直升機(jī)平尾電磁散射特性研究

徐雅楠

（中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西景德鎮(zhèn) 333001）

0.引言

常規(guī)直升機(jī)由于布局外形復(fù)雜和外掛部件多樣，具有強(qiáng)烈的雷達(dá)散射特性，面臨著敵方地面防空體系中的預(yù)警/制導(dǎo)雷達(dá)的嚴(yán)重威脅，軍用直升機(jī)為了提高生存能力和戰(zhàn)斗力，在超視距空戰(zhàn)中確保先敵發(fā)現(xiàn)、先敵發(fā)射的優(yōu)勢(shì)，世界各國(guó)都在大力發(fā)展和研究目標(biāo)特征信號(hào)減縮技術(shù)或稱“低可探測(cè)性技術(shù)”，也就是我們通常所說的隱身技術(shù)[1]。隱身技術(shù)的本質(zhì)是降低直升機(jī)的雷達(dá)、紅外、聲、激光、可見光等信號(hào)特征，使其難以被敵方的各種探測(cè)設(shè)備發(fā)現(xiàn)、探測(cè)和跟蹤，使敵方的武器系統(tǒng)不能或發(fā)揮微弱的作用。對(duì)于隱身直升機(jī)來說，因?yàn)槔走_(dá)是防衛(wèi)系統(tǒng)中主要的探測(cè)設(shè)備，故一般都以減少RCS作為隱身的首要任務(wù)。隨著現(xiàn)代電子技術(shù)飛速發(fā)展，現(xiàn)代化防空武器的性能不斷提升，日臻完善的敵方雷達(dá)系統(tǒng)更降低了常規(guī)直升機(jī)生存力和任務(wù)效能。遠(yuǎn)程和中遠(yuǎn)程對(duì)空警戒P、L、S波段雷達(dá)主要針對(duì)中高空飛機(jī)或?qū)棧哂刑綔y(cè)距離遠(yuǎn)的特點(diǎn)，但此類雷達(dá)在遠(yuǎn)距離上受地球曲率影響嚴(yán)重，在近距離上又通常由于俯仰角問題存在盲區(qū)，因此對(duì)于低空飛行的直升機(jī)威脅較小。在中近程警戒雷達(dá)與戰(zhàn)術(shù)防空系統(tǒng)中，L、S、C、X直到Ku、Ka波段均有體現(xiàn)，其中X波段不但在型號(hào)數(shù)量上占絕大多數(shù)，17km～185km的作用范圍也基本覆蓋了其他波段。故本文以X波段為典型雷達(dá)威脅波段，開展雷達(dá)隱身設(shè)計(jì)。

外形隱身技術(shù)和吸波材料隱身技術(shù)是目前使用的主要雷達(dá)隱身技術(shù)[2]。飛行器隱身設(shè)計(jì)中，外形隱身技術(shù)是目前運(yùn)用最廣泛、最有效的隱身技術(shù)，該項(xiàng)技術(shù)主要是通過合理地改變目標(biāo)的外形布局，控制、縮減目標(biāo)在雷達(dá)威脅的主要范圍內(nèi)的雷達(dá)散射截面，從而達(dá)到隱身目的。常規(guī)單旋翼帶尾槳布局的直升機(jī)在機(jī)身頭向的RCS主要來自進(jìn)氣道、主槳轂、平尾、尾槳榖、座艙等。由于直升機(jī)平尾承擔(dān)提供俯仰和航向穩(wěn)定性的重要作用[3]，是保證直升機(jī)具有良好俯仰和航向通道飛行品質(zhì)的重要部件，因此平尾必須在保證氣動(dòng)特性的前提下進(jìn)行雷達(dá)隱身設(shè)計(jì)。

在直升機(jī)型號(hào)研制過程中，通常采用風(fēng)洞試驗(yàn)的方法確定直升機(jī)平尾面積、安裝角等設(shè)計(jì)參數(shù)，通過得到的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，結(jié)合飛行品質(zhì)的初步計(jì)算結(jié)果確定直升機(jī)平尾面積，然后對(duì)平尾截面翼型和安裝方式進(jìn)行選取，最后進(jìn)行不同平尾安裝角風(fēng)洞試驗(yàn)，結(jié)合飛行載荷的計(jì)算結(jié)果最終確定平尾的一系列設(shè)計(jì)參數(shù)。在直升機(jī)初步設(shè)計(jì)階段，可能會(huì)設(shè)計(jì)多種構(gòu)型的平尾，而風(fēng)洞試驗(yàn)周期較長(zhǎng)，且試驗(yàn)花費(fèi)較大，因此難以滿足直升機(jī)初步設(shè)計(jì)階段的平尾選型需求。故仿真分析在直升機(jī)初步設(shè)計(jì)階段可縮短直升機(jī)研制的設(shè)計(jì)周期并降低研制成本。

本文的綜合仿真分析方法對(duì)平尾結(jié)構(gòu)的散射特性進(jìn)行分析，發(fā)現(xiàn)平尾的不同結(jié)構(gòu)尺寸、不同前掠角和后掠角的散射特性均有不同。

1.計(jì)算過程與方法

1.1 過程

本文求解目標(biāo)RCS的主要步驟如圖1所示。

圖1 求解目標(biāo)RCS過程框圖

1.2 方法

本文針對(duì)電大尺寸的平尾結(jié)構(gòu)，采用高頻計(jì)算方法進(jìn)行仿真分析。其中平尾結(jié)構(gòu)尺寸為：弦長(zhǎng)1030mm、展長(zhǎng)4344mm。

本文采用綜合分析方法，主要包括物理光學(xué)法、等效電磁流法、射線追蹤法和物理繞射理論[4]。該方法首先采用物理光學(xué)法計(jì)算目標(biāo)上一次散射的貢獻(xiàn)，即面元的反射作用[5]；其次采用等效電磁流法+物理繞射理論組合方法計(jì)算幾何模型邊緣的電磁散射，即邊緣繞射作用；然后采用射線追蹤法計(jì)算多次散射的貢獻(xiàn)，即多次反射作用；最后所有散射作用的電磁散射場(chǎng)值按照相位進(jìn)行矢量疊加，分析求得目標(biāo)的總電磁散射特征。

2.仿真分析

2.1 平尾尺寸

如圖2所示，給出了基準(zhǔn)平尾結(jié)構(gòu)在不同極化方式（垂直極化VV、水平極化HH）下的RCS分布，可以看出在0°和180°時(shí)出現(xiàn)峰值，主要是由前緣曲面的鏡面反射（強(qiáng)散射）造成的。直升機(jī)接近敵方時(shí)，受威脅方向主要是頭向，所以本文主要以頭向（方位角150°～210°）為主要角域進(jìn)行仿真分析。如圖3所示，給出了相同展弦比不同平尾結(jié)構(gòu)尺寸的散射特性均值、峰值分布，分別為0.5倍、0.6倍、0.7倍、0.8倍和0.9倍、基準(zhǔn)平尾結(jié)構(gòu)尺寸。由圖可知，不同的極化方式下平尾結(jié)構(gòu)的RCS值相差較小，基本可以忽略。當(dāng)平尾結(jié)構(gòu)尺寸從0.5倍逐漸增加到基準(zhǔn)尺寸，RCS值呈逐漸上升趨勢(shì)。未來設(shè)計(jì)隱身直升機(jī)時(shí)，在兼顧氣動(dòng)效率的前提下應(yīng)盡可能選擇較小尺寸的平尾結(jié)構(gòu)。

圖2 不同極化方式的RCS分布

圖3 不同平尾尺寸的RCS均、峰值

2.2 幾何特征

在平尾翼型確定的前提下減弱平尾結(jié)構(gòu)的電磁散射特征，可以通過改變平尾的前掠和后掠角度，將回波主瓣和較強(qiáng)副瓣偏轉(zhuǎn)出頭向雷達(dá)威脅角域，將前向曲面鏡面反射（強(qiáng)散射），轉(zhuǎn)變?yōu)檩^弱的邊緣繞射（弱散射），有效降低平尾頭向RCS。

保證平尾面積相同，對(duì)平尾結(jié)構(gòu)進(jìn)行不同前掠角度、后掠角度的處理，仿真分析得到的RCS分布如圖4和圖5所示?？梢钥闯觯海?）平尾后掠角度低于30°時(shí)，通過增加平尾后掠角達(dá)到降低平尾結(jié)構(gòu)RCS散射值效果不明顯，平尾后掠角度高于30°時(shí)，平尾結(jié)構(gòu)RCS散射值突降，繼續(xù)增加平尾后掠角，平尾結(jié)構(gòu)RCS散射值降低幅度減弱。（2）平尾前掠角度低于30°時(shí)，通過增加平尾前掠角達(dá)到降低平尾結(jié)構(gòu)RCS散射值效果不明顯，平尾前掠角度高于30°時(shí)，平尾結(jié)構(gòu)RCS散射值突降，在45°和50°平尾前掠角時(shí)RCS散射值增加是因?yàn)槠轿步Y(jié)構(gòu)自身形成角反射器（強(qiáng)散射），隨著平尾前掠角的增加，角反射器減弱至消失，平尾結(jié)構(gòu)RCS散射值降低。

圖4 不同后掠角下的均值

圖5 不同前掠角下的均值

3.結(jié)論

根據(jù)仿真結(jié)果和現(xiàn)有直升機(jī)型號(hào)平尾設(shè)計(jì)，平尾雷達(dá)隱身設(shè)計(jì)可以通過改變平尾結(jié)構(gòu)尺寸、平尾前掠角或后掠角。

（1）強(qiáng)散射與入射方位角相關(guān)，在RCS曲線的峰值方位體現(xiàn)。（2）隨著平尾結(jié)構(gòu)尺寸增大，平尾結(jié)構(gòu)的散射特征增強(qiáng)。（3）適當(dāng)增加平尾結(jié)構(gòu)的前掠角或后掠角可以有效減縮RCS特性。