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相似文献
 共查询到20条相似文献,搜索用时 78 毫秒
1.
针对红外探测系统,进行了动态红外图像的计算机仿真生成技术研究.主要解决了以下四个问题:1.分析了飞机目标的红外辐射特性,包括发动机尾焰、尾喷口及飞机蒙皮的辐射计算方法;2.讨论了大气衰减对目标红外辐射特性的影响,对利用理论模型得到的目标红外辐射图像进行了修正,获得了较接近实际的模拟红外热图像;3.对探测成像系统的噪声仿真进行研究;4.完成软件编程,实现动态红外图像的仿真生成.  相似文献   

2.
基于红外物理学、热传递学,分析了飞机飞行过程中的主要辐射源.运用商业软件FLUENT,计算得到了飞机温度场和辐射场分布.综合大气透过率、探测器响应等因素影响,推导导引头探测器的基本教学模型.最后在搭建OpenGL软件平台的基础上,通过实验得到了导引头探测器接收到的飞机红外辐射图像.  相似文献   

3.
反向蒙特卡罗法模拟波瓣喷管的红外辐射特性   总被引:5,自引:0,他引:5  
为了考察波瓣喷管/混合器系统及其燃气的红外辐射特性,建立了反向蒙特卡罗法,推导了辐强度等计算公式;在已有三维流场的基础上,数值模拟了波瓣喷管尾喷焰及相关结构的红外特性.燃气的辐射特性由HITRAN数据库获得.与标准蒙特卡罗法结果比较表明,模型和计算程序可信.研究方法和结果可为波瓣喷管的红外抑制提供分析工具和参考.  相似文献   

4.
为降低排气系统的红外特征,以轴对称喷管为基准,设计了一种出口宽高比为4∶1的二元喷管;并对二元喷管出口型面进行不同尾缘修形。在商业软件中计算了二元喷管的温度场、速度场、压力场和组分浓度场的分布,采用自主开发的红外软件NUAA-IRSE,用反向蒙特卡罗法计算各喷管的红外辐射特征;并与基准轴对称喷管的计算结果进行对比。计算结果表明:二元喷管及对其尾缘修形后,遮挡了部分排气系统内部的高温部件,强化了尾喷流的掺混,在大部分探测方向上抑制了排气系统的红外特征;在喷管推力系数下降小于2%前提下,尾喷流红外最大降低36%,高温壁面红外最大降低28%。  相似文献   

5.
喷水对火箭发动机羽流红外特性的抑制作用研究   总被引:2,自引:0,他引:2  
为研究喷水对火箭发动机发射时排气羽流红外辐射的抑制作用,建立了羽流气液两相流场和红外辐射传输的计算模型,通过在能量方程中引入辐射源项和水的汽化导致的能量源项,实现了辐射计算和两相流场计算的耦合求解.计算中采用M ixture多相流模型求解气液两相流流场,使用汽化模型模拟了水的汽化效应.使用离散坐标法求解辐射传输方程,得到了3个主要波段内羽流的红外强度分布,将计算结果与红外热图进行对比,验证了计算结果的可靠性.研究结果表明,喷水后辐射强度在喷水管之后的大范围区域内明显降低.  相似文献   

6.
对坦克尾喷烟的热辐射特征进行了计算分析。方法 首先用流体力学理论计算出喷烟的流场参数和几何尺寸,在已知流场参数的基础上,再使用控工分子辐射理论和辐射传输理论计算出喷烟的辐射亮度,进而给出其辐射强度。结果理论值和实测值比较,误差不大。  相似文献   

7.
针对飞机红外隐身和反隐身技术发展的需要,建立了隐身飞机红外图像的仿真模型,并对飞机的红外隐身效果进行了评估.首先在飞机红外辐射计算模型的基础上,对二元喷管、低发射率蒙皮、发动机舱隔热、喷管冷气注入等进行红外隐身建模,经过渲染生成隐身飞机的红外图像;然后对低发射率蒙皮、发动机舱隔热与喷管冷气注入3种红外隐身措施的隐身效果进行分析.仿真结果表明,不同的隐身措施下,隐身战斗机辐射差异较大.   相似文献   

8.
基于Hallock-Burnham尾流速度模型,建立了尾涡流场、滚转力矩及最大坡度计算模型。通过对非涡核区域尾涡遭遇的仿真,计算尾涡流场中不同位置的飞机最大坡度,按坡度大小进行尾涡流场区域危险等级划分,确定流场中不同危险等级的分布范围;研究分析了飞机飞行高度、重量、马赫数以及前后机间隔等因素的变化对飞机尾涡遭遇的具体影响。通过案例分析计算,验证了模型的快速性,可用于尾涡流场非涡核区域危险性分析。  相似文献   

9.
在航空飞行中,低空风切变极易对处在起飞爬升或进近着陆阶段的飞机带来安全隐患,严重时会导致飞机失速甚至坠毁。低空风切变往往还具有持续时间短、尺度小、突发性强等特点。因此在中国民航和通用航空业高速发展的背景下,加强对飞机遭遇低空风切变的数值模拟仿真和研究具有重要意义和实际价值。采用SST模型并使用FLUENT计算尾涡演化,通过构建H-B尾涡耗散二维模型,应用ANSYS FLUENT UDF(user defined function)编译环境侧风不同的7种情况进行尾涡耗散机理的数值模拟,通过对比成都双流机场实地探测的尾涡发现在非线性垂直切变影响下侧风和涡诱导速度的叠加会导致尾涡对周围的压力分布不对称,引起尾涡对倾斜。  相似文献   

10.
数值仿真和实验研究了液冷塞锥不同冷却效率对配装二元寨式喷管的发动机红外辐射特征影响。研究结果表明:对塞锥进行冷却后,可有效降低发动机尾向3μm~5um波段红外辐射特征。对于发动机喷流红外辐射,采用塞锥液冷措施可有效降低喷流红外辐射,当冷却水量为0.1kg/s、0.2kg/s和0.3kg/s时,喷流0°~90°红外辐射强度均值分别可降低31.9%、53.5%和68.7%。对于发动机固体辐射,塞锥冷却效率在0.3~0.7范围,发动机尾向0°~30°固体红外辐射特征随冷却效率的升高而迅速降低;当冷却效率达到0.7以上时,发动机机尾向 0°~30°固体红外辐射特征降低趋势减缓。实验结果表明当冷却水量为 0.3kg/s 时,塞锥冷却效率达到 0.876,相对于基准发动机,隐身型发动机在0°~10°红外辐射均值可降低94.77%。  相似文献   

11.
协同工作模式下飞机总体布置设计过程建模   总被引:2,自引:1,他引:1  
针对协同工作模式下传统飞机设计任务分解和过程建模方法存在任务关联语义不明确和复杂流程分析能力弱的不足,提出了一种基于任务关联WBS(Work Breakdown Structure)/Petri网的飞机总体布置设计过程建模方法。在飞机系统WBS 基础上,采用可选、必选、选择、因果顺序、协调反馈等五种关系建立任务关联WBS 模型,再映射成基于Petri 网描述的飞机总体布置设计过程模型,实现飞机总体布置设计任务的静态结构表达和动态流程分析,使得任务分解和过程建模融为一体。通过建立飞机总体布置与协调系统对某飞机总体布置实例进行验证,证明了方法的正确性、有效性和适用性。  相似文献   

12.
建立了分析任意动力外荷载作用下超大型浮体瞬态弹性响应的时域有限元方法,并通过已有的试验数据对该方法进行了验证.对浮式跑道在飞机着陆期间的瞬态行为进行了数值仿真分析,其中,飞机在着陆期间产生的外力、飞机的位置以及速度时间历程均采用波音747-400大型喷气式客机的数据进行模拟.计算结果表明:飞机着陆早期其滑行速度超过跑道弹性变形波速,而随着飞机减速直至完全停止后,弹性变形波才超过飞机并与停止的飞机碰撞而使部分弹性波被反射.  相似文献   

13.
袁文峰 《科学技术与工程》2011,11(34):8546-8551
大型飞机的研制过程面临着各种动态风险。认识这些风险的分布规律,是应对风险的重要前提。针对大型飞机研制风险,主要包括环境风险、技术风险和管理风险三大类,建立了大型飞机研制项目风险的分布的极大熵模型,并对某型号飞机研制项目风险分布进行了实证研究。  相似文献   

14.
一种机载气象雷达飞行试验数据处理方法   总被引:1,自引:1,他引:0  
机载气象雷达是保障飞机飞行安全的重要电子设备。机载气象雷达探测的气象目标非人力可控,由于无法直接获得气象目标的测量数据,一直以来,飞行试验都难以有效评估机载气象雷达探测气象目标的准确性。给出了一种基于地面天气雷达单站雷达图的机载气象雷达飞行试验数据处理方法,实现了对机载气象雷达探测气象目标的强度、位置及形状准确性的有效评估,为机载气象雷达在飞行试验过程中的参数调整及性能考核提供了依据。  相似文献   

15.
机场端近净空区是机场障碍物限制要求最严格的部分,也是关系到机场运行安全的关键。针对现行机场净空规定中端净空区是综合各种机型的相关数据,以最不利状态确定的限制高度的状况,通过对6种不同飞机起飞着陆航迹的测试与分析,拟合出了各型飞机起飞、着陆航迹曲线,依据测试和计算结果,提出了基于机型的端净空区障碍物高度限制标准,为快速评估某型飞机能否在某机场运行提供了参考的依据。  相似文献   

16.
研究了军用飞机在服役环境下的湿热谱和复合材料结构的湿扩散以及相应的湿应力场,给出了某军用飞机模型复合材料机翼机构的分析数值结果,所给出的分析方法和数值分析结论对军用飞机结构设计和分析工作者有参考价值。  相似文献   

17.
以弹性飞机的三质量块等效模型、油气缓冲器多方指数气体弹力模型、油气缓冲器速率平方油孔阻力模型、幂函数轮胎力模型进行弹性飞机着陆动力学模拟,采用柔性飞机起落架优化设计方法,研究了机体结构振动对起落架设计参数优化的影响,探讨了改进柔性飞机起落架设计的被动控制方法。  相似文献   

18.
大柔性飞机着陆响应弹性机体模型   总被引:6,自引:0,他引:6  
对大展弦比、小弦长差、细窄机身结构特征的飞机,建立了着陆撞击分析时的自由-自由梁弹性机体模型,给出了自由-自由梁弯曲振动的一个近似解,并与实测值进行了对比,结果表明这个近似解具有较大的适用性.介绍了飞机机体刚体模态和一阶弯曲振动模态的飞机机体二质量块等效模型,研究了最大起飞质量及最小飞行质量2种情形下着陆时的机体弹性特征,探讨了弹性飞机起落架设计与刚性飞机相比在技术上的重大变化,为起落架设计中考虑飞机弹性影响提供了简化模型、直观概念和可靠依据.  相似文献   

19.
针对子空间模型辨识(SMI)方法这类线性模型辨识技术存在的建模误差,提出一种两阶段固定翼飞机飞行动力学模型辨识方法.首先采用基于辅助变量的闭环SMI方法辨识飞机的近似线性模型;然后,利用该模型构建扩张状态观测器,从而估计出系统中的非线性动态数据;在此基础上,进一步采用神经网络建立系统非线性动态的分散式模型.最后,利用B747飞机6自由度非线性模型进行系统辨识实验,所得结果验证了该方法的有效性.  相似文献   

20.
通过实弹打击试验和数值模拟等方法,研究了飞机遭高速离散杆条打击后形成切槽形损伤的机理,重点讨论了杆条尺寸、速度对飞机结构损伤的影响,建立了相关的计算公式,分析了模拟与打击结果产生误差的原因,可为飞机战伤预测、战伤评估、抢修预案制定及飞机战斗生存力设计提供依据。研究结果表明:只要杆条有足够的撞击速度,且偏航角大于0°,靶板就会形成长条形穿透损伤,即切槽形损伤;由于杆条在侵彻过程中存在着扩孔过程,故靶板上的切槽形损伤宽度大于杆条直径;当靶板不垂直于地面摆放,杆条以垂直于地面且偏航角为90°的姿态水平侵彻靶板时,所形成的切槽形损伤的长度大于杆条长度。在此条件下,适当减小靶板仰角,切槽形损伤长度可增加。  相似文献   

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