隐身战斗机实质上是指具有低可探测性的战斗机，其标志性特点之一是拥有低雷达散射截面(radar cross section, RCS)。国外对雷达波吸收的研究时间较长，最早的吸波结构—Salisbury屏、Jauma-nn屏^[1-2]，最早的超材料概念—“左手材料” ^[3]都是雷达吸波材料研制历史中的里程碑。后来随着导电高分子材料、纳米复合材料、电磁超材料等各种新材料的问世，国外又相继提出有源对消、智能蒙皮等全新概念，给雷达隐身技术提供了许多不同的发展方向^[4-10]。国外关于雷达隐身技术在战斗机上应用的相关文献公开较少，F35和F22隐身战斗机座舱主要利用透明件表面镀膜及金属蒙皮表面涂敷吸波涂料的方式提升雷达隐身性能。国内战斗机雷达隐身研究起步相对较晚，但近年来的发展很迅速。桑建华等^[11-12]通过理论分析及RCS试验，初步研究了飞行器表面缝隙、台阶等弱散射源，并提出了初步控制方法。梁爽等^[13]采用外形逆向建模、理论计算和RCS测量、强散射源减缩控制相结合的高精度、快速方法，对隐身飞行器的隐身特性进行了分析。座舱作为战斗机主要散射源之一，其内部结构中包括许多次强散射源，目前对于座舱次强散射源的研究尚少。本文以战斗机座舱结构典型次强散射源为研究对象，结合RCS仿真软件及微波暗室RCS试验，研究座舱结构次强散射源的雷达散射截面减缩控制(RCSR)设计。

1 概述

雷达隐身作为新一代战斗机的标志性特征, 越来越受到各国航空研究机构的重视。根据统计，雷达对飞行器的威胁占60%以上，尤其是L、S、X波段的雷达数目最多，其中以X波段为主^[14]。

座舱盖作为战斗机关键结构，主要功能是为飞行员提供清晰的视野，并提供保护免受外部环境及其他威胁，同时提供飞行员地面进出座舱和应急弹射救生通道^[15-16]。但由于座舱盖透明件的透波性以及座舱内的复杂结构与诸多飞行设备，使得座舱成为战斗机三大散射源之一，其对机头方向的RCS贡献达到了10%~15%左右^[17]。因此，座舱雷达隐身综合设计就显得尤为重要。

目前战斗机座舱雷达隐身技术主要包括外形隐身技术和材料隐身技术。外形隐身技术作为雷达隐身技术中最为有效的一种，在战斗机上的应用也最为广泛，主要体现在座舱整体菱形理论外形设计以及局部锯齿、尖劈、倾斜角等结构设计。材料隐身技术在隐身战斗机上的应用同样广泛，重要程度仅次于外形隐身，可有效弥补外形隐身技术由于气动力布局等因素限制而产生的不足，主要分为涂覆型吸波材料(吸波涂料)与结构型吸波材料。新一代战斗机座舱通过低RCS外形、一体化结构、涂覆隐身涂料以及透明件镀膜等多种途径，提升座舱结构隐身性能。其与传统战斗机座舱对比见图 1~2。

座舱透明件表面镀制复合隐身膜，可将原本透波的透明件表面金属化，对座舱腔体散射进行有效屏蔽，并将其转换为外形散射；同时结合低RCS菱形座舱理论外形设计，使其与机身外形融为一体，基本实现了对座舱腔体强散射源的抑制。但是，座舱结构中还存在许多次强散射源，包括局部结构腔体、结构棱边以及结构缝隙等，这些次强散射源对座舱整体RCS的综合影响也是不容忽视的。

2 座舱棱边结构次强散射源

当雷达波入射到结构棱边时，会产生边缘绕射(见图 3)，是一种较强的散射源。在进行座舱结构雷达隐身设计时，对暴露在雷达波照射范围内的棱边结构通常需要进行局部锯齿化处理，抑制边缘绕射。

2.1 棱边散射源评估

在座舱雷达隐身设计过程中，为快速迭代优化和降低成本，需要采用RCS仿真预估和分析目标散射特性^[18-19]，本文利用FEKO计算软件对目标RCS进行仿真评估。

为有效评估棱边散射源，建立了座舱典型蒙皮棱边结构散射仿真模型(见图 4)，图中蒙皮结构安装于透明件外表面，处于头向雷达入射波的照射范围内。该蒙皮结构的安装采用超大后倾角，很大程度抑制了两侧棱边的边缘绕射。经初步理论分析，在蒙皮弧顶部分近平直段的棱边仍会产生较强的绕射回波，并会在透明件金属膜表面产生二次散射回波，形成次强散射源(模型中载体是由透明件外形调整而来)。

为评估蒙皮棱边散射强度，并探究弧顶平直段是否为主要贡献源，为后续隐身优化提供数据基础，设计了如表 1所示的仿真工况进行分析。

运用多层快速多极子方法(MLFMM)对上述工况进行RCS仿真计算。发射源选择典型频率下的HH极化雷达波(该极化形式对棱边更敏感)。单载体工况与载体/全长蒙皮耦合工况典型RCS曲线对比见图 5；不同弧长的蒙皮典型RCS曲线对比见图 6；各工况的RCS均值相对增量统计数据见表 2。

图中：θ₁, θ₂, θ₃为典型方位角；-r₁, -r₂, -r₃为典型RCS值，下同。

从图 5、表 2对比结果可见，载体头向散射水平较低，而加上蒙皮结构后由于蒙皮棱边前缘绕射及其绕射回波与载体外形产生的二次耦合散射导致头向散射显著增强，其RCS比单载体结构提高了10~20 dB(1~2个量级)。从图 6、表 2对比结果可见，蒙皮弧顶部分平直段确实为主要散射源，并且散射强度随着弧段长度增加而增强。其中弧长400 mm蒙皮(L-400)与全长蒙皮(L)散射强度基本一致，且弧长继续增加对散射影响不大，因此可判断弧长为400 mm蒙皮段为主要散射贡献源。

2.2 棱边散射源减缩控制设计

为抑制棱边散射，通常采用增加锯齿结构以及涂覆吸波涂层的设计。根据2.1节中的仿真结果，在弧顶400 mm弧长段棱边(主要散射源)处增加锯齿结构，共设计了3种不同锯齿结构形式的蒙皮(见图 7)进行仿真对比。蒙皮棱边散射源的减缩控制仿真工况见表 3。

同样选择典型频率下的HH极化雷达波对上述工况进行仿真。蒙皮原始状态与不同锯齿结构形式蒙皮的典型RCS曲线对比见图 8。RCS均值相对增量统计见表 4。

从图 8与表 4结果可见，三锯齿与单锯齿蒙皮对头向RCS有明显改善，相比原始状态降低了11~13 dB；但整体RCS均值与原始状态相当，这是因为锯齿结构会在特定方位角由于回波干涉而产生栅瓣，栅瓣数量、强弱会随锯齿变化而变化。从多锯齿RCS曲线看出，锯齿并不是越多越好，锯齿数量增加，产生的栅瓣个数及强度也会随之增加，不利于散射源的减缩控制。

有研究表明^[1]，在X频段，大锯齿RCS明显低于小锯齿，锯齿尺寸L与波长λ比值越大，锯齿效果越好。如果设计空间足够大，理论上单锯齿结构应该要优于三锯齿结构，因为单锯齿会产生更少的栅瓣。但由于结构空间的限制，蒙皮棱边锯齿高度最大不超过70 mm，而锯齿跨度需达到400 mm，此时单锯齿结构的锯齿底角较小，这会导致入射波在较小的入射角时就会垂直入射锯齿棱边，从而产生栅瓣。从三锯齿与单锯齿的RCS曲线也不难看出，虽然二者RCS量级相当，但单锯齿结构在较小方位角附近存在较高的栅瓣，其产生就与锯齿底角角度有关。

对于隐身战斗机而言，通常希望散射源的主瓣位于头向威胁扇区外；这要求结构锯齿的底角大于威胁扇区角，并且满足平行设计原则。综合考虑，此处结构蒙皮选择三锯齿结构为最优。

三锯齿型蒙皮全表面涂覆吸波涂层后的典型RCS对比曲线见图 9，RCS均值相对增量统计见表 5。

由图 9及表 5的结果可见，在三锯齿型蒙皮全表面涂覆吸波涂料后，其RCS曲线整体下降，均值降低约10 dB(1个量级)，吸波效果明显。

综上，RCS仿真计算结果表明，典型棱边次强散射源减缩方案效果明显，整体RCS均值降低超过10 dB，头向RCS降低超过20 dB。

3 座舱螺栓结构次强散射源

螺栓是座舱结构安装必不可少的标准件，大量的排列螺栓一旦暴露在雷达波照射范围内，将会产生镜面反射、行波及爬行波绕射，形成较强的散射。对于复杂结构的雷达隐身设计，仿真计算难以准确评估，通常需要结合隐身试验对散射源进行评估并对减缩控制效果进行验证。

3.1 螺栓散射源分析

为分析螺栓散射源，根据座舱典型螺栓结构研制了平板摸底试验件(见图 10)，开展螺栓散射评估的隐身试验。该典型座舱结构中存在数十个整齐排列的螺栓形成的次强散射源。

当雷达波入射时，在螺栓孔及螺栓杆等介质不连续区域会产生回波。数十个螺栓产生的回波相互干涉，在叠加增强区会形成较强的栅瓣。

螺栓排列散射计算原理如图 11所示，当雷达波以入射角θ进入结构时，相邻2个螺栓位置产生的回波相位差Δ为波长λ整数倍时，2个回波会相互叠加增强，从而在方位角θ产生栅瓣。

(1)

(2)

式中：θ为入射方位角；D为螺栓间距；λ为雷达波波长；n为整数。

以典型频率10 GHz为例，对应的波长λ为30 mm；间距D为50 mm；整数n分别取0, 1, 2；将上述数据代入公式(2)中可计算得到螺栓散射产生栅瓣的方位角分别为0°, 18°, 37°。对常规结构试验件进行隐身试验，发射馈源采用上述计算过程中的典型频率，极化形式为VV极化(该极化形式对螺栓散射更加敏感)。其隐身测试RCS曲线如图 12所示。

图 12曲线中的散射峰值对应的方位角分别为0.2°，18.6°，37.4°(左右基本对称)，这与理论计算得到的产生栅瓣的方位角度基本一致。从而可以得到结论，大量排列螺栓散射会在特定方位角处由于回波干涉增强而出现较强栅瓣，形成次强散射源。

3.2 螺栓散射源减缩控制设计

螺栓安装处属于承力结构，且安装间隙狭小，无法通过吸波涂层进行散射抑制；此处结构腔体也很难通过外形设计来进行减缩控制；只能考虑采用吸波结构件替换原结构件，达到抑制螺栓散射的效果(见图 13)。

常见的吸波结构材料包括电磁超材料、蜂窝结构材料等，实际工程中还应结合成形制件的结构强度、质量密度、二次加工性能等特点进行筛选使用。

采用一种新型电磁超材料复合成型后的吸波结构件替换常规结构件后，通过隐身测试所得的RCS对比曲线见图 14，RCS均值相对增量统计见表 6。

从图表中可以看到，除0°外其他方位角的栅瓣已经基本完全被吸波结构件抑制，整体RCS均值下降5 dB左右。

由于该隐身摸底试验仅用于评估螺栓散射以及吸波结构件的吸波效果，故试验件并未采用真实座舱结构。雷达波在0°方位角时，垂直入射该摸底试验件的平直端面，虽然吸波结构件屏蔽住了螺栓的散射，但由于结构件本身长直端面及棱边的散射较强，所以0°方位角仍然存在较高峰值，但实际座舱结构中不会存在类似雷达波头向垂直入射情况。

因此，若不计头向0°附近的峰值，吸波结构状态下试验件的RCS均值下降甚至超过10 dB，可见吸波结构件吸波效果良好，螺栓散射源减缩控制方案有效可行。

4 结论

本文针对座舱棱边结构散射、螺栓排列散射2种典型座舱次强散射源结构，利用理论计算、仿真分析并结合RCS暗室试验分别对其散射强度与散射特征进行了详细分析。仿真对比发现典型棱边结构主要散射贡献区域为中间平直棱边段，对其进行了局部锯齿结构设计，仿真验证发现其有效降低了头向RCS水平，结合表面吸波涂料的涂敷，进一步降低了该结构的散射强度。此外，通过理论分析在螺栓安装孔介质不连续处及螺栓杆本身散射产生的回波相互干涉叠加，在特定方位角度会出现较强栅瓣，并结合RCS暗室试验验证其栅瓣出现的方位角与理论计算结果一致；进一步利用吸波结构件对螺栓排列散射进行屏蔽，通过暗室测试验证其有效抑制了栅瓣的产生。本文的研究成果促进了新型战斗机座舱隐身性能的进一步提升，同时也为隐身战斗机座舱的次强散射源减缩控制提供了理论指导和经验数据。随着座舱雷达隐身技术的不断发展，战斗机座舱终将达到全向、宽频谱的超高隐身性能。