一种航空发动机前向雷达隐身结构的制作方法

1.本技术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：

2.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
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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。
3.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。
4.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。


技术实现要素：

5.为了解决上述问题，本技术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。
6.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。
7.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。
8.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。
9.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。
10.优选的是，锐角α处于81
°
～85
°
之间。
11.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
°
。
12.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。
13.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。
14.优选的是，所述引气金属前缘由钛合金制成。
15.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。
附图说明
16.图1是本技术航空发动机前向雷达隐身结构的一优选实施例的隐身结构示意图。
17.图2是本技术图1所示实施例的隐身结构分解示意图。
18.图3是本技术图1所示实施例的引气金属前缘结构示意图。
19.图4是图3的b
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b剖示意图。
20.图5是本技术图1所示实施例的前缘支板与吸波帽罩参数示意图。
21.图6是本技术图1所示实施例的前缘支板与前缘外环结构示意图。
22.其中，1
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发动机进气机匣，2
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吸波导流结构，3
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引气金属前缘；
23.11
‑
固定支板，21
‑
吸波支板，22
‑
吸波外环，23
‑
吸波内环，31
‑
前缘支板，32
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前缘外环，33
‑
前缘内环，4
‑
吸波帽罩。
具体实施方式
24.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施方式中的附图，对本技术实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本技术一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本技术，而不能理解为对本技术的限制。基于本技术中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本技术保护的范围。下面结合附图对本技术的实施方式进行详细说明。
25.本技术提供了一种航空发动机前向雷达隐身结构，如图1及图2所示，包括发动机进气机匣1，所述发动机进气机匣1具有沿径向方向延伸的多个固定支板11，所述发动机进气机匣1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，所述吸波导流结构2具有吸波支板21，引气金属前缘3具有前缘支板31，沿进气机匣轴向方向，所述吸波支板21位于固定支板11前方，如图3及图4所示，所述前缘支板31位于所述吸波支板21前方，且前缘支板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，自所述前缘支板31的尾端至所述前缘支板31的前端沿进气机匣轴向方向的横截面逐渐收缩。
26.本技术通过在发动机风扇进气机匣1前端增加吸波导流结构2、吸波帽罩4，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。
27.本技术通过在吸波支板21前端设置前缘支板31，避免了吸波支板21直接受到外物打伤，提高吸波支板21工作可靠性、安全性。
28.在一些可选实施方式中，如图2所示，所述吸波导流结构2具有同心的吸波外环22及吸波内环23，所述吸波支板21支撑连接在吸波外环22与吸波内环23之间。
29.在一些可选实施方式中，所述引气金属前缘3具有同心的前缘外环32及前缘内环33，所述前缘支板31支撑连接在前缘外环32与前缘内环33之间。
30.在一些可选实施方式中，如图4、图5、图6所示，所述前缘支板31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32，另一端连接至前缘内环33，用于将前缘外环32内的高温气体引入至前缘内环33处，用于对前缘内环33和吸波帽罩4进行加热。
31.在一些可选实施方式中，如图5所示，所述前缘支板31自前缘内环33向前缘外环32延伸的方向与发动机进气机匣1轴线的夹角为锐角α。
32.在一些可选实施方式中，锐角α处于81
°
～85
°
之间。
33.在一些可选实施方式中，还包括在所述引气金属前缘3中心处向前延伸的吸波帽罩4，所述吸波帽罩4向前形成圆锥结构，所述圆锥结构的全锥角β为75
°
～79
°
。
34.本技术通过控制前缘支板31与发动机轴线夹角、吸波帽罩4全锥角，可使发动机前向雷达rcs进一步降低，进一步提高发动机前向雷达隐身能力。
35.在一些可选实施方式中，所述吸波帽罩4由具有吸收电磁波功能的复合材料制成。
36.在一些可选实施方式中，所述吸波导流结构2由具有吸收电磁波功能的复合材料制成。本技术的吸波导流结构2由于采用具有吸收电磁波功能的复合材料制成，其厚度远大于吸波涂层厚度，能够在宽频实现较高的吸波性能，有利于发动机雷达隐身设计。
37.在一些可选实施方式中，所述引气金属前缘3由钛合金制成。
38.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。