红外隐身与反隐身的技术进展

隐身飞机的出现推动了反隐身技术的发展。目前反隐身的一种方法是在电磁（EM）频谱方面将传统的雷达频率降低到L、UHF、VHF甚至HF频段。另一种有希望的方法是将频段升至更高的红外（IR）频段，被动传感器可以在这个频段探测到由每个物体发出的热辐射。未来随着红外（IR）导弹、红外搜索和跟踪（IRST）系统能力的提高，真正的低可观测性将不仅需要在雷达多频段隐身，而且需要在IR频段实现隐身。

红外频段在技术上可以从300GHz的极高频（EHF）无线电频段顶部一直延伸到从430THz开始的可见光频段，波长范围从1mm到0.77µm。然而，可用光谱目前只限于0.77～14µm，它进一步分为三个子频段：0.7～1.5µm的近红外（NIR）；1.5～6.0µm的中波红外（MWIR）和6～14µm的长波红外（LWIR）。确切的界限会有所不同，可以在0.7～3.0µm范围内包括一个短波长红外（SWIR）区域。

红外搜索与跟踪（IRST）工作在MWIR和LWIR范围进行。早期的防空导弹在近红外段（NIR）内工作，但现在几乎全部在MWIR段，使用的波长在不断增大。

美国海军蓝色天使表演队的F / A-18在中低波长红外中的图像，可以注意到发动机羽流的辐射强度明显较高。

红外传感器的升级

红外传感器的探测范围在持续改进，未来将朝着具有更有效的波长和更颗粒化的探测阵列的方向发展，而红外信号会随着形状、材料、观测角度、速度、背景、环境、海拔高度和传感器波长而变化。主要的红外信号发射源部位包括发动机的热部件、喷口的排气羽流和飞机的机身，以及阳光、天空和地面的反射。因此美国的隐身飞机通过遮盖发动机的发热部件、冷却排气、缩小羽流及采用低辐射的表面涂层抑制红外信号。

工作步段

有几种不同类型的红外传感器，对应于波段内不同波长的辐射敏感材料。未冷却的硫化铅（PbS）探测器的工作频段在2～3µm。冷却的硫化铅或未冷却的硒化铅（PbSe）探测器的工作频段在3～4µm。冷却的硒化铅、铟锑或汞碲化镉（HgCdTe）的新型传感器可以在4-5µm的频段工作。汞碲化镉还可以与微量热探测器和量子阱红外光电探测器一起在LWIR段工作。此外，探测范围还受益于焦平面阵列的集成，随着探测器数目的增加，分辨率也随之提高。

在IR区域内，所有温度高于绝对零度的物体都会发出辐射。随着温度升高，总辐射量将以开氏温度K/摄氏温度℃的四次方增加，而且辐射会通过波长传播，温度越高，辐射曲线的波长会更短。20°C（68°F）时物体的最大辐射波长为9.9µm，而在1000°C时物体的最大辐射波长是2.3µm。

辐射量也取决于材料。“发射率”指标表示在给定温度下的材料的辐射与理论上发射率为1的完美辐射体（称为“黑体”）的比值，发射率通常不随波长变化，但可以设计相应的材料，而且温度和发射率共同决定了材料的“辐射度”（radiance），即单位面积的排放量。物体相对于传感器的“强度”，即信号强度取决于其在传感器处的投影面积，因为探测器对“辐照度”（irradiance）或者排放物的浓度做出响应。因此，物体的IR强度取决于被探测的视角，并由于传感器是从球体中心向外探查，所以辐射量总是随着距离的平方而减小。

除了发射热辐射外，飞机还会分别遭受来自太阳、天空和地面的辐射，分别被称为阳光，天空散射光和地球反照光（简称地照，或地光）。控制IR信号需要考虑发射和反射辐射。由于能量守恒定律，所有入射辐射必须被吸收、传播或反射。发射率总是等于吸收率，而材料通常太厚以至于无法发射。如果发射率降低，反射率就会增加。

但辐射必须要到达传感器才能被探测到。由于主要由水蒸气和二氧化碳造成的分子吸收和镜面散射，在大气中传输的波长比在其他介质中传输的波长短，两者随着压力而变得越来越密集，气体越浓，“吸收带” 越深也越宽。水蒸气密度也随温度而变化，但在9150m（30000ft）以上则非常稀薄，变得可以忽略。实际上，这种吸收探测限制在MWIR和LWIR的2～5µm和8～14µm的“大气窗口”中，意味着探测范围在较低的海拔和角度下总是较差。

最后，传感器必须将目标与它们间的任何背景辐射或路径辐射（path radiance）区分开来。地面辐射取决于植被和温度，并且可能具有比目标更大的强度。天空的光芒随着时间的推移和纬度的增加而变化。清晰的天空可能有利于探测飞机，而云可以阻挡IR辐射并反射强度大于目标的阳光。频段低于3µm时，路径辐射的主要来源是由气溶胶散射的太阳光；超过3µm时，空气的热散射增加到MWIR波段的末端。

大气透射的红外波长

总体IR信号水平

目标的总体IR信号水平（IRSL）是其所有部分的信号总和。每个组件的信号取决于其辐射度与背景和路径之间的对比度、在传感器上的投影面积、发射波长的大气衰减程度（与对比度和投影面积共同决定了组件的“对比度强度”）以及传感器对这些波长的响应能力。因此，飞机的IRSL的主要决定因素取决于视角和子频段。

在MWIR段，飞机后部的IRSL最大，前面的最小。来自后端的红外信号主要由发动机的“热部件”，即喷管中心体、内壁和低压涡轮的后端面造成，这些零组件的温度在450～700°C之间，也就是喷管和排气羽流的温度。这也是几乎所有红外制导的防空导弹都工作在MWIR段的原因。

在机身后段的四分之一处，热部件仍然是红外信号的主要贡献者。排气羽流也是如此，但并不像人们所想象的那么明显。与固体不同，气体分子自由振荡，这使得它们在特定的“谱线”下发射和吸收能量。由于碳氢化合物燃烧的主要产物（水蒸气和二氧化碳）也在大气中，所以吸收的羽流的散热量比其他的信号组件多。然而，排出气体的高温高压使二氧化碳的吸收线增加到4.2µm，会在4.15µm和4.45µm处产生尖峰。但大气依然会使它们衰减，特别是在低海拔地区。

而从侧面看，羽流的信号强度最大。它可以在飞机后面延伸超过15m（50ft），但其辐射主要集中在前面的1.37m（4.5ft）。随传感器投影面积增加，机身也成为了主要的信号贡献者，机头、机翼前缘和进气口都是主要部位。因为羽流沿喷管轴线径向扩张，所以尽管温度迅速降低，羽流仍然可见。

在LWIR段，最大的问题是机身，由于前部的气动力加热和后部的发动机加热，机身温度可能会达到30°C～230°C。尽管辐射比尾喷管少，但后机身的投影面积却有其10倍大。随着高度的降低，地照光的影响也在扩大，反射的地照光和天空散射光在LWIR段也是重要项，特别是对于低辐射面和从上方或下方观察的飞机。在近红外段（NIR），反射的阳光是大多数角度下IRSL的主要驱动力。而羽流在LWIR或NIR段几乎不起作用。

IRSL受速度的影响很大。在发动机处于非加力状态时，排气管和后机身通常具有比羽流更大的信号辐射率。加力状态下，加力燃烧室极大地扩大了羽流，排气管的温度翻倍，后机身温度大约升高70°C，这些影响可以使IRSL值增大近10倍。

机身，特别是其机翼前缘，也因高速而快速升温。在9144m（30000ft）的高度以Ma0.8飞行时，蒙皮温度可能会比环境温度高11%，但是在速度达到Ma1.6时，蒙皮的温度可以比环境温度高44%，高出探测范围的两倍。也就是说当一架飞机以超声速飞行时，会产生一个压缩、加热空气的“马赫锥”，它可以将此区域与背景的对比度增加一个数量级，超过探测范围的两倍。

红外发射率随温度的变化

目前还没有关于现代作战飞机的IRSL公开资料，而且考虑到所有的因素，IRSL也并没有像雷达截面积（RCS）这样具备可探测性的简单度量标准。为了进行基准测试，苏霍伊公司认为其苏-35上的OLS-35MWIRIRST可以从后方90km（56mile）到前方35km的范围内侦察到一架苏-30尺寸的目标。但是苏-30是一款大型双发飞机，无法有效地抑制IR信号，理论上，距离后方约10km的位置，红外制导的地空导弹就能将其作为目标捕获。

飞机的IR抑制通常从发动机开始。热端部件的信号最容易用屏蔽抑制，主要通过增强排气与空气的混合来缩小羽流，从而更快地降低温度和压力。常见的技术包括增加发动机的涵道比，将温度更低的空气、水蒸气或碳颗粒注入排气中。另一种方法是增加具有V形、扇形或波纹状密封件的喷管，促进羽流的径向扩散并与空气混合，V形的喷管后缘还能产生脱体涡以加速混合。这些增加的部件也能够减少噪声排放，这就是为什么新型客机的发动机配有V形排气喷管。

使用低发射率材料可以减少蒙皮的发射。理论研究表明，将蒙皮的发射率从1降低到0，可以使探测范围减半。具有不同折射率的分层材料可以使表面仅反射特定的波长，并在其他波长发射，例如，那些具有更大的大气衰减的波长。当然，隐身飞机上的表面涂层也必须考虑其雷达效应。

“豹尿”和“鸭嘴兽”

IR抑制是美国持续了半个世纪的低可观测性措施研究的一部分，通常与减少后部雷达截面积（RCS）的目的相结合。中情局的A-12是第一架以信号控制设计为主要标准的飞机，是美国第一架抑制飞机后部RCS并降低其受红外导弹威胁的飞机。由于圆形、开放式的钛合金喷口和大量排气羽流，飞机后部的雷达和IR信号先天就很大。

洛克希德曾打趣地补充说，还得加上“豹尿”（Panther Piss，美俚，劣质威士忌酒），后来解密的中情局文件揭示这是指铯（cesium）燃料。它能使得排气羽流离子化，减少了后四分之一机体的RCS，同时也干扰了当时的红外制导导弹，原理可能是在NIR段和MWIR段的辐射太强烈，致使早期的传感器达到过饱和而无法工作。

F-117作为第一架投入战争的隐身战斗机，凭借低可观测性作为其生存能力的主要手段，洛克希德公司在机体结构上做到了IR抑制。F-117的机身从驾驶舱上方的顶点向后倾斜成一个称为“鸭嘴兽”（platypus）的宽而平坦的外观形状，发动机排气扁平整流进入水平分成12个10.16～15.25cm（4～6in）深和1.52m（5ft）宽的细槽（或称通道）。下部机身末端的角度稍微上翘，在排气口后外延20.32cm（8in）的唇缘。此处覆盖有“热反射”瓦片，类似于航天飞机上使用的瓦片，并由发动机的涵道空气冷却。

设计F135发动机时，普惠旨在设计成F-22那样的楔形喷嘴。喷嘴外部包含微孔以提供冷却空气，像F119一样，重叠以产生锯齿状后缘，其将排出的涡流引入排气，并收缩羽流，内部和外部表面可能由低辐射率雷达波吸收陶瓷组成。

“鸭嘴兽”屏蔽了热的金属部件，而扁平羽流从侧面降低了IR强度，并加速了与环境空气的混合。延长的唇缘从下面掩盖了排气狭槽和前20.32cm（8in）段的羽流，而低发射瓦片限制了红外的吸收和发射。

就F-117而言，工程师们还面临平衡抑制雷达波和IR信号、极限耐热和耐压容限需求的困难，据说“鸭嘴兽”是设计中最难的部分。热量一直在引起结构变形，最终，一位结构专家设计了一套“瓦状”面板，通过相互滑动来适应热膨胀。

B-2隐身轰炸机保留了许多隐身战斗机的IR抑制技术。B-2的发动机埋在飞翼内，防止对外表面加热。排气由涵道空气冷却，包括使用二次进气，并在从由钛制成、覆盖低发射率陶瓷瓦的“尾段”（aft deck）沟槽排出之前整流成扁平流。喷口后面数英尺延伸的部分很可能使用的是磁性雷达吸波材料（RAM），从下面和侧面阻挡羽流的核芯流。此外，发动机整流罩和尾段都终止于引发脱体涡的大尺寸V形结构调节片。

这个尾段已被证明是飞机维护成本增加和维修耗时的主要原因之一。到20世纪90年代后期，针对多架B-2出现排气口边缘起泡和磁性RAM的侵蚀速度比预期快的情况，开发了新的瓷瓦，并将新的涂层涂覆到尾喷管上，但尾段的裂缝仍在继续。后来，全部21架B-2都出现了同样的问题。对这些B-2进行了临时修复，包括瓦片的防护盖，同期也在发展长期的解决办法，到2010年时出现了第三代尾段。

涡轮屏蔽和表面涂层

作为五代机的F-22和F-35，需要满足有加力发动机、超声速巡航和战斗机的敏捷性，以及较少的维修量等多项要求。这两种隐身战斗机在发动机内部部件、尾部结构和机身涂层上使用了类似的IR抑制技术，但在喷管设计上出现了很大的不同。

两款飞机的水平尾翼远远延伸到尾喷口之后，排气和羽流限制了方位角平面内从侧面到后四分之一部分的视野。两者的发动机都有隐身加力段，低压涡轮机的后部是厚而弯曲的导向器叶片，起到遮挡尾喷管的作用，无法直视看到热旋转涡轮组件。燃料喷射器集成到导向器叶片中，取代了常规加力燃烧室的燃料喷杆和火焰稳定器。导向器叶片遮挡住涡轮，并带有导入低温冷空气的微细小孔。

两款飞机还都涂有IR抑制涂层。F-22由机器精确喷涂基于聚氨酯的“IR表面涂层”（IR topcoat），达到低可观测性的目的，这种IR表面涂层也被纳入F-16的“Have Glass”信号减少项目中。F-22也可能使用燃料来冷却其前缘。

红外探测器材料的相对响应，横轴为波长，纵轴为相对灵敏度。

尽管F-35蒙皮上的雷达吸波材料（RAM）有纤维丝（fiber mats），洛马仍然用更新型的机器人系统为飞机进行基于聚氨酯的RAM涂层施工。项目官员表示，这个最外层的涂层具有更好的耐磨性，F-35的MWIR影像也表明该涂层具有低发射率。两种飞机的涂料仍然表现出不良的耐磨性和耐温性，并且需要集中时间进行对涂层进行重新涂覆的频率超过预期。美国空军在2015年宣布，正在测试F-35的新涂层，将具有更好的耐磨性和耐温性。

虽然不知道涂层确切的成分组成，但通常用作基质的材料是聚氨酯，因为它具有较高的耐久性、黏合性、耐化学性和气候适应性。它的天然发射率是0.9，但是许多填料已经被证明用于复合材料中能降低发射率。例如，添加青铜可以使发射率降至0.07以下，尽管牺牲了更高的电导率和雷达反射率。以50%～70%的重量扩散的5～500µm的多层玻璃微球可以在所选波长处实现低发射率，并且可能是雷达中立。未氧化铁也具有0.16～0.28范围内的发射率，其聚氨酯基复合材料的发射率显示低于0.5。

楔形和尾羽

F-22的“非轴对称”，即二维推力矢量喷管具有以混合中心边缘成楔形状结束的上表面和下表面。这些楔形喷管进一步掩盖了发动机的热端部件，同时将排气羽流整流成扁平流，并产生涡流。在其内表面可见很多微细小孔，可能用于提供冷却用的涵道空气。人们相信楔形喷管在信号减少方面是有效的，但它们也是 “猛禽”的维修成本和工作量的主要部分（喷管内部的调节片是常规战斗机维修中最常更换的部件之一）。因此，在设计F-35（JSF项目）时，发动机和机身制造商也在寻求更具经济性的方法。

1996年底，当时JSF的竞标仍在进行，两个发动机的竞争者测试了轴对称设计，旨在将不计成本进行楔形喷管的信号遮蔽。普惠公司在F-16C上测试了低可观测不对称喷管（LOAN），测试证明在RCS段和IRSL段显着降低了IR信号。已知的LOAN项目整合了成形、特殊的内外涂层和“先进冷却系统”，预计将使喷管的使用寿命延长一倍以上。

1997年初，GE在F-16C上测试了类似的低可观测轴对称（LOAxi）排气系统，实现了其信号遮蔽的目标。GE表示，LOAxi喷口内部包括重叠的钻石形状涂层和狭缝喷射器，以为机身提供冷却的空气。RCS设计和材料技术的改进使轴对称喷管能够匹配二维排气管的特征，同时重量为一半，成本为原来的40%。

普惠的F119发动机采用了许多技术来缩小羽流，并限制了F-22的IR信号。图中可以看出叶片的端部，其阻挡了对低压涡轮机的直视，并且包含了将较冷空气注入排气口的微小孔。“楔形”喷嘴还使排气平坦化，通过将尾气与环境空气混合使其从侧面变窄，进而缩短羽流。

F-35配装的普惠F135发动机上的喷管就来自于这些方法。它由重叠的两组调节片组成，每组15个，外侧调节片以内侧调节片之间的间隙为中心排列。内侧调节片较薄，具有金属外皮和直边，末端是倒置的V形。喷管完全张开时，侧面形成矩形间隙。

被为“尾羽”（tail feathers）的外部调节片较厚，并覆盖有混合晶面的瓷瓦。它们终止于与内侧调节片的端部重叠来产生锯齿状边缘的V形处。朝向机身方向，瓷瓦末端呈四个V形，并有额外的瓦片覆盖，两者以锯齿形方式相邻。

F135的喷管很可能通过多种方法来抑制IR信号。后缘V形创建脱体涡，缩短了羽流，而其更陡的轴向角度可能会使较冷的环境空气进入排气流路。两组调节片的内表面是白色，并且包含类似于F119上的微细小孔，它可以提供冷却空气。一些报告提到尾羽和V形调节片之间存在喷射器，用于提供更多的冷却空气。瓦片和内调节片表面很可能由低发射率的RAM复合材料组成。中央机身的后缘也以小V形方式终止，可能会进一步增加空气流的涡旋强度。

这些IR抑制工作的成就很难量化。红外摄像机定期在航展上记录隐身飞机的飞行状态，但在如此接近的范围内，图像掩饰了大气吸收的抑制作用。在2000年F-22的IR信号测试开始之后，空军官员表示，“猛禽”将展现“在持续的超声速条件下拥有很低的全向IR信号”。2016年的范堡罗航展上，从F-35的红外传感器制造商FLIR捕获的一些图像表明，F-35有效地抑制了发动机机身的加热和喷管的排放辐射的IR信号。毫无疑问，IR传感器正在进步，但人们也正在采取措施来抑制IR信号。