超大尺寸共形吸波體雷達散射截面分析與驗證

甄國帥，李處森，慈言海，王焱，林立海

（1.沈陽飛機設計研究所電磁環境效應航空科技重點實驗室，沈陽110000）（2.中國科學院金屬研究所，沈陽110017）（3.空軍裝備部駐沈陽地區第一軍事代表室，沈陽110000）

0 引言

穿透制空等新型作戰樣式對飛行器的隱身能力提出了更為嚴格的要求，翼面邊緣是整機電磁散射尖峰的來源之一，傳統的吸波涂層由于吸波效果有限，無法滿足整機對散射波峰的控制要求。共形吸波體在翼面邊緣的應用既能保證飛行器原有的氣動特性，又能進一步降低飛行器的前向和后向雷達散射截面（Radar Cross Section，簡稱RCS），共形吸波體的設計和制備是近些年研究的熱點。

目前國內外對共形吸波體的研究主要集中在微波和太赫茲頻段，共形吸波體多由具有周期結構的電磁超材料組成，超材料采用柔性基底后具有一定的彎曲共形能力，對電磁超材料的結構形式和受力形變進行設計，可以實現不同彎曲形變條件下的寬頻帶電磁能量吸收。受限于周期結構的制備工藝，樣片尺寸一般在幾十厘米以內，而且周期結構對沖擊和震動的耐受能力較差，難以滿足飛行器的應用需求。

有一種共形吸波體制備方式是在模具內部采用聚酰亞胺、玻璃纖維硅膠布等襯底材料與發泡劑、吸波劑等混合升溫固化，制備一體成型的共形吸波體。通過添加不同的吸波劑實現對共形吸波體電磁參數的調控，借助共形吸波體的多層組合設計實現寬頻的電磁能量吸收。這種制備方式產生的共形吸波體一體成型、結構牢固，適合應用于飛行器嚴酷的飛行環境。由于模具的設計和制備占據了較大成本和時間，需要提前采用電磁仿真手段，對多層吸波體的結構參數等進行優化設計，確保共形吸波體能夠達到預期的吸波效果。

1 m 以上的翼面前緣共形吸波體的成功制備是該技術在飛行器中工程應用的基礎，同時翼面前緣的隱身設計至少需要滿足2~18 GHz 的RCS減縮指標，其中大尺寸結構的生長均勻性控制、多層結構的一體成型控制以及超電大尺寸高介電常數模型的RCS 仿真可行性均是關鍵難點。從目前的研究進展來看，既缺乏對1 m 以上超大尺寸共形吸波體的制備工藝和材料電磁參數測試研究，也缺乏對100 個電波長以上等超大尺寸共形吸波體的RCS 仿真評估技術研究。

本文對超大尺寸機翼前緣多層共形吸波體的結構參數RCS 進行仿真優化，對工藝制備和裝機RCS 進行測試驗證。

1 工藝制備過程

在雙馬來酰亞胺（Bismaleimide，簡稱BMI）單體與三氨基二苯甲烷（DDM）低溫共聚預反應過程中加入偶氮二甲酰胺發泡劑和吸波劑，再逐步升溫至240 ℃固化，同時限位發泡，完成雙馬來酰亞胺樹脂基（簡稱“雙馬”）泡沫吸波材料的制備。

選用短切碳纖維作為吸波劑，制備介電損耗型雙馬泡沫吸波材料，通過短切碳纖維長度和含量的控制實現電磁性能的調控；選用片狀FeSiAl粉作為吸波劑，制備磁損耗型雙馬泡沫吸波材料，通過FeSiAl 片化尺度和含量的控制實現電磁性能的調控。

制備出3 種雙馬泡沫吸波材料：雙馬泡沫吸波材料A 僅含短切碳纖維吸波劑，為介電損耗型吸波材料，作為迎波匹配層；雙馬泡沫吸波材料C1 和雙馬泡沫吸波材料C51 中都含有短切碳纖維和片狀FeSiAl 粉為吸波劑，為介電兼磁損耗型吸波材料，后者在吸波劑尺度和含量上都高于前者，C1、C51 分別作為中間匹配層和后匹配層。同時配制環氧改性雙馬溶液，噴涂于多層石英纖維布，晾干，240 ℃加壓固化完成雙馬玻璃鋼制備。

基于翼面前緣整體尺寸要求和吸波材料的多層結構設計方案，加工一套隱身翼面前緣成型模具（如圖1 所示）。該套模具包括1 個母模和4 個公模，通過母模與公模1 完成翼面弧形雙馬玻璃鋼的成型，然后依次采用公模2、公模3 和公模4 進行限位發泡，實現雙馬泡沫吸波材料A、C1 和C51 的三層一體化弧形結構成型，并進一步機加修整，完成隱身翼面前緣構件研制。

圖1 雙馬泡沫吸波材料翼面前緣構筑成型模具Fig.1 Forming mould for wing side leading edge of BMI resin foam absorbing material

隱身翼面前緣構件從外到內依次由1 mm 厚雙馬玻璃鋼、8 mm 厚雙馬泡沫吸波材料A、8 mm厚雙馬泡沫吸波材料C1 和6 mm 厚雙馬泡沫吸波材料C51 按翼面前緣弧形結構一體化成型，如圖2所示，與最終仿真結構相對應。隱身翼面前緣構件內腔壁貼鋁箔，等同于金屬內腔。

圖2 隱身翼面前緣實物與仿真結構對比圖Fig.2 Comparison of real and simulation structures of leading edge of stealth wing

2 模型結構仿真優化

超大尺寸共形吸波體的多層結構參數根據RCS 增益的仿真評估進行優化，仿真中采用時域有限積分算法，模型網格剖分在8 GHz 以下頻段兼顧小于最小結構尺寸和1/12 波長，8 GHz 以上頻段則為小于最小結構尺寸，均采用單頻點網格剖分方式降低網格數量。

RCS 增益的仿真評估共進行三個輪次，仿真模型如圖3 所示，RCS 增益仿真評估結果如圖4所示。

圖3 多層吸波體仿真模型Fig.3 Simulation model of multilayer absorbing structure

圖4 多層吸波體RCS 增益仿真評估Fig.4 Simulation and evaluation of RCS gain of multilayer absorbing structure

采用增加多層吸波體厚度的方式進行迭代仿真驗證，結構參數優化如表1 所示。

表1 隱身翼面前緣多層結構厚度Table 1 Thickness of multi-layer structure at the stealth wing leading edge

第一輪次主要考慮吸波體自身的RCS 增益，在單層吸波結構厚度漸變條件下RCS 增益較好，普遍小于-5 dB，僅在垂直極化方式下的2 GHz 以下頻段RCS 增益為正值。

第二輪次對加裝載體后的RCS 增益進行評估，考慮制作工藝難度，單層吸波結構的厚度要求保持一致，在垂直極化以及水平極化下的RCS 增益效果普遍為正值，與第一輪次相比，載體和吸波體的接觸面與來波方向垂直，構成強散射源，在第三輪次對接觸面切割傾角進行迭代驗證。

第三輪次根據實測場景調整為單側加裝吸波體，并在吸波體后緣切割了傾角，經多角度傾角優化，最終選擇45°傾角。垂直極化RCS 衰減均值為5.6 dB，水平極化RCS 衰減均值為10.9 dB，基本滿足RCS 衰減效果設計要求。

3 仿真與測試結果評估

本文整機樣件尺寸長2.8 m、寬1.8 m、高0.2 m，其中機翼前緣布置四層共形吸波體，吸波體長約1.3 m。根據共形吸波體的仿真結果，調整多層結構厚度，并將共形吸波體后緣加工為45°傾角，然后在微波暗室進行RCS 測試，測試實物如圖5 所示。飛機機翼前緣一側為金屬翼面，另一側為共形吸波體，所有接縫采用鋁箔鋪平密接。入射波方向為垂直于翼面前緣，考慮水平極化和垂直極化兩種場景，測試頻率從0.5~18 GHz。

圖5 翼面前緣結構裝配于飛機翼面載體Fig.5 The leading edge structure of the wing is assembled in the aircraft

測試過程中，先在金屬翼面前緣一側進行角度微調，通過RCS 的最大值確認來波方向是否垂直于翼面前緣；然后將測試載體對稱旋轉后測試隱身翼面前緣的RCS。對于不同頻段的發射天線，均重復采用上述步驟進行測試。

垂直極化下不同翼面前緣RCS 測試及仿真結果如圖6 所示。

圖6 翼面前緣垂直極化仿真測試結果Fig.6 Simulation and test results of vertical polarization of wing leading edge

從圖6（a）可以看出：在頻率對數坐標系下，金屬翼面前緣的雷達散射截面隨著頻率的增大整體呈現線性增長的趨勢，仿真與測試結果一致性較高，標準差為1.9 dB。

從圖6（b）可以看出：8 GHz 以下頻段，仿真與測試結果較為一致，在12~18 GHz 頻段隱身翼面前緣的雷達散射截面測試與仿真差異較大，整體的標準差為6.0 dB。綜合考慮金屬翼面前緣和隱身翼面前緣，RCS 增益的測試與仿真結果標準差為6.5 dB。

翼面前緣垂直極化數值分析結果如表2 所示。

表2 翼面前緣垂直極化數值分析結果Table 2 Numerical analysis results of vertical polarization of wing leading edge

從表2 可以看出：超大尺寸共形吸波體在2~18 GHz 取得-22.4~-1.1 dB 減縮效果。

水平極化下不同翼面前緣RCS 測試及仿真結果如圖7 所示。

圖7 翼面前緣水平極化仿真測試結果Fig.7 Simulation and test results of horizontal polarization of wing leading edge

從圖7（a）可以看出：在頻率對數坐標系下，金屬翼面前緣的雷達散射截面隨著頻率的增大整體呈現線性增長的趨勢，仿真與測試結果一致性較高，總計10 個頻點的標準差為4.4 dB，由于0.5 GHz 頻點的測試數據異常，剔除0.5 GHz 頻點的標準差為2.7 dB。

從圖7（b）可以看出：通過測試與仿真得到的翼面前緣RCS 結果隨頻率變化的趨勢較為接近，但是測試結果與仿真數據的差異較大，RCS 增益的測試與仿真結果標準差為19.2 dB。對比垂直極化RCS 增益的測試與仿真結果標準差為6.5 dB，水平極化下的測試和仿真誤差與仿真算法、仿真模型結構無關，而與仿真模型的材料參數配置有關。

從圖6~圖7 可以看出：金屬翼面前緣的結果一致性顯著優于多層隱身翼面前緣的結果一致性，垂直極化的結果一致性顯著優于水平極化的結果一致性。

翼面前緣水平極化數值分析結果如表3所示。

表3 翼面前緣水平極化數值分析結果Table 3 Numerical analysis results of horizontal polarization of wing leading edge

從表3 可以看出：超大尺寸共形吸波體在1~18 GHz 測試中取得-38.2~-17.4 dB 的雷達散射截面減縮效果。

4 結論

（1）本文研究的超大尺寸共形多層吸波體在垂直極化方式下，機翼前緣共形吸波體在2~18 GHz 取得-22.4~-1.1 dB 的RCS 減縮 效果，2 GHz 以下頻段的RCS 增益效果控制在2 dB 以內，仿真評估誤差在6.5 dB 以內。

（2）本文研究的超大尺寸共形多層吸波體在水平極化方式下，機翼前緣共形吸波體在1~18 GHz 取得-38.2~-17.4 dB 的RCS 減縮 效果，1 GHz 以下頻段的RCS 減縮效果顯著下降，受測試材料參數不適用的影響，仿真評估誤差擴大至19.2 dB。

（3）多層共形隱身翼面前緣的電磁參數存在顯著的各項異性，平板樣品測試得到的各層材料電磁參數更適用于垂直極化的電磁波入射情況，超大尺寸共形吸波體的仿真優化需要高精度的材料電磁參數測試作為基礎，本文研究對于新型飛機機翼前緣的隱身結構以及共形天線設計及仿真評估均具有參考價值。