【文章內(nèi)容簡介】 以保證左右對稱。為此我們在飛機正Z軸方向，提取一些特征點（如曲線變化劇烈的點，Z向最大位置點，機翼的特征點等），在這些點上做Z向的平行線交負Z向的曲線的某一點，將兩點的Z向絕對值平均獲得需要的“折中點”，利用這些點在UG中光順構(gòu)成XZ面的輪廓投影線。操作過程如下圖： 同時將飛機XY面的投影線在UG中光順，生成建立模型的投影線架圖。通過不同站位的點云導(dǎo)入UG中光順樣條線，構(gòu)造剖面線，同時利用光順后的投影線做引導(dǎo)線生成飛機曲面。下圖為在UG中光順后的投影線架和參考模型點云數(shù)據(jù)。 1．4 氣動和隱身對外形的總體協(xié)調(diào)設(shè)計1． 隱身對外形的要求現(xiàn)代戰(zhàn)場上散亂的電磁波到處都是，為了避免受雜亂回波的干擾，雷達用各種先進的信號處理手段，把穩(wěn)定得的電磁波回波分離出來，用來探測，鎖定目標(biāo)。這既是雷達聰明的地方，也是隱身可以鉆空子的地方。如果飛機能削弱雷達回波或者使回波閃爍不定，那么可以減少我方目標(biāo)暴露于敵火之下的時間?，F(xiàn)代隱身飛機設(shè)計2/3依靠外形設(shè)計，1/3靠吸波材料解決。（1） 消除能成角反射器的外形布局。列如機翼和機身的連接處會產(chǎn)生二角面反射的情況，故應(yīng)采用翼身融合體來消除。垂尾與平尾構(gòu)成二角面，因此需要采用雙垂尾使其向內(nèi)或向外傾斜。（2） 需要外形設(shè)計將向后散射為非向后散射，從而減少返回到雷達探測方向的散射能量。（3） 采用一個部件對另一個強散射部件的遮擋。列如： 采用背部進氣道，則進氣口布置在機體的上方，地面防空雷達就照射不到它；再比如把噴口布置在雙垂尾的中間，使雷達不僅照射不到它，而且對紅外隱身很有利。（4） 回波方向控制：飛機機體上的平板及曲率半徑較大的表面，能產(chǎn)生鏡面反射，在其外法線方向上是很強的散射源。因此在外形的設(shè)計上不能讓這樣的表面正對著最重要的雷達探測方向，要控制這種機體表面的方向，使其將雷達波的能量反射到避開危險探測區(qū)的其他方向。列如：F22，YF23的機翼，平尾，垂尾的前緣和后緣都相互平行。（5） 強散射源的消除和控制。對進氣道，采用進氣口斜切以及將進氣道設(shè)計成S形，既可遮擋電磁波直接射到壓氣機葉片上，又可以使進入進氣道的電磁波經(jīng)過4—5次反射使回波減弱。F22和F18E都采用了斜切進氣口和S進氣道。對于座艙采用鍍膜技術(shù)，飛機設(shè)計中，為保證飛行員的視野，座艙難以避免要突出而且要有透明的玻璃。這樣雷達波就直接照射到座艙設(shè)備，形成強散射。為此，將座艙蓋用真空鍍膜的方法鍍上一層金屬膜，使雷達波不能透射入座艙內(nèi)部，把雷達波交給機身處理。（6） 對于強散射源已經(jīng)減弱，弱散射源起主要作用。如機身的口蓋，操作面縫隙，臺階，釘頭等電不連續(xù)表面。F22將口蓋及縫隙設(shè)計成平行于機翼的前后緣鋸齒形?？傊獪p少單一連續(xù)的平面，增加表面的平滑度，減少開口和縫隙，加大縫隙和前緣與雷達入射方向的夾角。當(dāng)某些部件或部件不能采用隱身外形措施時，可以用隱身吸波材料來彌補。1． 4。2氣動隱身一體化設(shè)計飛機的隱身特性與氣動特性都與外性密切相關(guān)，它們對外形的要求有時是一致的有時是矛盾的。（1） 氣動和隱身都要求外形光潔，而采用翼身融合體，既可以減阻增升，提高航向穩(wěn)定性，又減少了飛機側(cè)向RCS，并有較大的內(nèi)部空間利于外掛物內(nèi)埋。（2） 為了減少飛機側(cè)向RCS，一般采用外傾斜的雙垂尾，但它容易破壞飛機的渦流場。實驗發(fā)現(xiàn)，；單垂尾不破壞渦流場，但側(cè)向RCS大；采用無（垂尾）尾布局可以很好的解決這個矛盾，同時還能減重和減阻，但帶來操縱問題。（3） 為了減阻，超音速飛行要求采用薄機翼，機身最大截面積與機翼面積比不大于6%，但為了隱身和增大航程而要求內(nèi)置武器及加大載油量，又使機身截面積加大。（4） 直而短的進氣道可以使總壓恢復(fù)系數(shù)較高，氣流畸變和阻力較小，但容易暴露壓氣機，使飛機前后RCS很高；S彎的進氣道則相反，它可以在前向正負70度范圍內(nèi)顯著降低RCS。（5） 為了提高隱身能力，最好把進氣道與發(fā)動機安排在機身和機翼上面，但這種布局在大迎角飛行時，進氣道性能變壞，氣動特性不能滿足要求，隱身特性與大迎角飛機是未來戰(zhàn)斗機必須的。飛機設(shè)計過程就是對矛盾的不停折中取舍的過程，對未來的隱身飛機設(shè)計必須利用流場和電磁場各自的特性和計算方法，協(xié)調(diào)設(shè)計能同時滿足氣動力和雷達散射截面要求的飛機外形。1．5 各剖面線的建立和光順處理對于翼面曲面，給定下反角，后掠角作為限制約束，由于機翼與平尾參數(shù)可以確定機翼與平尾的平面形狀，與選定的翼型，翼根弦位置配合，則可以完全確定機翼與平尾的立體幾何信息。而垂尾參數(shù)與選定的垂尾翼型，垂尾根弦位置配合，則可以完全確定垂尾的立體幾何信息。機身的設(shè)計參數(shù)與機身控制線框架可以確定剖面的幾何信息。 機身控制線框架由若干個機身橫向控制剖面與縱向控制線組成，飛機投影的三視圖輪廓光順線則是最可信的縱向控制線。橫向控制剖面必然有上零點，下零點，最大寬度點，而且上下零點在XY面上的投影光順線上，最大寬度點的Z值靠飛機俯視圖上的輪廓線確定。利用參考模型的點云，同時給上下零點加上Z向的切矢，調(diào)整樣條使最大寬度點與俯視圖上的輪廓重合，反復(fù)調(diào)試獲得最優(yōu)剖面線。在這里列舉雷達罩和座艙蓋這兩類典型曲面來說明剖面線的建立。（1）雷達罩的建立：通過輪廓線上的點，在關(guān)鍵點加切矢，保證機頭前緣沒尖點，雷達罩一階連續(xù)，如圖：同時對這條曲線進行曲率分析和光順處理，保證曲率為正，即雷達罩為凸曲面，盡可能保證曲率連續(xù)，通過刪除，添加，調(diào)整控制點的方法實現(xiàn)如圖：雷達罩曲面為：（2） 座艙蓋的建立：在各個剖面占位上光順剖面線，同時在對城軸的點施加Z軸矢，這樣避免曲面生成以后對城后生成凸痕或者凹痕。這是生成的剖面線，同時光順引導(dǎo)線：最終生成的座艙蓋曲面： 飛機其他部件的生成方法與它們類似，不過生成的曲面在連接時需與被連接部分一階倒數(shù)連續(xù)，也就是切矢連續(xù)。通過不斷修改剖面形狀生成所需要的飛機線構(gòu)架，曲面的質(zhì)量取決于生成曲面的線構(gòu)架和生成方式。下圖為F18E飛機的線構(gòu)架圖形：1．6 曲面的建立和評估 1．6．1曲面的建立飛機曲面的生成類型有以下這些：掃掠曲面，放樣曲面，二次曲面，平面曲面，圓弧曲面，填充曲面，過度連接曲面和其他自由曲面。上面我們獲得了飛機骨架線，通過綜合利用以上曲面生成方法構(gòu)造外形。 1．6．2 曲面品質(zhì)的分析評估和最終模型 對于飛機曲面首先要對曲面的連續(xù)性進行檢查，再次考慮切矢連續(xù)和曲率連續(xù)。對飛機曲面進行分析，找出不好的面，重點進行優(yōu)化處理，對剖面線進行改進設(shè)計不斷調(diào)整直到比較滿意為止。從上圖可以看見機身曲面的曲率在機身對稱軸處急劇上升，曲率不連續(xù)，經(jīng)過再次光順曲線生成下圖曲率連續(xù)光順的情況，可見曲面質(zhì)量得到提高。對飛機的單個曲面進行評估和改進后，希望能對整個全機曲面進行直觀的分析。斑馬線模型是一種很直觀的曲面分析模型。其基本是模擬現(xiàn)實中人們觀察平行光源在曲面的反射情況來分析曲面的光順性，曲面的缺陷能通過扭曲的反射線必須出來，從而可以有針對性的修改。下圖為修改前的模型的斑馬線圖：修改后模型的斑馬線圖：最終獲得的F18E飛機數(shù)學(xué)模型三視圖： 正視圖：俯視圖：側(cè)視圖：第三章 飛機隱身計算基礎(chǔ)理論 雷達截面的定義當(dāng)物 體 被 電磁波照射時，能量將朝各個方向散射，散射場與入射場之和構(gòu)成空間的總場。產(chǎn)生電磁散射的物體通常稱為目標(biāo)或散射體。當(dāng)輻射源和接收機位于同一位置，稱為單站散射。當(dāng)散射方向不是指向輻射源時，稱之為雙站散射。定量 表 征 目標(biāo)散射強弱的物理量稱為目標(biāo)對入射雷達波的有效散射截面積，通常簡稱為目標(biāo)的雷達散射截面或雷達截面(Radar Cross Section)，它的目標(biāo)是一種假想的面積，雷達目標(biāo)反射或散射的能量也可以表示為一個有效面積與入射雷達波功率密度的乘積，這個面積就是雷達截面，用符號σ來表示。對單站和雙站散射，分別稱為單站雷達散射截面和雙站雷達散射截面。雷達 散 射 截面是度量雷達目標(biāo)對照射電磁波散射能力的一個物理量，定義為:單位立體角朝接受方向散射的功率與給定方向入射到目標(biāo)的平面波功率密度之比的4倍?；蛘叽盹w機散射到雷達接收裝置的功率密度，代表入射的雷達波到達飛機目標(biāo)的功率密度，同樣和分別代表散射電場和入射電場的強度，和分別代表散射磁場和入射磁場的強度。雷達 散 射 截面是一個標(biāo)量，單位為m， 通常以對數(shù)形式給出，即相對于1m的分貝數(shù)(又稱為分貝平方米，記為dBsm)，即: 飛機電磁散射源的基本類型和散射機理3．2．1 飛機電磁散射源的基本類型在高頻區(qū)，目標(biāo)的散射場可分解為某些局部位置散射場的合成。通常把這些產(chǎn)生電磁散射的局部的點，線，面稱為散射源（散射中心）。散射源概念的引入具有重大意義，就如同空氣動力學(xué)引入面元元法一樣，通過一個個偶極子形成的小面疊加形成復(fù)雜形狀的物體。這樣就把復(fù)雜形狀的散射計算簡化了不少，首先計算出各散射源的散射場，然后進行疊加。（1） 鏡面反射。當(dāng)雷達波照射到光滑的目標(biāo)表面時，會發(fā)生鏡面反射現(xiàn)象，反射波的能量大部分集中在反射方向，其他方向的散射場很小，鏡面反射是最強的散射源。（2） 邊緣繞射。當(dāng)電磁波入射到目標(biāo)的邊緣棱線時，散射波來自目標(biāo)邊緣對電磁波的繞射。進氣道和翼面結(jié)構(gòu)通常會產(chǎn)生這樣的繞射。（3） 爬行波繞射。當(dāng)有一些入射線與目標(biāo)表面相切時，把目標(biāo)分為照明區(qū)和陰影區(qū)。切于表面的入射線沿著陰影區(qū)表面“爬行”，邊傳播邊向外輻射能量，這種繞射稱為爬行波繞射。例如電磁波側(cè)向照射機身時，會產(chǎn)生爬行繞射。 （4） 邊界繞射。電磁波在飛機表面不連續(xù)處，在不同介質(zhì)交接處，缺口處會產(chǎn)生行波繞射。以上四種散射類型包括了飛機所有部件的散射情況，一個部件可能有幾種散射類型，需要具體情況具體分析。對于飛機來說，散射場包括反射場和繞射場，在RCS分析中，我們主要考慮鏡面反射和邊緣繞射，因為它們對RCS起主要貢獻，且場強遠遠大于其它散射場強。3．2．1 飛機電磁散射機理在這里探討飛機電磁散射機理也就是分析飛機各個部件產(chǎn)生的散射類型，以便有針對性的改進外形設(shè)計減少散射。（1） 飛機頭部的整流罩（雷達罩）。如果整流罩對電磁波“不透明”，飛機頭部將產(chǎn)生尖頂散射，這是一種很弱的散射。如果整流罩對雷達波是“透明的”，那么電磁波將“看見”罩內(nèi)設(shè)備，罩內(nèi)設(shè)備將產(chǎn)生很大角反射，這是很強的散射，對于這個問題，現(xiàn)在流行的做法是設(shè)計“頻率選擇”的整流罩，讓自己雷達所在的頻率的雷達波通過，讓其他頻率段的雷達波產(chǎn)生很弱的尖頂繞射處理掉。（2） 飛機座艙。座艙的玻璃對電磁波是透明的，座艙內(nèi)部相當(dāng)于腔體，是強散射源?，F(xiàn)在處理的辦法是在座艙玻璃整體成形和鍍上一層材料讓電磁波無法射入座艙內(nèi)部。（3） 機身。飛機機身近似柱體和橢球體，將產(chǎn)生曲面鏡面反射，當(dāng)雷達側(cè)向照射時產(chǎn)生爬行波。（4） 進氣道。進氣道的散射近似于腔體。雷達波正前向照射時，反射很強，同時邊緣繞射也不可忽視。處理辦法是設(shè)計背部進氣道，S進氣道，或者在壓氣機前設(shè)置“雷達屏蔽”。例如F18E和X32使用了“雷達屏蔽”。（5） 翼面結(jié)構(gòu)。前緣一般產(chǎn)生鏡面反射或饒尖劈的繞射。同時入射波會沿翼面產(chǎn)生爬行波繞射。綜上所探討的，下圖給出了飛機各部件的散射機理： 飛機電磁散射的計算方法和適用場合電磁輻射和散射的分析方法可以分為兩大類，即嚴(yán)格方法和近似方法。f格方法是把要求解的天線和電磁散射問題作為邊界問題來處理，即通過滿足嚴(yán)格安徽人學(xué)碩十學(xué)位論文:基于大角度拋物線方程方法的多體目標(biāo)RCS計算邊界條件的波動方程求得此問題的嚴(yán)格解。但是，在電磁散射和繞射問題中，只有極少數(shù)問題可以求得