航空发动机隐身技术分析与论述

邓洪伟，尚守堂，金海，杨胜男，王旭

中国航空沈阳发动机研究所，辽宁 沈阳 10015

目前，四代战斗机及未来的隐身飞机对发动机提出了较高的隐身指标要求。而发动机后腔体及其内部件和边缘等产生的雷达散射信号、后腔体及其热端部件和尾喷流等产生的红外辐射信号占整个飞机尾部方向特征信号的95%以上。此外，发动机喷管的颜色、腔体反射及尾喷流产生的高温热态水蒸气遇冷产生的尾迹会对飞机的可见光隐身产生较大困难。如果发动机不能实现后向的隐身，则隐身飞机无法实现全方位的隐身，其作战能力将大幅降低，因此，在体系对抗条件下，发动机后向的综合隐身技术研究十分必要[1～3]。

1 发动机隐身技术的实施途径

不同作战用途的飞机，其发动机隐身的技术措施也有差异。一般来讲，发动机常见的隐身技术措施主要分为红外隐身措施、雷达隐身措施和可见光隐身措施。

红外隐身措施主要包括高温壁面冷却、红外隐身材料、低温部件占位遮挡高温部件（遮挡技术）、高温燃气流强化掺混和气溶胶技术等。代表性技术措施为与涡轮后框架一体化的隐身加力燃烧室、红外隐身涂层/镀膜技术、二维矢量喷管、S弯二维矢量喷管和飞机后机身遮挡技术等。

雷达隐身措施按照机理分主要包括雷达外形控制技术、隐身材料应用技术等。代表性的技术措施如S弯进气道、尖锥帽罩、加力内锥尖锥修形、锯齿喷管、二维矢量喷管、S弯二维喷管、耐中高温雷达吸波涂层应用等。

可见光隐身主要通过降低发动机表面反光度、使后腔体与飞机和背景一致或减少尾喷流的尾迹来实现，具体措施体现在采用反光度低的隐身涂层和改变飞行高度等来减少可见尾迹。

在国外的发动机隐身措施中，有些措施是既考虑红外隐身，又兼顾雷达隐身，如二维矢量喷管等。

本文以国外典型发动机隐身措施举例说明[4～6]。

1.1 风扇修形及进气道雷达遮挡隐身技术

F-22A战斗机采用的F119发动机采用了风扇雷达修形设计技术，如风扇帽罩采用了尖锥修形技术。图1为F119尖锥形风扇帽罩。与之匹配的进气道采用了S弯流道设计。图2为F-22A的S弯进气道。这样设计的优点是前向雷达波入射后经过多次的反射，在反射重点区域配合雷达吸波涂层可以大幅度地降低前向雷达截面积（RCS）。

与S弯进气道相似的是无边界层隔道超声速进气道（DSI），如图3所示。该进气道在F35战斗机上采用，该进气道的雷达隐身原理与S弯进气道相似。以上措施利用了雷达修形设计技术、遮挡技术、隐身材料技术等。

图1 F119尖锥形风扇帽罩Fig.1 F119 engine fan rectifying cone

图2 F-22A的S弯进气道Fig.2 The S bend inlet of F-22A

图3 F-35的DSI进气道Fig.3 DSI inlet of F-35

1.2 与涡轮后框架一体化的隐身加力燃烧室

F119发动机还配装了与涡轮后框架一体化的隐身加力燃烧室。三代机加力燃烧室如图4所示。该燃烧室取消传统加力燃烧室的裸露喷油杆、环形火焰稳定器等部件，将喷油杆集成到支板中，火焰稳定器由支板后边缘充当。16个涡轮后支板与加力稳定器、燃油管和喷油杆等集成一体，并引入外涵气流进行冷却，同时对涡轮叶片进行100%的遮挡，在满足涡轮后支板整流和加力燃烧室混合、扩压、稳定与组织燃烧的功能、气动和燃烧性能的同时，使得加力燃烧室具有非常好的红外/雷达隐身效果；在腔体内壁综合应用了耐高温吸波涂料和耐高温低红外发射率材料；在加力燃烧室内锥和喷管采用了冷却结构大幅降低发动机加力和涡轮高温构件固体壁面的红外辐射，加力内锥采用了尖锥设计，锥角优化设计可使进入发动机后腔体的雷达波经多次反射、折射后能量大幅衰减，有效减少发动机后向的RCS。图5为与涡轮后框架一体化隐身加力燃烧室。

图4 三代机加力燃烧室Fig.4 The third generation engine combustion chamber

图5 与涡轮后框架一体化隐身加力燃烧室Fig.5 The invisibility afterburner with the turbine rear frame

该加力燃烧室在设计上采用了红外壁面冷却设计技术、遮挡技术、雷达修形设计技术、隐身材料应用技术等多项红外及雷达隐身措施。

1.3 小宽高比二维矢量喷管

F-22A战斗机采用的F119发动机配装了小宽高比二维矢量喷管，如图6所示。该喷管对喷流的强化掺混有较大帮助，可使高温燃气迅速冷却，能够明显降低核心喷流高温区域的长度，从而降低其红外辐射强度。同时，该喷管壁面采用了壁面冷却设计技术，壁面温度的降低可进一步降低喷管的固体红外辐射。

图6 F119发动机二维俯仰矢量喷管Fig.6 F119 engine 2D vector nozzle

在雷达隐身方面，该喷管出口采用了大锯齿雷达修形设计技术，对与飞机弹性片的连接部位采用了小锯齿修形设计。小宽高比二维矢量喷管可将照射到发动机内部的雷达波反射到其他角度，降低探测角度的雷达回波能量，有利于降低RCS，同时该喷管也采用了多种隐身涂层。

浩亭正从物理连接向数字连接的变革中转变，产品设计理念上就要围绕新的方向，包括模块化、标准化和数字化。对此，浩亭电气与浩亭信息技术软件开发行政总裁乌弗·格拉夫（Uwe Graff）先生解释说，“在模块化方面，Smart Han连接器是浩亭模块化产品的典型代表，可灵活搭配，以响应交通和机械领域的客户需求，可显著缩短基础连接的现场时间；数字化的代表性产品就是MICA，这是一个数字化采集平台，可对状态环境进行现场数据采集，还有RFID产品也是扩展数字连接的产品线之一，关键是要贴近客户实现技术落地。”

该喷管在设计上采用了红外壁面冷却设计技术、喷流的强化掺混技术、遮挡技术、雷达修形设计技术、隐身材料应用技术等多项红外及雷达隐身措施。图7为二维俯仰矢量喷管隐身技术的应用。

图7 二维俯仰矢量喷管隐身技术Fig.7 Stealth technology of 2D vector nozzle

1.4 S弯二维喷管

S弯二维喷管一般应用在无人机和轰炸机中，如B-2隐身轰炸机采用了S弯二维喷管。图8为S弯二维喷管在轰炸机发动机上的应用。S弯二维喷管可以大幅降低发动机红外辐射和RCS。主要是通过遮挡技术、壁面冷却技术和隐身材料应用技术实现。

图8 S弯二维喷管在轰炸机发动机上的应用Fig.8 Application of S bend 2D nozzle on bomber engine

S弯二维喷管可以使发动机红外辐射强度降低接近90%，RCS降低接近99%。由于S弯喷管在隐身方面具有较大优势，因此，美国空军研究实验室（AFRL）多用途经济可承受的先进涡轮发动机（VAATE）计划中也考虑采用S弯二维喷管，同时该喷管具有矢量推力能力。图9为S弯二维喷管在战斗机发动机上的应用。

图9 S弯二维喷管在战斗机发动机上的应用Fig.9 Application of S bend 2D nozzle on fi ghter engine

1.5 轴对称锯齿修形喷管

轴对称锯齿修形喷管是考虑隐身和发动机综合性能而折中的一种喷管，该喷管隐身能力一般，但重量轻、推力损失小，被F-35战斗机的发动机F135所选用，F135发动机如图10所示。具有高机动性、高敏捷性和良好的低可探测性。配装的F135发动机是低成本、多用途且新颖的推进系统，采用了锯齿形裙边轴对称喷管，如图11所示。

图10 F135发动机Fig.10 F135 engine

图11 F135锯齿修形喷管Fig.11 The serrated shape nozzle of F135 engine

除采用锯齿修形外，该喷管还采用了双层壁冷却设计和复合材料兼雷达吸波功能的外调节片等措施。

1.6 隐身材料应用

F119和F135发动机采用了大量的隐身涂层，如红外隐身涂层、雷达吸波涂层等。隐身材料的应用可以在不改变结构设计的前提下降低红外辐射和RCS，但发动机高温、高气流冲刷和振动等环境使隐身涂层材料研制和应用产生困难。图12为隐身材料的应用。

1.7 其他隐身措施

除了以上隐身措施，还有气溶胶技术、飞机后机身遮挡技术、飞机后机身冷却技术等一系列隐身技术。

图12 隐身材料的应用Fig.12 The application of stealth materials

图13 F-22A对发动机的侧向遮挡部件Fig.13 The F-22A plane blocks the engine’s side

图14 YF-23飞机对发动机扩张段的冷却Fig.14 YF-23 aircraft cooling of engine expansion section

2 发动机隐身的代价和风险

发动机隐身需要综合考虑发动机气动性能、结构、红外和雷达的综合匹配性能，做到兼容性设计。要考虑发动机隐身所付出的代价、风险、可实现性以及与飞机一体化匹配技术等工作，发动机典型隐身措施应用难点及代价见表1。

表1 典型隐身措施应用难点及代价Table 1 Diff i culties and costs of typical stealth measures

发动机隐身需要综合对喷管、加力、涡轮、风扇、高温部件冷却、隐身材料应用进行综合的匹配性设计。发动机高温、高负荷等复杂恶劣的工作环境是红外和雷达隐身材料一直难以攻克的最大障碍；发动机的推力损失、空间尺寸、重量等限制以及长寿命、高可靠性要求等给发动机隐身结构改进设计工作带来了巨大难度和挑战。因此，隐身工作是集发动机性能、结构、隐身设计思想、隐身材料应用、飞发一体化隐身于一身的综合设计的系统工程，需要综合评估其代价和风险。

目前，我国航空发动机隐身技术研究与国外先进技术相比还有一定差距，需要加大人力、物力、财力予以支持。后续需要在数值仿真计算、软件开发、基础试验测试、高逼真度环境下的飞机/发动机联合隐身试验测试等方面需要开展深入的研究工作[8～12]。

3 发动机隐身指标

发动机隐身指标需要飞机对隐身作战效能综合评估后提出，由于发动机隐身设计难度较大，因此，飞机对发动机提出的隐身指标应先进行作战效能评估，考虑体系对抗条件下的发动机综合隐身能力值，同时考虑到发动机隐身所付出的代价和风险，在此背景下，提出适合发动机的隐身指标。例如，确定威胁方位、威胁源后，给出发动机前向和后向在不同水平角度和俯仰角度范围内的隐身指标限制值，如图15、图16所示。

根据国军标确定俯仰角、方位角、辐射通带、海拔高度、发动机工作状态等技术要求。

图15 威胁源方位Fig.15 The location of the threat source

图16 飞机前后向隐身能力确定Fig.16 Determination of stealth capability before and after the aircraft

4 飞发一体化隐身技术

发动机隐身技术指标要考虑与气动性能、结构强度、可靠性等技术指标，还要兼顾红外、雷达隐身要求的平衡。发动机隐身技术指标的实现离不开飞发一体化协同工作。因此，飞发一体化隐身技术的不断发展是后续飞机平台隐身能力提升的关键。

同时，未来先进的隐身飞机将逐步实现飞机和发动机的一体化设计来实现隐身能力的大幅提高[13～16]。

5 结束语

本文初步论述了发动机隐身需求、国外航空发动机隐身技术措施，分析了发动机隐身的代价和风险，阐述了发动机隐身指标需综合评估作战效能后考虑前后向差异，提出考虑发动机研制代价和风险的隐身指标。同时指出发动机隐身研制离不开飞机的支持，需要与飞机共同开展飞发一体化隐身设计技术研究工作。

在未来的综合体系对抗条件下，航空发动机后向红外和雷达隐身也十分重要，同时未来发动机隐身技术发展将朝着综合隐身设计、联合隐身研制方向发展。这就需要在航空发动机红外和雷达隐身技术研究方面，需要加大人力、物力、财力予以支持。

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