宋招枘+趙敬超+張華

摘 要：針對(duì)直升機(jī)在執(zhí)行任務(wù)時(shí)飛行速度小，飛行高度低，雷達(dá)、紅外信號(hào)特征強(qiáng)這一現(xiàn)象，文章提出了軍用直升機(jī)的隱身設(shè)計(jì)方案。采用RCS高頻估算方法對(duì)常規(guī)軍用直升機(jī)外形設(shè)計(jì)進(jìn)行RCS計(jì)算，對(duì)直升機(jī)重要散射源分析，在保持機(jī)體尺寸、容積和水平尾翼，垂直尾翼的平衡能力與改形前相當(dāng)?shù)那疤嵯?，運(yùn)用飛行器隱身設(shè)計(jì)原則和方法對(duì)其進(jìn)行雷達(dá)隱身設(shè)計(jì)。

關(guān)鍵詞：軍用直升機(jī)；RCS；高頻方法；隱身設(shè)計(jì)

中圖分類號(hào)：V214 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A 文章編號(hào)：2095-2945（2018）05-0001-04

Abstract： In view of the phenomena that the helicopters' low velocity and flight height， obvious characteristics of radar and infrared signal during tasks， the stealth design scheme of military helicopters is put forward in this paper. The estimation method of RCS high frequency is used to calculate the RCS of the configuration designed for the conventional military helicopters and analyze the significant scattering source. Under the premise of maintaining the size， volume of the fuselage and the balanced capacities of horizontal and vertical tail as same as before， designing radar stealth performance for the helicopter utilizing the principles and methods of aircraft stealth design.

Keyword： Keyword： military helicopters； RCS； method of high frequency； stealth design

引言

軍用直升機(jī)用途廣泛，在現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中發(fā)揮著越來(lái)越大的作用。但其在執(zhí)行任務(wù)時(shí)飛行速度小、飛行高度低，雷達(dá)、紅外信號(hào)特征強(qiáng)，面臨著空中、地面等多種雷達(dá)、紅外制導(dǎo)武器的威脅。目前使用的雷達(dá)隱身技術(shù)主要為吸波材料隱身技術(shù)和外形隱身技術(shù)。外形隱身技術(shù)時(shí)目前飛行器隱身設(shè)計(jì)中運(yùn)用最廣泛、最有效的隱身技術(shù)，該項(xiàng)技術(shù)主要是通過(guò)合理地改變目標(biāo)的外形布局，控制、縮減目標(biāo)在雷達(dá)威脅的主要范圍內(nèi)的雷達(dá)散射截面，從而達(dá)到隱身目的。RCS高頻估算方法一般是采用多面體模擬計(jì)算對(duì)象的外形，計(jì)算鏡面散射采用物理光學(xué)法，計(jì)算部件間構(gòu)成的邊緣繞射采用等效電磁流法，其具有算法簡(jiǎn)單、通用性強(qiáng)、計(jì)算快速的特點(diǎn)，對(duì)硬件的要求不高，可以用于計(jì)算大型目標(biāo)，且計(jì)算頻率幾乎不受限制。

本文采用物理光學(xué)法和等效電磁流法作為RCS數(shù)值計(jì)算方法，分析直升機(jī)機(jī)頭方向、機(jī)身側(cè)向和尾向的強(qiáng)散射源，結(jié)合固定翼飛機(jī)的隱身設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，考慮到常規(guī)軍用直升機(jī)氣動(dòng)性能及幾何外形特點(diǎn)，依據(jù)外形隱身設(shè)計(jì)原則對(duì)直升機(jī)進(jìn)行隱身設(shè)計(jì)。對(duì)隱身改型方案進(jìn)行氣動(dòng)特性估算，以得到隱身和氣動(dòng)綜合性能較好的設(shè)計(jì)方案。

1 計(jì)算方法

在電磁學(xué)算法中，以麥克斯韋方程組為基礎(chǔ)，產(chǎn)生不同的算法，大體分為精確算法和高頻近似法兩種。精確算法，如時(shí)域有限差分法（FDTD）、快速多級(jí)子算法（FMM）、矩量法（MOM）等方法計(jì)算精度高，但對(duì)于高頻段、大型目標(biāo)，由于對(duì)計(jì)算機(jī)硬件要求高，運(yùn)算時(shí)間長(zhǎng)，因此效率很低。高頻近似算法對(duì)上述目標(biāo)的計(jì)算效率高，不能處理表面波等弱散射效應(yīng)，不能計(jì)算低頻區(qū)散射，但能滿足工程的估算要求。本文采用工程中使用的高頻近似算法：利用物理光學(xué)法（PO）計(jì)算表面散射，利用等效電磁流法（ECM）計(jì)算劈邊散射。進(jìn)行電磁計(jì)算網(wǎng)格劃分，完成部件間相互遮擋判斷、消除陰影區(qū)后，將面元散射和邊緣繞射進(jìn)行相位疊加，得到目標(biāo)總的RCS。

2 直升機(jī)RCS計(jì)算分析

本文運(yùn)用高頻近似法計(jì)算了通用直升機(jī)（不含旋翼和尾槳）在S，C，X，Ku四個(gè)波段上的RCS值，從數(shù)據(jù)上分析，HH極化和VV極化在機(jī)身正向和側(cè)向的均值以及峰值都差別不大，在尾向上稍微有點(diǎn)差別。

觀察機(jī)體在S，C，X，Ku四個(gè)波段，0°仰角，HH極化的RCS曲線（如圖1）可以看出，在機(jī)頭方向，從0°開(kāi)始隨方位角增加，RCS曲線呈現(xiàn)震蕩起伏并下降趨勢(shì)，而且隨雷達(dá)波頻率增加，0°方位角的RCS峰值增大，從S波段的小于20dBm2，到C波段的20dBm2，到X波段的略低于30dBm2，到Ku波段的約30dBm2，而波峰的寬度逐漸減小，這體現(xiàn)了典型的鏡面散射特點(diǎn)，因此，可以初步判斷在機(jī)頭方向有較強(qiáng)的鏡面散射源。

2.1 機(jī)頭座艙部分分析

對(duì)機(jī)頭座艙部分進(jìn)行計(jì)算分析，可以判斷機(jī)頭座艙部分不是主要散射源，因此單獨(dú)將進(jìn)氣道口面進(jìn)行了分析，結(jié)合對(duì)比進(jìn)氣道口面與機(jī)體在機(jī)頭方向的RCS均值可以發(fā)現(xiàn)，兩者幾乎相差不多。

2.2 發(fā)動(dòng)機(jī)艙部分分析

分析發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)艙與機(jī)體在機(jī)身側(cè)向的RCS均值可見(jiàn)，在S和C波段，兩者相差不到2dB，可以認(rèn)為在這兩個(gè)波段，發(fā)動(dòng)機(jī)艙時(shí)直升機(jī)機(jī)體側(cè)向的最強(qiáng)散射源，但在X和Ku波段，兩者差值達(dá)到4dB，因此除了發(fā)動(dòng)機(jī)艙外，可能還有其它的強(qiáng)散射源。

2.3 發(fā)動(dòng)機(jī)艙后部分析

發(fā)動(dòng)機(jī)艙后部在機(jī)身側(cè)向的RCS均值約為5dBm2，與機(jī)體十幾dBm2的值相差較大，因此可以判定，發(fā)動(dòng)機(jī)艙后部不是機(jī)身側(cè)向的最主要散射源，所以在后期進(jìn)行RCS減縮的外形設(shè)計(jì)中，與發(fā)動(dòng)機(jī)艙一起綜合考慮。endprint

2.4 機(jī)體尾部分析

機(jī)體尾部在機(jī)身側(cè)向的RCS均值約為4dBm2，與機(jī)體相差較大，因此判定機(jī)體尾部不是機(jī)身側(cè)向的最主要散射源。

綜上所述，進(jìn)氣道，發(fā)動(dòng)機(jī)艙，垂尾等部件為重要的散射源，因此直升機(jī)的隱身改形設(shè)計(jì)將圍繞這幾個(gè)部分進(jìn)行。

3 直升機(jī)隱身特性優(yōu)化

3.1 直升機(jī)隱身特性優(yōu)化

3.1.1 機(jī)艙、發(fā)動(dòng)機(jī)艙優(yōu)化方案

對(duì)直升機(jī)艙及發(fā)動(dòng)機(jī)艙進(jìn)行了隱身設(shè)計(jì)，從下圖可以看出，在機(jī)身側(cè)面形成了傾斜平面和棱邊外形，統(tǒng)籌協(xié)調(diào)全機(jī)各部件布置將機(jī)身側(cè)面以及尾梁部分的側(cè)向傾角設(shè)置為相同或近似角度，使側(cè)向雷達(dá)反射波遠(yuǎn)離重點(diǎn)的方位角范圍。

3.1.2 進(jìn)氣口優(yōu)化方案

普通直升機(jī)的進(jìn)氣道可以產(chǎn)生較強(qiáng)的角反射器效應(yīng)，是較強(qiáng)的雷達(dá)反射體，如果將直升機(jī)的兩臺(tái)渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)埋入機(jī)身上部?jī)蓚?cè)，進(jìn)氣道在機(jī)身兩側(cè)上方采用埋入式，不會(huì)對(duì)雷達(dá)波形成強(qiáng)反射。本文將進(jìn)氣道口設(shè)計(jì)成菱形，可以有效的減少雷達(dá)波的反射。

3.1.3 旋翼機(jī)尾槳槳轂整流罩優(yōu)化方案

由于旋翼和尾槳的槳轂RCS偏高，為了降低散射水平對(duì)槳轂的操縱系統(tǒng)和電傳機(jī)構(gòu)等進(jìn)行保護(hù)，本文采用低散射水平的槳轂罩。直升機(jī)槳轂的氣動(dòng)外形不好，距槳柱及機(jī)身很近，且處于旋轉(zhuǎn)狀態(tài)，干擾效應(yīng)很大，其廢阻占全機(jī)廢阻20%～30%，安裝槳轂罩可以降低阻力。旋翼槳轂安裝了整流罩，將一些電傳系統(tǒng)包裹在里面，由于改形前的整流罩設(shè)計(jì)在0°～360°的方位角范圍內(nèi)各個(gè)方向都存在較強(qiáng)的回波，因此對(duì)整流罩進(jìn)行了低RCS的整形設(shè)計(jì)，如圖5所示。

3.2 改形前后外形對(duì)比分析

依次截取機(jī)身的各個(gè)不同部位的剖面進(jìn)行對(duì)比分析，可以看出機(jī)身外形變化不大。按順序依次命名為平面1，平面2，平面3和平面4。

改形前后機(jī)身分別在四個(gè)平面截取橫截面對(duì)比。

對(duì)直升機(jī)機(jī)身的尺寸進(jìn)行對(duì)比，改形之后直升機(jī)的長(zhǎng)度和高度尺寸基本不變，機(jī)身的寬度增加了大約7.5%，對(duì)比改形前后的形狀，改形后保持了原有的流線型機(jī)身，從機(jī)身剖面圖看，改形前機(jī)身最大截面積約為5.14m2，改形后機(jī)身截面積約為5.19m2，截面積變化為1%，總體來(lái)說(shuō)外形變化不大。

4 改形后RCS計(jì)算與測(cè)試

4.1 改形后計(jì)算結(jié)果

對(duì)改形后機(jī)體進(jìn)行RCS計(jì)算，得出的結(jié)果與改形前進(jìn)行簡(jiǎn)單的對(duì)比分析，可以看出改形的效果顯著。

從計(jì)算結(jié)果可以看出，雖然改形前后直升機(jī)的尺寸變化不大，但是在機(jī)頭±30°和側(cè)向±30°RCS均值降低了14.7dB～19.2dB和11.1dB～14.4dB，雷達(dá)散射水平降低效果非常顯著。

4.2 改形后測(cè)試分析

實(shí)際測(cè)試的模型為真機(jī)1：10的縮比模型，根據(jù)相似理論，為得到真機(jī)RCS數(shù)據(jù)，將縮比模型的RCS放大102即100倍，即將原始模型測(cè)試的RCS分貝數(shù)增加20dB；同時(shí)將對(duì)應(yīng)的雷達(dá)波頻率降低到1/10，即真機(jī)所對(duì)應(yīng)的雷達(dá)波頻率變?yōu)?GHz，4GHz，6GHz和9.5GHz。

通過(guò)對(duì)計(jì)算結(jié)果和測(cè)試結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，認(rèn)為四個(gè)頻率的試驗(yàn)結(jié)果與計(jì)算結(jié)果在機(jī)身頭向和側(cè)向的RCS數(shù)據(jù)吻合較好，選取3GHz頻率下的情況進(jìn)行分析，從圖中可以看出，計(jì)算結(jié)果比試驗(yàn)結(jié)果小一些，但是兩者的數(shù)量級(jí)相當(dāng)。

5 結(jié)束語(yǔ)

提出了散射源分析的“部件分解”法，運(yùn)用該方法進(jìn)行解剖和RCS計(jì)算分析，確定了主要雷達(dá)散射源，在保持機(jī)體尺寸、容積和阻力與原型機(jī)相當(dāng)前提下，對(duì)直升機(jī)的隱身特性進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，將最終方案制作成縮比模型進(jìn)行RCS測(cè)試，統(tǒng)計(jì)分析表明，直升機(jī)的隱身特性得到了很大的改善，驗(yàn)證了采用的高頻算法的準(zhǔn)確性。

參考文獻(xiàn)：

[1]Chew W C， Michielssen E， Song J M， et al. Fast and Efficient Algorithms in Computational Electromagnetics[M].Artech House，2001.

[2]蔣相聞.直升機(jī)機(jī)身氣動(dòng)與雷達(dá)隱身一體化方法研究[D].南京航空航天大學(xué)，2010.

[3]胡俊，聶在平，王軍，等.三維電大目標(biāo)散射求解的多層快速多極子方法[J].電波科學(xué)學(xué)報(bào)，2004，19（5）：509-514.

[4] Ruck G T. Radar cross section handbook[M]. Plenum Press， 1970.

[5]何啟國(guó).隱身技術(shù)與直升機(jī)[J].直升機(jī)技術(shù)，2001（1）：49-52.

[6]張考.飛行器對(duì)雷達(dá)隱身性能計(jì)算與分析[M].國(guó)防工業(yè)出版社，1997.

[7]趙敏.淺談四旋翼飛行器的技術(shù)發(fā)展方向[J].科技創(chuàng)新與應(yīng)用，2016（16）：100.endprint