金 亮，張昊春，李 森，馬 壯

(哈爾濱工業(yè)大學(xué) 能源科學(xué)與工程學(xué)院，黑龍江 哈爾濱，150001)

引言

在過去的很長時間里，對飛行器目標(biāo)的探測主要依靠于雷達(dá)探測。但是由于目前飛行器采用更多的隱形材料，對雷達(dá)具有屏蔽性，探測有效性大大降低。隨著紅外探測技術(shù)的發(fā)展，由于機(jī)動性高、被動探測、探測精度高、不受無線電干擾等優(yōu)勢，使得紅外探測能顯著彌補(bǔ)雷達(dá)對飛行器目標(biāo)探測能力的不足[1]。由于飛行器機(jī)身在高速飛行中會與空氣相摩擦從而產(chǎn)生大量的熱，并且受到來自太陽、地表和大氣背景的輻射，所以機(jī)身會產(chǎn)生強(qiáng)烈的紅外輻射。在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中飛行器紅外輻射強(qiáng)度的強(qiáng)弱直接影響其生存，所以飛行器目標(biāo)隱身技術(shù)研究的重要方向之一是開展飛行器目標(biāo)紅外輻射特性抑制技術(shù)的研究[2]。

飛機(jī)蒙皮紅外輻射特性領(lǐng)域的相關(guān)研究成果由于保密需要，關(guān)鍵技術(shù)和數(shù)據(jù)并未公開。西方國家很早開展了飛行器紅外輻射研究，目前較為成熟的紅外輻射特性計算軟件有NIRATAM、SIRUS、NTCS等[3]。Mahulikar分析了飛機(jī)輻射源的主要分布[4]。Sidonie Lefebvre等人根據(jù)飛機(jī)具體的飛行環(huán)境，忽略了部分影響較小的因素并結(jié)合蒙特卡羅法分析了典型環(huán)境對飛機(jī)紅外輻射的影響[5]。Reinov等人開展了商用飛機(jī)的紅外輻射特性計算，通過半經(jīng)驗辦法提取了排氣管、尾焰和熱部件的實驗數(shù)據(jù)[6]。Willers結(jié)合開源軟件OSMOSIS系統(tǒng)研究了不同大氣背景輻射在近紅外、中紅外、遠(yuǎn)紅外波段等波段對飛機(jī)輻射特征造成的影響[7]。哈爾濱工業(yè)大學(xué)的夏新林等人采用熱網(wǎng)格法分析蒙皮熱量傳遞，利用FLUENT軟件計算氣動對流換熱，得到較為精細(xì)的飛機(jī)蒙皮溫度分布[8]。北京航空航天大學(xué)的劉娟采用工程算法和半經(jīng)驗?zāi)Ｐ陀嬎懔硕喾N條件下飛機(jī)的紅外輻射[9]?？哲姽こ檀髮W(xué)的李慎波等人在綜合考慮氣動對流作用、環(huán)境輻射、蒙皮傳導(dǎo)等因素的基礎(chǔ)上建立了熱網(wǎng)格方程，導(dǎo)出熱流密度函數(shù)作為浮動的熱邊界條件計算出機(jī)體總輻射[10]。

目前在飛機(jī)紅外輻射領(lǐng)域，對運輸機(jī)紅外輻射特性的研究十分有限，相對于其他戰(zhàn)斗飛機(jī)，運輸機(jī)翼展更大，機(jī)身更長，機(jī)體更寬，所以在運輸機(jī)整體紅外輻射特性計算中，飛機(jī)蒙皮產(chǎn)生的紅外輻射能量所占比重更大。本文以某型號運輸機(jī)為模型，分析了蒙皮在紅外(8 μm～12 μm)波段正前方和正側(cè)方的紅外輻射強(qiáng)度分布。

1 運輸機(jī)紅外輻射特性模型

氣動加熱主要是因為運輸機(jī)在高速運動中，氣流的一部分動能將不可逆地轉(zhuǎn)變成熱能，在蒙皮表面形成一種所謂的熱層，與其進(jìn)行換熱[11]。目前對于飛機(jī)紅外輻射計算主要有兩種方法[12-13]。第一種是基于經(jīng)驗公式計算：

(1)

這種方法只求出恢復(fù)溫度Tr作為蒙皮的溫度，對飛行器內(nèi)外部熱環(huán)境的耦合作用沒有深入了解。第二種方法是建立飛機(jī)機(jī)體的三維模型，基于流場計算軟件計算。此類方法計算精度高，能獲得飛機(jī)在各個狀態(tài)下的光譜輻射特性。

1.1 三維建模及流場計算

本文參照C-17戰(zhàn)略運輸機(jī)相關(guān)數(shù)據(jù)進(jìn)行幾何模型建立。C-17采用了大型運輸機(jī)的常規(guī)布局，其中機(jī)翼為懸臂上單翼，前緣后掠角為25度，懸臂為T行尾翼[14]。具體參數(shù)見表1。

表1 模型幾何參數(shù)

實際的運輸機(jī)結(jié)構(gòu)非常復(fù)雜，這會導(dǎo)致仿真計算和數(shù)值模擬的難度，并且使工作量變得繁重。在后續(xù)的紅外仿真中并不需要運輸機(jī)的一些精細(xì)結(jié)構(gòu)。所以在建立運輸機(jī)幾何模型時，進(jìn)行了適當(dāng)?shù)暮喕幚?。首先通過SolidWorks建立某型號運輸機(jī)的三維幾何模型，如圖1所示。并對機(jī)體和外流場進(jìn)行網(wǎng)格劃分。飛機(jī)機(jī)體表面采用非結(jié)構(gòu)化三角形網(wǎng)格進(jìn)行劃分，并在外流場與機(jī)體耦合處進(jìn)行網(wǎng)格加密處理，如圖2所示。

圖1 運輸機(jī)幾何模型Fig.1 Geometry model of transport plane

圖2 流場仿真區(qū)域網(wǎng)格Fig.2 Mesh of flow field simulation area

設(shè)置以下邊界條件：

1) 飛機(jī)外流場為壓力遠(yuǎn)場，無反射特性；機(jī)身蒙皮為固體壁；氣體流動沿X軸正方向流動，飛機(jī)機(jī)頭指向X軸負(fù)方向。

2) 將氣體看成理想狀態(tài)，忽略重力和輻射作用的影響，遵守理想氣體方程和能量守恒方程。

(2)

式中：右邊前兩項為湍流黏性的生成項和解體項；btrip是自定義的原項；d為壁面的距離；dT表示從轉(zhuǎn)捩點算起的距離；右邊最后的一項是耗散項，其中σ和Cb2分別表示湍流普朗特數(shù)和校正常數(shù)。S-A模型的詳細(xì)內(nèi)容及其他符號定義參見文獻(xiàn)[15]。

4) 方程采用二階迎風(fēng)差分格式進(jìn)行離散，耦合求解，方程組的解收斂的判別標(biāo)準(zhǔn)取殘差小于1E-4。

5) 運輸機(jī)飛行高度為10 km，環(huán)境大氣壓為25 000 Pa，環(huán)境溫度為210 K。流場計算得到了0.5、0.8和1馬赫數(shù)下運輸機(jī)蒙皮溫度分布，如圖3、圖4和圖5所示。

圖3 0.5馬赫時飛機(jī)蒙皮溫度分布/KFig.3 Temperature field of skin at 0.5 Mach

圖4 0.8馬赫時飛機(jī)蒙皮溫度分布/KFig.4 Temperature field of skin at 0.8 Mach

圖5 1馬赫時飛機(jī)蒙皮溫度分布/KFig.5 Temperature field of skin at 1 Mach

從圖3、圖4和圖5可以看出，同樣的大氣環(huán)境下，運輸機(jī)蒙皮溫度隨著飛行速度的增加而顯著提高。原因在于隨著運輸機(jī)飛行速度的增加，空氣與運輸機(jī)蒙皮的摩擦越來越劇烈，氣動加熱效果越來越顯著。針對于蒙皮的溫度分布特點我們可以看出，機(jī)頭前端、機(jī)翼前緣、發(fā)動機(jī)罩的溫度明顯高于運輸機(jī)其他部位，這是因為這些部位劇烈壓縮空氣導(dǎo)致，機(jī)身溫度提升是因為與空氣摩擦所導(dǎo)致。

2 蒙皮輻射強(qiáng)度計算

2.1 紅外輻射計算理論模型

根據(jù)普朗克定律，蒙皮單個面元的光譜輻射出射度為

(3)

式中：λ為波長；T為絕對溫度；c1為第一輻射常數(shù)；c2為第二輻射常數(shù)。

為了準(zhǔn)確獲得運輸機(jī)蒙皮的紅外輻射強(qiáng)度，應(yīng)先確立視線方向。在t時刻把沿視線方向可以觀察到的所有面元的輻射強(qiáng)度進(jìn)行積分，即可得到總蒙皮的輻射強(qiáng)度：

(4)

式中：ε為面元發(fā)射率，本文均取0.98；Ai為面元i的面積；Mi為面元i的光譜輻射出射度；ωi為面元i外法線與視線的夾角。

2.2 面源遮擋判斷

運輸機(jī)機(jī)體蒙皮比較復(fù)雜，不同視線方向上部分面元之間會造成相互遮擋。其中遮擋判斷主要分為兩種情況：1) 面元與觀測點分布于機(jī)體兩側(cè)；2) 面元與觀測點位于同一側(cè),但是其他面元對目標(biāo)面元造成遮擋。計算流程圖如圖6所示。

圖6 面元遮擋判斷計算流程Fig.6 Calculation process of judging surface occlusion

首先計算面元i的外法線方向向量與視線方向向量的夾角，視線方向為觀察點到面元的方向：

(5)

如果sign>0，說明面元與觀察點不在同一側(cè)，面元不可見。其次針對目標(biāo)面元i，再判斷其余面元是否為遮擋面元。觀察點到目標(biāo)面元i中心點的射線可以設(shè)為：

L(t)=L0+t·u

(6)

式中：L0為觀察點坐標(biāo)；u為視線方向單位向量，t∈[0,∞]。

先計算射線與目標(biāo)面元i的交點t1。再計算射線與疑似遮擋面元n是否存在交點，若存在交點，求出交點t2。判斷交點是否在目標(biāo)面元i與觀察點之間。若t2>t1說明射線先經(jīng)過目標(biāo)面元后經(jīng)過疑似遮擋面元，所以不存在遮擋。相反，則要判斷交點是否在疑似遮擋面元內(nèi)。將交點t2與疑似遮擋面元的各個頂點連接建立向量，順時針相鄰兩個向量求叉積，如果各個叉積符號相同說明交點t2在疑似遮擋面元內(nèi)，對目標(biāo)面元造成遮擋，反之不遮擋。

3 計算結(jié)果

根據(jù)上述模型，本文編寫了紅外輻射特性計算程序。獲得了運輸機(jī)蒙皮分別在方位角0°、60°、90°、180°，天頂角0°至180°范圍內(nèi)3種馬赫數(shù)下運輸機(jī)蒙皮總的紅外輻射強(qiáng)度，探測示意圖見圖7，計算結(jié)果如圖8所示。

從圖8可得以下結(jié)論：在運輸機(jī)正前方和正后方探測時紅外輻射強(qiáng)度隨天頂角先增大后減小，均在天頂角90°時取得最小值，這是因為在這個角度下，可探測到的部分只有機(jī)頭和機(jī)翼與尾翼的前緣或后緣部分。這幾部分面積占飛機(jī)蒙皮總面積的比例很小，所以探測器接收到的能量很小。蒙皮溫度對機(jī)體紅外輻射強(qiáng)度值影響很大，因此降低蒙皮溫度或者蒙皮發(fā)射率對抑制蒙皮紅外輻射強(qiáng)度有顯著效果。

圖7 前向和正側(cè)方觀測角度分布Fig.7 Distribution at forward and side observation angle

圖8 方位角為0°、60、90°和180°時3種馬赫數(shù)下紅外輻射強(qiáng)度Fig.8 IR radiation intensity with 3 Mach at φ=0°, φ=60°, φ=90° and φ=90°

4 結(jié)論

本文通過建立運輸機(jī)的實體模型、紅外輻射模型，應(yīng)用數(shù)值模擬的方法計算了飛機(jī)在不同馬赫數(shù)飛行的流場，獲得機(jī)體表面溫度場，計算得到飛行狀態(tài)下飛機(jī)蒙皮零距離紅外輻射強(qiáng)度。主要得到以下結(jié)論：

1) 馬赫數(shù)對紅外輻射強(qiáng)度影響非常大，方位角0°時，相對于0.5馬赫，1馬赫飛行狀態(tài)時，紅外輻射強(qiáng)度增加32%，氣動加熱為其輻射強(qiáng)度的主要貢獻(xiàn)源；

2) 當(dāng)正前方或正后方探測時，紅外輻射強(qiáng)度峰值隨天頂角接近對稱分布；側(cè)方探測時，天頂角對紅外輻射強(qiáng)度影響較小，紅外輻射強(qiáng)度分布較為平均；

3) 針對運輸機(jī)幾何模型進(jìn)行了全尺寸的外流場計算和紅外輻射強(qiáng)度計算，該方法和結(jié)果可為未來運輸機(jī)紅外隱身設(shè)計提供理論依據(jù)。