[发明专利]一种航空发动机前向雷达隐身结构

说明书

本申请属于飞机发动机设计领域，涉及一种航空发动机前向雷达隐身结构。该结构包括发动机进气机匣(1)，发动机进气机匣(1)具有多个固定支板(11)，前端设置有吸波导流结构(2)，吸波导流结构(2)前端设置有引气金属前缘(3)，吸波导流结构(2)具有吸波支板(21)，引气金属前缘(3)具有前缘支板(31)，前缘支板(31)的尾端、吸波支板(21)及固定支板(11)的沿进气机匣轴向方向的横截面等宽，自前缘支板(31)的尾端至前缘支板(31)的前端沿进气机匣轴向方向的横截面逐渐收缩。本发明通过在发动机风扇进气机匣前端增加吸波导流结构、吸波帽罩，使得发动机前向雷达RCS显著降低，有效提高发动机前向雷达隐身能力。

技术领域

本申请属于飞机发动机设计领域，特别涉及一种航空发动机前向雷达隐身结构。

背景技术

随着隐身飞行器对航空发动机的隐身性能要求逐渐提高，发动机前向风扇部件的雷达隐身设计需求日益增长。目前，现役的大多数航空发动机均未考虑前向雷达隐身，仅有少数型号航空发动机的前向风扇部件采取了雷达隐身措施，包括风扇帽罩尖锥修形、应用雷达吸波涂层等。例如F-135发动机的风扇帽罩采用了尖锥修形设计，规避入射电磁波反射方向，进气机匣支板、内/外流道表面以及可调叶片表面应用雷达吸波涂层，对入射电磁波进行吸收、折射。但随着隐身飞行器对发动机前向隐身性能需求的进一步提高，单纯的风扇帽罩尖锥修形、雷达吸波涂层已不能满足高隐身飞机对发动机的隐身性能要求。

现有发动机前向风扇部件雷达隐身技术方案虽能提高发动机前向雷达隐身性能，但是由于受制于风扇气动性能、可靠性等因素制约，雷达吸波涂层厚度较薄，吸波能力有限，无法兼顾宽频的雷达隐身需求，更加无法满足未来高隐身飞机对发动机前向雷达隐身性能的更高要求。同时，由于雷达吸波涂层应用于发动机最前端的风扇部件上，风扇部件高频振动较强，涂层与金属基材的粘接可靠性将直接影响发动机安全，因此雷达吸波涂层在风扇部件的工程应用难度较大，对发动机的安全性影响较大。

综上，现有的航空发动机前向雷达隐身技术无法满足宽频雷达隐身能力需求，且无法满足未来高隐身飞机对发动机前向雷达隐身性能的更高要求，现有的航空发动机前向雷达吸波涂层应用技术对发动机安全性影响较大。

发明内容

为了解决上述问题，本申请提供了一种航空发动机前向雷达隐身结构，安装于航空发动机前端位置，具体包括发动机进气机匣，所述发动机进气机匣具有沿径向方向延伸的多个固定支板，其中，所述发动机进气机匣前端设置有吸波导流结构，吸波导流结构前端设置有引气金属前缘，所述吸波导流结构具有吸波支板，引气金属前缘具有前缘支板，沿进气机匣轴向方向，所述吸波支板位于固定支板前方，所述前缘支板位于所述吸波支板前方，且前缘支板的尾端、吸波支板及固定支板的沿进气机匣轴向方向的横截面等宽，自所述前缘支板的尾端至所述前缘支板的前端沿进气机匣轴向方向的横截面逐渐收缩。

优选的是，所述吸波导流结构具有同心的吸波外环及吸波内环，所述吸波支板支撑连接在吸波外环与吸波内环之间。

优选的是，所述引气金属前缘具有同心的前缘外环及前缘内环，所述前缘支板支撑连接在前缘外环与前缘内环之间。

优选的是，所述前缘支板内部沿前缘支板延伸方向具有流道，所述流道一端连接至前缘外环，另一端连接至前缘内环，用于将前缘外环内的高温气体引入至前缘内环处。

优选的是，所述前缘支板自前缘内环向前缘外环延伸的方向与发动机进气机匣轴线的夹角为锐角α。

优选的是，锐角α处于81°～85°之间。

优选的是，还包括在所述引气金属前缘中心处向前延伸的吸波帽罩，所述吸波帽罩向前形成圆锥结构，所述圆锥结构的全锥角β为75°～79°。

优选的是，所述吸波帽罩由具有吸收电磁波功能的复合材料制成。

优选的是，所述吸波导流结构由具有吸收电磁波功能的复合材料制成。