一种加力型涡扇发动机雷达与红外综合隐身结构

摘要

本发明提供一种适用于加力型涡扇发动机且能实现后向雷达与红外综合隐身的结构，该结构包括：遮挡支板、内锥体和尾缘吹气火焰稳定器，其结构简单、可靠性高、增重较小、气动损失较小，且仅凭自身结构即可实现雷达与红外隐身性能的显著提升。

说明书

技术领域

本发明属于航空发动机隐身设计领域，涉及一种提高加力型涡扇发动机后向雷达与红外综合隐身性能的结构。

背景技术

发动机作为飞行器后向最主要的红外辐射源与雷达散射源，抑制其雷达与红外特征信号对于实现飞行器高隐身性至关重要。加力型涡扇发动机后向最主要的红外辐射源为低压涡轮叶片、内锥体及火焰稳定器等部件，最主要的雷达散射源为火焰稳定器及低压涡轮叶片等部件。

针对发动机后向红外与雷达隐身性能的提升，通常采用隐身材料或隐身结构等措施。隐身材料的隐身收益有限、增重明显，且在高温、高压、高速的燃气冲刷下，存在脱落变性等风险。隐身结构包括：S弯喷管及直异形喷管等流道遮挡结构；一体化加力燃烧室等流道内隐身结构。直异形喷管隐身收益较低。S弯喷管能对后向主要的红外辐射源与雷达散射源进行有效遮挡，实现发动机后向红外与雷达隐身性能明显的提升。但S弯喷管需较大的偏心距才能实现有效遮挡，不利于与扁平化的后机体进行一体化设计；此外，流道长、增重明显，且气动损失较大，不适用于加力型涡扇发动机。美国F-119加力型涡扇发动机采用一体化加力燃烧室，其结构上融合了涡轮出口导流支板、内锥体、喷油杆及火焰稳定器等部件，功能上兼备遮挡、冷却及强掺混等功能，隐身收益显著，但技术难度非常大、对发动机原有结构改变巨大、研制周期十分漫长。

针对依托结构实现隐身性能显著提升、增重及气动损失较小、可靠性高、技术难度较低、研制周期较短且适用于加力型涡扇发动机的隐身结构，根据可查资料表明，目前国内尚无可相关研究内容。

发明内容

本发明的目的：本发明提供一种适用于加力型涡扇发动且能实现后向雷达与红外综合隐身的结构，其结构简单、可靠性高、增重较小、气动损失较小，且仅凭自身结构即可实现雷达与红外隐身性能的显著提升。

本发明的技术方案：提供一种加力型涡扇发动机雷达与红外综合隐身结构，包括：遮挡支板1、内锥体2和尾缘吹气火焰稳定器3；

内锥体2的周向设置有多个遮挡支板1；遮挡支板1为表面弯扭、内部存在冷却气流流路的涡轮出口导流支板；

尾缘吹气火焰稳定器3位于内锥体2的前端锥部，并安装在加力筒体6内；尾缘吹气火焰稳定器3用于向加力筒体6内稳定供油，保持燃油稳定燃烧。

进一步地，根据支板构型及支板对涡轮叶片的遮挡比确定遮挡支板1的数量；遮挡支板1的数量为8-24个；

遮挡支板1对涡轮叶片的遮挡比是指，发动机出口截面在设定投影面上遮挡支板1可见区域的投影面积与涡轮叶片在设定投影面上可见区域的的投影面积之比。

进一步地，遮挡支板1对涡轮叶片的遮挡比为100％。

进一步地，遮挡支板1内部的冷却气流流路，用于使冷气自外涵通道流入遮挡支板1后流入内锥体2表面，在内锥体2表面形成气膜冷却。

进一步地，内锥体2的前端锥面均匀分布多个气膜孔。

进一步地，所述尾缘吹气混合器3包括前档板15、后档板16和喷油杆14；前档板15、后档板16配合构成混合腔18；喷油杆14内置于混合腔18内；前档板15、后档板16和喷油杆14均固定安装于加力筒体6。

进一步地，前档板15的型面为子弹头型面；后档板16沿内锥体2轴向方向的截面为V型结构。

进一步地，后档板16V型结构的两个侧面之间的夹角在60°～160°，且不包括90°。

进一步地，尾缘吹气混合器3的数量6～18个，且沿内锥体2的周向均匀分布。

本发明的有益效果：

不依赖隐身材料，不影响部件应有功能，仅凭自身结构，即可实现发动机后向雷达与红外隐身性能的显著提升。

增重较小。对涡轮出口导流支板、喷油杆及火焰稳定器等部件结构分别进行优化设计后，替代原有部件，未引入新的零部件。

气动损失小。支板型面及尾缘吹气火焰稳定器前部型面主要考虑气动性能，设计灵活度较大。

结构简单、可靠性高，技术难度较低，研制周期较短。遮挡支板虽为新结构，但结构设计难度较低；尾缘吹气火焰稳定器为借用现有技术的零部件，只基于隐身考虑对后挡板夹角做了限定。即综合隐身结构整体技术难度较低、研制周期较短。

遮挡支板及内锥体可视壁面平均温降可达200K；发动机红外辐射强度较基准降低60％；发动机雷达散射截面较基准降低80％。

附图说明

图1是传统的加力型涡扇发动机(仅示意低压涡轮叶片后的发动机结构)示意图；

图2是应用雷达与红外综合隐身结构后的加力型涡扇发动机(仅示意低压涡轮叶片后的发动机结构)示意图；

图3是应用雷达与红外综合隐身结构后的加力型涡扇发动机(仅示意低压涡轮叶片后的发动机结构)后视图；

图4是遮挡支板及内锥体内部冷气流路示意图；

图5是尾缘吹气火焰稳定器截面示意图。

具体实施方式

下面通过具体实施方式对本发明作进一步的详细说明：

本发明从抑制最主要的红外辐射源与雷达散射源的特征信号出发，采用“分步实施、相互兼顾”的方式：冷却良好的遮挡支板可实现对低压涡轮叶片的全遮挡，冷气流路也可对内锥体实现良好冷却，同时促进冷气与高温燃气的掺混，大幅降低红外辐射强度；尾缘吹气火焰稳定器避免了入射雷达波产生镜面反射，且遮挡支板可引导入射雷达波在支板间发生多次反射，并屏蔽来自涡轮叶片的回波，显著降低雷达散射截面。本发明所提出的隐身结构，对加力型涡扇发动机隐身性能提升显著，增重及气动损失较小、可靠性高、技术难度较低、研制周期较短。

下面结合附图1至图5对本发明适用于加力型涡扇发动机的具有雷达与红外综合隐身功能的结构做进一步详细说明。

图1是传统的加力型涡扇发动机(仅示意低压涡轮叶片后的发动机结构)示意图；如图1所示，传统加力型涡扇发动机包括：传统的涡轮出口整流支板11、内锥体2、喷油杆12、蒸发式火焰稳定器13、喷管扩张段4、喷管收敛段5、加力筒体6、混合器7、外涵机匣8、外涵截面9、内涵截面10。内锥体2轴向设置多个传统的涡轮出口整流支板11，传统的涡轮出口整流支板11沿发动机后向轴向方向水平设置，设定投影面上无法对内涵截面10进行遮挡或全遮挡，降低发动机后向隐身性能；喷油杆12和蒸发式火焰稳定器13位于内锥体2的前端锥部，并安装在加力筒体6内，实现发动机加力状态的供油和稳定燃烧，但是零组件多，重量大，不仅对发动机推力有一定损失，同时蒸发式火焰稳定器13端面会直接反射入射电磁波，使得发动机后向雷达散射截面增大，降低发动机后向雷达隐身效果。并且传统加力型涡扇发动机支板、内锥体等固体壁面无冷却设计，壁面温度较高，直接增大发动机后向红外辐射强度。因此传统加力型涡扇发动机需要进行隐身性能改进，从而满足当前装备隐身性能需求。本实施例对传统加力型涡扇发动机内部的传统的涡轮出口整流支板11、内锥体2、喷油杆12、蒸发式火焰稳定器13进行一体化集成、结构改进改型、冷却流路设计及气膜孔设计，从而提高发动机后向雷达和红外综合隐身性能。

图2是应用雷达与红外综合隐身结构后的加力型涡扇发动机(仅示意低压涡轮叶片后的发动机结构)示意图、图3是应用雷达与红外综合隐身结构后的加力型涡扇发动机(仅示意低压涡轮叶片后的发动机结构)后视图；结合图2和图3所示，提供一种加力型涡扇发动机雷达与红外综合隐身结构，包括：遮挡支板1、内锥体2和尾缘吹气火焰稳定器3；内锥体2的周向设置有多个遮挡支板1；遮挡支板1为表面弯扭、内部存在冷却气流流路的涡轮出口导流支板；尾缘吹气火焰稳定器3位于内锥体2的前端锥部，并安装在加力筒体6内；尾缘吹气火焰稳定器3用于向加力筒体6内稳定供油，保持燃油稳定燃烧。

图2中12件尾缘吹气混合器3替换了传统的12件喷油杆12与12件蒸发式火焰稳定器13，尾缘吹气混合器3数量通常但不限于6～18个。本实施例，根据支板构型及支板对涡轮叶片的遮挡比确定遮挡支板1的数量；遮挡支板1对涡轮叶片的遮挡比是指，发动机出口截面在设定投影面上遮挡支板1可见区域的投影面积与涡轮叶片在设定投影面上可见区域的的投影面积之比。优选地，遮挡支板1对涡轮叶片的遮挡比为100％。

图4是遮挡支板及内锥体内部冷气流路示意图，其中黑色箭头代表了冷却气流方向及流量，加力型涡扇发动机为半剖图。如图4所示，遮挡支板1内部的冷却气流流路，用于使冷气自外涵通道流入遮挡支板1后流入内锥体2表面，在内锥体2表面形成气膜冷却，对遮挡支板1及内锥体2可视表面进行明显降温。其中，内锥体2的前端锥面均匀分布多个气膜孔。

图5是尾缘吹气火焰稳定器截面示意图，结合图5所示，尾缘吹气混合器3包括前档板15、后档板16和喷油杆14；前档板15、后档板16配合构成混合腔18；喷油杆14内置于混合腔18内；前档板15、后档板16和喷油杆14均固定安装于加力筒体6。前档板15的型面为子弹头型面，能有效减少气动损失；后档板16沿内锥体2轴向方向的截面为V型结构。本实施例，后档板16V型结构的两个侧面之间的夹角在60°～160°，且不包括90°。尾缘吹气混合器3的数量6～18个，且沿内锥体2的周向均匀分布。

本实施例，尾缘吹气火焰稳定器3替换了原有的传统的喷油杆12与蒸发式火焰稳定器13，对喷油杆12与火焰稳定器13部件结构进行融合，功能进行整合，减少了辐射源与散射源数量。尾缘吹气火焰稳定器3与加力筒体6结构相连。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。