2.6　光电热像仪

光电热像仪属于被动探测系统，工作波长为3～5 μm和8～12 μm，它可以在夜晚和白昼，利用目标场景的温度变化或梯度，生成类似电视画面的图像。因此，光电热像仪也被称为夜视装置。

光电热像仪有两种类型：前视红外系统（FLIR）和红外搜索跟踪系统（IRST）。前视红外系统（或光电成像仪）是在地面反射条件下用于监视、探测和识别目标。红外搜索跟踪系统主要用于地-空或空-空作战，能在天空背景下对指定的航空航天之类“热点源”目标进行大搜索范围高角精度的探测，并随后采用锁定跟踪或边扫边跟踪方式对目标进行角跟踪。红外制导导弹和红外制导武器的导引头可以看作特殊类型的红外搜索跟踪系统。

基本的前视红外系统和夜视系统主要由光学透镜、扫描仪/探测器、信号处理器和显示器等部分组成，如图2.88所示。

光学透镜收集源产生的电磁辐射，然后将电磁辐射转移到探测器，探测器又将电磁辐射转换成电信号。光电探测器一般通过改变电阻率（光电导检波器）或产生电流（光伏检波器）来转换电磁辐射。之后对电信号进行处理，以提高信噪比和确定目标在参考坐标系内的位置。

探测器部分可以是一个单独探测器、一个由探测器构成的线阵或二维阵列。探测器部分为一个单独探测器时，需采用两个扫描仪对目标空间进行扫描，一个水平旋转，另一个垂直旋转。扫描仪在两个维度上扫描场景，然后在显示器平面顺序生成物体的图像。常用的扫描方式包括光栅扫描和玫瑰型扫描，如图2.89所示。

探测器部分为一个线阵时，可采用推扫或圆周扫描的方式扫描物体空间。对于二维探测器阵列，会有更多分辨单元并行地映射到称为焦平面阵（FPA）的探测器感光面上，利用此阵列可凝视整个场景。

凝视焦平面阵列适用于需要高分辨率的监视和跟踪应用，如空-地或空-空作战。

红外系统的探测性能（及相关信噪比）可通过下列公式计算得出。在下列公式中，为简单起见，暂将大气与设备损耗忽略不计，但在后文中会再次引入。

用Jt（W/sr）表示距离红外系统光学透镜为R的点源的辐射强度。光学入口孔径处的辐照度Ht（W/cm2）为：

因此，光学孔径Ae处的输入信号功率S为：

式中，d（cm）为透镜直径。

探测器噪声计算公式如下［1］：

式中，

N=噪声功率电平（W）；

Ad=探测器面积（cm2）；

D*=探测器探测能力（cm·Hz1/2/W）；

Δf=接收信号的频率带宽（Hz）。

对于方形探测器，面积Ad与瞬时视场（IFOV）αd和焦距f1的关系如下：

而焦距又与焦比f/#和透镜孔径直径d有关为：

所以

探测率是表现探测器材料特性的主要参数之一，它被定义为探测器等效噪声功率（NEP）的倒数，其中等效噪声功率为在某特定频率带宽上可在探测器输出端产生一个SNRrms=1时折合到探测器端的入射功率。

材料的探测率随焦平面温度的变化而变化（一般在低温时有所提高），并且对检测能量的波长带宽是有选择性的。探测器的探测率与探测器面积Ad的平方根和探测器输出端滤波器带宽Δf的平方根均成正比。为了消除对探测器面积和滤波器带宽的依赖和推导出一个仅依赖于探测器材料特性的性能参数，探测器的探测率D*是对Ad和Δf进行归一化（故也称为特定探测器的探测率），即假定Ad和Δf都是一个单位的大小（分别为1cm2和1Hz）。由此得出：

表2.11（引自文献［16］）列出了所选定红外探测器的工作参数。

信号带宽Δf近似于探测器接收到目标能量的持续时间τd的倒数。当传感器总覆盖立体角范围Ω（单位：sterad）由各探测器瞬时视场αd等分时，该持续时间等于帧周期TF。所以Ω=nαd，或在仅使用到瞬时视场αd中的一个探测器时，τd=TF/n=TFαd/Ω。

因此，当Δf=1/τd时，单个探测器的信噪比计算公式可根据式（2.84）和式（2.85）推导如下：

关于上式，除暂时排除了大气衰减La（取决于距离）外，在考虑与系统相关的（即光学、电子学、探测器、监控器、扫描和带宽引起的）各种系统损耗时还应加上损耗系数Ls，损耗系数Ls又被称为调制传递函数（MTF）。上述每一个原因均会产生一个损耗系数0.5＜ki＜1，所以Ls=ki =0.25。

大气衰减La在此部分光谱中相当严重，会大幅缩短探测距离。在8～12 μm带宽［1］中，衰减损耗随距离一般为0.2～0.9 dB/km（晴朗天气情况下，能见距离大于4 km）和3～4 dB/km（有雾天气情况下，能见距离约1 km）。

式（2.89）可以计算出红外跟踪搜索系统在清晰背景下对“热点”目标的探测性能，还用于确定热成像系统中的最低可分辨温度；也就是说，根据上述信噪比值和附录B中的探测曲线，一旦选定了Pd（检测概率）和Pfa（虚警率）这两个检测条件中的一个，就可以计算出它的值。

物体的辐射特征遵循普朗克辐射定律Wb（λ，T），它认为黑体（辐射率ε=1的理想辐射体）在各种波长条件下辐射的能量是物体温度的函数：

式中，

λ=波长（μm）；

T=物体温度（K）；

h=普朗克常数=6.625×10-34（Ws2或Js）；

c=光速=3×108（m/s）；

k=玻尔兹曼常数=1.38×10-23（J/K）。

对于某给定的黑体温度，辐射出最大功率的波长可通过令式（2.90）波长λ的偏导数等于0，然后解该方程而求得。这就给出了确定最大功率密度的波长λM的维恩位移定律：

黑体辐射和λM作为温度的函数见图2.90（a）。

目标的辐射强度Jt可通过波尔兹曼定律计算出，根据该定律，单位面积的辐射功率密度W（W/cm2）与其表面温度T的四次方成正比。

式中，

ε=目标发射率；

σ=史蒂芬·玻尔兹曼常数=5.67×10-12（W/cm2·K4）；

T=温度（K）。

假设面积为A（cm2）的目标是一个朗伯辐射体，则

对地面发热目标的探测一般是在更冷的背景下进行的，在这种情况下，系统噪声加上了功率C。背景功率可通过发热目标的光谱辐射度计算得出，公式如下：

式中，

W（λ，T）=背景光谱辐射度（W/（cm2sr μm））；

εc（λ）=背景发射率；

Wb（λ，T）=黑体的相对光谱辐射度（普朗克辐射定律）。

分布式发热目标（背景）（例如两种温度下的草地）的光谱辐射度W（λ，T）可以通过表2.12中的测量值计算得出。

背景功率（其中积分限表示探测器的响应带宽（λ2-λ1））为：

所以，考虑到式（2.89），杂波与噪声功率之比C/N为：

式中，Ls表示系统损耗，La表示光传输效率。

对于在背景下进行工作的光学系统，等效噪声温度是其重要探测性能参数之一。等效噪声温度是指引起背景噪声比值发生变化（即Δ（C/N）=1）时的背景温度差。

当在设备显示器上再现目标场景时，背景噪声比在周围背景下发生的局部变化对于检测是否存在发热目标来说非常重要。

根据上文所述，利用表2.12的数据估计不同背景的谱辐射度ΔW（λ，T），然后根据式（2.94）就可推导出等效噪声温度：

上述等式考虑到了背景辐射率εc（λ）和探测率D*（λ）均为常数，不随温度而变化。所以，因温度升高而引起的背景噪声比的变化为：

要求的等效噪声温度为：

等效噪声温度是设计和评价红外搜索跟踪系统性能的一个重要参数。对于再现目标场景的前视红外系统，最低分辨温度是评价其性能的一个较好参数，这将在下一节中进行讨论。

图2.90（b）所示为欧洲“台风”战斗机上安装的典型机载红外搜索跟踪系统“海盗”（PIRATE）。

2.6.1　最低可分辨温度

如果想从距离为R的观测点获得目标的分辨距离Tx，则需要一个瞬时视场（单位：mrad）（见图2.91）：

根据式（2.98）中的角分辨率，可确定空间频率fs为：

根据图2.91，可将空间频率fs看作是距离R处明暗特性的变化率。

由于目标的等效噪声温度（NET）是根据探测器分辨单元计算得出的，显示的等效噪声温度（即最低可分辨温度（MRT））须根据比值进行修改，即：

如果观测器在观测时间Tobs内，以帧速率fF累积若干连续帧ni，则ni=fFTobs，且积累后的最低可分辨温度变为：

在上式中，用表达式（2.97）代替NET且令θd=1/fs2，同时考虑到要确保显示范围内的目标探测概率至少达到50%，则NET需要乘一个因子3，因此，作为空间频率fs的一个函数，最低可分辨温度（MRT）可表示为：

上述最低可分辨温度表达式包含了系统的所有损耗Ls，被称为是系统的调制传递函数（MTF）（也可表示为空间频率fs［1］的函数）。最低可分辨温度是设计和评价前视红外系统（FLIR）性能的一个重要参数。事实上，一般将最低可分辨温度定义为方形目标与背景之间的温差门限，以便观测器通过光电传感器感知目标。

因此，最低可分辨温度作为空间频率fs的一个函数，包括了清晰度、对比度和信噪比（SNR）的效果。

利用观测器进行多次试验后，文献［32］确定了观测器对战术目标进行探测、判断其对称性及方向、对它们作出识别、分类所需的像素线的对数。表2.13（a）和2.13（b）给出了这类识别等级。

从这些表可以看出，探测时，对于最小目标仅需一个线对，而识别目标（最常用的观察方法）时，则需要4个线对，如图2.92所示。

2.6.2　红外导弹导引头

红外导弹导引头为被动的，利用红外光谱中目标发射出的热能来跟踪目标。正如前节讨论黑体谱辐射的普朗克定律时所述，目标越热，其辐射的能量越大，波长越短。

飞机发动机的热部件的温度一般为1300～2000 K，峰值能量辐射波长为2～4 μm。第一代红外导弹使用的是非制冷硫化铅（PbS）探测器，其最大分辨率为2 μm。由于这类导弹导引头必须追踪目标飞机发动机排气管中的热轮机，因而仅限于尾追情况。

后来又引进更敏感的制冷探测器，采用锑化铟（InSb）材料，最大分辨率可达3～5 μm，或后来引入的汞镉（HgCd）材料，最大探测率可达8～12 μm，这就允许之后的红外导弹全面跟踪目标飞机（从飞机发动机废气到飞机热外壳）。

因探测器的光谱多样性，后几代红外导引头采用各种技术实现在红外弹干扰条件下探测和跟踪目标。表2.14列出了四代红外导引头的演变。

早期的导引头（第一代和第二代）在探测器前面使用各种形态的旋转调制盘，用于抑制背景辐射，对目标位置编码。在后几代导引头中，调制盘逐渐被取代，而采用小型瞬时视场探测器连续扫描目标或利用焦平面阵列探测器的感光面（充当成像器）凝视目标等技术。

此外还有双色识别技术，同时采用两个探测器，每个探测器响应不同的光谱带。这种技术通过导引头中两种响应之比，分辨诱饵（红外弹）和真正的目标飞机（见图2.93）。

表2.15列出了部分红外导弹的特征。

导引头调制盘有多种类型，下面仅介绍五种导引头的工作原理。

1.采用旋转调制盘的导引头，如车轮式调制盘

图2.94为一个带车轮式旋转调制盘的导引头。探测器前面的旋转调制盘将探测到的长连续信号切割成一系列脉冲。切割信号中的相位信息指示点目标离导引头轴的方向角，而其幅度指示误差大小。

旋转调制盘只有半个圆盘是透明的（见图2.95），在保留目标点源产生的脉冲信号时，会对云层等扩展辐射源产生一种接近稳定的信号。可使用已调谐到调制盘扫描速率的简单滤波器来提取目标信号。

2.采用静止调制盘和旋转透镜的导引头

另一种类型的导引头使用固定调制盘，而镜头相对于导引头做偏心旋转，如图2.96所示。

3.圆锥扫描导引头

图2.97为圆锥扫描导引头。这种导引头的调制盘是固定的，同时有一个倾斜的旋转副镜。目标图像会沿调制盘外缘生成一个环形轨迹。如果导引头在扫描时锁定了目标，探测器会产生一频率恒定的方波。如果未锁定目标，上述环形轨迹将发生偏移，探测器会产生一调频方波。该调频方波有一个与偏离导引头中心的角误差成正比的调制深度。误差信号会被解调，以便为目标跟踪伺服系统提供输入。

圆锥扫描导引头镜片一般用于旋转非常靠近调制盘边缘的目标。这样可以产生某特定角误差的最大调频深度，从而获得更加准确的跟踪回路。同时也可实现反红外弹，因为红外弹离开调制盘的速度比旋转扫描周期更快。

4.玫瑰型扫描导引头

这类导引头属于伪成像类型，它并不会真正生成图像，但可利用扫描获得的空间信息区分背景和红外弹。这类导引头的探测器为固定的，且对准镜片瞄准线，而导引头视场（FOV）由一个较小的瞬时视场进行扫描。该小型瞬时视场由两个旋转速度分别ω1和ω2的棱镜控制，在导引头视场内，其路径形状类似于花瓣，因而此类导引头被称为玫瑰型扫描导引头，如图2.98所示。

当导引头视轴对准目标时，两个旋转棱镜在探测时间t0时所在的位置分别指示目标角误差θ和φ（方位角和俯仰角），如下式所示：

这类导引头不受AM红外线灯或激光的干扰，且可以确定视场内不同目标的位置，因而通过动态滤波，可以将目标与红外诱饵区分开来。

5.成像导引头

这类导引头利用的是探测器的焦平面阵列紧盯着场景，并生成一个类似电视的空间图。成像导引头能对抗红外弹，因为红外弹与拖长的飞机尾焰根本就不像。

图像处理是成像导引头的最难之处，因为一个典型焦点平面阵列只有128×128像素，每个10位，采样速率为100 Hz，它的数据吞吐量约为16 Mbit/s。

2.6.3　红外导弹探测距离

红外导弹导引头与红外搜索跟踪系统（IRST）在探测性能方面具有相同的表现，因为后者也与目标温度、大气透射比、系统光学、探测器敏感度等几个因素相关。

IR SAM或AAM的主要目标是飞机喷射发动机的排气喷嘴和尾焰。目前，红外导引头也应用于掠海飞行的反舰导弹，以辅助微波导引头，提供更高的跟踪精度和更好的抗干扰性能。这种情况下，船舰的发动机喷嘴成为主要探测目标。飞机排气管温度约为1000～2000 K，尾焰温度为700～1000 K。当飞机后燃器处于运行状态时，尾焰温度可达到热排气管的温度。

次要目标为气动加热的飞机外壳。根据下列表达式可以看出，飞机外壳的温度取决于飞行速度。

式中，M为马赫数，即飞机速度除以空气中声音传播的速度；T0为标准温度，取值为250 K。一般情况下，超音速飞机外壳的温度为250 K（M≈1）～500 K（M=2.5）。

目标的温度影响辐射波长，根据式（2.90），探测排气管时，峰值为2～5 μm，探测飞机外壳时，峰值为8～12 μm。

根据式（2.90）和式（2.91），假设排气管温度Ttp=700 K，喷嘴面积=1600 cm2，辐射率ε=0.9，则得出辐射强度Jt=693 W/sr；假设飞机外壳温度Tsk=414 K（飞机速度M=2），飞机面积A=10 m2 =105 cm2，辐射率ε=0.05（铝），则Jt=255 W/str。

表2.16给出了在3.5μm和10μm波长、能见度为23 km时的大气衰减（dB/km）。

根据式（2.89），重写距离R的表达式，即：

式中所有参数都已经讨论过了，仅需代入具体值即可得出高速战斗机的红外导弹探测距离。该等式是五个代数项的乘积：

① 第一个代数项与目标相关，对于探测距离最大的两个带宽，其值已在上文中确定。

② 第二个代数项为大气损耗，取决于距离，因而上述等式需采用迭代法求解。如表2.16所示，大气衰减随高度的增加而减弱，所以空对空战斗中的探测距离比地对空战斗中的探测距离远。

③ 第三个代数项与导引头光学器件相关，其参数决定导引头的瞬时视场。

④ 第四个代数项为D*（cm·Hz1/2/W），表示探测器（方形孔径，1 cm2），在1 Hz带宽条件下测得的探测率。其值取决于探测器材料和选择的冷却方式。例如，当前红外导弹的首选材料InSb需冷却至液氮温度（77 K）后，才会在3～5 μm带宽中敏感，其D*≈9×1010 （cm·Hz1/2/W）。

⑤ 第五个代数项与系统参数相关，如系统损耗Ls、整个视场Ω、帧周期TF及探测条件（Pd，Pfa）下要求的SNR。

现代红外导弹的探测距离一般为6～12 km（探测飞机尾焰）或4～6 km（探测飞机外壳），视具体高度而定。

2.6.4　红外导弹导引头抗干扰

除第一代红外导引头外，接下来几代导引头均采用了反干扰技术，以对抗红外弹这种最常用的干扰技术。红外弹的原理将在第6章中进行说明。

通常情况下，红外反干扰技术的工作可分为两个阶段：第一阶段是探测导引头视场范围内的红外弹；第二阶段是采取措施对抗红外弹的干扰。

探测红外弹的技术多种多样，其中包括：

●上升时间测量：若接收到的能量中发现突然急剧增加的上升时间，则表明在导引头视场中存在红外弹；

●双色探测：若两个带宽接收到的能量之比突然发生变化，则表明在导引头视场中存在红外弹；

●动态滤波器：对于波束方向的控制，在试图跟踪红外弹时，一旦红外弹脱离飞机，由于它的急剧减速（因气动阻力较大），该滤波器能够检测到视线角速率突然发生的变化。

一旦在导引头视场范围内探测到红外弹，剔除红外弹信号还要等看到它与飞机尾焰分开的效果，并且能够区分视场对边出现的两个热点以后。可采用以下剔除方法：

●利用记忆技术：导引头剔除其最新探测的轨迹并跟踪目标，等待红外弹离开视场；

●偏置万向支架：偏置导引头万向支架会使导引头偏向目标运动的方向。这样会使红外弹早一点离开视场；

●利用衰减器：在视场象限内放置一个衰减器，位于目标下方并靠近目标尾部，以减少从弹接收到的能量。如果衰减量足够，导引头则会继续跟踪目标；

●利用视场选通：对于玫瑰型扫描导引头，在红外弹脱离目标后一段时间后，目标与红外弹将不再处于同一扫描波瓣内。通过计算目标的相对运动，导弹能够判断目标将出现在哪一个波瓣。因此，可忽略来自其他波瓣的信息，让导弹继续跟踪目标。

2.6.5　导弹逼近告警器

导弹逼近告警器（MAW）是战术飞机电子对抗系统中雷达告警接收机（RWR）的一个补充，因为在有导弹逼近的情况下，两者都必须向飞机发出警报，并提供导弹的抵达方向和可能被打击到的时间。雷达告警接收机提醒飞机有雷达制导导弹靠近，而导弹逼近告警器提醒飞机有一个近程红外/光电制导导弹正在逼近攻击。为了反击导弹袭击，无论是投放红外弹或采取有源对抗措施，战术飞机都必须获得角度及原始距离等信息（见第6章）。

导弹逼近告警器可以是无源的，也可以是有源的。前者可用于在红外或紫外波段探测导弹火箭发动机产生的尾焰特征并提供导弹的抵达方向。后者一般是多普勒雷达，通过导弹蒙皮回波探测和跟踪导弹。

雷达的优点是能够提供全天候的距离和距离变化率数据，以估算导弹的打击时间；缺点是难以从强杂波中鉴别雷达反射截面积较小的目标，且在连续波模式下工作时，还可能会成为反辐射导弹的信标。对于第二个缺点，可利用被动导弹逼近告警器，引导雷达工作来弥补。因此，在某些情况下，综合导弹逼近告警器可以同时结合这两种传感器的优点。

红外或紫外的被动导弹逼近告警传感器都可以在熄火前的某个时刻探测到导弹排出的尾焰。这类传感器通常为凝视系统，利用探测器感光阵面生成目标场景图像，提供准确的角度数据（约为1°），并根据收到的信号能量，估计出大概距离。

红外导弹逼近告警器易受背景（杂波）虚警的影响，因此，当代系统已经采用双色焦平面阵列探测器，以采用频谱-空域-时域杂波抑制技术。

紫外探测器专用于探测燃烧的固体火箭推进器。探测时，由于地球臭氧层（通常距地球表面30～50 km）吸收了日盲区（0.22～0.28 μm之间）内绝大部分的太阳辐射，因此在这个频段内可能以较低的虚警工作。所以，在臭氧层以下的高度（比如20 km），可以在极低的背景下探测到固体火箭助推剂的燃烧特征。

关于主动导弹逼近告警传感器（即脉冲多普勒雷达）的讨论见第2.3.9节。