RU2008119430A - Турбореактивный двигатель с ослабленным шумом струи - Google Patents
Турбореактивный двигатель с ослабленным шумом струи Download PDFInfo
- Publication number
- RU2008119430A RU2008119430A RU2008119430/06A RU2008119430A RU2008119430A RU 2008119430 A RU2008119430 A RU 2008119430A RU 2008119430/06 A RU2008119430/06 A RU 2008119430/06A RU 2008119430 A RU2008119430 A RU 2008119430A RU 2008119430 A RU2008119430 A RU 2008119430A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas turbine
- turbine engine
- engine according
- intermediate chamber
- hot
- Prior art date
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
- F02K1/46—Nozzles having means for adding air to the jet or for augmenting the mixing region between the jet and the ambient air, e.g. for silencing
-
- 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
- F02K1/46—Nozzles having means for adding air to the jet or for augmenting the mixing region between the jet and the ambient air, e.g. for silencing
- F02K1/50—Deflecting outwardly a portion of the jet by retractable scoop-like baffles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/024—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising cooling means
-
- 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
Abstract
1. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель для летательного аппарата, содержащий: ! полую гондолу (1), имеющую продольную ось (L-L) и содержащую спереди воздухоприемное отверстие (2), а сзади - воздуховыпускное отверстие (4); ! вентилятор (6), размещенный аксиально в упомянутой гондоле (1) напротив упомянутого воздухоприемного отверстия (2) и способный вырабатывать холодный поток (7) упомянутого газотурбинного двигателя; ! генератор (8), размещенный аксиально в упомянутой гондоле (1), позади упомянутого вентилятора (6), упомянутый генератор способен вырабатывать аксиальный горячий поток (9) упомянутого газотурбинного двигателя, окруженный упомянутым холодным потоком (7), и заключен в обтекатель (15) двигателя; и ! внутренний обтекатель (14) канала вентилятора, коаксиально окружающий упомянутый генератор (8) горячего потока, с тем, чтобы: ! определять с гондолой (1) границы канала (13) кольцевого сечения для упомянутого холодного потока (7), канала, который заканчивается в упомянутом воздуховыпускном отверстии (4) гондолы (1); ! определять с упомянутым обтекателем (15) двигателя границы промежуточной камеры (16) кольцевого сечения; и ! сходиться через его заднюю часть с задней частью упомянутого обтекателя двигателя так, что соответственные задние кромки этих задних частей формируют кромку выпускного сопла упомянутого горячего потока в задней части упомянутой промежуточной камеры, при этом: ! в задней части (16R) упомянутой промежуточной камеры (16) обеспечено средство (18, 29, 30, 31) сообщения, размещенное около упомянутой продольной оси (L-L) и допускающее размещение упомянутой промежуточной камеры (16) в сообщении с наружной стороной, поблизос�
Claims (15)
1. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель для летательного аппарата, содержащий:
полую гондолу (1), имеющую продольную ось (L-L) и содержащую спереди воздухоприемное отверстие (2), а сзади - воздуховыпускное отверстие (4);
вентилятор (6), размещенный аксиально в упомянутой гондоле (1) напротив упомянутого воздухоприемного отверстия (2) и способный вырабатывать холодный поток (7) упомянутого газотурбинного двигателя;
генератор (8), размещенный аксиально в упомянутой гондоле (1), позади упомянутого вентилятора (6), упомянутый генератор способен вырабатывать аксиальный горячий поток (9) упомянутого газотурбинного двигателя, окруженный упомянутым холодным потоком (7), и заключен в обтекатель (15) двигателя; и
внутренний обтекатель (14) канала вентилятора, коаксиально окружающий упомянутый генератор (8) горячего потока, с тем, чтобы:
определять с гондолой (1) границы канала (13) кольцевого сечения для упомянутого холодного потока (7), канала, который заканчивается в упомянутом воздуховыпускном отверстии (4) гондолы (1);
определять с упомянутым обтекателем (15) двигателя границы промежуточной камеры (16) кольцевого сечения; и
сходиться через его заднюю часть с задней частью упомянутого обтекателя двигателя так, что соответственные задние кромки этих задних частей формируют кромку выпускного сопла упомянутого горячего потока в задней части упомянутой промежуточной камеры, при этом:
в задней части (16R) упомянутой промежуточной камеры (16) обеспечено средство (18, 29, 30, 31) сообщения, размещенное около упомянутой продольной оси (L-L) и допускающее размещение упомянутой промежуточной камеры (16) в сообщении с наружной стороной, поблизости от границы (19) между упомянутым холодным потоком (7) и упомянутым горячим потоком (9);
обеспечено множество заслонок (21), которые скомпонованы в упомянутой задней части (15R) упомянутого обтекателя (15) двигателя, при этом будучи распределенными по периферии задней части (15R) последнего;
упомянутые заслонки (21) открываются, только когда скорость упомянутого газотурбинного двигателя является большей, чем пороговое значение, соответствующее по меньшей мере крейсерской скорости летательного аппарата; и
в открытом положении, упомянутые заслонки (21) отводят, от упомянутого горячего потока (9), отдельные струи горячего воздуха (9d), протекающие в упомянутую промежуточную камеру (16) до покидания последней через упомянутое средство (18, 29, 30, 31) сообщения, при этом будучи распределенными вокруг упомянутой продольной оси (L-L).
2. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором упомянутое средство (18, 29, 30, 31) сообщения содержит множество отдельных проемов (29, 30, 31) сообщения, распределенных по периферии упомянутой задней части (16R) промежуточной камеры (16).
3. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором, на периферии упомянутого выпускного сопла (11) горячего потока (9), только одна из упомянутых задних кромок (14r, 15r) упомянутого внутреннего обтекателя (14) канала вентилятора или упомянутого обтекателя (15) двигателя, насечена вырезами (29, 30), допускающими ослабление шума струи упомянутого газотурбинного двигателя, при этом упомянутые вырезы (29, 30) формируют, по меньшей мере частично, упомянутое средство сообщения.
4. Газотурбинный двигатель по п.3, в котором каждый вырез (29, 30) имеет, по меньшей мере, приблизительно форму треугольника, при этом отдельная струя горячего воздуха (9d) вытекает в соответствующий вырез (29, 30) через боковую кромку упомянутого выреза.
5. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором упомянутые задние кромки (14r, 15r) упомянутого внутреннего обтекателя (14) канала вентилятора и упомянутого обтекателя (15) двигателя устраивают между ними щель (18), при этом по меньшей мере участки упомянутой щели (18) формируют, по меньшей мере частично, упомянутое средство сообщения.
6. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором упомянутое пороговое значение является таким, что упомянутые заслонки (21) открываются при взлете летательного аппарата.
7. Газотурбинный двигатель по п.1, для летательного аппарата, содержащего множество таких газотурбинных двигателей, при этом упомянутое пороговое значение является таким, что упомянутые заслонки (21) открываются для скорости, которая должна быть принята в случае отказа по меньшей мере одного из упомянутых двигателей, теми из упомянутых газотурбинных двигателей, которые находятся в рабочем состоянии.
8. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором с каждой заслонкой (21) связана система (26) открывания и закрывания, чувствительная к значению физической величины, характеризующей состояние упомянутого горячего потока (9).
9. Газотурбинный двигатель по п.8, при этом каждая система (26) закрывания и открывания заслонки (21) содержит биметаллическую пластину.
10. Газотурбинный двигатель по п.9, в котором каждая заслонка (21) содержит эластичную пластину (24), допускающую взаимодействие с проемом (25), сделанным в упомянутой задней части (15R) обтекателя (15) двигателя, упомянутая эластичная пластина (24) является прикрепленной к упомянутой задней части (15R) вдоль кромки упомянутого проема (25), а система (26) с биметаллической пластиной является прикрепленной, по одной стороне, к упомянутой задней части (15R), а по другой стороне, к упомянутой эластичной пластине (24).
11. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором упомянутые заслонки (21) открываются в направлении упомянутой промежуточной камеры (16).
12. Газотурбинный двигатель по п.8, в котором упомянутая система (26) закрывания и открывания каждой заслонки (21) находится на стороне упомянутой промежуточной камеры (16).
13. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором на стороне упомянутой промежуточной камеры (16) каждая заслонка (21) защищена открывающимся назад кожухом (22).
14. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором позади упомянутых заслонок (21) предусмотрены средства (22, 27, 28) для направления упомянутых струй горячего воздуха (9d).
15. Газотурбинный двигатель по п.13, в котором упомянутые средства направления состоят из упомянутых защитных кожухов (22).,
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0510627A FR2892152B1 (fr) | 2005-10-19 | 2005-10-19 | Turbomoteur a bruit de jet attenue |
FR0510627 | 2005-10-19 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2008119430A true RU2008119430A (ru) | 2009-11-27 |
RU2379536C1 RU2379536C1 (ru) | 2010-01-20 |
Family
ID=36759005
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008119430/06A RU2379536C1 (ru) | 2005-10-19 | 2006-10-17 | Турбореактивный двигатель с ослабленным шумом струи |
Country Status (11)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8096105B2 (ru) |
EP (1) | EP1937954B1 (ru) |
JP (1) | JP4805354B2 (ru) |
CN (1) | CN101292083B (ru) |
AT (1) | ATE457419T1 (ru) |
BR (1) | BRPI0617997A2 (ru) |
CA (1) | CA2625068C (ru) |
DE (1) | DE602006012202D1 (ru) |
FR (1) | FR2892152B1 (ru) |
RU (1) | RU2379536C1 (ru) |
WO (1) | WO2007045754A1 (ru) |
Families Citing this family (45)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2443194B (en) | 2006-10-24 | 2008-09-10 | Rolls-Royce Plc | Gas turbine engine |
FR2916808B1 (fr) | 2007-05-31 | 2013-02-22 | Airbus France | Turbomoteur a double flux a tuyere de flux chaud perfectionnee. |
US7762057B2 (en) * | 2007-06-05 | 2010-07-27 | The Boeing Company | Internal mixing of a portion of fan exhaust flow and full core exhaust flow in aircraft turbofan engines |
US8726665B2 (en) * | 2007-06-05 | 2014-05-20 | The Boeing Company | Internal mixing of a portion of fan exhaust flow and full core exhaust flow in aircraft turbofan engines |
FR2921977B1 (fr) * | 2007-10-08 | 2012-09-21 | Airbus France | Turbomoteur a double flux pour aeronef |
FR2929334B1 (fr) * | 2008-03-31 | 2012-06-01 | Airbus France | Dispositif de reduction du bruit genere par reacteur d'aeronef a conduits de fluide coudes |
FR2929335B1 (fr) | 2008-03-31 | 2012-06-01 | Airbus France | Dispositif de reduction du bruit genere par un reacteur d'aeronef a jets de fluide de meme orientation |
DE102009032841A1 (de) * | 2009-07-13 | 2011-01-20 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Geräuschreduziertes Flugzeugtriebwerk sowie Verfahren zur Verminderung von Geräuschemissionen eines Flugzeugtriebwerks |
FR2949820B1 (fr) * | 2009-09-04 | 2011-10-14 | Aircelle Sa | Ensemble structurant pour une tuyere d'ejection. |
JP5446749B2 (ja) * | 2009-11-09 | 2014-03-19 | 株式会社Ihi | エンジン排気ノズル及び航空機エンジン |
JP5446783B2 (ja) * | 2009-11-27 | 2014-03-19 | 株式会社Ihi | エンジン排気ノズル及び航空機エンジン |
US8667802B2 (en) * | 2010-05-06 | 2014-03-11 | Spirit Aerosystems, Inc. | Variable fan duct nozzle translatable core/inner cowl including two overlapping portions made of different materials |
FR2960028B1 (fr) * | 2010-05-12 | 2016-07-15 | Snecma | Dispositif pour attenuer le bruit emis par le jet d'un moteur de propulsion d'un aeronef. |
US8820088B2 (en) * | 2010-07-27 | 2014-09-02 | United Technologies Corporation | Variable area fan nozzle with acoustic system for a gas turbine engine |
JP5724258B2 (ja) * | 2010-09-14 | 2015-05-27 | 株式会社Ihi | ガスタービンエンジン |
FR2966435B1 (fr) | 2010-10-25 | 2013-04-26 | Aircelle Sa | Nacelle de turboreacteur a section de sortie de ventilation adaptable |
FR2967134B1 (fr) * | 2010-11-04 | 2013-08-23 | Airbus Operations Sas | Nacelle de turbo reacteur comportant des moyens de reduction de bruit |
FR2970302B1 (fr) * | 2011-01-11 | 2015-07-17 | Snecma | Turboreacteur a double flux |
FR2973443B1 (fr) * | 2011-03-30 | 2016-07-22 | Snecma | Capot primaire poreux pour turboreacteur |
DE102011106964A1 (de) * | 2011-07-08 | 2013-01-10 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Fluggasturbinentriebwerk mit Lagerung eines Blütenmischers |
FR2979673B1 (fr) * | 2011-09-01 | 2013-08-23 | Snecma | Procede de melange de flux dans un turboreacteur double flux et sortie moteur de mise en oeuvre |
CN102493894A (zh) * | 2011-11-18 | 2012-06-13 | 南京航空航天大学 | 基于气动突片技术的喷管排气掺混方法及装置 |
ES2621658T3 (es) * | 2012-08-09 | 2017-07-04 | MTU Aero Engines AG | Disposición conductora de corriente para la refrigeración de la carcasa de turbina de baja presión de un motor a reacción de turbina de gas |
US20140083079A1 (en) * | 2012-09-26 | 2014-03-27 | United Technologies Corporation | Geared turbofan primary and secondary nozzle integration geometry |
US9759133B2 (en) * | 2013-03-07 | 2017-09-12 | Rolls-Royce Corporation | Turbofan with variable bypass flow |
US9631542B2 (en) * | 2013-06-28 | 2017-04-25 | General Electric Company | System and method for exhausting combustion gases from gas turbine engines |
US9574518B2 (en) | 2014-06-02 | 2017-02-21 | The Boeing Company | Turbofan engine with variable exhaust cooling |
US10094332B2 (en) * | 2014-09-03 | 2018-10-09 | The Boeing Company | Core cowl for a turbofan engine |
FR3028020B1 (fr) * | 2014-10-29 | 2016-11-11 | Snecma | Panneau d'echange thermique et de reduction de bruit ameliore pour une turbomachine |
BR112017020475B8 (pt) * | 2015-03-26 | 2022-03-29 | Safran Aircraft Engines | Dispositivo para reduzir o ruído de jato de um motor de turbina, e, motor de turbina |
FR3039133B1 (fr) * | 2015-07-22 | 2020-01-17 | Safran Aircraft Engines | Aeronef avec un ensemble propulsif comprenant une soufflante a l'arriere du fuselage |
US10040560B2 (en) * | 2015-09-30 | 2018-08-07 | The Boeing Company | Trailing edge core compartment vent for an aircraft engine |
US10197007B2 (en) * | 2016-01-14 | 2019-02-05 | General Electric Company | Method and system for controlling core cowl vent area |
US11008943B2 (en) | 2016-08-31 | 2021-05-18 | Unison Industries, Llc | Fan casing assembly with cooler and method of moving |
US20180058472A1 (en) * | 2016-08-31 | 2018-03-01 | Unison Industries, Llc | Fan casing assembly with cooler and method of moving |
BR102017027998A2 (pt) * | 2017-01-13 | 2018-12-04 | Unison Industries, Llc | refrigerante de revestimento de ventilador |
GB201701710D0 (en) * | 2017-02-02 | 2017-03-22 | Rolls Royce Plc | Core cowl after-body |
GB2567659B (en) * | 2017-10-19 | 2020-09-02 | Rolls Royce Plc | Turbofan engine |
CN109488485B (zh) * | 2018-10-17 | 2019-12-13 | 中国人民解放军国防科技大学 | 频率特性可调的超声速掺混增强结构及火箭基组合发动机 |
CN109209679B (zh) * | 2018-10-17 | 2019-09-27 | 中国人民解放军国防科技大学 | 具有频率特性的超声速掺混增强结构及火箭基组合发动机 |
CN109184957B (zh) * | 2018-10-17 | 2019-09-27 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种超声速来流掺混增强结构及火箭基组合发动机 |
US11085398B2 (en) * | 2019-03-12 | 2021-08-10 | Rohr, Inc. | Core air flow to equalize temperature differential |
JP7297574B2 (ja) | 2019-07-12 | 2023-06-26 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービンシステムおよびそれを備えた移動体 |
FR3099916B1 (fr) * | 2019-08-16 | 2022-08-05 | Safran Aircraft Engines | Structure interne pour nacelle de turbomachine |
US11814186B2 (en) | 2021-12-08 | 2023-11-14 | General Electric Company | Flow aperture method and apparatus |
Family Cites Families (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6227800B1 (en) * | 1998-11-24 | 2001-05-08 | General Electric Company | Bay cooled turbine casing |
EP2090769A1 (en) * | 2000-10-02 | 2009-08-19 | Rohr, Inc. | Apparatus, method and system for gas turbine engine noise reduction |
US6751944B2 (en) * | 2001-10-23 | 2004-06-22 | The Nordam Group, Inc. | Confluent variable exhaust nozzle |
CA2472604A1 (en) * | 2002-01-09 | 2003-07-24 | The Nordam Group, Inc. | Variable area plug nozzle |
BR0307845B1 (pt) * | 2002-02-22 | 2012-09-18 | bocal de exaustão de misturador duplex. | |
US7010905B2 (en) * | 2003-02-21 | 2006-03-14 | The Nordam Group, Inc. | Ventilated confluent exhaust nozzle |
US7308966B2 (en) * | 2003-12-30 | 2007-12-18 | General Electric Company | Device for reducing jet engine exhaust noise using oscillating jets |
US7093423B2 (en) * | 2004-01-20 | 2006-08-22 | General Electric Company | Methods and apparatus for operating gas turbine engines |
US7246481B2 (en) * | 2004-03-26 | 2007-07-24 | General Electric Company | Methods and apparatus for operating gas turbine engines |
-
2005
- 2005-10-19 FR FR0510627A patent/FR2892152B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2006
- 2006-10-17 AT AT06820223T patent/ATE457419T1/de not_active IP Right Cessation
- 2006-10-17 WO PCT/FR2006/002326 patent/WO2007045754A1/fr active Application Filing
- 2006-10-17 DE DE602006012202T patent/DE602006012202D1/de active Active
- 2006-10-17 CA CA2625068A patent/CA2625068C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2006-10-17 EP EP06820223A patent/EP1937954B1/fr not_active Not-in-force
- 2006-10-17 RU RU2008119430/06A patent/RU2379536C1/ru not_active IP Right Cessation
- 2006-10-17 BR BRPI0617997-5A patent/BRPI0617997A2/pt active Search and Examination
- 2006-10-17 CN CN2006800387484A patent/CN101292083B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2006-10-17 US US12/090,857 patent/US8096105B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2006-10-17 JP JP2008536079A patent/JP4805354B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
BRPI0617997A2 (pt) | 2011-08-16 |
EP1937954B1 (fr) | 2010-02-10 |
JP4805354B2 (ja) | 2011-11-02 |
CN101292083B (zh) | 2012-05-09 |
WO2007045754A1 (fr) | 2007-04-26 |
CA2625068C (fr) | 2013-03-19 |
EP1937954A1 (fr) | 2008-07-02 |
FR2892152A1 (fr) | 2007-04-20 |
RU2379536C1 (ru) | 2010-01-20 |
DE602006012202D1 (ru) | 2010-03-25 |
FR2892152B1 (fr) | 2007-11-23 |
CN101292083A (zh) | 2008-10-22 |
ATE457419T1 (de) | 2010-02-15 |
JP2009512807A (ja) | 2009-03-26 |
US8096105B2 (en) | 2012-01-17 |
CA2625068A1 (fr) | 2007-04-26 |
US20080271431A1 (en) | 2008-11-06 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2008119430A (ru) | Турбореактивный двигатель с ослабленным шумом струи | |
US7886520B2 (en) | Gas turbine engine | |
US6845607B2 (en) | Variable area plug nozzle | |
US4156344A (en) | Inlet guide vane bleed system | |
EP1820949B1 (en) | Gas turbine engine having foreign matter removal passage | |
JP5220400B2 (ja) | ダクト燃焼式混成流ターボファン | |
CA2502374C (en) | Methods and apparatus for exhausting gases from gas turbine engines | |
ATE173321T1 (de) | Strahlturbinenmotor mit schubumkehrvorrichtung | |
EP2971729B1 (en) | Gas turbine engine and ventilation system | |
US20100146933A1 (en) | Nacelle rear assembly for turbojet engine | |
US6804947B2 (en) | Device for cooling the common nozzle of a turbojet pod | |
JP2008144764A (ja) | 航空機エンジンノズルの流体のパッシブ誘導システムおよび方法 | |
US20090107108A1 (en) | Nacell for bypass engine with high bypass ratio | |
US3990530A (en) | Noise suppressor for turbine type power plant | |
GB2368566A (en) | Aircraft engine thrust reverser | |
US10156206B2 (en) | Pivoting blocker door | |
US4782657A (en) | Variable area aircraft air intake | |
US20210293202A1 (en) | Thrust reverser provided with a lightweight thrust reverser flap | |
JP2013130190A (ja) | ガスタービンエンジン | |
ATE193353T1 (de) | Satz für bläsertriebwerkslärmdampfung | |
EP2253817B1 (en) | Propfan engine | |
JP2000002154A (ja) | ジェットエンジンの排気ノズルおよびその制御方法 | |
GB1308506A (en) | Jet noise suppression means | |
RU2009117327A (ru) | Реактивный двигатель сверхзвукового летательного аппарата |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20120221 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20191018 |