一體化加力燃燒室支板雷達隱身修形仿真

王群，鄧洪偉，楊勝男，盧浩浩，陳瀚賾，王旭

（中國航發沈陽發動機研究所，沈陽 110015）

0 引言

航空發動機作為隱身飛行器的重要組成部分，其雷達散射信號直接關乎隱身飛行器的隱身性能，進而影響飛行器的作戰效能和戰場生存率。據統計，發動機后腔體及噴管出口邊緣等產生的雷達散射信號占整個飛機尾部方向雷達特征信號的95%以上[1]。對于加力類渦扇發動機，其后腔體主要由末級渦輪、加力燃燒室和噴管構成。渦輪部件由于處于高速旋轉狀態，且葉片葉型對渦輪效率影響較大，一般不對其采取雷達隱身改進措施，故噴管和加力燃燒室成為發動機后向雷達隱身設計的重點部位。對于典型的配裝軸對稱噴管的加力類渦扇發動機，在正后方附近對其進行紅外、雷達探測時，發動機的末級渦輪和加力燃燒室均為較強的紅外輻射源和雷達散射源。與渦輪后框架一體化的加力燃燒室（又稱一體化加力燃燒室）能夠對渦輪部件進行遮擋，結構緊湊，流道外形規整，故具有較好的雷達、紅外隱身性能，以及較低的冷態流阻損失等優點，成為近些年航空發動機隱身技術的重點研究方向之一[2-4]。

近些年，國內外對與渦輪后框架一體化的加力燃燒室的研究主要集中在結構方案設計、燃燒性能設計方面。Clements等[5]在2001年提出的與渦輪后框架一體化加力燃燒室方案詳細闡述了火焰穩定、噴油桿、外涵引氣流路的結構實現思路；Koshoffer[6]提出的與渦輪后框架一體化的加力燃燒室方案在支板表面和加力燃燒室內、外涵分隔壁面設置了凹腔，并且支板凹腔內有噴油孔，以此來實現穩定火焰、組織燃燒的功能；孫雨超等[7]提出了一種與渦輪后框架一體化的加力燃燒室方案，并采用商業數值計算軟件對其進行了3維冷態和熱態流場數值模擬研究。

本文以配裝軸對稱噴管的某型發動機為載體，采用彈跳射線法（Shooting and Bouncing racy，SBR）和物理繞射理論（Physical Theory of Diffraction，PTD）方法對一體化加力燃燒室支板雷達隱身修形進行了電磁散射特性仿真研究。

1 計算模型與邊界條件

本文在某型發動機后腔體基礎上建立配裝一體化加力燃燒室的發動機后腔體雷達散射截面（Rader Cross Section,RCS）計算模型，如圖1所示，并記為Model-1。RCS計算模型中包含了軸對稱噴管、加力筒體、一體化加力燃燒室、渦輪、機匣等零部件的簡化結構，模型前端增加封堵終端平面，模擬渦輪前方發動機部件對電磁波的散射。一體化加力燃燒室由混合器、支板和中心錐構成。

圖1 RCS計算模型Model-1

目前，軍用雷達探測器的工作頻率主要集中在L、S、C、X和Ku波段，均屬于厘米波段[8]?？紤]到航空發動機后腔體結構復雜，為平衡計算精度和效率，本文選取C波段中的典型頻點6 GHz開展發動機后腔體的RCS仿真計算。電磁波入射方向（圖1）在xoy平面的投影方向與x軸夾角定義為水平方位角θ，與投影方向的夾角定義為俯仰角Φ?？紤]到計算模型為軸對稱結構，計算角域取θ=0°～90°，Φ=0°，角度間隔0.2°。本文RCS計算采取單站模式，極化狀態選取水平極化和垂直極化。

2 支板雷達外形設計

常用的雷達外形設計技術主要包括外形修形技術、散射源遮擋技術和平行設計原則[9]。

支板雷達外形如圖2所示。末級渦輪葉片在后向可直視情況下是發動機后腔體內部的強散射源之一，為減弱渦輪葉片對發動機后向的RCS信號貢獻，一體化加力燃燒室的支板需采用全遮擋葉型設計，使支板在發動機后向100%遮擋渦輪部件（圖2（a））。此外，為避免一體化加力燃燒室支板尾端平面產生鏡面反射，支板尾端需進行外形修形設計，采用傾斜和斜切設計，使雷達波的主要反射方向偏離威脅方（圖2（b））。支板葉型與加力燃燒室的氣動性能、火焰穩定、組織燃燒密切相關，設計過程較為復雜，不是本文關注的重點，且由于發動機后腔體屬于電大尺寸腔體結構，在支板前緣、尾緣位置以及內涵流路不變的情況下，支板葉型的變化對發動機后向RCS基本無影響，故僅對其做簡單的全遮擋設計。

圖2 支板雷達外形

3 RCS仿真計算方法

根據目標特征尺寸與入射波波長的相對關系可以將目標的頻率散射特性劃分至瑞利區、諧振區、光學區[10-11]。本文計算頻率為6 GHz，電磁波波長為5 cm，相對于電磁波波長，發動機后腔體屬于電大尺寸腔體結構，其頻率散射特性屬于高頻區，相應的雷達散射計算應采用高頻電磁計算方法[12]。目前常用的高頻算法主要有幾何光學法、物理光學法、幾何繞射理論、物理繞射理論、彈跳射線法等。綜合考慮發動機后腔體的散射總場構成和計算效率，本文選取彈跳射線法（SBR）求解目標的散射場，選取物理繞射理論（PTD）求解目標的邊緣繞射場。

SBR求解散射場的過程主要包括射線路徑追蹤、射線強度追蹤和遠場積分。首先，設置一系列緊密相連的、入射到目標表面的射線管，并對射線管進行路徑追蹤來模擬電磁波在目標表面的傳播；其次，對射線與目標表面的交點場強進行跟蹤計算；最后，基于射線路徑跟蹤和場強度跟蹤計算，求出射線經過多次反射回到射線口面時的電場分布，將口面上的電場等效為磁流源，按照式（1）進行口徑積分，可求出目標表面的散射場[13-15]。

式中：Z0為自由空間的特征波阻抗；為觀察點的單位矢量；為目標表面面元的單位法矢量；r'為目標表面任一面元的位置矢量；r為觀察點位置矢量；E(r',ω)和H(r',ω)分別為目標表面的總電場和總磁場。

PTD法是物理光學法（Physical Optics，PO）的拓展和修正。根據等效電流物理繞射理論，考慮尖頂等不規則外觀影響的散射場為[16-18]

其中

式中：R為源點到尖頂邊緣中心的位置矢量；t為沿尖頂邊緣的單位矢量；L為尖頂邊緣的長度；f、g為尤費賽夫物理繞射系數。

4 仿真計算結果

4.1 傾斜角影響規律

根據電磁波反射原理及發動機后腔體結構，擬定支板斜切角B=16°，以此開展支板傾斜角A對發動機后向RCS的影響規律研究。選取傾斜角A=64°、68°、78°、88°、89°、90°、91°、92°、98°、108°、118°，選取范圍考慮結構、燃燒性能約束，在RCS波動比較劇烈的90°附近適當減小角度間隔。根據腔體結構電磁散射特性可知，改變處于腔體終端的支板的尾端結構僅能對發動機后向小角域范圍內的RCS產生影響。因此首先選取傾斜角A=68°、90°時后腔體的水平極化RCS曲線（如圖3所示）開展對比分析，明確開展支板尾端結構影響研究的重點角域范圍。

圖3 A=68°、90°時HH極化RCS曲線

從圖中可見，隨著水平方位角θ的增大，發動機后腔體內部逐漸被遮擋，后腔體RCS逐漸減小，但由于軸對稱噴管外壁面在72°附近與入射電磁波近似垂直，RCS曲線在72°附近出現另一峰值。垂直極化RCS曲線分布規律與水平極化基本一致，不再贅述。一體化加力燃燒室支板尾端結構的改變主要對后腔體0°～30°范圍內的RCS有所影響，故本文后續的分析將以0°～30°范圍為主。

當傾斜角A=68°、90°、91°、92°、118°時，發動機后腔體的RCS曲線如圖4、5所示。從圖中可見，發動機后腔體RCS曲線的峰值出現在0.7°附近，原因在于此時噴管出口附近的環形平面存在很強的鏡面反射，且腔體內各種棱邊、邊緣近乎垂直電磁波入射方向，邊緣繞射回波也較強；隨著θ增大，RCS曲線開始上下震蕩，但總體趨勢下降，體現出明顯的腔體結構散射特征；在傾斜角A從68°增大到118°過程中，發動機后腔體RCS曲線的峰值呈現先增大再減小的趨勢，當A=91°時RCS曲線峰值最大，水平極化和垂直極化分別達到89.13 m2（19.5 dBsm）、125.89 m2（21 dBsm）。

圖4 不同A角HH極化RCS曲線

圖5 不同A角VV極化RCS曲線

發動機后腔體0°～30°范圍RCS均值隨傾斜角A變化規律如圖6所示。從圖中可見，在支板傾斜角A=91°附近，發動機后腔體的RCS較大，A的選取應重點避開88°～98°區域；在A=91°時，后腔體的RCS均值最大，水平極化和垂直極化RCS均值分別達到5.63、6.45 m2；隨著A偏離91°，后腔體RCS快速減??；A超出88°～98°范圍后，后腔體RCS受A的影響較小。綜合考慮水平極化和垂直極化，在A=68°時，后腔體RCS均值達到3.57 m2，為本文所有仿真算例中的最低值，一體化加力燃燒室的雷達隱身性能最優，此時后腔體水平極化和垂直極化RCS均值分別為3.30、3.86 m2，相比于A=91°時，分別減小了41.5%和40.2%。對于Model-1類型的復雜腔體結構，繞射場在RCS總場中占比較小，約為2%～3%；發動機后腔體RCS信號主要由腔體內壁面對電磁波的多次反射產生；在傾斜角A接近91°的過程中，后腔體RCS隨之增大是由散射場的逐漸增強造成的。

圖6 發動機后腔體0°～30°范圍RCS均值隨傾斜角A變化規律

為分析后腔體散射場增強的原因，針對水平方位角θ=0.7°開展散射場SAR成像計算分析，當傾斜角A選取有代表性的68°和91°，后腔體散射場SAR成像如圖7、8所示。從圖中可見，在A=68°、91°時的發動機后腔體支板尾端附近（SAR成像中虛線框區域）RCS分布明顯不同；對于小方位角范圍，在A=91°時，電磁波入射方向接近支板尾端平面法向，此時回波主瓣強度大，且與雷達接收方向重合，使得支板尾端成為后腔體中的強散射源之一；在A=68°時反之。

圖7 散射場SAR成像（A=68°）

圖8 散射場SAR成像（A=91°）

4.2 斜切角影響規律

圖10 不同斜切角垂直極化RCS曲線

固定支板傾斜角A=68°，開展支板斜切角B對發動機后向RCS的影響規律研究。選取B=0°、1°、2°、4°、8°、12°、16°、20°、24°、28°，選取范圍同樣考慮結構、燃燒性能約束，在RCS波動比較劇烈的0°附近適當減小角度間隔。在B=0°、4°、8°、12°、16°、20°時，水平極化和垂直極化RCS曲線如圖9、10所示。從圖中可見，在B改變時，0°～14°范圍內的后腔體RCS曲線基本保持不變，原因在于此時支板尾端平面的法向偏離入射電磁波入射方向較遠，在支板尾端平面無法產生較強且與雷達接收方向重合的回波主瓣，因此僅改變支板尾端平面的方向（即改變B）無法使后腔體RCS產生明顯變化；在14°～30°范圍內，后腔體RCS曲線隨B的增大產生較為劇烈的變化，且14°～30°范圍內的波峰隨著B的增大而降低，原因在于此時后腔體一側支板的尾端平面的法向已接近入射電磁波方向，隨著B越接近0°，支板的尾端平面回波主瓣越強、越接近雷達接收方向，此時改變支板尾端平面的方向（即改變B）將使后腔體的RCS劇烈變化。

圖9 不同斜切角水平極化RCS曲線

發動機后腔體0°～30°范圍RCS均值隨斜切角B變化規律如圖11所示。從圖中可見，在B=0°～8°時，發動機后腔體的RCS較大，B的選取應重點避開這一區域；在B=4°時，后腔體的RCS均值最大，水平極化和垂直極化RCS均值分別達到4.57、4.75 m2；在B=8°～16°時，后腔體RCS均值隨B的增大而減??；在B＞16°以后，后腔體RCS均值隨B的增大而波動，垂直極化RCS均值波動幅度較小，水平極化RCS均值波動幅度稍大。綜合考慮水平極化和垂直極化，在B=16°時，后腔體RCS均值達到3.57 m2，為本文所有仿真算例中的最低值，一體化加力燃燒室的雷達隱身性能最優，此時后腔體水平極化和垂直極化RCS均值分別為3.30、3.86 m2，相比于B=4°時，分別減小了27.8%和18.9%。

圖11 發動機后腔體0°～30°范圍RCS均值隨斜切角B變化規律

為分析水平方位角θ=14°～30°時，斜切角B=0°的后腔體的散射場較強的原因，針對θ=23.8°（RCS曲線波峰位置）時開展散射場SAR成像計算分析，斜切角B選取有代表性的16°和0°，后腔體散射場HH極化SAR成像如圖12、13所示。從圖中可見，在B=16°、0°的發動機后腔體支板附近（SAR成像中虛線框區域）RCS分布明顯不同；在θ=14°～30°方位角統計范圍內，B=0°時，電磁波在腔體內多次反射后將在一體化加力燃燒室一側的支板尾端產生強散射，而在B=16°時，能夠有效減輕這種散射。在B=16°和0°時后腔體散射場VV極化SAR成像與此類似，不再贅述。

圖12 散射場HH極化SAR成像（B=16°）

圖13 散射場HH極化SAR成像（B=0°）

5 結論

（1）對于配裝軸對稱噴管和一體化加力燃燒室的航空發動機后腔體，支板尾端結構主要影響發動機后向0°～30°小角域范圍內的RCS，通過對支板尾端進行雷達隱身修形設計，可使發動機后向0°～30°范圍RCS均值減小40%以上；

（2）在配裝軸對稱噴管的情況下，當支板尾端傾斜角為68°，斜切角為16°時，支板尾端平面的法向偏離電磁波入射方向較遠，支板尾端無法產生較強且與雷達接收方向接近的回波主瓣，故發動機后向0°～30°范圍RCS均值較小，一體化加力燃燒室具有較好的雷達隱身效果；

（3）對于配裝軸對稱噴管和一體化加力燃燒室的航空發動機，當其采用正后方完全遮擋渦輪部件的徑向支板作為火焰穩定器時，為提高一體化加力燃燒室的雷達隱身性能，支板傾斜角的選取應重點避開88°～98°區域，斜切角的選取應重點避開0°～8°區域，原因在于傾斜角處于88°～98°或斜切角處于0°～8°時，支板尾端平面的雷達回波主瓣接近雷達接收方向，發動機后向RCS較大。