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指挥控制与仿真

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2022 , Vol. 44 >Issue 6: 96 - 101

DOI: https://doi.org/10.3969/j.issn.1673-3819.2022.06.016

武器及信息系统

气动加热影响下弹载红外侧窗成像方法研究

  • 孟奇 ,
  • 马丽芳 ,
  • 张航
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  • 陆军炮兵防空兵学院高过载弹药制导控制与信息感知实验室, 安徽 合肥 230031

孟 奇(1998—),男,硕士研究生,研究方向为目标探测与毁伤评估技术。

马丽芳(1983—),女,博士,讲师。

Copy editor: 张培培

收稿日期: 2022-07-03

  修回日期: 2022-08-13

  网络出版日期: 2022-12-12

收起

Research on Infrared Lateral Window Imaging Method under the Influence of Aerodynamic Heating

  • MENG Qi ,
  • MA Li-fang ,
  • ZHANG Hang
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  • Laboratory of Guidance Control and Information Perception Technology of High Overload Projectiles, PLA Army Academy of Artillery and Air Defense, Hefei 230031, China

Received date: 2022-07-03

  Revised date: 2022-08-13

  Online published: 2022-12-12

Fold

摘要

针对常规弹载红外成像系统容易受气动加热影响的问题,开展了红外侧窗成像方法研究。采用数值模拟方法,计算了不同飞行工况下球面钝体弹头的气动加热情况,分析得到:头部侧身非驻点区域的高温效应远小于前端驻点区域,来流马赫数影响高温区域的产生,飞行攻角不改变高温区域的极值但会影响其空间分布。因此,提出并设计一套红外侧窗成像系统,实验结果表明,该方法能够得到质量较好的成像效果,为降低气动热对弹载红外探测的不利影响提供了一种新的思路。

关键词： 高速流场; 气动加热; 红外探测; 模拟仿真; 侧窗成像

本文引用格式

孟奇 , 马丽芳 , 张航 . 气动加热影响下弹载红外侧窗成像方法研究[J]. 指挥控制与仿真, 2022 , 44(6) : 96 -101 . DOI: 10.3969/j.issn.1673-3819.2022.06.016

Abstract

For conventional missile-borne infrared imaging system is affected by the aerodynamic heating problems, the infrared lateral window imaging method is studied. The aerodynamic heating of the spherical blunt body warhead under different flight conditions is calculated by numerical simulation method. And the analysis shows that the high temperature effect in the non-stagnation point area of the head and side is much smaller than that in the stagnation point area of the front, the incoming Mach number affects the generation of the high temperature area, and the flight angle of attack does not change the extreme value of the high temperature area but affects its spatial distribution. A set of infrared lateral window imaging system is proposed and designed, and the imaging effect with high quality is verified by experiments, which provides a new idea for reducing the adverse effect of aerothermal on missile-borne infrared detection.

Key words： high-speed flow field; aerodynamic heating; infrared detection; analog simulation; lateral window imaging

自20世纪90年代以来,多次局部战争都使用了精确制导类弹药,其中,图像制导体系具备高分辨率、强隐蔽性等特点,在巩固国防安全方面有良好的应用前景[1]。特别是经历四代发展变革的红外成像制导技术,不仅可以弥补可见光成像制导在全天时、全天候方面的不足,而且能辅助卫星制导消除目标定位误差,可有效提高战场适应能力[2]。
然而,高速飞行器的红外成像系统在运动过程中,周围的空气受到强烈扰动,扰动区域的空气组分、压力、密度等物理参数发生改变,扰动流场产生复杂的气动热效应,导致红外窗口附近出现高温区域,容易使获取的目标图像发生偏移、抖动、模糊等[3]。针对这一问题,文献[4]通过建立三级折转结构的球锥体模型计算了不同攻角下表面和锥体母线的极值温度,发现基于CFD/CTD耦合方法可提高计算效率。文献[5]中提出一种基于有限体积法的流-热-固一体化计算方法,较精确地计算了二维钝体、三维钝体的热流密度。可见,高速飞行器头部附近流场气动热一直是人们研究的焦点,也是红外窗口稳定成像面临的直接威胁。
为适应飞行器高速运动复杂环境,减小空气扰动和气动加热对红外成像带来的不利影响,相关学者也展开广泛研究。文献[6-7]通过一体化防热设计,实现综合防热和承载功能,以达到减小高温影响的目的。文献[8]设计了一维传热简化方法,建立了快速仿真平台,能够在短时间内完成综合热管理方案的模型计算,通过热管理系统,合理减小高温的影响。文献[9-10]开展了钝体与周围流体的流-热相互作用间的主动冷却热流技术研究,发现钝体头部使用双机翼模型,在引入冷却射流后,热通量可降低45%以上。文献[11]通过分析热分布情况不同的共形曲面侧窗的波像差,提出了在共形整流罩上设计曲面侧窗的构想,并验证该构想。
基于上述背景,针对红外窗口高速飞行中容易受到气动热影响的问题,本文以某高速导弹弹头部为模型,通过数值模拟方法计算了不同工况下弹头部流场的气动加热特性,并在此基础上,提出一种红外侧窗成像方法,通过实验验证成像效果,期望能为减小气动加热对窗口成像的影响提供一些建议或启示。

1 气动加热数值模拟

1.1 气动热环境

气动热是高速流场性质的表现形式之一,其产生与发展同流场基本物性参数休戚相关。流场基本物性参数包括静压强、温度、密度、黏性系数等,对于流场特性计算一般都以此为基础。根据大气在垂直方向上的温度特性可以知道,弹载红外成像系统通常工作在对流层(20 km以下高空),通过探空气球和飞艇,可以实验测定其基本物性参数。
为分析高速流场的气动加热情况,物体表面和流动区域会形成激波层,激波面贴近物体表面,高温区域常发生在此处,因此,激波的存在是必须考虑的。文献[12]指出,零攻角状态下超声速圆锥头部流场是轴对称的圆锥形,锥身折转处产生圆锥激波;类似于无攻角状态,有攻角的圆锥头部流场也是锥形的,但存在迎风面与背风面的差异,区别表现在激波角、流场流线形状等。
当物体在大气中以超声速飞行时,来流马赫数越大,激波越强,激波后气体受到的压缩越强。由于激波压缩以及黏性阻滞的存在,高速来流空气部分动能会转化为分子运动内能,导致气体温度升高。空气来流穿过激波温度激增,前后温度的一般关系式[13]为
T 2 T 1= [ 2 γ M 1 2   s i n 2 β - ( γ - 1 ) ] [ ( γ - 1 ) M 1 2   s i n 2 β + 2 ] ( γ + 1 ) 2 M 1 2   s i n 2 β
其中,T1、T2分别为激波前、后气体温度,γ为气体的比热容比(通常空气取1.4),M1为激波前来流马赫数,β为激波角。对于高超声速流或者正激波来说,式(1)可以根据计算精度要求适当简化。
上述分析可知,弹载红外成像探测系统在大气层内工作时,导引头与周围空气发生强烈的相互作用,红外窗口会直接面临恶劣的气动环境,气动加热的发生会在窗口附近形成高温区域,传热和辐射作用也都容易威胁窗口正常工作。

1.2 数值模拟研究

高速飞行器气动加热求解问题一般包括理论分析、实验研究、数值计算和工程算法等,但考虑可行性和客观经济性,数值模拟成为当前学者们常用的研究手段。快速发展的计算流体力学(CFD)推动了气动热数值模拟研究,在国内外军事领域现有或公开报道的实际测定数据很少的情况下,数值模拟方法一定程度上拓展了气动热的研究方向。数值模拟是通过求解维纳-斯托克斯方程(N-S方程)及其针对特定问题求解的完备流动控制方程来计算气动加热情况。
当研究流体流动特性时,首先会考虑流体力学中三大守恒方程:连续方程、动量方程、能量方程,流体力学方程组(笛卡尔张量方程形式)[14]可表示为:
∂ ρ ∂ t+ ∂ ∂ x i(ρvi)=0
∂ ρ v i ∂ t+vj ∂ ρ v i ∂ x j=- ∂ p ∂ x i+ ∂ σ i j ∂ x j+ρfi
∂ ρ E ∂ t+vi ∂ ρ E ∂ x i=-p ∂ v i ∂ x i+ ∂ ∂ x i α ∂ T ∂ x i+Φ
其中,ρ为流动气体密度,vi,vj为宏观运动速度,σij为黏性应力张量,p为压强,fi为单位质量流体的体积力项,E为流体的比内能,α为导热系数,Φ为耗散函数。
方程(3)中,黏性应力σij满足:
σij=λ ∂ v k ∂ x k+μ ∂ v i ∂ x j + ∂ v j ∂ x i
其中,μ为第一黏性系数(动力黏性系数),λ为第二黏性系数(膨胀黏性系数),分子运动理论已证明,除了一些极端情况,一般情况下的气体运动可近似认为λ=0。
方程(4)中,耗散函数Φ反映外部通过对单位体积流体做功将机械能转化为内能,满足:
Φ=σij ∂ v i ∂ x j=λ ∂ v i ∂ x i 2+ μ 2 ∂ v i ∂ x j + ∂ v j ∂ x i 2
对于热完全气体,能量E满足:
E= p γ - 1+ 1 2 v i 2
导热系数可引入普朗特数Pr表示(Cp为定压比热容):
α= μ C p P r
或者根据傅里叶定律:
qi=-α ∂ T ∂ x i
根据萨瑟兰(Sutherland)公式可以获得第一黏性系数μ,即
μ μ 0= T T 0 3 2 T 0 + C T + C
其中,μ0和T0为参考值,C为常数。
根据热力学关系和气体状态方程,有(R为通用气体常数):
Cp= γ R γ - 1, p=ρRT
根据以上分析,可以初步得到完备的流动控制方程,但涉及湍流流动等复杂问题,往往需要根据求解需求,补充湍流模型使方程封闭可解。常见的有标准k-ε模型、k-ω模型和SSTk-ω模型。SSTk-ω模型综合了前两个模型各自的优点,可以应用于范围更大的流动问题计算,式(12)表示k和ω的输运方程[15]:
∂ ( ρ k ) ∂ t+ ∂ ∂ x j(ρvjk)=M-ρε+ ∂ ∂ x j μ + μ t σ k ∂ k ∂ x j
∂ ( ρ ω ) ∂ t+ ∂ ∂ x j(ρvjω)= A ρ μ tM-Bρω2+ ∂ ∂ x j μ + μ t σ ω ∂ ω ∂ x j
其中,M表示附加应力项的定义物理量,μt为湍流黏性系数,参数σk、σω、A、B可由其他混合函数关系式计算给出。在此基础上,加之适应物理问题的定解条件就可以完成气动加热数值模拟。

1.3 气动加热仿真计算

本文以某高速导弹弹头建立三维模型,研究弹头部气动热环境。模型取0°攻角球面钝体弹头,球面半径为50 mm,弹体半锥角为15°,弹头最大直径为300 mm,弹体材质为TC4钛合金,表面温度300 K;来流条件为流速3 Ma气流,来流温度216.7 K,压强5 529.3 Pa(20 km高空,参照美国1976年测定数据)。图1显示了弹头部的网格划分情况,根据对称性取几何和计算域的一半。为准确捕捉边界层内流动情况,对头部壁面附近进行了网格加密处理。
图1 弹头部网格划分

1.4 不同工况弹头部气动加热对比分析

为分析来流马赫数对气动加热的影响程度,本文选择攻角为0°,马赫数分别为2、3、5时的工况(其他条件不变)进行模拟计算,可得到与图2相类似的高温分布区域。表1给出了不同马赫数下弹头部流场驻点区域温度,可以看出,随着马赫数的升高,驻点区域温度越来越高,且增加速率越来越快;马赫数为2时,驻点温度为389.51 K,马赫数增加到5时,温度激增到1 287.99 K,可见弹头部驻点区域存在高温风险,红外窗口工作面临严峻挑战。
图2 不同攻角温度分布
表1 流场驻点区域温度
马赫数 2 3 5
温度/K 389.51 606.57 1 287.99
本文选取来流马赫数为3时的工况,研究了攻角为0°、5°、10°、15°(其他条件不变)时流场温度区域分布。如图2所示,从对称面上的温度云图可以发现,攻角的存在导致驻点高温区域分布不均匀,随着攻角增大朝着迎风面偏移,驻点区域最高温度基本保持不变。
根据前面分析可知,弹头部外流场气动加热产生的高温区域,驻点与非驻点处温度差异较大。本文选取马赫数为3、攻角为0°时的工况,研究弹头部驻点与非驻点区域的温度差异;模拟计算弹头部壁面取300 K,热流密度大,说明该区域流场温度高。图3给出沿头部母线流场的温度分布,可以发现,驻点区域附近热流密度高达326 kW/m2,沿母线方向头部驻点区域向尾部推移,热流密度迅速下降,至远离驻点区域时热流密度基本维持在一个较低水平。
图3 模型表面热流密度
为研究模型头部及侧身高温效应分布,本文计算分析了不同工况下的稳态结构温度场分布。如图4计算结果所示,同外流场气动加热规律相契合,2 Ma时头部驻点附近结构温度只有356 K,5 Ma时头部温度上升到1 225 K,沿弹头驻点向侧身之后温度迅速降低,侧身锥面温度较头部保持较低水平。此外,攻角的存在会导致迎风面和背风面温度场分布的差异,进而会改变气动传热现象。
图4 不同工况结构温度场分布

2 弹载红外侧窗设计及实验验证

通过前面数值模拟可以知道,高速飞行过程中,弹头部驻点附近存在高温区域,这意味着通常部署在弹头前端的弹载红外成像系统的窗口直接面临气动加热威胁。为避免或减小气动热影响,考虑采用红外侧窗的方法,将探测面置于侧身,但这同样会带来大入射角影响下的光线透过率和光线强度、有限空间布局、光路偏转实现等光学问题。因此,本文开展红外侧窗成像方法研究,设计特定成像光路,通过光路偏转使成像达到类似传统的将窗口安装在飞行器前端的预期效果。

2.1 成像方法设计

根据上述条件,为实现大视场角入射,采用反射式成像原理设计光路,如图5所示,其中,1为窗口前缘,2为红外窗口,3为平面反射镜,4为红外成像装置,用于捕获目标的红外成像及信息处理。通过透射镜、反射镜的组合折叠,能够进行光路压缩,适应小空间布局的特点,光强利用效率高。其中,反射式成像镜能够贴近入射窗口,改变光路的同时进一步压缩空间尺寸,实现大视场角的压缩。
图5 反射式光路设计原理示意图
图5中的光路设计方法一定程度上解决了大入射角、小空间尺寸的问题,但从反射镜压缩光路效果来看,单个反射镜可调整范围有限。在成像系统空间布局要求比较严苛的情况下,为进一步压缩系统光路和空间尺寸,可以采用双反射镜式成像系统。
双反射式偏转光路设计如图6所示。其中,1为红外入射窗口,实现大入射角下的红外波段光线入射;2、3为反射式成像镜,通过双反射原理实现光路传播路径的改变以及空间尺寸的进一步压缩;4为红外成像装置,用于捕获目标的红外成像及信息处理。这样,元器件能够更好贴近入射窗口,提高光强利用率,但系统内反射镜数量的增加,外界振动干扰对成像影响更显著,振动影响敏感性提高,可能会降低图像对比度。
图6 双反射镜式成像方法示意图

2.2 红外侧窗成像系统

在图5所示光路原理的基础上,为研究红外侧窗成像效果,本文设计了一套成像系统,如图7所示,主要由红外窗口、反射镜、红外成像装置以及机械连接装置组成,成像的视场角范围为俯仰±10°、方位±18°。
图7 红外侧窗实物图
该系统的设计指导思想是将红外成像装置部署在导引头锥面侧壁,适应弹载飞行工作环境,以降低气动热威胁程度。系统能够克服视场尺寸的不对称性,适应低强度光线,在入射角65°~85°的范围内使透光率达到40%左右。图8为该系统的成像畸变效果检测图,可以发现其畸变最大值小于1.5%,畸变率较低。
图8 成像畸变效果检测

2.3 实验验证

为验证红外侧窗成像系统的成像效果,作者针对该系统进行了实景观测。在天气晴朗、光线良好的情况下,选取天空、建筑物、路面等为观测对象,通过与常规的可见光相机、长波红外相机对比,获得清晰效果图像,如图9所示。从图中可以发现,在图像纹理细节方面类似可见光相机,该红外侧窗系统能够较为清晰地捕捉图像信息,容易区分目标和背景的相关特征;对比长波红外相机采集的图像,该侧窗系统能够适应低强度光线,在采集图像数据、刻画场景目标细节方面要优于长波红外相机;从最后一幅图可以观察到,该红外侧窗系统观测地面人像时,地面温度高于人体温度,其细节刻画可明显区分于人像,说明该系统能够较为敏锐地捕捉环境与目标信息,较丰富的图像源信息能够减小图像后期处理压力。
图9 成像效果对比图
从整体观测效果来说,该红外侧窗系统能够获取质量较好的图像,图像纹理清晰,能够区分目标和背景,进一步验证了该成像方法的可行性,能够为后续的弹载侧窗成像提供一些借鉴。

3 结束语

针对弹载红外成像系统前端窗口容易受到气动加热影响的问题,本文开展了红外侧窗成像方法相关研究。通过数值模拟方法计算了不同飞行工况下球面钝体弹头外流场的气动加热情况;针对头部侧身非驻点区域气动加热特点,提出一种弹载红外侧窗成像方法。通过实验观测,该方法能获得较为良好的成像效果,验证了侧窗成像的可行性,希望能为弹载红外探测技术发展提供新的思路。

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