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

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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，綜合考慮目標的運動狀態、大氣環境等的影響作用，使用FLUENT軟件和SE-WORKBENCH-EO軟件建立目標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、突防能力強等特點，因此受到了各軍事強國的廣泛關注[1]。隨著臨近空間高超聲速飛行器的快速發展，防御方所面臨的空天威脅日趨嚴峻，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。

獲取目標的紅外特性數據可通過實驗測量和數值仿真來實現。由于實驗測量耗資巨大，實驗結果容易受諸多環境因素的影響，建立紅外特性理論模型，通過數值仿真來獲取目標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行理論計算與分析。

對于高超聲速飛行器的紅外特性，本文主要依據其幾何模型、環境參數、飛行參數等特性數據進行仿真計算獲得，具體步驟如圖1所示。

圖1 目標溫度場仿真流程圖

1 幾何模型

1.1 X-51A參數

X-51A由巡航體、級間以及助推器3部分組成。幾何結構如圖2所示。

飛行器全長7.62 m，質量1780kg，最大寬度為584.2mm，其中巡航體長4.27m，質量為671kg，采用楔形頭部、升力體機身、后部控制面設計[4]。

圖2 X-51A結構圖

1.2 幾何模型建模

基于上述的X-51A參數，使用GAMBIT對模型進行幾何建模，并使用TGRID的模型進行劃分網格，網格劃分的精度決定了計算量大小和計算精度高低，所以網格劃分至關重要。網格劃分過程中必須嚴格控制網格疏密程度，提高網格質量，確保計算過程不發散。一般來說，網格數量增加，計算精度會有所提高，但同時計算規模也會增加，所以在確定網格數量時應權衡兩個因數綜合考慮[5]。在劃分網格時，可將飛行器表面周圍的網格盡量加密，而其余則可以適當的稀疏。其幾何模型及網格如圖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系統，飛行速度較快，雖然幾何尺寸相對較小，但是其發動機和蒙皮將提供很強的紅外輻射；當飛行速度為大于5時，飛行器蒙皮將超過發動機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第一定律和第二定律，是一種復雜的物理現象，通常有熱傳導、熱對流和熱輻射3種基本方式。在固體中發生的熱傳遞主要取決于熱傳導，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高速飛行時會產生氣動加熱，飛行器周圍的空氣介質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生溫度差，從而氣固介質之間產生傳熱過程，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，根據當地流場計算得到；w是壁面表面溫度；f為周圍介質溫度；rad2為壁面輻射。

固體壁面向內的傳熱方程為：

式中：S為壁面內部溫度；S為傳熱系數；D為壁面法相方向。

若熱通量給定，根據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ext，則：

2＝f(w－S)＋rad2＝ext(￥4－w4) (6)

同時考慮對流和輻射時，則：

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

流體內側的熱交換由下公式計算獲得：

2.2 湍流模型

本文使用以Navier-Stokes方程為基礎的Realizable-模型湍流模型，和是兩個基本未知量，湍流動能（）方程和耗散（）輸運方程分別為[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算

本文采用商業計算軟件FLUENT來計算目標的溫度場分布，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場，絕熱無滑移壁面等[9]。在計算過程中，主要考慮高度、速度、輻射、熱對流等的影響作用。根據X-51A的飛行特點，本文選取計算條件如表1和表2所示。

表1 仿真目標飛行參數

表2 仿真目標物性參數

如圖4所示，機身溫度分布變化不大，在機頭位置由于氣動加熱的作用，溫度高于其他區域，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知。

(a) 目標機身溫度場

(b) 目標流場溫度分布

(c) 目標流場壓力分布

速度是影響蒙皮紅外輻射特性的主要原因之一，因為蒙皮的紅外特性與其溫度息息相關，而蒙皮溫度分布的主要影響因素為氣動加熱與發動機工作狀態，速度與油門大小有一定的關系，同時，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，其機身軸向溫度分布如圖5所示，其中，坐標軸從小到大表示從機頭到尾噴，坐標軸表示相應位置的溫度。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，機體溫度整體升高，蒙皮的紅外輻射也隨之增大。同時，速度較低時，由于發動機熱部件的作用，機身中部溫度較其他部位升高，但隨著速度的增加，發動機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過大氣傳輸作用，最后到達探測器，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，根據普朗克單色輻射公式，給定波段(1～2)范圍內目標紅外輻射為：

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

經過大氣作用，到達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來進行紅外圖像仿真與渲染。SE-WORKBENCH-EO是一個有效的、專業的用于紅外合成環境數據生成、仿真和分析的工具包，提供了一個可見光與紅外的合成環境的仿真傳感器感知一致的、無比精確的方法。

根據計算得到的目標溫度分布，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特性進行仿真計算，最終獲得目標的紅外特性圖像，如圖6所示。

4 結論

本文通過綜合考慮目標運動狀態、大氣環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。由于并沒有實測數據，并不能對模型進行驗證，但是其溫度分布和紅外特性與理論認知一致，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據，為目標的探測、識別、精確打擊提供基礎數據，有一定應用價值。

圖6 X-51A紅外圖像（速度6Ma，高度30km）

[1] 沈海軍, 程凱, 楊莉. 近空間飛行器[M]. 北京: 航空工業出版社, 2012.

SHEN Haijun, CHENG Kai，YANG Li.[M]. Beijing: Aviation Industry Press, 2012.

[2] 薛永江, 李體方. 臨近空間飛行器發展及關鍵技術分析[J]. 飛航導彈, 2011(2): 32-36.

XUE Yongjiang, LI Lifang. The analysis of near space vehicle development and key technology[J]., 2011(2): 32-36.

[3] 張勝濤, 陳方, 劉洪. 近空間高超飛行器氣動熱紅外特性數值仿真[J].計算機仿真, 2010(1): 114-116.

ZHANG Shengtao, CHEN Fang, LIU Hong. Numerical simulation of aero-thermal infrared radiation of near space hypersonic vehicle[J]., 2010(1): 114-116.

[4] 張海林, 周林, 高少杰, 等. 美國X-51A飛行器發展分析[J]. 飛航導彈, 2014(9): 32-35.

ZHANG Hailin, ZHOU Lin, GAO Shaojie. Analysis of the development of American X-51A aircraft[J]., 2014(9): 32-35.

[5] 張涵信. 網格與高精度算法問題[J]. 力學學報, 1999, 31(4): 398-405.

ZHANG Hanxin. Problems about gird and high order schemes[J]., 1999, 31(4): 398-405.

[6] 呂航, 何廣軍, 張作帥, 等. 臨近空間高超聲速飛行器發展現狀及跟蹤技術[J]. 飛航導彈, 2003(9): 14-17.

LV hang, HE Guangjun, ZHANG Zuoshuai. The development status and tracking technology of the space hypersonic vehicle[J]., 2003(9): 14-17.

[7] 呂紅慶. 高超聲速飛行器氣動加熱及熱響應分析[D]. 哈爾濱: 哈爾濱工程大學, 2006.

LV Hongqing.Aerodynamic heating and thermal response analysis of hypersonic vehicle[D]. Haerbin: Haerbin Engineering University, 2006.

[8] ROBERT E C. Prediction and control of turbulent aero-optical using large eddy simulation[C]//2, 1993: 1993-2670．

[9] MENTER F R. Two-equation eddy-viscosity turbulence models for engineering application[J]., 1994, 32(8): 1598-1605.

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。