RU2094639C1 - Силовая установка с воздушным винтом или пропеллером (варианты) - Google Patents
Силовая установка с воздушным винтом или пропеллером (варианты) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2094639C1 RU2094639C1 RU9193032370A RU93032370A RU2094639C1 RU 2094639 C1 RU2094639 C1 RU 2094639C1 RU 9193032370 A RU9193032370 A RU 9193032370A RU 93032370 A RU93032370 A RU 93032370A RU 2094639 C1 RU2094639 C1 RU 2094639C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- propeller
- shell
- annular
- rear tail
- annular nozzle
- Prior art date
Links
Images
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
- F02K1/54—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
- F02K1/66—Reversing fan flow using reversing fan blades
-
- 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
- F02K1/68—Reversers mounted on the engine housing downstream of the fan exhaust section
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к реактивным двигательным установкам летательных аппаратов. Сущность: установка содержит оболочку 2, передняя неподвижная часть которой расположена вокруг винта 1, имеющего поворотные лопасти 3 для реверсирования направления движения потока воздуха. Задняя хвостовая часть, образующая сопло 4, выполнена подвижной таким образом, что может быть размещена в полости 8 оболочки 2. 2 с. и 5 з.п. ф-лы, 11 ил.
Description
Изобретение относится к устройству для реверсирования тяги силовой реактивной двигательной установки воздушным винтом или пропеллером) у которой, оболочка, окружающая воздушный винт или пропеллер, имеет изменяемую геометрическую форму, причем, для реверса тяги направление потока внутри кольцевого канала можно реверсировать с помощью регулируемых лопастей воздушного винта или пропеллера.
В частности, данное изобретение касается так называемой силовой установки UHB (ультра-хай-вайпасс) со сверхмощным обводным каналом для летательного аппарата, Силовая установка обладает очень высокой степенью двухконтурности (10: 1). Типичная силовая установка такой категории содержит два туннельных несущих винта со встречным вращением. С целью сохранения или поддержания оптимального режима эксплуатации во время различных этапов полета летательного аппарата несущий винт выполнен с регулируемым шагом. Кроме того, благодаря соответствующему регулированию лопастей несущего винта отпадает необходимость в использовании напора компрессора.
Для того, чтобы по возможности, сократить длину пробега летательного аппарата, в настоящее время рекомендуют использовать устройства для реверсирования тяги.
Известна силовая установка с воздушным винтом, содержащая лопасти компрессора или соответственного воздушного винта, переводимые в положение реверса (заявка ФРГ N 2446548, кл. F 02 K 1/12, 1975).
При этом, воздух, необходимый для осуществления реверсирования тяги, засасывается по периметру позади оболочки и внутри кольцевого канала выбрасывается вперед в направлении траектории полета летательного аппарата.
Решающее значение для оказания тормозного действия при реверсировании тяги имеет качество обтекания струи задней кромки оболочки. При заостренной конструкции задней кромки оболочки двигателя, обычно используемой для лучшего обтекания потока в нормальном режиме полета, обтекание при реверсировании направления потока ведет к отрыву этого потока, следствием чего являются значительные потери давления. В результате этого, снижается максимально развиваемое реверсирование тяги.
В силовой установке, известной из заявки ФРГ N 2446548, в режиме реверсирования тяги, отклоняющиеся на выходе из диффузора створки раскрываются таким образом, что они принимают колоколообразную форму входного отверстия. В результате этого, увеличение площади входного отверстия должно способствовать улучшению прохождения потока через компрессор и тем самым повышению реверса тяги. Однако, невозможно предотвратить или ограничить отрыв потока при обтекании острых задних кромок регулируемых створок, не оказывая отрицательного воздействия на связанное с этим реверсирование тяги. Турбулентное обтекание лопаток несущих винтов, наблюдающееся в результате отрыва потока, может привести последние в состояние опасной вибрации.
Известна силовая установка с воздушным винтом или пропеллером, содержащая оболочку, передняя неподвижная часть которой расположена вокруг воздушного винта или пропеллера, имеющего поворотные лопасти для реверсирования направления движения потока воздуха, создаваемого воздушным винтом или пропеллером, образованным оболочкой, задняя хвостовая часть которой выполнена подвижной (патент Великобритании N 1565212, кл. F 02 K 11/00, 1980).
Исходя из этого, задача данного изобретения состоит в том, чтобы создать такую конструкцию силовой установки нового типа, которая уменьшила бы аэродинамические потери при обтекании потоком обратного конца оболочки двигателя в режиме реверсирования тяги и благодаря этому соответственно повысила бы тормозной эффект.
Согласно изобретению, решение задачи достигается благодаря тому, что в данном типе силовой установки на конце корпуса или стационарной оболочки установлено отдельно передвигающееся кольцевое сопло, которое может перемещаться в осевом направлении, причем его задняя кромка совместно с концом стационарной оболочки образует затупленную хвостовую часть, обеспечивающую хорошее обтекание потока.
В соответствии с изобретением, реализуемая с помощью простых механических средств, различная форма оболочки обладает тем преимуществом, что благодаря благоприятному аэродинамическому обтеканию затупленного обратного конца оболочки улучшается качество потока в кольцевом канале и тем самым снижается опасность возникновения вибрации лопастей несущего винта. К тому же одновременно гарантируется достаточное снабжение воздухом ядра силовой установки.
Другой вариант конструкции, отличается тем, что подвижное кольцевое сопло для регулирования положения реверсирования тяги расположено так, что перемещаясь в осевом направлении входит в кольцеобразный карман оболочки. Такой вариант выдвижения отличается легкой и простой конструкцией. Благодаря тому, что кольцевое сопло выполнено в виде одной детали, расходы на техническое обслуживание ожидаются незначительными. Вместе с тем, гарантируется высокая надежность.
В альтернативном исполнении конструкция кольцевого сопла состоит из нескольких колец. Тем самым представляется возможность с помощью поворотных рычагов перемещать в осевом направлении вперед и в радиальном направлении наружу кольцевые элементы относительно неподвижной оболочки настолько, чтобы задние кромки кольцевых элементов образовывали бы с задней кромкой стационарной оболочки затупленную хвостовую часть, обеспечивающую хорошую обтекаемость потока. При этом, в качестве преимущества, отмечается повышенная аэродинамическая сопротивляемость оболочки при выпущенных кольцевых элементах, причем существенно не увеличивается максимальный диаметр, который уменьшил бы просвет при монтаже лопастей силовых установок.
Реверсирование тяги и аэродинамическое торможение достигается с помощью иного альтернативного исполнения, при котором задняя концевая часть оболочки выполнена в виде отдельных кольцевых элементов разделенного на части подвижного кольцевого сопла и отдельные кольцевые элементы с помощью поворотных рычагов, которые выдвигаются вперед в осевом направлении и наружу в радиальном направлении, а также могут поворачиваться вокруг своей связанной с корпусом вертикально направленной к переводимой плоскости движения оси, таким образом, что в выдвинутое концевом положении они смещены от задней концевой части неподвижной оболочки по отношению к наружному воздушному потоку.
Благодаря этому, в выдвинутом состоянии внутренние части кольцевого элемента вместе с наружными частями оболочки образуют каналы для истечения потока, которые аэродинамически благоприятным образом направляют воздушный поток вокруг заднего конца оболочки.
В другом усовершенствованном варианте осуществления данного изобретения предусмотрено расположение створок по периметру оболочки, на некотором расстоянии друг от друга, причем в выдвинутом состоянии створки не только обеспечивают благоприятное обтекание задней концевой части оболочки, но и увеличивают лобовую поверхность силовой установки и тем самым способствуют лучшему торможению. Причиной благоприятного обтекания служит вихревой отрыв, образующийся у задней кромки створки, который, закругляясь, воздействует на заднюю концевую часть оболочки.
В еще одном варианте осуществления изобретения эти створки таким образом соединены с кольцевым соплом, что их движение осуществляется одновременно, что обеспечивает оптимальное качество течения потока.
Для того, чтобы при нормальном полете сопротивление не оказывало негативного влияния, наружный контур прикрытых створок точно соответствует наружному контуру оболочки.
В предпочтительном варианте осуществления кольцевой канал, который образуется между центральной частью корпуса, с одной стороны, и внутренней частью оболочки с кольцевым соплом с другой, проходит при реверсировании тяги в направлении потока, т.е. дивергентно вперед. Благодаря втягиванию кольцевого сопла увеличивается площадь поперечного сечения на входе и тем самым уменьшаются потери потока, которые зависят от коэффициента расширения сопла и числа M потока на входе.
В другом варианте конструкции эффективное действие реверсирования тяги осуществляется при одновременном регулировании лопаток с перемещением кольцевого сопла.
На фиг. 1 дан продольный разрез силовой установки с воздушным винтом с цельным кольцевым соплом (в состоянии полета); на фиг. 2 силовая установка с воздушным винтом в соответствии с фиг. 1 в режиме реверсирования тяги; на фиг. 3 общий вид силовой установки с воздушным винтом в состоянии полета согласно фиг. 1; на фиг. 4 силовая установка с воздушным винтом согласно фиг. 3 в режиме реверсирования тяги; на фиг. 5 продольный разрез задней части оболочки с кольцевым соплом и створками в состоянии полета; на фиг. 6
туннельное сопло (оболочки) согласно фиг. 5 с кольцевым соплом, находящемся в состоянии реверсирования тяги, и створками; на фиг. 7 общий вид оболочки (корпуса) согласно фиг. 6; на фиг. 8 продольный разрез силовой установки с воздушным винтом и кольцевым соплом, состоящим из кольцевых элементов, в состоянии полета; на фиг. 9 силовая установка с воздушным винтом в соответствии с фиг. 8 и кольцевыми элементами, находящиеся в состоянии полета; на фиг.10 силовая установка с воздушным винтом согласно фиг. 8 в альтернативном варианте исполнения; на фиг. 11 силовая установка с воздушным винтом согласно фиг. 9 и кольцевыми элементами, отведенными в сторону для управления потоком воздуха.
туннельное сопло (оболочки) согласно фиг. 5 с кольцевым соплом, находящемся в состоянии реверсирования тяги, и створками; на фиг. 7 общий вид оболочки (корпуса) согласно фиг. 6; на фиг. 8 продольный разрез силовой установки с воздушным винтом и кольцевым соплом, состоящим из кольцевых элементов, в состоянии полета; на фиг. 9 силовая установка с воздушным винтом в соответствии с фиг. 8 и кольцевыми элементами, находящиеся в состоянии полета; на фиг.10 силовая установка с воздушным винтом согласно фиг. 8 в альтернативном варианте исполнения; на фиг. 11 силовая установка с воздушным винтом согласно фиг. 9 и кольцевыми элементами, отведенными в сторону для управления потоком воздуха.
На фиг. 1 показан разрез по оси силовой установки с воздушным винтом, предназначенной для привода самолета. Силовая установка с воздушным винтом, в основном, содержит обе находящихся внутри оболочки 2 или корпуса несущих винта 1 вместе со своими лопастями 3, одной не показанной на рисунке и расположенной внутри газовой турбины, а также одного кольцевого сопла 4, замыкающего оболочку 2. При полете на крейсерском режиме, например, кольцевой канал M, как показано на фиг. 1, промывается струей, в направлении спереди назад. При этом, кольцевое сопло 4 находится в выдвинутом положении.
Для реверсирования тяги, с целью обеспечения торможения самолета, лопасти 3 несущих винтов 1 одновременно, как показано на фиг. 2, переводятся в положение реверсирования тяги, При этом, воздушный поток S обтекает задние кромки оболочки 2, прежде чем потечет по кольцевому каналу M вперед.
На фиг. 3 и 4 дано изображение в перспективе кольцевого сопла 4 в крейсерском полете и соответственно в режиме реверсирования тяги.
В альтернативном варианте исполнения как показано на фиг.6 и 7, с целью улучшения обтекания воздушного потока в режиме реверсирования тяги, одновременно с кольцевым соплом 4 начинают функционировать створки 5, При этом, створки 5 отводятся наружу, поворачиваясь вокруг оси 9. Функционирование осуществляется посредством находящейся внутри створок 5 кулисы, по которой перекатывается ролик 9а, опирающийся на подшипниковую опору, закрепленную на кольцевом элементе 8, в результате чего, происходит открытие створок 5 или их закрытие. На фиг. 5 и 6 показаны продольные разрезы силовой установки (фрагменты), находящиеся в режиме крейсерского полета и соответственно реверсирования тяги. На фиг. 7 дано изображение в перспективе силовой установки с воздушным винтом, находящейся в режиме реверсирования тяги.
Иной усовершенствованный вариант исполнения приведен в виде продольных разрезов силовой установки с воздушным винтом на фиг. 8 и 9. Кольцевые элементы 6, которые согласно фиг. 8 в режиме крейсерского полета образуют кольцевое сопло, при реверсировании тяги отводятся на наружную сторону концевой части оболочки 2 с помощью качающихся рычагов 11. При этом, кольцевые элементы 6 в отведенном состоянии строго по контуру облегают оболочку 2. В этом случае, воздушный поток S обтекает наружные поверхности кольцевых элементов 6 и неподвижную концевую часть оболочки 2, как показано на фиг.9.
В отличие от положения кольцевых элементов 6, показанных на фиг. 8 и 9, кольцевые элементы 6 при реверсировании тяги переводятся в положение, изображенное на фиг. 11, при котором между концевой частью оболочки 2 и внутренней стороной кольцевого элемента 6 образуется проточный канал, проводящий воздушный поток S.
На фиг. 10 наоборот показано положение кольцевого элемента 6 во время полета на крейсерском режиме.
Claims (7)
1. Силовая установка с воздушным винтом или пропеллером, содержащая оболочку, передняя неподвижная часть которой расположена вокруг воздушного винта или пропеллера, имеющего поворотные лопасти для реверсирования направления движения потока воздуха, создаваемого воздушным винтом или пропеллером в канале, образованным оболочкой, задняя хвостовая часть которой выполнена подвижной, отличающаяся тем, что передняя неподвижная часть со стороны задней хвостовой части имеет открытый кольцевой формы карман для кольцевого сопла, образующего в выдвинутом положении заднюю хвостовую часть оболочки.
2. Силовая установка с воздушным винтом или пропеллером, содержащая оболочку, передняя неподвижная часть которой расположена вокруг воздушного винта или пропеллера, имеющего поворотные лопасти для реверсирования направления движения потока воздуха, создаваемого воздушным винтом или пропеллером в канале, образованном оболочкой, задняя хвостовая часть которой выполнена подвижной, отличающаяся тем, что задняя хвостовая часть оболочки выполнена в виде отдельных кольцевых элементов разделенного на части подвижного кольцевого сопла, причем отдельные кольцевые элементы с помощью качающихся рычагов установлены с возможностью перемещения вперед в осевом направлении и наружу в радиальном направлении, а также при повороте - перемещения вокруг своей связанной с корпусом вертикально направленной к переводимой плоскости движения оси так, что в выдвинутом концевом положении они смещены по отношению к задней хвостовой части неподвижной оболочки к наружному воздушному потоку, причем задняя кромка соответствующего кольцевого элемента направлена к центральной части корпуса.
3. Установка по п.1 или 2, отличающаяся тем, что открывающиеся наружу створки расположены на некотором расстоянии одна от другой по периметру оболочки, причем их поворотные оси направлены в поперечном направлении к продольной оси силовой установки на некотором удалении от задней хвостовой части неподвижной оболочки и повторяют контур оболочки.
4. Установка по п.3, отличающаяся тем, что кольцевое сопло функционально соединено со створками так, что в режиме реверсирования тяги кольцевое сопло находится во вдвинутом положении, а створки в раскрытом состоянии.
5. Установка по п.3 или 4, отличающаяся тем, что наружные поверхности очертания створок в закрытом состоянии повторяют наружный контур оболочки.
6. Установка по одному из пп.1 5, отличающаяся тем, что кольцевой канал, образующийся в пространстве между центральной частью с одной стороны и внутренней поверхностью оболочки вместе с кольцевым соплом с другой стороны проходит дивергентно в направлении полета.
7. Установка по одному из пп.1 8, отличающаяся тем, что процесс регулирования лопастей несущих винтов при реверсировании тяги связан с процессом перемещения кольцевого сопла.
Applications Claiming Priority (4)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE4039810.2 | 1990-12-13 | ||
DEP4039810.2 | 1990-12-13 | ||
DE4039810A DE4039810C1 (ru) | 1990-12-13 | 1990-12-13 | |
PCT/EP1991/002040 WO1992010660A1 (de) | 1990-12-13 | 1991-10-29 | Schubumkehrvorrichtung für ein propfantriebwerk |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU93032370A RU93032370A (ru) | 1997-01-27 |
RU2094639C1 true RU2094639C1 (ru) | 1997-10-27 |
Family
ID=6420234
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU9193032370A RU2094639C1 (ru) | 1990-12-13 | 1991-10-29 | Силовая установка с воздушным винтом или пропеллером (варианты) |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5343696A (ru) |
EP (1) | EP0561791B1 (ru) |
JP (1) | JPH06505781A (ru) |
DE (2) | DE4039810C1 (ru) |
ES (1) | ES2060407T3 (ru) |
RU (1) | RU2094639C1 (ru) |
WO (1) | WO1992010660A1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2553833C2 (ru) * | 2010-04-20 | 2015-06-20 | Эрсель | Гондола для двигателя летательного аппарата с соплом переменного поперечного сечения |
Families Citing this family (26)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5516061A (en) * | 1994-09-19 | 1996-05-14 | Lockheed Corporation | Shroud for a reversible thrust fan |
FR2737256B1 (fr) * | 1995-07-26 | 1997-10-17 | Aerospatiale | Turboreacteur a double flux a portes d'inversion de poussee non soumises au flux secondaire dans leur position inactive |
US5730392A (en) * | 1995-09-22 | 1998-03-24 | Aeronautical Concept Of Exhaust, Ltd. | Adjustable fairing for thrust reversers |
FR2757901B1 (fr) * | 1996-12-26 | 1999-01-29 | Hispano Suiza Sa | Inverseur de poussee de turboreacteur a double flux a coquilles aval |
FR2766522B1 (fr) * | 1997-07-24 | 1999-09-03 | Hispano Suiza Sa | Inverseur de poussee de turbosoufflante a obstacle a guidage axial lies au capot primaire |
DE10041619A1 (de) | 2000-05-22 | 2001-11-29 | Bayer Ag | Selektive Herbizide auf Basis von Heteroaryloxyacetamiden |
US6669875B2 (en) * | 2000-12-18 | 2003-12-30 | 3M Innovative Properties Company | Method for making a dental mill blank assembly |
US6938408B2 (en) * | 2001-04-26 | 2005-09-06 | Propulsion Vectoring, L.P. | Thrust vectoring and variable exhaust area for jet engine nozzle |
DE10146591A1 (de) | 2001-09-21 | 2003-04-10 | Bayer Cropscience Ag | Herbizide auf Basis von substituierten Thien-3-yl-sulfonylamino(thio)carbonyl-triazolin(thi)onen |
DE102004010813A1 (de) | 2004-03-05 | 2005-11-10 | Bayer Cropscience Ag | Neue Herbizide auf Basis von substituierten Thien-3-yl-sulfonylamino(thio)carbonyltriazolin(thi)onen und 4-HPPD-Hemmstoffen |
US7665689B2 (en) * | 2006-11-24 | 2010-02-23 | The Boeing Company | Unconventional integrated propulsion systems and methods for blended wing body aircraft |
US7966828B2 (en) * | 2007-01-08 | 2011-06-28 | United Technologies Corporation | Variable area nozzle with woven sleeve extension |
US8959889B2 (en) | 2008-11-26 | 2015-02-24 | The Boeing Company | Method of varying a fan duct nozzle throat area of a gas turbine engine |
US8127532B2 (en) | 2008-11-26 | 2012-03-06 | The Boeing Company | Pivoting fan nozzle nacelle |
US8863491B2 (en) | 2012-01-31 | 2014-10-21 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine shaft bearing configuration |
US10400629B2 (en) | 2012-01-31 | 2019-09-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine shaft bearing configuration |
US8402741B1 (en) | 2012-01-31 | 2013-03-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine shaft bearing configuration |
US10113508B2 (en) | 2014-11-21 | 2018-10-30 | General Electric Company | Gas turbine engine and method of assembling the same |
US10465538B2 (en) * | 2014-11-21 | 2019-11-05 | General Electric Company | Gas turbine engine with reversible fan |
US10502160B2 (en) | 2016-02-09 | 2019-12-10 | General Electric Company | Reverse thrust engine |
JP6299792B2 (ja) * | 2016-03-24 | 2018-03-28 | トヨタ自動車株式会社 | 移動体の姿勢制御のための空気噴出式推力発生装置 |
FR3052191B1 (fr) * | 2016-06-01 | 2019-07-12 | Safran Aircraft Engines | Inversion de poussee dans une turbomachine avec soufflante a calage variable |
PL417832A1 (pl) | 2016-07-04 | 2018-01-15 | General Electric Company | Zespół rozszerzenia kielichowego, zwłaszcza do dyszy i sposób jego rozkładania oraz silnik turbowentylatorowy zawierający ten zespół |
US11053888B2 (en) * | 2017-11-01 | 2021-07-06 | The Boeing Company | Fan cowl with a serrated trailing edge providing attached flow in reverse thrust mode |
PL235797B1 (pl) * | 2018-02-21 | 2020-10-19 | Gen Electric | Zespół dyszy dzwonowej do silników turbogazowych oraz sposób odwracania ciągu silnika turbowentylatorowego |
FR3082186B1 (fr) * | 2018-06-07 | 2021-02-12 | Safran | Ensemble de propulsion pour un aeronef a decollage et atterrissage verticaux |
Family Cites Families (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2570629A (en) * | 1945-10-05 | 1951-10-09 | Anxionnaz | Adjustable pipe for the intake of air and expansion of the driving gases in reactionjet propellers for projectiles and vehicles |
GB861819A (en) * | 1957-07-29 | 1961-03-01 | Boeing Co | Noise suppressor and thrust reverser for jet propulsion engines |
DE2446548A1 (de) * | 1973-10-11 | 1975-04-17 | United Aircraft Corp | Triebwerk mit ummanteltem geblaese |
GB1565212A (en) * | 1975-12-22 | 1980-04-16 | British Hovercraft Corp Ltd | Ductecd fan propulsors |
GB2070691B (en) * | 1980-01-11 | 1983-08-24 | Rolls Royce | Radial splitter for reversible pitch fan propulsion unit |
US4802629A (en) * | 1982-10-22 | 1989-02-07 | The Boeing Company | Plug-type exhaust nozzle having a variable centerbody and translating shroud |
-
1990
- 1990-12-13 DE DE4039810A patent/DE4039810C1/de not_active Expired - Lifetime
-
1991
- 1991-10-29 US US08/075,510 patent/US5343696A/en not_active Expired - Fee Related
- 1991-10-29 EP EP91918014A patent/EP0561791B1/de not_active Expired - Lifetime
- 1991-10-29 RU RU9193032370A patent/RU2094639C1/ru active
- 1991-10-29 DE DE59102584T patent/DE59102584D1/de not_active Expired - Fee Related
- 1991-10-29 ES ES91918014T patent/ES2060407T3/es not_active Expired - Lifetime
- 1991-10-29 WO PCT/EP1991/002040 patent/WO1992010660A1/de active IP Right Grant
- 1991-10-29 JP JP3517057A patent/JPH06505781A/ja active Pending
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
GB, патент, 1565212, кл.F 02K 11/00, 1960. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2553833C2 (ru) * | 2010-04-20 | 2015-06-20 | Эрсель | Гондола для двигателя летательного аппарата с соплом переменного поперечного сечения |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE4039810C1 (ru) | 1991-10-17 |
ES2060407T3 (es) | 1994-11-16 |
WO1992010660A1 (de) | 1992-06-25 |
DE59102584D1 (de) | 1994-09-22 |
JPH06505781A (ja) | 1994-06-30 |
EP0561791B1 (de) | 1994-08-17 |
EP0561791A1 (en) | 1993-09-29 |
US5343696A (en) | 1994-09-06 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2094639C1 (ru) | Силовая установка с воздушным винтом или пропеллером (варианты) | |
AU772226B2 (en) | Low drag ducted ram air turbine generator and cooling system | |
US3779665A (en) | Combined variable angle stator and windmill control system | |
RU2433290C2 (ru) | Узел вентилятора на лопасти, а также турбовентиляторный газотурбинный двигатель | |
US8151551B2 (en) | Variable area fan nozzle thrust reverser | |
US20090214338A1 (en) | Propeller Propulsion Systems Using Mixer Ejectors | |
US3897001A (en) | Nozzle and auxiliary inlet arrangement for gas turbine engine | |
JPS598662B2 (ja) | タ−ボフアンエンジン | |
US5884843A (en) | Engine noise suppression ejector nozzle | |
JP7061061B2 (ja) | 吹出機能を備えた流入部ステータを有する後方フェアリング推進システムを備えた航空機 | |
US5311736A (en) | Variable cycle propulsion engine for supersonic aircraft | |
US6041589A (en) | Asymmetric turboprop booster | |
BRPI0407675B1 (pt) | Bocal de escapamento convergente | |
JPH07500169A (ja) | ファン又はプロップ・ファンを有するターボジェット・エンジン | |
JPS61241448A (ja) | 推進ガス噴流が起す推力増大装置 | |
CN107849922B (zh) | 在机身后部包括两个对转的风机其中下游风机的叶片具有间距的航空器 | |
US3610262A (en) | Stowable vane sonic throat inlet for jet aircraft noise suppression | |
CN107923342B (zh) | 包括推力反向装置的飞行器推进组件 | |
US4394109A (en) | Arrangement and equipment for the displacement of blades, particularly propeller blades | |
CN210637161U (zh) | 一种串联式涡轮基组合动力推进系统涡轮通道开关装置 | |
JP2013519032A (ja) | グリッドスラストリバーサを含む、分離された流れを有する二流式ジェットエンジンの二次空気ノズル | |
US4732535A (en) | Fluid flow reversing apparatus | |
US3009318A (en) | Turbofan engine with reversible pitch fan | |
JPS6361724A (ja) | ガスタ−ビンエンジン用面積可変型ノズル | |
US3672169A (en) | Drive engine having shrouded propeller with a variable outlet cross section |