RU2162536C2 - Двухконтурный турбореактивный двигатель, связанный с устройством реверсирования тяги с обтекателем, установленным в канале газового потока - Google Patents
Двухконтурный турбореактивный двигатель, связанный с устройством реверсирования тяги с обтекателем, установленным в канале газового потока Download PDFInfo
- Publication number
- RU2162536C2 RU2162536C2 RU99104803/06A RU99104803A RU2162536C2 RU 2162536 C2 RU2162536 C2 RU 2162536C2 RU 99104803/06 A RU99104803/06 A RU 99104803/06A RU 99104803 A RU99104803 A RU 99104803A RU 2162536 C2 RU2162536 C2 RU 2162536C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- interface
- fairing
- engine
- thrust reverser
- dual
- 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
- F02K1/52—Nozzles specially constructed for positioning adjacent to another nozzle or to a fixed member, e.g. fairing
-
- 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)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Двухконтурный турбореактивный двигатель, связанный с устройством реверсирования тяги с обтекателем, установленным в канале газового потока, имеет внутреннюю конструкцию, образующую первичный кожух двигателя, и наружную конструкцию, удерживающую устройство реверсирования тяги свободных от связи в нижней части этих конструкций. Внутренняя и наружная конструкции формируют между собой канал отведения газового потока или кольцевой канал. Обтекатель с аэродинамическим профилем расположен в кольцевом канале устройства реверсирования тяги с задней по потоку стороны кронштейна, образуя опорную конструкцию наружной стенки канала позади вентилятора данного турбореактивного двигателя. Изобретение позволяет усовершенствовать аэродинамические течения в гондоле. 8 з.п.ф-лы, 10 ил.
Description
Предлагаемое изобретение касается двухконтурного турбореактивного двигателя, связанного с устройством реверсирования тяги и содержащего обтекатель, установленный в канале отведения газового потока.
Здесь следует напомнить, что вообще двухконтурный турбореактивный двигатель оборудован специальным каналом позади вентилятора, предназначенным для отвода вторичного так называемого холодного потока газов. Этот канал вторичного газового потока образован внутренней стенкой, которая охватывает конструкцию собственно турбореактивного двигателя позади вентилятора, и наружной стенкой, передняя по потоку, часть которой плавно переходит в кожух данного двигателя, который охватывает этот вентилятор. Наружная стенка канала вторичного газового потока может отводить одновременно как вторичный поток, так и первичный или горячий поток газов в своей задней по потоку части, располагающейся позади зоны выброса этого первичного потока, например, в случае использования гондолы двигателя со смешанным газовым потоком или со слиянием потоков. Однако в других случаях эта наружная стенка обеспечивает отведение только одного вторичного газового потока, как это происходит, например, при использовании двигательных гондол с раздельными газовыми потоками.
Специальная стенка может также придавать обтекаемую форму внешним обводам двигателя, то есть наружной части кожуха, который охватывает вентилятор, и внешним обводам описанной выше наружной стенки канала вторичного потока, с целью минимизации лобового сопротивления данной силовой установки. Это, в частности, относится к случаям, когда силовые установки располагаются снаружи летательного аппарата, например подвешены под его крыльями или закреплены на задней части фюзеляжа.
Устройство реверсирования тяги, связанное с двухконтурным турбореактивным двигателем и обеспечивающее отклонение газового потока, формируя тем самым контртягу, известно само по себе и может содержать либо поворотные створки или щитки, либо отклоняющие решетки.
В случае использования устройства реверсирования тяги с поворотными створками примеры его реализации проиллюстрированы, в частности, в патентах Франции FR 1.482.538 или FR 2.030.034. При этом такое устройство реверсирования тяги образовано поворотными створками, формирующими в сложенном неактивизированном положении, то есть при работе данного устройства в режиме прямой тяги, часть наружного обтекателя, и неподвижной конструкцией, образующей упомянутый наружный обтекатель перед створками по потоку, позади створок по потоку и между створками при помощи силовых балок, которые связывают заднюю по потоку часть наружного обтекателя с его передней по потоку частью.
Створки установлены по окружности наружного обтекателя и смонтированы поворотными в некоторой промежуточной зоне их боковых стенок на силовых балках, располагающихся по одну и по другую стороны от этих створок, причем эти боковые стенки образуют, вместе с передней по потоку стенкой створки и ее задней по потоку стенкой, перегородки или стенки, которые связывают наружную часть створки, образующую определенную часть наружной стенки гондолы двигателя, с внутренней частью этой створки, которая образует определенную часть наружной стенки канала вторичного газового потока.
В то же время пример реализации устройства реверсирования тяги с отклоняющими решетками проиллюстрирован в патенте США US 4.145.877. В этом случае устройство реверсирования тяги содержит щитки, приводимые в движение при помощи задней обечайки, подвижной по поступательному движению, которая перекрывает кольцевой канал и направляет вторичный газовый поток через располагающиеся по окружности решетки, открытые при перемещении упомянутой задней обечайки, причем особенность в данном случае состоит в том, что рычаг привода щитка не связан с первичным кожухом.
Известный пример реализации конструкции гондолы устройства реверсирования тяги, открывающейся двумя половинками 12, схематически представлен на фиг. 1 в поперечном разрезе. Эти половинки могут быть связаны с первичным кожухом 11, охватывающим собственно двигатель. Этот тип конструкции обычно называют каналом C-образного типа.
Такая технология обладает преимуществами облегченного доступа к двигателю после разблокирования систем удержания упомянутых половинок конструкции с последующим поворотом их вокруг продольной оси в окрестности стойки, причем эта ось имеет направление, близкое к направлению продольной оси двигателя.
В случае использования гондолы такого типа необходима физическая связь в нижней части гондолы между первичным кожухом 11 и наружной частью гондолы 12. Эта соединительная часть 13, называемая также островком или перемычкой, имеет аэродинамическую поверхность в контакте с газовым потоком 15. То же самое относится к части 14, реализующей соединение в верхней части.
Как это схематически показано на фиг. 3 в продольном разрезе известного общего примера реализации двухконтурного турбореактивного двигателя с устройством реверсирования тяги, собственно двигатель 2 силовой установки 1 содержит кронштейны 3 двигателя по потоку позади кожуха 4, охватывающего вентилятор 5. Эти кронштейны связывают кожух 4 с внутренней конструкцией двигателя 2. Эти кронштейны располагаются на границе передней по потоку части устройства реверсирования тяги 10 на входе кольцевого канала 15.
Описанная выше конструкция устройства реверсирования тяги 10 позволяет удерживать специальные детали, обладающие соответствующим аэродинамическим профилем, которые придают плавные обводы кронштейнам 3 в газовом потоке 15. Эти детали установлены на внутренней конструкции 11 и наружной конструкции 12 устройства реверсирования тяги. Соединительная часть 13 и 14 наружной конструкции 12 с кожухом 11, охватывающим собственно двигатель 2, позволяет также выполнять роль аэродинамического обтекателя кронштейнов 3.
В случае использования устройства реверсирования тяги, конструкция 11 которого, охватывающая собственно двигатель 2 и в целом называемая первичным кожухом, и наружная конструкция 12, удерживающая систему реверсирования газового потока, являются полностью независимыми, как это схематически показано на фиг. 4, становится невозможным выполнять функцию придания обтекаемой формы при помощи собственных аэродинамических элементов устройства реверсирования тяги.
Одна из задач предлагаемого изобретения состоит в том, чтобы удовлетворить потребность в усовершенствовании аэродинамических течений на гондоле, где установка внутренней и наружной конструкций является полностью независимой, то есть отсутствует физическая связь между наружной конструкцией и первичным кожухом, охватывающим собственно двигатель, в любых других зонах, отличных от зоны соединения с пилоном установки двигателя на данном самолете.
Данная задача решается тем, что в двухконтурном турбореактивном двигателе, связанном с устройством реверсирования тяги, в котором внутренняя конструкция, образующая первичный кожух двигателя, и наружная конструкция, удерживающая устройство реверсирования тяги, свободны от связи в нижней части этих конструкций, причем внутренняя и наружная конструкции формируют между собой канал отведения газового потока или кольцевой канал, согласно изобретению обтекатель с аэродинамическим профилем, располагающийся в кольцевом канале устройства реверсирования тяги, присоединен с задней по потоку стороны к кронштейну, образуя опорную конструкцию наружной стенки канала позади вентилятора данного турбореактивного двигателя, причем обтекатель, закрепленный на кронштейне двигателя, может быть свободен от связи с конструкцией устройства реверсирования тяги.
Обтекатель, закрепленный на кронштейне двигателя, преимущественно содержит интерфейс или устройство сопряжения с внутренней конструкцией устройства реверсирования тяги, причем элемент обеспечения герметичности расположен в зоне реализации интерфейса или устройства сопряжения, или содержит интерфейс или устройство сопряжения с наружной конструкцией устройства реверсирования тяги, причем элемент обеспечения герметичности расположен в зоне реализации устройства сопряжения или интерфейса.
По меньшей мере одно отверстие выполнено на обтекателе кронштейна двигателя таким образом, чтобы обеспечить возможность отбора воздуха в потоке, движущемся в кольцевом канале, и подвести его через обтекатель к определенной зоне данного турбореактивного двигателя, а зазоры между наружной конструкцией устройства реверсирования тяги и обтекателем кронштейна двигателя с одной стороны и между внутренней конструкцией устройства реверсирования тяги и обтекателем кронштейна двигателя с другой стороны замаскированы заглушками.
Обтекатель жестко интегрирован во внутреннюю конструкцию устройства реверсирования тяги, причем элемент обеспечения герметичности расположен в зоне интерфейса или устройства сопряжения между обтекателем и наружной конструкцией устройства реверсирования тяги.
Обтекатель может быть жестко интегрирован в наружную конструкцию устройства реверсирования тяги, причем элемент обеспечения герметизации расположен в зоне интерфейса или устройства сопряжения между обтекателем и внутренней конструкцией устройства реверсирования тяги.
Одна часть обтекателя жестко интегрирована во внутреннюю конструкцию устройства реверсирования тяги, а другая часть обтекателя жестко интегрирована в наружную конструкцию устройства реверсирования тяги.
Другие характеристики и преимущества предлагаемого изобретения будут лучше поняты из приведенного ниже описания примеров его реализации, где даются ссылки на приведенные в приложении чертежи, среди которых:
- фиг. 1 представляет собой схематический вид спереди известной конструкции устройства реверсирования тяги, образованной двумя половинками, о которой уже было упомянуто в предшествующем тексте,
- фиг. 2 представляет собой схематический вид спереди конструкции устройства реверсирования тяги известного типа, где внутренняя конструкция является независимой от наружной конструкции этого устройства,
- фиг. 3 представляет собой схематический вид в продольном разрезе по плоскости, проходящей через ось вращения данного турбореактивного двигателя, устройства реверсирования тяги, показанного на фиг. 1,
- фиг. 4-9 представляют собой схематические виды, иллюстрирующие различные примеры реализации предлагаемого изобретения,
- фиг. 10 представляет собой схематический вид сверху по стрелке F, показанной на фиг. 5.
- фиг. 1 представляет собой схематический вид спереди известной конструкции устройства реверсирования тяги, образованной двумя половинками, о которой уже было упомянуто в предшествующем тексте,
- фиг. 2 представляет собой схематический вид спереди конструкции устройства реверсирования тяги известного типа, где внутренняя конструкция является независимой от наружной конструкции этого устройства,
- фиг. 3 представляет собой схематический вид в продольном разрезе по плоскости, проходящей через ось вращения данного турбореактивного двигателя, устройства реверсирования тяги, показанного на фиг. 1,
- фиг. 4-9 представляют собой схематические виды, иллюстрирующие различные примеры реализации предлагаемого изобретения,
- фиг. 10 представляет собой схематический вид сверху по стрелке F, показанной на фиг. 5.
На фиг. 4 схематически представлен пример реализации предлагаемого изобретения, в приложении к силовой установке 1. Конструкция устройства реверсирования тяги 10 содержит две системы, наружную 12 и внутреннюю 11, которые могут быть связаны между собой или могут не иметь такой связи. В соответствии с геометрией данного двигателя конструкция 10 может быть установлена в направлении, показанном стрелкой 20.
Обтекатель 25 непосредственно связан с кронштейном 3 двигателя 2. Этот обтекатель имеет форму, размерные параметры и габаритные размеры, адаптированные для получения аэродинамических характеристик, требуемых и ожидаемых специалистом в данной области техники.
Конструкция данного обтекателя может быть реализована в виде одного единственного элемента. Эта конструкция может быть монолитной, полой, может содержать сотовый заполнитель, может быть акустической или не являться таковой. В качестве материала для изготовления этого обтекателя могут использоваться различные металлы, композиционные материалы, термопластические материалы или любые другие материалы, которые могут оказаться подходящими в данном случае.
Соединение двигателя с кронштейном 3 адаптировано к технологии, обычно используемой изготовителями авиационных двигателей, причем в данном случае, как правило, используется технология винтового соединения.
На фиг. 5 схематически представлен пример реализации предлагаемого изобретения, где выполнена стыковка устройства реверсирования тяги с внутренней конструкцией 11. Аэродинамический профиль обтекателя 25 дает представление о конструкции 11 в направлении стрелки 20. Герметизирующее уплотнение 24 (элемент обеспечения герметичности) выполнено либо непосредственно в самой толще конструкции кожуха 11, либо на деталях, присоединенных к одному или другому элементу, причем это герметизирующее уплотнение определяется по способу, известному специалисту в данной области техники.
С этим примером реализации предлагаемого изобретения может быть связан отличительный признак. Этот признак состоит, как это схематически показано на фиг. 10, в использовании зоны повторного сжатия газового потока 6, движущегося в кольцевом канале 15, на обтекателе 25 для того, чтобы вентилировать, например, отсек двигателя. В этом примере и в соответствии с выбранным положением открывание может быть реализовано для получения оптимальных характеристик вентиляции. Отверстие 23 имеет адаптированную форму и расположение, причем может быть предусмотрена специфическая форма ориентации газового потока в направлении во внутреннюю полость обтекателя. Количество таких отверстий и их боковое расположение на одной или двух сторонах не ограничивается по данному изобретению.
На фиг. 6 схематически представлен принцип, заявленный на фиг. 5 и перенесенный на наружную конструкцию 12 устройства реверсирования тяги. В этом случае герметизирующее уплотнение 26 (элемент обеспечения герметичности) располагается на наружной конструкции 12. Само собой разумеется, что принцип, представленный на фиг. 5, может быть соединен с примером, представленным на фиг. 6.
На фиг. 7 схематически представлен пример маскировки зазора между обтекателем 25 с внутренней конструкцией 11 и наружной конструкцией 12 при помощи заглушек 16 и 17, связанных соответственно с конструкциями 11 и 12. Эти заглушки в целом могут иметь форму, идентичную форме обтекателя 25 в контакте с ним или соответствующую зазору на этом обтекателе. Материал этих заглушек выбран таким образом, чтобы в соответствии с конкретным вариантом использования иметь твердую или гибкую консистенцию.
На фиг. 8 схематически представлен другой способ реализации предлагаемого изобретения, в соответствии с которым каждая часть обтекателя 18 и 19 связана с соответствующей ей конструкцией и не связана с кронштейном 3 двигателя. Место стыка 21 между двумя частями обтекателя 18 и 19 имеет специфическую ориентацию в соответствии с порядком установки гондолы 10 на двигатель 2. Место соединения 21 может располагаться на любом уровне между внутренней частью 18 и наружной частью 19 обтекателя. В примере, схематически представленном на фиг. 8, внутренняя конструкция 11 устанавливается на двигатель 2 перед наружной конструкцией 12. Центровка 22 между двумя полуобтекателями 18 и 19 в данном случае может быть использована.
Второй вариант реализации, представленной на фиг. 8, показан на фиг. 9. В соответствии с этой концепцией обтекатель 25 полностью интегрирован во внутреннюю конструкцию 11. Герметизирующее уплотнение 26, как уже было сказано выше, может быть применено в том случае, если обтекатель выступает в наружную конструкцию 12. Можно также на обтекателе сохранить зазор с наружной конструкцией, причем зазор может быть заполнен или не заполнен.
Здесь следует отметить, что противоположное расположение обтекателя 25 на наружной конструкции 12 также является возможным.
Совокупность этих характеристик и параметров может быть применена для любого кронштейна двигателя 3.
Здесь следует отметить, что концепции, предложенные на приведенных в приложении фигурах, могут представлять собой неотъемлемую часть кронштейна 3 двигателя 2. Соединения и расположения, определенные по отношению к конструкции устройства реверсирования тяги 10, остаются при этом идентичными.
Claims (9)
1. Двухконтурный турбореактивный двигатель, связанный с устройством реверсирования тяги, в котором внутренняя конструкция (11), образующая первичный кожух двигателя, и наружная конструкция (12), удерживающая устройство реверсирования тяги (10), свободны от связи в нижней части этих конструкций (11, 12), причем внутренняя (11) и наружная (12) конструкции формируют между собой канал отведения газового потока или кольцевой канал (15), отличающийся тем, что обтекатель (25) с аэродинамическим профилем, располагающийся в кольцевом канале (15) устройства реверсирования тяги (10), расположен с задней по потоку стороны кронштейна (3), образуя опорную конструкцию наружной стенки канала позади вентилятора данного турбореактивного двигателя.
2. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что обтекатель (25), закрепленный на кронштейне (3) двигателя, свободен от связи с конструкцией устройства реверсирования тяги.
3. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что обтекатель (25), закрепленный на кронштейне (3) двигателя, содержит интерфейс или устройство сопряжения с внутренней конструкцией (11) устройства реверсирования тяги, причем элемент обеспечения герметичности (24) расположен в зоне реализации интерфейса или устройства сопряжения.
4. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п.1 или 3, отличающийся тем, что обтекатель (25), закрепленный на кронштейне (3) двигателя, содержит интерфейс или устройство сопряжения с наружной конструкцией (12) устройства реверсирования тяги, причем элемент обеспечения герметичности (26) расположен в зоне реализации устройства сопряжения или интерфейса.
5. Двухконтурный турбореактивный двигатель по одному из пп.1, 3 и 4, отличающийся тем, что по меньшей мере одно отверстие (23) выполнено на обтекателе (25) кронштейна двигателя таким образом, чтобы обеспечить возможность отбора воздуха в потоке (6), движущемся в кольцевом канале (15), и подвести его через обтекатель (25) к определенной зоне данного турбореактивного двигателя.
6. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что зазоры между наружной конструкцией (12) устройства реверсирования тяги и обтекателем (25) кронштейна (3) двигателя, с одной стороны, и между внутренней конструкцией (11) устройства реверсирования тяги и обтекателем (25) кронштейна (3) двигателя, с другой стороны, замаскированы заглушками (16, 17).
7. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что обтекатель (25) жестко интегрирован во внутреннюю конструкцию (11) устройства реверсирования тяги (10), причем элемент обеспечения герметичности (26) расположен в зоне интерфейса или устройства сопряжения между обтекателем (25) и наружной конструкцией (12) устройства реверсирования тяги.
8. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что обтекатель (25) жестко интегрирован в наружную конструкцию (12) устройства реверсирования тяги (10), причем элемент обеспечения герметизации расположен в зоне интерфейса или устройства сопряжения между обтекателем (25) и внутренней конструкцией (11) устройства реверсирования тяги.
9. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что одна часть (18) обтекателя (25) жестко интегрирована во внутреннюю конструкцию (11) устройства реверсирования тяги (10), а другая часть (19) обтекателя (25) жестко интегрирована в наружную конструкцию (12) устройства реверсирования тяги.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9707277A FR2764644B1 (fr) | 1997-06-12 | 1997-06-12 | Turboreacteur a double flux associe a un inverseur de poussee avec un carenage rapporte dans la veine fluide |
| FR97/07277 | 1997-06-12 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2162536C2 true RU2162536C2 (ru) | 2001-01-27 |
Family
ID=9507887
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU99104803/06A RU2162536C2 (ru) | 1997-06-12 | 1998-06-11 | Двухконтурный турбореактивный двигатель, связанный с устройством реверсирования тяги с обтекателем, установленным в канале газового потока |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6068213A (ru) |
| EP (1) | EP0884469A1 (ru) |
| JP (1) | JPH1122552A (ru) |
| CA (1) | CA2240094A1 (ru) |
| FR (1) | FR2764644B1 (ru) |
| RU (1) | RU2162536C2 (ru) |
| WO (1) | WO1998057055A1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2456467C1 (ru) * | 2010-12-17 | 2012-07-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя |
| US8979525B2 (en) | 1997-11-10 | 2015-03-17 | Brambel Trading Internacional LDS | Streamlined body and combustion apparatus |
Families Citing this family (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2811716B1 (fr) * | 2000-07-17 | 2002-10-04 | Hurel Dubois Avions | Perfectionnements aux arriere-corps de nacelle, a tuyere commune, de reacteur d'avion |
| US20110101158A1 (en) * | 2005-03-29 | 2011-05-05 | The Boeing Company | Thrust Reversers Including Monolithic Components |
| US7950899B2 (en) * | 2005-05-31 | 2011-05-31 | United Technologies Corporation | Modular fan inlet case |
| US8015797B2 (en) | 2006-09-21 | 2011-09-13 | Jean-Pierre Lair | Thrust reverser nozzle for a turbofan gas turbine engine |
| FR2907098B1 (fr) | 2006-10-11 | 2010-04-16 | Aircelle Sa | Nacelle pour turboreacteur double flux |
| CA2665425A1 (fr) | 2006-10-11 | 2008-04-17 | Aircelle | Nacelle pour turboreacteur double flux |
| US8052085B2 (en) | 2007-11-16 | 2011-11-08 | The Nordam Group, Inc. | Thrust reverser for a turbofan gas turbine engine |
| US8091827B2 (en) | 2007-11-16 | 2012-01-10 | The Nordam Group, Inc. | Thrust reverser door |
| US8172175B2 (en) | 2007-11-16 | 2012-05-08 | The Nordam Group, Inc. | Pivoting door thrust reverser for a turbofan gas turbine engine |
| US8051639B2 (en) * | 2007-11-16 | 2011-11-08 | The Nordam Group, Inc. | Thrust reverser |
| US8052086B2 (en) | 2007-11-16 | 2011-11-08 | The Nordam Group, Inc. | Thrust reverser door |
| US7735778B2 (en) | 2007-11-16 | 2010-06-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Pivoting fairings for a thrust reverser |
| US8127530B2 (en) | 2008-06-19 | 2012-03-06 | The Nordam Group, Inc. | Thrust reverser for a turbofan gas turbine engine |
| US20100096327A1 (en) * | 2008-09-19 | 2010-04-22 | Gin Douglas L | Polymer coatings that resist adsorption of proteins |
| US8998575B2 (en) | 2011-11-14 | 2015-04-07 | United Technologies Corporation | Structural stator airfoil |
| US8979020B2 (en) | 2013-06-07 | 2015-03-17 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Mounting system for mounting engine nacelle components and associated method |
| US10077676B2 (en) * | 2015-01-16 | 2018-09-18 | Siemens Energy, Inc. | Turbine exhaust cylinder/turbine exhaust manifold bolted full span turbine exhaust flaps |
| US9920709B2 (en) | 2015-02-19 | 2018-03-20 | Rohr, Inc. | Dielectric elastomer device to fill steps or gaps in a thrust reverser |
Family Cites Families (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1259348A (fr) * | 1960-06-15 | 1961-04-21 | Rolls Royce | Perfectionnements aux moteurs à turbine à gaz |
| FR1482538A (fr) * | 1965-06-07 | 1967-05-26 | Gen Electric | Inverseur de poussée |
| GB1181746A (en) * | 1968-06-19 | 1970-02-18 | Rolls Royce | Thrust Reverser for Jet Propulsion Plant |
| GB1209723A (en) * | 1969-06-14 | 1970-10-21 | Rolls Royce | Improvements in or relating to boundary layer air flow |
| GB1583952A (en) * | 1976-07-13 | 1981-02-04 | Short Brothers & Harland Ltd | Gas turbine engines |
| US4238092A (en) * | 1978-08-17 | 1980-12-09 | Rohr Industries, Inc. | Accessory for a turbine engine |
| US4712750A (en) * | 1986-05-02 | 1987-12-15 | The Boeing Company | Temperature control device for jet engine nacelle associated structure |
| FR2622507B1 (ru) * | 1987-10-28 | 1990-01-26 | Snecma | |
| US5020318A (en) * | 1987-11-05 | 1991-06-04 | General Electric Company | Aircraft engine frame construction |
| GB8822798D0 (en) * | 1988-09-28 | 1988-11-02 | Short Brothers Ltd | Ducted fan turbine engine |
| US5205513A (en) * | 1991-09-26 | 1993-04-27 | General Electric Company | Method and system for the removal of large turbine engines |
| US5524847A (en) * | 1993-09-07 | 1996-06-11 | United Technologies Corporation | Nacelle and mounting arrangement for an aircraft engine |
| FR2730275B1 (fr) * | 1995-02-03 | 1997-03-28 | Aerospatiale | Dispositif d'etancheite entre une entree d'air et un carter de soufflante de turboreacteur a double flux |
| CA2181963A1 (en) * | 1995-08-29 | 1997-03-01 | Kenneth R. Mcguire | Turbofan engine with reduced noise |
| FR2740175B1 (fr) * | 1995-10-18 | 1997-11-21 | Snecma | Dispositif de pylone associe au melangeur d'une tuyere d'ejection de turboreacteur a flux melangeur |
-
1997
- 1997-06-12 FR FR9707277A patent/FR2764644B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
1998
- 1998-06-09 CA CA002240094A patent/CA2240094A1/fr not_active Abandoned
- 1998-06-11 EP EP98401408A patent/EP0884469A1/fr not_active Withdrawn
- 1998-06-11 WO PCT/FR1998/001199 patent/WO1998057055A1/fr unknown
- 1998-06-11 RU RU99104803/06A patent/RU2162536C2/ru active
- 1998-06-12 US US09/096,293 patent/US6068213A/en not_active Expired - Fee Related
- 1998-06-12 JP JP10165644A patent/JPH1122552A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8979525B2 (en) | 1997-11-10 | 2015-03-17 | Brambel Trading Internacional LDS | Streamlined body and combustion apparatus |
| RU2456467C1 (ru) * | 2010-12-17 | 2012-07-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH1122552A (ja) | 1999-01-26 |
| CA2240094A1 (fr) | 1998-12-12 |
| WO1998057055A1 (fr) | 1998-12-17 |
| FR2764644B1 (fr) | 1999-07-16 |
| FR2764644A1 (fr) | 1998-12-18 |
| US6068213A (en) | 2000-05-30 |
| EP0884469A1 (fr) | 1998-12-16 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2162536C2 (ru) | Двухконтурный турбореактивный двигатель, связанный с устройством реверсирования тяги с обтекателем, установленным в канале газового потока | |
| EP1399661B1 (en) | Pivot fairing thrust reverser | |
| US6968675B2 (en) | Cascadeless fan thrust reverser with plume control | |
| US5313788A (en) | Thrust reversing arrangement for a long duct mixed flow exhaust turbofan engine | |
| US5853148A (en) | Thrust reverser with adjustable section nozzle for aircraft jet engine | |
| US4712750A (en) | Temperature control device for jet engine nacelle associated structure | |
| US8256204B2 (en) | Aircraft engine thrust reverser | |
| EP0913569B1 (en) | Gas turbine housing structure | |
| US9435293B2 (en) | Full ring sliding nacelle with thrust reverser | |
| EP3293388B1 (en) | Hidden thrust reverser blocker door link arm fitting | |
| EP2792597B1 (en) | Inner cowl structure for aircraft turbine engine | |
| RU2433071C2 (ru) | Система крепления составного элемента гондолы турбореактивного двигателя | |
| RU2101534C1 (ru) | Реверсор тяги турбореактивного двигателя | |
| US8448420B2 (en) | Aircraft nacelle that incorporates a device for reversing thrust | |
| BRPI0407604B1 (pt) | Bocal de descarga confluente ventilado | |
| EP3747775B1 (en) | Nacelle with a translatable inlet for an aircraft propulsion system | |
| RU2162537C2 (ru) | Устройство реверсирования тяги турбореактивного двигателя со створками, образующими ковши, связанные с передним по потоку подвижным обтекателем | |
| RU2134358C1 (ru) | Устройство реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя с несимметричными створками | |
| US3948469A (en) | Engine mounting and boundary layer control fluid supply apparatus | |
| CA2769589A1 (en) | Nested fairing thrust reverser | |
| US10337454B2 (en) | Thrust reverser with asymmetric vane geometry | |
| US4185798A (en) | Thrust reverser-cascade two door pre-exit | |
| US6158211A (en) | Turbojet-engine thrust reverser with scoop-doors of adjustable exhaust cross-section | |
| US5906097A (en) | Engine flow control device | |
| JPH0861147A (ja) | 障害部材を有するターボファンエンジン逆推力装置 |