靶標系統中的目標紅外特性建模技術研究

楊翔云,呂 勇,劉 洋,劉力雙

(北京信息科技大學,北京 100192)

1 引 言

靶試是紅外制導武器系統研發及訓練的關鍵環節,靶標系統對實際目標紅外特性的仿真程度與實戰化訓練水平直接相關。目前紅外靶標主要采用燃燒式(如曳光管、噴燈等),其具有輻射強度高、結構簡單的優點,但是調節速度慢、精度差,無法根據雙方的態勢,動態準確的模擬目標紅外特性。因此準確、動態的模擬飛行器目標的紅外特性,對紅外制導武器的研制以及實戰化訓練具有重要意義。而靶標系統準確、動態模擬目標紅外特性的前提條件是目標紅外特性的準確建模。

近年來,國內外許多研究單位對飛行器目標的紅外特性開展了研究,主要采用CFD(計算流體力學)的數值計算方法對飛行器目標在特定流體環境中的輻射特性進行的研究。雖然仿真研究結果分布較為細致,但是數值計算量大,條件適用性較差。文獻[3]～[5]都采用了文獻[6]中的數值計算方法,該方法將目標各部分輻射源在某方向上的輻射強度的疊加作為目標在該方向的紅外輻射強度。這種計算方法精簡可靠,并且適用于各種飛行目標。但是這些文獻研究均是針對四面體簡易模型進行仿真計算分析,沒有進行真實飛行目標仿真研究和相應的試驗驗證,不能精確處理光在傳輸過程中發生的光的反射、折射和吸收等光學現象。

為了能夠精確且真實地反應飛行目標的紅外輻射特性,本文采用較為經典且可靠的適用于紅外點源目標的理論計算模型。在該模型基礎上,采用了三維建模、紅外光源等效和有限光線追跡法,利用LightTools光學仿真軟件對某型靶機的尾噴管和尾焰兩部分的各角度觀察面處的紅外輻射強度進行仿真,從而有效提升目標紅外特性建模的精度及速度。最后結合試驗實測獲得的輻射特性數據,驗證了該方法可靠可行,可為相關領域研究提供理論支持。

2 理論模型建立

在新型防空導彈領域中,探測器分辨率多采用中小面陣探測器,如128×128元探測器,與觀瞄系統相比,其分辨率較低,因此在中遠距離范圍內可將飛行器目標看作是各向異性的紅外點源目標進行分析模擬實驗。飛行器目標的紅外輻射特性主要來源于飛機蒙皮、發動機尾噴口和尾焰三個部分。目標視線方向的紅外輻射強度為各部分輻射源在該方向上的輻射強度的疊加。每個輻射源的輻射強度為該輻射源的輻射強度與其投影面積的乘積。為方便計算,采用如圖1所示的四面體簡易模型[3-5]。四面體目標ABCD在以O點為原點的直角坐標系中,A點在y軸上,B點和C點在x軸上,D點在z軸上。向量i為平面ABD的單位法向量(xi,yi,zi),方向向外。

圖1 飛機的簡化分析模型Fig.1 Simplified analysis model of aircraft

探測器方向的方向矢量可以根據文獻[7]中坐標系轉換方法獲得探測器在飛行器目標坐標系中的位置為(x0,y0,z0)。α為向量i和探測器方向的方向矢量之間的夾角。則有:

(1)

目標相對于探測器方向的投影面積等于表面面積和由面法線和探測器方向矢量之間的夾角的余弦的乘積[5]:

S′=SΔABD·cosα

(2)

當cosα小于零時,被投影面在探測器后方,屬于被遮擋狀態,此時其投影面積為零。這種方法能夠有效的處理輻射遮擋問題,以此確定模型在探測器方向上的投影面積。

飛行器目標三維建模的精度直接決定了輻射遮擋問題處理的結果,但由于投影計算復雜程度的制約,通常采用簡化模型,從而制約了最終投影仿真結果的準確性。為此,本文采用光學仿真軟件LightTools通過有限光線追跡法,對各角度觀察面處的紅外輻射強度進行仿真,從而有效提升目標紅外特性建模的精度及速度。

2.1 蒙皮紅外輻射

作戰飛行器目標蒙皮紅外輻射特性,由目標表面溫度場和目標表面材料特性決定。如圖2所示,探測器面元接收到蒙皮的輻射過程[9]。本文只討論氣動熱產生的蒙皮紅外輻射。

圖2 典型飛機的紅外輻射源Fig.2 Infrared radiation source of a typical aircraft

目標表面溫度場由目標所處的環境特性、目標的速度和幾何特征確定。飛機高速運動時,機體與環境氣體摩擦,機體蒙皮溫度上升,產生的熱輻射不可忽略。這種由氣動加熱產生的飛機蒙皮熱輻射可以采用求駐點(氣流速度為0的位置)溫度的方法求得蒙皮的輻射,計算公式如式(3)所示:

(3)

式中,Ts是蒙皮表面溫度；Ta為環境溫度；γ為空氣在常壓常容下的比熱容的比值,無大的加熱時,該值接近1.4[5]；k為溫度恢復系數(層流一般取值為0.82,紊流為0.87)；Ma為飛行馬赫數。

已知蒙皮表面溫度,假設機身蒙皮是一種均勻漫反射的朗伯源物體。根據斯蒂芬-波爾茲曼定律可以得到全輻出度為:

(4)

式中,Mb為蒙皮全幅出度；σ為斯蒂芬-玻爾茲曼常數,σ=5.6697×10-8W/(m2·K4)。

考慮到蒙皮的輻射發射率,有:

(5)

式中,ε為蒙皮的輻射發射率,將蒙皮看作是ε=0.7的灰體。

結合蒙皮的有效輻射面積在探測器方向的投影面積S,可以計算出蒙皮沿探測器方向的總的輻射強度Im[4]:

Im=M×S

(6)

2.2 尾噴管紅外輻射

加力燃燒的發動機,雖然尾噴管容易被機身所遮擋,但對側向及尾向紅外輻射探測起著關鍵作用。被發動機高溫排氣加熱的機尾外露金屬型腔體熱部件,是典型的灰色輻射體,計算時將外露尾噴管看作是發射率為ε=0.9的灰體輻射源[8]。

發動機熱氣體的溫度關系式為:

(7)

飛行目標穩定飛行時,尾噴管的溫度約為管內氣體的溫度,輻射面積為尾噴管表面積。試驗可知發動機尾噴管在不開加力的條件下的溫度約為600～800K。在計算尾噴管的輻射強度時,要充分考慮輻射遮擋的情況。可以按照公式(4)～(6)計算尾噴管的紅外輻射強度Il。

2.3 尾焰紅外輻射

發動機排出的氣體尾焰的方向主要由尾噴口的方向決定,如圖3所示排出的尾焰通常被分成起始段、初始段、過渡段、混合區、邊界層及核心區這六個區域[11]。

圖3 尾焰流場結構示意圖Fig.3 Diagram of the plume flow field structure

尾焰的輻射主要來自于初始段中核心區,該區內溫度和壓強基本恒定且和尾噴口數值相當,在不開加力的條件下溫度Ts約為600～800 K。考慮到尾焰是選擇性輻射體,可以將尾焰看作是一個發射率εs=0.7的圓柱體形的等溫輻射面。

知道了尾焰的溫度,根據普朗克公式,可得紅外輻射亮度為:

(8)

式中,λ為輻射波長；c1=3.7415×108W· μm4·m-2;c2=1.438×104μm·K。

尾焰輻射波長主要在3～5 μm,則對普朗克公式進行相應波長的積分,有全輻亮度為:

(9)

結合尾焰在探測器方向的投影面積S處理遮擋,即可按照公式(6)計算出蒙皮沿探測器方向的總的輻射強度Is[4]。

綜上所述,某視線方向上的飛行器目標的紅外輻射為:

I=Im+Il+Is

(10)

3 仿真模擬實現

基于上述分析結果,本文對某型靶機的全向紅外特性進行建模分析,采用光學仿真軟件LightTools作為光線追跡仿真平臺,將各部分紅外輻射源等效為紅外光源,通過有限光線追跡法,對各角度觀察面處的紅外輻射強度進行仿真,從而有效提升目標紅外特性建模的精度及速度。

首先建立靶機的三維模型,因為試驗為地面測試,蒙皮溫度約為室溫,其紅外輻射貢獻小,這里不考慮蒙皮紅外輻射,只對尾噴管和尾焰進行仿真計算。如圖4根據所提供的某型靶機資料建立的靶機三維模型圖。

圖4 靶機三維模型Fig.4 Three-dimensional model of the target machine

根據理論計算模型將靶機模型仿真設置如下:

1)機體材料屬性為機械吸收材料,以便精確有效地處理遮擋；

2)根據理論模型尾噴管為朗伯輻射體,仿真將其等效為表面發朗伯光的圓臺型紅外光源；

3)尾焰等效為圓柱體型紅外光源,其側面發均勻光,前后表面發后向朗伯光。

4)靶機在不開加力的條件下,尾焰長度約為尾噴口半徑10倍左右。

5)因為試驗采用的紅外相機獲取到的目標圖像為波長8～14 μm的圖像,所以仿真所有光源波長均為720 ℃黑體輻射8～14 μm波長狀態。

試驗時靶機機身沒有加側翼和尾翼,本文仿真建模采用與試驗相同狀態。以靶機模型目標為中心,在各個觀察角度處設置觀察面,如圖5中(a)圖所示為L=0時靶機模型分析平面。利用LightTools中的光線追跡分析功能獲得模擬目標在L=0平面的光強度剖切圖,仿真結果如圖5中(b)圖所示,其中機頭朝向0°方向,機尾朝向180°方向。從仿真結果圖中可以看到目標自后向(180°方向)到前向(0°方向)輻射強度逐漸減小,并且在后向輻射強度最大；前向因為機身的遮擋,輻射強度隨著角度的變化迅速減小,且最小為0。 該結果與理論分析相符合。

圖5 L=0仿真分析Fig.5 L=0 simulation analysis

以相等的差值來改變剖切平面L的值,即旋轉Z軸相等的角度,獲得目標不同的剖切面的紅外特性,進而可以獲得目標的全向紅外輻射特性數據。因為仿真模型采用與實際試驗靶機機身狀態相同,是沒有機翼和尾翼的,所以仿真結果呈沿機身方向旋轉對稱。三維圖結果如圖6所示,圖中飛行器目標處于原點處,Z軸正向為機頭方向,Z軸負向為機尾方向。因為機身遮擋機頭方向紅外輻射最小,機身尾部最強。

圖6 目標全向紅外輻射特性三維圖Fig.6 Three-dimensional map of the omnidirectionalinfrared radiation characteristics of the target

4 試驗結果

為了校驗所建立模型方法的正確性,對上節仿真所建立靶機模型進行實際測試。測試采用地面測試,只能進行水平方向測試。設備采用FLIR公司TAU2系列的非制冷熱成像儀,在距離靶機目標200米遠處,分別從靶機目標尾向0°、45°、90°和135°的觀察角度下拍攝目標穩定狀態下在8～14 μm范圍的長波紅外視頻。試驗環境如圖7所示。

圖7 試驗環境Fig.7 Test environment

從視頻中提取目標尾噴管處紅外圖像,按如下步驟對圖像進行處理:

1)通過迭代閾值分割法,對圖像進行分割,獲取目標所在位置。

2)截取目標所在位置較小范圍圖片,目的是去除環境的影響,使被處理對象基本只包含目標信息。

3)LOG算子方法處理目標邊緣信息,獲取目標信息區域。

靶機目標尾向0°方向紅外圖像如圖8所示,圖8(b)中標記區域為目標信息區域。

(a) (b)圖8 尾向0°方向紅外圖像處理Fig.8 Infrared image processing in the 0° direction of the tail

試驗獲得的圖像為TIFF格式圖像,其像素值幾乎不存在像素飽和。紅外圖像的像素灰度值的大小響應的是輻射場中的紅外輻射能量的強度。對確定的目標信息區域內的像素灰度值求平均值得到的數據如表1所示。

表1 試驗結果Tab.1 Test results

由于試驗沒有直接獲取目標的輻射強度信息,不能對圖像進行輻射標定。這里只討論其趨勢。仿真在L=0時,即為試驗平面。將獲得目標仿真輻射強度數據與試驗數據進行對比,結果如圖9所示。曲線為仿真結果,圈點為試驗結果。從圖可以看出,仿真結果與試驗結果具有較好的一致性。以此驗證該仿真建模方法可靠可行。

圖9 試驗結果與仿真結果對比圖Fig.9 Comparison of test results and simulation results

5 結 論

本文采用較為經典且可靠的適用于紅外點源目標的理論計算模型,采用了三維建模、紅外光源等效和有限光線追跡法,通過光學仿真軟件LightTools,對某型靶機進行尾噴管和尾焰兩部分的仿真模擬及試驗測試。并驗證了將飛行器目標主要紅外輻射源等效為紅外光源,采用LightTools通過有限光線追跡法,對各角度觀察面處的紅外輻射強度進行仿真的方法可行。這為后期硬件條件下的紅外模擬靶標的研制提供了基礎。