DE3129305A1

DE3129305A1 - Einrichtung zur infrarotunterdrueckung fuer fluggeraete, insbesondere hubschrauber

Info

Publication number: DE3129305A1
Application number: DE19813129305
Authority: DE
Inventors: Gottfried Dipl.-Ing. 8050 Freising Schütz
Original assignee: MTU Motoren und Turbinen Union Muenchen GmbH
Current assignee: MTU Aero Engines GmbH
Priority date: 1981-07-24
Filing date: 1981-07-24
Publication date: 1983-02-10
Also published as: DE3129305C2

Description

Einrichtung zur Infrarotunterdrückung
für Fluggeräte, insbesondere Hubschrauber Die Erfindung bezieht sich auf eine Einrichtung zur Infrarotunterdrückung für Fluggeräte, insbesondere Hubschrauber, die mittels Brennkraftmaschinen, z.B. Gasturbinentriebwerken ausgerüstet sind, wobei der Auf-und/oder Vortriebsschub durch Wellenleistunqsabgabe über mindestens ein Rotorpropellersystem oder zumindest teilweise oder gänzlich über gezielt ablenkbare bzw.
abgelenkte Triebwerksschubstrahlen bereitgestellt wird.
Bei Fluggeräten, insbesondere Hubschraubern, wie beispielsweise Kampfhubschraubern, bei denen Gasturbinentriebwerke zum Antrieb des Rotorsystems verwendet werden, bereitet es nach wie vor verhältnismäßig große Schwierigkeiten, die von den heißgasführenden Teilen der Triebwerke verursachte Wärmeabstrahiung bzw. Infrarotabstrahlung in geeigneter Weise zu kompensieren, so daß eine Früherkennung des für den Feindeinsatz bestimmten Fluggerätes nicht auszuschließen ist. Die genannte Auf- spürung erfolgt im Regelfall durch Radarstrahlen oder anderweitige hoch-empfindlich reagierende Registrier- bzw. Megeräte.
Z.B. bei Gasturbinenstrahltriebwerken für Flugzeuge sind sogenannte ejektorartig arbeitende Mischdüsen bzw.
sogenannte "B1ütenmischer" bekanntçbei denen das betreffende Strahl rohr, welches für den HeiBgasdurchsatz bestimmt ist, am Düsenende gleichförmig in Umfangsrichtung so gewellt ist, daß damit Luftansaugtaschen gebildet werden, deren Ausbildung gleichzeitig zu hydraulischen KanaleinschnUrungen der betreffenden Schubdüse führt. Bei derartigen bekannten Fällen kann somit mit Hilfe des mit verhältnismäßig hoher Geschwindigkeit aus der Schubdüse entweichenden Abgas strahles Umgebungsluft in den Mischer angesaugt wer den, um einerseits ein mUglich§t homogenes Gas-Luft-Gemisch zu erbringen sowie andererseits in dem Bestreben, durch die betreffende Luftansaugung entlang bzw. über die Taschen eine Verminderung des Strahllärms zu erreichen.
Der Erfindung liegt somit die Aufgabe zugrunde, unter der Verwendung dieses an sich bekannten, ejektorartig arbeitenden Mischdüsenprinzips eine Infrarotunterdrückungseinrichtung zu schaffen, die insbesondere hinsicht ich für den Feindflug vorgesehener Hubschrauber, wie z.B. Panzerabwehrhubschrauber, eine feindseitige Auspürmöglichkeit weitestgehend unmöglich machen soll.
Zur Lösung der gestellten Aufgabe wird hauptsächlich auf die im Kennzeichnungsteil des Patentanspruchs 1 enthaltenen Erfindungsmerkmale hingewiesen.
Die erfindunqsgemäße Einrichtung arbeitet demnach als sogenannter "passiver InfrarotunterdrUcker'1 mit Sekundärluftbeimischung nach dem Ejektorprinzip. Die Reduzierunq der Infrarotstrahlung ergibt sich aus einer Verminderung der Abgastemperaturen und - in stärkerem Maße - aus der Herabsetzung der Oberflächentemperaturen der heißgasführenden Teile.
Bei der erfindungsgemäßen Einrichtung werden demnach also die Abgase jedes Triebwerks hinter der Nutzturbine zunächst durch ein Obergangsstück nebst dem Austrittskonus vom Kreisringquerschnitt des Turbinenaustritts in einen Rohrkrümmer geleitet. Ober einen verhältnismäßig kurzen, geraden Rohrabschnitt dieses Rohrkrümmers strömt das Abgas dann in die Primärdüse. Der in den Mischer strömende Abgasstrahl der Primärdüse fördert somit durch die Ejektorwirkung die über den Luftführungskasten zugefiihrte, verhältnismäßig kalte Sekundärluft. Durch die Mischung der kalten Sekundärluft mit den heißen Abgasen wird die Abgastemperatur in der Mischungszone verhältnismäßig stark reduziert. Die hierbei vorgesehene blütenartige Form der Primärdüse ermöglicht aufgrund ihrer kleinen hydraulischen Durchmesser eine äußerst kurze Mischrohrlänge.
Aufgrund der speziellen Ausgestaltung des Austrittsschachtes sowie der von diesem hervorgerufenen zweiten Umlenkung des Abqasstromes wird demnach also die Sicht auf etwaige heiße Primärteile optimal abgeschirmt. Aus dem gegebenenfalls rechteckigen Austrittsschacht, dessen einsehbare Oberflächen durch einen Kühlluftfilm gekühlt und abgeschirmt werden können, treten die Abgase beider Triebwerke gemeinsam nach hinten aus.
Die spezifischen Vorteile des Erfindungsgegenstandes seien hlermit-wie folgt angegeben: - Die Lage des Abgasaustritts an der Rumpfunterseite ergibt - insbesondere bei Missionen in niedriger Flughöhe aus der Deckung heras, wie sie z.B für Panzerabwehrhubschrauber typisch sind - einen äußerst geringen Horizont fUr eTne eventuelle Einsehbarkeit; - durch die nach hinten gerichtete Abgasaustritts öffnung wird der Blickwinkel auf den Abgasaustritt erheblich eingeschränL't; die Sicht von oben in den Abgasaustritt wird vom Fl uggeräterumpf bzw. von der Hubschrauberzelle verdeckt; - der Restschub der Abgase kann in Vorwärtsschub umgesetzt werden; - die Lage des Abgasaustrltts wirkt sich günstig hinsichtlich etwaiger Interferenzen auf den Heckrotor aus; - der Triebwerkseinbau und die Gestaltung des Abgasaustritts ermöglichen eine vorteilhafte Fluggeräte- bzw. Hubschrauberaerodynamik; die Silhouette des Hubschraubers bzw. Fluggerätes wird durch die erfindungsgemäße Einrichtung nicht vergrößert und es ergibt sich eine Einrichtung mit vergleichsweise geringem Eigengewicht.
Bezüglich weiterer vorteilhafter Ausgestaltungen des Erfindungsgegenstandes wird auf die Patentansprüche 2 bis 11 verwiesen.
Anhand der Zeichnung der die Erfindung beispielsweise weiter erläutert; es zeigen: Fig. 1 eine teilweise abgebrochen dargestellte Seitenansicht eines Hubschraubers, wobei die Triebwerksanlage nebst der erfindungsgemäßen Einrichtung durch eine gebrochene Linienkontur verdeutlicht sind, Fig. 2 eine Draufsicht auf den Hubschrauber nach Fig. 1 und Fig. 3 einen Schn itt nach der Linie A - B der Fig.1.
Bei den Fig. 1, 2 und 3 nach der Zeichnung wird davon ausgegangen, daß zwei Gasturbinentriebwerke 1, 1' nebeneinander im obersten Bereich des Hubschrauberrumpfes R angeordnet sind. Der von den Gasturbinentriebwerken 1,1' geförderte Abgasstrahl wird, wie in Fig. 1 dargestellt, zunächst in einen nach unten gerichteten Rohrkrümmer 2 abgelenkt, dessen austrittsseitiges Ende als Blütenmischer 3 ausgebildet ist, also als Mischdüse, die in Umfangsrichtung gleichförmig untereinander beabstandete taschenförmige Vertiefungen 4 (Fig. 3) aufweist, die wiederum zu hydraulischen~Einschnürungen 18 für den Abgasstrahl führt.
Wie weiter in Fig. 1 verdeutlicht, ragt der Rohrkrümmer 2 in einen denselben mit Abstand umgebenden Luftführungskasten 5, der mittels Sekundärluft beaufschlagbar ist, die (Pfeile L) in der Umgebung des Blütenmischers 3 ejektorartig angesaugt und unter Durchströmung der Vertiefungen 4 des Mischers sich innig und auf kurzem Wege in einem sich in der Ebene der Primärdüse 6 an den Luftführungskasten 5 einschließenden Mischrohr 7 mit dem Abgasstrom vermischt. Weiter wird dann das Helßqas-Luft-Gemisch einem sich an das Mischrohr 7 unmittelbar anschließenden Austrittsschacht 8 zugeführt. Ober diesen Austrittsschacht 8 gelangt dann das Heißgas-Luft-Gem7sch aus einer zunächst gradlinig anfänglich nach unten gerichteten Strömungsrichtung zur gleichzeitigen Vortriebsschuberzeugung über eine an der Rumpfunterseite liegende Austrittsöffnung 9 ins Freie.
Es sind demnach also mit Ausnahme dieser Gasaustrittsöffnung 9 der Rohrkrümmer 2 einschließlich des Luftführungskastens 5 sowie das Mischrohr 7 nebt Austrittsschacht 8 voll in den Rumpf R des Hubschraubers integrierte und nach außen abgeschirmte Bestandteile.
Im übrigen sei hier vermerkt, daß für die Triebwerkskonfiguration nach Fig. 1 die beschriebene Einrichtung sinngemäß für das andere Triebwerk 1' (Fig. 2) gilt, wobei die Bezugszeichen 1' 9 2" und folgende anzuwenden sind.
Besonders aus Fig. 2 geht deutlich hervor, daß es vorteilhaft ist, daß der luftführungskasten jedes Triebwerks mittels an der Rumpfoberseite im Staudruckbereich des Rotorabwindes (Rotor 10) liegender Ejektorluftschlitze 11, bzw. 11' für das andere Triebwerk 1', mit der Sekundärluft beaufschlagbar ist.
Aus Fig. 2 geht weiter hervor, daß die Ejektorluftschlitze 11 bzw. 11' Bestandteile von gegen die Hauptflugrichtung geöffneten Luftzufuhrhutzen 12 bzw. 12' sein können.
Die über die genannten Ejektorluftschlitze 11 bzw. 11' zugeführte Sekundärluft kann zur Kühlung des Triebwerks, der Triebwerksverkleidung bzw. zur Kühlung zellenseitiger Verkleidungspartien herangezogen werden.
Gemäß Fig. 1 können die seitlichen Bewandungen des Hubschrauberrumpfes R mit schlitzförmigen Kühlluftöffnungen 13 versehen sein, die hier - etwa dem Verlauf des Austrittsschachtes 8 folgend - insbesondere eine Filmkühlung des letzteren herbeiführen sollen sowie aber auch zu einer Kühlung des zellenseitigen Einbauraumes der Einrichtung verwendet werden können. Auch diese zuvor genannten Kühlluftschlitze 13 können von Luftzufuhrhutzen 14 gebildet werden, die leicht nach vorn und oben abgewölbt sind, um die benötigte Kühlluft gezielt auffangen zu können.
In der Zeichnung nicht weiter dargestellt, wäre es durchaus vorstellbar, die dem betreffenden Luftzuführungskasten zuführende Sekundärluft durch das Triebwerk selbst bereitstellen zu können, und zwar z.B. über einen Niederdruck-Verdichter oder ein Gebläse desselben.
Wie ebenfalls in den Zeichnungen nicht besonders herausgestelltpkönnen die äußeren Metalloberflächen des sogenannten Primärteils der E;nrichtung - bestehend aus: Obergangsteil 15, Austrittskonus 16, Rohrkrümmer 2, Primärdüse 6 und gegebenenfalls der Blütenmischer 3 zwecks Verminderung der Wärmeabstrahlung isoliert werden.
Insbesondere Fig. 2 verkörpert somit eine Hubschrauberantriebsanlage mit zwei parallel zur Fluggeräte-Längsachse La angeordneten Gasturbinentriebwerken 1D 18 9 denen gegen die Bugseite geöffnete Luftansaugschächte 17, 17' zugeordnet sind, wobei hervorzuheben wäe, daß beiden Gasturbinentriebwerken 1, 1' ein gemeinsamer Austrittsschacht 8 mit einem gemeinsamen rumpfseitigen Abgasaustritt 9 zugeordnet ist.
Wie ferner aus Fig. 2 erkennbar, sind die beiden Rohrkrümmer 2, 2' so nach unten abgekrümmt, daß deren beide Primärdüsen leicht gegen die gemeinsame Rumpfmittellängsebene geneigt in das jeweilige Mischrohr 7, 7' einmünden, wobei die Mischrohre 7, 7i ihrerseits in den gemeinsamen Austrittsschacht 8 einmünden bzw. mit diesem verbunden sind In den Zeichnungen nicht weiter dargestellt, äre im übrigen eine Abwandlung dergestalt denkbar, bei der das Heißgas-Luft-Gemisch über den bzw. die Rohrkrümmer vor Erreichen der Umlenkungsstelle des Austrittsschachtes zunächst senkrecht nach unten gerichtet abströmen kann.
Aus Fig. 1 geht weiter hervor, daß die Abströmrichtung des Heißgas-Luft-Gemisches im Mischrohr 7 sowie im oberen Teil des Austrittsschachtes 8 - also kurz vor der zweiten Umlenkung - gegenüber einer lotrechten Quermittelebene leicht von oben innen nach unten außen gen-eiqt verläuft.
Der zuvor geschilderte Primärteil der jeweiligen Einrichtung pro Triebwerk, bestehend aus Oberganqsstück, Austrittskonus, RohrkrUer und Primärdüse kann somit am hinteren Triebwerksflansch angeschlossen sein. Diese Baugruppe kann vorteilhaft aus dünnwandigen, warmfesten Blechen hergestellt sein.
Ferner können die Mischrohre, z.B. 7, aus verhältnismäßig dünnwandigem Aluminiumblech mit zusätzlichen Versteifungen ausgerüstet sein und nach oben hin in den Luftführungskasten, z.B. 5 für die Sekundärluft, ausmünden.
Der gemeinsame Austrittsschacht 8, in den die beiden Mischrohre 7 nach unten hin einmünden, kann ebenfalls aus Aluminiumblech hergestellt sein. Die e-rforderlichen Versteifungen hierfür sind in die Struktur der Hubschrauberzel le integrierbar.
Die Erfindung kann außer bei Hubschraubern auch bei anderweitigen Fluggerätekonzeptionen eingesetzt werden, die mit Gasturbinentriebwerken bzw. Gasturbinenstrahltriebwerken angetrieben werden, wobei diese Fluggeräte dann unter Verzicht auf ein Hubschrauber-Propeller-System allein durch Kalt- bzw. Heißgasstrom-Anlenkmittel, die unmittelbar von den Triebwerken beaufschlagt werden können, antreibbar bzw. steuerbar wären.

Claims

Patentansprtiche 1. Einrichtung zur Infrarotunterdruckung für Fluggeräte, insbesondere Hubschrauber5 die mittels Brennkraftmaschinen z.B. Gasturbinentriebwerken, ausgerüstet sind, wobei der Auf- und/oder Vortriebsschub durch Wellenleistungsabgabe über mündestens ein Rotor-Propellersystem oder zumindest teilweise oder gänzlich über gezielte ablenkbare bzw. abgelenkte Triebwerksschubstrahlen bereitgestellt wird, gekennzeichnet durch folgende Merkmale: a) Mindestens ein Gasturbinentriebwerk (1) ist im obersten Bereich des Fluggeräterumpfes an diesem oder innerhalb desselben in LängSrichtung verlaufend angeordnet; b) der vom Gasturbinentriebwerk (1) qeförderte Abgasstrahl wird zunächst in einen nach unten gerichteten Rohrkrümmer (2) abgelenkt, dessen austrittsseltiges Ende in für sich bekannter Weise als "Blütenmischer" (3), also mit in'Umfangsrichtung gleichförmig untereinander beabstandeten taschenförmigen Vertiefungen (4) ausgebildet ist; c) der Rohrkrümmer (2) ragt in einen denselben mit Abstand umgebenden Luftführungskasten (5), der mittels Sekundärluft (L) beaufschlagbar ist, die in der Umgebung des "Blütenmischers" (3) ejektorartig angesaugt und unter Durchströmung der Vertiefungen (4) des Mischers sich innig in einem sich in der Ebene der Primärdüse (6) an den Luftführungskasten (5) anschließenden Mischrohr (7) mit dem Abgasstrom vermischt; d) das Heißgas-Luft-Gemisch wird einem sich an das Mischrohr (7) unmittelbar anschließenden Austrittsschacht (8) zugefuhrt, über den das Heißgas-Luft-Gemisch aus einer anfänglich nach unten gerichteten Strömungsführung zur gleichzeitigen Vortriebsschuberzeugung über eine an der Rumpfunterseite liegende Austrittsöffnung (9) nach hinten abgelenkt wird; e) mit Ausnahme der Austrittsöffnung (9) für das Heißgas-Luft-Gemisch sind der Rohrkrümmer (2) einschließlich des Luftführungskastens (5) sowie das Mischrohr (7) nebst Austrittsschacht (8) in den Rumpf (R) des Fluggeräts integrierte bzw. von diesem umschlossene Bestandteile.
2. Einrichtung nach Anspruch 1 für Hubschrauber, dadurch gekennzeichnet, daß der d@p Luftführungskasten (5) mittels an der Rumpfoberseite im Staudruckbereich des Rotorabwindes (Rotor 10) liegender Ejektorluft schlitze (11) mit der Sekundärluft beaufschlagbar ist.
3. Einrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Ejektorluftschlitze (11) Bestandteile von gegen die Hauptflugrichtung geöffneten Luftzufuhrhutzen (12) sind.
4. Einrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die über die Ejektorluftschlitze (11) zugeführte Sekundärluft zur Kühlung des Triebwerksg der Triebwerksverkleidung bzw. zur Kühlung zellenseitiger Verkleidungspartien herangezogen wird.
5. Einrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die seitlichen Bewandungen des Fluggerätes bzw. Hubschraubers mit vorzugsweise schlitzförmiqen Kühlluftöffnunqen (13) versehen sind, die etwa dem Verlauf des Austrittsschachtes (8) folgend, insbesondere eine Kühlung des letzteren (Filmkühlung) sowie des zellenseitigen Einbauraumes der Einrichtung besorgen.
6. Einrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die schlitzförmigen Kühlluftöffnungen (13) Bestandteile von gegen die Hauptfluqrichtung geöffneten, vorzugsweise sich quer zur Fluggerätlängsachse erstreckenden Luftzufuhrhutzen (14) sind.
7. Einrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß der dem Luftführungskasten zuzuführende Sekundärluftstrom triebwerksseitig, z.B. über einen Verdichter oder ein Gebläse des Triebwerks, bereitstellbar rist.
8. Einrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekenn-zeichnet, daß die äußeren Metalloberflächen des Primärteils der Einrichtung - bestehend aus: bergangsteil (15), Austrittskonus (16), Rohrkrümmer (2), Primärdüse (6) und "Blütenmischer (3)" zwecks Verminderung der Wärmeabstrahlung isoliert sind.
9. Einrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 9, gekennzeichnet durch zwei in an sich bekannte Weise im Rumpfoberbereich parallel zur Fluggerätelängsachse (2? angeordnete Gasturbinentriebwerke (1,1') mit gegen die Bugseite geöffneten Triebwerks-Luftansaugschächten (17,17') unter Zuordnung der vorbeschriebenen Einrichtung (Primärteil plus Luftführungskasten) für jedes Triebwerk, wobei jedoch beiden Gasturbinentriebwerken (1,1') ein gemeinsamer Austrittsschacht (8) mit einem rumpfunterseitigen Abgasaustritt (9) zugeordnet ist.
10. Einrichtung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die beiden Rohrkrümmer (2,2') so nachr wntèn abgekrümmtNsind, daß deren beide Primärdüsen leicht gegen 4 meinsame Rumpflängsmittelebene geneigt in die jeweiligen Mischrohre (7,7') einmünden.
11. Einrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß das Heißgas-Luft-Gemisch über den bzw. die Rohrkrümmer vor Befolgung der zweiten Umlenkung über den Austrittsschacht zunächst senkrecht nach unten abgelenkt. wird oder in einer Strömungsrichtung, die gegenüber einer lotrechten Quermittelebene leicht von oben innen nach unten außen geeignet verläuft (Fig. 1).