KR930003078B1 - 항공기 가스 터빈 엔진 노즐의 인터플랩 시일 세그먼트 - Google Patents

항공기 가스 터빈 엔진 노즐의 인터플랩 시일 세그먼트 Download PDF

Info

Publication number
KR930003078B1
KR930003078B1 KR1019890018218A KR890018218A KR930003078B1 KR 930003078 B1 KR930003078 B1 KR 930003078B1 KR 1019890018218 A KR1019890018218 A KR 1019890018218A KR 890018218 A KR890018218 A KR 890018218A KR 930003078 B1 KR930003078 B1 KR 930003078B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
seal
interlap
segment
gas turbine
seal segment
Prior art date
Application number
KR1019890018218A
Other languages
English (en)
Other versions
KR900016594A (ko
Inventor
챨스 립마이어 윌리암
Original Assignee
제너럴 일렉트릭 캄파니
아더 엠. 킹
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 제너럴 일렉트릭 캄파니, 아더 엠. 킹 filed Critical 제너럴 일렉트릭 캄파니
Publication of KR900016594A publication Critical patent/KR900016594A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR930003078B1 publication Critical patent/KR930003078B1/ko

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/28—Arrangement of seals
    • 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
    • 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
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/80—Couplings or connections
    • F02K1/805—Sealing devices therefor, e.g. for movable parts of jet pipes or nozzle 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
    • F05D2250/31—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation
    • 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

Abstract

내용 없음.

Description

항공기 가스 터빈 엔진 노즐의 인터플랩 시일 세그먼트
제 1 도는 본 발명에 따른 가스 터어빈 엔진 축대칭 추력 벡터링 가변 배기 노즐부와 시일 수단의 사시도.
제 2 도는 본 발명의 발산 시일의 사시도.
제 3 도는 노즐 배기 흐름에 이격되어 있는 시일의 측부에서 취한 본 발명의 인터플랩 시일의 평면도.
제 4 도는 축의 중심선을 따라 취한 제 2 도 시일의 단면도.
제 5 도는 비교적 작게 활처럼 휜 시일 세그먼트를 도시하는 시일의 하류 위치에서 취한 제 2 도 시일의 정단면도.
제 6 도는 시일의 후단부쪽으로 비교적 크게 활처럼 휜 시일 세그먼트를 도시하는 시일의 하류 위치에서 취한 제 2 도 시일의 정단면도.
제 7 도는 제 2 도 시일의 정면에서 본 후방 단면도.
제 8 도는 시일 세그먼트의 플랜지를 통해 취한 제 2 도 시일의 횡단면도.
제 9 도는 제 4 도 시일의 분해도.
제10도는 편향이나 벡터링 각이 0인 상태에서 배기 노즐을 도시하는 제 1 도의 정면도.
제11도는 편향이나 벡터링 각이 마이너스인 상태에서 배기 노즐을 도시하는 제 1 도의 정면도.
* 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명
10 : 노즐 2 : 케이싱
18 : 수렴부 26 : 발산부
28 : 발산플랩 30 : 발산 시일부
40 : 배기흐름 56 : 시일 세그먼트(segment)
58 : 시일부 60 : 플랜지
80 : 시일 보유수단
본 발명은 가스 터어빈 엔진 배기노즐, 특히 축대칭 개변 배기 노즐의 발산 인터플랩에 사용하는 시일에 관한 것이다.
가변 영역 축대칭 노즐은 본 기술 분야에 공지되어 있고, 제너럴 일렉트릭 F110과 같은 엔진에 사용된다. 상기 엔진의 배기 노즐은 연소 배출 기류의 열에너지와 압력을 엔진용전방추력과 속도로 변화시키도록 배기 흐름을 공기 역학적으로 제어하는 수렴 발산 플랩과 시일을 사용한다. 상기 노즐을 제공하는 방법 및 수단은 본 발명에 참조되어 서로 관련되어 있는 동일 양수인에게 양도된, 아더 맥카들 2세, 윌버트 비, 프레이드, 에드워드 더블류. 리안 등에 허여된 발명의 명칭이 각각 "가변 영역 배기 노즐", "가변 영역 노즐 시스템", "배기 노즐 플랩 시일 장치"인 미합중국 특허 제4,176,792호, 제4,245,787호 및 제4,128,208호 등 많은 공보에 기술되어 있다. 새로운 기능 즉, 추력 벡터링은 제너럴 일렉트릭 캄파니에서 개발된 발명에 따른 형태의 노즐에 부가되었다.
각 플랩 및 시일이 모든 노즐과 추력 벡터링 기능을 형성하도록 서로 관련되어 작동하는 방법을 이해하기 위해서, 동일 양수인에게 양도되고 본 발명과 함께 출원된 토마스 피. 하우어의 발명의 명칭 "축대칭 벡터링 배기 노즐"인 특허출원을 참조하였다. 축대칭 수렴 발산 노즐을 위해 플랩 사이를 시일하는 것은 여기에서 인용된 특허, 장치 및 많은 디자인에 의해 입증된 바와 같이 가스 터어빈 엔진 노즐에 대한 도전과 흥미로운 문제를 제기한다.
가변 목부 및 출구 영역을 갖는 노즐을 포함하고 있는 종래의 노즐은 일반적으로 엔진 중심선에 대한 방향각을 동시에 변경하거나 동일각도로 피봇하여, 엔진 또는 노즐 중심선에 대한 피봇각이나 각각의 방향각에서 원주로 변화하지 않는 노즐 플랩 및 노즐 플랩 시일을 갖는다. 축대칭 벡터링 노즐은 초기의 다른 문제점 즉, 방향이나 방향각이 일정하게 변화되는 두개의 표면 사이에서의 시일 방법에 대한 새로운 중요성을 추가하였다. 본 발명은 엔진 중심선에 대해 서로 다른 각도로 피봇되는 두개의 인접 발산 플랩 사이의 시일을 제공하는 인터플랩의 시일 문제를 제기하였다. 각 플랩은 수렴 플랩 또는 부착된 다른 노즐 소자에 관련된 코닝 운동으로 피봇될 수 있다. 상기 문제를 달리 표현하면, 엔진 또는 노즐 중심선에 대해서 노즐 플랩의 모양이 원주 변화를 하는 것이다.
모든 노즐 및 가스 터어빈 엔진 시스템 설계에서, 제조, 유지, 수선이 비교적 경제적이고 간편하며, 중량이 가볍고, 높은 온도 및 응력에서 높은 내구성을 갖는 것이 양호하다.
따라서 본 발명의 목적은 가스 터어빈 엔진 축대칭 벡터링 배기 노즐의 노즐 플랩 사이에 시일을 제공하는 것이다.
본 발명의 다른 목적은 가스 터어빈 엔진 축대칭 벡터링 가변 배기 노즐의 발산 플랩 사이에 시일을 제공하는 것이다.
본 발명의 또다른 목적은 인접 플랩이 벡터링 작동시 노즐 중심선에 대해 다른 각도나 모양으로 회전 되는 가스 터어빈 엔진 축대칭 벡터링 가변 배기 노즐의 발산 플랩 사이에 시일을 제공하는 것이다.
본 발명의 또다른 목적은 노즐 중심선에 대해서 노즐 플랩 방향각의 원주 변화 범위에 걸쳐 축 및 원주방향의 시일의 일체성을 유지하는 발산 인터플랩에 시일을 제공하는 것이다.
본 발명의 또다른 목적은 제조 및 수선이 간편하고 중량이 가벼운 축대칭 벡터링 가변 배기 노즐의 발산 인터플랩에 수단을 제공하는 것이다.
본 발명의 또다른 목적은 시일 및 노즐의 수선 및 유지를 용이하게 하는 축대칭 벡터링 가변 배기 노즐에 사용하는 인터플랩의 시일용 시일 세그먼트를 제공하는 것이다.
상기 목적, 다른 특징 및 장점은 첨부 도면을 참조한 하기 설명으로 보다 쉽게 이해될 것이다.
간략하게, 본 발명의 하나의 특징에 따라서, 발산 시일부는 약간 타원형인 단면부를 갖는 중공의 백본(back bone)을 포함하며, 그 전단부에는 백본을 노즐의 수렴 시일 정지부재에 궤도 선회가능하게 연결시키는 수단이 제공되어 있다. 다수의 시일 세그먼트는 백본을 따라 축방향으로 배열되고, 노즐 작동시 인접 세그먼트가 시일 결합을 중복하는 방식으로 세그먼트를 백본에 부착시키는 장착 수단을 포함한다. 세로로 연장된 시일은 노즐 배기 가스 흐름에 직면하는 내부 표면과 외부 표면을 갖고, 시일부에 부착된 플랜지는 시일 세그먼트를 백본의 축에 대해 뒤틀리도록 하는 방법으로 시일 세그먼트를 장착시키는 클로버리프(cloverleaf)를 포함하는 장착 수단을 구비한다.
시일의 보다 특별한 시일예는 외향으로 커브 형성된 시일부를 갖는 시일 세그먼트를 포함한다. 상기 세그먼트는 노즐 중심선쪽으로 커브 형성되어 있거나 활모양으로 휘어져 있고, 백본을 따라 굴곡의 변화가 있고 세그먼트는 후단부에서 가장 커브 형성되어 있으며 전방의 대부분의 세그먼트는 굴곡의 정도가 가장 적다.
하기에 설명된 도면에서, 양호한 실시예가 기술되었지만 다른 변경예와 다른 구성이 본 발명의 진정한 정신 및 범위에 이탈함이 없이 만들어질 수 있다.
제 1 도는 참조하면, 가스 터어빈 엔진 축대칭 벡터링 노즐(10)은 케이싱(12)을 포함하고, 토마스 피.하우어(Thomas P.Hauer)등에 의해 출원된 발명의 명칭이 "축대칭 벡터링 배기 노즐"인 특허출원에 기술된 노즐의 양호한 실시예에 따른 수렴부(18), 목부(24) 및 발산부(26)를 포함한다. 본 발명에서 발산 시일부(30)는 축대칭 노즐 중심선(8)에 대해 원주로 배열된 발산 플랩(28)의 원주에 배열되어 있다. 발산 플랩(28)은 배기 흐름(40)의 방향 및 노즐의 배기 통로를 한정하도록 제어된다. 외부 플랩(16)은 노즐(10)의 수렴 및 발산부 주변에 공기역학적 매끄러움을 제공한다. 축대칭 노즐의 종래의 작동은 노즐의 출구 영역(A9)이나 목부분 영역(A8) 또는 두 부분 모두의 개폐를 포함한다. 어느 경우이든, 노즐 구조는 축대칭이고, 서로 발산 노즐 플랩에 대해 각 발산 플랩(28)의 방향각은 일반적으로 동일하다. 본 발명의 양호한 실시예에서, 발산 시일부(30)는 축대칭 위치로부터 다른 각도로 다른 발산 플랩(28)을 피봇시키는 것에 의해 엔진의 추력을 벡터링시키는 수단을 조절하도록 제공되어 있다. 발산 플랩은 축대칭 노즐 중심선(8)에 대해서 방사상 방향(R)과 접선 방향(T)(제10도 및 제11도에 보다 선명하게 도시됨)으로 피봇된다. 벡터링 작동을 고찰하는 또다른 방법은 비대칭 발산 노즐부(26)를 형성하는 것에 의해 원주로 인접한 발산 플랩이 인접 플랩의 방향각과 다른 방향각으로 피봇이나 회전되는 것이다.
제2, 제 3 도 및 제 4 도와 제 9 도를 참조하면, 발산 시일부(30)는 백본상에 축방향으로 배열된 다수의 독특한 시일 세그먼트(56)와 지지 수단인 백본(50)을 포함한다. 각 시일 세그먼트(56)는 엔진 작동시 인접 시일 세그먼트가 중복 시일결합되는 방법으로 백본(50)에 부착된 플랜지(60)보다 더 돌출된 시일부(58)를 포함한다.
각 시일 세그먼트(56)의 각 시일부(58)는 백본을 따르는 유일한 것이다. 굴곡은 다르고, 시일부를 벗어나 굽어 있다. 굴곡양은 제 2 도에 도시된 바와같이 시일의 후단부에서 가장 크다. 이것은 전후의 최대 굴곡부로부터 후부의 최대 굴곡부까지의 연속적인 시일 세그먼트(56)의 시일부(58)와 플랜지 사이에서 계면의 점차적인 굴곡을 나타내고 있다.
제 3 도에 도시된 바와같이 플랜폼(planform)영역은 각 세그먼트에서 동일하다. 상기 굴곡의 다른점은 노즐 발산부의 전단부에 대향하는 노즐의 후단부에 있는 인접 발산 플랩(28) 사이의 보다 큰 갭을 수용하기 위함이다. 세그먼트(56)는 금속 시이트로부터 스탬프 되는데, 여기에서 각 세그먼트와 각 세그먼트의 정확한 모양을 위해 다이세트가 달라야 한다. 양호하게는, 각 노즐에서 12개의 발산 시일부(30)가 제공되어야 하고, 주어진 시일을 따르는 각 세트의 세그먼트를 노즐 주변에 원주로 있는 모든 시일부에서 동일하게 함으로써 절약이 달성된다. 플랜지 부착 수단은 플랜지와 스페이서 사이의 와셔(66)와 플랜지(60) 사이에 있는 스페이서(64)를 포함한다. 백본(50)의 각 단부는 볼트 단부캡(70)과 결합되어 있고, 그 위에 있는 너트(62)는 나사 형성되어 있고 조립체를 단단히 고정시키는데 사용된다. 제 7 도를 참조하면, 백본(50)에 장착된 플랜지의 보다 상세한 단면부가 도시되어 있다. 플랜지(60)는 타원형 단면을 갖는 중공의 튜브로서 도시된 백본(50)을 수용하도록 클로버 형상의 구멍(72)을 포함한다.
제 5 도 및 제 6 도를 참조하면, 시일 보유 수단(80)은 인접 발산 플랩에 부착된 도시않은 트랙에 접합되어 움직이는 레일 아암(86) 및 레일(88)을 포함하며, 레일 시스템은 본 분야에 공지된 방법으로 인접 플랩과 시일부를 정렬시키도록 사용된 시일 보유 시스템을 포함한다. 시일 보유 수단(80)은 스페이서(64)에 부착시키는 것과 같은 적절한 수단으로 백본에 장착되어 있다.
작동시에, 제10도의 축대칭 노즐 구조는 각기 R 및 T로 나타낸 접선 방향으로 발산 플랩을 피봇시키는 것에 의해 제11도에 도시된 바와 같이 비대칭으로 된다. 제11도에 도시된 예는 피치 평면에 벡터된 추력을 만들도록 배기 흐름을 하류 방향으로 벡터시킨 것이다. 플랩이 6시 방향에서 아래 방향으로 피봇되지만, 경사 작동의 방향이 9시 방향으로 변경됨으로써 요평면에서 벡터된 추력이 만들어진다.
마지막으로, 경사 작동이 또다른 방향은 피치 및 요벡터된 추력의 조합과 가스 터어빈 엔진을 위한 매우 양호한 능력을 갖게 한다.
작동중에, 고압 배기 가스는 모든 플랩 및 시일부 외면을 밀어내고, 상기 플랩은 작동 시스템에 의해 제위치에 유지된다. 고압력으로 인한 방사상 외면의 힘은 중복 결합되어 있고 인접 플랩의 방사상 내부에 있는 시일부를 가압하고 유체시일링 결합으로 가압한다. 본 발명은 플랩이 추력 벡터링을 위한 비대칭 발산 노즐부를 만드는 방법으로 피봇될때, 발산 플랩에 대해 적절히 정렬된 시일부와 합체된 시일 세그먼트와 발산 시일부를 유지한다. 또한, 본 발명은 추력 벡터링 작동시 누출량을 극소화시킨다. 또한, 본 발명은 플랩의 시일을 극대화시키고 누출량을 극소화시키기 위해, 목부 영역과 노즐 배기 영역을 변화시키도록 수렴 및 발산 플랩의 보다 큰 종래의 피봇팅시 플랩 사이를 시일한다. 제 2 도 내지 제 8 도에 도시된 바와 같이, 각 시일 세그먼트(56)는 인접 발산 플랩(28)과의 시일을 극대화시키도록 시일 세그먼트(56)을 정렬시키고 자체적으로 보다 양호하게 놓이도록, 백본(50)에 대해 뒤틀려질 수 있다. 이것을 실행하기 위한 힘은 노즐의 고압력 배기 가스에 의해 공급된다. 더나아가, 시일 세그먼트(56)의 굴곡이나 활처럼 굽은 외면은 발산 플랩에 대해서 장력으로 압착된 시일 세그먼트를 유지시킴으로써 시일 작용을 향상시킨다.

Claims (10)

  1. 복수개의 세그먼트(56)를 지지하는 길이방향으로 연장한 지지 수단(50)상에 장착하기 위한 항공기 가스 터어빈 엔진 노즐의 인터플랩 시일 세그먼트에 있어서, 외부 표면이 노즐 배기 가스 흐름에 직면하도록 설계된 내부 및 외부 표면을 갖는 길이방향으로 연장하는 시일부(58)와, 엔진 작동시 시일 결합을 겹치게 하는 상기 부품의 인접 부품을 길이 방향으로 인접하게 위치시키도록 상기 시일부(58)에 길이방향으로 고정된 플랜지(60) 및, 상기 플랜지를 길이 방향으로 연장하는 시일 지지 수단에 부착하는 장착 수단(64,66,72) 즉, 스페이서, 와셔 및 구멍을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 가스 터어빈 엔진 노즐의 인터플랩 시일 세그먼트.
  2. 제 1 항에 있어서, 상기 장착 수단(64,66,72)은 상기 부품을 길이 방향 축선에 대해 뒤틀리게 하는 수단(72)을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 가수 터어빈 엔진 노즐의 인터플랩 시일 세그먼트.
  3. 제 2 항에 있어서, 상기 장착 수단(64,66,72)은 플랜지 내부의 클로버리프 구멍(72)을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 가스 터어빈 엔진 노즐의 인터플랩 시일 세그먼트.
  4. 제 1 항에 있어서, 상기 시일부는 곡선인 것을 특징으로 하는 항공기 가스 터어빈 엔진 노즐의 인터플랩 시일 세그먼트.
  5. 제 4 항에 있어서, 적어도 시일부의 일부분은 배기 가스 흐름 방향쪽으로 외향으로 커브 형성되어 있는 것을 특징으로 하는 항공기 가스 터어빈 엔진 노즐의 인터플랩 시일 세그먼트.
  6. 제 5 항에 있어서, 상기 시일부는 시일부의 후단부쪽으로 증가된 곡률반경을 갖는 것을 특징으로 하는 항공기 가스 터어빈 엔진 노즐의 인터플랩 시일 세그먼트.
  7. 제 6 항에 있어서, 상기 세그먼트는 단일 금속 시이트로 형성되는 것을 특징으로 하는 항공기 가스 터어빈 엔진 노즐의 인터플랩 시일 세그먼트.
  8. 제 1 항에 있어서, 상기 인터플랩 시일 세그먼트는 발산 노즐 시일 세그먼트인 것을 특징으로 하는 항공기 가스 터어빈 엔진 노즐의 인터플랩 시일 세그먼트.
  9. 제 1 항에 있어서, 상기 장착 수단은 상기 플랜지 내부의 클로버리프 구멍을 포함하고 상기 길이 방향으로 연장한 지지 수단은 타원형 횡단면을 갖는 것을 특징으로 하는 항공기 가스 터어빈 엔진 노즐의 인터플랩 시일 세그먼트.
  10. 제 1 항에 있어서, 상기 복수개의 시일 세그먼트(56)는 항공기 엔진 노즐의 발산 시일을 형성하도록 상기 지지 수단상에 장착되는 것을 특징으로 하는 항공기 가스 터어빈 엔진 노즐의 인터플랩 시일 세그먼트.
KR1019890018218A 1989-04-11 1989-12-09 항공기 가스 터빈 엔진 노즐의 인터플랩 시일 세그먼트 KR930003078B1 (ko)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US33638089A 1989-04-11 1989-04-11
US336,380 1989-04-11
US336380 1989-04-11

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR900016594A KR900016594A (ko) 1990-11-13
KR930003078B1 true KR930003078B1 (ko) 1993-04-17

Family

ID=23315823

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1019890018218A KR930003078B1 (ko) 1989-04-11 1989-12-09 항공기 가스 터빈 엔진 노즐의 인터플랩 시일 세그먼트

Country Status (13)

Country Link
JP (1) JPH02275025A (ko)
KR (1) KR930003078B1 (ko)
CN (1) CN1022433C (ko)
AU (1) AU623203B2 (ko)
CA (1) CA2013934A1 (ko)
CH (1) CH683020A5 (ko)
DE (1) DE3940424A1 (ko)
FR (1) FR2645595B1 (ko)
GB (1) GB2230299B (ko)
IL (1) IL92601A0 (ko)
IT (1) IT1237858B (ko)
NO (1) NO173070C (ko)
SE (1) SE468063B (ko)

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4994660A (en) * 1989-04-11 1991-02-19 Hitachi, Ltd. Axisymmetric vectoring exhaust nozzle
US5215257A (en) * 1992-07-16 1993-06-01 United Technologies Corporation Divergent seal arrangement for a convergent/divergent nozzle
ES2066684B1 (es) * 1992-10-27 1997-07-01 Sener Ing & Sist Petalo esclavo divergente de sellado en toberas de geometria variable para propulsores de turbina de gas.
FR2704599B1 (fr) * 1993-04-29 1995-06-09 Snecma Tuyere d'ejection a geometrie variable pour turbomachine.
ES2105928B1 (es) * 1993-09-21 1998-05-01 Sener Ing & Sist Petalo maestro divergente para toberas orientables de geometria variable destinadas a propulsores de turbina de gas.
US5667140A (en) * 1994-12-02 1997-09-16 United Technologies Corporation Engine exhaust nozzle seal
US5683034A (en) * 1995-05-22 1997-11-04 United Technologies Corporation Engine exhaust nozzle seal
DE69704479T2 (de) * 1997-01-17 2001-10-18 Turbo Propulsores Ind Dichtungsklappe für eine convergent-divergente Schubdüse
US8156745B2 (en) 2008-02-29 2012-04-17 General Electric Company Exhaust nozzle seal with segmented basesheet
FR2938878B1 (fr) * 2008-11-26 2013-11-08 Aircelle Sa Inverseur de poussee pour nacelle de turboreacteur a double flux
US10227952B2 (en) * 2011-09-30 2019-03-12 United Technologies Corporation Gas path liner for a gas turbine engine
ES2709750T3 (es) * 2013-06-14 2019-04-17 Saab Ab Tobera de escape variable para motor a reacción y procedimiento de variación de la tobera
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
CN112682214A (zh) * 2020-12-28 2021-04-20 中国航发沈阳发动机研究所 一种轴对称可调收扩喷管内流道平衡协调结构

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2927424A (en) * 1958-04-04 1960-03-08 Orenda Engines Ltd Variable area nozzle
GB865881A (en) * 1959-12-07 1961-04-19 Mini Of Nat Defence For Canada Means for actuating a variable area jet propulsion nozzle
US3415337A (en) * 1966-04-20 1968-12-10 Gen Electric Air injector device for air-cooled noise suppressors
GB1255010A (en) * 1968-05-08 1971-11-24 Rolls Royce Fluid flow control apparatus
US3685738A (en) * 1969-12-22 1972-08-22 Heinrich Leibach Thrust nozzle whose gas discharge cross-section is adapted to be adjusted by means of adjusting flaps
FR2227433B1 (ko) * 1973-04-27 1975-08-22 Snecma
US4128208A (en) * 1977-07-11 1978-12-05 General Electric Company Exhaust nozzle flap seal arrangement
US4544098A (en) * 1982-12-27 1985-10-01 United Technologies Corporation Cooled exhaust nozzle flaps
US4690330A (en) * 1985-12-02 1987-09-01 United Technologies Corporation Louvered seal flap edge stiffener

Also Published As

Publication number Publication date
CA2013934A1 (en) 1990-10-11
GB8927662D0 (en) 1990-02-07
CN1046371A (zh) 1990-10-24
SE8904174L (sv) 1990-10-12
NO173070B (no) 1993-07-12
NO894950D0 (no) 1989-12-08
FR2645595B1 (fr) 1992-04-30
IT1237858B (it) 1993-06-18
JPH02275025A (ja) 1990-11-09
KR900016594A (ko) 1990-11-13
GB2230299A (en) 1990-10-17
CN1022433C (zh) 1993-10-13
GB2230299B (en) 1993-11-17
AU623203B2 (en) 1992-05-07
CH683020A5 (de) 1993-12-31
DE3940424C2 (ko) 1992-07-09
SE8904174D0 (sv) 1989-12-11
FR2645595A1 (fr) 1990-10-12
NO173070C (no) 1993-10-20
SE468063B (sv) 1992-10-26
DE3940424A1 (de) 1990-10-25
IL92601A0 (en) 1990-08-31
IT8922605A0 (it) 1989-12-04
AU4607389A (en) 1990-10-18
NO894950L (no) 1990-10-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5039014A (en) Axisymmetric vectoring exhaust nozzle seal
KR930003078B1 (ko) 항공기 가스 터빈 엔진 노즐의 인터플랩 시일 세그먼트
KR930003084B1 (ko) 유도 가능한 축대칭 수렴 및 발산 노즐
US5833140A (en) Variable geometry exhaust nozzle for a turbine engine
EP0723075B1 (en) Thermal shield for axisymmetric vectoring nozzle
KR0160317B1 (ko) 추력 전향 배기 노즐
US5931636A (en) Variable area turbine nozzle
US4176792A (en) Variable area exhaust nozzle
US6301877B1 (en) Ejector extension cooling for exhaust nozzle
JP2000506579A (ja) コンバーチブル・エゼクタ冷却式ノズル
US6357672B1 (en) Sealing means for a multi-axis nozzle
US11661860B2 (en) Compressor module for turbomachine
US5364029A (en) Axisymmetric convergent/divergent nozzle with external flaps
US6871797B2 (en) Turbine engine nozzle
US7533533B2 (en) Jet engine with a variable section nozzle of which at least one flap pivots about a pin, pins for flaps
EP3550114A1 (en) Gas path duct for a gas turbine engine
EP0644325B1 (en) Exhaust nozzle for a gas turbine
US7975466B1 (en) Exhaust nozzle for thrust vectoring
RU95120053A (ru) Привод винта

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
G160 Decision to publish patent application
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
LAPS Lapse due to unpaid annual fee