RU2561804C1 - Regulated supersonic nozzle of turbo-jet engine - Google Patents

Regulated supersonic nozzle of turbo-jet engine Download PDF

Info

Publication number
RU2561804C1
RU2561804C1 RU2014141553/06A RU2014141553A RU2561804C1 RU 2561804 C1 RU2561804 C1 RU 2561804C1 RU 2014141553/06 A RU2014141553/06 A RU 2014141553/06A RU 2014141553 A RU2014141553 A RU 2014141553A RU 2561804 C1 RU2561804 C1 RU 2561804C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
subsonic
louvers
external
rotation
rods
Prior art date
Application number
RU2014141553/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Сергей Николаевич Пырков
Александр Валерьевич Демченко
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО УМПО
Открытое Акционерное Общество "Авиационная Холдинговая Компания "Сухой"
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 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО УМПО, Открытое Акционерное Общество "Авиационная Холдинговая Компания "Сухой" filed Critical Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО УМПО
Priority to RU2014141553/06A priority Critical patent/RU2561804C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2561804C1 publication Critical patent/RU2561804C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Control Of Turbines (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: regulated supersonic nozzle of turbo-jet engine contains casing, hingedly connected to it subsonic and external louvers connected with supersonic louvers, and louvers drive and synchronisation gear. The synchronisation gear is made as levers installed in circumferential direction between the subsonic louvers and hingedly connected tie-rods with two adjacent subsonic louvers, and brackets installed on the levers with possibility of rotation, and hingedly connected by additional tie-rods with two adjacent external louvers. Axle of the hinge joint of the tie-rod and lever is located along the lever rotation plane, axle of tie-rod and subsonic louver connection - along its rotation plane. Axle of the hinge joint of the additional tie-rod and bracket is located along the bracket rotation plane, axle of additional tie-rod and external louver connection - along its rotation plane.
EFFECT: invention excludes break of the tie-rod axles near the eye rings, thus reducing their deformation during the nozzle operation, and excludes negative effect of the axial gaps of the hinge joints on the synchronous movement of subsonic and external louvers.
2 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей (ТРД).The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely, to the design of adjustable nozzles of turbojet engines (turbojet engines).

Известно регулируемое сверхзвуковое сопло ТРД, содержащее корпус, шарнирно прикрепленные к нему дозвуковые и внешние створки, соединенные со сверхзвуковыми створками, привод створок и механизм синхронизации, выполненный в виде рычагов, установленных в окружном направлении между дозвуковыми створками и шарнирно соединенных тягами с двумя смежными дозвуковыми створками, а также установленных на рычагах с возможностью вращения кронштейнов, шарнирно соединенных дополнительными тягами, с двумя смежными внешними створками (см. а.с. №1009150, кл. F02K 1/12, опубл. 1996 г.).An adjustable supersonic nozzle of a turbojet engine is known, comprising a housing, subsonic and external flaps pivotally attached to it, connected to supersonic flaps, a flap drive and a synchronization mechanism made in the form of levers mounted in the circumferential direction between subsonic flaps and pivotally connected by rods with two adjacent subsonic flaps , as well as brackets mounted on levers with the possibility of rotation, pivotally connected by additional rods, with two adjacent external wings (see AS No. 1009150, l. F02K 1/12, publ. 1996).

Недостатком указанного сопла является незначительная точность регулирования площадей критического и выходного сечений сопла. Это является следствием того, что оси шарнирных соединений тяг и дополнительных тяг привода и синхронизации сопла размещены в направлении, поперечном продольной оси сопла. Так как плоскости вращения рычагов и тяг расположены под значительным углом друг к другу, то тяги необходимо выполнять с изломами возле проушин с целью обеспечения работы шарнирных соединений во всем диапазоне регулирования критического и выходного сечений сопла. Это приводит к значительным деформациям тяг при работе двигателя. Кроме того, на синхронизацию движения створок отрицательно сказывается выбирание осевых зазоров в шарнирных соединениях тяг с рычагами и створками, которые примерно в 3 раза больше радиальных и значительно увеличиваются в процессе работы сопла. В результате этого происходит отклонение площади и формы критического и выходного сечений от необходимых для данного режима работы двигателя, а следовательно, к снижению надежности его работы и уменьшению тяги.The disadvantage of this nozzle is the insignificant accuracy of regulation of the critical and output sections of the nozzle. This is a consequence of the fact that the axis of the hinged joints of the rods and additional rods of the drive and nozzle synchronization are placed in the direction transverse to the longitudinal axis of the nozzle. Since the plane of rotation of the levers and rods are located at a significant angle to each other, the rods must be performed with kinks near the eyes in order to ensure the operation of the articulated joints in the entire range of regulation of the critical and output sections of the nozzle. This leads to significant deformation of the rods during engine operation. In addition, the synchronization of the movement of the valves is negatively affected by the selection of axial clearances in the articulated joints of the rods with levers and wings, which are approximately 3 times larger than the radial and significantly increase during the operation of the nozzle. As a result of this, the area and shape of the critical and output cross sections deviate from those required for the given mode of engine operation, and consequently, to a decrease in the reliability of its operation and a decrease in traction.

Задачей изобретения является повышение точности регулирования критического и выходного сечений сопла.The objective of the invention is to improve the accuracy of regulation of the critical and output sections of the nozzle.

Указанная задача решается тем, что в известном регулируемом сверхзвуковом сопле ТРД, содержащем корпус, шарнирно прикрепленные к нему дозвуковые и внешние створки, соединенные со сверхзвуковыми створками, привод створок и механизм синхронизации, выполненный в виде рычагов, установленных в окружном направлении между дозвуковыми створками и шарнирно соединенных тягами с двумя смежными дозвуковыми створками, а также установленных на рычагах с возможностью вращения кронштейнов, шарнирно соединенных дополнительными тягами, с двумя смежными внешними створками, согласно изобретению ось шарнирного соединения тяги и рычага размещена вдоль плоскости вращения рычага, а ось соединения тяги и дозвуковой створки - вдоль плоскости вращения последней. Ось шарнирного соединения дополнительной тяги и кронштейна размещена вдоль плоскости вращения кронштейна, а ось соединения дополнительной тяги и внешней створки - вдоль плоскости вращения последней.This problem is solved by the fact that in the known adjustable supersonic nozzle of the turbojet engine containing a housing, subsonic and external shutters articulated to it, connected to supersonic shutters, a shutter drive and a synchronization mechanism made in the form of levers mounted in the circumferential direction between the subsonic shutters and pivotally connected by rods with two adjacent subsonic flaps, as well as mounted on levers with the possibility of rotation of brackets pivotally connected by additional rods, with two adjacent E external doors according to the invention the thrust axis of articulation of the lever and arranged along the plane of rotation of the lever, and the traction axis and compound sash subsonic - along the plane of rotation of the latter. The axis of articulation of the additional traction and the bracket is placed along the plane of rotation of the bracket, and the axis of the connection of the additional traction and the outer wing is along the plane of rotation of the latter.

Такое выполнение устройства позволяет устранить перелом осей тяг возле проушин и тем самым уменьшить их деформации при работе сопла, а также устранить отрицательное влияние осевых зазоров шарнирных соединений на синхронизацию движения дозвуковых и внешних створок, что позволяет более точно регулировать критическое и выходное сечение сопла.This embodiment of the device allows to eliminate the fracture of the axles of the rods near the eyes and thereby reduce their deformation during operation of the nozzle, and also to eliminate the negative effect of the axial clearances of the hinge joints on the synchronization of the movement of subsonic and external flaps, which allows more precise control of the critical and output section of the nozzle.

На фиг. 1 изображен продольный разрез регулируемого сверхзвукового сопла ТРД;In FIG. 1 shows a longitudinal section through an adjustable supersonic nozzle of a turbojet engine;

на фиг. 2 - поперечный разрез А-А;in FIG. 2 is a transverse section aa;

на фиг. 3 - поперечный разрез Б-Б.in FIG. 3 - transverse section BB.

Сопло содержит корпус 1, шарнирно прикрепленные к нему дозвуковые створки 2 и внешние створки 3 (фиг. 1). К дозвуковым створкам 2 шарнирно прикреплены сверхзвуковые створки 4, другим концом подвижно установленные на внешних створках 3. На корпусе между дозвуковыми створками 2 и внешними створками 3 установлены элементы механизма синхронизации дозвуковых створок, а именно рычаги 5 и тяги 6 синхронизации створок. Тяги 6 соединяют рычаги 5 с двумя смежными дозвуковыми створками 2 (фиг. 2). Оси 7 шарнирных соединений тяг с рычагами размещены вдоль плоскостей вращения рычагов, а оси 8 шарнирных соединений тяг с дозвуковыми створками - вдоль плоскостей вращения последних. На основных рычагах 5 установлены кронштейны 9. Дополнительные тяги 10 одним концом шарнирно соединены с кронштейнами 9, а другим - с внешними створками 3. Оси 11 шарнирных соединений дополнительных тяг с кронштейнами 9 размещены вдоль плоскостей вращения кронштейнов (фиг. 3), а оси 12 шарнирных соединений дополнительных тяг с внешними створками 3 - вдоль плоскостей вращения последних. Механизм приводится в движение гидроцилиндрами 13.The nozzle comprises a housing 1, subsonic flaps 2 and external flaps 3 pivotally attached to it (Fig. 1). The supersonic flaps 4 are pivotally attached to the subsonic flaps 2, movably mounted on the external flaps at the other end 3. On the housing between the subsonic flaps 2 and the external flaps 3, there are elements of the mechanism for synchronizing the subsonic flaps, namely the levers 5 and the flap 6 for synchronizing the flaps. Rod 6 connect the levers 5 with two adjacent subsonic valves 2 (Fig. 2). The axis 7 of the articulated joints of the rods with levers is placed along the planes of rotation of the levers, and the axis 8 of the articulated joints of the rods with subsonic valves is located along the planes of rotation of the latter. Brackets are installed on the main levers 5. Additional rods 10 are pivotally connected to brackets 9 at one end and external leaves 3. The axles 11 of the additional rods with brackets 9 are mounted along the rotation planes of the brackets (Fig. 3), and axles 12 articulated joints of additional rods with external wings 3 - along the planes of rotation of the latter. The mechanism is driven by hydraulic cylinders 13.

Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.

Каждый из гидроцилиндров 13 поворачивает рычаг 5, а тот в свою очередь через тяги 6 поворачивает две смежные дозвуковые створки 2. На сверхзвуковые створки 4 действуют газовые силы, а на внешние створки 3 - аэродинамические силы. Сочетание указанных сил и сил трения на разных режимах полета объекта приводит к увеличению или уменьшению диаметра выходного сечения сопла относительно диаметра его критического сечения. При изменении площади выходного сечения внешние створки 3 поворачиваются и дополнительные тяги 10, шарнирно прикрепленные к двум смежным внешним створкам 3, поворачивают один из кронштейнов 9, обеспечивая тем самым синхронизацию работы как внешних, так и шарнирно соединенных с ними сверхзвуковых створок 4.Each of the hydraulic cylinders 13 rotates the lever 5, and that in turn through the thrust 6 rotates two adjacent subsonic valves 2. Gas forces act on the supersonic valves 4, and aerodynamic forces act on the external valves 3. The combination of these forces and friction forces at different flight modes of the object leads to an increase or decrease in the diameter of the outlet section of the nozzle relative to the diameter of its critical section. When the exit cross-sectional area changes, the external flaps 3 rotate and additional thrusts 10, pivotally attached to two adjacent external flaps 3, rotate one of the brackets 9, thereby ensuring synchronization of the operation of both external and articulated supersonic flaps 4.

Так как каждая из створок 2 соединена тягами с двумя смежными рычагами 5, то движение любого гидроцилиндра приводит во вращение каждую дозвуковую створку сопла, но с запаздыванием, связанным с выбиранием зазоров в местах крепления тяг к створкам и рычагам. Аналогично и движение одной из внешних створок приведет к движению и других в том же направлении, но с запаздыванием из-за выбирания зазоров в местах крепления дополнительных тяг к внешним створкам 3 и кронштейнам 9. Так как угол наклона каждой из тяг к продольной оси симметрии смежной дозвуковой створки (фиг. 1) изменяется незначительно, то влияние осевых зазоров, расположенных в данной плоскости, на синхронизацию движения невелико, ввиду того, что оси 7 шарнирных соединений тяг с рычагами расположены вдоль плоскостей вращения рычагов, а оси 8 шарнирных соединений тяг с дозвуковыми створками - вдоль плоскостей вращения последних. Угол наклона тяг к створкам в плоскости, перпендикулярной продольной оси сопла (фиг. 2), изменяется в большем диапазоне, поэтому зазоры в местах крепления тяг в этой плоскости оказывают значительное влияние на синхронизацию. Вследствие этого тяги закрепляются так, чтобы в этой плоскости были расположены радиальные зазоры (фиг. 2), которые в шарнирных соединениях меньше осевых примерно в 3 раза и не так значительно увеличиваются в процессе эксплуатации, как осевые. Кроме того, не нужно выполнять излом оси тяг в области проушин, так как диапазон вращения шарнирного соединения вокруг оси крепления значительно больше, чем в перпендикулярном ей направлении. Вследствие этого тяги меньше деформируются при работе сопла, что также улучшает синхронизацию движения дозвуковых створок 2.Since each of the wings 2 is connected by rods with two adjacent levers 5, the movement of any hydraulic cylinder rotates each subsonic nozzle leaf, but with a delay associated with the selection of gaps in the attachment points of the rods to the wings and levers. Similarly, the movement of one of the external leaves will lead to the movement of others in the same direction, but with a delay due to the selection of gaps in the places of attachment of additional rods to the external leaves 3 and brackets 9. Since the angle of inclination of each of the rods to the longitudinal axis of symmetry is adjacent of the subsonic shutter (Fig. 1) does not change significantly, the effect of axial clearances located in this plane on the synchronization of movement is small, due to the fact that the axis 7 of the articulated joints of the rods with levers are located along the planes of rotation of the levers, and the axis 8 articulated joints of rods with subsonic valves - along the planes of rotation of the latter. The angle of inclination of the rods to the wings in a plane perpendicular to the longitudinal axis of the nozzle (Fig. 2) varies in a larger range, therefore, the gaps in the attachment points of the rods in this plane have a significant effect on synchronization. As a result of this, the rods are fixed so that radial clearances are located in this plane (Fig. 2), which in articulated joints are less than axial by about 3 times and do not increase as much during operation as axial. In addition, it is not necessary to break the axis of the rods in the eye area, since the range of rotation of the hinge around the axis of attachment is much larger than in the direction perpendicular to it. As a result of this, the thrust is less deformed during the operation of the nozzle, which also improves the synchronization of the movement of the subsonic flaps 2.

Так как оси 11 шарнирных соединений дополнительных тяг с кронштейнами 9 расположены вдоль плоскостей их вращения (фиг. 3), а оси 12 шарнирных соединений дополнительных тяг с внешними створками 3 расположены вдоль плоскостей вращения внешних створок, то и на синхронизацию движения внешней и сверхзвуковой частей сопла определяющее значение оказывают радиальные зазоры, и нет необходимости выполнять излом осей тяг возле проушин. Вследствие этого повышается точность регулирования площади выходного сечения сопла.Since the axis 11 of the hinge joints of the additional rods with the brackets 9 are located along the planes of their rotation (Fig. 3), and the axis 12 of the hinge joints of the additional rods with the external flaps 3 are located along the planes of rotation of the external flaps, the synchronization of the movement of the external and supersonic parts of the nozzle radial clearances are of decisive importance, and there is no need to break the axle rods near the eyes. As a result, the accuracy of regulation of the area of the outlet cross section of the nozzle increases.

Таким образом, указанное выполнение устройства позволяет более точно регулировать площадь как критического, так и выходного сечения сопла, что повышает надежность и ресурс работы двигателя, а также увеличивает его тягу на всех режимах работы.Thus, the specified implementation of the device allows you to more accurately adjust the area of both the critical and the output section of the nozzle, which increases the reliability and service life of the engine, and also increases its thrust in all operating modes.

Claims (2)

1. Регулируемое сверхзвуковое сопло турбореактивного двигателя, содержащее корпус, шарнирно прикрепленные к нему дозвуковые и внешние створки, соединенные со сверхзвуковыми створками, привод створок и механизм синхронизации, выполненный в виде рычагов, установленных в окружном направлении между дозвуковыми створками и шарнирно соединенных тягами с двумя смежными дозвуковыми створками, а также кронштейнов, установленных на рычагах с возможностью вращения, шарнирно соединенных дополнительными тягами с двумя смежными внешними створками, отличающееся тем, что ось шарнирного соединения тяги и рычага размещена вдоль плоскости вращения рычага, а ось соединения тяги и дозвуковой створки - вдоль плоскости ее вращения.1. An adjustable supersonic nozzle of a turbojet engine, comprising a housing, subsonic and external shutters articulated to it, connected to supersonic shutters, a shutter drive and a synchronization mechanism made in the form of levers mounted in the circumferential direction between subsonic shutters and articulated by rods with two adjacent subsonic shutters, as well as brackets mounted on levers with the possibility of rotation, pivotally connected by additional rods with two adjacent external shutters and characterized in that the swivel axis of the lever and a thrust lever positioned along the plane of rotation, and the traction axis and compound sash subsonic - along its plane of rotation. 2. Регулируемое сверхзвуковое сопло турбореактивного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что ось шарнирного соединения дополнительной тяги и кронштейна размещена вдоль плоскости вращения кронштейна, а ось соединения дополнительной тяги и внешней створки - вдоль плоскости ее вращения. 2. An adjustable supersonic nozzle of a turbojet engine according to claim 1, characterized in that the axis of articulation of the additional rod and bracket is placed along the plane of rotation of the bracket, and the axis of the connection of the additional rod and external wing is along the plane of its rotation.
RU2014141553/06A 2014-10-15 2014-10-15 Regulated supersonic nozzle of turbo-jet engine RU2561804C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014141553/06A RU2561804C1 (en) 2014-10-15 2014-10-15 Regulated supersonic nozzle of turbo-jet engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014141553/06A RU2561804C1 (en) 2014-10-15 2014-10-15 Regulated supersonic nozzle of turbo-jet engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2561804C1 true RU2561804C1 (en) 2015-09-10

Family

ID=54073393

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014141553/06A RU2561804C1 (en) 2014-10-15 2014-10-15 Regulated supersonic nozzle of turbo-jet engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2561804C1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2768648C1 (en) * 2021-02-24 2022-03-24 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Adjustable turbojet nozzle
RU2770572C1 (en) * 2021-02-24 2022-04-18 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Adjustable nozzle of a turbojet engine
RU2774568C1 (en) * 2021-08-18 2022-06-21 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Adjustable turbojet nozzle

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3288374A (en) * 1964-04-24 1966-11-29 Rolls Royce Fluid flow control apparatus
SU1009150A1 (en) * 1980-04-01 1996-08-20 М.В. Барамзин Adjustable supersonic nozzle of gas-turbine engine
RU25767U1 (en) * 2002-04-01 2002-10-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Завод им. В.Я.Климова" - дочернее предприятие ФГУП "РСК "МиГ" TURBOJET ENGINE DEFLECTED VECTOR VECTOR
RU63460U1 (en) * 2006-11-30 2007-05-27 Открытое акционерное общество "Климов", (ОАО "Климов") ADJUSTABLE NOZZLE
RU2484278C1 (en) * 2012-01-31 2013-06-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Adjustable supersonic nozzle of jet turbine engine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3288374A (en) * 1964-04-24 1966-11-29 Rolls Royce Fluid flow control apparatus
SU1009150A1 (en) * 1980-04-01 1996-08-20 М.В. Барамзин Adjustable supersonic nozzle of gas-turbine engine
RU25767U1 (en) * 2002-04-01 2002-10-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Завод им. В.Я.Климова" - дочернее предприятие ФГУП "РСК "МиГ" TURBOJET ENGINE DEFLECTED VECTOR VECTOR
RU63460U1 (en) * 2006-11-30 2007-05-27 Открытое акционерное общество "Климов", (ОАО "Климов") ADJUSTABLE NOZZLE
RU2484278C1 (en) * 2012-01-31 2013-06-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Adjustable supersonic nozzle of jet turbine engine

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2768648C1 (en) * 2021-02-24 2022-03-24 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Adjustable turbojet nozzle
RU2770572C1 (en) * 2021-02-24 2022-04-18 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Adjustable nozzle of a turbojet engine
RU2774568C1 (en) * 2021-08-18 2022-06-21 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Adjustable turbojet nozzle
RU2776002C1 (en) * 2021-09-23 2022-07-12 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Adjustable turbojet nozzle

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11434850B2 (en) Split sleeve hidden door thrust reverser
US9227723B2 (en) Mechanism for variable adjustment of blades for a system of contra-rotating propellers, and a system of contra-rotating propellers comprising at least one such mechanism
US9884675B2 (en) System for changing the pitch of the blades of a propeller
RU2747543C1 (en) Gas turbine engine (variants)
US10279889B2 (en) Device for supplying hydraulic fluid to a ram and mechanism for controlling the pitch of the blades of a turbine engine propeller comprising the ram
US9447749B2 (en) Pivoting blocker door for thrust reverser
US11519362B2 (en) Turbofan comprising a system comprising a screen for closing off the bypass duct
RU2667555C1 (en) Turbomachine propeller blade, in particular of the unducted-type fan engine, the corresponding propeller and turbomachine
CA2975133C (en) Dual turn thrust reverser cascade systems and methods
RU2561804C1 (en) Regulated supersonic nozzle of turbo-jet engine
US11242821B2 (en) Turbofan comprising a system comprising flexible screens for closing off the bypass duct
RU2649734C2 (en) Device and method for controlling pitch of blades
US11220978B2 (en) Turbofan comprising a set of rotatable blades for blocking off the bypass flow duct
BR112015020873B1 (en) VARIABLE PITCH BLADE AND TURBOMACHINE ASSEMBLY
US20160169104A1 (en) Variable bleed valve systems including a stop mechanism with a self-lubricating follower nut assembly
US9416733B2 (en) Sealing device having a sleeve for the passage of a connecting rod of a system for controlling the orientation of the blower blades of a turboprop engine through a partition
JP2017100701A (en) System and method for propeller pitch control
JP5057520B2 (en) Relief device for turbojet engine and turbojet engine equipped with the relief device
US10443609B2 (en) Lever arm device for controlling the pitch of fan blades of a turbine engine having an unducted fan
CN103958349A (en) Actuator for aircraft turbine engine nacelle with notably one-piece annular rear part
RU2674232C1 (en) Aircraft turbojet engine flat nozzle
RU2647266C1 (en) Adjustable supersonic nozzle of turbojet engine
RU2462609C1 (en) Flat nozzle of jet turbine engine
US10273016B2 (en) Nacelle for an airplane turbojet
EP3578764B1 (en) Turbine bearing stack load bypass nut

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner