紅外隱身與反隱身的技術(shù)進(jìn)展

隱身飛機(jī)的出現(xiàn)推動(dòng)了反隱身技術(shù)的發(fā)展。目前反隱身的一種方法是在電磁（EM）頻譜方面將傳統(tǒng)的雷達(dá)頻率降低到L、UHF、VHF甚至HF頻段。另一種有希望的方法是將頻段升至更高的紅外（IR）頻段，被動(dòng)傳感器可以在這個(gè)頻段探測到由每個(gè)物體發(fā)出的熱輻射。未來隨著紅外（IR）導(dǎo)彈、紅外搜索和跟蹤（IRST）系統(tǒng)能力的提高，真正的低可觀測性將不僅需要在雷達(dá)多頻段隱身，而且需要在IR頻段實(shí)現(xiàn)隱身。紅外頻段在技術(shù)上可以從300GHz的極高頻（EHF）無線電頻段頂部一直延伸到從430THz開始的可見光頻段，波長范圍從1mm到0.77μm。然而，可用光譜目前只限于0.77～14μm，它進(jìn)一步分為三個(gè)子頻段：0.7～1.5μm的近紅外（NIR）；1.5～6.0μm的中波紅外（MWIR）和6～14μm的長波紅外（LWIR）。確切的界限會(huì)有所不同，可以在0.7～3.0μm范圍內(nèi)包括一個(gè)短波長紅外（SWIR）區(qū)域。紅外搜索與跟蹤（IRST）工作在MWIR和LWIR范圍進(jìn)行。早期的防空導(dǎo)彈在近紅外段（NIR）內(nèi)工作，但現(xiàn)在幾乎全部在MWIR段，使用的波長在不斷增大。美國海軍藍(lán)色天使表演隊(duì)的F/A-18在中低波長紅外中的圖像，可以注意到發(fā)動(dòng)機(jī)羽流的輻射強(qiáng)度明顯較高。紅外傳感器的升級紅外傳感器的探測范圍在持續(xù)改進(jìn)，未來將朝著具有更有效的波長和更顆粒化的探測陣列的方向發(fā)展，而紅外信號會(huì)隨著形狀、材料、觀測角度、速度、背景、環(huán)境、海拔高度和傳感器波長而變化。主要的紅外信號發(fā)射源部位包括發(fā)動(dòng)機(jī)的熱部件、噴口的排氣羽流和飛機(jī)的機(jī)身，以及陽光、天空和地面的反射。因此美國的隱身飛機(jī)通過遮蓋發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)熱部件、冷卻排氣、縮小羽流及采用低輻射的表面涂層抑制紅外信號。工作步段有幾種不同類型的紅外傳感器，對應(yīng)于波段內(nèi)不同波長的輻射敏感材料。未冷卻的硫化鉛（PbS）探測器的工作頻段在2～3μm。冷卻的硫化鉛或未冷卻的硒化鉛（PbSe）探測器的工作頻段在3～4μm。冷卻的硒化鉛、銦銻或汞碲化鎘（HgCdTe）的新型傳感器可以在4-5μm的頻段工作。汞碲化鎘還可以與微量熱探測器和量子阱紅外光電探測器一起在LWIR段工作。此外，探測范圍還受益于焦平面陣列的集成，隨著探測器數(shù)目的增加，分辨率也隨之提高。在IR區(qū)域內(nèi)，所有溫度高于絕對零度的物體都會(huì)發(fā)出輻射。隨著溫度升高，總輻射量將以開氏溫度K/攝氏溫度℃的四次方增加，而且輻射會(huì)通過波長傳播，溫度越高，輻射曲線的波長會(huì)更短。20°C（68°F）時(shí)物體的最大輻射波長為9.9μm，而在1000°C時(shí)物體的最大輻射波長是2.3μm。輻射量也取決于材料?！鞍l(fā)射率”指標(biāo)表示在給定溫度下的材料的輻射與理論上發(fā)射率為1的完美輻射體（稱為“黑體”）的比值，發(fā)射率通常不隨波長變化，但可以設(shè)計(jì)相應(yīng)的材料，而且溫度和發(fā)射率共同決定了材料的“輻射度”（radiance），即單位面積的排放量。物體相對于傳感器的“強(qiáng)度”，即信號強(qiáng)度取決于其在傳感器處的投影面積，因?yàn)樘綔y器對“輻照度”（irradiance）或者排放物的濃度做出響應(yīng)。因此，物體的IR強(qiáng)度取決于被探測的視角，并由于傳感器是從球體中心向外探查，所以輻射量總是隨著距離的平方而減小。除了發(fā)射熱輻射外，飛機(jī)還會(huì)分別遭受來自太陽、天空和地面的輻射，分別被稱為陽光，天空散射光和地球反照光（簡稱地照，或地光）?？刂艻R信號需要考慮發(fā)射和反射輻射。由于能量守恒定律，所有入射輻射必須被吸收、傳播或反射。發(fā)射率總是等于吸收率，而材料通常太厚以至于無法發(fā)射。如果發(fā)射率降低，反射率就會(huì)增加。但輻射必須要到達(dá)傳感器才能被探測到。由于主要由水蒸氣和二氧化碳造成的分子吸收和鏡面散射，在大氣中傳輸?shù)牟ㄩL比在其他介質(zhì)中傳輸?shù)牟ㄩL短，兩者隨著壓力而變得越來越密集，氣體越濃，“吸收帶”越深也越寬。水蒸氣密度也隨溫度而變化，但在9150m（30000ft）以上則非常稀薄，變得可以忽略。實(shí)際上，這種吸收探測限制在MWIR和LWIR的2～5μm和8～14μm的“大氣窗口”中，意味著探測范圍在較低的海拔和角度下總是較差。最后，傳感器必須將目標(biāo)與它們間的任何背景輻射或路徑輻射（pathradiance）區(qū)分開來。地面輻射取決于植被和溫度，并且可能具有比目標(biāo)更大的強(qiáng)度。天空的光芒隨著時(shí)間的推移和緯度的增加而變化。清晰的天空可能有利于探測飛機(jī)，而云可以阻擋IR輻射并反射強(qiáng)度大于目標(biāo)的陽光。頻段低于3μm時(shí)，路徑輻射的主要來源是由氣溶膠散射的太陽光；超過3μm時(shí)，空氣的熱散射增加到MWIR波段的末端。大氣透射的紅外波長總體IR信號水平目標(biāo)的總體IR信號水平（IRSL）是其所有部分的信號總和。每個(gè)組件的信號取決于其輻射度與背景和路徑之間的對比度、在傳感器上的投影面積、發(fā)射波長的大氣衰減程度（與對比度和投影面積共同決定了組件的“對比度強(qiáng)度”）以及傳感器對這些波長的響應(yīng)能力。因此，飛機(jī)的IRSL的主要決定因素取決于視角和子頻段。在MWIR段，飛機(jī)后部的IRSL最大，前面的最小。來自后端的紅外信號主要由發(fā)動(dòng)機(jī)的“熱部件”，即噴管中心體、內(nèi)壁和低壓渦輪的后端面造成，這些零組件的溫度在450～700°C之間，也就是噴管和排氣羽流的溫度。這也是幾乎所有紅外制導(dǎo)的防空導(dǎo)彈都工作在MWIR段的原因。在機(jī)身后段的四分之一處，熱部件仍然是紅外信號的主要貢獻(xiàn)者。排氣羽流也是如此，但并不像人們所想象的那么明顯。與固體不同，氣體分子自由振蕩，這使得它們在特定的“譜線”下發(fā)射和吸收能量。由于碳?xì)浠衔锶紵闹饕a(chǎn)物（水蒸氣和二氧化碳）也在大氣中，所以吸收的羽流的散熱量比其他的信號組件多。然而，排出氣體的高溫高壓使二氧化碳的吸收線增加到4.2μm，會(huì)在4.15μm和4.45μm處產(chǎn)生尖峰。但大氣依然會(huì)使它們衰減，特別是在低海拔地區(qū)。而從側(cè)面看，羽流的信號強(qiáng)度最大。它可以在飛機(jī)后面延伸超過15m（50ft），但其輻射主要集中在前面的1.37m（4.5ft）。隨傳感器投影面積增加，機(jī)身也成為了主要的信號貢獻(xiàn)者，機(jī)頭、機(jī)翼前緣和進(jìn)氣口都是主要部位。因?yàn)橛鹆餮貒姽茌S線徑向擴(kuò)張，所以盡管溫度迅速降低，羽流仍然可見。在LWIR段，最大的問題是機(jī)身，由于前部的氣動(dòng)力加熱和后部的發(fā)動(dòng)機(jī)加熱，機(jī)身溫度可能會(huì)達(dá)到30°C～230°C。盡管輻射比尾噴管少，但后機(jī)身的投影面積卻有其10倍大。隨著高度的降低，地照光的影響也在擴(kuò)大，反射的地照光和天空散射光在LWIR段也是重要項(xiàng)，特別是對于低輻射面和從上方或下方觀察的飛機(jī)。在近紅外段（NIR），反射的陽光是大多數(shù)角度下IRSL的主要驅(qū)動(dòng)力。而羽流在LWIR或NIR段幾乎不起作用。IRSL受速度的影響很大。在發(fā)動(dòng)機(jī)處于非加力狀態(tài)時(shí)，排氣管和后機(jī)身通常具有比羽流更大的信號輻射率。加力狀態(tài)下，加力燃燒室極大地?cái)U(kuò)大了羽流，排氣管的溫度翻倍，后機(jī)身溫度大約升高70°C，這些影響可以使IRSL值增大近10倍。機(jī)身，特別是其機(jī)翼前緣，也因高速而快速升溫。在9144m（30000ft）的高度以Ma0.8飛行時(shí)，蒙皮溫度可能會(huì)比環(huán)境溫度高11%，但是在速度達(dá)到Ma1.6時(shí)，蒙皮的溫度可以比環(huán)境溫度高44%，高出探測范圍的兩倍。也就是說當(dāng)一架飛機(jī)以超聲速飛行時(shí)，會(huì)產(chǎn)生一個(gè)壓縮、加熱空氣的“馬赫錐”，它可以將此區(qū)域與背景的對比度增加一個(gè)數(shù)量級，超過探測范圍的兩倍。紅外發(fā)射率隨溫度的變化目前還沒有關(guān)于現(xiàn)代作戰(zhàn)飛機(jī)的IRSL公開資料，而且考慮到所有的因素，IRSL也并沒有像雷達(dá)截面積（RCS）這樣具備可探測性的簡單度量標(biāo)準(zhǔn)。為了進(jìn)行基準(zhǔn)測試，蘇霍伊公司認(rèn)為其蘇-35上的OLS-35MWIRIRST可以從后方90km（56mile）到前方35km的范圍內(nèi)偵察到一架蘇-30尺寸的目標(biāo)。但是蘇-30是一款大型雙發(fā)飛機(jī)，無法有效地抑制IR信號，理論上，距離后方約10km的位置，紅外制導(dǎo)的地空導(dǎo)彈就能將其作為目標(biāo)捕獲。飛機(jī)的IR抑制通常從發(fā)動(dòng)機(jī)開始。熱端部件的信號最容易用屏蔽抑制，主要通過增強(qiáng)排氣與空氣的混合來縮小羽流，從而更快地降低溫度和壓力。常見的技術(shù)包括增加發(fā)動(dòng)機(jī)的涵道比，將溫度更低的空氣、水蒸氣或碳顆粒注入排氣中。另一種方法是增加具有V形、扇形或波紋狀密封件的噴管，促進(jìn)羽流的徑向擴(kuò)散并與空氣混合，V形的噴管后緣還能產(chǎn)生脫體渦以加速混合。這些增加的部件也能夠減少噪聲排放，這就是為什么新型客機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)配有V形排氣噴管。使用低發(fā)射率材料可以減少蒙皮的發(fā)射。理論研究表明，將蒙皮的發(fā)射率從1降低到0，可以使探測范圍減半。具有不同折射率的分層材料可以使表面僅反射特定的波長，并在其他波長發(fā)射，例如，那些具有更大的大氣衰減的波長。當(dāng)然，隱身飛機(jī)上的表面涂層也必須考慮其雷達(dá)效應(yīng)?！氨颉焙汀傍喿飓F”IR抑制是美國持續(xù)了半個(gè)世紀(jì)的低可觀測性措施研究的一部分，通常與減少后部雷達(dá)截面積（RCS）的目的相結(jié)合。中情局的A-12是第一架以信號控制設(shè)計(jì)為主要標(biāo)準(zhǔn)的飛機(jī)，是美國第一架抑制飛機(jī)后部RCS并降低其受紅外導(dǎo)彈威脅的飛機(jī)。由于圓形、開放式的鈦合金噴口和大量排氣羽流，飛機(jī)后部的雷達(dá)和IR信號先天就很大。曾打趣地補(bǔ)充說，還得加上“豹尿”（PantherPiss，美俚，劣質(zhì)威士忌酒），后來解密的中情局文件揭示這是指銫（cesium）燃料。它能使得排氣羽流離子化，減少了后四分之一機(jī)體的RCS，同時(shí)也干擾了當(dāng)時(shí)的紅外制導(dǎo)導(dǎo)彈，原理可能是在NIR段和MWIR段的輻射太強(qiáng)烈，致使早期的傳感器達(dá)到過飽和而無法工作。F-117作為第一架投入戰(zhàn)爭的隱身戰(zhàn)斗機(jī)，憑借低可觀測性作為其生存能力的主要手段，洛克希德公司在機(jī)體結(jié)構(gòu)上做到了IR抑制。F-117的機(jī)身從駕駛艙上方的頂點(diǎn)向后傾斜成一個(gè)稱為“鴨嘴獸”（platypus）的寬而平坦的外觀形狀，發(fā)動(dòng)機(jī)排氣扁平整流進(jìn)入水平分成12個(gè)10.16～15.25cm（4～6in）深和1.52m（5ft）寬的細(xì)槽（或稱通道）。下部機(jī)身末端的角度稍微上翹，在排氣口后外延20.32cm（8in）的唇緣。此處覆蓋有“熱反射”瓦片，類似于航天飛機(jī)上使用的瓦片，并由發(fā)動(dòng)機(jī)的涵道空氣冷卻。設(shè)計(jì)F135發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)，旨在設(shè)計(jì)成F-22那樣的楔形噴嘴。噴嘴外部包含微孔以提供冷卻空氣，像F119一樣，重疊以產(chǎn)生鋸齒狀后緣，其將排出的渦流引入排氣，并收縮羽流，內(nèi)部和外部表面可能由低輻射率雷達(dá)波吸收陶瓷組成?！傍喿飓F”屏蔽了熱的金屬部件，而扁平羽流從側(cè)面降低了IR強(qiáng)度，并加速了與環(huán)境空氣的混合。延長的唇緣從下面掩蓋了排氣狹槽和前20.32cm（8in）段的羽流，而低發(fā)射瓦片限制了紅外的吸收和發(fā)射。就F-117而言，工程師們還面臨平衡抑制雷達(dá)波和IR信號、極限耐熱和耐壓容限需求的困難，據(jù)說“鴨嘴獸”是設(shè)計(jì)中最難的部分。熱量一直在引起結(jié)構(gòu)變形，最終，一位結(jié)構(gòu)專家設(shè)計(jì)了一套“瓦狀”面板，通過相互滑動(dòng)來適應(yīng)熱膨脹。B-2隱身轟炸機(jī)保留了許多隱身戰(zhàn)斗機(jī)的IR抑制技術(shù)。B-2的發(fā)動(dòng)機(jī)埋在飛翼內(nèi)，防止對外表面加熱。排氣由涵道空氣冷卻，包括使用二次進(jìn)氣，并在從由鈦制成、覆蓋低發(fā)射率陶瓷瓦的“尾段”（aftdeck）溝槽排出之前整流成扁平流。噴口后面數(shù)英尺延伸的部分很可能使用的是磁性雷達(dá)吸波材料（RAM），從下面和側(cè)面阻擋羽流的核芯流。此外，發(fā)動(dòng)機(jī)整流罩和尾段都終止于引發(fā)脫體渦的大尺寸V形結(jié)構(gòu)調(diào)節(jié)片。這個(gè)尾段已被證明是飛機(jī)維護(hù)成本增加和維修耗時(shí)的主要原因之一。到20世紀(jì)90年代后期，針對多架B-2出現(xiàn)排氣口邊緣起泡和磁性RAM的侵蝕速度比預(yù)期快的情況，開發(fā)了新的瓷瓦，并將新的涂層涂覆到尾噴管上，但尾段的裂縫仍在繼續(xù)。后來，全部21架B-2都出現(xiàn)了同樣的問題。對這些B-2進(jìn)行了臨時(shí)修復(fù)，包括瓦片的防護(hù)蓋，同期也在發(fā)展長期的解決辦法，到2010年時(shí)出現(xiàn)了第三代尾段。渦輪屏蔽和表面涂層作為五代機(jī)的F-22和F-35，需要滿足有加力發(fā)動(dòng)機(jī)、超聲速巡航和戰(zhàn)斗機(jī)的敏捷性，以及較少的維修量等多項(xiàng)要求。這兩種隱身戰(zhàn)斗機(jī)在發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部部件、尾部結(jié)構(gòu)和機(jī)身涂層上使用了類似的IR抑制技術(shù)，但在噴管設(shè)計(jì)上出現(xiàn)了很大的不同。兩款飛機(jī)的水平尾翼遠(yuǎn)遠(yuǎn)延伸到尾噴口之后，排氣和羽流限制了方位角平面內(nèi)從側(cè)面到后四分之一部分的視野。兩者的發(fā)動(dòng)機(jī)都有隱身加力段，低壓渦輪機(jī)的后部是厚而彎曲的導(dǎo)向器葉片，起到遮擋尾噴管的作用，無法直視看到熱旋轉(zhuǎn)渦輪組件。燃料噴射器集成到導(dǎo)向器葉片中，取代了常規(guī)加力燃燒室的燃料噴桿和火焰穩(wěn)定器。導(dǎo)向器葉片遮擋住渦輪，并帶有導(dǎo)入低溫冷空氣的微細(xì)小孔。兩款飛機(jī)還都涂有IR抑制涂層。F-22由機(jī)器精確噴涂基于聚氨酯的“IR表面涂層”（IRtopcoat），達(dá)到低可觀測性的目的，這種IR表面涂層也被納入F-16的“HaveGlass”信號減少項(xiàng)目中。F-22也可能使用燃料來冷卻其前緣。紅外探測器材料的相對響應(yīng)，橫軸為波長，縱軸為相對靈敏度。盡管F-35蒙皮上的雷達(dá)吸波材料（RAM）有纖維絲（fibermats），洛馬仍然用更新型的機(jī)器人系統(tǒng)為飛機(jī)進(jìn)行基于聚氨酯的RAM涂層施工。項(xiàng)目官員表示，這個(gè)最外層的涂層具有更好的耐磨性，F(xiàn)-35的MWIR影像也表明該涂層具有低發(fā)射率。兩種飛機(jī)的涂料仍然表現(xiàn)出不良的耐磨性和耐溫性，并且需要集中時(shí)間進(jìn)行對涂層進(jìn)行重新涂覆的頻率超過預(yù)期。美國空軍在2015年宣布，正在測試F-35的新涂層，將具有更好的耐磨性和耐溫性。雖然不知道涂層確切的成分組成，但通常用作基質(zhì)的材料是聚氨酯，因?yàn)樗哂休^高的耐久性、黏合性、耐化學(xué)性和氣候適應(yīng)性。它的天然發(fā)射率是0.9，但是許多填料已經(jīng)被證明用于復(fù)合材料中能降低發(fā)射率。例如，添加青銅可以使發(fā)射率降至0.07以下，盡管犧牲了更高的電導(dǎo)率和雷達(dá)反射率。以50%～70%的重量擴(kuò)散的5～500μm的多層玻璃微球可以在所選波長處實(shí)現(xiàn)低發(fā)射率，并且可能是雷達(dá)中立。未氧化鐵也具有0.16～0.28范圍內(nèi)的發(fā)射率，其聚氨酯基復(fù)合材料的發(fā)射率顯示低于0.5。楔形和尾羽F-22的“非軸對稱”，即二維推力矢量噴管具有以混合中心邊緣成楔形狀結(jié)束的上表面和下表面。這些楔形噴管進(jìn)一步掩蓋了發(fā)動(dòng)機(jī)的熱端部件，同時(shí)將排氣羽流整流成扁平流，并產(chǎn)生渦流。在其內(nèi)表面可見很多微細(xì)小孔，可能用于提供冷卻用的涵道空氣。人們相信楔形噴管在信號減少方面是有效的，但它們也是“猛禽”的維修成本和工作量的主要部分（噴管內(nèi)部的調(diào)節(jié)片是常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)維修中最常更換的部件之一）。因此，在設(shè)計(jì)F-35（JSF項(xiàng)目）時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)和機(jī)身制造商也在尋求更具經(jīng)濟(jì)性的方法。1996年底，當(dāng)時(shí)JSF的競標(biāo)仍在進(jìn)行，兩個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)的競爭者測試了軸對稱設(shè)計(jì)，旨在將不計(jì)成本進(jìn)行楔形噴管的信號遮蔽。普惠公司在F-16C上測試了低可觀測不對稱噴管（LOAN），測試證明在RCS段和IRSL段顯著降低了IR信號。已知的LOAN項(xiàng)目整合了成形、特殊的內(nèi)外涂層和“先進(jìn)冷卻系統(tǒng)”，預(yù)計(jì)將使噴管的使用壽命延長一倍以上。1997年初，GE在F-16C上測試了類似的低可觀測軸對稱（LOAxi）排氣系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)了其信號遮蔽的目標(biāo)。GE表示，LOAxi噴口內(nèi)部包括重疊的鉆石形狀涂層和狹縫噴射器，以為機(jī)身提供冷卻的空氣。RCS設(shè)計(jì)和材料技術(shù)的改進(jìn)使軸對稱噴管能夠匹配二維排氣管的特征，同時(shí)重量為一半，成本為原來的40%。F119發(fā)動(dòng)機(jī)采用了許多技術(shù)來縮小羽流，并限制了F-22的IR信號。圖中可以看出葉片的端部，其阻擋了對低壓渦輪機(jī)的直視，并且包含了將較冷空氣注入排氣口的微小孔。