臨近空間基紅外探測隱身飛機尾焰的仿真研究

沈 飛，蘭延豪，康戈文，李 滾

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

臨近空間基紅外探測隱身飛機尾焰的仿真研究

沈 飛1，2，蘭延豪3，康戈文3，李 滾3

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

針對隱身飛機的識別和跟蹤，研究了臨近空間平臺對隱身飛機尾焰進行紅外探測的作用距離及優勢。以F22飛機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場，用微觀譜帶模型柯蒂斯－戈德索（C－G）近似法計算沿任一觀測方向尾焰的輻射特性。考慮采用非軸對稱噴管、遮擋板、引射技術和氣溶膠遮蓋等隱身措施，得到了隱身飛機尾焰在不同探測視角下的紅外輻射強度。對紅外系統作用距離計算模型未考慮背景輻射強度等不足進行改進，修正探測系統作用距離公式，用目標與背景的輻射強度差替代原目標輻射強度，用MODTRAN軟件計算出的單位波數間隔內相應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，并計算出了空間、臨近空間和地面不同探測平臺對隱身飛機尾焰的紅外探測作用距離。結果表明：與其它平臺相比，臨近空間平臺對隱身飛機的探測有更大優勢。研究為用臨近空間平臺對隱身飛機的探測提供了參考。

臨近空間；隱身飛機；尾焰；紅外探測；輻射強度；觀測方向；探測距離；大氣透過率

0 引言

因越來越多的飛機采用多種隱身技術并可實現超聲速巡航，目前多數雷達已無法對其構成足夠的威脅，防衛措施也十分有限。高速飛行中的隱身飛機特別是其發動機尾焰，相對大氣環境背景有很強的紅外輻射能量。這就為采用紅外探測系統對隱身飛機進行探測和預警提供了重要思路與方法。高溫尾焰不僅是隱身飛機的主要紅外輻射源，而且它的光譜分布較獨特，同時能觀測的范圍較廣，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勢，如利于紅外探測系統工作的低溫環境及良好紅外大氣透過率的大氣環境等。因此，對隱身飛機尾焰的紅外探測技術研究有十分重要的意義。對此類研究，目前大多數國家還處在實驗驗證和測試階段，如美國洛克希德·馬丁公司的飛艇項目、俄羅斯的彩虹D－2計劃、英國的HOTOL空天飛機計劃等，其它有關此方面的研制和開發非常少。在理論方面，研究主要集中在飛機尾焰流場參數的討論，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，在紅外系統作用距離原計算模型中考慮背景輻射強度，以及大氣透過率不均勻等因素，對隱身飛機尾焰紅外輻射計算模型進行了研究，并對空間、臨近空間和地面平臺的紅外探測距離進行了計算和分析。

1 隱身飛機尾焰紅外輻射計算模型

在空中高速飛行時，飛機發動機的燃燒產物會經過尾噴口持續釋放到大氣中，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，它們會向外界產生大量的紅外輻射［2］。本文以隱身戰斗機F－22尾噴管為原型建立模型研究隱身飛機尾噴管氣流即尾焰的紅外輻射特性。

首先需確定目標與觀察者觀測角度的定義。本文采取簡化處理，假設飛機相對地面處于水平狀態，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 尾焰溫度場與壓強場等獲取

設飛機飛行高度5km，飛行以1.5 Ma的速度飛行，相應的邊界條件為：噴管入口為壓力入口，壓力188kPa；噴口溫度875K；外場出口設置成壓力出口，壓力71kPa；溫度256K；入口流動角0°，流動方向為流體流動方向，出口流動方向垂直于外場邊界。

壁面為流、固耦合面，壁面邊界設置為無滑移固壁邊界，在計算溫度場時不考慮壁面間的輻射傳熱［3］。假設矩形擋板壁面的厚度為0，并且熱絕緣，外場計算體設為氣流靜止。采用Couple隱式算法，壁面周圍的修正函數設置為標準壁面函數，且收斂精度為1×10－4，用Fluent 6.3.26軟件進行迭代計算。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、壓力及密度等參數均不同，因此不能用均勻氣體紅外輻射強度的計算方法計算非均勻氣體的紅外輻射強度，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行劃分為多個很小的薄層，每小層氣體的物理性質可視作均勻的。本文用C－G近似法計算沿任一觀測方向尾焰的輻射特性［4］。對尾焰流場沿結合視線方向和射流方向進行分層，然后計算每層的光譜透過率，根據算得的每層透過率，由輻射傳輸方程計算沿視線的總光譜輻射亮度，最后對層數和波數間隔求和獲得輻射波段的輻射強度。

計算所得平面XOZ、XOY的觀測角分別為90°，140°時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，因本文所取的介質光譜吸收系數有較高的閾值，故在短波內的輻射計算值較小；在中波范圍內，本文的光譜分布曲線與文獻［5］中仿真數據和文獻［6］中噴燈燃燒航空煤油模擬發動機尾焰實測數據得到的光譜曲線分布有一致性。以上分析表明：本文中的計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、機身和尾翼對尾焰輻射進行遮擋；采用引射技術，進行排氣參混；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，則此層平面計算的紅外輻射強度就不計入總的輻射強度，所得即為考慮遮擋板影響效果的結果。

引射技術能很大程度地影響噴口流場的溫度場和壓力場，但因引射技術的整體結構非常復雜且高度機密，故很難詳細計算引射技術對流場的影響。工程中多通過經驗模擬方法獲取。

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

綜合上述分析，本文用兩個衰減因子減少流場的壓強和溫度以模擬引射技術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和氣溶膠前后溫度或壓強的參量；α為引射技術導致的衰減因子；τc為氣溶膠的光譜透過率。

1.4 尾焰紅外輻射強度

由紅外強度光譜圖可知：尾焰的紅外輻射強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行波數疊加，所得不同觀測角度的總輻射強度如圖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度大于水平方向，因矩形噴管的寬高比為2∶1，導致尾焰為扁平狀，水平方向輻射強度約為垂直方向的1／2～2／3。此外在垂直平面和水平平面上探測，兩者的強度分布規律一致，都是在觀測角10°，170°時尾焰的紅外輻射強度最小，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規律，即

式中：β為大氣透過率，是衰減系數，與波長λ和距離R密切相關。由此可得

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

在傳播距離為R時，相應的大氣透過率

式中：β（λ）為大氣對波長為λ輻射的衰減系數，因實際中大氣環境較復雜，難以用1個常數或一個函數表達［8］。

MODTRAN是由美國某空軍基地所屬地球物理局依據諸多應用需求研制和開發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致的紅外輻射的散射、反射，以及吸收情況，因此具有較強的適用性。本文在MODTRAN軟件中設置相應條件，得到在海拔30km探測高度5km目標，探測距離為60km時，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的平均大氣透過率對垂直90°觀測方向紅外輻射強度進行衰減，所得經大氣衰減后紅外輻射強度光譜如圖11所示。

由圖11可知：在尾焰處紅外輻射強度最強的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此特性。考慮影響大氣透過率的因素有多個，但大氣透過率對紅外輻射強度的影響很大，因此在計算探測距離時不能僅用一個常數平均值代替或用某個函數模擬。

3 臨近空間基理論探測距離

3.1 探測距離理論分析

在大量應用中，紅外系統能探測、搜索或跟蹤目標的最大距離是一個關鍵的量值。在計算紅外探測系統作用距離方程中，文獻［9］推導的一般作用距離方程，因為充分考慮了影響探測距離的探測器光學特性、探測器的信號處理特性，以及目標的輻射特性三類影響，其應用較廣泛。但探測距離一般公式也有其不完善之處。首先，它只對目標在到達探測器靶面上產生的輻射強度能達到要求進行了論證，而忽略了背景輻射是否會產生影響［10－11］。對中遠程目標或輻射強度弱小的目標來說，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，然而探測距離是大氣透過率的減函數。因此，本文對探測系統作用距離公式進行推導與修正，用目標與背景的輻射強度差代替原來的目標輻射強度，用MODTRAN軟件計算出的λi～λi＋1內所有單位波數間隔λi相應波長下的光譜大氣透過率τλ代替大氣平均透過率，這樣數據較精確且規避了用平均值表示整個波段區間的透過率造成的失真。則紅外探測系統作用距離

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

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

3.2 探測距離仿真計算

令探測器參數為：光學系統透過率0.7；光學系統入瞳直徑200mm；焦距450mm；單個探測器元件288×4個；單個探測器張角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。根據前文計算的尾焰的紅外輻射強度，用本文紅外探測系統作用距離改進模型計算臨近空間探測平臺30km的探測器，探測飛行于高度5km的隱身飛機尾焰的探測距離結果如圖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，這主要是因為垂直方向的輻射強度大于水平方向的輻射強度；垂直、水平方向隨角度變化的規律相同，在探測視線角度在80°～100°的范圍內可達最大值。

為比較不同探測平臺對隱身飛機尾焰的紅外探測特性，本文計算了臨近空間30km平臺、空中平臺5km和地面平臺對隱身飛機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的理論可探測距離大于5km高空平臺和地面平臺，且與傳統空中平臺相比，臨近空間平臺的可觀測范圍更大，偵查敏感區域、監控更易；與沿軌道運行的衛星平臺相比，臨近空間平臺更接近目標，具備縱深偵查、不易攔截和突防能力強等特點［12］。

4 結束語

本文通過對隱身飛機尾焰建模與仿真，得到了尾焰的紅外光譜特性，考慮不同隱身措施的影響，計算獲得了隱身飛機尾焰在不同探測視角的紅外輻射強度。考慮背景輻射強度和大氣透過率等因素的影響，對紅外系統作用距離計算模型進行改進，得到了中波段臨近空間平臺對隱身飛機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尾焰的距離進行對比，結果表明臨近空間平臺對隱身飛機的探測有明顯的優勢，為進行臨近空間紅外探測實驗提供了理論支撐。本文的計算方法可作為研究臨近空間平臺對隱身飛機的紅外探測的參考。由于本文僅對隱身飛機尾焰的紅外探測進行了研究，未考慮其蒙皮的作用，進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，不僅紅外探測系統的作用距離將增大，而且對隱身飛機的識別和跟綜也有重大意義。

［1］ 付偉.飛機的光電隱身技術［J］.電光與控制，2002（1）：7－10.

［2］ 李建勛，童中翔，王超哲，等.飛機目標紅外特性計算與圖像仿真［J］.兵工學報，2012（11）：1310－1318.

［3］ 馮云松，李曉霞，路遠，等.矩形噴管外尾焰紅外輻射特性的數值計算［J］.兵工學報，2013，34（4）：437－442.

［4］ 陳衛，汪中賢，馬東輝，等.非均勻氣體紅外輻射特性計算與仿真［J］.紅外與激光工程，2010，39（1）：17－23.

［5］ LIU Fei，SHAO Xiao－peng，HAN Ping－li，et al.Detection of infrared stealth aircraft through their multispectral signatures［J］.Optical Engineering，2014，53（9）：744－744.

［6］ 宗靖國，張建奇，劉德連.隱身飛機尾焰的紅外輻射特性［J］.光子學報，2011，40（2）：289－294.

［7］ 姚祿玖，高鈞麟，肖凱濤，等.煙幕理論與測試技術［M］.北京：國防工業出版社，2004：42－48.

［8］ RAO G A，MAHULIKAR S P.Effect of atmospheric transmission and radiation on aircraft infrared signatures［J］.Journal of Aircraft（S0021－8669），2005，42（5）：1046－1054.

［9］ Jr HUDSON R D.Infrared system engineering［M］.New York：John Wiley ＆Sons Inc，1969.

［10］ 王憶鋒，史衍麗，馬鈺.論紅外探測系統的作用距離（上）［J］.紅外，2012，33（11）：8－13.

［11］ 王憶鋒，史衍麗，馬鈺.論紅外探測系統的作用距離（下）［J］.紅外，2012，33（12）：8－12.

［12］ 王建成，劉會通，宋萬祿.臨近空間短波紅外多光譜成像技術［J］.航天電子對抗，2011，27（6）：14－16.

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

SHEN Fei1，2，LAN Yan－hao3，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計劃資助（2015AA7055042）

沈 飛（1979—），男，高級工程師，主要研究方向為光電探測技術、目標光電特性建模與仿真。