尾桨叶静态RCS特性分析及隐身设计

周琪琛 徐雅楠 吴凯华

（中国直升机设计研究所，江西景德镇 333001）

0.引言

翼面类部件是飞行器的重要雷达散射源，而直升机的尾桨是区别于固定翼飞行器最直观的特征。尾桨叶的几何外形和尾桨叶的前后缘特征，使得边缘绕射和镜面反射在散射机理中占主要作用。因而，对桨叶RCS特性的准确预估是增强直升机雷达隐身性能的前提。国内外对于在直升机尾桨叶的RCS特性分析方面研究不多，特别在研究桨叶中参数变化引起的RCS特性分析以及在可应用于尾桨叶的雷达隐身设计方法上的研究较少。对尾桨叶电磁散射特性的获取，可以采用实测和仿真2种手段，实测方法虽然结果准确但是需要在特定的电磁环境下测量，通常在特定尺寸的微波暗室或者专业的外场环境测试，会耗费大量的人力财力。而随着计算电磁学以及高性能计算机的快速发展，目前对电磁问题的求解方法主要有低频数值方法和高频近似方法，低频数值方法包含了矩量法、有限元、时域有限差分方法，此类方法通常用于求解电小尺寸目标的电磁散射问题，高频近似方法包含了几何光学法、物理光学法等，主要用于求解电大尺寸目标的电磁散射问题。基于计算电磁学的这些数值计算方法，可以快速有效地仿真出可信的结果，并且与实际测量结果较为接近，从而在工程领域内得到了广泛的应用。

鉴于此，本文着重考虑应用于直升机尾桨叶的隐身设计方法，并应用一种计入边缘绕射的弹跳射线方法（SBR）开展桨叶的电磁散射特性研究。一方面，开展尾桨倾斜角参数等影响因素对桨叶RCS影响机理和响应特性的分析。另一方面，对尾桨叶进行结构和材料隐身设计，分析尾桨叶经隐身设计后的RCS减缩效果，得到一些可以指导直升机尾桨隐身设计的结论。

1.电磁散射计算方法

当在计算电大尺寸目标的电磁特性时，为了兼顾计算精度与计算效率，通常采用高频近似方法，而几何光学法和几何绕射理论（GTD）这类高频方法将电磁波简化为射线传播的方式来求解散射场。但物理光学法在求解多次反射的电磁散射问题上有所欠缺，几何光学法在求解效率较低，因而考虑将物理光学法和几何光学法结合起来，即为弹跳射线法（SBR），可高效地求解多次反射的电磁散射问题，使用物理光学法求解远区散射场，通过几何光学法来求解多阶反射场，并结合了边缘绕射计算方法。因而，本文运用弹跳射线方法并结合绕射理论对直升机桨叶的RCS特性进行仿真分析。

1.1 弹跳射线法

SBR方法主要分为射线路径追踪、射线强度追踪和远场积分3部分。

（1）射线路径追踪。利用一系列紧密相连的射线管来模拟电磁波入射到目标表面，对所有射线管进行路径追踪来模拟电磁波在目标表面的传播过程。（2）射线强度追踪。对射线与目标表面的交点场强进行跟踪计算。（3）远场区域积分。通过射线路径跟踪和场强跟踪计算出射线经多次反射后回到射线口面时的电场分布，将射线口面上的电场等效为磁流源进行口径积分，可得目标表面的散射场：

式中：Z0为自由空间的特征波阻抗；为观察点的单位矢量；为目标表面面元的单位法矢量；r'为目标表面面元任一面元的位置矢量；r为观察点位置矢量；E(r',ω)和H(r',ω)分别为目标表面的总电场和总磁场。

1.2 边缘绕射

在桨叶的电磁散射特性计算过程中，爬行波产生的边缘绕射是一种不可忽视的散射现象，在目标总散射场中起到了相当的贡献。本文计入物理绕射理论（PTD）来计算桨叶前缘和后缘的绕射场。

棱边结构散射示意如图1所示，iβ是入射波方向和棱边的夹角，sβ是反射波方向和棱边的夹角。远场的计算公式为：

图1 棱边结构散射示意

其中Ie和Im是棱边上的等效电流和等效磁流在观察点处，总的散射场强是散射场和边缘绕射场的叠加，总的场强为：

其中，M是散射场的阶数，N是剖分后目标上棱边的数目。

2.尾桨参数对隐身特性影响分析

2.1 尾桨叶旋转角

图2所示给出了尾桨叶位于30°旋转角的网格示意图，选取尾桨叶旋转角α为 0°、15°、30°、45°、60°、75°计算单站RCS（由于旋转角为90°的RCS响应分布情况与0°一致，故省略）。

图2 网格示意

雷达波工作频率为10GHz，尾桨叶为4片，展长1.1m，弦长0.3m，采用NACA0012对称翼型。

图3所示给出了尾桨叶位于不同旋转角α的RCS分布曲线，由于尾桨叶相对中心为对称分布，入射波从方位角ψ=180°～360°入射的RCS响应与0°～180°一致，因此，入射波方位角选取为0°～180°。间距角为1°，VV、HH曲线分别代表垂直极化的测量值和水平极化的测量值。可以看出：

图3 不同尾桨叶旋转角的RCS分布

（1）不同旋转角下的RCS最大值出现在入射波垂直于桨盘平面时，ψ=90°，此时，桨叶产生的镜面反射为主要散射源，镜面反射发生时，反射波的大部分能量集中在和入射角相等的反射角的方向上，入射波垂直于桨盘平面，则反射波的大部分能量集中在垂直于桨盘平面的方向，本文计算目标RCS为单站RCS，因此，入射波垂直于桨盘平面时RCS值明显大于其他入射波方位角。（2）不同旋转角下的RCS值相对方位角90°呈对称分布，这是由于尾桨叶相对尾桨旋转中心对称分布。（3）当尾桨发生旋转时，在0°＜ψ＜89°和81°＜ψ＜179°范围内的RCS值明显降低。

表1、表2和图4给出了尾桨叶旋转角为0°、15°、30°、45°、60°、75°、90 的 RCS 峰值和均值。可以看出，随着尾桨旋转角度不断增大，旋翼RCS峰值几乎不变，均值呈现两头大中间小的趋势。

表1 RCS均/峰值（垂直极化）

表2 RCS均/峰值（水平极化）

图4 RCS均/峰值

2.2 倾斜尾桨

图5所示给出了尾桨叶位于20°倾斜角的网格示意图，选取桨盘倾斜角度为 0°、5°、10°、15°、20°、25°、30°计算单站RCS，雷达波工作频率为10GHz，尾桨叶为4片，展长1.1m，弦长0.3m，采用NACA0012对称翼型。

图5 倾斜尾桨网格示意

图6所示给出了尾桨位于不同倾斜角β的RCS分布曲线，入射波方位角同样选取为0°～180°，间距角为1°，VV、HH曲线分别代表垂直极化的测量值和水平极化的测量值。可以看出：

图6 不同尾桨叶桨盘倾角RCS分布

（1）不同尾桨倾斜角下的RCS最大值仍出现在入射波方位角ψ=90°。（2）随着尾桨倾斜角增大，RCS最大值不断减小，当尾桨倾斜角β=45°时，RCS最大值（垂直极化）为4.97dBsm，相比于β=0°下降约29.63dBsm。这是由于尾桨倾斜时反射波不再与入射波方向相同，接收端接受到的能量大幅下降，且随着倾斜角度增大，能量降幅越大。（3）当尾桨发生旋转时，在20°＜ψ＜89°和81°＜ψ＜160°范围内的RCS值明显降低。

表3、表4、图7给出了倾斜尾桨角度为0°、5°、10°、15°、20°、25°、30°、35°、40°、45°的 RCS 峰值和均值。可以看出，随着尾桨倾斜角度不断增大，RCS均值、峰值不断减小，且倾斜角在0°～10°之间下降较快。

表3 RCS均/峰值（垂直极化）

表4 RCS均/峰值（水平极化）

图7 RCS均/峰值

3.尾桨结构隐身和涂层隐身设计

3.1 结构隐身

尾桨叶内部的隐身设计受制于内部空间尺寸、制造工艺、动力学特性等因素的限制，考虑到这些因素，参考固定翼机翼的隐身设计思路，在尾桨叶前缘内部结构采用尖劈形棱边设计，将前缘铅条前向曲面的镜面反射作用转化为棱边的边缘绕射作用。本文仅分析内部尖劈的角度对桨叶RCS的影响，材料的填充方式、电磁参数等不在此考虑。雷达波工作频率为10GHz，尾桨叶为4片，展长1.1m，弦长0.3m，采用NACA0012对称翼型，旋转角和倾斜角均为0°。

图8所示给出了在尾桨叶内部前缘处设置不同尖劈角度γ的切向剖面示意，图9所示给出了桨叶内部结构经尖劈形状处理后的桨叶RCS分布，表5、表6给出了在尾桨叶内部前缘处设置尖劈角度γ为30°、60°和无尖劈的RCS峰值和均值。可以看出：

表5 RCS均/峰值（垂直极化）

表6 RCS均/峰值（水平极化）

图8 内部结构剖面示意

图9 桨叶RCS分布

（1）尖劈角度γ=30°时，在方位角 70°～ 80°、100°～ 110°之间出现局部峰值；尖劈角度γ=60°时，在方位角45°～70°、110°～135°之间出现局部峰值。（2）使用尖劈结构后，RCS均值有所下降，且角度γ为30°时，均值下降较为明显。

3.2 涂层隐身

随着各种新型隐身涂层材料的出现，并且考虑到尾桨叶的外形结构目前主要以满足气动设计要求为主，通过在尾桨叶表面上涂覆吸波材料一定程度上既保证桨叶的气动特性，又起到了降低桨叶RCS特性的目的。为研究隐身涂层对于桨叶RCS的减缩效果，采用雷达吸波材料对桨叶进行全涂覆处理。

图10、表7、表8所示给出了桨叶涂覆某隐身涂层前后的RCS特性分布。雷达波工作频率为10GHz，尾桨叶为4片，展长1.1m，弦长0.3m，，采用NACA0012对称翼型，旋转角和倾斜角均为0°。可以看出，RCS峰值下降约10dBsm，RCS均值下降约9dBsm。经全涂覆处理后桨叶RCS减缩效果良好。

图10 涂覆隐身涂层前后RCS分布

表7 RCS均/峰值（垂直极化）

表8 RCS均/峰值（水平极化）

4.结论

（1）尾桨在不同旋转角下的RCS最大值出现在方位角90°且相对呈对称分布。随着尾桨旋转角度不断增大旋翼RCS峰值几乎不变，均值呈现两头大中间小的趋势。（2）尾桨在不同倾斜角下的RCS最大值出现在方位角90°。随着尾桨倾斜角增大RCS最大值不断减小。（3）桨叶尖劈能够改变局部峰值分布，且降低了RCS均值。（4）涂覆隐身涂料能够有效降低尾桨RCS值。