姚伦标，杜 凯，李 宁，张 琪，于明飞

（中国航发贵阳发动机设计研究所，贵阳 550081）

现代战争中，飞行器的低可探测性能已成为其战场生存能力的一项重要技术指标。飞行器的低可探测性可分为雷达隐身、红外隐身、光学隐身和声学隐身等多学科方向。根据目前战时环境的主要探测手段，飞行器的隐身能力主要指雷达隐身和红外隐身，而发动机的后向低可探测性能将直接影响着飞机的后向隐身性能[1⁃2]。要实现发动机的后向雷达隐身，直接手段是控制和降低发动机自身的后 向 雷 达 散 射 截 面（Radar cross section，RCS）大小。

发动机的后向RCS 构成主要是由低压涡轮、加力燃烧室及可调喷管等部件组成的排气腔体RCS，其具有腔体散射机理复杂、散射强度高和宽角域等特征，是飞机后向的主要雷达散射贡献源之一。火焰稳定器是航空涡轮发动机加力燃烧室的基本结构之一，是实现加力点火及稳定燃烧的关键功能部件，但其位于加力燃烧室的某一横截面上，雷达波照射后可形成直接镜面反射或与壁面多次反射及绕射等相互作用后形成强回波散射，通过简化模拟测试得出对其采用隐身措施后在高频下对腔体RCS 缩减高达60%左右。对于非隐身设计发动机，稳定可靠工作是其设计的重要出发点，但对于具有隐身需求的航空发动机，基于稳定、可靠工作结构的隐身改进设计也是其重要研究方向。

本文基于某型蒸发式稳定器结构，在不改变稳定器主体结构的前提下，从隐身修形设计角度改进设计稳定器蒸发腔局部结构及倾斜布置，一方面使结构修形具有一定的RCS 缩减效果；……