1、中华人民共和国航空工业标准HB/z 266-94 常规武器威胁下提高飞机生存力的设计和评估指南1994-10-31发布1995-01-01实施中国航空工业总公司批准目次1 主题内容与适用范围. . . . . . . (1) 1. 1 主题内容. . . . . . . . . . . . (1) 1. 2 适用范围. . . . .(1) 2 引用标准. . . . . . . (1) 3 术语、缩写词. . . . . . . . . . . (2) 3.1 术语.叫. . . . . . . . . . . . . . (2) 3.2 缩写词. . . . . . . . . . . .
2、 . . (3) 4 降低探测敏感性设计指南. . . . . . (4) 4. 1 可探测信号.，.)5 降低易损性设计指南. . . . .(11) 5.1 一般设计原则. . . . . . . . . . . (11 ) 5.2 分系统设计. . . . . . .(12) 5.3 垂直/短距起降飞机设计. . . . . (40) 6 分析评估和综合指南. . . . . . (43) 6. 1 概述. . . . . . (43) 6.2 任务一一威胁评估. . . . . (43) 6.3 探测敏感性评估. . . (44) 6.4 易损性评估. . . . . . . . (4
3、7) 6.5 最终评估. . . . . . . . . . (51) 6.6 生存力/提高评估. . . . . . . . (53) 6.7 生存力权衡评估. . . . . . (53) 附录A评估分析表(补充件. . . . . . . . (55) 附录B参考丈献目录(参考件). . . . . . . (59) 中华人民共和国航空工业标准常规武器威胁下提高飞机生存力的设计和评估指南HB/Z 266-94 本标准旨在为提高作战飞机在常规武器威胁下的生存力提供设计和评估的基本准则和方法，以便从根本上提高飞机的作战效能。标准中的数据仅为推荐数据，本标准不能代替任何规范。1 主题内容与适用
4、范围1. 1 主题内容本标准为提高飞机任务基本武器系统生存力规定了统一的设计和评估标准，以保证在常规武器威胁环境中工作时达到有效的作战使用。1. 2 适用范围本标准适用于所有作战飞机的飞机任务基本武器系统，包括武装直升机和无人驾驶飞行器，但不包括仅用于研究和训练的飞机。本标准用于从方案论证开始的整个飞机研制阶段以满足任务需求，同时贯穿到飞机任务基本武器系统的整个寿命期。本标准也可用于那些已经开始全尺寸工程发展、生产、使用、更新和政型计划的飞机任务基本武器系统。在制定战斗生存力要求时，本标准应该同飞机详细规范和其它标准一起使用。2 I用标准GB 438 GB 1788 GB 6537 GJB 6
5、7 GJ 151 GJB 152 GJB 185 GJB 241 GJB 242 GJB 638 GJB 902 1号喷气燃料2号喷气燃料3号喷气燃料军用飞机强度和用。度规范军用设备和分系统电磁发射和敏感度要求军用设备和分系统电磁发射和敏感度测量有人驾驶飞机(固定翼)飞行品质航空涡喷涡扇发动机通用规范航空涡桨涡袖发动机通用规范飞机I、E型液压系统设计、安装要求军用直升机飞行品质规范中国航空工业总公司1994-10-31发布1995-01-01实施HB/Z 266-94 GJB 1003 飞机燃油系统通用规范GJB 1193 飞机环境系统通用规范GJB 1194 飞机气动系统通用规范GJB 13
6、57 飞机内的噪声级GJB 1403 机载电子设备安装和试验通用规范GJB 1481 飞行控制系统通用技术条件GJB 1800 弹射座椅型应急离机系统通用规范GJB 2181 飞机推进系统安装通用规范HB 6081 飞机气动系统设计安装要求HB 6514 固定翼飞机风挡系统通用规范HB 6650 空勤人员对非核武器威胁的防护要求HB 7112 飞机非核升存力术语Q sy1l507 12号航空液压油sy1l81 10号航空液压油3 术语、缩写词3. , 术语以下术语适用于本标准。这些术语应与HB7112中的其它术语一起使用，3. 1. 1 生存力Survvability 飞机躲避或承受人为敌对环
7、域而没有削弱完成指定任务的能力。3. .2 易损性V ulnerability 飞机在人为敌对环境下，由于受到某种程度的损伤，导致其功能有一定程度的降低(不能完成指定的任务的特性。3. .3 可探测性降低Detection reduction 使用降低目标飞机信号如红外信号、雷达信号、目视信号等的技术。这些信号是威胁系统用来搜索、跟踪目标飞机以及战斗部制导/自动寻的所需要的。3. .4 易损性降低V ulnerability reduction 改进飞机设计，以降低飞机遭受威胁机理时的易损性的任何一种技术。3. .5 生存力提高Survivability enchancement 在人为敌对环
8、境下执行任务时，提高飞机生存概率所采用的任何战术、技术、生存力装置或其组合。3. 1. 6 生存力评估Survivablity evaluation 在与敌对的防御力量遭遇时，飞机生存力的系统描述、图解、定量分析和统计特征。3. 1. 7 威胁Threats 通过使飞机遭受损伤作用，迫使其作不希望的机动或降低系统的有效性，从而削弱飞机完成指定任务能力的人为环境要素.3. 1. 7. 威胁机理Threat mechanisms 2 HB/Z 266-94 用于损伤(即降低其功能或破坏目标或目标部件的、体现在威胁中或作为威胁使用的各种机理.3. ,. 7. 2 常规武器Conventional w
9、eapon 其破坏机理不包括核作用、生物制剂或除燃烧和曳光材料以外的化学制剂的任何武器.用常规武器代表非核威胁的所有种类和型式，如小型武器、防空火炮、携带爆破战斗部和破片战斗部的面对空和空对空制导导弹，还有高能激光器(用L)。3. 1. 8 任务基本武器系统Mission-essential weapon System 飞机完成作战任务所需的或对完成任务的能力来说是基本的那些武器系统、分系统或部件。3.2 缩写词A 耗损性杀伤的等级标识，指在飞机被击中后5min内丧失控制的损伤AAES 先进的飞机电源分系统AP穿甲ATTACK 导弹对空中目标的终端效能计算模拟方法Av 易损面积BUFCS 备用
10、飞行控制分系统COVART 易损面积和修复时间计算程序CVA 初步易损性评估DMEA 损伤模式和影响分析E 电磁环境效应ECM 电子对抗ECS 环境控制分系统EMP 电磁脉冲FASTGEN 快速目标描述计算程序FBL 光传FBW 电传FMEA 故障模式和影响分析GIFF 目标几何数据计算程序HEL 高能激光器lAP 组合作动器组件IR 红外辐射K 耗损性杀伤的等级标识，指在飞机被击中后30s内丧失控制的损伤KK 耗损性杀伤的等级标识，指在飞机被击中后立即解体的损伤LHS 轻型液压系统MAGIC 计算机仿真程序MENS 任务要素需求陈述MEWS 任务基本武器系统3 MTOM 任务权衡模型MTO/
11、E 任务权衡/有效性MTO/C 任务权衡/费用OCR 光学对比度降低HB/Z 266-94 PK/H 在给定的打击下，某一部件的杀伤概率POOl 防空火炮模拟计算程序RAM 雷达吸波材料RCS 雷达散射截面RDT&E 研究、发展、试验和评估REFMOD 参考模型数学计算程序RLS 油位传感器SCAN 计算机生存力分析SHOTGEN 射线发生器计算程序TAW 增推机翼VRS 可见辐射源V/STOL 垂直/短距起降YEHUDI 指向标触发发射机4 降低探测敏感性设计指南4. 1 可探测信号飞机任务基本武器系统的辐射信号能被敌方的防御武器系统探测、截获、跟踪并用于将导弹导向目标。这些辐射信号是雷达、
12、红外、光学和声响信号，可能还包括偶然出现的电磁辐射(如杂散的无线电频率源)，这些统称为可探测信号。4. 1. 1 信号抑制或控制信号抑制(或控制可以通过无源技术来实现，减少信号及电磁辐射，以延缓威胁的反馈和响应时间，或降低敌方武器系统对目标的探测敏感性。任何一个可探测信号的抑制或控制应考虑到任务的全过程、威胁环境、战术、干扰、自防御系统以及所有真它信号或辐射的总体效果。信号抑制需对上述各种因素进行平衡和综合后采用技术措施来实现。在参考文献。)第I册和第E册中详细地讨论了无摞信号抑制的分类。4. 1. 1- 1 雷达散射截面(RCS)在敌对环境中，RCS影响飞机任务基本武器系统的生存力，它决定于
13、敌方雷达所能探测、跟踪目标的距离和空域的大小，它也影响烧穿距离，小于这个距离，蒙皮回波的幅值将超过雷达接收到的干扰信号强度。RCS的水平将作为确定增补提高生存力措施而采用的电子对抗CECM)所需的外型尺寸、重量、复杂程度和费用的依据。ECM的代价和效果与要保护的飞机所反射的雷达波的强度有直接的关系，4. 1. 1. 1. 1 降低RCS为了降低RCS.应确定对总RCS起影响的各个主要散射源，需要特别注意在很宽的角度4 HB/Z 266-94 范围内产生的大幅值回波的部分，而不是孤立挟窄的各个波峰点。控制和处理反射源应该考虑宽的频带，以减少敌方稍稍改变雷达频率后而被探测的可能性。对于固定翼飞机，
14、从前面看应该注意发动机进气道、座舱、天线和天线舱、机翼前缘、外挂物及其悬挂装置以及其它的缝隙和角反射嚣a从侧面看应该注意机身、机翼一一机身一一尾翼交接面和垂直尾翼;从后面看应该注意发动机尾喷口、外挂物及其悬挂装置和其它的缝隙、角反射器。对于旋翼机，就要另外注意旋翼主轴、桨慧、桨叶、尾桨传动机构、尾桨桨慧、尾桨桨叶和起落架.降低关键表面反射强度的技术措施主要有修形，使主要的反射方向偏离敌方接收机E屏蔽主要的散射源:采用雷达吸披材料(RAM)来吸收发射的电磁能量.应研制多种吸波材料，在重量、厚度和结构性能方面提供选择。这些材料包括介电常数梯度涂层、磁吸收涂层、电路模拟和综合吸波体。对于旋翼机的主旋
15、翼，主翼果应用吸波材料可以降低某些雷达波段的RCS信号-4.1.2 红外辐射4. ,. .2. , 红外光谱以0.76-1000m波长传播的电磁辐射称为红外辐射。的或称为热辐射.按红外光谱细分为sa.近红外(0. 76-3Itm); b.中红外( 36m); c.远红外( 615m); d.超远红外( 151000m). 4. 1. 1.2.2 飞机主要红外辐射源a.发动机热端部件及啧榄辐射sb.机体表面反射sC.机体表面辐射。4. 1.1. 2.3 红外光谱特征发动机热端部件相机体表面辐射显示出连续的红外光谱特性，它取决于辐射表面的温度和辐射区域。这些红外源按普琅克(PLANCK)定律所定义
16、的光谱(即黑体光谱)辐射出的波长范围较宽。反射表面的红外光谱表现为一个连续光谱区，这个连续光谱区取决于入射辐射的当量黑体温度(例如太阳光具有5527C黑体的光谱特性)。直接反射(镜面反射和散射按朗伯原理的红外辐射分量都应该包括在光谱中，它们是表面特征和反射面相对于辐射源方位的函数.发动机喷流的红外辐射摞主要是COz分子和HzO分子光谱的混合物，其辐射光谱的强度和波段范围取决于喷流中各种热气态物质的成分及其温度和旅度，而这些因素又是飞机飞行高度、飞行速度和发动机状态的函数。大型的旋翼机在进入着陆区时，其红外辐射要增强增加的程度取决于发动机状态、速度和总重)，这是由于喷出的气流在机体周围形成涡流的
17、作用，这种情况影响发动机热端部件辐射、机体表面辐射、机体表面反射和发动机喷流辐射。除单础红外源的光谱特性外，必须考虑红外源的空间分布，一些江外源的空间分布情况综述如下:a.发动机的热端部件辐射来漂于涡轮末级、尾喷管内火焰筒体和啧口表面，因此通常局限在后半球方向:b.从飞机的顶部或底部看时，机体表面的辐射是最强的，这时飞机最大投影面正好垂直HB/ Z 266-94 于红外探测的瞄准线方向.其余的辐射空间分布取决于总的表面温度的变化和以视角为函数的投影面积的变化;C.辐射入射线与红外探测方向一致或最大的机体投影面积与探测方向垂直时机体表面反射最大。辐射的空间分布取决于飞机外形的复杂程度和尺寸，以及
18、机体表面涂层的反射特性Ed.发动机喷气流至少延伸到发动机喷口平面后十倍喷口直径处。在任何方位角都能看到。最大的辐射出现在侧向，可以看到整个喷气流的辐射。4. 1.2.4 降低红外辐射减少飞机主要红外辐射源辐射的常用方法是降低温度、减小面积和辐射率或反射率。这些技术对连续光谱和光谱频段或光谱线的辐射都适用。在分析这些红外源的主次时应该综合考虑飞机任务、飞行剖面和预期的威胁环境。在最主要的信号源被降低以后，次耍的问题就相继的暴露出来。大多数红外抑制措施同时能够减小发动机舱的RCS或由于壁温的降低而有益于RAM的应用.4. 1. 1. 2. 4. 1 降低发动机的红外辐射在有效地采用各项降低或控制红
19、外辐射的具体技术之前，应考虑是否适合本飞机和发动机，且应使付出的重量和性能代价为最小。这种技术的应用，与发动机循环类型一一涡轮喷气、涡轮轴/涡轮螺桨、涡轮风扇发动机关系极大。与涡轮风扇发动机相比较，涡轮喷气和涡轮轴/涡轮螺桨发动机都没有其特有的抑制红外的冷却源.由于轴马力是涡轮轴和涡轮螺桨发动机主要的输出，为了尽可能多的从气流中提取能量，在主涡轮后面还有一个动力涡轮，动力涡轮排出的气体温度比涡轮喷气发动机的要低。所以，如果给定一个涡轮入口温度的技术限制，则涡轮轴/涡轮螺桨发动机一般比涡轮喷气发动机的红外辐射水平低。虽然降低现有涡轮喷气发动机红外辐射的潜力很小，但已经发展了一些冷却源如由引射器提
20、供的冷却空气对降低涡轮袖和涡轮螺桨发动机红外辐射显示出了一定的潜力。引射器技术利用发动机喷气流剩余的能量吸入大量外界空气以降低喷气流的温度。涡扇发动机的优点是真特有的外涵道空气的冷却能力可以降低可控制红外信号.涡轮风扇发动机有两种涵道比，小涵道比和中等涵道比，涵道比为O.53. 0的中等涵道比涡扇发动机一般具有较高的红外抑制能力，由于外涵道空气对发动机热部件如喷流简体、火焰稳定器、尾喷管和喷口筒壁)的冷却并与中心热气流混合以降低喷气温度、减少红外信号。可以使用一种一体化的加力喷口/红外抑制综合喷流系统，在获得红外抑制的同时，而不严重影响加力或不加力涡扇发动机的性能。对于涡轮叶片，可以采用冷却罩
21、或冷却锥)遮住看到叶片的视线。进一步的红外辐射抑制可以采用红外辐射吸收材料铺设在表面上，使表面冷却，或者修改尾喷管的横截面形状。红外吸收材料能较理想地改变材料的表面特性，形成漫反射体，把将近一半的辐射反射回涡轮，剩余部分中的一小部分反射到喷管出口平面的方向。在这种情况下，涡轮的辐射有很大一部分被吸收表面反射，这样在离开喷口前就吸收了较多的红外辐射.另一项红外抑制技术是将涡轮发动机喷管出口的形状由圆截面改变成椭圆或矩形截面宽高比W/H二三2).这两种排气口的形状都提供了较长的周长，有利于喷流与外界空气的混合，形成了类似于祸扇发动机外涵道引起的温舍气流。HB/ Z 266-94 4. 1. 1.
22、2. 4. 2 降低飞机机体辐射/反射对于以亚音速飞行的小飞机来说，专气功力加热对机体形成的红外辐射是微不足道的，而以超音速飞行的很多截击机和轰炸机以及低空高亚音速飞行的大飞机的红外辐射则是明显的。超音速飞行时，辐射来源于较高的机体蒙皮恢复温度，在大飞机高亚音速飞行的情况下，由于机体蒙皮的中等温度而且蒙皮面积很大，而产生红外辐射。在减少气动力加热效应方面虽然还没有有效的技术措施，但参考文献(2)中的底漆及参考文献(3)中的红外反射涂层能降低机体表面散射的连续辐射.除动力系统和气动力加热以外的其它热部件，也产生红外辐射，如旋翼机的主旋翼传动机构、传动齿轮和热交换器的辐射，能够采用隔热、屏蔽和冷却
23、气流技术予以降低。然而，采用这些技术常常带来重量的代价，在方案设计阶段对这些部件进行合理的布置，可使重量代价最小。来自飞机透明部件的强镜面太阳光反射有时称为太阳闪烁)和其它的强反射表面的反射能够采用平的表面加以降低，实际上对于透明结构采用挡板和叶栅及平面透明件能从某些方向上降低红外导弹对目标搜索时用的反射。太阳闪烁的强度受表面形状和表面材料的反射率、散射率及吸收率的影响。4.1. 1. 3论述的控制光学信号技术也可用于降低机体反射。4. 1. 1. 3 光学信号有四种对比度影响光学探测性一一亮度、色度、杂波干扰和运动。其中最主要的在大多数情况下是飞机的亮度对比度一一即飞机亮度和背景亮度之差与背
24、景亮度之比。亮度就是物体的辐射率(即功率/立体角/投影面积)，由标准的亮度观测仪来度量，亮度随视角和目标条件而变化.飞机亮度是机七所有发光摞和飞机外表面光反射的总和。夜间作战时，内外照明系统都应认为是可能暴露给敌方地面火力的可见信号源.除了飞机自身基本结构外，其他的一些特征也会产生明显的亮度对比度可见信号，如发动机的喷烟、凝结尾迹、耀光(夜间和座舱盖闪烁.闪烁是舱盖、舷窗、其他透明的罩或金属表面的镜面皮射阳光。当飞机与背景的亮度对比度被明显地降低以后，飞机与背景的色度对比度就成为主要的探测信号。因为，由于这些影色光源的亮度及色调(一种色度特征可能不同，用其颜色来区分，因而颜色的概念包括亮度和色
25、度对比度信号。在很多情况下背景是不可能相同的，杂波对比度会影响目视探测。杂波对比度的例子包括贴地飞行的直升机和低高度飞行的固定翼飞机。在这些飞行条件下，观察者必须用一个凹中心的凸透镜定位来探测并把空中目标与复杂的地面杂波区分开，而不用边界对比度门限来探测目标。很多在杂波中搜索任务中，这种定位系统一采用，探测能力就有很大提高。这是因为目标相对于杂波始终有个很大的亮度对比度。另一种明显影响探测性的信号是飞机可辨别运动，可辨别的运动取决于飞机和背景的亮度相色度对比度以及观察者到目标的距离。眼睛能在很大的角速度范围内感知运动(从5.8X LOrad/s-87.3XIO2rad/s)。还有一个明显影响运
26、动对比度的因素是背景亮度的变化量，因为这会导致将对比度的波动当成飞机的运动。对于旋翼机，能够辨别的运动是旋翼桨叶的旋转。以较高亮度为背景(如天空)时，旋翼桨叶表现出一种负对比度-闪烁的信号。在某种照度条件下，旋翼会产生闪烁的耀光，其固有的亮度加上闪烁瞬时的增强，会产生很强的探测信号，4. 1. ,. 3. 1 降低光学信号抑制和控制光学信号的技术包括发动机喷气/耀光抑制，降低座舱盖闪烁，涂料和铺层，指HB/Z 266-94 向标触发发射机伪装CYEHUDI伪装)和照明系统抑制。4. 1. 1. 3. 1. 1 降低发动机喷气/耀光发动机喷气产生的光学探测信号包括烟雾、凝结尾迹以及夜间发出的耀光
27、。抑制的措施主要放在改进消烟)燃烧室设计方面.其技术包括增加流入富油燃烧室的主空气流量，使用高密度/多点喷泊嘴，增大通过燃烧室的压降，减少稀择空气，燃油进入燃烧室喷射之前预雾化，将油雾喷射到燃烧室进口扩散区。为了尽量减少热部件耀光，遮蔽或冷却热部件，如4.1. 1. 2.4 所述可使用不对称的或转向喷管。发动机耀光抑制对发动机红外抑制也是有利的。4. ,. ,. 3. 1. 2 降低座舱盖闪烁降低座舱盖闪烁目前仅用于旋翼机，因为其速度低、较易应用，且闪烁(或闪光比其他可见信号更易探测。参考文献(4)是唯一的降低闪烁的涂层规范，这种涂层的作用如同干涉滤波器，然而，剩下的太阳闪烁仍然很强，以致仍然
28、是明显的探测源，甚至铺若干层后，裸眼看起来并没有明显减少，在一次测试中，其反射的太阳光能量减少了二分之一。因为这些原因，降低反射的涂层至今并没有发展成为可接受的控制阳光闪烁的技术。然而在阴天的亮度下，涂层反射阳光的作用是能减小可探测性的。一个更有效的方法是用优化数目的平面组成的舱盖表面代替现行的流线型舱盖表面，平面的最佳数量与使用条件有关，必须考虑的预期交战情况下的要素包括z飞机的任务，敌方观察者所用装置的门限值和周围的光学环境。飞机的飞行任务剖面将决定相关的几何视野和背景。明确建立目标及其可分辨结构视角大小的视距和确定遭遇区域，以提供作战环境的边界。观察者的能力取决于其光学状态(包括适当的亮
29、度、视场、观察者数量、搜索方式等)，放大辅助设备的使用，心理因素，生理上的不利影响。周围光学环境方面的考虑如云层复盖频率和复盖量、地影)包括反射特性、天空亮度、能见度和其他有关光学参数。平面透明材料的使用降低了敌方观察打发现闪烁的频率。因为平板表面如同镜面一样，阳光只能以入射角相同的反射角反射出去，范围很小，太阳所对应的平面角只有93.4 X 10-rad。曲面会把阳光反射到更广的角度范围，这样闪烁就可能同时在更多的位置被敌方发现。最优的降低闪烁不是必须把闪烁减到零，而是应该降到接近大多数外界目标的闪烁程度。然而闪烁的可观测性并不一定导致闪烁的可探测性，而且闪烁的探测并不一定确保截获。为了准确
30、地瞄准和开火，飞机大多数情况下必须几乎是连续(而不是瞬间暴露在敌方飞行员的裸眼视野里，因此，很有必要降低座舱盖闪烁。4. 1. 1. 3. 1. 3 涂料和涂层控制光学信号技术主要包括某些涂料和涂层的应用。作为一种技术，其效果取决于已成功的抑制了发动机的烟和舱盖的闪烁的可见信号。对于飞行中飞机目视信号控制，涂料应用项目包括闪烁抑制、减小亮度对比度、交互遮蔽、背景模仿、探照灯光抑制以及涂料/涂层和机械方面的最新研制成果。a.闪烁抑制见4.1. 1. 3. 1. 2; b.减小亮度对比度当飞机的背景总的来说是比较均匀时，减小飞机的亮度对比度就减小了飞机的可探测性。因光学环境的参数通常包括大量的亮度
31、反射率的数值，没有一种涂料的反射率是最佳的。所以按照发生的频率，只能选择适当的涂料，在其反射率数值下，使大对比度8 HB/Z 266-94 的可能性最小。对于低高度的飞行剖面通常与旋翼机有关，这种情况主要不是考虑天空背景的亮度。大多数直升机的飞行剖面既有可分辨地形作为背景，飞得又很低，应避免飞机下部的明显亮光，在这种情况下，应选择能模拟层状地形反射率的涂层，而不是选择用于天空背景伪装的高反射率涂层。随着飞机飞行高度的增加，由于空中光亮的大气散射会出现较多上涌光亮流，又降低了空中背景的亮度，由于这些因素，要求飞机底部的反射率低于低空伪装的反射率。在空对空状态，高度3._，.lOkm，飞机会因空中
32、的光亮散射引起的亮度增加而从地形背景中区分开来，所以，飞机上表面的反射率应该比地形固有的反射率高FC.交互遮蔽交互遮蔽是改动内部的对比度或调整整个表面的平均亮度来控制飞机整体亮度的涂层技术。它通常是在高亮度表面上涂比整体涂料暗的涂料，在暗的表面涂些亮色涂料。暗色和亮色涂料的反射率要与同飞机上的亮度一起增加的整个涂料的反射率区分开。暗色和亮色涂料喷涂位置要由光的方向性决定，校正光的方向性比改变光的强度更重要Fd.图案搭配图案喷涂的目的是降低飞机相对于背景的可探测性，主要指低空飞行中在遭遇情况下，采用散乱的图案，使飞机很难从某些背景杂波中辨别出来，这样被探测到的可能性就小了。采用几种不同涂料，至少
33、使飞机的某些部位与其背景间的亮度和彩色对比度变得很小，从而降低了飞机的可探测性。不论自然的还是喷涂的图案，仅在一定范围内是可以分辨的，这是由于大气具体的稀薄情况及目视分辨率的限制所致。值得注意的是，如果带有图案的飞机在地平线以上飞行，真地形图案/色彩不适当，可能出现不利的效果:e.探照灯光抑制为降低夜间探照灯光对飞机的可探测性，必须使用低亮度反射率涂料来降低飞机相对于夜空亮度的高对比度;f.涂料/涂层和机械方法的最新发展新的涂料概念包括光化学特性和喷涂方案的具有季节适应性的各种涂料配方。这将造成飞机类型或飞行路线的错觉。热化学涂料已经在发展之中，既可能模仿大海又可以模仿陆地由飞机蒙皮温度控制其
34、色彩变化。机械装置的新发展如外形填充、尺寸畸变等已有所考虑。4. 1. 1. 3. 1. 4 指向标触发发射机CYEHUDD伪装指向标触发发射机伪装在目视交战中得到运用，飞机看起来象黑色的剪影，由于飞机上外部灯光的作用减小了飞机与周围天空背景的对比度。当飞机在中低空飞行时，从下往空中背景看飞机，黑色剪影就出现了。若光的亮度得到控制，对飞机的目视探测能力将大大减小。可变亮度的灯光可以在背景亮度变化时保持低亮度对比度。涂料和涂层只能在背景亮度变化一定范围内起作用。在功率要求方面，随着灯、电子和电气技术的发展，将使指向标触发发射机伪装技术成为更具有潜力的方法。使用缸或其他高效灯源、光柱成形、以及考虑
35、大气稀薄引起对比度的变化等因素叮以进一步降低对功率的要求。另一方面，在较大的立体角和较高的天空亮度水平上进行伪装覆盖，是需要增加功率的。现代的指向标触发发射机伪装技术是一个可见辐射源(VRS)系统，它用宣武灯依靠后视和下视的传感器与周围亮度环境比较，相应地控制所需光亮的颜色和强度，VRS系统的色度匹配作为后视传感器的一部分已经完成了白和兰组的探测器，另一种新的指向标触发发射机伪装技术是为旋翼机发展的降低光学对比度(OCR)系统。4. 1. 1. 3. 1. 5 照明系统抑制9 HB/Z 266-94 在充分保证夜间编队飞行安全的情况下，应最大限度地减小来自飞机照明系统的目视信号。防撞灯的安装位
36、置需选在防撞灯不使用的时候，应尽可能减小其对月光或对其他光源的反射。要注意尽量减小从座舱内表面反射的仪表灯光强度，并仔细安排其反射方向。战术飞机应该装有一个易于接近的开关，以便飞行员关掉所有外部灯光和所有不必要的座舱照明。4. 1. 1. 4 声响信号决定声响可探测性的因素包括飞机产生的固有噪声的强度和辐射方式、噪声的频谱和实时特性、声源和接收者之间的距离及传播介质、大气吸收、风速、温度梯度和瑞流对空气折射和散射的影响、地形造成的衰减吸收和散射);接收者附近环境背景噪声的强度和频率、接收者对噪声的敏感性。这些因素已被证明对于敌方地面观察者接收声响信号是有明显影响的。这些因素也影响海面下对飞机声
37、响经过大气、大气一一水界面、海面下(海底反射和海底折射路径)的远场噪声探测。综合考虑敌方声纳的灵敏度及其周围背景噪声，才能实现对机动飞机的探测，敌方利用这种探测结果可成功地发射防空导弹或作规避机动等，以降低飞机的有效性。飞机的噪声频谱由很多声源组成，可能包括螺旋桨(或旋翼)的旋转和涡流噪声，发动机进气、喷气、燃烧的噪声，机体空气动力层流噪声、端流噪声。对于涡轮驱动的旋翼机，旋翼是主要的噪声源。对于螺旋桨飞机，附面层噪声可能超过螺旋桨噪声。发动机循环方式对发动机噪声占全机噪声的百分比是决定的因素，如推力和飞机种类相当，装高涵道比的涡轮风扇发动机的飞机比装涡轮喷气发动机的飞机噪声水平要低。4. ,
38、. .4. , 降低声响信号用于抑制可探测噪声级的方法包括降低声功率，改变辐射噪声的频谱(幅值和频率以便增加通过大气、大气一一水界面和海面下的声响衰减，减小昕觉频率范围的声功率，以及采取声屏蔽和吸收措施。4. ,. .4. 1. 1 降低声功率进气道的辐射噪声可以采用高亚音速喉道M数的加速进气道来减小。螺旋桨的辐射噪声能够采用增加桨叶的直径和数量，减小桨尖速度，减小袖马力，多发动机的螺旋桨同步相位优化，使各桨叶噪声的相位造成相抵消等措施减小噪声。通过修改叶片减小螺旋桨噪声的措施主要包括改变后掠角、展向载荷分布及翼型厚度。采用不对称桨叶概念包括叶片周向和轴向不等位及桨叶不等角(以转轴速度频率谐波
39、噪声的增加为代价减小桨叶通过频率的谐波噪声级。由于喷气发动机排气辐射噪声几乎是喷气速度的八次方，所以排气速度的少量减小将会使声功率大量降低。在减小空气动力噪声方面，需要考虑机翼、机身、旋转的螺旋桨的运动产生的空气揣流和振动，空气穿过空腔的运动和其他机体突出物应保持最小等。4. 1. 1. 4. 1. 2 噪声的频谱修整在初步设计阶段，就应该考虑把噪声的频谱修整到人耳不敏感的频率范围，这一概念并不一定要降低声功率，而是把总的声功率重新分布在较低和较高频带上(即分别低于125Hz和高于4kHz1/3倍频程)。低于125Hz每降低1/3倍频理基准昕阑升高5dB，在4kHz以上听阔上升得更快。在较高的
40、频率，通过大气衰减较强，可获得进-卢步的降低噪声，低于125Hz，背景噪声水平可以掩盖飞机的自由场(和远场)噪声。运用频谱修整进行声响控制原理的另一个可行概念是引导发动机喷气流通过大量直径小、排列稀疏的喷管取代单一喷管以产生更高频率10 HB!Z 266-94 大于20kHz)的噪声，且对推力影响很小。这个高频带噪声在大气中每O.3km衰减2030dB。虽然还未建立海面下探测准则，但这个准则在某些频段上可能允许高的噪声缀，而在另一些频段上可能要求非常低的噪声级。所以，在制定海面下探测准则时，权衡考虑噪声的幅值和频率是很重要的。4.4.3 屏蔽和吸收屏蔽技术和吸收层的应用，能明显地降低听觉可探测
41、性。屏蔽法是在噪声传播途径上加物理屏障，使传播到接收者的噪声强度降低(例如将发动机或发动机喷口布置在机翼之上)。屏蔽物离噪声源越近，对波长越短(频率很高)的噪声屏蔽效果越好。吸波材料是指使用声波吸收材料(或谐振器吸收入射的声波能量.这些材料包括玻璃纤维铺层和开元聚氨基甲酸乙醋。发动机导风罩可以设计成波纹形，可通过冷却空气又能屏蔽噪声。进气道辐射噪声可以在常规进气道上应用吸声材料来加以抑制。同样，排气噪声可用吸声板加以降低，成序列铺设比不成序列的两个单独的铺层其降低噪声的综合效果好得多。在低压涡轮的后方合理地采用消声方法可以降低环形燃烧室和涡轮发动机的噪声。设计适当的消声器和谐振器可作为组合机构
42、用于屏蔽和吸收涡轮螺桨和涡轮风扇发动机筒壁的噪声。5 降低易损性设计指南5. 1 一般设计原则在飞机任务基本武器系统最初设计阶段，应尽量运用降低易损性的般设计原则，并应适当考虑其它设计约束因素，如:可靠性、安全性、维修性和可修复性，综合考虑这些因素，付出最小的性能和成本代价，以便获得最有效的构形。考虑维修性和可修复性并不一定能使生存力提高或与之相容，因此特别需要考虑在最低程度上权衡这些因素的同时，最大限度地降低易损性。为确保基本功能的完成，一般设计原则包括余度措施及余度分系统的充分分离，将关键分系统从潜在危险区域隔离出来(或将潜在危险从关键分系统中隔离出去)，以及合理布置与遮挡关键分系统。5.
43、2中将讨论具体分系统应用一般设计原则和其它易损性降低技术的情况。5. ,. 1 余度与分离战斗中通过提供完全一样或备分的分系统来完成基本功能，潜在损失能得到实质性降低。这个原则也常常用于提高安全性和可靠性。然而就战斗生存力而言，只有通过充分分离余度分系统.才能使余度的有效性最佳。分离距离应足够大，以防止威胁机理同时破坏一个余度系统的多个分系统。谨慎评估每一分离措施，同时为了进一步提高战斗生存力，应该利用结构件或较次要部件提供自然遮挡。采用余度措施的例子如=多台发动机，两个飞行员，多路燃油输送系统，多路飞控动力系统和多路承载结构。多发飞机任务基本武器系统中分离的例子:如布置时将各台发动机舱安装在
44、机身外部，又如在双重液压作动器外表面加工一个止裂槽，当作动器仅有一边受到打击时p此止裂槽能尽量减缓裂纹向未受损的一边扩展速度。在有些区域，一个余度分系统受到单点打击就可能产生灾难性的失效(如双重液压作动器伺服机构的主飞控线路和辅助飞控线路靠得很近)，因而只能采用被动防护措施。5.1.2 隔离关键分系统应从那些因威胁机理作用而很容易产生潜在危险的区域隔离出来。然而更切HB/ Z 266- 94 实可行的是将危险物质，如燃油、冷却剂、液压油、有毒物质、高温或高压部件从关键分系统中隔离出来。例如，燃油箱或输油管应与高温气体区域隔离，这些气体能从弹伤的发动机燃烧室篝放出来;反之也可以将燃料安装在那些因弹伤而泄漏或释放出蒸汽不易蔓延到高温区、点火源或充氧舱的区域。5. 1. 3 损伤容限或抗损为使生存力有显著提高，可采用低成本和低重量代价的损伤容限和抗损设计技术。损伤容限设计是一个降低易损
