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

1 引 言

隨著探測(cè)技術(shù)和雷達(dá)制導(dǎo)武器的迅猛發(fā)展，未來(lái)作戰(zhàn)飛機(jī)越來(lái)越重視隱身技術(shù)的應(yīng)用?，F(xiàn)代作戰(zhàn)飛行器上采用隱身技術(shù)已經(jīng)成為不可逆轉(zhuǎn)的趨勢(shì)，并已成為作戰(zhàn)飛機(jī)的基本要求。在雷達(dá)隱身方面，采用外形隱身技術(shù)控制三大強(qiáng)散射源(雷達(dá)天線艙散射、進(jìn)氣道腔體及發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)散射、座艙散射)、采用雷達(dá)吸波材料等技術(shù)措施降低雷達(dá)截面(Radar Cross Section,RCS)是實(shí)現(xiàn)隱身的主要技術(shù)途徑。但在解決以上問(wèn)題后，對(duì)于極低RCS隱身飛行器而言，并未解決隱身問(wèn)題的全部。當(dāng)強(qiáng)散射源解決后，次散射源又變成了新強(qiáng)散射源，如飛行器機(jī)頭的尖頂繞射、外露天線、機(jī)翼翼尖等尖點(diǎn)繞射。如果不加以控制，一組翼尖散射就足以破壞飛行器的隱身性能，何況飛行器存在成百上千的縫隙和臺(tái)階等弱散射源。據(jù)統(tǒng)計(jì)，飛機(jī)表面的弱散射源，其前向RCS可以達(dá)到1 m2，導(dǎo)致不能實(shí)現(xiàn)極低RCS隱身飛行器的隱身目標(biāo)。這是隱身技術(shù)必須解決的問(wèn)題之一。

鑒于飛行器隱身技術(shù)的敏感性，從公開(kāi)發(fā)表的文獻(xiàn)中，國(guó)外關(guān)于隱身飛機(jī)弱散射研究的相關(guān)成果和論文很難檢索到。在國(guó)內(nèi)，關(guān)于飛行器表面弱散射源對(duì)RCS的影響研究主要集中在電磁缺陷方面，且以縫隙、臺(tái)階以及鉚釘?shù)壬⑸湓纯s減為主。例如：文獻(xiàn)[1-4]通過(guò)鉆石體(一種低RCS載體)RCS實(shí)驗(yàn)，初步研究了縫隙、臺(tái)階等弱散射源的雷達(dá)電磁波后向散射問(wèn)題，提出了飛行器表面電磁缺陷的概念和初步的控制方法；文獻(xiàn)[5]比較系統(tǒng)地對(duì)飛行器電磁缺陷進(jìn)行了分析；文獻(xiàn)[6]對(duì)隱身飛機(jī)機(jī)身側(cè)棱電磁散射特點(diǎn)進(jìn)行了分析，但是針對(duì)機(jī)翼尖點(diǎn)散射特性分析得比較少,并且所采用的算法精度比較差。

本文針對(duì)典型機(jī)翼，擬設(shè)計(jì)幾種不同的典型翼尖外形方案，采用精度更高的計(jì)算方法——多層快速多級(jí)子算法(Multilevel Fast Multipole Algorithm，MLFMA)，仿真分析了不同機(jī)翼翼尖外形在不同頻段、不同方位角度條件下對(duì)其雷達(dá)散射特性影響，通過(guò)對(duì)比分析優(yōu)選出最佳的低RCS翼尖外形方案。

2 翼尖外形方案

為了研究翼尖尖點(diǎn)繞射燈弱散射問(wèn)題，選取了一種典型翼尖進(jìn)行研究，圖1給出了翼尖示意圖(紅色圓圈)。

圖1 翼尖示意圖(紅色圓圈)Fig.1 Wing tip schematic(red circle)

為了盡可能消除翼根帶來(lái)的影響，對(duì)翼根進(jìn)行了低RCS修形處理，并且對(duì)原始翼尖分別進(jìn)行了順氣流直切(黑色虛線)和平行于某部件前緣斜切處理(紅色虛線)。圖2所示為3種不同翼尖方案外形示意圖。

圖2 不同翼尖形式示意圖Fig.2 Different wing tip schematic

3 研究理論

3.1 計(jì)算方法

本文采用的多層快速多極子方法是一種快速有效的求解電磁散射的方法，具有計(jì)算能力穩(wěn)定、速度快、精度高等特點(diǎn)[7-9]。通過(guò)多層快速多極子方法求解混合場(chǎng)積分方程(Combined Field Integral Equation，CFIE)并選擇RWG型基函數(shù)計(jì)算目標(biāo)表面電流分布，采用下式計(jì)算散射場(chǎng)和雷達(dá)散射截面：

(1)

(2)

σ*≈10lgσ。

(3)

式中：Es為雷達(dá)接收處的散射電場(chǎng)，Ej為目標(biāo)處的入射電場(chǎng)，σ為雷達(dá)散射截面(單位m2)，σ*為雷達(dá)散射截面(單位dBsm)。

利用基于多層快速多極子算法的FEKO軟件，采用遠(yuǎn)場(chǎng)平面波照射，計(jì)算類(lèi)型為單站RCS，極化方式為水平極化(HH)和垂直極化(VV)，計(jì)算方位角為0°～180°，計(jì)算步長(zhǎng)為1°，其中0°方位角定義為電磁波從機(jī)頭沿飛機(jī)軸線向后照射。

3.2 計(jì)算結(jié)果驗(yàn)證

為了驗(yàn)證MLFMA對(duì)尖點(diǎn)繞射尖點(diǎn)和前緣行波散射等弱散射的精度，設(shè)計(jì)了一個(gè)低RCS載體[4]，如圖3所示。擬通過(guò)理論計(jì)算和試驗(yàn)兩種方法對(duì)比分析不同橫向縫隙在15°內(nèi)的RCS誤差范圍。

圖3 低RCS載體試驗(yàn)件Fig.3 The low RCS carrier

圖4給出了9.41 GHz頻段仿真和試驗(yàn)數(shù)據(jù)。從圖4可以看出，在方位角15°范圍，兩種橫向縫隙的RCS值變化基本趨于一致，說(shuō)明該理論算法和計(jì)算結(jié)果是正確可行的。

(a)橫向縫隙計(jì)算結(jié)果(垂直極化方式)

(b)橫向縫隙試驗(yàn)結(jié)果(垂直極化方式)圖4 9.41 GHz頻段仿真和試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比Fig.4 9.41 GHz spectrum simulation and comparison of experimental data

由于縫隙散射和尖點(diǎn)散射都屬于弱散射范疇，故該方法對(duì)尖點(diǎn)散射的仿真計(jì)算也同樣是適用的。

4 計(jì)算分析

4.1 3種不同翼尖外形對(duì)比分析

利用上述方法的FEKO軟件對(duì)3種不同翼尖外形進(jìn)行仿真計(jì)算分析，分別計(jì)算1 GHz、9.41 GHz、18 GHz 3個(gè)頻點(diǎn)在方位角為0°～180°、俯仰角為0°范圍內(nèi)的RCS值。

圖5～7分別給出了1 GHz、9.41 GHz和18 GHz頻點(diǎn)的3種不同翼尖外形的RCS曲線。

(a)水平極化方式(HH)的RCS分布曲線

(b)垂直極化方式(VV)的RCS分布曲線圖5 1 GHz頻點(diǎn)的3種不同機(jī)翼翼尖的RCS曲線Fig.5 The RCS curve of different wing tip at 1 GHz

(a)水平極化方式(HH)的RCS分布曲線

(b)垂直極化方式(VV)的RCS分布曲線圖6 9.41 GHz頻點(diǎn)的3種不同翼尖外形的RCS曲線Fig.6 The RCS curve of different wing tip at 9.41 GHz

(a) 水平極化方式(HH)的RCS分布曲線

(b)垂直極化方式(VV)的RCS分布曲線圖7 18 GHz頻點(diǎn)的3種不同翼尖外形的RCS曲線Fig.7 The RCS curve of different wing tip at 18 GHz

通過(guò)仿真對(duì)比分析，從以上3種不同翼尖外形的RCS曲線及前向、后向不同方位角范圍內(nèi)的RCS均值，可以得出：

(1)在低頻段，VV極化RCS要優(yōu)于HH極化；在高頻段，HH極化RCS要高于VV極化；

(2)在3種翼尖中，斜切翼尖在方位角60°附近處產(chǎn)生了一個(gè)波峰；

(3)對(duì)比3種不同翼尖均值、波峰數(shù)量等，直切翼尖RCS均值在前后向30°范圍內(nèi)總體要低于原始翼尖、斜切翼尖。

4.2 6種不同屬性的直切翼尖外形對(duì)比分析

由上面的仿真結(jié)果可知，直切翼尖對(duì)前向RCS貢獻(xiàn)較小。為了進(jìn)一步分析直切翼尖對(duì)RCS的影響，選擇了不同直切范圍的翼尖方案(從翼尖到翼根縱向平行切割)。同樣，擬通過(guò)仿真手段，對(duì)其不同翼尖進(jìn)行RCS分析，優(yōu)選最佳的低RCS直切翼尖。

在原始機(jī)翼翼尖基礎(chǔ)上，沿著翼尖縱向方向分別進(jìn)行了展長(zhǎng)為5%、10%、15%、20%、25%、32%縱向距離順氣流直切，如圖8所示，圖中紅色虛線為切割線。

圖8 不同直切屬性的翼尖Fig.8 The different straight cut wing tip

利用上述方法計(jì)算方位角0°～180°、俯仰角0°范圍的RCS(飛機(jī)前向?yàn)?°方向)，其仿真頻率分別為1 GHz、9.41 GHz、18 GHz。

圖9和圖10分別給出了500 MHz和1 GHz頻點(diǎn)的6種不同直切翼尖的RCS曲線(水平極化方式)。

圖9 500 MHz頻點(diǎn)6種不同直切翼尖的RCS曲線Fig.9 The RCS curve of wing tip at 500 MHz

圖10 1 GHz頻點(diǎn)6種不同直切翼尖的RCS曲線Fig.10 The RCS curve of wing tip at 1 GHz

圖11和圖12分別給出了9.41 GHz和18 GHz頻點(diǎn)的6種不同直切翼尖的RCS曲線。

(a) 水平極化方式(HH)的RCS分布曲線

(b)垂直極化方式(VV)的RCS分布曲線圖11 9.41 GHz頻點(diǎn)6種不同直切翼尖的RCS曲線Fig.11 The RCS curve of wing tip at 9.41 GHz

(a)水平極化方式(HH)的RCS分布曲線

(b)垂直極化方式(VV)的RCS分布曲線圖12 18 GHz頻點(diǎn)6種不同直切翼尖的RCS曲線Fig.12 The RCS curve of wing tip at 18 GHz

5 結(jié)束語(yǔ)

對(duì)比分析上述3種不同翼尖外形方案及6種不同直切翼尖方案的RCS曲線、峰值以及不同方位角范圍內(nèi)的均值等參數(shù)(見(jiàn)第4節(jié))，可以得出以下結(jié)論：

(1)在小角度方位角范圍內(nèi)，HH極化RCS均值要優(yōu)于VV極化;在大角度方位角范圍內(nèi)，VV極化RCS均值要優(yōu)于HH極化。

(2)縱向15%直切翼尖在前向30°范圍內(nèi)RCS均值總體要低于其他5種直切翼尖。

(3)縱向15%直切翼尖在后向30°范圍內(nèi)，在低頻段，RCS均值總體要低于其他5種直切翼尖；在高頻段，縱向10%直切翼尖RCS均值總體要低于其他5種直切翼尖。

(4)縱向15%直切翼尖其RCS貢獻(xiàn)遠(yuǎn)小于原始翼尖；在小角度方位角范圍內(nèi)，其最大收益可以降低11 dB。

(5)頻率越高，外形的要求越高，從高頻段90°附近峰值上揚(yáng)可以看出，外形對(duì)其RCS影響較大。

(6)從翼尖到翼根方向上15%處順氣流直切的翼尖外形方案其翼尖尖點(diǎn)所帶來(lái)的RCS貢獻(xiàn)最小。

(7)直切翼尖外形隱身效果較優(yōu)，該種翼尖也比較符合目前主流戰(zhàn)斗機(jī)的翼尖(如F22等)。

但是，由于對(duì)翼尖進(jìn)行了簡(jiǎn)化，是否能在全尺寸機(jī)翼或者飛機(jī)上有較好的RCS收益，則需要進(jìn)一步在全尺寸機(jī)翼上進(jìn)行對(duì)比分析，甚至要進(jìn)行RCS測(cè)試驗(yàn)證。