劉 健, 張玉濤, 高 偉, 岳 慧

(電磁散射重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,上海200438)

0 引言

太赫茲(THz)波是指頻率范圍(0.1～10.0)THz,對應(yīng)波長范圍30μm～3 mm的電磁波。太赫茲波在長波波段與亞毫米波波段重合,在短波波段與紅外波波段重合,因在電磁波譜上所處的特殊位置,使其既具有微波和紅外波的優(yōu)點(diǎn),又能克服它們的缺點(diǎn)。這使得太赫茲波在目標(biāo)探測領(lǐng)域具有廣闊的應(yīng)用前景,太赫茲探測技術(shù)已發(fā)展成現(xiàn)役飛行器的一個重要潛在威脅。為了應(yīng)對太赫茲探測技術(shù)的威脅,亟需開展飛行器太赫茲散射特性抑制方法研究。

太赫茲波作為一種高頻電磁波,其波長很短,目標(biāo)太赫茲散射特性仿真必須要考慮表面粗糙度的影響。李昌澤等[1]采用高斯隨機(jī)粗糙面模擬粗糙目標(biāo)表面,使用物理光學(xué)和等效電流相結(jié)合的方法,對F-117飛機(jī)在不同頻率和不同粗糙度條件下的后向雷達(dá)散射截面(radar cross section,RCS)進(jìn)行仿真分析;趙華等[2]采用物理光學(xué)法研究了具有分形粗糙表面的涂覆目標(biāo)太赫茲散射特性;牟媛等[3]采用穩(wěn)定相位法和標(biāo)量近似法計(jì)算了粗糙介質(zhì)球的太赫茲相干和非相干散射特性。在目標(biāo)太赫茲散射特性試驗(yàn)測試方面,丹麥技術(shù)大學(xué)[4]基于太赫茲時域光譜技術(shù)搭建了目標(biāo)RCS測量系統(tǒng),對1/150的F-16戰(zhàn)斗機(jī)縮比模型進(jìn)行了RCS測量;武亞君、黃欣等[5-6]基于微波上變頻技術(shù)和太赫茲時域光譜技術(shù)研制了太赫茲目標(biāo)RCS測量系統(tǒng),對E-2C預(yù)警機(jī)、SH-60直升機(jī)、F-16戰(zhàn)斗機(jī)等縮比模型的RCS進(jìn)行了測量。在飛行器太赫茲散射特性抑制方法研究方面,相關(guān)研究主要聚焦于太赫茲吸波材料研制[7]。

本文基于太赫茲時域單站RCS測試系統(tǒng),對彈跳射線法的計(jì)算精度進(jìn)行校驗(yàn);采用經(jīng)校驗(yàn)的彈跳射線法對典型飛行器的太赫茲后向散射特性開展仿真;基于仿真結(jié)果綜合,采用增大表面粗糙度和涂覆吸波材料兩種措施抑制太赫茲散射特性,并對抑制方案的效果進(jìn)行分析。

1 飛行器太赫茲散射特性仿真方法

1.1 彈跳射線法

彈跳射線法(shooting and bouncing rays,SBR)是一種幾何光學(xué)法和物理光學(xué)法相結(jié)合的方法。該方法使用一組射線管代替入射電磁波,采用幾何光學(xué)方法追蹤射線傳輸過程,并計(jì)算電磁波在目標(biāo)表面發(fā)生多次反射時的場強(qiáng)及相位變化;當(dāng)射線管離開目標(biāo)表面時,利用物理光學(xué)方法積分計(jì)算射線對散射場的貢獻(xiàn),累加全部射線的散射場即可求解出目標(biāo)總的散射場[8]。

電磁波入射到目標(biāo)表面時,可以分為電場方向垂直于入射平面的分量——橫電(transverse electric,TE)波Ei⊥和電場方向平行于入射平面的分量——橫磁(transverse magnetic,TM)波Ei‖,則反射場的電場矢量Er可以表示為

若待計(jì)算場點(diǎn)與目標(biāo)處于遠(yuǎn)場,可以進(jìn)行遠(yuǎn)場近似處理。此外,物理光學(xué)法認(rèn)為被電磁波照亮的區(qū)域存在感應(yīng)電磁流,而未被照亮的區(qū)域沒有感應(yīng)電磁流。因此,位于亮區(qū)S內(nèi)的理想導(dǎo)體,其散射場積分公式可以表示為

式中:k為波數(shù);exp(-j k R)/4πR為格林函數(shù),其中R為源點(diǎn)至場點(diǎn)的距離;r為散射方向矢量;n為亮區(qū)的外法線矢量;HM-1為前一次反射點(diǎn)處的散射場,M為反射次數(shù);rs為射線管在發(fā)生反射時的入射方向;r'為亮區(qū)上任意一點(diǎn)的位置矢量;r'p為反射點(diǎn)的位置矢量;s為照亮區(qū)域面積的積分微元。

基于上述方程計(jì)算出每根射線管的散射矢量,并將所有的射線管的散射矢量進(jìn)行求和,可以得到目標(biāo)總的RCS值。

1.2 仿真方法精度校驗(yàn)

對1/150的F-16飛機(jī)金屬縮比模型的太赫茲散射特性進(jìn)行仿真和測試,對比仿真結(jié)果、太赫茲時域單站RCS測試系統(tǒng)測試結(jié)果和文獻(xiàn)[4]中的數(shù)據(jù),驗(yàn)證采用彈跳射線法計(jì)算目標(biāo)太赫茲散射特性的精確度。太赫茲時域單站RCS測試系統(tǒng)主要由飛秒激光器、THz波發(fā)生器、太赫茲分束鏡、THz波探測器、時間延遲系統(tǒng)等組成,如圖1所示。該測試系統(tǒng)利用大焦距離軸拋物面鏡對光電導(dǎo)天線的發(fā)散角進(jìn)行擴(kuò)束,在光路中加入太赫茲分束鏡,實(shí)現(xiàn)對F-16飛機(jī)縮比模型的太赫茲散射特性單站時域光譜RCS測量。圖2為測試用的1/150的F-16飛機(jī)金屬縮比模型。

圖1 太赫茲時域單站RCS測試系統(tǒng)

圖2 1/150的F-16飛機(jī)金屬縮比模型

設(shè)方位角為90°,-180°～+180°俯仰角范圍內(nèi),縮比模型太赫茲RCS的文獻(xiàn)數(shù)據(jù)、測試數(shù)據(jù)和仿真結(jié)果如圖3所示。經(jīng)對比可以發(fā)現(xiàn),三組RCS曲線的變化規(guī)律相似,均在飛機(jī)背部(俯仰角0°)和腹部(俯仰角180°)位置出現(xiàn)峰值;三組RCS曲線的量值接近,文獻(xiàn)數(shù)據(jù)、測試數(shù)據(jù)和仿真結(jié)果的RCS峰值分別為-9.2,-8.4,-10.1 d Bsm,最大誤差為1.7 dBsm。綜合考慮測試誤差等因素,可以認(rèn)為采用彈跳射線法仿真目標(biāo)太赫茲散射特性的精度滿足研究要求。

圖3 F-16金屬縮比模型RCS分布的文獻(xiàn)數(shù)據(jù)、測試數(shù)據(jù)和彈跳射線法仿真數(shù)據(jù)對比

2 典型飛行器太赫茲散射特性仿真

2.1 飛行器幾何模型

以某典型隱身飛行器為對象,對進(jìn)氣道部件和排氣系統(tǒng)部件進(jìn)行簡化,采用平面代替腔體結(jié)構(gòu)。同時對整個飛行器表面進(jìn)行了光滑處理,消除了所有的縫隙、溝槽、臺階等不連續(xù)的細(xì)微結(jié)構(gòu),構(gòu)建本文研究所需的飛行器模型,如圖4所示。

圖4 某典型隱身飛行器三維幾何模型

2.2 仿真與結(jié)果分析

定義仿真坐標(biāo)系原點(diǎn)o為飛行器重心,x軸沿機(jī)身軸線指向機(jī)頭,z軸指向機(jī)背正上方,y軸與x軸、z軸構(gòu)成直角坐標(biāo)系,太赫茲波β0入射方向和z軸的夾角為θ,入射方向在xoy平面的投影與x軸的夾角為φ,如圖5所示。考慮到飛行器前向扇區(qū)散射特性的重要性,在θ=90°,φ=0°～360°(水平面)和θ=-60°～+60°,φ=0°(豎直面)范圍內(nèi),對飛行器在0.22THz頻率上的后向RCS進(jìn)行了仿真,計(jì)算角度間隔為1°。

圖5 太赫茲散射特性仿真角度示意圖

飛行器在0.22 THz頻率的后向RCS分布如圖6所示。其中,圖6(a)為θ=90°,φ=0°～360°時HH和VV極化方式下的后向RCS分布曲線,圖6(b)為θ=-60°～+60°,φ=0°時 HH和VV極化下的后向RCS分布曲線。

分析圖6(a)中的RCS分布曲線可以發(fā)現(xiàn),該飛行器的前半球RCS整體小于后半球RCS,側(cè)向RCS較大。在前向(φ=0°)和正后向(φ=180°)范圍內(nèi),RCS幅值較大。在前向(φ=0°)小角度范圍內(nèi),RCS峰值達(dá)到-3 dBsm,這是由進(jìn)氣道、雷達(dá)天線艙、座艙等強(qiáng)散射源引起的。特別是簡化后的進(jìn)氣道進(jìn)口平面在前向表現(xiàn)出很強(qiáng)的反射特性,使得前向的RCS出現(xiàn)突增。在正后向(φ=180°)范圍內(nèi),RCS最大,達(dá)到60 d Bsm,這是由于簡化后的噴管出口平面在正后向表現(xiàn)出很強(qiáng)的反射特性。

分析圖6(b)中的RCS分布曲線可以發(fā)現(xiàn),在豎直面內(nèi),上下半球的RCS不對稱,且下半球的RCS幅值大于上半球的RCS幅值,這是因?yàn)楹喕蟮倪M(jìn)氣道進(jìn)口截面向下傾斜,反射能量主要集中在下半球。

圖6 飛行器在0.22 THz頻率的后向RCS分布曲線

綜上所述,該飛行器在前向和后向的RCS幅值較大,主要散射源為飛行器雷達(dá)天線艙、座艙、簡化后的進(jìn)氣道進(jìn)口平面和噴管出口平面。

3 太赫茲散射特性抑制方法

3.1 方案設(shè)計(jì)

目前尚未見公開發(fā)表的文獻(xiàn)涉及目標(biāo)太赫茲散射特性抑制方法研究,但有文獻(xiàn)研究表明改變目標(biāo)表面粗糙度能夠改變目標(biāo)的太赫茲后向散射特性;此外,太赫茲吸波材料可用于抑制目標(biāo)太赫茲散射特性。本文綜合利用增大表面粗糙度和涂覆吸波材料兩種措施開展飛行器太赫茲散射特性抑制方案設(shè)計(jì)。

粗糙表面可以增大弱散射源的后向散射,減小強(qiáng)散射源的后向散射,即粗糙表面可以使得散射能量在半球空間呈現(xiàn)均勻分布的趨勢。對目標(biāo)的強(qiáng)散射部件采用增大表面粗糙度的措施可以降低后向RCS峰值。本文采用基于模型網(wǎng)格微元的粗糙面構(gòu)造方法構(gòu)造飛行器粗糙表面。其基本思想為在光滑模型網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)上疊加隨機(jī)法向分量,得到具有一定粗糙度的網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)坐標(biāo),進(jìn)而生成表面具有一定粗糙度的三維目標(biāo)模型。

太赫茲吸波材料能夠?qū)⑷肷涞奶掌澆芰恳苑肿幽Σ廉a(chǎn)生熱能的方式耗散掉,是一種有效的太赫茲散射特性抑制措施。本文采用的吸波材料為15%重量比的鎳包覆云母(Ni@mica)。經(jīng)測試,該材料在(0.10～0.26)THz的頻率范圍內(nèi)的介電常數(shù)ε=3.6-j1.7。通過分析涂覆吸波涂層平板的法向反射功率隨著吸波涂層的厚度變化的情況,確定鎳包覆云母吸波材料的最佳涂覆厚度為0.2 mm。

基于2.2節(jié)中的飛行器太赫茲散射特性仿真結(jié)果,對雷達(dá)天線艙、座艙、簡化后的進(jìn)氣道進(jìn)口平面和噴管出口平面部件采用粗糙表面措施,以減小飛行器前向和后向的RCS峰值。強(qiáng)散射部件采用粗糙度為5倍入射波長(5λ)的粗糙表面后的飛行器模型如圖7所示。同時,為減小飛行器所有方位上的RCS值,對整機(jī)涂覆吸波材料。

圖7 強(qiáng)散射部件采用粗糙度為5λ的粗糙面后的飛行器模型

3.2 效果分析

對采用上述兩種太赫茲散射特性抑制措施的飛行器在0.22 THz頻率的后向RCS進(jìn)行仿真,對比飛行器采用抑制措施前后的RCS分布,可以得到該方案的太赫茲散射特性抑制效果。圖8給出了在0.22 THz頻率下,采用抑制措施前后飛行器水平面(θ=90°,φ=0°～360°)內(nèi)的后向RCS分布?？梢钥闯?采用抑制措施后,飛行器在水平面周向范圍內(nèi)H H極化和VV極化的后向RCS均有一定程度降低。在側(cè)向范圍(φ=30°～150°和φ=210°～330°)內(nèi),由于機(jī)身涂覆了吸波材料,飛行器的后向RCS均有不同程度的降低。在前向小角度范圍(φ=0°～5°和φ=355°～360°)內(nèi),飛行器的后向RCS降幅較大,HH極化的RCS平均降幅達(dá)6.88 dBsm,VV極化的RCS平均降幅達(dá)8.28 dBsm。在正后向小角度范圍內(nèi)(φ=170°～190°),飛行器的后向RCS降幅顯著,HH極化的RCS平均降幅達(dá)19.62 dBsm,VV極化的RCS平均降幅達(dá)19.35 dBsm。這是因?yàn)閲姽艹隹诮孛嬖谕扛参ú牧系耐瑫r,還增大了粗糙度,原先的鏡面反射變?yōu)槁瓷?使得后向小角度范圍內(nèi)的RCS顯著降低。在偏離正后向角度范圍(φ=150°～170°和φ=190°～210°)內(nèi),飛行器的后向 RCS沒有降低,反而略有增大。這是因?yàn)閲姽艹隹诮孛嬖O(shè)置了粗糙度,使得正后向的雷達(dá)回波能量均勻散射到后向范圍內(nèi),雖然涂覆了吸波材料,但由于粗糙面散射的回波能量較強(qiáng),使得吸波材料無法完全吸收。

圖8 采用抑制措施前后,飛行器在0.22 THz頻率、水平面(θ=90°,φ=0°～360°)內(nèi)的 RCS分布

圖9給出了在0.22 THz頻率下,采用抑制措施前后飛行器豎直面(θ=-60°～+60°,φ=0°)內(nèi)的后向RCS分布?？梢钥闯?采用抑制措施后,飛行器在豎直面內(nèi)HH極化和VV極化的后向RCS均有一定程度降低。θ=-60°～+60°時,HH極化的RCS降幅達(dá)6.82 dBsm,VV極化的RCS降幅達(dá)6.74 dBsm。

圖9 采用抑制措施前后,飛行器在0.22 THz頻率、豎直面(θ=-60°～+60°,φ=0°)內(nèi)的 RCS分布

4 結(jié)論

本文采用彈跳射線法對典型飛行器的太赫茲后向RCS特性開展仿真分析?；诜抡娼Y(jié)果,綜合應(yīng)用增大表面粗糙度和涂覆吸波材料兩種措施抑制太赫茲散射,并對其抑制效果進(jìn)行分析。得到三點(diǎn)結(jié)論:

a)對比1/150的F-16飛機(jī)金屬縮比模型RCS的彈跳射線法仿真數(shù)據(jù)、文獻(xiàn)數(shù)據(jù)和測試數(shù)據(jù),三者最大誤差為1.7 d Bsm,說明彈跳射線法是一種高精度的目標(biāo)太赫茲散射特性仿真方法;

b)本文研究的隱身飛行器主要散射源為雷達(dá)天線艙、座艙、簡化后的進(jìn)氣道進(jìn)口平面和噴管出口平面,飛行器前向和后向RCS幅值較大,在前向及后向小角度范圍內(nèi)RCS峰值分別達(dá)到-3 d Bsm和60 d Bsm;

c)綜合采用增大表面粗糙度和涂覆吸波材料的方法抑制飛行器太赫茲頻段后向RCS,水平面前向小角度范圍內(nèi)H H極化與VV極化的RCS平均降幅分別達(dá)6.88 dBsm和8.28 dBsm,正后向小角度范圍內(nèi)HH和VV極化的RCS平均降幅分別達(dá)19.62 d Bsm和19.35 dBsm,豎直面120°角度范圍內(nèi)H H和VV極化的RCS降幅分別達(dá)6.82 dBsm和6.74 dBsm。