飛翼布局飛機(jī)舵面偏轉(zhuǎn)對RCS的影響研究

李藝海 何太 袁廣田

摘 ?要：針對舵面偏轉(zhuǎn)后飛翼布局的雷達(dá)截面積（RCS）特性的變化，應(yīng)用高精度的快速多極子算法（MLFMM）對不同組合舵偏對典型飛翼布局無人機(jī)的RCS的影響進(jìn)行量化研究，研究表明舵面偏轉(zhuǎn)會(huì)對低RCS的隱身無人機(jī)RCS的峰值、峰值寬度和均值造成一定的影響;在隱蔽突防過程中，應(yīng)避免使用類似開裂式組合方向舵的控制方式;也應(yīng)盡量避免偏轉(zhuǎn)后的不同舵面在同一個(gè)照射方向形成夾角，以避免飛機(jī)RCS的波峰、波峰寬度及RCS均值顯著增加。

關(guān)鍵詞：飛翼布局;RCS;控制舵面;隱蔽突防

中圖分類號(hào)：V218 ? ? ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A ? ? ? ? 文章編號(hào)：2095-2945（2020）25-0005-04

Abstract： For the change of Radar Cross Section （RCS） of flying wing when its control surface is rotated， a highly accurate Multi Level Fast Multipole Method （MLFMM） was used to study the influence of different combinations of surface deflection on RCS of a typical flying wing aircraft. The results show that surface deflection has a certain effect on the RCS peak of low RCS stealth aircraft， as well as the peak width and average. In the process of stealthy penetration， the use of split-drag-rudder should be avoided， and different surfaces forming an angle in the same radar exposure direction should be avoided， so as not to lead to a significant increase in RCS peak， peak width and RCS mean of the plane.

Keyword： flying wing; RCS; control surface; stealthy penetration

引言

在現(xiàn)代作戰(zhàn)飛行器上采用隱身技術(shù)成為不可逆轉(zhuǎn)的趨勢，并已成為作戰(zhàn)飛機(jī)的基本要求。隱身性是第五代作戰(zhàn)飛機(jī)的主要特點(diǎn)之一，它與超聲速巡航、超機(jī)動(dòng)飛行和超級(jí)信息優(yōu)勢并稱為第五代作戰(zhàn)飛機(jī)的四大特點(diǎn)。先進(jìn)的無人作戰(zhàn)飛機(jī)也繼承了隱身性的特點(diǎn)，在未來的作戰(zhàn)飛機(jī)領(lǐng)域逐漸占有更大地比重[1]。

用于隱閉突防的無人攻擊機(jī)，隱身性能已被提升到空前的高度。在前期設(shè)計(jì)中，已將隱身指標(biāo)作為最主要的指標(biāo)之一。

但是，在前期設(shè)計(jì)過程中，主要從靜態(tài)RCS特性考慮。而靜態(tài)RCS特性僅適合于飛機(jī)總體和隱身設(shè)計(jì)，僅只考慮整體外形的RCS特性。在實(shí)際作戰(zhàn)使用中，隱蔽空防是一個(gè)動(dòng)態(tài)過程，其間飛機(jī)的姿態(tài)和活動(dòng)舵面不斷地在發(fā)生改變，且不處于設(shè)計(jì)最佳狀態(tài)，尤其是活動(dòng)舵面的偏轉(zhuǎn)，往往會(huì)對飛機(jī)的RCS產(chǎn)生較大影響，使飛機(jī)RCS特性與靜態(tài)預(yù)估不一致[2]。特別是在大機(jī)動(dòng)時(shí)，飛機(jī)活動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)過大，會(huì)完全破壞飛機(jī)的隱身特性，使敵方雷達(dá)捕捉到我方飛機(jī)。

例如，B2飛機(jī)的開裂式阻力舵，正常飛行時(shí)，上下兩片阻力舵會(huì)有一個(gè)5°的開裂角，這會(huì)增加飛機(jī)的RCS。因此，在隱蔽突防過程中，B2飛機(jī)會(huì)切換到隱蔽突防模式，收起開裂式阻力舵，以保證自身良好的RCS特性，減小被敵方雷達(dá)探測的概率。

本文應(yīng)用高精度的MLFMM算法，以某型飛翼布局無人機(jī)為研究對象，對其舵面偏轉(zhuǎn)的RCS進(jìn)行研究，給出可用于隱蔽突防的控制舵面偏轉(zhuǎn)規(guī)律。

1 研究對象說明

本文以一典型隱身無人機(jī)為研究對象。計(jì)算其舵面偏轉(zhuǎn)對無人機(jī)RCS的影響。其活動(dòng)舵面如圖1所示。各舵面組合控制實(shí)現(xiàn)該飛機(jī)的縱橫航三向控制。一對升降副翼同偏，用于飛機(jī)的縱向控制。因其控制相對其他形式比較簡單，不是本文研究重點(diǎn)。本文主要研究重點(diǎn)是較復(fù)雜的橫航向控制舵面組合及其重構(gòu)組合的RCS特性。舵面組合控制方案如下：

（1）偏航方案1——開裂式組合方向舵：由嵌入式阻力舵和其后方的升降副翼組成，兩者同時(shí)偏轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)規(guī)律為嵌入式阻力舵上偏45°/升降副翼下偏30°，用于控制航向。

（2）順氣流開裂式組合舵面：與方案1）相同，僅對SSD舵面的偏轉(zhuǎn)方向進(jìn)行微調(diào)，使其與氣流方向一致。

（3）滾轉(zhuǎn)方案1（差動(dòng)襟翼）：左側(cè)升降副翼和右側(cè)升降副翼差動(dòng)實(shí)現(xiàn)，偏轉(zhuǎn)規(guī)律為左側(cè)升降副翼下偏30°/右側(cè)升降副翼上偏30°。

（4）滾轉(zhuǎn)方案2（舵面重構(gòu)）：由一側(cè)升降副翼與另一側(cè)嵌入式阻力舵組成，偏轉(zhuǎn)規(guī)律為一側(cè)升降副翼下偏30°/另一側(cè)嵌入式舵面上偏30°。

（5）偏航方案2（舵面重構(gòu)）：由嵌入阻力舵與同側(cè)外襟翼組成，偏轉(zhuǎn)規(guī)律為阻力舵偏度35°/同側(cè)外襟翼偏度30°。

（6）偏航方案3（舵面重構(gòu)）：由一側(cè)升降副翼與同側(cè)外襟翼組成，偏轉(zhuǎn)規(guī)律為一側(cè)升降副翼上偏30°/同側(cè)外襟翼下偏20°。

2 計(jì)算方法說明及驗(yàn)證

本文采用高計(jì)算精度的快速多極子法[3]（MLFMM），該方法以基于矩量法[4]的快速算法，是通過對近、遠(yuǎn)場分別處理來加速迭代過程中的矩陣和向量相乘，實(shí)現(xiàn)快速計(jì)算目的，其優(yōu)點(diǎn)是保留了矩量法的高計(jì)算精度，其缺點(diǎn)是需要較大的計(jì)算機(jī)內(nèi)存。

算法驗(yàn)證采用國際公認(rèn)的OGIVE標(biāo)模進(jìn)行驗(yàn)證。標(biāo)模外形與雷達(dá)波照射的方向如圖2所示。計(jì)算結(jié)果與標(biāo)準(zhǔn)測試結(jié)果的比較見圖3，可見，無論是尖角還是曲率變化較小的中間部位，計(jì)算結(jié)果與標(biāo)準(zhǔn)值符合良好，計(jì)算結(jié)果很好地給出了散射波的波峰、波谷及其寬度。由驗(yàn)證結(jié)果可見，MLFMM算法可以滿足后續(xù)無人機(jī)的隱身性能計(jì)算。

飛行器前向、側(cè)向和后向RCS的定義區(qū)域如圖4所示，與行業(yè)公認(rèn)的定義相同。

3 計(jì)算結(jié)果分析

3.1 結(jié)果對比分析

如圖5，雷達(dá)波水平極化，干凈構(gòu)形與不同控制方案的RCS相比，干凈構(gòu)形的RCS最低;用于航向控制的開裂式阻力舵對飛機(jī)RCS影響最大，使全機(jī)RCS增加了1.09m2左右，使前向RCS增加0.29m2，右側(cè)RCS增加0.19m2，左側(cè)RCS增加0.26m2，后向RCS增加3.2m2左右;雷達(dá)波垂直極化，開裂式阻力舵使全機(jī)RCS增加了1.14m2左右，使前向RCS增加0.02m2，右側(cè)RCS增加0.10m2，左側(cè)RCS增加0.09m2，后向RCS增加4.88m2左右。

對RCS影響較大的是偏航方案2。該控制方案對飛機(jī)RCS的影響大于其他控制方案，小于控制方案1。雷達(dá)波水平極化，該活動(dòng)舵面組合偏轉(zhuǎn)，使全機(jī)RCS增加了0.45m2左右，使前向RCS增加0.06m2，右側(cè)RCS增加0.18m2，左側(cè)RCS增加0.28m2，后向RCS增加1.09m2左右。雷達(dá)波垂直極化，給合控制舵面偏轉(zhuǎn)，使全機(jī)RCS增加了0.53m2左右，使前向RCS增加0.02m2，右側(cè)RCS增加-0.01m2，左側(cè)RCS增加0.05m2，后向RCS增加1.99m2左右。

分析可見，在所有控制方案中，開裂式阻力舵（控制方案1、2）對飛機(jī)的隱身特性影響最大，在隱蔽突防過程中，建議不使用;與開裂式阻力舵控制原理類似的活動(dòng)舵面，對飛機(jī)的隱身特性影響也較大，在隱蔽突防過程中，也建議不使用。

由計(jì)算結(jié)果對比可知，在低RCS無人機(jī)隱蔽突防過程中，應(yīng)盡量避免使用控制方案1、2、5;應(yīng)使用控制方案3、4、6。

3.2 機(jī)理分析

左機(jī)翼開裂式阻力舵打開時(shí)，在上下兩個(gè)舵面在同一個(gè)照射方向形成75°夾角，由圖6與圖7比較可見，當(dāng)雷達(dá)入射波從右后方垂直照射飛機(jī)時(shí)，形成的該夾角是一個(gè)強(qiáng)散射源，使飛機(jī)右后方的RCS波峰明顯增加，波峰寬度也明顯增加，同時(shí)也出現(xiàn)了多個(gè)較弱的波峰，導(dǎo)致飛機(jī)的RCS的均值增加明顯，顯著增加了飛機(jī)被敵方雷達(dá)發(fā)現(xiàn)的概率。控制方案5也有類似的現(xiàn)象。

以上分析可見，隱蔽突防的飛機(jī)，控制舵面組合偏轉(zhuǎn)時(shí)，應(yīng)盡量避免偏轉(zhuǎn)后的舵面在同一個(gè)照射方向形成夾角，使飛機(jī)RCS的波峰、波峰寬度及RCS均值顯著增加。

4 結(jié)論

基于MLFMM對一典型BWB布局無人機(jī)的組合舵面偏轉(zhuǎn)方案進(jìn)行RCS對比，對比計(jì)算結(jié)果表明，無人機(jī)控制舵面不同的組合偏轉(zhuǎn)形式，會(huì)對無人機(jī)RCS產(chǎn)生不同的影響（如圖8、9）。

（1）用于航向控制的開裂式組合方向舵對于無人機(jī)RCS的影響最為顯著，嚴(yán)重影響了無人機(jī)的隱蔽突防能力，在執(zhí)行隱蔽突防過程中，不建議使用。

（2）控制舵面組合偏轉(zhuǎn)時(shí)，應(yīng)盡量避免偏轉(zhuǎn)后的舵面在同一個(gè)照射方向形成夾角，以避免飛機(jī)RCS的波峰、波峰寬度及RCS均值顯著增加。

（3）基于隱身性能考量，該無人機(jī)在隱蔽突防過程中，建議使用控制方案3、4、6，進(jìn)行橫航向控制，非隱蔽突防的飛行中可以使用控制方案1、2、5。

參考文獻(xiàn)：

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