本發(fā)明屬于發(fā)動機排氣系統(tǒng)設計與紅外抑制技術領域，具體指一種低紅外輻射信號的雙出口S彎噴管及其控制方法。

背景技術：

從20世紀80年代中期以來，紅外隱身的重要性日益突出，一方面目前使用的探測器中，主要針對的是紅外信號，另一方面紅外制導導彈是對空作戰(zhàn)中飛機的主要威脅。自從1948年第一枚紅外制導導彈——美國響尾蛇導彈問世以來，紅外制導技術獲得了大量應用并迅速發(fā)展，已經(jīng)從20世紀60年代的單探測點源制導發(fā)展到當今采用大規(guī)模紅外焦平面探測器的成像制導，飛機受到的威脅日益嚴重，對紅外隱身的要求也越來越高。

飛機的紅外輻射源主要集中在后半球，后半球是紅外隱身的重點，而在現(xiàn)在的紅外隱身技術被充分利用的條件下，完全有可能把作戰(zhàn)飛機的紅外輻射強度降低90％左右。飛機的紅外輻射來源主要有三方面：機身蒙皮及其對周圍自然環(huán)境輻射的反射、發(fā)動機熱部件和發(fā)動機熱噴流．飛機蒙皮的輻射常見于高速飛行的飛機上，并且飛機飛行速度越快輻射強度越高，當速度高于2Ma時，蒙皮和大氣摩擦產(chǎn)生的大量熱量，使蒙皮溫度高達500K以上。而對于低馬赫數(shù)飛行的飛機而言，發(fā)動機高溫熱部件和發(fā)動機熱噴流是飛機的主要紅外輻射來源，且主要輻射波段為3~5μm。目前紅外探測器都以3~5μm為主要工作波段，因此排氣系統(tǒng)的紅外輻射抑制技術是飛機紅外隱身技術的關鍵。

美國早在上個世紀70年代就開始針對航空發(fā)動機排氣系統(tǒng)紅外隱身技術開展了大量研究，并將其研究成果陸續(xù)應用于F-117，B-2，F(xiàn)-22等飛機型號上。目前發(fā)展成熟的、得到實際應用的航空發(fā)動機排氣系統(tǒng)紅外隱身技術主要包括：采用排氣溫度更低的渦扇發(fā)動機代替渦噴發(fā)動機作為飛機的動力裝置；采用非軸對稱噴管；采用壁面冷卻措施；采用遮擋技術和遮擋結構。

隨著紅外探測技術的發(fā)展，紅外探測設備的探測精度、反應靈敏度及系統(tǒng)的識別能力也大幅提高，紅外精確制導武器同時也得到迅速發(fā)展，作戰(zhàn)飛機的戰(zhàn)場生存能力受到嚴重考驗，必須尋求發(fā)展新的紅外隱身技術或者充分綜合運用現(xiàn)有的各項隱身技術。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明針對現(xiàn)有技術中存在的問題，提出了一種低紅外輻射信號的雙出口S彎噴管及其控制方法，本發(fā)明的進氣分流段出口后分為兩個支流、S彎結構的S彎圓轉(zhuǎn)矩形過渡段、冷氣腔等結構的設置，可以抑制分離渦的形成、同時降低了噴管壁面的溫度，達到減小紅外輻射信號的目的。

本發(fā)明是這樣實現(xiàn)的，一種低紅外輻射信號的雙出口S彎噴管，包括進氣分流段，其特征在于，所述的進氣分流段出口一分為二，分為兩個支流，且為對稱結構；所述的進氣分流段出口分別依次連接有S彎圓轉(zhuǎn)矩形過渡段，氣膜冷卻矩形排氣段，矩形收斂段，矩形擴張段；所述的氣膜冷卻矩形排氣段內(nèi)測側壁連接有冷氣腔；所述的氣膜冷卻矩形排氣段與冷氣腔的連接壁面設置有差排整列氣膜孔；其中進氣分流段的兩分流和以及S彎圓轉(zhuǎn)矩形過渡段可以避免探測器直接探測到發(fā)動機渦輪后的高溫部件，最大程度的遮擋噴管上游高溫部件輻射出來的紅外輻射；另一方面，冷氣腔中的冷卻空氣從氣膜孔進入噴管既能抑制轉(zhuǎn)彎處分離渦，同時又能降低噴管壁面溫度，從而大幅度降低排氣噴管的紅外輻射信號、提高排氣性能。

進一步，所述的S彎圓轉(zhuǎn)矩形過渡段為S彎通道，所述的S彎圓轉(zhuǎn)矩形過渡段進口為圓形，出口為矩形且四邊倒角，從進口到出口的中間截面均以超橢圓形過渡；所述的S彎圓轉(zhuǎn)矩形過渡段的進、出口中心線斜率均為零，以降低排氣流動損失。

進一步，所述的氣膜冷卻矩形排氣段，所述氣膜冷卻矩形排氣段為矩形、且四周倒角，四周壁面有短邊和長邊之分；所述的氣膜冷卻矩形排氣段內(nèi)、外側側壁面為短邊，與S彎圓轉(zhuǎn)矩形過渡段、矩形收斂段相連接。

進一步，所述的矩形收斂段，矩形擴張段的型面均為矩形，且四周倒角，矩形型面長邊相等。

本發(fā)明還公開了一種低紅外輻射信號的雙出口S彎噴管的控制方法，方法如下：

出現(xiàn)分離渦或者有紅外抑制需求的條件下，從發(fā)動機或其他裝置引入冷空氣進入冷氣腔，冷卻空氣從差排整列氣膜孔進入氣膜冷卻矩形排氣段，冷卻空氣與熱排氣進一步摻混降低了射流核心區(qū)的溫度，減小紅外輻射信號，同時在氣膜冷卻矩形排氣段內(nèi)側壁面形成全覆蓋的氣膜；形式的氣膜可以抑制分離渦的形成，同時，氣膜隔絕了噴管壁面與熱排氣的對流換熱，降低了噴管壁面的溫度。

在未出現(xiàn)分離渦或者不需要紅外抑制需求的條件下，停止向冷氣腔內(nèi)引入冷氣，從而降低發(fā)動機引氣損失。

本發(fā)明相對于現(xiàn)有技術的有益效果在于：

1）兩個S彎圓轉(zhuǎn)矩形過渡段對發(fā)動機內(nèi)部高溫部件進行有效遮擋，同時自身S彎管道對紅外輻射和雷達波多次曲面反射，擴散因子減小，雷達散射截面（RCS）會降低，不僅可以有效抑制噴管的內(nèi)腔輻射，最大度地降低紅外輻射強度，而且可以有效控制后向RCS，雖然高速氣流通過S彎通道時易產(chǎn)生分離區(qū)，但設置在矩形排氣段的氣膜可以有效改變附面層結構，抑制分離渦，從而保證氣動性能；

2）圓轉(zhuǎn)矩形過渡中流動的強三維效應，強化了與冷氣的摻混，降低了射流核心區(qū)的溫度，減小了紅外輻射特征；另外，對兩個矩形收斂段以及矩形擴張段的喉道面積，以及矩形擴張段偏轉(zhuǎn)方向進行不同的調(diào)整，以此改變兩個S彎通道內(nèi)的流量分配，就能獲得偏航和翻轉(zhuǎn)所需的不同推力；

3）進氣分流段出口后分為兩個支流、S彎結構的S彎圓轉(zhuǎn)矩形過渡段、冷氣腔等結構的設置可以避免探測器直接探測到發(fā)動機渦輪后的高溫部件，最大程度的遮擋噴管上游高溫部件輻射出來的紅外輻射；另一方面，冷氣腔中的冷卻空氣從氣膜孔進入噴管既能抑制轉(zhuǎn)彎處分離渦，同時又能降低噴管壁面溫度，從而大幅度降低排氣噴管的紅外輻射信號、提高排氣性能。

附圖說明

圖1為本發(fā)明一種低紅外輻射信號的雙出口S彎噴管的整體示意圖；

圖2為本發(fā)明一種低紅外輻射信號的雙出口S彎噴管的主視圖；

圖3 為本發(fā)明一種低紅外輻射信號的雙出口S彎噴管的側視圖；

圖4為本發(fā)明一種低紅外輻射信號的雙出口S彎噴管的氣膜冷卻矩形排氣段氣膜孔及冷氣腔連接示意圖；

圖5 為本發(fā)明一種低紅外輻射信號的雙出口S彎噴管的矩形收斂段和矩形擴張段連接示意圖；

其中，1-進氣分流段，2-S彎圓轉(zhuǎn)矩形過渡段，3-氣膜冷卻矩形排氣段，4-矩形收斂段，5-矩形擴張段，6-差排整列氣膜孔，7-冷氣腔。

具體實施方式

本發(fā)明提供一種低紅外輻射信號的雙出口S彎噴管及其控制方法，為使本發(fā)明的目的、技術方案及效果更加清楚，明確，以及參照附圖并舉實例對本發(fā)明進一步詳細說明。應當指出此處所描述的具體實施僅用以解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā)明。

如圖1~2所示，本發(fā)明的一種低紅外輻射信號的雙出口S彎噴管的進氣分流段1與發(fā)動機渦輪出口對接、相連，發(fā)動機熱排氣從進氣分流段1流入本發(fā)明的排氣噴管，在經(jīng)過進氣分流段1后分成兩股分別進入兩個結構上對稱的S彎圓轉(zhuǎn)矩形過渡段2，矩形排氣段3、矩形收斂段4和矩形擴張段5，完成排氣噴管的排氣功能。

如圖3~4所示，本發(fā)明的一種低紅外輻射信號的雙出口S彎噴管的氣膜冷卻矩形排氣段3與冷氣腔7的連接壁面設置有差排整列氣膜孔6，所述的S彎圓轉(zhuǎn)矩形過渡段2為S彎通道，所述的S彎圓轉(zhuǎn)矩形過渡段2的進、出口中心線斜率均為零；進口面為圓形，出口型面為矩形且四邊倒角，中間型面為超橢圓過渡；

所述的氣膜冷卻矩形排氣段3，所述氣膜冷卻矩形排氣段3為矩形、且四周倒角，四周壁面有短邊和長邊之分；所述的氣膜冷卻矩形排氣段3內(nèi)、外側側壁面為短邊，與S彎圓轉(zhuǎn)矩形過渡段2、矩形收斂段4的連接壁面為長邊。

如圖5所示，所述的矩形收斂段4，矩形擴張段5的型面均為矩形，且四周倒角，矩形型面長邊相等。

本發(fā)明公開的控制方法可以達到抑制轉(zhuǎn)彎出氣流分離并降低噴管紅外輻射的目的，具體方法為：當在出現(xiàn)分離渦或者有紅外抑制需求的條件下，從發(fā)動機或其他裝置引入冷空氣進入冷氣腔7，經(jīng)由差排整列氣膜孔6進入矩形排氣段3，冷氣一方面隔絕了氣膜冷卻矩形排氣段3與噴管內(nèi)高溫排氣的對流換熱，降低氣膜冷卻矩形排氣段3內(nèi)表面的表面溫度；另一方面抑制了氣流轉(zhuǎn)彎后形成的分離渦，避免出現(xiàn)氣動喉道，提高了噴管的氣動性能。同時，冷氣與熱排氣的摻混降低了排氣溫度。冷氣量可根據(jù)分離渦的強弱和壁面冷卻需求進行調(diào)整。在未出現(xiàn)分離渦或者不需要紅外抑制需求的條件下，停止向冷氣腔內(nèi)引入冷氣，從而降低發(fā)動機引氣損失。

矩形收斂段4出口（即矩形擴張段5入口）就是超聲速排氣噴管的喉道，通過減小其中一個喉道面積，增大另一個喉道面積，獲得兩個不一樣大的推力，以此來獲得飛機偏航的矢量推力。調(diào)整兩個矩形擴張段5的偏轉(zhuǎn)方向，使之偏轉(zhuǎn)方向相反，即可獲得飛機翻滾的矢量推力。當兩個矩形擴張段5都向一個方向偏轉(zhuǎn)，即可獲得產(chǎn)生俯仰的矢量推力。

以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，應當指出，對于本技術領域的普通技術人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下還可以作出若干改進，例如：S彎偏距，出口寬高比，氣膜孔排布方式，直徑，傾斜角度，個數(shù)等，這些改進也應視為本發(fā)明的保護范圍。