CN114801363A - 一种航空发动机外场试验背景综合抑制结构 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种航空发动机外场试验背景综合抑制结构，所述抑制结构包括不锈钢层，镜面硬铝层、冷却空气支撑架以及多层涂覆单元，其中，所述镜面硬铝层和所述不锈钢层之间设有用于冷却气体流通的排气扩压流道，所述多层涂覆单元包括依次涂覆的金属粘结层、树脂屏蔽层、雷达吸波层、树脂透波层和红外层。该结构通过有效利用发动机尾喷流引射效应形成排气冷却气流，降低抑制结构温度，具有较高的红外辐射、雷达散射兼容性，特别适用于发动机后向隐身综合测试试验，可兼容不同型号发动机外场试验需求，可有效支撑航空发动机隐身性能研究工作，对保证航空发动机隐身测试精度与有效性具有重要意义。
Description
技术领域
本发明属于航空发动机整机试验与测试技术领域，具体涉及一种航空发动机外场试验背景综合抑制结构。
背景技术
新一代航空发动机红外、雷达特征信号极其微弱，对其进行测试试验时，对测量设备的灵敏度以及测试环境的杂乱反射有极高的要求。航空发动机的红外、雷达动态测试试验，一般在外场的试车台架上开展，此时发动机本体及外场环境的杂乱反射必须进行严格的限制，对背景进行综合抑制措施可以降低其RCS，同时对其红外辐射进行抑制可以提高外场试验隐身测试精度。
现有技术中，针对航空发动机及其部件提出了大量抑制方法及抑制装置，如申请号为201710889740 .9的中国专利《一种隔热隐身耐高温进气道及其制备方法》公开了一种隔热隐身耐高温进气道及其制备方法，该进气道同时具有雷达隐身及红外隐身功能；申请号为202110561668.3的中国专利《一种航空发动机红外与电磁信号特征综合抑制的设计方法》中所公开的技术降低了发动机本身的红外信号和电磁信号特征以抑制红外与电磁信号。现有的方法和结构主要是针对发动机本体或者特定部位，而发动机尾喷管排气温度一般超过1750℃，发动机本体温度过高往往造成其周围测试环境的红外、雷达抑制涂层制备难、要求适应的温度范围高，针对发动机外场试车环境背景抑制研究的较少，难以与发动机热试车状态以及环境结合起来。
发明内容
为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种适用于发动机后向隐身综合测试试验，可兼容不同型号发动机外场试验需求的结构。
为了实现上述目的，本发明提供了如下技术方案，提供一种航空发动机外场试验背景综合抑制结构，所述抑制结构包括作为主承载结构的不锈钢层，用于反射航空发动机高温壳体热辐射的镜面硬铝层、用于将镜面硬铝层固定在不锈钢层上的冷却空气支撑架以及固定在不锈钢层上用于红外和电磁抑制的多层涂覆单元，其中，所述镜面硬铝层和所述不锈钢层之间设有用于冷却气体流通的排气扩压流道，所述多层涂覆单元包括依次涂覆的金属粘结层、树脂屏蔽层、雷达吸波层、树脂透波层和红外层。
本发明所提供的航空发动机外场试验背景综合抑制结构，还具有这样的特征，所述镜面硬铝层为镜面硬铝材料的铝板，所述镜面硬铝层厚度为2mm。
本发明所提供的航空发动机外场试验背景综合抑制结构，还具有这样的特征，所述不锈钢层包括用于涂覆金属粘结层的上安装边、用于与镜面硬铝层组成二股流排气扩压流道的扩压器收敛段和扩压器扩张段以及用于调节伸长量的支撑调节螺杆，所述扩压器收敛段和所述扩压器扩张段可更换。
本发明所提供的航空发动机外场试验背景综合抑制结构，还具有这样的特征，所述不锈钢层的厚度为4mm。
本发明所提供的航空发动机外场试验背景综合抑制结构，还具有这样的特征，所述金属粘结层采用纳米结构NiCrA1Y涂层。
本发明所提供的航空发动机外场试验背景综合抑制结构，还具有这样的特征，所述树脂屏蔽层采用己二胺和丙烯腈改性的环氧树脂或三元乙丙橡胶。
本发明所提供的航空发动机外场试验背景综合抑制结构，还具有这样的特征，所述雷达吸波层采用聚苯胺或钛酸锶钡或膨胀石墨多相复合吸波材料。
本发明所提供的航空发动机外场试验背景综合抑制结构，还具有这样的特征，所述树脂透波层采用SiO2纤维或T300纤维进行透波。
本发明所提供的航空发动机外场试验背景综合抑制结构，还具有这样的特征，所述红外层采用红外发射率不大于0.2的薄膜。
本发明所提供的航空发动机外场试验背景综合抑制结构，还具有这样的特征，所述多层涂覆单元的厚度为2-4mm。
有益效果
本发明所提供的航空发动机外场试验背景综合抑制结构通过有效利用发动机尾喷流引射效应形成排气冷却气流，降低抑制结构温度，具有较高的红外辐射、雷达散射兼容性，特别适用于发动机后向隐身综合测试试验，可兼容不同型号发动机外场试验需求，可有效支撑航空发动机隐身性能研究工作，对保证航空发动机隐身测试精度与有效性具有重要意义。
本发明所提供的航空发动机外场试验背景综合抑制结构通过镜面硬铝层的热反射和冷却流道的气流被动引射冷却，在保障了发动机壳体400℃以内的隔热效果的同时减少了传统石棉隔热或者陶瓷隔热等隔热层，结构简单，特别适用于发动机外场试验环境。
本发明所提供的航空发动机外场试验背景综合抑制结构包括了金属粘结层、树脂屏蔽层、雷达吸波层、树脂透波层、红外层形成的的多层涂覆型结构，具备多波段兼容（雷达、红外），适应外场试验背景温域（-30~400℃），在保证涂层较高水平电性能参数的同时，具有工艺成熟稳定、成本低、涂层维修工艺简单、外场可修复等特点。
附图说明
图1为本发明实施例所提供的航空发动机外场试验背景综合抑制结构的截面示意图。
图2为本发明实施例中的不锈钢层的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图与实施例对本发明作进一步的详细说明，但应当说明的是，这些实施方式并非对本发明的限制，本领域普通技术人员根据这些实施方式所作的功能、方法、或者结构上的等效变换或替代，均属于本发明的保护范围之内。
在本发明实施例的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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创造和简化描述，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创造的限制。
此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明创造中的具体含义。
如图1所示，本实施例提供一种航空发动机外场试验背景综合抑制结构，所述抑制结构包括作为主承载结构的不锈钢层2，用于反射航空发动机高温壳体9热辐射的镜面硬铝层1、用于将镜面硬铝层1固定在不锈钢层2上的冷却空气支撑架8以及固定在不锈钢层2上用于红外和电磁抑制的多层涂覆单元，其中，所述镜面硬铝层1和所述不锈钢层2之间设有用于冷却气体流通的排气扩压流道，所述多层涂覆单元包括依次涂覆的金属粘结层3、树脂屏蔽层4、雷达吸波层5、树脂透波层6和红外层7。图1中实心箭头所示为发动机内流道流体流动方向，空心箭头指示二股流流动方向。
上述实施例中通过有效利用发动机尾喷流引射效应形成排气冷却气流，降低抑制结构温度，具有较高的红外辐射、雷达散射兼容性，特别适用于发动机后向隐身综合测试试验，可兼容不同型号发动机外场试验需求。可有效支撑航空发动机隐身性能研究工作，对保证航空发动机隐身测试精度与有效性具有重要意义。
在部分实施例中，所述镜面硬铝层1为镜面硬铝材料的铝板，所述镜面硬铝层1厚度为2mm，所述镜面硬铝层1用于反射发动机高温壳体9的热辐射。利用镜面硬铝材料的高反射率特性，反射发动机高温壳体9的热辐射。镜面硬铝层1的厚度一方面不会因为过薄导致不能承受较大发动机气动力负荷而破裂，另一方面不会因为过厚造成整体结构过重。
在部分实施例中，所述不锈钢层2包括用于涂覆金属粘结层的上安装边2-1、用于与镜面硬铝层1组成二股流排气扩压流道的扩压器收敛段2-2和扩压器扩张段2-3以及用于调节伸长量的支撑调节螺杆2-4，所述扩压器收敛段2-2和所述扩压器扩张段2-3可更换。二股流排气扩压流道用来引射发动机二股流，该流道与拉瓦尔喷管类似，气流通过较大的入口进入流道，随后流道变窄，气流增速，以较高速度通过喉道后（马赫数不大于1），流道变宽，气流逐渐减速增压，并被发动机尾喷流高速引射出流道，此气流在不锈钢层2和镜面硬铝层1之间不停的流动，产生气动冷却效果，将大幅度降低不锈钢层2的温度，预期不锈钢层2温度不大于300℃，将大幅降低雷达吸波和红外抑制难度，同时也降低金属粘结层3，树脂屏蔽层4，树脂透波层6等工作环境温度与工艺难度，提高其可靠性。通过更换扩压器收敛段2-2、扩压器扩张段2-3，调节调节螺杆2-4，能够组成不同形状，不同引射能力的扩压器，以适应不同型号、不同状态的发动机冷却要求。
在部分实施例中，所述不锈钢层2的厚度为4mm。不锈钢层2为抑制结构的主要承载主体，该厚度可以跟随发动机外形进行构型设计，而不会受发动机本体热量的影响而变形，同时与镜面硬铝层1外侧组成排气扩压流道将有高速气流被引射出，高速气流受不锈钢层2和冷却空气支撑架8的固化作用不会引起抑制结构的颤振，保证背景的稳定性。
在部分实施例中，所述金属粘结层3采用纳米结构NiCrA1Y涂层。
在部分实施例中，所述树脂屏蔽层4采用己二胺和丙烯腈改性的环氧树脂或三元乙丙橡胶。
在部分实施例中，所述雷达吸波层5采用聚苯胺或钛酸锶钡或膨胀石墨多相复合吸波材料。此吸波材料依靠介质的电子极化、分子极化来衰减电磁波。
在部分实施例中，所述树脂透波层6采用SiO2纤维或T300纤维进行透波。
在部分实施例中，所述红外层7采用红外发射率不大于0.2的薄膜。
在部分实施例中，所述多层涂覆单元的厚度为2-4mm。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。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，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本发明的保护范围。
Claims (10)
1.一种航空发动机外场试验背景综合抑制结构，其特征在于，所述抑制结构包括作为主承载结构的不锈钢层，用于反射航空发动机高温壳体热辐射的镜面硬铝层、用于将镜面硬铝层固定在不锈钢层上的冷却空气支撑架以及固定在不锈钢层上用于红外和电磁抑制的多层涂覆单元，
其中，所述镜面硬铝层和所述不锈钢层之间设有用于冷却气体流通的排气扩压流道，
所述多层涂覆单元包括依次涂覆的金属粘结层、树脂屏蔽层、雷达吸波层、树脂透波层和红外层。
2.根据权利要求1所述的航空发动机外场试验背景综合抑制结构，其特征在于，所述镜面硬铝层为镜面硬铝材料的铝板，所述镜面硬铝层厚度为2mm。
3.根据权利要求1所述的航空发动机外场试验背景综合抑制结构，其特征在于，所述不锈钢层包括用于涂覆金属粘结层的上安装边、用于与镜面硬铝层组成二股流排气扩压流道的扩压器收敛段和扩压器扩张段以及用于调节伸长量的支撑调节螺杆，所述扩压器收敛段和所述扩压器扩张段可更换。
4.根据权利要求1所述的航空发动机外场试验背景综合抑制结构，其特征在于，所述不锈钢层的厚度为4mm。
5.根据权利要求1所述的航空发动机外场试验背景综合抑制结构，其特征在于，所述金属粘结层采用纳米结构NiCrA1Y涂层。
6.根据权利要求1所述的航空发动机外场试验背景综合抑制结构，其特征在于，所述树脂屏蔽层采用己二胺和丙烯腈改性的环氧树脂或三元乙丙橡胶。
7.根据权利要求1所述的航空发动机外场试验背景综合抑制结构，其特征在于，所述雷达吸波层采用聚苯胺或钛酸锶钡或膨胀石墨多相复合吸波材料。
8.根据权利要求1所述的航空发动机外场试验背景综合抑制结构，其特征在于，所述树脂透波层采用SiO2纤维或T300纤维进行透波。
9.根据权利要求1所述的航空发动机外场试验背景综合抑制结构，其特征在于，所述红外层采用红外发射率不大于0.2的薄膜。
10.根据权利要求1所述的航空发动机外场试验背景综合抑制结构，其特征在于，所述多层涂覆单元的厚度为2-4mm。
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