一种航空发动机风扇雷达吸波结构的制作方法

1.本技术属于航空发动机风扇雷达隐身设计技术领域，具体涉及一种航空发动机风扇雷达吸波结构。


背景技术：

2.风扇位于航空发动机进气道前端，对于航空发动机的雷达隐身性能具有重要影响，为了提高风扇的雷达隐身性能，进而保证航空发动机的雷达隐身性能，当前，多设计风扇部件采用雷达吸波涂层，或者，设计采用雷达吸波结构，该技术方案存在以下缺陷：
3.雷达吸波涂层、雷达吸波结构在航空发动机整个寿命周期内始终暴露在气流的强力冲刷下，尤其是在无需雷达隐身的飞机地面起飞阶段，气流冲刷力大，且气流中的砂土多，易对雷达吸波涂层、雷达吸波结构造成损伤，使得雷达吸波涂层、雷达吸波结构的有效使用时间大大缩短，进而对航空发动机的使用寿命构成限制。
4.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
5.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本技术的发明构思及技术方案，其并不必然属于本技术的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

6.本技术的目的是提供一种航空发动机风扇雷达吸波结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
7.本技术的技术方案是：
8.一种航空发动机风扇雷达吸波结构，包括：
9.支撑机匣，后端与进气机匣前端对接，其上具有多个沿周向分布的条形导向孔；
10.支撑环，在支撑机匣内设置；
11.多个中空支板，沿周向支撑在支撑机匣、支撑环之间，上端敞开与各个条形导向孔连通，前端敞开；
12.多个金属支板，在各个中空支板中设置，两侧具有凹槽，上端具有铰接头；各个铰接头自各个条形导向孔伸出到支撑机匣外；
13.多对雷达吸波板，以雷达吸波材料制造，粘接在各个金属支板两侧的凹槽中，与金属支板两侧表面平齐；
14.联动环，套设在支撑机匣外周，通过耳片结构利用销轴与各个铰接头铰接，能够沿支撑机匣轴向运动，以此能够通过各个铰接头带动金属支板及其两侧凹槽中的雷达吸波板自中空支板中伸出或缩回。
15.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机风扇雷达吸波结构中，各个金属支板缩回到中空支板中时，前缘位于中空支板之外，横截面呈锥形，其内具有防冰通气道，且与中空支板表面之间光滑过渡；
16.支撑机匣上具有多个沿周向分布的前部防冰通气孔、后部防冰通气孔；
17.各个金属支板缩回到中空支板中时，各个防冰通气道与各个后部防冰通气孔连通；
18.各个金属支板自中空支板中伸出时，各个防冰通气道与各个前部防冰通气孔连通；
19.所述航空发动机风扇雷达吸波结构，还包括：
20.前部防冰引气环，套接在支撑机匣上，与支撑机匣之间形成与各个前部防冰通气孔连通的前部防冰引气腔，通过管路连通防冰气源；
21.后部防冰引气环，套接在支撑机匣上，与支撑机匣之间形成与各个后部防冰通气孔连通的后部防冰引气腔，通过管路连通防冰气源。
22.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机风扇雷达吸波结构中，还包括：
23.帽罩，呈锥形，连接在支撑环前端。
24.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机风扇雷达吸波结构中，还包括：
25.作动筒，连接在支撑机匣、联动环之间，以能够驱动联动环沿支撑机匣轴向运动。
附图说明
26.图1是本技术实施例提供的航空发动机风扇雷达吸波结构的示意图；
27.图2图1的局部示意图；
28.图3是本技术实施例提供的金属支板与雷达吸波板的装配示意图；
29.图4是本技术实施例提供的航空发动机风扇雷达吸波结构联动环带动金属支板缩回到中空支板的示意图；
30.图5是本技术实施例提供的航空发动机风扇雷达吸波结构联动环带动金属支板自中空支板中伸出的示意图；
31.其中：
32.1-支撑机匣；2-进气机匣；3-支撑环；4-中空支板；5-金属支板；6-雷达吸波板；7-联动环；8-前部防冰引气环；9-后部防冰引气环；10-帽罩。
33.为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本技术的限制。
具体实施方式
34.为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
35.此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对
象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
36.此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具体含义。
37.下面结合附图1至图5对本技术做进一步详细说明。
38.一种航空发动机风扇雷达吸波结构，如图1所示，包括：
39.支撑机匣1，后端与进气机匣2前端对接，位于风扇之前，其上具有多个沿周向分布的条形导向孔；
40.支撑环3，在支撑机匣1内设置；
41.多个中空支板4，沿周向支撑在支撑机匣1、支撑环3之间，上端敞开与各个条形导向孔连通，前端敞开；
42.多个金属支板5，在各个中空支板4中设置，两侧具有凹槽，上端具有铰接头；各个铰接头自各个条形导向孔伸出到支撑机匣外；
43.多对雷达吸波板6，以雷达吸波材料制造，可以是复合材料，粘接在各个金属支板5两侧的凹槽中，以金属支板5进行支撑，可保证使用强度，且与金属支板5两侧表面平齐，如图3所示；
44.联动环7，套设在支撑机匣1外周，通过耳片结构利用销轴与各个铰接头铰接，能够沿支撑机匣1轴向运动，以此能够通过各个铰接头带动金属支板5及其两侧凹槽中的雷达吸波板6自中空支板4中伸出或缩回。
45.上述实施例公开的航空发动机风扇雷达吸波结构，具体应用时，在航空发动机需要进行雷达隐身时，可通过驱动联动环7带动各个金属支板5自中空支板4中伸出，如图5所示，各个金属支板5两侧雷达吸波板6同时自中空支板4中伸出，暴露在支撑机匣1中，可对雷达波进行吸收，以此能够提高风扇的雷达隐身性能，进而保证航空发动机的雷达隐身性能，且各对雷达吸波板6嵌入在金属支板5两侧凹槽中，连接可靠，并与金属支板5两侧表面平齐，可使边缘部位免受气流的强力冲刷，以此能够延长使用寿命；在航空发动机不需要进行雷达隐身时，可通过驱动联动环7带动各个金属支板5缩回到中空支板4中，如图4所示，各个金属支板5两侧雷达吸波板6同时缩回到中空支板4中，受中空支板4的保护，可免受气流的强力冲刷，免受强力气流冲刷以及砂尘带来的损伤，以此能够有效延长使用时间。
46.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机风扇雷达吸波结构中，各个金属支板5缩回到中空支板4中时，前缘位于中空支板4之外，横截面呈锥形，与中空支板4表面之间光滑过渡，以保证气动性能，以及提高雷达隐身性能，且各个金属支板5前缘内具有防冰通气
道；
47.支撑机匣1上具有多个沿周向分布的前部防冰通气孔、后部防冰通气孔；
48.各个金属支板5缩回到中空支板4中时，各个防冰通气道与各个后部防冰通气孔连通；
49.各个金属支板5自中空支板4中伸出时，各个防冰通气道与各个前部防冰通气孔连通；
50.所述航空发动机风扇雷达吸波结构，还包括：
51.前部防冰引气环8，套接在支撑机匣1上，与支撑机匣1之间形成与各个前部防冰通气孔连通的前部防冰引气腔，通过管路连通防冰气源，以此，可在各个金属支板5自中空支板4中伸出时，向各个金属支板5前缘的防冰通气道内通入防冰气，进行防冰；
52.后部防冰引气环9，套接在支撑机匣1上，与支撑机匣1之间形成与各个后部防冰通气孔连通的后部防冰引气腔，通过管路连通防冰气源，以此，可在各个金属支板5缩回到中空支板4中时，向各个金属支板5前缘的防冰通气道内通入防冰气，进行防冰。
53.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机风扇雷达吸波结构中，还包括：
54.帽罩10，呈锥形，连接在支撑环3前端，以规避雷达波反射，增强雷达隐身效果。
55.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机风扇雷达吸波结构中，还包括：
56.作动筒，连接在支撑机匣1、联动环7之间，以能够驱动联动环7沿支撑机匣1轴向运动，并接入航空发动机的控制系统进行控制。
57.说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
58.至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。

技术特征：
1.一种航空发动机风扇雷达吸波结构，其特征在于，包括：支撑机匣(1)，后端与连接在进气机匣(2)前端对接，其上具有多个沿周向分布的条形导向孔；支撑环(3)，在支撑机匣(1)内设置；多个中空支板(4)，沿周向支撑在支撑机匣(1)、支撑环(3)之间，上端敞开与各个条形导向孔连通，前端敞开；多个金属支板(5)，在各个中空支板(4)中设置，两侧具有凹槽，上端具有铰接头；各个铰接头自各个条形导向孔伸出到支撑机匣外；多对雷达吸波板(6)，以雷达吸波材料制造，粘接在各个金属支板(5)两侧的凹槽中，与金属支板(5)两侧表面平齐；联动环(7)，套设在支撑机匣(1)外周，通过耳片结构利用销轴与各个铰接头铰接，能够沿支撑机匣(1)轴向运动，以此能够通过各个铰接头带动金属支板(5)及其两侧凹槽中的雷达吸波板(6)自中空支板(4)中伸出或缩回。2.根据权利要求1所述的航空发动机风扇雷达吸波结构，其特征在于，各个金属支板(5)缩回到中空支板(4)中时，前缘位于中空支板(4)之外，横截面呈锥形，其内具有防冰通气道，且与中空支板(4)表面之间光滑过渡；支撑机匣(1)上具有多个沿周向分布的前部防冰通气孔、后部防冰通气孔；各个金属支板(5)缩回到中空支板(4)中时，各个防冰通气道与各个后部防冰通气孔连通；各个金属支板(5)自中空支板(4)中伸出时，各个防冰通气道与各个前部防冰通气孔连通；所述航空发动机风扇雷达吸波结构，还包括：前部防冰引气环(8)，套接在支撑机匣(1)上，与支撑机匣(1)之间形成与各个前部防冰通气孔连通的前部防冰引气腔，通过管路连通防冰气源；后部防冰引气环(9)，套接在支撑机匣(1)上，与支撑机匣(1)之间形成与各个后部防冰通气孔连通的后部防冰引气腔，通过管路连通防冰气源。3.根据权利要求1所述的航空发动机风扇雷达吸波结构，其特征在于，还包括：帽罩(10)，呈锥形，连接在支撑环(3)前端。4.根据权利要求1所述的航空发动机风扇雷达吸波结构，其特征在于，还包括：作动筒，连接在支撑机匣(1)、联动环(7)之间，以能够驱动联动环(7)沿支撑机匣(1)轴向运动。

技术总结
本申请具体涉及一种航空发动机风扇雷达吸波结构，包括：支撑机匣，后端与进气机匣前端对接，其上具有多个沿周向分布的条形导向孔；支撑环，在支撑机匣内设置；多个中空支板，沿周向支撑在支撑机匣、支撑环之间，上端敞开与各个条形导向孔连通，前端敞开；多个金属支板，在各个中空支板中设置，两侧具有凹槽，上端具有铰接头；各个铰接头自各个条形导向孔伸出到支撑机匣外；多对雷达吸波板，以雷达吸波材料制造，粘接在各个金属支板两侧的凹槽中；联动环，套设在支撑机匣外周，通过耳片结构利用销轴与各个铰接头铰接，能够沿支撑机匣轴向运动，以此能够通过各个铰接头带动金属支板及其两侧凹槽中的雷达吸波板自中空支板中伸出或缩回。凹槽中的雷达吸波板自中空支板中伸出或缩回。凹槽中的雷达吸波板自中空支板中伸出或缩回。


技术研发人员：王群 杨胜男 卢浩浩 邓洪伟 陈瀚赜
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：2023.04.17
技术公布日：2023/5/31