DE2140217C3 - Flugzeug mit mindestens einem insbesondere im Bereich der Höhen- und bzw. oder der Seitenruder angeordneten Turbinenstrahltriebwerk - Google Patents
Flugzeug mit mindestens einem insbesondere im Bereich der Höhen- und bzw. oder der Seitenruder angeordneten TurbinenstrahltriebwerkInfo
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf ein Flugzeug mit mindestens einem insbesondere im Bereich der
Höhen- und bzw. oder Seitenruder, angeordneten Turbinenstrahltriebwerk, dessen Treibgasstrom wahlweise
den seitlichen Gasaustrittsöffnungen einer Schubumkehrvorrichtung oder einer dieser nachgeschalteten
Schubdüse zuführbar ist, wozu innerhalb eines zur Schubumkehrvorrichtung gehörigen
Sammelgehäuses verschwenkbare Klappen vorgesehen sind, durch welche bei zunehmender Freigabe
der seitlichen Gasaustrittsöffnungen die Treibgaszufuhr zur Schubdüse zunehmend abgesperrt ist,
wobei die Abströmrichtungen der über die seitlichen GasaustrittsöfTnungen entweichenden Teilgasströme
zu Steuerzwecken veränderbar sind.
Bei neuzeitlichen Verkehrs- oder Kampfflugzeugen ist es üblich, im Interesse einer verkürzten Landebzw.
Ausrollstiecke die zugehörigen Turbinenstrahltriebwerke
mit Schubumkehrvorrichtungen auszurüsten.
Hierbei besteht die Gefahr, daß die über die Gasaustrittsöffnungen
der Schubumkehrvorrichtung z. B. auf beiden Seiten des Flugzeugrumpfes und zu gleichen
Teilen schräg nach vorn gerichteten Gasströme beim L.andeanflug die Außenluftströmung im Bereich
des Leitwerkes derart beeinflussen, daß die Ruder des Leitwerkes, insbesondere das Seitenruder, nur noch
in höchst unzureichendem Maße eine Steuerung des Flugzeuges zulassen.
, .,.(,.- [:.; ^,-,besondere dann in r.rschei-
j·''- '-' 7';'7j .. .7';, vortriebsschub liefernde Tur-
'■'-v:1- ' \ ;..;'.;.. .4 , bereich des Fliigzc jrumpf-1':;
' . ·' . , Λ - ;i Schubumkehrvci richtung
''1:·'".'....'. ,,.-.>
irittsörlnungen im Bereich
;li!! ■''[■'■'/'.'V1'.',; ' ν ,.;. ■!,_-., Leitwerkes angeordnet ist.
' '' '"''".V'.'.P .j-.■. -:;;:-inu-r »steuerloser Zustand«
V, .,: ...:-;'; ^..';.t startenden oder h: .elenden
'V" "~\ ".· ι-'-,.':'.; ,^ Landeanfluges eintreten,
"^/, ,■■'...· !ΐλ:rohrförmig ausgebildeten,
'■'"■.,'•'.Γ . . ■■.;.:,; .en austretenden G.·-.·.· beid-
1 ;'""']' '....'/.',,"".. ;; ·; /u gleichen Teilen :uir Ab-
'.-· :■"- · . ;.-, . .uir.ct sind.
'.;''' ' .'. : J; ::, ;!ose Zustand« kar.ü weiter
:' ; "V". ,'."■,;:'. ■, ,i iui die Höhen- unü Seiten-
;". - . .-s zumindest teilwei·..· durch
'.'!'.■■''ι ·,·■' ,. ■ v-,.rbare Abströmrichr-ig der
" , . , ■ ■ ,·.-::,-n Strahltriebwerke;, geför-
- ":'.'.-'..:''".-.V V,·.: ■■';;Ji ar. eine Ausführung gedacht,
, V'W" ;.' '.; -V.i-i.nikchrvorrichtung eine;n Gas-
.! V .,'.-,,,is.-h-.-n dem Strahltriebwerk und
■,::^''"ν,'' V-^V1 ,.,/vcA^n dienenden Strahiablenk-
1V- '-',. '.'■'.■ '■■[ -:!iüi.uüse zugeordnet ist.
7 ■',■.',".'"■'? '.'J1.-.. -m Falle die Schubumkehrvorrich-■
'"'"φ u-^v-b"'.--csciZt werden, so würde ,-wangl'!i.'.!p./d;cV"c.äs/uiuhr
zur Strahlablenkvorrichtung '.hocsncrrt werden müssen, damit die Gase der
Schuhumkehrvorrichtung zugeführt werden können.
»ic Strahiabknkvorrichtung wurde somit bei Schub-•r
;cbrhnr-b nicht mehr von den Triebwerksgasen
ί rch-'irrtmi" was zwangläufig den sogenannten
..,...,„ y.^tnn.i« des Fluezeuges zur Folge
''"!!ei den hier erwähnten, zu Steuerzwecken eine
bcii■ hiue Abströmrichtung der Triebwerksabgase ermöglichenden
Strahlablenkvorrichtungen Kann es sllw B um eine solche handeln, die aus zwei oder
mehreren individuell verdrehbar aneinandergelagerten
Rohrabschnitten besteht.
Der Frfindung liegt somit die Aufgabe zugrunde,
ein eingangs angegebenes Flugzeug mit mindestens einem Strahltriebwerk und einer Schubumkehrvorrichtung
so auszubilden daß trotz der beim Schubumkehrvorgang zur Abbremsung schräg nach
vorn gerichteten Schubstrahlen eine w.rksame
Höhen- und Seitensteuerung des Flugzeuges gewahrleistet bleibt. , ,
Ausgehend von einem Flugzeug nach der eingangs genannten Gattung, schlägt die Erfindung zur Lösung
der Bestellten Aufgabe vor, daß den Gasaustnttsöffnunaen
hinsichtlich der Gasabströmrichtung verstellbare für einen unveränderlichen Massendurchsatz
ausgelegte Strahlablcnkgitter zugeordnet sind.
Fs ist" zwar durch die deutsche Auslegeschnft 1 147 V2 eine Strahldüse mit Strahlumlenkeinrichtungen
"für Flugzeuge bekannt, bei der bei Absperrung des zur Vortriebsschubdüse geführten Abgasstroms
dieser zu gleichen Teilen seitlichen GasaustrittsöfTnungen zuführbar ist. Es ist hierbei weiter
vorgesehen, die Menge und die Abströmnchtungen der"abielenkten Teilgasströme zu beeinflussen. ,
Dieser bekannte Vorschlag stellt jedoch nicht eine in üblicher Weise zum Bremsen eines Flugzeuges geeignete
Schubumkehrvorrichtung dar, da die abgelenkten Schubstrahlen als sogenannte »Nebenstrahlen«
nur Schubkräfte in einer Richtung rechtwinklig zum Hauptgasstrom erzeugen sollen.
Ferner beeinflussen die bei diesem bekannten Vorschlag vorgesehenen Steuerklappen stets den
Massendurchsatz der Teilgasströme.
Es ist gerade dies ein Mangel, dem die Erfindung aus dem Wege gehen will, indem die Strahlablenkgitter
im Interesse einer im wesentlichen konstanten Bremskraft beim Schubumkehrbeirieb einen unveränderlichen
Massendurchsatz gewährleisten.
Um eine individuelle Steuerbarkeit des Flugzeuges beim Schubumkehrbetrieb zu erreichen; schlügt clie
Erfindung weiter vor, daß den GasaustrittsöiTnungen
,!er Schubumkehrvorrichtung um quer zu diesen ver- -lufende zentrische bzw. exzentrische Achsen oder
η deren Umfangsrichtung verschwenkbare Strahliblenkgitter zugeordnet sind.
in einer weiteren Ausbildung des Erfindungsjegenstandes
können beim Schubumkehrbeirieb die Strahlablenkgitter um gleiche oder unterschiedliche
Versteilwinke! gleichzeitig oder mit zeitlichem Verzug zueinander verschwenkbar sein.
Beispielhafte Ausführungsformen der Erfindung werden im folgenden an Hand der Zeichnungen
weiter erläutert; es zeigt
F i g. 1 die Draufsicht eines schematisch dargestell-.n
Turbinenstrahltriebwerkes mit einer Schubmkehrvorrichtung und einer sich an diese anschlieenden
Strahlablenkvorrichtung einschließlich einer : !läuterung der bei Schubumkehrbetrieb auf Grund
■leicher oder verschiedener Abströmrichturgen der i riebwerksgase resultierenden Steuerkräfte,
F i g. 2 die seitliche Ansicht einer teilweise entlang deren Mittellängsachse aufgeschnitten dargestellten
Schubumkehrvorrichtung bei einem Triebwerk nach F i g. 1 in'einer ersten Ausführungsform.
F i g. 3 die Draufsicht einer teilweise entlang deren Mittellängsachse aufgeschnitten dargestellten
Schubumkehrvorrichtung bei einem Triebwerk nach F i g. 1 in einer zweiten Ausführungsform,
Fig. 4 die Draufsicht einer teilweise entlang deren Mittellängsachse aufgeschnitten dargestellten
Schubumkehrvorrichtung bei einem Triebwerk nach F i g. 1 in einer dritten Ausführungsform,
F i g. 5 die in die Zeichenebene projizierte seitliche Ansicht eines schwenkbaren Strahlablenkgitters in
einer ersten Ausführungsform, welche bei der Schubumkehrvorrichtung nach F i g. 4 anwendbar ist,
F i g. 6 die in die Zeichenebene projizierte seitliche Ansicht eines schwenkbaren Strahlablcnkgitters in
einer zweiten Ausführung, welche bei der Schubumkehrvorrichtung nach F i g. 4 anwendbar ist, und
Fig. 7 ein die Wirkungsweise der Sirahlablenkung
erläuterndes Diagramm.
Das in Fig. 1 schematisch dargestellte Turbinenstrahltriebwerk
eines Flugzeuges setzt sich aus einem Verdichterabschnitt 1, einem Brennkammerabschnitt 2
und einem Turbinenabschnitt 3 zusammen. Es kann sich dabei um ein Ein- oder Mehrwellen-Turbinenstrahltriebwerk
in Ein- oder Mehrstrombauweise handeln. Dem Turbinenabschnitt 3 ist eine von Gasen des Triebwerkes beaufschlagbare Schubumkehrvorrichtung
4 nachgeschaltet, welche in der Außerbetriebsstellung die Gasbeaufschlagung einer
dieser weiter nachgeschalteten Strahlablenkvorrichtung 5 gewährleistet. Die Strahlablenkvorrichtung 5
besteht hier beispielhaft aus zwei an einem vorgeschalteten Abgasrohr 6 drehbar aneinandergelagert
angeordneten Rohrabschnitten 7, 8. Der Rohrabschnitt 8 trägt am Ende eine Verstellschubdüse 9
zur Anpassung an den bei Einschaltung einer gegebenenfalls innerhalb der Strahlablenkvorrichtung 5
vorhandenen Nachverbrennungsaniuge sich verändernden
Massendurchsatz.
Für die Ausführung der Schubumkehrvorrichtung 4 nach Fig. 1 bieten sich verschiedene Alternativen
an, welche nachstehend, insbesondere an Hand der Fig. 2, 3 und 4, weiter erläutert sind, wo-
. bei für gleiche Teile gleiche Be/ugszeichen gewählt
sind.
Gemäß Fig. 2 besteht eine solche bei einem Strahltriebwerk nach F i g. 1 anwendbare Schubumkehrvorrichtung
aus einem von den Abgasen des Triebwerkes (Fig. 1) beaufschlagbaren Saiiiniel-
gehäuse 10, in welchem zwei schalenförmig ausgebildete
Absperrklappen 11, 12 um einen gemeinsamen, das .Sammelgehäuse 10 quer durchsetzenden
Zapfen 13 verschwenkbar angeordnet sind.
In der mit ausgezogener Linie dargestellten hnd-
stellung sperren diese Absperrklappen 11, 12 den vom Triebwerk geförderten Abgasstrom zum Abgasrohr
6 bzw. der Schubdüse 9 (Fig. 1) hin ab und leiten den Abgasstrom zu jeweils gleichen Teilen in
die Richtung zweier, seitlich am Sammelgehäuse 10
angeordneten Kanalstutzen 14 bzw. 15. Im Bereich der Austrittsöffnungen dieser Kanalstutzen angeordriete
Strahlablenkgitter 16, 17 vermögen den vom Triebwerk geförderten Abgasstrom in deren dargestellten
F.ndstellungcn zu gleichen Teilen schräg
nach vorn gerichtet abzulenken, und zwar zur Abbremsung
eines in den Zeichnungen nicht weiter dargestellten Flugzeuges.
Um weiter in der erläuterten Betriebsstellung der Schubumkehrvorrichtung dem Flugzeug diverse
Steuermanöver vermitteln zu können, sind die Strahlablenkgitter 16, 17 innerhalb der Kanalstutzen 14, 15
jn Umfangsrichtung verdrehbar angeordnet. Die gemeinsame
Drehachse der beiden Strahlablenkgitter 16, 17 ist mit 18 bezeichnet; diese Achse 18 sei hier
vertikal angeordnet.
Durch in den Zeichnungen nicht weiter dargestellte hydraulisch, pneumatisch oder elektrisch bctätigbare
Verstellmittel sollen die Stiahlablcnkgiiter 16, 17 gemeinsam oder unabhängig bzw. mit zeit-
licher Verzögerung zueinander verdreht werden können, um beispielsweise neben der bereits erläuterten
und erstrebten Bremswirkung dem Flugzeug eine Lenkbewegung in der zu F i g. 1 bereits schematisch
erläuterten Weise zu vermitteln.
Die Schubumkehrvorrichtung nach Fig. 2 ist z. ß. für die jeweilige Zuordnung zu zwei nebeneinander
im Rumpfheck eines Flugzeuges angeordneten Turbinenstrahltriebwerken geeignet. Die Schubumkehraustrittsöffnungen
befinden sich dann somit jeweils
an der Ober- bzw. Unterseite des Flugzeugrumpfes, und es ist auch bei Ausfall eines Turbinenstrahltriebwerkes
das Flugzeug mit den nur von einem Triebwerk geförderten Abgasen abbremsbar und zugleich
lenkbar.
Die Schubumkehrvorrichtung nach F i g. 3 weicht von derjenigen nach Fig. 2 dahingehend ab, daß
am Sammelgehäuse 10 beidseitig mit den Austrittsöffnungen nach der Seite sowie schräg nach vorn
gerichtete Rohrstutzen 19, 20 vorgesehen sind. Innerhalb der Rohrstutzen 19, 20 sind Strahlablenkgitter
21, 22 um senkrechte sowie exzentrisch zur Quermittelachse 18' gelegene Drehachsen 23, 24
verschwenkbar. In Abweichung von Fig. 2 ist wei-
ter bei dem Ai.sführungsbeispicl nach F ig. 3 der
Zapfen 3 fur die schwenkbar an diesem gelagerten
Absperrklappen II, 12 senkrecht angeordnet.
bar gelagert, daß sie die Abstromnchtung der austretenden
Gase /um Zwecke der Lenkung des Flugzcugcs
vorzugswe.se als Ersatz dessen Seitenruders,
verandern können. \V,rd naml.ch bdsp.elswe.se auf
einer Seile die Stroinungsrichlung verändert, so daß
der Abs.romw.nkel einer ScHe mit dem der anderen
SeMc mch. ubere.ns.mim.. so wird je nach der Größe
der Wmkeld.fTcrenz cmc mehr oder weniger starke
Oucrkn.il (?· erzeugt (Fig. 1). Sind die AustrittsoiTnungen
der Schubumkehrvomchtung 4 weit genug
zwar einmal bei einfacher Synchronisation (Steuerkurve/i),
wobei .1-V1 = — Λλ2 ist, und zum andern
für konstante Bremskraft (Steuerkurve B). Das Diagramm zeigt, daß bei nur kleinen Abweichungen
zwischen den VcrslclKvinkeln «, und a2 ( ^ ± 6' )
eine einfache Synchronisation vollkommen ausreicht. Der gemeinsame Schnittpunkt N der beiden
Steuerkurven E, D kennzeichnet die Neutralstellung
der Sehubumkehrvorrichtung, in der die beiden Verstellwinkel -V1, \., jeweils etwa 40" betragen sollen.
Das Ausführungsbeispiel nach Fig. 4 weicht von demjenigen nach Fig. 3 dahingehend ab, daß innerhalb
seillicher Rohrstutzen 25, 26 des Sammelgehäuscs
10 dieser Sehubumkehrvorrichtung Siralilablenkgitter
27, 28 um senkrecht und zentrisch verlaufende Drehachsen 29, 30 <
F i g. 3. unter den Winkeln λ, und λ., zur Flugzeuglängsachse^
austretenden Gase G1/G.. die beiden Teilschübe .V, und .V., erzeugen. Ohlich-cnvcfcc sind
beim «chubumkchrvcircanc beide Winkel λ,, λ, und
damit beide Tcüschube^,. S gleich. V daß
— w.e dargestellt — keine resultierend.· Ouerkraft Q - (?, Q, cr/eugi wird. Die resultierende Bremskraft
,s, somii in diccm Falle /. = L1 ' U Werden
ζ. B. die Winkel ... ,. mi. jeweils 4() angenommen
und damit für .V1 und Ss jeweils gleiche Werte erzielt,
ic zuvor
ClLlIl"
£ ,T "1:1>;ml: StI?hlabIcnkP'
* nacl
Verstellung / ,/ J~
27, 28 cme AblenkundS
Sehe un nacl lii S, Es könncr
weise jeweils ein··?,,? ,
aS !Sta^X™^^
Teilen aufgespaltenen TVi!«-1«^·
oder jcwe l?Ä?chcn V^ T
«hräi ach hiηί Jί «rich5Sc Ii.7
G1, F, Weiter Se S Abstrornr.ch,.
S.rahläblenkgh er / B 2? ΐ dVrT T
(? = 5, (sin ^1 sin λ.,) = 0 ist und
L = S1 (cos λ, ^- cos χ,) = 1,532 · 5, ist.
Geht man nun von einer Stellung der Strahlablenkgitter 21. 22 (F ig. 3) aus, in der λ,' ^ 50 \ λ,'
= 30 - und S1' = AV ist, dann wird: ' '
ö' = S1'(0,7660
V = S' (0,6428
V = S' (0,6428
0.5000) = 0,266·.?/, 8660) = 1,5088-5,.
Ist der Abstand der Ouerkraft zum Flugzeugschwerpunkt
S der Hebelarm 1. so wird das gesamte Lenknioment M' - Q' · 1. Wie aus der Zahlenbctrachtung
hervorecht, ist die Bremskraft L bei dieser Anordnung, bei der von der Vorstellung ausgegangen
wurde, daß zugunsten einer einfachen Synchronisation Ändc iingen des Winkels λ., gleich der
negativen Änderung des Winkels \{ sind, nahezu
unveränderlich. Durch ein entsprechendes Steuergesetz, das z. B. durch eine Nockensteuerung realisiert
werden kann, kann die Verstellung der Strahlablenkgitter 21, 22 und damit die Abhängigkeit des
Winkels v, vom Winkel λ, auch so gewählt werden, daß die Bremskraft L über den gesamten Versteübercich
unverändert bleibt. Diese Abhängigkeit ist an Hand der F i g. 7 für eine beispielhafte Sehubumkehrvorrichtung
nach F i g. 3 in deren Neutralbtellung, in der λ, = ν, = 40 ist, näher erläutert.
In dem Diagramm nach Fig. 7 ist die Abhängigkeit des Winkels .\, vom Winkel λ, eingezeichnet, und
ς, μ η6? nd nur mit dem gegenüberliege
Strahlablenkgittcr 28 die Abströmrichtung im i
mc" ,des v°rgcgcbenen maximalen Slrahlab1.
Winkels,;., zu verändern.
27GCemwederg" krdin ^ S'rahIabIcnkSittcr
' } r Vers. ^ ^gebildet sein.
Λ"Γ Verslellung der Strahlablenkgitter 27 27'
*° ΑίίΐΓ!^)1 °dc[. Pneuma'^h bc'tntir
und zugehörige Zug- bzw Ό-,
T^ in F' «·5 und 6 *='
nach den Fig. 3 oil. ί
_.--·— auch mit der Ausführt .
vx,\^ komb«niert werden, d. h c^
züschnff ? Ζ"' einC Sdlubumkehrvorrich„ i
um «?,??"·' £C1 ι' die Strah]ablenkgitter so^ . .1
um exzentrische oder zentrische Achsen als auc ·λ
so Umfangsnchtung verstellbar sind
dif'Hnh0'0110 ^n"rdnu"g *«e bevorzugt gcci,--. .
indSeS'n daS Scitenruder bzw. ein Höh vörricnmn
? ^*™' WCnn dic Schubumk.,,-
Lanelr '" dcr D c™ähn«en Kombination Wm
Lanoeanflug sich in Betrieb befindet
der Ta»?Che ^"^ehrA-orrichtung wäre als, .,
LenkLl S0WOhl.h°riaHitale als auch vertikale
Lenkbewegungen eines Flugzeuges zu ermöclichen.
WeKr3I voreena"ntcn Ausführungsbeispiele «ird
weiter angenommen, daß die jeweiligen Gasaustriti'-
oder L 8 7 FluSZeuSrumPfaußenwandungen liegen
werden ZUmindcsl teilw«se von diesen gebildet
Hierzu 2 Blatt Zeichnungen
Claims (3)
1. Flugzeug mit mindestens einem insb. '·;-dere
im Bereich der Höhen- und bzw. oder <:-r
Seitenruder, angeordneten Turbinenstrahltir.vwerk, dessen Treibgasstrom wahlweise den ^t
liehen GasaustrittsölTnungen einer Schubumkehr
vorrichtung oder einer dieser nachgeschalv.■·.'
Schubdüse zuführbar ist, wozu innerhalb ^'uc ■
zur Schubumkehrvorrichtung gehörigen Sar.-nv.·1-gehäuses
verschwenkhare Klappen vonie-,·^ sind,
durch welche bei zunehmender Freu;.■.!'-.
der seitlichen Gasaustrittsöffnungen die Tr, '■-gaszufuhr
zur Schubdüse zunehmend abüej·.;':
ist, wobei die Abströmrichtungen der übe· i;
seitlichen GasauslrittsöfFnun^en entweiche· _■.:·. :>
Teilgasströme zu Steuerzwecken verändc^-v
sind, dadurch gekennzeichnet, daB ·.■■-η
Gasaustrittsöffnungen hinsichtlich der (■·■-■
abströmrichtung verstellbare, für einen v.iw
änderlichen Massendurchsatz ausgelegte Si: !.
ablenkgitter zugeordnet sind.
2. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch. :· kennzeichnet, daß den Gasaustrittsöffnungen ι\-:ϊ
Schubumkehrvorrichtung um quer zu diesen <;■;-laufende
zentrische bzw. exzentrische Achs;v.
oder in deren Umfangsrichtung verschwenkbare Strahlablenkgittcr zugeordnet sind.
3. Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Strahlablenkgitter
um gleiche oder unterschiedliche Verstellwinkel gleichzeitig oder mit zeitlichem
Verzug zueinander verschwenkbar sind.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE2140217A DE2140217C3 (de) | 1971-08-11 | 1971-08-11 | Flugzeug mit mindestens einem insbesondere im Bereich der Höhen- und bzw. oder der Seitenruder angeordneten Turbinenstrahltriebwerk |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE2140217A DE2140217C3 (de) | 1971-08-11 | 1971-08-11 | Flugzeug mit mindestens einem insbesondere im Bereich der Höhen- und bzw. oder der Seitenruder angeordneten Turbinenstrahltriebwerk |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2140217A1 DE2140217A1 (de) | 1973-02-22 |
DE2140217B2 DE2140217B2 (de) | 1973-07-19 |
DE2140217C3 true DE2140217C3 (de) | 1974-02-21 |
Family
ID=5816450
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE2140217A Expired DE2140217C3 (de) | 1971-08-11 | 1971-08-11 | Flugzeug mit mindestens einem insbesondere im Bereich der Höhen- und bzw. oder der Seitenruder angeordneten Turbinenstrahltriebwerk |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE2140217C3 (de) |
-
1971
- 1971-08-11 DE DE2140217A patent/DE2140217C3/de not_active Expired
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE2140217B2 (de) | 1973-07-19 |
DE2140217A1 (de) | 1973-02-22 |
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EGA | New person/name/address of the applicant | ||
8320 | Willingness to grant licences declared (paragraph 23) | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |