一種用于發射后截獲的紅外導引頭探測距離估算方法

徐振亞，付奎生，祁 鳴，李麗娟

一種用于發射后截獲的紅外導引頭探測距離估算方法

徐振亞1，付奎生1,2，祁 鳴1,2，李麗娟1,2

（1. 中國空空導彈研究院，河南 洛陽 471099；2. 航空制導武器航空科技重點實驗室，河南 洛陽 471099）

為支撐紅外型空空導彈的中遠射程發展，針對發射后截獲技術應用，提出一種基于“信息裝訂＋場景模型”的紅外導引頭探測距離估算方法。方法基于紅外系統性能估計經典理論。通過對空戰場目標特性的分析，完成了來自飛機和導彈控制系統的裝訂信息需求梳理，給出了估算方案框圖和面向工程應用的設計示例。估算結果表明：該方法能夠給出與實時態勢匹配的距離估算結果，具有數據規模小、查詢速度快、計算步驟少的優點，能夠滿足導彈有限資源下的高速應用需求。

發射后截獲；紅外導引頭；探測距離；場景建模；信息裝訂

0 引言

按照空空導彈“先敵發現，先敵發射，先敵脫離，先敵命中”的四先準則，為保證載機、預警機等體系節點的安全，交戰雙方盡可能回避進入近距格斗狀態，紅外型格斗導彈有向中遠距攔射發展的趨勢，而且這種趨勢因雷達型導彈的電磁對抗能力弱而變得非常迫切[1-2]。為適應紅外型導彈的射程增加需求，目前國外第四代紅外型空空導彈廣泛采用發射后技術，如德國、瑞典等國聯合研制的彩虹-T[3]、英國的ASRAAM、南非的A-DARTER[4]、以色列的怪蛇5和美國的AIM-9X BlockII[3]。由于發射后截獲模式下的飛行時間長，且缺少射前模式時目前實際信息和飛行員的確認，導引頭在發射后截獲模式下將面臨更加惡劣的氣動熱環境、自然背景虛警和人工干擾等挑戰。

隨著紅外光電對抗技術的發展，國內外持續20多年對紅外目標輻射特性展開深入研究，開發的商業軟件有SE-Workbench、Radtherm-IR、SAFIR和SEISM，這些軟件能有效地描述飛機目標紅外輻射特性[5]。考慮到對作戰對象及環境特性認識的不斷深入，數字仿真模型可以結合作戰任務靈活調整；本文擬在經典探測距離估算理論基礎上，通過空戰場目標與環境特性研究梳理體系裝訂信息需求，完成基于場景模型的彈上探測距離估算總體方案設計，為紅外型中遠程導彈研制亟需的發射后截獲模式相關問題解決提供支撐。

1 探測距離理論及裝訂信息需求

1.1 距離估算理論

在發射后截獲的一般場景下，彈目距離通常較遠，作戰目標均處于導引頭截獲的遠界，各型飛機、巡航導彈等常規目標在焦平面上的像呈現出點源輻射特征，在導彈探測系統入瞳位置處的有效輻照度tL可用公式(1)表示[6]：

式中：tL為目標在導彈探測系統入瞳位置處的輻照度；為擬攻擊目標到導彈入瞳位置的距離；t()為目標的絕對光譜輻射強度；()為探測系統的相對光譜響應；a()為經過距離L的大氣光譜透過率。

靈敏度閾值是表征探測系統可靠工作的最低有效照度e，可用公式(2)表示[6]：

式中：d為探測器的單個像元的面積；D為系統帶寬；o為探測系統入瞳面積；為探測系統調制參數；o為光學系統效率；p*為探測器的峰值星探測度；SNR為系統可靠工作的最小信噪比。

如果公式(1)中的HL大于等于公式(2)的系統靈敏度閾值e，則在距離處可以實現對目標的探測。可知最大探測距離公式如公式(3)所示：

上述經典探測系統距離估算公式的簡要推導過程表明，如果能夠明確目標輻射、背景輻射、大氣環境、產品特性，則可以完成對紅外導引頭探測距離的估算。

上述公式中并未考慮來自氣動熱效應和自然背景起伏引入的噪聲；而通常情況下的自然背景均不滿足均勻背景假設，同時導彈自主飛時的氣動熱效應不可忽略，基于公式(4)得到的計算結果將大于實際結果，必須在公式中考慮自然背景和氣動熱輻射效應因素的影響。由于所有背景輻射噪聲最終均疊加在圖像上，且產品自身的噪聲特性可以通過實驗室內測試標定，如果基于廣義上的自然背景噪聲、氣動熱噪聲和系統空域噪聲彼此相互獨立，能夠滿足功率譜疊加的規律，則可以基于現有產品響應特性，對應用場景內的自然背景、氣動熱效應所引入的復雜背景噪聲進行量化，進而再基于不同噪聲可以功率譜疊加的約束，實現不同條件下綜合噪聲水平的估計，此時系統等效噪聲和不同類型背景噪聲的相互關系滿足以下公式。

式中：Noisesys為系統內部總噪聲；Noisebg為自然背景引入的附加空域噪聲；Noiseair為氣動熱效應引入的附加空域噪聲；Noise￠sys為綜合考慮背景起伏、氣動熱后的等效系統總噪聲。

考慮公式(4)中的靈敏度閾值e基于系統噪聲的Noisesys，因此，利用當前狀態下考慮自然背景起伏、氣動熱效應和系統噪聲后的綜合等效噪聲Noise￠sys代替Noisesys，則可以實現對不同背景下系統探測距離的計算。

1.2 體系裝訂信息需求

從第三代空空導彈開始，由于預警機的投入，空戰集群具備了空中戰區統一指揮與信息共享的能力，可以將來自地面雷達、機載雷達等多源信息進行融合[1]。

在發射后截獲的中遠距場景中，對于由彈目距離遠導致的導彈導引系統無法感知目標、以及為了降低導彈飛行阻力采用了保護頭罩方案無法感知場景等困難，均可以通過體系平臺的信息支援實現對真實目標的估計，為發射后截獲條件下產品性能估算和系統制導閉環提供支撐。下面將結合紅外目標與環境特性認識，對影響紅外導引頭探測性能各要素的體系裝訂信息需求進行分析。

1.2.1 目標特性需求

飛機目標的輻射來源包括熱部件、蒙皮和尾焰，由于用途、設計理念及裝備等因素的差異，不同類型飛機的熱輻射特性和空間輻射分布差別巨大。圖1為F-22的中波紅外視頻截圖，資料來自于2010年英國范保羅（Farnborough）航展[5]。

圖1 F-22紅外圖像[5]

2011年空軍工程大學的王超哲對某型飛機探測距離進行了計算和分析，總結出了影響探測效果的5個主要的飛機目標紅外輻射特性：光譜特性、方位特性、高度特性、速度特性和發動機狀態特性[7]。但對于確定的產品而言，其響應光譜已經確定，無需裝訂；飛機蒙皮溫度由氣動加熱和機體設備傳熱共同確定，短時間的速度變化并不會體現在飛機蒙皮輻射上，在構建目標標準輻射模型時，可以暫時不考慮速度特征的影響；高度特性主要體現在大氣路徑的影響方面；同時缺少合適技術途徑確定敵方飛機發動機狀態特性；因此，作戰平臺能夠裝訂的信息也只有方位特性，綜合考慮對多類型飛機目標作戰需求，從目標特性角度上的體系裝訂信息需求包括：目標類型和觀測方位（方位角、俯仰角）。

1.2.2 背景輻射需求

如前所述，背景輻射包括自然背景和氣動熱背景。對于自然背景，由于導彈視線與水平面的角度不同，可以觀測到的自然背景包括：天空、云、地物以及海面等自然場景；天空背景的復雜程度取決于云，地面和海面背景的影響因素較多，諸如經緯度、海拔、氣候、季節、晝夜變化、洋流運動以及人類的生產活動等，導致不同戰場環境下的輻射及分布差異較大，如森林、城市、沙漠等。直接裝訂背景類型將因為自然背景類型多，紅外輻射差異大而難以定義。

鑒于對紅外背景雜波量化方面已經有系列研究成果，尤其是童錫良等人[8]在2018年提出了針對點目標探測的背景雜波量化改進方法，可以支撐產品根據探測目標、檢測算法等具體設計對自然場景進行雜波噪聲的影響。即：如果紅外導引頭窗口可以觀測，則可以在導彈發射時，提前進行背景數據的實時采集，實現對背景噪聲量化處理；而當紅外導引頭的窗口不可觀測時，則可以結合前面對自然背景的雜波量化方法，在線下建立自然背景與系統噪聲關系的基礎上，通過作戰體系給出空戰場地面、空中背景類型和導引頭視線與水平面的夾角，以支撐對自然背景噪聲的估計。

(a) 弱雜波 (b) 中等雜波 (c) 強雜波

氣動熱效應主要與導彈頭罩、導彈飛行速度和大氣密度有關，可以基于真實產品設計開展建模仿真研究，進而根據導彈飛行速度和在大氣層中位置參數，完成對有氣動熱效應因素的噪聲估計。

綜上，從背景輻射角度上的體系裝訂信息需求包括：可以表征背景復雜程度的背景類型、導彈視線角、導彈飛行速度、高度。

1.2.3 大氣環境需求

地球大氣由78%的氮氣，21%的氧氣，1%的微量氣體，以及懸浮塵埃、液滴、冰晶等固體和液體微粒的氣溶膠顆粒組成。氧氣和氮氣對紅外輻射影響較小，對紅外輻射影響較大的主要是水蒸氣、二氧化碳、臭氧等大氣分子的吸收、散射和云、霧、雨、雪等氣溶膠微粒的散射。

結合大氣傳輸軟件MODTRAN的計算參數設置，可以確定影響大氣透過率的因素不僅包括海拔高度，還包括：傳輸距離、觀測位置、大氣模式、能見度、天氣、氣溶膠類型等。考慮到空戰場覆蓋區域較大，為方便計算，可以采用與典型作戰場景相對應的標準大氣簡化處理方法。在確定的標準大氣模型下，由于決定大氣傳輸特性的各種大氣成分空間分布相對固定，通過確定導彈和目標的相對位置即可確定大氣路徑的特性。

因此，從大氣環境角度上的體系裝訂信息需求包括：大氣環境類型、目標高度、導彈高度。

1.2.4 產品特性需求

在距離估算理論中，影響探測距離的產品因素主要為靈敏度閾值，由于該參數可以在實驗室內進行標定測試，并作為衡量自然背景和氣動熱效應的標準，一般情況下該參數數值不需要體系裝訂。

但如果作戰平臺上需要設定導彈工作于某個狀態，或者基于導彈感知能力對空戰場進行信息融合等，則需要結合產品響應特性基準進行數值的變換。但從支撐導引頭進行探測距離的估算需求上講，不需要產品特性裝訂需求。

2 探測距離估算方法設計及實施

2.1 總體方案設計

基于上述分析，給出的紅外導引頭探測距離估算方案如圖3所示。

方案中各模塊的簡要說明如下：

“平臺實時裝訂信息1”和“平臺實時裝訂信息2”均為載機平臺通過數據鏈下發的信息；

“導彈運動信息”是導彈飛行過程中，通過彈上傳感器實測得到的信息；

“氣動熱輻射效應模型”為線下計算好數學模型或者表格，表征氣動熱效應引入的背景噪聲；

“全部背景噪聲估計”是對自然背景、氣動熱以及系統噪聲的功率譜疊加；

“導引頭探測距離數據庫”保存了按照公式(4)，事先計算好的典型條件探測距離數值，涉及的具體參數設置參見2.2節；

“不同噪聲對應的探測距離”為背景噪聲水平覆蓋了實際需求的多個探測距離查詢結果的一維數組；

圖3 紅外導引頭探測距離估算方案框圖

“距離擬合函數”為查詢結果的公式擬合以及對實時背景噪聲所對應探測距離的計算。

方案中設定的體系裝訂信息及作用如下：

目標類型：對預設目標標準輻射模型進行設置，明確探測目標；

觀測方位：通過俯仰角和方位角對目標標準模型中具體數值的選取進行設置，明確觀測方位；

目標海拔：對不同大氣密度影響進行設置，支撐大氣路徑估計；

自然背景類型：對空戰場中的空中、地面背景類型進行設置，明確空戰場天空、地物背景復雜程度；

基于導彈飛控系統的信息及作用包括：

導彈海拔：提供導彈氣動熱效應模型參數1，支撐氣動熱效應噪聲估計和大氣路徑估計；

導彈速度：提供導彈氣動熱效應模型參數2，支撐氣動熱效應噪聲估計；

視線角：提供導彈實時視線的方向，支撐導彈視場內背景復雜程度的計算。

彈上實時進行距離估算的步驟如下：

首先，基于平臺實時裝訂信息1中提供的目標類型、目標海拔信息，在“導引頭探測距離數據庫”中，查詢觀測方位最近鄰采樣點所對應的不同噪聲水平對應的探測距離查詢結果，插值形成裝訂觀測方位下“不同噪聲對應的探測距離”數組，通過數據擬合得到背景噪聲與探測距離對應關系。

其次，依據“導彈運動信息”查詢“氣動熱效應模型”計算結果，得到因導彈運動引入的氣動熱背景噪聲，與裝訂自然背景類型所對應背景噪聲功率譜疊加，得到全部背景噪聲。

最后，基于當前全部背景噪聲水平，利用之前表征背景噪聲與探測距離對應關系的“距離擬合函數”，得到當前態勢下導引頭探測距離估算結果。

2.2 部組件設計及實施示例

在圖3中，“平臺實時裝訂信息”和“導彈運動信息”內容明確，只需要按照作戰需求事先約定即可，不需要特別說明，全部背景噪聲估計也只是將自然背景噪聲、氣動熱噪聲以及系統噪聲按照公式(3)進行疊加。因此，這里需要詳細說明的包括：導引頭探測距離數據庫、不同噪聲對應的探測距離、距離擬合函數相關設計細節。

2.2.1 導引頭探測距離數據基礎數據準備

在按照公式(4)構建導引頭探測距離數據庫的過程中，需要對目標、背景、大氣環境和產品靈敏度閾值進行設置。

目標數據基于紅外場景建模平臺，輻射特性采樣方法與裝訂對應狀態一致，目標輻射特性采樣參數設置如下：

觀測方位要求：周天4p空間；即：俯仰[－90°, 90°]，方位[－180°, 180°]，數據保存格式如圖4所示；

空間采樣間隔：5°；

目標海拔高度：6km；

目標發動機處于巡航工作狀態；

大氣條件：標準大氣，無云無雨，晴好天氣，23 km能見度；

外部環境引入的目標輻射量較小，不存在太陽反射；

觀測距離：500m；

探測系統分辨率：512×512；

得到不同角度下仿真結果后，按照點源輻射模型，對飛機目標的有效輻射進行統計，并將統計結果進行保存。

自然背景數據采用基于產品系統噪聲水平的等效噪聲分類，這里暫定如下：

弱背景，如：凈空、平靜海面、海天背景等均勻背景，暫定等效于1倍的系統等效噪聲；

一般背景，如：空中云背景、農田、灘涂、村莊、森林、戈壁灘等，暫定等效于2倍的系統等效噪聲；

圖4 目標數據保存格式示意圖

復雜背景，如：包括：城區、試驗場、陽光反射帶、灼熱沙漠等，暫定等效于3倍的系統等效噪聲；

大氣環境的傳輸特性數據基于MODTRAN進行計算，計算條件設置如下：

標準大氣模式

鄉村氣溶膠，能見度10km；

目標海拔，0::20，單位km，為海拔采樣步長，這里取值0.5；

水平傳輸距離：0::50，單位km，為水平傳輸距離采樣步長，這里取值0.5；

工作波段：1～2mm；

大氣數據的保存格式如圖5所示：

圖5 大氣數據保存格式示意圖

2.2.2 導引頭探測距離數據庫格式設計

為便于對對應裝訂信息的導引頭探測距離數據結果進行快速查詢，按照目標類型、觀測方位、目標海拔和典型背景的順序對數據庫的存儲格式進行了設計，如圖6所示。

2.2.3 氣動熱輻射效應模型

氣動熱效應引入的背景噪聲主要與導彈的高度、速度有關。一般可以通過測試或者仿真計算得到氣動熱輻射效應模型，建立與導彈參數的對應關系表或擬合函數。但考慮到本方案中由氣動熱引入的噪聲只是全部背景噪聲的一部分，在假定氣動熱背景引入噪聲可以忽略時，不會影響方案實施，因此這里不再贅述。

圖6 計算結果數據庫格式示意圖

由于計算結果裝訂條件的組合數一一對應，據此可以根據平臺裝訂信息計算出數據存儲的精確位置指針fid_end，直接讀取即可，位置指針fid_end的計算公式如下：

示例中，查詢使用的參數定義及取值如下：

atmos_num為大氣條件數，數值41；

azimuth_num為方位角條件數，數值73；

pitch_num為俯仰角條件數，數值37；

background_num為背景條件數，數值3；

altitude_target為裝訂信息，目標海拔，取值0～20km；

target_type為裝訂信息，目標類型；

pitch_angle為裝訂信息，俯仰角，取值－90～90°；

azimuth_angle為裝訂信息，方位角，取值－180～180°；

backround_type--裝訂信息，背景類型，取值1,2,3；

2.2.4 非樣本點觀測方位插值設計

由于觀測方位5°間隔的變化相對劇烈，尤其輻射變化距離的迎頭方位，更容易產生估算結果發生類似階躍的快速變化，為保證結果連續，針對觀測方位進行二維插值，具體步驟為：

首先獲得觀測方位最近鄰點給出的截獲距離L1、L2、L3、L4的數據，并定義(pitch_angel＋90)/5、(azimuth_angle＋180)/5余數分別為、；按照公式(7)創建非樣本點觀測方位處“不同噪聲對應的探測距離”數組。

2.2.5 距離擬合函數設計

對于表征背景噪聲與探測距離對應關系的函數擬合方法，采用如公式(8)所示的乘冪擬合方法。

同時為方便實際工程應用，將公式(8)變換成如公式(9)所示的線性擬合形式：

lg()＝×lg(Noisesys￠)＋lg() (9)

進而可以基于數據庫中對噪聲水平已經確定的弱背景、一般背景和強背景條件下的計算結果，聯立構成二元一次方程組，通過求解方程組，確定該條件下的和lg()具體數值，支撐不同背景噪聲水平下探測距離估算需求。圖7為假定弱背景為1倍系統噪聲水平、一般背景為3倍系統噪聲水平，復雜背景為9倍系統噪聲水平后，隨機在數據庫中查詢得到的一組數據，以及基于公式(9)和弱背景、一般背景下數據的擬合結果。圖7中的縱坐標為探測距離估算結果，橫坐標為綜合考慮各種因素后的背景噪聲，具體數值為背景噪聲與系統噪聲的相對關系。

圖7 基于復雜背景的擬合結果示例

圖7中曲線形狀以及復雜背景下計算結果與差值結果的較小差別表明：基于數據點得到的復雜背景與系統探測距離的函數曲線變化連續，差值結果符合工程認識，可以支撐不同背景噪聲下系統探測距離插值應用。

2.3 估算方法可行驗證

利用Matlab編程，通過虛擬信息裝訂對上述方案的估算結果進行驗證，程序主要步驟如下：

步驟1：檢查信息是否有效、完整，包括：目標類型、俯仰角、方位角、目標海拔高度、自然背景類型、導彈飛行速度，導彈海拔；

步驟2：利用目標類型、俯仰角、方位角、目標海拔高度查詢所對應最近鄰的4個樣本點的距離值，然后按照2.2.4的插值公式，得到當前態勢下對裝訂目標在不同背景噪聲對應的探測距離數組；

步驟3：利用2.2.5距離擬合函數一節相關內容計算得到函數系數；

步驟4：利用導彈飛行速度和導彈海拔查詢得到氣動熱效應引入的噪聲；

步驟5：與裝訂的自然背景噪聲、系統噪聲疊加，計算等效系統噪聲；

步驟6：將系統等效噪聲取對數后，代入第3步得到擬合函數，得到導引頭實時探測距離估算結果。

設定裝訂信息為：目標類型為1，凈空背景，目標海拔6km，俯仰角分別為0°、1°、5°，方位角從－180°～180°；利用上述方法進行多條件下數據查詢。并以俯仰角為0°周向最大距離值作為分母，繪制上述條件下的周向歸一化探測距離曲線如圖8所示。圖中各曲線的變化關系與對飛機目標的工程認識相符，能夠滿足項目需求。

3 結論

為支撐紅外型空空導彈的中遠距發展需求，解決發射后截獲狀態下對真實目標的探測距離估計問題，提出了基于“信息裝訂＋場景模型”的探測距離估算方法。通過對經典探測距離估算理論的完善和基于目標與環境特性研究的體系裝訂信息的梳理，能夠給出空中對抗態勢相匹配的紅外導引頭探測距離估算結果。設計示例中，為提高數據查詢效率給出了格式規范的數據庫結構樣例，為適應與導彈運動特性適應的動態背景噪聲影響給出了距離擬合公式設計，并針對空間采樣率低的不連續問題，給出可行的空間插值方案。估算方法和設計示例切實可行，具有數據規模小、查詢速度快、計算步驟少的優點，能夠滿足導彈有限資源下的高速應用需求。

圖8 多種狀態查詢結果對比

該方法是對目標與環境特性研究成果的擴展應用，是導彈借助系統信息提升效能的技術途徑之一，雖然還存在較大的估算誤差，但對進一步牽引空戰場知識模型的發展，仍具有一定的參考價值。

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Estimation Method of Infrared Seeker Detection Range Used for Lock-on-after-launch

XU Zhenya1，FU Kuisheng1,2，QI Ming1,2，LI Lijuan1,2

(1.,471099,; 2.,471099,)

To support the infrared air–air–missile development of medium and long ranges, an estimation method forthe infrared seeker detection range is proposed.Lock-on-after-launch technology is employed. It isbased on an “information binding and scene model” . The method is based on the classical theory of infrared system performance estimation. Through the analysis of the environmental characteristics of the air battlefield, the information binding requirement from the aircraft or control system is completed. An estimate scheme block diagram and an example for engineering applications are given. The results show that the method can give distance estimation results that match the real-time situation, and it has the advantages of a small data scale, fast query speed, and minimal calculation steps. The method addresses real-time application needs under limited resources.

lock-on-after-launch, infrared seeker, detection range, scene modeling, information binding

TJ760

A

1001-8891(2020)11-1095-08

2020-05-14；

2020-11-03.

徐振亞（1985-），男，山東菏澤人，高級工程師/碩士，研究方向是紅外目標與環境特性、紅外探測技術。E-mail: xzy17342@163.com。