(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジン（１２）の高温の排気から放射される赤外線識別特性を抑制するように機能するＩＲ抑制器（２０）であって、
エンジン（１２）から高温のエンジン排気（ＥPF）の一次流れ（ＰＦ）を受け入れるように設けられた細長いダクト（２８）と、この細長いダクト（２８）と一体に設けられ、かつ該細長いダクト（２８）の長さに沿った同じ軸方向位置において少なくとも２つの出口を構成するように設けられた少なくとも２つの高縦横比ノズル（３０ａ，３０ｂ）と、を含む一次排気マニホルド（２２）と、
前記高縦横比ノズル（３０ａ，３０ｂ）上に配置されて、少なくとも２つのエゼクタ入口（４４）を構成する混合器／エゼクタを形成する第１及び第２の混合ダクト（２４ａ，２４ｂ）と、
前記混合器／エゼクタを覆うように配置されて、少なくとも１つの前記エゼクタ入口（４４）と流体的に連通可能に設けられた少なくとも１つの長手方向入口（５６）を構成する二次流れシュラウド（２６）と、を有し、
前記長手方向入口は、大気の二次流れ（ＳＦ）が前記少なくとも１つのエゼクタ入口（４４）へと流れるのを容易とすることを特徴とするＩＲ抑制器（２０）。
【請求項２】
前記各高縦横比ノズル（３０ａ，３０ｂ）は、複数のセグメント（３０S1，３０S2，３０S3）を備え、前記各第１及び第２の混合ダクト（２４ａ，２４ｂ）は、対応する前記ノズル（３０ａ，３０ｂ）の該セグメント間に配置されたスプリッタ壁（４６）をそれぞれ含むことを特徴とする請求項１記載のＩＲ抑制器（２０）。
【請求項３】
前記一次排気マニホルド（２２）は、分岐遷移部（４０）を含み、該分岐遷移部は、前記細長いダクト（２８）と前記各高縦横比ノズル（３０ａ，３０ｂ）との間に設けられているとともに、これらをそれぞれ接続していることを特徴とする請求項１記載のＩＲ抑制器（２０）。
【請求項４】
前記高縦横比ノズル（３０ａ，３０ｂ）は、並列に設けられていることを特徴とする請求項１記載のＩＲ抑制器（２０）。
【請求項５】
前記高縦横比ノズルは、隣接する複数のローブ（３６）を含むことを特徴とする請求項１記載のＩＲ抑制器（２０）。
【請求項６】
前記二次流れシュラウド（２６）は、前記エゼクタ入口（４４）に加圧された大気の流れが容易に導かれるようにするための前方入口（５８）を含むことを特徴とする請求項１記載のＩＲ抑制器（２０）。
【請求項７】
前記二次流れシュラウド（２６）は、少なくとも１つの補助的な長手方向の入口（５７）を含み、この長手方向の入口は、前記混合ダクト（２４ａ，２４ｂ）の側壁（５２）を対流冷却するためにこれらの混合ダクトの一方の側壁（５２）に隣接して設けられていることを特徴とする請求項１記載のＩＲ抑制器（２０）。
【請求項８】
前記二次流れシュラウド（２６）は、前記混合ダクト（２４ａ，２４ｂ）を収容するための開口部（５０ａ，５０ｂ）を含み、これらの開口部（５０ａ，５０ｂ）は、前記各混合ダクト（２４ａ，２４ｂ）のそれぞれの側壁（５２）よりも寸法が大きくなっており、該混合ダクトとの間に冷却流路（５４）を構成していることを特徴とする請求項１記載のＩＲ抑制器（２０）。
【請求項９】
前記二次流れシュラウド（２６）は、前記入口（５６）に隣接して少なくとも１つの遮断ベーン（６２）を含み、この遮断ベーンによって前記一次排気マニホルド（２２）の照準線の直接的な視察が防止されることを特徴とする請求項１記載のＩＲ抑制器（２０）。
【請求項１０】
少なくとも１つの前記混合ダクト（２４ａ，２４ｂ）は、分岐する側壁セクション（５２DS）を含み、この側壁セクションは、前記高縦横比ノズル（２４ａ，２４ｂ）から排出される排気の混合された流れを方向的に制御することを特徴とする請求項１記載のＩＲ抑制器（２０）。
【請求項１１】
エンジン（１２）の高温の排気から放射される赤外線識別特性を抑制するように機能するＩＲ抑制器（２０）であって、
エンジン（１２）から高温のエンジン排気（ＥPF）の一次流れ（ＰＦ）を受け入れるように設けられた細長いダクト（２８）と、この細長いダクト（２８）と一体に設けられ、かつ該細長いダクト（２８）の長さに沿った同じ軸方向位置において少なくとも２つの出口を構成するように設けられた少なくとも２つの高縦横比ノズル（３０ａ，３０ｂ）と、を含む一次排気マニホルド（２２）を有し、前記各高縦横比ノズル（３０ａ，３０ｂ）は、複数のセグメント（３０S1，３０S2，３０S3）を備えており、
前記高縦横比ノズル（３０ａ，３０ｂ）上に配置されて、少なくとも２つのエゼクタ入口（４４）を構成する混合器／エゼクタを形成する第１及び第２の混合ダクト（２４ａ，２４ｂ）を有し、これらの第１及び第２の混合ダクト（２４ａ，２４ｂ）は、それぞれ対応する前記ノズル（３０ａ，３０ｂ）の前記セグメント間に配置されたスプリッタ壁を含んでおり、
前記混合器／エゼクタを覆うように配置されて、少なくとも１つの前記エゼクタ入口（４４）と流体的に連通可能に設けられた少なくとも１つの長手方向入口（５６）を構成する二次流れシュラウド（２６）を有し、前記長手方向入口は、大気の二次流れ（ＳＦ）が前記少なくとも１つのエゼクタ入口（４４）へと流れるのを容易とすることを特徴とするＩＲ抑制器（２０）。
【請求項１２】
前記一次排気マニホルド（２２）は、分岐遷移部（４０）を含み、該分岐遷移部は、前記細長いダクト（２８）と前記各高縦横比ノズル（３０ａ，３０ｂ）との間に設けられているとともに、これらをそれぞれ接続していることを特徴とする請求項１１記載のＩＲ抑制器（２０）。
【請求項１３】
前記高縦横比ノズルは、隣接する複数のローブ（３６）を含むことを特徴とする請求項１１記載のＩＲ抑制器（２０）。
【請求項１４】
前記二次流れシュラウド（２６）は、前記エゼクタ入口（４４）に加圧された大気の流れが容易に導かれるようにするための前方入口（５８）を含むことを特徴とする請求項１２記載のＩＲ抑制器（２０）。
【請求項１５】
前記二次流れシュラウド（２６）は、少なくとも１つの補助的な長手方向の入口（５７）を含み、この長手方向の入口は、前記混合ダクト（２４ａ，２４ｂ）の側壁（５２）を対流冷却するためにこれらの混合ダクトの一方の側壁（５２）に隣接して設けられていることを特徴とする請求項１２記載のＩＲ抑制器（２０）。
【請求項１６】
前記二次流れシュラウド（２６）は、前記混合ダクト（２４ａ，２４ｂ）を収容するための開口部（５０ａ，５０ｂ）を含み、これらの開口部（５０ａ，５０ｂ）は、前記各混合ダクト（２４ａ，２４ｂ）のそれぞれの側壁（５２）よりも寸法が大きくなっており、該混合ダクトとの間に冷却流路（５４）を構成していることを特徴とする請求項１２記載のＩＲ抑制器（２０）。
【請求項１７】
前記二次流れシュラウド（２６）は、前記入口（５６）に隣接して少なくとも１つの遮断ベーン（６２）を含み、この遮断ベーンによって前記一次排気マニホルド（２２）の照準線の直接的な視察が防止されることを特徴とする請求項１２記載のＩＲ抑制器（２０）。
【請求項１８】
少なくとも１つの前記混合ダクト（２４ａ，２４ｂ）は、分岐する側壁セクション（５２DS）を含み、この側壁セクションは、前記高縦横比ノズル（２４ａ，２４ｂ）から排出される排気の混合された流れを方向的に制御することを特徴とする請求項１２記載のＩＲ抑制器（２０）。
【請求項１９】
エンジン（１２）の高温の排気から放射される赤外線識別特性を抑制するように機能するＩＲ抑制器（２０）であって、
エンジン（１２）から高温のエンジン排気（ＥPF）の一次流れ（ＰＦ）を受け入れるように設けられた細長いダクト（２８）と、この細長いダクト（２８）と一体に設けられ、かつ該細長いダクト（２８）の長さに沿った同じ軸方向位置において少なくとも２つの出口を構成するように設けられた少なくとも２つの高縦横比ノズル（３０ａ，３０ｂ）と、を含む一次排気マニホルド（２２）を有し、前記各高縦横比ノズル（３０ａ，３０ｂ）は、複数のセグメント（３０S1，３０S2，３０S3）を備えるとともに、隣接する複数のローブ（３６）を構成しており、前記一次排気マニホルド（２２）は、更に、前記各高縦横比ノズル（３０ａ，３０ｂ）と前記細長いダクト（２８）との間に設けられるとともに、これらをそれぞれ接続する分岐遷移部を含んでおり、
前記高縦横比ノズル（３０ａ，３０ｂ）上に配置されて、少なくとも２つのエゼクタ入口（４４）を構成する混合器／エゼクタを形成する第１及び第２の混合ダクト（２４ａ，２４ｂ）を有し、これらの第１及び第２の混合ダクト（２４ａ，２４ｂ）は、それぞれ対応する前記ノズル（３０ａ，３０ｂ）の前記セグメント間に配置されたスプリッタ壁を含んでおり、
前記混合器／エゼクタを覆うように配置されて、少なくとも１つの前記エゼクタ入口（４４）と流体的に連通可能に設けられ、大気の二次流れ（ＳＦ）が前記少なくとも１つのエゼクタ入口（４４）へと流れるのを容易とする少なくとも１つの長手方向入口（５６）と、大気の加圧された流れが前記エゼクタ入口（４４）に流れることを容易とする前方入口（５８）と、を構成する二次流れシュラウド（２６）と、を有することを特徴とするＩＲ抑制器（２０）。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【技術分野】
本発明は、赤外線抑制装置に関し、特に、小型設計で、隣接する支持構造体に衝突するエンジン排気の表面積及び温度を最小にし、従来の抑制装置に比べて航空機／車両の赤外線識別特性を全体的に減少させる抑制装置に関する。
【０００２】
【背景技術】
軍用機エンジンなどのガスタービンエンジンの排気プルームは、高い赤外線エネルギの出所であり、赤外線誘導ミサイル及び／または夜光ゴーグル（ＮＶＧ）などの種々の形態の赤外線画像装置で利用されるおそれがある。前者の赤外線誘導ミサイルは、赤外線エネルギから方向支持を得るが、温度などの赤外線の強度が正確性、そして結果的に赤外線誘導ミサイルの命中率を決定する。後者の赤外線画像装置に関しては、赤外線エネルギを約１０，０００の係数で増幅し、地対空ミサイルや空対空ミサイルを早期発見及び／または標的にするために敵軍に利用されるおそれがある。従って、敵の脅威／軍隊による発見、捕獲及び／または追跡を防止するために、このようなエンジンの（ＩＲ識別特性とも呼ばれる）赤外線放射量を実質的に最小とすることが強く望まれる。
【０００３】
種々の赤外線抑制装置が設計されるとともに戦闘用に配置されており、このような装置では、低温の大気を高温のエンジン排気と混合することによって、ＩＲ識別特性の放射を減少させている。一般的に、このような装置の主な目的は、（ａ）赤外線エネルギをしきい値（例えば、予期される脅威によって検知可能なレベル）よりも低いレベルまで低減すること、（ｂ）エンジン性能を維持すること、及び（ｃ）関連する重量による不利益を最小にすることである。二次的な目的には、（ｉ）製造コストを減少させるために装置または形状の複雑さを最小にすること、（ｉｉ）ＩＲ抑制器によって発生する外部の空力抵抗を最小にすること、及び／または（ｉｉｉ）検知手段となるおそれがあるアコースティックエミッションを抑制することが含まれ得る。
【０００４】
アメリオによる米国特許第５，６９９，９６５号は、エンジン排気の“薄いフィルム”即ちシートを発生させるために縦横比が高いダクト／ノズルを用いたガスタービンエンジン用の赤外線抑制器を開示している。このノズルは、混合ダクトと組み合わせて設けられており、この混合ダクトは、冷たい大気をポンピングするとともに、これにより冷たい大気と高温のエンジン排気とを混合する。エンジン排気の薄いフィルムは、より大きな剪断領域即ち表面積を生じさせ、これにより、混合効率が向上するとともに、結果としてＩＲの抑制度合いが向上する。この特許では、レーダ走査／赤外線誘導の脅威に関連する“照準線”を変更するため及び／またはここからの排気流の方向を変更するために、ノズル／ダクトを回転する手段を選択的に開示している。後者に関しては、多くの場合、ノズル／排気プルームに関連した一次熱源に加えて、検知されるもう一つの“ホットスポット”が形成されるのを避けるために、航空機の胴体や車両の外板などの隣接する構造体へ熱いエンジン排気が衝突するのを防止することが望ましい。この特許では、ダクトを回転させることによって、エンジン排気の方向や、ヘリコプタのメーンロータのダウンウォッシュなどの他の外部の力とエンジン排気との相互作用を制御して、航空機／車両のＩＲ識別特性を全体的に減少させる。
【０００５】
上述の特許の開示は、エンジンが放射するＩＲ識別特性をかなり減少させるが、このようなＩＲ抑制器は、特定の難点や限界を有している。第一に、そして最も重要であり得るのは、このようなＩＲ抑制器が特定用途の形状寸法の制約によって制限されることである。即ち、エンジン排気用の充分な流れ領域を提供するために１２フィートほどの長さを必要とし得る細長いマニホルドは、比較的小さいコンパクトな航空機／車両に容易に適用させることができない。第二に、このようなＩＲ抑制器の効率は、周囲の流れ領域によって制限される。即ち、このようなＩＲ抑制器のポンピング動作は、ロータのダウンウォッシュなどの比較的小さい大気中のクロスフローの乱れによって簡単に失速／中断してしまう。第３に、ＩＲ抑制器がヘリコプタ／航空機の胴体に対して固定／非回転であるこの特許の第一の実施例を検討すると、特定の横転姿勢において、ノズル全体がＩＲ走査レーダに無防備になってしまう。これは、ノズルが直線形であるために、ノズルの全長がＩＲ走査装置によって見える角度が１つ存在するからである。従って、この角度でＩＲ識別特性が最大となる。最後に、ＩＲ抑制器が回転可能である他の実施例を検討すると、ダクト／ノズルを回転させるアクチュエータを備えることは、重量、当面の信頼性の問題、及び姿勢のパッケージングの困難性の点で、無理であるおそれがある。
【０００６】
従って、コンパクトな設計で、ガスタービンエンジンによって放出／放射されるＩＲエネルギを迅速でかつ完全に拡散させるとともに、周囲の流れ領域のクロスフローにおける乱流にかかわらず効果的な混合／ポンピングを提供し、隣接する構造体へのエンジン排気の衝突を最小とし、かつ所定の視角／方位角において航空機／車両の全体的なＩＲ識別特性を減少させる赤外線抑制装置が求められている。
【０００７】
【発明の開示】
本発明の目的は、最小の設計形状寸法を維持しながら、ガスタービンエンジンから放射される赤外線を減少させる赤外線（ＩＲ）抑制器を提供することである。
【０００８】
本発明の他の目的は、周囲の流れの領域におけるクロスフローの乱れに拘わらず、効率的な混合／ポンピングを提供する混合器／エゼクタを形成するＩＲ抑制器を提供することである。
【０００９】
本発明の更に他の目的は、隣接する構造体に衝突するエンジン排気を最小にするＩＲ抑制器を提供することである。
【００１０】
本発明のまた他の目的は、所定の視察角／方位角における航空機／車両の全体的なＩＲ識別特性を減少させるＩＲ抑制器を提供することである。
【００１１】
本発明のこれらの目的及び他の目的は、エンジンの高温排気から放射される赤外線識別特性を抑制するように機能するＩＲ抑制器によって達成され、このＩＲ抑制器は、一次排気マニホルド、第１及び第２の混合ダクト、及び二次流れシュラウドを含む。より詳細には、一次排気マニホルドは、エンジンから高温のエンジン排気の一次流れを受け入れるように設けられた細長いダクトと、この細長いダクトと一体に設けられた少なくとも２つの高縦横比ノズルと、を含む。高縦横比ノズルは、細長いダクトの長さに沿った同じ軸方向位置において少なくとも２つの出口を画定するように配置されている。第１及び第２の混合ダクトは、少なくとも２つのエゼクタ入口を構成する混合器／エゼクタを形成するように、各高縦横比ノズル上に配置されている。二次流れシュラウドは、混合器／エゼクタ上に設けられており、少なくとも１つのエゼクタ入口と流体的に連通可能に設けられた少なくとも１つの長手方向の入口を画定する。運転時には、エンジン排気の一次流れが高縦横比ノズルから排出され、二次流れシュラウドの長手方向の入口を通して大気の二次流れを引き込む。混合された流れは、少なくとも２つの異なる平面に沿ってＩＲ抑制器から排出される。これにより、ＩＲ抑制器の形状寸法が減少し、更に、抑制器の性能が向上する。
【００１２】
【発明を実施するための最良の形態】
本発明の例示的な実施例は、ヘリコプタのガスタービンエンジンに関して説明するが、軸出力の最大化が主な設計目標であるターボシャフトエンジンであればどんなものでも適用可能である。本発明は、軸出力ではなく、推力の最大化が主な設計目標であるターボジェットやターボファンエンジンなどの他のエンジン設計とは区別する必要がある。
【００１３】
対応部及び相当部に同一符号を付した図面を参照すると、図１，図１ａは、メインロータ装置１４を駆動するガスタービンエンジン１２を有するヘリコプタ１０を示している（図では２つのエンジンのうち１つのエンジンのみが示されている）。本発明に係るＩＲ抑制器２０がガスタービンエンジン１２の後方端部と組み合わせて設けられており、エンジン１２の高温排気から放射される赤外線（ＩＲ）特性を抑制するように機能する。ここでいう“抑制”とは、ガスタービンエンジン１２から放射されるＩＲ特性が、ＩＲを利用する特定の脅威の捕獲、追跡、及び／または標的能力を示すある所定のしきい値よりも低減されるという意味である。
【００１４】
図２，図３では、ＩＲ抑制器２０は、一次排気マニホルド２２、第１及び第２の混合ダクト２４ａ，２４ｂ、及び二次流れシュラウド２６を含む。種々の要素の機能的な相互作用、即ち排気の作用について説明する前に、各要素の構造及び寸法に関して簡単に説明する。
【００１５】
一次排気マニホルド２２（図２参照）は、ガスタービンエンジン（図示省略）から高温エンジン排気ＥPFの一次流れを受け入れる細長いダクト２８を機内側端部で構成している。細長いダクト２８の断面積は、テーパ状に減少しており、縦横比が高い少なくとも２つのノズル３０ａ，３０ｂにエンジン排気ＥPFの均一な流れを導く。ここでいう“縦横比が高い”とは、最大ノズル幅Ｗに対する最大ノズル長さＬの比率が約６．０よりも大きいことを意味する。本発明の最も広い解釈では、高縦横比ノズル３０ａ，３０ｂは、細長いダクト２８と一体となっており、ダクト２８の長さに沿った同じ軸方向位置において少なくとも２つの出口を構成する。ここでいう“軸方向位置”とは、ダクト２８の長手方向軸に垂直な断面をいう。
【００１６】
好適な実施例では、高縦横比ノズル３０ａ，３０ｂは、それぞれ複数のセグメント３０S1，３０S2，３０S3を含んでおり、これらのセグメントは、縦につまり線状に配置されている。また、各セグメント３０S1，３０S2，３０S3は、実質的に等しい排気流が流れるように、望ましくは長さや幅が等しい。更に、高縦横比ノズル３０ａ，３０ｂは、隣接する複数のローブ３６を含み、これらのローブによって、エンジン排気の希釈効果、即ちＩＲの抑制度合いが向上する。このようなノズルセグメント３０S1，３０S2，３０S3及びローブ３６の重要性については、以下で説明する。
【００１７】
好適実施例では、一次排気マニホルド２２は、各高縦横比ノズル３０ａ，３０ｂと細長いダクト２８との間に配置され、かつこれらをそれぞれ接続する分岐遷移部４０を含む。遷移部４０は、本発明を最も広く捕らえた場合には重要性が低いが、この遷移部４０は、細長いダクト２８を外側に延長し、ヘリコプタの胴体（図２では図示が省略されている）から外向きに離れるようにノズル３０ａ，３０ｂを位置づける。
【００１８】
図２〜図４では、第１の混合ダクト２４ａと第２の混合ダクト２４ｂとは、高縦横比ノズル３０ａ，３０ｂに隣接してその上に配置されており、混合器／エゼクタを構成する（図４では、組み合わせて配置した種々の部材を示している）。ここでいう“混合器／エゼクタ”は、一次排気マニホルド２２と混合ダクト２４ａ，２４ｂの組み合わせを意味する。より詳細には、混合ダクト２４ａ，２４ｂは、ノズル３０ａ，３０ｂとの間にエゼクタ入口４４が形成されるようにこれらのノズルに対して配置されている。更に、混合ダクト２４ａ，２４ｂは、スプリッタ壁４６をそれぞれ含むことができ、これらのスプリッタ壁は、ノズル３０ａ，３０ｂと組み合せて配置されたときに各ノズルセグメント３０S1，３０S2，３０S3の間に位置する。また、各混合ダクト２４ａ，２４ｂは、下流側壁５２DS（図４参照）を含んでもよく、この下流側壁は、上流側壁５２USに対して角度φをなす。分岐する側壁セクション５２DSの重要性は、種々の部材の機能的な相互作用の説明において明らかとなる。
【００１９】
図３，図４では、二次流れシュラウド２６は、混合器／エゼクタ上に設けられており、大気の二次流れを受け入れる複数の入口や流路を構成している。更に詳細には、二次流れシュラウド２６は、混合ダクト２４ａ，２４ｂの出口端部を収容する２つの開口部５０ａ，５０ｂを構成する。好適実施例では、開口部５０ａ，５０ｂの寸法を、対応する混合ダクト２４ａ，２４ｂの側壁５２よりも大きくして、間に冷却流路５４を構成することもできる。
【００２０】
二次流れシュラウド２６は、また、少なくとも１つのエゼクタ入口４４と流体的に連通可能に設けられた少なくとも１つの長手方向の入口５６を構成する。好適実施例では、長手方向の入口５６は、シュラウド２６の外側に面する面２６Oに沿って設けられた細長いスロットであり、高縦横比ノズル３０ａ，３０ｂの間に位置するように設けられている。更に、一方もしくは両方の側壁５２の背面に隣接して、シュラウド２６の上部面２６Uおよび／または下部面２６Lに沿って補助的な長手方向の入口５７をそれぞれ設けることもできる。二次流れシュラウド２６は、前方入口５８（図１ａも参照されたい）を含んでもよく、この前方入口は、シュラウド２６の前方リップ部２６Lと（図３で点線で示した）ヘリコプタの胴体の上部パイロン６０の一部とによって画定されている。更に、シュラウド２６は、照準線から混合気／エゼクタが直接視察されるのを阻止するように、一方もしくは両方の入口５６，５８に隣接して１つまたはそれ以上の遮断ベーン６２を含み得る。
【００２１】
運転時には、図５を参照すると、高温エンジン排気ＥPFの一次流れＰＦは、高縦横比ノズル３０ａ，３０ｂの出口において、（一般に“ベンチュリ”として知られている）高速でかつ低圧の領域を形成する。一次流れＰＦは、種々の流路５４および入口５６，５７，５８から大気の二次流れＳＦを混入させる。より詳細には、ホバリング運転モードにおいて、二次流れＳＦの主な経路は、長手方向の入口５６，５７を通り、前進飛行時の主な経路は、前方入口（図５では省略）を通る。更に、二次流れＳＦは、混合ダクト２４ａ，２４ｂの側壁５２を対流冷却するために流路５４を通って流れる。要するに、二次流れＳＦは、いずれの入口５６，５７，５８または流路５４から流入するかに拘わらず、エゼクタ入口４４に流れを供給する。二次流れＳＦをエゼクタ入口４４に導くために、反転ベーン６６を設けることもできる。好適実施例では、反転ベーン６６は、細長いマニホルド２８の分岐遷移部と組み合わせて設けられている。
【００２２】
図５，図６では、隣接するローブ３６は、高エネルギの一次流れＰＦを方向づける一次流れトラフ３６PF（図６参照）と、低エネルギの大気の二次流れＳＦを方向づける二次流れトラフ３６SFと、を構成する。一次流れトラフ３６PFと二次流れトラフ３６SFとは、対応するノズルセグメントの周囲に交互に配置されており、高エネルギの一次流れＰＦの薄いシート状の流れが、（ｉ）トラフ出口から流出し、（ｉｉ）低エネルギの二次流れＳＦに運動エネルギを伝達し、（ｉｉｉ）二次流れＳＦと一次流れＰＦとが混入／混合されるようにする。粘性または剪断による単純な混合の他に、隣接するローブ３６によって軸方向の渦が形成され、この渦によって一次流れＰＦと二次流れＳＦが急速に混合される。このように、隣接するローブ３６は、推力を増加させるように機能するとともに、ＩＲ抑制の度合いを向上させるように一次流れＰＦと二次流れＳＦとを迅速かつ完全に混合する。説明した種類であれば種々のノズル構成を使用することができ、このようなノズル構成には、プレツ等による米国特許第４，８３５，９６１号及び第４，８３０，３１５号に開示及び図示されたものも含まれる。
【００２３】
実施例では、混合された流れＭＦは、水平方向とは異なる２つの角度に向けられる。即ち、一方のノズル３０ａは、約−４５度で下向きに流れを導き、他方のノズルは、約＋４５度で上向きに流れを導く（正確な角度は、運動量抵抗の問題などの他の設計基準によって一般に決定される）。好適実施例では、混合された流れＭＦが胴体構造体に衝突するのを避けるために、流れＭＦを胴体構造体から離れるように向けることが望ましい。背景技術において記載したように、このような衝突により、検知されるもう１つの“ホットスポット”が形成されるおそれがある。高縦横比ノズルと分岐する側壁５２との組み合わせによって、流れが航空機の胴体から離れるように効果的に導かれる。
【００２４】
ＩＲ抑制器２０は、多くの明瞭な利点を有し、特定の設計用途において設計上唯一の適切な解決法を提供し得る場合もある。第一に、図２〜５を参照すると、高縦横比のダクト３０ａ，３０ｂの列を、例えば並列に設けることで、ＩＲ抑制器２０を従来の“薄いフィルム”抑制装置よりも実質的に小さくなるように形成することができる。例えば、３列のダクトを有する細長いマニホルドにおいては、ＩＲ抑制器は、従来の薄いフィルム抑制装置の３分の１の長さとすることができる。第二に、ＩＲ抑制器２０は、二次流れシュラウドの使用によってクロスフローの乱れの影響を受けにくくなっている。更に詳細には、ホバリング運転モード、即ちＩＲ抑制器が静止している場合において、二次流れシュラウド２６は、ロータのダウンウォッシュなどによるクロスフローの乱れを防止し、混合器／エゼクタが効率的に大気を吸入して供給することを可能とする。前進飛行運転時モードでは、クロスフローの乱れによって混合器／エゼクタを通る流れが失速／中断するおそれがあるが、前方入口５８が混合器／エゼクタのポンピング動作を補うように高圧のラム空気を供給する。第三に、ＩＲ抑制器は、胴体の上流及び／または胴体から外向きに流れを排出することによって、隣接する構造体にエンジン排気が衝突するのを防止する。更に詳細には、上部ノズル３０ｂが混合流をロータのダウンウォッシュへ導くとともに、分岐したダクト壁５２が流れを胴体から外向きに離れるように導く。
【００２５】
最後に、好適実施例では、ＩＲ抑制器２０は、回転翼機の全体的なＩＲ識別特性を減少させるための種々の機構を使用する。第一に、また最も重要であり得るのは、流れを異なる角度つまり水平面とは異なる面に沿って排出することで、所定の方位角において混合ダクト寸法の一部分のみしか視察することができない。即ち、説明した実施例では、全排気寸法の半分、つまり高縦横比ノズル３０ａまたは３０ｂの一方と対応する混合ダクト２４ａまたは２４ｂのみが所定の方位角で視察できる。第二に、ＩＲ抑制器２０は、複数の流路５４及び／または細長い入口５７を使用しており、これらの流路や入口によって、二次流れが混合ダクト２４ａ，２４ｂの側壁５２を“こすって”対流冷却を提供するように導かれる。第三に、ＩＲ抑制器２０は、一次排気マニホルド２２などの熱い内部部材に対する直接的な照準線を遮断するために、遮断ベーン６２を使用している。第四に、スプリッタ壁４６及びセグメント化されたノズル３０S1，３０S2，３０S3は、特定の予め定めた方位角からの一次排気マニホルド２２に対する照準線の直接的な視察、即ちノズル３０ａ，３０ｂの長さに沿った視察を遮断する。最後に、高縦横比ノズル３０ａ，３０ｂは、一次流れと二次流れを迅速かつ完全に混合する隣接するローブ３６を備えており、これにより、ＩＲ抑制の度合いを向上させる。
【００２６】
本発明は、例示的な実施例に沿って開示及び説明したが、当業者であればわかるように、本発明の趣旨及び範囲から逸脱しない範囲で他の変更、省略、及び追加も可能である。例えば、ＩＲ抑制器は、組み合わさって単一の高縦横比ノズルを構成する３つのセグメントを示しているが、これらのノズルは、単一のまたは複数のセグメントを含み得る。また、実施例では、等しい長さを有する２つの高縦横比ノズル３０ａ，３０ｂを開示しているが、１つのノズルを他のものよりも短くまたは長くすることもできる。更に、実施例では、各ノズル３０ａ，３０ｂが同じ軸方向位置で始まるとともに終わっているが、これらのノズルは、互いに軸方向でずれていてもよい。本発明の好適な実施例では、直接的な照準線からの一次排気マニホルドの視察を防止するために遮断ベーン６２やスプリッタ壁４６を使用しているが、このような構造体は、任意に選択可能なものであり及び／または特定の用途のために改良できる。本発明では、横方向及び前方の入口５６，５８を両方使用することが望ましいが、他の用途では、前方の入口が不要もしくは有用でない場合もあり得る。
【００２７】
好適な実施例では、一次流れＰＦ及び二次流れＳＦを迅速に混合するために隣接するローブ３６を使用しているが、他のノズル形状を使用することもできる。使用可能なノズルには、例えば、アメリオ等に付与された米国特許第５，６９９，９６５号に開示の直線状ノズルや、プレツ等に付与された米国特許第４，８３５，９６１及び第４，８３０，３１５号に開示の反射ローブ形状などが含まれる。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明のＩＲ抑制器を例示的に設置したヘリコプタの説明図である。
【図１ａ】  図１のＩＲ抑制器の拡大図である。
【図２】  本発明に係るＩＲ抑制器で使用される、少なくとも２つの高縦横比ノズルにエンジン排気の流れを導く細長いダクトを含む一次排気マニホルドの分解説明図である。
【図３】  本発明に係るＩＲ抑制器で使用される二次流れシュラウドと混合ダクトの分解説明図である。
【図４】  本発明に係るＩＲ抑制器に関連する内部の詳細を示す図１ａの線４−４に沿った断面図である。
【図５】  ＩＲ抑制器内及びその周囲における種々の流路を示す図１ａの線５−５に沿った断面図である。
【図６】  所望のノズル形状を示す縦横比が高い一方のノズルの端部の部分説明図である。
【図１】
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【図１ａ】
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【図２】
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【図３】
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【図６】
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【図４】
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【図５】
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