飛發(fā)一體化設(shè)計中的發(fā)動機(jī)隱身問題

■ 吉洪湖/南京航空航天大學(xué)

雖然發(fā)動機(jī)的雷達(dá)特征和紅外特征是由發(fā)動機(jī)進(jìn)/排氣系統(tǒng)表征出來的，但是不可能僅僅通過對進(jìn)/排氣系統(tǒng)的隱身設(shè)計來實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)的隱身，還需要在發(fā)動機(jī)總體和飛發(fā)一體化層面上加強(qiáng)對隱身性的考慮，這是突破發(fā)動機(jī)乃至飛機(jī)隱身問題瓶頸的關(guān)鍵。

隱身性（即低可探測性）是先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)（如圖1所示）的重要特點(diǎn)，其中雷達(dá)隱身和紅外隱身是兩個重要的方面。渦扇發(fā)動機(jī)是作戰(zhàn)飛機(jī)的主要動力，其進(jìn)/排氣系統(tǒng)是重要的雷達(dá)散射源和紅外輻射源。發(fā)動機(jī)實(shí)現(xiàn)隱身，即降低進(jìn)/排氣系統(tǒng)的紅外和雷達(dá)特征，是戰(zhàn)斗機(jī)實(shí)現(xiàn)隱身的重要前提。

渦扇發(fā)動機(jī)隱身的內(nèi)涵和技術(shù)特點(diǎn)

渦扇發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)腔體（包括從進(jìn)氣道進(jìn)口截面至風(fēng)扇進(jìn)口截面的流道、風(fēng)扇和第一級壓氣機(jī)等部件）、排氣系統(tǒng)腔體（包括低壓渦輪、低壓渦輪出口截面至噴管出口截面間的流道，以及其中的混合器、中心錐、加力燃燒室、火焰穩(wěn)定器等部件）、各種縫隙和邊緣是主要的雷達(dá)波散射源，其雷達(dá)特征與腔體、縫隙和邊緣的形狀、大小及材料的電磁特性有關(guān)。發(fā)動機(jī)雷達(dá)隱身技術(shù)就是通過對腔體結(jié)構(gòu)的設(shè)計、材料的選擇等措施來減小進(jìn)/排氣系統(tǒng)在雷達(dá)入射波方向上的反射波強(qiáng)度，從而降低飛機(jī)被敵方雷達(dá)發(fā)現(xiàn)、識別、鎖定的概率的技術(shù)。

圖1 國產(chǎn)隱身戰(zhàn)斗機(jī)——?dú)?0

常用的進(jìn)/排氣系統(tǒng)雷達(dá)隱身技術(shù)主要有：遮擋雷達(dá)散射源，使其避免或減少被雷達(dá)波直接照射的機(jī)會；進(jìn)氣口、噴口和縫隙等各種邊緣修形，使雷達(dá)波的主要反射方向偏離威脅方接收機(jī)；在被雷達(dá)波直接照射和反射波照射的表面上采用雷達(dá)波吸收材料和結(jié)構(gòu)吸收雷達(dá)波能量，從而減少雷達(dá)波的反射。

另一方面，渦扇發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)腔體、排氣系統(tǒng)腔體和尾噴流是重要的紅外輻射源。腔體的紅外輻射強(qiáng)度不僅與腔體的結(jié)構(gòu)形式和材料的紅外輻射特性有關(guān)，還與腔體表面的溫度、腔體內(nèi)部氣體介質(zhì)的溫度和組分濃度分布有關(guān)。進(jìn)氣系統(tǒng)腔體內(nèi)部的介質(zhì)為空氣流，介質(zhì)和腔體表面的溫度都比較低，對紅外特征的貢獻(xiàn)主要在8～14μm波段；排氣系統(tǒng)腔體壁面及其中的燃?xì)饬骱臀矅娏鞯臏囟榷己芨?，燃?xì)庵杏趾卸趸己退魵獾劝l(fā)射吸收性組分，排氣系統(tǒng)對紅外輻射特征的貢獻(xiàn)主要在3～5μm波段，同時對8～14μm波段也有可觀的貢獻(xiàn)。發(fā)動機(jī)紅外隱身技術(shù)就是通過各種措施盡量降低進(jìn)/排氣系統(tǒng)在威脅方向上的紅外輻射特征，從而降低敵方紅外探測系統(tǒng)發(fā)現(xiàn)、識別、鎖定飛機(jī)的概率。

圖2 典型的未考慮隱身的小涵道比渦扇發(fā)動機(jī)和飛機(jī)

常用的進(jìn)/排氣系統(tǒng)紅外隱身技術(shù)主要有：遮擋紅外輻射源，避免或減少其被紅外探測器直接觀測的機(jī)會，這一點(diǎn)與雷達(dá)隱身是類似的；高溫壁面的冷卻和尾噴流的快速降溫；合理的表面材料選擇；由于排氣系統(tǒng)內(nèi)的燃?xì)饬骱臀矅娏鞯臏囟扰c發(fā)動機(jī)熱力參數(shù)的選擇直接相關(guān)，也可以通過發(fā)動機(jī)熱力循環(huán)參數(shù)的合理設(shè)計降低紅外特征。

一般而言，雷達(dá)隱身和紅外隱身技術(shù)都將導(dǎo)致進(jìn)/排氣流道的總壓損失增加，從而導(dǎo)致發(fā)動機(jī)推力的下降和耗油率的升高，即發(fā)動機(jī)隱身性能的提高是要付出代價的。

隱身需求是推動戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動機(jī)技術(shù)發(fā)展的重要動力

早期的航空發(fā)動機(jī)是不考慮隱身的，F(xiàn)-117戰(zhàn)斗轟炸機(jī)、B-2轟炸機(jī)、F-22戰(zhàn)斗機(jī)和F-35聯(lián)合攻擊機(jī)的發(fā)動機(jī)是隱身技術(shù)在渦扇發(fā)動機(jī)得到真正應(yīng)用的標(biāo)志。

縱觀第二次世界大戰(zhàn)以來的作戰(zhàn)飛機(jī)的發(fā)展，可以發(fā)現(xiàn)，隱身的需求及技術(shù)進(jìn)步極大地推動了飛機(jī)和發(fā)動機(jī)的發(fā)展。圖2為典型的未考慮隱身的小涵道比渦扇發(fā)動機(jī)和戰(zhàn)斗機(jī)（以F-16為例），從圖中可以看出發(fā)動機(jī)的排氣系統(tǒng)是直的軸對稱流道，從后向可以直接觀測到排氣系統(tǒng)內(nèi)部的高溫部件，包括渦輪、中心錐、火焰穩(wěn)定器等。另外，發(fā)動機(jī)噴管的出口截面幾乎處于飛機(jī)的最末端，在相當(dāng)大的視角范圍內(nèi)可觀測到排氣系統(tǒng)腔體內(nèi)的結(jié)構(gòu)，這樣設(shè)計的排氣系統(tǒng)在尾向幾乎不具有雷達(dá)和紅外隱身能力。從圖中也可以看出，F(xiàn)-16的進(jìn)氣口是扁半圓形的，位于前機(jī)身下方，進(jìn)氣道為小彎曲流道，這樣設(shè)計的進(jìn)氣道或許對發(fā)動機(jī)風(fēng)扇具有一定的雷達(dá)屏蔽作用，但不足以滿足隱身需求。

圖3給出了隱身戰(zhàn)斗機(jī)F-22及其采用的F119渦扇發(fā)動機(jī)。F-22是世界上第一款投入使用的隱身戰(zhàn)斗機(jī)。從外觀上看，其發(fā)動機(jī)采用的隱身技術(shù)包括：第一，進(jìn)氣道唇口邊緣和噴口邊緣修形，使雷達(dá)反射波偏離入射波方向；第二，S形進(jìn)氣道，對發(fā)動機(jī)風(fēng)扇等部件進(jìn)行有效遮擋；第三，二維噴管，在一定的視角范圍內(nèi)對渦輪等部件具有一定的遮擋作用，同時有利于強(qiáng)化尾噴流與外流的摻混降溫；第四，噴口向機(jī)身內(nèi)縮（與F-16相比），有利于利用后機(jī)身、尾翼等部件對排氣系統(tǒng)腔體進(jìn)行遮擋；第五，對噴管等高溫部件進(jìn)行冷卻等。其中，第一至第四項有利于降低雷達(dá)特征，第二至第五項有利于降低紅外特征?？梢娪行╇[身措施既對雷達(dá)隱身有利，也對紅外隱身有利。

圖3 F-22隱身戰(zhàn)斗機(jī)及其發(fā)動機(jī)

圖4給出了隱身聯(lián)合攻擊機(jī)F-35及其發(fā)動機(jī)。與F-22不同的是，F(xiàn)-35為單發(fā)飛機(jī)，采用的是軸對稱噴管，而不是二維噴管。除此之外，F(xiàn)135發(fā)動機(jī)繼承了F119發(fā)動機(jī)的隱身設(shè)計理念和技術(shù)。由圖5可以看出發(fā)動機(jī)噴口邊緣和飛機(jī)發(fā)動機(jī)艙尾部邊緣的三角形修形、噴口向機(jī)身內(nèi)縮以及噴管擴(kuò)張段隱身材料的應(yīng)用等。雖然軸對稱噴管不如二維噴管具有較好的紅外和雷達(dá)特征抑制作用，但與F119 發(fā)動機(jī)相比，F(xiàn)135 發(fā)動機(jī)在熱力參數(shù)的選擇上或許更有利于紅外隱身。它增加了涵道比、提高了壓氣機(jī)壓比、降低了渦輪前的燃?xì)鉁囟?，這些變化都有利于降低紅外特征。

圖6給出了下一代渦扇發(fā)動機(jī)（以自適應(yīng)多用途發(fā)動機(jī)ADVENT為例）以及其在下一代飛機(jī)上應(yīng)用的設(shè)想圖。由圖可見其進(jìn)/排氣系統(tǒng)與傳統(tǒng)的發(fā)動機(jī)相比有明顯的不同,進(jìn)氣道采用了非規(guī)則橫截面的大彎曲S形流道，這將有利于降低進(jìn)氣系統(tǒng)的雷達(dá)散射特征；排氣系統(tǒng)采用了S形二維噴管，可以同時降低雷達(dá)特征和紅外特征；另外，從外涵道引氣對排氣系統(tǒng)高溫表面進(jìn)行冷卻，又可進(jìn)一步降低其紅外特征。發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道唇口形面與前機(jī)身高度融合，噴管的出口與后機(jī)身高度融合，在很大的視角范圍內(nèi)對進(jìn)/排氣系統(tǒng)及其內(nèi)部結(jié)構(gòu)進(jìn)行遮擋，這樣設(shè)計的飛機(jī)既具有良好的氣動特性，又具有良好的隱身性。

圖4 F-35隱身聯(lián)合攻擊機(jī)及其發(fā)動機(jī)

圖5 F-35隱身聯(lián)合攻擊機(jī)尾部

通過以上幾種典型飛機(jī)及其發(fā)動機(jī)的分析比較，可以看出先進(jìn)的作戰(zhàn)飛機(jī)及其發(fā)動機(jī)與傳統(tǒng)的飛機(jī)和發(fā)動機(jī)相比而言，在飛機(jī)外形、進(jìn)/排氣系統(tǒng)流道形式、進(jìn)氣唇口和噴口形式及其在飛機(jī)上的布局、發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)和熱力參數(shù)的選擇等方面都發(fā)生了許多變化，這些變化無不反映出隱身需求對飛機(jī)和發(fā)動機(jī)的影響。

總之，隱身需求和技術(shù)發(fā)展極大地推動了作戰(zhàn)飛機(jī)和發(fā)動機(jī)的發(fā)展。在2000年，美國就有觀點(diǎn)認(rèn)為：“隱身技術(shù)的應(yīng)用對于下一代作戰(zhàn)飛機(jī)的影響就像20世紀(jì)40年代引入噴氣式發(fā)動機(jī)對作戰(zhàn)飛機(jī)產(chǎn)生的影響一樣巨大和深遠(yuǎn)。”

進(jìn)/排氣系統(tǒng)隱身必將影響發(fā)動機(jī)總體設(shè)計

渦扇發(fā)動機(jī)隱身技術(shù)包括進(jìn)/排氣系統(tǒng)的雷達(dá)隱身技術(shù)和紅外隱身技術(shù)。目前，關(guān)于排氣系統(tǒng)紅外輻射特征的影響因素和隱身技術(shù)已有了大量的研究，涉及到軸對稱噴管、二維噴管、S形噴管、塞式噴管、矢量噴管、引射噴管等排氣系統(tǒng)；關(guān)于進(jìn)氣系統(tǒng)雷達(dá)特征的影響因素和隱身技術(shù)也有較多的研究；但關(guān)于排氣系統(tǒng)雷達(dá)隱身的研究尚欠深入，不過由于排氣系統(tǒng)的雷達(dá)散射與進(jìn)氣系統(tǒng)一樣都屬于腔體散射，除了高溫引起的一些新問題外，排氣系統(tǒng)的雷達(dá)隱身技術(shù)與進(jìn)氣系統(tǒng)有許多類似之處。

圖6 下一代隱身飛機(jī)及其發(fā)動機(jī)設(shè)想

進(jìn)/排氣系統(tǒng)隱身必將影響發(fā)動機(jī)總體設(shè)計。發(fā)動機(jī)的雷達(dá)特征和紅外特征是從發(fā)動機(jī)進(jìn)/排氣系統(tǒng)表征出來的，但發(fā)動機(jī)的隱身不僅與進(jìn)/排氣系統(tǒng)有關(guān)，還與發(fā)動機(jī)和飛機(jī)的總體設(shè)計有關(guān)。以上討論的各種隱身技術(shù)中，或許只有雷達(dá)吸波涂層和紅外低發(fā)射率材料在進(jìn)/排氣系統(tǒng)中的應(yīng)用能做到對發(fā)動機(jī)推力、耗油率特性不產(chǎn)生不利影響，其他的隱身技術(shù)都會對發(fā)動機(jī)總體設(shè)計或?qū)︼w機(jī)的設(shè)計產(chǎn)生影響。例如，S形進(jìn)/排氣流道將導(dǎo)致流道總壓損失的增大，從而引起發(fā)動機(jī)安裝推力的減小，為了滿足飛機(jī)對推力的需求，發(fā)動機(jī)的熱力參數(shù)和幾何尺寸的選擇或許有必要進(jìn)行調(diào)整；另外，S形流道將影響發(fā)動機(jī)在飛機(jī)上的布局，從而影響飛機(jī)的設(shè)計。再比如，排氣系統(tǒng)高溫壁面的冷卻是一個非常有效的紅外隱身措施，但冷卻空氣從哪兒來？若從壓氣機(jī)引氣，將影響發(fā)動機(jī)的熱力循環(huán)和發(fā)動機(jī)的性能。如果要求推力不變，則要改變發(fā)動機(jī)的熱力參數(shù)和尺寸大小的選擇，這或許要求加大進(jìn)氣道的流量，從而影響進(jìn)氣道和飛機(jī)的設(shè)計。

換言之，對于一臺在總體設(shè)計階段沒有考慮隱身要求的發(fā)動機(jī)，不可能僅僅通過對進(jìn)/排氣系統(tǒng)的改型設(shè)計使其實(shí)現(xiàn)隱身而不對發(fā)動機(jī)的其他部件產(chǎn)生影響。這是由于受到發(fā)動機(jī)本體結(jié)構(gòu)和熱力參數(shù)不變的約束，可選用的隱身措施有限，隱身效果將受到極大的制約，而其他許多有效的隱身技術(shù)的應(yīng)用，必將導(dǎo)致不可承受的發(fā)動機(jī)推力性能的下降。

從發(fā)動機(jī)總體設(shè)計層面上考慮紅外隱身

先進(jìn)作戰(zhàn)飛機(jī)的發(fā)動機(jī)要求具有良好的推力特性、耗油率特性、紅外隱身和雷達(dá)隱身特性。為了實(shí)現(xiàn)這一目的，在發(fā)動機(jī)的總體設(shè)計階段就應(yīng)該把隱身特性與推力和耗油率特性予以綜合考慮，進(jìn)行兼容設(shè)計。

渦扇發(fā)動機(jī)的設(shè)計研制是一個系統(tǒng)工程。發(fā)動機(jī)總體設(shè)計是發(fā)動機(jī)的頂層設(shè)計，是以完成飛機(jī)的各種任務(wù)為約束條件，在發(fā)動機(jī)安裝條件下，對發(fā)動機(jī)的熱力循環(huán)、主要截面熱力參數(shù)和尺寸等進(jìn)行設(shè)計的階段。

從發(fā)動機(jī)總體設(shè)計層面上考慮隱身有兩種技術(shù)途徑。一是選用現(xiàn)有渦扇發(fā)動機(jī)的核心機(jī)（包括高壓壓氣機(jī)、燃燒室、高壓渦輪等），通過對發(fā)動機(jī)低壓系統(tǒng)（包括風(fēng)扇、低壓壓氣機(jī)、低壓渦輪、外涵流道等）和排氣系統(tǒng)進(jìn)行低紅外特征設(shè)計，如裝備于B-2上的F118渦扇發(fā)動機(jī)就衍生于F101（主要用于B-1）和F110（主要用于F-16）發(fā)動機(jī)，它提高了涵道比、采用了S形流道的排氣系統(tǒng)和背負(fù)式噴管布局等技術(shù)，這些技術(shù)對發(fā)動機(jī)隱身是有利的。二是設(shè)計全新的滿足飛機(jī)任務(wù)需求的低雷達(dá)和紅外特征的渦扇發(fā)動機(jī)（包括進(jìn)氣系統(tǒng)、核心機(jī)、低壓系統(tǒng)、排氣系統(tǒng)），如裝備在F-22上的F119 渦扇發(fā)動機(jī)和裝備在F-35上的F135 渦扇發(fā)動機(jī)都是考慮低紅外和雷達(dá)特征要求全新設(shè)計的發(fā)動機(jī)。即在發(fā)動機(jī)總體設(shè)計階段就進(jìn)行了推力、耗油率、雷達(dá)隱身和紅外隱身綜合設(shè)計，這涉及到氣體動力學(xué)、傳熱學(xué)、紅外物理、電磁理論、材料科學(xué)等多學(xué)科的理論和方法。

渦扇發(fā)動機(jī)作為一個動力裝置，首先要求具有良好的推力和耗油率性能，同時還要具有良好的紅外和雷達(dá)隱身性能。由于發(fā)動機(jī)排氣系統(tǒng)的紅外特征與發(fā)動機(jī)的熱力參數(shù)的選擇有關(guān)，而排氣系統(tǒng)的雷達(dá)特征與發(fā)動機(jī)熱力參數(shù)的選擇無關(guān)。因此，在進(jìn)行發(fā)動機(jī)總體設(shè)計時，首先要考慮推力、耗油率與紅外隱身特性的兼容設(shè)計，初步確定發(fā)動機(jī)典型截面上的熱力參數(shù)和幾何尺寸，在此基礎(chǔ)上再考慮與雷達(dá)隱身的兼容設(shè)計。通過反復(fù)迭代設(shè)計，直至滿足要求。

只有在發(fā)動機(jī)的總體設(shè)計階段就把低紅外特征作為重要指標(biāo)予以考慮，才能最大程度地降低發(fā)動機(jī)的紅外特征，實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)推力、耗油率、紅外特征和雷達(dá)特征等多項性能指標(biāo)綜合優(yōu)化設(shè)計。

從飛發(fā)一體化設(shè)計層面上考慮發(fā)動機(jī)隱身

飛發(fā)一體化設(shè)計涵蓋的技術(shù)內(nèi)容很寬泛，但從發(fā)動機(jī)總體設(shè)計的角度看，飛發(fā)一體化設(shè)計主要關(guān)注發(fā)動機(jī)安裝在飛機(jī)上產(chǎn)生的附加阻力及其對飛機(jī)和發(fā)動機(jī)氣動特性的影響，通過進(jìn)氣道和噴管與飛機(jī)相鄰部位的一體化設(shè)計降低附加阻力，改善飛機(jī)和發(fā)動機(jī)的性能。經(jīng)驗表明，如果在發(fā)動機(jī)總體設(shè)計時就考慮并做好飛發(fā)一體化設(shè)計，則會改善發(fā)動機(jī)和飛機(jī)的匹配性能；若不考慮飛發(fā)一體化設(shè)計或飛發(fā)一體化設(shè)計沒有做好，將會危及項目的進(jìn)展，過去曾有過致使飛機(jī)性能和發(fā)動機(jī)操作性降低、項目周期和成本增加，使得飛機(jī)和發(fā)動機(jī)研制團(tuán)隊相互指責(zé)的事例。

從飛發(fā)一體化設(shè)計層面上考慮紅外隱身，即在發(fā)動機(jī)總體設(shè)計階段，通過飛發(fā)一體化設(shè)計實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)在安裝狀態(tài)的推力、耗油率和隱身性的綜合性能優(yōu)化。

在上文的分析中已指出，許多隱身措施涉及到進(jìn)氣道唇口、噴管和噴口的形狀、進(jìn)/排系統(tǒng)流道形式、冷卻流量等的變化，這些因素都會涉及到飛機(jī)和發(fā)動機(jī)的一體化設(shè)計。在渦扇發(fā)動機(jī)隱身的飛發(fā)一體化設(shè)計方法方面，以下基礎(chǔ)問題亟須開展研究。

一是考慮紅外雷達(dá)隱身的渦扇發(fā)動機(jī)總體設(shè)計理論和方法。主要包括：基于渦扇發(fā)動機(jī)總體熱力參數(shù)的紅外特征預(yù)測方法，發(fā)動機(jī)進(jìn)/排氣系統(tǒng)雷達(dá)特征快速評估計算方法，低紅外和雷達(dá)特征渦扇發(fā)動機(jī)安裝性能分析方法，綜合考慮推力、耗油率和紅外雷達(dá)隱身的發(fā)動機(jī)總體性能設(shè)計方法，以及相關(guān)的設(shè)計軟件和數(shù)據(jù)庫。

二是發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)紅外雷達(dá)隱身與氣動特性一體化設(shè)計方法。涉及到的部件包括進(jìn)氣道唇口及與其相鄰的飛機(jī)的局部結(jié)構(gòu)、進(jìn)氣系統(tǒng)腔體等?；A(chǔ)問題包括低紅外和雷達(dá)特征渦扇發(fā)動機(jī)對進(jìn)氣道設(shè)計的需求分析方法，發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)紅外雷達(dá)特征影響因素及規(guī)律，滿足渦扇發(fā)動機(jī)紅外雷達(dá)隱身需求的進(jìn)氣道氣動特性影響因素和規(guī)律，低紅外和雷達(dá)特征、低發(fā)動機(jī)安裝損失的進(jìn)氣道、隱身結(jié)構(gòu)以及前機(jī)身的一體化優(yōu)化設(shè)計方法以及相關(guān)的設(shè)計軟件和數(shù)據(jù)庫。

三是排氣系統(tǒng)和后體紅外雷達(dá)隱身與氣動特性一體化設(shè)計方法。涉及到的部件包括噴管及與其相鄰的飛機(jī)后體結(jié)構(gòu)、排氣系統(tǒng)腔體等?；A(chǔ)問題包括低紅外和雷達(dá)特征渦扇發(fā)動機(jī)對排氣系統(tǒng)和后體設(shè)計的需求分析方法，發(fā)動機(jī)排氣系統(tǒng)紅外雷達(dá)特征影響因素及規(guī)律，低紅外和雷達(dá)特征、低發(fā)動機(jī)安裝損失的排氣系統(tǒng)流道、噴管結(jié)構(gòu)、隱身結(jié)構(gòu)與飛機(jī)后體的一體化設(shè)計方法，以及相關(guān)的設(shè)計軟件和數(shù)據(jù)庫。

四是進(jìn)氣道-發(fā)動機(jī)-后體紅外雷達(dá)隱身與氣動的一體化設(shè)計方法。包括通過進(jìn)氣道引氣抑制排氣系統(tǒng)和尾噴流紅外輻射的方法，綜合考慮發(fā)動機(jī)推力、耗油率和隱身的前機(jī)身-進(jìn)氣道-發(fā)動機(jī)-排氣系統(tǒng)-后體一體化設(shè)計方法，低可探測性發(fā)動機(jī)的進(jìn)/排氣系統(tǒng)紅外輻射、雷達(dá)散射及氣動特性數(shù)據(jù)庫等。

結(jié)束語

隱身需求是推動作戰(zhàn)飛機(jī)及其發(fā)動機(jī)技術(shù)發(fā)展的重要動力。發(fā)動機(jī)的雷達(dá)特征和紅外特征是從發(fā)動機(jī)進(jìn)/排氣系統(tǒng)表征出來的，但發(fā)動機(jī)的隱身不可能僅僅通過對進(jìn)/排氣系統(tǒng)的隱身設(shè)計而實(shí)現(xiàn)，必須在發(fā)動機(jī)總體和飛發(fā)一體化層面上對推力、耗油率、紅外和雷達(dá)隱身進(jìn)行兼容設(shè)計才有可能實(shí)現(xiàn)。在發(fā)動機(jī)總體和飛發(fā)一體化層面上缺失對隱身的考慮，必將制約隱身飛機(jī)的發(fā)展，突破這一瓶頸已刻不容緩。