RU2413085C2 - Система подавления инфракрасного излучения - Google Patents
Система подавления инфракрасного излучения Download PDFInfo
- Publication number
- RU2413085C2 RU2413085C2 RU2008107988/06A RU2008107988A RU2413085C2 RU 2413085 C2 RU2413085 C2 RU 2413085C2 RU 2008107988/06 A RU2008107988/06 A RU 2008107988/06A RU 2008107988 A RU2008107988 A RU 2008107988A RU 2413085 C2 RU2413085 C2 RU 2413085C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- exhaust
- engine
- aspect ratio
- plane
- specified
- Prior art date
Links
- 230000005855 radiation Effects 0.000 title claims abstract description 20
- 230000001629 suppression Effects 0.000 title claims abstract description 20
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 7
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 5
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 4
- 238000013206 minimal dilution Methods 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 40
- 239000000463 material Substances 0.000 description 9
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 7
- 239000013598 vector Substances 0.000 description 4
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 3
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 3
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- 230000013011 mating Effects 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 2
- 229920000784 Nomex Polymers 0.000 description 1
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 239000004964 aerogel Substances 0.000 description 1
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 238000005253 cladding Methods 0.000 description 1
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 239000000428 dust Substances 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 239000004763 nomex Substances 0.000 description 1
- 239000010409 thin film Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/78—Other construction of jet pipes
- F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
- F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infrared radiation suppressors
- F02K1/825—Infrared radiation suppressors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
- B64D2033/045—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes comprising infrared suppressors
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2210/00—Working fluids
- F05D2210/40—Flow geometry or direction
- F05D2210/42—Axial inlet and radial outlet
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
- F05D2220/329—Application in turbines in gas turbines in helicopters
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Exhaust Silencers (AREA)
- Exhaust Gas After Treatment (AREA)
Abstract
Система подавления инфракрасного излучения для летательного аппарата, имеющего планер, включает в себя выхлопной коллектор, который принимает выхлопной поток двигателя в основном вдоль продольной оси двигателя. Выхлопной коллектор имеет бортовую и забортную части относительно планера. Выхлопной коллектор определяет плоскость выхлопного коллектора, которая проходит через бортовую и забортную части. Выхлопной тракт выполнен с высоким геометрическим соотношением размеров, как определено соотношением максимальной длины сопла к максимальной ширине сопла выхлопного тракта, и проходит от выхлопного коллектора на одной стороне указанной плоскости выхлопного коллектора для придания направления указанному потоку выхлопа двигателя наружу в удаление от планера и в удаление от указанной плоскости выхлопного коллектора. Изобретение направлено на уменьшение инфракрасного излучения. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
Уровень техники
Настоящее изобретение относится к системе подавления инфракрасного (ИК) излучения, более конкретно к винтокрылым летательным аппаратам, имеющим направленную вверх систему подавления инфракрасного излучения, которая (1) маскирует выброс ИК энергии двигателя, которая может быть сигналом для наземных угроз при горизонтальном полете, и (2) минимизирует попадание выхлопа двигателя на находящуюся рядом конструкцию летательного аппарата, чтобы уменьшить полную инфракрасную сигнатуру винтокрылого летательного аппарата.
Система выхлопных каналов от газотурбинного двигателя является источником сильной инфракрасной энергии, которая может быть обнаружена ракетами теплового наведения и/или различными видами систем обработки инфракрасных изображений для задач целеуказания/слежения. В отношении первых, вообще говоря, ракета с тепловым наведением получает сигналы наведения по инфракрасной энергии, образуемой выхлопом двигателя так, что количество выделяемой инфракрасной энергии является одним из первичных определяющих факторов точности ракеты и, следовательно, поражающей способности. Относительно последних, системы обработки инфракрасного изображения обнаруживают и усиливают инфракрасную энергию для обнаружения и/или целеуказания.
Известные системы подавления ИК излучения используются на многих военных летательных аппаратах, в том числе на большинстве винтокрылых летательных аппаратах для обеспечения снижения ИК сигнатуры. Будущие ИК угрозы, однако, потребуют еще больших уровней снижения ИК сигнатур летательных аппаратов.
Вообще говоря, системы подавления ИК излучения прежде всего разработаны для: (а) уменьшения инфракрасной энергии ниже порогового уровня осознанной угрозы; (b) поддержания эксплуатационных качеств двигателя и (с) минимизирования связанных с этим веса и компоновки. Вторичные последствия могут включать в себя: (i) минимизацию системы или сложности конфигурации для снижения расходов на изготовление и обслуживание; и (ii) уменьшения внешнего аэродинамического сопротивления, создаваемого такими системами подавителя ИК излучения.
Известные системы подавления для винтокрылого летательного аппарата прежде всего разработаны для обеспечения существенного уменьшения ИК сигнатуры при профиле полета с зависанием. В основном, существующие системы подавителя, такие как, например, система, описанная в документе US-A-3981448, работают посредством смешивания высокотемпературного выхлопного потока с воздушным потоком холодного контура, подаваемым по тракту смешивания, который сообщается с выхлопным трактом двигателя. Смешивание больших количеств наружного воздуха с выхлопом двигателя может значительно уменьшить общую температуру газа до выброса выхлопа двигателя за борт, таким образом, понижая ИК сигнатуру летательного аппарата. Для достижения существенных уменьшений температуры, однако, нужно смешать высокотемпературный выхлопной поток с относительно существенным объемом наружного воздуха. Это требует относительно большие впуски и заключительную стадию выхлопа, которая обеспечивает емкость области потока как для объема выхлопного потока двигателя, так и для смешанного с дополнительным объемом наружного воздушного потока. Другой недостаток такой системы подавителя ИК излучения состоит в наличии ограничений по компоновочному месту. То есть удлиненные области смешивания ниже по потоку от двигателя должны иметь относительно существенную длину, чтобы обеспечить вполне достаточную область смешивания и потока. Таким образом, возможности адаптации к относительно малым винтокрылым летательным аппаратам или переоснащение летательных аппаратов, которые требуют соответствия имеющимся компоновочным ограничениям, недостаточны.
Также желательным является минимизировать попадание горячего выхлопа двигателя на находящуюся рядом конструкцию летательного аппарата так, чтобы избежать образования «горячих пятен», отдельно от первичного источника, связанного со шлейфом на сопле/шлейфом выхлопа. Недостатком является то, что операция смешивания может уменьшить скорость выхлопного потока так, что скорость выхлопа станет слишком низкой, для выброса выхлопа достаточно далеко от фюзеляжа, чтобы избежать таких «горячих пятен». Дополнительный недостаток заключается в том, что если выхлопной газ не имеет достаточной скорости, чтобы преодолеть поток, отбрасываемый винтом вниз, выхлопной газ может быть повторно засосан в двигатели, что может снизить эффективность двигателей.
Соответственно, желательно обеспечить систему подавления инфракрасного излучения, которая уменьшает полную ИК сигнатуру летательного аппарата, конструктивно компактна, маскирует ИК энергию, испущенную/излученную газотурбинным двигателем для заданного угла обзора/азимута, и минимизирует попадание выхлопа двигателя на находящуюся рядом структуру летательного аппарата, при поддержании эксплуатационных характеристик летательного аппарата.
Сущность изобретения
Система подавления инфракрасного излучения в соответствии с приводимым в качестве примера вариантом настоящего изобретения включает в себя выхлопной коллектор, который принимает выхлопной поток двигателя, выхлопной коллектор имеет бортовую часть и забортную часть, выхлопной коллектор определяет плоскость выхлопного коллектора, которая проходит через бортовую часть и забортную часть; и выхлопной тракт с высоким геометрическим соотношением размеров, который проходит от выхлопного коллектора с одной стороны плоскости выхлопного коллектора для придания направления потоку выхлопа двигателя в удаление от плоскости выхлопного коллектора.
Система подавления инфракрасного излучения для винтокрылого летательного аппарата, что определяет ватерлинию, в соответствии с приводимым в качестве примера вариантом настоящего изобретения включает в себя выхлопной тракт с высоким геометрическим соотношением размеров, который задает направление высокотемпературному выхлопу двигателя по существу в удаление от ватерлинии.
Способ подавления ИК энергии высокотемпературного потока выхлопа двигателя от винтокрылого летательного аппарата, определяющего ватерлинию, в соответствии с приводимым в качестве примера вариантом настоящего изобретения включает в себя задание направления высокотемпературному потоку выхлопа двигателя в удаление от ватерлинии через выхлопной тракт с высоким геометрическим соотношением размеров.
Краткое описание чертежей
Различные признаки и преимущества этого изобретения очевидны для специалистов в данной области техники из следующего далее подробного описания предпочтительного варианта его осуществления. Фигуры чертежей, которые сопровождают подробное описание, могут быть кратко описаны следующим образом:
Фиг.1 - общий вид в перспективе приводимого в качестве примера варианта осуществления винтокрылого летательного аппарата, иллюстрирующий приводимую в качестве примера установку системы подавителя ИК излучения согласно настоящему изобретению;
Фиг.2 - увеличенный частичный вид в условной перспективе системы подавителя ИК излучения согласно настоящему изобретению;
Фиг.3 - вид сбоку приводимого в качестве примера варианта осуществления винтокрылого летательного аппарата, иллюстрирующий приводимую в качестве примера установку системы подавителя ИК излучения согласно настоящему изобретению;
Фиг.4 - увеличенный вид в перспективе системы подавителя ИК излучения, иллюстрирующей прикрепление к планеру, в основном по направлению от хвоста;
Фиг.5А - вид в разрезе системы подавителя ИК излучения, иллюстрирующий выхлопной поток;
Фиг.5Б - увеличенный вид в разрезе системы подавителя ИК излучения по Фиг.5А;
Фиг.6 - увеличенный вид в перспективе системы подавителя ИК излучения, иллюстрирующий прикрепление к планеру, в основном по направлению спереди;
Фиг.7А - в основном вид спереди в перспективе другой обобщенной системы подавителя ИК излучения по настоящему изобретению;
Фиг.7Б - вид сзади в перспективе системы подавителя ИК излучения по Фиг.7А; и
Фиг.7В - вид сбоку в перспективе системы подавителя ИК излучения по Фиг.7А.
На Фиг.1 схематически показан винтокрылый летательный аппарат 10, имеющий систему 12 несущего винта. Летательный аппарат 10 включает в себя планер 14, имеющий выступающий хвост 16, на котором установлена система 18 хвостового рулевого винта. Система 12 несущего винта приводится в движение вокруг оси вращения посредством передачи (схематически показана как 20) одним или несколькими газотурбинными двигателями 22. Хотя в раскрытом варианте осуществления показана конкретная конфигурация вертолета, настоящее изобретение можно с успехом применить также и в других конфигурациях и/или машинах.
Винтокрылый летательный аппарат 10 также включает в себя Систему 24 Подавления Инфракрасного Излучения (СПИИ), связанную с каждым газотурбинным двигателем 22. СПИИ 24 подавляет ИК сигнатуру, исходящую от высокотемпературного выхлопа, вырабатываемого газотурбинными двигателями 22. В контексте, используемом в настоящих материалах, «подавляет» означает, что ИК сигнатура, исходящая от газотурбинного двигателя 22, уменьшается после прохождения через СПИИ 24 ниже, чем выбрасываемая газотурбинным двигателем 22.
СПИИ 24 предпочтительно имеет размеры и конфигурацию для направления высокотемпературного выхлопного газа и результирующей ИК энергии в основном вверх относительно плоскости W ватерлинии, проходящей через летательный аппарат 10 и по направлению к системе 12 несущего винта. Плоскость W является геометрической плоскостью, которая проходит через летательный аппарат 10 и которая в основном параллельна продольной оси летательного аппарата 10 и по существу поперечна оси вращения А. Следует учесть, что относительные позиционные термины, такие как «передний», «задний», «хвостовой», «верхний», «нижний», «выше», «ниже» и подобные им, применяются со ссылкой на обычные рабочие отношения транспортного средства (летательного аппарата) и не должны пониматься как-либо ограничивающими.
Более того, СПИИ 24 может имеет размеры и конфигурацию для минимизации попадания выхлопа двигателя на находящуюся рядом конструкцию летательного аппарата, посредством выброса потока вверх и/или вовне, в удаление от планера 14, таким образом уменьшая нагрев фюзеляжа из-за попадания шлейфа как при зависании, так и при горизонтальном полете, что, в свою очередь, минимизирует вклад фюзеляжа в ИК сигнатуру.
Посредством направления выхлопного потока в основном по направлению вверх и/или наружу, в удаление от планера 14, линию прямой видимости выбрасываемой ИК энергии маскируют от наземных угроз, что способствует подавлению ИК энергии при прямолинейном полете, чем полностью отличается от известных подавителей ИК излучения, которые, прежде всего, направлены на уменьшение ИК энергии при зависании. Эти известные подавители, которые обычно работают посредством растворения потока выхлопа двигателя в наружном воздухе, как правило, требуют более высокую вторичную обводную область и относительно большую лопастную сопловую систему подавителя, что не имеет места в настоящем изобретении так, что СПИИ 24 может быть заключена в относительно небольшое пространство и по-прежнему будет направлять выхлопной поток в удаление от планера 14, чтобы достичь сопоставимых или превосходящих эксплуатационных характеристик подавления ИК излучения при значительно меньшем вторичном охлаждающем воздушном объеме. Таким образом, СПИИ 24 направляет по существу весь выхлопной поток (полный воздушный поток) вверх и/или наружу, в удаление от планера 14 без значительного смешивания с вторичным воздушным потоком, так что выхлопной газ от газотурбинного двигателя 22 (первичный поток воздуха) относительно вторичного воздушного потока (то есть AC и ARAM) составляет менее чем традиционное соотношение 1:1 (вторичный против первичного потока воздуха) эжекторной системы. СПИИ 24 достигает таких эксплуатационных уровней уменьшения сигнатуры посредством уменьшения требуемого отношения первичной ко вторичной области зависания, при использовании ARAM. При подобном конструкционном подходе, таким образом, достигается значительно меньшее подавление ИК излучения.
Как показано на Фиг.2, СПИИ 24 расположена рядом с газотурбинным двигателем 22 и в основном включает в себя выхлопной коллектор 26 и выхлопной тракт 28 с высоким геометрическим соотношением размеров по продольной длине выхлопного коллектора 26. Как определено в настоящих материалах, «высокое геометрическое соотношение размеров» является отношением максимальной длины L сопла к максимальной ширине W сопла (что лучше всего видно на фиг.4 и 7А). В одном, не ограничивающем варианте осуществления изобретения это соотношение больше чем 2:1. СПИИ 24 достигает уровней уменьшения сигнатуры, как и известные системы с высоким геометрическим соотношением размеров, посредством управления направлением вектора выхлопного потока и линией прямой видимости горячего металла. Однако этим конструкционным подходом также достигаются и значительно меньший вес системы подавителя ИК излучения и меньшие воздействия на эксплуатационные характеристики двигателя.
Выхлопной коллектор 26 получает первичный поток высокотемпературного выхлопа двигателя от газотурбинного двигателя 22. Выхлопной коллектор 26 проходит вдоль продольной оси Е двигателя газотурбинного двигателя 22 и является, в основном, коническим. Подобным образом, выхлопной тракт 28 с высоким геометрическим соотношением размеров может быть размещен продольно на одной прямой с продольной осью Е двигателя для более эффективного управления выхлопным потоком, что также минимизирует воздействия от особенностей полета летательного аппарата. Выхлопной тракт 28 с высоким геометрическим соотношением размеров проходит в сторону (от или к) выхлопного коллектора 26. Таким образом, продольная ось выхлопного тракта 28 с высоким геометрическим соотношением размеров в одном, не ограничивающем варианте осуществления изобретения параллельна продольной оси двигателя Е, однако выхлопной тракт 28 с высоким геометрическим соотношением размеров проходит частично поперек продольной оси Е двигателя и выше плоскости Р выхлопного коллектора, что проходит через бортовую сторону 30i и забортную сторону 30о выхлопного коллектора 26. Плоскость выхлопного коллектора Р, как здесь определено, в основном параллельна плоскости летательного аппарата W (что также показано на Фиг.3). Это позволяет выхлопному тракту 28 с высоким геометрическим соотношением размеров работать как средство перенаправления ИК энергии, в котором ИК энергия направлена вверх и/или наружу, в удаление от наблюдателей на земле.
Таким образом, выхлопной коллектор 26 направляет высокотемпературный поток выхлопного газа от хвостового конца газотурбинного двигателя 22 через выхлопной тракт 28 с высоким геометрическим соотношением размеров, который направляет ИК энергию вверх и/или наружу, в удаление от наблюдателей на земле. Этот подход маскирует прямой обзор сигнатуры ИК энергии из выхлопного тракта 28 с высоким геометрическим соотношением размеров, которая может иначе быть представлена ИК угрозам наземного базирования. Кроме того, форма и ориентация выхлопного тракта 28 с высоким геометрическим соотношением размеров минимизируют попадание выхлопного потока на планер 14, что значительно уменьшает формирование вклада вторичных источников ИК излучения, таким образом, дополнительно уменьшая общую тепловую сигнатуру летательного аппарата.
Как показано, в одном, не ограничивающем варианте осуществления изобретения, выхлопной коллектор 26 имеет по существу коническую форму, такую, что высокотемпературный поток выхлопного газа проходит через меньший объем, поскольку выхлопные газы проходят продольную длину выхлопного коллектора 26, чтобы обеспечить в основном плотный выхлопной поток через выхлопной тракт 28.
Выхлопной коллектор 26, имеющий относительно компактные корпусные габариты, может быть присоединен к планеру 14 приспособлениями 32 (Фиг.4) так, что выхлопной коллектор 26 будет заключен в пределы аэродинамического обтекателя 34 выхлопной системы (показан воображаемым: фиг.2), который аэродинамически окружает существенную часть СПИИ 24, чтобы закрыть линию видимости ее высокотемпературных компонентов. Очевидным является, что различные приспособления 32 могут быть использованы в настоящем изобретении, однако предпочтительными являются те приспособления, которые допускают аэродинамическую минимизацию обтекателя 34 выхлопной системы так, чтобы аэродинамический обтекатель 34 выхлопной системы обеспечивал минимальное аэродинамическое воздействие на летательный аппарат.
Аэродинамический обтекатель 34 выхлопной системы может быть изготовлен из неметаллического материала так, чтобы обтекатель 34 работал как тепловой барьер линии видимости для выхлопного тракта 28 с высоким геометрическим соотношением размеров. Аэродинамический обтекатель 34 выхлопной системы расположен рядом с выхлопным трактом 28 с высоким геометрическим соотношением размеров, но отнесен от него на некоторое расстояние, чтобы затруднить обзор высокотемпературных компонентов СПИИ 24 непосредственно по линии прямой видимости, когда линия видимости проходит через плоскость WP ватерлинии летательного аппарата, например из положения ниже летательного аппарата.
Аэродинамический обтекатель 34 выхлопной системы в одном, не ограничивающем варианте осуществления изобретения определяет промежуток 36 эжектора с воздушным охлаждением (также показан на Фиг.5А, 5Б) между обтекателем 34 выхлопной системы и выхлопным трактом 28. Эжекторный промежуток 36 с воздушным охлаждением обеспечивает изолированный тонкопленочный охлаждающий воздушный поток, который затем изолирует выхлопной тракт 28 с высоким геометрическим соотношением размеров от аэродинамического обтекателя 34 выхлопной системы. Эжекторный промежуток 36 с воздушным охлаждением также распределяет относительно холодный воздушный поток, который затем облегает высокотемпературный поток выхлопного газа, выбрасываемый из выхлопного тракта 28 с высоким геометрическим соотношением размеров.
Аэродинамический обтекатель 34 выхлопной системы в одном, не ограничивающем варианте осуществления изобретения расположен рядом с обтекателем 35 заборника, который заключает в себе заборник 38 двигателя, и к хвосту от него. Один или несколько воздухозаборников 40 двигательного отсека и один или несколько входов 42 обтекателя могут быть расположены в аэродинамическом обтекателе 34 выхлопной системы отдельно от заборников 38 двигателя. Альтернативно или дополнительно, как показано на Фиг.2, один или несколько воздухозаборников 40 двигательного отсека, и один или несколько входов 42 обтекателя могут быть расположены в обтекателе 35 заборника. Очевидным является, что в настоящем изобретении могут быть использованы различные воздухозаборники и входные отверстия, которые могут быть расположены в различных местах на летательном аппарате.
Как показано на Фиг.5А, заборник 38 двигателя обеспечивает первичный воздушный поток в газотурбинный двигатель 22. Различные входные пылезащитные устройства (ВПЗУ) 44 (показано схематически) могут быть использованы для обеспечения «чистого» воздушного потока в газотурбинный двигатель 22, чтобы минимизировать повреждение инородными объектами. Очевидным является, что в настоящем изобретении могут быть использованы различные системы ВПЗУ и пути потока к двигателю 22.
От газотурбинного двигателя 22 первичный поток высокотемпературного выхлопного газа Ef может быть развихрен посредством развихрителя 50 (Фиг.6) и передан в выхлопной коллектор 26. От выхлопного коллектора 26 высокотемпературный поток выхлопного газа Ef выбрасывается через выхлопной тракт 28. Множество поворотных лопастей 48 расположено в пределах выхлопного тракта 28, чтобы более конкретно направить высокотемпературный выхлопной газ Ef в заранее определенном направлении. Поворотные лопасти 48 также работают как блокирующие лопасти (Фиг.6) для воспрепятствования обзору по линии прямой видимости, из положения выше летательного аппарата, через выхлопной тракт 28 на горячие внутренние компоненты СПИИ 20, такие как выхлопной коллектор 26, и действуют как усилители потока, чтобы уменьшить любые отрицательные воздействия на эксплуатационный характеристики двигателя.
Один или несколько воздухозаборников 40 двигательного отсека обеспечивают поток Ас воздуха двигательного отсека, который течет по газотурбинному двигателю 22 для конвекционного охлаждения газотурбинного двигателя 22 и связанных систем, таких как маслоохладитель 46 (показан схематически). Поток воздуха AC двигательного отсека также уменьшает температуру оболочки аэродинамического обтекателя 34 выхлопной системы, поскольку повышенные температуры обтекателя могут внести свой вклад в полную ИК сигнатуру летательного аппарата. Поток воздуха двигательного отсека AC предпочтительно объединяют с первичным воздушным потоком двигателя, распределяя так, что достигают отношение потока воздуха от 10% до 15%.
СПИИ 24 может также содержать облицовочный материал 39, который имеет размеры и конфигурацию такие, чтобы ИК энергия, которая проходит через выхлопной тракт 28, была дополнительно замаскирована с их помощью. Более конкретно, изолированный облицовочный материал 39 в совокупности с воздушным потоком Ас двигательного отсека, прогоняемым через эжекторный промежуток 36 с воздушным охлаждением, обеспечивает дополнительное охлаждение поверхности оболочки для дополнительной минимизации тепловой сигнатуры летательного аппарата. Для этого облицовочный материал 39 предпочтительно заключен близко к внешним стенкам выхлопного тракта 28 и к внутренним стенкам аэродинамического 34 обтекателя выхлопной системы. Облицовочным материалом 39 может быть Aerogel или материал покрытия Nomex, расположенный в пределах эжекторного промежутка 36 с воздушным охлаждением, хотя другие материалы могут также быть использованы, как в качестве альтернативы, так и дополнительно.
Один или несколько входов 42 обтекателя передают набегающий воздух ARAM высокого давления в эжекторный промежуток 36 с воздушным охлаждением, чтобы усилить всасывающее действие воздушного потока AC двигательного отсека. Таким образом, набегающий воздух ARAM высокого давления увеличивает скорость протекания воздушного потока AC двигательного отсека, чтобы дополнительно изолировать и скрыть высокотемпературный поток Ef выхлопного газа, выбрасываемого через выхлопной тракт 28.
На Фиг.7А схематически показан другой, не специфичный для летательного аппарата выхлопной тракт 28' с высоким аспектом, который предпочтительно включает в себя отверстие 52 выхлопного тракта. Очевидным является, что СПИИ 24' на Фиг.7А-7С представлена в упрощенной форме, чтобы более конкретно раскрыть ориентацию отверстия 52 выхлопного тракта. Следует отметить, что сопрягающий переходной тракт 27 расположен вверх по потоку от выхлопного коллектора 26', чтобы показать, что СПИИ 24' может быть альтернативно встроена в или на различные компоновочные ограничения транспортного средства (летательного аппарата) с такими компонентами переходного тракта 27. Отверстие 52 выхлопного тракта, как определено в настоящих материалах, является наиболее удаленной кромкой выхлопного тракта 28 с высоким геометрическим соотношением размеров и определяет плоскость Рех выхлопного тракта. Поскольку СПИИ 24 эффективно маскирует высокотемпературные компоненты при углах обзора в 0° и ниже плоскости W летательного аппарата (Фиг.3), эта конфигурация обеспечивает существенный вклад в уменьшение ИК сигнатуры.
Выхлопной тракт 28' с высоким геометрическим соотношением размеров может быть отклонен наружу на заранее определенный забортный угол Ро (Фиг.7В) и к хвосту на заранее определенный хвостовой угол Ра (Фиг.7С), чтобы определять забортный угол 45° вектора выхлопа (Фиг.7Б) и хвостовой угол 35° (Фиг.7С) относительно плоскости Р выхлопного коллектора и плоскости W летательного аппарата. Векторные углы в том виде, как они использованы в настоящих материалах, определяют направление высокотемпературного потока Ef выхлопного газа в отличие от плоскости Рех отверстия выхлопного тракта, которая определяет ориентацию наиболее удаленной кромки выхлопного тракта 28' с высоким геометрическим соотношением размеров. Выхлопной тракт 28' с высоким геометрическим соотношением размеров направляет высокотемпературный поток Ef выхлопного газа вверх по направлению к системе 12 несущего винта и в удаление от плоскости W летательного аппарата, таким образом минимизируя и/или эффективно устраняя возможность присоединения высокотемпературного потока Ef выхлопного газа к аэродинамическому обтекателю 34' выхлопной системы при горизонтальном полете. Выхлопной тракт 28' с высоким геометрическим соотношением размеров также придает существенную скорость газовому потоку, чтобы содействовать преодолению высокотемпературным потоком выхлопного газа Ef перемещаемого вниз винтом воздушного потока, таким образом, минимизируя возможность нагрева фюзеляжа и образования «горячего пятна». Такая уникальная ориентация, а также форма выхлопного тракта с высоким геометрическим соотношением размеров 28', минимизирует противодавление системы на газотурбинный двигатель 22 и минимизирует повторное всасывание высокотемпературного потока Ef выхлопного газа, которые могут ухудшить эксплутационные характеристики двигателя. Выхлопной тракт 28' также имеет относительно компактный размер, поскольку необходимо вместить только высокотемпературный поток Ef выхлопного газа.
Плоскость Рех отверстия выхлопного тракта, что установлен на летательном аппарате, обеспечивает 5° хвостовой угол продольного наклона (Фиг.7С) и 0° забортный угол поперечного наклона (Фиг.7В), чтобы учесть профили задач прямого и горизонтального полета. То есть плоскость Рех отверстия выхлопного тракта проходит под углом 5° продольного наклона относительно плоскости Р выхлопного коллектора так, что плоскость Рех отверстия выхлопного тракта не является параллельной плоскости Р выхлопного коллектора (Фиг.7С) и под углом 0° поперечного наклона относительно плоскости Р выхлопного коллектора (Фиг.7В). Уклон выхлопного тракта 28' гарантирует, что никакие горячие металлические компоненты СПИИ 24 не будут видимыми при обычном положении с 5° наклоном носа вниз при полете. Таким образом, плоскость выхлопного тракта Рех определяет ориентацию наиболее удаленной кромки выхлопного тракта 28' с тем, чтобы минимизировать обзор высокотемпературных внутренних компонентов, таких как выхлопной коллектор 26', по линии прямой видимости через выхлопной тракт 28'. Следует учесть, что в настоящем изобретении могут быть применимы другие векторы углов наклона и уклоны углов плоскости Рех выхлопного тракта.
Система подавления инфракрасного излучения (СПИИ) может быть присоединена к выхлопному сопряжению двигателя летательного аппарата рядно с двигателем летательного аппарата и кабаном верхнего несущего винта.
СПИИ минимизирует попадание выхлопа двигателя на находящуюся рядом конструкцию летательного аппарата посредством выброса потока вверх и/или наружу, в удаление от фюзеляжа, таким образом, уменьшая вероятность «горячих пятен» как при зависании, так и при горизонтальном полете. Кроме того, посредством направления выхлопного потока вверх и/или наружу, в удаление от фюзеляжа, прямая линия видимости ИК энергии, образуемой горячими выхлопными коллекторами, становится замаскированной от наземных угроз.
Поскольку конструкция СПИИ эффективно скрывает горячие металлические выхлопные компоненты от обзора снизу летательного аппарата, СПИИ достигает существенного сокращения ИК сигнатуры всего летательного аппарата. Кроме того, поскольку повышенные температуры обтекателя могут внести свой вклад в ИК сигнатуру всего летательного аппарата, конструкция аэродинамического обтекателя, которая может включать в себя удлинение выхлопного тракта с высоким геометрическим соотношением размеров, предпочтительно допускает внутреннее конвекционное охлаждение для уменьшения температур оболочки аэродинамического обтекателя, тогда как выхлопной тракт с высоким геометрическим соотношением размеров направляет шлейф в удаление от фюзеляжа летательного аппарата.
СПИИ подавляет ИК энергию при горизонтальном полете, чем полностью отличается от известных конструкций, которые сконцентрированы, прежде всего, на режиме зависания. Эти известные конструкции, которые обычно работают, растворяя поток выхлопа двигателя в наружном воздухе, в основном требуют более высокой вторичной обводной области и относительно большой лопастной сопловой системы подавителя, что не имеет место в настоящем изобретении. Таким образом, СПИИ может вмещаться в относительно меньшее пространство и, тем не менее, направлять выхлопной поток от планера, чтобы достигнуть сопоставимых или превосходящих эксплуатационных характеристик подавления ИК излучения при значительно меньшем вторичном охлаждающим воздушном объеме.
СПИИ также не смешивает большие количества наружного воздуха (холодного) с горячим выхлопом двигателя так, что удается избежать относительно больших заборов наружного воздуха так, что СПИИ обеспечивает ступень выхлопа, которая имеет размеры главным образом только для выхлопа двигателя. Результатом является намного более компактная система.
СПИИ достигает приблизительно тех же самых уровней уменьшения ИК сигнатуры для угроз наземного базирования посредством «блокирования» прямого обзора угрозами наземного базирования внешне видимого выхлопного тракта. СПИИ также поддерживает максимально возможную скорость выхлопного газа, чтобы минимизировать возможность нагрева фюзеляжа и повторного засасывания выхлопа двигателя. Кроме того, СПИИ уменьшает проблему противодавления на двигатель для минимальных ограничений по выхлопному потоку, таким образом, минимизируя потери мощности на соответствующем двигателе, так же как и общее количество частей во всей системе.
Хотя показаны, описаны и включены в формулу изобретения конкретные последовательности этапов, очевидным является, что этапы могут быть выполнены в любом порядке, отдельно или в совокупности постольку, поскольку не указано иначе, и при этом будут осуществлять настоящее изобретение.
Предшествующее описание приведено в качестве примера и не вводит ограничений. Много модификаций и изменений настоящего изобретения возможны в свете вышеупомянутого изложения. Хотя предпочтительные варианты осуществления этого изобретения и были раскрыты, однако, для специалистов в данной области техники очевидны определенные модификации, которые не изменяют сущность и объем этого изобретения. Должно, поэтому, быть очевидным, что в объеме нижеследующей формулы изобретения возможно осуществление и использование этого изобретения иначе, чем было конкретно описано. По этой причине следующую далее формулу изобретения следует использовать для определения истинного объема и содержания этого изобретения.
Claims (19)
1. Система подавления инфракрасного излучения (24, 24') для летательного аппарата, имеющего планер (14), включающая в себя выхлопной коллектор (26, 26'), который принимает выхлопной поток двигателя в основном вдоль продольной оси двигателя, указанный выхлопной коллектор (26, 26') имеет бортовую часть (30i) и забортную часть (30о) относительно упомянутого планера (14), указанный выхлопной коллектор (26, 26'), определяет плоскость выхлопного коллектора (Р), которая проходит через указанную бортовую часть (30i) и указанную забортную часть (30о), и выхлопной тракт (28, 28') с высоким геометрическим соотношением размеров, как определено соотношением максимальной длины (L) сопла к максимальной ширине сопла выхлопного тракта (28, 28'), упомянутый выхлопной тракт (28, 28') с высоким геометрическим соотношением размеров проходит от указанного выхлопного коллектора (26, 26') на одной стороне указанной плоскости (Р) выхлопного коллектора для придания направления указанному потоку выхлопа двигателя наружу в удаление от упомянутого планера (14) и в удаление от указанной плоскости (Р) выхлопного коллектора.
2. Система подавления инфракрасного излучения по п.1, в которой указанный выхлопной тракт (28, 28') с высоким геометрическим соотношением размеров находится выше указанной плоскости (Р) выхлопного коллектора относительно нижней части указанного выхлопного коллектора (26, 26') между указанной бортовой частью (30i) и указанной забортной частью (30о).
3. Система подавления инфракрасного излучения по п.1, в которой указанный выхлопной тракт (28, 28') с высоким геометрическим соотношением размеров проходит сбоку от указанного выхлопного коллектора (26, 26') для придания направления указанному потоку выхлопа двигателя в направлении заранее определенного хвостового угла и заранее определенного забортного угла относительно указанной плоскости (Р) выхлопного коллектора.
4. Система подавления инфракрасного излучения по п.3, в которой указанный заранее определенный хвостовой угол составляет приблизительно 35º к хвосту.
5. Система подавления инфракрасного излучения по п.3, в которой указанный заранее определенный забортный угол составляет приблизительно 45º.
6. Система подавления инфракрасного излучения по п.1, в которой указанный выхлопной тракт (28, 28') с высоким геометрическим соотношением размеров определяет отверстие (52) выхлопного тракта, которое определяет плоскость (Рех) отверстия выхлопного тракта при угле поперечного наклона в 0º указанного летательного аппарата относительно указанной плоскости (Р) выхлопного коллектора.
7. Система подавления инфракрасного излучения по п.1, в которой указанный выхлопной тракт (28, 28') с высоким геометрическим соотношением размеров определяет отверстие (52) выхлопного тракта, которое определяет плоскость (Рех) отверстия выхлопного тракта при хвостовом угле продольного наклона в 5º указанного летательного аппарата относительно указанной плоскости (Р) выхлопного коллектора.
8. Система подавления инфракрасного излучения по п.1, в которой выхлопной тракт (28, 28') с высоким геометрическим соотношением размеров наклонен продольно к хвосту относительно нормального пространственного положения упомянутого летательного аппарата.
9. Система подавления инфракрасного излучения по п.1, дополнительно включающая в себя обтекатель (34), расположенный, по меньшей мере, частично вокруг упомянутого выхлопного тракта (28, 28') с высоким геометрическим соотношением размеров, чтобы определить охлаждающий промежуток (36) между ними.
10. Система подавления инфракрасного излучения по п.9, в которой указанный охлаждающий промежуток (36) в основном имеет форму прямолинейного канала.
11. Система подавления инфракрасного излучения по п.1, в которой плоскость (Р) выхлопного коллектора содержит упомянутую продольную ось двигателя.
12. Система подавления инфракрасного излучения по п.1, в которой упомянутый выхлопной тракт (28, 28') с высоким геометрическим соотношением размеров является прямолинейным.
13. Система подавления инфракрасного излучения по п.12, в которой выхлопной коллектор (26, 26') в основном конический.
14. Система подавления инфракрасного излучения по п.12, в которой упомянутый выхлопной тракт (28, 28') с высоким геометрическим соотношением размеров расположен только на одной стороне упомянутой плоскости (Р) коллектора.
15. Система подавления инфракрасного излучения по п.12, в которой упомянутый выхлопной тракт (28, 28') с высоким геометрическим соотношением размеров определяет продольную ось параллельную упомянутой продольной оси двигателя.
16. Способ подавления ИК энергии высокотемпературного потока выхлопа двигателя от винтокрылого летательного аппарата, определяющего плоскость (W) ватерлинии, включающий в себя задание направления высокотемпературному потоку выхлопа двигателя в удаление от плоскости (W) ватерлинии через выхлопной тракт (28, 28') с высоким геометрическим соотношением размеров.
17. Способ по п.16, дополнительно включающий в себя задание направления высокотемпературному потоку выхлопа двигателя по направлению к системе несущего винта со скоростью, достаточной для, по существу, покидания потока, направляемого вниз винтом.
18. Способ по п.16, дополнительно включающий в себя передачу высокотемпературного потока выхлопа двигателя от газотурбинного двигателя (22) через выхлопной коллектор (26, 26'), и передачу высокотемпературного потока выхлопа двигателя от выхлопного коллектора (26, 26') через выхлопной тракт (28, 28') с высоким геометрическим соотношением размеров так, что высокотемпературный поток выхлопа двигателя от газотурбинного двигателя (22) выбрасывается из выхлопного тракта (28, 28') с высоким геометрическим соотношением размеров.
19. Способ по п.16, дополнительно включающий в себя передачу первичного воздушного потока, включающего в себя по существу весь высокотемпературный поток выхлопа двигателя через выхлопной тракт (28, 28') с высоким геометрическим соотношением размеров с его минимальным разбавлением вторичным воздушным потоком, причем соотношение вторичного воздушного потока к первичному воздушному потоку меньше чем соотношение 1:1.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US11/194,229 | 2005-08-01 | ||
US11/194,229 US7823375B2 (en) | 2005-08-01 | 2005-08-01 | Infrared suppression system |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2008107988A RU2008107988A (ru) | 2009-09-20 |
RU2413085C2 true RU2413085C2 (ru) | 2011-02-27 |
Family
ID=37692798
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008107988/06A RU2413085C2 (ru) | 2005-08-01 | 2006-07-27 | Система подавления инфракрасного излучения |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (2) | US7823375B2 (ru) |
EP (1) | EP1943419B1 (ru) |
JP (1) | JP2009507179A (ru) |
CN (1) | CN101365870B (ru) |
CA (1) | CA2618661C (ru) |
IL (1) | IL189174A (ru) |
RU (1) | RU2413085C2 (ru) |
WO (1) | WO2008041964A2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU211116U1 (ru) * | 2022-02-21 | 2022-05-23 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Устройство отвода отработанных газов наземного подвижного электроагрегата |
Families Citing this family (26)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7370836B2 (en) * | 2005-08-09 | 2008-05-13 | Greene Leonard M | Missile defense system and methods for evading heat seeking missiles |
DE102007061994B4 (de) * | 2007-12-21 | 2016-11-03 | Airbus Operations Gmbh | Vorrichtung zum Kühlen von aus einem Flugzeug abzuführendem Heißgas |
CN102486359B (zh) * | 2009-03-25 | 2014-08-06 | 王晋生 | 带冷腔体的伪装型排气口 |
US20100326049A1 (en) * | 2009-06-25 | 2010-12-30 | Honeywell International Inc. | Cooling systems for rotorcraft engines |
US20160090912A1 (en) * | 2010-11-30 | 2016-03-31 | General Electric Company | Inlet particle separator system |
EP2719621A3 (en) * | 2012-10-10 | 2017-10-25 | Sikorsky Aircraft Corporation | Aft exhaust system for rotary wing aircraft |
US9297290B2 (en) * | 2012-10-10 | 2016-03-29 | Sikorsky Aircraft Corporation | Rotary wing aircraft having collocated exhaust duct and propeller shaft |
US10273018B2 (en) * | 2012-10-10 | 2019-04-30 | Sikorsky Aircraft Corporation | Upturned exhaust system for rotary wing aircraft |
US9500129B2 (en) | 2012-10-29 | 2016-11-22 | Honeywell International Inc. | Turboshaft engines having improved inlet particle scavenge systems and methods for the manufacture thereof |
US9051047B2 (en) * | 2012-11-12 | 2015-06-09 | Sikorsky Aircraft Corporation | Flexbeam rotor attachment to rotor blade |
WO2014114652A2 (en) * | 2013-01-22 | 2014-07-31 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine outer case active ambient cooling including air exhaust into a sub-ambient region of exhaust flow |
US10704468B2 (en) | 2013-02-28 | 2020-07-07 | Raytheon Technologies Corporation | Method and apparatus for handling pre-diffuser airflow for cooling high pressure turbine components |
US9605596B2 (en) | 2013-03-08 | 2017-03-28 | United Technologies Corporation | Duct blocker seal assembly for a gas turbine engine |
US10822076B2 (en) | 2014-10-01 | 2020-11-03 | Sikorsky Aircraft Corporation | Dual rotor, rotary wing aircraft |
WO2016053408A1 (en) | 2014-10-01 | 2016-04-07 | Sikorsky Aircraft Corporation | Acoustic signature variation of aircraft utilizing a clutch |
CN105114206B (zh) * | 2015-09-18 | 2017-06-16 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种可降低红外和雷达信号特征的喷管 |
US20180291839A1 (en) * | 2015-10-13 | 2018-10-11 | Sikorsky Aircraft Corporation | Exhaust cooling arrangement |
JP6681749B2 (ja) * | 2016-03-03 | 2020-04-15 | 三菱航空機株式会社 | 高温空気の機体張り付き対策構造および航空機 |
US20180100468A1 (en) * | 2016-10-07 | 2018-04-12 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | System and method for reduction of turbine exhaust gas impingement on adjacent aircraft structure |
US10988263B2 (en) * | 2016-12-08 | 2021-04-27 | Thomas Francis Daily, JR. | VTOL aircraft with jet engine coupled to downward thrust nozzles |
US10480386B2 (en) * | 2017-09-22 | 2019-11-19 | Bell Helicopter Textron Inc. | Exhaust manifold for combining system exhaust plume |
US11634228B2 (en) * | 2017-11-01 | 2023-04-25 | Sikorsky Aircraft Corporation | High volume flow management of cooling air |
JP7160580B2 (ja) * | 2018-06-28 | 2022-10-25 | 三菱航空機株式会社 | 航空機および航空機の整備方法 |
CN112065585A (zh) * | 2020-09-18 | 2020-12-11 | 中国航发贵州黎阳航空动力有限公司 | 一种燃气轮机排气结构 |
CN112960123B (zh) * | 2021-03-26 | 2023-11-07 | 中国商用飞机有限责任公司 | 飞机辅助动力单元的进气门装置 |
CN113443150B (zh) * | 2021-08-30 | 2021-11-23 | 西安航天动力研究所 | 一种紧凑型无人机涡喷发动机 |
Family Cites Families (21)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3981448A (en) * | 1970-04-23 | 1976-09-21 | The Garrett Corporation | Cooled infrared suppressor |
US3981143A (en) * | 1974-08-15 | 1976-09-21 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Infrared suppressor |
US4018046A (en) * | 1975-07-17 | 1977-04-19 | Avco Corporation | Infrared radiation suppressor for gas turbine engine |
US4295332A (en) * | 1978-11-13 | 1981-10-20 | General Electric Company | Infrared suppressor system |
GB2044359B (en) * | 1979-03-16 | 1982-10-27 | Rolls Royce | Gas turbine engine air intakes |
US5699966A (en) * | 1980-03-31 | 1997-12-23 | General Electric Company | Exhaust nozzle of a gas turbine engine |
GB2100798B (en) | 1981-06-19 | 1985-01-16 | Hughes Helicopters Inc | Radiation shielding and gas diffusion apparatus |
DE3129305A1 (de) | 1981-07-24 | 1983-02-10 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Einrichtung zur infrarotunterdrueckung fuer fluggeraete, insbesondere hubschrauber |
GB2114229B (en) * | 1981-11-03 | 1984-11-21 | Rolls Royce | Gas turbine engine infra-red radiation suppressor |
US5746047A (en) * | 1982-07-08 | 1998-05-05 | Gereral Electric Company | Infrared suppressor |
DE3712328A1 (de) | 1987-04-11 | 1988-10-27 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Einrichtung zur infrarotstrahlungsabschirmung |
US5699965A (en) * | 1989-06-30 | 1997-12-23 | Sikorsky Aircraft Corporation | Infrared suppressor for a gas turbine engine |
US6134879A (en) * | 1989-12-21 | 2000-10-24 | United Technologies Corporation | Suppression system for a gas turbine engine |
FR2728228A1 (fr) * | 1994-12-19 | 1996-06-21 | Eurocopter France | Perfectionnements aux helicopteres equipes de dilueurs-deviateurs de jet pour les gaz de combustion |
US5992140A (en) * | 1997-06-24 | 1999-11-30 | Sikorsky Aircraft Corporation | Exhaust nozzle for suppressing infrared radiation |
US6016651A (en) * | 1997-06-24 | 2000-01-25 | Sikorsky Aircraft Corporation | Multi-stage mixer/ejector for suppressing infrared radiation |
US6055804A (en) * | 1997-07-23 | 2000-05-02 | Sikorsky Aircraft Corporation | Turning vane arrangement for IR suppressors |
US6122907A (en) * | 1998-05-11 | 2000-09-26 | Sikorsky Aircraft Corporation | IR suppressor |
US6742339B2 (en) * | 2002-09-06 | 2004-06-01 | General Electric Company | Methods and apparatus for exhausting gases from gas turbine engines |
WO2005068796A1 (en) * | 2004-01-14 | 2005-07-28 | Poly Systems Pty Limited | Exhaust gas temperature moderator |
WO2007106188A2 (en) * | 2006-02-27 | 2007-09-20 | Sikorsky Aircraft Corporation | Infrared suppression system with spiral septum |
-
2005
- 2005-08-01 US US11/194,229 patent/US7823375B2/en not_active Expired - Fee Related
-
2006
- 2006-07-27 RU RU2008107988/06A patent/RU2413085C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2006-07-27 EP EP06851667.3A patent/EP1943419B1/en not_active Not-in-force
- 2006-07-27 WO PCT/US2006/029419 patent/WO2008041964A2/en active Application Filing
- 2006-07-27 JP JP2008537695A patent/JP2009507179A/ja active Pending
- 2006-07-27 CA CA2618661A patent/CA2618661C/en not_active Expired - Fee Related
- 2006-07-27 CN CN200680036438.9A patent/CN101365870B/zh not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-01-28 US US12/020,625 patent/US7836701B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2008-02-03 IL IL189174A patent/IL189174A/en not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU211116U1 (ru) * | 2022-02-21 | 2022-05-23 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Устройство отвода отработанных газов наземного подвижного электроагрегата |
RU2812001C1 (ru) * | 2023-08-11 | 2024-01-22 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова Российской академии наук | Способ отклонения выхлопа двигателя вертолета |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US7823375B2 (en) | 2010-11-02 |
WO2008041964A2 (en) | 2008-04-10 |
IL189174A (en) | 2011-11-30 |
CN101365870B (zh) | 2014-12-31 |
EP1943419B1 (en) | 2015-01-07 |
JP2009507179A (ja) | 2009-02-19 |
EP1943419A2 (en) | 2008-07-16 |
US20070022757A1 (en) | 2007-02-01 |
EP1943419A4 (en) | 2009-04-15 |
WO2008041964A3 (en) | 2008-10-02 |
US20080245061A1 (en) | 2008-10-09 |
US7836701B2 (en) | 2010-11-23 |
CN101365870A (zh) | 2009-02-11 |
CA2618661C (en) | 2011-01-04 |
IL189174A0 (en) | 2009-02-11 |
CA2618661A1 (en) | 2007-02-01 |
WO2008041964A8 (en) | 2008-08-14 |
RU2008107988A (ru) | 2009-09-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2413085C2 (ru) | Система подавления инфракрасного излучения | |
CA2502374C (en) | Methods and apparatus for exhausting gases from gas turbine engines | |
US9845159B2 (en) | Conjoined reverse core flow engine arrangement | |
US8341934B2 (en) | Infrared suppression system with spiral septum | |
US10273018B2 (en) | Upturned exhaust system for rotary wing aircraft | |
EP0998628B1 (en) | Turning vane arrangement for ir suppressors | |
JP4290883B2 (ja) | Ir抑制器 | |
US10562641B2 (en) | AFT exhaust system for rotary wing aircraft | |
EP3306067B1 (en) | System and method for reduction of turbine exhaust gas impingement on adjacent aircraft structure | |
US6134879A (en) | Suppression system for a gas turbine engine | |
EP3330182A1 (en) | Low infrared signature exhaust through active film cooling, active mixing and active vane rotation | |
US10906663B2 (en) | Apparatus for boundary layer air inlet utilization |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200728 |