沈 飛，蘭延豪，康戈文，李 滾

（1.中國航天科技集團(tuán)公司紅外探測技術(shù)研發(fā)中心，上海201109；2.上海航天控制技術(shù)研究所，上海201109；3.電子科技大學(xué)航空航天學(xué)院，四川成都611731）

臨近空間基紅外探測隱身飛機(jī)尾焰的仿真研究

沈 飛1，2，蘭延豪3，康戈文3，李 滾3

（1.中國航天科技集團(tuán)公司紅外探測技術(shù)研發(fā)中心，上海201109；2.上海航天控制技術(shù)研究所，上海201109；3.電子科技大學(xué)航空航天學(xué)院，四川成都611731）

針對隱身飛機(jī)的識別和跟蹤，研究了臨近空間平臺對隱身飛機(jī)尾焰進(jìn)行紅外探測的作用距離及優(yōu)勢。以F22飛機(jī)的尾噴管為原型建立尾焰輻射流場模型，獲得了尾焰的溫度場與壓強(qiáng)場，用微觀譜帶模型柯蒂斯－戈德索（C－G）近似法計(jì)算沿任一觀測方向尾焰的輻射特性?？紤]采用非軸對稱噴管、遮擋板、引射技術(shù)和氣溶膠遮蓋等隱身措施，得到了隱身飛機(jī)尾焰在不同探測視角下的紅外輻射強(qiáng)度。對紅外系統(tǒng)作用距離計(jì)算模型未考慮背景輻射強(qiáng)度等不足進(jìn)行改進(jìn)，修正探測系統(tǒng)作用距離公式，用目標(biāo)與背景的輻射強(qiáng)度差替代原目標(biāo)輻射強(qiáng)度，用MODTRAN軟件計(jì)算出的單位波數(shù)間隔內(nèi)相應(yīng)波長下的光譜大氣透過率替代大氣平均透過率，給出了逐步法求作用距離的流程，并計(jì)算出了空間、臨近空間和地面不同探測平臺對隱身飛機(jī)尾焰的紅外探測作用距離。結(jié)果表明：與其它平臺相比，臨近空間平臺對隱身飛機(jī)的探測有更大優(yōu)勢。研究為用臨近空間平臺對隱身飛機(jī)的探測提供了參考。

臨近空間；隱身飛機(jī)；尾焰；紅外探測；輻射強(qiáng)度；觀測方向；探測距離；大氣透過率

0 引言

因越來越多的飛機(jī)采用多種隱身技術(shù)并可實(shí)現(xiàn)超聲速巡航，目前多數(shù)雷達(dá)已無法對其構(gòu)成足夠的威脅，防衛(wèi)措施也十分有限。高速飛行中的隱身飛機(jī)特別是其發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰，相對大氣環(huán)境背景有很強(qiáng)的紅外輻射能量。這就為采用紅外探測系統(tǒng)對隱身飛機(jī)進(jìn)行探測和預(yù)警提供了重要思路與方法。高溫尾焰不僅是隱身飛機(jī)的主要紅外輻射源，而且它的光譜分布較獨(dú)特，同時(shí)能觀測的范圍較廣，是紅外探測首先考慮的對象［1］。臨近空間平臺的觀測有較多優(yōu)勢，如利于紅外探測系統(tǒng)工作的低溫環(huán)境及良好紅外大氣透過率的大氣環(huán)境等。因此，對隱身飛機(jī)尾焰的紅外探測技術(shù)研究有十分重要的意義。對此類研究，目前大多數(shù)國家還處在實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證和測試階段，如美國洛克希德·馬丁公司的飛艇項(xiàng)目、俄羅斯的彩虹D－2計(jì)劃、英國的HOTOL空天飛機(jī)計(jì)劃等，其它有關(guān)此方面的研制和開發(fā)非常少。在理論方面，研究主要集中在飛機(jī)尾焰流場參數(shù)的討論，如NIRATAM軟件和IRSAM模型［2］。本文考慮隱身措施對尾焰輻射的影響，在紅外系統(tǒng)作用距離原計(jì)算模型中考慮背景輻射強(qiáng)度，以及大氣透過率不均勻等因素，對隱身飛機(jī)尾焰紅外輻射計(jì)算模型進(jìn)行了研究，并對空間、臨近空間和地面平臺的紅外探測距離進(jìn)行了計(jì)算和分析。

1 隱身飛機(jī)尾焰紅外輻射計(jì)算模型

在空中高速飛行時(shí)，飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒產(chǎn)物會經(jīng)過尾噴口持續(xù)釋放到大氣中，這樣就形成了尾焰流場。尾焰的主要成分是二氧化碳和水蒸氣，在特定的光譜波段內(nèi)，它們會向外界產(chǎn)生大量的紅外輻射［2］。本文以隱身戰(zhàn)斗機(jī)F－22尾噴管為原型建立模型研究隱身飛機(jī)尾噴管氣流即尾焰的紅外輻射特性。

首先需確定目標(biāo)與觀察者觀測角度的定義。本文采取簡化處理，假設(shè)飛機(jī)相對地面處于水平狀態(tài)，觀測角度如圖1所示。觀測角度為觀測線與尾焰流場中心軸線間的夾角，垂直方向（平面XOY）和水平方向（平面XOZ）觀測角度均為10°～170°。

1.1 尾焰溫度場與壓強(qiáng)場等獲取

設(shè)飛機(jī)飛行高度5km，飛行以1.5 Ma的速度飛行，相應(yīng)的邊界條件為：噴管入口為壓力入口，壓力188kPa；噴口溫度875K；外場出口設(shè)置成壓力出口，壓力71kPa；溫度256K；入口流動(dòng)角0°，流動(dòng)方向?yàn)榱黧w流動(dòng)方向，出口流動(dòng)方向垂直于外場邊界。

壁面為流、固耦合面，壁面邊界設(shè)置為無滑移固壁邊界，在計(jì)算溫度場時(shí)不考慮壁面間的輻射傳熱［3］。假設(shè)矩形擋板壁面的厚度為0，并且熱絕緣，外場計(jì)算體設(shè)為氣流靜止。采用Couple隱式算法，壁面周圍的修正函數(shù)設(shè)置為標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)，且收斂精度為1×10－4，用Fluent 6.3.26軟件進(jìn)行迭代計(jì)算。所得尾焰靜溫度云圖和靜壓力云圖分別如圖2、3所示。

1.2 尾焰紅外光譜特性

尾焰氣體具非均勻性，空間位置不同，各部分的溫度、壓力及密度等參數(shù)均不同，因此不能用均勻氣體紅外輻射強(qiáng)度的計(jì)算方法計(jì)算非均勻氣體的紅外輻射強(qiáng)度，但可采用近似的方法，即將非均勻性的尾焰流場沿一定方向進(jìn)行劃分為多個(gè)很小的薄層，每小層氣體的物理性質(zhì)可視作均勻的。本文用C－G近似法計(jì)算沿任一觀測方向尾焰的輻射特性［4］。對尾焰流場沿結(jié)合視線方向和射流方向進(jìn)行分層，然后計(jì)算每層的光譜透過率，根據(jù)算得的每層透過率，由輻射傳輸方程計(jì)算沿視線的總光譜輻射亮度，最后對層數(shù)和波數(shù)間隔求和獲得輻射波段的輻射強(qiáng)度。

計(jì)算所得平面XOZ、XOY的觀測角分別為90°，140°時(shí)紅外輻射亮度光譜如圖4～7所示。

由圖4～7可知：不同觀測方向尾焰的紅外輻射波譜大致相同，其紅外輻射強(qiáng)度主要集中在波長3.5，4.3μm附近，但波長4.3μm附近的輻射強(qiáng)度更高，這也與尾焰成分中主要吸收波長相符，主要輻射波段在CO2的波長4.3μm波帶。在短波范圍內(nèi)，因本文所取的介質(zhì)光譜吸收系數(shù)有較高的閾值，故在短波內(nèi)的輻射計(jì)算值較小；在中波范圍內(nèi)，本文的光譜分布曲線與文獻(xiàn)［5］中仿真數(shù)據(jù)和文獻(xiàn)［6］中噴燈燃燒航空煤油模擬發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰實(shí)測數(shù)據(jù)得到的光譜曲線分布有一致性。以上分析表明：本文中的計(jì)算模型和方法有一定的可靠性。

1.3 隱身措施影響

隱身飛機(jī)對尾焰輻射的抑制措施主要有采用大寬高比二元非軸對稱噴管；通過遮擋板、機(jī)身和尾翼對尾焰輻射進(jìn)行遮擋；采用引射技術(shù)，進(jìn)行排氣參混；使用氣溶膠遮蓋，在尾噴流周圍形成紅外屏蔽云［6］。

為計(jì)算遮擋板對尾焰流場的遮擋作用，建立模型如圖8所示。

由圖8可知：若視線平面與遮擋板相交，則此層平面計(jì)算的紅外輻射強(qiáng)度就不計(jì)入總的輻射強(qiáng)度，所得即為考慮遮擋板影響效果的結(jié)果。

引射技術(shù)能很大程度地影響噴口流場的溫度場和壓力場，但因引射技術(shù)的整體結(jié)構(gòu)非常復(fù)雜且高度機(jī)密，故很難詳細(xì)計(jì)算引射技術(shù)對流場的影響。工程中多通過經(jīng)驗(yàn)?zāi)M方法獲取。

氣溶膠遮蓋對紅外隱身的影響主要是通過形成煙幕，當(dāng)紅外輻射遇到煙幕時(shí)，煙幕可能對它產(chǎn)生反射、吸收和散射等效果，這樣就達(dá)到了減小紅外輻射的目的。由文獻(xiàn)［7］實(shí)驗(yàn)可知：煙幕不會影響尾焰的光譜特性，只是減小了紅外輻射強(qiáng)度。

綜合上述分析，本文用兩個(gè)衰減因子減少流場的壓強(qiáng)和溫度以模擬引射技術(shù)及氣溶膠遮蓋對流場的影響，有

式中：Φ0，Φ分別為添加引射技術(shù)和氣溶膠前后溫度或壓強(qiáng)的參量；α為引射技術(shù)導(dǎo)致的衰減因子；τc為氣溶膠的光譜透過率。

1.4 尾焰紅外輻射強(qiáng)度

由紅外強(qiáng)度光譜圖可知：尾焰的紅外輻射強(qiáng)度主要集中于大氣窗口的3～5μm段，因此通過考慮遮擋板的遮擋、射流技術(shù)和氣溶膠遮蓋的影響，對垂直平面和水平平面不同觀測角度3～5μm段的光譜輻射亮度進(jìn)行波數(shù)疊加，所得不同觀測角度的總輻射強(qiáng)度如圖9所示。

由圖9可知：垂直方向在同一角度觀測所得尾焰輻射強(qiáng)度大于水平方向，因矩形噴管的寬高比為2∶1，導(dǎo)致尾焰為扁平狀，水平方向輻射強(qiáng)度約為垂直方向的1／2～2／3。此外在垂直平面和水平平面上探測，兩者的強(qiáng)度分布規(guī)律一致，都是在觀測角10°，170°時(shí)尾焰的紅外輻射強(qiáng)度最小，在90°附近最大。

2 大氣傳輸衰減

大氣透過率τ是指紅外輻射穿過大氣后的能量P與未穿過大氣前的總能量P0之比，且大氣透過率可視作符合指數(shù)規(guī)律，即

式中：β為大氣透過率，是衰減系數(shù)，與波長λ和距離R密切相關(guān)。由此可得

式（3）適于單色輻射衰減和某波段與波長無關(guān)的衰減。但當(dāng)對一束波長為λ單色輻射，并在大氣中傳播距離為R時(shí)，傳輸前功率為P0，則衰減后功率

在傳播距離為R時(shí)，相應(yīng)的大氣透過率

式中：β（λ）為大氣對波長為λ輻射的衰減系數(shù)，因?qū)嶋H中大氣環(huán)境較復(fù)雜，難以用1個(gè)常數(shù)或一個(gè)函數(shù)表達(dá)［8］。

MODTRAN是由美國某空軍基地所屬地球物理局依據(jù)諸多應(yīng)用需求研制和開發(fā)的基于寬窄帶與逐線積分的輻射模型軟件，綜合考慮了各種因素導(dǎo)致的紅外輻射的散射、反射，以及吸收情況，因此具有較強(qiáng)的適用性。本文在MODTRAN軟件中設(shè)置相應(yīng)條件，得到在海拔30km探測高度5km目標(biāo)，探測距離為60km時(shí)，波長1～5μm處的大氣透過率如圖10所示。

用圖10不同波長下的大氣透過率和此時(shí)的平均大氣透過率對垂直90°觀測方向紅外輻射強(qiáng)度進(jìn)行衰減，所得經(jīng)大氣衰減后紅外輻射強(qiáng)度光譜如圖11所示。

由圖11可知：在尾焰處紅外輻射強(qiáng)度最強(qiáng)的4.3～4.5μm波段，大氣透過率對紅外輻射的衰減很大，而采用平均值的大氣透過率完全不能體現(xiàn)此特性?？紤]影響大氣透過率的因素有多個(gè)，但大氣透過率對紅外輻射強(qiáng)度的影響很大，因此在計(jì)算探測距離時(shí)不能僅用一個(gè)常數(shù)平均值代替或用某個(gè)函數(shù)模擬。

3 臨近空間基理論探測距離

3.1 探測距離理論分析

在大量應(yīng)用中，紅外系統(tǒng)能探測、搜索或跟蹤目標(biāo)的最大距離是一個(gè)關(guān)鍵的量值。在計(jì)算紅外探測系統(tǒng)作用距離方程中，文獻(xiàn)［9］推導(dǎo)的一般作用距離方程，因?yàn)槌浞挚紤]了影響探測距離的探測器光學(xué)特性、探測器的信號處理特性，以及目標(biāo)的輻射特性三類影響，其應(yīng)用較廣泛。但探測距離一般公式也有其不完善之處。首先，它只對目標(biāo)在到達(dá)探測器靶面上產(chǎn)生的輻射強(qiáng)度能達(dá)到要求進(jìn)行了論證，而忽略了背景輻射是否會產(chǎn)生影響［10－11］。對中遠(yuǎn)程目標(biāo)或輻射強(qiáng)度弱小的目標(biāo)來說，背景的影響不能忽略。其次，探測距離公式中大氣透過率用一個(gè)常量值τa替代，未充分考慮大氣透過率隨不同波長等條件的變化，而且由公式可知，大氣透過率是探測距離的增函數(shù)，然而探測距離是大氣透過率的減函數(shù)。因此，本文對探測系統(tǒng)作用距離公式進(jìn)行推導(dǎo)與修正，用目標(biāo)與背景的輻射強(qiáng)度差代替原來的目標(biāo)輻射強(qiáng)度，用MODTRAN軟件計(jì)算出的λi～λi＋1內(nèi)所有單位波數(shù)間隔λi相應(yīng)波長下的光譜大氣透過率τλ代替大氣平均透過率，這樣數(shù)據(jù)較精確且規(guī)避了用平均值表示整個(gè)波段區(qū)間的透過率造成的失真。則紅外探測系統(tǒng)作用距離

式中：D0為光學(xué)系統(tǒng)的有效通光孔徑；τ0為探測系統(tǒng)的光學(xué)透過率；D＊為紅外探測器的比探測率；F為光學(xué)系統(tǒng)的F數(shù)；w為系統(tǒng)瞬時(shí)視場（球面度）；Δf為信號處理系統(tǒng)的等效噪聲帶寬；VS／VN為系統(tǒng)輸出的電壓信噪比；ΔJ（λ，R）為探測距離為R時(shí)目標(biāo)與背景的輻射強(qiáng)度之差通過大氣的衰減到達(dá)探測器表面的輻射強(qiáng)度，且

此處：τa（λ，R）為波長為λ、作用距離為R時(shí)的大氣透過率；Nb（λ）為背景的光譜輻照度；J1（λ）為目標(biāo)的光譜輻射強(qiáng)度；A為探測目標(biāo)的有效探測面積。ΔJ（λ，R）是探測距離的隱形函數(shù)，本文用逐步逼近的方法求紅外探測距離，流程如圖12所示。開始設(shè)定初始探測距離為R0，然后設(shè)置MODTRAN配置文件tape5，運(yùn)行MODTRAN得到R0對應(yīng)的大氣透過率光譜數(shù)據(jù)，解析這些數(shù)據(jù)并代入本文的探測系統(tǒng)作用距離修正公式計(jì)算紅外探測系統(tǒng)作用距離，得到計(jì)算的探測距離Ri。因R0為預(yù)先設(shè)定的值，故R0，Ri間可能存在一定差距，計(jì)算ΔR＝，若ΔR＞e（此處e為預(yù)先設(shè)定的能接受的誤差范圍值），則將初始值R0設(shè)定為（Ri＋R0）／2。重復(fù)運(yùn)行上述步驟，直至ΔR≤e，輸出求得的Ri。

3.2 探測距離仿真計(jì)算

令探測器參數(shù)為：光學(xué)系統(tǒng)透過率0.7；光學(xué)系統(tǒng)入瞳直徑200mm；焦距450mm；單個(gè)探測器元件288×4個(gè)；單個(gè)探測器張角1.027°；探測器像元尺寸30μm×30μm；探測器比探測率1.5× 1012cm·Hz1／2／W；等效噪聲帶寬2kHz；信噪比8；工作波段3～5μm。根據(jù)前文計(jì)算的尾焰的紅外輻射強(qiáng)度，用本文紅外探測系統(tǒng)作用距離改進(jìn)模型計(jì)算臨近空間探測平臺30km的探測器，探測飛行于高度5km的隱身飛機(jī)尾焰的探測距離結(jié)果如圖13所示。

由圖13可知：垂直方向的探測距離明顯大于水平方向，這主要是因?yàn)榇怪狈较虻妮椛鋸?qiáng)度大于水平方向的輻射強(qiáng)度；垂直、水平方向隨角度變化的規(guī)律相同，在探測視線角度在80°～100°的范圍內(nèi)可達(dá)最大值。

為比較不同探測平臺對隱身飛機(jī)尾焰的紅外探測特性，本文計(jì)算了臨近空間30km平臺、空中平臺5km和地面平臺對隱身飛機(jī)尾焰的垂直方向與水平方向的紅外探測距離分別如圖14、15所示。

由圖14、15可知：在水平方向和垂直方向，臨近空間探測平臺對隱身飛機(jī)的理論可探測距離大于5km高空平臺和地面平臺，且與傳統(tǒng)空中平臺相比，臨近空間平臺的可觀測范圍更大，偵查敏感區(qū)域、監(jiān)控更易；與沿軌道運(yùn)行的衛(wèi)星平臺相比，臨近空間平臺更接近目標(biāo)，具備縱深偵查、不易攔截和突防能力強(qiáng)等特點(diǎn)［12］。

4 結(jié)束語

本文通過對隱身飛機(jī)尾焰建模與仿真，得到了尾焰的紅外光譜特性，考慮不同隱身措施的影響，計(jì)算獲得了隱身飛機(jī)尾焰在不同探測視角的紅外輻射強(qiáng)度?？紤]背景輻射強(qiáng)度和大氣透過率等因素的影響，對紅外系統(tǒng)作用距離計(jì)算模型進(jìn)行改進(jìn)，得到了中波段臨近空間平臺對隱身飛機(jī)尾焰的紅外探測距離，并與空中平臺、地面平臺紅外探測隱身飛機(jī)尾焰的距離進(jìn)行對比，結(jié)果表明臨近空間平臺對隱身飛機(jī)的探測有明顯的優(yōu)勢，為進(jìn)行臨近空間紅外探測實(shí)驗(yàn)提供了理論支撐。本文的計(jì)算方法可作為研究臨近空間平臺對隱身飛機(jī)的紅外探測的參考。由于本文僅對隱身飛機(jī)尾焰的紅外探測進(jìn)行了研究，未考慮其蒙皮的作用，進(jìn)而會影響到對其探測距離。若能充分考慮其蒙皮的紅外輻射特征，不僅紅外探測系統(tǒng)的作用距離將增大，而且對隱身飛機(jī)的識別和跟綜也有重大意義。

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Research on Infrared Detection Simulation of Stealth Aircraft Exhaust Plume Based on Near－Space

SHEN Fei1，2，LAN Yan－h(huán)ao3，KANG Ge－wen3，LI Gun3
（1.Infrared Detection Technology Research ＆Development Center，China Aerospace Science and Technology Corporation，Shanghai 201109，China；2.Shanghai Institute of Spaceflight Control Technology，Shanghai 201109，China；3.School of Astronautics，University of Electronic Science and Technology of China，Chengdu 611731，Sichuan，China）

The distance and advantages of near space platform to detect the exhaust plume of stealth aircraft by infrared detection technology were studied for identifying and tracking stealth aircraft in this paper.The flow field model of exhaust plume for simulation was built based on F22jet nozzle model.The temperature field and pressure field of the exhaust plume were obtained.The infrared radiation characteristics of exhaust plume under different probing directions were calculated by Curtis－Godson method.The infrared radiation intensity of the exhaust plume for stealth aircraft was obtained when the stealth measures of asymmetry nozzle，shadowing plate，ejector technology and aerosol shadowing were in consideration.Aim at improving the disadvantages that the radiation intensity of the background was not considered in the calculation model of infrared system′s function distance，the calculation equation of the function distance was modified.The target radiation intensity was replaced by the radiation intensity difference between the target and the background.The mean atmospheric transmissivity was superseded by atmospheric transmissivity of spectrum related to the respected wave length in the unit wave number which was calculated by MODTRAN software.The flowchart of step method to seek function distance was given.The infrared function distances of space platform，near space platform and ground platform were obtained for theexhaust plume of stealth aircraft.It found that the near space platform had better performance than the other platforms.The research can provide a reference value for using near space exploration platform to detect stealth aircraft.

near space；stealth aircraft；exhaust plume；infrared detection；radiation intensity；observation direction；detection distance；atmospheric transmissivity

TN219

A

10.19328／j.cnki.1006－1630.2017.01.012

1006－1630（2017）01－0073－07

2016－06－15：

2016－07－30

國家863計(jì)劃資助（2015AA7055042）

沈 飛（1979—），男，高級工程師，主要研究方向?yàn)楣怆娞綔y技術(shù)、目標(biāo)光電特性建模與仿真。