在世界战斗机发展史上, 若按照不同的水平安定面特征，常见的战斗机布局大致可分为以下几类：常规布局、鸭式布局、无尾布局、三翼面布局和飞翼布局^[1]。其中鸭式布局在现代战斗机布局设计中得到高度关注。

鸭式布局在中国的战斗机布局设计发展史上占有十分重要的地位，中国的气动力布局设计技术人员完全依靠自主创新，经过多年研究和型号的成功应用，掌握了鸭式布局气动力设计技术。事实证明，鸭式布局通过与放宽纵向静稳定性技术相结合，可以避免鸭式布局的缺点，充分发挥其有利于配平增升的优势，有利于获得更高的超声速配平升阻比，还有利于亚、跨、超声速全飞行包线内的焦点匹配和重心配置^[2]。

随着各种电子探测设备的发展，战场环境日益复杂，隐身技术对战斗机的生存力和作战效能产生了深远的影响，隐身成为新一代作战飞机所必备的重要特征之一^[3]。美国先后研制了F-117、B-2、F-22、F-35等先进隐身战斗机。众所周知, 隐身能力是第四代战斗机核心的技术特征，根据掌握的公开资料，可以推测F-22、F-35较传统的三代机或三代改准隐身飞机其隐身性能大幅提升，对传统的非隐身飞机构成致命的优势，发展隐身飞机成为全世界的共识。战斗机的隐身性能在很大程度上取决于布局设计的好坏，F-22、F-35飞机均采取了常规布局，充分表明美国已经掌握了常规布局的隐身设计技术。而对于中国来说，采取鸭式布局是独辟蹊径的选择。采取鸭式布局虽然可以充分发挥其在气动上的优势，但是鸭式布局和常规布局相比，对隐身的不利因素是显而易见的：鸭翼前置相当于在飞机前方增加了一个散射部件，并且鸭翼与机身之间的活动缝隙直接暴露在飞机前方，极有可能导致整机的隐身特性恶化。这些问题是鸭式布局隐身飞机设计必须要考虑和重点解决的问题。

在公开发表的研究文献中，关于鸭翼或鸭式布局飞机的气动特性方面的研究甚多，有关鸭翼隐身特性的研究文献甚少。李启鹏等^[4]利用精确计算方法针对鸭翼部件模型的雷达散射截面(Radar Cross-Section，RCS)进行了计算，分析了鸭翼前缘后掠角和展长对RCS的影响，并计算了鸭翼不同偏转角时飞机的RCS值，得出了鸭翼偏转会显著增大飞机头向RCS的结论；进一步对鸭翼使用吸波材料之后的情况进行计算，说明了涂敷吸波材料能够大幅降低其RCS。本文从整机布局的隐身特性出发，结合典型布局整机外形的RCS计算结果以及全尺寸部件模型隐身测试的研究结果，研究和分析了鸭翼散射对整机的RCS影响。

有人战斗机的隐身布局设计，其影响要素甚多，包括进排气方式、机身截面形状、主翼面几何参数、尾翼参数、后体耦合区的设计等。对于不同的布局形式，这些隐身设计要素都是相同的。鸭式布局与常规布局相比，仅是增加了一个隐身要素——鸭翼。为了研究鸭翼的RCS影响，本文首先分析鸭翼的散射机理，然后开展鸭式布局和常规布局2种布局方案的隐身外形建模，通过RCS仿真计算比较两者的差异。为了更清楚说明鸭翼影响的差量，本文假设在其他隐身要素相同或相当的前提下分别对鸭式布局和常规布局的隐身特性进行RCS计算和对比；然后，通过部件隐身试验测试方法研究边缘散射、鸭翼与机体之间对缝散射的RCS抑制方案，并验证其抑制效果。

1 方法介绍

通过RCS理论计算的手段研究不同布局的外形隐身特性，通过鸭式布局和常规布局的RCS计算结果对比，分析鸭翼的散射贡献，并研究鸭翼偏转后对整机的影响；然后通过典型吸波部件的隐身试验研究边缘散射的影响及抑制方案；通过研制全尺寸对缝部件模型，对鸭翼与机身之间的对缝散射问题开展隐身试验研究。

1.1 RCS计算分析方法

在飞机的方案设计阶段以及后期的隐身优化提升的过程当中，为了快速完成方案的迭代优化以及降低隐身测试验证的成本，经常需要采用RCS仿真方法预估和分析目标的散射特性。

电磁散射问题的解析方法是通过满足严格边界条件的波动方程来求目标问题的严格解。随着计算机技术的发展，人们提出了大量的数值方法进行求解。这些方法一般都是建立在麦克斯韦方程组的基础之上。

1.1.1 高频计算方法

高频计算方法是一种近似方法，在早期应用较多，主要有几何光学法(Geometric Optics，GO)和物理光学法(Physical Optical, PO)，在很多著作中都有论述^[5-6]。

几何光学法是用射线管理论来说明散射机理和能量传播的经典方法。几何光学的基本理论是描述电磁波在2种不同媒质的分解面上的反射与折射。对于棱边、拐角以及尖点等表面不连续处不能采用几何光学法，对于形状复杂的散射体，几何光学法的计算精度无法保证。

物理光学法理论通过对感应场的近似积分而求得散射场，可以对平面和单弯曲表面等几何光学法不能计算的结构进行RCS求解。物理光学法根据高频场的局部性原理，完全忽略目标各部分之间的相互影响，而仅根据入射场独立地近似确定表面感应电流。虽然可以快速、有效地计算理想导体目标的RCS，但是只适用于电大尺寸、表面光滑、局部之间耦合作用较弱的导体目标。当目标存在较多边缘、尖劈或局部存在耦合散射区域时，物理光学法计算结果将会产生很大的误差。

为了弥补几何光学法和物理光学法的缺陷，后来相继发展提出了几何绕射理论(Geometric Theory of Diffraction，GTD)和物理绕射理论(Uniform Theory of Diffraction，UTD)，但是这些方法在实际的工程应用中同样存在很多局限性。

1.1.2 精确数值计算方法

精确数值计算方法又分为积分方程法(Integral Equation Method，IEM)和微分方程法，分别对应麦克斯韦方程的积分形式和微分形式。

积分方程法包含电场积分方程、磁场积分方程以及混合场积分方程。混合场积分方程实际上是电场积分方程和磁场积分方程的线性组合。混合场积分兼具电场积分方程计算准确和磁场积分方程收敛性好的特点，并且消除了内谐振问题。

随着计算电磁学的发展，出现了更为成熟的数值方法，包括基于积分方程的矩量法(Method of Moment，MOM)和多层快速多极子方法(Multi Level Fast Multipole Method，MLFMM)。针对电磁散射问题，目前业界公认的有效方法是多层快速多极子。在高性能计算服务器迅速发展的今天，多层快速多极子方法已能精确计算电尺寸超过1 000个波长的低RCS飞行器目标，在电尺寸方面已涵盖了隐身设计中的绝大多数问题^[6]。

对于一般隐身飞机的外形RCS计算，采用高频计算方法无法满足RCS计算精度要求，本文采取基于多层快速多极子方法的工程计算软件进行目标的RCS求解。

1.2 雷达隐身试验和验证

目标RCS可以通过理论计算和试验测试获得。理论计算方法对分析金属外形的散射特征较为准确，但是对复杂外形、存在复杂介质的目标，计算难度大大增加，计算精度将受到严重制约，使得测试的方法成为获取目标电磁散射特征的主要手段^[7]。因此，基于RCS测试、成像诊断测试的雷达隐身试验技术显得至关重要。

RCS测试分为几种，其中微波暗室测试适用于飞机整机缩比模型测试和全尺寸部件模型测试。在飞机布局方案确定的前提下，对于特定的散射源开展全尺寸部件隐身测试，有利于准确把握其散射特性，从而有针对性地制定具体的散射抑制方案，以进一步提升整机的隐身水平。

隐身飞机表面局部细节的隐身设计、吸波涂层和吸波结构的合理应用，对进一步提高整机的隐身性能至关重要，但这些细节设计不适合通过缩比模型测试研究和优化。通常，隐身飞机的局部散射源、散射部位其尺寸在1米至数米之间，若将其放在整机上测试，一方面尺寸过大不易实施，成本较高；另一方面整机RCS有可能掩盖局部的RCS，无法准确获取部件或细节结构的散射特性。通常采取研制全尺寸部件模型模拟局部细节，利用微波暗室进行测试。

2 鸭翼的RCS贡献与减缩措施 2.1 鸭翼散射机理

鸭翼虽然作为鸭式布局特有的部件，但其散射机理并不复杂。鸭翼的散射机理如图 1所示。

鸭翼的散射可归结为3类散射问题：

1) 尖点散射。当电磁波照射到鸭翼后缘的角点上时，会发生绕射现象，表面行波亦会在尖点处形成绕射，尖点散射属于一次散射。

2) 边缘散射。当电磁波照射到目标的棱边时，边缘对入射电磁波产生绕射，表面行波亦会在边缘处产生绕射现象，边缘散射属于一次散射，是较强散射源，抑制其散射峰值是隐身飞机设计必须考虑的问题。

3) 对缝散射。鸭翼与机身之间不可避免地存在需满足鸭翼偏转要求的对接缝隙，该缝隙较狭长，并且存在转轴机构，其散射机理较为复杂，可能存在多次反射特征。

上述3类散射问题中的尖点散射和边缘散射非鸭翼所独有，是翼面部件所共有的问题，其散射抑制方案相似。而对缝散射是鸭式布局所独有的散射源，由于鸭翼处于前机身区域，使得鸭翼与机身之间的缝隙容易暴露于飞机前方，需要有针对性地提出解决方案。

2.2 布局建模说明

为了开展整机布局外形RCS计算，首先需完成不同布局的隐身外形建模，布局方案要求基本可行，否则失去研究的意义。建模的过程需遵循外形隐身设计的一般性原则，比如机身剖面满足低RCS剖面设计的要求、垂尾外倾一定角度、所有的边缘按照俯视投影平行设计^[8]的原则进行布置等。

参考F-35战斗机的布局，首先生成一种两侧进气、常规布局的单发战斗机隐身方案。以F-35的成功设计为基础，可保证该方案基本成立，不存在颠覆性的问题。然后在此基础上，取消平尾，在进气道往后适当位置、机体两侧增加鸭翼，并且将机翼和垂尾的位置适当后移，从而形成一种鸭式布局方案。2种布局方案采取相同的机身外形、相同的主翼面和垂尾外形、相同的边条形状，是为了使两者的隐身要素基本同等，在此条件下比较鸭式布局(有鸭翼)和常规布局(无鸭翼)的RCS差量，便于分析得出鸭翼散射对整机的影响。

常规布局方案的外形模型如图 2所示，鸭式布局方案的外形模型如图 3所示。其中鸭翼采取外形隐身设计，如翼尖切角、前缘和后缘分别与机翼的前缘和后缘平行。

布局外形和隐身相关的主要几何特征以及RCS计算模型说明如下：

1) 由于腔体计算的复杂性，不考虑进气道腔体散射的影响，设计低散射外形曲面封堵进气道和尾喷口，不计算腔体散射以及尾喷口终端散射，不考虑腔体散射的影响使整机的RCS水平更低，更有利于分析鸭翼对整机的RCS影响。

2) 前机身、中机身、后机身与后边条的形状和F-35飞机类似，均采取低RCS剖面设计，2种布局计算模型共用相同的机身外形。

3) 垂尾几何形状和F-35相似，垂尾外倾角为27°，边缘俯视图投影前缘后掠角为60.7°，后缘后掠角为42°，2种布局采取相同的垂尾外形。

4) 翼面前缘采取中等后掠角设计，鸭翼、机翼和平尾的前缘后掠角均为42°，其后缘前掠角均为15°，其中平尾上反角为3°，鸭翼上反角为8°，机翼无上反角。

5) 鸭翼和垂尾尖部均进行隐身切角设计。

2.3 RCS计算说明

1) 基于RCS精确数值计算方法对2种布局方案分别进行RCS求解，目标模型的介质属性设置为金属，不考虑吸波涂层/吸波结构的应用。

2) 考虑到硬件资源的约束条件，需要降低目标RCS求解的规模，仅选择L波段和C波段的典型频率进行计算，并且重点研究前方扇区的RCS特性，不进行全向的RCS计算和分析。

3) 计算参数说明：典型频率为1.7 GHz、5.6 GHz，俯仰角为5°(对应巡航状态的典型迎角)，计算方位角为0°~90°。

2.4 鸭式布局和常规布局的RCS对比

对以上2种布局模型分别进行RCS计算，以常规布局和鸭式布局的外形RCS对比来说明鸭翼的影响当量。首先研究活动面无偏转姿态下的布局隐身特性，即鸭翼或平尾均在中立位置姿态。

L波段(1.7 GHz)典型RCS曲线对比如图 4所示，C波段(5.6 GHz)的RCS曲线对比如图 5所示。飞机前方扇区0°~30°的RCS均值统计数据对比见表 1。

根据图 4、图 5和表 1对比情况，对鸭式布局和常规布局的RCS分析如下：

1) 从曲线的宏观对比来看，两种布局的RCS曲线在0°~60°的大角域范围内曲线趋势基本一致，而在侧方75°~90°角域内，鸭式布局的RCS更小，这是由于常规布局方案其垂尾和平尾之间部分构成二面角特征，存在较强的多次散射所致，研究重点是前方扇区的RCS特性，不分析侧方的差异。

2) 根据表 1的RCS均值统计，对于低频L波段HH极化而言，鸭式布局的RCS水平相比常规布局大1.27 dB，主要是前置鸭翼带来的影响，但在C波段，鸭式布局的RCS反而降低0.68 dB，这是由于翼面部件的散射特性和频率相关，对于同样的翼尖参数，在低频时，波长较长，鸭翼尖部散射对整机影响较明显，随着频率增加、波长变小，尖部散射影响减弱，因此C波段两者的结果相当。

3) 对VV极化而言，无论是低频还是高频，鸭式布局的均值水平都有小幅增加，其主要原因是方位角为15°时的RCS峰值增加，该散射峰值对应翼面后缘的散射，虽然各翼面边缘均按照平行原则布置，但由于鸭翼的后缘后掠角为15°，其散射峰值直接暴露于飞机前方，而机翼和平尾的后缘是前掠角为15°，机身对其散射峰值存在一定的遮挡关系(如图 6所示)，因此鸭翼后缘的散射较强导致鸭式布局的翼面后缘散射峰值比常规布局有所增大，但是该峰值的增加并不会明显影响整体的RCS特性，并且应用吸波涂层和边缘吸波结构之后，后缘散射峰值将被有效抑制(见2.6节)。

4) 鸭翼后缘一般采取后掠式设计，有利于配平和气动焦点的匹配，如果能改为前掠式设计，即平行于同侧机翼的后缘，则可利用机身的有效遮挡降低其散射峰值，并且机翼后缘的较强峰值可将其掩盖。

5) 从42°方位角的峰值来看，2种布局并无明显差异，这是因为主翼面相同，鸭翼前缘的较小峰值被主翼面前缘的较强峰值所掩盖。

2.5 鸭翼偏转的RCS影响

仅鸭翼无偏转状态下的RCS水平不足以全面说明鸭式布局的隐身特性优劣。鸭翼作为重要的活动面，在飞机飞行过程中随时可能发生偏转，继而改变全机的隐身特性。一般来说，战斗机在执行典型作战任务时，在不同的任务阶段对应不同的隐身等级，在全飞行剖面内保持高隐身状态既不现实也没有太大的意义。飞机在起飞、降落、近距格斗或者在进行较大机动时，此时的隐身等级要求不高，或者说在某些姿态飞机本体的RCS特征就比较大，虽然鸭翼大角度偏转，但是对整机RCS并不构成致命的影响。

真正需要重点关注的是飞机巡航阶段，此时对应飞机的高隐身状态，任何舵面的偏转不应破坏飞机本体的高隐身状态。一般来说，鸭式布局战斗机在巡航状态包括亚声速和超声速巡航时，鸭翼的偏转角度范围较小，大约在-5°~0°范围内，通常的情况是保持小角度负偏，用于巡航状态维持较高的升阻比。

为了说明鸭翼偏转对RCS的影响，本文选择鸭翼偏转±5°姿态和偏转0°姿态进行L波段的计算对比。HH和VV极化RCS曲线对比如图 7所示。不同鸭翼偏转角下的RCS均值数据见表 2。

从图 7和表 2对比可见：

1) 鸭翼偏转前后的RCS曲线基本吻合，唯一明显的差异是VV极化曲线在15°方位角的散射峰值，鸭翼在偏转之后无论是正偏还是负偏，散射峰值均略有变宽，这是由于鸭翼转轴和后缘不平行，导致偏转之后鸭翼后缘的俯视投影和机翼后缘的俯视投影没有完全平行所致。

2) 鸭翼偏转5°时，方位角为15°的VV极化散射峰值明显增加，从而导致均值水平增加接近3 dB，偏转-5°时该峰值略有减小反而使均值水平略下降，该散射峰值本质上是行波散射。行波散射与极化方式有关，只有在传播方向上沿表面存在入射电场分量时才会出现行波。根据行波散射机理，当导体目标在近于掠入射方向被电磁波照射时，感应起表面电流，产生表面行波，表面行波在目标不连续处如果不能被吸收就会引起反射^[9]。如图 8(a)所示，飞机俯仰角为5°，鸭翼偏转0°时，鸭翼面对来波构成掠入射条件，入射电场E在表面产生电场分量E_i，激励起表面电流，传播至后缘处形成较强的回波反射(分量E_n不产生影响)；鸭翼正偏5°时如图 8(b)所示，鸭翼表面与来波方向夹角变小，沿目标表面的电场分量E_i变大，表面行波更强，导致回波变强；鸭翼负偏5°时如图 8(c)所示，鸭翼表面与来波方向夹角变大，电场分量E_i变小，表面行波变弱，使回波散射减弱。

3) 对HH极化，其散射机理和VV极化不同，电场分量平行于扫描面，不存在表面行波导致后缘散射峰值的问题，鸭翼的小角度偏转亦不会导致目标几何特征的明显变化，因此鸭翼偏转前后对整机HH极化RCS无明显影响，曲线基本一致，均值水平相当。

前面谈到，鸭式布局飞机在正常巡航时，其鸭翼偏度较小，并且是处于负偏转姿态，不会发生正偏转，因此不会破坏整机的RCS特性；而当鸭翼正偏角度不大，如+5°时，后缘散射导致的RCS增量在应用后缘吸波结构之后，其影响可以消除；在鸭翼偏转更大的角度时，无论正偏或负偏，其对整机的RCS影响会增加，但此时飞机本体的RCS就有可能比较大，并且从飞机的隐身等级管理来说，此时飞机通常处于非高隐身等级阶段。综合来说，鸭翼的偏转不会影响飞机隐身状态的管理和使用。

以上RCS计算结果对比说明鸭式布局和常规布局的布局隐身特性相当，下面通过试验方法研究鸭翼边缘散射和对缝散射的影响以及对应的抑制方案。

2.6 边缘散射试验

飞机翼面部件边缘都会存在边缘散射特征。边缘散射是一种较强的散射源，尤其当飞机在雷达威胁区内的强镜面反射减弱之后，边缘散射的贡献就非常突出，可应用吸波涂层或吸波结构抑制边缘散射。一般，吸波涂层针对高频设计，在低频的吸收效果有限，而吸波结构可兼顾低频和高频的吸波性能要求，通常隐身飞机对边缘部件应用吸波结构抑制边缘散射。

为了使试验结果具有普遍意义，专门设计了如图 9所示的全尺寸边缘部件模型，模拟了一般翼面部件的前缘和后缘特征。全尺寸部件隐身测试的状态包括模型全金属状态(即采取减缩措施之前)和吸波结构状态(其中绿色的区域为吸波结构的应用区域)。

其中金属状态测试结果用于说明边缘散射的影响，吸波结构状态测试结果用于验证边缘吸波结构对边缘散射的RCS抑制效果。试验研究针对低频L波段和高频X波段的典型频率。2 GHz频率的RCS曲线对比如图 10所示，10 GHz频率的RCS曲线对比如图 11所示，均值统计结果如表 3所示。

从图 10、图 11和表 3可以看出：

1) 金属状态。边缘部件的散射峰值较强，整体均值水平较高(均值数据见表 3)，对于0.001~0.005 m²量级的高隐身飞机来说影响较大。

2) 应用吸波结构之后，对应翼面边缘的散射峰值大幅减小，并且整体RCS水平明显降低，其中X波段的收益更大，这是由吸波结构的性能决定的，吸波结构在X波段的吸波性能更好。

以上试验结果说明，倘若不采取RCS减缩措施，翼面部件(鸭翼部件)边缘散射主要是后缘散射对飞机前方隐身的影响是显著的，而在应用边缘吸波结构之后，边缘散射可得到有效抑制。

2.7 对缝散射试验

前面的计算分析针对整体布局的外形隐身特性，无法模拟鸭翼与机身之间的对缝散射问题。针对该对缝区域的散射，通过研制全尺寸部件模型开展试验，研究对缝散射的影响以及对应的RCS抑制措施。

为了模拟左、右鸭翼与机身之间的典型缝隙，设计如图 12所示的低RCS载体模型。在缝隙区域周围设计低RCS曲面光滑封闭，使载体自身在前方扇区具备低散射特征，然后据此研制全尺寸金属模型，在微波暗室内进行测试，测试目标如图 13所示。

由于此类对缝散射的影响主要在高频，对低频的影响较小。该试验主要针对高频X波段的典型频率进行测试研究，分为对缝原始状态与RCS减缩状态，用于研究原始对缝散射对整机的影响以及验证采取RCS减缩措施后的抑制效果。2种状态的RCS曲线对比见图 14，频率为9.41 GHz。均值统计数据见表 4。

从图 14和表 4结果可见，在对缝未采取RCS减缩措施之前，对应飞机的前方扇区存在较强、角域较宽的峰值，对整机隐身构成较大的影响。试验结果说明鸭翼对缝散射是鸭式布局飞机的一个重要散射源，从散射机理来说：

1) 在对缝两侧的光滑、狭长的外形表面容易激励起表面行波，行波传播过程中在鸭翼转轴机构形成的几何不连续处如果没有被吸收就会产生强反射。

2) 电磁波入射到对缝的内部，在两侧的型面之间部分存在多次反射特征。

此类散射问题主要应用高频吸波性能较好的雷达吸波涂层进行抑制，减缩状态取得的RCS抑制效果十分显著，在前方扇区的较强、较宽的峰值大幅降低。HH极化和VV极化RCS均值都大幅下降，均值水平分别下降至-38 dBsm和-33 dBsm以下。

因此，通过采取合理的RCS抑制措施，鸭式布局特有的对缝散射问题其影响基本可以消除。

3 结论

鸭翼散射是鸭式布局隐身战斗机设计所独有的问题，需加以重视。本文的研究表明，鸭翼的散射抑制方案并不复杂，在采取措施将鸭翼散射的影响消除之后，鸭式布局完全可以应用于高隐身飞机的布局设计，其隐身性能与常规布局相当。

对于鸭式布局战斗机的鸭翼隐身设计需遵循以下原则：

1) 鸭翼的边缘设计按照边缘俯视投影平行的原则进行布置，以减少RCS峰值数量，并利用主翼面边缘的较强峰值掩盖鸭翼边缘的较小峰值。

2) 鸭翼后缘的尖点综合气动、隐身的要求进行适当切角，以削弱尖点散射。

3) 对边缘包括前缘、后缘和翼尖应用吸波结构，结合飞机对低频和高频的隐身要求选择吸波结构的性能参数和确定吸波结构的尺寸参数。

4) 鸭翼与机身之间的对缝区域应用高频吸收性能优异的吸波涂层抑制对缝散射，并制定合理的涂覆区域。