CN112610357B - 一种带冷却结构的s弯隐身喷管 - Google Patents

一种带冷却结构的s弯隐身喷管 Download PDF

Info

Publication number
CN112610357B
CN112610357B CN202011504883.1A CN202011504883A CN112610357B CN 112610357 B CN112610357 B CN 112610357B CN 202011504883 A CN202011504883 A CN 202011504883A CN 112610357 B CN112610357 B CN 112610357B
Authority
CN
China
Prior art keywords
spray pipe
bend
cooling
nozzle
film cooling
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.)
Active
Application number
CN202011504883.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112610357A (zh
Inventor
惠中豪
史经纬
周莉
王占学
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 CN202011504883.1A priority Critical patent/CN112610357B/zh
Publication of CN112610357A publication Critical patent/CN112610357A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112610357B publication Critical patent/CN112610357B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
    • F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infra-red radiation suppressors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
    • F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infra-red radiation suppressors
    • F02K1/825—Infra-red radiation suppressors
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Abstract

本发明一种带冷却结构的S弯隐身喷管，属于航空发动机领域；包括S弯喷管、气膜冷却及加固装置；气膜冷却及加固装置设置于S弯喷管的外周面上，包括气膜冷却孔、环状加固装置、冷却气供气装置和加固支柱；环状加固装置为内环面开口的环形腔体，同轴套装于S弯喷管外围，其内环面开口贴合固定于S弯喷管的外壁面；气膜冷却孔为开于环状加固装置的内的S弯喷管壁上；环状加固装置的外环面通过加固支柱与飞机蒙皮连接；冷却气通过冷却气供气装置进入到S弯喷管内，使得射入的冷却气流覆盖在喷管内壁面上，降低S弯喷管壁面温度及排气系统的红外辐射。防止壁面因高温而损坏，同时射入的冷却气流可以降低排气系统的红外辐射，增强S弯喷管的隐身性能。

Description

一种带冷却结构的S弯隐身喷管
技术领域
本发明属于航空发动机领域，具体涉及一种带冷却结构的S弯隐身喷管。
背景技术
在当今战争中，涡轮喷气式战斗机面临着雷达制导和红外制导导弹的威胁。因此，在提高战斗机机动性能的同时，需要提高飞机的隐身性能。战斗机的排气系统具有高温壁面，并且排出高温气体，它提供了飞机上主要的雷达辐射信号(RCS)和红外辐射信号(IRS)。因此，应该采取措施降低发动机尾喷管雷达与红外信号，增强战斗机在战场上的生存能力。S弯喷管能够出色地抑制排气系统雷达信号与红外信号，因此被广泛应用于隐身轰炸机与无人机。首先，S弯喷管具有弯曲的构型，可以遮挡喷管内部高温部件的壁面，同时二元出口，有助于高温气体与周围环境气体的掺混，这有效地降低了排气系统的红外辐射。其次，雷达探测波在弯曲的喷管内反复折射并最终消失，从而降低了排气系统的雷达辐射信号。最后，S弯喷管的构型可以很好的与后机身一体化，减少了飞机的阻力，提高了战斗机的作战效能。程稳发表的文献“Influences of shield ratio on the infrared signature ofserpentine nozzle.J.Sci.Technol.71(2017)299–311”表明，相较于常规的圆形轴对称喷管，S弯喷管平均可以降低28.9％的红外辐射。因此，S型喷管技术已得到国内外研究机构的高度重视。
为了提高航空发动机的性能，获得更大的推力，最直接的途径就是提高涡轮前的燃气进口温度，这会造成发动机尾喷管热负荷大幅增加。S弯喷管由于是薄壁结构，且形状存在弯曲扭转，在受到高温燃气冲刷容易产生变形问题，而且高温的喷管壁面与高温的尾喷燃气容易产生较大红外辐射，影响S弯喷管的隐身性能。目前关于二元喷管冷却的研究成为热点，但是关于S弯喷管冷却的研究未有文献报道，S弯喷管冷却问题亟待解决。
发明内容
要解决的技术问题：
为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种带冷却结构的S弯隐身喷管，解决现有技术中的S弯喷管在承受强的热负荷而产生结构变形问题，及高温喷管壁面与高温燃气带来的高的红外辐射问题。
本发明的技术方案是：一种带冷却结构的S弯隐身喷管，其特征在于：包括S弯喷管、气膜冷却及加固装置；所述S弯喷管一端的截面为圆形，作为喷管进气口与发动机高温涡轮出口配合安装，另一端的截面为矩形，作为喷管的排气口，所述S弯喷管两端之间的喷管壁的截面由圆形逐渐过度为矩形，喷管中心轴为近S形；
所述S弯喷管沿轴向分为第一喷管段和第二喷管段，所述第一喷管段位于进气口一侧，第二喷管段位于排气口一侧；
所述气膜冷却及加固装置设置于S弯喷管的外周面上，包括气膜冷却孔、环状加固装置、冷却气供气装置和加固支柱；所述环状加固装置为内环面开口的环形腔体，同轴套装于S弯喷管外围，其内环面开口贴合固定于S弯喷管的外壁面；所述气膜冷却孔为开于S弯喷管的外周面上的通孔，并位于环状加固装置的内环面开口内的管壁上；所述环状加固装置的外环面通过多个沿周向分布的加固支柱与飞机蒙皮连接；所述冷却气供气装置一端与发动机的压气机连通，另一端与环状加固装置的环形内腔连通，将冷却气通入环状加固装置，再通过气膜冷却孔进入到S弯喷管内，使得射入的冷却气流覆盖在S弯喷管内壁面上，降低S弯喷管壁面温度及排气系统的红外辐射。
本发明的进一步技术方案是：所述S弯喷管内沿轴向依次分为第一气流偏转部、第二气流偏转部和第三气流偏转部，第一气流偏转部靠近喷管进气口，第二气流偏转部位于第一喷管段和第二喷管段的过渡段，第三气流偏转部靠近喷管排气口；
三个气流偏转部之间通过两个拐点实现气流的方向偏转；所述第一气流偏转部使得沿涡轮轴向的气流向下偏转，第二气流偏转部使得向下偏转的气流转为向上偏转并趋向于涡轮轴线的方向，第三气流偏转部使得向上偏转的气流转为与涡轮排气口轴线平行的方向。
本发明的进一步技术方案是：多个所述气膜冷却及加固装置沿所述S弯喷管内气流流动方向均布。
本发明的进一步技术方案是：所述气膜冷却及加固装置包括多排气膜冷却孔，相邻两排气膜冷却孔为插排或者顺排；由多个气膜冷却孔组成。
本发明的进一步技术方案是：每排气膜冷却孔包括多个沿所述S弯喷管的周向均布的气膜冷却孔。
本发明的进一步技术方案是：所述气膜冷却孔轴向与设置冷却孔处切平面的夹角在0°到90°之间。
本发明的进一步技术方案是：所述气膜冷却孔的形状为圆形孔、异型孔、梯形孔或槽缝式长孔。
本发明的进一步技术方案是：所述第一喷管段与第二喷管段沿高温涡轮出口的轴线方向的长度之比在2:3至2:5之间，且所述第二喷管段和所述第一喷管段的长度之和与所述第二喷管段的最大直径之比小于2。
本发明的进一步技术方案是：所述第一喷管段的中心线纵向偏距与所述第一喷管段轴向长度之比在0.14至0.56之间。
本发明的进一步技术方案是：所述第二喷管段的中心线纵向偏距与所述第二喷管段轴向长度之比也在0.14至0.56之间。
有益效果
本发明的有益效果在于：应用本发明技术方案的带冷却结构的S弯隐身喷管，通过设置“S”形的第一喷管段、“S”形的第二喷管段和气膜冷却及加固装置，在不破坏结构完整性与可靠性的前提下，通过冷却孔射入冷却气流覆盖在高温S弯喷管壁面上，从而降低喷管壁面温度，防止壁面因高温而损坏，同时射入的冷却气流可以降低排气系统的红外辐射，增强S弯喷管的隐身性能。其具体做法为让环状加固装置内的冷却空气通过在喷管壁面上分散布局的孔或者槽缝流出，使其与喷管壁面表面的燃气掺混后在喷管壁面表面形成温度低的气膜层，如图1所示。此时燃气到喷管壁面的对流换热热量为：Q＝Ahf1(Tm-Tw1),其中，A为被冷却区域喷管壁面的面积，hf1为喷管壁面与燃气之间的对流换热系数，Tw1为壁面温度，Tm为喷出的冷却气体与喷管壁面表面原有的燃气掺混过后的温度，这个温度介于冷却气体的温度Tf2与燃气的温度Tf1,因此相较于没有气膜冷却的结构，燃气向壁面的对流换热量会减小，壁面温度得到有效降低。应用本发明技术方案的发动机尾喷管结构，解决了现有技术中S弯喷管由于薄壁结构在受到高温燃气冲刷产生的变形问题，及高温喷管壁面与高温尾喷燃气产生的高红外辐射问题，优化了S弯喷管的隐身性能。
附图说明
图1是本发明实施例的气膜冷却示意图；
图2是根据本发明实施例可选的一种带冷却结构的S弯隐身喷管的轴截面示意图。
附图标记说明：1、第一喷管段；11、进气口；2、第二喷管段；21、排气口；3、气膜冷却及加固装置；31、气膜冷却孔；32、环状加固装置；33、冷却气供气装置；34、加固支柱；4、飞机蒙皮；5、第一气流偏转部；6、第二气流偏转部；7、第三气流偏转部。
Tf1、燃气的温度；Tf2、冷却气体的温度；Tw1、被冷却喷管壁面温度；Tm、喷出的冷却气体与喷管壁面表面原有的燃气掺混过后的温度。
具体实施方式
下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
本发明一种带冷却结构的S弯隐身喷管，如图2所示，包括：“S”形的第一喷管段1、“S”形的第二喷管段2和气膜冷却及加固装置3。其中第一喷管段1的第一端是进气口11，它与发动机高温涡轮出口连接，第一喷管段1的第二端与第二喷管段2的第一端连接，且第二喷管段2具有排气口21。气膜冷却及加固装置3设置在喷管的外侧壁面上，在不破坏结构完整性与可靠性的前提下，通过气膜冷却孔31射入冷却气流覆盖在高温S弯喷管内侧壁面上，降低喷管壁面温度，同时射入的冷却气流可以降低排气系统的红外辐射，增强S弯喷管的隐身性能；解决了现有技术中S弯喷管由于薄壁结构在受到高温燃气冲刷产生的变形问题，及高温喷管壁面与高温尾喷燃气产生的高红外辐射问题，优化了S弯喷管的隐身性能。
具体地，第一喷管段1为反向的“S”形，第二喷管段2为正向的“S”形，第一喷管段1的第一端是喷管的进气口11，喷管进气口11的形状为圆形且与发动机高温涡轮出口连接，第二喷管段2具有排气口21，排气口21的形状为矩形，这种形状便于发动机与飞机一体化设计。第一喷管段1的第二端与第二喷管段2的第一端连接，从而在第一喷管段1与第二喷管段2中沿着进气口11到排气口21方向依次形成第一气流偏转部5、第二气流偏转部6和第三气流偏转部7。其中第一气流偏转部5使得从前面涡轮流入的沿着轴向的气流向下偏转；第二气流偏转部6使得向下偏转的气流转为向上偏转并趋向于高温涡轮轴线的方向；第三气流偏转部7使得向上偏转的气流转为与涡轮出口轴线平行的方向。且气流通过第三气流偏转部7以与涡轮出口轴线平行的方向喷出尾喷管排气口21。
通过调节三个气流偏转部5、6、7的径向偏距，从而对包括涡轮与加力燃烧室等高温部件的进行有效遮挡，从而降低排气系统的红外辐射。
可选的，第一喷管段1与第二喷管2段沿高温涡轮出口的轴线方向的长度之比在2:3至2:5之间以保证喷管的气动性能，且第二喷管段2和第一喷管段1的长度之和与第二喷管段2的最大直径之比小于2，从而减小喷管体积，提高发动机推重比。第一喷管段1的中心线纵向偏距与第一喷管段1轴向长度之比在0.14至0.56之间，第二喷管段2的中心线纵向偏距与第二喷管段2轴向长度之比也在0.14至0.56之间。
如图2所示，气膜冷却及加固装置3包括：气膜冷却孔31、环状加固装置32、冷却气供气装置33和加固支柱34，气膜冷却及加固装置3设置有多个，多个所述气膜冷却及加固装置3沿所述喷管段气流流动方向均匀布置，根据冷却效果好坏决定布置的密度。气膜冷却孔31轴向与设置冷却孔处的喷管壁面的切平面的夹角在0°到90°之间，气膜冷却孔31在单个气膜冷却及加固装置3内部可以设置多排孔，且多排孔的布置可以是插排或者顺排，且每一排孔都会由多个气膜冷却孔31组成。
可选的，气膜冷却孔31的形状可以是圆形孔、异型孔、梯形孔等等，且每一排气膜冷却孔31的形状可以是多种形状组合的形式。环状加固装置32设置在开有气膜孔缝的喷管外壁面，环状加固装置32是环形空腔结构，其尺寸视所需要冷却的喷管壁面面积决定，内部流动着冷却气流，为气膜冷却孔31提供气源。环状加固装置32主要解决二次流与主流压力不同产生的局部应力问题以及由于主次流温度不同导致的局部热应力的问题，防止局部应力过大导致喷管变形，且环状加固装置32上会有加固支柱34连接到飞机蒙皮4，从而维持结构完整性，增加结构刚性与可靠性；冷却气供气装置33一端与发动机的压气机连接，冷却气供气装置33另一端连接到环状加固装置32上，从而将发动机压气机的高压气流引到环状加固装置32的空腔中去，冷却气供气装置33具有显示流量大小的流量计与控制其流量大小的流量控制阀门。通过控制流量阀门的开合程度，从而控制流入环状加固装置32内的气流多少，从而控制流进气膜冷却孔31的质量流量，这样可以改变气膜冷却的吹风比。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (9)

1.一种带冷却结构的S弯隐身喷管，其特征在于：包括S弯喷管、气膜冷却及加固装置；所述S弯喷管一端的截面为圆形，作为喷管进气口与发动机高温涡轮出口配合安装，另一端的截面为矩形，作为喷管的排气口，所述S弯喷管两端之间的喷管壁的截面由圆形逐渐过度为矩形，喷管中心轴为近S形；
所述S弯喷管沿轴向分为第一喷管段和第二喷管段，所述第一喷管段位于进气口一侧，第二喷管段位于排气口一侧；
所述气膜冷却及加固装置设置于S弯喷管的外周面上，包括气膜冷却孔、环状加固装置、冷却气供气装置和加固支柱；所述环状加固装置为内环面开口的环形腔体，同轴套装于S弯喷管外围，其内环面开口贴合固定于S弯喷管的外壁面；所述气膜冷却孔为开于S弯喷管的外周面上的通孔，并位于环状加固装置的内环面开口内的管壁上；所述环状加固装置的外环面通过多个沿周向分布的加固支柱与飞机蒙皮连接；所述冷却气供气装置一端与发动机的压气机连通，另一端与环状加固装置的环形内腔连通，将冷却气通入环状加固装置，再通过气膜冷却孔进入到S弯喷管内，使得射入的冷却气流覆盖在S弯喷管内壁面上，降低S弯喷管壁面温度及排气系统的红外辐射；
所述S弯喷管内沿轴向依次分为第一气流偏转部、第二气流偏转部和第三气流偏转部，第一气流偏转部靠近喷管进气口，第二气流偏转部位于第一喷管段和第二喷管段的过渡段，第三气流偏转部靠近喷管排气口；
三个气流偏转部之间通过两个拐点实现气流的方向偏转；所述第一气流偏转部使得沿涡轮轴向的气流向下偏转，第二气流偏转部使得向下偏转的气流转为向上偏转并趋向于涡轮轴线的方向，第三气流偏转部使得向上偏转的气流转为与涡轮排气口轴线平行的方向。
2.根据权利要求1所述带冷却结构的S弯隐身喷管，其特征在于：多个所述气膜冷却及加固装置沿所述S弯喷管内气流流动方向均布。
3.根据权利要求1所述带冷却结构的S弯隐身喷管，其特征在于：所述气膜冷却及加固装置包括多排气膜冷却孔，相邻两排气膜冷却孔为叉排或者顺排；由多个气膜冷却孔组成。
4.根据权利要求3所述带冷却结构的S弯隐身喷管，其特征在于：每排气膜冷却孔包括多个沿所述S弯喷管的周向均布的气膜冷却孔。
5.根据权利要求1所述带冷却结构的S弯隐身喷管，其特征在于：所述气膜冷却孔轴向与设置冷却孔处切平面的夹角在0°到90°之间。
6.根据权利要求1所述带冷却结构的S弯隐身喷管，其特征在于：所述气膜冷却孔的形状为圆形孔、异型孔、梯形孔或槽缝式长孔。
7.根据权利要求1所述带冷却结构的S弯隐身喷管，其特征在于：所述第一喷管段与第二喷管段沿高温涡轮出口的轴线方向的长度之比在2:3至2:5之间，且所述第二喷管段和所述第一喷管段的长度之和与所述第二喷管段的最大直径之比小于2。
8.根据权利要求1所述带冷却结构的S弯隐身喷管，其特征在于：所述第一喷管段的中心线纵向偏距与所述第一喷管段轴向长度之比在0.14至0.56之间。
9.根据权利要求1所述带冷却结构的S弯隐身喷管，其特征在于：所述第二喷管段的中心线纵向偏距与所述第二喷管段轴向长度之比也在0.14至0.56之间。
CN202011504883.1A 2020-12-18 2020-12-18 一种带冷却结构的s弯隐身喷管 Active CN112610357B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011504883.1A CN112610357B (zh) 2020-12-18 2020-12-18 一种带冷却结构的s弯隐身喷管

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011504883.1A CN112610357B (zh) 2020-12-18 2020-12-18 一种带冷却结构的s弯隐身喷管

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112610357A CN112610357A (zh) 2021-04-06
CN112610357B true CN112610357B (zh) 2023-05-05

Family

ID=75240515

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011504883.1A Active CN112610357B (zh) 2020-12-18 2020-12-18 一种带冷却结构的s弯隐身喷管

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112610357B (zh)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113107705B (zh) * 2021-04-08 2022-09-27 西北工业大学 一种带红外抑制措施的双s弯收扩喷管
CN113090411B (zh) * 2021-04-23 2023-02-10 西北工业大学 一种带扰流肋-气膜冷却结构的三涵道s弯喷管
CN113217225B (zh) * 2021-06-21 2022-06-07 中国航发沈阳发动机研究所 一种发动机舱引射冷气的二元喷管结构
CN114483367B (zh) * 2021-12-29 2023-09-19 彩虹无人机科技有限公司 一种基于合成射流用于s弯喷管的红外抑制装置及方法
CN114837846A (zh) * 2022-04-18 2022-08-02 中国航发沈阳发动机研究所 一种低可探测大曲率喷管气动及红外综合设计方法
CN114753933B (zh) * 2022-06-15 2022-09-02 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 一种叶脉仿生主动冷却流道结构

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB851224A (en) * 1957-07-17 1960-10-12 Havilland Engine Co Ltd Adjustable propulsion nozzles
US5255849A (en) * 1991-11-05 1993-10-26 General Electric Company Cooling air transfer apparatus for aircraft gas turbine engine exhaust nozzles
CN103742296B (zh) * 2013-12-23 2017-03-01 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 一种气膜冷却喷管
CN204783322U (zh) * 2015-05-07 2015-11-18 南京航空航天大学 一种用于喷管壁面的变孔排距冲击气膜冷却结构
CN106014685A (zh) * 2016-05-30 2016-10-12 西北工业大学 一种双s弯发动机喷管结构

Also Published As

Publication number Publication date
CN112610357A (zh) 2021-04-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112610357B (zh) 一种带冷却结构的s弯隐身喷管
CN111577481B (zh) 一种适用于二元隐身喷管的冷却通道结构
US11112115B2 (en) Contoured dilution passages for gas turbine engine combustor
EP3039340B1 (en) Vena contracta swirling dilution passages for gas turbine engine combustor
US20170191417A1 (en) Engine component assembly
CN110185554B (zh) 一种用于喷气发动机矢量喷管的双层壁冷却结构
CN109538375B (zh) 应用于火箭基组合循环发动机的引射火箭
CN110748436B (zh) 一种双层冷却混合管引射式红外抑制器
CN113107705B (zh) 一种带红外抑制措施的双s弯收扩喷管
CN114017203B (zh) 一种喷管及飞机后体狭缝排气冷却装置
CN110671231B (zh) 一种具有前置扰流片的喉道偏移式气动矢量喷管
CN105781790A (zh) 一种分段收敛式双s弯二元混合排气系统
US9879636B2 (en) System of support thrust from wasted exhaust
CN113006965B (zh) 一种带引射冷却结构的s弯喷管
CN113090411B (zh) 一种带扰流肋-气膜冷却结构的三涵道s弯喷管
CN112943480A (zh) 一种涡扇发动机s弯隐身喷管冷却结构
CN112179605B (zh) 一种模拟飞行器外流的引射喷管实验装置
CN210087485U (zh) 一种平板隔热屏
CN113006964B (zh) 一种带冷却结构的s弯收扩喷管
CN218862758U (zh) 一种基于能量再分配的气膜冷却装置
CN113090410B (zh) 一种带冲击-气膜冷却结构的自适应循环发动机s弯喷管
CN116591861A (zh) 一种变循环发动机全遮挡双s形二元引射喷管
CN112412657B (zh) 一种发动机隔热喷管
CN112178693B (zh) 一种用于波纹隔热屏的偏置孔排加圆柱孔排组合冷却结构
CN115750133A (zh) 基于带自适应侧向射流的突片的发动机喷管排气掺混结构

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant