王若塵，楊延平，張國鑫，王 波，馬曉平

(1.中國科學(xué)院工程熱物理研究所，北京 100190；2.中國科學(xué)院大學(xué)，北京 100049)

0 引 言

電子探測技術(shù)和導(dǎo)彈技術(shù)的迅猛發(fā)展對軍用飛機(jī)構(gòu)成了很大的威脅，為了提高作戰(zhàn)飛機(jī)的生存能力，隱身化已經(jīng)成為了先進(jìn)飛行器發(fā)展的必然特征之一[1]。自20世紀(jì)50年代美國提出飛機(jī)隱身性問題以來，隱身技術(shù)在飛機(jī)外形綜合設(shè)計中受到越來越多的重視，大大提高了飛機(jī)的生存能力。國外著名的隱身作戰(zhàn)飛機(jī)包括美國的F-117A、B-2、X-47B等，俄羅斯的Su-47、T-50等[2-3]。P頻段是雷達(dá)探測的重要頻段，相比于其他頻段如C頻段、S頻段、X頻段等，P頻段雷達(dá)具有天然的反隱身優(yōu)勢——絕大部分隱身目標(biāo)都處于P頻段雷達(dá)的諧振區(qū)且涂抹吸波材料隱身的方式對P頻段不具備工程可行性[4]。因此，掌握P頻段電磁散射特性對發(fā)展隱身無人機(jī)至關(guān)重要。

飛翼布局飛行器由于構(gòu)型特性在隱身方面有著天然優(yōu)勢。飛翼布局將機(jī)身與機(jī)翼高度融合，并取消了尾翼，因此具有良好的雷達(dá)隱身性能，成為了新一代戰(zhàn)機(jī)的熱門設(shè)計方向[5]。對于飛翼、菱形翼等低雷達(dá)散射截面(Radar Cross Section,RCS)隱身飛行器而言，除了三大強散射源(機(jī)載雷達(dá)艙、座艙及進(jìn)氣道)之外，飛機(jī)表面縫隙、臺階、對縫以及翼尖等弱散射源也是必須考慮的隱身設(shè)計難點。研究表明，弱散射源可導(dǎo)致飛機(jī)前向RCS增加1 m2，對隱身性能有較大的影響[6]。為了進(jìn)一步提升飛行器隱身性能，值得對弱散射源進(jìn)行深入研究。

由于弱散射源的研究背景相當(dāng)敏感，國外相關(guān)的文獻(xiàn)資料較少。文獻(xiàn)[7]和文獻(xiàn)[8]提出了兩種RCS的檢測方法，指出將環(huán)境與目標(biāo)信號進(jìn)行分離有利于弱散射源的精確測量，但這些方法很難應(yīng)用到飛機(jī)弱散射源的測量中。Hu等[9]利用微波成像算法與光譜變換的方式提取出弱散射源的二維反射率分布，以提高其計算精度，并進(jìn)行了樣機(jī)試驗設(shè)計，驗證了該方法能夠更準(zhǔn)確地獲得弱散射源的RCS特性。而國內(nèi)針對飛行器弱散射源的研究主要集中在鋸齒、表面縫隙、臺階、邊緣、機(jī)身側(cè)棱等區(qū)域[6,10-14]。桑建華等[6]研究了飛行器表面縫隙、臺階、對縫等弱散射源對前向RCS的影響，指出減小縫隙寬度和臺階高度，采用鋸齒縫隙代替直縫隙，可以有效控制隱身飛行器表面的電磁缺陷。劉戰(zhàn)合等[10]基于多層快速多極子方法(Multi-level Fast Multiple Algorithm,MLFMA)對飛行器鋸齒邊板的散射特性進(jìn)行研究，總結(jié)了鋸齒邊板相對于直邊板在不同角域內(nèi)的RCS減縮特性以及RCS減縮與入射頻率變化之間的關(guān)系。黃沛霖等[11]針對飛行器表面縫隙開展RCS測試，研究了RCS隨單縫隙寬度與多縫隙間距之間的變化規(guī)律及其極化特性。張維仁等[12]基于MLFMA對機(jī)翼后緣的電磁散射特性展開分析，討論了后緣半徑和展長參數(shù)對機(jī)翼后緣RCS的影響，并利用吸波材料減縮后緣產(chǎn)生的行波散射。張揚等[13]以棱邊長度、棱邊尖劈角和棱邊厚度作為關(guān)鍵參數(shù)，研究了機(jī)身側(cè)棱對隱身飛行器電磁散射特性的影響。目前，針對翼尖的電磁散射特性研究較少，而翼尖的尖點繞射如果不加以控制，足以破壞飛行器的隱身性能[14]?；诖?，徐頂國等[15]設(shè)計了直切和斜切的不同翼尖外形方案，對不同頻段、不同方位角翼尖尖點散射特性展開分析，得到翼尖的最優(yōu)方案。但是，作者僅對翼尖部分單獨進(jìn)行分析，并未在全尺寸飛機(jī)上進(jìn)行研究，因此不能很準(zhǔn)確地反應(yīng)翼尖形狀對整機(jī)電磁散射特性的影響。為更直觀地反應(yīng)翼尖形狀的影響，需進(jìn)一步將翼尖置于全尺寸飛機(jī)上進(jìn)行對比分析。

基于上述問題，本文考慮構(gòu)建多形翼尖的方法，針對典型飛翼無人機(jī)開展數(shù)值仿真計算，比較并分析不同翼尖形狀對飛翼無人機(jī)P頻段H-H極化RCS的影響，進(jìn)一步分析不同切割位置對整機(jī)RCS的影響，旨在為翼尖RCS特性研究提供一定的參考。

1 飛翼無人機(jī)及多形翼尖建模

本文所采用的模型為雙后掠飛翼布局無人機(jī)，如圖1所示，其主要設(shè)計參數(shù)見表1。

圖1 飛翼無人機(jī)模型

表1 飛翼無人機(jī)基本參數(shù)

將圖1中虛線以外的部分定義為原始翼尖。為了探究不同翼尖外形對飛翼P頻段電磁散射特性的影響，對原始翼尖采用了直切與斜切的處理方式，并對剪切面進(jìn)行了低RCS處理，得到如圖2所示的三種不同翼尖形狀。

圖2 不同翼尖形狀示意圖

2 高精度MLFMA算法設(shè)計

2.1 計算方法分析

電磁散射特性的計算方法主要包括高頻近似法與精確算法。常用的高頻近似方法包括物理光學(xué)法、幾何光學(xué)法、一致性繞射理論等，精確算法主要包括矩量法(Method of Moment,MoM)與MLFMA等，其優(yōu)缺點見表2。

表2 常見電磁散射計算方法優(yōu)缺點

MLFMA的原理是通過對遠(yuǎn)場、近場的分別處理加速迭代過程中矩陣與向量的相乘，從而達(dá)到快速計算的目的。其中，對于附近區(qū)強耦合量采用直接計算，對于非附近區(qū)耦合量采用MLFMA實現(xiàn)，其特點是逐層聚合、逐層轉(zhuǎn)移、逐層配置與嵌套遞推。

由于本文分析的雷達(dá)頻段為P頻段，屬于低頻頻段，高頻近似方法不再適用。而相比于MoM，MLFMA具有相似的精度且計算速度快，所需內(nèi)存小，非常適合計算電大尺寸問題，被廣泛運用在飛行器RCS仿真計算中，因此本文考慮采用MLFMA進(jìn)行仿真分析。

2.2 精度驗證

精度驗證是仿真分析保證精確度的基礎(chǔ)。Metallic Cone Sphere With Gap是驗證P頻段電磁散射特性的標(biāo)準(zhǔn)模型，其長度約為0.689 m(27.127 in,1 in=25.5 mm)，如圖3所示。文獻(xiàn)[16]采用了MLFMA對標(biāo)準(zhǔn)模型Metallic Cone Sphere With Gap 0°～180°方位角范圍內(nèi)的電磁散射特性進(jìn)行仿真計算，入射波頻率為869 MHz，網(wǎng)格采用三角形網(wǎng)格，極化方式采用H-H極化與V-V極化。將文獻(xiàn)[16]的MLFMA計算結(jié)果與文獻(xiàn)[17]中的實驗結(jié)果與數(shù)值結(jié)果(MoM)進(jìn)行對比，得到如圖4所示的仿真結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)對比圖。

圖3 Metallic Cone Sphere With Gap模型

(a)869 MHz下 H-H極化RCS

結(jié)合圖4可知，在大部分方向上，MLFMA方法與實驗數(shù)據(jù)吻合很好，而吻合不好的部分，經(jīng)與文獻(xiàn)[17]中的數(shù)值結(jié)果進(jìn)行比較，相差很小，從而驗證了MLFMA在P頻段的精確性。

3 多形翼尖RCS仿真及全機(jī)特性分析

3.1 不同翼尖方案對整機(jī)RCS影響對比分析

為探究不同翼尖方案對整機(jī)RCS特性的影響，利用MLFMA對三種不同翼尖的飛翼無人機(jī)進(jìn)行仿真計算，計算參數(shù)設(shè)置見表3。

表3 不同翼尖方案仿真的計算參數(shù)設(shè)置

分別計算入射波頻率為300 MHz時三種飛翼無人機(jī)在0°～180°方位角，0°、5°、10°和15°迎角下的H-H極化RCS，計算網(wǎng)格采用三角形網(wǎng)格，網(wǎng)格的邊長設(shè)定為入射波長的1/8，計算類型為單站RCS，得到圖5所示的飛翼無人機(jī)RCS隨迎角變化圖。

(a)0°迎角下H-H極化RCS

從圖5中可以看出，在不同的迎角下，三種不同翼尖的飛翼無人機(jī)整體趨勢相近，在方位角為30°和55°附近出現(xiàn)波峰，分別對應(yīng)飛翼無人機(jī)外翼與內(nèi)翼。此外，在方位角0°～30°范圍內(nèi)三種飛翼的RCS有著較為顯著的差距。為探究三種翼尖對整機(jī)前向RCS的影響，以方位角0°～30°范圍內(nèi)RCS的平均值作為衡量飛翼前向RCS的指標(biāo)，其計算方式如下：

(1)

(2)

表4 三種飛翼H-H極化下前向RCS平均值

結(jié)合表4所示的三種不同翼尖飛翼無人機(jī)在不同迎角、H-H極化條件下前向RCS平均值，可以得到以下結(jié)論：

(1) 當(dāng)迎角為0°和5°時，三種飛翼前向RCS平均值十分接近，而當(dāng)迎角大于5°時，隨著迎角的增大，前向RCS平均值不斷增大；

(2)相比于原始翼尖，直切翼尖與斜切翼尖都能在一定程度上減小前向RCS平均值；

(3)直切翼尖在降低前向RCS方面具有最顯著的效果。

3.2 不同切割位置對整機(jī)RCS影響對比分析

由3.1節(jié)可知，直切翼尖相對于原始翼尖和斜切翼尖具有更優(yōu)的前向RCS特性。為了進(jìn)一步探究直切翼尖方案下直切位置對前向RCS的影響，選取了六個不同的直切位置進(jìn)行對比分析。六種直切翼尖方案如圖6所示，其中紅色實線為直切參考線，分別選取參考線由外向內(nèi)5%、10%、15%、20%、25%和30%位置進(jìn)行直切，并對切面進(jìn)行低RCS處理，得到六種不同直切翼尖的飛翼無人機(jī)。

圖6 六種直切翼尖方案示意圖

利用MLFMA對六種不同直切翼尖的飛翼無人機(jī)進(jìn)行仿真計算，選取的計算狀態(tài)如表5所示。

表5 不同直切位置仿真的計算參數(shù)設(shè)置

計算網(wǎng)格同樣采用三角形網(wǎng)格，網(wǎng)格的邊長設(shè)定為入射波長的1/8，計算類型為單站RCS，得到圖7所示的不同直切翼尖H-H極化與V-V極化飛翼RCS對比圖。

(a)0°迎角下六種直切翼尖飛翼H-H極化RCS

(b)0°迎角下六種直切翼尖飛翼V-V極化RCS

結(jié)合圖7可知，H-H極化下六種不同直切翼尖飛翼無人機(jī)在方位角0°～30°范圍內(nèi)的RCS差距較為明顯，而在V-V極化下趨勢基本一致。為了進(jìn)一步探究不同直切方案的影響，對H-H極化與V-V極化下方位角0°～30°范圍內(nèi)平均RCS進(jìn)行計算，所得結(jié)果如表6所示。

表6 六種直切翼尖飛翼在0°迎角下前向RCS平均值

結(jié)合表6分析，針對不同切割位置對整機(jī)前向RCS特性的影響，可以得到以下結(jié)論：

(1)H-H極化對整機(jī)RCS特性的影響大于V-V極化，具體表現(xiàn)為H-H極化下前向RCS平均值均小于V-V極化，同一狀態(tài)兩者的差距約為8 dBm2；

(2)不同切割位置對H-H極化的影響大于V-V極化，H-H極化下六種直切翼尖飛翼前向RCS平均值的方差大于H-H極化；

(3) H-H極化下，前向RCS平均值隨直切位置的不斷向內(nèi)呈現(xiàn)先減小后增大的趨勢：直切位置為參考線15%處RCS平均值最小，而直切位置為參考線5%處RCS平均值最大，兩者相差0.53 dBm2；

(4)V-V極化下，前向RCS平均值較為接近，直切位置為參考線20%處RCS平均值最小，而直切位置為參考線30%處RCS平均值最大，兩者相差0.13 dBm2；

(5)以對整機(jī)RCS影響較大的H-H極化特性作為衡量依據(jù)，直切位置為參考線15%處的直切方案具有最好的前向RCS特性，且相比于原始翼尖，H-H極化下前向RCS平均值降低了0.78 dBm2，說明該最優(yōu)方案對前向RCS的貢獻(xiàn)有較顯著的降低。

綜上所述，直切位置為參考線15%處的直切翼尖方案具有最優(yōu)的前向RCS特性，且相較于原始翼尖RCS性能有所提高。

4 結(jié)束語

本文利用高精度MLFMA方法，設(shè)計了直切與斜切兩種不同的翼尖方案，分析了不同翼尖方案下飛翼無人機(jī)P頻段RCS隨迎角的變化，并以方位角0°～30°范圍內(nèi)平均RCS作為標(biāo)準(zhǔn)，優(yōu)選出直切翼尖的方案。為了進(jìn)一步探究直切方案下直切位置對前向RCS的影響，本文設(shè)計了六個直切位置不同的直切翼尖方案，并將它們在0°迎角下的H-H極化與V-V極化特性進(jìn)行了對比分析。結(jié)果表明，直切位置為參考線15%處的直切方案具有最優(yōu)的前向RCS特性，且相比于原始翼尖，其H-H極化下前向RCS平均值降低了0.78 dBm2。

本文相關(guān)工作為翼尖電磁散射特性研究提供了一定的補充，作為將來的潛在方向，全頻段飛翼無人機(jī)翼尖的多形設(shè)計分析和隱身約束下的翼尖自適應(yīng)變形非常具有研究價值。