[發(fā)明專利]一種飛行器尾焰紅外輻射快速計(jì)算及動(dòng)態(tài)仿真方法

在審

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201611062911.2
• 申請(qǐng)日: 2016-11-28
• 公開（公告）號(hào): CN106599400A
• 公開（公告）日: 2017-04-26
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 李少毅;李蕊;李帥;張凱;楊堯
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 西安天圓光電科技有限公司
• 主分類號(hào): G06F17/50
• 分類號(hào): G06F17/50
• 代理公司: 陜西增瑞律師事務(wù)所61219
• 代理人: 孫衛(wèi)增

【技術(shù)領(lǐng)域】

本發(fā)明屬于紅外成像計(jì)算機(jī)仿真技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種飛行器尾焰紅外輻射快速計(jì)算及動(dòng)態(tài)仿真方法。

【背景技術(shù)】

紅外成像探測(cè)技術(shù)采用被動(dòng)工作方式，具有隱蔽性強(qiáng)、抗干擾能力強(qiáng)、測(cè)量精度高及全天候工作能力等特點(diǎn)，已廣泛用于紅外成像精確制導(dǎo)武器系統(tǒng)。隨著紅外成像制導(dǎo)技術(shù)的迅猛發(fā)展，以各類作戰(zhàn)飛機(jī)目標(biāo)為主要打擊對(duì)象的紅外精確制導(dǎo)空空、地空等面空導(dǎo)彈武器系統(tǒng)，似“長空利劍”主導(dǎo)著現(xiàn)在及未來的空戰(zhàn)舞臺(tái)。

我國在紅外成像制導(dǎo)技術(shù)研究上取得了顯著的成就，但是由于外場(chǎng)試驗(yàn)條件限制和空中紅外場(chǎng)景仿真高擬真度和實(shí)時(shí)性矛盾的問題未能得到有效解決，導(dǎo)致無法通過仿真手段有效解決面空導(dǎo)彈武器設(shè)計(jì)、研制與測(cè)試過程中暴露出諸多問題，從而對(duì)空中紅外場(chǎng)景動(dòng)態(tài)仿真技術(shù)提出了新的需求。

針對(duì)空中高動(dòng)態(tài)紅外場(chǎng)景建模仿真，國外仿真軟件如JRM、SE WORKBENCH等往往提供兩種不同應(yīng)用背景下的解決方案，包括用于實(shí)時(shí)仿真的紅外輻射快速計(jì)算模型和高精度紅外輻射計(jì)算模型，對(duì)典型空中目標(biāo)、天空環(huán)境等典型場(chǎng)景實(shí)現(xiàn)了高逼真度的模擬再現(xiàn)，動(dòng)態(tài)特性和實(shí)時(shí)特性好，但由于特殊原因，難以獲取包含豐富材質(zhì)庫和參數(shù)庫的此類軟件。而現(xiàn)有的國內(nèi)仿真軟件由于空中目標(biāo)建模精度不足且難以驗(yàn)證，以及為了仿真實(shí)時(shí)性需求，對(duì)耗時(shí)較多的飛行器尾焰紅外輻射模型通常作近似或簡化處理，從而無法逼真模擬空中高動(dòng)態(tài)目標(biāo)的紅外特征，導(dǎo)致難以支撐紅外成像探測(cè)系統(tǒng)的研制與測(cè)試。

作為空中場(chǎng)景重要構(gòu)成要素的空中飛行器目標(biāo)，其紅外輻射主要源于發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管熱輻射、發(fā)動(dòng)機(jī)排出的高溫尾焰輻射，及氣動(dòng)加熱形成的蒙皮熱輻射等，且尾噴管和高溫尾焰的紅外輻射占主要部分。目前對(duì)于尾噴管和蒙皮紅外輻射計(jì)算通常采用灰體輻射模型，計(jì)算較簡單，而對(duì)于高溫尾焰氣體紅外輻射靜態(tài)計(jì)算通常采用BMC、CG譜線法等，計(jì)算復(fù)雜但精度高。總之，在空中飛行器尾焰動(dòng)態(tài)仿真時(shí)應(yīng)充分考慮模型計(jì)算精度和仿真實(shí)時(shí)性需求，以保證空中紅外場(chǎng)景仿真的高可信度和應(yīng)用性。

現(xiàn)有飛行器尾焰高動(dòng)態(tài)仿真過程中，沒有充分考慮飛行狀態(tài)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)的影響，且飛行器內(nèi)熱源及尾焰數(shù)值模擬計(jì)算難度大、實(shí)時(shí)性差、無法應(yīng)用于動(dòng)態(tài)實(shí)時(shí)仿真。

【發(fā)明內(nèi)容】

本發(fā)明的目的是提供一種飛行器尾焰紅外輻射快速計(jì)算及動(dòng)態(tài)仿真方法，以解決現(xiàn)有技術(shù)中的模擬計(jì)算難度大、實(shí)時(shí)性差、無法應(yīng)用于動(dòng)態(tài)仿真的問題。

本發(fā)明采用以下技術(shù)方案，一種飛行器尾焰紅外輻射快速計(jì)算及動(dòng)態(tài)仿真方法，包括以下步驟：

步驟一：建立飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)標(biāo)準(zhǔn)化模型，并獲取飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)流場(chǎng)參數(shù)；

步驟二：將步驟一中獲得的內(nèi)流場(chǎng)參數(shù)輸入至FLUENT軟件中，并利用FLUENT軟件獲取飛行器高溫尾焰溫度場(chǎng)分布數(shù)據(jù)；

步驟三：通過步驟二所得出的高溫尾焰溫度場(chǎng)分布數(shù)據(jù)，利用CG譜線法計(jì)算獲取高溫尾焰層光譜透射率和層光譜輻射亮度；

步驟四：將步驟三中所獲得的高溫尾焰層光譜透過率和層光譜輻射亮度賦予OSG粒子系統(tǒng)，并通過OSG粒子系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)飛行器尾焰高動(dòng)態(tài)實(shí)時(shí)仿真。

進(jìn)一步地，步驟一具體采用如下方法實(shí)施：

通過三維虛擬仿真建模軟件建立典型飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)標(biāo)準(zhǔn)模型，對(duì)同一飛行狀態(tài)下不同發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)和不同飛行狀態(tài)下同一發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)進(jìn)行仿真，并計(jì)算出發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)流場(chǎng)相關(guān)參數(shù)，內(nèi)流場(chǎng)參數(shù)包括飛行條件、來流邊界條件、流場(chǎng)入口、流場(chǎng)出口、飛機(jī)進(jìn)氣口、飛機(jī)尾噴口及壁面。

進(jìn)一步地，步驟二采用如下方法實(shí)現(xiàn)：

將步驟一中所得到的發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)流場(chǎng)參數(shù)，作為尾噴管外流場(chǎng)計(jì)算輸入條件輸入至FLUENT軟件中，利用FLUENT軟件對(duì)飛行器機(jī)體及發(fā)動(dòng)機(jī)高溫尾焰的外流場(chǎng)進(jìn)行仿真，計(jì)算得到蒙皮的溫度場(chǎng)，尾焰的溫度場(chǎng)、壓力場(chǎng)以及CO₂和H₂O的濃度場(chǎng)，并建立燃?xì)饨M分CO₂、H₂O的分子譜線輻射光譜參數(shù)數(shù)據(jù)庫，以得出CG譜線法所需的每條譜線的譜線位置、譜線強(qiáng)度、譜線半寬特性參數(shù)。

進(jìn)一步地，步驟三采用如下方法實(shí)現(xiàn)：

將尾焰橫截面軸向和徑向進(jìn)行分層，將步驟二中獲取的高溫尾焰溫度場(chǎng)分布作為已知條件，通過CG譜線法預(yù)計(jì)算分層后每一層的層光譜透過率和層光譜輻射亮度。

進(jìn)一步地，通過CG譜線法預(yù)計(jì)算分層后每一層的層光譜透過率和層光譜輻射亮度的步驟如下：

3.1、通過計(jì)算得出每一層的標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)厚度，