CN110807270B - 一种基于尾焰辐射线型反演发动机参数及预估弹道的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种基于尾焰辐射线型反演发动机参数的方法，该方法包括：获取飞行器发动机尾焰红外辐射强度及发动机关机时间，提取双波段尾焰辐射强度的峰值信息；根据峰值信息，结合所述飞行器于峰值出现时所在的海拔高度以及所述飞行器的飞行模式，计算所述发动机的参数。本发明还涉及一种基于尾焰辐射线型预估弹道的方法，该方法基于上述反演发动机参数的方法计算发动机的参数，并根据计算得到的发动机参数，结合动力学过程，建立弹道的实时推进的解析方程，解算获得飞行器的弹道信息。本发明可利用尾焰双波段辐射线型快速反演发动机参数，并在此基础上进一步预估主动段的弹道信息，为飞行器探测、跟踪、识别提供一种快速预估的方法。

Description

一种基于尾焰辐射线型反演发动机参数及预估弹道的方法

技术领域

本发明涉及数据处理技术领域，尤其涉及一种基于尾焰辐射线型反演发动机参数及预估弹道的方法、计算机设备及计算机可读存储介质。

背景技术

飞行器发动机燃烧产生并经喷管加速形成超音速尾喷焰，高温高压的尾喷焰会向空间辐射出强烈的红外能量，这种飞行器发动机尾焰的红外信号特征被广泛应用于目标探测、跟踪及识别。

目前，针对于飞行器发动机尾焰的研究，多为基于发动机模型建立尾焰仿真模型，或对包含尾焰的飞行器在特定飞行状态下的红外辐射特性进行仿真，以及通过尾焰探测结果追踪飞行器目标等。在现有的基于尾焰的研究技术中，通常无法利用探测获取的发动机尾焰信息来反推获取其发动机参数或预估弹道等，对于尾焰信息的利用非常有限。

因此，针对以上不足，需要提供一种能够利用尾焰信息反推发动机信息的技术方案。

发明内容

本发明的目的是针对上述至少一部分问题，提供一种利用探测获取发动机尾焰红外辐射信号来反推获取飞行器发动机参数的方法，以及完成预估弹道的方法。

为了实现上述目的，本发明提供了一种基于尾焰辐射线型反演发动机参数的方法，该方法包括如下步骤：

S101、获取飞行器发动机尾焰红外辐射强度及发动机关机时间，提取双波段尾焰辐射强度的峰值信息；

S102、根据峰值信息，结合所述飞行器于峰值出现时所在的海拔高度以及所述飞行器的飞行模式，计算所述发动机的参数。

优选地，所述步骤S101中，获取飞行器发动机尾焰红外辐射强度时，利用精细建模方法计算得到尾焰红外辐射强度，或基于实测得到尾焰红外辐射强度。

优选地，所述步骤S101中，双波段尾焰辐射强度的峰值信息包括短波峰值时间点t₁、中波峰值时间点t₂；

所述步骤S102中，所述飞行器于峰值出现时所在的海拔高度包括短波峰值时间点t₁对应的第一海拔高度H(t₁)、中波峰值时间点t₂对应的第二海拔高度H(t₂)。

优选地，所述短波峰值时间点t₁对应的第一海拔高度H(t₁)范围为20～30km，所述中波峰值时间点t₂对应的第二海拔高度H(t₂)范围为30～40km。

优选地，所述步骤S102中，所述飞行器的飞行模式包括先垂直发射，再进行转向，最后发射倾角在30°到50°之间。

优选地，所述步骤S102中，计算所述发动机的参数进一步包括：

所述飞行器的加速度随时间的变化关系表达式为：

其中，F_thrust表示发动机推力，M_tol表示所述飞行器总质量，m_flow表示发动机质量流量，g表示重力加速度，f_drag表示大气阻力，其表达式为：

式中H为所述飞行器飞行的海拔高度，ρ(H)为对应海拔高度上的大气密度，V(H)为对应海拔高度上的飞行速度，S_f为所述飞行器特征面积，C_x为气动阻力系数；

采用多项式拟合所述飞行器的加速度，加速度表达式为：

a(t)＝a₀+k₁t+k₂t²

式中a₀为所述飞行器发射时的初始加速度，a₀＝(γ-1)g，γ为发动机的推重比；

所述飞行器高度随时间的变化表达式为：

带入加速度表达式，得所述飞行器高度随时间的变化可表示为：

式中，H_thrust(t)为发动机推力引起的位置变化，H_g(t)为重力效应引起的位置变化，H_f(t)为大气阻力引起的位置变化；其中，

令设所述飞行器在短波峰值时间点t₁做匀加速运动，对应加速度表达式为a(t₁)＝2H₁(t₁)/t₁ ²，则：

设所述飞行器在中波峰值时间点t₂做匀加速运动，对应加速度表达式为a(t₂)＝2H₂(t₂)/t₂ ²，则：

令发动机的推重比γ满足如下关系式：

其中F_thrust＝m_flowV_exit，V_exit为发动机喷管出口速度；

得到方程如下：

代入所述飞行器对应的典型发动机喷管出口速度，解算方程得到发动机质量流量m_flow、所述飞行器总质量M_tol及发动机推力F_thrust。

本发明还提供了一种基于尾焰辐射线型预估弹道的方法，该方法采用如上述任一项所述的基于尾焰辐射线型反演发动机参数的方法计算发动机的参数；

该方法还包括如下步骤：

S103、根据计算得到的发动机参数，结合动力学过程，建立弹道的实时推进的解析方程，解算获得飞行器的弹道信息。

优选地，所述步骤S103中获得飞行器的弹道信息包括所述飞行器的高度、速度、加速度随时间变化曲线。

本发明还提供了一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述任一项所述方法的步骤。

本发明还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述任一项所述的方法的步骤。

本发明的上述技术方案具有如下优点：本发明提供了一种基于尾焰辐射线型反演发动机参数的方法，该方法提出根据飞行器发动机尾焰不同波段红外辐射强度随高度呈现不一样的变化规律，短波峰值和中波峰值发生在特定高度的特点，可利用尾焰双波段辐射线型快速反演发动机参数，进而获取更多关于飞行器的信息。

在此基础上，本发明进一步提供了一种基于尾焰辐射线型预估弹道的方法，该方法基于利用尾焰双波段辐射线型快速反演发动机参数，预估主动段的弹道信息，为目标探测、跟踪、识别提供一种快速预估的方法。

附图说明

图1是本发明实施例中一种基于尾焰辐射线型反演发动机参数的方法步骤示意图；

图2是本发明实施例中归纳的四种尾焰双波段辐射强度线型；

图3是本发明实施例中一种基于尾焰辐射线型预估弹道的方法步骤示意图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例一

如图1所示，本发明实施例提供的一种基于尾焰辐射线型反演发动机参数的方法，包括如下步骤：

S101、获取飞行器发动机尾焰红外辐射强度及发动机关机时间，提取双波段尾焰辐射强度的峰值信息。

优选地，步骤S101中，获取飞行器发动机尾焰红外辐射强度时，可利用精细建模方法计算得到尾焰红外辐射强度，或基于实测获取尾焰红外辐射强度。提取峰值信息时，根据飞行器发动机尾焰红外辐射强度线型，即尾焰红外辐射强度随弹道时间的变化曲线，提取双波段尾焰辐射强度的峰值信息。

进一步地，双波段尾焰辐射强度的峰值信息包括短波峰值时间点(短波波段峰值对应的弹道绝对时间点)t₁、中波峰值时间点t₂(中波波段峰值对应的弹道绝对时间点)，其中，短波波段的波长范围为2.7～2.9μm，中波波段的波长范围为4.2～4.5μm。

S102、根据峰值信息，结合飞行器于峰值出现时所在的海拔高度以及飞行器的飞行模式，计算发动机的参数。

优选地，步骤S102中结合飞行器于峰值出现时所在的海拔高度，包括短波峰值时间点对应的第一海拔高度、中波峰值时间点对应的第二海拔高度。

按照尾焰双波段的辐射线型，短波峰值出现在飞行器位于海拔高度约20～30km之间，中波峰值出现在飞行器海拔高度约30～40km之间。假定得到的飞行器短波峰值点为(t₁，H(t₁))，中波峰值点为(t₂，H(t₂))，其中t₁表示短波的辐射峰值时间，t₂表示中波辐射峰值时间，H(t₁)为短波峰值出现的第一海拔高度，H(t₂)为中波峰值出现的第二海拔高度。

需要说明的是，此步骤中，飞行器的飞行模式包括通用的飞行器发射模式，例如垂直弹道发射、超压低弹道发射，以及先垂直发射，再进行转向，最后倾斜发射等典型模式。一般常见的模式为先垂直发射，再进行转向，最后倾斜发射，发射倾角常见为30～50°。

进一步地，步骤S102中计算的发动机参数包括发动机质量流量、推力及总质量等。

飞行器探测识别的过程中，一般难以获取其弹道以及发动机等参数信息，利用探测获取发动机尾焰红外辐射信号来反推获取其发动机参数，并完成预估弹道成为核心难题。通过研究表明，不同类型和推力的发动机尾焰红外辐射特性随高度具有相似的变化规律，其经过大气吸收后，不同波段红外辐射强度随高度具有相似的变化规律，短波峰值出现的高度较低，中波峰值出现的高度较高，飞行器飞行过程中，飞行器主要受到外界作用力为发动机推力、飞行器自身重力以及大气阻力，发动机决定了飞行器在飞行中的轨迹。通过本发明提供的基于尾焰辐射线型反演发动机参数的方法，结合双波段尾焰辐射线型、相应海拔高度及典型的飞行模式，可反推估算发动机相关参数，充分利用红外探测结果获取飞行器发动机信息。

实施例二

本实施例二与实施例一基本相同，相同之处不再赘述，不同之处在于：

步骤S101中，提取双波段尾焰辐射强度的峰值信息方法有很多种，包括人工判读、机器学习等。优选地，本发明提供了一种简单的峰值信息关键点选取方法，该方法包括如下步骤：

设尾焰红外辐射强度随时间变化的短波波段辐射强度曲线表示为R_wave1(t)，中波波段辐射强度曲线表示为R_wave2(t)。

对短波波段辐射强度曲线R_wave1(t)、中波波段辐射强度曲线R_wave2(t)分别进行一次平滑处理，获取关机时间t_off。平滑可采用MATLAB自带平滑函数Smooth。

以关机时间t_off为结点，按照短波波段辐射强度曲线R_wave1(t)的实际时间步长Δt，在t＜t_off的时间范围内进行比较，如果对应的短波波段辐射强度R_wave1(t+Δt)＞R_wave1(t)，则令t₁＝t+Δt；若R_wave1(t+Δt)＜R_wave1(t)，则令t₁＝t，即以实际时间步长Δt为时间单位，通过比较曲线的增减趋势，确定强度的最大值，最终得到短波波段的辐射峰值时间t₁。同理，采用同样的方式可得中波波段辐射峰值时间t₂。

请参阅图2，图2示出了四种关机时间不同的双波段尾焰辐射强度线型，图2(a)示出的线型1包含完整的两个波段的辐射强度峰值，此时发动机尾焰经过了由低空到高空变化过程阶段，表明发动机关机高度较高，远大于40公里高度；图2(b)示出的线型2包含了短波的辐射强度峰值以及中波的辐射强度峰值，但中波辐射强度下降并不完全，表明发动机关机高度略大于40公里；图2(c)示出的线形3短波的辐射强度峰值出现，且下降并不完全，而中波的辐射强度处于上升阶段，未出现明显峰值，表明发动机关机高度高于20公里，且小于40公里；图2(d)示出的线形4短波和中波未出现明显的辐射强度峰值，都处于上升阶段，表明发动机关机高度低于20公里。按照尾焰双波段的辐射线型以及发动机关机时间，即可估算确定发动机关机高度以及短波峰值时间点t₁对应的第一海拔高度H(t₁)、中波峰值时间点t₂对应的第二海拔高度H(t₂)，进而反推估算发动机相关参数。

实施例三

本实施例三与实施例一基本相同，相同之处不再赘述，不同之处在于：

进一步地，在所提供短波的辐射峰值时间及中波辐射峰值时间的基础上，步骤S102中依据峰值关键信息点，结合尾焰出现峰值的高度信息，预估发动机的质量流量、推力、飞行器的总质量等参数的过程，具体可以通过如下步骤实现：

飞行器目标在飞行过程中，主要有飞行器发动机推力、飞行器本身的重力以及所受到的大气阻力。在发动机飞行过程中推力一般保持稳定，发动机流量也接近恒定，飞行器本身的重力随着发动机内燃烧消耗而减少，大气阻力由飞行速度和投影面积所决定。其中，设飞行器发动机推力表示为F_thrust，飞行器发动机质量流量表示为m_flow，飞行器本身总质量表示为M_tol，飞行过程中受到大气阻力表示为f_drag。

飞行过程中，飞行器质量随时间不断减小，可表示为M＝M_tol-m_flowt。

大气阻力可表示为式中H为所述飞行器飞行的海拔高度，ρ(H)为对应海拔高度上的大气密度，V(H)为对应海拔高度上的飞行速度，S_f为所述飞行器特征面积，C_x为气动阻力系数。

由此可得，飞行器目标的加速度随时间的变化关系表达式：

采用多项式拟合飞行器的加速度：a(t)＝a₀+k₁t+k₂t²，式中为a₀发射时的初始加速度，可以表示为a₀＝(γ-1)g，γ为一级发动机的推重比。

则飞行器飞行高度随时间的变化可表示为将加速度表达式代入，可表示为：

式中，H_thrust(t)为发动机推力引起的位置变化，H_g(t)为重力效应引起的位置变化，H_f(t)为大气阻力引起的位置变化，g为重力加速度。

由积分公式可以得到，其中：

其中，令/>

假设飞行器在到达短波峰值点做匀加速运动，对于短波峰值时间点t₁及对应的第一海拔高度H(t₁)，加速度可表示为a(t₁)＝2H₁(t₁)/t₁ ²，则有：

假设飞行器在到达中波峰值点做匀加速运动，对于中波峰值时间点t₂及对应的第二海拔高度H(t₂)，加速度可表示为a(t₂)＝2H₂(t₂)/t₂ ²，则有：

其中第一海拔高度H(t₁)可选20～30km任一值，优选25km，第二海拔高度H(t₂)可选30～40km任一值，优选35km。变量只有令/>

发动机的推重比γ满足如下关系式：

其中F_thrust＝m_flowV_exit，式中V_exit为发动机出口速度。

优选地，典型飞行器发动机喷管出口速度包括：单一液体燃料发动机出口速度为1700～1900米/秒，两种液体成分燃料发动机出口速度为2900～4500米/秒，固体飞行器燃料发动机出口速度为2100～3200米/秒。

根据峰值信息，结合所述飞行器于峰值出现时所在的海拔高度以及飞行器的飞行模式，得到方程如下：

以飞行器对应的典型飞行器发动机喷管出口速度代入上式，可计算得到k₁和发动机质量流量m_flow，进而可得到飞行器总质量M_tol及发动机推力F_thrust。

实施例四

如图3所示，本发明还提供了一种基于尾焰辐射线型预估弹道的方法，采用上述任一实施方式所述的基于尾焰辐射线型反演发动机参数的方法计算发动机的参数，还包括如下步骤：

S103、根据计算得到的发动机参数，结合动力学过程，建立弹道的实时推进的解析方程，解算获得飞行器的弹道信息。

优选地，所述步骤S103中获得飞行器的弹道信息包括所述飞行器的高度、速度、加速度随时间变化曲线。

进一步地，在所提供预估发动机的质量流量、推力、飞行器的总质量等参数的基础上，步骤S103中结合动力学过程，建立弹道的实时推进的解析方程，解算获得飞行器的弹道信息(高度、速度、加速度等随时间变化曲线)的过程，具体可以通过如下步骤实现：

令t＝0，则初始状态为：V(0)＝0、h_f(0)＝0、H(0)＝0、ρ(0)＝ρ(H(0))、

取足够小的时间间隔Δt，则t＝Δt时，飞行器运动参数可以表示为：

V(Δt)＝V(0)+a(0)Δt

ρ(Δt)＝ρ(H(Δt))

当t＝2Δt时，飞行器运动参数可以表示为：

V(2Δt)＝V(Δt)+a(Δt)Δt

ρ(2Δt)＝ρ(H(2Δt))

以此类推，当t＝NΔt时，飞行器运动参数可以表示为：

V(NΔt)＝V((N-1)Δt)+a((N-1)Δt)Δt

ρ(NΔt)＝ρ(H(NΔt))

根据上述建立的弹道实时推进解析方程，从而得到飞行器的弹道信息。

实施例五

特别地，在本发明一些优选的实施方式中，还提供了一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述任一实施方式中所述的基于尾焰辐射线型反演发动机参数或基于尾焰辐射线型预估弹道的方法的步骤。

在本发明另一些优选的实施方式中，还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现上述任一实施方式中所述的基于尾焰辐射线型反演发动机参数或基于尾焰辐射线型预估弹道的方法的步骤。

本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，计算机程序可存储于一非易失性计算机可读取存储介质中，该计算机程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程，在此不再重复说明。

综上所述，本发明原创性归纳了双波段尾焰辐射强度线型，按照线型曲线提取双波段尾焰辐射强度的峰值信息，依据峰值关键信息点，结合尾焰出现峰值的高度信息，预估发动机的质量流量、推力、飞行器的总质量等参数。本发明提供的基于尾焰辐射线型反演发动机参数的方法可以利用尾焰双波段辐射线型快速反演发动机参数，为利用尾焰红外辐射信号来反推发动机参数和弹道预估的核心难题提供了一种创新的思路，从而提供一种支撑目标探测、跟踪、识别快速预估的方案。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (7)

1.一种基于尾焰辐射线型反演发动机参数的方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：

S101、获取飞行器发动机尾焰红外辐射强度及发动机关机时间，提取双波段尾焰辐射强度的峰值信息；双波段尾焰辐射强度的峰值信息包括短波峰值时间点t₁、中波峰值时间点t₂；

S102、根据峰值信息，结合所述飞行器于峰值出现时所在的海拔高度以及所述飞行器的飞行模式，计算所述发动机的参数；

所述步骤S102中，所述飞行器于峰值出现时所在的海拔高度包括短波峰值时间点t₁对应的第一海拔高度H(t₁)、中波峰值时间点t₂对应的第二海拔高度H(t₂)；所述短波峰值时间点t₁对应的第一海拔高度H(t₁)范围为20～30km，所述中波峰值时间点t₂对应的第二海拔高度H(t₂)范围为30～40km；

计算所述发动机的参数包括：

所述飞行器的加速度随时间的变化关系表达式为：

其中，F_thrust表示发动机推力，M_tol表示所述飞行器总质量，m_flow表示发动机质量流量，g表示重力加速度，f_drag表示大气阻力，其表达式为：

式中H为所述飞行器飞行的海拔高度，ρ(H)为对应海拔高度上的大气密度，V(H)为对应海拔高度上的飞行速度，S_f为所述飞行器特征面积，C_x为气动阻力系数；

采用多项式拟合所述飞行器的加速度，加速度表达式为：

a(t)＝a₀+k₁t+k₂t²

式中a₀为所述飞行器发射时的初始加速度，a₀＝(γ-1)g，γ为发动机的推重比；

所述飞行器高度随时间的变化表达式为：

带入加速度表达式，得所述飞行器高度随时间的变化表示为：

式中，H_thrust(t)为发动机推力引起的位置变化，H_g(t)为重力效应引起的位置变化，H_f(t)为大气阻力引起的位置变化；其中，

令设所述飞行器在短波峰值时间点t₁做匀加速运动，对应加速度表达式为a(t₁)＝2H₁(t₁)/t₁ ²，则：

设所述飞行器在中波峰值时间点t₂做匀加速运动，对应加速度表达式为a(t₂)＝2H₂(t₂)/t₂ ²，则：

令发动机的推重比γ满足如下关系式：

其中F_thrust＝m_flowV_exit，V_exit为发动机喷管出口速度；

得到方程如下：

代入所述飞行器对应的典型发动机喷管出口速度，解算方程得到发动机质量流量m_flow、所述飞行器总质量M_tol及发动机推力F_thrust。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述步骤S101中，获取飞行器发动机尾焰红外辐射强度时，利用精细建模方法计算得到尾焰红外辐射强度，或基于实测得到尾焰红外辐射强度。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述步骤S102中，所述飞行器的飞行模式包括先垂直发射，再进行转向，最后发射倾角在30°到50°之间。

4.一种基于尾焰辐射线型预估弹道的方法，其特征在于：

该方法采用如权利要求1-3任一项所述的基于尾焰辐射线型反演发动机参数的方法计算发动机的参数；

该方法还包括如下步骤：

S103、根据计算得到的发动机参数，结合动力学过程，建立弹道的实时推进的解析方程，解算获得飞行器的弹道信息。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于：

所述步骤S103中获得飞行器的弹道信息包括所述飞行器的高度、速度、加速度随时间变化曲线。

6.一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至5中任一项所述方法的步骤。

7.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1至5中任一项所述的方法的步骤。