CN101365870A - 红外辐射抑制系统 - Google Patents

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Abstract

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。

Description

红外辐射抑制系统
技术领域
[0001]本发明涉及一种红外辐射(IR)抑制系统，并且尤其涉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：(1)能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(groundthreat)发出信号，并且(2)能使发动机排气对邻近飞机结构的冲击达到最小，从而减少旋翼式飞机的总体红外特征。
背景技术
[0002]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和/或各种形式的用于目标锁定/追踪目的的红外成像系统探测到。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(以及因此造成的杀伤力)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。
[0003]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。
[0004]通常，红外辐射抑制系统主要设计用来：(a)将红外辐射能量降低到低于可察觉威胁的阈值水平；(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：(i)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。
[0005]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，当前的抑制系统通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管道来供给。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体温度，由此降低飞机红外辐射特征。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个缺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。
[0006]同样也希望使高温发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＂。此外另一个缺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。
[0007]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，能在给定的观测/方位角上遮蔽燃气轮机放射/辐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。
发明内容
[0008]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优选地连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优选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。
[0009]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，通过引导排放气流向上和/或向外远离机身，从地面威胁通向由高温排气歧管产生的红外能量的直接视线被遮断了。
[0010]由于该红外辐射抑制系统设计有效地遮挡了从0度和飞机下方对高温金属排气部件的观测，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外特征，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)优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引导羽流远离飞机机身。
[0011]该高长宽比排气管的出口平面(当设置在飞机上时)优选地包括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温金属排气部件可被观察到。
[0012]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(secondary 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。
[0013]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。
[0014]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。该系统引起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。
[0015]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，能在给定的观测/方位角上遮蔽燃气轮机放射/辐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。
附图说明
[0016]本领域的技术人员可以从对下面优选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：
[0017]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外辐射抑制系统的示例性安装；
[0018]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；
[0019]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；
[0020]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；
[0021]图5A是示出了排放气流的红外辐射抑制系统的截面图；
[0022]图5B是图5A的红外辐射抑制系统的放大截面图；
[0023]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；
[0024]图7A是根据本发明的另一个一般的红外辐射抑制系统的总体正面透视图；
[0025]图7B是图7A中的红外辐射抑制系统的后视透视图；和
[0026]图7C是图7A中的红外辐射抑制系统的侧视透视图。
具体实施方式
[0027]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处示意地示出)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直升机结构，但是本发明也适用其它结构和/或机械。
[0028]该旋翼式飞机10同样包括一种与每个燃气轮机22相连通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产生的高温排气所发射出的红外辐射特征。在此处上下文中使用的＂抑制＂是指从燃气轮机22发出的红外辐射特征在通过红外辐射抑制系统24之后被减小成低于由燃气轮机排出的红外辐射特征。
[0029]该红外辐射抑制系统24的尺寸和构造优选是能够相对于穿过飞机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1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。
[0030]此外，该红外辐射抑制系统24的尺寸和构造还优选是能够通过向上和/或向外排放气流远离机身14，从而使发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。
[0031]通过基本向上和/或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外辐射抑制系统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地通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(secondary bypass area)和不被本发明所使用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引导排放气流远离机身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，该红外辐射抑制系统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Aram)限定了小于传统的1:1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24通过减小当利用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。
[0032]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24通过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。
[0033]该排气歧管26接收燃气轮机22的高温发动机排气的主气流。该排气歧管26优选地沿着燃气轮机22的纵向发动机轴线E延伸。类似地，该高长宽比排气管28优选地可以与该纵向发动机轴线E沿纵向成一直线，从而更有效地进行排放气流管理，该排放气流管理使得对飞机飞行品质的影响最小化。然而，优选地，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的纵向轴线优选地平行于发动机的纵向轴线E，然而，优选地，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和外侧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/或向外引导而远离地面观察者。
[0034]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通过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/或向外引导远离地面观察者。该方法遮蔽了对高长宽比排气管28的红外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的形状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射源贡献的形成，因此进一步减小了总体的飞机热特征。
[0035]如示出，该排气歧管26优选是基本上为圆锥形状，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。
[0036]该具有相对紧凑封装外壳的排气歧管26可以由连接件32连接到机身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，本发明中可以使用各种连接件32，但是，可使排气整流罩34的空气动力达到最小并因此使得空气动力排气整流罩34对飞机造成最小的空气动力冲击的连接件是优选的。
[0037]该空气动力排气整流罩34优选地由非金属材料制造，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优选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。
[0038]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提供绝热薄膜冷却气流，该绝热薄膜冷却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。该空气冷却排出间隙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。
[0039]该空气动力排气整流罩34优选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具有发动机进气口38。一个或多个发动机舱空气收集口40和一个或多个整流罩进口42优选地设置在与发动机进气口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。
[0040]参考图5A，该发动机进气口38使主气流进入燃气轮机22中。可以使用各种进口颗粒分离器(IPS)44(示意性地示出)来＂清洁＂进入燃气轮机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。
[0041]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)来进行消涡(deswirled)，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。优选地，多个导向叶片(tuning 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)，以防止直接视线穿过排气管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。
[0042]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外辐射特性，因此发动机机舱气流Ac也可以降低空气动力排气整流罩34的表面温度。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。
[0043]该红外辐射抑制系统24优选地也包括衬垫材料39，衬垫材料39的尺寸和构造使得透过排气管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一起提供了附加的表面冷却，以便更进一步使飞机热特征达到最小。为此，该衬垫材料39优选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酰胺(Nomex)敷层材料。但是也可以使用其它材料。
[0044]该一个或多个整流罩进口42优选地输送高压的冲压空气Aram到空气冷却排出间隙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Aram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。
[0045]参考图7A，高长宽比的排气管28＇优选地具有排气管孔52。应该很清楚，图7A-7C中的红外辐射抑制系统24＇形状简单，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，一个接口换接管道27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线(图3)，因此这种结构能显著减小红外辐射特征。
[0046]该高长宽比排气管28＇优选地向外和向后倾斜(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度(图7B)和向后35度(图7C)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Pex限定了该高长宽比的排气管28＇的最外边缘的方位。该高长宽比排气管28＇引导该高温排放气流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＇的形状使作用在燃气轮机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。
[0047]该排气管平面Pex当安装在飞机上时优选地具有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度的俯冲俯仰角飞行期间红外辐射抑制系统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＇到达高温内部部件(例如排气歧管26＇)的直接视线达到最小。应该很清楚，其它矢量倾斜角度和排气管平面Pex偏置角度同样也可与本发明一起使用。
[0048]虽然示出、描述和要求了特定的步骤顺序，应该很清楚，除非另有陈述，可以以任何次序完成、分离或者合并步骤也受益于本发明。
[0049]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。本发明已经公开了优选实施例，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。

Claims (20)

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冷却间隙。
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是直线的。
12.根据权利要求11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引基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所述的红外辐射抑制系统，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，以导引所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进入该高长宽比排气管。
17.一种抑制具旋翼式飞机的高温发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)朝向旋翼系统导引该高温发动机排放气流，该高温发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温发动机排放气流传送通过排气歧管；
(b)将来自排气歧管的高温发动机排放气流传送通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送通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。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102486359A (zh) * 2009-03-25 2012-06-06 刘文杰 带冷腔体的伪装型排气口
CN105114206A (zh) * 2015-09-18 2015-12-02 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种可降低红外和雷达信号特征的喷管
CN112065585A (zh) * 2020-09-18 2020-12-11 中国航发贵州黎阳航空动力有限公司 一种燃气轮机排气结构
CN113443150A (zh) * 2021-08-30 2021-09-28 西安航天动力研究所 一种紧凑型无人机涡喷发动机

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7370836B2 (en) * 2005-08-09 2008-05-13 Greene Leonard M Missile defense system and methods for evading heat seeking missiles
DE102007061994B4 (de) * 2007-12-21 2016-11-03 Airbus Operations Gmbh Vorrichtung zum Kühlen von aus einem Flugzeug abzuführendem Heißgas
US20100326049A1 (en) * 2009-06-25 2010-12-30 Honeywell International Inc. Cooling systems for rotorcraft engines
US20160090912A1 (en) * 2010-11-30 2016-03-31 General Electric Company Inlet particle separator system
EP2719619B1 (en) * 2012-10-10 2020-01-01 Sikorsky Aircraft Corporation Rotary wing aircraft having collocated exhaust duct and propeller shaft
EP2719621A3 (en) * 2012-10-10 2017-10-25 Sikorsky Aircraft Corporation Aft exhaust system for rotary wing aircraft
US10273018B2 (en) * 2012-10-10 2019-04-30 Sikorsky Aircraft Corporation Upturned exhaust system for rotary wing aircraft
US9500129B2 (en) 2012-10-29 2016-11-22 Honeywell International Inc. Turboshaft engines having improved inlet particle scavenge systems and methods for the manufacture thereof
US9051047B2 (en) * 2012-11-12 2015-06-09 Sikorsky Aircraft Corporation Flexbeam rotor attachment to rotor blade
RU2015130234A (ru) * 2013-01-22 2017-03-03 Сименс Акциенгезелльшафт Активное охлаждение среды, окружающей внешний корпус газовой турбины, предусматривающее выпуск воздуха в область потока выхлопных газов с давлением ниже давления окружающей среды
WO2014134523A1 (en) 2013-02-28 2014-09-04 United Technologies Corporation Method and apparatus for handling pre-diffuser flow for cooling high pressure turbine components
US9605596B2 (en) 2013-03-08 2017-03-28 United Technologies Corporation Duct blocker seal assembly for a gas turbine engine
WO2016053408A1 (en) 2014-10-01 2016-04-07 Sikorsky Aircraft Corporation Acoustic signature variation of aircraft utilizing a clutch
US10822076B2 (en) 2014-10-01 2020-11-03 Sikorsky Aircraft Corporation Dual rotor, rotary wing aircraft
WO2017078821A2 (en) * 2015-10-13 2017-05-11 Sikorsky Aircraft Corporation Exhaust cooling arrangement
JP6681749B2 (ja) * 2016-03-03 2020-04-15 三菱航空機株式会社 高温空気の機体張り付き対策構造および航空機
US20180100468A1 (en) * 2016-10-07 2018-04-12 Rolls-Royce North American Technologies Inc. System and method for reduction of turbine exhaust gas impingement on adjacent aircraft structure
US10988263B2 (en) * 2016-12-08 2021-04-27 Thomas Francis Daily, JR. VTOL aircraft with jet engine coupled to downward thrust nozzles
US10480386B2 (en) * 2017-09-22 2019-11-19 Bell Helicopter Textron Inc. Exhaust manifold for combining system exhaust plume
US11634228B2 (en) * 2017-11-01 2023-04-25 Sikorsky Aircraft Corporation High volume flow management of cooling air
JP7160580B2 (ja) * 2018-06-28 2022-10-25 三菱航空機株式会社 航空機および航空機の整備方法
CN112960123B (zh) * 2021-03-26 2023-11-07 中国商用飞机有限责任公司 飞机辅助动力单元的进气门装置

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3981448A (en) * 1970-04-23 1976-09-21 The Garrett Corporation Cooled infrared suppressor
US3981143A (en) * 1974-08-15 1976-09-21 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Infrared suppressor
US4018046A (en) * 1975-07-17 1977-04-19 Avco Corporation Infrared radiation suppressor for gas turbine engine
US4295332A (en) * 1978-11-13 1981-10-20 General Electric Company Infrared suppressor system
GB2044359B (en) * 1979-03-16 1982-10-27 Rolls Royce Gas turbine engine air intakes
US5699966A (en) * 1980-03-31 1997-12-23 General Electric Company Exhaust nozzle of a gas turbine engine
GB2100798B (en) 1981-06-19 1985-01-16 Hughes Helicopters Inc Radiation shielding and gas diffusion apparatus
DE3129305A1 (de) 1981-07-24 1983-02-10 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Einrichtung zur infrarotunterdrueckung fuer fluggeraete, insbesondere hubschrauber
GB2114229B (en) * 1981-11-03 1984-11-21 Rolls Royce Gas turbine engine infra-red radiation suppressor
US5746047A (en) * 1982-07-08 1998-05-05 Gereral Electric Company Infrared suppressor
DE3712328A1 (de) 1987-04-11 1988-10-27 Messerschmitt Boelkow Blohm Einrichtung zur infrarotstrahlungsabschirmung
US5699965A (en) * 1989-06-30 1997-12-23 Sikorsky Aircraft Corporation Infrared suppressor for a gas turbine engine
US6134879A (en) * 1989-12-21 2000-10-24 United Technologies Corporation Suppression system for a gas turbine engine
FR2728228A1 (fr) * 1994-12-19 1996-06-21 Eurocopter France Perfectionnements aux helicopteres equipes de dilueurs-deviateurs de jet pour les gaz de combustion
US5992140A (en) * 1997-06-24 1999-11-30 Sikorsky Aircraft Corporation Exhaust nozzle for suppressing infrared radiation
US6016651A (en) * 1997-06-24 2000-01-25 Sikorsky Aircraft Corporation Multi-stage mixer/ejector for suppressing infrared radiation
US6055804A (en) * 1997-07-23 2000-05-02 Sikorsky Aircraft Corporation Turning vane arrangement for IR suppressors
US6122907A (en) * 1998-05-11 2000-09-26 Sikorsky Aircraft Corporation IR suppressor
US6742339B2 (en) * 2002-09-06 2004-06-01 General Electric Company Methods and apparatus for exhausting gases from gas turbine engines
WO2005068796A1 (en) * 2004-01-14 2005-07-28 Poly Systems Pty Limited Exhaust gas temperature moderator
US8341934B2 (en) * 2006-02-27 2013-01-01 Sikorsky Aircraft Corporation Infrared suppression system with spiral septum

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102486359A (zh) * 2009-03-25 2012-06-06 刘文杰 带冷腔体的伪装型排气口
CN102486359B (zh) * 2009-03-25 2014-08-06 王晋生 带冷腔体的伪装型排气口
CN105114206A (zh) * 2015-09-18 2015-12-02 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种可降低红外和雷达信号特征的喷管
CN112065585A (zh) * 2020-09-18 2020-12-11 中国航发贵州黎阳航空动力有限公司 一种燃气轮机排气结构
CN113443150A (zh) * 2021-08-30 2021-09-28 西安航天动力研究所 一种紧凑型无人机涡喷发动机

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