X型尾翼臨近空間飛艇隱身特性仿真

肖厚地，劉龍斌，呂明云

(北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京100191)

臨近空間飛艇，也稱為平流層飛艇，是指能夠在臨近空間平流層長時(shí)間穩(wěn)定停留并具有一定機(jī)動能力的無人飛艇，在信息獲取和傳輸資源勘測、防災(zāi)減災(zāi)等領(lǐng)域具有極高的應(yīng)用價(jià)值［1－5］.近年來，包括美國、日本、英國和俄羅斯在內(nèi)的很多國家對平流層飛艇進(jìn)行了深入研究，并實(shí)施了一系列研究計(jì)劃，取得了很大進(jìn)展［6］.例如美國的“高空飛艇”(HAA)項(xiàng)目、“高空哨兵”項(xiàng)目、“傳感器與結(jié)構(gòu)集成”(ISIS)項(xiàng)目，日本的“平流層平臺”(SPF)項(xiàng)目等.

目前國內(nèi)學(xué)者對臨近空間飛艇的研究主要集中在蒙皮材料性能［6－10］、空氣動力估算［11］、飛艇平臺的建模與仿真分析［12］、飛艇的操控等技術(shù)方面，但對臨近空間飛艇隱身特性的研究較少.傳統(tǒng)的低空飛艇的飛行環(huán)境相對較溫和，對于材料的要求不是很高故飛艇氣囊材料一般采用透波性能良好(達(dá)95%)的復(fù)合材料纖維織物，不會產(chǎn)生大面積的雷達(dá)波散射，囊體本身就具有良好的隱身性能［13］.但臨近空間的環(huán)境條件非常苛刻，受太陽光照射的蒙皮，熱量通過蒙皮與飛艇內(nèi)部氣體進(jìn)行熱交換，造成內(nèi)部氣體的溫度變化.另外臨近空間晝夜24 h溫度變化大，約50°C的溫差.臨近空間的溫度還受到季節(jié)變化的影響，從冬季到夏季的轉(zhuǎn)變中幾天之內(nèi)升溫可達(dá)40～50°C［7］，這種大溫差的結(jié)果將影響飛艇內(nèi)部氣體壓力的升高和降低，進(jìn)而影響浮力的變化.因此要對蒙皮材料進(jìn)行改性，以提高蒙皮材料的隔熱性能，最常用的手段是進(jìn)行隔熱涂層設(shè)計(jì).目前普遍采用的技術(shù)是在飛艇表面鍍一層金屬以增大其對太陽光的熱反射率進(jìn)而起到隔熱的作用.例如日本的Maekawa等人［9］開發(fā)的臨近空間飛艇蒙皮材料即是在Tedlar膜表面鍍金屬鋁，起到隔熱效果.這樣一來臨近空間飛艇電磁散射特性就相當(dāng)于一個(gè)金屬導(dǎo)體，其隱身特性的研究將變得十分迫切.

鑒于臨近空間飛艇嚢體外形的變化不是很大，而其尾翼常采用X型尾翼及其變形形式［14］.本文針對這一特點(diǎn)對X型尾翼臨近空間飛艇的雷達(dá)散射特性進(jìn)行仿真，并對仿真結(jié)果進(jìn)行分析總結(jié)，得到針對X型尾翼變形角度對臨近空間飛艇的頭向、側(cè)向和尾向的雷達(dá)散射截面(RCS)特性分析報(bào)告，希望對今后X型尾翼及其變形形式的臨近空間飛艇的隱身設(shè)計(jì)提供技術(shù)參考.

1 X型尾翼臨近空間飛艇隱身特性仿真

1.1 仿真原理［15］

RCS的計(jì)算方法，常用的有物理光學(xué)法、幾何光學(xué)法、幾何繞射理論、物理繞射理論、等效電磁流法、射線追蹤法、時(shí)域有限差分法、快速多級子法和矩量法等.本文采用物理光學(xué)法分析X型尾翼臨近空間飛艇的RCS高頻特性.物理光學(xué)法一般是將模型表面用諸多三角面元來近似.將全部三角面元的RCS進(jìn)行疊加，得到模型的RCS.一個(gè)面元的RCS計(jì)算公式如下:

模型的RCS疊加公式為

其中，σ為模型的RCS，單位m2.

1.2 初始模型RCS仿真

目前包括HAA和高空長航時(shí)飛艇(HALE)在內(nèi)的各種浮空器方案主要都采用與常規(guī)飛艇相類似的布局形式［16］.為了更具有典型性，本文的研究也是針對目前這種主流的飛艇方案形式而進(jìn)行，飛艇模型為常規(guī)的流線型艇囊、控制用的固定X型尾翼、裝設(shè)備用的吊艙，設(shè)計(jì)主要參數(shù)如表1所示.用CATIA軟件繪制出X型尾翼臨近空間飛艇的三維模型，X型尾翼退化為十字型尾翼.

X型尾翼臨近空間飛艇的RCS仿真過程為:用CATIA軟件建立其模型(如圖1所示);生成三角形網(wǎng)格并導(dǎo)出網(wǎng)格文件，本文中初始模型共計(jì)生成74978個(gè)三角形網(wǎng)格(如圖2所示);用基于物理光學(xué)法編寫的VC程序仿真出X型尾翼臨近空間飛艇的RCS仿真值(如圖3所示).仿真初始條件為:雷達(dá)俯仰角為0°;入射波長λ=0.03 m，即X波段，模型的俯仰角和滾轉(zhuǎn)角均為0°.

表1 X型尾翼臨近空間飛艇模型設(shè)計(jì)參數(shù)Table1 Design parameters of the X-tail near space airship m

圖1 X型尾翼臨近空間飛艇三維模型Fig.1 3D model of X－tail near space airship

圖2 X型尾翼臨近空間飛艇三維模型網(wǎng)格Fig.2 3D grid of X－tail near space airship

分析圖3仿真結(jié)果可知當(dāng)尾翼退化為十字型尾翼時(shí)，X型尾翼臨近空間飛艇的RCS值為:頭向±30°RCS算數(shù)平均值為19.90 dB·m2;側(cè)向±30°RCS算數(shù)平均值為46.00 dB·m2;尾 ±30°RCS算數(shù)平均值為23.65 dB·m2;可以看到臨近空間飛艇側(cè)向90°和270°時(shí)RCS出現(xiàn)峰值，這是由于艇囊曲面鏡面反射和尾翼形成二面角強(qiáng)散射源造成的.

圖3 X型尾翼臨近空間飛艇RCS仿真結(jié)果Fig.3 RCS numerical simulation results of X－tail near space airship

1.3 變形X型尾翼臨近空間飛艇的RCS仿真

用CATIA軟件建立X型尾翼臨近空間飛艇的三維模型，并對飛艇的尾翼采用不同變形角設(shè)計(jì)(如圖4所示)，變形角β范圍為0°～90°，步長為5°.分別對所得模型的RCS進(jìn)行仿真.仿真過程同2.2節(jié)中的仿真過程.

圖4 X型尾翼變形示意圖Fig.4 X－tail deformation schematic

對仿真結(jié)果進(jìn)行數(shù)理統(tǒng)計(jì)，得到臨近空間飛艇頭向 ±30°、側(cè)向 ±30°、尾向 ±30°的 RCS 算數(shù)平均值隨變形角 β的變化關(guān)系曲線(如圖5所示).

分析圖5的仿真結(jié)果可知臨近空間飛艇頭向±30°的RCS算數(shù)平均值隨變形角的增大保持在19.82～19.33 dB·m2小范圍內(nèi)變化，基本趨于穩(wěn)定，故臨近空間飛艇頭向±30°的RCS算數(shù)平均值隨變形角的變化不明顯.

圖5 臨近空間飛艇頭向、側(cè)向、尾向RCS曲線Fig.5 Near space airship RCS curves from head，side and tail direction

臨近空間飛艇側(cè)向±30°的RCS算數(shù)平均值隨變形角的增大先迅速減小，在變形角為0°時(shí)側(cè)向±30°的RCS算術(shù)平均值為42.00 dB·m2，主要是由于電磁波垂直照射尾翼，產(chǎn)生較強(qiáng)的鏡面反射;當(dāng)變形角增大到5°時(shí)側(cè)向±30°的RCS算術(shù)平均值為36.00 dB·m2，僅為變形角為0°時(shí)的25%;隨后振蕩減小，在 20°時(shí)減小到33.37 dB·m2，為 0°時(shí)的 13.7%;之后當(dāng)變形角在20°～85°之間時(shí)RCS基本趨于穩(wěn)定;在變形角為90°時(shí)側(cè)向 ±30°的 RCS算數(shù)平均值又達(dá)到43.06 dB·m2，這是由于此時(shí)尾翼翼尖的平面被電磁波垂直照射，增大了散射強(qiáng)度，這一點(diǎn)說明在設(shè)計(jì)時(shí)要盡量避免翼尖平面的出現(xiàn)，可以用楔形翼尖.

臨近空間飛艇尾向 ±30°的 RCS算數(shù)平均值，當(dāng)變形角在0°～35°之間時(shí)，隨變形角的增大而減小，當(dāng)變形角為 35°時(shí)達(dá)到最小值14.17 dB·m2，僅為 0°時(shí)的 10.3%;當(dāng)變形角在35°～90°之間變化時(shí)，臨近空間飛艇尾向±30°的RCS算數(shù)平均值隨變形角的增大而在13.27～17.28 dB·m2之間小幅振蕩變化.說明尾翼變形角的變化對臨近空間飛艇尾向RCS也是有較大影響的.

1.4 雷達(dá)俯仰角變化對X型尾翼臨近空間飛艇側(cè)向RCS特性的影響

當(dāng)X型尾翼產(chǎn)生變形時(shí)，該臨近空間飛艇頭向的RCS均值變化幅度較小，而側(cè)向的RCS均值變化幅度相對較大.故本節(jié)專門對臨近空間飛艇側(cè)向RCS特性進(jìn)行深入研究，研究探測雷達(dá)的俯仰角變化對變形角為45°的X型尾翼臨近空間飛艇的RCS特性的影響，探索變形角的變化是否增大了其他方向上的RCS.按照2.2節(jié)的仿真過程，使用CATIA軟件建立變形角為45°時(shí)的臨近空間飛艇模型，并生成相應(yīng)的網(wǎng)格(如圖6所示)，使用VC程序?qū)ζ銻CS數(shù)值模擬，其中探測雷達(dá)的俯仰角在－55°～+55°之間變化，變化步長為1°，雷達(dá)入射波長λ=0.03 m，模型的俯仰角和滾轉(zhuǎn)角均為0°.基于物理光學(xué)法，經(jīng)過數(shù)值模擬，得出探測雷達(dá)的俯仰角α=0°時(shí)X型尾翼變形角為45°時(shí)的臨近空間飛艇RCS特性(如圖7所示).經(jīng)過數(shù)理統(tǒng)計(jì)分析，得出探測雷達(dá)的俯仰角在－55°～+55°之間變化對X型尾翼臨近空間飛艇側(cè)向±30°RCS算數(shù)平均值的影響(如圖8所示).

圖6 45°變形角臨近空間飛艇網(wǎng)格Fig.6 Near space airship grid when deformation angle is 45°

圖7 X型尾翼變形角為45°時(shí)的臨近空間飛艇 RCS特性(β=0°)Fig.7 RCS of near space airship when deformation angle of X－tail is 45°(β =0°)

圖8 探測雷達(dá)的俯仰角變化對X型尾翼臨近空間飛艇側(cè)向RCS的影響(β=45°)Fig.8 Impact of changes in pitch angle detection of radar on X－tail near space airship lateral RCS(β =45°)

對照圖3和圖7知X型尾翼的變形可以顯著改善臨近空間飛艇側(cè)向隱身性能.

由圖8分析知，臨近空間飛艇的側(cè)向RCS算數(shù)平均值有2個(gè)峰值，分別在探測雷達(dá)俯仰角為－45°和+45°附近出現(xiàn)，這是由于在這個(gè)角度上電磁波可以垂直照射X型尾翼產(chǎn)生較強(qiáng)的散射，其峰值分別為45.42 dB·m2和44.98 dB·m2.故X型尾翼的變形增加了其他方向上的RCS特性.從圖8中可以看到出現(xiàn)的峰值范圍大約在－42°～ －46°和42°～46°范圍，假設(shè)飛艇的飛行高度是 20 km，當(dāng)雷達(dá)在仰角 －42°～ －46°和42°～46°范圍發(fā)現(xiàn)飛艇時(shí)距飛艇的距離分別為29.9km和17.8km，此范圍水平距離只有2.1 km.

2 與FEKO軟件仿真結(jié)果對比分析

為了驗(yàn)證該程序所采用的物理光學(xué)法是準(zhǔn)確合適的，用該程序計(jì)算一個(gè)直徑為400mm的對比金屬球體的RCS與成熟的商業(yè)軟件FEKO計(jì)算結(jié)果做對照如圖9、圖10所示.

圖9 對比球VC程序計(jì)算模型網(wǎng)格Fig.9 Grid of contrast ball when calculated using VC program

圖10 對比球FEKO計(jì)算模型Fig.10 Model of contrast ball when calculated using FEKO

FEKO采用的是多層快速多極子法.其中，對比球探測雷達(dá)方位角在0°～180°變化，步長為5°.模型的俯仰角和滾轉(zhuǎn)角均為0°.分別對VC和FEKO計(jì)算的對比球側(cè)向±30°RCS取算數(shù)平均值.FEKO計(jì)算結(jié)果為－8.995 dB·m2，VC計(jì)算結(jié)果為－9.120 dB·m2.統(tǒng)計(jì)分析知兩者之間差別只有2.83%.說明本文采用的物理光學(xué)法是準(zhǔn)確合適的.

3 結(jié)論

本文研究了X型臨近空間飛艇的隱身特性.基于物理光學(xué)法，運(yùn)用 CATIA軟件、VC軟件、FEKO軟件和Origin軟件，分析了X型尾翼變形角不同時(shí)對該臨近空間飛艇RCS的影響，并進(jìn)行仿真，通過數(shù)理統(tǒng)計(jì)對其隱身特性的縮減進(jìn)行了分析;同時(shí)通過與采用多層快速多極子法計(jì)算的對比球的RCS進(jìn)行對比知本文采用的物理光學(xué)法是準(zhǔn)確合適的.通過對X型尾翼臨近空間飛艇的隱身特性的仿真，得到以下結(jié)論:

1)為了提高臨近空間飛艇蒙皮材料的隔熱性能，在飛艇表面鍍一層金屬以增大其對太陽光的熱反射率進(jìn)而起到隔熱的作用，這樣一來臨近空間飛艇的電磁散射特性就相當(dāng)于一個(gè)金屬導(dǎo)體，為了提高其生存能力其隱身特性的研究將變得有必要.

2)X型尾翼變形角的不同對臨近空間飛艇頭向±30°的RCS算術(shù)平均值影響較小.

3)X型尾翼變形角的不同對臨近空間飛艇側(cè)向±30°的RCS算術(shù)平均值影響較大.變形角從0°增加到20°時(shí)側(cè)向 ±30°的RCS算術(shù)平均值從42.00dB·m2減小到33.37dB·m2，僅為0°時(shí)的13.7%;之后當(dāng)變形角在20°～85°之間時(shí)RCS基本趨于穩(wěn)定;在變形角為90°時(shí)側(cè)向 ±30°的RCS算數(shù)平均值又回達(dá)到43.06 dB·m2，這是由于此時(shí)尾翼翼尖的平面被電磁波垂直照射，增大了散射強(qiáng)度，這一點(diǎn)說明在設(shè)計(jì)時(shí)要盡量避免翼尖平面的出現(xiàn)，可以用楔形翼尖.

4)X型尾翼的變形可以顯著改善臨近空間飛艇側(cè)向隱身性能，同時(shí)也導(dǎo)致其他方向的RCS的增大.

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