通用直升機雷達散射特性及RCS減縮

包曉翔 張云飛 杜曉松

（北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京 100191）

通用直升機執行戰術人員運輸、電子戰、空中救援、布雷、反潛、反艦、垂直補給等任務，在現代戰爭中越來越重要.現代電子探測技術和導彈技術的發展，對軍用直升機生存構成嚴重威脅.為了提高直升機生存力和作戰能力，“隱身”已成為現代直升機重要戰術指標之一［1］.雷達隱身是直升機隱身技術的重要內容，開展直升機雷達散射特性分析和雷達散射截面 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表的文章相對較少，但美國等西方國家從20世紀70年代就投入大量人力物力開展飛行器雷達散射截面的研究，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，據分析認為是“黑鷹”直升機的隱身化改形.

國內積極開展了對直升機雷達散射特性的研究.蘇東林等［2］做了武裝直升機雷達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化的計算機輔助設計軟件系統；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計研究.

在電磁學算法［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）等數值計算方法具有較高計算精度，但涉及到大型目標、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雷達散射特性及RCS減縮進行研究，至于旋翼和尾槳的動態RCS可結合頻域分析，將另行研究.首先，建立常規通用直升機幾何外形模型；采用物理光學法（PO）和等效電磁流法（MEC）作為數值計算方法［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通用直升機的雷達散射特性；最后，借鑒固定翼飛行器隱身設計技術，進行通用直升機的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］，進行常規通用直升機造型，構建幾何外形模型（見圖1），其主要技術數據［11］見表1.考慮到直升機進氣口一般帶有過濾網罩，其格柵間距比電磁波波長小，電磁波將無法進入進氣道而反射出去.因此在進氣口處，利用封閉曲面等效代替過濾網罩.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 常規通用直升機幾何外形造型

表1 通用直升機主要技術數據

在CATIA中劃分直升機幾何外形的三角形網格（見圖2）.為保證網格形狀與幾何模型的誤差小于波長的1／16，設置網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格.輸出包含942 201個三角形面元，471 094個節點，1 413 293個邊緣的拓撲結構數據文件.

圖2 常規通用直升機幾何外形網格劃分

1.2 RCS計算方法

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

RCS平方根物理光學（PO）表達式為

式中，S為目標受到雷達照射部分的表面；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，其他參數見文獻［13］.

在RCS計算前，需將輸出的網格數據進行消隱遮擋處理，陰影區和被遮擋部件的面元和邊緣不參與RCS計算.

總目標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據進行比較.計算條件為：雷達工作頻率f＝10GHz，俯仰角和滾轉角均為0°，HH極化，結果見圖4.

圖3 用于算例驗證的某飛翼模型

圖4 RCS數值計算與實驗測試對比

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

2 常規通用直升機的RCS特性

計算分析常規通用直升機雷達散射特性：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狀態，其RCS隨時間呈周期性變化.求靜態RCS時，考慮到最不利狀態，將槳葉前緣法向分別擺放在頭向、尾向及側向.

計算狀態：俯仰角和滾轉角均為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）雷達散射水平.在4個波段，頭向、尾向、側向±30°的RCS算術平均值分別為9.8～14.5dBm2，11.2～14.4dBm2，23.1～27.9dBm2.

2）方位特性.在頭向、尾向及側向附近存在峰值；在C波段，頭向RCS峰值達到21.1dBm2，尾向為22.9dBm2，右側向為41.1dBm2，左側向為39.5dBm2；側向RCS峰值范圍比頭、尾向峰值窄.從圖1的幾何外形可看出，機身側向具有曲率半徑較大的曲面，產生很強的鏡面回波；垂直尾翼在側向有較強的鏡面散射，同時與平尾構成二面角，散射極強；外置起落架也是較強的散射源.在機頭方向，復雜槳轂、旋翼操縱系統及起落架系統會有較強的散射；尾槳位于直升機右側，導致左右兩側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（即鏡面散射強度隨頻率增加而增強）引起.

表2 常規通用直升機RCS算術平均值 dBm2

圖5 常規通用直升機C波段RCS方位特性

3 通用直升機RCS減縮研究

3.1 RCS減縮外形設計

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

①將機身及發動機艙橫截面設計為近似六邊形形狀，在機身側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面；②機頭外形分為上下兩個曲面，在交界處形成棱邊，假設座艙玻璃采用具有全反射的導電鍍膜，消除腔體散射；③用槳轂整流罩［14］對復雜的槳轂和旋翼操縱機構進行遮擋；④為消除垂尾后向散射以及與平尾構成的角反射器，采用折線式垂尾；⑤將主起落架收放到進行了外形隱身設計的起落架整流罩中，可避免其占用有效任務容積，后起落架收到尾梁內；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，通過改變槳葉數量來進行旋翼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

對幾何外形改進后的通用直升機進行RCS計算，計算的狀態同前.

1）改形直升機機身雷達散射特性.

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算術平均值 dBm2

2）單獨旋翼雷達散射特性.

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，同時也構成直升機側向重要散射源.

表4 旋翼重點方位RCS算術平均值 dBm2

3）全機雷達散射特性.

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，不易被雷達跟蹤；大部分方位角（50°～360°）的RCS繞－5dBm2上下波動；縮減后的雷達散射水平大為減小，頭向、尾向、側向±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.

許多現役通用直升機的旋翼設計成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，當此法向旋轉到重點方位角時，會同時產生較強的鏡面反射和邊緣繞射.若旋翼選用5片槳葉，槳葉間夾角變為72°，可避免上述強散射源疊加現象.分別將旋翼的前緣法向對著直升機頭向，尾向及左右兩側向進行RCS計算（見表6）.

表6 改形直升機（5槳葉旋翼）重點方位RCS算術平均值 dBm2

如表5和表6所示，旋翼槳葉數由4變成5后，頭向及尾向±30°RCS算術平均值分別減小了－0.7～3.2dB，0～3.3dB，使雷達散射水平分別在2.2，3.4dBm2以下，減縮效果顯著；側向±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散射水平有明顯改善，但是由圖8看來，在機身側向，旋翼的散射水平與隱身改形后的機身相當；而在頭向和尾向，旋翼RCS遠比機身大.因此，需要通過使用其他方法（如使用吸波材料等）對旋翼槳葉進行RCS減縮研究，來進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算術平均值對比

4 氣動、靜穩定性、重量及有效容積影響

由于直升機旋翼剖面產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散射水平，而且利于改善機身氣動阻力；缺點是收放機構會使直升機重量增加.

旋翼槳葉數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；缺點是槳轂結構變復雜、重量增加，但現在槳轂技術的發展使其結構簡化，重量特性有很大改善［1］.

為了保證直升機的航向靜穩定性不變，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（設備艙和駕駛艙）及機艙容積為6.2m3，14.8m3，較常規通用直升機的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 論

1）常規通用直升機雷達散射水平較高，頭（尾）向及側向±30°RCS均值分別達到數十平方米和數百平方米；極化效應對RCS影響不大.

2）提出了通用直升機隱身外形設計方法，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.計算結果表明，隱身改形的通用直升機頭（尾）向和側向的RCS均值分別降低了10～15dBm2和16～28dBm2，相當于常規通用直升機的10%和1%；且改形后直升機靜穩定性、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遠比機身大.因此，若要進一步提高通用直升機的雷達隱身性能，須結合外形及其他方法（如使用吸波材料等）對旋翼槳葉進行RCS減縮研究.

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