JP2984555B2 - 推進力反転装置付き収束−発散型軸対称ターボジェット用噴射ノズル - Google Patents

推進力反転装置付き収束−発散型軸対称ターボジェット用噴射ノズル

Info

Publication number
JP2984555B2
JP2984555B2 JP6243121A JP24312194A JP2984555B2 JP 2984555 B2 JP2984555 B2 JP 2984555B2 JP 6243121 A JP6243121 A JP 6243121A JP 24312194 A JP24312194 A JP 24312194A JP 2984555 B2 JP2984555 B2 JP 2984555B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
flap
flaps
assembly
nozzle
arch
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 - Fee Related
Application number
JP6243121A
Other languages
English (en)
Other versions
JPH07180611A (ja
Inventor
パスカル・ノエル・ブロシエ
ジヤン−マリー・ノエル・パンスマン
パスカル・ウルニエスキー
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.)
NASHIONARU DECHUUDO E DO KONSUTORYUKUSHION DE MOTOORU DABIASHION SOC
Original Assignee
NASHIONARU DECHUUDO E DO KONSUTORYUKUSHION DE MOTOORU DABIASHION SOC
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 NASHIONARU DECHUUDO E DO KONSUTORYUKUSHION DE MOTOORU DABIASHION SOC filed Critical NASHIONARU DECHUUDO E DO KONSUTORYUKUSHION DE MOTOORU DABIASHION SOC
Publication of JPH07180611A publication Critical patent/JPH07180611A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP2984555B2 publication Critical patent/JP2984555B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related 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
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/12—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps
    • F02K1/123—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps of two series of flaps, both having their flaps hinged at their upstream ends on a fixed structure
    • 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
    • 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
    • F02K1/62—Reversing jet main flow by blocking the rearward discharge by means of flaps
    • 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
    • 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
    • F05D2250/33—Arrangement of components symmetrical

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)

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、航空ターボジェット用
の収束−発散型軸対称ノズルに関するものである。この
ノズルは外側リムの冷フラップと内側リムの熱フラップ
とを備えており、内側リムの熱フラップは、互いの延長
線上に位置する２つのグループからなる熱フラップをも
っている。内側リムの上流にある熱フラップは、ターボ
ジェットの固定端部上にその前端が連接されており、外
側リムの冷フラップはその前端で固定端部から放射状に
隔てられているエンジン保護機構上に連接されている。
【０００２】
【従来の技術】ターボジェットを装備した航空機のなか
には、亜音速あるいは超音速飛行条件下で任務を果たさ
なければならないものもある。この場合、タービンエン
ジンには、超音速の流速に適した収束−発散構造を受け
入れることができるように、再加熱システムと断面積可
変ノズルが備わっている。さらにノズルの最小断面積
は、エンジンの定格に応じて調整可能になっている。す
なわち標準定格では断面積が小さくなり、アフターバー
ニングのときには断面積が大きくなる。
【０００３】こうした技術は特にフランス特許出願FR-A
-1 225 736、FR-A-2 602 274、 FR-A-2 617 910 に記載
されている。しかしこれらのいずれも、推進力反転装置
付きの収束−発散型噴射ノズルに関するものではない。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】本発明の目的は、推進
力反転装置を備えた上記のタイプの噴射ノズルを提供す
ることにある。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、この目
的は以下のような配置全体によって達成される。
【０００６】−内側リムの下流熱フラップは、直径の両
端にあるフラップの２つの第一アセンブリと、それらの
第一アセンブリの間にはさまれた２つの第二アセンブリ
に分けられる。
【０００７】−この第一アセンブリフラップは、連接さ
れた連結部によって、内側リムと外側リムの間に置かれ
た２つの固定側面サポートによってそれぞれ支持されて
いる。
【０００８】−この第二アセンブリフラップは、連接さ
れた連結部によって、これらの側面サポート上に軸回転
するように取付けられた２つのアーチによって支持され
ている。
【０００９】−さらに以下のものを備える。
【００１０】ａ）ターボジェットの運転の標準定格にお
いて、下流熱フラップの前端と上流の熱フラップの後端
との接触を保つような装置。
【００１１】ｂ）推進力反転装置を形成するように、上
記のアーチと上記の第二アセンブリフラップをいっしょ
に後方に傾けるための装置。第二アセンブリフラップの
後縁は、「推進力反転」位置におけるこの第二アセンブ
リフラップと、上流の熱フラップと第二アセンブリフラ
ップとの間に形成される側面排出口とが接触できるよう
に切断されている。
【００１２】−少なくとも、この側面排出口の正面に位
置する外側リムの冷フラップは、「推進力反転」位置で
収納することができる。
【００１３】本発明の第一の実施例によれば、外側リム
の収納可能な冷フラップは、上記のアーチによって支持
され、後方に傾くときにはそれらによって誘導される。
【００１４】第二の実施例によれば、外側リムの冷フラ
ップは、エンジン保護機構上に上流もしくは下流に向け
てスライドするように取付けられたリングに上流で連接
されている。
【００１５】以下に、添付の図面を参照して、限定的で
なく例示的なものとして本発明のその他の特性や利点を
説明する。
【００１６】
【実施例】参照番号２は、軸型ターボジェット３の固定
端部を示しており、番号４は、この端部２に放射状に隔
てて設けられたエンジン保護機構を示している。冷気流
Ｆ１は、端部２及びエンジン保護機構４によって範囲を
限定された環状空間のなかを循環し、一方、タービンあ
るいはアフターバーニングチャンバから出る熱気流Ｆ２
は、端部２の内側を循環する。
【００１７】収束−発散型ノズル５は、端部２の上流に
置かれる。ノズル５は、ターボジェットの通常運転にお
いては、その前端７によってエンジン保護機構４上に連
接されている外側リム６の冷フラップと、互いの延長線
上に位置する熱フラップの２つのグループ９、１０を備
えた内側リム８の熱フラップをもっている。
【００１８】上流グループ９の熱フラップは、その前端
１１で端部２に連接されており、一方下流グループ１０
の熱フラップは、ターボジェットの通常運転において
は、その前端１２で２つのグループ９、１０のフラップ
接合部でグループ９のフラップに隣接している。上流グ
ループ９は収束フラップアセンブリを構成し、一方、グ
ループ１０は、発散フラップアセンブリを構成してい
る。収束−発散型ノズルのスロート１３の断面積は、図
１に示されている最小断面積と図２に示されている最大
断面積との間で変化することができる。
【００１９】フラップの各リムあるいは各グループは、
従来の方法で、図面には示されていない制御装置によっ
て制御されたフラップとそれに続く中間フラップを備え
ている。これらの制御装置と一体化された回路は、外側
リム６と内側リム８とで範囲を限定される環状空間のな
かに配置され、この空間のなかを冷気Ｆ１が循環する。
【００２０】本発明によれば、下流グループの熱フラッ
プ１０、つまり発散ノズルのフラップは、図３及び４に
示されているように、直径の両端で相対しているフラッ
プの２つの第一アセンブリ１４ａ及び１４ｂと、その第
一アセンブリ１４ａと１４ｂの間に差しはさまれた２つ
の第二アセンブリ１５ａ及び１５ｂとに分けられる。
【００２１】第一アセンブリ１４ａ、１４ｂは、外側リ
ム６とフラップの下流グループ１０との間に置かれ図面
上に示されていない強力縦通材によって端部２に接続さ
れている２つの固定側面サポート１６ａ、１６ｂによっ
て、それぞれ支持されている。フラップ１４ａ、１４ｂ
は、軸２０を介してサポート１６ａ、１６ｂに連接され
ている。
【００２２】２つのアーチ１７ａ、１７ｂは横断及び平
行軸１８ａ、１８ｂの周りを軸回転できるように側面サ
ポート１６ａ、１６ｂの先端に連接されている。
【００２３】フラップの第二アセンブリ１５ａ、１５ｂ
は、連接された連結部を形成する軸２０を介して、２つ
のアーチ１７ａ、１７ｂによってそれぞれ支持されてい
る。
【００２４】このように、固定された側面サポート１６
ａはフラップの第一アセンブリ１４ａを支持し、固定さ
れた側面サポート１６ｂはフラップの第二アセンブリ１
４ｂを支持し、アーチ１７ａはフラップの第一アセンブ
リ１５ａを支え、そしてアーチ１７ｂはフラップの第二
アセンブリ１５ｂを支え、フラップはそれぞれサポート
とアーチに連接されている。
【００２５】ターボジェットの通常運転において、スロ
ートの断面積１３や発散ノズル１０の角度に関係なく、
これらのフラップの前端１２が上流フラップの後端の端
面に支持されたままとなるように、対応する側面サポー
トあるいはアーチ上への各フラップアセンブリの取付け
が行なわれる。こうした取付け機構には、たとえば、収
束ノズル９の後面上の発散ノズル１０の前端１２を支え
るために設けられた弾性装置２１を備えることもでき
る。
【００２６】図面には示されていない制御装置の作用に
よって、アーチ１７ａ、１７ｂは軸１８ａ、１８ｂの周
りを軸回転し、ノズル１の後方に傾けられる。またアー
チ１７ａ、１７ｂはその運動によって、相応に切断され
たそれらの後縁２２ａ、２２ｂが接触するまで、フラッ
プの第二アセンブリ１５ａ、１５ｂを誘導する。収束ノ
ズルの熱フラップ９とフラップの第二アセンブリ１５
ａ、１５ｂの間には開口部２３ａ、２３ｂが形成され
る。
【００２７】この位置において、フラップの第二アセン
ブリ１５ａ、１５ｂは熱気流Ｆ２をほぼ全面的に滞留さ
せ、前方につまり開口部２３ａ、２３ｂの方へそらせ
る。このようにしてこれらのアセンブリは推進力反転装
置を構成する。
【００２８】外側リム６の冷フラップを保護するよう
に、少なくともフラップの第二アセンブリ１５ａ、１５
ｂの正面に置かれた冷フラップは、開口部２３ａ、２３
ｂの前方へ収納され、それらの開口部を通って熱気流Ｆ
２が排出される。
【００２９】図５及び６に示されている第一の実施モー
ドによれば、外側リム６の冷フラップは、発散ノズル１
０のフラップのように、側面サポート１４ａ、１４ｂに
よって支えられる２つの第一部分と、アーチ１７ａ、１
７ｂによって支えられ、後方への傾動時にこれらのアー
チによって誘導される２つの第二部分に分けられる。
【００３０】「推進力反転」位置においては、フラップ
の第二アセンブリ１５ａ、１５ｂは、熱気流Ｆ２によっ
て発散される熱から第二部分の冷フラップを保護する。
【００３１】図７ないし１０に示されている第二の実施
モードによれば、外側リム６の冷フラップはエンジン保
護機構４上にスライドするように取付けられたリング２
５にその前端７が連接されている。
【００３２】図７及び８に示されている実施代案におい
ては、熱気流Ｆ２が排出口２３ａ、２３ｂを通ることが
できるようにするために、リム６の冷フラップが発散ノ
ズル１０のフラップの前方で完全に収納されるように、
リング２５は前方に十分スライドする。
【００３３】図９及び１０に示されている実施例におい
ては、リング２５は反対にエンジン保護機構４に対して
後方にスライドする。この後退は、冷フラップが熱気流
Ｆ２から保護されるために十分なものでなければならな
い。
【００３４】第一アセンブリ１４ａ、１４ｂのフラップ
は、固定側面サポート１６ａ、１６ｂと一体化してお
り、熱気流Ｆ２の側方向への漏れを防ぐ障壁を作り出し
ているため、アーチ１７ａ、１７ｂが後方に傾くとき
も、それらのフラップ１４ａ、１４ｂは最初の位置のま
まとなる。
【００３５】当然のことながら、「推進力反転」位置に
おいてあらゆるフラップの接触を可能にするように発散
フラップ１０の後縁２２ａ、２２ｂの切断面を設ける必
要がある。収束ノズルの後縁１０の切断面の連続性を確
保するように、フラップの第一アセンブリ１４ａ、１４
ｂを短くし、フラップの第二アセンブリ１５ａ、１５ｂ
の傾動を容易にすることもできる。外側リム６の冷フラ
ップは、熱気流Ｆ２によって損傷を受けないように発散
ノズル１０のフラップと同じ切断面をもっている。
【００３６】本発明の利点は次の通りである。
【００３７】−推進力反転装置の角度の方向がシステム
の運動に拘束されない。気体の流れの噴射、つまり排気
口２３ａ、２３ｂを高方及び低方に向けて固定すること
もできる。しかもまた、側面上や直径の両端に相対した
角度位置に方向付けることもできる。
【００３８】−推進方向反転装置が、形態上エンジンの
中央フレームに組み入れられる。
【００３９】−推進力反転システムが開口部にはいりこ
まない。
【図面の簡単な説明】
【図１】ノズルスロートの断面積が最小となる最大開口
位置にある、本発明による収束−発散型ノズルの概略断
面図である。
【図２】ノズルスロートの断面積が最大となる最小開口
位置にある、本発明による収束−発散型ノズルの概略断
面図である。
【図３】図１のラインIII−IIIによる横断面図である。
【図４】アーチ上の、発散ノズルのフラップの取付けを
示す概略図である。
【図５】わかりやすくするために冷フラップの一部のみ
を示した、第一の実施モード例「推進力反転」位置のノ
ズルの側面図である。
【図６】図５のノズルの背面図である。
【図７】冷フラップが前方にスライドするリングに連接
されている、第二の実施例による「推進力反転」位置の
ノズルの側面図である。
【図８】図７のノズルの背面図である。
【図９】わかりやすくするために冷フラップの一部のみ
を示した冷フラップが後方にスライドするリングに連接
されている、第二の実施例による「推進力反転」位置の
ノズルの側面図である。
【図１０】図９のノズルの斜視図である。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 パスカル・ウルニエスキー フランス国、77176・サビニー・ル・タ ンプル、クロ・ド・ロルムトー・21 (56)参考文献 特開 平６−193508（ＪＰ，Ａ) 特開 昭52−37614（ＪＰ，Ａ) 特公 昭38−88023（ＪＰ，Ｂ１) (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) F02K 1/60 F02K 1/70 F02K 1/12 B64C 15/00

Claims (6)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 航空ターボジェットのための収束−発散
    型軸対称ノズルであって、外側リム（６）の冷フラップ
    と内側リム（８）の熱フラップを備えており、内側リム
    （８）の熱フラップは、互いの延長線上に位置する２つ
    の熱フラップのグループ（９、１０）を備えており、内
    側リム（８）の上流熱フラップ（９）は、前端（１１）
    がターボジェットの固定端部（２）に連接されており、
    外側リム（６）の冷フラップは、その前端が放射状に固
    定端部（２）から隔たっているエンジン保護機構（４）
    上に連接されており、 内側リム（８）の下流熱フラップ（１０）は、直径の両
    端で相対している２つのフラップの第一アセンブリ（１
    ４ａ、１４ｂ）と、前記第一アセンブリ（１４ａ、１４
    ｂ）の間にはさまれたフラップの第二アセンブリ（１５
    ａ、１５ｂ）に分けられ、 フラップの前記第一アセンブリ（１４ａ、１４ｂ）は、
    連接された結合部（２０）によって、内側リム（８）と
    外側リム（６）との間に配置された２つの固定側面サポ
    ート（１６ａ、１６ｂ）によってそれぞれ支持されてお
    り、 フラップの前記第二アセンブリ（１５ａ、１５ｂ）は、
    連接された結合部（２０）によって、前記側面サポート
    （１６ａ、１６ｂ）に軸回転するように取付けられた２
    つのアーチ（１７ａ、１７ｂ）によって支持されてお
    り、さらに、 ａ）ターボジェットの運転の標準定格において、下流の
    熱フラップ（１０）の前端（１２）が上流の熱フラップ
    （９）の後端との接触を保てるような機構と、 ｂ）推進力反転装置を形成するように前記アーチ（１７
    ａ、１７ｂ）と前記第二アセンブリのフラップ（１５
    ａ、１５ｂ）とを同時に後方へ傾けるための機構とを備
    え、前記第二アセンブリのフラップ（１５ａ、１５ｂ）
    の後縁（２２ａ、２２ｂ）は、「推進力反転」位置で、
    前記第二アセンブリのフラップ（１５ａ、１５ｂ）が接
    触できるように切断されており、側面排気口（２３ａ、
    ２３ｂ）が、上流の熱フラップ（９）とフラップの第二
    アセンブリ（１５ａ、１５ｂ）との間で形成され、 少なくとも、前記側面排気口（２３ａ、２３ｂ）の正面
    に位置する外側リム（６）の冷フラップが、「推進力反
    転」位置で収納可能であることを特徴とする航空ターボ
    ジェット用の収束−発散型軸対称ノズル。
  2. 【請求項２】 外側リム（６）の収納可能な冷フラップ
    が前記アーチ（１７ａ、１７ｂ）によって支持され、後
    方へ傾けるときに前記アーチ（１７ａ、１７ｂ）によっ
    て誘導されることを特徴とする請求項１に記載のノズ
    ル。
  3. 【請求項３】 外側リム（６）の冷フラップが、固定側
    面サポート（１６ａ、１６ｂ）によって直径の両端で相
    対するように支持されているフラップの２つの第一部分
    と、前記アーチ（１７ａ、１７ｂ）によって支持され後
    方に傾くときには前記アーチ（１７ａ、１７ｂ）によっ
    て誘導されるフラップの２つの第二部分に分けられるこ
    とを特徴とする請求項１に記載のノズル。
  4. 【請求項４】 外側リム（６）の冷フラップがエンジン
    保護機構（４）上にスライドするように取付けられたリ
    ング（２５）に上流で連接されていることを特徴とする
    請求項１に記載のノズル。
  5. 【請求項５】 リング（２５）が上流に向かってスライ
    ドすることを特徴とする請求項４に記載のノズル。
  6. 【請求項６】 リング（２５）が下流に向かってスライ
    ドすることを特徴とする請求項４に記載のノズル。
JP6243121A 1993-10-06 1994-10-06 推進力反転装置付き収束−発散型軸対称ターボジェット用噴射ノズル Expired - Fee Related JP2984555B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR9311898 1993-10-06
FR9311898A FR2710951B1 (fr) 1993-10-06 1993-10-06 Tuyère d'éjection de turboréacteur axisymétrique, convergente-divergente avec inversion de poussée.

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH07180611A JPH07180611A (ja) 1995-07-18
JP2984555B2 true JP2984555B2 (ja) 1999-11-29

Family

ID=9451584

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP6243121A Expired - Fee Related JP2984555B2 (ja) 1993-10-06 1994-10-06 推進力反転装置付き収束−発散型軸対称ターボジェット用噴射ノズル

Country Status (5)

Country Link
US (1) US5470020A (ja)
EP (1) EP0647777B1 (ja)
JP (1) JP2984555B2 (ja)
DE (1) DE69402654T2 (ja)
FR (1) FR2710951B1 (ja)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1916405B1 (en) * 2006-10-17 2018-12-26 United Technologies Corporation Thrust vectorable fan variable area nozzle for a gas turbine engine fan nacelle
CN109502034B (zh) * 2018-12-11 2021-10-19 湖北航天飞行器研究所 一种小口径飞行器燃气舵挡火结构
US11994087B2 (en) * 2021-12-06 2024-05-28 Rohr, Inc. Variable area nozzle and method for operating same
US11867136B2 (en) 2021-12-17 2024-01-09 Rohr, Inc. Variable area nozzle assembly and method for operating same
US11754018B2 (en) 2021-12-17 2023-09-12 Rohr, Inc. Aircraft propulsion system exhaust nozzle with ejector passage(s)
US11566584B1 (en) * 2022-03-07 2023-01-31 Rohr, Inc. Thrust reverser for variable area nozzle
US11867135B1 (en) 2022-09-14 2024-01-09 Rtx Corporation Vectoring exhaust nozzle for an aircraft powerplant

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1225736A (fr) * 1959-02-16 1960-07-04 Snecma Tuyère réglable pour propulseur à réaction
US3240442A (en) * 1964-02-13 1966-03-15 Beloit Eastern Corp Bi-textured winder drum
US3420442A (en) * 1966-12-28 1969-01-07 Federal Aviat Administration U Engine exhaust controller
US3601340A (en) * 1969-05-28 1971-08-24 Rohr Corp Method and apparatus for augmenting and reversing thrust and reducing nozzle base drag and noise of an aircraft jet engine
US3601349A (en) * 1969-06-12 1971-08-24 Thrall Car Mfg Co Tiedown lug
US3610533A (en) * 1970-06-29 1971-10-05 Gen Electric Variable area and thrust-reversing nozzle
US3690561A (en) * 1970-11-05 1972-09-12 Rohr Corp Thrust controlling system
DE2241817C3 (de) * 1972-08-25 1975-04-03 Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen Schubumkehrvorrichtung für ein mit einer Nachverbrennungsanlage ausgerüstetes Turbinenstrahltriebwerk eines Flugzeugs
FR2602274B1 (fr) * 1986-07-30 1988-09-30 Snecma Tuyere de reacteur convergente-divergente a section reglable
FR2617910A1 (fr) * 1987-07-08 1989-01-13 Snecma Tuyere axisymetrique de turboreacteur convergente divergente
FR2622928A1 (fr) * 1987-11-05 1989-05-12 Hispano Suiza Sa Inverseur de poussee de turboreacteur a portes,a section variable d'ejection

Also Published As

Publication number Publication date
JPH07180611A (ja) 1995-07-18
DE69402654D1 (de) 1997-05-22
FR2710951A1 (fr) 1995-04-14
FR2710951B1 (fr) 1995-11-03
EP0647777A1 (fr) 1995-04-12
US5470020A (en) 1995-11-28
DE69402654T2 (de) 1997-08-21
EP0647777B1 (fr) 1997-04-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1726813B1 (en) Axial divergent section slot nozzle
US4978071A (en) Nozzle with thrust vectoring in the yaw direction
US5706650A (en) Vectoring nozzle using injected high pressure air
KR100417205B1 (ko) 항공기가스터빈엔진배기노즐의선택적으로냉각가능한발산배기유동한정요소
US6000216A (en) Actuating system for a cascade type thrust reverser
US4836451A (en) Yaw and pitch convergent-divergent thrust vectoring nozzle
US4280660A (en) Vectorable nozzle
US5232158A (en) Convergent/divergent nozzle with seal centering
US5725182A (en) Turbo fan engine thrust reverser
EP1640590B1 (en) Variable area throat exhaust nozzle with vectorable sideways shifting of exhaust flow
US5941065A (en) Stowable mixer ejection nozzle
GB1561138A (en) Gas turbine engines
JPH05141310A (ja) 軸対称形転向排気ノズルの熱シールド
US6000635A (en) Exhaust nozzle for a turbojet engine
US4858430A (en) Thrust reverser for a turbofan engine
US6068213A (en) Aircraft engine ducted fan cowling with thrust reverser section and fairings for fan shroud brace members in fan exhaust duct
US4714197A (en) 2-D propulsive lift nozzle
JPH0396643A (ja) 先細フラップ組立体、可変面積多機能排気ノズル及び２次元先細末広ノズル
EP0674748B1 (en) Flap hinge arrangement for a convergent/divergent nozzle
JP2984555B2 (ja) 推進力反転装置付き収束−発散型軸対称ターボジェット用噴射ノズル
US4463903A (en) Turbomachine ejector nozzle
US2753684A (en) Thrust reversal and variable orifice for jet engines
US5165228A (en) Turboramjet engine
US4660767A (en) Vectorable exhaust nozzle for gas turbine engines
US4591097A (en) Thrust reverser/exhaust nozzle assembly for a gas turbine engine

Legal Events

Date Code Title Description
R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees