СИСТЕМА ПОДАВЛЕНИЯ ИНФРАКРАСНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ
SYSTEM FOR SUPPRESSION OF INFRARED RADIATION

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.
C
RAM
RAM
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 A и A) 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 A. 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.
f
f
f
От газотурбинного двигателя 22 первичный поток высокотемпературного выхлопного газа E может быть развихрен посредством развихрителя 50 (Фиг.6) и передан в выхлопной коллектор 26. От выхлопного коллектора 26 высокотемпературный поток выхлопного газа E выбрасывается через выхлопной тракт 28. Множество поворотных лопастей 48 расположено в пределах выхлопного тракта 28, чтобы более конкретно направить высокотемпературный выхлопной газ E 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.
C
C
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 A 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 A 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.
RAM
C
RAM
C
f
Один или несколько входов 42 обтекателя передают набегающий воздух A высокого давления в эжекторный промежуток 36 с воздушным охлаждением, чтобы усилить всасывающее действие воздушного потока A двигательного отсека. Таким образом, набегающий воздух A высокого давления увеличивает скорость протекания воздушного потока A двигательного отсека, чтобы дополнительно изолировать и скрыть высокотемпературный поток E выхлопного газа, выбрасываемого через выхлопной тракт 28.
ех
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 Р 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.
f
ех
f
f
f
f
f
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 E выхлопного газа в отличие от плоскости Р 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 E 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 E 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 E 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 E выхлопного газа, которые могут ухудшить эксплутационные характеристики двигателя. Выхлопной тракт 28' также имеет относительно компактный размер, поскольку необходимо вместить только высокотемпературный поток E выхлопного газа.
ех
ех
ех
ех
ех
Плоскость Р 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 Р отверстия выхлопного тракта проходит под углом 5° продольного наклона относительно плоскости Р выхлопного коллектора так, что плоскость Р 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 Р 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 Р 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.