螺旋槳對無人作戰(zhàn)飛機電磁散射特性影響

劉戰(zhàn)合，苗 楠，王 菁，楊 濤，張 蘆

(鄭州航空工業(yè)管理學(xué)院 航空工程學(xué)院，鄭州 450046)

0 引 言

隨著武器系統(tǒng)的逐步升級，無人機作戰(zhàn)系統(tǒng)開始成為現(xiàn)代戰(zhàn)爭中舉足輕重的武裝力量[1-3]，對于局部戰(zhàn)爭和反恐戰(zhàn)爭，固定翼無人機已參戰(zhàn)多年，并取得了諸多戰(zhàn)術(shù)成果。中、大型固定翼無人機已逐步從單一的偵察、探測過渡到察打一體型[4-5]，如美軍攻擊型無人機“捕食者”、“死神”及對地攻擊機X-47B和X-47C等。采用飛翼布局的X-47B等無人攻擊機具有較好的隱身性能，其布局電磁散射特性已有較多的研究，而對“捕食者”或“死神”之類的無人作戰(zhàn)飛機來說，電磁散射特性研究較少，尤其是采用螺旋槳推進(jìn)的無人作戰(zhàn)飛機。

對無人機來說，與其他類飛行器相似，隱身技術(shù)是提高其戰(zhàn)場生存力的重要措施[6-8]，一般通過采用主動或被動的設(shè)計技術(shù)或改進(jìn)措施,降低被敵方雷達(dá)探測、識別、確認(rèn)的信號，進(jìn)一步降低目標(biāo)被探測到的可能性[9]。飛行器隱身性能在很大程度上取決于外形隱身設(shè)計，與機翼、機身、垂尾等設(shè)計有較大關(guān)系，對其電磁散射特性研究較多。相對而言，采用螺旋槳推進(jìn)時(如美國“捕食者”和“死神”等)，無人機的電磁散射特性將產(chǎn)生較大變化。為研究其影響規(guī)律和散射特性，從整機角度出發(fā)，提出了有、無螺旋槳兩種模型方法研究螺旋槳對無人機電磁散射的影響。本文以美軍“死神”無人機為基礎(chǔ)，建立了其電磁散射分析模型，基于物理光學(xué)法(PO,Physical Optics)[10-11]計算了不同頻率、不同俯仰角下的雷達(dá)散射截面(RCS，Radar Cross Section)曲線，分析了重點角域內(nèi)RCS均值的變化特點，并基于RCS相對差值，研究了螺旋槳對電磁散射特性的量化影響關(guān)系，為攻擊型無人機的隱身性能預(yù)估提供技術(shù)參考。

1 電磁散射分析模型

參考美軍“死神”無人機，為研究螺旋槳對分析目標(biāo)的散射影響，分別建立了有槳、無槳的電磁散射分析模型，對應(yīng)命名為A和B模型，如圖1所示。該模型幾何尺寸為：機身長10 m，翼展14 m，高3 m，采用二者模型相互對比方法(暫未考慮模型A的螺旋槳旋轉(zhuǎn)影響)，來分析螺旋槳對無人機電磁散射特性的影響。

圖1 無人機電磁計算模型Fig.1 Electromagnetic computation models of UAV

以螺旋槳推進(jìn)的無人戰(zhàn)斗機具有較低的飛行速度、較高的機動性，適于執(zhí)行空中打擊、格斗、偵察的作戰(zhàn)任務(wù)。一般地，該類無人機具有較高的升阻比，采用大展弦比矩形機翼實現(xiàn)較遠(yuǎn)航程和較長的航時需求，同時為改善隱身性能，雙垂尾一般會斜置(即“V”形設(shè)置)。在執(zhí)行作戰(zhàn)任務(wù)中，面臨敵方的雷達(dá)等探測器、防空導(dǎo)彈、偵察機(有人或無人)、戰(zhàn)斗機等的探測、識別及攻擊威脅。

基于以上考慮，從該類無人機面臨的主要威脅方式出發(fā)，研究螺旋槳在相應(yīng)環(huán)境下對無人機的電磁散射特性影響。考慮實際情況，電磁波入射俯仰角設(shè)定為-15°～15°，步長為5°，方位角為0°～360°，頻率設(shè)置為1，3，6，10，15，18 GHz，分別對應(yīng)電大尺寸為46.7，140，280，466.7，700，840，屬于高頻散射區(qū)域。同時，對無人機來說，重點關(guān)注的威脅角域：前向30°(定義為H-30，即前向±15°范圍)、側(cè)向30°(定義為S-30，即側(cè)向90°左右兩側(cè)±15°范圍)、后向30°(定義為T-30，即后向180°左右兩側(cè)±15°范圍)、周向360°(W-360)等不同角域。研究中，結(jié)合模型A和B的RCS曲線分布特性、算術(shù)均值及其相對差值的變化規(guī)律等分析螺旋槳對該無人機的電磁散射影響特性。

2 電磁散射特性影響分析方法

2.1 電磁散射計算方法

在以上研究頻率內(nèi)，兩種電磁散射分析模型均可視為電大尺寸計算目標(biāo)，結(jié)合計算精度和效率需求，RCS計算方法可采用高效數(shù)值方法或高頻近似方法[12-13]。高效數(shù)值方法主要為數(shù)值方法的快速計算策略，如基于矩量法(MOM，Method of Moments)的多層快速多極子算法(MLFMA，Multilevel Fast Multipole Algorithm)[14-15]、時域有限差分法(FDTD,Finite Difference Time Domain)[16]、有限元法等，為進(jìn)一步提高效率，可采用并行計算技術(shù)，如并行多層快速多極子算法(PMLFMA,Parallel Multilevel Fast Multipole Algorithm)。對于電大尺寸復(fù)雜目標(biāo)，即便采用高效數(shù)值方法也存在效率降低的現(xiàn)象，甚至計算過程不能收斂。為解決以上問題，可采用高頻近似算法，如物理光學(xué)法(PO)、物理繞射理論、等效電磁流法、一致繞射理論等。物理光學(xué)法忽略了多層快速多極子算法中的遠(yuǎn)距、近距耦合散射作用，僅考慮影響最為明顯的自耦合作用，從而大大提高計算速度，同時不存在收斂問題，這一近似處理尤其適用于如本文目標(biāo)的光滑表面目標(biāo)，具有較高的計算精度。利用物理光學(xué)法[10-11]，計算目標(biāo)的RCS可由式(1)求和而得:

(1)

式中：σi為第i個面元的復(fù)RCS，可采用切平面近似來求解[10]。為驗證物理光學(xué)法計算精度，以柱高1 m、直角邊長為1 m的等腰直角三角形柱為例，分別采用PO和MLFMA計算了入射電磁波波長為0.1 m、俯仰角為0°、方位角為0°～180°的RCS曲線。兩種方法計算結(jié)果對比如圖2所示，其中MLFMA計算結(jié)果為水平極化情況。

圖2 三角形柱RCS計算結(jié)果對比Fig.2 RCS comparison results of triangular column

從圖2可以看出，采用MLFMA和PO兩種算法得到的計算曲線基本重合，散射曲線分布特點相同，說明在0°～180°方位角上，二者計算結(jié)果基本一致，算術(shù)均值誤差為0.863 5 dB，說明兩種算法具有接近一致的計算精度，可用于電大尺寸飛行器目標(biāo)的電磁散射特性數(shù)值研究。

2.2 螺旋槳電磁散射影響分析方法

對飛行器而言，一般通過研究RCS散射曲線的分布規(guī)律來研究該類飛行器的電磁散射特性。為了解RCS散射幅值量化變化規(guī)律，可結(jié)合不同角域內(nèi)的RCS幾何均值或算術(shù)均值大小來輔助研究。以上常規(guī)方法在一定程度上可以反映飛行器的電磁散射規(guī)律，但對于飛行器上的不同結(jié)構(gòu)目標(biāo)，如外掛、垂尾等部件，其散射特性影響僅能通過理論關(guān)系進(jìn)行判斷，缺乏可以量化分析的手段。

為進(jìn)一步分析無人機螺旋槳的影響規(guī)律及其姿態(tài)角、頻率影響特性，針對電磁散射分析模型A和B，結(jié)合已有方法，對重要威脅角域，通過對比兩種電磁散射模型的RCS均值，獲得螺旋槳對無人機電磁散射的影響特性。

在重點關(guān)注角域內(nèi)，無人機RCS(單位為dBsm)算術(shù)均值可以表示為

(2)

式中：N為RCS數(shù)據(jù)的采樣點數(shù)目；σi為第i個入射角時無人機的RCS。定義螺旋槳對該類無人機RCS影響的相對差值為

(3)

3 無人機電磁模型RCS分布特性

3.1 不同頻率

為研究兩種無人機模型的RCS曲線分布特性，分別從不同頻率、不同俯仰角兩方面研究其變化規(guī)律。由于統(tǒng)一模型各頻率電磁散射曲線分布特性相似，選取0°俯仰角下10 GHz和18 GHz時兩模型的RCS曲線進(jìn)行對比，分析研究頻率影響特性，如圖3所示。

圖3 兩種模型不同頻率的RCS曲線(10 GHz和18 GHz)Fig.3 RCS curves of two models with different frequency (10 GHz和18 GHz)

對兩種模型而言，計算頻率均處于高頻區(qū)，圖3說明，兩種模型的RCS曲線分布具有較大區(qū)別。對模型A，頻率10 GHz和18 GHz時RCS曲線基本接近，曲線分布規(guī)律一致。可以看出，為提高推力性能，螺旋槳槳葉在設(shè)計過程中有一定扭轉(zhuǎn)，同時與前向有一定夾角，受此影響，模型A的RCS曲線并非完全對稱。總體來看，在前向0°角域上有較大較寬波峰，是機身頭部、機翼前緣、垂尾前緣，尤其是螺旋槳的電磁散射綜合表現(xiàn)，最大為20 dBsm左右。方位角增加時，RCS逐漸降低，在30°時出現(xiàn)一較窄較小散射波峰，分析是頭部側(cè)棱和機身的散射耦合影響。側(cè)向90°存在較大波峰，但其寬度較窄，主要是機身側(cè)向、機翼翼尖面積的鏡面散射作用及垂尾側(cè)面的較弱散射作用。考慮到機身側(cè)向采用翼身融合布局設(shè)計方式，機翼翼尖截面積較小，且垂尾已斜置，因此側(cè)向波峰僅表現(xiàn)為較尖銳的散射波峰。在后向較大區(qū)域內(nèi)，螺旋槳影響依然明顯，130°附近有較小散射波峰，而在后向180°附近存在明顯電磁散射波峰，為尾噴口端面、螺旋槳槳葉表面的鏡面散射及機翼、垂尾后緣散射效果，其波峰寬度較大、強度較高、散射效果復(fù)雜。

對模型B，RCS散射曲線分布較為簡單，沿周向?qū)ΨQ分布四個波峰，分別在前向0°、側(cè)向90°、后向180°、側(cè)向270°附近。在前向0°上，散射波峰的最大幅值接近模型A，但表現(xiàn)更窄，在較大方位角上，散射幅值降低較為明顯；在側(cè)向90°上，由于螺旋槳側(cè)向影響較小，因此散射波峰大小和寬度基本一致，說明散射機理并未明顯變化；在后向180°上，兩種模型的散射強度接近，但模型B的散射波峰寬度變小，且幅值在180°左右兩端快速降低，這是由于模型B在后向無螺旋槳影響。

對比兩種模型曲線可以看出，由于研究頻率范圍均處于高頻區(qū)內(nèi)，因此兩個頻率的RCS曲線區(qū)別不大，但通過RCS曲線對比，依然可以發(fā)現(xiàn)，頻率增大時，散射曲線振蕩更為劇烈，同時，幅值有一定降低，這一點模型B表現(xiàn)相對明顯。同時，螺旋槳在無人機前向、后向均有明顯影響，較大幅度、較大范圍的增大了RCS幅值，尤其在前向H-60角域(即-30°～30°范圍)內(nèi)，增大幅值接近40 dB；在后向較大范圍上也有明顯影響。

3.2 不同俯仰角

入射頻率10 GHz時，兩種模型俯仰角0°和10°的RCS曲線對比如圖4所示。

圖4 兩種模型不同俯仰角的RCS曲線(10 GHz)Fig.4 RCS curves of two models with different pitch angles (10 GHz)

由圖4可以看出，同一入射頻率下，俯仰角變化對RCS曲線影響較為復(fù)雜，表現(xiàn)不同。

對模型A，俯仰角增大時，RCS散射曲線在前向、后向較大范圍均有明顯降低，在前向H-60角域上表現(xiàn)更為明顯，部分區(qū)域在10 dBsm以上，這是前向上螺旋槳槳葉表面的鏡面散射減弱的表現(xiàn)。同時，俯仰角的變化也會對波峰位置有一定影響，如在前向0°方位角附近，波峰出現(xiàn)了偏轉(zhuǎn)，俯仰角10°時約在6°方位角上出現(xiàn)了波峰，而其余部位降低較為明顯。分析認(rèn)為，這是由于螺旋槳的非對稱和截面隨槳葉徑向產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)的共同結(jié)果。以上現(xiàn)象還表現(xiàn)在后向角域上，可以看出，俯仰角增加時，后向角域的RCS也有一定降低，但比前向影響幅值相對稍弱，為發(fā)動機尾噴口后端面和槳葉表面鏡面散射降低的共同作用。在側(cè)向一定角域范圍內(nèi)，對散射波峰的影響并不明顯，這是由于俯仰角的變化對側(cè)向散射并未引起實質(zhì)的散射機理變化。

對模型B，散射曲線特點有所不同，由于缺少了螺旋槳的電磁散射貢獻(xiàn)，在較小的俯仰角變化時，其散射幅值變化并不明顯。在前向60°角域上，受無人機頭部結(jié)構(gòu)外形設(shè)計影響，俯仰角增加時，其RCS曲線變化不明顯，僅有較小的增加，幅值在2 dB左右；在后向60°角域，由于無人機尾部結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜，俯仰角變化時，尾部復(fù)雜結(jié)構(gòu)在入射方向形成一定的二面角效果，一定程度上增加電磁散射，其RCS曲線有較小增加。而在側(cè)向90°附近，波峰大小、幅值均未明顯變化，與模型A類似，該角域上，俯仰角變化并未引起散射機理的較大變化。綜上，對模型B來說，較小的俯仰角并未引起RCS曲線分布的較大變化。

4 螺旋槳電磁散射影響規(guī)律

在RCS散射曲線分布特點的基礎(chǔ)上，為研究螺旋槳對電磁散射的影響規(guī)律，分別計算分析了模型A、模型B的RCS均值及相對差值，并對不同頻率、不同俯仰角的影響詳細(xì)分析。

4.1 螺旋槳對RCS均值影響對比分析

在RCS數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上，分別計算了模型A和B的H-30，H-60，S-30，T-30和W-360角域的RCS均值，模型A和B各角域RCS均值分別如表1～2所示。結(jié)合RCS散射曲線分布特點及影響范圍，分析時重點關(guān)注入射頻率(f)變化時H-60和T-30角域的RCS均值情況。

表1 不同角域的RCS均值(模型A)Table 1 RCS arithmetic mean of different angular domains (model A)

表2 不同角域的RCS均值(模型B)Table 2 RCS arithmetic mean of different angular domains(model B)

從表1～2可以看出，頻率增加時，除模型A在H-30和H-60角域上的RCS均值變化不大外，其余角域上隨頻率的增加明顯降低，說明頻率增加時該角域的隱身性能有一定提升，這一點也可從RCS散射曲線看出。

同時，在不同入射頻率上，螺旋槳均對前向和后向角域的RCS均值有較大影響。對前向H-60角域，結(jié)合RCS散射曲線分析，頻率增加時，螺旋槳對電磁散射的影響逐漸增加，1 GHz時由-13.948 7 dBsm增加至6.461 7 dBsm，而在18 GHz時由-27.392 7 dBsm增加至6.716 7 dBsm。對后向T-30角域來說，頻率增加時，兩種模型的RCS均值均降低，但頻率較大時，這一差值更大，說明在高頻時，螺旋槳影響較為明顯，這與前向角域的結(jié)果一致。

4.2 不同頻率電磁散射影響

俯仰角0°、入射頻率1～18 GHz的螺旋槳對RCS影響的相對差值變化曲線如圖5所示。

圖5 不同頻率相對差值變化曲線Fig.5 Curves of RCS relative values in different frequency

結(jié)合RCS曲線和均值變化，RCS相對差值可進(jìn)一步量化研究螺旋槳對無人機電磁散射特性的影響。圖5可以看出，各角域上的RCS相對差值變化不一，頻率增加時，前向(H-30和H-60)角域的RCS相對差值振蕩增加，由1 GHz的20.115 4 dB增加至18 GHz的35.449 3 dB，證明螺旋槳對前向兩個角域上的電磁散射有重要影響，顯著增強了電磁信號，降低了無人機隱身性能。結(jié)合RCS曲線可以看出，在前向和后向，RCS曲線由于螺旋槳作用，明顯向外膨脹。對于后向T-30角域，螺旋槳帶來的RCS增加部分淹沒在無人機尾部后端面的復(fù)雜結(jié)構(gòu)電磁散射中，結(jié)合RCS曲線，依然在除波峰之外的一定角域上有較大影響，從而促使后向T-30角域的相對差值大于零，與前向角域效果類似，也表現(xiàn)為振蕩增加現(xiàn)象，但其幅值較低，從1 GHz的6.261 6 dB增加至11.220 6 dB。

對側(cè)向來說，并未產(chǎn)生散射機理的明顯變化，螺旋槳本身在側(cè)向S-30角域內(nèi)的影響較小，其RCS相對差值基本維持在3～5 dB之間。從圖5可以看出，相對差值曲線基本不變。對周向W-360來說，由于該角域是0°～360°方位角上即各個角域上的綜合表現(xiàn)，圖5顯示，周向相對差值隨頻率增加逐漸增加，且高于后向T-30角域，說明螺旋槳對周向電磁散射影響也較大，1 GHz時為15.424 8 dB，而18 GHz時為22.233 1 dB。

4.3 不同俯仰角電磁散射影響

入射頻率10 GHz、俯仰角-15°～15°時螺旋槳對RCS影響的相對差值變化曲線如圖6所示。

與上述不同頻率電磁散射影響分析同理，螺旋槳在不同俯仰角上同樣有較大影響，結(jié)合無人機作戰(zhàn)實際情況，將俯仰角設(shè)定為-15°～15°范圍。從圖6可以看出，相對不同頻率來說，不同俯仰角的RCS相對差值曲線變化有以下特點：(1)各個角域的RCS相對差值變化更加劇烈，即對俯仰角的響應(yīng)更加敏感；(2)前向(H-30和H-60)角域上，呈現(xiàn)中間高兩端低的特點，即在0°俯仰角附近較高，俯仰角增加或減小時有所降低，這與無人機結(jié)構(gòu)及螺旋槳布局相關(guān)，尤其在前向H-30角域上呈“W”形分布；(3)側(cè)向S-30、后向T-30角域上呈振蕩變化趨勢，S-30角域的相對差值振蕩性減小，而T-30角域上在較大范圍上變化。

圖6 不同俯仰角相對差值變化曲線Fig.6 Curves of RCS relative values in different pitch angles

從螺旋槳對電磁散射的影響效果來看，前向H-30和H-60角域上影響最大，且0°俯仰角上的RCS相對差值為28 dB左右，為各角域上最大值。與H-30角域特點不同，H-60角域上的RCS相對差值隨俯仰角變化成倒“V”形分布，二者俯仰角較大時差異較為明顯。對后向T-30角域，受螺旋槳及無人機結(jié)構(gòu)影響，RCS相對差值在-15°和-10°俯仰角時，分別為10.980 3 dB和11.445 5 dB，而在俯仰角-5°時最大，為25.774 5 dB，之后先降低再增大，表現(xiàn)為大范圍的振蕩現(xiàn)象。側(cè)向S-30角域的RCS相對差值由-15°的16.956 8 dB快速振蕩降低到15°俯仰角的2.173 8 dB。周向W-360角域上，相對差值-5°最大，兩側(cè)降低，而俯仰角為正時降低較快。

總體來看，螺旋槳會增加各個角域上的電磁散射強度，頻率、俯仰角變化時，前向H-30和H-60角域影響較大，增加幅值為20～40 dB，后向T-30角域影響次之，增加幅值為4～20 dB，側(cè)向S-30影響最小，對10 GHz來說，增加幅值可達(dá)28.804 3 dB，從而較大地降低了無人機的隱身能力。基于以上考慮，有必要在不降低其推進(jìn)效率、結(jié)構(gòu)強度、氣動特性等性能的基礎(chǔ)上，采用技術(shù)手段大幅降低螺旋槳的電磁散射影響，如螺旋槳采用非金屬材料、對槳葉進(jìn)行氣動隱身優(yōu)化設(shè)計、優(yōu)化槳葉氣動扭轉(zhuǎn)角、保證推力的同時適當(dāng)增加槳葉后掠角等。同時，鑒于螺旋槳在實際作戰(zhàn)中為轉(zhuǎn)動部件，應(yīng)進(jìn)一步研究其所帶來的頻響效應(yīng)。

5 結(jié) 論

為研究螺旋槳對攻擊型無人機的電磁散射影響特性，建立了某型無人機電磁散射分析模型，基于物理光學(xué)法計算分析了有、無螺旋槳的無人機模型RCS曲線，提出了分析螺旋槳的電磁散射研究方法，研究了螺旋槳對RCS曲線分布規(guī)律的影響，及不同頻率、不同俯仰角的電磁散射影響特性，得到以下結(jié)論：

(1) 對RCS曲線影響。螺旋槳對RCS曲線有顯著影響，會明顯增加無人機前向、后向較大范圍內(nèi)的RCS幅值，并使散射曲線向外膨脹，前向、后向散射波峰幅值和寬度均大幅增加，前向表現(xiàn)尤為明顯，且螺旋槳使周向散射波峰數(shù)目更多，側(cè)向散射機理發(fā)生實質(zhì)變化。

(2) 不同頻率影響。在高頻區(qū)，頻率增加時不會引起電磁散射機理變化，RCS散射曲線分布形式基本相似；頻率增加會引起前向、后向角域的RCS均值降低(模型A的H-60除外)，前向、后向、周向的RCS相對差值隨頻率增加而振蕩增加，前向H-30角域最明顯，可達(dá)35.449 3 dB。

(3) 不同俯仰角影響。螺旋槳結(jié)構(gòu)設(shè)計特點使模型A的電磁散射特性隨俯仰角增加而變小，RCS曲線向內(nèi)一定程度收斂；俯仰角變化時，螺旋槳對前向角域(H-30和H-60)RCS相對差值影響較大，前向H-30角域呈“W”分布，且俯仰角0°時RCS相對差值最大，為28 dB左右，后向T-30角域RCS相對差值大范圍震蕩變化，各向角域相對差值均大于零。