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2006年用户年会论文
某种隐身战机雷达散射特性仿真与分析
[沈 翔]
[装备指挥技术学院，101416]
[ 摘 要 ] 对某种隐身战斗机进行雷达散 射特性的仿真与分析。利用建模软件FEMAP对飞机进行建模，
利用FEKO5.1对模型进行仿真计 算与分析，得出该飞机在各种姿态及不同雷达波照射方向下
的雷达散射特性数据和方向图，分析其隐身设 计特点。
[ 关键词 ] 雷达散射截面 隐身飞机 仿真分析
Radar Scattering Characteristic Simulation and Analysis of
a Stealth Fighter Plane
[Shen Xiang]
[The Academy of Equipment Command & Technology, 101416]
[ Abstract ] Radar scattering characteristic of a certain stealth fighter plane is simulated and analyzed.
The software FEMAP is used to construct the model plane and we use FEKO5.1 to do the
simulation and analysis. Based on the RCS value of various pose and different incident
direction, the stealth characteristic of the plane is analyzed.
[ Keyword ] Radar Cross Section，Stealth Plane，Simulation and Analysis.
1 引言
隐身飞机的雷 达散射截面特性是隐身飞机的关键技术参数，是属于军事机密的范畴，
很难获得隐身飞机的雷达散射截面 的详细特征。只有通过模型仿真或缩比模型测量才能获
得。相关的参考文献关于隐身飞机的雷达散射截面 的特性都比较粗略。
本文研究某种隐身飞机的雷达散射特性。该战机在保证隐身性能的前提下，气动性 能
大大提高，可以超音速的巡航，具有极强的空战能力，是集隐身与气动性能于一体的第四
代战 斗机。本文拟通过对仿真计算方法的研究以及该飞机的建模与仿真，分析探讨该飞机
的雷达散射特性，隐 身设计特点。
2 飞机参数及模型建立

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仿真模型通过商业软件FEMAP按照实际尺寸1：1建立，在收集大量真机 资料的基础
上，依据飞机的三视图建立仿真模型，模拟飞机蒙皮材料采用FEMAP中的AISI 4340 Steel。
考虑到模型的复杂程度，对于表面的涂覆材料未予考虑，对于细节处如：进气道 、尾喷口
等被简化，未作复杂建模。照射波长1m，对应于300MHZ的波段。
该飞机尺寸及测试参数如表1所示：
表1飞机尺寸及测试参数
机长

翼展

机高

测试频率

网格尺寸

网格数量

18.92m 13.56m 5m 300MHZ 0.14m 24968

3 仿真算法研究及仿真过程
电磁场数值计算实质就是将电磁场原本 连续的场域的问题转换成了离散系统，并对其
进行数值求解，通过对场域离散化的模型上求得的各个点上 的数值解，近似逼近连续场域
的真实的解。电磁场数值计算随着计算机水平的发展，计算精度也在得到不 断的提高，因
此受到工程界广泛重视。究其基本原理常用的有基于求解微分方程的有限元方法FEM、时
域有限差分方法FDTD、传输线方法TLM；基于求解积分方程(IE)的矩量法MOM、多层快速多极子方法MLFMMA、局部等效电路方法PEEC 等。
积分方程法是基于麦克斯韦方程积 分形式的数值方法的总称，由于是通过求解目标表
面或目标体内的真实感应源或等效源来获得场解，因此 是基于“源”的方法；而微分方程
法是基于“场”的方法，无法通过直接求解得到远场，只能在近场基础 上通过等效原理外
推到远场，因此会产生较大误差。积分方程可以避免微分方程方法中场值传递过程中不 可
避免的误差累积问题，同时也不需要对开域问题施加吸收边界条件，从而使得求解区域为
最小 ，仅限于目标表面或体内。
采用安世亚太提供的FEKO5.1进行仿真计算，FEKO就是一款基于 积分方程方法的通
用高频电磁计算软件，它以矩量法（MOM）、多层快速多极子方法（MLFMMA） 、物理
光学法（PO）、一致渐近绕射理论（UTD）、混合方法等高频精确算法和近似算法为主，配以求解复杂介质体的有限元方法（FEM），形成一套最完整的计算体系，非常适合于针
对包括整 机RCS、多天线系统兼容等在内的电大尺寸问题的求解。
针对于本问题研究，考虑到计算机（personal computer）计算速度的限制以及计算精 度
的要求，采用了MOM（矩量法）与PO（物理光学法）混合的方法计算。对于机身变化较
剧 烈的地方如：进气道、尾喷口、机身联结处等采用MOM方法计算，以提高计算精度；
对于较大的变化较 慢的类似于平板的如：机翼、垂尾翼等，采用PO方法以提高计算速度。
计算了该飞机三个方位面0～ 360度范围内的单站RCS，每1度取一个计算点，共360
个计算点，采用的计算机配置为：
CPU：P4 2.4GHZ； 物理内存：1GB；
硬盘：80GB； 操作系统：Windows Xp；

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4 计算结果分析
这里关于飞机姿态的定义如图1所示，坐标系的 定义如图2所示。关于照射目标的雷达
射线的定义是：从飞机所在位置的水平面向下为仰角，角度为正， 向上为俯角，角度为负；
雷达射线与过飞机纵轴的铅垂面的夹角为方位角。

图1 飞机姿态的定义 图2 坐标系的定义


：
φ
在90°±60°的方位角范围内RCS低于0
dB•m
，1） 飞机机头方向附近（
θ
=90°）
θ
处于90°±30°的俯仰角范围内RC S 均在1
dB•m
以下，这使得飞机在攻击高度比它高
或比它低的目标时都难以被发 现（见图3、图4）。
2
2

图3 HH极化0°仰角时，飞机的RCS曲线 图4 HH极化90°滚转角时，飞机的RCS曲线
飞机几个方向的散射峰值很高，但波瓣宽度很窄，不容易 被敌方雷达跟踪。飞机散射
源合并后方位上的波峰位置为机翼、平尾、垂尾、进气道唇口前缘、垂尾后缘 48°，机翼、
平尾后缘163°。
2） 飞机侧向附近（
θ
=70°，290°）,飞机的RCS 偏高（图5）。分析二维成像结果可
知，主要是尾翼根部与机身（或机翼） 形成的小二面角的贡献。

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图5 HH极化及90°仰角时，飞机RCS曲线
3）飞机尾向附近，其RCS在
220
°
<φ<315
°
, 240
°
<θ<330
°
角度范围内小于5
dB•m
（见图 4）。
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5 结论
1) 隐身飞机所采用的将一些较强散射源集中在某些空间方向上，并使其避开重要散射
方向的RCS 减缩措施，所取得的效果是： ①大大减小了重要方向头向和侧向的RCS ②总
体的RCS 水平降低，使其被敌方发现的概率减小；③牺牲的几个方向虽然RCS 较高，但
波峰较窄，即使被敌方发现也不容易被连续跟踪。
2) 该飞机采取种种措施减缩飞机头向三大散射源的RCS ，使得飞机在头向附近较大
的立体角范围内具有 不大于5
dB⋅m
量级的RCS。也就是说该飞机的单站RCS值很小，这
说明现代战 斗机非常重视头向的隐身。
3) 与仿真模型的全金属表面不同，真实隐身飞机可能采用了涂敷型或结 构型吸波材
料，其散射水平应该与文中所给数值有差异。虽然如此，文中揭示的隐身飞机的散射特性仍然具有定性的意义。
[参考文献]
[1] 阮颖铮，雷达截面与隐身技术，国防工业出版社，1997
[2] B.F.克拉特等，阮颖铮、陈海等译，雷达散射截面预估、测量和减缩，电子工业出版社，1985
[3] 张云飞等，两种隐身飞机模型的雷达散射特性测试与分析，北京航空航天大学学报，2003年2月
[4] 黄培康 林桂森 樊正芳等，雷达目标特征信号[M]， 国防工业出版社 ，1993
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