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为研究塞锥存在对喷管雷达隐身特性的影响,以涡扇发动机轴对称喷管为基础,设计了加有不同锥度塞锥的塞式喷管;运用自主开发的基于物理光学迭代(IPO)和等效边缘电磁流(EEC)方法的程序对各型塞式喷管的雷达散射特性进行了数值计算并与原轴对称喷管特性进行对比分析。结果表明:塞式喷管能够有效降低喷管雷达散射截面(RCS);但0°仰俯角附近会有局部升高,在水平极化和垂直极化方式下RCS值分别比原喷管最大增大8.14%,11.77%;存在最优锥度,在水平和垂直极化方式下都能够最大程度减小喷管总场RCS均值,使得其比原喷管分别减缩13.2%,15.2%。 相似文献
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为了获取航空发动机排气系统的雷达散射特性,以亚巡状态典型发动机排气系统物理模型为基础,采用高频计算方法弹跳射线法计算了排气系统在6、10、15 GHz 3个典型频点下水平极化与垂直极化的雷达散射截面(RCS)分布规律,并通过计算10GHz频点的热点成像确定了排气系统中的强散射源。结果表明:随着频率的提高,雷达波对目标细节的探测能力有所增强,排气系统RCS曲线上的强散射峰值数量明显增加,且分布位置有所不同;随着俯仰角的增大,排气系统在水平探测面-30°~30°内的RCS散射峰值的分布位置与强度均发生变化,与俯仰角0°时相比,RCS均值最大降幅可达94.1%;综合不同探测角度下的成像情况,支板、加力内锥、火焰稳定器与喉道截面热点强度较大,是雷达波的强散射源,也是发动机雷达隐身需要关注的重点。 相似文献
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《燃气涡轮试验与研究》2019,(6):31-35
为研究航空发动机中心锥锥角对发动机腔体电磁散射特性的影响,采用迭代物理光学法和矩量法计算了不同锥角下雷达散射截面(RCS)随探测角度的变化,分析了不同探测角度范围下RCS平均值的变化趋势。结果表明:在-6°~6°探测角下,中心锥半锥角45°为RCS均值峰值点,半锥角40°及60°时出现RCS均值波谷值;40°或60°半锥角可作为航空发动机中心锥设计参考值。 相似文献
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不同出口形状S形喷管的RSC特性 总被引:1,自引:0,他引:1
采用超椭圆方法、面积变化规律及中心线变化规律设计了三种出口形状的S形喷管,结合等效边缘电磁流(EEC)法和迭代物理光学(IPO)法开发了计算程序;EEC法分析喷管出口边缘产生的绕射场对S形喷管的雷达散射截面(RCS)的贡献;IPO法分析S形喷管腔体产生的散射场对S形喷管RCS的贡献;通过对两种电磁场所产生的电磁波的矢量叠加计算S形喷管的总RCS;在此基础上,研究了3种不同出口形状的S形喷管的RCS特性.结果表明:出口形状对RCS影响较大;圆形出口是3种S形喷管中RCS最小的;相互错位的锯齿修型可有效减小喷管的RCS;喷管的S形结构设计使得全局探测角内总散射场的RCS不关于0°探测角对称,并使得最大RCS移向正探测角. 相似文献
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针对高推重比、高隐身航空发动机的技术需求,提出了1种带气膜冷却的加力内锥、整流支板和火焰稳定器的加力燃烧室一体化设计方法,对一体化加力燃烧室的温升、壁温分布、总压恢复系数、CO排放和燃烧效率分别进行了计算。结果表明:该方法在保证加力燃烧室燃烧性能不变的前提下,能将现有的加力燃烧室长度缩短1/5,并使加力内锥壁温降低33.3茗。为实现高推重比、高隐身动力技术提供了新的思路和研究方向。 相似文献