航空发动机隐身技术研究及管理工作探讨

隐身技术是提高军用飞机生存力、作战效能的有效手段。航空发动机红外隐身和雷达隐身是飞机隐身的重点和难点。在对航空发动机红外、雷达隐身技术简要分析的基础上,给出了对航空发动机隐身技术研究及管理工作的一些思考,指出了航空发动机隐身技术研究和管理应重点开展发动机隐身要求和作战效能分析,加强发动机隐身专业体系建设,梳理发动机隐身技术研究流程和路线图,注重发动机隐身技术研究配套保障条件建设等。     

航空发动机隐身技术分析与论述

阐述了发动机在红外和雷达隐身的重要意义,同时阐述了发动机多种隐身技术措施,并兼顾考虑发动机推力、重量等代价。指出推动发动机和飞机一体化隐身技术的发展是未来战机隐身能力提升的关键。同时,阐述了不同发动机隐身措施适应不同作战飞机要求的应用情况,在此基础上对后续发动机隐身技术能力提升还存在的技术问题和后续研究重点进行了分析和阐述。     

航空发动机喷管隐身修形设计技术分析

介绍了国外航空发动机喷管隐身修形设计技术在轰炸机、战斗机及无人机上的应用,阐述了喷管隐身修形设计技术的基本原理及其在实现发动机红外隐身及雷达隐身方面的重要性。分析了喷管锯齿修形设计技术对飞机/发动机的气动特性、红外及雷达隐身的影响,着重分析了锯齿结构对高温气流核心区长度的影响,获得了飞机类型、作战目的、喷管类型等因素与喷管锯齿修形设计技术选取的关系,及2元喷管锯齿形结构与轴对称喷管锯齿形结构的设计原则。     

涡轮风扇发动机在飞机红外隐身上的优势

简要介绍了飞机红外隐身技术的发展现状,比较详细地阐述了涡扇发动机在飞机红外隐身上的优势,如可降低发动机及其尾焰的红外辐射强度;兼顾了良好的隐身性能和很好的作战性、机动性.     

变循环发动机后向雷达隐身性能计算

为分析带分流环的变循环发动机后向雷达隐身性能,利用物理光学迭代法对带分流环的变循环发动机和不带分流环的常规构型发动机分别进行了后向隐身性能计算,得到了两种类型发动机在不同电磁波入射方位角时的雷达散射截面积(RCS),并借助感应电流的分析方法对计算结果进行了解释和对比分析.研究结果表明,相对于常规构型发动机,带分流环的变...     

我国航空发动机用几种涂层技术的差距及未来发展

论述了航空发动机隐身、抗冲蚀、防钛火涂层的技术现状.强调研究多元合金化及复合冲蚀涂层、阻燃涂层及阻燃性能测试技术,研究强吸波和低红外发射涂层、宽频带和多频谱隐身、雷达与红外隐身兼容涂层,以促进我国隐身战机的研制.     

一体化加力燃烧室支板雷达隐身修形仿真

为获得一体化加力燃烧室中支板的雷达隐身修形角度对发动机后向雷达散射截面（RCS）的影响规律,支撑一体化加力燃烧室雷达隐身修形设计,以配装轴对称喷管的某型发动机为载体,利用弹跳射线法（SBR）和物理绕射理论（PTD）方法进行了电磁散射特性仿真,分析了支板倾斜角度和斜切角度对发动机后向RCS的影响。结果表明：对一体化加力燃烧室支板尾端进行雷达隐身修形设计能够显著降低发动机后向RCS均值,可使发动机后向0°～30°范围RCS均值下降40%以上;在配装轴对称喷管的情况下,支板倾斜角的选取应重点避开88°～98°区域,斜切角的选取应重点避开0°～8°区域,当支板尾端倾斜角为68°、斜切角为16°时,一体化加力燃烧室具有较好的雷达隐身效果。     

进气道隐身装置与发动机联合试验研究

介绍了进气道隐身装置与某涡扇型发动机地面联合试验的设备组成与试验方法,分析了风扇形吸波导流体的隐身原理。通过实验,确定了吸波导流体对进气道气动性能的影响,考验了由复合材料构成的隐身装置的结构强度。      

整流支板和火焰稳定器的一体化设计及性能分析

针对航空发动机高推质比、高隐身的需求,提出一种加力燃烧室整流支板和火焰稳定器一体化设计的方法,并开展了相关模型加力燃烧室的计算和试验研究.研究结果表明:采用一体化设计加力燃烧室,能够缩短加力燃烧室长度,大幅降低非加力状态的冷态流阻,明显改善发动机加力燃烧室的性能,提高发动机的推质比.可为解决高推质比、高隐身发动机技术提供了一种新的思路和研究方向.      

带中心锥航空发动机腔体电磁散射特性数值研究

为了研究中心锥顶角和电磁波入射方位改变对航空发动机腔体的电磁散射特性的影响,采用物理光学(PO)法和等效棱边电磁流(EEC)法,对带中心锥发动机腔体在C波段入射频率f=6 GHz下进行电磁散射计算。计算结果表明:在水平极化下入射角为4°~28°范围内,中心锥顶角30°的发动机腔体的雷达散射截面(RCS)值较小;由等效电流图上得到特定角度下发动机腔体散射强弱分布,为发动机腔体关键散射区域采取隐身措施以提高隐身性能提供参考。     

飞/发性能一体化技术在航空发动机设计中的应用

分析了国内外飞/发性能一体化设计技术的发展,中国现处于飞机和发动机双方通过协调确定各自技术状态阶段,尚未开展系统一体化设计。详细阐述了前机身、进气道与发动机在流场、流量及隐身性能,发动机尾喷管与飞机后机身在安装性能、隐身性能,飞机功率提取、环控引气与飞/发性能、稳定性等一体化设计技术的研究内容。详细分析了在航空发动机研制中应用飞/发性能一体化技术的主要关注点,并指出了飞/发一体化设计技术推广应用的方向。     

美国第6代战斗机发动机关键技术综述

通过对美国政府报告、科研报告、会议论文、期刊论文、动态信息的搜集、消化与分析,针对美国第6代战斗机,归纳其超声速巡航与作战、超常规机动、超级隐身、超远程打击、超越物理域和信息域的实时控制等战略与战术需求,总结其对发动机的大推力(推重比)、低油耗、超隐身、高机动、低费用等要求,并分析了其发动机可能采取的变循环、高综合性能、低信号特征、矢量喷管、热管理等关键技术,得出了第6代战斗机发动机大量关键技术需要深入验证,形成产品还需较长时间的结论.     

《航空动力学报》2004年(第19卷)分类索引

气动热力学与总体设计某型发动机高原起动过程数学模型建立吴利荣 ,李　剑 ,谢寿生 ,等 ( 5 8 )…………………………涡扇发动机部件特性的 BP网络研究陈　策 ,李　军 ( 61 )……………………………………………进气道隐身装置与发动机联合试验研究李文峰 ,程邦勤 ,王永生等 (     

变循环发动机雷达隐身性能计算

正变循环发动机可通过调节流量、增压比和涵道比,使发动机在多种飞行条件和工作状态下都具有良好的使用性能和较高的工作效率,有效改善发动机耗油率和航程等,为此得到各航空强国的重视。从公开文献看,目前的变循环发动机研究主要集中于部件优化设计、性能计算、优势分析和数学建模,针对发动机雷达隐身特性的较少。     

国外航空发动机隐身标准浅析

对国外航空发动机隐身标准中红外线辐射、紫外线辐射、雷达横截面、噪声、排烟、气体排放物、燃油流/油气团的喷出和水蒸汽凝结尾流8方面重点要求进行对比分析,为我国航空发动机隐身技术发展及标准的研究与制定提供支撑.     

美国空军加快B-2A全面升级

今年4月，在美国国防部长盖茨提交的2010财年国防预算中，宣布暂停新一代轰炸机的研制，把节省的经费用于对B-2A隐身战略轰炸机的改进，从而推进了美国空军对B-2A的全面改造和升级。升级的内容涉及到隐身材料、雷达、武器和发动机等方面。     

从航空发动机视角看飞/ 发一体化问题

从航空发动机视角对现役民用航空发动机、军用第3、4代航空发动机、在研高超声速飞行器组合动力装置、变循环发动机及智能发动机等设计中的飞/发一体化关键技术进行分析,总结了现役发动机进/排/发一体化设计、飞/发隐身一体化设计、第4代发动机飞机引气与轴功率提取的发动机一体化管控、高超声速飞行器进/排/发一体化设计、变循环发动机及智能发动机飞/发一体调控等关键技术研究情况,以期为推动航空发动机在飞/发一体化技术领域的快速发展提供有益参考。     

飞机尾焰辐射的抑制技术

飞机的各种涡轮发动机具有高的功率质量比，对由它引起的尾焰红外辐射进行抑制是飞机红外隐身的关键之一。本文首先分析了飞机的气体涡轮发动机，然后细致研究了飞机尾焰的红外辐射和抑制技术。     

新型内突扩加力燃烧室方案可行性分析

介绍了一种新型内突扩加力燃烧室方案,具有质量轻、尺寸小、红外隐身功能突出等优点;在分析当前高推重比发动机需求的基础上,结合目前国内外加力燃烧室的技术水平,根据新一代军用发动机的加力燃烧室进气参数,论证了该方案所具有的现实可行性。     

对于米格-1.42的进一步推测

尽管由于经费问题1.42研制进展缓慢,但还是有一些信息被透露出来,已可初步肯定1.42将是30吨级的具有隐身能力的新一代多用途战斗机,采用两台180千牛的R-79发动机.根据设计局总设计师证实该机将肯定有隐身能力.为此,主要武器将采用专门为该机设计的内装式R-77中程空空导弹.该导弹将