包曉翔 張云飛 杜曉松

（北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191）

通用直升機執(zhí)行戰(zhàn)術(shù)人員運輸、電子戰(zhàn)、空中救援、布雷、反潛、反艦、垂直補給等任務(wù)，在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中越來越重要.現(xiàn)代電子探測技術(shù)和導(dǎo)彈技術(shù)的發(fā)展，對軍用直升機生存構(gòu)成嚴(yán)重威脅.為了提高直升機生存力和作戰(zhàn)能力，“隱身”已成為現(xiàn)代直升機重要戰(zhàn)術(shù)指標(biāo)之一［1］.雷達(dá)隱身是直升機隱身技術(shù)的重要內(nèi)容，開展直升機雷達(dá)散射特性分析和雷達(dá)散射截面 RCS（Redar Cross Sec-tion）減縮研究有重要的理論意義和實際價值.

由于保密等原因，目前國外對于飛行器（特別是直升機）外形隱身研究公開發(fā)表的文章相對較少，但美國等西方國家從20世紀(jì)70年代就投入大量人力物力開展飛行器雷達(dá)散射截面的研究，在直升機隱身方面取得不少成果，典型的是美國的RAH-66“科曼奇”隱身武裝直升機.2011年5月，美國在巴基斯坦執(zhí)行抓捕本·拉登行動中，意外墜毀的新型直升機的殘骸具有獨特的外形，據(jù)分析認(rèn)為是“黑鷹”直升機的隱身化改形.

國內(nèi)積極開展了對直升機雷達(dá)散射特性的研究.蘇東林等［2］做了武裝直升機雷達(dá)散射截面估算方法研究；葉少波［3］建立了武裝直升機隱身外形優(yōu)化的計算機輔助設(shè)計軟件系統(tǒng)；蔣相聞等［4］基于面元邊緣法做了某型武裝直升機RCS計算分析.但缺乏對通用直升機的隱身設(shè)計研究.

在電磁學(xué)算法［5］中，精確算法，如時域有限差分法（FDTD）、矩量法（MOM）、快速多級子算法（FMM）等數(shù)值計算方法具有較高計算精度，但涉及到大型目標(biāo)、高頻波段時，其對計算機硬件要求高，運算時間長，計算效率低.改進(jìn)的多層快速多級子算法［6］雖然提高了算法的效率，但仍然對計算機硬件要求較高，不適用于工程快速估算.高頻近似算法對上述目標(biāo)的計算效率高，雖然精度比精確算法低，但能滿足工程估算要求.

本文就通用直升機的靜態(tài)雷達(dá)散射特性及RCS減縮進(jìn)行研究，至于旋翼和尾槳的動態(tài)RCS可結(jié)合頻域分析，將另行研究.首先，建立常規(guī)通用直升機幾何外形模型；采用物理光學(xué)法（PO）和等效電磁流法（MEC）作為數(shù)值計算方法［7－8］，并通過實驗測試驗證了算法的有效性；然后計算分析了常規(guī)通用直升機的雷達(dá)散射特性；最后，借鑒固定翼飛行器隱身設(shè)計技術(shù)，進(jìn)行通用直升機的RCS減縮研究.

1 幾何建模與RCS計算

1.1 模型建立

在三維CAD軟件CATIA中，采用NURBS曲面［9－10］，進(jìn)行常規(guī)通用直升機造型，構(gòu)建幾何外形模型（見圖1），其主要技術(shù)數(shù)據(jù)［11］見表1.考慮到直升機進(jìn)氣口一般帶有過濾網(wǎng)罩，其格柵間距比電磁波波長小，電磁波將無法進(jìn)入進(jìn)氣道而反射出去.因此在進(jìn)氣口處，利用封閉曲面等效代替過濾網(wǎng)罩.尾噴口采用短路終端［12］處理，即，使用與葉片終端同徑的圓板來封閉尾噴口.

圖1 常規(guī)通用直升機幾何外形造型

表1 通用直升機主要技術(shù)數(shù)據(jù)

在CATIA中劃分直升機幾何外形的三角形網(wǎng)格（見圖2）.為保證網(wǎng)格形狀與幾何模型的誤差小于波長的1／16，設(shè)置網(wǎng)格與幾何模型最大偏離高度為1mm，并在模型曲率較大的地方采用了加密網(wǎng)格.輸出包含942 201個三角形面元，471 094個節(jié)點，1 413 293個邊緣的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)數(shù)據(jù)文件.

圖2 常規(guī)通用直升機幾何外形網(wǎng)格劃分

1.2 RCS計算方法

采用物理光學(xué)法（PO）計算面元散射，結(jié)合等效電磁流法（MEC）計算邊緣繞射.

RCS平方根物理光學(xué)（PO）表達(dá)式為

式中，S為目標(biāo)受到雷達(dá)照射部分的表面；r為局部原點到表面單元dS的矢量；為物體表面的單位法矢量；r表示接受裝置電極化方向單位矢量.

等效電磁流（MEC）計算邊緣散射表達(dá)式為

式中，t為強制邊緣單位矢量方向；θ為入射線i與t的夾角；s為散射方向單位矢量，其他參數(shù)見文獻(xiàn)［13］.

在RCS計算前，需將輸出的網(wǎng)格數(shù)據(jù)進(jìn)行消隱遮擋處理，陰影區(qū)和被遮擋部件的面元和邊緣不參與RCS計算.

總目標(biāo)RCS是所有n個面元和m個邊緣的RCS之和：

1.3 RCS計算方法驗證

為了驗證本文RCS數(shù)值計算方法的有效性，利用翼展為1m的某飛翼模型（見圖3）作為算例，與微波暗室的實驗測試數(shù)據(jù)進(jìn)行比較.計算條件為：雷達(dá)工作頻率f＝10GHz，俯仰角和滾轉(zhuǎn)角均為0°，HH極化，結(jié)果見圖4.

圖3 用于算例驗證的某飛翼模型

圖4 RCS數(shù)值計算與實驗測試對比

從圖4的對比結(jié)果可見，RCS計算值與測試值總體吻合較好.由于模型結(jié)構(gòu)采用木材制作并在表面貼鋁箔，工藝較粗糙，實驗?zāi)Ｐ团c數(shù)值模型有些差別（見圖3），另外測試時模型姿態(tài)擺放有誤差，都會導(dǎo)致某些角度RCS計算值與測試值有略微的差異，但對RCS總體趨勢和數(shù)值水平影響不大.表明本文RCS數(shù)值算法是有效的，可以用來計算評估直升機雷達(dá)散射特性.

2 常規(guī)通用直升機的RCS特性

計算分析常規(guī)通用直升機雷達(dá)散射特性：方位特性、極化特性以及頻率特性.

由于直升機在空中時旋翼處于旋轉(zhuǎn)狀態(tài)，其RCS隨時間呈周期性變化.求靜態(tài)RCS時，考慮到最不利狀態(tài)，將槳葉前緣法向分別擺放在頭向、尾向及側(cè)向.

計算狀態(tài)：俯仰角和滾轉(zhuǎn)角均為0°，S（3GHz）、C（6GHz）、X（10GHz）、Ku（15GHz）4個波段，HH和VV極化.其中0°為機尾方向，180°為機頭方向.由表2和圖5可得：

1）雷達(dá)散射水平.在4個波段，頭向、尾向、側(cè)向±30°的RCS算術(shù)平均值分別為9.8～14.5dBm2，11.2～14.4dBm2，23.1～27.9dBm2.

2）方位特性.在頭向、尾向及側(cè)向附近存在峰值；在C波段，頭向RCS峰值達(dá)到21.1dBm2，尾向為22.9dBm2，右側(cè)向為41.1dBm2，左側(cè)向為39.5dBm2；側(cè)向RCS峰值范圍比頭、尾向峰值窄.從圖1的幾何外形可看出，機身側(cè)向具有曲率半徑較大的曲面，產(chǎn)生很強的鏡面回波；垂直尾翼在側(cè)向有較強的鏡面散射，同時與平尾構(gòu)成二面角，散射極強；外置起落架也是較強的散射源.在機頭方向，復(fù)雜槳轂、旋翼操縱系統(tǒng)及起落架系統(tǒng)會有較強的散射；尾槳位于直升機右側(cè)，導(dǎo)致左右兩側(cè)RCS不完全對稱.

3）極化特性.RCS在HH和VV極化兩種情況下變化不大，表明鏡面反射占RCS總體水平的主要部分.

4）頻率特性.總體上，RCS隨入射波頻率的增加而增大，主要由鏡面散射的高頻效應(yīng)（即鏡面散射強度隨頻率增加而增強）引起.

表2 常規(guī)通用直升機RCS算術(shù)平均值 dBm2

圖5 常規(guī)通用直升機C波段RCS方位特性

3 通用直升機RCS減縮研究

3.1 RCS減縮外形設(shè)計

根據(jù)固定翼飛機的低RCS外形設(shè)計準(zhǔn)則并結(jié)合通用直升機幾何外形特點，提出通用直升機的隱身設(shè)計方法（見圖6）：

①將機身及發(fā)動機艙橫截面設(shè)計為近似六邊形形狀，在機身側(cè)面形成傾斜平面和中間棱邊，以取代原型機曲率半徑較大的機身側(cè)面；②機頭外形分為上下兩個曲面，在交界處形成棱邊，假設(shè)座艙玻璃采用具有全反射的導(dǎo)電鍍膜，消除腔體散射；③用槳轂整流罩［14］對復(fù)雜的槳轂和旋翼操縱機構(gòu)進(jìn)行遮擋；④為消除垂尾后向散射以及與平尾構(gòu)成的角反射器，采用折線式垂尾；⑤將主起落架收放到進(jìn)行了外形隱身設(shè)計的起落架整流罩中，可避免其占用有效任務(wù)容積，后起落架收到尾梁內(nèi)；⑥旋翼是直升機最主要氣動部件，提供了幾乎全部升力，還涉及噪聲振動［15－17］等學(xué)科，難以采取外形隱身措施，在此不做改形研究，保持旋翼槳葉幾何尺寸不變，通過改變槳葉數(shù)量來進(jìn)行旋翼RCS減縮研究.

圖6 低RCS通用直升機造型

3.2 改形直升機RCS計算

對幾何外形改進(jìn)后的通用直升機進(jìn)行RCS計算，計算的狀態(tài)同前.

1）改形直升機機身雷達(dá)散射特性.

如表3所示，改形后直升機（不含旋翼尾槳）頭向、尾向及側(cè)向±30°RCS均值分別在－9.3～－3.5dBm2，－16.6～ －8.5dBm2，1.5～5.0 dBm2之間.

表3 改形直升機（不含旋翼尾槳）RCS算術(shù)平均值 dBm2

2）單獨旋翼雷達(dá)散射特性.

如表4所示，旋翼在重點方位±30°RCS均值為－7.7～4.5dBm2.結(jié)合表3可得，此時在頭向及尾向，旋翼的RCS比機身大得多，同時也構(gòu)成直升機側(cè)向重要散射源.

表4 旋翼重點方位RCS算術(shù)平均值 dBm2

3）全機雷達(dá)散射特性.

由圖7和表5可知，在C波段（f＝6GHz）改形后的通用直升機的頭向、尾向、左右兩側(cè)向RCS峰值分別為20.1，14.6，15.1，17.0dBm2；峰值寬度很窄，不易被雷達(dá)跟蹤；大部分方位角（50°～360°）的RCS繞－5dBm2上下波動；縮減后的雷達(dá)散射水平大為減小，頭向、尾向、側(cè)向±30°RCS均值分別為0.3～4.0dBm2，－0.8～5.7 dBm2，－0.2～6.7dBm2；RCS對極化方式的改變較為敏感.

圖7 改形直升機C波段RCS方位特性

表5 改形直升機重點方位RCS算術(shù)平均值 dBm2

3.3 旋翼RCS減縮研究

旋翼直徑很大，槳葉鈍頭前緣有較強的鏡面反射；由式（2）可知，邊緣繞射強度與邊緣長度平方成正比，所以旋翼后緣的RCS也不容忽視.

許多現(xiàn)役通用直升機的旋翼設(shè)計成4片槳葉［11］（如 UH-60“黑鷹”，NH-90等）.此時，總存在一片槳葉前緣法向與另外某片槳葉后緣法向相同，當(dāng)此法向旋轉(zhuǎn)到重點方位角時，會同時產(chǎn)生較強的鏡面反射和邊緣繞射.若旋翼選用5片槳葉，槳葉間夾角變?yōu)?2°，可避免上述強散射源疊加現(xiàn)象.分別將旋翼的前緣法向?qū)χ鄙龣C頭向，尾向及左右兩側(cè)向進(jìn)行RCS計算（見表6）.

表6 改形直升機（5槳葉旋翼）重點方位RCS算術(shù)平均值 dBm2

如表5和表6所示，旋翼槳葉數(shù)由4變成5后，頭向及尾向±30°RCS算術(shù)平均值分別減小了－0.7～3.2dB，0～3.3dB，使雷達(dá)散射水平分別在2.2，3.4dBm2以下，減縮效果顯著；側(cè)向±30°RCS均值最多減小3dB，極個別頻段稍有增加，有一定的減縮效果.

雖然采用5槳葉旋翼，通用直升機在重點方位雷達(dá)散射水平有明顯改善，但是由圖8看來，在機身側(cè)向，旋翼的散射水平與隱身改形后的機身相當(dāng)；而在頭向和尾向，旋翼RCS遠(yuǎn)比機身大.因此，需要通過使用其他方法（如使用吸波材料等）對旋翼槳葉進(jìn)行RCS減縮研究，來進(jìn)一步減縮通用直升機的RCS.

圖8 改形機身與單獨5槳葉旋翼RCS算術(shù)平均值對比

4 氣動、靜穩(wěn)定性、重量及有效容積影響

由于直升機旋翼剖面產(chǎn)生的升力大小與剖面所在位置的半徑平方成正比［18］，槳轂整流罩（及尾槳轂罩）對其遮擋的旋翼剖面的半徑很小，因此對升力影響很小.

采用可收放式起落架不僅能降低雷達(dá)散射水平，而且利于改善機身氣動阻力；缺點是收放機構(gòu)會使直升機重量增加.

旋翼槳葉數(shù)量增加有利于減小機體振動和槳尖損失，對提高飛行性能有利；缺點是槳轂結(jié)構(gòu)變復(fù)雜、重量增加，但現(xiàn)在槳轂技術(shù)的發(fā)展使其結(jié)構(gòu)簡化，重量特性有很大改善［1］.

為了保證直升機的航向靜穩(wěn)定性不變，使傾斜后的垂尾在機身對稱面上的投影面積與原垂尾面積相等；保持尾槳位置及傾斜角度不變以避免對直升機飛行操縱造成影響.

RCS減縮后的直升機機身高度不變，最大寬度增加了8%，其機頭（設(shè)備艙和駕駛艙）及機艙容積為6.2m3，14.8m3，較常規(guī)通用直升機的5.9m3，13.9m3，滿足容積要求；但機身最大橫截面增大了6%，會使機身阻力略有增大.

5 結(jié) 論

1）常規(guī)通用直升機雷達(dá)散射水平較高，頭（尾）向及側(cè)向±30°RCS均值分別達(dá)到數(shù)十平方米和數(shù)百平方米；極化效應(yīng)對RCS影響不大.

2）提出了通用直升機隱身外形設(shè)計方法，包括低RCS機身外形和采用5槳葉旋翼方案替代4槳葉旋翼.計算結(jié)果表明，隱身改形的通用直升機頭（尾）向和側(cè)向的RCS均值分別降低了10～15dBm2和16～28dBm2，相當(dāng)于常規(guī)通用直升機的10%和1%；且改形后直升機靜穩(wěn)定性、飛行操縱及有效容積等基本不受影響.

3）通用直升機RCS減縮后，旋翼相對于機身成為重要散射源，特別是在頭（尾）向旋翼RCS遠(yuǎn)比機身大.因此，若要進(jìn)一步提高通用直升機的雷達(dá)隱身性能，須結(jié)合外形及其他方法（如使用吸波材料等）對旋翼槳葉進(jìn)行RCS減縮研究.

（References）

［1］張呈林，郭才根.直升機總體設(shè)計［M］.北京：國防工業(yè)出版社，2006：56，151－154

Zhang Chenglin，Guo Caigen.Helicopter preliminary design［M］.Beijing：National Defense Industry Press，2006，56：151－154（in Chinese）

［2］蘇東林，宗國民，呂善偉.武裝直升飛機雷達(dá)散射截面的估算方法［J］.北京航空航天大學(xué)學(xué)報，1994，20（3）：248－252

Su Donglin，Zong Guomin，LüShanwei.The method of calculation radar cross section of fighting helicopters［J］.Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，1994，20（3）：248－252（in Chinese）

［3］葉少波.武裝直升機隱身外形優(yōu)化的計算機輔助設(shè)計系統(tǒng)［D］.北京：北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院，2004

Ye Shaobo.Computer aided design system to optimize stealthy geometry of armed helicopter［D］.Beijing：School of Aeronautic Science and Engineering，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2004（in Chinese）

［4］蔣相聞，招啟軍，徐國華.基于面元邊緣法的直升機RCS計算與分析［J］.南京航空航天大學(xué)學(xué)報，2011，43（3）：429－434

Jiang Xiangwen，Zhao Qijun，Xu Guohua.Calculation and analysis of RCS of helicopter based on panel edge method［J］.Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，2011，43（3）：429－434（in Chinese）

［5］Niziolek M.Review of methods used for computational electromagnetics［C］∥Electrodynamic and Mechatronics 2nd International Students Conference Proceeding of the IEEE.［S.l.］：IEEE，2009：15－16

［6］劉戰(zhàn)合，武哲，周鈞，等.多層快速多級子算法的改進(jìn)措施［J］.航空學(xué)報，2008，29（5）：1180－1185

Liu Zhanhe，Wu Zhe，Zhou Jun，et al.Improving multilevel fast multipole algorithm ［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2008，29（5）：1180－1185（in Chinese）

［7］Youssef N N.Radar cross section of complex targets［J］.Proceedings of the IEEE，1989，77（5）：722－734

［8］Cui S M，Sakina K，Ando M.A mathematical proof of physical optics equivalent edge currents based upon the path of most rapid phase variation［J］.IEICE Transactions on Electronics，2000，E83-C（4）：659－663

［9］Serim H A，Ergin A A.Computation of the physical optics integral on NURBS surfaces using a radon transform interpretation［J］.IEEE Antennas Wireless Propagation Letters，2008（7）：70－73

［10］白振東，劉虎，武哲.低可探測機身參數(shù)化造型與優(yōu)化［J］.北京航空航天大學(xué)學(xué)報，2007，33（12）：1391－1394

Bai Zhendong，Liu Hu，Wu Zhe.Parametric modeling and optimization of low observability fuselage in aircraft conceptual design［J］.Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2007，33（12）：1391－1394（in Chinese）

［11］倪先平.直升機手冊［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2003 Ni Xianping.Helicopter manual［M］.Beijing：Aviation Industry Press，2003（in Chinese）

［12］韓東，郭榮偉，譚慧俊，等.一種直升機進(jìn)氣道方案的電磁散射特性［J］.南京航空航天大學(xué)學(xué)報，2002，17（5）：528－532

Han Dong，Guo Rongwei，Tan Huijun，et al.Experimental study of RCS for a helicopter inlet［J］.Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，2002，17（5）：528－532（in Chinese）

［13］阮穎錚.雷達(dá)截面與隱身技術(shù)［M］.北京：國防工業(yè)出版社，1998：99－120.

Ruan Yingzheng.Radar cross section and stealth technology［M］.Beijing：National Defense Industry Press，1998：99－120（in Chinese）

［14］劉軍輝.直升機旋翼與槳轂RCS計算和減縮研究［D］.北京：北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院，2010

Liu Junhui.Research on RCS calculation and reduction of helicopter rotating blades and hub［D］.Beijing：School of Aeronautic Science and Engineering，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2010（in Chinese）

［15］Ariyur K B，Krstic M.Feedback attenuation and adaptive cancellation of blade vortex interaction on a helicopter blade element［J］.IEEE Transactions on Control Systems Technology，1999，7（5）：596－605

［16］Pearson J T，Goodall R M.Active control of helicopter vibration ［J］.Computing ＆Control Engineering Journal，1994，5（6）：277－284

［17］Shin S，Cesnik C E S，Hall S R.Design and simulation of integral twist control for helicopter vibration reduction ［J］.International Journal of Control，Automation and Systems，2007，5（1）：24－34

［18］約翰遜W.直升機理論［M］.孫如林，譯.北京：航空工業(yè)出版社，1991：322－326

Johnson Wayne.Helicopter theory［M］.Translated by Sun Rulin.Beijing：Aviation Industry Press，1991：322－326（in Chinese）