US 2005/091964 A1, 05.05.2005. SU 1205325 A1, 20.02.1996. US 3866417 A, 18.02.1975. RU 2248456 C1, 20.03.2005. US 5209059 A, 11.05.1993. US 5131222 A, 21.07.1992.
Задняя часть турбореактивного двигателя самолета содержит камеру дожигания, ограниченную каналом дожигания, тепловую защитную оболочку камеры дожигания, размещенную внутри нее радиально, узел диафрагмы, размещенный между защитной тепловой оболочкой и камерой дожигания и определяющий проходное сечение для вентиляционного потока камеры дожигания. Тепловая защитная оболочка установлена на камере дожигания посредством элементов фиксации, обеспечивающих угловое смещение оболочки относительно камеры при ее расширении при тепловых воздействиях. Узел диафрагмы содержит первую и вторую содержащие множество окон кольцевые пластины, перекрывающие одна другую и расположенные соответственно на камере дожигания и тепловой защитной оболочке. Окна обеих кольцевых пластин определяют проходное сечение. Узел диафрагмы выполнен таким образом, что расширение тепловой защитной оболочки при термических воздействиях вызывает перемещение второй кольцевой пластины в угловом направлении для увеличения проходного сечения окон. Изобретение позволяет оптимизировать и управлять вторичным холодным воздухом, выходящим из вторичного кольцевого канала турбореактивного двигателя. 3 н. и 11 з.п ф-лы, 8 ил.
Поиск патентов
Получить полное описание патента