一种航空发动机冷加力尾喷管

摘要

一种航空发动机冷加力尾喷管，整流罩位于筒体内部，两者之间布置整流支板；纺锤体位于整流罩出口处，从动蜗杆与纺锤体固连，主动蜗杆与从动蜗杆相啮合，步进电机与主动蜗杆相连；液氮容器位于整流罩内部，液氮喷射管的液氮喷射口伸出整流罩并朝向筒体，液氮注入管的液氮注入口与筒体外部相连通；在筒体与整流罩之间设有加力火焰稳定器；在整流罩内部、从动蜗杆末端设有冷加力触发器，通过冷加力触发器控制液氮喷射动作。本发明通过控制纺锤体移动位置实现尾喷管喷口排气面积的调整，通过向尾喷管内喷射液氮，减小热能损失的同时实现了冷加力，通过冷加力进一步提高了发动机工作效率，通过液氮的掺入，还降低了发动机排气温度和高温红外特征。

主权项

一种航空发动机冷加力尾喷管，包括尾喷管筒体和液氮容器，在液氮容器上连接有液氮喷射管，其特征在于：还包括尾喷管整流罩、纺锤体、从动蜗杆、主动蜗杆、步进电机及整流支板，所述尾喷管整流罩位于尾喷管筒体内部，尾喷管筒体与尾喷管整流罩之间布置整流支板；所述纺锤体位于尾喷管整流罩出口处，所述从动蜗杆位于尾喷管整流罩内部，且从动蜗杆一端固连在纺锤体上，所述主动蜗杆与从动蜗杆相啮合，且主动蜗杆与步进电机相连接；所述液氮容器位于尾喷管整流罩内部，在液氮容器上还连接有液氮注入管，液氮喷射管的液氮喷射口伸出尾喷管整流罩出口并朝向尾喷管筒体的喷口，液氮注入管的液氮注入口与尾喷管筒体外部相连通。