JPS59141753A - Ｖ／ｓｔｏｌ機用推力増大偏向装置 - Google Patents
Ｖ／ｓｔｏｌ機用推力増大偏向装置Info
- Publication number
- JPS59141753A JPS59141753A JP58014441A JP1444183A JPS59141753A JP S59141753 A JPS59141753 A JP S59141753A JP 58014441 A JP58014441 A JP 58014441A JP 1444183 A JP1444183 A JP 1444183A JP S59141753 A JPS59141753 A JP S59141753A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- deflector
- exhaust
- thrust
- exhaust passage
- turbine engine
- 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
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-
- 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
- F02K1/36—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto having an ejector
-
- 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
-
- Y—GENERAL 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
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
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- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Exhaust Gas After Treatment (AREA)
- Supercharger (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Exhaust Silencers (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明はＶ／Ｓ Ｔ ＯＬ機用推力増大偏向装置に係ｐ
１特にジェット反力によシ垂直または短距離の滑走で離
着陸するＶ／Ｓ Ｔ ＯＬ機のタービンエンジンの離着
陸時における推力を増大させかつ偏向できるようにした
Ｖ／Ｓ Ｔ ＯＬ機用推力増大偏向装竺に関する。
１特にジェット反力によシ垂直または短距離の滑走で離
着陸するＶ／Ｓ Ｔ ＯＬ機のタービンエンジンの離着
陸時における推力を増大させかつ偏向できるようにした
Ｖ／Ｓ Ｔ ＯＬ機用推力増大偏向装竺に関する。
一般にＶ／Ｓ Ｔ ＯＬ機は、垂直離着陸を可能にした
ＶＴＯＬ機と滑走距離を短くした５ＴＯＬ機との性能を
兼備えたものとして知られておシ、離着陸から前進飛行
への遍移飛行において推力の方向を変換するようになっ
ている。このように巡航時に使用スルタービンエンジン
の推力を揚力として離着陸時にも利用する方式のＶ／Ｓ
Ｔ ＯＬ４幾ＦＣおいては、その推力方向を偏向させ
るための装置が必要となる。′第１図は従来の推力偏向
装置の構造の概略を示したものであシ、タービンエンジ
ンｌの後方にはデフレフタコが装備され、このデフレク
タλは、位置を調節可能な複数枚のパネルによって構成
され、タービンエンジン／から排出されるジェット流の
向きをほぼ直角下方へ偏向できるようになっている。
ＶＴＯＬ機と滑走距離を短くした５ＴＯＬ機との性能を
兼備えたものとして知られておシ、離着陸から前進飛行
への遍移飛行において推力の方向を変換するようになっ
ている。このように巡航時に使用スルタービンエンジン
の推力を揚力として離着陸時にも利用する方式のＶ／Ｓ
Ｔ ＯＬ４幾ＦＣおいては、その推力方向を偏向させ
るための装置が必要となる。′第１図は従来の推力偏向
装置の構造の概略を示したものであシ、タービンエンジ
ンｌの後方にはデフレフタコが装備され、このデフレク
タλは、位置を調節可能な複数枚のパネルによって構成
され、タービンエンジン／から排出されるジェット流の
向きをほぼ直角下方へ偏向できるようになっている。
このような従来の推力偏向装置は、ジェノ）流を偏向さ
せるときに推力損失を伴なうために離着陸性能の低下を
招来し、さらにデフレクタの内壁面が高温のジェット流
にさらされるために、デフレクタのパネルを高価な耐熱
材料で構成しなければならず、また、場合によっては冷
却装置を設ければならず、高価で重量も嵩むという問題
があった。
せるときに推力損失を伴なうために離着陸性能の低下を
招来し、さらにデフレクタの内壁面が高温のジェット流
にさらされるために、デフレクタのパネルを高価な耐熱
材料で構成しなければならず、また、場合によっては冷
却装置を設ければならず、高価で重量も嵩むという問題
があった。
そこで、本発明の目的は、推力偏向に伴なう推力の損失
を２次空気流の導入によシ防ぐと共にデフレクタを冷却
できるようにしたＶ／５ＴＯＬ機用推力増機側推力増大
偏向装置ことにある。
を２次空気流の導入によシ防ぐと共にデフレクタを冷却
できるようにしたＶ／５ＴＯＬ機用推力増機側推力増大
偏向装置ことにある。
上記目的を達成するため、本発明はタービンエンジンか
らの排気を排気通路を通して排気するようにしたＶ／Ｓ
Ｔ ＯＬ機において、上記排気通路の入口側と外気と
を連通ずるように形成されたコ次空気導入路と、この導
入路の人口側に開閉可能に設けられた入口ドアと、上記
排気通路の出口側に設けられタービンエンジンからのジ
ェット排気の噴出方向を変換可能なデフレクタとを備え
ることを特徴としたものである。
らの排気を排気通路を通して排気するようにしたＶ／Ｓ
Ｔ ＯＬ機において、上記排気通路の入口側と外気と
を連通ずるように形成されたコ次空気導入路と、この導
入路の人口側に開閉可能に設けられた入口ドアと、上記
排気通路の出口側に設けられタービンエンジンからのジ
ェット排気の噴出方向を変換可能なデフレクタとを備え
ることを特徴としたものである。
以下本発明によるＶ／８ Ｔ ＯＬ機尾推力増大偏向装
置の実施例を第２図乃至第を図を参照して説明する。
置の実施例を第２図乃至第を図を参照して説明する。
第２図および第３図は本発明の一実派例によるＶ／Ｂ
Ｔ ＯＬ機尾推力増大偏向装置を示したものであシ、第
２図は画直離着陸時の状態を示し、第３図は巡航状態を
示している。
Ｔ ＯＬ機尾推力増大偏向装置を示したものであシ、第
２図は画直離着陸時の状態を示し、第３図は巡航状態を
示している。
第２図において、ハウジング１０内にはタービンエンジ
ンｌｌカ設置され、このタービンエンジンｌ／の出口側
の流路は１．その流路横断面形状が円形断面から矩形断
面へ変化するノズル１２となっている。
ンｌｌカ設置され、このタービンエンジンｌ／の出口側
の流路は１．その流路横断面形状が円形断面から矩形断
面へ変化するノズル１２となっている。
もっともノズル孔／Ｊの人口と出口の流路横断面形状は
同じあってもよい。このノズル孔ｌコの下流側には後方
に向って開口した排気通路１３が連設されている。また
、上記ノズル孔／Ｊの外側には、−次空気導入路／’Ａ
、／’Ａが形成され、この−次空気導入Ｍ／弘は、ハウ
ジング１０内に形成され、入口／＊ａが外側空間に開口
すると共に、出口ｌ弘すは、上記ノズル孔／２のノズル
口縁に開口している。
同じあってもよい。このノズル孔ｌコの下流側には後方
に向って開口した排気通路１３が連設されている。また
、上記ノズル孔／Ｊの外側には、−次空気導入路／’Ａ
、／’Ａが形成され、この−次空気導入Ｍ／弘は、ハウ
ジング１０内に形成され、入口／＊ａが外側空間に開口
すると共に、出口ｌ弘すは、上記ノズル孔／２のノズル
口縁に開口している。
しかして、上記２次空気導入路／ｌの入口ｌ弘ａには、
人口ドア／、Ｓが枢軸ｌｔマわシを回動可能に枢涜され
、この入口ドア／３はアクチェータ１７によシ全開位置
と全閉位置との間を動かされるようになっている。この
アクチェータ／７としては、油圧または空気圧シリンダ
装置が好適である。
人口ドア／、Ｓが枢軸ｌｔマわシを回動可能に枢涜され
、この入口ドア／３はアクチェータ１７によシ全開位置
と全閉位置との間を動かされるようになっている。この
アクチェータ／７としては、油圧または空気圧シリンダ
装置が好適である。
上記排気通路１３は、通路の横断面がほぼ矩形状であっ
て、その排気通路／３の頂壁／、？ＩＩＫは上面ライナ
ｌざが取付けられておシ、この上面ライナ／Ｉのｌｃｕ
ヒンジｌｑを介して中間ダクトｗがヒンジ結合されてい
る。この中間ダクト２ｏの先端部の外側には、ピボット
軸２１を中心として回動可能なデフレクタｎが被嵌され
ている。このデフレクタ２２は、セクタ状の側壁Ｕａと
円筒の一部をなす外壁ｕｂとから構成され、外壁ｕｂが
中間ダクト２１の上を乗り上げるように組合されている
。そして、デフレクタ囚は、アクチェータカの操作ロッ
ドＪと結合されていて操作ロッドＪの伸糊動によってピ
ボットｌ１１１１コ／回シを枢動し、ジェット流を偏向
できるようになっている。デフレクタＵが最も後方へ突
出した位置を第２図が示し、逆に最も後退した位置を第
３図が示している。第３図に示した位置において、上面
ライナｌ♂と中間ダクト〃とはくの字状に屈接され、デ
フレクタｎがその外側を被う位１ｆまで後退され、この
位置において排気通路１３は出口側に向って流路面積を
漸源するようになっている。
て、その排気通路／３の頂壁／、？ＩＩＫは上面ライナ
ｌざが取付けられておシ、この上面ライナ／Ｉのｌｃｕ
ヒンジｌｑを介して中間ダクトｗがヒンジ結合されてい
る。この中間ダクト２ｏの先端部の外側には、ピボット
軸２１を中心として回動可能なデフレクタｎが被嵌され
ている。このデフレクタ２２は、セクタ状の側壁Ｕａと
円筒の一部をなす外壁ｕｂとから構成され、外壁ｕｂが
中間ダクト２１の上を乗り上げるように組合されている
。そして、デフレクタ囚は、アクチェータカの操作ロッ
ドＪと結合されていて操作ロッドＪの伸糊動によってピ
ボットｌ１１１１コ／回シを枢動し、ジェット流を偏向
できるようになっている。デフレクタＵが最も後方へ突
出した位置を第２図が示し、逆に最も後退した位置を第
３図が示している。第３図に示した位置において、上面
ライナｌ♂と中間ダクト〃とはくの字状に屈接され、デ
フレクタｎがその外側を被う位１ｆまで後退され、この
位置において排気通路１３は出口側に向って流路面積を
漸源するようになっている。
一方１．ｌ：！ｃ！排気通路１３の出口端の下縁には偏
向フラップΔがピボット軸易まわシを枢動可能に取付け
られ、この偏向フラップＪはアクチェータ２７によって
傾動されるようになっている。
向フラップΔがピボット軸易まわシを枢動可能に取付け
られ、この偏向フラップＪはアクチェータ２７によって
傾動されるようになっている。
本発明は上述したように構成されているから、垂直Ｆ４
ａ層陸時にはアクチェータ１７が駆動して入口ドアｌ！
；、／！を全開してλ次空気導入路／’Ｉ、／’ｆｉを
開放スる。一方、アクチェータＪの操作ロッドＪが伸長
し、デフレクタＵをピボット軸２１回シに第２図に示し
た位置まで枢動させると共に、アクチェータコアを駆動
して偏向フラップＪをほぼ垂直下方に下げる。このよう
な状態ではタービンエンジンｌ／から排出されるジェッ
ト流はノズル孔１２で加速されて排気通路１３内に導か
れ、デフレクタ２コによって垂直下方へ偏向される。こ
の際、デフレクタｎおよび偏向フラップｊによって構成
される偏向流路は曲がシ方向に偏平なほぼ矩形状であシ
、このために排気ロスを最小にとどめうる上に構造も簡
素となる利点をもっている。排気通路１３内の静圧は外
気の圧力よシも低くなるので、エゼクタ効果が働き、２
次空気導入路／’Ｉ、／’Ａを通して外気が一次空気と
して排気通路１３内に導入される。前記タービンエンジ
ンｌ／からのジェット流は、排気通路１３内で混合され
、運＃量の伝達と冷却が行われる。第２図においてはノ
ズル孔／２の出口横断面形状が偏平矩形となっているの
で、円形横断面の場合よシもタービンエンジン／／から
のジェット流と２次空気との接触面積が大きく、混合能
率が高く、エゼクタ効果が大きい。このようにして、−
次空気を取り入れた分だけ排気流の運動量が増加してい
るため、タービンエンジン／ｌ単独のジェット推力よシ
も大きな推力を得ることができる。また、タービンエン
ジン／／からの排気は、２次空気の導入および混合によ
シ低温化されているので排気温度を低下させることがで
きる。したがって、デフリ、巡航時には、第７図に示さ
れたように、ガイドベーン３０Ａおよび３０Ｂは折シた
たまれ、上面ライナ／ざとの間にノズルスロートを形成
する。ガイドベーン３０Ｂは、アクチェータ３２によっ
てガイド違 ペー７３０１Ｌが倒れるのと駆動して前方へ折シたたま
れ、偏向フラップ５と共に滑らかな面を形成する。なお
、この例においても、アクチェータコブを駆動して上面
ライナ／ｇを動かすことにょシノズルスロート面積を可
変にすることができる。
ａ層陸時にはアクチェータ１７が駆動して入口ドアｌ！
；、／！を全開してλ次空気導入路／’Ｉ、／’ｆｉを
開放スる。一方、アクチェータＪの操作ロッドＪが伸長
し、デフレクタＵをピボット軸２１回シに第２図に示し
た位置まで枢動させると共に、アクチェータコアを駆動
して偏向フラップＪをほぼ垂直下方に下げる。このよう
な状態ではタービンエンジンｌ／から排出されるジェッ
ト流はノズル孔１２で加速されて排気通路１３内に導か
れ、デフレクタ２コによって垂直下方へ偏向される。こ
の際、デフレクタｎおよび偏向フラップｊによって構成
される偏向流路は曲がシ方向に偏平なほぼ矩形状であシ
、このために排気ロスを最小にとどめうる上に構造も簡
素となる利点をもっている。排気通路１３内の静圧は外
気の圧力よシも低くなるので、エゼクタ効果が働き、２
次空気導入路／’Ｉ、／’Ａを通して外気が一次空気と
して排気通路１３内に導入される。前記タービンエンジ
ンｌ／からのジェット流は、排気通路１３内で混合され
、運＃量の伝達と冷却が行われる。第２図においてはノ
ズル孔／２の出口横断面形状が偏平矩形となっているの
で、円形横断面の場合よシもタービンエンジン／／から
のジェット流と２次空気との接触面積が大きく、混合能
率が高く、エゼクタ効果が大きい。このようにして、−
次空気を取り入れた分だけ排気流の運動量が増加してい
るため、タービンエンジン／ｌ単独のジェット推力よシ
も大きな推力を得ることができる。また、タービンエン
ジン／／からの排気は、２次空気の導入および混合によ
シ低温化されているので排気温度を低下させることがで
きる。したがって、デフリ、巡航時には、第７図に示さ
れたように、ガイドベーン３０Ａおよび３０Ｂは折シた
たまれ、上面ライナ／ざとの間にノズルスロートを形成
する。ガイドベーン３０Ｂは、アクチェータ３２によっ
てガイド違 ペー７３０１Ｌが倒れるのと駆動して前方へ折シたたま
れ、偏向フラップ５と共に滑らかな面を形成する。なお
、この例においても、アクチェータコブを駆動して上面
ライナ／ｇを動かすことにょシノズルスロート面積を可
変にすることができる。
第を図は、本発明による推力増大偏向装置の推力増大効
果を示した線図である。
果を示した線図である。
この線図から分るように１最大約７０％の推力増大効果
が期待でき、さらに偏向流路部にガイドベーンを設けて
流れの剥離による推力損失を最小にした場合には１０俤
以上の推力増大も可能となる。
が期待でき、さらに偏向流路部にガイドベーンを設けて
流れの剥離による推力損失を最小にした場合には１０俤
以上の推力増大も可能となる。
以上の説明から明らかなように、本発明によれば、Ｖ／
５ＴＯＬ機の離冶陸時に入口ドアを開いて一次空気導入
路を外側空間と連通させたから、エゼクタ効果を利用し
て外気を排気通路内に吸い込み、ジェット流を増大させ
て推力の増大を図ることができる。また、吸込まれた低
温の外気がタービンエンジンから排出されるジェット流
と混合してジェット流と混合してジェット流の温度を低
下させるのでデフレクタの耐熱対策が容易となる。
５ＴＯＬ機の離冶陸時に入口ドアを開いて一次空気導入
路を外側空間と連通させたから、エゼクタ効果を利用し
て外気を排気通路内に吸い込み、ジェット流を増大させ
て推力の増大を図ることができる。また、吸込まれた低
温の外気がタービンエンジンから排出されるジェット流
と混合してジェット流と混合してジェット流の温度を低
下させるのでデフレクタの耐熱対策が容易となる。
また、デフレクタの偏向通路内にガイドベーンを設ける
ことによシジェット流の剥離を防いで推力損失を最小限
におさえることができる。
ことによシジェット流の剥離を防いで推力損失を最小限
におさえることができる。
第１図は従来のタービンエンジンの推力偏向装置を示し
た縦断面図、第一図は本発明による推力増大偏向装置の
一実施例であって垂直離Ｎ陸の状態を示した縦断面図、
第３図は同装置の巡航状態を示した縦断面図、第グ図は
本発明の他の実施例による推力増大偏向装置を示した縦
断面図、第３図はさらに他の実施例による装置であって
垂直離冶陸状態を示した縦断面図、第６図はガイドベー
ンとアクチェータを拡大して示した図、第７図は同装置
の巡航状態を示した縦断面図、第ｊ図は本発明による推
力増大の実験結果を示した線図であ／／・・・タービン
エンジン、１２・・・ノズル孔、１３・・・排気通路、
／４ｃ・・・２次空気導入路、 ｌＳ・・・入口ドア
、 Ｕ・・・デフレクタ、 Ｊ・・・偏向フラップ、３
θ・・・ガイドベーン。 出願人代理人 猪 股 清 躬１目 ■ 躬２目 ８３目 第４：目 ８５図 躬６目
た縦断面図、第一図は本発明による推力増大偏向装置の
一実施例であって垂直離Ｎ陸の状態を示した縦断面図、
第３図は同装置の巡航状態を示した縦断面図、第グ図は
本発明の他の実施例による推力増大偏向装置を示した縦
断面図、第３図はさらに他の実施例による装置であって
垂直離冶陸状態を示した縦断面図、第６図はガイドベー
ンとアクチェータを拡大して示した図、第７図は同装置
の巡航状態を示した縦断面図、第ｊ図は本発明による推
力増大の実験結果を示した線図であ／／・・・タービン
エンジン、１２・・・ノズル孔、１３・・・排気通路、
／４ｃ・・・２次空気導入路、 ｌＳ・・・入口ドア
、 Ｕ・・・デフレクタ、 Ｊ・・・偏向フラップ、３
θ・・・ガイドベーン。 出願人代理人 猪 股 清 躬１目 ■ 躬２目 ８３目 第４：目 ８５図 躬６目
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 乙 タービンエンジンからの排気を排気通路を通して排
気するようｋしたＶ／５ＴＯＬ機において、上記排気通
路の入口側と外気とを連通ずるように形成された一次空
気導入路と、この導入路の糺 入口側に開閉可能に設けられた入口ドアと、上気排気通
路の出口側に設けられタービンエンジンからのジェット
排気の噴出方向を変換可能なデフレクタとを備えてなＶ
／Ｓ Ｔ ＯＬ機用推力増大偏向装置。 −２，上ｉｔ己メタ−ビンエンジン排気口には、排気通
路の入口に向って流路横断面形状を漸次変化させｔこノ
ズル孔が形成されていることを特徴とする特許請求の範
囲第１項記載の推力増大偏向装置。 ３、上記デフレクタは、上記排気通路の出口端の下側に
ピボット軸を介して枢支さ五、ピポｙ）軸まわシを枢動
できるように構成され、内側を偏向流路としたことを特
徴とする特許請求の範囲第１項記載の推力増大偏向装置
。 １、タービンエンジンからの排気を排気通路を通して排
気するようにしたＶ／Ｓ Ｔ ＯＬ機において、上記排
気通路の入口側と外気とを連通ずるように形成された一
次空気導入路と、この導入路の入口側に開閉可能に設け
られた入口ドアと、上記排気通路の出口側に設けられタ
ービンエンジンがらのジェット排気の噴出方向を変換可
能なデフレクタと、このデフレクタの偏向通路内に設け
られたガイドベーンとを備えてなるＶ ／ ５ＴＯＬ機
用推力増大偏向装置。
Priority Applications (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP58014441A JPS59141753A (ja) | 1983-01-31 | 1983-01-31 | Ｖ／ｓｔｏｌ機用推力増大偏向装置 |
| EP84300436A EP0118181B1 (en) | 1983-01-31 | 1984-01-25 | Device for increasing and deflecting thrust of jet-propulsion engine of v/stol aircraft |
| DE8484300436T DE3463821D1 (en) | 1983-01-31 | 1984-01-25 | Device for increasing and deflecting thrust of jet-propulsion engine of v/stol aircraft |
| US06/574,495 US4587804A (en) | 1983-01-31 | 1984-01-27 | Device for increasing and deflecting thrust of jet-propulsion engine of V/STOL aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP58014441A JPS59141753A (ja) | 1983-01-31 | 1983-01-31 | Ｖ／ｓｔｏｌ機用推力増大偏向装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS59141753A true JPS59141753A (ja) | 1984-08-14 |
| JPS6360222B2 JPS6360222B2 (ja) | 1988-11-22 |
Family
ID=11861111
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP58014441A Granted JPS59141753A (ja) | 1983-01-31 | 1983-01-31 | Ｖ／ｓｔｏｌ機用推力増大偏向装置 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4587804A (ja) |
| EP (1) | EP0118181B1 (ja) |
| JP (1) | JPS59141753A (ja) |
| DE (1) | DE3463821D1 (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS63162955A (ja) * | 1986-12-26 | 1988-07-06 | Fuji Heavy Ind Ltd | ナセル格納式エジエクタ |
| US4898343A (en) * | 1987-12-25 | 1990-02-06 | Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha | Thrust-deflecting vane device of V/STOL aircraft |
| WO2011064962A1 (ja) * | 2009-11-25 | 2011-06-03 | ナブテスコ株式会社 | 鉄道車両用非常ブレーキ装置、鉄道車両用非常ブレーキシステム、及び鉄道車両用非常ブレーキ装置を備えた鉄道車両 |
| CN107618654A (zh) * | 2017-08-03 | 2018-01-23 | 南京航空航天大学 | 飞行器姿态控制系统及其控制方法、控制喷嘴 |
Families Citing this family (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2323065B (en) * | 1993-03-13 | 1998-12-09 | Rolls Royce Plc | Vectorable nozzle for aircraft |
| GB2281262B (en) * | 1993-08-27 | 1997-04-16 | Rolls Royce Plc | Stowable nozzle |
| US5680755A (en) * | 1995-09-25 | 1997-10-28 | General Electric Company | Convertible ejector selectively cooled thrust vectoring exhaust nozzle |
| US6382559B1 (en) | 1999-08-13 | 2002-05-07 | Rolls-Royce Corporation | Thrust vectoring mechanism |
| US6918244B2 (en) * | 2001-08-17 | 2005-07-19 | John Eugene Dickau | Vertical takeoff and landing aircraft propulsion systems |
| US6694723B2 (en) * | 2002-03-27 | 2004-02-24 | United Technologies Corporation | Valve assembly for gas turbine engine |
| US20040244633A1 (en) * | 2003-05-08 | 2004-12-09 | Witmer Warner H. | Cats-constrained airplane transportation system |
| US20070018034A1 (en) * | 2005-07-12 | 2007-01-25 | Dickau John E | Thrust vectoring |
| JP2009029400A (ja) * | 2007-06-22 | 2009-02-12 | Toyota Motor Corp | 飛翔体 |
| US20160258358A1 (en) * | 2015-03-02 | 2016-09-08 | Sikorsky Aircraft Corporation | High turning angle ejector cooled turbine engine exhaust duct |
| US11258333B2 (en) * | 2019-07-29 | 2022-02-22 | Aurora Flight Sciences Corporation | Propulsor system with integrated passive cooling |
| US20220144422A1 (en) * | 2020-10-26 | 2022-05-12 | Hugh Bryan Welcel | Modular Device For Propulsion In A Vehicle |
| US11732626B2 (en) * | 2021-12-28 | 2023-08-22 | Honda Motor Co., Ltd. | Mixer and mobile body |
| CN114576035B (zh) * | 2022-01-13 | 2024-01-30 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种可旋转式马达长距可调引气喷管 |
Family Cites Families (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2951660A (en) * | 1956-06-25 | 1960-09-06 | James V Giliberty | Method and means for controlling the jet thrust of an aircraft |
| DE1119126B (de) * | 1960-03-18 | 1961-12-07 | Bmw Triebwerkbau Ges M B H | Strahltriebwerk mit einer Strahlumlenkeinrichtung |
| FR1279495A (fr) * | 1960-11-10 | 1961-12-22 | Snecma | Dispositif de déviation de jet pour avion à réaction |
| FR1283690A (fr) * | 1961-03-15 | 1962-02-02 | B M W Triebwerkbau Ges M B H | Réacteur pour la propulsion d'avions |
| US3178887A (en) * | 1963-01-21 | 1965-04-20 | Rolls Royce | Pivotal nozzle deflector for jet lift engine |
| US3380660A (en) * | 1966-04-28 | 1968-04-30 | United Aircraft Corp | Variable area exhaust deflector |
| US3527408A (en) * | 1968-06-06 | 1970-09-08 | United Aircraft Corp | Curved exhaust deflection system |
| GB1395709A (en) * | 1971-07-06 | 1975-05-29 | Rolls Royce | Jet propulsion power plant |
| US3979067A (en) * | 1975-04-28 | 1976-09-07 | General Electric Company | Actuating means for a thrust vectoring gas turbine engine exhaust nozzle |
| US4000612A (en) * | 1975-07-28 | 1977-01-04 | General Electric Company | Cooling system for a thrust vectoring gas turbine engine exhaust system |
| GB1550633A (en) * | 1976-07-21 | 1979-08-15 | Gen Electric | Thrust-vectoring gas turbine engine exhaust nozzles |
| US4222234A (en) * | 1977-07-25 | 1980-09-16 | General Electric Company | Dual fan engine for VTOL pitch control |
| US4295332A (en) * | 1978-11-13 | 1981-10-20 | General Electric Company | Infrared suppressor system |
| US4392615A (en) * | 1981-05-11 | 1983-07-12 | United Technologies Corporation | Viol exhaust nozzle with veer flap extension |
-
1983
- 1983-01-31 JP JP58014441A patent/JPS59141753A/ja active Granted
-
1984
- 1984-01-25 EP EP84300436A patent/EP0118181B1/en not_active Expired
- 1984-01-25 DE DE8484300436T patent/DE3463821D1/de not_active Expired
- 1984-01-27 US US06/574,495 patent/US4587804A/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS63162955A (ja) * | 1986-12-26 | 1988-07-06 | Fuji Heavy Ind Ltd | ナセル格納式エジエクタ |
| US4898343A (en) * | 1987-12-25 | 1990-02-06 | Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha | Thrust-deflecting vane device of V/STOL aircraft |
| WO2011064962A1 (ja) * | 2009-11-25 | 2011-06-03 | ナブテスコ株式会社 | 鉄道車両用非常ブレーキ装置、鉄道車両用非常ブレーキシステム、及び鉄道車両用非常ブレーキ装置を備えた鉄道車両 |
| CN107618654A (zh) * | 2017-08-03 | 2018-01-23 | 南京航空航天大学 | 飞行器姿态控制系统及其控制方法、控制喷嘴 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US4587804A (en) | 1986-05-13 |
| JPS6360222B2 (ja) | 1988-11-22 |
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| EP0118181B1 (en) | 1987-05-20 |
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