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发信人: dragon (猎鹰), 信区: Green
标  题: 积累与创新——美军用飞机推进系统的隐身
发信站: 哈工大紫丁香 (2001年06月21日11:49:48 星期四), 站内信件


积累与创新——美军用飞机推进系统的隐身
 　　美国经过SR—71、F—117、B—2、F—22和尚在验证机试飞竞争阶段的JSF几代隐身
飞机的设计经验积累，在隐身飞机推进系统设计中的雷达和红外隐身技术已日斟完善。
在进气道和调节锥之间采用窄环形管道设计、在进气道口安装吸波材料格栅屏、采用双
s形进气道设计和越来越先进的吸波涂层材料等几代隐身技术的研究和应用，使美国现有
和在研的隐身飞机已经基本具有了在满足战技性能指标的前提下，还能够在现代空防探
测系统下隐身的特点
　　近40年来，各国，尤其是美国军用飞机设计师们一直想方设法改进军用飞机推进系
统的隐身设计，并已取得了很好的效果，这些先进的军用飞机推进系统雷达隐身设计技
术，在美国SR一71、F一117、B一2、F一22等不同时期生产的隐身飞机和JSF验证机的设
计中正日斟完善、并与今天高度综合化的飞机气动布局设计、机载系统设计进行有机的
兼容。
进气道和发动机的隐身
　　进气道对雷达波的传播原理
　　减小进气道雷达散射截面的关键，首先要正确了解雷达波通过进气道进行传播的原
理。当雷达波长大于管道宽度的2倍时，雷达波不能进入管道，并从进口散射出去。例如
，宽度1米的管道将基本阻止波长大于2米或频率小于150MHz的雷达波通过；当波长为管
道宽度的l—2倍时，管道变成波导管，雷达波可沿其拐角有效传播，管道内壁涂敷的雷
达吸波材料对该波段范围波的传播影响较小。波能量损失较少；当波长明显小于管道宽
度时，雷达波像在自由空间传播一样，类似于光波束在管道内壁进行多次反射，如果管
壁是导体，则能量损失较少，但遇到涂在管壁上的吸波材料时、因受到吸波材料的吸波
作用而导致进入波能量损失很大。
　　主要的隐身技术措施
　　●在进气道和调节锥之间形成窄环形管道
　　60年代初美国设计的M3一级的战略侦察机SR—71是第一代隐身飞机。从设计一开始
，就考虑了对进气道采用隐身设计技术。该机在进气道与其调节锥之间形成了很窄的环
形管道，使大多数波长的雷达波不能进入。调节锥有很大的后掠角，它反射的大量雷达
波远离雷达源(入射波)方向，从而使进气道和发动机获得良好的隐身效果。
　　●在进气道口安装吸波材料格栅屏
　　美国在70年代设计的第二代隐身飞机F—117，为了对进气道和发动机进行隐身，在
进气道口安装了格栅屏。格栅由雷达吸波材料制成，网格的尺寸为2．5厘米x1．5厘米，
具有60度的斜面。
　　由于格栅网络很密，形成很小的管道，大多数雷达波因波长过长而不能进入，此波
段的能量大部分被吸波材料吸收，其余能量通过格栅斜
面向前方45。以外的方向反射。通过格栅进入进气道的短波长雷达波，经过管道、发动
机迎风面及格栅“硬”背面的多次反射而消耗能量，另
一方面还要受到格栅吸波材料的“软”吸收，因此很难再从格栅散射回去。
　　另外，F—117的进气道格栅屏与飞机多面体外形相结合。有利于形成均匀的导电表
面，使雷达波传播到机尾后再散射出去。
　　进气道格栅屏的主要缺点是降低进气道的总压恢复，从而减小飞机的可用推力，显
著影响了飞机的性能。但由于格栅对进气道的气流有导
直作用，直到20度迎角都能向发动机提供无畸变气流。
　　●采用S形进气道及在管道内壁涂敷雷达吸波材料
　　带格栅的进气道对超音速飞机是不可接受的，因此必须采用其它方法对进气道和发
动机进行隐身。80年代设计的第三代隐身飞机F—22，
由F／A一18C／D改进的F／A一18E／F及JSF的验证机X—35，在水平和垂直方向采用双向
S形进气道，并在管道内壁涂敷吸波材料。当雷达波进入双向管道时。不能直接照射到发
动机的迎风面，雷达波进入双向S形进气道后，经过多次反射和吸波材料对进入波能量的
吸收，能量大幅度衰减、使反射回波具有很小的能量。
　　●在进气道内或发动机迎风面上采用隐身装置
　　进气道内或发动机迎风面上的隐身装置，实质上是设计成特定形状并涂敷吸波材料
的进气道导流叶片，已在F／A一18E／F、F一22和JSF验证机X—32上投入使用。F／A—1
8E／F采用与发动机分开的具有风扇形状的导流叶片，F—22也可能采用这种型式，而X—
32则将导流叶片安装到发动机的迎风面上，它们具有遮挡发动机叶片反射回波的作用。

　　由于电磁波在高介电常数吸波材料中的波长要比在自由空间中的波长短得多，因此
很薄的涂层就能满足要求，其厚度一般为在吸波材料中
波长的1／4。标准的进气道导流片很薄，以防止对管道中的气流压力造成较大损失。但
当把它设计成隐身装置时，其上的吸波涂层可能使叶片
每一面增厚0．16厘米，并改变了叶片的弦长和叶片的间隙。由于雷达波的波长远远大于
光波波长，雷达波以比光线更模糊的方式工作、因此既使视线能通过叶片间隙看到发动
机的迎风面，导流叶片也能进行有效的雷达隐身。设计上通常用变化的叶片弦长来改变
叶片的几何尺寸，以此达到对RCS指标的要求、但应注意这会引起气流阻塞和流场畸变，
这可用S形叶片加以改进。
　　导流叶片的间隙能防止波长较长的雷达波进入，但是仍可作为高频雷达波的波导管
。进入进气道的高频波，从风扇叶片散射后进行多次反
射而消耗能量，并且在涂有吸波材料的进气道壁上反射时也可被吸收能量。 　　X—32
在方案设计时，为将升力风扇布置在飞机重心附近，导致发动机前移，其迎风面仅在位
于进气道进口后几米处，大约有50％的发动机迎风面被暴露在1．2米宽的短S形进气道口
外面，给发动机的隐身带来很大困难。为达到降低RCS的要求，飞机和发动机设计师共同
工作，将作为隐身装置的进气道导流叶片和发动机进行综合设计，把导流叶片设计成为
发动机本身的一部分。从而使18片导流叶片起到了遮挡住21片风扇叶片的作用。
　　导流叶片采用可变几何形状设计。这种设计能够在飞机垂直飞行时，将导流叶片的
开度开得很大，以满足发动机的大功率进气要求；而在巡航时，又将叶片的开度开得很
小，以达到最小的RCS值；导流叶片的开度随飞行M数的增加进行调节，可以满足发动机
流量要求和减少压力损失。
　　如前所述，X—32和X—35验证机采用不同技术途径进行隐身，X—32短进气道内发动
机迎风面上采用导流叶片遮挡技术，而X—35则采用长S形进气道设计来起到隐藏发动机
的作用。短进气道的优点是结构简单，重量轻。维护也方便，缺点是导流叶片可能在一
定程度上阻塞气流和产生压力损失，导致减少发动机推力，但百分之几的发动机效率损
失可被大尺寸单管道的较高效率所补偿。另外的问题是对隐身装置要有防冰措施，还要
防止外来物(鸟和跑道上的杂物等)进入管道。否则会对隐身产生不良影响和损伤发动机
；X—35的长S形进气道，更有利于保护发动机不被雷达波直接照射，缺点是管道重量大
，占用飞机内部空间多，维护困难，研制和维护费用高。究竟以那种技术为主进行隐身
设计，要对隐身、气动性能和费用进行综合对比分析。一般来说，对于小型飞机，选用
S形双进气道比大尺寸的单进气道更容易综合满足各种要求；对于大型飞机，在进气道内
采用大的隐身装置有时更有效。
　　●采用综合隐身技术措施
　　为了更好的对进气道和发动机进行隐身，降低飞机的RCS值，通常综合利用S形进气
道和在管道内或在发动机迎风面上装隐身装置，并使用针对某些特定波长的雷达吸波材
料。当一种措施具有波导效应时，其他措施可以吸收和衰减入射波能量，这样可以对付
波长为2米—2厘米的宽频带雷达波。
尾喷管的隐身设计技术
　　由于后喷管是散射雷达波的腔体，又是温度很高的热部件，因此，对于尾喷管不仅
要考虑雷达隐身，还要考虑红外隐身。美国在F—117、B—2和F—22的尾喷管设计中，都
使用了雷达和红外综合抑制技术。
　　雷达隐身技术
　　●向喷管内喷射液体 　　SR—71飞机上采用的向尾喷管内喷射一种液体的隐身技术
，导致尾喷管高度电离，使本来就是强反射源的尾喷管更加强烈的反射来自飞机
后方的电磁波，以至于在喷管内造成阻塞。形成微弱的闪耀反射，产生较好的隐身效果
。
　　●尾喷管向上倾斜和在喷口安装叶片
　　F—117的鸭嘴形扁平喷管向上倾斜10度，以尽量防止雷达波直接照射到涡轮端面。

　　在F—117尾喷口中安装的垂直叶片，将喷口分成许多小管道，防止长波进入。当高
频雷达波通过叶片间隙进入尾喷管时，经过多次反射而
衰减能量。由于尾喷管的温度很高，现在还不能在管壁上涂敷雷达吸波材料，但可采用
耐高温的吸波陶瓷瓦。由于陶瓷的韧性较差，目前应用
在发动机的旋转部件上还有困难。
　　另外，美国正在研究综合利用发动机尾锥支架作为隐身装置。
　　●在加力燃烧室火焰稳定器上加装圆环
　　F—22已在加力燃烧室火焰稳定器上安装圆环，作为一种尾喷管隐身装置的隐身技术
。
　　红外隐身技术
　　●采用二元喷管
　　由于二元喷管使尾喷流变平，热喷流与外界冷空气能快速混合，可以较快的降低红
外辐射信号；
　　●对发动机热部件(涡轮叶片，火焰稳定器)和喷流进行屏蔽；
　　●加强消除机内热量散射到机身外面的隐身措施；
　　●利用泡沫材料或吸波液体气溶胶在喷流四周形成保护罩；
　　●利用添加剂降低喷流温度；
　　●发动机不开加力飞行
　　发动机不开加力飞行，可显著降低红外辐射的感受范围。对于F—22一级超音速巡航
战斗机的估算表明，发动机全加力时，感受到红外辐射信号的距离在45千米左右；发动
机部分加力时，感受到这种信号的距离可以缩短到30千米左右；发动机最大功率状态时
，只有到达13千米左右距离时才能感受到红外辐射信号。■
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胡秉科，周训波
《国际航空》

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