孟 奇,馬麗芳,張 航

(陸軍炮兵防空兵學(xué)院高過(guò)載彈藥制導(dǎo)控制與信息感知實(shí)驗(yàn)室,安徽 合肥 230031)

自20世紀(jì)90年代以來(lái),多次局部戰(zhàn)爭(zhēng)都使用了精確制導(dǎo)類彈藥,其中,圖像制導(dǎo)體系具備高分辨率、強(qiáng)隱蔽性等特點(diǎn),在鞏固國(guó)防安全方面有良好的應(yīng)用前景[1]。特別是經(jīng)歷四代發(fā)展變革的紅外成像制導(dǎo)技術(shù),不僅可以彌補(bǔ)可見(jiàn)光成像制導(dǎo)在全天時(shí)、全天候方面的不足,而且能輔助衛(wèi)星制導(dǎo)消除目標(biāo)定位誤差,可有效提高戰(zhàn)場(chǎng)適應(yīng)能力[2]。

然而,高速飛行器的紅外成像系統(tǒng)在運(yùn)動(dòng)過(guò)程中,周圍的空氣受到強(qiáng)烈擾動(dòng),擾動(dòng)區(qū)域的空氣組分、壓力、密度等物理參數(shù)發(fā)生改變,擾動(dòng)流場(chǎng)產(chǎn)生復(fù)雜的氣動(dòng)熱效應(yīng),導(dǎo)致紅外窗口附近出現(xiàn)高溫區(qū)域,容易使獲取的目標(biāo)圖像發(fā)生偏移、抖動(dòng)、模糊等[3]。針對(duì)這一問(wèn)題,文獻(xiàn)[4]通過(guò)建立三級(jí)折轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)的球錐體模型計(jì)算了不同攻角下表面和錐體母線的極值溫度,發(fā)現(xiàn)基于CFD/CTD耦合方法可提高計(jì)算效率。文獻(xiàn)[5]中提出一種基于有限體積法的流-熱-固一體化計(jì)算方法,較精確地計(jì)算了二維鈍體、三維鈍體的熱流密度?？梢?jiàn),高速飛行器頭部附近流場(chǎng)氣動(dòng)熱一直是人們研究的焦點(diǎn),也是紅外窗口穩(wěn)定成像面臨的直接威脅。

為適應(yīng)飛行器高速運(yùn)動(dòng)復(fù)雜環(huán)境,減小空氣擾動(dòng)和氣動(dòng)加熱對(duì)紅外成像帶來(lái)的不利影響,相關(guān)學(xué)者也展開(kāi)廣泛研究。文獻(xiàn)[6-7]通過(guò)一體化防熱設(shè)計(jì),實(shí)現(xiàn)綜合防熱和承載功能,以達(dá)到減小高溫影響的目的。文獻(xiàn)[8]設(shè)計(jì)了一維傳熱簡(jiǎn)化方法，建立了快速仿真平臺(tái),能夠在短時(shí)間內(nèi)完成綜合熱管理方案的模型計(jì)算,通過(guò)熱管理系統(tǒng)，合理減小高溫的影響。文獻(xiàn)[9-10]開(kāi)展了鈍體與周圍流體的流-熱相互作用間的主動(dòng)冷卻熱流技術(shù)研究,發(fā)現(xiàn)鈍體頭部使用雙機(jī)翼模型,在引入冷卻射流后，熱通量可降低45%以上。文獻(xiàn)[11]通過(guò)分析熱分布情況不同的共形曲面?zhèn)却暗牟ㄏ癫?提出了在共形整流罩上設(shè)計(jì)曲面?zhèn)却暗臉?gòu)想，并驗(yàn)證該構(gòu)想。

基于上述背景,針對(duì)紅外窗口高速飛行中容易受到氣動(dòng)熱影響的問(wèn)題,本文以某高速導(dǎo)彈彈頭部為模型,通過(guò)數(shù)值模擬方法計(jì)算了不同工況下彈頭部流場(chǎng)的氣動(dòng)加熱特性,并在此基礎(chǔ)上，提出一種紅外側(cè)窗成像方法,通過(guò)實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證成像效果,期望能為減小氣動(dòng)加熱對(duì)窗口成像的影響提供一些建議或啟示。

1 氣動(dòng)加熱數(shù)值模擬

1.1 氣動(dòng)熱環(huán)境

氣動(dòng)熱是高速流場(chǎng)性質(zhì)的表現(xiàn)形式之一,其產(chǎn)生與發(fā)展同流場(chǎng)基本物性參數(shù)休戚相關(guān)。流場(chǎng)基本物性參數(shù)包括靜壓強(qiáng)、溫度、密度、黏性系數(shù)等,對(duì)于流場(chǎng)特性計(jì)算一般都以此為基礎(chǔ)。根據(jù)大氣在垂直方向上的溫度特性可以知道,彈載紅外成像系統(tǒng)通常工作在對(duì)流層(20 km以下高空),通過(guò)探空氣球和飛艇，可以實(shí)驗(yàn)測(cè)定其基本物性參數(shù)。

為分析高速流場(chǎng)的氣動(dòng)加熱情況,物體表面和流動(dòng)區(qū)域會(huì)形成激波層,激波面貼近物體表面,高溫區(qū)域常發(fā)生在此處,因此,激波的存在是必須考慮的。文獻(xiàn)[12]指出,零攻角狀態(tài)下超聲速圓錐頭部流場(chǎng)是軸對(duì)稱的圓錐形,錐身折轉(zhuǎn)處產(chǎn)生圓錐激波;類似于無(wú)攻角狀態(tài),有攻角的圓錐頭部流場(chǎng)也是錐形的,但存在迎風(fēng)面與背風(fēng)面的差異,區(qū)別表現(xiàn)在激波角、流場(chǎng)流線形狀等。

當(dāng)物體在大氣中以超聲速飛行時(shí),來(lái)流馬赫數(shù)越大,激波越強(qiáng),激波后氣體受到的壓縮越強(qiáng)。由于激波壓縮以及黏性阻滯的存在,高速來(lái)流空氣部分動(dòng)能會(huì)轉(zhuǎn)化為分子運(yùn)動(dòng)內(nèi)能,導(dǎo)致氣體溫度升高。空氣來(lái)流穿過(guò)激波溫度激增,前后溫度的一般關(guān)系式[13]為

(1)

其中,T1、T2分別為激波前、后氣體溫度,γ為氣體的比熱容比(通?？諝馊?.4),M1為激波前來(lái)流馬赫數(shù),β為激波角。對(duì)于高超聲速流或者正激波來(lái)說(shuō),式(1)可以根據(jù)計(jì)算精度要求適當(dāng)簡(jiǎn)化。

上述分析可知,彈載紅外成像探測(cè)系統(tǒng)在大氣層內(nèi)工作時(shí),導(dǎo)引頭與周圍空氣發(fā)生強(qiáng)烈的相互作用,紅外窗口會(huì)直接面臨惡劣的氣動(dòng)環(huán)境,氣動(dòng)加熱的發(fā)生會(huì)在窗口附近形成高溫區(qū)域,傳熱和輻射作用也都容易威脅窗口正常工作。

1.2 數(shù)值模擬研究

高速飛行器氣動(dòng)加熱求解問(wèn)題一般包括理論分析、實(shí)驗(yàn)研究、數(shù)值計(jì)算和工程算法等,但考慮可行性和客觀經(jīng)濟(jì)性,數(shù)值模擬成為當(dāng)前學(xué)者們常用的研究手段?？焖侔l(fā)展的計(jì)算流體力學(xué)(CFD)推動(dòng)了氣動(dòng)熱數(shù)值模擬研究,在國(guó)內(nèi)外軍事領(lǐng)域現(xiàn)有或公開(kāi)報(bào)道的實(shí)際測(cè)定數(shù)據(jù)很少的情況下,數(shù)值模擬方法一定程度上拓展了氣動(dòng)熱的研究方向。數(shù)值模擬是通過(guò)求解維納-斯托克斯方程(N-S方程)及其針對(duì)特定問(wèn)題求解的完備流動(dòng)控制方程來(lái)計(jì)算氣動(dòng)加熱情況。

當(dāng)研究流體流動(dòng)特性時(shí),首先會(huì)考慮流體力學(xué)中三大守恒方程:連續(xù)方程、動(dòng)量方程、能量方程,流體力學(xué)方程組(笛卡爾張量方程形式)[14]可表示為:

(2)

(3)

(4)

其中,ρ為流動(dòng)氣體密度,vi,vj為宏觀運(yùn)動(dòng)速度,σij為黏性應(yīng)力張量,p為壓強(qiáng),fi為單位質(zhì)量流體的體積力項(xiàng),E為流體的比內(nèi)能,α為導(dǎo)熱系數(shù),Φ為耗散函數(shù)。

方程(3)中,黏性應(yīng)力σij滿足:

(5)

其中,μ為第一黏性系數(shù)(動(dòng)力黏性系數(shù)),λ為第二黏性系數(shù)(膨脹黏性系數(shù)),分子運(yùn)動(dòng)理論已證明,除了一些極端情況,一般情況下的氣體運(yùn)動(dòng)可近似認(rèn)為λ=0。

方程(4)中,耗散函數(shù)Φ反映外部通過(guò)對(duì)單位體積流體做功將機(jī)械能轉(zhuǎn)化為內(nèi)能,滿足:

(6)

對(duì)于熱完全氣體,能量E滿足:

(7)

導(dǎo)熱系數(shù)可引入普朗特?cái)?shù)Pr表示(Cp為定壓比熱容):

(8)

或者根據(jù)傅里葉定律:

(9)

根據(jù)薩瑟蘭(Sutherland)公式可以獲得第一黏性系數(shù)μ,即

(10)

其中,μ0和T0為參考值,C為常數(shù)。

根據(jù)熱力學(xué)關(guān)系和氣體狀態(tài)方程,有(R為通用氣體常數(shù)):

(11)

根據(jù)以上分析,可以初步得到完備的流動(dòng)控制方程,但涉及湍流流動(dòng)等復(fù)雜問(wèn)題,往往需要根據(jù)求解需求,補(bǔ)充湍流模型使方程封閉可解。常見(jiàn)的有標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型、k-ω模型和SSTk-ω模型。SSTk-ω模型綜合了前兩個(gè)模型各自的優(yōu)點(diǎn),可以應(yīng)用于范圍更大的流動(dòng)問(wèn)題計(jì)算,式(12)表示k和ω的輸運(yùn)方程[15]:

(12)

其中,M表示附加應(yīng)力項(xiàng)的定義物理量,μt為湍流黏性系數(shù),參數(shù)σk、σω、A、B可由其他混合函數(shù)關(guān)系式計(jì)算給出。在此基礎(chǔ)上,加之適應(yīng)物理問(wèn)題的定解條件就可以完成氣動(dòng)加熱數(shù)值模擬。

1.3 氣動(dòng)加熱仿真計(jì)算

本文以某高速導(dǎo)彈彈頭建立三維模型,研究彈頭部氣動(dòng)熱環(huán)境。模型取0°攻角球面鈍體彈頭,球面半徑為50 mm,彈體半錐角為15°,彈頭最大直徑為300 mm,彈體材質(zhì)為T(mén)C4鈦合金,表面溫度300 K;來(lái)流條件為流速3Ma氣流,來(lái)流溫度216.7 K,壓強(qiáng)5 529.3 Pa(20 km高空,參照美國(guó)1976年測(cè)定數(shù)據(jù))。圖1顯示了彈頭部的網(wǎng)格劃分情況,根據(jù)對(duì)稱性取幾何和計(jì)算域的一半。為準(zhǔn)確捕捉邊界層內(nèi)流動(dòng)情況,對(duì)頭部壁面附近進(jìn)行了網(wǎng)格加密處理。

圖1 彈頭部網(wǎng)格劃分

1.4 不同工況彈頭部氣動(dòng)加熱對(duì)比分析

為分析來(lái)流馬赫數(shù)對(duì)氣動(dòng)加熱的影響程度,本文選擇攻角為0°,馬赫數(shù)分別為2、3、5時(shí)的工況(其他條件不變)進(jìn)行模擬計(jì)算,可得到與圖2相類似的高溫分布區(qū)域。表1給出了不同馬赫數(shù)下彈頭部流場(chǎng)駐點(diǎn)區(qū)域溫度,可以看出,隨著馬赫數(shù)的升高,駐點(diǎn)區(qū)域溫度越來(lái)越高,且增加速率越來(lái)越快;馬赫數(shù)為2時(shí)，駐點(diǎn)溫度為389.51 K,馬赫數(shù)增加到5時(shí),溫度激增到1 287.99 K,可見(jiàn)彈頭部駐點(diǎn)區(qū)域存在高溫風(fēng)險(xiǎn),紅外窗口工作面臨嚴(yán)峻挑戰(zhàn)。

表1 流場(chǎng)駐點(diǎn)區(qū)域溫度

本文選取來(lái)流馬赫數(shù)為3時(shí)的工況,研究了攻角為0°、5°、10°、15°(其他條件不變)時(shí)流場(chǎng)溫度區(qū)域分布。如圖2所示,從對(duì)稱面上的溫度云圖可以發(fā)現(xiàn),攻角的存在導(dǎo)致駐點(diǎn)高溫區(qū)域分布不均勻,隨著攻角增大朝著迎風(fēng)面偏移,駐點(diǎn)區(qū)域最高溫度基本保持不變。

圖2 不同攻角溫度分布

根據(jù)前面分析可知,彈頭部外流場(chǎng)氣動(dòng)加熱產(chǎn)生的高溫區(qū)域,駐點(diǎn)與非駐點(diǎn)處溫度差異較大。本文選取馬赫數(shù)為3、攻角為0°時(shí)的工況,研究彈頭部駐點(diǎn)與非駐點(diǎn)區(qū)域的溫度差異;模擬計(jì)算彈頭部壁面取300 K,熱流密度大，說(shuō)明該區(qū)域流場(chǎng)溫度高。圖3給出沿頭部母線流場(chǎng)的溫度分布,可以發(fā)現(xiàn),駐點(diǎn)區(qū)域附近熱流密度高達(dá)326 kW/m2,沿母線方向頭部駐點(diǎn)區(qū)域向尾部推移,熱流密度迅速下降,至遠(yuǎn)離駐點(diǎn)區(qū)域時(shí)熱流密度基本維持在一個(gè)較低水平。

圖3 模型表面熱流密度

為研究模型頭部及側(cè)身高溫效應(yīng)分布,本文計(jì)算分析了不同工況下的穩(wěn)態(tài)結(jié)構(gòu)溫度場(chǎng)分布。如圖4計(jì)算結(jié)果所示,同外流場(chǎng)氣動(dòng)加熱規(guī)律相契合,2Ma時(shí)頭部駐點(diǎn)附近結(jié)構(gòu)溫度只有356 K,5Ma時(shí)頭部溫度上升到1 225 K,沿彈頭駐點(diǎn)向側(cè)身之后溫度迅速降低,側(cè)身錐面溫度較頭部保持較低水平。此外,攻角的存在會(huì)導(dǎo)致迎風(fēng)面和背風(fēng)面溫度場(chǎng)分布的差異,進(jìn)而會(huì)改變氣動(dòng)傳熱現(xiàn)象。

圖4 不同工況結(jié)構(gòu)溫度場(chǎng)分布

2 彈載紅外側(cè)窗設(shè)計(jì)及實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證

通過(guò)前面數(shù)值模擬可以知道,高速飛行過(guò)程中,彈頭部駐點(diǎn)附近存在高溫區(qū)域,這意味著通常部署在彈頭前端的彈載紅外成像系統(tǒng)的窗口直接面臨氣動(dòng)加熱威脅。為避免或減小氣動(dòng)熱影響,考慮采用紅外側(cè)窗的方法,將探測(cè)面置于側(cè)身,但這同樣會(huì)帶來(lái)大入射角影響下的光線透過(guò)率和光線強(qiáng)度、有限空間布局、光路偏轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)等光學(xué)問(wèn)題。因此,本文開(kāi)展紅外側(cè)窗成像方法研究,設(shè)計(jì)特定成像光路,通過(guò)光路偏轉(zhuǎn)使成像達(dá)到類似傳統(tǒng)的將窗口安裝在飛行器前端的預(yù)期效果。

2.1 成像方法設(shè)計(jì)

根據(jù)上述條件,為實(shí)現(xiàn)大視場(chǎng)角入射,采用反射式成像原理設(shè)計(jì)光路,如圖5所示,其中,1為窗口前緣,2為紅外窗口,3為平面反射鏡,4為紅外成像裝置,用于捕獲目標(biāo)的紅外成像及信息處理。通過(guò)透射鏡、反射鏡的組合折疊,能夠進(jìn)行光路壓縮,適應(yīng)小空間布局的特點(diǎn),光強(qiáng)利用效率高。其中,反射式成像鏡能夠貼近入射窗口,改變光路的同時(shí)進(jìn)一步壓縮空間尺寸,實(shí)現(xiàn)大視場(chǎng)角的壓縮。

圖5 反射式光路設(shè)計(jì)原理示意圖

圖5中的光路設(shè)計(jì)方法一定程度上解決了大入射角、小空間尺寸的問(wèn)題,但從反射鏡壓縮光路效果來(lái)看,單個(gè)反射鏡可調(diào)整范圍有限。在成像系統(tǒng)空間布局要求比較嚴(yán)苛的情況下,為進(jìn)一步壓縮系統(tǒng)光路和空間尺寸,可以采用雙反射鏡式成像系統(tǒng)。

雙反射式偏轉(zhuǎn)光路設(shè)計(jì)如圖6所示。其中，1為紅外入射窗口,實(shí)現(xiàn)大入射角下的紅外波段光線入射;2、3為反射式成像鏡,通過(guò)雙反射原理實(shí)現(xiàn)光路傳播路徑的改變以及空間尺寸的進(jìn)一步壓縮;4為紅外成像裝置,用于捕獲目標(biāo)的紅外成像及信息處理。這樣,元器件能夠更好貼近入射窗口,提高光強(qiáng)利用率,但系統(tǒng)內(nèi)反射鏡數(shù)量的增加,外界振動(dòng)干擾對(duì)成像影響更顯著,振動(dòng)影響敏感性提高,可能會(huì)降低圖像對(duì)比度。

圖6 雙反射鏡式成像方法示意圖

2.2 紅外側(cè)窗成像系統(tǒng)

在圖5所示光路原理的基礎(chǔ)上,為研究紅外側(cè)窗成像效果,本文設(shè)計(jì)了一套成像系統(tǒng),如圖7所示，主要由紅外窗口、反射鏡、紅外成像裝置以及機(jī)械連接裝置組成,成像的視場(chǎng)角范圍為俯仰±10°、方位±18°。

圖7 紅外側(cè)窗實(shí)物圖

該系統(tǒng)的設(shè)計(jì)指導(dǎo)思想是將紅外成像裝置部署在導(dǎo)引頭錐面?zhèn)缺?適應(yīng)彈載飛行工作環(huán)境,以降低氣動(dòng)熱威脅程度。系統(tǒng)能夠克服視場(chǎng)尺寸的不對(duì)稱性,適應(yīng)低強(qiáng)度光線,在入射角65°～85°的范圍內(nèi)使透光率達(dá)到40%左右。圖8為該系統(tǒng)的成像畸變效果檢測(cè)圖,可以發(fā)現(xiàn)其畸變最大值小于1.5%,畸變率較低。

圖8 成像畸變效果檢測(cè)

2.3 實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證

為驗(yàn)證紅外側(cè)窗成像系統(tǒng)的成像效果,作者針對(duì)該系統(tǒng)進(jìn)行了實(shí)景觀測(cè)。在天氣晴朗、光線良好的情況下,選取天空、建筑物、路面等為觀測(cè)對(duì)象,通過(guò)與常規(guī)的可見(jiàn)光相機(jī)、長(zhǎng)波紅外相機(jī)對(duì)比,獲得清晰效果圖像,如圖9所示。從圖中可以發(fā)現(xiàn),在圖像紋理細(xì)節(jié)方面類似可見(jiàn)光相機(jī),該紅外側(cè)窗系統(tǒng)能夠較為清晰地捕捉圖像信息,容易區(qū)分目標(biāo)和背景的相關(guān)特征;對(duì)比長(zhǎng)波紅外相機(jī)采集的圖像,該側(cè)窗系統(tǒng)能夠適應(yīng)低強(qiáng)度光線,在采集圖像數(shù)據(jù)、刻畫(huà)場(chǎng)景目標(biāo)細(xì)節(jié)方面要優(yōu)于長(zhǎng)波紅外相機(jī);從最后一幅圖可以觀察到,該紅外側(cè)窗系統(tǒng)觀測(cè)地面人像時(shí),地面溫度高于人體溫度,其細(xì)節(jié)刻畫(huà)可明顯區(qū)分于人像,說(shuō)明該系統(tǒng)能夠較為敏銳地捕捉環(huán)境與目標(biāo)信息,較豐富的圖像源信息能夠減小圖像后期處理壓力。

從整體觀測(cè)效果來(lái)說(shuō),該紅外側(cè)窗系統(tǒng)能夠獲取質(zhì)量較好的圖像,圖像紋理清晰，能夠區(qū)分目標(biāo)和背景,進(jìn)一步驗(yàn)證了該成像方法的可行性,能夠?yàn)楹罄m(xù)的彈載側(cè)窗成像提供一些借鑒。

3 結(jié)束語(yǔ)

針對(duì)彈載紅外成像系統(tǒng)前端窗口容易受到氣動(dòng)加熱影響的問(wèn)題,本文開(kāi)展了紅外側(cè)窗成像方法相關(guān)研究。通過(guò)數(shù)值模擬方法計(jì)算了不同飛行工況下球面鈍體彈頭外流場(chǎng)的氣動(dòng)加熱情況;針對(duì)頭部側(cè)身非駐點(diǎn)區(qū)域氣動(dòng)加熱特點(diǎn),提出一種彈載紅外側(cè)窗成像方法。通過(guò)實(shí)驗(yàn)觀測(cè),該方法能獲得較為良好的成像效果,驗(yàn)證了側(cè)窗成像的可行性,希望能為彈載紅外探測(cè)技術(shù)發(fā)展提供新的思路。