飞机RCS与雷达波长有一定关系。同一架飞机．对于波长较长的雷达，其RCS值就会稍大一些，但两者并不定是线性关系。例如某型飞机对X波段雷达(波长3.2厘米)水平极化，前方±45°平均RCS是0．4米2而对L波段雷达(波长23厘米)，RCS增大到0.8米2。 
　　更为复杂的是，在试验室内或室外，一部雷达对同一种飞机测量RCS值时重复性差，这表明RCS是一个随机变数，需要测量很多次再用统计方式表达。当然，实际上测量次数也不可能太多，否则科研费承受不了。所以飞机的RCS值并非一个十分精确的参数，变化幅度有可能达到0．5甚至1米2。而对于计算机模拟作战来说，有双方飞机的较全面的RCS数值是很必要的。

　此外还有飞机表面各种不连续处，例如飞机上各检查口盖边缘。即使其表面对气流来说是光滑过渡，但由于介质不同，导电性能不同或有缝隙，都会产生散射。 
　　当然飞机的几何尺寸大小是一个基本的决定因素，尺寸越大RCS也越大。如果飞机外露的物体尺寸与雷达波波长相近或者是雷达波长的倍数，都可能会形成一个强散射源。所以隐身飞机外面一般都没有什么外露物体，更没有现役飞机那些猫耳朵式的小进气口。 
　　根据测试，现代新式战斗机各散射源对前方RCS的“贡献”比例约为：各种平面10％～20％；进气道15％～25％；翼面前缘35％～45％；座舱10％～25％。当然，这种影响大小与各部分的位置、尺寸、设计考虑以及是否采用降身技术有关。般来说，翼面前缘、进气口(含进气道)和座舱是需要特别关注的部位。

RCS的测试及表达方法 
　　 
　　飞机RCS的测定可以用直接测量方法，也可以用理论计算方法。前者还可分为两种：直接用飞机进行室外测量和电磁波暗室测量。关键在于是否有合适的测试设备和手段。 
　　当然，也可用几何外形相似的模型来进行测试，但最好是和飞机一样大小的1：1比例模型，否则要考虑“比例效应”。例如拟测试10厘米波长雷达的飞机RCS，模型只有原飞机一半大小，则测试要用5厘米波长雷达。所以当模型太小时，例如1：10，如模拟3厘米波长雷达，试验时要用0．3厘米波长雷达。这种雷达不好找，就不好进行测试。当然，实在没有合适的雷达，将测试结果作理论修正也是可以的。 
　　与此同时，模型表面反射雷达波的特性要与飞机相同或很相近。所以木制模型外表要贴金属片。另外测试所用模型可分用和不用雷达吸波涂料两种，这就可以知道用或不用涂料的效果。如果要模拟的飞机除使用吸波材料外还用雷达吸波结构(RAS)，则模型的制造就更复杂了。例如B-2飞机的机翼前缘除表面有吸波材料外，内部为吸波锯齿形结构。一般遇到这情况只好不模拟雷达吸波结构的作用，所得数值还要进行这方面的人工修正。 
　　没有条件测试RCS时．也可用计算方法求得。根据目标尺寸与雷达波长的关系，通常分为三个区：低频区、谐振区和高频区。目标在各区的雷达波反射特性不同。现代飞机受到的主要威胁是厘米波雷达，因此应关注飞机在高频区的RCS数值。目标在高频区的雷达散射特点是散射的独立性和局部性，即可以忽略各部分散射的相互作用。这一特点为飞行器等复杂目标RCS的计算提供了方便，即可以先进行各部分单独计算．再求其总值。目前，几何光学法(GO)、物理光学法(PO)、几何绕射理论(GTD)、物理绕射理论(PTD)和等效电磁流法(MEC)等高频分析方法已发展得比较成熟。其中几何光学法和物理光学法是最常用的方法，计算结果与实测结果相当一致。

美国在研制F-117前即已发展出一套计算方法，到设计B-2时更为完善。苏联也有自己的计算法。近年俄罗斯研发出种计算复杂形状物体电磁波散射的数学工具。例如对具有全部外挂导弹武器的苏－35，将其分解为局部的小型反射体，同时考虑电磁波的边缘绕射和表面电流，即可求出苏－35全机的RCS值。 
　　我国还有一种计算方法是“经验统计法”。该方法是选出几种影响RCS最重要的强反射源，用统计估算方法求出各反射源的相应数值，来得出飞机的总RCS。其中应用了一些相关经验系数。如果掌握的不同飞机的确切RCS值更多一些，用该方法估算出的结果可以更准确一些。不过该方法只能求出飞机前方、侧方和后方的近似平均值。 
　　测出飞机的RCS后表示方法有三种，即极坐标法、直角坐标法和表格法。如果把飞机作为一个点来考虑，它的RCS值只用前方、侧方和后方各一个数字表达即可。但实际上该方式不够全面。较科学的表示方法是用飞机作中心的极坐标图。在俯仰角变化不大的条件下，不同照射方位角的RCS值可以清晰地表示出来(图1)。如果俯仰角改变不大．这种极坐标图随俯仰角改变而引起的变化很小。但很多时候，为简便起见用普通直角坐标表示，横坐标表示照射方位角，纵坐标表示RCS(图2)。此外也可以用表格的方法来表示。 
　　实际上常见的资料只给一个数字，也不附加其它说明。一般理解，这是飞机前方RCS值。但到底是前方一定角度的平均值或某一点的特定值，就只好靠猜想了。 
　　从图1可以看出，如果只取一点的RCS值，例如用前方48°的RCS值6db－sm(4米2来代表F／A-18C战斗机前方RCS值并没有多大意义。但也确有这个数字。如用前方±30°平均值，该型飞机的RCS约为9dbsmc(7.9米2。所以较实际的表达应该用一定角度范围平均值。 
　　图2对某型飞航式武器RCS值测试结果用直角坐标表示。从曲线可以看到，这型武器的前方+30°的平均RCS值约为-15dbsm，即0.03米2。

与RCS有关的主要因素 
　　 
　　飞机的RCS值是由飞机上许多散射中心或称局部散射源决定的。这些散射源分布在飞机机体的各部分，是一个三维的分布。如要减少RCS，必须将各散射源弄清楚，先着手改进最强的反射源。飞机主要散射源有五种。 
　　镜面反射——如机身侧面、外挂架、垂直尾翼等产生的反射； 
　　边缘散射——飞机表面不连续处引起的散射，如机身机翼及尾翼的连接处以及翼面前后缘等； 
　　尖顶散射——如机头前端、空速管、副油箱前端等处引起的散射： 
　　凹腔体散射——主要为座舱、进气道、尾喷管等处产生的很强的散射； 
　　蠕动波散射——入射波经过物体后部又传播到前面来形成的散射，各种外挂物可能对一定波长的雷达产生这种散射。