AIRCRAFT GAS TURBINE ENGINE NOZZLE

FIELD: engines and pumps.SUBSTANCE: nozzle of gas turbine engine of an aircraft is formed with a channel of variable shape and made perforated, an outer casing is concentrically mounted on the nozzle and fitted in the shape of the nozzle. The casing and nozzle are rigidly fixed to each other by annu...

Ausführliche Beschreibung

Gespeichert in:
Bibliographische Detailangaben
Hauptverfasser: Mikheev Oleg Viktorovich, Grasko Taras Vasilevich, Alekseev Aleksandr Anatolevich, Alekseev Kirill Aleksandrovich, Pakholchenko Andrej Aleksandrovich
Format: Patent
Sprache:eng ; rus
Schlagworte:
Online-Zugang:Volltext bestellen
Tags: Tag hinzufügen
Keine Tags, Fügen Sie den ersten Tag hinzu!
Beschreibung
Zusammenfassung:FIELD: engines and pumps.SUBSTANCE: nozzle of gas turbine engine of an aircraft is formed with a channel of variable shape and made perforated, an outer casing is concentrically mounted on the nozzle and fitted in the shape of the nozzle. The casing and nozzle are rigidly fixed to each other by annular walls, forming annular channels between the nozzle and the casing. The annular wall at the outlet section of the nozzle is perforated. The annular channels are interconnected with a longitudinal channel with holes provided on its walls. The longitudinal channel is provided with a gas turbine engine fuel supply element.EFFECT: invention allows to reduce thermal visibility of an aircraft by cooling the nozzle and introducing a liquid-vapour cloud into the outgoing jet.4 dwg Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к защите летательного аппарата с газотурбинными двигателями от поражения ракетами с тепловой головкой самонаведения. Сопло газотурбинного двигателя летательного аппарата образовано каналом переменной формы и выполнено перфорированным, концентрично соплу установлен наружный кожух, по форме повторяющий форму сопла. Кожух и сопло жестко закреплены между собой кольцевыми стенками, образующими кольцевые каналы между соплом и кожухом. Кольцевая стенка на выходном срезе сопла выполнена перфорированной. Кольцевые каналы соединены между собой продольным каналом, на стенках которого выполнены отверстия, причем продольный канал снабжен элементом подвода топлива газотурбинного двигателя. Изобретение позволяет снизить тепловую заметность летательного аппарата за счет охлаждения сопла и введения в выходящую струю газов жидкостно-парового облака. 4 ил.