数字图像处理技术在火焰测试中的应用

开发了基于VC .NET的红外图像识别系统。应用该系统对固体推进剂发动机排气羽焰图像进行了数字图像处理,得到了排气羽焰的亮度分布,实现了固体推进剂发动机排气羽焰的分析与参数识别。处理结果表明,该系统达到了对固体推进剂发动机排气羽焰图像总体分析与参数识别的目的,为固体推进剂发动机排气羽焰的分析与参数识别提供了一种全新的方法。     

SRM羽焰图像的检测与参数预估

应用基于VC .NET开发环境自行开发的红外图像识别系统对固体火箭发动机排气羽焰图像进行了数字图像处理,实现了固体火箭发动机排气羽焰的分析.将数字图像处理技术引入到固体火箭发动机地面试车试验中,为固体火箭发动机排气羽焰的分析与参数辨识提供了一种新的、比较有效的方法,对火焰的基本参数,如火焰量值、长宽比、均值对比度、亮度最大像素点、复杂度等参数进行了计算处理,得到了较好的结果,达到了分析与识别的目的.     

液体火箭发动机尾焰红外辐射计算方法

针对液体火箭发动机尾焰红外辐射传输方程计算方法、气体辐射参数计算方法以及发动机尾焰红外辐射一体化数值计算研究进行归纳总结。提出发展适用性更广的尾焰红外辐射传输方程计算方法,建立气体光谱数据库及加快开展高精度的尾焰一体化计算研究。     

非等温旋转曲面温度场的在线监测

精密加工过程中旋转曲面温度在线监测的方法有:红外测温仪测温、CCD热像仪测温、红外传送信号的接触测量、温敏电容及涡流损耗测温.采用斯忒鄱-玻尔兹曼定律的红外测温选用红外传感头实现.基于红外CCD的红外焦平面热像仪以电子扫描代替光机扫描.红外传送信号的接触测量通过红外通讯传递热电偶的温度信号.利用温敏电容对温度敏感的特性,由电容变化可测量旋转曲面附近的温度.利用金属材料在交变磁场中因磁滞效应和涡流效应会引起的功率损耗,能测量出其所处温度场的温度.同时比较了这些方法的利弊,分析了它们的精度影响因素.     

CCD技术在发动机温度场测试中的应用研究

基于CCD图像传感器的温度测量技术是一种新兴的非接触式测温技术。与其他非接触式测温技术相比,它具有光电转换灵敏度高、信号失真度小、工作稳定可靠等优点,特别适合高温检测。发动机火焰温度场对于研究发动机的燃烧特性具有重要价值,但是,火焰温度场测试是一项难度很大的高温测试研究课题。本文结合实测经验介绍了CCD测温技术在温度场测试中应用的测试原理、测试系统组成、误差分析和实测效果。     

火箭发动机尾焰红外辐射特性的数值模拟

建立火箭发动机尾焰红外辐射传输的有限体积离散模型,采用逐线积分方法计算气体光谱吸收系数,计算不同组分的尾焰红外辐射特性,得到组分分布对液体火箭发动机尾焰红外辐射特性的影响规律.     

某型液体火箭发动机喷注参数与尾焰红外图像特征研究

为了通过某型液体火箭发动机尾焰红外特征监测推力室喷嘴雾化状态,采用多学科仿真技术,耦合蒸发、燃烧和传热过程,建立了三维非稳态推力室蒸发-燃烧-尾焰场一体化仿真模型;采用尾焰图像识别方法,开展液体火箭发动机喷注参数与尾焰红外图像特征之间关系的研究。对比热试车尾焰红外图像特性表明,仿真模拟结果准确可靠。     

火箭发动机羽流红外特性研究概述

介绍了国内外火箭发动机羽流红外特性的研究进展及实验研究方法,总结了计算发动机羽流红外特性常用的求解方法及其特点,提出国内应当在辐射模型的完善及与流场计算的耦合度、高空辐射模型的建立、实验数据获取等方面开展更深入的研究工作.     

某战斗机尾喷管外壁面温度场仿真建模研究

战斗机在飞行过程中,由于高温尾焰热辐射及发动机内部的传热作用,在尾喷管外壁面接近喷管出口位置会形成一个温度较高的区域,进一步增强战斗机的红外辐射信号,进而降低其红外隐身性能。本文在飞行条件下某战斗机机身外流场和喷管流场建模仿真基础上,对战斗机尾喷管外壁面温度场分布进行数值计算,得出了尾喷管外壁面温度场的分布规律及其内部热传导的分布特点,并与试验测试的尾喷管温度分布图像进行对比验证。     

飞机及尾焰的红外仿真

为了简单易行地实现飞机及尾焰的动态红外实时渲染输出,设计并建立一种基于Vega平台的简化飞机尾焰粒子特效模型。介绍Vega仿真技术,并详细说明目标建模、尾焰建模和温度变换3个关键技术,经过合理地设计Vega Lynx界面Special Effect模块参数,建立飞机尾焰粒子特效模型,并通过对飞机几何模型进行区域划分和经验温度赋值来模拟飞机蒙皮温度场分布,同时针对Vega红外能量量化范围的局限性,对目标温度进行变换处理,最终通过仿真应用程序给出飞机及尾焰的红外渲染结果。仿真结果表明：该方法简单易行,有较高的逼真度,满足多数仿真的应用要求。     

斜切喷管火箭发动机燃气射流流场特性研究

为了研究斜切喷管发动机的燃气射流流场特性,采用有限体积法数值求解非定常可压缩N-S方程,对不同喷管角度、不同海拔高度以及不同燃气温度条件下的发动机斜切喷管燃气射流流场特性进行数值模拟研究。结果表明:由于斜切喷管不对称外伸壁面的存在,导致喷管燃气射流流场不再对称; 喷管壁面不对称程度越大,则喷管燃气射流偏转与扩张角度越大; 随着海拔高度的增加,燃气流场核心区域与燃气射流的影响范围、以及射流偏转角度不断增大,但射流核心区域的波节数将不断减小; 此外,燃气温度变化,对喷管流场压强分布影响较小,但对流场速度值影响较大; 燃气温度越高,则喷管出口排气速度越大,致使喷管射流流场的燃气动能越大。     

复杂结构火箭发射药非稳态温度场的数值模拟

对火箭发动机（包含发射药）的非稳态温度场进行数值模拟是确定火箭发射药实时温度的一种有效方法。论文首先建立了某火箭发动机传热的数理模型。鉴于发射药由7根药柱构成，结构复杂，无法在结构化网格基础上求出待求区域的温度场，因此，采用三角形非结构化网格并推导出计算区域内各节点的离散方程。编制程序，以数值计算方法求出发射药的温度场。结果表明，各特征点温度的计算值与实测值均吻合较好。因此，采用论文方法能正确模拟上述复杂结构火箭发射药的非稳态温度场。     

动态网格在固体火箭发动机内流场计算中的应用研究

固体火箭发动机在工作过程中内流场结构随燃面的减退不断发生变化，利用通常的稳态网格难以对该问题进行准确模拟。针对此问题，首先介绍了实现动态网格的基本方法，然后采用动态层方法生成动态网格对某固体火箭发动机内流场进行了计算。计算结果与实验数据的对比说明使用动态网格方法计算的准确性和可行性，与准稳态方法计算结果的比较说明在时间步长较大以及流场参数变化剧烈的情况下，动态网格方法更适用于火箭发动机内流场的计算。     

点火状态对固体火箭燃气流动影响的实验研究

结合固体火箭燃气射流的特点,开发了基于皮托管技术的多点压力参数实验测量装置,运用实验的方法,对燃气射流流场进行了研究.针对不同的发动机点火状态,在射流轴线的不同距离上对一系列测点位置的总压参数进行了测量.研究证明该试验测试装置对燃气射流流场的测试是适宜的,实验数据分析表明高低温点火状态对固体火箭燃气流场具有一定的影响作用,所得结论对固体火箭武器研究具有指导意义.     

钨渗铜燃气舵化学烧蚀计算

固体火箭发动机燃气舵的烧蚀主要包括 Al2 O3颗粒冲刷、化学烧蚀,采用商业软件 FLUENT 对某型号的固体火箭发动机尾流场和钨渗铜燃气舵的流场进行模拟,通过气固双向耦合计算稳态和瞬态的燃气舵的内部温度场分布和变化过程;编写插入 UDF 函数计算燃气舵与高温气流发生反应造成的化学烧蚀,计算燃气舵的化学烧蚀量。     

基于有限体积法的液体火箭发动机燃气红外特性仿真

运用有限体积法对某轨姿控发动机典型工况燃气流场红外辐射特性进行仿真计算。首先通过Fluent软件对发动机典型工况燃气流场进行计算,再利用最新的光谱数据库对主要辐射组分吸收系数进行计算,最后对燃气红外辐射特性进行计算;重点分析不同波长、不同天顶角、不同波段下燃气红外辐射强度分布规律。研究结果表明:所提计算方法可靠,红外特性计算结果准确,有利于掌握液体火箭发动机红外辐射特性计算和分析方法。     

基于水平集函数的固体火箭发动机瞬态内流场模拟方法研究

针对固体火箭发动机装药燃面退移下的瞬态内流场模拟方法进行研究,采用水平集方法捕获发动机工作过程中的装药燃面,多孔介质模型约束装药区域的流动特性,建立了一种可以准确模拟发动机内流场瞬态流动的水平集和多孔介质耦合方法（LSPM）。采用该方法对有壁面退移的圆管通道流动问题进行了计算,对短内燃管形装药和复杂翼柱形装药发动机进行了模拟。研究结果表明：LSPM计算结果与动网格方法吻合较好,可以较好地处理有界面退移的加质流动问题;LSPM压力和燃面的计算结果与零维内弹道结果基本一致,可以准确计算装药燃面退移下的发动机瞬态内流场。     

固体火箭发动机喷管及出口处流场特性的数值分析

采用STAR-CD计算流体软件对某俄式发动机的喷管内流场及喷管出口处流场进行了三维的数值仿真与研究。分析了喷管内流场及喷管出口处流场的流动情况和设置不同出口边界位置对喷管中流场分离点及斜激波反射点的位置的影响,得到了清晰的流场压力与马赫数的分布云图与曲线图。仿真结果与地面热试车试验测得的结果相吻合。可为固体火箭发动机喷管的设计与研究提供有效参考。     

含装药裂纹固体火箭发动机点火过程内流场数值模拟

基于裂纹流场与发动机内流场的耦合作用机理,利用裂纹出口流场参数来计算裂纹向燃烧室流场喷射质量流率的方法,对含装药裂纹固体火箭发动机点火过程的内流场进行了数值模拟,得到了内流场的分布情况,通过分析计算结果,总结出不同位置、不同几何尺寸的裂纹对发动机内流场的影响规律.