飛艇紅外探測系統探測高超聲速目標性能研究

楊　虹，張雅聲，丁文哲

(裝備學院 航天裝備系，北京 101416)

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飛艇紅外探測系統探測高超聲速目標性能研究

楊虹，張雅聲*，丁文哲

(裝備學院 航天裝備系，北京 101416)

以X-51A為例，研究了飛艇紅外探測系統對臨近空間高超聲速目標的探測性能。首先，根據飛行器的飛行狀態和飛行高度建立了臨近空間高超聲速目標不同波段的紅外輻射特性模型，以及隨高度變化的目標背景紅外輻射強度模型；其次，綜合考慮飛行器與飛艇高度、地球曲率及紅外輻射在大氣中傳播的波段選擇性等因素，建立了紅外輻射在臨近空間大氣中傳播的透過率模型；在此基礎上，建立了飛艇紅外探測系統對高超聲速目標的探測距離模型。通過仿真得到了臨近空間高超聲速目標在不同飛行狀態下3個波段的紅外輻射強度隨目標飛行高度變化的曲線，以及飛艇紅外探測系統對飛行器在不同飛行狀態下3個紅外輻射波段的探測能力。研究結果表明：飛艇紅外探測系統對高超聲速目標的有效探測距離可以達到百公里量級；當飛行器飛行狀態一定時，隨著飛行器飛行高度的增加，系統對目標的探測距離先增大后減小；與長波波段相比，中短波波段的探測距離更大，并給出了臨近空間飛艇應盡量布置在海拔高度大于18 km的高空中的部署建議。

飛艇紅外探測系統；紅外輻射特性；探測性能

1　引　言

臨近空間高超聲速飛行器能夠突破現有的導彈防御體系，對我國國家安全構成嚴重威脅[1]。目前，針對高超聲速飛行器的探測研究主要集中在地基雷達、空基紅外、天基雷達、天基紅外等方面[2-4]。本文將紅外探測系統放置在平流層飛艇上對高超聲速飛行器進行預警探測，該方式與地基探測方式相比，可以降低地球曲率對于探測距離的影響，與空基紅外探測方式相比，性價比高，持續時間長，相比于天基探測方式，其探測精度更高。但對于這種探測方式的研究成果目前還比較少，并且大多數都停留在定性分析的階段。

目前，國內外針對巡航導彈、飛機、彈道導彈等目標的紅外可探測性進行了一定的理論研究，但是臨近空間高超聲速飛行器不同于傳統目標，具有獨特的性質，目前還缺少飛艇紅外探測系統對其探測性能方面的系統性分析。文獻[6]建立了基于目標圖像信噪比的探測距離模型；文獻[7]針對機載紅外預警探測系統，建立了大氣透過率模型以及紅外探測距離模型；文獻[8]研究了背景輻射對探測距離的影響，并在此基礎上建立了考慮彌散現象的探測距離模型。

在上述研究的基礎上，本文首先根據臨近空間高超聲速飛行器的飛行狀態與飛行高度建立相應的高超聲速飛行器紅外輻射特性模型；其次根據高超聲速飛行器與飛艇紅外探測系統的飛行高度建立背景的紅外輻射特性模型；接著在考慮地球曲率、目標與飛艇高度、大氣透過率的波段選取等因素基礎上，建立了臨近空間大氣透過率模型，并給出了飛艇紅外探測系統的探測距離模型，最后對系統的探測性能進行了仿真研究。

2　高超聲速目標紅外輻射模型

研究臨近空間高超聲速目標的紅外輻射特性必須考慮以下因素的影響：目標飛行速度、目標發動機工作狀況、目標周圍大氣環境溫度以及目標有效紅外輻射面積等[9]。本文在考慮以上影響因素的基礎上，將高超聲速飛行器的紅外輻射模型分為飛行器蒙皮氣動加熱紅外輻射模型、飛行器超燃沖壓發動機紅外輻射模型、飛行器發動機尾焰紅外輻射模型3個部分，并分別進行模型構建。

2.1飛行器蒙皮氣動加熱紅外輻射模型

臨近空間高超聲速飛行器蒙皮的紅外輻射特征主要包括兩個部分：蒙皮輻射和太陽反射。由于高超聲速飛行器飛行過程中速度極快，蒙皮與空氣摩擦產生的紅外輻射強度遠大于太陽反射，并且太陽反射復雜多變，計算困難，故本文只考慮蒙皮輻射影響。將駐點溫度定義為貼近蒙皮表面的空氣氣流變為靜止點時的溫度(恢復溫度)。由于高超聲速飛行器的飛行時間較短，通常只有幾分鐘，因此將蒙皮的駐點溫度Tm等效為高超聲速飛行器的平衡壁溫T，利用普朗克黑體輻射定律求得飛行器蒙皮在特定波段的紅外輻射強度。

根據高超聲速目標的飛行速度以及目標周圍的大氣溫度求出目標蒙皮的駐點溫度Tm，建立目標蒙皮氣動加熱紅外輻射模型。其中駐點溫度與目標的飛行速度、目標周圍大氣溫度有關，關系如式(1):

(1)

式中，Tm為蒙皮駐點溫度，β為溫度恢復系數，ν為大氣絕熱指數，Ma為目標飛行馬赫數，Th為飛行器周圍的環境溫度，Th是隨目標飛行高度而變化的一個變量，具體表達式如式(6)。

通過普朗克黑體輻射定律求得高超聲速目標蒙皮氣動加熱紅外輻射強度模型為:

(2)

式中，Am為飛行器的蒙皮輻射面積，εm為蒙皮光譜發射率(與蒙皮材質有關)，λ1、λ2為紅外探測波段的范圍、C1=3.741×104(W·cm-2·μm4)、C2=1.438×104(μmK)分別為第一、第二常數，θm為蒙皮截面法線與探測方向夾角。

2.2飛行器超燃沖壓發動機紅外輻射模型

由于飛行器在飛行過程中，其超燃沖壓發動機被排出的尾氣加熱，因此將發動機表面的溫度用發動機出口氣體的溫度近似。高超聲速目標上的超燃沖壓發動機紅外輻射強度模型為:

(3)

式中，εf為發動機的光譜發射率(與發動機表面材質有關)，Af為發動機的紅外輻射面積，Tf為發動機燃燒室溫度，Pc為發動機燃燒室壓強，Pa為發動機周圍大氣壓強，γ為燃氣比熱比，θf為超燃沖壓發動機截面法線與探測方向之間的夾角。

2.3飛行器發動機尾焰紅外輻射模型

臨近空間高超聲速飛行器發動機尾噴焰的主要成分是CO2、H2O和C，其輻射能量被臨近空間低溫氣體吸收，該能量大小取決于溫度和波長大小。計算臨近空間高超聲速飛行器發動機尾焰紅外輻射強度，首先要對超燃沖壓發動機尾噴管內外氣流建模，接著運用流體力學的復雜數值模型進行計算，鑒于過程較為復雜。為了便于分析計算，本文假設發動機的尾噴焰為關于軸對稱的均勻輻射源，其溫度和物質濃度均設為常數，求得發動機尾焰的紅外輻射模型為:

(4)

式中，εw為尾噴焰的光譜發射率(與尾焰的成分有關)，Aw為尾噴焰的紅外輻射面積，Tw為尾噴焰的等效溫度，θw為尾噴焰截面法線與探測方向夾角。

臨近空間高超聲速目標的紅外輻射特性模型為:

(5)

當高超聲速目標處于無動力飛行狀態時，發動機不工作，If、Iw取值均為0。

3　高超聲速目標背景的紅外輻射特性

飛艇紅外探測系統在對臨近空間高超聲速目標進行探測時會受到背景紅外輻射干擾，目標的背景紅外輻射主要來自大氣紅外輻射、地表紅外輻射、深空背景紅外輻射3方面。

對于大氣背景紅外輻射，傳統的紅外探測系統計算探測距離時往往將其假設為一個常值，而事實上，大氣背景紅外輻射強度是隨高度而變化的。當海拔高度在0～85 km時，大氣環境溫度可用7個線性方程進行描述，其形式為:

(6)

式中，H為飛行器的飛行高度，p取0～6，第一層為0，第二層到第6層分別為1～6，Tp、Lp的取值參見文獻[11]。本文利用黑體輻射定律計算每一個高度層的大氣紅外輻射強度。

在考慮地球表面紅外輻射特性時，將模型用300 K溫度的黑體進行近似[7]。由于深空背景的等效溫度大約為3.5 K[11]，對飛艇紅外探測系統產生的紅外輻射干擾很小，本文不作考慮。

4　臨近空間大氣透過率模型

大氣透過率模型的準確性將影響紅外探測系統對高超聲速目標的最終探測精度。從文獻[11-12]可以發現，由于臨近空間大氣的復雜性，學術界到目前為止還并沒有給出一個公認的大氣透過率模型。傳統的透過率模型，多是采用平均大氣透過率對實際大氣透過率進行近似。本文參考文獻[7,12]進行臨近空間大氣紅外透過率模型的建立。

飛艇紅外探測系統采用掃描型與凝視型探測器協調工作的模式對臨近空間高超聲速飛行器進行預警探測。首先掃描型紅外探測器對預警區域進行不斷掃描，發現目標后先對目標進行識別判斷，當確認為目標后再由凝視型探測器進行連續精密跟蹤。鑒于飛艇紅外探測系統的工作模式，本文在計算飛艇紅外探測系統最遠探測距離時，假設目標一出現在視野中就能立刻發現目標，考慮地球斜率的影響，建立雙斜程傳輸路徑下的大氣透過率模型，如圖1所示。

圖1　雙斜程示意圖 Fig.1　Sketch map of double inclined rule

圖中A點是臨近空間高超聲速飛行器的位置，B點為飛艇位置，C點是AB連線上距離地心最近的點，θA為CB與OA夾角，θC為AC與OC夾角，HA、HB、HC分別為A、B、C點距離地面的高度，D、Y分別為AC、BC間距離。

當HC

(7)

式中，τAC、τBC分別為AC段、BC段的大氣透過率，均采用單斜程大氣透過率方法進行計算，單斜程大氣透過率模型的建立采用分層思想。首先建立AC段的大氣透過率模型，將AC段大氣分成n層，設同層大氣內的各項氣象條件相同，則有:

(8)

式中

(9)

式中：i=0,1,…,n。

(10)

式中：Hi為AC段之間大氣各等分層的中點高度，hi為AC段之間大氣各等分層的節點高度，Di為AC段之間每層大氣對應的紅外傳輸路徑，Re為地球半徑，其中cosθC為0，sinθC為1。

紅外輻射在整個大氣傳輸過程中受到空間中大氣分子與氣溶膠的吸收和散射作用而產生消減，并且n層大氣對不同波段的紅外輻射產生的消減作用均不相同，設每一層大氣對不同紅外波段的消光系數為：

(11)

式中：μ0(λ)為海平面的消光系數，μ0(λ)大小由CO2、水蒸汽等氣體分子以及氣溶膠每千米的吸收系數和散射系數決定，β取值與μ0相對應，在綜合考慮以上因素的條件下取經驗平均值1.5，l為標高。

AC段的空間大氣透過率模型為：

(12)

BC段的空間大氣透過率模型可采用與AC段相同計算方法進行建立。

5　飛艇紅外探測系統探測距離模型

考慮到高超聲速目標與紅外探測器間的距離很遠，可以將目標看作是點源，考慮到目標背景輻射，參考文獻[8,13]得到基于信噪比的探測距離模型為:

(13)

式中，ΔL(h)是目標輻射強度與背景輻射強度之差，τa(R)是飛行器與紅外探測器之間的大氣透過率，D0是紅外探測器入射孔徑，NA=D0/2f是紅外探測系統的數值孔徑，其中f為焦距，τ0為紅外探測系統透射率，D*是紅外探測系統比探測率，δ是信號衰減因子，Δf是紅外探測系統的噪聲等效帶寬，Ad是紅外探測器的單個像元面積，fSNR是信噪比。

6　飛艇紅外探測系統探測能力仿真分析

6.1飛行器參數設置及其紅外輻射強度仿真分析

以臨近空間高超聲速飛行器X-51A為例進行分析，參考文獻[10,14]設飛行器長度為4.27 m，寬度為0.58 m，發動機采用碳氫超燃沖壓發動機，寬度為0.23 m。設高超聲速目標的飛行高度在25～70 km之間，在有動力飛行段與無動力飛行段的平均飛行速度均為5 Ma。當飛行速度一定時，為了分析高超聲速飛行器紅外輻射強度與飛行器飛行高度之間的關系，本文采用從下往上看的方式(上視)進行觀測，此時的飛行器在1～2.5μm、3～5 μm、8～14 μm波段的紅外輻射特性隨飛行器飛行高度變化的仿真結果如圖2～圖7所示。

圖2　飛行器有動力段1～2.5 μm波段紅外輻射強度隨高度變化圖 Fig.2　Variation curve of infrared radiation intensity of 1-2.5 μm band vs. height of the hypersonic vehicle when in powered phase

分析圖2～圖7，可得如下結論：

(1)高超聲速目標在同一飛行狀態下，3個波段的紅外輻射強度均隨目標飛行高度而產生較大變化。由于高超聲速目標飛行速度快，在空氣場中與大氣產生劇烈摩擦，導致強烈的氣動加熱，其紅外輻射場為特殊的“錐形”分布，同時蒙皮的紅外輻射強度受環境溫度影響較大，而環境溫度隨海拔高度而變化，從而造成飛行器的3個波段紅外輻射強度隨高度變化較大。

圖3　飛行器有動力段3～5 μm波段紅外輻射強度隨高度變化圖 Fig.3　Variation curve of infrared radiation intensity of 3-5 μm band vs. height of the hypersonic vehicle when in powered phase

圖4　飛行器有動力段8～14 μm波段紅外輻射強度隨高度變化圖 Fig.4　Variation curve of infrared radiation intensity of 8-14 μm band vs. height of the hypersonic vehicle when in powered phase

圖5　飛行器無動力段1～2.5 μm波段紅外輻射強度隨高度變化圖 Fig.5　Variation curve of infrared radiation intensity of 1-2.5 μm band vs. height of the hypersonic vehicle when in unpowered phase

圖6　飛行器無動力段3～5 μm波段紅外輻射強度隨高度變化圖 Fig.6　Variation curve of infrared radiation intensity of 3-5 μm band vs. height of the hypersonic vehicle when in unpowered phase

(2)不同飛行狀態下，高超聲速目標的紅外輻射強度差別很大。這是由于當高超聲速目標處于有動力飛行段時，超燃沖壓發動機點火工作，發動機與尾噴焰產生的紅外輻射構成了目標紅外輻射的主體部分，其大小遠大于蒙皮產生的紅外輻射強度；而在無動力飛行段，只有蒙皮產生的紅外輻射，使得臨近空間高超聲速飛行器在有動力飛行段與無動力飛行段的紅外輻射強度差別很大，并且有動力飛行段的紅外輻射強度強于無動力飛行段。

圖7　飛行器無動力段8～14 μm波段紅外輻射強度隨高度變化圖 Fig.7　Variation curve of infrared radiation intensity of 8-14 μm band vs. height of the hypersonic vehicle when in unpowered phase

(3)通過仿真計算可以看出，臨近空間高超聲速目標在有動力與無動力飛行過程中，1～2.5 μm波段紅外輻射強度最強，3～5 μm波段紅外輻射強度次之，8～14 μm波段紅外輻射強度最弱。

6.2飛艇紅外探測系統參數設置及其探測能力仿真分析

[7-8,12]對飛艇紅外探測系統的相關性能參數設置如表1所示。

表1　飛艇紅外探測系統性能參數設置

飛艇紅外探測系統對3個波段的探測性能仿真結果如圖8～圖13。

圖8　飛艇紅外探測系統對飛行器有動力段1～2.5 μm波段探測能力 Fig.8　Detectability of airship infrared detection system to hypersonic vehicle in 1-2.5 μm band when in powered phase

圖9　飛艇紅外探測系統對飛行器有動力段3～5 μm波段探測能力 Fig.9　Detectability of airship infrared detection system to hypersonic vehicle in 3-5 μm band when in powered phase

圖10　飛艇紅外探測系統對飛行器有動力段8～14 μm波段探測能力 Fig.10　Detectability of airship infrared detection system to hypersonic vehicle in 8-14 μm band when in powered phase

圖11　飛艇紅外探測系統對飛行器無動力段1～2.5 μm波段探測能力 Fig.11　Detectability of airship infrared detection system to hypersonic vehicle in 1-2.5 μm band when in unpowered phase

圖12　飛艇紅外探測系統對飛行器無動力段3～5 μm波段探測能力 Fig.12　Detectability of airship infrared detection system to hypersonic vehicle in 3-5 μm band when in unpowered phase

圖13　飛艇紅外探測系統對飛行器無動力段8～14 μm波段探測能力 Fig.13　Detectability of airship infrared detection system to hypersonic vehicle in 8-14 μm band when in unpowered phase

對比分析圖8～圖13，可得如下結論：

(1)飛艇飛行高度小于18 km時，紅外探測系統對高超聲速飛行器各波段的最遠探測距離隨飛艇飛行高度增加而增加，但當飛艇飛行高度大于18 km時，紅外探測系統的最遠探測距離幾乎保持不變。這是因為當飛艇飛行高度在10～18 km(處于對流層)時，隨著海拔高度的增加，大氣中的CO2、水蒸氣、氣溶膠等氣體分子密度越來越小，大氣分子與氣溶膠等對目標紅外輻射的消減作用不斷減弱，導致飛艇紅外探測系統的探測距離不斷增加；但是當飛艇飛行高度大于18 km(進入平流層)時，各氣體分子的濃度變化很小，致使大氣透過率基本不變，使得飛艇紅外探測系統的探測距離也基本保持穩定。仿真結果與事實相一致，檢驗了本文所建模型的準確性。在實際應用中，飛艇應盡量布置在高度大于18 km的高空中(平流層中)，以便獲得更遠的紅外探測距離，而飛艇在平流層中的具體放置應根據飛艇實際性能進行選擇。

(2)將飛艇放置在一定的高度層，飛艇紅外探測系統對高超聲速飛行器的探測距離隨著高超聲速飛行器飛行高度的變化而呈現規律性變化。如圖9～圖13所示，當高超聲速飛行器飛行高度在25～47 km時，探測系統的探測距離隨著飛行器飛行高度的增加而增加；當高超聲速飛行器飛行于47～51 km時，飛艇紅外探測系統對飛行器的探測距離幾乎保持不變；而當高超聲速飛行器的飛行高度大于51 km時，飛艇紅外探測系統的探測距離隨高超聲速飛行器飛行高度的增加而不斷減小。這是由于空間大氣透過率雖然隨著海拔高度升高而不斷增大，但相比之下高超聲速飛行器的紅外輻射強度隨飛行高度的變化程度更劇烈而造成的。

(3)結果表明，飛艇紅外探測系統對高超聲速目標的有效探測距離可以達到百公里量級；其中飛艇紅外探測系統對高超聲速飛行器有動力飛行段的探測距離遠大于無動力飛行段，對高超聲速飛行器1～2.5 μm、3～5 μm、8～14 μm波段的紅外輻射的探測距離依次降低。當飛艇部署在20 km高度時，其對高超聲速飛行器的探測距離如表2與表3所示，在有動力段飛艇紅外探測系統對飛行器短波段1～2.5 μm的最遠探測距離是2 020 km，中波段3～5 μm的最遠探測距離則是1 179 km，長波段8～14 μm的最遠探測距離是397 km，短波段探測距離是中波段探測距離的1.8倍左右，是長波段的5倍左右；在無動力段，探測系統對短波段的最遠探測距離是916 km，中波段與長波段的最遠探測距離分別為807 km與280 km，短波段的探測距離與中波段探測距離接近，為長波段的2倍左右。

表3　飛艇紅外探測系統對高超聲速目標無動力段的最大探測距離

7　結　論

對飛艇紅外探測系統探測能力的分析是構建飛艇紅外組網探測系統的重要環節。本文以X-51A為例，研究了飛艇紅外探測系統對臨近空間高超聲速目標的探測性能。結果表明：飛艇紅外探測系統對高超聲速目標的有效探測距離可以達到百公里量級；當飛行器飛行狀態一定，隨著飛行器飛行高度的增加，系統對目標的探測距離先增大后較小，同時與長波波段相比，中短波波段的探測距離更大，并給出了臨近空間飛艇應盡量布置在海拔高度大于18 km的高空中的部署建議。下一步工作重點是如何將本文的結論應用于臨近空間飛艇紅外探測系統的組網設計。

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Detectability of airship infrared detection system to hypersonic vehicle

YANG Hong, ZHANG Ya-sheng*, DING Wen-zhe

(Department of Space Equipment,Equipment Academy,Beijing 101416,China)*Correspondingauthor,E-mail:13521219203@139.com

Taking the X-51A for example, the detectability of airship infrared detection system to hypersonic vehicle in near space is researched. Firstly, the infrared radiation models of hypersonic vehicle in near space and its background are established in different wavebands, changed with the altitude of hypersonic vehicle. After considering the effects of earth curvature, altitude of hypersonic vehicle and airship, band selectivity of the atmospheric infrared transmission and so on, the three dimensional atmospheric transmittance model of infrared transfer is built. Based on the above models, the detecting distance model of the airship infrared detection system is set up. By simulation, the infrared radiation intensities in three wavebands of hypersonic vehicle in different flight states are obtained, changed with the altitude of hypersonic vehicle, and the detectability of airship infrared detection system to hypersonic vehicle in different simulation situations are also obtained. The results show that the effective detection range of the airship infrared detection system to the hypersonic target can reach 100 kilometers. When the flight state of the hypersonic vehicle is confirmed, with the increase of the altitude of the target, the detection range of the airship infrared detection system increases first and then decrease. At the same time, compared with that in long wave band, the detection range in medium and short wave band is greater. Based on the conclusion, we propose that the deployment of the near space airship should be as far as possible in the altitude above 18 km.

airship infrared detection system;infrared radiation characteristics;detectability

2016-04-26；

2016-05-17

國家高技術研究發展計劃(863計劃)資助項目

2095-1531(2016)05-0596-10

TN219

Adoi:10.3788/CO.20160905.0596

楊虹(1991—)，女，四川綿竹人，碩士研究生，主要從事航天任務分析與設計方面的研究。E-mail:1558513572@qq.com

張雅聲(1974—)，女，安徽淮南人，博士，教授，博士生導師，主要從事航天任務分析與設計方面的研究。E-mail:13521219203@139.com

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