飛機紅外輻射與大氣透過率建模方法

2023-07-08 09:35:11

專利名稱：：飛機紅外輻射與大氣透過率建模方法
技術領域：
：本發明涉及一種飛機紅外輻射與大氣透過率建模方法，屬於計算機仿真中飛機紅外輻射建模和仿真領域。
背景技術：
：在軍事仿真系統中建立空中飛機紅外仿真模型對平臺探測系統和紅外成像仿真系統研究具有重要意義。目前已有很多學者做這方面研究並取得了一定的研究成果，然而如何根據飛機的高度和速度等飛行狀態以及飛行狀態對發動機工作過程的影響還沒有考慮。也有學者採用CFD進行數值模擬計算飛機的紅外特徵溫度，然而這種方法適用於紅外隱身和結構設計分析，難以應用在實時紅外仿真當中。因此如何從仿真的需求出發，建立一種在飛機紅外仿真適用的建模方法是中一個亟待解決的問題。飛機紅外特徵主要體現在飛機表面蒙皮、發動機噴管口和羽流三部分。目前，對機進行紅外輻射特徵的建模和仿真也主要集中研究這三部分。其中，對蒙皮、羽流的溫度模型比較成熟，於偉傑研究的高速運動物體的計算機紅外成像仿真中通過引入傳熱學原理考慮了飛機蒙皮的氣動熱問題，採用牛頓迭代法求解了飛機平衡後的溫度；高思莉在空中飛行目標尾焰紅外輻射信號的建模與仿真中建立了飛機的羽流溫度場，可用來建立飛機的羽流溫度場。飛機紅外輻射通過大氣傳輸到達傳感器端的過程中由於受到不同氣象條件和地理位置的大氣衰減及路徑輻射影響，傳感器端接收到的紅外輻射也不同。國防科技大學針對大氣傳輸紅外輻射軟體進行了ModtraM軟體的C++代碼封裝，可方便用於紅外大氣傳輸模型的建立。
發明內容本發明的目的是為了解決在仿真過程中，根據目標當前的運動狀態解算模型計算飛機紅外輻射強度值的技術問題，結合綜合自然環境、傳熱學、發動機理論、空氣動力學相關知識，提出一種飛機紅外輻射與大氣透過率建模方法，將發動機模型應用在飛機的溫度計算當中，達到可根據當前飛行狀態來解算飛機紅外輻射的目的。飛機紅外輻射與大氣透過率建模方法，包括以下幾個步驟步驟一獲取飛機的紅外輻射強度值將飛機劃分為飛機表面蒙皮、噴管和羽流三個部分，獨立計算各部分的溫度Ti，然後計算飛機第i個部件在溫度為Ti下的輻射亮度為Ni權利要求飛機紅外輻射與大氣透過率建模方法，其特徵在於，包括以下幾個步驟步驟一獲取飛機的紅外輻射強度值；將飛機劃分為飛機表面蒙皮、噴管和羽流三個部分，獨立計算各部分的溫度Ti，然後計算飛機第i個部件在溫度為Ti下的輻射亮度為NiNi=112ic1(5exp(c2/Ti)-1)d---(1)其中，Ni單位為W/m2·Sr，即瓦/米2·球面度，εi為為第i部分的發射率，λ1、λ2為探測波段範圍，c1為第一輻射常數，3.71418×108Wm2μm4，c2為第二輻射常數，1.4388×104μmK，λ為波長變量，單位為um；獲得視線方向飛機第i部分的零距離紅外輻射強度值Ii為Ii＝NiAi(2)其中Ii的單位為W/Sr，Ai為視線方向上輻射面積，單位為m2；步驟二建立飛機表面蒙皮紅外輻射強度模型；1)建立飛機周圍環境輻射模型；建立太陽輻射、地球自身輻射、天空輻射、地球反射太陽輻射四個方面的周圍環境輻射模型，最終得到飛機周圍環境輻射模型；2)建立氣動熱模型；絕熱壁的壁面溫度是恢復溫度TγT=T(1+-12Ma2)---(3)其中T∞為前方來流溫度，與環境溫度相等；γ為氣體絕熱指數；σ為恢復係數；Ma為飛機運動馬赫數；然後，根據高速運動物體的計算機紅外成像仿真中的方法建立氣動熱模型；3)建立平衡方程；平衡方程為Qi+qo＝qabs+qrad+qcdi+qcv(4)其中Qi為周圍大氣環境輻射的能量，qo由發動機內熱源發出並且到達物體內表面的熱量，由發動機當前工作狀態決定，qrad為輻射到環境中的熱量，qabs為表面材料吸收的熱量，qcdi為外界傳導的熱量，qcv為對流換熱；採用牛頓迭代法求解非線性方程式(4)，計算蒙皮平衡後溫度，然後根據公式(1)計算表面蒙皮的輻射亮度值Nskin；4)建立飛機表面蒙皮面積模型；在視線方向飛機表面蒙皮面積模型為Afus=Ahdcosasp+(Abd+2Awng)sinasp0asp90(Abd+2Awng)sinasp90asp180---(5)其中，Ahd、Abd、Awng分別代表機頭、機身、機翼的面積，θasp＝arccos(cosθazcosθe1)，θaz為觀測線上的方位角，θe1為觀測線上的俯仰角，Ahd＝πR2，Abd＝2RLb；R為機體半徑，Lb為機身的長度；5)獲取飛機表面蒙皮輻射強度模型；根據步驟1)步驟4)，則飛機表面蒙皮紅外輻射強度模型為Iskin＝Nskin·Afus(6)步驟三建立發動機噴管紅外輻射強度模型；具體為a)建立進氣道出口截面溫度模型；TB*=Tamb(1+k-12Ma2)---(7)式中TB*為進氣道出口截面溫度，k為氣體比熱比，取值為1.4，Ma為飛機運動馬赫數，Tamb為環境溫度，由當前飛行高度決定；進氣道的增壓比π*B為*B=i(1+k-12Ma2)(k-1/k)---(8)其中σi為進氣道的總壓恢復係數；b)建立壓氣機出口截面溫度模型；T*=TB*(1+*(k-1/k)-1*)---(9)其中Tκ*為壓氣機出口截面溫度，η*κ為壓氣機效率，π*κ為增壓比；c)建立燃燒室出口截面溫度模型和加力燃燒室出口截面溫度模型；非加力狀態下燃燒室出口截面溫度模型為T*=T*+Tamb(*(k-1/k)-e-1*-1)---(10)其中TΓ*為燃燒室出口截面溫度，e＝aη*κη*T，η*T為發動機渦輪效率，a取值為1.02～1.04，燃燒室升壓比π*Γ＝π*Bπ*κ；如果發動機工作在加力狀態，加力燃燒室出口溫度為TΦ*，則加力燃燒室出口截面溫度模型為TΦ*＝1.61TΓ*(11)d)建立渦輪出口截面的溫度模型；TT*=T*(1-(1-1*T(ki-1/ki))*T)---(12)其中ηT*為渦輪效率水平，取值為0～1，π*T為渦輪升壓比，ki為氣體比熱比，取值1.25；e)建立噴管出口溫度模型；飛機在非加力狀態下，噴管出口溫度模型為Tc*=TT*-ki-1kiRicc22---(13)其中cc為燃氣在噴管中完全膨脹後的排氣速度，Ri為氣體常數，取289.3J/Kg·K；cc通過下式獲得其中為噴管速度係數，用於估計氣流在噴管中的損失；飛機在加力狀態下，噴管出口溫度模型為Tc*=T*-ki-1kiRicc22---(15)其中，cc通過下式獲得根據飛機當前飛行的工作狀態，選擇不同模型獲得發動機尾噴管出口溫度，將溫度帶入公式(1)，計算得到噴管的紅外輻射亮度值Nnozzle；f)建立噴管出口面積模型；在視線方向上噴管出口面積模型為其中，Rhs為噴口半徑；g)獲取發動機噴管紅外輻射模型；通過步驟a)～步驟f)，發動機噴管紅外輻射模型為Inozzle＝Nnozzle·Ahs(18)其中，Inozzle為在視線方向上飛機噴管的紅外輻射強度；步驟四建立羽流紅外輻射強度模型；具體為(1)首先確立在當前飛行高度下大氣壓強PH和密度ρ的數學模型，大氣壓強PH的數學模型為PH=1.0133105(1-H/44.308)5.25530H11Km0.277105e11-H6.33811KmH20Km---(19)式中H為飛機飛行高度，單位為Km；密度ρ的數學模型為ρ＝1.225exp(H/10.7)(20)(2)計算羽流入口壓強；A)建立進氣道出口截面壓強模型；PB*＝PH(1+(k1)Ma2/2)(k/(k1))σi(21)其中PB*為進氣道出口截面壓強，σi為進氣道的總壓恢復係數，一般取0.97；k為理想氣體指數，取值1.4，Ma為飛機運動馬赫數；B)建立壓氣機出口截面壓強模型；PK*＝PB*·πk*(22)其中PK*為壓氣機出口截面壓強；C)建立燃燒室出口截面壓強；PΓ*＝PB*·σk·c(23)其中PΓ*為燃燒室出口截面壓強，σk·c為燃燒室總壓恢復係數；D)建立渦輪出口截面壓強模型；PT*＝PΓ*/πT*(24)其中PT*為渦輪出口截面壓強，πT*為渦輪增壓比係數；E)建立噴管出口截面壓強模型；PC*＝PT*/πc.kp*(25)其中PC*為噴管出口截面壓強，πc.kp*為增壓比，ki取值為1.33；噴管出口壓強等效於羽流的進口截面壓強；所以根據步驟A)E)獲得羽流入口處壓強值；(3)計算進口氣流速度；羽流進口氣流速度與燃氣在噴管中完全膨脹後的排氣速度cc相同；(4)計算羽流長度；L*＝[F/(ρVm)2]1/2(26)其中，F為推力，ρ為環境氣體密度，Vm為飛機運動速度，Tc*為噴管出口溫度，q(λc)為發動機流量函數，f(λc)為發動機衝量函數，m為流量，qT為渦輪的流量函數值；(5)計算羽流溫度場；根據步驟(1)～步驟(4)獲得建立羽流溫度場所需的初始參數，即羽流入口壓強、大氣壓強、大氣密度、入口初始溫度、入口氣流速度、羽流長度；然後根據目前飛行狀態，通過在空中飛行目標尾焰紅外輻射信號的建模與仿真方法建立動態的羽流溫度場，根據公式(1)計算羽流的紅外輻射亮度Nplume；(6)建立羽流面積模型；視線方向羽流的面積模型為其中，R1為尾焰最大半徑，R0即為噴口半徑，R為機體半徑，l為機體最大半徑與噴口的距離，Lflare為羽流的長度，獲得在視線方向上飛機羽流的紅外輻射強度，羽流紅外輻射強度模型為Iplume＝Nplume·Aflare(28)步驟五獲取飛機整體零距離紅外輻射強度值；通過步驟一至步驟四，最後可獲得在視線方向上飛機的整體輻射強度值ItotalItotal＝Iskin+Inozzle+Iplume(29)步驟六獲取大氣透過率；主要步驟為①設置地理模型；地理模型分為水平大氣參數、熱帶大氣、中緯度夏、冬季大氣、極地夏、冬季大氣以及美國標準大氣，根據用戶需求，選擇其中一個地理模型；②設置氣溶膠；氣溶膠模型分為不考慮氣溶膠；鄉村模型，默認5Km；城鎮模型，默認5Km；海平面模型，由風速和相對溼度指定；海平面模型，默認23Km；對流層，默認50Km；霧天0.2Km；霧天0.5Km，根據用戶需求，選擇其中一個氣溶膠模型；③設置雲雨模式；雲雨模式包括無雲或雨；堆雲；高層雲；層雲；積雲；亂層雲；細雨；小雨；中雨；大雨；暴雨；用戶自定義；捲雲，半徑64微米積冰顆粒；捲雲，半徑4微米積冰顆粒；捲雲，NOAA標準；根據用戶需求，選擇其中一個雲雨模式；④設置路徑模式；路徑模式分為水平路徑、兩高度間的傾斜路徑和垂直路徑，根據用戶需求，選擇其中一個路徑模式；⑤計算紅外輻射在大氣傳輸中不同波段上的大氣透過率；步驟七獲得到達傳感器端的飛機紅外輻射強度飛機到達傳感器的紅外輻射強度為I＝Itotal·τa(30)其中τa為飛機子模型在當前探測波段和氣象條件下的平均透過率。FSA00000278285300034.tif,FSA00000278285300035.tif,FSA00000278285300036.tif,FSA00000278285300038.tif,FSA00000278285300039.tif,FSA00000278285300051.tif,FSA00000278285300052.tif,FSA00000278285300053.tif,FSA00000278285300054.tif,FSA00000278285300055.tif2.根據權利要求1所述的飛機紅外輻射與大氣透過率建模方法，其特徵在於，所述的步驟二中1)具體為i建立太陽輻射環境模型；設仏為任一時刻飛機接受到的太陽輻射強度，則分別得到對於高空目標，認為太陽光是平行光並且太陽輻射強度時均勻的，則太陽輻射環境模型為Q1=αJS0FnA[1+0.33cos(360η/370)](31)其中=Q1單位為W，αi為物體的吸收率，取值範圍01為太陽常數，為平均日地距離的大氣層外或者太陽光垂直的表面上的太陽輻射強度；Fn為物體的太陽輻射角係數，取值範圍01;A為飛機反射的等效面積；η的取值範圍為0365；對於低空和地面目標，則經過大氣後的太陽輻射強度In為··In=Stl[1+0.33cos(360n/370)]p2m(ff/m2)(32)其中=P2為大氣透明度，m為大氣質量；太陽輻射環境模型為Q1=α^0FnAIn(W)(33)建立地球反射的太陽輻射環境模型；對於高空目標，設Q2為飛機接收到的地球反射的太陽輻射強度，則地球反射的太陽輻射環境模型為Q2=QiP,S0FseA(34)6其中=Q2單位為W，Fse為地球反射的輻射角係數，取值範圍為01；ρE為反射率；對於低空目標，則地球反射的太陽輻射環境模型為Q2=^,PeIhFseA(35)iii獲取地球自身的紅外輻射；假設地球是一個均勻的熱輻射平衡體，則各處的熱輻射強度相同；設太陽紅外輻射強度為Etl，則E0=(I-Pe)S0/4(36)其中=Etl單位為W/m2，PE為反射率；設Q3為飛機接受到的地球熱輻射強度，則Q3=^EJeA(37)其中厶為飛機的地球輻射角係數，範圍為01，A為飛機反射面積；iv獲取天空輻射；天空輻射為Qsky=(c+b^)cyT4=ScjT4(38)其中=Qsky單位為W，c,b是經驗參數值，取值為01，e是水蒸氣壓，單位為hPa；ν獲取飛機周圍環境輻射模型；根據步驟i_步驟iv，獲得飛機周圍環境輻射模型為Qi=Qi+QjQs+Qsky(39)3.根據權利要求2所述的飛機紅外輻射與大氣透過率建模方法，其特徵在於，所述的步驟i中，物體的吸收率αi取0.54；太陽常數Stl取1353W/Sr；物體的太陽輻射角係數Fn取0.6;n的取值範圍為0365；大氣透明度p2=0.8，大氣質量m=2。4.根據權利要求2所述的飛機紅外輻射與大氣透過率建模方法，其特徵在於，所述的步驟i中，η在春季取81，夏季取145，秋季取243，冬季取334。5.根據權利要求2所述的飛機紅外輻射與大氣透過率建模方法，其特徵在於，所述的地球反射的輻射角係數Fse取0.7；反射率PΕ取0.35；飛機的地球輻射角係數Λ,取0.7；c=0.58，b=0.208。6.根據權利要求1所述的飛機紅外輻射與大氣透過率建模方法，其特徵在於，所述的步驟二的2)中，當為理想氣體時，氣體絕熱指數Y取1.4;，一般層流時恢復係數σ取0.85，紊流時恢復係數σ取0.88。7.根據權利要求1所述的飛機紅外輻射與大氣透過率建模方法，其特徵在於，所述的步驟三中進氣道的總壓恢復係數Oi取0.97；壓氣機效率取值為0.820.86；增壓比取值為711;渦輪效率水平的取值為0.90.92;噴管速度係數取值為0.970.98。8.根據權利要求1所述的飛機紅外輻射與大氣透過率建模方法，其特徵在於，所述的步驟四中燃燒室總壓恢復係數。取值為0.950.96；渦輪增壓比係數π/取值為2.33。9.根據權利要求1所述的飛機紅外輻射與大氣透過率建模方法，其特徵在於，所述的步驟四的(4)中，假設飛機上採用的是收斂噴管，速度係數λ。取0.97，渦輪的流量函數值口1取0.0499，當Iii=1.25時候，流量m=0.0385，則q(λc)=0.9999,f(λc)=1.248。10.根據權利要求1所述的飛機紅外輻射與大氣透過率建模方法，其特徵在於，所述的步驟六中，地理模型選擇美國標準大氣；氣溶膠模型選擇鄉村模型，可見度為23Km;雲雨模式選擇無雲或雨；路徑模式選擇傾斜路徑。全文摘要本發明公開了一種飛機紅外輻射與大氣透過率建模方法，屬於計算機仿真中飛機紅外輻射建模和仿真領域。該建模方法首先獲取飛機紅外輻射強度的接口，然後綜合周圍環境輻射，建立飛機表面蒙皮溫度模型，再根據面積模型計算飛機表面蒙皮紅外輻射強度；其次，建立發動機噴管紅外輻射強度模型；最後，建立羽流的輸入參數模型和溫度模型，再計算羽流紅外輻射強度。建立飛機的零距離紅外輻射強度模型後，本發明採用Modtran4軟體建立了紅外輻射在大氣環境中的傳輸輻射模型，獲取大氣透過率，最終可獲得到達傳感器端的紅外輻射強度信號。本發明採用的建模方法模型簡單，實驗數據符合實際情況，易於在平臺紅外場景生成、紅外目標探測平臺中使用。文檔編號G06F17/50GK101976275SQ20101028794公開日2011年2月16日申請日期2010年9月21日優先權日2010年9月21日發明者劉娟,韓亮,馬耀飛,高棟棟,龔光紅申請人:北京航空航天大學