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某机载红外测量吊舱系统
2004年9月InfraredTechnologySep.2004
某机载红外测量吊舱系统*
陈建
（中国飞行试验研究院，陕西西安710089
摘要：
由中国飞行试验研究院研制的某机载红外测量吊舱系统（IRMPS）全长5200mm、直径500mm、
重约450kg，正向或反向挂接在J7L飞机机身下，可在0～15km高度内，以Ｍ数0～1.4对空中或地面目标进行红外辐射特性测量。
本文首先简要介绍吊舱系统的主要设计思想，然后说明吊舱系统的组成与工作原理，最后介绍吊舱系统的应用。
关键词：
红外测量吊舱；陀螺稳定平台；电视/红外跟踪系统；飞机蒙皮长波热图像中图分类号：
TN219文献标识码：
A文章编号：
1001-8891（200405-
引言[1]
武器系统研制、红外制导、红外隐身与反隐身技术的发展均离不开对目标和环境的红外辐射特性的测量与研究。
随着微电子技术和计算机技术的发展，“计算辐射学”取得了长足进展，但是迄今为止，复杂目标和环境的红外辐射特性仍主要依赖于实验测量。
对于军用飞机等空中与地面目标，机载动态测量的结果是唯一的标准，也是验模的重要标准之一，动态试验是最根本的有效手段。
仅美国空军的Eglin空军基地从80年代开始，就先后至少研制了8个机载红外测量吊舱，分别用于红外辐射强度、红外光谱和红外热像的测量与试验。
为了改变我国在机载红外测量能力方面的落后状态，适应新型武器装备发展的需要，“九五”期间中国飞行试验研究院承担了“某机载红外测量吊舱系统（简称吊舱系统）”的研制任务。
经过几年的努力，克服了重重困难，终于圆满完成该吊舱系统的研制，并已投入使用。
1吊舱系统的设计思想[2]
按照我国的实际情况，我们不可能效仿美国研制多个吊舱来分别进行目标和背景的辐射强度、辐射光谱和热图像的测量研究。
另一方面，要求我们研制出的吊舱系统能满足未来10年内研制先进军用飞机、先进空-空和面-空红外制导导弹、先进红外图像匹配制导巡航导弹的需要。
这些就确定了本吊舱系统应按“一个平台，多种用途”的思想设计，也即：
我们研制的吊舱平台是类似于美国BASES吊舱系统的平台，通过换装红外设备和其它设备，来达到使吊舱系统具有多种用途的目的。
我们研制出的吊舱系统，目前有三种基本配置，即：
长波或中波段320×240像素HgCdTeFPA凝视型红外热像仪配置、双波段（InSb-HgCdTe双色器件，2～5.5µm、5.5～14µm）傅立叶光谱仪配置、双波段（InSb-HgCdTe双色器件，2～5.5µm、5.5～14µm）红外辐射计配置。
吊舱系统头部采用两轴两框陀螺稳定伺服平台、全透式光学系统，舱体采用分体式组合结构，吊舱载机选用J7L型飞机，飞行高度0～15km，最大飞行速度M1.4。
2吊舱系统的组成与工作原理[3]
吊舱系统由陀螺稳定伺服平台、电视跟踪系统、座舱显示和控制系统、红外测量系统、激光测距仪和GPS定位与测距数据链系统、数据采集和记录系统、吊舱环控系统等七部分组成。
吊舱挂装在J7L飞机机身下，见图1。
吊舱系统工作原理框图见图2，工作过程如下：
飞机起飞前，为防止飞机滑跑时小石子打坏整流罩窗口玻璃，平台的锁定位置为向上转的“收藏”位*
55
收稿日期：
2004-00-00
2004年9月陈建：
某机载红外测量吊舱系统Sep.2004
置。
飞机起飞后，平台解锁。
这时飞行员可操纵单杆进行目标的搜索和捕获，然后对目标进行手动或自动跟踪，完成对目标的红外辐射特性测量。
飞机降落前，对平台进行锁定，平台上转到“收藏”位置。
目标距离由激光测距和GPS定位解算得到。
时统提供全吊舱的统一时间基准。
数据采集器采集记录载机飞行参数和红外测量数据。
3吊舱系统应用实例
[3]
吊舱研制成功后，已完成了多个总装合同任务和某新型飞机定型的红外测量。
这些应用主要集中在利用热像仪获取特定目标的动态红
外序列图像，为新型导弹导引头研制提供真实的仿真信号源；在12公里以上高度，利用光谱仪对地球/大气及空间辐射背景进行测量，用于研究红外预警波段（2.7µm和4.3µm）地球/大气辐射背景的主要特点及其对预警效果的影响；利用热像仪和光谱仪对新型飞机进行动态红外测量，获取其动态红外辐射特性，为新型飞机定型服务等方面。
本文的应用实例是利用吊舱对某飞机的蒙皮以及典型地面目标进行红外热像测量，并对测量结果
表1飞机测量条件Table1.Theconditionsofflightmeasure进行分析。
名称参数备注名称参数备注
1）飞行测量条件
测量地点阎良机场上空风向无风地面
2）测试与计算方测量日期目标速度/（km/h
目标高度/m2168测量时刻气压高度法
天气晴目标距离/ma.飞行前对热像
36气温/℃地面测量角度正后下视61.3°高度差188m
仪进行坏像素剔除与均大气压力×10地面测量波段/µ～9.6
匀一致性修正.。
43相对湿度/%地面吊舱挂接形式反向挂装
6
地面飞机编队形式等速平飞编队b.飞行前利用面能见度/km
源黑体对热像仪进行定标，确定黑体辐射亮度（温度）-热像仪输出电压曲线。
c.确定目标机到载机热像仪之间大气平均透过率和路径辐射。
由于受条件的限制，无法使用探空仪测量飞行高度的气象参数。
我们使用MODTRAN3.7自带的中纬度夏季大气模型，计算载机热像仪到目标机以及到地面之间的平均透过率和路径大气辐射亮度。
由于是长波测量，不用考虑大气对太阳的散射作用。
通过MODTRAN的计算，得到热像仪到目标机之间的平均透过率为0.9615，热像仪到目标机之间的路径大气辐射亮度为3.9578×10-5W/（cm2sr；热像仪到地面之间的平均透过率为0.6520，热像仪到地面之间的路径大气辐射亮度为4.0915×10-4W/（cm2sr。
d.辐射亮度和辐射强度计算公式：
目标辐射亮度可表示为：
Lt=
1
a
[
1
（Lt.i−Lb.iNR2αβ+Lb.i−Lp]（1At.p
目标辐射强度：
It=LtAt.p（2
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1
4
14
⎛M⎞⎛πL⎞
目标的等效黑体辐射温度（K）为：
Tt=⎜t⎟=⎜t⎟（3
⎝σ⎠⎝σ⎠⎛M⎞
目标的真实温度（K）为：
Tr=⎜t⎟（4
⎝εσ⎠
14
式中：
Lt,i：
目标像表观平均辐射亮度；At.p：
测量方向的目标投影面积；Lb.i：
背景像表观平均辐射亮度；
τa：
目标和热像仪之间的大气平均透过率；Lp：
目标和热像仪之间路径的大气辐射亮度；N：
目标像大小所占像元数；Mt：
目标辐出度；α：
热像仪每个像元对应的水平视场；σ：
斯忒藩-玻耳兹曼常数；R：
目标距离；β：
热像仪每个像元对应的垂直视场；实际上At.p≈NR2αβ
当Lp可以忽略时，式（1可以简化为：
1Lt=Lt.i（5
τa
It=
1
τa
Lt.iAt.p（6
3）测量结果及分析
图3的左上图为加上温标的目标机和背景热图像，其中：
序号1～10为选择的温度观测点，各观测点的表观温度见左下图列表（N-Level）；沿直线1的表观温度分布曲线见图3的右图。
图中可以清楚地看出：
a.由于目标机距离很近（214m），其大气透过率近视为1（0.9615），路径辐射亮度很小（3.9578×
视为其等效的黑体辐射温度。
b.机翼内有4个油箱，温度比蒙皮温度略高一点（1.5℃）；c.后机身因发动机热传导，温度明显高出5℃左右；d.飞机座舱里有空调，所以温度比蒙皮温度低约3℃；e.另外可以发现两个有趣的现象，与传统认识有悖；
•机尾罩的温度不是比蒙皮高，而是只有8.8℃，是全机俯视测量最低的点；•机翼前缘温度反而比蒙皮温度低约2.5℃。
由于热像仪测量的目标温度是用某一个波段内与它有相同辐射功率的黑体的温度来表示的，一般情况下，目标都不是黑体，所以发射率都小于1，这样测量的目标辐射温度总是低于目标的真实温度，发射率越低，误差就越大。
机尾罩是抛光的铝合金，发射率很低，因此尽管该处是全机温度最高点，但表观温度却是全机温度最低点。
机翼前缘比较光滑，发射率也偏低，因此机翼前缘表观温度低于蒙皮表观温度。
如果温度标定时把黑体温度转换成热像仪测量波段内该温度黑体的辐出度，再根据式（4，就可以求出目标辐射的真实温度。
根据式（6，对目标机辐射强度进行积分，计算目标机在8～9.6µm的总辐射强度：
I＝500.18W/sr；根据式（1～式（3对地面目标点9、10的热图像进行数据处理，其结果见表2。
表2地面目标测量结果
Table2.Themeasuringresultsofgroundtargets
目标的等效黑体辐射温度/℃
31.536.6
标记号表观温度Tti/℃目标的等效黑体辐射亮度[（Lti－Lp/τa]/（W/cmsr16.7460×10－
－
18.2660×10
（下转第61页
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4分析结论
本系统采用经典的MAD算法，运算速度快目标定位精度高。
具有较强的抗干扰能力，增强了系统在复杂场
景条件下目标跟踪的稳定性。
实际目标跟踪结果，实验结果表明，该系统具有目标跟踪稳定、功耗低、体积小、重量轻、可靠性高、控制灵活等特点，能够较好地实现各种复杂场景条件下的目标稳定跟踪。
参考文献
[1]张亮.数字电路设计与VerilogHDL[M].北京：
人民邮电出版社,2000.[2]褚振勇,翁木云.FPGA设计及应用[M].西安：
西安电子科技大学出版社,2000.[3]杨宜禾,周维真.成像跟踪技术导论[M].西安：
西安电子科技大学,1991.
作者简介：
段德军，男，1977年11出生，硕士研究生，主要研究方向：
实时图像处理，图像跟踪；向健勇，男，1964年11月出生，副教授，硕士生导师，主要研究方向：
实时图像处理，红外图像增强，图像采集，图像传输和显示。
Real-TimeImageTrackingSystemBasedonFPGA
DUANDe-jun，XIANGJian-yong，LIUGang
（503Lab.XidianUniversity,Xi’an710071,China
Abstract:
Thissystemisdesignedaroundthecores-large-scaleFeildprogrammedGateArrayandSingleChipMicroprocessor（8051），itadoptspipelinearchitecturetorealizereal-timeimagetracking.MAD,abetterperformanceandfastimagecorrelationtrackingalgorithmisusedandaseriesofnewcriteriaareconstitutedontrackingcreditabilityevaluation,adaptivetemplatechange,similarobjectrecognition,lostobjectacquisition，themeritofthenewprojectisshown.
Keywords:
correlationmatching，templatechange，imagetracking，SRAM（上接第57页）
4结束语
某机载红外测量吊舱系统的研制成功标志着我国在机载红外测量方面迈出了可喜的一步。
由于该系统具有在歼击机上前/后吊挂的能力、具有超音速和在同温层使用的条件、具有不同种类红外测量设备互换的测量方式，因此，它的投入使用将在空中和地/海目标与环境特性测量、导引头试验与评估、飞机气动力流场分析、环境污染监测、红外辐射模型验证、地面伪装探测、红外对抗系统性能试验与评估、森林火灾监测等诸多领域产生或具有潜在的社会和经济效益。
参考文献
[1]王丽,姚连兴译校.机载红外测量系统技术[A].目标与环境特性预研文集[C].北京,1990.11:
133～141[2]吊舱研制联合总体组.机载红外测量吊舱系统技术方案[A].目标与环境特性预研文集[C].北京,1990.11:
24～33[3]陈建,樊寄松.中国国防科学技术报告,-超音速机载红外测量吊舱系统研制[R].中国飞行试验研究院，2003
作者简介：
陈建，男，1956年出生，飞行试验研究院研究员，从事目标特性研究。
TheAirborneInfraredMeasuringPodSystem（IRMPS
CHENJian
（ChineseFlightTestEstablishment,Xi’an710089,China
Abstract:
TheIRMPS,whichisdevelopedbyCFTE,isfiveandonefifthmeterslongandhalfameterindiameterandweighs450kilograms.ThepodsystemcanbeinstalledforwardorbackwardontheJ7Lfighteraircraftunderthefuselage,measuringtheinfraredradiationemittedbyairorgroundtargets.Thesystemcanworkatthealtitudeupto15kilometersandthemaximumspeedreaches1.4Ma.ThispaperpresentsthemainideasoftheIRMPS’sdesign.Then,thestructuresandoperationprincipleoftheIRMPSsystemareexplicated.Finally,theresultsofsomeIRMPS’sflighttestaregiven.
Keywords:
IRmeasuringpod，gyrostabilizedplatform，automaticTV/IRtracker，LWimageofaircraftsurface
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