南京航空航天大学 能源与动力学院 航空飞行器热管理与能量利用工业和信息化部重点实验室,江苏 南京 210016
在模型实验验证的基础上,采用数值模拟的方法,对比分析了分流喷管出口构型对直升机红外抑制器气动性能、温度场和红外辐射强度的影响。研究结果表明:相比基准分流喷管模型(Origin),分流喷管出口带一定外扩张角的波瓣出口结构(Lobe_1)的引射系数略微降低、总压恢复系数降低,中间混合管出口排气温度峰值却降低了65.1 K,同时降低了混合管上下方区域的壁面温度,但造成混合管中后段外侧壁面局部区域温度升高;外扩张角为0的波瓣出口结构(Lobe_2)增加引射系数3.8%,总压恢复系数与Lobe_1结构基本相当,中间混合管出口排气温度峰值也降低了62.8 K,尤其是其降低混合管壁面温度的效果最佳;分流喷管出口突片结构(Tab)增加引射系数10.6%,但总压恢复系数降低0.7%,同时,内侧混合管出口排气平均温度降低19.3 K,混合管壁面降温效果相对较差。总体来看,波瓣和突片结构都起到增强引射、强化混合的作用,尤其是波瓣出口结构(Lobe_2)对降低抑制器总体红外辐射效果最好,在3~5 μm波段的红外辐射强度最大可降低21%;在8~14 μm波段,其红外辐射强度最大可降低15%。
红外抑制器 分流喷管 引射系数 红外辐射 气动性能 infrared suppressor diverter nozzle pumping coefficient infrared radiation aerodynamic performance 红外与激光工程
2024, 53(2): 20230459
红外与激光工程
2024, 53(1): 20230436
1 上海航天控制技术研究所,上海 201109
2 中国航天科技集团公司红外探测技术中心,上海 201109
为了评估反舰导弹喷管和尾流在超音速飞行状态下的流场特性和红外辐射特性,以“雄风3”反舰弹的尾喷管为研究对象,建立了相应的二维仿真计算模型。流场计算结果表明,凝相颗粒对尾喷流的流场特性有显著影响。相比于纯气相,加入凝相颗粒后喷流轴向高温区长度明显增加,马赫数下降更快。红外辐射特征计算结果表明,喷管及尾流的红外辐射特征表现出强对称性,最大辐射强度出现在偏航角60°时,辐射强度达到103.68 W/sr。
反舰弹 喷管 流场特性 红外辐射特征 凝相颗粒 anti-ship missile nozzle flow field characteristics infrared radiation characteristics condensed phase particles
红外与激光工程
2021, 50(11): 20210084
1 中国人民解放军 75842部队,广东广州 510000
2 脉冲功率激光技术国家重点实验室,电子工程学院,安徽合肥 230037
3 安徽省红外与低温等离子体重点实验室,安徽合肥 230037
排气系统是飞行器最主要的红外辐射源,其喷管的形状类型对排气系统红外辐射强度的大小及分布有很大影响。本文建立了 3种不同类型喷管的三维模型,在此基础上运用 ANSYS软件模拟了各自排气系统的温度场分布,结合 Curtis-Godson(C-G)谱带法对各类型喷管红外辐射特性进行了计算与对比研究。结果表明:在出口面积相同的条件下,二元矩形 S弯喷管的尾焰核心区域面积最小,约为轴对称圆形喷管的 60%;在矩形喷口的宽边探测面上,二元矩形 S弯喷管的红外辐射强度最小。3类喷管中,二元矩形 S弯喷管隐身性能最好,二元矩形喷管次之,轴对称圆形喷管最差。
飞行器 尾喷管 尾焰 温度场 红外辐射 aircraft, nozzle, plume, temperature field, infrar
红外与激光工程
2020, 49(10): 20190131
首先分析了某导弹双摆喷管电动伺服系统的结构原理, 通过对系统的运动分析和建模, 研究了2个垂直安装位置的机电作动器的非线性运动特性和耦合干扰情况, 给出了控制器在任意摆角指令下对作动器伸缩位移的解耦运算; 同时, 研究了摆动力臂与喷管摆角之间的非线性关系, 在此基础上建立含有非线性环节的单个伺服机构数学模型, 调节控制器参数, 分别采用基于时域的阶跃响应法和基于频域的正弦相关分析法, 在Simulink仿真平台上进行仿真, 通过与真实实验数据的比对, 验证了模型的准确性, 为后续深入研究该型伺服机构性能测试打下坚实基础。
电动伺服系统 双摆喷管 交联耦合 建模仿真 非线性 electric servo system double pendulum, nozzle cross coupling modeling and simulation nonlinearity
1 西京学院信息工程学院,陕西西安 710123
2 空军工程大学防空反导学院,陕西西安 710046
3 空军工程大学研究生院,陕西西安 710046
为了对临近空间高超声速飞行器进行有效探测和预警,以 X-51A为例,计算火箭助推段、超燃发动机工作段和无动力滑翔段、飞行器蒙皮、喷管和尾焰的双波段红外辐射特性。红外辐射计算的关键在于温度和有效辐射面积的确定。根据修正 Lees驻点热流密度方法和辐射平衡时的辐射传热公式,计算出蒙皮的温度。用加力燃烧的涡喷发动机模型近似计算喷管的温度。把导弹尾焰温度分布场模型进行三段式简化,模拟出尾焰的红外辐射特性。仿真结果表明,在 X-51A的不同飞行阶段,从不同探测角度观察到的各辐射部位对总体红外辐射贡献率差异较大;速度对蒙皮的红外辐射影响较大,而喷管和尾焰的红外辐射与火箭和超燃冲压发动机的燃烧状态有关。分析指出,当高超声速飞行器飞行姿态发生变化,或者在不同的飞行阶段,更适合采用双波段进行探测。
红外辐射 高超声速飞行器 驻点热流 蒙皮 喷管 尾焰 infrared(IR) radiation, hypersonic vehicles, stagn
1 江苏省航空动力系统重点实验室,南京航空航天大学能源与动力学院,江苏南京 210016
2 西安飞机设计研究所总体设计部,陕西西安 610041
针对圆转矩垌收扩喷管徘收敛段截面面积沿轴向徘变化规律进行了优化设计,得到了 4种圆转矩垌收敛段模型,与相同徘矩垌扩张段相匹配,垌成 4种圆转矩垌收扩喷管模型,对其气动、缔热与红外辐射特征进行了数值研究。得到如下结论:收敛段截面积沿程变化规律对喷管气动与红外辐射特性影响明显:按照前友后缓规律设计徘喷管红外抑制效果较差,按照维托辛斯基公式以及缓友相当规律设计徘喷管略有增强,而按照前缓后友规律设计徘喷管则最佳。这是因为在模型 C中随着收敛段截面积沿程收敛速度较快,壁面压力峰值减小,出口旋流增强,尾喷流掺混增强,尾喷流高温区长度减小,尾喷流和喷管红外辐射强度分别降低 19.2%和 20.6%。
圆转矩垌 收扩喷管 截面面积 掺混 红外抑制 circular-to-rectangular, CD nozzle, cross section
南京航空航天大学能源与动力学院,航空发动机热环境与热结构工业和信息化部重点实验室,江苏南京 210016
通过数值模拟研究了长径比( L/D)和偏径比( S/D)对双 S形二元喷管性能的影响,基于轴对称喷管,建立了长径比分别为 2、2.5、3和偏径比分别为 0.493、0.523、0.553的双 S形二元喷管。结果表明:长径比越大推力越大,偏径比越大推力越小;相比基准轴对称喷管,长径比分别为 2、2.5、3的双 S形二元喷管推力分别下降了 6.31%、3.15%、1.24%,偏径比分别为 0.493、0.523、0.553的双 S形二元喷管推力分别下降了 3.15%、3.66%、4.17%;所有双 S形二元喷管红外辐射强度相对基准轴对称喷管均有明显下降,在喷管出口正后方降幅均达到 97%以上,全方位角降幅最小值均在 30%以上;所有双 S形二元喷管红外辐射强度空间分布规律基本相似,幅值差异在 15.8%之内。
双 S形二元喷管 推力 红外辐射 长径比 偏径比 serpentine 2-D nozzle thrust infrared radiation length-diameter ratio offset-diameter ratio