高超声速激波辐射对红外成像系统的影响分析

带有红外成像探测系统的飞行器在大气层内高速飞行时,其光学窗口外高温激波流场的热辐射将降低成像探测的信噪比和探测距离。先根据近场辐射成像光路的几何关系推导了焦平面上单元像素接收的流场辐射功率和流场向其与窗口界面外发射的辐射亮度的函数关系,然后采用箱带模型描述流场的辐射机制,再求解辐射传递方程以计算该辐射亮度。计算了探测器上的流场辐射功率分布和目标的辐射成像结果。计算结果表明:激波流场为光学薄介质,其对目标辐射的吸收可以忽略;成像系统接收的流场辐射能量为非均匀背景噪声;当高度不变、马赫数增大时,该能量将增大,所以信噪比将减小;当马赫数不变、高度增大时,该能量将减小,所以信噪比将增大。     

高马赫飞行器迎风面与攻角对光学窗口周围流场的影响分析

为了提高高马赫飞行下光学窗口的光学性能,对比分析了基于气动光学效应三种飞行器模型不同攻角的马赫数场、密度场、温度场和压力场的流场结构及对光学性能的影响.首先, 根据飞行器与来流的迎风面,建立了三种飞行器典型模型;继而, 给出了0、5和10攻角飞行工况;然后,建立了基于Navier-Stokes方程和湍流模型的三种攻角流场分布;最后, 对比分析了宽平头体飞行器中三种攻角温度场作用下的光学系统传递函数.结果表明,马赫数场与密度场、温度场与压力场分别具有相似分布形式;相同飞行速度和攻角下,大迎风面的飞行器光学窗口周围温度与压力较小迎风面大;相同飞行器,较大攻角对应较大流场强度,攻角为0、5和10时传递函数分别为0.188,0.097和0.028.此分析结果可为高马赫飞行下光学窗口优化提供一定的理论依据.     

基于Fluent的飞行器流场建模与红外辐射特性分析

以某型战斗机为研究对象,通过三维建模与网格划分过程建立飞机的流场计算模型,基于商用CFD软件ANSYS Fluent 16.0对飞机的外流场特性进行数值模拟。计算中利用太阳射线追踪算法综合考虑了太阳辐射对机身温度场的影响,采用离散坐标法（DO辐射模型）对辐射传输方程进行耦合迭代计算,利用不带化学反应的组分输运模型（Species Transport Model）模拟燃烧后高温尾焰喷射过程,获得了飞机外流场的温度、浓度及尾流组分分布数据。简要分析了太阳辐射对温度场变化的影响,飞行马赫数对流场红外辐射的影响以及尾焰流场分布情况。分析表明:太阳辐射对蒙皮加热较小,最高升温效果仅为5 K左右,随马赫数的增加飞行器机身背部与腹部红外辐射强度差异明显,最高时腹部辐射强度为机身最大辐射强度2倍左右,激波作用下尾焰后方会出现最高450 K和580 K两个间断的核心高温区域,尾焰红外辐射强度分布符合梨形特征分布趋势。     

大气折射率高度分布模式及其应用

光束通过大气时,由于大气密度的不均匀性使光束发生偏折,光传播的程长增加及其轨迹产生弯曲,由此造成待测目标的角位置和距离的测量误差.分析了近几年新疆戈壁地区大气参数探空数据的主要结果,给出了大气参数的平均高度分布廓线,依据光波波段的折射率公式,利用以上结果计算了该地区折射率高度分布数据,通过模式拟合给出了该地区大气折射率指数分布模式和三参数伽马分布模式.详细分析了大气压强、温度、波长等因素单独对大气折射率的影响.应用该地区的大气折射率高度分布模式对光传输的大气折射效应进行了理论分析,给出了整层激光传输的折射角、蒙气差和大气色散.以期对该地区光传输折射效应进行修正.     

航空平台气动光学效应对激光通信光束影响

针对航空平台气动光学效应影响航空平台激光通信系统性能的问题,研究了航空器在不同飞行速度和海拔条件下,气动光学效应对激光通信系统通信光传输性能的影响。采用大涡模拟方法分别模拟了在不同飞行速度、海拔下激光通信系统周围的气动流场,计算得到流场的密度变化分布,并根据密度数据建立折射率场,采用龙格-库塔方法求解光束传播方程并进行光线追迹,计算并分析了通信光束经过气动流场后的全视场光程差分布和斯特列尔比。仿真计算结果表明：随着飞行速度的增大,流场密度的变化更为剧烈,光程差逐渐增大,斯特列尔比降低;在飞行速度相同的情况下,随着海拔的增加,流场密度波动减小,光程差减小,斯特列尔比有所提升。所研究成果对补偿机载激光通信过程中的气动光学效应产生的影响以及获得更好的通信质量具有一定指导意义。     

纳秒脉冲激光能量沉积激波减阻机理数值研究

为详细揭示纳秒单脉冲激光能量沉积激波减小波阻的机理,分别研究了单脉冲激光能量沉积与正激波相互作用、单脉冲激光能量沉积与弓形激波超声速流场相互作用。鉴于常用数值模拟方法不考虑空气的离解和电离,不能合理模拟激光能量沉积诱导等离子体热核的空间分布,采用泪滴形能量分布,且耦合有限速率化学反应模型,所得到的激波和热核演化过程的数值模拟结果与实验吻合程度高,验证了所提出模拟方法的合理性。分别选取马赫数为1.92条件下的正激波和弓形激波,入射激光能量大小为10.1 mJ和12 mJ,研究表明:单脉冲激光能量沉积诱导形成的等离子体热核通过正激波后,形成上下对称的涡环结构;在弓形激波条件下,在波后形成的低压涡环引起波阻减小,这是激波减阻的主要机理。     

高超声速飞行器楔面激波的光线偏折校正模型

天文定姿是飞行器实现高精度自主导航的重要技术手段之一。高超声速飞行器在飞行过程中会产生激波,造成光线偏折,影响星敏感器的观测和天文定姿导航的性能。现代高超声速飞行器多采用乘波体设计,其载荷舱部分可简化为楔面结构。论文聚焦高超声速飞行器上楔面激波,基于空气动力学理论,给出了高超声速楔面激波结构参数的解析计算方法,以及激波对光线偏折影响的量化测算模型。提出了一种利用解析计算结果控制光线偏折的校正模型,讨论了激波角测量误差在该模型中的传播,证明了激波角测量误差与其引起的校正效果偏差其呈负线性相关。仿真试验表明,在高度20 km、马赫数5-8的条件下,楔面上方形成稳定的激波结构,对入射光线造成的偏折可达6.8";解析计算方法获得的激波角参数与试验结果误差在0.1"以内。这意味着运用该模型来校正光线偏折的误差可以控制在激波角观测误差的量级,可以显著提升观测精度。     

基于数值模拟计算的返回舱再入黑障特性分析

为了研究返回舱再入黑障区等离子鞘套的特性,利用FASTRAN软件对返回舱再入黑障段进行数值模拟计算,获得了返回舱周围流场和气体电离等参数的分布特性。结果表明:返回舱再入段由于进行高超声速飞行,气体的压缩形成强的弓体激波,激波层内气体压强增大,温度升高,气体发生电离,产生NO+离子和电子等带电体,形成了包覆在返回舱周围的等离子鞘套。通过分析不同返回舱的计算数据,得出返回舱激波层后气体温度的变化与初始速度相关,压强的变化与初始速度和初始压强相关;激波层后气体离解的程度与振动温度相关,N2较O2发生离解的振动温度高;影响等离子鞘套的主要参数是平动温度和电子数密度,其大小和分布在不同返回舱的相同归一化距离下基本一致。     

强激光在超音速射流剪切层中传播的数值研究

以波长10．6μm、半径0．1m、强度10^6W的高功率CO2激光束穿过二维超音速自由射流剪切层流场为计算模型，研究了由于强激光束辐射加热对流场的干扰以及激光束穿过超音速射流剪切层后远场光强分布的变化。结果表明：在不同的马赫数下超音速射流剪切层流场对激光束远场强度分布影响明显不同，流场密度分布的微小变化都会使光束远场强度分布产生显见的不同；对于透过超音速射流流场的非聚焦的强激光束，由强激光束所产生的辐射加热对流场所造成的干扰可以忽略。     

时间平均流场对星图影响的仿真研究

针对高超飞行器在飞行过程中产生的高速流场光学传输效应对星图的影响,运用雷诺平均法对飞行器边界湍流流场参数进行了计算,采用光线追迹法计算了星光在高速流场中的传输路径,应用物理光学法计算得到时间平均流场的光学传递函数,最后对气动光学效应退化星图进行了模拟。仿真结果表明．时间平均流场使得星光传输发生偏移和模糊,导致畸变星图中...