氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)內(nèi)涵及其對(duì)成像探測(cè)的影響機(jī)理*

熊曉月，費(fèi)錦東，陳澄，肖昊蘇

(1.北京電子工程總體研究所，北京 100854;2.航天系統(tǒng)仿真重點(diǎn)試驗(yàn)室，北京 100854)

氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)內(nèi)涵及其對(duì)成像探測(cè)的影響機(jī)理*

熊曉月1，費(fèi)錦東2，陳澄2，肖昊蘇1

(1.北京電子工程總體研究所，北京 100854;2.航天系統(tǒng)仿真重點(diǎn)試驗(yàn)室，北京 100854)

帶有紅外成像探測(cè)系統(tǒng)的飛行器在大氣層內(nèi)高速飛行時(shí)，光學(xué)頭罩與大氣層之間發(fā)生劇烈的相互作用，產(chǎn)生氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)。該效應(yīng)將引起像偏移、像模糊、像抖動(dòng)，使得紅外成像探測(cè)系統(tǒng)對(duì)目標(biāo)的成像探測(cè)威力下降、探測(cè)精度降低。研究了高速動(dòng)平臺(tái)下氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)的內(nèi)涵及其對(duì)紅外成像探測(cè)系統(tǒng)探測(cè)威力、探測(cè)精度的影響機(jī)理，對(duì)典型飛行狀態(tài)下產(chǎn)生的氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)進(jìn)行了數(shù)學(xué)仿真計(jì)算，得到了仿真計(jì)算結(jié)果，并對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行了分析。

紅外成像探測(cè)；氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)；像偏移；像模糊；像抖動(dòng)；探測(cè)威力；探測(cè)精度

0 引言

隨著飛行空域增大，機(jī)動(dòng)性能增強(qiáng)，種類增多，光電、電磁環(huán)境越來(lái)越復(fù)雜，新型高速飛行器具有大氣層內(nèi)外高速飛行、高精度成像探測(cè)等特點(diǎn)[1]。在此背景下，利用紅外探測(cè)器捕獲和跟蹤目標(biāo)自身輻射能量來(lái)實(shí)現(xiàn)尋的制導(dǎo)的紅外制導(dǎo)技術(shù)，已成為當(dāng)今世界精確打擊技術(shù)的研究重點(diǎn)。紅外成像制導(dǎo)系統(tǒng)，具有靈敏度高、精度高、輕小型、隱蔽性好等優(yōu)點(diǎn)，已成為新一代精確制導(dǎo)武器的重要發(fā)展方向之一。典型代表有美國(guó)“戰(zhàn)區(qū)高空區(qū)域防御系統(tǒng)”(terminal high-altitude area defense，THAAD)的攔截彈、美以合作研制的“箭2”(Arrow-2)防空導(dǎo)彈。

美國(guó)的THAAD系統(tǒng)[2-4]是當(dāng)今世界先進(jìn)的末段高層反導(dǎo)武器系統(tǒng)，能夠在大氣層內(nèi)外以高精度直接碰撞動(dòng)能殺傷方式攔截來(lái)襲彈道導(dǎo)彈。末段高空區(qū)域防御THAAD系統(tǒng)是美陸軍現(xiàn)役最先進(jìn)的第4代地空導(dǎo)彈裝備，在美軍全球反導(dǎo)體系中，擔(dān)負(fù)地基末段高層反導(dǎo)任務(wù)，用于攔截近程和中程彈道導(dǎo)彈，最大攔截高度為150～200 km，最大攔截距離為200 km。為了降低氣動(dòng)熱對(duì)紅外傳感器的影響，THAAD系統(tǒng)不僅選用了受此影響較小的中紅外波段，而且采用了光學(xué)側(cè)窗探測(cè)體制。

美以合作研制的Arrow-2導(dǎo)彈系統(tǒng)[5]一開(kāi)始就是為導(dǎo)彈防御而設(shè)計(jì)的。它是世界上第一個(gè)用于同溫層摧毀或攔截中近程導(dǎo)彈的反彈道導(dǎo)彈系統(tǒng)。Arrow-2導(dǎo)彈采用外冷側(cè)窗紅外探測(cè)體制，解決了紅外成像探測(cè)技術(shù)在高熱環(huán)境下應(yīng)用的難題，并成功地進(jìn)行了攔截飛行試驗(yàn)。

然而，帶有光學(xué)成像探測(cè)制導(dǎo)系統(tǒng)的飛行器在稠密的大氣層內(nèi)高速飛行時(shí)，會(huì)產(chǎn)生氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)[6-7]。

由氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)引起的像偏移、像模糊、像抖動(dòng)，使得紅外成像探測(cè)系統(tǒng)對(duì)目標(biāo)的成像探測(cè)精度降低、探測(cè)威力下降，嚴(yán)重影響了對(duì)目標(biāo)的捕獲與跟蹤[8]。因此，需要在認(rèn)識(shí)氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)機(jī)理的基礎(chǔ)上，尋找氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)校正與抑制方法，解決高速動(dòng)平臺(tái)上采用光學(xué)成像探測(cè)技術(shù)的應(yīng)用問(wèn)題。

1 高速動(dòng)平臺(tái)下氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)內(nèi)涵

帶有光學(xué)系統(tǒng)的飛行器在大氣層內(nèi)長(zhǎng)時(shí)間高速飛行，頭罩與來(lái)流甚至還有噴流相互作用、剪切混合，形成高熱環(huán)境和復(fù)雜流場(chǎng)，對(duì)光學(xué)成像探測(cè)系統(tǒng)造成熱、熱輻射和圖像傳輸干擾，引起目標(biāo)圖像偏移、抖動(dòng)、模糊，這種效應(yīng)稱為氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)[9-10]，如圖1所示。

飛行器的飛行參數(shù)一般用飛行馬赫數(shù)Ma、飛行高度h、攻角α、側(cè)滑角γ等來(lái)描述。其在大氣層內(nèi)高速飛行時(shí)，來(lái)流與光學(xué)頭罩相互作用，產(chǎn)生高熱環(huán)境，導(dǎo)致光學(xué)頭罩(窗口)溫升、熱應(yīng)力應(yīng)變。當(dāng)有噴流冷卻時(shí)，來(lái)流、噴流與光學(xué)頭罩相互作用，形成動(dòng)態(tài)變組分、多相混合、多尺度結(jié)構(gòu)的復(fù)雜混合流場(chǎng)，如圖2所示。

圖1 氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)產(chǎn)生示意圖Fig.1 Schematic diagram of aero-optical effect

圖2 氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)內(nèi)涵Fig.2 Connotation of the aero-optical effect

由氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)帶來(lái)的光學(xué)傳輸效應(yīng)與輻射效應(yīng)，作用在紅外成像系統(tǒng)上，將導(dǎo)致系統(tǒng)的探測(cè)威力下降、探測(cè)精度降低。

歸納起來(lái)，產(chǎn)生氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)的兩大介質(zhì)是高速?gòu)?fù)雜流場(chǎng)、不均勻氣動(dòng)熱力作用下的光學(xué)窗口(頭罩)，而這兩類動(dòng)態(tài)不穩(wěn)定不均勻介質(zhì)將帶來(lái)氣動(dòng)光學(xué)傳輸和氣動(dòng)光學(xué)輻射2種效應(yīng)，如圖3所示。

氣動(dòng)光學(xué)傳輸效應(yīng)[11-12]是飛行器在大氣層中高速飛行時(shí)產(chǎn)生的高熱環(huán)境和復(fù)雜流場(chǎng)對(duì)傳輸經(jīng)過(guò)的光波產(chǎn)生擾動(dòng)的現(xiàn)象，主要包括流場(chǎng)光學(xué)傳輸效應(yīng)和窗口光學(xué)傳輸效應(yīng)。流場(chǎng)光學(xué)傳輸效應(yīng)是指，從目標(biāo)發(fā)出的光波經(jīng)過(guò)不穩(wěn)定脈動(dòng)流場(chǎng)后，在飛行器成像探測(cè)系統(tǒng)入瞳面產(chǎn)生的失真波前或像面上產(chǎn)生的目標(biāo)圖像偏移、抖動(dòng)和模糊的現(xiàn)象；窗口光學(xué)傳輸效應(yīng)是指，光學(xué)窗口受氣動(dòng)熱、力作用，產(chǎn)生應(yīng)力、應(yīng)變，窗口外形發(fā)生變化，內(nèi)部出現(xiàn)溫度梯度，原本均勻的介質(zhì)變成了非均勻時(shí)變介質(zhì)，光束的傳播路徑和成像特性偏離了在均勻介質(zhì)中光線直線傳播的軌跡，光束傳播方向偏折，使得光波波面發(fā)生畸變，引起像偏移和像模糊的現(xiàn)象。

氣動(dòng)光學(xué)輻射效應(yīng)[13]包含流場(chǎng)熱輻射效應(yīng)和窗口熱輻射效應(yīng)。流場(chǎng)熱輻射效應(yīng)是指，光學(xué)頭罩周圍的高溫激波氣體輻射，這種輻射遵從分子輻射原理，不同氣體不同溫度下其光譜輻射機(jī)制不同；窗口熱輻射效應(yīng)是指，因氣動(dòng)加熱窗口溫度升高，產(chǎn)生紅外熱輻射。

2 氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)對(duì)光學(xué)成像探測(cè)系統(tǒng)的影響機(jī)理

氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)使光學(xué)探測(cè)制導(dǎo)系統(tǒng)對(duì)目標(biāo)探測(cè)信噪比降低，從而減小了對(duì)目標(biāo)的探測(cè)距離，嚴(yán)重時(shí)甚至形成“熱障”而淹沒(méi)需探測(cè)的目標(biāo)信號(hào)；對(duì)目標(biāo)的檢測(cè)識(shí)別概率降低，嚴(yán)重時(shí)甚至無(wú)法檢測(cè)識(shí)別目標(biāo)；對(duì)目標(biāo)的視線角位置測(cè)量發(fā)生偏折，視線角速率發(fā)生抖動(dòng)，而引起探測(cè)制導(dǎo)精度急劇下降；產(chǎn)生的氣動(dòng)熱環(huán)境影響光學(xué)頭罩工作性能，嚴(yán)重時(shí)甚至對(duì)光學(xué)頭罩產(chǎn)生熱破壞作用。氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)對(duì)紅外成像探測(cè)系統(tǒng)的影響主要是使其探測(cè)精度降低、探測(cè)威力下降，其機(jī)理如圖4所示。

氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)的主要特征參數(shù)包括：像偏移、像模糊、像抖動(dòng)和失真圖像等[14-15]。

像偏移由流場(chǎng)密度、密度梯度、流場(chǎng)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的相當(dāng)于偏心的透鏡效應(yīng)。

像模糊由層流流場(chǎng)和相對(duì)成像幀積分時(shí)間而言密度脈動(dòng)功率譜處于高頻段的湍流部分產(chǎn)生，用點(diǎn)擴(kuò)散函數(shù)、光學(xué)調(diào)制傳遞函數(shù)或Strehl比來(lái)衡量。

像抖動(dòng)目標(biāo)光線穿過(guò)高速流場(chǎng)后成像位置在探測(cè)器平面上的運(yùn)動(dòng)，它由相對(duì)成像幀積分時(shí)間而言密度脈動(dòng)功率譜處于低頻段的湍流部分產(chǎn)生，用成像位置的抖動(dòng)范圍、抖動(dòng)概率分布和抖動(dòng)頻率等作為參數(shù)衡量。

圖3 氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)分類及描述Fig.3 Classification and description of the aero-optical effects

圖4 氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)對(duì)紅外成像探測(cè)系統(tǒng)的影響機(jī)理Fig.4 Influencing mechanism on the infrared imaging detecting system

失真圖像是觀察成像畸變程度最直觀的方法。如圖5所示分別為無(wú)失真圖像以及流場(chǎng)氣動(dòng)光學(xué)傳輸效應(yīng)、頭罩氣動(dòng)光學(xué)傳輸效應(yīng)、流場(chǎng)與頭罩傳輸效應(yīng)、頭罩窗口氣動(dòng)熱輻射效應(yīng)、光傳輸與輻射的綜合效應(yīng)對(duì)成像探測(cè)系統(tǒng)帶來(lái)的失真圖像。圖6所示為在氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)下的波像差(光程差OPD)以及點(diǎn)擴(kuò)散函數(shù)(PSF)。

由圖5可見(jiàn)，目標(biāo)圖像的失真程度很直觀地顯示出來(lái)了。根據(jù)圖6的計(jì)算結(jié)果可得，圖像的信噪比為3.258 7，點(diǎn)擴(kuò)散函數(shù)最大值對(duì)應(yīng)的坐標(biāo)為(0.021 69，-0.032 54)，像偏移角偏差為：δx=0.148 56 mrad，δy=-0.222 88 mrad。由此可見(jiàn)，在氣動(dòng)光傳輸以及輻射效應(yīng)的綜合影響下，導(dǎo)致圖像的信噪比降低，引起了成像模糊，并出現(xiàn)了成像偏移現(xiàn)象。

2.1 氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)對(duì)光學(xué)成像探測(cè)威力的影響機(jī)理

為了表征氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)對(duì)光學(xué)成像探測(cè)系統(tǒng)的探測(cè)威力的影響，這里引入“氣動(dòng)光學(xué)能量集中度”概念，它定義為光學(xué)成像探測(cè)系統(tǒng)單元探測(cè)器對(duì)點(diǎn)目標(biāo)成像，靜態(tài)時(shí)接收能量與動(dòng)態(tài)飛行存在氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)時(shí)接收能量之比，用η表示。于是，飛行器在大氣層中高速飛行存在氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)時(shí)，光學(xué)成像探測(cè)系統(tǒng)對(duì)目標(biāo)的探測(cè)距離(又稱威力)RL為

圖5 氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)所致失真圖像Fig.5 Image distortion caused by the aero-optical effect

圖6 氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)計(jì)算結(jié)果Fig.6 Results of the aero-optical effect

(1)

(2)

(3)

式中：D0為光學(xué)系統(tǒng)口徑；D*為探測(cè)器響應(yīng)率；Δfn為信號(hào)處理電路等效噪聲寬帶；δ為光學(xué)系統(tǒng)彌散損失；δ1為電子線路信號(hào)傳遞損失；F為光學(xué)系統(tǒng)F數(shù)；ns為探測(cè)器行串聯(lián)個(gè)數(shù)；τ0為光學(xué)系統(tǒng)透過(guò)率；α為水平方向的分辨率；β為垂直方向的分辨率；μ為空間均勻不一致性；Lb為背景輻射亮度。

典型狀態(tài)下流場(chǎng)和頭罩窗口光傳輸效應(yīng)計(jì)算結(jié)果如圖7所示，圖7a)中的x，y坐標(biāo)表示的是光瞳實(shí)際坐標(biāo)。當(dāng)存在氣動(dòng)光學(xué)傳輸效應(yīng)時(shí)，圖像發(fā)生模糊，抖動(dòng)(高頻部分)在一定的成像積分時(shí)間內(nèi)也呈現(xiàn)模糊，點(diǎn)擴(kuò)散函數(shù)(PSF)分布范圍變大。從而，氣動(dòng)光學(xué)傳輸效應(yīng)產(chǎn)生的像模糊引起對(duì)目標(biāo)成像能量集中度的降低，氣動(dòng)光學(xué)能量集中度η變小，使光學(xué)成像探測(cè)系統(tǒng)對(duì)目標(biāo)的探測(cè)距離RL降低。

圖7 典型狀態(tài)下流場(chǎng)和頭罩窗口光傳輸效應(yīng)計(jì)算結(jié)果Fig.7 Optical transmission effect of the flow field and the head cover window under the typical

而對(duì)于決定成像探測(cè)距離的系統(tǒng)靈敏度因素，其時(shí)間噪聲等效通量密度(NEFDt)為光學(xué)成像探測(cè)系統(tǒng)固有，與外界因素?zé)o關(guān)。但空間噪聲等效通量密度(NEFDs)不僅與成像探測(cè)系統(tǒng)參數(shù)有關(guān)，還與背景輻射能量Eb及其均勻性有關(guān)。氣動(dòng)光學(xué)輻射效應(yīng)尤其是氣動(dòng)熱窗口輻射效應(yīng)抬高了背景輻射能量Eb，因熱響應(yīng)的不均勻又降低了背景輻射的均勻性，于是，氣動(dòng)光學(xué)輻射效應(yīng)導(dǎo)致光學(xué)成像探測(cè)系統(tǒng)空域靈敏度降低，進(jìn)而降低系統(tǒng)靈敏度。

因此，氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)通過(guò)降低氣動(dòng)光學(xué)能量集中度η、空域靈敏度，使光學(xué)成像探測(cè)系統(tǒng)對(duì)目標(biāo)的探測(cè)距離RL降低。

假設(shè)探測(cè)器響應(yīng)波段范圍為3.7～5.6 μm，目標(biāo)為350 K的黑體，等效面積為1 m2，則目標(biāo)在此波段的輻射強(qiáng)度為15.32 W/sr。探測(cè)系統(tǒng)的NEFDt為3.26×10-14W/cm，天空背景溫度為300 K，NEFDb為3.15×10-14W/cm2，S/N=5，大氣透過(guò)率為0.9，計(jì)算得到不同窗口溫度下的噪聲等效通量密度NEFD和探測(cè)距離RL見(jiàn)表2。其中距離下降因子為

(4)

式中：RL0為不存在窗口熱輻射時(shí)的探測(cè)距離；RLT為窗口溫度T時(shí)的探測(cè)距離。

從表1與圖8可看出：隨著溫度的增加，噪聲等效通量密度上升較快，探測(cè)距離急劇減小。由不同窗口溫度的距離下降因子分析可得，溫度400 K時(shí)探測(cè)距離下降了25.30%，溫度550 K時(shí)探測(cè)距離下降了65.46%。

2.2 氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)對(duì)光學(xué)成像探測(cè)精度的影響機(jī)理

光學(xué)成像探測(cè)系統(tǒng)對(duì)目標(biāo)探測(cè)精度的性能指標(biāo)主要包括系統(tǒng)的視線角位置和視線角速度。設(shè)探測(cè)器的水平方向與垂直方向的尺寸大小分別為A和B(mm)，當(dāng)光學(xué)系統(tǒng)焦距為f(mm)時(shí)，2個(gè)方向?qū)?yīng)的視場(chǎng)[1]分別為

表1 3.7～5.6 μm不同窗口溫度下系統(tǒng)的NEFD和RLTable 1 NEFD and RL of the system at the different temperature in 3.7～5.6 μm band

圖8 不同窗口溫度NEFD、探測(cè)距離及距離下降因子曲線Fig.8 NEFD, detection range and range decrease factor of different window-temperature

(5)

假設(shè)高速流場(chǎng)產(chǎn)生的像偏移為δ(mrad)，則由瞄視誤差引起的命中誤差[1]為

(6)

式中：vd為飛行器飛行速度；vm為目標(biāo)飛行速度；t為末制導(dǎo)系統(tǒng)對(duì)目標(biāo)的曝光時(shí)刻至飛行器產(chǎn)生控制力之間的時(shí)間延時(shí)。

高速流場(chǎng)產(chǎn)生的像偏移、像抖動(dòng)(低頻部分)將影響飛行器的攔截目標(biāo)的瞄準(zhǔn)精度，引起飛行器對(duì)瞄準(zhǔn)點(diǎn)的命中誤差，進(jìn)而導(dǎo)致系統(tǒng)的探測(cè)精度降低[14-15]。

像偏移用相對(duì)于光軸的角偏差來(lái)表示，通過(guò)仿真計(jì)算得到的典型高度、馬赫數(shù)和不同入射角情形下的像偏移之間關(guān)系如圖9所示。

圖9 不同高度、不同馬赫數(shù)情形下像偏移隨入射角變化曲線Fig.9 Image shift curve with the variation of incident angle under the different heights and Mach numbers

由圖9可知，在相同的飛行速度情形下，隨著飛行高度的增加圖像偏移程度減小；在相同的飛行高度情形下，隨著飛行速度的增加圖像偏移程度增加。像偏移程度增加使系統(tǒng)的瞄準(zhǔn)精度降低，引起飛行器對(duì)瞄準(zhǔn)點(diǎn)的命中誤差增大，進(jìn)而導(dǎo)致成像探測(cè)系統(tǒng)的探測(cè)精度降低。

像抖動(dòng)在輸出的目標(biāo)視線角位置與角速度上疊加一個(gè)抖動(dòng)脈動(dòng)，這種脈動(dòng)在目標(biāo)視線角速度上疊加一個(gè)“角噪聲”，從而影響成像探測(cè)系統(tǒng)隨動(dòng)跟蹤系統(tǒng)對(duì)目標(biāo)的跟蹤，影響導(dǎo)引頭輸出的目標(biāo)視線角位置和角速度，進(jìn)而導(dǎo)致系統(tǒng)的探測(cè)精度降低。

(7)

則由x1，y1構(gòu)成的取值范圍σ稱為像抖動(dòng)范圍。若落入點(diǎn)的取值在σ區(qū)間內(nèi)遵從高斯分布規(guī)律，則抖動(dòng)分量描述為

(8)

3 結(jié)論

通過(guò)氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)對(duì)光學(xué)成像探測(cè)系統(tǒng)的影響機(jī)理分析，結(jié)合一些典型狀態(tài)仿真結(jié)果，得出：

(1) 在相同的飛行速度下，隨著飛行高度的增加圖像偏移程度減小；在相同的飛行高度下，隨著飛行速度的增加圖像偏移程度增加。

(2) 隨著溫度的增加，噪聲等效通量密度上升較快，探測(cè)距離急劇減小。由不同窗口溫度的距離下降因子分析可得，溫度400 K時(shí)探測(cè)距離下降了25.30%，溫度550 K時(shí)探測(cè)距離下降了65.46%。

(3) 氣動(dòng)光學(xué)傳輸效應(yīng)產(chǎn)生的像模糊、像抖動(dòng)，以及氣動(dòng)光學(xué)輻射效應(yīng)導(dǎo)致紅外成像探測(cè)系統(tǒng)對(duì)目標(biāo)的成像探測(cè)威力下降。

(4) 氣動(dòng)光學(xué)傳輸效應(yīng)產(chǎn)生的像偏移、像抖動(dòng)，導(dǎo)致紅外成像探測(cè)系統(tǒng)對(duì)目標(biāo)的成像探測(cè)精度降低。

因此，為了提高高速動(dòng)平臺(tái)下光學(xué)成像探測(cè)系統(tǒng)對(duì)目標(biāo)的探測(cè)能力，需要在深化高速飛行器成像探測(cè)氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)機(jī)理研究的基礎(chǔ)上，建立理論模型，尋找氣動(dòng)光學(xué)抑制與校正方法。

[1] 殷興良.氣動(dòng)光學(xué)原理[M].北京：中國(guó)宇航出版社，2003. YIN Xing-liang.Aero-Optical Principle[M].Beijing：China Astronautics Publishing House，2003.

[2] 胡寶潔，徐忠富，范江濤，等.美軍末段高空區(qū)域防御系統(tǒng)現(xiàn)狀和發(fā)展趨勢(shì)[J].現(xiàn)代防御技術(shù)，2015，43(2)：6-10. HU Bao-jie，XU Zhong-fu，F(xiàn)AN Jiang-tao，et al.Progress and Prospect of the U.S.Terminal High-Altitude Area Defense System[J].Modern Defence Technology，2015，43(2)：6-10.

[3] Alon Ben David，Robin Hughes.US Promotes Its THAAD System to Reluctant Lsrael[J]．Janes Defence Weekly，2013，5(30)：4．

[4] 關(guān)為群，殷興良.美國(guó)THAAD導(dǎo)彈能量管理控制機(jī)動(dòng)研究[J].現(xiàn)代防御技術(shù)，2005，33(6)：43-47. GUAN Wei-qun，YIN Xing-liang.Study on Energy Management Steering Maneuver of American THAAD Interceptor[J].Modern Defence Technology，2005，33(6)：43-47.

[5] 楊衛(wèi)麗，方勇，金圣彪.以色列箭-2戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈防御系統(tǒng)的新進(jìn)展[J].飛航導(dǎo)彈，2010(1)：40-43. YANG Wei-li，F(xiàn)ANG Yong，JIN Sheng-biao.New Progress in Israeli Arrow-2 Tactical Missile Defense System[J].Winged Missiles Journal，2010(1)：40-43.

[6] 陳磊，張麗琴，郭明江.氣動(dòng)光學(xué)窗口熱輻射效應(yīng)建模研究[J].現(xiàn)代防御技術(shù)，2015，43(6)：148-152. CHEN Lei，ZHANG Li-qin，GUO Ming-jiang.Modeling of Thermal Radiation Effect of Aero Optical Window[J].Modem Defence Technology，2015，43(6)：148-152.

[7] 韓煒，趙躍進(jìn)，胡新奇，等.超高聲速飛行器光學(xué)窗口氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)分析[J].光學(xué)技術(shù)，2010，36(4)：622-626. HAN Wei，ZHAO Yue-jin，HU Xin-qi，et al.Study on Aero-optical Effects of Hypersonic Vehicle’S Optical Window[J].Optical Technique，2010，36(4)：622-626.

[8] 王乃祥，徐鈺蕾，史磊，等.高馬赫飛行器迎風(fēng)面與攻角對(duì)光學(xué)窗口周圍流場(chǎng)的影響分析[J].紅外與激光工程，2015，44(4)：1267-1272. WANG Nai-xiang，XU Yu-lei，SHI Lei，et al.Analysis of the Impact of Windward and Angle of Attack to the Flow Field around the Optical Window on High Mach Condition[J].Infrared and Laser Engineering，2015，44(4)：1267-1272.

[9] 張亞萍，范志剛，劉金強(qiáng).紅外末制導(dǎo)中的氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)分析[J].激光與紅外，2006，36(6)：487-490. ZHANG Ya-ping，F(xiàn)AN Zhi-gang，LIU Jin-qiang.Study on Aero-Optical Effect in the Terminal Infrared Guidance[J].Laser and Infrared，2006，36(6)：487-490.

[10] 費(fèi)錦東．高速導(dǎo)彈紅外成像末制導(dǎo)對(duì)氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)技術(shù)研究的需求[J]．紅外與激光工程，1998，27(1)：42-44． FEI Jin-dong.Study on Aero-Optical Effect Technology for High Speed Missile Infrared Image Guide[J].Infrared and Laser Engineerin，1998，27(1)：42-44.

[11] BANAKH VA，SUKHAREV AA，F(xiàn)ALITS AV.Manifestation of Aero-Optical Effects in a Turbulent Atmosphere in Supersonic Motion of a Conical Body[J].Atmospheric and Oceanic Optics，2015，28(1)：24-33.

[12] 王健.氣動(dòng)熱環(huán)境下光學(xué)頭罩熱輻射建模及仿真[D].哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2010. WANG Jian.The Thermal Radiation Model Building and Emulation of Optical Dome in Aerodynamic Thermal Environment[D].Harbin Insititude of Technology,2010.

[13] Seong Sehyun，Kim Sug-Whan，Kim Sangmin，et al.A New Ray Tracing Model for Aero-Optical Effect Simulation of Laminar Flow Field Surrounding Highly Supersonic Projectile with Cone Shape Head[J].SPIE 2014，9249(92491C)：1-9.

[14] 沈飛.氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)對(duì)紅外成像探測(cè)系統(tǒng)的影響分析[J].自動(dòng)駕駛儀與紅外技術(shù)，2007，124(1)：25-27. SHEN Fei.Analysis of the Influence of Aero Optical Effect on Infrared Imaging Detection System[J].Autopilot and Infrared Technology，2007，124(1)：25-27.

[15] 韓志平，殷興良．高超音速導(dǎo)彈氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)研究方法綜述[J]．現(xiàn)代防御技術(shù)，2003，31(3)：13-18． HAN Zhi-ping，YIN Xing-liang.Overview of Study Methods for Aero-Optic Effect of Hypersonic Missiles[J].Modem Defence Technology，2003，31(3)：13-18.

Connotation of Aero-Optical Effect and Its Influence Mechanism on Imaging Detection

XIONG Xiao-yue1，F(xiàn)EI Jin-dong1，CHEN Cheng1，XIAO Hao-su2

(1．Beijing Institute of Electronic System Engineering，Beijing 100854，China；2．Science and Technology on Special System Simulation Laboratory，Beijing 100854，China)

As a high-speed aero craft carrying an infrared imaging detecting system flies in the atmosphere, the aero-optical effect is incurred by the intense interaction between its optical dome and the atmosphere, which causes image shift, blur and jitter, and leads to the degradation of detection power and accuracy to the target. The connotation of the aero-optical effect in high-speed platform and its influencing mechanism on the detection power and accuracy of the infrared imaging detecting system are described. The aero-optical effects at the typical flight condition are numerically simulated and some simulation results are presented. At last, the results of simulation are compared and analyzed.

infrared imaging detection；aero-optical effects；image shifting；image blur；image jitter;detection power；detection accuracy

2016-06-1；

2016-08-30

有

熊曉月(1990-)，女，河北望都人。碩士生，主要研究方向?yàn)闅鈩?dòng)光學(xué)。

通信地址：100854 北京市海淀區(qū)永定路52號(hào)院101號(hào)樓 E-mail：275989287@qq.com

10.3969/j.issn.1009-086x.2017.03.023

TJ765.3+33

A

1009-086X(2017)-03-0139-08