紅外隱身與反隱身的技術進展

來源：國際航空

隱身飛機的出現推動了反隱身技術的發展。目前反隱身的一種方法是在電磁（EM）頻譜方面將傳統的雷達頻率降低到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，被動感測器可以在這個頻段探測到由每個物體發出的熱輻射。未來隨著紅外（IR）導彈、紅外搜索和跟蹤（IRST）系統能力的提高，真正的低可觀測性將不僅需要在雷達多頻段隱身，而且需要在IR頻段實現隱身。

紅外頻段在技術上可以從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，波長範圍從1mm到0.77μm。然而，可用光譜目前只限於0.77～14μm，它進一步分為三個子頻段：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）。確切的界限會有所不同，可以在0.7～3.0μm範圍內包括一個短波長紅外（SWIR）區域。

紅外搜索與跟蹤（IRST）工作在MWIR和LWIR範圍進行。早期的防空導彈在近紅外段（NIR）內工作，但現在幾乎全部在MWIR段，使用的波長在不斷增大。

美國海軍藍色天使表演隊的F / A-18在中低波長紅外中的圖像，可以注意到發動機羽流的輻射強度明顯較高。

紅外感測器的升級

紅外感測器的探測範圍在持續改進，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展，而紅外信號會隨著形狀、材料、觀測角度、速度、背景、環境、海拔高度和感測器波長而變化。主要的紅外信號發射源部位包括發動機的熱部件、噴口的排氣羽流和飛機的機身，以及陽光、天空和地面的反射。因此美國的隱身飛機通過遮蓋發動機的發熱部件、冷卻排氣、縮小羽流及採用低輻射的表面塗層抑制紅外信號。

工作步段

有幾種不同類型的紅外感測器，對應于波段內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）的新型感測器可以在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，探測範圍還受益於焦平面陣列的集成，隨著探測器數目的增加，解析度也隨之提高。

在IR區域內，所有溫度高於絕對零度的物體都會發出輻射。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，而且輻射會通過波長傳播，溫度越高，輻射曲線的波長會更短。20°C（68°F）時物體的最大輻射波長為9.9μm，而在1000°C時物體的最大輻射波長是2.3μm。

輻射量也取決於材料。「發射率」指標表示在給定溫度下的材料的輻射與理論上發射率為1的完美輻射體（稱為「黑體」）的比值，發射率通常不隨波長變化，但可以設計相應的材料，而且溫度和發射率共同決定了材料的「輻射度」（radiance），即單位面積的排放量。物體相對於感測器的「強度」，即信號強度取決於其在感測器處的投影面積，因為探測器對「輻照度」（irradiance）或者排放物的濃度做出響應。因此，物體的IR強度取決於被探測的視角，並由於感測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。

除了發射熱輻射外，飛機還會分別遭受來自太陽、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）。控制IR信號需要考慮發射和反射輻射。由於能量守恆定律，所有入射輻射必須被吸收、傳播或反射。發射率總是等於吸收率，而材料通常太厚以至於無法發射。如果發射率降低，反射率就會增加。

但輻射必須要到達感測器才能被探測到。由於主要由水蒸氣和二氧化碳造成的分子吸收和鏡面散射，在大氣中傳輸的波長比在其他介質中傳輸的波長短，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，意味著探測範圍在較低的海拔和角度下總是較差。

最後，感測器必須將目標與它們間的任何背景輻射或路徑輻射（path radiance）區分開來。地面輻射取決於植被和溫度，並且可能具有比目標更大的強度。天空的光芒隨著時間的推移和緯度的增加而變化。清晰的天空可能有利於探測飛機，而雲可以阻擋IR輻射並反射強度大於目標的陽光。頻段低於3μm時，路徑輻射的主要來源是由氣溶膠散射的太陽光；超過3μm時，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

目標的總體IR信號水平（IRSL）是其所有部分的信號總和。每個組件的信號取決於其輻射度與背景和路徑之間的對比度、在感測器上的投影面積、發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「對比度強度」）以及感測器對這些波長的響應能力。因此，飛機的IRSL的主要決定因素取決於視角和子頻段。

在MWIR段，飛機後部的IRSL最大，前面的最小。來自後端的紅外信號主要由發動機的「熱部件」，即噴管中心體、內壁和低壓渦輪的後端面造成，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製導的防空導彈都工作在MWIR段的原因。

在機身後段的四分之一處，熱部件仍然是紅外信號的主要貢獻者。排氣羽流也是如此，但並不像人們所想像的那麼明顯。與固體不同，氣體分子自由振蕩，這使得它們在特定的「譜線」下發射和吸收能量。由於碳氫化合物燃燒的主要產物（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，會在4.15μm和4.45μm處產生尖峰。但大氣依然會使它們衰減，特別是在低海拔地區。

而從側面看，羽流的信號強度最大。它可以在飛機後面延伸超過15m（50ft），但其輻射主要集中在前面的1.37m（4.5ft）。隨感測器投影面積增加，機身也成為了主要的信號貢獻者，機頭、機翼前緣和進氣口都是主要部位。因為羽流沿噴管軸線徑向擴張，所以儘管溫度迅速降低，羽流仍然可見。

在LWIR段，最大的問題是機身，由於前部的氣動力加熱和後部的發動機加熱，機身溫度可能會達到30°C～230°C。儘管輻射比尾噴管少，但後機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大，反射的地照光和天空散射光在LWIR段也是重要項，特別是對於低輻射面和從上方或下方觀察的飛機。在近紅外段（NIR），反射的陽光是大多數角度下IRSL的主要驅動力。而羽流在LWIR或NIR段幾乎不起作用。

IRSL受速度的影響很大。在發動機處於非加力狀態時，排氣管和後機身通常具有比羽流更大的信號輻射率。加力狀態下，加力燃燒室極大地擴大了羽流，排氣管的溫度翻倍，後機身溫度大約升高70°C，這些影響可以使IRSL值增大近10倍。

機身，特別是其機翼前緣，也因高速而快速升溫。在9144m（30000ft）的高度以Ma0.8飛行時，蒙皮溫度可能會比環境溫度高11%，但是在速度達到Ma1.6時，蒙皮的溫度可以比環境溫度高44%，高出探測範圍的兩倍。也就是說當一架飛機以超聲速飛行時，會產生一個壓縮、加熱空氣的「馬赫錐」，它可以將此區域與背景的對比度增加一個數量級，超過探測範圍的兩倍。

紅外發射率隨溫度的變化

目前還沒有關於現代作戰飛機的IRSL公開資料，而且考慮到所有的因素，IRSL也並沒有像雷達截面積（RCS）這樣具備可探測性的簡單度量標準。為了進行基準測試，蘇霍伊公司認為其蘇-35上的OLS-35MWIRIRST可以從後方90km（56mile）到前方35km的範圍內偵察到一架蘇-30尺寸的目標。但是蘇-30是一款大型雙發飛機，無法有效地抑制IR信號，理論上，距離後方約10km的位置，紅外製導的地空導彈就能將其作為目標捕獲。

飛機的IR抑制通常從發動機開始。熱端部件的信號最容易用屏蔽抑制，主要通過增強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。常見的技術包括增加發動機的涵道比，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，促進羽流的徑向擴散並與空氣混合，V形的噴管後緣還能產生脫體渦以加速混合。這些增加的部件也能夠減少雜訊排放，這就是為什麼新型客機的發動機配有V形排氣噴管。

使用低發射率材料可以減少蒙皮的發射。理論研究表明，將蒙皮的發射率從1降低到0，可以使探測範圍減半。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，並在其他波長發射，例如，那些具有更大的大氣衰減的波長。當然，隱身飛機上的表面塗層也必須考慮其雷達效應。

「豹尿」和「鴨嘴獸」

IR抑制是美國持續了半個世紀的低可觀測性措施研究的一部分，通常與減少後部雷達截面積（RCS）的目的相結合。中情局的A-12是第一架以信號控制設計為主要標準的飛機，是美國第一架抑制飛機後部RCS並降低其受紅外導彈威脅的飛機。由於圓形、開放式的鈦合金噴口和大量排氣羽流，飛機後部的雷達和IR信號先天就很大。

洛克希德曾打趣地補充說，還得加上「豹尿」（Panther Piss，美俚，劣質威士忌酒），後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，減少了後四分之一機體的RCS，同時也干擾了當時的紅外製導導彈，原理可能是在NIR段和MWIR段的輻射太強烈，致使早期的感測器達到過飽和而無法工作。

F-117作為第一架投入戰爭的隱身戰鬥機，憑藉低可觀測性作為其生存能力的主要手段，洛克希德公司在機體結構上做到了IR抑制。F-117的機身從駕駛艙上方的頂點向後傾斜成一個稱為「鴨嘴獸」（platypus）的寬而平坦的外觀形狀，發動機排氣扁平整流進入水平分成12個10.16～15.25cm（4～6in）深和1.52m（5ft）寬的細槽（或稱通道）。下部機身末端的角度稍微上翹，在排氣口後外延20.32cm（8in）的唇緣。此處覆蓋有「熱反射」瓦片，類似於太空梭上使用的瓦片，並由發動機的涵道空氣冷卻。

設計F135發動機時，普惠旨在設計成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，重疊以產生鋸齒狀後緣，其將排出的渦流引入排氣，並收縮羽流，內部和外部表面可能由低輻射率雷達波吸收陶瓷組成。

「鴨嘴獸」屏蔽了熱的金屬部件，而扁平羽流從側面降低了IR強度，並加速了與環境空氣的混合。延長的唇緣從下面掩蓋了排氣狹槽和前20.32cm（8in）段的羽流，而低發射瓦片限制了紅外的吸收和發射。

就F-117而言，工程師們還面臨平衡抑制雷達波和IR信號、極限耐熱和耐壓容限需求的困難，據說「鴨嘴獸」是設計中最難的部分。熱量一直在引起結構變形，最終，一位結構專家設計了一套「瓦狀」面板，通過相互滑動來適應熱膨脹。

B-2隱身轟炸機保留了許多隱身戰鬥機的IR抑制技術。B-2的發動機埋在飛翼內，防止對外表面加熱。排氣由涵道空氣冷卻，包括使用二次進氣，並在從由鈦製成、覆蓋低發射率陶瓷瓦的「尾段」（aft deck）溝槽排出之前整流成扁平流。噴口後面數英尺延伸的部分很可能使用的是磁性雷達吸波材料（RAM），從下面和側面阻擋羽流的核芯流。此外，發動機整流罩和尾段都終止於引發脫體渦的大尺寸V形結構調節片。

這個尾段已被證明是飛機維護成本增加和維修耗時的主要原因之一。到20世紀90年代後期，針對多架B-2出現排氣口邊緣起泡和磁性RAM的侵蝕速度比預期快的情況，開發了新的瓷瓦，並將新的塗層塗覆到尾噴管上，但尾段的裂縫仍在繼續。後來，全部21架B-2都出現了同樣的問題。對這些B-2進行了臨時修復，包括瓦片的防護蓋，同期也在發展長期的解決辦法，到2010年時出現了第三代尾段。

渦輪屏蔽和表面塗層

作為五代機的F-22和F-35，需要滿足有加力發動機、超聲速巡航和戰鬥機的敏捷性，以及較少的維修量等多項要求。這兩種隱身戰鬥機在發動機內部部件、尾部結構和機身塗層上使用了類似的IR抑制技術，但在噴管設計上出現了很大的不同。

兩款飛機的水平尾翼遠遠延伸到尾噴口之後，排氣和羽流限制了方位角平面內從側面到後四分之一部分的視野。兩者的發動機都有隱身加力段，低壓渦輪機的後部是厚而彎曲的導向器葉片，起到遮擋尾噴管的作用，無法直視看到熱旋轉渦輪組件。燃料噴射器集成到導向器葉片中，取代了常規加力燃燒室的燃料噴桿和火焰穩定器。導向器葉片遮擋住渦輪，並帶有導入低溫冷空氣的微細小孔。

兩款飛機還都塗有IR抑制塗層。F-22由機器精確噴塗基於聚氨酯的「IR表面塗層」（IR topcoat），達到低可觀測性的目的，這種IR表面塗層也被納入F-16的「Have Glass」信號減少項目中。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，橫軸為波長，縱軸為相對靈敏度。

儘管F-35蒙皮上的雷達吸波材料（RAM）有纖維絲（fiber mats），洛馬仍然用更新型的機器人系統為飛機進行基於聚氨酯的RAM塗層施工。項目官員表示，這個最外層的塗層具有更好的耐磨性，F-35的MWIR影像也表明該塗層具有低發射率。兩種飛機的塗料仍然表現出不良的耐磨性和耐溫性，並且需要集中時間進行對塗層進行重新塗覆的頻率超過預期。美國空軍在2015年宣布，正在測試F-35的新塗層，將具有更好的耐磨性和耐溫性。

雖然不知道塗層確切的成分組成，但通常用作基質的材料是聚氨酯，因為它具有較高的耐久性、黏合性、耐化學性和氣候適應性。它的天然發射率是0.9，但是許多填料已經被證明用於複合材料中能降低發射率。例如，添加青銅可以使發射率降至0.07以下，儘管犧牲了更高的電導率和雷達反射率。以50%～70%的重量擴散的5～500μm的多層玻璃微球可以在所選波長處實現低發射率，並且可能是雷達中立。未氧化鐵也具有0.16～0.28範圍內的發射率，其聚氨酯基複合材料的發射率顯示低於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束的上表面和下表面。這些楔形噴管進一步掩蓋了發動機的熱端部件，同時將排氣羽流整流成扁平流，併產生渦流。在其內表面可見很多微細小孔，可能用於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（噴管內部的調節片是常規戰鬥機維修中最常更換的部件之一）。因此，在設計F-35（JSF項目）時，發動機和機身製造商也在尋求更具經濟性的方法。

1996年底，當時JSF的競標仍在進行，兩個發動機的競爭者測試了軸對稱設計，旨在將不計成本進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項目整合了成形、特殊的內外塗層和「先進冷卻系統」，預計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，實現了其信號遮蔽的目標。GE表示，LOAxi噴口內部包括重疊的鑽石形狀塗層和狹縫噴射器，以為機身提供冷卻的空氣。RCS設計和材料技術的改進使軸對稱噴管能夠匹配二維排氣管的特徵，同時重量為一半，成本為原來的40%。

普惠的F119發動機採用了許多技術來縮小羽流，並限制了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的直視，並且包含了將較冷空氣注入排氣口的微小孔。「楔形」噴嘴還使排氣平坦化，通過將尾氣與環境空氣混合使其從側面變窄，進而縮短羽流。

F-35配裝的普惠F135發動機上的噴管就來自於這些方法。它由重疊的兩組調節片組成，每組15個，外側調節片以內側調節片之間的間隙為中心排列。內側調節片較薄，具有金屬外皮和直邊，末端是倒置的V形。噴管完全張開時，側面形成矩形間隙。

被為「尾羽」（tail feathers）的外部調節片較厚，並覆蓋有混合晶面的瓷瓦。它們終止於與內側調節片的端部重疊來產生鋸齒狀邊緣的V形處。朝向機身方向，瓷瓦末端呈四個V形，並有額外的瓦片覆蓋，兩者以鋸齒形方式相鄰。

F135的噴管很可能通過多種方法來抑制IR信號。後緣V形創建脫體渦，縮短了羽流，而其更陡的軸向角度可能會使較冷的環境空氣進入排氣流路。兩組調節片的內表面是白色，並且包含類似於F119上的微細小孔，它可以提供冷卻空氣。一些報告提到尾羽和V形調節片之間存在噴射器，用於提供更多的冷卻空氣。瓦片和內調節片表面很可能由低發射率的RAM複合材料組成。中央機身的後緣也以小V形方式終止，可能會進一步增加空氣流的渦旋強度。

這些IR抑制工作的成就很難量化。紅外攝像機定期在航展上記錄隱身飛機的飛行狀態，但在如此接近的範圍內，圖像掩飾了大氣吸收的抑制作用。在2000年F-22的IR信號測試開始之後，空軍官員表示，「猛禽」將展現「在持續的超聲速條件下擁有很低的全向IR信號」。2016年的范堡羅航展上，從F-35的紅外感測器製造商FLIR捕獲的一些圖像表明，F-35有效地抑制了發動機機身的加熱和噴管的排放輻射的IR信號。毫無疑問，IR感測器正在進步，但人們也正在採取措施來抑制IR信號。

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