靶標(biāo)系統(tǒng)中的目標(biāo)紅外特性建模技術(shù)研究

楊翔云,呂 勇,劉 洋,劉力雙

(北京信息科技大學(xué),北京 100192)

1 引 言

靶試是紅外制導(dǎo)武器系統(tǒng)研發(fā)及訓(xùn)練的關(guān)鍵環(huán)節(jié),靶標(biāo)系統(tǒng)對(duì)實(shí)際目標(biāo)紅外特性的仿真程度與實(shí)戰(zhàn)化訓(xùn)練水平直接相關(guān)。目前紅外靶標(biāo)主要采用燃燒式(如曳光管、噴燈等),其具有輻射強(qiáng)度高、結(jié)構(gòu)簡單的優(yōu)點(diǎn),但是調(diào)節(jié)速度慢、精度差,無法根據(jù)雙方的態(tài)勢,動(dòng)態(tài)準(zhǔn)確的模擬目標(biāo)紅外特性。因此準(zhǔn)確、動(dòng)態(tài)的模擬飛行器目標(biāo)的紅外特性,對(duì)紅外制導(dǎo)武器的研制以及實(shí)戰(zhàn)化訓(xùn)練具有重要意義。而靶標(biāo)系統(tǒng)準(zhǔn)確、動(dòng)態(tài)模擬目標(biāo)紅外特性的前提條件是目標(biāo)紅外特性的準(zhǔn)確建模。

近年來,國內(nèi)外許多研究單位對(duì)飛行器目標(biāo)的紅外特性開展了研究,主要采用CFD(計(jì)算流體力學(xué))的數(shù)值計(jì)算方法對(duì)飛行器目標(biāo)在特定流體環(huán)境中的輻射特性進(jìn)行的研究。雖然仿真研究結(jié)果分布較為細(xì)致,但是數(shù)值計(jì)算量大,條件適用性較差。文獻(xiàn)[3]～[5]都采用了文獻(xiàn)[6]中的數(shù)值計(jì)算方法,該方法將目標(biāo)各部分輻射源在某方向上的輻射強(qiáng)度的疊加作為目標(biāo)在該方向的紅外輻射強(qiáng)度。這種計(jì)算方法精簡可靠,并且適用于各種飛行目標(biāo)。但是這些文獻(xiàn)研究均是針對(duì)四面體簡易模型進(jìn)行仿真計(jì)算分析,沒有進(jìn)行真實(shí)飛行目標(biāo)仿真研究和相應(yīng)的試驗(yàn)驗(yàn)證,不能精確處理光在傳輸過程中發(fā)生的光的反射、折射和吸收等光學(xué)現(xiàn)象。

為了能夠精確且真實(shí)地反應(yīng)飛行目標(biāo)的紅外輻射特性,本文采用較為經(jīng)典且可靠的適用于紅外點(diǎn)源目標(biāo)的理論計(jì)算模型。在該模型基礎(chǔ)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(xué)仿真軟件對(duì)某型靶機(jī)的尾噴管和尾焰兩部分的各角度觀察面處的紅外輻射強(qiáng)度進(jìn)行仿真,從而有效提升目標(biāo)紅外特性建模的精度及速度。最后結(jié)合試驗(yàn)實(shí)測獲得的輻射特性數(shù)據(jù),驗(yàn)證了該方法可靠可行,可為相關(guān)領(lǐng)域研究提供理論支持。

2 理論模型建立

在新型防空導(dǎo)彈領(lǐng)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(tǒng)相比,其分辨率較低,因此在中遠(yuǎn)距離范圍內(nèi)可將飛行器目標(biāo)看作是各向異性的紅外點(diǎn)源目標(biāo)進(jìn)行分析模擬實(shí)驗(yàn)。飛行器目標(biāo)的紅外輻射特性主要來源于飛機(jī)蒙皮、發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口和尾焰三個(gè)部分。目標(biāo)視線方向的紅外輻射強(qiáng)度為各部分輻射源在該方向上的輻射強(qiáng)度的疊加。每個(gè)輻射源的輻射強(qiáng)度為該輻射源的輻射強(qiáng)度與其投影面積的乘積。為方便計(jì)算,采用如圖1所示的四面體簡易模型[3-5]。四面體目標(biāo)ABCD在以O(shè)點(diǎn)為原點(diǎn)的直角坐標(biāo)系中,A點(diǎn)在y軸上,B點(diǎn)和C點(diǎn)在x軸上,D點(diǎn)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(jī)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(jù)文獻(xiàn)[7]中坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換方法獲得探測器在飛行器目標(biāo)坐標(biāo)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(biāo)相對(duì)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(dāng)cosα小于零時(shí),被投影面在探測器后方,屬于被遮擋狀態(tài),此時(shí)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(biāo)三維建模的精度直接決定了輻射遮擋問題處理的結(jié)果,但由于投影計(jì)算復(fù)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(jié)果的準(zhǔn)確性。為此,本文采用光學(xué)仿真軟件LightTools通過有限光線追跡法,對(duì)各角度觀察面處的紅外輻射強(qiáng)度進(jìn)行仿真,從而有效提升目標(biāo)紅外特性建模的精度及速度。

2.1 蒙皮紅外輻射

作戰(zhàn)飛行器目標(biāo)蒙皮紅外輻射特性,由目標(biāo)表面溫度場和目標(biāo)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(dòng)熱產(chǎn)生的蒙皮紅外輻射。

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

目標(biāo)表面溫度場由目標(biāo)所處的環(huán)境特性、目標(biāo)的速度和幾何特征確定。飛機(jī)高速運(yùn)動(dòng)時(shí),機(jī)體與環(huán)境氣體摩擦,機(jī)體蒙皮溫度上升,產(chǎn)生的熱輻射不可忽略。這種由氣動(dòng)加熱產(chǎn)生的飛機(jī)蒙皮熱輻射可以采用求駐點(diǎn)(氣流速度為0的位置)溫度的方法求得蒙皮的輻射,計(jì)算公式如式(3)所示:

(3)

式中,Ts是蒙皮表面溫度；Ta為環(huán)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(shí),該值接近1.4[5]；k為溫度恢復(fù)系數(shù)(層流一般取值為0.82,紊流為0.87)；Ma為飛行馬赫數(shù)。

已知蒙皮表面溫度,假設(shè)機(jī)身蒙皮是一種均勻漫反射的朗伯源物體。根據(jù)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(shù),σ=5.6697×10-8W/(m2·K4)。

考慮到蒙皮的輻射發(fā)射率,有:

(5)

式中,ε為蒙皮的輻射發(fā)射率,將蒙皮看作是ε=0.7的灰體。

結(jié)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(jì)算出蒙皮沿探測器方向的總的輻射強(qiáng)度Im[4]:

Im=M×S

(6)

2.2 尾噴管紅外輻射

加力燃燒的發(fā)動(dòng)機(jī),雖然尾噴管容易被機(jī)身所遮擋,但對(duì)側(cè)向及尾向紅外輻射探測起著關(guān)鍵作用。被發(fā)動(dòng)機(jī)高溫排氣加熱的機(jī)尾外露金屬型腔體熱部件,是典型的灰色輻射體,計(jì)算時(shí)將外露尾噴管看作是發(fā)射率為ε=0.9的灰體輻射源[8]。

發(fā)動(dòng)機(jī)熱氣體的溫度關(guān)系式為:

(7)

飛行目標(biāo)穩(wěn)定飛行時(shí),尾噴管的溫度約為管內(nèi)氣體的溫度,輻射面積為尾噴管表面積。試驗(yàn)可知發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管在不開加力的條件下的溫度約為600～800K。在計(jì)算尾噴管的輻射強(qiáng)度時(shí),要充分考慮輻射遮擋的情況。可以按照公式(4)～(6)計(jì)算尾噴管的紅外輻射強(qiáng)度Il。

2.3 尾焰紅外輻射

發(fā)動(dòng)機(jī)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(qū)、邊界層及核心區(qū)這六個(gè)區(qū)域[11]。

圖3 尾焰流場結(jié)構(gòu)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(qū),該區(qū)內(nèi)溫度和壓強(qiáng)基本恒定且和尾噴口數(shù)值相當(dāng),在不開加力的條件下溫度Ts約為600～800 K?？紤]到尾焰是選擇性輻射體,可以將尾焰看作是一個(gè)發(fā)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(jù)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(duì)普朗克公式進(jìn)行相應(yīng)波長的積分,有全輻亮度為:

(9)

結(jié)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(jì)算出蒙皮沿探測器方向的總的輻射強(qiáng)度Is[4]。

綜上所述,某視線方向上的飛行器目標(biāo)的紅外輻射為:

I=Im+Il+Is

(10)

3 仿真模擬實(shí)現(xiàn)

基于上述分析結(jié)果,本文對(duì)某型靶機(jī)的全向紅外特性進(jìn)行建模分析,采用光學(xué)仿真軟件LightTools作為光線追跡仿真平臺(tái),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(duì)各角度觀察面處的紅外輻射強(qiáng)度進(jìn)行仿真,從而有效提升目標(biāo)紅外特性建模的精度及速度。

首先建立靶機(jī)的三維模型,因?yàn)樵囼?yàn)為地面測試,蒙皮溫度約為室溫,其紅外輻射貢獻(xiàn)小,這里不考慮蒙皮紅外輻射,只對(duì)尾噴管和尾焰進(jìn)行仿真計(jì)算。如圖4根據(jù)所提供的某型靶機(jī)資料建立的靶機(jī)三維模型圖。

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

根據(jù)理論計(jì)算模型將靶機(jī)模型仿真設(shè)置如下:

1)機(jī)體材料屬性為機(jī)械吸收材料,以便精確有效地處理遮擋；

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

3)尾焰等效為圓柱體型紅外光源,其側(cè)面發(fā)均勻光,前后表面發(fā)后向朗伯光。

4)靶機(jī)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?yàn)樵囼?yàn)采用的紅外相機(jī)獲取到的目標(biāo)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(tài)。

試驗(yàn)時(shí)靶機(jī)機(jī)身沒有加側(cè)翼和尾翼,本文仿真建模采用與試驗(yàn)相同狀態(tài)。以靶機(jī)模型目標(biāo)為中心,在各個(gè)觀察角度處設(shè)置觀察面,如圖5中(a)圖所示為L=0時(shí)靶機(jī)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(biāo)在L=0平面的光強(qiáng)度剖切圖,仿真結(jié)果如圖5中(b)圖所示,其中機(jī)頭朝向0°方向,機(jī)尾朝向180°方向。從仿真結(jié)果圖中可以看到目標(biāo)自后向(180°方向)到前向(0°方向)輻射強(qiáng)度逐漸減小,并且在后向輻射強(qiáng)度最大；前向因?yàn)闄C(jī)身的遮擋,輻射強(qiáng)度隨著角度的變化迅速減小,且最小為0。 該結(jié)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(zhuǎn)Z軸相等的角度,獲得目標(biāo)不同的剖切面的紅外特性,進(jìn)而可以獲得目標(biāo)的全向紅外輻射特性數(shù)據(jù)。因?yàn)榉抡婺Ｐ筒捎门c實(shí)際試驗(yàn)靶機(jī)機(jī)身狀態(tài)相同,是沒有機(jī)翼和尾翼的,所以仿真結(jié)果呈沿機(jī)身方向旋轉(zhuǎn)對(duì)稱。三維圖結(jié)果如圖6所示,圖中飛行器目標(biāo)處于原點(diǎn)處,Z軸正向?yàn)闄C(jī)頭方向,Z軸負(fù)向?yàn)闄C(jī)尾方向。因?yàn)闄C(jī)身遮擋機(jī)頭方向紅外輻射最小,機(jī)身尾部最強(qiáng)。

圖6 目標(biāo)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(yàn)結(jié)果

為了校驗(yàn)所建立模型方法的正確性,對(duì)上節(jié)仿真所建立靶機(jī)模型進(jìn)行實(shí)際測試。測試采用地面測試,只能進(jìn)行水平方向測試。設(shè)備采用FLIR公司TAU2系列的非制冷熱成像儀,在距離靶機(jī)目標(biāo)200米遠(yuǎn)處,分別從靶機(jī)目標(biāo)尾向0°、45°、90°和135°的觀察角度下拍攝目標(biāo)穩(wěn)定狀態(tài)下在8～14 μm范圍的長波紅外視頻。試驗(yàn)環(huán)境如圖7所示。

圖7 試驗(yàn)環(huán)境Fig.7 Test environment

從視頻中提取目標(biāo)尾噴管處紅外圖像,按如下步驟對(duì)圖像進(jìn)行處理:

1)通過迭代閾值分割法,對(duì)圖像進(jìn)行分割,獲取目標(biāo)所在位置。

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

3)LOG算子方法處理目標(biāo)邊緣信息,獲取目標(biāo)信息區(qū)域。

靶機(jī)目標(biāo)尾向0°方向紅外圖像如圖8所示,圖8(b)中標(biāo)記區(qū)域?yàn)槟繕?biāo)信息區(qū)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(yàn)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(yīng)的是輻射場中的紅外輻射能量的強(qiáng)度。對(duì)確定的目標(biāo)信息區(qū)域內(nèi)的像素灰度值求平均值得到的數(shù)據(jù)如表1所示。

表1 試驗(yàn)結(jié)果Tab.1 Test results

由于試驗(yàn)沒有直接獲取目標(biāo)的輻射強(qiáng)度信息,不能對(duì)圖像進(jìn)行輻射標(biāo)定。這里只討論其趨勢。仿真在L=0時(shí),即為試驗(yàn)平面。將獲得目標(biāo)仿真輻射強(qiáng)度數(shù)據(jù)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比,結(jié)果如圖9所示。曲線為仿真結(jié)果,圈點(diǎn)為試驗(yàn)結(jié)果。從圖可以看出,仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果具有較好的一致性。以此驗(yàn)證該仿真建模方法可靠可行。

圖9 試驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果對(duì)比圖Fig.9 Comparison of test results and simulation results

5 結(jié) 論

本文采用較為經(jīng)典且可靠的適用于紅外點(diǎn)源目標(biāo)的理論計(jì)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(xué)仿真軟件LightTools,對(duì)某型靶機(jī)進(jìn)行尾噴管和尾焰兩部分的仿真模擬及試驗(yàn)測試。并驗(yàn)證了將飛行器目標(biāo)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(duì)各角度觀察面處的紅外輻射強(qiáng)度進(jìn)行仿真的方法可行。這為后期硬件條件下的紅外模擬靶標(biāo)的研制提供了基礎(chǔ)。