CN109611238A - 一种肋片强化换热红外抑制器及红外抑制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种适用于涡轴发动机排气系统的肋片强化换热红外抑制器，其有集气舱、冷空气进气口、防火墙、多股分流喷管、混合管、隔热罩、肋片等结构。一方面，利用涡轮后高温燃气动量抽吸空气中冷气与其混合，降低核心区主流温度；另一方面，旋翼下洗气流进入混合管和隔热罩之间的夹层、隔热罩外侧，通过肋片强化换热带走混合管、隔热罩高温部件表面温度，从而减少高温部件对蒙皮的辐射传热，同时也在一定程度上对核心区主流温度降温。此外，双层壁面结构起到了良好的遮挡、隔热作用，把防砂余气通入双层蒙皮结构，冷却蒙皮，使得机身温度与外界温度基本一致，进一步降低蒙皮对外界的红外辐射。

Description

一种肋片强化换热红外抑制器及红外抑制方法

技术领域

本发明涉及一种肋片强化换热红外抑制器及红外抑制方法，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

(1)红外抑制器研究背景：

随着红外探测及制导技术的发展，可见光、红外、微波和毫米波等各种探测和制导技术的不断应用，红外探测器的灵敏度以及系统的抗干扰与目标识别能力大大提高，武装直升机在现代高科技战场环境中的生存力将受到越来越严重的威胁，这种威胁不仅来自于地面防空火力，而且也来自于空中火力。在复杂的威胁环境中，采用红外寻的的地对空导弹、采用雷达制导的高射火炮和地对空导弹，其中单兵携带式防空导弹是对武装直升机构成最致命威胁的武器，由于这些非常有效的高机动性武器不断地改进和采用最新的技术，对低空低速飞行的武装直升机的杀伤能力和对抗现有武装直升机机载反寻措施的干扰能力大大的增强了。在这种背景下，增强武装直升机的生存力已成为直升机技术发展的必然趋势。其中对于提高作战飞机的红外隐身性能对其综合隐身性能的“均衡”发展、生存力及作战效能提升具有十分重要的意义。

(2)红外抑制器国内外现状分析：

红外制导武器的响应波段集中在1～2.6μm，3～5μm和8～14μm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。

对于发动机排气红外抑制器，国外已研究了近半个世纪，目前使用的红外抑制器主要有三代。第一代红外抑制器的对抗范围是1～3μm，措施是采用弯曲混合管遮蔽发动机高温部件方式。在越南战争中，SAM-7击落、击伤205架美国飞机，取得了辉煌的战绩。美国军方意识到红外隐身的重要性，导致了第一代红外抑制器的产生。大约20世纪70 年代，美国开始研究涡轴发动机排气的引射式红外抑制器，针对AH-1直升机，研制了用导叶引射冷气掺混，加折弯式排气管遮挡红外辐射，既使得排气温度降低，又能从后方遮挡热部件的红外辐射。这类抑制器引射的冷气流量小，主要为了冷却或遮挡热金属部件，减小外露壁面的高温辐射，避免1～3μm波段红外导弹的威胁，但是抑制3～5μm 波段红外的效果并不理想。

第二代红外抑制器与第一代红外抑制器以减少发动机尾部后半球的热金属件辐射为目的不同，它的红外对抗波段范围为3～5μm，除了要减少热金属件的红外辐射之外，还要求降低排气尾焰的温度，降低尾焰的红外辐射，使红外导弹失去全向攻击的目标。因此，利用发动机排气动能抽吸环境中的冷气与热喷流掺混的引射式红外抑制器得到了快速发展，其核心是高混合效率、低流动损失、大引射流量比的引射喷管结构，采取的主要措施是：主喷管成波瓣形或分成多路，混合管弯曲，并进行遮挡冷却。如美法联合研制的“海豚”SA365直升机上，采用了波瓣喷管引射式红外抑制器。由于波瓣喷管能在其出口处诱发阵列轴向旋涡，从而强化冷热气流的相互掺混，具有较高的混合效率和掺混能力。

20世纪90年代后期，对于先进的红外抑制器，国外进行了一些新技术的研究探索。由西科斯基和波音公司联合研发的科曼奇RAH-66直升机堪称世界上第一架完全采用隐身概念设计的直升机，无疑代表了第三代红外抑制技术的发展方向。其不仅考虑了声和可见光隐身技术，而且采用了红外和雷达红外综合隐身技术。它通过直升机脊背上的两个狭缓进口，吸入外界空气(包括旋翼下洗的空气)，并将其与发动机的排气相混合，然后用尾机身下腹两侧边的狭缝出口将混合气体排出。这种一体化的红外抑制方案，有三个方面突出的优点：一是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，避免尾焰对屠机身壁面的加热，以致可最大限度地消除排气系统的红外辐射。不仅可以将3－5微米波长范围的红外辐射降低到一个可观的水平(其红外辐射比AH－64“阿帕奇”直升机低25倍)。而且还对8－14微米波长范围的红外辐射有显著的抑制作用。二是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设计。三是有利于实现与雷达隐形的综合作用。

现有红外抑制器的红外抑制能力还有很大的改善空间，且现有红外抑制器增加飞机重量，使排气系统的结构变复杂。

发明内容

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多股分流红外抑制器及其红外抑制方法，其针对现有多股分流抑制器，通过引入旋翼下洗气流、增加混合管隔热罩间肋片结构和双层蒙皮结构，增强多股分流红外抑制器全方位的红外抑制能力。

为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种肋片强化换热红外抑制器，包括多股分流喷管、及其下游的混合管；所述混合管的外表面设有若干个肋片。

进一步的，包括防火墙，所述防火墙与多股分流喷管连接，多股分流喷管的进气口开在防火墙上；还包括侧壁和隔挡板，所述防火墙、侧壁和隔挡板构成将多股分流喷管容置在内的集气舱；所述隔挡板与混合管连接，混合管的进气口开在隔挡板上；所述多股分流喷管的出气口与混合管的进气口连通；所述侧壁开有冷空气进气口，所述冷空气进气口与混合管的进气口连通。

进一步的，所述混合管的外侧设有隔热罩，隔热罩与混合管、隔挡板之间均存在空隙。

进一步的，所述肋片焊接在混合管外表面,并穿过隔热罩。

进一步的，所述肋片与水平面呈45度角，以叉排方式排列。

进一步的，包括设置于隔热罩两侧和底部的蒙皮，所述隔热罩一侧为双层蒙皮；所述双层蒙皮的里层和外层构成防砂余气通道，前端为防砂余气进气口，后端为与外界相连的防砂余气出口。

进一步的，所述防砂余气进气口与隔挡板位于同一平面上。

进一步的，所述冷空气进气口为百叶式。

基于肋片强化换热的多股分流红外抑制器的红外抑制方法，包括如下步骤：

步骤1：涡轮后高温燃气通过多股分流喷管进入混合管，外界冷空气在多股分流喷管的引射作用下，通过冷空气进气口进入集气舱，而后通过混合管的进气口进入混合管，和高温燃气混合降低排气温度，最后通过混合管的出气口排向外界，降低排气红外辐射；

步骤2：旋翼下洗气流自隔热罩上方流入，一部分通过隔热罩的进气口进入混合管和隔热罩之间的空隙，流经肋片进行强迫对流换热，降低混合管表面温度的同时，也有间接降低排气温度作用；另一部分在隔热罩外侧，与肋片进行强迫对流换热，减低隔热罩表面温度；

步骤3：防砂余气通过防砂余气进气口进入双层蒙皮，进一步降低里层蒙皮的表面温度，从而降低抑制器外露表面红外辐射。

有益效果：1、旋翼下洗气流自隔热罩上方流入，一部分进入混合管和隔热罩之间的夹层，通过肋片进行强迫对流换热降低核心区主流温度同时降低混合管表面温度；另一部分流入隔热罩外侧，通过肋片进行强迫对流换热减低隔热罩表面温度。通过两次强迫对流换热，最大程度降低混合管以及隔热罩表面温度，同时也在一定程度上对核心区主流高温气体进行降温。

2、将防砂余气通入双层蒙皮结构，进一步降低蒙皮表面温度，从而降低抑制器表面红外辐射。

附图说明

图1：本发明肋片强化换热的多股分流红外抑制器的结构示意图；(1)为立体图；(2) 为俯视图；(3)为前视图；(4)为后视图；

图2：集气舱结构示意图；(1)为立体图；(2)为俯视图；(3)为后视图；

图3：多股分流喷管结构示意图；(1)为前视立体图；(2)为后视俯视图；(3)为侧视图；(4)为前视图；

图4：混合管+隔热罩示意图；(1)为立体图；(2)为俯视图；(3)为前视图；(4)为后视图；

图5：强化换热腔结构示意图；(1)为侧视图；(2)为立体图；(3)为前视图；

图6：多股分流喷管+混合管+隔热罩结构示意图；(1)为立体图；(2)为侧视图；(3)为俯视图；

其中，附图标记说明如下：

1-集气舱；2-多股分流喷管；3-混合管；4-隔热罩；5-强化换热腔；6-防火墙；7-冷空气进气口；8-隔挡板；9-分流喷管空心支板；10-多股分流喷管进气口；11-多股分流喷管出口；12-混合管进气口；13-混合管出口；14-隔热罩进口；15-隔热罩出口；16-蒙皮； 17-双层蒙皮；18-防砂余气进气口；19-防砂余气出口；20-肋片。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明做更进一步的解释。

请参照图1至图6所示，本发明肋片强化换热的多股分流红外抑制器包括集气舱1、多股分流喷管2、混合管3、隔热罩4、强化换热腔5等结构。

集气舱3，是一个由防火墙6、隔挡板8、侧壁构成的腔体。强化换热腔5是由两侧和底部的蒙皮构成的腔体。防火墙6所处平面中心处有多股分流喷管进气口10，多股分流喷管进气口10为环形。集气舱1上下壁面开有冷空气进气口7；隔挡板8是集气舱1 和强化换热腔5的分界面，上面开有混合管进气口12。多股分流喷管2前段由两个同心圆柱壁面构成，多股分流喷管空心支板9垂直于两圆柱壁面，并把多股分流喷管2分成四个流道，其中左右流道流通面积是上下流道流通面积的2倍；多股分流喷管2后段光滑过渡到多股分流喷管出口11。冷空气进口面积是多股分流喷管进口面积的1.2倍。

混合管3和多股分流喷管2连通，其中多股分流喷管2内侧通道连通混合管3内侧通道，多股分流喷管2上下通道连通混合管3中间通道，多股分流喷管2外侧通道连通混合管3外侧通道；混合管3分成前中后三段，混合管3前段流向与多股分流喷管2后段流向一致。通过中间段过渡到混合管3后段，混合管出口13连通外界大气。与水平面呈45度角的肋片20以叉排的方式自混合管3表面伸出，穿过隔热罩4进入强化换热腔5。隔热罩4包裹在混合管3外侧，隔热罩进气口14与强化换热腔5连通，隔热罩出口15与外界连通。

强化换热腔5和集气舱1相连，上表面无蒙皮结构，方便旋翼下洗气流流入强化换热腔体5内；强化换热腔5的两侧和底部设有蒙皮16，其中一侧为双层蒙皮17，即在蒙皮16的基础上增加一层蒙皮，且两层蒙皮之间留有间隙。蒙皮16的一端固定于隔挡板8。双层蒙皮17前端为防砂余气进气口18，后端为防砂余气出口19，防砂余气进气口18与隔挡板8位于同一平面上，防砂余气出口19与外界相连。旋翼下洗气进入强化换热腔5，一部分进入混合管3和隔热罩4之间的夹层，通过肋片20进行强迫对流换热降低核心区主流温度同时降低混合管3表面温度；另一部分流入强化换热腔5，通过肋片20进行强迫对流换热减低隔热罩4表面温度。通过两次强迫对流换热，最大程度降低混合管3以及隔热罩4表面温度，同时也在一定程度上对核心区主流高温气体进行降温。将防砂余气通入双层蒙皮17，进一步降低蒙皮16表面温度，从而降低抑制器表面红外辐射。

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。

Claims (10)

1.一种肋片强化换热红外抑制器，包括多股分流喷管(2)、及其下游的混合管(3)；其特征在于，所述混合管(3)的外表面设有若干个肋片(20)。

2.根据权利要求1所述的一种肋片强化换热红外抑制器，包括防火墙(6)，所述防火墙(6)与多股分流喷管(2)连接，多股分流喷管(2)的进气口开在防火墙(6)上；其特征在于，还包括侧壁和隔挡板(8)，所述防火墙(6)、侧壁和隔挡板(8)构成将多股分流喷管(2)容置在内的集气舱(1)；所述隔挡板(8)与混合管(3)连接，混合管(3)的进气口开在隔挡板(8)上；所述多股分流喷管(2)的出气口与混合管(3)的进气口连通；所述侧壁开有冷空气进气口(7)，所述冷空气进气口(7)与混合管(3)的进气口连通。

3.根据权利要求2所述的一种肋片强化换热红外抑制器，其特征在于，所述混合管(3)的外侧设有隔热罩(4)，隔热罩(4)与混合管(3)、隔挡板(8)之间均存在空隙。

4.根据权利要求3所述的一种肋片强化换热红外抑制器，其特征在于，所述肋片(20)焊接在混合管(3)外表面,并穿过隔热罩(4)。

5.根据权利要求1所述的一种肋片强化换热红外抑制器，其特征在于，所述肋片(20)与水平面呈45度角，以叉排方式排列。

6.根据权利要求2所述的一种肋片强化换热红外抑制器，包括设置于隔热罩(4)两侧和底部的蒙皮，其特征在于，所述隔热罩(4)一侧为双层蒙皮(17)；所述双层蒙皮(17)的里层和外层构成防砂余气通道，前端为防砂余气进气口(18)，后端为与外界相连的防砂余气出口(19)。

7.根据权利要求6所述的一种肋片强化换热红外抑制器，其特征在于，所述防砂余气进气口(18)与隔挡板(8)位于同一平面上。

8.根据权利要求1-7任一所述的一种肋片强化换热红外抑制器，其特征在于，所述冷空气进气口(7)为百叶式。

9.基于权利要求3所述肋片强化换热红外抑制器的红外抑制方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1：涡轮后高温燃气通过多股分流喷管(2)进入混合管(3)，外界冷空气在多股分流喷管(2)的引射作用下，通过冷空气进气口(7)进入集气舱(1)，而后通过混合管(3)的进气口进入混合管(3)，和高温燃气混合降低排气温度，最后通过混合管(3)的出气口排向外界，降低排气红外辐射；

步骤2：旋翼下洗气流自隔热罩(4)上方流入，一部分通过隔热罩(4)的进气口进入混合管(3)和隔热罩(4)之间的空隙，流经肋片(20)进行强迫对流换热，降低混合管(3)表面温度的同时，也有间接降低排气温度作用；另一部分在隔热罩(4)外侧，与肋片(20)进行强迫对流换热，减低隔热罩(4)表面温度。

10.根据权利要求9所述红外抑制方法，其特征在于，包括如下步骤：所述隔热罩(4)的一侧设置双层蒙皮(17)，所述双层蒙皮(17)的里层和外层构成防砂余气通道，前端为防砂余气进气口(18)，后端为与外界相连的防砂余气出口(19)；防砂余气通过防砂余气进气口(18)进入双层蒙皮(17)，进一步降低里层蒙皮的表面温度，从而降低抑制器外露表面红外辐射。