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气动环境下,光学头罩与来流之间的热流固耦合作用形成的非均匀折射率场将严重干扰光线传输。针对这一问题,首先通过求解Navier-Stoker方程,得到流场各项参数的分布,并对光学头罩进行热流固耦合分析。然后采用光线追迹法模拟光线从目标到达探测器面的传输路径,计算光程差。最后通过像质评价函数分析其对成像质量的影响。结果表明:随着飞行速度增大,耦合折射率场对光传输的影响增大,光学系统成像质量严重下降。 相似文献
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标准IV拦截导弹高速飞行会引起导弹的光学窗及传感器产生严重的气动和气热效应.由流过导弹的超声速气流引起的气动光学效应会降低红外导引头的性能.对由飞行器的激波波前和剪切层的密度梯度引起的气动光学效应进行了分析和总结.为了计算红外头罩周围大气的密度和折射率的分布, 采用计算流体力学(CFD)模型对由冷却射流与外流互相作用形成的大气湍流进行建模, 在此基础上进行计算.计算得到的数据结果用于光学追踪程序中计算确定瞄视误差和像散.将这些结果与一般流体力学推导的近似值进行比较, 得出的结论表明当导引头视角为前视方向或飞行高度较低时, 瞄视误差可能会降低导引头探测目标的性能. 相似文献
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位于电视制导炮弹前端的光学头罩是保证弹载摄像头免受气动热影响及成像质量的关键,其在发射过程中承受着复杂的载荷。为了计算得出光学头罩应力值的数值解,校核结构强度,确保膛内阶段稳定性,利用有限元分析软件ANSYS,运用大质量法,建立了光学头罩结构的动力学模型,进行了动力学仿真分析。依据动力学仿真结果,发现了结构应力集中部位,并进行了优化。仿真分析结果表明,优化后的光学头罩结构在膛内始终处于弹形变形阶段,最大等效应力小于材料的强度极限,保证了光学头罩在外界动态载荷作用下的可靠性。 相似文献
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介绍了气动光学提出的背景, 提出了气动光学的定义及内涵、研究对象和研究方法, 描述了气动光学研究的主要内容, 即气动光学效应机理研究、 气动光学效应校正方法研究、气动光学效应校正验证试验研究和高速飞行器光学窗口技术研究; 详细阐述了气动光学效应的定量研究和校正方法. 相似文献
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首先介绍了通用高速飞行器的应用背景,着重分析了红外/激光复合凝视成像获取复杂背景下特殊目标的多维光学特征的技术优势。其次确定了适合于通用高速飞行器平台应用的红外/激光复合探测系统的包括波段选择、空间分辨率、探测器选型、作用距离等在内的工作参数以及工作流程规划,并提出了双模共光学孔径、和结构复合两种适合于高速飞行器轻小型平台应用的复合成像机制。最后针对特定目标的目标特性分析了红外/激光复合探测系统在大气条件、气候条件、天时条件以及气动条件等方面的使用约束。 相似文献
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针对高超声速飞行器气动光学效应及其校正研究的技术需求,设计开发了一套气动光学效应仿真系统,用于对气动光学效应进行全过程仿真。系统基于“模块化”、“可扩展”和“可视化”的设计思路,采用“仿真平台+数据库+功能插件”的系统实现方案,在VisualStudio2008开发环境下,完成了气动光学效应仿真系统平台、数据库及相关功能插件的开发工作。系统支持用户根据自身需求自主编制仿真任务,并可在接口规范的约束下,自主定制功能模块对系统进行扩展。本系统可以为解决高超声速飞行器气动光学效应及其校正方法的理论研究与工程应用问题提供理论依据和技术手段。 相似文献
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为解决无人机(unmanned aerial vehicle,UAV)在全球定位系统(global positioning system,GPS)信号弱或拒止环境下实现自主导航的问题,提出一种适用于复杂纹理环境的光流/惯性组合导航方法.通过基于低纹理场景的改进卢卡斯-卡纳德(lucas and kanade,LK)光流法,解算图像光流信息,使用惯性导航系统信息辅助光流导航系统,同时也利用光流导航系统的特征点速度信息辅助惯导系统进行导航解算,利用卡尔曼滤波器以融合光流/惯性导航信息得到速度、位置估计信息,并通过仿真实验进行验证.仿真结果表明:该方法能够在纹理丰富和纹理较差的场景下进行精确的速度、位置信息估计,所提出的导航算法符合自主导航的实时性和精确性要求. 相似文献
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基于局部外形优化改善空气舵附近区域局部热环境,可明显提升高马赫数飞行器热防护系统在恶劣环境下的适应性和生存能力。整流帽的应用作为高马赫数飞行器全动舵流动与气动热特性优化的有效手段,在近年来备受关注。建立一种适用于高马赫数完全气体可压缩流动的数值模拟方法,采用该方法开展整流帽布局及几何参数对全动舵附近流动结构及热环境分布规律的影响研究,并通过带整流帽布局的平板-全动舵模型激波风洞测热试验对数值模拟方法的准确性进行验证。结果表明:高速来流流经整流帽时将产生激波减速,在整流帽下游激波迅速膨胀分离,空气流动速度和加热能力均显著降低;从整体上看,设置整流帽能够显著降低整流帽展向宽度范围内的全动舵及附近平板气动热环境;随着整流帽楔角减小,全动舵气动加热整体呈恶化趋势;随着整流展宽增加,全动舵气动加热进一步减轻。 相似文献
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针对高超声速边界层转捩飞行试验研究的需要,通过一体化的变厚度薄壁测温和热流辨识方法,利用测量薄壁内壁温度辨识表面热流可实现飞行器表面转捩位置的测量。考虑到飞行器高速飞行过程中表面气动加热和振动环境要求,对测量结构和机体结构开展了一体化模块设计,提高了测量结构的整体承载抗热振能力;利用热振联合地面试验系统,在飞行状态地面模拟条件下,对测热部件进行了热振联合试验考核,验证了测量结构的安全性和可靠性。地面热振联合试验和飞行试验结果表明,该型转捩测量结构可承受飞行条件气动加热和振动环境,能迅速地响应和准确地反映气动加热环境热流的变化,可准确捕捉飞行条件下高超声速边界层转捩现象。获取的热流转捩测量数据,可为高超声速转捩预测计算模型提供校准数据。 相似文献
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飞行器气动加热烧蚀工程计算 总被引:2,自引:1,他引:1
高超声速飞行器设计时,为了对防热层气动热烧蚀情况及温度场进行快速预估,提出了集成气动热、材料烧蚀、瞬态温度场的耦合计算方法。通过算例对计算方法和程序进行了验证,表明该方法具有较高的效率和精度。在给定弹道条件下,实现了气动热、热防护材料烧蚀性能和弹体温度场耦合计算。通过该方法可以在高速飞行器设计阶段,快速计算出指定飞行工况下的防热材料烧蚀情况及温度场分布,为飞行器热防护层设计提供依据。 相似文献
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针对车用涡轮增压器离心压气机叶轮在变海拔环境下可能出现的静强度失效问题,开展了叶轮在变海拔环境下多场载荷及应力响应的变化规律研究。采用单向稳态流体与固体耦合的方法,计算了叶轮在气动载荷、热载荷以及离心载荷作用下的单场应力以及多场耦合应力。结果表明:在真实流量、真实转速不变,仅根据海拔高度不同改变进气压力与进气温度时,叶轮进口流动角随着海拔升高而增加,导致高海拔环境下长叶片前缘静压差较大,最大气动应力从长叶片尾缘转移到前缘,叶轮的热载荷、热应力以及最大多场耦合应力随海拔升高而减小;在增压发动机工况不变时,随着海拔的升高,叶轮气动应力与热应力的绝对变化较小,压气机转速上升带来较大的离心应力增幅,进而导致耦合应力的增加。 相似文献
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基于FPGA的车载光端机的设计与应用 总被引:1,自引:0,他引:1
一种基于FPGA的数据光纤传输设备,先将多路的视频、音频、数据进行高分辨率数字化,形成高速数字流,然后将多路数字流进行复用,通过发射光端机进行发射,通过另一端的接收光端机进行接收,解复用,恢复成各路数字化信号,再通过数字模拟变换恢复成模拟视频、音频、数据。 相似文献