辐射板强化喷管换热与红外抑制效果试验研究

试验研究了在发动机喷管中加装金属辐射板前后,喷管壁面温度、热喷流温度与喷管红外辐射特征的变化。结果表明,加装金属辐射板后,热喷流与喷管壁面之间的热量传递显著增强,热喷流中心温度降低,壁面温度明显升高,在90°方向上,热喷流3～5μm波段的红外辐射强度降低了38.5%。文中从热喷流、喷管壁面以及金属辐射板等相关部件的温度变化情况对红外辐射强度的变化原因进行了解释。      

喷口修形对二元喷管红外特征影响的数值研究

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%。     

喷水对火箭发动机羽流红外特性的抑制作用研究

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.     

离散颗粒抑制热喷流红外辐射的大涡模拟

为了探究气溶胶离散颗粒对飞行器排气喷管热喷流3～5μm波段的红外辐射的抑制效果,设计地面状态下气溶胶颗粒投射的仿真环境,采用大涡模拟和颗粒离散相模型对含气溶胶颗粒的飞行器排气喷管尾部气固两相剪切流进行数值模拟研究,系统地分析颗粒的质量流量、粒径和喷射速度对离散颗粒空间分布形态以及热喷流红外辐射抑制的影响规律。研究结果表明：颗粒的质量流量和粒径对于红外抑制效率的影响较为明显,增加颗粒质量流量对颗粒的空间分布形态影响较小,但能够显著提升红外抑制效率;当颗粒粒径大于1.0μm时,颗粒空间分布均匀,红外抑制效率最高;颗粒的喷射速度对于颗粒的空间分布以及红外抑制效率的影响较小。     

不同出口型式S型喷管红外辐射特性研究

利用数值的手段对喷管羽流的红外特性进行了研究。分析了轴对称、椭圆形、矩形及梯形喷管出口对红外辐射特性的影响,结果表明,上方探测平面和下方探测平面的辐射强度分布呈现出不对称性,这一点对于轴对称S型喷管表现得尤为明显。同时在相同的、较小的探测角度下,二元喷管和梯形出口喷管处于一个较低的数值,有利于提高飞行器的隐身性能。     

武装直升机机体红外辐射数值模拟方法研究

针对武装直升机机体红外辐射的数值计算问题,本文首先在分析蒙皮受热情况的基础上,提出了一种利用区域分解求解机体表面温度分布的方法.该方法将机体分为3个温度区域:一般蒙皮区域,其温度变化通过热网络法求解;发动机热影响蒙皮区域,其温度变化由热源法求解;喷焰加热蒙皮区域,其温度变化由直升机旋翼洗流干扰下的热喷流模拟求解.在此基础上,研究了机体红外辐射的数值模拟方法,包括蒙皮自身辐射的计算和蒙皮反射辐射的计算.最后,应用本文方法,对某型武装直升机的机体红外辐射强度进行了数值模拟,计算结果符合实际分布规律,计算误差在工程精度要求内.该方法已应用于武装直升机红外辐射数值模拟软件中,应用表明该方法稳定、可靠,适于工程分析.     

反向蒙特卡罗法模拟波瓣喷管的红外辐射特性

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.     

平行板间各向异性散射介质辐射传递方程求解

通过计算离散能束在传播过程中散射的能量在空间方向上的分布份额,用基于蒙特卡洛法的DRESOR法在平行平板系统内对相函数分别为一阶前向、一阶后向的各向异性散射介质中的辐射传递方程进行了求解,分别给出了各向异性散射条件下系统边界的具有较高方向分辨率的辐射强度分布以及系统内的热流、热源和入射辐射分布,并对各向异性散射对结果的影响进行了分析.将计算辐射强度结果代入辐射传递方程进行验证计算,验证结果的比较证明了DRESOR法求解辐射传递方程的有效性和正确性,并且计算结果达到了很高的精度.     

对卫星遥感大气订正6S模型中的算法的探讨

对6S模型中的算法进行了探讨,并提出了不同的看法：a．6S模型中将向上辐射强度分解为5个组分是没有必要的,事实上其中有些组分很难计算,其计算结果也不够精确,同时这5个组分之和也并不严格等于总辐射强度;b．6S模型对邻近效应的计算也存在着较大误差;c．一维地-气耦合辐射的数值计算只是一个很简单的问题,宜首选国际辐射传热界发展的离散坐标法来求解;d．宜选用逆向蒙特卡罗法来分析邻近效应．另外,对最近提出的多步法做了进一步扩展,以使其能计算更多的向上辐射强度组分．最后,提出了一种更便于大气订正的向上辐射强度划分方法．     

用离散坐标法计算任意方向辐射强度(Ⅰ):原理

针对目前所提出的各种离散坐标格式中的离散方向大都是固定的，不能任意调节，因而无法满足一些工程辐射问题的需要的问题，在“带无穷小加权离散坐标格式”的基础上，提出了一种离散坐标方法来计算任意方向上的辐射强度．同时，提出了带微小控制角有限体积法的概念．     

隐式有限体积TVD格式在羽流场中的应用

火箭羽流会造成噪声、烟雾、热辐射、环境污染和信号衰减等多种效应,因此研究排气羽流问题至关重要。采用三维隐式有限体积TVD格式,通过求解定常可压缩Euler方程,数值模拟了来流马赫数为1．0、1．5、2．0和喷管出口压力比为1．0、2．0、3．0时的火箭羽流场,并对各流场参数和噪声进行了计算和比较。所采用的二阶格式具有分辨率高、收敛快速稳定、可较好模拟复杂计算区域和流场波系等优点。声压级在相交激波点附近出现剧烈变化,喷管出口处的激波和排气羽流造成强噪声。     

船舶排气热特征求解器开发及结果影响因素分析

为了分析船舶中排气羽流热和气体组分的流动特性,更好地揭示其热分布及红外辐射特征,以某现代常规动力船舶为例,基于开源软件OpenFOAM开发了recRhoSimpleFoam可压缩羽流热特征求解器,该求解器能够计算船舶羽流温度的热分布及各气体组分的分布特性,在此基础上分析不同网格数量、离散格式和边界条件对排气羽流温度和气体组分流动的影响。结果表明,网格划分精细度能够影响其数值模拟的求解结果,精细网格对于热特征的分析更为有利,离散格式和边界条件的改变对于其羽流温度的影响较小。该研究可为下一步流场的优化以及红外仿真工作提供参考依据。     

固体火箭尾焰等离子体特性影响因素数值

为研究固体火箭尾焰等离子体分布特性,采用CFD方法对不同工况下某型号固体火箭发动机尾焰进行了仿真,获得了尾焰流场温度及压强分布,并采用等离子体浓度模型计算了尾焰等离子体浓度分布。在此基础上,对尾焰等离子体频率进行了求解和分析,得到了其在尾焰轴线方向上的变化规律。分析结果表明,火箭尾焰等离子体特性对推进剂中Al含量的依赖性很高,随着推进剂中Al含量增加,尾焰温度升高,燃气电离度增加直至成为等离子体,尾焰等离子体区域范围增大;随着飞行高度的增加,尾焰等离子体区域位置后移。     

贴体坐标系下离散坐标法计算尾喷焰辐射特性

在计算尾喷焰燃气组分、辐射物性的基础上，用贴体坐标系下的离散坐标法(DOM)，研究了不同工况下尾喷焰的红外光谱辐射特性随飞行高度的变化特征，分析了介质的辐射物性对尾喷焰辐射特性的影响．研究结果表明：尾喷焰的辐射物性对尾喷焰辐射传输计算有很大的影响；在所考虑的工况下，与喷焰轴向全立的方向上光谱辐射最强。     

SSCR系统NH3与尾气混合特性的仿真研究

本文利用AVL FIRE三维商用仿真软件对Solid Selective Catalytic Reduction (SSCR)系统直接喷射NH3时,NH3与尾气在排气道的影响因素进行模拟计算,考察的因素包括工况、NH3温度、喷嘴的安装角度以及喷嘴位置。结论如下：NH3与尾气混合受来流影响较大,排气流量大,排气温度高时,利于NH3与尾气混合;NH3初始温度对于气体混合影响不大;喷嘴安装角度增大利于气体轴向分布,也利于气体混合;SSCR系统直接喷射NH3可以优化喷嘴位置,使排气系统体积减少     

火箭尾焰等离子体浓度分布数值计算

在火箭尾焰电磁波衰减影响研究中,需要了解火箭尾焰流场等离子体浓度分布.使用数值方法计算了固体火箭尾焰流场参数,应用等离子体浓度计算模型,对火箭尾焰流场等离子体浓度分布进行了数值计算,并对仿真计算结果进行分析,为研究穿越火箭尾焰电磁波干扰提供研究数据.