材料和空氣冷卻層，故使表面溫度降低很多，隨之其紅外輻射發(fā)射量也大為降低，因此，尾
噴流就成了最主要的紅外輻射源。
尾噴流在發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口外面，溫度迅速下降，離尾噴口越遠(yuǎn)則其溫度越低。如圖10.19
所示。
關(guān)于渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)，由于外涵道是冷空氣，對(duì)其核心發(fā)動(dòng)機(jī)起冷卻降溫的作用，且在
推力相同的條件下，與渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)相比，其尾噴流的溫度和速度均較低，所以其紅外輻
射特性比較好。
（二）飛機(jī)機(jī)體的熱輻射
飛機(jī)以超音速飛行時(shí)，由于其機(jī)體蒙皮受到空氣動(dòng)力加熱，溫度升高，也可能產(chǎn)生強(qiáng)紅
外輻射，飛行速度越高，氣動(dòng)加熱的情況越嚴(yán)重，當(dāng)M 數(shù)大于2 后，氣動(dòng)加熱所引起的機(jī)體
的紅外輻射，就不容忽視了。氣動(dòng)加熱，機(jī)體駐點(diǎn)溫度的計(jì)算公式為：
) ]
2
[1 ( 1 2
T0 TH r M
−
= +
γ
（10.6）
式中T0為駐點(diǎn)溫度；TH為飛行高度的大氣溫度；M為飛行馬赫數(shù)；r為恢復(fù)系數(shù)，層流附面層取
r=0.85，紊流附面層時(shí)取r=0.9；γ為空氣的絕熱指數(shù)。
把空氣當(dāng)作理想氣體，γ近似等于1.4，則可以得到計(jì)算層流附面層和紊流附面層的內(nèi)
邊界溫度的公式：
T = TH (1+ 0.17M) 層流 (10.7)
T = TH (1+ 0.18M) 紊流 (10.8)
飛機(jī)機(jī)體表面與附面層直接接觸，通過(guò)熱交換溫度也隨之升高。因系氣動(dòng)強(qiáng)迫加熱，在
穩(wěn)定的飛行狀態(tài)下，很快達(dá)到熱平衡溫度。熱平衡溫度與其結(jié)構(gòu)和表面蒙皮的材料特性等方
面的因素有關(guān)，略低于理論上的駐點(diǎn)溫度。一般可近似地認(rèn)為，機(jī)體上的尖頂和尖銳前緣部
位的溫度等于0.9T0，而圓頂和圓鈍的前緣的溫度為0.7～0.8T0。
（三）飛機(jī)機(jī)體對(duì)陽(yáng)光的反射
飛機(jī)機(jī)體對(duì)陽(yáng)光的反射，也應(yīng)該考慮，飛機(jī)多采用金屬蒙皮，對(duì)紅外輻射是不透明的，
其反射率與材料的特性表面狀態(tài)（是否拋光或有油漆涂層等）有關(guān)。由于在不同的反射角下，
對(duì)陽(yáng)光的反射，故使飛機(jī)自身的紅外輻射產(chǎn)生變化，這也是需要加以考慮的問(wèn)題。
此外，照射到飛機(jī)上的太陽(yáng)光，除大部分被反射外，還有一部分被飛機(jī)所吸收，由此引
起溫升，使其紅外輻射增強(qiáng)。
根據(jù)上述的各主要紅外輻射源的情況，對(duì)整個(gè)飛機(jī)來(lái)說(shuō)需要進(jìn)行綜合的考慮。將各輻射
源的參數(shù)矢量迭加起來(lái)，構(gòu)成全機(jī)的紅外輻射輻射強(qiáng)度。
最后應(yīng)該指出，飛機(jī)的紅外輻射特性與其方位角有極大的關(guān)系，不同的方向上的輻射強(qiáng)
度的差別很大。
三、紅外隱身設(shè)計(jì)的主要措施
飛機(jī)紅外隱身技術(shù)是在飛機(jī)設(shè)計(jì)、制造和使用過(guò)程中，設(shè)法降低其紅外輻射強(qiáng)度和控制
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其紅外輻射特征的一種綜合性的科學(xué)技術(shù)。這里從飛機(jī)總體設(shè)計(jì)的角度，討論紅外隱身的技
術(shù)途徑。紅外隱身設(shè)計(jì)的主要措施，概括起來(lái)主要是：
（一）降溫技術(shù)
紅外輻射是一種熱輻射，與溫度的高低直接有關(guān)。為了降溫，可能采用的技術(shù)措施有：
1．選用排氣溫度較低的發(fā)動(dòng)機(jī)
活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)以及渦輪軸和渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)的排氣溫度比較低，但只適用于低速飛機(jī)。
高速飛機(jī)，在渦輪噴氣和渦輪風(fēng)扇兩種發(fā)動(dòng)機(jī)中，如果從滿足飛行性能的要求出發(fā)，采用哪
一種發(fā)動(dòng)機(jī)都是可以的話，應(yīng)該選用后者。例如美國(guó)的“戰(zhàn)斧”導(dǎo)彈YBGM-109，其戰(zhàn)略型采
用的是F107-WR-100 型渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)，而其戰(zhàn)術(shù)反艦型則用J402-CA-400 型渦輪噴氣發(fā)動(dòng)
機(jī)。這兩種發(fā)動(dòng)機(jī)的推力相同，尺寸相近，但排氣溫度卻相差很多。F107-WR-100 渦輪風(fēng)扇
發(fā)動(dòng)機(jī)的排氣溫度為315℃，而J402-CA-400 渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)則高達(dá)787℃。因此，從隱身的
角度來(lái)說(shuō)，當(dāng)然應(yīng)采用前一種渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)，而且其涵道比越大，對(duì)隱身越有利。
常規(guī)的戰(zhàn)斗機(jī)采用帶加力燃燒室的發(fā)動(dòng)機(jī)有利，但隱身飛機(jī)則不行，開(kāi)動(dòng)加力時(shí)，排氣
溫度大幅度提高，目前的水平，加力排氣溫度可高達(dá)1900K，而不加力時(shí)一般只有800-900K，
而且，由于加力燃燒中氣流速度高、壓力和氧濃度低，燃燒條件很差，所以，燃燒不完全，
排氣中未燃成分多，也將進(jìn)一步使紅外輻射的強(qiáng)度提高，對(duì)隱身十分不利。美國(guó)的隱身飛機(jī)
F-117A 和B-2 均是采用無(wú)加力式的渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)。
2．對(duì)飛機(jī)的尾噴管等高溫部件進(jìn)行強(qiáng)迫冷卻降溫，或采用熱絕緣的辦法來(lái)降低外露表面
的溫度。
3． 采用二元噴管和主動(dòng)強(qiáng)化摻混技術(shù)，降低動(dòng)力裝置的排氣溫度。
飛機(jī)的排氣尾焰是噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生推力的必然產(chǎn)物，一般情況下溫度都很高，現(xiàn)代的紅
外制導(dǎo)的導(dǎo)彈都具有自動(dòng)尋的跟隨尾焰進(jìn)行攻擊的能力。因此，設(shè)法隱蔽尾焰就成了紅外隱
身技術(shù)的關(guān)鍵。如何快速有效地降低排氣尾焰的溫度是一項(xiàng)很復(fù)雜的技術(shù)。利用高涵道比渦
扇發(fā)動(dòng)機(jī)外涵冷空氣是降溫的一種有效辦法，巨大的熱量交換必須采取強(qiáng)化射流摻混的措施
來(lái)實(shí)現(xiàn)，美國(guó)的F-117A 隱身飛機(jī)的排氣系統(tǒng)中，發(fā)動(dòng)機(jī)的尾噴管出口不是燃?xì)怆x開(kāi)飛機(jī)的最
后出口，而是與按隱身要求設(shè)計(jì)的排氣裝置相連。其排氣裝置包括集氣室和導(dǎo)流葉片等，使
發(fā)動(dòng)機(jī)的排氣與引射的冷空氣強(qiáng)迫摻混，進(jìn)一步降低排氣溫度。
4．優(yōu)化飛機(jī)的外形布局和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，降低其氣動(dòng)加熱的溫度。
（二）對(duì)強(qiáng)輻射源進(jìn)行遮擋
對(duì)強(qiáng)輻射源進(jìn)行遮擋，主要是對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口的遮擋技術(shù)。噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口及其附近
的熱部件，一般溫度都很高，是飛機(jī)上最強(qiáng)的輻射射源之一，也是一些對(duì)空紅外制導(dǎo)導(dǎo)彈所
追逐的主要目標(biāo)。由于在飛機(jī)上，發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口處熱部件對(duì)后半球方向的輻射強(qiáng)度最大，構(gòu)
成了相當(dāng)大的可探測(cè)區(qū)。遮擋的目的是盡量縮小其可被直接探測(cè)的方位角，使紅外探測(cè)裝置
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