呂曉林

(中國人民解放軍92419部隊，遼寧125106)

1 引言

無人機飛行時紅外輻射特性測量受多方面因素影響，測量誤差大，難以滿足試驗要求。通過采用室內(nèi)紅外熱像儀標定、室外紅外熱成像進行目標紅外輻射特性反演以及大氣傳輸修正，得到了無人機自身紅外輻射特性。

2 測量方法[1]

依托紅外成像測量分析系統(tǒng)，采用紅外成像法測量無人機紅外輻射特性。測量過程包括無人機紅外圖像采集、紅外熱像儀標定、紅外輻射特性計算和大氣傳輸修正。

根據(jù)無人機尺寸、布站情況、飛行航線等對紅外熱像儀設(shè)置合理的視場和積分時間，由伺服轉(zhuǎn)臺穩(wěn)定跟蹤無人機，對無人機進行紅外成像。

紅外熱像儀標定是利用紅外熱像儀對不同溫度黑體進行成像，得到紅外熱像儀輸出信號幅值與黑體溫度、輻射亮度的對應(yīng)關(guān)系。

依據(jù)標定結(jié)果，將無人機測量像素的電平值轉(zhuǎn)換為輻射亮度、溫度等紅外輻射特性，無人機所有像素點綜合即可得到無人機的紅外輻射特性。

考慮紅外輻射受大氣傳輸影響，對測量結(jié)果進行修正，獲得無人機輻射特性。

2.1 紅外熱像儀標定

在利用紅外熱像儀測量目標輻射特性之前，需要先對紅外熱像儀進行輻射定標，以確定其輻射響應(yīng)度。

紅外熱像儀輻射定標模型如下

式中：G——紅外熱像儀輸出值；K——待標定的紅外熱像儀輻射亮度響應(yīng)度；N——黑體在紅外熱像儀測量波段內(nèi)的輻射亮度；B——由紅外熱像儀自身光機結(jié)構(gòu)熱輻射、散射背景輻射以及探測器暗電流引起的偏移值。

2.2 輻射測量模型

在大氣中測量目標輻射特性時，大氣中的分子和氣溶膠粒子對目標輻射產(chǎn)生吸收和散射衰減，同時大氣自身輻射又疊加到目標輻射上。大氣中的目標輻射測量模型為

式中：G——紅外熱像儀輸出值；K——待標定的紅外熱像儀輻射亮度響應(yīng)度；B——由紅外熱像儀自身光機結(jié)構(gòu)熱輻射、散射背景輻射以及探測器暗電流引起的偏移值；a——目標與紅外相機之間的大氣透過率；Nt——被測目標輻射亮度；Npath——目標與相機之間的大氣程輻射，一般可利用大氣觀測設(shè)備測量大氣參數(shù)，然后用大氣輻射傳輸計算軟件計算a和Npath。

由公式(2)可反演得到目標輻射亮度

由公式(3)可知，目標輻射亮度的反演精度取決于系統(tǒng)輸出值、偏移值、輻射亮度響應(yīng)度以及大氣透過率和程輻射的不確定度，分析如下：

(1)在當前紅外成像技術(shù)水平下，紅外熱像儀輸出值的不確定度一般優(yōu)于1%；

(2)輻射亮度響應(yīng)度的不確定度一般可控制在5% ～10%；

(3)偏移值的不確定度取決于紅外熱像儀自身熱穩(wěn)定性以及環(huán)境溫度穩(wěn)定性，如果在20℃常溫下進行定標，則±1℃的環(huán)境溫度穩(wěn)定性帶來的不確定度約為2%；

(4)大氣透過率和程輻射的不確定度取決于大氣參數(shù)的測量精度以及大氣輻射傳輸計算軟件的計算精度，一般為10% ～20%。

3 測量情況[2～5]

無人機進行兩個架次飛行，每個架次分別以160m/s及190m/s速度進行兩次進入，每次進入進行一次測量。飛行航線如圖1、圖2所示。

紅外熱像儀布設(shè)在無人機飛行航路附近的島嶼上，紅外熱像儀光軸與無人機飛行方向呈一定夾角。紅外熱像儀工作波長為(3.7～4.8)μm。紅外熱像儀采用3600μs積分時間檔。

圖1 飛行航線1Fig.1 Flight line 1

圖2 飛行航線2Fig.2 Flight line 2

測量數(shù)據(jù)選取原則：

(1)為保證紅外熱像儀響應(yīng)在線性區(qū)域，選取連續(xù)多幀不飽和測量數(shù)據(jù)，進行紅外輻射特性反演；

(2)不選用無人機初始進入視場時捕獲不穩(wěn)定的測量數(shù)據(jù)；

(3)不選用無人機沒有相應(yīng)時刻GPS信息的測量數(shù)據(jù)。

3.1 紅外熱像儀標定

紅外熱像儀經(jīng)過標準黑體定標源標定后，擬合得到輸出信號幅值G(量化值)與黑體輻射亮度N(單位：W·m-2·sr-1)相對應(yīng)的一次線性函數(shù)曲線

根據(jù)標定數(shù)據(jù)，按照不同積分時間檔位生成相應(yīng)的標定曲線和標定系數(shù)。紅外熱像儀3600μs積分時間檔位的標定系數(shù)為：K=1395.4，B=3172.6。其標定曲線如圖3所示。

3.2 大氣透過率估算

用FasCode軟件對兩個飛行架次的大氣透過率進行了估算，如表1所示。

表1 大氣透過率估算Tab.1 Estimation of atmosphere transmittance

圖3 3600μs積分檔位標定曲線Fig.3 3600μs Integral line

3.3 測量情況

第一個飛行架次的天氣條件為：溫度4.0℃，濕度59%，能見度27km。第一個航路進入時，無人機紅外輻射強度如圖4。第二個航路進入時，無人機紅外輻射強度見圖5。

圖5 無人機第二個航路紅外輻射強度Fig.5 Infrared radiation intensity of the second line

第二個飛行架次天氣條件為：溫度-2.1℃，濕度41%，能見度30km。第一個航路進入時，無人機紅外輻射強度見圖6；第二個航路進入時，無人機紅外輻射強度見圖7。

3.4 測量結(jié)果

圖6 無人機第一個航路紅外輻射強度Fig.6 Infrared radiation intensity of the first line

圖7 無人機第二個航路紅外輻射強度Fig.7 Infrared radiation intensity of the second line

第一個飛行架次，無人機第一個航路進入時紅外輻射強度在(1.16～14.8)W/sr之間，均值為5.3 W/sr；無人機第二個航路進入時紅外輻射強度在(2.1～11.1)W/sr之間，均值為 7.4W/sr。

第二個飛行架次，無人機第一個航路進入時紅外輻射強度在(1.34～18.3)W/sr之間，均值為8.9 W/sr；無人機第二個航路進入時紅外輻射強度在(5.27～23.88)W/sr之間，均值為 10.9W/sr。

3.5 結(jié)論

(1)測量結(jié)果與實際情況一致(無人機紅外輻射強度設(shè)計值為10W/sr)；

(2)無人機第一個航路進入時(速度190m/s)紅外輻射強度大于第二個航路進入時(速度160m/s)紅外輻射強度，說明無人機速度越快，發(fā)動機推力越大，發(fā)動機尾噴口溫度就越高；同時速度越快，蒙皮與空氣摩擦越劇烈，蒙皮溫度越高，導(dǎo)致其紅外輻射強度越強。

4 結(jié)束語

無人機紅外輻射特性測量采用內(nèi)場標定和外場試驗相結(jié)合的方式，對選取數(shù)據(jù)進行了處理，給出了無人機輻射強度在選取航段上的分布情況。測量結(jié)果與實際情況一致，試驗結(jié)論與理論分析吻合，測量方法有效，測量結(jié)果置信度高。