飛行器部件低散射載體的分析與設(shè)計*

徐伊達(dá)，滕 杰，李景虎，梁 爽，周 萍

(航空工業(yè)成都飛機工業(yè)(集團(tuán))有限責(zé)任公司，成都 610091)

0 引 言

現(xiàn)代戰(zhàn)爭日趨呈現(xiàn)陸、海、空、天、電磁五位一體立體化[1]，在戰(zhàn)爭中把握先機最重要和最有效的突防戰(zhàn)術(shù)技術(shù)手段就是發(fā)展隱身技術(shù)[2]，提升武器系統(tǒng)生存、突防和縱深打擊能力。飛行器雷達(dá)隱身是隱身飛行器設(shè)計的首要因素，一般都以減小雷達(dá)散射截面(Radar Cross Section,RCS)作為隱身的首要任務(wù)，而外形隱身技術(shù)是雷達(dá)隱身最有效的舉措之一[3]。外形隱身設(shè)計是隱身飛行器設(shè)計的基礎(chǔ)，沒有外形隱身就不可能造就真正的隱身飛行器[4-5]。減少強散射源是實現(xiàn)外形隱身的有效途徑，但飛行器是組合體，即使制造工藝再完備也不可避免地存在大大小小的口蓋、蒙皮縫隙、臺階等缺陷，在目標(biāo)強散射源采取有效抑制措施后，弱散射源便成為影響目標(biāo)隱身特性的主要因素。此時，各部件的散射疊加決定著目標(biāo)整體的隱身性能，從而對各部件的隱身設(shè)計提出了更高的要求。

因此，開展部件隱身研究是飛行器整體目標(biāo)隱身特性評估的先決條件和必然舉措。部件尺寸一般較小，若將其放在整體目標(biāo)上評估，一方面尺寸較大不易實施，另一方面整體RCS可能大于單獨部件或細(xì)節(jié)的RCS，則無法準(zhǔn)確獲得部件的散射特性從而進(jìn)行優(yōu)化研究。然而，部件一旦脫離飛行器本體，則會產(chǎn)生原來并不存在的干擾源，難以保證部件評估結(jié)果的準(zhǔn)確度。文獻(xiàn)[6]設(shè)計鉆石型低散射載體,用于測試螺釘、鉚釘、縫隙等電磁缺陷對其RCS的影響。文獻(xiàn)[7]采用金屬平板載體,通過RCS測試分析,得到了縫隙電磁散射隨縫隙寬度、間距的變化規(guī)律和極化特性。文獻(xiàn)[8]從理論上分析了縫隙的后向散射規(guī)律,并設(shè)計了準(zhǔn)菱形平板載體進(jìn)行不同幾何參數(shù)的臺階和縫隙的RCS測試。文獻(xiàn)[9]設(shè)計了平板和杏仁體，用于研究不同縫隙所引起的目標(biāo)散射特性影響。

本文設(shè)計了一種低散射載體，既可以與弱散射源一體化結(jié)構(gòu)設(shè)計，模擬弱散射源的裝機狀態(tài)，還能利用載體的低散射特性消除弱散射源以外的其他散射雜波，進(jìn)而準(zhǔn)確地評估弱散射源的隱身特性。

1 低散射載體的必要性

以常見的飛行器整流罩為例，如圖1(a)所示，部件單獨隔離出來后，邊緣、安裝孔、內(nèi)腔結(jié)構(gòu)等干擾源暴露在外。而加裝低散射載體與部件一體化設(shè)計如圖1(b)所示，兩者平滑緊密結(jié)合，縫隙、螺釘處用鋁箔或?qū)щ娔z封蓋，便可消除邊緣部件邊緣、內(nèi)腔結(jié)構(gòu)散射干擾，達(dá)到模擬部件裝機時的狀態(tài)，這對獲取部件真實的隱身特性至關(guān)重要。

圖1 飛行器部件

評估是否加裝低散射載體兩種狀態(tài)下的部件隱身特性，結(jié)果對比如圖2所示，可見加裝低散射載體后部件的RCS有了明顯降低，其強散射主要集中在幾個非威脅區(qū)域。

圖2 X頻段有無載體部件RCS結(jié)果對比

一般隱身部件的RCS評估都需要配置相應(yīng)的低散射載體，加裝低散射載體可消除干擾源對部件隱身評估影響，提升部件隱身評估的準(zhǔn)確性，因而具有重要意義。

2 低散射載體的設(shè)計方案

2.1 設(shè)計機理

低散射載體的設(shè)計，主要涉及載體結(jié)構(gòu)對入射電磁波的散射效應(yīng)，其機理是電磁波在自由空間傳播時，如果遇到障礙就會發(fā)生散射。散射主要包括反射和繞射，其中，反射包括鏡面反射及多次反射，繞射包括邊緣繞射和爬行波繞射。低散射載體的設(shè)計必要考慮抑制多種類型散射，根據(jù)電磁波散射的機理，遵循的抑制原則就是吸收、集中。吸收是指采用吸波材料對電磁波進(jìn)行吸收衰減，原理是將電磁能量轉(zhuǎn)換為熱能；集中是指通過外形設(shè)計使電磁波反射到非威脅空間，是本文重點采用的方法。

2.2 設(shè)計思路

集中的設(shè)計思路是指通過外形設(shè)計，如直邊緣后掠、平面后傾等方法[10]，使鏡面反射、邊緣繞射等強散射峰值偏離威脅角域，集中到無關(guān)區(qū)域。假設(shè)關(guān)注威脅角域(前向0±45°)的RCS，可將載體頭部尖端夾角設(shè)計成70°，即前緣后掠角為55°，如圖3所示。當(dāng)電磁波頭向0°入射時，邊緣強散射峰值的位置出現(xiàn)在方位角55°方向，偏離了威脅角域10°。

圖3 載體輪廓俯視圖

采用扁平狀的低散射載體外形設(shè)計，一般可以消除重點威脅角域內(nèi)由鏡面反射、多次反射、邊緣繞射等引起的散射峰值，但要進(jìn)一步降低載體的RCS，就必須抑制爬行波和行波的貢獻(xiàn)。

2.2.1 爬行波影響

載體具有較大的金屬表面，在相對入射面為垂直極化的電磁波照射下，除按幾何光學(xué)原理將電磁波能量反射到入射線和表面法線對稱的另一個方向外，還會在表面產(chǎn)生很強的表面波，該表面波會沿著表面?zhèn)鞑ゼ葱纬膳佬胁╗3]。當(dāng)金屬表面形狀有突變界限，或者當(dāng)行波電流遇到載體后緣的不連續(xù)邊界時均會產(chǎn)生反射，如圖4所示，對后向RCS產(chǎn)生貢獻(xiàn)。

圖4 爬行波反射

假設(shè)入射方位角為±41°，后緣垂直于入射波方向，此時散射最強，如圖5(a)所示；采用集中的處理方式對載體修形，將載體的后緣夾角減小到70°進(jìn)行表面抑制，如圖5(b)所示。此時，載體后緣產(chǎn)生的行波散射和前緣產(chǎn)生的邊緣繞射峰值位置重合，均偏離前向區(qū)域10°。對兩種載體進(jìn)行仿真，如圖6所示，可見調(diào)整后緣夾角可有效抑制爬行波散射，在威脅角域內(nèi)不出現(xiàn)散射峰值，有利于大角域低散射的載體設(shè)計。

圖5 VV極化行波散射示意圖

圖6 X頻段改變后緣夾角前后載體RCS對比圖(VV)

2.2.2 行波影響

當(dāng)水平極化波入射時，載體表面與電場平行，不會出現(xiàn)行波電流；但載體邊緣與電場成一定角度夾角，導(dǎo)致載體邊緣會產(chǎn)生行波電流，遇到邊緣突變后會產(chǎn)生反射，形成邊緣的行波散射。

假設(shè)入射方位角為0°、后緣夾角70°時，載體屬于細(xì)長型，尾端截斷效應(yīng)產(chǎn)生的行波電流沿兩條后緣流動，在±35°附近會產(chǎn)生較強的行波散射，如圖7(a)所示。但頭尖鈍形載體則不存在這一現(xiàn)象，因其后緣夾角為98°，尾端截斷效應(yīng)產(chǎn)生的行波散射在±49°方向較強，偏離了威脅角域，不會影響前向的RCS。對兩種載體進(jìn)行仿真，如圖8所示，可見改變后緣夾角有利于抑制行波散射，但這與爬行波抑制方法發(fā)生了沖突。

圖7 HH極化行波電流示意圖

圖8 X頻段改變后緣夾角前后載體RCS對比圖(HH)

2.2.3 局部外形影響

從上述研究分析可見，僅改變前、后緣角度無法同時滿足爬行波和行波的抑制要求，可通過調(diào)整載體局部外形等方式來實現(xiàn)。其機理是表面波沿部件表面?zhèn)鞑ミ^程中，其曲率半徑由大連續(xù)地變小，且沒有明顯的突變界限，隨時沿其切線方向輻射能量，從而使爬行波逐步減弱并得到抑制，如圖9所示。

圖9 后緣彎曲時爬行波散射

圖10給出了載體不同形式的尾部處理方式，由仿真結(jié)果(圖11)可見，垂直極化時，尾部彎曲可有效抑制威脅角域內(nèi)的行波散射。

圖10 不同尾部外形

圖11 X頻段載體尾部彎曲前后的RCS對比圖

2.2.4 入射頻段影響

同一目標(biāo)不同頻段散射機理不同，低頻段時，除上述散射機理外，爬行波散射、諧振效應(yīng)將增強，此時波長較長，微小的外形變化對目標(biāo)散射幾乎毫無影響；高頻段時，因波長較小，行波和爬行波在相同的路徑下比低頻區(qū)衰減更快。低散射載體RCS會隨著頻率的升高逐漸降低，這也是弱散射機理產(chǎn)生的正?，F(xiàn)象。故載體設(shè)計的重點在于抑制低頻段的低散射特性，而要在低頻段獲得良好的低散射效果，必須要放大載體尺寸。

3 驗證實例

3.1 設(shè)計目標(biāo)

當(dāng)入射波處于X、Ku頻段，設(shè)計了一款處于威脅區(qū)域(俯仰角域0°～-10°，前向角域0°～±45°)內(nèi)、雙極化情況下均滿足RCS小于-40 dBm2的載體。

3.2 外形設(shè)計

根據(jù)上述載體設(shè)計思路，遵循行波抑制原則，本文設(shè)計的低散射載體外形如圖12所示。載體上表面為平面，并對局部進(jìn)行優(yōu)化處理過程如圖13所示。

圖12 低散射載體外形圖

圖13 載體外形優(yōu)化過程

3.3 理論分析

3.3.1 計算方法

本文選用基于矩量法[11]改進(jìn)的特征基函數(shù)法[12]進(jìn)行仿真計算。特征基函數(shù)方法是一種針對矩量法利用區(qū)域降階技術(shù)的快速直接求解方法，通過一組構(gòu)造在子區(qū)域上的特征基函數(shù)描述目標(biāo)的未知電流，實現(xiàn)矩量方程的降階和快速求解，大幅提升計算速度，適用于計算目標(biāo)單站散射。

3.3.2 計算結(jié)果及分析

載體在不同頻段、不同俯仰角度、不同極化方向的單站隱身性能仿真結(jié)果如圖14和圖15所示，可見威脅角域內(nèi)均滿足RCS小于-40 dBm2的設(shè)計目標(biāo)。

圖14 X頻段不同俯仰RCS曲線

圖15 Ku頻段不同俯仰RCS曲線

3.4 實驗研究

3.4.1 實驗?zāi)Ｐ?/p>

低散射載體主要依靠光滑外形來達(dá)到低散射的目的，少許的型面突變將會破壞載體的低散射特性。因此，載體的制作采用數(shù)控加工的方式，其優(yōu)點是加工精度高、工件變形小，不會出現(xiàn)蒙皮開裂、起皮等現(xiàn)象。

3.4.2 實驗原理

雷達(dá)方程是進(jìn)行RCS測量標(biāo)定的基礎(chǔ)：

(1)

式中：Pr為接收功率，Pt為發(fā)射功率，Gr為接收天線增益，Gt為發(fā)射天線增益，R為雷達(dá)天線與目標(biāo)的距離，λ為波長，σ為目標(biāo)雷達(dá)截面積。

在靜態(tài)測試場測量標(biāo)定體及目標(biāo)時，測量系統(tǒng)的頻率、極化、天線增益、發(fā)射功率及測試距離等參數(shù)相同，在接收機線性動態(tài)范圍內(nèi)可用RCS已知的標(biāo)定體直接進(jìn)行替代法測量標(biāo)定。

被測目標(biāo)的RCS為

(2)

式中：P0目為被測目標(biāo)回波的接收機輸出，P0標(biāo)為定標(biāo)體回波的接收機輸出。

3.4.3 實驗結(jié)果及分析

由于不同頻率下載體出現(xiàn)峰值的角度不同，首先將目標(biāo)設(shè)置立放狀態(tài)，如圖16所示，目的是確定行波散射峰值位置。然后將目標(biāo)平放，調(diào)整行波散射峰值較強位置即目標(biāo)俯仰角度-10°為測試角度，用來評估載體的隱身特性。載體在不同頻段的垂直極化測試結(jié)果如圖17所示，均滿足RCS小于-40 dBm2的設(shè)計目標(biāo)。

圖16 載體平放測試狀態(tài)

圖17 不同頻段-10°VV極化RCS曲線

仿真計算和測試結(jié)果均表明載體滿足設(shè)計目標(biāo)要求，說明低散射載體設(shè)計方法合理可行。

4 結(jié) 論

本文針對飛行器部件隱身評估的問題提出了支撐弱散射源評估隱身性能的低散射載體設(shè)計方法，依據(jù)設(shè)計機理制定設(shè)計方案，假定設(shè)計目標(biāo)，并通過計算和測試兩種手段進(jìn)行驗證，評估結(jié)果匹配性良好，滿足低散射載體的設(shè)計要求。本方法后續(xù)可廣泛應(yīng)用到飛行器部件隱身研究中，具有一定的可行性和準(zhǔn)確性，為飛行器整體隱身評估奠定基礎(chǔ)，助力隱身化武器發(fā)展。