JP2009507179A - 赤外線抑制システム - Google Patents

Abstract

赤外線抑制システム（ＩＲＳＳ）が、排気マニホールドおよび排気マニホールドの長手方向の長さに沿った高アスペクト比のダクトを備える。ＩＲＳＳは、上方および／または機外に向けて、胴体から離れる方向に比較的高速度でエンジン排気流を排出することにより、エンジン排気流が隣接する航空機構造体に当たることを最小限に抑え、ホバリングおよび前進飛行の両方において、噴流が当たることによる胴体加熱を低減し、これによって、胴体ＩＲシグネチャの影響を最小に抑えることができる。さらに、排気流を上方に導くことによって、排出されたＩＲエネルギーに向けられる地上脅威からの直接的な視線を遮蔽する。高アスペクト比の排気ダクトおよび排気マニホールドは、好ましくは、空力学的フェアリングによって覆われる。空力学的なフェアリングは、航空機に対する空力学的な影響を最小に抑える空力学的な外形を有し、空気流を増大する空冷噴出ギャップを画定し、これによって、排気ダクトから排出される高温の排気ガスをさらに断熱かつ掩蔽する。

Description

本発明は、赤外線抑制システムに関し、詳しくは、（１）前進飛行中に地上脅威に信号を送る可能性のあるＩＲ（赤外線）エネルギーからエンジン排気を掩蔽し、（２）エンジン排気が隣接する航空機構造体に当たることを最小限に抑え、回転翼航空機の全体的な赤外線シグネチャ（識別特性）を低減させる、上方に向けられた赤外線抑制システムを有する回転翼航空機に関する。

ガスタービンエンジンから排出される排気は、熱追跡ミサイルによって、および／または標的化／追跡を目的とする種々の形態の赤外線撮像システムによって検知される高い赤外線エネルギーの源である。前者に関して、熱追跡ミサイルは、概して、エンジン排気によって発生する赤外線エネルギーから方向性キュー（ｃｕｅ）を得るが、放出される赤外線エネルギーの量は、ミサイルの正確さ、延いては致死性を決定する主要因の１つである。後者に関して、赤外線撮像システムは、探知および／または標的化を目的として、赤外線エネルギーを検知し、かつ増幅する。

ＩＲシグネチャ低減をもたらすために、殆どの回転翼航空機を含む多くの軍用航空機について、現在のＩＲ抑制システムが利用されている。しかし、今後のＩＲ脅威からは、さらに高レベルのＩＲシグネチャ低減が要求される。

ＩＲ抑制システムは、概して、（ａ）想定される脅威の閾値レベル未満に赤外線エネルギーを低減させること、（ｂ）エンジン性能を維持すること、（ｃ）システムに関連する重量および実装を最小限に抑えること、を主な目的として設計されている。二次的な設計目的として、（ｉ）製造コストおよび保守コストを削減するために、システムまたは構成の複雑さを最小限に抑えること、（ｉｉ）このようなＩＲ抑制システムによって生じる外側の空力学的抗力を最小限に抑えること、などが挙げられる。

回転翼航空機用の現在の抑制システムは、ホバリング飛行プロファイルにおいてＩＲシグネチャを著しく低減させることを主な目的として設計されている。最新の抑制システムは、概して、高温の排気流に、エンジン排気ダクトと連通する混合ダクトによって供給される冷却空気流を混合させることによって機能する。エンジン排気に大量の周囲空気を混合させることにより、エンジン排気を外部に排出する前に全体のガス温度を著しく低下させ、これによって、航空機のＩＲシグネチャを低下させることができる。しかし、著しい温度降下を達成するには、高温の排気流に比較的大量の周囲空気を混合させる必要がある。これは、比較的大きな吸気口と、エンジン排気の流量および混合される付加的な周囲空気の流量の両方に対する流路面積容量を有する最終排気段と、を必要とする。このようなＩＲ抑制システムの他の欠点の一つは、実装空間の制約条件によって制限されることである。すなわち、十分な混合および十分な流路面積をもたらすには、エンジンの下流にある縦長の混合領域は、比較的長いことが必要である。従って、比較的小さな回転翼航空機に適合させること、または現状の実装制約条件の維持を必要とする航空機に組込むことが制限される。

また、主源から離れた位置に、ノズル／排気噴流に関連した「高温スポット」が生じることを避けるために、高温のエンジン排気が隣接する航空機構造体に当たることを最小限に抑えることが望ましい。しかし、上記の混合操作は、この様な「高温スポット」の発生を回避するために胴体から十分遠くにまで排気させるには低すぎるレベルにまで排気流の速度を低下させてしまうことがある。さらに他の欠点としては、排気ガスがロータ吹下ろし（ｒｏｔｏｒ ｄｏｗｎｗａｓｈ）を回避するのに十分な速度を有していない場合、排気ガスが再びエンジンに吸い込まれることあり、エンジン効率を低減させることである。

従って、航空機の性能特性を維持しつつ、航空機の全体的なＩＲシグネチャを低減し、小型に設計され、ガスタービンエンジンから所与の視角／方位角に向けて放出／放射されるＩＲエネルギーを掩蔽し、さらに、エンジン排気が隣接する航空機構造体に当たることを最小限に抑える、赤外線抑制システムを提供することが望ましい。

本発明による赤外線抑制システム（ＩＲＳＳ）は、概して、排気マニホールドおよび排気マニホールドの長手方向の長さに沿った高アスペクト比の排気ダクトを備える。ＩＲＳＳは、好ましくは、航空機のエンジン排気インタフェースに取り付けられ、好ましくは、航空機エンジンおよび上側主ロータパイロンと並ぶように配置されている。高アスペクト比の排気ダクトおよび排気マニホールドは、航空機への空力学的な影響を最小に抑える空力学的輪郭を与える空力学的フェアリングによって包囲されていることが好ましい。

ＩＲＳＳは、上方および／または機外に向けて、胴体から離れる方向にエンジン排気流を排出することにより、エンジン排気流が隣接する航空機構造体に当たることを最小限に抑え、これによって、ホバリングおよび前進飛行の両方において、「高温スポット」が生じる可能性を低減することができる。さらに、上方および／または機外に向けて、胴体から離れる方向に排気流を導くことにより、高温の排気マニホールドによって生じるＩＲエネルギーに向けられる直接的な視線を地上脅威から掩蔽することができる。

ＩＲＳＳは、０°の角度での視線さらには航空機より低い位置での視線から高温の金属排気部品を効果的に隠すように設計されているので、ＩＲＳＳは、全体的な航空機ＩＲシグネチャを著しく低減させる。さらに、フェアリング温度が上昇すると、全体的な航空機のＩＲシグネチャに影響を与える恐れがあるので、好ましくは、高アスペクト比の排気ダクトが、航空機胴体から離れる方向に噴流を導くと共に、高アスペクト比の排気ダクトの延長部を含むこともある空力学的フェアリングが、空力学的フェアリングのスキン温度を低減するために内部対流冷却を可能とするように、設計されるとよい。

高アスペクト比の排気ダクトの出口面Ｐ_exは、航空機に設置されるとき、好ましくは、直進水平飛行任務プロファイルを考慮して、５°の後方ピッチ角バイアス、および０°の機外方向ロール角バイアスを有する。排気面に前方／後方にバイアスを与えることにより、飛行中に、典型的に５°のノーズダウンピッチ姿勢にあっても、高温の排気構成部品が視認されない。

本発明のＩＲＳＳは、ホバリングを主眼とする従来の設計に対比して、前進飛行におけるＩＲエネルギーを抑制する。周囲空気を用いてエンジン排気流を希釈することによって典型的に機能するこれらの従来のＩＲ抑制装置は、概して、高度の二次バイパス領域と、比較的大きいローブ付きノズルを有する抑制システムと、を必要とするが、このような抑制システムは、本発明には組み込まれていない。従って、本発明によるＩＲＳＳは、比較的小さい空間内に内蔵されるが、機体から離れる方向に排気流を導くことによって、二次冷却空気の量を著しく抑えつつ、従来のシステムに匹敵する又は従来のシステムを上回るＩＲ抑制特性を達成することができる。

さらに詳しくは、ＩＲＳＳは、高温のエンジン排気に大量の周囲空気（低温）を混合させないので、比較的大きな周囲空気吸入口を有する必要がなく、エンジン排気のみを対象として排気段の主な寸法を決めることができる。その結果、極めて小型のシステムを得ることができる。

ＩＲＳＳは、地上脅威から排気ダクトに向けられる外からの直接的な視線を「阻止する」ことによって、従来のシステムとほぼ同一レベルの地上脅威に対するＩＲシグネチャ低減を達成する。また、ＩＲＳＳは、胴体加熱およびエンジン排気の再吸入の可能性を最小に抑える最大限の排気ガス速度を維持する。さらに、ＩＲＳＳは、エンジンに不利に加わる背圧を低下させると共に、システム全体の部品の総数を少なくする。これによって、排気流の制約条件を殆どなくし、その結果、関連するエンジンの出力損失を最小限に抑えることができる。

従って、本発明によれば、航空機の性能特性を維持しつつ、航空機の全体的なＩＲシグネチャを低減し、小型に設計され、ガスタービンエンジンから所与の視角／方位角に向けて放出／放射されるＩＲエネルギーを掩蔽し、さらに、エンジン排気が隣接する航空機構造体に当たることを最小限に抑える、赤外線抑制システムが提供される。

本発明の種々の特徴および利点は、以下の好ましい実施例の詳細な説明および添付の図面から、当業者に明らかになる。

図１は、主回転翼システム１２を有する回転翼航空機１０を概略的に示している。航空機１０は、アンチトルクテールロータシステム１８が取り付けられた延長テール１６を有する機体１４を備える。主ロータシステム１２は、１つまたは複数のガスタービンエンジン２２によって、（概略的に２０で示される）トランスミッションを介して、回転軸Ａを中心として駆動される。開示の実施例では、特定のヘリコプター構成が示されているが、他の構成および／または他の機械装置も本発明から恩恵を受ける。

また、回転翼航空機１０は、ガスタービンエンジン２２の各々と連通する赤外線抑制システム（ＩＲＳＳ）２４を備える。ＩＲＳＳ２４は、ガスタービンエンジン２２で発生する高温の排気から放射されるＩＲシグネチャ（ｓｉｇｎａｔｕｒｅ）を抑制する。この文脈で用いられる「抑制」という用語は、ガスタービンエンジン２２から発せられるＩＲシグネチャが、ＩＲＳＳ２４を通過した後、ガスタービンエンジン２２から出されたのＩＲシグネチャよりも低減されることを意味する。

ＩＲＳＳ２４は、好ましくは、高温の排気ガスおよびこれに伴って生じるＩＲエネルギーを、航空機１０を貫く面Ｗに対して概ね上方に、かつ主ロータシステム１２に向かう方向に導くように寸法が決められ、かつ形状づけられている。図１に最もよく示されるように、面Ｗは、航空機１０を貫く幾何学的な面であり、航空機１０の長手方向軸と概ね平行に、回転軸Ａと実質的に直交する。「前方に」、「後方に」、「より高い」、「より低い」、「上に」、「下に」のような相対的な位置に関する用語は、乗物の通常の運転姿勢に基づくものであり、それ以外に制限するものではない。

また、ＩＲＳＳ２４は、上方および／または機外に向けて、機体１４から離れる方向にエンジン排気流を排出することにより、エンジン排気が隣接する航空機構造体に当たることを最小限に抑えるように、寸法が決められ、かつ形状づけられていることが好ましく、これによって、ホバリングおよび前進飛行の両方において、噴流が当たることによる胴体加熱を低減させ、その結果、胴体部分によるＩＲシグネチャの寄与を最小に抑える。

概ね上方および／または機外に向けて、機体１４から離れる方向に排気流を導くことにより、放出されたＩＲエネルギーに向けられる直接的な視線が地上脅威から掩蔽され、このことは、前進飛行中に、ＩＲＳＳ２４がＩＲエネルギーを抑制することを助長する。このことは、ホバリング中にＩＲエネルギーを低減させることを主眼とする従来のＩＲ抑制装置と対照的である。周囲空気を用いてエンジン排気流を希釈することによって典型的に機能する従来のＩＲ抑制装置は、概して、高度の二次バイパス領域と、比較的大きいローブ付きノズルを有する抑制システムと、を必要とするが、このようなローブ付きノズルを有する抑制システムは、本発明には組み込まれていない。従って、ＩＲＳＳ２４は、比較的小さい空間内に内蔵されるが、機体１４から離れる方向に排気流を導くことによって、二次冷却空気の量を著しく抑えつつ、従来のシステムに匹敵する又は従来のシステムを上回るＩＲ抑制特性を達成することができる。すなわち、ＩＲＳＳ２４は、上方および／または機外に向けて、機体１４から離れる方向に実質的に全ての排気流（全空気流）を導き、大量の二次空気流との混合がないので、二次空気流（すなわち、Ａ_cおよびＡ_ram）とガスタービンエンジン２２からの排気ガス（主空気流）との関係は、従来のエジェクターシステムの１：１（二次空気対主空気流）の比よりも小さな比となる。ＩＲＳＳ２４は、Ａ_ramを利用するときのホバリングに必要とされる二次領域に対する主領域の比が低減することによって、このようなシグネチャ低減性能レベルを達成することができる。従って、この設計によって、著しく低いＩＲ抑制システムを達成することができる。

図２を参照すると、ＩＲＳＳ２４は、ガスタービンエンジン２２に隣接して配置され、概して、排気マニホールド２６と、排気マニホールド２６の長手方向の長さに沿った高アスペクト比の排気ダクト２８と、を備える。ここに定義される「高アスペクト比」という用語は、最大ノズル幅Ｗに対する最大ノズル長さＬの比を意味する。ＩＲＳＳ２４は、排気空気流ベクトルの方向と、高温金属に向けられる視線の方向と、を制御することにより、従来の高アスペクト比のシステムと同様のシグネチャ低減レベルを達成する。また、この設計手法を用いて、ＩＲ抑制システムの重量と、エンジン性能に与える影響と、を著しく低減させることができる。

排気マニホールド２６は、ガスタービンエンジン２２から高温のエンジン排気の一次流を受ける。排気マニホールド２６は、ガスタービンエンジン２２のエンジンの長手方向軸Ｅに沿って延在していることが好ましい。同様に、高アスペクト比の排気ダクト２８は、航空機の飛行特性の影響を最小限に抑える排気流の管理を効率よく行なうために、エンジンの長手方向軸Ｅと平行に配置されていることが好ましい。しかし、高アスペクト比の排気ダクト２８は、排気マニホールド２６（から又は向かって）横方向に延在していることが好ましい。すなわち、高アスペクト比の排気ダクト２８の長手方向軸は、エンジンＥの長手方向軸と平行であることが好ましいが、高アスペクト比の排気ダクト２８は、エンジンの長手方向軸Ｅと部分的に交差し、排気マニホールド２６の機内側３０ｉおよび機外側３０ｏを貫く排気マニホールド面Ｐの上方に延在していることが好ましい。ここに定義される排気マニホールド面Ｐは、（図３にも示すように）概ね、航空機の面Ｗと平行である。これによって、高アスペクト比の排気ダクト２８は、上方および／または機外に向けて、地上の観察者から離れる方向にＩＲエネルギーを導くＩＲエネルギー方向変換器として機能することができる。

従って、排気マニホールド２６は、ガスタービンエンジン２２の後端から高アスペクト比の排気ダクト２８内に高温の排気ガス流を導き、高アスペクト比の排気ダクト２８は、上方および／または機外に向けて、地上の観察者から離れる方向にＩＲエネルギーを導く。この手法によって、高アスペクト比の排気ダクト２８から生じるＩＲエネルギーシグネチャが掩蔽されるが、さもなければ、地上のＩＲ脅威に検知される恐れがある。さらに、高アスペクト比の排気ダクト２８の形状および方位によって、排気流が機体１４に当たることを最小に抑え、二次的なＩＲ源の形成を著しく低減することによって、航空機の全体の熱シグネチャを最小に抑える。

図示されるように、高温の排気ガス流が排気マニホールド２６の長手方向の長さに沿って移動するにつれて、しだいに狭い容積部を通流するように、排気マニホールド２６は、好ましくは実質的に円錐状の形状であり、排気ダクト内に概ね一貫性のある排気流を供給する。

比較的小さい実装エンベロープ（ｐａｃｋａｇｉｎｇ ｅｎｖｅｌｏｐｅ）を有する排気マニホールド２６は、（点線で示す）空力学的排気フェアリング３４内に含まれるように、取付け部３２（図４）によって機体１４に取り付けられるとよい。すなわち、排気フェアリング３４は、ＩＲＳＳ２４の大部分を空力学的に密閉し、ＩＲＳＳ２４の高温部品に向けられる視線から掩蔽する。このフェアリング３４は、非金属製であることが好ましく、このような高温部品に向けられる視線の遮蔽物として機能する。本発明と共に種々の取付け具３２を使用することができるが、空力学的排気フェアリング３４が航空機に与える空力学的な影響を最小にするような取付け具を使用することが好ましいことを理解されたい。

空力学的排気フェアリング３４は、高アスペクト比の排気ダクト２８に向けられる視線を遮る熱バリアとして機能するように、非金属材料から作製されることが好ましい。ＩＳＳＳ２４の高温部品に向けられる直接的な視線が、（例えば、航空機の下方から）航空機の面Ｗを通過する場合、その視線を妨げるために、空力学的排気フェアリング３４は、高アスペクト比の排気ダクト２８の近隣ではあるが離間して配置されていることが好ましい。

空力学的排気フェアリング３４は、（図５Ａ，５Ｂにも示すように）排気フェアリング３４と排気ダクト２８との間に空冷噴出ギャップ３６を画定することが好ましい。空冷噴出ギャップ３６は、断熱された薄層フィルム冷却空気流をもたらし、これによって、空力学的排気フェアリング３４から高アスペクト比の排気ダクト２８をさらに断熱することができる。また、空冷噴出ギャップ３６は、高アスペクト比の排気ダクト２８から排出された高温の排気ガス流をさらに覆う比較的低温の空気流を分配する。

空力学的排気フェアリング３４は、エンジン吸気口３８を備える吸気フェアリング３５に隣接し、その後方に配置されていることが好ましい。１つまたは複数のエンジン室空気スクープ（取入れ口）４０および１つまたは複数のフェアリング吸気口４２が、空力学的排気フェアリング３４（図示せず）のエンジン吸気口３８から離間して配置されていることが好ましい。図２に示されるように、代替的または追加的に、吸気フェアリング３５に、１つまたは複数のエンジン室空気スクープ４０および１つまたは複数のフェアリング吸気口４２を設けてもよい。本発明と共に種々の空気スクープおよび種々の吸気口を用いることができ、航空機の種々の位置に設けることができることを理解されたい。

図５Ａを参照すると、エンジン吸気口３８は、ガスタービンエンジン２２内に一次空気流を供給する。異物による損傷を最小にするように、「清浄な」空気流をガスタービンエンジン２２内に供給するために、（概略的に示す）種々の吸気口粒子分離器（ＩＰＳ）４４を利用することができる。本発明と共に、種々のＩＰＳシステムと、エンジン２２への種々の流路と、を利用することができることを理解されたい。

高温の排気ガスＥ_fの一次流がガスタービンエンジン２２からデスワーラ（ｄｅｓｗｉｒｌｅｒ）５０（図６）を介して脱旋回され（ｂｅ ｄｅｓｗｉｒｌｅｄ）、さらに排気マニホールド２６に通流されるようにすることができる。高温の排気ガス流Ｅ_fは、排気ダクト２８を介して排気マニホールド２６から排出される。所定の方向に高温の排気ガス流Ｅ_fを明確に導くために、排気ダクト２８内に複数の回転ベーン４８が配置されていることが好ましい。また、回転ベーン４８は、排気ダクト２８を通過して排気マニホールド２６のような比較的高温のＩＲＳＳ２４の内部要素に向けられる直接的な視線を遮る阻止ベーン（図６）として作用し、かつエンジン性能に対する悪影響を低減する流れ強化材として機能する。

１つまたは複数のエンジン室空気スクープ４０が、エンジン室空気流Ａ_cを供給する。このエンジン室空気流Ａ_cは、ガスタービンエンジン２０を覆うように流れ、ガスタービンエンジン２２、および（概略的に示す）オイルクーラ４６などの関連システムを対流冷却する。フェアリング温度が上昇すると、航空機の全体的なＩＲシグネチャに影響を与える恐れがあるが、エンジン室空気流Ａ_cが、この空力学的排気フェアリング３４のスキン温度を低下させる。エンジン室空気流Ａｃは、好ましくは、１０％〜１５％の空気流の比をもたらすように、分岐したエンジン一次空気流に混合される。

また、ＩＲＳＳ２４は、ライニング材料３９を備えることが好ましい。このライニング材料３９は、排気ダクト２８を通過するＩＲエネルギーをさらに掩蔽するように寸法が決められ、かつ形状づけられている。詳しくは、絶縁ライニング材料３９は、空冷噴出ギャップ３６を介して排出されるエンジン室空気流Ａ_cと協働して、スキン冷却を付与し、航空機の熱的シグネチャをさらに小さくする。この目的のために、ライニング材料３９は、排気ダクト２８の外壁と、空力学的排気フェアリング３４の内壁と、に隣接してカプセル封入されていることが好ましい。ライニング材料３９は、空冷噴出ギャップ３６内に設けられるエアロゲル（Ａｅｒｏｇｅｌ）またはノメックス（Ｎｏｍｅｘ）とすることができる。しかし、他の材料を使用することもできる。

１つまたは複数のフェアリング吸気口４２は、エンジン室空気流Ａ_cのポンプ作用を増大させるために、空冷噴出ギャップ３６に高圧ラム空気Ａ_ramを通流させることが好ましい。すなわち、高圧ラム空気Ａ_ramは、エンジン室空気流Ａ_cの流速を増大させ、これによって、排気ダクト２８を介して排出される高温の排気ガス流Ｅ_fをさらに断熱かつ掩蔽する。

図７Ａを参照すると、高アスペクト比の排気ダクト２８’は、好ましくは、排気ダクト開口５２を有する。図７Ａ〜７ＣのＩＲＳＳ２４’は、排気ダクト開口５２の方位を具体的に開示するために、簡略化した形状であることを理解されたい。また、排気マニホールド２６’の上流にインタフェース移行ダクト２７が配置されていることにも留意されたい。これは、代替例として、ＩＲＳＳ２４’が、このような移行ダクト部品とともに、種々の実装制約条件（ｐａｃｋａｇｉｎｇ ｃｏｎｓｔｒａｉｎｔｓ）の乗物に一体化され得ることを示す。ここに定義される排気ダクト開口５２は、高アスペクト比の排気ダクト２８’の最外縁であり、排気ダクト面Ｐ_exを画定する。ＩＲＳＳ２４が、０°の視線角度および航空機面Ｗ（図３）より低位置から高温部品を効果的に掩蔽するので、この構成は、ＩＲシグネチャを著しく低減することに寄与する。

高アスペクト比の排気ダクト２８’は、好ましくは、機外および後方に向かって傾斜し、排気マニホールド面Ｐおよび航空機面Ｗに対して、機外に向かって４５°の排気ベクトル角（図７Ｂ）および後方に向かって３５°の排気ベクトル角（図７Ｃ）を画定する。ここで用いられる「ベクトル角」という用語は、高アスペクト比の排気ダクト２８’の最外縁の方位を画定する排気ダクト面Ｐ_exに対する高温の排気ガス流Ｅ_fの方向として定義する。高アスペクト比の排気ダクト２８’は、ロータシステム１２に向けて上方に、航空機の面Ｗから離れる方向に高温の排気ガス流Ｅ_fを導き、これによって、前進飛行中に高温の排気ガス流Ｅ_fが空力学的排気フェアリング３４’に当たる可能性を最小に抑え、および／または、この可能性を効果的に排除することができる。また、高アスペクト比の排気ダクト２８’は、著しく大きなガス速度を生じさせ、高温の排気ガス流Ｅ_fがロータ吹下ろしを避けることを容易にし、したがって、胴体加熱および「高温スポット」生成の可能性を最小に抑える。高アスペクト比の排気ダクト２８’の形状ならびにこの独特の向きにより、ガスタービンエンジン２２に加わるシステム背圧を最小に抑え、かつエンジン性能を低減する恐れのある高温の排気ガス流Ｅ_fの再吸入を最小に抑えることができる。また、排気ダクト２８’は、高温の排気ガス流Ｅ_fのみに対処すればよいので、比較的小型化することができる。

排気ダクト面Ｐ_exは、航空機に設置されるとき、好ましくは、直進水平飛行任務プロファイルを考慮して、５°の後方ピッチ角バイアス（図７Ｃ）、および０°の機外方向ロール角バイアスを有する（図７Ｂ）。排気ダクト２８’にバイアスを与えることにより、飛行中に、典型的に５°のノーズダウンのピッチ姿勢にあっても、ＩＲＳＳ２４の高温金属部品が視認されないようにする。すなわち、排気ダクト面Ｐ_exは、排気ダクト２８’を通過して排気マニホールド２６’のような高温内部要素に向けられる直接的な視線を最小限に抑えるように、排気ダクト２８’の最外縁の向きを画定する。本発明を用いて、他のベクトル傾斜角および他の排気ダクト面Ｐ_ex傾斜角を用いることができることを理解されたい。

特定のステップ順序が示され、記述され、かつ特許請求がなされているが、これらのステップは、特に示さない限り、分割され又は組み合わされて行うことができ、その場合にも、本発明から恩恵を受けることを理解されたい。

以上の説明は、例示を目的とするものであり、ここに述べた制限によって限定するものではない。上記の示唆に照らして、本発明の多くの修正および変更が可能である。本発明の好ましい実施例について開示したが、当業者であれば、いくつかの修正が本発明の範囲内においてなされ得ることを認めるであろう。従って、特許請求の範囲内において、ここに具体的に述べたのと別の態様で本発明が実施され得ることを理解されたい。この理由から、本発明の特許請求の範囲および内容を決定するために、請求項を検討されたい。

本発明によるＩＲ抑制システムの例示的な設置を示す回転翼航空機の斜示図。 本発明によるＩＲ抑制システムの一部を点線で示す斜示図。 本発明によるＩＲ抑制システムの例示的な設置を示す回転翼航空機の側面図。 後方からの機体への取付けを示すＩＲ抑制システムの斜示図。 排気流を示すＩＲ抑制システムの断面図。 図５ＡのＩＲ抑制システムの断面図。 前方からの機体への取付けを示すＩＲ抑制システムの斜示図。 本発明による他の汎用ＩＲ抑制システムの斜視図。 図７ＡのＩＲ抑制システムの斜視図。 図７ＡのＩＲ抑制システムの斜視図。

Claims (20)

1. エンジン排気流を受ける排気マニホールドであって、機内側および機外側を有し、前記機内側および前記機外側に亘る排気マニホールド面を画定する排気マニホールドと、
   前記排気マニホールド面の片側において、前記排気マニホールドの長手方向の長さに沿って延在する高アスペクト比の排気ダクトであって、前記排気マニホールド面から離れる方向に前記エンジン排気流を向けるために、前記排気マニホールドから横方向に延在する高アスペクト比の排気ダクトと、
   を備える赤外線抑制システム。
2. 前記高アスペクト比の排気ダクトが、前記機内側と前記機外側の間の前記排気マニホールドの底側に関して前記排気マニホールド面より上方にあることを特徴とする請求項１に記載の赤外線抑制システム。
3. 前記高アスペクト比の排気ダクトが、前記排気マニホールド面に対して所定の後方角および所定の機外方向角に前記エンジン排気流を向けるように、前記排気マニホールドから横方向に延在することを特徴とする請求項１に記載の赤外線抑制システム。
4. 前記所定の後方角が、約３５°であることを特徴とする請求項３に記載の赤外線抑制システム。
5. 前記所定の機外方向角が、約４５°であることを特徴とする請求項３に記載の赤外線抑制システム。
6. 前記高アスペクト比の排気ダクトが、前記排気マニホールド面に対して０°のロール角で排気ダクト開口面を画定する排気ダクト開口を画定することを特徴とする請求項１に記載の赤外線抑制システム。
7. 前記高アスペクト比の排気ダクトが、前記排気マニホールド面に対して５°の後方ピッチ角で排気ダクト開口面を画定する排気ダクト開口を画定することを特徴とする請求項１に記載の赤外線抑制システム。
8. 前記高アスペクト比の排気ダクトが、長手方向後方に傾斜していることを特徴とする請求項１に記載の赤外線抑制システム。
9. 前記高アスペクト比の排気ダクト内に複数の回転ベーンをさらに備えることを特徴とする請求項１に記載の赤外線抑制システム。
10. 前記高アスペクト比の排気ダクトとの間に冷却ギャップを画定するように、前記高アスペクト比の排気ダクトの周囲に少なくとも部分的に配置されたフェアリングをさらに備えることを特徴とする請求項１に記載の赤外線抑制システム。
11. 前記冷却ギャップが、概ね直線的であることを特徴とする請求項１０に記載の赤外線抑制システム。
12. 前記冷却ギャップが、１つまたは複数のフェアリング吸気口からラム空気流を受け、１つまたは複数のエンジン室空気スクープからエンジン室空気流を受けることを特徴とする請求項１１に記載の赤外線抑制システム。
13. 前記排気マニホールドが、実質的に円錐であることを特徴とする請求項１に記載の赤外線抑制システム。
14. 水線を画定する回転翼航空機に用いられる赤外線抑制システムであって、前記水線から実質的に離れる方向に実質的に全ての高温のエンジン排気流を向ける高アスペクト比の排気ダクトを備える赤外線抑制システム。
15. 前記高アスペクト比の排気ダクトが前記排気マニホールドから横方向に延在し、概ねロータシステムに向かう方向かつ航空機胴体から離れる方向に前記エンジン排気流を向けることを特徴とする請求項１４に記載の赤外線抑制システム。
16. 前記高アスペクト比の排気ダクトが排気マニホールドから横方向に延在し、所定の後方角および所定の機外方向角に前記エンジン排気流を向け、前記高アスペクト比の排気ダクトが、前記水線を通過する視線によって前記高アスペクト比の排気ダクトが視認されるのを掩蔽するように、前記水線に対して排気ダクト面を画定することを特徴とする請求項１４に記載の赤外線抑制システム。
17. 水線を画定する回転翼航空機から排出される高温のエンジン排気流の赤外線エネルギーを抑制する方法であって、
    （１）高アスペクト比の排気ダクトを通流する高温のエンジン排気流を、前記水線から実質的に離れる方向に向けるステップ、
    を含む方法。
18. 前記ステップ（１）が、
    （ａ）前記高温のエンジン排気流を、実質的にロータ吹下しを回避するのに十分な速度でロータシステムの方向に向けること、
    をさらに含むことを特徴とする請求項１７に記載の方法。
19. 前記ステップ（１）が、
    （ａ）ガスタービンエンジンからの前記高温のエンジン排気流を排気マニホールド内に通流させることと、
    （ｂ）前記ガスタービンエンジンからの前記高温のエンジン排気流および前記高温のエンジン排気流が、前記高アスペクト比の排気ダクトから排出されるように、前記高アスペクト比の排気ダクト内に前記排気マニホールドからの前記高温のエンジン排気流を通流させることと、
    をさらに含む請求項１７に記載の方法。
20. （２）前記高アスペクト比の排気ダクトと、前記高アスペクト比の排気ダクトを実質的に包囲する空力学的排気フェアリングと、の間の空冷噴出ギャップ内にエンジン室空気流を通流させるステップ、
    をさらに含む請求項１７に記載の方法。

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