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間穩(wěn)定停留并具有一定機動能力的無人飛艇，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行了深入研究，并實施了一系列研究計劃，取得了很大進展［6］.例如美國的“高空飛艇”(HAA)項目、“高空哨兵”項目、“傳感器與結(jié)構(gòu)集成”(ISIS)項目，日本的“平流層平臺”(SPF)項目等.

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95%)的復(fù)合材料纖維織物，不會產(chǎn)生大面積的雷達波散射，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?？量?，受太陽光照射的蒙皮，熱量通過蒙皮與飛艇內(nèi)部氣體進行熱交換，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，進而影響浮力的變化.因此要對蒙皮材料進行改性，以提高蒙皮材料的隔熱性能，最常用的手段是進行隔熱涂層設(shè)計.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］.本文針對這一特點對X型尾翼臨近空間飛艇的雷達散射特性進行仿真，并對仿真結(jié)果進行分析總結(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)向和尾向的雷達散射截面(RCS)特性分析報告，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進行疊加，得到模型的RCS.一個面元的RCS計算公式如下:

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生成74978個三角形網(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，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(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)果進行數(shù)理統(tǒng)計，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)生較強的鏡面反射;當(dāng)變形角增大到5°時側(cè)向±30°的RCS算術(shù)平均值為36.00 dB·m2，僅為變形角為0°時的25%;隨后振蕩減小，在 20°時減小到33.37 dB·m2，為 0°時的 13.7%;之后當(dāng)變形角在20°～85°之間時RCS基本趨于穩(wěn)定;在變形角為90°時側(cè)向 ±30°的 RCS算數(shù)平均值又達到43.06 dB·m2，這是由于此時尾翼翼尖的平面被電磁波垂直照射，增大了散射強度，這一點說明在設(shè)計時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，隨變形角的增大而減小，當(dāng)變形角為 35°時達到最小值14.17 dB·m2，僅為 0°時的 10.3%;當(dāng)變形角在35°～90°之間變化時，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，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特性進行深入研究，研究探測雷達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，其中探測雷達的俯仰角在－55°～+55°之間變化，變化步長為1°，雷達入射波長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，得出探測雷達的俯仰角α=0°時X型尾翼變形角為45°時的臨近空間飛艇RCS特性(如圖7所示).經(jīng)過數(shù)理統(tǒng)計分析，得出探測雷達的俯仰角在－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個峰值，分別在探測雷達俯仰角為－45°和+45°附近出現(xiàn)，這是由于在這個角度上電磁波可以垂直照射X型尾翼產(chǎn)生較強的散射，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)雷達在仰角 －42°～ －46°和42°～46°范圍發(fā)現(xiàn)飛艇時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，用該程序計算一個直徑為400mm的對比金屬球體的RCS與成熟的商業(yè)軟件FEKO計算結(jié)果做對照如圖9、圖10所示.

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

圖10 對比球FEKO計算模型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計算的對比球側(cè)向±30°RCS取算數(shù)平均值.FEKO計算結(jié)果為－8.995 dB·m2，VC計算結(jié)果為－9.120 dB·m2.統(tǒng)計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對該臨近空間飛艇RCS的影響，并進行仿真，通過數(shù)理統(tǒng)計對其隱身特性的縮減進行了分析;同時通過與采用多層快速多極子法計算的對比球的RCS進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°時的13.7%;之后當(dāng)變形角在20°～85°之間時RCS基本趨于穩(wěn)定;在變形角為90°時側(cè)向 ±30°的RCS算數(shù)平均值又回達到43.06 dB·m2，這是由于此時尾翼翼尖的平面被電磁波垂直照射，增大了散射強度，這一點說明在設(shè)計時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，同時也導(dǎo)致其他方向的RCS的增大.

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