對于在大氣中高超聲速飛行且配備有紅外成像檢測系統(tǒng)的高超聲速飛行器,其光學(xué)窗口與空氣熱流直接接觸被加熱,溫度極速上升,并導(dǎo)致形變分布不均勻,給飛行造成危險。過高的溫度會帶來大量的紅外輻射噪聲,同時光學(xué)窗口會因熱光效應(yīng),彈光效應(yīng)導(dǎo)使其折射率場分布不再均勻,會大幅降低紅外探測系統(tǒng)的探測質(zhì)量。因此,常使用噴流冷卻的方式對光學(xué)窗口實施保護。噴流冷卻能夠有效降低光學(xué)窗口表面溫度,但對整個窗口溫差分布的影響仍需探究。另一方面,噴流使整流罩的外流場結(jié)構(gòu)將變得更加復(fù)雜,出現(xiàn)諸如混合層、剪切層等復(fù)雜結(jié)構(gòu),使得穿過流場的光傳輸成像質(zhì)量明顯下降。所以探究冷卻噴流對外流場的氣動特性、窗口的氣動熱特性以及窗口的氣動光傳輸特性的綜合影響是極其有必要的。本文主要基于FLUENT、ANSYS軟件進行飛行器高速飛行時的流場仿真與熱仿真,研究噴流冷卻條件下飛行器的流場特性與光學(xué)窗口的氣動熱特性,然后根據(jù)仿真得到的數(shù)據(jù),以光線追跡的方式來計算光線經(jīng)過流場與光學(xué)窗口后的OPD。最后以波像差、點擴散函數(shù)、圖像失真程度作為光學(xué)性能的評價指標(biāo),結(jié)合飛行器氣動特性和光學(xué)窗口的熱特性,對噴流冷卻的影響進行綜合評價。主要內(nèi)容包括:（1）噴... 

【文章來源】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)黑龍江省 211工程院校 985工程院校

【文章頁數(shù)】：88 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【部分圖文】：

實驗裝置示意圖[43]

哈爾濱工業(yè)大學(xué)工學(xué)碩士學(xué)位論文8圖1-2Herssert宇航實驗室邊界層波前測量裝置[47]2012年，Wang等對超音速條件下飛行器高速飛行產(chǎn)生的復(fù)雜流場包括剪切層和湍流邊界層進行了研究，利用大渦模擬方法計算出該流場的密度分布，并將密度分布重構(gòu)為折射率分布，利用折射率結(jié)果計算光波穿過該流場后的波前畸變，最后將利用探測器測得的波前畸變數(shù)值與計算值對比，表明該仿真方法可靠性很高[48]。2014年，西北工業(yè)大學(xué)的趙剛等提出了一種快速仿真算，該方法以統(tǒng)計學(xué)為原理，建立了一種高速湍流統(tǒng)計模型，該算法能夠有效的實時復(fù)原因高速飛行器氣動效應(yīng)而劣化的圖像，具有較高的研究價值[49]。2016年，宋敏敏等從紅外輻射角度入手，著重研究高速飛行器高速飛行時產(chǎn)生大量熱輻射的機理，以及紅外輻射對紅外成像探測系統(tǒng)的影響[50]。2016年，李征威等人創(chuàng)新性的用氣體透鏡來替代高速飛行器光學(xué)窗口附近的流場，并用該氣體透鏡研究光線穿過流場的光傳輸效應(yīng)。基于有限元理論利用成熟的CFD流場仿真軟件計算得到2.5Ma飛行速度的整罩外流場特性，再根據(jù)流場仿真外流場參數(shù)等效計算出氣體透鏡的參數(shù)，包括折射率與焦距，計算光線通過該透鏡的偏移與抖動，結(jié)果表明該飛行速度時外流場的折射率因密度不均勻而導(dǎo)致的非均勻分布對光傳輸結(jié)果影響很小，甚至可以忽略不記。最后利用風(fēng)洞實驗得到實際的光傳輸結(jié)果，并與氣體透鏡方式的結(jié)果進行比較，證明該方法的正確性[51]。2017年，南京理工大學(xué)的蔣倩雯等對具有凸臺結(jié)構(gòu)的飛行器其凸臺附近的光傳輸進行了研究，分別利用LG光束和高斯光束穿過該流場，得到了穿過流場后光束光強的衰減程度以及波前畸變程度。結(jié)果表明，對于LG光束，穿過流場后的光束光強與目標(biāo)像的偏移程度受拓撲荷數(shù)的影響。相位方面，

哈爾濱工業(yè)大學(xué)工學(xué)碩士學(xué)位論文24第3章噴流冷卻條件下高速飛行器外流場氣動特性仿真分析3.1高速飛行器外流場有限元模型建立本章根據(jù)有限元思想和流體力學(xué)原理，建立了噴流冷卻條件下頭罩具有凹腔結(jié)構(gòu)的高速飛行器外流場有限元計算模型。建立底面直徑0.18m，長徑比為1，噴口位于頭罩中點處，氣動光學(xué)窗口為凹窗結(jié)構(gòu)，凹腔下沉5mm，噴口寬度為5mm，光學(xué)窗口的長度為30mm，靠近彈頂?shù)陌即懊嬖O(shè)為噴口，噴流方向為沿著彈體方向，具有凹腔的雙曲型、拋物型、圓錐型、橢球型、馮卡門型、正弦型頭罩和外流場的計算模型，根據(jù)實際飛行時飛行器周圍流場的特性采取相應(yīng)的網(wǎng)格劃分方式，根據(jù)實際飛行情況設(shè)置CFD仿真參數(shù)。研究不同飛行工況、頭罩面型、噴流參數(shù)的高速飛行器外流場氣動特性。下圖為高速飛行器馮卡門型頭罩的幾何模型。圖3-1高速飛行器馮卡門型頭罩的幾何模型3.1.1網(wǎng)格類型的選取根據(jù)第二章相關(guān)內(nèi)容可知，計算時需要把連續(xù)的空間離散成微元體，而實際計算中，采用劃分網(wǎng)格的方式，將連續(xù)空間離散化成大量網(wǎng)格，可以說劃分網(wǎng)格是仿真計算流體力學(xué)問題的基矗由于將劃分后的網(wǎng)格視作空間離散后的微元，則網(wǎng)格的優(yōu)劣直接影響仿真計算的結(jié)果，好的網(wǎng)格能夠很好的體現(xiàn)處流體的流動特性，有利于保證計算精度，而質(zhì)量差的網(wǎng)格會降低計算結(jié)果的精度，甚至?xí)姑恳徊降嬎氵^程中的殘差值過大，計算發(fā)散。一般來說，根據(jù)排布形式可將網(wǎng)格分為結(jié)構(gòu)型和非結(jié)構(gòu)型兩種。結(jié)構(gòu)型網(wǎng)格排布規(guī)律，能夠很好的體現(xiàn)處模型的幾何特性，有

【參考文獻】：
期刊論文
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碩士論文
[1]反向噴流干擾下的高超聲速鈍體氣動特性研究[D]. 王騰.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2013
[2]真實氣體效應(yīng)影響下的高超聲速氣動加熱計算方法[D]. 孫偉.南京航空航天大學(xué) 2013



本文編號：2996697