無人直升機槳轂RCS影響計算分析與優(yōu)化

顧浩涵,姜乃文,馮維超

(中國直升機設(shè)計研究所,江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

隨著無人機技術(shù)的發(fā)展,越來越多的無人直升機問世,多款型號已進入戰(zhàn)場經(jīng)受考驗。同有人直升機相比,無人直升機具有使用成本低、安全性較高、環(huán)境與任務(wù)適應(yīng)性強的優(yōu)點。通過變更任務(wù)功能載荷,無人直升機可執(zhí)行物資運輸、通訊中繼、偵查搜索及攻擊等任務(wù),應(yīng)用前景十分廣闊,受到了世界各主要軍事強國的重視。而電子技術(shù)的發(fā)展又使各種現(xiàn)代化防空探測設(shè)備和武器的性能不斷提升,無人直升機的作戰(zhàn)環(huán)境變得更加嚴酷復雜。其飛行高度低、速度慢及敏捷性相對較差的特點,使其容易受到地面和空中武器的探測與攻擊。

相比于常規(guī)有人直升機,無人直升機機身造型通常更加簡潔,但受旋翼系統(tǒng)構(gòu)型影響,槳轂的外形與結(jié)構(gòu)復雜度仍然較高,對全機雷達散射特性的影響較大。本文采用RCS(雷達散射截面)仿真方法,針對槳轂雷達散射特性及其對無人直升機RCS的影響開展計算分析,并根據(jù)結(jié)果對槳轂進行了RCS縮減優(yōu)化。

1 RCS計算方法

隨著現(xiàn)代計算技術(shù)的進步,現(xiàn)代電磁學發(fā)展出了多種求解目標RCS的算法,主要分為兩類:時域方法與頻域方法。典型的時域方法有FETD(時域有限元法)和FDTD(時域有限差分法);典型的頻域方法包括MOM(矩量法)、MFMM(多層快速多極子法)以及高頻算法如GO(幾何光學法)、PO(物理光學法)、RLGO(射線發(fā)射光學法)和UTD(一致性幾何繞射法)等等[1]。不同的計算方法通常針對不同的目標或需求,各自存在優(yōu)缺點。在計算目標雷達散射特性時,需要綜合考慮目標種類與散射類型,權(quán)衡計算精度與計算資源,選擇適當?shù)腞CS數(shù)值計算方法。

FETD方法采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格離散計算域,對于一般曲面外形擬合度較好,但隨著目標外形復雜度與精細度上升,其效率與誤差問題逐漸明顯[2]。FDTD方法作為典型的時域算法,將偏微分方程用離散差分方程代替,求解簡單快速,但對電大尺寸復雜曲面的模擬較差,影響求解精度[1,3]。

MOM方法是一種嚴格數(shù)值方法,可以求解任意外形的復雜目標,能夠精確模擬電流分布,計算精度高,但其計算量巨大,計算資源要求很高[1,4]。MFMM方法作為MOM方法的改進方法,采用逐層嵌套,減少了計算時間,但精度也受到影響,對腔體結(jié)構(gòu)模擬較差,相比高頻算法仍需較多的計算資源。

GO方法計算原理簡單,但僅適用于簡單外形,對于復雜外形的精度計算無法保證,局限性過大。PO方法通過感應(yīng)場近似積分求解散射場,解決了GO方法對外形的限制問題,計算時間快,資源消耗少,但忽略了多次反射繞射,對于多邊緣、強耦合目標會產(chǎn)生較大誤差[1,5]。RLGO方法相比于GO方法與PO方法,對復雜曲面外形的適應(yīng)性更強,且引入了射線多次反射計算與邊緣繞射,精度提升且計算效率高,適合方案階段的快速設(shè)計與評估。UTD方法相比于GO方法與PO方法,增加了幾何繞射理論,主要針對邊緣、尖點以及圓角的繞射計算需求[6]。RLGO方法相比UTD方法對復雜曲面外形的適應(yīng)性更強,相比GO方法與PO方法,又引入了射線與多次反射計算與邊緣繞射,精度提高且計算效率高,適合方案階段的快速設(shè)計與評估。

綜合上述對比,對于典型電大尺寸、外形曲面相對復雜、多種雷達散射機理并存的槳轂和槳轂機身組合體的快速計算評估,本文選擇RLGO方法進行RCS仿真求解。

2 計算方法驗證

為驗證本文選取的RCS計算方法的準確性,選取直升機與槳轂常見的典型散射源角反射器作為算例,對三角形三面角反射器與正方形三面角反射器進行了外形建模、網(wǎng)格劃分與RCS仿真計算。兩種算例的幾何參數(shù)見表1,外形與網(wǎng)格劃分如圖1所示。

表1 算例幾何參數(shù)

圖1 兩種角反射器計算網(wǎng)格

采用“RLGO+UTD”方法,分別計算兩種算例在6 GHz平面波HH極化的RCS,得到隨入射角變化的雷達散射曲線,如圖2與圖3。

圖2 三角形角反射器RCS曲線

圖3 正方形角反射器RCS曲線

從兩種算例RCS曲線可以看出,其后向雷達散射的主瓣較寬闊平坦,起伏趨勢符合角反射器的雷達散射特性。

對于三角形三面角反射器,式(1)為理論最大散射截面公式[7],其中a為三角形直角邊長,λ為工作波長。利用該公式得到的主板峰值為26.22 dBsm;圖2中通過仿真計算得到的主板峰值為26.67 dBsm,符合性較好。

(1)

對于正方形三面角反射器,式(2)為理論最大散射截面公式[1],其中a為正方形邊長,λ為工作波長。利用該公式得到的主板峰值為35.76 dBsm;圖3中通過仿真計算得到的主板峰值為35.77 dBsm,符合性較好。

(2)

可見本文選用的RLGO仿真算法,可以較好地反映出直升機與槳轂典型散射源角反射器的雷達散射特性。

3 常規(guī)槳轂RCS影響計算分析

本文選取一個具有低阻特性的無人直升機機身與常規(guī)槳轂外形,依照上述方法進行網(wǎng)格劃分與RCS仿真計算。直升機機身與槳轂網(wǎng)格劃分如圖4、圖5所示。其中常規(guī)槳轂由于組件數(shù)量龐多且細小復雜,因而進行了適當簡化。外形主要尺寸參數(shù)見表2。

圖4 無人直升機機身整體與局部網(wǎng)格劃分

圖5 常規(guī)槳轂簡化模型網(wǎng)格劃分

計算機身外形在水平入射的6 GHz平面波HH極化與VV極化下的RCS,得到隨入射角方位變化的雷達散射特性如圖6,并給出了頭向、左側(cè)、右側(cè)與尾向四個主要角域±30°的RCS均值見表3。

圖6 機身HH/VV極化RCS曲線

表3 機身主要角域RCS(單位:dBsm)

無人機機身整體RCS曲線相對機身縱向?qū)ΨQ面呈現(xiàn)出良好的對稱性。從RCS曲線與主要角域RCS均值可見,由于機身為細長光滑的低阻流線外形,其頭向與尾向RCS均很小;而在側(cè)向,由于機身和動力艙的外形相對入射波接近垂直反射,RCS大幅超出頭向與尾向35 dBsm以上。

對于做周期旋轉(zhuǎn)運動的槳轂,本文選取一個槳葉支臂朝前的典型狀態(tài),計算常規(guī)槳轂外形在水平入射的6 GHz平面波HH極化與VV極化下的RCS,得到隨入射角方位變化的雷達散射特性如圖7,并給出了頭向、左側(cè)、右側(cè)與尾向四個主要角域±30°的RCS均值(見表4)。

圖7 常規(guī)槳轂HH/VV極化RCS曲線

表4 常規(guī)槳轂主要角域RCS(單位:dBsm)

從RCS曲線與主要角域RCS均值可見,常規(guī)槳轂由于布局與結(jié)構(gòu)的特點,其RCS也表現(xiàn)出明顯的周期性與對稱性。由于槳轂存在大量的水平與垂直方向的圓柱形或圓臺形結(jié)構(gòu),以及多個組件構(gòu)成的大量三面角反射器,造成雷達散射較強烈,其在頭向與尾向的RCS均值甚至超出了無人機機身自身近15 dBsm。

將無人機機身與常規(guī)槳轂組合,同樣選擇一個槳葉支臂朝前的槳轂典型狀態(tài)進行組合體網(wǎng)格劃分如圖8。

圖8 機身+常規(guī)槳轂組合體網(wǎng)格劃分

采用本文方法求解“機身+常規(guī)槳轂”組合體在水平入射的6 GHz平面波HH極化與VV極化下的RCS,得到隨入射角變化的雷達散射特性如圖9,并給出了頭向、左側(cè)、右側(cè)與尾向四個主要角域±30°的RCS均值(見表5)。

圖9 機身+常規(guī)槳轂HH/VV極化RCS曲線

表5 機身+常規(guī)槳轂主要角域RCS(單位:dBsm)

對比單獨無人機機身與“機身+常規(guī)槳轂”組合體的RCS曲線與主要角域RCS均值可見:常規(guī)槳轂在頭向與尾向附近產(chǎn)生了明顯的散射增強,組合體在該方向的RCS均值大幅超出了單獨機身,增加近15 dBsm,相比單獨機身的RCS增長量級基本對應(yīng)于常規(guī)槳轂的RCS水平。而在側(cè)向,槳轂產(chǎn)生的RCS增加基本淹沒在機身側(cè)面的強烈鏡面散射中。

由以上仿真計算與分析可得,若想控制無人直升機的雷達散射水平,尤其是主要威脅角域的頭向RCS,必須對槳轂進行RCS縮減設(shè)計。

4 槳轂RCS縮減優(yōu)化設(shè)計分析

由于常規(guī)槳轂自身復雜的布局結(jié)構(gòu)與功能需求,難以直接對其進行外形與結(jié)構(gòu)更改,因此本文選擇在常規(guī)槳轂外側(cè)增加槳轂遮罩的形式來進行RCS縮減優(yōu)化。

依據(jù)常規(guī)槳轂的外形結(jié)構(gòu),采用雙圓臺造型設(shè)計槳轂遮罩,頂部與底部半徑250 mm,中間半徑420 mm,相對常規(guī)槳轂外形如圖10;保持遮罩總高度H不變,以中間圓相對底面高度h為變量,以20 mm為步長從50 mm到170 mm,設(shè)計了一系列槳轂遮罩,如圖11與表6。

圖10 槳轂遮罩縱剖面示意圖

圖11 槳轂遮罩幾何輪廓

表6 槳轂遮罩高度參數(shù)

采用本文方法求解槳轂遮罩在水平入射的6 GHz平面波HH極化與VV極化下的RCS。由于在該條件下槳轂遮罩外形具有各向同性,因此隨入射角方位變化的雷達散射特性基本一致。表7給出了各槳轂遮罩在兩種極化下的RCS均值。槳轂遮罩系列RCS對比如圖12。

表7 槳轂遮罩RCS均值(單位:dBsm)

圖12 槳轂遮罩RCS對比

由此可見,對于單獨的槳轂遮罩,中間圓高度h對HH與VV極化RCS的影響極小。這是由于總高度H不變時,中間圓高度h的變化引起的上下圓臺錐體角變化是線性關(guān)聯(lián)的,槳轂遮罩整體外形截面積基本不變,因此雷達散射特性基本一致。對比常規(guī)槳轂頭向±30°RCS均值,可見本文設(shè)計的槳轂遮罩系列對于RCS縮減控制具有明顯作用,縮減10 dBsm以上。

進一步將無人機機身與各槳轂遮罩組合,如圖13,依次計算組合體在水平入射的6 GHz平面波HH極化與VV極化下的RCS,得到主要威脅角域頭向±30°的RCS均值,見表8。

圖13 機身+槳轂遮罩組合體網(wǎng)格劃分

表8 組合體頭向±30°RCS均值(單位:dBsm)

由“機身+槳轂遮罩”系列組合體與“機身+常規(guī)槳轂”組合體頭向±30°RCS均值對比(圖14)可見,遮罩方案A1、A2、A3、A4、A5對組合體RCS均有不同程度的縮減,其中A2、A4效果最佳,縮減達10 dBsm以上;但A6與A7方案效果較差甚至出現(xiàn)擴大。

圖14 機身+槳轂遮罩組合體RCS對比

分析主要影響因素在于槳轂遮罩下圓臺與機身上表面形成的角反射器。隨著槳轂遮罩中間圓高度h的變化,角反射器的夾角也在變化。對于A1-A5方案,角反射器夾角較小,入射波經(jīng)多次反射與散射后不斷衰減和偏轉(zhuǎn),因此產(chǎn)生的后向雷達散射相對較小。其中,A3方案角反射器夾角約28°,入射波經(jīng)多次反射后回波主瓣靠近入射波反向,因此相比于A1、A2、A4與A5方案RCS有所增加,但仍低于“機身+常規(guī)槳轂”組合體。

A7方案角反射器夾角為45°,入射波經(jīng)3次鏡面反射后原路返回,因此產(chǎn)生了強烈的回波散射。A6方案夾角略小于A7,經(jīng)4次反射回波主瓣也靠近入射波反向,會產(chǎn)生較強的回波散射。

5 結(jié)論

本文采用RLGO仿真算法,對典型散射源角反射器算例進行了仿真計算,同已有的經(jīng)典數(shù)據(jù)進行了對比驗證;通過對無人機機身與常規(guī)槳轂RCS的獨立與組合計算,分析了水平入射波下機身與槳轂的散射特性,以及槳轂對無人直升機RCS的影響;設(shè)計了一系列槳轂遮罩以優(yōu)化縮減雷達散射,仿真計算了各槳轂遮罩及其與機身組合體的RCS,并對散射特性進行了對比分析。獲得了以下主要結(jié)論:

1)本文采用的RLGO方法,可以有效且快速計算包括多次反射與繞射的直升機與槳轂雷達散射特性。

2)常規(guī)槳轂由于外形結(jié)構(gòu)復雜,具有較強的雷達散射特性和明顯的周期性,其RCS甚至超過機身外形本身,造成無人直升機頭向雷達散射均值增大近15 dBsm。

3)采用槳轂遮罩的形式可以有效縮減常規(guī)槳轂帶來的強散射。縮減效果較好的方案,無人直升機頭向RCS均值縮減達10 dBsm以上。不同幾何參數(shù)的遮罩外形會與機身形成不同的角反射器,在RCS方案設(shè)計中需要精細化設(shè)計和針對性分析評估。