楊翔云,呂 勇,劉 洋,劉力雙

(北京信息科技大學(xué),北京 100192)

1 引 言

靶試是紅外制導(dǎo)武器系統(tǒng)研發(fā)及訓(xùn)練的關(guān)鍵環(huán)節(jié),靶標(biāo)系統(tǒng)對(duì)實(shí)際目標(biāo)紅外特性的仿真程度與實(shí)戰(zhàn)化訓(xùn)練水平直接相關(guān)。目前紅外靶標(biāo)主要采用燃燒式(如曳光管、噴燈等),其具有輻射強(qiáng)度高、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單的優(yōu)點(diǎn),但是調(diào)節(jié)速度慢、精度差,無(wú)法根據(jù)雙方的態(tài)勢(shì),動(dòng)態(tài)準(zhǔn)確的模擬目標(biāo)紅外特性。因此準(zhǔn)確、動(dòng)態(tài)的模擬飛行器目標(biāo)的紅外特性,對(duì)紅外制導(dǎo)武器的研制以及實(shí)戰(zhàn)化訓(xùn)練具有重要意義。而靶標(biāo)系統(tǒng)準(zhǔn)確、動(dòng)態(tài)模擬目標(biāo)紅外特性的前提條件是目標(biāo)紅外特性的準(zhǔn)確建模。

近年來(lái),國(guó)內(nèi)外許多研究單位對(duì)飛行器目標(biāo)的紅外特性開展了研究,主要采用CFD(計(jì)算流體力學(xué))的數(shù)值計(jì)算方法對(duì)飛行器目標(biāo)在特定流體環(huán)境中的輻射特性進(jìn)行的研究。雖然仿真研究結(jié)果分布較為細(xì)致,但是數(shù)值計(jì)算量大,條件適用性較差。文獻(xiàn)[3]～[5]都采用了文獻(xiàn)[6]中的數(shù)值計(jì)算方法,該方法將目標(biāo)各部分輻射源在某方向上的輻射強(qiáng)度的疊加作為目標(biāo)在該方向的紅外輻射強(qiáng)度。這種計(jì)算方法精簡(jiǎn)可靠,并且適用于各種飛行目標(biāo)。但是這些文獻(xiàn)研究均是針對(duì)四面體簡(jiǎn)易模型進(jìn)行仿真計(jì)算分析,沒有進(jìn)行真實(shí)飛行目標(biāo)仿真研究和相應(yīng)的試驗(yàn)驗(yàn)證,不能精確處理光在傳輸過(guò)程中發(fā)生的光的反射、折射和吸收等光學(xué)現(xiàn)象。

為了能夠精確且真實(shí)地反應(yīng)飛行目標(biāo)的紅外輻射特性,本文采用較為經(jīng)典且可靠的適用于紅外點(diǎn)源目標(biāo)的理論計(jì)算模型。在該模型基礎(chǔ)上,采用了三維建模、紅外光源等效和有限光線追跡法,利用LightTools光學(xué)仿真軟件對(duì)某型靶機(jī)的尾噴管和尾焰兩部分的各角度觀察面處的紅外輻射強(qiáng)度進(jìn)行仿真,從而有效提升目標(biāo)紅外特性建模的精度及速度。最后結(jié)合試驗(yàn)實(shí)測(cè)獲得的輻射特性數(shù)據(jù),驗(yàn)證了該方法可靠可行,可為相關(guān)領(lǐng)域研究提供理論支持。

2 理論模型建立

在新型防空導(dǎo)彈領(lǐng)域中,探測(cè)器分辨率多采用中小面陣探測(cè)器,如128×128元探測(cè)器,與觀瞄系統(tǒng)相比,其分辨率較低,因此在中遠(yuǎn)距離范圍內(nèi)可將飛行器目標(biāo)看作是各向異性的紅外點(diǎn)源目標(biāo)進(jìn)行分析模擬實(shí)驗(yàn)。飛行器目標(biāo)的紅外輻射特性主要來(lái)源于飛機(jī)蒙皮、發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口和尾焰三個(gè)部分。目標(biāo)視線方向的紅外輻射強(qiáng)度為各部分輻射源在該方向上的輻射強(qiáng)度的疊加。每個(gè)輻射源的輻射強(qiáng)度為該輻射源的輻射強(qiáng)度與其投影面積的乘積。為方便計(jì)算,采用如圖1所示的四面體簡(jiǎn)易模型[3-5]。四面體目標(biāo)ABCD在以O(shè)點(diǎn)為原點(diǎn)的直角坐標(biāo)系中,A點(diǎn)在y軸上,B點(diǎn)和C點(diǎn)在x軸上,D點(diǎn)在z軸上。向量i為平面ABD的單位法向量(xi,yi,zi),方向向外。

圖1 飛機(jī)的簡(jiǎn)化分析模型Fig.1 Simplified analysis model of aircraft

探測(cè)器方向的方向矢量可以根據(jù)文獻(xiàn)[7]中坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換方法獲得探測(cè)器在飛行器目標(biāo)坐標(biāo)系中的位置為(x0,y0,z0)。α為向量i和探測(cè)器方向的方向矢量之間的夾角。則有:

(1)

目標(biāo)相對(duì)于探測(cè)器方向的投影面積等于表面面積和由面法線和探測(cè)器方向矢量之間的夾角的余弦的乘積[5]:

S′=SΔABD·cosα

(2)

當(dāng)cosα小于零時(shí),被投影面在探測(cè)器后方,屬于被遮擋狀態(tài),此時(shí)其投影面積為零。這種方法能夠有效的處理輻射遮擋問(wèn)題,以此確定模型在探測(cè)器方向上的投影面積。

飛行器目標(biāo)三維建模的精度直接決定了輻射遮擋問(wèn)題處理的結(jié)果,但由于投影計(jì)算復(fù)雜程度的制約,通常采用簡(jiǎn)化模型,從而制約了最終投影仿真結(jié)果的準(zhǔn)確性。為此,本文采用光學(xué)仿真軟件LightTools通過(guò)有限光線追跡法,對(duì)各角度觀察面處的紅外輻射強(qiáng)度進(jìn)行仿真,從而有效提升目標(biāo)紅外特性建模的精度及速度。

2.1 蒙皮紅外輻射

作戰(zhàn)飛行器目標(biāo)蒙皮紅外輻射特性,由目標(biāo)表面溫度場(chǎng)和目標(biāo)表面材料特性決定。如圖2所示,探測(cè)器面元接收到蒙皮的輻射過(guò)程[9]。本文只討論氣動(dòng)熱產(chǎn)生的蒙皮紅外輻射。

圖2 典型飛機(jī)的紅外輻射源Fig.2 Infrared radiation source of a typical aircraft

目標(biāo)表面溫度場(chǎng)由目標(biāo)所處的環(huán)境特性、目標(biāo)的速度和幾何特征確定。飛機(jī)高速運(yùn)動(dòng)時(shí),機(jī)體與環(huán)境氣體摩擦,機(jī)體蒙皮溫度上升,產(chǎn)生的熱輻射不可忽略。這種由氣動(dòng)加熱產(chǎn)生的飛機(jī)蒙皮熱輻射可以采用求駐點(diǎn)(氣流速度為0的位置)溫度的方法求得蒙皮的輻射,計(jì)算公式如式(3)所示:

(3)

式中,Ts是蒙皮表面溫度；Ta為環(huán)境溫度；γ為空氣在常壓常容下的比熱容的比值,無(wú)大的加熱時(shí),該值接近1.4[5]；k為溫度恢復(fù)系數(shù)(層流一般取值為0.82,紊流為0.87)；Ma為飛行馬赫數(shù)。

已知蒙皮表面溫度,假設(shè)機(jī)身蒙皮是一種均勻漫反射的朗伯源物體。根據(jù)斯蒂芬-波爾茲曼定律可以得到全輻出度為:

(4)

式中,Mb為蒙皮全幅出度；σ為斯蒂芬-玻爾茲曼常數(shù),σ=5.6697×10-8W/(m2·K4)。

考慮到蒙皮的輻射發(fā)射率,有:

(5)

式中,ε為蒙皮的輻射發(fā)射率,將蒙皮看作是ε=0.7的灰體。

結(jié)合蒙皮的有效輻射面積在探測(cè)器方向的投影面積S,可以計(jì)算出蒙皮沿探測(cè)器方向的總的輻射強(qiáng)度Im[4]:

Im=M×S

(6)

2.2 尾噴管紅外輻射

加力燃燒的發(fā)動(dòng)機(jī),雖然尾噴管容易被機(jī)身所遮擋,但對(duì)側(cè)向及尾向紅外輻射探測(cè)起著關(guān)鍵作用。被發(fā)動(dòng)機(jī)高溫排氣加熱的機(jī)尾外露金屬型腔體熱部件,是典型的灰色輻射體,計(jì)算時(shí)將外露尾噴管看作是發(fā)射率為ε=0.9的灰體輻射源[8]。

發(fā)動(dòng)機(jī)熱氣體的溫度關(guān)系式為:

(7)

飛行目標(biāo)穩(wěn)定飛行時(shí),尾噴管的溫度約為管內(nèi)氣體的溫度,輻射面積為尾噴管表面積。試驗(yàn)可知發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管在不開加力的條件下的溫度約為600～800K。在計(jì)算尾噴管的輻射強(qiáng)度時(shí),要充分考慮輻射遮擋的情況。可以按照公式(4)～(6)計(jì)算尾噴管的紅外輻射強(qiáng)度Il。

2.3 尾焰紅外輻射

發(fā)動(dòng)機(jī)排出的氣體尾焰的方向主要由尾噴口的方向決定,如圖3所示排出的尾焰通常被分成起始段、初始段、過(guò)渡段、混合區(qū)、邊界層及核心區(qū)這六個(gè)區(qū)域[11]。

圖3 尾焰流場(chǎng)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.3 Diagram of the plume flow field structure

尾焰的輻射主要來(lái)自于初始段中核心區(qū),該區(qū)內(nèi)溫度和壓強(qiáng)基本恒定且和尾噴口數(shù)值相當(dāng),在不開加力的條件下溫度Ts約為600～800 K?？紤]到尾焰是選擇性輻射體,可以將尾焰看作是一個(gè)發(fā)射率εs=0.7的圓柱體形的等溫輻射面。

知道了尾焰的溫度,根據(jù)普朗克公式,可得紅外輻射亮度為:

(8)

式中,λ為輻射波長(zhǎng)；c1=3.7415×108W· μm4·m-2;c2=1.438×104μm·K。

尾焰輻射波長(zhǎng)主要在3～5 μm,則對(duì)普朗克公式進(jìn)行相應(yīng)波長(zhǎng)的積分,有全輻亮度為:

(9)

結(jié)合尾焰在探測(cè)器方向的投影面積S處理遮擋,即可按照公式(6)計(jì)算出蒙皮沿探測(cè)器方向的總的輻射強(qiáng)度Is[4]。

綜上所述,某視線方向上的飛行器目標(biāo)的紅外輻射為:

I=Im+Il+Is

(10)

3 仿真模擬實(shí)現(xiàn)

基于上述分析結(jié)果,本文對(duì)某型靶機(jī)的全向紅外特性進(jìn)行建模分析,采用光學(xué)仿真軟件LightTools作為光線追跡仿真平臺(tái),將各部分紅外輻射源等效為紅外光源,通過(guò)有限光線追跡法,對(duì)各角度觀察面處的紅外輻射強(qiáng)度進(jìn)行仿真,從而有效提升目標(biāo)紅外特性建模的精度及速度。

首先建立靶機(jī)的三維模型,因?yàn)樵囼?yàn)為地面測(cè)試,蒙皮溫度約為室溫,其紅外輻射貢獻(xiàn)小,這里不考慮蒙皮紅外輻射,只對(duì)尾噴管和尾焰進(jìn)行仿真計(jì)算。如圖4根據(jù)所提供的某型靶機(jī)資料建立的靶機(jī)三維模型圖。

圖4 靶機(jī)三維模型Fig.4 Three-dimensional model of the target machine

根據(jù)理論計(jì)算模型將靶機(jī)模型仿真設(shè)置如下:

1)機(jī)體材料屬性為機(jī)械吸收材料,以便精確有效地處理遮擋；

2)根據(jù)理論模型尾噴管為朗伯輻射體,仿真將其等效為表面發(fā)朗伯光的圓臺(tái)型紅外光源；

3)尾焰等效為圓柱體型紅外光源,其側(cè)面發(fā)均勻光,前后表面發(fā)后向朗伯光。

4)靶機(jī)在不開加力的條件下,尾焰長(zhǎng)度約為尾噴口半徑10倍左右。

5)因?yàn)樵囼?yàn)采用的紅外相機(jī)獲取到的目標(biāo)圖像為波長(zhǎng)8～14 μm的圖像,所以仿真所有光源波長(zhǎng)均為720 ℃黑體輻射8～14 μm波長(zhǎng)狀態(tài)。

試驗(yàn)時(shí)靶機(jī)機(jī)身沒有加側(cè)翼和尾翼,本文仿真建模采用與試驗(yàn)相同狀態(tài)。以靶機(jī)模型目標(biāo)為中心,在各個(gè)觀察角度處設(shè)置觀察面,如圖5中(a)圖所示為L(zhǎng)=0時(shí)靶機(jī)模型分析平面。利用LightTools中的光線追跡分析功能獲得模擬目標(biāo)在L=0平面的光強(qiáng)度剖切圖,仿真結(jié)果如圖5中(b)圖所示,其中機(jī)頭朝向0°方向,機(jī)尾朝向180°方向。從仿真結(jié)果圖中可以看到目標(biāo)自后向(180°方向)到前向(0°方向)輻射強(qiáng)度逐漸減小,并且在后向輻射強(qiáng)度最大；前向因?yàn)闄C(jī)身的遮擋,輻射強(qiáng)度隨著角度的變化迅速減小,且最小為0。 該結(jié)果與理論分析相符合。

圖5 L=0仿真分析Fig.5 L=0 simulation analysis

以相等的差值來(lái)改變剖切平面L的值,即旋轉(zhuǎn)Z軸相等的角度,獲得目標(biāo)不同的剖切面的紅外特性,進(jìn)而可以獲得目標(biāo)的全向紅外輻射特性數(shù)據(jù)。因?yàn)榉抡婺Ｐ筒捎门c實(shí)際試驗(yàn)靶機(jī)機(jī)身狀態(tài)相同,是沒有機(jī)翼和尾翼的,所以仿真結(jié)果呈沿機(jī)身方向旋轉(zhuǎn)對(duì)稱。三維圖結(jié)果如圖6所示,圖中飛行器目標(biāo)處于原點(diǎn)處,Z軸正向?yàn)闄C(jī)頭方向,Z軸負(fù)向?yàn)闄C(jī)尾方向。因?yàn)闄C(jī)身遮擋機(jī)頭方向紅外輻射最小,機(jī)身尾部最強(qiáng)。

圖6 目標(biāo)全向紅外輻射特性三維圖Fig.6 Three-dimensional map of the omnidirectionalinfrared radiation characteristics of the target

4 試驗(yàn)結(jié)果

為了校驗(yàn)所建立模型方法的正確性,對(duì)上節(jié)仿真所建立靶機(jī)模型進(jìn)行實(shí)際測(cè)試。測(cè)試采用地面測(cè)試,只能進(jìn)行水平方向測(cè)試。設(shè)備采用FLIR公司TAU2系列的非制冷熱成像儀,在距離靶機(jī)目標(biāo)200米遠(yuǎn)處,分別從靶機(jī)目標(biāo)尾向0°、45°、90°和135°的觀察角度下拍攝目標(biāo)穩(wěn)定狀態(tài)下在8～14 μm范圍的長(zhǎng)波紅外視頻。試驗(yàn)環(huán)境如圖7所示。

圖7 試驗(yàn)環(huán)境Fig.7 Test environment

從視頻中提取目標(biāo)尾噴管處紅外圖像,按如下步驟對(duì)圖像進(jìn)行處理:

1)通過(guò)迭代閾值分割法,對(duì)圖像進(jìn)行分割,獲取目標(biāo)所在位置。

2)截取目標(biāo)所在位置較小范圍圖片,目的是去除環(huán)境的影響,使被處理對(duì)象基本只包含目標(biāo)信息。

3)LOG算子方法處理目標(biāo)邊緣信息,獲取目標(biāo)信息區(qū)域。

靶機(jī)目標(biāo)尾向0°方向紅外圖像如圖8所示,圖8(b)中標(biāo)記區(qū)域?yàn)槟繕?biāo)信息區(qū)域。

(a) (b)圖8 尾向0°方向紅外圖像處理Fig.8 Infrared image processing in the 0° direction of the tail

試驗(yàn)獲得的圖像為TIFF格式圖像,其像素值幾乎不存在像素飽和。紅外圖像的像素灰度值的大小響應(yīng)的是輻射場(chǎng)中的紅外輻射能量的強(qiáng)度。對(duì)確定的目標(biāo)信息區(qū)域內(nèi)的像素灰度值求平均值得到的數(shù)據(jù)如表1所示。

表1 試驗(yàn)結(jié)果Tab.1 Test results

由于試驗(yàn)沒有直接獲取目標(biāo)的輻射強(qiáng)度信息,不能對(duì)圖像進(jìn)行輻射標(biāo)定。這里只討論其趨勢(shì)。仿真在L=0時(shí),即為試驗(yàn)平面。將獲得目標(biāo)仿真輻射強(qiáng)度數(shù)據(jù)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比,結(jié)果如圖9所示。曲線為仿真結(jié)果,圈點(diǎn)為試驗(yàn)結(jié)果。從圖可以看出,仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果具有較好的一致性。以此驗(yàn)證該仿真建模方法可靠可行。

圖9 試驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果對(duì)比圖Fig.9 Comparison of test results and simulation results

5 結(jié) 論

本文采用較為經(jīng)典且可靠的適用于紅外點(diǎn)源目標(biāo)的理論計(jì)算模型,采用了三維建模、紅外光源等效和有限光線追跡法,通過(guò)光學(xué)仿真軟件LightTools,對(duì)某型靶機(jī)進(jìn)行尾噴管和尾焰兩部分的仿真模擬及試驗(yàn)測(cè)試。并驗(yàn)證了將飛行器目標(biāo)主要紅外輻射源等效為紅外光源,采用LightTools通過(guò)有限光線追跡法,對(duì)各角度觀察面處的紅外輻射強(qiáng)度進(jìn)行仿真的方法可行。這為后期硬件條件下的紅外模擬靶標(biāo)的研制提供了基礎(chǔ)。