CN204253209U - 一种飞行器发动机的排气装置 - Google Patents
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Abstract
本实用新型涉及飞行器发动机的排气领域，涉及一种飞行器发动机的排气装置。包括进口部、过渡收敛部、出口部、出口延长部，上述各部依次连接，进口部与发动机高温排气口通过法兰连接，进口部截面为圆形，出口部截面为上、下两长边向中部逐渐凹陷的长方形，该凹陷形成个凹陷角β，过渡收敛部连通进口部和出口部，出口延长部为出口部的延长件，出口延长部为四个锯齿形边围成。出口部的凹陷角β在160°到170°之间。本实用新型增强了尾喷流与外流的掺混，缩短尾喷流高温核心区的长度，有效地降低尾喷流红外辐射强度，以及降噪效果，降低雷达反射面积，结构简单，质量轻，实施方便。
Description
技术领域
本实用新型涉及飞行器发动机的排气领域，具体的说是涉及一种飞行器发动机的排气装置。
背景技术
常规的排气装置一般为规则轴对称圆形收敛类喷口，这种喷口对高温高速尾喷流和环境气流的掺混能力较弱，不能有效降低尾喷流温度；二元喷管也是应用较为广泛的一种矩形排气装置，它可以强化尾喷流与外流的掺混、缩短尾喷流高温核心区的长度，可有效地降低尾喷流红外辐射强度，但其在降低雷达反射面积方面具有局限性；另外，为了降低雷达反射面积，通常会增加一些遮挡装置或机构，增加了整个结构的复杂性。
发明内容
本实用新型的目的在于解决上述问题，提供一种飞行器发动机的排气装置。
为了实现本实用新型的目的，本实用新型采用的技术方案为：
一种飞行器发动机的排气装置，包括进口部、过渡收敛部、出口部、出口延长部，上述各部依次连接，进口部与发动机高温排气口通过法兰连接，进口部截面为圆形，出口部截面为上、下两长边向中部逐渐凹陷的长方形，该凹陷形成个凹陷角β，过渡收敛部连通进口部和出口部，出口延长部为出口部的延长件，出口延长部为四个锯齿形边围成。
出口部的凹陷角β在160°到170°之间。
本实用新型的有益效果在于：1、增强了尾喷流与外流的掺混，缩短尾喷流高温核心区的长度，有效地降低尾喷流红外辐射强度。2、产生强烈掺混涡流，强化红外抑制和降噪效果，有效降低腔体内壁感应电流面密度，且可对发动机腔体内部旋转部件进行有效遮挡，降低雷达反射面积。3、结构简单，质量轻，实施方便。
附图说明
图1为本实用新型结构示意图，
图2为图1的A向图，
图3为本实用新型立体示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本实用新型进一步说明：
实施例： 参见图1，图2，图3。
一种飞行器发动机的排气装置，包括进口部1、过渡收敛部2、出口部3、出口延长部4，上述各部依次连接，进口部1与发动机高温排气口通过法兰连接，进口部截面为圆形，出口部3截面为上、下两长边向中部逐渐凹陷的长方形，该凹陷形成个凹陷角β，过渡收敛部2连通进口部1和出口部3，出口延长部4为出口部3的延长件，出口延长部4为四个锯齿形边围成。
出口部3的凹陷角β在160°到170°之间。
本实用新型设计说明：高温高速亚音速气流进入圆形进口部1，过渡收敛部2平滑过渡地连通进口部1和出口部3，在过渡收敛部2进行增速减压，通过类四边形异六角形状出口部3将气流在出口延长部4与低温气流进行高度掺混，达到迅速降低出口气流温度的效果，同时，由于出口部3增加了出口延长部4，该部的有锯齿形伸长边，雷达波在一定角度范围内不能直接照射到发动机涡轮转子叶片，相当于减少了发动机在后视角范围内的雷达反射面积，减少的程度取决于锯齿形伸长边的长度和出口部的凹陷夹角β，β的角度一般可取在160°～170°。通过对出口部3的凹陷夹角β的角度、类四边形边的长宽比、以及出口延长部4的锯齿形延长边长度进行调整，以实现对气流冷却掺混效果及遮挡效果的调整。
本实用新型的实施例公布的是较佳的实施例之一也，但并不局限于此，本领域的普通技术人员，极易根据上述实施例，领会本实用新型的精神，并做出不同的引申和变化，但只要不脱离本实用新型的精神，都在本实用新型的保护范围内。
Claims (2)
1.一种飞行器发动机的排气装置，其特征在于：包括进口部、过渡收敛部、出口部、出口延长部，上述各部依次连接，进口部与发动机高温排气口通过法兰连接，进口部截面为圆形，出口部截面为上、下两长边向中部逐渐凹陷的长方形，该凹陷形成个凹陷角β，过渡收敛部连通进口部和出口部，出口延长部为出口部的延长件，出口延长部为四个锯齿形边围成。
2.根据权利要求1所述的一种飞行器发动机的排气装置，其特征在于：出口部的凹陷角β在160°到170°之间。
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| CN201420707317.4U CN204253209U (zh) | 2014-11-24 | 2014-11-24 | 一种飞行器发动机的排气装置 |
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Publications (1)
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| CN204253209U true CN204253209U (zh) | 2015-04-08 |
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| CN201420707317.4U Active CN204253209U (zh) | 2014-11-24 | 2014-11-24 | 一种飞行器发动机的排气装置 |
Country Status (1)
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| CN (1) | CN204253209U (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104454233A (zh) * | 2014-11-24 | 2015-03-25 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种飞行器发动机的排气装置 |
| CN109751284A (zh) * | 2017-11-01 | 2019-05-14 | 波音公司 | 锯齿状尾部边缘以反向推力模式提供附着流的风扇罩 |
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2014
- 2014-11-24 CN CN201420707317.4U patent/CN204253209U/zh active Active
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| CN104454233A (zh) * | 2014-11-24 | 2015-03-25 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种飞行器发动机的排气装置 |
| CN109751284A (zh) * | 2017-11-01 | 2019-05-14 | 波音公司 | 锯齿状尾部边缘以反向推力模式提供附着流的风扇罩 |
| CN109751284B (zh) * | 2017-11-01 | 2021-03-30 | 波音公司 | 锯齿状尾部边缘以反向推力模式提供附着流的风扇罩 |
| US11053888B2 (en) | 2017-11-01 | 2021-07-06 | The Boeing Company | Fan cowl with a serrated trailing edge providing attached flow in reverse thrust mode |
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