CN113357043A - 一种分流遮挡式红外抑制器以及红外抑制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种分流遮挡式红外抑制器以及红外抑制方法，包括通入主流的二元引射喷管，二元引射喷管为中空矩形腔体，外侧设有二元混合管，且二元引射喷管外壁面与二元混合管内壁面之间形成矩形环状的中空夹层，为引射夹层；二元混合管内垂直贯穿设有翼形导流挡板和弓形挡板，该翼形导流挡板和弓形挡板顶部形成与外界大气连通的翼形导流挡板引射气流入口和弓形挡板引射气流入口。本发明合理布置弓形挡板冷端壁面大小与位置，对其上游空腔和部件进行遮挡，结构紧凑、流动损失小、能够大幅度降低抑制器整体红外辐射特征。

Description

一种分流遮挡式红外抑制器以及红外抑制方法

技术领域

本发明涉及直升机涡轴发动机排气系统设计与红外抑制技术领域，具体为一种分流遮挡式红外抑制器以及红外抑制方法。

背景技术

对于直升机而言，最大的威胁来自于红外制导防空导弹和空空导弹，由于直升机相对于固定翼战斗机而言速度慢、飞行高度低、机动性较差，一旦被红外制导导弹锁定，极难摆脱。为此，提高降低直升机的隐身性能是尤为重要的，提高武装直升机的隐身性能应从目视隐身、雷达隐身、红外隐身和声学隐身技术等方面考虑，其中红外隐身是最关键与重要的一项技术。

红外辐射特征是武装直升机固有的信号特征，高温的排气喷管和排气尾焰形成的红外辐射源为红外制导武器提供了“天然”的目标，相比于声学与光学隐身难度更大；武装直升机一般飞行高度较低，一般为敌方地面雷达探测的盲区，更应重点考虑红外制导武器对武装直升机的威胁。如何降低直升机的红外辐射信号，让直升机具有更强的红外隐身能力，对于直升机在战场上的生存至关重要。

而对于直升机而言，主要的红外辐射特征来自于直升机发动机尾喷口以及从尾喷口喷出的废弃喷流，其中尾喷口的温度相对较高一些，红外辐射集中于0.76～2.5μm的近红外区段，尾喷口废气喷流的温度相对较低，红外辐射集中于3～5μm的中红外区段。

红外抑制器，就是针对发动机喷口这个最大的红外辐射源，使用相关技术手段进行降温、冷却、遮蔽，从而有效降低红外辐射特征，达到红外隐身目的的一种技术装置。

现有的第一代红外抑制器主要是对抗1-2.6μm波段红外制导武器的威胁，主要原理是通过遮挡高温混合管壁来减少红外辐射特征。虽然这类红外抑制器能在遮挡发动机高温部件的同时降低排气尾焰温度，但由于其引射能力较弱，无法有效降低排气尾焰温度，使其对3-5μm波段的抑制效果较差。第二代红外抑制器主要对抗3-5μm波段红外制导武器的威胁，需要同时降低排气尾焰温度与高温部件壁面温度。主要原理是通过排气动能抽吸环境冷气对高温热气进行掺混冷却，但其引射方式单一，对主流核心区降温能力不足，喷管出口壁面温度相对较高。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提供一种用于直升机涡轴发动机排气系统的红外抑制器及其红外抑制方法，内部的翼形导流挡板两侧开缝，更好地利用左侧的动能，且弓形挡板冷端壁面将内部高温热腔全部遮挡，大幅降低了喷管的红外辐射特征，结构紧凑、流动损失小、降低排气系统红外辐射。

一种分流遮挡式红外抑制器以及红外抑制方法，包括二元引射喷管、二元混合管、翼形导流挡板和弓形挡板；二元引射喷管为中空矩形腔体，主流通入该二元引射喷管内；二元引射喷管设于二元混合管中，且该二元混合管内壁面与二元引射喷管外壁面之间形成矩形环状的中空夹层，为引射夹层；翼形导流挡板和弓形挡板沿垂直于主流入射的方向贯穿设于二元混合管内；该翼形导流挡板和弓形挡板顶部形成与外界大气连通的翼形导流挡板引射气流入口和弓形挡板引射气流入口。

作为优选，二元混合管入口段为矩形体，在其宽边侧沿气体流动方向呈横截面面积扩张，而后是一段保持面积不变的直段。

作为优选，翼形导流挡板对称分布；翼形导流挡板包括翼形导流挡板热端壁面和翼形导流挡板冷端壁面；翼形导流挡板热端壁面正对高温来流，翼形导流挡板冷端壁面为可视壁面暴露在环境大气中；翼形导流挡板热端壁面与翼形导流挡板冷端壁面之间形成三条狭缝。

作为优选，弓形挡板包括三层壁面，分别为弓形挡板热端壁面、弓形挡板中间层壁面和弓形挡板冷端壁面，弓形挡板直接接触主流的一侧壁面称为弓形挡板热端壁面，中间层壁面称为弓形挡板中间层壁面，最外层壁面称为弓形挡板冷端壁面。弓形挡板由三层壁面构成，三层壁面之间共形成四条狭缝。

作为优选，翼形导流挡板引射气流入口呈机翼形状，弓形挡板引射气流入口呈弓形，设于翼形导流挡板引射气流入口的气体流动方向的下风向处，并沿二元混合管的中心线对称。

作为优选，弓形挡板冷端壁面尾缘、翼形导流挡板冷端壁面尾缘和二元引射喷管的延伸线均在一条直线上，弓形挡板冷端壁面将弓形挡板热端壁面、翼形导流挡板与二元引射喷管高温部件全部遮挡，以降低喷管的红外辐射特征。

本发明还提供一种分流遮挡式红外抑制器的红外抑制方法，

步骤一：利用涡轮后高温燃气动量抽吸环境冷气，环境冷气通过二元混合管与二元引射喷管之间的引射夹层进入二元混合管内，并在二元混合管表面形成一层冷却气膜，大幅降低二元混合管的管壁面温度。

步骤二：航空发动机尾部出口与二元引射喷管相接，主流从航空发动机尾部出口流出并流入二元引射喷管，流经翼形导流挡板与弓形挡板，在加速流动过程中形成二元混合管内部和外界环境的压差，使得环境冷气通过翼形导流挡板引射气流入口和弓形挡板引射气流入口引射到翼形导流挡板与弓形挡板内部，并从翼形导流挡板与弓形挡板侧面的狭缝流入二元混合管内部，降低翼形导流挡板与弓形挡板组件表面温度，同时降低核心区主流温度，使主流降温后从二元混合管的尾端流出红外抑制器。

步骤三：弓形挡板冷端壁面尾缘、翼形导流挡板冷端壁面尾缘和二元引射喷管矩形体宽边的延伸线均在一条直线上，弓形挡板冷端壁面将弓形挡板热端壁面、翼形导流挡板与二元引射喷管等高温部件全部遮挡，以降低喷管的红外辐射特征。

有益效果：

(1)本发明公开的红外抑制器通过二元引射喷管、翼形导流挡板和弓形挡板引射气流，在二元混合管表面形成一层冷却气膜，最大程度降低混合管壁面温度；

(2)本发明公开的红外抑制器结构合理，翼形导流挡板与弓形挡板可以独立抽吸环境冷气，冷却排气尾焰温度和挡板表面温度；

(3)本发明公开的红外抑制器通过多角度，多级引射环境冷气降低各部件温度，同时对核心区主流高温气体进行降温，极大降低了喷管的红外辐射特征；

(4)从红外抑制器的尾端观察，弓形挡板冷端壁面将弓形挡板热端壁面、翼形导流挡板与二元引射喷管高温部件全部遮挡，以降低喷管的红外辐射特征。

附图说明

图1为本发明一个实施例的分流遮挡式红外抑制器整体示意图；

图2为本发明一个实施例的二元混合管示意图；

图3为本发明一个实施例的二元引射喷管示意图；

图4为本发明一个实施例的翼形导流挡板示意图；

图5为本发明一个实施例的弓形挡板示意图；

图6为本发明一个实施例的分流遮挡式红外抑制器尾向视角示意图；

图7为本发明一个实施例的分流遮挡式红外抑制器横截面二维示意图；

图8为本发明一个实施例的分流遮挡式红外抑制器整体剖面示意图；

图9为本发明一个实施例的翼形导流挡板、弓形挡板原理示意图。

附图标记：1二元引射喷管、2二元混合管、3翼形导流挡板引射气流入口、4弓形挡板引射气流入口、5翼形导流挡板热端壁面、6翼形导流挡板冷端壁面、7弓形挡板热端壁面、8弓形挡板中间层壁面、9弓形挡板冷端壁面、10翼形导流挡板、11弓形挡板。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明公开了一种适用于涡轴发动机排气系统的分流遮挡式红外抑制器以及红外抑制方法，通过合理布置弓形挡板冷端壁面大小与位置，降低抑制器整体红外辐射特征。

如图1所示，为分流遮挡式红外抑制器整体示意图；如图2所示，为二元混合管示意图；如图3所示，为二元引射喷管示意图。结合图1至图3，一种分流遮挡式红外抑制器，包括二元引射喷管1、二元混合管2、翼形导流挡板热端壁面5、翼形导流挡板冷端壁面6、弓形挡板热端壁面7、弓形挡板中间层壁面8、弓形挡板冷端壁面9，翼形导流挡板10和弓形挡板11。二元引射喷管1为中空矩形腔体，二元引射喷管1置于二元混合管2内，且二元引射喷管1的外壁面与二元混合管2的内避免形成矩形环状的中空夹层，为引射夹层，引射夹层为红外抑制器的环境冷气入口。二元混合管2入口段为矩形段，在其宽边侧沿流动方向呈现横截面面积扩张，而后是一段保持面积不变的直段。二元混合管2贯穿设有翼形导流挡板10和弓形挡板11，翼形导流挡板10和弓形挡板11顶部形成与外界大气连通的翼形导流挡板引射气流入口3和弓形挡板引射气流入口4。翼形导流挡板引射气流入口3呈机翼形状，并沿二元混合管2的中心线对称分布，弓形挡板引射气流入口4呈弓形，设于翼形导流挡板引射气流入口3的气体流动方向的下风向处，并沿二元混合管2的中心线对称。

如图4所示，为翼形导流挡板10示意图。翼形导流挡板10由翼形导流挡板热端壁面5和翼形导流挡板冷端壁面6构成。翼形导流挡板热端壁面5正对高温来流，翼形导流挡板热端壁面5与翼形导流挡板冷端壁面6之间形成三条狭缝。如图5所示，为弓形挡板11示意图。弓形挡板11由弓形挡板热端壁面7、弓形挡板中间层壁面8和弓形挡板冷端壁面9构成。弓形挡板热端壁面7正对高温来流，中间层壁面称为弓形挡板中间层壁面8，最外层壁面称为弓形挡板冷端壁面9。弓形挡板引射气流入口4呈弓形，设于翼形导流挡板引射气流入口3的气体流动方向的下风向处，并沿二元混合管2的中心线对称；弓形挡板11由三层壁面构成，三层壁面之间共形成四条狭缝。如图6所示，为分流遮挡式红外抑制器尾向视角示意图。弓形挡板冷端壁面9尾缘、翼形导流挡板冷端壁面6尾缘和二元引射喷管1宽边的延伸线均在一条直线上。弓形挡板冷端壁面9将弓形挡板热端壁面7、翼形导流挡板10与二元引射喷管1高温部件全部遮挡，以降低喷管的红外辐射特征。

如图7所示，为分流遮挡式红外抑制器横截面二维示意图；如图8所示，分流遮挡式红外抑制器整体剖面示意图；如图9所示，为翼形导流挡板10、弓形挡板11原理示意图。图中实线箭头表示高温排气，虚线箭头表示引射的环境冷气。结合图7至图9，本发明还公开了红外抑制器的红外抑制方法，步骤一：利用涡轮后高温燃气动量抽吸环境冷气，环境冷气通过二元混合管2与二元引射喷管1之间的引射夹层进入二元混合管2内，并在二元混合管2表面形成一层冷却气膜，大幅降低二元混合管2的管壁面温度。

步骤二：航空发动机尾部出口与二元引射喷管1相接，主流从航空发动机尾部出口流出并流入二元引射喷管1，流经翼形导流挡板10与弓形挡板11，在加速流动过程中形成二元混合管2内部和外界环境的压差，使得环境冷气通过翼形导流挡板引射气流入口3和弓形挡板引射气流入口4引射到翼形导流挡板10与弓形挡板11内部，并从翼形导流挡板10与弓形挡板11侧面的狭缝流入二元混合管2内部，降低翼形导流挡板10与弓形挡板11表面温度，同时降低核心区主流温度，使主流降温后从二元混合管2的尾端流出红外抑制器。具体来说，主流流经弓形挡板11与翼形导流挡板10时加速流动，在弓形挡板11与翼形导流挡板10表面形成了局部低压区，为引射环境冷气提供了必要条件，因此在弓形挡板11与翼形导流挡板10开设狭缝，狭缝位置处于弓形挡板11与翼形导流挡板10表面局部低压区附近，压差越大引射的环境冷气量也就越多。弓形挡板11引射入口面积较大，引射环境冷气较多，弓形挡板11侧面开设多个狭缝可以更好的利用弓形挡板空腔内的冷气，加强主流与次流掺混。同理，翼形导流挡板10两侧同时开缝可以较好地利用翼形导流挡板10两侧动能，最大程度的加强主次流掺混。

翼形导流挡板10引射入口与弓形挡板11引射入口暴露在大气环境中，翼形导流挡板热端壁面5为翼形导流挡板冷端壁面6隔绝了大部分热量，同时狭缝引射环境冷气大幅降低了壁面温度，使暴露在大气中的翼形导流挡板冷端壁面6温度较低，弓形挡板11原理类似。

步骤三，形挡板冷端壁面9将弓形挡板热端壁面7、翼形导流挡板10与二元引射喷管1等高温部件全部遮挡，以降低喷管的红外辐射特征。由于弓形挡板冷端壁面9尾缘、翼形导流挡板冷端壁面6尾缘和二元引射喷管1沿尾向观察均在一条直线上，弓形挡板冷端壁面9将弓形挡板热端壁面7、翼形导流挡板10与二元引射喷管1等高温部件全部遮挡，大幅降低了喷管的红外辐射特征，实现了本发明的技术效果。

最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种分流遮挡式红外抑制器，其特征在于：包括二元引射喷管(1)、二元混合管(2)、翼形导流挡板(10)和弓形挡板(11)；所述二元引射喷管(1)为中空矩形腔体，主流通入该二元引射喷管(1)内；所述二元引射喷管(1)设于所述二元混合管(2)中，且该二元混合管(2)内壁面与二元引射喷管(1)外壁面之间形成矩形环状的中空夹层，为引射夹层；所述翼形导流挡板(10)和弓形挡板(11)沿垂直于主流入射的方向贯穿设于二元混合管(2)内；该翼形导流挡板(10)和弓形挡板(11)顶部形成与外界大气连通的翼形导流挡板引射气流入口(3)和弓形挡板引射气流入口(4)。

2.根据权利要求1所述的分流遮挡式红外抑制器，其特征在于：所述二元混合管(2)入口段为矩形体，在其宽边侧沿气体流动方向呈横截面面积扩张，而后是一段保持面积不变的直段。

3.根据权利要求2所述的分流遮挡式红外抑制器，其特征在于：所述翼形导流挡板(10)对称分布；所述翼形导流挡板(10)包括翼形导流挡板热端壁面(5)和翼形导流挡板冷端壁面(6)；所述翼形导流挡板热端壁面(5)正对高温来流，所述翼形导流挡板冷端壁面(6)为可视壁面暴露在环境大气中；翼形导流挡板热端壁面(5)与翼形导流挡板冷端壁面(6)之间形成三条狭缝。

4.根据权利要求3所述的分流遮挡式红外抑制器，其特征在于：所述弓形挡板(11)包括三层壁面，分别为弓形挡板热端壁面(7)、弓形挡板中间层壁面(8)和弓形挡板冷端壁面(9)；弓形挡板热端壁面(7)正对高温来流，中间层壁面为弓形挡板中间层壁面(8)，最外层壁面为弓形挡板冷端壁面(9)；三层壁面之间共形成四条狭缝。

5.根据权利要求1或4所述的分流遮挡式红外抑制器，其特征在于：所述翼形导流挡板引射气流入口(3)呈机翼形状，所述弓形挡板引射气流入口(4)呈弓形，设于所述翼形导流挡板引射气流入口(3)的气体流动方向的下风向处，并沿二元混合管(2)的中心线对称。

6.根据权利要求5所述的分流遮挡式红外抑制器，其特征在于：所述弓形挡板冷端壁面(9)尾缘、翼形导流挡板冷端壁面(6)尾缘和二元引射喷管(1)矩形体宽边的延伸线均在一条直线上，弓形挡板冷端壁面(9)将弓形挡板热端壁面(7)、翼形导流挡板(10)与二元引射喷管(1)等高温部件全部遮挡，以降低喷管的红外辐射特征。

7.基于权利要求6所述的分流遮挡式红外抑制器的红外抑制方法，其特征在于：

步骤一：利用涡轮后高温燃气动量抽吸环境冷气，环境冷气通过二元混合管(2)与二元引射喷管(1)之间的引射夹层进入二元混合管(2)内，并在二元混合管(2)表面形成一层冷却气膜，大幅降低二元混合管(2)的管壁面温度；

步骤二：航空发动机尾部出口与二元引射喷管(1)相接，主流从航空发动机尾部出口流出并流入二元引射喷管(1)内，流经翼形导流挡板(10)与弓形挡板(11)，在加速流动过程中形成二元混合管(2)内部和外界环境的压差，使得环境冷气通过翼形导流挡板引射气流入口(3)和弓形挡板引射气流入口(4)引射到翼形导流挡板(10)与弓形挡板(11)内部，并从翼形导流挡板(10)与弓形挡板(11)侧面的狭缝流入二元混合管(2)内部，降低翼形导流挡板(10)与弓形挡板(11)组件表面温度，同时降低核心区主流温度，使主流降温后从二元混合管(2)的尾端流出红外抑制器；

步骤三：弓形挡板冷端壁面(9)尾缘、翼形导流挡板冷端壁面(6)尾缘和二元引射喷管(1)矩形体宽边的延伸线均在一条直线上，弓形挡板冷端壁面(9)将弓形挡板热端壁面(7)、翼形导流挡板(10)与二元引射喷管(1)等高温部件全部遮挡，以降低喷管的红外辐射特征。

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