CN113357045B - 一种高隐身涡扇发动机 - Google Patents

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Abstract

本申请属于飞机发动机设计技术领域，特别涉及一种高隐身涡扇发动机。该发动机自前向后依次包括风扇、高压压气机(3)、主燃烧室(4)、高低压涡轮(5)、加力燃烧室(6)、二元喷管(7)，其中，发动机进气端为前端，发动机排气端为后端，加力燃烧室(6)包括加力导流支板、末端径向火焰稳定器及加力锥体，径向火焰稳定器设置在加力燃烧室的内环及外环之间，且沿加力燃烧室出口周向布置有多个，相邻两个火焰稳定器之间形成空白区域，加力导流支板的一端连接在火焰稳定器上，另一端向斜前方延伸，以完全遮挡空白区域，加力锥体设置在加力燃烧室的内环上，并向后方延伸形成尖端。而本申请实现了后向红外和电磁信号的大幅降低。

Description

一种高隐身涡扇发动机
技术领域
本申请属于飞机发动机设计技术领域，特别涉及一种高隐身涡扇发动机。
背景技术
提高涡扇发动机的红外和雷达隐身能力，降低其红外和电磁信号特征，将有利于飞机和发动机的隐蔽。传统加力式涡轮风扇发动机一般由风扇、高压压气机、主燃烧室、高低压涡轮、加力燃烧室、喷管等串行连接组成，其发动机未采取隐身措施。
国内外传统加力式涡轮风扇发动机存在着以下的技术缺陷：
1)发动机前向风扇和帽罩未利用雷达隐身外形控制理论进行设计，其前向雷达回波信号较强；
2)发动机后腔体内的加力部件和喷管部件未对涡轮部件进行遮挡，从而使涡轮部件的红外信号特征较强；
3)发动机加力部件稳定器和锥体未按照雷达隐身外形控制理论进行设计，从而使其后向雷达回波信号较强；
4)喷管出口边缘未采用雷达修形设计，从而其后向雷达信号较强。
发明内容
为了解决上述技术问题，本申请从发动机红外信号特征抑制和电磁信号特征控制的基本原理出发，设计了一种高隐身涡扇发动机。
本申请高隐身涡扇发动机，自前向后依次包括风扇、高压压气机、主燃烧室、高低压涡轮、加力燃烧室、二元喷管，其中，发动机进气端为前端，发动机排气端为后端，所述风扇前端设置有尖锥帽罩，所述加力燃烧室包括加力导流支板、末端径向火焰稳定器及加力锥体，所述末端径向火焰稳定器设置在加力燃烧室的内环及外环之间，且沿加力燃烧室出口周向布置有多个，相邻两个末端径向火焰稳定器之间形成空白区域，所述加力导流支板的一端连接在所述末端径向火焰稳定器上，另一端向斜前方延伸，以完全遮挡所述空白区域，所述加力锥体设置在加力燃烧室的内环上，并向后方延伸形成尖端。
优选的是，所述尖锥帽罩的尖锥角a1设置为65°～82°。
优选的是，所述风扇具有风扇支板，所述风扇支板自发动机轴线处向发动机外壁处沿第一方向延伸，且向前方倾斜，所述第一方向与发动机轴线方向夹角a2设置为60°～80°。
优选的是，所述高压压气机的转静子叶片级数N设置为6～8级。
优选的是，所述主燃烧室采用短环形燃烧室形式。
优选的是，所述加力燃烧室的加力锥体的锥角a3设置为70°～80°。
优选的是，所述末端径向火焰稳定器设置为向前或向后偏转，所述末端径向火焰稳定器的轴线与发动机轴线方向夹角a4设置为60°～80°，或者110°～130°。
优选的是，所述加力导流支板自连接所述末端径向火焰稳定器的一端向前沿第二方向延伸，所述第二方向与末端径向火焰稳定器的板面方向的夹角a5设置为40°～60°。
优选的是，所述二元喷管的两侧壁形成有楔形侧板，使得所述二元喷管的出口截面自前向后扩张，楔形角a6设置为110°～130°。
本发明的主要技术方案为对传统加力式涡轮风扇发动机的风扇帽罩、风扇支板、加力、喷管等部件进行全新隐身设计，相对于传统方案其设计难度更大，但其带来红外和电磁信号特征的控制效果更好，具体为该发动机较传统涡扇发动机红外信号峰值可降低50％以上；该发动机较传统涡扇发动机后向电磁信号可降低90％或10dB以上；该发动机较传统涡扇发动机前向电磁信号可降低50％或3dB以上。
在发动机设计加工效率方面，传统发动机加力燃烧室和喷管零组件较多，具有加工效率低等缺点，而本申请涉及的发动机结构尺寸小、零组件数量少，加工效率相对较高。
附图说明
图1是本申请高隐身涡扇发动机的结构示意图。
图2是全遮挡冷却加力燃烧室结构示意图。
图3是图2所示实施例的全遮挡冷却加力燃烧室结构后视图。
图4是本申请高隐身涡扇发动机的一优选实施例的角度控制图。
图5是本申请高隐身涡扇发动机的一优选实施例的冷空气和热燃气流路图。
图6是本申请高隐身涡扇发动机的一优选实施例的内部雷达波入射后的反射示意图。
其中，1-尖锥帽罩，2-风扇支板，3-高压压气机，4-主燃烧室，5-高低压涡轮，6-加力燃烧室，601-加力导流支板，602-末端径向火焰稳定器，603-加力锥体，7-二元喷管。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
一种高隐身涡扇发动机，如图1-图3所示，自前向后依次包括风扇、高压压气机3、主燃烧室4、高低压涡轮5、加力燃烧室6、二元喷管7，其中，发动机进气端为前端，发动机排气端为后端，其中，所述风扇前端设置有尖锥帽罩1，所述加力燃烧室6包括加力导流支板601、末端径向火焰稳定器602及加力锥体603，所述末端径向火焰稳定器602设置在加力燃烧室6的内环及外环之间，且沿加力燃烧室6出口周向布置有多个，相邻两个末端径向火焰稳定器602之间形成空白区域，所述加力导流支板601的一端连接在所述末端径向火焰稳定器602上，另一端向斜前方延伸，以完全遮挡所述空白区域，所述加力锥体603设置在加力燃烧室6的内环上，并向后方延伸形成尖端。
图5给出了本申请的冷空气与热燃气流路示意图，本申请的加力燃烧室6为全遮挡冷却加力燃烧室，当发动机工作时，传统发动机后向由于涡轮等部件的高温，表现出较高的红外信号特征，而本发明由于加力燃烧室从外涵道引气流向了全遮挡冷却加力燃烧室的加力导流支板601、末端径向火焰稳定器602和加力锥体603，使其壁面温度得到了大幅的降低，可使其壁面温度降低180℃至300℃，根据普朗克定律和辐射面积A形成的辐射公式
Figure BDA0003079251190000041
可以算出当温度降低180℃至300℃时，其红外辐射可降低50％-70％，同时在发动机后向可视面积部位，如加力导流支板601、末端径向火焰稳定器602和加力锥体603等部位涂敷发射率低于0.3吸波兼容涂层，可以继续降低其红外信号特征。
图6给出了本申请的发动机内部雷达波入射后的反射示意图，当电磁波从发动机前向进气道或后向喷管射入传统发动机中，由于未采用雷达波控制技术，雷达波在发动机内部反射次数较少，一般在10次以内，而经过雷达外形设计的雷达波反射次数大幅增加，甚至可以达到反射50次以上，配合采用的雷达吸波涂层后，其吸波效果明显加大，选取采用的吸波涂层性能在-2dB至-8dB之间。当选取雷达吸波涂层吸波性能在-4dB左右，配合发动机雷达外形角度控制技术，可使发动机前向雷达RCS信号特征降低50％以上，可使发动机后向雷达信号特征降低90％以上。
在一些可选实施方式中，如图4所示，本申请的具有雷达修形的尖锥帽罩1的尖锥角a1设置为65°～82°，在一个更优的实施方式中，尖锥的角度a1为72°。
在一些可选实施方式中，所述风扇具有风扇支板2，具有雷达吸波功能的风扇支板2自发动机轴线处向发动机外壁处沿第一方向延伸，且向前方倾斜，所述第一方向与发动机轴线方向夹角a2设置为60°～80°，在一个更优的实施方式中，风扇支板2与发动机轴线的夹角a2在70°。
在一些可选实施方式中，所述高压压气机3的转静子叶片级数N设置为6～8级，在一个更优的实施方式中，高压压气机3的转静子叶片为6级。
在一些可选实施方式中，所述主燃烧室4采用短环形燃烧室形式。
在一些可选实施方式中，所述加力燃烧室6的加力锥体603的锥角a3设置为70°～80°，在一个更优的实施方式中，其锥角a3为70°。
在一些可选实施方式中，所述末端径向火焰稳定器602设置为向前或向后偏转，所述末端径向火焰稳定器602的轴线与发动机轴线方向夹角a4设置为60°～80°，或者110°～130°，在一个更优的实施方式中，夹角a4为80°。
在一些可选实施方式中，所述加力导流支板601自连接所述末端径向火焰稳定器602的一端向前沿第二方向延伸，所述第二方向与末端径向火焰稳定器602的板面方向的夹角a5设置为40°～60°，在一个更优的实施方式中，夹角a5为50°。
在一些可选实施方式中，所述二元喷管7的两侧壁形成有楔形侧板，使得所述二元喷管的出口截面自前向后扩张，楔形角a6设置为110°～130°，在一个更优的实施方式中，楔形角a6为110°。
本发明的主要技术方案为对传统加力式涡轮风扇发动机的风扇帽罩、风扇支板、加力、喷管等部件进行全新隐身设计，相对于传统方案其设计难度更大，但其带来红外和电磁信号特征的控制效果更好，具体为该发动机较传统涡扇发动机红外信号峰值可降低50％以上；该发动机较传统涡扇发动机后向电磁信号可降低90％或10dB以上；该发动机较传统涡扇发动机前向电磁信号可降低50％或3dB以上。
在成本方面：在方案开始设计阶段，通过对发动机结构改变设计，其具有更好的隐身能力，其成本略有增加，增加的成本主要是由于在有些结构表面涂敷具有低发射率和雷达吸波特征的涂层材料造成的。
在效率方面：传统发动机加力燃烧室和喷管零组件较多，具有加工效率低等缺点，而本申请涉及的发动机结构尺寸小、零组件数量少，加工效率相对较高。
本申请涉及的涡扇发动机实现了后向红外和电磁信号的大幅降低，虽在成本方面略有提升，但在技术方面、效率方面均有较大优势，对后续提升我国发动机红外和电磁信号特征的抑制具有重要意义。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种高隐身涡扇发动机，自前向后依次包括风扇、高压压气机(3)、主燃烧室(4)、高低压涡轮(5)、加力燃烧室(6)、二元喷管(7)，其中，发动机进气端为前端，发动机排气端为后端，其特征在于，所述风扇前端设置有尖锥帽罩(1)，所述加力燃烧室(6)包括加力导流支板(601)、末端径向火焰稳定器(602)及加力锥体(603)，所述末端径向火焰稳定器(602)设置在加力燃烧室(6)的内环及外环之间，且沿加力燃烧室(6)出口周向布置有多个，相邻两个末端径向火焰稳定器(602)之间形成空白区域，所述加力导流支板(601)的一端连接在所述末端径向火焰稳定器(602)上，另一端向斜前方延伸，以完全遮挡所述空白区域，所述加力锥体(603)设置在加力燃烧室(6)的内环上，并向后方延伸形成尖端；
其中，所述尖锥帽罩(1)的尖锥角a1设置为65°～82°；所述风扇具有风扇支板(2)，所述风扇支板(2)自发动机轴线处向发动机外壁处沿第一方向延伸，且向前方倾斜，所述第一方向与发动机轴线方向夹角a2设置为60°～80°；
所述末端径向火焰稳定器(602)设置为向前或向后偏转，所述末端径向火焰稳定器(602)的轴线与发动机轴线方向夹角a4设置为60°～80°，或者110°～130°。
2.如权利要求1所述的高隐身涡扇发动机，其特征在于，所述高压压气机(3)的转静子叶片级数N设置为6～8级。
3.如权利要求1所述的高隐身涡扇发动机，其特征在于，所述主燃烧室(4)采用短环形燃烧室形式。
4.如权利要求1所述的高隐身涡扇发动机，其特征在于，所述加力燃烧室(6)的加力锥体(603)的锥角a3设置为70°～80°。
5.如权利要求1所述的高隐身涡扇发动机，其特征在于，所述加力导流支板(601)自连接所述末端径向火焰稳定器(602)的一端向前沿第二方向延伸，所述第二方向与末端径向火焰稳定器(602)的板面方向的夹角a5设置为40°～60°。
6.如权利要求1所述的高隐身涡扇发动机，其特征在于，所述二元喷管(7)的两侧壁形成有楔形侧板，使得所述二元喷管的出口截面自前向后扩张，楔形角a6设置为110°～130°。
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