RU2009103777A - Способ реверсирования тяги, создаваемой силовой установкой летательного аппарата, устройство для его применения, гондола, оборудованная упомянутым устройством - Google Patents

Способ реверсирования тяги, создаваемой силовой установкой летательного аппарата, устройство для его применения, гондола, оборудованная упомянутым устройством Download PDF

Info

Publication number
RU2009103777A
RU2009103777A RU2009103777/06A RU2009103777A RU2009103777A RU 2009103777 A RU2009103777 A RU 2009103777A RU 2009103777/06 A RU2009103777/06 A RU 2009103777/06A RU 2009103777 A RU2009103777 A RU 2009103777A RU 2009103777 A RU2009103777 A RU 2009103777A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
thrust
fluid
nacelle
opening
aircraft
Prior art date
Application number
RU2009103777/06A
Other languages
English (en)
Inventor
Гийом БЮЛЕН (FR)
Гийом БЮЛЕН
Патрик ОБЕРЛЕ (FR)
Патрик ОБЕРЛЕ
Тьерри СЮРПЛИ (FR)
Тьерри СЮРПЛИ
Original Assignee
Эрбюс Франс (Fr)
Эрбюс Франс
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
Priority claimed from FR0606113A external-priority patent/FR2903454B1/fr
Application filed by Эрбюс Франс (Fr), Эрбюс Франс filed Critical Эрбюс Франс (Fr)
Publication of RU2009103777A publication Critical patent/RU2009103777A/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • 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
    • F02K1/09—Varying effective area of jet pipe or nozzle by axially moving an external member, e.g. a shroud
    • 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
    • F02K1/28—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow
    • 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
    • F02K1/28—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow
    • F02K1/30—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow for varying effective area of jet pipe or nozzle
    • 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
    • F02K1/28—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow
    • F02K1/32—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow for reversing thrust
    • 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
    • F02K1/28—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow
    • F02K1/34—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow for attenuating noise
    • 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
    • F02K1/64—Reversing fan flow
    • F02K1/70—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing
    • 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
    • F02K1/64—Reversing fan flow
    • F02K1/70—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing
    • F02K1/72—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing the aft end of the fan housing being movable to uncover openings in the fan housing for the reversed flow
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Wind Motors (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

1. Способ, направленный на уменьшение, гашение или реверсирование тяги, создаваемой, по меньшей мере, одним воздушным потоком, выходящим из силовой установки летательного аппарата, путем отклонения, по меньшей мере, части потока, способного участвовать в создании тяги, отличающийся тем, что на уровне силовой установки нагнетают текучую среду, называемую текучей средой реверсирования тяги, для отклонения за счет эффекта увлечения изнутри гондолы в направлении наружу из гондолы, по меньшей мере, части потока, способного участвовать в создании тяги. ! 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что текучую среду реверсирования тяги нагнетают на уровне или немного впереди, по меньшей мере, части задней кромки, по меньшей мере, одного канала, направляющего поток, способный участвовать в создании тяги, или проема, образованного на уровне упомянутого канала. ! 3. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что регулируют, по меньшей мере, один аэродинамический или термодинамический параметр текучей среды реверсирования тяги для регулирования соотношения между отклоненным потоком и не отклоненным потоком. ! 4. Способ по п.1, отличающийся тем, что текучую среду реверсирования тяги нагнетают перед выпуклой изогнутой поверхностью с вершинной частью, смещенной назад относительно выхода текучей среды реверсирования тяги. ! 5. Способ по п.4, отличающийся тем, что регулируют, по меньшей мере, один аэродинамический или термодинамический параметр текучей среды реверсирования тяги для регулирования ориентации отклоненного потока. ! 6. Способ по п.1, отличающийся тем, что отклоняют, по меньшей мере, часть потока, способного участвовать в создании тя

Claims (25)

1. Способ, направленный на уменьшение, гашение или реверсирование тяги, создаваемой, по меньшей мере, одним воздушным потоком, выходящим из силовой установки летательного аппарата, путем отклонения, по меньшей мере, части потока, способного участвовать в создании тяги, отличающийся тем, что на уровне силовой установки нагнетают текучую среду, называемую текучей средой реверсирования тяги, для отклонения за счет эффекта увлечения изнутри гондолы в направлении наружу из гондолы, по меньшей мере, части потока, способного участвовать в создании тяги.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что текучую среду реверсирования тяги нагнетают на уровне или немного впереди, по меньшей мере, части задней кромки, по меньшей мере, одного канала, направляющего поток, способный участвовать в создании тяги, или проема, образованного на уровне упомянутого канала.
3. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что регулируют, по меньшей мере, один аэродинамический или термодинамический параметр текучей среды реверсирования тяги для регулирования соотношения между отклоненным потоком и не отклоненным потоком.
4. Способ по п.1, отличающийся тем, что текучую среду реверсирования тяги нагнетают перед выпуклой изогнутой поверхностью с вершинной частью, смещенной назад относительно выхода текучей среды реверсирования тяги.
5. Способ по п.4, отличающийся тем, что регулируют, по меньшей мере, один аэродинамический или термодинамический параметр текучей среды реверсирования тяги для регулирования ориентации отклоненного потока.
6. Способ по п.1, отличающийся тем, что отклоняют, по меньшей мере, часть потока, способного участвовать в создании тяги, через временный проем, который может быть образован на уровне канала, направляющего отклоняемый поток, и нагнетают текучую среду реверсирования тяги на уровне или немного впереди, по меньшей мере, части задней кромки на входе упомянутого проема.
7. Способ по п.6, отличающийся тем, что на уровне проема создают аэродинамические возмущения.
8. Устройство для применения способа по любому из предыдущих пунктов, направленного на уменьшение, гашение или реверсирование тяги, создаваемой, по меньшей мере, одним воздушным потоком, выходящим, по меньшей мере, из одного канала силовой установки летательного аппарата, при этом силовая установка содержит средства для отклонения, по меньшей мере, части потока, способного участвовать в создании тяги, отличающееся тем, что содержит средства для нагнетания на уровне силовой установки текучей среды, называемой текучей средой реверсирования тяги, для отклонения путем эффекта увлечения изнутри гондолы в направлении наружу из гондолы, по меньшей мере, части потока, способного участвовать в создании тяги.
9. Устройство по п.8, отличающееся тем, что средства для нагнетания текучей среды реверсирования тяги расположены на уровне или слегка спереди, по меньшей мере, части задней кромки, по меньшей мере, одного канала, направляющего поток, способный участвовать в создании тяги, или проема, выполненного на уровне упомянутого канала.
10. Устройство по п.9, отличающееся тем, что содержит выпуклую изогнутую поверхность, предусмотренную на уровне задней кромки, и выход текучей среды реверсирования тяги, размещенный, по существу, на уровне пересечения упомянутой изогнутой поверхности и внутренней поверхности канала, направляющего отклоняемый поток, при этом изогнутая поверхность содержит вершинную часть, смещенную назад по отношению к выходу текучей среды реверсирования тяги.
11. Устройство по любому из пп.8-10, отличающееся тем, что выход текучей среды реверсирования тяги имеет форму сопла.
12. Устройство по п.8, отличающееся тем, что содержит средства для регулирования, по меньшей мере, одного аэродинамического или термодинамического параметра текучей среды реверсирования тяги.
13. Гондола летательного аппарата, содержащая устройство по любому из пп.8-12.
14. Гондола летательного аппарата по п.13, содержащая канал, в котором концентрично расположена турбомашина, отличающаяся тем, что содержит, по меньшей мере, один временный проем, обеспечивающий сообщение между внутренним и наружным пространством канала, направляющего отклоняемый поток, и устройство по любому из пп.8 и 12, расположенное, по меньшей мере, частично на уровне задней кромки на входе упомянутого проема.
15. Гондола летательного аппарата по п.14, отличающаяся тем, что проем содержит на уровне своей входной кромки выпуклую изогнутую поверхность и выход текучей среды реверсирования тяги, размещенный, по существу, на уровне пересечения упомянутой выпуклой изогнутой поверхности и внутренней поверхности канала, направляющего отклоняемый поток, при этом выпуклая изогнутая поверхность содержит вершинную часть, смещенную назад по отношению к выходу текучей среды реверсирования тяги.
16. Гондола летательного аппарата по одному из пп.13-15, отличающаяся тем, что выход текучей среды реверсирования тяги имеет форму сопла.
17. Гондола летательного аппарата по п.13, отличающаяся тем, что содержит, по меньшей мере, одну створку, позволяющую создавать возмущение аэродинамического потока на уровне проема.
18. Гондола летательного аппарата по п.17, отличающаяся тем, что упомянутая, по меньшей мере, одна створка расположена на входе проема.
19. Гондола летательного аппарата по п.17, отличающаяся тем, что упомянутая, по меньшей мере, одна створка расположена сзади проема.
20. Гондола летательного аппарата по п.17, отличающаяся тем, что упомянутая, по меньшей мере, одна створка может занимать первое положение, в котором ее наружная поверхность находится в продолжении наружной поверхности гондолы, и второе положение, в котором она образует выступ по отношению к наружной поверхности гондолы.
21. Гондола летательного аппарата по п.13, отличающаяся тем, что содержит, по меньшей мере, один проем, который может перекрываться, по меньшей мере, одной створкой, при этом упомянутая, по меньшей мере, одна створка может занимать первое положение, в котором она перекрывает проем, и второе положение, в котором она освобождает проем.
22. Гондола летательного аппарата по п.13, отличающаяся тем, что содержит, по меньшей мере, одну неподвижную часть и, по меньшей мере, одну подвижную часть, выполненную с возможностью поступательного перемещения относительно упомянутой, по меньшей мере, одной неподвижной части для того, чтобы создать, по меньшей мере, один проем после поступательного перемещения.
23. Гондола летательного аппарата по п.22, отличающаяся тем, что содержит входную неподвижную часть и, по меньшей мере, одну выходную подвижную часть, позволяющую создать, по меньшей мере, один проем между входной и выходной частями после поступательного перемещения упомянутой, по меньшей мере, одной выходной подвижной части.
24. Гондола летательного аппарата по п.23, отличающаяся тем, что содержит, по меньшей мере, одну панель, выполненную с возможностью поступательного перемещения относительно стенки гондолы для того, чтобы освободить проем, выполненный в стенке гондолы.
25. Летательный аппарат, содержащий, по меньшей мере, одну гондолу по любому из пп.13-24.
RU2009103777/06A 2006-07-05 2007-06-28 Способ реверсирования тяги, создаваемой силовой установкой летательного аппарата, устройство для его применения, гондола, оборудованная упомянутым устройством RU2009103777A (ru)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0606113 2006-07-05
FR0606113A FR2903454B1 (fr) 2006-07-05 2006-07-05 Nacelle de reacteur d'aeronef et aeronef comprenant une telle nacelle
FR0752545 2007-01-05
FR0752545A FR2903455B1 (fr) 2006-07-05 2007-01-05 Procede pour inverser la poussee produite par un ensemble propulsif d'un aeronef, dispositif pour sa mise en oeuvre, nacelle equipee dudit dispositif

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2009103777A true RU2009103777A (ru) 2010-08-10

Family

ID=38728993

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009103777/06A RU2009103777A (ru) 2006-07-05 2007-06-28 Способ реверсирования тяги, создаваемой силовой установкой летательного аппарата, устройство для его применения, гондола, оборудованная упомянутым устройством

Country Status (8)

Country Link
US (1) US20090199536A1 (ru)
EP (1) EP2035680B1 (ru)
JP (1) JP2009541659A (ru)
BR (1) BRPI0713212A2 (ru)
CA (1) CA2656279A1 (ru)
FR (1) FR2903455B1 (ru)
RU (1) RU2009103777A (ru)
WO (1) WO2008003889A2 (ru)

Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB201220378D0 (en) * 2012-11-13 2012-12-26 Rolls Royce Plc A gas turbine engine exhaust nozzle
US9657686B2 (en) * 2013-05-06 2017-05-23 Rohr, Inc. System, apparatus, and method for a virtual blocker
US9869190B2 (en) 2014-05-30 2018-01-16 General Electric Company Variable-pitch rotor with remote counterweights
FR3021704B1 (fr) * 2014-05-30 2016-06-03 Aircelle Sa Nacelle pour turboreacteur d'aeronef comprenant une tuyere secondaire a portes rotatives
US10072510B2 (en) 2014-11-21 2018-09-11 General Electric Company Variable pitch fan for gas turbine engine and method of assembling the same
US10464668B2 (en) 2015-09-02 2019-11-05 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
US11001378B2 (en) 2016-08-08 2021-05-11 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
KR20230145238A (ko) 2015-09-02 2023-10-17 제톱테라 잉크. 유체 추진 시스템
US10100653B2 (en) 2015-10-08 2018-10-16 General Electric Company Variable pitch fan blade retention system
FR3064686B1 (fr) * 2017-03-30 2019-04-19 Airbus Operations Nacelle d'un turboreacteur comportant un volet inverseur
FR3066232B1 (fr) * 2017-05-15 2019-05-03 Airbus Nacelle d'un turboreacteur comportant un volet inverseur
WO2019005937A1 (en) 2017-06-27 2019-01-03 Jetoptera, Inc. CONFIGURATION FOR A VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING SYSTEM FOR AERIAL VEHICLES
US10119495B1 (en) 2017-06-28 2018-11-06 General Electric Company System and method of operating a ducted fan propulsion system inflight
US10343786B2 (en) 2017-06-28 2019-07-09 General Electric Company System and method of operating a ducted fan propulsion system during aircraft taxi
GB2584382A (en) * 2019-01-30 2020-12-09 Gregory Smith Anthony Use of Coanda ejector to achieve thrust reversal
US11215140B2 (en) * 2019-12-18 2022-01-04 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co. Kg Exhaust nozzle of a gas turbine engine
CN112796882B (zh) * 2020-12-30 2022-03-15 长江大学 一种涡轮螺旋桨发动机反推系统
US11674435B2 (en) 2021-06-29 2023-06-13 General Electric Company Levered counterweight feathering system
US11795964B2 (en) 2021-07-16 2023-10-24 General Electric Company Levered counterweight feathering system
FR3126000B1 (fr) * 2021-08-03 2023-08-25 Airbus Operations Sas Ensemble pour un système de propulsion d’aéronef comportant une structure articulée supportant le capot de soufflante et l’inverseur de poussée

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2052869A (en) * 1934-10-08 1936-09-01 Coanda Henri Device for deflecting a stream of elastic fluid projected into an elastic fluid
US3024602A (en) * 1952-04-22 1962-03-13 Snecma Arrangements for deflecting the jet expelled from a discharge nozzle or from a reaction-propulsion unit
GB1019203A (en) * 1964-06-18 1966-02-02 Rolls Royce Jet nozzle
FR1479705A (fr) * 1966-05-11 1967-05-05 Bristol Siddeley Engines Ltd Perfectionnements aux moteurs comportant une turbine à gaz
GB1357370A (en) * 1971-09-24 1974-06-19 Rolls Royce Ducted fan gas turbine jet propulsion engine with thrust control means
GB1506588A (en) * 1975-10-11 1978-04-05 Rolls Royce Gas turbine engine power plants for aircraft
US5090196A (en) * 1989-07-21 1992-02-25 The Boeing Company Ducted fan type gas turbine engine power plants
DE4134051C2 (de) * 1991-10-15 1995-02-02 Mtu Muenchen Gmbh Turbinenstrahltriebwerk mit Gebläse
US5435489A (en) * 1994-01-13 1995-07-25 Bell Helicopter Textron Inc. Engine exhaust gas deflection system
US5904320A (en) * 1994-07-14 1999-05-18 Northrop Gunman Corporation Blockerless thrust reverser
US5713537A (en) * 1995-12-11 1998-02-03 Northrop Grumman Corporation Blockerless thrust reverser
GB0321139D0 (en) * 2003-09-10 2003-10-08 Short Brothers Plc A device

Also Published As

Publication number Publication date
EP2035680B1 (fr) 2018-01-03
WO2008003889A3 (fr) 2008-02-28
JP2009541659A (ja) 2009-11-26
EP2035680A2 (fr) 2009-03-18
WO2008003889A2 (fr) 2008-01-10
CA2656279A1 (fr) 2008-01-10
US20090199536A1 (en) 2009-08-13
BRPI0713212A2 (pt) 2012-04-10
FR2903455A1 (fr) 2008-01-11
FR2903455B1 (fr) 2013-01-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2009103777A (ru) Способ реверсирования тяги, создаваемой силовой установкой летательного аппарата, устройство для его применения, гондола, оборудованная упомянутым устройством
CN110284994B (zh) 一种基于喉道偏移式气动矢量喷管的并联式推力矢量排气系统
CN102852668B (zh) 一种轴流风扇/压气机自引气喷气机构
US6334753B1 (en) Streamlined bodies with counter-flow fluid injection
US8640986B2 (en) Turbojet nacelle and method for controlling separation in a turbojet nacelle
US2774554A (en) Jet flow control for jet-sustained and jet-propelled aircraft
RU2009116270A (ru) Гондола реактивного двигателя летательного аппарата и летательный аппарат, содержащий такую гондолу
RU2015143195A (ru) Вентилятор в сборе
CA2538606A1 (en) Fluid control valve
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
US20150030446A1 (en) Nacelle for an aircraft bypass turbojet engine
CN102434315A (zh) 旁路式双喉道无源矢量喷管
RU2735341C2 (ru) Силовая установка летательного аппарата, летательный аппарат, решетка устройства реверсирования тяги силовой установки летательного аппарата и способ реверсирования тяги силовой установки летательного аппарата
RU2012149589A (ru) Створчатый реверсор
CN103437911B (zh) 带隔板流体控制二元矢量喷管及其矢量推力产生和控制方法
RU2468232C2 (ru) Перепускная турбомашина с уменьшенным шумом струи
RU2014116079A (ru) Створка реверсора тяги, имеющая боковые отверстия
CN109723570A (zh) 具有非对称后体型面的喉道偏移式气动矢量喷管
ES2360625T3 (es) Tobera de escape de motor de tipo flade.
WO2015001250A3 (fr) Inverseur de poussée d'une nacelle de turboréacteur, comprenant des grilles partiellement intégrées dans les capots
CN106014684A (zh) 一种改善tbcc用sern的组合流动控制方法及结构
RU2016150900A (ru) Гондола турбореактивного двигателя, содержащая сопло вторичного контура с поворотными створками
US20190112978A1 (en) Gas turbine engine vortex suppressor
US8096104B2 (en) Fluidic vectoring for exhaust nozzle
US11215141B2 (en) Jet engine comprising a nacelle equipped with reverser flaps provided with vortex-generating means