X型尾翼临近空间飞艇隐身特性仿真

2024-07-03 19:52| 来源: 网络整理| 查看: 265

临近空间飞艇,也称为平流层飞艇,是指能够在临近空间平流层长时间稳定停留并具有一定机动能力的无人飞艇,在信息获取和传输资源勘测、防灾减灾等领域具有极高的应用价值[1,2,3,4,5].近年来,包括美国、日本、英国和俄罗斯在内的很多国家对平流层飞艇进行了深入研究,并实施了一系列研究计划,取得了很大进展[6].例如美国的“高空飞艇”(HAA)项目、“高空哨兵”项目、“传感器与结构集成”(ISIS)项目,日本的“平流层平台”(SPF)项目等.

目前国内学者对临近空间飞艇的研究主要集中在蒙皮材料性能[6,7,8,9,10]、空气动力估算[11]、飞艇平台的建模与仿真分析[12]、飞艇的操控等技术方面，但对临近空间飞艇隐身特性的研究较少.传统的低空飞艇的飞行环境相对较温和,对于材料的要求不是很高故飞艇气囊材料一般采用透波性能良好(达95%)的复合材料纤维织物,不会产生大面积的雷达波散射,囊体本身就具有良好的隐身性能[13].但临近空间的环境条件非常苛刻,受太阳光照射的蒙皮,热量通过蒙皮与飞艇内部气体进行热交换,造成内部气体的温度变化.另外临近空间昼夜24h温度变化大,约50°C的温差.临近空间的温度还受到季节变化的影响,从冬季到夏季的转变中几天之内升温可达40~50°C[7],这种大温差的结果将影响飞艇内部气体压力的升高和降低,进而影响浮力的变化.因此要对蒙皮材料进行改性,以提高蒙皮材料的隔热性能,最常用的手段是进行隔热涂层设计.目前普遍采用的技术是在飞艇表面镀一层金属以增大其对太阳光的热反射率进而起到隔热的作用.例如日本的Maekawa等人[9]开发的临近空间飞艇蒙皮材料即是在Tedlar膜表面镀金属铝,起到隔热效果.这样一来临近空间飞艇电磁散射特性就相当于一个金属导体,其隐身特性的研究将变得十分迫切.

鉴于临近空间飞艇嚢体外形的变化不是很大,而其尾翼常采用X型尾翼及其变形形式[14].本文针对这一特点对X型尾翼临近空间飞艇的雷达散射特性进行仿真,并对仿真结果进行分析总结,得到针对X型尾翼变形角度对临近空间飞艇的头向、侧向和尾向的雷达散射截面(RCS)特性分析报告,希望对今后X型尾翼及其变形形式的临近空间飞艇的隐身设计提供技术参考.

1 X型尾翼临近空间飞艇隐身特性仿真 1.1 仿真原理[15]

RCS的计算方法,常用的有物理光学法、几何光学法、几何绕射理论、物理绕射理论、等效电磁流法、射线追踪法、时域有限差分法、快速多级子法和矩量法等.本文采用物理光学法分析X型尾翼临近空间飞艇的RCS高频特性.物理光学法一般是将模型表面用诸多三角面元来近似.将全部三角面元的RCS进行叠加,得到模型的RCS.一个面元的RCS计算公式如下:

其中,为一个面元的RCS;n为面元外法线方向;er为接收天线电场方向;hi为入射波磁场方向；对于单站同极化情形,er×hi项为i,即入射方向;k为自由空间波束,即为参考点,其必须在面元上;s为散射方向;p=n×(s－i);N为边的数量，对于三角形,N=3;Lm为第m条边的大小和方向;rm为参考点r0到第m条边中点的矢量;A为面元面积;sinc函数,定义为sin(x)/x;以上参数量纲均为国际标准单位.

模型的RCS叠加公式为

其中,σ为模型的RCS,单位m2.

1.2 初始模型RCS仿真

目前包括HAA和高空长航时飞艇(HALE)在内的各种浮空器方案主要都采用与常规飞艇相类似的布局形式[16].为了更具有典型性,本文的研究也是针对目前这种主流的飞艇方案形式而进行,飞艇模型为常规的流线型艇囊、控制用的固定X型尾翼、装设备用的吊舱,设计主要参数如表 1所示.用CATIA软件绘制出X型尾翼临近空间飞艇的三维模型,X型尾翼退化为十字型尾翼.

X型尾翼临近空间飞艇的RCS仿真过程为:用CATIA软件建立其模型(如图 1所示);生成三角形网格并导出网格文件,本文中初始模型共计生成74978个三角形网格(如图 2所示);用基于物理光学法编写的VC程序仿真出X型尾翼临近空间飞艇的RCS仿真值(如图 3所示).仿真初始条件为:雷达俯仰角为0°;入射波长λ=0.03m,即X波段,模型的俯仰角和滚转角均为0°.

表 1 X型尾翼临近空间飞艇模型设计参数 Table 1 Design parameters of the X-tail near space airshipm 参数尺寸飞艇长度100 飞艇高度30 吊舱底距飞艇轴线距离15 吊舱底宽度10 尾翼半翼展15 尾翼翼根弦长25 尾翼翼尖弦长9 表选项图 1 X型尾翼临近空间飞艇三维模型 Fig. 1 3D model of X-tail near space airship 图选项图 2 X型尾翼临近空间飞艇三维模型网格 Fig. 2 3D grid of X-tail near space airship 图选项图 3 X型尾翼临近空间飞艇RCS仿真结果 Fig. 3 RCS numerical simulation results of X-tail near space airship 图选项

分析图 3仿真结果可知当尾翼退化为十字型尾翼时,X型尾翼临近空间飞艇的RCS值为:头向±30°RCS算数平均值为19.90dB·m2;侧向±30°RCS算数平均值为46.00dB·m2;尾±30°RCS算数平均值为23.65dB·m2;可以看到临近空间飞艇侧向90°和270°时RCS出现峰值,这是由于艇囊曲面镜面反射和尾翼形成二面角强散射源造成的. 1.3 变形X型尾翼临近空间飞艇的RCS仿真

用CATIA软件建立X型尾翼临近空间飞艇的三维模型,并对飞艇的尾翼采用不同变形角设计(如图 4所示),变形角β范围为0°～90°,步长为5°.分别对所得模型的RCS进行仿真.仿真过程同2.2节中的仿真过程.

图 4 X型尾翼变形示意图 Fig. 4 X-tail deformation schematic 图选项

对仿真结果进行数理统计,得到临近空间飞艇头向±30°、侧向±30°、尾向±30°的RCS算数平均值随变形角β的变化关系曲线(如图 5所示).

图 5 临近空间飞艇头向、侧向、尾向RCS曲线 Fig. 5 Near space airship RCS curves from head, side and tail direction 图选项

分析图 5的仿真结果可知临近空间飞艇头向±30°的RCS算数平均值随变形角的增大保持在19.82~19.33dB·m2小范围内变化,基本趋于稳定,故临近空间飞艇头向±30°的RCS算数平均值随变形角的变化不明显.

临近空间飞艇侧向±30°的RCS算数平均值随变形角的增大先迅速减小,在变形角为0°时侧向±30°的RCS算术平均值为42.00dB·m2,主要是由于电磁波垂直照射尾翼,产生较强的镜面反射;当变形角增大到5°时侧向±30°的RCS算术平均值为36.00dB·m2,仅为变形角为0°时的25%;随后振荡减小,在20°时减小到33.37dB·m2,为0°时的13.7%;之后当变形角在20°~85°之间时RCS基本趋于稳定;在变形角为90°时侧向±30°的RCS算数平均值又达到43.06dB·m2,这是由于此时尾翼翼尖的平面被电磁波垂直照射,增大了散射强度,这一点说明在设计时要尽量避免翼尖平面的出现,可以用楔形翼尖.

临近空间飞艇尾向±30°的RCS算数平均值,当变形角在0°~35°之间时,随变形角的增大而减小,当变形角为35°时达到最小值14.17dB·m2,仅为0°时的10.3%;当变形角在35°~90°之间变化时,临近空间飞艇尾向±30°的RCS算数平均值随变形角的增大而在13.27~17.28dB·m2之间小幅振荡变化.说明尾翼变形角的变化对临近空间飞艇尾向RCS也是有较大影响的.

1.4 雷达俯仰角变化对X型尾翼临近空间飞艇侧向RCS特性的影响

当X型尾翼产生变形时,该临近空间飞艇头向的RCS均值变化幅度较小,而侧向的RCS均值变化幅度相对较大.故本节专门对临近空间飞艇侧向RCS特性进行深入研究,研究探测雷达的俯仰角变化对变形角为45°的X型尾翼临近空间飞艇的RCS特性的影响,探索变形角的变化是否增大了其他方向上的RCS.按照2.2节的仿真过程,使用CATIA软件建立变形角为45°时的临近空间飞艇模型,并生成相应的网格(如图 6所示),使用VC程序对其RCS数值模拟,其中探测雷达的俯仰角在-55°~+55°之间变化,变化步长为1°,雷达入射波长λ=0.03m,模型的俯仰角和滚转角均为0°.基于物理光学法,经过数值模拟,得出探测雷达的俯仰角α=0°时X型尾翼变形角为45°时的临近空间飞艇RCS特性(如图 7所示).经过数理统计分析,得出探测雷达的俯仰角在-55°~+55°之间变化对X型尾翼临近空间飞艇侧向±30°RCS算数平均值的影响(如图 8所示).

图 6 45°变形角临近空间飞艇网格 Fig. 6 NearNear space airship grid when deformation angle is 45° 图选项图 7 X型尾翼变形角为45°时的临近空间飞艇RCS特性(β=0°) Fig. 7 RCS of near space airship when deformation angle of X-tail is 45°(β=0°) 图选项图 8 探测雷达的俯仰角变化对X型尾翼临近空间飞艇侧向RCS的影响(β=45°) Fig. 8 Impact of changes in pitch angle detection of radar on X-tail near space airship lateral RCS(β=45°) 图选项

对照图 3和图 7知X型尾翼的变形可以显著改善临近空间飞艇侧向隐身性能.

由图 8分析知,临近空间飞艇的侧向RCS算数平均值有2个峰值,分别在探测雷达俯仰角为-45°和+45°附近出现,这是由于在这个角度上电磁波可以垂直照射X型尾翼产生较强的散射,其峰值分别为45.42dB·m2和44.98dB·m2.故X型尾翼的变形增加了其他方向上的RCS特性.从图 8中可以看到出现的峰值范围大约在-42°~-46°和42°~46°范围,假设飞艇的飞行高度是20km,当雷达在仰角-42°~-46°和42°~46°范围发现飞艇时距飞艇的距离分别为29.9km和17.8km,此范围水平距离只有2.1km. 2 与FEKO软件仿真结果对比分析

为了验证该程序所采用的物理光学法是准确合适的,用该程序计算一个直径为400mm的对比金属球体的RCS与成熟的商业软件FEKO计算结果做对照如图 9、图 10所示.

图 9 对比球VC程序计算模型网格 Fig. 9 Grid of contrast ball when calculated using VC program 图选项图 10 对比球FEKO计算模型 Fig. 10 Model of contrast ball when calculated using FEKO 图选项

FEKO采用的是多层快速多极子法.其中,对比球探测雷达方位角在0°~180°变化,步长为5°.模型的俯仰角和滚转角均为0°.分别对VC和FEKO计算的对比球侧向±30°RCS取算数平均值.FEKO计算结果为-8.995dB·m2,VC计算结果为-9.120dB·m2.统计分析知两者之间差别只有2.83%.说明本文采用的物理光学法是准确合适的.

3 结论

本文研究了X型临近空间飞艇的隐身特性.基于物理光学法,运用CATIA软件、VC软件、FEKO软件和Origin软件,分析了X型尾翼变形角不同时对该临近空间飞艇RCS的影响,并进行仿真,通过数理统计对其隐身特性的缩减进行了分析;同时通过与采用多层快速多极子法计算的对比球的RCS进行对比知本文采用的物理光学法是准确合适的.通过对X型尾翼临近空间飞艇的隐身特性的仿真,得到以下结论:

1) 为了提高临近空间飞艇蒙皮材料的隔热性能,在飞艇表面镀一层金属以增大其对太阳光的热反射率进而起到隔热的作用,这样一来临近空间飞艇的电磁散射特性就相当于一个金属导体,为了提高其生存能力其隐身特性的研究将变得有必要.

2) X型尾翼变形角的不同对临近空间飞艇头向±30°的RCS算术平均值影响较小.

3) X型尾翼变形角的不同对临近空间飞艇侧向±30°的RCS算术平均值影响较大.变形角从0°增加到20°时侧向±30°的RCS算术平均值从42.00dB·m2减小到33.37dB·m2,仅为0°时的13.7%;之后当变形角在20°~85°之间时RCS基本趋于稳定;在变形角为90°时侧向±30°的RCS算数平均值又回达到43.06dB·m2,这是由于此时尾翼翼尖的平面被电磁波垂直照射,增大了散射强度,这一点说明在设计时要尽量避免翼尖平面的出现,可以用楔形翼尖.

4) X型尾翼的变形可以显著改善临近空间飞艇侧向隐身性能,同时也导致其他方向的RCS的增大.

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