一种基于尺度相似的飞行器辐射强度计算方法与流程

本发明涉及飞行器设计技术领域，特别涉及一种基于尺度相似的飞行器辐射强度计算方法。

背景技术：

目前，飞行器研制仅拥有仿真计算和真实飞行器动态飞行测试两种设计手段，而缺少方案设计阶段所急需的缩比模型测试技术手段，导致飞行器的辐射特性只能通过真实飞行器的动态飞行获得。

国内在飞行器辐射特性方面仍处于探索阶段，在研究手段上，由于缺少验证，仿真软件的计算精度也无法保证。由于动态飞行测试难度大、花费高、效率低，地面测试中1：1模型加工成本较高，制造周期较长，所以投入较少。这使得飞行器的研制存在较大的技术风险，一旦在飞行器研制后期的试飞验证阶段通过动态飞行器测试发现飞行器的辐射特性不能满足指标要求，无论从时间还是成本上，方案更改均需要付出巨大的代价。

技术实现要素：

为克服上述现有技术存在的缺陷，本发明提供了一种基于尺度相似的飞行器辐射强度计算方法，包括以下步骤：

步骤一，建立尺寸为实际飞行器的M倍的飞行器缩比模型，即M为缩比比例，所述缩比模型的温度边界条件和压力边界条件均与实际飞行器一致；

需要说明的是，由于实际飞行器和缩比模型的辐射传输方程、边界条件均相同，因此该两者的辐射传输方程的解也相同，可知实际飞行器和缩比模型的对应位置上的辐射亮度的空间分布是相同的；

步骤二，通过辐射强度计算公式I_λ＝H_λ·R²建立辐射强度的相似准则公式：

辐射强度计算公式中λ为波长，I_λ为辐射强度，H_λ为辐射照度，R为探测距离，相似准则公式中I_λ,basic为实际飞行器的辐射强度，I_λ,ratio为飞行器缩比模型的辐射强度；

由辐射强度计算公式可知，辐射强度I_λ与探测距离R的平方成正比，因此可知实际飞行器的辐射强度与飞行器缩比模型的辐射强度之间存在关于尺寸比例平方的关系，即相似准则公式；

需要说明的是，通过辐射强度计算公式可知辐射强度I_λ与探测距离R的平方呈正比，由此得出实际飞行器的辐射强度和缩比模型的辐射强度之间存在一个关于尺寸比例平方的关系，即上述相似准则公式；

步骤三，通过辐射强度计算公式计算所述飞行器缩比模型的辐射强度I_λ,ratio，并将I_λ,ratio代入相似准则公式中求得实际飞行器的辐射强度I_λ,basic。

优选的，步骤一中的M取值为0.5。

需要说明的是，因为飞机的喷管处温度高，因此喷管是试验的对象之一，当本发明提供的计算方法的对象为飞机喷管时，缩比比例M具体为缩比模型的喷管直径与实际飞行器的喷管直径之比。

本发明提供的一种基于尺度相似的飞行器辐射强度计算方法，通过飞行器缩比模型来计算实际飞行器的辐射强度，解决了飞行器的辐射特性地面测试所存在的条件苛刻、制造困难、成本很高等问题，通过相似准测公式可快速完成方案的验证和迭代，大大缩短了飞行器研制周期和费用，完善飞行器研制流程，降低研制风险，为方案设计阶段的飞行设计提供技术支撑。

附图说明

图1是辐射强度计算方法的流程示意图；

图2是试验件表面热电偶分布图；

图3是试验件在不同探测角下的辐射强度缩放前的分布图；

图4是试验件在不同探测角下的辐射强度缩放后的分布图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，均仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

下面结合附图对本发明提供的一种基于尺度相似的飞行器辐射强度计算方法进行说明。

如图1所示，本发明提供了一种基于尺度相似的飞行器辐射强度计算方法，包括以下步骤：

步骤一，建立尺寸为实际飞行器的M倍的飞行器缩比模型，即M为缩比比例，所述缩比模型的温度边界条件和压力边界条件均与实际飞行器一致；

需要说明的是，由于实际飞行器和缩比模型的辐射传输方程、边界条件均相同，因此该两者的辐射传输方程的解也相同，可知实际飞行器和缩比模型的对应位置上的辐射亮度的空间分布是相同的；

步骤二，通过辐射强度计算公式I_λ＝H_λ·R²建立辐射强度的相似准则公式：

辐射强度计算公式中λ为波长，I_λ为辐射强度，H_λ为辐射照度，R为探测距离，相似准则公式中I_λ,basic为实际飞行器的辐射强度，I_λ,ratio为飞行器缩比模型的辐射强度；

由辐射强度计算公式可知，辐射强度I_λ与探测距离R的平方成正比，因此可知实际飞行器的辐射强度与飞行器缩比模型的辐射强度之间存在关于尺寸比例平方的关系，即相似准则公式；

需要说明的是，通过辐射强度计算公式可知辐射强度I_λ与探测距离R的平方呈正比，由此得出实际飞行器的辐射强度和缩比模型的辐射强度之间存在一个关于尺寸比例平方的关系，即上述相似准则公式；

步骤三，通过辐射强度计算公式计算所述飞行器缩比模型的辐射强度I_λ,ratio，并将I_λ,ratio代入相似准则公式中求得实际飞行器的辐射强度I_λ,basic。

需要说明的是，因为飞机的喷管处温度高，因此喷管是试验对象之一，当本发明提供的计算方法的对象为飞机喷管时，缩比比例M具体为缩比模型的喷管直径与实际飞行器的喷管直径之比。

下面通过具体的实施例对本发明作进一步详细的描述。

具体实施例：

通过两个不锈钢机翼模型作为试验件验证本发明提供的一种基于尺度相似的飞行器辐射强度计算方法，一个是代表实际飞行器的1000mm*800mm全尺寸试验件，一个是代表飞行器缩比模型的500mm*400mm试验件，即缩比比例M为0.5，两个机翼试验件的几何形状完全相同，如图2所示，试验件内表面分为八个通道，即八个区域，每个区域都布置有用于使试验件达到表面设定温度的电热丝，试验件表面的一些典型位置处布置有用于测量试验件是否达到设定的温度值的热电偶。

下面表一给出了全尺寸试验件和缩比试验件的温度、波长范围的设定值，两个试验件同一区域的温度均相同，波长范围也均相同。

表一全尺寸试验件和缩比试验件的温度和波长范围设定表

下面表二给出了两试验件各区域的热电偶测量的实际温度值，温度测量是通过温度巡检仪和电脑来监测这8个热电偶反馈的温度值，当达到目标值后，可进行高低温试验件的辐射强度的测量。

表二中的试验件实际温度值与表一中试验件设定温度值最大误差为0.92％，可以进行辐射强度的测量，辐射强度的测量则是通过傅立叶光谱仪在不同角度不同探测点测量具有一定温度分布的试验件铝板表面的辐射光谱，对光谱进行进一步积分得到表面辐射强度值。

表二全尺寸试验件和缩比试验件实际温度测量结果表

如图3所示，测量缩比试验件在不同探测角下的辐射强度，可看出虽然两个试验件的温度分布和温度值均相同，但全尺寸试验件的面积比缩比试验件的面积大，所以两个试验件的辐射强度值不相等，但其随探测角度的变化规律是相同的，并且基本满足余弦定律，探测角度为探测器与试验件中心点连线与试验件法相的夹角。

由初始的缩比比例设定可知，M为0.5，则通过建立的辐射强度的相似准则公式可知，全尺寸试验件的辐射强度I_λ,basic为缩比试验件的辐射强度I_λ,ratio的1/0.5²倍，即4倍。

最后将试验测得的飞行器缩比模型的辐射强度放大4倍，再与全尺寸试验件的辐射强度进行对比，如图4所示，可看出辐射强度经缩放后，两试验件的辐射强度大致能够重合到一起，说明相似准则公式可以用于通过全尺寸试验件的辐射强度来推算出缩比试验件的辐射强度。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。