涡扇发动机二元喷管模型吹风对比试验  

Model comparative test for infra-red stealth nozzle of gas turbine engine

作　　者：李小彪[1] 徐凌志[2] 李俊萍[2] 李锋[3] 

机构地区：[1]南京航空航天大学能源与动力学院,江苏南京210016 [2]航天科工集团31所,北京100074 [3]北京航空航天大学能源与动力学院,北京100083

出　　处：《推进技术》2007年第3期261-263,312,共4页Journal of Propulsion Technology

摘　　要：在多功能热喷流实验台,进行了某型涡扇发动机二元喷管模型试验件与常规轴对称喷管模型试验件吹风对比试验。试验结果表明:与常规轴对称喷管相比,采用二元喷管后,其尾喷流的流场速度快速衰减,其温度比常规轴对称喷管衰减得快得多,射流的高温区沿轴向大幅减少(大约为原来的1/5),这对红外辐射的抑制十分有利。　The comparative test between conventional nozzle and infra-red stealth nozzle was conducted in multi-function heat-cascade test bed.Test results show that for infra-red stealth nozzle both velocity and temperature recede quickly compared with conventional axial symmetry nozzle.High temperature zone becomes smaller in axial direction（approximately 1/5 compared with conventional nozzle）.

关 键 词：涡轮风扇发动机 喷管 试验 

分 类 号：V235.13[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]