对雷达的可见性降低的多功能飞机.pdf

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1、(10)申请公布号 CN 104302545 A (43)申请公布日 2015.01.21 C N 1 0 4 3 0 2 5 4 5 A (21)申请号 201280070989.2 (22)申请日 2012.11.09 2011154437 2011.12.30 RU B64D 7/00(2006.01) B64D 27/16(2006.01) B64D 33/02(2006.01) H01Q 1/28(2006.01) B64D 39/06(2006.01) H01Q 17/00(2006.01) (71)申请人航空集团联合控股公司 地址俄罗斯莫斯科 (72)发明人亚历山大尼古拉耶维奇达。

2、维坚科 米哈伊尔尤里耶维奇斯特雷勒茨 安德烈尤尔叶维奇加夫里科夫 米哈伊尔阿列克谢耶维奇博伊科 阿纳托利伊万诺维奇费多伦科 安德烈尼古拉耶维奇洛格阿尔科 夫 弗拉迪米尔亚历山德罗维奇鲁尼 谢夫 谢尔盖尤里耶维奇比比科夫 米哈伊尔鲍里索维奇瓦西里耶夫 德米特里格尔马诺维奇科诺诺夫 瓦西里谢尔盖耶维奇埃勒费耶夫 纳塔利亚波里索夫娜波利亚科娃 罗曼斯塔尼斯拉沃维奇列别杰夫 (74)专利代理机构北京集佳知识产权代理有限 公司 11227 代理人潘炜 田军锋 (54) 发明名称 对雷达的可见性降低的多功能飞机 (57) 摘要 本发明涉及飞机工业，特别是涉及用于侦察 和击败空中、海上和陆地目标的作战飞机。。

3、本发 明的目的是使飞机对于雷达的可见性的量降低至 平均大约0.1平方米至1平方米。飞机包括机身 (1)、翼板(2)、全动型垂直尾翼(AMVE)面板(3)、 全动型水平尾翼(AMHE)面板(4)、座舱罩(5)、发 动机进气口的水平唇部(6)、封闭排气口的细网 格筛(7)、发动机进气口的侧向倾斜唇部(8)、动 力装置RCS减少装置(9)，以及空中加油探头舱襟 翼(10)。为提供飞机上的雷达散射截面(RCS)的 特定水平，在机体、动力装置、机载设备装置的光 学和天线系统以及在飞行设备中的悬浮和可扩展 的部分中实施一系列措施。 (30)优先权数据 (85)PCT国际申请进入国家阶段日 2014.08.。

4、29 (86)PCT国际申请的申请数据 PCT/RU2012/000917 2012.11.09 (87)PCT国际申请的公布数据 WO2013/100807 RU 2013.07.04 (51)Int.Cl. 权利要求书1页 说明书4页 附图2页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书1页 说明书4页 附图2页 (10)申请公布号 CN 104302545 A CN 104302545 A 1/1页 2 1.多功能飞机，其包括机体、动力装置、机载设备装置，其特征在于，空中武器容纳在所 述机体内；进气管是S形的，并且具有涂覆在所述进气管的壁上的雷达吸波涂层；在所。

5、述进 气管中安装有用于将所述进气管的在进口导向叶片前方的几何截面划分成由圆柱面或平 面限定的若干分隔腔的装置，进气管入口的扫掠唇部形成平行四边形；升力面的前缘和后 缘、进气口、门襟翼的扫掠被限于两个或三个方向；横截面上的机身侧壁和全动型垂直尾翼 在相同方向上从垂直平面倾斜；进排气装置是被屏蔽的；空中加油探头舱由襟翼封闭；此 外，所述机体中的单独结构性和进入元件之间的空间以导电密封剂填充；座舱罩玻璃被金 属化；天线罩由频率选择性结构制成；光学传感器在空闲状态下能够翻转为以涂覆有雷达 吸波涂层的背面面向照射雷达；天线舱由屏蔽隔板封闭；天线平面从所述垂直平面偏转， 其中所述天线的至少一部分是机体单元。

6、的结构，并且天线馈电系统为基于雷达波长低反射 天线。 权 利 要 求 书CN 104302545 A 1/4页 3 对雷达的可见性降低的多功能飞机 技术领域 0001 本发明涉及飞机工业，特别是涉及用于侦察和打击空中、海上和陆地目标的作战 飞机。 背景技术 0002 多功能飞机(Fomin A.V.Su-27.History of Fighter,Moscow,RAIntervestnik, 1999,pp.208-251)包括机体；动力装置；通用飞机设备；显示/控制系统；武器、有源和无 源对抗(active and passive countermeasures)的综合设施；目标瞄准设备(雷。

7、达瞄准 系统，光电瞄准系统)；参数监测和记录系统；飞机间(inter-aircraft)和控制中心通信系 统；飞行和导航系统；对抗系统；武器和无源对抗控制系统，这些组成部分通过战术信息、 来自于控制指挥中心的指导、空域和地面的雷达监视、空域定位、地面和空中目标的侦察和 支持、对武器的目标指定、有源雷达干扰、未修正的武器和具有被动热(passive heat)的飞 机武器(ACW)的使用、用于陆地、空中和海上目标的被动和主动雷达导引头、无源对抗装置 的使用，以提供导航、手动和自动控制模式的驾驶、系统的综合控制、飞机间导航和内部交 换。 0003 现有技术方案的缺点是其具有高数值的雷达散射截面积(。

8、RCS)，雷达散射截面积 (RCS)通过敌方雷达而限定飞机侦察的特性。现有飞机的RCS是大约10-15平方米(所选 方面的平均值)。 发明内容 0004 通过本发明所取得的技术成果是将飞机的对于雷达的可见性的量减少至平均大 约为0.1平方米至1平方米。 0005 Sais技术成果是通过以下事实实现的，即，在多功能飞机中包括机体、动力装置、 机载设备装置，其中，空中武器容纳在机体内；进气管为S形，并且具有涂覆在进气管的壁 上的雷达吸波涂层；在进气管中安装有用于将进气管的在进口导向叶片前方的几何截面划 分成由圆柱面或平面限定的若干分隔腔的装置，并且进气管入口的扫掠唇部形成平行四边 形；升力面的前缘。

9、和后缘、进气口和门襟翼的扫掠被限于两个或三个方向；横截面上的机 身侧壁和全动式垂直尾翼在相同的方向上从垂直平面倾斜；进气和排气装置是被屏蔽的； 空中加油探头舱由襟翼封闭；此外，在机体中的单独结构性和进入元件(structural and access elements)之间的空间以导电密封剂填充；座舱罩玻璃被金属化；天线罩由频率选 择性结构制成；光学传感器在空闲状态下能够翻转为以涂覆有雷达吸波涂层的背面面向照 射雷达；天线舱由屏蔽隔板封闭；天线平面从垂直平面偏转；天线的至少一部分是机体单 元的结构，并且天线馈电系统为基于雷达波长低反射天线。 附图说明 0006 本发明通过附图进行说明，其中： 。

10、说 明 书CN 104302545 A 2/4页 4 0007 图1示出了具有整体气动布局的飞机的平面图； 0008 图2是具有整体气动布局的飞机的仰视图； 0009 图3是具有整体气动布局的飞机的正视图； 0010 图4示出了图2的截面A-A； 0011 图5示出了图2的截面B-B。 0012 附图标记描述 0013 1-机身 0014 2-翼板 0015 3-全动型垂直尾翼(AMVE)的面板 0016 4-全动型水平尾翼(AMHE)的面板 0017 5-座舱罩 0018 6-发动机进气口的水平唇部 0019 7-封闭排气口的细网格筛 0020 8-发动机进气口的侧向倾斜唇部 0021 9-。

11、动力装置RCS减小装置 0022 10-空中加油探头舱的襟翼。 具体实施方式 0023 机载设备的综合设施包括：通用飞机设备；显示/控制系统；武器、有源对抗和无 源对抗的综合设施；目标瞄准设备(雷达瞄准系统，光电瞄准系统)；参数监测和记录系 统；飞机间和控制中心通信系统；飞行和导航系统；对抗系统；用于控制武器和无源对抗的 系统，该综合设施通过成组的作战信息、来自于控制指挥中心的指导、空域和地面的雷达监 视、空域定位、陆地和空中目标的侦察与支持、有源雷达干扰、未校正的武器和具有被动热 的飞机武器的使用、用于陆地、空中和海上目标的被动和主动雷达导引头、无源对抗装置的 使用，来提供导航、手动和自动控。

12、制模式的驾驶、系统的综合控制、飞机间导航和交换。 0024 飞机的RCS是由以下组成部分的RCS组成的：机体；动力装置；机载设备的光学和 天线系统；飞行设备中的悬浮和可扩展的部分。 0025 机体和动力装置的RCS量级是由三个因素决定的： 0026 -理论轮廓的形状和机体的布局，其中包括进气口和风道； 0027 -机体单元、工艺上的和操作上的蒙皮、门、孔的结合部以及在机体的活动部分和 固定部分之间的结合部的设计； 0028 -雷达波吸收和屏蔽材料以及涂层的使用。 0029 由于后向散射图表最大值向着最少的方向以及向着危险最少的扇区的再分配，因 此理论轮廓的形状和机体的布局在某些方面能够减少所反。

13、射的电磁(EM)波的能量。 0030 结构措施 0031 由于来自于空中武器(AW)和AW发射器的照射雷达的电磁波的反射的消除，将AW 定位在机体内能够使RCS整体减小。 0032 与雷达波吸收涂层(RAC)相接合的S形进气管提供了在近轴向方向的RCS的减 小。在前半球(forward hemisphere)(FHS)的其他扇区内，由于对发动机进口导向叶片 说 明 书CN 104302545 A 3/4页 5 (IGV)的屏蔽而使RCS减小，其中发动机进口导向叶片(IGV)的元件主要反射照射雷达的电 磁(EM)波，其是FHS中的机体/发动机系统的RCS的实质性的部分(多达60)。涂覆在 进气(。

14、AI)管道的壁上的RAC降低了从IGV反射和再反射至管道壁的电磁信号的量级，从而 减少了在FHS中的总体AI RCS。 0033 用于减少前半球中的发动机RCS的进气管道中的装置9可以安装在IGV上游的任 何形状的管道中，但是优选安装在“直”管道中。装置9起到在近轴向方向部分地封闭IGV 而阻挡EM波的屏障的作用。除了屏蔽作用，装置9还将IGV上游的进气管道的几何截面划 分成由圆柱形(或同心的或非同心的)表面或平的表面限定的一系列独立的腔，其中平的 表面可以是平行或相交的。每个腔都具有比该区域中的进气管的横截面积更小的横截面 积。这样的分割形式与分段壁的RAC涂层一起能够减少从IGV反射的和再。

15、反射至装置9的 腔的壁的EM信号的量级，从而减少了FHS中的总体AI RCS水平。 0034 将升力面的前缘和后缘、进气口和门襟翼的扫掠限制于不同于轴向方向的两个或 三个方向(扫掠角度)，能够使后向散射模式(BSP)的全局最大值朝向这些方向。该BSP会 引起在FHS中的总体AI RCS水平的下降。 0035 机身1的侧壁在横截面上的倾斜以及垂直空气动力学表面(垂直尾翼4、进气口的 侧唇部8)在横截面上的沿相同方向的倾斜能够凭借射中机体的倾斜表面的EM波多次反射 至不同于照射雷达的方向的一侧而降低侧半球(LHS)中的RCS。 0036 通过结构元件和通过细网格筛来屏蔽进排气装置能够减少或消除由机。

16、体的“不规 则结构”(例如孔、缝、腔)而引起的RCS成分(component)，这是由于封闭不规则结构的网 格的线性单元尺寸小于照射飞机的EM波的长度的1/4。在这种情况下，细网格起到屏障EM 波的作用，从而减少RCS中的不规则结构的成分。 0037 通过襟翼10封闭空中加油探头舱能够消除在总的飞机RCS中的舱和探头成分。 0038 全动式垂直尾翼4的使用能够减少总的垂直尾翼的面积，因此能够降低从垂直尾 翼反射的信号的水平，从而降低LHS中的RCS的量级。 0039 导电密封剂的使用能够提供机体的单独结构性和进入元件之间的导电性，从而消 除飞机RCS中的具有“不规则结构”(例如缝、结合部)的成。

17、分，这是因为不存在电的不规则 结构就没有表面电磁波的散射。 0040 RAC的使用能够显著地减小RCS的全局最大值，这是由于RAC的工作原理依赖于对 射中材料的EM波的能量的部分吸收，因此能够降低所反射的雷达信号的水平。 0041 使座舱罩玻璃金属化能够提供EM不透性，使得该玻璃基本上由不透的倾斜的壁 形成，该倾斜的壁能够将入射EM波反射成远离照射雷达。 0042 用于减少RCS中的机载设备成分的基本措施如下。 0043 在天线罩中使用频率选择性结构，其中该频率选择性结构在自有天线的工作频率 范围内是无线透明的，并且在(照射雷达的)其他频段内是无线不透明的。因此，来自照射 雷达入射到天线罩上的。

18、电磁波沿远离照射方向再次被反射(因为天线罩形状由相对垂直 平面倾斜的表面形成)。 0044 光学传感器的光学零件在空闲状态下的旋转，以及RAC在背面上的应用。因此，在 传感器的空闲(被动)状态(最小RCS的状态)下，传感器以涂覆有RAC的一侧面向照射 雷达的方向，从而提供对入射EM波的部分吸收，进而减少RCS。 说 明 书CN 104302545 A 4/4页 6 0045 当已经在封闭舱中重复反射的入射波被放大并且辐射到外部空间中时，可以在天 线罩中使用屏蔽隔板以消除行波效应。屏蔽隔板安装在天线柱的周围以绕该柱的周边。RAC 涂覆在面向照射雷达的隔板壁上。在照射的时候，屏蔽隔板能够防止EM波。

19、透过天线舱并且 能够吸收一些入射波的能量，从而降低RCS。 0046 天线平面从垂直平面偏转，因此，天线的正常地从水平面的偏转将所反射的EM波 的方向改变为远离照射雷达，从而减小天线的RCS。 0047 减少天线的总数以及将飞机机身单元用作天线(例如，将垂直尾翼用作通信天 线)。由于每个天线都会添加一定的RCS成分，因此减少天线的总数能够减小总的RCS。将 现有的飞机机身单元(垂直尾翼)用作天线可以省去独立的天线，这与包括独立天线的实 施例相比自然减小了RCS。 0048 使用基于雷达波长低反射天线的天线馈线系统。通过下面的事实提供天线的低反 射性能，即天线不延伸超出飞机的外部轮廓，而不会产生由于EM波的直接反射的飞机RCS 成分。 0049 前述措施的综合实施提供了对于雷达的可见性的最大程度的降低，并且对飞机的 空气动力学、重量、加工、操作和其他特性的负面影响最小。 说 明 书CN 104302545 A 1/2页 7 图1 图2 说 明 书 附 图CN 104302545 A 2/2页 8 图3 图4 图5 说 明 书 附 图CN 104302545 A 。