張 揚(yáng)，艾俊強(qiáng)，王 健，張維仁

(中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安 710089)

1 引言

由于傳統(tǒng)飛機(jī)的垂直尾翼會產(chǎn)生很強(qiáng)的鏡面散射以及形成角反射器，對飛機(jī)隱身性能極為不利，因此典型隱身飛機(jī)通常采用傾斜雙垂尾布局(如F－22、F－35、T－50)或無尾布局(如B－2)［1－2］。對于戰(zhàn)斗機(jī)這類對操縱性和穩(wěn)定性有特別要求的飛機(jī)，無尾布局常常不能滿足飛行性能要求，故美俄四代機(jī)均采用傾斜雙垂尾。

傾斜雙垂尾雖然提高了飛機(jī)隱身性能，但尾翼依然對全機(jī)雷達(dá)散射截面(Radar Cross Section，RCS)產(chǎn)生貢獻(xiàn)，因此需要精心設(shè)計(jì)。然而，相關(guān)研究少有報(bào)道。文獻(xiàn)［3］提出了消除尾翼角反射器效應(yīng)的措施，文獻(xiàn)［4］研究了傾斜雙垂尾外形參數(shù)設(shè)計(jì)方法，這兩篇文獻(xiàn)定性分析了傾斜雙垂尾的隱身設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，但未給出定量結(jié)果。文獻(xiàn)［5］采用物理光學(xué)法對傾斜雙垂尾電磁散射特性進(jìn)行了數(shù)值模擬，并研究了RCS 隨尾翼傾斜角度的變化規(guī)律，然而文獻(xiàn)［5］采用的算法僅能對電磁散射中的鏡面散射部分進(jìn)行計(jì)算。此外，傾斜雙垂尾除傾斜角度這一參數(shù)外，還存在尾翼位置、邊緣后掠角等諸多設(shè)計(jì)參數(shù)，需要系統(tǒng)研究尾翼電磁散射對這些參數(shù)的敏感性，才能解決隱身性能約束下尾翼設(shè)計(jì)問題。

本文針對以往學(xué)者研究不足的方面，采用精度更高的計(jì)算方法對傾斜雙垂尾電磁散射特點(diǎn)進(jìn)行定量分析，研究尾翼位置、傾斜角度、邊緣后掠角等參數(shù)變化對RCS 產(chǎn)生的影響，為尾翼隱身設(shè)計(jì)提供參考。

2 計(jì)算方案設(shè)計(jì)

為單獨(dú)考察傾斜雙垂尾的電磁散射特點(diǎn)，我們設(shè)計(jì)了低散射載體。兩塊尾翼置于載體上，用載體模擬機(jī)身，并將尾翼截?cái)噙吔绨诤?。參考YF－23(如圖1)進(jìn)行尾翼及載體設(shè)計(jì)。

圖1 YF－22 和YF－23 戰(zhàn)斗機(jī)Fig.1 YF－22 and YF－23

最終設(shè)計(jì)的載體前緣為箭形，后緣由4 條邊緣組成，呈M 形，載體邊緣后掠角均在30°以上，避免邊緣產(chǎn)生的RCS 波峰進(jìn)入關(guān)鍵扇區(qū);翼面采用梯形平面形狀，并將翼尖斜切;尾翼布置于載體兩端，類似于YF－23 尾翼布局，模擬對機(jī)身的遮擋;翼面和載體光滑過渡，基本型方案翼面外傾60°，如圖2 所示，其具體尺寸見表1。通過改變尾翼位置、傾斜角度、邊緣后掠角等翼面設(shè)計(jì)參數(shù)，研究上述參數(shù)對RCS 的影響。

圖2 計(jì)算方案Fig.2 Model

表1 方案幾何參數(shù)Table 1 Geometry parameter

3 計(jì)算方法及參數(shù)

考慮到物理光學(xué)法等高頻方法難以滿足精度要求，同時矩量法對計(jì)算資源要求過于苛刻［6－8］，本文選擇多層快速多極子方法(Multilevel Fast Multipole Method，MLFMM)。該方法采用加法定理進(jìn)行分層分區(qū)計(jì)算，近區(qū)耦合基于矩量法直接計(jì)算，非附近區(qū)耦合由聚合、轉(zhuǎn)移、配置3 步完成［8］。文獻(xiàn)［9］表明，上述計(jì)算方法與微波暗室測試結(jié)果吻合較好，說明該方法應(yīng)用于電磁散射特點(diǎn)分析是可行的。

4 傾斜雙垂尾電磁散射特點(diǎn)分析

根據(jù)計(jì)算結(jié)果及對稱性，可以得到方位角0°～360°范圍內(nèi)RCS 分布。以VV 極化為例，如圖3 所示，在方位角0°～180°范圍內(nèi)存在7 個明顯RCS 波峰(依次標(biāo)示為A、B、C、D、E、F、G)。

圖3 RCS 分布曲線Fig.3 RCS curve

對比圖3 和傾斜雙垂尾俯視圖發(fā)現(xiàn)，RCS 波峰與邊緣后掠角存在對應(yīng)關(guān)系，不難看出，邊緣是產(chǎn)生RCS 波峰的散射源。RCS 波峰所在方位角及對應(yīng)的散射源如表2 所示。

表2 RCS 波峰所在方位角及散射源Table 2 Azimuth of RCS curve peak and the scattering source

文獻(xiàn)［10］研究表明，當(dāng)二維機(jī)翼受到電場垂直于前緣、射線方向垂直于前、后緣且與弦面平行或僅有一個較小角度的入射時，在照明區(qū)的前緣有回波產(chǎn)生，處在陰影區(qū)的后緣也有回波產(chǎn)生:處在照明區(qū)的前緣產(chǎn)生的鏡面反射;處在陰影區(qū)的后緣經(jīng)前向爬行波的入射激起的邊緣繞射線再經(jīng)后向爬行而形成的回波。本文也發(fā)現(xiàn)類似現(xiàn)象，尾翼后緣電磁散射不僅對尾向產(chǎn)生影響(RCS 峰值最高達(dá)10.5 dBsm)，也會在頭向造成RCS 波峰(峰值最高達(dá)4.5 dBsm);尾翼前緣電磁散射僅對頭向產(chǎn)生影響(RCS 峰值最高達(dá)18 dBsm)。因此，對于頭向隱身要求較高的飛行器，需要合理設(shè)計(jì)尾翼前緣后掠角及后緣后掠角，避免兩者在頭向產(chǎn)生的RCS 波峰進(jìn)入頭向關(guān)鍵扇區(qū)。

統(tǒng)計(jì)傾斜雙垂尾關(guān)鍵扇區(qū)RCS 均值，得到頭向±30°均值最大為－8.2 dBsm，側(cè)向±30°均值最大為－10.3 dBsm，尾向±30°均值最大為－2.1 dBsm。

5 尾翼位置影響分析

根據(jù)尾翼位置的差別，將典型傾斜雙垂尾布局分為兩類:布局1 如YF－23，尾翼位于機(jī)身(或翼面)兩端，電磁波側(cè)向照射時尾翼完全遮擋機(jī)身;布局2 如YF－22，尾翼位于翼面內(nèi)，電磁波側(cè)向照射時尾翼部分遮擋機(jī)身(見圖1)。通過數(shù)值計(jì)算，對比分析兩種布局RCS 差別，從而得到尾翼位置對RCS 的影響。

布局1 模型如圖2 所示。參考YF－22 設(shè)計(jì)布局2 模型如圖4 所示，兩塊翼面位于低散射載體內(nèi)，從俯視圖上看，尾翼與載體有重疊區(qū)域。布局1 和布局2 尾翼翼面完全相同，為保證載體不影響對側(cè)向RCS 的考察，布局2 載體前緣和后緣收于一點(diǎn)，避免產(chǎn)生正側(cè)向邊緣繞射。

圖4 布局2 計(jì)算模型Fig.4 Model 2

兩種布局關(guān)鍵扇區(qū)RCS 均值如圖5 所示。由圖可知，傾斜雙垂尾頭向RCS 對VV 極化較敏感，尾向RCS 對HH 極化較敏感。兩種布局頭向、尾向RCS 差別不大，但側(cè)向RCS 相差較大，布局1 比布局2 側(cè)向RCS 均值小20～22 dB?？梢?，對于僅僅要求頭向和尾向隱身性能的飛機(jī)，尾翼位置對RCS影響不大;對于要求全向隱身的飛機(jī)，尾翼位于機(jī)身(或翼面)兩端，由于電磁波側(cè)向照射時尾翼完全遮擋機(jī)身，可使側(cè)向RCS 均值降低20 dB以上。

圖5 兩種傾斜雙垂尾布局RCS 均值對比Fig.5 Average RCS comparison between two tails

6 尾翼傾角影響分析

將尾翼傾斜角度由0°逐漸變?yōu)?5°，每間隔15°得到一個變傾角方案(如圖6 所示)，其中0°傾角尾翼即垂直尾翼。計(jì)算RCS 并對頭向關(guān)鍵扇區(qū)(頭向±30°)、側(cè)向關(guān)鍵扇區(qū)(側(cè)向±30°)和尾向關(guān)鍵扇區(qū)(尾向±30°)取均值，得到RCS 均值隨尾翼傾角變化曲線，如圖7 所示。

假設(shè)實(shí)際加工中夾持器桿件寬度為10 mm(如圖5)，選取長度L=20～90 mm的長方體作為兩點(diǎn)夾持對象(相應(yīng)的理論值為30～100 mm)，選取 R=35～47 mm的圓柱作為包絡(luò)抓取對象(相應(yīng)的理論值為40～52 mm)。為與理論分析直觀對比，下述分析以夾持對象理論尺寸作為其仿真模型中的尺寸。夾持器2種工作模式的ADAMS建模如圖5所示，其中，在進(jìn)行包絡(luò)夾持仿真時，對夾持對象添加一個沿夾持器對稱軸方向的滑動副約束，使得仿真時機(jī)構(gòu)能自動尋找靜平衡位置。

圖6 尾翼傾角變化示意Fig.6 Angle of inclination variation

圖7 RCS 均值隨尾翼傾角變化曲線Fig.7 Average RCS changes with angle of inclination

傾角為0°時，尾翼法線為正側(cè)向，因此尾翼對側(cè)向產(chǎn)生鏡面散射，造成較大RCS;隨著傾角增大，尾翼逐漸偏離鏡面散射方向，電磁散射隨之減弱，這是增大傾角能使側(cè)向RCS 降低的機(jī)理。由圖7 可知，傾角由0°變?yōu)?5°時，側(cè)向RCS 變化達(dá)44 dB，可見，傾角變化對側(cè)向RCS 影響巨大。對于側(cè)向RCS，傾斜雙垂尾RCS 隨傾角增大而下降，其中傾角30°前RCS 急劇下降，之后緩慢下降;HH 極化和VV極化下側(cè)向RCS 接近。由此可見，為降低側(cè)向RCS，尾翼傾斜角度應(yīng)不小于30°(RCS 可降至－5 dBsm以下)。

由曲線可知，對于頭向，傾斜雙垂尾RCS 隨傾角增大而先增后減，其中傾角30°附近達(dá)到峰值;HH 極化和VV 極化下頭向RCS 變化規(guī)律相似。對于尾向，傾角30°前，尾向RCS 隨傾角增大而上升;傾角30°后，不同極化下RCS 呈現(xiàn)相反的變化趨勢，HH 極化下，尾向RCS 緩慢上升，VV 極化下，RCS 急劇下降。由此可知，為降低頭向和尾向RCS，應(yīng)使傾角偏離30°，且傾向于尾翼傾角數(shù)值越小越好。

由上述分析可知，傾角變化對頭尾向RCS 和側(cè)向RCS 產(chǎn)生相反作用。與0°傾角相比，傾角大于30°時，側(cè)向RCS 能下降35 dB以上，頭向RCS 增大18 dB以下，尾向RCS 增大13 dB以下，綜合考慮，傾角應(yīng)大于30°。

7 尾翼邊緣后掠角度影響分析

在保證翼面積不變的前提下，改變尾翼邊緣后掠角。計(jì)算尾翼前緣分別為20°、30°、38°和50°情況下(如圖8 所示)尾翼RCS。4 種方案在俯視圖上邊緣后掠角度如表3 所示。

圖8 尾翼前緣分別為20°、30°、38°時方案示意圖Fig.8 Models with different leading edge angle (20°，30°，38°)

表3 俯視圖中尾翼邊緣后掠角度Table 3 Edge angle in top view

4 種方案RCS 均值如圖9 所示?？紤]頭向RCS:由圖表可知，方案1 尾翼前緣在俯視圖上的投影后掠角為22.8°，位于頭向關(guān)鍵扇區(qū);方案2 尾翼前緣在俯視圖上的投影后掠角為33°，避開了頭向關(guān)鍵扇區(qū)，由此導(dǎo)致RCS 均值降低13 dB以上。

圖9 RCS 均值隨前緣后掠角變化曲線Fig.9 Average RCS changing with leading edge angle

側(cè)向RCS 對尾翼邊緣角度變化不敏感，始終處于－11 dBsm量級?？紤]尾向RCS，方案1～3 俯視圖上尾翼后緣的角度在前掠14.7°到后掠16°之間變化，始終處于尾向關(guān)鍵扇區(qū)，由圖可知尾向RCS變化較小;方案4 俯視圖上尾翼后緣的角度為39.7°，避開頭向及尾向關(guān)鍵扇區(qū)，由此頭向RCS 均值下降4 dB以上，尾向RCS 均值下降11 dB以上。

8 結(jié)束語

采用傾斜雙垂尾是外形隱身的一項(xiàng)重要措施。本文通過電磁仿真及分析，發(fā)現(xiàn)尾翼位置和傾斜角度對側(cè)向RCS 影響較大:相比尾翼在翼面內(nèi)的情況，尾翼在翼面最外端能使側(cè)向RCS 降低20 dB以上;相比垂直尾翼，傾角大于30°時，側(cè)向RCS 能下降35 dB以上。此外，尾翼前后緣后掠角對側(cè)向RCS 影響較小，但對頭、尾向RCS 影響較大，應(yīng)合理設(shè)計(jì)前后緣角度，避免其散射波峰進(jìn)入頭、尾向關(guān)鍵扇區(qū)。

與以往研究工作相比，本文采用了精度更高的算法，通過低散射載體單獨(dú)研究了傾斜雙垂尾電磁散射特點(diǎn)，定量研究了尾翼位置、傾角、尾翼邊緣后掠角等參數(shù)對RCS 的影響規(guī)律。相關(guān)研究結(jié)論可為隱身性能約束下的尾翼設(shè)計(jì)提供參考。

本文僅對傾斜雙垂尾在L 頻段的電磁散射特點(diǎn)進(jìn)行了分析，在其他頻段下的散射規(guī)律需進(jìn)一步研究。

［1］賀媛媛，周超.飛行器隱身技術(shù)研究及發(fā)展［J］.飛航導(dǎo)彈，2012(1):84－91.HE Yuanyuan，ZHOU Chao.Research and development of aircraft low observable technology［J］.Aerodynamic Missile Journal，2012(1):84－91.(in Chinese)

［2］許學(xué)春.隱身導(dǎo)彈與隱身技術(shù)的應(yīng)用［J］.飛航導(dǎo)彈，2013(5):87－90.XU Xuechun.The application of stealth missile and low observable technology［J］.Aerodynamic Missile Journal，2013(5):87－90.(in Chinese)

［3］桑建華.飛行器隱身技術(shù)［M］.北京:航空工業(yè)出版社，2013.SANG Jianhua.Low－ observable technologies of aircraft［M］.Beijing:Aviation Industry Press，2013.(in Chinese)

［4］張考.飛行器對雷達(dá)隱身性能計(jì)算與分析［M］.北京:國防工業(yè)出版社，1997.ZHANG Kao.Computation and research on low－observable performance of aircraft［M］.Beijing:National Defense Industry Press，1997.(in Chinese)

［5］岳奎志，孫聰，姬金祖.雙立尾對戰(zhàn)斗機(jī)隱身特性的數(shù)值模擬［J］.北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2014(2):160－165.YUE Kuizhi，SUN Cong.JI Jinzu.Numerical simulation on the stealth characteristics of twin－ vertical－ tails for fighter［J］.Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2014(2):160－165.(in Chinese)

［6］王辛剛.復(fù)雜目標(biāo)電磁散射特性精確計(jì)算方法的并行化和實(shí)現(xiàn)［D］.上海:上海大學(xué)，2011.WANG Xingang.The parallelization and implementation of MLFMA for the accurate solution of electromagnetic scattering by large complex object［D］.Shanghai:Shanghai University，2011.(in Chinese)

［7］阮穎錚.雷達(dá)截面與隱身技術(shù)［M］.北京:國防工業(yè)出版社，1998.RUAN Yingzheng.Radar cross section and low－observable technologies［M］.Beijing:National Defense Industry Press，1998.(in Chinese)

［8］聶在平.目標(biāo)與環(huán)境電磁散射特性建?！碚?、方法與實(shí)現(xiàn)(應(yīng)用篇)［M］.北京:國防工業(yè)出版社，2009.NIE Zaiping.Modeling of electromagnetic scattering characteristics of target and environment—theory，method and realization［M］.Beijing:National Defense Industry Press，2009.(in Chinese)

［9］王健.基于多層快速多極子算法的某隱身飛機(jī)RCS 特性分析［C］//第四屆中國航空學(xué)會青年科技論壇文集.北京:中國航空學(xué)會，2010:193－199.WANG Jian.RCS analysis of a stealth fighter Based on multi－ level fast multipolealgorithm［C］//Proceeding of the 4th CSAA Youth Science and Technology Form.Beijing:Chinese Society of Aeronautics and Astronautics，2010:193－199.(in Chinese)

［10］張考.軍用飛機(jī)生存力與隱身設(shè)計(jì)［M］.北京:國防工業(yè)出版社，2002.ZHANG Kao.Military aircraft survivability and stealth design［M］.Beijing:National Defense Industry Press，2002.(in Chinese)