軍用直升機(jī)隱身特性分析研究

宋招枘+趙敬超+張華

摘 要：針對直升機(jī)在執(zhí)行任務(wù)時飛行速度小，飛行高度低，雷達(dá)、紅外信號特征強(qiáng)這一現(xiàn)象，文章提出了軍用直升機(jī)的隱身設(shè)計方案。采用RCS高頻估算方法對常規(guī)軍用直升機(jī)外形設(shè)計進(jìn)行RCS計算，對直升機(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)那疤嵯拢\(yùn)用飛行器隱身設(shè)計原則和方法對其進(jìn)行雷達(dá)隱身設(shè)計。

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

中圖分類號：V214 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A 文章編號：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)爭中發(fā)揮著越來越大的作用。但其在執(zhí)行任務(wù)時飛行速度小、飛行高度低，雷達(dá)、紅外信號特征強(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)時目前飛行器隱身設(shè)計中運(yùn)用最廣泛、最有效的隱身技術(shù)，該項技術(shù)主要是通過合理地改變目標(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算對象的外形，計算鏡面散射采用物理光學(xué)法，計算部件間構(gòu)成的邊緣繞射采用等效電磁流法，其具有算法簡單、通用性強(qiáng)、計算快速的特點，對硬件的要求不高，可以用于計算大型目標(biāo)，且計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)計經(jīng)驗，考慮到常規(guī)軍用直升機(jī)氣動性能及幾何外形特點，依據(jù)外形隱身設(shè)計原則對直升機(jī)進(jìn)行隱身設(shè)計。對隱身改型方案進(jìn)行氣動特性估算，以得到隱身和氣動綜合性能較好的設(shè)計方案。

1 計算方法

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，如時域有限差分法（FDTD）、快速多級子算法（FMM）、矩量法（MOM）等方法計算精度高，但對于高頻段、大型目標(biāo)，由于對計算機(jī)硬件要求高，運(yùn)算時間長，因此效率很低。高頻近似算法對上述目標(biāo)的計算效率高，不能處理表面波等弱散射效應(yīng)，不能計算低頻區(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）計算表面散射，利用等效電磁流法（ECM）計算劈邊散射。進(jìn)行電磁計算網(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計算分析

本文運(yùn)用高頻近似法計算了通用直升機(jī)（不含旋翼和尾槳）在S，C，X，Ku四個波段上的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，在尾向上稍微有點差別。

觀察機(jī)體在S，C，X，Ku四個波段，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°開始隨方位角增加，RCS曲線呈現(xiàn)震蕩起伏并下降趨勢，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，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

對機(jī)頭座艙部分進(jìn)行計算分析，可以判斷機(jī)頭座艙部分不是主要散射源，因此單獨將進(jìn)氣道口面進(jìn)行了分析，結(jié)合對比進(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)動機(jī)艙部分分析

分析發(fā)動機(jī)機(jī)艙與機(jī)體在機(jī)身側(cè)向的RCS均值可見，在S和C波段，兩者相差不到2dB，可以認(rèn)為在這兩個波段，發(fā)動機(jī)艙時直升機(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)動機(jī)艙外，可能還有其它的強(qiáng)散射源。

2.3 發(fā)動機(jī)艙后部分析

發(fā)動機(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)計中，與發(fā)動機(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)計將圍繞這幾個部分進(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)動機(jī)艙優(yōu)化方案

對直升機(jī)艙及發(fā)動機(jī)艙進(jìn)行了隱身設(shè)計，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)的兩臺渦軸發(fā)動機(jī)埋入機(jī)身上部兩側(cè)，進(jìn)氣道在機(jī)身兩側(cè)上方采用埋入式，不會對雷達(dá)波形成強(qiáng)反射。本文將進(jìn)氣道口設(shè)計成菱形，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)計在0°～360°的方位角范圍內(nèi)各個方向都存在較強(qiáng)的回波，因此對整流罩進(jìn)行了低RCS的整形設(shè)計，如圖5所示。

3.2 改形前后外形對比分析

依次截取機(jī)身的各個不同部位的剖面進(jìn)行對比分析，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)身分別在四個平面截取橫截面對比。

對直升機(jī)機(jī)身的尺寸進(jìn)行對比，改形之后直升機(jī)的長度和高度尺寸基本不變，機(jī)身的寬度增加了大約7.5%，對比改形前后的形狀，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%，總體來說外形變化不大。

4 改形后RCS計算與測試

4.1 改形后計算結(jié)果

對改形后機(jī)體進(jìn)行RCS計算，得出的結(jié)果與改形前進(jìn)行簡單的對比分析，可以看出改形的效果顯著。

從計算結(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 改形后測試分析

實際測試的模型為真機(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，即將原始模型測試的RCS分貝數(shù)增加20dB；同時將對應(yīng)的雷達(dá)波頻率降低到1/10，即真機(jī)所對應(yīng)的雷達(dá)波頻率變?yōu)?GHz，4GHz，6GHz和9.5GHz。

通過對計算結(jié)果和測試結(jié)果進(jìn)行對比，認(rèn)為四個頻率的試驗結(jié)果與計算結(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，計算結(jié)果比試驗結(jié)果小一些，但是兩者的數(shù)量級相當(dāng)。

5 結(jié)束語

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，對直升機(jī)的隱身特性進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計，將最終方案制作成縮比模型進(jìn)行RCS測試，統(tǒng)計分析表明，直升機(jī)的隱身特性得到了很大的改善，驗證了采用的高頻算法的準(zhǔn)確性。

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