本申请属于飞机发动机设计领域，涉及一种航空发动机红外与电磁信号特征综合抑制的设计方法。该方法包括：获取红外信号辐射强度目标值及电磁信号RCS目标值；确定满足所述红外信号辐射强度目标值的发动机后腔体可视面积的平均温度T1；根据所述平均温度T1确定发动机后腔体可视部位的冷却流量W1；确定满足温度降低需求的发动机冷却通道结构和开孔冷却形式；通过电磁仿真计算，确定满足电磁信号不高于电磁信号RCS目标值的多组发动机典型部件的角度组合；通过迭代优化，确定满足发动机推力条件下的电磁信号最小的发动机典型部件的角度组合。本申请解决了发动机红外和电磁信号特征综合抑制的难题，使发动机红外信号更低，电磁信号特征更小。
1.一种航空发动机红外与电磁信号特征综合抑制的设计方法，其特征在于，包括：步骤S1、获取红外信号辐射强度目标值及电磁信号RCS目标值；
步骤S2、确定满足所述红外信号辐射强度目标值的发动机后腔体可视面积的平均温度T1；
步骤S3、根据所述平均温度T1确定发动机后腔体可视部位的冷却流量W1；
步骤S4、在所述冷却流量W1下，确定满足温度降低需求的发动机冷却通道结构和开孔冷却形式；
步骤S5、通过电磁仿真计算，确定满足电磁信号不高于电磁信号RCS目标值的多组发动机典型部件的角度组合；
步骤S6、通过迭代优化，确定满足发动机推力条件下的电磁信号最小的发动机典型部件的角度组合，包括通过发动机气动仿真计算，计算满足发动机后腔体可视部位的平均温度T1、冷却流量W1、以及发动机典型部件的角度下的多组角度值条件下的发动机推力F，通过迭代优化，剔除不符合要求的组合，确定电磁信号最小的发动机典型部件的角度组合。
2.如权利要求1所述的航空发动机红外与电磁信号特征综合抑制的设计方法，其特征在于，步骤S2之前进一步包括：根据已有低发射率材料技术基础，确定材料表面发射率ε。
3.如权利要求2所述的航空发动机红外与电磁信号特征综合抑制的设计方法，其特征在于，步骤S2中进一步包括：确定发动机喷管出口面积A9和发动机后腔体可视面积的平均温度T；
利用公式 计算后向红外辐射强度I，其中，C1为第一辐射常量为‑16 2 ‑2
3.742Ⅹ10 W·m，C2为第二辐射常量为1.4388Ⅹ10 m·K，λ为计算波长，ε为材料发射率；
判断所述后向红外辐射强度I是否高于所述红外信号辐射强度目标值，若计算的后向红外辐射强度I高于所述红外信号辐射强度目标值，则逐步降低发动机后腔体可视面积的平均温度，直至计算的后向红外辐射强度I不高于所述红外信号辐射强度目标值。
4.如权利要求1所述的航空发动机红外与电磁信号特征综合抑制的设计方法，其特征在于，步骤S2中，通过计算确定满足所述红外信号辐射强度目标值的发动机后腔体可视面积的平均温度T1的理论值，并使所述发动机后腔体可视面积的平均温度T1的实际值低于所述理论值。
5.如权利要求1所述的航空发动机红外与电磁信号特征综合抑制的设计方法，其特征在于，步骤S3中，进一步包括：步骤S31、通过引外涵空气冷却加力燃烧室及喷管部件，使其在满足平均温度T1要求后的冷却流量W1尽可能小。
6.如权利要求5所述的航空发动机红外与电磁信号特征综合抑制的设计方法，其特征在于，步骤S31的基础上进一步包括：步骤S32、通过引入红外信号控制余量，适当增加冷却流量W1的值。
7.如权利要求1所述的航空发动机红外与电磁信号特征综合抑制的设计方法，其特征在于，步骤S4中，所确定的发动机冷却通道结构和开孔冷却形式包括：双层壁冷却通道和小斜切孔形式，所述小斜切孔的孔径不大于1mm。
8.如权利要求1所述的航空发动机红外与电磁信号特征综合抑制的设计方法，其特征在于，步骤S5中，发动机典型部件的角度组合包括：发动机前端的尖锥帽罩的尖锥角a1；
发动机前端风扇的风扇支板相对于发动机轴线倾斜的倾斜角a2；
设置于加力燃烧室末端的火焰稳定器相对于发动机轴线倾斜的倾斜角a4；
设置于加力燃烧室末端的用于自火焰稳定器处进行偏转以实现整个加力燃烧室全遮挡的加力导流支板与火焰稳定器轴线的夹角a5；
设置于发动机后端的二元喷管两侧壁的楔形侧板的楔形角a6。
一种航空发动机红外与电磁信号特征综合抑制的设计方法
技术领域
[0001] 本申请属于飞机发动机设计领域，特别涉及一种航空发动机红外与电磁信号特征综合抑制的设计方法。
背景技术
[0002] 随着作战飞机隐身能力的提高，对发动机红外/电磁信号特征综合抑制的需求越来越高，而传统发动机在设计之初未考虑红外/电磁信号特征综合抑制，从而影响作战飞机和发动机的红外/电磁信号特征，造成飞机和发动机红外和电磁信号特征较大。
[0003] 现有技术中，未形成考虑发动机红外和电磁信号特征的发动机设计方案。
发明内容
[0004] 为了解决上述问题，本申请利用航空发动机红外/电磁信号特征综合抑制的设计方法，形成的考虑发动机红外和电磁信号特征的发动机具有较低红外和雷达信号特征，从而有利于飞机和发动机的综合隐身实现。
[0005] 本申请航空发动机红外与电磁信号特征综合抑制的设计方法，包括：
[0006] 步骤S1、获取红外信号辐射强度目标值及电磁信号RCS目标值；
[0007] 步骤S2、确定满足所述红外信号辐射强度目标值的发动机后腔体可视面积的平均温度T1；
[0008] 步骤S3、根据所述平均温度T1确定发动机后腔体可视部位的冷却流量W1；
[0009] 步骤S4、在所述冷却流量W1下，确定满足温度降低需求的发动机冷却通道结构和开孔冷却形式；
[0010] 步骤S5、通过电磁仿真计算，确定满足电磁信号不高于电磁信号RCS目标值的多组发动机典型部件的角度组合；
[0011] 步骤S6、通过迭代优化，确定满足发动机推力条件下的电磁信号最小的发动机典型部件的角度组合。
[0012] 优选的是，步骤S2之前进一步包括：根据已有低发射率材料技术基础，确定材料表面发射率ε。
[0013] 优选的是，步骤S2中进一步包括：
[0014] 确定发动机喷管出口面积A9和发动机后腔体可视面积的平均温度T；
[0015] 利用公式 计算后向红外辐射强度I，其中，C1为第一辐射常‑16 2 ‑2
量为3.742Ⅹ10 W·m ，C2为第二辐射常量为1.4388Ⅹ10 m·K，λ为计算波长，ε为材料发射率；
[0016] 判断所述后向红外辐射强度I是否高于所述红外信号辐射强度目标值，若计算的后向红外辐射强度I高于所述红外信号辐射强度目标值，则逐步降低发动机后腔体可视面积的平均温度，直至计算的后向红外辐射强度I不高于所述红外信号辐射强度目标值。
[0017] 优选的是，步骤S2中，通过计算确定满足所述红外信号辐射强度目标值的发动机后腔体可视面积的平均温度T1的理论值，对所述发动机后腔体可视面积的平均温度T1的理论值保留一定的设计余量，即所述发动机后腔体可视面积的平均温度T的实际值低于所述理论值。
[0018] 优选的是，步骤S3中，进一步包括：
[0019] 步骤S31、通过引外涵空气冷却加力燃烧室及喷管部件，使其在满足平均温度T1要求后的冷却流量W1尽可能小。
[0020] 优选的是，步骤S31的基础上进一步包括：
[0021] 步骤S32、通过引入红外信号控制余量，适当增加冷却流量W1的值。
[0022] 优选的是，步骤S4中，所确定的发动机冷却通道结构和开孔冷却形式包括：
[0023] 双层壁冷却通道和小斜切孔形式，所述小斜切孔的孔径不大于1mm。
[0024] 优选的是，步骤S5中，发动机典型部件的角度组合包括：
[0025] 发动机前端的尖锥帽罩的尖锥角a1；
[0026] 发动机前端风扇的风扇支板相对于发动机轴线倾斜的倾斜角a2；
[0027] 设置于加力燃烧室中心的加力锥体的锥角a3；
[0028] 设置于加力燃烧室末端的火焰稳定器相对于发动机轴线倾斜的倾斜角a4；
[0029] 设置于加力燃烧室末端的用于自火焰稳定器处进行偏转以实现整个加力燃烧室全遮挡的加力导流支板与火焰稳定器轴线的夹角a5；
[0030] 设置于发动机后端的二元喷管两侧壁的楔形侧板的楔形角a6。
[0031] 优选的是，步骤S6进一步包括：
[0032] 通过发动机气动仿真计算，计算满足发动机后腔体可视部位的平均温度T1、冷却流量W1、以及发动机典型部件的角度下的多组角度值条件下的发动机推力F，通过迭代优化，剔除不符合要求的组合，确定电磁信号最小的发动机典型部件的角度组合。
[0033] 本发明可解决发动机红外和电磁信号特征综合抑制的难题，使发动机红外信号更低，电磁信号特征更小，本发明可为发动机确定后向可视壁温、表面材料发射率和各部件角度的确定，从而有利于飞机和发动机共同隐身能力的实现。
附图说明
[0034] 图1是本申请航空发动机红外与电磁信号特征综合抑制的设计方法的一优选实施例的流程图。
[0035] 图2是本申请涡扇发动机的结构组成示意图。
[0036] 图3是本申请的图2所示实施例的设计角度参数控制示意图。
[0037] 其中，1‑尖锥帽罩，2‑风扇支板，3‑高压压气机，4‑主燃烧室，5‑高低压涡轮，6‑加力燃烧室，7‑二元喷管。
具体实施方式
[0038] 为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请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申请一部分实施方式，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，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，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，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
[0039] 本申请提出了一种针对航空发动机红外与电磁信号特征综合抑制的设计方法，如图1所示，主要包括：
[0040] 步骤S1、获取红外信号辐射强度目标值及电磁信号RCS目标值；
[0041] 步骤S2、确定满足所述红外信号辐射强度目标值的发动机后腔体可视面积的平均温度T1；
[0042] 步骤S3、根据所述平均温度T1确定发动机后腔体可视部位的冷却流量W1；
[0043] 步骤S4、在所述冷却流量W1下，确定满足温度降低需求的发动机冷却通道结构和开孔冷却形式；
[0044] 步骤S5、通过电磁仿真计算，确定满足电磁信号不高于电磁信号RCS目标值的多组发动机典型部件的角度组合；
[0045] 步骤S6、通过迭代优化，确定满足发动机推力条件下的电磁信号最小的发动机典型部件的角度组合。
[0046] 在一些可选实施方式中，步骤S2之前进一步包括：根据已有低发射率材料技术基础，确定材料表面发射率ε，例如选取材料表面发射率ε＝0.3。
[0047] 在步骤S1之前，还需要确定待验证发动机的部件，根据验证需要，选择需要验证的发动机部件，一般包括风扇部件、加力部件、喷管部件；高隐身发动机一般选取尖锥帽罩形式、加力尖锥且加力支板可对涡轮部件形成100％的全遮挡，喷管一般选取二元喷管，且二元喷管侧板进行角度修形，如图2所示，高隐身涡扇发动机自前向后依次包括风扇、高压压气机3、主燃烧室4、高低压涡轮5、加力燃烧室6、二元喷管7，其中，发动机进气端为前端，发动机排气端为后端，所述风扇前端设置有尖锥帽罩1，所述加力燃烧室6包括加力导流支板、末端径向火焰稳定器及加力锥体，所述末端径向火焰稳定器设置在加力燃烧室6的内环及外环之间，且沿加力燃烧室6出口周向布置有多个，相邻两个末端径向火焰稳定器之间形成空白区域，所述加力导流支板的一端连接在所述末端径向火焰稳定器上，另一端向斜前方延伸，以完全遮挡所述空白区域，所述加力锥体设置在加力燃烧室6的内环上，并向后方延伸形成尖端。
[0048] 本申请在步骤S1中，根据顶层指标需求，确定红外信号辐射强度I目标和电磁信号RCS目标的数值；
[0049] 确定红外信号辐射强度I目标＝500W/Sr和电磁信号RCS目标＝0.5值，这两个值为方案的指标输入或设定的假想目标值。
[0050] 在一些可选实施方式中，步骤S2中进一步包括：
[0051] 确定发动机喷管出口面积A9和发动机后腔体可视面积的平均温度T；选取A9为2
0.26m，T为1200K。
[0052] 利用公式 计算后向红外辐射强度I，其中，C1为第一辐射常‑16 2 ‑2
量为3.742Ⅹ10 W·m ，C2为第二辐射常量为1.4388Ⅹ10 m·K，λ为计算波长，ε为材料发射率；
[0053] 判断所述后向红外辐射强度I是否高于所述红外信号辐射强度目标值，若计算的后向红外辐射强度I高于所述红外信号辐射强度目标值，则逐步降低发动机后腔体可视面积的平均温度，直至计算的后向红外辐射强度I不高于所述红外信号辐射强度目标值。
[0054] 例如在一个具体实施例中，I实际＝499W/Sr≤500W/Sr时，此时对应的平均温度T≤1055K。
[0055] 在一些可选实施方式中，步骤S2中，通过计算确定满足所述红外信号辐射强度目标值的发动机后腔体可视面积的平均温度T1的理论值，对所述发动机后腔体可视面积的平均温度T1的理论值保留一定的设计余量，即所述发动机后腔体可视面积的平均温度T的实际值低于所述理论值。
[0056] 例如，上述计算的平均温度T为1055K，根据该平均温度能够确定冷却流量W1，但在实际操作过程中，为保证足够的冷却效果，尽量将平均温度控制在低于1055K，例如平均温度T设定为1000K，这样计算冷却流量W1时，能够保证不会因冷却流量W1波动时影响发动机后腔体可视部分冷却效果，导致产生降温不达标的问题。该实施例中，选取T1为1000K，确定此时的冷却流量约为1kg/s，I实际＝407W/Sr≤500W/Sr。
[0057] 在一些可选实施方式中，步骤S3中，进一步包括：
[0058] 步骤S31、通过引外涵空气冷却加力燃烧室及喷管部件，使其在满足平均温度T1要求后的冷却流量W1尽可能小。
[0059] 在一些可选实施方式中，步骤S31的基础上进一步包括：
[0060] 步骤S32、通过引入红外信号控制余量，适当增加冷却流量W1的值，该实施例中，与平均温度T的原理控制相似，为了为红外信号控制留出余量，W1的流量可适当增加。
[0061] 在一些可选实施方式中，步骤S4中，所确定的发动机冷却通道结构和开孔冷却形式包括：
[0062] 双层壁冷却通道和小斜切孔形式，所述小斜切孔的孔径不大于1mm。
[0063] 在一些可选实施方式中，步骤S5中，发动机典型部件的角度组合包括：
[0064] 发动机前端的尖锥帽罩的尖锥角a1；
[0065] 发动机前端风扇的风扇支板相对于发动机轴线倾斜的倾斜角a2；
[0066] 设置于加力燃烧室中心的加力锥体的锥角a3；
[0067] 设置于加力燃烧室末端的火焰稳定器相对于发动机轴线倾斜的倾斜角a4；
[0068] 设置于加力燃烧室末端的用于自火焰稳定器处进行偏转以实现整个加力燃烧室全遮挡的加力导流支板与火焰稳定器轴线的夹角a5；
[0069] 设置于发动机后端的二元喷管两侧壁的楔形侧板的楔形角a6。
[0070] 该实施例中，通过电磁仿真计算，满足电磁信号辐射强度RCS实际≤RCS目标数值下的发动机典型部件的角度a1、a2、a3、a4、a5、a6；
[0071] 通过电磁计算，获得了a1＝72°、a2＝70°、a3＝70°、a4＝80°、a5＝50°、a6＝110°和a1＝78°、a2＝75°、a3＝75°、a4＝70°、a5＝55°、a6＝110°。
[0072] 在一些可选实施方式中，步骤S6进一步包括：
[0073] 通过发动机气动仿真计算，计算满足发动机后腔体可视部位的平均温度T1、冷却流量W1、以及发动机典型部件的角度下的多组角度值条件下的发动机推力F，通过迭代优化，剔除不符合要求的组合，确定电磁信号最小的发动机典型部件的角度组合。例如，确定最终的W1＝1kg/s、T1＝1000K、a1＝72°、a2＝70°、a3＝70°、a4＝80°、a5＝50°、a6＝110°，此2
时RCS实际＝0.18m。
[0074] 本申请提供了一种航空发动机红外/电磁信号特征综合抑制的设计方法，解决如何基于高隐身发动机的红外和电磁信号综合抑制问题，通过本方法，可以获得高隐身发动机的各设计点结果，确定各部件表面温度、发射率和基本几何角度等参数，以便部件开展隐身设计。
[0075] 以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
