某型太陽能飛機電磁散射特性仿真研究

王 菁，劉戰合，苗 楠，蔣宸霖

(鄭州航空工業管理學院航空工程學院，河南 鄭州 450046)

1 引言

隨著航空技術的快速發展，以太陽能、氫能源、燃料電池驅動的清潔能源飛機成為發展的重要方向。但氫能源、燃料電池技術尚未實現實質性突破，應用有人或無人機仍有一定難度，而太陽能在實際應用上已具備較好基礎，太陽能發電系統、電力存儲技術、動力供給系統也相應完善，促進了太陽能飛機的快速發展[1，2]。結合太陽能發電技術特點，太陽能飛機一般設計為大展弦比、低速翼型(或層流翼型)，具有長航時優勢，可用于實現空中探測和信號轉發、處理的通信中繼等，有較高的軍民應用價值[3-5]。

作為空中通信中繼類型的太陽能飛機，與其它作戰飛機類似，也將面臨來自于敵方海、陸、空基探測設備的威脅，為提高中繼型太陽能飛行器執行任務的生存能力，有必要研究其電磁散射特性。基于兩種典型布局的太陽能飛機，建立了電磁散射分析模型，結合其使用特點和面臨的主要威脅角度，采用物理光學法(Physical Optics，PO)[6]，計算了兩種模型在不同頻率、不同俯仰角下的雷達散射截面(Radar Cross Section，RCS)，研究太陽能飛機的電磁散射特性，并分析了電磁隱身性能與設計布局的相關性，為用于軍事中繼通信的太陽能飛機隱身設計提供技術參考。

2 太陽能飛機電磁分析模型

太陽能飛機處于早期驗證和試飛階段，當前的布局設計主要借鑒常規動力飛機，考慮到載荷和結構強度等需求，大多設計為常規布局、基于常規布局的雙尾撐或多尾撐布局形式[2]，以此兩種布局為研究對象，建立了兩種太陽能飛機電磁散射模型，定義常規布局為電磁模型A、雙尾撐布局為電磁模型B。兩種電磁模型幾何尺寸分別為：電磁模型A機身長12.11 m、翼展為44.09 m、高1.96 m，電磁模型B機身長40.86 m、翼展為17.66 m、高7.05 m。三維實體電磁模型如圖1。

圖1 兩種布局太陽能飛機電磁計算模型

以通信中繼為目的的飛行器一般飛行高度較高，執行任務中，將面臨來自于海、陸、空域各平臺所載探測器的跟蹤和識別，基于以上威脅考慮，為研究以上兩種布局太陽能飛機的電磁散射特性，從實際作戰環境出發，電磁波入射頻率設定為：1、3、6、10、15、18 GHz，俯仰角-15、-10、-5、0、5、10、15度，方位角0～360度。借鑒常規動力飛行器隱身性能研究方法[7-9]，以太陽能飛機重點威脅角域的RCS平均值為研究對象，結合RCS曲線分布特性開展研究。重點威脅角域設定為飛機頭向30度(H-30)、側向30度(S-30)、后向30度(T-30)、周向360(W-360)度等，研究各角域內的RCS平均值變化規律，分析兩種布局太陽能飛機的電磁散射特性。

3 電磁散射特性計算方法

考慮到機翼、平尾、垂尾等鋪設太陽能電池板的面積需求問題，太陽能飛機設計一般設計為較大的機翼面積，結合戰略戰術要求，采用大展弦比機翼，因此，太陽能飛機的電尺寸較大，對關注的頻率范圍，位于光學區，即電大尺寸目標。基于以上因素，電大尺寸目標電磁散射特性計算方法一般分為兩種：高頻近似方法和數值方法[6]。其中高頻近似方法如物理光學法、一致繞射理論、物理繞射理論、等效電磁流方法等，在計算電大尺寸目標上具有高效的計算優勢及可接受的計算精度，各方法適應目標不一[10，11]。主流的數值方法有基于積分方程的多層快速多極子算法MLFMA(Multilevel Fast Multipole Algorithm)、基于微分方程的時域有限差分法、有限元法等，其中多層快速多極子算法是對矩量法MOM(Method of Moments)的快速改進[12-15]，具有高精度的優勢，但該算法依然存在電大尺寸計算時內存占用量大、復雜目標計算困難、計算效率低等缺點，對太陽能飛機電大尺寸目標來說，MLFMA計算難度較大。

綜合以上分析，盡管物理光學法在計算精度上有一定犧牲，但對太陽能飛機來說，具有高效和可接受的計算精度。物理光學法與多層快速多極子算法均基于積分方程，與多層快速多極子算法在處理過程中考慮所有源、場面元之間的電磁耦合作用不同，為提高計算效率，物理光學法僅考慮了面元的自耦合，而將影響較弱的互耦合作用略去不計，這一近似優勢尤其適用于電大尺寸目標，可在滿足一定精度的前提下，快速得到目標的電磁散射特性，對本文表面光滑目標的太陽能飛機，局部結構之間的耦合可以忽略，適合采用物理光學法進行分析。由物理光學法，計算目標的RCS可由下式求和而得

(1)

(2)

其中，k、分別為入射電磁波的波數、方向單位矢量，為面元法向單位矢量，分別為接收電場、發射磁場單位矢量，為局部源到計算面元的位置矢量，為散射方向單位矢量。

4 電磁模型RCS曲線分布特點

由前述可知，兩種模型飛機布局有較大區別，模型A由于采用了較大翼展機翼以實現太陽能發電所需面積，布局使用雙尾撐形式提高了機翼和機身的結構強度；模型B采用常規氣動布局，為降低機身帶來的重量影響，盡量降低機身半徑即采用較大機身長細比，兼顧氣動性能和太陽能發電功率。

不同布局形式對電磁散射特性的貢獻不一，結合飛機執行任務情況，從俯仰角變化、頻率變化兩個維度開展分析研究。考慮到不同模型的俯仰角變化、頻率變化對曲線的影響規律相似，對模型A和B，分別研究俯仰角變化和頻率變化的電磁散射特性，并結合兩者特性，以分析RCS曲線的分布特性。

4.1 俯仰角變化情況

對模型A，入射頻率為6GHz，俯仰角-10、0、10度的RCS計算曲線如圖2。

圖2 模型A不同俯仰角RCS計算曲線(6 GHz)

鑒于RCS分布的對稱性，僅研究0～180度方位角范圍。圖2可以看出，對模型A，RCS計算曲線沿周向呈“十”字型分布，即沿周向0～360度分布有四個散射波峰，分別位于0、90、180、270度附近角域，結合模型A結構外形布局，可以看出，前向0度角域峰值為機翼前緣、平尾前緣凸面的鏡面電磁散射效果，方位角偏離0度時，鏡面散射效果減弱，RCS幅值降低；90度角域方位為機翼和平尾側面、尾撐結構、垂尾的鏡面散射綜合效果，從結構特點來看，盡管垂尾面積較大，但由于其在側向90度上的貢獻鏡面散射最大，同時，機翼翼梢部位的上反對側向也有一定貢獻；后向180度角域附近為機翼、平尾及垂尾的后緣散射貢獻。

俯仰角變化時，圖2說明兩個特點：一是俯仰角對RCS分布特點影響較小，即不影響RCS散射波峰波谷分布形式；二是俯仰角增大或減小時，RCS曲線呈向內收縮趨勢。圖2可以看出，前向0度附近角域(前向60度角域上)，俯仰角變化時，散射曲線基本重合，說明較小的俯仰角對前向電磁散射貢獻不大，分析認為是由于機翼前緣呈現凸面，小的俯仰角并不改變散射機理。對90度附近側向角域，俯仰角為-10度和10度RCS曲線重合較為明顯，且相對于0度變化較大，主要為波峰變窄，但在90度上波峰峰值基本接近，這是由于俯仰角的改變并不影響側向90度鏡面散射主要組成部分，而在偏離90度角域的部分，俯仰角改變后，入射電磁波會偏離機翼、垂尾、平尾側面一定角度，降低其散射效果，引起RCS降低。在尾向180度角域附近，與側向90度角域特點相似，俯仰角變大時，RCS幅值降低，曲線向內收斂較大，且波峰峰值降低，造成這一現象的原因是，機翼、平尾后緣的結構特性與前緣不同，致使在0度俯仰角時，呈現鏡面散射，而偏離0度俯仰角時，鏡面散射迅速降低，引起曲線向內收斂。

4.2 頻率變化情況

對模型B，俯仰角0度，入射頻率1、6、18GHz，的RCS計算曲線如圖3。

圖3 模型B不同頻率RCS計算曲線(迎角0度)

從模型B不同頻率電磁散射曲線圖3可以看出，模型B由于飛機布局的不同，其RCS曲線分布有一定差異，尤其表現在飛機前方部位。沿周向來看，模型B散射曲線分布有4個明顯散射波峰，這一點與模型A接近，模型B在30～60度角域甚至更大范圍內有一明顯幅值較高區域。前向0度角域上，散射波峰為機翼、平尾、垂尾三者前緣的綜合散射表現，但機翼前緣的鏡面散射占較大部分。在20～80度角域上，RCS幅值有較大增加，這是由于機翼翼梢部位前緣在展向方向呈弧形分布，且該處前緣面積較大，對相應角域上的RCS散射貢獻較大。對側向90度角域，受機翼翼梢、平尾、機身、垂尾側面影響較大，其中垂尾側面的鏡面散射和機身側面的電磁散射貢獻占主要地位，側向270度角域上的散射情況與此一致。在后向180度角域上，其散射機理與模型A類似，主要為機翼、平尾、垂尾后緣及機身后端面的綜合散射效果，尤其是機身后端面的鏡面散射貢獻較大。

頻率由1增加至18GHz時，散射曲線分布上無較大變化，即各頻率下的RCS曲線分布具有相似性，這一點與俯仰角影響相同。從圖3可以看出，頻率變化時，在各角域上的影響有一定區別，前向較小范圍(0～20度內)及90～180度角域來說，三個頻率散射曲線變化較小僅表現為振蕩性能的不同，而散射幅值和分布特性變化較小。在20～80度角域上，頻率增加時，散射曲線逐漸向外膨脹，RCS幅值增加，即機翼翼梢弧形部位對頻率比較敏感，如需提高該模型隱身性能，除考慮前向、后向角域外，該角域散射應作為重要減縮對象，合理設計翼梢弧形外形是隱身的重要途徑之一。

5 模型不同角域散射特性

5.1 不同角域RCS算術均值

根據飛機執行任務中面臨的威脅環境，分別計算了兩種不同布局太陽能飛機模型的H-30、S-30、T-30、W-360的RCS算術均值，以進一步研究飛機各角域隱身性能。表1為模型A不同俯仰角下各向角域的RCS算術均值(6GHz)，表2為模型B不同入射頻率時各向角域的RCS算術均值(俯仰角0度)。

表1 布局A不同俯仰角的RCS算術均值

表2 布局B不同入射頻率的RCS算術均值

結合圖2，由表1可以看出，俯仰角對RCS均值的影響較大，在前向H-30度角域，主要是散射波峰的作用，俯仰角較小時(-10～10度)，散射曲線基本重合，機翼、平尾等前緣結構散射機理并未發生明顯改變，對幅值影響不大，變化幅度在3dB以內，而±15度迎角時，受機翼、平尾上下表面的散射影響，電磁散射增強，此時RCS均值增加7～9dB。側向S-30、后向T-30、周向W-360角域的俯仰角變化規律接近，均表現為0度入射角時電磁散射強度較大，俯仰角增加或減小時，RCS均值降低，且降低幅值較為明顯，但散射機理稍有不同。在側向90角域上，90度方位角左右時，散射強度和波峰幅值變化不大，此時側向鏡面散射機理未發生明顯改變，而在有較大偏離時，由于俯仰角的影響，使得電磁波快速偏離鏡面散射區域，波峰快速下降，導致RCS均值變小。而后向T-30度角域上，俯仰角的改變，使機翼后緣、機身后端面、平尾后緣的散射偏離鏡面散射峰值部位，強度快速減弱，因此散射波峰減小，RCS曲線和均值均降低。周向W-360角域是各角域的綜合表現，受俯仰角鏡面散射降低的影響，該角域RCS均值在俯仰角增大時減小。

從頻率變化來看，由于對于研究對象來說，均工作在高頻區域，結合圖3來看，關注的各個角域上，曲線重合度較高，表2說明，對應角域上的RCS均值變化不大，前向H-30、T-30角域震蕩幅值為4dB左右，周向W-360角域較小，為3dB左右，側向由于曲線受峰值影響明顯，均值變化僅為2dB左右。分析認為，由于處于高頻區，頻率的變化不至于引起散射機理的變化，RCS曲線相似，散射幅值變化較小。同時，從均值結果來看，前向H-30角域隱身性能相對較好，依次是后向T-30、周向W-360、側向S-30角域，這一點也可以結合圖3看出。

5.2 不同角域RCS均值俯仰角變化特性

為進一步詳細研究俯仰角對兩種布局飛機模型在各角域上的RCS均值影響變化特性，圖4、圖5分別為模型A、模型B在不同角域的RCS均值俯仰角響應曲線。

圖4 模型A不同角域RCS均值俯仰角響應曲線(6 GHz)

圖5 模型B不同角域RCS均值俯仰角響應曲線(6 GHz)

觀察圖4、圖5，可以看出，由于模型A布局結構設計特點，其前向H-30角域上，俯仰角變化時，RCS均值-10～10度俯仰角時，變化較小，±15度迎角時增大。其余狀態下，模型A和B的RCS均值曲線呈倒“V”形分布，0度俯仰角時較高，俯仰角增大時，RCS均值有所降低，利于隱身性能實現。但考慮到巡航狀態及大多任務狀態下為0度附近，因此，模型A的頭向具有較好的隱身性能，其角域上隱身性能較弱。

對模型A，俯仰角0度時，RCS均值在前向H-30角域最低，周向W-360、后向T-30、側向S-30角域RCS均值依次增加，隱身性能降低。俯仰角增加時，前向H-30角域RCS均值增加，后向T-30、周向W-360角域先減少后增加，振蕩幅值較大，側向S-30角域降低。模型B變化特性與A類似，但其RCS均值前向RCS均值相對較大，且為峰值，不利于隱身性能實現。前向H-30、周向W-360、側向S-30角域上，RCS均值在俯仰角增大時，快速降低，而后向T-30角域上俯角先增大后減小，仰角單調減小。各角域上的RCS均值變化均由電磁散射機理影響，涉及到機翼、平尾、垂尾的前緣、后緣鏡面散射，垂尾側面的鏡面散射，模型B的翼梢弧形前緣的電磁散射等，俯仰角的變化是以上散射的綜合反映，盡管較小的俯仰角不改變散射機理，但會對RCS均值產生較大影響。

5.3 不同角域RCS均值頻率變化特性

圖6、圖7分別為模型A、模型B在不同角域的RCS均值頻率響應曲線。

圖6 模型A不同角域RCS均值頻率響應曲線

圖7 模型B不同角域RCS均值頻率響應曲線

由圖6可以看出，頻率增加時，模型A前向H-30角域上，RCS均值振蕩降低，頻率較小是降低幅值較小，頻率較高時，降低幅值較高，18GHz相對1GHz來說，RCS均值降低了8.5026dB，隱身性能有較大提高。后向T-30、側向S-30角域上，RCS均值隨著頻率的增加呈振蕩變化，且S-30度角域RCS均值較大。周向受各角域綜合影響，有逐漸減小趨勢。整體來看，頻率增加時，前向H-30角域RCS均值最低，周向W-360、后向T-30、側向S-30角域RCS均值依次增加，隱身性能降低。

與模型A分析類似，從圖7可以看出，模型B的RCS均值與由小到大順序依次為前向H-30、周向W-360、后向T-30、側向S-30度角域；同時可以看出，在頻率增加時，均值振蕩變化，對前向來說，與模型A相比隱身性能較差，即模型A具有更好的電磁隱身性能。在前向H-30角域上，模型B與A的RCS均值相差較大，最大值出現在頻率15GHz，幅值為14.8746dB，由于前向角域影響，使得周向W-360角域上，RCS均值差值也較大，約在10dB左右，其余角域上相差不大。

由于如前所述機翼、平尾、垂尾、機身等綜合影響，兩種模型在前向、后向均有較大散射波峰，將極大減低飛機隱身性能，為提高隱身性能，可結合以上分析結果，從兩方面進行隱身性能改進：一是在機翼、平尾前后緣使用吸波材料或采用吸波結構，二是結合外形隱身設計技術，合理設計機翼外形平面參數，如采用平行布置、適當后掠、減小前緣鏡面散射、采用V型垂尾等。

6 結論

針對兩種常見外形太陽能飛機，建立了響應的電磁分析模型，基于物理光學法計算分析了不同俯仰角、頻率的RCS曲線，經分析得到以下結論：

1)RCS曲線分布特點：模型A曲線呈“十”字型分布，而模型B在前向20～80角域上幅值較高，其它散射波峰分布情況相似；散射波峰為機翼、平尾、垂尾、機身后端面的綜合散射影響。

2)俯仰角變化影響：俯仰角會引起散射曲線向內收斂，RCS均值變化與模型外形特點相關，俯仰角增大時，模型A前向均值先保持不變后增大，而其余角域上快速降低，模型B各角域均降低，呈倒“V”型變化。

3)頻率變化影響：頻率對散射曲線影響較小，對兩種模型來說，前向H-30角域均值不同頻率上最低，模型A在頻率增加時降低，降低幅值最大可達8.5026dB，其余角域呈振蕩性變化。

4)模型隱身性能：基于RCS曲線和均值變化規律，模型A具有較好的隱身性能，尤其是前向，RCS均值在15GHz時相差14.8746dB；由于機翼前緣、垂尾設計的影響，模型A和B均有外形隱身改進的必要。