RU2377430C2 - Отклоняющая система для газового потока в реактивном сопле - Google Patents
Отклоняющая система для газового потока в реактивном сопле Download PDFInfo
- Publication number
- RU2377430C2 RU2377430C2 RU2006109097/06A RU2006109097A RU2377430C2 RU 2377430 C2 RU2377430 C2 RU 2377430C2 RU 2006109097/06 A RU2006109097/06 A RU 2006109097/06A RU 2006109097 A RU2006109097 A RU 2006109097A RU 2377430 C2 RU2377430 C2 RU 2377430C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- casings
- casing
- gas
- slots
- 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
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
- F02K9/82—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control by injection of a secondary fluid into the rocket exhaust gases
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/148—Blades with variable camber, e.g. by ejection of fluid
-
- 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
- F02K1/006—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 within one plane only
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/28—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Nozzles (AREA)
- Exhaust Silencers (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
- Supercharger (AREA)
Abstract
Отклоняющая система для газового потока в реактивном сопле летательного аппарата содержит вводящее средство для введения сжатого газа в заданном направлении в газовый поток, текущий в сопле, и управляющее средство для управления газовым потоком, выходящим из вводящего средства. Фиксированные конструкционные кожухи проходят внутри сопла перпендикулярно к газовому потоку, текущему в сопле. В фиксированные конструкционные кожухи подается отклоняющий газ через один из их концов, наружный по отношению к соплу. В боковых стенках кожухов выполнены вводящие прорези, ориентированные в заданных направлениях относительно направления течения газового потока в сопле. Вводящее средство для введения газа содержит фиксированные конструкционные кожухи и регулируемые средства для регулируемого закрытия вводящих прорезей. Регулируемые закрывающие средства имеют створки, установленные внутри упомянутых кожухов и направляемые смещением их вдоль упомянутых прорезей. Створки соединены с исполнительными средствами, расположенными снаружи кожухов и сопла. Изобретение обеспечивает возможность управления отклонением газового потока в реактивном сопле, а также регулирования газового потока, выходящего из боковых прорезей. 12 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
Изобретение относится к отклоняющей системе для газового потока в реактивном сопле летательного аппарата, например беспилотного летательного аппарата.
Наличие отклоняющей системы для газового потока, текущего в реактивном сопле летательного аппарата, позволяет исключить использование руля в этом летательном аппарате, так как руль, когда он приводится в действие, излучает электромагнитный сигнал, обнаруживаемый радаром.
Обычная отклоняющая система имеет: вводящее средство для введения сжатого газа в заданном направлении в газовый поток, текущий в сопле; и управляющее средство для управления выходящим из вводящего средства газовым потоком; при этом отклонение от курса летательного аппарата регулируется за счет отклонения газового потока влево или вправо в направлениях, по существу симметричных продольной оси сопла.
Наиболее близким аналогом настоящего изобретения является отклоняющая система для газового потока в реактивном сопле летательного аппарата, раскрытая в патенте США №6679048. Такая система содержит вводящее средство для введения сжатого газа в заданном направлении в газовый поток, текущий в сопле, и управляющее средство для управления газовым потоком, выходящим из вводящего средства; при этом вводящее средство для введения газа содержит фиксированные конструкционные кожухи, которые проходят перпендикулярно к газовому потоку, текущему в сопле, и в которые подается отклоняющий газ через один из их концов, наружный по отношению к соплу; причем в боковых стенках сопла выполнены вводящие прорези, ориентированные в заданных направлениях относительно направления течения газового потока в сопле; при этом управляющее средство связано с исполнительными средствами, расположенными снаружи кожухов и сопла.
Задача настоящего изобретения заключается в повышении летных характеристик и точности самолетовождения этого типа летательного аппарата.
Для решения указанной задачи согласно настоящему изобретению создана отклоняющая система для газового потока в реактивном сопле летательного аппарата, содержащая: вводящее средство для введения сжатого газа в заданном направлении в газовый поток, текущий в сопле, и управляющее средство для управления газовым потоком, выходящим из вводящего средства; при этом вводящее средство для введения газа содержит: фиксированные конструкционные кожухи, которые проходят внутри сопла перпендикулярно к газовому потоку, текущему в сопле, и в которые подается отклоняющий газ через один из их концов, наружный по отношению к соплу; причем в боковых стенках упомянутых кожухов выполнены вводящие прорези, ориентированные в заданных направлениях относительно направления течения газового потока в сопле; и регулируемые средства для регулируемого закрытия этих вводящих прорезей; причем регулируемые закрывающие средства имеют створки, установленные внутри упомянутых кожухов и направляемые смещением их вдоль упомянутых прорезей; при этом упомянутые створки соединены с исполнительными средствами, расположенными снаружи кожухов и сопла.
Предпочтительно, створки выполнены с возможностью смещения между закрытым положением вводящих прорезей и двумя крайними положениями для открытия прорезей, ориентированных в заданном направлении, и для закрытия прорезей, ориентированных в другом направлении, и наоборот.
Предпочтительно, исполнительные средства связаны с общим управляющим средством, например с силовым цилиндром.
Предпочтительно, створки установлены с возможностью поворота внутри кожухов, и каждая створка имеет осевой поворотный приводной вал, который выходит наружу из кожуха.
Предпочтительно, на наружном по отношению к кожуху конце вала установлена шестерня, которая зацепляется с рейкой, проходящей вдоль кожухов снаружи сопла.
Предпочтительно, между поворотными створками и боковыми стенками кожухов, в которых выполнены вводящие прорези, установлены уплотнения.
Предпочтительно, створки установлены с возможностью скольжения внутри кожухов; при этом створка(створки) каждого кожуха соединена с валом, выходящим наружу из кожуха и сопла, и прикреплена к поперечине, проходящей вдоль кожухов снаружи сопла.
Предпочтительно, конструкционные кожухи расположены в критическом сечении сопла.
Предпочтительно, система содержит, по меньшей мере, один кожух, проходящий посередине сопла, и два боковых кожуха, установленных на концах поперечного сечения сопла.
Предпочтительно, система содержит два боковых кожуха, установленных на концах поперечного сечения сопла, и два центральных кожуха, расположенных на равном расстоянии друг от друга и отстоящих на равное расстояние от боковых кожухов.
Предпочтительно, в кожух подается сжатый газ посредством отведения газа из двигателя летательного аппарата.
Предпочтительно, кожухи имеют профильную форму поперечного сечения, а прорези введения сжатого газа образованы в средней части этой профильной формы и проходят по большей части высоты кожухов.
Предпочтительно, кожухи содержат внутренние спрямляющие лопатки для газового потока, проходящие между их подающим концом и вводящими прорезями.
Регулируемое закрытие боковых прорезей конструкционных кожухов обеспечивает возможность управления отклонением в том или ином направлении и возможность регулирования газового потока, выходящего из этих боковых прорезей.
В кожухи отклоняющий газ подается отводом сжатого газа в зоне перед двигателем летательного аппарата, например из компрессора двигателя.
Изобретение будет наилучшем образом понятно и прочие преимущества и характеристики изобретения станут очевидными после прочтения приводимого ниже описания, являющегося неограничивающим примером, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг.1 - частичный схематический вид в перспективе реактивного сопла летательного аппарата, имеющего отклоняющую систему в соответствии с настоящим изобретением;
Фиг.2 - схематический вид в перспективе в разрезе конструкционного кожуха отклоняющей системы, показываемой на Фиг.1;
Фиг.3 - схематический вид в перспективе реактивного сопла с отклоняющей системой в соответствии с одним из вариантов осуществления настоящего изобретения;
Фиг.4 - схематический вид в перспективе в разрезе конструкционного кожуха отклоняющей системы, показываемой на Фиг.3;
Фиг.5-7 - схематические виды в поперечном сечении разных положений створок по отношению к вводящим прорезям кожуха в отклоняющей системе, показываемой на Фиг.3.
На Фиг.1 показан схематический вид в перспективе реактивного сопла 10 газового потока 11 летательного аппарата, в частности беспилотного летательного аппарата; причем верхний по потоку конец 12 сопла прикреплен соответствующими средствами к нижнему по потоку концу наружного корпуса 14 двигателя (не показан) летательного аппарата.
Сопло 10 имеет прямоугольное поперечное сечение и содержит две крупные стенки 16, между которыми перпендикулярно установлены два конструкционных кожуха 18, прикрепленных своими концами к этим стенкам 16; и две меньшие стенки 19, которые соединяют концы крупных стенок 16 сопла и на каждой из которых закреплен конструкционный кожух 20.
В данном примере стенки 16 и 19 имеют простую форму, но, как вариант, они могут иметь и сложную форму.
Конструкционные кожухи 18, 20 позволяют вводить сжатый газ в заданных направлениях в газовый поток 11, текущий в сопле, чтобы отклонять тягу отклоняющегося от курса летательного аппарата.
Эти кожухи находятся в выходном критическом сечении сопла по существу на равном расстоянии друг от друга, и они соединены одним из своих концов с трубами 21 подачи отклоняющего газа, которые расположены вдоль наружного корпуса 14 двигателя до воздухозаборника в двигателе и выполняют отбор сжатого газа.
Конструкционные кожухи 18 имеют профильную форму поперечного сечения, и на каждой своей боковой стенке 22 имеют, по меньшей, мере одну прорезь 23, выполненную в средней части этой профильной формы и проходящую по большей части высоты кожухов 18.
Прорези 23 боковых поверхностей 22, показанные на Фиг.1, предназначены для введения сжатого газа в направлении 24 в газовый поток 11, текущий в сопле; и прорези 23 боковых поверхностей 22 (не показаны на Фиг.1) предназначены для введения сжатого газа в направлении 26 в газовый поток 11, текущий в сопле; причем направления 24 и 26 по существу симметричны продольной оси сопла 10.
Конструкционные кожухи 20 на боковых концах сопла находятся снаружи сопла и имеют по существу параллелепипедную форму. На своих стенках 28, расположенных напротив боковых стенок 19 сопла, они имеют прорези 30, образованные на концевых частях за этими стенками 28; причем эти прорези проходят по большей части высоты кожухов 20 и выровнены с прорезями 32, образованными в боковых стенках 19 сопла.
Прорезь 30 согласно Фиг.1 вводит сжатый газ в упомянутом направлении 24 в газовый поток 11, текущий в сопле; и прорезь 30 другого кожуха 20 (не показана на Фиг.1) вводит сжатый газ в упомянутом направлении 26 в газовый поток, текущий в сопле.
На Фиг.2 схематически показан вид в перспективе одной половины конструкционного кожуха 18, показанного на Фиг.1, содержащего верхнюю по потоку приемную камеру 38 для газов, отводимых из компрессора и пропускаемых по трубе 21 к концу 40 кожуха; причем камера имеет внутренние спрямляющие лопатки 42 для газового потока, каждая из которых проходит с вогнутостью между внутренними боковыми поверхностями 44 этой камеры, при этом ее конец 46 направлен к подающему концу 40 кожуха, а ее конец 48 направлен к нижнему по потоку краю 50 кожуха, по существу параллельному оси сопла.
Газовый поток, циркулирующий в кожухе, схематически обозначен стрелками 52 и направлен к цилиндрическому каналу 54, проходящему в осевом направлении по большей части высоты кожуха ниже по потоку от камеры 38; при этом в ее цилиндрической стенке выполнены упомянутые вводящие прорези 23 (не показаны) для введения сжатого газа в газовый поток, текущий в сопле.
Трубчатая цилиндрическая створка 56 установлена с возможностью поворота в канале 54 кожуха и имеет, выше по потоку, продольное впускное отверстие 58 для газа из камеры 38 и цилиндрическую стенку 60, на которой образована, по меньшей мере, одна прорезь, совпадающая с прорезью 23 кожуха.
Аналогично кожухи 18 имеют прямоугольные уплотнения 61, которые установлены по периметру прорезей 23 между створкой 56 и цилиндрическим каналом 54, содержащим вводящие прорези.
Створка 56 выполнена с возможностью ее поворота вокруг своей оси 62 при помощи осевого вала 64, прикрепленного к концу створки, на стороне, противоположной подающему концу 40 кожуха, и выходящего наружу из кожуха 18 и сопла; причем осевой вал 64 сцентрирован и при вращении направляется цилиндрической муфтой 66, установленной вокруг вала 64 в цилиндрическом выходе 68 кожуха.
Как показано на Фиг.1, на осевом вале 64 установлена шестерня 70, которая зацепляется зубчатой рейкой 72, проходящей поперечно вдоль кожухов 18, 20 снаружи сопла 10.
Каждый боковой кожух 20 аналогично содержит камеру 38 и канал 54, в котором с возможностью поворота установлена створка 56, соединенная одним концом с осевым валом 64, на котором установлена шестерня 70, зацепляемая зубчатой рейкой 72.
Зубчатая рейка соединена с общим управляющим средством, в данном случае - с силовым цилиндром 74, поршень 76 которого соединен с зубчатой рейкой 72, и цилиндр 78 которого установлен на сопле 10.
Действие силового цилиндра 74 поворачивает створки 56 вокруг их осей 62; причем створки смещаются между средним закрывающим положением вводящих прорезей 23, 30 и двумя крайними положениями для открытия прорезей 23, 30, ориентированных в направлении 24, и для закрытия прорезей 23, 30, ориентированных в направлении 26; и наоборот.
Аналогично поворот створок 56 позволяет вводить газовый поток в сопло с регулированием за счет изменения степени закрытия прорезей 23.
На Фиг.3-7 показан один из вариантов осуществления отклоняющей системы в соответствии с настоящим изобретением.
Как и в предыдущем варианте осуществления, эта отклоняющая система имеет два конструкционных кожуха 80, установленных вертикально внутри сопла 10 перпендикулярно к газовому потоку; и два боковых конструкционных кожуха 82, установленных на боковых стенках 19 сопла 10, снаружи него.
Кожухи 80 имеют прорезь 84 на каждой своей боковой стенке, и каждый кожух 82 имеет прорезь (не показана), которая образована на его стенке в контакте с боковой стенкой 19 сопла 10 и выровнена с соответствующей прорезью 85 этой боковой стенки 19.
Каждый конструкционный кожух 80 содержит (см. Фиг.4) внутреннюю камеру 86, соединенную с подающим газ концом 88 кожуха и внутри которой установлены две плоские прямоугольные створки 90, выполненные с возможностью их смещения скольжением в вертикальные плоскости, параллельные направлению течения газового потока в сопле; при этом каждая створка упирается во внутреннюю боковую поверхность 92 камеры 86.
Две створки 90 одним из своих концов, расставленных в направлении их смещения, закреплены на прямоугольной горизонтальной пластине 94, которая вертикальным выступом 95 соединена с горизонтальным цилиндрическим валом 96, выходящим наружу из кожуха 80 и сопла 10 в направлении, параллельном газовому потоку.
Вертикальный выступ 95 выполнен с возможностью поступательного смещения в продольном проходе 97, соединяющем камеру 86 с цилиндрическим гнездом 98, которое скользящим образом направляет горизонтальный вал 96, концевая задняя часть которого проходит через заднюю стенку кожуха и герметизирована кольцевым уплотнением 100 в отверстии в стенке кожуха.
Аналогично каждый боковой кожух содержит внутреннюю камеру 86 и створку 90 для закрытия прорези кожуха и для регулирования газового потока, выходящего через эту прорезь.
Валы 96 конструкционных кожухов 80, 82 своими нижними по потоку концами прикреплены к поперечине 102, проходящей вдоль кожухов наружу из сопла 10 и соединенной с общим управляющим средством, которое в данном примере является силовым цилиндром 104, поршень 106 которого соединен со стержнем 102 и цилиндр 108 которого установлен на сопле 10.
Разные положения створок 90 во внутренней камере 86 конструкционного кожуха 80 показаны на Фиг.5-7.
На Фиг.5 показано среднее закрывающее положение двух вводящих прорезей 84 кожуха 80; причем в этом положении створки 90 полностью закрывают эти прорези и перекрывают поступление отклоняющего газа в сопло.
Согласно Фиг.6 поршень 106 силового цилиндра смещен выше по потоку, поперечина 102 привела створки 90 в скользящее движение внутри камеры до положения, в котором прорезь 84 первой боковой стенки кожуха закрыта соответствующей створкой 90, а прорезь другой боковой стенки полностью свободна для впуска сжатого газа в эту прорезь в направлении 110 с максимальным расходом газового потока.
Как показано на Фиг.7, поршень 106 силового цилиндра смещен ниже по потоку, поперечина 102 сместила створки 90 скольжением в положение, в котором прорезь 84 упомянутой первой стенки кожуха полностью свободна для впуска сжатого газа через эту прорезь в направлении 112 с максимальным расходом газового потока, и прорезь другой стенки закрыта соответствующей створкой 90.
Все промежуточные положения между крайними положениями с Фиг.6 и 7 возможны для впуска газа в сопло с заданным расходом газа.
Как вариант, конструкционные кожухи 80, 82 на своих боковых стенках имеют две или более прорезей,.
Отклоняющие газы можно вводить в сопло в направлении, перпендикулярном к газовому потоку 11, текущему в сопле, или в наклонном направлении, как это показано на Фиг.6 и 7.
Отклоняющая система согласно настоящему изобретению может содержать один, два или три конструкционных кожуха 18 или 80, или, разумеется, большее их число, которые проходят внутрь сопла перпендикулярно к газовому потоку, текущему в сопле; причем эти кожухи предпочтительно расположены на равном расстоянии друг от друга и на равное расстояние отстоят от боковых стенок сопла.
Claims (13)
1. Отклоняющая система для газового потока в реактивном сопле летательного аппарата, содержащая: вводящее средство для введения сжатого газа в заданном направлении в газовый поток, текущий в сопле, и управляющее средство для управления газовым потоком, выходящим из вводящего средства; при этом вводящее средство для введения газа содержит: фиксированные конструкционные кожухи, которые проходят внутри сопла перпендикулярно к газовому потоку, текущему в сопле, и в которые подается отклоняющий газ через один из их концов, наружный по отношению к соплу; причем в боковых стенках упомянутых кожухов выполнены вводящие прорези, ориентированные в заданных направлениях относительно направления течения газового потока в сопле; и регулируемые средства для регулируемого закрытия этих вводящих прорезей; причем регулируемые закрывающие средства имеют створки, установленные внутри упомянутых кожухов и направляемые смещением их вдоль упомянутых прорезей; при этом упомянутые створки соединены с исполнительными средствами, расположенными снаружи кожухов и сопла.
2. Система по п.1, в которой створки выполнены с возможностью смещения между закрытым положением вводящих прорезей и двумя крайними положениями для открытия прорезей, ориентированных в заданном направлении, и для закрытия прорезей, ориентированных в другом направлении, и наоборот.
3. Система по п.1, в которой исполнительные средства связаны с общим управляющим средством, например с силовым цилиндром.
4. Система по п.1, в которой створки установлены с возможностью поворота внутри кожухов, и каждая створка имеет осевой поворотный приводной вал, который выходит наружу из кожуха.
5. Система по п.4, в которой на наружном по отношению к кожуху конце вала установлена шестерня, которая зацепляется с рейкой, проходящей вдоль кожухов снаружи сопла.
6. Система по п.4, в которой между поворотными створками и боковыми стенками кожухов, в которых выполнены вводящие прорези, установлены уплотнения.
7. Система по п.1, в которой створки установлены с возможностью скольжения внутри кожухов, при этом створка (створки) каждого кожуха соединена с валом, выходящим наружу из кожуха и сопла, и прикреплена к поперечине, проходящей вдоль кожухов снаружи сопла.
8. Система по п.1, в которой конструкционные кожухи расположены в критическом сечении сопла.
9. Система по п.1, содержащая, по меньшей мере, один кожух, проходящий посередине сопла, и два боковых кожуха, установленных на концах поперечного сечения сопла.
10. Система по п.1, содержащая два боковых кожуха, установленных на концах поперечного сечения сопла, и два центральных кожуха, расположенных на равном расстоянии друг от друга и отстоящих на равное расстояние от боковых кожухов.
11. Система по п.1, в которой в кожух подается сжатый газ посредством отведения газа из двигателя летательного аппарата.
12. Система по п.1, в которой кожухи имеют профильную форму поперечного сечения, а прорези введения сжатого газа образованы в средней части этой профильной формы и проходят по большей части высоты кожухов.
13. Система по п.1, в которой кожухи содержат внутренние спрямляющие лопатки для газового потока, проходящие между их подающим концом и вводящими прорезями.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0502879 | 2005-03-23 | ||
FR0502879A FR2883604B1 (fr) | 2005-03-23 | 2005-03-23 | Systeme de deviation d'un flux de gaz dans une tuyere |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2006109097A RU2006109097A (ru) | 2007-09-27 |
RU2377430C2 true RU2377430C2 (ru) | 2009-12-27 |
Family
ID=35285373
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2006109097/06A RU2377430C2 (ru) | 2005-03-23 | 2006-03-22 | Отклоняющая система для газового потока в реактивном сопле |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7549603B2 (ru) |
EP (1) | EP1705361B1 (ru) |
JP (1) | JP4804976B2 (ru) |
CA (1) | CA2540259C (ru) |
FR (1) | FR2883604B1 (ru) |
IL (1) | IL174528A (ru) |
RU (1) | RU2377430C2 (ru) |
Families Citing this family (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2910937B1 (fr) * | 2007-01-02 | 2009-04-03 | Airbus France Sas | Nacelle de reacteur d'aeronef et aeronef comportant une telle nacelle |
US10544755B2 (en) * | 2016-09-20 | 2020-01-28 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Variable infrared suppression system in a gas turbine engine |
CN112527004B (zh) * | 2020-10-22 | 2021-12-17 | 林海明珠(黑龙江)科技有限公司 | 速率方向一体化调控系统 |
Family Cites Families (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR1030483A (fr) * | 1951-01-04 | 1953-06-15 | Snecma | Procédé et dispositifs de réglage d'un écoulement et leurs diverses applications |
GB732291A (en) * | 1952-04-22 | 1955-06-22 | Snecma | Improvements in arrangements for deflecting the jet expelled from a discharge nozzleor from a reaction-propulsion unit |
DE963752C (de) * | 1952-04-23 | 1957-05-09 | Snecma | Vorrichtung zum Ablenken eines durch ein Rohr stroemenden Strahles |
CH357923A (fr) * | 1952-06-05 | 1961-10-31 | Snecma | Propulseur à réaction pourvu d'un dispositif de réglage de la section du jet propulsif |
US2838909A (en) * | 1952-07-17 | 1958-06-17 | Snecma | Means for the deflection of fluid jets |
GB750621A (en) * | 1952-07-17 | 1956-06-20 | Snecma | Means for the deflection of fluid jets |
FR1075067A (fr) * | 1953-02-26 | 1954-10-12 | Snecma | Dispositif de gouverne d'aérodynes propulsés par des moteurs à turbines |
FR1362403A (fr) * | 1958-03-28 | 1964-06-05 | United Aircraft Corp | Machines à fluide et leur procédé de fonctionnement |
DE1198145B (de) * | 1958-08-01 | 1965-08-05 | Firth Cleveland Ltd | Stroemungskoerper, insbesondere Quertriebsflaeche, mit durch Ausblasen von Stroemungsmittelstrahlen beeinflussbarer Zirkulation |
US3221498A (en) * | 1962-08-06 | 1965-12-07 | Lester T Bankston | Secondary fluid injection thrust vectoring methods and apparatus |
US3427809A (en) * | 1966-12-08 | 1969-02-18 | Thiokol Chemical Corp | Rocket thrust vectoring apparatus |
US4063685A (en) * | 1976-07-30 | 1977-12-20 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Thrust vector control by circulation control over aerodynamic surfaces in a supersonic nozzle |
US6679048B1 (en) * | 2000-10-24 | 2004-01-20 | Lockheed Martin Corporation | Apparatus and method for controlling primary fluid flow using secondary fluid flow injection |
-
2005
- 2005-03-23 FR FR0502879A patent/FR2883604B1/fr active Active
-
2006
- 2006-03-21 CA CA2540259A patent/CA2540259C/fr active Active
- 2006-03-21 EP EP06290453.7A patent/EP1705361B1/fr active Active
- 2006-03-22 JP JP2006078589A patent/JP4804976B2/ja active Active
- 2006-03-22 RU RU2006109097/06A patent/RU2377430C2/ru active
- 2006-03-23 IL IL174528A patent/IL174528A/en active IP Right Grant
- 2006-03-23 US US11/386,740 patent/US7549603B2/en active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US20060226282A1 (en) | 2006-10-12 |
EP1705361B1 (fr) | 2016-05-04 |
US7549603B2 (en) | 2009-06-23 |
IL174528A0 (en) | 2006-08-01 |
JP2006264682A (ja) | 2006-10-05 |
RU2006109097A (ru) | 2007-09-27 |
CA2540259A1 (fr) | 2006-09-23 |
FR2883604B1 (fr) | 2010-03-12 |
FR2883604A1 (fr) | 2006-09-29 |
EP1705361A2 (fr) | 2006-09-27 |
JP4804976B2 (ja) | 2011-11-02 |
IL174528A (en) | 2010-12-30 |
EP1705361A3 (fr) | 2015-03-25 |
CA2540259C (fr) | 2013-09-24 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2386049C2 (ru) | Устройство для подачи охлаждающего воздуха к створкам выходного сопла, выходное сопло турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, снабженный таким устройством | |
CN101473130B (zh) | 形成自适应喷嘴的推力换向器 | |
RU2538142C2 (ru) | Реверсор тяги | |
US9476362B2 (en) | Turbomachine with bleed valves located at the intermediate case | |
RU2499736C2 (ru) | Вертолет | |
US8356483B2 (en) | Gas turbine engine systems involving variable nozzles with sliding doors | |
RU2377430C2 (ru) | Отклоняющая система для газового потока в реактивном сопле | |
EP0180534A1 (en) | Two dimensional gas turbine engine exhaust nozzle | |
BR112014002658B1 (pt) | Nacela de turborreator de fluxo duplo e turborreator | |
US6948317B2 (en) | Methods and apparatus for flade engine nozzle | |
RU2633743C2 (ru) | Камера сгорания постоянного объема для авиационного турбинного двигателя, содержащая впускной/выпускной клапан, имеющий сферическую заглушку | |
JP5057520B2 (ja) | ターボジェットエンジン用リリーフ装置およびこれを備えたターボジェットエンジン | |
EP2947304B1 (en) | Gas turbine engine with selective flow path | |
US20100237200A1 (en) | Turbojet engine for aircraft, propulsion unit comprising such a turbojet engine and aircraft comprising such a propulsion unit | |
RU2374478C2 (ru) | Реактивное сопло двигателя летательного аппарата | |
CN112392628B (zh) | 航空发动机核心机、控制方法和航空发动机 | |
EP2314883A1 (en) | Device for feeding air to a compressor of a gas turbine | |
US5129225A (en) | Diverter valve | |
RU166268U1 (ru) | Выхлопное сопло воздушно-реактивного двигателя | |
RU156534U1 (ru) | Выхлопное сопло воздушно-реактивного двигателя | |
RU2221928C1 (ru) | Канал воздухозаборника и летательный аппарат, снабженный таким каналом | |
EP3990751B1 (en) | Turbine | |
RU2233384C1 (ru) | Устройство для снижения шума газотурбинного двигателя | |
RU2367810C1 (ru) | Выходное устройство воздушно-реактивного двигателя | |
US6178742B1 (en) | Rear mixer ejector for a turbomachine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |