临近空间超声速航空遥感器光学窗口热光学评价

为提高航空遥感器光学窗口的光学性能,对处于临近空间超声速飞行状态下熔石英材料的光学窗口进行了热光学评价。分析了光学窗口所处的飞行环境,根据空气动力学原理,计算了平均对流换热系数与马赫数的关系。根据热流密度,模拟了光学窗口温度场分布;计算了内外表面温差所引起的光程差;并分析了光学窗口热变形对航空遥感器光学系统传递函数的影响。分析结果表明:由热变形带来的光学窗口光程差PV=130.5 nm,满足光学设计要求(PV1/4)。此研究结果可为光学窗口系统设计提供必要依据。     

高马赫飞行条件下光学窗口数学模型的建立

航空遥感器是获取地面信息的重要工具,高马赫飞行条件下光学窗口的数学模型是开展高速航空遥感成像研究的基础。高马赫飞行会对光学窗口的形状和折射率分布造成影响,进而影响遥感器的成像质量。为保证或提高航空遥感器成像质量,需要研究高马赫飞行条件对窗口造成的影响,即建立该条件下光学窗口的数学模型。首先,给出高马赫飞行条件下有关光学窗口的问题描述,并给定输入参数和进行分析的边界条件;然后,分别建立光学窗口的温度场模型和面型模型,并进一步建立折射率与温度间的函数关系;最后,推导得到高马赫飞行条件下光学窗口的数学模型。     

不同高度对0°～15°攻角气动光学成像偏移的影响

飞行器在高速飞行过程中，头部产生湍流流场，该流场使机载光学系统接收的目标图像发生偏移、模糊和抖动，这种气体流场对光学传播和光学成像的影响或作用称为气动光学效应。文中研究了典型钝头飞行器在不同高度对0°～15°攻角气动光学成像偏移的影响。使用软件对一种典型的钝头飞行器进行了建模和网格划分，基于计算流体力学使用Fluent作了大量的模拟计算，获得了飞行器不同工况下的周围的流场密度。通过密度和折射率的对应关系，得到了飞行器周围相应的折射率分布。使用反向光线追迹和停止准则，获得了成像偏移数据。结果表明：随着高度的增加，飞行器周围的大气密度减小。尽管不同高度的光线传播路径折射率分布图有着相同的变化趋势，但却有着不一样的变化程度。高度越大，光线传播路径上的折射率分布越平坦，成像偏移越小。从成像偏移斜率来看，随着高度的增加，成像偏移斜率越接近于0；随着攻角的增加，成像偏移斜率在往0的负方向增大。从成像偏移斜率的角度分析，低高度和大攻角都会引起较大的成像偏移值的变化。     

高超声速飞行器激波层产生的光折射效应数值模拟

用结构网格Godunov有限体积计算格式,模拟了高马赫数钝头体的全流场和激波层的特性,根据气压和密度的分布对流场进行了均匀层、激波层和非均匀层的划分,数值模拟了高超声速飞行器头部产生的高压、高密度的激波层对光束产生的折射效应.结果表明,高马赫数下飞行器产生的激波,在很大程度上影响了光束的传输,通过模拟三维空间大气的流场压力和密度,进行光学计算校正光束通过激波层产生的折射误差是可行的.     

气动光学图像仿真与处理关键技术研究

气动光学效应发生于导弹在大气层中高超声速飞行的过程中,导弹头部的光学头罩与大气发生剧烈的摩擦,对目标图像产生图像传输干扰和热辐射干扰,产生图像模糊、抖动和偏移,对比度降低等气动光学退化效应.对高速导弹退化图像的仿真分为两部分:第一部分是对由高速气流引起的图像的模糊和抖动的仿真.第二部分是对由高速热流产生的图像对比度降低的气动热辐射退化的仿真.对第一部分气动退化图像的仿真,采用根据实际弹道参数(飞行高度,飞行速度,头罩半锥角,攻角)和几种不同流场条件下气动光传输模型模型相结合的方法.根据流场的速度,状态,将高速流场分为湍流场和层流场.根据气动参数和湍流流场光传输模型确定点扩展函数的大小,方差等参数.根据气动参数和层流流场光传输模型确定点扩展函数中心位置的抖动和偏移.实验表明,根据这种方法仿真的气动光学退化图像符合实际情况下不同飞行弹道参数图像的气动退化变化规律和退化程度,与直接数值模拟方法(Direct Numerical Simulations),大涡模拟方法(LarRe Eddy Simulation)等方法相比,适用范围更广,计算量大大降低,并且可以实现实时仿真序列气动退化图像.对第二部分气动热辐射退化图像的仿真,采用对热效应产生的各个过程进行分别仿真建模的方法.首先,对由于高速飞行,头罩与空气摩擦产生的温度场进行建模.利用飞行参数,如飞行高度,飞行马赫数,攻角和高速可压流体模型,计算出头罩表面温度场变化.再根据头罩的材质,厚度和热传导模型计算出头罩平均温度场.根据头罩平均温度场分布,发射率,探测器系统距离,通过普朗克公式得到温度场的辐射功率.最后,根据探测器的物理参数,可以将辐射功率转化为等效信号电压值,得到数字图像的气动热辐射退化灰度值和退化图像.对气动退化图像的处理,采用退化复原算法与实际弹道参数(飞行高度,飞行速度)相结合的方法.与以往的图像复原算法不同,采用的气动退化图像的复原算法利用了先验条件参数,如导弹的飞行高度,飞行马赫数.实验表明,利用这些条件参数,可以更有效、更准确地复原退化图像.结合实际气动弹道参数,实现了最大后验概率算法(MAP算法),总变分算法(TV算法),最大似然算法(ML算法)和相邻帧算法等算法,对气动退化图像进行复原,得到了较为准确和稳定的处理结果.与传统的复原算法相比,程序运行步骤数目减少,算法的处理速度大大提高,复原的准确性也得到了增强,并且可实现序列退化图像实时复原处理.     

光学头罩绕流流场气动光学效应数值模拟

以红外成像制导技术在高速拦截器上的应用需求为背景,进行了光学头罩绕流流场气动光学效应数值模拟.应用雷诺平均NS方程并选取了适当的湍流模型,对凹窗、凸窗和球头3种光学头罩的高速飞行器绕流流场进行了数值模拟,得到了绕流流场密度分布;研究了脉动流场引起的气动光学传输效应的计算方法,应用几何光学、物理光学和统计光学方法进行了光学传输效应计算,得到了点扩散函数,即像面光强分布.通过瞄视误差、Strehl比、含能半径等气动光学效应参数描述了流场引起的成像畸变,并分析了不同外形、飞行状态和光学系统参数对光学传输效应的影响.     

高空高速环境热光学分析及光学窗口设计

为提高高空高速环境下机载光谱相机光学系统的成像性能,分析了飞行高度对光学窗口面型变形的影响,合理设计光学窗口厚度。基于有限元流固耦合、流热耦合模型,仿真高空高速环境下气动压力、气动热载荷对光学窗口的作用,分析了飞行高度对不同厚度光学窗口面型变形的影响;初步选择光学窗口厚度,利用Zernike多项式对该光窗面型变形进行拟合并输入光学软件,以MTF及波相差为评价指标,分析了光学窗口变形对光学系统成像性能的影响,最终确定合理的光学窗口厚度。结果表明:飞行器在5～30 km高空以3 Ma速度、5毅攻角飞行时,口径200 mm的光学窗口合理设计厚度为15 mm。为不同飞行高度范围光学窗口厚度的选择及优化提供了一定依据。     

超音速飞行器光学窗口气动压力载荷分析

为了提高光学窗口设计的可靠性与使用性能,对超音速飞行器进行了计算流体力学分析,得到27种飞行状态下光学窗口的气动压力载荷分布.通过有限元建模仿真,计算了窗口在各压力载荷状态下的应力和变形.通过分析变形对光学成像的影响可知,ZnS平板的两个变形面在光学上具有相互补偿的作用,因此,压力载荷下的变形对光学成像的影响可以忽略.为了使窗口设计满足使用强度要求,在最严酷的一种飞行状态下,分析了不同厚度ZnS窗口玻璃的变形和应力,当平板厚度为10mm时,能够在结构强度和质量之间达到设计的平衡.此分析结果对高速载体的光学窗口设计具有一定的指导作用.     

高超声速拦截弹绕流红外辐射特性数值模拟

研究拦截弹绕流红外辐射特性对红外导引头设计具有重要意义。基于求解化学非平衡Navier-Stokes方程的方法,对高超声速拦截弹化学反应绕流进行数值模拟。在此基础上,基于谱带辐射模型,对拦截弹侧面的光学窗口附近流场在0.8~20 m波段的光谱辐射特性进行数值计算,分析窗口附近流场红外光谱辐射随飞行参数的变化特征和规律。研究表明:拦截弹窗口流场光谱辐射主要来源于CO2和NO分子的振动-转动谱带;飞行马赫数一定,窗口流场光谱辐射沿飞行高度的变化规律主要由流场中气体分子的数密度分布主导;飞行高度一定,窗口流场光谱辐射随飞行马赫数的变化规律主要由流场温度控制,随着飞行马赫数增大,流场中NO分子的光谱辐射效应增强。     

利用红外热图开展通用航空飞行器气动热特性试验

为了对通用航空飞行器（CAV）从近连续流到稀薄过渡流气动热特性进行研究,用红外热图技术在地面试验中测量了在典型轨道参数状态下CAV表面的热流分布。首先介绍了气动热试验研究所用的高超声速低密度风洞、红外热像仪等主要仪器设备的性能参数以及高超声速通用航空飞行器模型。其次介绍了高超声速低密度风洞气动热试验采用的3种模拟准则即粘性干扰参数、总焓与壁面焓差参数和克努曾数。最后,在马赫数M=7、12,攻角=0、12、24试验条件下,获得了CAV模型迎风面、背风面、侧面典型的流场结构图、红外热图和热流分布,并对CAV模型在不同状态下迎风中心线与翼前缘热流的试验结果、迎风中心线试验结果与工程计算结果进行了比较。研究表明:翼边缘热流大小呈现马鞍形分布,攻角变化对气动加热影响比较明显。     

超音速共形光学系统动态热差实时校正研究

随着科技的发展,高速度飞行器对成像质量的要求越来越高。研究了含共形整流罩系统在超音速飞行时由于摩擦生热对其产生的光机性能影响,设计了应用长径比为1的共形整流罩的共形光学系统,系统采用楔形镜进行视场扫描,瞬时视场2=4,扫描视场2=60,完成了速度为3Ma、攻角为0共形整流罩空气动力学仿真实验,得到了共形整流罩在超音速飞行情况下的表面温度分布值,通过流固耦合,计算出整流罩在高速飞行时不同时间段的面型变化量。通过拟合,将热形变量以Zernike系数的形式施加到共形光学系统中,观察其对成像质量的影响。结果表明:共形整流罩在飞行中所引入的动态像差会对光学系统的成像质量产生影响。为保证系统精度,文中通过采用空间光调制器（Spatial Light Modulator,SLM）对不同时刻的像差进行校正,校正后系统成像质量接近衍射极限,实现了对共形光学系统在高速飞行下所产生的动态热像差进行校正,对高精度飞行器有着重要科学意义。     

整流罩气动加热对红外成像系统像质的影响

导弹高速飞行时,整流罩的气动加热会导致整流罩具有较高的温度,并且承受较大的气动载荷。利用ANSYS软件计算在500℃高温和4个大气压气动载荷下热压硫化锌红外平板窗口和同心球形整流罩的变形情况,并采用ZEMAX光学设计软件分析了变形对红外成像系统像质的影响。针对视场角13、焦距70 mm、F数为1的红外长波成像系统进行了气动加热影响下的像质分析,结果表明:红外平板窗口的变形对成像系统所有视场的调制传递函数（16 lp/mm）几乎没有影响;同心球形整流罩的变形导致成像系统的调制传递函数最大下降了2.56%。     

高速湍流流场气动光学传输效应研究

高速飞行器在大气层中高速飞行时,其头罩表面受大气气流的影响产生严重的气动光学效应。头罩周围湍流流场的高频变化,将影响来自目标的红外辐射光线的传输,使导引头成像器中目标图像产生模糊、抖动、偏移和能量衰减,给红外成像末制导带来不利影响,降低导引头对目标的探测、跟踪与识别能力,进而影响末制导精度。以红外成像制导技术在高速拦截器上的应用需求为背景,进行了高速湍流流场光学传榆效应理论计算基本方法的分析,介绍了建立的数学模型和仿真软件,最后给出了典型状态下的计算结果。     

高空环境对航空遥感器光学窗口的影响

为提高航空遥感器光学窗口的光学性能,从空气动力学环境和大气环境两个方面分析了高空环境对光学窗口的影响。根据空气动力学原理,计算出飞行马赫数和雷诺数,以确定光学窗口所处的飞行环境;依据纵掠平壁理论,计算出光学窗口外表面的平均对流换热系数,仿真光学窗口温度分布,分析了轴向温差对光学窗口的影响。分析高空大气环境下光学窗口玻璃出现结霜原因及影响,并提出预防结霜的解决方案。最后针对某航空遥感器光学窗口进行飞行试验,结果表明分析的结论正确,提出的解决方案合理可靠,可为其他航空光学窗口设计提供依据。     

航空遥感器光学窗口光机热一体化设计

为减小光学窗口对航空光学遥感器成像质量的影响,对光学窗口的窗口玻璃厚度进行了优化设计。根据强度理论确定了窗口玻璃最小厚度。依据纵掠平壁理论计算出光学窗口外表面的平均对流换热系数;以热光学为基础,仿真了航摄时光学窗口的瞬态温度场分布;计算了光学窗口在热-力耦合作用下不同窗口玻璃厚度时的波像差(PV和RMS),最终确定了矩形光学窗口(290 mm×140 mm)的玻璃厚度为17 mm。试验结果表明:特征频率为60 lp/mm时光学系统传递函数为0.304,并获得了稳定、清晰的航摄图像。成功实现了光学窗口的光机热一体化设计,可为其他航空光学窗口设计提供参考。     

大攻角下基于信息融合的攻角/侧滑角估计方法

攻角和侧滑角是飞控系统和导航系统的重要参数。针对高性能飞行器在大攻角飞行时攻角和侧滑角不能精确测量问题,引入飞行动力学模型,选取姿态、姿态角速率、气流角和速度等飞行参数作为状态向量,以惯性导航系统提供的姿态、姿态角速率、加速度组成观测向量,构建扩展卡尔曼滤波器,融飞行动力学模型求解和状态估计的过程为一体,实现攻角和侧滑角实时精确估计。利用X-Plane系统的飞行仿真数据对攻角/侧滑角估计方法的可行性和有效性进行了验证。仿真结果表明,该方法不仅具有较高的精度、良好的稳定性和鲁棒性,而且可提高大气数据系统的测量范围和可靠性,能够有效地适用于大攻角飞行环境下攻角和侧滑角的测量。