單邊膨脹球面2元噴管雷達隱身修形研究

楊勝男，邵萬仁，尚守堂，鄧洪偉

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

單邊膨脹球面2元噴管雷達隱身修形研究

楊勝男，邵萬仁，尚守堂，鄧洪偉

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

針對單邊膨脹球面2元噴管，采用斜切出口的方式進行雷達隱身修形設計。利用迭代物理光學（IPO）方法和等效邊緣電磁流（EEC）方法進行電磁散射仿真研究，分析噴管修形設計中出口斜切角度對噴管后向散射場的影響，經仿真分析得出，水平極化下斜切角度為25°的噴管具有較低的散射特性，而垂直極化下斜切角度為15°的噴管后向隱身效果較好。

雷達隱身；隱身修形；航空發動機；排氣系統；雷達散射截面

0　引言

隱身技術，又稱低可探測技術，是指在一定探測環境中控制和降低武器裝備的特征信號，降低其被發現概率或縮短被探測距離的技術。發動機隱身技術是飛機隱身技術的重要組成部分，主要包括紅雷達波減縮、紅外輻射抑制、聲隱身和視頻隱身等。對于發動機各部件，雷達/紅外隱身技術，重點體現在進/排氣系統的設計之中。發動機尾噴管主要功能是將高溫高壓燃氣加速噴出以期獲得最佳的推力收益，隨著發動機功能的多元化趨勢，隱身性能成為當今及今后很長一段時間噴管部件的必備功能。

近年來軍用發動機雷達隱身備受關注，2012年，陳立海［1］和崔金輝［2］等分別針對2元噴管和球面收斂調節片噴管進行RCS（Radar Cross-Section）數值模擬研究；2013年，李岳峰［3］等采用物理光學方法對S形進氣道展開研究；2014年，鄧洪偉等針對航空發動機隱身修行技術進行技術分析［4］，本文以單邊膨脹球面2元噴管為研究對象，通過雷達隱身修形設計［5-8］，研究不同噴管出口形式對發動機后向電磁散射的影響，形成具有良好雷達隱身性能的優化方案。

1　雷達隱身修形原理

飛行器修形技術通過修整飛機器的形狀輪廓、邊緣、表面，使其在雷達主要威脅方向上獲得后向散射的減縮。通常是將高強度散射回波從1個角度轉移到另1個角度，或者將后向散射變為非后向散射。但通常在1個角度域內獲得SRC減縮的同時，另1個角度域的SRC將會增加，如果要求所有方向上都同等減縮，則需要運用修形和吸波材料相結合的綜合技術。

由雷達發射出的電磁波經噴管出口入射到發動機內部，經過發動機后腔體內一系列復雜的散射作用后，最終由噴口退出，形成腔體的后向散射信號，被雷達接收機捕獲。對噴管進行合理的修形設計，可減少由電磁波進入發動機排氣系統帶來后向散射回波，從而達到縮減SRC的目的。

2　噴管模型

單邊膨脹球面2元噴管模型如圖1所示。圖中，α為出口斜切角度，L為出口延長段長度。改變α，L隨之發生變化，形成4種修形方案，參數設置見表1。分別計算水平極化和垂直極化方式下，4種噴管模型在俯仰平面和偏航平面內后向散射場。

圖1　單邊膨脹球面2元噴管模型

表1　方案參數設置

為了驗證單邊膨脹球面2元噴管相比于傳統球面2元噴管的雷達隱身優勢，進一步對比雷達隱身修形的效果。將二者的電磁散射場和感應電流進行對比分析。球面2元噴管模型如圖2所示。與單邊膨脹球面2元噴管模型同進口同球面同2元矩形出口，參考上文的方案參數設置，相當于L=0mm。

圖2　球面2元噴管模型

3　電磁散射計算方法

根據波長和散射體特征尺寸的大小，散射過程分為低頻區、諧振區和高頻區［9］。目前對軍用飛機構成威脅的雷達探測波段主要為厘米波。發動機噴管屬于電大尺寸腔體結構，其散射過程屬于高頻區。由于傳統低頻算法在求解高頻區目標散射問題時，存在效率偏低和資源需求過大的情況，因此本文采用高頻算法進行研究。

目前常用的高頻算法主要有幾何光學法、幾何繞射理論、物理光學法、物理繞射理論、等效電磁流法、積分方程法和時域方法等［10-12］。發動機噴管的散射總場由腔體散射場和邊緣繞射場2部分矢量疊加構成，根據其電磁散射計算特點，本文選擇物理光學法和等效邊緣電磁流法相結合的算法。

3.1物理光學迭代（IPO）法

物理光學理論（PO）［13-15］是用散射體表面的感應電流取代散射體本身，通過對表面感應場的近似和積分求得散射場。F.Obelleiro等提出的物理光學迭代法［16］，將迭代方法應用于分析腔體散射特性，近似模擬電磁波在腔體結構各部分間的多次反射等相互作用過程。與其他高頻算法相比，該方法迭代過程簡單，不需要矩陣求逆，適合電大尺寸腔體散射特性的分析計算。

由理想導電壁構成的開口腔體如圖3所示。從圖中可見，入射波由開口Sa進入后，將在腔體內部Sc產生散射場，最終回波從入口處退出。若忽略邊緣及外部散射的貢獻，其散射場來自電磁波在腔體內部的多次反射。詳細理論公式推導見文獻［5］。

圖3　腔體結構

對于軸向尺寸大于直徑尺寸的管狀腔體結構，入射電磁波在腔體壁面間多次反射，將大大降低迭代數值方法的計算效率。為此引入前后向迭代技術［17-18］和松弛因子應用于物理光學法的計算，加快迭代的收斂性。

應用前后向迭代算法，計算腔體內壁真實電流密度，并加入松弛因子ω（0＜ω≤1）加速收斂。

3.2等效電磁流（EEC）法

由于物理光學理論在處理腔體邊緣散射方面存在缺陷，為此引入等效電磁流法來處理腔體邊緣的繞射問題。EEC法直接組合等效電磁流來移去射線方法解的奇異性，是求解邊緣繞射場應用最廣泛的方法。常用的形式有Mitzner的增量長度繞射系數［19］和Michaeli的等效電流［20］。本文應用Michaeli的表述，對于邊緣為C的任意劈，遠區邊緣繞射場表示為

圖4　劈尖散射結構

等效邊緣線電流和線磁流可以進一步表達為

式中：J（r'）為等效邊緣線電流；M（r'）為線磁流。

用等效電磁流減去物理光學的貢獻，就得到了邊緣散射貢獻的結果。

式中：Nπ為外劈角；U（x）為單位階躍函數。

依據以上電磁理論進行數值算法，利用西北工業大學自編軟件進行計算。為驗證自編程序的計算精度，對金屬平板進行SRC計算，將計算程序得到的數值解與理論解進行對比。計算模型設置如圖5所示，圖中是平面法向量。

圖5　平板計算模型

式中：A為金屬平板的面積，其值等于邊長a與b的乘積；λ為入射波波長。

取a=b=16.5 cm，波長λ=5 cm，在水平極化方式下進行計算，程序的數值解與理論解比較結果如圖6所示。

圖6　水平極化平板SRC理論值與計算值

結果表明，程序計算值與理論精確解SRC曲線整體趨勢一致，結果基本吻合，平均誤差小于2%，程序計算精度較好，結果可信。

4　計算結果分析

4.1水平平面

將計算得到單邊膨脹2元噴管各方案的后向散射情況，繪制成SRC分布曲線，分別如圖7、8所示。在偏航平面下，電磁入射角度θ=0°時，噴管后向散射SRC達到峰值，隨著入射角度進一步增大，SRC呈減小趨勢。在小角度入射時，4種模型SRC分布曲線基本重合，但當水平極化下入射角度大于12°和垂直極化下入射角度大于20°以后，各模型SRC分布曲線差異越來越大，這說明噴管α和L的變化對散射場的影響主要體現在大角度情況下。

圖7　水平極化噴管散射總場（水平平面）

圖8　垂直極化噴管散射總場（水平平面）

計算得到各模型的SRC平均值見表2。水平極化下α=25°的噴管模型具有較好的低散射特性，而垂直極化下α=15°的模型SRC值最小，α=25°的模型次之。

表2　偏航平面噴管模型SRC平均值　dB·m2

綜合考慮2種極化方式下4種噴管斜切出口方案的后向散射，α=25°的單邊膨脹球面2元噴管（以下簡稱單邊2元噴管）模型具有較好的低散射特性。為進一步分析修形的優化作用，將單邊膨脹球面2元模型與球面2元噴管模型進行對比，形成SRC曲線如圖9～12所示?；鶞蕠姽芎蛦芜?元模型SRC平均值見表3、4。

圖9　水平極化邊緣繞射場

圖10　垂直極化邊緣繞射場

從邊緣散射場SRC的分布曲線可見，采用斜切方式的修形大幅降低出口繞射場后向散射，水平極化時平均降低20.21 dB·m2，垂直極化時平均降低44.11 dB·m2。通過對比腔體散射場和散射總場SRC分布情況，可以分析出對于后向散射，邊緣繞射場對散射總場的影響有限。也就是說，在沒有采用RAM技術的情況下，噴管出口修形主要通過降低噴管腔體散射場來實現。采用包括修形和RAM等一系列綜合隱身技術，腔體散射得到有效抑制后，邊緣繞射回波不再是弱散射源，將成為主要的散射源，參與對散射總場的貢獻。

圖11　水平極化散射總場

圖12　垂直極化散射總場

表3　基準噴管和單邊2元模型SRC平均值（水平極化）　dB·m2

表4　基準噴管和單邊2元模型SRC平均值（垂直極化）　dB·m2

從圖11、12中可見，總體上，單邊2元噴管比球面2元噴管的SRC有所減小，水平極化下減小了1%，垂直極化下減小了7%。但是這種出口形式并不是在所有入射角度均能夠起到減小SRC的效果 （具體數值見表3、4），水平極化下修形的優勢角度是20°＜α≤40°，同比減縮16%；垂直極化下修形的優勢角度是18°＜α≤40°，同比減縮25%。在小角度下（θ＜20°），斜切形成的出口側壁和底面增長，對回波產生一定的聚集作用，反而使這一域內的散射加劇。隨著θ增大，出口收集電磁射線的有效面積逐漸縮小，由于這種斜切出口形式增加了L段，對回波的遮擋作用進一步增強，說明單邊2元噴管對后向散射的減縮作用在大角度時集中體現。

電磁波以垂直極化方式入射，在偏航平面內入射角度φ=32°的情況下基準模型和斜切口模型感應電流對比如圖13、14所示。觀察壁面上感應電流反映的大小和分布，可以看出該狀態下球面2元噴管比單邊2元噴管激發的電流強度更高，中等強度的電流分布也更廣。這是由于球面2元噴管出口未做任何修形，對入射線沒有遮擋，而單邊2元噴管在大角度下收集電磁射線的有效面積大幅縮小，從而減少了進入噴管腔體參與散射過程的電磁波，進而減弱了在壁面上產生感應電流。

圖13　球面2元噴管感應電流（垂直極化，φ=32°）

圖14　單邊2元噴管感應電流（垂直極化，φ=32°）

4.2俯仰平面

在俯仰平面內模擬電磁波從噴管底部至噴管上方入射的情況，計算了入射角度θ∈［-44°，44°］噴管模型的后向散射，結果如圖15、16所示。SRC分布曲線整體上隨入射角度的增大呈增大趨勢，在θ=0°處達到峰值后短暫減小后又逐步增大。

圖15　俯仰平面噴管模型SRC分布曲線（水平極化）

圖16　俯仰平面噴管模型SRC分布曲線（垂直極化）

（1）在初始階段，曲線有1段類似于直線的變化平緩區域，這段區域隨模型斜切角度α減?。闯隹谘娱L段長度L增大）而加大。在這段區域對應的角度范圍內，入射線僅在延長段出口邊緣處產生少量的邊緣繞射，而無法從噴管尾部進入腔體內部參與腔體散射，也就是說L越長，對入射電磁波形成完全遮擋的角度范圍就越大。

（2）電磁波由噴管底部向上照射，當入射角度達到θ=-6°以后，入射波逐漸照射到噴管腔體內部，分布曲線顯現出腔體散射的波動性，較長的出口段能夠有效減少對負角度入射線的收集，所以L較長的噴管對SRC減縮仍然具有優勢。

（3）分布曲線的主瓣出現在θ∈［-6°，6°］區域內，這時大部分入射線可以進入噴口到達腔體內部，在底部形成較強的鏡面回波對后向散射。

（4）增大到6°以后，斜切角度α較大的噴管模型，反而增大了腔體的開口面積，對后向散射的減縮不再占有優勢。

分別計算各方案模型的SRC平均值（見表5），優選水平極化和垂直極化2種情形各角度的計算值，α=20°的出口斜切方案對噴管后向散射具有較好的隱身性。

表5　俯仰平面噴管模型SRC平均值　dB·m2

為進一步分析修形的優化作用，將α=20°的單邊2元噴管與球面2元噴管進行對比，對比情況如圖17～20所示，并見表5。

圖17　水平極化邊緣繞射場

圖18　垂直極化邊緣繞射場

從圖17、18中可知邊緣繞射的情況，單邊2元噴管比球面2元噴管SRC有所減小，但減小幅度小于電磁波由偏航平面入射的情況。由于斜切出口延長段的遮擋，入射負角度增大到一定程度后將沒有電磁波進入到腔體內。

邊緣繞射場和腔體散射場疊加成為散射總場如圖19、20所示，觀察分布曲線可知，在電磁負角度入射噴管時，出口斜切修形對噴管后向散射減縮作用良好。球面2元噴管和單邊2元噴管分區域SRC平均值計算結果（見表6、7）表明，入射角度為-40°≤θ≤-6°時，2種極化方式下修形技術獲得的SRC縮減分別達到了47%和38%；在-40°≤θ≤-6°的對稱角度范圍（6°≤θ≤40°）內，這種方式的噴管出口卻造成了散射的增強；在各角度的總散射量方面，修形對噴管SRC的減縮起到了積極作用。因此，將這種出口斜切的2元噴管應用于高空突防的飛機更為合理。

圖19　水平極化散射總場

圖20　垂直極化散射總場

表6　球面2元模型和單邊2元模型SRC平均值（水平極化）　dB·m2

表7　球面2元模型和單邊2元模型SRC平均值（垂直極化）　dB·m2

4　結論

（1）電磁波在水平面入射，噴管斜切角度α和長度的變化對散射場的影響主要在大角度下體現；

（2）在水平極化下α=25°的單邊2元噴管模型具有較好的低散射特性，而在垂直極化下α=15°的模型SRC值最??；

（3）感應電流云圖顯示，單邊2元噴管在大角度下收集電磁射線的有效面積大幅縮小，從而減少進入噴管腔體參與散射過程的電磁波，進而減弱了在壁面上產生感應電流。

（4）電磁波在俯仰平面入射，較長的出口段能夠有效減少對負角度入射線的收集，所以L較長的噴管對SRC減縮仍然具有優勢。

（5）采用噴管斜切出口修形的方式，在電磁波從噴管下方探測的情況下，對發動機后腔體后向SRC有較好的抑制作用，將這種形式的隱身修形方式應用于高空突防軍事用途的飛機將起到良好的雷達隱身效果。

（6）本文研究的噴管模型將終端簡化為一金屬平板，造成強烈的鏡面反射，而實際排氣系統內部結構復雜，包含渦輪葉片、加力中心錐、火焰穩定器、噴油桿等部件，雖然實際的散射機理更為復雜，但是其最終的后向散射值可能小于本文的仿真計算值。

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（編輯：趙明菁）

Study on Radar Stealth Shaping for Single Expansion Ramp with Spherical 2-D Nozzle

YANG Sheng-nan，SHAO Wan-ren，SHANG Shou-tang，DENG Hong-wei
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute，Shenyang 110015，China）

The single expansion ramp with spherical 2-D nozzle was shaped by oblique cutting.Combining Iterative Physical Optics（IPO）with Equivalent Edge Currents（EEC）method，the radar scattering field was simulated.The influence of outlet oblique angle on backscattering field of nozzle in shaping design of nozzle was analyzed.The results show that 25 degrees oblique nozzle model has the characteristics of low scattering in horizontal polarization，and 15 degrees oblique nozzle model has good backward stealth effect in vertical polarization.

radar stealth；stealth modification；aeroengine；exhaust system；RCS

V 228.8

Adoi：10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.05.010

2015-11-29基金項目：航空科學基金（2011ZA06001）資助

楊勝男（1985），女，工程師，從事航空發動機雷達及紅外隱身設計技術研究工作；E-mail：yangshengnan@sina.com。

引用格式：楊勝男，邵萬仁，尚守堂，等.單邊膨脹球面二元噴管雷達隱身修形研究［J］.航空發動機，2016，42（5）：55-62.YANGShengnan，SHAOWanren，SHANGShoutang，et al.Studyon radar stealth shapingfor single expansion ramp with spherical 2-Dnozzle［J］.Aeroengine，2016，42（5）：55-62.