箔片型紅外面源誘餌擴散規律

鄒濤，王超哲，童中翔＊，賈林通，童奇

空軍工程大學 航空航天工程學院，西安 710038

箔片型紅外面源誘餌擴散規律

鄒濤，王超哲，童中翔＊，賈林通，童奇

空軍工程大學 航空航天工程學院，西安 710038

目前紅外面源誘餌已成為對抗紅外成像制導導彈的重要方法。鑒于此，以箔片型紅外面源誘餌為研究對象，利用計算流體力學（CFD）方法得到單個箔片和兩平行箔片在不同迎角下的氣動力系數。通過對箔片空中運動分析，特別是考慮到燃燒力作用的特殊性，將箔片的運動分為兩個階段：起燃階段和完全燃燒階段，并建立了兩個階段的運動模型。在單個箔片運動模型的基礎上，設置上千個箔片初始姿態和旋轉角速度的概率分布情況，同時對上千個箔片求解運動方程，即可得到整個紅外面源誘餌的空間運動擴散規律。仿真結果表明：在高速運動平臺上垂直向上發射紅外面源誘餌，其擴散形狀近似為前部稀疏后部密集的錐形云團；仿真得到的面源誘餌擴散尺寸和運動位置與實測數據吻合度較高，特別是面源誘餌在x軸方向擴散尺寸誤差小于5%。

箔片；紅外面源誘餌；計算流體力學；氣動力系數；燃燒力；擴散規律

為進一步提高抗干擾能力，紅外導彈將向紅外成像導彈發展，后者可將目標紅外圖像特征與光譜特征、運動特征綜合起來進行目標識別，具有非常強的抗干擾能力，使絕大多數紅外干擾裝置失去作用。紅外成像導彈及其他紅外探測設備對飛機的生存力形成了巨大而緊迫的威脅，為此面源紅外誘餌應運而生［1－5］。

趙非玉等［6］通過理論推導，研究了面源紅外誘餌的運動特性和三維模型建模方法，基于VC軟件實現了面源紅外誘餌的運動學仿真，利用OpenGL技術實現了面源紅外誘餌三維模型和動態紅外圖像生成。付曉紅和樊秋林［7］在面源紅外誘餌的建模與仿真研究中，分別建立了面源紅外誘餌的運動模型，其中運動模型包括運動方程模型和擴散模型，具有一定的參考價值。陳乃光［8］通過引入勻降速度，推導了誘餌水平和垂直方向速度、位移的計算公式，結合圖象分析研究了面源誘餌箔片的運動擴散規律。黃蓓等［9］通過試驗研究了光電干擾箔片拋撒與云團擴散問題，將過程劃分為出艙、分離和擴散沉降三個階段進行研究，分別提取單個箔片運動軌跡和散布云團的結構進行了統計分析。

目前國內對機載面源紅外誘餌擴散規律的研究才剛剛起步，雖然已經成為研究熱點，但和國外相比還存在不小差距，比如對機載面源紅外誘餌擴散規律的研究不夠深入，既沒有有效的試驗測試，又缺乏可信通用的仿真模型，特別是高空高速條件下面源誘餌運動特性的研究較少。

針對這一情況，本文首先，利用計算流體力學（CFD）軟件計算單個箔片和兩平行箔片在不同迎角下的氣動力系數；然后，通過對箔片空中的運動分析，建立單個箔片運動模型；最后設置上千個箔片初始姿態和旋轉角速度的概率分布情況，同時對上千個箔片求解運動方程，得出整個面源誘餌的仿真結果。

與點源紅外誘餌不同，面源紅外誘餌發射出去后，有效載荷擴散開來并燃燒，形成具有一定空間體積（形狀）的輻射團，因此，每個載荷單元（即每一個箔片）的運動特性對整個面源誘餌的擴散形狀和運動特性有決定性影響。面源誘餌箔片是輕、薄、小的物體，其在大氣中的運動擴散受外界條件的影響較大，并且帶有一定程度的隨機性，建模難度較大［10］。鑒于此，本文研究面源誘餌的擴散規律，是在以下幾個前提假設下進行的：

1）空氣相對于地面靜止，即沒有風的影響。這樣大氣環境按國際標準大氣的參數來設置。

2）箔片質量分布均勻，且為剛體，不發生形變。面源誘餌的箔片是在金屬材質的基底上涂敷可遇氧自燃的反應物質制成的，具有一定的強度和韌度。由于箔片在空中的飛行是自由散落的，且箔片的尺寸較小（直徑幾厘米），作用在箔片上的氣動力通常只能使箔片旋轉，而很難使其扭曲變形，因此研究箔片運動時可以將其看做剛體。

3）箔片空中飛行時，不考慮相互之間碰撞的作用效果。這是由于除了面源誘餌剛發射出的極短時間，在箔片散開的大多數時間內，箔片之間的間隔均大于箔片自身的尺寸。可以認為各個箔片的運動是相互獨立的。

1 箔片氣動力數值計算

對面源誘餌運動擴散起關鍵作用的力是箔片所受的空氣動力，研究物體的氣動力主要有試驗研究、理論分析和數值模擬3種方法。試驗研究真實可信，但耗時長，成本高；理論分析可以得到一些普遍性的規律，但對于一些復雜問題，理論分析無法解決；CFD方法利用計算機進行數值模擬，速度快、費用低并且用途廣泛，在流場分析中發揮著越來越重要的作用［11］。本文研究的箔片形狀薄小，氣流條件復雜多變，其氣動力適宜采用CFD方法進行數值計算［12］。

1．1 單個箔片氣動力分析

1．1．1 幾何模型與網格

所研究的面源誘餌，其有效紅外載荷是上千片涂敷了可燃物質的箔片，單個箔片呈圓形，直徑為2．54cm、厚度為0．02cm［13－14］。箔片是中心軸對稱的，因此具有無數個對稱面，定義箔片速度方向與箔片中軸所成的面為氣流對稱面，氣流對稱面與箔片的交線即為箔片的弦線，如圖1所示。

圖1 箔片幾何形狀Fig．1 Foil geometry

這樣箔片所受的氣動力始終在氣流對稱面內，可以分解為沿相對氣流方向（即與速度方向相反）的氣動阻力D和垂直相對氣流方向的氣動升力L。速度方向與箔片弦線的夾角定義為箔片迎角α，相對氣流從箔片下方流過時，α為正；從箔片上方流過時，α為負。則箔片的升力與阻力的大小僅與動壓和迎角有關，即

式中：ρ為箔片周圍空氣的密度；V為箔片的速度大小；S為箔片圓面的面積；CD為阻力系數；CL為升力系數；CD和CL的大小由迎角α決定。

利用ICEM建立箔片CFD計算模型的三維幾何區域，如圖2所示。

圖2 箔片計算區域Fig．2 Foil computation region

在來流方向上，箔片之前的流場對箔片周圍流場影響相對較小，因此為了提高網格質量，又兼顧計算性能，計算域的前端距箔片中心為10cm，后端距箔片中心為16cm，左右兩端距箔片中心為13 cm。對計算域進行網格劃分，生成四邊形結構化網格，為提高計算精度，箔片附近進行網格加密處理。箔片附近網格及其放大網格如圖3所示。計算區域劃分網格數為892 652，節點數為920 502。

圖3 箔片計算域網格劃分Fig．3 Mesh generation of foil computation region

1．1．2 氣動力計算結果

計算圖2所示箔片外流場，設外流場為地面靜止大氣場，溫度為293K，壓力為101 325Pa，箔片飛行馬赫數Ma＝0．7。采用CFD專業求解器FLUENT進行流場計算。選擇Spalart－Allmaras湍流模型，基于密度的隱式求解器，其中的經驗常數取FLUENT中的默認值［15－17］。計算區域外圍設置為壓力遠場邊界，箔片的外表面設置為壁面邊界。計算時通過設置來流方向控制箔片的迎角變化，來流方向平行于zOy平面，采用分離隱式求解器，各物理量的離散采用二階迎風格式［18－19］，迭代收斂準則為殘差小于1×10－6。按照上述算例中設置，計算箔片迎角在0°～90°之間的阻力系數與升力系數，為了提高效率，迎角每隔10°計算一次。在應用氣動力系數進行計算時，采用線性插值的方法得到各個角度的氣動力系數。具體計算結果如表1所示。

得到的阻力系數和升力系數隨迎角的變化規律如圖4所示，可以看出單個箔片的阻力系數在迎角0°～90°之間，隨迎角的增大而增大，升力系數隨迎角的增大先增大后減小，當箔片的迎角為45°時，阻力系數和升力系數基本相等。由理論分析可得箔片在迎角為0°和90°時，升力系數應該為0，表1中的計算值是由于誤差造成的，因而在下文計算時將其修正為0。

表1 箔片在不同迎角下的阻力系數和升力系數Table 1 Foil’s drag and lift coefficients at different angles of attack

圖4 箔片阻力系數和升力系數隨迎角的變化規律Fig．4 Change of foil’s drag and lift coefficients with angle of attack

由圖5可以看出，隨著迎角的增大，氣流流經箔片上表面時，前緣區的負壓增大，后緣附近的附面層因受較強逆壓梯度作用，分離點前移，渦流區擴大，使得上下表面壓力差和升力系數隨迎角增大的增長率下降，阻力系數不斷增大；當迎角達到30°左右（即臨界迎角）后，繼續增大迎角，分離點迅速前移，渦流區迅速擴大，致使箔片上表面前段流速減慢，吸力降低。圖5為在不同迎角下，單個箔片計算域氣流對稱面的壓力場分布，圖中p為壓力。

圖5 不同迎角下單個箔片計算域的壓力場分布Fig．5 Pressure field distribution of single foil’s computation region at different angles of attack

在靠近后緣的一段范圍內，吸力雖然稍有增高，但很有限，補償不了前段的吸力降低，所以，升力系數減小，阻力系數增大。

箔片在空中飛行的時候由于箔片的對稱性可得，箔片迎角的變化范圍為－90°～90°之間。當迎角在－90°～0°之間變化時，阻力系數曲線與迎角在0°～90°之間的阻力系數曲線關于阻力系數軸對稱，即互為相反數的兩角阻力系數相等；而升力系數曲線與迎角在0°～90°之間的升力系數曲線關于原點中心對稱，即互為相反數的兩角的升力系數互為相反數。

1．2 兩個箔片氣動力計算

面源誘餌剛從發射筒內發射到有效燃燒前，箔片距離很近，并且在此過程中箔片還未發生翻轉，箔片之間距離比較近，可近似認為彼此之間是相互平行的。因而相互之間氣動力是有影響的，為了確定相對影響的大小，研究了兩個箔片正平行和交錯平行兩種狀態下的氣動力變化情況。

圖6為兩個正平行箔片計算域，計算域邊界到下箔片中心的距離與單片計算域設置相同。兩箔片平行于xOy面，定義箔片中心點z坐標值較大的為上箔片，上下兩箔片之間的距離為2．54cm。

圖7為兩交錯平行箔片計算域，計算域邊界到下箔片中心的距離與單片計算域設置相同。兩箔片平行于xOy面，定義箔片中心點z坐標值較大的為上箔片，兩箔片直接垂直距離為1．27cm，將兩箔片沿y軸方向交錯，距離為1．27cm。運用CFD計算軟件對兩種平行狀態下箔片進行計算時，參數設置與單個箔片計算時相同。

圖6 兩正平行箔片計算域Fig．6 Computation region of two orthographic parallel foils

圖7 兩交錯平行箔片計算域Fig．7 Computation region of two offset parallel foils

表2給出了兩正平行箔片在不同迎角下的阻力系數和升力系數，圖8為兩箔片正平行時升力系數和阻力系數隨迎角的變化規律。表2和圖8中：CD1、CL1分別為上箔片的阻力系數、升力系數；CD2、CL2分別為下箔片的阻力系數、升力系數；CD、CL分別為單片計算時箔片的阻力系數、升力系數。可以看出，當兩個箔片相距比較近時，彼此之間的流場互相影響，對氣動力系數也產生了影響。位于來流方向前端的箔片（即下箔片）氣動力系數與單個箔片的氣動力系數基本相同，而位于來流方向后端的箔片（即上箔片）氣動力系數在迎角較大時，氣動力系數明顯小于單個箔片的氣動力系數。

表2 兩正平行箔片在不同迎角下的阻力系數和升力系數Table 2 Drag and lift coefficients of two orthographic parallel foils at different angles of attack

表3給出了兩交錯平行箔片在不同迎角下的阻力系數和升力系數，圖9為兩箔片交錯平行時阻力系數和升力系數隨迎角的變化規律。表3和圖9中：CD3、CL3分別為下箔片的阻力系數、升力系數；CD4、CL4分別為上箔片的阻力系數、升力系數。可以看出，當兩個箔片交錯平行時，位于來流方向前端的箔片（即下箔片）對位于來流方向后端的箔片（即上箔片）影響更大。隨著迎角的增大，影響越劇烈，特別是迎角在40°～60°之間時，由于下箔片的影響，上箔片的氣動力系數為負值。

表3 兩交錯平行箔片在不同迎角下的阻力系數和升力系數Table 3 Drag and lift coefficients of two offset parallel foils at different angles of attack

圖8 兩箔片正平行時升力和阻力系數隨迎角的變化Fig．8 Change of drag and lift coefficients of two orthographic parallel foils with angle of attack

圖9 兩箔片交錯平行時升力和阻力系數隨迎角的變化Fig．9 Change of drag and lift coefficients of two offset parallel foils with angle of attack

圖10 不同迎角下兩正平行箔片計算域壓力場分布Fig．10 Pressure field distribution of computation region of two orthographic parallel foils at different angles of attack

圖10為在不同迎角下兩正平行箔片計算域氣流對稱面的壓力場分布。由圖10可以看出，當兩箔片正平行時，在迎角比較小時，兩個箔片相互影響較小，氣動力系數與單片計算時基本相同；隨著迎角的增大，由于上面箔片的影響，下面箔片后方的負壓區明顯大于單個箔片計算時的負壓區，前后壓力差增大，因此對于下面箔片而言其氣動力系數要比單個箔片計算時的稍大一點；而對于上面箔片而言，來流方向前端負壓區的增大，使得其前后壓力差不斷減小，升力系數、阻力系數明顯減小，并且當迎角大于80°時，前端的壓力小于后端的壓力，使得阻力系數為負。圖11為在不同迎角下兩交錯平行箔片計算域氣流對稱面的壓力場分布。從圖11可以看出，由于兩箔片交錯平行時，上箔片沿y軸方向與下箔片交錯了1．27cm且兩箔片之間距離比正平行狀態下兩箔片之間的距離還小，因而上箔片在迎角為20°時，相較于正平行狀態下，前段負壓區明顯增大，因而氣動力系數明顯小于上箔片氣動力系數；特別是迎角在40°到60°之間變化時，上箔片完全置于下箔片的負壓區，在來流方向上，下箔片前段為負壓，后端為正壓，因而氣動力系數為負值；隨著迎角的增大，上箔片前段正壓區開始變大，因而氣動力系數又變為正值。

圖11 不同迎角下兩交錯平行箔片計算域壓力場分布Fig．11 Pressure field distribution of computation region of two offset parallel foils at different angles of attack

2 箔片運動方程建立

由于實際使用中面源誘餌在高速運動的飛機上投放［20］，箔片初始速度Vf0為載機運動速度Vp與誘餌彈拋射速度Vf－p的矢量疊加，如圖12所示。

圖12 箔片初始運動的速度和方向Fig．12 Velocity and direction of foils initial motion

箔片在空中運動的整個過程中，始終受重力和空氣動力的影響，但箔片表面同時還進行著化學反應，這使得箔片運動具有特殊性。在箔片剛被拋撒到空氣中時，各個箔片相互距離很近，與氧氣接觸也不充分，氧化反應不劇烈。之后箔片與氧氣充分接觸，氧化反應逐漸劇烈，釋放出大量的熱量，致使箔片與箔片之間的空氣受熱膨脹，箔片彼此之間產生一種熱力，稱之為燃燒力。

由于燃燒力作用在箔片表面并不是均勻的，因此燃燒力的作用點與箔片的幾何中心并不重合，對箔片產生一個翻轉力矩，從而使箔片質心運動的同時姿態發生翻轉。可見燃燒作用使得箔片不同階段的運動具有不同受力特征。從發射到充分燃燒時間稱之為起燃時間ts，并根據起燃時間將箔片的運動分為起燃階段和充分燃燒兩個階段。

2．1 箔片起燃階段運動方程

起燃階段，各個箔片之間距離較近，不考慮相互碰撞，箔片所受的氣動力會相互影響。根據氣動力系數的計算結果，在單個箔片氣動力系數的基礎上乘上一個修正系數即為相互干擾情況下箔片的平均氣動力系數：

式中：aD和aL分別為阻力和升力系數的修正系數。根據牛頓第二定律，箔片在任意活動坐標系中的質心動力學方程為

式中：m為箔片的質量；Vx、Vy和Vz分別為速度在x、y和z 3個坐標軸上的分量；ωx、ωy和ωz為角速度在3個坐標軸上的分量；Fx、Fy和Fz為合外力在3個坐標軸上的分量。

圖13給出了本文所建立的地面坐標系（Oxgygzg）、箔片坐標系（O′xbybzb）和航跡坐標系（O′xhyhzh）的關系。

圖13 地面坐標系、箔片坐標系和航跡坐標系Fig．13 Ground coordinate system，foil coordinate system and flight－path coordinate system

為使箔片質心動力學方程具有最簡單的形式，選用航跡坐標系。將箔片所受的外力，即重力G和氣動力R在航跡坐標系中投影：

根據航跡坐標系的定義，速度V在航跡坐標系中只有沿Oxh方向的分量，且Vxh＝V，而Vyh＝Vzh＝0。

航跡坐標系的轉動角速度ωh可看做是沿Oyg軸方向的角速度 ψ和沿Ozh軸方向的角速度 θ的合矢量：

將上述諸力、速度和角速度在航跡軸系中的分量表達式代入式（5），并經整理得到

這就是在航跡坐標系中的箔片質心動力學方程。方程式中還隱含一個迎角α，它決定了升力和阻力的大小。

根據空間幾何的知識，可由箔片速度方向和箔片姿態計算出速度滾轉角γ和迎角α。箔片速度方向由θ和ψ確定，箔片姿態由θs和ψs確定，則由θ、ψ和θs、ψs可以求出α和γ：

箔片質心的運動學方程為

給出箔片初始位置，初始速度大小V，初始速度方向θ0和ψ0，以及箔片初始姿態θs0和ψs0之后，積分方程式（9）和式（14）即可得到充分燃燒前箔片的飛行軌跡，即箔片空間位置（xg，yg，zg）隨時間的變化規律。

2．2 箔片充分燃燒階段運動方程

在箔片充分燃燒階段，各個箔片之間距離較遠，箔片所受的氣動力互不影響，因此單個箔片的氣動力系數直接采用1．1．2節的數值計算結果。而箔片的動力學方程和運動學方程仍是方程式（9）和式（14）的形式。

同時，由于氣動力和燃燒力作用在箔片表面的非均勻性，箔片會發生翻轉，因此具有一個旋轉角速度。箔片的轉動可分解為中心軸兩個姿態角的轉動：

式中：ωθs為中心軸俯仰角的旋轉角速度；ωψs為中心軸偏轉角的旋轉角速度。為簡化計算和分析，假設ωθs和ωψs不隨時間變化。

已知充分燃燒前階段的最后時刻（也就是ts時刻）箔片的位置、速度大小和方向以及箔片的姿態之后，積分方程式（9）、式（14）和式（15）即可得到充分燃燒后箔片的飛行軌跡。

設置上千個箔片初始姿態、速度和旋轉角速度的概率分布情況，同時對上千個箔片求解運動方程，即可得到整個面源干擾彈的空間運動擴散規律。

3 面源誘餌運動擴散仿真

在第3節單個箔片運動模型的基礎上，設置上千個箔片初始姿態和旋轉角速度的概率分布情況，同時對上千個箔片求解運動方程，即可得到整個面源干擾彈的空間運動擴散規律。

一枚面源紅外誘餌的有效載荷通常包含一千余個箔片，雖然疊壓緊密，但根據文獻［21］中的內彈道特性分析，各個箔片出口速度是有細微差別的，箔片束出口是一個加速過程，第一片的出口速度最小，最后一片的出口速度最大，本文經過與實測數據的對比分析，假設一千個箔片的出口速度Vf0服從U（25，35）的均勻分布（單位 m／s）。同時由于大氣擾動等隨機因素的影響，一千個箔片的初始姿態也有一定的差別，經過與實測數據的對比分析，近似認為箔片中心軸初始俯仰角θd0服從N（π／2，π2／300）的正態分布，初始偏轉角ψd0服從N（π／2，π2／500）的正態分布（單位rad）。

箔片充分燃燒后，由于氣動力和燃燒力作用在箔片表面的非均勻性，箔片開始旋轉，由于氣動作用和燃燒情況具有一定的隨機性，一千余個箔片的旋轉角速度也不同，經過與實測數據的對比分析，近似認為箔片中心軸俯仰角的旋轉角速度ωθd和中心軸偏轉角的旋轉角速度ωψd均服從U（－16π，16π）的均勻分布（單位rad）。

由于高空高速發射平臺上，面源誘餌運動擴散情況很難得到實測數據或圖像，因此為驗證仿真模型的正確性，先計算一個在地面高速運動平臺上發射面源誘餌的擴散算例。

設一枚面源紅外誘餌有1 000個箔片，單個箔片質量為0．65g，直徑為25．4mm，起燃時間為0．08s。箔片垂直向上發射，發射平臺的運動馬赫數為0．7，發射點高度為3m。同時求解1 000個箔片的運動方程，得到正側方面源誘餌隨時間的運動擴散情況如圖14所示，正后方面源誘餌隨時間的運動擴散情況如圖15所示，1s時刻箔片三維分布散點圖如圖16所示。仿真圖中，y坐標為負值時，表示箔片已經落地。

圖14 xOy面內面源誘餌隨時間的運動擴散圖像Fig．14 Motion diffusion image of surface－type infrareddecoy in xOy

圖15 zOy面內面源誘餌隨時間的運動擴散圖像Fig．15 Motion diffusion image of surface－type infrared decoy in zOy

圖16 t＝1s箔片三維分布散點圖Fig．16 Three－dimensional scatter diagram of foils at t＝1s

由圖14～圖16仿真的面源誘餌擴散圖像可以看出，在高速運動平臺上垂直向上發射面源紅外誘餌，其擴散形狀近似為前部稀疏后部密集的錐形云團。面源誘餌發射出去后迅速擴散，在0．8s之內就能擴散成較大的形狀，形成面源假目標。誘餌所受的氣動阻力很大，因此沿初始運動方向向前運動較短的距離（大多數箔片均不超過100 m）就開始下落，約2s之后就開始垂直下落。可見在高速運動的平臺上發射面源誘餌，形成的擴散假目標基本上滯留在發射點附近，而發射平臺會迅速遠離。因此只有在探測方向與平臺運動方向的夾角較小或探測器距離較遠時，面源假目標才有可能落入探測器視場較長時間，形成有效干擾。

表4給出了面源誘餌運動擴散仿真值與實測值的對比，其中中心點位置是相對于發射點的位置。由于1s之后大量箔片已經落地，在y方向上仿真值與實測值出現較大偏差。但總體上看，仿真得到的面源誘餌擴散尺寸和運動位置也是較為符合實際。特別是x方向擴散尺寸誤差小于5%，說明上述所建立的模型以及對箔片氣動力系數的計算是正確的。誤差的存在主要是在實際測量中還有一些不可控因素的存在，例如風的因素，儀器的測量誤差等。

表4 面源誘餌運動擴散仿真值與實測值的對比Table 4 Comparison of surface－type infrared decoy motion diffusion simulation and measured values

4 結 論

1）通過計算兩個箔片正平行和交錯平行兩種狀態下的氣動力系數。發現來流后端的箔片處于來流前端箔片的負壓區，因而處于來流后端的箔片氣動力系數變化很大。

2）在建立箔片運動方程時，考慮到燃燒力的存在，因而將箔片的運動分為充分燃燒前和充分燃燒兩個階段，從而使仿真結果與試驗結果更吻合。

3）由仿真的面源誘餌擴散圖像可以看出，在高速運動平臺上垂直向上發射面源紅外誘餌，其擴散形狀近似為前部稀疏后部密集的長扁形云團。將仿真數據與實測數據對比可知，仿真結果與試驗結果非常接近，說明所建模型的正確性。

4）本文所建立的面源誘餌擴散模型對機載面源誘餌擴散規律進行了更深入的研究，通用性好；可服務于機載面源紅外誘餌的設計，為誘餌技術指標的制定提供理論依據；還可服務于紅外成像探測器的改進，為成像探測器的抗干擾算法設計提供理論參考和干擾模型。

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Diffusion rule of foil－surface－type infrared decoy

ZOU Tao，WANG Chaozhe，TONG Zhongxiang＊，JIA Lintong，TONG Qi
Aeronautics and Astronautics Engineering Institute，Air Force Engineering University，Xi’an 710038，China

The surface－type infrared decoy has become an important method against infrared imaging guided missile．In this paper，foil－surface－type infrared decoy is regarded as the research object and the computational fluid dynamics（CFD）is used to obtain the aerodynamic coefficients of a single foil and two parallel foils at different angles of attack．With the analysis of foil movement in the air，the movement of the foil is divided into two phases，i．e．，the light－off and complete combustion considering the particularity of combustion pressure．And the motion models of the two stages are established．Based on the motion model of the single foil，thousands of foils’initial probability distribution of posture and rotating angular velocity are set and then the motion equations of thousands of foils are solved at the same time．In this way，the whole space motion diffusion rule of foil－surface－type infrared decoy is obtained．The simulation results show that the diffusion shape of surfacetype infrared decoy，which is launched vertically from high－speed motion platform，is the taper cloud with sparse front and dense rear approximately．The diffusion size and motion position of simulation are highly identical with the measured value，and the error is less than 5%of the diffusion size in x direction in particular．

foil；surface－type infrared decoy；computational fluid dynamics；aerodynamic coefficients；combustion force；diffusion rule

2015－10－26；Revised：2015－11－29；Accepted：2016－01－13；Published online：2016－03－02 14：49

URL：www．cnki．net／kcms／detail／11．1929．V．20160302．1449．006．html

National Natural Science Foundation of China（61471390）

V211．3；TN972

A

1000－6893（2016）09－2634－12

10．7527／S1000－6893．2016．0023

2015－10－26；退修日期：2015－11－29；錄用日期：2016－01－13；網絡出版時間：2016－03－02 14：49

www．cnki．net／kcms／detail／11．1929．V．20160302．1449．006．html

國家自然科學基金 （61471390）

＊通訊作者．Tel．：029－84787505 E－mail：tzxkgy＠163．com

鄒濤，王超哲，童中翔，等．箔片型紅外面源誘餌擴散規律［J］．航空學報，2016，37（9）：26342－645．ZOU T，WANG C Z，TONG Z X，et al．Diffusion rule of foils－urfacet－ype infrared decoy［J］．Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2016，37（9）：26342－645．

鄒濤 男，碩士研究生。主要研究方向：飛行器紅外對抗仿真。E－mail：zoutao＿af＠163．com

童中翔 男，博士，教授，博士生導師。主要研究方向：飛行性能和飛行仿真，飛行器紅外對抗技術。

Tel．：029－84787505

E－mail：tzxkgy＠163．com

＊Corresponding author．Tel．：029－84787505 E－mail：tzxkgy＠163．com