直升機(jī)全機(jī)rcs特性分析

直升機(jī)全機(jī)rcs特性分析

雷達(dá)成像性能是機(jī)槍設(shè)計要求的重要指標(biāo)。根據(jù)研究，在某些方向軸的最大雷達(dá)散射水平對應(yīng)于身體的身體。因此，我們可以通過預(yù)測、區(qū)分身體和翅膀的兩個強(qiáng)散射源的水平，提取主要的散射方向，縮短強(qiáng)散射源部固定的雷達(dá)散射通道，來提高隱形特性，縮短雷達(dá)檢測距離，降低檢測概率。西方國家從20世紀(jì)七八十年代就投入了大量人力和物力開展直升機(jī)RCS的研究,RAH-66“科曼奇”成功研制以及類似“黑鷹”隱身改型版加入實戰(zhàn),表明國外在直升機(jī)隱身技術(shù)方面已具備很高的水平.由于保密等原因,國外對于飛行器隱身研究公開發(fā)表的文章相對較少,在有限的可查閱到的國外文獻(xiàn)中,1976年,VanBladel首次提出旋翼的準(zhǔn)靜態(tài)處理方法,為研究直升機(jī)旋翼的散射特性提供了理論分析基礎(chǔ);Pouliguen等結(jié)合電磁高頻和準(zhǔn)靜態(tài)法開展了旋翼RCS時/頻域分析,初步獲得了旋翼調(diào)制旋轉(zhuǎn)的多普勒頻譜特性,但未涉及旋翼運動對全機(jī)散射特性影響的研究;Yoo等利用射線追蹤法對傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)V-22俯視狀態(tài)下的散射中心圖像進(jìn)行了提取,獲得了全機(jī)強(qiáng)散射源部件的分布等,但沒有考慮旋翼動態(tài)的影響因素.國內(nèi)研究起步相對較晚,陸續(xù)取得了一些進(jìn)展,但與國際先進(jìn)水平相比仍有明顯差距.近年來,YE等通過電磁高頻和遺傳優(yōu)化算法得到了某直升機(jī)側(cè)向低RCS特性的幾何外形;喬倩等利用UG建模軟件結(jié)合計算機(jī)圖形算法,初步研究了某直升機(jī)旋翼加入調(diào)制轉(zhuǎn)動的RCS特性;包曉翔等借鑒固定翼飛機(jī)隱身技術(shù),探討了通用直升機(jī)RCS的減縮研究問題,獲得了一些有意義的結(jié)果,但未細(xì)致考慮旋翼運動的調(diào)制影響.上述國內(nèi)外研究僅限于直升機(jī)RCS計算方法的建立、單獨旋翼RCS的計算以及單一響應(yīng)特性的分析等,直升機(jī)設(shè)計中對抗雷達(dá)探測的分級預(yù)警機(jī)制未見提及,且直升機(jī)旋翼特有的高速旋轉(zhuǎn)、揮舞和變距的動態(tài)效應(yīng)及槳葉片數(shù)改變等多重因子對全機(jī)散射影響的相關(guān)分析文章還鮮見報道,因此通過開展考慮旋翼調(diào)制效應(yīng)的全機(jī)強(qiáng)散射分布特點和多元響應(yīng)特性的綜合研究,發(fā)現(xiàn)、控制和減縮直升機(jī)強(qiáng)散射源的部附件,對增強(qiáng)新型直升機(jī)雷達(dá)隱身的設(shè)計能力具有重要的理論和實際意義.針對上述問題,考慮旋翼運動規(guī)律,本文首先將物理光學(xué)法和等效電磁流法相結(jié)合,建立一套計入旋翼調(diào)制影響的直升機(jī)全機(jī)RCS綜合分析方法.一方面在某直升機(jī)全機(jī)RCS綜合響應(yīng)特性分析的基礎(chǔ)上,針對外形變化對RCS影響規(guī)律和雷達(dá)探測距離百分比大小分布特征,首次提出對抗雷達(dá)探測的安全、警戒、規(guī)避和危險4級預(yù)警機(jī)制和角域范圍;另一方面充分考慮旋翼旋轉(zhuǎn)、變距和揮舞調(diào)制影響,研究直升機(jī)的RCS動態(tài)響應(yīng)及槳葉片數(shù)的時域特性,并結(jié)合調(diào)制效應(yīng)給出直升機(jī)全機(jī)RCS的包絡(luò)線、槳葉散射減縮的片數(shù)選擇和4個重要方位散射的時域分布特征.1直升機(jī)計算方法本文著重考慮旋翼調(diào)制的影響,改進(jìn)“面元-邊緣法”,建立一套直升機(jī)全機(jī)RCS綜合分析方法,并用Fortran語言編制了RCS的計算程序.具體分以下幾個部分.1.1幾何建模和電網(wǎng)格生成1.1.1建模、成型、裝配過程某直升機(jī)全機(jī)的幾何模型通過CAD軟件建立.由于機(jī)身外形比較復(fù)雜,主要采用曲面造型設(shè)計模塊來完成.基本參數(shù)如表1所示.整個建模過程分為3步:即旋翼建模、機(jī)身建模和裝配.先用曲面造型設(shè)計完成各個部附件的單獨建模,再進(jìn)行全機(jī)模型的成型裝配,如圖1所示,鼻錐、左側(cè)向、尾部和右側(cè)向分別對應(yīng)0°±30°,90°±30°,180°±30°和270°±30°的4個方位角域范圍.1.1.2正常電磁網(wǎng)格模型電磁網(wǎng)格要求用一系列拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的面元和棱邊來描述復(fù)雜目標(biāo).為了兼顧計算效率和精度,在外形變化劇烈(槳葉前、后緣,機(jī)身過渡處)的區(qū)域,網(wǎng)格重點加密生成,保證電磁網(wǎng)格生成的密度和尺度滿足雷達(dá)波波長大小的比例關(guān)系:一般認(rèn)為曲面片上任意一點到該替代平面的距離小于λ/16(λ為波長)時就能滿足計算精度的要求,這樣就可以將復(fù)雜的各曲面轉(zhuǎn)化為平面積分的代數(shù)和,便于實現(xiàn)RCS計算程序中對復(fù)雜積分方程的求解.圖2給出了某直升機(jī)整體及其光電傳感器轉(zhuǎn)塔、涵道尾槳電磁網(wǎng)格的局部放大圖,可以看出擬合的電磁網(wǎng)格模型具有很高的精度,同時網(wǎng)格分布滿足上述比例關(guān)系.1.2目標(biāo)散射場的描述物理光學(xué)法是用散射體表面的感應(yīng)電流來取代散射體本身,通過對表面感應(yīng)場的近似和積分來計算目標(biāo)的遠(yuǎn)場區(qū)散射場.根據(jù)物理光學(xué)的Stratton-Chu方程,在物體表面外任一點的散射場強(qiáng)為其中Et,Ht分別表示總的電場和磁場強(qiáng)度;Es,Hs分別表示目標(biāo)散射波在雷達(dá)處的電場與磁場強(qiáng)度;n為物體表面單位法矢量;ψ為自由空間Green函數(shù);μ為磁導(dǎo)率;ε為電導(dǎo)率;ωe為電磁波的角頻率;S為散射體表面面積.1.3等效電磁流法原理物理光學(xué)法主要缺陷是沒有考慮邊緣繞射場的影響,在遠(yuǎn)離鏡面反射方向上,物理光學(xué)法精度降低.等效電磁流法假設(shè)在邊緣各點處存在線電流Ie和線磁流Im,并以遠(yuǎn)場輻射積分的形式對它們求和來表示繞射場,如下式:式中k為入射波的波數(shù),Z為介質(zhì)特征阻抗,s為指向散射體方向的單位矢量,t是沿該邊緣回路方向的單位矢量,r為邊緣的位置法向矢量.1.4目標(biāo)總散射場計算出所有面元散射場和邊緣繞射場后,矢量疊加得到總散射場:總散射場=面元散射場+邊緣繞射場.1.5整個機(jī)rcs的計算方法直升機(jī)全機(jī)RCS的具體計算流程如圖3所示,主要分為3個模塊:前置處理、求解計算和分析設(shè)計,具體步驟如下.1.5.1直升機(jī)幾何模型1)確定直升機(jī)外形幾何參數(shù)(旋翼、機(jī)身平面參數(shù)、剖面參數(shù)、部附件相對位置和旋翼運動姿態(tài)等)和初始條件(雷達(dá)波極化方式、姿態(tài)角和入射頻率).2)應(yīng)用計算機(jī)輔助設(shè)計對直升機(jī)進(jìn)行機(jī)身及旋翼的幾何建模和電磁網(wǎng)格劃分.3)通過編制轉(zhuǎn)換程序,構(gòu)造符合RCS計算程序的直升機(jī)“面元-邊緣”模型拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的3個數(shù)組文件(頂點、面元和邊緣數(shù)組).1.5.2直升機(jī)的散射場計算1)運用計算機(jī)圖形學(xué)進(jìn)行直升機(jī)面元和邊緣遮擋關(guān)系的判斷、消隱處理.2)采用物理光學(xué)法和等效電磁流法分別進(jìn)行面元散射場和邊緣繞射場的計算.3)將所有面元散射場和邊緣的繞射場進(jìn)行矢量疊加,得到直升機(jī)總散射場.1.5.3直升機(jī)響應(yīng)計算1)在雷達(dá)波入射平面0°~360°的361個姿態(tài)方位的循環(huán)計算后,進(jìn)行直升機(jī)不同極化、全姿態(tài)、寬頻率和旋翼動態(tài)RCS響應(yīng)分布定性和定量的綜合分析.2)如果滿足隱身設(shè)計目標(biāo)要求,導(dǎo)出直升機(jī)RCS減縮外形方案;如果不滿足,修改外形設(shè)計參數(shù),重新計算.2綜合分析rcs屬性2.1計算值與試驗值的比較為了驗證本文方法的有效性,選用有測量數(shù)據(jù)可供對比的圓錐進(jìn)行分析.計算條件:圓錐底半徑為80.3mm,錐角為22°36′,雷達(dá)波頻率為6GHz,極化方式為水平和垂直.圖4給出了計算值與試驗值的比較,吻合較好,表明本文方法對目標(biāo)RCS仿真是有效的,可以用來評估飛行器的雷達(dá)隱身性能.圖中將RCS的量符號記為σ,Ψ為散射角.2.2綜合分析機(jī)rs屬性2.2.1極化方式對rcs的影響圖5給出了雷達(dá)波頻率f分別選取L波段(1GHz)和X波段(10GHz)時,該直升機(jī)水平和垂直極化下的RCS響應(yīng).可以看出:不同極化方式下該直升機(jī)都在側(cè)向方位附近散射最強(qiáng)且RCS幅值比較接近,只有個別方位角的RCS變化劇烈,但整體分布趨勢一致.表2給出了L(2GHz),S(4GHz),C(8GHz)和Ku(12GHz)波段下,該直升機(jī)在水平和垂直極化時RCS的均值比較,變化不是很明顯,極化影響較小.因此,這一點有利于該直升機(jī)對抗雙極化天線預(yù)警雷達(dá)的探測.2.2.2全姿態(tài)角rcs響應(yīng)為了分析提取直升機(jī)姿態(tài)散射源方位,圖6(a)給出了直升機(jī)全姿態(tài)角RCS計算空間示意圖.本文全姿態(tài)角為方位角、俯仰角和滾轉(zhuǎn)角分別在0°~360°的計算空間中,各自選取步長3°進(jìn)行組合,構(gòu)成上、下、左、右、前和后6個RCS分析半球面.圖6(b)、圖6(c)和圖6(d)給出了直升機(jī)全姿態(tài)角RCS響應(yīng)面,分析半球面RCS響應(yīng)可以看出:1)槳轂和機(jī)身腹部位置是強(qiáng)散射源,因為機(jī)身受到氣動、結(jié)構(gòu)、容積等限制,俯視和仰視時機(jī)身的正截面多由大面積的多面體組成,所以投影下鏡面面積最大,散射最強(qiáng).2)機(jī)身正側(cè)面RCS在90°±15°和270°±15°角域內(nèi)分布較強(qiáng),并且在方位角90°附近形成了一條明顯的強(qiáng)散射帶,原因是機(jī)身正側(cè)面鏡面面積較大,所以散射分布較廣.3)滾轉(zhuǎn)角為75°,105°,255°和285°附近有強(qiáng)散射源出現(xiàn),原因是機(jī)身剖面采用角度雙向傾斜設(shè)計,將強(qiáng)散射方向集中在少數(shù)幾個角域范圍內(nèi),減少被雷達(dá)探測的概率.2.2.3直升機(jī)抗雷達(dá)探測圖7給出了雷達(dá)波頻率為1~15GHz,步長選取為1GHz時,直升機(jī)在0°~360°方位角域內(nèi)的RCS頻率響應(yīng),從圖7可以看出:1)在鼻錐、左側(cè)向、尾部和右側(cè)向的4個角域范圍,該直升機(jī)RCS均值σ珋隨著電磁波入射頻率的增加基本呈下降趨勢,高頻段比低頻段的后向散射低,隱身性能好,因此對抗低頻段遠(yuǎn)程預(yù)警雷達(dá)是該直升機(jī)提高性能的關(guān)鍵.2)在左側(cè)向和右側(cè)向的RCS均值比鼻錐高出約11dB·m2,即在該區(qū)域直升機(jī)的反射電磁波最強(qiáng),是雷達(dá)探測的最佳區(qū)域,也即側(cè)向方位是該直升機(jī)對抗雷達(dá)最薄弱的角域.3)電磁波從L波段增大到Ku波段,該直升機(jī)在方位角為30°,90°,270°和330°附近RCS的峰值雖越來越大,但散射的波束范圍越來越窄,高頻散射特性集中明顯.4)根據(jù)雷達(dá)最大探測距離Rmax的公式可知在相同條件下,探測雷達(dá)的最大作用距離與直升機(jī)RCS的四次方根成正比,即雷達(dá)探測距離R=(σ/σmax)1/4·Rmax,其中σmax為全機(jī)的RCS最大值.圖7(c)根據(jù)外形特征對RCS的影響規(guī)律,按照雷達(dá)探測距離百分比大小劃分4個等級,(0%~12.5%)Rmax,(12.5%~25.0%)Rmax,(25%~50%)Rmax和(50%~100%)Rmax,提出了對抗雷達(dá)探測的安全(-45~0dB·m2)、警戒(0~12dB·m2)、規(guī)避(12~24dB·m2)和危險(24~36dB·m2)的4級預(yù)警機(jī)制和角域范圍.直升機(jī)可以通過兩種方式增強(qiáng)隱身性能:一是在飛行中調(diào)整姿態(tài)盡量避免危險角域正對雷達(dá)探測方向;二是在設(shè)計中適當(dāng)修改布局方式或有針對性地涂覆雷達(dá)吸波材料,達(dá)到對不同的強(qiáng)散射中心合理縮減的效果.3動態(tài)機(jī)翼槳葉的結(jié)構(gòu)特性仿真分析旋翼是直升機(jī)區(qū)別于固定翼飛行器最大的結(jié)構(gòu)特點.直升機(jī)在懸停和前飛過程中,旋翼槳盤會因為槳葉的變距、揮舞改變發(fā)生傾斜勢,必引起RCS特性的動態(tài)變化,同時旋翼設(shè)計選擇不同的槳葉片數(shù)也會對全機(jī)的散射特性和RCS時域特征帶來影響.因為在入射平面內(nèi)電磁波速遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于旋翼槳尖線速度,所以可以將直升機(jī)旋翼RCS響應(yīng)簡化分解為一系列過渡的調(diào)制狀態(tài)進(jìn)行研究,其中以槳盤傾倒方式計入槳葉的變距和揮舞運動,采用準(zhǔn)靜態(tài)法模擬分析動態(tài)旋翼對全機(jī)的RCS特性的影響.分析狀態(tài):雷達(dá)波頻率f=5GHz,垂直極化,俯仰角θ=0°,滾轉(zhuǎn)角ue788=0°,旋翼轉(zhuǎn)速ω=355r/min.3.1槳葉位置的rcs分布圖8給出了直升機(jī)旋翼在0°~180°方位角域內(nèi)旋轉(zhuǎn)、前/后倒和左/右傾時RCS動態(tài)響應(yīng)(前倒和右傾用正的角度表示,后倒和左傾用負(fù)的角度表示).圖8(d)和圖8(f)中上半部分為旋翼槳盤傾斜后RCS的分布,下半部分為以靜態(tài)作為基準(zhǔn),傾斜不同角度后RCS與其的差值.從圖中可以看出:1)旋翼轉(zhuǎn)動時RCS動態(tài)響應(yīng)具有連續(xù)性和對稱性.圖8(a)為6個過渡狀態(tài)示意,間隔為12°.從圖8(b)可以看出,旋翼旋轉(zhuǎn)角度為0°與36°,12°與48°,24°與60°時,由于槳葉旋轉(zhuǎn)對稱性,RCS峰值基本相當(dāng);σmax和σmin為旋翼轉(zhuǎn)動過程中RCS響應(yīng)包絡(luò)線;σmax和σmid之間為旋翼調(diào)制轉(zhuǎn)動引起的連續(xù)振蕩區(qū),RCS幅值范圍為-5~12dB·m2,角域范圍為10°~80°和100°~170°,可見旋翼RCS散射水平較強(qiáng),在設(shè)計中需采用涂覆吸波材料、改變槳尖外形等其他措施來進(jìn)一步減縮其RCS.2)旋翼槳盤位置改變時,左/右傾的散射水平比前/后倒要強(qiáng),且不同槳葉位置RCS的分布具有一定的對稱性.圖8(c)和圖8(e)為旋翼靜止、前/后倒和左/右傾時5個過渡狀態(tài)示意,間隔均為5°.表3和表4是槳盤前/后倒和左/右傾時圖8(a)中4號和5號槳葉的RCS均值.可以看出,槳盤左/右傾時,4號槳葉RCS均值相比槳盤前/后倒要大0.42~2.71dB·m2,5號槳葉RCS均值相比前/后倒要大0.14~0.73dB·m2,原因是旋翼在變距、揮舞時改變了槳葉和機(jī)身之間的遮擋關(guān)系,避免了槳葉外端面的大鏡面散射,當(dāng)槳盤傾斜角度為10°與-10°,5°與-5°時,機(jī)身對槳葉的遮擋相對靜止?fàn)顟B(tài)是存在對稱性的,RCS均值差距不大,所以在調(diào)制過程中,對應(yīng)各片槳葉位置的RCS動態(tài)響應(yīng)關(guān)于槳盤靜態(tài)呈對稱分布.3)旋翼槳盤位置改變時,后半球RCS動態(tài)響應(yīng)相比前半球變化劇烈,側(cè)向方位波動較小.從圖8(d)和圖8(f)可以看出,后半球可能由于存在平尾和垂尾對旋翼系統(tǒng)的遮擋,RCS振蕩頻率加劇;在側(cè)向方位,由于旋翼槳盤動態(tài)傾斜幅度較小,主要強(qiáng)散射源仍為機(jī)身側(cè)向鏡面部件,所以在90°±15°的角域范圍內(nèi)RCS變化不明顯.3.2u3000不同槳葉的截面散射圖9給出了旋翼設(shè)計分別選取槳葉片數(shù)m為2,3,4和5與裸機(jī)身組合的示意,并標(biāo)注了旋翼旋轉(zhuǎn)的方向及度數(shù);圖10給出了不同槳葉片數(shù)(用下標(biāo)2,3,4,5表示)的組合機(jī)身和裸機(jī)身的RCS上包絡(luò)線(即最大響應(yīng))的比較,可以看出:1)選取4片槳葉時,旋翼在旋轉(zhuǎn)過程中總存在1片槳葉的前緣、1片槳葉的后緣和1片槳葉的外端部垂直于雷達(dá)接收方向,這會產(chǎn)生較強(qiáng)的鏡面和邊緣散射.在左右兩個側(cè)向方位時,主要強(qiáng)散射源為機(jī)身.不同槳葉片數(shù)的全機(jī)最大響應(yīng)σmax與機(jī)身最大響應(yīng)σfuselageu3000max基本相當(dāng),但在某些方位時(如斜側(cè)向方位),旋翼最大響應(yīng)σ4rotoru3000max比σfuselageu3000max高了約20dB·m2,這再次表明旋翼是直升機(jī)重要的強(qiáng)散射源之一.2)選取2片槳葉時,此時葉間角為180°,前行和后行槳葉的展向平行,產(chǎn)生較強(qiáng)的鏡面和邊緣散射,但相比4片槳葉的旋翼,減少了1片槳葉的外端部的鏡面散射,RCS的計算結(jié)果顯示σ2rotoru3000max比σ4rotoru3000max減縮了約3dB·m2.3)選取3或5片槳葉時,葉間角不再是垂直的,避免了強(qiáng)散射源疊加的影響,且旋轉(zhuǎn)過程中各片槳葉間存在相互遮擋的現(xiàn)象,降低了旋翼部分鏡面散射的強(qiáng)度,σ3rotoru3000max和σ5rotoru3000max比σ4rotoru3000max和σ2rotoru3000max減縮了約5dB·m2和2dB·m2,可見旋翼設(shè)計選取3或5片槳葉可以有效增強(qiáng)直升機(jī)的雷達(dá)隱身能力.3.3u3000槳葉組合機(jī)體的rcs散射特征旋翼圍繞槳轂作恒定的高速旋轉(zhuǎn),所以直升機(jī)雷達(dá)散射時域特征也呈周期性分布,旋翼由不同槳葉片數(shù)組合的直升機(jī)的RCS響應(yīng)特性周期為Tm=1/(mω).選取槳葉片數(shù)m=2,3,4和5,對應(yīng)的周期分別為0.084,0.056,0.042和0.034s.圖11給出了選取直升機(jī)4個入射角Φ和散射角Ψ相等的重要方位(如圖9中入射和接收雷達(dá)位置:0°,90°,180°和270°)旋翼RCS時域響應(yīng).可以看出:1)當(dāng)Φ=Ψ=0°時,如圖11(a)所示,2片和4片槳葉組合機(jī)身RCS響應(yīng)分別在T=(N+0.5)·T2和T=NT4(N=0,1,2,…,n)時刻達(dá)到最大值σ2rotormax=21.45dB·m2和σ4rotormax=22.86dB·m2,3片和5片槳葉組合機(jī)身散射水平較低,分別為σ3rotormax=20.34dBm2和σ5rotormax=20.42dB·m2.2)當(dāng)Φ=Ψ=180°時,如圖11(c)所示,由于在尾部角域大面積鏡面散射較少,同時平尾和垂尾會對旋翼系統(tǒng)存在一定的遮擋影響,所以直升機(jī)在此方位的散射能量較弱.對于不同槳葉片數(shù)組合機(jī)身,旋轉(zhuǎn)過程中遮擋也會發(fā)生改變,選擇5片槳葉相比其他組合遮擋最少,所以其RCS的時域響應(yīng)特征最強(qiáng),在T=NT5(N=0,1,2,…,n)時刻達(dá)到最大值σ5rotou3000max=12.99dB·m2,其他槳葉組合機(jī)身的散射水平相當(dāng).3)當(dāng)Φ=Ψ=90°或Φ=Ψ=270°時,如圖11(b)和圖11(d)所示,由于2片或4片槳葉的前、后緣及端面散射鏡面積較大,它們構(gòu)成的組合機(jī)身的散射能量依然較強(qiáng).在左、右兩個側(cè)向方位3片槳葉組合機(jī)身分別在T=(N+0