CN111232227B - 一种进气道内壁面电磁隐身套筒结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种进气道内壁面电磁隐身套筒结构，包括沿径向向外依次设置的透波材料内壁面和进气道主体结构；所述透波材料内壁面和进气道主体结构之间留有空隙，空隙内部设有若干加强筋支撑部件，分别固定于透波材料内壁面和进气道主体结构上，用于保证套筒结构强度；所述空隙内部其他位置填充有吸波填充材料层；所述吸波填充材料层包括吸波涂层和PMI泡沫层；所述吸波涂层分别涂刷于进气道主体结构内壁面和加强筋支撑部件的表面；本发明提供的套筒结构，能够有效减小进气道在雷达波照射时的腔体效应，能够防止进气道管道内部隐身涂层易脱落和难于维护的问题，从而实现了不改变进气道气动性能的条件下，取得最佳的电磁隐身性能。

Description

一种进气道内壁面电磁隐身套筒结构

技术领域

本发明涉及进气道隐身设计技术领域，主要涉及一种进气道内壁面电磁隐身套筒结构。

背景技术

随着现代雷达技术的进步，飞行器的设计不仅仅要求具有优秀的气动特性，而且要求飞行器具有优秀的隐身性能，飞行器的隐身性能的好坏直接关系到飞行器的战场生存，因而隐身性成为了飞行器的一个衡量指标。

针对目前大部分防控体系所使用的探测手段为雷达，通常衡量飞行器隐身性能的指标为雷达散射截面(RCS)，因此降低雷达散射截面在飞行器的隐身设计中至关重要，小的雷达散射截面意味着目标具有低的可探测性和高的战场生存率。

对采用吸气式发动机的飞行器来说，进气道成为了明显的散射源，进气道对雷达波的散射具体来说主要是腔体效应造成的散射以及进气道的唇口造成的反射，为了降低进气道腔体和进气道中发动机叶片造成的雷达波散射，目前常采用的设计方式是将进气道设计成S弯型进气道，如F-22战斗机就采用了S弯进气道设计，该设计能有效降低发动机叶片所造成的散射，洛克希德公司的SR-71飞机采用了中心锥可以前后移动的方式，中心锥和进气道内部型面之间构成环状进气结构，该结构尺寸导致具有较长波长的雷达波是无法进入，同样原理的有F-117战斗机，其采用了进气道格栅技术，但该结构会影响进气道的气动性能，另一种设计是埋入式进气道，埋入式进气道存在高马赫数时气动性能差，流量捕获困难，即该设计为了寻求高的隐身性能而损失了气动性能，同样情况的有背负式进气道，美国的全球鹰无人机以及B-2轰炸机均采用了该种方式，背负式进气道的一大缺点就是在有攻角情况下气动性能差，B-2轰炸机的进气道唇口还采用了锯齿形设计，属于进气道唇口几何修型，单纯的唇口修型会造成进气道气动性能的变化，F-35采用了鼓包进气道，鼓包能够实现对进气道发动机叶片的遮挡，降低其对雷达波的散射，其次隐身设计还有进气道内部隐身涂料的使用、吸波导流环、外形设计以及采用斜切式唇口等。

上述现有技术中，在进气道的隐身设计上，以上方案为了实现进气道的隐身性能要求，均或多或少的损失了进气道的气动性能，采用了折中的设计方式，特别是当在进气道内部布置吸波涂层时，吸波材料极易脱落，严重威胁进气道内部叶片等部件，影响进气道性能，另外直接在进气道内部使用隐身涂层时，其厚度会影响进气道内部气动性能，并且隐身涂层维护比较困难，因此需要开发一种兼顾气动性能和隐身要求的新型进气道的隐身设计方案。

发明内容

发明目的：本发明提供了一种新型进气道内壁面电磁隐身套筒结构，以解决基于隐身设计进气道内部腔体效应以及电磁隐身涂层易脱落和维护困难的问题。

本发明所采用的技术方案是：

一种进气道内壁面电磁隐身套筒结构，所述套筒结构设置于进气道内部，沿径向向外依次设置有透波材料内壁面和进气道主体结构；所述透波材料内壁面和进气道主体结构之间留有空隙，空隙内部设有若干加强筋支撑部件，分别固定于透波材料内壁面和进气道主体结构上，用于保证套筒结构强度；所述空隙内部其他位置填充有吸波填充材料层；所述吸波填充材料层包括吸波涂层和PMI泡沫层；所述吸波涂层分别涂刷于进气道主体结构内壁面和加强筋支撑部件的表面。

进一步地，所述加强筋支撑部件为棱柱状，截面为拉长型六边形，保证对雷达波多方位散射，有利于吸波填充材料层对雷达波的吸收。

进一步地，所述加强筋支撑部件以阵列方式均匀设置于透波材料内壁面和进气道主体结构之间。

进一步地，所述吸波涂层和PMI泡沫层厚度由雷达波频率决定，根据雷达波频率不同可以进行预调节。

进一步地，所述透波材料内壁面为石英纤维复合材料，用于保证进气道内部雷达散射波穿透，并且防止隐身涂层易脱落进入进气道内部。

进一步地，所述套筒结构匹配安装于进气道内部，根据进气道形状不同，可以调整套筒结构整体形状。

有益效果：本系统具备以下优点：

(1)所述进气道电磁隐身套筒结构形状尺寸能够依据不同进气道形状尺寸设计，应用范围广。

(2)所述进气道电磁隐身套筒结构作为一个整体部件，其复合结构能够有效防止隐身涂层易脱落和难以维护问题。

(3)所述进气道电磁隐身套筒结构可以依据进气道电磁散射效应布置于进气道内部关键部位，有效减小进气道在雷达波照射时的腔体效应，能够完美兼顾进气道气动和电磁隐身特性。

(4)所述进气道电磁隐身套筒结构吸波填充材料层中隐身涂层和PMI泡沫可以依据进气道面临雷达波频率设计其厚度，具有良好的电磁隐身特性。

附图说明

图1为本发明提供的进气道内壁面电磁隐身套筒结构三维示意图。

图2为本发明提供的进气道内壁面电磁隐身套筒结构正视图。

图3为本发明提供的进气道内壁面电磁隐身套筒结构A-A位置截面示意图。

图4为本发明提供的加强筋支撑部件三维示意图。

图5为本发明提供的加强筋支撑部件正视图。

图6为本发明提供的加强筋支撑部件B-B截面示意图。

附图标记说明

1-进气道主体结构；2-吸波填充材料层；3-透波材料内壁面；4-加强筋支撑部件。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作更进一步的说明。

如图1-2所示的一种进气道内壁面电磁隐身套筒结构，套筒结构设置于进气道内部，沿径向向外依次设置有透波材料内壁面3和进气道主体结构1。如图3所示，透波材料内壁面3和进气道主体结构1之间留有空隙，空隙内部设有若干加强筋支撑部件4，分别固定于透波材料内壁面3和进气道主体结构1上，用于保证套筒结构强度。加强筋支撑部件4为棱柱状，截面为拉长型六边形，如图4-6所示。加强筋支撑部件4以阵列方式排列，均匀设置于透波材料内壁面3和进气道主体结构1之间，其阵列数量和角度按照进气道尺寸确定，以满足透波材料内壁面强度为设计准则，保证对雷达波多方位散射，有利于吸波填充材料层2对雷达波的吸收。

空隙内部其他位置填充有吸波填充材料层2。吸波填充材料层2包括吸波涂层和PMI泡沫层。吸波涂层分别涂刷于进气道主体结构1内壁面和加强筋支撑部件4的表面。透波材料内壁面3为石英纤维复合材料，用于保证进气道内部雷达散射波穿透，并且防止隐身涂层易脱落进入进气道内部。

本发明提供的套筒结构匹配安装于飞行器进气道内部，不仅局限于圆筒状，当飞行器进气道形状尺寸发生改变时，套筒外部形状也随之匹配设计。

工作时，当雷达波从进气道头部进入进气道内部发生连续散射时，其散射波能够透过进气道透波材料内壁面到达吸波填充材料层，该层能够有效吸收雷达波，加强筋支撑部件能够保证透波内壁面强度的同时最大散射雷达波，从而使得吸波填充层完成对雷达散射波的进一步吸收，因此本发明装置能够保证进气道气动特性的同时有效减小进气道的腔体效应，提高进气道的隐身性能，本发明作为一个整体部件能够方便维修和更换，同时能够防止传统在进气道内部直接布置隐身涂层时，隐身涂层易脱落和磨损的问题，提高了发动机的安全性。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种进气道内壁面电磁隐身套筒结构，其特征在于：所述套筒结构设置于进气道内部，沿径向向外依次设置有透波材料内壁面(3)和进气道主体结构(1)；所述透波材料内壁面(3)和进气道主体结构(1)之间留有空隙，空隙内部设有若干加强筋支撑部件(4)，分别固定于透波材料内壁面(3)和进气道主体结构(1)上，用于保证套筒结构强度；所述加强筋支撑部件(4)为棱柱状，截面为拉长型六边形，保证对雷达波多方位散射，有利于吸波填充材料层(2)对雷达波的吸收；所述加强筋支撑部件(4)以阵列方式均匀布置于透波材料内壁面(3)和进气道主体结构(1)之间；所述空隙内部其他位置填充有吸波填充材料层(2)；所述吸波填充材料层(2)包括吸波涂层和PMI泡沫层；所述吸波涂层分别涂刷于进气道主体结构(1)内壁面和加强筋支撑部件(4)的表面。

2.根据权利要求1所述的一种进气道内壁面电磁隐身套筒结构，其特征在于：所述吸波涂层和PMI泡沫层厚度由雷达波频率决定，根据雷达波频率不同可以进行预设置。

3.根据权利要求1所述的一种进气道内壁面电磁隐身套筒结构，其特征在于：所述透波材料内壁面(3)为石英纤维复合材料，用于保证进气道内部雷达散射波穿透，并且防止隐身涂层脱落进入进气道内部。

4.根据权利要求1所述的一种进气道内壁面电磁隐身套筒结构，其特征在于：所述套筒结构匹配安装于进气道内部，根据进气道形状不同，可以调整套筒结构整体形状。

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