航空发动机隐身技术分析与论述
邓洪伟;尚守堂;金海;杨胜男;王旭
【摘 要】阐述了发动机在红外和雷达隐身的重要意义,同时阐述了发动机多种隐身技术措施,并兼顾考虑发动机推力、重量等代价.指出推动发动机和飞机一体化隐身技术的发展是未来战机隐身能力提升的关键.同时,阐述了不同发动机隐身措施适应不同作战飞机要求的应用情况,在此基础上对后续发动机隐身技术能力提升还存在的技术问题和后续研究重点进行了分析和阐述.
【期刊名称】《航空科学技术》
【年(卷),期】大皮皮虾2017(028)010
【总页数】7页(P1-7)
【关键词】航空发动机;隐身;红外;雷达;飞行器
【作 者】邓洪伟;尚守堂;金海;杨胜男;王旭
【作者单位】中国航空沈阳发动机研究所,辽宁 沈阳 10015;中国航空沈阳发动机研究所,辽宁 沈阳 10015;中国航空沈阳发动机研究所,辽宁 沈阳 10015;中国航空沈阳发动机研究所,辽宁 沈阳 10015;中国航空沈阳发动机研究所,辽宁 沈阳 10015
【正文语种】中 文
【中图分类】V231
目前，四代战斗机及未来的隐身飞机对发动机提出了较高的隐身指标要求。而发动机后腔体及其内部件和边缘等产生的雷达散射信号、后腔体及其热端部件和尾喷流等产生的红外辐射信号占整个飞机尾部方向特征信号的95%以上。此外，发动机喷管的颜色、腔体反射及尾喷流产生的高温热态水蒸气遇冷产生的尾迹会对飞机的可见光隐身产生较大困难。如果发动机不能实现后向的隐身，则隐身飞机无法实现全方位的隐身，其作战能力将大幅降低，因此，在体系对抗条件下，发动机后向的综合隐身技术研究十分必要[1～3]。
1 发动机隐身技术的实施途径
不同作战用途的飞机，其发动机隐身的技术措施也有差异。一般来讲，发动机常见的隐身
技术措施主要分为红外隐身措施、雷达隐身措施和可见光隐身措施。
红外隐身措施主要包括高温壁面冷却、红外隐身材料、低温部件占位遮挡高温部件（遮挡技术）、高温燃气流强化掺混和气溶胶技术等。代表性技术措施为与涡轮后框架一体化的隐身加力燃烧室、红外隐身涂层/镀膜技术、二维矢量喷管、S弯二维矢量喷管和飞机后机身遮挡技术等。
雷达隐身措施按照机理分主要包括雷达外形控制技术、隐身材料应用技术等。代表性的技术措施如S弯进气道、尖锥帽罩、加力内锥尖锥修形、锯齿喷管、二维矢量喷管、S弯二维喷管、耐中高温雷达吸波涂层应用等。
江门哪里好玩
可见光隐身主要通过降低发动机表面反光度、使后腔体与飞机和背景一致或减少尾喷流的尾迹来实现，具体措施体现在采用反光度低的隐身涂层和改变飞行高度等来减少可见尾迹。
在国外的发动机隐身措施中，有些措施是既考虑红外隐身，又兼顾雷达隐身，如二维矢量喷管等。
本文以国外典型发动机隐身措施举例说明[4～6]。
1.1 风扇修形及进气道雷达遮挡隐身技术
F-22A战斗机采用的F119发动机采用了风扇雷达修形设计技术，如风扇帽罩采用了尖锥修形技术。图1为F119尖锥形风扇帽罩。与之匹配的进气道采用了S弯流道设计。图2为F-22A的S弯进气道。这样设计的优点是前向雷达波入射后经过多次的反射，在反射重点区域配合雷达吸波涂层可以大幅度地降低前向雷达截面积（RCS）。
与S弯进气道相似的是无边界层隔道超声速进气道（DSI），如图3所示。该进气道在F35战斗机上采用，该进气道的雷达隐身原理与S弯进气道相似。以上措施利用了雷达修形设计技术、遮挡技术、隐身材料技术等。
图1 F119尖锥形风扇帽罩Fig.1 F119 engine fan rectifying cone
图2 F-22A的S弯进气道Fig.2 The S bend inlet of F-22A
图3 F-35的DSI进气道Fig.3 DSI inlet of F-35
1.2 与涡轮后框架一体化的隐身加力燃烧室
F119发动机还配装了与涡轮后框架一体化的隐身加力燃烧室。三代机加力燃烧室如图4所示。该燃烧室取消传统加力燃烧室的裸露喷油杆、环形火焰稳定器等部件，将喷油杆集成到支板中，火焰稳定器由支板后边缘充当。16个涡轮后支板与加力稳定器、燃油管和喷油杆等集成一体，并引入外涵气流进行冷却，同时对涡轮叶片进行100%的遮挡，在满足涡轮后支板整流和加力燃烧室混合、扩压、稳定与组织燃烧的功能、气动和燃烧性能的同时，使得加力燃烧室具有非常好的红外/雷达隐身效果；在腔体内壁综合应用了耐高温吸波涂料和耐高温低红外发射率材料；在加力燃烧室内锥和喷管采用了冷却结构大幅降低发动机加力和涡轮高温构件固体壁面的红外辐射，加力内锥采用了尖锥设计，锥角优化设计可使进入发动机后腔体的雷达波经多次反射、折射后能量大幅衰减，有效减少发动机后向的RCS。图5为与涡轮后框架一体化隐身加力燃烧室。
图4 三代机加力燃烧室Fig.4 The third generation engine combustion chamber
皮衣清洗图5 与涡轮后框架一体化隐身加力燃烧室Fig.5 The invisibility afterburner with the turbine rear frame
该加力燃烧室在设计上采用了红外壁面冷却设计技术、遮挡技术、雷达修形设计技术、隐身材料应用技术等多项红外及雷达隐身措施。
1.3 小宽高比二维矢量喷管
F-22A战斗机采用的F119发动机配装了小宽高比二维矢量喷管，如图6所示。该喷管对喷流的强化掺混有较大帮助，可使高温燃气迅速冷却，能够明显降低核心喷流高温区域的长度，从而降低其红外辐射强度。同时，该喷管壁面采用了壁面冷却设计技术，壁面温度的降低可进一步降低喷管的固体红外辐射。开启远程桌面
图6 F119发动机二维俯仰矢量喷管Fig.6 F119 engine 2D vector nozzle八爪鱼英文
在雷达隐身方面，该喷管出口采用了大锯齿雷达修形设计技术，对与飞机弹性片的连接部位采用了小锯齿修形设计。小宽高比二维矢量喷管可将照射到发动机内部的雷达波反射到其他角度，降低探测角度的雷达回波能量，有利于降低RCS，同时该喷管也采用了多种隐身涂层。草船借
该喷管在设计上采用了红外壁面冷却设计技术、喷流的强化掺混技术、遮挡技术、雷达修
形设计技术、隐身材料应用技术等多项红外及雷达隐身措施。图7为二维俯仰矢量喷管隐身技术的应用。
图7 二维俯仰矢量喷管隐身技术Fig.7 Stealth technology of 2D vector nozzle
1.4 S弯二维喷管
S弯二维喷管一般应用在无人机和轰炸机中，如B-2隐身轰炸机采用了S弯二维喷管。图8为S弯二维喷管在轰炸机发动机上的应用。S弯二维喷管可以大幅降低发动机红外辐射和RCS。主要是通过遮挡技术、壁面冷却技术和隐身材料应用技术实现。
怎样打麻将>猎头是什么图8 S弯二维喷管在轰炸机发动机上的应用Fig.8 Application of S bend 2D nozzle on bomber engine
S弯二维喷管可以使发动机红外辐射强度降低接近90%，RCS降低接近99%。由于S弯喷管在隐身方面具有较大优势，因此，美国空军研究实验室（AFRL）多用途经济可承受的先进涡轮发动机（VAATE）计划中也考虑采用S弯二维喷管，同时该喷管具有矢量推力能力。图9为S弯二维喷管在战斗机发动机上的应用。
图9 S弯二维喷管在战斗机发动机上的应用Fig.9 Application of S bend 2D nozzle on fi ghter engine
1.5 轴对称锯齿修形喷管
轴对称锯齿修形喷管是考虑隐身和发动机综合性能而折中的一种喷管，该喷管隐身能力一般，但重量轻、推力损失小，被F-35战斗机的发动机F135所选用，F135发动机如图10所示。具有高机动性、高敏捷性和良好的低可探测性。配装的F135发动机是低成本、多用途且新颖的推进系统，采用了锯齿形裙边轴对称喷管，如图11所示。
图10 F135发动机Fig.10 F135 engine
图11 F135锯齿修形喷管Fig.11 The rrated shape nozzle of F135 engine
除采用锯齿修形外，该喷管还采用了双层壁冷却设计和复合材料兼雷达吸波功能的外调节片等措施。
1.6 隐身材料应用
F119和F135发动机采用了大量的隐身涂层，如红外隐身涂层、雷达吸波涂层等。隐身材料的应用可以在不改变结构设计的前提下降低红外辐射和RCS，但发动机高温、高气流冲刷和振动等环境使隐身涂层材料研制和应用产生困难。图12为隐身材料的应用。
1.7 其他隐身措施
除了以上隐身措施，还有气溶胶技术、飞机后机身遮挡技术、飞机后机身冷却技术等一系列隐身技术。
F-22A飞机后机身对二维喷管有很好的侧向遮挡作用，因此，该飞机侧向红外及雷达隐身效果均较好。通过遮挡可以使发动机在侧方探测时发动机高温部件提前被遮挡，降低其红外辐射强度，同时可以降低雷达RCS，如图13所示。YF-23飞机后机身对发动机喷管扩展段进行了冷却，可降低高温部件红外辐射，如图14所示。
