尾焰
- 縮比火箭發(fā)動機尾焰等離子特性研究
層內飛行時，火箭尾焰與環(huán)境空氣間相互作用，致使尾噴流具有強瞬態(tài)、強湍流和高度非線性耦合的特點，呈現出燃燒及電離反應、激波、膨脹波、湍流漩渦、流動分離、邊界層分離等多尺度、多物理場耦合共存的復雜流場結構［2］。上述強非定常和非均勻流場意味著分離體受到多重因素耦合作用下的復雜不穩(wěn)定氣動力，影響飛行的穩(wěn)定性。由此可知，正確理解火箭低空飛行過程中尾部噴流反應流場以及電磁特性，即火箭發(fā)動機尾焰等離子特性，是揭示火箭尾焰與荷電云層以及低空稠密大氣間氣動力/熱以及電磁作
導彈與航天運載技術 2023年5期2023-12-17
- 固體火箭發(fā)動機尾焰中顆粒速度的粒子軌跡法測量①
[10]。發(fā)動機尾焰中顆粒速度的實測數據可以用來驗證固體火箭發(fā)動機中兩相流的理論分析和數值計算[11],為新一代發(fā)動機能量損失模型構建提供數據支撐。因為顆粒慣性正比于粒徑的平方,大顆粒的慣性更大,所以大顆粒對于噴管的侵蝕作用也更明顯。此外,發(fā)動機尾焰流場中存在激波引起的氣流速度突變,這種突變對小顆粒和大顆粒的影響也可能完全不同。因此,測量尾焰中大尺寸顆粒的速度對于正確認識發(fā)動機尾焰流動具有重要的實際意義。然而,測量固體火箭發(fā)動機尾焰中的顆粒速度存在諸多困難
固體火箭技術 2023年5期2023-11-14
- EODAS彈道導彈預警能力仿真研究
彈的紅外輻射包括尾焰紅外輻射、尾噴管口紅外輻射和氣動加熱的蒙皮紅外輻射。在助推段EODAS探測不到尾噴管口，因此下面不討論。在自由飛行段導彈的紅外輻射只考慮彈頭蒙皮的紅外輻射。4.1 尾焰紅外輻射模型尾焰可分為穩(wěn)定區(qū)和混合區(qū)，如圖4所示[11]。穩(wěn)定區(qū)內溫度恒定。穩(wěn)定區(qū)向外直至尾焰邊界為混合區(qū)，溫度逐漸下降。設尾噴口直徑為DP，混合區(qū)尾焰最寬處直徑為Dw，穩(wěn)定區(qū)的長為L1，尾噴口到混合區(qū)最寬處的長度為L2?？蓪⒎€(wěn)定區(qū)看為長軸為L1，短軸為DP/2的半個長軸
兵器裝備工程學報 2023年3期2023-04-03
- 固體火箭發(fā)動機尾焰溫度場特性建模與分析*
重要支撐。其中，尾焰溫度場的測試對火箭發(fā)動機來說至關重要。西安電子科技大學的趙文娟對固體火箭發(fā)動機尾焰流場進行了研究分析，使用經驗公式計算發(fā)動機尾焰流場，結果表明,含氧量越高，最小點火能量越低[1]。北京理工大學的王偉臣等人通過建立尾焰的計算模型研究了固體火箭發(fā)動機尾焰規(guī)律，使用歐拉和拉格朗日相結合的方法對尾焰流場進行數值計算，結果表明不同點火劑量的增加對尾焰有著顯著影響[2]。綜上所述，目前,國內外對于航空發(fā)動機燃燒室方面的技術研究,基本都是關注結構和流
傳感器與微系統(tǒng) 2023年1期2023-02-02
- 基于粒子系統(tǒng)的尾焰紅外圖像實時仿真技術
、發(fā)動機尾噴口、尾焰等。其中，尾焰由于發(fā)動機燃燒產生的大量高溫高速燃燒產物，會向外發(fā)出強烈的紅外輻射。因此，尾焰是紅外探測技術中對典型空中作戰(zhàn)目標進行精確打擊的重要特性之一。由于受飛行狀態(tài)、氣體成分以及工作環(huán)境等因素的影響，尾焰一方面在外形上具有不規(guī)則性和隨機性，導致很難采用常規(guī)的三維建模方法對尾焰進行構建，另一方面由于尾焰的非均勻性以及選擇吸收性，采用理論方法計算生成紅外圖像往往存在計算量大、計算耗時等問題。隨著計算機圖形學的發(fā)展，粒子系統(tǒng)逐漸成為模擬不
系統(tǒng)仿真技術 2022年4期2023-01-17
- 粉煤灰基沸石用于飛行器尾焰紅外抑制的分析與展望
被發(fā)掘用于飛行器尾焰紅外輻射的抑制材料。飛行器的運用對于現代戰(zhàn)爭起著決定性作用,對國家的軍事力量和世界格局變化有著重大影響。飛行器的機動性能和安全性能顯得格外重要。飛行器通常面臨的威脅主要包括防守方的紅外、雷達和聲學等探測系統(tǒng)和制導導彈[1]。目前大多數探測器采用紅外探測,由于紅外探測為被動探測,隱蔽性較好,不易被飛行方發(fā)現,并且可以實現全天候持續(xù)工作[2],因此50%以上制導導彈采用紅外制導。根據資料表明,紅外制導的空空導彈與雷達制導的導彈相比其擊落的目
無機鹽工業(yè) 2022年3期2022-03-11
- 迎頭方向隱身導彈紅外輻射特性分析
，降低導彈表面和尾焰的輻射率或者溫度，從而降低或者改變導彈的紅外輻射特征[5-8]。目前公開報道的隱身導彈有：美國AGM-158B、AGM-158C、AGM-129 等隱身導彈，俄羅斯Kh-59MK2、Kh-102 等隱身導彈，法國風暴陰影等[9-10]，其中AGM-158B、風暴陰影已經在敘利亞空襲中得到應用。AGM-158C 隱身遠程反艦導彈（LRASM）是美軍目前最新型的多平臺發(fā)射的隱身亞音速巡航導彈，具有射程遠、隱身性好、抗干擾能力強、智能化程度高
應用光學 2022年1期2022-02-28
- 導彈尾焰對紅外搜索跟蹤系統(tǒng)的干擾分析
視場內，由于導彈尾焰的紅外輻射特性與目標相似，因此會對IRST跟蹤真實目標產生干擾。目前國內外還沒有專門針對導彈尾焰的抗干擾研究。Simmons認為導彈尾焰包含水、二氧化碳、臭氧、含金屬離子的分子等多種混合物[1]。Kuzmin等人通過仿真得出導彈尾焰的紅外特征光譜分布在2.7μm和4.3μm附近[2]。唐善軍研究了一種基于目標和紅外誘餌彈不同運動模式的旋轉導彈導引頭抗干擾方法[3]。楊開，李少毅研究了基于樸素貝葉斯分類器的空中紅外目標抗干擾識別方法[4]
電子測試 2021年23期2022-01-22
- 發(fā)動機尾焰微波衰減測試方法研究
引 言發(fā)動機的尾焰會對電磁波信號的幅值造成衰減，也會使其相位發(fā)生變化，這是由于發(fā)動機的推進劑在燃燒時，會產生溫度高，流速快的尾焰，尾焰羽流由高濃度帶電離子、中性粒子、自由電子等組成，形成不均勻等離子體。當電磁波信號穿過尾焰時，該混合體對信號產生吸收、反射及散射等作用，從而造成信號的衰減。此外，微波衰減的大小受通過尾焰的路徑長度和角度的影響，與發(fā)動機結構、推進劑組分等有關。為了探索發(fā)動機尾焰對微波的衰減效應，國內外很多研究機構都開展了測試方法研究。2 發(fā)動
宇航計測技術 2021年1期2021-08-17
- 尾焰中的“馬赫環(huán)”
我們一起認識火箭尾焰吧！說起尾焰，大家首先想到的肯定是超大的“火苗”。但是如果你仔細觀察這巨大的“火苗”就會發(fā)現，其實它是由一串等間距圓環(huán)構成的。人們將這種結構稱為“馬赫環(huán)”。當然，并不是在所有的尾焰中都能看到馬赫環(huán)，只有當火箭和飛機的速度超過音速且達到一定溫度時，其尾部噴出的氣體在內外壓力不一致的情況下，產生膨脹、壓縮的循環(huán)現象，我們才能看到馬赫環(huán)。在我們看到的各種尾焰中，馬赫環(huán)總是以完美的間隔出現，但其中也存在細微的差別，因為各種發(fā)動機所采用的噴管形狀
百科探秘·航空航天 2021年8期2021-08-16
- 射流尾焰二次燃燒數值模擬
）固體火箭發(fā)動機尾焰中含有大量未完全燃燒的高溫氣體，與空氣中的氧氣發(fā)生二次燃燒會增加尾焰溫度，增大了尾焰的輻射強度[1]。此外，高溫、高壓的燃氣射流對飛行器的可靠性和安全性也會造成一定的威脅。因此，在火箭發(fā)動機尾焰流動研究中考慮二次燃燒是極其必要的。近些年來，國內外學者對二次燃燒方面做了大量的研究工作。楊越等[2]介紹了幾種高精度數值模擬，為發(fā)動機燃燒室等工程應用設計提供可靠的預測模型。Torii[3]采用渦耗散模型研究了圓錐噴管中氫氣的燃燒特性，研究結果
安陽工學院學報 2021年4期2021-07-26
- 噴管類型對飛行器排氣系統(tǒng)輻射特性的影響
元矩形S彎噴管的尾焰核心區(qū)域面積最小，約為軸對稱圓形噴管的60%；在矩形噴口的寬邊探測面上，二元矩形S彎噴管的紅外輻射強度最小。3類噴管中，二元矩形S彎噴管隱身性能最好，二元矩形噴管次之，軸對稱圓形噴管最差。飛行器；尾噴管；尾焰；溫度場；紅外輻射0 引言隨著紅外探測與制導技術的迅猛發(fā)展，飛行器的生存受到嚴重威脅，數據顯示，在現代戰(zhàn)爭中，有75%～80%的戰(zhàn)損飛行器是被紅外制導武器擊落的。飛行器的主要紅外輻射源有蒙皮、尾噴管及尾焰，當飛行速度小于1.5時，整
紅外技術 2021年6期2021-07-06
- 寬帶k分布模型計算液體火箭尾焰輻射信號
-8]。分析火箭尾焰輻射信號所使用的最準確的輻射特性計算模型是基于精確光譜數據庫的逐線法(LBL)[9-11]。但因LBL計算需要大量的計算資源和計算時間,所以LBL僅作為基準用來判斷其他模型的計算精度的標準。統(tǒng)計窄帶模型(SNB)和窄帶k分布模型常用來計算火箭尾焰輻射信號[12-14],然而由于SNB模型的計算公式是基于氣體投射率而不是吸收系數,很難用于多維介質的計算。同時,當應用于非等溫和/或非均勻介質時,SNB模型需要進一步的近似,例如Curtis-
激光與紅外 2020年11期2020-12-04
- 固體火箭尾焰等離子體特性影響因素數值仿真
管噴出，形成高溫尾焰，尾焰組分發(fā)生電離，形成稠密不均勻的弱電離等離子體[1-2]，對火箭進行測控時發(fā)現，電磁波穿過火箭尾焰時會受到嚴重干擾[3-8]。研究火箭尾焰等離子體的各項特征參數(等離子體濃度、等離子體頻率)對于研究火箭尾焰對電磁波的干擾作用意義重大。近年來，中外對火箭尾焰等離子體特征參數的研究不斷深入。Fromentin-Denoziere等[7]描述了尾焰中堿金屬元素的電離過程；Smoot等[8]描述了尾焰中自由電子的分布規(guī)律，預測了雷達信號在尾
科學技術與工程 2020年7期2020-04-22
- 一種實用的火箭尾焰粒子輻射參數計算方法
37)1 引 言尾焰中固體粒子具有溫度高、發(fā)射率強等特點,對尾焰整體紅外輻射特性具有顯著影響,因此固體粒子輻射參數計算對于尾焰輻射分析[1]和溫度反演[2]等方面都非常重要。目前已有學者針對這一問題開展研究,Reed 等人對尾焰粒子輻射參數計算開展了探索[3],張小英等人[4]建立尾焰中粒子輻射參數計算模型,但在計算固體粒子吸收指數時采用的方法需要獲取雜質摩爾分數以及激活能,參數難以準確獲取且計算較為復雜,此外該研究未考慮尾焰中固體粒子粒徑分布規(guī)律方法。李
激光與紅外 2020年3期2020-04-08
- 復燃對液體火箭返回階段底部熱環(huán)境的影響
段復燃對液體火箭尾焰光譜和波段紅外輻射強度的影響；蔡紅華等［15］對地面階段的液氧煤油發(fā)動機尾焰復燃反應前后對于平板壁面的沖擊特性的影響開展了研究。目前國內外針對運載火箭的底部熱環(huán)境研究較多，涉及復燃效應較少，并且集中在上升階段，關于返回階段復燃熱現象及其對底部熱環(huán)境影響規(guī)律的研究未見文獻報道。本文采用數值分析方法，建立了相應的流場、復燃、熱輻射計算模型，對垂直起降液體火箭在返回階段的發(fā)動機反向噴流及復燃現象進行數值模擬，并考察復燃噴流對箭體側面和底部以及
上海航天 2020年1期2020-02-26
- 固體火箭尾焰雷達散射截面數值計算
究發(fā)現，固體火箭尾焰會對測控信號產生嚴重的干擾[4,5]，這種干擾會影響到發(fā)射場對火箭的遙測，當測控信號電磁波頻率低于尾焰等離子體振蕩頻率時，測控信號無法穿過尾焰；當測控信號電磁波頻率高于尾焰等離子體振蕩頻率時，測控信號雖然可以穿過尾焰，但會受到嚴重的衰減[6～8]。目前，用于減輕等離子體對測控信號干擾的措施是提高電磁波頻率[9,10]，但對于正常使用的中低頻雷達，通過提高電磁波頻率來減輕干擾的效果有限，因此，研究電磁波頻率小于等離子體振蕩頻率時的干擾作用
導彈與航天運載技術 2019年5期2019-11-12
- 火箭發(fā)動機有遮擋情況的尾焰紅外輻射計算
引言火箭發(fā)動機尾焰具有高速、高溫、大流量的特點[1]，會產生強烈的紅外輻射特性。對于結構復雜的火箭發(fā)動機系統(tǒng)，其主發(fā)動機和多個姿控游機會產生多個尾流流場，這些發(fā)動機和渦輪排氣出口組件等結構會對一些位置產生遮擋效應，使得該位置的輻射量數值變小，影響了整體的熱流密度分布[2]。同時，由于實驗測量尾焰紅外輻射強度成本較高且不易實現[3]，故數值仿真尾焰紅外輻射強度成為了一種成本低并且可靠的研究方式。運用反向蒙特卡洛方法(Backward Monte Carlo
火箭推進 2019年5期2019-11-05
- 電磁波在固體火箭尾焰中的折射軌跡研究
的弱電離等離子體尾焰[1-3]，在火箭發(fā)射的測控過程中發(fā)現，火箭尾焰會對測控信號產生嚴重干擾作用[4-9]。火箭尾焰對測控信號的干擾分兩種情況，當測控信號頻率小于尾焰等離子體振蕩頻率時，測控信號將在尾焰表面發(fā)生全反射，無法穿過尾焰，不能被箭體有效接收；當測控信號頻率大于尾焰等離子體振蕩頻率時，測控信號可以穿過尾焰，然而，由于帶電粒子之間的碰撞吸收作用會產生一定的能量衰減，同時會發(fā)生反射與折射而改變電磁波的傳播軌跡[10-12]，也會對測控信號產生嚴重干擾，
兵器裝備工程學報 2019年9期2019-10-22
- 電磁波在固體火箭尾焰中的衰減特性研究
416)固體火箭尾焰是一種稠密不均勻的弱電離等離子體[1],對測控信號具有強烈的干擾作用[1-3]。Mathur A[2]使用菲涅爾衍射法計算了尾焰引起的電磁波衰減，研究了電磁波不同入射角對衰減的影響。Bartel V D V等[3]在考慮尾焰中燃燒產物以及噴管下游的環(huán)境空氣的情況下，建立了等離子體衰減模型。Yu Y等[4]提出了一種新的三維時域有限差分法，用來模擬電磁波在各向異性磁化等離子體中的傳播衰減過程。Fromentindenoziere B等[5
兵器裝備工程學報 2019年8期2019-09-02
- 導彈尾焰等離子體對遙測信號影響建模方法
發(fā)射過程中產生的尾焰,是推進劑燃燒后經尾部噴管噴出的一種高溫高速的湍動氣流[1]。導彈試驗過程中,頻繁出現遙測信號會因尾焰的干擾而發(fā)生強烈衰減或中斷,通過反復試驗測量其干擾特性耗費周期長、投入成本高,數值和仿真建模方法成為研究的重要手段。針對尾焰干擾問題已開展了多項研究,某課題開展了火箭尾焰沖擊干擾效果影響方面的研究,但其主要研究方向為火箭發(fā)射后尾焰與地面撞擊產生的沖擊流場[2],未對信號空中傳輸進行探討。某研究分析了固體火箭尾焰對測控系統(tǒng)干擾的原因,但未
探測與控制學報 2019年3期2019-08-28
- 沖關我最棒
有什么特點？A.尾焰為紅色B.尾焰為藍色C.無尾焰Q8.鉀元素的焰色反應呈什么顏色？A.黃色B.紅色C.紫色Q9.五顆行星在天空中呈多少度分布時，才能形成五星連珠的景象？A.小于45度B.大于45度C.等于45度Q10.恒星靠近觀測者時，會發(fā)生什么現象？A.紅移B.藍移C.隱匿2019年第10期“沖關我最棒”答案1.A 2.C 3.B 4.C 5.B 6.A 7.C 8.B 9.C 10.C2019年第7-8期獲獎名單北京：楊雨鑫 天津：許嘉航 河南：胡康
百科探秘·航空航天 2019年11期2019-01-15
- 導彈助推段天基預警探測綜述
推段導彈來說,其尾焰在天基紅外成像中以弱小目標形式表現,缺少目標形狀、波紋等信息[8]。對于紅外圖像來說,多以復雜背景為研究前提,弱小目標為檢測對象。由于缺乏目標信息,檢測算法相對復雜,檢測結果準確率不能保證。對于光譜圖像來說,除具有紅外圖像包含的信息外,還具有光譜信息,以導彈尾焰光譜為對象,不僅能夠達到目標檢測的目的,還能對目標進行簡單識別[9]。2 系統(tǒng)組成及工作方式“天基紅外系統(tǒng)”由地面站、低軌衛(wèi)星、高軌衛(wèi)星組成[10-13]，如圖1所示。高軌衛(wèi)星(
激光與紅外 2018年8期2018-08-28
- 某型液體火箭發(fā)動機噴注參數與尾焰紅外圖像特征研究
0 引 言發(fā)動機尾焰紅外圖像的研究主要在以下兩個方面：a）利用尾焰紅外輻射能量大、紅外圖像突出的特點，來識別目標飛行器；b）對尾焰紅外圖像本身特征的研究。胡炳梁等[1]成功研制了中國第1個超聲速機載紅外測量吊艙系統(tǒng)，為測量目標機尾焰紅外特性提供了有效的測量手段；史麗芳等[2]完成了飛機尾焰紅外圖像識別軟件系統(tǒng)，該系統(tǒng)利用低空衛(wèi)星攜帶的紅外熱像儀來探測目標，并根據各個階段尾焰呈現的不同特性（形體特征、溫度）來檢測與識別來襲飛機，及時預警并主動攻擊，具有較高的
導彈與航天運載技術 2018年3期2018-07-06
- 一片泡騰片的生命
就像火箭發(fā)射時的尾焰，緊接著氣泡就像成群結隊的沙丁魚一樣，爭先恐后地涌向水面。泡騰片在水里越來越小，水的顏色越來越深，逐漸變成泡騰片的顏色。就在泡騰片即將溶（róng）解完的時候，它“嗖”地沖到了水面上，很多小碎片分解、掉落、消失……泡騰片結束了它的生命，換來了一杯酸甜可口的橙汁。小娜插話：“像火箭發(fā)射時的尾焰”，“像成群結隊的沙丁魚”，兩個形象的比喻句，再加上一系列準確、生動的動詞，讓這個小片段表現力十足，畫面感很強。小星星，請你動筆畫出其中的動詞吧！
新作文·小學低年級版 2018年4期2018-05-28
- 固體火箭點火超壓形成機理與影響因子研究
]。針對固體火箭尾焰復燃問題，姜毅等建立含組分輸運方程和化學反應動力過程的復燃流場控制方程,并利用基于MUSCL ROE格式的有限體積法進行求解計算。計算結果給出了尾噴焰流場的流場結構和燃氣組分分布情況[16]。魏祥庚等采用大渦模擬研究了支板火箭射流和空氣來流形成的超聲速反應混合層的摻混燃燒過程,獲得了燃燒室內詳細的流場結構和流動特征，分析了強射流條件下超聲速反應混合層的特性[17]。以上文獻為固體火箭點火超壓的研究提供了重要的計算模型和仿真手段參考。影響
宇航學報 2018年3期2018-04-03
- 導彈尾焰對多頻連續(xù)波雷達影響研究
于彈丸測量，導彈尾焰以及目標尺寸是影響導彈主動段測量的重要因素。本文以某型X波段多頻連續(xù)波測量數據為基礎，從微波衰減和測量精度兩個方面分析主動段導彈尾焰的影響，確認雷達跟蹤測量中異常問題的原因，并依據研究結論提出針對性的應對策略以提升雷達參試效果。1 導彈尾焰的微波衰減帶有固體發(fā)動機的導彈，其飛行彈道按照受力情況可以分為主動段、自由段和再入段。主動段飛行中，燃料在發(fā)動機燃燒室里高溫燃燒，從噴嘴噴出高溫尾氣，因高溫和化學機制將導彈尾部的空氣電離，形成等離子體
雷達科學與技術 2018年1期2018-03-22
- 空中目標紅外測量圖像自動判讀方法研究
主要是跟蹤發(fā)動機尾焰[3]，但是并沒有發(fā)現關于發(fā)動機尾焰跟蹤定位方面的文獻。至于判讀定位精度，大多數集中在提高標準目標跟蹤定位的算法精度上[4]，對于實驗室的典型圖像效果較好，而對實際測量目標圖像的適用性并不理想。作者根據多年的靶場實際工作經驗，依據測量目標圖像的具體結構和特點，按照測量圖像判讀的具體要求,論述了目標判讀的一些關鍵問題，給出了相應的判讀方法，并在實際圖像處理工作中取得了良好的應用效果。1 經緯儀測量圖像判讀原理對于光測設備，一般采用多臺設備
兵器裝備工程學報 2018年1期2018-03-01
- 四波段飛機尾焰紅外輻射的數值計算與圖像仿真
通過對噴氣式飛機尾焰流場特點的深入分析，繪制了尾焰的等溫線圖和各組分分壓圖。在深入對比和分析幾種紅外輻射計算方法后，確定選擇精度較高的模型逐線積分算法。同時對HITRAN數據庫提供的光譜譜線參數進行外推，得到在尾焰物理參數下的輻射計算數據，進而得到尾焰氣體的吸收參數和輻射參數。綜合得到的輻射參數，求解C-G譜帶模型所給出輻射傳輸方程。最終，計算得到某噴氣式飛機在非加力狀態(tài)下，1.8～2.6μm，3.0～4.1μm，4.1～5.0μm，7.7～9.5μm波段
航空兵器 2018年6期2018-02-26
- 飛行器尾焰紅外圖像定位方法研究
器測量中,一般將尾焰前端作為測量點,但是,由于尾焰為流體狀態(tài),形狀變化復雜。其次,由于飛行器軌跡的變化,尾焰不可能保持穩(wěn)定的狀態(tài),即使狀態(tài)大致穩(wěn)定,由于軌跡和拍攝方向的變化,導致尾焰的成像形狀也發(fā)生變化[1]。因此,常規(guī)的匹配、重心等跟蹤方法并不適用于不斷變化的尾焰,基于非參數的跟蹤方法也難以適應。而目前大多數研究都是基于弱目標和標準剛體目標,未發(fā)現對此方面的研究文獻,但是,隨著傳感器感應能力的逐漸增強,此類尾焰目標成像的情況將越來越多。本文通過長期的飛行
激光與紅外 2018年1期2018-01-30
- 多噴管液體火箭動力系統(tǒng)尾焰輻射特性研究
液體火箭動力系統(tǒng)尾焰輻射特性研究喬 野，聶萬勝，吳高楊，豐松江（中國人民解放軍裝備學院航天裝備系，北京，101416）為研究多噴管液體火箭動力系統(tǒng)尾焰輻射特性，以液氫/液氧和液氧/煤油發(fā)動機組成的多噴管動力系統(tǒng)為模型，采用CFD技術對尾焰流場進行計算，利用氣體輻射傳輸方程和大氣透過率計算模型對尾焰輻射特性進行計算，結果表明：復燃反應主要發(fā)生在尾焰的邊界與空氣摻混區(qū)域，導致尾焰的輻射特性增強；隨著飛行高度及觀測角的增加，尾焰輻射特性逐漸增強；可視化計算可以有
導彈與航天運載技術 2017年4期2017-09-03
- 波瓣噴管紅外抑制器紅外輻射特性的數值研究
低了混合管壁面和尾焰氣體的溫度；在相同探測條件下，交變波瓣噴管紅外抑制器在3～5mm波段的紅外抑制效果優(yōu)于普通波瓣噴管紅外抑制器，前者比于后者，最大可分別降低固體壁面和尾焰氣體探測功率15.7%和13.3%，整體探測功率降低14.5%，有利于紅外隱身性能的提高。結果還顯示，固體壁面輻射約占紅外抑制器整體輻射的80%。因此，對紅外抑制器進行優(yōu)化時，應能有效降低固體壁面輻射。波瓣噴管；紅外抑制器；紅外輻射特性；尾焰輻射；紅外輻射亮度；探測功率0 引言隨著紅外探
紅外技術 2017年7期2017-03-26
- 沙漠背景下導彈紅外輻射特性分析
的蒙皮、尾噴口和尾焰的紅外輻射強度計算模型，分析了在不同探測距離下，導彈在各紅外波段的輻射強度隨探測角度的變化情況，對計算結果進行分析并得出結論，尾焰是導彈最主要紅外輻射源，且輻射主要集中在3～5mm波段，蒙皮輻射主要集中在8～12mm波段，隨著探測距離的增加，到導彈的紅外輻射特性衰減加劇。沙漠；紅外輻射；尾焰；沙塵環(huán)境；衰減0 引言隨著現代技術的發(fā)展，導彈作為一種精確打擊敵方軍事目標的武器越來越受到重視，如何在各種復雜作戰(zhàn)環(huán)境下提高導彈的生存概率，已經成
紅外技術 2017年7期2017-03-26
- 紫外告警技術現狀及發(fā)展分析
輻射相關的發(fā)動機尾焰高溫物質以及尾焰中可燃性物質二次燃燒，介紹了國內外紫外告警裝備的發(fā)展及現狀，論述了從第一代概略型紫外告警裝備到第二代成像型紫外告警裝備的發(fā)展過程。最后，分析總結了紫外告警技術的發(fā)展動向。紫外告警；日盲紫外；發(fā)動機尾焰0 引言導彈逼近告警作為對抗前端，是飛機獲取威脅信息、啟動紅外干擾并進行戰(zhàn)術規(guī)避的重要前提，作為導彈逼近告警技術的重要組成，紫外導彈逼近告警技術得到了較快發(fā)展。目前的紫外導彈逼近告警設備多工作于“日盲”紫外200～300nm
紅外技術 2017年9期2017-03-26
- 火箭發(fā)動機尾焰紅外輻射特性研究綜述
16)火箭發(fā)動機尾焰紅外輻射特性研究綜述聶萬勝1， 蔡紅華2(1. 裝備學院 航天裝備系, 北京 101416； 2. 裝備學院 研究生管理大隊, 北京 101416)在導彈/火箭從起飛到整個飛行過程中，其后的尾焰由于具有非常顯著的紅外輻射特性，進而成為紅外設備主要探測目標源。對火箭發(fā)動機尾焰紅外輻射特性數值計算研究和實驗測量研究進行了綜述，重點介紹了火箭發(fā)動機尾焰紅外輻射特性數值計算的步驟方法，并對各步驟的計算方法及其適用性進行了總結歸納。對國內外火箭發(fā)
裝備學院學報 2017年1期2017-03-25
- 臨近空間基紅外探測隱身飛機尾焰的仿真研究
紅外探測隱身飛機尾焰的仿真研究沈 飛1，2，蘭延豪3，康戈文3，李 滾3（1.中國航天科技集團公司紅外探測技術研發(fā)中心，上海201109；2.上海航天控制技術研究所，上海201109；3.電子科技大學航空航天學院，四川成都611731）針對隱身飛機的識別和跟蹤，研究了臨近空間平臺對隱身飛機尾焰進行紅外探測的作用距離及優(yōu)勢。以F22飛機的尾噴管為原型建立尾焰輻射流場模型，獲得了尾焰的溫度場與壓強場，用微觀譜帶模型柯蒂斯－戈德索（C－G）近似法計算沿任一觀測方
上海航天 2017年1期2017-03-25
- 基于Fluent的飛機紅外輻射特性建模與仿真
綜合考慮尾噴管、尾焰輻射對飛機機身溫度的影響，獲得飛機表面的溫度分布數據，然后基于反向蒙特卡洛法建立飛機機身紅外輻射特性計算模型，利用輻射傳輸方程計算尾焰紅外輻照度，通過灰度轉換獲得飛機的紅外圖像。紅外輻射特性；Fluent；非結構化網格；反向蒙特卡洛法；灰度轉換0 引言隨著紅外成像制導和紅外探測技術的迅猛發(fā)展，各類武器系統(tǒng)在研制過程中越來越重視對武器裝備的紅外輻射特性進行分析。近年來，航空航天領域競爭趨向白熱化，以飛機為典型代表的空中目標紅外仿真研究得到
紅外技術 2017年6期2017-03-23
- 臨空高超聲速飛行器目標特性分析*
射源主要有發(fā)動機尾焰、尾噴管和氣動加熱造成的蒙皮及其鄰域高溫氣體［17-19］，具體體現在以下幾個方面：3.1.1 目標發(fā)動機及尾噴管紅外輻射尾噴管或發(fā)動機外罩輻射，長時間受熱氣流加熱，使這部分金屬在高溫氧化后形成氧化膜，金屬氧化膜的輻射率一般都高于金屬本身的輻射率；輻射溫度一般在600 K～1 100 K之間。3.1.2 尾焰輻射尾焰是指發(fā)動機噴管熾熱的火球，目標的速度越大，尾焰的火球越大，溫度也越高，目標尾焰的輻射強度與發(fā)動機推力、燃料種類等直接相關；
火力與指揮控制 2017年1期2017-02-17
- 尾焰輻射強度隨視線方向變化規(guī)律建模與仿真
130117）尾焰輻射強度隨視線方向變化規(guī)律建模與仿真董健1，弓馨2（1.中國科學院長春光學精密機械與物理研究所，長春130033；2.東北師范大學人文學院，長春130117）尾焰紅外輻射強度是導彈預警系統(tǒng)設計所需的重要參數。根據尾焰紅外輻射的基本理論以及合理等效，建立了導彈主動段尾焰輻射強度工程計算模型，可用于主動段尾焰輻射強度理論模型的驗證及快速估算預報，在此基礎上建立了尾焰紅外輻射強度隨觀測角度的變化規(guī)律模型，以美國大力神火箭（TITAN II）的
長春理工大學學報（自然科學版） 2016年3期2016-09-16
- 導彈/火箭燃燒尾焰沖擊特性計算研究綜述
)導彈/火箭燃燒尾焰沖擊特性計算研究綜述聶萬勝1，蔡紅華2(1. 裝備學院 航天裝備系, 北京 101416；2. 裝備學院 研究生管理大隊, 北京 101416)摘要在導彈/火箭從點火到起飛過程中，其后的尾焰沖擊發(fā)射裝置迎氣面可能導致發(fā)射裝置的嚴重燒蝕，向尾焰噴射大量冷卻水可以有效起到保護發(fā)射裝置作用。針對導彈/火箭發(fā)射時燃燒尾焰沖擊發(fā)射平臺和噴水降溫降噪問題，介紹了燃燒尾焰沖擊特性計算步驟方法，通過對燃燒尾焰流場計算、燃燒尾焰對迎氣面沖擊流場計算和噴水
裝備學院學報 2016年3期2016-07-05
- 復燃對氫氧火箭發(fā)動機尾焰流場及輻射特性影響數值研究
對氫氧火箭發(fā)動機尾焰流場及輻射特性影響數值研究喬 野，聶萬勝，豐松江，吳高楊（中國人民解放軍裝備學院航天裝備系，北京，101416）為深入研究復燃對氫氧火箭發(fā)動機尾焰流場及輻射特性的影響，以氫氧發(fā)動機喉部截面參數為入口條件，采用耦合Realizable k-ε湍流模型的三維N-S方程，考慮尾焰復燃反應影響，利用PISO算法求解得到尾焰流場參數。在此基礎上，通過氣體輻射傳輸方程和大氣透過率計算模型SLG對尾焰輻射特性進行計算，對比復燃反應對尾焰流場及其輻射特
導彈與航天運載技術 2016年2期2016-06-05
- 偏二甲肼/四氧化二氮火箭發(fā)動機尾焰流場特性三維仿真研究
化二氮火箭發(fā)動機尾焰流場特性三維仿真研究吳 睿，聶萬勝，蔡紅華，喬 野，馮 偉（中國人民解放軍裝備學院航天裝備系，北京，101416）以偏二甲肼/四氧化二氮（UDMH/NTO）火箭發(fā)動機為研究對象，采用κ-ε湍流模型，運用PISO算法分別對發(fā)動機內流-場和尾焰流場進行三維仿真。采用相同方法計算液氫/液氧（LH2/LOX）火箭發(fā)動機尾焰，仿真結果和試驗結果吻合得較好，證明了計算模型的正確性與有效性；同時對比分析了UDMH/NTO發(fā)動機與LH2/LOX發(fā)動機尾
導彈與航天運載技術 2016年5期2016-04-10
- 多噴管火箭動力系統(tǒng)尾焰輻射特性可視化研究
噴管火箭動力系統(tǒng)尾焰輻射特性可視化研究喬 野，聶萬勝，豐松江，蔡紅華，吳高楊（中國人民解放軍裝備學院航天裝備系，北京101416）為研究高空多噴管火箭動力系統(tǒng)尾焰輻射特性的可視化計算，采用耦合了Realizable k-ε湍流模型的三維N-S方程描述尾焰流動過程，化學反應速率采用湍流脈動機制和Arrhenius機制控制，采用PISO算法對多噴管動力系統(tǒng)尾焰流動過程進行求解，得到了尾焰流場的各項參數分布。在此基礎上，運用氣體輻射傳輸方程和SLG模型對不同方向
火箭推進 2016年6期2016-03-08
- 臨近空間平臺探測導彈尾焰紅外輻射算法研究*
空間平臺探測導彈尾焰紅外輻射算法研究*江峰，盛文，魯力，蔣偉，叢海霞(空軍預警學院，湖北 武漢 430019)針對當前平均透過率計算方法在臨近空間探測彈道導彈尾焰輻射衰減中的不足，建立了以波數η為參量的輻射傳輸算法；利用輻射傳輸程序PcModwin對大氣中H2O，CO2，O3、氣溶膠等因子的導彈尾焰紅外輻射衰減能力進行了仿真，通過仿真數據并結合數學算法，采用多元統(tǒng)計分析的方法對結果進行分析。其結果與平均透過率方法相比具有較高的吻合度，同時該算法穩(wěn)定性更高，
現代防御技術 2016年6期2016-02-24
- 液氫/液氧火箭發(fā)動機尾焰流場特性仿真研究
火箭發(fā)動機的燃燒尾焰。尾焰具有高溫、高速、大流量的特點，在發(fā)射階段會對發(fā)射場產生很強的沖擊干擾和輻射干擾影響。國外對火箭發(fā)動機尾焰的研究起步較早，但無論是數值模擬還是試驗測量，1990年前進展一直較為緩慢。隨著計算機技術和數值計算技術的發(fā)展，尾焰的研究取得了大量成果。文獻 [1-3]研究了尾焰流場對飛行器彈體受力的影響，文獻[4-6]研究了發(fā)動機尾焰流場形成與發(fā)展特點，文獻 [7-9]研究了發(fā)動機尾焰流場的沖擊效應，文獻 [10-11]研究了發(fā)動機尾焰流場
火箭推進 2015年5期2015-12-16
- 基于導彈尾焰特征譜的SVDD檢測方法
鐘 宇?基于導彈尾焰特征譜的SVDD檢測方法康紅霞，黃樹彩，凌 強，吳建峰，鐘 宇（空軍工程大學防空反導學院，陜西 西安，710051）現有天基紅外導彈預警系統(tǒng)對目標的探測側重于對紅外圖像的處理。從光譜維數據分析角度出發(fā)結合支持向量數據描述基本理論，提出了一種基于導彈尾焰特征譜的SVDD檢測方法。應用小樣本訓練數據建立了單分類器，以11型導彈目標的紅外輻射尾焰特征譜數據作為訓練樣本，比較了RBF與SSM作為核函數的檢測效果，應用交叉檢驗的方法確定寬度因子和
紅外技術 2015年8期2015-04-04
- 美國航空航天局有關UFO的幾個問題
接觀察，推進器的尾焰看起來像什么？答：即使是火箭引擎正在燃燒時，其尾焰也并不總是能被看到，認識到這一點極為重要。航天飛機的3臺主引擎，以及更大一些的軌道機動系統(tǒng)引擎在啟動和停機時都會發(fā)出“閃光”，但當你對這些“閃光”進行觀察時，就會發(fā)現大部分尾焰是不可見的。更小一些的反作用控制系統(tǒng)推進器（不管是其中的主推進器，還是更小一些的微調推進器）都能發(fā)出明亮的中心線尾焰，但是這些尾焰會隨著其偏離中心線的傾角的增大迅速消失。尾焰的能見度通常取決于推進劑混合的偏差，而推
飛碟探索 2014年11期2014-12-01
- 固體火箭發(fā)動機尾焰對拖曳式設備的影響分析*
)固體火箭發(fā)動機尾焰對拖曳式設備的影響分析*何 超(91851部隊 葫蘆島 125001)針對某型試驗導彈的拖曳式跟飛設備在飛行過程中受發(fā)動機高溫高速尾焰影響的問題,提出了利用流體仿真計算確定尾焰輻射區(qū)域的方法。文章通過幾何建模,并使用Fluent軟件進行二維仿真計算,分析了固體火箭發(fā)動機尾焰輻射范圍,為拖曳式設備可靠跟飛確定了危險區(qū)域,為設備自身氣動設計等提供了必要的依據。尾焰; 仿真計算; 湍流模型Class Number TN9741 引言試驗導彈是
艦船電子工程 2014年10期2014-07-05
- 與飛機融合的單邊膨脹噴管排氣系統(tǒng)氣動和紅外輻射特征數值計算
入二次流降低排氣尾焰溫度等技術措施綜合利用[3-12]。例如，美國阿帕奇直升機采用多股排氣引射式噴管利用引射的外界環(huán)境冷氣有效降低了排氣尾焰的溫度，冷卻了噴管壁面；Y F-2 3 A戰(zhàn)斗機利用機身和雙垂尾翼從正面和側面遮擋噴管的紅外輻射等；美國隱身轟炸機F-1 1 7 A將這些技術綜合應用，其噴管紅外輻射比常規(guī)收擴噴管的降低9 0%以上，但是狹長矩形噴口這種結構設計對發(fā)動機的推力性能和質量都有較大的負面影響，不太適合于對機動性能要求高的現代高速戰(zhàn)斗機。排氣
航空發(fā)動機 2014年2期2014-04-27
- 彈道目標尾焰特性探究?
部環(huán)境膨脹,形成尾焰,尾焰回波是彈道目標在主動段特有的回波,它的特性是檢測彈道目標的主要依據,對預警技術和反導技術的發(fā)展具有十分重要的意義:電離層探測儀利用尾焰回波對電離層的擾動來提供彈道目標的“有”和“無”信息[1];天波超視距雷達(Over-the-Horizon Radar,OTHR)利用尾焰回波RCS值增強的特性[2]來探測彈道目標,依據尾焰的頻域特性[3]不僅能夠判定彈道目標,而且可以提供它的開關機時間和大致方位;紅外探測設備可以不僅根據尾焰紅外
雷達科學與技術 2014年1期2014-03-14
- 數值模擬液體火箭尾焰流場和紅外輻射特性*
7)0 引言火箭尾焰紅外輻射特性的研究主要包括實驗測量和數值模擬兩種，由于實驗測量需要耗費大量的人力物力而且只能獲取典型條件下的結果[1]，半個世紀以來，人們致力于研究尾焰紅外輻射特性數值計算方法[2－4]，并提出了一系列計算方法，如 GASRAD[5]、SIRRM[6－7]、蒙特卡洛法[4]、反向蒙特卡洛法[8]、六流法[9]、有限體積法[1]、離散坐標法[10]和傳輸方程積分法[11]等。為了計算實際工作條件對尾焰紅外輻射特性的影響，需要同時研究尾焰準
彈箭與制導學報 2013年4期2013-12-10
- 巡航導彈的紅外輻射特性研究
加熱的紅外輻射、尾焰的紅外輻射、發(fā)動機噴管的紅外輻射、導彈發(fā)射部件的紅外輻射等;對環(huán)境輻射的反射主要包括直射、散射陽光、地球輻射、天空輻射以及其他星球的輻射。在實際工程計算中，通常只需考慮主要的輻射，而忽略次要的輻射，本文主要考慮了氣動加熱的蒙皮、尾流、發(fā)動機尾噴管、蒙皮所反射的直射陽光以及地球輻射。2.1 蒙皮氣動加熱的輻射強度當導彈在大氣中高速飛行時，蒙皮由于氣動加熱而溫度升高，從而產生相應的紅外輻射，氣動加熱效應引起的蒙皮溫度變化可以用如下經驗公式進
激光與紅外 2013年11期2013-10-25
- 視線方向飛機紅外輻射特性建模與仿真
立了空中飛行目標尾焰的溫度和組分分布模型，進而建立了紅外輻射計算模型［4］;解放軍電子工程學院的陳衛(wèi)等建立了非均勻熱氣體紅外輻射計算模型［5］。然而由于飛機的紅外輻射受多種因素的影響，所建立輻射模型的準確度都有待提高，特別是對紅外輻射起重要作用的排氣系統(tǒng)輻射模型。目前尾焰流場的工程方法存在計算脫離飛機的飛行狀態(tài)、流場不連續(xù)存在突變現象等問題。而且，研究者大多將目光聚焦于目標的輻射特性，導致輻射計算中僅僅關注于典型視線方向的輻射，而對于仿真系統(tǒng)中需要的任意視
激光與紅外 2013年8期2013-08-18
- 矩形噴管外尾焰紅外輻射特性的數值計算
此，對矩形噴管外尾焰紅外輻射特性研究頗有必要。目前，國外在飛機排氣系統(tǒng)紅外輻射特性研究方面的理論、技術和方法都進行了研究，如Varney[2]，Jim[3]對飛機排氣系統(tǒng)的紅外輻射特性進行了較詳細的數學建模和數值計算。國內的學者從20 世紀90 年代開始已采用多種方法對火箭、導彈和飛機等發(fā)動機尾焰的紅外輻射特性進行了計算。如董士奎等[4]用貼體坐標系下的離散坐標法(DOM)研究了不同工況下尾噴焰的紅外光譜輻射特性;樊士偉等[5]用有限體積法(FVM)計算了
兵工學報 2013年4期2013-02-28
- 基于粒子系統(tǒng)的飛行特效模擬
統(tǒng)理論,提出飛機尾焰建模方法,采用紋理映射技術、多細節(jié)層次 (levelsof detail,LOD)技術對尾焰粒子進行實時渲染,加快了渲染速度,增強了真實感.仿真結果表明,生成的飛機尾焰效果真實,具有良好的實時性,可在普通的 PC機上流暢運行,同時給出了雨和雪的特效仿真.粒子系統(tǒng);紋理映射技術;實時渲染;多細節(jié)層次技術在虛擬飛行中,存在飛機飛行產生的尾焰,以及雨、雪等復雜的自然景象,這些景象可顯著增強虛擬場景的“沉浸感”.在視景仿真中,可將尾焰、煙和雨、
上海大學學報（自然科學版） 2011年2期2011-10-20