DE1260320B

DE1260320B - Jet nozzle, especially for aircraft propulsion, with a swiveling manifold segment

Info

Publication number: DE1260320B
Application number: DEG42423A
Authority: DE
Inventors: Lester Bernard Veno Jun
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1963-12-30
Filing date: 1964-12-30
Publication date: 1968-02-01

Description

Strahldüse, insbesondere für den Flugzeugantrieb, mit schwenkbarem Krümmersegment Die Erfindung bezieht sich auf eine Strahldüse, insbesondere für den Flugzeugantrieb, mit um eine Achse tangential zum Düsenumfang schwenkbarem Krümmersegment mit halbkreisförmigem Profil, welches Krümmersegment zur Strahlablenkung aus einer Stellung, in der es die Strahldüse außen umgibt, in den Düsenstrahl einschwenkbar ist zwecks Veriingerung der effektiv wirksamen Vorschubkomponente ohne Verringerung der Gesamtleistung des Düsentriebwerks.Jet nozzle, especially for aircraft propulsion, with swiveling Elbow segment The invention relates to a jet nozzle, in particular for the aircraft drive, with a manifold segment pivotable about an axis tangential to the nozzle circumference with a semicircular profile, which elbow segment for beam deflection from a Position in which it surrounds the jet nozzle on the outside, can be swiveled into the jet is for the purpose of reducing the effectively effective feed component without reducing it the total power of the jet engine.

Beim Landen sehr schneller, mittels Strahltriebwerken angetriebener Flugzeuge ist es üblich, die Triebwerke mit sehr niedriger Antriebsleistung arbeiten zu lassen, um die Landegeschwindigkeit weitgehend zu verringern und den Flugplatz in einem verhältnismäßig steilen Winkel anzufliegen. Bei Kurzstart- und -landungs-Flugzeugen ist es besonders erwünscht, die Fluggeschwindigkeit weitgehend zu verringern und den Anflugwinkel zu vergrößern, so daß das Flugzeug nach der Bodenberührung bereits nach einer kurzen Ausrollstrecke zum Stehen gebracht werden kann. Sofern aus irgendeinem Grund das Landemanöver nicht zu Ende geführt werden kann oder das Flugzeug unmittelbar vor seiner Landung keine Landeerlaubnis erhält, so ist zum sogenannten Durchstarten zwecks raschen und sicheren Wiedergewinns von Höhe und Geschwindigkeit der volle Triebwerkschub erforderlich. Deshalb ist es zwecks einer notwendigen, raschen Reaktion erwünscht, die Triebwerke mit höherer Leistung arbeiten zu lassen und die Schubkraft mit Hilfe äußerer Schubkraft-Richtvorrichtungen, die die Gasströmung ablenken, zu verringern. Diese Leitvorrichtungen lassen sich, wenn die volle Schubleistung benötigt wird, sehr rasch aus dem Gasstrom wieder zurückziehen. Auf diese einfache Weise wird die Vorschubkomponente verändert, ohne die Energieleistung des Triebwerks bzw. seine Gesamtausströmung zu verändern.Very faster when landing, more propelled by jet engines In aircraft, it is common for the engines to operate with very low propulsive power to let to reduce the landing speed largely and the airfield approach at a relatively steep angle. For short take-off and landing aircraft it is particularly desirable to reduce the airspeed to a large extent and to increase the approach angle so that the aircraft is already on the ground can be brought to a standstill after a short coasting distance. Unless for any Reason the landing maneuver cannot be completed or the aircraft immediately does not receive a landing permit before landing, the so-called go-around takes place for the purpose of quick and safe recovery of height and speed the full Engine thrust required. Therefore it is for the purpose of a necessary, quick response desirable to let the engines work with higher power and the thrust with the help of external thrust straighteners that divert the gas flow to decrease. These guiding devices can be used when full thrust is required will withdraw very quickly from the gas flow. In this simple way the feed component is changed without affecting the energy output of the engine or to change its overall outflow.

Die der Erfindung zugrunde liegende Aufgabe besteht darin, eine Strahldüse der eingangs genannten Art zu schaffen, welche zur Regelung der Schubkraft des Triebwerks unabhängig von seiner Energieleistung einen besonders geeigneten konstruktiven Aufbau besitzt, wonach bei einem Ausfall der Betätigungsvorrichtung für die Strahlablenkvorrichtung diese selbsttätig und im Gegensatz zu vorbekannten Vorrichtungen in ihre strömungsmäßig unwirksame, nicht hindernde Stellung zurückbewegt wird.The object on which the invention is based is to provide a jet nozzle of the type mentioned to create which to regulate the thrust of the engine a particularly suitable structural design regardless of its energy output possesses, according to which in the event of a failure of the actuator for the beam deflector these automatically and in contrast to previously known devices in terms of their flow ineffective, non-hindering position is moved back.

Zur Lösung dieser Aufgabe wird eine Strahldüse, insbesondere für den Flugzeugantrieb, mit um eine Achse tangential zum Düsenumfang schwenkbarem Krümmersegment mit halbkreisförmigem Profil, welches Krümmersegment zur Strahlablenkung aus einer Stellung, in der es die Strahldüse außen umgibt, in den Düsenstrahl einschwenkbar ist, erfindungsgemäß so ausgebildet, daß der in der Ablenkstellung den Düsenstrahl erfassende Teil des Krümmersegments in Umfangsrichtung Schlitze aufweist und die dazwischen verbleibenden Stege Leitflügel bilden, deren Nasen der Schwenkachse näher liegen als ihre Hinterkanten. Die Leitflügel des Krümmersegments sind daher so angeordnet, daß die durch den Düsenstrahl auf diese ausgeübte Kraft so gerichtet ist, daß das Krümmersegment das Bestreben hat, sich nach derjenigen Seite aus dem Strahl herauszubewegen, die der Schwenkachse des Krümmersegments gegenüberliegt.To solve this problem, a jet nozzle, especially for the Aircraft drive with a manifold segment pivotable about an axis tangential to the nozzle circumference with a semicircular profile, which elbow segment for beam deflection from a Position in which it surrounds the jet nozzle on the outside, can be swiveled into the jet is, according to the invention designed so that the nozzle jet in the deflection position has grasping part of the manifold segment in the circumferential direction slots and the between remaining webs form guide vanes, the lugs of which are closer to the pivot axis lie than their trailing edges. The guide vanes of the manifold segment are therefore arranged in such a way that that the force exerted by the jet is directed so that the The elbow segment tends to move out of the beam to the side that which is opposite the pivot axis of the manifold segment.

Auf diese Weise wird im Falle eines Versagens der Verstelleinrichtung für das Krümmersegment dieses durch den Strahlstrom selbst so hinausgeschwenkt, daß es in eine äußerst strömungsgünstige Lage gelangt und in kürzestmöglicher Zeit, z. B. für ein Durchstarten eines mit der erfindungsgemäßen Strahldüse ausgestatteten Flugzeugs, der normale Vorwärtsschub zur Verfügung steht.In this way, in the event of a failure of the adjustment device for the manifold segment this swiveled out by the jet flow itself in such a way that that it gets into an extremely aerodynamic position and in the shortest possible time, z. B. for a go-around equipped with the jet nozzle according to the invention Aircraft, the normal forward thrust is available.

Das Krümmersegment ist zweckmäßig in Zwischenstellungen feststellbar. In den F i g. 1 bis 8 der Zeichnungen ist der Gegenstand der Erfindung an Hand eines besonders bevorzugten Ausführungsbeispiels, welches nachstehend näher erläutert ist, dargestellt. Es zeigt F i g. 1 eine Aufsicht auf den hinteren Teil eines Flugzeugs mit zwei seitlich am Flugzeugrumpf symmetrisch angebrachten Triebwerken mit erfindungsgemäßen Strahldüsen, F i g. 2 ein Diagramm, welches das Verhältnis zwischen der Stellung des strahlablenkenden Krümmersegments und der am Flugzeug wirksamen axialen Schubkomponente veranschaulicht, Fig.3 einen Schnitt durch das linke Triebwerk mit der erfindungsgemäß ausgebildeten Strahldüse, F i g. 4 und 5 je einen Schnitt durch den hinteren Teil des Triebwerks nach F i g. 3, wobei sich das Krümmersegment in einer Mittelstellung bzw. in der Endstellung zwecks teilweisen bzw. weitgehenden Abfangens und Ablenkens des aus der Strahldüse austretenden Strahlstroms befindet, F i g. 6 und 7 je eine Ansicht auf das Triebwerk gemäß F i g. 3 bzw. F i g. 5 von hinten, F i g. 8 einen Schnitt durch die Strahldüse nach der Erfindung in der in F i g. 5 dargestellten Lage in schematischer und gegenüber F i g. 5 vergrößerter Darstellung.The elbow segment can expediently be locked in intermediate positions. In the F i g. 1 to 8 of the drawings is the subject matter of the invention with reference to a particularly preferred embodiment, which is explained in more detail below is presented, layed out. It shows F i g. 1 is a plan view of the rear part of an aircraft with two engines symmetrically attached to the side of the aircraft fuselage with the invention Jet nozzles, FIG. 2 is a diagram showing the relationship between the position the beam-deflecting elbow segment and the axial thrust component effective on the aircraft Figure 3 illustrates a section through the left engine with the inventive trained jet nozzle, F i g. 4 and 5 each have a section through the rear part of the engine according to FIG. 3, with the elbow segment in a central position or in the end position for the purpose of partial or extensive interception and deflection of the jet stream emerging from the jet nozzle, FIG. 6 and 7 one each View of the engine according to FIG. 3 and FIG. 5 from behind, F i g. 8 one Section through the jet nozzle according to the invention in the FIG. 5 shown Situation in schematic and opposite F i g. 5 enlarged view.

F i g. 1 läßt den hinteren Teil eines Flugzeugs 10 erkennen, an dessen Heck am Flugzeugrumpf 13, zwischen den Tragflächen 14 und dem Leitwerk 15, zwei symmetrisch zueinander angeordnete Triebwerke 11 angebracht sind. Diese Triebwerke 11 liegen hinter dem Schwerpunkt C. G. des Flugzeuges 10. Jedes der beiden Triebwerke 11 umfaßt ein Gasturbinenstrahltriebwerk mit einer am hinteren Ende liegenden Schubdüse 16, aus welcher ein schneller Strom von durch das Triebwerk erzeugten Verbrennungsprodukten austritt. Diese Verbrennungsgase erzeugen die Schubkraft für den Vortrieb des Flugzeugs 10. Beim normalen Betrieb der Triebwerke bei voller Leistung werden die Schubgase normalerweise in axialer Richtung aus der Schubdüse ausgebracht, wobei an dem Flugzeug 10, wie in F i g. 1 veranschaulicht, praktisch nur die axialen Schubkräfte F wirksam werden.F i g. 1 shows the rear part of an aircraft 10, at the rear of which on the aircraft fuselage 13, between the wings 14 and the tail unit 15, two engines 11 arranged symmetrically to one another are attached. These engines 11 are located behind the center of gravity CG of the aircraft 10. Each of the two engines 11 comprises a gas turbine jet engine with a thrust nozzle 16 at the rear end from which a rapid flow of combustion products generated by the engine emerges. These combustion gases generate the thrust for propelling the aircraft 10. During normal operation of the engines at full power, the thrust gases are normally expelled from the thrust nozzle in the axial direction, with the aircraft 10, as shown in FIG. 1 illustrates, practically only the axial thrust forces F are effective.

Es sind erfindungsgemäße Schubdüsen an jedem Triebwerk vorgesehen, um die Schubgasströme zwecks Verringerung des reinen Axialschubes ohne Verringerung der Gesamtleistung der Triebwerke selektiv abzulenken.There are thrust nozzles according to the invention provided on each engine, around the thrust gas flows in order to reduce the pure axial thrust without any reduction selectively divert the overall power of the engines.

Vor einer näheren Beschreibung der dargestellten Ausführungsform .der Strahldüsen ist auf die in F i g. 1 dargestellten Schubkraftvektoren hinzuweisen. Wie bereits vorstehend erwähnt, sind die an dem Flugzeug 10 unter normalen Flugbedingungen wirkenden Schubkräfte praktisch reine Axialschubkräfte F. Sofern jedoch geeignete Mittel angewendet werden, um die Strahlströme gegenüber der Triebwerkachse um einen Winkel 0 von dem Flugzeurumpf 13 nach außen abzulenken, so werden auch die Schubkräfte um den gleichen Winkel 0 abgelenkt. Beispielsweise erzeugt ein um einen Winkel 01 abgelenkter Strahlstrom eine Schubkraft F1, die unter dem gleichen Winkel 01 auf das Flugzeug einwirkt. Wenn die Leistung der Triebwerke auf einem konstanten Wert gehalten wird, stimmen die Schubkräfte F und F1 in ihrer Größe im wesentlichen miteinander überein, jedoch ist der am Flugzeug effektiv wirksam werdende Axialschub geringer, da nur die axiale Komponente der Schubkraft F" = F1 - cos 01 wirksam ist. Dementsprechend erzeugt ein um einen Winkel 02 abgelenkter Strahlstrom eine Schubkraft F2, deren axiale Komponente noch kleiner ist als die der Schubkraft FV Werden die Strahlströme der beiden Triebwerke um den gleichen beliebigen Winkel 0 abgelenkt, so sind auch die seitlich auf das Flugzeug wirkenden Querkraftkomponenten F(9Q = FO - sin 0 gleich und gegeneinander ausgeglichen, so daß keine unausgeglichenen Kräfte wirksam sind, durch welche beispielsweise ein Gieren des Flugzeugs nach einer Seite hin verursacht würde.Before a more detailed description of the illustrated embodiment of the jet nozzles, reference is made to the embodiment shown in FIG. 1 should be noted. As already mentioned above, the thrust forces acting on the aircraft 10 under normal flight conditions are practically pure axial thrust forces F. However, if suitable means are used to deflect the jet streams outwards from the aircraft fuselage 13 by an angle 0 relative to the engine axis, then the Shear forces deflected by the same angle 0. For example, a jet stream deflected by an angle 1 generates a thrust force F1, which acts on the aircraft at the same angle 1. If the power of the engines is kept at a constant value, the thrust forces F and F1 are essentially the same as one another, but the axial thrust effectively acting on the aircraft is less, since only the axial component of the thrust force F " = F1-cos 01 is effective. Accordingly, a jet stream deflected by an angle 02 generates a thrust force F2, the axial component of which is even smaller than that of the thrust force FV acting transverse force components F (9Q = FO - sin 0 equal and balanced against each other, so that no unbalanced forces are effective, which would, for example, cause the aircraft to yaw to one side.

In F i g. 2 ist die Verringerung der wirksamen Axialschubkraft in Abhängigkeit vom Ablenkwinkel 0 der Strahlströme der Triebwerke veranschaulicht. Wie zuvor dargelegt, ist bei gleich großer Schubkraft die Axialschubkraftkomponente . proportional dem Kosinus des Ablenkungswinkels, so daß diese bei. verhältnismäßig kleinen Strömungsablenkwinkeln in ihrer Größe nicht rasch absinkt. Demzufolge kann -es durchaus erwünscht sein, die Strahlströme um den in F i g. 1 -dargestellten, verhältnismäßig kleinen Winkel 0, selbst dann abzulenken, wenn im wesentlichen die volle Triebwerkslei.stung, wie beispielsweise bei Start- oder Landemanövern, verlangt wird. Der Grund dafür besteht darin, daß, da die Schubkräfte F1 durch den Schwerpunkt C. G. des Flugzeuges gerichtet sind, die einzelnen Kräfte F1 auf das Flugzeug noch keine, ein Gieren bewirkende Momente ausüben.In Fig. 2 illustrates the reduction in the effective axial thrust as a function of the deflection angle 0 of the jet streams of the engines. As stated above, the axial thrust component is the same when the thrust force is the same. proportional to the cosine of the deflection angle, so this at. relatively small flow deflection angles do not decrease rapidly in size. Accordingly, it may be desirable to reduce the jet currents by the amount shown in FIG. 1 -shown, relatively small angle 0, even if the full engine power is required, such as during take-off or landing maneuvers. The reason for this is that, since the thrust forces F1 are directed through the center of gravity CG of the aircraft, the individual forces F1 do not yet exert any yaw-causing moments on the aircraft.

Demzufolge ergeben sich selbst bei einem unvorhergesehenen, plötzlich eintretenden Leistungsabfall eines der beiden Triebwerke, z. B. während des Startens, durch den durch das andere Triebwerk erzeugten, stärkeren Schub noch keine Schwierigkeiten.As a result, even in the event of an unforeseen occurrence, suddenly arise occurring power loss of one of the two engines, z. B. during starting, due to the stronger thrust generated by the other engine, no difficulties.

Um die Axialschubkräfte, wie vorstehend beschrieben, zu verändern, sind die -vorteilhaften erfindungsgemäßen Strahldüsen vorgesehen, die in den F i g. 3 bis 8 im einzelnen veranschaulicht sind. Wie aus F i g. 3 hervorgeht, ist an dem Gasturbinenstrahltriebwerk 20, das durch die Öffnung 22 Luft ansaugt, eine erfindungsgemäße Strahldüse angeordnet.To change the axial thrust forces as described above, the advantageous jet nozzles according to the invention are provided which are shown in FIGS G. 3 to 8 are illustrated in detail. As shown in FIG. 3 is on the gas turbine jet engine 20, which draws in air through the opening 22, an inventive Jet nozzle arranged.

Im Bereich der Strahldüse 21 ist ein Krümmersegment 30, welches voneinander getrennt angeordnete Leitflügel 31 aufweist, schwenkbar gelagert. Um die gewünschte seitliche Ablenkung des aus der Strahldüse 21 austretenden Strählstromes zu erreichen, ist das Krümmersegment 30 um eine senkrechte Schwenkachse 32 auf der Außenseite des die Strahlgase von dem Triebwerk 20 zur Strahldüse 21 leitenden Gaskanals 23 verschwenkbar. Wie aus F i g. 3 und 6 ersichtlich ist, kann das Krümmersegment 30 eine zurückgezogene Stellung einnehmen, in der es sich in Umfangsrichtung um den Strahlkanal 23 und die Düse 21 herum erstreckt; dabei ragen die Leitflächen 31 des Krümmersegments 30 nicht in den Schubgasstrom hinein und können demzufolge diesen nicht ablenken.In the area of the jet nozzle 21, a bend segment 30, which has guide vanes 31 arranged separately from one another, is pivotably mounted. In order to achieve the desired lateral deflection of the stream emerging from the jet nozzle 21, the elbow segment 30 can be pivoted about a vertical pivot axis 32 on the outside of the gas duct 23 conducting the jet gases from the engine 20 to the jet nozzle 21. As shown in FIG. 3 and 6 can be seen, the elbow segment 30 can assume a retracted position in which it extends in the circumferential direction around the jet channel 23 and the nozzle 21; the guide surfaces 31 of the elbow segment 30 do not protrude into the thrust gas flow and consequently cannot deflect it.

An der Halterung 34 an der Innenwand des Gehäuses des Triebwerks 11 ist ein hydraulischer Zylinder 33 schwenkbar angelenkt, dessen Kolbenstange 35 an dem am Krümmersegment 30 sitzenden Lager 36 gelenkig angekuppelt ist.On the bracket 34 on the inner wall of the housing of the engine 11 a hydraulic cylinder 33 is pivotably articulated, the piston rod 35 of which is attached to it the bearing 36 seated on the manifold segment 30 is articulated.

Die ferngesteuerte Betätigungsvorrichtung 33 für das Krümmearsegment 30 dient dazu, dieses in seiner in F i g. 3 dargestellten zurückgezogenen Lage und in F i g. 5 gezeigten völlig ausgefahrenen Lage sowie in jeder gewünschten, -dazwischen befindlichen Lage - eine Zwischenstellung des Krümmersegments 30 ist z. B. in F i g. 4 veranschaulicht - zu halten bzw. in diese zu verstellen. An Stelle einer hydraulischen Betätigungs- bzw. Verstell- und Haltevorrichtung 33 für das Krümmersegment 30 können selbstverständlich die verschiedenartigsten anderen Vorrichtungen Anwendung finden, wie beispielsweise mechanische, elektromechanische oder pneumatische Betätigungsvorrichtungen od. dgl.The remote-controlled actuating device 33 for the curved segment 30 serves to control this in its in FIG. 3 shown withdrawn position and in F i g. 5 shown fully extended position as well as in any desired position -d in between - an intermediate position of the manifold segment 30 is z. B. in Fig. 4 illustrates - to hold or to adjust in this. Instead of a hydraulic actuating or adjusting and holding device 33 for the elbow segment 30 , a wide variety of other devices can of course be used, such as, for example, mechanical, electromechanical or pneumatic actuating devices or the like.

Jeder der Leitflügel 31 ist so ausgebildet, daß er, sofern er in den Schubgasstrom hineinbewegt wird, diesen ablenkt. Wie besonders deutlich in F i g. 8 dargestellt ist, haben die Leitflügel 31 im Querschnitt die Form eines Stromlinienkörpers,wobei sie zusätzlich zum Ablenken der Schubgase gekrümmt sind. Infolge dieser Stellung und Querschnittsform erzeugt der Schubgasstrom an jedem einzelnen Leitflügel 31 eine Kraft FL. Die Resultierende dieser auf das Krümmersegment 30 einwirkenden einzelnen Kräfte FL ist so gerichtet, .daß sie das Krümmersegment nach derjenigen Seite aus dem Strahlstrom herauszubewegen bestrebt ist, die der Schwenkachse 32 des Krümmersegments gegenüberliegt, so daß dieses in seine zurückgezogene Stellung (F i g. 3 und 6) geführt wird, wenn .die Verstellvorrichtung ausfällt. Das an dem Krümmersegment 30 durch die Kräfte FL erzeugte Drehmoment ist mehr als ausreichend zum Überwinden des durch die ebenfalls auf das Krümmersegment durch den Gasstrom einwirkenden Kräfte Fp erzeugten entgegengesetzt gerichteten Drehmoments. Daher ist die erfindungsgemäße Strahldüse betriebs- bzw. ausfallsicher, wobei das Krümmersegment 30 beim Ausfall der hydraulischen Betätigungsvorrichtung 33, wenn es gerade in dem Schubgasstrom liegt, automatisch aus diesem heraus-und in äußerst vorteilhafter Weise in seine normale zurückgezogene nicht hinderliche Stellung hineinbewegt wird.Each of the guide vanes 31 is designed so that, if it is moved into the thrust gas flow, it deflects it. As is particularly clear in FIG. 8, the guide vanes 31 have the shape of a streamlined body in cross-section, in addition to being curved to deflect the thrust gases. As a result of this position and cross-sectional shape, the thrust gas flow generates a force FL at each individual guide vane 31. The resultant of these individual forces FL acting on the manifold segment 30 is directed in such a way that it tends to move the manifold segment out of the jet stream to that side which is opposite the pivot axis 32 of the manifold segment, so that it is in its retracted position (F i g. 3 and 6) if .the adjustment device fails. The torque generated on the manifold segment 30 by the forces FL is more than sufficient to overcome the oppositely directed torque generated by the forces Fp also acting on the manifold segment by the gas flow. Therefore, the jet nozzle according to the invention is operationally reliable and fail-safe, the elbow segment 30 being automatically moved out of this and, in an extremely advantageous manner, into its normal, retracted, non-obstructive position in the event of failure of the hydraulic actuating device 33, if it is currently in the thrust gas flow.

Bei in die Stellung nach F i g. 3 und 6 zurÜckgezogenen Krümmersegmenten 30 und bei Vollastbetrieb der Triebwerke 20 werden bei normalem Flug des Flugzeugs auf das Flugzeug 10 nur die axialen Schubkräfte F ausgeübt. Wenn jedoch bei der Landung z. B. die Fluggeschwindigkeit ohne Verringerung der Leistung der Triebwerke herabgesetzt werden soll, so werden die Krümmersegmente 30 bis zum Erreichen eines gewünschten, verminderten Axialschubwertes in die Schubgasströme hineinbewegt. Der Mindestaxialschub wird erhalten, wenn sich die Krümmersegmente 30 in ihrer in F i g. 5 und 7 veranschaulichten völlig ausgefahrenen, d. h. in den Strahlstrom völlig eingeschwenkten Stellung befinden und die Strahlströme um den maximalen Ablenkwinkel abgelenkt werden.When in the position according to FIG. 3 and 6 withdrawn elbow segments 30 and with full load operation of the engines 20 are during normal flight of the aircraft only the axial thrust forces F exerted on the aircraft 10. However, if the Landing z. B. the airspeed without reducing the power of the engines is to be reduced, the elbow segments 30 are until reaching a desired, reduced axial thrust value moved into the thrust gas streams. Of the Minimum axial thrust is obtained when the elbow segments 30 are in their F i g. Figures 5 and 7 illustrate fully extended, i.e. H. into the jet stream completely swiveled-in position and the beam currents by the maximum deflection angle to get distracted.

Claims

Claims: 1. Thrust straightening and modulating device for the thrust nozzles of gas turbine jet engines, which are preferably on both sides of the fuselage of an aircraft are arranged symmetrically to one another, wherein in the area a grid of guide surfaces is arranged on the thrust nozzle of each engine, which can be moved into and out of the thrust gas flow emerging from the nozzle is, and the guide surfaces of the grille are designed so that they the thrust gases to reduce the axial thrust more or less laterally angled from distract away from the aircraft, d u r c h g e - indicates that the grille (30) around a stationary, on the outside of the thrust nozzle (21) perpendicular to the nozzle axis arranged axis (32) in or out of the jet stream can be swiveled in and out is.

2. Apparatus according to claim 1, characterized in that the grid (30) is arranged essentially on a spherical surface section and the axis (32) forms the sphere diameter.

3. Device according to claim 1 or 2, characterized in that that the guide surfaces (31) of the grid (30) and this itself are arranged so that the force exerted by the thrust gases on the grille (30) is so directed, that the grid tends to move out of the thrust gas flow.

4. Device according to one of claims 1 to 3, characterized in that the grid (30) can be locked in predetermined intermediate positions between the pivoted-out or pivoted-in state. Considered publications: German Auslegeschriften Nos. 1119 126, 1119 125, 1095 676, 1057 881; USA: Patent Nos. 2,841,954, 2,932,164.