某型太陽(yáng)能飛機(jī)電磁散射特性仿真研究

王 菁，劉戰(zhàn)合，苗 楠，蔣宸霖

(鄭州航空工業(yè)管理學(xué)院航空工程學(xué)院，河南 鄭州 450046)

1 引言

隨著航空技術(shù)的快速發(fā)展，以太陽(yáng)能、氫能源、燃料電池驅(qū)動(dòng)的清潔能源飛機(jī)成為發(fā)展的重要方向。但氫能源、燃料電池技術(shù)尚未實(shí)現(xiàn)實(shí)質(zhì)性突破，應(yīng)用有人或無(wú)人機(jī)仍有一定難度，而太陽(yáng)能在實(shí)際應(yīng)用上已具備較好基礎(chǔ)，太陽(yáng)能發(fā)電系統(tǒng)、電力存儲(chǔ)技術(shù)、動(dòng)力供給系統(tǒng)也相應(yīng)完善，促進(jìn)了太陽(yáng)能飛機(jī)的快速發(fā)展[1，2]。結(jié)合太陽(yáng)能發(fā)電技術(shù)特點(diǎn)，太陽(yáng)能飛機(jī)一般設(shè)計(jì)為大展弦比、低速翼型(或?qū)恿饕硇?，具有長(zhǎng)航時(shí)優(yōu)勢(shì)，可用于實(shí)現(xiàn)空中探測(cè)和信號(hào)轉(zhuǎn)發(fā)、處理的通信中繼等，有較高的軍民應(yīng)用價(jià)值[3-5]。

作為空中通信中繼類型的太陽(yáng)能飛機(jī)，與其它作戰(zhàn)飛機(jī)類似，也將面臨來(lái)自于敵方海、陸、空基探測(cè)設(shè)備的威脅，為提高中繼型太陽(yáng)能飛行器執(zhí)行任務(wù)的生存能力，有必要研究其電磁散射特性?；趦煞N典型布局的太陽(yáng)能飛機(jī)，建立了電磁散射分析模型，結(jié)合其使用特點(diǎn)和面臨的主要威脅角度，采用物理光學(xué)法(Physical Optics，PO)[6]，計(jì)算了兩種模型在不同頻率、不同俯仰角下的雷達(dá)散射截面(Radar Cross Section，RCS)，研究太陽(yáng)能飛機(jī)的電磁散射特性，并分析了電磁隱身性能與設(shè)計(jì)布局的相關(guān)性，為用于軍事中繼通信的太陽(yáng)能飛機(jī)隱身設(shè)計(jì)提供技術(shù)參考。

2 太陽(yáng)能飛機(jī)電磁分析模型

太陽(yáng)能飛機(jī)處于早期驗(yàn)證和試飛階段，當(dāng)前的布局設(shè)計(jì)主要借鑒常規(guī)動(dòng)力飛機(jī)，考慮到載荷和結(jié)構(gòu)強(qiáng)度等需求，大多設(shè)計(jì)為常規(guī)布局、基于常規(guī)布局的雙尾撐或多尾撐布局形式[2]，以此兩種布局為研究對(duì)象，建立了兩種太陽(yáng)能飛機(jī)電磁散射模型，定義常規(guī)布局為電磁模型A、雙尾撐布局為電磁模型B。兩種電磁模型幾何尺寸分別為：電磁模型A機(jī)身長(zhǎng)12.11 m、翼展為44.09 m、高1.96 m，電磁模型B機(jī)身長(zhǎng)40.86 m、翼展為17.66 m、高7.05 m。三維實(shí)體電磁模型如圖1。

圖1 兩種布局太陽(yáng)能飛機(jī)電磁計(jì)算模型

以通信中繼為目的的飛行器一般飛行高度較高，執(zhí)行任務(wù)中，將面臨來(lái)自于海、陸、空域各平臺(tái)所載探測(cè)器的跟蹤和識(shí)別，基于以上威脅考慮，為研究以上兩種布局太陽(yáng)能飛機(jī)的電磁散射特性，從實(shí)際作戰(zhàn)環(huán)境出發(fā)，電磁波入射頻率設(shè)定為：1、3、6、10、15、18 GHz，俯仰角-15、-10、-5、0、5、10、15度，方位角0～360度。借鑒常規(guī)動(dòng)力飛行器隱身性能研究方法[7-9]，以太陽(yáng)能飛機(jī)重點(diǎn)威脅角域的RCS平均值為研究對(duì)象，結(jié)合RCS曲線分布特性開(kāi)展研究。重點(diǎn)威脅角域設(shè)定為飛機(jī)頭向30度(H-30)、側(cè)向30度(S-30)、后向30度(T-30)、周向360(W-360)度等，研究各角域內(nèi)的RCS平均值變化規(guī)律，分析兩種布局太陽(yáng)能飛機(jī)的電磁散射特性。

3 電磁散射特性計(jì)算方法

考慮到機(jī)翼、平尾、垂尾等鋪設(shè)太陽(yáng)能電池板的面積需求問(wèn)題，太陽(yáng)能飛機(jī)設(shè)計(jì)一般設(shè)計(jì)為較大的機(jī)翼面積，結(jié)合戰(zhàn)略戰(zhàn)術(shù)要求，采用大展弦比機(jī)翼，因此，太陽(yáng)能飛機(jī)的電尺寸較大，對(duì)關(guān)注的頻率范圍，位于光學(xué)區(qū)，即電大尺寸目標(biāo)?；谝陨弦蛩?，電大尺寸目標(biāo)電磁散射特性計(jì)算方法一般分為兩種：高頻近似方法和數(shù)值方法[6]。其中高頻近似方法如物理光學(xué)法、一致繞射理論、物理繞射理論、等效電磁流方法等，在計(jì)算電大尺寸目標(biāo)上具有高效的計(jì)算優(yōu)勢(shì)及可接受的計(jì)算精度，各方法適應(yīng)目標(biāo)不一[10，11]。主流的數(shù)值方法有基于積分方程的多層快速多極子算法MLFMA(Multilevel Fast Multipole Algorithm)、基于微分方程的時(shí)域有限差分法、有限元法等，其中多層快速多極子算法是對(duì)矩量法MOM(Method of Moments)的快速改進(jìn)[12-15]，具有高精度的優(yōu)勢(shì)，但該算法依然存在電大尺寸計(jì)算時(shí)內(nèi)存占用量大、復(fù)雜目標(biāo)計(jì)算困難、計(jì)算效率低等缺點(diǎn)，對(duì)太陽(yáng)能飛機(jī)電大尺寸目標(biāo)來(lái)說(shuō)，MLFMA計(jì)算難度較大。

綜合以上分析，盡管物理光學(xué)法在計(jì)算精度上有一定犧牲，但對(duì)太陽(yáng)能飛機(jī)來(lái)說(shuō)，具有高效和可接受的計(jì)算精度。物理光學(xué)法與多層快速多極子算法均基于積分方程，與多層快速多極子算法在處理過(guò)程中考慮所有源、場(chǎng)面元之間的電磁耦合作用不同，為提高計(jì)算效率，物理光學(xué)法僅考慮了面元的自耦合，而將影響較弱的互耦合作用略去不計(jì)，這一近似優(yōu)勢(shì)尤其適用于電大尺寸目標(biāo)，可在滿足一定精度的前提下，快速得到目標(biāo)的電磁散射特性，對(duì)本文表面光滑目標(biāo)的太陽(yáng)能飛機(jī)，局部結(jié)構(gòu)之間的耦合可以忽略，適合采用物理光學(xué)法進(jìn)行分析。由物理光學(xué)法，計(jì)算目標(biāo)的RCS可由下式求和而得

(1)

(2)

其中，k、分別為入射電磁波的波數(shù)、方向單位矢量，為面元法向單位矢量，分別為接收電場(chǎng)、發(fā)射磁場(chǎng)單位矢量，為局部源到計(jì)算面元的位置矢量，為散射方向單位矢量。

4 電磁模型RCS曲線分布特點(diǎn)

由前述可知，兩種模型飛機(jī)布局有較大區(qū)別，模型A由于采用了較大翼展機(jī)翼以實(shí)現(xiàn)太陽(yáng)能發(fā)電所需面積，布局使用雙尾撐形式提高了機(jī)翼和機(jī)身的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度；模型B采用常規(guī)氣動(dòng)布局，為降低機(jī)身帶來(lái)的重量影響，盡量降低機(jī)身半徑即采用較大機(jī)身長(zhǎng)細(xì)比，兼顧氣動(dòng)性能和太陽(yáng)能發(fā)電功率。

不同布局形式對(duì)電磁散射特性的貢獻(xiàn)不一，結(jié)合飛機(jī)執(zhí)行任務(wù)情況，從俯仰角變化、頻率變化兩個(gè)維度開(kāi)展分析研究?？紤]到不同模型的俯仰角變化、頻率變化對(duì)曲線的影響規(guī)律相似，對(duì)模型A和B，分別研究俯仰角變化和頻率變化的電磁散射特性，并結(jié)合兩者特性，以分析RCS曲線的分布特性。

4.1 俯仰角變化情況

對(duì)模型A，入射頻率為6GHz，俯仰角-10、0、10度的RCS計(jì)算曲線如圖2。

圖2 模型A不同俯仰角RCS計(jì)算曲線(6 GHz)

鑒于RCS分布的對(duì)稱性，僅研究0～180度方位角范圍。圖2可以看出，對(duì)模型A，RCS計(jì)算曲線沿周向呈“十”字型分布，即沿周向0～360度分布有四個(gè)散射波峰，分別位于0、90、180、270度附近角域，結(jié)合模型A結(jié)構(gòu)外形布局，可以看出，前向0度角域峰值為機(jī)翼前緣、平尾前緣凸面的鏡面電磁散射效果，方位角偏離0度時(shí)，鏡面散射效果減弱，RCS幅值降低；90度角域方位為機(jī)翼和平尾側(cè)面、尾撐結(jié)構(gòu)、垂尾的鏡面散射綜合效果，從結(jié)構(gòu)特點(diǎn)來(lái)看，盡管垂尾面積較大，但由于其在側(cè)向90度上的貢獻(xiàn)鏡面散射最大，同時(shí)，機(jī)翼翼梢部位的上反對(duì)側(cè)向也有一定貢獻(xiàn)；后向180度角域附近為機(jī)翼、平尾及垂尾的后緣散射貢獻(xiàn)。

俯仰角變化時(shí)，圖2說(shuō)明兩個(gè)特點(diǎn)：一是俯仰角對(duì)RCS分布特點(diǎn)影響較小，即不影響RCS散射波峰波谷分布形式；二是俯仰角增大或減小時(shí)，RCS曲線呈向內(nèi)收縮趨勢(shì)。圖2可以看出，前向0度附近角域(前向60度角域上)，俯仰角變化時(shí)，散射曲線基本重合，說(shuō)明較小的俯仰角對(duì)前向電磁散射貢獻(xiàn)不大，分析認(rèn)為是由于機(jī)翼前緣呈現(xiàn)凸面，小的俯仰角并不改變散射機(jī)理。對(duì)90度附近側(cè)向角域，俯仰角為-10度和10度RCS曲線重合較為明顯，且相對(duì)于0度變化較大，主要為波峰變窄，但在90度上波峰峰值基本接近，這是由于俯仰角的改變并不影響側(cè)向90度鏡面散射主要組成部分，而在偏離90度角域的部分，俯仰角改變后，入射電磁波會(huì)偏離機(jī)翼、垂尾、平尾側(cè)面一定角度，降低其散射效果，引起RCS降低。在尾向180度角域附近，與側(cè)向90度角域特點(diǎn)相似，俯仰角變大時(shí)，RCS幅值降低，曲線向內(nèi)收斂較大，且波峰峰值降低，造成這一現(xiàn)象的原因是，機(jī)翼、平尾后緣的結(jié)構(gòu)特性與前緣不同，致使在0度俯仰角時(shí)，呈現(xiàn)鏡面散射，而偏離0度俯仰角時(shí)，鏡面散射迅速降低，引起曲線向內(nèi)收斂。

4.2 頻率變化情況

對(duì)模型B，俯仰角0度，入射頻率1、6、18GHz，的RCS計(jì)算曲線如圖3。

圖3 模型B不同頻率RCS計(jì)算曲線(迎角0度)

從模型B不同頻率電磁散射曲線圖3可以看出，模型B由于飛機(jī)布局的不同，其RCS曲線分布有一定差異，尤其表現(xiàn)在飛機(jī)前方部位。沿周向來(lái)看，模型B散射曲線分布有4個(gè)明顯散射波峰，這一點(diǎn)與模型A接近，模型B在30～60度角域甚至更大范圍內(nèi)有一明顯幅值較高區(qū)域。前向0度角域上，散射波峰為機(jī)翼、平尾、垂尾三者前緣的綜合散射表現(xiàn)，但機(jī)翼前緣的鏡面散射占較大部分。在20～80度角域上，RCS幅值有較大增加，這是由于機(jī)翼翼梢部位前緣在展向方向呈弧形分布，且該處前緣面積較大，對(duì)相應(yīng)角域上的RCS散射貢獻(xiàn)較大。對(duì)側(cè)向90度角域，受機(jī)翼翼梢、平尾、機(jī)身、垂尾側(cè)面影響較大，其中垂尾側(cè)面的鏡面散射和機(jī)身側(cè)面的電磁散射貢獻(xiàn)占主要地位，側(cè)向270度角域上的散射情況與此一致。在后向180度角域上，其散射機(jī)理與模型A類似，主要為機(jī)翼、平尾、垂尾后緣及機(jī)身后端面的綜合散射效果，尤其是機(jī)身后端面的鏡面散射貢獻(xiàn)較大。

頻率由1增加至18GHz時(shí)，散射曲線分布上無(wú)較大變化，即各頻率下的RCS曲線分布具有相似性，這一點(diǎn)與俯仰角影響相同。從圖3可以看出，頻率變化時(shí)，在各角域上的影響有一定區(qū)別，前向較小范圍(0～20度內(nèi))及90～180度角域來(lái)說(shuō)，三個(gè)頻率散射曲線變化較小僅表現(xiàn)為振蕩性能的不同，而散射幅值和分布特性變化較小。在20～80度角域上，頻率增加時(shí)，散射曲線逐漸向外膨脹，RCS幅值增加，即機(jī)翼翼梢弧形部位對(duì)頻率比較敏感，如需提高該模型隱身性能，除考慮前向、后向角域外，該角域散射應(yīng)作為重要減縮對(duì)象，合理設(shè)計(jì)翼梢弧形外形是隱身的重要途徑之一。

5 模型不同角域散射特性

5.1 不同角域RCS算術(shù)均值

根據(jù)飛機(jī)執(zhí)行任務(wù)中面臨的威脅環(huán)境，分別計(jì)算了兩種不同布局太陽(yáng)能飛機(jī)模型的H-30、S-30、T-30、W-360的RCS算術(shù)均值，以進(jìn)一步研究飛機(jī)各角域隱身性能。表1為模型A不同俯仰角下各向角域的RCS算術(shù)均值(6GHz)，表2為模型B不同入射頻率時(shí)各向角域的RCS算術(shù)均值(俯仰角0度)。

表1 布局A不同俯仰角的RCS算術(shù)均值

表2 布局B不同入射頻率的RCS算術(shù)均值

結(jié)合圖2，由表1可以看出，俯仰角對(duì)RCS均值的影響較大，在前向H-30度角域，主要是散射波峰的作用，俯仰角較小時(shí)(-10～10度)，散射曲線基本重合，機(jī)翼、平尾等前緣結(jié)構(gòu)散射機(jī)理并未發(fā)生明顯改變，對(duì)幅值影響不大，變化幅度在3dB以內(nèi)，而±15度迎角時(shí)，受機(jī)翼、平尾上下表面的散射影響，電磁散射增強(qiáng)，此時(shí)RCS均值增加7～9dB。側(cè)向S-30、后向T-30、周向W-360角域的俯仰角變化規(guī)律接近，均表現(xiàn)為0度入射角時(shí)電磁散射強(qiáng)度較大，俯仰角增加或減小時(shí)，RCS均值降低，且降低幅值較為明顯，但散射機(jī)理稍有不同。在側(cè)向90角域上，90度方位角左右時(shí)，散射強(qiáng)度和波峰幅值變化不大，此時(shí)側(cè)向鏡面散射機(jī)理未發(fā)生明顯改變，而在有較大偏離時(shí)，由于俯仰角的影響，使得電磁波快速偏離鏡面散射區(qū)域，波峰快速下降，導(dǎo)致RCS均值變小。而后向T-30度角域上，俯仰角的改變，使機(jī)翼后緣、機(jī)身后端面、平尾后緣的散射偏離鏡面散射峰值部位，強(qiáng)度快速減弱，因此散射波峰減小，RCS曲線和均值均降低。周向W-360角域是各角域的綜合表現(xiàn)，受俯仰角鏡面散射降低的影響，該角域RCS均值在俯仰角增大時(shí)減小。

從頻率變化來(lái)看，由于對(duì)于研究對(duì)象來(lái)說(shuō)，均工作在高頻區(qū)域，結(jié)合圖3來(lái)看，關(guān)注的各個(gè)角域上，曲線重合度較高，表2說(shuō)明，對(duì)應(yīng)角域上的RCS均值變化不大，前向H-30、T-30角域震蕩幅值為4dB左右，周向W-360角域較小，為3dB左右，側(cè)向由于曲線受峰值影響明顯，均值變化僅為2dB左右。分析認(rèn)為，由于處于高頻區(qū)，頻率的變化不至于引起散射機(jī)理的變化，RCS曲線相似，散射幅值變化較小。同時(shí)，從均值結(jié)果來(lái)看，前向H-30角域隱身性能相對(duì)較好，依次是后向T-30、周向W-360、側(cè)向S-30角域，這一點(diǎn)也可以結(jié)合圖3看出。

5.2 不同角域RCS均值俯仰角變化特性

為進(jìn)一步詳細(xì)研究俯仰角對(duì)兩種布局飛機(jī)模型在各角域上的RCS均值影響變化特性，圖4、圖5分別為模型A、模型B在不同角域的RCS均值俯仰角響應(yīng)曲線。

圖4 模型A不同角域RCS均值俯仰角響應(yīng)曲線(6 GHz)

圖5 模型B不同角域RCS均值俯仰角響應(yīng)曲線(6 GHz)

觀察圖4、圖5，可以看出，由于模型A布局結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)特點(diǎn)，其前向H-30角域上，俯仰角變化時(shí)，RCS均值-10～10度俯仰角時(shí)，變化較小，±15度迎角時(shí)增大。其余狀態(tài)下，模型A和B的RCS均值曲線呈倒“V”形分布，0度俯仰角時(shí)較高，俯仰角增大時(shí)，RCS均值有所降低，利于隱身性能實(shí)現(xiàn)。但考慮到巡航狀態(tài)及大多任務(wù)狀態(tài)下為0度附近，因此，模型A的頭向具有較好的隱身性能，其角域上隱身性能較弱。

對(duì)模型A，俯仰角0度時(shí)，RCS均值在前向H-30角域最低，周向W-360、后向T-30、側(cè)向S-30角域RCS均值依次增加，隱身性能降低。俯仰角增加時(shí)，前向H-30角域RCS均值增加，后向T-30、周向W-360角域先減少后增加，振蕩幅值較大，側(cè)向S-30角域降低。模型B變化特性與A類似，但其RCS均值前向RCS均值相對(duì)較大，且為峰值，不利于隱身性能實(shí)現(xiàn)。前向H-30、周向W-360、側(cè)向S-30角域上，RCS均值在俯仰角增大時(shí)，快速降低，而后向T-30角域上俯角先增大后減小，仰角單調(diào)減小。各角域上的RCS均值變化均由電磁散射機(jī)理影響，涉及到機(jī)翼、平尾、垂尾的前緣、后緣鏡面散射，垂尾側(cè)面的鏡面散射，模型B的翼梢弧形前緣的電磁散射等，俯仰角的變化是以上散射的綜合反映，盡管較小的俯仰角不改變散射機(jī)理，但會(huì)對(duì)RCS均值產(chǎn)生較大影響。

5.3 不同角域RCS均值頻率變化特性

圖6、圖7分別為模型A、模型B在不同角域的RCS均值頻率響應(yīng)曲線。

圖6 模型A不同角域RCS均值頻率響應(yīng)曲線

圖7 模型B不同角域RCS均值頻率響應(yīng)曲線

由圖6可以看出，頻率增加時(shí)，模型A前向H-30角域上，RCS均值振蕩降低，頻率較小是降低幅值較小，頻率較高時(shí)，降低幅值較高，18GHz相對(duì)1GHz來(lái)說(shuō)，RCS均值降低了8.5026dB，隱身性能有較大提高。后向T-30、側(cè)向S-30角域上，RCS均值隨著頻率的增加呈振蕩變化，且S-30度角域RCS均值較大。周向受各角域綜合影響，有逐漸減小趨勢(shì)。整體來(lái)看，頻率增加時(shí)，前向H-30角域RCS均值最低，周向W-360、后向T-30、側(cè)向S-30角域RCS均值依次增加，隱身性能降低。

與模型A分析類似，從圖7可以看出，模型B的RCS均值與由小到大順序依次為前向H-30、周向W-360、后向T-30、側(cè)向S-30度角域；同時(shí)可以看出，在頻率增加時(shí)，均值振蕩變化，對(duì)前向來(lái)說(shuō)，與模型A相比隱身性能較差，即模型A具有更好的電磁隱身性能。在前向H-30角域上，模型B與A的RCS均值相差較大，最大值出現(xiàn)在頻率15GHz，幅值為14.8746dB，由于前向角域影響，使得周向W-360角域上，RCS均值差值也較大，約在10dB左右，其余角域上相差不大。

由于如前所述機(jī)翼、平尾、垂尾、機(jī)身等綜合影響，兩種模型在前向、后向均有較大散射波峰，將極大減低飛機(jī)隱身性能，為提高隱身性能，可結(jié)合以上分析結(jié)果，從兩方面進(jìn)行隱身性能改進(jìn)：一是在機(jī)翼、平尾前后緣使用吸波材料或采用吸波結(jié)構(gòu)，二是結(jié)合外形隱身設(shè)計(jì)技術(shù)，合理設(shè)計(jì)機(jī)翼外形平面參數(shù)，如采用平行布置、適當(dāng)后掠、減小前緣鏡面散射、采用V型垂尾等。

6 結(jié)論

針對(duì)兩種常見(jiàn)外形太陽(yáng)能飛機(jī)，建立了響應(yīng)的電磁分析模型，基于物理光學(xué)法計(jì)算分析了不同俯仰角、頻率的RCS曲線，經(jīng)分析得到以下結(jié)論：

1)RCS曲線分布特點(diǎn)：模型A曲線呈“十”字型分布，而模型B在前向20～80角域上幅值較高，其它散射波峰分布情況相似；散射波峰為機(jī)翼、平尾、垂尾、機(jī)身后端面的綜合散射影響。

2)俯仰角變化影響：俯仰角會(huì)引起散射曲線向內(nèi)收斂，RCS均值變化與模型外形特點(diǎn)相關(guān)，俯仰角增大時(shí)，模型A前向均值先保持不變后增大，而其余角域上快速降低，模型B各角域均降低，呈倒“V”型變化。

3)頻率變化影響：頻率對(duì)散射曲線影響較小，對(duì)兩種模型來(lái)說(shuō)，前向H-30角域均值不同頻率上最低，模型A在頻率增加時(shí)降低，降低幅值最大可達(dá)8.5026dB，其余角域呈振蕩性變化。

4)模型隱身性能：基于RCS曲線和均值變化規(guī)律，模型A具有較好的隱身性能，尤其是前向，RCS均值在15GHz時(shí)相差14.8746dB；由于機(jī)翼前緣、垂尾設(shè)計(jì)的影響，模型A和B均有外形隱身改進(jìn)的必要。