CN113418938B - 航空发动机风扇支板雷达吸波材料对比试验装置及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明一种航空发动机风扇支板雷达吸波材料对比试验装置，属于航空发动机雷达特性测试方法的配套装置设计技术领域；该装置包括风扇左支板、风扇右支板、信号反射板和风扇帽罩底座；风扇帽罩底座是中间为半圆柱、两端为同轴半圆锥的结构，半圆柱的外周面上开有两个平行于轴向的支板安装槽，两个支板安装槽的末端通过反射板安装槽连通；风扇支板与真实发动机风扇叶片结构尺寸一致，其根部插装于支板安装槽内，能够根据需要更换不同的风扇支板；信号反射板根部插装于反射板安装槽内；由信号反射板与风扇左支板、风扇右支板、风扇帽罩底座共同形成一个能够模拟风扇1/n扇形段的回波腔体结构。能够模拟真实风扇扇形构型，从而得到真实的测试结果。

Description

航空发动机风扇支板雷达吸波材料对比试验装置及方法
技术领域
本发明属于航空发动机雷达特性测试方法的配套装置设计技术领域，具体涉及一种航空发动机风扇支板雷达吸波材料对比试验装置。
背景技术
在航空发动机风扇叶片上采用雷达吸波材料或吸波结构型材料时，往往在选材阶段时，无法准确评估以上材料在发动机风扇构件上应用后的效果，而直接采用完整的风扇部件需要耗费较大经费，往往收益不大。
传统针对雷达吸波涂层选材时，主要在平板上涂覆某种雷达吸波涂层，依据GJB2038A测试涂层的反射率曲线，利用曲线进行初步的比较，但该方法的缺点是不能反映发动机风扇外形特征对雷达吸波涂层效果的影响，往往选择的涂层在平板上性能较优，但在发动机风扇构型上并不理想，因此无法给出准确的选材参考意见。本发明主要提供一种航空发动机风扇支板雷达吸波材料对比试验装置，并利用该装置形成全新的涂层对比测试选择方法。
目前国内外尚无此类关于风扇部件雷达吸波材料的选择装置和利用该装置的选材方法。
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，本发明提出一种航空发动机风扇支板雷达吸波材料对比试验装置，解决风扇支板采取隐身吸波材料前后的雷达信号特征试验评价问题，促进风扇雷达吸波材料的研制和测试技术的发展。本装置提供了一种能够快速评价风扇支板采用吸波材料前后的雷达信号特征对比装置，通过两次试验测数据的对比，可以评估具有吸波性能的结构型构件风扇左支板1a、风扇右支板2a与金属的风扇左支板1、风扇右支板2两次的雷达信号特征差值，该差值可反应采用吸波结构材料前后的雷达信号特征衰减量，从而起到对雷达吸波材料对构件级雷达信号降低的贡献，通过利用该装置的试验对比测试，可以评估在风扇支板上采用雷达吸波材料前后的效果，具有重要的意义。
本发明的技术方案是：一种航空发动机风扇支板雷达吸波材料对比试验装置，其特征在于：包括风扇左支板1、风扇右支板2、信号反射板3和风扇帽罩底座4；所述风扇帽罩底座4是中间为半圆柱、两端为同轴半圆锥的结构，作为整个装置的支撑，半圆柱的外周面上开有两个平行于轴向的支板安装槽，两个支板安装槽的末端通过反射板安装槽连通；
所述风扇左支板1和风扇右支板2与真实发动机风扇叶片结构尺寸一致，其根部插装于支板安装槽内，能够根据需要更换不同的风扇支板；所述信号反射板3为L形板，根部插装于反射板安装槽内；由信号反射板3与风扇左支板1、风扇右支板2、风扇帽罩底座4共同形成一个能够模拟风扇1/n扇形段的回波腔体结构。
本发明的进一步技术方案是：所述风扇帽罩底座4前端的半圆锥锥角为δ1，后端的半圆锥锥角为δ2，δ1＝30°～70°；δ2＝30°～70°。
本发明的进一步技术方案是：所述风扇左支板1和风扇右支板2之间的夹角为扇形角γ，γ＝360°/n，n表示发动机真实支板扇形数。
本发明的进一步技术方案是：所述信号反射板3与风扇左支板1之间的夹角为ε，ε＝0°～90°。
一种航空发动机风扇支板雷达吸波材料对比试验装置的试验方法，其特征在于具体步骤如下：
步骤一：首先将风扇左支板1、风扇右支板2、信号反射板3安装于风扇帽罩底座4上，组成第一反射腔体结构；然后基于该装置在雷达微波暗室紧缩场条件下，测试出第一反射腔体结构的雷达散射截面RCS；
步骤二：步骤一测试完成获得测试数据后，把风扇左支板1和风扇右支板2取下，将具有吸波性能的结构型构件风扇左支板1a和风扇右支板2a安装于风扇帽罩底座4上，组成第二反射腔体结构；然后基于该装置在雷达微波暗室紧缩场条件下，测试出第二反射腔体结构的雷达散射截面RCS；
步骤三：步骤二测试完获得雷达信号特征数据，将两次试验测数据进行对比，能够评估具有吸波性能的结构型构件风扇左支板1a、风扇右支板2a与未采用雷达吸波涂层的金属风扇左支板1、风扇右支板2的雷达信号特征差值，该差值能够反应采用吸波结构材料前后的雷达信号特征衰减量；
步骤四：依据步骤三的结果，选取RCS值最小的涂层构件，即可选出最优的雷达吸波材料。
有益效果
本发明的有益效果在于：本发明提出一种航空发动机风扇支板雷达吸波材料对比试验装置，采用与发动机风扇结构尺寸基本一致的风扇左支板1和风扇右支板2，并与信号反射板3和风扇帽罩底座4组成第一反射腔体结构，测试雷达散射截面RCS；再用具有吸波性能的结构型构件风扇左支板1a和风扇右支板2a替换风扇左支板1和风扇右支板2组成第二反射腔体结构，再次测试雷达散射截面RCS；评估两次测试的雷达信号特征差值，该差值能够反应采用吸波结构材料前后的雷达信号特征衰减量，从而起到对雷达吸波材料对构件级雷达信号降低的贡献。
1)本发明采用与发动机风扇结构尺寸基本一致的风扇支板，并通过限定安装角度，以及约束风扇帽罩底座两端的锥角，能够模拟真实风扇扇形构型，从而得到真实的测试结果；
2)本发明能够快速评估风扇支板采取雷达吸波材料前后的雷达信号衰减量；
3)本发明采用简单的槽孔式连接方式，通过简单插拔即可完成风扇支板的更换，能够快速拆装对比试验的风扇支板。
通过该装置和进行的针对风扇支板部件的雷达吸波材料的选择方法，可以快速地选择出能够反映风扇支板构型应用涂层后较优的吸波涂层，既相对于GJB2038A的平板选材方法具有更加贴近真实发动机构型的优势，又相对于利用真实发动机风扇构件选材能够节省大量的成本，在经费节省方面，可初步节省试验件的加工费用达到80％。还可为风扇支板部件的雷达吸波材料选材具较大帮助。同时可以节省测试时间达50％以上。
附图说明
图1为本发明一种航空发动机风扇支板雷达吸波材料对比试验装置示意图；
图2为本发明采用具有吸波性能的结构型构件风扇左支板1a、风扇右支板2a替换中风扇左支板1、风扇右支板2的示意图。
图3为本发明一种航空发动机风扇支板雷达吸波材料对比试验装置主视图。
图4为本发明一种航空发动机风扇支板雷达吸波材料对比试验装置左视图。
图5为本发明一种航空发动机风扇支板雷达吸波材料对比试验装置俯视图。
图6为本发明一种航空发动机风扇支板雷达吸波材料对比试验装置轴侧视图。
附图标记说明：1.风扇左支板2.风扇右支板3.信号反射板4.风扇帽罩底座。
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。
参照图1所示，本发明一种航空发动机风扇支板雷达吸波材料对比试验装置，包括风扇左支板1、风扇右支板2、信号反射板3和风扇帽罩底座4；所述风扇帽罩底座4是中间为半圆柱、两端为同轴半圆锥的结构，作为整个装置的支撑，半圆柱的外周面上开有两个平行于轴向的支板安装槽，两个支板安装槽的末端通过反射板安装槽连通；
所述风扇左支板1和风扇右支板2与真实发动机风扇叶片结构尺寸一致，其根部插装于支板安装槽内，能够根据需要更换不同的风扇支板；所述信号反射板3为L形板，根部插装于反射板安装槽内；由信号反射板3与风扇左支板1、风扇右支板2、风扇帽罩底座4共同形成一个能够模拟风扇1/n扇形段的回波腔体结构。
在本实施例中，将风扇左支板1、风扇右支板2互相对称的安装在风扇帽罩底座4上，且风扇左支板1、风扇右支板2与发动机风扇结构尺寸基本一致。
在工作时，首先测试风扇左支板1、风扇右支板2、信号反射板3、风扇帽罩底座4组成的反射腔体结构，获得测试数据；然后将风扇左支板1、风扇右支板2换为具有吸波性能的结构型构件风扇左支板1a、风扇右支板2a，再和信号反射板3、风扇帽罩底座4组成的反射腔体结构获得第二次的雷达信号特征数据；最后将两次试验测数据的对比，可以评估具有吸波性能的结构型构件风扇左支板1a、风扇右支板2a与金属的风扇左支板1、风扇右支板2两次的雷达信号特征差值，该差值可反应采用吸波结构材料前后的雷达信号特征衰减量，从而起到对雷达吸波材料对构件级雷达信号降低的贡献。
具体限定为，风扇左支板1、风扇右支板2垂直插入风扇帽罩底座4，信号反射板3与风扇左支板1、风扇右支板2、风扇帽罩底座4共同形成一个能够模拟风扇1/n扇形段的回波腔体结构，一般与被模拟发动机真实支板扇形数相同，扇形角γ＝360°/n，信号反射板3与风扇左支板1的夹角为ε，风扇帽罩底座4前锥角为δ1，后锥角为δ2，风扇左支板1、风扇右支板2与风扇帽罩底座4相交形成的交线互相平行，风扇帽罩底座4上有两个可连接风扇左支板1、风扇右支板2的插孔，以便风扇左支板1、风扇右支板2可以采用具有吸波性能的结构型构件风扇左支板1a、风扇右支板2a进行替换。在本实施例中，n＝16，ε＝30°，δ1＝60°，δ2＝50°。
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 (5)

1.一种航空发动机风扇支板雷达吸波材料对比试验装置，其特征在于：包括风扇左支板(1)、风扇右支板(2)、信号反射板(3)和风扇帽罩底座(4)；所述风扇帽罩底座(4)是中间为半圆柱、两端为同轴半圆锥的结构，作为整个装置的支撑，半圆柱的外周面上开有两个平行于轴向的支板安装槽，两个支板安装槽的末端通过反射板安装槽连通；
所述风扇左支板(1)和风扇右支板(2)与真实发动机风扇叶片结构尺寸一致，其根部插装于支板安装槽内，能够根据需要更换不同的风扇支板；所述信号反射板(3)为L形板，根部插装于反射板安装槽内；由信号反射板(3)与风扇左支板(1)、风扇右支板(2)、风扇帽罩底座(4)共同形成一个能够模拟风扇1/n扇形段的回波腔体结构。
2.根据权利要求1所述 航空发动机风扇支板雷达吸波材料对比试验装置，其特征在于：所述风扇帽罩底座(4)前端的半圆锥锥角为δ1，后端的半圆锥锥角为δ2，δ1＝30°～70°；δ2＝30°～70°。
3.根据权利要求2所述 航空发动机风扇支板雷达吸波材料对比试验装置，其特征在于：所述风扇左支板(1)和风扇右支板(2)之间的夹角为扇形角γ，γ＝360°/n，n表示发动机真实支板扇形数。
4.根据权利要求3所述 航空发动机风扇支板雷达吸波材料对比试验装置，其特征在于：所述信号反射板(3)与风扇左支板(1)之间的夹角为ε，ε＝0°～90°。
5.一种权利要求4所述航空发动机风扇支板雷达吸波材料对比试验装置的试验方法，其特征在于具体步骤如下：
步骤一：首先将风扇左支板(1)、风扇右支板(2)、信号反射板(3)安装于风扇帽罩底座(4)上，组成第一反射腔体结构；然后基于该装置在雷达微波暗室紧缩场条件下，测试出第一反射腔体结构的雷达散射截面RCS；
步骤二：步骤一测试完成获得测试数据后，把风扇左支板(1)和风扇右支板(2)取下，将具有吸波性能的结构型构件风扇左支板(1a)和风扇右支板(2a)安装于风扇帽罩底座(4)上，组成第二反射腔体结构；然后基于该装置在雷达微波暗室紧缩场条件下，测试出第二反射腔体结构的雷达散射截面RCS；
步骤三：步骤二测试完获得雷达信号特征数据，将两次试验测数据进行对比，能够评估具有吸波性能的结构型构件风扇左支板(1a)、风扇右支板(2a)与未采用雷达吸波涂层的金属风扇左支板(1)、风扇右支板(2)的雷达信号特征差值，该差值能够反应采用吸波结构材料前后的雷达信号特征衰减量；
步骤四：依据步骤三的结果，选取RCS值最小的涂层构件，即可选出最优的雷达吸波材料。
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