УЗЕЛ ДЛЯ СПРЯМЛЕНИЯ ВОЗДУХА В ГАЗОТУРБИННОМ ДВИГАТЕЛЕ С УЛУЧШЕННЫМИ АЭРОДИНАМИЧЕСКИМИ ХАРАКТЕРИСТИКАМИ

1. Узел газотурбинного двигателя, содержащий пилон подвески газотурбинного двигателя на крыле летательного аппарата, при этом узел содержит
спрямляющую решетку (20), содержащую по меньшей мере одну лопатку (21), имеющую переднюю кромку (22) и заднюю кромку (23), и
по меньшей мере одну конструктивную стойку (30),
при этом лопатка (21) и стойка (30) распложены радиально вокруг оси (Х-Х) газотурбинного двигателя, а конструктивная стойка содержит:
входную концевую часть (31) относительно направления прохождения воздуха в газотурбинном двигателе, содержащую переднюю кромку (310), выравненную в окружном направлении с передней кромкой (22) лопаток, и имеющую профиль, идентичный профилю входного конца лопатки (21), при этом входная концевая часть (31) ограничена на выходе осевым положением, называемым входной крайней точкой (А),
выходную часть (33), размеры которой таковы, что она образует обтекатель пилона подвески газотурбинного двигателя, и
промежуточную часть (34), соединяющую входную концевую часть (31) с выходной частью (33), содержащую стенку (44) спинки, расположенную между входной крайней точкой (А) и выходной крайней точкой (В) с заданным осевым положением,
А
отличающийся тем, что входная крайняя точка (А) находится на расстоянии (х) в осевом направлении от передней кромки (310) стойки, составляющем от 0,2с до 0,5с, где с является длиной осевой хорды спрямляющей лопатки (21),
В
выходная крайняя точка (В) находится на расстоянии (х) в осевом направлении от передней кромки (310) стойки, превышающем длину с осевой хорды спрямляющей лопатки (21),
А
В
причем угол (α) касательной к стенке (44) спинки во входной крайней точке (А) равен углу (α) касательной к стенке (44) в выходной крайней точке (В) с точностью до одного градуса.
А
2. Узел спрямления воздушного потока по п. 1, в котором входная крайняя точка (А) находится на расстоянии (х) в осевом направлении от передней кромки (310) стойки, составляющем от 0,2с до 0,3с, предпочтительно равном 0,3с.
3. Узел спрямления воздушного потока по одному из пп. 1 или 2, содержащий множество конструктивных стоек, имеющих идентичную геометрию.
4. Двухконтурный газотурбинный двигатель (А), содержащий узел по одному из пп. 1-3.