飛行彈丸紅外特性的地面模擬試驗(yàn)

柯維娜 朱定強(qiáng) 蔡國飆 王偉東

(北京航空航天大學(xué) 宇航學(xué)院，北京100191)(試驗(yàn)物理與計(jì)算數(shù)學(xué)國家級重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100076)

紅外輻射特性作為飛行彈丸的一個(gè)重要參數(shù)，在常規(guī)武器靶場試驗(yàn)中具有重要應(yīng)用，紅外輻射特性探測結(jié)果影響目標(biāo)軌跡及落彈地點(diǎn)的結(jié)果判斷［1］;飛行彈丸的紅外輻射特性的獲取及數(shù)據(jù)對比分析是軍事攻防系統(tǒng)中空間目標(biāo)探測的有效方法之一［2］;通過降低目標(biāo)紅外輻射特性減小目標(biāo)被捕獲識別機(jī)率從而提高攻擊有效性［3］;目標(biāo)的紅外輻射特性在傳感器和武器系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和試驗(yàn)中具有重要的作用［4］;在開展紅外假目標(biāo)研究中也需要詳細(xì)研究真假目標(biāo)的輻射特性［5］.因此，開展不發(fā)光飛行彈丸的紅外輻射特性研究具有重要的軍事應(yīng)用價(jià)值及意義，是目標(biāo)特性領(lǐng)域研究的一個(gè)重要組成部分.

國內(nèi)外針對多種材料的紅外輻射特性開展基礎(chǔ)研究［6］，但不能獲得直接軍事應(yīng)用成果.針對各種真實(shí)飛行彈丸開展紅外輻射特性現(xiàn)場跟蹤測量是最具有說服力的方法，但投入巨大，目前我國尚不具備在飛行全程中實(shí)時(shí)測試的條件［7］.開展飛行彈丸的數(shù)值仿真和實(shí)驗(yàn)室模擬測量研究受時(shí)間和空間約束較小，因此可以作為外場試驗(yàn)的有利補(bǔ)充.但現(xiàn)階段開展飛行彈丸實(shí)驗(yàn)室模擬研究較少，尤其是在地面模擬真空環(huán)境開展紅外輻射特性測量尚未見到公開報(bào)道.

本文簡單介紹了在地面開展紅外輻射特性實(shí)驗(yàn)室模擬的系統(tǒng)，獲得了在相應(yīng)飛行條件下飛行彈丸的紅外輻射特性，并通過與理論分析和數(shù)值仿真結(jié)果的對比，獲得較好的一致性.

1 試驗(yàn)系統(tǒng)和裝置

試驗(yàn)系統(tǒng)由冷黑環(huán)境模擬器、輻射源模擬系統(tǒng)、目標(biāo)模擬系統(tǒng)、測量控制系統(tǒng)和其他輔助系統(tǒng)組成.試驗(yàn)系統(tǒng)原理如圖1所示.

1.1 冷黑環(huán)境系統(tǒng)

冷黑環(huán)境模擬器，如圖2所示，用于建立目標(biāo)飛行的冷黑環(huán)境，主要由真空艙、泵組和熱沉組成.真空艙是由不銹鋼材料制成的圓柱體，直徑為2.5 m，臥式放置于水平地面.利用機(jī)械泵、羅茨泵機(jī)組、分子泵、外置式低溫泵及相應(yīng)前級泵組成的泵組和熱沉液氮吸附使真空艙內(nèi)的真空度達(dá)到10－4Pa，熱沉結(jié)構(gòu)內(nèi)壁面溫度為100 K，表面涂發(fā)射率0.95的黑漆，由以上條件綜合模擬實(shí)現(xiàn)目標(biāo)飛行的冷黑高空環(huán)境.

1.2 輻射源模擬系統(tǒng)

輻射源模擬系統(tǒng)由太陽模擬器和地球模擬器兩部分組成.太陽模擬器放置在真空艙外部，通過圖2中的光學(xué)窗口將太陽模擬器的輻射光引入真空艙內(nèi)，并通過準(zhǔn)直鏡保證照射到目標(biāo)表面的太陽輻射是平行光源.采用紅外加熱片方式模擬地球輻射，地球模擬器放置在真空艙內(nèi)部.

1.3 目標(biāo)模擬系統(tǒng)

圖2 冷黑環(huán)境模擬器

目標(biāo)模擬系統(tǒng)包含試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)，初溫獲取裝置和運(yùn)動(dòng)模擬裝置.試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)與運(yùn)動(dòng)模擬器連接，整體固定在真空艙底部的導(dǎo)軌上，如圖1中所示.

初溫獲取裝置利用外置式電加熱薄膜實(shí)現(xiàn)電能與熱能間的轉(zhuǎn)化.具有三軸自由度的運(yùn)動(dòng)模擬器，如圖3所示，可以同時(shí)模擬飛行彈丸3個(gè)不同方向的相對運(yùn)動(dòng)，并實(shí)現(xiàn)不同太陽入射角度下目標(biāo)紅外輻射特性的實(shí)驗(yàn)室模擬測量.

圖3 運(yùn)動(dòng)模擬器

試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)采用某真實(shí)飛行彈丸縮比模型，材料選用鋁合金，忽略內(nèi)部有效載荷，采用薄壁殼體三錐體結(jié)構(gòu).試驗(yàn)件與運(yùn)動(dòng)模擬器之間采用與目標(biāo)自旋方向相反方向螺紋連接，在無連接處試驗(yàn)件殼體壁厚5 mm.試驗(yàn)件外表面涂黑漆，其中黑漆表面在不同溫度下發(fā)射率如表1所示.

表1 目標(biāo)表面材料發(fā)射率

1.4 測量控制系統(tǒng)

測控系統(tǒng)分為兩類，一類用于模擬環(huán)境設(shè)備參數(shù)測量控制，如真空計(jì)、溫度傳感器、流量計(jì)等，利用專門的計(jì)算機(jī)采集系統(tǒng)采集環(huán)境模擬設(shè)備關(guān)鍵參數(shù)并進(jìn)行實(shí)時(shí)顯示.另一類用于試驗(yàn)數(shù)據(jù)測量，可分為接觸式測量和非接觸式測量2種.

針對試驗(yàn)件表面溫度的接觸式測量，采用12個(gè)溫度傳感器分4組均布于試驗(yàn)件表面，溫度傳感器和輻射源相對分布示意圖如圖4所示.

圖4 輻照光源和溫度傳感器相對目標(biāo)位置

溫度傳感器測量數(shù)據(jù)作為試驗(yàn)件紅外特性中溫度分布特性研究依據(jù).溫度傳感器測溫范圍±200℃，測溫精度±0.5℃.應(yīng)用無線遙測技術(shù)，解決試驗(yàn)件旋轉(zhuǎn)時(shí)數(shù)據(jù)傳輸線路纏繞問題.

在試驗(yàn)中非接觸式測量采用AGM SC2000型紅外熱像儀，工作波段為 7.5 ～13.0 μm，通過轉(zhuǎn)化間接獲得試驗(yàn)件輻射亮度.紅外熱像儀放置于真空艙外的紅外窗口處.紅外熱像儀測溫范圍為－40～2000℃，測溫精度±2%.

1.5 其他輔助系統(tǒng)

試驗(yàn)中采用可溫控的標(biāo)準(zhǔn)黑體輻射源進(jìn)行標(biāo)校，標(biāo)準(zhǔn)黑體輻射源和被測試驗(yàn)件在試驗(yàn)系統(tǒng)中保持相對紅外熱像儀、紅外窗口和真空冷黑環(huán)境相同的試驗(yàn)位置.針對不同試驗(yàn)件溫度，在試驗(yàn)過程中采用不定時(shí)標(biāo)定的方法.利用標(biāo)準(zhǔn)黑體標(biāo)定消除紅外玻璃透過率和試驗(yàn)艙壁面溫度對輻射特性測量的影響.

2 試驗(yàn)過程

試驗(yàn)過程如圖5所示.根據(jù)飛行彈丸的特點(diǎn)，可以將實(shí)際飛行情況歸結(jié)為2種，即飛行彈丸初始分別位于太陽照射區(qū)和地球陰影區(qū).具體開展的12個(gè)試驗(yàn)內(nèi)容如表2所示.為保證試驗(yàn)數(shù)據(jù)的有效性及可重復(fù)性，在每個(gè)相同工況條件下，進(jìn)行3次重復(fù)試驗(yàn)，測量數(shù)據(jù).

圖5 試驗(yàn)過程流程圖

表2 不同試驗(yàn)內(nèi)容初溫條件

3 試驗(yàn)結(jié)果及分析

3.1 試驗(yàn)結(jié)果誤差分析

對全部數(shù)據(jù)進(jìn)行誤差分析，本文中僅選取升溫和降溫兩個(gè)典型試驗(yàn)過程示例說明.同一過程3次測量值及平均值如圖6中所示.按文獻(xiàn)［8］中的誤差分析方法可知，不同時(shí)間點(diǎn)溫度的A類和B類不準(zhǔn)確度如圖7所示.

圖6 3次測量數(shù)據(jù)平均值

圖7 測量數(shù)據(jù)不確定度分布

3.2 表面初溫對輻射特性的影響

圖8和圖9給出不同表面初溫條件下試驗(yàn)件溫度和輻射亮度隨時(shí)間變化的對比曲線圖.不同溫度傳感器測點(diǎn)溫度不完全相同，但具有相同變化趨勢，限于篇幅，文中僅選取位于圖5中第4象限的第2個(gè)測點(diǎn)的溫度數(shù)據(jù)，以及對應(yīng)通過紅外熱像儀獲得的輻射亮度進(jìn)行說明.

對比圖8和圖9中2，3曲線可知，當(dāng)表面初始溫度低于平衡溫度時(shí)，目標(biāo)輻射亮度隨時(shí)間呈上升趨勢，隨著溫度的升高，輻射亮度增長變緩，變化曲線為單調(diào)遞增凸曲線.對比圖8和圖9中1，4，5，6曲線可知，當(dāng)表面初溫高于估算平衡溫度時(shí)，目標(biāo)輻射亮度隨時(shí)間呈下降趨勢，隨著溫度降低，輻射亮度遞減變緩.變化曲線為單調(diào)遞減凹曲線.上述變化規(guī)律與理論分析［9］吻合.

圖8 不同工況及初溫條件下溫度隨時(shí)間變化

圖9 不同工況及初溫條件下輻射亮度隨時(shí)間變化

3.3 目標(biāo)自旋狀態(tài)對輻射特性的影響

在目標(biāo)彈道位于兩種不同飛行環(huán)境模擬時(shí)，目標(biāo)不同自旋狀態(tài)對目標(biāo)輻射特性影響如圖10所示.由于輻射亮度是溫度的單調(diào)函數(shù)，自旋頻率對輻射亮度和溫度的影響規(guī)律相同.

圖10 不同測點(diǎn)不同自旋狀態(tài)下溫度變化

由圖10測點(diǎn)1和2數(shù)據(jù)對比可知，同一試驗(yàn)過程其他試驗(yàn)條件相同時(shí)，自旋狀態(tài)對兩測點(diǎn)在升溫和降溫過程中影響不同.測點(diǎn)1在升溫過程中自旋時(shí)的溫度要高于無自旋狀態(tài)，降溫過程中自旋時(shí)的溫度低于無自旋狀態(tài);對于測點(diǎn)2恰為相反.自旋狀態(tài)對測點(diǎn)1和測點(diǎn)2的影響相反，這是由于在無自旋狀態(tài)中，測點(diǎn)2位于太陽照射表面，而測點(diǎn)1位于地球照射表面，自旋使得測點(diǎn)1接收到的輻射增加，而測點(diǎn)2接受到的輻射減少.有文獻(xiàn)［10］研究指出當(dāng)自旋頻率大于一定值時(shí)，目標(biāo)面元接受太陽照射的程度趨于一致.

3.4 輻照條件對輻射特性的影響

典型輻照條件對輻射特性影響曲線如圖11所示.由圖11可知，當(dāng)目標(biāo)具有相同的初始溫度，在太陽和地球同時(shí)輻照時(shí)，目標(biāo)溫度和輻射亮度隨時(shí)間升高;而當(dāng)僅有地球輻照時(shí)，目標(biāo)溫度和輻射亮度隨時(shí)間降低.由此可知太陽輻射是影響目標(biāo)表面輻射特性變化趨勢的主要因素.

圖11 輻照條件對輻射特性的影響

對比圖中太陽照射情況下的曲線可知，太陽照射表面的溫度變化速率隨太陽入射方向與目標(biāo)表面法向夾角的增大而降低.這是由于太陽入射方向和目標(biāo)表面法向的夾角決定了入射到目標(biāo)表面的有效太陽輻射熱流，最終影響目標(biāo)表面的溫度和輻射亮度分布.圖中在初始相同溫度下輻射亮度不同是由表面法線不同引起輻射亮度在紅外熱像儀成像元件上投影角度不同而產(chǎn)生的差異.

4 試驗(yàn)結(jié)果與仿真對比

針對具體研究問題，開展兩種類型的數(shù)值仿真計(jì)算.第1種針對試驗(yàn)內(nèi)容開展數(shù)值仿真計(jì)算，用于分析不同試驗(yàn)條件參數(shù)對試驗(yàn)結(jié)果的影響.第1種仿真與試驗(yàn)對比如圖12所示.第2種針對研究目標(biāo)實(shí)際飛行狀態(tài)開展數(shù)值仿真，用于校驗(yàn)地面模擬試驗(yàn)的可行性和精確性，第2種仿真與試驗(yàn)對比如圖13所示.

針對不同初溫和飛行彈道環(huán)境，與圖8中相同的4個(gè)具有代表性的工況進(jìn)行仿真.由圖12可知，在不同初溫條件下試驗(yàn)與仿真數(shù)據(jù)具有相同的變化規(guī)律，兩者基本吻合.產(chǎn)生試驗(yàn)和仿真曲線的差別有以下原因:發(fā)射率實(shí)際隨溫度變化，而在數(shù)值仿真中認(rèn)為發(fā)射率是常數(shù);由于艙體內(nèi)部結(jié)構(gòu)表面反射的輻射使得在試驗(yàn)中照射到表面的實(shí)際熱流增大;試驗(yàn)中導(dǎo)熱的影響在仿真分析中不能精確定量.

圖12 針對試驗(yàn)內(nèi)容的試驗(yàn)和仿真結(jié)果對比

圖13 目標(biāo)特性數(shù)值仿真和試驗(yàn)結(jié)果對比

針對地面模擬試驗(yàn)情況，選定相似的目標(biāo)飛行彈道和太陽地球輻照條件，在合理范圍內(nèi)選擇影響輻射特性的關(guān)鍵參數(shù)目標(biāo)表面的發(fā)射率和太陽吸收率，得到數(shù)值仿真［9］和試驗(yàn)的溫度結(jié)果對比.由圖13可以看出，飛行彈丸真實(shí)飛行環(huán)境輻射特性的數(shù)值仿真和試驗(yàn)數(shù)據(jù)變化規(guī)律相同，但存在系統(tǒng)性誤差，分析原因有以下3方面:①試驗(yàn)研究中沒有數(shù)值模擬中研究的目標(biāo)內(nèi)部內(nèi)熱源;②在數(shù)值模擬中采用多層結(jié)構(gòu)與試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭械膬蓪咏Y(jié)構(gòu)的材料的熱物性參數(shù)不完全相同;③通過進(jìn)行大量的數(shù)值仿真發(fā)現(xiàn)，目標(biāo)表面的太陽吸收率對輻射特性變化趨勢影響很大，仿真計(jì)算中材料的太陽吸收率為估計(jì)值，因此影響了仿真和試驗(yàn)結(jié)果的吻合程度.

5 結(jié)論

本文基于彈丸真實(shí)飛行條件，設(shè)計(jì)了用于目標(biāo)特性地面模擬試驗(yàn)系統(tǒng)，針對不同飛行狀態(tài)開展了多次試驗(yàn)研究.通過對理論分析、數(shù)值仿真和試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對比研究，獲得不同參數(shù)對彈丸目標(biāo)特性變化的影響，其中目標(biāo)表面初始溫度和輻射源是影響目標(biāo)特性變化的主要因素，而目標(biāo)的自旋狀態(tài)決定輻射特性空間分布的均勻性.針對目標(biāo)特性地面模擬試驗(yàn)和仿真數(shù)據(jù)不完全吻合的問題，還需要針對目標(biāo)在實(shí)際狀態(tài)的太陽吸收率和試驗(yàn)?zāi)M條件對試驗(yàn)結(jié)果的影響等問題開展更為廣泛深入的研究.

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