JP2005061405A - 収束−発散ターボジェットノズル - Google Patents

収束−発散ターボジェットノズル Download PDF

Info

Publication number
JP2005061405A
JP2005061405A JP2004230461A JP2004230461A JP2005061405A JP 2005061405 A JP2005061405 A JP 2005061405A JP 2004230461 A JP2004230461 A JP 2004230461A JP 2004230461 A JP2004230461 A JP 2004230461A JP 2005061405 A JP2005061405 A JP 2005061405A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
wall
flap
driven
nozzle
divergent
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.)
Withdrawn
Application number
JP2004230461A
Other languages
English (en)
Inventor
Jackie Prouteau
ジヤツキー・プルトー
Raphael Curtelin
ラフアエル・キユルトラン
Guy Lapergue
ギー・ラペルグ
Didier Feder
デイデイエ・フエデ
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
SNECMA Moteurs SA
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 SNECMA Moteurs SA filed Critical SNECMA Moteurs SA
Publication of JP2005061405A publication Critical patent/JP2005061405A/ja
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/06Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/12Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps
    • F02K1/1223Varying 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
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78Other construction of jet pipes
    • F02K1/82Jet pipe walls, e.g. liners
    • F02K1/822Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infrared radiation suppressors
    • YGENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
  • Nozzles (AREA)
  • Physical Or Chemical Processes And Apparatus (AREA)
  • Cyclones (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

【課題】被駆動発散フラップ自体に冷却空気が供給されない場合に、CDノズルの被駆動フラップの冷却を向上させる。
【解決手段】本発明は、被駆動発散フラップ4aと、被駆動フラップ同士の間に介挿された従動発散フラップ4bと、従動フラップ4bに対して冷却空気を供給するための手段32とを備え、従動フラップ4bが、ボックス構造を成すとともに、被駆動フラップ4aの内側の面に向かって冷却空気を供給するための側部開口を有し、これにより、ターボジェットの動作中にこれらのフラップの温度上昇を制限する収束−発散ターボジェットノズル1に関する。用途は、軍用機のターボジェットである。
【選択図】 図5

Description

本発明は、収束−発散(convergent−divergent)ターボジェットノズルに関する。本明細書中でCDノズルと称される収束−発散ノズルは、一般に、軍事用超音速機ターボジェットに取り付けられる。
図1は、知られているタイプのCDノズル1を概略的に示している。軸Xを有するこのノズルは、複数の収束フラップ(convergent flap)2から成る第1のリングと、複数の発散フラップ(divergent flap)4から成る第2のリングとを備えている。収束フラップ2および発散フラップ4のうち、被駆動フラップ2a、4aは、従動フラップ2b、4bと区別される。
被駆動フラップ2a、4aは、これら被駆動フラップを動かすために使用される駆動機構体5に接続されている。この駆動機構体は、通常、レバー、リンクロッド、ヨーク、またはリング、ローラ、カムから成る。被駆動フラップ2a、4aの動作により、ノズル1の開度を飛行状態に適するように変えることができ、このため、ノズルは可変セクションであると言われている。
従動フラップ2b、4bは、被駆動フラップ間に介挿され、両側で、従動フラップの側縁部が、被駆動フラップ2a、4aの径方向内側の面に当接している。従動フラップは、駆動機構体に接続されておらず、被駆動フラップ2a、4aに追従するだけである。
本明細書中、径方向とは、ノズルの軸Xと直交する方向として定義され、また、要素の内側の面とは、軸Xに最も近い部材の面として定義される。
ターボジェットの作動中、ターボジェットの後燃焼室からノズル1を通って高温ガス流が流れ込む。ノズルの開度を変えることにより、被駆動フラップ2a、4aの駆動機構体5は、ノズル出口でのガス状流の排気速度を増減する。
CDノズルを通過する高温ガス流の温度は、一般に非常に高く、ノズルフラップの径方向内側の面の温度上昇を制限するために、多数の冷却システムが開発されてきた。
米国特許第5,775,589号は、冷却空気が供給される従動発散フラップを備えた軍事用ターボジェットのためのCDノズルを開示している。
この空気は、フラップの内側壁に多穿孔(multiperforation)と称される穿孔を通じて逃げる前に、各フラップの内側を通じて流れる。したがって、フラップの内側壁と前記高温ガスとの間での熱交換を制限する空気の保護膜が、フラップの内側壁の表面に対して形成される。
1つの特定の実施形態において、被駆動発散フラップには冷却空気が供給されず、したがって、被駆動発散フラップは多穿孔を有していない。また、これらのフラップを冷却するために、ノズルの喉部(断面が最も狭い部分)に空気を注入するための手段だけが設けられている。しかしながら、そのような手段は、特に前記喉部から離れたこれらのフラップの領域で、被駆動発散フラップを適切に冷却するためには不十分である。
米国特許第5,775,589号明細書
本発明の目的は、特に被駆動発散フラップ自体に冷却空気が供給されない場合に、CDノズルの被駆動フラップの冷却を向上させることである。
この目的を達成するために、本発明の対象は、被駆動発散フラップと、被駆動フラップ同士の間に介挿された従動発散フラップと、従動発散フラップに対して冷却空気を供給するための手段とを備え、従動発散フラップが、径方向内側壁と径方向外側壁とを有するボックス構造を成している、収束−発散ターボジェットノズルである。本発明によれば、従動発散フラップは、前記被駆動発散フラップの内側の面に向かって冷却空気を供給して、被駆動発散フラップを冷却するための側部開口も有している。
したがって、本発明は、従動発散フラップに供給される幾らかの冷却空気を利用して、被駆動発散フラップの内側の面を冷却する。これは、特に、被駆動発散フラップ自体に冷却空気が供給されない場合に有益である。
被駆動発散フラップの温度上昇を抑えることにより、これらのフラップの構成要素の寿命が延びるだけでなく、軍事行動との関連において、航空機のノズルの赤外線シグネチャ(infrared signature)を減らすことができる。
本発明の1つの特定の実施形態において、ノズルの外側壁および内側壁は、それらの側端部に沿って、その一方が他方の内側に嵌まり込むが、互いに対してスライドできる自由度を保っている。
このように前記壁が互いにスライドできるので、ターボジェットの作動中に、フラップの機械的応力が抑制される。そのような機械的応力は、例えば、外側壁と内側壁とが異なる温度に晒されることに起因する、外側壁と内側壁との間の膨張差によって生じる場合がある。
また、CDノズルの性能を最適化するためには、被駆動発散フラップと従動発散フラップとの間での高温ガスの漏れを最小限に抑えることが望ましい。このため、各従動フラップは、フラップの駆動系の摩耗に起因して被駆動フラップと従動フラップとの間で僅かな位置ずれが頻繁に生じる場合であっても、その側縁部が、両側の2つの被駆動フラップの内側の面と接触状態を保つことができるように、ねじれ方向の可撓性を有していなければならない。このねじれ方向の可撓性は、外側壁と内側壁とが互いにスライドできることにより高められる。
また、従動発散フラップの側縁部と被駆動発散フラップの内側の面との間の接触を促進するため、外側壁および内側壁の側端部が湾曲している。
本発明の1つの特定の実施形態において、ノズルの外側壁および内側壁はそれぞれ、その側端部に沿って穴を有している。これらの壁の一方が他方の内側に嵌め込まれる時に、一方の壁の穴が、他方の壁の穴と位置合わせされることにより、前記側部開口が形成される。
一方の壁の穴が、他方の壁の穴よりも大きい断面を有し、それにより、内側壁と外側壁とが互いに対してどのような位置であっても、断面の小さい穴が常に断面の大きい穴の内側に入るようになっていることが有利である。これにより、フラップの膨張現象または捩じれ現象により内側壁と外側壁とが互いにスライドしても、側部開口を存続させることができる。
本発明の1つの特定の実施形態において、従動発散フラップの内側壁および外側壁はそれぞれ、それらの側部外周から前記穴の一方へ通じる少なくとも1つの切り込みを有している。
このような切り込みにより、壁の膨張またはフラップの捩じれに関連して、フラップに生じる機械的応力を軽減することができる。また、各切り込みが前記穴の一方へ通じているため、各切り込みの端部にクラックが生じることを防止できる。
本発明の1つの特定の実施形態において、各従動発散フラップは、フラップの対称面内に、その内側壁とその外側壁との間に配置されるスペーサも備えている。このスペーサは、フラップの構造を補強し、ノズルを通過する高温ガス流により内側壁に作用する圧力が高い場合であっても、フラップの形状を保持することができる。
ノズルの各従動発散フラップは、前記フラップの外側壁に固定されたガイドレールも備え、前記スペーサの断面は、略I字形状を成すとともに、スペーサの基部が、前記フラップの内側壁に固定され、かつその上部が前記ガイドレール内でスライドできることが有利である。
この特定の構造により、フラップの内側壁は、外側壁に対して移動することができる。すなわち、本発明によれば、フラップの可撓性を維持しつつ、フラップの構造をうまく補強することができる。
本発明の1つの特定の実施形態において、従動発散フラップの径方向内側壁は、冷却空気が逃げることができる穿孔も有している。これにより、フラップの表面に対して空気の保護膜を形成することができる。
本発明の他の実施形態においては、前記被駆動発散フラップに冷却空気が供給されず、したがって、従動フラップに存在する側部開口だけにより、被駆動発散フラップが冷却される。
この実施形態によれば、冷却空気を通過させるために必要な中空ボックス構造を有さない被駆動発散フラップを形成することができるため、CDノズルの構造が非常に簡略化される。代わりに、簡単な外板構造、すなわち単独の壁を有するフラップを形成することができる。その場合には、この種の被駆動フラップを、被駆動フラップを制御する駆動部材に対して接続することが容易になる。
本発明及びその利点は、以下の図面に示された好ましい実施形態の詳細な説明を読むことにより明確に理解できる。
本発明に係るノズルの一般的な構造は、図1に示されかつ先に説明したノズルの構造と同様である。
ノズル1は、収束フラップ2と、発散フラップ4とを備えている。発散フラップ4のうち、被駆動発散フラップ4aは、従動発散フラップ4bと区別される。各従動発散フラップ4bは、その側縁部に沿って位置する領域において、隣り合う2つの被駆動発散フラップと当接している。
被駆動発散フラップ4aの上流側端部は、被駆動収束フラップ2aの下流側端部に旋回可能に取り付けられている。また、従動発散フラップ4bの上流側端部は、従動収束フラップ2bの下流側端部に旋回可能に取り付けられている。
図2に示されるように、各従動発散フラップ4bは、ボックス構造を成すとともに、断面が略台形を成しており、径方向内側壁6および径方向外側壁8を有している。
外側壁8の側端部8aおよび内側壁6の側端部6aは、湾曲しており、また側端部6a、8aの曲率は、内側壁6および外側壁8の一方が他方の内側に嵌まり込むことができるように、すなわち、内側壁の側端部6aが外側壁8の側端部を覆うようなものである。
また、内側壁6の側端部6aは、外側壁8の側端部8aのためのスライド面を形成しており、そのため、これらの壁は、互いに軸方向にスライドすることができる。
このように、従動発散フラップ4bの側縁部は、内側壁6および外側壁8の側端部同士を重ね合わせることによって形成されている。
また、従動フラップ4bには幾つかのスペーサ20が取り付けられており、これらのスペーサ20は、フラップの対称面内において、内側壁6と外側壁8との間で、フラップに沿って一定の間隔で分布している。
各スペーサ20は、基部および上部に結合された直線状のウェブから成るとともに、基部および上部の両方ともウェブと直交しており、スペーサの断面は略I字形状を成している。スペーサの基部は、溶接、ろう付け、または他の任意の適当な固定手段により、フラップの内側壁6に対して取り付けられている。スペーサ20の上部は、スペーサ20のウェブの両側に、このウェブの方向と直角に広がる2つのアーム20aから成る。
フラップの外側壁8には、フラップの対称面内に位置する1つのスロット24を有する軸方向スライド面22すなわちガイドレールが固定されている。スロット24の幅は、スペーサ20のウェブの厚さよりも大きく、したがって、スペーサ20は、スロットの方向に沿ってスライド面22内でスライドできる。スペーサ20のアーム20aは、スライド面22と外側壁8との間で延びており、これらの部分の一方または他方と接触することにより、内側壁6と外側壁8とが互いに接近できる距離または離間できる距離を制限し、それにより、フラップ形状を維持しようとするフラップの能力を高めることができる。
図3aおよび図3bに示されるように、内側壁6および外側壁8はそれぞれ、それらの側端部6a、8aに沿って一定の間隔で配置された穴12、14を有している。
壁6、8の一方が他方の内側に嵌め込まれると、外側壁8の穴12は、内側壁6の穴14と位置合わせされ、これにより、従動フラップ4bの構造体に側部開口を形成する。
外側壁8の穴12は楕円形である。すなわち、穴12は細長く、内側壁6の円形穴14よりも大きい断面を有している。楕円形穴12のサイズおよび形状は、外側壁8および内側壁6が異なって膨張し、かつ/または従動フラップ4bが捩じれて、2つの壁6、8の位置が互いに対してずれる場合であっても、円形穴14が決して塞がれないように決定される。
また、内側壁6および外側壁8にはそれぞれ、それらの側端部6a、8aに沿って一定の間隔で配置される切り込み16、18が設けられている。これらの切り込み16、18は、側端部6a、8aの端面から始まり、この端面と直角を成して、各壁6、8に形成された穴12、14まで延びている。
図2および図4に示されるように、各従動フラップ4bの内側壁6は、その中央部に、多数の穿孔26を有している。これらの穿孔は、多穿孔と称される。
図4、図5、図6に示されるように、被駆動フラップ4aに冷却空気が供給されず、かつ従動フラップだけに冷却空気が供給される場合には、前述したノズルの発散フラップの冷却が、以下の方法で行なわれる。
従動発散フラップ4bの冷却空気は、ノズルを通過する高温ガスの流れ方向に対してノズルの上流側に配置されたマニホールド(図示せず)からくる。図6に概略的に示されるように、引き出された空気は、その途中でノズルのターボジェット上流側の熱保護スリーブ30の下側を通過し、ダクトシステム32を介して、従動発散フラップ4b内に導入される。その後、空気は、発散フラップ4bのボックス構造内に流入し、前記発散フラップ4bの穿孔26および側部開口12、14を通じて流出する。
矢印Fによって示される方向で穿孔26から流出する冷却空気は、壁6の内側の面に冷却空気の膜を形成することにより、従動発散フラップ4bの内側壁6の温度上昇を制限するのに役立つ。
一方、側部開口12、14を通じて矢印F’の方向で流出する冷却空気は、各被駆動発散フラップ4aの内側の面に向かって周方向に方向付けられ、最初に衝突によって被駆動発散フラップを冷却する。その後、この冷却空気は、被駆動発散フラップ4aの内側の面に対して保護膜を形成することにより、ノズルを通過する高温ガスとこれらのフラップ4aとの間での熱交換を弱め、フラップ4aの加熱度合いを抑える。
従来技術のCDノズルの斜視図である。 本発明に係るノズルの従動発散フラップの断面図である。 図2のフラップの側部開口の詳細図である。 図2のフラップの側部開口の詳細図である。 ノズルの内側から見た本発明に係るノズルの幾つかの発散フラップを示す図である。 本発明に係るCDノズルの斜視図である。 本発明に係るCDノズルの軸方向半断面を概略的に示す図である。
符号の説明
1 ノズル
2 収束フラップ
2a 被駆動収束フラップ
2b 従動収束フラップ
4 発散フラップ
4a 被駆動発散フラップ
4b 従動発散フラップ
6 内側壁
6a、8a 側端部
8 外側壁
12、14 穴
16、18 切り込み
20 スペーサ
20a アーム
22 スライド面
24 スロット
26 穿孔
30 熱保護スリーブ
32 ダクトシステム

Claims (11)

  1. 被駆動発散フラップ(4a)と、被駆動発散フラップ同士の間に介挿された従動発散フラップ(4b)と、従動発散フラップ(4b)に対して冷却空気を供給するための手段(32)とを備え、前記従動発散フラップ(4b)が、径方向内側壁(6)と径方向外側壁(8)とを有するボックス構造を成している、収束−発散ターボジェットノズルであって、前記従動発散フラップが、前記被駆動発散フラップ(4a)の内側の面に向かって冷却空気を供給して、被駆動発散フラップを冷却するための側部開口を有していることを特徴とする、収束−発散ターボジェットノズル。
  2. 外側壁(8)および内側壁(6)が、該外側壁(8)および内側壁(6)の側端部に沿って、一方が他方の内側に嵌まり込むが、互いに対してスライドできる自由度を保っていることを特徴とする、請求項1に記載のノズル。
  3. 外側壁(8)および内側壁(6)の前記側端部が、湾曲していることを特徴とする、請求項2に記載のノズル。
  4. 外側壁(8)および内側壁(6)それぞれが、該外側壁(8)および内側壁(6)の側端部に沿って穴(12、14)を有し、これらの壁の一方が他方の内側に嵌め込まれる時に、一方の壁(8)の穴(12)が他方の壁(6)の穴(14)と位置合わせされることにより、前記側部開口が形成されることを特徴とする、請求項2または3に記載のノズル。
  5. 一方の壁(8)の穴(12)が、他方の壁(6)の穴(14)よりも大きい断面を有していることを特徴とする、請求項4に記載のノズル。
  6. 一方の壁(8)の穴(12)が楕円形であり、他方の壁(6)の穴(14)が円形であることを特徴とする、請求項4または5に記載のノズル。
  7. 外側壁(8)および内側壁(6)それぞれが、該外側壁(8)および内側壁(6)の側部外周から前記穴(12、14)の一方へ通じる少なくとも1つの切り込み(16、18)を有してい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ノズル。
  8. 各従動発散フラップ(4b)が、前記従動発散フラップ(4b)の対称面内に、各従動発散フラップ(4b)の内側壁(6)と各従動発散フラップ(4b)の外側壁(8)との間に配置されるスペーサ(20)を備えていることを特徴とする、請求項1から7のいずれか一項に記載のノズル。
  9. 各従動発散フラップ(4b)が、前記フラップ(4b)の外側壁(8)に固定されたガイドレール(22)も備え、前記スペーサ(20)が、略I字形状を成すとともに、前記スペーサ(20)の基部が、前記フラップ(4b)の内側壁(6)に固定され、かつ前記スペーサ(20)の上部が前記ガイドレール(22)内でスライドできることを特徴とする、請求項8に記載のノズル。
  10. 従動発散フラップ(4b)の前記径方向内側壁(6)が、冷却空気が逃げることができる穿孔(26)も有していることを特徴とする、請求項1から9のいずれか一項に記載のノズル。
  11. 前記被駆動発散フラップ(4a)には冷却空気が供給されないことを特徴とする、請求項1から10のいずれか一項に記載のノズル。
JP2004230461A 2003-08-12 2004-08-06 収束−発散ターボジェットノズル Withdrawn JP2005061405A (ja)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0309854A FR2858833B1 (fr) 2003-08-12 2003-08-12 Tuyere convergente divergente du turboreacteur

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JP2005061405A true JP2005061405A (ja) 2005-03-10

Family

ID=33561163

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2004230461A Withdrawn JP2005061405A (ja) 2003-08-12 2004-08-06 収束−発散ターボジェットノズル

Country Status (9)

Country Link
US (1) US6993914B2 (ja)
EP (1) EP1507080B1 (ja)
JP (1) JP2005061405A (ja)
AT (1) ATE321201T1 (ja)
CA (1) CA2478781A1 (ja)
DE (1) DE602004000528T2 (ja)
ES (1) ES2260734T3 (ja)
FR (1) FR2858833B1 (ja)
RU (1) RU2346175C2 (ja)

Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7458221B1 (en) * 2003-10-23 2008-12-02 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Variable area nozzle including a plurality of convexly vanes with a crowned contour, in a vane to vane sealing arrangement and with nonuniform lengths
US7377099B2 (en) * 2005-05-27 2008-05-27 United Technologies Corporation System and method for cooling lateral edge regions of a divergent seal of an axisymmetric nozzle
GB2428743B (en) 2005-08-02 2007-12-12 Rolls Royce Plc An exhaust nozzle for a gas turbine engine
US7762078B2 (en) * 2006-09-13 2010-07-27 Aerojet-General Corporation Nozzle with temperature-responsive throat diameter
US8205454B2 (en) * 2007-02-06 2012-06-26 United Technologies Corporation Convergent divergent nozzle with edge cooled divergent seals
US8047004B2 (en) * 2008-02-12 2011-11-01 The Boeing Company Stave and ring CMC nozzle
US8166752B2 (en) * 2008-11-26 2012-05-01 GM Global Technology Operations LLC Apparatus and method for cooling an exhaust gas
FR2945580B1 (fr) * 2009-05-15 2015-12-25 Snecma Chambre de combustion de moteur pour un vehicule capable de se deplacer dans l'air ou dans l'espace et son procede de fabrication.
US20120145808A1 (en) * 2010-12-14 2012-06-14 The Boeing Company Method and apparatus for variable exhaust nozzle exit area
US10060389B2 (en) * 2010-12-14 2018-08-28 The Boeing Company Method and apparatus for variable exhaust nozzle exit area
GB2489738B (en) * 2011-04-08 2013-07-03 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to gas turbine engine transition ducts
US9163582B2 (en) 2012-05-30 2015-10-20 United Technologies Corporation Convergent-divergent gas turbine nozzle comprising movable flaps having a variable thickness in a lateral direction
EP3008320B1 (en) * 2013-06-14 2020-07-29 Saab Ab Variable-geometry convergent-divergent exhaust nozzle for a jet engine and method for varying the nozzle
EP3008321B1 (en) * 2013-06-14 2018-11-14 Saab AB Variable exhaust nozzle for a jet engine and method for varying the nozzle
CN103423025B (zh) * 2013-08-07 2016-01-20 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种收敛喷管
EP3097301B1 (en) * 2014-01-24 2018-05-02 United Technologies Corporation Divergent flap
CN105443269A (zh) * 2014-08-25 2016-03-30 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种收敛喷管的冷却结构
RU2627813C1 (ru) * 2016-05-19 2017-08-11 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Сопло газотурбинного двигателя летательного аппарата
US10563620B2 (en) 2016-08-12 2020-02-18 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Expandable exhaust cone
PL239213B1 (pl) * 2017-06-21 2021-11-15 Panstwowa Wyzsza Szkola Zawodowa W Chelmie Dysza wylotowa silnika turbowentylatorowego
GB201800856D0 (en) * 2018-01-19 2018-03-07 Rolls Royce Plc Aircraft nozzle

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3979065A (en) * 1974-10-31 1976-09-07 United Technologies Corporation Cooling liner for an exhaust nozzle
US3972475A (en) * 1975-07-31 1976-08-03 United Technologies Corporation Nozzle construction providing for thermal growth
US4203286A (en) * 1976-08-27 1980-05-20 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Cooling apparatus for an exhaust nozzle of a gas turbine engine
US4081137A (en) * 1977-01-05 1978-03-28 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Finned surface cooled nozzle
US4171093A (en) * 1977-08-19 1979-10-16 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Durability flap and seal liner assembly for exhaust nozzles
US4544098A (en) * 1982-12-27 1985-10-01 United Technologies Corporation Cooled exhaust nozzle flaps
US5720434A (en) * 1991-11-05 1998-02-24 General Electric Company Cooling apparatus for aircraft gas turbine engine exhaust nozzles
US5215257A (en) * 1992-07-16 1993-06-01 United Technologies Corporation Divergent seal arrangement for a convergent/divergent nozzle
US5269467A (en) * 1992-08-03 1993-12-14 General Electric Company Vectoring exhaust nozzle seal and flap retaining apparatus

Also Published As

Publication number Publication date
US6993914B2 (en) 2006-02-07
FR2858833B1 (fr) 2006-01-06
RU2346175C2 (ru) 2009-02-10
EP1507080A1 (fr) 2005-02-16
ATE321201T1 (de) 2006-04-15
CA2478781A1 (fr) 2005-02-12
US20050060984A1 (en) 2005-03-24
RU2004124546A (ru) 2006-01-27
DE602004000528T2 (de) 2007-04-05
EP1507080B1 (fr) 2006-03-22
DE602004000528D1 (de) 2006-05-11
ES2260734T3 (es) 2006-11-01
FR2858833A1 (fr) 2005-02-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP2005061405A (ja) 収束−発散ターボジェットノズル
JP4185476B2 (ja) ガスタービン内のクリアランスを制御するための装置
US7510367B2 (en) Turbine airfoil with endwall horseshoe cooling slot
US8092176B2 (en) Turbine airfoil cooling system with curved diffusion film cooling hole
US6955525B2 (en) Cooling system for an outer wall of a turbine blade
US7217097B2 (en) Cooling system with internal flow guide within a turbine blade of a turbine engine
US7766606B2 (en) Turbine airfoil cooling system with platform cooling channels with diffusion slots
US7549843B2 (en) Turbine airfoil cooling system with axial flowing serpentine cooling chambers
US7137780B2 (en) Internal cooling system for a turbine blade
EP1726811B1 (en) System and method for cooling lateral edge regions of a divergent seal of an axisymmetric nozzle
EP2909448B1 (en) Ducting arrangement for cooling a gas turbine structure
JP5744314B2 (ja) タービン燃焼システムの冷却スクープ
US20130223987A1 (en) Turbine Nozzle Insert
MXPA05004420A (es) Ducto de transicion enfriado por efusion con agujeros de enfriamiento configurados.
US9341069B2 (en) Gas turbine
BR102016004205A2 (pt) componente de motor para um motor de turbina a gás
JP2010249131A (ja) 複合対流/しみ出し冷却一体形缶型燃焼器
JP5390163B2 (ja) ターボ機械用の冷却ブレード
US11162370B2 (en) Actively cooled component
WO2020246494A1 (ja) フィルム冷却構造及びガスタービンエンジン用タービン翼
WO2020246289A1 (ja) フィルム冷却構造及びガスタービンエンジン用タービン翼
US9771813B2 (en) Converging flow joint insert system at an intersection between adjacent transitions extending between a combustor and a turbine assembly in a gas turbine engine
US9803487B2 (en) Converging flow joint insert system at an intersection between adjacent transitions extending between a combustor and a turbine assembly in a gas turbine engine
US20190078442A1 (en) Gas turbine blade
CN111795216B (zh) 用于排放系统的混流管道

Legal Events

Date Code Title Description
A300 Application deemed to be withdrawn because no request for examination was validly filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300

Effective date: 20071106