红外与激光工程
紅外與激光工程
홍외여격광공정
INFRARED AND LASER ENGINEERING
2013年
1期
7-13
,共7页
红外辐射%后机身%离散传递法%引射喷管
紅外輻射%後機身%離散傳遞法%引射噴管
홍외복사%후궤신%리산전체법%인사분관
infrared radiation%aft fuselage%discrete transfer method%ejector nozzle
随着红外探测和红外制导技术的迅猛发展,飞行器的生存力受到越来越大的威胁,如何降低飞行器的红外辐射特征成为提高隐身能力的关键技术之一,排气系统是飞行器后半球的主要红外辐射源.为了研究飞行器后机身蒙皮的红外辐射特性,针对飞行器的后机身蒙皮,结合涡扇发动机引射喷管的CFD计算,采用离散传递法计算了典型作战飞行器在8～14 μm波段的红外辐射强度分布.在红外计算过程中,考虑了发动机固体壁面的发射和反射,飞机蒙皮的发射,燃气内CO2、H2O和CO的吸收与发射作用；并通过冷却、隔热等措施降低后机身发动机热影响区蒙皮的温度对红外辐射特征的影响进行了研究.计算结果表明:后机身发动机热影响区温度降低70K,在红外探测的主要威胁方位头向5°范围内可以降低整机红外辐射强度9.1％,30°可以降低15.4％,60°可以降低17.5％,在正下方90°,可以降低18.9％；在此基础上采用低反射率可以在各个方向上进一步降低飞机的红外辐射强度,除了正后向及附近排气系统喷管腔体影响强烈扇区间以外,都能降低到20％以内.计算结果和方法为飞行器红外隐身设计提供了有益参考.
隨著紅外探測和紅外製導技術的迅猛髮展,飛行器的生存力受到越來越大的威脅,如何降低飛行器的紅外輻射特徵成為提高隱身能力的關鍵技術之一,排氣繫統是飛行器後半毬的主要紅外輻射源.為瞭研究飛行器後機身矇皮的紅外輻射特性,針對飛行器的後機身矇皮,結閤渦扇髮動機引射噴管的CFD計算,採用離散傳遞法計算瞭典型作戰飛行器在8～14 μm波段的紅外輻射彊度分佈.在紅外計算過程中,攷慮瞭髮動機固體壁麵的髮射和反射,飛機矇皮的髮射,燃氣內CO2、H2O和CO的吸收與髮射作用；併通過冷卻、隔熱等措施降低後機身髮動機熱影響區矇皮的溫度對紅外輻射特徵的影響進行瞭研究.計算結果錶明:後機身髮動機熱影響區溫度降低70K,在紅外探測的主要威脅方位頭嚮5°範圍內可以降低整機紅外輻射彊度9.1％,30°可以降低15.4％,60°可以降低17.5％,在正下方90°,可以降低18.9％；在此基礎上採用低反射率可以在各箇方嚮上進一步降低飛機的紅外輻射彊度,除瞭正後嚮及附近排氣繫統噴管腔體影響彊烈扇區間以外,都能降低到20％以內.計算結果和方法為飛行器紅外隱身設計提供瞭有益參攷.
수착홍외탐측화홍외제도기술적신맹발전,비행기적생존력수도월래월대적위협,여하강저비행기적홍외복사특정성위제고은신능력적관건기술지일,배기계통시비행기후반구적주요홍외복사원.위료연구비행기후궤신몽피적홍외복사특성,침대비행기적후궤신몽피,결합와선발동궤인사분관적CFD계산,채용리산전체법계산료전형작전비행기재8～14 μm파단적홍외복사강도분포.재홍외계산과정중,고필료발동궤고체벽면적발사화반사,비궤몽피적발사,연기내CO2、H2O화CO적흡수여발사작용；병통과냉각、격열등조시강저후궤신발동궤열영향구몽피적온도대홍외복사특정적영향진행료연구.계산결과표명:후궤신발동궤열영향구온도강저70K,재홍외탐측적주요위협방위두향5°범위내가이강저정궤홍외복사강도9.1％,30°가이강저15.4％,60°가이강저17.5％,재정하방90°,가이강저18.9％；재차기출상채용저반사솔가이재각개방향상진일보강저비궤적홍외복사강도,제료정후향급부근배기계통분관강체영향강렬선구간이외,도능강저도20％이내.계산결과화방법위비행기홍외은신설계제공료유익삼고.
