郭展智，陳穎聞，麻連鳳

中國(guó)航空工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，成都 610091

在世界戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)展史上,若按照不同的水平安定面特征，常見(jiàn)的戰(zhàn)斗機(jī)布局大致可分為以下幾類(lèi)：常規(guī)布局、鴨式布局、無(wú)尾布局、三翼面布局和飛翼布局[1]。其中鴨式布局在現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)布局設(shè)計(jì)中得到高度關(guān)注。

鴨式布局在中國(guó)的戰(zhàn)斗機(jī)布局設(shè)計(jì)發(fā)展史上占有十分重要的地位，中國(guó)的氣動(dòng)力布局設(shè)計(jì)技術(shù)人員完全依靠自主創(chuàng)新，經(jīng)過(guò)多年研究和型號(hào)的成功應(yīng)用，掌握了鴨式布局氣動(dòng)力設(shè)計(jì)技術(shù)。事實(shí)證明，鴨式布局通過(guò)與放寬縱向靜穩(wěn)定性技術(shù)相結(jié)合，可以避免鴨式布局的缺點(diǎn)，充分發(fā)揮其有利于配平增升的優(yōu)勢(shì)，有利于獲得更高的超聲速配平升阻比，還有利于亞、跨、超聲速全飛行包線內(nèi)的焦點(diǎn)匹配和重心配置[2]。

隨著各種電子探測(cè)設(shè)備的發(fā)展，戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境日益復(fù)雜，隱身技術(shù)對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)的生存力和作戰(zhàn)效能產(chǎn)生了深遠(yuǎn)的影響，隱身成為新一代作戰(zhàn)飛機(jī)所必備的重要特征之一[3]。美國(guó)先后研制了F-117、B-2、F-22、F-35等先進(jìn)隱身戰(zhàn)斗機(jī)。眾所周知,隱身能力是第四代戰(zhàn)斗機(jī)核心的技術(shù)特征，根據(jù)掌握的公開(kāi)資料，可以推測(cè)F-22、F-35較傳統(tǒng)的三代機(jī)或三代改準(zhǔn)隱身飛機(jī)其隱身性能大幅提升，對(duì)傳統(tǒng)的非隱身飛機(jī)構(gòu)成致命的優(yōu)勢(shì)，發(fā)展隱身飛機(jī)成為全世界的共識(shí)。戰(zhàn)斗機(jī)的隱身性能在很大程度上取決于布局設(shè)計(jì)的好壞，F(xiàn)-22、F-35飛機(jī)均采取了常規(guī)布局，充分表明美國(guó)已經(jīng)掌握了常規(guī)布局的隱身設(shè)計(jì)技術(shù)。而對(duì)于中國(guó)來(lái)說(shuō)，采取鴨式布局是獨(dú)辟蹊徑的選擇。采取鴨式布局雖然可以充分發(fā)揮其在氣動(dòng)上的優(yōu)勢(shì)，但是鴨式布局和常規(guī)布局相比，對(duì)隱身的不利因素是顯而易見(jiàn)的：鴨翼前置相當(dāng)于在飛機(jī)前方增加了一個(gè)散射部件，并且鴨翼與機(jī)身之間的活動(dòng)縫隙直接暴露在飛機(jī)前方，極有可能導(dǎo)致整機(jī)的隱身特性惡化。這些問(wèn)題是鴨式布局隱身飛機(jī)設(shè)計(jì)必須要考慮和重點(diǎn)解決的問(wèn)題。

在公開(kāi)發(fā)表的研究文獻(xiàn)中，關(guān)于鴨翼或鴨式布局飛機(jī)的氣動(dòng)特性方面的研究甚多，有關(guān)鴨翼隱身特性的研究文獻(xiàn)甚少。李啟鵬等[4]利用精確計(jì)算方法針對(duì)鴨翼部件模型的雷達(dá)散射截面(Radar Cross-Section，RCS)進(jìn)行了計(jì)算，分析了鴨翼前緣后掠角和展長(zhǎng)對(duì)RCS的影響，并計(jì)算了鴨翼不同偏轉(zhuǎn)角時(shí)飛機(jī)的RCS值，得出了鴨翼偏轉(zhuǎn)會(huì)顯著增大飛機(jī)頭向RCS的結(jié)論；進(jìn)一步對(duì)鴨翼使用吸波材料之后的情況進(jìn)行計(jì)算，說(shuō)明了涂敷吸波材料能夠大幅降低其RCS。本文從整機(jī)布局的隱身特性出發(fā)，結(jié)合典型布局整機(jī)外形的RCS計(jì)算結(jié)果以及全尺寸部件模型隱身測(cè)試的研究結(jié)果，研究和分析了鴨翼散射對(duì)整機(jī)的RCS影響。

有人戰(zhàn)斗機(jī)的隱身布局設(shè)計(jì)，其影響要素甚多，包括進(jìn)排氣方式、機(jī)身截面形狀、主翼面幾何參數(shù)、尾翼參數(shù)、后體耦合區(qū)的設(shè)計(jì)等。對(duì)于不同的布局形式，這些隱身設(shè)計(jì)要素都是相同的。鴨式布局與常規(guī)布局相比，僅是增加了一個(gè)隱身要素——鴨翼。為了研究鴨翼的RCS影響，本文首先分析鴨翼的散射機(jī)理，然后開(kāi)展鴨式布局和常規(guī)布局2種布局方案的隱身外形建模，通過(guò)RCS仿真計(jì)算比較兩者的差異。為了更清楚說(shuō)明鴨翼影響的差量，本文假設(shè)在其他隱身要素相同或相當(dāng)?shù)那疤嵯路謩e對(duì)鴨式布局和常規(guī)布局的隱身特性進(jìn)行RCS計(jì)算和對(duì)比；然后，通過(guò)部件隱身試驗(yàn)測(cè)試方法研究邊緣散射、鴨翼與機(jī)體之間對(duì)縫散射的RCS抑制方案，并驗(yàn)證其抑制效果。

1 方法介紹

通過(guò)RCS理論計(jì)算的手段研究不同布局的外形隱身特性，通過(guò)鴨式布局和常規(guī)布局的RCS計(jì)算結(jié)果對(duì)比，分析鴨翼的散射貢獻(xiàn)，并研究鴨翼偏轉(zhuǎn)后對(duì)整機(jī)的影響；然后通過(guò)典型吸波部件的隱身試驗(yàn)研究邊緣散射的影響及抑制方案；通過(guò)研制全尺寸對(duì)縫部件模型，對(duì)鴨翼與機(jī)身之間的對(duì)縫散射問(wèn)題開(kāi)展隱身試驗(yàn)研究。

1.1 RCS計(jì)算分析方法

在飛機(jī)的方案設(shè)計(jì)階段以及后期的隱身優(yōu)化提升的過(guò)程當(dāng)中，為了快速完成方案的迭代優(yōu)化以及降低隱身測(cè)試驗(yàn)證的成本，經(jīng)常需要采用RCS仿真方法預(yù)估和分析目標(biāo)的散射特性。

電磁散射問(wèn)題的解析方法是通過(guò)滿足嚴(yán)格邊界條件的波動(dòng)方程來(lái)求目標(biāo)問(wèn)題的嚴(yán)格解。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展，人們提出了大量的數(shù)值方法進(jìn)行求解。這些方法一般都是建立在麥克斯韋方程組的基礎(chǔ)之上。

1.1.1 高頻計(jì)算方法

高頻計(jì)算方法是一種近似方法，在早期應(yīng)用較多，主要有幾何光學(xué)法(Geometric Optics，GO)和物理光學(xué)法(Physical Optical,PO)，在很多著作中都有論述[5-6]。

幾何光學(xué)法是用射線管理論來(lái)說(shuō)明散射機(jī)理和能量傳播的經(jīng)典方法。幾何光學(xué)的基本理論是描述電磁波在2種不同媒質(zhì)的分解面上的反射與折射。對(duì)于棱邊、拐角以及尖點(diǎn)等表面不連續(xù)處不能采用幾何光學(xué)法，對(duì)于形狀復(fù)雜的散射體，幾何光學(xué)法的計(jì)算精度無(wú)法保證。

物理光學(xué)法理論通過(guò)對(duì)感應(yīng)場(chǎng)的近似積分而求得散射場(chǎng)，可以對(duì)平面和單彎曲表面等幾何光學(xué)法不能計(jì)算的結(jié)構(gòu)進(jìn)行RCS求解。物理光學(xué)法根據(jù)高頻場(chǎng)的局部性原理，完全忽略目標(biāo)各部分之間的相互影響，而僅根據(jù)入射場(chǎng)獨(dú)立地近似確定表面感應(yīng)電流。雖然可以快速、有效地計(jì)算理想導(dǎo)體目標(biāo)的RCS，但是只適用于電大尺寸、表面光滑、局部之間耦合作用較弱的導(dǎo)體目標(biāo)。當(dāng)目標(biāo)存在較多邊緣、尖劈或局部存在耦合散射區(qū)域時(shí)，物理光學(xué)法計(jì)算結(jié)果將會(huì)產(chǎn)生很大的誤差。

為了彌補(bǔ)幾何光學(xué)法和物理光學(xué)法的缺陷，后來(lái)相繼發(fā)展提出了幾何繞射理論(Geometric Theory of Diffraction，GTD)和物理繞射理論(Uniform Theory of Diffraction，UTD)，但是這些方法在實(shí)際的工程應(yīng)用中同樣存在很多局限性。

1.1.2 精確數(shù)值計(jì)算方法

精確數(shù)值計(jì)算方法又分為積分方程法(Integral Equation Method，IEM)和微分方程法，分別對(duì)應(yīng)麥克斯韋方程的積分形式和微分形式。

積分方程法包含電場(chǎng)積分方程、磁場(chǎng)積分方程以及混合場(chǎng)積分方程?；旌蠄?chǎng)積分方程實(shí)際上是電場(chǎng)積分方程和磁場(chǎng)積分方程的線性組合。混合場(chǎng)積分兼具電場(chǎng)積分方程計(jì)算準(zhǔn)確和磁場(chǎng)積分方程收斂性好的特點(diǎn)，并且消除了內(nèi)諧振問(wèn)題。

隨著計(jì)算電磁學(xué)的發(fā)展，出現(xiàn)了更為成熟的數(shù)值方法，包括基于積分方程的矩量法(Method of Moment，MOM)和多層快速多極子方法(Multi Level Fast Multipole Method，MLFMM)。針對(duì)電磁散射問(wèn)題，目前業(yè)界公認(rèn)的有效方法是多層快速多極子。在高性能計(jì)算服務(wù)器迅速發(fā)展的今天，多層快速多極子方法已能精確計(jì)算電尺寸超過(guò)1 000個(gè)波長(zhǎng)的低RCS飛行器目標(biāo)，在電尺寸方面已涵蓋了隱身設(shè)計(jì)中的絕大多數(shù)問(wèn)題[6]。

對(duì)于一般隱身飛機(jī)的外形RCS計(jì)算，采用高頻計(jì)算方法無(wú)法滿足RCS計(jì)算精度要求，本文采取基于多層快速多極子方法的工程計(jì)算軟件進(jìn)行目標(biāo)的RCS求解。

1.2 雷達(dá)隱身試驗(yàn)和驗(yàn)證

目標(biāo)RCS可以通過(guò)理論計(jì)算和試驗(yàn)測(cè)試獲得。理論計(jì)算方法對(duì)分析金屬外形的散射特征較為準(zhǔn)確，但是對(duì)復(fù)雜外形、存在復(fù)雜介質(zhì)的目標(biāo)，計(jì)算難度大大增加，計(jì)算精度將受到嚴(yán)重制約，使得測(cè)試的方法成為獲取目標(biāo)電磁散射特征的主要手段[7]。因此，基于RCS測(cè)試、成像診斷測(cè)試的雷達(dá)隱身試驗(yàn)技術(shù)顯得至關(guān)重要。

RCS測(cè)試分為幾種，其中微波暗室測(cè)試適用于飛機(jī)整機(jī)縮比模型測(cè)試和全尺寸部件模型測(cè)試。在飛機(jī)布局方案確定的前提下，對(duì)于特定的散射源開(kāi)展全尺寸部件隱身測(cè)試，有利于準(zhǔn)確把握其散射特性，從而有針對(duì)性地制定具體的散射抑制方案，以進(jìn)一步提升整機(jī)的隱身水平。

隱身飛機(jī)表面局部細(xì)節(jié)的隱身設(shè)計(jì)、吸波涂層和吸波結(jié)構(gòu)的合理應(yīng)用，對(duì)進(jìn)一步提高整機(jī)的隱身性能至關(guān)重要，但這些細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)不適合通過(guò)縮比模型測(cè)試研究和優(yōu)化。通常，隱身飛機(jī)的局部散射源、散射部位其尺寸在1米至數(shù)米之間，若將其放在整機(jī)上測(cè)試，一方面尺寸過(guò)大不易實(shí)施，成本較高；另一方面整機(jī)RCS有可能掩蓋局部的RCS，無(wú)法準(zhǔn)確獲取部件或細(xì)節(jié)結(jié)構(gòu)的散射特性。通常采取研制全尺寸部件模型模擬局部細(xì)節(jié)，利用微波暗室進(jìn)行測(cè)試。

2 鴨翼的RCS貢獻(xiàn)與減縮措施

2.1 鴨翼散射機(jī)理

鴨翼雖然作為鴨式布局特有的部件，但其散射機(jī)理并不復(fù)雜。鴨翼的散射機(jī)理如圖1所示。

圖1 鴨翼的散射機(jī)理

鴨翼的散射可歸結(jié)為3類(lèi)散射問(wèn)題：

1) 尖點(diǎn)散射。當(dāng)電磁波照射到鴨翼后緣的角點(diǎn)上時(shí)，會(huì)發(fā)生繞射現(xiàn)象，表面行波亦會(huì)在尖點(diǎn)處形成繞射，尖點(diǎn)散射屬于一次散射。

2) 邊緣散射。當(dāng)電磁波照射到目標(biāo)的棱邊時(shí)，邊緣對(duì)入射電磁波產(chǎn)生繞射，表面行波亦會(huì)在邊緣處產(chǎn)生繞射現(xiàn)象，邊緣散射屬于一次散射，是較強(qiáng)散射源，抑制其散射峰值是隱身飛機(jī)設(shè)計(jì)必須考慮的問(wèn)題。

3) 對(duì)縫散射。鴨翼與機(jī)身之間不可避免地存在需滿足鴨翼偏轉(zhuǎn)要求的對(duì)接縫隙，該縫隙較狹長(zhǎng)，并且存在轉(zhuǎn)軸機(jī)構(gòu)，其散射機(jī)理較為復(fù)雜，可能存在多次反射特征。

上述3類(lèi)散射問(wèn)題中的尖點(diǎn)散射和邊緣散射非鴨翼所獨(dú)有，是翼面部件所共有的問(wèn)題，其散射抑制方案相似。而對(duì)縫散射是鴨式布局所獨(dú)有的散射源，由于鴨翼處于前機(jī)身區(qū)域，使得鴨翼與機(jī)身之間的縫隙容易暴露于飛機(jī)前方，需要有針對(duì)性地提出解決方案。

2.2 布局建模說(shuō)明

為了開(kāi)展整機(jī)布局外形RCS計(jì)算，首先需完成不同布局的隱身外形建模，布局方案要求基本可行，否則失去研究的意義。建模的過(guò)程需遵循外形隱身設(shè)計(jì)的一般性原則，比如機(jī)身剖面滿足低RCS剖面設(shè)計(jì)的要求、垂尾外傾一定角度、所有的邊緣按照俯視投影平行設(shè)計(jì)[8]的原則進(jìn)行布置等。

參考F-35戰(zhàn)斗機(jī)的布局，首先生成一種兩側(cè)進(jìn)氣、常規(guī)布局的單發(fā)戰(zhàn)斗機(jī)隱身方案。以F-35的成功設(shè)計(jì)為基礎(chǔ)，可保證該方案基本成立，不存在顛覆性的問(wèn)題。然后在此基礎(chǔ)上，取消平尾，在進(jìn)氣道往后適當(dāng)位置、機(jī)體兩側(cè)增加鴨翼，并且將機(jī)翼和垂尾的位置適當(dāng)后移，從而形成一種鴨式布局方案。2種布局方案采取相同的機(jī)身外形、相同的主翼面和垂尾外形、相同的邊條形狀，是為了使兩者的隱身要素基本同等，在此條件下比較鴨式布局(有鴨翼)和常規(guī)布局(無(wú)鴨翼)的RCS差量，便于分析得出鴨翼散射對(duì)整機(jī)的影響。

常規(guī)布局方案的外形模型如圖2所示，鴨式布局方案的外形模型如圖3所示。其中鴨翼采取外形隱身設(shè)計(jì)，如翼尖切角、前緣和后緣分別與機(jī)翼的前緣和后緣平行。

布局外形和隱身相關(guān)的主要幾何特征以及RCS計(jì)算模型說(shuō)明如下：

1) 由于腔體計(jì)算的復(fù)雜性，不考慮進(jìn)氣道腔體散射的影響，設(shè)計(jì)低散射外形曲面封堵進(jìn)氣道和尾噴口，不計(jì)算腔體散射以及尾噴口終端散射，不考慮腔體散射的影響使整機(jī)的RCS水平更低，更有利于分析鴨翼對(duì)整機(jī)的RCS影響。

圖2 常規(guī)布局方案

圖3 鴨式布局方案

2) 前機(jī)身、中機(jī)身、后機(jī)身與后邊條的形狀和F-35飛機(jī)類(lèi)似，均采取低RCS剖面設(shè)計(jì)，2種布局計(jì)算模型共用相同的機(jī)身外形。

3) 垂尾幾何形狀和F-35相似，垂尾外傾角為27°，邊緣俯視圖投影前緣后掠角為60.7°，后緣后掠角為42°，2種布局采取相同的垂尾外形。

4) 翼面前緣采取中等后掠角設(shè)計(jì)，鴨翼、機(jī)翼和平尾的前緣后掠角均為42°，其后緣前掠角均為15°，其中平尾上反角為3°，鴨翼上反角為8°，機(jī)翼無(wú)上反角。

5) 鴨翼和垂尾尖部均進(jìn)行隱身切角設(shè)計(jì)。

2.3 RCS計(jì)算說(shuō)明

1) 基于RCS精確數(shù)值計(jì)算方法對(duì)2種布局方案分別進(jìn)行RCS求解，目標(biāo)模型的介質(zhì)屬性設(shè)置為金屬，不考慮吸波涂層/吸波結(jié)構(gòu)的應(yīng)用。

2) 考慮到硬件資源的約束條件，需要降低目標(biāo)RCS求解的規(guī)模，僅選擇L波段和C波段的典型頻率進(jìn)行計(jì)算，并且重點(diǎn)研究前方扇區(qū)的RCS特性，不進(jìn)行全向的RCS計(jì)算和分析。

3) 計(jì)算參數(shù)說(shuō)明：典型頻率為1.7 GHz、5.6 GHz， 俯仰角為5°(對(duì)應(yīng)巡航狀態(tài)的典型迎角)，計(jì)算方位角為0°～90°。

2.4 鴨式布局和常規(guī)布局的RCS對(duì)比

對(duì)以上2種布局模型分別進(jìn)行RCS計(jì)算，以常規(guī)布局和鴨式布局的外形RCS對(duì)比來(lái)說(shuō)明鴨翼的影響當(dāng)量。首先研究活動(dòng)面無(wú)偏轉(zhuǎn)姿態(tài)下的布局隱身特性，即鴨翼或平尾均在中立位置姿態(tài)。

L波段(1.7 GHz)典型RCS曲線對(duì)比如圖4 所示，C波段(5.6 GHz)的RCS曲線對(duì)比如圖5所示。飛機(jī)前方扇區(qū)0°～30°的RCS均值統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)對(duì)比見(jiàn)表1。

根據(jù)圖4、圖5和表1對(duì)比情況，對(duì)鴨式布局和常規(guī)布局的RCS分析如下：

1) 從曲線的宏觀對(duì)比來(lái)看，兩種布局的RCS曲線在0°～60°的大角域范圍內(nèi)曲線趨勢(shì)基本一致，而在側(cè)方75°～90°角域內(nèi)，鴨式布局的RCS更小，這是由于常規(guī)布局方案其垂尾和平尾之間部分構(gòu)成二面角特征，存在較強(qiáng)的多次散射所致，研究重點(diǎn)是前方扇區(qū)的RCS特性，不分析側(cè)方的差異。

2) 根據(jù)表1的RCS均值統(tǒng)計(jì)，對(duì)于低頻L波段HH極化而言，鴨式布局的RCS水平相比常規(guī)布局大1.27 dB，主要是前置鴨翼帶來(lái)的影響，但在C波段，鴨式布局的RCS反而降低0.68 dB，這是由于翼面部件的散射特性和頻率相關(guān)，對(duì)于同樣的翼尖參數(shù)，在低頻時(shí)，波長(zhǎng)較長(zhǎng)，鴨翼尖部散射對(duì)整機(jī)影響較明顯，隨著頻率增加、波長(zhǎng)變小，尖部散射影響減弱，因此C波段兩者的結(jié)果相當(dāng)。

圖4 2種布局RCS曲線對(duì)比(1.7 GHz)

圖5 2種布局RCS曲線對(duì)比(5.6 GHz)

表1 飛機(jī)前方扇區(qū)0°～30°RCS均值數(shù)據(jù)對(duì)比

3) 對(duì)VV極化而言，無(wú)論是低頻還是高頻，鴨式布局的均值水平都有小幅增加，其主要原因是方位角為15°時(shí)的RCS峰值增加，該散射峰值對(duì)應(yīng)翼面后緣的散射，雖然各翼面邊緣均按照平行原則布置，但由于鴨翼的后緣后掠角為15°，其散射峰值直接暴露于飛機(jī)前方，而機(jī)翼和平尾的后緣是前掠角為15°，機(jī)身對(duì)其散射峰值存在一定的遮擋關(guān)系(如圖6所示)，因此鴨翼后緣的散射較強(qiáng)導(dǎo)致鴨式布局的翼面后緣散射峰值比常規(guī)布局有所增大，但是該峰值的增加并不會(huì)明顯影響整體的RCS特性，并且應(yīng)用吸波涂層和邊緣吸波結(jié)構(gòu)之后，后緣散射峰值將被有效抑制(見(jiàn)2.6節(jié))。

圖6 后緣法向散射示意圖

4) 鴨翼后緣一般采取后掠式設(shè)計(jì)，有利于配平和氣動(dòng)焦點(diǎn)的匹配，如果能改為前掠式設(shè)計(jì)，即平行于同側(cè)機(jī)翼的后緣，則可利用機(jī)身的有效遮擋降低其散射峰值，并且機(jī)翼后緣的較強(qiáng)峰值可將其掩蓋。

5) 從42°方位角的峰值來(lái)看，2種布局并無(wú)明顯差異，這是因?yàn)橹饕砻嫦嗤?，鴨翼前緣的較小峰值被主翼面前緣的較強(qiáng)峰值所掩蓋。

2.5 鴨翼偏轉(zhuǎn)的RCS影響

僅鴨翼無(wú)偏轉(zhuǎn)狀態(tài)下的RCS水平不足以全面說(shuō)明鴨式布局的隱身特性優(yōu)劣。鴨翼作為重要的活動(dòng)面，在飛機(jī)飛行過(guò)程中隨時(shí)可能發(fā)生偏轉(zhuǎn)，繼而改變?nèi)珯C(jī)的隱身特性。一般來(lái)說(shuō)，戰(zhàn)斗機(jī)在執(zhí)行典型作戰(zhàn)任務(wù)時(shí)，在不同的任務(wù)階段對(duì)應(yīng)不同的隱身等級(jí)，在全飛行剖面內(nèi)保持高隱身狀態(tài)既不現(xiàn)實(shí)也沒(méi)有太大的意義。飛機(jī)在起飛、降落、近距格斗或者在進(jìn)行較大機(jī)動(dòng)時(shí)，此時(shí)的隱身等級(jí)要求不高，或者說(shuō)在某些姿態(tài)飛機(jī)本體的RCS特征就比較大，雖然鴨翼大角度偏轉(zhuǎn)，但是對(duì)整機(jī)RCS并不構(gòu)成致命的影響。

真正需要重點(diǎn)關(guān)注的是飛機(jī)巡航階段，此時(shí)對(duì)應(yīng)飛機(jī)的高隱身狀態(tài)，任何舵面的偏轉(zhuǎn)不應(yīng)破壞飛機(jī)本體的高隱身狀態(tài)。一般來(lái)說(shuō)，鴨式布局戰(zhàn)斗機(jī)在巡航狀態(tài)包括亞聲速和超聲速巡航時(shí)，鴨翼的偏轉(zhuǎn)角度范圍較小，大約在-5°～0°范圍內(nèi)，通常的情況是保持小角度負(fù)偏，用于巡航狀態(tài)維持較高的升阻比。

為了說(shuō)明鴨翼偏轉(zhuǎn)對(duì)RCS的影響，本文選擇鴨翼偏轉(zhuǎn)±5°姿態(tài)和偏轉(zhuǎn)0°姿態(tài)進(jìn)行L波段的計(jì)算對(duì)比。HH和VV極化RCS曲線對(duì)比如圖7所示。不同鴨翼偏轉(zhuǎn)角下的RCS均值數(shù)據(jù)見(jiàn)表2。

圖7 鴨翼偏轉(zhuǎn)RCS曲線對(duì)比(1.7 GHz)

表2 不同鴨翼偏轉(zhuǎn)角的RCS均值對(duì)比

從圖7和表2對(duì)比可見(jiàn)：

1) 鴨翼偏轉(zhuǎn)前后的RCS曲線基本吻合，唯一明顯的差異是VV極化曲線在15°方位角的散射峰值，鴨翼在偏轉(zhuǎn)之后無(wú)論是正偏還是負(fù)偏，散射峰值均略有變寬，這是由于鴨翼轉(zhuǎn)軸和后緣不平行，導(dǎo)致偏轉(zhuǎn)之后鴨翼后緣的俯視投影和機(jī)翼后緣的俯視投影沒(méi)有完全平行所致。

2) 鴨翼偏轉(zhuǎn)5°時(shí)，方位角為15°的VV極化散射峰值明顯增加，從而導(dǎo)致均值水平增加接近3 dB，偏轉(zhuǎn)-5°時(shí)該峰值略有減小反而使均值水平略下降，該散射峰值本質(zhì)上是行波散射。行波散射與極化方式有關(guān)，只有在傳播方向上沿表面存在入射電場(chǎng)分量時(shí)才會(huì)出現(xiàn)行波。根據(jù)行波散射機(jī)理，當(dāng)導(dǎo)體目標(biāo)在近于掠入射方向被電磁波照射時(shí)，感應(yīng)起表面電流，產(chǎn)生表面行波，表面行波在目標(biāo)不連續(xù)處如果不能被吸收就會(huì)引起反射[9]。如圖8(a)所示，飛機(jī)俯仰角為5°，鴨翼偏轉(zhuǎn)0°時(shí)，鴨翼面對(duì)來(lái)波構(gòu)成掠入射條件，入射電場(chǎng)E在表面產(chǎn)生電場(chǎng)分量Ei，激勵(lì)起表面電流，傳播至后緣處形成較強(qiáng)的回波反射(分量En不產(chǎn)生影響)；鴨翼正偏5°時(shí)如圖8(b)所示，鴨翼表面與來(lái)波方向夾角變小，沿目標(biāo)表面的電場(chǎng)分量Ei變大，表面行波更強(qiáng)，導(dǎo)致回波變強(qiáng)；鴨翼負(fù)偏5°時(shí)如圖8(c)所示，鴨翼表面與來(lái)波方向夾角變大，電場(chǎng)分量Ei變小，表面行波變?nèi)酰够夭ㄉ⑸錅p弱。

3) 對(duì)HH極化，其散射機(jī)理和VV極化不同，電場(chǎng)分量平行于掃描面，不存在表面行波導(dǎo)致后緣散射峰值的問(wèn)題，鴨翼的小角度偏轉(zhuǎn)亦不會(huì)導(dǎo)致目標(biāo)幾何特征的明顯變化，因此鴨翼偏轉(zhuǎn)前后對(duì)整機(jī)HH極化RCS無(wú)明顯影響，曲線基本一致，均值水平相當(dāng)。

前面談到，鴨式布局飛機(jī)在正常巡航時(shí)，其鴨翼偏度較小，并且是處于負(fù)偏轉(zhuǎn)姿態(tài)，不會(huì)發(fā)生正偏轉(zhuǎn)，因此不會(huì)破壞整機(jī)的RCS特性；而當(dāng)鴨翼正偏角度不大，如+5°時(shí)，后緣散射導(dǎo)致的RCS增量在應(yīng)用后緣吸波結(jié)構(gòu)之后，其影響可以消除；在鴨翼偏轉(zhuǎn)更大的角度時(shí)，無(wú)論正偏或負(fù)偏，其對(duì)整機(jī)的RCS影響會(huì)增加，但此時(shí)飛機(jī)本體的RCS就有可能比較大，并且從飛機(jī)的隱身等級(jí)管理來(lái)說(shuō)，此時(shí)飛機(jī)通常處于非高隱身等級(jí)階段。綜合來(lái)說(shuō)，鴨翼的偏轉(zhuǎn)不會(huì)影響飛機(jī)隱身狀態(tài)的管理和使用。

圖8 鴨翼不同偏轉(zhuǎn)姿態(tài)時(shí)的行波散射機(jī)理

以上RCS計(jì)算結(jié)果對(duì)比說(shuō)明鴨式布局和常規(guī)布局的布局隱身特性相當(dāng)，下面通過(guò)試驗(yàn)方法研究鴨翼邊緣散射和對(duì)縫散射的影響以及對(duì)應(yīng)的抑制方案。

2.6 邊緣散射試驗(yàn)

飛機(jī)翼面部件邊緣都會(huì)存在邊緣散射特征。邊緣散射是一種較強(qiáng)的散射源，尤其當(dāng)飛機(jī)在雷達(dá)威脅區(qū)內(nèi)的強(qiáng)鏡面反射減弱之后，邊緣散射的貢獻(xiàn)就非常突出，可應(yīng)用吸波涂層或吸波結(jié)構(gòu)抑制邊緣散射。一般，吸波涂層針對(duì)高頻設(shè)計(jì)，在低頻的吸收效果有限，而吸波結(jié)構(gòu)可兼顧低頻和高頻的吸波性能要求，通常隱身飛機(jī)對(duì)邊緣部件應(yīng)用吸波結(jié)構(gòu)抑制邊緣散射。

為了使試驗(yàn)結(jié)果具有普遍意義，專(zhuān)門(mén)設(shè)計(jì)了如圖9所示的全尺寸邊緣部件模型，模擬了一般翼面部件的前緣和后緣特征。全尺寸部件隱身測(cè)試的狀態(tài)包括模型全金屬狀態(tài)(即采取減縮措施之前)和吸波結(jié)構(gòu)狀態(tài)(其中綠色的區(qū)域?yàn)槲ńY(jié)構(gòu)的應(yīng)用區(qū)域)。

其中金屬狀態(tài)測(cè)試結(jié)果用于說(shuō)明邊緣散射的影響，吸波結(jié)構(gòu)狀態(tài)測(cè)試結(jié)果用于驗(yàn)證邊緣吸波結(jié)構(gòu)對(duì)邊緣散射的RCS抑制效果。試驗(yàn)研究針對(duì)低頻L波段和高頻X波段的典型頻率。2 GHz頻率的RCS曲線對(duì)比如圖10所示，10 GHz頻率的RCS曲線對(duì)比如圖11所示，均值統(tǒng)計(jì)結(jié)果如表3所示。

圖9 全尺寸邊緣部件模型

圖10 邊緣部件RCS曲線 (2 GHz)

圖11 邊緣部件RCS曲線(10 GHz)

表3 邊緣部件0°～30°RCS均值

從圖10、圖11和表3可以看出：

1) 金屬狀態(tài)。邊緣部件的散射峰值較強(qiáng)，整體均值水平較高(均值數(shù)據(jù)見(jiàn)表3)，對(duì)于0.001～0.005 m2量級(jí)的高隱身飛機(jī)來(lái)說(shuō)影響較大。

2) 應(yīng)用吸波結(jié)構(gòu)之后，對(duì)應(yīng)翼面邊緣的散射峰值大幅減小，并且整體RCS水平明顯降低，其中X波段的收益更大，這是由吸波結(jié)構(gòu)的性能決定的，吸波結(jié)構(gòu)在X波段的吸波性能更好。

以上試驗(yàn)結(jié)果說(shuō)明，倘若不采取RCS減縮措施，翼面部件(鴨翼部件)邊緣散射主要是后緣散射對(duì)飛機(jī)前方隱身的影響是顯著的，而在應(yīng)用邊緣吸波結(jié)構(gòu)之后，邊緣散射可得到有效抑制。

2.7 對(duì)縫散射試驗(yàn)

前面的計(jì)算分析針對(duì)整體布局的外形隱身特性，無(wú)法模擬鴨翼與機(jī)身之間的對(duì)縫散射問(wèn)題。針對(duì)該對(duì)縫區(qū)域的散射，通過(guò)研制全尺寸部件模型開(kāi)展試驗(yàn)，研究對(duì)縫散射的影響以及對(duì)應(yīng)的RCS抑制措施。

為了模擬左、右鴨翼與機(jī)身之間的典型縫隙，設(shè)計(jì)如圖12所示的低RCS載體模型。在縫隙區(qū)域周?chē)O(shè)計(jì)低RCS曲面光滑封閉，使載體自身在前方扇區(qū)具備低散射特征，然后據(jù)此研制全尺寸金屬模型，在微波暗室內(nèi)進(jìn)行測(cè)試，測(cè)試目標(biāo)如圖13所示。

圖12 對(duì)縫載體模型

圖13 對(duì)縫全尺寸部件模型RCS測(cè)試

由于此類(lèi)對(duì)縫散射的影響主要在高頻，對(duì)低頻的影響較小。該試驗(yàn)主要針對(duì)高頻X波段的典型頻率進(jìn)行測(cè)試研究，分為對(duì)縫原始狀態(tài)與RCS減縮狀態(tài)，用于研究原始對(duì)縫散射對(duì)整機(jī)的影響以及驗(yàn)證采取RCS減縮措施后的抑制效果。2種狀態(tài)的RCS曲線對(duì)比見(jiàn)圖14，頻率為9.41 GHz。均值統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)見(jiàn)表4。

表4 對(duì)縫模型的RCS均值統(tǒng)計(jì)

從圖14和表4結(jié)果可見(jiàn)，在對(duì)縫未采取RCS減縮措施之前，對(duì)應(yīng)飛機(jī)的前方扇區(qū)存在較強(qiáng)、角域較寬的峰值，對(duì)整機(jī)隱身構(gòu)成較大的影響。試驗(yàn)結(jié)果說(shuō)明鴨翼對(duì)縫散射是鴨式布局飛機(jī)的一個(gè)重要散射源，從散射機(jī)理來(lái)說(shuō)：

1) 在對(duì)縫兩側(cè)的光滑、狹長(zhǎng)的外形表面容易激勵(lì)起表面行波，行波傳播過(guò)程中在鴨翼轉(zhuǎn)軸機(jī)構(gòu)形成的幾何不連續(xù)處如果沒(méi)有被吸收就會(huì)產(chǎn)生強(qiáng)反射。

2) 電磁波入射到對(duì)縫的內(nèi)部，在兩側(cè)的型面之間部分存在多次反射特征。

此類(lèi)散射問(wèn)題主要應(yīng)用高頻吸波性能較好的雷達(dá)吸波涂層進(jìn)行抑制，減縮狀態(tài)取得的RCS抑制效果十分顯著，在前方扇區(qū)的較強(qiáng)、較寬的峰值大幅降低。HH極化和VV極化RCS均值都大幅下降，均值水平分別下降至-38 dBsm和-33 dBsm以下。

因此，通過(guò)采取合理的RCS抑制措施，鴨式布局特有的對(duì)縫散射問(wèn)題其影響基本可以消除。

3 結(jié) 論

鴨翼散射是鴨式布局隱身戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)所獨(dú)有的問(wèn)題，需加以重視。本文的研究表明，鴨翼的散射抑制方案并不復(fù)雜，在采取措施將鴨翼散射的影響消除之后，鴨式布局完全可以應(yīng)用于高隱身飛機(jī)的布局設(shè)計(jì)，其隱身性能與常規(guī)布局相當(dāng)。

對(duì)于鴨式布局戰(zhàn)斗機(jī)的鴨翼隱身設(shè)計(jì)需遵循以下原則：

1) 鴨翼的邊緣設(shè)計(jì)按照邊緣俯視投影平行的原則進(jìn)行布置，以減少RCS峰值數(shù)量，并利用主翼面邊緣的較強(qiáng)峰值掩蓋鴨翼邊緣的較小峰值。

2) 鴨翼后緣的尖點(diǎn)綜合氣動(dòng)、隱身的要求進(jìn)行適當(dāng)切角，以削弱尖點(diǎn)散射。

3) 對(duì)邊緣包括前緣、后緣和翼尖應(yīng)用吸波結(jié)構(gòu)，結(jié)合飛機(jī)對(duì)低頻和高頻的隱身要求選擇吸波結(jié)構(gòu)的性能參數(shù)和確定吸波結(jié)構(gòu)的尺寸參數(shù)。

4) 鴨翼與機(jī)身之間的對(duì)縫區(qū)域應(yīng)用高頻吸收性能優(yōu)異的吸波涂層抑制對(duì)縫散射，并制定合理的涂覆區(qū)域。