座艙隱身對(duì)常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)電磁散射特性的影響

劉戰(zhàn)合, 王菁, 張?zhí)J, 石金祥, 張璇

(1.鄭州航空工業(yè)管理學(xué)院航空宇航學(xué)院, 鄭州 450046; 2.武漢理工大學(xué)船海與能源動(dòng)力工程學(xué)院, 武漢 430070; 3.南京航空航天大學(xué)航空學(xué)院, 南京 210016)

隱身技術(shù)即低可探測(cè)技術(shù)是提高武器系統(tǒng)戰(zhàn)場(chǎng)生存力和突防能力的重要技術(shù)手段[1-2],通過主動(dòng)或被動(dòng)降低自身可探測(cè)信號(hào)來實(shí)現(xiàn),外形隱身是飛行器隱身常用的技術(shù)途徑。盡管隱身戰(zhàn)斗機(jī)已逐漸服役并形成初步戰(zhàn)斗力(如F-22、J-20等),但生產(chǎn)及維護(hù)成本較高,限制其大量裝備,相對(duì)來說,常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)(相對(duì)于隱身戰(zhàn)斗機(jī))如F-15、F-16、F-18、J-10等依然占據(jù)重要地位。

為應(yīng)對(duì)當(dāng)前探測(cè)技術(shù)尤其是雷達(dá)探測(cè)技術(shù)的高速發(fā)展[3-5],有必要采用隱身改進(jìn)技術(shù)手段提高現(xiàn)役常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)的生存力。賈高偉等[3]詳細(xì)介紹了面向隱身飛機(jī)的3個(gè)雷達(dá)散射截面(radar cross section,RCS)測(cè)試方法及其測(cè)試原理等。劉戰(zhàn)合等[6]以兩種飛翼布局飛行器為目標(biāo),研究了鋸齒化進(jìn)氣道口面對(duì)整機(jī)電磁散射的影響,發(fā)現(xiàn)鋸齒化可顯著提升飛行器頭向和尾向的隱身性能。蔡超等[7]以無人飛行器的動(dòng)態(tài)RCS數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)提出一種隱身突防航跡規(guī)劃方法,并通過仿真分析發(fā)現(xiàn)位姿調(diào)整可有效提高無人機(jī)躲避動(dòng)態(tài)威脅探測(cè)的能力。針對(duì)高超聲速飛行器,周文碩等[8]研究了銳邊化類美軍C-HGB高速飛行器目標(biāo)的氣動(dòng)隱身性能,并詳細(xì)探究了不同銳邊化方法對(duì)雷達(dá)散射截面的影響。洪葦江等[9]研究了機(jī)翼前緣尖化對(duì)飛翼布局飛行器的氣動(dòng)和隱身性能的影響特性,研究發(fā)現(xiàn)合理的前緣尖化對(duì)氣動(dòng)性能影響較小,雷達(dá)散射截面降低較為明顯。馬前闊等[10]面向雙基站雷達(dá)隱身飛機(jī)的動(dòng)態(tài)電磁散射特性分析,提出了一種改進(jìn)的混合對(duì)數(shù)正態(tài)分布模型并進(jìn)行了仿真分析,表明提出的模型具有較高的復(fù)雜電磁散射特性擬合精度。

綜上可知,對(duì)飛行器來說,前向(機(jī)頭方向)一定角域內(nèi)的RCS[11]的大小及變化規(guī)律對(duì)飛行器隱身性能影響至關(guān)重要。座艙、進(jìn)氣道、雷達(dá)艙是影響飛行器頭向隱身性能的重要散射源[6],對(duì)常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī),座艙的電磁散射影響研究尚鮮見報(bào)道。鑒于此,以某型常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)為基礎(chǔ),通過有無座艙對(duì)比分析,模擬座艙隱身化作用,研究其對(duì)整機(jī)電磁散特性的影響規(guī)律。以某型常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)為基礎(chǔ),建立常規(guī)和隱身兩種電磁分析模型,采用物理光學(xué)法(physical optics, PO)[6,11],數(shù)值研究典型狀態(tài)下的RCS散射曲線,通過對(duì)比兩種電磁模型散射特點(diǎn),基于RCS均值相對(duì)減縮值概念,重點(diǎn)分析不同俯仰角、電磁波入射頻率下座艙隱身對(duì)飛行器前向角域電磁散射特性的影響,為常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)的準(zhǔn)隱身改進(jìn)提供參考。

1 座艙隱身原理及電磁分析模型

1.1 座艙隱身原理

盡管座艙、進(jìn)氣道、雷達(dá)艙均屬于腔體散射源,但由于功能不同,采用的隱身技術(shù)不一。對(duì)進(jìn)氣道,可采用多種處理技術(shù),如J-10、J-20、J-31等型號(hào)采用Bump進(jìn)氣道,F-22采用S彎進(jìn)氣道,B-2為背負(fù)式進(jìn)氣道等技術(shù);對(duì)雷達(dá)艙,采用頻率選擇表面(frequency selective surface, FSS)[12]技術(shù)實(shí)現(xiàn)電磁波的選擇性通過,屏蔽威脅波段的電磁波。

對(duì)座艙,隱身技術(shù)途徑是座艙玻璃表面金屬化(或?qū)щ娀?,即采用座艙玻璃鍍膜[Au或ITO(indium tin oxide]膜等,方塊電阻一般小于30 Ω)[3,13]使座艙玻璃表面在電磁波入射時(shí)形成屏蔽層(所謂的黃金座艙),將腔體散射變?yōu)樽摬Ａ庑蔚谋砻嫔⑸?以便采用外形隱身技術(shù)對(duì)座艙玻璃進(jìn)行修形處理,提高頭向隱身性(如J-20、F-22)[10,14]。為研究方便,稱座艙玻璃未鍍膜時(shí)為常規(guī)座艙[4],如圖1(a)所示,相應(yīng)的,座艙鍍膜時(shí)為隱身座艙[4],如圖1(b)所示。

圖1 座艙隱身前后電磁散射對(duì)比示意圖Fig.1 Comparison of electromagnetic scattering with and without cockpit stealth

在飛行器前向一定角域,對(duì)常規(guī)座艙[圖1(a)],電磁波入射至座艙玻璃時(shí),由于未采用表面鍍膜技術(shù),表面電導(dǎo)率較小、表面電阻較大,電磁波幾乎可完全通過,即座艙玻璃對(duì)電磁波來說并無阻礙,使座艙內(nèi)形成較強(qiáng)的腔體或鏡面散射,嚴(yán)重破壞前向隱身性能,此時(shí),座艙外形的改變并不影響前向電磁散射特性。

對(duì)隱身座艙[圖1(b)],電磁波入射至座艙玻璃時(shí),由于鍍膜玻璃的電導(dǎo)率較大、表面電阻較小,會(huì)在玻璃表面感應(yīng)出表面電流,出現(xiàn)類似金屬化表面效果,因此,座艙表面外形會(huì)影響電磁散射特性(尤其是前向),即腔體散射演變?yōu)椴Ａ庑蔚谋砻嫔⑸?在此基礎(chǔ)上,可進(jìn)一步優(yōu)化座艙玻璃外形,以提高隱身性能。但對(duì)常規(guī)三代飛行器(如F-16、J-10等),座艙外形已基本設(shè)計(jì)成熟,如進(jìn)一步修改外形,會(huì)造成氣動(dòng)、改進(jìn)、制造等成本增加,因此有效改進(jìn)的策略之一是使用鍍膜玻璃座艙,提高飛行器前向隱身性能。

1.2 電磁散射分析模型

以某輕型常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)為基礎(chǔ),分別建立常規(guī)座艙、隱身座艙飛行器電磁分析模型,如圖2所示。如前所述,對(duì)電磁波而言,常規(guī)座艙飛行器電磁模型即為不包含座艙玻璃的飛行器電磁模型,而隱身座艙飛行器電磁模型為帶座艙玻璃的飛行器電磁模型。機(jī)身長(zhǎng)16 m,翼展9.6 m,機(jī)翼后掠角49°。

圖2 電磁計(jì)算模型Fig.2 Electromagnetic computation models

如圖2所示,借鑒常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)座艙形式,其長(zhǎng)度為2.77 m、寬1.03 m、深度0.56 m,座艙前端距機(jī)頭3.5 m。隨著日益先進(jìn)的探測(cè)系統(tǒng)發(fā)展,尤其是雷達(dá)探測(cè)技術(shù)革新,對(duì)常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)(相對(duì)隱身戰(zhàn)斗機(jī)而言)戰(zhàn)場(chǎng)生存能力提出了更高要求,其受到的探測(cè)來自于海陸空各個(gè)方位,且探測(cè)頻率更寬。而對(duì)常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī),其前向一定角域內(nèi)的RCS影響尤其重要,因此,依據(jù)戰(zhàn)場(chǎng)需求,研究時(shí)以前向一定角域電磁散射特性為主,輔以其他相關(guān)角域電磁散射特性來綜合分析?？紤]到雷達(dá)電磁波頻率的多樣性,將入射電磁波頻率設(shè)定為1、3、6、10、15、18 GHz,電尺寸分別為53、159.9、319.8、533.3、799.5、959.4,為典型的電大尺寸目標(biāo);關(guān)注角域定義為前向(即機(jī)頭方向)30°(H-30°)和更大范圍的前向60°(H-60°)角域散射特性為主要研究?jī)?nèi)容,兼顧側(cè)向60°(S-60°)、后向(機(jī)尾方向)30度(T-30°)、周向360°(W-360°)角域。電磁波入射方位角為0°～360°,俯仰角設(shè)定為-10°、-5°、0°、5°、10°,俯仰角為正時(shí)對(duì)應(yīng)飛機(jī)抬頭,為負(fù)時(shí)對(duì)應(yīng)飛機(jī)低頭。

2 電磁散射分析方法簡(jiǎn)介

2.1 電磁散射快速計(jì)算方法

對(duì)常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)的電大尺寸金屬目標(biāo),其電磁散射特性可采用并行策略的數(shù)值計(jì)算方法,具有較高的計(jì)算精度,如并行多層快速多極子算法(parallel multilevel fast multipole algorithm, PMLFMA)[15]、時(shí)域有限差分法(finite difference time domain, FDTD)[16]等,也可采用高頻近似方法,如物理光學(xué)法、幾何光學(xué)法、物理繞射理論、射線追蹤法等。

就常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)來說,屬于典型的電大尺寸計(jì)算目標(biāo),如采用數(shù)值計(jì)算方法,即便是并行策略,盡管可以獲得較為精確的計(jì)算結(jié)果,但計(jì)算內(nèi)存、效率會(huì)有較大的損失,甚至不能完成計(jì)算,缺乏工程應(yīng)用性。高頻近似方法(如物理光學(xué)法)盡管對(duì)一些弱耦合散射項(xiàng)有一定取舍,但對(duì)電大尺寸目標(biāo)依然有較高的計(jì)算精度,同時(shí)有較高的計(jì)算效率,可用于分析常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)目標(biāo)的電磁散射特性,考慮到座艙的腔體散射計(jì)算效果,對(duì)物理光學(xué)法采用了遮擋處理。

物理光學(xué)法是高頻近似方法中常用方法之一,該方法從電磁場(chǎng)積分方程出發(fā),忽略面元間的相互耦合,以面元自耦合來求得散射場(chǎng)。采用物理光學(xué)法計(jì)算目標(biāo)的RCS[11],計(jì)算公式為

(1)

式(1)中:σ為目標(biāo)RCS;i為目標(biāo)網(wǎng)格計(jì)算面元編號(hào);σi為第i個(gè)計(jì)算面元的復(fù)數(shù)RCS。

(2)

2.2 座艙隱身電磁散射影響分析方法

基于1.1節(jié)所述座艙隱身原理,針對(duì)電磁分析模型A和B,考慮到隱身一般體現(xiàn)在一定角域尤其是頭向角域內(nèi)的RCS散射特性,在重點(diǎn)研究角域,飛行器電磁模型B相對(duì)于A的RCS相對(duì)減縮值可表示為

(3)

給定關(guān)注角域內(nèi),算術(shù)均值[17]可表示為

(4)

式(4)中:σi為第i個(gè)入射角的RCS,dBsm;N為該角域上的RCS采樣點(diǎn)數(shù)目。

綜上,對(duì)座艙隱身的電磁散射特性,首先通過兩種電磁模型的RCS曲線對(duì)比來分析座艙隱身前后對(duì)曲線分布的影響特點(diǎn),包含散射波峰波谷變化特點(diǎn)、曲線與飛行器結(jié)構(gòu)的影響關(guān)系等;其次,基于不同角域的RCS算術(shù)均值,研究座艙隱身在不同頻率、俯仰角時(shí)對(duì)電磁散射幅值的影響關(guān)系;最后,以RCS相對(duì)減縮值為基準(zhǔn),重點(diǎn)研究座艙隱身對(duì)飛行器電磁散射特性即隱身性能的影響規(guī)律。

3 座艙隱身對(duì)RCS曲線分布的影響

為分析采用座艙隱身措施前后的RCS曲線分布變化規(guī)律,從飛行器俯仰角變化和入射電磁波頻率兩方面著手,由于變化規(guī)律的相似性,選取A、B兩種電磁模型入射波頻率6 GHz(俯仰角0°、5°)的RCS散射曲線如圖3所示,俯仰角0°(入射電磁波頻率分別為3、10 GHz)的RCS散射曲線如圖4所示。

圖3 兩種模型不同俯仰角RCS曲線(6 GHz)Fig.3 RCS curves of two models with different pitch angle(6 GHz)

圖4 兩種模型不同頻率RCS曲線(俯仰角0°)Fig.4 RCS curves of two models with different frequencies(in the pitch angle of 0°)

從圖3可以看出,同一狀態(tài)下,采用鍍膜等技術(shù)之后的座艙具有明顯的前向隱身效果,即RCS曲線在前向一定角域內(nèi)差異較大。從曲線分布來看,對(duì)模型A來說,沿周向依次在0°、40°、90°、135°、180°附近包含有對(duì)稱分布的9個(gè)散射波峰,與之對(duì)應(yīng),座艙隱身模型B在前向0°處較強(qiáng)散射波峰消失。

如前所述,俯仰角0°、5°下,方位角0°附近角域散射波峰表現(xiàn)為座艙、進(jìn)氣道及其他部件在前向的綜合散射效果,方位角0°附近角域主要為座艙腔體的散射貢獻(xiàn),邊條翼也有較少貢獻(xiàn)。方位角40°附近角域散射波峰較窄,幅值接近20 dBsm,為機(jī)翼前緣的散射效果。方位角90°附近角域波峰較寬,為機(jī)身側(cè)面、垂尾、機(jī)翼側(cè)向等耦合散射,影響范圍較大,幅值較高,從作戰(zhàn)特點(diǎn)來看,該范圍內(nèi)對(duì)常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)的隱身性能影響較小。方位角135°附近角域附近時(shí)尾噴口外部邊緣切口的散射貢獻(xiàn),該角域影響偏離后向30°角域,對(duì)后向隱身性能影響較小。方位角180°附近角域散射波峰為尾噴口截面、垂尾、機(jī)翼后緣散射耦合的綜合表現(xiàn),影響較大者為尾噴口截面的鏡面散射效果,降低了后向隱身性能。

俯仰角變化時(shí),兩種模型的RCS散射曲線均有一定變化,主要表現(xiàn)在前向H-60°角域。對(duì)模型A,俯仰角增大時(shí),前向H-60°角域上的散射波峰變窄,幅值變小,尤其在前向H-30°表現(xiàn)更為明顯,該現(xiàn)象是由于座艙腔體散射俯仰角0°向5°變化時(shí),腔體散射效果減弱,同時(shí),這一現(xiàn)象在俯仰角10°時(shí)更為明顯;整體來看,在其他角域上,較小的俯仰角并未引起散射曲線的較大變化,即散射特性在一定俯仰角內(nèi)具有一定的相似性。而對(duì)模型B,俯仰角變化時(shí),在全向上,兩條曲線基本重合,僅方位角135°附近角域附近波峰在俯仰角增加時(shí)變小,這是由于尾噴口外部邊緣斜切口的鏡面散射變小,這一現(xiàn)象在模型A的散射曲線上也有一定表現(xiàn),盡管該角域上峰值有所降低,但對(duì)后向隱身性能影響并不明顯。以上散射特性表明,座艙隱身化措施對(duì)前向較多角域影響較大,且在俯仰角變化時(shí),依然具有一定隱身性能。

由于各頻率下散射規(guī)律基本一致,僅列出3 GHz和10 GHz的RCS散射曲線。從圖4可以看出,模型A和B相比而言,座艙隱身措施依然在前向有較明顯影響,除前向角域外,沿周向分布的其他角域上的曲線分布、波峰形式和特點(diǎn)基本一致,即采用座艙隱身技術(shù)后的模型B的散射曲線僅在前向H-60°角域范圍變現(xiàn)為內(nèi)陷,而其他角域位置基本重合,散射影響并不明顯,這點(diǎn)與俯仰角散射特性有一定區(qū)別。

同時(shí),由于3、10 GHz下研究對(duì)象的典型電尺寸分別為159、533,盡管二者差異較大,但均處于明顯的高頻散射區(qū)域。從圖4也可以看出,兩種頻率下,對(duì)應(yīng)的散射曲線基本重合,但10 GHz散射曲線振蕩較為劇烈。以上散射特點(diǎn)說明,采用鍍膜技術(shù)的座艙隱身措施對(duì)前向有較大影響,且該影響在頻率變化時(shí)依然有效,即座艙隱身可實(shí)現(xiàn)前向多頻隱身性能,在此基礎(chǔ)上,也可以通過優(yōu)化座艙玻璃外部形狀進(jìn)一步提高隱身性能。

從圖5散射曲線可以看出,前向H-30°角域,座艙隱身可以降低RCS幅值約20 dB以上。綜合俯仰角變化特性,經(jīng)過對(duì)座艙鍍膜和外部修形之后,飛行器的前向一定角域內(nèi)的RCS獲得了較大降低,并在不同俯仰角和頻率上均具有電磁散射減縮效果,且曲線表現(xiàn)為一定的相似性,提高了飛行器隱身性能。

H、S、T、W分別表示前向、側(cè)向、后向、周向圖5 不同角域RCS均值俯仰角響應(yīng)曲線Fig.5 Response curves of RCS mean values with pitch angle in different angular domains

4 座艙隱身措施的電磁散射影響

結(jié)合以上RCS散射曲線分布特點(diǎn),為進(jìn)一步分析座艙隱身措施的電磁散射影響,分別計(jì)算了座艙非隱身、隱身電磁模型的RCS算術(shù)均值和座艙隱身模型B的相對(duì)減縮值,分別從改變俯仰角和頻率兩個(gè)維度來分析座艙隱身前后電磁散射響應(yīng)特性。

4.1 電磁散射俯仰角響應(yīng)特性

鑒于各頻率下俯仰角特性相似,以6 GHz為例進(jìn)行研究,模型B在不同俯仰角(-15°～15°)下各角域(H-30°、H-60°、S-60°、T-30°、W-360°)的RCS均值及RCS相對(duì)減縮值曲線分別如圖5、圖6所示。

H、S、T、W分別表示前向、側(cè)向、后向、周向圖6 不同角域相對(duì)減縮值俯仰角響應(yīng)曲線Fig.6 Response curves of relative reduction values with pitch angle in different angular domains

對(duì)座艙隱身模型B,結(jié)合RCS均值變化曲線(圖5)和散射曲線分布曲線(圖3)可以看出,俯仰角改變時(shí),不同角域RCS均值響應(yīng)特性有一定區(qū)別,對(duì)前向角域,其散射機(jī)理相同,H-30°和H-60°角域的RCS均值曲線變化特征基本一致,僅在較大俯仰角10°、15°時(shí)有較小區(qū)別,表現(xiàn)為H-30角域較高,這是由于H-60°角域更廣,其散射特性受附近RCS振蕩特性影響而降低;以上特點(diǎn)也表現(xiàn)在圖3中,兩種俯仰角的前向角域上,RCS曲線基本接近,說明散射機(jī)理并未明顯改變,這一點(diǎn)也體現(xiàn)在其它角域。在H-30°和H-60°角域上,RCS均值曲線在俯仰角增加時(shí),呈較小的振蕩增加趨勢(shì),變化范圍為-23.008 7～-19.372 dBsm,即-20 dBsm,仰角15°時(shí)達(dá)到最大-14.248 dBsm,在俯仰角較大時(shí)增加,其原因是由于此時(shí)機(jī)頭下方部位散射增強(qiáng)。

側(cè)向S-60°、后向T-30°、周向W-360°角域RCS均值曲線變化特性相似,T-30°、W-360°角域振蕩較為劇烈。S-60°在-0.264 1～5.868 9 dBsm范圍,是由于俯仰角變化不會(huì)引起側(cè)向散射機(jī)理的改變,依然是機(jī)身、垂尾、機(jī)翼等結(jié)構(gòu)的散射耦合作用。而T-30°、W-360°角域變化范圍為-8.197 3～5.911 6 dBsm,整體上俯仰角0度時(shí)RCS均值較高,其余俯仰角較小,對(duì)后向T-30°角域,俯仰角為0°時(shí)表現(xiàn)為尾噴口的鏡面散射,俯仰角增大或減小時(shí),鏡面散射效果減弱,因此,對(duì)T-30°角域,可以看出,俯仰角0°RCS均值最高,兩端依次降低;W-360°角域?yàn)橹芟蚋鹘怯虻乃阈g(shù)平均,即為所有角域上電磁散射的綜合效果,僅在0°時(shí)較強(qiáng),其余俯仰角變化較小。

為進(jìn)一步分析座艙隱身的電磁散射影響,采用RCS相對(duì)減縮值進(jìn)行分析,從圖6可以看出,座艙隱身對(duì)RCS相對(duì)減縮值的影響主要體現(xiàn)在:一是前向與側(cè)向、后向、周向等角域的相對(duì)減縮值變化特性有較大區(qū)別;二是前向角域的相對(duì)減縮值振幅更強(qiáng),隱身性能影響更為明顯。在H-30°和H-60°角域上,0°俯仰角時(shí),減縮效果最高,可達(dá)19.788 7 dB,俯仰角±5度仍具有較高的減縮效果,±10°俯仰角減縮效果不明顯,但在±15°時(shí)有一定減縮效果,可以看出,對(duì)H-30°和H-60°角域,RCS均值減縮曲線呈“W”形分布,中部更高;結(jié)合散射曲線(圖3),俯仰角變化時(shí),模型A的前向角域波峰有降低趨勢(shì),這是由于座艙的腔體散射效果影響,而模型B基本不變,這一散射區(qū)別會(huì)引起在俯仰角變化時(shí)的RCS相對(duì)減縮值有逐步減小趨勢(shì)。

對(duì)S-60°、T-30°、W-360°角域,座艙的腔體散射表現(xiàn)各不相同,變化范圍為-2.787 8～3.583 8 dB,總體來看,RCS相對(duì)減縮值隨俯仰角變化而呈振蕩趨勢(shì),且W-360°受各前向角域影響在0°俯仰角時(shí)較大。結(jié)合圖3可以看出,除前向角域兩種模型散射曲線有較大區(qū)別外,其余角域有較小變化,且俯仰角的變化并未引起散射機(jī)理的較大變化。同時(shí),盡管座艙對(duì)前向貢獻(xiàn)較大,而在其他角域影響較小,其原因是由于該腔體散射在其他角域上已淹沒于該角域上鏡面散射等強(qiáng)散射范圍內(nèi)。

4.2 電磁散射響頻率響應(yīng)特性

座艙隱身電磁模型B在俯仰角0°不同入射頻率的各角域(H-30°、H-60°、S-60°、T-30°、W-360°)的RCS均值、減縮值變化曲線如圖7、圖8所示。

H、S、T、W分別表示前向、側(cè)向、后向、周向圖7 不同角域RCS均值頻率響應(yīng)曲線Fig.7 Response curves of RCS mean values with frequency in different angular domains

H、S、T、W分別表示前向、側(cè)向、后向、周向圖8 不同角域RCS減縮值頻率響應(yīng)曲線Fig.8 Response curves of RCS relative reduction values with frequency in different angular domains

對(duì)模型B,從圖7可以看出,頻率增加時(shí),各角域RCS均值呈降低趨勢(shì),即RCS均值隨頻率升高而降低,1、3、6 GHz時(shí)降低速度較快,6、10、15、18 GHz較為平緩,逐漸趨近于定值,同時(shí),各角域RCS均值由大到小依次為S-30°、T-30°、W-360°、H-60°、H-30°,前向角域最低,說明在多頻下前向隱身性能最好。

前向H-30°、H-60°角域的兩條RCS均值變曲線基本粘合,且變化趨勢(shì)相同,結(jié)合散射曲線(圖4)可以看出,頻率的改變不會(huì)引起電磁散射機(jī)理的改變,但其RCS幅值隨頻率增加由-12.707 7 dBsm逐步減小為-22.712 dBsm,說明座艙隱身在研究頻率范圍內(nèi)(高頻區(qū))有較好的隱身效果。在S-60°、T-30°角域上,分別存在較強(qiáng)的散射波峰,且波峰較寬,此時(shí)座艙隱身的影響較小,因此兩個(gè)角域上的RCS均值較高,在2.646 5～8.297 2 dBsm,且大多在5.5 dBsm附近。周向W-360°角域介于前向和側(cè)向或后向之間,均值曲線變化平緩,僅在低頻1 GHz時(shí)較大,周向RCS均值較低也是座艙隱身效果的表現(xiàn)。

在以上RCS均值變化研究基礎(chǔ)上,模型B的RCS相對(duì)減縮值變化規(guī)律更能體現(xiàn)座艙隱身效果,圖8相對(duì)減縮值曲線說明,一是座艙隱身在各角域的隱身性能表現(xiàn)不一,對(duì)RCS相對(duì)減縮值,H-30°、H-60°、W-360°、T-30°、S-60°各角域在不同的頻率上均依次降低;二是頻率變化時(shí),前向H-30°、H-60°角域相對(duì)減縮值均在10 dB以上,而其余角域相對(duì)減縮值在0 dB。

頻率增加時(shí),前向H-30°和H-60°角域上,RCS相對(duì)減縮值表現(xiàn)為先增大后減小的振蕩趨勢(shì),其大小在11.498 6～24.667 4 dB,15 GHz時(shí)座艙隱身措施對(duì)相對(duì)減縮值的提高效果最好,同時(shí),頻率的增加并未改變座艙隱身措施的作用,改進(jìn)后的模型B在前向保持較好的隱身性能,其前向腔體散射消失。在S-60°和T-30°角域上,由于座艙隱身的散射效果并未造成該部分散射機(jī)理的太大變化,因此,對(duì)應(yīng)角域內(nèi)的RCS相對(duì)減縮值在0 dB附近振蕩,且對(duì)頻率的變化并不明顯,二者曲線也基本重合。對(duì)周向W-360°角域,受前向角域隱身效果影響,相對(duì)減縮值在1.797 2～4.378 1 dB,綜合隱身性能有一定的提高。

對(duì)比分析可知,座艙隱身措施在較小俯仰角、多頻上均具有較強(qiáng)的隱身性能,且主要影響前向一定角域內(nèi)的RCS相對(duì)減縮值,表現(xiàn)為前向散射波峰消失,即座艙的腔體強(qiáng)散射作用明顯減弱;而其余角域影響不大,但對(duì)周向隱身性能有較弱提高。

5 結(jié)論

為研究座艙隱身化措施的電磁散射特性影響,分別建立了常規(guī)、隱身座艙的戰(zhàn)斗機(jī)電磁分析模型,計(jì)算了不同狀態(tài)下的RCS曲線,分析了散射曲線的分布、均值和相對(duì)減縮值影響特性,得出以下結(jié)論。

(1)RCS分布特性:座艙采用隱身化措施后,前向腔體散射波峰消失,側(cè)向、后向散射波峰變化不大,即座艙隱身化的影響范圍主要集中在前向H-60°角域內(nèi)。

(2)俯仰角響應(yīng)特性:一定俯仰角范圍內(nèi),前向角域的隱身化模型RCS均值約在-20 dBsm,隱身性能較好;減縮值在俯仰角0°最大,隨俯仰角呈“W”分布趨勢(shì);其余角域電磁散射機(jī)理未變,呈一定范圍的振蕩變化。

(3)頻率響應(yīng)特性:座艙隱身措施在前向具有明顯的多頻隱身效果,頻率增加,前向RCS均值減小,相對(duì)減縮值振蕩變化,15 GHz時(shí)最大,為24.667 4 dB;其余角域上RCS均值和相對(duì)減縮值頻率影響較弱。

(4)戰(zhàn)斗機(jī)隱身性能影響:座艙隱身措施可同時(shí)實(shí)現(xiàn)不同俯仰角、多頻的前向隱身性能,相對(duì)減縮值在10 dB以上。