康麗珠，趙勁松，周 倩，倪 凱，唐 晗，趙 強(qiáng)，陶 亮

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遠(yuǎn)程迎頭探測(cè)飛機(jī)目標(biāo)的紅外輻射特性研究

康麗珠1，趙勁松1，周 倩2，倪 凱2，唐 晗1，趙 強(qiáng)1，陶 亮1

（1. 昆明物理研究所，云南 昆明 650223；2. 清華大學(xué)深圳研究生院，深圳 518055）

研究了遠(yuǎn)程迎頭探測(cè)飛機(jī)目標(biāo)的紅外輻射特性。分別介紹了飛機(jī)迎頭的主要紅外輻射源，飛機(jī)紅外輻射特性的計(jì)算流程，以及紅外光電系統(tǒng)入瞳接收到的蒙皮紅外輻射能通量的計(jì)算模型，最后對(duì)遠(yuǎn)程探測(cè)水平路徑大氣透過(guò)率和飛機(jī)目標(biāo)紅外輻射強(qiáng)度進(jìn)行仿真計(jì)算。

紅外輻射特性；飛機(jī)目標(biāo)；紅外輻射強(qiáng)度

0 引言

隨著隱身戰(zhàn)機(jī)在現(xiàn)代戰(zhàn)場(chǎng)上的廣泛應(yīng)用，特別是F-22隱身戰(zhàn)機(jī)的出現(xiàn)，給現(xiàn)代雷達(dá)系統(tǒng)帶來(lái)了巨大的挑戰(zhàn)，紅外光電系統(tǒng)能顯著彌補(bǔ)雷達(dá)對(duì)隱身空中目標(biāo)探測(cè)能力的不足，因而遠(yuǎn)程探測(cè)紅外光電系統(tǒng)的研制恰逢其時(shí)[1-4]。在此背景下，國(guó)內(nèi)外持續(xù)20多年對(duì)飛機(jī)的紅外輻射特性進(jìn)行研究，為紅外光電系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與評(píng)價(jià)提供理論依據(jù)，對(duì)于遠(yuǎn)程探測(cè)和預(yù)警敵方戰(zhàn)機(jī)具有重要的現(xiàn)實(shí)意義。

但是，紅外隱身技術(shù)的發(fā)展使飛機(jī)的紅外輻射特性呈現(xiàn)顯著減小的趨勢(shì)，極大地增大了紅外探測(cè)的困難。與此形成鮮明對(duì)比的是，飛機(jī)超音速飛行時(shí)，尾焰、尾噴管和蒙皮均會(huì)產(chǎn)生較大的紅外輻射強(qiáng)度[5]。根據(jù)參考文獻(xiàn)[6]中圖9分析，F(xiàn)-22在左右機(jī)動(dòng)、俯沖、拉升、翻滾時(shí)的紅外輻射特征都較強(qiáng)，尤其在突破音障時(shí)，高溫尾氣流包裹著機(jī)身，形成強(qiáng)烈的紅外輻射[6]。F-22紅外輻射最小值發(fā)生在亞音速飛行時(shí)迎頭方向，這是紅外光電系統(tǒng)預(yù)警和探測(cè)的難點(diǎn)，也是研究的重點(diǎn)。本文對(duì)飛機(jī)亞音速飛行時(shí)迎頭方向探測(cè)的紅外輻射特性進(jìn)行深入研究和仿真分析。

1 飛機(jī)紅外輻射源及計(jì)算流程

1.1 紅外輻射源

本文參考北約空中目標(biāo)紅外輻射特性計(jì)算軟件NIRATAM[7-9]，將亞音速飛行時(shí)飛機(jī)迎頭紅外輻射源分為兩類(lèi)，如圖1所示。

1）飛機(jī)蒙皮輻射：氣動(dòng)加熱、內(nèi)部熱源產(chǎn)生的紅外輻射。飛機(jī)在飛行過(guò)程中與空氣摩擦產(chǎn)生氣動(dòng)加熱的熱量，發(fā)動(dòng)機(jī)、尾噴管、噴嘴等熱部件向外傳導(dǎo)的熱量對(duì)蒙皮進(jìn)行的再加溫，這些因素對(duì)飛機(jī)蒙皮紅外輻射量的貢獻(xiàn)是不可忽視的。

2）飛機(jī)蒙皮受到背景的輻射：飛機(jī)蒙皮受到太陽(yáng)、天空、大地的背景輻射也會(huì)產(chǎn)生反射紅外輻射量。

圖1 飛機(jī)的典型紅外輻射源

上述各部分輻射源的比重依賴(lài)于飛機(jī)飛行參數(shù)、飛機(jī)蒙皮特性參數(shù)、飛機(jī)結(jié)構(gòu)性能參數(shù)和背景條件等因素。飛機(jī)飛行參數(shù)包括飛機(jī)姿態(tài)、飛行速度、飛行高度等。飛機(jī)蒙皮特性參數(shù)包括蒙皮吸收率、蒙皮發(fā)射率、蒙皮反射率，以及機(jī)身材料密度、比熱容、導(dǎo)熱系數(shù)等物理參數(shù)。飛機(jī)結(jié)構(gòu)性能參數(shù)包括飛機(jī)零部件的位置、尺寸與形狀等參數(shù)。背景條件包括天氣狀況、地面狀況以及飛機(jī)與太陽(yáng)地球的相對(duì)位置等。

1.2 計(jì)算流程

飛機(jī)目標(biāo)紅外輻射特性的計(jì)算是本研究的重要內(nèi)容。在計(jì)算飛機(jī)紅外輻射量時(shí)，需考慮機(jī)頭與內(nèi)部熱部件及外部環(huán)境進(jìn)行的能量交換，因此，飛機(jī)紅外輻射特性的求解是非常復(fù)雜的，本文將在一定合理簡(jiǎn)化的基礎(chǔ)上開(kāi)展研究。另外，飛機(jī)紅外輻射通過(guò)大氣傳輸?shù)郊t外光電系統(tǒng)的過(guò)程中，必定會(huì)伴隨著輻射的衰減，因此計(jì)算中還需要考慮紅外大氣透過(guò)率等參數(shù)。圖2給出了飛機(jī)亞音速飛行時(shí)迎頭紅外輻射特性的計(jì)算流程。在計(jì)算中，我們依據(jù)紅外輻射源建立了相應(yīng)的計(jì)算模型。

2 飛機(jī)輻射能通量計(jì)算模型

2.1 位置關(guān)系的確定

受空間位置關(guān)系的影響，入射到飛機(jī)不同零部件表面的紅外輻射能量存在一定的差異，不僅如此，甚至飛機(jī)同一部件的不同局部表面也不相同。隨著時(shí)間的變化，太陽(yáng)光與飛機(jī)蒙皮各部分夾角也不停變化，具體情況根據(jù)飛機(jī)所處在的實(shí)際位置決定。因此，計(jì)算中需要弄清飛機(jī)、太陽(yáng)和地球的位置關(guān)系。為此，本文建立3個(gè)坐標(biāo)系：球坐標(biāo)系(--)、地表坐標(biāo)系(--)、飛機(jī)坐標(biāo)系(--)，如圖3所示。

圖2 飛機(jī)迎頭紅外輻射特性計(jì)算流程

同樣，當(dāng)飛機(jī)處于不同的空間位置和飛行姿態(tài)時(shí)，入射到紅外光電系統(tǒng)的紅外輻射量也是不相同的，為此需要確定飛機(jī)和紅外光電系統(tǒng)兩者之間的空間幾何位置關(guān)系，如圖4所示。以機(jī)頭為觀測(cè)的起點(diǎn)，觀測(cè)角以逆時(shí)針?lè)较驗(yàn)檎?，則紅外光電系統(tǒng)正迎頭探測(cè)的角度（觀測(cè)角）為0°。

2.2 熱部件傳導(dǎo)部分

紅外光電系統(tǒng)入瞳接收到的飛機(jī)蒙皮發(fā)射熱部件傳導(dǎo)的輻射能通量unit()如公式(1)所示：

式中：A1為飛機(jī)蒙皮接受內(nèi)部熱部件傳熱的有效面積；假設(shè)熱部件發(fā)射面元dAu和飛機(jī)吸收面元dA1之間進(jìn)行熱交換；l為兩面元中心連線的距離；a1和a2為面元法線與面元連線夾角；eu為熱部件發(fā)射率；Eunit(l)為飛機(jī)熱部件工作時(shí)T1產(chǎn)生的紅外輻照度；e為蒙皮發(fā)射率；t(l)為飛機(jī)到紅外光電探測(cè)系統(tǒng)的大氣透過(guò)率；u為紅外光電探測(cè)系統(tǒng)對(duì)飛機(jī)的觀測(cè)角。

圖4 紅外光電系統(tǒng)與飛機(jī)的位置關(guān)系

2.3 由氣動(dòng)加熱產(chǎn)生部分

當(dāng)氣體迎面流向鈍頭物體時(shí)，在頭部附近受到阻滯，其前端有一個(gè)滯止點(diǎn)，流動(dòng)速度為零，稱(chēng)為駐點(diǎn)，其溫度為滯止溫度0，用公式(2)計(jì)算[10-12]：

式中：為比熱容比；amb為周?chē)h(huán)境大氣溫度；為飛機(jī)飛行時(shí)的馬赫數(shù)。

恢復(fù)溫度不等于氣流滯止溫度，這是由于氣體內(nèi)部有熱傳導(dǎo)而引起的差異。飛機(jī)恢復(fù)溫度可用公式(3)計(jì)算[13-14]：

式中：R為飛機(jī)的恢復(fù)溫度；為恢復(fù)系數(shù)。

紅外光電系統(tǒng)入瞳接收到的飛機(jī)蒙皮發(fā)射由氣動(dòng)加熱產(chǎn)生的輻射能通量flow()如公式(4)所示：

總而言之，農(nóng)村氣象服務(wù)建設(shè)作為一項(xiàng)長(zhǎng)期性、系統(tǒng)性、復(fù)雜性工程，必須投入更多人力、物力、財(cái)力，全面提升農(nóng)村氣象的整體服務(wù)水平。加大氣象服務(wù)工程建設(shè)力度，為有效預(yù)防和處理農(nóng)業(yè)災(zāi)害、增加農(nóng)民收入和農(nóng)作物產(chǎn)量發(fā)揮出不可取代的作用。此外，農(nóng)村氣象服務(wù)是新農(nóng)村重點(diǎn)建設(shè)內(nèi)容，對(duì)于社會(huì)進(jìn)步和國(guó)家繁榮發(fā)展等目標(biāo)實(shí)現(xiàn)提供了有力條件。

式中：2為蒙皮發(fā)射由氣動(dòng)加熱產(chǎn)生的輻射的有效面積；flow()為由氣動(dòng)加熱導(dǎo)致蒙皮升溫產(chǎn)生的輻照度。

2.4 太陽(yáng)直接照射部分

式中：3為蒙皮發(fā)射太陽(yáng)直接照射的有效面積；s為飛機(jī)蒙皮對(duì)太陽(yáng)輻射的吸收率；s()為太陽(yáng)到飛機(jī)的大氣透過(guò)率；太陽(yáng)天頂角度取決于目標(biāo)與太陽(yáng)的相對(duì)位置關(guān)系；sun()為太陽(yáng)輻照度。

2.5 反射太陽(yáng)部分

太陽(yáng)天頂角的計(jì)算式如公式(6)所示[15]：

cos＝sinsin＋coscoscos (6)

式中：是觀察者所在地理緯度；是太陽(yáng)赤緯角；是太陽(yáng)時(shí)角。

將反射分為兩部分：一是蒙皮直接對(duì)太陽(yáng)光的反射，二是蒙皮反射來(lái)自地球的太陽(yáng)反照光。紅外光電系統(tǒng)入瞳接收到的飛機(jī)蒙皮反射太陽(yáng)的輻射能通量sun-r()如公式(7)所示：

2.6 地球自身輻射部分

紅外光電系統(tǒng)入瞳接收到的飛機(jī)蒙皮反射地球自身輻射部分的輻射能通量earth()如公式(8)所示：

式中：5為飛機(jī)蒙皮反射地球輻射的有效面積；e為地球發(fā)射率；e()為地球到飛機(jī)的大氣透過(guò)率；為飛機(jī)蒙皮法線與地球之間的夾角。

2.7 天空自身輻射部分

紅外光電系統(tǒng)入瞳接收到的飛機(jī)蒙皮反射天空的輻射能通量sky()如公式(9)所示：

式中：6為飛機(jī)蒙皮反射天空輻射的有效面積；s為天空發(fā)射率；sky()為天空自身輻射部分對(duì)飛機(jī)的輻照度；為飛機(jī)蒙皮法線與天空之間的夾角。

2.8 紅外光電系統(tǒng)入瞳接收到的輻射總量

綜上所述，紅外光電系統(tǒng)入瞳接收到的飛機(jī)蒙皮發(fā)射或反射的總輻射能通量radi()如公式(10)所示：

radi()＝unit()＋flow()＋sun-d()＋

sun-r()＋earth()＋sky() (10)

3 飛機(jī)紅外輻射量仿真

本文根據(jù)上述“飛機(jī)輻射能通量計(jì)算模型”的推導(dǎo)過(guò)程，編制“飛機(jī)目標(biāo)紅外輻射量計(jì)算程序”APIR[16]，并計(jì)算紅外光電系統(tǒng)入瞳接收到的F-22迎頭探測(cè)時(shí)的蒙皮輻射量。首先，計(jì)算水平路徑海拔10km處遠(yuǎn)距離條件下的大氣透過(guò)率值，為后續(xù)紅外輻射強(qiáng)度的計(jì)算提供參考；其次，分析不同天頂角對(duì)蒙皮反射太陽(yáng)紅外輻射強(qiáng)度的影響；最后，分析不同距離下紅外光電系統(tǒng)入瞳接收到的紅外輻射強(qiáng)度總量。

3.1 遠(yuǎn)距水平路徑大氣透過(guò)率的仿真

針對(duì)飛機(jī)目標(biāo)遠(yuǎn)程迎頭探測(cè)的特點(diǎn)，利用“紅外大氣透過(guò)率計(jì)算程序”（IRAT）計(jì)算水平路徑海拔10km處遠(yuǎn)距離條件下的大氣透過(guò)率值[17]。距離分別取250km、300km、350km、400km，假設(shè)地面溫度為27℃，地面相對(duì)濕度為65%，能見(jiàn)度為50km。水平路徑3～5mm大氣透過(guò)率（海拔：10km，距離：150～400km）如圖5所示，水平路徑8～12mm大氣透過(guò)率（海拔：10km，距離：150～400km）如圖6所示。

圖5 水平路徑3～5mm大氣透過(guò)率（海拔：10km，距離：150～400km）

圖6 水平路徑8～12mm大氣透過(guò)率（海拔：10km，距離：150～400km）

3.2 天頂角影響的仿真

根據(jù)公式(6)編制APIR中天頂角的仿真計(jì)算程序，假設(shè)研究地址為北京（經(jīng)度116.41667°，緯度39.91667°），日期為2012年7月1日，天頂角計(jì)算程序界面如圖7所示。根據(jù)公式(7)編制APIR中反射太陽(yáng)紅外輻射量的計(jì)算程序，分析不同天頂角對(duì)蒙皮反射太陽(yáng)的紅外輻射強(qiáng)度的影響。假設(shè)海拔高度為10km，地球發(fā)射率為0.3，馬赫數(shù)為0.6，觀測(cè)角度為0°，在不同的太陽(yáng)天頂角影響下，紅外光電系統(tǒng)入瞳接收到的蒙皮反射太陽(yáng)的輻射強(qiáng)度值如表1所示，天頂角和紅外輻射強(qiáng)度的關(guān)系如圖8所示，橫坐標(biāo)為不同時(shí)刻的天頂角，縱坐標(biāo)為紅外光電系統(tǒng)入瞳接收到的飛機(jī)蒙皮反射太陽(yáng)的輻射強(qiáng)度。

由圖8可知，正午12點(diǎn)太陽(yáng)直射時(shí)天頂角最小，此時(shí)紅外光電系統(tǒng)入瞳接收到的蒙皮反射太陽(yáng)的輻射強(qiáng)度最強(qiáng)，反射太陽(yáng)輻射強(qiáng)度隨著天頂角的增加而較小，當(dāng)天頂角q＞90°時(shí)，太陽(yáng)輻射強(qiáng)度為0，這說(shuō)明飛機(jī)輻射量隨時(shí)間（或太陽(yáng)天頂角）是呈現(xiàn)晝夜周期變化的。蒙皮反射太陽(yáng)輻射部分主要以中波為主。以上結(jié)論與文獻(xiàn)[18]給出的結(jié)論基本一致。

圖7 天頂角計(jì)算程序界面

表1 天頂角及蒙皮反射太陽(yáng)輻射強(qiáng)度值

圖8 不同時(shí)刻蒙皮反射太陽(yáng)的紅外輻射強(qiáng)度

3.3 紅外光電系統(tǒng)入瞳接收到的蒙皮輻射總量

利用APIR做仿真計(jì)算，分析紅外光電系統(tǒng)入瞳接收到F-22迎頭探測(cè)時(shí)的總蒙皮輻射量。假設(shè)地址為北京（經(jīng)度116.41667°，緯度39.91667°），日期為2012年7月1日，時(shí)間為10:0:0，海拔高度為10km，觀測(cè)角度為0°，蒙皮發(fā)射率為0.2，地球發(fā)射率為0.3，馬赫數(shù)為0.6，紅外光電系統(tǒng)到飛機(jī)的距離為250km、300km、350km、400km，采用IRAT計(jì)算的遠(yuǎn)距水平路徑大氣透過(guò)率值。在不同距離下，紅外光電系統(tǒng)入瞳接收到的紅外輻射強(qiáng)度總量如表2所示，距離與紅外輻射強(qiáng)度總量的關(guān)系如圖9所示，橫坐標(biāo)為紅外光電系統(tǒng)到飛機(jī)的距離，縱坐標(biāo)為紅外光電系統(tǒng)入瞳接收到F-22迎頭探測(cè)時(shí)的蒙皮輻射強(qiáng)度總量。

圖9 距離對(duì)蒙皮輻射強(qiáng)度總量的影響

由圖9可知，隨著距離增加，紅外光電系統(tǒng)入瞳接收到蒙皮輻射強(qiáng)度總量呈現(xiàn)逐漸減小的趨勢(shì)，主要原因是大氣透過(guò)率隨著距離的增加而減小，從而導(dǎo)致蒙皮輻射強(qiáng)度總量隨之減小。該結(jié)論與文獻(xiàn)[18]給出的結(jié)論基本一致。

表2 不同距離下的總輻射強(qiáng)度值

4 結(jié)束語(yǔ)

本文主要研究了遠(yuǎn)程迎頭探測(cè)飛機(jī)目標(biāo)的紅外輻射特性。計(jì)算過(guò)程中綜合考慮了飛機(jī)蒙皮所吸收的由氣動(dòng)加熱、內(nèi)部熱源產(chǎn)生的紅外輻射，以及飛機(jī)蒙皮反射太陽(yáng)、地球、天空的紅外輻射。依據(jù)輻射源的分類(lèi)，本文建立了紅外光電系統(tǒng)入瞳接收到飛機(jī)輻射能通量的計(jì)算模型。并根據(jù)該計(jì)算模型編制了計(jì)算程序，重點(diǎn)仿真計(jì)算了不同天頂角的飛機(jī)蒙皮反射太陽(yáng)輻射強(qiáng)度和不同距離下的蒙皮輻射強(qiáng)度總量，得到的結(jié)論與文獻(xiàn)[18]給出的結(jié)論基本一致，由此證明了本文研究結(jié)果的正確性。

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Research on Infrared Signature for Remotely Detection from the Nose of Aircrafts

KANG Lizhu1，ZHAO Jinsong1，ZHOU Qian2，NI Kai2，TANG Han1，ZHAO Qiang1，TAO Liang1

(1.,650223,; 2.,,518055,)

The infrared signature for remotely detection from the nose of aircrafts is studied in this paper. The major infrared sources, the calculation process of infrared signature, and the calculation model of infrared radiation flux which reach into the entrance pupil of infrared imaging systems is introduced respectively. Finally, the atmospheric transmittance from horizontal remote path and the infrared radiation intensity are simulated.

infrared，infrared signature，aircraft target，Infrared radiation intensity

TN214

A

1001-8891(2017)04-0365-07

2017-02-18；

2017-03-17.

康麗珠，女（1983-），博士研究生，主要從事紅外光學(xué)技術(shù)的研究。E-mail：kangbingxin@126.com。