超声速自由旋涡气动窗口的气动光学特性计算与分析

《高超声速光学头罩气动光学》阅读随笔1. 内容概述在浩瀚的航空航天领域，高超声速飞行器以其惊人的速度穿越大气层，成为近年来研究的热点和难点。

而在这类飞行器的设计中，光学头罩作为关键部件之一，不仅面临着极端环境的挑战，还需保证内部光学系统的稳定性和可靠性。

高超声速光学头罩的气动光学问题逐渐受到广泛关注。

气动光学效应是指高速流动的气流与光学表面相互作用，从而引起光波前畸变的现象。

在高超声速条件下，由于气体分子的高速运动和摩擦作用，光学头罩表面会产生强烈的热流和压力波动，导致光学表面变形、光束偏转和光强分布变化等一系列问题。

这些问题的存在直接影响了光学头罩的光学性能和飞行器的整体性能。

为了解决这些问题，研究者们从多个角度展开了深入研究。

通过改进光学材料的设计和选用，以提高其抗高温、抗冲击的能力；另一方面，通过优化光学头罩的形状和布局，以减小气流对其表面的影响。

还发展了一系列先进的测量和控制技术，以实时监测和分析光学头罩的气动光学效应。

随着研究的不断深入，高超声速光学头罩气动光学领域取得了一系列重要成果。

通过采用主动冷却技术，成功解决了光学头罩在高温环境下的热传导问题；通过优化气动力设计，显著降低了气流对光学头罩的冲击力。

这些成果不仅为高超声速飞行器的光学系统设计提供了有力支持，也为相关领域的研究提供了有益借鉴。

《高超声速光学头罩气动光学》这一课题涉及光学、流体力学、材料科学等多个学科领域的交叉融合，具有极高的研究价值和实际应用前景。

随着科技的不断进步和创新能力的不断提升，相信未来我们能够在这一领域取得更多突破性进展，为我国航空航天事业的发展做出更大贡献。

1.1 背景介绍随着科技的不断发展，高超声速飞行器已经成为未来战争和航天领域的重要研究方向。

在这种高速飞行条件下，气动光学效应对飞行器的性能和任务执行至关重要。

光学头罩作为高超声速飞行器的重要组成部分，其气动光学性能对于提高飞行器的隐身性、观测能力和通信传输质量具有重要意义。

第40卷第4期红外与激光工程2011年4月Vol.40No.4Infrared and Laser Engineering Apr.2011超音速飞行器光学窗口气动压力载荷分析罗传伟，常伟军，强华，焦明印（西安应用光学研究所，陕西西安710065）摘要：为了提高光学窗口设计的可靠性与使用性能，对超音速飞行器进行了计算流体力学分析，得到27种飞行状态下光学窗口的气动压力载荷分布。

通过有限元建模仿真，计算了窗口在各压力载荷状态下的应力和变形。

通过分析变形对光学成像的影响可知，ZnS平板的两个变形面在光学上具有相互补偿的作用，因此，压力载荷下的变形对光学成像的影响可以忽略。

为了使窗口设计满足使用强度要求，在最严酷的一种飞行状态下，分析了不同厚度ZnS窗口玻璃的变形和应力，当平板厚度为10mm 时，能够在结构强度和质量之间达到设计的平衡。

此分析结果对高速载体的光学窗口设计具有一定的指导作用。

关键词：光学窗口；超音速；有限元分析；压力载荷中图分类号：TN214文献标志码：A文章编号：1007-2276(2011)04-0664-04Analysis of aerodynamic pressure loading for supersonic aircraftoptical windowLuo Chuanwei,Chang Weijun,Qiang Hua,Jiao Mingyin(Xi′an Institute of Applied Optics,Xi′an710065,China)Abstract:To improve the reliability and performance of optical window,aerodynamic pressure loading data in27flight states was obtained by computational fluid dynamics(CFD)analysis of the supersonic aircraft.Through the finite element analyzing,stress and deformation of optical window were calculated and analyzed under each pressure loading.It is shown that the two deformed surfaces of ZnS plate glass can compensate each other in optical imaging,so that the influence of deformation due to pressure loading on optical imaging can be ignored.In order to make the window design satisfy structural strength demand,ZnS plate glass with different thickness was analyzed in the most severe flight state.According to the data of stress and deformation,plate of10mm thickness is the best design which reaches the balance between structural strength and weight.This result will play a guiding role in optical window design of high speed aircraft.Key words:optical window;supersonic;finite element analysis;pressure loading收稿日期：2010-07-15；修订日期：2010-09-05基金项目：“十一五”兵器预研支撑基金（62301110101）作者简介：罗传伟（1981－），男，工程师，硕士，主要从事光学设计及光机系统仿真方面的研究。

超音速飞行器气动特性数值模拟随着科技的不断进步，人们对于飞行器的速度要求也越来越高，从最初的几百公里每小时，到现在的数千公里每小时，在这样的背景下，超音速飞行器显得尤为重要。

然而，超音速飞行器由于其高速，会导致航空器表面的气动特性发生变化，因此，需要进行数值模拟研究，以保证超音速飞行器的安全性和稳定性。

气动特性是指航空器在空气中运动时，所受到的气体力学效应。

这些效应包括升力、阻力、侧向力和俯仰力等。

对于超音速飞行器来说，气动特性尤为重要，因为超音速飞行器的速度达到马赫数1.2以上，比声速快得多，航空器表面的气体动力学效应会因此变得复杂。

因此，需要进行数值模拟来研究超音速飞行器的气动特性。

数值模拟是指通过建立数学模型，运用计算机进行计算和模拟，以达到对现实问题进行分析、预测和优化的目的。

对于超音速飞行器的气动特性研究来说，数值模拟是一种非常有效的方法。

数值模拟可以计算得出航空器在超音速状态下的气动特性，并可以对不同的设计参数进行分析和优化，提高超音速飞行器的性能。

在进行超音速飞行器的气动特性数值模拟时，需要考虑以下几个因素：首先，考虑航空器表面的粗糙度和形状。

在超音速状态下，空气会产生剪切力和摩擦力，这些力会对航空器表面产生摩擦，从而影响航空器的气动特性。

因此，需要对航空器表面的粗糙度和形状进行数值模拟，以确定其气动特性。

其次，考虑航空器的速度和空气密度。

随着速度的提高，空气的密度也会随之下降，这会对航空器的气动特性产生影响。

因此，需要对航空器的速度和空气密度进行数值模拟，以确定其气动特性。

第三，考虑航空器的机翼设计。

机翼是航空器的升力和阻力产生的主要部位，因此机翼的设计对于航空器的气动特性起着至关重要的作用。

通过数值模拟，可以确定机翼的气动特性，并进行优化设计。

最后，考虑航空器的控制系统。

航空器的控制系统对于保证超音速飞行器的安全性和稳定性也起着至关重要的作用。

通过对航空器的控制系统进行数值模拟，可以确定其气动特性，并进行优化设计。

高超音速飞行器设计与气动力学问题高超音速飞行器是指能够以超过音速五倍以上的速度飞行的飞行器，其设计与气动力学问题是研究高超音速飞行器性能和飞行特性的重要方面。

在设计高超音速飞行器时，气动力学问题是需要考虑的关键因素之一。

气动力学涉及到飞行器与空气之间相互作用的力学问题，包括气动力、气动加热、气动阻力和操纵性等。

首先，高超音速飞行器的气动力学设计需考虑飞行器的气动力。

气动力是指飞行器在飞行过程中受到的空气作用力，包括升力、阻力和侧向力等。

为了实现高超音速飞行，飞行器需要产生足够的升力以克服重力，同时减小阻力以提高速度。

气动力的分析和优化是提高高超音速飞行器性能的关键一步。

其次，高超音速飞行器的气动加热问题也需要重视。

在飞行过程中，飞行器将会遭受到因飞行速度和空气摩擦产生的高温作用，导致飞行器表面温度飙升。

这会对飞行器的结构强度和热防护材料造成影响，需要进行气动加热分析以确保飞行器在高温环境下的安全性。

此外，高超音速飞行器还要考虑气动阻力问题。

气动阻力是飞行器在飞行过程中受到的空气阻力，对飞行器速度产生制约。

为了减小气动阻力，需要对飞行器进行流线型设计，并运用减阻技术，例如降低飞行器表面粗糙度、减少尖头阻力等。

最后，高超音速飞行器的操纵性也是设计中的重要问题。

由于高超音速飞行速度快且飞行高度较低，飞行器在操纵时会面临挑战。

设计人员需要考虑飞行器的操纵特性，使其具备良好的稳定性和机动性，以满足各种飞行任务需求。

综上所述，高超音速飞行器设计与气动力学问题密切相关。

在设计过程中，需要考虑气动力、气动加热、气动阻力和操纵性等因素。

通过优化设计和综合考虑这些问题，可以提高高超音速飞行器的性能和飞行能力，进一步推动高超音速技术的发展。

某型超声速半流伞气动热及气动特性研究本论文旨在研究某型超声速半流伞的气动热和气动特性，通过试验和数值模拟的方法，探究该型号的气动性能和热特性，为该型号的应用和设计提供参考。

首先，本文阐述了该型号的设计原理和特征。

该型号具有半球形伞状外形，是一种常见的超声速飞行器翼型，能够有效减小空气动力阻力，提高速度和高空航行能力。

该型号材料轻、结构牢固，适用于高速飞行和高温环境。

其次，本文通过实验方法对该型号的气动热特性进行研究。

实验结果表明，该型号在高速飞行状态下，受到的气动力和热负荷很大，需要采取一系列的防护和降温措施，以确保其正常运行和长期耐用性。

尤其需要注意的是：热辐射和传导对该型号的热损伤很大，需要进行有效的隔热装置设计和施工。

第三，本文通过数值模拟方法对该型号的气动特性进行研究。

数值模拟结果表明，该型号的气动特性在不同飞行状态下会有显著变化，如升力系数、飞行稳定性、侧向力等。

根据数值模拟结果，可以进一步优化该型号的结构设计和动力系统，提高其空气动力效率和运行稳定性。

最后，本文对该型号的应用前景和研究方向进行了展望。

随着社会经济的发展和科学技术的进步，该型号的应用场景和技术挑战也会不断增加。

因此，需要进一步深入研究该型号的气动热和气动特性，改善其设计和制造工艺，创新其应用方式和领域。

综上所述，该论文通过试验和数值模拟的方法，研究了某型超声速半流伞的气动热和气动特性，从多个角度探究了其设计原理、性能指标、应用前景等方面的问题，为该型号的研究和应用提供了一定的参考价值。

希望本论文能够对相关领域的研究人员和工程师提供帮助，促进科技进步和社会发展。

此外，该型号在军事和民用领域都有着广泛的应用。

在军事方面，超声速飞行器的高速性能、高空航行能力以及战术响应能力很强，因此深受各国军事机构的青睐。

而在民用领域，超声速飞行器的应用也越来越广泛，如超音速列车、高速飞机等。

然而，在超声速飞行中，气动热是一个关键的问题。

当飞行器进入高速状态时，空气会被压缩和加热，从而产生高热度和高压力。

高速飞行器气动热辐射效应分析与计算摘要高速导弹光学窗口外存在激波层，为高度不均匀的梯度温度气体介质，针对其中的热辐射传递开展一种有效数值求解方法研究，基于离散传递法的思想，利用光线传输模型寻找导引头探测口径内的视线路径，推衍出激波层的热辐射强度计算模型，并且求出结果证明在一定红外波段内，激波层热辐射噪声在大气层内受飞行高度影响很小，与马赫数关系密切。

本文建立了物性分布高度不均匀高温气体介质的热辐射计算体系，可以为直接或间接需要此计算结果的工程军事场合提供参考。

关键词:红外成像制导，气动热辐射效应，辐射传递方程，分子原子光谱High-speed aerodynamic analysis and calculation of the thermalradiation effectsAbstractThe presence of foreign high-speed missile shock layer optical window for the highly uneven temperature gradients gaseous medium, for which the thermal radiation transfer research an efficient numerical solution method, based on the idea of discrete transfer method, the use of light transmission model looking seeker caliber within sight path detection, inferring the thermal radiation intensity of the shock layer model, and the results obtained prove that in a certain infrared wavelengths, the shock layer by thermal radiation noise has little effect altitude in the atmosphere, and Mach several closely related.This paper established a highly uneven distribution of physical properties of high temperature gas medium heat radiation calculation system, which can be directly or indirectly Then you need this military occasions engineering calculations provide a reference.Key words: infrared imaging guidance, pneumatic heat radiation effects, radiative transfer equation, molecular atomic spectroscopy目录摘要 (1)1研究的目的背景与意义 (5)1.1气动热辐射效应相关研究的发展现状及研究目的 (5)1.2国外发展现状 (6)1.2.1高温气体热辐射特性研究 (6)1.2.2高速飞行器气动热辐射效应 (7)1.3国内发展现状 (8)2 气动热辐射效应相关概念 (9)2.1 高速飞行器气动热辐射效应的概念 (9)2.2辐射传递方程的一般形式 (10)2.3几何光学光线追迹模型 (12)2.3.1 正入射光线传输 (12)2.3.2斜入射光线传输 (13)2.4量子热辐射的基本概念 (15)2.5气体中光的发射、吸收机制 (16)2.6气体吸收发射系数的计算 (18)3气动热辐射效应分析与计算 (19)3.1高温气体分子原子辐射吸收系数 (19)3.1.1多级温度模型建立 (20)3．2高温气体原子分子辐射吸收系数 (23)3．2．1高温气体原子辐射吸收系数 (23)3．2．2高温气体分子辐射吸收系数 (25)3.3光学传输模型 (25)3.3.1介质离散 (25)3.3.2光线追迹 (26)3.4辐射传递方程求解 (28)3.4.1辐射传递轨迹 (28)3.4.2离散传递法 (29)3.5计算结果与讨论 (30)4 结论 (32)参考文献 (33)致谢 (34)1 研究的目的背景及意义1.1高速飞行器气动热辐射效应相关研究的目的及意义自从上世纪六十年代，尤其是近二十年以来，激光技术和航空航天技术的发展，以及机载激光、战术高能激光武器、激光雷达、激光通讯、大气光学测量等大量技术应用展现出来，使人们开始关注光在大气、湍流层、附面层等复杂流场中传输的规律研究。

超声速旋转火箭弹气动特性仿真和分析陈东阳;ABBAS Laith K;芮筱亭;王强林【摘要】采用CFD方法,基于剪切应力输运(Shear Stress Transport,SST)湍流模型,求解大长细比卷弧翼火箭弹在超声速情况下的气动力和气动热问题.对火箭弹流场进行数值计算,与实验数据进行对比.采用薄壁模型模拟结构耦合传热,计算在一定海拔和旋转情况下火箭弹的气动加热,并与不旋转的情况进行对比.计算结果表明该数值方法能较好地计算气动力因数和气动热分布.在特定的低转速和海拔情况下的火箭弹温度分布比不旋转的稍微大一点,在旋转情况下的火箭弹尾部截面压力分布不对称,尾部流线更加紊乱;弹头和尾翼前缘温度较高,应当在火箭弹设计中予以考虑.【期刊名称】《计算机辅助工程》【年(卷),期】2013(022)006【总页数】5页(P64-68)【关键词】旋转火箭弹;气动力;气动加热;数值模拟【作者】陈东阳;ABBAS Laith K;芮筱亭;王强林【作者单位】南京理工大学发射动力学研究所,南京210094;南京理工大学发射动力学研究所,南京210094;南京理工大学发射动力学研究所,南京210094;江苏省交通节能减排工程技术研究中心,南京210000【正文语种】中文【中图分类】V448.153;TB115.10 引言相对于风动实验和工程估算，CFD数值模拟有其特有的优势，可较准确地预测复杂几何体的气动特性参数和流体现象.［1-5］随着计算机速度的提高，采用数值计算方法获取飞行器气动特性数据可减少风洞实验次数，节省设计成本.随着航天科技的发展，火箭弹的速度越来越快.高速飞行的火箭弹既要承受气动压力载荷，又要承受由气动产生的热载荷.以往的火箭弹气动弹性设计往往忽略气动热和旋转的影响，无法获得更加准确的分析数据和结论.因此，有必要对旋转情况下火箭弹的气动力和气动热进行准确计算，以提高火箭弹设计的精确度.1 计算方法1.1 控制方程假设流体为理想气体，忽略体积力和源项，黏度随温度的变化符合Surthland公式，则控制方程可写为其中:T为转置符号;ρ为流体密度;u，v和w为速度在笛卡尔坐标系中的三个分量;p 为压力;E为单位质量总能.1.2 流固耦合传热方程式中:ρ为密度;h为显焓;k为热导率;T为温度;Sh为体积热源.此处，瞬态项和热源为0.1.3 湍流模型最通用的k-ε湍流模型由于其壁面函数在边界层的修正中难以弥补计算模型与实际物理现象之间的差距，比剪切应力输运(Shear Stress Transport，SST)的k-ω湍流模型在边界层内模拟能力相对薄弱.［6］选用涡黏模型中的 SST k-ω 湍流模型［7-8］，基于k-ω湍流模型，求解2个输运方程，即湍动能k和湍流频率ω.综合k-ε和k-ω模型分别在边界层内、外的优点，可以用以计算较大范围的来流马赫数和逆压梯度导致的分离问题.两者之间通过混合函数过渡，属于积分到壁面的不可压缩/可压缩湍流的两方程涡黏性模式.k和ω的输运方程为其他公式和因数详见文献［7］.较高.［9］1.4 求解条件和数值格式模型为某型号大长细比卷弧翼火箭弹.在气动参数计算时，远场自由来流均采用标准温度288 K和标准大气压 101.325 kPa，攻角为 0，4°和8°，计算马赫数为1～4.计算在旋转情况下的气动加热时，大气条件为 82.8225 kPa，277 K，攻角为0.58°，计算马赫数为3.4，转速为130 rad/s.远场边界按黎曼不变化条件处理，物面上采用无滑移条件.采用有限体积数值方法，隐式时间离散格式，对流通量采用2阶迎风格式和AUSM格式.AUSM格式兼有Roe格式的间断高分辨率和van Leer格式的高计算效率的优点，数值耗散性小，对激波有高分辨率和较好的捕捉能力，而且物面热流计算精度也比1.5 计算网格结构网格贴体性好、各向异性好、激波捕捉能力强，有利于高雷诺数复杂流动的数值模拟，所以采用结构网格，并利用ICEM软件为流场划分全六面体网格.为精确模拟固体与流场交界面附近的温度梯度，在边界层对网格进行加密.设置弹表面第一层网格y+≤1以保证边界层内有10层以上的网格.同时，在激波处进行加密，保证能够预测激波对热边界层的影响.采用薄壁模型模拟固体区域导热，即假设壁面厚度值，因此不需要对固体域划分网格.另外，采用单一旋转参考系的方法模拟火箭弹旋转.［10］流场网格和拓扑结构见图1.图1 流场网格和拓扑结构Fig.1 Mesh and topology structure of flow field2 计算结果与分析2.1 气动力因数计算结果基于计算流体力学方法，对流场进行求解，得到流场每个网格上的速度、密度和压力等参数，然后根据计算公式求出气动力因数.式中:q∞=ρv2/2为动压;S为截面积;CN为法向力因数;xcp为压心因数;xcg为重心因数，俯仰力矩因数计算选择弹顶处为参考点，因此xcg=0.阻力因数-马赫数曲线见图2，可知阻力因数的仿真数据与实验数据对比误差较小，说明该数值方法准确可靠.在超声速流场中，阻力因数随着马赫数增大而减小，并且减小的趋势随着马赫数的增大变缓.同时，阻力因数随着攻角增大而增大，并且增大的幅度随着攻角的加大而加大.变化规律符合空气动力学定律.升力因数-马赫数曲线见图3，可知升力因数仿真数据与实验数据对比误差较小.升力因数随着攻角的增大而增大，随着马赫数的增大有减小的趋势，变化缓慢，其变化规律也符合空气动力学规律.俯仰力矩因数-马赫数曲线见图4，可知俯仰力矩因数绝对值的变化规律与升力因数变化规律基本一致，随着马赫数增大而缓慢减小.俯仰力矩因数绝对值随着攻角的增大而增大，且基本呈线性增长.压心因数-马赫数曲线见图5.图2 阻力因数-马赫数曲线Fig.2 Curves of drag factor vs Mach number图3 升力因数-马赫数曲线Fig.3 Curves of lift factor vs Mach number图4 俯仰力矩因数-马赫数曲线Fig.4 Curves of pitching moment factor vs Mach number图5 压心因数-马赫数曲线Fig.5 Curves of pressure center factor vs Machnumber压心因数的仿真数据与实验数据相比，部分马赫数对应的压心因数误差稍大.由图5可知，压心整体随着马赫数的增大而前移.当Ma=3.4，攻角为4°时，计算不旋转火箭弹与旋转火箭弹的流场马赫数云图、压力云图和流线图.旋转火箭弹的弹头部激波云图见图6，可以看出弹头部形成清晰的斜激波;在弹肩处由于物面突然向外折转，使气流膨胀，形成膨胀波.由于存在攻角，火箭弹周围激波压力分布在弹轴两侧不对称.弹体迎风面的密度值和压力值高于弹体上方.图6 弹头部分横截面激波云图Fig.6 Shock wave contour of cross section of warhead火箭弹卷弧翼纵截面压力云图见图7.在不旋转情况下，左右压力基本对称;在旋转情况下，压力分布不再左右对称，而是顺着旋转方向呈增大趋势.图7 卷弧翼截面处的压力云图，PaFig.7 Pressure contours of cross section of wrap-around-fin，Pa火箭弹尾部和底部的速度流线见图8.图8 火箭弹底部流线，m/sFig.8 Streamlines of rocket tail，m/s由图8可知，在火箭弹底部形成许多涡旋.这些激波和涡旋的存在增加火箭弹的阻力.同时可以发现，在旋转情况下的火箭弹底部的漩涡更多、更剧烈，造成底部压阻变大.因此，考虑在旋转情况下计算得到的阻力因数要比不考虑旋转的情况稍大，说明在卷弧翼火箭弹的气动力精确计算中，考虑旋转十分必要.2.2 旋转火箭弹气动加热仿真结果采用薄壁模型模拟流固耦合传热.该方法不必对固体区域划分网格，只需定义壁面厚度和弹体初始温度，可大大节省网格划分工作量，与对固体区域划分网格的共轭传热方法相比计算容易收敛.模拟计算可以得到弹体表面温度分布.如果想得到弹体结构温度分布，只需将表面温度导入ANSYS热分析模块，对弹体结构进行热分析.该方法对于气动加热计算方便快捷.弹头迎风面中心线和卷弧翼中间截面线上温度分布分别见图9和10，可知，在火箭弹弹头迎风面中心线上，随着攻角的增大，温度升高.弹头压力大，弹肩压力低，所以温度分布在弹头处最高，在弹肩处下降.图9 弹头迎风面中心线上温度分布Fig.9 Temperature distribution on centerline of windward side of warhead图10 卷弧翼中间截面线沿x方向的温度分布Fig.10 Temperature distributionof middle section line of wrap-around-fin in x direction由图9可知，考虑旋转的温度略高于不旋转的情况，说明在有攻角的情况下，旋转使边界层畸变，转捩提前，湍流区扩大，导致高温区变大.由图10可知，卷弧翼前缘温度相对较高，而且卷弧翼中间截面线上温度在翼前后的温差在不旋转的情况下小于在旋转情况下.由图7(b)可以看出，凹面压力大，说明在本文设置的旋转条件下，凹面的温度高于凸面的温度.当Ma=3.4，攻角为4°时，旋转火箭弹的弹头和弹头周围热流温度分布见图11;当Ma=3.4，攻角为0.58°时，旋转火箭弹弹头和卷弧翼温度分布见图12.可以看出，由于考虑结构耦合传热，热流温度明显高于弹头温度;由于存在攻角，弹头迎风面温度高于背风面温度.图11 弹头和弹头周围热流温度分布，KFig.11 Temperature distribution of warhead and thermal flux around warhead，K图12 火箭弹温度云图，KFig.12 Rocket temperature contours，K3 结束语SST湍流模型能较好地模拟旋转火箭弹在超声速情况下的气动力和气动热问题.采用薄壁模型模拟结构耦合传热，可以节省网格划分工作量，节约计算时间，更容易收敛.对旋转情况下的压力分布和温度分布成因进行分析，说明旋转对气动力和气动热分布都会产生影响.在特定的低转速和海拔下，考虑旋转时的温度分布和阻力因数都比不旋转的稍大.弹头和尾翼前缘温度较高，应当在火箭弹设计中予以考虑.计算结果可为火弹箭热防护设计和气动热弹性仿真提供参考.参考文献:【相关文献】［1］BAK K M.Experimental investigation and computational fluid dynamics analysis of missile with grid fin in subsonic flow［J］.Int J Eng Sci＆Technol，2010，2(11):6214-6220. ［2］KLEB W L，WOOD W A，GNOFFO P A，et putational aeroheating predictions for X-34［J］.J Spacecraft＆ Rockets，1999，36(2):179-188.［3］CULLER A J，MCNAMARA J J.Studies on 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第14卷　第4期强激光与粒子束V o l.14,N o.4 2002年7月H IGH POW ER LA SER AND PA R T I CL E B EAM S Ju l.,2002　文章编号:　100124322(2002)0420536205用哈特曼法研究自由旋涡气动窗口光束质量①刘天华,　姜宗福,　许晓军,　李文煜,　刘泽金,　赵伊君(国防科学技术大学理学院定向能技术研究所,湖南长沙410073) 摘　要:　利用37单元哈特曼波前传感器实验研究不同工作条件下不同时刻自由旋涡气动窗口对输出激光波前的影响。

将高速CCD所采集的畸变激光波前传送给高速波前处理机,采用模式法对其进行波前重构,进而计算给出畸变波前的波像差峰谷值、波像差均方根和斯特列尔比值等相关光学参数随气动窗口工作条件不同的变化曲线。

结果表明,自由旋涡气动窗口对输出激光波前的影响主要是光束偏转和离焦,特别是气动窗口工作在设计状态时,其余低阶及高阶像差都比较小,能够满足实际需要。

哈特曼波前传感器能很好地用于自由旋涡气动窗口对激光波前影响的二维动态测量,并能给出波前畸变的各项Zern ike多项式的模式系数得到畸变波前,直接为气动窗口与强激光发射系统的对接和波前校正提供数据。

关键词:　高能激光器;　自由旋涡气动窗口(FADW);　哈特曼2夏克波前传感器;　波前畸变;　波前重构;　光束质量;　斯特列尔比 中图分类号:　TN248;　O354 文献标识码:　A 气动窗口能够有效地解决由于晶体窗口对光辐射所存在的不可避免的部分吸收作用所导致的激光器输出功率和输出激光光束质量进一步提高所面临的瓶颈问题(热问题),而成为高能激光器大功率或超大功率应用方案中可选择的技术方案之一[1～5]。

显然,气动窗口在保证密封作用的同时,还需保证好的输出光束质量,即应尽可能地减小气动窗口对输出的激光光束质量的影响,这样的气动窗口才具有实际应用价值[6]。

自由旋涡气动窗口适于大口径激光器输出,对输出激光光束质量的影响小,而且操作简单,目前应用最为广泛。

基于小波包方法的超声速气膜气动光学效应
相干结构
超声速气膜气动光学效应是现代光学测量领域中的热点问题。

它研究的是超声速流体通过薄膜时所产生的光学效应及其结构。

本文将介绍一种基于小波包方法的超声速气膜气动光学效应相干结构的理论研究。

小波包是一种局部化、多分辨率分析的工具，它能够有效地对复杂信号进行分析和处理。

在超声速气膜气动光学效应的研究中，小波包方法可以将气膜的压力场与气膜上光学干涉条纹结构联系起来，从而实现对气膜结构的高分辨率、有效识别。

小波包方法还可以对光学参数进行分析。

光学参数是指在光学系统中发挥作用的参数，如折射率、散射、吸收等。

通过小波包分解和分析，可以得到光学参数与气膜压力场的对应关系。

这对于理解气膜结构对光的传输及光的检测具有至关重要的意义。

在对气膜光学干涉条纹结构的分析中，还可以采用小波包分解的方法，通过借鉴数学上的“小波包系数”和“大系数”概念，建立起一个相应的气动系数判据。

这一判据可以有效地区分出气膜的不同特征，并为气膜压力分析提供了有价值的数据。

综上所述，小波包方法在超声速气膜气动光学效应研究中具有重要的应用作用。

在实践中，应结合实际情况灵活运用小波包分解的方
法，进行有效的理论分析和实验验证。

这对于提高气膜系统的检测精度，实现气膜特征信息的有效识别具有重要的指导意义。