FR2888211A1 - Dispositif et procede de pilotage en lacets pour tuyere a section de sortie rectangulaire - Google Patents

Dispositif et procede de pilotage en lacets pour tuyere a section de sortie rectangulaire Download PDF

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Abstract

L'invention concerne un dispositif de pilotage en lacet pour aéronef (100) équipé d'une tuyère supersonique (110) à section rectangulaire ou aplatie comprenant un col sonique (111) prolongé par un divergent (112) dans lequel se produit l'écoulement supersonique (Esup). Afin de permettre le pilotage en lacet de l'aéronef en l'absence de dérive verticale, le dispositif de l'invention met en oeuvre des gouvernes de jet (120) en forme d'aileron qui sont disposées dans le divergent (112) de la tuyère. Les gouvernes sont mobiles autour d'un axe de rotation (121) pour générer un effort latéral en position braquée et permettre la rotation de l'aéronef (100) autour de son axe de lacet (102).

Description

Arrière plan de l'invention
La présente invention se rapporte aux aéronefs de type furtif, c'est-àdire aux aéronefs de conception spécifique pour minimiser la signature équivalent radar (SER) et la signature infrarouge. Ce type d'aéronefs est, par exemple mais non exclusivement, celui des avions de combat sans pilote encore appelés drones ou UCAV (acronyme du terme anglais "Unmanned Combat Air Vehicle") et qui présentent, par souci de discrétion (SER principalement), des cellules de forme très plate et sans dérive verticale. En outre, la forme de l'aéronef ainsi que le besoin de discrétion infrarouge au niveau du jet sortant de la tuyère ont conduit à donner à cette dernière une forme dite "bidimensionnelle" ou "2D", la section de sortie de la tuyère étant de forme rectangulaire ou aplatie avec un rapport largeur/hauteur de l'ordre de 3 ou plus.
La suppression de la dérive verticale (gouverne de direction) nécessite de doter l'aéronef d'un autre moyen de contrôle en lacet. Deux solutions ont été étudiées à ce jour. La première consiste à réaliser le pilotage en lacet au moyen de gouvernes aérodynamiques placées au niveau des ailes de l'aéronef (gouvernes de type double ailerons). Dans ce cas, l'aéronef est piloté en lacet par le contrôle de traînées différentielles entre les deux ailes de l'aéronef. Une autre solution consiste à équiper l'aéronef d'une tuyère orientable qui permet de contrôler la direction du vecteur poussée.
Cependant, ces deux solutions pour le pilotage en lacet d'aéronefs sans dérive verticale présentent des inconvénients en termes d'efficacité de pilotage et de performances moteur. En effet, l'utilisation de gouvernes aérodynamiques au niveau des ailes augmente fortement la traînée globale de l'aéronef pour générer un moment suffisant par rapport au centre de gravité de l'aéronef. De même, les systèmes de pilotage en lacet 2888211 2 par orientation de la poussée au niveau de la tuyère, en particulier ceux utilisant une injection fluidique sur les parois latérales de la tuyère, ne permettent pas d'obtenir un moment de lacet suffisant, notamment en raison de la forme très aplatie de la tuyère qui est peu favorable à la déviation du vecteur poussée en lacet. Par ailleurs, les systèmes mécaniques permettant d'orienter la tuyère et, par conséquent, la poussée sont très pénalisants en termes de poids et d'encombrement.
Enfin, les systèmes de pilotage en lacet décrits ci-dessus ont généralement un impact sur les performances de poussée du moteur. 10
Objet et description succincte de l'invention
La présente invention a pour but d'apporter une solution au problème posé par le pilotage en lacet d'aéronefs sans dérive verticale et équipés d'une tuyère supersonique à section rectangulaire ou aplatie afin de générer un moment de lacet optimal par rapport au centre de gravité de l'aéronef, et ce tout en limitant les pertes de poussée et l'impact sur le cycle thermodynamique du moteur.
Conformément à la présente invention, ce but est atteint grâce à un dispositif comprenant au moins une gouverne de jet en forme d'aileron disposée dans le divergent de la tuyère, ladite gouverne étant mobile autour d'un axe de rotation pour générer un effort latéral en position braquée et permettre la rotation de l'aéronef autour de son axe de lacet.
Le dispositif de l'invention permet de réaliser un pilotage en lacet aussi efficace que celui réalisé avec une dérive verticale. En effet, en positionnant une ou plusieurs gouvernes de jet directement dans le divergent, c'est-à-dire au niveau de l'écoulement supersonique, on génère un effort latéral très important et, par conséquent, un moment en lacet suffisant pour le pilotage en lacet de l'aéronef. Cet effort latéral important est obtenu pour un braquage de quelques degrés seulement de la ou des gouvernes. Le braquage des gouvernes ne génère que temporairement des pertes de poussée.
2888211 3 En outre, la ou les gouvernes étant positionnées dans le divergent, c'est-à-dire après le col, elles n'ont pas d'impact sur le cycle de fonctionnement du moteur, le débit étant régulé au niveau du col sonique en amont. Le fonctionnement du moteur peut être alors découplé du pilotage de l'aéronef.
La forme (aileron) et les dimensions des gouvernes de jet sont de préférence choisies de manière à optimiser leur profil aérodynamique dans l'écoulement en position non braquée.
Selon un mode de réalisation apportant des avantages supplémentaires, le dispositif de pilotage en lacet comprend en outre un élément fixe disposé en amont de la ou chaque gouverne de jet dans la tuyère, ledit élément fixe présentant un bord d'attaque aérodynamique pour protéger la gouverne de l'écoulement supersonique dans la tuyère.
La disposition d'un tel élément en amont de chaque gouverne permet de protéger ces dernières de l'écoulement supersonique en position non braquée et de réduire la perte de poussée en fonctionnement continu. En effet, la présence d'une ou plusieurs gouvernes de jet dans l'écoulement supersonique génère des chocs (ondes de choc) dans ce dernier induisant des pertes de poussée. Les éléments fixes permettent de "masquer" les gouvernes de l'écoulement supersonique en position non braquée. A cet effet, les éléments fixes sont de préférence placés au moins partiellement en amont de la ligne sonique de la tuyère. Avec ces éléments fixes, le dispositif de l'invention a un impact négligeable sur les performances de poussée du moteur lorsqu'il n'est pas activé (i.e. lorsque les gouvernes ne sont pas braquées).
Selon un aspect de l'invention, le dispositif comprend plusieurs gouvernes de jet, chacune de ces gouvernes étant reliée à un levier de commande unique, ce qui permet d'utiliser un seul actuateur pour la commande de toutes les gouvernes.
La présente invention concerne en outre une tuyère supersonique à section rectangulaire ou aplatie comprenant au moins un dispositif de pilotage en lacet tel que décrit précédemment.
2888211 4 L'invention concerne également un aéronef comprenant une telle tuyère pour lequel il est avantageusement possible de supprimer la dérive verticale, le dispositif de pilotage en lacet étant intégré dans la tuyère.
La présente invention concerne enfin un procédé de pilotage en lacet d'un aéronef équipé d'une tuyère supersonique à section rectangulaire ou aplatie comprenant un col sonique prolongé par un divergent dans lequel se produit l'écoulement supersonique, caractérisé en ce qu'il comprend la disposition d'au moins une gouverne jet en forme d'aileron à l'intérieur du divergent de la tuyère et le braquage de la gouverne de jet de manière à générer un effort latéral permettant la rotation de l'aéronef autour de son axe de lacet.
Le procédé peut comprendre en outre la disposition en amont de la ou chaque gouverne de jet d'un élément fixe présentant un bord d'attaque aérodynamique pour protéger la gouverne du jet supersonique de la tuyère, le ou les éléments fixes étant de préférence placés au moins partiellement en amont de la ligne sonique de la tuyère.
Selon un aspect particulier de l'invention, on positionne plusieurs gouvernes de jet à l'intérieur du divergent que l'on relie à un levier de commande unique pour commander leur braquage simultanément.
Le nombre de gouvernes de jet à disposer à l'intérieur du divergent ainsi que leur angle de braquage maximum sont définis en fonction du moment de lacet qui doit être généré pour le pilotage en lacet de l'aéronef.
Brève description des dessins
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront de la description suivante de modes particuliers de réalisation de l'invention, donnés à titre d'exemples non limitatifs, en référence aux dessins annexés, sur lesquels: - la figure 1 est une vue très schématique d'un aéronef équipé d'un dispositif de pilotage en lacet conformément à un mode de réalisation de l'invention, 2888211 5 - les figures 2A et 2B sont des vues de dessus d'une gouverne de jet de la figure 1 respectivement en position non braquée et en position braquée, - la figure 3 est une vue de dessus de l'ensemble des gouvernes de jet de la figure 1, - la figure 4 est une vue très schématique d'un aéronef équipé d'un dispositif de pilotage en lacet conformément à un autre mode de réalisation de l'invention, - les figures 5A et 5B sont des vues de dessus d'une gouverne de 10 jet de la figure 4 respectivement en position non braquée et en position braquée, et - la figure 6 est une vue de dessus de l'ensemble des gouvernes de jet de la figure 4.
Description détaillée des modes de réalisation de l'invention La figure 1 illustre très schématiquement un aéronef 100 de type avion de combat sans pilote, encore appelé drone ou UCAV, qui est équipé d'un moteur 101 dont la partie arrière est formée d'une tuyère supersonique 110 comprenant un col sonique 111 et un divergent 112. La tuyère 110 présente une forme plane ou "bidimensionnelle", c'est-à-dire que le divergent 112 présente une section rectangulaire ou aplatie avec, au niveau de sa section de sortie, un rapport largeur/hauteur qui peut être de l'ordre de 3 ou plus.
Pour conserver une forme de cellule très plate, l'aéronef 100 ne comporte pas de dérive verticale. Conformément à l'invention, le pilotage en lacet de l'aéronef 100 est réalisé grâce à des gouvernes de jet 120 placées directement dans la tuyère 110 de manière à être soumises à l'écoulement supersonique Esup du jet qui se produit au niveau du divergent 112. Comme représenté en figure 2A, chaque gouverne 120 présente une forme d'aileron définissant un profil aérodynamique pour réduire au maximum son influence sur l'écoulement supersonique du jet. Les gouvernes sont placées verticalement derrière la ligne sonique 130 qui 2888211 6 se situe au niveau de la sortie du col sonique 111 et qui délimite la partie de la tuyère à partir de laquelle la vitesse d'écoulement passe d'une valeur subsonique Esub à une valeur supersonique Esup. Les gouvernes 120 sont mobiles autour d'un axe 121 pour permettre leur braquage. Comme illustré sur la figure 2B, le braquage d'une gouverne dans l'écoulement supersonique Esup établi dans le divergent permet de générer un effort latéral Flat important. En effet, en position braquée, les gouvernes génèrent un choc 132 dans l'écoulement supersonique Esup sur une face et un choc plus faible ou même un faisceau de détente 133 sur la face opposée. Les répartitions de pressions sur chaque face de la gouverne sont alors très différentes, ce qui permet de créer l'effort latéral Flat qui est immédiatement très important pour un braquage de l'ordre de quelques degrés seulement.
Avec cette solution, on obtient un moment de lacet suffisant pour assurer le pilotage de l'aéronef. Le nombre de gouvernes et l'angle maximum de braquage de ces dernières est défini en fonction de la valeur du moment de lacet nécessaire pour le pilotage de l'aéronef autour de son axe de lacet 102.
Les gouvernes étant situées dans la partie supersonique de l'écoulement, le débit passant au col sonique et le fonctionnement du moteur ne sont pas impactés par le braquage de ces gouvernes.
Tel qu'illustré sur la figure 3, le braquage des gouvernes 120 peut être commandé par un même levier 123 relié à l'axe de rotation 121 solidaire de chaque gouverne par une came 122, ce qui permet d'activer toutes les gouvernes simultanément avec un actuateur unique.
Si l'utilisation de gouvernes de jet dans l'écoulement supersonique permet de générer un moment de lacet maximal par rapport au centre de gravité de l'aéronef et, par conséquent, de suppléer très efficacement une dérive verticale, leur présence dans l'écoulement supersonique génère un choc 131 (figure 2A) dans l'écoulement induisant une perte de poussée de plusieurs pourcents, cette perte augmentant proportionnellement avec l'angle de braquage des gouvernes.
Pour palier cet inconvénient, la présente invention propose, conformément à un autre mode de réalisation, d'intégrer un élément fixe 2888211 7 en amont de chaque gouverne, cet élément présentant une forme adaptée pour protéger de l'écoulement supersonique la gouverne devant laquelle il est placé. A cet effet, l'élément fixe présente un bord d'attaque aérodynamique et suffisamment large pour masquer la gouverne de l'écoulement en position non braquée, un partie au moins de l'élément fixe étant située dans la partie subsonique de l'écoulement, c'est-à-dire en amont de la ligne sonique dans la tuyère.
Un exemple de réalisation est illustré sur la figure 4 qui montre un aéronef 200 du même type que décrit précédemment, à savoir un aéronef équipé d'un moteur 201 dont la partie arrière est formée d'une tuyère supersonique "bidimensionnelle" 210 comprenant un col sonique 211 et un divergent 212 à section de sortie rectangulaire. Comme expliqué précédemment, une ou plusieurs (plusieurs sur la figure 4) gouvernes de jet 220 sont disposées verticalement dans la tuyère 210 au niveau du divergent 212 pour permettre le pilotage en lacet de l'aéronef. Dans ce mode de réalisation de l'invention, des éléments fixes 240 sont respectivement placés en amont des gouvernes 220. Les éléments fixes 240 présentent un profil aérodynamique et sont placés au moins partiellement dans la partie convergente de la tuyère, à savoir au niveau du col sonique 211, où l'écoulement Esub n'est pas encore supersonique. Cette disposition est représentée sur la figure 5A où l'on voit que la ligne sonique 230 de l'écoulement se situe au droit de l'élément fixe 240 qui se prolonge après cette ligne sonique jusqu'à la section du divergent 212 où se situe la gouverne 220 au niveau de l'écoulement supersonique Esup.
En position non braquée, les gouvernes sont ainsi protégées de l'écoulement supersonique, la seule perte de poussée étant alors due au frottement pariétal (la surface en contact avec l'écoulement étant un peu augmentée par la présence des éléments fixes) et aux petits chocs éventuels dans l'écoulement dus au faible jeu qui subsiste entre les éléments fixes et les gouvernes.
Lorsqu'on braque les gouvernes 220 en les faisant pivoter autour de leur axe 221 comme illustré sur la figure 5B, on génère un choc 231 sur une face de la gouverne et un choc plus faible ou faisceau de détente 232 sur l'autre face qui permet de créer un différentiel de pression important 2888211 8 entre les deux faces et, par conséquent, un effort latéral Flat qui entraîne l'aéronef en rotation autour de son axe de lacet 202. L'axe de rotation 221 de chaque gouverne 220 est placé de préférence au plus près de l'élément fixe 240 en amont de manière à minimiser le plus possible le dépassement du bord amont 220a de la gouverne 220 par rapport à l'élément fixe 240 lors du braquage. Comme illustré sur les figure 5A et 5B, l'axe de rotation 221 des gouvernes 220 est de préférence choisi de façon à définir le centre d'un cercle concentrique avec un cercle passant sur le bord aval 240b de l'élément fixe 240.
Les gouvernes de jet et les éléments fixes peuvent être réalisés en métal ou en matériau composite thermostructural (ex. carbone/carbone (C/C), carbone/carbure de silicium (C/SiC), ou carbure de silicium/carbure de silicium (SiC/SiC)).
Le dispositif de pilotage en lacet n'est pas limité à l'aéronef décrit cidessus. Il peut être utilisé d'une manière générale dans tout type d'aéronef équipé d'une tuyère présentant une forme bidimensionnelle et pour lequel il est recherché une solution plus discrète que la dérive verticale pour le pilotage en lacet.
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Claims (11)

REVENDICATIONS
1. Dispositif de pilotage en lacet pour aéronef (100; 200) équipé d'une tuyère supersonique (110; 210) à section rectangulaire ou aplatie, ladite tuyère comprenant un col sonique (111; 211) prolongé par un divergent (112; 212) dans lequel se produit l'écoulement supersonique, caractérisé en ce qu'il comprend au moins une gouverne de jet (120; 220) en forme d'aileron disposée dans le divergent (112; 212) de la tuyère, ladite gouverne étant mobile autour d'un axe de rotation (121; 221) pour générer un effort latéral en position braquée et permettre la rotation de l'aéronef (100; 200) autour de son axe de lacet (102; 202).
2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend en outre un élément fixe (240) disposé en amont de la ou chaque gouverne de jet (220) dans la tuyère (210), ledit élément fixe présentant un bord d'attaque aérodynamique pour protéger la gouverne de l'écoulement supersonique dans la tuyère.
3. Dispositif selon la revendication 2, caractérisé en ce que l'élément fixe (240) est placé au moins partiellement en amont de la ligne sonique (230) de la tuyère.
4. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'il comprend plusieurs gouvernes de jet (120; 220), chacune de ces gouvernes étant reliée à un levier de commande unique (123; 223) permettant de braquer lesdites gouvernes de jet simultanément.
5. Tuyère supersonique à section rectangulaire ou aplatie (110; 210), caractérisée en ce qu'elle comprend au moins un dispositif de pilotage en lacet selon l'une quelconque des revendications 1 à 4.
6. Aéronef sans dérive verticale (100; 200) caractérisé en ce qu'il comprend une tuyère selon la revendication 5.
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7. Procédé de pilotage en lacet d'un aéronef (100; 200) équipé d'une tuyère supersonique à section rectangulaire ou aplatie (110; 210), ladite tuyère comprenant un col sonique (111; 211) prolongé par un divergent (112; 212) dans lequel se produit l'écoulement supersonique, caractérisé en ce qu'il comprend la disposition d'au moins une gouverne jet (120; 220) en forme d'aileron à l'intérieur du divergent de la tuyère et le braquage de la gouverne de jet de manière à générer un effort latéral permettant la rotation de l'aéronef autour de son axe de lacet (102; 202).
8. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce qu'il comprend en outre la disposition en amont de la ou chaque gouverne de jet (220) d'un élément fixe (240) présentant un bord d'attaque aérodynamique pour protéger la gouverne du jet supersonique de la tuyère.
9. Procédé selon la revendication 8, caractérisé en ce que l'élément fixe (240) est placé au moins partiellement en amont de la ligne sonique (230) de la tuyère.
10. Procédé selon l'une quelconque des revendications 7 à 9, caractérisé en ce qu'on positionne plusieurs gouvernes de jet (120; 240) à l'intérieur du divergent et en ce qu'on les relie à un levier de commande unique (123; 223) pour commander leur braquage simultanément.
11. Procédé selon l'une quelconque des revendications 7 à 10, caractérisé en ce qu'on détermine le nombre de gouvernes de jet à disposer à l'intérieur du divergent ainsi que leur angle de braquage maximum en fonction du moment en lacet qui doit être généré pour le pilotage en lacet de l'aéronef.
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GB0612521A GB2428029B (en) 2005-07-06 2006-06-26 Yaw control device for a nozzle having a rectangular outlet section
US11/476,310 US7628356B2 (en) 2005-07-06 2006-06-28 Yaw control device for a nozzle having a rectangular outlet section
GR20060100385A GR20060100385A (el) 2005-07-06 2006-06-29 Διαταξη ελεγχου της στροφης περι κατακορυφου αξονα για ενα ακροφυσιο που εχει ορθογωνικη διατομη εξοδου
IL176632A IL176632A (en) 2005-07-06 2006-06-29 Yaw control device for a nozzle having a rectangular outlet section
SE0601426A SE532283C2 (sv) 2005-07-06 2006-06-30 Girstyranordning för ett strålrör med rektangulär utsläppssektion
ES200601786A ES2286957B1 (es) 2005-07-06 2006-07-03 Dispositivo de pilotaje en guiñada para aeronave.
IT000493A ITTO20060493A1 (it) 2005-07-06 2006-07-05 Dispositivo di pilotaggio in imbardata per ugello a sezione rettangolare
DE102006031625A DE102006031625A1 (de) 2005-07-06 2006-07-06 Vorrichtung zur Giersteuerung einer Düse mit rechteckigem Austrittsquerschnitt

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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2012010116A3 (fr) * 2010-06-16 2012-07-05 Eads Deutschland Gmbh Aéronef motorisé, en particulier aéronef réalisé sous forme d'aile volante et/ou avec une faible signature radar

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SE527787C2 (sv) * 2004-11-05 2006-06-07 Volvo Aero Corp Utloppsanordning till en jetmotor och en jetmotor innefattande sådan utloppsanordning
US20100281874A1 (en) * 2007-01-09 2010-11-11 Rolls-Royce Corporation Airflow vectoring member
US8020367B2 (en) * 2007-03-16 2011-09-20 General Electric Company Nozzle with yaw vectoring vane
US8240125B2 (en) * 2007-07-26 2012-08-14 The Boeing Company Thrust vectoring system and method
FR2919268B1 (fr) * 2007-07-26 2009-10-02 Airbus France Sa Avion a decollage court
DE102008022289B4 (de) 2008-04-25 2010-07-29 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Flugkörper
US8469308B2 (en) * 2010-11-12 2013-06-25 Textron Innovations Inc. Aircraft wing extension and nozzle system
US8359128B1 (en) * 2011-07-13 2013-01-22 The Boeing Company Solar energy collection flight path management system for aircraft
GB201112045D0 (en) * 2011-07-14 2011-08-31 Rolls Royce Plc A gas turbine engine exhaust nozzle
FR2995941B1 (fr) * 2012-09-21 2018-08-31 Roxel France Divergent a deviateurs de jet pour propulseurs a charge solide
US9719465B2 (en) * 2013-03-14 2017-08-01 United Technologies Corporation Reverse core engine with thrust reverser
EP2813696B1 (fr) * 2013-06-12 2015-12-02 MTU Aero Engines GmbH Dispositif de déviation de poussée et moteur d'avion avec ce dispositif
JP6361404B2 (ja) * 2014-09-17 2018-07-25 三菱重工業株式会社 推力偏向装置、および、推力偏向装置を備える飛しょう体
CN104554739B (zh) * 2014-12-16 2016-08-24 空气动力学国家重点实验室 一种可以增强和调整无尾布局飞机航向稳定性的进气道唇口
US11635773B2 (en) * 2017-05-31 2023-04-25 The Regents Of The University Of California Tilt-frame UAV for agricultural air sampling with a propeller-thrust-governing system that facilitates VTOL capability
DE102018206421B4 (de) * 2018-04-25 2020-10-01 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Antrieb für einen Flugkörper, insbesondere für ein Flugzeug
CN115956159A (zh) * 2020-07-13 2023-04-11 拉斐尔·马丁内斯-比拉诺瓦·皮农 用于航空器的喷气引擎

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3086731A (en) * 1960-10-04 1963-04-23 Edmond R Doak Aircraft control system
US3581995A (en) * 1968-04-25 1971-06-01 Ver Flugtechnische Werke Deviating device for particularly hot exhaust gas jets of air vehicle driving mechanisms
US4236684A (en) * 1979-04-27 1980-12-02 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Thrust augmented spin recovery device
JPS60237147A (ja) * 1984-05-09 1985-11-26 Toru Fujii ゼット航空機の無尾翼方式制御
US4643374A (en) * 1984-06-01 1987-02-17 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gesellschaft Mit Beschraenkter Haftung Steering apparatus for a flying body
US5170964A (en) * 1989-03-22 1992-12-15 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Propelling nozzle for the thrust vector control for aircraft equipped with jet engines
US5687907A (en) * 1987-12-18 1997-11-18 United Technologies Corporation Yaw and pitch thrust vectoring nozzle

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2969017A (en) * 1948-03-19 1961-01-24 Richard B Kershner Stabilizers for jet-propelled vehicles
GB764180A (en) * 1952-09-24 1956-12-19 Rolls Royce Improvements in or relating to jet arrangements
US3224190A (en) * 1959-02-11 1965-12-21 Daimler Benz Ag Jet power plant particularly for aircraft
US3081597A (en) * 1960-12-06 1963-03-19 Northrop Corp Variable thrust vectoring systems defining convergent nozzles
US3443757A (en) * 1966-10-14 1969-05-13 Aviat Uk Supersonic fluid flow exhaust nozzles
US4005823A (en) * 1975-09-30 1977-02-01 United Technologies Corporation Flap-type two-dimensional nozzle having a plug
US5082181A (en) * 1989-12-18 1992-01-21 The Boeing Company Gas jet engine nozzle
US5301901A (en) * 1993-01-29 1994-04-12 General Electric Company Telescoping centerbody wedge for a supersonic inlet
US6382559B1 (en) * 1999-08-13 2002-05-07 Rolls-Royce Corporation Thrust vectoring mechanism
US7836681B2 (en) * 2006-06-13 2010-11-23 Rolls-Royce Corporation Mechanism for a vectoring exhaust nozzle

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3086731A (en) * 1960-10-04 1963-04-23 Edmond R Doak Aircraft control system
US3581995A (en) * 1968-04-25 1971-06-01 Ver Flugtechnische Werke Deviating device for particularly hot exhaust gas jets of air vehicle driving mechanisms
US4236684A (en) * 1979-04-27 1980-12-02 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Thrust augmented spin recovery device
JPS60237147A (ja) * 1984-05-09 1985-11-26 Toru Fujii ゼット航空機の無尾翼方式制御
US4643374A (en) * 1984-06-01 1987-02-17 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gesellschaft Mit Beschraenkter Haftung Steering apparatus for a flying body
US5687907A (en) * 1987-12-18 1997-11-18 United Technologies Corporation Yaw and pitch thrust vectoring nozzle
US5170964A (en) * 1989-03-22 1992-12-15 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Propelling nozzle for the thrust vector control for aircraft equipped with jet engines

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
PATENT ABSTRACTS OF JAPAN vol. 010, no. 105 (M - 471) 19 April 1986 (1986-04-19) *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2012010116A3 (fr) * 2010-06-16 2012-07-05 Eads Deutschland Gmbh Aéronef motorisé, en particulier aéronef réalisé sous forme d'aile volante et/ou avec une faible signature radar
US8888038B2 (en) 2010-06-16 2014-11-18 Eads Deutschland Gmbh Driven aircraft, in particular an aircraft designed as a flying wing and/or having a low radar signature

Also Published As

Publication number Publication date
IL176632A0 (en) 2006-10-31
IL176632A (en) 2011-03-31
SE0601426L (sv) 2007-01-07
US20070095972A1 (en) 2007-05-03
FR2888211B1 (fr) 2008-11-14
ITTO20060493A1 (it) 2007-01-07
GB2428029B (en) 2010-08-18
US7628356B2 (en) 2009-12-08
ES2286957A1 (es) 2007-12-01
GB2428029A (en) 2007-01-17
ES2286957B1 (es) 2008-11-01
GR20060100385A (el) 2007-02-15
SE532283C2 (sv) 2009-12-01
DE102006031625A1 (de) 2007-03-01
GB0612521D0 (en) 2006-08-02

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