航空發動機隱身技術分析與論述

鄧洪偉，尚守堂，金海，楊勝男，王旭

中國航空沈陽發動機研究所，遼寧 沈陽 10015

目前，四代戰斗機及未來的隱身飛機對發動機提出了較高的隱身指標要求。而發動機后腔體及其內部件和邊緣等產生的雷達散射信號、后腔體及其熱端部件和尾噴流等產生的紅外輻射信號占整個飛機尾部方向特征信號的95%以上。此外，發動機噴管的顏色、腔體反射及尾噴流產生的高溫熱態水蒸氣遇冷產生的尾跡會對飛機的可見光隱身產生較大困難。如果發動機不能實現后向的隱身，則隱身飛機無法實現全方位的隱身，其作戰能力將大幅降低，因此，在體系對抗條件下，發動機后向的綜合隱身技術研究十分必要[1～3]。

1 發動機隱身技術的實施途徑

不同作戰用途的飛機，其發動機隱身的技術措施也有差異。一般來講，發動機常見的隱身技術措施主要分為紅外隱身措施、雷達隱身措施和可見光隱身措施。

紅外隱身措施主要包括高溫壁面冷卻、紅外隱身材料、低溫部件占位遮擋高溫部件（遮擋技術）、高溫燃氣流強化摻混和氣溶膠技術等。代表性技術措施為與渦輪后框架一體化的隱身加力燃燒室、紅外隱身涂層/鍍膜技術、二維矢量噴管、S彎二維矢量噴管和飛機后機身遮擋技術等。

雷達隱身措施按照機理分主要包括雷達外形控制技術、隱身材料應用技術等。代表性的技術措施如S彎進氣道、尖錐帽罩、加力內錐尖錐修形、鋸齒噴管、二維矢量噴管、S彎二維噴管、耐中高溫雷達吸波涂層應用等。

可見光隱身主要通過降低發動機表面反光度、使后腔體與飛機和背景一致或減少尾噴流的尾跡來實現，具體措施體現在采用反光度低的隱身涂層和改變飛行高度等來減少可見尾跡。

在國外的發動機隱身措施中，有些措施是既考慮紅外隱身，又兼顧雷達隱身，如二維矢量噴管等。

本文以國外典型發動機隱身措施舉例說明[4～6]。

1.1 風扇修形及進氣道雷達遮擋隱身技術

F-22A戰斗機采用的F119發動機采用了風扇雷達修形設計技術，如風扇帽罩采用了尖錐修形技術。圖1為F119尖錐形風扇帽罩。與之匹配的進氣道采用了S彎流道設計。圖2為F-22A的S彎進氣道。這樣設計的優點是前向雷達波入射后經過多次的反射，在反射重點區域配合雷達吸波涂層可以大幅度地降低前向雷達截面積（RCS）。

與S彎進氣道相似的是無邊界層隔道超聲速進氣道（DSI），如圖3所示。該進氣道在F35戰斗機上采用，該進氣道的雷達隱身原理與S彎進氣道相似。以上措施利用了雷達修形設計技術、遮擋技術、隱身材料技術等。

圖1 F119尖錐形風扇帽罩Fig.1 F119 engine fan rectifying cone

圖2 F-22A的S彎進氣道Fig.2 The S bend inlet of F-22A

圖3 F-35的DSI進氣道Fig.3 DSI inlet of F-35

1.2 與渦輪后框架一體化的隱身加力燃燒室

F119發動機還配裝了與渦輪后框架一體化的隱身加力燃燒室。三代機加力燃燒室如圖4所示。該燃燒室取消傳統加力燃燒室的裸露噴油桿、環形火焰穩定器等部件，將噴油桿集成到支板中，火焰穩定器由支板后邊緣充當。16個渦輪后支板與加力穩定器、燃油管和噴油桿等集成一體，并引入外涵氣流進行冷卻，同時對渦輪葉片進行100%的遮擋，在滿足渦輪后支板整流和加力燃燒室混合、擴壓、穩定與組織燃燒的功能、氣動和燃燒性能的同時，使得加力燃燒室具有非常好的紅外/雷達隱身效果；在腔體內壁綜合應用了耐高溫吸波涂料和耐高溫低紅外發射率材料；在加力燃燒室內錐和噴管采用了冷卻結構大幅降低發動機加力和渦輪高溫構件固體壁面的紅外輻射，加力內錐采用了尖錐設計，錐角優化設計可使進入發動機后腔體的雷達波經多次反射、折射后能量大幅衰減，有效減少發動機后向的RCS。圖5為與渦輪后框架一體化隱身加力燃燒室。

圖4 三代機加力燃燒室Fig.4 The third generation engine combustion chamber

圖5 與渦輪后框架一體化隱身加力燃燒室Fig.5 The invisibility afterburner with the turbine rear frame

該加力燃燒室在設計上采用了紅外壁面冷卻設計技術、遮擋技術、雷達修形設計技術、隱身材料應用技術等多項紅外及雷達隱身措施。

1.3 小寬高比二維矢量噴管

F-22A戰斗機采用的F119發動機配裝了小寬高比二維矢量噴管，如圖6所示。該噴管對噴流的強化摻混有較大幫助，可使高溫燃氣迅速冷卻，能夠明顯降低核心噴流高溫區域的長度，從而降低其紅外輻射強度。同時，該噴管壁面采用了壁面冷卻設計技術，壁面溫度的降低可進一步降低噴管的固體紅外輻射。

圖6 F119發動機二維俯仰矢量噴管Fig.6 F119 engine 2D vector nozzle

在雷達隱身方面，該噴管出口采用了大鋸齒雷達修形設計技術，對與飛機彈性片的連接部位采用了小鋸齒修形設計。小寬高比二維矢量噴管可將照射到發動機內部的雷達波反射到其他角度，降低探測角度的雷達回波能量，有利于降低RCS，同時該噴管也采用了多種隱身涂層。

浩亭正從物理連接向數字連接的變革中轉變，產品設計理念上就要圍繞新的方向，包括模塊化、標準化和數字化。對此，浩亭電氣與浩亭信息技術軟件開發行政總裁烏弗·格拉夫（Uwe Graff）先生解釋說，“在模塊化方面，Smart Han連接器是浩亭模塊化產品的典型代表，可靈活搭配，以響應交通和機械領域的客戶需求，可顯著縮短基礎連接的現場時間；數字化的代表性產品就是MICA，這是一個數字化采集平臺，可對狀態環境進行現場數據采集，還有RFID產品也是擴展數字連接的產品線之一，關鍵是要貼近客戶實現技術落地。”

該噴管在設計上采用了紅外壁面冷卻設計技術、噴流的強化摻混技術、遮擋技術、雷達修形設計技術、隱身材料應用技術等多項紅外及雷達隱身措施。圖7為二維俯仰矢量噴管隱身技術的應用。

圖7 二維俯仰矢量噴管隱身技術Fig.7 Stealth technology of 2D vector nozzle

1.4 S彎二維噴管

S彎二維噴管一般應用在無人機和轟炸機中，如B-2隱身轟炸機采用了S彎二維噴管。圖8為S彎二維噴管在轟炸機發動機上的應用。S彎二維噴管可以大幅降低發動機紅外輻射和RCS。主要是通過遮擋技術、壁面冷卻技術和隱身材料應用技術實現。

圖8 S彎二維噴管在轟炸機發動機上的應用Fig.8 Application of S bend 2D nozzle on bomber engine

S彎二維噴管可以使發動機紅外輻射強度降低接近90%，RCS降低接近99%。由于S彎噴管在隱身方面具有較大優勢，因此，美國空軍研究實驗室（AFRL）多用途經濟可承受的先進渦輪發動機（VAATE）計劃中也考慮采用S彎二維噴管，同時該噴管具有矢量推力能力。圖9為S彎二維噴管在戰斗機發動機上的應用。

圖9 S彎二維噴管在戰斗機發動機上的應用Fig.9 Application of S bend 2D nozzle on fi ghter engine

1.5 軸對稱鋸齒修形噴管

軸對稱鋸齒修形噴管是考慮隱身和發動機綜合性能而折中的一種噴管，該噴管隱身能力一般，但重量輕、推力損失小，被F-35戰斗機的發動機F135所選用，F135發動機如圖10所示。具有高機動性、高敏捷性和良好的低可探測性。配裝的F135發動機是低成本、多用途且新穎的推進系統，采用了鋸齒形裙邊軸對稱噴管，如圖11所示。

圖10 F135發動機Fig.10 F135 engine

圖11 F135鋸齒修形噴管Fig.11 The serrated shape nozzle of F135 engine

除采用鋸齒修形外，該噴管還采用了雙層壁冷卻設計和復合材料兼雷達吸波功能的外調節片等措施。

1.6 隱身材料應用

F119和F135發動機采用了大量的隱身涂層，如紅外隱身涂層、雷達吸波涂層等。隱身材料的應用可以在不改變結構設計的前提下降低紅外輻射和RCS，但發動機高溫、高氣流沖刷和振動等環境使隱身涂層材料研制和應用產生困難。圖12為隱身材料的應用。

1.7 其他隱身措施

除了以上隱身措施，還有氣溶膠技術、飛機后機身遮擋技術、飛機后機身冷卻技術等一系列隱身技術。

圖12 隱身材料的應用Fig.12 The application of stealth materials

圖13 F-22A對發動機的側向遮擋部件Fig.13 The F-22A plane blocks the engine’s side

圖14 YF-23飛機對發動機擴張段的冷卻Fig.14 YF-23 aircraft cooling of engine expansion section

2 發動機隱身的代價和風險

發動機隱身需要綜合考慮發動機氣動性能、結構、紅外和雷達的綜合匹配性能，做到兼容性設計。要考慮發動機隱身所付出的代價、風險、可實現性以及與飛機一體化匹配技術等工作，發動機典型隱身措施應用難點及代價見表1。

表1 典型隱身措施應用難點及代價Table 1 Diff i culties and costs of typical stealth measures

發動機隱身需要綜合對噴管、加力、渦輪、風扇、高溫部件冷卻、隱身材料應用進行綜合的匹配性設計。發動機高溫、高負荷等復雜惡劣的工作環境是紅外和雷達隱身材料一直難以攻克的最大障礙；發動機的推力損失、空間尺寸、重量等限制以及長壽命、高可靠性要求等給發動機隱身結構改進設計工作帶來了巨大難度和挑戰。因此，隱身工作是集發動機性能、結構、隱身設計思想、隱身材料應用、飛發一體化隱身于一身的綜合設計的系統工程，需要綜合評估其代價和風險。

目前，我國航空發動機隱身技術研究與國外先進技術相比還有一定差距，需要加大人力、物力、財力予以支持。后續需要在數值仿真計算、軟件開發、基礎試驗測試、高逼真度環境下的飛機/發動機聯合隱身試驗測試等方面需要開展深入的研究工作[8～12]。

3 發動機隱身指標

發動機隱身指標需要飛機對隱身作戰效能綜合評估后提出，由于發動機隱身設計難度較大，因此，飛機對發動機提出的隱身指標應先進行作戰效能評估，考慮體系對抗條件下的發動機綜合隱身能力值，同時考慮到發動機隱身所付出的代價和風險，在此背景下，提出適合發動機的隱身指標。例如，確定威脅方位、威脅源后，給出發動機前向和后向在不同水平角度和俯仰角度范圍內的隱身指標限制值，如圖15、圖16所示。

根據國軍標確定俯仰角、方位角、輻射通帶、海拔高度、發動機工作狀態等技術要求。

圖15 威脅源方位Fig.15 The location of the threat source

圖16 飛機前后向隱身能力確定Fig.16 Determination of stealth capability before and after the aircraft

4 飛發一體化隱身技術

發動機隱身技術指標要考慮與氣動性能、結構強度、可靠性等技術指標，還要兼顧紅外、雷達隱身要求的平衡。發動機隱身技術指標的實現離不開飛發一體化協同工作。因此，飛發一體化隱身技術的不斷發展是后續飛機平臺隱身能力提升的關鍵。

同時，未來先進的隱身飛機將逐步實現飛機和發動機的一體化設計來實現隱身能力的大幅提高[13～16]。

5 結束語

本文初步論述了發動機隱身需求、國外航空發動機隱身技術措施，分析了發動機隱身的代價和風險，闡述了發動機隱身指標需綜合評估作戰效能后考慮前后向差異，提出考慮發動機研制代價和風險的隱身指標。同時指出發動機隱身研制離不開飛機的支持，需要與飛機共同開展飛發一體化隱身設計技術研究工作。

在未來的綜合體系對抗條件下，航空發動機后向紅外和雷達隱身也十分重要，同時未來發動機隱身技術發展將朝著綜合隱身設計、聯合隱身研制方向發展。這就需要在航空發動機紅外和雷達隱身技術研究方面，需要加大人力、物力、財力予以支持。

[1] 徐德康. 核打擊能力和隱身性美國下一代轟炸機的兩個優先權 [J]. 國際航空， 2008（1）：26-27.XU Dekang. USAF’s new bomber：to carry nukes and feature stealth[J]. International Aviation， 2008（1）：26-27. （in Chinese）

[2] 鄧洪偉， 趙春生， 賈東兵， 等. 航空發動機噴管隱身修形設計技術分析 [J]. 航空發動機， 2014，40（2）： 10-14.DENG Hongwei， ZHAO Chunsheng， JIA Dongbing， et al.Analysis of stealthy shape design technology for aeroengine exhaust nozzle aeroengine[J]. Aeroengine， 2014， 40（2）：10-14. （in Chinese）

[3] 鄧洪偉，邵萬仁， 周勝田. 某型航空發動機噴管紅外輻射特征數值模擬和試驗研究[J].航空發動機，2010， 36（1）：45-49.DENG Hongwei， SHAO Wanren， ZHOU Shengtian. Numerical simulation and experimental investigation of infared radiation characteristics for an aeroengine exhaust nozzle[J].Aeroengine，2010， 36（1）：45-49. （in Chinese）

[4] 單勇， 張靖周， 邵萬仁， 等. 某型渦扇排氣系統縮比模型紅外輻射特性實驗 [J]. 航空動力學報， 2009， 24（10）： 2228-2234.SHAN Yong， ZHANG Jingzhou， SHAO Wanren， et al.Experiments on infrared radiation characteristics of exhaust system for a turbofan engine[J]. Journal of Aerospace Power，2009， 24（10）： 2228-2234. （in Chinese）

[5] 黃偉，吉洪湖.加力式渦扇發動機非加力狀態部件紅外輻射分析 [J].航空動力學報，2011，26（1）：48-53.HUANG Wei， JI Honghu. Analysisi of components infrared radiation of afterburning turbofan engine under nonafterburnning condition[J].Journal of Aerospace Power， 2011，26（1）：48-53. （in Chinese）

[6] 劉長春，吉洪湖， 黃偉， 等. 一種雙S彎二元噴管的紅外輻射特性數值研究 [J].航空動力學報，2013， 28（7）：1481-1487.LIU Changchun， JI Honghu， HUANG Wei， et al. Numerical simulation on infrared radiation characteristics of serpentine 2-D nozzle[J]. Journal of Aerospace power， 2013， 28（7）：1481-1487. （in Chinese）

[7] Stephen M R， Frank W S. Single expansion ramp nozzle simulations[S]. AIAA 92-0387， 1992.

[8] Capone F J. The nonaxisymmetric nozzle-it is for real[R]. AIAA Paper 79-1810， 1979.

[9] 楊承宇，張靖周，單勇. 單邊膨脹噴管紅外輻射特性的數值模擬 [J]. 航空學報，2010，31（10）： 1919-1926.YANG Chengyu， ZHANG Jingzhou， SHAN Yong. Numerical simulation on infrared radiation characteristics of single expansion ramp nozzles[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2010， 31（10）： 1919-1926. （in Chinese）

[10] Shan Y， Zhang J Z. Numerical investigation of flow mixture enhancement and infrared radiation shield by lobed forced mixer[J]. Applied Thermal Engineering，2009，29（17-18）：3687-3695.

[11] 呂建偉，王強.飛行器蒙皮紅外輻射特征的反向蒙特卡羅計算與分析方法[J].紅外與激光工程，2009，38（2）：232-237.LV Jianwei， WANG Qiang. Numerical calculation and analysisi of infrared radiation characteristics from aircraft skim by using RMC method[J]. Infrared and Laser Engineering， 2009， 38（2）：232-237. （in Chinese）

[12] Deere K A， Asbury S C. Experimental and computational investigation of a translation-throat single-expansion- ramp nozzle[S]. NASA/TP 1999-209138， 1999.

[13] Gamble E， Haid D. Improving off-design nozzle performance using fl uidic injection[R]. AIAA Paper 2004 1206， 2004.

[14] Marathe A G，Thiagarajan V. Effect of geometric parameters on the performances of single expansion ramp nozzle[S]. AIAA Paper 2005-4429， 2005.

[15] 單勇，張靖周，李立國. 直升機紅外抑制器紅外輻射特征的數值研究和實驗驗證[J]. 紅外與毫米波學報，2006，25（2）：96-100.SHAN Yong， ZHANG Jingzhou， LI Liguo. Numerical calculation and experimental verif i cation for the infrared characteristics of helicopter infrared radiation suppressor[J]. Infrared Millimeter Waves，2006，25（2）： 96-100. （in Chinese）

[16] MacLean M K. Static internal performance tests of single expansion ramp nozzle concepts designed with lo considerations[S]. AIAA 93-2429， 1993.