不同布局無人作戰(zhàn)飛機(jī)電磁隱身性能分析

劉戰(zhàn)合， 羅明強(qiáng)， 夏陸林， 周 鵬， 楊 朋

(1.鄭州航空工業(yè)管理學(xué)院航空工程學(xué)院， 鄭州 450046； 2.鄭州航空工業(yè)管理學(xué)院無人機(jī)研究院， 鄭州 450046； 3.北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100191； 4.鄭州航空工業(yè)管理學(xué)院智能工程學(xué)院， 鄭州 450046)

無人機(jī)已成為現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)的重要武器平臺(tái)，廣泛用于執(zhí)行偵察、反恐、預(yù)警、對(duì)地攻擊、空中作戰(zhàn)等軍事任務(wù)[1-4]。無人作戰(zhàn)飛機(jī)通常以奪取制空權(quán)的空中作戰(zhàn)或格斗為主要任務(wù)，可兼顧對(duì)地打擊、反恐、偵察等任務(wù)，成為當(dāng)前和未來空中武器平臺(tái)的主要組成部分[5-7]，如美軍X-45A、X-45C，法國達(dá)索公司神經(jīng)元等，部分無人作戰(zhàn)飛機(jī)也通常被稱為察打一體無人機(jī)，如捕食者、彩虹等。

隱身技術(shù)可有效提高飛行器突防能力，成為無人作戰(zhàn)飛機(jī)采用的重要技術(shù)手段[8-10]，不同布局無人作戰(zhàn)飛機(jī)具有不同的氣動(dòng)、隱身性能，是多種技術(shù)需求的高效綜合[4,7]。隱身性能主要包含電磁隱身、聲隱身、可見光隱身、紅外隱身等，當(dāng)前無人作戰(zhàn)飛機(jī)主要考慮電磁隱身，也是研究的重點(diǎn)。針對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)[1,8]、飛翼布局飛行器[2,5,7]等，已有學(xué)者進(jìn)行了部分研究，但不同布局無人作戰(zhàn)飛機(jī)的電磁隱身性能研究較少。隨著無人機(jī)技術(shù)的迅猛發(fā)展，面向空中格斗的無人作戰(zhàn)飛機(jī)將成為空中主要作戰(zhàn)力量，有必要從不同布局結(jié)構(gòu)特點(diǎn)出發(fā)，研究并掌握隱身性能與作戰(zhàn)任務(wù)、布局設(shè)計(jì)等的影響關(guān)系。

針對(duì)現(xiàn)有投入戰(zhàn)場(chǎng)使用的3種典型氣動(dòng)布局無人作戰(zhàn)飛機(jī)，采用物理光學(xué)法(physical optics,PO)[6-7,10-11]，以研究3種典型布局無人作戰(zhàn)飛機(jī)的隱身性能，結(jié)合雷達(dá)散射截面(radar cross section，RCS)[10,12]曲線、不同威脅角域下的RCS算術(shù)均值及其變化規(guī)律，并分析RCS曲線分布、不同入射頻率、不同姿態(tài)角下的電磁散射特性與布局設(shè)計(jì)的對(duì)應(yīng)關(guān)系，以進(jìn)一步改善無人作戰(zhàn)飛機(jī)的生存力。

1 無人作戰(zhàn)飛機(jī)電磁分析模型

當(dāng)前，以攻擊性為目的的無人機(jī)研究和應(yīng)用呈上升趨勢(shì)，如中國的彩虹系列、翼龍系列，美軍捕食者A、捕食者B、X-45A、X-45C、X-47B、復(fù)仇者、A-10、幻影射線等，法國達(dá)索公司的神經(jīng)元無人機(jī)等。通過對(duì)以上無人機(jī)進(jìn)行分析，基于布局設(shè)計(jì)考慮，將其分為3種，分別建立電磁布局A、B、C[6-7]，分別對(duì)應(yīng)螺旋槳?jiǎng)恿ΤＲ?guī)布局(如中國彩虹、美軍捕食者A、捕食者B等)、機(jī)動(dòng)性能較好的無尾飛翼布局(美軍X-45A、X-47B等，采用分段式平行前緣、渦扇動(dòng)力)、三角形飛翼布局(法國達(dá)索神經(jīng)元無人機(jī)、美軍X-45C、美軍A-12等，采用翼身融合度較高設(shè)計(jì)、渦扇動(dòng)力)。分別以捕食者B、X-45A、神經(jīng)元無人作戰(zhàn)飛機(jī)為參考，完成電磁建模，幾何尺寸分別為：布局A機(jī)身長(zhǎng)10 m、翼展14 m、高3 m、機(jī)翼無后掠、雙垂尾斜置，布局B機(jī)身長(zhǎng)8.0 m、翼展12.5 m、高0.95 m、后掠角41.3°，布局C機(jī)身長(zhǎng)10 m、翼展12.5 m、高1.9 m、前緣后掠角60°、后緣后掠角38°。3種布局無人作戰(zhàn)飛機(jī)的三維實(shí)體電磁模型如圖1所示。

圖1 3種布局無人作戰(zhàn)飛行器電磁模型Fig.1 Electromagnetic computation models of aircrafts

結(jié)合各類無人機(jī)作戰(zhàn)環(huán)境特點(diǎn)，執(zhí)行任務(wù)過程中，可能面臨來自?；?、陸基、空基等多平臺(tái)探測(cè)器威脅，為提高無人作戰(zhàn)飛機(jī)戰(zhàn)場(chǎng)生存能力，有必要考慮探測(cè)器威脅角域、電磁波入射頻率等因素，從無人機(jī)角度出發(fā)，將俯仰角范圍設(shè)置為-15°、-10°、-5°、0°、5°、10°、15°，方位角范圍為0°～360°，電磁波入射頻率設(shè)定為1、3、6、10、15、18 GHz。同時(shí)，由于高頻區(qū)RCS曲線一般呈現(xiàn)較為劇烈的起伏現(xiàn)象，研究中結(jié)合無人機(jī)有重要影響的幾個(gè)角域：前向30°(H-30)、側(cè)向30°(S-30)、后向30°(T-30)、周向360(W-360)角域，以對(duì)應(yīng)角域RCS算術(shù)均值為研究對(duì)象，結(jié)合其幅值大小、變化規(guī)律、RCS曲線分布規(guī)律，詳細(xì)分析幾類典型布局無人作戰(zhàn)飛機(jī)的隱身性能及電磁散射特性。

2 基于PO的電磁散射計(jì)算方法

一般來說，RCS計(jì)算效率和精度在很大程度上取決于計(jì)算目標(biāo)電尺寸，即目標(biāo)典型幾何尺寸與入射電磁波波長(zhǎng)之比，根據(jù)電尺寸大小可將電磁散射分為低頻區(qū)(瑞利區(qū))、諧振區(qū)和高頻區(qū)。為平衡計(jì)算效率和精度，不同的散射區(qū)域會(huì)采用不同的電磁計(jì)算方法，基于積分方程法的矩量法(method of moments，MOM)[13-14]、時(shí)域有限差分法(finite difference time domain method，F(xiàn)DTD)[14]、有限元法等均具有較高的計(jì)算精度，適用于低頻區(qū)精確求解，為提高計(jì)算精度，MOM的快速改進(jìn)方法-多層快速多極子算法(multilevel fast multipole algorithm，MLFMA)[12-13]極大提高了計(jì)算效率，將積分方程方法的求解區(qū)域提高至諧振區(qū)和部分高頻區(qū)，但在高頻區(qū)尤其是超高頻區(qū)，MLFMA計(jì)算效率極大降低，同時(shí)會(huì)損失一定計(jì)算精度。

物理光學(xué)法與矩量法同樣基于積分方程，保留了矩量法計(jì)算過程中的自耦合作用，而將對(duì)計(jì)算結(jié)果影響績(jī)效的互耦合作用忽略，即忽略目標(biāo)部件之間的相互耦合作用，以快速提高計(jì)算效率，適用于光滑目標(biāo)電磁散射計(jì)算。以上假設(shè)條件尤其適用于高頻區(qū)，從散射機(jī)理來看，電大尺寸尤其是超大電尺寸目標(biāo)，目標(biāo)各部件間的耦合散射相對(duì)自耦合影響較弱，這使得物理光學(xué)法在高頻區(qū)具有較高的計(jì)算精度，保留了矩量法等精確算法的部分計(jì)算精度。

基于以上考慮，由于3種布局無人機(jī)具有表面光滑的特點(diǎn)，處于高頻區(qū)，其局部結(jié)構(gòu)間的耦合散射影響可忽略，適用于物理光學(xué)法的快速計(jì)算分析。基于目標(biāo)網(wǎng)格劃分，按相位疊加對(duì)所有散射面元即網(wǎng)格面元求和得[6-7,10]

(1)

(2)

分別為電磁波入射方向單位矢量、散射方向單位矢量；

分別為接收雷達(dá)電場(chǎng)單位矢量、發(fā)射雷達(dá)磁場(chǎng)單位矢量；r為從局部源到計(jì)算面元的位置矢量。

對(duì)電磁分析布局A、B、C，入射電磁波頻率1、3、6、10、15、18 GHz時(shí)，布局A對(duì)應(yīng)電尺寸分別為46.7、140、280、466.7、840 m，布局B和模型C典型幾何尺寸均為12.5 m，電尺寸相同，分別為41.6、125、250、416.7、625、750 m，均為典型的電大尺寸目標(biāo)，處于高頻區(qū)，適用于采用物理光學(xué)法進(jìn)行計(jì)算分析。

3 RCS散射曲線分布特性

3種無人作戰(zhàn)飛機(jī)從動(dòng)力裝置、氣動(dòng)布局、作戰(zhàn)特點(diǎn)等角度來看，具有較大區(qū)別，布局A為前期偵察機(jī)的衍生，采用螺旋槳為動(dòng)力，具有察打一體特點(diǎn)，同時(shí)采用大展弦比機(jī)翼設(shè)計(jì)以實(shí)現(xiàn)較好的巡航性能；相對(duì)而言，布局B和布局C采用渦扇動(dòng)力，具有更高的速度優(yōu)勢(shì)和打擊能力，同時(shí)結(jié)合表面吸波材料涂覆以提高翼身性能。結(jié)合以上無人機(jī)特點(diǎn)，重點(diǎn)從電磁隱身角度進(jìn)行分析。

入射電磁波頻率為6 GHz、俯仰角0°時(shí)，3個(gè)電磁模型的RCS計(jì)算曲線如圖2所示。

圖2 入射電磁波頻率為6 GHz時(shí)3個(gè)模型RCS計(jì)算曲線Fig.2 RCS curves of three models when the incident electromagnetic wave is 6 GHz

可以看出，對(duì)無人作戰(zhàn)飛機(jī)布局A，其RCS曲線沿周向360°分布有4個(gè)散射波峰，分別位于前向0°、側(cè)向0°、后向180°、側(cè)向270°方位角上，該分布特點(diǎn)與其布局有直接關(guān)系。前向0°附近散射波峰為無人機(jī)頭部、機(jī)翼和垂尾前緣散射綜合貢獻(xiàn)，為提高低速巡航性能和機(jī)動(dòng)性能，機(jī)翼并未采用后掠方式，其前緣成為前向0°附近角域上散射波峰主要貢獻(xiàn)；側(cè)向90°和270°角域附件的散射波峰為機(jī)身側(cè)面、機(jī)翼翼尖側(cè)面及垂尾的貢獻(xiàn)，貢獻(xiàn)較大者為機(jī)身側(cè)面及機(jī)身側(cè)面與機(jī)翼翼根形成的二面角散射，而由于機(jī)翼翼尖側(cè)面面積較小、垂尾斜置，故二者貢獻(xiàn)較??；后向180°附近角域散射波峰較強(qiáng)，這是由于機(jī)身后端面及發(fā)動(dòng)機(jī)端面的鏡面散射效果，同時(shí)，機(jī)翼、垂尾后緣也有一定貢獻(xiàn)。

與布局A散射形成對(duì)比，布局B采用翼身融合、多段前緣和后緣平行技術(shù)、進(jìn)氣道唇口鋸齒化處理等外形隱身技術(shù)，其RCS散射曲線分布特點(diǎn)有較大變化。由于采用機(jī)翼后掠及隱身融合，其前向30°角域上，并未出現(xiàn)散射波峰，總體來看，沿周向分布6個(gè)較強(qiáng)波峰，沿機(jī)身軸線對(duì)稱分布于方位角46°附近，且波峰較窄，為機(jī)翼前緣、機(jī)身、進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)部分的散射疊加；側(cè)向方位角90°附近波峰產(chǎn)生機(jī)理與布局A類似，為機(jī)身、進(jìn)氣道側(cè)面等的貢獻(xiàn)；方位角140°附近存在一較強(qiáng)散射波峰，為機(jī)身后端面、機(jī)翼翼尖側(cè)面積、機(jī)翼后緣、尾噴口端面的疊加貢獻(xiàn)。

模型C與布局B均為飛翼布局，但模型C布局更簡(jiǎn)單，采用類似三角形布局飛翼布局形式，考慮到氣動(dòng)性能、隱身性能，前后緣后掠角不同，與布局B相同，進(jìn)氣道位于機(jī)身背部，以減小進(jìn)氣道、發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的雷達(dá)、紅外信號(hào)，提高電磁、紅外隱身性能。從RCS曲線來看，前向和后向30°角域上并未出現(xiàn)散射波峰，這與布局B相同，說明兩種布局在前向和后向均有較好的隱身性能。與布局結(jié)構(gòu)相關(guān)，模型C在方位角40°、120°附近沿機(jī)身軸線對(duì)稱分布4個(gè)散射波峰，由于前后緣后掠角并不相同，同時(shí)機(jī)身背部進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)相對(duì)較大，引起散射波峰寬度的增加，40°波峰為機(jī)翼前緣、機(jī)身、鋸齒化進(jìn)氣道唇口的散射貢獻(xiàn)，120°散射波峰為機(jī)翼后緣、機(jī)身后端面、尾噴口鋸齒后端面的綜合效果。

綜上分析可以看出，從隱身性能角度來看，盡管散射波峰數(shù)目較少，但布局A在前、后向均有散射波峰，不具備較好電磁隱身性能，而飛翼布局的布局B和C在前、后向角域上均具有較好的隱身性能，布局B采用了平行分布的外形設(shè)計(jì)手段，散射波峰較窄，而模型C為了取得更好的高速性能，采用了更大的后掠角和不同的前后緣后掠，結(jié)合背部進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)，增加了散射波峰寬度，但模型C在側(cè)向由于較好翼身融合，散射強(qiáng)度較小。

4 RCS曲線頻率和俯仰角響應(yīng)特性

就當(dāng)前無人作戰(zhàn)飛機(jī)來說，多執(zhí)行反恐作戰(zhàn)、局部戰(zhàn)爭(zhēng)、對(duì)地攻擊、空中作戰(zhàn)及戰(zhàn)略戰(zhàn)術(shù)偵察任務(wù)等，飛行過程中，將面臨來自方向上(對(duì)無人機(jī)而言，可以從不同方位角、俯仰角來研究)的不同頻率的雷達(dá)探測(cè)。由于方位角在RCS計(jì)算時(shí)已經(jīng)考慮，因此對(duì)無人作戰(zhàn)飛機(jī)而言，可從電磁波頻率和俯仰角兩個(gè)維度來進(jìn)行研究。根據(jù)三種無人作戰(zhàn)飛機(jī)模型布局特點(diǎn)，以布局A來研究頻率對(duì)RCS曲線的變化影響，而以模型C研究俯仰角的影響特性。

俯仰角為0°時(shí)布局A的3、10、15 GHz的RCS散射曲線如圖3所示。

圖3 布局A多頻RCS計(jì)算曲線Fig.3 RCS curves with different frequencies of model A

考慮到多頻散射規(guī)律可區(qū)分性，圖3以3、10、15 GHz入射頻率進(jìn)行研究，可以看出，頻率變化時(shí)，同一布局的散射曲線分布即波峰、波谷及曲線沿周向的分布規(guī)律不變，不同入射頻率的RCS散射曲線具有較大的相似性，由于研究對(duì)象處于高頻區(qū)，而高頻區(qū)內(nèi)的電磁散射機(jī)理在頻率變化時(shí)并未發(fā)生較大變化，因此曲線分布規(guī)律相似。圖3也可以看出，電磁波入射頻率增加時(shí)，RCS散射曲線向內(nèi)有一定壓縮，這一現(xiàn)象表現(xiàn)在波峰位置為波峰寬度變窄，波峰較為尖銳，且幅值有一定較低，但并未影響波峰位置方位角，即對(duì)分布特性影響不明顯；同時(shí)，頻率增加時(shí)，RCS散射曲線振蕩較為劇烈，說明無人作戰(zhàn)飛機(jī)的各個(gè)部件的電磁耦合逐漸明顯，以上特性尤其在前向和后向一定角域表現(xiàn)突出。從隱身角度來看，頻率增加時(shí)，RCS減小，且散射波峰變窄，幅值減小，其電磁隱身性能有一定增加，但并未改變其隱身性能本質(zhì)。

與多頻散射特性研究方法類似，入射電磁波頻率3 GHz時(shí)，模型C俯仰角為-15°、0°、-15°的RCS計(jì)算曲線分別如圖4所示。

圖4 入射電磁波頻率為3 GHz布局C不同俯仰角 RCS計(jì)算曲線Fig.4 RCS curves in different pitch angles of model C when the incident electromagnetic wave is 3 GHz

如前所述，布局B和C在氣動(dòng)布局上，均采用了飛翼布局，以模型C為研究對(duì)象，研究俯仰角的電磁散射響應(yīng)特性。圖4表明，對(duì)模型C，迎角分別為-15°、0°、15°時(shí)，電磁散射曲線變化較小，其分布特點(diǎn)和表現(xiàn)形式基本一致，3條曲線重合度較高。觀察曲線分布情況，從角域分布來看，在前向和后向一定角域上，較小的俯仰角不至于引起RCS曲線和幅值的較大變化，即隱身性能能保持較高的水平，分析認(rèn)為是由于電磁波以較小俯仰角入射時(shí)，并未引起電磁散射機(jī)理的明顯變化，且機(jī)身頭部、進(jìn)氣道、尾噴口均采用了外形隱身技術(shù)，影響較小。而在其他角域上，尤其對(duì)稱分布的4個(gè)峰值附近，可以看出，俯仰角變化時(shí)，其RCS有一定增加，這是由于該方位角上，為機(jī)翼前緣、機(jī)身側(cè)向、進(jìn)氣道唇口或尾噴口端面的截面鏡面散射貢獻(xiàn)，而俯仰角較小變化時(shí)，該部分面積有一定增加，從而增強(qiáng)電磁散射幅值，但由于機(jī)理并未產(chǎn)生劇烈變化，因此并不影響散射曲線分布特點(diǎn)和形式。

5 不同角域散射特性分析

5.1 RCS算術(shù)均值

結(jié)合前述的RCS曲線分布研究，對(duì)隱身性能，還需從其幅值大小、威脅角域等方面進(jìn)行詳細(xì)分析，基于重點(diǎn)關(guān)注角域RCS算術(shù)均值及幅值變化規(guī)律，進(jìn)一步研究無人作戰(zhàn)飛機(jī)的電磁隱身性能。一定角域內(nèi)，RCS算術(shù)均值可以量化表示該角域內(nèi)的電磁散射幅值大小[6,10]，可表示為

(3)

(4)

5.2 不同角域RCS算術(shù)均值

對(duì)3種無人作戰(zhàn)飛機(jī)電磁模型，基于RCS數(shù)據(jù)計(jì)算了不同俯仰角、不同頻率狀態(tài)下重點(diǎn)關(guān)注角域H-30°、S-30°、T-30°、W-360°的算術(shù)均值，以分析各布局模型在對(duì)應(yīng)角域上的RCS幅值及變化規(guī)律，進(jìn)而分析隱身性能。限于篇幅并與圖3、圖4形成區(qū)別，表1和表2列出了布局A在3 GHz時(shí)不同俯仰角狀態(tài)、模型C在俯仰角0°時(shí)不同入射頻率的RCS算術(shù)均值。

分析以布局A為常規(guī)布局、C為飛翼布局，從表1可以看出，俯仰角在較小范圍內(nèi)變化時(shí)，各向角域RCS算術(shù)均值均有一定變化，對(duì)H-30°角域，RCS算術(shù)均值隨俯仰角變化呈振蕩趨勢(shì)，在-15°、0°、15°俯仰角最小，其余俯仰角情況較大，變化范圍-14.914 7～-8.718 7 dBsm，從RCS算術(shù)均值來看，均值較小，結(jié)合RCS曲線分布，可以看出，該角域上無人機(jī)正前向0°附近存在一較大散射波峰，最高值接近20 dBsm左右，由于波峰較窄，前向30°角域上算術(shù)均值平均化，因此其前向隱身性稍差。側(cè)向S-30°角域上，由于散射機(jī)理并未產(chǎn)生實(shí)質(zhì)改變，俯仰角變化時(shí)，算術(shù)均值未發(fā)生較大變化，變化區(qū)間在-7.909 4～-4.406 8 dBsm，俯仰角變化時(shí)，僅雙垂尾側(cè)面方向的改變對(duì)其造成了較大影響，從而改變了散射幅值。而在后向T-30°角域上，布局A建模時(shí)，機(jī)身后端面采用平面進(jìn)行近似，結(jié)合機(jī)翼后緣、垂尾后緣及機(jī)身結(jié)構(gòu)部分，共同對(duì)后向T-30°角域有貢獻(xiàn)，而俯仰角變化時(shí)，機(jī)身后端面部分鏡面散射貢獻(xiàn)逐漸降低，因此，RCS算術(shù)均值在俯仰角0°附近時(shí)為-0.876 1～1.152 3 dBsm，而俯仰角繼續(xù)增大時(shí)，RCS算術(shù)均值降低為±15°俯仰角的-10 dBsm左右。周向W-360°上為所有方位角RCS的均值，表示了全部周向隱身性能的大小，RCS算術(shù)均值基本在-16 dBsm左右，俯仰角變化時(shí)，RCS算術(shù)均值變化較小，說明較小的俯仰角變化并未從根本上改變電磁散射耦合機(jī)理，僅部分散射大小有一定變化。

表1 布局A不同俯仰角的RCS算術(shù)均值

表2 布局C不同頻率的RCS算術(shù)均值

與俯仰角響應(yīng)特性形成對(duì)比，表2為布局C在1～18 GHz入射頻率下的RCS算術(shù)均值，可以看出，頻率較俯仰角響應(yīng)特性形式單一，前向H-30°、后向T-30°、側(cè)向S-30°、周向W-360°各角域上的RCS算術(shù)均值均單調(diào)降低，降低幅值各不相同，在前向H-30°角域上，由-21.292 7 dBsm降低至-34.267 3 dBsm，而后向T-30角域上，由-18.950 6 dBsm降低至-30.401 3 dBsm。參考圖4多頻RCS曲線，頻率增加時(shí)，曲線在不同程度上向內(nèi)壓縮，尤其在散射波峰上，有效降低了散射強(qiáng)度，這一點(diǎn)對(duì)3個(gè)布局來說相似，RCS均值的降低在一定程度上提高了無人作戰(zhàn)飛機(jī)在該角域上的隱身性能。

5.3 RCS算術(shù)均值變化規(guī)律

實(shí)際執(zhí)行任務(wù)中，對(duì)無人機(jī)作戰(zhàn)飛機(jī)隱身性能有重要影響的角域?yàn)榍跋蚝秃笙?，因此，研究時(shí)，以前向H-30°、后向T-30°為參考，詳細(xì)研究3種布局的算術(shù)均值變化規(guī)律。俯仰角為0°時(shí)，3種布局電磁模型的RCS算術(shù)均值頻率響應(yīng)曲線如圖5所示，俯仰角響應(yīng)曲線如圖6所示。

散射曲線分布特點(diǎn)和不同角域的RCS幅值是無人作戰(zhàn)飛機(jī)隱身性能的主要表現(xiàn)，也與布局分布特點(diǎn)、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)特點(diǎn)、部件設(shè)計(jì)思路等有較大關(guān)系。不同布局飛行器決定其散射特性，也對(duì)RCS算術(shù)均值有直接影響。從圖5可以看出，入射電磁波頻率增加時(shí)，3種布局的前向H-30°、后向T-30°角域的RCS算術(shù)均值呈振蕩減小趨勢(shì)，即頻率增加時(shí)，隱身性能有一定提高。同時(shí)，頻率響應(yīng)曲線也表現(xiàn)出了異同點(diǎn)，首先，就3種布局來說，布局A算術(shù)均值最大，布局B稍大，布局C最小，布局A前向H-30°、后向T-30°角域RCS算術(shù)均值受波峰影響，提高了幅值，而布局B和C在前向H-30°、后向T-30°角域不存在散射波峰，相對(duì)RCS幅值較小，因此RCS算術(shù)均值較小，具有較高的隱身性能。其次，前向H-30° 和后向T-30°角域響應(yīng)曲線表現(xiàn)特性各異，可以看出，對(duì)前向角域，3種布局頻率響應(yīng)曲線振蕩較小，且頻率相等時(shí)，RCS算術(shù)均值大小(前向隱身性能)依次為布局A、布局B、布局C，三者降低幅值有一定差異，布局A與B最大差值為9.359 4 dBsm(頻率10 GHz)，布局B與C最大差值為5.704 7 dBsm(頻率3 GHz)；而在后向T-30°角域，由于機(jī)身后端面的鏡面散射較強(qiáng)，布局A的RCS算術(shù)均值在各頻率上最高，且與布局B和布局C差異較大，布局B、C頻率響應(yīng)曲線較為接近，且布局B的RCS算術(shù)均值頻率響應(yīng)曲線較為平緩。最后，可以看出，布局C在前、后向角域上具有較好的隱身性能，布局B次之，而布局A最差；布局C前向H-30°角域RCS算術(shù)均值最低可達(dá)-34.308 7 dBsm，后向T-30°角域上最低為-30.401 3 dBsm，隱身性能優(yōu)秀。

圖5 RCS均值頻率響應(yīng)曲線Fig.5 Curves of RCS arithmetic mean value with different frequencies

圖6 入射電射電磁波頻率為3 GHz RCS均值俯 仰角響應(yīng)曲線Fig.6 Curves of RCS arithmetic mean value with different pitch angles when the incident electromagnetic wave is 3 GHz

從圖6可以看出，俯仰角變化時(shí)，不同布局的前向、后向RCS算術(shù)均值響應(yīng)曲線呈振蕩變化趨勢(shì)。首先，與多頻相應(yīng)曲線類似，受限于RCS散射曲線分布規(guī)律及散射機(jī)理，在前向、后向角域上，布局A的機(jī)翼前后緣、機(jī)身及后端面散射效果決定了前后向散射波峰的出現(xiàn)，而俯仰角變化時(shí)，這一散射效果并未發(fā)生明顯減弱，使布局A具有最高的RCS算術(shù)均值，隱身性能最弱，布局B和布局C均值響應(yīng)曲線較為接近。其次，俯仰角增加或減小時(shí)，在對(duì)應(yīng)入射電磁波方向上，對(duì)布局A，前向RCS算術(shù)均值與機(jī)翼前緣、機(jī)身頭部等投影面積相關(guān)，后向呈較小范圍的振蕩趨勢(shì)，而在后向角域上，表現(xiàn)為中間高兩端低的形式，主要是后端面鏡面散射的效果；但對(duì)于布局B和C，機(jī)翼后掠且采用翼身融合的外形隱身技術(shù)，在其前向和后向角域上，俯仰角變化較小時(shí)，散射機(jī)理均未發(fā)生較大變化，且幅值變化較小，因此，其前向和后向角域上的RCS算術(shù)均值響應(yīng)曲線變化較小。對(duì)布局B，俯仰角變大時(shí)，前向RCS算術(shù)均值逐漸增加，但幅值較小，這一效果是由于背部進(jìn)氣道遮擋影響所致；同時(shí)，可以看出，俯仰角在-15°～15°時(shí)，布局B、C的前、后向算術(shù)均值基本在-20 dBsm以下，二者均具有較好的俯仰角隱身性能，進(jìn)一步說明翼身融合、進(jìn)氣道鋸齒化、機(jī)翼前后緣后掠角設(shè)計(jì)等外形隱身技術(shù)的作用。

6 結(jié)論

從實(shí)際作戰(zhàn)角度出發(fā)，基于現(xiàn)有不同三種不同氣動(dòng)布局的無人作戰(zhàn)飛機(jī)，建立了電磁分析模型，計(jì)算了不同入射頻率、俯仰角狀態(tài)下的RCS曲線，并進(jìn)行詳細(xì)研究，得出如下結(jié)論。

(1)RCS散射曲線分布特性：布局與結(jié)構(gòu)形式是構(gòu)成散射特性分布的重要因素，傳統(tǒng)布局A在前向和后向均有散射波峰，為機(jī)翼前緣、機(jī)身、進(jìn)氣道裝置的綜合效果，隱身性能較差，采用分段平行式前緣的飛翼布局B，前、后向均無散射波峰，同時(shí)機(jī)翼前、后緣、進(jìn)氣道等產(chǎn)生的波峰較窄，三角形飛翼布局C與B相似，前后向隱身性能較好，而不同的機(jī)翼前后緣后掠角、較復(fù)雜的機(jī)身和進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)等引起散射波峰寬度的增加。

(2)頻率響應(yīng)特性：頻率增加時(shí)，三種布局散射曲線向內(nèi)壓縮，各角域RCS算術(shù)均值隨著頻率的增加而減小，隱身性能同時(shí)提高；布局A、B、C的前、后向角域上的隱身性能依次提高，布局C前向角域RCS算術(shù)均值最低可達(dá)-34.308 7 dBsm，后向角域?yàn)?30.401 3 dBsm，具有較高的隱身性能。

(3)俯仰角響應(yīng)特性：俯仰角變化時(shí)，三種布局的RCS算術(shù)均值呈振蕩變化趨勢(shì)，同時(shí)，布局A的算術(shù)均值最大，布局B和C次之；俯角或仰角增大時(shí)，布局A的前向角域RCS算術(shù)均值減小，后向角域呈振蕩趨勢(shì)，布局B和C在小的俯仰角變化范圍內(nèi)，散射機(jī)理未發(fā)生明顯變化，RCS算術(shù)均值振蕩變化，但布局B的前向角域在俯角時(shí)由于進(jìn)氣道唇口遮擋等，其RCS算術(shù)均值較低，隱身性能較好。