ES2224580T3 - Mecanismo de control del area de salida en toberas convergente-divergentes. - Google Patents
Mecanismo de control del area de salida en toberas convergente-divergentes.Info
- Publication number
- ES2224580T3 ES2224580T3 ES99500079T ES99500079T ES2224580T3 ES 2224580 T3 ES2224580 T3 ES 2224580T3 ES 99500079 T ES99500079 T ES 99500079T ES 99500079 T ES99500079 T ES 99500079T ES 2224580 T3 ES2224580 T3 ES 2224580T3
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- nozzle
- divergent
- synchronization
- ring
- area
- 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 - Lifetime
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
- F02K1/15—Control or regulation
-
- 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
- F02K1/008—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 in any rearward direction
-
- 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
- F02K1/1223—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps of two series of flaps, the upstream series having its flaps hinged at their upstream ends on a fixed structure and the downstream series having its flaps hinged at their upstream ends on the downstream ends of the flaps of the upstream series
-
- 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
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/30—Arrangement of components
- F05D2250/32—Arrangement of components according to their shape
- F05D2250/323—Arrangement of components according to their shape convergent
-
- 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
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/30—Arrangement of components
- F05D2250/32—Arrangement of components according to their shape
- F05D2250/324—Arrangement of components according to their shape divergent
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
Mecanismo para controlar el área de salida de toberas convergente-divergentes independientemente del área de la garganta de la tobera, comprendiendo el mecanismo un anillo (1) de sincronización, concéntrico con el eje de la tobera, caracterizado porque el anillo de sincronización es giratorio en dirección circunferencial alrededor de la estructura de la tobera, estando dicho anillo (1) de sincronización unido a un grupo de brazos (3) de palanca oblicuos que pivotan alrededor de un eje (4) sobre la estructura (2) de la tobera, determinando la posición de un grupo de montantes (8) de compresión que están unidos, en un lado, a dichos brazos (3) de palanca oblicuos mediante una junta (7) de giro y, en sus extremos opuestos, a un grupo de pétalos (10) divergentes, estando el extremo corriente arriba de los pétalos (10) divergentes unido al extremo corriente abajo de los pétalos convergentes correspondientes, de manera que para cada posición circunferencial del anillo (1) de sincronización, se obtiene un área de escape determinada de la tobera.
Description
Mecanismo de control del área de salida en
toberas convergente-divergentes.
La invención consiste aquí en un mecanismo de
control del área de salida de toberas
convergente-divergentes. El mecanismo permite el
control del área de salida en toberas
convergente-divergentes axisimétricas,
independientemente del área de la garganta, y está especialmente
diseñado para motores con turbina de gas usados como sistemas de
propulsión de aeronaves.
Un sistema de propulsión para motores con turbina
de gas produce un empuje axial al cambiar la velocidad de los gases
de escape a gran velocidad a través de la tobera de salida del
motor. El aire entra en el motor a través del compresor, donde es
comprimido. A continuación se calienta mediante la combustión de
combustible. El gas caliente de escape se expande en la turbina,
obteniendo trabajo que se utiliza para mover el compresor
mencionado. La expansión de gas continúa en la tobera, en la que la
energía remanente en el gas se convierte en un chorro a gran
velocidad responsable del empuje del motor.
Las toberas empleadas actualmente en aviones
pueden dividirse en los siguientes grupos atendiendo a su
complejidad. En aviación civil, se suele disponer de toberas
convergentes con una relación fija entre las áreas de entrada y de
garganta. En motores militares con capacidad de postcombustión, es
necesario tener un sistema que pueda permitir el cambio en el área
de la garganta. Algunos motores tienen una parte divergente tras la
convergente, que puede continuar la expansión del gas por encima de
velocidades sónicas, logrando un mayor empuje y una reducción del
consumo específico de combustible. La mayoría de las toberas
convergente-divergentes tienen un grado único de
libertad, de manera que para cada área de la garganta, el área de
salida se determina basándose en la longitud de los pétalos y
montantes de compresión. Las dimensiones mencionadas y la relación
entre las áreas de la garganta y las de salida se determinan como
la mejor curva de ajuste de proporciones ideales, que son una
función de la altitud de crucero y el número de Mach para un vuelo
estacionario. Seleccionar una ley de área única significa que, en
algunas condiciones de vuelo, el empuje o el consumo especifico de
combustible, puede estar penalizado hasta con un 5% del empuje
total del motor.
La presente invención describe un mecanismo capaz
de cambiar el área de salida independientemente del área de la
garganta, permitiendo la optimización del empuje en todas las
condiciones de vuelo, sin un incremento significativo de peso o un
modo inestable de fallo.
Tanto las partes convergentes como divergentes
están hechas de pétalos independientes que, una vez instalados,
trabajan simultáneamente. Los pétalos convergentes están montados
individualmente mediante una junta cilíndrica en el perímetro de
salida del motor. Los pétalos divergentes se unen mediante una
junta cilíndrica al extremo posterior de los pétalos convergentes.
Cada uno de los pétalos divergentes está unido con un montante de
compresión. Generalmente este montante de compresión está unido en
su otro extremo a la estructura de la tobera. Todas las cuatro
juntas son paralelas entre sí y perpendiculares al eje de la
tobera, de manera que cada conjunto de pétalos y montantes compone
un mecanismo de cuadrilátero articulado. La actuación del mecanismo
consiste generalmente en la rotación del pétalo convergente
alrededor de su junta con la estructura del motor. Este mecanismo de
cuadrilátero articulado permite la variación de las áreas de la
garganta y de salida simultáneamente, con un grado único de
libertad, sobre una relación fija determinada por la longitud de los
elementos que lo componen.
El documento
WO-A-92/03649 describe un mecanismo
substancialmente según el preámbulo de la reivindicación 1: el
mecanismo incluye, entre otros, un anillo de sincronización
conectado a los montantes, trasladándose o desviándose el anillo
axialmente, por lo que el área de salida de la tobera puede
controlarse independientemente del área de la garganta de la
tobera.
El documento
US-A-2811831 describe otro ejemplo
de una tobera de área variable.
La presente invención, según la reivindicación 1,
proporciona una solución alternativa a la descrita en el documento
WO-A-92/03649.
La invención se refiere a un mecanismo como el
definido en la reivindicación 1. Las realizaciones preferidas de la
invención se definen en las reivindicaciones dependientes.
La presente invención introduce un mecanismo,
entre el montante y la estructura del motor, que puede variar la
distancia axial entre ellos ganando un grado adicional de libertad
en la disposición de pétalos del mecanismo de cuadrilátero
articulado, lo que permite el control del área de salida
independientemente del área de la garganta. Por ello, el mecanismo
permite la expansión óptima de los gases de salida y el empuje
óptimo, en otras palabras, un número creciente de condiciones de
vuelo optimizadas.
Según la invención, el mecanismo de control del
área de salida para toberas convergente-divergentes
axisimétricas consiste en un anillo de sincronización, concéntrico
con el eje de la tobera, que está unido a un grupo de brazos de
palanca que pivotan alrededor de un eje preferiblemente radial
alrededor de la estructura de la tobera, determinando la posición
axial de un grupo de montantes que están unidos en un extremo al
extremo de los brazos de palanca mencionados y, en el extremo
opuesto, a un grupo de pétalos divergentes, de manera que para cada
posición circunferencial del anillo de sincronización esté
determinada el área de salida de la tobera axisimétrica.
Estas ventajas principales y otras
características y beneficios se entenderán más fácilmente en la
siguiente descripción junto con los dibujos adjuntos, en los que la
disposición del mecanismo de control del área de salida, según los
principios de la invención, se ha representado como un ejemplo no
restrictivo.
En los dibujos:
La figura 1 es un corte transversal de una tobera
convergente-divergente cerrada con el mecanismo de
la invención.
La figura 2 es una vista isométrica con la
configuración preferida del mecanismo de la invención.
La figura 3 es una vista según la flecha AA de la
figura 1 del mecanismo de la invención.
La figura 4 es una vista según la flecha BB del
mecanismo de la invención, en la que puede observarse el movimiento
relativo entre el extremo (5) esférico y el anillo (1) de
sincronización.
La figura 5 es una vista isométrica del mecanismo
de la invención, con el sistema de actuación preferido de anillo de
sincronización, que consiste en dos actuadores en extremos opuestos
de un diámetro.
La figura 6 es una vista posterior del mecanismo
de la invención, en el que el anillo de sincronización está
desplazado radialmente, adoptando una posición no concéntrica con
la estructura de la tobera.
El propósito de la invención es un mecanismo que
puede controlar el área de salida de una tobera
convergente-divergente axisimétrica
independientemente del área de la garganta, en sistemas de
propulsión con turbina de gas.
La configuración preferida consiste en un anillo
(1) de sincronización que puede rotar y desplazarse axialmente
alrededor de la estructura (2) de la tobera. Brazos (3) de palanca
oblicuos, sujetos a la estructura (2) de la tobera por una junta
(4) cilíndrica, están conectados en un extremo al anillo (1) de
sincronización, preferiblemente mediante un extremo (5) esférico
sobre una superficie (6) cilíndrica y, en el otro extremo,
preferiblemente mediante una junta (7) esférica con los montantes
(8) de compresión, que a su vez están unidos, preferiblemente
mediante una junta (9) esférica a los pétalos (10) divergentes. Un
sistema (11) de actuación es responsable de la rotación del anillo
(1) de sincronización.
El sistema (11) de actuación, que está unido en
un extremo al anillo (1) de sincronización y, en el otro lado, a la
estructura (2) de la tobera, exige una rotación del anillo (1) de
sincronización alrededor de la estructura (2) de la tobera. Esta
rotación se convierte, con ayuda de los brazos (3) de palanca
oblicuos, en un desplazamiento principalmente axial sobre el extremo
de los montantes (8) de compresión, provocando la rotación de los
pétalos (10) divergentes alrededor de su junta (12) cilíndrica con
los pétalos (13) convergentes, y por tanto modificando el área de
salida de la tobera.
Para permitir la rotación simultánea del anillo
(1) de sincronización y los brazos (3) de palanca oblicuos mientras
se mantienen en contacto, es necesario resolver el desplazamiento
axial entre ellos, causado por la ausencia de colinealidad de su
eje de rotación. Este desplazamiento explica por qué, como se
muestra en la figura 3, en la configuración preferida, el anillo (1)
de sincronización puede rotar y moverse axialmente alrededor del
eje de la tobera. El soporte del anillo (1) de sincronización en la
estructura (2) de la tobera consiste preferiblemente en una
superficie (14) cilíndrica, que garantiza la posición concéntrica
entre el anillo (1) de sincronización y la estructura (2) de la
tobera en su rotación y desplazamiento axial. De forma similar, el
extremo (5) esférico de los brazos de palanca oblicuos puede
deslizarse sobre la superficie (6) cilíndrica del anillo (1) de
sincronización.
La rotación de los brazos (3) de palanca oblicuos
se transmite al extremo de los montantes (8) de compresión, que a
su vez exige la rotación de los pétalos (9) divergentes y por tanto
la apertura o cierre de la tobera.
Las siguientes son juntas cinemáticas
alternativas a la configuración preferida:
1.- Extremo esférico de brazos (3) de palanca
oblicuos sobre una ranura de anillo (1) de sincronización, que
permite un desplazamiento axial entre elementos. El anillo (1) de
sincronización no exigiría desplazamiento axial al rotar.
2.- La junta de los brazos (3) de palanca
oblicuos a la estructura de la tobera está hecha de una junta
cardán. La junta del brazo (3) de palanca oblicuo al anillo (1) de
sincronización está hecha mediante una junta esférica sin agujero
cilíndrico sobre el anillo y el deslizamiento consiguiente entre
elementos.
3.- El brazo (3) de palanca oblicuo está unido
con la estructura de la tobera mediante una junta cardán que puede
desplazarse paralelamente al eje de la tobera. La junta del brazo
de palanca (3) oblicuo con la estructura de la tobera está hecha
mediante una junta esférica.
La configuración preferida para el sistema (11)
de actuación del anillo (1) de sincronización, consiste
preferiblemente en dos elementos colocados en extremos opuestos de
un diámetro que compensan el momento de torsión producido en
condiciones de trabajo, figura 5. El mecanismo descrito también
puede evitar el mecanismo (11) de actuación, permitiendo el control
del área de salida de la tobera entre límites (15) de carrera
mediante la presión del gas en los pétalos (10) divergentes.
Si al anillo (1) de sincronización, descrito en
la figura 6a, se le permite moverse radialmente como se muestra en
la figura 6b, junto con su rotación y el desplazamiento axial
consiguiente alrededor de la estructura (2) de la tobera, una
rotación no simétrica de las palancas (3) oblicuas introduce un
componente lateral en los gases de escape. La figura 6b muestra cómo
un desplazamiento radial verticalmente hacia arriba del anillo (1)
de sincronización exige una rotación del brazo de palanca oblicuo
a 90º (3'), que provoca la apertura del pétalo (10') divergente
correspondiente. El efecto producido sobre el brazo de palanca
oblicuo a 270º (3'') es el opuesto, de manera que el pétalo (10'')
divergente correspondiente se cierra. A 0º y 180º, los brazos
(3''') de palanca oblicuos no rotan, y por tanto sus pétalos (10''')
divergentes correspondientes no se mueven. El efecto final
producido sobre el número total de pétalos es una vectorización del
gas de escape al introducir un componente en la dirección de
90º.
El sistema propuesto proporciona un sistema de
control del área de salida de la tobera, que es independiente del
área de la garganta, sencillo, fiable y con un pequeño incremento
de peso. El sistema siempre proporciona una expansión óptima de
gases y por tanto un empuje máximo.
Si se permite el desplazamiento radial del anillo
(1) de sincronización, el mecanismo resultante logra una
vectorización del gas con la consiguiente ganancia en
maniobrabilidad del avión y de la envolvente de vuelo.
Claims (4)
1. Mecanismo para controlar el área de salida de
toberas convergente-divergentes independientemente
del área de la garganta de la tobera, comprendiendo el mecanismo un
anillo (1) de sincronización, concéntrico con el eje de la tobera,
caracterizado porque el anillo de sincronización es giratorio
en dirección circunferencial alrededor de la estructura de la
tobera, estando dicho anillo (1) de sincronización unido a un grupo
de brazos (3) de palanca oblicuos que pivotan alrededor de un eje
(4) sobre la estructura (2) de la tobera, determinando la posición
de un grupo de montantes (8) de compresión que están unidos, en un
lado, a dichos brazos (3) de palanca oblicuos mediante una junta
(7) de giro y, en sus extremos opuestos, a un grupo de pétalos (10)
divergentes, estando el extremo corriente arriba de los pétalos
(10) divergentes unido al extremo corriente abajo de los pétalos
convergentes correspondientes, de manera que para cada posición
circunferencial del anillo (1) de sincronización, se obtiene un
área de escape determinada de la tobera.
2. Mecanismo según la reivindicación 1,
caracterizado porque comprende adicionalmente un sistema (11)
de actuación de actuador doble del anillo (1) de sincronización que
puede gobernar el área de escape.
3. Mecanismo según cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, caracterizado porque está
dispuesto para permitir el desplazamiento radial del anillo (1) de
sincronización, para obtener asimetría de la rotación de los brazos
(3) de palanca oblicuos para inducir un componente lateral en los
gases de escape.
4. Mecanismo según cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, caracterizado porque el eje
(4) alrededor del cual giran los brazos (3) de palanca oblicuos es
un eje radial.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| EP99500079A EP1052395B1 (en) | 1999-05-13 | 1999-05-13 | Exit area control mechanism for convergent divergent nozzles |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2224580T3 true ES2224580T3 (es) | 2005-03-01 |
Family
ID=8242498
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES99500079T Expired - Lifetime ES2224580T3 (es) | 1999-05-13 | 1999-05-13 | Mecanismo de control del area de salida en toberas convergente-divergentes. |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6378781B1 (es) |
| EP (1) | EP1052395B1 (es) |
| CA (1) | CA2308131C (es) |
| DE (1) | DE69918531T2 (es) |
| ES (1) | ES2224580T3 (es) |
Families Citing this family (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7721551B2 (en) * | 2006-06-29 | 2010-05-25 | United Technologies Corporation | Fan variable area nozzle for a gas turbine engine fan nacelle |
| US20100000220A1 (en) * | 2006-10-12 | 2010-01-07 | Zaffir Chaudhry | Fan variable area nozzle with electromechanical actuator |
| US8549834B2 (en) | 2010-10-21 | 2013-10-08 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with variable area fan nozzle |
| US8783605B2 (en) * | 2010-12-28 | 2014-07-22 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Flight vehicle, propulsion system and thrust vectoring system |
| EP2971725B1 (en) * | 2013-03-13 | 2022-05-04 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Three stream, variable area fixed aperture nozzle with pneumatic actuation |
| DE102013205911A1 (de) * | 2013-04-04 | 2014-10-09 | MTU Aero Engines AG | Mischvorrichtung und Turbofantriebwerk mit einer derartigen Mischvorrichtung |
| RU2535516C1 (ru) * | 2013-04-11 | 2014-12-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное призводственное объединение" ОАО "УМПО" | Регулируемое сопло турбореактивного двигателя |
| US10371089B2 (en) * | 2015-01-20 | 2019-08-06 | United Technologies Corporation | System for actuating an exhaust cowl |
| CN107029911A (zh) * | 2017-06-05 | 2017-08-11 | 盐城东方天成机械有限公司 | 一种手动静电粉末喷枪 |
| CN111322912A (zh) * | 2020-03-06 | 2020-06-23 | 南京理工大学 | 一种滚珠丝杠协同驱动的推力矢量全轴摆动喷管 |
| CN113374594B (zh) * | 2021-06-21 | 2022-12-20 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种二元喷管扩张段控制机构 |
| CN114776468A (zh) * | 2022-04-14 | 2022-07-22 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种轴对称收扩喷管双环控制机构 |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2811831A (en) * | 1951-06-29 | 1957-11-05 | United Aircraft Corp | Variable area nozzle |
| DE2809169C3 (de) * | 1978-03-03 | 1980-11-27 | Mtu Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen | Strahlrohr zum Antrieb und zur Steuerung von Flugzeugen |
| KR0167796B1 (ko) * | 1990-08-23 | 1998-12-15 | 존 스와토챠 | 짐블드 유니즌 링이 구비된 축대칭 노즐 |
| ES2136528B1 (es) * | 1996-12-26 | 2000-05-01 | Sener Ing & Sist | Perfeccionamientos en toberas axisimetricas de geometria variable y orientacion del flujo destinadasa propulsores de turbina de gas |
| EP0855501B1 (en) * | 1997-01-23 | 2003-03-05 | Industria de Turbo Propulsores S.A. | Divergent petal for gas turbine engine nozzle |
| EP0886061B1 (en) * | 1997-06-16 | 2003-10-08 | Industria de Turbo Propulsores, S.A. | Mounting assembly for a divergent master petal of a variable geometry nozzle |
-
1999
- 1999-05-13 EP EP99500079A patent/EP1052395B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1999-05-13 ES ES99500079T patent/ES2224580T3/es not_active Expired - Lifetime
- 1999-05-13 DE DE69918531T patent/DE69918531T2/de not_active Expired - Lifetime
-
2000
- 2000-05-10 US US09/568,014 patent/US6378781B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2000-05-12 CA CA002308131A patent/CA2308131C/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US6378781B1 (en) | 2002-04-30 |
| EP1052395B1 (en) | 2004-07-07 |
| CA2308131A1 (en) | 2000-11-13 |
| CA2308131C (en) | 2009-02-03 |
| DE69918531D1 (de) | 2004-08-12 |
| DE69918531T2 (de) | 2005-08-18 |
| EP1052395A1 (en) | 2000-11-15 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| ES2224580T3 (es) | Mecanismo de control del area de salida en toberas convergente-divergentes. | |
| US5329763A (en) | Thrust vectoring variable geometry exhaust nozzle for gas turbines | |
| JP4593598B2 (ja) | ファンナセル、ナセルアッセンブリ、および環状のファン出口面積を変化させる方法 | |
| EP1726813B1 (en) | Axial divergent section slot nozzle | |
| US4043508A (en) | Articulated plug nozzle | |
| US5261605A (en) | Axisymmetric nozzle with gimbled unison ring | |
| US4327548A (en) | Gas turbine engine power plant | |
| US4141501A (en) | Nozzles for gas turbine engines | |
| US5398499A (en) | Orientable axisymmetric nozzle of variable geometry of gas turbine propulsors | |
| IL99276A (en) | Exhaust nozzle with traction vector | |
| JPS6157461B2 (es) | ||
| US5074118A (en) | Air turbo-ramjet engine | |
| US3214904A (en) | Variable area convergent-divergent nozzle and actuation system therefor | |
| US4295611A (en) | Two-dimensional nozzle | |
| JPS6053176B2 (ja) | 推進用ノズル | |
| US4552309A (en) | Variable geometry nozzles for turbomachines | |
| US5245823A (en) | External flap vectoring mechanism | |
| US5165228A (en) | Turboramjet engine | |
| US5284014A (en) | Turbojet-ramjet hypersonic aircraft engine | |
| RU2208693C2 (ru) | Осесимметричное сверхзвуковое реактивное сопло | |
| JP4615556B2 (ja) | ガスタービンエンジン用のファンナセル、ファンナセルアッセンブリ、およびガスタービンエンジンの環状ファン出口面積を変える方法 | |
| US4502638A (en) | Turbomachine ejector nozzle and thrust reverser | |
| SE449017B (sv) | Munstycksaggregat med varierbar area for gasturbinmotorer | |
| US3670964A (en) | Jet nozzle | |
| US3972349A (en) | Variable ratio bypass gas turbine engine with flow diverter |