某型太阳能飞机电磁散射特性仿真研究

2021-12-10刘战合蒋宸霖

计算机仿真 2021年11期

王菁，刘战合，苗楠，蒋宸霖

(郑州航空工业管理学院航空工程学院，河南郑州 450046)

1 引言

随着航空技术的快速发展，以太阳能、氢能源、燃料电池驱动的清洁能源飞机成为发展的重要方向。但氢能源、燃料电池技术尚未实现实质性突破，应用有人或无人机仍有一定难度，而太阳能在实际应用上已具备较好基础，太阳能发电系统、电力存储技术、动力供给系统也相应完善，促进了太阳能飞机的快速发展[1，2]。结合太阳能发电技术特点，太阳能飞机一般设计为大展弦比、低速翼型(或层流翼型)，具有长航时优势，可用于实现空中探测和信号转发、处理的通信中继等，有较高的军民应用价值[3-5]。

作为空中通信中继类型的太阳能飞机，与其它作战飞机类似，也将面临来自于敌方海、陆、空基探测设备的威胁，为提高中继型太阳能飞行器执行任务的生存能力，有必要研究其电磁散射特性。基于两种典型布局的太阳能飞机，建立了电磁散射分析模型，结合其使用特点和面临的主要威胁角度，采用物理光学法(Physical Optics，PO)[6]，计算了两种模型在不同频率、不同俯仰角下的雷达散射截面(Radar Cross Section，RCS)，研究太阳能飞机的电磁散射特性，并分析了电磁隐身性能与设计布局的相关性，为用于军事中继通信的太阳能飞机隐身设计提供技术参考。

2 太阳能飞机电磁分析模型

太阳能飞机处于早期验证和试飞阶段，当前的布局设计主要借鉴常规动力飞机，考虑到载荷和结构强度等需求，大多设计为常规布局、基于常规布局的双尾撑或多尾撑布局形式[2]，以此两种布局为研究对象，建立了两种太阳能飞机电磁散射模型，定义常规布局为电磁模型A、双尾撑布局为电磁模型B。两种电磁模型几何尺寸分别为：电磁模型A机身长12.11 m、翼展为44.09 m、高1.96 m，电磁模型B机身长40.86 m、翼展为17.66 m、高7.05 m。三维实体电磁模型如图1。

图1 两种布局太阳能飞机电磁计算模型

以通信中继为目的的飞行器一般飞行高度较高，执行任务中，将面临来自于海、陆、空域各平台所载探测器的跟踪和识别，基于以上威胁考虑，为研究以上两种布局太阳能飞机的电磁散射特性，从实际作战环境出发，电磁波入射频率设定为：1、3、6、10、15、18 GHz，俯仰角-15、-10、-5、0、5、10、15度，方位角0～360度。借鉴常规动力飞行器隐身性能研究方法[7-9]，以太阳能飞机重点威胁角域的RCS平均值为研究对象，结合RCS曲线分布特性开展研究。重点威胁角域设定为飞机头向30度(H-30)、侧向30度(S-30)、后向30度(T-30)、周向360(W-360)度等，研究各角域内的RCS平均值变化规律，分析两种布局太阳能飞机的电磁散射特性。

3 电磁散射特性计算方法

考虑到机翼、平尾、垂尾等铺设太阳能电池板的面积需求问题，太阳能飞机设计一般设计为较大的机翼面积，结合战略战术要求，采用大展弦比机翼，因此，太阳能飞机的电尺寸较大，对关注的频率范围，位于光学区，即电大尺寸目标。基于以上因素，电大尺寸目标电磁散射特性计算方法一般分为两种：高频近似方法和数值方法[6]。其中高频近似方法如物理光学法、一致绕射理论、物理绕射理论、等效电磁流方法等，在计算电大尺寸目标上具有高效的计算优势及可接受的计算精度，各方法适应目标不一[10，11]。主流的数值方法有基于积分方程的多层快速多极子算法MLFMA(Multilevel Fast Multipole Algorithm)、基于微分方程的时域有限差分法、有限元法等，其中多层快速多极子算法是对矩量法MOM(Method of Moments)的快速改进[12-15]，具有高精度的优势，但该算法依然存在电大尺寸计算时内存占用量大、复杂目标计算困难、计算效率低等缺点，对太阳能飞机电大尺寸目标来说，MLFMA计算难度较大。

综合以上分析，尽管物理光学法在计算精度上有一定牺牲，但对太阳能飞机来说，具有高效和可接受的计算精度。物理光学法与多层快速多极子算法均基于积分方程，与多层快速多极子算法在处理过程中考虑所有源、场面元之间的电磁耦合作用不同，为提高计算效率，物理光学法仅考虑了面元的自耦合，而将影响较弱的互耦合作用略去不计，这一近似优势尤其适用于电大尺寸目标，可在满足一定精度的前提下，快速得到目标的电磁散射特性，对本文表面光滑目标的太阳能飞机，局部结构之间的耦合可以忽略，适合采用物理光学法进行分析。由物理光学法，计算目标的RCS可由下式求和而得

(1)

(2)

其中，k、分别为入射电磁波的波数、方向单位矢量，为面元法向单位矢量，分别为接收电场、发射磁场单位矢量，为局部源到计算面元的位置矢量，为散射方向单位矢量。

4 电磁模型RCS曲线分布特点

由前述可知，两种模型飞机布局有较大区别，模型A由于采用了较大翼展机翼以实现太阳能发电所需面积，布局使用双尾撑形式提高了机翼和机身的结构强度；模型B采用常规气动布局，为降低机身带来的重量影响，尽量降低机身半径即采用较大机身长细比，兼顾气动性能和太阳能发电功率。

不同布局形式对电磁散射特性的贡献不一，结合飞机执行任务情况，从俯仰角变化、频率变化两个维度开展分析研究。考虑到不同模型的俯仰角变化、频率变化对曲线的影响规律相似，对模型A和B，分别研究俯仰角变化和频率变化的电磁散射特性，并结合两者特性，以分析RCS曲线的分布特性。

4.1 俯仰角变化情况

对模型A，入射频率为6GHz，俯仰角-10、0、10度的RCS计算曲线如图2。

图2 模型A不同俯仰角RCS计算曲线(6 GHz)

鉴于RCS分布的对称性，仅研究0～180度方位角范围。图2可以看出，对模型A，RCS计算曲线沿周向呈“十”字型分布，即沿周向0～360度分布有四个散射波峰，分别位于0、90、180、270度附近角域，结合模型A结构外形布局，可以看出，前向0度角域峰值为机翼前缘、平尾前缘凸面的镜面电磁散射效果，方位角偏离0度时，镜面散射效果减弱，RCS幅值降低；90度角域方位为机翼和平尾侧面、尾撑结构、垂尾的镜面散射综合效果，从结构特点来看，尽管垂尾面积较大，但由于其在侧向90度上的贡献镜面散射最大，同时，机翼翼梢部位的上反对侧向也有一定贡献；后向180度角域附近为机翼、平尾及垂尾的后缘散射贡献。

俯仰角变化时，图2说明两个特点：一是俯仰角对RCS分布特点影响较小，即不影响RCS散射波峰波谷分布形式；二是俯仰角增大或减小时，RCS曲线呈向内收缩趋势。图2可以看出，前向0度附近角域(前向60度角域上)，俯仰角变化时，散射曲线基本重合，说明较小的俯仰角对前向电磁散射贡献不大，分析认为是由于机翼前缘呈现凸面，小的俯仰角并不改变散射机理。对90度附近侧向角域，俯仰角为-10度和10度RCS曲线重合较为明显，且相对于0度变化较大，主要为波峰变窄，但在90度上波峰峰值基本接近，这是由于俯仰角的改变并不影响侧向90度镜面散射主要组成部分，而在偏离90度角域的部分，俯仰角改变后，入射电磁波会偏离机翼、垂尾、平尾侧面一定角度，降低其散射效果，引起RCS降低。在尾向180度角域附近，与侧向90度角域特点相似，俯仰角变大时，RCS幅值降低，曲线向内收敛较大，且波峰峰值降低，造成这一现象的原因是，机翼、平尾后缘的结构特性与前缘不同，致使在0度俯仰角时，呈现镜面散射，而偏离0度俯仰角时，镜面散射迅速降低，引起曲线向内收敛。

4.2 频率变化情况

对模型B，俯仰角0度，入射频率1、6、18GHz，的RCS计算曲线如图3。

图3 模型B不同频率RCS计算曲线(迎角0度)

从模型B不同频率电磁散射曲线图3可以看出，模型B由于飞机布局的不同，其RCS曲线分布有一定差异，尤其表现在飞机前方部位。沿周向来看，模型B散射曲线分布有4个明显散射波峰，这一点与模型A接近，模型B在30～60度角域甚至更大范围内有一明显幅值较高区域。前向0度角域上，散射波峰为机翼、平尾、垂尾三者前缘的综合散射表现，但机翼前缘的镜面散射占较大部分。在20～80度角域上，RCS幅值有较大增加，这是由于机翼翼梢部位前缘在展向方向呈弧形分布，且该处前缘面积较大，对相应角域上的RCS散射贡献较大。对侧向90度角域，受机翼翼梢、平尾、机身、垂尾侧面影响较大，其中垂尾侧面的镜面散射和机身侧面的电磁散射贡献占主要地位，侧向270度角域上的散射情况与此一致。在后向180度角域上，其散射机理与模型A类似，主要为机翼、平尾、垂尾后缘及机身后端面的综合散射效果，尤其是机身后端面的镜面散射贡献较大。

频率由1增加至18GHz时，散射曲线分布上无较大变化，即各频率下的RCS曲线分布具有相似性，这一点与俯仰角影响相同。从图3可以看出，频率变化时，在各角域上的影响有一定区别，前向较小范围(0～20度内)及90～180度角域来说，三个频率散射曲线变化较小仅表现为振荡性能的不同，而散射幅值和分布特性变化较小。在20～80度角域上，频率增加时，散射曲线逐渐向外膨胀，RCS幅值增加，即机翼翼梢弧形部位对频率比较敏感，如需提高该模型隐身性能，除考虑前向、后向角域外，该角域散射应作为重要减缩对象，合理设计翼梢弧形外形是隐身的重要途径之一。

5 模型不同角域散射特性

5.1 不同角域RCS算术均值

根据飞机执行任务中面临的威胁环境，分别计算了两种不同布局太阳能飞机模型的H-30、S-30、T-30、W-360的RCS算术均值，以进一步研究飞机各角域隐身性能。表1为模型A不同俯仰角下各向角域的RCS算术均值(6GHz)，表2为模型B不同入射频率时各向角域的RCS算术均值(俯仰角0度)。

表1 布局A不同俯仰角的RCS算术均值

表2 布局B不同入射频率的RCS算术均值

结合图2，由表1可以看出，俯仰角对RCS均值的影响较大，在前向H-30度角域，主要是散射波峰的作用，俯仰角较小时(-10～10度)，散射曲线基本重合，机翼、平尾等前缘结构散射机理并未发生明显改变，对幅值影响不大，变化幅度在3dB以内，而±15度迎角时，受机翼、平尾上下表面的散射影响，电磁散射增强，此时RCS均值增加7～9dB。侧向S-30、后向T-30、周向W-360角域的俯仰角变化规律接近，均表现为0度入射角时电磁散射强度较大，俯仰角增加或减小时，RCS均值降低，且降低幅值较为明显，但散射机理稍有不同。在侧向90角域上，90度方位角左右时，散射强度和波峰幅值变化不大，此时侧向镜面散射机理未发生明显改变，而在有较大偏离时，由于俯仰角的影响，使得电磁波快速偏离镜面散射区域，波峰快速下降，导致RCS均值变小。而后向T-30度角域上，俯仰角的改变，使机翼后缘、机身后端面、平尾后缘的散射偏离镜面散射峰值部位，强度快速减弱，因此散射波峰减小，RCS曲线和均值均降低。周向W-360角域是各角域的综合表现，受俯仰角镜面散射降低的影响，该角域RCS均值在俯仰角增大时减小。

从频率变化来看，由于对于研究对象来说，均工作在高频区域，结合图3来看，关注的各个角域上，曲线重合度较高，表2说明，对应角域上的RCS均值变化不大，前向H-30、T-30角域震荡幅值为4dB左右，周向W-360角域较小，为3dB左右，侧向由于曲线受峰值影响明显，均值变化仅为2dB左右。分析认为，由于处于高频区，频率的变化不至于引起散射机理的变化，RCS曲线相似，散射幅值变化较小。同时，从均值结果来看，前向H-30角域隐身性能相对较好，依次是后向T-30、周向W-360、侧向S-30角域，这一点也可以结合图3看出。

5.2 不同角域RCS均值俯仰角变化特性

为进一步详细研究俯仰角对两种布局飞机模型在各角域上的RCS均值影响变化特性，图4、图5分别为模型A、模型B在不同角域的RCS均值俯仰角响应曲线。

图4 模型A不同角域RCS均值俯仰角响应曲线(6 GHz)

图5 模型B不同角域RCS均值俯仰角响应曲线(6 GHz)

观察图4、图5，可以看出，由于模型A布局结构设计特点，其前向H-30角域上，俯仰角变化时，RCS均值-10～10度俯仰角时，变化较小，±15度迎角时增大。其余状态下，模型A和B的RCS均值曲线呈倒“V”形分布，0度俯仰角时较高，俯仰角增大时，RCS均值有所降低，利于隐身性能实现。但考虑到巡航状态及大多任务状态下为0度附近，因此，模型A的头向具有较好的隐身性能，其角域上隐身性能较弱。

对模型A，俯仰角0度时，RCS均值在前向H-30角域最低，周向W-360、后向T-30、侧向S-30角域RCS均值依次增加，隐身性能降低。俯仰角增加时，前向H-30角域RCS均值增加，后向T-30、周向W-360角域先减少后增加，振荡幅值较大，侧向S-30角域降低。模型B变化特性与A类似，但其RCS均值前向RCS均值相对较大，且为峰值，不利于隐身性能实现。前向H-30、周向W-360、侧向S-30角域上，RCS均值在俯仰角增大时，快速降低，而后向T-30角域上俯角先增大后减小，仰角单调减小。各角域上的RCS均值变化均由电磁散射机理影响，涉及到机翼、平尾、垂尾的前缘、后缘镜面散射，垂尾侧面的镜面散射，模型B的翼梢弧形前缘的电磁散射等，俯仰角的变化是以上散射的综合反映，尽管较小的俯仰角不改变散射机理，但会对RCS均值产生较大影响。

5.3 不同角域RCS均值频率变化特性

图6、图7分别为模型A、模型B在不同角域的RCS均值频率响应曲线。

图6 模型A不同角域RCS均值频率响应曲线

图7 模型B不同角域RCS均值频率响应曲线

由图6可以看出，频率增加时，模型A前向H-30角域上，RCS均值振荡降低，频率较小是降低幅值较小，频率较高时，降低幅值较高，18GHz相对1GHz来说，RCS均值降低了8.5026dB，隐身性能有较大提高。后向T-30、侧向S-30角域上，RCS均值随着频率的增加呈振荡变化，且S-30度角域RCS均值较大。周向受各角域综合影响，有逐渐减小趋势。整体来看，频率增加时，前向H-30角域RCS均值最低，周向W-360、后向T-30、侧向S-30角域RCS均值依次增加，隐身性能降低。

与模型A分析类似，从图7可以看出，模型B的RCS均值与由小到大顺序依次为前向H-30、周向W-360、后向T-30、侧向S-30度角域；同时可以看出，在频率增加时，均值振荡变化，对前向来说，与模型A相比隐身性能较差，即模型A具有更好的电磁隐身性能。在前向H-30角域上，模型B与A的RCS均值相差较大，最大值出现在频率15GHz，幅值为14.8746dB，由于前向角域影响，使得周向W-360角域上，RCS均值差值也较大，约在10dB左右，其余角域上相差不大。

由于如前所述机翼、平尾、垂尾、机身等综合影响，两种模型在前向、后向均有较大散射波峰，将极大减低飞机隐身性能，为提高隐身性能，可结合以上分析结果，从两方面进行隐身性能改进：一是在机翼、平尾前后缘使用吸波材料或采用吸波结构，二是结合外形隐身设计技术，合理设计机翼外形平面参数，如采用平行布置、适当后掠、减小前缘镜面散射、采用V型垂尾等。