RU2344307C2 - Управляемая горячая створка осесимметричного сопла турбореактивного двигателя - Google Patents

Управляемая горячая створка осесимметричного сопла турбореактивного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2344307C2
RU2344307C2 RU2004127904/06A RU2004127904A RU2344307C2 RU 2344307 C2 RU2344307 C2 RU 2344307C2 RU 2004127904/06 A RU2004127904/06 A RU 2004127904/06A RU 2004127904 A RU2004127904 A RU 2004127904A RU 2344307 C2 RU2344307 C2 RU 2344307C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
flap
controlled hot
rubbing surface
nozzle
hot flap
Prior art date
Application number
RU2004127904/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2004127904A (ru
Inventor
Гийом СЕВИ (FR)
Гийом СЕВИ
Стефан Пьер БЛАНШАР (FR)
Стефан Пьер БЛАНШАР
Тьерри Габриель ПАНКУ (FR)
Тьерри Габриель ПАНКУ
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 RU2004127904A publication Critical patent/RU2004127904A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2344307C2 publication Critical patent/RU2344307C2/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
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/80—Couplings or connections
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/97—Rocket nozzles
    • 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
    • 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
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/80—Couplings or connections
    • F02K1/805—Sealing devices therefor, e.g. for movable parts of jet pipes or nozzle flaps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/21—Oxide ceramics
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • 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)
  • Baking, Grill, Roasting (AREA)
  • Gasket Seals (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Lift Valve (AREA)

Abstract

Управляемая горячая створка осесимметричного сопла турбореактивного двигателя выполнена с возможностью поворота вокруг оси, перпендикулярной к оси турбореактивного двигателя, и содержит накладку из композитного материала с керамической матрицей и трущуюся поверхность, выполненную металлической. Трущаяся поверхность выполнена по ширине под накладкой створки, предназначена для контакта с прокладкой сопла, выполненной из металла, и ограничена двумя боковинами, перпендикулярными к трущейся поверхности, предназначенными для установки напротив боковин смежной ведомой створки. Трущуюся поверхность выполняют либо интегрированной в управляемую горячую створку, либо на опорной детали, которую изготавливают отдельно и закрепляют на управляемой горячей створке. Изобретение позволяет снизить износ прокладки сопла и трущейся поверхности створки, а также повысить герметичность между ведомой створкой и смежной с ней управляемой горячей створкой. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение касается реактивного сопла с переменной площадью сечения, установленного на конце неподвижной конструкции круглого сечения выхлопного канала для горячих газов турбореактивного двигателя, в частности, двигателя для военных самолетов.
Уровень техники
Некоторые военные самолеты, оснащенные турбореактивными двигателями, должны выполнять задачи в условиях полетов на дозвуковой или на сверхзвуковой скорости. Поэтому эти турбореактивные двигатели оборудованы системой подогрева и осесимметричным соплом или соплом другого типа, например, двумерным соплом. В оборудованных системой подогрева турбореактивных двигателях сопло должно иметь изменяющееся сечение. По этой причине створки внутреннего выхлопного канала, называемые «горячими створками», устанавливают с возможностью поворота вокруг оси, перпендикулярной к оси турбореактивного двигателя и касательной по отношению к диаметру, близкому к диаметру выхлопного канала.
Поворот каждой из этих створок управляется общим синхронизированным устройством наклона. Между каждой управляемой горячей створкой находится ведомая створка, которая не является управляемой и направление которой определяется двумя смежными по отношению к ней управляемыми горячими створками. Поэтому каждая ведомая створка содержит боковые части, которые трутся об управляемую горячую створку.
Кроме того, на уровне горячего газо-выпускного канала расположена прокладка сопла, которая находится в контакте с каждой из ведомых створок и с каждой из управляемых горячих створок.
Однако различные повороты створок приводят к износу от трения, в частности, на уровне передней зоны контакта между каждой створкой и уплотнительной прокладкой или уплотнительными прокладками сопла. Действительно, необходимо отметить, что эти створки выполнены из композитного материала с керамической матрицей. При этом прокладки сопла являются металлическими.
Другими словами, на уровне заднего края сопла и шарнирной оси створок возникают проблемы быстрого обоюдного износа прокладки сопла и трущейся поверхности створки по причине относительного трения, что отрицательно сказывается на сроке службы элементов сопла.
С другой стороны, при использовании композитных материалов с керамической матрицей створки не могут иметь радиусы слишком малой кривизны, то есть не должны иметь угловые формы. Поэтому ухудшается герметичность между каждой ведомой створкой и двумя смежными управляемыми горячими створками. Действительно, как показано на фиг.1, если ведомая створка 1 может иметь компактную форму, то иначе обстоит дело с управляемой горячей створкой 2, которая выполнена в виде деформированного металлического листа. В результате между боковым краем ведомой створки 1 и поверхностью управляемой горячей створки 2 и наружной поверхностью прокладки 3 сопла образуется довольно значительное пространство 4.
Задачей настоящего изобретения является устранение этих недостатков.
Раскрытие изобретения
В этой связи главным объектом настоящего изобретения является управляемая горячая створка осесимметричного сопла турбореактивного двигателя, выполненная с возможностью поворота вокруг оси, перпендикулярной к оси турбореактивного двигателя, и содержащая:
накладку из композитного материала с керамической матрицей; и
трущуюся поверхность, выполненную по ширине под накладкой створки и предназначенную для контакта с прокладкой сопла, причем эта прокладка выполнена из металла.
В соответствии с настоящим изобретением трущуюся поверхность выполняют металлической.
Таким образом, контакт металл/металл этой поверхности относительно прокладки сопла значительно снижает износ на этом уровне.
Для повышения герметичности уплотнения между ведомой створкой, смежной с ней управляемой горячей створкой и прокладкой сопла трущаяся поверхность ограничена в боковом направлении двумя боковинами, практически перпендикулярными к трущейся поверхности и предназначенными для установки напротив и вблизи боковин смежных ведомых створок.
В первом предпочтительном варианте выполнения настоящего изобретения трущуюся поверхность выполняют непосредственно на управляемой горячей створке.
Предпочтительно такую трущуюся поверхность управляемой горячей створки выполняют встроенной в раму во время изготовления литьем указанной управляемой горячей створки.
Во втором варианте выполнения настоящего изобретения трущуюся поверхность выполняют в виде отдельной детали, закрепляемой на управляемой горячей створке, в частности трущуюся поверхность выполняют на опорной детали, которую изготавливают отдельно и закрепляют на указанной створке.
В этом случае крепление может быть осуществлено при помощи крепежных винтов, удерживающих опорную деталь трущейся поверхности между накладкой створки и рамой створки.
Краткое описание чертежей
Сущность настоящего изобретения и его различные отличительные технические признаки будут более очевидны из нижеследующего подробного описания двух вариантов выполнения настоящего изобретения.
Это описание приводится со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг.1 - изображение в разрезе описанного выше соединения между ведомой створкой и известной из предшествующего уровня техники управляемой горячей створкой.
Фиг.2 - аксонометрическое изображение управляемой горячей створки согласно первому варианту выполнения настоящего изобретения.
Фиг.3 - изображение двух управляемых горячих створок, охватывающих ведомую створку, согласно первому варианту выполнения настоящего изобретения.
Фиг.4 - изображение внутреннего устройства управляемой горячей створки согласно второму варианту выполнения настоящего изобретения.
Фиг.5 - изображение соединения между ведомой створкой и управляемой горячей створкой в соответствии с настоящим изобретением.
Осуществление изобретения
Как видно из фиг.2, первый вариант выполнения управляемой горячей створки заключается в следующем. С каждой стороны главного корпуса (рамы) 29, состоящего из двух противоположных каркасных конструкций, установлена втулка 21, предназначенная для установки в ней приводного рычага створки. В нижней части рамы 29 выполнено поворотное отверстие 26, вокруг оси которого вращается створка. В этой же нижней части находится подошва 27, предназначенная для соединения с накладкой 22 створки, имеющей соответствующую форму и выполненной из термостойкого материала, такого как композитный материал с керамической матрицей. В задней нижней части непосредственно под концом накладки 22 расположена трущаяся поверхность 24, выполненная удлиненной со слегка выпуклым сечением. Кроме того, по своей длине она выполнена слегка изогнутой и имеет слегка вогнутую форму в направлении ширины створки. Она ограничена в боковом направлении двумя боковинами 25, перпендикулярными к удлиненной форме этой трущейся поверхности 24.
В данном варианте выполнения накладка 22 является частью створки. Действительно, ее вставляют с паз 28 над трущейся поверхностью 24 и закрепляют в момент изготовления подошвы 27 створки в ходе формования литьем. Основная часть управляемой горячей створки выполнена из металла, тогда как накладку 22 створки выполняют из композитного материала с керамической матрицей.
На фиг.3 показаны две управляемые горячие створки 20, расположенные по бокам ведомой створки 10. Каждая накладка 22 управляемых горячих створок 20 перекрывает боковые края соответствующей накладки 12 ведомой створки 10. Для того чтобы улучшить герметичность узла оснований всех створок, на уровне их трущейся поверхности 24 на управляемых горячих створках 20 и трущейся поверхности 14 на ведомых створках 10 края или боковины 25 каждой трущейся поверхности 24 должны находиться, как можно ближе к соответствующим смежным боковинам 15 смежных ведомых створок 10. В силу того, что боковины 25 трущихся поверхностей 24 расположены перпендикулярно по отношению к последним и, следовательно, по отношению к каждой накладке 22, боковины 25 управляемых горячих створок 20 и боковины 15 ведомых створок 10 могут находиться друг против друга и почти параллельно друг другу и, следовательно, очень близко друг к другу. На фиг.4 проиллюстрировано более понятно по сравнению с фиг.1 улучшение герметичности на этом уровне. Действительно, боковины 15 ведомых створок 10 и боковины 25 управляемых горячих створок 20 располагаются очень близко друг к другу, и пространство 4, показанное на фиг.1, значительно уменьшается, что способствует повышению герметичности всего узла на этом уровне.
В варианте выполнения на фиг.5 показана накладка 32, предназначенная для крепления на управляемой горячей створке 40 при помощи нескольких крепежных винтов 41 и гаек 42. В этом случае контактная поверхность 44 находится на опорной детали 47, которую не закрепляют на раме 49 управляемой горячей створки 40 во время ее изготовления. Наоборот, она образует отдельную деталь, которую обрабатывают механически для получения соединяемой металлической детали. Очевидно, что при помощи крепежных средств, таких как крепежные винты 41, соответствующие гайки 42 и сквозные отверстия 43 в опорной детали 47, сквозные отверстия 48 в раме 49 управляемой горячей створки и сквозные отверстия 38 в накладке 32 створки весь узел может жестко крепиться с возможностью разборки, причем независимо от условий изготовления.
Само собой разумеется, что геометрическая форма опорной детали 47 и, в частности, трущейся поверхности 44 и боковин должна соответствовать геометрической форме деталей, описанных выше в рамках первого варианта выполнения настоящего изобретения. В данном втором варианте выполнения обеспечиваются аналогичные условия износа на уровне трущихся поверхностей 44 относительно уплотнительной прокладки сопла на этом же уровне.

Claims (6)

1. Управляемая горячая створка осесимметричного сопла турбореактивного двигателя, выполненная с возможностью поворота вокруг оси, перпендикулярной к оси турбореактивного двигателя, и содержащая:
накладку (22, 32) из композитного материала с керамической матрицей; и
трущуюся поверхность (24, 44), выполненную по ширине под накладкой створки и предназначенную для контакта с прокладкой (3) сопла, причем эта прокладка выполнена из металла, отличающаяся тем, что трущуюся поверхность выполняют металлической.
2. Управляемая горячая створка по п.1, отличающаяся тем, что трущаяся поверхность (24, 44) ограничена двумя боковинами (25), практически перпендикулярными к трущейся поверхности (24, 44) и предназначенными для установки напротив и вблизи боковин (15) смежной ведомой створки (10).
3. Управляемая горячая створка по п.1, отличающаяся тем, что трущуюся поверхность (25) выполняют интегрированной в управляемую горячую створку (20).
4. Управляемая горячая створка по п.3, отличающаяся тем, что трущуюся поверхность (24) выполняют встроенной в раму (29) во время изготовления литьем управляемой горячей створки (20).
5. Управляемая горячая створка по п.1, отличающаяся тем, что трущуюся поверхность (44) выполняют на опорной детали (47), которую изготавливают отдельно и закрепляют на управляемой горячей створке (40).
6. Управляемая горячая створка по п.5, отличающаяся тем, что опорную деталь (47) закрепляют между рамой (49) управляемой горячей створки и накладкой (32) створки при помощи крепежных винтов (41).
RU2004127904/06A 2003-09-19 2004-09-17 Управляемая горячая створка осесимметричного сопла турбореактивного двигателя RU2344307C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0350577A FR2860046B1 (fr) 2003-09-19 2003-09-19 Volet chaud commande de tuyere axisymetrique de turboreacteur
FR0350577 2003-09-19

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2004127904A RU2004127904A (ru) 2006-02-27
RU2344307C2 true RU2344307C2 (ru) 2009-01-20

Family

ID=34179005

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2004127904/06A RU2344307C2 (ru) 2003-09-19 2004-09-17 Управляемая горячая створка осесимметричного сопла турбореактивного двигателя

Country Status (10)

Country Link
US (1) US7117682B1 (ru)
EP (1) EP1517032B1 (ru)
JP (1) JP2005121009A (ru)
KR (1) KR20050028789A (ru)
CN (1) CN1607323A (ru)
CA (1) CA2480538A1 (ru)
DE (1) DE602004004025T2 (ru)
ES (1) ES2278280T3 (ru)
FR (1) FR2860046B1 (ru)
RU (1) RU2344307C2 (ru)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7458221B1 (en) * 2003-10-23 2008-12-02 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Variable area nozzle including a plurality of convexly vanes with a crowned contour, in a vane to vane sealing arrangement and with nonuniform lengths
FR2873757B1 (fr) * 2004-07-28 2006-09-29 Snecma Moteurs Sa Tuyere convergente de turboreacteur
FR2891272B1 (fr) * 2005-09-28 2009-07-10 Snecma Sa Procede de protection contre l'usure d'une piece thermostructurale en materiau composite a matrice ceramique, revetement et piece obtenus par ce procede.
US7555904B1 (en) * 2006-09-29 2009-07-07 United Technologies Corporation Thermally compliant rivet connection for connecting turbine engine liner to convergent flap and seal for turbine nozzle
US8230466B2 (en) * 2006-11-16 2012-07-24 At&T Intellectual Property I, L.P. Home automation system and method including remote media access
US8122722B2 (en) * 2008-02-29 2012-02-28 General Electric Company Exhaust nozzle seal with segmented basesheet disposed between side rails
IL190022A (en) * 2008-03-09 2014-01-30 Israel Aerospace Ind Ltd A device and method for controlling vehicles and vehicles controlled by them
FR2929998B1 (fr) * 2008-04-14 2011-08-12 Aircelle Sa Nacelle de turboreacteur a double flux
US8607577B2 (en) * 2009-11-24 2013-12-17 United Technologies Corporation Attaching ceramic matrix composite to high temperature gas turbine structure
US10012104B2 (en) 2014-10-14 2018-07-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine convergent/divergent nozzle with unitary synchronization ring for roller track nozzle
CN111520253B (zh) * 2020-04-30 2021-07-27 玉环天润航空机械制造有限公司 一种基于风力变化的飞机用喷气发动机结构

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1605260A (en) * 1974-09-07 1986-11-12 Rolls Royce Gas turbine engines
US4128208A (en) * 1977-07-11 1978-12-05 General Electric Company Exhaust nozzle flap seal arrangement
FR2557211A1 (fr) * 1983-12-21 1985-06-28 Camboulives Andre Ensemble d'ejection, en particulier pour turboreacteur
US4637550A (en) * 1985-10-01 1987-01-20 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Dual material exhaust nozzle flap
US4878618A (en) * 1988-12-08 1989-11-07 United Technologies Corporation Wear resistant, self-damping clamp assembly
US5261605A (en) * 1990-08-23 1993-11-16 United Technologies Corporation Axisymmetric nozzle with gimbled unison ring
DE69232222T2 (de) * 1991-05-16 2002-08-22 Gen Electric Hitzeschild für achsymmetrische schwenkbare Schubdüse
US5215257A (en) * 1992-07-16 1993-06-01 United Technologies Corporation Divergent seal arrangement for a convergent/divergent nozzle
US5269467A (en) * 1992-08-03 1993-12-14 General Electric Company Vectoring exhaust nozzle seal and flap retaining apparatus
US5232158A (en) * 1992-08-11 1993-08-03 United Technologies Corporation Convergent/divergent nozzle with seal centering
US5285637A (en) * 1992-11-02 1994-02-15 United Technologies Corporation Seal centering and restraining device for an axisymmetric convergent/divergent nozzle
US5437411A (en) * 1992-12-14 1995-08-01 General Electric Company Vectoring exhaust nozzle flap and seal positioning apparatus
FR2704599B1 (fr) * 1993-04-29 1995-06-09 Snecma Tuyere d'ejection a geometrie variable pour turbomachine.
US5484105A (en) * 1994-07-13 1996-01-16 General Electric Company Cooling system for a divergent section of a nozzle
FR2723764B1 (fr) * 1994-08-18 1996-12-20 Snecma Etancheite entre volets suiveurs divergents et convergents d'une tuyere d'ejection de turboreacteur
US5683034A (en) * 1995-05-22 1997-11-04 United Technologies Corporation Engine exhaust nozzle seal
US5839663A (en) * 1996-07-23 1998-11-24 United Technologies Corporation Gas turbine exhaust nozzle flap and flap seal apparatus
US5794850A (en) * 1996-09-27 1998-08-18 United Technologies Corporation Enclosed pressure balanced sync ring nozzle
US5779152A (en) * 1997-01-16 1998-07-14 General Electric Company Coordinated vectoring exhaust nozzle with scissors linkage
US6723972B2 (en) * 2000-12-22 2004-04-20 Lockheed Martin Corporation Method and apparatus for planar actuation of a flared surface to control a vehicle
US6745570B2 (en) * 2002-02-01 2004-06-08 General Electric Co. Methods and apparatus for sealing gas turbine engine nozzles using a flap system
US6935118B2 (en) * 2003-12-19 2005-08-30 General Electric Company Exhaust nozzle segmented basesheet and production method thereof
US7096661B2 (en) * 2004-03-26 2006-08-29 United Technologies Corporation Axial divergent section slot nozzle

Also Published As

Publication number Publication date
FR2860046B1 (fr) 2005-12-02
JP2005121009A (ja) 2005-05-12
RU2004127904A (ru) 2006-02-27
DE602004004025D1 (de) 2007-02-15
EP1517032B1 (fr) 2007-01-03
US20060225426A1 (en) 2006-10-12
EP1517032A1 (fr) 2005-03-23
CN1607323A (zh) 2005-04-20
KR20050028789A (ko) 2005-03-23
ES2278280T3 (es) 2007-08-01
DE602004004025T2 (de) 2007-07-12
FR2860046A1 (fr) 2005-03-25
US7117682B1 (en) 2006-10-10
CA2480538A1 (fr) 2005-03-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2344307C2 (ru) Управляемая горячая створка осесимметричного сопла турбореактивного двигателя
US7153054B2 (en) Fastener assembly for attaching a non-metal component to a metal component
US7261489B2 (en) Fastener assembly for attaching a non-metal component to a metal component
US4783085A (en) Segmented rigid sliding seal
JPH10205390A (ja) 最適化された制御シリンダ設備を有する格子式推力反転装置
EP1873426B1 (en) A seal assembly
US8052085B2 (en) Thrust reverser for a turbofan gas turbine engine
EP1605152B1 (en) Divergent flap for a gas turbine engine
KR20120086743A (ko) 터보차저
US20060213198A1 (en) Reduced radar cross section exhaust nozzle assembly
US5839663A (en) Gas turbine exhaust nozzle flap and flap seal apparatus
CN104220728A (zh) 用于层流型涡轮喷气发动机机舱的进气口结构
JPH0367053A (ja) 排気フラップ
US10612490B2 (en) Drag link assembly including buried drag link fitting
JP4613904B2 (ja) 内燃機関の吸気装置
AU723644B2 (en) Turbojet thrust reverser having doors with panelled external structure
JP2010053793A (ja) 可変容量排気ガスタービン
JPH10266893A (ja) 自己補剛型外部構造を有するゲートを備えたターボファンエンジンの推力反転装置
US10125671B2 (en) Wastegate for an engine system
US20190293020A1 (en) Flexible sleeve for adjustable fan duct nozzle
JPH0351898B2 (ru)
JP2003056490A (ja) ブレードプラットフォーム間のシール構造
JP2003120202A (ja) ラジアルタービン動翼
CN205477769U (zh) 用于与涡轮发动机使用的密封构件
JP3296463B2 (ja) ライナー摺動部のシール構造

Legal Events

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