CN116696519A - 一种红外抑制器及红外抑制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种红外抑制器及红外抑制方法，包括弯曲喷管和弯曲混合管。弯曲喷管由内层喷管、外层喷管、中心管、导叶支板组成，通过导叶支板、中心管分别引入舱内冷气、涡轮冷却后余气，并由内层喷管和外层喷管形成引气通道和主、次流的混合室，对高温排气和喷管进行一次引射掺混冷却。弯曲混合管由混合管弯曲段、翼型导叶、混合管扩压段组成；通过弯曲喷管与混合管弯曲段的间隙引入舱内冷气，通过翼型导叶气膜冷却孔引入环境冷气，对排气进行导流及二次引射掺混冷却。各级扩压段间保持引射间隙，引射环境冷气与热气掺混，对排气进行三次引射掺混冷却，同时对自身壁面进行冷却。本发明适用于后输出轴涡轴发动机，能够有效降低排气系统红外辐射。
Description
技术领域
本发明涉及一种红外抑制器及红外抑制方法，属于航空发动机排气系统设计与红外抑制技术领域。
背景技术
直升机由于其独特的飞行特点，主要在低空、超低空活动，不仅可以对地面及超低空目标实施精准打击，也可以用于执行紧急运输、空中预警等重要军事活动，是联接陆、海、空战场的重要枢纽，在现代战场上发挥重要作用。随着红外探测和制导水平的提高，以及高性能发动机涡轮前温度的提高，使得采用热动力推进系统的直升机受到的红外威胁越来越严重。直升机本身不具备通过战术机动规避导弹攻击的能力，只有降低自身的红外特征信号，才能提高在战场上的存活率。
降低排气系统的红外辐射强度可显著降低直升机的可探测信号特征，增强直升机的隐身能力。目前直升机排气系统的红外辐射抑制普遍采用引射混合器。与固定翼飞机相比，直升机不需要采用涡轴发动机的排气速度来产生推力，所以可以充分利用排气的气流所具有的动能引射冷空气进行掺混，引射式红外抑制器泵抽的冷气与发动机的热排气充分混合，迅速冲淡、冷却高温燃气气流和喷管出口壁面，从而有效地抑制其红外辐射。目前对直升机涡轴发动机用引射式红外抑制器的研究，集中在轴对称波瓣喷管+弯曲混合管的结构方案，该结构形式可适用于直升机动力布局为涡轴发动机动力涡轮输出轴前输出的形式，波瓣喷管具有诱发轴向阵列漩涡的特征，引射-混合性能优越。对于动力涡轮后输出涡轴发动机在直升机的布局，由于尾喷管需要穿过动力涡轮轴向一侧排气，则尾喷管有很大的偏转角度。
为满足直升机红外抑制的要求，混合管长度至少为喷口直径的2到5倍以上，若参考现有的红外抑制器结构形式，沿尾喷管出口方向延伸布置混合管，则混合管在直升机上向外延伸过长。由于直升机上空间布局约束，此种形式红外抑制器不具备可实现性。因此，对于涡轴发动机动力涡轮输出轴后输出形式布局的引射式红外抑制器需要采取不同的结构形式，解决该技术难题。
发明内容
本发明提供一种适用于后输出轴涡轴发动机的弯曲喷管引射式红外抑制器及红外抑制方法，能够有效降低排气系统红外辐射，满足直升机红外抑制的要求。中心穿管式双层弯曲喷管，导叶支板和中心管形成各自的引射通道，内外层喷管形成引气通道和主、次流的混合室，对高温排气和喷管进行冷却；带翼型导叶和多级扩压的弯曲混合管，中空带气膜冷却翼型导叶结构和多级扩压段结构形成各自的引射通道，引射冷气与热气掺混，逐级降低排气温度，同时对自身壁面进行冷却。
实现上述目的的技术方案是：
一种红外抑制器，包括弯曲喷管(1)和弯曲混合管(2)；弯曲喷管(1)的入口和出口分别连通涡轮排气机匣的出口、弯曲混合管(2)的入口；弯曲混合管(2)的入口还设置引射掺混通道(6)，引射冷气并和弯曲喷管(1)出口喷出的气流混合。
进一步的，所述弯曲喷管(1)包括内层喷管(11)、外层喷管(12)、中心管(13)、若干个导叶支板(14)；内层喷管(11)的喷管进口(3)连通涡轮排气机匣的出口；中心管(13)在涡轴发动机动力涡轮承力筒(9)的外侧，其进口连通涡轮机匣内机匣出口，其轴向布置气膜冷却孔；导叶支板(14)为中空带气膜孔冷却结构，其两端分别连通内层喷管(11)和外层喷管(12)之间的间隙S1形成的引气通道(5)和中心管(13)，其侧壁布置气膜冷却孔。
进一步的，所述中心管(13)在前端引入涡轮冷却后的余气，中心管(13)沿轴向均布布置多排气膜冷却孔，上下侧气膜孔开孔角度相反，气膜孔的轴向与所在位置的支板壁面之间的夹角为0～α，气膜冷却孔为圆形、椭圆形、扇形或异形孔。
导叶支板和中心管形成各自的引射通道，内外层喷管形成引气通道和主、次流的混合室，对高温排气和喷管进行冷却。
进一步的，所述内层喷管(11)和外层喷管(12)均向侧向弯曲一定锐角α，沿流道中心线形成渐缩型型面，弯曲角度α不大于90度；外层喷管(12)出口相对于内层喷管(11)向后延伸一定距离ΔL，形成引气通道和主、次流的混合室，ΔL长度不大于弯曲喷管(11)总长度L1的1/5。
进一步的，所述弯曲混合管(2)包括混合管弯曲段(21)和混合管扩压段(23)；混合管弯曲段(21)的入口与弯曲喷管(1)的出口之间的间隙S2形成引射掺混通道(6)；混合管弯曲段(21)的出口与混合管扩压段(23)的入口连通；混合管弯曲段(21)沿流道中心线形成渐扩型型面，弯曲角度与弯曲喷管(1)角度相同，弯曲方向相反。
进一步的，所述混合管扩压段(23)为多级扩压结构，各级扩压段的入口分别与其上级管段的出口之间设置引射间隙S3，以形成引射通道；所述混合管扩压段(23)与发动机轴线保持夹角β，以使燃气向侧向排出。侧向夹角β小于15度；各级扩压段间保持引射间隙S3；混合管扩压段(23)总轴向长度L2为红外抑制器总长度L的1/3～2/5。
进一步的，所述混合管弯曲段(21)的内壁面上设置翼型导叶(22)，为中空带气膜冷却结构；翼型导叶(22)的两端开口，其侧壁布置气膜冷却孔，气膜冷却孔的轴向与所在位置的支板壁面之间的夹角为0～α，气膜冷却孔为圆形、椭圆形、扇形或异形孔。翼型导叶(22)的两端处的所述内壁面上开孔，开孔形状与导叶截面形状一样。冷气经开孔从翼型导叶(22)的两端进入，通过翼型导叶(22)侧壁的气膜冷却孔与弯曲混合段(21)内热气掺混。
带翼型导叶和多级扩压的弯曲混合管，中空带气膜冷却结构和多级扩压结构形成各自的引射通道，引射冷气与热气掺混，逐级降低排气温度，同时对自身壁面进行冷却。
进一步的，所述翼型导叶(22)包括外侧翼型导叶(221)和内侧翼型导叶(222)，外侧翼型导叶(221)和内侧翼型导叶(222)的前缘圆心的连线与弯曲喷管(1)出口截面平行，起始位置为与弯曲喷管(1)保持距离H1；外侧翼型导叶(221)和内侧翼型导叶(222)的尾缘圆心的连线与弯曲混合段(21)出口截面平行，起始位置为与弯曲混合段(21)保持距离H2；H1和H2均不大于混合管弯曲段(21)中心线弦长的1/3。
进一步的，所述弯曲喷管(1)总长度L1与喷管入口(3)直径之比为1.3～2.0之间，弯曲喷管出口(4)宽高比为1.5～3之间；弯曲喷管(1)和弯曲混合管(2)的轴向长度比为0.3～0.5之间，弯曲喷管(1)和弯曲混合管(2)的纵向偏距与对应的喷管段长度比为0.4～0.8。
进一步的，所述导叶支板(14)的支板叶型弯曲角度小于30°，左右两侧导叶支板为对称结构，弯曲角度相反；气膜冷却孔沿支板径向均匀布置多排，气膜孔的轴向与所在位置的支板壁面之间的夹角为0～90°，气膜冷却孔为圆形、椭圆形、扇形或异形孔。支板数量为4～8个。
本发明还提供一种红外抑制方法，步骤如下：
步骤一：直升机涡轴发动机工作后产生的高温燃气经弯曲喷管进口(3)进入，利用内层喷管(11)中的燃气动能抽吸，将内层喷管(11)和外层喷管(12)夹层内的冷气通过导叶支板(14)的冷气孔进入内层喷管(11)，以及将涡轮冷却后的余气通过中心管(13)和导叶支板(14)的冷气孔进入内层喷管(11)，进入内层喷管(11)的冷气与高温燃气掺混降温，从而降低燃气温度和喷管壁面辐射；内层喷管(11)与外层喷管(12)形成引气通道和主、次流的混合室，在内层喷管(11)出口抽吸夹层内的冷却气流流动，在混合室与高温燃气进行掺混，进一步降低排气温度，并冷却外层喷管(12)的壁面温度，减少弯曲喷管的热辐射。
步骤二：高温燃气在弯曲喷管(1)出口经一次引射掺混后排出，利用其动能抽吸，将舱内冷气通过弯曲喷管(1)与弯曲混合管(2)之间的间隙进入弯曲混合段(21)进行掺混降温；利用其与外界空气的压力差，将环境冷气通过翼型导叶(22)的冷气孔抽吸进入弯曲混合段(21)进行掺混降温；
步骤三：高温燃气从弯曲混合段(21)的出口经二次引射掺混后排出，利用其动能抽吸，将环境冷气通过弯曲混合段(21)与混合管扩压段(23)之间的间隙进入混合管扩压段(23)进行掺混降温；混合管扩压段(23)各级扩压段间保持引射间隙，形成引射通道，引射环境冷气与热气掺混，逐级降低排气温度，对排气进行三次引射掺混冷却，同时对自身壁面进行冷却；混合管扩压段(23)与发动机轴线保持一定夹角β，以使燃气向侧向排出，远离机身蒙皮，减少对机身蒙皮的加热。
有益效果：
(1)本发明公开的弯曲喷管红外抑制器结构简单、紧凑，解决了动力涡轮轴后输出结构形式的涡轴发动机在直升机上的红外抑制难题，填补了国内动力涡轮后输出涡轴发动机用红外抑制器的空白。
(2)本发明公开的红外抑制器通过多角度、多级分别引射舱内冷气、涡轮冷却后余气、环境冷气，降低各部件温度，同时对核心区主流高温燃气进行降温，极大降低了喷管的红外辐射特征。
(3)本发明公开的红外抑制器通过导叶支板、中心管分别引入舱内冷气、涡轮冷却后余气，并由内层喷管和外层喷管形成引气通道和主、次流的混合室，对高温排气和喷管进行一次引射掺混冷却。
(4)本发明公开的红外抑制器通过翼型导叶气膜冷却孔引入环境冷气，对排气进行导流及二次引射掺混冷却；翼型导叶可有效减小排气损失，并有效提高高温排气与引射冷却气流之间的掺混混匀程度。
(5)本发明公开的红外抑制器混合管扩压段与发动机轴线保持一定夹角，以使燃气向侧向排气出，远离机身蒙皮，减少对机身蒙皮的加热。
(6)本发明公开的红外抑制器多级扩压段引射冷气与混合热排气进行掺混，进一步降低尾流温度，并有效降低外露部件的壁面温度。
(7)本发明公开的红外抑制器弯曲喷管和弯曲混合管两者结合在一起形成S形通道，可实现对涡轮热端部件的遮挡，以降低涡轮的高温部件的红外辐射。
附图说明
图1为本发明一个实施例的弯曲喷管引射式红外抑制器的整体示意图。
图2为本发明一个实施例的弯曲喷管引射式红外抑制器侧视图。
图3为本发明一个实施例的弯曲喷管示意图。
图4为本发明一个实施例的弯曲混合管示意图。
图5为本发明一个实施例的弯曲喷管引射式红外抑制器的流线示意图。
其中，1为弯曲喷管，2为弯曲混合管，3为喷管进口，4为喷管出口，5为引气流道，6为引射掺混通道，7为混合管环形进口，8为混合管出口，9为动力涡轮轴承力筒，11为内层喷管，12为外层喷管，13为中心管，14为导叶支板，21为混合管弯曲段，22为翼型导叶(221为外侧翼型导叶，222为内侧翼型导叶)，23为混合管扩压段，α为喷管弯曲角度，β为扩压器偏斜角度，S1为内外层喷管间引射间隙，S2为弯曲喷管与弯曲混合管间引射间隙，S3为扩压器引射间隙，ΔL为内外层喷管间长度差，L为红外抑制器轴向总长度，L1为弯曲喷管轴向长度，L2为混合管扩压段轴向长度，H为红外抑制器总高度，H1为导叶前缘圆心的连线与弯曲喷管出口截面的距离，H2为导叶尾缘圆心的连线与弯曲喷管出口截面的距离。
具体实施方式
本发明提供一种弯曲喷管引射式红外抑制器，为使本发明的目的、技术方案及效果更清楚明确，下面将结合本发明实施例中的附图，举实施例对本发明进行更加详尽的描述。应当指出此处所描述的具体实施例仅用于解释本发明，并不用于限定本发明。
参照图1至图4所示，本发明一种弯曲喷管引射式红外抑制器，包括弯曲喷管1和弯曲混合管2，弯曲喷管1和弯曲混合管2两者结合在一起形成S形通道，弯曲喷管1和弯曲混合管2的轴向长度比为0.3～0.5之间，弯曲喷管1和弯曲混合管2的纵向偏距与对应的喷管段长度比为0.4～0.8。弯曲喷管1入口为高温燃气入口，提供发动机排气通道，满足排气要求。弯曲混合管2进口段与弯曲喷管1之间保持一定的间隙S2，形成引射掺混通道6，引射冷气并和喷管喷出的高速气流进行混合，降低喷管的出口温度和壁面温度。
中心穿管式双层弯曲喷管1的内层喷管11入口3为环形入口，出口4为二元出口，弯曲喷管1总长度L1与喷管入口3直径之比为1.3～2.0之间，弯曲喷管出口4宽高比为1.5～3之间；内层喷管11向侧向弯曲一定锐角，沿流道中心线形成渐缩型型面，渐缩型型面以减小喷管出口面积，以提高排气引射性能，弯曲角度α根据飞行平台安装接口和发动机性能要求确定，弯曲角度α不大于90度；外层喷管12与内层喷管11保持相同的弯曲角α，两者之间保持恒定的间隙S1，形成引气通道5；外层喷管12出口相对于内层喷管11向后延伸一定距离ΔL，形成主、次流的混合室，ΔL长度不大于弯曲喷管11总长度L1的1/5。
导叶支板14为中空带气膜孔冷却结构，连接内层喷管11和中心管13，并提供冷却通道，导叶数量为4～8个，导叶叶型弯曲角度γ小于30度，左右两侧导叶支板为对称结构，弯曲角度相反；气膜冷却孔沿支板径向均匀布置多排，气膜孔的轴向与所在位置的支板壁面之间的夹角为0～90°，气膜冷却孔为圆形、椭圆形、扇形或异形孔。
中心管13使内层喷管11、外层喷管12与涡轴发动机动力涡轮承力筒9隔开，与内层喷管11一起形成弯曲喷管1的流道型面，中心管13内在前端引入涡轮冷却后的余气，涡轮冷却后的余气通过冷却孔进入内层喷管与高温燃气掺混降温；中心管13沿轴向均布布置多排气膜冷却孔，上下侧气膜孔开孔角度相反，气膜孔的轴向与所在位置的支板壁面之间的夹角为0～α，气膜冷却孔为圆形、椭圆形、扇形或异形孔。
带翼型导叶和多级扩压的弯曲混合管2兼具混合段、扩压段的功能，弯曲混合管进口为弯曲混合管2与弯曲喷管1间形成的环形进口7，出口为二元出口8。混合管弯曲段21沿流道中心线形成渐扩型型面，弯曲角度与弯曲喷管角度α相同，弯曲方向相反。
翼型导叶22对弯曲喷管1出口气流进行导流，减小流动分离，降低流动损失。外侧翼型导叶221和内侧翼型导叶222均为中空带气膜冷却结构，冷气从导叶两端进入，通过气膜孔与弯曲混合段21内热气掺混，对排气温度进行冷却。翼型导叶可有效减小排气损失，并有效提高高温排气与引射冷却气流之间的掺混混匀程度。对翼型导叶22的起始位置进行限定，外侧翼型导叶221和内侧翼型导叶222的前缘圆心的连线与弯曲喷管1出口截面平行，起始位置为与弯曲喷管1保持距离H1。外侧翼型导叶221和内侧翼型导叶222的尾缘圆心的连线与弯曲混合段21出口截面平行，起始位置为与弯曲混合段21保持距离H2。H1和H2均不大于混合管弯曲段21中心线弦长的1/3。
混合管扩压段23为多级扩压结构，与发动机轴线保持夹角β，以使燃气向侧向排出，远离机身蒙皮，减少对机身蒙皮的加热；侧向夹角β小于15度，混合管扩压段23总轴向长度L2为红外抑制器总长度L的1/3～2/5，以使直升机外廓尺寸不会增大太多，同时可以减少红外抑制器的重量。各级扩压段间保持引射间隙S3，以形成引射通道，引射冷气与热气掺混，逐级降低排气温度，同时对自身壁面进行冷却。多级扩压段引射冷气与混合热排气进行掺混，进一步降低尾流温度，并有效降低外露部件的壁面温度。
弯曲喷管通过卡箍或螺栓与发动机涡轮机匣连接，弯曲混合管部分需设计支架与直升机机身通过螺栓连接，中心管是与涡轮机匣内机匣壁搭接，外层喷管通过支架固定在内层喷管上。翼形导叶焊接在混合管内壁面上。
以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非用于限定本发明。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，还可以做出若干改进，这些改进应视为本发明的保护范围。
Claims (10)
1.一种红外抑制器，其特征在于，包括弯曲喷管(1)和弯曲混合管(2)；弯曲喷管(1)的入口和出口分别连通涡轮排气机匣的出口、弯曲混合管(2)的入口；弯曲混合管(2)的入口还设置引射掺混通道(6)，引射冷气并和弯曲喷管(1)出口喷出的气流混合。
2.根据权利要求1所述的一种红外抑制器，其特征在于，所述弯曲喷管(1)包括内层喷管(11)、外层喷管(12)、中心管(13)、若干个导叶支板(14)；内层喷管(11)的喷管进口(3)连通涡轮排气机匣的出口；中心管(13)在涡轴发动机动力涡轮承力筒(9)的外侧，其进口连通涡轮机匣内机匣出口，其轴向布置气膜冷却孔；导叶支板(14)为中空带气膜孔冷却结构，其两端分别连通内层喷管(11)和外层喷管(12)之间的间隙S1形成的引气通道(5)和中心管(13)，其侧壁布置气膜冷却孔。
3.根据权利要求2所述的一种红外抑制器，其特征在于，所述内层喷管(11)和外层喷管(12)均向侧向弯曲，沿流道中心线形成渐缩型型面；外层喷管(12)出口相对于内层喷管(11)向后延伸一定距离ΔL。
4.根据权利要求1所述的一种红外抑制器，其特征在于，所述弯曲混合管(2)包括混合管弯曲段(21)和混合管扩压段(23)；混合管弯曲段(21)的入口与弯曲喷管(1)的出口之间的间隙S2形成引射掺混通道(6)；混合管弯曲段(21)的出口与混合管扩压段(23)的入口连通；混合管弯曲段(21)沿流道中心线形成渐扩型型面，弯曲角度与弯曲喷管(1)角度相同，弯曲方向相反。
5.根据权利要求4所述的一种红外抑制器，其特征在于，所述混合管扩压段(23)为多级扩压结构，各级扩压段的入口分别与其上级管段的出口之间设置引射间隙S3，形成引射通道；所述混合管扩压段(23)与发动机轴线保持夹角β，以使燃气向侧向排出。
6.根据权利要求4所述的一种红外抑制器，其特征在于，所述混合管弯曲段(21)的内壁面上设置中空带气膜冷却结构的翼型导叶(22)，翼型导叶(22)的两端开口，其侧壁布置气膜冷却孔，翼型导叶(22)的两端处的所述内壁面上开孔，冷气经开孔从翼型导叶(22)的两端进入，通过翼型导叶(22)侧壁的气膜冷却孔与弯曲混合段(21)内热气掺混。
7.根据权利要求6所述的一种红外抑制器，其特征在于，所述翼型导叶(22)包括外侧翼型导叶(221)和内侧翼型导叶(222)，外侧翼型导叶(221)和内侧翼型导叶(222)的前缘圆心的连线与弯曲喷管(1)出口截面平行，起始位置为与弯曲喷管(1)保持距离H1；外侧翼型导叶(221)和内侧翼型导叶(222)的尾缘圆心的连线与弯曲混合段(21)出口截面平行，起始位置为与弯曲混合段(21)保持距离H2；H1和H2均不大于混合管弯曲段(21)中心线弦长的1/3。
8.根据权利要求1所述的一种红外抑制器，其特征在于，所述弯曲喷管(1)总长度L1与喷管入口(3)直径之比为1.3～2.0之间，弯曲喷管出口(4)宽高比为1.5～3之间；弯曲喷管(1)和弯曲混合管(2)的轴向长度比为0.3～0.5之间，弯曲喷管(1)和弯曲混合管(2)的纵向偏距与对应的喷管段长度比为0.4～0.8。
9.根据权利要求2所述的一种红外抑制器，其特征在于，所述导叶支板(14)的支板叶型弯曲角度小于30°，左右两侧导叶支板为对称结构，弯曲角度相反；气膜冷却孔沿支板径向均匀布置多排，气膜孔的轴向与所在位置的支板壁面之间的夹角为0～90°，气膜冷却孔为圆形、椭圆形、扇形或异形孔。
10.基于权利要求1-9任一所述的红外抑制器的红外抑制方法，其特征在于，包括以下步骤：
直升机涡轴发动机工作后产生的高温燃气经弯曲喷管进口(3)进入，内层喷管(11)和外层喷管(12)夹层内的冷气通过导叶支板(14)进入内层喷管(11)，涡轮冷却后的余气通过中心管(13)和导叶支板(14)的气膜冷却孔进入内层喷管(11)，进入内层喷管(11)的冷气与高温燃气掺混降温，从而降低燃气温度和喷管壁面辐射；内层喷管(11)与外层喷管(12)形成引气通道和主、次流的混合室，在内层喷管(11)出口抽吸夹层内的冷却气流流动，在混合室与高温燃气进行掺混，进一步降低排气温度，并冷却外层喷管(12)的壁面温度，减少弯曲喷管的热辐射；
高温燃气在弯曲喷管(1)出口经一次引射掺混后排出，利用其动能抽吸，舱内冷气通过弯曲喷管(1)与弯曲混合管(2)之间的间隙进入弯曲混合段(21)进行掺混降温；利用其与外界空气的压力差，环境冷气通过翼型导叶(22)的气膜冷却孔抽吸进入弯曲混合段(21)进行掺混降温；
高温燃气从弯曲混合段(21)的出口经二次引射掺混后排出，利用其动能抽吸，环境冷气通过弯曲混合段(21)与混合管扩压段(23)之间的间隙进入混合管扩压段(23)进行掺混降温；混合管扩压段(23)各级扩压段间保持引射间隙，形成引射通道，引射环境冷气与热气掺混，逐级降低排气温度，对排气进行三次引射掺混冷却，同时对自身壁面进行冷却。
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