JP2000205045A - 可逆一体型のタ―ボファンエンジンの排気ノズル - Google Patents

可逆一体型のタ―ボファンエンジンの排気ノズル

Info

Publication number
JP2000205045A
JP2000205045A JP4204A JP2000004204A JP2000205045A JP 2000205045 A JP2000205045 A JP 2000205045A JP 4204 A JP4204 A JP 4204A JP 2000004204 A JP2000004204 A JP 2000004204A JP 2000205045 A JP2000205045 A JP 2000205045A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
shutters
exhaust nozzle
jack
exhaust
flap
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.)
Granted
Application number
JP4204A
Other languages
English (en)
Other versions
JP4128714B2 (ja
Inventor
Alain Charrier Gilles
ジル・アラン・シヤリエ
Jean-Michel Andre Giyone Xavier
グザビエ・ジヤン−ミシエル・アンドレ・ギヨネ
Louis Roland Gilles
ジル・ルイ・ロラン
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA
SNECMA SAS
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA, SNECMA SAS filed Critical Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA
Publication of JP2000205045A publication Critical patent/JP2000205045A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP4128714B2 publication Critical patent/JP4128714B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

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
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/11—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted eyelids
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/80—Application in supersonic vehicles excluding hypersonic vehicles or ram, scram or rocket propulsion
    • 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
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
  • Exhaust Silencers (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】 排気ガスの出力断面を大きくして離陸時の騒
音を減らすことができる、可逆ターボファンエンジンの
一体型排気ノズルを提供する。 【解決手段】 カウリング（９）内に配置された排気管
（７）、排気管（７）の下流端にある一連の高温フラッ
プ（１４）、カウリング（９）の下流端にある一連の低
温フラップ（１６）、および、ガスジェット内に突出す
る作動または逆スラスト位置と、非作動または直接ジェ
ット位置との間で、移動可能な２個のシャッタ（３１、
３２）からなる逆スラスト装置（３０）を含む。シャッ
タ（３１、３２）は、シャッタ（３１、３２）の支持ア
ーム（３３、３４）に作用を及ぼすジャッキ（５０）に
よって、離陸配置時に互いに離れることができる。作動
位置から非作動位置、またその逆の移動は、制御ジャッ
キ（３５、３６）により行われる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、民間の超音速機に
装備する、逆スラスト装置を含むターボファンエンジン
の排気ノズルに関する。
【０００２】より詳しくは、本発明は、外側カウリング
内に配置されて動作時にガス流が流れる排気管と、前記
排気管の下流端に回転可能に取り付けられる一連の高温
フラップと、カウリングの下流端に回転可能に取り付け
られる一連の低温フラップと、排気管の下流で軸方向の
対称面の両側に回転可能に取り付けられる２個の同じシ
ャッタを含み、前記２個のシャッタが下流のガスジェッ
ト内に横方向に突出してこのジェットを前方に偏向する
作動または逆スラスト位置か、もしくは低温フラップの
延長線上にある非作動または直接（正方向）ジェット位
置を占有可能な逆スラスト装置と、飛行形態あるいは配
置(configuration)に応じて高温フラップおよび低温フ
ラップを制御する手段と、非作動位置から作動位置また
はその逆に作動位置から非作動位置にシャッタを制御す
る手段とを含む、超音速機に装備するターボファンエン
ジンの排気ノズルに関する。
【０００３】
【従来の技術】このような排気ノズルでは、飛行段階に
応じてエンジンの排気ガスの出力断面を調整可能にする
ために、各シャッタが、軸方向の対称面に隣接する横軸
を中心として回転できるように固定構造体に取り付けら
れる。しかしながら、この断面はわずかな割合でしか変
わらない。ところで、民間空港の近隣における騒音規準
は、特に離陸段階の時点でガスの排出速度を落とさなけ
ればならないとしている。
【０００４】従って、離陸段階時のガスの流量は、この
段階ではエンジンが全開運転するために著しく多く、こ
の規準はそのために特別な適応を必要とする。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】本発明の目的は、排気
ガスの断面を大きくして離陸時の騒音を低減可能な上記
のタイプの排気ノズルを提案することにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明は、離陸配置にお
いて軸方向の対称面から前記２個のシャッタを離隔する
ための手段を排気ノズルが含むことによって目的を達せ
られる。
【０００７】さらに、以下のような多くの構成が取り入
れられる。
【０００８】− 低温フラップは、離陸配置および巡航
配置で前記２個のシャッタと障害物なしに空気力学的な
輪郭を確保するように作動され、 − 低温フラップは、小型リンクにより高温フラップに
従属しており、 − ２個のシャッタは、二対の側面支持アームの端およ
び少なくとも一対のジャッキの端に連結され、各支持ア
ーム対のアームおよび各ジャッキ対のジャッキが、軸方
向の対称面に対して対称に配置され、２個のシャッタが
また、その他端で固定構造体に連結されており、前記ジ
ャッキが、シャッタの制御手段を形成し、 − 離陸配置でシャッタを離隔するための手段が、アー
ム対のアームの間に介在するジャッキを含み、 − 支持アーム対の２個のアームは、前記アームへのシ
ャッタの連結軸が、軸方向の対称面に対して対称移動す
るように、歯付きセクタにより結合され、 − シャッタの制御手段をなすジャッキが、排出ガス流
をわずかに偏向するために離陸配置で対立すなわち異な
るように作動可能である。
【０００９】本発明の他の長所および特徴は、添付図に
関して例としてなされた以下の説明を読めば明らかにな
るだろう。
【００１０】
【発明の実施の形態】図は、民間の超音速機に装備する
二軸ターボファンエンジンから出るガスの噴気コーンあ
るいは排気ノズル１を示している。
【００１１】このターボファンエンジンのタービン２
は、タービン２のコーン４を囲む環状のスペース３に高
温流(flux chaud)Ｆｃを送る。低温流(flux froid)Ｆｆ
は、タービン２の外部ケーシング６を囲む環状の管路５
から送られる。環状の管路５は、外側が内壁７により画
定され、内壁７は、ガスが流れる方向にコーン４の端を
越えて下流に向かって延長されている。内壁７は、空気
力学的な輪郭を備えたカウリング９により外側が画定さ
れる固定環状構造体８の一部をなす。
【００１２】固定構造体８の内壁７は、ターボファンエ
ンジンの軸と一致する回転軸１２を持つ円筒形の内部チ
ャンバ１１を画定し、このチャンバ内で、タービンから
送られる高温流Ｆｃと環状の管路５から送られる低温流
Ｆｆとが、特に図３に示したようなローブ(lobes)混合
装置１３により混合される。図１では、ローブが引っ込
んだ位置にある。得られた混合ガスは、噴射装置により
燃料の濃度が高められ、内部チャンバ１１内で補完的に
燃焼されて、特に離陸段階でターボファンエンジンの推
力（スラスト）を増加することができる。
【００１３】高温フラップあるいはドア(volets)１４
は、内壁７の下流端１５に連結され、低温フラップ１６
は、カウリング９の下流端１７に連結され、下流端１５
および１７は、軸１２に垂直な横方向のほぼ同じ面上に
ある。
【００１４】低温フラップ１６は、小型リンク１８によ
り高温フラップ１４に結合される。高温フラップ１４
は、小型リンク２０により制御リング１９に結合され
る。制御リング１９は、内壁７とカウリング９との間に
設けられた環状スペース内に配置され、固定構造体８に
固定された複数個の同期制御ジャッキ２１によって軸１
２に平行に移動する。
【００１５】低温フラップ１６の移動は、小型リンク１
８により高温フラップ１４の移動に従属あるいは連動
し、高温フラップ１４は、図１および２に示された巡航
配置における最大集中位置と、図３から７に示された離
陸および着陸配置におけるほぼ円筒形の位置との間で、
飛行段階に応じて一定の法則に従ってジャッキ２１によ
り作動される。
【００１６】図１および２に示されるように、巡航配置
では、低温フラップ１６が、やや収束し、カウリング９
の末端部分の延長線上に配置される。この配置では、低
温フラップ１６が、回転軸１２と最大でも６゜の角度を
なす。他の配置では、低温フラップ１６が外側に発散す
る。
【００１７】高温フラップ１４および低温フラップ１６
の下流には、逆スラスト装置３０が設けられている。逆
スラスト装置３０は、図１から７の面に垂直な、回転軸
１２を通る水平面に対して対称に配置される２個の同じ
シャッタあるいはふた(paupieres)３１、３２を含む。
【００１８】このシャッタ３１、３２は、一方で二対の
アーム３３、３４および二対の制御ジャッキ３５、３６
を用いて固定構造体８により支持され、各アーム対およ
び各ジャッキ対が、シャッタ３１、３２の外側および固
定構造体８の側面延長部の内部に、横方向に配置されて
いる。
【００１９】より詳しくは、上部シャッタ３１が、２個
の上部アーム３３の下流端３７に連結して取り付けられ
ており、上部アーム３３の上流端３８が固定構造体８に
連結されている。上部シャッタ３１はまた、上部制御ジ
ャッキ３５のロッド４０の自由端３９に連結されてい
る。上部制御ジャッキのロッド自体も４１で固定構造体
８に連結されている。下部シャッタ３２は、２個の下部
制御アーム３４と２個の下部ジャッキ３６とに同様に取
り付けられる。
【００２０】アーム対のアーム３３、３４は、３８を中
心とし、歯付きセクタ４３、４４を含む。このセクタは
相互に係合し、軸方向の対称面に対して２個のシャッタ
３１、３２の回転軸３７の移動の対称性を確保するもの
である。
【００２１】ジャッキ５０は、アーム対の２個のアーム
３３、３４の間に介在する。このジャッキ５０の円筒部
５１は、点５２で下部アーム３４に連結され、ジャッキ
のロッド５３は、点５４で上部アーム３３に連結され
る。点５２と５４は、シャッタ３１、３２の軸方向の対
称面に対して対称である。
【００２２】各シャッタ３１、３２は、内壁６１、外壁
６２および前壁６３により画定される断面が三角形の湾
曲体を呈する。
【００２３】図１と２に示した巡航配置では、外壁６２
が、低温フラップ１６の延長線上に配置されて、回転軸
１２と６゜の角度をなす。低温フラップ１６は、高温フ
ラップ１４の長さの二倍にほぼ等しい距離に渡って後方
に延びている。内壁６１および前壁６３の接合により画
定されるシャッタ３１、３２の入口断面は、高温フラッ
プ１４の出口断面よりも大きい。内壁６１は、巡航配置
で収束ノズルを構成する。この配置では、ジャッキ５０
および制御ジャッキ３５、３６が引っ込み位置にある。
【００２４】図３と４に示された離陸配置では、ジャッ
キ５０が伸張位置にあり、制御ジャッキ３５、３６が引
っ込み位置にある。さらに高温フラップ１４が、内壁７
と一直線上にある。アーム３３、３４の連結軸３７と、
シャッタ３１、３２に制御ジャッキ３５、３６を連結す
る軸３９は、こうした離陸配置で、シャッタ３１、３２
の内壁６１が固定構造体８の内壁７の同じく延長線上に
くるように配置される。低温フラップ１６は発散（末
広）位置にあり、カウリング９とシャッタ３１、３２の
外壁６２との空気力学的な連続性が障害物なしに確保さ
れる。
【００２５】図３および４に示された離陸配置から、内
部制御ジャッキ３６をさらに引っ込めて、上部制御ジャ
ッキ３５のロッドをわずかに出し、図７に示したよう
に、回転軸１２に対して約５゜だけシャッタ３１、３２
の内壁６１を傾斜させることができる。この構成によ
り、ガスジェットは、離陸時に地面に向かって５゜傾斜
される。こうした配置により主に、離陸段階で翼のエン
ジンが故障した場合に、寸法決めされた飛行機の垂直安
定板および機外動翼部の面を減らすことが可能である。
【００２６】シャッタ３１、３２の目的は、離陸時の逆
スラスト動作を行うことにある。このために、２個のシ
ャッタ３１、３２は、制御ジャッキ３５、３６のロッド
を延長することにより連結軸３７を中心として揺動さ
れ、その場合、垂直ジャッキ５０が引っ込められる。図
５および６に示したこのような逆スラスト配置では、２
個のシャッタ３１、３２の内壁６１が、軸方向の対称面
で継ぎ合わされ、内部チャンバ１１を通って前方かつ外
側に解放されるガス流になるので、低温フラップ１６お
よびシャッタ３１、３２の間で開く側面開口部７０、７
１により、飛行機の制動が確保される。この構成では、
高温フラップ１４が固定構造体８の内壁７の延長線上に
あり、低温フラップ１６が外側に発散している。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による超音速機に装備するターボファン
エンジンの、巡航配置におけるガス排出ノズルの垂直対
称面による断面図である。
【図２】図１の排気ノズルの後部本体と、巡航配置にお
けるフラップ位置との拡大図である。
【図３】離陸配置における図１の排気ノズルの、垂直対
称面による断面図である。
【図４】排気ノズルの後部本体と、離陸配置におけるフ
ラップ位置との拡大図である。
【図５】逆スラスト配置における図１の排気ノズルの垂
直対称面による断面図である。
【図６】逆スラスト配置における排気ノズルの後部本体
の拡大図である。
【図７】離陸配置におけるフラップ位置および制御ジャ
ッキを排出ガスの偏向を伴って示す図４と同様の図であ
る。
【符号の説明】
２ タービン ４ コーン ７ 排気管 ８ 固定構造 ９ カウリング １１ 内部チャンバ １３ ローブ混合装置 １４ 高温フラップ １６ 低温フラップ １８、２０ 小型リンク １９ 制御リング ２１ 同期制御ジャッキ ３０ 逆スラスト装置 ３１、３２ シャッタ ３３、３４ 支持アーム ３５、３６ 制御ジャッキ ４３、４４ 歯付きセクタ ５０ 垂直ジャッキ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 グザビエ・ジヤン−ミシエル・アンドレ・ ギヨネ フランス国、77300・フオンテーヌブロー、 リユ・ドウ・フランス・36 (72)発明者 ジル・ルイ・ロラン フランス国、77115・ブランデイ・レ・ト ウール、リユ・サン・マルタン・24

Claims (7)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 超音速機に装備するターボファンエンジ
    ンの排気ノズルであって、外側カウリング（９）内に配
    置されて動作時にガス流が流れる排気管（７）と、前記
    排気管（７）の下流端（１５）に回転可能に取り付けら
    れる一連の高温フラップ（１４）と、カウリング（９）
    の下流端（１７）に回転可能に取り付けられる一連の低
    温フラップ（１６）と、排気管（７）の下流で軸方向の
    対称面の両側に回転可能に取り付けられる２個の同じシ
    ャッタ（３１、３２）を含み、前記２個のシャッタ（３
    １、３２）が、下流のガスジェット内に横方向に突出し
    てこのジェットを前方に偏向する作動または逆スラスト
    位置か、もしくは低温フラップ（１６）の延長線上にあ
    る非作動または直接ジェット位置を占有可能な逆スラス
    ト装置（３０）と、飛行配置に応じて高温フラップおよ
    び低温フラップを制御する手段と、非作動位置から作動
    位置またはその逆に作動位置から非作動位置にシャッタ
    （３１、３２）を制御する手段（３５、３６）とを含
    み、 離陸配置時に軸方向の対称面から前記２個のシャッタ
    （３１、３２）を互いに離隔するための手段（５０）を
    さらに含むことを特徴とする排気ノズル。
  2. 【請求項２】 低温フラップ（１６）は、離陸配置およ
    び巡航配置で前記２個のシャッタ（３１、３２）と障害
    物のない空気力学的な輪郭を確保するように作動される
    ことを特徴とする請求項１に記載の排気ノズル。
  3. 【請求項３】 低温フラップ（１６）は、小型リンク
    （１８）により高温フラップ（１４）に従属しているこ
    とを特徴とする請求項２に記載の排気ノズル。
  4. 【請求項４】 ２個のシャッタ（３１、３２）は、二対
    の側面支持アーム（３３、３４）の端および少なくとも
    一対のジャッキ（３５、３６）の端に連結され、各支持
    アーム対のアーム（３３、３４）および各ジャッキ対の
    ジャッキ（３５、３６）が、軸方向の対称面に対して対
    称に配置され、２個のシャッタがまた、その他端（３
    ８）で固定構造体（８）に連結されており、前記ジャッ
    キ（３５、３６）が、シャッタ（３１、３２）の制御手
    段を形成することを特徴とする請求項１から３のいずれ
    か一項に記載の排気ノズル。
  5. 【請求項５】 離陸配置でシャッタ（３１、３２）を離
    隔するための手段が、アーム対のアーム（３３、３４）
    の間に介在するジャッキ（５０）を含むことを特徴とす
    る請求項４に記載の排気ノズル。
  6. 【請求項６】 支持アーム対の２個のアーム（３３、３
    ４）は、前記アーム（３３、３４）へのシャッタ（３
    １、３２）の連結軸（３８）が、軸方向の対称面に対し
    て対称移動するように、歯付きセクタ（４３、４４）に
    より結合されることを特徴とする請求項４または５に記
    載の排気ノズル。
  7. 【請求項７】 シャッタ（３１、３２）の制御手段をな
    すジャッキ（３５、３６）が、排出ガス流をわずかに偏
    向するために離陸配置で対立するように作動可能である
    ことを特徴とする請求項４から６のいずれか一項に記載
    の排気ノズル。
JP2000004204A 1999-01-14 2000-01-13 可逆一体型のターボファンエンジンの排気ノズル Expired - Lifetime JP4128714B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR9900293A FR2788564B1 (fr) 1999-01-14 1999-01-14 Tuyere d'ejection de turboreacteur a reverse integree
FR9900293 1999-01-14

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2000205045A true JP2000205045A (ja) 2000-07-25
JP4128714B2 JP4128714B2 (ja) 2008-07-30

Family

ID=9540820

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2000004204A Expired - Lifetime JP4128714B2 (ja) 1999-01-14 2000-01-13 可逆一体型のターボファンエンジンの排気ノズル

Country Status (10)

Country Link
US (1) US6289670B1 (ja)
EP (1) EP1020631B1 (ja)
JP (1) JP4128714B2 (ja)
CA (1) CA2296047C (ja)
DE (1) DE60016052T2 (ja)
ES (1) ES2228420T3 (ja)
FR (1) FR2788564B1 (ja)
RU (1) RU2194872C2 (ja)
UA (1) UA46171C2 (ja)
WO (1) WO2000042308A1 (ja)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2008093447A1 (ja) * 2007-01-30 2008-08-07 Japan Aerospace Exploration Agency 低騒音航空機
JP2010242504A (ja) * 2007-03-29 2010-10-28 United Technol Corp <Utc> ガスタービンエンジン用ノズルおよびガスタービンエンジンシステム
JP5890575B1 (ja) * 2015-10-01 2016-03-22 増山 征男 熱機関の排気促進装置
KR101660759B1 (ko) * 2015-06-29 2016-09-28 한국항공대학교산학협력단 측판을 이용한 추력편향 제어 장치

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7174704B2 (en) * 2004-07-23 2007-02-13 General Electric Company Split shroud exhaust nozzle
US7837141B2 (en) * 2006-03-22 2010-11-23 The Boeing Company Reaction drive rotor/wing variable area nozzle
US8015797B2 (en) * 2006-09-21 2011-09-13 Jean-Pierre Lair Thrust reverser nozzle for a turbofan gas turbine engine
FR2924410B1 (fr) * 2007-11-29 2010-06-11 Astrium Sas Dispositif de reduction de trainee aerodynamique
US8959889B2 (en) 2008-11-26 2015-02-24 The Boeing Company Method of varying a fan duct nozzle throat area of a gas turbine engine
US8127532B2 (en) * 2008-11-26 2012-03-06 The Boeing Company Pivoting fan nozzle nacelle
RU2674848C1 (ru) * 2017-11-17 2018-12-13 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК - УМПО") Двухконтурный турбореактивный двигатель
US11346304B2 (en) 2018-09-06 2022-05-31 Rohr, Inc. Thrust reverser single degree of freedom actuator mechanism systems and methods
US11300077B2 (en) * 2018-10-02 2022-04-12 Rohr, Inc. Deployable fairing for door reversers systems and methods
US11333102B2 (en) 2018-09-06 2022-05-17 Rohr, Inc. Thrust reverser actuation arrangement and deployable fairing systems and methods
CN114687884B (zh) * 2022-04-14 2023-08-18 中国航发沈阳发动机研究所 一种二元喷管的外调节片结构

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2944394A (en) * 1954-05-21 1960-07-12 Bristol Aero Engines Ltd Jet engine thrust reverser
US3068646A (en) * 1959-01-28 1962-12-18 Rolls Royce Improvements in by-pass type gas turbine engines
GB2155552B (en) * 1981-02-24 1986-02-26 Rolls Royce Adjustable jet propulsion nozzle
US4790495A (en) * 1984-12-06 1988-12-13 Grumman Aerospace Corporation Cascade thrust reverser
FR2621082A1 (fr) * 1987-09-30 1989-03-31 Hispano Suiza Sa Inverseur de poussee de turboreacteur a portes munies d'une plaque au profil de veine
US5050803A (en) * 1989-10-12 1991-09-24 General Electric Company Actuation system for positioning a vectoring exhaust nozzle
US5201800A (en) * 1990-02-26 1993-04-13 General Electric Company Method for discharging combustion gases from an exhaust nozzle
FR2678026B1 (fr) * 1991-06-24 1993-10-15 Hurel Dubois Avions Perfectionnement aux inverseurs de poussee de moteur a reaction.
IT1257222B (it) * 1992-06-09 1996-01-10 Alenia Aeritalia & Selenia Dispositivo inversore di spinta per motori aeronautici a getto.
FR2727468B1 (fr) * 1994-11-30 1996-12-27 Hispano Suiza Sa Inverseur de poussee de turboreacteur a obstacles aval
CA2181963A1 (en) * 1995-08-29 1997-03-01 Kenneth R. Mcguire Turbofan engine with reduced noise
AU6337496A (en) * 1996-06-21 1998-01-07 Boeing Company, The Supersonic airplane with subsonic boost engine means and method of operating the same
US5915651A (en) * 1997-07-10 1999-06-29 Mcdonnell Douglas Corporation Reverse thrust inlet vortex inhibitor

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2008093447A1 (ja) * 2007-01-30 2008-08-07 Japan Aerospace Exploration Agency 低騒音航空機
JP2010242504A (ja) * 2007-03-29 2010-10-28 United Technol Corp <Utc> ガスタービンエンジン用ノズルおよびガスタービンエンジンシステム
KR101660759B1 (ko) * 2015-06-29 2016-09-28 한국항공대학교산학협력단 측판을 이용한 추력편향 제어 장치
JP5890575B1 (ja) * 2015-10-01 2016-03-22 増山 征男 熱機関の排気促進装置

Also Published As

Publication number Publication date
ES2228420T3 (es) 2005-04-16
CA2296047C (fr) 2006-07-04
RU2194872C2 (ru) 2002-12-20
FR2788564B1 (fr) 2001-02-16
WO2000042308A1 (fr) 2000-07-20
DE60016052T2 (de) 2006-03-02
UA46171C2 (uk) 2002-05-15
FR2788564A1 (fr) 2000-07-21
DE60016052D1 (de) 2004-12-30
CA2296047A1 (fr) 2000-07-14
EP1020631B1 (fr) 2004-11-24
JP4128714B2 (ja) 2008-07-30
US6289670B1 (en) 2001-09-18
EP1020631A1 (fr) 2000-07-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5269139A (en) Jet engine with noise suppressing mixing and exhaust sections
CA1050773A (en) Aircraft propulsion system with flight maneuverable exhaust nozzle
JP4981624B2 (ja) ターボファンエンジンノズル組立体及びターボファンエンジン組立体
JP2000205045A (ja) 可逆一体型のタ―ボファンエンジンの排気ノズル
US3779010A (en) Combined thrust reversing and throat varying mechanism for a gas turbine engine
JP4619089B2 (ja) 固定ジオメトリ入口を備えたｆｌａｄｅガスタービンエンジン
US8256204B2 (en) Aircraft engine thrust reverser
CA2660001C (en) Thrust reverser nozzle for a turbofan gas turbine engine
JP4890423B2 (ja) ターボファンエンジンノズル組立体及びターボファンエンジン組立体
CN109854379B (zh) 涡扇发动机
JPS6157461B2 (ja)
JPH10184454A (ja) 固定構造体に接続された偏向ブレードを含むターボファンエンジンのゲート式推力反転装置
JPH10205390A (ja) 最適化された制御シリンダ設備を有する格子式推力反転装置
BRPI0407604B1 (pt) Bocal de descarga confluente ventilado
US3237864A (en) Low drag variable plug jet exhaust nozzle
EP3489496B1 (en) Pre-exit pivot door thrust reverser
JP2007187161A (ja) 超音速航空機のターボファンジェットエンジン用の、可変領域を有するコア排気ミキサ
JPS6053176B2 (ja) 推進用ノズル
CN107923342B (zh) 包括推力反向装置的飞行器推进组件
US4502636A (en) Variable geometry ejector nozzle for turbomachines
US5255510A (en) Thrust reverser for a high-bypass ratio turbofan engine
JPH0849601A (ja) 一次カウルに連結された妨害部材を有する二流束ターボジェット逆推力装置
JPH04219451A (ja) 燃焼ガスを吐出する方法と排気ノズル
BR102012028749A2 (pt) Motor de turbina a gás
US3081596A (en) Variable area nozzle and shroud combination

Legal Events

Date Code Title Description
A711 Notification of change in applicant

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A711

Effective date: 20031127

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20040206

A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20050426

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20071030

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20080124

A602 Written permission of extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602

Effective date: 20080129

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20080317

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20080422

A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20080515

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110523

Year of fee payment: 3

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

Ref document number: 4128714

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120523

Year of fee payment: 4

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130523

Year of fee payment: 5

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130523

Year of fee payment: 5

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

EXPY Cancellation because of completion of term