临近空间基红外探测隐身飞机尾焰的仿真研究

沈 飞，兰延豪，康戈文，李 滚

（1.中国航天科技集团公司红外探测技术研发中心，上海201109；2.上海航天控制技术研究所，上海201109；3.电子科技大学航空航天学院，四川成都611731）

临近空间基红外探测隐身飞机尾焰的仿真研究

沈 飞1，2，兰延豪3，康戈文3，李 滚3

（1.中国航天科技集团公司红外探测技术研发中心，上海201109；2.上海航天控制技术研究所，上海201109；3.电子科技大学航空航天学院，四川成都611731）

针对隐身飞机的识别和跟踪，研究了临近空间平台对隐身飞机尾焰进行红外探测的作用距离及优势。以F22飞机的尾喷管为原型建立尾焰辐射流场模型，获得了尾焰的温度场与压强场，用微观谱带模型柯蒂斯－戈德索（C－G）近似法计算沿任一观测方向尾焰的辐射特性。考虑采用非轴对称喷管、遮挡板、引射技术和气溶胶遮盖等隐身措施，得到了隐身飞机尾焰在不同探测视角下的红外辐射强度。对红外系统作用距离计算模型未考虑背景辐射强度等不足进行改进，修正探测系统作用距离公式，用目标与背景的辐射强度差替代原目标辐射强度，用MODTRAN软件计算出的单位波数间隔内相应波长下的光谱大气透过率替代大气平均透过率，给出了逐步法求作用距离的流程，并计算出了空间、临近空间和地面不同探测平台对隐身飞机尾焰的红外探测作用距离。结果表明：与其它平台相比，临近空间平台对隐身飞机的探测有更大优势。研究为用临近空间平台对隐身飞机的探测提供了参考。

临近空间；隐身飞机；尾焰；红外探测；辐射强度；观测方向；探测距离；大气透过率

0 引言

因越来越多的飞机采用多种隐身技术并可实现超声速巡航，目前多数雷达已无法对其构成足够的威胁，防卫措施也十分有限。高速飞行中的隐身飞机特别是其发动机尾焰，相对大气环境背景有很强的红外辐射能量。这就为采用红外探测系统对隐身飞机进行探测和预警提供了重要思路与方法。高温尾焰不仅是隐身飞机的主要红外辐射源，而且它的光谱分布较独特，同时能观测的范围较广，是红外探测首先考虑的对象［1］。临近空间平台的观测有较多优势，如利于红外探测系统工作的低温环境及良好红外大气透过率的大气环境等。因此，对隐身飞机尾焰的红外探测技术研究有十分重要的意义。对此类研究，目前大多数国家还处在实验验证和测试阶段，如美国洛克希德·马丁公司的飞艇项目、俄罗斯的彩虹D－2计划、英国的HOTOL空天飞机计划等，其它有关此方面的研制和开发非常少。在理论方面，研究主要集中在飞机尾焰流场参数的讨论，如NIRATAM软件和IRSAM模型［2］。本文考虑隐身措施对尾焰辐射的影响，在红外系统作用距离原计算模型中考虑背景辐射强度，以及大气透过率不均匀等因素，对隐身飞机尾焰红外辐射计算模型进行了研究，并对空间、临近空间和地面平台的红外探测距离进行了计算和分析。

1 隐身飞机尾焰红外辐射计算模型

在空中高速飞行时，飞机发动机的燃烧产物会经过尾喷口持续释放到大气中，这样就形成了尾焰流场。尾焰的主要成分是二氧化碳和水蒸气，在特定的光谱波段内，它们会向外界产生大量的红外辐射［2］。本文以隐身战斗机F－22尾喷管为原型建立模型研究隐身飞机尾喷管气流即尾焰的红外辐射特性。

首先需确定目标与观察者观测角度的定义。本文采取简化处理，假设飞机相对地面处于水平状态，观测角度如图1所示。观测角度为观测线与尾焰流场中心轴线间的夹角，垂直方向（平面XOY）和水平方向（平面XOZ）观测角度均为10°～170°。

1.1 尾焰温度场与压强场等获取

设飞机飞行高度5km，飞行以1.5 Ma的速度飞行，相应的边界条件为：喷管入口为压力入口，压力188kPa；喷口温度875K；外场出口设置成压力出口，压力71kPa；温度256K；入口流动角0°，流动方向为流体流动方向，出口流动方向垂直于外场边界。

壁面为流、固耦合面，壁面边界设置为无滑移固壁边界，在计算温度场时不考虑壁面间的辐射传热［3］。假设矩形挡板壁面的厚度为0，并且热绝缘，外场计算体设为气流静止。采用Couple隐式算法，壁面周围的修正函数设置为标准壁面函数，且收敛精度为1×10－4，用Fluent 6.3.26软件进行迭代计算。所得尾焰静温度云图和静压力云图分别如图2、3所示。

1.2 尾焰红外光谱特性

尾焰气体具非均匀性，空间位置不同，各部分的温度、压力及密度等参数均不同，因此不能用均匀气体红外辐射强度的计算方法计算非均匀气体的红外辐射强度，但可采用近似的方法，即将非均匀性的尾焰流场沿一定方向进行划分为多个很小的薄层，每小层气体的物理性质可视作均匀的。本文用C－G近似法计算沿任一观测方向尾焰的辐射特性［4］。对尾焰流场沿结合视线方向和射流方向进行分层，然后计算每层的光谱透过率，根据算得的每层透过率，由辐射传输方程计算沿视线的总光谱辐射亮度，最后对层数和波数间隔求和获得辐射波段的辐射强度。

计算所得平面XOZ、XOY的观测角分别为90°，140°时红外辐射亮度光谱如图4～7所示。

由图4～7可知：不同观测方向尾焰的红外辐射波谱大致相同，其红外辐射强度主要集中在波长3.5，4.3μm附近，但波长4.3μm附近的辐射强度更高，这也与尾焰成分中主要吸收波长相符，主要辐射波段在CO2的波长4.3μm波带。在短波范围内，因本文所取的介质光谱吸收系数有较高的阈值，故在短波内的辐射计算值较小；在中波范围内，本文的光谱分布曲线与文献［5］中仿真数据和文献［6］中喷灯燃烧航空煤油模拟发动机尾焰实测数据得到的光谱曲线分布有一致性。以上分析表明：本文中的计算模型和方法有一定的可靠性。

1.3 隐身措施影响

隐身飞机对尾焰辐射的抑制措施主要有采用大宽高比二元非轴对称喷管；通过遮挡板、机身和尾翼对尾焰辐射进行遮挡；采用引射技术，进行排气参混；使用气溶胶遮盖，在尾喷流周围形成红外屏蔽云［6］。

为计算遮挡板对尾焰流场的遮挡作用，建立模型如图8所示。

由图8可知：若视线平面与遮挡板相交，则此层平面计算的红外辐射强度就不计入总的辐射强度，所得即为考虑遮挡板影响效果的结果。

引射技术能很大程度地影响喷口流场的温度场和压力场，但因引射技术的整体结构非常复杂且高度机密，故很难详细计算引射技术对流场的影响。工程中多通过经验模拟方法获取。

气溶胶遮盖对红外隐身的影响主要是通过形成烟幕，当红外辐射遇到烟幕时，烟幕可能对它产生反射、吸收和散射等效果，这样就达到了减小红外辐射的目的。由文献［7］实验可知：烟幕不会影响尾焰的光谱特性，只是减小了红外辐射强度。

综合上述分析，本文用两个衰减因子减少流场的压强和温度以模拟引射技术及气溶胶遮盖对流场的影响，有

式中：Φ0，Φ分别为添加引射技术和气溶胶前后温度或压强的参量；α为引射技术导致的衰减因子；τc为气溶胶的光谱透过率。

1.4 尾焰红外辐射强度

由红外强度光谱图可知：尾焰的红外辐射强度主要集中于大气窗口的3～5μm段，因此通过考虑遮挡板的遮挡、射流技术和气溶胶遮盖的影响，对垂直平面和水平平面不同观测角度3～5μm段的光谱辐射亮度进行波数叠加，所得不同观测角度的总辐射强度如图9所示。

由图9可知：垂直方向在同一角度观测所得尾焰辐射强度大于水平方向，因矩形喷管的宽高比为2∶1，导致尾焰为扁平状，水平方向辐射强度约为垂直方向的1／2～2／3。此外在垂直平面和水平平面上探测，两者的强度分布规律一致，都是在观测角10°，170°时尾焰的红外辐射强度最小，在90°附近最大。

2 大气传输衰减

大气透过率τ是指红外辐射穿过大气后的能量P与未穿过大气前的总能量P0之比，且大气透过率可视作符合指数规律，即

式中：β为大气透过率，是衰减系数，与波长λ和距离R密切相关。由此可得

式（3）适于单色辐射衰减和某波段与波长无关的衰减。但当对一束波长为λ单色辐射，并在大气中传播距离为R时，传输前功率为P0，则衰减后功率

在传播距离为R时，相应的大气透过率

式中：β（λ）为大气对波长为λ辐射的衰减系数，因实际中大气环境较复杂，难以用1个常数或一个函数表达［8］。

MODTRAN是由美国某空军基地所属地球物理局依据诸多应用需求研制和开发的基于宽窄带与逐线积分的辐射模型软件，综合考虑了各种因素导致的红外辐射的散射、反射，以及吸收情况，因此具有较强的适用性。本文在MODTRAN软件中设置相应条件，得到在海拔30km探测高度5km目标，探测距离为60km时，波长1～5μm处的大气透过率如图10所示。

用图10不同波长下的大气透过率和此时的平均大气透过率对垂直90°观测方向红外辐射强度进行衰减，所得经大气衰减后红外辐射强度光谱如图11所示。

由图11可知：在尾焰处红外辐射强度最强的4.3～4.5μm波段，大气透过率对红外辐射的衰减很大，而采用平均值的大气透过率完全不能体现此特性。考虑影响大气透过率的因素有多个，但大气透过率对红外辐射强度的影响很大，因此在计算探测距离时不能仅用一个常数平均值代替或用某个函数模拟。

3 临近空间基理论探测距离

3.1 探测距离理论分析

在大量应用中，红外系统能探测、搜索或跟踪目标的最大距离是一个关键的量值。在计算红外探测系统作用距离方程中，文献［9］推导的一般作用距离方程，因为充分考虑了影响探测距离的探测器光学特性、探测器的信号处理特性，以及目标的辐射特性三类影响，其应用较广泛。但探测距离一般公式也有其不完善之处。首先，它只对目标在到达探测器靶面上产生的辐射强度能达到要求进行了论证，而忽略了背景辐射是否会产生影响［10－11］。对中远程目标或辐射强度弱小的目标来说，背景的影响不能忽略。其次，探测距离公式中大气透过率用一个常量值τa替代，未充分考虑大气透过率随不同波长等条件的变化，而且由公式可知，大气透过率是探测距离的增函数，然而探测距离是大气透过率的减函数。因此，本文对探测系统作用距离公式进行推导与修正，用目标与背景的辐射强度差代替原来的目标辐射强度，用MODTRAN软件计算出的λi～λi＋1内所有单位波数间隔λi相应波长下的光谱大气透过率τλ代替大气平均透过率，这样数据较精确且规避了用平均值表示整个波段区间的透过率造成的失真。则红外探测系统作用距离

式中：D0为光学系统的有效通光孔径；τ0为探测系统的光学透过率；D＊为红外探测器的比探测率；F为光学系统的F数；w为系统瞬时视场（球面度）；Δf为信号处理系统的等效噪声带宽；VS／VN为系统输出的电压信噪比；ΔJ（λ，R）为探测距离为R时目标与背景的辐射强度之差通过大气的衰减到达探测器表面的辐射强度，且

此处：τa（λ，R）为波长为λ、作用距离为R时的大气透过率；Nb（λ）为背景的光谱辐照度；J1（λ）为目标的光谱辐射强度；A为探测目标的有效探测面积。ΔJ（λ，R）是探测距离的隐形函数，本文用逐步逼近的方法求红外探测距离，流程如图12所示。开始设定初始探测距离为R0，然后设置MODTRAN配置文件tape5，运行MODTRAN得到R0对应的大气透过率光谱数据，解析这些数据并代入本文的探测系统作用距离修正公式计算红外探测系统作用距离，得到计算的探测距离Ri。因R0为预先设定的值，故R0，Ri间可能存在一定差距，计算ΔR＝，若ΔR＞e（此处e为预先设定的能接受的误差范围值），则将初始值R0设定为（Ri＋R0）／2。重复运行上述步骤，直至ΔR≤e，输出求得的Ri。

3.2 探测距离仿真计算

令探测器参数为：光学系统透过率0.7；光学系统入瞳直径200mm；焦距450mm；单个探测器元件288×4个；单个探测器张角1.027°；探测器像元尺寸30μm×30μm；探测器比探测率1.5× 1012cm·Hz1／2／W；等效噪声带宽2kHz；信噪比8；工作波段3～5μm。根据前文计算的尾焰的红外辐射强度，用本文红外探测系统作用距离改进模型计算临近空间探测平台30km的探测器，探测飞行于高度5km的隐身飞机尾焰的探测距离结果如图13所示。

由图13可知：垂直方向的探测距离明显大于水平方向，这主要是因为垂直方向的辐射强度大于水平方向的辐射强度；垂直、水平方向随角度变化的规律相同，在探测视线角度在80°～100°的范围内可达最大值。

为比较不同探测平台对隐身飞机尾焰的红外探测特性，本文计算了临近空间30km平台、空中平台5km和地面平台对隐身飞机尾焰的垂直方向与水平方向的红外探测距离分别如图14、15所示。

由图14、15可知：在水平方向和垂直方向，临近空间探测平台对隐身飞机的理论可探测距离大于5km高空平台和地面平台，且与传统空中平台相比，临近空间平台的可观测范围更大，侦查敏感区域、监控更易；与沿轨道运行的卫星平台相比，临近空间平台更接近目标，具备纵深侦查、不易拦截和突防能力强等特点［12］。

4 结束语

本文通过对隐身飞机尾焰建模与仿真，得到了尾焰的红外光谱特性，考虑不同隐身措施的影响，计算获得了隐身飞机尾焰在不同探测视角的红外辐射强度。考虑背景辐射强度和大气透过率等因素的影响，对红外系统作用距离计算模型进行改进，得到了中波段临近空间平台对隐身飞机尾焰的红外探测距离，并与空中平台、地面平台红外探测隐身飞机尾焰的距离进行对比，结果表明临近空间平台对隐身飞机的探测有明显的优势，为进行临近空间红外探测实验提供了理论支撑。本文的计算方法可作为研究临近空间平台对隐身飞机的红外探测的参考。由于本文仅对隐身飞机尾焰的红外探测进行了研究，未考虑其蒙皮的作用，进而会影响到对其探测距离。若能充分考虑其蒙皮的红外辐射特征，不仅红外探测系统的作用距离将增大，而且对隐身飞机的识别和跟综也有重大意义。

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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

国家863计划资助（2015AA7055042）

沈 飞（1979—），男，高级工程师，主要研究方向为光电探测技术、目标光电特性建模与仿真。