摘要：本征正交分解(POD)方法已经广泛应用于时间变化随机场的分析,但其直接法或快照法存在自身固有缺陷,前者使关联矩阵求解特征值和特征向量较为困难,后者的有限抽样帧数会影响对随机场的统计特性分析。鉴于此,本文建立了基于泽尼克(Zernike)多项式加权系数的Zernike-POD方法,用于气动光学效应的波前模态统计分析。对于圆域问题,Zernike多项式阶数给定后,各阶加权系数与波前分布是一一对应的,并且通常用几百阶多项式就足以复原各种复杂波面形状。Zernike-POD方法由对波前本身改为对Zernike多项式加权系数的分解和模态计算,由于多项式阶数远少于波前的空间离散点数,因此,关联矩阵的维数降低,计算量减少,计算效率显著提高。Zernike-POD方法不损失空间分辨率,同时不需要限制最高采样帧数,因此,时间统计特性不受影响,预估的波前模态具有较高的时空分辨率。为验证该方法的有效性,用大涡模拟方法开展圆柱绕流数值仿真,并计算圆柱尾迹卡门涡街结构产生的时间系列气动光学效应数据,将该数据用于波前模态分析,波前空间分辨率为100×100,采样帧数为2万帧,Zernike多项式阶数取为217阶。一阶模态与稳态波前分布相似,二阶与三阶、四阶与五阶模态近似互为配对关系;前10阶模态能够基本复原波面形状,前49阶模态含能在97%以上,用完整模态重构的波前与原始波前没有本质差异;模态加权系数及其功率谱随阶数增加而呈下降趋势,前五阶模态加权系数的功率谱尖峰频率与光学窗口中心点脉动速度情况较为一致,对应卡门涡街的主频,斯特劳哈尔数St约为0.22。Zernike-POD方法适用于圆域波前模态分析,也适用于环形域和正方形域,并能够推广到流场结构、图像与信号等处理领域。

摘要：激光系统往往需要应对复杂的环境气流,同时由于激光扩束系统口径增大,其晶体窗口难以实现,环境气流更容易进入系统内部,从而影响光束质量。针对环境气流对激光扩束系统带来的气动光学效应问题,借助流体力学软件FLUENT对系统内部流场进行CFD求解,得到不同风力等级和进风角度下流场的各种参数分布,再通过Gladstone-Dale关系将流场密度场映射为折射率场,运用变折射率流场的光线追迹法,得到光束在该非均匀流场中的传输路径;最后结合数值分析方法,计算得到湍流场所带来的光学像差。结果表明,环境气流会给主次镜和反射镜周围引入较多涡流,因此不能忽略其光学效应,从而提出了一种增加扩束系统镜筒长度的方法来降低这一影响。镜筒加长0.5 m之后,扩束系统内部的涡流团可以避开光束传输的主要路径,其出口处波像差的RMS值从最初的0. 317μm下降到0.078μm左右。研究证明了避免环境气流带来的气动光学效应的必要性,同时为扩束系统的流控和结构设计提供了参考数据和思路。

摘要：受到风洞实验能力的限制,高速飞行器气动光学效应实验很难与其实际飞行情况完全一致。雷诺数作为重要的相似准则数,在经典流体力学风洞实验中应用广泛,研究其对于气动光学效应的影响,对于建立气动光学相似准则具有重要意义。基于∏定理对可能影响气动光学效应的变量进行分析,证明了雷诺数是影响气动光学效应的一个相似准则数;通过创新性设计变雷诺数实验装置,可以实现喷流单位雷诺数在106~108 m-1范围内变化。通过选取八个典型的雷诺数,并利用BOS-WS(BOSbased Wavefront Sensor)技术测量了对应状态的光程差,通过函数拟合的方法得到了光程差的均方根值与雷诺数之间的幂函数关系式。通过对不同孔径下的测量结果进行对比和归一化处理可以发现,对于二维超声速气膜而言,观察孔径尺寸并不会对获取的规律产生影响。

摘要：当高速成像制导导弹在大气中飞行时,其光学窗口承受着严重的气动加热。超声速气膜冷却方法可以有效地隔离外部加热,但是超声速气膜流动会引起光束退化,降低图像质量。为了研究超声速气膜气动光学效应,本文构建了主流马赫数为3.4,设计喷流马赫数为2.5,实际测得喷流马赫数为2.45的超声速气膜实验装置。利用基于纳米粒子的平面激光散射技术获得了高时空分辨率流场图像,并对气膜冷却流动的密度场进行重构,利用光线追迹法获取了对应密度场的光程差。通过将光程差分布和K-H涡对比后发现,光程差的波谷位置对应于涡卷的中心,而光程差的波峰对应于涡卷中心之间的连接部分。但是,随着涡结构的发展破碎,对应关系不再成立。根据超声速气膜NPLS流场图像结果,利用分形原理获取的分形维数结果,将其沿流向划分为三个区域,其对应平坦度分别为3.4,2.9,3.6,验证了区域2更适合进行相干结构提取。

摘要：湍流是流体力学中公认的难题,目前仍缺乏可靠的湍流模型对复杂流场进行准确数值预测,使真实飞行器外绕流流场对所载光学系统的气动光学效应分析相当复杂和困难。在湍流球涡模型的基础上,结合湍流物理几何特性和计算流体力学结果,引入真实流场条件,建立了一个新的气动光学效应仿真模型,分析了部分光学系统参数、流场参数对气动光学效应的影响。该仿真模型能根据不同的湍流状况调整参数,并能得到气动光学效应的多种仿真输出。结果表明,该模型能直观快速地分析气动光学效应随光学系统参数和湍流部分动力学行为的变化规律,其结论能为系统设计、试验指导和后期图像校正提供理论依据。

摘要：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Visual Studio 2008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。

摘要：目前,随着相关项目研究的不断推进,如何在高Reynolds数下研究其对气动光学效应的影响成为重要命题.通过设计变Reynolds数气动光学效应实验平台,模拟的单位Reynolds数可以在7.2×10~6~2.2×10~8m^(-1)范围内变化.搭建的基于背景纹影(background oriented schlieren,BOS)的波前测试系统可以达到6 ns的时间分辨率.此系统测量的平凸透镜波前结果表明:实验测量结果与理论计算结果的误差在±4%以内.通过测量9种不同Reynolds数下的超声速气膜瞬态波前数据,分析结果表明:在高Reynolds数条件下,Reynolds数对于超声速气膜气动光学效应的影响比较明显,通过对实验数据进行函数拟合发现OPD_(rms)∝Re(0.88),与推导结果 OPD_(rms)∝Re^(0.9)十分接近;利用小波分析方法研究了高Reynolds数条件下气动光学效应沿流向的分布特征,发现OPDrms的低频部分(信号的主体)先降低后升高,但是高频部分的震荡幅度先升后降.分析认为OPD_(rms)的低频部分主要受到流场整体结构的影响,而高频部分更多地受到涡的空间分布影响.

摘要：临近空间飞行器高速运动引起的气动光学效应对空间激光通信光学系统性能将产生影响。本文在研究了气动光学理论的基础上,采用计算机仿真方法,针对飞行高度、速度与光学系统像模糊之间的关系进行分析,结果表明激光通信光端机搭载临近空间平台时,在高度较低和超高音速飞行时,不能忽略气动光学效应的影响,在总体设计中必须加以考虑。

摘要：高速导弹采用红外成像末制导技术实现直接碰撞目标是精确制导武器发展的主要方向。从高速导弹采用红外成像末制导技术所面临的新问题出发，研究了气动光学效应规律，进行气动光学效应的校正对高速导弹光学头罩的设计、提高导引头对目标探测的信噪比以及提高末制导精度和抗干扰能力具有重要作用。

摘要：高速飞行器在大气层中飞行时,其光学头罩承受着严重的气动加热。超声速气膜冷却方法可以有效地隔离外部加热,但是冷却气体和主来流形成的混合层会引起光束退化,影响成像质量。为减少光束退化,优化超声速气膜冷却时的光学性能,基于混合层折射率和压力同时匹配设计思路,提出了两种设计方法,即配置特定温度的冷却气体实现混合层折射率和压力同时匹配设计方法和配置特定组分的冷却气体实现混合层折射率和压力同时匹配设计方法,并对设计方法的可行性和有效性进行了验证。模拟证明,后一种方法在外部流动参数不变的情况下,冷却气体的组分构成仅与其喷流静温有关,为气膜的冷却性能和光学性能同步设计奠定了基础。