专利名称：：飞机红外辐射与大气透过率建模方法
技术领域：
：本发明涉及一种飞机红外辐射与大气透过率建模方法，属于计算机仿真中飞机红外辐射建模和仿真领域。
背景技术：
：在军事仿真系统中建立空中飞机红外仿真模型对平台探测系统和红外成像仿真系统研究具有重要意义。目前已有很多学者做这方面研究并取得了一定的研究成果，然而如何根据飞机的高度和速度等飞行状态以及飞行状态对发动机工作过程的影响还没有考虑。也有学者采用CFD进行数值模拟计算飞机的红外特征温度，然而这种方法适用于红外隐身和结构设计分析，难以应用在实时红外仿真当中。因此如何从仿真的需求出发，建立一种在飞机红外仿真适用的建模方法是中一个亟待解决的问题。飞机红外特征主要体现在飞机表面蒙皮、发动机喷管口和羽流三部分。目前，对机进行红外辐射特征的建模和仿真也主要集中研究这三部分。其中，对蒙皮、羽流的温度模型比较成熟，于伟杰研究的高速运动物体的计算机红外成像仿真中通过引入传热学原理考虑了飞机蒙皮的气动热问题，采用牛顿迭代法求解了飞机平衡后的温度；高思莉在空中飞行目标尾焰红外辐射信号的建模与仿真中建立了飞机的羽流温度场，可用来建立飞机的羽流温度场。飞机红外辐射通过大气传输到达传感器端的过程中由于受到不同气象条件和地理位置的大气衰减及路径辐射影响，传感器端接收到的红外辐射也不同。国防科技大学针对大气传输红外辐射软件进行了ModtraM软件的C++代码封装，可方便用于红外大气传输模型的建立。
发明内容本发明的目的是为了解决在仿真过程中，根据目标当前的运动状态解算模型计算飞机红外辐射强度值的技术问题，结合综合自然环境、传热学、发动机理论、空气动力学相关知识，提出一种飞机红外辐射与大气透过率建模方法，将发动机模型应用在飞机的温度计算当中，达到可根据当前飞行状态来解算飞机红外辐射的目的。飞机红外辐射与大气透过率建模方法，包括以下几个步骤步骤一获取飞机的红外辐射强度值将飞机划分为飞机表面蒙皮、喷管和羽流三个部分，独立计算各部分的温度Ti，然后计算飞机第i个部件在温度为Ti下的辐射亮度为Ni权利要求飞机红外辐射与大气透过率建模方法，其特征在于，包括以下几个步骤步骤一获取飞机的红外辐射强度值；将飞机划分为飞机表面蒙皮、喷管和羽流三个部分，独立计算各部分的温度Ti，然后计算飞机第i个部件在温度为Ti下的辐射亮度为Ni<mrow><msub><mi>N</mi><mi>i</mi></msub><mo>=</mo><mfrac><mn>1</mn><mi>π</mi></mfrac><msubsup><mo>∫</mo><msub><mi>λ</mi><mn>1</mn></msub><msub><mi>λ</mi><mn>2</mn></msub></msubsup><mfrac><mrow><msub><mi>ϵ</mi><mi>i</mi></msub><mo>·</mo><msub><mi>c</mi><mn>1</mn></msub></mrow><mrow><mo>(</mo><msup><mi>λ</mi><mn>5</mn></msup><mi>exp</mi><mrow><mo>(</mo><msub><mi>c</mi><mn>2</mn></msub><mo>/</mo><mi>λ</mi><msub><mi>T</mi><mi>i</mi></msub><mo>)</mo></mrow><mo>-</mo><mn>1</mn><mo>)</mo></mrow></mfrac><mi>dλ</mi><mo>-</mo><mo>-</mo><mo>-</mo><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>)</mo></mrow></mrow>其中，Ni单位为W/m2·Sr，即瓦/米2·球面度，εi为为第i部分的发射率，λ1、λ2为探测波段范围，c1为第一辐射常数，3.71418×108Wm2μm4，c2为第二辐射常数，1.4388×104μmK，λ为波长变量，单位为um；获得视线方向飞机第i部分的零距离红外辐射强度值Ii为Ii＝NiAi(2)其中Ii的单位为W/Sr，Ai为视线方向上辐射面积，单位为m2；步骤二建立飞机表面蒙皮红外辐射强度模型；1)建立飞机周围环境辐射模型；建立太阳辐射、地球自身辐射、天空辐射、地球反射太阳辐射四个方面的周围环境辐射模型，最终得到飞机周围环境辐射模型；2)建立气动热模型；绝热壁的壁面温度是恢复温度Tγ<mrow><msub><mi>T</mi><mi>γ</mi></msub><mo>=</mo><msub><mi>T</mi><mo>∞</mo></msub><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>+</mo><mi>σ</mi><mfrac><mrow><mi>γ</mi><mo>-</mo><mn>1</mn></mrow><mn>2</mn></mfrac><msup><mi>Ma</mi><mn>2</mn></msup><mo>)</mo></mrow><mo>-</mo><mo>-</mo><mo>-</mo><mrow><mo>(</mo><mn>3</mn><mo>)</mo></mrow></mrow>其中T∞为前方来流温度，与环境温度相等；γ为气体绝热指数；σ为恢复系数；Ma为飞机运动马赫数；然后，根据高速运动物体的计算机红外成像仿真中的方法建立气动热模型；3)建立平衡方程；平衡方程为Qi+qo＝qabs+qrad+qcdi+qcv(4)其中Qi为周围大气环境辐射的能量，qo由发动机内热源发出并且到达物体内表面的热量，由发动机当前工作状态决定，qrad为辐射到环境中的热量，qabs为表面材料吸收的热量，qcdi为外界传导的热量，qcv为对流换热；采用牛顿迭代法求解非线性方程式(4)，计算蒙皮平衡后温度，然后根据公式(1)计算表面蒙皮的辐射亮度值Nskin；4)建立飞机表面蒙皮面积模型；在视线方向飞机表面蒙皮面积模型为<mrow><msub><mi>A</mi><mi>fus</mi></msub><mo>=</mo><mfencedopen='{'close=''><mtable><mtr><mtd><msub><mi>A</mi><mi>hd</mi></msub><mi>cos</mi><msub><mi>θ</mi><mi>asp</mi></msub><mo>+</mo><mrow><mo>(</mo><msub><mi>A</mi><mi>bd</mi></msub><mo>+</mo><mn>2</mn><msub><mi>A</mi><mi>wng</mi></msub><mo>)</mo></mrow><mi>sin</mi><msub><mi>θ</mi><mi>asp</mi></msub></mtd><mtd><mn>0</mn><mo>≤</mo><msub><mi>θ</mi><mi>asp</mi></msub><mo><</mo><mn>90</mn></mtd></mtr><mtr><mtd><mrow><mo>(</mo><msub><mi>A</mi><mi>bd</mi></msub><mo>+</mo><mn>2</mn><msub><mi>A</mi><mi>wng</mi></msub><mo>)</mo></mrow><mi>sin</mi><msub><mi>θ</mi><mi>asp</mi></msub></mtd><mtd><mn>90</mn><mo>≤</mo><msub><mi>θ</mi><mi>asp</mi></msub><mo><</mo><mn>180</mn></mtd></mtr></mtable></mfenced><mo>-</mo><mo>-</mo><mo>-</mo><mrow><mo>(</mo><mn>5</mn><mo>)</mo></mrow></mrow>其中，Ahd、Abd、Awng分别代表机头、机身、机翼的面积，θasp＝arccos(cosθazcosθe1)，θaz为观测线上的方位角，θe1为观测线上的俯仰角，Ahd＝πR2，Abd＝2RLb；R为机体半径，Lb为机身的长度；5)获取飞机表面蒙皮辐射强度模型；根据步骤1)步骤4)，则飞机表面蒙皮红外辐射强度模型为Iskin＝Nskin·Afus(6)步骤三建立发动机喷管红外辐射强度模型；具体为a)建立进气道出口截面温度模型；<mrow><msup><msub><mi>T</mi><mi>B</mi></msub><mo>*</mo></msup><mo>=</mo><msub><mi>T</mi><mi>amb</mi></msub><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>+</mo><mfrac><mrow><mi>k</mi><mo>-</mo><mn>1</mn></mrow><mn>2</mn></mfrac><msup><mi>Ma</mi><mn>2</mn></msup><mo>)</mo></mrow><mo>-</mo><mo>-</mo><mo>-</mo><mrow><mo>(</mo><mn>7</mn><mo>)</mo></mrow></mrow>式中TB*为进气道出口截面温度，k为气体比热比，取值为1.4，Ma为飞机运动马赫数，Tamb为环境温度，由当前飞行高度决定；进气道的增压比π*B为<mrow><msub><msup><mi>π</mi><mo>*</mo></msup><mi>B</mi></msub><mo>=</mo><msub><mi>σ</mi><mi>i</mi></msub><msup><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>+</mo><mfrac><mrow><mi>k</mi><mo>-</mo><mn>1</mn></mrow><mn>2</mn></mfrac><msup><mi>Ma</mi><mn>2</mn></msup><mo>)</mo></mrow><mrow><mo>(</mo><mi>k</mi><mo>-</mo><mn>1</mn><mo>/</mo><mi>k</mi><mo>)</mo></mrow></msup><mo>-</mo><mo>-</mo><mo>-</mo><mrow><mo>(</mo><mn>8</mn><mo>)</mo></mrow></mrow>其中σi为进气道的总压恢复系数；b)建立压气机出口截面温度模型；<mrow><msup><msub><mi>T</mi><mi>κ</mi></msub><mo>*</mo></msup><mo>=</mo><msup><msub><mi>T</mi><mi>B</mi></msub><mo>*</mo></msup><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>+</mo><mfrac><mrow><msup><msub><msup><mi>π</mi><mo>*</mo></msup><mi>κ</mi></msub><mrow><mo>(</mo><mi>k</mi><mo>-</mo><mn>1</mn><mo>/</mo><mi>k</mi><mo>)</mo></mrow></msup><mo>-</mo><mn>1</mn></mrow><msub><msup><mi>η</mi><mo>*</mo></msup><mi>κ</mi></msub></mfrac><mo>)</mo></mrow><mo>-</mo><mo>-</mo><mo>-</mo><mrow><mo>(</mo><mn>9</mn><mo>)</mo></mrow></mrow>其中Tκ*为压气机出口截面温度，η*κ为压气机效率，π*κ为增压比；c)建立燃烧室出口截面温度模型和加力燃烧室出口截面温度模型；非加力状态下燃烧室出口截面温度模型为<mrow><msup><msub><mi>T</mi><mi>Γ</mi></msub><mo>*</mo></msup><mo>=</mo><msup><msub><mi>T</mi><mi>κ</mi></msub><mo>*</mo></msup><mo>+</mo><msub><mi>T</mi><mi>amb</mi></msub><mrow><mo>(</mo><msup><msub><msup><mi>π</mi><mo>*</mo></msup><mi>Γ</mi></msub><mrow><mo>(</mo><mi>k</mi><mo>-</mo><mn>1</mn><mo>/</mo><mi>k</mi><mo>)</mo></mrow></msup><mo>-</mo><mfrac><mrow><mi>e</mi><mo>-</mo><mn>1</mn></mrow><msub><msup><mi>η</mi><mo>*</mo></msup><mi>κ</mi></msub></mfrac><mo>-</mo><mn>1</mn><mo>)</mo></mrow><mo>-</mo><mo>-</mo><mo>-</mo><mrow><mo>(</mo><mn>10</mn><mo>)</mo></mrow></mrow>其中TΓ*为燃烧室出口截面温度，e＝aη*κη*T，η*T为发动机涡轮效率，a取值为1.02～1.04，燃烧室升压比π*Γ＝π*Bπ*κ；如果发动机工作在加力状态，加力燃烧室出口温度为TΦ*，则加力燃烧室出口截面温度模型为TΦ*＝1.61TΓ*(11)d)建立涡轮出口截面的温度模型；<mrow><msup><msub><mi>T</mi><mi>T</mi></msub><mo>*</mo></msup><mo>=</mo><msup><msub><mi>T</mi><mi>Γ</mi></msub><mo>*</mo></msup><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>-</mo><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>-</mo><mfrac><mn>1</mn><msup><msub><msup><mi>π</mi><mo>*</mo></msup><mi>T</mi></msub><mrow><mo>(</mo><msub><mi>k</mi><mi>i</mi></msub><mo>-</mo><mn>1</mn><mo>/</mo><msub><mi>k</mi><mi>i</mi></msub><mo>)</mo></mrow></msup></mfrac><mo>)</mo></mrow><msub><msup><mi>η</mi><mo>*</mo></msup><mi>T</mi></msub><mo>)</mo></mrow><mo>-</mo><mo>-</mo><mo>-</mo><mrow><mo>(</mo><mn>12</mn><mo>)</mo></mrow></mrow>其中ηT*为涡轮效率水平，取值为0～1，π*T为涡轮升压比，ki为气体比热比，取值1.25；e)建立喷管出口温度模型；飞机在非加力状态下，喷管出口温度模型为<mrow><msup><msub><mi>T</mi><mi>c</mi></msub><mo>*</mo></msup><mo>=</mo><msup><msub><mi>T</mi><mi>T</mi></msub><mo>*</mo></msup><mo>-</mo><mfrac><mrow><msub><mi>k</mi><mi>i</mi></msub><mo>-</mo><mn>1</mn></mrow><mrow><msub><mi>k</mi><mi>i</mi></msub><msub><mi>R</mi><mi>i</mi></msub></mrow></mfrac><mfrac><msup><msub><mi>c</mi><mi>c</mi></msub><mn>2</mn></msup><mn>2</mn></mfrac><mo>-</mo><mo>-</mo><mo>-</mo><mrow><mo>(</mo><mn>13</mn><mo>)</mo></mrow></mrow>其中cc为燃气在喷管中完全膨胀后的排气速度，Ri为气体常数，取289.3J/Kg·K；cc通过下式获得其中为喷管速度系数，用于估计气流在喷管中的损失；飞机在加力状态下，喷管出口温度模型为<mrow><msup><msub><mi>T</mi><mi>c</mi></msub><mo>*</mo></msup><mo>=</mo><msup><msub><mi>T</mi><mi>Φ</mi></msub><mo>*</mo></msup><mo>-</mo><mfrac><mrow><msub><mi>k</mi><mi>i</mi></msub><mo>-</mo><mn>1</mn></mrow><mrow><msub><mi>k</mi><mi>i</mi></msub><msub><mi>R</mi><mi>i</mi></msub></mrow></mfrac><mfrac><msup><msub><mi>c</mi><mi>c</mi></msub><mn>2</mn></msup><mn>2</mn></mfrac><mo>-</mo><mo>-</mo><mo>-</mo><mrow><mo>(</mo><mn>15</mn><mo>)</mo></mrow></mrow>其中，cc通过下式获得根据飞机当前飞行的工作状态，选择不同模型获得发动机尾喷管出口温度，将温度带入公式(1)，计算得到喷管的红外辐射亮度值Nnozzle；f)建立喷管出口面积模型；在视线方向上喷管出口面积模型为其中，Rhs为喷口半径；g)获取发动机喷管红外辐射模型；通过步骤a)～步骤f)，发动机喷管红外辐射模型为Inozzle＝Nnozzle·Ahs(18)其中，Inozzle为在视线方向上飞机喷管的红外辐射强度；步骤四建立羽流红外辐射强度模型；具体为(1)首先确立在当前飞行高度下大气压强PH和密度ρ的数学模型，大气压强PH的数学模型为<mrow><msub><mi>P</mi><mi>H</mi></msub><mo>=</mo><mfencedopen='{'close=''><mtable><mtr><mtd><mn>1.0133</mn><mo>×</mo><msup><mn>10</mn><mn>5</mn></msup><msup><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>-</mo><mi>H</mi><mo>/</mo><mn>44.308</mn><mo>)</mo></mrow><mn>5.2553</mn></msup></mtd><mtd><mn>0</mn><mo>≤</mo><mi>H</mi><mo><</mo><mn>11</mn><mi>Km</mi></mtd></mtr><mtr><mtd><mn>0.277</mn><mo>×</mo><msup><mn>10</mn><mn>5</mn></msup><msup><mi>e</mi><mfrac><mrow><mn>11</mn><mo>-</mo><mi>H</mi></mrow><mn>6.338</mn></mfrac></msup></mtd><mtd><mn>11</mn><mi>Km</mi><mo>≤</mo><mi>H</mi><mo>≤</mo><mn>20</mn><mi>Km</mi></mtd></mtr></mtable></mfenced><mo>-</mo><mo>-</mo><mo>-</mo><mrow><mo>(</mo><mn>19</mn><mo>)</mo></mrow></mrow>式中H为飞机飞行高度，单位为Km；密度ρ的数学模型为ρ＝1.225exp(H/10.7)(20)(2)计算羽流入口压强；A)建立进气道出口截面压强模型；PB*＝PH(1+(k1)Ma2/2)(k/(k1))σi(21)其中PB*为进气道出口截面压强，σi为进气道的总压恢复系数，一般取0.97；k为理想气体指数，取值1.4，Ma为飞机运动马赫数；B)建立压气机出口截面压强模型；PK*＝PB*·πk*(22)其中PK*为压气机出口截面压强；C)建立燃烧室出口截面压强；PΓ*＝PB*·σk·c(23)其中PΓ*为燃烧室出口截面压强，σk·c为燃烧室总压恢复系数；D)建立涡轮出口截面压强模型；PT*＝PΓ*/πT*(24)其中PT*为涡轮出口截面压强，πT*为涡轮增压比系数；E)建立喷管出口截面压强模型；PC*＝PT*/πc.kp*(25)其中PC*为喷管出口截面压强，πc.kp*为增压比，ki取值为1.33；喷管出口压强等效于羽流的进口截面压强；所以根据步骤A)E)获得羽流入口处压强值；(3)计算进口气流速度；羽流进口气流速度与燃气在喷管中完全膨胀后的排气速度cc相同；(4)计算羽流长度；L*＝[F/(ρVm)2]1/2(26)其中，F为推力，ρ为环境气体密度，Vm为飞机运动速度，Tc*为喷管出口温度，q(λc)为发动机流量函数，f(λc)为发动机冲量函数，m为流量，qT为涡轮的流量函数值；(5)计算羽流温度场；根据步骤(1)～步骤(4)获得建立羽流温度场所需的初始参数，即羽流入口压强、大气压强、大气密度、入口初始温度、入口气流速度、羽流长度；然后根据目前飞行状态，通过在空中飞行目标尾焰红外辐射信号的建模与仿真方法建立动态的羽流温度场，根据公式(1)计算羽流的红外辐射亮度Nplume；(6)建立羽流面积模型；视线方向羽流的面积模型为其中，R1为尾焰最大半径，R0即为喷口半径，R为机体半径，l为机体最大半径与喷口的距离，Lflare为羽流的长度，获得在视线方向上飞机羽流的红外辐射强度，羽流红外辐射强度模型为Iplume＝Nplume·Aflare(28)步骤五获取飞机整体零距离红外辐射强度值；通过步骤一至步骤四，最后可获得在视线方向上飞机的整体辐射强度值ItotalItotal＝Iskin+Inozzle+Iplume(29)步骤六获取大气透过率；主要步骤为①设置地理模型；地理模型分为水平大气参数、热带大气、中纬度夏、冬季大气、极地夏、冬季大气以及美国标准大气，根据用户需求，选择其中一个地理模型；②设置气溶胶；气溶胶模型分为不考虑气溶胶；乡村模型，默认5Km；城镇模型，默认5Km；海平面模型，由风速和相对湿度指定；海平面模型，默认23Km；对流层，默认50Km；雾天0.2Km；雾天0.5Km，根据用户需求，选择其中一个气溶胶模型；③设置云雨模式；云雨模式包括无云或雨；堆云；高层云；层云；积云；乱层云；细雨；小雨；中雨；大雨；暴雨；用户自定义；卷云，半径64微米积冰颗粒；卷云，半径4微米积冰颗粒；卷云，NOAA标准；根据用户需求，选择其中一个云雨模式；④设置路径模式；路径模式分为水平路径、两高度间的倾斜路径和垂直路径，根据用户需求，选择其中一个路径模式；⑤计算红外辐射在大气传输中不同波段上的大气透过率；步骤七获得到达传感器端的飞机红外辐射强度飞机到达传感器的红外辐射强度为I＝Itotal·τa(30)其中τa为飞机子模型在当前探测波段和气象条件下的平均透过率。FSA00000278285300034.tif,FSA00000278285300035.tif,FSA00000278285300036.tif,FSA00000278285300038.tif,FSA00000278285300039.tif,FSA00000278285300051.tif,FSA00000278285300052.tif,FSA00000278285300053.tif,FSA00000278285300054.tif,FSA00000278285300055.tif2.根据权利要求1所述的飞机红外辐射与大气透过率建模方法，其特征在于，所述的步骤二中1)具体为i建立太阳辐射环境模型；设仏为任一时刻飞机接受到的太阳辐射强度，则分别得到对于高空目标，认为太阳光是平行光并且太阳辐射强度时均勻的，则太阳辐射环境模型为Q1=αJS0FnA[1+0.33cos(360η/370)](31)其中=Q1单位为W，αi为物体的吸收率，取值范围01为太阳常数，为平均日地距离的大气层外或者太阳光垂直的表面上的太阳辐射强度；Fn为物体的太阳辐射角系数，取值范围01;A为飞机反射的等效面积；η的取值范围为0365；对于低空和地面目标，则经过大气后的太阳辐射强度In为··In=Stl[1+0.33cos(360n/370)]p2m(ff/m2)(32)其中=P2为大气透明度，m为大气质量；太阳辐射环境模型为Q1=α^0FnAIn(W)(33)建立地球反射的太阳辐射环境模型；对于高空目标，设Q2为飞机接收到的地球反射的太阳辐射强度，则地球反射的太阳辐射环境模型为Q2=QiP,S0FseA(34)6其中=Q2单位为W，Fse为地球反射的辐射角系数，取值范围为01；ρE为反射率；对于低空目标，则地球反射的太阳辐射环境模型为Q2=^,PeIhFseA(35)iii获取地球自身的红外辐射；假设地球是一个均勻的热辐射平衡体，则各处的热辐射强度相同；设太阳红外辐射强度为Etl，则E0=(I-Pe)S0/4(36)其中=Etl单位为W/m2，PE为反射率；设Q3为飞机接受到的地球热辐射强度，则Q3=^EJeA(37)其中厶为飞机的地球辐射角系数，范围为01，A为飞机反射面积；iv获取天空辐射；天空辐射为Qsky=(c+b^)cyT4=ScjT4(38)其中=Qsky单位为W，c,b是经验参数值，取值为01，e是水蒸气压，单位为hPa；ν获取飞机周围环境辐射模型；根据步骤i_步骤iv，获得飞机周围环境辐射模型为Qi=Qi+QjQs+Qsky(39)3.根据权利要求2所述的飞机红外辐射与大气透过率建模方法，其特征在于，所述的步骤i中，物体的吸收率αi取0.54；太阳常数Stl取1353W/Sr；物体的太阳辐射角系数Fn取0.6;n的取值范围为0365；大气透明度p2=0.8，大气质量m=2。4.根据权利要求2所述的飞机红外辐射与大气透过率建模方法，其特征在于，所述的步骤i中，η在春季取81，夏季取145，秋季取243，冬季取334。5.根据权利要求2所述的飞机红外辐射与大气透过率建模方法，其特征在于，所述的地球反射的辐射角系数Fse取0.7；反射率PΕ取0.35；飞机的地球辐射角系数Λ,取0.7；c=0.58，b=0.208。6.根据权利要求1所述的飞机红外辐射与大气透过率建模方法，其特征在于，所述的步骤二的2)中，当为理想气体时，气体绝热指数Y取1.4;，一般层流时恢复系数σ取0.85，紊流时恢复系数σ取0.88。7.根据权利要求1所述的飞机红外辐射与大气透过率建模方法，其特征在于，所述的步骤三中进气道的总压恢复系数Oi取0.97；压气机效率取值为0.820.86；增压比取值为711;涡轮效率水平的取值为0.90.92;喷管速度系数取值为0.970.98。8.根据权利要求1所述的飞机红外辐射与大气透过率建模方法，其特征在于，所述的步骤四中燃烧室总压恢复系数。取值为0.950.96；涡轮增压比系数π/取值为2.33。9.根据权利要求1所述的飞机红外辐射与大气透过率建模方法，其特征在于，所述的步骤四的(4)中，假设飞机上采用的是收敛喷管，速度系数λ。取0.97，涡轮的流量函数值口1取0.0499，当Iii=1.25时候，流量m=0.0385，则q(λc)=0.9999,f(λc)=1.248。10.根据权利要求1所述的飞机红外辐射与大气透过率建模方法，其特征在于，所述的步骤六中，地理模型选择美国标准大气；气溶胶模型选择乡村模型，可见度为23Km;云雨模式选择无云或雨；路径模式选择倾斜路径。全文摘要本发明公开了一种飞机红外辐射与大气透过率建模方法，属于计算机仿真中飞机红外辐射建模和仿真领域。该建模方法首先获取飞机红外辐射强度的接口，然后综合周围环境辐射，建立飞机表面蒙皮温度模型，再根据面积模型计算飞机表面蒙皮红外辐射强度；其次，建立发动机喷管红外辐射强度模型；最后，建立羽流的输入参数模型和温度模型，再计算羽流红外辐射强度。建立飞机的零距离红外辐射强度模型后，本发明采用Modtran4软件建立了红外辐射在大气环境中的传输辐射模型，获取大气透过率，最终可获得到达传感器端的红外辐射强度信号。本发明采用的建模方法模型简单，实验数据符合实际情况，易于在平台红外场景生成、红外目标探测平台中使用。文档编号G06F17/50GK101976275SQ20101028794公开日2011年2月16日申请日期2010年9月21日优先权日2010年9月21日发明者刘娟,韩亮,马耀飞,高栋栋,龚光红申请人:北京航空航天大学