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(成都飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限責(zé)任公司技術(shù)中心，成都 610092)

飛翼布局雙站雷達(dá)散射截面仿真與分析

梁爽，聶暾，郭文，徐伊達(dá)，劉寧

(成都飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限責(zé)任公司技術(shù)中心，成都610092)

針對(duì)飛翼布局廣泛應(yīng)用于隱身飛行器和雙站探測(cè)日益成為反隱身的重要手段，總結(jié)飛翼布局的雙站散射規(guī)律及雙站探測(cè)策略;采用多層快速多極子算法，仿真計(jì)算3種典型飛翼布局的雙站雷達(dá)散射截面;仿真計(jì)算結(jié)果表明，平行原則仍然適用于雙站雷達(dá)散射截面減縮；從反隱身角度考慮，接收雷達(dá)應(yīng)布置在2倍機(jī)翼前緣/機(jī)身側(cè)棱后掠角和180°的雙站角位置，以捕捉目標(biāo)較強(qiáng)的前向散射波峰；對(duì)抗水平極化的雷達(dá)，宜采用布局2和布局3形式的飛翼布局，對(duì)抗垂直極化的雷達(dá)，宜采用布局1和布局3形式的飛翼布局。

飛翼；雙站雷達(dá)散射截面；多層快速多極子；平行原則

0 引言

隱身技術(shù)可有效降低飛機(jī)被雷達(dá)發(fā)現(xiàn)及跟蹤的概率，提高飛機(jī)的生存力[1]。當(dāng)前，外形隱身技術(shù)是最為有效的隱身手段，將入射波的后向散射回波(即單站情況)反射到重點(diǎn)角域范圍外，以降低正對(duì)雷達(dá)進(jìn)行突防時(shí)的敏感性，提高突防能力。但若使用雙站雷達(dá)，則有可能在某些方向上捕捉到較強(qiáng)的前向散射回波，從而達(dá)到反隱身的目的。

宮健等[2]對(duì)某多面體外形隱身飛機(jī)進(jìn)行雙站RCS仿真，得到該型隱身飛機(jī)雙站RCS隨頻率和雙站角變化的特性，以及有利于反隱身探測(cè)的方向。黃沛霖等[3]對(duì)某隱身飛機(jī)進(jìn)行雙站RCS測(cè)試，得出雙站散射具有對(duì)稱性、相似性和弱耦合性的結(jié)論。寧超等[4]采用電磁理論預(yù)估和微博暗室測(cè)量相結(jié)合的方法，對(duì)某戰(zhàn)斗機(jī)的雙基地電磁散射特性進(jìn)行了分析，得出電磁波迎頭方向入射時(shí)，雙站角較小時(shí)RCS無(wú)明顯增大趨勢(shì)，雙站角大于100°時(shí)明顯增大的趨勢(shì)的結(jié)論。聶亮等[5]采用時(shí)域有限差分法仿真計(jì)算了P、L波段高超聲速飛行器的雙站散射特性，并分析了入射波頻率和雙站角對(duì)RCS的影響。

飛翼布局由于無(wú)垂尾，消除了飛機(jī)在側(cè)向受雷達(dá)波照射時(shí)垂尾產(chǎn)生的強(qiáng)后向散射回波和垂尾與平尾之間由于耦合作用產(chǎn)生的二面角效應(yīng)，使得飛機(jī)側(cè)向單站RCS大幅度降低[6]，同時(shí)由于采用扁平的機(jī)身和大后掠角機(jī)翼，其前向角域內(nèi)單站RCS也處于較低的量級(jí)，由于具有上述優(yōu)點(diǎn)，隱身飛機(jī)廣泛采用飛翼布局。隨著雙站雷達(dá)被廣泛用于探測(cè)隱身飛行器，總結(jié)飛翼布局雙站散射規(guī)律及對(duì)其雙站探測(cè)策略具有重要意義。對(duì)典型飛翼布局飛行器進(jìn)行幾何建模和電磁建模，采用高精度快速RCS仿真分析算法，仿真計(jì)算并分析其雙站RCS規(guī)律，為飛翼布局的雙站隱身和反隱身提供數(shù)據(jù)參考。

1 仿真模型

為研究飛翼布局的雙站RCS散射規(guī)律，對(duì)3種具有代表性的飛翼進(jìn)行仿真計(jì)算分析。其主要尺寸取自文獻(xiàn)[7]，未知尺寸結(jié)合三面圖和已知尺寸按比例推導(dǎo)得出。

布局1采用鉆石形平面形狀機(jī)身和靠后的機(jī)翼，機(jī)體具有單獨(dú)的側(cè)機(jī)身棱線，后緣為W形，每側(cè)機(jī)翼的前后緣平行，W形機(jī)翼的中間兩段與對(duì)側(cè)機(jī)翼的前緣平行且機(jī)翼翼尖切尖。布局2沒(méi)有單獨(dú)的側(cè)機(jī)身棱線，機(jī)身側(cè)棱和機(jī)翼前緣采用相同后掠角，機(jī)體前緣和后緣外廓線均呈V形，但互不平行。布局3機(jī)體呈鉆石形，機(jī)體外廓線由4條直線組成。上述3種飛翼布局形式的主要外形尺寸見圖1。

圖1中3種飛翼布局模型均采用NACA 63A006翼型通過(guò)放樣的方式形成，未考慮由于裝載、進(jìn)排氣等因素在機(jī)背和機(jī)腹形成的凸起鼓包。采用這種近似平板形狀模型(如圖2所示)可排除進(jìn)氣道、尾噴管等腔體和凸起曲面造成的多方位角鏡面反射等強(qiáng)散射源[8]，僅考察由布局形式不同所造成的不同雙站RCS特性。

圖2 近似平板模型示意圖

2 仿真計(jì)算狀態(tài)

L頻段是遠(yuǎn)程地對(duì)空警戒雷達(dá)首選的頻段[9]，因此仿真頻率取L頻段。當(dāng)電場(chǎng)方向平行于機(jī)體平面時(shí)為水平極化，垂直于機(jī)體平面時(shí)為垂直極化。雙站角定義為雷達(dá)發(fā)射機(jī)和接收機(jī)之間的夾角[10]，如圖3所示。由于考慮正對(duì)雷達(dá)突防時(shí)的雙站RCS，入射雷達(dá)波取0°方向，即垂直機(jī)頭方向入射。

圖3 雙站角定義

根據(jù)雙站RCS關(guān)于飛機(jī)縱向?qū)ΨQ面的對(duì)稱性[3]，只需仿真0°～180°雙站角范圍內(nèi)雙站RCS，-180°～0°雙站角范圍內(nèi)的雙站RCS可由其對(duì)稱得到。仰角在飛機(jī)對(duì)稱面內(nèi)定義，由于隱身飛機(jī)最為關(guān)注的是前向威脅扇區(qū)仰角0°～10°內(nèi)的RCS[11]，因此仿真計(jì)算了0°、5°和10°三個(gè)典型仰角的雙站RCS特性。

3 仿真算法選擇

RCS仿真計(jì)算算法分高頻近似算法和低頻精確算法兩種。高頻近似算法(如物理光學(xué)法、幾何光學(xué)法等)由于采取了一系列的近似假設(shè)[1]，具有計(jì)算效率高的優(yōu)點(diǎn)，但由于假設(shè)目標(biāo)照射陰影區(qū)表面電流為零，只適用于散射水平較高的常規(guī)飛行器RCS理論預(yù)估，若應(yīng)用于隱身目標(biāo)RCS計(jì)算會(huì)與真實(shí)值之間存在較大的誤差。低頻精確算法(如矩量法)采用的是嚴(yán)格的數(shù)值計(jì)算方法，具有計(jì)算結(jié)果精度高的優(yōu)點(diǎn)，但計(jì)算量大導(dǎo)致其計(jì)算效率較低，一般多用于簡(jiǎn)單外形目標(biāo)的RCS仿真計(jì)算[12]。

多層快速多極子算法在矩量法基礎(chǔ)上由于采取一系列優(yōu)化技術(shù)，將計(jì)算量降至O(NlogN)量級(jí)，存儲(chǔ)量降至O(N)量級(jí)，特別適合電大尺寸目標(biāo)RCS的精確求解[13-14]。

由于采取了取消垂尾、采用扁平機(jī)身、大后掠角、平行設(shè)計(jì)等隱身措施，飛翼布局飛行器的電磁散射處于較低的水平。同時(shí)由于3個(gè)飛翼布局的電尺寸較大，屬于電大尺寸目標(biāo)RCS求解問(wèn)題，應(yīng)采用多層快速多級(jí)子算法，在保證仿真計(jì)算精度的同時(shí)提高仿真效率。

4 仿真計(jì)算流程、結(jié)果及分析

4.1 仿真計(jì)算流程

仿真計(jì)算流程如圖4所示。首先是利用CAD軟件對(duì)飛翼外形進(jìn)行幾何建模，并進(jìn)行曲面質(zhì)量檢查和修改，包括曲面的連續(xù)性、曲面的法向一致性、幾何清理等。再將曲面進(jìn)行四邊形面元和三角面元網(wǎng)格混合剖分，并進(jìn)行網(wǎng)格單元法向一致性、縱橫比、內(nèi)角、最長(zhǎng)邊/最短邊比值等項(xiàng)目檢查，并對(duì)不符合網(wǎng)格質(zhì)量要求的面元進(jìn)行調(diào)整直至網(wǎng)格質(zhì)量符合要求為止。在獲得較高質(zhì)量的網(wǎng)格后，進(jìn)行仿真計(jì)算狀態(tài)定義，包括頻率、入射電磁波激勵(lì)、仰角、方位角、極化方式、雙站求解設(shè)置等，電磁建模完成后，進(jìn)行仿真計(jì)算，并對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行后處理和分析。重復(fù)上述過(guò)程直到遍歷所有仰角。

圖4 仿真計(jì)算流程圖

4.2 布局1仿真計(jì)算結(jié)果及分析

布局1不同仰角下雙站RCS仿真計(jì)算結(jié)果如圖5所示。

圖5 布局1雙站RCS(水平極化)

圖6 布局1雙站RCS(垂直極化)

由圖5～6可見，在水平和垂直極化下，大部分雙站角對(duì)應(yīng)的雙站RCS均在-10 dBsm以下，在0°～50°雙站角內(nèi)更是降到-20 dBsm水平。全機(jī)雙站RCS曲線上呈現(xiàn)3個(gè)較為明顯的波峰，分析其對(duì)應(yīng)的雙站角和布局1的幾何特征，3個(gè)波峰分別對(duì)應(yīng)產(chǎn)生于機(jī)翼前緣、機(jī)體側(cè)棱和機(jī)體側(cè)向曲面，其中機(jī)翼前緣和機(jī)體側(cè)棱產(chǎn)生的波峰出現(xiàn)在2倍后掠角位置(雙站角64°和106°)，機(jī)體側(cè)向曲面產(chǎn)生的波峰出現(xiàn)在180°雙站角。水平極化下前2個(gè)峰值隨仰角的變化不敏感，180°雙站角對(duì)應(yīng)的峰值隨仰角的增大略有降低。與水平極化相反的是，垂直極化下180°雙站角對(duì)應(yīng)的峰值隨仰角的增大略有增加。

4.3 布局2仿真計(jì)算結(jié)果及分析

布局2不同仰角下雙站RCS仿真計(jì)算結(jié)果如圖7～8所示。

圖7 布局2雙站RCS(水平極化)

圖8 布局2雙站RCS(垂直極化)

由圖7可見，水平極化下0°～80°雙站角范圍內(nèi)雙站RCS均處于-20 dBsm水平，全機(jī)RCS曲線呈現(xiàn)2個(gè)明顯波峰，分析其對(duì)應(yīng)的雙站角和布局2的幾何特征，2個(gè)波峰分別對(duì)應(yīng)產(chǎn)生于機(jī)翼前緣和機(jī)體側(cè)向曲面，機(jī)翼前緣對(duì)應(yīng)的峰值隨仰角的變化不敏感，180°雙站角對(duì)應(yīng)的峰值隨仰角的增大略有降低。

由圖8可見，垂直極化下全機(jī)RCS曲線呈現(xiàn)4個(gè)明顯的波峰，分析其對(duì)應(yīng)的雙站角和布局2的幾何外形特征，前2個(gè)波峰(對(duì)應(yīng)于38°和80°雙站角)分別為機(jī)翼和機(jī)身后緣隱區(qū)散射波峰，后2個(gè)波峰對(duì)應(yīng)于機(jī)翼前緣和機(jī)體側(cè)向曲面的前向散射，除了機(jī)翼前緣前向散射波峰隨仰角的變化不敏感之外，其余3個(gè)波峰均隨著仰角的增大而增大。

4.4 布局3仿真計(jì)算結(jié)果及分析

布局3不同仰角下雙站RCS仿真計(jì)算結(jié)果如圖9～10所示。

圖9 布局3雙站RCS(水平極化)

圖10 布局3雙站RCS(垂直極化)

由圖9可見，水平極化下0°～80°雙站角范圍內(nèi)RCS均處于-20 dBsm水平，全機(jī)RCS曲線呈現(xiàn)2個(gè)波峰，分析其對(duì)應(yīng)的雙站角和布局3的幾何特征，2個(gè)波峰分別對(duì)應(yīng)產(chǎn)生于機(jī)翼前緣和機(jī)體側(cè)向曲面，機(jī)翼前緣峰值隨仰角的變化不敏感，180°雙站角對(duì)應(yīng)的峰值隨仰角的增大略有降低。

由圖10可見，垂直極化下全機(jī)RCS曲線呈現(xiàn)3個(gè)明顯的波峰，第1個(gè)波峰(對(duì)應(yīng)于60°雙站角)為機(jī)翼后緣隱區(qū)散射波峰，后2個(gè)波峰對(duì)應(yīng)于機(jī)翼前緣和機(jī)體側(cè)向曲面的前向散射，除了機(jī)翼前緣前向散射波峰隨仰角的變化不敏感之外，其余2個(gè)波峰均隨著仰角的增大而增大。

4.5 典型飛翼布局雙站RCS特性對(duì)比

在10°仰角下3種飛翼布局形式雙站RCS對(duì)比如圖11～12所示。

圖11 不同飛翼布局形式雙站RCS對(duì)比(水平極化) 圖12 不同飛翼布局形式雙站RCS對(duì)比(垂直極化)

由圖11可見，水平極化下0°～40°雙站角范圍內(nèi)3種飛翼布局形式的雙站RCS均處于-20 dBsm水平，40°～110°雙站角范圍內(nèi)布局1的雙站RCS明顯高于布局2和布局3，110°～180°雙站角范圍內(nèi)布局2雙站RCS高于布局1和布局3。布局1由于機(jī)身側(cè)棱后掠角和機(jī)翼前緣后掠角不同，在0°～180°雙站角范圍內(nèi)存在3個(gè)明顯的波峰，較之布局2和布局3在0°～180°雙站角范圍內(nèi)存在2個(gè)明顯的波峰，雙站隱身特性更差。

由圖12可見，垂直極化下由于布局2未采用平行原則，0°～180°雙站角范圍內(nèi)存在4個(gè)明顯的波峰，而布局1由于采用了平行原則將機(jī)翼/機(jī)身后緣隱區(qū)散射波峰合并入機(jī)翼前緣散射波峰中、布局2采用了只由4段直線組成的簡(jiǎn)單外形，在0°～180°雙站角范圍內(nèi)只存在3個(gè)明顯的波峰。

由于布局3的尺寸小于布局1和布局2，入射波又以較低的頻率入射，波長(zhǎng)較長(zhǎng)，布局3在L波段已進(jìn)入諧振區(qū)，其雙站RCS曲線振蕩特性不如布局1和布局2劇烈。

5 結(jié)論

通過(guò)對(duì)3種典型飛翼布局進(jìn)行雙站RCS仿真，在0°～30°雙站角范圍內(nèi)3種飛翼布局在兩個(gè)極化下0°～10°仰角范圍內(nèi)的雙站RCS均達(dá)到了-20 dBsm水平。同時(shí)可得出以下雙站散射規(guī)律和雙站探測(cè)策略。

1)與單站RCS減縮規(guī)律一樣，采用平行原則可在垂直極化下將翼面后緣的隱區(qū)散射波峰合并到前緣散射波峰中，減少波峰的數(shù)量，從而降低飛機(jī)被雷達(dá)探測(cè)的概率。

2)水平極化下180°雙站角對(duì)應(yīng)的雙站RCS峰值隨仰角的增大略微減小，垂直極化相反；垂直極化下機(jī)翼前緣散射波峰隨仰角的增大而增大，水平極化下機(jī)翼前緣散射波峰隨仰角的變化不敏感。

3)從反隱身角度，接收雷達(dá)應(yīng)布置在2倍機(jī)翼前緣/機(jī)身側(cè)棱后掠角和180°的雙站角位置，以捕捉目標(biāo)較強(qiáng)的前向散射波峰。

4)對(duì)抗低頻水平極化的雷達(dá)，宜采用布局2和布局3形式的飛翼；對(duì)抗低頻垂直極化的雷達(dá)，宜采用布局1和布局3的形式的飛翼。

[1] 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

[2] 宮 健，王春陽(yáng)，李為民，等．隱身飛機(jī)模型雙站雷達(dá)截面積仿真[J]．探測(cè)與控制學(xué)報(bào)，2009，31(1)：46-48，52．

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SimulationandAnalysisofBistaticRCSofFlyingWings

Liang Shuang, Nie Tun, Guo Wen, Xu Yida, Liu Ning

(AVIC Chengdu Aircraft Industrial (Group) Co.,Ltd. Technical Center,Chengdu 610092,China)

It is important to summarize the bistatic RCS behavior and detecting strategy of flying wings with the flying wings widely used in stealth aircrafts and bistatic detecting has been anti-stealth measure. The bistatic RCS of three typical flying wings are numerically simulated with multilevel fast multipole algorithm (MLFMA). The numerical simulation results demonstrate the parallelism principle is also applicable to bistatic RCS reduction. The radar receiver should be located at twice the angle of wing leading edge or fuselage edge or at the bistatic angle of 180°in order to capture the strong forward-scattering RCS peak from anti-stealth point of view. It is appropriate to use configuration 2 and configuration 3 to confront the radar with horizontal polarization, and configuration 1 and configuration 3 are suitable to confront the radar with vertical polarization.

flying wings;bistatic radar cross section(bistatic RCS); multilevel fast multipole algorithm (MLFMA);parallelism principle

2017-05-16；

2017-06-07。

梁 爽(1982-)，男，四川自貢人，工學(xué)碩士，主管設(shè)計(jì)師(工程師)，主要從事飛機(jī)總體設(shè)計(jì)和隱身設(shè)計(jì)方向的研究。

1671-4598(2017)09-0242-04

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2017.09.062

V218

A