CN114572420B - 一种进气道隐身测试的低散射载体 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种进气道隐身测试的低散射载体，上曲面为向上凸起的二次曲面，下曲面为向下凸起的二次曲面，后部平面为竖直面，三者分别关于竖直面呈轴对称，模拟飞机轴对称的特性；上曲面和下曲面前向扇区的两条边相对接触连接，后部平面的上边缘固定于上曲面、下边缘固定于下曲面，上曲面、下曲面和后部平面三者形成中空的内腔，内腔中设置进气道，进气道的前端与上曲面相交形成进气唇口；根据仿真结果可知，采用本发明提供的载体结构，从低频到高频均可适用，仅利用一个载体完成从低频到高频、两个极化下的进气道隐身测试，降低成本，简化操作过程。

Description

一种进气道隐身测试的低散射载体
技术领域
本发明涉及隐身测试领域，更进一步涉及一种进气道隐身测试的低散射载体。
背景技术
飞行器在执行超视距作战、隐身突防、打击敌防空系统等作战任务时，前向扇区的RCS(Radar Cross Section，雷达散射截面)特性尤为重要，降低前向扇区的RCS，可缩短飞行器被敌方雷达发现的距离。
大量的仿真及测试数据表明，在前向角域，单发飞行器进气道的RCS贡献可占整机的40％以上，对双发飞行器其贡献可达到60％以上，进气道是作战飞行器前向区域影响区域最广，散射最强的散射源之一。
在隐身飞行器的进气道研制过程中，需进行大量的设计性测试，进行参数的选择和仿真计算结果的验证。若将进气道安装于飞行器全尺寸模型或机身上直接用于RCS测试，一方面由于尺寸大于一般暗室静区尺寸而无法实施，另一方面，若只单独测试进气道，进气道一旦与飞行器隔离开，将使其边缘与外形完全暴露在外，引入新的散射源从而影响测试的准确性。
利用低散射载体是有效的解决方法，低散射载体的尺寸远小于飞行器全尺寸模型或机身，处于暗室静区范围之内；低散射载体能消除进气道的边缘散射和外形的镜面散射；低散射载体的散射水平低于被测目标1～2个量级，将预测试进气道安装于低散射载体之上，可体现出进气道的RCS。
传统的方案中，从低频到高频测试需要更换不同的载体，仅利用一个载体无法完成从低频到高频、两个极化下的进气道隐身测试，载体的成本更高，操作更为繁琐且效率较低。
发明内容
本发明的核心在于提供一种进气道隐身测试的低散射载体，通过其结构设计，仅利用一个载体完成从低频到高频、两个极化下的进气道隐身测试，降低成本，简化操作过程，具体方案如下：
一种进气道隐身测试的低散射载体，包括上曲面、下曲面和后部平面，三者形成的内腔中设置进气道；所述上曲面为向上凸起的二次曲面，所述下曲面为向下凸起的二次曲面，所述后部平面为竖直面；所述上曲面、所述下曲面和所述后部平面各自分别关于竖直面呈轴对称；
所述上曲面和所述下曲面前向扇区的两条边相对接触连接，所述后部平面的上边缘固定于所述上曲面、下边缘固定于所述下曲面；
所述进气道的前端与所述上曲面相交形成进气唇口。
可选地，所述上曲面和所述下曲面在水平面的投影呈菱形且重叠；所述后部平面为两块轴对称的平板。
可选地，所述进气道的后端与所述后部平面之间存在间隙。
可选地，所述上曲面和所述下曲面前向扇区的两条边形成的载体前端尖角θf≥50°。
可选地，所述上曲面、所述下曲面和所述后部平面均为金属板材，其表面粗糙度Ra≤1.6。
可选地，所述进气唇口的形状和大小取进气道装机条件下与机体表面相交曲线的形状和大小。
可选地，所述进气唇口上顶点距所述上曲面最高点的长度取实际装机条件下进气道唇口上顶点距飞机机体背部顶点的距离。
可选地，所述进气唇口距所述上曲面头部尖点的距离取实际装机条件下进气道唇口距飞机机头尖点的距离。
可选地，所述进气道后端下顶点距所述下曲面最低点的距离取实际装机条件下进气道出口下顶点距载体腹部最低点的距离。
可选地，所述进气唇口的竖向高度小于所述进气道后端的竖向高度，所述进气唇口的横向宽度大于所述进气道后端的横向宽度；所述进气道从前向后逐渐下降。
本发明提供一种进气道隐身测试的低散射载体，上曲面为向上凸起的二次曲面，下曲面为向下凸起的二次曲面，后部平面为竖直面，三者分别关于竖直面呈轴对称，模拟飞机轴对称的特性；上曲面和下曲面前向扇区的两条边相对接触连接，后部平面的上边缘固定于上曲面、下边缘固定于下曲面，上曲面、下曲面和后部平面三者形成中空的内腔，内腔中设置进气道，进气道的前端与上曲面相交形成进气唇口；根据仿真结果可知，采用本发明提供的载体结构，从低频到高频均可适用，仅利用一个载体完成从低频到高频、两个极化下的进气道隐身测试，降低成本，简化操作过程。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1A和图1B分别为本发明提供的进气道隐身测试的低散射载体的上方轴测图和下方轴测图；
图2A为本发明提供的进气道隐身测试的低散射载体的轴测透视图；
图2B和图2C分别为本发明提供的进气道隐身测试的低散射载体的侧视剖面图和俯视透视图；
图3为本发明提供的进气道隐身测试的低散射载体的结构示意图；
图4A、图5A、图6A、图7A分别为L波段、S波段、C波段、X波段水平极化(HH)下单独载体和载体+进气道两个模型在0°～30°范围内的波形图；
图4B、图5B、图6B、图7B分别为L波段、S波段、C波段、X波段垂直极化(VV)下单独载体和载体+进气道两个模型在0°～30°范围内的波形图；
图8A、图9A、图10A、图11A分别为L波段、S波段、C波段、X波段水平极化(HH)下单独载体和载体+进气道两个模型的均值对比图；
图8B、图9B、图10B、图11B分别为L波段、S波段、C波段、X波段垂直极化(VV)下单独载体和载体+进气道两个模型的均值对比图。
图中包括：
上曲面1、下曲面2、后部平面3、进气道4、进气唇口41。
具体实施方式
本发明的核心在于提供一种进气道隐身测试的低散射载体，通过其结构设计，仅利用一个载体完成从低频到高频、两个极化下的进气道隐身测试，降低成本，简化操作过程。
为了使本领域的技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面将结合附图及具体的实施方式，对本发明的进气道隐身测试的低散射载体进行详细的介绍说明。
如图1A和图1B所示，分别为本发明提供的进气道隐身测试的低散射载体的上方轴测图和下方轴测图；本发明的进气道隐身测试的低散射载体包括上曲面1、下曲面2和后部平面3，上曲面1、下曲面2和后部平面3共同包围形成一个空腔结构；图2A为本发明提供的进气道隐身测试的低散射载体的轴测透视图，图2B和图2C分别为本发明提供的进气道隐身测试的低散射载体的侧视剖面图和俯视透视图；在上曲面1、下曲面2和后部平面3三者形成的内腔中设置进气道4，进气道4在图2A中以虚线表示。
上曲面1为向上凸起的二次曲面，下曲面2为向下凸起的二次曲面，上曲面1和下曲面2均为平滑的曲面结构，表面没有凸出的尖锐过渡。上曲面1和下曲面2的造型相互独立，两者的造型可以相同也可以不同。后部平面3为竖直面，后部平面3在水平面的投影为线条。
上曲面1、下曲面2和后部平面3各自分别关于竖直面呈轴对称，模拟飞机外表对称的造型；对称面为竖直面，上曲面1关于对称面形成对称的二次曲面，下曲面2关于对称面形成对称的二次曲面，后部平面3关于对称面形成对称的竖直面。
上曲面1和下曲面2前向扇区的两条边相对接触连接，结合图2C所示，左侧为前向，右侧为后向，上曲面1和下曲面2左侧的两条侧边相互接触形成线条，上曲面1和下曲面2前向对接的线位于同一水平面内。上曲面1的后部和下曲面2的后部相互分离不接触，后部平面3的上边缘固定于上曲面1、下边缘固定于下曲面2，形成由两个二次曲面和竖直面围成的空腔，此空腔的前部的竖向高度整体上小于后部的竖向高度。
进气道4的主体部分位于低散射载体的内腔中，进气道4的前端与上曲面1相交形成进气唇口41，进气唇口41由进气道4和上曲面1空间交汇形成，进气唇口41的边缘为封闭的环形线，进气道4通过进气唇口41与外界连通。
本发明的进气道隐身测试的低散射载体采用了外形隐身措施，上曲面1和下曲面2均为平滑的二次曲面，可适用于不同的频率波段，仅利用一个载体完成从低频到高频、两个极化下的进气道隐身测试，降低成本，简化操作过程。
结合图2C所示，上曲面1和下曲面2在水平面的投影呈菱形且重叠，也即上曲面1在水平面的投影和下曲面2水平面的投影在水平面的投影完全重合，投影为菱形，相对的侧边相互平行；上曲面1和下曲面2在水平面的投影侧边两两相互平行，将垂直极化入射波垂直于后缘入射时产生的影区散射波峰合并入前缘波峰中，减少波峰的数量，从而降低RCS均值。
后部平面3为两块轴对称的平板，后部平面3的两块平板在水平面的投影为两条线段。后部平面3采用两块平面结构，具有入射波偏离法向方向时，其后向散射急剧减小的特性；同时还降低了装配加工的工艺难度。后部平面3的两块平板交汇于直线，避免交汇于一点时造成增大图2C中的La的长度与载体体积进而增大载体RCS。
本发明采用的进气道4的后端与后部平面3之间存在间隙，结合图2C所示，进气道4的后端与后部平面3之间没有接触，存在一定的间隔空间，保证进气道4的后端与后部平面3不发生干涉。
上曲面1和下曲面2前向扇区的两条边形成的载体前端尖角θf≥50°，图2C中菱形的左侧顶角为载体前端尖角，为载体最靠前的位置。可将前缘边条的镜面散射峰值及其附近较强的一系列峰值偏离前向RCS重点减缩区域0°～30°之外，在本实施例中，θf最优设定为65°。
上曲面1、下曲面2和后部平面3均为金属板材，形成金属空腔，其表面粗糙度Ra≤1.6，减小表面电磁缺陷带来的RCS增加。
进气唇口41的形状和大小取进气道装机条件下与机体表面相交曲线的形状和大小，以更真实地模拟进气道的装机状态。根据进气道装机条件下与机体表面相交曲线的形状和大小设定上曲面1的外形，保证进气唇口41的形状与尺寸保证一致。
进气唇口41上顶点距上曲面1最高点的长度取实际装机条件下进气道唇口上顶点距飞机机体背部顶点的距离，结合图2B所示，进气唇口41上顶点距上曲面1最高点的长度为Hu，以更好地模拟进气道实际装机状态。
进气唇口41距上曲面1头部尖点的距离取实际装机条件下进气道唇口距飞机机头尖点的距离，结合图2C所示，进气唇口41距上曲面1头部尖点的距离为Lf。
进气道4后端下顶点距下曲面2最低点的距离取实际装机条件下进气道出口下顶点距载体腹部最低点的距离；结合图2B所示，进气道4后端下顶点距下曲面2最低点的距离为Hd。
结合图2B和图2C所示，本发明中进气唇口41的竖向高度尺寸小于进气道4后端的竖向高度尺寸，进气唇口41的横向宽度尺寸大于进气道4后端的横向宽度尺寸；进气道4从前向后逐渐下降，为了避免发动机压气机的叶片被雷达波直接照射，用于隐身飞行器的进气道4呈平缓渐变的S形曲线结构，本发明的载体结构由上曲面1、下曲面2和后部平面3围成，具有足够的空间容纳曲线造型的进气道4。本实施例中，Hu＝100mm，Hd＝130mm，Di＝280，Δt＝80，H＝Hu+Di+Hd+Δt＝590mm，其中Δt为进气道前端口上沿与进气道后端口上沿的高度差，表征进气道的弯曲程度。
以下结合具体的试验对比分析本方案的技术效果：
图3为本发明提供的进气道隐身测试的低散射载体的结构示意图，其中进气唇口41被两块平板覆盖，如图3中A所示，此结构表示单独载体不设置进气道4的情况。
对比单独载体(图3)以及进气道安装于载体且进气唇口41敞开(图2A)时的RCS，采取多层快速多极子算法(MLFMA)对单独载体和载体+进气道两个模型在0°～30°范围内的RCS进行了仿真计算，仿真计算结果RCS曲线见图4A～图7B，两个模型的均值对比见图8A～图11B。
L～X波段包括：L波段：1-2GHz，S波段：2-4GHz，C波段：4-8GHz，X波段：8-12GHz；两个极化包括水平极化(HH)和垂直极化(VV)。
图4A、图5A、图6A、图7A分别为L波段、S波段、C波段、X波段水平极化(HH)下单独载体和载体+进气道两个模型在0°～30°范围内的波形图；图4B、图5B、图6B、图7B分别为L波段、S波段、C波段、X波段垂直极化(VV)下单独载体和载体+进气道两个模型在0°～30°范围内的波形图。
图8A、图9A、图10A、图11A分别为L波段、S波段、C波段、X波段水平极化(HH)下单独载体和载体+进气道两个模型的均值对比图；图8B、图9B、图10B、图11B分别为L波段、S波段、C波段、X波段垂直极化(VV)下单独载体和载体+进气道两个模型的均值对比图。
由上述仿真计算结果RCS曲线可见，在大部分方位角下，单独载体的RCS均比载体+进气道RCS低；由均值对比可见，单独载体RCS均值比进气道安装于载体之后低1～2个量级，满足进气道隐身测试的需要。
结合上述介绍，本发明的进气道隐身测试的低散射载体从L～X波段、水平极化(HH)和垂直极化(VV)下，载体在前向0°～30°角域范围内的RCS均值比进气道安装在载体上的均值低1～2个数量级，满足进气道隐身测试的需要。该方案利用一个载体可完成从低频到高频、两个极化下的测试，降低了针对不同波段、不同极化分别设计制造多套载体的成本，也避免了在测试时频繁更换载体，提高了测试的工作效率。
对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理，可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (10)

1.一种进气道隐身测试的低散射载体，其特征在于，包括上曲面(1)、下曲面(2)和后部平面(3)，三者形成的内腔中设置进气道(4)；所述上曲面(1)为向上凸起的二次曲面，所述下曲面(2)为向下凸起的二次曲面，所述后部平面(3)为竖直面；所述上曲面(1)、所述下曲面(2)和所述后部平面(3)各自分别关于竖直面呈轴对称；
所述上曲面(1)和所述下曲面(2)前向扇区的两条边相对接触连接，所述后部平面(3)的上边缘固定于所述上曲面(1)、下边缘固定于所述下曲面(2)；
所述进气道(4)的前端与所述上曲面(1)相交形成进气唇口(41)。
2.根据权利要求1所述的进气道隐身测试的低散射载体，其特征在于，所述上曲面(1)和所述下曲面(2)在水平面的投影呈菱形且重叠；所述后部平面(3)为两块轴对称的平板。
3.根据权利要求2所述的进气道隐身测试的低散射载体，其特征在于，所述进气道(4)的后端与所述后部平面(3)之间存在间隙。
4.根据权利要求3所述的进气道隐身测试的低散射载体，其特征在于，所述上曲面(1)和所述下曲面(2)前向扇区的两条边形成的载体前端尖角θf≥50°。
5.根据权利要求4所述的进气道隐身测试的低散射载体，其特征在于，所述上曲面(1)、所述下曲面(2)和所述后部平面(3)均为金属板材，其表面粗糙度Ra≤1.6。
6.根据权利要求4所述的进气道隐身测试的低散射载体，其特征在于，所述进气唇口(41)的形状和大小取进气道装机条件下与机体表面相交曲线的形状和大小。
7.根据权利要求4所述的进气道隐身测试的低散射载体，其特征在于，所述进气唇口(41)上顶点距所述上曲面(1)最高点的长度取实际装机条件下进气道唇口上顶点距飞机机体背部顶点的距离。
8.根据权利要求4所述的进气道隐身测试的低散射载体，其特征在于，所述进气唇口(41)距所述上曲面(1)头部尖点的距离取实际装机条件下进气道唇口距飞机机头尖点的距离。
9.根据权利要求4所述的进气道隐身测试的低散射载体，其特征在于，所述进气道(4)后端下顶点距所述下曲面(2)最低点的距离取实际装机条件下进气道出口下顶点距载体腹部最低点的距离。
10.根据权利要求9所述的进气道隐身测试的低散射载体，其特征在于，所述进气唇口(41)的竖向高度小于所述进气道(4)后端的竖向高度，所述进气唇口(41)的横向宽度大于所述进气道(4)后端的横向宽度；所述进气道(4)从前向后逐渐下降。
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