(57)【要約】      （修正有）【課題】ガスタービンからの赤外線放射を減少するための方法および装置を提供する。【解決手段】車両１０にコアエンジン１２を搭載し、コアエンジンの半径方向外側及び周囲に胴体３２を結合し、コアエンジンから排出される排気ガスを送るためにカウル７０及びカウルから半径方向内側へ結合された一次ノズル５４を含む排気ノズルをコアエンジンに結合し、コアエンジンの排気赤外線シグナチュアの抑制を促進するためにほぼＵ字形の横断面輪郭形状を有しカウルとの間に冷却空気流路が規定されるようなブロックフィン１０４を含む赤外線抑制システム１００をエンジン排気ノズルと流れ連通するように結合する。【選択図】  図２
2007168624.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン（１２）の排気アセンブリ（３４）において、
前記ガスタービンに結合されたエンジン排気ノズル（５４）と；
前記エンジン排気ノズルとの間に冷却通路（７２）を規定するように、前記エンジン排気ノズルの少なくとも一部を取り囲む排気カウル（７０）と；
前記エンジン排気ノズルに結合され、前記ガスタービンエンジンの排気赤外線シグナチュアの抑制を促進する赤外線抑制システム（１００）とを具備し、
前記赤外線抑制システムの一部は、少なくとも一部が前記冷却通路の中へ延出するほぼＵ字形の横断面輪郭形状を有する複数のブロックフィン（１０４）を具備することを特徴とする排気アセンブリ（３４）。
【請求項２】
前記赤外線抑制システムは、
前記エンジン排気ノズルに結合された装着脚部（１０２）と；
前記装着脚部から延出し、ほぼＵ字形の横断面輪郭形状を有するブロックフィン（１０４）とを具備することを特徴とする請求項１記載の排気アセンブリ（３４）。
【請求項３】
前記ブロックフィンは、
上流側の第１の部分（１１０）と；
前記第１の部分との間に間隙（１１４）を規定するように、前記第１の部分から延出する第２の部分（１１２）とを具備することを特徴とする請求項１記載の排気アセンブリ（３４）。
【請求項４】
前記冷却通路（７２）から前記間隙（１１４）の中へ周囲冷却空気を送り、前記第２の部分（１１２）への空気衝突を促進するために、前記上流側の第１の部分（１１０）は、前記第１の部分を貫通する複数の開口部（２１０）を具備することを特徴とする請求項３記載の排気アセンブリ（３４）。
【請求項５】
前記装着脚部（１０２）は、前記ブロックフィン（１０４）と一体に形成されることを特徴とする請求項１記載の排気アセンブリ（３４）。
【請求項６】
前記赤外線抑制システム（１００）は、前記エンジン排気ノズル（５４）と一体に形成されることを特徴とする請求項１記載の排気アセンブリ（３４）。
【請求項７】
前記赤外線抑制システム（３００）は、
前記エンジン排気ノズル（５４）に結合され、ほぼＬ字形の横断面輪郭形状を有する装着脚部（３０２）と；
前記装着脚部から延出し、ほぼＪ字形の横断面輪郭形状を有するブロックフィン（３０４）とを具備することを特徴とする請求項１記載の排気アセンブリ（３４）。
【請求項８】
前記赤外線抑制システム（４００）は、
前記エンジン排気ノズル（５４）に結合され、ほぼＵ字形の横断面輪郭形状を有する装着脚部（４０２）と；
前記装着脚部から延出し、ほぼＬ字形の横断面輪郭形状を有するブロックフィン（４０４）とを具備することを特徴とする請求項１記載の排気アセンブリ（３４）。
【請求項９】
前記エンジン排気ノズル（５４）に結合され、前記赤外線抑制システム（１００）の軸方向前方にある複数の冷却フィン（６０）を更に具備することを特徴とする請求項１記載の排気アセンブリ（３４）。
【請求項１０】
航空機の機体（３２）に結合するように構成されたガスタービンエンジン（１２）において、
前記ガスタービンエンジンに結合されたエンジン排気ノズル（５４）と；
前記エンジン排気ノズルとの間に冷却通路（７２）を規定するように、前記エンジン排気ノズルの少なくとも一部を取り囲む排気カウル（７０）と；
前記エンジン排気ノズルに結合され前記ガスタービンエンジンの排気赤外線シグナチュアの抑制を促進する赤外線抑制システム（１００）であって、前記赤外線抑制システムの一部が、少なくとも一部が前記冷却通路の中へ延出するほぼＵ字形の横断面輪郭形状を有する複数のブロックフィン（１０４）を具備する赤外線抑制システム（１００）と；
前記赤外線抑制システムの軸方向前方で、前記エンジン排気ノズルに結合された複数の冷却フィン（６０）とを具備するガスタービンエンジン（１２）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般に、赤外線抑制装置に関し、更に一般的には、例えば、ヘリコプタにおいて使用されるガスタービンのようなガスタービンからの赤外線放射を減少するための方法及び装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
敵対環境において使用されるヘリコプタの中には、ヘリコプタのモータを駆動するために使用されるギヤボックスがガスタービンエンジンにより駆動されるものがある。周知のガスタービンエンジンは、通常、ヘリコプタの回転翼より多い回転数（ＲＰＭ）で回転する。また、周知のエンジンは、排気をガスタービンエンジンから機外へ送るテールパイプを含む。周知のテールパイプには高温の排気ガスが流通するため、エンジンの動作中、テールパイプの動作温度は上昇し、従って、テールパイプにより発生される赤外線信号も増加する。
【０００３】
最近の兵器検知技術の進歩に伴って、軍用航空機及び陸上戦闘車両に動力を供給するガスタービンエンジンと関連する赤外線シグナチュアを低減することの重要性が更に強く認識されるようになっている。更に、赤外線シグナチュアを低減することは、熱検知追尾ミサイルを含む敵の対空戦力による検知及び追尾の危険性を低下するのに好都合である。その結果、周知の航空機の少なくとも一部は、赤外線防衛システムの組み合わせを使用する。例えば、そのようなシステムは、推進システム赤外線抑制、航空機における他の赤外線源を抑制することを容易にするための抑制システム、赤外線封止手段、すなわち、妨害装置、及び／又は改善された航空機塗料を含むと考えられる。それらの防衛システムは、個別に、車両がミサイル攻撃を受ける危険度を低下させることを協働して促進するためのシステムとして寄与する。その結果、そのようなシステムは、航空機、乗員、乗客及び有料荷重の生存率を増加する一方で、航空機の攻撃受傷危険度を低下することを容易にする。
【０００４】
一般に、赤外線エネルギーの最大の発生源は、航空機のエンジン排気から放出される。特に、排気パイプの内部の露出した金属面は、高温の排気ガスにさらされた後、あらゆる波長の赤外線電磁放射を放出する。特に、少なくともいくつかの周知の金属面は、高温ガスにさらされると、約１．５μ〜約５．０μの赤外線放射を大量に放出する可能性がある。更に、エンジン排気からの高温の排気ガスは、ＣＯ２、ＮＯ２及び／又はＨ２Ｏを含み、それらのガスは、それぞれ、約１．４μ、１．８〜２．０μ、２．６〜２．８μ及び４．２〜４．３μの波長で赤外線エネルギーを放出し、それにより、赤外線シグナチュアを発生する。
【０００５】
航空機が赤外線ミサイル攻撃を受ける危険度を低下するのを助けるために、少なくともいくつかの周知のエンジンは、エンジンから排出される排気ガスを希薄にすることを容易にするために、露出された可視面のうちの少なくとも一部を通過するように周囲空気を送る。しかし、少なくとも１つの周知の赤外線抑制システムは、実際には、ガスタービン排気から放出される熱を吸収し、それにより、赤外線抑制システム自体の温度を上昇させてしまっている。
【発明の開示】
【０００６】
１つの面においては、ガスタービンエンジンを組み立てる方法が提供される。方法は、車両にコアエンジンを搭載することと、コアエンジンの半径方向外側及び周囲に胴体を結合することと、コアエンジンから排出される排気ガスを送るために、導管と、導管から半径方向内側に結合された一次ノズルとを含む排気ノズルをコアエンジンに結合することと、コアエンジンの排気赤外線シグナチュアの抑制を促進するために、ほぼＵ字形の横断面輪郭形状を有し、導管との間に冷却空気流路が規定されるようなブロックフィンを含む赤外線抑制システムを、エンジン排気ノズルと流れ連通するように結合することとを含む。
【０００７】
別の面においては、ガスタービンエンジンの排気アセンブリが提供される。排気アセンブリは、ガスタービンエンジンに結合されたエンジン排気ノズルと、エンジン排気ノズルとの間に冷却通路を規定するように、エンジン排気ノズルの少なくとも一部を取り囲む排気導管と、エンジン排気ノズルに結合された赤外線抑制システムであって、少なくともその一部は、冷却通路の中へ延出するほぼＵ字形の横断面輪郭形状を有し、ガスタービンエンジンの排気赤外線シグナチュアの抑制を促進する赤外線抑制システムとを含む。
【０００８】
更に別の面においては、ガスタービンエンジンが提供される。ガスタービンエンジンは、ガスタービンエンジンに結合されたエンジン排気ノズルと、エンジン排気ノズルとの間に冷却通路を規定するように、少なくとも一部がエンジン排気ノズルを取り囲む排気導管と、エンジン排気ノズルに結合された赤外線抑制システムであって、少なくともその一部は、冷却通路の中へ延出するほぼＵ字形の横断面輪郭形状を有し、ガスタービンエンジンの排気赤外線シグナチュアの抑制を促進する赤外線抑制システムと、赤外線抑制システムの軸方向前方で、エンジン排気ノズルに結合された複数の冷却フィンとを含む。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
図１は、１対のコアガスタービンエンジン１２を含むヘリコプタ１０の一例の平面図である。各々のガスタービンエンジン１２は、入口端部２０及び排気端部２２を含む。この実施形態においては、ガスタービンエンジン１２は、ガスタービンエンジン１２の間に伸びる対称軸２４に関してほぼ対称である。ガスタービンエンジン１２は、ヘリコプタの機体３２により規定されるエンジンコンパートメント３０の内部にそれぞれ搭載される。特に、この実施形態においては、各ガスタービンエンジン１２は、ガスタービンエンジン１２から排気ガスを排出するために、ガスタービンエンジン１２から下流側へ延出する排気アセンブリ３４を含む。一実施形態においては、各ガスタービンエンジン１２は、マサチューセッツ州LynnのGeneral Electric Aircraft Enginesより入手可能なT58、T64、T700又はCT7ガスタービンエンジンである。
【００１０】
ここで説明される赤外線抑制システムは、エンジンの動作中及び／又はエンジンの動作後の各ガスタービンエンジン１２の排気赤外線シグナチュアを抑制することを容易にする。ここで使用される用語「抑制」は、各ガスタービンエンジン１２から発出する赤外線シグナチュアを、特定の赤外線脅威の捕捉能力、追尾能力及び／又は目標設定能力を示す所定の閾値より低い値まで低減できることを意味する。
【００１１】
各排気ノズルアセンブリ３４は、流れ連通状態で結合されたタービンリアフレームハウジング５２及び一次ノズル５４を含む。特に、ガスタービンエンジン１２から排出された排気は、一次ノズル５４に入る前に、リアフレームハウジング５２を通って送られる。この実施形態においては、各一次ノズル５４は、エルボ５６を含む単壁ノズルである。エルボ５６は、一次ノズル５４を通って流れる排気の方向を、中心線対称軸２４とほぼ平行な方向に転換させる。この実施形態においては、各一次ノズル５４は、一次ノズル５４の外面６２の周囲のほぼ全体に沿って延出する複数の冷却フィン６０を含む。更に、実施形態においては、各一次ノズル５４は、円形、楕円形、矩形又はデイジー形などの横断面輪郭形状６４を有するが、形状はそれらに限定されない。
【００１２】
一次ノズル５４は、断熱カウル７０によりほぼ取り囲まれており、それにより、カウル７０と一次ノズル５４との間に、冷却通路７２が規定される。熱は、一次ノズル５４から冷却フィン６０を通って、冷却通路７２へ伝達され、それにより、一次ノズル５４の温度を低下する。冷却フィン６０は、赤外線抑制には重要な特徴である。カウル７０は、一次ノズル５４の周囲のほぼ全体に沿って延出し、一次ノズル５４から半径方向外側に離間して配置される。特に、カウル７０は、カウル７０の内面７４と一次ノズルの外面６２との間に少なくとも１つの冷却通路７２が規定されるように、一次ノズル５４の周囲に延出する。この実施形態においては、冷却フィン６０は、外面６２に結合され、冷却フィン６０の少なくとも一部は、冷却通路７２の中へ延出する。
【００１３】
動作中、周囲空気は、複数のカウル開口部７６を経てガスタービンエンジン１２に供給される。特に、各一次ノズル５４の外面６２の動作温度低下を促進するために、開口部７６を通って送られる周囲空気の一部は、冷却通路７２へ送り出される。更に、ガスタービンエンジン１２の排気ガス温度を低下するのを助けるために、開口部７６を通って送られる周囲空気の一部は、冷却通路７２、冷却フィン６０を経て送り出され、一次ノズル５４から排出される排気ガスと混合される。
【００１４】
図２は、図１に示されるガスタービンエンジン１２と共に使用できる第１の動作構成の赤外線抑制システム１００の一例の一部の横断面図である。図３は、第２の動作構成の赤外線抑制システム１００の横断面図である。図４は、第３の動作構成の赤外線抑制システム１００の横断面図である。
【００１５】
実施形態においては、赤外線抑制システム１００は、装着脚部１０２と、装着脚部１０２から延出するブロックフィン１０４とを含む。ブロックフィン１０４は、装着脚部１０２から延出する第１の部分１１０と、第１の部分１１０から延出する第２の部分１１２とを含む。一実施形態においては、装着脚部１０２及びブロックフィン１０４は、互いに一体に製造される。別の実施形態では、第１の部分１１０及び第２の部分１１２は、例えば、ろう付け手順及び／又は溶接手順によって装着脚部１０２に結合される一体のブロックフィン１０４を形成するように製造される。更に別の実施形態においては、装着脚部１０２及び／又はブロックフィン１０４は、複数の部材から製造される。ブロックフィン１０４は、第１の部分１１０と第２の部分１１２との間に間隙１１４を規定するほぼＵ字形の横断面輪郭形状を有する。別の実施形態においては、第１の部分１１０と第２の部分１１２との間に、間隙１１４は規定されない。
【００１６】
この実施形態においては、赤外線抑制システム１００は、冷却フィン６０の軸方向後方で、外面６２に結合される。特に、赤外線抑制システム１００を冷却するのを助けるために、冷却フィン６０を通って送られた冷却空気が、その後、軸方向後方へ送られるように、赤外線抑制システム１００は、一次ノズル５４を取り囲む。従って、赤外線抑制システム１００は、一次ノズルの横断面輪郭形状６４にほぼ類似する横断面輪郭形状１１６を有する。
【００１７】
一実施形態においては、赤外線抑制システム１００は、一次ノズル５４の一端部に結合される。特に、装着脚部１０２の第１の端部１１８は、例えば、図２に示されるように、ろう付け及び／又は溶接手順により、一次ノズル５４の第１の端部１２０に結合される。別の実施形態では、図３に示されるように、赤外線抑制システム１００は、ノズルの外面６２に結合される。特に、その実施形態においては、装着脚部１０２は、例えば、ろう付け及び／又は溶接手順により、ノズルの外面６２に結合される。従って、赤外線抑制システム１００は、第２の部分１１２の端部１２４と外面６２との間に規定される間隙１２２を含む。更に別の実施形態においては、赤外線抑制システム１００は、図４に示されるように、一次ノズル５４と一体に形成される。各実施形態において、冷却通路７２の見通し線１３０が少なくとも部分的に遮られるように、赤外線抑制システム１００は、一次ノズル５４から延出する。特に、冷却通路７２、冷却フィン６０及び／又は外面６２を外部から見る観測者の視線を少なくとも部分的に遮り、それにより、それらの面から放出される可能性がある赤外線放射を低減するのを助けるように、赤外線抑制システム１００の少なくとも一部は、冷却通路７２の中へ延出する。従って、赤外線誘導兵器が航空機を検知し、捕捉し且つ／又は追尾するときの動作有効度を低下することも容易になる。
【００１８】
動作中、ガスタービンエンジン１２から放出される排気ガスは、一次ノズル５４を経て送られる。その結果、一次ノズル５４の外面６２の温度は上昇する。更に、赤外線抑制システム１００は、外面６２に結合されているため、ブロックフィン１０４の温度も上昇する。外面６２から放出された熱は、熱伝導によって装着脚部１０２へ伝達される。ブロックフィン１０４は、装着脚部１０２に結合され且つ／又は一次ノズル５４に直接結合されているため、外面６２により発生された熱は、熱伝導により、ブロックフィン１０４へ伝達される。特に、ブロックフィン１０４は、ほぼＵ字形の横断面輪郭形状を有するので、熱は、装着脚部１０２から、まず、第１の部分１１０を通り、次に第２の部分１１２を通って伝達される。従って、ブロックフィン１０４は、外面６２から発生された熱を消散するのを助けるための熱伝導経路を形成する。更に、第１の部分１１０及び第２の部分１１２は、間隙１１４により離間されているため、第２の部分１１２の動作温度は、一般に、第１の部分１１０の動作温度より低い状態を保ち、また、第２の部分１１２は、第１の部分１１０より軸方向下流側に結合されているので、外部から観測する場合、相対的に低温の第２の部分１１２が識別される。
【００１９】
更に、冷却通路７２を通って送られる周囲空気の少なくとも一部は、第１の部分１１０に衝突し、それにより、第１の部分１１０の温度を低下する。第１の部分１１０の動作温度の低下は、第２の部分１１２の動作温度を低下するのを促進する。従って、ブロックフィン１０４を外面６２に結合することにより、外面６２と第２の部分１１２との間の伝導経路が延長されるという利点が得られ、また、第２の部分１１２から放出される赤外線放射を減少することが容易になる。更に、第１の部分１１０を冷却するために周囲空気を利用することにより、第２の部分１１２の動作温度を低下することが容易になり、第２の部分１１２から放出される赤外線放射を減少するのを助ける。その結果、動作中及び動作後のある期間、赤外線抑制システム１００は、相対的に暖かい側（第１の部分１１０）と、第１の部分１１０の軸方向下流側にある相対的に低温の側（第２の部分１１２）とを含むことになる。そのため、相対的に低温の側（第２の部分１１２）が放出する赤外線シグナチュアは低減される。相対的に低温の側は、見通し線１３０の中に位置しているため、赤外線誘導兵器が航空機を検知し、捕捉し且つ／又は追尾するときの総有効度を低下することが容易になる。
【００２０】
図５は、ガスタービンエンジン１２と共に使用できる赤外線抑制システム２００の一例の一部の横断面図である。図６は、赤外線抑制システム２００の軸方向図である。この実施形態においては、赤外線抑制システム２００は、赤外線抑制システム１００（図２、図３及び図４に示される）に実質的に類似しており、図５及び図６では、赤外線抑制システム１００の構成要素と同一である赤外線抑制システム２００の構成要素は、図２、図３及び図４で使用されたのと同一の図中符号を使用して識別される。
【００２１】
実施形態において、赤外線抑制システム２００は、装着脚部１０２と、装着脚部１０２から延出するブロックフィン１０４とを含む。ブロックフィン１０４は、装着脚部１０２から延出する第１の部分１１０と、第１の部分１１０から延出する第２の部分１１２とを含む。実施形態においては、ブロックフィン１０４は、第１の部分１１０と第２の部分１１２との間に間隙１１４を規定するほぼＵ字形の横断面輪郭形状を有する。別の実施形態においては、第１の部分１１０と第２の部分１１２との間に、間隙１１４は規定されない。
【００２２】
この実施形態においては、赤外線抑制システム２００は、冷却フィン６０の軸方向後方で、外面６２に結合される。特に、赤外線抑制システム２００の冷却を容易にするために、冷却フィン６０を通って送られた冷却空気が、その後、後方に向かって誘導されるように、赤外線抑制システム２００は、一次ノズル５４の周囲のほぼ全体に沿って延出する。従って、赤外線抑制システム２００は、一次ノズルの横断面輪郭形状６４に実質的に類似する横断面輪郭形状１１６を有する。赤外線抑制システム２００は、外面６２に結合されるものとして示されているが、赤外線抑制システムは、図２に示されるように、端部１２０に結合されてもよく、あるいは、図４に示されるように、一次ノズル５４と一体に形成されてもよいことを理解すべきである。
【００２３】
実施形態においては、冷却通路７２の見通し線１３０が少なくとも部分的に遮られるように、赤外線抑制システム２００は、一次ノズル５４に結合される。特に、冷却通路７２、冷却フィン６０及び／又は外面６２を外部から見る観測者の視線を少なくとも部分的に妨げ、それにより、それらの面から放出される可能性がある赤外線放射を低減するのを助けるように、赤外線抑制システム２００の少なくとも一部は、冷却通路７２の中へ延出する。従って、赤外線誘導兵器が航空機を検知し、捕捉し且つ／又は追尾するときの総有効度を低下することも容易になる。
【００２４】
この実施形態においては、赤外線抑制システム２００は、少なくとも、複数の開口部２１０を更に含む。それらの開口部２１０は、第１の部分１１０を貫通し、第１の部分１１０の第１の端部２１２と第１の部分１１０の第２の端部２１４とのほぼ中間の位置にある。別の実施形態では、赤外線抑制システムは、第１の部分１１０を貫通し、第２の端部２１４の付近に配置された複数の開口部２１６を含む。更に別の実施形態においては、赤外線抑制システムは、第１の部分１１０を貫通する複数の開口部２１０及び２１６を含む。冷却通路７２から間隙１１４の中へ所定量の周囲空気を送ることを容易にするために、複数の開口部２１０及び２１６は、ほぼ円形、楕円形又は矩形のうちの少なくとも１つの形状を有してもよい。
【００２５】
動作中、ガスタービンエンジン１２から放出される排気ガスは、一次ノズル５４を通って送られる。その結果、一次ノズル５４の外面６２の温度は上昇する。更に、赤外線抑制システム２００は、外面６２に結合されているため、ブロックフィン１０４の温度も上昇する。外面６２から放出された熱は、熱伝導によって、装着脚部１０２へ伝達される。ブロックフィン１０４は、装着脚部１０２に結合され且つ／又は一次ノズル５４に直接結合されているため、外面６２により発生された熱は、伝導により、ブロックフィン１０４へ伝達される。特に、ブロックフィン１０４は、ほぼＵ字形の横断面輪郭形状を有しているので、熱は、装着脚部１０２から、まず、第１の部分１１０を通り、次に第２の部分１１２を通って伝達される。従って、ブロックフィン１０４は、外面６２から発生される熱を消散するのを助けるための熱伝導経路を形成する。
【００２６】
更に、ブロックフィン１０４は、第１の部分１１０（暖かい側）と第２の部分１１２（低温側）との間の熱伝達を減少すること、すなわち、それらの部分の間の伝導面積を縮小するのを助ける複数の開口部２１０及び／又は２１６を含む。また、第１の部分１１０及び第２の部分１１２は、間隙１１４により離間されているので、第２の部分１１２の動作温度は、一般に、第１の部分１１０の動作温度より低い状態を保つ。第２の部分１１２は、第１の部分１１０より軸方向下流側で結合されているため、外部から観測する場合、相対的に低温の第２の部分１１２が識別される。
【００２７】
動作中、冷却通路７２を通って送られる周囲空気の少なくとも一部は、第１の部分１１０に衝突し、それにより、第１の部分１１０の動作温度を低下する。周囲空気の第２の部分は、複数の開口部２１０及び／又は２１６のうちの少なくとも一方を通って送られ、間隙１１４に入ることにより、第２の部分１１２の温度を低下するのを更に助ける。第１の部分１１０の温度を低下することで、第２の部分１１２の温度を低下することが容易になる。従って、ブロックフィン１０４を外面６２に結合することにより、外面６２と第２の部分１１２との間の伝導経路が延長され、第２の部分１１２から放出される赤外線放射を減少することが容易になる。更に、第１の部分１１０及び第２の部分１１２をそれぞれ冷却するために周囲空気を利用するので、対流冷却及び伝導冷却の双方を使用して、第２の部分１１２の動作温度が低下され、それにより、第２の部分１１２から放出される赤外線放射の減少が容易になる。その結果、動作中及び動作後のある期間、赤外線抑制システム２００は、相対的に暖かい側１１０と、第１の部分１１０から軸方向下流側にある相対的に低温の側（第２の部分１１２）とを含むことになる。そのため、相対的に低温の側（第２の部分１１２）が放出する赤外線シグナチュアは低減される。相対的に低温の側は、見通し線１３０の中に位置するため、赤外線誘導兵器が航空機を検知し、捕捉し且つ／又は追尾するときの総有効度を低下することが容易になる。
【００２８】
図７は、ガスタービンエンジン１２と共に使用できる赤外線抑制システム３００の一例の一部の横断面図である。この実施形態において、赤外線抑制システム３００は、赤外線抑制システム１００（図２、図３及び図４に示される）に実質的に類似しており、図７では、赤外線抑制システム１００の構成要素と同一である赤外線抑制システム３００の構成要素は、図２、図３及び図４で使用されたのと同一の図中符号を使用して識別される。
【００２９】
実施形態においては、赤外線抑制システム３００は、装着脚部３０２と、装着脚部３０２から延出するブロックフィン３０４とを含む。装着脚部３０２は、第１の部分３０６と、第１の部分３０６から延出する第２の部分３０８とを含む。一実施形態においては、第１の部分３０６及び第２の部分３０８は、互いに一体に製造される。別の実施形態では、第１の部分３０６は、例えば、ろう付け及び／又は溶接手順により、第２の部分３０８に結合される。別の実施形態では、装着脚部３０２及び／又はブロックフィン３０４は、複数の部材から製造される。装着脚部３０２は、ほぼＬ字形の横断面輪郭形状を有する。
【００３０】
ブロックフィン３０４は、装着脚部３０２から延出する第１の部分３１０と、第１の部分３１０から延出する第２の部分３１２とを含む。一実施形態においては、第１の部分３１０及び第２の部分３１２は、互いに一体に製造され、例えば、ろう付け及び／又は溶接手順により、装着脚部３０２に結合される。この実施形態では、ブロックフィン３０４は、第１の部分３１０と第２の部分３１２との間に間隙３１４を規定するほぼＪ字形の横断面輪郭形状を有する。実施形態においては、装着脚部３０２の第２の部分３０８の少なくとも一部が間隙３１４の中へ延出するように、装着脚部３０２は、ブロックフィン３０４から延出する。特に、ブロックフィン３０４の少なくとも一部が第２の部分３０８を取り囲むように、装着脚部３０２は、ブロックフィン３０４から延出する。
【００３１】
実施形態においては、赤外線抑制システム３００は、冷却フィン６０の軸方向後方で、外面６２に結合される。特に、赤外線抑制システム３００の冷却を容易にするために、冷却フィン６０を通って送られた冷却空気が、その後、後方へ送られるように、赤外線抑制システム３００は、一次ノズル５４の周囲のほぼ全体に沿って延出する。従って、赤外線抑制システム３００は、一次ノズルの横断面輪郭形状６４に実質的に類似する横断面輪郭形状３１６を有する。赤外線抑制システム３００は、外面６２に結合されるものとして示されているが、赤外線抑制システムは、図２に示されるように、端部１２０に結合されてもよく、あるいは、図４に示されるように、一次ノズル５４と一体に形成されてもよいことを理解すべきである。
【００３２】
実施形態においては、赤外線抑制システム３００は、冷却通路７２の見通し線１３０が少なくとも部分的に遮られるように、一次ノズル５４に結合される。特に、冷却通路、冷却フィン６０及び／又は外面６２を外部から見る観測者の視線を少なくとも部分的に妨げ、それにより、それらの面から放出される可能性がある赤外線放射を減少するのを助けるために、赤外線抑制システム３００の少なくとも一部は、冷却通路７２の中へ延出する。従って、赤外線誘導兵器が航空機を検知し、捕捉し且つ／又は追尾するときの動作有効度を低下することも容易になる。
【００３３】
動作中、ガスタービンエンジン１２から放出される排気ガスは、一次ノズル５４を通って送られる。その結果、一次ノズル５４の外面６２の温度は上昇する。更に、赤外線抑制システム３００は、外面６２に結合されているため、ブロックフィン３０４の温度も上昇する。外面６２から放出された熱は、熱伝導により、装着脚部３０２へ伝達される。ブロックフィン３０４は、装着脚部３０２に結合され且つ／又は一次ノズル５４に直接結合されているので、外面６２により発生された熱は、伝導により、ブロックフィン３０４へ伝達される。特に、赤外線抑制システム３００は、ほぼＵ字形の横断面輪郭形状を有するため、熱は、装着脚部３０２から、まず、第１の部分３１０を通り、次に、第２の部分３１２を通って伝達される。従って、ブロックフィン３０４は、外面６２から発生される熱を消散するのを助けるための熱伝導経路を形成する。更に、第１の部分３１０及び第２の部分３１２は、間隙３１４により離間されているので、第２の部分３１２の動作温度は、一般に、第１の部分３１０の動作温度より低い状態を保ち、第２の部分３１２は、第１の部分３１０より軸方向下流側で結合されているので、外部から観測する場合、相対的に低温である第２の部分３１２が識別される。
【００３４】
更に、冷却通路７２を通って送られる周囲空気の少なくとも一部は、第１の部分３１０に衝突し、それにより、第１の部分３１０の温度を低下する。第１の部分３１０の動作温度を低下することで、第２の部分３１２の動作温度を低下することが容易になる。従って、ブロックフィン３０４を外面６２に結合することにより、外面６２と第２の部分３１２との間の伝導経路が延長され、第２の部分３１２から放出される赤外線放射を減少することが容易になる。更に、第１の部分３１０を冷却するために周囲空気を利用することも、第２の部分３１２から放出される赤外線放射を減少するのを助ける。その結果、動作中及び動作後のある期間、赤外線抑制システム３００は、相対的に暖かい側（第１の部分３１０）と、相対的に暖かい側（第１の部分３１０）から軸方向下流側にある相対的に低温の側（第２の部分３１２）とを含むことになる。それにより、相対的に低温の側が放射する赤外線シグナチュアは低減される。相対的に低温の側は、見通し線１３０の中に位置するので、赤外線誘導兵器が航空機を検知し、捕捉し且つ/又は追尾するときの総有効度を低下することが容易になる。
【００３５】
図８は、ガスタービンエンジン１２と共に使用できる赤外線抑制システム４００の一例の横断面図である。この実施形態において、赤外線抑制システム４００は、赤外線抑制システム１００（図２、図３及び図４に示される）に実質的に類似しており、図８では、赤外線抑制システム１００の構成要素と同一である赤外線抑制システム４００の構成要素は、図２、図３及び図４で使用されたのと同一の図中符号を使用して識別される。
【００３６】
実施形態においては、赤外線抑制システム４００は、装着脚部４０２と、装着脚部４０２から延出するブロックフィン４０４とを含む。実施形態においては、装着脚部４０２は、ほぼＵ字形であり、ブロックフィン４０４は、ほぼＪ字形である。一実施形態では、装着脚部４０２及びブロックフィン４０４は、互いに一体に製造される。別の実施形態においては、装着脚部４０２は、例えば、ろう付け及び／又は溶接手順により、ブロックフィン４０４に結合される。
【００３７】
この実施形態においては、赤外線抑制システム４００は、冷却フィン６０の軸方向後方で、外面６２に結合される。特に、赤外線抑制システム４００の冷却を助けるために、冷却フィン６０を通って送られた冷却空気が、次に、後方に向かって送られるように、赤外線抑制システム４００は、一次ノズル５４の周囲のほぼ全面に沿って延出する。従って、赤外線抑制システム４００は、一次ノズルの横断面輪郭形状６４とほぼ同様の横断面輪郭形状４１６を有する。図８では、赤外線抑制システム４００は、ノズルの外面６２に結合されるものとして示されているが、赤外線抑制システムは、図２に示されるように、端部１２０に結合されてもよく、あるいは、図４に示されるように、一次ノズル５４と一体に形成されてもよいことを理解すべきである。
【００３８】
実施形態においては、冷却通路７２の見通し線１３０が少なくとも部分的に遮られるように、赤外線抑制システム４００は、一次ノズル５４に結合される。特に、冷却通路７２、冷却フィン６０及び／又は外面６２を外部から見る観測者の視線が少なくとも部分的に赤外線抑制システム４００により妨げられ、それにより、それらの面から放出される可能性がある赤外線放射を低減することが容易になるように、赤外線抑制システム４００の少なくとも一部は、冷却通路７２の中へ延出する。従って、赤外線誘導兵器が航空機を検知し、捕捉し且つ／又は追尾するときの総有効度を低下することが容易になる。
【００３９】
動作中、ガスタービンエンジン１２から放出される排気ガスは、一次ノズル５４を通って送られる。その結果、一次ノズル５４の外面６２の温度は上昇する。更に、赤外線抑制システム４００が、外面６２に結合されているために、ブロックフィン４０４の温度も上昇する。外面６２から放出された熱は、熱伝導により、装着脚部４０２へ伝達される。ブロックフィン４０４は、装着脚部４０２に結合され且つ／又は一次ノズル５４に直接結合されているので、外面６２により発生された熱は、伝導により、ブロックフィン４０４へ伝達される。特に、赤外線抑制システム４００は、ほぼＵ字形の横断面輪郭形状を有するため、熱は、装着脚部４０２からブロックフィン４０４を介して伝達される。従って、ブロックフィン４０４は、外面６２から発生される熱を消散するのを助けるための熱伝導経路を形成する。更に、装着脚部４０２及びブロックフィン４０４は、間隙４１４により互いに離間されているので、装着脚部４０２の動作温度は、一般に、ブロックフィン４０４の動作温度より低い状態を保ち、ブロックフィン４０４は、装着脚部より軸方向下流側に結合されているため、外側から観測した場合、相対的に低温のブロックフィンが識別される。
【００４０】
更に、冷却通路７２を通って送られる周囲空気の少なくとも一部は、装着脚部４０２に衝突し、それにより、装着脚部４０２の温度を低下する。装着脚部４０２の動作温度を低下することは、ブロックフィン４０４の動作温度を低下することを容易にする。従って、装着脚部４０２を冷却するために、周囲空気を利用することにより、ブロックフィン４０４の動作温度は低下する。その結果、赤外線抑制システム４００は、相対的に暖かい側（装着脚部４０２）と、相対的に暖かい側の軸方向下流側にある相対的に低温の側（ブロックフィン４０４）とを含むことになる。そのため、相対的に低温の側（ブロックフィン４０４）が発生する赤外線シグナチュアは、低減される。また、相対的に低温の側は、見通し線１３０の中にあるため、赤外線誘導兵器が航空機を検出し、捕捉し且つ／又は追尾するときの有効度を低下することが容易になる。
【００４１】
ここで説明した例の赤外線抑制システムは、それぞれ、赤外線放出を減少するために、ほぼＵ字形の形状を有する延出したブロックフィンを利用する。特に、ブロックフィンの構成は、高温の装着場所、すなわち、排気ノズルへの熱結合度を低減するのに好都合である。また、排気ノズルへの熱結合度を低減するのを助けるために、ブロックフィンは、Ｕ字形ブロックフィンの根元部分の付近に配置された複数の冷却穴を含む。更に、それらの冷却穴により、空気は、Ｕ字形ブロックフィンの内部へ送られるため、空気は、ブロックフィンの軸方向後方の部分の冷却を促進し、それにより、ガスタービンエンジンから放出される赤外線シグナチュアを低減することを容易にする。冷却穴は、断熱を最大限にし、ブロックフィンを通る空気の流れの冷却を改善し、且つブロックフィンの機械的一体性を維持することを容易にするための最適の間隔で配置される。
【００４２】
上述の赤外線抑制システムは、費用効率及び信頼性に優れている。各システムは、ガスタービンエンジンにより発生される赤外線シグナチュアを抑制するのに好都合なほぼＵ字形の部分を含む。冷却空気が追加されることにより、排気アセンブリの排出を介して目に見える流路面を冷却することが容易になる。その結果、赤外線抑制システムは、費用効率よく、高い信頼性をもって、エンジンの赤外線シグナチュアの抑制を促進する。
【００４３】
以上、赤外線抑制システムの実施形態を詳細に説明した。システムは、ここで説明した特定の実施形態に限定されず、各システムの構成要素は独立して、ここで説明した他の構成要素とは別個に利用されてもよい。また、各赤外線抑制システムは、他のガスタービンエンジンと組み合わせて使用されることも可能である。
【００４４】
本発明を様々な特定の実施形態に関して説明したが、特許請求の範囲の趣旨の範囲内で、変形を伴って本発明を実施できることは、当業者には認識されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００４５】
【図１】１対のガスタービンエンジンを含む車両の平面図である。
【図２】図１に示される車両と共に使用できる第１の動作構成の赤外線抑制システムの一例の横断面図である。
【図３】図１に示される車両と共に使用できる第２の動作構成の赤外線抑制システムの一例の横断面図である。
【図４】図１に示される車両と共に使用できる第３の動作構成の赤外線抑制システムの一例の横断面図である。
【図５】図１に示される車両と共に使用できる赤外線抑制システムの一例の横断面図である。
【図６】図５に示される赤外線抑制システムの斜視図である。
【図７】図１に示される車両と共に使用できる赤外線抑制システムの一例の横断面図である。
【図８】図１に示される車両と共に使用できる赤外線抑制システムの一例の横断面図である。
【符号の説明】
【００４６】
１０…ヘリコプタ、１２…コアタービンエンジン、３２…機体、３４…排気アセンブリ、５４…一次ノズル、６０…冷却フィン、７０…断熱カウル、７２…冷却通路、１００…赤外線抑制システム、１０２…装着脚部、１０４…ブロックフィン、１１０…（ブロックフィンの）第１の部分、１１２…第２の部分、１１４…間隙、２００…赤外線抑制システム、２１０、２１６…開口部、３００…赤外線抑制システム、３０２…装着脚部、３０４…ブロックフィン、４００…赤外線抑制システム、４０２…装着脚部、４０４…ブロックフィン
【図１】
2007168624.tif 000003
【図２】
2007168624.tif 000004
【図３】
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【図４】
2007168624.tif 000006
【図５】
2007168624.tif 000007
【図６】
2007168624.tif 000008
【図７】
2007168624.tif 000009
【図８】
2007168624.tif 000010
【外国語明細書】
2007168624000001.pdf