周韜, 周生林, 蔡三軍, 楊波, 岳映章

(成都飛機設(shè)計研究所, 四川 成都 610091)

隱身戰(zhàn)斗機實質(zhì)上是指具有低可探測性的戰(zhàn)斗機，其標志性特點之一是擁有低雷達散射截面(radar cross section,RCS)。國外對雷達波吸收的研究時間較長，最早的吸波結(jié)構(gòu)—Salisbury屏、Jauma-nn屏[1-2]，最早的超材料概念—“左手材料”[3]都是雷達吸波材料研制歷史中的里程碑。后來隨著導(dǎo)電高分子材料、納米復(fù)合材料、電磁超材料等各種新材料的問世，國外又相繼提出有源對消、智能蒙皮等全新概念，給雷達隱身技術(shù)提供了許多不同的發(fā)展方向[4-10]。國外關(guān)于雷達隱身技術(shù)在戰(zhàn)斗機上應(yīng)用的相關(guān)文獻公開較少，F(xiàn)35和F22隱身戰(zhàn)斗機座艙主要利用透明件表面鍍膜及金屬蒙皮表面涂敷吸波涂料的方式提升雷達隱身性能。國內(nèi)戰(zhàn)斗機雷達隱身研究起步相對較晚，但近年來的發(fā)展很迅速。桑建華等[11-12]通過理論分析及RCS試驗，初步研究了飛行器表面縫隙、臺階等弱散射源，并提出了初步控制方法。梁爽等[13]采用外形逆向建模、理論計算和RCS測量、強散射源減縮控制相結(jié)合的高精度、快速方法，對隱身飛行器的隱身特性進行了分析。座艙作為戰(zhàn)斗機主要散射源之一，其內(nèi)部結(jié)構(gòu)中包括許多次強散射源，目前對于座艙次強散射源的研究尚少。本文以戰(zhàn)斗機座艙結(jié)構(gòu)典型次強散射源為研究對象，結(jié)合RCS仿真軟件及微波暗室RCS試驗，研究座艙結(jié)構(gòu)次強散射源的雷達散射截面減縮控制(RCSR)設(shè)計。

1 概 述

雷達隱身作為新一代戰(zhàn)斗機的標志性特征,越來越受到各國航空研究機構(gòu)的重視。根據(jù)統(tǒng)計，雷達對飛行器的威脅占60%以上，尤其是L、S、X波段的雷達數(shù)目最多，其中以X波段為主[14]。

座艙蓋作為戰(zhàn)斗機關(guān)鍵結(jié)構(gòu)，主要功能是為飛行員提供清晰的視野，并提供保護免受外部環(huán)境及其他威脅，同時提供飛行員地面進出座艙和應(yīng)急彈射救生通道[15-16]。但由于座艙蓋透明件的透波性以及座艙內(nèi)的復(fù)雜結(jié)構(gòu)與諸多飛行設(shè)備，使得座艙成為戰(zhàn)斗機三大散射源之一，其對機頭方向的RCS貢獻達到了10%～15%左右[17]。因此，座艙雷達隱身綜合設(shè)計就顯得尤為重要。

目前戰(zhàn)斗機座艙雷達隱身技術(shù)主要包括外形隱身技術(shù)和材料隱身技術(shù)。外形隱身技術(shù)作為雷達隱身技術(shù)中最為有效的一種，在戰(zhàn)斗機上的應(yīng)用也最為廣泛，主要體現(xiàn)在座艙整體菱形理論外形設(shè)計以及局部鋸齒、尖劈、傾斜角等結(jié)構(gòu)設(shè)計。材料隱身技術(shù)在隱身戰(zhàn)斗機上的應(yīng)用同樣廣泛，重要程度僅次于外形隱身，可有效彌補外形隱身技術(shù)由于氣動力布局等因素限制而產(chǎn)生的不足，主要分為涂覆型吸波材料(吸波涂料)與結(jié)構(gòu)型吸波材料。新一代戰(zhàn)斗機座艙通過低RCS外形、一體化結(jié)構(gòu)、涂覆隱身涂料以及透明件鍍膜等多種途徑，提升座艙結(jié)構(gòu)隱身性能。其與傳統(tǒng)戰(zhàn)斗機座艙對比見圖1～2。

圖1 傳統(tǒng)座艙蓋固定風擋圖2 一體化隱身 和活動艙蓋結(jié)構(gòu) 座艙蓋結(jié)構(gòu)

座艙透明件表面鍍制復(fù)合隱身膜，可將原本透波的透明件表面金屬化，對座艙腔體散射進行有效屏蔽，并將其轉(zhuǎn)換為外形散射；同時結(jié)合低RCS菱形座艙理論外形設(shè)計，使其與機身外形融為一體，基本實現(xiàn)了對座艙腔體強散射源的抑制。但是，座艙結(jié)構(gòu)中還存在許多次強散射源，包括局部結(jié)構(gòu)腔體、結(jié)構(gòu)棱邊以及結(jié)構(gòu)縫隙等，這些次強散射源對座艙整體RCS的綜合影響也是不容忽視的。

2 座艙棱邊結(jié)構(gòu)次強散射源

當雷達波入射到結(jié)構(gòu)棱邊時，會產(chǎn)生邊緣繞射(見圖3)，是一種較強的散射源。在進行座艙結(jié)構(gòu)雷達隱身設(shè)計時，對暴露在雷達波照射范圍內(nèi)的棱邊結(jié)構(gòu)通常需要進行局部鋸齒化處理，抑制邊緣繞射。

圖3 邊緣繞射現(xiàn)象

2.1 棱邊散射源評估

在座艙雷達隱身設(shè)計過程中，為快速迭代優(yōu)化和降低成本，需要采用RCS仿真預(yù)估和分析目標散射特性[18-19]，本文利用FEKO計算軟件對目標RCS進行仿真評估。

為有效評估棱邊散射源，建立了座艙典型蒙皮棱邊結(jié)構(gòu)散射仿真模型(見圖4)，圖中蒙皮結(jié)構(gòu)安裝于透明件外表面，處于頭向雷達入射波的照射范圍內(nèi)。該蒙皮結(jié)構(gòu)的安裝采用超大后傾角，很大程度抑制了兩側(cè)棱邊的邊緣繞射。經(jīng)初步理論分析，在蒙皮弧頂部分近平直段的棱邊仍會產(chǎn)生較強的繞射回波，并會在透明件金屬膜表面產(chǎn)生二次散射回波，形成次強散射源(模型中載體是由透明件外形調(diào)整而來)。

圖4 蒙皮棱邊結(jié)構(gòu)散射源

為評估蒙皮棱邊散射強度，并探究弧頂平直段是否為主要貢獻源，為后續(xù)隱身優(yōu)化提供數(shù)據(jù)基礎(chǔ)，設(shè)計了如表1所示的仿真工況進行分析。

表1 棱邊散射源評估仿真工況

運用多層快速多極子方法(MLFMM)對上述工況進行RCS仿真計算。發(fā)射源選擇典型頻率下的HH極化雷達波(該極化形式對棱邊更敏感)。單載體工況與載體/全長蒙皮耦合工況典型RCS曲線對比見圖5；不同弧長的蒙皮典型RCS曲線對比見圖6；各工況的RCS均值相對增量統(tǒng)計數(shù)據(jù)見表2。

圖5 C/L 2種工況RCS曲線對比

圖6 5種不同弧長工況RCS曲線對比

表2 各工況RCS均值增量統(tǒng)計(相對工況C)

圖中：θ1,θ2,θ3為典型方位角；-r1,-r2,-r3為典型RCS值，下同。

從圖5、表2對比結(jié)果可見，載體頭向散射水平較低，而加上蒙皮結(jié)構(gòu)后由于蒙皮棱邊前緣繞射及其繞射回波與載體外形產(chǎn)生的二次耦合散射導(dǎo)致頭向散射顯著增強，其RCS比單載體結(jié)構(gòu)提高了10～20 dB(1～2個量級)。從圖6、表2對比結(jié)果可見，蒙皮弧頂部分平直段確實為主要散射源，并且散射強度隨著弧段長度增加而增強。其中弧長400 mm蒙皮(L-400)與全長蒙皮(L)散射強度基本一致，且弧長繼續(xù)增加對散射影響不大，因此可判斷弧長為400 mm蒙皮段為主要散射貢獻源。

2.2 棱邊散射源減縮控制設(shè)計

為抑制棱邊散射，通常采用增加鋸齒結(jié)構(gòu)以及涂覆吸波涂層的設(shè)計。根據(jù)2.1節(jié)中的仿真結(jié)果，在弧頂400 mm弧長段棱邊(主要散射源)處增加鋸齒結(jié)構(gòu)，共設(shè)計了3種不同鋸齒結(jié)構(gòu)形式的蒙皮(見圖7)進行仿真對比。蒙皮棱邊散射源的減縮控制仿真工況見表3。

圖7 3種不同鋸齒形式(齒高70 mm)

表3 棱邊散射源減縮控制仿真工況

同樣選擇典型頻率下的HH極化雷達波對上述工況進行仿真。蒙皮原始狀態(tài)與不同鋸齒結(jié)構(gòu)形式蒙皮的典型RCS曲線對比見圖8。RCS均值相對增量統(tǒng)計見表4。

圖8 4種不同形式蒙皮RCS曲線對比

表4 各工況RCS均值增量統(tǒng)計(相對工況G0)

從圖8與表4結(jié)果可見，三鋸齒與單鋸齒蒙皮對頭向RCS有明顯改善，相比原始狀態(tài)降低了11～13 dB；但整體RCS均值與原始狀態(tài)相當，這是因為鋸齒結(jié)構(gòu)會在特定方位角由于回波干涉而產(chǎn)生柵瓣，柵瓣數(shù)量、強弱會隨鋸齒變化而變化。從多鋸齒RCS曲線看出，鋸齒并不是越多越好，鋸齒數(shù)量增加，產(chǎn)生的柵瓣個數(shù)及強度也會隨之增加，不利于散射源的減縮控制。

有研究表明[1]，在X頻段，大鋸齒RCS明顯低于小鋸齒，鋸齒尺寸L與波長λ比值越大，鋸齒效果越好。如果設(shè)計空間足夠大，理論上單鋸齒結(jié)構(gòu)應(yīng)該要優(yōu)于三鋸齒結(jié)構(gòu)，因為單鋸齒會產(chǎn)生更少的柵瓣。但由于結(jié)構(gòu)空間的限制，蒙皮棱邊鋸齒高度最大不超過70 mm，而鋸齒跨度需達到400 mm，此時單鋸齒結(jié)構(gòu)的鋸齒底角較小，這會導(dǎo)致入射波在較小的入射角時就會垂直入射鋸齒棱邊，從而產(chǎn)生柵瓣。從三鋸齒與單鋸齒的RCS曲線也不難看出，雖然二者RCS量級相當，但單鋸齒結(jié)構(gòu)在較小方位角附近存在較高的柵瓣，其產(chǎn)生就與鋸齒底角角度有關(guān)。

對于隱身戰(zhàn)斗機而言，通常希望散射源的主瓣位于頭向威脅扇區(qū)外；這要求結(jié)構(gòu)鋸齒的底角大于威脅扇區(qū)角，并且滿足平行設(shè)計原則。綜合考慮，此處結(jié)構(gòu)蒙皮選擇三鋸齒結(jié)構(gòu)為最優(yōu)。

三鋸齒型蒙皮全表面涂覆吸波涂層后的典型RCS對比曲線見圖9，RCS均值相對增量統(tǒng)計見表5。

圖9 涂覆吸波涂層前后RCS曲線對比

表5 涂覆吸波涂層后RCS均值增量統(tǒng)計(相對工況G1)

由圖9及表5的結(jié)果可見，在三鋸齒型蒙皮全表面涂覆吸波涂料后，其RCS曲線整體下降，均值降低約10 dB(1個量級)，吸波效果明顯。

綜上，RCS仿真計算結(jié)果表明，典型棱邊次強散射源減縮方案效果明顯，整體RCS均值降低超過10 dB，頭向RCS降低超過20 dB。

3 座艙螺栓結(jié)構(gòu)次強散射源

螺栓是座艙結(jié)構(gòu)安裝必不可少的標準件，大量的排列螺栓一旦暴露在雷達波照射范圍內(nèi)，將會產(chǎn)生鏡面反射、行波及爬行波繞射，形成較強的散射。對于復(fù)雜結(jié)構(gòu)的雷達隱身設(shè)計，仿真計算難以準確評估，通常需要結(jié)合隱身試驗對散射源進行評估并對減縮控制效果進行驗證。

3.1 螺栓散射源分析

為分析螺栓散射源，根據(jù)座艙典型螺栓結(jié)構(gòu)研制了平板摸底試驗件(見圖10)，開展螺栓散射評估的隱身試驗。該典型座艙結(jié)構(gòu)中存在數(shù)十個整齊排列的螺栓形成的次強散射源。

圖10 典型平直段摸底試驗件

當雷達波入射時，在螺栓孔及螺栓桿等介質(zhì)不連續(xù)區(qū)域會產(chǎn)生回波。數(shù)十個螺栓產(chǎn)生的回波相互干涉，在疊加增強區(qū)會形成較強的柵瓣。

螺栓排列散射計算原理如圖11所示，當雷達波以入射角θ進入結(jié)構(gòu)時，相鄰2個螺栓位置產(chǎn)生的回波相位差Δ為波長λ整數(shù)倍時，2個回波會相互疊加增強，從而在方位角θ產(chǎn)生柵瓣。

式中：θ為入射方位角；D為螺栓間距；λ為雷達波波長；n為整數(shù)。

圖11 螺栓排列散射計算原理圖

以典型頻率10 GHz為例，對應(yīng)的波長λ為30 mm；間距D為50 mm；整數(shù)n分別取0,1,2；將上述數(shù)據(jù)代入公式(2)中可計算得到螺栓散射產(chǎn)生柵瓣的方位角分別為0°,18°,37°。對常規(guī)結(jié)構(gòu)試驗件進行隱身試驗，發(fā)射饋源采用上述計算過程中的典型頻率，極化形式為VV極化(該極化形式對螺栓散射更加敏感)。其隱身測試RCS曲線如圖12所示。

圖12 常規(guī)結(jié)構(gòu)螺栓的RCS曲線(10 GHz)

圖12曲線中的散射峰值對應(yīng)的方位角分別為0.2°，18.6°，37.4°(左右基本對稱)，這與理論計算得到的產(chǎn)生柵瓣的方位角度基本一致。從而可以得到結(jié)論，大量排列螺栓散射會在特定方位角處由于回波干涉增強而出現(xiàn)較強柵瓣，形成次強散射源。

3.2 螺栓散射源減縮控制設(shè)計

螺栓安裝處屬于承力結(jié)構(gòu)，且安裝間隙狹小，無法通過吸波涂層進行散射抑制；此處結(jié)構(gòu)腔體也很難通過外形設(shè)計來進行減縮控制；只能考慮采用吸波結(jié)構(gòu)件替換原結(jié)構(gòu)件，達到抑制螺栓散射的效果(見圖13)。

圖13 螺栓散射的減縮控制方案

常見的吸波結(jié)構(gòu)材料包括電磁超材料、蜂窩結(jié)構(gòu)材料等，實際工程中還應(yīng)結(jié)合成形制件的結(jié)構(gòu)強度、質(zhì)量密度、二次加工性能等特點進行篩選使用。

采用一種新型電磁超材料復(fù)合成型后的吸波結(jié)構(gòu)件替換常規(guī)結(jié)構(gòu)件后，通過隱身測試所得的RCS對比曲線見圖14，RCS均值相對增量統(tǒng)計見表6。

圖14 常規(guī)/吸波結(jié)構(gòu)RCS對比曲線(10 GHz)

表6 吸波結(jié)構(gòu)RCS均值增量統(tǒng)計(相對常規(guī)結(jié)構(gòu))

從圖表中可以看到，除0°外其他方位角的柵瓣已經(jīng)基本完全被吸波結(jié)構(gòu)件抑制，整體RCS均值下降5 dB左右。

由于該隱身摸底試驗僅用于評估螺栓散射以及吸波結(jié)構(gòu)件的吸波效果，故試驗件并未采用真實座艙結(jié)構(gòu)。雷達波在0°方位角時，垂直入射該摸底試驗件的平直端面，雖然吸波結(jié)構(gòu)件屏蔽住了螺栓的散射，但由于結(jié)構(gòu)件本身長直端面及棱邊的散射較強，所以0°方位角仍然存在較高峰值，但實際座艙結(jié)構(gòu)中不會存在類似雷達波頭向垂直入射情況。

因此，若不計頭向0°附近的峰值，吸波結(jié)構(gòu)狀態(tài)下試驗件的RCS均值下降甚至超過10 dB，可見吸波結(jié)構(gòu)件吸波效果良好，螺栓散射源減縮控制方案有效可行。

4 結(jié) 論

本文針對座艙棱邊結(jié)構(gòu)散射、螺栓排列散射2種典型座艙次強散射源結(jié)構(gòu)，利用理論計算、仿真分析并結(jié)合RCS暗室試驗分別對其散射強度與散射特征進行了詳細分析。仿真對比發(fā)現(xiàn)典型棱邊結(jié)構(gòu)主要散射貢獻區(qū)域為中間平直棱邊段，對其進行了局部鋸齒結(jié)構(gòu)設(shè)計，仿真驗證發(fā)現(xiàn)其有效降低了頭向RCS水平，結(jié)合表面吸波涂料的涂敷，進一步降低了該結(jié)構(gòu)的散射強度。此外，通過理論分析在螺栓安裝孔介質(zhì)不連續(xù)處及螺栓桿本身散射產(chǎn)生的回波相互干涉疊加，在特定方位角度會出現(xiàn)較強柵瓣，并結(jié)合RCS暗室試驗驗證其柵瓣出現(xiàn)的方位角與理論計算結(jié)果一致；進一步利用吸波結(jié)構(gòu)件對螺栓排列散射進行屏蔽，通過暗室測試驗證其有效抑制了柵瓣的產(chǎn)生。本文的研究成果促進了新型戰(zhàn)斗機座艙隱身性能的進一步提升，同時也為隱身戰(zhàn)斗機座艙的次強散射源減縮控制提供了理論指導(dǎo)和經(jīng)驗數(shù)據(jù)。隨著座艙雷達隱身技術(shù)的不斷發(fā)展，戰(zhàn)斗機座艙終將達到全向、寬頻譜的超高隱身性能。