基于逆向工程的F18E

《基于逆向工程的F18E》由会员分享，可在线阅读，更多相关《基于逆向工程的F18E（41页珍藏版）》请在装配图网上搜索。

1、 . . . 基于逆向工程的F/A-18E/F建模与评估摘要逆向工程以产品模型为研究对象，以测量技术，计算机辅助设计技术为基础，在航空航天，汽车，泊船，模具等领域使用广泛。基于照片图象的逆向工程摆脱了必须有实物的尴尬，本文提出基于三视图重建飞机外形的方法。飞机外形的外形定义大多采用二次曲线，复杂线形采用样条定义，当模型建完后，对曲面进行评估，不断修形不断迭代。雷达散射截面RCS是战斗机重要的性能指标，它与目标大小，极化方式，材料等有关。本文提出关于F18E隐身估计的方法，并利用隐身计算软件FEKO计算两个关于单站，双站，水平极化，垂直极化的实例。最终探讨飞机外形设计方法和隐身技术的发展。本文主

2、要研究容如下：1 在综述逆向工程的原理和发展现状下，提出基于飞机三视图和参考模型点云建立飞机模型的方法。2 在介绍了雷达截面隐身的概念和对飞机外形设计的要求后，利用估算方法粗略评估F18E飞机各个部件对RCS的贡献和分布。3 给出利用ANSYS ICEM CFD专业网格划分工具对F18E飞机的机翼进行符合计算要求的网格划分方法。4 对电磁计算软件FEKO介绍后，给出计算电介质板在水平和垂直极化下的单站RCS分布，同时对头锥电介质加圆柱体导电体一类目标的双站RCS进行计算。5 结合自己建立模型的经验，给出对飞机外形的一般处理方法，同时分析隐身技术对飞机设计的影响。关键词： 逆向工程 雷达散射截面

3、RCS FEKO ANSYS ICEM CFD 极化 电介质英文摘要第一章 概述11 研究飞机逆向工程的目的和背景 111 研究飞机逆向工程的目的 飞机设计是一项复杂的系统工程，外形设计又处在这个系统工程中的基础地位。外形理论数据是结构与系统设计的先决条件，将作为设计输入被后续专业广泛引用。外形专业与气动、结构、系统各专业工作的关联同步、数据引用、协调等问题，一直贯穿于飞机设计的全过程，并影响着飞机研制的进度。 随着计算机技术的迅猛发展，电子样机技术也得到长足的进步。国外各个飞机研究所已经普与无图纸设计，利用功能强大的CAD/CAM/CAE软件，建立飞机全机的三维电子样机，进行三维外形，有限元

4、分析，数字化制造的协调，己经在工程中得到应用。一架飞机的外形数模决定了军用飞机的空气动力性能，隐身性能。这主要是通过提高机动性和降低可探测性来提高飞机在复杂电磁空战模式和突防严密的防空系统时的生存力。为了了解和分析过国外的飞机设计思路，获得三维数学模型是捷径。利用外形数字模型划分网格后，可以利用空气动力软件和隐身计算软件来评估飞机的机动能力和隐身能力，前提是模型足够准确。 112 逆向工程的应用和发展起源于精密测量和质量检验专业的逆向工程使反向设计思路得到实现。逆向工程的应用非常广泛。在航空航天，汽车，模具制造业，工业设计，医学，电子商务等领域都有重要价值。总结起来，主要包括以下情况：（1）

5、航空航天领域和汽车行业，当然设计需要通过实验测试才能飞机模型和工件模型时，通常采用逆向工程的方法。这类零件一般具有复杂的自由曲面外形，如何将最终模型的外型精确地输入计算机建立数学模型，即逆向工程。比如对不容易购买或购买成本太高的飞机零部件，可以通过激光跟踪仪进行测绘仿制，节约外汇，摸透别人的设计思路和提高国产率。（2） 尽管CAD技术发展迅速，各种商业软件的功能也日益强大，但目前还无法满足一些复杂曲面零件的设计要求，设计师或美学师通常根据概念设计制造出黏土或泡沫的比例模型，最终需要运用逆向工程将这些实物模型转换为CAD模型。（3） 在修复破损的艺术品或缺乏供应的破损零件等，此时不需要对整个零件

6、原型进行复制，而是借助逆向工程技术抽取零件原型的设计思想，指导新的设计。往往需要通过实验对零件的功能和性能分析来最终确定零件的形状，将最终符合要求的模具数字化，并重建CAD模型，在再次制造该模具时就可以运用这一模型生成加工程序，就可大大减少修模量，提高模具生产率，降低零件成本。（4） 在医学领域，CT成像和MRI成像是当今流行的成像技术，它们主要是通过扫描人体组织器官获得大量的测量数据并在计算机上可视化显示，以识别病理组织，有时为了获知骨头的受力分析或者软组织的变形分析，也需要用逆向工程技术重建出计算机模型。从20世纪90年代以来，逆向工程成为大幅度缩短产品开发周期和提高竞争力的主要手段之一。

7、国外主要有美国Imageware公司的surface，英国 Delcam公司的copycad等，一些流行的CAD/CAM软件系统也开发了类似模块，如Pro/E的Scantool，Unigraphics的Poitcloud等。日本开发了从MRI，CT重新构三维实体的软件，美国开发了CT可视化的软件。国开展逆向工程研究的单位很多，如大学，华中科技大学，交通大学，西北工业大学等，并取得了一定成绩。大学CAD实验室在CT复原三维模型开展了大量研究，推出了RE-SOFT软件系统。清华大学激光快速成型中心进行了照片反求，CT反求研究。照片反通过提取实物照片的几何信息，建立实物的数字模型。随着逆向工程更深入

8、的发展，它与飞机工程结合更加紧密，推进仿生飞机和特殊设计用途的飞机的发展。12 F-18E飞机的数据和三视图 121 F-18E飞机的性能数据 F-18/E虽然它也有一些不足之处，但其良好的短距起降性能、突出的低空突防能力，特别是超常规的机动能力在现役战斗机中可以说是首屈一指，其航电系统设计也属世界领先水平。随着F-14的退役和A-12攻击机项目的取消，F-18/E成为美国海军的绝对主力，研究它对于我国开发新型舰载机和找到对抗它的战术方法都有益处，其参数如下： 尺寸数据：机长18.31米；机高4.88米；翼展（含翼尖导弹）13.62米（折叠机翼）9.32米；机翼面积46.45平方米；展弦比：4

9、.0，平尾面积8.18平方米。性能数据：最大平飞速度M 1.8；最大速度（中等推力）M 1.0；实用升限15240米，最大作战高度 13865米，甲板风速最小时，弹射起飞速度30节，着舰回收速度15节，作战半径390海里。航母150海里执行夺取海上空中优势任务，携带六枚AAM，三个1818加仑外部油箱，航行时间2小时15分钟。动力装置：台通用电气公司的F414-GE-400涡扇发动机，单台加力推力可达97.9千牛，推重比达到90。重新设计了进气道，采用Caret形进气口， 大大减少RCS。使用JP5燃料，部燃油总量增加了1637千克，并可携带5个1250升或1818升副油箱，最大载油量可达17

10、148升。可以用于执行空中加油任务。122 F-18E飞机的改进措施和效果分析F/A-18E/F 不只是增大 C/D 型而已，它在每一方面都改良很多，从外型来看 E/F 型基本上是 C/D 型尺寸放大 25，但在航程、有效负载、返航携弹重量、生存性上，E/F 型都有相当高水平的设计。E/F 型机身较 C/D型 长 86 公分（34 英寸）、主翼面积多 25、水平尾翼大 36、垂直尾翼大 15，机翼前缘延伸板（LEX）放大多 34，最大起飞重量增加 2730，30,000 公斤（66,000磅），最大推力也增加 25至 196 千牛顿推力。为能减轻重量，E/F 型取消了 C/D 型后机身上的减速

11、板，改在机翼前缘延伸板 （LEX） 两边装置扰流板。此外，飞行控制系统可以将扰流板推上，副翼举上，后缘襟翼放下和尾舵均向外打，来达到减速的功能。延伸板主要是用于控制在高攻角时由 LEX 产生的涡流，它也能用来增加在高攻角时机首向下之俯仰力距的控制力。E/F 型采用由洛马公司所发展的四重数位电子线传飞行控制系统，而为减轻重量，E/F 型取消了原来在 C/D 型上的机械备份控制系统，飞机上唯一留下的控制缆线是连至捕捉钩的钢索，也由于取消了机械控制系统，飞机的纵向静稳定也因而减少，大大改善了飞机的运动性；其另一影响是电力启动系统数目大大增加，由 3 套增至 9 套以保障飞行安全。 没有办法把F-18

12、E飞机改进成全隐身飞机，当可以在某些特定的方位上降低雷达信号，特别是前向和后向。他们的改进计划如下：在座舱盖上镀上一层铟锡氧化物，用来反射雷达波，避免雷达射线在座舱多次强烈的反射。AESA天线完全去掉驱动系统。发动机进气道向下和向外成一定角度，以反射雷达信号远离头向，主起落架和发动机检修口盖的锯齿边缘，以与各种涂层的表面处理，减少突出天线的数量，并将温度和空速/静态探管组合成一个短小的传感器。整个E/F飞机的隐身涂料为70千克，比C/D型飞机减少了40千克，E/F 的雷达反射讯号足足比最新的夜间攻击 C/D 型减少 1/10 以上。 123 逆向建模的三视图建模基于的F-18E的三视图为：13

13、 飞行器雷达散射截面RCS计算的意义与现状131飞机雷达散射截面(Radar Cross Section)计算的意义新概念的飞机要求有新的设计手段。隐身飞机作为飞行器中崭新的类型，在起初始设计时就必须将隐身需求作为主要需求加以限制，军用飞机的重要指标。RCS预估技术，通过理论预测为正在设计中的隐身飞机的RcS提供参考。它在隐身飞机设计过程中有以下作用:1. 在方案设计阶段，提供基于隐身考虑的选择依据。2. 在原型设计阶段，预估整机的RCS，减少重复设计，降低设计成本。3. 定型阶段，对飞机局部散射源进行理论预估和实验研究，提供修改依据，进行控制和缩减。4. 实用阶段，对使用中出现的问题，提供弥

14、补和修改参考。由于积累的经验和雷达吸波材料、复合材料的进步以与计算机处理能力的提高，使得对复杂飞机外形的RcS预估成为可能，为设计人员提供了更加自由的设计空间。在计算机软硬件飞速发展的今天，RCS预估技术己经成为控制隐身飞机的设计成本和设计周期的必要手段。在先进的飞机设计方法中，融入RCs预估技术，有助于研究人员更加准确地评定并控制飞机研发成本，提高设计效率。同时依靠先进的预估技术还可以依据照片和其他情报手段对敌国的隐身飞机进行分析评价，为本国的反隐身工作提供参考。132 飞机雷达散射截面(Radar Cross Section)计算的国外情况一般确定一个目标的RCS通常有二种方法，即理论仿真

15、计算和试验测量。自二十世纪八十年代末至今的十几年的时间里，以电磁理论结合计算机图形学发展而成的RCS分析方法把目标RCS的仿真计算推向一个新阶段。在国外，出现许多系统如:麦道公司(MDA)的以DDSCAT，西班牙的以NURBS和GRECO，英国的RESPECT以与美国的XPATCH 等等，这些软件包能够模拟飞机表面，边缘缝隙，进气道，涂敷吸波材料，铆钉等的雷达散射，对各种平面和曲面结构的RCS理论分析已经达到相当精度的程度，并实时完成整机目标的RCS精确计算。从我们可查询的文献看，国外对上述软件实行严格管理，可以获得普通商业软件包如Feko、Ansoft、cst等，这些电磁场仿真软件不仅可以部

16、分或完全代替试验来获得目标的RCS，节省大量的人力、物力和财力，而且可以大大缩短产品研发时间，从而方案评估初期得到广泛的应用。如果要独立自主开发成功具有一定精度和速度的软件包也是有相当的难度的，不过可喜的是国高校和研究所不断开展这样的工作。从“七五”开始，北航，南航，西工大等高校开展了飞机RCS计算方法研究和程序开发。经过多年的发展，“十五”期间，重点开展了RCS精确分析计算方法研究。完成了矩量法（MOM），快速多极子算法（FMM），多层快速多极子算法（MLFMA）和前置处理等4个模块的开发，在计算精度，存消耗和计算时间上接近美国FISC软件。14 ANSYS网格划分和FEKO软件简介 141

17、 ANSYS网格的介绍ANSYS作为有限元领域的大型通用程序，具有结构，流体，热，电磁与其相互耦合分析的功能。利用ANSYS强大的网格划分ICEMCFD功能，生成三角面网格，导入FEKO软件中可以计算雷达截面RCS。网格划分有三个步骤：定义单元属性（包括实常数）、在几何模型上定义网格属性、划分网格。 ANSYS提供了两大类型的网格：自由和映射所谓“自由”，体现在没有特定的准则，对单元形状无限制，生成的单元不规则，基本适用于所有的模型。自由网格生成的部节点位置比较随意，用户无法控制。操作方式是打开Mesh Tool工具条上的Free选项。所用单元形状依赖于是对面还是对体进行网格划分。对于面，自由

18、网格可以只由四边形单元组成，也可以只由三角形单元组成，或两者混合。对于体，自由网格一般限制为四面体单元。映射网格划分要求面或体形状满足一定规则，且映射面网格只包括三角形单元或四边形单元，映射体网格只包括六面体单元，它生成的单元形状比较规则，适用于形状规则的面和体。对于映射网格划分，生成的单元尺寸依赖于当前DSIZE、ESIZE、KESIZE、LESIZE和ASIZE的设置。Smartsize不能用于映射网格划分。MSHKEY，KEY指定网格划分种类，KEY的值为“0”时采用自由网格划分，为“1”时采用映射网格划分，为“2”时首先按映射网格划分，不能划分时则采用自由网格划分。MSHAPE，KEY

19、，DIMENSION指定单元划分形状，当KEY=0、DIMENSION=2D时采用四边形单元划分网格；当KEY=0、DIMENSION=3D时采用六面体形单元划分网格；当KEY=1、DIMENSION=2D时采用三角形单元划分网格；当KEY=1、DIMENSION=3D时采用四面体形单元划分网格智能尺寸网格划分灵活的Smartsize（单元大小）是自由网格划分操作生成初始单元大小的网格划分特点，它在自动网格生成过程中对生成合理的单元形状提供了机会。Smartsize算法首先对将要划分网格的面或体上的所有线估算单元边长大小，然后对几何体上的弯曲近似区域的线进行细化，最后自动生成合理形状的单元和单

20、元尺寸分布。它的控制有两种：基本控制和高级控制。基本控制：可以简单指定网格划分尺寸（110，对应网格由细到粗）命令SMRTSIZE，SIZLVL 高级控制：用来设置人工控制网格质量，命令SMRTSIZE 142 FEKO软件的介绍由于在计算电大尺寸目标的RCS过程中，Feko具有一定的优势，因此本论文着重介绍Feko软件以与采用它仿真计算的几个例子。FEKO是基于严格的积分方程方法 ，用户无需对传播空间进行网格划分；由于积分方程基于格林函数构建，用户无需设置吸收边界条件；只要硬件条件许可，矩量法可以求解任意复杂结构的电磁问题。利用FEKO分析物体的电磁特性，必须建立目标的几何外形，并进行表面网

21、格划分。对于电大尺寸复杂目标的分析，由于几何建模量和电磁计算量都较为巨大，因此在几何建模阶段就必须考虑在确保电磁计算精度的基础上，简化曲率半径小的电小尺寸的复杂形状的细微结构，以降低几何建模量和电磁计算量。 实际工程中要完全用四边形面元划分导体曲面有时候也是做不到的，比如类似导弹头部等带有尖锥形的问题。于是FEKO采用了三角形面元来模拟复杂目标的表面。 WINFEKO是用户求解界面，它需要文本编辑的EDITFEKO模块提供的几何模型参数信息。EDITFEKO帮助用户建立输入文件（*.PRE）。PREFEKO模块把这个几何模型划分网格，为场计算模块提供（*.FEK）文件。后处理模块GRAPHFE

22、KO提供二维或三维的数据图。前处理模块PREFEKO是通过数据卡片来建立几何模型，通过控制卡片来设置电磁参数，通过EG卡片结束几何模型的输入，通过EN卡片结束文件的输入。 FEKO计算RCS主要是基于物理光学法（PO）和一致渐近绕射理论（UTD），本文提出使用物理光学法快速求出F-18E三维机翼的RCS，分析出散射最大的方向。第二章 飞机外形设计11 曲面的数学表达和重建手段111 曲线曲面的基础曲线曲面分为自由曲线曲面和解释曲线曲面两大部分。自由曲线曲面是使用若干个定义点和参数表现曲线曲面形状的技术（如：Bezier、B-spline、Coons、Subdivision、Nurbs），而解释

23、曲线曲面则只是用参数表现曲线曲面形状的技术（圆：f(u)= x=cos(u)；y=sin(v)；球：f(u,v)= x=cos(u)cos(v)；y=cos(u)sin(v)；z=sin(u) 。自由曲线曲面的基础是样条Spline，而样条函数来源于工业造型绘制。样条是一根富有弹性的细木条或塑料条，工作时绘图员会用压铁压住样条，使它通过所有特定的点（象Nurbs里的控制点），然后调整压铁，使样条达到符合设计要求的形状，则沿样条绘制曲线。自由曲线的思想也是从此而来的最初曲线是一条线段或直线，可以看做是一条弹性的细梁，当细梁受到压铁控制点的负荷时就会变形，变成曲线；适当移动控制点到一定的位置，就可

24、以使曲线变成设计者想要的形状。 但样条有很多局限，最大的局限就是修改一个点会影响到整条曲线或整个曲面的形状！所以人们后来开发出Bezier（Photoshop的Path）、B样条（Nurbs的基础）和Nurbs等比较成熟的曲线曲面，但这些曲线曲面的很多性质都继承了样条的开发初衷，特别是样条的思想。使用曲线曲面可以不用知道它的公式、物理意义和算法。但它的也有其特定的参数：（1）参数：参数是给曲线曲面的隐式方程使用的，给出一定的参数就可以计算出一定的结果。通常使用u和v表示曲线曲面的参数，因为所有的自由曲线隐式方程都f（u），所有的自由曲面的隐式方程是f（u，v）。u、v通常属于0,1，因为这样可

25、以简化计算，而且使用贴图的时候可以把曲面的表面映射到贴图上。（2）切线、法线：切线和法线是互相垂直的，假设曲线上的一点P旁有一点P1，当P1无限接近于P时P-P1会形成一条从P出发的射线，这就是曲线在P 上的切线。曲面的切线和曲线的切线定义大致一样。曲线曲面的切线、法线不象多边形的法线一样可以改变，曲线曲面的切线、法线在曲线曲面形成的时候就已经定了下来，在曲线曲面形状改变的情况下才可以改变。（如图一）（3）方向：曲线曲面都有严格的方向要求，一般是从(0)-(1)或从(0,0)-(1,1)。（4）曲线曲面的无穷可分：曲线曲面实际上并不存在，它只是一种数学描述。因此，理想化的曲面曲面具有一定的数学

26、性质，其中一个很重要的性质就是无穷可分性。严格地说曲线曲面是连续的。所以如果用点表示它，就需要无限个无限小的点。（5）曲面空间：曲面是三维的，但曲面空间是二维的，就如地球的表面，你只有向前向后向左向右走，不能向上向下走。表示曲面上的点不能使用三维的坐标，因为当曲面变化时它将随之而变化，所以曲面上的点使用曲面的参数表示：(u，v)。因为当曲面的形状变化时(u，v)并不变化，只是(u，v)所指向的三维坐标起了变化，与(u，v)无关。（6）幂次（阶）：幂次可以认为用多少个控制顶点去控制曲线的形状，一次的曲线就用一个控制顶点可以控制曲线的形状，三次的就用三个、七次的就用七个幂次越多，曲线曲面就越精确，

27、但计算量就越大，也越不容易控制。（如图二）112 B样条曲线的数学表示与部分性质B样条曲线的数学定义 B样条曲线方程定义为： 其中，Pi(i=0,1,.,n)是控制多边形的顶点，Ni,k(t)(i=0,1,.,n)称为k阶(k-1次)B样条基函数，其中每一个称为B样条，它是一个称为节点矢量，即非递减的参数序列所决定的阶分段多项式，也即为阶（k-1次）多项式样条。B样条有多种等价定义，在理论上通常把de Boor-Cox递推定义作为标准算法，又称为de Boor-Cox公式。约定0/0=0。该递推公式表明：欲确定第i个k阶B样条Ni,k(t)，需要用到ti,ti+1,.,ti+k共k+1个节点，

28、称区间ti,ti+k为Ni,k(t)的支承区间。曲线方程中，n+1个控制顶点Pi(i=0,1,.,n)，要用到n+1个k阶B样条Ni,k(t)。它们支撑区间的并集定义了这一组B样条基的节点矢量T=t0,t1,.,tn+k。 3.2.1 B样条曲线的主要性质 （1）局部性：由于B样条的局部性，阶样条曲线上参数为t ti,ti+1的一点P(t)多至与k个控制顶点Pj(j=i-k+1,.,i)有关，与其它控制顶点无关；移动该曲线的第i个控制顶点Pi至多影响到定义在区间(ti,ti+k)上那部分曲线的形状，对曲线的其余部分不发生影响 （2）连续性：P(t)在r重节点ti()处的连续阶不低于k- 1-

29、r。整条曲线P(t)的连续阶不低于k-1-rmax，其中rmax表示位于区间(tk-1,tn+1)的节点的最大重数。 3凸包性 ：P(t)在区间，上的部分位于k个点的凸包，整个曲线则位于各凸包的并集之。 5导数公式 由B样条基的微分差分公式，有：12 飞机外形的主要基本参数飞机外形是由翼面（机翼，平尾，垂尾），机身等部件构成。根据F18E是超音速战斗机的特点，所以选用NACA 63A005 翼型，现在只考虑翼面部件的平面形状参数。这些参数的获取是根据F18E三视图的投影轮廓的光顺曲线来完成，比如说机翼的后掠角靠俯视图获取，下反角由前视图获取。翼面参数包括展弦比，尖削比，下反角，垂尾倾角等；机身

30、则考虑融合体的变化，面积分布的变化，机身长细比，最大截面积，进气道唇口形状和倾角的变化。这些参数可以从三视图中近似获得，有些需要辅助细节图片进行估计。 利用三视图求得其参数如下：机翼平尾垂尾后掠角304645下反角或外倾角3.53.920（外倾角）尖削比0.330.420.38机长18.31米；机高4.88米；翼展（含翼尖导弹）13.62米（折叠机翼）9.32米；机翼面积46.45平方米；展弦比：4.0，平尾面积8.18平方米。座舱起点距离机头顶点为3.37米，终点距离机头7.26米，边条距离机头4.11米，机身最大截面处距离机头9.255米。同时中翼和外翼平行，有利于将雷达波散射到特定的方向

31、。以上数据通过三视图获得，美军没有公布这些准确数据，对一些角度和比值尽量取接近的数值，上述数据可信度较高，作为建模的主要依据。翼型数据点拟和光顺的翼剖面线：13 光顺三视轮廓图的建立和飞机参考模型点云数据基于图片的飞机逆向工程，飞机三视图是主要依据。将三视图导入Microstation软件，用很小的直线段逼近飞机轮廓线，提取有用信息。当提取完轮廓线后，测量机头顶点到平尾纵向最大值点的距离，和已知的机长18.31米进行比较。把得到的放大倍数当做全局放大因子对提取的三视图数据进行放大处理。同时将三个视图绕顶点旋转，顶点都位于原点，所以获取了粗略的建模依据，如图： 对于这样的线构图还不能用于建模，因

32、为各个曲线还不光顺，生成的曲面不太理想。飞机作为一个左右对称的结构，我们在提取上面视图中难以保证左右对称。为此我们在飞机正Z轴方向，提取一些特征点（如曲线变化剧烈的点，Z向最大位置点，机翼的特征点等），在这些点上做Z向的平行线交负Z向的曲线的某一点，将两点的Z向绝对值平均获得需要的“折中点”，利用这些点在UG中光顺构成XZ面的轮廓投影线。操作过程如下图： 同时将飞机XY面的投影线在UG中光顺，生成建立模型的投影线架图。通过不同站位的点云导入UG中光顺样条线，构造剖面线，同时利用光顺后的投影线做引导线生成飞机曲面。下图为在UG中光顺后的投影线架和参考模型点云数据。14 气动和隐身对外形的总体协调

33、设计1 4.1 隐身对外形的要求现代战场上散乱的电磁波到处都是，为了避免受杂乱回波的干扰，雷达用各种先进的信号处理手段，把稳定得的电磁波回波分离出来，用来探测，锁定目标。这既是雷达聪明的地方，也是隐身可以钻空子的地方。如果飞机能削弱雷达回波或者使回波闪烁不定，那么可以减少我方目标暴露于敌火之下的时间。现代隐身飞机设计2/3依靠外形设计，1/3靠吸波材料解决。（1） 消除能成角反射器的外形布局。列如机翼和机身的连接处会产生二角面反射的情况，故应采用翼身融合体来消除。垂尾与平尾构成二角面，因此需要采用双垂尾使其向或向外倾斜。（2） 需要外形设计将向后散射为非向后散射，从而减少返回到雷达探测方向的散

34、射能量。（3） 采用一个部件对另一个强散射部件的遮挡。列如： 采用背部进气道，则进气口布置在机体的上方，地面防空雷达就照射不到它；再比如把喷口布置在双垂尾的中间，使雷达不仅照射不到它，而且对红外隐身很有利。（4） 回波方向控制：飞机机体上的平板与曲率半径较大的表面，能产生镜面反射，在其外法线方向上是很强的散射源。因此在外形的设计上不能让这样的表面正对着最重要的雷达探测方向，要控制这种机体表面的方向，使其将雷达波的能量反射到避开危险探测区的其他方向。列如：F-22，YF-23的机翼，平尾，垂尾的前缘和后缘都相互平行。（5） 强散射源的消除和控制。对进气道，采用进气口斜切以与将进气道设计成S形，既

35、可遮挡电磁波直接射到压气机叶片上，又可以使进入进气道的电磁波经过45次反射使回波减弱。F-22和F-18E都采用了斜切进气口和S进气道。对于座舱采用镀膜技术，飞机设计中，为保证飞行员的视野，座舱难以避免要突出而且要有透明的玻璃。这样雷达波就直接照射到座舱设备，形成强散射。为此，将座舱盖用真空镀膜的方法镀上一层金属膜，使雷达波不能透射入座舱部，把雷达波交给机身处理。（6） 对于强散射源已经减弱，弱散射源起主要作用。如机身的口盖，操作面缝隙，台阶，钉头等电不连续表面。F-22将口盖与缝隙设计成平行于机翼的前后缘锯齿形。总之，要减少单一连续的平面，增加表面的平滑度，减少开口和缝隙，加大缝隙和前缘与雷

36、达入射方向的夹角。当某些部件或部件不能采用隐身外形措施时，可以用隐身吸波材料来弥补。1 4。2气动隐身一体化设计飞机的隐身特性与气动特性都与外性密切相关，它们对外形的要求有时是一致的有时是矛盾的。（1） 气动和隐身都要求外形光洁，而采用翼身融合体，既可以减阻增升，提高航向稳定性，又减少了飞机侧向RCS，并有较大的部空间利于外挂物埋。（2） 为了减少飞机侧向RCS，一般采用外倾斜的双垂尾，但它容易破坏飞机的涡流场。实验发现，双垂尾可以使飞机的升力系数减少0.2-0.3左后；单垂尾不破坏涡流场，但侧向RCS大；采用无（垂尾）尾布局可以很好的解决这个矛盾，同时还能减重和减阻，但带来操纵问题。（3）

37、为了减阻，超音速飞行要求采用薄机翼，机身最大截面积与机翼面积比不大于6%，但为了隐身和增大航程而要求置武器与加大载油量，又使机身截面积加大。（4） 直而短的进气道可以使总压恢复系数较高，气流畸变和阻力较小，但容易暴露压气机，使飞机前后RCS很高；S弯的进气道则相反，它可以在前向正负70度围显著降低RCS。（5） 为了提高隐身能力，最好把进气道与发动机安排在机身和机翼上面，但这种布局在大迎角飞行时，进气道性能变坏，气动特性不能满足要求，隐身特性与大迎角飞机是未来战斗机必须的。飞机设计过程就是对矛盾的不停折中取舍的过程，对未来的隐身飞机设计必须利用流场和电磁场各自的特性和计算方法，协调设计能同时满

38、足气动力和雷达散射截面要求的飞机外形。15 各剖面线的建立和光顺处理对于翼面曲面，给定下反角，后掠角作为限制约束，由于机翼与平尾参数可以确定机翼与平尾的平面形状，与选定的翼型，翼根弦位置配合，则可以完全确定机翼与平尾的立体几何信息。而垂尾参数与选定的垂尾翼型，垂尾根弦位置配合，则可以完全确定垂尾的立体几何信息。机身的设计参数与机身控制线框架可以确定剖面的几何信息。 机身控制线框架由若干个机身横向控制剖面与纵向控制线组成，飞机投影的三视图轮廓光顺线则是最可信的纵向控制线。横向控制剖面必然有上零点，下零点，最大宽度点，而且上下零点在XY面上的投影光顺线上，最大宽度点的Z值靠飞机俯视图上的轮廓线确定

39、。利用参考模型的点云，同时给上下零点加上Z向的切矢，调整样条使最大宽度点与俯视图上的轮廓重合，反复调试获得最优剖面线。在这里列举雷达罩和座舱盖这两类典型曲面来说明剖面线的建立。（1）雷达罩的建立：通过轮廓线上的点，在关键点加切矢，保证机头前缘没尖点，雷达罩一阶连续，如图：同时对这条曲线进行曲率分析和光顺处理，保证曲率为正，即雷达罩为凸曲面，尽可能保证曲率连续，通过删除，添加，调整控制点的方法实现如图：雷达罩曲面为：（2） 座舱盖的建立：在各个剖面占位上光顺剖面线，同时在对城轴的点施加Z轴矢，这样避免曲面生成以后对城后生成凸痕或者凹痕。这是生成的剖面线，同时光顺引导线：最终生成的座舱盖曲面： 飞

40、机其他部件的生成方法与它们类似，不过生成的曲面在连接时需与被连接部分一阶倒数连续，也就是切矢连续。通过不断修改剖面形状生成所需要的飞机线构架，曲面的质量取决于生成曲面的线构架和生成方式。下图为F18E飞机的线构架图形：16 曲面的建立和评估 161曲面的建立飞机曲面的生成类型有以下这些：扫掠曲面，放样曲面，二次曲面，平面曲面，圆弧曲面，填充曲面，过度连接曲面和其他自由曲面。上面我们获得了飞机骨架线，通过综合利用以上曲面生成方法构造外形。 162 曲面品质的分析评估和最终模型对于飞机曲面首先要对曲面的连续性进行检查，再次考虑切矢连续和曲率连续。对飞机曲面进行分析，找出不好的面，重点进行优化处理，

41、对剖面线进行改进设计不断调整直到比较满意为止。从上图可以看见机身曲面的曲率在机身对称轴处急剧上升，曲率不连续，经过再次光顺曲线生成下图曲率连续光顺的情况，可见曲面质量得到提高。对飞机的单个曲面进行评估和改进后，希望能对整个全机曲面进行直观的分析。斑马线模型是一种很直观的曲面分析模型。其基本是模拟现实中人们观察平行光源在曲面的反射情况来分析曲面的光顺性，曲面的缺陷能通过扭曲的反射线必须出来，从而可以有针对性的修改。下图为修改前的模型的斑马线图：修改后模型的斑马线图：最终获得的F18E飞机数学模型三视图： 正视图：俯视图：侧视图：第三章 飞机隐身计算基础理论3.1 雷达截面的定义当物体被电磁波照射

42、时，能量将朝各个方向散射，散射场与入射场之和构成空间的总场。产生电磁散射的物体通常称为目标或散射体。当辐射源和接收机位于同一位置，称为单站散射。当散射方向不是指向辐射源时，称之为双站散射。定量表征目标散射强弱的物理量称为目标对入射雷达波的有效散射截面积，通常简称为目标的雷达散射截面或雷达截面(Radar Cross Section)，它的目标是一种假想的面积，雷达目标反射或散射的能量也可以表示为一个有效面积与入射雷达波功率密度的乘积，这个面积就是雷达截面，用符号来表示。对单站和双站散射，分别称为单站雷达散射截面和双站雷达散射截面。雷达散射截面是度量雷达目标对照射电磁波散射能力的一个物理量，定义

43、为:单位立体角朝接受方向散射的功率与给定方向入射到目标的平面波功率密度之比的4倍。或者代表飞机散射到雷达接收装置的功率密度，代表入射的雷达波到达飞机目标的功率密度，同样和分别代表散射电场和入射电场的强度，和分别代表散射磁场和入射磁场的强度。雷达散射截面是一个标量，单位为m-，通常以对数形式给出，即相对于1m的分贝数(又称为分贝平方米，记为dBsm)，即:3.2 飞机电磁散射源的基本类型和散射机理321 飞机电磁散射源的基本类型在高频区，目标的散射场可分解为某些局部位置散射场的合成。通常把这些产生电磁散射的局部的点，线，面称为散射源（散射中心）。散射源概念的引入具有重大意义，就如同空气动力学引入

44、面元元法一样，通过一个个偶极子形成的小面叠加形成复杂形状的物体。这样就把复杂形状的散射计算简化了不少，首先计算出各散射源的散射场，然后进行叠加。（1） 镜面反射。当雷达波照射到光滑的目标表面时，会发生镜面反射现象，反射波的能量大部分集中在反射方向，其他方向的散射场很小，镜面反射是最强的散射源。（2） 边缘绕射。当电磁波入射到目标的边缘棱线时，散射波来自目标边缘对电磁波的绕射。进气道和翼面结构通常会产生这样的绕射。（3） 爬行波绕射。当有一些入射线与目标表面相切时，把目标分为照明区和阴影区。切于表面的入射线沿着阴影区表面“爬行”，边传播边向外辐射能量，这种绕射称为爬行波绕射。例如电磁波侧向照射机

45、身时，会产生爬行绕射。 （4） 边界绕射。电磁波在飞机表面不连续处，在不同介质交接处，缺口处会产生行波绕射。以上四种散射类型包括了飞机所有部件的散射情况，一个部件可能有几种散射类型，需要具体情况具体分析。对于飞机来说，散射场包括反射场和绕射场，在RCS分析中，我们主要考虑镜面反射和边缘绕射，因为它们对RCS起主要贡献，且场强远远大于其它散射场强。321 飞机电磁散射机理在这里探讨飞机电磁散射机理也就是分析飞机各个部件产生的散射类型，以便有针对性的改进外形设计减少散射。（1） 飞机头部的整流罩（雷达罩）。如果整流罩对电磁波“不透明”，飞机头部将产生尖顶散射，这是一种很弱的散射。如果整流罩对雷达波

46、是“透明的”，那么电磁波将“看见”罩设备，罩设备将产生很大角反射，这是很强的散射，对于这个问题，现在流行的做法是设计“频率选择”的整流罩，让自己雷达所在的频率的雷达波通过，让其他频率段的雷达波产生很弱的尖顶绕射处理掉。（2） 飞机座舱。座舱的玻璃对电磁波是透明的，座舱部相当于腔体，是强散射源。现在处理的办法是在座舱玻璃整体成形和镀上一层材料让电磁波无法射入座舱部。（3） 机身。飞机机身近似柱体和椭球体，将产生曲面镜面反射，当雷达侧向照射时产生爬行波。（4） 进气道。进气道的散射近似于腔体。雷达波正前向照射时，反射很强，同时边缘绕射也不可忽视。处理办法是设计背部进气道，S进气道，或者在压气机前设

47、置“雷达屏蔽”。例如F18E和X-32使用了“雷达屏蔽”。（5） 翼面结构。前缘一般产生镜面反射或饶尖劈的绕射。同时入射波会沿翼面产生爬行波绕射。综上所探讨的，下图给出了飞机各部件的散射机理：3.3 飞机电磁散射的计算方法和适用场合电磁辐射和散射的分析方法可以分为两大类，即严格方法和近似方法。f格方法是把要求解的天线和电磁散射问题作为边界问题来处理，即通过满足严格人学硕十学位论文:基于大角度抛物线方程方法的多体目标RCS计算边界条件的波动方程求得此问题的严格解。但是，在电磁散射和绕射问题中，只有极少数问题可以求得严格的解析解。随着计算机技术的发展，虽然对任意形状的物体可以用数值积分方法求得积分

48、方程的数值解，但当物体的电尺寸很大时，由于计算机容量的限制也难以求得数值解，因而仍不得不求助于近似解法。在过去的几十年中，出现了多种近似解法。这些近似解法可以分为两大类，即数值计算方法和高频渐进方法。矩量法是数值方法中最具代表性的一种。经典的高频近似方法有几何光学法(GO)、物理光学法(PO)。高频分析方法有几何绕射理论(GTD)、一致性几何绕射理论(UTD)和物理绕射理论(PTD)。几何光学法以电磁场传播的射线理论为基础，具有物理概念清晰和简单易算的特点，能准确的计算直射场、反射场和折射场，但不能分析和计算绕射问题。几何光学法能有效的预估双曲率目标的RCS，在复杂目标的电磁散射中利用射线追踪

49、的方法可以处理多次散射和遮挡问题。但几何光学法不能处理焦散区和阴影区的场，不能分析单曲率和无曲率目标的散射，利用几何光学法预估目标的RCS关键在于求解镜面点的主曲率半径。物理光学法通过对表面感应场的近似和积分求得散射场。散射体的表面感应电流则是用几何光学近似确定的。物理光学简单、直观，可以计算任意曲面的散射场，散射体的近区场或远区场，但是根据经验，它只在偏离垂直入射一定围得到准确结果。物理光学的主要缺点是不能计算散射体上不连续性所产生的电流，而且由于散射体的阴影部分电流被假设为零，因而在大角度辐射区物理光学法得到的结果是不准确的。几何绕射理论把几何光学加以推广，系统的引入一种绕射线。这种绕射线

50、产生于散射表面上某些不连续的局部区域，比如，物体表面上几何形状和电特性不连续之处以与光滑曲面上的入射点等。绕射线的特点是:它不仅能进入几何光学阴影区，而且克服了几何光学在阴影区失效的缺点，同时也改善了亮区的几何光学解。绕射线的初始幅度是通过绕射系数确定的，这和几何光学的反射和透射射线场的初始值分别由反射系数和透射系数确定是一样的。在几何绕射理论中，绕射射线在离开绕射点后按照几何光学的定律传播。绕射系数可以从一些简单的几何形体的散射问题中求得。几何绕射理论的缺点是，在把辐射和散射物体周围空间分成亮区和阴影区的几何光学阴影边界两侧的过渡区失效。一致性几何绕射理论们克服了几何绕射理论的缺点，用F积分

51、因子与绕射系数相乘，在阴影边界或反射边界上绕射系数为无限大时，F积分为零，而两者的乘积仍保持有限。但不论GTD还是(TD都没有消除焦散区失效的问题。物理绕射理论克服了焦散区失效的问题，正如GTD是几何光学的引申一样，PTD也是物理光学的引申。因为PTD不是一种射线光学理论，所以它在几何光学阴影边界过渡区和射线的焦散区都有效，PTG的难点在于它的最终积分不容易计算，因此物理绕射理论不如几何绕射理论得到广泛应用。近年来，矩量法在电磁理论中发展很快，它通过把积分方程中的连续变化的未知函数(电流分布)离散化为有限个未知数，积分方程便化为有限维代数方程组，用数字方法即可求解。矩量法要求计算机有大的存和存

52、储空间，这在过去是难以满足的。随着计算机技术的高速发展，计算机的计算速度和存储容量都有了质的提高，使得过去在计算机上难以实现的矩量法等数值计算方法在今天得以迅速发展，利用矩量法可以得到电磁理论问题的精确解，这是以上近似方法无法满足的。以上所述的低频数值解法和高频近似方法，两者均有其自身的特点和局限性。低频数值方法如矩量法、有限元法和时域有限差分法等能准确得解决几何形状和组成材料都很复杂的电磁问题，但由于计算机存和速度的限制，目前只能处理较小目标的电磁散射问题;而几何光学法、物理光学法、几何绕射理论等高频近似方法虽然具有快速，简便的特点，但仅适用于电大尺寸的目标散射问题，并且在处理表面具有细小腔

53、体，突起物等结构的目标上存在困难。实际情况下，散射体为电尺寸远大于波长的目标，而目标上诸如尾翼的劈尖，弹头鼻锥等部分仅为电小尺寸，因此，对于这类问题，常规的高频近似法和低频数值法均难以单独处理。解决上述问题的一个选择是将高频近似法和数值方法相结合的混合方法。由于混合方法可以最大限度的克服两种方法本身的局限性，并且兼具前者高效性和后者通用性的特点，因此适用于上述复杂电磁问题的分析。在现实中，首先根据等效原理将原目标的散射场分解为电大目标散射场和细节电小尺寸散射场的叠加，前者由物理光学法计算，后者借助矩量法等数值方法，然后再将各自的散射贡献相干叠加，获得最终解。虽然现在已经有多种求解电磁辐射和散射

54、问题的方法，但是，实际上没有一种方法是适用于所有情况的“万能”方法。每一种方法都有其适用围，都有其优点和局限性。在实际的电磁散射计算中，要根据具体的情况选择合适的计算方法。3.4 雷达截面的估算理论和对F18E飞机的RCS估算 341 雷达截面的估算理论随着计算电磁学的发展，对简单形状物体的高频区的散射问题已经有了非常成熟的估算公式。例如，球体，椭球体，平板，圆柱，细导体，卵形体，腔体，圆锥，角反射器。人们通过实验和研究发现椭球体可以模拟机身，发动机短舱，副油箱等部件，平板可以模拟垂尾，发动机进气道，尾喷口，雷达天线罩，细导体可以模拟翼面后缘的散射，当前缘半径较小时可以模拟前缘的散射，适用在超

55、音速飞行的飞机中的薄机翼，腔体的散射近似于入射线方向投影的平板的散射。 对于这种简单估算理论，人们提出了两种综合方法：相对相位法和随机相位法。相对相位法认为复杂目标的散射场由各个部件的散射场的叠加，不仅要考虑回波强度的幅值，而且要考虑各个散射中心与雷达的距离，即散射源的相对相位的影响。Ei表示第i个散射源的电场强度；i表示第i个散射源的RCS;di表示第i个散射源距离参考点的距离。随机相位法综合目标RCS时，不考虑散射源的相位差，认为各散射源的相位取各种值的概率相等。这种方法不需要知道散射源的位置，只要知道各个散射源的RCS就可以，当不能给出RCS随角度的变化的细节。342 F18E飞机的RC

56、S估算首先给出F18E的尺寸数据：机长为18.31米，平尾翼展3.5米 机翼根弦长5.4米 翼展13.62米 机翼面积46.45米 垂尾根弦长3.4米 机高4.88米 平尾面积8.18米 雷达波参数 波长为0.025米，入射方位为正前方，且俯仰角度为零。=251.3形状RCS计算公式应用相应尺寸腔体=0.052（kd）3雷达罩进气道尾喷d=1.2d=0.42d=0.25圆柱垂直入射=2L2a/斜入射=asin/8(cos)2中机身L=4.5a=1.4细线机翼前缘平尾前缘L=5.2 a=0.01L=3.4 a=0.01卵形体前机身后机身R=4.4 a=1.1R=5.0 a=0.8平板垂直照射时不

57、垂直照射时=kasin垂尾A=5.6=20各个散射源的RCS计算，计算出各个部件的RCS最大值，并估计最大值的方位角度：（1） 雷达罩的RCS，=26.93 dBsm,最大值时，方位角为0度。可见当雷达波透射入雷达罩产生的角面反射很强烈。（2） 进气道的RCS，=30.65 dBsm，最大值时，方位角度同样在0度。（3） 尾喷的RCS，=16.87 dBsm，最大值时，方位角度为180度。（4） 中机身的RCS，=38.25 dBsm，最大值时，方位角度为90度，雷达波侧向照射机身时。（5） 机翼前缘的RCS，=38.72 dBsm，入射波与前缘垂直，取最大值，已知机翼后掠30度，所以此时方位

58、角为30度。（6） 平尾前缘的RCS，=35.03 dBsm，已知平尾后掠46度，所以取最大值时方位角为46度。（7） 前机身的RCS，=5.38dBsm，当方位角度为90度时，取最大值，可以看见卵形体比圆柱体隐身效果大大提高。（8） 后机身的RCS，=4dBsm，当方位角度为90度时，取最大值。（9） 垂尾的RCS，=30.63dBsm，当方位角为90度时，取最大值。以上的估算忽略了F18E隐身飞机设计细节和吸波材料对RCS的影响，单就各个部件对RCS的贡献和分布特点进行估计。在这里没有考虑遮挡效应，给出各个部件大致分布规律，具有一定的参考价值。第四章 飞机雷达截面估算方法和计算实例4.1

59、Ansys 划分网格的方法和步骤ANSYS是通用的大型有限元分析软件，其网格划分工具ICEM CFD界面非常友好，和大多数有限院软件可以相互转换数据。在这里我们想探讨利用这一网格划分工具处理F18E飞机机翼的网格。大致步骤有，导入CATIA机翼模型，曲线拓扑诊断，模型曲面拓扑诊断，网格参数设置，生成网格，网格诊断，网格光滑处理，导出网格。F18E飞机机翼模型导入ANSYS ICEM CFD ：拓扑诊断：网格参数设置：网格为三角形面网格，最大尺寸为140mm,生成方法为自由网格。网格诊断：发现无错误，网格生成良好，可以被调用。显示网格划分的密度和光滑处理网格，这样网格可以导出：4.2 FEKO计

60、算薄板的RCS的步骤和程序421 FEKO中计算RCS的步骤雷达发出球面波，当到达飞机表面产生散射场时，可以近似于平面波，同时飞机的散射也可以看做无数的小平面的散射的矢量叠加，所以研究平面的散射特性有重要价值。对于简单形状的物体，可以直接利用FEKO的前处理模块建模和三角面网格的划分，对于复杂形状的物体则必须在通用CAD系统中建立，在网格划分软件划分后导入计算。在这里探讨的是在FEKO中如何建模简单模型，划分网格和计算参数的设定。求电介质平板在平面波照射下，频率为 100MHZ的单站雷达散射截面RCS。1 建立模型（1） 建立变量 Lambda = c0/100e6/sqrt(7) (此处波长

61、为介质波长) c0为FEKO默认的光在太空中的速度。此公式适用于有耗介质中均匀平面波的传播情况，参见儒贵的电磁场电磁波教程第185页。（2） 建立 pingban 的介质 ，相对介电系数为7，损耗因子为 0.03（3） 建立只含有一层介质的分层介质模型，命名为 bodianban,选择pingban为层，厚度为0.004（4） 在XY平面建立一块以原点为中心的矩形平板，长度（X轴）为2米，宽度为1米。（5） 设置bodianban的面属性（6） 在0360，=0方向设置平面波激励，分别设置水平极化和垂直极化两种方式（7） 设置频率为100e62 求解设置（1） 设置一个垂直面的远场方向图求解（

62、0360，=0）3 网格划分（1） 面单元边长为 Lambda/8 4. 平板模型和求解结果 （1）在交互模块 WINFEKO中：红色的箭头代表平面波，同时可以看见传播方向与正XZ平面。红色的点分布代表要求求解的远场点，也就是说在这些点求解RCS，并光顺连接形成RCS曲线图。矩形区域代表介质平板。（2） 水平极化的电介质平板的RCS 柱坐标表示的单站RCS随角度的的变化图：直角坐标表示的单站RCS随角度的的变化图：在雷达工程多使用分贝的概念，即dB,它是表示功率的比值。1分贝等于标准线上一公里的衰减，同时，1分贝所对应的听觉门限还被证明非常接近人类可用耳朵辨识的音频电平的最低比值，因此分贝在声学领域被迅速采用。分贝从通信转入无线电通信，在雷达工程大量使用，所以在FEKO软件中，可以很方便的导出对雷达工程师感兴趣的分贝图。分贝和雷达截面RCS可以相互很方便的转换，它们是对数关系，例如RCS 1 m2= 0 dBsm ,RCS 1000 m2=30 dBsm.下图