飛艇紅外探測系統(tǒng)探測高超聲速目標(biāo)性能研究

楊　虹，張雅聲，丁文哲

(裝備學(xué)院 航天裝備系，北京 101416)

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飛艇紅外探測系統(tǒng)探測高超聲速目標(biāo)性能研究

楊虹，張雅聲*，丁文哲

(裝備學(xué)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(tǒng)對臨近空間高超聲速目標(biāo)的探測性能。首先，根據(jù)飛行器的飛行狀態(tài)和飛行高度建立了臨近空間高超聲速目標(biāo)不同波段的紅外輻射特性模型，以及隨高度變化的目標(biāo)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(chǔ)上，建立了飛艇紅外探測系統(tǒng)對高超聲速目標(biāo)的探測距離模型。通過仿真得到了臨近空間高超聲速目標(biāo)在不同飛行狀態(tài)下3個波段的紅外輻射強度隨目標(biāo)飛行高度變化的曲線，以及飛艇紅外探測系統(tǒng)對飛行器在不同飛行狀態(tài)下3個紅外輻射波段的探測能力。研究結(jié)果表明：飛艇紅外探測系統(tǒng)對高超聲速目標(biāo)的有效探測距離可以達到百公里量級；當(dāng)飛行器飛行狀態(tài)一定時，隨著飛行器飛行高度的增加，系統(tǒng)對目標(biāo)的探測距離先增大后減?。慌c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(yīng)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(tǒng)；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(xiàn)有的導(dǎo)彈防御體系，對我國國家安全構(gòu)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(tǒng)放置在平流層飛艇上對高超聲速飛行器進行預(yù)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(xù)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(shù)都停留在定性分析的階段。

目前，國內(nèi)外針對巡航導(dǎo)彈、飛機、彈道導(dǎo)彈等目標(biāo)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(tǒng)目標(biāo)，具有獨特的性質(zhì)，目前還缺少飛艇紅外探測系統(tǒng)對其探測性能方面的系統(tǒng)性分析。文獻[6]建立了基于目標(biāo)圖像信噪比的探測距離模型；文獻[7]針對機載紅外預(yù)警探測系統(tǒng)，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(chǔ)上建立了考慮彌散現(xiàn)象的探測距離模型。

在上述研究的基礎(chǔ)上，本文首先根據(jù)臨近空間高超聲速飛行器的飛行狀態(tài)與飛行高度建立相應(yīng)的高超聲速飛行器紅外輻射特性模型；其次根據(jù)高超聲速飛行器與飛艇紅外探測系統(tǒng)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(biāo)與飛艇高度、大氣透過率的波段選取等因素基礎(chǔ)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(tǒng)的探測距離模型，最后對系統(tǒng)的探測性能進行了仿真研究。

2　高超聲速目標(biāo)紅外輻射模型

研究臨近空間高超聲速目標(biāo)的紅外輻射特性必須考慮以下因素的影響：目標(biāo)飛行速度、目標(biāo)發(fā)動機工作狀況、目標(biāo)周圍大氣環(huán)境溫度以及目標(biāo)有效紅外輻射面積等[9]。本文在考慮以上影響因素的基礎(chǔ)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(fā)動機紅外輻射模型、飛行器發(fā)動機尾焰紅外輻射模型3個部分，并分別進行模型構(gòu)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(chǎn)生的紅外輻射強度遠大于太陽反射，并且太陽反射復(fù)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?yōu)殪o止點時的溫度(恢復(fù)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(jù)高超聲速目標(biāo)的飛行速度以及目標(biāo)周圍的大氣溫度求出目標(biāo)蒙皮的駐點溫度Tm，建立目標(biāo)蒙皮氣動加熱紅外輻射模型。其中駐點溫度與目標(biāo)的飛行速度、目標(biāo)周圍大氣溫度有關(guān)，關(guān)系如式(1):

(1)

式中，Tm為蒙皮駐點溫度，β為溫度恢復(fù)系數(shù)，ν為大氣絕熱指數(shù)，Ma為目標(biāo)飛行馬赫數(shù)，Th為飛行器周圍的環(huán)境溫度，Th是隨目標(biāo)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(biāo)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(fā)射率(與蒙皮材質(zhì)有關(guān))，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(shù)，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(fā)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(fā)動機被排出的尾氣加熱，因此將發(fā)動機表面的溫度用發(fā)動機出口氣體的溫度近似。高超聲速目標(biāo)上的超燃沖壓發(fā)動機紅外輻射強度模型為:

(3)

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

2.3飛行器發(fā)動機尾焰紅外輻射模型

臨近空間高超聲速飛行器發(fā)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(fā)動機尾焰紅外輻射強度，首先要對超燃沖壓發(fā)動機尾噴管內(nèi)外氣流建模，接著運用流體力學(xué)的復(fù)雜數(shù)值模型進行計算，鑒于過程較為復(fù)雜。為了便于分析計算，本文假設(shè)發(fā)動機的尾噴焰為關(guān)于軸對稱的均勻輻射源，其溫度和物質(zhì)濃度均設(shè)為常數(shù)，求得發(fā)動機尾焰的紅外輻射模型為:

(4)

式中，εw為尾噴焰的光譜發(fā)射率(與尾焰的成分有關(guān))，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(biāo)的紅外輻射特性模型為:

(5)

當(dāng)高超聲速目標(biāo)處于無動力飛行狀態(tài)時，發(fā)動機不工作，If、Iw取值均為0。

3　高超聲速目標(biāo)背景的紅外輻射特性

飛艇紅外探測系統(tǒng)在對臨近空間高超聲速目標(biāo)進行探測時會受到背景紅外輻射干擾，目標(biāo)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(tǒng)的紅外探測系統(tǒng)計算探測距離時往往將其假設(shè)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(dāng)海拔高度在0～85 km時，大氣環(huán)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(tǒng)產(chǎn)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(zhǔn)確性將影響紅外探測系統(tǒng)對高超聲速目標(biāo)的最終探測精度。從文獻[11-12]可以發(fā)現(xiàn)，由于臨近空間大氣的復(fù)雜性，學(xué)術(shù)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(tǒng)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(tǒng)采用掃描型與凝視型探測器協(xié)調(diào)工作的模式對臨近空間高超聲速飛行器進行預(yù)警探測。首先掃描型紅外探測器對預(yù)警區(qū)域進行不斷掃描，發(fā)現(xiàn)目標(biāo)后先對目標(biāo)進行識別判斷，當(dāng)確認為目標(biāo)后再由凝視型探測器進行連續(xù)精密跟蹤。鑒于飛艇紅外探測系統(tǒng)的工作模式，本文在計算飛艇紅外探測系統(tǒng)最遠探測距離時，假設(shè)目標(biāo)一出現(xiàn)在視野中就能立刻發(fā)現(xiàn)目標(biāo)，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(dāng)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(shè)同層大氣內(nèi)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(jié)點高度，Di為AC段之間每層大氣對應(yīng)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(chǎn)生消減，并且n層大氣對不同波段的紅外輻射產(chǎn)生的消減作用均不相同，設(shè)每一層大氣對不同紅外波段的消光系數(shù)為：

(11)

式中：μ0(λ)為海平面的消光系數(shù)，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(shù)和散射系數(shù)決定，β取值與μ0相對應(yīng)，在綜合考慮以上因素的條件下取經(jīng)驗平均值1.5，l為標(biāo)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(tǒng)探測距離模型

考慮到高超聲速目標(biāo)與紅外探測器間的距離很遠，可以將目標(biāo)看作是點源，考慮到目標(biāo)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(biāo)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(tǒng)的數(shù)值孔徑，其中f為焦距，τ0為紅外探測系統(tǒng)透射率，D*是紅外探測系統(tǒng)比探測率，δ是信號衰減因子，Δf是紅外探測系統(tǒng)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(tǒng)探測能力仿真分析

6.1飛行器參數(shù)設(shè)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(shè)飛行器長度為4.27 m，寬度為0.58 m，發(fā)動機采用碳氫超燃沖壓發(fā)動機，寬度為0.23 m。設(shè)高超聲速目標(biāo)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(dāng)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(guān)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(jié)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(jié)論：

(1)高超聲速目標(biāo)在同一飛行狀態(tài)下，3個波段的紅外輻射強度均隨目標(biāo)飛行高度而產(chǎn)生較大變化。由于高超聲速目標(biāo)飛行速度快，在空氣場中與大氣產(chǎn)生劇烈摩擦，導(dǎo)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(huán)境溫度影響較大，而環(huán)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(tài)下，高超聲速目標(biāo)的紅外輻射強度差別很大。這是由于當(dāng)高超聲速目標(biāo)處于有動力飛行段時，超燃沖壓發(fā)動機點火工作，發(fā)動機與尾噴焰產(chǎn)生的紅外輻射構(gòu)成了目標(biāo)紅外輻射的主體部分，其大小遠大于蒙皮產(chǎn)生的紅外輻射強度；而在無動力飛行段，只有蒙皮產(chǎn)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(biāo)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(tǒng)參數(shù)設(shè)置及其探測能力仿真分析

[7-8,12]對飛艇紅外探測系統(tǒng)的相關(guān)性能參數(shù)設(shè)置如表1所示。

表1　飛艇紅外探測系統(tǒng)性能參數(shù)設(shè)置

飛艇紅外探測系統(tǒng)對3個波段的探測性能仿真結(jié)果如圖8～圖13。

圖8　飛艇紅外探測系統(tǒng)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(tǒng)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(tǒng)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(tǒng)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(tǒng)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(tǒng)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(jié)論：

(1)飛艇飛行高度小于18 km時，紅外探測系統(tǒng)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(dāng)飛艇飛行高度大于18 km時，紅外探測系統(tǒng)的最遠探測距離幾乎保持不變。這是因為當(dāng)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(biāo)紅外輻射的消減作用不斷減弱，導(dǎo)致飛艇紅外探測系統(tǒng)的探測距離不斷增加；但是當(dāng)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(tǒng)的探測距離也基本保持穩(wěn)定。仿真結(jié)果與事實相一致，檢驗了本文所建模型的準(zhǔn)確性。在實際應(yīng)用中，飛艇應(yīng)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(yīng)根據(jù)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(tǒng)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(xiàn)規(guī)律性變化。如圖9～圖13所示，當(dāng)高超聲速飛行器飛行高度在25～47 km時，探測系統(tǒng)的探測距離隨著飛行器飛行高度的增加而增加；當(dāng)高超聲速飛行器飛行于47～51 km時，飛艇紅外探測系統(tǒng)對飛行器的探測距離幾乎保持不變；而當(dāng)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(tǒng)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(jié)果表明，飛艇紅外探測系統(tǒng)對高超聲速目標(biāo)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(tǒng)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(dāng)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(tǒng)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(tǒng)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(tǒng)對高超聲速目標(biāo)無動力段的最大探測距離

7　結(jié)　論

對飛艇紅外探測系統(tǒng)探測能力的分析是構(gòu)建飛艇紅外組網(wǎng)探測系統(tǒng)的重要環(huán)節(jié)。本文以X-51A為例，研究了飛艇紅外探測系統(tǒng)對臨近空間高超聲速目標(biāo)的探測性能。結(jié)果表明：飛艇紅外探測系統(tǒng)對高超聲速目標(biāo)的有效探測距離可以達到百公里量級；當(dāng)飛行器飛行狀態(tài)一定，隨著飛行器飛行高度的增加，系統(tǒng)對目標(biāo)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(yīng)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(jié)論應(yīng)用于臨近空間飛艇紅外探測系統(tǒng)的組網(wǎng)設(shè)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(shù)研究發(fā)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(wù)分析與設(shè)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(dǎo)師，主要從事航天任務(wù)分析與設(shè)計方面的研究。E-mail:13521219203@139.com

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