郭杰,殷紅成,葉尚軍,滿良,賈崎
1.電磁散射重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,北京 100854 2.中國航天科工二院,北京 100854 3.浙江大學(xué) 航空航天學(xué)院,杭州 310027
直升機(jī)是低空復(fù)雜環(huán)境的重要威懾力量[1],因此在試驗(yàn)中,出于經(jīng)濟(jì)性和易用性考慮,通常采用小型無人直升機(jī)靶標(biāo)對(duì)其進(jìn)行模擬,比如美國的“Mi-4UM”直升機(jī)靶標(biāo)[2-3]。靶標(biāo)需要對(duì)真機(jī)的外形尺寸、飛行機(jī)動(dòng)特性和電磁、紅外目標(biāo)特性等進(jìn)行有效模擬。對(duì)于直升機(jī)來說,其電磁散射特性是主要模擬對(duì)象[4]。
直升機(jī)的電磁散射特性,也就是雷達(dá)探測直升機(jī)所產(chǎn)生的回波,主要源于機(jī)身、旋翼和尾槳這3部分,其中機(jī)身和旋翼是最主要的散射源[5-6]。對(duì)于懸?;蛘叩退俾拥仫w行的直升機(jī),采用多普勒體制的雷達(dá)主要通過探測槳葉旋轉(zhuǎn)的調(diào)制特性對(duì)其進(jìn)行偵查和預(yù)警。因此對(duì)直升機(jī)槳葉電磁散射特性的模擬具有非常重要的實(shí)戰(zhàn)意義[7-8]。
小型無人直升機(jī)靶標(biāo)旋翼的展長和弦長較小,為了有效模擬真機(jī)的電磁散射特性,需要對(duì)其進(jìn)行雷達(dá)回波增強(qiáng),而由于槳葉結(jié)構(gòu)、氣動(dòng)布局、揮舞特性等諸多因素的限制[9-10],這方面的工作一直是直升機(jī)特性無源模擬的一個(gè)技術(shù)難題,相關(guān)的研究成果鮮有報(bào)導(dǎo)。目前研究工作主要集中于直升機(jī)電磁特性的仿真和測試方面[11-12]。Amor-Martin等利用非標(biāo)準(zhǔn)網(wǎng)格截?cái)嗉夹g(shù)開發(fā)了一種基于有限元法的內(nèi)部電磁代碼,在高性能計(jì)算系統(tǒng)中對(duì)直升機(jī)的雷達(dá)散射截面進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算[13];Karabayir等基于直升機(jī)的計(jì)算機(jī)輔助模型,在各種螺旋槳或槳葉轉(zhuǎn)速下從理論上分析了直升機(jī)的微多普勒特征,并將之用于空中目標(biāo)的分類[14];Zhou等基于Pareto解的方法建立了一個(gè)氣動(dòng)噪聲和雷達(dá)隱身的旋翼模型優(yōu)化方法[15];Chen建立了槳葉回波簡單疊加的主旋翼回波模型[16];賀治華在旋翼單頻回波模型的基礎(chǔ)上提出了寬帶調(diào)頻回波模型[17];林剛對(duì)直升機(jī)的動(dòng)態(tài)散射特性進(jìn)行了分析,并通過槳葉散射模型對(duì)散射中心的周期性運(yùn)動(dòng)調(diào)制效應(yīng)進(jìn)行了討論[18];朱迪給出了雙基地雷達(dá)情形下旋翼的回波模型[19]。
基于直升機(jī)槳葉的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)和雷達(dá)回波特性,本文提出一種基于小散射源陣列的新型旋翼散射特性增強(qiáng)技術(shù),對(duì)小型無人直升機(jī)靶標(biāo)旋翼目標(biāo)特性進(jìn)行模擬,并通過微波暗室試驗(yàn)對(duì)其進(jìn)行分析評(píng)估,為試驗(yàn)?zāi)M提供技術(shù)支持。
目標(biāo)的電磁散射強(qiáng)度可以通過加載金屬角反射器,龍伯透鏡反射器,介質(zhì)球等無源方式來提高[20-22]。然而直升機(jī)槳葉的厚度一般為幾個(gè)厘米,與波長相近,采用傳統(tǒng)的單個(gè)散射源,其增強(qiáng)能力非常有限。如果將N個(gè)小散射源等距排成一個(gè)陣列,如圖1所示,依次編號(hào)為0,1,…,k,…,N-2,N-1,每一小散射源可稱為一個(gè)陣元,陣元間距記為d。假設(shè)第k個(gè)陣元的雷達(dá)散射截面(Radar Cross Section, RCS)為σk,其與雷達(dá)接收機(jī)的距離為rk,則整個(gè)陣列總的RCS就是各陣元RCS之和,即[23]
(1)
式中:λ為入射雷達(dá)波波長。
若雷達(dá)波入射方向與陣元最大回波增益方向夾角為θ,第0號(hào)陣元距離雷達(dá)接收機(jī)r0,第k號(hào)陣元距離雷達(dá)接收機(jī)rk,則經(jīng)簡單推導(dǎo)可得
rk=r0+kdsinθ
(2)
式中:θ∈[-π/2,π/2]。
圖1 小散射源陣列示意圖Fig.1 Schematic diagram of small scattering source array
假設(shè)各陣元RCS相等,表示為σ0,將σk和rk代入式(1),該式可變?yōu)?/p>
(3)
(4)
將式(4)等比數(shù)列求和,化簡可得推出σ的表達(dá)式為
(5)
式(5)為小散射源RCS陣列合成公式。由該式可知,根據(jù)入射電磁波波長,合理地進(jìn)行小散射源設(shè)計(jì),恰當(dāng)選擇散射源數(shù)目和陣元間距,可對(duì)旋翼結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)給定RCS特性的無源模擬。
為驗(yàn)證本文所提出的基于小散射源陣列的旋翼增強(qiáng)技術(shù)的可行性和有效性,結(jié)合國內(nèi)某型無人直升機(jī)旋翼的形狀結(jié)構(gòu)特點(diǎn),設(shè)計(jì)和研制了一款旋翼增強(qiáng)裝置原理樣機(jī),制訂了試驗(yàn)方案,在微波暗室里開展了實(shí)物測量,對(duì)所得RCS數(shù)據(jù)進(jìn)行了處理,從峰值大小、波峰數(shù)目、波峰位置及主瓣寬度4個(gè)方面將實(shí)際測量結(jié)果和與理論仿真結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析。
樣機(jī)包含散射源和結(jié)構(gòu)件兩部分。考慮到本次試驗(yàn)采用的旋翼厚度約為21 mm,小散射源最大直徑取為18 mm,呈半橢球狀,小散射源實(shí)物如圖2所示。結(jié)構(gòu)件用于固定小散射源的測試姿態(tài),且便于調(diào)整陣元數(shù)目和陣元間距。結(jié)構(gòu)件采用高透波材料制成,其本身對(duì)陣列的散射特性影響可以忽略。旋翼增強(qiáng)裝置原理樣機(jī)實(shí)物如圖3所示。
圖2 小散射源實(shí)物圖Fig.2 Picture of small scattering sources
圖3 旋翼增強(qiáng)裝置原理樣機(jī)實(shí)物圖Fig.3 Picture of rotor enhancement device prototype
由式(5)可知,當(dāng)雷達(dá)波垂直于陣列面入射時(shí),θ=0°,此時(shí)陣列合成RCS可取到最大值:
σmax=σ|θ = 0=N2σ0
(6)
即在單個(gè)小散射源RCS一定的情況下,陣列合成RCS的峰值隨陣元數(shù)目平方遞增。
真機(jī)的旋翼直徑一般超過12 m,經(jīng)仿真計(jì)算在Ka波段大都在1 dBsm量級(jí)。在設(shè)計(jì)模擬方案時(shí),小型無人機(jī)旋翼越厚,散射源可物理實(shí)現(xiàn)的直徑就越大,達(dá)到增強(qiáng)指標(biāo)所需的陣元數(shù)目也就越少。根據(jù)式(6),若選用-30 dBsm的散射源,32個(gè)陣元即可實(shí)現(xiàn)旋翼峰值的模擬;若選用-20 dBsm 的散射源,則所需陣元數(shù)目大大減少,10個(gè)即可滿足要求。本文中采用的原理驗(yàn)證機(jī),陣元數(shù)目為15個(gè)。
根據(jù)暗室測試能力及試驗(yàn)?zāi)康?,制定試?yàn)方案如表1所示,部分測試狀態(tài)見圖4。
表1 旋翼增強(qiáng)技術(shù)有效性驗(yàn)證方案
圖4 試驗(yàn)驗(yàn)證部分測試狀態(tài)圖Fig.4 Partial test status diagram of test verification
樣機(jī)中的散射源在VV極化不同點(diǎn)頻測試模式下的RCS分布特性如圖5所示。從上到下依次為頻率f為20、15、10 GHz所對(duì)應(yīng)的曲線。小散射源RCS頻率響應(yīng)特性非常明顯,隨頻率降低而減小,3個(gè)頻點(diǎn)下最大值分別約為-18.7、-25.2、-27.5 dBsm;通常0°方位附近較為平坦,一定角度后逐漸向兩邊遞降;3 dB響應(yīng)角域大都在±40°之間。
Case 2的測試曲線和仿真曲線對(duì)比如圖6所示。仿真計(jì)算峰值約為-1.68 dBsm,實(shí)際測量峰值約為-2.84 dBsm,僅相差1.16 dB。就15個(gè)-25.2 dBsm的陣元合成精度而言,實(shí)測值和計(jì)算值吻合較好。從圖中可以看出仿真曲線的所有峰值大小一致,而測試曲線的峰值大小從中間向兩邊依次遞減,這是因?yàn)榉抡鏁r(shí)將陣元視為一個(gè)各向同性的散射源,可實(shí)際情形并非如此,而是隨角度從中心向兩邊遞減(見圖5),因而兩邊的峰值會(huì)低于中心峰值。此外,測試曲線的波峰少于仿真曲線,這是由于在3 dB響應(yīng)角域之外陣元RCS急劇減小引起的。從圖5實(shí)線表示的f=15 GHz陣元特性曲線可以看出,在圖6仿真曲線邊緣兩個(gè)峰的位置,陣元RCS峰值低于-45 dBsm,因此實(shí)際測量時(shí)無法形成波峰。
圖5 小散射源RCS分布特性測試曲線(Case 1)Fig.5 Test curves of RCS distribution characteristic of small scattering source (Case 1)
圖6 陣列RCS峰值大小特征對(duì)比驗(yàn)證曲線(Case 2)Fig.6 Verification curves of peak value characteristics of array RCS (Case 2)
當(dāng)sinθ=0 時(shí),由諾必達(dá)法則,陣列RCS就可取到最大值σmax。此時(shí)
(7)
式中:k雖為整數(shù),但并不能隨意取值,這是因?yàn)椋?/p>
(8)
可推出如下不等式:
(9)
因此k的取值為
k=0,±1,±2,…,±[2d/λ]
(10)
式中:[2d/λ]為不大于2d/λ的最大整數(shù)。通常把k取值為0,即θ=0°的波峰稱之為主瓣,其余波峰則為旁瓣。
顯然,陣列RCS的波峰數(shù)目M可表示為
(11)
可見,陣列RCS的波峰數(shù)目由陣元間距與入射雷達(dá)波波長的比值唯一確定,與陣元數(shù)目無關(guān)。
Case 3的測試曲線和仿真曲線對(duì)比如圖7所示。顯然,實(shí)測結(jié)果和仿真結(jié)果的一致性非常好,RCS分布特性都呈現(xiàn)出3個(gè)波峰。同時(shí),在陣元3 dB響應(yīng)角域之內(nèi),波峰之間的次峰數(shù)目都是13個(gè),完全吻合。
圖7 陣列RCS波峰數(shù)目特征對(duì)比驗(yàn)證曲線(Case 3)Fig.7 Verification curves of peak number characteristics of array RCS (Case 3)
由式(7)和式(10)可得,當(dāng)雷達(dá)波從如下角度入射時(shí),陣列RCS可達(dá)到峰值:
(12)
可見,陣列RCS的波峰位置也是由陣元間距與入射雷達(dá)波波長的比值唯一確定,與陣元數(shù)目無關(guān)。
Case 4的測試曲線和仿真曲線對(duì)比如圖8所示。仿真數(shù)據(jù)表明5個(gè)波峰的位置從左到右分別
圖8 陣列RCS波峰位置特征對(duì)比驗(yàn)證曲線(Case 4)Fig.8 Verification curves of peak locations characteristics of array RCS (Case 4)
為-42.99°、-19.93°、0°、19.93°和42.99°;而實(shí)測數(shù)據(jù)中波峰的位置分別為-43°、-20°、0°、19.8°和42.8°,實(shí)測時(shí)角度取值精度為0.2°,兩者差異非常小。
通常而言波束寬度指半功率寬度,但影響波束半功率寬度的因素有很多,除陣元數(shù)目、陣元間距、雷達(dá)波長等因素之外,小散射源自身的散射特性的方向性也是非常重要的一個(gè)方面,因此波束半功率寬度既不好仿真計(jì)算,又難以實(shí)際測量[24]。鑒于上述原因,從模擬相似度出發(fā),本文中定義主瓣寬度為主瓣左右第一極小值點(diǎn)(零點(diǎn))之間的角域跨度。
由式(5)可推導(dǎo)出零點(diǎn)位置:
(13)
于是主瓣寬度θbw可表示為
(14)
由此可知,陣列RCS的主瓣寬度由陣元間距、雷達(dá)波長、陣元數(shù)目三者共同決定。
Case 5的測試曲線和仿真曲線對(duì)比如圖9(a)所示,圖9(b)為將主瓣放大后的情形。仿真曲線主瓣寬度為4.0°,而實(shí)測曲線主瓣寬度為3.8°,相差甚微。
圖9 陣列RCS主瓣寬度特征對(duì)比驗(yàn)證曲線(Case 5)Fig.9 Verification curves of mainlobe beamwidth characteristics of array RCS (Case 5)
根據(jù)國內(nèi)外已有的研究成果可知,當(dāng)旋翼槳葉垂直于雷達(dá)時(shí),可探測到極為明顯的峰值信號(hào),而雷達(dá)從其他角度入射時(shí)可檢測到低水平的反射信號(hào),這一現(xiàn)象被稱之為“槳葉反射”,其RCS分布具有強(qiáng)散射、單峰值以及窄角域的特點(diǎn)[7]。下面從以上3個(gè)方面對(duì)方案的模擬結(jié)果進(jìn)行討論分析。
由式(6)可知,陣列合成RCS的峰值大小取決于陣元數(shù)目和單個(gè)散射源的RCS。在旋翼RCS峰值大小模擬需求已知,單個(gè)散射源RCS實(shí)際測得之后,即可確定陣元數(shù)目。在實(shí)際應(yīng)用中,考慮到各散射源幅度響應(yīng)和相位響應(yīng)的不一致,以及槳葉蒙皮的透波性等因素,需留出部分余量,并通過測試對(duì)峰值進(jìn)行驗(yàn)證,相關(guān)內(nèi)容將在后續(xù)工作中展開進(jìn)一步研究。
這一特征需要通過對(duì)小散射源進(jìn)行角域調(diào)制模擬。從圖6中可以發(fā)現(xiàn),RCS實(shí)測曲線比仿真曲線左右邊緣各少了一個(gè)波峰。原因在前文已有闡述,是由于這兩個(gè)波峰的位置(分別為-65.38°和65.38°)超出了散射源的3 dB響應(yīng)角域范圍(約±40°),因而雷達(dá)波從這兩個(gè)角度入射時(shí),陣元的瞬態(tài)回波響應(yīng)非常小,無法形成波峰?;谶@一原理,對(duì)小散射源進(jìn)行角域調(diào)制,使其3 dB響應(yīng)角域進(jìn)一步減小,一直到小于第一左旁瓣和第一右旁瓣之間的角度間隔,即可實(shí)現(xiàn)旋翼單峰值特征的模擬。當(dāng)然,散射源的3 dB響應(yīng)角域范圍必須大于所需模擬的旋翼RCS峰值的角域?qū)挾取?/p>
文獻(xiàn)[23]指出,旋翼反射信號(hào)的角域?qū)挾燃s為λ/L,L為旋翼槳葉展向長度。在強(qiáng)散射、單峰值兩大特征實(shí)現(xiàn)的前提下,根據(jù)式(15),調(diào)整陣元間距d,使得陣列合成RCS的主瓣寬度近似等于λ/L,可實(shí)現(xiàn)旋翼RCS窄角域特性的有效模擬。實(shí)際上,當(dāng)入射波長λ遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于陣列長度Nd時(shí),式(14)可進(jìn)一步化為
(15)
從理論上來說,考慮到陣列沿著展向均勻排布,不考慮槳轂和端部尺寸,陣元的角域?qū)挾扰c真機(jī)旋翼反射信號(hào)的角域?qū)挾冉莆呛稀?/p>
針對(duì)直升機(jī)電磁目標(biāo)特性模擬需求,本文提出了一種基于小散射源陣列的新型旋翼增強(qiáng)技術(shù),經(jīng)仿真計(jì)算和暗室測試數(shù)據(jù)對(duì)比驗(yàn)證表明:
1) 測試結(jié)果與仿真結(jié)果吻合較好,充分證明了本方案的可行性和有效性,為直升機(jī)目標(biāo)特性無源模擬提供了新思路。
2) 陣列合成RCS的峰值與陣元數(shù)量平方成正比,波峰數(shù)目及位置由陣元間距與入射雷達(dá)波波長的比值唯一確定,與陣元數(shù)目無關(guān),陣列合成RCS的主瓣寬度由陣元間距、雷達(dá)波長、陣元數(shù)目三者共同決定。
3) 根據(jù)直升機(jī)槳葉的尺寸、厚度、蒙皮透波率等因素,合理調(diào)整散射源的尺寸、RCS特性、排布間距等參數(shù),可有效模擬目標(biāo)直升機(jī)旋翼的強(qiáng)散射、單峰值以及窄角域特性。
在后續(xù)工作中,將對(duì)改裝后旋翼的揮舞特性、扭振模態(tài)等直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)特性以及散射源幅度和相位的一致性對(duì)合成效率的影響等因素進(jìn)行分析,為該新技術(shù)的工程應(yīng)用提供更堅(jiān)實(shí)可靠的技術(shù)支撐。