直升机涡轴发动机排气系统红外抑制器及其红外抑制方法
【专利摘要】本发明提供一种直升机涡轴发动机排气系统红外抑制器及其红外抑制方法，其属于直升机涡轴发动机排气系统设计与红外抑制【技术领域】。本发明直升机涡轴发动机排气系统红外抑制器由二元弯曲整流罩、二元弯曲波瓣引射混合管、一级圆排波瓣喷管、排气内锥、防砂余气导管和空心支板组成，一方面，将防砂余气导入排气内锥，并直接与发动机涡轮后的高温排气核心流混合，大幅度降低排气核心温度；另一方面，利用发动机涡轮后的排气动量抽吸环境冷气与热排气掺混，进一步降低排气温度，在红外抑制器的二元弯曲整流罩内形成对流，大幅度减小了红外抑制器外露表面的温度。最大可能的降低排气尾焰和红外抑制器表面的红外辐射。
【专利说明】直升机涡轴发动机排气系统红外抑制器及其红外抑制方法
【技术领域】:
[0001]本发明涉及一种直升机涡轴发动机排气系统红外抑制器及其红外抑制方法，属于直升机涡轴发动机排气系统设计与红外抑制【技术领域】。
【背景技术】:
[0002](I).涡轴发动机排气系统红外抑制背景:
[0003]在现代战争中，军用直升机在局部作战区域，尤其是地理条件比较恶劣的作战区域正发挥着越来越重要的作用，世界上诸多国家均已将直升机种作为空中力量的一个重要构成发展和加强。随着红外探测与跟踪技术在军事上的应用，红外制导武器大量出现，对具有热动力装置的武装直升机在战争环境中的生存力造成了极大威胁，红外辐射目标特性已成为评价武装直升机总体性能的一项重要战技指标。新一代武装直升机必须采用有效的措施抑制发动机热部件和尾焰的红外辐射信号，这是先进的武装直升机为提高其战时生存力所急需解决的突出课题。
[0004]与固定翼飞机相比，直升机发动机的排气速度低、不利用排气动量产生推力，所以相对而言直升机的红外隐身较易实现。从20世纪60年代开始，直升机的红外抑制技术研究和应用取得了很大进展，根据所掌握的资料分析，目前国内、外普遍采用的第二代红外抑制器主要用于对抗3?5 μ m波段的红外威胁。为了适应未来宽频带、低辐射的目标特征控制要求，新一代的红外抑制技术必须在3?5 μ m波长范围和8?14 μ m波长范围将红外目标辐射特征分别控制在一个很低的辐射强度值以内，这就要求不仅要将固体表面冷却至接近周围环境的温度，同时还要求将排气尾焰冷却至尽可能低的温度，使之在3?5 μ m波长范围内的选择性辐射量级与同波长范围的冷固体表面的辐射量级相当。由于第二代红外抑制器仍是隶属于发动机的附加物或选装件，在外形和尺寸上所受制约过多，尽管在一定程度上降低了热部件与排气尾焰的温度，对降低3?5μπι波段的红外辐射特征有显著作用，但相对于机身而言，其外露的遮挡罩和排气尾焰仍然是以点源显示的高温热点，进一步消除发动机排气装置的红外辐射影响非常困难。因此必须寻求更具潜力的红外抑制策略和技术措施。
[0005](2).涡轴发动机排气系统红外抑制器国内外现状分析:
[0006]红外制导武器的响应波段集中在I?2.6μηι,3?5μηι和8?14μηι三个大气窗口。对此，国内外的红外抑制器都围绕这三个波段开展研究工作。
[0007]第一代红外抑制器主要是为了对抗I?3 μ m波段红外制导导弹的威胁，早期防御红外制导导弹的措施是采用弯曲混合管隐藏发动机高温部件的和壁面冷却方式降低壁温，以减少发动机尾部后半球的热金属件辐射为目的。第一代红外抑制器应用于越南战争时期，为了对抗苏制SAM-7导弹的攻击，美国贝尔空军研究院研制了一种装备在“眼睛蛇”直升机上的自然吸气戽斗式红外抑制器。莱康明公司研究的导叶引射冷气加球型中心体或折线型弯管的红外抑制器在AH-1系列直升机上得到应用这类抑制器引射的冷气量少，主要是为了遮挡或冷却热金属件，降低外露壁面的高温辐射，避免I?3微米波段红外导弹的威胁。
[0008]第二代红外抑制器的红外对抗波段为3?5 μ m，除了减少热部件的红外辐射之夕卜，还要求降低排气尾焰的温度，由此利用发动机排气的动量抽吸环境冷气与热喷流掺混的引射式红外抑制器得到了迅速发展，其核心技术便是大引射流量比、高混合效率、低流动损失的引射喷管结构，典型的喷管结构便是80年代中期发展起来的波瓣引射喷管，在法国海豚SA365C、英国山猫Lynx-3、美法联合研制的黑豹SA365M、德法联合研制的虎以及俄罗斯的米-28等直升机上得到了大量装备。我国在“八五”初期便开展了针对3?5 μ m波段、以抑制发动机高温热部件和尾焰红外辐射为目标的直升机红外辐射抑制技术研究，以性能先进的波瓣喷管引射式红外抑制器作为跟踪研究对象，进行了大量的基础研究工作，从机理研究、原理样件设计到工程应用研究，取得了较大进展。第二代红外抑制器仍隶属于发动机的附加物或选装件，在外形和尺寸上所受制约过多，尽管在一定程度上降低了热部件与排气尾焰的温度，对降低3?5 μ m波段的红外辐射特征有显著作用，但相对于机身而言，其外露的遮挡罩和排气尾焰仍然是以点源显示的高温热点，进一步消除发动机排气装置的红外辐射影响非常困难。因此必须寻求更具潜力的红外抑制策略和技术措施。
[0009]美国波音和西科斯基公司于1992年联合研发的科曼奇RAH-66直升机上所米取得的利用尾机身的整体式红外抑制概念代表了第三代红外抑制技术的发展方向。可以说，RAH — 66是真正具备隐身能力的直升机，它是把红外抑制技术综合运用到整体设计中的第一种直升机。红外抑制器装在尾梁中，其独特的长条形排气口设计，有足够长度使发动机排出的热气和冷却空气完全和有效地混合。冷却空气通过尾梁上方的进气口吸入，与发动机热排气混合，然后，经尾梁两侧向下的缝隙排出，再由旋翼下洗流吹散，使排气温度明显降低，从而保护直升机不受热寻的导弹的攻击。这种一体化的红外抑制方案，不仅完全遮挡了发动机排气装置的高温部件，有利于改善排气尾焰的核心结构，避免尾焰对尾机身壁面的加热，以致可最大限度地消除排气系统的红外辐射影响，而且将排气导入尾机身可以最大限度地利用直升机的有效空间，有利于直升机的气动布局和雷达隐身设计。可以说这种直升机排气系统与机身融合的一体化结构是一种全新概念的隐身化结构，目前我们对其复杂的气动布局机制和红外隐身效果的认识几乎还是空白。
【发明内容】
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[0010]本发明提供一种结构紧凑、动能损失小、降低排气系统红外辐射的直升机涡轴发动机排气系统红外抑制器及其红外抑制方法，其针对现有直升机与其排气系统结构，通过引入防沙余气以及一级、二级引射冷气和改变排气喷管局部结构，增强直升机涡轴发动机排气系统全方位的红外抑制能力。
[0011]本发明采用如下技术方案:一种直升机涡轴发动机排气系统红外抑制器，其包括二元弯曲整流罩、二元弯曲波瓣引射混合管、一级圆排波瓣喷管、排气内锥、防砂余气导管和空心支板，所述空心支板的一侧与排气内锥的壁面相连，所述防砂余气导管上设有防砂余气入口和防砂余气出口，所述防砂余气导管穿设于所述空心支板中进而与空心支板相连，所述防砂余气出口位于排气内锥内，所述排气内锥的末端设有排气内锥末端小孔，所述排气内锥安装于一级圆排波瓣喷管中，所述排气内锥的外壁面和一级圆排波瓣喷管的内壁面之间形成涡轮燃气入口，所述空心支板的另一侧穿设于一级圆排波瓣喷管的壁面后与一级圆排波瓣喷管相连，所述一级圆排波瓣喷管安装于二元弯曲波瓣引射混合管中且一级圆排波瓣喷管的外壁面和二元弯曲波瓣引射混合管的内壁面之间形成有一级引射冷气入口，所述二元弯曲波瓣引射混合管安装于二元弯曲整流罩中，所述二元弯曲波瓣引射混合管在气体流动方向的末端形成有排气出口，所述二元弯曲波瓣引射混合管的外壁面和二元弯曲整流罩的内壁面之间在气体流动方向的始端形成二级引射冷气入口，在气体流动方向的末端形成二级引射冷气出口，所述防砂余气入口位于二元弯曲整流罩和二元弯曲波瓣引射混合管之间，所述一级引射冷气入口和二级引射冷气入口均与外界环境是贯通的，所述二元弯曲整流罩比二元弯曲波瓣引射混合管在气流流动方向长。
[0012]所述空心支板穿设于一级圆排波瓣喷管的末端位于二元弯曲波瓣引射混合管内。
[0013]所述涡轮燃气入口通过法兰与涡轴发动机涡轮后端连接。
[0014]所述空心支板共包括有三个，所述防砂余气导管安装于其中一个空心支板上。
[0015]所述红外抑制器与直升机融合一体设计时，二元弯曲整流罩的外形与直升机机体相融合。
[0016]本发明还米用如下技术方案:一种直升机润轴发动机排气系统红外抑制器的红外抑制方法，其包括如下步骤
[0017]步骤一:涡轴发动机涡轮后排出的高温燃气进入涡轮燃气入口，防砂余气从防砂余气导管的防砂余气入口进入空心支板后，继而通过防砂余气出口进入排气内锥，这股气体在排气内锥的末端的内锥末端小孔流出，直接与涡轮燃气的高温核心进行强迫混合、降低涡轮燃气温度；
[0018]步骤二:混合后的热排气通过一级圆排波瓣喷管时，利用其动能抽吸外界环境空气，夕卜界环境空气由一级引射冷气入口进入红外抑制器内部，与红外抑制器内部的热排气混合，混合后的热排气在通过二元弯曲波瓣引射混合管时，利用其动能抽吸外界环境空气，又一股外界环境空气由二级引射冷气入口进入，在二元弯曲波瓣引射混合管和二元弯曲整流罩间流动，并与排气出口的热排气混合，最终由二级引射冷气出口排出红外抑制器。
[0019]本发明具有如下有益效果:本发明直升机涡轴发动机排气系统红外抑制器及其红外抑制方法:一方面，将防砂余气导入排气内锥，并直接与发动机涡轮后的高温排气核心流混合，大幅度降低排气核心温度；另一方面，利用发动机涡轮后的排气动量抽吸环境冷气与热排气掺混，进一步降低排气温度；在红外抑制器的整流罩内形成对流，大幅度减小了红外抑制器外露表面的温度，最大可能的降低排气尾焰和红外抑制器表面的红外辐射。
【专利附图】
【附图说明】:
[0020]图1为本发明直升机涡轴发动机排气系统红外抑制器的整体示意图。
[0021]图2为二元弯曲整流罩示意图。
[0022]图3为二元弯曲波瓣引射混合管示意图。
[0023]图4为一级圆排波瓣喷管示意图。
[0024]图5为排气内锥示意图。
[0025]图6防砂余气导管示意图。
[0026]图7为空心支板+排气内锥+防砂余气导管示意图。
[0027]图8为一级圆排波瓣喷管+排气内锥示意图。[0028]图9为二元弯曲波瓣引射混合管+ —级圆排波瓣喷管示意图。
[0029]图10为二元弯曲整流罩+ 二元弯曲波瓣引射混合管示意图。
[0030]其中:
[0031]1、二元弯曲整流罩；2、二元弯曲波瓣引射混合管；3、一级圆排波瓣喷管；4、排气内锥；5、防砂余气导管；6、空心支板；7、排气内锥末端小孔；8、涡轮燃气入口 ；9、防砂余气入口 ；10、一级引射冷气入口 ；11、二级引射冷气入口 ；12、二级引射冷气出口 ；13、排气出口 ；14、防砂余气出口。
【具体实施方式】:
[0032]请参照图1至图10所示，本发明直升机涡轴发动机排气系统红外抑制器由二元弯曲整流罩1、二元弯曲波瓣引射混合管2、一级圆排波瓣喷管3、排气内锥4、防砂余气导管5和空心支板6组成。其中三个空心支板6的一侧均与排气内锥4的壁面通过焊接相连，防砂余气导管5上设有防砂余气入口 9和防砂余气出口 14，防砂余气导管5穿设于其中一个空心支板6中进而与空心支板6相连,且防砂余气导管5的防砂余气入口延伸出空心支板6与排气内锥4的外侧，防砂余气出口 14位于排气内锥4内。排气内锥4安装于一级圆排波瓣喷管3中，排气内锥4的外壁面和一级圆排波瓣喷管3的内壁面之间形成涡轮燃气入口 8，且三个空心支板6的另一侧均穿设于一级圆排波瓣喷管3的壁面后与一级圆排波瓣喷管3相连，防砂余气入口 9位于一级圆排波瓣喷管3的外侧。一级圆排波瓣喷管3安装于二元弯曲波瓣引射混合管2中且一级圆排波瓣喷管3的外壁面和二元弯曲波瓣引射混合管2的内壁面之间形成有一级引射冷气入口 10，且防砂余气入口 9位于二元弯曲波瓣引射混合管2的外侧。二元弯曲波瓣引射混合管2安装于二元弯曲整流罩I中，二元弯曲波瓣引射混合管2在气体流动方向的末端形成有排气出口 13，且二元弯曲波瓣引射混合管2的外壁面和二元弯曲整流罩I的内壁面之间在气体流动方向的始端形成二级引射冷气入口 11，在气体流动方向的末端形成二级引射冷气出口 12，同时防砂余气入口 9位于二元弯曲整流罩I的内侧，这里，二级引射冷气入口 11与外界环境是贯通的，二元弯曲整流罩I比二元弯曲波瓣引射混合管2在气流流动方向略长。
[0033]其中涡轴发动机涡轮后排出的高温燃气进入涡轮燃气入口 8，该涡轮燃气入口 8可以通过法兰与涡轴发动机涡轮后端连接。防砂余气从防砂余气导管5的防砂余气入口 9进入空心支板6后，继而通过防砂余气入口进入排气内锥4，这股气体在排气内锥4的末端的内锥末端小孔7流出，直接与涡轮燃气的高温核心进行强迫混合、降低涡轮燃气温度。混合后的热排气通过一级圆排波瓣喷管3时，利用其动能抽吸外界环境空气，外界环境空气由一级引射冷气入口 10进入红外抑制器内部，与红外抑制器内部的热排气混合，一级引射冷气入口 10与外界环境是贯通的。一级圆排波瓣喷管3不仅有较强的引射外界环境空气进入红外抑制器内部的能力，而且能够形成较强的流向涡，该流向涡强化了外界环境空气与热排气的混合，且气动损失小。热排气在通过二元弯曲波瓣引射混合管2时，利用其动能抽吸外界环境空气，又一股外界环境空气由二级引射冷气入口 11进入，在二元弯曲波瓣引射混合管2和二元弯曲整流罩I间流动，这股环境空气既降低了整个红外抑制器外表面的温度，从而降低了壁面红外辐射，并与排气出口 13的热排气混合，最终由二级引射冷气出口 12排出红外抑制器。二元弯曲波瓣引射混合管2既为一级圆排波瓣喷管3提供了混合的空间，又能够引射外界环境空气，形成二级引射气流。二级引射气流由二级引射冷气入口11进入，在二元弯曲波瓣引射混合管2和二元弯曲整流罩I间流动，降低了整个红外抑制器外表面的温度，从而降低了壁面红外辐射。二元弯曲整流罩I遮挡了与涡轮燃气直接接触的高温壁面，而且其弯曲的特征遮挡了红外抑制器内部的高温壁面红外辐射。当整个红外抑制器与直升机融合一体设计时，二元弯曲整流罩I的外形可与直升机机体融合，形成较好的整机气动外形，而又不影响发动机排气系统的性能。
[0034]以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本【技术领域】的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。
【权利要求】
1.一种直升机涡轴发动机排气系统红外抑制器，其包括二元弯曲整流罩(I)、二元弯曲波瓣引射混合管(2)、一级圆排波瓣喷管(3)、排气内锥(4)、防砂余气导管(5)和空心支板(6)，其特征在于:所述空心支板(6)的一侧与排气内锥(4)的壁面相连，所述防砂余气导管(5)上设有防砂余气入口(9)和防砂余气出口(14)，所述防砂余气导管(5)穿设于所述空心支板(6)中进而与空心支板(6)相连，所述防砂余气出口(14)位于排气内锥(4)内，所述排气内锥(4)的末端设有排气内锥末端小孔(7)，所述排气内锥(4)安装于一级圆排波瓣喷管(3)中，所述排气内锥(4)的外壁面和一级圆排波瓣喷管(3)的内壁面之间形成涡轮燃气入口(8)，所述空心支板(6)的另一侧穿设于一级圆排波瓣喷管(3)的壁面后与一级圆排波瓣喷管(3)相连，所述一级圆排波瓣喷管(3)安装于二元弯曲波瓣引射混合管(2)中且一级圆排波瓣喷管(3)的外壁面和二元弯曲波瓣引射混合管(2)的内壁面之间形成有一级引射冷气入口( 10)，所述二元弯曲波瓣引射混合管(2)安装于二元弯曲整流罩(I)中，所述二元弯曲波瓣引射混合管(2)在气体流动方向的末端形成有排气出口(13)，所述二元弯曲波瓣引射混合管(2)的外壁面和二元弯曲整流罩(I)的内壁面之间在气体流动方向的始端形成二级引射冷气入口( 11 )，在气体流动方向的末端形成二级引射冷气出口( 12)，所述防砂余气入口(9)位于二元弯曲整流罩(I)和二元弯曲波瓣引射混合管(2)之间，所述一级引射冷气入口( 10 )和二级引射冷气入口( 11)均与外界环境是贯通的，所述二元弯曲整流罩(I)比二元弯曲波瓣引射混合管(2 )在气流流动方向长。
2.如权利要求1所述的直升机涡轴发动机排气系统红外抑制器，其特征在于:所述空心支板(6)穿设于一级圆排波瓣喷管(3)的末端位于二元弯曲波瓣引射混合管(2)内。
3.如权利要求2所述的直升机涡轴发动机排气系统红外抑制器，其特征在于:所述涡轮燃气入口(8)通过法兰与涡轴发动机涡轮后端连接。
4.如权利要求3所述的直升机涡轴发动机排气系统红外抑制器，其特征在于:所述空心支板(6)共包括有三个,所述防砂余气导管(5)安装于其中一个空心支板(6)上。
5.如权利要求4所述的直升机涡轴发动机排气系统红外抑制器，其特征在于:所述红外抑制器与直升机融合一体设计时，二元弯曲整流罩(I)的外形与直升机机体相融合。
6.—种如权利要求1-5中任意一项所述的直升机润轴发动机排气系统红外抑制器的红外抑制方法，其包括如下步骤 步骤一:涡轴发动机涡轮后排出的高温燃气进入涡轮燃气入口(8)，防砂余气从防砂余气导管(5)的防砂余气入口(9)进入空心支板(6)后，继而通过防砂余气出口(14)进入排气内锥(4)，这股气体在排气内锥(4)的末端的内锥末端小孔(7)流出，直接与涡轮燃气的高温核心进行强迫混合、降低涡轮燃气温度； 步骤二:混合后的热排气通过一级圆排波瓣喷管(3)时，利用其动能抽吸外界环境空气，外界环境空气由一级引射冷气入口(10)进入红外抑制器内部，与红外抑制器内部的热排气混合，混合后的热排气在通过二元弯曲波瓣引射混合管(2)时，利用其动能抽吸外界环境空气，又一股外界环境空气由二级引射冷气入口(11)进入，在二元弯曲波瓣引射混合管(2)和二元弯曲整流罩(I)间流动，并与排气出口(13)的热排气混合，最终由二级引射冷气出口(12)排出红外抑制器。
【文档编号】F01N3/02GK103925044SQ201410149627
【公开日】2014年7月16日 申请日期:2014年4月14日 优先权日:2014年4月14日
【发明者】谭晓茗, 陈庚, 单勇, 张靖周 申请人:南京航空航天大学