RCS測試中的低散射載體設計及仿真分析

梁 爽，劉慶杰，聶 暾，郭 文，張 斌

(成都飛機工業(yè)(集團)有限責任公司技術中心，成都 610092)

RCS測試中的低散射載體設計及仿真分析

梁 爽，劉慶杰，聶 暾，郭 文，張 斌

(成都飛機工業(yè)(集團)有限責任公司技術中心，成都 610092)

在雷達散射截面(RCS)測試中，低散射載體的設計結果取決于被測目標的RCS量級;為進行細節(jié)性隱身設計，獲得臺階與縫隙排除載體干擾后的RCS水平，提出一種在臺階與縫隙RCS測試中的低散射載體設計方法;采用多層快速多極子算法，對低散射載體相鄰曲面連接方式、臺階與縫隙在載體上的位置、前緣尖削度、倒圓半徑對散射特性的影響進行仿真分析;仿真計算結果表明，控制載體表面曲率的變化、加大前緣尖削度、減小拼接曲面倒圓半徑能有效降低載體前向散射水平，由于載體曲面一側的散射水平低于平面一側散射水平，臺階與縫隙特征應位于曲面上；對RCS測試中低散射載體設計具有指導意義。

雷達散射截面；多層快速多極子算法；低散射載體；電磁散射；隱身設計

0 引言

利用RCS減縮技術可有效降低飛機被雷達探測的概率，降低飛機的敏感性，從而提高飛機的生存力[1]。在隱身飛機研制過程中，需進行大量的室內(nèi)和外場RCS測試，以進行隱身部件參數(shù)的選擇和仿真計算結果的驗證，如由于制造工藝的限制和使用維護要求，飛行器表面存在大量的縫隙和臺階，需通過大量的隱身測試對縫隙寬度和臺階高度等參數(shù)進行選擇。飛行器各隱身部件的尺寸一般在1～5 m之間，若將其用于RCS測試，一方面由于尺寸大于一般暗室的靜區(qū)尺寸而無法測試，另一方面部件的RCS可能大于預測試材料或細節(jié)特征的RCS，從而導致預測試材料或細節(jié)特征的RCS堙沒于部件RCS之中而無法體現(xiàn)[2]，如前述的臺階和縫隙屬于弱散射源，采用常規(guī)的隱身部件對其進行測試時，臺階和縫隙帶來的RCS貢獻便體現(xiàn)不出。設計低散射載體是最有效的解決上述問題的方法，將預測試材料或細節(jié)特征結構安裝于低散射載體之上，由于低散射載體的散射水平低于被測目標1～2個量級，從而可體現(xiàn)出被測目標的RCS，同時也減小了測試目標的體積，便于測試時安裝定位和降低制造成本。

文獻[3]設計鉆石型低散射載體，用于測試螺釘、鉚釘、縫隙等電磁缺陷對其RCS的影響。文獻[4]采用金屬平板載體，通過RCS測試分析，得到了縫隙電磁散射隨縫隙寬度、間距的變化規(guī)律和極化特性。文獻[5]從理論上分析了縫隙的后向散射規(guī)律，并設計準菱形平板載體，進行不同幾何參數(shù)的臺階和縫隙的RCS測試。文獻[6]設計了分析傾斜雙垂尾電磁散射規(guī)律的低散射載體，用于分析尾翼不同參數(shù)對其RCS的影響。

采用高精度快速RCS仿真分析算法，對測試臺階與縫隙的不同幾何參數(shù)的低散射載體進行RCS仿真計算分析，總結低散射載體的設計方法及散射規(guī)律。

1 仿真算法選擇

低散射載體(也稱為低RCS載體)是用于RCS測試時裝載測試目標或測試特征，并具有低于被測目標或特征1～2散射量級的一類載體。在設計低散射載體時，需要進行大量的仿真分析，使設計的載體具有較低的散射水平，因此，對仿真算法的計算速度和精度具有較高的要求。

高頻近似方法都是標量波方程典型解的應用，具有計算效率高的優(yōu)點，但由于其進行了一些近似處理(遠場近似、切平面近似)[7]，不能精確模擬目標的表面電流，常用于進行散射水平較高的目標RCS預估，對散射水平較低的一類目標其結果會與真實值之間存在較大的誤差。

常規(guī)的積分方程法(如矩量法)作為一種嚴格的數(shù)值方法，具有計算結果精度高的優(yōu)點，但計算量大導致其計算效率較低，且收斂性差，長期以來都僅僅用于簡單外形目標的RCS計算分析[8]。

采用電場積分方程和磁場積分方程組合的混合場積分方程[9]：

-an×n×Ei(r)+(1-a)ηn×Hi(r)

式中,L(J)=-Es，Es為散射電場強度；K(J)為表達式J(r)×G在S外表面去極點區(qū)域后的主值積分；n為S外表面單位外法矢；J為電流強度；Ei(r)為入射電場強度；Hi(r)為入射磁場強度；r為原點到計算點的距離；α、η為系數(shù)。

利用多層快速多極子方法[10-13]，將上述積分方程轉化為矩陣方程，將傳統(tǒng)矩量法O(N2)量級的計算復雜度降至O(NlogN)量級，相應O(N2)量級的存儲量降至O(N)量級，在保證計算精度的同時大大降低了計算量和存儲量。

低散射載體由于其散射水平較低且外形通常不能用簡單的曲面方程加以描述，在設計過程中對其RCS的預估采用多層快速多極子方法，在確保仿真計算精度的同時提高仿真效率。

2 仿真模型及流程

2.1 仿真模型及狀態(tài)定義

臺階和縫隙是隱身飛機上普遍存在的一類弱散射源，單個臺階和縫隙對全機RCS的影響會堙沒于全機各強散射源當中，但全機上存在的若干臺階和縫隙對整機RCS的影響卻不可忽視，因此需設計低散射載體，用于臺階和縫隙散射規(guī)律及RCS減縮措施的研究。

設計的測試臺階與縫隙特征的低散射載體是一個由平面與曲面組成的半棗核狀流線體，如圖1所示。前端及后端較尖銳，用于減小入射波正對前向及后向入射時一定角域內(nèi)的鏡面散射和行波散射。外形扁平，減小側向散射峰值。載體長度1 600 mm，寬度720 mm，高度170 mm，關于通過橫向對縫和縱向對縫的平面對稱。

圖1 低散射載體外形

仿真計算狀態(tài)定義如圖2所示。其中方位角在載體的平面內(nèi)定義，規(guī)定電磁波沿著載體前向垂直入射為0°方向，沿著載體左右兩側入射分別為90°和-90°方向。俯仰角在載體縱向對稱面內(nèi)定義，規(guī)定電磁波沿著載體前向垂直入射為0°方向，沿著曲面一側法向入射為-90°方向，沿著平面一側法向入射為90°方向。

圖2 仿真計算狀態(tài)

由于低散射載體的電尺寸位于高頻區(qū)時其表面細節(jié)才會對RCS造成影響以及此時即使在較小的角度范圍內(nèi)RCS曲線也會有較強的振蕩，入射波頻率設置為X頻段，方位角和俯仰角步長取較小值0.1°，以捕捉細微的入射角度變化對載體RCS的影響。極化方式的定義為當電場方向位于方位角平面內(nèi)時為水平極化，電場方向垂直于方位角平面時為垂直極化。

2.2 仿真流程

仿真計算流程如圖3所示。首先是利用CAD軟件對低散射載體進行幾何建模，然后用網(wǎng)格剖分軟件將其剖分為三角面元網(wǎng)格，并對網(wǎng)格質量(縱橫比、內(nèi)角、最長邊/最短邊比值、法向等)進行檢查與優(yōu)化，對達不到質量要求的網(wǎng)格進行重新剖分，再設置仿真參數(shù)(頻率、極化、姿態(tài)角、單站求解、雙站求解等)，開始仿真計算和后處理，為加速迭代過程，采用混合基的積分方程。當設計的載體滿足預期的散射量級要求時，結束仿真計算，否則修改CAD模型，重新開始仿真流程，直到低散射載體的散射水平滿足預期的散射量級要求為止。

圖3 仿真計算流程

3 仿真結果分析

3.1 相鄰曲面連接方式對載體散射特性的影響

低散射載體在外形幾何設計時已消除大部分入射角度下的二面角、鏡面反射等強散射源，因此需著重對弱散射源進行減縮。當入射電磁波在機體表面激起的電流傳導到臺階與對縫時，由于電不連續(xù)會導致表面電流傳導形成阻礙，形成新的弱散射源。與縱向對縫相比，飛行器表面橫向對縫激起的后向散射峰值會反射到飛行器的前向，對其前向RCS影響較大，因此分別將圖1所示載體相鄰曲面橫向對縫設計為相切連續(xù)和曲率連續(xù)，研究曲面之間不同連接方式對散射特性的影響。由于飛行器表面臺階與縫隙等電磁缺陷主要對水平極化下的RCS貢獻較大[2]，因此只仿真計算了水平極化下不同連續(xù)性特征的RCS，見圖4。

圖4 不同曲面連接方式對低散射載體散射特性的影響(水平極化)

通過對圖4中數(shù)據(jù)進行分析，由于采取了外形隱身設計措施，設計的低散射載體在頭向0～30°方位角范圍內(nèi)RCS低于-30 dBsm，在0～20°方位角范圍內(nèi)RCS更是低于-40 dBsm，處于較低的散射水平。在0～30°方位角范圍，不同曲面連接方式RCS差異較大，橫向對縫為相切連續(xù)的載體在多數(shù)方位角下的散射峰值高于橫向對縫為曲率連續(xù)的載體，在30～90°方位角范圍內(nèi)，由于不同連接方式造成的電不連續(xù)散射源的散射主要集中在前向角域內(nèi)，此時占主導地位的散射源為曲面的漫反射，因此兩者基本吻合。通過均值計算，橫向對縫為相切連續(xù)的載體在頭向0～30°方位角范圍內(nèi)RCS均值為0.000068 m2，橫向對縫為曲率連續(xù)的載體在0～30°方位角范圍內(nèi)RCS均值為0.000065 m2，優(yōu)于橫向對縫為相切連續(xù)的載體。同時，不同曲面連接方式對載體RCS的影響主要體現(xiàn)在前向一定的角域內(nèi)，在角域外(側向)影響不大。

3.2 臺階與縫隙在載體上位置

將低散射載體設計成平面加曲面構成的形式，主要考慮的因素是在微波暗室測試時平面易于在轉臺上安裝、定位以及精確控制測試角度。平面與曲面具有不同的RCS特性，需在俯仰方向內(nèi)對載體進行RCS仿真，以便確定臺階與縫隙在載體上的位置。圖5是載體俯仰方向的RCS散射特性，其中-90°俯仰角對應于入射波垂直于曲面最高點法線入射，90°俯仰角對應于入射波垂直平面法向入射，-90～0°俯仰角范圍對應于入射波照射到曲面上，0～90°俯仰角范圍對應于入射波照射到平面上。

圖5 載體上曲面與平面RCS散射特性(水平與垂直極化)

通過對圖5中數(shù)據(jù)進行分析，在垂直平面和曲面的法向入射的情況下，平面的峰值較大，水平極化和垂直極化下達到30 dBsm左右，這是金屬平板產(chǎn)生的強鏡面反射回波，在入射波偏離垂直入射方向后，RCS峰值迅速下降到較低水平：在70°俯仰角時下降到-30 dBsm；曲面的散射峰值在水平極化和垂直極化下為0 dBsm左右，在入射波偏離垂直入射方向后，RCS峰值仍在一定俯仰角(-90～-70°)范圍內(nèi)維持在0 dBsm的散射水平，這是由于曲面散射具有散射峰值不高(較平面的鏡面反射而言)，但在大部分方位角范圍內(nèi)由于漫反射其RCS維持在一定的散射水平的特點決定的。

由于當雷達波以掠入射(俯仰角-10°～10°范圍)角度照射到飛行器上時，會激起縫隙和臺階造成的RCS激增，因此應重點關注掠入射時低散射載體上平面與曲面的不同散射特性。由圖5可見，掠入射時水平極化下平面的散射水平大于曲面的散射水平，垂直極化下兩者的散射水平相當。經(jīng)過均值計算，掠入射時水平極化下曲面一側(對應俯仰角-10～0°)的均值為0.00001717 m2，平面一側(對應俯仰角0～10°)的均值為0.00024 m2，較曲面散射大一個量級，垂直極化下曲面一側(對應俯仰角-10～0°)的均值為0.00000405 m2，平面一側(對應俯仰角0～10°)的均值為0.000002978 m2，兩者處于同一個量級。臺階、縫隙應處于曲面一側，以更好地體現(xiàn)出臺階、縫隙取不同幾何參數(shù)值時對載體RCS的影響，同時也更符合飛行器表面為曲面構成的工程實際。

3.3 前緣尖削度對散射的影響

載體前緣尖削度，定義為在載體前緣點與載體曲線相切直線的后掠角(見圖6)。載體前緣尖削度對前向散射的影響，類似于機翼后掠角對飛機前向RCS的影響，主要用于將前向RCS散射峰值偏移到前向一定散射角域外，以降低前向散射水平。為找出載體前緣尖削角度對其散射水平的影響，仿真計算了水平極化和垂直極化下典型尖削角度(分別為45°和35°)的載體RCS特性曲線，如圖7所示。

圖6 尖削度定義

(a)尖削度45°和35°散射特性(水平極化)

(b)尖削度45°和35°散射特性(垂直極化)圖7 散射特性圖

通過對圖7中的數(shù)據(jù)進行分析，在水平極化下0～50°方位角范圍內(nèi)，尖削度為45°的載體散射水平在大部分方位角下普遍低于尖削度為35°的載體散射水平，其中，前者的RCS均值為0.0011 m2，后者的RCS均值為0.0034 m2。

垂直極化下0～50°方位角范圍內(nèi)，尖削度為45°的載體散射水平與尖削度為35°的載體散射水平各有高低：0～10°方位角范圍內(nèi)，尖削度為45°的載體散射水平低于尖削度為35°的載體散射水平，10～25°方位角范圍內(nèi)，尖削度為45°的載體散射水平高于尖削度為35°的載體散射水平，25～50°方位角范圍內(nèi)，尖削度為45°的載體散射水平又低于尖削度為35°的載體散射水平，導致垂直極化下不同方位角范圍內(nèi)不同尖削度載體散射水平各有高低的原因是由于不同散射源的相互耦合，從而導致在不同方位角下占主導地位的散射源在不斷的變化。經(jīng)過均值計算，垂直極化下0～50°方位角范圍內(nèi)，尖削度為45°的載體的RCS均值為0.0002 m2，尖削度為35°的載體的RCS均值為0.0008 m2。在50～90°范圍內(nèi)，由于外形隱身設計的特點，前向散射水平的降低帶來了側向散射水平的升高，導致兩個極化下尖削度為45°的載體散射水平普遍高于尖削度為35°的載體散射水平。由于現(xiàn)代隱身飛行器主要強調的是突防時前向隱身能力，故載體的設計也應采取較大的尖削角度。同時加大尖削度對載體前向角域內(nèi)RCS減縮對水平和垂直極化均適用。

3.4 倒圓半徑對其RCS的影響

載體曲面和平面連接處由于制造工藝的限制，一般以倒圓進行過渡。倒圓半徑應盡可能小，以降低其邊緣繞射對載體散射水平的影響。為對比不同棱邊半徑對載體RCS的影響，仿真計算了尖銳棱邊R0 mm與半徑R10 mm的棱邊載體的RCS方位角特性如圖8所示。

(a)尖銳棱邊載體和棱邊倒圓半徑R 10 mm載體散射特性(水平極化)

(b)尖銳棱邊載體和棱邊倒圓半徑R 10 mm載體散射特性(垂直極化)圖8 散射特性圖

通過對圖8中數(shù)據(jù)進行分析，兩個極化下在0～50°方位角范圍內(nèi)，棱邊半徑R10 mm的載體其散射水平普遍大于尖銳棱邊的載體，同時由于棱邊的漫反射導致其RCS曲線沒呈現(xiàn)出劇烈的振蕩特性，RCS隨方位角的變化不敏感，50～90°方位角范圍內(nèi)，入射波以較大的入射角入射時。兩者的RCS曲線較為接近。經(jīng)過均值計算，在0～30°方位角內(nèi)水平極化下，棱邊半徑R0 mm的載體和棱邊半徑R10 mm的載體其RCS均值分別為0.000068304 m2和0.001178579 m2，垂直極化下分別為0.000024167 m2和0.001114341 m2，兩個極化下棱邊半徑R10 mm的載體比棱邊半徑R0 mm的載體RCS均值大兩個量級?？紤]到制造工藝的因素，倒圓半徑應盡可能小，以減小棱邊的漫反射造成的RCS劇增。

4 結束語

基于多層快速多極子算法對不同連接方式、尖削度、倒圓半徑的低散射載體進行了仿真分析。仿真計算結果表明，在X波段水平極化和垂直極化下，設計的低散射載體在0～30°方位角范圍內(nèi)RCS低于-30 dBsm，0～20°方位角范圍內(nèi)RCS低于-40 dBsm，掠入射時低于-30 dBsm，處于較低的散射水平，可用于臺階、縫隙類目標RCS測試。

設計低散射載體應注意遵循以下準則：

1)為減低前向散射水平，載體的橫向對縫應設計成曲率連續(xù)；

2)臺階與縫隙應位于載體上的曲面一側；

3)為減低前向散射水平，應盡可能加大前緣尖削度，將散射峰值偏移到前向關注的角域外；

4)減小連接曲面之間的倒圓半徑，以降低其邊緣繞射。

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Design and Simulation of Low Scattering Carrier in RCS measurement

Liang Shuang,Liu Qingjie,Nie Tun, Guo Wen, Zhang Bin

(AVIC Chengdu Aircraft Industrial (Group) Co.,Ltd.,Technical Center,Chengdu 610092,China)

The design results of low scattering carrier are determined by the scattering level of measured object. In order to implement detailed stealth design and obtain the scattering level of steps and gaps, the design methods of low scattering carrier used for RCS measurement of steps and gaps were proposed.Multilevel fast multipole algorithm (MLFMA) was appliedand the impacts of combination manner of adjacent surface, location, tapering ratio, and fillet radius on the scattering level were analyzed. The simulation results demonstrated that it could effectively reduce scattering level to reduce curvature fluctuation, increase tapering ratio, and reduce fillet radius. The steps and gaps should be located in the surface instead of the plane due to the fact that the scattering level of the surface was less than that of the plane. The method is of guidance meaning for the design of low scattering carrier in RCS measurement.

radar cross section (RCS); multilevel fast multipole algorithm (MLFMA);low scattering carrier;electromagnetic scattering;stealth design

2017-04-21；

2017-05-14。

梁 爽(1982-)，男，四川自貢人，工學碩士，工程師，主要從事飛機總體設計和隱身設計方向的研究。

1671-4598(2017)08-0104-04

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2017.08.027

V218

A