DE1147122B

DE1147122B - Jet nozzle with jet deflectors

Info

Publication number: DE1147122B
Application number: DER25848A
Authority: DE
Inventors: Colin Taylor Hewson; Peter Arthur Ward
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 1959-06-30
Filing date: 1959-06-30
Publication date: 1963-04-11

Description

Strahldüse mit Strahlumlenkeinrichtungen Die Erfindung betrifft eine Strahldüse mit zwei in der Düsenwand vor der Austrittsöffnung angeordneten, sich diametral gegenüberliegenden Nebenaustrittsöffnungen. Derartige Strahldüsen sind an sich für Flugzeuge bekannt. Bei den bekannten Strahldüsen dieser Art war die Aufgabe gestellt, den Schubstrahl im wesentlichem um 180° umzulenken, um ihn zur Bremsung eines Flugkörpers heranziehen zu können. Mit den umgelenkten Strahlen sollten bei dieser Strahldüsenanordnung auch schon Steuermomente erzeugt werden, weshalb man Richtung und Durchsatzmenge der umgelenkten Strahlen getrennt regelbar gemacht hat.Jet nozzle with jet deflectors The invention relates to a Jet nozzle with two arranged in the nozzle wall in front of the outlet opening diametrically opposite secondary outlet openings. Such jet nozzles are known per se for airplanes. With the known jet nozzles of this type was the Task set to deflect the thrust jet essentially by 180 ° in order to use it To be able to use braking of a missile. With the deflected beams should control torques are already generated with this jet nozzle arrangement, which is why the direction and throughput of the deflected beams can be regulated separately Has.

Darüber hinaus sind Strahldüsen ohne Nebenaustrittsöffnungen bekannt, bei denen der durch die Hauptdüse ausströmende Strahl in seiner Richtung beeinflußt wird, so daß ein Schub mit Richteffekt gewonnen wird. Bei einer der bekannten Bauarten wird die Strömungsrichtung des Gasstrahles dadurch beeinflußt, daß die thermischen Bedingungen in einem der Düse vorgeschalteten Strahlrohr asymmetrisch gemacht werden. Bei weiteren bekannten Ausführungsformen werden über besondere Leitungen Druckluft oder Druckgasströme in den Hauptgasstrahlen der Düse eingeführt, um diese in seiner Austrittsrichtung aus der Strahldüse zu beeinflussen.In addition, jet nozzles without secondary outlet openings are known, in which the jet flowing out through the main nozzle influences its direction so that a thrust with directional effect is obtained. In one of the known types the direction of flow of the gas jet is influenced by the fact that the thermal Conditions in a jet pipe upstream of the nozzle can be made asymmetrical. In other known embodiments, compressed air is supplied via special lines or pressurized gas streams are introduced into the main gas jets of the nozzle to keep them in its To influence the exit direction from the jet nozzle.

Kein der bekannten Konstruktionen ist jedoch in der Lage, neben dem Hauptstrahl durch die Düse zu diesem im wesentlichen senkrecht Nebenstrahlen zu erzeugen und exakt in ihrer Stärke zu regeln und ihnen außerdem noch Querströmungskomponenten mitzuteilen. Außerdem erfolgen die bei den bekannten Bauarten allenfalls zu erreichenden Richtungsänderungen des Hauptgasstromes nur verhältnismäßig langsam nach einem gegebenen Steuerbefehl.However, none of the known constructions is able to work alongside the Main jet through the nozzle to this essentially perpendicular to secondary jets and to regulate their strength precisely and also provide them with cross-flow components to communicate. In addition, those that can possibly be achieved with the known types are made Changes in direction of the main gas flow only relatively slowly after a given Control command.

Erfindungsgemäß wird vorgeschlagen, die Regelung durch Klappen an den Nebenaustrittsöffnungen vorzunehmen. Dadurch wird es möglich, neben dem durch den Hauptgasstrom der Hauptdüse bedingten Schub weitere Schubkräfte auf die Strahldüse auszuüben, und zwar in Richtungen senkrecht zur Hauptströmungsrichtung, die ihrerseits senkrecht zueinander stehen. Bei Einbau einer solchen Strahltriebdüse in ein Senkrechtstartflugzeug mit unmittelbarer Auftriebserzeugung ergibt sich deshalb die Möglichkeit, mittels der Gasströme durch die diametral einander gegenüberliegenden Nebenaustrittsöffnungen sowohl die Winkeleinstellung des Flugzeugs um seine Querachse als auch die Winkeleinstellung um seine Hochachse zu bewirken.According to the invention it is proposed that the control be activated by flaps the secondary outlets. This will make it possible next to that through the main gas flow of the main nozzle caused thrust further thrust forces on the jet nozzle exercise, in directions perpendicular to the main flow direction, which in turn stand perpendicular to each other. When installing such a jet propulsion nozzle in a vertical take-off aircraft with direct lift generation there is therefore the possibility of using the gas flows through the diametrically opposite secondary outlet openings both the angular adjustment of the aircraft about its transverse axis and the angular adjustment to effect its vertical axis.

Die Zeichnungen erläutern die Erfindung. Es stellt dar Fig. 1 eine Seitenansicht eines Flugzeugs mit der erfindungsgemäßen Steuerungseinrichtung, Fig.2 einen Schnitt durch die erfindungsgemäße Steuereinrichtung, Fig. 3 einen Schnitt nach Linie 111-11I der Fig. 2, Fig. 3 a das Schema des Betätigungsgestänges für die Steuerungseinrichtung, Fig. 4, 5, 6, 7 und 8 verschiedene Einstellungen der Steuerungseinrichtung, Fig. 9 perspektivisch unter Weglassung verschiedener Teile einen Betätigungsmechanismus für die Steuerungseinrichtung.The drawings explain the invention. It represents Fig. 1 a Side view of an aircraft with the control device according to the invention, FIG. 2 a section through the control device according to the invention, FIG. 3 a section according to line 111-11I of Fig. 2, Fig. 3a shows the scheme of the actuating linkage for the control device, Fig. 4, 5, 6, 7 and 8 different settings of the Control device, FIG. 9 in perspective with the omission of various parts an operating mechanism for the control device.

In Fig. 1 ist ein Flugzeug dargestellt, und zwar ein Flugzeug mit auftriebemeugenden Triebwerken. Das Flugzeug besteht aus einem Flugzeugrumpf 10, Tragflügeln 11, einer Schwanzflosse 12 und einer Höhenflosse 13. Für die normale Flugbewegung steht in dem Flugzeug ein Hauptgasturbinenaggregat 14 zur Verfügung. Dieses ist innerhalb des Flugzeugrumpfes 10 untergebracht und saugt die Luft durch einen Ansaugstutzen 15 innerhalb des Flugzeugrumpfes an; die Schubgase strömen in ein Strahlrohr 16 ein, welches in einer nach hinten weisenden Schubdüse 17 endet. Unter normalen Flugbedingungen wird der Auftrieb aerodynamisch durch die über die Tragflügel 11 und andere aerodynamische Flächen strömende Luft erzeugt.In Fig. 1 an aircraft is shown, namely an aircraft with lift-preventing engines. The aircraft consists of an aircraft fuselage 10, wings 11, a tail fin 12 and an altitude fin 13. A main gas turbine unit 14 is available in the aircraft for normal flight movements. This is housed within the aircraft fuselage 10 and sucks in the air through an intake port 15 within the aircraft fuselage; the thrust gases flow into a jet pipe 16 which ends in a thrust nozzle 17 pointing backwards. Under normal flight conditions, the lift is generated aerodynamically by the air flowing over the wings 11 and other aerodynamic surfaces.

In dem Flugzeug sind daneben auch Triebwerke vorgesehen, welche neben der durch die aerodynamische Wirkung der Tragflügel bedingtem Auftriebserzeugung dem Flugzeug einen Auftrieb mitzuteilen vermögen. Bei diesen Triebwerken handelt es sich um Gasturbinenaggregate 18, welche innerhalb des Flugzeugrumpfes mit ihren Achsen vertikal zur Längsachse desselben angeordnet sind; diese Gasturbinenaggregate sind in der Fig. 1 im verkleinerten Maßstab dargestellt. Die Gasturbinenaggregate 18 saugen die Luft durch eine Ansaugöffnung 19 in der oberen Begrenzungswand des Flugzeugrumpfes an und geben Schubgase durch Ausflußöffnungen 20 an der Unterseite des Flugzeugrumpfes ab. Die Gasturbinenaggregate 18 können in der eingezeichneten Position unbeweglich festgestellt sein. Sie können aber auch derart angebracht sein, daß säe um eine horizontale, zur Längsachse des Flugzeugrumpfes senkrechte Achse verschwenkt werden können; in letzterem Falle können sie sowohl einen Schub in Richtung der Längsachse des Flugzeugs erzeugen als auch dem Flugzeug Auf-:riebskräfte mitteilen.In addition, engines are also provided in the aircraft which, in addition to the generation of lift caused by the aerodynamic effect of the wings, are able to impart lift to the aircraft. These engines are gas turbine units 18 which are arranged within the aircraft fuselage with their axes vertical to the longitudinal axis of the same; these gas turbine units are shown in FIG. 1 on a reduced scale. The gas turbine units 18 suck in the air through a suction opening 19 in the upper boundary wall of the aircraft fuselage and emit thrust gases through outflow openings 20 on the underside of the aircraft fuselage. The gas turbine units 18 can be fixed immovably in the position shown. But they can also be attached in such a way that they can be pivoted about a horizontal axis perpendicular to the longitudinal axis of the aircraft fuselage; in the latter case, they can both generate a thrust in the direction of the longitudinal axis of the aircraft and also communicate lifting forces to the aircraft.

Bei geringer Fluggeschwindigkeit im Vorwärtsflug ist die Steuerung eines Flugzeugs mittels der gewöhnlichen Steuerungsorgane, d. h. der verschiedenen 1-Elfsflügel, schwierig. Aus diesem Grunde befaßt sich die Erfindung mit Steuerungsmitteln für die Bestimmung der Stellung des Flugzeugs unter solchen Flugbedingungen.At low airspeed in forward flight, the control is an aircraft by means of the usual control organs, d. H. of the various 1-eleven wing, difficult. For this reason the invention is concerned with control means for determining the attitude of the aircraft in such flight conditions.

Wie in den Fig. 2 und 3 gezeigt, ist das Strahlrohr 16 in einen stromoberseitigen Abschnitt 16a, der sich an das Gasturbmenaggregat anschließt, und einen stromunterseitigen Abschnitt 16 b, welcher die Schubdüse trägt, unterteilt. Die Abschnitte 16b und 16a sind in axialer Richtung voneinander beabstandet. Ein Gehäuse 21 umfaßt die einander zugekehrtem Endren der beiden Abschnitte 16a und 16b und verbindet diese miteinander.As shown in FIGS. 2 and 3, the jet pipe 16 is subdivided into an upstream section 16a, which adjoins the gas turbine engine, and a downstream section 16b , which carries the exhaust nozzle. The sections 16 b and 16 a are spaced apart from one another in the axial direction. A housing 21 comprises the mutually facing ends of the two sections 16a and 16b and connects them to one another.

Das Gehäuse 21 weist zwei quadratische Nebenausströmungsöffnungen 22 auf. Durch diese Nebenausströmungsöffnungen 22 können Schubgase aus dem Strahlrohr austreten. Eine der Nebenausströmungsöffnungen 22 ist nach oben gerichtet, die andere nach unten (wenn man das Flugzeug in der in Fig. 1 gezeichneten Stellung betrachtet). Das Gehäuse 21 nimmt ferner eine Ventilhülse 23 auf, welche das Strahlrohr umgibt. Diese Ventilhülse 23 ist durch eine Hydraulik 24 aus der in der Fig. 2 dargestellten Stellung nach rückwärts verschiebbar, so daß sie den Abstand zwischen den beiden Abschnitten 16 a und 16 b des Strahlrohres teilweise schließt. Innerhalb des Gehäuses 21 sind schließlich auch Klappen 25 untergebracht; diese sind um Gelenke 26, d. h. um eine zur Strahlrohrachse 16c senkrechte Achse verschwenkbar, und zwar zwischen der ausgezogen gezeichneten Stellung, in der sie den Gasstrom nach der Schubdüse 17 unterbinden, und einer strichpunktiert gezeichneten Stellung, in der sie zusammen mit der Ventilhülse 23 die Abschnitte 16a und 16 b miteinander verbinden und die Gasströmung nach den Nebenausströmungsöffnungen 22 unterbinden; in dieser letzteren Stellung strömen die aus dem Gasturbinenaggregat 14 kommenden Gase nach der Schubdüse 17 und werden nach rückwärts als Schubgase abgegeben. Durch in dem Gehäuse 21 untergebrachte Leitschaufeln 27 wird die Umlenkung der Gase nach den Nebenausströmungsöffnungen 22 bewirkt, wenn sich die Ventilhülse 23 und die Klappen 25 in den ausgezogen gezeichneten Stellungen befinden.The housing 21 has two square secondary outflow openings 22 . Thrust gases can exit the jet pipe through these secondary outflow openings 22. One of the secondary outflow openings 22 is directed upwards, the other downwards (if the aircraft is viewed in the position shown in FIG. 1). The housing 21 also receives a valve sleeve 23 which surrounds the jet pipe. This valve sleeve 23 can be displaced backwards by a hydraulic system 24 from the position shown in FIG. 2, so that it partially closes the distance between the two sections 16 a and 16 b of the jet pipe. Finally, flaps 25 are also accommodated within the housing 21; these are pivotable about joints 26, ie about an axis perpendicular to the jet pipe axis 16c, namely between the drawn-out position, in which they prevent the gas flow to the thrust nozzle 17 , and a position shown in dash-dotted lines, in which they together with the valve sleeve 23 the Connect sections 16a and 16b to one another and prevent the gas flow to the secondary outflow openings 22; In this latter position, the gases coming from the gas turbine unit 14 flow to the thrust nozzle 17 and are released backwards as thrust gases. The deflection of the gases to the secondary outflow openings 22 is effected by guide vanes 27 accommodated in the housing 21 when the valve sleeve 23 and the flaps 25 are in the positions shown in solid lines.

Um das Drehmoment, welches von dem Schub der aus den Nebenausströmungsöffnungen 22 ausströmenden Gase herrührt, regeln zu können, sind in beiden Nebenausströmungsöffnungen 22 Klappen 28a und 28 b vorgesehen. Diese Klappan sind um parallel zur Strahlrohrachse 16 c liegende Achsen verschwenkbar. Je eine Klappe 28 a und eine Klappe 28 b gehören paarweise z!sam.men. Die Klappen 28a werden im folgenden als Klappen einer ersten Gruppe und die Klappen 28 b als Klappen einer zweiten Gruppe von Klappen bezeichnet. Jedes Klappeapaar 28 a und 28 b begrenzt einen Schlitz, dessen Durchströmungxfläche durch Winkelverstellung der Klappen aufeinander zu bzw. voneinander weg verändert werden kann; durch eine Verstellung der Klappen der ersten und der zweiten Gruppe in ein und derselben Richtung kann außerdem die Schubrichtung der Gase variiert werden.In order to regulate the torque which arises from the thrust of the outflowing from the Nebenausströmungsöffnungen 22 gases, 22 flaps 28a and 28 b provided in both Nebenausströmungsöffnungen. This Klappan can be pivoted about axes lying parallel to the jet pipe axis 16 c. One flap 28 a and one flap 28 b belong together in pairs. The flaps 28a are referred to below as flaps of a first group and the flaps 28b as flaps of a second group of flaps. Each pair of flaps 28 a and 28 b delimits a slot, the flow area of which can be changed by adjusting the angle of the flaps towards or away from one another; By adjusting the flaps of the first and the second group in one and the same direction, the thrust direction of the gases can also be varied.

Wie aus den Fig. 3 bis 9 ersichtlich, weist jede der Klappen 28a und 28b einen Betätigungsarm 29a bzw. 29 b auf. Die Betätigungsarme 29a der Klappengruppe 28 a einer Nebenausströmungsöffnung 22 sind, um sie gemeinsam betätigen. zu können, mit eine Verbindungsstange 30 verbunden, während die Betätigungsarme 29 b zum gleichen Zweck mix einer gemeinsamen Verbindungsstange 35 verbunden sind. Die Verbindungsstange 30 der oberen Nebenausströmungsöffnung 22 ist über einen Kniehebel 31 und einen Lenker 32 mit dem einen von zwei radial abstehenden Armen 33 eines Sonnenrades 34 eines Differentialgetriebes verbunden; der andere radial abstehende Arm 33 dieses Sonnenrades ist über ein ähnliches Gestänge, bestehend aus einem Lenker 32 und einem Kniehebel 31, mit der Verbindungsstange 35 der unteren Nebenausströmungsöffnungen 22 verbunden. Die Gestänge sind derart ausgebildet, daß bei einer Verschwenkung der Klappen 28a der oberen Nebenausströmungsöffnung im Uhrzeigersinn die Klappen 28b der unteren Nebenausströmungsöffnung im Gew genuhrzeigersinn verschwenkt werden, und umgekehrt. Die Verbindungsstange 30 der unteren Nebenausströmungsöffnung 22 ist mit einem Kniehebel 35a verbunden und der Lenker 36 mit einem von zwei radial in; verschiedenen Richtungen abstehenden Armen 37 eines zweiten Sonnenrades 38 des Differentialgetriebes; der andere Arm 37 des Sonnenrades 38 ist über ein ähnliches Gestänge, nämlich einen Lenker 36 und einen Kniehebel 35 a, mit der Verbindungsstange 35 leer oberen Nebenausströmungsöffnung, verbunden. Die Gestänge sind dabei so angeordnet, daß bei einer Verschwenkung der Klappen 28a der unteren Nebenausströmungsöffnung im Uhrzeigersinn die Klappen 28 b der oberen Ausströmungsöffnung im Gegenuhrzengsrsinn verschwenkt werden, und umgekehrt.As can be seen from FIGS. 3 to 9, each of the flaps 28 a and 28 b has an actuating arm 29 a and 29 b, respectively. The actuating arms 29a of the flap group 28a of a secondary outflow opening 22 are to operate them together. to be able to be connected to a connecting rod 30, while the actuating arms 29 b are connected to a common connecting rod 35 for the same purpose. The connecting rod 30 of the upper secondary outflow opening 22 is connected via a toggle lever 31 and a link 32 to one of two radially protruding arms 33 of a sun gear 34 of a differential gear; the other radially protruding arm 33 of this sun gear is connected to the connecting rod 35 of the lower secondary outflow openings 22 via a similar linkage, consisting of a link 32 and a toggle lever 31. The linkages are configured such that upon a pivotal movement of the flaps 28a of the upper Nebenausströmungsöffnung clockwise the flap 28 b of the lower Nebenausströmungsöffnung genuhrzeigersinn in weight are swung, and vice versa. The connecting rod 30 of the lower secondary outflow opening 22 is connected to a toggle lever 35a and the link 36 with one of two radially in; arms 37 of a second sun gear 38 of the differential gear projecting in different directions; the other arm 37 of the sun gear 38 is connected via a similar linkage, namely a link 36 and a toggle lever 35 a, with the connecting rod 35 empty upper secondary outflow opening. The rods are arranged so that when the flaps 28 a of the lower secondary outflow opening are pivoted clockwise, the flaps 28 b of the upper outflow opening are pivoted counterclockwise, and vice versa.

Die Sonnenräder 34,38 kämmen mit Planetenrädern 40; die Planetenräder sitzen auf einem Planetenträger 41. Der Planetenträger 41 weist eine Hohlwelle auf, in deren Innerem eine in axialer Richtung verlaufende Verzahnung 42 angebracht ist. Die Verzahnung 43 steht im Eingriff mit einer entsprechenden Verzahnung 44 einer Welle 39. Die Welle 39 trägt daneben eine schraubenförmig verlaufende Verzahnung 45, die mit einer ebensolchen Verzahnung 46 in der Nabe des Sonnenrades 34 im Eingriff steht. Das Sonnenrad 38 sitzt frei auf der Welle 42 des Planetenträgers 41. The sun gears 34, 38 mesh with planet gears 40; the planetary gears sit on a planetary carrier 41. The planetary carrier 41 has a hollow shaft, in the interior of which a toothing 42 extending in the axial direction is attached. The toothing 43 is in engagement with a corresponding toothing 44 of a shaft 39. In addition, the shaft 39 has a helical toothing 45 which is in engagement with a similar toothing 46 in the hub of the sun gear 34 . The sun gear 38 sits freely on the shaft 42 of the planet carrier 41.

Die Welle 39 ist in axialer Richtung verschiebbar, und zwar mittels einer an ihr angreifenden Gabel 50. Die Gabel 50 wird durch eine Hydraulik 51 bewegt. Im Verlauf einer Axialverschiebung der Welle 39 wird das Sonnenrad 34 durch die Wechselwirkung der schraubenförmigen Verzahnungen 45 und 46 in Drehung versetzt; da der Planetenträger 41 nicht verdreht wird, erleidet auch das Sonnenrad 38 eine Verdrehung, und zwar in einem zur Drehrichtung des Sonnenrades 34 entgegengesetzten Sinn. Diese Verdrehung erfolgt durch die Planetenräder 40. Bei einer Verschiebung der Welle 39 in der einen Richtung werden die Klappen 28a und 28b aus der Stellung der Fig. 4, in der die Durchströmungsquerschnitte der Schlitze in beiden Nebenausströmungsöffnungen einander gleich sind, in die Stellung der Fig. 5 gebracht, in der die obere Nebenausströmungsöffnung geschlossen und die untere ganz geöffnet ist. Bei einer Verschiebung der Welle 39 in der anderen Richtung werden die Klappen 28 a und 28 b in die Stellung der Fig. 6 gebracht, in der die obere Nebenausströmungsöffnung 22 ganz geöffnet und die untere ganz geschlossen ist. Wenn die Nebenausströmungsöffnungen einen verschiedenen Ausströmungsquerschnitt besitzen, wird ein Drehmoment auf das Flugzeug übertragen, und zwar ein Drehmoment um eine einem Freiheitsgrad des Flugzeugs entsprechende Achse. Wenn die Nebenausströmungsöffnungen dabei die in den Fig. 1 und 2 gezeichneten Stellungen einnehmen, so läßt sich die Rumpfneigung des Flugzeugs einstellen.The shaft 39 is displaceable in the axial direction, specifically by means of a fork 50 engaging it. The fork 50 is moved by a hydraulic system 51. In the course of an axial displacement of the shaft 39 , the sun gear 34 is set in rotation by the interaction of the helical toothings 45 and 46; since the planet carrier 41 is not rotated, the sun gear 38 also suffers a rotation, in a sense opposite to the direction of rotation of the sun gear 34. This rotation is carried out by the planet gears 40. When the shaft 39 is displaced in one direction, the flaps 28a and 28b are moved from the position in FIG 5, in which the upper secondary outflow opening is closed and the lower one is fully open. When the shaft 39 is displaced in the other direction, the flaps 28 a and 28 b are brought into the position of FIG. 6, in which the upper secondary outflow opening 22 is completely open and the lower one is completely closed. If the secondary outflow openings have a different outflow cross section, a torque is transmitted to the aircraft, specifically a torque about an axis corresponding to a degree of freedom of the aircraft. If the secondary outflow openings assume the positions shown in FIGS. 1 and 2, the fuselage inclination of the aircraft can be adjusted.

Die Nabe 42 des Planetenträgers 41 weist einen radial abstehenden Arm 47 auf, der über einen Lenker 48 mit einer Hydraulik 49 verbunden ist. Bei einer Betätigung der Hydraulik 49 wird der Planetenträger 41 verdreht, und mit ihm verdreht sich das ganze Planetengetriebe, also auch die Sonnenräder 34 und 38; diese letzteren erleiden eine Verdrehung in gleicher Drehrichtung und um gleiche Winkelbeträge. Wenn die Gestänge die in den Fig. 3, 3 a und 9 gezeichneten Stellungen einnehmen, bedeutet eine Verdrehung der Sonnenräder 34, 38, daß alle Klappen 28a, 28b ein und derselben Nebenausströmungsöffnung 22 in gleicher Drehrichtung verschwenkt werden, also etwa im Uhrzeigersinn, und daß alle Klappen 28a und 28b der anderen Nebenausströmungsöffnung im anderen Drehsinn verschwenkt werden, wie aus den Fig. 7 und 8 ersichtlich. Die aus den beiden Nebenausströmungsöffnungen austretenden Gasströme werden also, bezogen auf die Längsachse des Flugzeugs, in der gleichen Richtung abgelenkt, so daß ein Drehmoment auf das Flugzeug ausgeübt wird. Die Achse dieses Drehmomentes steht senkrecht zur Achse desjenigen Drehmomentes, welches erzeugt wird, wenn die Klappen Stellungen nach Fig. 5 oder 6 einnehmen. Wenn die Ausströmungsöffnungen und Klappen so eingestellt sind, wie hier eben beschrieben, bewirkt das Drehmoment, das durch die Klappenstellung der Fig. 7 und 8 erzeugt wird. eine Änderung des Gierwinkels des Flugzeugs. Durch gleichzeitige Betätigung der Hydrauliken 51 und 49 können gleichzeitig Änderungen der Rumpfneigung und des Gierwinkels herbeigeführt werden. Wenn man sich der erfindungsgemäßen Steuerung bedient, wird der Drosselhebel 14a des Gasturbinenaggregats 14 in den Bereich geringer Geschwindigkeiten gebracht.The hub 42 of the planet carrier 41 has a radially protruding arm 47 which is connected to a hydraulic system 49 via a link 48 . When the hydraulic system 49 is actuated, the planetary carrier 41 is rotated, and with it the entire planetary gear rotates, including the sun gears 34 and 38; the latter suffer a twist in the same direction of rotation and by the same angular amounts. If the linkage occupy the positions shown in FIGS. 3, 3a and 9, a rotation of the sun gears 34, 38 means that all flaps 28a, 28b of one and the same secondary outflow opening 22 are pivoted in the same direction of rotation, i.e. approximately clockwise, and that all flaps 28a and 28b of the other secondary outflow opening are pivoted in the other direction of rotation, as can be seen from FIGS. The gas flows emerging from the two secondary outflow openings are thus deflected in the same direction with respect to the longitudinal axis of the aircraft, so that a torque is exerted on the aircraft. The axis of this torque is perpendicular to the axis of that torque which is generated when the flaps assume positions according to FIG. 5 or 6. When the outflow openings and flaps are set as just described here, the torque produced by the flap position of FIGS. 7 and 8 acts. a change in the aircraft's yaw angle. By simultaneously actuating the hydraulic systems 51 and 49 , changes in the torso inclination and the yaw angle can be brought about at the same time. If the control according to the invention is used, the throttle lever 14a of the gas turbine unit 14 is brought into the range of low speeds.

Die Durchströmungsflächen jeder der beiden Nebenausströmungsöffnungen 22 sind vorzugsweise so bemessen, daß der gesamte Schubgasstrom des Gasturbinenaggregats 14 durch eine dieser Nebenausströmungsöffnungen abgeleitet werden kann, ohne daß der Gasstrom übermäßig gedrosselt wird und ohne daß das Druckverhältnis an der Gasturbine sich über die Massen ändert, wenn eine der Ausströmungsöffnungen ganz geschlossen ist wie in den Fig. 5 und 6.The flow areas of each of the two secondary outflow openings 22 are preferably dimensioned so that the entire thrust gas flow of the gas turbine unit 14 can be diverted through one of these secondary outflow openings without the gas flow being excessively throttled and without the pressure ratio at the gas turbine changing over the masses if one of the outflow openings is completely closed as in FIGS. 5 and 6.

Claims

PATENT CLAIMS: 1. Jet nozzle with two in the nozzle wall in front of the outlet opening arranged, diametrically opposite secondary outlet openings through which the propellant gases are separated in terms of their direction and quantity when the jet is deflected adjustable flow, especially for aircraft with direct lift generation, characterized in that the regulation by flaps (28a, 28b) on the secondary outlet openings he follows.

2. Jet nozzle according to claim 1, characterized in that when the flaps are fully open, the main nozzle (17) is completely blocked and that when the main nozzle (17) is fully open, especially in normal forward flight, the flaps are completely closed.

3. Jet nozzle according to one of claims] and 2, characterized by second pivotable flaps (25) which block the gas flow through the main nozzle (17) in a first position and allow the gas flow through the main nozzle (17) to pass in a second position, wherein a valve sleeve (23) surrounding the jet pipe is provided which, together with the second flaps in their second position, covers the secondary outlet openings (22) and releases the secondary outlet openings (22) when the second flaps are in their first position.

4. Jet nozzle according to one of the claims 1 to 3, characterized in that the provided on the secondary outlet openings (22) Flaps (28a, 28b) belong together in pairs and each pair is parallel to one another Axes can be pivoted both in the same direction and in opposite directions.

5. Jet nozzle after one of claims 1 to 4, characterized in that the flaps (28a, 28b) at the secondary outlet openings about axes parallel to the longitudinal axis of the jet pipe are pivotable.

6. jet nozzle according to one of claims 1 to 5, characterized in that that at each secondary outlet opening (22) several pairs of flaps (28a, 28b) with opposite directions closing flaps are provided, the flaps closing clockwise and the counterclockwise closing flaps of one and the same secondary outlet opening are coupled to each other and the clockwise closing flaps of the one Secondary outlet opening also with the clockwise closing flaps of the other secondary outlet opening and the flaps closing counterclockwise the one secondary outlet opening with the flaps closing in a counterclockwise direction the other secondary outlet opening are coupled, wherein the adjustment device is designed such that either all the flaps of one secondary outlet opening in one direction of rotation and all flaps of the other secondary outlet opening in the other direction of rotation are pivoted or all flaps of one secondary outlet opening in closed position and all flaps of the other Secondary outlet opening be pivoted in the opening direction.

7. Jet nozzle according to one of claims 1 to 6, characterized in that the adjusting device comprises a differential gear with two sun gears (34, 38), one of which (34) is connected to the clockwise closing flaps of both secondary outflow openings and the other (38) is connected to the counterclockwise closing flaps of both secondary outlet openings, the sun carriers (34, 38) optionally being rotatable in the same direction or in opposite directions. B.

Jet to any one of claims 1 to 7, characterized in that the carrier of the planet gears to the sun gears is coaxial (41) (40) (34, 38) rotatably, wherein said adjusting device comprises a first hydraulic that the planet carrier (41) allowed to rotate and with it the two sun gears (34, 38) in the same direction, as well as a second hydraulic system which engages the planet carrier (41) and causes a relative rotation of the two sun gears (34, 38) .

9. Jet nozzle according to one of claims 1 to 8, characterized in that the planet carrier (41) and the sun gears (34, 38) are penetrated in their hollow hubs by a shaft (39) which is through a straight toothing (43, 44) with the planet carrier (41) and a helical toothing (45, 46) with one of the sun gears (34, 38) is in engagement, so that when the shaft (39) is axially displaced, the sun gears (34, 38) and the planet carrier (41) are rotated against each other, while a rotation of the shaft (39) occurs in the same direction of rotation of the planet carrier (41) and the sun gears (34, 38) . Considered publications: German Auslegeschriften Nos. 1017 474, 1031139, 103 1 140, 1048 093, 1037 867, 1048 443, 1052751; German patent specification No. 867 497.