鴨翼的雷達散射截面影響研究

郭展智，陳穎聞，麻連鳳

中國航空工業成都飛機設計研究所，成都 610091

在世界戰斗機發展史上,若按照不同的水平安定面特征，常見的戰斗機布局大致可分為以下幾類：常規布局、鴨式布局、無尾布局、三翼面布局和飛翼布局[1]。其中鴨式布局在現代戰斗機布局設計中得到高度關注。

鴨式布局在中國的戰斗機布局設計發展史上占有十分重要的地位，中國的氣動力布局設計技術人員完全依靠自主創新，經過多年研究和型號的成功應用，掌握了鴨式布局氣動力設計技術。事實證明，鴨式布局通過與放寬縱向靜穩定性技術相結合，可以避免鴨式布局的缺點，充分發揮其有利于配平增升的優勢，有利于獲得更高的超聲速配平升阻比，還有利于亞、跨、超聲速全飛行包線內的焦點匹配和重心配置[2]。

隨著各種電子探測設備的發展，戰場環境日益復雜，隱身技術對戰斗機的生存力和作戰效能產生了深遠的影響，隱身成為新一代作戰飛機所必備的重要特征之一[3]。美國先后研制了F-117、B-2、F-22、F-35等先進隱身戰斗機。眾所周知,隱身能力是第四代戰斗機核心的技術特征，根據掌握的公開資料，可以推測F-22、F-35較傳統的三代機或三代改準隱身飛機其隱身性能大幅提升，對傳統的非隱身飛機構成致命的優勢，發展隱身飛機成為全世界的共識。戰斗機的隱身性能在很大程度上取決于布局設計的好壞，F-22、F-35飛機均采取了常規布局，充分表明美國已經掌握了常規布局的隱身設計技術。而對于中國來說，采取鴨式布局是獨辟蹊徑的選擇。采取鴨式布局雖然可以充分發揮其在氣動上的優勢，但是鴨式布局和常規布局相比，對隱身的不利因素是顯而易見的：鴨翼前置相當于在飛機前方增加了一個散射部件，并且鴨翼與機身之間的活動縫隙直接暴露在飛機前方，極有可能導致整機的隱身特性惡化。這些問題是鴨式布局隱身飛機設計必須要考慮和重點解決的問題。

在公開發表的研究文獻中，關于鴨翼或鴨式布局飛機的氣動特性方面的研究甚多，有關鴨翼隱身特性的研究文獻甚少。李啟鵬等[4]利用精確計算方法針對鴨翼部件模型的雷達散射截面(Radar Cross-Section，RCS)進行了計算，分析了鴨翼前緣后掠角和展長對RCS的影響，并計算了鴨翼不同偏轉角時飛機的RCS值，得出了鴨翼偏轉會顯著增大飛機頭向RCS的結論；進一步對鴨翼使用吸波材料之后的情況進行計算，說明了涂敷吸波材料能夠大幅降低其RCS。本文從整機布局的隱身特性出發，結合典型布局整機外形的RCS計算結果以及全尺寸部件模型隱身測試的研究結果，研究和分析了鴨翼散射對整機的RCS影響。

有人戰斗機的隱身布局設計，其影響要素甚多，包括進排氣方式、機身截面形狀、主翼面幾何參數、尾翼參數、后體耦合區的設計等。對于不同的布局形式，這些隱身設計要素都是相同的。鴨式布局與常規布局相比，僅是增加了一個隱身要素——鴨翼。為了研究鴨翼的RCS影響，本文首先分析鴨翼的散射機理，然后開展鴨式布局和常規布局2種布局方案的隱身外形建模，通過RCS仿真計算比較兩者的差異。為了更清楚說明鴨翼影響的差量，本文假設在其他隱身要素相同或相當的前提下分別對鴨式布局和常規布局的隱身特性進行RCS計算和對比；然后，通過部件隱身試驗測試方法研究邊緣散射、鴨翼與機體之間對縫散射的RCS抑制方案，并驗證其抑制效果。

1 方法介紹

通過RCS理論計算的手段研究不同布局的外形隱身特性，通過鴨式布局和常規布局的RCS計算結果對比，分析鴨翼的散射貢獻，并研究鴨翼偏轉后對整機的影響；然后通過典型吸波部件的隱身試驗研究邊緣散射的影響及抑制方案；通過研制全尺寸對縫部件模型，對鴨翼與機身之間的對縫散射問題開展隱身試驗研究。

1.1 RCS計算分析方法

在飛機的方案設計階段以及后期的隱身優化提升的過程當中，為了快速完成方案的迭代優化以及降低隱身測試驗證的成本，經常需要采用RCS仿真方法預估和分析目標的散射特性。

電磁散射問題的解析方法是通過滿足嚴格邊界條件的波動方程來求目標問題的嚴格解。隨著計算機技術的發展，人們提出了大量的數值方法進行求解。這些方法一般都是建立在麥克斯韋方程組的基礎之上。

1.1.1 高頻計算方法

高頻計算方法是一種近似方法，在早期應用較多，主要有幾何光學法(Geometric Optics，GO)和物理光學法(Physical Optical,PO)，在很多著作中都有論述[5-6]。

幾何光學法是用射線管理論來說明散射機理和能量傳播的經典方法。幾何光學的基本理論是描述電磁波在2種不同媒質的分解面上的反射與折射。對于棱邊、拐角以及尖點等表面不連續處不能采用幾何光學法，對于形狀復雜的散射體，幾何光學法的計算精度無法保證。

物理光學法理論通過對感應場的近似積分而求得散射場，可以對平面和單彎曲表面等幾何光學法不能計算的結構進行RCS求解。物理光學法根據高頻場的局部性原理，完全忽略目標各部分之間的相互影響，而僅根據入射場獨立地近似確定表面感應電流。雖然可以快速、有效地計算理想導體目標的RCS，但是只適用于電大尺寸、表面光滑、局部之間耦合作用較弱的導體目標。當目標存在較多邊緣、尖劈或局部存在耦合散射區域時，物理光學法計算結果將會產生很大的誤差。

為了彌補幾何光學法和物理光學法的缺陷，后來相繼發展提出了幾何繞射理論(Geometric Theory of Diffraction，GTD)和物理繞射理論(Uniform Theory of Diffraction，UTD)，但是這些方法在實際的工程應用中同樣存在很多局限性。

1.1.2 精確數值計算方法

精確數值計算方法又分為積分方程法(Integral Equation Method，IEM)和微分方程法，分別對應麥克斯韋方程的積分形式和微分形式。

積分方程法包含電場積分方程、磁場積分方程以及混合場積分方程。混合場積分方程實際上是電場積分方程和磁場積分方程的線性組合。混合場積分兼具電場積分方程計算準確和磁場積分方程收斂性好的特點，并且消除了內諧振問題。

隨著計算電磁學的發展，出現了更為成熟的數值方法，包括基于積分方程的矩量法(Method of Moment，MOM)和多層快速多極子方法(Multi Level Fast Multipole Method，MLFMM)。針對電磁散射問題，目前業界公認的有效方法是多層快速多極子。在高性能計算服務器迅速發展的今天，多層快速多極子方法已能精確計算電尺寸超過1 000個波長的低RCS飛行器目標，在電尺寸方面已涵蓋了隱身設計中的絕大多數問題[6]。

對于一般隱身飛機的外形RCS計算，采用高頻計算方法無法滿足RCS計算精度要求，本文采取基于多層快速多極子方法的工程計算軟件進行目標的RCS求解。

1.2 雷達隱身試驗和驗證

目標RCS可以通過理論計算和試驗測試獲得。理論計算方法對分析金屬外形的散射特征較為準確，但是對復雜外形、存在復雜介質的目標，計算難度大大增加，計算精度將受到嚴重制約，使得測試的方法成為獲取目標電磁散射特征的主要手段[7]。因此，基于RCS測試、成像診斷測試的雷達隱身試驗技術顯得至關重要。

RCS測試分為幾種，其中微波暗室測試適用于飛機整機縮比模型測試和全尺寸部件模型測試。在飛機布局方案確定的前提下，對于特定的散射源開展全尺寸部件隱身測試，有利于準確把握其散射特性，從而有針對性地制定具體的散射抑制方案，以進一步提升整機的隱身水平。

隱身飛機表面局部細節的隱身設計、吸波涂層和吸波結構的合理應用，對進一步提高整機的隱身性能至關重要，但這些細節設計不適合通過縮比模型測試研究和優化。通常，隱身飛機的局部散射源、散射部位其尺寸在1米至數米之間，若將其放在整機上測試，一方面尺寸過大不易實施，成本較高；另一方面整機RCS有可能掩蓋局部的RCS，無法準確獲取部件或細節結構的散射特性。通常采取研制全尺寸部件模型模擬局部細節，利用微波暗室進行測試。

2 鴨翼的RCS貢獻與減縮措施

2.1 鴨翼散射機理

鴨翼雖然作為鴨式布局特有的部件，但其散射機理并不復雜。鴨翼的散射機理如圖1所示。

圖1 鴨翼的散射機理

鴨翼的散射可歸結為3類散射問題：

1) 尖點散射。當電磁波照射到鴨翼后緣的角點上時，會發生繞射現象，表面行波亦會在尖點處形成繞射，尖點散射屬于一次散射。

2) 邊緣散射。當電磁波照射到目標的棱邊時，邊緣對入射電磁波產生繞射，表面行波亦會在邊緣處產生繞射現象，邊緣散射屬于一次散射，是較強散射源，抑制其散射峰值是隱身飛機設計必須考慮的問題。

3) 對縫散射。鴨翼與機身之間不可避免地存在需滿足鴨翼偏轉要求的對接縫隙，該縫隙較狹長，并且存在轉軸機構，其散射機理較為復雜，可能存在多次反射特征。

上述3類散射問題中的尖點散射和邊緣散射非鴨翼所獨有，是翼面部件所共有的問題，其散射抑制方案相似。而對縫散射是鴨式布局所獨有的散射源，由于鴨翼處于前機身區域，使得鴨翼與機身之間的縫隙容易暴露于飛機前方，需要有針對性地提出解決方案。

2.2 布局建模說明

為了開展整機布局外形RCS計算，首先需完成不同布局的隱身外形建模，布局方案要求基本可行，否則失去研究的意義。建模的過程需遵循外形隱身設計的一般性原則，比如機身剖面滿足低RCS剖面設計的要求、垂尾外傾一定角度、所有的邊緣按照俯視投影平行設計[8]的原則進行布置等。

參考F-35戰斗機的布局，首先生成一種兩側進氣、常規布局的單發戰斗機隱身方案。以F-35的成功設計為基礎，可保證該方案基本成立，不存在顛覆性的問題。然后在此基礎上，取消平尾，在進氣道往后適當位置、機體兩側增加鴨翼，并且將機翼和垂尾的位置適當后移，從而形成一種鴨式布局方案。2種布局方案采取相同的機身外形、相同的主翼面和垂尾外形、相同的邊條形狀，是為了使兩者的隱身要素基本同等，在此條件下比較鴨式布局(有鴨翼)和常規布局(無鴨翼)的RCS差量，便于分析得出鴨翼散射對整機的影響。

常規布局方案的外形模型如圖2所示，鴨式布局方案的外形模型如圖3所示。其中鴨翼采取外形隱身設計，如翼尖切角、前緣和后緣分別與機翼的前緣和后緣平行。

布局外形和隱身相關的主要幾何特征以及RCS計算模型說明如下：

1) 由于腔體計算的復雜性，不考慮進氣道腔體散射的影響，設計低散射外形曲面封堵進氣道和尾噴口，不計算腔體散射以及尾噴口終端散射，不考慮腔體散射的影響使整機的RCS水平更低，更有利于分析鴨翼對整機的RCS影響。

圖2 常規布局方案

圖3 鴨式布局方案

2) 前機身、中機身、后機身與后邊條的形狀和F-35飛機類似，均采取低RCS剖面設計，2種布局計算模型共用相同的機身外形。

3) 垂尾幾何形狀和F-35相似，垂尾外傾角為27°，邊緣俯視圖投影前緣后掠角為60.7°，后緣后掠角為42°，2種布局采取相同的垂尾外形。

4) 翼面前緣采取中等后掠角設計，鴨翼、機翼和平尾的前緣后掠角均為42°，其后緣前掠角均為15°，其中平尾上反角為3°，鴨翼上反角為8°，機翼無上反角。

5) 鴨翼和垂尾尖部均進行隱身切角設計。

2.3 RCS計算說明

1) 基于RCS精確數值計算方法對2種布局方案分別進行RCS求解，目標模型的介質屬性設置為金屬，不考慮吸波涂層/吸波結構的應用。

2) 考慮到硬件資源的約束條件，需要降低目標RCS求解的規模，僅選擇L波段和C波段的典型頻率進行計算，并且重點研究前方扇區的RCS特性，不進行全向的RCS計算和分析。

3) 計算參數說明：典型頻率為1.7 GHz、5.6 GHz， 俯仰角為5°(對應巡航狀態的典型迎角)，計算方位角為0°～90°。

2.4 鴨式布局和常規布局的RCS對比

對以上2種布局模型分別進行RCS計算，以常規布局和鴨式布局的外形RCS對比來說明鴨翼的影響當量。首先研究活動面無偏轉姿態下的布局隱身特性，即鴨翼或平尾均在中立位置姿態。

L波段(1.7 GHz)典型RCS曲線對比如圖4 所示，C波段(5.6 GHz)的RCS曲線對比如圖5所示。飛機前方扇區0°～30°的RCS均值統計數據對比見表1。

根據圖4、圖5和表1對比情況，對鴨式布局和常規布局的RCS分析如下：

1) 從曲線的宏觀對比來看，兩種布局的RCS曲線在0°～60°的大角域范圍內曲線趨勢基本一致，而在側方75°～90°角域內，鴨式布局的RCS更小，這是由于常規布局方案其垂尾和平尾之間部分構成二面角特征，存在較強的多次散射所致，研究重點是前方扇區的RCS特性，不分析側方的差異。

2) 根據表1的RCS均值統計，對于低頻L波段HH極化而言，鴨式布局的RCS水平相比常規布局大1.27 dB，主要是前置鴨翼帶來的影響，但在C波段，鴨式布局的RCS反而降低0.68 dB，這是由于翼面部件的散射特性和頻率相關，對于同樣的翼尖參數，在低頻時，波長較長，鴨翼尖部散射對整機影響較明顯，隨著頻率增加、波長變小，尖部散射影響減弱，因此C波段兩者的結果相當。

圖4 2種布局RCS曲線對比(1.7 GHz)

圖5 2種布局RCS曲線對比(5.6 GHz)

表1 飛機前方扇區0°～30°RCS均值數據對比

3) 對VV極化而言，無論是低頻還是高頻，鴨式布局的均值水平都有小幅增加，其主要原因是方位角為15°時的RCS峰值增加，該散射峰值對應翼面后緣的散射，雖然各翼面邊緣均按照平行原則布置，但由于鴨翼的后緣后掠角為15°，其散射峰值直接暴露于飛機前方，而機翼和平尾的后緣是前掠角為15°，機身對其散射峰值存在一定的遮擋關系(如圖6所示)，因此鴨翼后緣的散射較強導致鴨式布局的翼面后緣散射峰值比常規布局有所增大，但是該峰值的增加并不會明顯影響整體的RCS特性，并且應用吸波涂層和邊緣吸波結構之后，后緣散射峰值將被有效抑制(見2.6節)。

圖6 后緣法向散射示意圖

4) 鴨翼后緣一般采取后掠式設計，有利于配平和氣動焦點的匹配，如果能改為前掠式設計，即平行于同側機翼的后緣，則可利用機身的有效遮擋降低其散射峰值，并且機翼后緣的較強峰值可將其掩蓋。

5) 從42°方位角的峰值來看，2種布局并無明顯差異，這是因為主翼面相同，鴨翼前緣的較小峰值被主翼面前緣的較強峰值所掩蓋。

2.5 鴨翼偏轉的RCS影響

僅鴨翼無偏轉狀態下的RCS水平不足以全面說明鴨式布局的隱身特性優劣。鴨翼作為重要的活動面，在飛機飛行過程中隨時可能發生偏轉，繼而改變全機的隱身特性。一般來說，戰斗機在執行典型作戰任務時，在不同的任務階段對應不同的隱身等級，在全飛行剖面內保持高隱身狀態既不現實也沒有太大的意義。飛機在起飛、降落、近距格斗或者在進行較大機動時，此時的隱身等級要求不高，或者說在某些姿態飛機本體的RCS特征就比較大，雖然鴨翼大角度偏轉，但是對整機RCS并不構成致命的影響。

真正需要重點關注的是飛機巡航階段，此時對應飛機的高隱身狀態，任何舵面的偏轉不應破壞飛機本體的高隱身狀態。一般來說，鴨式布局戰斗機在巡航狀態包括亞聲速和超聲速巡航時，鴨翼的偏轉角度范圍較小，大約在-5°～0°范圍內，通常的情況是保持小角度負偏，用于巡航狀態維持較高的升阻比。

為了說明鴨翼偏轉對RCS的影響，本文選擇鴨翼偏轉±5°姿態和偏轉0°姿態進行L波段的計算對比。HH和VV極化RCS曲線對比如圖7所示。不同鴨翼偏轉角下的RCS均值數據見表2。

圖7 鴨翼偏轉RCS曲線對比(1.7 GHz)

表2 不同鴨翼偏轉角的RCS均值對比

從圖7和表2對比可見：

1) 鴨翼偏轉前后的RCS曲線基本吻合，唯一明顯的差異是VV極化曲線在15°方位角的散射峰值，鴨翼在偏轉之后無論是正偏還是負偏，散射峰值均略有變寬，這是由于鴨翼轉軸和后緣不平行，導致偏轉之后鴨翼后緣的俯視投影和機翼后緣的俯視投影沒有完全平行所致。

2) 鴨翼偏轉5°時，方位角為15°的VV極化散射峰值明顯增加，從而導致均值水平增加接近3 dB，偏轉-5°時該峰值略有減小反而使均值水平略下降，該散射峰值本質上是行波散射。行波散射與極化方式有關，只有在傳播方向上沿表面存在入射電場分量時才會出現行波。根據行波散射機理，當導體目標在近于掠入射方向被電磁波照射時，感應起表面電流，產生表面行波，表面行波在目標不連續處如果不能被吸收就會引起反射[9]。如圖8(a)所示，飛機俯仰角為5°，鴨翼偏轉0°時，鴨翼面對來波構成掠入射條件，入射電場E在表面產生電場分量Ei，激勵起表面電流，傳播至后緣處形成較強的回波反射(分量En不產生影響)；鴨翼正偏5°時如圖8(b)所示，鴨翼表面與來波方向夾角變小，沿目標表面的電場分量Ei變大，表面行波更強，導致回波變強；鴨翼負偏5°時如圖8(c)所示，鴨翼表面與來波方向夾角變大，電場分量Ei變小，表面行波變弱，使回波散射減弱。

3) 對HH極化，其散射機理和VV極化不同，電場分量平行于掃描面，不存在表面行波導致后緣散射峰值的問題，鴨翼的小角度偏轉亦不會導致目標幾何特征的明顯變化，因此鴨翼偏轉前后對整機HH極化RCS無明顯影響，曲線基本一致，均值水平相當。

前面談到，鴨式布局飛機在正常巡航時，其鴨翼偏度較小，并且是處于負偏轉姿態，不會發生正偏轉，因此不會破壞整機的RCS特性；而當鴨翼正偏角度不大，如+5°時，后緣散射導致的RCS增量在應用后緣吸波結構之后，其影響可以消除；在鴨翼偏轉更大的角度時，無論正偏或負偏，其對整機的RCS影響會增加，但此時飛機本體的RCS就有可能比較大，并且從飛機的隱身等級管理來說，此時飛機通常處于非高隱身等級階段。綜合來說，鴨翼的偏轉不會影響飛機隱身狀態的管理和使用。

圖8 鴨翼不同偏轉姿態時的行波散射機理

以上RCS計算結果對比說明鴨式布局和常規布局的布局隱身特性相當，下面通過試驗方法研究鴨翼邊緣散射和對縫散射的影響以及對應的抑制方案。

2.6 邊緣散射試驗

飛機翼面部件邊緣都會存在邊緣散射特征。邊緣散射是一種較強的散射源，尤其當飛機在雷達威脅區內的強鏡面反射減弱之后，邊緣散射的貢獻就非常突出，可應用吸波涂層或吸波結構抑制邊緣散射。一般，吸波涂層針對高頻設計，在低頻的吸收效果有限，而吸波結構可兼顧低頻和高頻的吸波性能要求，通常隱身飛機對邊緣部件應用吸波結構抑制邊緣散射。

為了使試驗結果具有普遍意義，專門設計了如圖9所示的全尺寸邊緣部件模型，模擬了一般翼面部件的前緣和后緣特征。全尺寸部件隱身測試的狀態包括模型全金屬狀態(即采取減縮措施之前)和吸波結構狀態(其中綠色的區域為吸波結構的應用區域)。

其中金屬狀態測試結果用于說明邊緣散射的影響，吸波結構狀態測試結果用于驗證邊緣吸波結構對邊緣散射的RCS抑制效果。試驗研究針對低頻L波段和高頻X波段的典型頻率。2 GHz頻率的RCS曲線對比如圖10所示，10 GHz頻率的RCS曲線對比如圖11所示，均值統計結果如表3所示。

圖9 全尺寸邊緣部件模型

圖10 邊緣部件RCS曲線 (2 GHz)

圖11 邊緣部件RCS曲線(10 GHz)

表3 邊緣部件0°～30°RCS均值

從圖10、圖11和表3可以看出：

1) 金屬狀態。邊緣部件的散射峰值較強，整體均值水平較高(均值數據見表3)，對于0.001～0.005 m2量級的高隱身飛機來說影響較大。

2) 應用吸波結構之后，對應翼面邊緣的散射峰值大幅減小，并且整體RCS水平明顯降低，其中X波段的收益更大，這是由吸波結構的性能決定的，吸波結構在X波段的吸波性能更好。

以上試驗結果說明，倘若不采取RCS減縮措施，翼面部件(鴨翼部件)邊緣散射主要是后緣散射對飛機前方隱身的影響是顯著的，而在應用邊緣吸波結構之后，邊緣散射可得到有效抑制。

2.7 對縫散射試驗

前面的計算分析針對整體布局的外形隱身特性，無法模擬鴨翼與機身之間的對縫散射問題。針對該對縫區域的散射，通過研制全尺寸部件模型開展試驗，研究對縫散射的影響以及對應的RCS抑制措施。

為了模擬左、右鴨翼與機身之間的典型縫隙，設計如圖12所示的低RCS載體模型。在縫隙區域周圍設計低RCS曲面光滑封閉，使載體自身在前方扇區具備低散射特征，然后據此研制全尺寸金屬模型，在微波暗室內進行測試，測試目標如圖13所示。

圖12 對縫載體模型

圖13 對縫全尺寸部件模型RCS測試

由于此類對縫散射的影響主要在高頻，對低頻的影響較小。該試驗主要針對高頻X波段的典型頻率進行測試研究，分為對縫原始狀態與RCS減縮狀態，用于研究原始對縫散射對整機的影響以及驗證采取RCS減縮措施后的抑制效果。2種狀態的RCS曲線對比見圖14，頻率為9.41 GHz。均值統計數據見表4。

表4 對縫模型的RCS均值統計

從圖14和表4結果可見，在對縫未采取RCS減縮措施之前，對應飛機的前方扇區存在較強、角域較寬的峰值，對整機隱身構成較大的影響。試驗結果說明鴨翼對縫散射是鴨式布局飛機的一個重要散射源，從散射機理來說：

1) 在對縫兩側的光滑、狹長的外形表面容易激勵起表面行波，行波傳播過程中在鴨翼轉軸機構形成的幾何不連續處如果沒有被吸收就會產生強反射。

2) 電磁波入射到對縫的內部，在兩側的型面之間部分存在多次反射特征。

此類散射問題主要應用高頻吸波性能較好的雷達吸波涂層進行抑制，減縮狀態取得的RCS抑制效果十分顯著，在前方扇區的較強、較寬的峰值大幅降低。HH極化和VV極化RCS均值都大幅下降，均值水平分別下降至-38 dBsm和-33 dBsm以下。

因此，通過采取合理的RCS抑制措施，鴨式布局特有的對縫散射問題其影響基本可以消除。

3 結 論

鴨翼散射是鴨式布局隱身戰斗機設計所獨有的問題，需加以重視。本文的研究表明，鴨翼的散射抑制方案并不復雜，在采取措施將鴨翼散射的影響消除之后，鴨式布局完全可以應用于高隱身飛機的布局設計，其隱身性能與常規布局相當。

對于鴨式布局戰斗機的鴨翼隱身設計需遵循以下原則：

1) 鴨翼的邊緣設計按照邊緣俯視投影平行的原則進行布置，以減少RCS峰值數量，并利用主翼面邊緣的較強峰值掩蓋鴨翼邊緣的較小峰值。

2) 鴨翼后緣的尖點綜合氣動、隱身的要求進行適當切角，以削弱尖點散射。

3) 對邊緣包括前緣、后緣和翼尖應用吸波結構，結合飛機對低頻和高頻的隱身要求選擇吸波結構的性能參數和確定吸波結構的尺寸參數。

4) 鴨翼與機身之間的對縫區域應用高頻吸收性能優異的吸波涂層抑制對縫散射，并制定合理的涂覆區域。