| 摘要 |
1. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель для летательного аппарата, содержащий: ! полую гондолу (1), имеющую продольную ось (L-L) и содержащую спереди воздухоприемное отверстие (2), а сзади - воздуховыпускное отверстие (4); ! вентилятор (6), размещенный аксиально в упомянутой гондоле (1) напротив упомянутого воздухоприемного отверстия (2) и способный вырабатывать холодный поток (7) упомянутого газотурбинного двигателя; ! генератор (8), размещенный аксиально в упомянутой гондоле (1), позади упомянутого вентилятора (6), упомянутый генератор способен вырабатывать аксиальный горячий поток (9) упомянутого газотурбинного двигателя, окруженный упомянутым холодным потоком (7), и заключен в обтекатель (15) двигателя; и ! внутренний обтекатель (14) канала вентилятора, коаксиально окружающий упомянутый генератор (8) горячего потока, с тем, чтобы: ! определять с гондолой (1) границы канала (13) кольцевого сечения для упомянутого холодного потока (7), канала, который заканчивается в упомянутом воздуховыпускном отверстии (4) гондолы (1); ! определять с упомянутым обтекателем (15) двигателя границы промежуточной камеры (16) кольцевого сечения; и ! сходиться через его заднюю часть с задней частью упомянутого обтекателя двигателя так, что соответственные задние кромки этих задних частей формируют кромку выпускного сопла упомянутого горячего потока в задней части упомянутой промежуточной камеры, при этом: ! в задней части (16R) упомянутой промежуточной камеры (16) обеспечено средство (18, 29, 30, 31) сообщения, размещенное около упомянутой продольной оси (L-L) и допускающее размещение упомянутой промежуточной камеры (16) в сообщении с наружной стороной, поблизос� |
