甄國(guó)帥，李處森，慈言海，王焱，林立海

（1.沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所電磁環(huán)境效應(yīng)航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，沈陽(yáng)110000）（2.中國(guó)科學(xué)院金屬研究所，沈陽(yáng)110017）（3.空軍裝備部駐沈陽(yáng)地區(qū)第一軍事代表室，沈陽(yáng)110000）

0 引言

穿透制空等新型作戰(zhàn)樣式對(duì)飛行器的隱身能力提出了更為嚴(yán)格的要求，翼面邊緣是整機(jī)電磁散射尖峰的來(lái)源之一，傳統(tǒng)的吸波涂層由于吸波效果有限，無(wú)法滿足整機(jī)對(duì)散射波峰的控制要求。共形吸波體在翼面邊緣的應(yīng)用既能保證飛行器原有的氣動(dòng)特性，又能進(jìn)一步降低飛行器的前向和后向雷達(dá)散射截面（Radar Cross Section，簡(jiǎn)稱RCS），共形吸波體的設(shè)計(jì)和制備是近些年研究的熱點(diǎn)。

目前國(guó)內(nèi)外對(duì)共形吸波體的研究主要集中在微波和太赫茲頻段，共形吸波體多由具有周期結(jié)構(gòu)的電磁超材料組成，超材料采用柔性基底后具有一定的彎曲共形能力，對(duì)電磁超材料的結(jié)構(gòu)形式和受力形變進(jìn)行設(shè)計(jì)，可以實(shí)現(xiàn)不同彎曲形變條件下的寬頻帶電磁能量吸收。受限于周期結(jié)構(gòu)的制備工藝，樣片尺寸一般在幾十厘米以內(nèi)，而且周期結(jié)構(gòu)對(duì)沖擊和震動(dòng)的耐受能力較差，難以滿足飛行器的應(yīng)用需求。

有一種共形吸波體制備方式是在模具內(nèi)部采用聚酰亞胺、玻璃纖維硅膠布等襯底材料與發(fā)泡劑、吸波劑等混合升溫固化，制備一體成型的共形吸波體。通過(guò)添加不同的吸波劑實(shí)現(xiàn)對(duì)共形吸波體電磁參數(shù)的調(diào)控，借助共形吸波體的多層組合設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)寬頻的電磁能量吸收。這種制備方式產(chǎn)生的共形吸波體一體成型、結(jié)構(gòu)牢固，適合應(yīng)用于飛行器嚴(yán)酷的飛行環(huán)境。由于模具的設(shè)計(jì)和制備占據(jù)了較大成本和時(shí)間，需要提前采用電磁仿真手段，對(duì)多層吸波體的結(jié)構(gòu)參數(shù)等進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，確保共形吸波體能夠達(dá)到預(yù)期的吸波效果。

1 m 以上的翼面前緣共形吸波體的成功制備是該技術(shù)在飛行器中工程應(yīng)用的基礎(chǔ)，同時(shí)翼面前緣的隱身設(shè)計(jì)至少需要滿足2~18 GHz 的RCS減縮指標(biāo)，其中大尺寸結(jié)構(gòu)的生長(zhǎng)均勻性控制、多層結(jié)構(gòu)的一體成型控制以及超電大尺寸高介電常數(shù)模型的RCS 仿真可行性均是關(guān)鍵難點(diǎn)。從目前的研究進(jìn)展來(lái)看，既缺乏對(duì)1 m 以上超大尺寸共形吸波體的制備工藝和材料電磁參數(shù)測(cè)試研究，也缺乏對(duì)100 個(gè)電波長(zhǎng)以上等超大尺寸共形吸波體的RCS 仿真評(píng)估技術(shù)研究。

本文對(duì)超大尺寸機(jī)翼前緣多層共形吸波體的結(jié)構(gòu)參數(shù)RCS 進(jìn)行仿真優(yōu)化，對(duì)工藝制備和裝機(jī)RCS 進(jìn)行測(cè)試驗(yàn)證。

1 工藝制備過(guò)程

在雙馬來(lái)酰亞胺（Bismaleimide，簡(jiǎn)稱BMI）單體與三氨基二苯甲烷（DDM）低溫共聚預(yù)反應(yīng)過(guò)程中加入偶氮二甲酰胺發(fā)泡劑和吸波劑，再逐步升溫至240 ℃固化，同時(shí)限位發(fā)泡，完成雙馬來(lái)酰亞胺樹(shù)脂基（簡(jiǎn)稱“雙馬”）泡沫吸波材料的制備。

選用短切碳纖維作為吸波劑，制備介電損耗型雙馬泡沫吸波材料，通過(guò)短切碳纖維長(zhǎng)度和含量的控制實(shí)現(xiàn)電磁性能的調(diào)控；選用片狀FeSiAl粉作為吸波劑，制備磁損耗型雙馬泡沫吸波材料，通過(guò)FeSiAl 片化尺度和含量的控制實(shí)現(xiàn)電磁性能的調(diào)控。

制備出3 種雙馬泡沫吸波材料：雙馬泡沫吸波材料A 僅含短切碳纖維吸波劑，為介電損耗型吸波材料，作為迎波匹配層；雙馬泡沫吸波材料C1 和雙馬泡沫吸波材料C51 中都含有短切碳纖維和片狀FeSiAl 粉為吸波劑，為介電兼磁損耗型吸波材料，后者在吸波劑尺度和含量上都高于前者，C1、C51 分別作為中間匹配層和后匹配層。同時(shí)配制環(huán)氧改性雙馬溶液，噴涂于多層石英纖維布，晾干，240 ℃加壓固化完成雙馬玻璃鋼制備。

基于翼面前緣整體尺寸要求和吸波材料的多層結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案，加工一套隱身翼面前緣成型模具（如圖1 所示）。該套模具包括1 個(gè)母模和4 個(gè)公模，通過(guò)母模與公模1 完成翼面弧形雙馬玻璃鋼的成型，然后依次采用公模2、公模3 和公模4 進(jìn)行限位發(fā)泡，實(shí)現(xiàn)雙馬泡沫吸波材料A、C1 和C51 的三層一體化弧形結(jié)構(gòu)成型，并進(jìn)一步機(jī)加修整，完成隱身翼面前緣構(gòu)件研制。

圖1 雙馬泡沫吸波材料翼面前緣構(gòu)筑成型模具Fig.1 Forming mould for wing side leading edge of BMI resin foam absorbing material

隱身翼面前緣構(gòu)件從外到內(nèi)依次由1 mm 厚雙馬玻璃鋼、8 mm 厚雙馬泡沫吸波材料A、8 mm厚雙馬泡沫吸波材料C1 和6 mm 厚雙馬泡沫吸波材料C51 按翼面前緣弧形結(jié)構(gòu)一體化成型，如圖2所示，與最終仿真結(jié)構(gòu)相對(duì)應(yīng)。隱身翼面前緣構(gòu)件內(nèi)腔壁貼鋁箔，等同于金屬內(nèi)腔。

圖2 隱身翼面前緣實(shí)物與仿真結(jié)構(gòu)對(duì)比圖Fig.2 Comparison of real and simulation structures of leading edge of stealth wing

2 模型結(jié)構(gòu)仿真優(yōu)化

超大尺寸共形吸波體的多層結(jié)構(gòu)參數(shù)根據(jù)RCS 增益的仿真評(píng)估進(jìn)行優(yōu)化，仿真中采用時(shí)域有限積分算法，模型網(wǎng)格剖分在8 GHz 以下頻段兼顧小于最小結(jié)構(gòu)尺寸和1/12 波長(zhǎng)，8 GHz 以上頻段則為小于最小結(jié)構(gòu)尺寸，均采用單頻點(diǎn)網(wǎng)格剖分方式降低網(wǎng)格數(shù)量。

RCS 增益的仿真評(píng)估共進(jìn)行三個(gè)輪次，仿真模型如圖3 所示，RCS 增益仿真評(píng)估結(jié)果如圖4所示。

圖3 多層吸波體仿真模型Fig.3 Simulation model of multilayer absorbing structure

圖4 多層吸波體RCS 增益仿真評(píng)估Fig.4 Simulation and evaluation of RCS gain of multilayer absorbing structure

采用增加多層吸波體厚度的方式進(jìn)行迭代仿真驗(yàn)證，結(jié)構(gòu)參數(shù)優(yōu)化如表1 所示。

表1 隱身翼面前緣多層結(jié)構(gòu)厚度Table 1 Thickness of multi-layer structure at the stealth wing leading edge

第一輪次主要考慮吸波體自身的RCS 增益，在單層吸波結(jié)構(gòu)厚度漸變條件下RCS 增益較好，普遍小于-5 dB，僅在垂直極化方式下的2 GHz 以下頻段RCS 增益為正值。

第二輪次對(duì)加裝載體后的RCS 增益進(jìn)行評(píng)估，考慮制作工藝難度，單層吸波結(jié)構(gòu)的厚度要求保持一致，在垂直極化以及水平極化下的RCS 增益效果普遍為正值，與第一輪次相比，載體和吸波體的接觸面與來(lái)波方向垂直，構(gòu)成強(qiáng)散射源，在第三輪次對(duì)接觸面切割傾角進(jìn)行迭代驗(yàn)證。

第三輪次根據(jù)實(shí)測(cè)場(chǎng)景調(diào)整為單側(cè)加裝吸波體，并在吸波體后緣切割了傾角，經(jīng)多角度傾角優(yōu)化，最終選擇45°傾角。垂直極化RCS 衰減均值為5.6 dB，水平極化RCS 衰減均值為10.9 dB，基本滿足RCS 衰減效果設(shè)計(jì)要求。

3 仿真與測(cè)試結(jié)果評(píng)估

本文整機(jī)樣件尺寸長(zhǎng)2.8 m、寬1.8 m、高0.2 m，其中機(jī)翼前緣布置四層共形吸波體，吸波體長(zhǎng)約1.3 m。根據(jù)共形吸波體的仿真結(jié)果，調(diào)整多層結(jié)構(gòu)厚度，并將共形吸波體后緣加工為45°傾角，然后在微波暗室進(jìn)行RCS 測(cè)試，測(cè)試實(shí)物如圖5 所示。飛機(jī)機(jī)翼前緣一側(cè)為金屬翼面，另一側(cè)為共形吸波體，所有接縫采用鋁箔鋪平密接。入射波方向?yàn)榇怪庇谝砻媲熬墸紤]水平極化和垂直極化兩種場(chǎng)景，測(cè)試頻率從0.5~18 GHz。

圖5 翼面前緣結(jié)構(gòu)裝配于飛機(jī)翼面載體Fig.5 The leading edge structure of the wing is assembled in the aircraft

測(cè)試過(guò)程中，先在金屬翼面前緣一側(cè)進(jìn)行角度微調(diào)，通過(guò)RCS 的最大值確認(rèn)來(lái)波方向是否垂直于翼面前緣；然后將測(cè)試載體對(duì)稱旋轉(zhuǎn)后測(cè)試隱身翼面前緣的RCS。對(duì)于不同頻段的發(fā)射天線，均重復(fù)采用上述步驟進(jìn)行測(cè)試。

垂直極化下不同翼面前緣RCS 測(cè)試及仿真結(jié)果如圖6 所示。

圖6 翼面前緣垂直極化仿真測(cè)試結(jié)果Fig.6 Simulation and test results of vertical polarization of wing leading edge

從圖6（a）可以看出：在頻率對(duì)數(shù)坐標(biāo)系下，金屬翼面前緣的雷達(dá)散射截面隨著頻率的增大整體呈現(xiàn)線性增長(zhǎng)的趨勢(shì)，仿真與測(cè)試結(jié)果一致性較高，標(biāo)準(zhǔn)差為1.9 dB。

從圖6（b）可以看出：8 GHz 以下頻段，仿真與測(cè)試結(jié)果較為一致，在12~18 GHz 頻段隱身翼面前緣的雷達(dá)散射截面測(cè)試與仿真差異較大，整體的標(biāo)準(zhǔn)差為6.0 dB。綜合考慮金屬翼面前緣和隱身翼面前緣，RCS 增益的測(cè)試與仿真結(jié)果標(biāo)準(zhǔn)差為6.5 dB。

翼面前緣垂直極化數(shù)值分析結(jié)果如表2 所示。

表2 翼面前緣垂直極化數(shù)值分析結(jié)果Table 2 Numerical analysis results of vertical polarization of wing leading edge

從表2 可以看出：超大尺寸共形吸波體在2~18 GHz 取得-22.4~-1.1 dB 減縮效果。

水平極化下不同翼面前緣RCS 測(cè)試及仿真結(jié)果如圖7 所示。

圖7 翼面前緣水平極化仿真測(cè)試結(jié)果Fig.7 Simulation and test results of horizontal polarization of wing leading edge

從圖7（a）可以看出：在頻率對(duì)數(shù)坐標(biāo)系下，金屬翼面前緣的雷達(dá)散射截面隨著頻率的增大整體呈現(xiàn)線性增長(zhǎng)的趨勢(shì)，仿真與測(cè)試結(jié)果一致性較高，總計(jì)10 個(gè)頻點(diǎn)的標(biāo)準(zhǔn)差為4.4 dB，由于0.5 GHz 頻點(diǎn)的測(cè)試數(shù)據(jù)異常，剔除0.5 GHz 頻點(diǎn)的標(biāo)準(zhǔn)差為2.7 dB。

從圖7（b）可以看出：通過(guò)測(cè)試與仿真得到的翼面前緣RCS 結(jié)果隨頻率變化的趨勢(shì)較為接近，但是測(cè)試結(jié)果與仿真數(shù)據(jù)的差異較大，RCS 增益的測(cè)試與仿真結(jié)果標(biāo)準(zhǔn)差為19.2 dB。對(duì)比垂直極化RCS 增益的測(cè)試與仿真結(jié)果標(biāo)準(zhǔn)差為6.5 dB，水平極化下的測(cè)試和仿真誤差與仿真算法、仿真模型結(jié)構(gòu)無(wú)關(guān)，而與仿真模型的材料參數(shù)配置有關(guān)。

從圖6~圖7 可以看出：金屬翼面前緣的結(jié)果一致性顯著優(yōu)于多層隱身翼面前緣的結(jié)果一致性，垂直極化的結(jié)果一致性顯著優(yōu)于水平極化的結(jié)果一致性。

翼面前緣水平極化數(shù)值分析結(jié)果如表3所示。

表3 翼面前緣水平極化數(shù)值分析結(jié)果Table 3 Numerical analysis results of horizontal polarization of wing leading edge

從表3 可以看出：超大尺寸共形吸波體在1~18 GHz 測(cè)試中取得-38.2~-17.4 dB 的雷達(dá)散射截面減縮效果。

4 結(jié)論

（1）本文研究的超大尺寸共形多層吸波體在垂直極化方式下，機(jī)翼前緣共形吸波體在2~18 GHz 取得-22.4~-1.1 dB 的RCS 減縮 效果，2 GHz 以下頻段的RCS 增益效果控制在2 dB 以內(nèi)，仿真評(píng)估誤差在6.5 dB 以內(nèi)。

（2）本文研究的超大尺寸共形多層吸波體在水平極化方式下，機(jī)翼前緣共形吸波體在1~18 GHz 取得-38.2~-17.4 dB 的RCS 減縮 效果，1 GHz 以下頻段的RCS 減縮效果顯著下降，受測(cè)試材料參數(shù)不適用的影響，仿真評(píng)估誤差擴(kuò)大至19.2 dB。

（3）多層共形隱身翼面前緣的電磁參數(shù)存在顯著的各項(xiàng)異性，平板樣品測(cè)試得到的各層材料電磁參數(shù)更適用于垂直極化的電磁波入射情況，超大尺寸共形吸波體的仿真優(yōu)化需要高精度的材料電磁參數(shù)測(cè)試作為基礎(chǔ)，本文研究對(duì)于新型飛機(jī)機(jī)翼前緣的隱身結(jié)構(gòu)以及共形天線設(shè)計(jì)及仿真評(píng)估均具有參考價(jià)值。