何建偉，曹 晨，張 昭

(中國電子科技集團(tuán)公司電子科學(xué)研究院，北京100041)

1 引言

隨著武器裝備技術(shù)的發(fā)展，隱身化技術(shù)已成為先進(jìn)航空裝備的重要特征。如何應(yīng)對隱身飛機(jī)帶來的威脅成為世界各國面臨的一大難題?？罩袡C(jī)動裝備不可避免地產(chǎn)生的紅外輻射特性，使得紅外系統(tǒng)在空中機(jī)動目標(biāo)探測領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用［1－4］，紅外探測自然也成為人們應(yīng)對隱身飛機(jī)威脅所考慮的手段。目前，針對紅外探測隱身目標(biāo)的研究較少，缺乏較深入細(xì)化的分析。本文就隱身飛機(jī)紅外探測問題，從目標(biāo)特性、大氣傳輸、系統(tǒng)自身三方面，分析紅外隱身后目標(biāo)紅外特征變化對探測的影響，總結(jié)有利于遠(yuǎn)程紅外探測的大氣傳輸規(guī)律，分析系統(tǒng)可控參數(shù)對作用距離提升的影響，估算紅外系統(tǒng)對隱身飛機(jī)的探測距離，探討紅外系統(tǒng)對隱身飛機(jī)的遠(yuǎn)程預(yù)警應(yīng)用。

2 隱身飛機(jī)紅外輻射特征對探測的影響

高速飛行的飛機(jī)產(chǎn)生的紅外輻射來源于發(fā)動機(jī)尾噴口熱輻射，發(fā)動機(jī)排出的尾焰輻射，飛行氣動加熱形成的蒙皮輻射以及飛機(jī)對環(huán)境輻射(太陽、地面和天空)的反射。對于發(fā)動機(jī)尾噴管和排氣尾焰，紅外隱身技術(shù)采取的措施有發(fā)動機(jī)隔熱、異形噴管、發(fā)動機(jī)及噴管結(jié)構(gòu)布局優(yōu)化、排氣出口調(diào)整遮蔽、噴射冷卻劑等［5－6］，達(dá)到減小、變向、遮蔽尾噴管和排氣尾焰紅外輻射的目的。對蒙皮輻射和環(huán)境輻射反射，紅外隱身技術(shù)采取的措施主要是利用紅外隱身涂料，通過改變目標(biāo)表面發(fā)射率，調(diào)整表面溫度及輻射特征以實現(xiàn)目標(biāo)的低可探測性［7－9］。隱身飛機(jī)的目標(biāo)紅外特征，在飛機(jī)尾部，紅外輻射出現(xiàn)方向和強(qiáng)度上的變化;在全機(jī)身，輻射發(fā)生強(qiáng)度上的變化。對探測距離的分析需要考慮飛機(jī)尾部輻射方向性和隱身涂料發(fā)射率的影響。

2.1 尾部輻射方向性對探測的影響

飛機(jī)尾部輻射主要來源于發(fā)動機(jī)尾噴口輻射和排出尾焰輻射。兩者輻射強(qiáng)度與發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)及所用燃料密切相關(guān)，其方向性由尾噴管決定。以美國用于隱身飛機(jī)的某型號發(fā)動機(jī)為例［10］，該型發(fā)動機(jī)采用二元矢量收斂－擴(kuò)張噴管，可在俯仰方向可作±20°的偏轉(zhuǎn)。二元矢量噴管的結(jié)構(gòu)布局改善了排出尾焰與大氣的摻混能力，高溫燃?xì)夂芸煸诖髿庵泻纳?。針對可偏轉(zhuǎn)的矢量噴管紅外輻射特性的計算研究表明［11］，噴管出口平面向后半球的最大輻射強(qiáng)度位于噴管的偏轉(zhuǎn)方向上，在其高低角方向上，隨角度的增大輻射強(qiáng)度下降明顯?？烧J(rèn)為采用矢量噴管的飛機(jī)尾部輻射具有較強(qiáng)的方向性并具備一定的機(jī)動性。從飛機(jī)前半球方向探測，產(chǎn)生的輻射更容易被飛機(jī)機(jī)身遮擋;由于矢量噴管的可偏轉(zhuǎn)機(jī)動性，即使不受遮擋，在方向上，隱身飛機(jī)尾部產(chǎn)生的輻射進(jìn)入紅外系統(tǒng)探測視場也具有一定的隨機(jī)性，不利于系統(tǒng)的探測。考慮到這種不利影響，在系統(tǒng)探測距離分析中，對隱身飛機(jī)目標(biāo)輻射強(qiáng)度的估算暫不考慮尾部輻射的貢獻(xiàn)。

2.2 隱身涂料發(fā)射率對探測的影響

氣動蒙皮輻射和環(huán)境輻射反射形成的輻射通量密度可表示為:

式中，εt為表面發(fā)射率;σ為斯蒂芬－玻耳茲曼常數(shù);Tt為飛機(jī)表面溫度;He為環(huán)境輻射輻照度。

式(1)表明，隱身飛機(jī)機(jī)身產(chǎn)生的輻射強(qiáng)度與飛機(jī)表面溫度、表面發(fā)射率及環(huán)境輻射有關(guān)。表面溫度是飛機(jī)從高速飛行產(chǎn)生的高溫高壓氣動附面層內(nèi)吸收的熱量和表面向外輻射熱量之間的熱平衡值。當(dāng)所吸收的熱量相同時，低發(fā)射率的表面向外輻射的熱量小，溫度增加幅度大于高發(fā)射率表面。分析隱身涂料造成的影響，不僅要考慮低的表面發(fā)射率，還要考慮因減低發(fā)射率導(dǎo)致的溫度變化。

正常情況下，飛機(jī)的表面溫度近似等于氣動附面層的溫度，由下式計算［12］:

式中，T0為周圍大氣溫度;r為恢復(fù)系數(shù)，一般取r=1.4;γ=1.4為空氣定壓熱容量和定容熱容量之比;M為飛行馬赫數(shù)。

采用隱身涂料后，改變了飛機(jī)表面的輻射發(fā)射率，存在兩種可能:一是減小了全光譜段的發(fā)射率;二是只減小了大氣傳輸窗口波段的發(fā)射率，其余波段的發(fā)射率不變。如果涂料的全光譜段發(fā)射率均減小，表面向外輻射能量能力減弱，從氣動附面層吸收相同熱量達(dá)到熱平衡時，相對于常規(guī)飛機(jī)，采用涂料的飛機(jī)自身溫度將大幅增加。如果不采取額外降溫措施，將不利于飛機(jī)的紅外隱身。

本文主要討論選擇性發(fā)射率隱身涂料，即處于大氣傳輸窗口的波段發(fā)射率減小，其余波段發(fā)射率不變。假設(shè)減小的是紅外中波段3～5 μm和長波段8～12 μm的發(fā)射率，紅外隱身前和隱身后，由于飛機(jī)表面從氣動附面層吸收了相同熱量，根據(jù)能量守恒，達(dá)到熱平衡時，表面向外輻射的總通量密度不變，有:

式中，ε0，ε'分別為隱身前和隱身后的表面發(fā)射率;T'為隱身后飛機(jī)的表面溫度;W3～5μm、W8～12μm分別為T'溫度下3～5 μm和8～12 μm 波段的輻射通量密度，根據(jù)普朗克公式計算:

式中，c1為第一輻射常數(shù);c2為第二輻射常數(shù);λ為波長。

假設(shè)隱身前的表面發(fā)射率ε0=0.8，根據(jù)式(3)計算飛行高度10 km，不同ε'下飛機(jī)的表面溫度變化情況，結(jié)果如圖1所示。

圖1 隱身前后飛機(jī)表面溫度

由于表面發(fā)射率的變化，飛機(jī)表面溫度較隱身前有所升高，所輻射的3～5 μm和8～12 μm波段的輻射通量密度變化情況如圖2所示。

圖2 隱身前后輻射通量密度變化情況

從計算結(jié)果看，紅外隱身涂料的采用降低了飛機(jī)表面3～5 μm波段和8～12 μm波段的輻射通量密度，且隨著飛行速度的增加，兩波段的輻射通量密度下降的效果越明顯。在這兩波段上，表面發(fā)射率越低，輻射通量密度減少越多。

除了飛機(jī)表面產(chǎn)生的輻射，還應(yīng)考慮表面對環(huán)境輻射的反射。根據(jù)式(1)，反射的環(huán)境輻射與表面發(fā)射率有關(guān)。為更詳細(xì)分析涂料表面發(fā)射率對目標(biāo)輻射特性的影響，計算了包括環(huán)境輻射發(fā)射在內(nèi)的飛機(jī)紅外隱身前后不同表面發(fā)射率的正迎頭輻射強(qiáng)度，如圖3所示，飛機(jī)正迎頭面積取2.5 m2，飛行高度10 km，環(huán)境輻射亮度300 W/m2。

圖3 隱身前后目標(biāo)輻射強(qiáng)度變化情況

從圖3看，環(huán)境輻射對目標(biāo)3～5 μm波段的輻射特性影響較大，對8～12 μm波段的輻射特性影響小。對3～5 μm波段，在飛機(jī)亞音速和低超音速飛行階段，表面發(fā)射率越低，由于環(huán)境輻射的反射，輻射強(qiáng)度反而越大;在高超音速飛行階段，表面發(fā)射率越低，輻射強(qiáng)度越小，隱身涂料在飛機(jī)高超音速飛行階段有效減小該波段的輻射強(qiáng)度。這是由于飛機(jī)亞音速飛行時，3～5 μm波段的蒙皮輻射較小，而該波段的環(huán)境輻射相對較大，表面反射了大部分的環(huán)境輻射，使總的輻射強(qiáng)度增大;高超音速飛行時，3～5 μm波段的蒙皮輻射大于所反射的環(huán)境輻射，環(huán)境輻射的影響變小。對8～12 μm波段，飛機(jī)從低速到高速飛行的全階段，隱身涂料有效減小了該波段的輻射強(qiáng)度，涂料表面發(fā)射率越低，輻射強(qiáng)度減小越明顯。

總的來看，紅外隱身技術(shù)的采用降低了飛機(jī)紅外輻射特征的可探測性，對探測產(chǎn)生不利的影響，但并非不可探測。為減小紅外隱身技術(shù)帶來的不利影響，實現(xiàn)隱身飛機(jī)的紅外探測，需要發(fā)揮有利于提升紅外探測距離的影響因素，使紅外系統(tǒng)在合適的大氣條件環(huán)境下工作，提高系統(tǒng)遠(yuǎn)距離探測能力。

3 遠(yuǎn)程大氣傳輸

對遠(yuǎn)程大氣傳輸?shù)姆治鲋饕紤]目標(biāo)和探測器在不同高度時，遠(yuǎn)距離大氣傳輸路徑的大氣透過率情況。采用Modtran4.0大氣傳輸計算軟件進(jìn)行計算，設(shè)定的大氣條件為中緯度夏季，運行模式為散射輻射，應(yīng)用氣溶膠模型為鄉(xiāng)村消光系數(shù)，氣象視距23 km，無云無雨。計算目標(biāo)、觀測點在不同高度時，傳輸路徑上典型的紅外大氣窗口波段3～5 μm及8～12 μm的平均大氣透過率變化情況，結(jié)果如圖4所示。

圖4 目標(biāo)與觀測點處于不同高度的大氣透過率情況

從圖4看出，目標(biāo)與觀測點處于不同高度時，兩者間傳輸路徑的大氣透過率差距較大。高空大氣傳輸路徑的大氣透過率明顯高于低空。在高空，8～12 μm波段的大氣透過率優(yōu)于3～5 μm波段，隨高度的降低，8～12 μm波段的大氣透過率下降幅度大于3～5 μm波段，低空中3～5 μm波段透過率優(yōu)于8～12 μm波段。從探測角度分析，紅外系統(tǒng)空中探測相對于地面探測在大氣透過率上獲益大，探測距離可得到相應(yīng)提高;對高空目標(biāo)，探測波段適合采用8 ～12 μm 波段，對低空目標(biāo)，適合采用3 ～5 μm 波段的探測器。

4 作用距離分析

紅外系統(tǒng)的作用距離可由下式表示［10］:

式中，J為目標(biāo)輻射強(qiáng)度;τa為大氣透過率;D0為光學(xué)系統(tǒng)入射口徑;NA為光學(xué)系統(tǒng)數(shù)值孔徑;τ0為光學(xué)系統(tǒng)至探測器間的光譜透過率;D*為探測器歸一化的探測度;ω為探測器的瞬時視場;Δf為等效噪聲帶寬為系統(tǒng)正常工作所需的最小信噪比。

式(5)中列出了決定系統(tǒng)作用距離的各項因素，等號右邊第一項為目標(biāo)紅外特性與大氣透過率，第二項為光學(xué)系統(tǒng)，第三項為探測器性能，第四項為系統(tǒng)信號處理特性。在探測器性能一定的情況下，提升作用距離可從光學(xué)系統(tǒng)和系統(tǒng)處理系統(tǒng)兩方面進(jìn)行，可控的參數(shù)為光學(xué)系統(tǒng)入射口徑、數(shù)值孔徑和系統(tǒng)最小信噪比。在實際應(yīng)用中，光學(xué)系統(tǒng)的數(shù)值孔徑通常受探測器尺寸和視場的限制，可供選擇的范圍有限，對作用距離的分析主要考慮光學(xué)系統(tǒng)入射口徑和檢測信噪比的影響。

從式(5)直觀看，在其余參數(shù)一定的情況下，作用距離與光學(xué)系統(tǒng)入射口徑的平方根成正比，與信噪比平方根成反比。但實際上，隨著作用距離的提升，大氣傳輸過程中衰減越嚴(yán)重，實際提升的距離將受到限制?；诒疚那笆瞿繕?biāo)與大氣透過率分析結(jié)果，計算分析在大氣衰減情況下，光學(xué)系統(tǒng)口徑和檢測信噪比對作用距離的影響，結(jié)果如圖5、圖6所示。圖5為某一檢測信噪比下，隱身前后作用距離與光學(xué)系統(tǒng)口徑的關(guān)系，圖6為某一口徑下，隱身前后作用距離與檢測信噪比的關(guān)系。目標(biāo)飛行高度10 km，飛行速度1.2Ma，探測器高度10 km，探測器響應(yīng)波段7.7～9.5 μm。

比較圖5和圖6曲線變化趨勢，系統(tǒng)正常工作所需的最小檢測信噪比對作用距離的影響大于光學(xué)系統(tǒng)口徑。為提升紅外系統(tǒng)的作用距離，可采取降低最小檢測信噪比和增大光學(xué)系統(tǒng)口徑兩方面措施，且應(yīng)優(yōu)先考慮改善檢測信噪比。

假設(shè)采用φ350 mm光學(xué)口徑，檢測信噪比為3的紅外系統(tǒng)，在10 km高空探測飛行高度為10 km的飛機(jī)目標(biāo)，其作用距離計算結(jié)果如圖7所示?？梢?，紅外隱身涂料有效降低了目標(biāo)的可探測距離。從圖7還可看出，紅外隱身前后，系統(tǒng)探測距離的減少幅度，在高速飛行階段大于低速飛行階段，即紅外隱身涂料在高速飛行階段產(chǎn)生的隱身效果大于低速飛行階段。

圖7 紅外系統(tǒng)作用距離

5 結(jié)論

紅外隱身技術(shù)的采用，使隱身飛機(jī)目標(biāo)的紅外特征受到抑制，降低了目標(biāo)的可探測性。理論計算表明，低的信號檢測信噪比和大光學(xué)系統(tǒng)口徑的紅外系統(tǒng)可實現(xiàn)對隱身飛機(jī)的遠(yuǎn)距離探測。在高空條件下，對飛行速度在亞音速以上(＞0.8 Ma)的隱身飛機(jī)，紅外系統(tǒng)可實現(xiàn)大于250 km的迎頭探測，可成為隱身飛機(jī)預(yù)警應(yīng)用中供選擇的探測手段。

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