低RCS飞行器表面弱散射源研究

飞行器表面不同宽度缝隙、不同高度台阶、不同结构形式对缝（主要包括横向对缝、锯齿对缝两种）等弱散射源对前方雷达截面（RCS）有着比较重要的影响,为了说明控制弱散射源的重要性,介绍了常规飞行器表面结构的缝隙、台阶等弱散射源的分布情况及特点,采用理论方法分析了缝隙的雷达后向散射强度,设计了低RCS载体和实验模型,开展了不同宽度缝隙、不同高度台阶、不同结构形式对缝的RCS实验。结果表明：减小缝隙宽度、台阶高度,采用锯齿缝隙代替直缝隙等方法,是控制隐身飞行器表面电磁缺陷的有效技术途径。     

多台阶板电磁耦合散射试验测量与RCS估算

台阶板在斜入射时的散射主要来自平板后向散射和台阶绕射回波的贡献,在一定条件下还有表面波的贡献。试验表明入射角大于5°时台阶的绕射回波是散射回波的主要组成部分。对于3台阶板,当台阶沿入射方向的距离为半波长的整数倍时,其散射回波相位相同,产生相干叠加使雷达散射截面(RCS)较大,在RCS曲线上反映为波峰。这些波峰的特点是台阶间距越大,波峰越多,且较高波峰与较低波峰交替出现。一种根据台阶散射的叠加估算多台阶板RCS的方法是用单台阶板和平板散射的试验结果按相位相减得到纯台阶的散射,再将平板的散射与多条纯台阶的散射按相位叠加。对3台阶板的预估结果与测试结果符合较好,预估结果的平均误差在3dB以内。     

台阶目标电磁散射特性研究

 通过系列雷达散射截面（RCS）测试,研究了单台阶板随台阶高度变化的规律,分析了多台阶板电磁散射与其高度、间距、极化方式之间的变化关系,并将台阶板散射结果与金属平板结果进行比较,定量总结了各参数对台阶板散射的影响。试验结果表明,台阶高度增加导致散射增强;多台阶间距增大引起曲线振荡增强,说明台阶间耦合作用加强,但RCS均值相对于平板均值增幅不变;多台阶散射表现为各台阶在不同相位上相互叠加的结果。     

高超声速半球绕流流场电磁散射特性分析

分析再入流场对飞行器再入通信及空间散射特性的影响,研究电磁波与再入等离子体作用机理.采用分段线性电流密度递归卷积时域有限差分方法计算导电金属半球高超声速绕流流场电磁散射特性,分析半球等离子体包覆绕流流场雷达散射截面(RCS)随入射电磁波频率、双站角、飞行马赫数和高度变化特性.计算表明,前向是全方位散射中RCS取得最大值的方向.马赫数Ma≤10时,马赫数及高度变化对半球高超声速绕流流场L,S波段后向RCS和双站RCS影响很小;在L,S波段,绕流流场及半球本体的后向和前向RCS差距较小.马赫数Ma=14,16时,过密等离子体鞘套的形成增大了本体投影面积,在L,S波段,绕流流场前向RCS比本体前向RCS大;绕流流场存在对半球本体双站散射特性影响很大.      

无隔道进气道RCS特性实验研究

选定无隔道进气道口面参数,在不同的极化方式下对无隔道进气道及皮托式进气道进行了电磁散射特性实验研究。比较了2种进气道的雷达散射截面(RCS),得到了各个口面参数对无隔道进气道RCS的影响规律。研究结果表明:无隔道进气道是1种低RCS进气道;鼓包相对来流附面层的高度略低于1.2时最好,唇罩锯齿角在120°~135°最佳,唇罩内切角在60°时较好,鼓包相对唇口的位置在0.7~0.8时较好。终端开口与转动风扇的比较表明,无隔道进气道的后向散射主要来源于外罩唇口的电磁波散射。     

等离子鞘套包覆钝锥的双站极化散射特性

高超声速目标在再入大气层过程中会产生覆盖在目标表面的等离子体鞘套,其对电磁波具有复杂的调制作用,并显著影响高超声速目标的散射特性。本文分析了等离子体鞘套包覆高超声速目标的双站极化散射特性。基于数值模拟的典型高度和速度下等离子鞘套参数,采用电流密度卷积法模拟了线极化平面电磁波与高超声速飞行器之间的相互作用过程。采用远场外推方法得到在俯仰角-90°～90°之间的双站极化散射分量（共极化和交叉极化）。通过对典型雷达工作频点下不同飞行和入射波条件下极化散射方向分布特性的分析,得到了飞行高度、入射角和极化模式对等离子鞘套包覆钝锥双站极化RCS的影响。     

“X”型布局锯齿唇口进气道的超声速飞行器气动与隐身一体化研究

针对"X"型布局超声速飞行器气动外形与隐身性能一体化设计研究,采用标准k-ωSST湍流模型和多层快速多极子(MLFMA)数值计算方法,对比分析了有/无锯齿进气道唇口飞行器流动机理和散射机理,获得了有/无进气道唇口的气动性能和飞行器的雷达散射截面(RCS)。研究结果表明:在入射频率15GHz时,采用锯齿外形进气道唇口的飞行器在垂直极化(VV)和水平极化方式(HH)时能够降低飞行器的RCS;在锯齿区域附近出现大量的小尺度激波和涡流结构,扰乱了进气道正常流动;无锯齿时,进气道流量系数较大,其次是锯齿角度为90°外形,锯齿角度为45°时进气道的流量系数相对最小,主要是因为锯齿角度45°时的进气道进口泄漏量相对较小;得到了无锯齿时进气道的总压损失最小,同时,无锯齿进气道唇口飞行器的阻力系数相对较小。     

不同出口形状S形喷管的RSC特性

采用超椭圆方法、面积变化规律及中心线变化规律设计了三种出口形状的S形喷管,结合等效边缘电磁流（EEC）法和迭代物理光学（IPO）法开发了计算程序;EEC法分析喷管出口边缘产生的绕射场对S形喷管的雷达散射截面（RCS）的贡献;IPO法分析S形喷管腔体产生的散射场对S形喷管RCS的贡献;通过对两种电磁场所产生的电磁波的矢量叠加计算S形喷管的总RCS;在此基础上,研究了3种不同出口形状的S形喷管的RCS特性.结果表明:出口形状对RCS影响较大;圆形出口是3种S形喷管中RCS最小的;相互错位的锯齿修型可有效减小喷管的RCS;喷管的S形结构设计使得全局探测角内总散射场的RCS不关于0°探测角对称,并使得最大RCS移向正探测角.      

飞行器RCS近场测试技术研究进展与工程应用

雷达散射截面(RCS)测试是隐身技术和目标特性研究的基础。无论是研究物体的电磁散射特性还是研制具有突防能力的隐身武器系统,RCS测试都具有非常重要的意义。通过RCS测试可以验证电磁散射计算的理论和方法,更重要的是,对部分飞行器目标进行电磁散射理论计算非常困难,而通过测试可以直观地获得目标的电磁散射特性数据,从而避开复杂的电磁仿真计算。与外场、紧缩场RCS测试方法相比,近年来得到广泛应用与发展的RCS近场测试方法在飞行器目标的散射特性测试方面具有效率高、成本低的优势。介绍了飞行器RCS测试评估方法,综述了国内外RCS近场测试技术研究的最新进展与工程应用实例,分析展望了飞行器RCS近场测试技术面临的机遇与挑战。     

腹部进气道电磁散射特性及RCS减缩方法研究

对建立的腹部S型进气道及前机身模型,采用多层快速多级子方法计算雷达散射截面,研究了进气道唇口斜切方式、上下唇边锯齿化、S型弯道长度、等直段安装吸波导流环和前机身形状对腹部进气道头向RCS的影响,并分析进气道与前机身的耦合散射特性。通过计算进气道参数改变前后的电磁散射特性,找出影响腹部进气道头向雷达散射截面的主要因素和RCS减缩方法,并对各种减缩方法的减缩效果作了对比分析。研究结果为腹部进气道的头向RCS减缩提供了技术依据。     

缝隙目标电磁散射特性试验

 通过对目标结构进行合理设计,可以在一定角域内显著减小雷达散射截面(RCS)。对飞行器表面常见锯齿缝隙的散射特性进行了研究。在微波暗室内对锯齿缝隙分别沿俯仰角变化、方位角变化的减缩效果进行测试。俯仰角变化时,锯齿缝隙有较好的减缩作用,以114°锯齿缝隙在试验中减缩效果最好。方位角变化时,对114°锯齿缝隙进行了多频段测试,并与相应直缝隙进行了对比研究,结果表明,通过选取合适的方位角角域,锯齿缝隙的减缩作用会随入射波频率的升高和仰角的增大而显著增强。结论可为高性能隐身飞行器外形隐身设计提供参考。     

机载巡航导弹外形隐身改进的电磁散射影响

隐身技术是提高巡航导弹突防能力的重要技术手段,为分析外形隐身对巡航导弹电磁散射特性影响,建立了隐身、常规巡航导弹电磁模型,基于物理光学法和RCS减缩值,研究了外形隐身RCS曲线分布影响、频率响应特性、俯仰角响应特性。结果表明,外形隐身可大幅降低前后向散射特性,改变RCS散射波峰位置,使前后向曲线向内收敛;频率增加,前向均值和减缩值分别在-32 dBsm、25 dB左右振荡变化,其他角域RCS均值降低而减缩值增加;俯仰角变化较小时不影响散射特性,各角域RCS均值和减缩值呈振荡趋势,前向减缩值约为35 dB左右,后向俯仰角0度时最大。     

座舱及进气道对某飞翼布局电磁散射影响

座舱和进气道对飞行器隐身性能有重要作用。为分析座舱及进气道的散射影响特性,建立了四种包含不同部件的电磁模型,结合物理光学法和雷达截面积(RCS)均值相对增值概念,研究了RCS曲线分布影响、俯仰角响应特性、频率响应特性。结果表明:考虑隐身设计的座舱和进气道不改变散射分布特性,RCS曲线分布特性相似;俯仰角增加,座舱影响较小,进气道、混合座舱和进气道前向、后向、周向角域相对增值震荡性递增,频率增加,座舱对电磁散射影响不大,进气道、混合座舱和进气道的前向、后向角域的相对增值震荡减小。座舱对电磁散射影响较小,前向相对增值位于-2.4～1 dB之间,进气道对电磁散射影响较大,前向相对增值为2～12 dB。     

表面不连续特征双站散射特性的试验研究

 采用一种新颖的不连续特征双站雷达散射截面（RCS）测试方法,通过系列化测试,研究了单直缝隙板、单直台阶板的双站散射特性,提出了不连续特征双站散射具有相似性、对称性和平移性的特点,分析了不同不连续特征具有的异同点。试验结果表明：对不连续特征,不同双站下的RCS散射曲线均具有和对应入射频率下的单站散射曲线分布形式相似的特点,同时不同的不连续特征对幅值的影响不同;如果测试方式和试验件对称,则双站和单站散射曲线均具有关于峰值所在方位角对称的特点,单直缝隙板由于试验件本身的对称性表现为较好的曲线对称性,而单直台阶板则表现为稍弱的对称性;散射曲线随双站角的增大,具有明显的平移特性,平移的幅度为双站角的1/2,平移方向为从发射天线指向接收天线,平移后的曲线峰值处于发射天线和接收天线夹角平分线上。     

Electromagnetic scattering characteristics of coaxial helicopter based on dynamic transformation method

With the development of coaxial rotors and high-speed helicopters, the electromagnetic scattering characteristics of coaxial helicopters have gradually become a research hotspot. In order to deal with the Radar Cross-Section (RCS) of high-speed rotating rotors or coaxial main rotors, a Dynamic Scattering Method (DSM) based on dynamic process simulation and grid coordinate transformation is presented. Instantaneous electromagnetic scattering from rotors and helicopters is solved using Physical Optics (PO) and Physical Theory of Diffraction (PTD). Important factors are analyzed and discussed in detail, including individual rotor rotation, azimuth, elevation angle, fuselage, pitch angle, and roll angle. The results show that the electromagnetic scattering characteristics of rotor-type components are dynamic and periodic. The dynamic RCS period of a single rotor is related to the dynamic RCS period of the coaxial main rotor. Choosing different observation angles and attitude angles has a great impact on the static and dynamic RCS of the helicopter. The presented DSM is effective and efficient to analyze and determine the dynamic electromagnetic scattering characteristics of conventional helicopters or coaxial helicopters.     

雷达俯视角对轴对称喷管测试RCS影响研究

为了研究雷达位置以及雷达波段对于轴对称排气系统电磁散射特性的影响,采用步进频率测试系统在暗室中测试了轴对称排气系统的后向雷达散射截面积(RCS);分析了俯视角对轴对称排气系统后向电磁散射特性的影响。试验结果表明:随着俯视角的增大,轴对称喷管的后向RCS会随之减小,在15°俯视角下排气系统的RCS是0°角下的30%;在不同频段下轴对称喷管的电磁散射特性基本相似。     

LOW RCS MODIFIED DESIGN OF EXTERNAL CARRIAGE AND ANALYSIS OF ITS SCATTERING CHARACTERISTIC

An external carriage and a wing on the con-ventional aircraft have a high radar cross sectionlevel in a wide range of angles of pitch becausethey form a corner reflector[1,2 ] .Foreign stealthaircraft hang weapons in the fuselage instead ofthe utility of external carriages,and use speciallaunching mechanism when releasing and launch-ing weapons. But it is the necessary work ofChina to make low RCSimprovement on existingaircraft and make them have some stealth effect.This paper introduces a w…     

机翼前缘后掠角对飞机RCS影响的数值模拟

为了在飞机总体设计时改善其隐身性能,对机翼前缘后掠角参数化可调的飞机三维数字样机的RCS特性进行了研究。使用CATIA软件,建立机翼前缘后掠角参数化可调的飞机三维数字样机;基于物理光学法和等效电磁流法,采用RCSAnsys软件,使用X波段雷达对飞机进行探测,雷达入射波的俯仰角在-15＆#176;、0＆#176;和15＆#176;条件下,数值模拟机翼前缘后掠角在-30＆#176;~＋60＆#176;之间变化时飞机的RCS特性,并对数值模拟结果进行数理统计分析。在机翼前缘后掠角变化的条件下,飞机RCS特性数值模拟结果表明：飞机头向RCS峰值之一的方位角与机翼前缘后掠角的角度相等;飞机头向RCS算术平均值特性为直机翼大、前掠翼和后掠翼小、大后掠翼更小;飞机侧向和尾向的RCS算术平均值变化相对不大。