劉曉春，張慶東，張　清，許　群，田俊霞

(中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司 濟(jì)南特種結(jié)構(gòu)研究所，　濟(jì)南 250023)

?

飛機(jī)部件RCS測(cè)試用載體設(shè)計(jì)技術(shù)研究

劉曉春，張慶東，張清，許群，田俊霞

(中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司 濟(jì)南特種結(jié)構(gòu)研究所，濟(jì)南 250023)

摘要：如何準(zhǔn)確測(cè)試一個(gè)飛機(jī)上單獨(dú)部件自身的雷達(dá)散射截面(RCS)特性，是隱身性能研究的一個(gè)重要方面。文中以飛機(jī)上的某一部件為例，分析了該部件RCS測(cè)試的影響因素，針對(duì)部件開(kāi)放端口不連續(xù)引起的散射問(wèn)題提出了RCS測(cè)試用載體的設(shè)計(jì)原則和方法，利用多層快速多極子方法對(duì)載體進(jìn)行設(shè)計(jì)仿真和優(yōu)化，從而有效保證RCS測(cè)試數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性。

關(guān)鍵詞：隱身性能；RCS測(cè)試；載體

0引言

具有隱身功能的戰(zhàn)斗機(jī)越來(lái)越受到重視，世界各國(guó)對(duì)隱身飛機(jī)的研發(fā)都投入了大量的人力和物力。隱身飛機(jī)的進(jìn)氣道、雷達(dá)罩、各種電子戰(zhàn)天線罩、座艙和飛機(jī)上的各種口蓋等是不可忽視的散射源，現(xiàn)役的隱身飛機(jī)，其頭向的雷達(dá)散射截面(RCS)在0.1 m2左右。目前，在尋找減縮各部件自身的RCS方法的同時(shí)，也應(yīng)關(guān)注如何準(zhǔn)確評(píng)估或測(cè)試部件本身的隱身性能，保證部件在評(píng)估和測(cè)試時(shí)同裝機(jī)狀態(tài)具有相同的邊界條件，那就要求這些部件在RCS測(cè)試過(guò)程中帶有載體，消除無(wú)效散射源的貢獻(xiàn)。

本文對(duì)飛機(jī)部件RCS測(cè)試用載體設(shè)計(jì)進(jìn)行研究，飛機(jī)上的各種部件作為隱身飛機(jī)的一個(gè)重要組成部分，其RCS直接影響到飛機(jī)整體的隱身性能。通過(guò)RCS測(cè)試，可以檢驗(yàn)產(chǎn)品理論設(shè)計(jì)及制造的結(jié)果，也可以通過(guò)對(duì)其散射現(xiàn)象的分析有的放矢地采取改進(jìn)措施以達(dá)到最終指標(biāo)。

常規(guī)的飛機(jī)部件所使用的材料包括透波復(fù)合材料、金屬加載復(fù)合材料、碳纖維材料和金屬蒙皮等組成；這些部件的隱身主要靠良好設(shè)計(jì)的外形、涂覆吸波材料和采取頻率選擇表面(FSS)技術(shù)來(lái)實(shí)現(xiàn)。作為飛機(jī)的成品部件，在實(shí)際使用中是與飛機(jī)對(duì)接而融為一體的；而在單獨(dú)部件RCS測(cè)試中，根部或連接區(qū)的開(kāi)放端口的不連續(xù)會(huì)產(chǎn)生較強(qiáng)的散射，影響其RCS測(cè)試數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性，對(duì)于這些無(wú)源部件來(lái)說(shuō)，在開(kāi)放端口設(shè)計(jì)并使用載體是行之有效的方法。

本文討論了在開(kāi)放端口加載匹配負(fù)載(以下稱載體)的設(shè)計(jì)方法，有效減小不連續(xù)性對(duì)飛機(jī)重點(diǎn)角域(前向)RCS測(cè)試的影響，同時(shí)消除部件上無(wú)效不利散射源的貢獻(xiàn)，獲得部件自身真實(shí)的RCS值，為無(wú)源部件的隱身性能設(shè)計(jì)、分析和評(píng)定提供準(zhǔn)確可靠的測(cè)試數(shù)據(jù)。

1無(wú)源部件散射與RCS測(cè)試影響因素

對(duì)于大多數(shù)機(jī)載系統(tǒng)，前向RCS的控制比側(cè)向重要的多。因此，可以用外形技術(shù)將前向的回波移到側(cè)面的一個(gè)次要方向[1]。機(jī)頭雷達(dá)天線艙、座艙和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道是影響飛機(jī)隱身性能的三大散射源。如帶通FSS雷達(dá)罩在載機(jī)雷達(dá)工作頻帶內(nèi)呈透波狀態(tài)，在帶外呈現(xiàn)金屬特性使敵方雷達(dá)來(lái)波依外形散射到次要方向。

根據(jù)電磁場(chǎng)理論，每個(gè)物體散射中心都相當(dāng)于斯特拉頓-丘積分中的一個(gè)數(shù)學(xué)不連續(xù)處，從幾何的觀點(diǎn)來(lái)分析，就是一些曲率不連續(xù)處與表面不連續(xù)處[2]。

圖1所示為飛機(jī)上的某一典型部件，需要對(duì)其RCS進(jìn)行分析和測(cè)試，設(shè)其長(zhǎng)600 mm，寬240 mm。

圖1　典型部件示意圖

這里討論的是物體的單站RCS問(wèn)題。部件安裝在飛機(jī)上時(shí)，融入了機(jī)身整體，但在成品部件RCS測(cè)試時(shí)，存在部件與飛機(jī)對(duì)接接口的開(kāi)放端。從圖1部件尖部向后觀測(cè)，對(duì)RCS測(cè)試的影響主要是來(lái)自根部開(kāi)放端口的散射，它影響了對(duì)部件真實(shí)RCS特性的測(cè)試評(píng)定。因此，消除根部開(kāi)放端口不連續(xù)引起的散射是保證部件RCS測(cè)試準(zhǔn)確性的關(guān)鍵。為得到真實(shí)RCS值，測(cè)試時(shí)，模擬裝機(jī)狀態(tài)，在部件上加載載體可以有小減小后緣的邊緣散射影響。

與表面鏡像反射不同，邊緣繞射不是一個(gè)單一的方向，而是位于以整個(gè)邊緣為中心的一個(gè)前向圓錐的所有母線方向[3]。邊緣不連續(xù)引起的繞射是一種較強(qiáng)的散射因素，通?？捎脦缀卫@射理論、物理繞射理論或等效電磁流法進(jìn)行分析。影響其前向RCS大小的幾何參數(shù)主要有兩個(gè)：(1)部件根部開(kāi)放端口周長(zhǎng)L；(2)罩體表面后緣與前向來(lái)波方向的夾角Φ。L越大整個(gè)部件的前向RCS越大；Φ減小(Φ≤90°)，前向RCS減小。

2載體設(shè)計(jì)的技術(shù)條件與原則

根據(jù)麥克斯韋方程，當(dāng)電磁波照射到物體表面時(shí)，能夠在表面形成電場(chǎng)-磁場(chǎng)-電場(chǎng)的交替分布，當(dāng)表面出現(xiàn)介質(zhì)突變或中斷時(shí)，會(huì)出現(xiàn)新的散射源，同時(shí)還應(yīng)考慮到表面材料，如雷達(dá)罩罩體為透波復(fù)合材料介質(zhì)結(jié)構(gòu)或FSS介質(zhì)加載結(jié)構(gòu)的不同情況。這些，歸于RCS設(shè)計(jì)處理的問(wèn)題，同樣也是RCS測(cè)試中應(yīng)注意的問(wèn)題。

為實(shí)現(xiàn)前向低RCS，隱身部件的根部往往設(shè)置鋸齒形，以統(tǒng)一整合部件與飛機(jī)對(duì)接接口縫隙的反射至側(cè)向次要方向，如美F-22飛機(jī)的雷達(dá)罩(見(jiàn)圖2)，從而使隱身雷達(dá)罩根部表現(xiàn)為金屬開(kāi)放端，這是隱身RCS測(cè)試載體設(shè)計(jì)和使用的一個(gè)技術(shù)條件。

圖2　右側(cè)為F-22飛機(jī)雷達(dá)罩的根部金屬鋸齒

從理論上說(shuō)，表面或邊緣的不連續(xù)性引起表面行波的后向散射，如圖3所示。

圖3　表面不連續(xù)處前向行波反射為后向行波

對(duì)于開(kāi)放端的散射，需要從金屬邊緣(面電阻0 Ω/cm2)到自由空間(面電阻∞Ω/cm2)的緩慢阻抗過(guò)渡來(lái)解決，這可由介質(zhì)漸變吸收體(加載蜂窩)和阻抗片構(gòu)成，如圖4所示。

圖4　漸變吸收體和阻抗片示意圖

控制電阻漸變規(guī)律，使得吸波結(jié)構(gòu)邊緣的電流密度按一定規(guī)律(線性或Hanning)變化，則可抑制邊緣引起散射。1λ的邊緣電流漸變處理，大約可使行波的后向散射降低18 dB。

蜀本及洪氏石本“之”作“所”，方從《苑》《粹》、樊氏石本作“之”。今按：此二石本不同，又足以見(jiàn)所謂石本者之難信矣。然以理推之，作“之”為是，諸舊本亦多同者。

根部邊緣使用平行原則設(shè)計(jì)，即邊的方向按與飛機(jī)后掠角平行的方向做了歸一，將邊緣鏡面散射偏轉(zhuǎn)出前向、集中到了少數(shù)窄的威脅次要角域[4]，這就要求根部鋸齒化設(shè)計(jì)，使得邊緣的鏡面散射回波，集中到某一固定方向。部件RCS測(cè)試載體的主要任務(wù)是使根部開(kāi)放端連續(xù)和封閉起來(lái)，其主要內(nèi)容為載體外形設(shè)計(jì)和阻抗?jié)u變?cè)O(shè)計(jì)。

研究認(rèn)為，載體設(shè)計(jì)應(yīng)注意以下六個(gè)方面：

1) 載體長(zhǎng)短尺寸要適中，太長(zhǎng)會(huì)增加部件和載體綜合體的體積，視角偏開(kāi)前向時(shí)部件根部后面的載體暴露給前向較多，會(huì)增加RCS的測(cè)試值；太短則會(huì)使載體收的太快，曲率半徑過(guò)小，降低了負(fù)載的作用。載體可在部件長(zhǎng)度的60%左右調(diào)整和計(jì)算優(yōu)化。

2)球形載體對(duì)雷達(dá)波的散射強(qiáng)度和方向都一致，不是低RCS外形，因此，載體形狀宜參照部件的低RCS外形做適當(dāng)?shù)氖占庠O(shè)計(jì)，如圖5所示。

3)載體制作的材料應(yīng)選取與飛機(jī)機(jī)身或與部件根部相同的材料(這將與裝機(jī)狀態(tài)相一致)，避免材料性能突變形成新的散射源。

4)要保證部件與載體外表面的電連續(xù)性。不連續(xù)可能由于材料突變(不同材質(zhì)之間的結(jié)合邊界)或表面不平滑(結(jié)合處的縫隙和階差)造成。因此，部件與載體結(jié)合處兩邊要平齊，緊固件端頭不得高于被緊固表面。

5)對(duì)載體的前端面、載體與部件的接口進(jìn)行細(xì)致的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，合理地使用吸波材料，消除加載體后的腔體效應(yīng)和二面角效應(yīng)。

圖5　典型部件載體構(gòu)型

3載體仿真與優(yōu)化設(shè)計(jì)

按照載體設(shè)計(jì)的基本原則構(gòu)劃載體型面，利用仿真計(jì)算得到其不同頻率和方向角度的RCS數(shù)值，通過(guò)分析、調(diào)整和迭代進(jìn)行優(yōu)化，最終確定載體的設(shè)計(jì)方案。

目前，有代表性的RCS仿真計(jì)算方法主要有高頻方法(PO)、低頻頻域矩量法(MOM)/多層快速多級(jí)子(MLFMM)和低頻時(shí)域方法(FDTD)[5]。

MOM結(jié)合積分方程[6]是分析電磁場(chǎng)問(wèn)題的一種有效手段，可實(shí)現(xiàn)目標(biāo)電磁散射特性的精確分析，隨著以MLFMM[7-8]為代表的快速算法的迅速發(fā)展，該方法已被廣泛應(yīng)用于電磁場(chǎng)問(wèn)題的求解中。

MLFMM是快速多極子(FMM)在多層結(jié)構(gòu)中的推廣，它是一種在多個(gè)層級(jí)上分組，層間嵌套，逐層遞推來(lái)實(shí)現(xiàn)的快速多極子方法，其數(shù)學(xué)基礎(chǔ)是利用矢量加法定理對(duì)積分方程中的格林函數(shù)進(jìn)行處理。該算法計(jì)算精度高，所需計(jì)算資源較MOM少，對(duì)目標(biāo)形狀無(wú)特殊要求，能夠滿足復(fù)雜目標(biāo)的電磁散射計(jì)算要求。對(duì)于三維情況，它將求解區(qū)域用一個(gè)立方體包圍，然后細(xì)分成8個(gè)子立方體，該層為第一層，接著將立方體再細(xì)分成8個(gè)更小的子立方體，這樣得到第二層，此時(shí)共有82個(gè)立方體。依次類推，對(duì)于散射問(wèn)題，最高層的立方體(或正方形)的邊長(zhǎng)為半個(gè)波長(zhǎng)左右，這樣就可以確定求解給定尺寸的目標(biāo)散射時(shí)所需的層數(shù)。

這里采用PATRAN對(duì)在CATIA中設(shè)計(jì)構(gòu)建的載體型面進(jìn)行網(wǎng)格拋分，F(xiàn)EKO導(dǎo)入網(wǎng)格數(shù)據(jù)，設(shè)置仿真方法、頻率、材料和層數(shù)等參數(shù)，利用MLFMM對(duì)設(shè)計(jì)構(gòu)建的載體進(jìn)行RCS仿真，通過(guò)分析和反復(fù)迭代取得載體最終設(shè)計(jì)結(jié)果，迭代設(shè)計(jì)流程如圖6所示。

圖6　載體型面設(shè)計(jì)流程圖

在利用MLFMM計(jì)算載體的RCS時(shí)，將載體的三維模型進(jìn)行三角形網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格尺寸取為入射雷達(dá)波長(zhǎng)的1/8左右，網(wǎng)格尺寸太大會(huì)影響計(jì)算的準(zhǔn)確度，尺寸太小則需要更多的計(jì)算硬件資源和機(jī)時(shí)。假如網(wǎng)格的數(shù)量為N，則所需內(nèi)存與NlgN成正比，計(jì)算時(shí)間和Nlg2N成正比。

這里設(shè)計(jì)了一個(gè)載體，并進(jìn)行了典型部件加載和不加載該載體的RCS計(jì)算，圖7～圖10示出了在S波段和X波段的RCS仿真對(duì)比曲線，表1列出了典型部件前向的RCS算術(shù)均值加載體前后改善情況。

圖7　部件加載體前后的RCS曲線(S垂直極化)

圖9　部件加載體前后的RCS曲線(X垂直極化)

圖10　部件加載體前后的RCS曲線(X水平極化)

波段加載載體后-加載載體前/dBsm垂直極化水平極化S-2.1-1.4X-3.1-2.1

從仿真曲線和統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)可見(jiàn)，加載載體后部件的RCS均有下降，其頭部±40°左右和垂直極化更為明顯，說(shuō)明載體對(duì)根部開(kāi)放端的后向行波散射發(fā)揮了有效抑制作用。

4載體應(yīng)用隱身材料的效果分析

為了進(jìn)一步發(fā)揮載體的效用，可在載體上應(yīng)用吸波涂層，以進(jìn)一步降低載體的鏡面散射和表面波散射。

在載體外表面使用了2 mm厚的吸波涂層，該吸波涂層的性能如圖11所示，根據(jù)該吸波涂層材料的復(fù)介電常數(shù)和復(fù)導(dǎo)磁系數(shù)，并對(duì)典型部件加載載體涂覆該吸波涂層前后X波段的前向RCS進(jìn)行了仿真(RCS曲線見(jiàn)圖12和圖13)，表2列出了其載體應(yīng)用吸波處理前后向的RCS算術(shù)均值。

圖11　吸波涂層反射測(cè)試曲線

圖12　載體應(yīng)用吸波涂層前后RCS曲線(X垂直極化)

圖13　載體應(yīng)用吸波涂層前后RCS曲線(X水平極化)

波段應(yīng)用吸波涂層后-應(yīng)用吸波涂層前/dBsm垂直極化水平極化X-0.9-1.4

從仿真曲線和統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)可見(jiàn)，該吸波涂層的使用對(duì)于前向均值在X波段有1 dB左右的減縮效果，吸波涂料發(fā)揮了作用。需要注意的是，在載體表面選擇和應(yīng)用吸波涂料時(shí)，應(yīng)結(jié)合部件各頻段RCS指標(biāo)要求來(lái)優(yōu)選吸波涂料。進(jìn)一步應(yīng)用阻抗?jié)u變的方法設(shè)置吸波涂料的復(fù)介電常數(shù)和復(fù)導(dǎo)磁系數(shù)階梯和使用區(qū)域?qū)l(fā)揮更好的作用。

5結(jié)束語(yǔ)

針對(duì)飛機(jī)上部件根部開(kāi)放端不連續(xù)引起的散射影響問(wèn)題，研究并提出了其RCS測(cè)試用載體的設(shè)計(jì)原則和方法，形成了基于MLFMM的對(duì)載體進(jìn)行設(shè)計(jì)仿真和迭代優(yōu)化的方法，計(jì)算對(duì)比結(jié)果表明：所設(shè)計(jì)的載體型面并施以吸波涂層，有效降低了根部開(kāi)放端的散射影響，可保證RCS測(cè)試數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性。

參 考 文 獻(xiàn)

[1]KNOTT E F. Cross radar section measurements[M]. [S.l.]: SciTech Pulishing Inc, 2006.

[2]張麟兮, 李南京, 胡楚鋒, 等. 雷達(dá)目標(biāo)散射特性測(cè)試與成像診斷[M]. 北京：中國(guó)宇航出版社, 2009.

ZHANG Linxi, LI Nanjing, HU Chufeng, et al. Test and imaging diagnosis of radar target scattering characteristics[M]. Beijing: China Aerospace Press, 2009.

[3]阮穎錚. 雷達(dá)截面與隱身技術(shù)[M]. 北京：國(guó)防工業(yè)出版社, 1998.

RUAN Yingzheng. Radar cross section and stealth technology[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 1998.

[4]朱彬, 王輝, 李艷曉, 等. 機(jī)載設(shè)備中結(jié)構(gòu)隱身設(shè)計(jì)技術(shù)研究[J]. 現(xiàn)代雷達(dá), 2011, 33(12): 6-10.

ZHU Bin, WANG Hui, LI Yanxiao, et al. A Study on structure stealth design of airborne equipment[J]. Modern Radar, 2011, 33(2): 6-10.

[5]李啟鵬, 王和平, 孫珍, 等. 鴨翼電磁散射特性分析與RCS減縮方法研究[J]. 航空計(jì)算技術(shù), 2010, 40(3): 48-51.

LI Qipeng, WANG Heping, SUN Zhen, et al. Research on electromagnetic scattering characteristics and radar cross section reduction of canard[J]. Aeronautical Computing Technique, 2010, 40(3): 48-51.

[6]CHEW W C, TONG M S, HU B. Integral equations for electromagnetic and elastic waves[M]. New York: Morgan & Chaypool Publishers, 2008.

[7]SANZ J A, BONNET M, DOMINGUEZ J. Fast multipole applied to 3-D freuqency domain elastodynamics[J]. Engineering Analysis with Boundary Elements, 2008, 32(10): 784-793.

[8]HU J, NIE Z P, LEI L, et al. Solving 3D electromagnetic scattering and radiation by local multilevel fast multipole algorithm[J]. Chinese Jounal of Electronics, 2007, 16(2): 365-375.

劉曉春男，1964年生，研究員。研究方向?yàn)殡姶旁O(shè)計(jì)與仿真。

張慶東男，1980年生，工程師。研究方向?yàn)殡姶欧抡媾c計(jì)算。

張清男，1977年生，高級(jí)工程師。研究方向?yàn)槔走_(dá)天線罩隱身設(shè)計(jì)。

許群男，1967年生，研究員。研究方向?yàn)殡姶欧抡媾c測(cè)試。

田俊霞女，1969年生，研究員。研究方向?yàn)殡姶磐覆ú牧吓c應(yīng)用。

Technical Study on the Design of Carrier for Aircraft Component RCS Test

LIU Xiaochun，ZHANG Qingdong，ZHANG Qing，XU Qun，TIAN Junxia

(Research Institute for Special Structures of Aeronautical Composites,Jinan 250023, China)

Abstract：How to exactly test radar cross section (RCS) of one component of fighter plane itself is an important part of stealth design. Taking one component of aircraft for example，this paper analysed the factors that infulence the RCS test and in an aim to solve the scattering caused by open edge discontinuity, the design criteria and methodologies for the RCS test is studied and put forward. Further, Multi-layer fast multi-pole methods are used to conduct simulation and optimization for the design of carrier to guarantee the accuracy of test data obtained from RCS test.

Key words：stealth; radar cross section test; carrier

中圖分類號(hào)：TN957.51

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

文章編號(hào)：1004-7859(2016)02-0090-05

收稿日期：2015-10-18

修訂日期：2015-12-23

通信作者：張慶東Email：544313918@qq.com

DOI：·測(cè)試技術(shù)· 10.16592/ j.cnki.1004-7859.2016.02.020