劉珂 王煒強(qiáng) 李麗娟

摘 要：????? 現(xiàn)代隱身飛機(jī)對(duì)雷達(dá)型空空導(dǎo)彈構(gòu)成巨大挑戰(zhàn)，而紅外成像制導(dǎo)技術(shù)在體制上具有良好的反隱身能力。本文介紹了國內(nèi)外空空導(dǎo)彈紅外成像制導(dǎo)技術(shù)研究發(fā)展現(xiàn)狀，分析了紅外成像導(dǎo)引頭技術(shù)在未來反隱身超視距空空導(dǎo)彈上的應(yīng)用前景，提出了一種反隱身紅外成像導(dǎo)引頭的技術(shù)方案。該導(dǎo)引頭采用了中/長波雙色成像探測技術(shù)，能夠滿足發(fā)射后截獲條件下探測隱身目標(biāo)和抗紅外誘餌干擾的要求。分析研究表明紅外雙色成像導(dǎo)引頭技術(shù)對(duì)于提高國內(nèi)超視距空空導(dǎo)彈的反隱身性能具有重大意義。

關(guān)鍵詞：???? 紅外成像制導(dǎo); 中/長波雙色成像; 反隱身; 超視距; 空空導(dǎo)彈; 紅外導(dǎo)引頭

中圖分類號(hào)：???? TJ765.3+33; V249.32+6

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：??? A

文章編號(hào)： ????1673-5048（2022）02-0060-06

DOI： 10.12132/ISSN.1673-5048.2021.0219

0 引? 言

超視距空空導(dǎo)彈已經(jīng)是當(dāng)前空戰(zhàn)的主力武器，其大多采用雷達(dá)導(dǎo)引頭。因?yàn)閭鹘y(tǒng)的紅外導(dǎo)引頭存在發(fā)射后截獲能力弱、氣動(dòng)阻力大、氣動(dòng)熱影響嚴(yán)重等不利因素，所以很少用于超視距空空導(dǎo)彈。但隨著新型紅外成像探測技術(shù)、氣動(dòng)減阻和氣動(dòng)熱抑制技術(shù)的日趨成熟，上述不利因素有望得以消除。再加上飛速發(fā)展的雷達(dá)隱身技術(shù)和電磁干擾技術(shù)對(duì)雷達(dá)導(dǎo)引頭構(gòu)成了嚴(yán)峻挑戰(zhàn)，從體制上具有良好反隱身和抗電磁干擾能力的紅外成像制導(dǎo)技術(shù)再次得到各軍事強(qiáng)國的青睞[1]，擬將其推廣應(yīng)用到超視距空空導(dǎo)彈上。例如，美國海軍曾經(jīng)籌劃研制AIM-9X Block III型空空導(dǎo)彈，提高了60%的射程，使其具備了超視距攻擊能力[2]。

本文對(duì)可能適用于超視距空空導(dǎo)彈的國內(nèi)外紅外成像導(dǎo)引頭技術(shù)進(jìn)行分析，并提出一種反隱身空空導(dǎo)彈用紅外成像導(dǎo)引頭的技術(shù)方案。

1 反隱身需求對(duì)空空導(dǎo)彈導(dǎo)引系統(tǒng)的挑戰(zhàn)

現(xiàn)代飛機(jī)側(cè)重雷達(dá)隱身能力。國外裝備和在研的隱身飛機(jī)主要有美國的F-22和F-35，俄羅斯的Su-57，日本的“心神”等，具有很小的前向RCS。

據(jù)估計(jì)，F(xiàn)-22前向RCS約為0.01 m2。如果雷達(dá)導(dǎo)引頭對(duì)前向RCS為3 m2的MiG-29截獲距離為40 km，則在同樣條件下對(duì)F-22的截獲距離將小于5 km，很難滿足空空導(dǎo)彈的實(shí)際作戰(zhàn)需求。

當(dāng)前空空導(dǎo)彈雷達(dá)導(dǎo)引系統(tǒng)針對(duì)反隱身需求的主要解決措施是采用大功率的相控陣?yán)走_(dá)進(jìn)一步提高發(fā)射功率[3]。但該措施主要受空空導(dǎo)彈有限彈內(nèi)空間和能源的制約，在熱耗、能耗上都有很大的瓶頸。據(jù)估計(jì)，下一代隱身飛機(jī)的RCS會(huì)較目前下降一到兩個(gè)數(shù)量級(jí)以上，單靠挖掘相控陣?yán)走_(dá)導(dǎo)引頭的潛力已很難有效對(duì)抗這類隱身目標(biāo)。

飛機(jī)紅外隱身的手段主要有屏蔽熱源、低發(fā)射率涂料、熱抑制等 [4]，這些措施在戰(zhàn)斗機(jī)上的使用有很大的局限性。戰(zhàn)斗機(jī)依靠具有強(qiáng)大推力的噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)提供高能量機(jī)動(dòng)性能，也伴隨產(chǎn)生了巨大的紅外輻射能量。隱身飛機(jī)只能依靠寬大的機(jī)身、機(jī)翼和尾翼在前向有限角度內(nèi)局部遮擋后機(jī)身高溫發(fā)動(dòng)機(jī)段產(chǎn)生的紅外輻射能量，一旦進(jìn)入躲閃來襲導(dǎo)彈狀態(tài)或機(jī)動(dòng)占位狀態(tài)，就不可避免地將側(cè)向暴露于導(dǎo)彈觀測方向，高溫后機(jī)身一覽無余。另外，超音速巡航是隱身戰(zhàn)斗機(jī)獲取能量優(yōu)勢的保證，但在該狀態(tài)下飛機(jī)蒙皮受氣動(dòng)加熱的影響而升溫，產(chǎn)生的紅外輻射能量會(huì)嚴(yán)重破壞其前向紅外隱身性能。

綜合來看，紅外隱身技術(shù)在第四代隱身戰(zhàn)機(jī)上應(yīng)用所產(chǎn)生的效果不如雷達(dá)隱身技術(shù)那么成效斐然。如圖1所示， 四代機(jī)的紅外輻射分布與三代機(jī)相似， 也是前向輻射小，側(cè)向、后向輻射明顯。據(jù)估計(jì)，亞音速狀態(tài)下四

代機(jī)的前向有限角度內(nèi)的紅外輻射強(qiáng)度大約是三代機(jī)的30%左右。紅外導(dǎo)引系統(tǒng)的作用距離下降接近50%。通過進(jìn)一步挖掘紅外成像導(dǎo)引頭潛力，可以有效對(duì)抗這類隱身目標(biāo)。

但紅外成像制導(dǎo)技術(shù)在超視距空空導(dǎo)彈上的應(yīng)用還面臨以下三項(xiàng)技術(shù)問題：

（1） “射后截獲”狀態(tài)下檢測階段抗干擾問題。由于紅外導(dǎo)引頭采用的被動(dòng)工作方式不具備“距離門”搜索能力，因此，復(fù)雜的強(qiáng)背景信號(hào)與目標(biāo)自身的信號(hào)混疊在一起被導(dǎo)引頭接收，對(duì)自動(dòng)目標(biāo)識(shí)別能力要求很高。此外，在高對(duì)抗環(huán)境下，敵機(jī)通過自身的告警裝置在己方導(dǎo)彈發(fā)射后就大量施放紅外誘餌，因此，紅外導(dǎo)引頭還必須解決在檢測階段抗紅外誘餌干擾的問題。

（2） 氣動(dòng)阻力大影響射程的問題?？湛諏?dǎo)彈紅外成像制導(dǎo)系統(tǒng)通常采用球冠形整流罩，安放在彈頭最前端。球冠形整流罩能夠保證導(dǎo)引系統(tǒng)具有較大的跟蹤場范圍，而且在制導(dǎo)跟蹤過程中整個(gè)光學(xué)系統(tǒng)的像質(zhì)不發(fā)生改變。但這種整流罩的氣動(dòng)阻力較大，影響導(dǎo)彈的飛行速度和射程。

（3） 氣動(dòng)加熱影響探測的問題。導(dǎo)彈在大氣層內(nèi)超音速飛行時(shí)產(chǎn)生的激波加熱了位于導(dǎo)引頭前端的光學(xué)整流罩。激波和整流罩的紅外輻射能通過光路進(jìn)入紅外探測器，造成背景噪聲及干擾增加，影響紅外導(dǎo)引頭探測、截獲和跟蹤性能。

國內(nèi)外針對(duì)紅外成像制導(dǎo)技術(shù)在超視距空空導(dǎo)彈上的應(yīng)用開展了大量的研究工作，已取得較好的研究成果。

2 國內(nèi)外相關(guān)技術(shù)現(xiàn)狀

2.1 采用高靈敏度多色紅外成像技術(shù)

多色紅外成像技術(shù)可以同時(shí)在多個(gè)光譜波段上對(duì)同一對(duì)象（背景與目標(biāo)）進(jìn)行觀測并獲得相應(yīng)波段的響應(yīng)圖像。其反映了觀測對(duì)象在各個(gè)窄光譜波段上的響應(yīng)特性，包含了觀測對(duì)象的更多光譜能量和特征信息，可大大提高導(dǎo)彈的探測目標(biāo)能力和抗干擾能力。

法國的MICA-IR空空導(dǎo)彈和以色列的Python 5空空導(dǎo)彈（見圖2）都采用了雙波段紅外成像導(dǎo)引頭，具有較遠(yuǎn)的作用距離和較好的抗干擾能力[5]。其中MICA-IR采用機(jī)電掃描的雙波段紅外成像焦平面陣列探測器，Python 5采用了更先進(jìn)的雙波段疊層凝視焦平面MCT探測器。

超視距空空導(dǎo)彈具有大彈徑（178～203 mm）的特點(diǎn)，可以為紅外成像導(dǎo)引系統(tǒng)提供比近距格斗導(dǎo)彈（彈徑127～160 mm）更大的空間，便于采用大通光孔徑的光學(xué)系統(tǒng)，可有效提高紅外成像導(dǎo)引系統(tǒng)的探測靈敏度，增加對(duì)飛機(jī)目標(biāo)的作用距離。

目前主流的紅外型空空導(dǎo)彈采用的是中波紅外成像導(dǎo)引頭。中波紅外成像系統(tǒng)主要敏感來自飛機(jī)目標(biāo)高溫后機(jī)身發(fā)動(dòng)機(jī)段的紅外輻射能量，具有較高的溫度靈敏度，圖像對(duì)比度和空間分辨力都較長波系統(tǒng)更好，能夠敏感更多的目標(biāo)細(xì)節(jié)特征。如前所述，四代機(jī)主要通過寬大的機(jī)身、機(jī)翼和尾翼在前向有限角度內(nèi)遮蔽后機(jī)身發(fā)動(dòng)機(jī)段的辦法，大幅度削弱了自身的前向紅外輻射能量（主要集中在中波段），相應(yīng)降低了中波紅外成像導(dǎo)引頭對(duì)四代機(jī)的迎頭探測距離。

考慮到目標(biāo)迎頭方向的紅外輻射主要是蒙皮輻射，峰值波長在長波段，因此，采用長波紅外系統(tǒng)可以有效提高對(duì)目標(biāo)的迎頭作用距離。此外，傳統(tǒng)紅外誘餌彈在長波的紅外輻射較低，對(duì)目標(biāo)的遮擋與照亮作用與中波紅外系統(tǒng)相比不明顯，可能有利于通過形狀特征識(shí)別目標(biāo)。

因此，中/長波雙色成像導(dǎo)引系統(tǒng)是超視距空空導(dǎo)彈的優(yōu)選方案。該系統(tǒng)不僅對(duì)隱身目標(biāo)具有“全向探測”能力，還可以獲取目標(biāo)、背景和干擾的中/長波紅外特征，通過雙色信息融合技術(shù)極大地提高空空導(dǎo)彈在“射后截獲”狀態(tài)下檢測階段抗干擾能力[6]。

目前制約該系統(tǒng)在空空導(dǎo)彈上應(yīng)用的一個(gè)主要技術(shù)瓶頸是整流罩材料的選取，最佳解決辦法是采用金剛石整流罩 [7]。

2.2 采用氣動(dòng)減阻和氣動(dòng)熱抑制技術(shù)

研究方向主要集中在保形光學(xué)技術(shù)、平板側(cè)窗整流罩技術(shù)、導(dǎo)引頭整流罩前加裝激波桿技術(shù)和拋罩技術(shù)等。

2.2.1 保形光學(xué)技術(shù)

保形光學(xué)采用與最佳彈體氣動(dòng)外形相一致的整流罩，可以大大降低導(dǎo)彈飛行時(shí)的阻力，改善導(dǎo)彈的空氣動(dòng)力特性。2000年，美國雷神公司將長徑比為1.5的保形整流罩應(yīng)用于“毒刺”導(dǎo)彈（見圖3）。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，導(dǎo)彈所受的空氣阻力減小了25%，射程增加了1倍[8-9]。

國內(nèi)研制出了相關(guān)保形光學(xué)技術(shù)的樣品和測試設(shè)備，有望在不遠(yuǎn)的將來獲取實(shí)用化突破[10]。

保形光學(xué)技術(shù)存在的問題除了大范圍校正像差的光學(xué)系統(tǒng)設(shè)計(jì)難度大和結(jié)構(gòu)復(fù)雜外，對(duì)于氣動(dòng)熱抑制的效果不佳。主要是由于采用保形光學(xué)技術(shù)的導(dǎo)彈氣動(dòng)阻力低，其最高速度相較傳統(tǒng)鈍頭體的導(dǎo)彈更高。因此，整流罩前端駐點(diǎn)處的激波溫度更高，使得整流罩更易被依附其表面的高溫激波層加熱，整流罩產(chǎn)生的熱輻射無法得到有效抑制。

2.2.2 平板側(cè)窗整流罩技術(shù)

相比于同直徑的球冠形整流罩，大傾角的平板側(cè)窗整流罩氣動(dòng)阻力更小，氣動(dòng)加熱溫度最高的駐點(diǎn)區(qū)域不在整流罩表面上。平板窗口易于采用物理制冷的方式降低其表面溫度，抑制氣動(dòng)熱。

美國雷神公司于20世紀(jì)90年代提出的AIM-9X競標(biāo)方案，就采取了可旋轉(zhuǎn)的平板側(cè)窗式整流罩導(dǎo)引頭方案（見圖4）[11]，具有更小的氣動(dòng)阻力和更好的抗氣動(dòng)加熱效果。

美國研制的THAAD導(dǎo)彈也采用了平板側(cè)窗結(jié)構(gòu)（見圖5），使得整流罩窗口避開了氣動(dòng)加熱溫度最高的導(dǎo)彈最前端區(qū)域[12]。另外，還可能采用了物理制冷的方式來降低整流罩溫度。常用的物理制冷方式有光學(xué)側(cè)窗外部冷卻和內(nèi)部冷卻[13]。

平板側(cè)窗整流罩技術(shù)在國內(nèi)的航天部門也有相關(guān)應(yīng)用[13-14]。存在的問題是平板側(cè)窗形式限制了導(dǎo)引頭紅外探測系統(tǒng)的角度搜索和跟蹤范圍，要滿足對(duì)高機(jī)動(dòng)目標(biāo)的打擊需求，則對(duì)于彈體姿態(tài)控制系統(tǒng)要求比較高; 此外，彈體外形的非對(duì)稱布局會(huì)給彈體飛控系統(tǒng)帶來更大的氣動(dòng)力控制難度。

2.2.3 導(dǎo)引頭整流罩前加裝激波桿技術(shù)

在鈍頭體的飛行器頭部安裝針狀結(jié)構(gòu)（激波桿），通過改變激波形狀來降低氣動(dòng)阻力。美國、德國和當(dāng)時(shí)的蘇聯(lián)等從20世紀(jì)60年代就對(duì)激波桿的減阻機(jī)理和效果開展了大量的數(shù)值仿真和實(shí)驗(yàn)研究。該項(xiàng)技術(shù)已應(yīng)用到美國的“三叉戟”潛射彈道導(dǎo)彈上，減阻效果達(dá)到35%～50% [15]。

該項(xiàng)技術(shù)在光學(xué)導(dǎo)引頭上也得到應(yīng)用。美國雷神公司研制的“網(wǎng)絡(luò)中心機(jī)載防御單元”（NCADE）在AIM-9X導(dǎo)引頭上加裝了激波桿（見圖6），將激波層推離球形整流罩表面，一來降低激波阻力[16]，二來減少高溫激波對(duì)整流罩的氣動(dòng)加熱效果[17]。

國內(nèi)對(duì)該技術(shù)的研究主要集中在減阻機(jī)理和數(shù)值仿真分析方面。從研究成果來看，該項(xiàng)技術(shù)在尋的制導(dǎo)導(dǎo)彈上應(yīng)用的瓶頸主要是減阻效果與彈體攻角關(guān)系很大，只有在小攻角時(shí)才能有較好的氣動(dòng)減阻和氣動(dòng)熱抑制效果 [18]。由于打擊高機(jī)動(dòng)目標(biāo)的空空導(dǎo)彈經(jīng)常需要做大攻角飛行，因此限制了該項(xiàng)技術(shù)在空空導(dǎo)彈上的應(yīng)用。

2.2.4 拋罩技術(shù)

德國研制的地空型IRIS-T導(dǎo)彈為了降低導(dǎo)彈的飛行阻力，提高導(dǎo)彈的射程，在紅外導(dǎo)引頭上加裝了一個(gè)流線型的保護(hù)罩。在進(jìn)入末制導(dǎo)段時(shí)拋掉保護(hù)罩，紅外導(dǎo)引頭開始探測并截獲目標(biāo)[19]。國內(nèi)的SD-30地空導(dǎo)彈系統(tǒng)也采用了同樣的拋罩技術(shù)（見圖7）。

拋罩技術(shù)已經(jīng)非常成熟，很適合于“發(fā)射后截獲”功能的遠(yuǎn)射程導(dǎo)彈。缺點(diǎn)是頭罩通過爆炸分離，出于安全性考慮，導(dǎo)彈不具備“發(fā)射前截獲”能力。

3 應(yīng)用展望

通過對(duì)上述技術(shù)進(jìn)行分析，提出一種適用于未來反隱身空空導(dǎo)彈的紅外成像導(dǎo)引頭探測系統(tǒng)方案設(shè)想，如圖8所示。

3.1 總體構(gòu)成

導(dǎo)引頭采用中/長波雙色成像技術(shù)，兩種不同波段的探測系統(tǒng)可以同時(shí)成像， 信息處理系統(tǒng)對(duì)兩路圖像數(shù)據(jù)并行處理?？紤]到國內(nèi)中/長波疊層雙色凝視成像探測器技術(shù)尚不夠成熟，以及分立式多探測器所具有的冗余度有利于抗激光定向干擾的優(yōu)點(diǎn)，擬利用超視距空空導(dǎo)彈大彈徑（≥200 mm）的特點(diǎn)，將兩個(gè)分立的中波和長波大面陣凝視焦平面探測器安放于導(dǎo)引頭內(nèi)，中波和長波探測器的面陣規(guī)格相同，共用一個(gè)光學(xué)孔徑，視場大小相同。出于提高后勤維護(hù)性和滿足中遠(yuǎn)距空空導(dǎo)彈對(duì)導(dǎo)引頭長工作時(shí)間的需要，選擇斯特林制冷的大面陣焦平面探測器。

考慮到斯特林制冷探測器體積重量比較大，為了滿足位標(biāo)器穩(wěn)定平臺(tái)小型化的需要，可采用共口徑分光路中長波紅外光學(xué)系統(tǒng)和半角機(jī)構(gòu)形式的位標(biāo)器，將兩個(gè)探測器固定安放在位標(biāo)器的固定端，將共口徑光學(xué)系統(tǒng)置于位標(biāo)器的穩(wěn)定平臺(tái)上，在固定端的反射鏡后加裝一個(gè)分光鏡，將入射的中波和長波能量分為兩個(gè)獨(dú)立光路，傳遞到對(duì)應(yīng)的探測器焦平面上。

擬在光學(xué)整流罩前加裝可拋卡門曲線外形的保護(hù)罩，既隔離氣動(dòng)熱，又減少彈道初、中段飛行狀態(tài)下的導(dǎo)彈氣動(dòng)阻力。整流罩采用導(dǎo)熱能力強(qiáng)的金剛石材料，另外在導(dǎo)引頭艙內(nèi)加裝環(huán)控系統(tǒng)，通過高壓介質(zhì)膨脹吸熱的J-T制冷方式對(duì)導(dǎo)引頭光學(xué)系統(tǒng)和整流罩進(jìn)行冷卻，解決導(dǎo)彈末制導(dǎo)段高速飛行氣動(dòng)加熱對(duì)光學(xué)系統(tǒng)的影響。

3.2 關(guān)鍵技術(shù)及解決途徑

反隱身空空導(dǎo)彈紅外成像導(dǎo)引頭關(guān)鍵技術(shù)之一是發(fā)射后截獲條件下的低信噪比目標(biāo)探測識(shí)別與抗干擾技術(shù)。

發(fā)射后截獲技術(shù)能夠極大地?cái)U(kuò)展紅外導(dǎo)彈的使用模式和作戰(zhàn)包線。對(duì)于紅外導(dǎo)引頭而言，必須解決中末制導(dǎo)交接班成功概率問題、目標(biāo)探測識(shí)別問題和檢測階段抗紅外誘餌干擾問題。

計(jì)算導(dǎo)彈中末制導(dǎo)交接班截獲目標(biāo)概率時(shí)主要考慮角度截獲。對(duì)于紅外導(dǎo)引頭而言，就是其在末制導(dǎo)截獲階段的搜索視場必須覆蓋目標(biāo)角度指示誤差。由于發(fā)射后截獲狀態(tài)下導(dǎo)彈與目標(biāo)都處于高速運(yùn)動(dòng)中，因此，導(dǎo)引頭必須在較短的截獲時(shí)間內(nèi)遍歷整個(gè)搜索視場。在滿足探測能力前提下，應(yīng)盡可能地選取大的導(dǎo)引頭瞬時(shí)視場，提高搜索效率。

影響紅外導(dǎo)引頭探測距離的因素有目標(biāo)與背景的輻射特性差異及其在大氣傳輸中的效率、光學(xué)系統(tǒng)與探測器的特性以及系統(tǒng)的信號(hào)處理特性等。

對(duì)于如F-22這樣的隱身目標(biāo)，超音速巡航狀態(tài)下目標(biāo)的蒙皮輻射相對(duì)于高空背景是較為明顯的輻射源。因此，采用中長波雙色探測是比較理想的，既可以提高系統(tǒng)對(duì)隱身目標(biāo)的探測距離，也可通過目標(biāo)、背景與干擾的不同波段差異提高系統(tǒng)發(fā)射后截獲下的抗背景和紅外誘餌干擾能力。

紅外系統(tǒng)對(duì)于遠(yuǎn)距離點(diǎn)目標(biāo)的探測能力可以用靈敏閾He來估計(jì)，靈敏閾He越低，探測能力越好：

He=AdΔfA0D*τ0×m×SNR（1）

提高紅外系統(tǒng)探測能力的主要途徑如下：

（1） 減小探測器光敏元面積Ad（降低熱噪聲）和探測系統(tǒng)噪聲等效帶寬Δf;

（2） 增大光學(xué)系統(tǒng)接收面積A0;

（3） 提高探測器的星探測率D*;

（4） 降低系統(tǒng)截獲信噪比SNR;

（5） 降低工程系數(shù)m（探測電路內(nèi)部噪聲串?dāng)_）。

探測系統(tǒng)噪聲等效帶寬與探測器的積分時(shí)間成反比。增加積分時(shí)間，能夠很好地增加探測器對(duì)接收到的弱小目標(biāo)能量的積累，有利于提高作用距離。但增加積分時(shí)間的同時(shí)會(huì)降低系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)范圍，在氣動(dòng)熱情況下容易使探測器輸出飽和。故積分時(shí)間選取應(yīng)根據(jù)導(dǎo)彈的實(shí)際工況參數(shù)決定。

在探測器面陣尺寸確定的情況下，光學(xué)系統(tǒng)的瞬時(shí)視場大小與焦距大小成反比。瞬時(shí)視場大會(huì)引入過多的背景干擾，小則會(huì)不利于截獲目標(biāo)。因此，需要結(jié)合中末制導(dǎo)交接班概率選擇合適大小的瞬時(shí)視場。本文認(rèn)為探測器面陣尺寸應(yīng)不小于256×256元，瞬時(shí)視場在5°～6°左右為宜。

大通光孔徑光學(xué)系統(tǒng)體積較大，在回轉(zhuǎn)框架角和整流罩曲率半徑方面受彈體限制較多，但探測距離更遠(yuǎn)，光學(xué)分辨力也更高。

降低系統(tǒng)截獲信噪比的技術(shù)途徑包括采用基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)和高通濾波的自適應(yīng)非均勻性校正技術(shù)降低圖像空域噪聲，以及采用基于雙色圖像并行處理的空-時(shí)融合處理算法，利用雙色圖像中目標(biāo)的空-時(shí)一致性和白噪聲的空-時(shí)非相關(guān)性，降低雙色圖像聯(lián)合檢測所需要的截獲信噪比。

解決發(fā)射后截獲階段抗紅外誘餌問題的技術(shù)途徑是采用基于雙色多維特征的融合抗誘餌干擾算法。由信息處理系統(tǒng)對(duì)雙色序列圖像進(jìn)行并行處理，提取圖像中潛在目標(biāo)的運(yùn)動(dòng)、光譜、形狀和能量等特征; 通過空域關(guān)聯(lián)，建立潛在目標(biāo)的特征鏈集合，并加入色比特征; 最后，通過特征融合處理實(shí)現(xiàn)目標(biāo)與干擾的識(shí)別。

3.3 性能預(yù)測

本文設(shè)想的中長波雙色成像導(dǎo)引頭的主要參數(shù)選取和靈敏閾估算如表1所示。

理想凈空背景條件下，紅外探測系統(tǒng)對(duì)點(diǎn)目標(biāo)的最大探測距離為

R=τaηJTHe（2）

式中： R為紅外系統(tǒng)最大探測距離; τa為響應(yīng)波段內(nèi)大氣有效透過率; η為紅外系統(tǒng)光譜效率，JT為響應(yīng)波段內(nèi)目標(biāo)紅外輻射強(qiáng)度。

目前尚沒有可靠的隱身飛機(jī)紅外輻射強(qiáng)度數(shù)據(jù)，但通常認(rèn)為四代隱身機(jī)在亞音速狀態(tài)下的前向有限角度內(nèi)的中波紅外輻射強(qiáng)度大約是三代機(jī)的30%左右。由于四代機(jī)通常采取內(nèi)埋武器艙的方式來滿足雷達(dá)隱身的需要，因此，其機(jī)體容積較大，導(dǎo)致蒙皮的表面積也相應(yīng)較大，可以認(rèn)為四代機(jī)的長波紅外輻射強(qiáng)度不會(huì)低于三代機(jī)水平。

根據(jù)上述分析，假定國外四代隱身機(jī)的前向中波輻射強(qiáng)度為10 W/sr ，長波輻射強(qiáng)度為40 W/sr。所設(shè)想的中長波雙色成像導(dǎo)引頭的探測能力估算如表2所示。

由表2可以看出，中波探測系統(tǒng)對(duì)隱身飛機(jī)的迎頭探測距離下降至14 km，而長波探測系統(tǒng)的探測距離大于21 km。探測性能可以滿足超視距空空導(dǎo)彈反隱身飛機(jī)的作戰(zhàn)需要。

4 結(jié)? 論

受制于空空導(dǎo)彈有限的彈內(nèi)空間和電能資源，主動(dòng)雷達(dá)導(dǎo)引頭很難通過增大天線孔徑和提高發(fā)射功率的簡單辦法來對(duì)抗隱身能力大幅提升的下一代飛機(jī)。考慮到下一代飛機(jī)依然會(huì)使用熱動(dòng)力，很難大幅降低紅外輻射能量，因此，從高效對(duì)抗角度出發(fā)，在體制上具有反隱身優(yōu)勢的紅外成像制導(dǎo)技術(shù)很值得關(guān)注。目前，國內(nèi)外在紅外成像制導(dǎo)技術(shù)領(lǐng)域已有較好的技術(shù)基礎(chǔ)，中/長波雙色紅外成像導(dǎo)引頭在反隱身空空導(dǎo)彈上具有廣闊的應(yīng)用前景。

參考文獻(xiàn)：

[1] 劉珂， 李麗娟. 空空導(dǎo)彈與紅外導(dǎo)引系統(tǒng)發(fā)展評(píng)述[J]. 激光與紅外， 2016， 46（1）： 5-10.

Liu Ke， Li Lijuan. Development Analysis of Air-to-Air Missile and Infrared Guidance[J]. Laser & Infrared， 2016， 46（1）： 5-10.（in Chinese）

[2] 任淼， 劉琪， 劉晶晶. 2019年國外空空導(dǎo)彈發(fā)展動(dòng)態(tài)研究[J]. 航空兵器， 2020， 27（4）： 17-24.

Ren Miao， Liu Qi， Liu Jingjing. Research on Foreign Air-to-Air Missiles’ Development in 2019[J]. Aero Weaponry， 2020， 27（4）： 17-24.（in Chinese）

[3] 樊會(huì)濤， 閆俊. 相控陣制導(dǎo)技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀及展望[J]. 航空學(xué)報(bào)， 2015， 36（9）： 2807-2814.

Fan Huitao， Yan Jun. Development and Outlook of Active Electroni-cally Scanned Array Guidance Technology[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2015， 36（9）： 2807-2814.（in Chinese）

[4] 黃臻， 姜偉， 張楊. 飛機(jī)紅外隱身及探測技術(shù)簡介[J]. 紅外， 2017， 38（8）： 1-7.

Huang Zhen， Jiang Wei， Zhang Yang. Brief Introduction to Infrared Stealth and Detection Technology of Aircraft[J]. Infrared， 2017， 38（8）： 1-7.（in Chinese）

[5] 馬曉平， 趙良玉. 紅外導(dǎo)引頭關(guān)鍵技術(shù)國內(nèi)外研究現(xiàn)狀綜述[J]. 航空兵器， 2018（3）： 3-10.

Ma Xiaoping， Zhao Liangyu. An Overview of Infrared Seeker Key Technologies at Home and Abroad[J]. Aero Weaponry， 2018（3）： 3-10.（in Chinese）

[6] 李麗娟， 白曉東， 劉珂. 空空導(dǎo)彈雙色紅外成像制導(dǎo)關(guān)鍵技術(shù)分析[J]. 激光與紅外， 2013， 43（9）： 1036-1039.

Li Lijuan， Bai Xiaodong， Liu Ke. Analysis of the Key Technologies for Dual Color IR Imaging Guidance of Air-to-Air Missile[J]. Laser & Infrared， 2013， 43（9）： 1036-1039.（in Chinese）

[7] 謝啟明， 李奕威， 潘順臣. 紅外窗口和整流罩材料的發(fā)展和應(yīng)用[J]. 紅外技術(shù)， 2012， 34（10）： 559-567.

Xie Qiming， Li Yiwei， Pan Shunchen. The Development and Application of the Materials for Infrared Windows and Domes[J]. Infrared Technology， 2012， 34（10）： 559-567.（in Chinese）

[8] 李慶波， 張健. 共形整流罩技術(shù)研究[J]. 激光與紅外， 2014， 44（8）： 837-840.

Li Qingbo， Zhang Jian. Research on Conformal Fairing Technology[J]. Laser & Infrared， 2014， 44（8）： 837-840.（in Chinese）

[9] 姜振海， 王超， 魏群， 等. 超音速共形整流罩風(fēng)洞試驗(yàn)及其光機(jī)特性[J]. 光學(xué)精密工程， 2012， 20（9）： 1999-2005.

Jiang Zhenhai， Wang Chao， Wei Qun， et al. Wind Tunnel Experiment of Supersonic Conformal Dome and Its Optical and Structure Characteristics[J]. Optics and Precision Engineering， 2012， 20（9）： 1999-2005.（in Chinese）

[10]? 孫金霞， 李賢兵， 武偉， 等. 共形導(dǎo)引頭光學(xué)系統(tǒng)設(shè)計(jì)及其MTF測試[J]. 光電工程， 2016， 43（5）： 47-52.

Sun Jinxia， Li Xianbing， Wu Wei， et al. Conformal Optical System Design and MTF Measuring[J]. Opto-Electronic Engineering， 2016， 43（5）： 47-52.（in Chinese）

[11]? 周軍. AIM-9響尾蛇后繼型號(hào)的研制動(dòng)態(tài)[J]. 飛航導(dǎo)彈， 1997（6）： 10-13.

Zhou Jun. Development Status of AIM-9 Sidewinder Derivatives [J]. Winged Missiles Journal， 1997（6）： 10-13. （in Chinese）

[12]? 李群章. 美國戰(zhàn)區(qū)高空區(qū)域防御系統(tǒng)攔截導(dǎo)彈紅外尋的技術(shù)分析[J]. 紅外與激光工程， 1998， 27（2）： 25-28.

Li Qunzhang. Analysis on IR Homing Technique of THAAD System Intercept Missile in USA [J]. Infrared and Laser Engineering， 1998， 27（2）： 25-28. （in Chinese）

[13]? 劉純勝， 李培田， 費(fèi)錦東. 高速導(dǎo)彈光學(xué)頭罩側(cè)窗口制冷效果分析[J]. 紅外與激光工程， 2000， 29（3）： 68-72.

Liu Chunsheng， Li Peitian， Fei Jindong. Analysis of Cooling Effects of High-Speed Missile Optical Side Window[J]. Infrared and Laser Engineering， 2000， 29（3）： 68-72.（in Chinese）

[14]? 楊曉穎， 劉純勝， 顧永其. 高速飛行器紅外制冷頭罩設(shè)計(jì)[J]. 紅外與激光工程， 2004， 33（6）： 576-579.

Yang Xiaoying， Liu Chunsheng， Gu Yongqi. Design of the Hypersonic Vehicle Infrared Cooling Dome[J]. Infrared and Laser Engineering， 2004， 33（6）： 576-579.（in Chinese）

[15]? 涂偉， 金東海. 導(dǎo)彈減阻桿減阻的數(shù)值仿真研究[J]. 計(jì)算機(jī)仿真， 2014， 31（4）： 87-91.

Tu Wei， Jin Donghai. Numerical Simulation Study on Missile Antidrag Spike Drag Reduction[J]. Computer Simulation， 2014， 31（4）： 87-91.（in Chinese）

[16]? Roveda R. Benchmark CFD Study of Spiked Blunt Body Configurations[C]∥47th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition， 2009.

[17]? Motoyama N， Mihara K， Miyajima R， et al. Thermal Protection and Drag Reduction with Use of Spike in Hypersonic Flow[C]∥AIAA/NAL-NASDA-ISAS 10th International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference， 2001.

[18]? Gnemmi P， Roussel K， Runne K， et al. Flowfield around Spike-Tipped Bodies for High Attack Angles at Mach 4.5[J]. Journal of Spacecraft and Rockets， 2003， 40（5）： 622-631.

[19]? 張科， 陳之光， 趙玉印. 國外高速導(dǎo)彈的頭罩防護(hù)技術(shù)[J]. 紅外與激光工程， 2013， 42（1）： 154-158.

Zhang Ke， Chen Zhiguang， Zhao Yuyin. Dome Protecting Technologies for Overseas High-Velocity Guided Missiles[J]. Infrared and Laser Engineering， 2013， 42（1）： 154-158.（in Chinese）

Application and Prospect of Infrared Imaging Guidance

Technology in Anti-Stealth Air-to-Air Missiles

Liu Ke1， 2*， Wang Weiqiang1， 2， Li Lijuan1， 2

（1. China Airborne Missile Academy，Luoyang 471009，China;

2. Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Airborne Guided Weapons， Luoyang 471009，China）

Abstract： Radar guided air-to-air missiles are threaten by modern stealth aircraft， and infrared imaging guidance technology has the inborn anti-stealth ability. The research and development status of infrared imaging guidance technology for air-to-air missiles at home and abroad are introduced in this paper， the application prospect of infrared imaging seeker technology in future anti-stealth beyond-visual-range（BVR）air-to-air missiles is analyzed， and a technical scheme of anti-stealth infrared imaging seeker is proposed. The seeker adopts medium / long wave two-color imaging detection technology， which can meet the requirements of detecting stealth targets and resisting infrared decoy interference under the condition of interception after launch. The analysis and research show that the infrared two-color imaging seeker technology is of great significance to improve the anti-stealth performance of domestic BVR air-to-air missiles.

Key words：? infrared imaging guidance; medium / long wave two-color imaging; anti-stealth; BVR，air-to-air missiles; infrared seeker