DE3114481C2 - Schubumkehreinrichtung für ein Bypass-Gasturbinentriebwerk - Google Patents
Schubumkehreinrichtung für ein Bypass-GasturbinentriebwerkInfo
- Publication number
- DE3114481C2 DE3114481C2 DE3114481A DE3114481A DE3114481C2 DE 3114481 C2 DE3114481 C2 DE 3114481C2 DE 3114481 A DE3114481 A DE 3114481A DE 3114481 A DE3114481 A DE 3114481A DE 3114481 C2 DE3114481 C2 DE 3114481C2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- jet pipe
- thrust
- nozzle
- section
- outlet nozzle
- 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
- F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
- F02K1/56—Reversing jet main flow
- F02K1/60—Reversing jet main flow by blocking the rearward discharge by means of pivoted eyelids or clamshells, e.g. target-type reversers
-
- 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
- F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
- F02K1/56—Reversing jet main flow
- F02K1/563—Reversing jet main flow in specified direction, e.g. to obviate its reinjection
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Supercharger (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
- Exhaust Silencers (AREA)
Abstract
Die Erfindung betrifft ein Gasturbinentriebwerk, dessen Strahlrohr (14) in einer Düse (15) mit festem Austrittsquerschnitt endigt, und das einen Schalenschubumkehrer mit ein oder mehreren Schubumkehrerschalen (18) aufweist. Die Schubumkehrerschalen (18) bilden in ihrer Ruhestellung eine rückwärtige Verlängerung des Strahlrohrs (14) und eine wirksame Austrittsdüse (19), die sich stromab der Düse (15) des Strahlrohrs (14) befindet und einen kleineren Austrittsquerschnitt als diese hat. In der Schubumkehrstellung legen die Schubumkehrerschalen (18) die Düse (15) des Strahlrohrs (14) frei, die nunmehr die wirksame Austrittsdüse des Triebwerks bildet. Damit wird die Aufgabe gelöst, die Schubumkehrerschalen auch in ihrer Ruhestellung als aktive Bauteile des Triebwerks einzusetzen und in der Schubumkehrstellung den Austrittsquerschnitt der wirksamen Austrittsdüse des Strahlrohrs zu vergrößern, um dadurch die Druckrückwirkung auf die Turbine zu verringern.
Description
45
Die Erfindung betrifft eine Schubumkehreinrichtung nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1 für ein
Gasturbinentriebwerk der Bypass-Bauart.
Eine derartige Schubumkehreinrichtung ist aus einer technischen Abhandlung »Schubumkehr bei Bläsertriebwerken«
in der Zeitschrift »Luftfahrttechnik-Raumfahrttechnik«, Jahrgang 15, Heft 12, Dezember
1969, Seiten 317 und 318, bekannt.
Bei dieser bekannten Schubumkehreinrichtung ist dem den heißen Kernstrom führenden Strahlrohr des
Innentriebwerks ein Spoiler mit zwei Schubumlenkschalen zugeordnet, die in ihrer Schubumlenkstellung den
Kernstromschub durch beiderseitiges seitwärtiges Ablenken des Kernstromes neutralisieren, während die
Schubumlenkschalen in ihrer Ruhestellung an der Strahlrohraußenwand anliegen. Die Strahlrohraustrittsdüse
hat also stets, nämlich im normalen Betrieb und im Schubumkehrbetrieb, den gleichen Austrittsquerschnitt.
Im Schubumkehrbetrieb verursacht aber die Strahlumlenkung
eine Vergrößerung der auf die Turbine wirkende Druckrückwirkung und verschlechtert damit
den Wirkungsgrad des Triebwerks gegenüber dem normalen Vorwärtsschubbetrieb.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Schubumkehreinrichtung der eingangs genannten Gattung
dahingehend zu verbessern, daß die Schubumlenkschaien
auch in ihrer Ruhestellung eine nützliche Funktion haben und in ihrer Schubumlenkstellung eine
geringere Druckrückwirkung auf die Turbine verursachen, so daß ein besseres Gesamtmaß der Schubumkehrwirkung
erreicht wird
Diese Aufgabe wird bei einer Schubumkehreinrichtung der in Rede stehenden Gattung gemäß der
Erfindung durch die im kennzeichnenden Teil des Anspruchs 1 angegebene Anordnung gelöst.
Damit wird folgende vorteilhafte Wirkung erzielt:
Beim Ausfahren der Schubumlenkschalen in ihre Arbeitsstellung wird, da nunmehr die Strahlrohraustrittsdüse
als Austrittsdüse wirksam wird der wirksame Austrittsquerschnitt für den heißen Kernstrom gegenüber
dem in der Ruhestellung der Schubumlenkschalen durch deren rückwärtige Enden begrenzten Austrittsquerschnitt größer. Dadurch verringert sich die
Druckrückwirkung auf die Turbine, was eine Beschleunigung de» Turbine und demzufolge einen beschleunigten
Antrieb des Verdichters bzw. des im Bypasskanal wirksamen Gebläses zur Folge hat. Dadurch wird der
Schub im kalten Bypass-Strom und damit die Bremswirkung des Utikehrschubes erhöht.
Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.
Dabei gibt Anspruch 3 den Maximalquerschnitt der Strahlrohraustrittsdüse in Anpassung an die Konstruktionstriebwerksdrehzahl
an. Während der meisten Betriebszustände eines Gasturbinentriebwerks erreicht der heiße Kernstromstrahl eine Austrittsgeschwindigkeit,
die der Schallgeschwindigkeit bei der jeweiligen Abgastemperatur entspricht. Im diesem Zustand kann,
außer durch Erhöhung der Abgastemperatur, keine weitere Steigerung der Austrittsgeschwindigkeit mehr
erreicht werden, so daß beim Erreichen dieses Zustands eine Drosselung im Sinne einer Begrenzung einsetzt.
Wird der Gesamtdruck der Strömung stromauf der Düse über den Wert hinaus gesteigert, bei welchem
diese Begrenzung einsetzt, steigt der statische Gasdruck im Abgasstrahl in der Düsenaustrittsebene über den
Atmosphärendruck an und man erhält einen sog. Druckschub, der über dem Düsenaustritisquerschnitt
wirkt und sich zu dem Reaktionsschub des Gasstrahls hinzuaddiert. Bei der angegebenen Bemessung wird
daher der beste Wirkungsgrad erreicht.
Einige Ausführungsbeispiele der Erfindung werden nachstehend mit Bezug auf die Zeichnungen mehr im
einzelnen beschrieben, in welchen zeigt
F i g. 1 schematisch ein Zweistrom-Gasturbinentriebwerk mit einer Schubumkehreinrichtung nach der
Erfindung, die
F i g. 2 bis 5 verschiedene alternative Anordnungsformen der Schubumlenkschalen der Schubumkehreinrichtung,
und
Fig.6 eine graphische Darstellung des statischen
Druckes im Verlauf des Bypasskanals des Triebwerks nach Fig. 1, welche die örtlich höheren Drücke infolge
von im Bypassluftstrom erzeugten Stoßwellen zeigt.
Fig. 1 zeigt ein Zweistrom-Flugzeuggasturbinentriebwerk mit einem in einem Bypasskanal 12
umlaufenden Gebläse 11, das von einer Turbine eines Innentriebwerks 13 angetrieben wird. Das Innentriebwerk
13 endigt in einem Strahlrohr 14 mit einer
Das Strahlrohr 14 weist zwei nach hinten ragende seitliche Arme 16 auf, die jeweils an ihrem freien Ende
einen Zapfen 17 tragen. An diesen Zapfen 17 sind zwei gewölbte Schubumlenkschalen 18 angelenkt, die in ihrer
Ruhestellung eine rückwärtige Verlängerung des Strahlrohrs 14 und mit ihren stromabwärtigen Enden
eine Austrittsdüse 19 bilden, die dann die wirksame Austrittsdüse des Triebwerks darstellt. Der Austrittsquerschnitt der von den Schubumlenkschalen 18
gebildeten Düse 19 ist kleiner als derjenige der Strahlrohrdüse 15. Beispielsweise kann der Austrittsquerschnitt der Strahlrohrdüse 15 um 50% größer als
derjenige der Düse 19 sein.
Das Triebwerk ist so ausgelegt, daß bei in ihrer Ruhestellung befindlichen und die Düse 19 bildenden
Schubumlenkschalen 18 der maximale Vorwärtsschub entwickelt wird.
Dia Sehubumlenkschalen 18 sind jeweils mit zwei Lenkern 20 versehen, und ein Betätigungsnntrieb 21
dient zum Verschieben der Lenker 20 nach hinten, um die Schubumlenkschalen in ihre Schubumkehrstellung
zu verschwenken (in Fig. 1 strichpunktiert dargestellt).
In der Schubumkehrstellung legen die Schubumlenkschalen 18 die einen größeren Austrittsquerschnitt
aufweisende Strahlrohrdüse 15 frei. Durch den nunmehr größeren wirksamen Düsenaustrittsquerschnitt wird
der Druck unmittelbar stromab der Turbine verringert und die Strahlgeschwindigkeit nimmt ab. Die Turbine
erhöht daher ihre Drehzahl, was wiederum zu einer Steigerung des vom Gebläse erzeugten Schubes des
Bypass-Stromes führt. Außerdem wird der stark reduzierte heiße Abgasstrahl aus dem Strahlrohr durch
die Schubumlenkschalen 18 nach vorne umgelenkt. Zusätzlich wird das stromabwärtige Ende des Bypasskanals durch Klappen 23 blockiert und ein Teil der
Bypasskanalwand 24 nach hinten verschoben, um kaskadenförmige, nach vorne gerichtete Austrittsöffnungen freizulegen, um auch den gesteigerten, vom
Gebläse entwickelten Bypass-Strom nach vorne umzulenken und dadurch einen Umkehrschub zu erzeugen.
Die Anschlußstelle 25 zwischen den stromaufwärtigen Kanten der Schubumlenkschalen 18 und dem
Strahlrohr 14 befindet sich in einem Bereich entlang der Bypassströmung, in welchen der Druck bei Reiseflugbedingungen örtlich höher als in anderen Bereichen
entlang des Bypasskanals in der Nähe des Strahlrohrs ist, was seine Ursache in im Bypass-Strom entstehenden
Stoßwellen hat Auf diese Weise wird das Druckgefälle über der Anschlußstelle 25 zwischen dem Bypasskanal
12 und dem Inneren des Strahlrohrs 14 auf einem Minimum gehalten.
Fig.6 zeigt eine graphische Darstellung der statischen Drücke an verschiedenen, durch Punkte Abis I
markierten Stellen entlang des Bypasskanals 12 im Reiseflugzustand bei einem Gebläsedruckverhältnis von
2,5:1.
Wie aus F i g. 6 hervorgeht, erzeugen Stoßwellen, die
im Bypassluftstrom infolge von Verdünnungen und Wiederverdichtungen der Luft während ihres Hindurchströmens durch den Bypasskanal entstehen, örtliche
Bereiche höheren Druckes im Vergleich zu anderen axialen Bereichen entlang des Bypasskanales. Die
Anschlußstelle 25 kann an jeder zweckmäßigen Stelle vorgesehen sein, an welcher der statische Druck örtlich
höher ist d. h. an den Punkten A oder F.
Die Fig.2 bis 5 zeigen Anwendungsmöglichkeiten
der Erfindung, wenn es notwendig ist, einen asymmetrischen Umkehrschub zu erzeugen, beispielsweise wenn
das Triebwerk seitlich am Flugzeugrumpf angeordnet ist
Bei der Anordnung nach F i g. 2 haben die Lenker 20 der einen Schubumlenkschale eine andere Länge als
diejenigen der anderen Schubumlenkschale, so daß in der Schubumkehrstellung ein großer Teil des heißen
Abgasstrahls nach der einen Seite des Triebwerks abgelenkt wird als nach der anderen Seite.
Gemäß F i g. 3 wird ein ähnliches Ergebnis dadurch erreicht, daß die Strahlrohrdüse 15 abgeschrägt ist und
die Schubumlenkschalen 18 entweder mit gleichlangen Lenkern 20, wie dargestellt oder mit asymmetrischen
Lenkern 20 entsprechend denjenigen nach Fig.2 betätigt werden. :
Bei der Anordnung nach F i g. 4 ist die Strahlrohrdüse 15 in zur Längsachse des Strahlrohrs 14 senkrechten
Ebenen abgestuft Hier ist der wirksame Austrittsquerschnitt des Strahlrohres 14 komplex und entspricht
annähernd demjenigen der abgeschrägten Düse 15 nach Fig. 3.
Bei der Anordnung nach F i g. 5 wird eine asymmetrische Schubumkehr durch Verwendung einer abgestuften Düse 15 am Ende des Strahlrohrs 14 und eine einzige
Schubumlenkschale 18 erreicht, die in ihrer Ruhestellung zusammen mit dem Strahlrohr eine Düse 19 mit
kleinerem Austrittsquerschnitt bildet.
Claims (4)
1. Schubumkehreinrichtung für ein Gasturbinentriebwerk der Bypass-Bauart, mit einem in einer
Strahlrohraustrittsdüse mit festem Querschnitt endi- s genden Kernstrom-Strahlrohr, weiter mit einer
Anzahl von dem Kernstrom-Strahlrohr zugeordneten, zwischen einer Ruhestellung und einer hinterhalb
der Strahlrohraustrittsdüse gelegenen Schubumlenkstellung beweglichen Schubumlenkschalen, und
mit Organen zum öffnen von Austrittsöffnungen, in der Bypasskanalwand sowie zum Absperren des
Bypasskanals und zum Umlenken der Strömung mit einer Vorwärtskomponente durch die Austrittsöffnungen,
dadurch gekennzeichnet, daß die Schubumlenkschalen (18) in ihrer Ruhestellung eine
rückwärtige Verlängerung des Strahlrohrs (14) und mit ihrem stromabseitigen Ende eine wirksame
Austrittsdüse (19) mit gegenüber der Strahlrohraustrittsdüse (15) kleinerem Austrittsquerschnitt bilden
und in ihrer Schubumlenkstellung die Strahlrohraustrittsdüse (15) freilegen.
2. Schubumkehreinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Anschlußstelle (25)
der stromaufwärtigen Ränder der in der Ruhestellung befindlichen Schubumlenkschalen (18) an die
Strahlrohraustrittsdüse (15) entlang des Bypass-Stromes in einem Bereich (A oder F) liegt, in
welchem der Luftdruck infolge von im Bypass-Strom erzeugten Stoßwellen örtlich höher als in anderen
Bereichen ist.
3. Schubumkehreinrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Austrittsquerschnitt
der Strahlrohraustrittsdüse (15) maximal derjenige Querschnitt ist, bei welchem bei der vollen
Konstruktionstriebwerksdrehzahl eine Drosselung der Turbine einsetzt.
4. Schubumkehreinrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß der
Austrittsquerschnitt der Strahlrohraustrittsdüse (15) bis zu 50% größer als derjenige der von den
Schubumlenkschalen (18) in deren Ruhestellung gebildeten Austrittsdüse (19) ist.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
GB8014331A GB2075447B (en) | 1980-04-30 | 1980-04-30 | Thrust deflectors for gas turbine engines |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3114481A1 DE3114481A1 (de) | 1982-02-18 |
DE3114481C2 true DE3114481C2 (de) | 1983-12-01 |
Family
ID=10513119
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE3114481A Expired DE3114481C2 (de) | 1980-04-30 | 1981-04-10 | Schubumkehreinrichtung für ein Bypass-Gasturbinentriebwerk |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4462207A (de) |
JP (1) | JPS572449A (de) |
DE (1) | DE3114481C2 (de) |
FR (1) | FR2481748B1 (de) |
GB (1) | GB2075447B (de) |
Families Citing this family (28)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS59136224U (ja) * | 1983-02-28 | 1984-09-11 | 株式会社アマダ | 帯鋸の案内装置 |
FR2680547B1 (fr) * | 1991-08-21 | 1993-10-15 | Hispano Suiza | Inverseur de poussee de turboreacteur ayant un bord de deviation a courbure evolutive. |
FR2717859B1 (fr) * | 1994-03-28 | 1996-05-31 | Sud Ouest Conception Aeronauti | Turbomoteur à double flux équipé d'un système d'inversion de poussée et d'un dispositif de restriction du canal d'éjection des gaz froids, et dispositif de restriction équipant un tel turbomoteur. |
FR2717860B1 (fr) * | 1994-03-28 | 1996-05-31 | Sud Ouest Conception Aeronauti | Inverseur de poussée doté d'au moins une porte basculante, pour moteur à réaction, notamment d'aéronef, et moteur à réaction équipé de cet inverseur de poussée. |
FR2736390B1 (fr) * | 1995-07-05 | 1997-08-08 | Hispano Suiza Sa | Inverseur de poussee de turboreacteur a une coquille |
FR2736682B1 (fr) * | 1995-07-12 | 1997-08-14 | Hispano Suiza Sa | Inverseur de poussee de turbomachine a double flux a portes dissymetriques |
FR2741114B1 (fr) * | 1995-11-15 | 1997-12-05 | Hispano Suiza Sa | Inverseur de poussee de turboreacteur a obstacles aval tendant a l'equilibrage |
GB2356897B (en) * | 1999-12-01 | 2003-05-14 | Secr Defence | Improved nozzle |
US6526744B2 (en) | 2001-04-30 | 2003-03-04 | Honeywell International Inc. | System and method for controlling the stowage of jet engine thrust reversers |
US6519929B2 (en) | 2001-04-30 | 2003-02-18 | Honeywell International, Inc. | System and method for controlling the deployment of jet engine thrust reversers |
US6439504B1 (en) | 2001-06-15 | 2002-08-27 | Honeywell International, Inc. | System and method for sustaining electric power during a momentary power interruption in an electric thrust reverser actuation system |
US6681559B2 (en) | 2001-07-24 | 2004-01-27 | Honeywell International, Inc. | Thrust reverser position determination system and method |
US6684623B2 (en) * | 2002-02-27 | 2004-02-03 | Honeywell International, Inc. | Gearless electric thrust reverser actuators and actuation system incorporating same |
US6622963B1 (en) | 2002-04-16 | 2003-09-23 | Honeywell International Inc. | System and method for controlling the movement of an aircraft engine cowl door |
US7055329B2 (en) * | 2003-03-31 | 2006-06-06 | General Electric Company | Method and apparatus for noise attenuation for gas turbine engines using at least one synthetic jet actuator for injecting air |
FR2914956A1 (fr) * | 2007-04-12 | 2008-10-17 | Aircelle Sa | Nacelle pour turboreacteur equipee d'un systeme d'inversion de poussee a porte |
US8051639B2 (en) * | 2007-11-16 | 2011-11-08 | The Nordam Group, Inc. | Thrust reverser |
US10040563B1 (en) * | 2013-04-11 | 2018-08-07 | Geoffrey P. Pinto | Dual panel actuator system for jet engines |
US9388768B2 (en) * | 2013-08-23 | 2016-07-12 | Rohr, Inc. | Blocker door actuation system and apparatus |
US10337401B2 (en) | 2015-02-13 | 2019-07-02 | United Technologies Corporation | Turbine engine with a turbo-compressor |
US10125722B2 (en) * | 2015-02-13 | 2018-11-13 | United Technologies Corporation | Turbine engine with a turbo-compressor |
US10100731B2 (en) | 2015-02-13 | 2018-10-16 | United Technologies Corporation | Turbine engine with a turbo-compressor |
US20170198658A1 (en) * | 2016-01-11 | 2017-07-13 | The Boeing Company | Thrust reverser |
FR3057620B1 (fr) * | 2016-10-18 | 2020-07-31 | Safran Aircraft Engines | Ensemble propulsif comprenant un conduit d'alimentation du generateur de gaz dans un carter inter-veine |
FR3060660B1 (fr) * | 2016-12-20 | 2019-05-17 | Safran Nacelles | Nacelle de turboreacteur d'aeronef, ensemble propulsif et aeronef comportant une telle nacelle |
FR3075176B1 (fr) * | 2017-12-18 | 2020-11-06 | Safran Aircraft Engines | Ensemble de capot ouvrant et mecanisme de deploiement |
US11408368B2 (en) * | 2020-03-31 | 2022-08-09 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Reconfigurable exhaust nozzle for a gas turbine engine |
CN114151196B (zh) * | 2022-02-09 | 2022-05-24 | 南京航空航天大学 | 一种并联式组合动力进气道的调节机构及设计方法 |
Family Cites Families (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2620622A (en) * | 1945-05-12 | 1952-12-09 | Svenska Turbinfab Ab | Reverse thrust arrangement for braking jet-propelled aircraft |
US2481330A (en) * | 1946-08-06 | 1949-09-06 | Gen Electric | Variable jet nozzle |
US3013386A (en) * | 1954-06-01 | 1961-12-19 | United Aircraft Corp | Reverse thrust device |
GB1002709A (en) * | 1964-02-03 | 1965-08-25 | Rolls Royce | Improvements in or relating to thrust reversers for jet propulsion engines |
GB1150012A (en) * | 1966-09-12 | 1969-04-30 | Rolls Royce | Fluid Flow Duct Including Thrust Reversing Means |
GB1327385A (en) * | 1969-12-09 | 1973-08-22 | Secr Defence | Jet propulsion apparatus aircraft |
US3579991A (en) * | 1970-01-08 | 1971-05-25 | Rohr Corp | Thrust reversing apparatus for jet-propelled aircraft |
US3599432A (en) * | 1970-04-02 | 1971-08-17 | Rohr Corp | Thrust reversing apparatus for turbo-fan propulsion unit |
US3984974A (en) * | 1972-11-29 | 1976-10-12 | Rohr Industries, Inc. | Thrust spoiling apparatus and method |
US3907224A (en) * | 1973-06-01 | 1975-09-23 | Boeing Co | Variable ramp exhaust nozzle and clamshell reverser |
US4073440A (en) * | 1976-04-29 | 1978-02-14 | The Boeing Company | Combination primary and fan air thrust reversal control systems for long duct fan jet engines |
US4182501A (en) * | 1977-03-04 | 1980-01-08 | Astech | Thrust reverser for jet engine forming active extension of jet tube |
US4183478A (en) * | 1977-11-25 | 1980-01-15 | The Boeing Company | Jet thrust reverser |
-
1980
- 1980-04-30 GB GB8014331A patent/GB2075447B/en not_active Expired
-
1981
- 1981-04-06 US US06/251,339 patent/US4462207A/en not_active Expired - Fee Related
- 1981-04-10 DE DE3114481A patent/DE3114481C2/de not_active Expired
- 1981-04-29 FR FR8108579A patent/FR2481748B1/fr not_active Expired
- 1981-04-30 JP JP6609681A patent/JPS572449A/ja active Granted
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2481748B1 (fr) | 1986-11-21 |
FR2481748A1 (fr) | 1981-11-06 |
JPS572449A (en) | 1982-01-07 |
JPS6142097B2 (de) | 1986-09-19 |
US4462207A (en) | 1984-07-31 |
GB2075447A (en) | 1981-11-18 |
DE3114481A1 (de) | 1982-02-18 |
GB2075447B (en) | 1983-10-26 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE3114481C2 (de) | Schubumkehreinrichtung für ein Bypass-Gasturbinentriebwerk | |
DE2842915C2 (de) | Strömungsablenkeinrichtung, insbesondere als Schubumkehrer für Gasturbinentriebwerke | |
DE60307573T2 (de) | Kaskadenloser Schubumkehrer mit Kontrolle des Luftaustrittsmusters | |
DE2644092C2 (de) | Verstellbare konvergent-divergente Schubdüse für ein Gasturbinentriebwerk | |
DE3015651C2 (de) | Teilchenabscheider für den Lufteinlauf eines in einer Gondel eines Flugzeugs eingeschlossenen Gasturbinentriebswerks | |
DE2156319A1 (de) | Gasturbinen-Strahltriebwerk | |
EP0561791B1 (de) | Schubumkehrvorrichtung für ein propfantriebwerk | |
DE60024711T2 (de) | Leitschaufel | |
DE60313893T2 (de) | Schubumkehrvorrichtung mit optimiertem strahlumkehrgitter | |
DE2623764A1 (de) | Schubverstellduese fuer geraeuscharmes turbogeblaese-triebwerk und verfahren zum betrieb desselben | |
DE2725706A1 (de) | Gasturbinentriebwerk | |
DE1626137A1 (de) | Zweikreis-Strahltriebwerk | |
DE1476597B1 (de) | Austrittsduesenvorrichtung fuer Luftfahrzeuge mit Strahlantrieb | |
DE1940062C3 (de) | Schubumkehreinrichtung für ein Strahltriebwerk | |
DE1287444B (de) | Schubumkehrvorrichtung fuer ein Mantelstromstrahltriebwerk | |
DE2037407B2 (de) | Strahlrohr mit einem Kernstromkanal und einem Mantelstromkanal | |
DE2617752A1 (de) | Im flug verstellbare duese fuer gasturbinen-triebwerke | |
DE1190799B (de) | Einrichtung zur Umkehr der Schubrichtung fuer kombinierte Turbo-Staustrahltriebwerke | |
DE2314140A1 (de) | Propellerturbinen-luftstrahltriebwerk | |
DE1105242B (de) | Vorrichtung zur Querschnittsregelung eines Schubrohres fuer einstroemige Strahltriebwerke | |
DE2638882A1 (de) | Ausstroemduese mit austrittskonus und klappe fuer variablen betriebszyklus und verfahren zum betrieb derselben | |
DE3730412A1 (de) | Schubduese fuer gasturbinentriebwerke | |
DE3312281C2 (de) | Strahldüse mit veränderlicher Geometrie für Flugzeug-Gasturbinentriebwerke | |
DE1953475C3 (de) | Schubumkehreinrichtung für den Mantelstrom eines Zweistromstrahltriebwerks | |
DE2132494A1 (de) | Antriebssystem fuer Senkrechtstart |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OP8 | Request for examination as to paragraph 44 patent law | ||
D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: ROLLS-ROYCE PLC, LONDON, GB |
|
8328 | Change in the person/name/address of the agent |
Free format text: GALLO, W., DIPL.-ING. (FH), 8900 AUGSBURG SCHROETER, H., DIPL.-PHYS. FLEUCHAUS, L., DIPL.-ING. LEHMANN, K., DIPL.-ING., 8000 MUENCHEN WEHSER, W., DIPL.-ING., PAT.-ANWAELTE, 3000 HANNOVER |
|
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |