DE2644092C2 - Verstellbare konvergent-divergente Schubdüse für ein Gasturbinentriebwerk - Google Patents
Verstellbare konvergent-divergente Schubdüse für ein GasturbinentriebwerkInfo
- Publication number
- DE2644092C2 DE2644092C2 DE2644092A DE2644092A DE2644092C2 DE 2644092 C2 DE2644092 C2 DE 2644092C2 DE 2644092 A DE2644092 A DE 2644092A DE 2644092 A DE2644092 A DE 2644092A DE 2644092 C2 DE2644092 C2 DE 2644092C2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- flap
- thrust
- nozzle
- cross
- section
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
- F02K1/12—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps
- F02K1/1292—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps of three series of flaps, the upstream series having its flaps hinged at their upstream ends on a fixed structure, the internal downstream series having its flaps hinged at their upstream ends on the downstream ends of the flaps of the upstream series and at their downstream ends on the downstream ends of the flaps of the external downstream series hinged at their upstream ends on a substantially axially movable structure
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/002—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto with means to modify the direction of thrust vector
- F02K1/006—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto with means to modify the direction of thrust vector within one plane only
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/15—Load balancing
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Exhaust Silencers (AREA)
- Supercharger (AREA)
Description
dadurch gekennzeichnet, daß
— in der ersten Betriebsart die drei miteinander
gekoppelten Klappen (48, :>0,56) durch den ersten
Stellmotor (66) zur Bildung der Engstelle (86) und des am stromab..artigen Ende der
zweiten Klappe (50) gelegenen Austrittsquerschnitts (87) der Schubdüse (34) steuerbar sind,
während der zweite Stellmotor (88) untätig bleibt,
— die dritte Klappe (56) teilweise den Verlauf einer Flugsteuerfläche definiert,
— in einer zweiten Betriebsart die zweite Klappe (50) zur Ablenkung des Schubstrahls und die
dritte Klappe (56) zur Änderung der Profilwölbung der Flugsteuerfläche durch den zweiten
Stellmotor (88) einstellbar sind.
2. Schubdüse nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Stellmotor (66) einen antriebsmäßig
damit verbundenen Schlitten (78), eine an dem festen Kanalteil (100) angebrachte Schiene
(84) zur gleitenden Aufnahme des Schlittens (78) und ein Gestänge zur antriebsmäßigen Verbindung des
Schlittens (78) und der ersten Klappe (48) aufweist, wobei das Gestänge solche Abmessungen besitzt,
daß durch die Verschiebung des Schlittens (78) entlang der Schiene (84) unter der Einwirkung des ersten
Stellmotors (66) der Querschnitt der Engstelle (86) des Abgasstromes und der Querschnitt am Auslaß
(87) in einem vorbestimmten Verhältnis Steuerbar sind, wobei die Querschnitte mindestens teilweise
durch die erste und zweite Klappe (48, 50) begrenzt sind.
3. Schubdüse nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Gestänge einen an dem festen
Kanalteil (100) befestigten Winkelhebel (68), eine erste
Verbindungsstange (72) zur Antriebsver bindung zwischen dem Schlitten (78) und dem Winkelhebel
(68) und eine zweite Verbindungsstange (74) aufweist zur Antriebsverbindung zwischen dem Winkelhebel
(68) und der ersten Klappe (48).
4. Schubdüse nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der zweite Stellmotor (88) mit dem
Schlitten (78) verbunden, von diesem getragen ist und für die Schubverstellung antriebsmäßig mit dem
stromayfwärtigen Ende der dritten Klappe (56) derart verbunden ist, daß während der ersten Betriebsart
der erste Steilmotor (88) die dritte Klappe (56) in einem im wesentlichen konstanten axialen Abstand
zum Schlitten (78) hält und während der zweiten Betriebsart der zweite Stellmotor (88) für eine Verschiebung
der dritten Klappe (56) bezüglich des Schlittens (78) sorgt derart, daß die Profilwölbung
der Flugsteuerfläche veränderbar und gleichzeitig der Abgasstrom mit der zweiten Klappe (50) ablenkbar
ist
5. Schubdüse nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet daß das stronnaufwärtige Ende der dritten
Klappe (56) mit einem Zapfen (92) versehen ist welcher in einer Längsnut (90) in dem Schlitten (78)
aufgenommen ist wobei der zweite Stellmotor (88) mit dem Zapfen (92) verbunden ist zu dessen Verschiebung
entlang der Längsnut (90).
6. Schubdüse nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß d«r«?rste Stellmotor (66) und der zweite
Stellmotor (18) hydraulische Stellglieder sind.
7. Schubdüse nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet daß die erste Klappe (48) mit einer Kolbenfläche
(102) verbunden ist, welche mit einer Quelle für verdichtetes Strömungsmittel in Verbindung
steht zur Erzeugung eines Drehmomentes um die Schwenkverbindung (52) für einen wenigstens teilweisen
Ausgleich eines durch die Einwirkung der Abgasströmung auf die erste Klappe (48) erzeugten
Drehmomentes.
8. Schubdüse nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Kolbenfläche (1JV2) im wesentlichen
eben ist.
9. Schubdüse nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Kolbenfläche (102) eine Dichtungsverlängerung (104) aufweist, die entlang einer bogenförmigen
Dichtungsfläche (106) bewegbar ist zur Verringerung der dazwischen auftretenden Strömung
des verdichteten Strömungsmittels.
10. Schubdüse nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß Einrichtungen zur Übertragung wenigstens
eines Teils des auf die Kolbenfläche (102) einwirkenden Strömungsmittels zum stromaufwärtigen
Ende der zweiten Klappe (50) und Einrichtungen zum Ausstoßen dieses Strömungsmittels über
die zweite Klappe (50) in einem Kühlfilm vorgesehen sind.
11. Schubdüse nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet,
daß die Übertragungseinrichtung eine Leitung (110) im Innern der ersten Klappe (48) aufweist,
von der ein erstes Ende in Strömungsmittelverbindung mit der Kolbenfläche (102) steht und ein zweites
Ende in einer öffnung (112) in der Nähe der Schwenkverbindung (54) zwischen der ersten Klappe
(48) und der zweiten Klappe (50) endet.
Die Erfindung bezieht sich auf eine verstellbare konvergent-divergente
Schubdüse für ein Gasturbinen-
triebwerk gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruches 1. Eins derartige Schubdüse ist aus der US-PS
28 80 575 bekannt
Ein wichtiger Gesichtspunkt bei der Entwicklung einer leistungsfähigen Schubdüse besteht in der Steuerung
der Engstelle (Bereich mit kleinstem Querschnitt) der Strömungsbahn und der Fläche am Auslaßende der
Abgas- bzw. Schubdüse. Die Engstellenfläche wird normalerweise durch einen konvergent-divergenten Teil
der Schubdüse gebildet Ein konvergenter Abschnitt der Schubdüse ist so ausgelegt, daß die Abgase der Turbine
bis zum Erreichen der Engstelle auf Unterschallgeschwindigkeit bleiben. Dort erreichen sie dann Schallgeschwindigkeit
Anschließend gestattet ein divergenter Teil die gesteuerte Expansion der Gase, damit sie Über-Schallgeschwindigkeit
erreichen. Neben der absoluten Größe des Querschnittes der Engstelle in der Strömungsbahn
und des Querschnittes am Düsenauslaß ist das Verhältnis der letzteren Größe zu der ersteren ein
bedeutungsvoller Parameter, welcher den Wirkungsgrad des Antriebsschubs bestimmt Der Aufbau des Abgassystems
beeinflußt in starkem Maße die Gesamtleistung des Triebwerks, und die Wahl der Querschnitte in
der Ausströmdüse wird bestimmt durch die Turbineneinlaßtemperatur,
die Luftstromdurchsatzmenge und die Geschwindigkeit und den Druck des Abgasstromes.
Obwohl durch Verwendung von verstellbaren Schubdüsen bei Luftfahrzeugen mit niedrigerer Leistung nur wenig
gewonnen wird, können bei Luftfahrzeugen mit hoher Leistung bedeutende Betriebsvorteile realisiert
werden.
Typischerweise wird eine verstellbare Schubdüse während des Startens bei geringer Höhe geöffnet und
danach in einer geeigneten Höhe geschlossen, um den notwendigen Schub für den Reiseflug zu erhalten. Die
Düse wird dabei nach einem vorgegebenen Programm gemäß den Erfordernissen der Flugverhältnisse durch
die Haupttriebwerkssteuerung automatisch gesteuert. Die Einführung der Möglichkeit zur Schubvektorierung
der Schubrchtungsänderung im Flug für Gasturbinentriebwerke ergibt eine neue Dimension für die Steuerung
der Schubdüsenquerschnitte, und es müssen Einrichtungen entwickelt werden, um praktisch die Programmierung
des »Nennquerschnittes« aufzuheben, um während der Betriebsart mit Schubvektorierung im
Flug optimale Düsenquerschnitte iu erhalten. Dabei sollte ein solches System so einfach sein, wie dies zusammen
mit der Erfüllung der Forderung nach einer fehlersicheren Konstruktion möglich ist.
Weiterhin sind Schubdüsen, weiche mit der Struktur der Tragfläche und der Klappen eines Luftfahrzeuges
zusammenwirken, naturgemäß breit, d. h., sie besitzen
eine große Spannweite. Daher ist ein großer Querschnitt verfügbar, auf welchen die ausströmenden Gase
wirken, und es werden daher große Kräfte für die Klappenverstellung
und schwere Stelleinrichtungen benötigt. Da bei der Konstruktion von Bauteilen für Flugzeuge
das Gewicht stets eine überragende Rolle spielt, sind Mittel zur Verminderung der Verstellungskräfte und
zur Verminderung des Gewichtes der Stelleinrichtung erwünscht.
Es ist Aufgabe der Erfindung, eine verstellbare konvergent-divergente
Schubdüse der eingangs genannten Gattung derart auszugestalten, daß ein Minimum von
Verlusten bei der Strömungsumlenkung auftritt, eine Ausnutzung der Vorteile durch den Effekt der Superzirkulation
an den Tragfiär'ien des Flugzeuges möglich ist,
eine ausreichende Steuermöglichkeit für den Düsenquerschnitt vorgesehen ist und eine möglichst kleine
Zahl von Stellgliedern einfach betätigt werden kann.
Die Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die Maßnahmen gemäß dem kennzeichnenden Teil des Patentanspruches
1 gelöst
Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen gekennzeichnet Hierbei ist die
Verwendung von Stellkolben zum Betätigen der Klappen aus der DE-OS 24 21 034 an sich bekannt Bezüglich
der Maßnahmen des Anspruchs 9 wird auf die DE-AS 17 75 464 verwiesen. Eine Filmkühlung von Kiappen
und eine diesbezügliche Kühlluftzufuhr über eine Leitung ist in der DE-OS15 26 823 beschrieben.
Die mit der Erfindung erzielbaren Vorteile bestehen insbesondere darin, daß eine synchrone Bewegung von
drei Klappen eine ordnungsgemäße Steuerung des Innenquerschnittes und eine Ablenkung des Schubstrahls
gewährleistet Dabei ist eine erste Klappe schwenkbar mit einem festen Kanalabschnitt verbunden und ergibt
die Möglichkeit zur variablen Einstellung eines konvergenten Querschnittes der Strömur^sbahn. Eine stromabwärtige
divergente zweite Klappe cient zur Steuerung der Abgasexpansion und der Schubstrahlablenkung.
Eine dritte Klappe begrenzt teilweise die Steuerfläche des Flugzeuges und ändert die Profilwölbung der
Steue; Sache. Die synchrone Bewegung der Klappen wird erreicht durch zwei Stellmotoren, die die drei
Klappen gleichzeitig bewegen zur Optimierung der Gestalt des inneren und äußeren Strömungsweges der Düse
für einen breiten Bereich von Flugbetriebszuständen.
Der eine Stellmotor für die Schubstrahlablenkung ist von dem anderen Stellmotor getragen und ist diesem in
der Betriebsart für Flugmanöver übergeordnet. Der erste Stellmotor bewirkt ein Schwenken der divergenten
zweiten Klappe nach unten, wobei gleichzeitig die dritte Klappe zur Änderung der Profilwölbung der Flugsteuerfläche
in eine neue Lage gebracht wird zur Vergrößerung der Profilwölbung und zur Erhöhung des Auftriebs.
Eine Strömungsablösung wird dabei durch den Effekt der Superzirkulation infolge der Schubströmung
verhindert.
Die Schubdüse gemäß der Erfindung ist für eine Unterbringung in einer Tragfläche aerodynamisch gestaltet
Die Veränderung der Düsenquerschnitte wird während des gesamten Flugbetriebes durch ein fehlersicheres
einfaches Stellsystem erreicht
Die Stellkräfte für die Klappen können dadurch verringert werden, daß die konvergente Klappe mit einem
Druckausgleich versehen wird, wobei eine Oberfläche der Klappe der verdichteten Luft von dem Verdichterteil
des Triebwerkes ausgesetzt wird, um ein Drehmoment um die Schwenkachse der Klappe zu erzeugen,
welches entgegengesetzt ist zu dem Drehmoment, welches durch den Druck der Schub- oder Abgasströmung
auf die Klappe erzeugt wird, welche die Oberfläche der Abgasströmungsbahn begrenzt.
Die Erfindung wird nun anhand der Beschreibung und Zeichnung von Ausführungsbeispielen näher erläutert.
Fig. 1 zeigt eire teilweise aufgeschnittene Seitenansicht,
die schematisch den Einbau einer Schubdüse gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung in ein
Gasturbinentriebwerk in Verbindung mit der Steuerfläche eines Flugzeuges darstellt;
Fig.2 zeigt eine Ansicht der Schubdüse gemäß F i g. 1 entlang der Linie 2-2;
Fig.3 zeigt teilweise im Schnitt eine vergrößerte schematische Darstellung der verstellbaren Schubdüse
gemäß Fig. 1 in der Betriebsart ohne Nachverbren-
nung;
Fig.4 enthält eine Ansicht ähnlich Fig. 3 und zeigt
die Schubdüse gemäß Fig. 1 in einer Betriebsart mit Nachverbrennung;
Fig.5 ist eine Ansicht ähnlich Fig.3 und zeigt die
Schubdüse gemäß F i g. 1 in der Betriebsart für Flugmanöver;
F i g. 6 zeigt eine vergrößerte Draufsicht eines Teils des Stellsystems der Schubdüse gemäß den F i g. 3 bis 5.
In den Fig. 1 und 2 ist eine verstellbare konvergent-■divergente
Schubdüse gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung schematisch gezeigt. Eine derartige
Schubdüse kann beispielsweise bei einer Anlage mit Doppeltriebwerk verwendet werden, bei dem zwei Gasturbinentriebwerke
12 symmetrisch in oder unterhalb eines Hauptteils eines Luftfahrzeuges befestigt sind,
beispielsweise in dem Rumpf oder der Tragfläche 14, wie dies schematisch in F i g. 1 angedeutet ist. Wegen
der Symmetrie des Systems ist nur ein Triebwerk 12 gezeigt. Auf der anderen Seite des Luftfahrzeuges wurde
dann ein ähnliches Schubsystem spiegelbildlich angeordnet werden.
Das Triebwerk 12 weist einen Axialstromverdichter 16 auf, welcher zur Verbrennung von Brennstoff im
Brenner 20 die in den Einlaß 18 eintretende Luft verdichtet. Der vom Brenner 20 erzeugte Heißgastrom expandiert
und treibt eine Turbine 22 an, welche ihrerseits antriebsmäßig mit dem Rotorteil 24 des Verdichters 16
durch eine Welle 26 verbunden ist, wie dies gewöhnlich bei einem Gasturbinentriebwerk der Fall ist. Nach der
Expansion der Gase durch die Turbine 22 treten sie in einen Abgasstrom 28 ein und strömen der Reihe nach
durch einen Diffusor 30. einen Übergangskanal 32 und eine im Flug verstellbare Abgaseinrichtung 34. Nachstehend
soll dabei der Ausdruck »Abgaseinrichtung« die Schubdüse eines Kerntriebwerks oder irgendeine andere
Schubdüse eines Gasturbinentriebwerks bezeichnen, unabhängig davon, üb ihr strömungsmäßig in Reihe eine
Brennkammer vorgeschaltet ist oder nicht. In dem Übergangskanaiabschnitt sind Nachbrenner 36 in an
sich bekannter Bauform enthalten, um in der üblichen Weise eine Schubverstärkung zu erhalten.
Im allgemeinen verbessert sich die Einfügung oder Integration des Abgassystems in dem Rumpf/Tragfläche
eines Luftfahrzeuges in dem Maße, wie das Verhältnis von Spannweite zu Höhe (s/h) für den Abgasstrom
ansteigt (s. F i g. 1 und 2). da ein Isnger flacher Kanal die Aufwölbung verkleinert, welche zur Unterbringung des
Abgassystems in der Tragfläche erforderlich ist (das Verhältnis s/h ist auch als »Seitenverhältnis« bekannt).
Das Gewicht des Abgassystems, die inneren Strömungsverluste und die Schwierigkeiten bei der Kühlung tragen
jedoch ebenfalls zur Vergrößerung des Seitenverhältnisses bei. Diese wiedersprüchlichen Tendenzen begünstigen
die Annahme, daß ein optimales Seitenverhältnis vorhanden ist, das nur aus den konstruktiven
Erwägungen für das gesamte Flugzeugsystem bestimmt werden kann. In einigen Anwendungsfälien wären Seitenverhältnisse
bis zu 30 nicht unrealistisch, während in den Anordnungen nach den F i g. 1 und 2 das Seitenverhältnis
eher in der Größenordnung von 5 liegt
Infolge der Auswirkung der SuperZirkulation ist der Konstrukteur in der Lage, den erforderlichen Strömungswinkel
des Flugzeuges unter Flugverhältnissen im Überschallbereich zu verringern. Hierdurch ist das
Flugzeug in der Lage, Hochieistungskurvenfiüge mit geringerem
Flugwiderstand auszuführen. Die hier beschriebene Schubdüse bzw. Abgaseinrichtung beinhaltet
auch das Prinzip der Supcrzirkulation und ergibt eine in hohem Maße wirksame Möglichkeit zur Schubverstellung
zur Verbesserung der Manöverierfähigkeit des Flugzeuges.
In den Fig.3 bis 5 ist ein Ausführungsbeispiel der
Erfindung mit mehr Einzelheiten dargestellt. Es ist wichtig zu beachten, daß die Schubdüse 34 praktisch zweidimensional
ist, d. h. ihr Querschnittsprofil ist im wesentlichen konstant über ihrer Seitenverhältnisspanne in Anpassung
an den Übergangskanalabschnitt 32. Gegenüberliegende Wände 38 und 39 begrenzen teilweise eine
Abgasströmungsbahn 42 dazwischen. Die Wand 38 weist eine innere Oberfläche 40, welche teilweise die
Abgasströmungsbahn 42 definiert, und eine äußere Oberfläche 44, welche den Flächenverlauf einer Flugzeugsteuerfläche
definiert; in diesem Falle eine Tragflächenklappe. Die innere Oberfläche 40 weist einen allgemein
konvergenten festgelegten Kanalteil 46, welcher hier eine Verlängerung des Übergangskanalabschnittes
32 darsteiit, sowie erste bzw. zweite Kmppeti 48 bzw. 50
auf. Die Klappen 48 und 50 sind verstellbar. Die erste Klappe 48 ist zur Drehung um eine Achse bei 52
schwenkbar mit dem stromaufwärtigen festen Kanalteil 46 verbunden und so eingerichtet, daß sie die Möglichkeit
für eine variable Konvergenz des Querschnittes der Abgasströmung schafft. Daher kann die Klappe 48 auch
als die »konvergente Klappe« bezeichnet werden. Stromabwärts von der konvergenten Klappe befindet
sich die -iweite Klappe 50, welche schwenkbar mit dem
hinteren Ende der konvergenten Klappe bei 54 verbunden ist und so eingerichtet ist, daß sie eine variable
Steuerung der Expansion der Abgasströmung in mindestens einer oder einer ersten Betriebsart ergibt und weiterhin
in einer weiteren oder zweiten Betriebsart die Abgasströmung ablenken und umlenken kann, wie dies
noch nachstehend erläutert wird. An der Klappe 50 sind Klappenseiten 55 vorgesehen, um ein Austreten oder
Überfließen der Abgasströmung an den Seiten der Klappe mit entsprechendem Verlust an Schubleistung
zu verhindern.
Die äußere Oberfläche oder Außenfläche 44 besteht im wesentlichen aus einer dritten Klappe 56, welche
ebenfalls verstellbar ist und mit der zweiten Klappe in der Nähe ihres stromabwärtigen Endes bei 58 schwenkbar
verbunden ist. Das stromaufwärtige Ende der Klappe 56 ist antriebsmäßig mit einer noch zu beschreibenden
Stelleinrichtung verbunden. Daher bildet die Klappe 56 eine Klappenverlängerung einer festen Flugflächenstruktur
60, ähnlich einer Tragfläche und einer Tragflächenklappe. Es ist zu beachten, daß die Klappe
56 eine Klappe mit voller Spannweite sein kann, welche sich über die gesamte Spannweite der Flugstruktur 60
erstreckt, oder auch eine Klappe für einen Teil der Spannweite bilden kann, wobei dann der feste Teil der
Struktur 60 in der bei 62 angedeuteten Form erscheint. Die drei Klappen 48,50 und 56 bilden zusammen einen
Abgasstromreflektor, mit dem während des gesamten Flugbetriebes der Querschnitt der Abgasströmung gesteuert
werden kann. Sie sind antriebsmäßig miteinander und mit dem festen Kanalteil 56 durch ein Stellsystem
64 verbunden, welches die synchrone Bewegung der drei Klappen ermöglicht
Während der Reiseflugbetrieb gemäß Fig.3 (ohne
Nachverbrennung) und Fig.4 (mit Nachverbrennung) wird die Querschnittsveränderung hauptsächlich mittels
des hiauptstellgiäedes 66 (erster Stellmotor) erreicht im
Zusammenwirken mit einem Winkelhebel 68 (dieser ist um die Achse 70 schwenkbar) und zwei Verbindungs-
stangen 72 und 74.
Im besonderen ist ein Ende des Hauptstellgliedes 66
an der starren Düsenstruktur befestigt und das andere Ende mit dem St=llarm 76 ist mit einem Schlitten 78 bei
80 verbunden. Der Schlitten 78 enthält eine Anzahl von Rollen oder Zapfen 82, welche von dem Schlitten aus
abstehen und gleitend von einem Paar paralleler Schienen 84. geführt werden, welche fest an der starren Gehäusest?uktur
100 der Düse befestigt sind. Auf diese Weise bewirkt die Betätigung des Stellgliedes 66 eine im
wesentlichen axiale Verschiebung des Schlittens 78 entlang der Schienen 84. Hierdurch wird wiederum eine
Drehung des Winkelhebels 68 durch die Stange 72 um ihre Achse 70 erzeugt und dadurch die Klappe 48 über
die Antriebsverbindung mit der Stange 74 eingestellt. Wenn die Klappe 48 um ihren Schwenkzapfen oder
Schwenkpunkt 52 gedreht wird, dann bewegt sie ihrerseits die Klappe 50 über die Verbindung 54 und das
stromabwärtige Ende der Klappe 56 über die Verbindung 58. Die erforderliche Bewegung des vorderen Endes
der Klappe 56 wird durch die Verschiebung des Schlittens 78 mit Hilfe einer noch anschließend beschriebenen
Antriebsverbindung bewerkstelligt. Die Gestänge und die Kurvenscheibe sind so bemessen, daß
der optimale Winkel der divergenten Klappe 50 in Abhängigkeit von dem Engstellenquerschnitt 86 programmiert
ist, wobei die Engstelle als Stelle mit dem kleinsten Querschnitt zwischen den Klappen 48,50 und der Wand
39 definiert ist.
Im Flugmanövrierbetrieb mit Schubstrahlablenkung nach F i g. 5 verschiebt ein Stellglied 88 (zweiter Stellmotor)
(es können ein oder mehrere dieser Stellglieder vorhanden sein) die Klappe 56 bezüglich des Schlittens
78 unabhängig vom Querschnitt der Düsenengstelle und von dem Winkel der divergenten Klappe. Das rückwärtige
Ende des Schlittens 78 ist mit einer Längsöffnung 90 ausgestattet, welche gleitend einen Zapfen oder eine
Rolle 92 aufnimmt, die auf dem stromaufwärtigen Ende der Klappe 56 gebildet ist. Der Zapfen 92 ist mit einer
Kolbenstange 94 des Stellgliedes 88 für die Schubverstellung verbunden, das wie das Hauptstellglied 66 ein
hydraulisches Stellglied sein kann und unbeweglich ist bezüglich des Schlittens 78 mit Ausnahme der freien
Drehung um seine Stiftverbindung 96 mit dem Schlitten. Daher bewirkt die Betätigung der Kolbenstange 94 eine
Führung in und eine Verschiebung entlang der öffnung 90 für den Zapfen 92, um auf diese Weise die Profilwölbung
der Steuerfläche des Flugzeuges zu vergrößern oder zu verringern und den Auftrieb durch den Effekt
der Superzirkulation zu steigern. Daher laufen die Schubverstellungsstellglieder in dem beweglichen
Schlitten 78 und sind während der Betirebsarten ohne Schubverstellung nach den Fig.3 und 4 ruhend und
halten lediglich den Klappenbolzen 92 gegen das vorderste Ende der Nut 90. Das Hauptstellglied 66 zur
Steuerung des Düsenquerschnittes kann an irgendeiner zweckmäßigen Stelle in der Düsenstruktur angeordnet
werden, da der vorstehend beschriebene Mechanismus die Bewegungsverhältnisse zwischen den Klappen unabhängig
von der Lage des Steilgliedes erzeugt. Zur Speisung dieser Stellglieder, welche hydraulische Stellglieder
sein können, können flexible Zuleitungen (nicht gezeigt) verwendet werden, wie dies in ähnlicher Weise
bei den Bremssystemen für Flugzeuge geschieht
Im Betrieb können der Querschnitt der Düsenengstelle 86 und die schwenkbare konvergente Klappe 48 in
Abhängigkeit von der Einstellung der Triebwerksleistung allein eingestellt werden. Die Einstellage der
Klappen 50 und 56 ist dagegen abhängig sowohl von der eingestellten Flugzeugleistung als auch vom Schubvektorwinkel
(dieser ist eine Funktion der Flugsteuerung des Flugzeuges). Daher wird die Klappe 48 durch das
Triebwerkssteuersystem gesteuert, und die Klappen 50 und 56 werden sowohl durch das System zur Triebwerkssteuerung
als auch durch das Flugsteuersystem gesteuert. Erfindungsgemäß wird die Möglichkeit zur
Steuerung der Klappen 50 und 56 ohne vollständige
ι ο Integration der beiden Systeme geschaffen, wodurch die
Zuverlässigkeit verbessert wird.
Weiterhin steuert das Stellglied 66 den Querschnitt der Engstelle 86 und den Düsenauslaßquerschnitt 87,
welcher teilweise durch das stromabwärtige Ende der Klappe 50 und die Begrenzung des Abgasstroms
(Stromlinie) 89 definiert wird. Das Verhältnis dieser Querschnitte ist kritisch für die Schubleistung. Obwohl
das Stellglied 88 praktisch bezüglich des Düsenauslaßquerschnittes dem Stellglied 66 in der Betriebsart mit
Schubrichtungsänderung (Schubvektorierung) übergeordnet ist, würde bei einem Ausfall des Stellgliedes 88
die Steuerung des Querschnittes für die Engstelle 86 und den Auslaß immer noch vom Stellglied 66 bewirkt werden
zur optimalen Leistung während des Flugbetriebes (mit Ausnahme der Betriebsart mit Schubverstellung).
Das System besitzt daher das Merkmal einer inhärenten Ausfallsicherung.
Die Klappenbetätigurcg wird unterstützt durch ein Druckausgleichssystem, welches verdichtete Luft verwendet,
die vom Gebläse oder Verdichterteil des Triebwerkes abgezweigt wird. Diese Luft wird in einen Sammelraum
98 eingeleitet, welcher zwischen der thermischen oder Wärmeverkleidung 47 und dem starren Gehäuseteil
46 gebildet ist. Das vordere Ende (in Fig.3 links) der Klappe 48 ist mit einer allgemein ebenen Fläche
102 ausgestattet, welche noch eine Dichtungsverlängerung 104 besitzt und zusammen mit der Klappe 48
um den der Schwenkpunkt schwenkbar ist. Dabei ist das Ende der Verlängerung 104 in gleitendem Kontakt mit
einer bogenförmigen Dichtungsfläche 106, welche einen Teil des starren Gehäuseteils 46 bildet. Die Fläche 102
ist praktisch die Stirnfläche eines Druckausgleichskolbens, welcher dem Druck der Luft im Sammelraum 98
ausgesetzt ist. Dieser Druck multipliziert mit der Größe der Fläche 102 ist gleich einer Kraft, welche ein Drehmoment
im Uhrzeigersinn um die Achse 52 erzeugt. Diese gleicht mindestens teilweise das Moment im Gegenuhrzeigersinn
aus, welches dadurch erzeugt wird, daß der Abgasdruck auf die großen Flächen der Klappen
48 und 50 wirkt, und vermindert damit die Stellkräfte. Hierdurch wird wiederum die Größe und das Gewicht
des Stellgliedes verringert, was insbesondere in Flugzeugen wichtig ist.
Eine Klappenkühlung wird mit Hilfe des Filmkühlverfahrens erhalten. Das gleiche Strömungsmittel, welches
den Druckausgleich für die Klappe erzeugt, erfüllt auch die Kühlfunktion. Insbesondere wird aus dem Sammelraum
98 durch mindestens eine Öffnung 108 in der Fläche 102 Luft ausgeblasen und hierdurch eine Verbindung
des Sammelraums 98 mit der inneren Klappe 48 geschaffen. Eine Leitung 110 leitet das Kühlmittel zum
Verbindungspunkt 54 der Klappen 48 und 50, wo es durch einen Schlitz 112 als Film über die divergente
Klappe 50 ausgestoßen wird.
Es sind jedoch noch weitere Ausführungsbeispiele möglich. Beispielsweise könnte die Schubdüse mit
Schubrichtungsänderung in einer Rumpfgondel eines Flugzeuges eingebaut werden und trotzdem noch die
ZO
Möglichkeit zur Schubrichtungsänderung und Flugmanövrierfähigkeit beibehalten ohne den zusätzlichen
Vorteil der Superzirkulation. Weiterhin können die Längen und andere Abmessungen der Stelleinrichtungsbauteile zur Erfüllung bestimmter Betriebserfordernisse abgeändert werden.
Vorteil der Superzirkulation. Weiterhin können die Längen und andere Abmessungen der Stelleinrichtungsbauteile zur Erfüllung bestimmter Betriebserfordernisse abgeändert werden.
Hierzu 3 Blatt Zeichnungen
20
25
30
35
40
45
50
55
60
65
Claims (1)
1. Verstellbare konvergent-divergente Schubdüse für ein Gasturbinentriebwerk,
— mit einer ersten Klappe, die an ihrem stromaufwärtigen Ende mit einem festen Kanalteil
schwenkbar verbunden ist zur Einstellung des konvergenten Teils der Schubdüse, wobei das
stromabwärtige Ende der ersten Klappe eine Engstelle definiert,
— mit einer zweiten Klappe, die an ihrem stromaufwärtigen
Ende mit dem stromabwärtigen Ende der ersten Klappe schwenkbar verbunden ist, um in einer ersten Betriebsart den divergenten
Teil der Schubdüse einzustellen,
— mit einer dritten Klappe, die an ihrem stromabwärtigen Ende mit dem stromabwärtigen Ende
der zweiten Klappe schwenkbar verbunden ist und an mrem stromaufwärtigen Ende mit einer
festen Flugzeugstruktur unter Bildung einer zusammenhängenden Strömungsoberflache
schwenkbar verbunden ist, und
— mit einem ersten Stellmotor, der mit der ersten
Klappe antriebsmäßig verbunden ist, sowie einem zweiten Stellmotor, der mit der dritten
Klappe antriebsmäßig verbunden ist,
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US05/618,796 US4000854A (en) | 1975-10-02 | 1975-10-02 | Thrust vectorable exhaust nozzle |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2644092A1 DE2644092A1 (de) | 1977-04-14 |
DE2644092C2 true DE2644092C2 (de) | 1986-07-03 |
Family
ID=24479178
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE2644092A Expired DE2644092C2 (de) | 1975-10-02 | 1976-09-30 | Verstellbare konvergent-divergente Schubdüse für ein Gasturbinentriebwerk |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4000854A (de) |
JP (1) | JPS5253400A (de) |
CA (1) | CA1054384A (de) |
DE (1) | DE2644092C2 (de) |
FR (1) | FR2326585A1 (de) |
GB (2) | GB1561139A (de) |
IT (1) | IT1073329B (de) |
Families Citing this family (48)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4175385A (en) * | 1977-12-12 | 1979-11-27 | General Electric Company | Thrust reverser for an asymmetric aircraft exhaust nozzle |
FR2437499A1 (fr) * | 1978-09-27 | 1980-04-25 | Snecma | Perfectionnement aux tuyeres orientables pour propulseurs a reaction |
US4375276A (en) * | 1980-06-02 | 1983-03-01 | General Electric Company | Variable geometry exhaust nozzle |
US4361281A (en) * | 1980-07-07 | 1982-11-30 | General Electric Company | Exhaust nozzle |
FR2724977B1 (fr) * | 1980-12-30 | 1996-12-13 | Snecma | Tuyere convergente-divergente en particulier pour turboreacteur |
US4587806A (en) * | 1981-05-11 | 1986-05-13 | United Technologies Corporation | Area two-dimensional converging/diverging nozzle |
US4392615A (en) * | 1981-05-11 | 1983-07-12 | United Technologies Corporation | Viol exhaust nozzle with veer flap extension |
US4449678A (en) * | 1981-09-29 | 1984-05-22 | The Boeing Company | Pressure balance nonaxisymmetric high aspect ratio afterburner convergent nozzle |
FR2723145B1 (fr) * | 1981-11-24 | 1996-12-13 | Snecma | Tuyere convergente-divergente, en particulier pour turboreacteur |
US4420932A (en) * | 1982-03-02 | 1983-12-20 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Pressure control system for convergent-divergent exhaust nozzle |
GB2163105B (en) * | 1984-08-16 | 1988-02-10 | Rolls Royce | Vectorable exhaust nozzle for gas turbine engine |
US4714197A (en) * | 1986-07-02 | 1987-12-22 | United Technologies Corporation | 2-D propulsive lift nozzle |
GB2194597B (en) * | 1986-08-29 | 1990-07-25 | Rolls Royce Plc | A variable area exhaust nozzle for a gas turbine engine |
US4739932A (en) * | 1986-09-18 | 1988-04-26 | Rolls-Royce Inc. | Propulsion nozzle for gas turbine engine |
GB2254299B (en) * | 1986-12-01 | 1993-05-19 | British Aerospace | Aircraft nozzle control apparatus |
US4763840A (en) * | 1987-04-09 | 1988-08-16 | United Technologies Corporation | Thrust vectoring exhaust nozzle arrangement |
US4819876A (en) * | 1987-06-25 | 1989-04-11 | United Technologies Corporation | Divergent flap actuation system for a two-dimensional exhaust nozzle |
FR2622253B1 (fr) * | 1987-10-21 | 1990-02-09 | Snecma | Canal de transition d'un ensemble d'ejection de turboreacteur |
US5016818A (en) * | 1989-08-21 | 1991-05-21 | General Electric Company | Integral transition and convergent section exhaust nozzle |
US5050803A (en) * | 1989-10-12 | 1991-09-24 | General Electric Company | Actuation system for positioning a vectoring exhaust nozzle |
US5140809A (en) * | 1990-02-12 | 1992-08-25 | General Electric Company | Exhaust nozzle idle thrust spoiling method |
US5235808A (en) * | 1990-02-12 | 1993-08-17 | General Electric Company | Exhaust nozzle including idle thrust spoiling |
US5201800A (en) * | 1990-02-26 | 1993-04-13 | General Electric Company | Method for discharging combustion gases from an exhaust nozzle |
US5103639A (en) * | 1990-02-26 | 1992-04-14 | General Electric Company | Exhaust nozzle having variable contour exhaust flap |
US5102050A (en) * | 1991-01-22 | 1992-04-07 | General Electric Company | Divergent flap actuation system for two-dimensional convergent - divergent turbojet exhaust nozzle |
US5261604A (en) * | 1992-05-11 | 1993-11-16 | General Electric Company | Yaw vectoring blade |
FR2698409B1 (fr) * | 1992-11-25 | 1994-12-23 | Snecma | Tuyère d'éjection de turboréacteur. |
US5351888A (en) * | 1993-05-14 | 1994-10-04 | General Electric Company | Multi-axis vectorable exhaust nozzle |
IL115248A (en) * | 1994-09-29 | 2000-07-16 | Gen Electric | Hydraulic failsafe system and method for an axisymmetric vectoring nozzle |
US5740988A (en) * | 1995-04-13 | 1998-04-21 | General Electric Company | Axisymmetric vectoring nozzle actuating system having multiple power control circuits |
US5813611A (en) * | 1996-09-27 | 1998-09-29 | United Technologies Corporation | Compact pressure balanced fulcrum-link nozzle |
US5794850A (en) * | 1996-09-27 | 1998-08-18 | United Technologies Corporation | Enclosed pressure balanced sync ring nozzle |
FR2781254B1 (fr) * | 1998-07-17 | 2000-08-18 | Snecma | Tuyere d'ejection de turboreacteur a masquage du jet de gaz |
US6622472B2 (en) * | 2001-10-17 | 2003-09-23 | Gateway Space Transport, Inc. | Apparatus and method for thrust vector control |
US6857600B1 (en) | 2002-04-26 | 2005-02-22 | General Electric Company | Infrared suppressing two dimensional vectorable single expansion ramp nozzle |
US7395657B2 (en) * | 2003-10-20 | 2008-07-08 | General Electric Company | Flade gas turbine engine with fixed geometry inlet |
US7909269B2 (en) * | 2006-09-19 | 2011-03-22 | Kohler Co. | Faucet spray control assembly |
US8322127B2 (en) * | 2007-11-01 | 2012-12-04 | United Technologies Corporation | Nozzle assembly with flow conduits |
US8572986B2 (en) * | 2009-07-27 | 2013-11-05 | United Technologies Corporation | Retainer for suspended thermal protection elements in a gas turbine engine |
FR2967766B1 (fr) * | 2010-11-24 | 2012-12-28 | Mbda France | Systeme pour piloter autour de ses axes de rotation un mobile mu par reaction, en particulier un missile |
US9151183B2 (en) | 2011-11-21 | 2015-10-06 | United Technologies Corporation | Retractable exhaust liner segment for gas turbine engines |
EP2971724B1 (de) * | 2013-03-13 | 2020-05-06 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Kompaktes betätigungssystem für eine gasturbinenmotor-auspuffdüse |
US9822731B2 (en) * | 2015-03-27 | 2017-11-21 | United Technologies Corporation | Control scheme using variable area turbine and exhaust nozzle to reduce drag |
US10662859B1 (en) * | 2016-05-02 | 2020-05-26 | Northwest Uld, Inc. | Dual flap active inlet cooling shroud |
WO2017218841A1 (en) | 2016-06-15 | 2017-12-21 | The Regents Of The University Of California | Two-dimensional supersonic nozzle thrust vectoring using staggered ramps |
RU2668309C1 (ru) * | 2017-07-20 | 2018-09-28 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Выхлопное сопло турбореактивного двигателя летательного аппарата |
CN114017198A (zh) * | 2021-11-12 | 2022-02-08 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种轴对称收扩喷管 |
CN115614179B (zh) * | 2022-08-31 | 2024-04-05 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 喉道面积的调节机构 |
Family Cites Families (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2420323A (en) * | 1943-07-21 | 1947-05-13 | Westinghouse Electric Corp | Wing-mounted jet-propulsion system with controllable discharge outlet |
US2880575A (en) * | 1952-11-28 | 1959-04-07 | Curtiss Wright Corp | Combined variable area nozzle and aerodynamic brake |
US2989845A (en) * | 1957-12-02 | 1961-06-27 | Curtiss Wright Corp | Converging-diverging nozzle construction |
US3038304A (en) * | 1959-04-17 | 1962-06-12 | Gen Electric | Variable exhaust nozzle configuration |
US3035411A (en) * | 1960-02-26 | 1962-05-22 | Gen Electric | Thrust reverser actuating mechanism |
US3214904A (en) * | 1960-11-28 | 1965-11-02 | Gen Electric | Variable area convergent-divergent nozzle and actuation system therefor |
GB936044A (en) | 1960-11-28 | 1963-09-04 | Rolls Royce | Improvements in or relating to jet propulsion nozzle arrangements |
US3398896A (en) * | 1965-12-30 | 1968-08-27 | Air Force Usa | Supersionic convergent-divergent jet exhaust nozzles |
GB1230778A (de) * | 1967-08-15 | 1971-05-05 | ||
US3527408A (en) * | 1968-06-06 | 1970-09-08 | United Aircraft Corp | Curved exhaust deflection system |
US3614028A (en) * | 1970-01-12 | 1971-10-19 | Mc Donnell Douglas Corp | Turbofan-powered stol aircraft |
US3687374A (en) * | 1970-07-02 | 1972-08-29 | Gen Electric | Swivelable jet nozzle |
GB1444391A (en) * | 1973-05-02 | 1976-07-28 | Rolls Royce | Exhaust nozzle structures |
US3837411A (en) * | 1973-11-21 | 1974-09-24 | Gen Electric | Diverter valve for a gas turbine with an augmenter |
-
1975
- 1975-10-02 US US05/618,796 patent/US4000854A/en not_active Expired - Lifetime
-
1976
- 1976-09-21 GB GB1078/79A patent/GB1561139A/en not_active Expired
- 1976-09-21 GB GB39086/76A patent/GB1561138A/en not_active Expired
- 1976-09-29 CA CA262,311A patent/CA1054384A/en not_active Expired
- 1976-09-30 JP JP51116663A patent/JPS5253400A/ja active Granted
- 1976-09-30 DE DE2644092A patent/DE2644092C2/de not_active Expired
- 1976-10-01 IT IT27922/76A patent/IT1073329B/it active
- 1976-10-01 FR FR7629590A patent/FR2326585A1/fr active Granted
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2326585A1 (fr) | 1977-04-29 |
GB1561138A (en) | 1980-02-13 |
CA1054384A (en) | 1979-05-15 |
JPS5253400A (en) | 1977-04-28 |
US4000854A (en) | 1977-01-04 |
DE2644092A1 (de) | 1977-04-14 |
JPS615546B2 (de) | 1986-02-19 |
GB1561139A (en) | 1980-02-13 |
FR2326585B1 (de) | 1982-11-19 |
IT1073329B (it) | 1985-04-17 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE2644092C2 (de) | Verstellbare konvergent-divergente Schubdüse für ein Gasturbinentriebwerk | |
DE3121653C2 (de) | ||
DE3216691C2 (de) | Zweidimensionale Schubdüsenanordnung | |
DE3030581C2 (de) | ||
DE2628808C2 (de) | ||
DE2638883C2 (de) | Schubdüse | |
DE69004636T2 (de) | Schubumkehrvorrichtung für ein Strahltriebwerk. | |
DE68902727T2 (de) | Schubumkehrvorrichtung fuer ein strahltriebwerk, ausgeruestet mit umkehrklappen mit strahlleitduesen. | |
DE2618600A1 (de) | Schubduese mit variabler flaeche | |
DE2617781C2 (de) | ||
DE3008691C2 (de) | Verstelldüse für Gasturbinentriebwerke | |
DE69205791T2 (de) | Schubumkehrvorrichtung mit verbesserter Umlenkung der Gasstrahlen. | |
DE1526821A1 (de) | Konvergente-divergente Strahltriebwerksaustrittsduese | |
EP0454696B1 (de) | Schubdüse | |
DE60024711T2 (de) | Leitschaufel | |
EP3306066A1 (de) | Turbofan-triebwerk für ein ziviles überschallflugzeug | |
DE2617752A1 (de) | Im flug verstellbare duese fuer gasturbinen-triebwerke | |
DE3216690A1 (de) | Schubduese mit schubablenkeinrichtung und schwenkklappenverlaengerung | |
DE2617677A1 (de) | Verstellduese fuer gasturbinentriebwerke | |
DE1287444B (de) | Schubumkehrvorrichtung fuer ein Mantelstromstrahltriebwerk | |
DE2427406C2 (de) | Hubsteuerung für ein senkrechtflugtaugliches Flugzeug | |
DE3508723A1 (de) | Schubsteuerungseinrichtung | |
DE3730412A1 (de) | Schubduese fuer gasturbinentriebwerke | |
DE2638882A1 (de) | Ausstroemduese mit austrittskonus und klappe fuer variablen betriebszyklus und verfahren zum betrieb derselben | |
DE2442036A1 (de) | Flugzeugtragflaeche |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
8172 | Supplementary division/partition in: |
Ref country code: DE Ref document number: 2661046 Format of ref document f/p: P |
|
Q171 | Divided out to: |
Ref country code: DE Ref document number: 2661046 |
|
D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |