CN113418937A - 一种可更换后体的航空发动机超紧凑低散射载体 - Google Patents

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Abstract

本发明一种可更换后体的航空发动机超紧凑低散射载体，属于电磁散射测量领域；包括前体和后体，前体为公用前体，所述后体包括轴对称喷管型后体和二元喷管型后体；所述轴对称喷管型后体与公用前体配合为轴对称型低散射载体，外形几何尺寸适配轴对称形喷管；所述二元喷管型后体与公用前体配合为二元型低散射载体，外形几何尺寸适配二元喷管型后体。本发明提供的低散射载体可有效遮挡发动机外壁面及附件系统带来的额外电磁波散射，在主要探测角域内具有较低的RCS峰值及均值，具体为低散射载体的前向45度与后向45度角域内，RCS峰值小于‑20dBsm，均值小于‑25dBsm。

Description

一种可更换后体的航空发动机超紧凑低散射载体
技术领域
本发明属于电磁散射测量领域，具体涉及一种可更换后体的航空发动机超紧凑低散射载体。
背景技术
近年来，随着信息化作战成为现代战争主要的战斗力量，雷达和红外隐身性能对飞行器的作战能力和生存能力的影响日益增强。统计数据表明，空中和地面雷达探测手段成为了对战机的主要威胁来源。战机的外形布局经过隐身优化设计后，其雷达散射截面(Radar Cross Section，RCS，通常用以衡量雷达回波强度)普遍较低。然而，当考虑到发动机所在的排气系统时，其RCS往往不易控制在较低水平范围。这是由于发动机排气系统属于复杂腔体，除了喷管自身的腔体结构属于强散射源以外，发动机内的涡轮叶片、导流支板等构件也属于复杂目标，可能会带来镜面反射、二面角反射或其他复杂散射现象。研究表明，二元(矩形)喷管的发动机较之轴对称(圆形)喷管的发动机具有更低的RCS。然而，如何定量地描述二元喷管与轴对称喷管的隐身性能成为亟待解决的问题，需要对飞行器不同类型的发动机的后向电磁散射进行优化研究。
通常可通过数值仿真和实验测试两种方式对一般结构的隐身性能进行研究，但是发动机腔体属于结构复杂的散射源，采用微分或积分方法对其进行仿真会面临计算量难以承受甚至计算结果不收敛的情况，而采用近似方法对其进行仿真则可能面临计算结果不准确、无法仿真电磁波的多径效应的情况。因而通常采用实验测试的方式进行发动机的电磁隐身性能的研究。由于发动机外壁面及其附件系统具有较多的散射源，因此需要对其进行遮挡。常见遮挡结构多采用吸波海绵环绕发动机起到吸收外侧电磁波的作用，然而采用该结构的吸波海绵具有方向性，即在指定电磁波入射方向具有极低的RCS，但在其他方向上其RCS会显著增大，该特性会显著影响实验的稳定性。
因此，需要设计一种可适配轴对称和二元喷管后体的航空发动机低散射载体以解决上述问题。该载体可以起到遮挡发动机外侧的散射源，同时在发动机后向较大角域内都具有较低的电磁波散射。
申请公布号为CN 109613502 A的专利设计了一种用于装配二元喷管发动机的水滴形低散射壳体；申请公布号为CN 110954868 A的专利设计了一种用于装配轴对称喷管发动机的卵圆形锥状低散射壳体。上述两种低散射载体的内部可以稳定支撑发动机，同时保证壳体雷达散射截面均值在发动机气流方向的后向轴向夹角±45°内低于-20dBsm，可以用于发动机电磁散射测试的外场试验。然而二元喷管发动机一般由轴对称喷管发动机对喷管部分进行气动/隐身修形设计得到的，因此需要同时获得不同喷管的RCS值，从而对比修形设计的二元喷管与轴对称喷管电磁散射特性的差异，上述专利均为对单一喷管进行低散射载体的外形设计。当对不同喷管类型的同种发动机的低散射载体重复设计时，需要消耗的优化设计和加工成本较高。在实验外场有风环境进行目标的电磁散射特性测试时，多将目标置于较高的泡沫平台上，风速较大可能造成目标或平台摇晃。上述专利中的低散射载体下侧多为曲面，在放置过程中可能需要对泡沫进行掏空破坏以便放置，或通过其他可能额外增大测试目标散射强度的方式固定，否则容易产生剧烈摇晃威胁实验安全。一般而言，低散射载体的外形尺寸越紧凑，其材料成本和加工成本就会越低，同时也便于实验结束后的仓储存放。上述专利的低散射载体的各向尺寸与发动机比值较大，在存放过程中可能带来不便。
发明内容
要解决的技术问题：
为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种可更换后体的航空发动机超紧凑低散射载体，并具有较低的RCS均值和峰值，同时可有效遮挡发动机外侧壁面及附件系统带来的电磁散射，与待测发动机进行一体化外形与结构设计，同时可分别装配的采用轴对称喷管的发动机和采用二元喷管改型的同型号发动机，并在载体表面喷涂电磁波吸收材料，有利于测量并评估同种发动机的不同改型方案带来的电磁散射特征差异。
本发明的技术方案是：一种可更换后体的航空发动机超紧凑低散射载体,包括前体和后体，所述前体包括前体上段和前体下段；其特征在于：所述前体为公用前体，外型为光滑曲面；所述后体包括轴对称喷管型后体和二元喷管型后体，轴对称型后体的外形为光滑曲面；二元喷管型后体在与安装二元喷管的端口相对应的外周面处存在曲率不连续，其他位置均为光滑曲面；
所述轴对称喷管型后体与公用前体配合为轴对称型低散射载体，外形几何尺寸适配轴对称形喷管；所述二元喷管型后体与公用前体配合为二元型低散射载体，外形几何尺寸适配二元喷管型后体。
本发明的进一步技术方案是：所述轴对称喷管型后体包括轴对称喷管型后体上段和轴对称喷管型后体下段，二元喷管型后体包括二元喷管型后体上段和二元喷管型后体下段；其中，前体下段与轴对称喷管型后体下段/二元喷管型后体下段均设置有法兰接口，用于连接前体与后体，并通过法兰连接发动机的安装边；前体上段和轴对称喷管型后体上段/二元喷管型后体上段均设置螺栓连接孔，用于与对应下段通过螺栓连接，保障载体在实验测试过程中的结构稳定性；在安装缝隙处和开孔区域贴敷金属箔，以保证电磁波入射时载体表面感应电流的连续性。
本发明的进一步技术方案是：所述轴对称型低散射载体和二元型低散射载体的水平剖面控制截面轮廓线均呈金鱼形，径向垂直剖面控制截面轮廓线均呈钻石形，轴向垂直剖面控制截面轮廓线均呈梭形。
本发明的进一步技术方案是：所述低散射载体下表面的底端为平面区域，该平面区域与低散射载体水平投影面积之比不小于15％。
本发明的进一步技术方案是：所述低散射载体的最大垂直剖面和水平轮廓线的交点、与前体头部顶点的连线角度为α，α取值为20～30°。
本发明的进一步技术方案是：所述低散射载体下表面的两侧蒙皮与底端平面区域的夹角均为β，β取值为50～70°。
本发明的进一步技术方案是：所述低散射载体的长度与发动机全长之比不大于1.31，低散射载体的长度与发动机位于载体内长度之比不大于1.58；低散射载体的最大宽度与发动机最大直径之比不大于1.68；低散射载体的最大高度与发动机最大直径之比不大于1.34。
本发明的进一步技术方案是：所述前体长度占载体全长的70％至75％，后体长度占载体全长的25％至30％。
本发明的进一步技术方案是：所述低散射载体内采用桁架和法兰结构作为载体的支撑结构，其金属蒙皮通过铆接的方式与结构件贴合；所述低散射载体在装配发动机前后，其重心通过重心调节块调节至平面区域内，能够自由放置于转台或仓库，具有重心稳定性。
本发明的进一步技术方案是：所述低散射载体在载体蒙皮表面喷涂/贴附电磁波吸收材料，能够进一步降低载体的RCS。
有益效果
本发明的有益效果在于：本发明提供的低散射载体可有效遮挡发动机外壁面及附件系统带来的额外电磁波散射，在主要探测角域内具有较低的RCS峰值及均值，具体为低散射载体的前向45度与后向45度角域内，RCS峰值小于-20dBsm，均值小于-25dBsm。本发明的低散射载体能够装配轴对称喷管型发动机或其改型的二元喷管型发动机，同时由于两型喷管低散射载体的前体结构外形完全相同，所以两型载体引入的电磁回波差距更小，从而可以通过实验测量获得的RCS数据对比两型喷管之间的差异。
本发明的一种可更换后体的超紧凑低散射载体可更换载体的后体，可同时适配同一种发动机的轴对称型喷管和二元型喷管，由于两种喷管共用一段前体，故载体引入的电磁散射特性的差异更小。此外本发明的载体长度与发动机全长之比为不大于1.31，最大宽度与发动机最大直径之比为不大于1.68，最大高度与发动机最大直径之比为不大于1.34，属于超紧凑型低散射载体，材料成本和仓储成本均较低。
本发明的低散射载体下侧具有的下表面平面区域与低散射载体水平投影面积之比不小于15％，其内部设计有载体的重心调节滑块，可在载体装配喷管前后调节重心位置至平面区域内，可在试验台和仓库中均可稳定放置载体，在试验状态和仓储状态中均具有重心稳定性。
如图1和图2所示，图1为轴对称型载体的RCS角向分布曲线，图2为二元型载体的RCS分布曲线。观察可以看出，本发明的低散射载体发动机后向的轴向±45°角域范围内的雷达散射截面峰值在水平极化和垂直极化状态下均小于-20dBsm，计算得到前者的RCS均值分别为-38.94dBsm(水平极化)和-38.85dBsm(垂直极化)，后者的RCS均值分别为-26.54dBsm(水平极化)和-28.38dBsm(垂直极化)，均小于-25dBsm，可在发动机喷管的RCS测试中引入更小的理论误差，即引入的RCS理论测量误差不大于-20dBsm。此外本发明的低散射载体可在表面喷涂、贴附电磁吸波材料，可进一步降低载体的RCS贡献。
附图说明
图1为本发明提出的超紧凑低散射载体(轴对称喷管型)的RCS角向分布曲线。
图2为本发明提出的超紧凑低散射载体(二元喷管型)的RCS角向分布曲线。
图3为本发明提出的超紧凑低散射载体(轴对称喷管型)外形示意图。
图4为本发明提出的超紧凑低散射载体(二元喷管型)外形示意图。
图5为本发明提出的超紧凑低散射载体(轴对称喷管型)俯视图。
图6为本发明提出的超紧凑低散射载体(二元喷管型)俯视图。
图7为本发明提出的超紧凑低散射载体(轴对称喷管型)左视图。
图8为本发明提出的超紧凑低散射载体(二元喷管型)左视图。
图9为本发明提出的超紧凑低散射载体(轴对称喷管型)主视图。
图10为本发明提出的超紧凑低散射载体(二元喷管型)主视图。
图11为本发明提出的超紧凑低散射载体(二元喷管型)结构及装配示意图。
图12为本发明提出的超紧凑低散射载体(二元喷管型)结构及装配剖视图。
附图标记说明：1.公用前体，2.轴对称喷管型后体，3.二元喷管型后体，4.接缝，5.轴对称喷管型发动机喷管，6.二元喷管型发动机喷管，11.前体上段，12.前体下段，21.轴对称型后体上段，22.轴对称型后体下段，31.二元型喷管型后体上段，32..二元型喷管型后体下段，71.发动机腔体，72.发动机安装边，81.纵肋，82.螺栓，83.横肋，84.圆条。
具体实施方式
下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
本发明的发明人在考虑到航空发动机电磁散射测试时，发动机外壁面对其装配飞机后的RCS没有贡献，需要采用低散射载体对其采取遮挡措施。同时，在测试评估同种型号的发动机隐身改型方案时，采用本发明所提出的可更换后体的超紧凑低散射载体，可在最大程度上减小分别设计不同喷管出口形状(轴对称喷管型/二元喷管型)的载体之间的RCS差距，也可达到减少加工材料并降低测试成本的目的。
如图3-5所示，所述轴对称型低散射载体和二元型低散射载体的水平剖面控制截面轮廓线均呈金鱼形，径向垂直剖面控制截面轮廓线均呈钻石形，轴向垂直剖面控制截面轮廓线均呈梭形。其中，载体长度与发动机全长之比为不大于1.31，最大宽度与发动机最大直径之比为不大于1.68，最大高度与发动机最大直径之比为不大于1.34，所述低散射载体前体长度占全长的70％至75％，后体长度占全长的25％至30％，属于超紧凑型低散射载体，材料成本和仓储成本会更低。本发明的低散射载体后向RCS峰值小于-20dBsm，RCS均值小于-25dBsm，可在RCS测试中引入更小的差异；本发明的低散射载体可在表面喷涂、贴敷电磁吸波材料，可进一步降低载体的RCS贡献。
图3为本发明的轴对称喷管型低散射载体的外形结构示意图。如图3所示，低散射载体包括公用前体1、轴对称喷管型后体2和具有轴对称喷管型发动机喷管5。其中，公用前体包括前体上段11和前体下段12，轴对称喷管型后体包括轴对称型后体上段21和轴对称型后体下段22。
具体而言，前体上段11和前体下段12的表面均为光滑曲面。轴对称型喷管型后体上段21与后体下段22的表面均为光滑曲面。公用前体1与轴对称喷管型后体2的上下段在接缝4处连接。
图4为本发明的轴对称喷管型低散射载体的外形结构示意图。如图4所示，低散射载体包括公用前体1、二元喷管型后体3和具有二元喷管型发动机喷管6。其中，公用前体包括前体上段11和前体下段12，二元喷管型后体包括二元型后体上段31和二元型后体下段32；公用前体与二元喷管型后体段在接缝4处连接。
具体而言，由于矩形出口四个直角的曲率不连续性，二元型喷管型后体上段31与后体下段32的表面为各具有一处曲率不连续的曲面，而在其他位置均为光滑曲面。公用前体1与二元喷管型后体3的上下表面在接缝4处连接。
图5与图6分别为轴对称喷管型载体与二元喷管型载体的俯视图。两型低散射载体的水平剖面控制截面轮廓线形状较为接近。较佳地，该载体的水平剖面控制截面轮廓线呈金鱼形，即公用前体呈鱼头形，后体呈鱼尾形。优选地，所述低散射载体的最大垂直剖面和水平轮廓线交点与前体头部端点的连线角度为24度。
图7与图8分别为轴对称喷管型载体与二元喷管型载体的主视图。两型低散射载体的径向垂直剖面控制截面轮廓线形状较为接近，但二元喷管型载体的后体受喷管形状影响较大，故呈现四个显著的直角形状。较佳地，该载体的径向垂直剖面轮廓线呈钻石型，即上表面投影线呈等腰三角形，下表面投影线呈等腰梯形。优选地，下表面两侧蒙皮轮廓线与底部平面夹角呈60度。
图9与图10分别为轴对称喷管型载体与二元喷管型载体的左视图。两型低散射载体的左视轮廓线形状较为接近，受到喷管形状影响，在后体靠近喷管段有一定的曲线形状差异。较佳地，该载体的轴向垂直剖面呈梭形。
图11为装配二元喷管的低散射载体四分之一透视图。其中，发动机部分包括发动机腔体71，发动机安装边72；低散射载体部分包括纵肋81，螺栓82，横肋83和圆条84。
图12为装配二元喷管的低散射载体的剖视图。其中，公用前体下段12与二元喷管型后体下段32通过螺栓87相连接。此外，低散射载体还包括重心调节滑轨85和重心调节滑块86。低散射载体的重心调节装置通过在静置存放载体、安装喷管、更换喷管时调节重心调节滑块86的位置改变载体的重心位置，使其重心位于载体底部平坦区域，保证载体在运输仓储及实验过程中的稳定性。轴对称喷管型载体与二元喷管类似，故不再赘述。
本发明的低散射载体的安装方式为：
(1)将公用前体下段12与轴对称喷管型后体下段22(或二元喷管型后体下段32)
通过横肋上的螺栓87固定并连接；
(2)将轴对称喷管型发动机(或二元喷管型发动机)置于上述连接好的前体与后体下段的法兰及支撑结构上，在法兰采用螺栓与发动机安装边固定连接；
(3)将公用前体上段11置于前体下段12上，使用位于前体上的螺栓82将上段11与下段12连接；
(4)将轴对称型后体上段21(或二元喷管型后体上段31)置于轴对称喷管型后体下段22(或二元喷管型后体下段32)上，在后体上的螺栓82上方蒙皮开孔处将上下段固定连接；
(5)在(4)中所述开孔处贴金属箔，在前体与后体接缝4处贴金属箔，在上表面与下表面圆条84处贴金属箔，在载体喷管出口段与喷管接缝处贴金属箔；
(6)对经上述步骤后的载体喷涂/贴附电磁波吸收材料。
上述步骤(1)-(6)即为轴对称喷管型/二元喷管型低散射载体及相应型号发动机的安装及装配流程。
本发明提出一种可更换后体的航空发动机超紧凑低散射载体，采用桁架结构支撑载体，金属蒙皮通过铆接与结构件相连，载体表面过度光滑，贴合紧密，在连接缝隙及开孔处采用金属箔粘贴以保证其感应电流的连续性，可有效遮蔽发动机外壁面带来的电磁波附加散射；其表面可喷涂/贴附电磁波吸收材料，进一步有效降低载体带来的电磁波散射强度，具有比一般金属载体更低的RCS峰值及均值；其下表面具有较大平面区域，载体在装配前后的重心可调节，具有较强的稳定性，便于运输、存放及外场实验测试；对于喷管段改型的发动机，两种型号的低散射载体仅在后体部分有少量外形特征变化，其总体外形变化较小，因此载体对RCS测试结果影响也较小，使测试实验数据对比更加简洁、直观；本发明提供的载体可通过只更换对应型号后体继续完成测试及数据对比，无需设计、加工两种型号的低散射载体，降低了材料费用及加工费用。本发明结构简单，布局紧凑，装配方便，容易推广，具有一定的经济价值。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (10)

1.一种可更换后体的航空发动机超紧凑低散射载体,包括前体和后体，所述前体包括前体上段和前体下段；其特征在于：所述前体为公用前体，外型为光滑曲面；所述后体包括轴对称喷管型后体和二元喷管型后体，轴对称型后体的外形为光滑曲面；二元喷管型后体在与安装二元喷管的端口相对应的外周面处存在曲率不连续，其他位置均为光滑曲面；
所述轴对称喷管型后体与公用前体配合为轴对称型低散射载体，外形几何尺寸适配轴对称形喷管；所述二元喷管型后体与公用前体配合为二元型低散射载体，外形几何尺寸适配二元喷管型后体。
2.根据权利要求1所述可更换后体的航空发动机超紧凑低散射载体，其特征在于：所述轴对称喷管型后体包括轴对称喷管型后体上段和轴对称喷管型后体下段，二元喷管型后体包括二元喷管型后体上段和二元喷管型后体下段；其中，前体下段与轴对称喷管型后体下段/二元喷管型后体下段均设置有法兰接口，用于连接前体与后体，并通过法兰连接发动机的安装边；前体上段和轴对称喷管型后体上段/二元喷管型后体上段均设置螺栓连接孔，用于与对应下段通过螺栓连接，保障载体在实验测试过程中的结构稳定性；在安装缝隙处和开孔区域贴敷金属箔，以保证电磁波入射时载体表面感应电流的连续性。
3.根据权利要求1所述可更换后体的航空发动机超紧凑低散射载体，其特征在于：所述轴对称型低散射载体和二元型低散射载体的水平剖面控制截面轮廓线均呈金鱼形，径向垂直剖面控制截面轮廓线均呈钻石形，轴向垂直剖面控制截面轮廓线均呈梭形。
4.根据权利要求1所述可更换后体的航空发动机超紧凑低散射载体，其特征在于：所述低散射载体下表面的底端为平面区域，该平面区域与低散射载体水平投影面积之比不小于15％。
5.根据权利要求1所述可更换后体的航空发动机超紧凑低散射载体，其特征在于：所述低散射载体的最大垂直剖面和水平轮廓线的交点、与前体头部顶点的连线角度为α，α取值为20～30°。
6.根据权利要求1所述可更换后体的航空发动机超紧凑低散射载体，其特征在于：所述低散射载体下表面的两侧蒙皮与底端平面区域的夹角均为β，β取值为50～70°。
7.根据权利要求1所述可更换后体的航空发动机超紧凑低散射载体，其特征在于：所述低散射载体的长度与发动机全长之比不大于1.31，低散射载体的长度与发动机位于载体内长度之比不大于1.58；低散射载体的最大宽度与发动机最大直径之比不大于1.68；低散射载体的最大高度与发动机最大直径之比不大于1.34。
8.根据权利要求1所述可更换后体的航空发动机超紧凑低散射载体，其特征在于：所述前体长度占载体全长的70％至75％，后体长度占载体全长的25％至30％。
9.根据权利要求1所述可更换后体的航空发动机超紧凑低散射载体，其特征在于：所述低散射载体内采用桁架和法兰结构作为载体的支撑结构，其金属蒙皮通过铆接的方式与结构件贴合；所述低散射载体在装配发动机前后，其重心通过重心调节块调节至平面区域内，能够自由放置于转台或仓库，具有重心稳定性。
10.根据权利要求1所述可更换后体的航空发动机超紧凑低散射载体，其特征在于：所述低散射载体在载体蒙皮表面喷涂/贴附电磁波吸收材料，能够进一步降低载体的RCS。
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