尾焰
- 縮比火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰等離子特性研究
層內(nèi)飛行時(shí)，火箭尾焰與環(huán)境空氣間相互作用，致使尾噴流具有強(qiáng)瞬態(tài)、強(qiáng)湍流和高度非線性耦合的特點(diǎn)，呈現(xiàn)出燃燒及電離反應(yīng)、激波、膨脹波、湍流漩渦、流動(dòng)分離、邊界層分離等多尺度、多物理場(chǎng)耦合共存的復(fù)雜流場(chǎng)結(jié)構(gòu)［2］。上述強(qiáng)非定常和非均勻流場(chǎng)意味著分離體受到多重因素耦合作用下的復(fù)雜不穩(wěn)定氣動(dòng)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(yīng)流場(chǎng)以及電磁特性，即火箭發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)力/熱以及電磁作
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2023年5期2023-12-17
- 固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰中顆粒速度的粒子軌跡法測(cè)量①
[10]。發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰中顆粒速度的實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)可以用來驗(yàn)證固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中兩相流的理論分析和數(shù)值計(jì)算[11],為新一代發(fā)動(dòng)機(jī)能量損失模型構(gòu)建提供數(shù)據(jù)支撐。因?yàn)轭w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(duì)于噴管的侵蝕作用也更明顯。此外,發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)中存在激波引起的氣流速度突變,這種突變對(duì)小顆粒和大顆粒的影響也可能完全不同。因此,測(cè)量尾焰中大尺寸顆粒的速度對(duì)于正確認(rèn)識(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流動(dòng)具有重要的實(shí)際意義。然而,測(cè)量固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰中的顆粒速度存在諸多困難
固體火箭技術(shù) 2023年5期2023-11-14
- EODAS彈道導(dǎo)彈預(yù)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(dòng)加熱的蒙皮紅外輻射。在助推段EODAS探測(cè)不到尾噴管口，因此下面不討論。在自由飛行段導(dǎo)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(nèi)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(shè)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(zhǎng)為L(zhǎng)1，尾噴口到混合區(qū)最寬處的長(zhǎng)度為L(zhǎng)2?？蓪⒎€(wěn)定區(qū)看為長(zhǎng)軸為L(zhǎng)1，短軸為DP/2的半個(gè)長(zhǎng)軸
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2023年3期2023-04-03
- 固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰溫度場(chǎng)特性建模與分析*
重要支撐。其中，尾焰溫度場(chǎng)的測(cè)試對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)來說至關(guān)重要。西安電子科技大學(xué)的趙文娟對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)進(jìn)行了研究分析，使用經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)，結(jié)果表明,含氧量越高，最小點(diǎn)火能量越低[1]。北京理工大學(xué)的王偉臣等人通過建立尾焰的計(jì)算模型研究了固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰規(guī)律，使用歐拉和拉格朗日相結(jié)合的方法對(duì)尾焰流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，結(jié)果表明不同點(diǎn)火劑量的增加對(duì)尾焰有著顯著影響[2]。綜上所述，目前,國(guó)內(nèi)外對(duì)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室方面的技術(shù)研究,基本都是關(guān)注結(jié)構(gòu)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(shí)時(shí)仿真技術(shù)
、發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口、尾焰等。其中，尾焰由于發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒產(chǎn)生的大量高溫高速燃燒產(chǎn)物，會(huì)向外發(fā)出強(qiáng)烈的紅外輻射。因此，尾焰是紅外探測(cè)技術(shù)中對(duì)典型空中作戰(zhàn)目標(biāo)進(jìn)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(jī)性，導(dǎo)致很難采用常規(guī)的三維建模方法對(duì)尾焰進(jìn)行構(gòu)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(jì)算生成紅外圖像往往存在計(jì)算量大、計(jì)算耗時(shí)等問題。隨著計(jì)算機(jī)圖形學(xué)的發(fā)展，粒子系統(tǒng)逐漸成為模擬不
系統(tǒng)仿真技術(shù) 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(yùn)用對(duì)于現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)起著決定性作用,對(duì)國(guó)家的軍事力量和世界格局變化有著重大影響。飛行器的機(jī)動(dòng)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(dá)和聲學(xué)等探測(cè)系統(tǒng)和制導(dǎo)導(dǎo)彈[1]。目前大多數(shù)探測(cè)器采用紅外探測(cè),由于紅外探測(cè)為被動(dòng)探測(cè),隱蔽性較好,不易被飛行方發(fā)現(xiàn),并且可以實(shí)現(xiàn)全天候持續(xù)工作[2],因此50%以上制導(dǎo)導(dǎo)彈采用紅外制導(dǎo)。根據(jù)資料表明,紅外制導(dǎo)的空空導(dǎo)彈與雷達(dá)制導(dǎo)的導(dǎo)彈相比其擊落的目
無機(jī)鹽工業(yè) 2022年3期2022-03-11
- 迎頭方向隱身導(dǎo)彈紅外輻射特性分析
，降低導(dǎo)彈表面和尾焰的輻射率或者溫度，從而降低或者改變導(dǎo)彈的紅外輻射特征[5-8]。目前公開報(bào)道的隱身導(dǎo)彈有：美國(guó)AGM-158B、AGM-158C、AGM-129 等隱身導(dǎo)彈，俄羅斯Kh-59MK2、Kh-102 等隱身導(dǎo)彈，法國(guó)風(fēng)暴陰影等[9-10]，其中AGM-158B、風(fēng)暴陰影已經(jīng)在敘利亞空襲中得到應(yīng)用。AGM-158C 隱身遠(yuǎn)程反艦導(dǎo)彈（LRASM）是美軍目前最新型的多平臺(tái)發(fā)射的隱身亞音速巡航導(dǎo)彈，具有射程遠(yuǎn)、隱身性好、抗干擾能力強(qiáng)、智能化程度高
應(yīng)用光學(xué) 2022年1期2022-02-28
- 導(dǎo)彈尾焰對(duì)紅外搜索跟蹤系統(tǒng)的干擾分析
視場(chǎng)內(nèi)，由于導(dǎo)彈尾焰的紅外輻射特性與目標(biāo)相似，因此會(huì)對(duì)IRST跟蹤真實(shí)目標(biāo)產(chǎn)生干擾。目前國(guó)內(nèi)外還沒有專門針對(duì)導(dǎo)彈尾焰的抗干擾研究。Simmons認(rèn)為導(dǎo)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(dǎo)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(biāo)和紅外誘餌彈不同運(yùn)動(dòng)模式的旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈導(dǎo)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(biāo)抗干擾識(shí)別方法[4]
電子測(cè)試 2021年23期2022-01-22
- 發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰微波衰減測(cè)試方法研究
引 言發(fā)動(dòng)機(jī)的尾焰會(huì)對(duì)電磁波信號(hào)的幅值造成衰減，也會(huì)使其相位發(fā)生變化，這是由于發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)劑在燃燒時(shí)，會(huì)產(chǎn)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(dāng)電磁波信號(hào)穿過尾焰時(shí)，該混合體對(duì)信號(hào)產(chǎn)生吸收、反射及散射等作用，從而造成信號(hào)的衰減。此外，微波衰減的大小受通過尾焰的路徑長(zhǎng)度和角度的影響，與發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)、推進(jìn)劑組分等有關(guān)。為了探索發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰對(duì)微波的衰減效應(yīng)，國(guó)內(nèi)外很多研究機(jī)構(gòu)都開展了測(cè)試方法研究。2 發(fā)動(dòng)
宇航計(jì)測(cè)技術(shù) 2021年1期2021-08-17
- 尾焰中的“馬赫環(huán)”
我們一起認(rèn)識(shí)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(xì)觀察這巨大的“火苗”就會(huì)發(fā)現(xiàn)，其實(shí)它是由一串等間距圓環(huán)構(gòu)成的。人們將這種結(jié)構(gòu)稱為“馬赫環(huán)”。當(dāng)然，并不是在所有的尾焰中都能看到馬赫環(huán)，只有當(dāng)火箭和飛機(jī)的速度超過音速且達(dá)到一定溫度時(shí)，其尾部噴出的氣體在內(nèi)外壓力不一致的情況下，產(chǎn)生膨脹、壓縮的循環(huán)現(xiàn)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(xiàn)，但其中也存在細(xì)微的差別，因?yàn)楦鞣N發(fā)動(dòng)機(jī)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(shù)值模擬
）固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)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(huì)增加尾焰溫度，增大了尾焰的輻射強(qiáng)度[1]。此外，高溫、高壓的燃?xì)馍淞鲗?duì)飛行器的可靠性和安全性也會(huì)造成一定的威脅。因此，在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流動(dòng)研究中考慮二次燃燒是極其必要的。近些年來，國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)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(shù)值模擬，為發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室等工程應(yīng)用設(shè)計(jì)提供可靠的預(yù)測(cè)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(jié)果
安陽(yáng)工學(xué)院學(xué)報(bào) 2021年4期2021-07-26
- 噴管類型對(duì)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(duì)稱圓形噴管的60%；在矩形噴口的寬邊探測(cè)面上，二元矩形S彎噴管的紅外輻射強(qiáng)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(duì)稱圓形噴管最差。飛行器；尾噴管；尾焰；溫度場(chǎng)；紅外輻射0 引言隨著紅外探測(cè)與制導(dǎo)技術(shù)的迅猛發(fā)展，飛行器的生存受到嚴(yán)重威脅，數(shù)據(jù)顯示，在現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中，有75%～80%的戰(zhàn)損飛行器是被紅外制導(dǎo)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(dāng)飛行速度小于1.5時(shí)，整
紅外技術(shù) 2021年6期2021-07-06
- 寬帶k分布模型計(jì)算液體火箭尾焰輻射信號(hào)
-8]。分析火箭尾焰輻射信號(hào)所使用的最準(zhǔn)確的輻射特性計(jì)算模型是基于精確光譜數(shù)據(jù)庫(kù)的逐線法(LBL)[9-11]。但因LBL計(jì)算需要大量的計(jì)算資源和計(jì)算時(shí)間,所以LBL僅作為基準(zhǔn)用來判斷其他模型的計(jì)算精度的標(biāo)準(zhǔn)。統(tǒng)計(jì)窄帶模型(SNB)和窄帶k分布模型常用來計(jì)算火箭尾焰輻射信號(hào)[12-14],然而由于SNB模型的計(jì)算公式是基于氣體投射率而不是吸收系數(shù),很難用于多維介質(zhì)的計(jì)算。同時(shí),當(dāng)應(yīng)用于非等溫和/或非均勻介質(zhì)時(shí),SNB模型需要進(jìn)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?cái)?shù)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(duì)火箭進(jìn)行測(cè)控時(shí)發(fā)現(xiàn)，電磁波穿過火箭尾焰時(shí)會(huì)受到嚴(yán)重干擾[3-8]。研究火箭尾焰等離子體的各項(xiàng)特征參數(shù)(等離子體濃度、等離子體頻率)對(duì)于研究火箭尾焰對(duì)電磁波的干擾作用意義重大。近年來，中外對(duì)火箭尾焰等離子體特征參數(shù)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(yù)測(cè)了雷達(dá)信號(hào)在尾
科學(xué)技術(shù)與工程 2020年7期2020-04-22
- 一種實(shí)用的火箭尾焰粒子輻射參數(shù)計(jì)算方法
37)1 引 言尾焰中固體粒子具有溫度高、發(fā)射率強(qiáng)等特點(diǎn),對(duì)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(shù)計(jì)算對(duì)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(xué)者針對(duì)這一問題開展研究,Reed 等人對(duì)尾焰粒子輻射參數(shù)計(jì)算開展了探索[3],張小英等人[4]建立尾焰中粒子輻射參數(shù)計(jì)算模型,但在計(jì)算固體粒子吸收指數(shù)時(shí)采用的方法需要獲取雜質(zhì)摩爾分?jǐn)?shù)以及激活能,參數(shù)難以準(zhǔn)確獲取且計(jì)算較為復(fù)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(fù)燃對(duì)液體火箭返回階段底部熱環(huán)境的影響
段復(fù)燃對(duì)液體火箭尾焰光譜和波段紅外輻射強(qiáng)度的影響；蔡紅華等［15］對(duì)地面階段的液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰復(fù)燃反應(yīng)前后對(duì)于平板壁面的沖擊特性的影響開展了研究。目前國(guó)內(nèi)外針對(duì)運(yùn)載火箭的底部熱環(huán)境研究較多，涉及復(fù)燃效應(yīng)較少，并且集中在上升階段，關(guān)于返回階段復(fù)燃熱現(xiàn)象及其對(duì)底部熱環(huán)境影響規(guī)律的研究未見文獻(xiàn)報(bào)道。本文采用數(shù)值分析方法，建立了相應(yīng)的流場(chǎng)、復(fù)燃、熱輻射計(jì)算模型，對(duì)垂直起降液體火箭在返回階段的發(fā)動(dòng)機(jī)反向噴流及復(fù)燃現(xiàn)象進(jìn)行數(shù)值模擬，并考察復(fù)燃噴流對(duì)箭體側(cè)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(dá)散射截面數(shù)值計(jì)算
究發(fā)現(xiàn)，固體火箭尾焰會(huì)對(duì)測(cè)控信號(hào)產(chǎn)生嚴(yán)重的干擾[4,5]，這種干擾會(huì)影響到發(fā)射場(chǎng)對(duì)火箭的遙測(cè)，當(dāng)測(cè)控信號(hào)電磁波頻率低于尾焰等離子體振蕩頻率時(shí)，測(cè)控信號(hào)無法穿過尾焰；當(dāng)測(cè)控信號(hào)電磁波頻率高于尾焰等離子體振蕩頻率時(shí)，測(cè)控信號(hào)雖然可以穿過尾焰，但會(huì)受到嚴(yán)重的衰減[6～8]。目前，用于減輕等離子體對(duì)測(cè)控信號(hào)干擾的措施是提高電磁波頻率[9,10]，但對(duì)于正常使用的中低頻雷達(dá)，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(shí)的干擾作用
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2019年5期2019-11-12
- 火箭發(fā)動(dòng)機(jī)有遮擋情況的尾焰紅外輻射計(jì)算
引言火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰具有高速、高溫、大流量的特點(diǎn)[1]，會(huì)產(chǎn)生強(qiáng)烈的紅外輻射特性。對(duì)于結(jié)構(gòu)復(fù)雜的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)，其主發(fā)動(dòng)機(jī)和多個(gè)姿控游機(jī)會(huì)產(chǎn)生多個(gè)尾流流場(chǎng)，這些發(fā)動(dòng)機(jī)和渦輪排氣出口組件等結(jié)構(gòu)會(huì)對(duì)一些位置產(chǎn)生遮擋效應(yīng)，使得該位置的輻射量數(shù)值變小，影響了整體的熱流密度分布[2]。同時(shí)，由于實(shí)驗(yàn)測(cè)量尾焰紅外輻射強(qiáng)度成本較高且不易實(shí)現(xiàn)[3]，故數(shù)值仿真尾焰紅外輻射強(qiáng)度成為了一種成本低并且可靠的研究方式。運(yùn)用反向蒙特卡洛方法(Backward Monte Carlo
火箭推進(jìn) 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(cè)控過程中發(fā)現(xiàn)，火箭尾焰會(huì)對(duì)測(cè)控信號(hào)產(chǎn)生嚴(yán)重干擾作用[4-9]?；鸺?span id="syggg00" class="hl">尾焰對(duì)測(cè)控信號(hào)的干擾分兩種情況，當(dāng)測(cè)控信號(hào)頻率小于尾焰等離子體振蕩頻率時(shí)，測(cè)控信號(hào)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(dāng)測(cè)控信號(hào)頻率大于尾焰等離子體振蕩頻率時(shí)，測(cè)控信號(hào)可以穿過尾焰，然而，由于帶電粒子之間的碰撞吸收作用會(huì)產(chǎn)生一定的能量衰減，同時(shí)會(huì)發(fā)生反射與折射而改變電磁波的傳播軌跡[10-12]，也會(huì)對(duì)測(cè)控信號(hào)產(chǎn)生嚴(yán)重干擾，
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 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(duì)測(cè)控信號(hào)具有強(qiáng)烈的干擾作用[1-3]。Mathur A[2]使用菲涅爾衍射法計(jì)算了尾焰引起的電磁波衰減，研究了電磁波不同入射角對(duì)衰減的影響。Bartel V D V等[3]在考慮尾焰中燃燒產(chǎn)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(shí)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(xué)報(bào) 2019年8期2019-09-02
- 導(dǎo)彈尾焰等離子體對(duì)遙測(cè)信號(hào)影響建模方法
發(fā)射過程中產(chǎn)生的尾焰,是推進(jìn)劑燃燒后經(jīng)尾部噴管噴出的一種高溫高速的湍動(dòng)氣流[1]。導(dǎo)彈試驗(yàn)過程中,頻繁出現(xiàn)遙測(cè)信號(hào)會(huì)因尾焰的干擾而發(fā)生強(qiáng)烈衰減或中斷,通過反復(fù)試驗(yàn)測(cè)量其干擾特性耗費(fèi)周期長(zhǎng)、投入成本高,數(shù)值和仿真建模方法成為研究的重要手段。針對(duì)尾焰干擾問題已開展了多項(xiàng)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?yàn)榛鸺l(fā)射后尾焰與地面撞擊產(chǎn)生的沖擊流場(chǎng)[2],未對(duì)信號(hào)空中傳輸進(jìn)行探討。某研究分析了固體火箭尾焰對(duì)測(cè)控系統(tǒng)干擾的原因,但未
探測(cè)與控制學(xué)報(bào) 2019年3期2019-08-28
- 沖關(guān)我最棒
有什么特點(diǎn)？A.尾焰為紅色B.尾焰為藍(lán)色C.無尾焰Q8.鉀元素的焰色反應(yīng)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(shí)，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(cè)者時(shí)，會(huì)發(fā)生什么現(xiàn)象？A.紅移B.藍(lán)移C.隱匿2019年第10期“沖關(guān)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(jiǎng)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(dǎo)彈助推段天基預(yù)警探測(cè)綜述
推段導(dǎo)彈來說,其尾焰在天基紅外成像中以弱小目標(biāo)形式表現(xiàn),缺少目標(biāo)形狀、波紋等信息[8]。對(duì)于紅外圖像來說,多以復(fù)雜背景為研究前提,弱小目標(biāo)為檢測(cè)對(duì)象。由于缺乏目標(biāo)信息,檢測(cè)算法相對(duì)復(fù)雜,檢測(cè)結(jié)果準(zhǔn)確率不能保證。對(duì)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(dǎo)彈尾焰光譜為對(duì)象,不僅能夠達(dá)到目標(biāo)檢測(cè)的目的,還能對(duì)目標(biāo)進(jìn)行簡(jiǎn)單識(shí)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(dòng)機(jī)噴注參數(shù)與尾焰紅外圖像特征研究
0 引 言發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外圖像的研究主要在以下兩個(gè)方面：a）利用尾焰紅外輻射能量大、紅外圖像突出的特點(diǎn)，來識(shí)別目標(biāo)飛行器；b）對(duì)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(guó)第1個(gè)超聲速機(jī)載紅外測(cè)量吊艙系統(tǒng)，為測(cè)量目標(biāo)機(jī)尾焰紅外特性提供了有效的測(cè)量手段；史麗芳等[2]完成了飛機(jī)尾焰紅外圖像識(shí)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(cè)目標(biāo)，并根據(jù)各個(gè)階段尾焰呈現(xiàn)的不同特性（形體特征、溫度）來檢測(cè)與識(shí)別來襲飛機(jī)，及時(shí)預(yù)警并主動(dòng)攻擊，具有較高的
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2018年3期2018-07-06
- 一片泡騰片的生命
就像火箭發(fā)射時(shí)的尾焰，緊接著氣泡就像成群結(jié)隊(duì)的沙丁魚一樣，爭(zhēng)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(shí)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(jié)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(shí)的尾焰”，“像成群結(jié)隊(duì)的沙丁魚”，兩個(gè)形象的比喻句，再加上一系列準(zhǔn)確、生動(dòng)的動(dòng)詞，讓這個(gè)小片段表現(xiàn)力十足，畫面感很強(qiáng)。小星星，請(qǐng)你動(dòng)筆畫出其中的動(dòng)詞吧！
新作文·小學(xué)低年級(jí)版 2018年4期2018-05-28
- 固體火箭點(diǎn)火超壓形成機(jī)理與影響因子研究
]。針對(duì)固體火箭尾焰復(fù)燃問題，姜毅等建立含組分輸運(yùn)方程和化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力過程的復(fù)燃流場(chǎng)控制方程,并利用基于MUSCL ROE格式的有限體積法進(jìn)行求解計(jì)算。計(jì)算結(jié)果給出了尾噴焰流場(chǎng)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和燃?xì)饨M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(yīng)混合層的摻混燃燒過程,獲得了燃燒室內(nèi)詳細(xì)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和流動(dòng)特征，分析了強(qiáng)射流條件下超聲速反應(yīng)混合層的特性[17]。以上文獻(xiàn)為固體火箭點(diǎn)火超壓的研究提供了重要的計(jì)算模型和仿真手段參考。影響
宇航學(xué)報(bào) 2018年3期2018-04-03
- 導(dǎo)彈尾焰對(duì)多頻連續(xù)波雷達(dá)影響研究
于彈丸測(cè)量，導(dǎo)彈尾焰以及目標(biāo)尺寸是影響導(dǎo)彈主動(dòng)段測(cè)量的重要因素。本文以某型X波段多頻連續(xù)波測(cè)量數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，從微波衰減和測(cè)量精度兩個(gè)方面分析主動(dòng)段導(dǎo)彈尾焰的影響，確認(rèn)雷達(dá)跟蹤測(cè)量中異常問題的原因，并依據(jù)研究結(jié)論提出針對(duì)性的應(yīng)對(duì)策略以提升雷達(dá)參試效果。1 導(dǎo)彈尾焰的微波衰減帶有固體發(fā)動(dòng)機(jī)的導(dǎo)彈，其飛行彈道按照受力情況可以分為主動(dòng)段、自由段和再入段。主動(dòng)段飛行中，燃料在發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室里高溫燃燒，從噴嘴噴出高溫尾氣，因高溫和化學(xué)機(jī)制將導(dǎo)彈尾部的空氣電離，形成等離子體
雷達(dá)科學(xué)與技術(shù) 2018年1期2018-03-22
- 空中目標(biāo)紅外測(cè)量圖像自動(dòng)判讀方法研究
主要是跟蹤發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰[3]，但是并沒有發(fā)現(xiàn)關(guān)于發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰跟蹤定位方面的文獻(xiàn)。至于判讀定位精度，大多數(shù)集中在提高標(biāo)準(zhǔn)目標(biāo)跟蹤定位的算法精度上[4]，對(duì)于實(shí)驗(yàn)室的典型圖像效果較好，而對(duì)實(shí)際測(cè)量目標(biāo)圖像的適用性并不理想。作者根據(jù)多年的靶場(chǎng)實(shí)際工作經(jīng)驗(yàn)，依據(jù)測(cè)量目標(biāo)圖像的具體結(jié)構(gòu)和特點(diǎn)，按照測(cè)量圖像判讀的具體要求,論述了目標(biāo)判讀的一些關(guān)鍵問題，給出了相應(yīng)的判讀方法，并在實(shí)際圖像處理工作中取得了良好的應(yīng)用效果。1 經(jīng)緯儀測(cè)量圖像判讀原理對(duì)于光測(cè)設(shè)備，一般采用多臺(tái)設(shè)備
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2018年1期2018-03-01
- 四波段飛機(jī)尾焰紅外輻射的數(shù)值計(jì)算與圖像仿真
通過對(duì)噴氣式飛機(jī)尾焰流場(chǎng)特點(diǎn)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(duì)比和分析幾種紅外輻射計(jì)算方法后，確定選擇精度較高的模型逐線積分算法。同時(shí)對(duì)HITRAN數(shù)據(jù)庫(kù)提供的光譜譜線參數(shù)進(jìn)行外推，得到在尾焰物理參數(shù)下的輻射計(jì)算數(shù)據(jù)，進(jìn)而得到尾焰氣體的吸收參數(shù)和輻射參數(shù)。綜合得到的輻射參數(shù)，求解C-G譜帶模型所給出輻射傳輸方程。最終，計(jì)算得到某噴氣式飛機(jī)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(cè)量中,一般將尾焰前端作為測(cè)量點(diǎn),但是,由于尾焰為流體狀態(tài),形狀變化復(fù)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?fàn)顟B(tài)大致穩(wěn)定,由于軌跡和拍攝方向的變化,導(dǎo)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(shù)的跟蹤方法也難以適應(yīng)。而目前大多數(shù)研究都是基于弱目標(biāo)和標(biāo)準(zhǔn)剛體目標(biāo),未發(fā)現(xiàn)對(duì)此方面的研究文獻(xiàn),但是,隨著傳感器感應(yīng)能力的逐漸增強(qiáng),此類尾焰目標(biāo)成像的情況將越來越多。本文通過長(zhǎng)期的飛行
激光與紅外 2018年1期2018-01-30
- 多噴管液體火箭動(dòng)力系統(tǒng)尾焰輻射特性研究
液體火箭動(dòng)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(guó)人民解放軍裝備學(xué)院航天裝備系，北京，101416）為研究多噴管液體火箭動(dòng)力系統(tǒng)尾焰輻射特性，以液氫/液氧和液氧/煤油發(fā)動(dòng)機(jī)組成的多噴管動(dòng)力系統(tǒng)為模型，采用CFD技術(shù)對(duì)尾焰流場(chǎng)進(jìn)行計(jì)算，利用氣體輻射傳輸方程和大氣透過率計(jì)算模型對(duì)尾焰輻射特性進(jìn)行計(jì)算，結(jié)果表明：復(fù)燃反應(yīng)主要發(fā)生在尾焰的邊界與空氣摻混區(qū)域，導(dǎo)致尾焰的輻射特性增強(qiáng)；隨著飛行高度及觀測(cè)角的增加，尾焰輻射特性逐漸增強(qiáng)；可視化計(jì)算可以有
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2017年4期2017-09-03
- 波瓣噴管紅外抑制器紅外輻射特性的數(shù)值研究
低了混合管壁面和尾焰氣體的溫度；在相同探測(cè)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(cè)功率15.7%和13.3%，整體探測(cè)功率降低14.5%，有利于紅外隱身性能的提高。結(jié)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(duì)紅外抑制器進(jìn)行優(yōu)化時(shí)，應(yīng)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(cè)功率0 引言隨著紅外探
紅外技術(shù) 2017年7期2017-03-26
- 沙漠背景下導(dǎo)彈紅外輻射特性分析
的蒙皮、尾噴口和尾焰的紅外輻射強(qiáng)度計(jì)算模型，分析了在不同探測(cè)距離下，導(dǎo)彈在各紅外波段的輻射強(qiáng)度隨探測(cè)角度的變化情況，對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行分析并得出結(jié)論，尾焰是導(dǎo)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(cè)距離的增加，到導(dǎo)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(xiàn)代技術(shù)的發(fā)展，導(dǎo)彈作為一種精確打擊敵方軍事目標(biāo)的武器越來越受到重視，如何在各種復(fù)雜作戰(zhàn)環(huán)境下提高導(dǎo)彈的生存概率，已經(jīng)成
紅外技術(shù) 2017年7期2017-03-26
- 紫外告警技術(shù)現(xiàn)狀及發(fā)展分析
輻射相關(guān)的發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰高溫物質(zhì)以及尾焰中可燃性物質(zhì)二次燃燒，介紹了國(guó)內(nèi)外紫外告警裝備的發(fā)展及現(xiàn)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(jié)了紫外告警技術(shù)的發(fā)展動(dòng)向。紫外告警；日盲紫外；發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰0 引言導(dǎo)彈逼近告警作為對(duì)抗前端，是飛機(jī)獲取威脅信息、啟動(dòng)紅外干擾并進(jìn)行戰(zhàn)術(shù)規(guī)避的重要前提，作為導(dǎo)彈逼近告警技術(shù)的重要組成，紫外導(dǎo)彈逼近告警技術(shù)得到了較快發(fā)展。目前的紫外導(dǎo)彈逼近告警設(shè)備多工作于“日盲”紫外200～300nm
紅外技術(shù) 2017年9期2017-03-26
- 火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射特性研究綜述
16)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射特性研究綜述聶萬勝1， 蔡紅華2(1. 裝備學(xué)院 航天裝備系, 北京 101416； 2. 裝備學(xué)院 研究生管理大隊(duì), 北京 101416)在導(dǎo)彈/火箭從起飛到整個(gè)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(jìn)而成為紅外設(shè)備主要探測(cè)目標(biāo)源。對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射特性數(shù)值計(jì)算研究和實(shí)驗(yàn)測(cè)量研究進(jìn)行了綜述，重點(diǎn)介紹了火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射特性數(shù)值計(jì)算的步驟方法，并對(duì)各步驟的計(jì)算方法及其適用性進(jìn)行了總結(jié)歸納。對(duì)國(guó)內(nèi)外火箭發(fā)
裝備學(xué)院學(xué)報(bào) 2017年1期2017-03-25
- 臨近空間基紅外探測(cè)隱身飛機(jī)尾焰的仿真研究
紅外探測(cè)隱身飛機(jī)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(guó)航天科技集團(tuán)公司紅外探測(cè)技術(shù)研發(fā)中心，上海201109；2.上海航天控制技術(shù)研究所，上海201109；3.電子科技大學(xué)航空航天學(xué)院，四川成都611731）針對(duì)隱身飛機(jī)的識(shí)別和跟蹤，研究了臨近空間平臺(tái)對(duì)隱身飛機(jī)尾焰進(jìn)行紅外探測(cè)的作用距離及優(yōu)勢(shì)。以F22飛機(jī)的尾噴管為原型建立尾焰輻射流場(chǎng)模型，獲得了尾焰的溫度場(chǎng)與壓強(qiáng)場(chǎng)，用微觀譜帶模型柯蒂斯－戈德索（C－G）近似法計(jì)算沿任一觀測(cè)方
上海航天 2017年1期2017-03-25
- 基于Fluent的飛機(jī)紅外輻射特性建模與仿真
綜合考慮尾噴管、尾焰輻射對(duì)飛機(jī)機(jī)身溫度的影響，獲得飛機(jī)表面的溫度分布數(shù)據(jù)，然后基于反向蒙特卡洛法建立飛機(jī)機(jī)身紅外輻射特性計(jì)算模型，利用輻射傳輸方程計(jì)算尾焰紅外輻照度，通過灰度轉(zhuǎn)換獲得飛機(jī)的紅外圖像。紅外輻射特性；Fluent；非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格；反向蒙特卡洛法；灰度轉(zhuǎn)換0 引言隨著紅外成像制導(dǎo)和紅外探測(cè)技術(shù)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(duì)武器裝備的紅外輻射特性進(jìn)行分析。近年來，航空航天領(lǐng)域競(jìng)爭(zhēng)趨向白熱化，以飛機(jī)為典型代表的空中目標(biāo)紅外仿真研究得到
紅外技術(shù) 2017年6期2017-03-23
- 臨空高超聲速飛行器目標(biāo)特性分析*
射源主要有發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰、尾噴管和氣動(dòng)加熱造成的蒙皮及其鄰域高溫氣體［17-19］，具體體現(xiàn)在以下幾個(gè)方面：3.1.1 目標(biāo)發(fā)動(dòng)機(jī)及尾噴管紅外輻射尾噴管或發(fā)動(dòng)機(jī)外罩輻射，長(zhǎng)時(shí)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(dòng)機(jī)噴管熾熱的火球，目標(biāo)的速度越大，尾焰的火球越大，溫度也越高，目標(biāo)尾焰的輻射強(qiáng)度與發(fā)動(dòng)機(jī)推力、燃料種類等直接相關(guān)；
火力與指揮控制 2017年1期2017-02-17
- 尾焰輻射強(qiáng)度隨視線方向變化規(guī)律建模與仿真
130117）尾焰輻射強(qiáng)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(guó)科學(xué)院長(zhǎng)春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所，長(zhǎng)春130033；2.東北師范大學(xué)人文學(xué)院，長(zhǎng)春130117）尾焰紅外輻射強(qiáng)度是導(dǎo)彈預(yù)警系統(tǒng)設(shè)計(jì)所需的重要參數(shù)。根據(jù)尾焰紅外輻射的基本理論以及合理等效，建立了導(dǎo)彈主動(dòng)段尾焰輻射強(qiáng)度工程計(jì)算模型，可用于主動(dòng)段尾焰輻射強(qiáng)度理論模型的驗(yàn)證及快速估算預(yù)報(bào)，在此基礎(chǔ)上建立了尾焰紅外輻射強(qiáng)度隨觀測(cè)角度的變化規(guī)律模型，以美國(guó)大力神火箭（TITAN II）的
長(zhǎng)春理工大學(xué)學(xué)報(bào)（自然科學(xué)版） 2016年3期2016-09-16
- 導(dǎo)彈/火箭燃燒尾焰沖擊特性計(jì)算研究綜述
)導(dǎo)彈/火箭燃燒尾焰沖擊特性計(jì)算研究綜述聶萬勝1，蔡紅華2(1. 裝備學(xué)院 航天裝備系, 北京 101416；2. 裝備學(xué)院 研究生管理大隊(duì), 北京 101416)摘要在導(dǎo)彈/火箭從點(diǎn)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(dǎo)致發(fā)射裝置的嚴(yán)重?zé)g，向尾焰噴射大量冷卻水可以有效起到保護(hù)發(fā)射裝置作用。針對(duì)導(dǎo)彈/火箭發(fā)射時(shí)燃燒尾焰沖擊發(fā)射平臺(tái)和噴水降溫降噪問題，介紹了燃燒尾焰沖擊特性計(jì)算步驟方法，通過對(duì)燃燒尾焰流場(chǎng)計(jì)算、燃燒尾焰對(duì)迎氣面沖擊流場(chǎng)計(jì)算和噴水
裝備學(xué)院學(xué)報(bào) 2016年3期2016-07-05
- 復(fù)燃對(duì)氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)及輻射特性影響數(shù)值研究
對(duì)氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)及輻射特性影響數(shù)值研究喬 野，聶萬勝，豐松江，吳高楊（中國(guó)人民解放軍裝備學(xué)院航天裝備系，北京，101416）為深入研究復(fù)燃對(duì)氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)及輻射特性的影響，以氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)喉部截面參數(shù)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(fù)燃反應(yīng)影響，利用PISO算法求解得到尾焰流場(chǎng)參數(shù)。在此基礎(chǔ)上，通過氣體輻射傳輸方程和大氣透過率計(jì)算模型SLG對(duì)尾焰輻射特性進(jìn)行計(jì)算，對(duì)比復(fù)燃反應(yīng)對(duì)尾焰流場(chǎng)及其輻射特
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2016年2期2016-06-05
- 偏二甲肼/四氧化二氮火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)特性三維仿真研究
化二氮火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)特性三維仿真研究吳 睿，聶萬勝，蔡紅華，喬 野，馮 偉（中國(guó)人民解放軍裝備學(xué)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(dòng)機(jī)為研究對(duì)象，采用κ-ε湍流模型，運(yùn)用PISO算法分別對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流-場(chǎng)和尾焰流場(chǎng)進(jìn)行三維仿真。采用相同方法計(jì)算液氫/液氧（LH2/LOX）火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰，仿真結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果吻合得較好，證明了計(jì)算模型的正確性與有效性；同時(shí)對(duì)比分析了UDMH/NTO發(fā)動(dòng)機(jī)與LH2/LOX發(fā)動(dòng)機(jī)尾
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2016年5期2016-04-10
- 多噴管火箭動(dòng)力系統(tǒng)尾焰輻射特性可視化研究
噴管火箭動(dòng)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(guó)人民解放軍裝備學(xué)院航天裝備系，北京101416）為研究高空多噴管火箭動(dòng)力系統(tǒng)尾焰輻射特性的可視化計(jì)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(dòng)過程，化學(xué)反應(yīng)速率采用湍流脈動(dòng)機(jī)制和Arrhenius機(jī)制控制，采用PISO算法對(duì)多噴管動(dòng)力系統(tǒng)尾焰流動(dòng)過程進(jìn)行求解，得到了尾焰流場(chǎng)的各項(xiàng)參數(shù)分布。在此基礎(chǔ)上，運(yùn)用氣體輻射傳輸方程和SLG模型對(duì)不同方向
火箭推進(jìn) 2016年6期2016-03-08
- 臨近空間平臺(tái)探測(cè)導(dǎo)彈尾焰紅外輻射算法研究*
空間平臺(tái)探測(cè)導(dǎo)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(yù)警學(xué)院，湖北 武漢 430019)針對(duì)當(dāng)前平均透過率計(jì)算方法在臨近空間探測(cè)彈道導(dǎo)彈尾焰輻射衰減中的不足，建立了以波數(shù)η為參量的輻射傳輸算法；利用輻射傳輸程序PcModwin對(duì)大氣中H2O，CO2，O3、氣溶膠等因子的導(dǎo)彈尾焰紅外輻射衰減能力進(jìn)行了仿真，通過仿真數(shù)據(jù)并結(jié)合數(shù)學(xué)算法，采用多元統(tǒng)計(jì)分析的方法對(duì)結(jié)果進(jìn)行分析。其結(jié)果與平均透過率方法相比具有較高的吻合度，同時(shí)該算法穩(wěn)定性更高，
現(xiàn)代防御技術(shù) 2016年6期2016-02-24
- 液氫/液氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)特性仿真研究
火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒尾焰。尾焰具有高溫、高速、大流量的特點(diǎn)，在發(fā)射階段會(huì)對(duì)發(fā)射場(chǎng)產(chǎn)生很強(qiáng)的沖擊干擾和輻射干擾影響。國(guó)外對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰的研究起步較早，但無論是數(shù)值模擬還是試驗(yàn)測(cè)量，1990年前進(jìn)展一直較為緩慢。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)和數(shù)值計(jì)算技術(shù)的發(fā)展，尾焰的研究取得了大量成果。文獻(xiàn) [1-3]研究了尾焰流場(chǎng)對(duì)飛行器彈體受力的影響，文獻(xiàn)[4-6]研究了發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)形成與發(fā)展特點(diǎn)，文獻(xiàn) [7-9]研究了發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)的沖擊效應(yīng)，文獻(xiàn) [10-11]研究了發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)
火箭推進(jìn) 2015年5期2015-12-16
- 基于導(dǎo)彈尾焰特征譜的SVDD檢測(cè)方法
鐘 宇?基于導(dǎo)彈尾焰特征譜的SVDD檢測(cè)方法康紅霞，黃樹彩，凌 強(qiáng)，吳建峰，鐘 宇（空軍工程大學(xué)防空反導(dǎo)學(xué)院，陜西 西安，710051）現(xiàn)有天基紅外導(dǎo)彈預(yù)警系統(tǒng)對(duì)目標(biāo)的探測(cè)側(cè)重于對(duì)紅外圖像的處理。從光譜維數(shù)據(jù)分析角度出發(fā)結(jié)合支持向量數(shù)據(jù)描述基本理論，提出了一種基于導(dǎo)彈尾焰特征譜的SVDD檢測(cè)方法。應(yīng)用小樣本訓(xùn)練數(shù)據(jù)建立了單分類器，以11型導(dǎo)彈目標(biāo)的紅外輻射尾焰特征譜數(shù)據(jù)作為訓(xùn)練樣本，比較了RBF與SSM作為核函數(shù)的檢測(cè)效果，應(yīng)用交叉檢驗(yàn)的方法確定寬度因子和
紅外技術(shù) 2015年8期2015-04-04
- 美國(guó)航空航天局有關(guān)UFO的幾個(gè)問題
接觀察，推進(jìn)器的尾焰看起來像什么？答：即使是火箭引擎正在燃燒時(shí)，其尾焰也并不總是能被看到，認(rèn)識(shí)到這一點(diǎn)極為重要。航天飛機(jī)的3臺(tái)主引擎，以及更大一些的軌道機(jī)動(dòng)系統(tǒng)引擎在啟動(dòng)和停機(jī)時(shí)都會(huì)發(fā)出“閃光”，但當(dāng)你對(duì)這些“閃光”進(jìn)行觀察時(shí)，就會(huì)發(fā)現(xiàn)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(jìn)器（不管是其中的主推進(jìn)器，還是更小一些的微調(diào)推進(jìn)器）都能發(fā)出明亮的中心線尾焰，但是這些尾焰會(huì)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(jìn)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(dòng)機(jī)尾焰對(duì)拖曳式設(shè)備的影響分析*
)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰對(duì)拖曳式設(shè)備的影響分析*何 超(91851部隊(duì) 葫蘆島 125001)針對(duì)某型試驗(yàn)導(dǎo)彈的拖曳式跟飛設(shè)備在飛行過程中受發(fā)動(dòng)機(jī)高溫高速尾焰影響的問題,提出了利用流體仿真計(jì)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(jìn)行二維仿真計(jì)算,分析了固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰輻射范圍,為拖曳式設(shè)備可靠跟飛確定了危險(xiǎn)區(qū)域,為設(shè)備自身氣動(dòng)設(shè)計(jì)等提供了必要的依據(jù)。尾焰; 仿真計(jì)算; 湍流模型Class Number TN9741 引言試驗(yàn)導(dǎo)彈是
艦船電子工程 2014年10期2014-07-05
- 與飛機(jī)融合的單邊膨脹噴管排氣系統(tǒng)氣動(dòng)和紅外輻射特征數(shù)值計(jì)算
入二次流降低排氣尾焰溫度等技術(shù)措施綜合利用[3-12]。例如，美國(guó)阿帕奇直升機(jī)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(jī)利用機(jī)身和雙垂尾翼從正面和側(cè)面遮擋噴管的紅外輻射等；美國(guó)隱身轟炸機(jī)F-1 1 7 A將這些技術(shù)綜合應(yīng)用，其噴管紅外輻射比常規(guī)收擴(kuò)噴管的降低9 0%以上，但是狹長(zhǎng)矩形噴口這種結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力性能和質(zhì)量都有較大的負(fù)面影響，不太適合于對(duì)機(jī)動(dòng)性能要求高的現(xiàn)代高速戰(zhàn)斗機(jī)。排氣
航空發(fā)動(dòng)機(jī) 2014年2期2014-04-27
- 彈道目標(biāo)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(biāo)在主動(dòng)段特有的回波,它的特性是檢測(cè)彈道目標(biāo)的主要依據(jù),對(duì)預(yù)警技術(shù)和反導(dǎo)技術(shù)的發(fā)展具有十分重要的意義:電離層探測(cè)儀利用尾焰回波對(duì)電離層的擾動(dòng)來提供彈道目標(biāo)的“有”和“無”信息[1];天波超視距雷達(dá)(Over-the-Horizon Radar,OTHR)利用尾焰回波RCS值增強(qiáng)的特性[2]來探測(cè)彈道目標(biāo),依據(jù)尾焰的頻域特性[3]不僅能夠判定彈道目標(biāo),而且可以提供它的開關(guān)機(jī)時(shí)間和大致方位;紅外探測(cè)設(shè)備可以不僅根據(jù)尾焰紅外
雷達(dá)科學(xué)與技術(shù) 2014年1期2014-03-14
- 數(shù)值模擬液體火箭尾焰流場(chǎng)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(shí)驗(yàn)測(cè)量和數(shù)值模擬兩種，由于實(shí)驗(yàn)測(cè)量需要耗費(fèi)大量的人力物力而且只能獲取典型條件下的結(jié)果[1]，半個(gè)世紀(jì)以來，人們致力于研究尾焰紅外輻射特性數(shù)值計(jì)算方法[2－4]，并提出了一系列計(jì)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(biāo)法[10]和傳輸方程積分法[11]等。為了計(jì)算實(shí)際工作條件對(duì)尾焰紅外輻射特性的影響，需要同時(shí)研究尾焰準(zhǔn)
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2013年4期2013-12-10
- 巡航導(dǎo)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(dòng)機(jī)噴管的紅外輻射、導(dǎo)彈發(fā)射部件的紅外輻射等;對(duì)環(huán)境輻射的反射主要包括直射、散射陽(yáng)光、地球輻射、天空輻射以及其他星球的輻射。在實(shí)際工程計(jì)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(dòng)加熱的蒙皮、尾流、發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管、蒙皮所反射的直射陽(yáng)光以及地球輻射。2.1 蒙皮氣動(dòng)加熱的輻射強(qiáng)度當(dāng)導(dǎo)彈在大氣中高速飛行時(shí)，蒙皮由于氣動(dòng)加熱而溫度升高，從而產(chǎn)生相應(yīng)的紅外輻射，氣動(dòng)加熱效應(yīng)引起的蒙皮溫度變化可以用如下經(jīng)驗(yàn)公式進(jìn)
激光與紅外 2013年11期2013-10-25
- 視線方向飛機(jī)紅外輻射特性建模與仿真
立了空中飛行目標(biāo)尾焰的溫度和組分分布模型，進(jìn)而建立了紅外輻射計(jì)算模型［4］;解放軍電子工程學(xué)院的陳衛(wèi)等建立了非均勻熱氣體紅外輻射計(jì)算模型［5］。然而由于飛機(jī)的紅外輻射受多種因素的影響，所建立輻射模型的準(zhǔn)確度都有待提高，特別是對(duì)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(chǎng)的工程方法存在計(jì)算脫離飛機(jī)的飛行狀態(tài)、流場(chǎng)不連續(xù)存在突變現(xiàn)象等問題。而且，研究者大多將目光聚焦于目標(biāo)的輻射特性，導(dǎo)致輻射計(jì)算中僅僅關(guān)注于典型視線方向的輻射，而對(duì)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(shù)值計(jì)算
此，對(duì)矩形噴管外尾焰紅外輻射特性研究頗有必要。目前，國(guó)外在飛機(jī)排氣系統(tǒng)紅外輻射特性研究方面的理論、技術(shù)和方法都進(jìn)行了研究，如Varney[2]，Jim[3]對(duì)飛機(jī)排氣系統(tǒng)的紅外輻射特性進(jìn)行了較詳細(xì)的數(shù)學(xué)建模和數(shù)值計(jì)算。國(guó)內(nèi)的學(xué)者從20 世紀(jì)90 年代開始已采用多種方法對(duì)火箭、導(dǎo)彈和飛機(jī)等發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰的紅外輻射特性進(jìn)行了計(jì)算。如董士奎等[4]用貼體坐標(biāo)系下的離散坐標(biāo)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(jì)算了
兵工學(xué)報(bào) 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(jī)尾焰建模方法,采用紋理映射技術(shù)、多細(xì)節(jié)層次 (levelsof detail,LOD)技術(shù)對(duì)尾焰粒子進(jìn)行實(shí)時(shí)渲染,加快了渲染速度,增強(qiáng)了真實(shí)感.仿真結(jié)果表明,生成的飛機(jī)尾焰效果真實(shí),具有良好的實(shí)時(shí)性,可在普通的 PC機(jī)上流暢運(yùn)行,同時(shí)給出了雨和雪的特效仿真.粒子系統(tǒng);紋理映射技術(shù);實(shí)時(shí)渲染;多細(xì)節(jié)層次技術(shù)在虛擬飛行中,存在飛機(jī)飛行產(chǎn)生的尾焰,以及雨、雪等復(fù)雜的自然景象,這些景象可顯著增強(qiáng)虛擬場(chǎng)景的“沉浸感”.在視景仿真中,可將尾焰、煙和雨、