飞机红外辐射与大气透过率建模方法

摘要

本发明公开了一种飞机红外辐射与大气透过率建模方法，属于计算机仿真中飞机红外辐射建模和仿真领域。该建模方法首先获取飞机红外辐射强度的接口，然后综合周围环境辐射，建立飞机表面蒙皮温度模型，再根据面积模型计算飞机表面蒙皮红外辐射强度；其次，建立发动机喷管红外辐射强度模型；最后，建立羽流的输入参数模型和温度模型，再计算羽流红外辐射强度。建立飞机的零距离红外辐射强度模型后，本发明采用Modtran4软件建立了红外辐射在大气环境中的传输辐射模型，获取大气透过率，最终可获得到达传感器端的红外辐射强度信号。本发明采用的建模方法模型简单，实验数据符合实际情况，易于在平台红外场景生成、红外目标探测平台中使用。

主权项

1.飞机红外辐射与大气透过率建模方法，其特征在于，包括以下几个步骤：步骤一：获取飞机的红外辐射强度值；将飞机划分为飞机表面蒙皮、喷管和羽流三个部分，独立计算各部分的温度T_i，然后计算飞机第i个部件在温度为T_i下的辐射亮度为N_i：$N_i=\frac{1}{\pi }{\int }_{{\lambda }_1}^{{\lambda }_2}\frac{{ϵ}_i·c_1}{({\lambda }^5\exp (c_2/\lambda T_i)-1)}\mathrm{d\lambda }---\left(1\right)$其中，N_i单位为W/m²·Sr，即瓦/米²·球面度，ε_i为为第i部分的发射率，λ₁、λ₂为探测波段范围，c₁为第一辐射常数，3.71418×10⁸Wm^-2μm⁴，c₂为第二辐射常数，1.4388×10⁴μmK，λ为波长变量，单位为um；获得视线方向飞机第i部分的零距离红外辐射强度值I_i为：I_i＝N_iA_i    (2)其中：I_i的单位为W/Sr，A_i为视线方向上辐射面积，单位为m²；步骤二：建立飞机表面蒙皮红外辐射强度模型；1)建立飞机周围环境辐射模型；建立太阳辐射、地球自身辐射、天空辐射、地球反射太阳辐射四个方面的周围环境辐射模型，最终得到飞机周围环境辐射模型；2)建立气动热模型；绝热壁的壁面温度是恢复温度T_γ：$T_{\gamma }=T_{\infty }(1+\sigma \frac{\gamma -1}{2}{\mathrm{Ma}}^2)---\left(3\right)$其中：T_∞为前方来流温度，与环境温度相等；γ为气体绝热指数；σ为恢复系数；Ma为飞机运动马赫数；然后，根据高速运动物体的计算机红外成像仿真中的方法建立气动热模型；3)建立平衡方程；平衡方程为：Q_i+q_o＝q_abs+q_rad+q_cdi+q_cv    (4)其中：Q_i为周围大气环境辐射的能量，q_o由发动机内热源发出并且到达物体内表面的热量，由发动机当前工作状态决定，q_rad为辐射到环境中的热量，q_abs为表面材料吸收的热量，q_cdi为外界传导的热量，q_cv为对流换热；采用牛顿迭代法求解非线性方程式(4)，计算蒙皮平衡后温度，然后根据公式(1)计算表面蒙皮的辐射亮度值N_skin；4)建立飞机表面蒙皮面积模型；在视线方向飞机表面蒙皮面积模型为：$A_{\mathrm{fus}}=\left\{\begin{array}{cc}{A}_{\mathrm{hd}}\cos {\theta }_{\mathrm{asp}}+(A_{\mathrm{bd}}+2A_{\mathrm{wng}})\sin {\theta }_{\mathrm{asp}}& 0\le {\theta }_{\mathrm{asp}}<90\\ (A_{\mathrm{bd}}+2A_{\mathrm{wng}})\sin {\theta }_{\mathrm{asp}}& 90\le {\theta }_{\mathrm{asp}}<180\end{array}\right.---\left(5\right)$其中，A_hd、A_bd、A_wng分别代表机头、机身、机翼的面积，θ_asp＝arc cos(cosθ_az cosθ_e1)，θ_az为观测线上的方位角，θ_e1为观测线上的俯仰角，A_hd＝πR²，A_bd＝2RL_b；R为机体半径，L_b为机身的长度；5)获取飞机表面蒙皮辐射强度模型；根据步骤1)-步骤4)，则飞机表面蒙皮红外辐射强度模型为：I_skin＝N_skin·A_fus    (6)步骤三：建立发动机喷管红外辐射强度模型；具体为：a)建立进气道出口截面温度模型；${T_B}^{*}=T_{\mathrm{amb}}(1+\frac{k-1}{2}{\mathrm{Ma}}^2)---\left(7\right)$式中：T_B^*为进气道出口截面温度，k为气体比热比，取值为1.4，Ma为飞机运动马赫数，T_amb为环境温度，由当前飞行高度决定；进气道的增压比π^*_B为：${{\pi }^{*}}_B={\sigma }_i{(1+\frac{k-1}{2}{\mathrm{Ma}}^2)}^{(k-1/k)}---\left(8\right)$其中：σ_i为进气道的总压恢复系数；b)建立压气机出口截面温度模型；${T_{\kappa }}^{*}={T_B}^{*}(1+\frac{{{{\pi }^{*}}_{\kappa }}^{(k-1/k)}-1}{{{\eta }^{*}}_{\kappa }})---\left(9\right)$其中：T_κ^*为压气机出口截面温度，η^*_κ为压气机效率，π^*_κ为增压比；c)建立燃烧室出口截面温度模型和加力燃烧室出口截面温度模型；非加力状态下燃烧室出口截面温度模型为：${T_{\Gamma }}^{*}={T_{\kappa }}^{*}+T_{\mathrm{amb}}({{{\pi }^{*}}_{\Gamma }}^{(k-1/k)}-\frac{e-1}{{{\eta }^{*}}_{\kappa }}-1)---\left(10\right)$其中：T_Γ^*为燃烧室出口截面温度，e＝aη^*_κη^*_T，η^*_T为发动机涡轮效率，a取值为1.02～1.04，燃烧室升压比π^*_Γ＝π^*_Bπ^*_κ；如果发动机工作在加力状态，加力燃烧室出口温度为T_Φ^*，则加力燃烧室出口截面温度模型为：T_Φ^*＝1.61T_Γ^*    (11)d)建立涡轮出口截面的温度模型；${T_T}^{*}={T_{\Gamma }}^{*}(1-(1-\frac{1}{{{{\pi }^{*}}_T}^{(k_i-1/k_i)}}){{\eta }^{*}}_T)---\left(12\right)$其中：η_T^*为涡轮效率水平，取值为0～1，π^*_T为涡轮升压比，k_i为气体比热比，取值1.25；e)建立喷管出口温度模型；飞机在非加力状态下，喷管出口温度模型为：${T_c}^{*}={T_T}^{*}-\frac{k_i-1}{k_i{R}_i}\frac{{c_c}^2}{2}---\left(13\right)$其中：c_c为燃气在喷管中完全膨胀后的排气速度，R_i为气体常数，取289.3J/Kg·K；c_c通过下式获得：其中：为喷管速度系数，用于估计气流在喷管中的损失；飞机在加力状态下，喷管出口温度模型为：${T_c}^{*}={T_{\Phi }}^{*}-\frac{k_i-1}{k_i{R}_i}\frac{{c_c}^2}{2}---\left(15\right)$其中，c_c通过下式获得：根据飞机当前飞行的工作状态，选择不同模型获得发动机尾喷管出口温度，将温度带入公式(1)，计算得到喷管的红外辐射亮度值N_nozzle；f)建立喷管出口面积模型；在视线方向上喷管出口面积模型为：其中，R_hs为喷口半径；g)获取发动机喷管红外辐射模型；通过步骤a)～步骤f)，发动机喷管红外辐射模型为：I_nozzle＝N_nozzle·A_hs    (18)其中，I_nozzle为在视线方向上飞机喷管的红外辐射强度；步骤四：建立羽流红外辐射强度模型；具体为：(1)首先确立在当前飞行高度下大气压强P_H和密度ρ的数学模型，大气压强P_H的数学模型为：$P_H=\left\{\begin{array}{cc}1.0133\times {10}^5{(1-H/44.308)}^{5.2553}& 0\le H<11\mathrm{Km}\\ 0.277\times {10}^5{e}^{\frac{11-H}{6.338}}& 11\mathrm{Km}\le H\le 20\mathrm{Km}\end{array}\right.---\left(19\right)$式中：H为飞机飞行高度，单位为Km；密度ρ的数学模型为：ρ＝1.225exp(-H/10.7)    (20)(2)计算羽流入口压强；A)建立进气道出口截面压强模型；P_B^*＝P_H(1+(k-1)Ma²/2)^(k/(k-1))σ_i    (21)其中：P_B^*为进气道出口截面压强，σ_i为进气道的总压恢复系数，一般取0.97；k为理想气体指数，取值1.4，Ma为飞机运动马赫数；B)建立压气机出口截面压强模型；P_K^*＝P_B^*·π_k^*    (22)其中：P_K^*为压气机出口截面压强；C)建立燃烧室出口截面压强；P_Γ^*＝P_B^*·σ_k·c    (23)其中：P_Γ^*为燃烧室出口截面压强，σ_k·c为燃烧室总压恢复系数；D)建立涡轮出口截面压强模型；P_T^*＝P_Γ^*/π_T^*    (24)其中：P_T^*为涡轮出口截面压强，π_T^*为涡轮增压比系数；E)建立喷管出口截面压强模型；P_C^*＝P_T^*/π_c.kp^*    (25)其中：P_C^*为喷管出口截面压强，π_c.kp^*为增压比，k_i取值为1.33；喷管出口压强等效于羽流的进口截面压强；所以根据步骤A)-E)获得羽流入口处压强值；(3)计算进口气流速度；羽流进口气流速度与燃气在喷管中完全膨胀后的排气速度c_c相同；(4)计算羽流长度；L^*＝[F/(ρV_m)²]^1/2    (26)其中，F为推力，ρ为环境气体密度，V_m为飞机运动速度，T_c^*为喷管出口温度，q(λ_c)为发动机流量函数，f(λ_c)为发动机冲量函数，m为流量，q_T为涡轮的流量函数值；(5)计算羽流温度场；根据步骤(1)～步骤(4)获得建立羽流温度场所需的初始参数，即羽流入口压强、大气压强、大气密度、入口初始温度、入口气流速度、羽流长度；然后根据目前飞行状态，通过在空中飞行目标尾焰红外辐射信号的建模与仿真方法建立动态的羽流温度场，根据公式(1)计算羽流的红外辐射亮度N_plume；(6)建立羽流面积模型；视线方向羽流的面积模型为：其中，R₁为尾焰最大半径，R₀即为喷口半径，R为机体半径，l为机体最大半径与喷口的距离，L_flare为羽流的长度，获得在视线方向上飞机羽流的红外辐射强度，羽流红外辐射强度模型为：I_plume＝N_plume·A_flare    (28)步骤五：获取飞机整体零距离红外辐射强度值；通过步骤一至步骤四，最后可获得在视线方向上飞机的整体辐射强度值I_total：I_total＝I_skin+I_nozzle+I_plume    (29)步骤六：获取大气透过率；主要步骤为：①设置地理模型；地理模型分为：水平大气参数、热带大气、中纬度夏、冬季大气、极地夏、冬季大气以及美国标准大气，根据用户需求，选择其中一个地理模型；②设置气溶胶；气溶胶模型分为：不考虑气溶胶；乡村模型，默认5Km；城镇模型，默认5Km；海平面模型，由风速和相对湿度指定；海平面模型，默认23Km；对流层，默认50Km；雾天0.2Km；雾天0.5Km，根据用户需求，选择其中一个气溶胶模型；③设置云雨模式；云雨模式包括：无云或雨；堆云；高层云；层云；积云；乱层云；细雨；小雨；中雨；大雨；暴雨；用户自定义；卷云，半径64微米积冰颗粒；卷云，半径4微米积冰颗粒；卷云，NOAA标准；根据用户需求，选择其中一个云雨模式；④设置路径模式；路径模式分为：水平路径、两高度间的倾斜路径和垂直路径，根据用户需求，选择其中一个路径模式；⑤计算红外辐射在大气传输中不同波段上的大气透过率；步骤七：获得到达传感器端的飞机红外辐射强度飞机到达传感器的红外辐射强度为：I＝I_total·τ_a    (30)其中：τ_a为飞机子模型在当前探测波段和气象条件下的平均透过率。