劉戰(zhàn)合，王菁，王曉璐，周鵬，石金祥

(1.鄭州航空工業(yè)管理學(xué)院 航空工程學(xué)院，鄭州 450046)(2.鄭州航空工業(yè)管理學(xué)院 電子通信工程學(xué)院，鄭州 450046)

0 引 言

飛翼是現(xiàn)代軍用飛行器的重要布局型式，具有升力大、航程遠(yuǎn)、高隱身性能等優(yōu)勢(shì)[1-3]，可用于執(zhí)行轟炸(例如美軍B-2隱身轟炸機(jī))、對(duì)地攻擊、空中加油等任務(wù)，隨著飛翼飛行控制技術(shù)的發(fā)展，該布局型式也成為軍用無人機(jī)的重要方式，例如美軍X-47B、X-45C、X-45A等無人作戰(zhàn)飛行器等。隨著探測(cè)技術(shù)的發(fā)展和更新，對(duì)軍用飛行器的突防能力提出了更高要求，實(shí)現(xiàn)的重要技術(shù)途徑是隱身性能[4-6]。通常執(zhí)行轟炸、對(duì)地攻擊等任務(wù)的飛行器面臨的探測(cè)器多數(shù)來自前方，同時(shí)，執(zhí)行任務(wù)結(jié)束后，其后向?qū)⒊蛱綔y(cè)方向，因此，其隱身性能的主要需求體現(xiàn)在前向和尾向一定范圍內(nèi)[7-9]。

為了提高隱身性能，飛翼布局飛行器通常采用埋入式彈艙、吸波材料、座艙玻璃鍍膜、進(jìn)氣道口面鋸齒化等技術(shù)以降低可探測(cè)信號(hào)[10-12]。即使采用了諸多手段，進(jìn)氣道、座艙依然是影響隱身性能的重要組成部分[4-5]。張彬乾等[1]研究飛翼布局的氣動(dòng)、隱身綜合設(shè)計(jì)方法；M.V.Sevoor等[6]采用射線追蹤法研究了幾種不同布局飛翼的單站散射特性；張樂等[11]對(duì)飛翼布局的進(jìn)氣道氣動(dòng)、隱身設(shè)計(jì)進(jìn)行了研究，分析座艙和進(jìn)氣道對(duì)飛翼布局的影響較少。

本文以美軍B-2隱身轟炸機(jī)為基礎(chǔ)，建立電磁分析模型，采用物理光學(xué)法(Physical Optics，簡(jiǎn)稱PO)，計(jì)算不同狀態(tài)(俯仰角、頻率)下的RCS曲線，基于RCS均值相對(duì)增值概念，研究并分析座艙、進(jìn)氣道及二者兼具時(shí)對(duì)飛翼布局電磁散射貢獻(xiàn)，為飛行器隱身設(shè)計(jì)提供技術(shù)參考。

1 基于B-2的飛翼布局電磁模型

以美軍B-2隱身轟炸機(jī)為基礎(chǔ)，建立四種三維實(shí)體電磁分析模型，依次定義為A、B、C、D，如圖1所示，A為無進(jìn)氣道、座艙的電磁模型，B為僅含座艙的電磁模型，C為僅含兩個(gè)進(jìn)氣道的電磁模型，D為含座艙、進(jìn)氣道的電磁模型。以A模型為基礎(chǔ)，結(jié)合B、C、D逐次分析座艙、進(jìn)氣道、座艙和進(jìn)氣道對(duì)電磁散射的影響，其中座艙、進(jìn)氣道均采用曲面融合技術(shù)提高隱身性，進(jìn)氣道口面采用鋸齒化處理。飛翼布局幾何尺寸為：機(jī)身長(zhǎng)21.2 m、翼展52.4 m、高4.54m、后掠角29.9°。

A B C D
圖1 飛行器電磁計(jì)算模型
Fig.1 Electromagnetic computation models of aircrafts

如前所述，對(duì)本文研究對(duì)象的隱身轟炸機(jī)，在執(zhí)行任務(wù)過程中，將面臨來自敵方的多種平臺(tái)探測(cè)器的跟蹤、識(shí)別風(fēng)險(xiǎn)，考慮到飛翼布局基本不會(huì)有較大的機(jī)動(dòng)動(dòng)作，因此，研究時(shí)重點(diǎn)考慮前向和后向的隱身特性，本文中以飛行器前向30°(H-30)、后向30°(T-30)散射影響為主要研究?jī)?nèi)容，并兼顧側(cè)向30°(S-30)、周向360°(W-360)角域散射特性?？紤]到探測(cè)器頻率的多樣性，計(jì)算分析時(shí)入射電磁波頻率分別包含1、3、6、10、15 GHz；同時(shí)，飛行器方位角為0°～360°，俯仰角設(shè)定為-10°、-5°、0°、5°、10°。

2 計(jì)算方法與精度驗(yàn)證

對(duì)本文計(jì)算目標(biāo)，入射電磁波頻率1、3、6、10、15 GHz分別對(duì)應(yīng)的電尺寸為174.7、524、1 048、2 620，為典型的電大尺寸。用于飛行器目標(biāo)的RCS計(jì)算方法可以分為低頻和高頻算法，低頻方法如多層快速多極子算法(Multilevel Fast Multipole Algorithm，簡(jiǎn)稱MLFMA)[13-14]、時(shí)域有限差分法(Finite Difference Time Domain，簡(jiǎn)稱FDTD)盡管具有較高的計(jì)算精度，但在處理電大尺寸目標(biāo)問題上會(huì)面臨內(nèi)存占用、計(jì)算速度、計(jì)算精度的較大難度，甚至不能完成計(jì)算；而高頻算法如等效電流法、物理繞射理論、一致繞射理論等在處理電大尺寸問題上有較大優(yōu)勢(shì)，但計(jì)算精度較低。物理光學(xué)法與MLFMA同樣基于表面積分方程，為提高計(jì)算速度，物理光學(xué)法僅保留了MLFMA[15]的面元自身耦合強(qiáng)散射作用，將面元之間的弱耦合散射作用忽略(適用于處理光滑目標(biāo))，保留了MLFMA的部分高精度優(yōu)勢(shì)。對(duì)本文電大尺寸光滑目標(biāo)，忽略局部結(jié)構(gòu)之間的弱散射作用，可采用物理光學(xué)法進(jìn)行計(jì)算分析?；谇衅矫娼?，得到面元上的RCS平方根為

(1)

基于目標(biāo)網(wǎng)格劃分，對(duì)所有散射面元求和，按相位疊加得到：

(2)

為了驗(yàn)證本文采用的PO方法數(shù)值結(jié)果正確性，以直角等腰三角形金屬柱(直角邊邊長(zhǎng)為1 m，金屬柱高1 m)為計(jì)算分析對(duì)象，入射電磁波波長(zhǎng)0.1 m，俯仰角0°。分別采用PO和高精度MLFMA計(jì)算，RCS曲線對(duì)比結(jié)果如圖2所示，由于為等腰直角三角形，僅計(jì)算0°～180°角域范圍(即沿等腰直角三角形高線對(duì)稱的一半角域計(jì)算)。其中MLFMA(MOM)計(jì)算結(jié)果為HH極化。

圖2 金屬柱RCS計(jì)算對(duì)比曲線Fig.2 RCS comparison curves of metal pillar

從圖2可以看出：二者RCS計(jì)算曲線吻合很好，0°～180°角域物理光學(xué)法和MLFMA誤差為0.863 5 dB，其中90°～180°實(shí)際上接近于平板散射效果，表明PO方法有足夠好的計(jì)算精度，可用于本文的光滑研究對(duì)象及其高頻段RCS計(jì)算分析。

3 電磁散射影響研究方法

(3)

(4)

本文中RCS計(jì)算結(jié)果單位為dBsm，記第i個(gè)入射角的RCS為σdBsm,i，而σdBsm,i在RCS較小時(shí)將會(huì)小于0 dBsm，引起分析不便，因而主要討論其算術(shù)均值：

(5)

為了研究在關(guān)注角域內(nèi)的電磁散射影響規(guī)律，首先結(jié)合不同飛行器(電磁模型A、B、C、D)RCS散射曲線分布特點(diǎn)對(duì)比，并結(jié)合散射峰值幅值、寬度、位置及其變化特性來分析座艙、進(jìn)氣道的電磁散射影響。

為了量化分析其影響特點(diǎn)，區(qū)別于采用單獨(dú)研究部件電磁散射特性的方法[11-12]，本文以飛行器整機(jī)為基礎(chǔ)平臺(tái)，分別將研究對(duì)象座艙、進(jìn)氣道、座艙和進(jìn)氣道與平臺(tái)結(jié)合，通過相互比較來研究各部件電磁散射影響。

基于以上考慮，為了分析方便，定義電磁模型B、A在同一角域內(nèi)的RCS算術(shù)均值的相對(duì)增值如下：

(6)

從式(6)可以看出：例如δB-A大于0 dB，表明電磁模型B相對(duì)A在關(guān)注角域內(nèi)的電磁散射信號(hào)增強(qiáng)，而隱身性能減弱，即對(duì)A和B來說，座艙會(huì)增加該角域內(nèi)的RCS，降低隱身性能，δB-A越大，電磁散射影響越大，隱身性能降低越明顯。

4 電磁模型散射特性影響

4.1 座艙及進(jìn)氣道對(duì)RCS曲線特性影響

本文重點(diǎn)關(guān)注座艙和進(jìn)氣道對(duì)飛行器整機(jī)電磁散射的影響，以整機(jī)為基礎(chǔ)，通過不同部件的相互對(duì)比來分析?？紤]到飛翼本身具有較高的隱身性能，為了不破壞飛翼布局飛行器的高隱身性，座艙采用曲面光滑過渡，進(jìn)氣道為鋸齒型口面，且方向平行于機(jī)翼前后緣方向，提高隱身性能。鑒于各頻率、俯仰角下的影響特性類似，以俯仰角0°時(shí)、入射電磁波頻率3 GHz為例進(jìn)行分析，四種電磁模型RCS對(duì)比曲線如圖3所示。

從圖3可以看出：電磁模型A、B、C、D的RCS曲線分布具有一定的相似性，沿周向方位角依次在30°(波峰1)、90°(波峰2)、46°(波峰3)左右對(duì)稱分布有6個(gè)散射波峰，由于四種模型的區(qū)別僅在于座艙和進(jìn)氣道，且考慮了隱身設(shè)計(jì)，RCS散射特性接近。波峰1為飛行器前緣的鏡面散射，該波峰位置30°與飛行器后掠角29.9°一致；波峰2位于側(cè)向90°，該波峰為機(jī)翼、機(jī)身、進(jìn)氣道、座艙等飛行器部件在側(cè)向的鏡面散射、繞射的綜合表現(xiàn)；波峰3位機(jī)翼后緣的鏡面散射綜合表現(xiàn)，后緣采用鋸齒型方式，將后向散射轉(zhuǎn)化到波峰3對(duì)應(yīng)位置，有效提高了后向隱身性能。

從RCS曲線整體分布特點(diǎn)來看，四種模型以6個(gè)波峰為核心，具有典型的隱身特性。

從曲線分布來看，座艙和進(jìn)氣道考慮了部分隱身設(shè)計(jì)，但其對(duì)飛行器電磁散射特性有一定影響。與A相比較，電磁模型B、C、D的散射曲線依次向外擴(kuò)散，說明座艙、進(jìn)氣道、座艙和進(jìn)氣道散射影響依次增加；同時(shí)考慮隱身設(shè)計(jì)平滑過渡的座艙影響較小，而進(jìn)氣道、座艙和進(jìn)氣道的影響較大，且C和D接近。

從波峰分布和峰值大小變化規(guī)律來看，隱身處理后的座艙、進(jìn)氣道等部件并不影響波峰分布特點(diǎn)。對(duì)機(jī)翼前緣鏡面散射的波峰1，僅考慮座艙的電磁模型B幾乎不產(chǎn)生影響，而包含進(jìn)氣道的C和D模型對(duì)波峰1有一定貢獻(xiàn)，使其波峰寬度變大，這是由于進(jìn)氣道口面采用鋸齒化形狀，而鋸齒化邊與前緣鏡面散射疊加增加了散射強(qiáng)度和影響角域。對(duì)波峰2，座艙、進(jìn)氣道、座艙和進(jìn)氣道電磁影響依次增大，且變化范圍較大，表現(xiàn)在波峰強(qiáng)度和寬度兩方面，如前所述，波峰2電磁散射主要由機(jī)翼、機(jī)身、座艙、進(jìn)氣道側(cè)向投影面積決定，而對(duì)側(cè)向，座艙、進(jìn)氣道側(cè)向面積相對(duì)較大，其鏡面散射的耦合散射表現(xiàn)為重要組成部分。對(duì)波峰3，與波峰1類似，為機(jī)翼后緣和進(jìn)氣道尾噴口鋸齒型口面的綜合表現(xiàn)，座艙表現(xiàn)并不明顯。

隱身性能主要從前向和后向一定角域來研究，從曲線分布來看，四種模型的曲線在前向角域內(nèi)，曲線接近，說明本文考慮隱身化措施的座艙和進(jìn)氣道對(duì)前向散射影響較??；對(duì)后向角域，可以看出：模型B、C、D散射依次增強(qiáng)，表明響應(yīng)各部件影響依次變大。

4.2 RCS相對(duì)增值分析

相對(duì)增值包含δB-A、δC-A、δD-A，對(duì)電磁模型A、B、C、D，C僅含進(jìn)氣道，可視為無人飛行器，D含座艙和進(jìn)氣道，為有人飛行器電磁模型。盡管模型有所不同，但四種模型的RCS相對(duì)增值變化規(guī)律相似，以δD-A為例進(jìn)行分析，研究H-30、S-30、T-30、W-360角域內(nèi)的RCS相對(duì)增值特點(diǎn)，進(jìn)而分析對(duì)應(yīng)部件的電磁散射影響。各種狀態(tài)下δD-A的RCS相對(duì)增值如表1所示。

表1 模型D和A的RCS相對(duì)增值Table 1 RCS relative value of model A and D

從表1可以看出：座艙和進(jìn)氣道對(duì)飛行器電磁散射有重要影響，且因入射電磁波頻率、俯仰角的變化而變化。前向和后向角域是飛行器隱身性能影響的重要角域，在前向和后向30°角域，即H-30、T-30，座艙和進(jìn)氣道的出現(xiàn)會(huì)在一定程度上增加該角域內(nèi)的散射強(qiáng)度，且前向的影響較小，大多在10 dB以內(nèi)，以滿足前向隱身性能需求；而后向角域內(nèi)影響較大，俯仰角為0°時(shí)，RCS相對(duì)增值在10 dB以上，最高時(shí)達(dá)22.572 2 dB。對(duì)側(cè)向30°和周向，即S-30、W-360，結(jié)合圖3的側(cè)向波峰變化趨勢(shì)，可以看出：座艙和進(jìn)氣道對(duì)側(cè)向角域貢獻(xiàn)最大，在15～28 dB以內(nèi)，明顯強(qiáng)于前向和后向影響，而對(duì)無需太多機(jī)動(dòng)飛行的飛翼類型，側(cè)向角域散射強(qiáng)度的增加對(duì)隱身性能影響不大；對(duì)周向360°角域，相對(duì)增值在10 dB左右，為座艙和進(jìn)氣道在周向RCS散射特性的影響，尤其受側(cè)向峰值和相對(duì)增值影響較明顯。可見，座艙和進(jìn)氣道的電磁散射影響大小依次為：S-30、T-30、W-360、H-30。同時(shí)，可以看出，俯仰角增加時(shí)，相對(duì)增值增大，而頻率變化時(shí)增值振蕩變化。

4.3 小 結(jié)

四種模型的RCS曲線分布相似，具有較好的隱身性能；座艙、進(jìn)氣道的電磁散射影響在側(cè)向最為明顯，其次是后向、前向；考慮隱身設(shè)計(jì)的座艙和進(jìn)氣道不會(huì)產(chǎn)生前向和后向散射波峰，從而利于飛行器隱身。

5 座艙及進(jìn)氣道電磁散射特性影響

根據(jù)執(zhí)行任務(wù)面臨探測(cè)器特點(diǎn)，從兩方面分析。一是來自不同方位角的雷達(dá)探測(cè)，即方位角和俯仰角的變化影響，計(jì)算時(shí)，每條RCS曲線已經(jīng)計(jì)入方位角，因此主要分析俯仰角影響，即俯仰角響應(yīng)特性；二是探測(cè)器不同的頻率，需要研究多個(gè)不同頻率下的座艙、進(jìn)氣道散射影響，即頻率響應(yīng)特性。

5.1 俯仰角響應(yīng)特性

與上述分析角域相似，對(duì)隱身性能影響較為明顯的前向30°角域(H-30)、后向30°角域(T-30)，及側(cè)向30°角域(S-30)、周向360°角域(W-360)，采用RCS相對(duì)增值來分析響應(yīng)模型部件帶來的電磁散射影響。H-30、T-30角域RCS相對(duì)增值隨俯仰角變化曲線如圖4所示，S-30、W-360角域RCS相對(duì)增值隨俯仰角變化曲線如圖5所示，入射電磁波為3 GHz。

圖4 相對(duì)增值俯仰角響應(yīng)曲線(H-30、T-30)Fig.4 Response curves of relative values with pitch angle (H-30,T-30)

圖5 相對(duì)增值俯仰角響應(yīng)曲線(S-30、W-360)Fig.5 Response curves of relative values with pitch angle (S-30,W-360)

從圖4～圖5可以看出：俯仰角變化時(shí)，四個(gè)角域內(nèi)相對(duì)增值基本大于0 dB，表明在較小的俯仰角范圍內(nèi)，座艙、進(jìn)氣道均會(huì)增加四個(gè)角域內(nèi)的電磁散射，不同程度的降低隱身性能。

從圖4可以看出：對(duì)H-30，俯仰角由-10°～10°增加時(shí)，B的相對(duì)增值變化幅值較小，在0～2 dB之間，說明考慮隱身的座艙對(duì)前向30角域隱身影響較?。欢鳦和D模型在俯仰角增大時(shí)，相對(duì)均值有較大增加，結(jié)合表1，變化范圍為2～12 dB，這是由于俯仰角的變化引起進(jìn)氣道口面角度的變化，產(chǎn)生了部分較強(qiáng)的耦合散射，同時(shí)也說明，俯仰角變化時(shí)，座艙對(duì)前向角域RCS影響不大，而進(jìn)氣道影響相對(duì)較強(qiáng)。對(duì)T-30，相對(duì)值均值變化特性基本一致，但進(jìn)氣道對(duì)電磁散射影響更為明顯，俯仰角增加時(shí)，B的相對(duì)增值與前向角域變化接近，C、D的相對(duì)增值在5°時(shí)甚至達(dá)20 dB以上，因此，對(duì)后向來說，有必要進(jìn)一步提高進(jìn)氣道尾噴口隱身性能。總體來看，考慮隱身的座艙對(duì)RCS相對(duì)增值影響較小，進(jìn)氣道影響較為明顯(盡管從RCS曲線來看，本文鋸齒化口面進(jìn)氣道在前向和后向并無散射峰值，具有較好隱身性)，同時(shí)，座艙和進(jìn)氣道的影響與單個(gè)進(jìn)氣道的影響接近。

從圖5可以看出：俯仰角變化時(shí)，側(cè)向和周向RCS相對(duì)增值的影響較小，同時(shí)具有與前向和后向角域部分類似規(guī)律。對(duì)S-30，對(duì)于同一模型，相對(duì)增值變化較小，這是由于俯仰角的變化不會(huì)引起側(cè)向散射機(jī)理的變化；對(duì)W-360，模型B相對(duì)增值接近于0 dB，且隨俯仰角變化較小，而對(duì)C和D，鑒于考慮到前向、后向、側(cè)向的綜合貢獻(xiàn)，相對(duì)增值隨俯仰角變大有一定增加。

總上所述，考慮隱身的座艙的模型B相對(duì)增值較小，且俯仰角的變化對(duì)其影響較小，考慮進(jìn)氣道的模型C、進(jìn)氣道和座艙綜合作用的模型D散射特性接近，且相對(duì)增值較模型B大；俯仰角對(duì)不同角域有不同影響，T-30影響最大，其次是H-30、S-30、W-360。因此，要進(jìn)一步提高飛行器隱身性能，可減小進(jìn)氣道在前向、后向的RCS散射。

5.2 頻率響應(yīng)特性

為了進(jìn)一步研究頻率對(duì)相對(duì)增值的影響，H-30、T-30角域RCS相對(duì)增值隨頻率變化曲線如圖6所示，S-30、W-360角域RCS相對(duì)增值隨頻率變化曲線如圖7所示，俯仰角為0°。

圖6 相對(duì)增值頻率響應(yīng)曲線(H-30、T-30)Fig.6 Response curves of RCS relative values with frequency (H-30、T-30)

圖7 相對(duì)增值頻率響應(yīng)曲線(S-30、W-360)Fig.7 Response curves of RCS relative values with frequency (S-30、W-360)

從圖6～圖7可以看出：隨著入射電磁波頻率的增加，四個(gè)角域的RCS相對(duì)增值呈不同的變化趨勢(shì)，相對(duì)增值影響最為明顯的是T-30，而W-360相對(duì)增值變化較小。

從圖6可以看出：對(duì)H-30和T-30，頻率增加時(shí)，模型B、C、D的相對(duì)增值變化趨勢(shì)類似，相對(duì)增值大小依次為B、C、D，模型B最小。模型B的H-30和T-30相對(duì)增值分別在0、3dB左右振蕩變化，表明座艙對(duì)H-30、T-30的電磁散射影響較小，幾乎不影響該角域隱身性能，需要說明的是，在H-30，相對(duì)增值在-2.4～1dB之間；增加了進(jìn)氣道、座艙和進(jìn)氣道的模型C、D則不同，二者相對(duì)增值隨頻率的增加有減小趨勢(shì)，其中D模型的H-30和T-30在頻率1 GHz時(shí)最大，T-30在20 dB以上，說明進(jìn)氣道對(duì)飛行器的電磁散射影響較大，且對(duì)頻率較為敏感。對(duì)H-30和T-30角域，H-30角域的相對(duì)增值較大，且變化趨勢(shì)較為劇烈，說明進(jìn)氣道尾噴口口面隱身設(shè)計(jì)影響較大，對(duì)后向的電磁散射影響也較大。

對(duì)側(cè)向S-30和周向W-360角域，從圖7可以看出：相對(duì)增值變化趨勢(shì)稍微不同，S-30角域RCS相對(duì)增值較W-360大，且受頻率變化的影響也較大。從相對(duì)增值幅值角度講，S-30角域?yàn)樗膫€(gè)角域中最大者，結(jié)合RCS散射曲線圖3，座艙、進(jìn)氣道的出現(xiàn)，增加了側(cè)向的電磁散射，甚至是鏡面散射效果。對(duì)模型B，頻率增加時(shí)，S-30的相對(duì)增值在9.7～11.4 dB之間，W-360相對(duì)增值在3.1～3.6之間，均呈微弱振蕩趨勢(shì)，說明座艙盡管在一定程度上增加了電磁散射，但相對(duì)增值基本不隨頻率變化而變化；對(duì)模型C、D，入射電磁波頻率增加時(shí)，S-30的相對(duì)增值逐漸增加，而W-360表現(xiàn)為較小幅度的減小趨勢(shì)。觀察模型C和D的相對(duì)增值變化曲線，可以看出：二者幾乎重合，模型D表現(xiàn)最為突出，說明進(jìn)氣道、進(jìn)氣道及座艙的電磁散射影響基本接近，即相對(duì)進(jìn)氣道電磁散射貢獻(xiàn)來講，隱身化后的座艙電磁散射影響較小，已基本淹沒在進(jìn)氣道的電磁散射中。

5.3 小 結(jié)

俯仰角對(duì)RCS相對(duì)增值變化趨勢(shì)有較大影響，俯仰角增加時(shí)，模型B的各向角域相對(duì)增值變化不大，模型C、D的H-30、T-30、W-360相對(duì)增值震蕩增加，S-30震蕩變化；在仰角5°時(shí)影響最大，模型D在T-30的相對(duì)增值可達(dá)25.194 2 dB。

入射頻率增加，四個(gè)模型的相對(duì)增值變化趨勢(shì)不一，模型B的各向角域相對(duì)增值變化較小，模型C、D在H-30、T-30相對(duì)增值震蕩減小，S-30相對(duì)增值逐漸增加，W-360呈較弱減小趨勢(shì)；1 GHz時(shí)模型D在T-30的相對(duì)增值可達(dá)22.572 2 dB。

6 結(jié) 論

(1)采用曲面融合技術(shù)等隱身技術(shù)的座艙和進(jìn)氣道不影響飛行器RCS曲線周向分布特性，利于實(shí)現(xiàn)飛行器隱身，座艙、進(jìn)氣道會(huì)增強(qiáng)側(cè)向電磁散射，對(duì)后向有一定影響，前向無明顯影響。

(2)俯仰角增加時(shí)，座艙對(duì)各向角域相對(duì)增值影響較小，而進(jìn)氣道、混合座艙和進(jìn)氣道的部件在前向、后向、周向角域上的電磁散射相對(duì)增值呈震蕩性增加趨勢(shì)，側(cè)向角域震蕩變化。頻率增加時(shí)，座艙的RCS相對(duì)增值影響較小，進(jìn)氣道、混合座艙和進(jìn)氣道的部件在前向、后向上相對(duì)增值震蕩減小，隱身性能提高。

(3)隱身化座艙的電磁散射影響較弱，前向相對(duì)增值僅為-2.4～1 dB，進(jìn)氣道、混合座艙和進(jìn)氣道的部件電磁散射影響較大，幅值接近，進(jìn)氣道引起的前向相對(duì)增值在2～12 dB之間。