尾焰红外辐射特性是飞行器的一个重要特征.卫星预警机及雷达等根据红外辐射特征对飞行目标进行探测和跟踪.对飞行目标的红外辐射特性进行研究, 可以提高雷达等探测系统的目标识别能力.同时, 红外辐射特性与发动机结构及推进剂组分相关, 研究不同目标的红外辐射特性可以提高飞行器的隐身性能.
辐射传输的计算受很多复杂因素的影响, 如推进剂燃烧尾羽场计算辐射传输过程等.为了提高模拟计算结果的可靠性, 需要有效的实验数据对计算结果进行验证和改进.国外在该方面的研究较早[1-5], 尤其随着测量技术及红外探测器件的改进, 红外测量已成为尾焰辐射模拟计算结果验证的必要手段[6-9].测试手段主要有地面测试飞行实验等.主要采用红外热像仪红外CCD相机Fourier变换红外光谱仪等.国外已经能够根据不同推进剂的配方预估尾焰辐射的各种特性, 在一定程度上建立了尾焰红外辐射的性能标准. Devir等[10]利用分光辐射度计测量了火箭尾焰1.4~14 μm波段的红外辐射特征, 并利用红外相机拍摄尾焰的红外辐射图像.为了抵御便携式导弹红外寻的系统对民航飞机的攻击, Blunck等[11]对亚声速尾焰红外辐射进行了实验研究, 得到4.3 μm波长附近的红外辐射强度, 并分析了空气燃料的当量比Mach数Reynolds数等对辐射衰减及辐射分布测量的影响. Brent[12]研究了涡轮驱动脉冲爆轰燃烧尾流的红外辐射特征, 利用高速相机拍摄到的红外图像估算了涡轮出口尾流气体的温度.国内在飞行器尾流红外特性方面的研究较晚, 尤其是在目标尾流红外测量研究方面还存在不足.在使用红外辐射强度仪器红外相机热像仪及红外光谱仪进行测量时, 还存在标定的问题.张劲民等[13]对固体火箭羽流进行了红外测量实验, 针对3~5 μm及8~12 μm大气窗口波段, 研制了羽流红外测试系统, 将测量视场范围扩大到整个羽流区域, 即将整个羽流区域作为点光源处理, 对该区域的辐射进行近场测量.但这种方法将整个辐射区域作为一个点源, 缺少空间分辨能力. Wang等[14]利用FTIR(Fourier transform infrared spectroscopy)研究了3种火箭固体推进剂的红外辐射特征, 测量过程中, 在视场范围为羽流场的局部小区域, 利用光伏型InSb及光导型MCT红外探测器对波长2~10 μm的波段范围进行测量，研究了推进剂能量特性对尾焰红外辐射特性的影响.虽然限制了视场范围, 具备了空间分辨能力, 但并没有对羽流中更多的点进行测量.为了满足国防建设的迫切需求, 建立羽流红外辐射的测量标准变得越来越紧迫.
本文采用JF-14激波风洞模拟了飞行器尾焰红外辐射特征, 采用单元型InSb红外探测器对2.7和4.3 μm的窄波段进行了红外测量.在限制视场的同时, 对尾流的多个小区域进行了测量.同时, 利用黑体对测量结果进行了定标.
1 实验系统 1.1 JF-14激波风洞实验利用JF-14高温燃气激波风洞产生尾喷焰进行了尾焰辐射特性研究. JF-14激波风洞采用氢氧爆轰驱动方式, 能产生与冲压发动机组分和热力条件相同的高温燃气, 可以进行尾喷焰的辐射特性测试研究. JF-14激波风洞装置如图 1所示, 由爆轰驱动段被驱动段卸爆段点火管喷管实验段真空容器段真空泵组组成.设备总长为42 m, 激波管长为31 m, 实验段与真空罐总长为10 m, 直径为1 m, 激波管内径为224 mm, 喷管出口直径为300 mm, Mach数为5.5, 稳定辐射时间为15 ms.
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| 图 1 JF-14高温燃气激波风洞 Fig.1 JF-14 high temperature gas shock wave wind tunnel |
尾焰是飞行器发动机喷射的高温高速气流, 主要成分为CO2, NmOn, H2O, CO等.在4.3和2.7 μm大气窗口中, 起主要贡献的成分是CO2, H2O分子.本实验测量了4.3和2.7 μm的尾焰红外辐射.实验中采用InSb单元型红外探测器, 响应波段范围为1~5 μm, 光敏单元直径为2 mm.采用液氮低温制冷.在探测器前分别加(2.7±0.081) μm和(4.3±0.12) μm窄带滤光片. 图 2为实验测量系统示意图, 物距为700 mm, 透镜口径为1 in, 焦距为f4.3=107 mm, f2.7=103 mm.根据成像公式:
| ${\rm{1/}}u{\rm{ + 1/}}v{\rm{ = 1/}}f$ | (1) |
可以得到像距, 并确定探测器的位置. 图 3为测量系统实物图.测量前用黑体对InSb定标, 标准黑体采用Infrared Systems Development公司生产的IR-564.温度范围为0~1200 ℃.
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| 图 2 测量系统示意图 Fig.2 Schematic diagram of measurement system |
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| 图 3 测量系统实物图 Fig.3 Measurement system |
定标光路与实际测量光路一致, 即原位定标.黑体口径选取1 in, 图 4为原位定标原理图, 探测单元面积a=3.14 mm2, 探测器能接收到的有效光源面积A=a/γ2, 其中, γ=v/u为成像放大率.由物像关系得: A4.3=96.44 mm2, A2.7=105.51 mm2, 探测器接收到的辐射功率可以由公式(2) 得到:
| $\mathit{\Phi } = \int_{{\lambda _1}}^{{\lambda _2}} {A{B_\lambda }\cos \theta \frac{s}{{{L^2}}}{\rm{d}}\lambda } $ | (2) |
其中, Bλ为黑体辐射光谱辐亮度.
| ${B_\lambda } = \frac{{2h{c^2}}}{{{\lambda ^5}\left( {{{\rm{e}}^{\frac{{hc}}{{k\lambda T}}}}-1} \right)}}$ |
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| 图 4 原位定标原理图 Fig.4 Schematic diagram of in situ calibration |
在近轴条件下, θ=0, 可以通过数值积分计算得到波段内的辐亮度.实验中用到4.3和2.7 μm滤光片, 4.3 μm带宽为120 nm, 积分区间为4.24~4.36 μm; 2.7 μm带宽为81 nm, 积分区间为2.6595~2.7405 μm.利用标准黑体进行定标, 温度范围为50~1200 ℃, 温度间隔为50 ℃. 图 5为原位定标结果.从图中可以看出, 在整个温度范围内, u-Φ为指数关系.在相同输出电压下, 2.7 μm比4.3 μm对应的辐射功率要大, 这主要是由红外探测器的光谱响应特征造成的.如图 6所示, 探测器对4.3 μm处的光谱响应要强于2.7 μm处.根据实测尾焰红外辐射强度范围, 选定图 5中与实测辐射范围相对应的局部定标数据, 并近似为一条直线进行拟合.最终选定定标曲线中低辐射区的7个点进行直线拟合, 拟合结果如图 7所示.实验将根据u-Φ的直线关系反演得到红外辐射功率Φ.在近轴条件下, 根据公式(2) 可以得到:
| $\mathit{\Phi = A\Omega W}$ |
其中, Ω=S/L2, 为立体角,
| $\mathit{W = \Phi }/\mathit{A\Omega }$ |
进而得到波段辐亮度, 光谱辐亮度近似为: Bλ0=W/(λ2-λ1)(单位: W/(sr·m2·μm)), 其中, λ0=(λ1+λ2)/2.
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| 图 5 原位定标结果 Fig.5 Results of in situ calibration |
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| 图 6 探测器光谱响应曲线 Fig.6 Spectral response curve of detector |
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| 图 7 定标直线 Fig.7 Calibration linesq |
JF-14激波风洞模拟高空稀薄大气中的飞行器的尾焰喷流持续时间约为15 ms, 15 ms后的实验段高温气体将变得紊乱而不能模拟飞行器的尾焰.因此为了捕捉到有用信号, 采用示波器上升沿外触发的方式进行采集, 即利用被驱动段尾部压力传感器输出的压力信号作为触发源来触发示波器进行采集, 示波器的采集频率设为5 kHz, 采集时间为200 ms, 负延时为35 ms. 图 8为实验测得的4.3 μm波段20~80 ms时段的原始数据, 其中红色连线图表示红外探测器的输出电压信号, 蓝色为被驱动段尾部的压力信号.从图中可以看出, 从第35 ms开始, 被驱动段末端出现压力骤然上升, 这时激波刚刚到达被驱动段末端, 随后迅速下降, 探测器的电压输出信号跟着上升下降.当激波启动压力信号骤然上升时, 探测器的电压信号并没有马上上升, 大约延时0.6 ms后才上升, 这是因为探测器是对真空罐段的光辐射响应, 高温高压气流需要经过约0.6 ms的时间才能从被驱动段末端到达探测器测量位置. 35~50 ms气流压力处于较平稳区, 这正是实验需要测量的稳定喷焰部分.激波启动0.6 ms后, 电压信号出现一个尖峰, 这代表激波引起的红外辐射, 之后电压信号又出现一个比较宽的峰, 而后趋于平稳, 这个宽峰可能仍然是激波对高温高压气流红外辐射的扰动.真正代表稳定尾喷焰辐射的区间应该为40~50 ms, 大概10 ms的时间范围.
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| 图 8 实验数据 Fig.8 Experiment data |
图 9为红外探测器对相同测量位置2.7 μm与4.3 μm测量结果的对比, 很明显探测器的输出电压在4.3 μm时高于2.7 μm的值, 这除了与探测器的光谱响应有关外, 还与尾焰的温度有关.本实验尾焰的温度不能直接去测量, 只能通过计算得到.用4.3 μm等效辐射的黑体温度估算, 尾焰的温度在600 K左右.而根据黑体辐射的最大辐射波长计算公式:λm=2897.8/T来计算, 600 K时, λm=4.8 μm, 因此温度600 K时, 4.3 μm处辐射比较强, 而2.7 μm处较弱.
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| 图 9 4.3 μm与2.7 μm对比 Fig.9 Comparison between 4.3 μm and 2.7 μm |
在激波风洞真空罐段靠近喷嘴处有一直径为265 mm可旋转的圆盘, 其旋转轴线与喷焰的中心轴线垂直相交.交点距喷嘴为196 mm.圆盘上有一直径100 mm的CaF2窗口, 可以进行尾焰的辐射测量. CaF2窗口圆心与圆盘旋转中心并不重合, 通过旋转圆盘可以对尾焰的多个点进行测量.为了标记测量位置, 将圆盘轴线与喷焰中心轴线的交点确定为直角坐标系的(0, 0) 点, 如图 2所示, 沿喷焰轴方向为L方向, 垂直轴方向为Y方向.实验分别沿L方向和Y正方向进行了多次测量.
(1) 沿Y方向测量
如图 10所示, 尾焰在Y方向是沿中心轴对称的, 本实验沿Y方向只测量了对称轴之上的部分. 图 10(a), (b)为沿Y方向4.3 μm波段辐亮度与光谱辐亮度的测量情况.共测量了6次, 5个位置点, 行程为45 mm.沿Y方向4.3 μm波段辐亮度的均值为11.55 W·sr-1·m-2, 光谱辐亮度的均值为96.22 W·sr-1·m-2·μm-1, 相对标准差为9.6%.从图中可以看到, 在行程45 mm内, 并没有明显的变化规律.由于实验条件所限, 沿Y方向2.7 μm波段只测量了3个点, 如图 10(c), (d)所示, 波段辐亮度的均值为1.27 W·sr-1·m-2, 光谱辐亮度的均值为15.72 W·sr-1·m-2·μm-1, 其相对标准差为81.4%. 2.7 μm信号比较微弱, 相对于4.3 μm测量误差较大.
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| 图 10 沿Y方向测量结果 Fig.10 Measurements for Y direction |
(2) 沿L方向测量
沿L方向4.3 μm波段共测量了7个位置点, 行程为110 mm, 如图 11(a), (b)所示.波段辐亮度的均值为13.79 W·sr-1·m-2, 光谱辐亮度均值为114.88 W·sr-1·m-2·μm-1, 相对标准差为16.7%.沿L方向, 在110 mm行程范围内, 4.3 μm越靠近喷口, 辐亮度越大. 4.3 μm沿Y方向的辐射只有9.6%的相对偏差, 而L方向为16.7%, 这也说明了沿L方向具有较明显的梯度趋势.沿L方向2.7 μm波段共测量了5个位置点, 行程为110 mm, 如图 11(c), (d)所示.波段辐亮度均值为1.11 W·sr-1·m-2, 光谱辐亮度均值为13.64 W·sr-1·m-2·μm-1, 相对标准差为89.5%.与4.3 μm相比, 2.7 μm出现了同样的趋势:在行程110 mm范围内, 靠近喷口的位置辐射强度变大.
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| 图 11 沿L方向测量结果 Fig.11 Measurements for L direction |
(3) 实验的重复性
实验对部分位置点进行了重复性测量, 由于实验条件所限, 每个位置点重复实验时, 总压及背压不能保证完全一致.从表 1可以看到, 4.3 μm波段辐亮度相比于2.7 μm具有更好的测量重复性. 4.3 μm测量在坐标(45, 0) 位置处其相对标准差达到了2.2%.该位置的两次测量的总压及背压相差都比较小.在坐标(0, 50) 位置处对2.7 μm的测量重复性最差, 原因是该处的两次测量辐亮度值都比较小, 信号微弱, 信噪比变差, 从而导致测量误差变大.
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下载CSV 表 1 实验重复性 Tab.1 Experiment repetition |
利用JF-14高温燃气激波风洞模拟飞行目标羽流红外辐射, 并对羽流辐射场进行测量实验, 分别得到了沿羽流轴向和垂直于轴向的红外辐射亮度, 得到具有空间分辨的辐亮度分布.将窄带宽滤光片应用于测量系统, 得到代表CO2和H2O辐射的4.3和2.7 μm波段辐亮度及光谱辐亮度.测量结果表明4.3 μm波段的辐射强度及稳定性均高于2.7 μm.
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