An outer duct nozzle of an aerial turbofan engine. A notch (3) is formed in an engine nacelle rear edge (4) on the outer side of an engine pylon (2), a flow guide curved surface (7) matching the notch (3) in shape is provided on the outer duct nozzle profile, the notch (3) is unilaterally provided on the outer side of the engine pylon (2), and a transition section of the notch (3) and the engine nacelle rear edge (4) comprises two sections of transition rounded corners (5, 6). According to the present invention, the unilateral notch-shaped nozzle of the outer duct of the turbofan engine is used, flow protection is provided for wings by utilizing high-speed flow of exhaust gas of an engine fan, a lift coefficient is improved, and an adverse effect of an engine nacelle (1) on the wings under a large angle of attack is reduced, such that the resistance is reduced, the weight of the nacelle is reduced, and a lift-drag ratio is improved.
La présente invention concerne une tuyère de conduit externe d'un turboréacteur à double flux aérien. Une encoche (3) est formée dans un bord arrière de nacelle réacteur (4) sur le côté externe d'un pylône réacteur (2), une surface incurvée de guidage d'écoulement (7) correspondant à l'encoche (3) en forme est disposée sur le profil de tuyère de conduit externe, l'encoche (3) est disposée unilatéralement sur le côté externe du pylône réacteur (2), et une section de transition de l'encoche (3) et du bord arrière de nacelle réacteur (4) comprend deux sections de coins arrondis de transition (5, 6). Selon la présente invention, la tuyère en forme d'encoche unilatérale du conduit externe du turboréacteur à double flux est utilisée, une protection de l'écoulement est assurée pour les ailes en utilisant un écoulement à grande vitesse du gaz d'échappement d'un ventilateur de moteur, un coefficient de portance est amélioré, et un effet négatif d'une nacelle réacteur (1) sur les ailes sous un grand angle d'attaque est réduit, de telle sorte que la résistance est réduite, le poids de la nacelle est réduit, et une finesse aérodynamique est améliorée.
一种航空涡扇发动机的外涵道喷口,在发动机吊挂(2)外侧的发动机短舱后缘(4)设置有缺口(3),外涵道喷口型面上设置有与缺口(3)形状相配合的导流曲面(7),缺口(3)在发动机吊挂(2)外侧单侧设置,缺口(3)与发动机短舱后缘(4)的过渡段包括两段过渡圆角(5、6)。本发明采用涡扇发动机外涵道的单侧缺口形喷口,利用发动机风扇排气的高速流动为机翼提供流动保护,提升升力系数,降低大迎角下发动机短舱(1)对机翼产生的不良影响,从而减小阻力,减小短舱重量,提升升阻比。
AERIAL TURBOFAN ENGINE AND OUTER DUCT NOZZLE
TURBORÉACTEUR À DOUBLE FLUX AÉRIEN ET TUYÈRE DE CONDUIT EXTERNE
一种航空涡扇发动机及外涵道喷口
2023-09-28
Patent
Electronic Resource
Chinese
IPC: | B64D Ausrüstung für Flugzeuge , EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT |