周方方，張二磊，陳宜峰

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臨近空間高超聲速飛行器紅外特性建模仿真

周方方，張二磊，陳宜峰

（中國空空導(dǎo)彈研究院，河南 洛陽 471009）

本文針對臨近空間高超聲速飛行器的紅外特性進(jìn)行建模仿真與分析。以美國X-51A的飛行器模型為例，綜合考慮目標(biāo)的運(yùn)動狀態(tài)、大氣環(huán)境等的影響作用，使用FLUENT軟件和SE-WORKBENCH-EO軟件建立目標(biāo)三維溫度場模型和紅外特性模型，并分析其紅外特性。

臨近空間；高超聲速飛行器；紅外仿真；紅外特性

0 引言

臨近空間高超聲速飛行器具有飛行速度高、突防能力強(qiáng)等特點(diǎn)，因此受到了各軍事強(qiáng)國的廣泛關(guān)注[1]。隨著臨近空間高超聲速飛行器的快速發(fā)展，防御方所面臨的空天威脅日趨嚴(yán)峻，由于高超聲速飛行器飛行速度超過5，摩擦使飛行器周圍的空氣溫度很高，紅外輻射明顯，有利于紅外傳感器探測[2]。為了應(yīng)對臨近空間高超聲速武器的威脅，必須了解臨近空間高超聲速武器的紅外特性。

獲取目標(biāo)的紅外特性數(shù)據(jù)可通過實(shí)驗(yàn)測量和數(shù)值仿真來實(shí)現(xiàn)。由于實(shí)驗(yàn)測量耗資巨大，實(shí)驗(yàn)結(jié)果容易受諸多環(huán)境因素的影響，建立紅外特性理論模型，通過數(shù)值仿真來獲取目標(biāo)的紅外輻射特征的方法被廣泛采用[3]。本文主要對以X-51A為代表的高超聲速飛行器的輻射特性進(jìn)行理論計(jì)算與分析。

對于高超聲速飛行器的紅外特性，本文主要依據(jù)其幾何模型、環(huán)境參數(shù)、飛行參數(shù)等特性數(shù)據(jù)進(jìn)行仿真計(jì)算獲得，具體步驟如圖1所示。

圖1 目標(biāo)溫度場仿真流程圖

1 幾何模型

1.1 X-51A參數(shù)

X-51A由巡航體、級間以及助推器3部分組成。幾何結(jié)構(gòu)如圖2所示。

飛行器全長7.62 m，質(zhì)量1780kg，最大寬度為584.2mm，其中巡航體長4.27m，質(zhì)量為671kg，采用楔形頭部、升力體機(jī)身、后部控制面設(shè)計(jì)[4]。

圖2 X-51A結(jié)構(gòu)圖

1.2 幾何模型建模

基于上述的X-51A參數(shù)，使用GAMBIT對模型進(jìn)行幾何建模，并使用TGRID的模型進(jìn)行劃分網(wǎng)格，網(wǎng)格劃分的精度決定了計(jì)算量大小和計(jì)算精度高低，所以網(wǎng)格劃分至關(guān)重要。網(wǎng)格劃分過程中必須嚴(yán)格控制網(wǎng)格疏密程度，提高網(wǎng)格質(zhì)量，確保計(jì)算過程不發(fā)散。一般來說，網(wǎng)格數(shù)量增加，計(jì)算精度會有所提高，但同時(shí)計(jì)算規(guī)模也會增加，所以在確定網(wǎng)格數(shù)量時(shí)應(yīng)權(quán)衡兩個(gè)因數(shù)綜合考慮[5]。在劃分網(wǎng)格時(shí)，可將飛行器表面周圍的網(wǎng)格盡量加密，而其余則可以適當(dāng)?shù)南∈?。其幾何模型及網(wǎng)格如圖3所示。

2 溫度場模型

臨近空間高超聲速飛行器一般存在功率較大的推進(jìn)系統(tǒng)，飛行速度較快，雖然幾何尺寸相對較小，但是其發(fā)動機(jī)和蒙皮將提供很強(qiáng)的紅外輻射；當(dāng)飛行速度為大于5時(shí)，飛行器蒙皮將超過發(fā)動機(jī)成為最主要的紅外輻射源[6]。

2.1 高超聲速飛行器傳熱分析

傳熱過程主要遵循熱力學(xué)第一定律和第二定律，是一種復(fù)雜的物理現(xiàn)象，通常有熱傳導(dǎo)、熱對流和熱輻射3種基本方式。在固體中發(fā)生的熱傳遞主要取決于熱傳導(dǎo)，而在氣體中傳熱主要靠熱對流或者熱輻射[7]。

飛行器在臨近空間大氣層內(nèi)高速飛行時(shí)會產(chǎn)生氣動加熱，飛行器周圍的空氣介質(zhì)受到劇烈的摩擦與壓縮作用，引起飛行器周圍空氣的溫度、壓力等劇烈變化，空氣與飛行器表面之間產(chǎn)生溫度差，從而氣固介質(zhì)之間產(chǎn)生傳熱過程，使飛行器表面溫度升高。

若壁面溫度已給定，則壁面與流體的換熱量為：

2＝f(w－f)＋rad2(1)

式中：f是對流換熱系數(shù)，根據(jù)當(dāng)?shù)亓鲌鲇?jì)算得到；w是壁面表面溫度；f為周圍介質(zhì)溫度；rad2為壁面輻射。

固體壁面向內(nèi)的傳熱方程為：

式中：S為壁面內(nèi)部溫度；S為傳熱系數(shù)；D為壁面法相方向。

若熱通量給定，根據(jù)流體換熱和固體換熱公式，壁面溫度分別為：

若邊界條件是對流換熱，即給定對流換熱系數(shù)ext，則：

2＝f(w－S)＋rad2＝ext(ext－w) (5)

若邊界條件是輻射換熱，即給定輻射系數(shù)ext，則：

2＝f(w－S)＋rad2＝ext(￥4－w4) (6)

同時(shí)考慮對流和輻射時(shí)，則：

s2＝f(w－f)＋rad2＝ext(ext－w)＋ext(￥4－w4) (7)

流體內(nèi)側(cè)的熱交換由下公式計(jì)算獲得：

2.2 湍流模型

本文使用以Navier-Stokes方程為基礎(chǔ)的Realizable-模型湍流模型，和是兩個(gè)基本未知量，湍流動能（）方程和耗散（）輸運(yùn)方程分別為[8]：

式中：為氣流密度；uu為速度分量；g為重力分量；為溫度；、b、的計(jì)算公式為：

對于可壓流體：

Mk＝2t2(14)

2.3 高超聲速飛行器溫度場計(jì)算

本文采用商業(yè)計(jì)算軟件FLUENT來計(jì)算目標(biāo)的溫度場分布，為保證可壓縮流中激波捕捉精度，采用基于密度的求解器，湍流模型使用Realizable-模型，邊界條件類型包括壓力遠(yuǎn)場，絕熱無滑移壁面等[9]。在計(jì)算過程中，主要考慮高度、速度、輻射、熱對流等的影響作用。根據(jù)X-51A的飛行特點(diǎn)，本文選取計(jì)算條件如表1和表2所示。

表1 仿真目標(biāo)飛行參數(shù)

表2 仿真目標(biāo)物性參數(shù)

如圖4所示，機(jī)身溫度分布變化不大，在機(jī)頭位置由于氣動加熱的作用，溫度高于其他區(qū)域，其后方溫度緩慢降低，在尾噴口附近溫度略微升高，符合對高超聲速溫度分布的一般認(rèn)知。

(a) 目標(biāo)機(jī)身溫度場

(b) 目標(biāo)流場溫度分布

(c) 目標(biāo)流場壓力分布

速度是影響蒙皮紅外輻射特性的主要原因之一，因?yàn)槊善さ募t外特性與其溫度息息相關(guān)，而蒙皮溫度分布的主要影響因素為氣動加熱與發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)，速度與油門大小有一定的關(guān)系，同時(shí)，速度的大小也是影響氣動加熱的主要因素之一。X-51A在30km高度、不同速度下，其機(jī)身軸向溫度分布如圖5所示，其中，坐標(biāo)軸從小到大表示從機(jī)頭到尾噴，坐標(biāo)軸表示相應(yīng)位置的溫度。由圖可以看出：隨著飛行速度的增大，飛行器的氣動加熱作用增強(qiáng)，機(jī)體溫度整體升高，蒙皮的紅外輻射也隨之增大。同時(shí)，速度較低時(shí)，由于發(fā)動機(jī)熱部件的作用，機(jī)身中部溫度較其他部位升高，但隨著速度的增加，發(fā)動機(jī)的影響作用逐漸減小，氣動加熱成為更主要的溫度影響因素。

(a) 速度為2

(b) 速度為6

(c) 速度為8

圖5 X-51A溫度分布

Fig.5 Temperature distribution of X-51A

3 紅外特性仿真

飛行器的紅外輻射經(jīng)過大氣傳輸作用，最后到達(dá)探測器，大氣傳輸作用主要包括大氣衰減與大氣路徑輻射。

飛行器的自身輻射主要與飛行器的溫度相關(guān)，根據(jù)普朗克單色輻射公式，給定波段(1～2)范圍內(nèi)目標(biāo)紅外輻射為：

式中：(,)為飛行器表面材質(zhì)在給定波段，給定溫度下的發(fā)射率；1、2為輻射常數(shù)。

經(jīng)過大氣作用，到達(dá)探測器前端的飛行器紅外輻射可表示為：

式中：為大氣衰減率；stm為大氣路徑輻射。

本文主要使用法國建模軟件SE- WORKBENCH-EO來進(jìn)行紅外圖像仿真與渲染。SE-WORKBENCH-EO是一個(gè)有效的、專業(yè)的用于紅外合成環(huán)境數(shù)據(jù)生成、仿真和分析的工具包，提供了一個(gè)可見光與紅外的合成環(huán)境的仿真?zhèn)鞲衅鞲兄恢碌?、無比精確的方法。

根據(jù)計(jì)算得到的目標(biāo)溫度分布，使用SE- WORKBENCH-EO軟件對大氣透過率、大氣路徑輻射以及探測器的相關(guān)特性進(jìn)行仿真計(jì)算，最終獲得目標(biāo)的紅外特性圖像，如圖6所示。

4 結(jié)論

本文通過綜合考慮目標(biāo)運(yùn)動狀態(tài)、大氣環(huán)境等因素的影響作用，建立臨近空間高超聲速飛行器的溫度場模型與紅外特性模型。由于并沒有實(shí)測數(shù)據(jù)，并不能對模型進(jìn)行驗(yàn)證，但是其溫度分布和紅外特性與理論認(rèn)知一致，可為臨近空間高超聲速飛行器紅外特性的研究工作提供一些參考數(shù)據(jù)，為目標(biāo)的探測、識別、精確打擊提供基礎(chǔ)數(shù)據(jù)，有一定應(yīng)用價(jià)值。

圖6 X-51A紅外圖像（速度6Ma，高度30km）

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Infrared Simulation of Near Space Hypersonic Vehicle

ZHOU Fangfang，ZHANG Erlei，CHEN Yifeng

(,471009,)

In this paper, research on infrared simulation of a near space hypersonic vehicle is presented. Considering X-51A as an example, the model for calculation of the 3D temperature and infrared flux of the target was developed using FLUENT and SE-WORKBENCH-EO, with comprehensive consideration of external influences, such as the impact of the atmospheric environment, the movement of the target, etc. The infrared characteristics of the target have been analyzed.

near space，hypersonic vehicle，infrared simulation，infrared radiation characteristics

TN216

A

1001-8891(2017)08-0746-05

2015-04-15；

2015-06-14.

周方方（1986-），女，河南洛陽人，研究方向：紅外圖像建模與仿真。