RU2184261C2 - Осесимметричное сверхзвуковое реактивное сопло с изменением ориентации с помощью управляемого кольца - Google Patents

Осесимметричное сверхзвуковое реактивное сопло с изменением ориентации с помощью управляемого кольца Download PDF

Info

Publication number
RU2184261C2
RU2184261C2 RU2000109636/06A RU2000109636A RU2184261C2 RU 2184261 C2 RU2184261 C2 RU 2184261C2 RU 2000109636/06 A RU2000109636/06 A RU 2000109636/06A RU 2000109636 A RU2000109636 A RU 2000109636A RU 2184261 C2 RU2184261 C2 RU 2184261C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
ring
thrust vector
change
slider
jet nozzle
Prior art date
Application number
RU2000109636/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2000109636A (ru
Inventor
Дидье Жорж ФЕДЕР
Ги Жан-Луи ЛАПЕРГ
Бертран Пьер Рено МОНВИЛЛЬ
Лоран Клод Патрик САЛЬПЕРВИК
Original Assignee
Снекма Мотер
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма Мотер filed Critical Снекма Мотер
Publication of RU2000109636A publication Critical patent/RU2000109636A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2184261C2 publication Critical patent/RU2184261C2/ru

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
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/12—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps
    • F02K1/1292—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps of three series of flaps, the upstream series having its flaps hinged at their upstream ends on a fixed structure, the internal downstream series having its flaps hinged at their upstream ends on the downstream ends of the flaps of the upstream series and at their downstream ends on the downstream ends of the flaps of the external downstream series hinged at their upstream ends on a substantially axially movable structure
    • 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
    • F02K1/002—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto with means to modify the direction of thrust vector
    • F02K1/008—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto with means to modify the direction of thrust vector in any rearward direction
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/32—Arrangement of components according to their shape
    • F05D2250/323—Arrangement of components according to their shape convergent
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/32—Arrangement of components according to their shape
    • F05D2250/324—Arrangement of components according to their shape divergent
    • 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)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

В осесимметричном сверхзвуковом реактивном сопле турбореактивного двигателя, способном изменять направление вектора тяги с помощью управляемого кольца, направляющие средства кольца изменения вектора тяги содержат три расположенные по оси прорези, выполненные соответственно в лапках, закрепленных на картере, и средние плоскости которых пересекаются вдоль оси турбореактивного двигателя. Боковые стенки этих прорезей служат направляющими трех шаровых роликов, закрепленных на направленных по радиусу стержнях, соединенных с кольцом изменения вектора тяги и расположенных на равных расстояниях друг от друга. Предложенное изобретение позволяет создать конструкцию направляющей кольца изменения вектора тяги с использованием трех рельсов, причем кольцо может двигаться вдоль оси, но без риска заклинивания. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Изобретение относится к реактивному соплу турбореактивного двигателя.
В частности, в нем идет речь об осесимметричном сверхзвуковом реактивном сопле, у которого расходящаяся часть, следующая за сходящейся частью, способна изменять ориентацию по отношению к оси турбореактивного двигателя, причем эта расходящаяся часть содержит множество расходящихся створок, шарнирно закрепленных в передней части на задних концах сходящихся створок и шарнирно закрепленных в задней части на рычагах, связанных с кольцом изменения вектора тяги, осевое перемещение и поворот которого осуществляются под действием нескольких подъемников, закрепленных на неподвижной конструкции, причем направляющие средства используются для направления кольца изменения вектора тяги при его перемещении относительно неподвижной конструкции.
Сопло изменяемой ориентации обеспечивают боевым самолетам дополнительную маневренность и наилучшую управляемость по углам тангажа и рыскания. В ряде конструкций все сверхзвуковое реактивное сопло монтируют на сферическом элементе с использованием шарового шарнира. В других, более легких конструкциях, только расходящаяся часть сопла монтируется подвижной с использованием кольца изменения вектора тяги.
В патенте FR-A-2645593 описано реактивное сопло, в котором кольцо для изменения вектора тяги, приводимое в действие с помощью трех подъемников, отстоящих друг от друга на 120o, закрепляется на конструкции с использованием трех, расположенных вдоль оси и отстоящих друг от друга на 120o, стрежней, способных скользить в держателях, закрепленных на неподвижной конструкции. Стержни соединяются с кольцом через шаровые цапфы. Если длина направляющих для подшипников скольжения недостаточна, то радиально направленные силы, воздействующие на конец стержня, приводят к возникновению поворачивающего момента, способного привести к заклиниванию стержня в процессе его перемещения.
В патенте WO 92/03649 в конструкции кольца для изменения вектора тяги предусмотрены три радиально направленные стержня, отстоящие друг от друга по окружности на 120o вокруг оси и кольца, и они скользят в расположенных по оси прорезях, выполненных между парами параллельно расположенных направляющих, закрепленных на неподвижной конструкции, и средние плоскости которых пересекаются вдоль оси турбореактивного двигателя. При таком расположении центр кольца для изменения вектора тяги, определяемый как точка пересечения осей стержней в идеальном случае располагается точно на оси турбореактивного двигателя. Однако возникновение радиально направленных моментов сил в связях между стержнями под действием сил давления может создать в процессе отклонения газовой струи нежелательные силы трения. В этом документе приведено описание технического решения, которое следует рассматривать как прототип настоящего изобретения.
Одной из целей настоящего изобретения является создание конструкции направляющей кольца изменения вектора тяги с использованием трех рельсов, причем кольцо может двигаться вдоль оси, но без риска заклинивания.
Эта цель достигается за счет того, что направляющие средства кольца для изменения вектора тяги содержат три осевых прорези, которые выполнены соответственно на лапках, закрепленных на неподвижной конструкции, и средние плоскости которых пересекаются вдоль оси турбореактивного двигателя, при этом боковые стенки, ограничивающие эти прорези, служат направляющими для трех шаровых роликов, заделанных в направленные по радиусу и закрепленные на кольце для изменения вектора тяги стержни, расположенные друг от друга на одинаковом расстоянии.
Таким образом, центры роликов располагаются в плоскостях, проходящих через середины прорезей, и восприятие осевой результирующей дифференциальных сил давления, возникающих вследствие отклонения газовой струи, происходит по касательной к точкам контакта между шаровыми роликами и боковыми стенками прорезей, что исключает возникновение направленных по радиусу паразитных моментов.
Преимуществом устройства является то, что управляющие подъемники связаны с кольцом изменения вектора тяги и с неподвижной конструкцией при помощи шаровых шарниров. Таким образом, восприятие направленной по касательной составляющей дифференциальных сил давления не оказывает никакого влияния на управляющие подъемники.
Желательно, чтобы направленные по радиусу стержни располагались внутри кольца изменения вектора тяги.
Для распределения тангенциально направленных сил на наибольшую опорную поверхность каждый шаровой ролик предпочтительно монтируется в соответствующей прорези с использованием первого ползуна, способного передвигаться по оси вдоль боковых стенок этой прорези, и второго ползуна, способного двигаться в радиальном направлении по первому ползуну, причем указанный ролик имеет сферический контакт с этим втором ползуном.
В предпочтительном варианте реализации первый ползун имеет направленное по радиусу отверстие, в котором скользит второй ползун.
Другие преимущества и особенности изобретения можно установить при чтении нижеследующего описания в сопровождении фигур, среди которых:
- на фиг.1 показан разрез по осевой плоскости осесимметричного сверхзвукового поворотного реактивного сопла по изобретению, причем это сопло находится в открытом положении и без отклонения реактивной струи;
- фиг.2 подобна фиг.1 и представляет реактивное сопло в закрытом положении при отклонении реактивной струи вниз;
- фиг.3 показывает в большом масштабе разрез направляющих средств кольца изменения вектора тяги согласно первому варианту реализации изобретения;
- фиг.4 представляет в большом масштабе разрез направляющих средств кольца изменения вектора тяги согласно второму варианту реализации изобретения;
- фиг.5 дает разрез кольца изменения вектора тяги и направляющих средств в плоскости, перпендикулярной оси кольца изменения вектора тяги.
На фиг.1 и 2 показано осесимметричное сверхзвуковое поворотное реактивное сопло, расположенное по потоку позади кольцевого картера 2 с осью X, ограничивающего фарсажную камеру 3, расположенную позади турбины турбореактивного двигателя с осью X.
В состав сопла 1 входит первый набор сходящихся створок, шарнирно связанных с задним концом картера 2 с помощью шарниров 5, причем на выходе эти створки определяют площадь поперечного сечения А8 горловины сопла 1.
Задние концы сходящихся створок 4 шарнирно связаны с помощью универсальных сочленений 6 с передними концами расходящихся створок.
Сходящиеся створки 4 состоят из чередующихся управляемых сходящихся створок, и ведомых ими пассивных сходящихся створок. Управляемые сходящиеся створки 4 на своей внешней поверхности оборудованы дорожками с кулачками 8, по которым могут катиться ролики 9, размещенные на управляемом кольце 10 с осью X, причем кольцо может передвигаться параллельно оси Х под воздействием нескольких подъемников 11, передние части которых закреплены на картере 2, а штоки 12 двигаются одновременно и так, чтобы изменить площадь поперечного сечения А8 в зависимости от фазы полета самолета, оборудованного реактивным соплом 1. Подъемник 11 связан с картером 2 при помощи рычагов 13 и 14, которые позволяют воспринимать толкающие усилия. Штоки 12 подъемников 11 связаны с управляющим кольцом 10 через шаровые цапфы 15.
Расходящиеся створки 7 также содержат несколько управляемых расходящихся створок и несколько ведомых расходящихся створок, вставленных между управляемыми створками. Управляемые расходящиеся створки шарнирно связаны с соответствующими управляемыми сходящимися створками при помощи универсальных сочленений 6, которые обеспечивают подвижность как по радиусу, так и по касательной.
Расходящиеся створки 7 связаны с кольцом изменения вектора тяги 20 через рычаги 21, шарнирно связанные своими передними концами с кольцом изменения направления тяги 20 в точке 22 и шарнирно закрепленные своим задним концом на заднем конце 23 расходящихся створок через соединение 24. Рычаги 21 могут быть интегрированы во внешние холодные створки 25, расположенные в продолжение обтекателя турбореактивного двигателя.
Кольцо изменения вектора тяги 20 приводится в движение с помощью по меньшей мере трех подъемников управления 30, расположенных равномерно по окружности вокруг оси Х и соединенных своими передними концами с картером 2 при помощи рычагов 31 и 32, которые воспринимают толкающие усилия от подъемников 30. Штоки 33 подъемников 30 связаны с кольцом изменения вектора тяги 20 через шаровые цапфы 34. Желательно, чтобы связь между подъемниками 30 и рычагами 31 и 32 также осуществлялась через шаровые цапфы 35.
На внутренней стороне кольца изменения вектора тяги 20 находятся три расположенных по радиусу стержня 40, отстоящие друг от друга на угол 120o. Каждый стержень 40 имеет ролик 41 с шаровой внешней поверхностью.
Каждый ролик 41 служит для взаимодействия с направляющими средствами 42, соединенными с картером 2, как это показано на фиг.3 и 4.
Направляющие средства 42 содержат для каждого ролика 41 лапку 43, соединенную с кольцевым фланцем 44а, расположенным на заднем конце картера 2. Лапка 43 проходит в направлении назад по потоку и располагается параллельно оси Х в пространстве между кольцом управления 10 и кольцом изменения вектора тяги 20. В лапке 43 имеется осевая прорезь 44, ограниченная двумя параллельно расположенными боковыми стенками 45, находящимися с одной и с другой стороны от средней плоскости, включающей ось Х турбореактивного двигателя.
В первом варианте реализации изобретения, представленном на фиг.3, расстояние между двумя параллельными стенками 45 практически равно диаметру ролика 41 и ролик 41 располагается в прорези 44. Сферическая часть ролика 41 обеспечивает любое поступательное перемещение центра ролика 41 в средней плоскости прорези 44 и одновременно обеспечивает вращение кольца изменения вектора тяги 20 в необходимых пределах вокруг центра ролика 41.
Во втором варианте реализации изобретения, изображенном на фиг.4, расстояние между двумя параллельными боковыми стенками 45, которые определяют прорезь 43, превышает диаметр шарового ролика 41. Первый ползун 46 монтируется на лапке так, чтобы иметь возможность свободно скользить вдоль стенок 45 в прорези 43.
В этом первом ползуне 46 выполнено отверстие 47 некруглого сечения и с геометрической осью, перпендикулярной оси X, и в этом отверстии располагается второй ползун 48, способный передвигаться в радиальном направлении. Шаровой ролик 41 имеет сферический контакт со вторым ползуном 48. Радиальное перемещение шарового ролика 41 вызывает перемещение в радиальном направлении второго ползуна 48 по отношению к первому ползуну 46. Осевое смещение шарового ролика 41 вызывает осевое перемещение первого ползуна 46 в прорези 44.
Идентичное перемещение штоков 33 трех управляющих подъемников 30 вызывает поступательное перемещение кольца изменения вектора тяги 20 параллельно оси X, причем три ролика 41 удерживаются в прорезях 44 лапок 43, а их центры А, В и С располагаются в секущих плоскостях вдоль оси Х и образуют углы в 120o между собой. Расстояния между центрами А, В и С роликов 41 всегда остаются постоянными.
Дифференциальное перемещение штоков 33 трех управляющих подъемников 30 приводит к повороту кольца изменения вектора тяги 20 по отношению к оси X. Но так как ролики 41 удерживаются в прорезях 44, то существует только одно положение для кольца изменения вектора тяги 20 по отношению к картеру 2. Поворот кольца изменения вектора тяги 20 вызывает перемещение расходящихся створок 7 и изменение площади поперечного сечения А9 выхода расходящейся части реактивного сопла 1, что приводит к отклонению выбрасываемой газовой струи и к различию в величинах давления на внутренние стенки расходящихся створок 7. Составляющая этих сил давления воспринимается тангенциально стенками 45, ограничивающими прорези 44.

Claims (6)

1. Осесимметричное сверхзвуковое реактивное сопло турбореактивного двигателя, в котором расходящаяся часть, расположенная позади сходящейся части, является поворотной по отношению к оси Х турбореактивного двигателя, причем эта расходящаяся часть содержит несколько расходящихся створок (7), шарнирно связанных своими передними концами с задними концами сходящихся створок (3) и шарнирно связанных сзади по потоку с рычагами (21), соединенными с кольцом изменения вектора тяги (20), осевое перемещение и поворот которого вызываются несколькими подъемниками (30), закрепленными на картере (2), и для направления кольца изменения вектора тяги (20) относительно картера (2) в процессе его перемещения используются направляющие средства (42), отличающееся тем, что направляющие средства (42) кольца изменения вектора тяги (20) содержат три расположенные по оси прорези (44), выполненные соответственно в лапках (43), закрепленных на картере (2), и средние плоскости которых пересекаются вдоль оси Х турбореактивного двигателя, а боковые стенки (45) этих прорезей служат направляющими трех шаровых роликов (41), закрепленных на направленных по радиусу стержнях (40), соединенных с кольцом изменения вектора тяги (20) и расположенных на равных расстояниях друг от друга.
2. Реактивное сопло по п. 1, отличающееся тем, что число управляемых подъемников (30) также, как и направляющих средств (42), равно трем.
3. Реактивное сопло по одному из п. 1 или 2, отличающееся тем, что управляющие подъемники (30) связаны с кольцом изменения вектора тяги и с картером (2) с помощью шаровых цапф (34, 35).
4. Реактивное сопло по одному из пп. 1-3, отличающееся тем, что направленные по радиусу стержни (40) расположены внутри кольца изменения вектора тяги (20).
5. Реактивное сопло по одному из пп. 1-4, отличающееся тем, что каждый шаровой ролик (41) монтируется в соответствующей прорези (44) с использованием первого ползуна (46), способного передвигаться в осевом направлении вдоль боковых стенок (45) этих прорезей (44), и второго ползуна (48), способного двигаться по радиусу в первом ползуне (46), причем ролик (41) имеет сферический контакт с этим вторым ползуном.
6. Реактивное сопло по п. 5, отличающееся тем, что первый ползун (46) имеет направленное по радиусу отверстие (47), в котором скользит второй ползун (48).
RU2000109636/06A 1999-04-15 2000-04-14 Осесимметричное сверхзвуковое реактивное сопло с изменением ориентации с помощью управляемого кольца RU2184261C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR9904710A FR2792367B1 (fr) 1999-04-15 1999-04-15 Tuyere d'ejection axisymetrique, convergente divergente a orientation par un anneau guide
FR9904710 1999-04-15

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2000109636A RU2000109636A (ru) 2002-01-27
RU2184261C2 true RU2184261C2 (ru) 2002-06-27

Family

ID=9544423

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2000109636/06A RU2184261C2 (ru) 1999-04-15 2000-04-14 Осесимметричное сверхзвуковое реактивное сопло с изменением ориентации с помощью управляемого кольца

Country Status (8)

Country Link
US (1) US6360527B1 (ru)
EP (1) EP1045130B1 (ru)
JP (1) JP2000320402A (ru)
CA (1) CA2305024A1 (ru)
DE (1) DE60017491T2 (ru)
ES (1) ES2231134T3 (ru)
FR (1) FR2792367B1 (ru)
RU (1) RU2184261C2 (ru)

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP4736271B2 (ja) * 2001-08-16 2011-07-27 株式会社Ｉｈｉ ジェットエンジン用排気ノズル
US6779336B2 (en) * 2002-07-05 2004-08-24 United Technologies Corporation Cooled variable geometry exhaust nozzle
SE527787C2 (sv) * 2004-11-05 2006-06-07 Volvo Aero Corp Utloppsanordning till en jetmotor och en jetmotor innefattande sådan utloppsanordning
US20060150612A1 (en) * 2005-01-12 2006-07-13 Honeywell International Inc. Thrust vector control
EP2074312B1 (en) * 2006-10-12 2017-12-13 United Technologies Corporation Fan variable area nozzle for a gas turbine engine fan nacelle with sliding actuation system
US7721549B2 (en) * 2007-02-08 2010-05-25 United Technologies Corporation Fan variable area nozzle for a gas turbine engine fan nacelle with cam drive ring actuation system
US8549834B2 (en) 2010-10-21 2013-10-08 United Technologies Corporation Gas turbine engine with variable area fan nozzle
JP2012107633A (ja) * 2012-02-29 2012-06-07 United Technologies Corp <Utc> 摺動作動装置を備えるガスタービンエンジンファンナセル用可変面積ファンノズル
WO2014109758A1 (en) * 2013-01-11 2014-07-17 United Technologies Corporation Serpentine baffle for a gas turbine engine exhaust duct
CN106121860B (zh) * 2016-08-16 2019-03-22 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种可移动的球面密封装置
CN112555049A (zh) * 2020-12-03 2021-03-26 北方工业大学 一种微型涡轮喷气发动机的外套式矢量喷管结构
CN114109645B (zh) * 2021-11-12 2023-12-19 中国航发沈阳发动机研究所 一种轴对称收扩喷管运动机构
CN114562382B (zh) * 2022-01-13 2024-01-30 中国航发沈阳发动机研究所 一种作动筒短距可调引气喷管

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1025827A (fr) * 1950-10-11 1953-04-20 Perfectionnement apporté aux engins aériens à réaction
US3004385A (en) * 1958-06-25 1961-10-17 Gen Motors Corp Variable convergent-divergent jet nozzle
US3685738A (en) * 1969-12-22 1972-08-22 Heinrich Leibach Thrust nozzle whose gas discharge cross-section is adapted to be adjusted by means of adjusting flaps
FR2501786A1 (fr) * 1981-03-13 1982-09-17 Snecma Dispositif de roulement et de guidage d'une tuyere orientable de propulseur a reaction
US4994660A (en) 1989-04-11 1991-02-19 Hitachi, Ltd. Axisymmetric vectoring exhaust nozzle
EP0544764B1 (en) 1990-08-23 1995-11-08 United Technologies Corporation Axisymmetric nozzle with gimbled unison ring
US5174502A (en) * 1991-05-10 1992-12-29 General Electric Company Support for a translating nozzle vectoring ring
US5239815A (en) * 1991-09-23 1993-08-31 United Technologies Corporation Sync-ring assembly for a gas turbine engine exhaust nozzle
ES2075782B1 (es) * 1992-02-20 1998-03-16 Sener Ing & Sist Tobera orientable de geometria variable para turbinas de gas.
US5351888A (en) * 1993-05-14 1994-10-04 General Electric Company Multi-axis vectorable exhaust nozzle

Also Published As

Publication number Publication date
FR2792367A1 (fr) 2000-10-20
EP1045130A1 (fr) 2000-10-18
CA2305024A1 (fr) 2000-10-15
EP1045130B1 (fr) 2005-01-19
FR2792367B1 (fr) 2002-04-26
ES2231134T3 (es) 2005-05-16
JP2000320402A (ja) 2000-11-21
DE60017491T2 (de) 2006-03-23
DE60017491D1 (de) 2005-02-24
US6360527B1 (en) 2002-03-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2184261C2 (ru) Осесимметричное сверхзвуковое реактивное сопло с изменением ориентации с помощью управляемого кольца
US5082182A (en) Thrust vectoring exhaust nozzle
US5329763A (en) Thrust vectoring variable geometry exhaust nozzle for gas turbines
US5261605A (en) Axisymmetric nozzle with gimbled unison ring
EP1726813B1 (en) Axial divergent section slot nozzle
US5437411A (en) Vectoring exhaust nozzle flap and seal positioning apparatus
EP0851110A3 (en) Variable area vectorable nozzle
US5398499A (en) Orientable axisymmetric nozzle of variable geometry of gas turbine propulsors
EP0544764B1 (en) Axisymmetric nozzle with gimbled unison ring
US4552309A (en) Variable geometry nozzles for turbomachines
RU2184260C2 (ru) Осесимметричное поворотное сверхзвуковое реактивное сопло
RU2208693C2 (ru) Осесимметричное сверхзвуковое реактивное сопло
RU2000109636A (ru) Осесимметричное сверхзвуковое реактивное сопло с изменением ориентации с помощью управляемого кольца
DE69918531T2 (de) Verstelleinrichtung für den Auslassquerschnitt einer konvergent-divergenten Schubdüse
EP1916405B1 (en) Thrust vectorable fan variable area nozzle for a gas turbine engine fan nacelle
EP0899428A1 (en) Cross bar centring mechanism for slave petals in convergent divergent nozzles with variable geometry
EP0984151B1 (en) Actuation mechanism for a variable geometry vectoring nozzle
US4529130A (en) Turbo machine nozzle with thrust reverser
EP0644325B1 (en) Exhaust nozzle for a gas turbine
EP0091786A1 (en) Variable geometry nozzles for turbomachines
RU2109158C1 (ru) Управляемый ракетный двигатель

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
PD4A Correction of name of patent owner