CN106014685A - 一种双s弯发动机喷管结构 - Google Patents

一种双s弯发动机喷管结构 Download PDF

Info

Publication number
CN106014685A
CN106014685A CN201610378237.2A CN201610378237A CN106014685A CN 106014685 A CN106014685 A CN 106014685A CN 201610378237 A CN201610378237 A CN 201610378237A CN 106014685 A CN106014685 A CN 106014685A
Authority
CN
China
Prior art keywords
air flow
nozzle section
jet pipe
deflector
flow deflector
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN201610378237.2A
Other languages
English (en)
Inventor
孙啸林
王占学
史经纬
周莉
张明阳
程稳
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Northwestern Polytechnical University
Original Assignee
Northwestern Polytechnical University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Northwestern Polytechnical University filed Critical Northwestern Polytechnical University
Priority to CN201610378237.2A priority Critical patent/CN106014685A/zh
Publication of CN106014685A publication Critical patent/CN106014685A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78Other construction of jet pipes

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明公开了一种双S弯发动机喷管结构,包括:“S”形的第一喷管段和“S”形的第二喷管段,第一喷管段的第一端具有与发动机的高温涡轮出口连接的进气口,第二喷管段的第二端具有排气口,第一喷管段的第二端与第二喷管段的第一端首尾相接在第一喷管段和第二喷管段中沿进气口到排气口的方向依次形成第一气流偏转部、第二气流偏转部和第三气流偏转部。应用本发明技术方案的双S弯发动机喷管结构,能够对发动机的高温涡轮出口实现有效的遮挡,同时保证不会造成发动机内部过大的流动分离,解决了现有技术中的大偏距的S弯尾喷管结构造成的发动机内部流动分离,从而导致发动机推力下降的问题。

Description

一种双S弯发动机喷管结构
技术领域
本发明涉及航空发动机领域,具体而言,涉及一种双S弯发动机喷管结构。
背景技术
对于航空发动机而言,其尾喷管的辐射信号对飞机的隐身性能具有重要的影响。研究表明,S弯喷管有如下明显的优势:(1)喷管弯曲型面可对涡轮导向器、加力燃烧室火焰稳定器等内部高温部件进行完全遮挡,使得飞机在任意飞行姿态下其高温涡轮端面均不能被直接照射到,如此可显著降低喷管热壁面的红外辐射强度;(2)喷管的非轴对称二元出口特征可缩短尾喷流高温核心区长度,增强尾喷流与外界大气的掺混作用,大幅降低喷管热尾喷流的红外辐射强度;(3)入射的电磁波在S弯通道内反复折射被耗散掉,可增强排气系统雷达隐身特性;(4)S弯喷管应用于飞翼布局飞机,在具有良好的隐身性能的同时,通过背负式安装方案,可以大大降低飞机的外阻。因此,S弯喷管作为一项关键的低可探测性技术,被应用于国外多种战略轰炸机和无人战斗机上的发动机上,但在国内的战机上并未开始应用。由于战斗机对动力系统的苛刻要求,无法直接采纳原先在轰炸机、无人机等飞行器上应用的收敛构型S弯喷管,这是因为,为了保证战斗机的超机动能力,对动力系统的推重比要求非常高,这就需要战斗机发动机的S弯喷管需要采用超紧凑设计,即需要S弯喷管使用更大的喷管偏距。大的S弯喷管偏距会造成喷管内部的流动分离,导致喷管性能的急剧下降,最终导致发动机推力的下降,给战机的超机动飞行带来困难。
发明内容
本发明的主要目的在于提供一种双S弯发动机喷管结构,以至少解决现有技术中的大偏距的S弯尾喷管结构造成的发动机内部流动分离,及其导致的发动机推力下降的问题。
为了实现上述目的,根据本发明,提供了一种双S弯发动机喷管结构,包括:“S”形的第一喷管段和“S”形的第二喷管段,第一喷管段的第一端具有与发动机的高温涡轮出口连接的进气口,第二喷管段的第二端具有排气口,第一喷管段的第二端与第二喷管段的第一端首尾相接在第一喷管段和第二喷管段中沿进气口到排气口的方向依次形成第一气流偏转部、第二气流偏转部和第三气流偏转部。
进一步地,第一气流偏转部靠近进气口设置,第二气流偏转部位于第一喷管段和第二喷管段的过渡处,第三气流偏转部靠近排气口设置。
进一步地,第一气流偏转部的流道由与高温涡轮出口的轴向平行的方向沿第一喷管段的径向向下偏离;第二气流偏转部的流道由向下偏离高温涡轮出口的轴线方向转为沿第二喷管段的径向向上偏转并趋向高温涡轮出口的轴线方向;第三气流偏转部的流道由上偏转并趋向高温涡轮出口的轴线方向转为与高温涡轮出口的轴线方向平行的方向。
进一步地,双S弯发动机喷管结构还包括:多个第一导流板,设置在第二气流偏转部处,其中多个第一导流板沿第一喷管段的径向相间隔地设置。
进一步地,多个第一导流板与第二气流偏转处的流道的上壁面的形状相适应且多个第一导流板之间相互平行。
进一步地,双S弯发动机喷管结构还包括:第二导流板,设置在第三气流偏转部处,其中,第二导流板与第三气流偏转处的流道的下壁面的形状相适应。
进一步地,多个第一导流板中靠近第二气流偏转处的下壁面的第一导流板与第二导流板的公切线过排气口上壁面的最高点。
进一步地,第二导流板远离排气口的末端和进气口的下壁面的最低点的连线与第三气流偏转部下壁面的切线重合。
进一步地,双S弯发动机喷管结构还包括:第二导流板,设置在第三气流偏转部处;其中,第一导流板和第二导流板的头端和尾端均具有沿其宽度方向延伸的弧形凸缘。
进一步地,第一喷管段的进气口的横截面为圆形,并与高温涡轮出口相匹配;第二喷管段的排气口的横截面为方形。
进一步地,第一喷管段和第二喷管段的长度之和与第一喷管段的最大直径之比小于2。
应用本发明技术方案的双S弯发动机喷管结构,通过设置“S”形的第一喷管段和“S”形的第二喷管段,第一喷管段的第一端具有与发动机的高温涡轮出口连接的进气口,第二喷管段的第二端具有排气口,第一喷管段的第二端与第二喷管段的第一端首尾相接在第一喷管段和第二喷管段中沿进气口到排气口的方向依次形成第一气流偏转部、第二气流偏转部和第三气流偏转部,从而通过调节第一气流偏转部、第二气流偏转部和第三气流偏转部的径向偏距,达到在预定长径比下,对发动机的高温涡轮出口实现有效的遮挡,同时保证不会造成发动机内部过大的流动分离,解决了现有技术中的大偏距的S弯尾喷管结构造成的发动机内部流动分离,及其导致的发动机推力下降的问题。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解,构成本申请的一部分,本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明,并不构成对本发明的不当限定。在附图中:
图1是根据本发明实施例可选的一种双S弯发动机喷管结构的结构示意图;
图2是根据本发明实施例可选的一种双S弯发动机喷管结构的纵剖面结构示意图;
图3是根据本发明实施例可选的不同偏转角的双S弯发动机喷管结构的结构示意图;以及
图4是根据本发明实施例可选的一种双S弯发动机喷管结构的导流板的结构示意图。
其中,在上述附图中包括以下附图标记;
1、第一喷管段;11、进气口;2、第二喷管段;21、排气口;3、第一气流偏转部;4、第二气流偏转部;5、第三气流偏转部;6、导流板;61、第一导流板;62、第二导流板;7、弧形凸缘。
具体实施方式
为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案,下面将结合本发明实施例中的附图,对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述,显然,所描述的实施例仅仅是本发明一部分的实施例,而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例,本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例,都应当属于本发明保护的范围。
根据本发明实施例的双S弯发动机喷管结构,如图1所示,包括:“S”形的第一喷管段1和“S”形的第二喷管段2,第一喷管段1的第一端具有与发动机的高温涡轮出口连接的进气口11,第二喷管段2的第二端具有排气口21,第一喷管段1的第二端与第二喷管段2的第一端首尾相接在第一喷管段1和第二喷管段2中沿进气口11到排气口21的方向依次形成第一气流偏转部3、第二气流偏转部4和第三气流偏转部5。
应用本发明技术方案的双S弯发动机喷管结构,通过设置“S”形的第一喷管段1和“S”形的第二喷管段2,第一喷管段1的第一端具有与发动机的高温涡轮出口连接的进气口11,第二喷管段2的第二端具有排气口21,第一喷管段1的第二端与第二喷管段2的第一端首尾相接在第一喷管段1和第二喷管段2中沿进气口11到排气口21的方向依次形成第一气流偏转部3、第二气流偏转部4和第三气流偏转部5,从而通过调节第一气流偏转部3、第二气流偏转部4和第三气流偏转部5的径向偏距,达到在预定长径比下,对发动机的高温涡轮出口实现有效的遮挡,同时保证不会造成发动机内部过大的流动分离,解决了现有技术中的大偏距的S弯尾喷管结构造成的发动机内部流动分离,从而导致发动机推力下降的问题。
具体地,第一喷管段1的流道为反向的“S”形,第二喷管段2的流道为正向的“S”形,第一喷管段1和第二喷管段2的连接过渡处有一部分重合。
第一气流偏转部3靠近进气口11设置,来自高温涡轮出口的气流通过进气口11进入第一气流偏转部3,第一气流偏转部3的流道由与高温涡轮出口的轴向平行的方向沿第一喷管段1的径向向下偏离,使气流向下流动偏离高温涡轮出口的轴向;第二气流偏转部4位于第一喷管段1和第二喷管段2的过渡处,通过第一气流偏转部3的气流进入第二气流偏转部4,第二气流偏转部4的流道由向下偏离高温涡轮出口的轴线方向转为沿第二喷管段2的径向向上偏转并趋向高温涡轮出口的轴线方向,即将气流由向下流动转为向上流动;通过第二气流偏转部4的气流继续向上流动并到达第三气流偏转部5,第三气流偏转部5靠近排气口21设置,第三气流偏转部5的流道由向上偏转并趋向高温涡轮出口的轴线方向转为与高温涡轮出口的轴线方向平行的方向并通过排气口21将气流排出。
可选地,第一气流偏转部3的偏转角度小于,第二气流偏转部4的偏转角度小于,第三气流偏转部3的偏转角度小于20。
通过设置两个“S”形喷管段组成双S弯发动机喷管结构,并调节第一气流偏转部3、第二气流偏转部4和第三气流偏转部5的径向偏距,达到在预定长径比下,将高温涡轮出口及内部的涡轮导向器、加力燃烧室火焰稳定器等内部高温部件有效地进行遮挡,使得发动机在任何角度下其高温涡轮出口端面均不能被直接照射到,如此可显著降低喷管热壁面的红外辐射强度。
为了提高喷管结构对高温涡轮出口的遮挡面积,进一步减小喷管热壁面的红外辐射强度,同时保证在确定的长径比的情况下,第一气流偏转部3、第二气流偏转部4和第三气流偏转部5具有更小的偏转角,从而使喷管的构型更缓、气动性能更优,可选地,在第二气流偏转部4和第三气流偏转部5处还设置有导流板6,通过设置导流板6能够使第二气流偏转部4和第三气流偏转部5在具有较小的偏转角的情况下起到对高温涡轮出口的遮挡作用。具体地,导流板6包括第一导流板61和第二导流板62。
第一导流板61设置在第二气流偏转部4处且设置有多个,多个第一导流板61靠近第二气流偏转部4的上壁面并采用相贯连接的方式固定在第二气流偏转部4的上壁面,具体地,多个第一导流板61沿第一喷管段1的径向之间保持一定的间距,从而保证气流的通畅。为了起到较好的导流作用,同时保证较好的遮挡作用,每个第一导流板61之间相互平行且与第二气流偏转部4处的流道的上壁面的形状相适应,即每个第一导流板61均为弧形结构且与第二气流偏转部4的上壁面的弧形相同。
第二导流板62设置在第三气流偏转部5处且靠近第三气流偏转部5的下壁面,第二导流板62也采用相贯连接的方式固定在第三气流偏转部5的下壁面,第二导流板62设置有一块,为了起到较好的导流作用,同时保证对发动机的高温涡轮出口较好的遮挡作用,第二导流板62与第三气流偏转部5处的流道的下壁面的形状相适应,即第一导流板61为弧形结构且与第三气流偏转部5的下壁面的弧形相同。
在本发明实施例中,第一气流偏转部3、第二气流偏转部4和第三气流偏转部5的径向偏距与设置在第二气流偏转部4和第三气流偏转部5处的第一导流板61和第二导流板62之间的位置关系满足完全遮挡高温涡轮出口端面的原则。具体地,如图2所示,第一导流板61设置有两块,两块第一导流板61中位于下方的一块,即靠近第二气流偏转部4处的下壁面的第一导流板61和第二导流板62的公切线MN过排气口21上壁面的最高点C,同时,第二导流板62远离排气口21的末端点Q和进气口11的下壁面的最低点B的连线与第三气流偏转部5下壁面的切线重合,即P、Q、B三点共线。如此可保证在任何角度下均无法直接探测到发动机的高温涡轮出口。
如图3所示,通过设置第一导流板61和第二导流板62实现对发动机的高温涡轮出口的完全遮挡。在相同的长径比下,相对于仅依靠增大第一气流偏转部3、第二气流偏转部4和第三气流偏转部5的径向偏距实现对发动机的高温涡轮出口的遮挡,本发明实施例的双S弯发动机喷管结构构型更缓,每个流道转弯处的气流偏转角更小,所以气动性能更优。
本发明实施例的双S弯发动机喷管结构长径比小于2,即第一喷管段1和第二喷管段2的长度之和与第一喷管段1的最大直径之比小于2,进而减小了喷管的体积,提高了发动机的推重比。
为了减小第一导流板61和第二导流板62对喷管内的气流的阻力,可选地,如图4所示,导流板6的头端和尾端均具有沿其宽度方向延伸的弧形凸缘7,通过设置弧形凸缘7能够有效地减小第一导流板61和第二导流板62的风阻。
可选地,第一喷管段1的进气口11的横截面为圆形,并与高温涡轮出口相匹配;第二喷管段2的排气口21的横截面为方形,该构型便于发动机尾喷管与飞机的一体化设计,从而减少战机的飞行阻力。
以上仅是本发明的优选实施方式,应当指出,对于本技术领域的普通技术人员来说,在不脱离本发明原理的前提下,还可以做出若干改进和润饰,这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (11)

1.一种双S弯发动机喷管结构,其特征在于,包括:“S”形的第一喷管段和“S”形的第二喷管段,所述第一喷管段的第一端具有与发动机的高温涡轮出口连接的进气口,所述第二喷管段的第二端具有排气口,所述第一喷管段的第二端与所述第二喷管段的第一端首尾相接在所述第一喷管段和所述第二喷管段中沿所述进气口到所述排气口的方向依次形成第一气流偏转部、第二气流偏转部和第三气流偏转部。
2.根据权利要求1所述的双S弯发动机喷管结构,其特征在于,所述第一气流偏转部靠近所述进气口设置,所述第二气流偏转部位于所述第一喷管段和所述第二喷管段的过渡处,所述第三气流偏转部靠近所述排气口设置。
3.根据权利要求2所述的双S弯发动机喷管结构,其特征在于,所述第一气流偏转部的流道由与所述高温涡轮出口的轴向平行的方向沿所述第一喷管段的径向向下偏离;所述第二气流偏转部的流道由向下偏离所述高温涡轮出口的轴线方向转为沿所述第二喷管段的径向向上偏转并趋向所述高温涡轮出口的轴线方向;所述第三气流偏转部的流道由上偏转并趋向所述高温涡轮出口的轴线方向转为与所述高温涡轮出口的轴线方向平行的方向。
4.根据权利要求3所述的双S弯发动机喷管结构,其特征在于,所述双S弯发动机喷管结构还包括:
多个第一导流板,设置在所述第二气流偏转部处,其中多个所述第一导流板沿所述第一喷管段的径向相间隔地设置。
5.根据权利要求4所述的双S弯发动机喷管结构,其特征在于,多个所述第一导流板与所述第二气流偏转处的流道的上壁面的形状相适应且多个所述第一导流板之间相互平行。
6.根据权利要求5所述的双S弯发动机喷管结构,其特征在于,所述双S弯发动机喷管结构还包括:
第二导流板,设置在第三气流偏转部处,其中,所述第二导流板与所述第三气流偏转处的流道的下壁面的形状相适应。
7.根据权利要求6所述的双S弯发动机喷管结构,其特征在于,多个所述第一导流板中靠近所述第二气流偏转处的下壁面的所述第一导流板与第二导流板的公切线过所述排气口上壁面的最高点。
8.根据权利要求7所述的双S弯发动机喷管结构,其特征在于,所述第二导流板远离排气口的末端和所述进气口的下壁面的最低点的连线与所述第三气流偏转部下壁面的切线重合。
9.根据权利要求4所述的双S弯发动机喷管结构,其特征在于,所述双S弯发动机喷管结构还包括:
第二导流板,设置在第三气流偏转部处;
其中,所述第一导流板和所述第二导流板的头端和尾端均具有沿其宽度方向延伸的弧形凸缘。
10.根据权利要求1所述的双S弯发动机喷管结构,其特征在于,所述第一喷管段的进气口的横截面为圆形,并与所述高温涡轮出口相匹配;所述第二喷管段的排气口的横截面为方形。
11.根据权利要求1所述的双S弯发动机喷管结构,其特征在于,所述第一喷管段和所述第二喷管段的长度之和与所述第一喷管段的最大直径之比小于2。
CN201610378237.2A 2016-05-30 2016-05-30 一种双s弯发动机喷管结构 Pending CN106014685A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610378237.2A CN106014685A (zh) 2016-05-30 2016-05-30 一种双s弯发动机喷管结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610378237.2A CN106014685A (zh) 2016-05-30 2016-05-30 一种双s弯发动机喷管结构

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN106014685A true CN106014685A (zh) 2016-10-12

Family

ID=57092011

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610378237.2A Pending CN106014685A (zh) 2016-05-30 2016-05-30 一种双s弯发动机喷管结构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN106014685A (zh)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108019294A (zh) * 2016-11-04 2018-05-11 北京航空航天大学 一种带导流肋片的引射喷管抑制回流结构
CN110566363A (zh) * 2019-09-03 2019-12-13 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种发动机排气系统
CN112412655A (zh) * 2020-11-05 2021-02-26 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种多流道小偏心短距s弯喷管结构
CN112610357A (zh) * 2020-12-18 2021-04-06 西北工业大学 一种带冷却结构的s弯隐身喷管
CN113006965A (zh) * 2021-03-05 2021-06-22 西北工业大学 一种带引射冷却结构的s弯喷管
CN114776461A (zh) * 2022-03-25 2022-07-22 中国民用航空飞行学院 一种用于航空发动机的s弯喷管及其设计方法
CN115855514A (zh) * 2023-03-02 2023-03-28 中国航发四川燃气涡轮研究院 涡桨动力高空台试验用双弯异形变截面进气试验装置

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050150970A1 (en) * 2004-01-13 2005-07-14 Snecma Moteurs Cooling system for hot parts of an aircraft engine, and aircraft engine equipped with such a cooling system
CN102926888A (zh) * 2012-11-16 2013-02-13 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种隐身排气系统
CN103993982A (zh) * 2014-04-25 2014-08-20 西北工业大学 可实现多方向推力矢量控制的双s弯红外隐身喷管结构
CN104033273A (zh) * 2014-06-06 2014-09-10 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种新型二元可调收敛喷管
CN104033280A (zh) * 2014-06-06 2014-09-10 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种可实现s弯遮挡功能的二元矢量喷管
CN105201685A (zh) * 2015-09-17 2015-12-30 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种具有矢量偏转功能的s弯二元喷管

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050150970A1 (en) * 2004-01-13 2005-07-14 Snecma Moteurs Cooling system for hot parts of an aircraft engine, and aircraft engine equipped with such a cooling system
CN102926888A (zh) * 2012-11-16 2013-02-13 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种隐身排气系统
CN103993982A (zh) * 2014-04-25 2014-08-20 西北工业大学 可实现多方向推力矢量控制的双s弯红外隐身喷管结构
CN104033273A (zh) * 2014-06-06 2014-09-10 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种新型二元可调收敛喷管
CN104033280A (zh) * 2014-06-06 2014-09-10 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种可实现s弯遮挡功能的二元矢量喷管
CN105201685A (zh) * 2015-09-17 2015-12-30 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种具有矢量偏转功能的s弯二元喷管

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108019294A (zh) * 2016-11-04 2018-05-11 北京航空航天大学 一种带导流肋片的引射喷管抑制回流结构
CN110566363A (zh) * 2019-09-03 2019-12-13 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种发动机排气系统
CN110566363B (zh) * 2019-09-03 2021-08-17 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种发动机排气系统
CN112412655A (zh) * 2020-11-05 2021-02-26 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种多流道小偏心短距s弯喷管结构
CN112610357A (zh) * 2020-12-18 2021-04-06 西北工业大学 一种带冷却结构的s弯隐身喷管
CN113006965A (zh) * 2021-03-05 2021-06-22 西北工业大学 一种带引射冷却结构的s弯喷管
CN113006965B (zh) * 2021-03-05 2023-12-01 西北工业大学 一种带引射冷却结构的s弯喷管
CN114776461A (zh) * 2022-03-25 2022-07-22 中国民用航空飞行学院 一种用于航空发动机的s弯喷管及其设计方法
CN114776461B (zh) * 2022-03-25 2023-04-07 中国民用航空飞行学院 一种用于航空发动机的s弯喷管及其设计方法
CN115855514A (zh) * 2023-03-02 2023-03-28 中国航发四川燃气涡轮研究院 涡桨动力高空台试验用双弯异形变截面进气试验装置
CN115855514B (zh) * 2023-03-02 2023-06-30 中国航发四川燃气涡轮研究院 涡桨动力高空台试验用双弯异形变截面进气试验装置

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106014685A (zh) 一种双s弯发动机喷管结构
CN104019465B (zh) 涡轮基组合循环发动机超级燃烧室
CN104048324B (zh) 一种蒸发式火焰稳定器
CN112610357B (zh) 一种带冷却结构的s弯隐身喷管
CN106438103A (zh) 一种s弯收‑扩喷管结构
CN106014686A (zh) 一种涡扇发动机s弯喷管结构
CN106089488A (zh) 一种带流动分离主动控制功能的发动机喷管结构
RU2014130231A (ru) Жидкотопливная форсунка для газовой турбины и способ впрыска топлива в камеру сгорания газовой турбины
CN109654533B (zh) 一种适应来流畸变的尾缘吹气式稳定器
JP2011064447A5 (zh)
CN103363550A (zh) 用于燃烧室的旋流器
CN104566472B (zh) 一种喷嘴及燃气轮机
US20180142562A1 (en) Turbine Engine Comprising a Lobed Mixer Having Scoops
CN110173373A (zh) 一种双流道s弯喷管
CN102748775B (zh) 内置点火源的流线型火焰稳定器
CN109915282B (zh) 应用于火箭基组合循环发动机的自适应火箭喷管
CN106321282A (zh) 一种具有隐身功能的收扩喷管
CN109631085B (zh) 后掠圆弧型气动雾化蒸发式稳定器
CN114017203B (zh) 一种喷管及飞机后体狭缝排气冷却装置
CN103234201A (zh) 一种引射管
CN102493894A (zh) 基于气动突片技术的喷管排气掺混方法及装置
CN108131686A (zh) 微型发动机燃烧室旋转喷射式蒸发管
CN108431504A (zh) 具有包括空气动力学形状的主体和/或喷射孔口的喷射器组件的燃烧系统
CN204404237U (zh) 一种设置在燃气轮机燃烧室喷嘴中的空气旋流装置
CN109723571A (zh) 一种梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管及装备有该矢量喷管的飞行器

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20161012

RJ01 Rejection of invention patent application after publication