楊　虹，張雅聲，丁文哲

(裝備學(xué)院 航天裝備系，北京 101416)

?

飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)探測(cè)高超聲速目標(biāo)性能研究

楊虹，張雅聲*，丁文哲

(裝備學(xué)院 航天裝備系，北京 101416)

以X-51A為例，研究了飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)對(duì)臨近空間高超聲速目標(biāo)的探測(cè)性能。首先，根據(jù)飛行器的飛行狀態(tài)和飛行高度建立了臨近空間高超聲速目標(biāo)不同波段的紅外輻射特性模型，以及隨高度變化的目標(biāo)背景紅外輻射強(qiáng)度模型；其次，綜合考慮飛行器與飛艇高度、地球曲率及紅外輻射在大氣中傳播的波段選擇性等因素，建立了紅外輻射在臨近空間大氣中傳播的透過(guò)率模型；在此基礎(chǔ)上，建立了飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)對(duì)高超聲速目標(biāo)的探測(cè)距離模型。通過(guò)仿真得到了臨近空間高超聲速目標(biāo)在不同飛行狀態(tài)下3個(gè)波段的紅外輻射強(qiáng)度隨目標(biāo)飛行高度變化的曲線，以及飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)對(duì)飛行器在不同飛行狀態(tài)下3個(gè)紅外輻射波段的探測(cè)能力。研究結(jié)果表明：飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)對(duì)高超聲速目標(biāo)的有效探測(cè)距離可以達(dá)到百公里量級(jí)；當(dāng)飛行器飛行狀態(tài)一定時(shí)，隨著飛行器飛行高度的增加，系統(tǒng)對(duì)目標(biāo)的探測(cè)距離先增大后減??；與長(zhǎng)波波段相比，中短波波段的探測(cè)距離更大，并給出了臨近空間飛艇應(yīng)盡量布置在海拔高度大于18 km的高空中的部署建議。

飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)；紅外輻射特性；探測(cè)性能

1　引　言

臨近空間高超聲速飛行器能夠突破現(xiàn)有的導(dǎo)彈防御體系，對(duì)我國(guó)國(guó)家安全構(gòu)成嚴(yán)重威脅[1]。目前，針對(duì)高超聲速飛行器的探測(cè)研究主要集中在地基雷達(dá)、空基紅外、天基雷達(dá)、天基紅外等方面[2-4]。本文將紅外探測(cè)系統(tǒng)放置在平流層飛艇上對(duì)高超聲速飛行器進(jìn)行預(yù)警探測(cè)，該方式與地基探測(cè)方式相比，可以降低地球曲率對(duì)于探測(cè)距離的影響，與空基紅外探測(cè)方式相比，性價(jià)比高，持續(xù)時(shí)間長(zhǎng)，相比于天基探測(cè)方式，其探測(cè)精度更高。但對(duì)于這種探測(cè)方式的研究成果目前還比較少，并且大多數(shù)都停留在定性分析的階段。

目前，國(guó)內(nèi)外針對(duì)巡航導(dǎo)彈、飛機(jī)、彈道導(dǎo)彈等目標(biāo)的紅外可探測(cè)性進(jìn)行了一定的理論研究，但是臨近空間高超聲速飛行器不同于傳統(tǒng)目標(biāo)，具有獨(dú)特的性質(zhì)，目前還缺少飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)對(duì)其探測(cè)性能方面的系統(tǒng)性分析。文獻(xiàn)[6]建立了基于目標(biāo)圖像信噪比的探測(cè)距離模型；文獻(xiàn)[7]針對(duì)機(jī)載紅外預(yù)警探測(cè)系統(tǒng)，建立了大氣透過(guò)率模型以及紅外探測(cè)距離模型；文獻(xiàn)[8]研究了背景輻射對(duì)探測(cè)距離的影響，并在此基礎(chǔ)上建立了考慮彌散現(xiàn)象的探測(cè)距離模型。

在上述研究的基礎(chǔ)上，本文首先根據(jù)臨近空間高超聲速飛行器的飛行狀態(tài)與飛行高度建立相應(yīng)的高超聲速飛行器紅外輻射特性模型；其次根據(jù)高超聲速飛行器與飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)的飛行高度建立背景的紅外輻射特性模型；接著在考慮地球曲率、目標(biāo)與飛艇高度、大氣透過(guò)率的波段選取等因素基礎(chǔ)上，建立了臨近空間大氣透過(guò)率模型，并給出了飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)的探測(cè)距離模型，最后對(duì)系統(tǒng)的探測(cè)性能進(jìn)行了仿真研究。

2　高超聲速目標(biāo)紅外輻射模型

研究臨近空間高超聲速目標(biāo)的紅外輻射特性必須考慮以下因素的影響：目標(biāo)飛行速度、目標(biāo)發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀況、目標(biāo)周圍大氣環(huán)境溫度以及目標(biāo)有效紅外輻射面積等[9]。本文在考慮以上影響因素的基礎(chǔ)上，將高超聲速飛行器的紅外輻射模型分為飛行器蒙皮氣動(dòng)加熱紅外輻射模型、飛行器超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)紅外輻射模型、飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射模型3個(gè)部分，并分別進(jìn)行模型構(gòu)建。

2.1飛行器蒙皮氣動(dòng)加熱紅外輻射模型

臨近空間高超聲速飛行器蒙皮的紅外輻射特征主要包括兩個(gè)部分：蒙皮輻射和太陽(yáng)反射。由于高超聲速飛行器飛行過(guò)程中速度極快，蒙皮與空氣摩擦產(chǎn)生的紅外輻射強(qiáng)度遠(yuǎn)大于太陽(yáng)反射，并且太陽(yáng)反射復(fù)雜多變，計(jì)算困難，故本文只考慮蒙皮輻射影響。將駐點(diǎn)溫度定義為貼近蒙皮表面的空氣氣流變?yōu)殪o止點(diǎn)時(shí)的溫度(恢復(fù)溫度)。由于高超聲速飛行器的飛行時(shí)間較短，通常只有幾分鐘，因此將蒙皮的駐點(diǎn)溫度Tm等效為高超聲速飛行器的平衡壁溫T，利用普朗克黑體輻射定律求得飛行器蒙皮在特定波段的紅外輻射強(qiáng)度。

根據(jù)高超聲速目標(biāo)的飛行速度以及目標(biāo)周圍的大氣溫度求出目標(biāo)蒙皮的駐點(diǎn)溫度Tm，建立目標(biāo)蒙皮氣動(dòng)加熱紅外輻射模型。其中駐點(diǎn)溫度與目標(biāo)的飛行速度、目標(biāo)周圍大氣溫度有關(guān)，關(guān)系如式(1):

(1)

式中，Tm為蒙皮駐點(diǎn)溫度，β為溫度恢復(fù)系數(shù)，ν為大氣絕熱指數(shù)，Ma為目標(biāo)飛行馬赫數(shù)，Th為飛行器周圍的環(huán)境溫度，Th是隨目標(biāo)飛行高度而變化的一個(gè)變量，具體表達(dá)式如式(6)。

通過(guò)普朗克黑體輻射定律求得高超聲速目標(biāo)蒙皮氣動(dòng)加熱紅外輻射強(qiáng)度模型為:

(2)

式中，Am為飛行器的蒙皮輻射面積，εm為蒙皮光譜發(fā)射率(與蒙皮材質(zhì)有關(guān))，λ1、λ2為紅外探測(cè)波段的范圍、C1=3.741×104(W·cm-2·μm4)、C2=1.438×104(μmK)分別為第一、第二常數(shù)，θm為蒙皮截面法線與探測(cè)方向夾角。

2.2飛行器超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)紅外輻射模型

由于飛行器在飛行過(guò)程中，其超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)被排出的尾氣加熱，因此將發(fā)動(dòng)機(jī)表面的溫度用發(fā)動(dòng)機(jī)出口氣體的溫度近似。高超聲速目標(biāo)上的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)紅外輻射強(qiáng)度模型為:

(3)

式中，εf為發(fā)動(dòng)機(jī)的光譜發(fā)射率(與發(fā)動(dòng)機(jī)表面材質(zhì)有關(guān))，Af為發(fā)動(dòng)機(jī)的紅外輻射面積，Tf為發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室溫度，Pc為發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室壓強(qiáng)，Pa為發(fā)動(dòng)機(jī)周圍大氣壓強(qiáng)，γ為燃?xì)獗葻岜?，θf(wàn)為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)截面法線與探測(cè)方向之間的夾角。

2.3飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射模型

臨近空間高超聲速飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴焰的主要成分是CO2、H2O和C，其輻射能量被臨近空間低溫氣體吸收，該能量大小取決于溫度和波長(zhǎng)大小。計(jì)算臨近空間高超聲速飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射強(qiáng)度，首先要對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管內(nèi)外氣流建模，接著運(yùn)用流體力學(xué)的復(fù)雜數(shù)值模型進(jìn)行計(jì)算，鑒于過(guò)程較為復(fù)雜。為了便于分析計(jì)算，本文假設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)的尾噴焰為關(guān)于軸對(duì)稱的均勻輻射源，其溫度和物質(zhì)濃度均設(shè)為常數(shù)，求得發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰的紅外輻射模型為:

(4)

式中，εw為尾噴焰的光譜發(fā)射率(與尾焰的成分有關(guān))，Aw為尾噴焰的紅外輻射面積，Tw為尾噴焰的等效溫度，θw為尾噴焰截面法線與探測(cè)方向夾角。

臨近空間高超聲速目標(biāo)的紅外輻射特性模型為:

(5)

當(dāng)高超聲速目標(biāo)處于無(wú)動(dòng)力飛行狀態(tài)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)不工作，If、Iw取值均為0。

3　高超聲速目標(biāo)背景的紅外輻射特性

飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)在對(duì)臨近空間高超聲速目標(biāo)進(jìn)行探測(cè)時(shí)會(huì)受到背景紅外輻射干擾，目標(biāo)的背景紅外輻射主要來(lái)自大氣紅外輻射、地表紅外輻射、深空背景紅外輻射3方面。

對(duì)于大氣背景紅外輻射，傳統(tǒng)的紅外探測(cè)系統(tǒng)計(jì)算探測(cè)距離時(shí)往往將其假設(shè)為一個(gè)常值，而事實(shí)上，大氣背景紅外輻射強(qiáng)度是隨高度而變化的。當(dāng)海拔高度在0～85 km時(shí)，大氣環(huán)境溫度可用7個(gè)線性方程進(jìn)行描述，其形式為:

(6)

式中，H為飛行器的飛行高度，p取0～6，第一層為0，第二層到第6層分別為1～6，Tp、Lp的取值參見(jiàn)文獻(xiàn)[11]。本文利用黑體輻射定律計(jì)算每一個(gè)高度層的大氣紅外輻射強(qiáng)度。

在考慮地球表面紅外輻射特性時(shí)，將模型用300 K溫度的黑體進(jìn)行近似[7]。由于深空背景的等效溫度大約為3.5 K[11]，對(duì)飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)產(chǎn)生的紅外輻射干擾很小，本文不作考慮。

4　臨近空間大氣透過(guò)率模型

大氣透過(guò)率模型的準(zhǔn)確性將影響紅外探測(cè)系統(tǒng)對(duì)高超聲速目標(biāo)的最終探測(cè)精度。從文獻(xiàn)[11-12]可以發(fā)現(xiàn)，由于臨近空間大氣的復(fù)雜性，學(xué)術(shù)界到目前為止還并沒(méi)有給出一個(gè)公認(rèn)的大氣透過(guò)率模型。傳統(tǒng)的透過(guò)率模型，多是采用平均大氣透過(guò)率對(duì)實(shí)際大氣透過(guò)率進(jìn)行近似。本文參考文獻(xiàn)[7,12]進(jìn)行臨近空間大氣紅外透過(guò)率模型的建立。

飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)采用掃描型與凝視型探測(cè)器協(xié)調(diào)工作的模式對(duì)臨近空間高超聲速飛行器進(jìn)行預(yù)警探測(cè)。首先掃描型紅外探測(cè)器對(duì)預(yù)警區(qū)域進(jìn)行不斷掃描，發(fā)現(xiàn)目標(biāo)后先對(duì)目標(biāo)進(jìn)行識(shí)別判斷，當(dāng)確認(rèn)為目標(biāo)后再由凝視型探測(cè)器進(jìn)行連續(xù)精密跟蹤。鑒于飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)的工作模式，本文在計(jì)算飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)最遠(yuǎn)探測(cè)距離時(shí)，假設(shè)目標(biāo)一出現(xiàn)在視野中就能立刻發(fā)現(xiàn)目標(biāo)，考慮地球斜率的影響，建立雙斜程傳輸路徑下的大氣透過(guò)率模型，如圖1所示。

圖1　雙斜程示意圖 Fig.1　Sketch map of double inclined rule

圖中A點(diǎn)是臨近空間高超聲速飛行器的位置，B點(diǎn)為飛艇位置，C點(diǎn)是AB連線上距離地心最近的點(diǎn)，θA為CB與OA夾角，θC為AC與OC夾角，HA、HB、HC分別為A、B、C點(diǎn)距離地面的高度，D、Y分別為AC、BC間距離。

當(dāng)HC

(7)

式中，τAC、τBC分別為AC段、BC段的大氣透過(guò)率，均采用單斜程大氣透過(guò)率方法進(jìn)行計(jì)算，單斜程大氣透過(guò)率模型的建立采用分層思想。首先建立AC段的大氣透過(guò)率模型，將AC段大氣分成n層，設(shè)同層大氣內(nèi)的各項(xiàng)氣象條件相同，則有:

(8)

式中

(9)

式中：i=0,1,…,n。

(10)

式中：Hi為AC段之間大氣各等分層的中點(diǎn)高度，hi為AC段之間大氣各等分層的節(jié)點(diǎn)高度，Di為AC段之間每層大氣對(duì)應(yīng)的紅外傳輸路徑，Re為地球半徑，其中cosθC為0，sinθC為1。

紅外輻射在整個(gè)大氣傳輸過(guò)程中受到空間中大氣分子與氣溶膠的吸收和散射作用而產(chǎn)生消減，并且n層大氣對(duì)不同波段的紅外輻射產(chǎn)生的消減作用均不相同，設(shè)每一層大氣對(duì)不同紅外波段的消光系數(shù)為：

(11)

式中：μ0(λ)為海平面的消光系數(shù)，μ0(λ)大小由CO2、水蒸汽等氣體分子以及氣溶膠每千米的吸收系數(shù)和散射系數(shù)決定，β取值與μ0相對(duì)應(yīng)，在綜合考慮以上因素的條件下取經(jīng)驗(yàn)平均值1.5，l為標(biāo)高。

AC段的空間大氣透過(guò)率模型為：

(12)

BC段的空間大氣透過(guò)率模型可采用與AC段相同計(jì)算方法進(jìn)行建立。

5　飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)探測(cè)距離模型

考慮到高超聲速目標(biāo)與紅外探測(cè)器間的距離很遠(yuǎn)，可以將目標(biāo)看作是點(diǎn)源，考慮到目標(biāo)背景輻射，參考文獻(xiàn)[8,13]得到基于信噪比的探測(cè)距離模型為:

(13)

式中，ΔL(h)是目標(biāo)輻射強(qiáng)度與背景輻射強(qiáng)度之差，τa(R)是飛行器與紅外探測(cè)器之間的大氣透過(guò)率，D0是紅外探測(cè)器入射孔徑，NA=D0/2f是紅外探測(cè)系統(tǒng)的數(shù)值孔徑，其中f為焦距，τ0為紅外探測(cè)系統(tǒng)透射率，D*是紅外探測(cè)系統(tǒng)比探測(cè)率，δ是信號(hào)衰減因子，Δf是紅外探測(cè)系統(tǒng)的噪聲等效帶寬，Ad是紅外探測(cè)器的單個(gè)像元面積，fSNR是信噪比。

6　飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)探測(cè)能力仿真分析

6.1飛行器參數(shù)設(shè)置及其紅外輻射強(qiáng)度仿真分析

以臨近空間高超聲速飛行器X-51A為例進(jìn)行分析，參考文獻(xiàn)[10,14]設(shè)飛行器長(zhǎng)度為4.27 m，寬度為0.58 m，發(fā)動(dòng)機(jī)采用碳?xì)涑紱_壓發(fā)動(dòng)機(jī)，寬度為0.23 m。設(shè)高超聲速目標(biāo)的飛行高度在25～70 km之間，在有動(dòng)力飛行段與無(wú)動(dòng)力飛行段的平均飛行速度均為5 Ma。當(dāng)飛行速度一定時(shí)，為了分析高超聲速飛行器紅外輻射強(qiáng)度與飛行器飛行高度之間的關(guān)系，本文采用從下往上看的方式(上視)進(jìn)行觀測(cè)，此時(shí)的飛行器在1～2.5μm、3～5 μm、8～14 μm波段的紅外輻射特性隨飛行器飛行高度變化的仿真結(jié)果如圖2～圖7所示。

圖2　飛行器有動(dòng)力段1～2.5 μm波段紅外輻射強(qiáng)度隨高度變化圖 Fig.2　Variation curve of infrared radiation intensity of 1-2.5 μm band vs. height of the hypersonic vehicle when in powered phase

分析圖2～圖7，可得如下結(jié)論：

(1)高超聲速目標(biāo)在同一飛行狀態(tài)下，3個(gè)波段的紅外輻射強(qiáng)度均隨目標(biāo)飛行高度而產(chǎn)生較大變化。由于高超聲速目標(biāo)飛行速度快，在空氣場(chǎng)中與大氣產(chǎn)生劇烈摩擦，導(dǎo)致強(qiáng)烈的氣動(dòng)加熱，其紅外輻射場(chǎng)為特殊的“錐形”分布，同時(shí)蒙皮的紅外輻射強(qiáng)度受環(huán)境溫度影響較大，而環(huán)境溫度隨海拔高度而變化，從而造成飛行器的3個(gè)波段紅外輻射強(qiáng)度隨高度變化較大。

圖3　飛行器有動(dòng)力段3～5 μm波段紅外輻射強(qiáng)度隨高度變化圖 Fig.3　Variation curve of infrared radiation intensity of 3-5 μm band vs. height of the hypersonic vehicle when in powered phase

圖4　飛行器有動(dòng)力段8～14 μm波段紅外輻射強(qiáng)度隨高度變化圖 Fig.4　Variation curve of infrared radiation intensity of 8-14 μm band vs. height of the hypersonic vehicle when in powered phase

圖5　飛行器無(wú)動(dòng)力段1～2.5 μm波段紅外輻射強(qiáng)度隨高度變化圖 Fig.5　Variation curve of infrared radiation intensity of 1-2.5 μm band vs. height of the hypersonic vehicle when in unpowered phase

圖6　飛行器無(wú)動(dòng)力段3～5 μm波段紅外輻射強(qiáng)度隨高度變化圖 Fig.6　Variation curve of infrared radiation intensity of 3-5 μm band vs. height of the hypersonic vehicle when in unpowered phase

(2)不同飛行狀態(tài)下，高超聲速目標(biāo)的紅外輻射強(qiáng)度差別很大。這是由于當(dāng)高超聲速目標(biāo)處于有動(dòng)力飛行段時(shí)，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火工作，發(fā)動(dòng)機(jī)與尾噴焰產(chǎn)生的紅外輻射構(gòu)成了目標(biāo)紅外輻射的主體部分，其大小遠(yuǎn)大于蒙皮產(chǎn)生的紅外輻射強(qiáng)度；而在無(wú)動(dòng)力飛行段，只有蒙皮產(chǎn)生的紅外輻射，使得臨近空間高超聲速飛行器在有動(dòng)力飛行段與無(wú)動(dòng)力飛行段的紅外輻射強(qiáng)度差別很大，并且有動(dòng)力飛行段的紅外輻射強(qiáng)度強(qiáng)于無(wú)動(dòng)力飛行段。

圖7　飛行器無(wú)動(dòng)力段8～14 μm波段紅外輻射強(qiáng)度隨高度變化圖 Fig.7　Variation curve of infrared radiation intensity of 8-14 μm band vs. height of the hypersonic vehicle when in unpowered phase

(3)通過(guò)仿真計(jì)算可以看出，臨近空間高超聲速目標(biāo)在有動(dòng)力與無(wú)動(dòng)力飛行過(guò)程中，1～2.5 μm波段紅外輻射強(qiáng)度最強(qiáng)，3～5 μm波段紅外輻射強(qiáng)度次之，8～14 μm波段紅外輻射強(qiáng)度最弱。

6.2飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)參數(shù)設(shè)置及其探測(cè)能力仿真分析

[7-8,12]對(duì)飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)的相關(guān)性能參數(shù)設(shè)置如表1所示。

表1　飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)性能參數(shù)設(shè)置

飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)對(duì)3個(gè)波段的探測(cè)性能仿真結(jié)果如圖8～圖13。

圖8　飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)對(duì)飛行器有動(dòng)力段1～2.5 μm波段探測(cè)能力 Fig.8　Detectability of airship infrared detection system to hypersonic vehicle in 1-2.5 μm band when in powered phase

圖9　飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)對(duì)飛行器有動(dòng)力段3～5 μm波段探測(cè)能力 Fig.9　Detectability of airship infrared detection system to hypersonic vehicle in 3-5 μm band when in powered phase

圖10　飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)對(duì)飛行器有動(dòng)力段8～14 μm波段探測(cè)能力 Fig.10　Detectability of airship infrared detection system to hypersonic vehicle in 8-14 μm band when in powered phase

圖11　飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)對(duì)飛行器無(wú)動(dòng)力段1～2.5 μm波段探測(cè)能力 Fig.11　Detectability of airship infrared detection system to hypersonic vehicle in 1-2.5 μm band when in unpowered phase

圖12　飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)對(duì)飛行器無(wú)動(dòng)力段3～5 μm波段探測(cè)能力 Fig.12　Detectability of airship infrared detection system to hypersonic vehicle in 3-5 μm band when in unpowered phase

圖13　飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)對(duì)飛行器無(wú)動(dòng)力段8～14 μm波段探測(cè)能力 Fig.13　Detectability of airship infrared detection system to hypersonic vehicle in 8-14 μm band when in unpowered phase

對(duì)比分析圖8～圖13，可得如下結(jié)論：

(1)飛艇飛行高度小于18 km時(shí)，紅外探測(cè)系統(tǒng)對(duì)高超聲速飛行器各波段的最遠(yuǎn)探測(cè)距離隨飛艇飛行高度增加而增加，但當(dāng)飛艇飛行高度大于18 km時(shí)，紅外探測(cè)系統(tǒng)的最遠(yuǎn)探測(cè)距離幾乎保持不變。這是因?yàn)楫?dāng)飛艇飛行高度在10～18 km(處于對(duì)流層)時(shí)，隨著海拔高度的增加，大氣中的CO2、水蒸氣、氣溶膠等氣體分子密度越來(lái)越小，大氣分子與氣溶膠等對(duì)目標(biāo)紅外輻射的消減作用不斷減弱，導(dǎo)致飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)的探測(cè)距離不斷增加；但是當(dāng)飛艇飛行高度大于18 km(進(jìn)入平流層)時(shí)，各氣體分子的濃度變化很小，致使大氣透過(guò)率基本不變，使得飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)的探測(cè)距離也基本保持穩(wěn)定。仿真結(jié)果與事實(shí)相一致，檢驗(yàn)了本文所建模型的準(zhǔn)確性。在實(shí)際應(yīng)用中，飛艇應(yīng)盡量布置在高度大于18 km的高空中(平流層中)，以便獲得更遠(yuǎn)的紅外探測(cè)距離，而飛艇在平流層中的具體放置應(yīng)根據(jù)飛艇實(shí)際性能進(jìn)行選擇。

(2)將飛艇放置在一定的高度層，飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)對(duì)高超聲速飛行器的探測(cè)距離隨著高超聲速飛行器飛行高度的變化而呈現(xiàn)規(guī)律性變化。如圖9～圖13所示，當(dāng)高超聲速飛行器飛行高度在25～47 km時(shí)，探測(cè)系統(tǒng)的探測(cè)距離隨著飛行器飛行高度的增加而增加；當(dāng)高超聲速飛行器飛行于47～51 km時(shí)，飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)對(duì)飛行器的探測(cè)距離幾乎保持不變；而當(dāng)高超聲速飛行器的飛行高度大于51 km時(shí)，飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)的探測(cè)距離隨高超聲速飛行器飛行高度的增加而不斷減小。這是由于空間大氣透過(guò)率雖然隨著海拔高度升高而不斷增大，但相比之下高超聲速飛行器的紅外輻射強(qiáng)度隨飛行高度的變化程度更劇烈而造成的。

(3)結(jié)果表明，飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)對(duì)高超聲速目標(biāo)的有效探測(cè)距離可以達(dá)到百公里量級(jí)；其中飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)對(duì)高超聲速飛行器有動(dòng)力飛行段的探測(cè)距離遠(yuǎn)大于無(wú)動(dòng)力飛行段，對(duì)高超聲速飛行器1～2.5 μm、3～5 μm、8～14 μm波段的紅外輻射的探測(cè)距離依次降低。當(dāng)飛艇部署在20 km高度時(shí)，其對(duì)高超聲速飛行器的探測(cè)距離如表2與表3所示，在有動(dòng)力段飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)對(duì)飛行器短波段1～2.5 μm的最遠(yuǎn)探測(cè)距離是2 020 km，中波段3～5 μm的最遠(yuǎn)探測(cè)距離則是1 179 km，長(zhǎng)波段8～14 μm的最遠(yuǎn)探測(cè)距離是397 km，短波段探測(cè)距離是中波段探測(cè)距離的1.8倍左右，是長(zhǎng)波段的5倍左右；在無(wú)動(dòng)力段，探測(cè)系統(tǒng)對(duì)短波段的最遠(yuǎn)探測(cè)距離是916 km，中波段與長(zhǎng)波段的最遠(yuǎn)探測(cè)距離分別為807 km與280 km，短波段的探測(cè)距離與中波段探測(cè)距離接近，為長(zhǎng)波段的2倍左右。

表3　飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)對(duì)高超聲速目標(biāo)無(wú)動(dòng)力段的最大探測(cè)距離

7　結(jié)　論

對(duì)飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)探測(cè)能力的分析是構(gòu)建飛艇紅外組網(wǎng)探測(cè)系統(tǒng)的重要環(huán)節(jié)。本文以X-51A為例，研究了飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)對(duì)臨近空間高超聲速目標(biāo)的探測(cè)性能。結(jié)果表明：飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)對(duì)高超聲速目標(biāo)的有效探測(cè)距離可以達(dá)到百公里量級(jí)；當(dāng)飛行器飛行狀態(tài)一定，隨著飛行器飛行高度的增加，系統(tǒng)對(duì)目標(biāo)的探測(cè)距離先增大后較小，同時(shí)與長(zhǎng)波波段相比，中短波波段的探測(cè)距離更大，并給出了臨近空間飛艇應(yīng)盡量布置在海拔高度大于18 km的高空中的部署建議。下一步工作重點(diǎn)是如何將本文的結(jié)論應(yīng)用于臨近空間飛艇紅外探測(cè)系統(tǒng)的組網(wǎng)設(shè)計(jì)。

參考文獻(xiàn)：

[1]徐蓉,門(mén)濤,張榮之.臨近空間平臺(tái)光電探測(cè)系統(tǒng)在空間態(tài)勢(shì)感知中的應(yīng)用[J].中國(guó)光學(xué)與應(yīng)用光學(xué),2010,03(6):546-553.

XU R,MEN T,ZHANG R ZH. Application of near space platform based photoelectric detecting system to space situation awareness[J].ChineseOptics,2010,3(6):546-553.(in Chinese)

[2]肖松,譚賢四,王紅,等.地基雷達(dá)部署對(duì)探測(cè)臨近空間高超聲速目標(biāo)影響研究[J].電子與信息學(xué)報(bào),2015,7:1723-1728.

XIAO S,TAN X S,WANG H,etal.. Detection performance assessment of near-space hypersonic target based on ground-based radar[J].J.Electronics&InformationTechnology,2015,7:1723-1728.(in Chinese)

[3]劉俊池,李洪文,王建立,等.中波紅外整層大氣透過(guò)率測(cè)量及誤差分析[J].光學(xué) 精密工程,2015,23(6):1547-1557.

LIU J CH,LI H W,WANG J L,etal.. Measurement of mid-infrared total atmospheric transmittance and its error analysis[J].Opt.PrecisionEng.,2015,23(6):1547-1557.(in Chinese)

[4]李羅鋼,荊武興,高長(zhǎng)生.基于預(yù)警衛(wèi)星系統(tǒng)的臨近空間飛行器跟蹤[J].航空學(xué)報(bào),2014,1:105-115.

LI L G,JING W X,GAO CH SH. Tracking near space vehicle using early-warning satellite[J].ChineseJ.Aeronautics,2014,1:105-115.(in Chinese)

[5]方義強(qiáng),樊祥,程正東,等.晴空背景下地基紅外告警系統(tǒng)作用距離[J].紅外與激光工程,2013,7:1654-1659.

FANG Y Q,FAN X,CHENG ZH D,etal.. Operating range of ground-based IR alarm system in clear sky[J].InfraredandLaserEngineering,2013,7:1654-1659.(in Chinese)

[6]喬健.艦載光電成像系統(tǒng)探測(cè)能力分析[J].光學(xué) 精密工程,2013,21(10):2520-2526.

QIAO J. Analysis on detection ability of shipborne optic-electronic equipment[J].Opt.PrecisionEng.,2013,21(10):2520-2526.(in Chinese)

[7]雷中原,張琳,李為民.機(jī)載紅外預(yù)警系統(tǒng)反導(dǎo)預(yù)警能力建模與仿真分析[J].紅外與激光工程,2009,6:1047-1053.

LEI ZH Y,ZHANG L,LI W M. Modeling and simulation analysis for the antimissile-warning ability of the airborne IR early warning system[J].InfraredandLaserEngineering,2009,6:1047-1053.(in Chinese)

[8]周金偉,李吉成,石志廣,等.高超聲速飛行器紅外可探測(cè)性能研究[J].光學(xué)學(xué)報(bào),2015,5:62-69.

ZHOU J W,LI J CH,SHI ZH G,etal.. Research of infrared detectability of hypersonic vehicle[J].ActaOpticaSinica,2015,5:62-69.(in Chinese)

[9]劉明奇,王思遠(yuǎn),何玉青,等.采用多種紅外視距模型的子彈輻射探測(cè)系統(tǒng)作用距離分析[J].中國(guó)光學(xué),2015(4):636-643.

LIU M Q,WANG S Y,HE Y Q,etal.. Bullet radiation detection range analysis based on multiple infrared visual range prediction models[J].ChineseOptics,2015,8(4): 636-643.(in Chinese)

[10]張海林,周林,左文博,等.臨近空間高超聲速導(dǎo)彈紅外特性研究[J].激光與紅外,2015,1:41-44.

ZHANG H L，ZHOU L，ZUO W B. Study on infrared radiation feature of near space hypersonic missile[J].Laser&Infrared,2015,1:41-44.(in Chinese)

[11]張建奇，方小平.紅外物理[M].西安: 西安電子科技大學(xué)出版社，2012.

ZHANG J Q,FANG X P.InfraredPhysics[M]. Xi′an:Xidian University Press，2012.(in Chinese)

[12]劉旭,李為民,別曉峰.浮空紅外探測(cè)系統(tǒng)預(yù)警高動(dòng)態(tài)目標(biāo)性能分析[J].紅外技術(shù),2013,12:788-792.

LIU X，LI W M，BIE X F. Warning capability analysis of floating infrared detection system to high-speed vehicle[J].InfraredTechnology,2013,12:788-792.(in Chinese)

[13]毛峽,常樂(lè),刁偉鶴.復(fù)雜背景下紅外點(diǎn)目標(biāo)探測(cè)概率估算[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào),2011,11:1429-1434.

MAO X,CHANG L,DIAO W H. Estimation for detection probability of infrared point target under complex backgrounds[J].J.BeijingUniversityofAeronauticsandAstronautics,2011,11:1429-1434.(in Chinese)

[14]LESLIEL DM JOHN,DAN E. Hypersonic test capabilities overview-U.S. Air Force T&E Days 2009(AIAA)[J].AiaaJournal,2009.

Detectability of airship infrared detection system to hypersonic vehicle

YANG Hong, ZHANG Ya-sheng*, DING Wen-zhe

(Department of Space Equipment,Equipment Academy,Beijing 101416,China)*Correspondingauthor,E-mail:13521219203@139.com

Taking the X-51A for example, the detectability of airship infrared detection system to hypersonic vehicle in near space is researched. Firstly, the infrared radiation models of hypersonic vehicle in near space and its background are established in different wavebands, changed with the altitude of hypersonic vehicle. After considering the effects of earth curvature, altitude of hypersonic vehicle and airship, band selectivity of the atmospheric infrared transmission and so on, the three dimensional atmospheric transmittance model of infrared transfer is built. Based on the above models, the detecting distance model of the airship infrared detection system is set up. By simulation, the infrared radiation intensities in three wavebands of hypersonic vehicle in different flight states are obtained, changed with the altitude of hypersonic vehicle, and the detectability of airship infrared detection system to hypersonic vehicle in different simulation situations are also obtained. The results show that the effective detection range of the airship infrared detection system to the hypersonic target can reach 100 kilometers. When the flight state of the hypersonic vehicle is confirmed, with the increase of the altitude of the target, the detection range of the airship infrared detection system increases first and then decrease. At the same time, compared with that in long wave band, the detection range in medium and short wave band is greater. Based on the conclusion, we propose that the deployment of the near space airship should be as far as possible in the altitude above 18 km.

airship infrared detection system;infrared radiation characteristics;detectability

2016-04-26；

2016-05-17

國(guó)家高技術(shù)研究發(fā)展計(jì)劃(863計(jì)劃)資助項(xiàng)目

2095-1531(2016)05-0596-10

TN219

Adoi:10.3788/CO.20160905.0596

楊虹(1991—)，女，四川綿竹人，碩士研究生，主要從事航天任務(wù)分析與設(shè)計(jì)方面的研究。E-mail:1558513572@qq.com

張雅聲(1974—)，女，安徽淮南人，博士，教授，博士生導(dǎo)師，主要從事航天任務(wù)分析與設(shè)計(jì)方面的研究。E-mail:13521219203@139.com

Supported by National High-tech R&D Program of China