专利名称：红外辐射抑制系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种红外辐射(no抑制系统，并且尤，及一种具有朝上引 导的红外辐射抑制系统的旋翼式飞机，该红外辐射抑制系统(i)會巨遮蔽发动
机排气的红外辐射能量，在向前飞行时，这种能量可能会向地面威胁(ground threat)发出信号，并且(2)育巨使发动机排气对邻近飞机结构的冲击达到最小， 从而M^旋翼式飞机的总体红夕卜特征。
背景技术：
该燃气轮机的排气管系是高的红外能量源，该红外能量会被热追踪导弹 禾口/或各种形式的用于目标锁敏i^宇、目的的红外成像系统探观碟U。就前者而言， 一般来说，热追踪导弹从发动机排气所产生的红外辐射能量获得方向线索，因 此所发出的红外辐射能量的量是导弹精确度(以及因ltk^成的杀伤力)的首要 决定性因素之一。就后者而言，红外成像系统探测和放大该红外辐射能量，以 用于探测和/或目标锁定。目前的红外辐射抑制系统被使用在许多军用飞机上，包括大部分旋翼式 飞机上，以减小红外特征。然而，未来的红外威胁需要更大程度地减小飞机红 外特征。通常，红外辐射抑制系te要设计用来(a)将红夕卜辐射能量降低到低 于可察觉威l办的阈值水平；(b)保持发动机性能；和(c)使与此相关的重量
和包装达到最小。次要的作用可以包括(1)使系统或者结构的复杂性达到最
小，以减少制造和维护的成本；(ii)使得由这样的红外辐射抑制系统产生的外 部气动阻力达到最小。当前用于旋翼式飞机的抑制系统主要是设计用来显著地减小盘旋飞行时 的红外特征。 一般地，当前的抑制系 过用冷却气流混合该高温排放气流而 工作，该冷却气流由与发动机排气管相通的混合 来供给。大量环境空气与 发动机排气的混合可以在将发动机排气排放到机外之前显著地减小总体气 度，由此降低飞机红夕卜辐射特征。但是，为了显著降低温度，必须在高温排放 气流中混合较大量的环境空气。这样就需要相对大的入口以及为发动机排放气 流体积和混入的额外环境气流体积两者提供通流面积容量的最后排气级。这样 的红外辐射抑制系统的另一错点是其会受限于封装空间限制。也就是说，发 动机下游的长混合区域需要比较大的长度以提供充分的混合和通流面积。因此，
对较小型旋翼式飞机的适应或需要保持当前封装约束(packaging constraint)时 对飞机的改型是受限的。同样也希望使高^^动机排气对相邻飞机结构的冲击达到最小，这样就 避免了与喷嘴/排气羽流(plume)有关的主源相分离的"热点(hot spot)"的产生。 不利地是，该混合操作会减小排放气流的速度，从而排气速度会过低而不能将 该排气排出得足够远离机身以避免所述的"热点"。此外另一错点是如果该排气 不具有足够的速度以逃离旋翼下洗气流，该排气就会被重新吸入到发动机，这 样就会减小发动机效率。因此，希望提供一种能减小飞机的整体红外辐射特征的红外辐射抑制系 统，该系统结构紧凑，育被给定的观测/方位角上遮蔽燃气轮机方i^顧射出的红 夕卜辐射能量，并且可以使发动机排气对相邻飞机结构的冲击达到最小，同时保 持飞机性能特征。
发明内容
根据本发明的红外辐射抑制系统(IRSS)总体上包括排气歧管和沿其纵 向长度延伸的高长宽比(high aspect)的排气管。该红外辐射抑制系统itei， 接到飞机发动机排气接口，并且优选与飞机发动机和上主旋翼支架串联。该高 长宽比排气管和排气歧管，地由空气动力整流罩遮蔽，该整流罩提供了能减 小对飞机的空气动力冲击的空气动力轮廓。该红外辐射抑制系统通过向上和/或向外排放气流远离机身，减小了发动 机排气对相邻的飞机结构的冲击，从而减小了在盘旋和向前飞行时产生"热点" 的可能性。此外，M弓l导排放气流向上和减向外远离机身，从地面i^B办通向 由高温排气歧管产生的红外能量的直接冬臓被遮断了 。由于该红外辐射抑制系统设计有效iW挡了从0度和飞机下方对高^^ 属排气部件的观测，因此该红外辐射抑制系统能明显减少整个飞机的红外特征。
此外，由于整流罩的高温会增加总的飞机红夕卜特征，因此，该空气动力整流罩 设计(其可以包括该高长宽比排气管的延伸)伏选地考虑为减小空气动力整流 罩的表面温度而设计了内部对流冷却，同时该高长宽比排气管弓I导羽流远离飞 机机身。该高长宽比排气管的出口平面(当设置在飞机上时)伏^i也包括5度的 向后俯仰角和0度的向外滚转偏置角。该前/后排气平面偏置保证在飞机以典型 的向下5度的俯仰姿态俯冲飞行期间没有高齢属排气部件可鄉见察到。
本发明的红外辐射抑制系统在向前飞行期间抑制红外辐射能量，这不同 于将重点放在飞机盘旋时抑制红外辐射能量的传统设计。这些传统设计典型地 通过用环境空气稀释发动机排放气流来工作，它们通常需要较大的辅助旁流面 积(secondaiy bypass area)和不被本发明所使用的相对大的叶状喷嘴抑制系统。 因此，该红外辐射抑制系统可以被容纳在相对较小的空间内并且仍然可以引导 排放气流远离机身，从而用显著更少的辅助冷却空气体积实现类似的或者更好 的红外辐射抑制工作性能。更具体地说，该红外辐射抑制系统不用在高温发动机排气中混合大量环 境空气(冷却)，从而不需要相对大的环境空气入口，因此该红外辐射抑制系统提 供一个排气级，该排气级的主要尺寸是仅用于发动机排气。这样的结果是形成 了一种更加紧凑的系统。该红外辐射抑制系统通过"阻挡"地面威胁对外部可见排气管的直接观 测，从而实现将通向地面威胁的红外辐射特征减小至近似相同的水平。该红外 辐射抑制系统还保持最大的可能排气速度，从而减小机身发热和发动机排气被 再吸入的可能性。此外，该红外辐射抑制系统减小作用在发动机上的背压并且 减少了整个系统零件的总个数。该系统弓胞极少的排放气流限制，从而使相关 发动机的功率损耗达到最小。因此本发明提供一种能减小飞机的整体红外辐射特征的红外辐射抑制系 统，该系统结构紧凑，能在给定的观湖"/方位角_ 蔽燃气轮机方妇寸顧射出的红 外辐射能量，并且可以使发动机排气对相邻飞机结构的冲击达到最小，同时保 持飞机性能特征。
本领域的技术人员可以从对下面，实施例的详细说明中得到本发明的
多个特征和优点。与详细说明结合的附图可以简短地描述为图1是旋翼式飞机实施例的总体透视图，示出了根据本发明示例性的红
夕卜辐射抑制系统的示例性安装；图2是根据该本发明的红外辐射抑制系统的放大局部内视透视图；
图3是旋翼式飞机实施例的侧视图，示出了根据本发明示例性的红外辐 射抑制系统的示例性安装；图4是红外辐射抑制系统的放大透视图，示出了从总体向后方向至机身 的连接；图5A是示出了排放气流的红外辐射抑制系统的截面图；图5B是图5A的红外辐射抑制系统的放大截面图；图6是红外辐射抑制系统的放大透视图，示出了从总体向前方向至机身
的连接；图7A是根据本发明的另一t般的红外辐射抑制系统的总体正面透视 图；图7B是图7A中的红夕卜辐射抑制系统的后冬腿视图；和
图7C是图7A中的红夕卜辐射抑制系统的侧视透视图。
具体实施例方式图1示意地示出了一种具有主旋翼系统12的旋翼式飞机。该旋翼式飞机 10包括具有伸长尾部16的机身14，在伸长尾部上安装有反扭矩尾部旋翼系统 18。该主旋翼系统12被一个或多个燃气轮机22通过传动装置(在标号20处示意 ite出)绕旋转轴线A驱动。虽然这个公开的实施例中示出了一种具体的，机 结构，但是本发明也适用其它结构和/或机械。该旋翼式飞机10同样包括一禾中与每个燃气轮机22相M的红外辐射抑 制系统(IRSS) 24。该红外辐射抑制系统24抑制由燃气轮机22产生的高温排 气所划寸出的红外辐射特征。在此肚下文中〗顿的"抑制"是指纖气轮机22 发出的红外辐射特征在M红外辐射抑制系统24之后被减小成低于由燃气轮机 排出的红夕卜辐射特征。该红夕卜辐射抑制系统24的尺寸和构造优选是肖,相对于穿过飞机10的
平面W基本向上地并且朝着该主旋翼系统12引导该高温排气以及所导致的红 外辐射能量。最好如图l中所示，平面W是穿过飞机10的几何平面，该平面 与飞机10的纵向轴线基本平行并且基本上横向于旋转轴线A。应该理解，相对 位置术语例如"前"、"后"、"上"、"下"、"之上"、"之下"等等都是参照飞机的正常 工作姿态而不应该被认为是限制。此外，该红外辐射抑制系统24的尺寸和构造沿继是肖的多M向上和/ 或向外排放气流远离机身14，从而^^动机的排气对相邻飞机结构的冲击达到 最小，由此在盘旋和向前飞行时减小由于羽流(plume)冲击而产生的机身发热， 这又减小了机身的红外特征贡献。 ilil基本向上和域向外地引导排放气流远离该机身14，地面威胁观察排 气红外能量的直接视线被遮蔽，这又在向前飞行期间帮助红夕卜辐射抑制系统24 抑制红外能量，这与将重点主要放在盘旋期间减小红外辐射能量的传统的红外 辐射抑制器相反。这些传统的抑制器典型i顿过用环境空气稀释发动机排气来 工作，它们通常需要较大的辅助旁流面积(secondaiybypass area)和不被本发明所 4顿的相对大的波瓣喷嘴(lobed nozzle)抑制系统，因此该红外辐射抑制系统24 可以容纳在相对较小的空间内并且仍然可以弓瞎排放气流远离机身14，从而用 显著更少的辅助冷却空气体积实现类似的或者更好的红外辐射抑制工作性能。 也就是说，该红夕卜辐射抑串孫统24引导基本上所有的排放气流(总气流)向上 和/或向外远离该机身14而不混合大量的辅助气流，因此燃气轮机22的排气(主 气流)与辅助气流(也就是，Ac和D限定了小于传统的l:l比值(辅助气流比主 气流)的喷射器系统。该红外辐射抑制系统24M减小当利用Aram时所需要 的盘旋主面积与辅助面积的比值而获得这样的特征减小的性能水平。由此用该 设计方法获得了显著更低的红外辐射抑制系统。参考图2 ，该红外辐射抑制系统24邻近于燃气轮机22并且通常包括排 气歧管26和沿着排气歧管26的纵向长度延伸的高长宽比排气管28。此处定义" 高长宽比"是喷嘴长度最大值L与喷嘴宽度最大值W的比值。该红外辐射抑制 系统24M31控制排放气流矢量的方向和通向热金属的视线而获得如上述的高长 宽比系统的特征减小水平。然而，用这个设计方法也可获得显著更低的红外辐 射抑制系统的重量和发动机性能影响。该排气歧管26接收燃气轮机22的高》戯动机排气的主气流。该排气歧
管26优^i也沿f^燃气轮机22的纵向发动机轴线E延伸。类似地，该高长宽比 排气管28 imi也可以与该纵向发动机轴线E沿纵向成一直线，从而更有效J4ia 行排放气流管理，该排放气流管理使得对飞机飞行品质的影响最小化。然而， im地，该高的长宽比排气管28从排气歧管26沿侧向伸出。也就是说，该高 长宽比排气管28的纵向轴线雌地平行于发动机的纵向轴线E，然而，imt也， 该高长宽比排气管28部分地横向于该纵向发动机轴线E延伸并且位于排气歧管 平面P上方，该排气歧管平面P经过排气歧管26的内侧30i和夕htj 30o。此处 定义排气歧管平面P与飞机平面W基本平行(如图3所示)。这样使高长宽比排 气管28能作为红外辐射能量转向器工作，红外辐射能量在该红外辐射能量转向 器中被向上和/或向夕卜弓l导而远离地面观察者。由此，该排气歧管26将来自燃气轮机22尾端的高温排气流引导舰该 高长宽比的排气管28，该排气管28将红外辐射能量向上和/或向夕卜引导远离地 面观察者。该方法遮蔽了对高长宽比排气管28的红夕卜辐射能量的直接观测，否 则该红外辐射能量可能会被地面红外威胁观测到。此外，高长宽比排气管28的 皿和方位减小了排放气流对机身14的冲击，其显著地减小了次级红外辐lt源 贡献的形成，因 —步减小了总体的飞机热特征。如示出，该排气歧管26 是基本上为圆锥微，这样高温排气流沿着 排气歧管26的纵向长度移动时经过更小的容积，从而提供流过排气管28的基 本一致的排放气流。该具有相对紧凑封装外壳的排气歧管26可以由连接件32连接至脉几身14 上(图4)，使得排气歧管26被容纳于空气动力排气整流罩34中(以内视图 示出)，该空气动力排气整流罩空气动力学地包围红外辐射抑制系统24的相当 大部分，从而遮盖通向其高温部件的视线。整流罩34优选地是非金属材料并且 能作为对这些部件的视线屏蔽件。应该清楚，本发明中可以4顿各种连接件32， 但是，可使排气整流罩34的空气动力达至嘬小并因此使得空气动力排气整流罩 34对飞lHit成最小的空气动力冲击的连接件是优选的。该空气动力排气整流罩34 imi也由非金属材料制造，这样该整流罩34 可以作为用于高长宽比排气管28的视线热障。该空气动力排气整流罩34 地邻近于但又被隔开于该高长宽比排气管28，从而当视线穿过飞机平面W时 (例如，从飞机的下方穿过)，可以阻挡通向该红外辐射抑制系统24的高温部
件的视线。该空气动力排气整流罩34优选限定了在排气整流罩34和排气管28之间 的空气冷却排出间隙36(如图5A、 5B所示)。该空气冷却排出间隙36提供绝热 薄膜^4卩气流，该绝热薄膜^4卩气流能进一步将高长宽比排气管28与空气动力 排气整流罩34隔离开。该空气y转卩排出间隙36也分配相对冷的气流，其进一 步包覆了该高长宽比排气管28中排出的高温排放气流。该空气动力排气整流罩34雌地定位成邻近该进气口整流罩35并在该 进气口整流罩之后，该进气口整流罩35具有发动mia气口38。 一个或多个发动
m^空气收集口 40和一个或多个整流罩进口 42优选地设置在与发动mia气口
38分开的空气动力排气整流罩34 (未显示)中。做为选择，或者此外，如图2 所示， 一个或多个机舱空气收集口 40和一个或多个整流罩进口 42可以设置在 进气口整流罩35上。应该很清楚，本发明可以使用各种空气收集口和进气口， 并且它们可设置在飞机上的各个位置上。参考图5A，该发动机进气口38使主气流iaX燃气轮机22中。可以使用 各种进口颗粒分离器(EPS) 44 (示意性i:标出)来'情洁"SA燃气轮机22的气 流，以使对涡轮发动机的异物损伤达到最小。应该很清楚，本发明可以使用各 种进口颗粒分离器系统和通向发动机22的气流通路。燃气轮机22的高温排放气体的主气流Ef可以穿过消涡器50 (图6)5j6t行 消涡(deswMed)，并输送到排气歧管26中。排气歧管26的高温排放气流Ef通 过排气管28进行排放。imi也，多个导向叶片(turning vane) 48位于排气管 28的内部从而更特定地将高温排放气体Ef在预定方向上引导。该导向叶片48 也作为阻挡叶片(图6)，以防ihl:接视线穿过排气管28通向该红外辐射抑制系 统20的相对较热的内部部件(诸如排气歧管26)，并且做为流动增强器来减少 对发动机性能的任何消极的影响。该一个或多个发动机舱空气收集口 40提供了机舱气流Ac，该机舱气流 在燃气轮机22上流动，以便以对流方式冷却燃气轮机22和相关系统，例如油 冷却器46 (示意性地示出)。由于高的整流罩温度会增加飞机的总体红夕卜辐射 特性，因此发动机m^气流Ac也可以降低空气动力排气整流罩34的表面Mit。 该发动机机舱气流Ac优选地与发动机主气流分流(split)相结合，从而实现10% 至15%的气流比。
该红夕卜辐射抑制系统24皿地也包括衬垫材料39，衬垫材料39的尺寸 和构造使得3Sii排气管28的红外辐射能量进一步的被遮挡。更具体地说，该隔 热衬垫材料39与穿过空气冷却排出间隙36喷出的发动机舱气流Ac —起提供了 附加的表面^4口，以便魏一步使飞机热特z舰到最小。为此，该衬垫材料39 地被封装成邻近于排气管28的外壁和空气动力排气整流罩34的内壁。该 衬垫材料39可以是位于空气冷却排出间隙36内的气凝胶(Aerogel)或者高熔 点芳香族聚醐安(Nomex)敷层材料。但是也可以使用其它材料。
该一个或多个整流罩进口42 地输送高压的冲压空气^到空气7賴口 排出间隙36，以增加发动机舱气流Ac的抽吸作用。也就是说，该高压的冲压空 气A^增加了机舱气流Ac的流速，从而进一步地隔离和遮盖了通过排气管28 排出的高温排放气流Ef。参考图7A，高长宽比的排气管281，地具有排气管孔52。应该很清楚， 图7A - 7C中的红外辐射抑制系统24 '皿简单，从而更具体地公开了排气管孔 52的方位。同时值得注意的是， 一个接口换接M27被设置在排气歧管26'的 上游，以说明红外辐射抑制系统24'可以通过这样的换接管道部件而被选择性地 整合于各种运载工具封装约束(packaging constraint)中。此处，这里限定的该 排气管孔52是高长宽比排气管28'的最外边缘，并且限定了排气管平面Pex。由 于红外辐射抑制系统24能有效遮蔽0度和从飞机平面W下方对高温部件的视 幾图3)，因此这种结构能显著减小红夕卜辐射特征。该高长宽比排气管28 'i^i也向外和向后倾斜(raked)，从而限定出相 对于排气歧管平面P和飞机平面W的向外45與图花)和向后35銜图了C)的排 气矢量角度。此处使用的该矢量角度限定了高温排放气流Ef的方向，相比而言， 排气管平面PeJ艮定了该高长宽比的排气管28 '的最外職的方位。该高长宽比 排气管28 '弓l导该高温排放气流Ef向上朝着该旋翼系统12并远离飞机平面W， 由此在向前飞行期间减小和/或有效地消除高温排放气流Ef到达空气动力排气整 流罩34 '的可能性。该高长宽比排气管28 '也能产生显著的气流速度从而使高温 排放气流Ef容易远离旋翼下洗气流(rotor downwash)，由此降低机身发热和" 热点(hot spot)"形成的可能性。这种独特朝向以及高长宽比排气管28'的微 使作用在燃气轮机22上的系统背压达到最小，并且降低了对高温排放气流Ef 的再吸入(该再吸入会降低发动机性能)。该排气管28'也具有对紧凑的尺寸，
因为只需要容纳高温排放气流Ef。该排气管平面Pe^当安装在飞t几上时优选地具有5度的后方偏置俯仰角 (图7c)和0度的外侧滚转偏置角(图7B)，以考虑到直的且水平的飞行任务。 该排气管28 '的偏置保证在以典型的5度的俯冲術卬角飞行期间红夕卜辐射抑制系 统24中没有热金属部件可以被观测。也就是说，排气管平面Pex确定了排气管 28'的最外边缘的方位，从而使穿过排气管28'至哒高温内部部件(例如排气歧 管26 ')的直接视线达到最小。应谢艮清楚，其它矢量倾斜角度和排气管平面 P^c偏置角度同样也可与本发明一起使用。上述说明是示例性的而不是用来限制本发明的。按照上述的教导可以获
得本发明的许多修改和变化形式。本发明己经公开了im实施例，然而，本领
域的普通技术人员进行的某些修改也归入本发明的范围之内。因此，在权利要 求保护范围内，本发明还可以由其它的方式实施。基于这个理由，以下的权利 要求应该被研究以确定本发明的真实的范围和内容。
权利要求
1.一种红外辐射抑制系统包括 接收发动机排放气流的排气歧管，所述排气歧管具有内侧和外侧，所述排气歧管确定了经过所述内侧和所述外侧的排气歧管平面；和高长宽比排气管，该高长宽比排气管在所述排气歧管平面的一侧上沿着所述排气歧管的纵向长度延伸，所述高长宽比排气管从所述排气歧管沿侧向伸出，以导引所述发动机排放气流远离所述排气歧管平面。
2. 根据权利要求1所述的红外辐射抑制系统，其中，相对于所述排气歧管 的位于所述内侧和所述外侧之间的底侧，所述高长宽比排气管位于所述排气歧 管平面的上方。
3. 根据权禾腰求1所述的红外辐射抑制系统，其中，所述高长宽比排气管 从所述排气歧管沿侧向伸出，以导引所述发动机排放气流至相对于所述排气歧 管平面的预定向后角度和预定向外角度。
4. 根据权利要求3所述的红外辐射抑制系统，其中，所述的预定向后角度 大约是向后35度。
5. 根据权利要求3所述的红外辐射抑制系统，其中，所述的预定向外角度 大约是45度。
6. 根据权利要求1所述的红外辐射抑制系统，其中，所述高长宽比排气管 限定了排气管孔，该排气管孔限定了相对于所述排气歧管平面处于0度滚转角 的排气管孔平面。
7. 根据权利要求1所述的红外辐射抑制系统，其中，所述高长宽比排气管 限定了排气管孔，该排气管孔限定了相对于所述排气歧管平面处于5度向后俯 仰角的排气管孔平面。
8. 根据权利要求1所述的红外辐射抑制系统，其中，所述高长宽比排气管 沿纵向向后倾斜(raked)。
9. 根据权利要求1所述的红外辐射抑制系统，进一步包括位于所述高长宽 比排气管内的多个导向叶片。
10. 根据权利要求1所述的红外辐射抑制系统，进一步包括至少部分包围所 述高长宽比排气管的整流罩，以便在它们之间限定出一^4响隙。
11. 根据权利要求10所述的红外辐射抑制系统，其中，所述冷却间隙基本上皿线的。
12. 根据权利要求ll所述的红外辐射抑制系统，其中，所述冷却间隙接收 来自 一个或多个整流罩进口的冲压气流和来自 一个或多个发动机舱空气收集口 的发动机舱气流。
13. 根据权利要求1所述的红外辐射抑制系统，其中，所述排气歧管基本上 是圆锥形的。
14. 一种用于旋翼式飞机的红外辐射抑制系统，该旋翼式飞机限定了水线， 该红外辐射抑制系统包括高长宽比排气管，该高长宽比排气管导弓堪本上所有的高温的发动机排放 气流基本上远离该水线。
15. 根据权利要求14所述的红夕卜辐射抑制系统，其中，所述高长宽比的排 气管从所述排气歧管沿侧向伸出，以导引所述发动机排放气流基本上朝向旋翼 系统并且远离飞机机身。
16. 根据权利要求14所述的红外辐射抑制系统，其中，所述高长宽比的排 气管从排气歧管沿侧向伸出，以导弓断述发动机排放气流至预定的向后角度和 预定的向外角度，所述高长宽比的排气管相对于所述水线限定了排气管平面， 以遮蔽穿过该水线的视线i4A该高长宽比排气管。
17. —种抑制具旋翼式飞机的高^^动机排放气流的红外辐射能量的方法， 该旋翼式飞机限定了水线，该方法包括下面的步骤(1)导引高温发动机排放气流通过高长宽比的排气管而基本上远离该水线。
18. 根据权利要求17所述的方法，其中，所述步骤(1)进一步包括(a)朝向旋翼系统导弓l该高^^动机排放气流，该高纟跟动机排放气流的 速度足以基本上脱离旋翼下洗气流。
19. 根据权利要求17所述的方法，其中，所述步骤(1)进一步包括(a) 将来自燃气轮机的高、戯动机排放气流传纖过排气歧管；(b) 将来自排气歧管的高温发动机排放气流传M过高长宽比的排气管， 使得来自燃气轮机的高温发动机排放气流和高温发动机排放气流从高长宽比的 排气管中排出。
20.根据权利要求17所述的方法，进一步包括该步骤 (2)将发动机机舱气流传《过空气冷却排出间隙，该空气冷却排出间隙 位于高长宽比排气管和基本围绕该高长宽比排气管的空气动力排气整流罩之 间。
全文摘要
一种红外辐射抑制系统(IRSS)包括排气歧管和沿纵向延伸的高长宽比的排气管。该红外辐射抑制系统以较高速度向上和/或向外排放气流使其远离机身，从而使作用到相邻的飞机结构上的发动机排气冲击的值达到最小而减少在盘旋和机头向前飞行时由于喷流冲击产生的机身加热，由此使机身红外辐射特征达到最小值。进一步，通过控制排放气流向上，遮蔽了地面威胁探测排气的红外辐射能量的视线。该高长宽比的排气管和排气歧管同样优选地构造成由使作用于飞机的空气动力的冲击达到最小值的具有空气动力轮廓的整流罩遮蔽，该整流罩具有增强气流的空气冷却排出间隙从而进一步隔离和遮蔽经过排气管的高温排放气体。
文档编号F02G3/00GK101365870SQ200680036438
公开日2009年2月11日 申请日期2006年7月27日 优先权日2005年8月1日
发明者D·扎克, J·S·查普科维奇三世, R·A·费茨 申请人:西科尔斯基飞机公司