第十章 飞机外形隐身设计
由于军事上的需要和现代科学技术的不断发展，针对飞行器的探测技术日益完善。不仅在地面上有强大的雷达网，在空中有预警机，而且在太空还有战略预警系统，对飞机在战争中的生存力构成了严重的威肋。因此，飞机隐身性能已成为军用飞机生存力的一个重要指标。 隐身技术的目的就是降低飞行器在战争环境中被发现的概率从而提高生存力。而飞机隐身设计就是要求在飞机设计的各个阶段运用隐身技术来有效地控制和减小飞行器的目标特征，使所设计出的飞机能满足机隐身性能要求。现在，隐身设计已成为军用飞机设计的一个重要方面。
飞机隐身技术所研究的内容，总是对应于某种探测手段而言的。因此，可以按所针对的探测方法，分为抗可见光探测、抗声波探测、抗雷达探测、抗红外和抗激光探测等方面的隐身技术。因当前的防空体系是以微波雷达探测和红外探测为主，本章主要介绍与飞机总体设计有关的抗雷达探测的隐身技术和抗红外探测的隐身技术。
§10.1 雷达散射截面
由于雷达隐身技术可简单地归结为雷达散射截面的减缩技术，因此雷达散射截面是隐身设计中最为重要的概念。而关于飞机雷达散射截面的分析、计算和测试的方法则是减缩雷达散射截面的基础。雷达散射截面的英文是Radar Cross Section，通常简称RCS，它是度量目标在雷达波照射下所产生的回波强度的一种物理量。从直观的物理意义上讲，任一目标的RCS可用一个各向均匀辐射的等效反射器的投影面积（横截面积）来定义，这个等效反射器与被定义的目标在接收方向单位立体角内具有相同的回波功率。为了更加形象地说明RCS的意义，我们举一个简单例子。用一个半径为a的导体圆球代替一个任意目标，如果在同一雷达波照射下，圆球收接雷达波功率后再均匀辐射的电场或磁场强度和任意目标的回波（后向散射波）
2的电场或磁场强度相等的话，那么这个圆球的最大横截面积πa就称为该任意目标的RCS。习
惯上用σ来表示雷达散射面RCS的量值，RCS具有面积量纲。
雷达散射截面的一般定义为：目标在单位立体角内向接收机处散射功率密度与入射波在目标上的功率密度之比的4π倍。其数学表达式为： s E s 2H σ=lim 4πR i 或 σ=lim 4πR (10.1) R →∞R →∞E H i 2
式中R为天线与目标的距离，E，H分别为接收机处的电场和磁场的强度；E，H分别为目标处入射波的电场和磁场的强度。
以上给出的RCS 定义，是单站RCS，即发射天线和接收天线是一副天线（或收发天线虽分离，但相距很近时的情况），只考虑了后向散射的情况。当考虑其它方向上的散射场时，则· 146 · s s i i
称为“双站”情况，所对应的RCS 称为双站RCS。图10.1示出了单站RCS 与双站RCS 的区别。
图10.1 单站和双站散射
一、影响RCS 的因素
RCS的量值主要取决于下列因素：
（一）目标的物理特性
目标的物理特性主要指目标材料的电性能。因此，通过在飞机表面涂敷特殊的材料，或飞机结构采用适当的电性能的材料，能有效地减缩飞机的RCS。
（二）目标的几何外形
目标的几何外形与其RCS 关系很大，因此，可利用改变飞机外形来控制飞机的RCS。
（三）目标被雷达波照射的方位
一般来说，目标的RCS 随方位角剧烈变化。同一目标，由于照射方位不同，其RCS 可以相差几个数量级。
（四）入射波的波长
波长对目标RCS 的影响很大。当波长比目标的特征尺寸大得多时，整个目标长度上的入射场无论是振幅还是相位都没有什么变化，此时通常称目标处在低频区。当入射波波长与目标的特征尺寸是同一数量级时，入射场的相位在整个目标长度上的变化很显著，目标的每一部份都会影响另外部份的场强，目标上每点的电磁场都是入射场和该目标上其余点引起的散射场的叠加，此时通常称目标处在谐振区。当波长与目标的特征尺寸相比很小时，称目标处在高频区。对于这种情况，目标上某一点对该目标其它点的散射场贡献与入射场相比是很小的，因此可以将这个目标的散射场看作由各独立的、局部的散射场组成的。由于绝大多数飞机都处于高频区，因此对于高频区目标的散射机理和RCS 的研究，具有重要的实用意义。 因此，对于已定的雷达系统和照射方位而言，RCS的值主要决定于飞机的几何外形和材料的物理特性。
二、RCS的单位和典型量值
由RCS 的定义可知，它的单位是一个面积，可以用量纲来检验RCS 的计算公式，看它是不是长度的平方，以此来判断公式是否正确。通常，RCS的用平方米来表示，但由于目标RCS 随方位变化剧烈，故也常用平方米的分贝数（dBsm）来表示，平方米和平方米的分贝数的换算关系如下：
· 147 ·
σ(dBsm ) =10log 10[σ(m 2
1(m ) 2] （10.2）
在分析雷达散射截面减缩的效果时，如果说目标的RCS 减缩XdB，就意味着目标的回波散射功率减少的百分数为：
(1−10−X /10) ×100% (10.3) 因此，10dB的减少对应于减少了90%；20dB的减少对应于减少了99%，30dB的减少对应于减少了99.9%，依次类推。换句话说，减少10dB 就意味着原回波散射功率只剩下1/10，20db意味着剩下1/100的功率，30dB意味着剩下1/1000的功率。
表10.1 几种目标RCS 的典型值 为了对各目标RCS 的数量级有一个初步
目标 RCS(m2) RCS(dBsm) 的认识，表10.1列出了几种目标RCS 的典型
昆虫 0.001 -30 量值。必须要说明的是，由于目标的RCS 与鸟类 0.01 -20 雷达波的照射方向和波长有很大关系，对于人 1.0 0
F-117A 0.1 -10 一个具体目标来说，由于雷达波照射方位和
B-2 0.01 -20 波长不同，RCS的量值差别很大，表10.1所常规战斗机 10 10 表示的目标RCS 值是相对于某一波长和在某B-1B 1.0 0 个方位区域内的平均值。 B-52 100 20
大型运输机 1000 30
三、雷达距离方程
为了进一步理解目标RCS 的重要性，这里讨论雷达接收功率与目标RCS 的关系。雷达探测目标，是通过接收目标散射回来的回波来实现的。这个回波的功率直接与目标RCS 的大小有关。雷达接收到的功率Pr 可表示为：
P t G 2λ2σ P r = (10.4) 34(4π) R
式中R为雷达与目标的距离，σ是雷达散射截面，G为天线的增益，Pt是发射功率为，λ是雷达波长。由于噪声的存在，雷达要探测目标，其接收到的功率不能小于某一值Pmin ，否则雷达将不能检测到目标的信号。将Pmin 代入上式，得到雷达系统能探测到目标的最大距离Rmax R max =[P t G 2λ2σ
(4π) 3P min (10.5) 这就是雷达距离方程最简单的形式。它表明雷达的最大探测距离与目标RCS 的4次方根成正比，为了使雷达的最大探测距离降低一半，需要将目标的RCS 减缩到原来的1/16。雷达距离方程提供了分析飞机的RCS 与飞机生存力和战斗效能之间关系的依据，具有重要的实际意义。
· 148 ·
人们通过大量的理论分析和实验测量，发现在高频区，目标的总散射场可以分解为某些局部位置上的散射场的合成。通常把这些产生电磁散射场的局部点、线、面称之为散射源（或散射中心）。散射源概念的引入，使得原来复杂的电磁散射问题的大大地简化了。下面介绍几种基本的散射源。
一、镜面反射
当电磁波照射到光滑的目标表面时，会发生如
图10.2所示的散射现象，这种散射称为镜面反射。G 图中k i 是入射波的波矢量，它的方向代表入射波传G 播方向，k r 是反射波的波矢量，代表反射波的传播G 方向，n 是目标表面上反射点处的单位法矢量。镜
面反射发生在光滑的目标表面上，反射波的大部份G 能量集在k r 方向上，其它方向上的散射场强很小。
镜面反射是一种强散射源。
二、边缘绕射 图10.2 镜面反射现象
当电磁波入射到目标的边缘棱线时，例如平板或楔的边缘上时，镜面反射已不存在，散射波主要来自于目标边缘对入射电磁波的绕射，如图
10.3所示。
(a) (b) (c)
图10.3 边缘绕射现象
G 图中k d 代表绕射波的传播方向。电磁波的绕射与反射不同，一束入射波可以在边缘上产生无数条绕射线。图10.3（a）是入射波传播方向与边缘不垂直时的绕射现象；图10.3（b）是入射波方向垂直于边缘时的绕射现象。很多目标都有边缘或楔形，例如当雷达波照射到飞机的翼面前、后缘时，会发生边缘绕射现象，如图10.3（c）所示。边缘绕射是一种最常见的绕射现象，也是非常重要的散射源。它是一种较强的散射源，当飞机在雷达威胁区内消除了镜面反射后，边缘绕射便成了飞机的主要散射源。
· 149 ·
三、尖顶绕射
当入射波入射到尖顶上，如锥体的锥顶上和飞机机头顶端时，也会产生绕射现象，如图10.4
所示。这种绕射现象称为尖顶绕射现象，它的散射场强一般比较小，是一种弱散射源。
四、爬行波绕射
电磁波照射到物体上时，有一些入射线正好与物体表面相切，把物体划分为照明区和阴影区。切于表面的入射线将沿阴影区表面“爬行”，边传播边向外辐射电磁波，如图10.5所示，这种绕射现象称为爬行波绕射。当电磁波侧向照射飞机的机身时，会产生爬行波绕射现象。
五、行波绕射
当电磁波沿细长物体头端方向附近入射时，在细长物体的表面不连续处、不同介质交界处（如金属棒与塑料棒的连接处）以及细长体的端头处将产生绕射现象，如图10.6所示，这
种绕射现象称为行波绕射。
六、非细长体由于电磁边界突变引起的绕射
当电磁波近于切向入射到物体的表面时，波将沿着物体表面传播。若物体表面上出现缺口和棱边、或表面钭率不连续、或表面材料性能突变等情况时，在这些地方将引起电磁波的绕射，如图10.7所示。这种绕射现象有些类似于行波绕射，但这时物体不是细长体，不会出现终端端头绕射。
· 150 ·
对于飞机来说，它的总散射场应该包括各种绕射场和反射场。一般情况下，由于镜面反射和边缘绕射两种散射源的场强远远超过其它散射源的散射场强，因此它们对飞机的总散射场起主要作用。
§10.3 飞机之类目标的电磁散射机理
飞机是一种很复杂的目标，可以看作由多个部件组成，在雷达波照射下，每一个部件都会产生散射波，而且有的部件可能同时产生不同机理的散射。下面以典型的飞机为例，分析飞机的电磁散射机理。参见图10.8，飞机上主要的散射源分别为：
1．飞机头部整流罩
如果整流罩对电磁波是不“透明”的，飞机头部将产生圆锥尖顶散射，是一种弱散射；如果整流罩对电磁波是透明的，例如天线罩，则电磁波将“看见”罩的内部，罩内的各种设备将构成许多角反射器，是一个强散射源；如果罩内有抛物面天线，则抛物面和天线系统构成强散射源。
2．座舱
一般来说，座舱的玻璃对电磁波是“透明”的，座舱内部相当于一个腔体，是一个强散射源。
3．机身
机身的外形可以近似地认为是一个柱体或椭球体，将产生曲面镜面反射。另外当雷达波侧向照射机身时，还会产生爬行波绕射现象。机身是飞机的一个重要散射源。
4．进气道
进气道的散射机理可以近似地认为类似于腔体的散射。当雷达波从正前向照射飞机时，进气道是一个强散射源。另外进气道唇口产生的边缘散射，也不容忽视。
5．尾喷管
尾喷管的散射机理也可以近似地认为类似于腔体的散射。雷达波尾向照射飞机时，它是一个强散射源。
6．机翼
若机翼前缘半径大于雷达波波长时，机翼前缘产生类似于圆柱的镜面反射；若前缘半径小于雷达波波长时，机翼前缘产生类似于尖劈的绕射。机翼后缘也产生类似于尖劈的边缘绕射。当入射波方向切于机翼表面时，还将引起行波绕射现象。机翼是一个较强的散射源。
7．水平尾翼
水平尾翼的电磁散射现象同机翼的情况一样。
8．垂直尾翼
垂直尾翼除像机翼一样产生前缘镜面反射(或边缘绕射)、后缘绕射和行波绕射现象外，当雷达波侧向照射飞机时，垂直尾翼产生一个很大的镜面反射，是一个强散射源。
· 151 ·
图10.8 典型飞机的电磁散射机理
9．外挂物
当飞机有外挂物时，如军械或副油箱，这些外挂物会产生类似于圆柱面或椭球体的镜面反射和行波绕射或爬行波绕射，也是一个较强的散射源。
10．二面角反射器
对于大多数正常式飞机来说，垂尾与平尾相互垂直，机身侧面的一部分与机翼垂直，构成二面角反射器，是一种很强的散射源。
§10.4 飞机外形隐身设计的原则
雷达探测的隐身技术的主要内容实际上就是减缩RCS 的技术。目前，减缩目标RCS 主要有3种途径：１）通过改变目标外形来降低目标的RCS，称之为外形隐身技术；２）采用雷达吸波材料来降低目标RCS，称之为材料隐身技术；３）阻抗加载技术。
与飞机总体设计密切有关的是外形隐身技术。之所以外形隐身技术是最有效的措施之一，是因为目标的RCS 与其外形有密切的关系。虽然有些目标具有相同的几何截面，但它们的RCS 差别很大。图10.9比较了几种具有相同几何横截面积物体的RCS 值，由于它们的电磁散射机理各不不同，它们的RCS 差别很大。
下面介绍一些通过改变飞机外形来减缩飞机RCS 的一般原则和方法，这些原则和方法是· 152 ·
飞机外形隐身技术的主要内容。
(a) 正方形平板：b=0.18(m)，σ=14.66(m2) (b) 圆球：a=0.1(m)，σ=0.031(m2
)
(c) 圆锥：a=0.1(m),α=15°,σ=0.013(m) (d) 锥球：a=0.1(m),α=15°,σ=0.00018(m)
图10.9 几种几何横截面积相同的物体RCS 的比较，波长3cm
22
一、改善飞机的总体布局，减少散射源
对飞机散射源的分析可知，飞机是一个很复杂的目标，由多个部件组成。在雷达波照射下，每个部件都会产生散射波，有的部件可能同时产生散射机理不同的散射源，形成多个散射源。由于飞机整机RCS 是各散射源综合的结果，不难理解，减少飞机散射源的数量有可能降低其RCS 值。为此，在飞机的设计中，应设法减少或合并有关的部件，取消各种外挂物，在机体表面尽量避免开口、缝隙、突起、凹陷和台阶，使飞机表面尽量“干净”并保证机体表面的光滑和连续，使其散射源的数量减少。
飞机有三种不同的基本型式：正常式、无尾式和鸭式。从降低RCS 的要求来考虑，显然是选用无尾三角翼的型式最有利。符合减小机体散射源数量的原则，当然如果能进一步将机身取消，与机翼融为一体，设计成完全无外露部件的飞翼的布局型式，则对降低飞机的RCS 更为有利。美国的隐身轰炸机B-2就是按照这一原则设计成飞翼型的。
二、变强散射源为弱散射源
在飞机空气动力设计中，设计人员可以通过对飞机部件外形的修改来减少气动阻力，从而提高飞行性能。在飞机的隐身设计中，也可通过修改飞机部件的外形来减缩其RCS，从而提高飞机的隐身性能。
通过对飞机部件外形的适当修改，可以改变电磁散射的机理，将强散射源（如镜面反射）改为弱散射源（如边缘绕射或尖顶绕射），从而到达降低飞机RCS 的目的。
以一个椭球体为例，如图10.10所示，经过适当的外形修改（图中的虚线轮廓为修改后的外形），可将椭球体的镜面反射（强散射）转变为尖顶绕射（弱散射），这样就能有效地降低该目标的RCS。修改后的外形与原椭球体RCS 的比较如图10.10所示，从RCS 的曲线看出，在头部照射方位附近，修改后的橄榄体的RCS 比原椭球体的RCS 要低20dBsm 以上。飞机的机
· 153 ·
身头部、飞机的副油箱等部件的外形通常
类似于椭球体，通过对这些部件外形的修
改，能有效地降低它们的RCS。同样的道理，
尖劈形的机翼前缘的RCS 要比柱面形的机
翼前缘的RCS 小得多，因为尖劈形机翼前
缘所产生的边缘绕射与柱面形的机翼前缘
所产生的镜面反射相比，要弱得多。
三、对强散射源进行摭挡
在飞机空气动力设计中，对于有些外
露部件和凸出物，常用流线型的整流罩来
遮挡这些外露部件或凸出物，从而达到减
少气动阻力的目的。在飞机的隐身设计中，
也有类似的摭挡措施。
对于一些既不可避免又无法消除的强
散射源，则应设法对其进行遮挡，有人称
之为遮挡技术。飞机通常由多个部件组成，
如果某一部件在某一雷达波照射区域内被 其它部件所遮挡，那么在该方位区域内，图10.10 3种不同外形机头RCS 的比较(f=3.0GHz) 这个部件对全机RCS 没有影响。因此，如
果能在主要的探测方位上，用其中的一些部件对另外的强散射部件进行遮挡，也会是一种降低全机RCS 的有效措施。
例如将发动机短舱安排在机身的背部
或机翼的后上方，则对仰视雷达而言，机
身和机翼对发动机起遮挡作用。图10.11
示出了发动机短舱在有遮挡和无遮挡时，
其RCS 的变化情况。用机身或机翼对发动
机进行遮挡后，发动机的RCS 在很大视角
内对全机RCS 没有贡献，从而大大地降低
了全机的RCS。美国的隐身轰炸机B-2采用图10.11 有遮挡和无遮挡时发动机短舱的RCS 曲线 背部式进气道来提高其隐身性能，就是这
个道理。
发动机压气机的导向器和转子是强散射源，如果将进气道加长，采用S 形弯管进气道遮挡压气机，使电磁波不能直接照射到压气机，则可使其RCS 降低。
另外，也可以利用金属栅网遮盖进气道。这种方法是在进气道口上加盖一个导体栅网，网孔尺寸远小于雷达波长。这样电磁波将从栅网上散射而不进入进气道。栅网的形体可以是凸面形的网或斜置平面网，凸面形的网使电磁波分散各个方向散射以减小散射峰值，斜置平面网可控制电磁波散射的方向，将主要回波能量控制在雷达威胁区域之外的方向上。F-117A· 154 ·
隐身战斗机就采用了斜置平面栅网来遮挡它的发动机。
飞机的座舱也是不可避免的散射源，其中有飞行员和各种仪表及设备，座舱结构比较复杂，形成一个空腔体。入射波经座舱盖后，必然构成强反射。为了减弱其回波强度，可以在座舱盖表面蒸镀上一层不透波的金属膜，遮挡住雷达波，使其不能进入座舱内。这样的镀膜不影响舱盖的透明度，既保证了飞行员的视野又可以降低RCS 值。
四、控制散射方向，使散射能量集中在雷达威胁区域之外
对于特定的雷达系统，飞机在进行突防时，一些照射区域要重要些，而另一些区域就显得不那么重要。因此可将飞机的主要散射能量偏离雷达的照射区域（称为雷达的威胁区域），从而来降低飞机的后向散射能量，使雷达发现飞机的概率降低。一般来说，飞机进行突防时，前向区域是雷达的威胁区域；若没有预警机，飞机几乎不会从上方被观察到，因此从上自下观察的区域就是不重要区域。
目标的RCS 随其外形和方位变化很
大，我们可以通过改变目标的外形和被
照射的方位来控制其散射方向，来减少
目标在雷达威胁区域内的RCS。例如，对
于平板来说，当入射波垂直于平板照射
时，平板的RCS 很大，但照射方向稍有
变化时，平板的RCS 急剧下降。因此，
只要控制平板被电磁波照射的方位，就
能大大降低其RCS。隐身战斗机F-117A
的外形就采用了平板结构，F-117A的设 计师们认为雷达探测的范围一般在水平图10.12 平板式外形结构F-117A 隐身战斗机 面上下30°范围内，因此他们把F-117A
大多数表面设计成与垂直面的夹角大于30°的平板式结构，如图10.12所示，从而把该飞机的雷达散射波的主要能量控制在雷达威胁区之外，使雷达难于接收到较强的电磁信号，极大
地提高了该飞机的隐身性能。
若飞机前向照射区域为主要区域，那么大后掠角机翼比直机翼在雷达威胁区域内的RCS 要小。图10.13比较两种不同后掠角的机翼的电磁波反射方向。从图中看出，通过改变机翼外形可控制它的电磁反射方向，使其散射的主要能量偏离雷达威胁区域。
五、消除角反射器效应
由于角反射器在很大的方位角范围内，都有很强的后向反射。为了减小飞机的RCS，必须消除飞机上的角反射器效应。实际上，只要将角反射器中的一个平面稍作倾斜，就可大大减缩其RCS。
在常规飞机中，往往存在角反射器效应。例如飞机的垂尾与平尾相互垂直构成一个角反射器效应，机身和机翼之间也可能存在角反射器效应。为了消除飞机上的二面角反射器效应，可采用如图10.14所示的斜置尾翼布局和如图10.15所示机身机翼融合体。因此，从隐身设计角度来看，斜置尾翼和翼身融合体的布局具有显著的优点。
· 155 ·
图10.13 两种机翼电磁波反射方向的比较
图10.14 斜置垂尾
图10.15 翼身融合体
六、将飞机的雷达回波的主要能量控制在少数很窄的方位内
虽然通过前面介绍的几种外形隐身措施能有效地减缩飞机的RCS，但在某些方位飞机上总存在一些构成主要散射源的边缘或表面。为进一步减小飞机被雷达发现的概率，飞机外形隐身设计的一个原则是将飞机的雷达回波的主要能量控制在少数很窄的方位内，使波峰之间的回波信号非常弱。也就是说，通过仔细设计飞机的外形，使飞机的RCS 在雷达波照射的整个方位内，只有在少数很窄的方位内才出现峰值，并使两个峰值之间的RCS 非常小。由于回波峰值之间的RCS 很小，与背景噪声难于区别，从而使敌方雷达接收不到连续的信号，难以确定飞机是一个实在的目标还仅是一个瞬变噪声，降低了雷达发现飞机的概率。
B-2隐身轰炸机的外形的所有边缘的方向被设计成两个方向，就连进气道的唇口也设计成锯齿形状，以使唇口边缘方向与飞翼的前、后缘方向一致，如图10.16所示。当电磁波照射到B-2该时，根据电磁散射机理可知，只有当入射波方向垂直于飞翼的前、后缘方向时，其RCS 才较大，其余方向上的RCS 很小。B-2隐身轰炸机外形设计的意图就是将B-2的RCS 峰值在0～360°方位内控制在四个很窄的方位内。
现在，设计人员已认识到这项措施十分有效，美国第四代战斗机F-22的外形设计（包括舱门和口盖的外形）的中再次应用了这种外形隐身措施，如图10.17所示。
· 156 ·
图10.16 B-2隐身轰炸机外形的所有边缘
只有两个方向 图10.17 F-22战斗机外形轮廓的方向尽可能一致
§10.5 飞机红外隐身设计
由于任何飞机都会产生红外辐射，而随着红外探测技术的发展，先进的红外探测系统和红外制导武器又日益发展并得到了广泛应用，从而对飞机的生存力构成了新的威胁，这是军用飞机不能不考虑的问题。
红外隐身是针对各种红外探测手段而言的。飞机红外隐身的目的是降低其被红外探测装置发现的概率，避免被红外制导的武器击中，从而提高飞机的生存力。为了实现红外隐身，必须设法降低飞机的红外辐射强度，控制其红外辐射特征。本节首先简单介绍几种常用的红外探测装置，然后在分析飞机主要的红外辐射源的基础上，介绍与飞机总体设计有关的红外隐身的措施。
一、红外探测装置
红外探测装置的种类繁多，例如红外遥感、红外雷达、红外制导及红外夜视系统等等。在工作原理上又有主动式、半主动式和被动式之分，其中对军用飞机而言，主要有以下几种：
（一）红外遥感装置及预警系统
遥感技术是指从高空远距离探测目标电磁散射特性的一种技术。红外遥感装置利用对目标的红外辐射的测量来识别目标。将遥感装置安装到卫星上或预警机上，即形成预警系统。预警系统可直接探测弹道导弹的发射，并在广阔的范围内对各种飞行器进行侦察。
（二）红外雷达
主动式红外雷达与微波雷达的工作原理是一样的。由于需要有红外激光发射器，故其结构比较复杂。被动式红外雷达也可以同样具有搜索、跟踪等多种功能，其搜索装置通常由红外探测器、调制盘和目标显示等部分组成。探测器对飞行器的红外辐射进行大视场范围内的搜索和侦察，发现目标后转入跟踪。红外雷达测角的精度很高，测距则多靠激光，即所谓的组合体的雷达。当前这种红外测角，激光测距的组合雷达用的最多。
红外雷达有许多类型，小型的机载红外雷达是飞机火控系统的组成部分，用以瞄准目标
· 157 ·
并控制武器的发射，在战斗中对敌方飞行器进行攻击。
（三） 红外寻的制导导弹
一般飞机上都有很强的红外辐射源（发动机尾焰等），因此有一些导弹，就是利用这种强辐射源引导导弹对其进行攻击。
应再次指出，各种主要的红外探测装置，多采用被动式，探测器本身并不主动发射红外辐射，故使其更加隐蔽。当飞机被探测和跟踪时难于防备，也难于对其进行干扰，这对被探测的飞机威胁就更大。但红外辐射总要通过大气的传输，故受大气状态，云、雾等影响较大，探测所使用的波段也受到大气窗口的限制。
二、飞机的主要红外辐射源
飞机红外隐身技术实际上是一种设法控制飞机的红外辐射特征，降低其辐射发射量的技术，因此就需要对飞机上的红外辐射源，尤其是一些较强的辐射源有所了解。飞机上的强辐射源主要是发动机、机体的气动加热和对阳光的反射。
（一）发动机的热辐射
物体的红外辐射发射量决定于其温度的高低。飞机发动机附近的温度最高，故是强辐射源。其辐射发射量的大小，与发动机的工作状态和飞机的飞行速度和高度等因素有关。一般应按设计状态或最严重的情况来考虑。
低速飞机（无人机等）上往往用活塞式发动机。活塞式发动机的主要辐射源是发动机外壳、排气管及排气管所排出的废气。其中，发动机外壳的温度较低（90～100℃），发动机排气管的温度较高，在燃气收集器处可高达650～800℃，到出口处降至250～350℃，排气管一般用耐热合钢制成，其辐射功率可高达活塞式发动机总辐射功率的70％左右；发动机的燃气至排气管出口处的温度已降至300℃左右，故其红外辐射功率并不很大，但由于是一种有水蒸汽和CO2组成的选择性辐射源，且当发动机在富油状态下工作时，燃烧不完全，有大量的固
态碳微粒，故在某些波段的光谱辐射发射量可能较大，故也不能忽视。
图10.18 带加力的喷气发动机的工作温度曲线
图10.19 涡轮喷气发动机尾喷流等温线
高速飞机多使用涡轮喷气和涡轮风扇发动机。涡轮喷气发动机由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管等部分组成。其中气流的压力和温度等参数，随发动机的工作状态及飞机的飞行状态而变。当喷气发动机安装在飞机内以后，除尾喷方向以外，由于其四周设有隔热· 158 ·
材料和空气冷却层，故使表面温度降低很多，随之其红外辐射发射量也大为降低，因此，尾喷流就成了最主要的红外辐射源。
尾喷流在发动机尾喷口外面，温度迅速下降，离尾喷口越远则其温度越低。如图10.19所示。
关于涡轮风扇发动机，由于外涵道是冷空气，对其核心发动机起冷却降温的作用，且在推力相同的条件下，与涡轮喷气发动机相比，其尾喷流的温度和速度均较低，所以其红外辐射特性比较好。
（二）飞机机体的热辐射
飞机以超音速飞行时，由于其机体蒙皮受到空气动力加热，温度升高，也可能产生强红外辐射，飞行速度越高，气动加热的情况越严重，当M 数大于2后，气动加热所引起的机体的红外辐射，就不容忽视了。气动加热，机体驻点温度的计算公式为： T 0=T H [1+r (γ−1
2M 2] （10.6）
式中T0为驻点温度；TH 为飞行高度的大气温度；M为飞行马赫数；r为恢复系数，层流附面层取r=0.85，紊流附面层时取r=0.9；γ为空气的绝热指数。
把空气当作理想气体，γ近似等于1.4，则可以得到计算层流附面层和紊流附面层的内边界温度的公式：
T 层流=T H (1+0. 17M ) (10.7) T 紊流=T H (1+0. 18M ) (10.8) 飞机机体表面与附面层直接接触，通过热交换温度也随之升高。因系气动强迫加热，在稳定的飞行状态下，很快达到热平衡温度。热平衡温度与其结构和表面蒙皮的材料特性等方面的因素有关，略低于理论上的驻点温度。一般可近似地认为，机体上的尖顶和尖锐前缘部位的温度等于0.9T 0，而圆顶和圆钝的前缘的温度为0.7～0.8T0。
（三）飞机机体对阳光的反射
飞机机体对阳光的反射，也应该考虑，飞机多采用金属蒙皮，对红外辐射是不透明的，其反射率与材料的特性表面状态（是否抛光或有油漆涂层等）有关。由于在不同的反射角下，对阳光的反射，故使飞机自身的红外辐射产生变化，这也是需要加以考虑的问题。
此外，照射到飞机上的太阳光，除大部分被反射外，还有一部分被飞机所吸收，由此引起温升，使其红外辐射增强。
根据上述的各主要红外辐射源的情况，对整个飞机来说需要进行综合的考虑。将各辐射源的参数矢量迭加起来，构成全机的红外辐射辐射强度。
最后应该指出，飞机的红外辐射特性与其方位角有极大的关系，不同的方向上的辐射强度的差别很大。
三、红外隐身设计的主要措施
飞机红外隐身技术是在飞机设计、制造和使用过程中，设法降低其红外辐射强度和控制
· 159 ·
其红外辐射特征的一种综合性的科学技术。这里从飞机总体设计的角度，讨论红外隐身的技术途径。红外隐身设计的主要措施，概括起来主要是：
（一）降温技术
红外辐射是一种热辐射，与温度的高低直接有关。为了降温，可能采用的技术措施有：
1．选用排气温度较低的发动机
活塞式发动机以及涡轮轴和涡轮螺旋桨发动机的排气温度比较低，但只适用于低速飞机。高速飞机，在涡轮喷气和涡轮风扇两种发动机中，如果从满足飞行性能的要求出发，采用哪一种发动机都是可以的话，应该选用后者。例如美国的“战斧”导弹YBGM-109，其战略型采用的是F107-WR-100型涡轮风扇发动机，而其战术反舰型则用J402-CA-400型涡轮喷气发动机。这两种发动机的推力相同，尺寸相近，但排气温度却相差很多。F107-WR-100涡轮风扇发动机的排气温度为315℃，而J402-CA-400涡轮喷气发动机则高达787℃。因此，从隐身的角度来说，当然应采用前一种涡轮风扇发动机，而且其涵道比越大，对隐身越有利。
常规的战斗机采用带加力燃烧室的发动机有利，但隐身飞机则不行，开动加力时，排气温度大幅度提高，目前的水平，加力排气温度可高达1900K，而不加力时一般只有800-900K，而且，由于加力燃烧中气流速度高、压力和氧浓度低，燃烧条件很差，所以，燃烧不完全，排气中未燃成分多，也将进一步使红外辐射的强度提高，对隐身十分不利。美国的隐身飞机F-117A 和B-2均是采用无加力式的涡轮风扇发动机。
2．对飞机的尾喷管等高温部件进行强迫冷却降温，或采用热绝缘的办法来降低外露表面的温度。
3． 采用二元喷管和主动强化掺混技术，降低动力装置的排气温度。
飞机的排气尾焰是喷气发动机产生推力的必然产物，一般情况下温度都很高，现代的红外制导的导弹都具有自动寻的跟随尾焰进行攻击的能力。因此，设法隐蔽尾焰就成了红外隐身技术的关键。如何快速有效地降低排气尾焰的温度是一项很复杂的技术。利用高涵道比涡扇发动机外涵冷空气是降温的一种有效办法，巨大的热量交换必须采取强化射流掺混的措施来实现，美国的F-117A 隐身飞机的排气系统中，发动机的尾喷管出口不是燃气离开飞机的最后出口，而是与按隐身要求设计的排气装置相连。其排气装置包括集气室和导流叶片等，使发动机的排气与引射的冷空气强迫掺混，进一步降低排气温度。
4．优化飞机的外形布局和结构设计，降低其气动加热的温度。
（二）对强辐射源进行遮挡
对强辐射源进行遮挡，主要是对发动机尾喷口的遮挡技术。喷气发动机尾喷口及其附近的热部件，一般温度都很高，是飞机上最强的辐射射源之一，也是一些对空红外制导导弹所追逐的主要目标。由于在飞机上，发动机尾喷口处热部件对后半球方向的辐射强度最大，构成了相当大的可探测区。遮挡的目的是尽量缩小其可被直接探测的方位角，使红外探测装置难于直接进行探测、跟踪和攻击。遮挡技术已有许多实际应用的例子。早在60年代美国的U-2侦察机上即在其尾部采用了红外挡板，最近发展的F-117A、B-2以及F-22等飞机上，均可以明显地看出，在总体布局上尽量利用机翼和尾翼等翼面结构对尾喷口进行了遮挡，从而使可被探测的立体角很小。从红外隐身的角度来看，遮挡虽不能降低尾喷口处的温度，但是改变了其红外辐射的传输过程。通过遮挡构件对红外辐射的吸收、反射和散射，改变其辐射的方向和降低其辐射强度，故可简便有效地改善其红外隐身特性。
· 160 ·