顧浩涵,姜乃文,馮維超

(中國直升機(jī)設(shè)計研究所,江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

隨著無人機(jī)技術(shù)的發(fā)展,越來越多的無人直升機(jī)問世,多款型號已進(jìn)入戰(zhàn)場經(jīng)受考驗(yàn)。同有人直升機(jī)相比,無人直升機(jī)具有使用成本低、安全性較高、環(huán)境與任務(wù)適應(yīng)性強(qiáng)的優(yōu)點(diǎn)。通過變更任務(wù)功能載荷,無人直升機(jī)可執(zhí)行物資運(yùn)輸、通訊中繼、偵查搜索及攻擊等任務(wù),應(yīng)用前景十分廣闊,受到了世界各主要軍事強(qiáng)國的重視。而電子技術(shù)的發(fā)展又使各種現(xiàn)代化防空探測設(shè)備和武器的性能不斷提升,無人直升機(jī)的作戰(zhàn)環(huán)境變得更加嚴(yán)酷復(fù)雜。其飛行高度低、速度慢及敏捷性相對較差的特點(diǎn),使其容易受到地面和空中武器的探測與攻擊。

相比于常規(guī)有人直升機(jī),無人直升機(jī)機(jī)身造型通常更加簡潔,但受旋翼系統(tǒng)構(gòu)型影響,槳轂的外形與結(jié)構(gòu)復(fù)雜度仍然較高,對全機(jī)雷達(dá)散射特性的影響較大。本文采用RCS(雷達(dá)散射截面)仿真方法,針對槳轂雷達(dá)散射特性及其對無人直升機(jī)RCS的影響開展計算分析,并根據(jù)結(jié)果對槳轂進(jìn)行了RCS縮減優(yōu)化。

1 RCS計算方法

隨著現(xiàn)代計算技術(shù)的進(jìn)步,現(xiàn)代電磁學(xué)發(fā)展出了多種求解目標(biāo)RCS的算法,主要分為兩類:時域方法與頻域方法。典型的時域方法有FETD(時域有限元法)和FDTD(時域有限差分法);典型的頻域方法包括MOM(矩量法)、MFMM(多層快速多極子法)以及高頻算法如GO(幾何光學(xué)法)、PO(物理光學(xué)法)、RLGO(射線發(fā)射光學(xué)法)和UTD(一致性幾何繞射法)等等[1]。不同的計算方法通常針對不同的目標(biāo)或需求,各自存在優(yōu)缺點(diǎn)。在計算目標(biāo)雷達(dá)散射特性時,需要綜合考慮目標(biāo)種類與散射類型,權(quán)衡計算精度與計算資源,選擇適當(dāng)?shù)腞CS數(shù)值計算方法。

FETD方法采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格離散計算域,對于一般曲面外形擬合度較好,但隨著目標(biāo)外形復(fù)雜度與精細(xì)度上升,其效率與誤差問題逐漸明顯[2]。FDTD方法作為典型的時域算法,將偏微分方程用離散差分方程代替,求解簡單快速,但對電大尺寸復(fù)雜曲面的模擬較差,影響求解精度[1,3]。

MOM方法是一種嚴(yán)格數(shù)值方法,可以求解任意外形的復(fù)雜目標(biāo),能夠精確模擬電流分布,計算精度高,但其計算量巨大,計算資源要求很高[1,4]。MFMM方法作為MOM方法的改進(jìn)方法,采用逐層嵌套,減少了計算時間,但精度也受到影響,對腔體結(jié)構(gòu)模擬較差,相比高頻算法仍需較多的計算資源。

GO方法計算原理簡單,但僅適用于簡單外形,對于復(fù)雜外形的精度計算無法保證,局限性過大。PO方法通過感應(yīng)場近似積分求解散射場,解決了GO方法對外形的限制問題,計算時間快,資源消耗少,但忽略了多次反射繞射,對于多邊緣、強(qiáng)耦合目標(biāo)會產(chǎn)生較大誤差[1,5]。RLGO方法相比于GO方法與PO方法,對復(fù)雜曲面外形的適應(yīng)性更強(qiáng),且引入了射線多次反射計算與邊緣繞射,精度提升且計算效率高,適合方案階段的快速設(shè)計與評估。UTD方法相比于GO方法與PO方法,增加了幾何繞射理論,主要針對邊緣、尖點(diǎn)以及圓角的繞射計算需求[6]。RLGO方法相比UTD方法對復(fù)雜曲面外形的適應(yīng)性更強(qiáng),相比GO方法與PO方法,又引入了射線與多次反射計算與邊緣繞射,精度提高且計算效率高,適合方案階段的快速設(shè)計與評估。

綜合上述對比,對于典型電大尺寸、外形曲面相對復(fù)雜、多種雷達(dá)散射機(jī)理并存的槳轂和槳轂機(jī)身組合體的快速計算評估,本文選擇RLGO方法進(jìn)行RCS仿真求解。

2 計算方法驗(yàn)證

為驗(yàn)證本文選取的RCS計算方法的準(zhǔn)確性,選取直升機(jī)與槳轂常見的典型散射源角反射器作為算例,對三角形三面角反射器與正方形三面角反射器進(jìn)行了外形建模、網(wǎng)格劃分與RCS仿真計算。兩種算例的幾何參數(shù)見表1,外形與網(wǎng)格劃分如圖1所示。

表1 算例幾何參數(shù)

圖1 兩種角反射器計算網(wǎng)格

采用“RLGO+UTD”方法,分別計算兩種算例在6 GHz平面波HH極化的RCS,得到隨入射角變化的雷達(dá)散射曲線,如圖2與圖3。

圖2 三角形角反射器RCS曲線

圖3 正方形角反射器RCS曲線

從兩種算例RCS曲線可以看出,其后向雷達(dá)散射的主瓣較寬闊平坦,起伏趨勢符合角反射器的雷達(dá)散射特性。

對于三角形三面角反射器,式(1)為理論最大散射截面公式[7],其中a為三角形直角邊長,λ為工作波長。利用該公式得到的主板峰值為26.22 dBsm;圖2中通過仿真計算得到的主板峰值為26.67 dBsm,符合性較好。

(1)

對于正方形三面角反射器,式(2)為理論最大散射截面公式[1],其中a為正方形邊長,λ為工作波長。利用該公式得到的主板峰值為35.76 dBsm;圖3中通過仿真計算得到的主板峰值為35.77 dBsm,符合性較好。

(2)

可見本文選用的RLGO仿真算法,可以較好地反映出直升機(jī)與槳轂典型散射源角反射器的雷達(dá)散射特性。

3 常規(guī)槳轂RCS影響計算分析

本文選取一個具有低阻特性的無人直升機(jī)機(jī)身與常規(guī)槳轂外形,依照上述方法進(jìn)行網(wǎng)格劃分與RCS仿真計算。直升機(jī)機(jī)身與槳轂網(wǎng)格劃分如圖4、圖5所示。其中常規(guī)槳轂由于組件數(shù)量龐多且細(xì)小復(fù)雜,因而進(jìn)行了適當(dāng)簡化。外形主要尺寸參數(shù)見表2。

圖4 無人直升機(jī)機(jī)身整體與局部網(wǎng)格劃分

圖5 常規(guī)槳轂簡化模型網(wǎng)格劃分

計算機(jī)身外形在水平入射的6 GHz平面波HH極化與VV極化下的RCS,得到隨入射角方位變化的雷達(dá)散射特性如圖6,并給出了頭向、左側(cè)、右側(cè)與尾向四個主要角域±30°的RCS均值見表3。

圖6 機(jī)身HH/VV極化RCS曲線

表3 機(jī)身主要角域RCS(單位:dBsm)

無人機(jī)機(jī)身整體RCS曲線相對機(jī)身縱向?qū)ΨQ面呈現(xiàn)出良好的對稱性。從RCS曲線與主要角域RCS均值可見,由于機(jī)身為細(xì)長光滑的低阻流線外形,其頭向與尾向RCS均很小;而在側(cè)向,由于機(jī)身和動力艙的外形相對入射波接近垂直反射,RCS大幅超出頭向與尾向35 dBsm以上。

對于做周期旋轉(zhuǎn)運(yùn)動的槳轂,本文選取一個槳葉支臂朝前的典型狀態(tài),計算常規(guī)槳轂外形在水平入射的6 GHz平面波HH極化與VV極化下的RCS,得到隨入射角方位變化的雷達(dá)散射特性如圖7,并給出了頭向、左側(cè)、右側(cè)與尾向四個主要角域±30°的RCS均值(見表4)。

圖7 常規(guī)槳轂HH/VV極化RCS曲線

表4 常規(guī)槳轂主要角域RCS(單位:dBsm)

從RCS曲線與主要角域RCS均值可見,常規(guī)槳轂由于布局與結(jié)構(gòu)的特點(diǎn),其RCS也表現(xiàn)出明顯的周期性與對稱性。由于槳轂存在大量的水平與垂直方向的圓柱形或圓臺形結(jié)構(gòu),以及多個組件構(gòu)成的大量三面角反射器,造成雷達(dá)散射較強(qiáng)烈,其在頭向與尾向的RCS均值甚至超出了無人機(jī)機(jī)身自身近15 dBsm。

將無人機(jī)機(jī)身與常規(guī)槳轂組合,同樣選擇一個槳葉支臂朝前的槳轂典型狀態(tài)進(jìn)行組合體網(wǎng)格劃分如圖8。

圖8 機(jī)身+常規(guī)槳轂組合體網(wǎng)格劃分

采用本文方法求解“機(jī)身+常規(guī)槳轂”組合體在水平入射的6 GHz平面波HH極化與VV極化下的RCS,得到隨入射角變化的雷達(dá)散射特性如圖9,并給出了頭向、左側(cè)、右側(cè)與尾向四個主要角域±30°的RCS均值(見表5)。

圖9 機(jī)身+常規(guī)槳轂HH/VV極化RCS曲線

表5 機(jī)身+常規(guī)槳轂主要角域RCS(單位:dBsm)

對比單獨(dú)無人機(jī)機(jī)身與“機(jī)身+常規(guī)槳轂”組合體的RCS曲線與主要角域RCS均值可見:常規(guī)槳轂在頭向與尾向附近產(chǎn)生了明顯的散射增強(qiáng),組合體在該方向的RCS均值大幅超出了單獨(dú)機(jī)身,增加近15 dBsm,相比單獨(dú)機(jī)身的RCS增長量級基本對應(yīng)于常規(guī)槳轂的RCS水平。而在側(cè)向,槳轂產(chǎn)生的RCS增加基本淹沒在機(jī)身側(cè)面的強(qiáng)烈鏡面散射中。

由以上仿真計算與分析可得,若想控制無人直升機(jī)的雷達(dá)散射水平,尤其是主要威脅角域的頭向RCS,必須對槳轂進(jìn)行RCS縮減設(shè)計。

4 槳轂RCS縮減優(yōu)化設(shè)計分析

由于常規(guī)槳轂自身復(fù)雜的布局結(jié)構(gòu)與功能需求,難以直接對其進(jìn)行外形與結(jié)構(gòu)更改,因此本文選擇在常規(guī)槳轂外側(cè)增加槳轂遮罩的形式來進(jìn)行RCS縮減優(yōu)化。

依據(jù)常規(guī)槳轂的外形結(jié)構(gòu),采用雙圓臺造型設(shè)計槳轂遮罩,頂部與底部半徑250 mm,中間半徑420 mm,相對常規(guī)槳轂外形如圖10;保持遮罩總高度H不變,以中間圓相對底面高度h為變量,以20 mm為步長從50 mm到170 mm,設(shè)計了一系列槳轂遮罩,如圖11與表6。

圖10 槳轂遮罩縱剖面示意圖

圖11 槳轂遮罩幾何輪廓

表6 槳轂遮罩高度參數(shù)

采用本文方法求解槳轂遮罩在水平入射的6 GHz平面波HH極化與VV極化下的RCS。由于在該條件下槳轂遮罩外形具有各向同性,因此隨入射角方位變化的雷達(dá)散射特性基本一致。表7給出了各槳轂遮罩在兩種極化下的RCS均值。槳轂遮罩系列RCS對比如圖12。

表7 槳轂遮罩RCS均值(單位:dBsm)

圖12 槳轂遮罩RCS對比

由此可見,對于單獨(dú)的槳轂遮罩,中間圓高度h對HH與VV極化RCS的影響極小。這是由于總高度H不變時,中間圓高度h的變化引起的上下圓臺錐體角變化是線性關(guān)聯(lián)的,槳轂遮罩整體外形截面積基本不變,因此雷達(dá)散射特性基本一致。對比常規(guī)槳轂頭向±30°RCS均值,可見本文設(shè)計的槳轂遮罩系列對于RCS縮減控制具有明顯作用,縮減10 dBsm以上。

進(jìn)一步將無人機(jī)機(jī)身與各槳轂遮罩組合,如圖13,依次計算組合體在水平入射的6 GHz平面波HH極化與VV極化下的RCS,得到主要威脅角域頭向±30°的RCS均值,見表8。

圖13 機(jī)身+槳轂遮罩組合體網(wǎng)格劃分

表8 組合體頭向±30°RCS均值(單位:dBsm)

由“機(jī)身+槳轂遮罩”系列組合體與“機(jī)身+常規(guī)槳轂”組合體頭向±30°RCS均值對比(圖14)可見,遮罩方案A1、A2、A3、A4、A5對組合體RCS均有不同程度的縮減,其中A2、A4效果最佳,縮減達(dá)10 dBsm以上;但A6與A7方案效果較差甚至出現(xiàn)擴(kuò)大。

圖14 機(jī)身+槳轂遮罩組合體RCS對比

分析主要影響因素在于槳轂遮罩下圓臺與機(jī)身上表面形成的角反射器。隨著槳轂遮罩中間圓高度h的變化,角反射器的夾角也在變化。對于A1-A5方案,角反射器夾角較小,入射波經(jīng)多次反射與散射后不斷衰減和偏轉(zhuǎn),因此產(chǎn)生的后向雷達(dá)散射相對較小。其中,A3方案角反射器夾角約28°,入射波經(jīng)多次反射后回波主瓣靠近入射波反向,因此相比于A1、A2、A4與A5方案RCS有所增加,但仍低于“機(jī)身+常規(guī)槳轂”組合體。

A7方案角反射器夾角為45°,入射波經(jīng)3次鏡面反射后原路返回,因此產(chǎn)生了強(qiáng)烈的回波散射。A6方案夾角略小于A7,經(jīng)4次反射回波主瓣也靠近入射波反向,會產(chǎn)生較強(qiáng)的回波散射。

5 結(jié)論

本文采用RLGO仿真算法,對典型散射源角反射器算例進(jìn)行了仿真計算,同已有的經(jīng)典數(shù)據(jù)進(jìn)行了對比驗(yàn)證;通過對無人機(jī)機(jī)身與常規(guī)槳轂RCS的獨(dú)立與組合計算,分析了水平入射波下機(jī)身與槳轂的散射特性,以及槳轂對無人直升機(jī)RCS的影響;設(shè)計了一系列槳轂遮罩以優(yōu)化縮減雷達(dá)散射,仿真計算了各槳轂遮罩及其與機(jī)身組合體的RCS,并對散射特性進(jìn)行了對比分析。獲得了以下主要結(jié)論:

1)本文采用的RLGO方法,可以有效且快速計算包括多次反射與繞射的直升機(jī)與槳轂雷達(dá)散射特性。

2)常規(guī)槳轂由于外形結(jié)構(gòu)復(fù)雜,具有較強(qiáng)的雷達(dá)散射特性和明顯的周期性,其RCS甚至超過機(jī)身外形本身,造成無人直升機(jī)頭向雷達(dá)散射均值增大近15 dBsm。

3)采用槳轂遮罩的形式可以有效縮減常規(guī)槳轂帶來的強(qiáng)散射?？s減效果較好的方案,無人直升機(jī)頭向RCS均值縮減達(dá)10 dBsm以上。不同幾何參數(shù)的遮罩外形會與機(jī)身形成不同的角反射器,在RCS方案設(shè)計中需要精細(xì)化設(shè)計和針對性分析評估。