UA46171C2 - Реактивне сопло турбореактивного двигуна - Google Patents
Реактивне сопло турбореактивного двигуна Download PDFInfo
- Publication number
- UA46171C2 UA46171C2 UA2000105808A UA2000105808A UA46171C2 UA 46171 C2 UA46171 C2 UA 46171C2 UA 2000105808 A UA2000105808 A UA 2000105808A UA 2000105808 A UA2000105808 A UA 2000105808A UA 46171 C2 UA46171 C2 UA 46171C2
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- shields
- flaps
- levers
- cold
- power cylinders
- Prior art date
Links
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims description 2
- 230000003213 activating effect Effects 0.000 claims 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 14
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
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
- F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
- F02K1/56—Reversing jet main flow
- F02K1/60—Reversing jet main flow by blocking the rearward discharge by means of pivoted eyelids or clamshells, e.g. target-type reversers
-
- 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
- F02K1/11—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted eyelids
-
- 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
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/80—Application in supersonic vehicles excluding hypersonic vehicles or ram, scram or rocket propulsion
-
- 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
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
- Exhaust Silencers (AREA)
- Supercharger (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
- Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
Abstract
Винахід стосується реактивного сопла турбореактивного двигуна з вбудованим механізмом реверса тяги, що включає розташований в зовнішньому обтічнику канал відведення вихлопних газів, ряд гарячих щитків в нижньому кінці каналу, ряд холодних щитків в нижньому кінці обтічника і механізм реверсування тяги, що складається з двох стулок, які можуть міняти положення, займаючи або активну позицію, тобто реверсування тяги, коли вони утворюють виступ в газовому струмені, або неактивну, тобто позицію прямої тяги. Стулки можуть розсуватися одна відносно іншої при злітній конфігурації завдяки силовим циліндрам, що діють на опорні важелі стулок. Перехід від активної позиції до неактивної позиції або навпаки здійснюється за допомогою керуючих силових циліндрів.
Description
Опис винаходу
Винахід стосується реактивного сопла турбореактивного двигуна, встановленого на надзвуковому 2 цивільному літаку, з вбудованим механізмом реверсу тяги.
Або точніше, винахід стосується реактивного сопла турбореактивного двигуна, встановленого на надзвуковому літаку, що включає розташований в зовнішньому обтічнику канал відведення вихлопних газів, по якому при роботі двигуна витікає газовий струмінь, декілька гарячих поворотних щитків, що монтують в нижньому кінці каналу, декілька холодних поворотних щитків, що монтують в нижньому кінці обтічнику, механізм реверсу 70 тяги з двома ідентичними поворотними стулками, що монтують нижче за канал відведення з однієї і іншої сторони відносно аксіальної площини симетрії, які можуть займати або активну позицію, тобто реверсування тяги, утворюючи виступ упоперек газового струменя, нижче за щитки, і відхиляючи цей струмінь вперед, або неактивну, тобто позицію прямої тяги, виявляючи собою продовження холодних щитків, засоби управління гарячими і холодними щитками відповідно до можливих конфігурацій при польоті і засоби управління стулками з 72 неактивної позиції в активну або, навпаки, з активної позиції на активну.
У такому соплі стулки монтуються по окремості на нерухомій конструкції таким чином, що вони можуть повертатися навколо поперечної осі поруч з аксі(аальною площиною симетрії, регулюючи перетин на виході відпрацьованих газів двигуна в залежності від можливого режиму польоту. Проте, цей перетин змінюється тільки в незначних межах.
У патенті ЕР 0 761 941 АЇ, що був опублікований 12.03.1997р. і який вважається прототипом, описаний турбовентиляторний двигун із зниженим рівнем шуму, -який обладнаний пристроєм реверсу тяги зі стулками, але технічний рівень розкритий в зазначеному вище патенті не відповідає встановленим нормам шуму. Норми шуму по сусідству з цивільними аеродромами викликають необхідність знижувати швидкість викиду газів, зокрема в режимі зльоту. с
Ці норми вимагають вживання спеціальних заходів, оскільки мають місце значні викиди газу в режимі зльоту, (3 і двигун в цей момент працює на повних обертах.
Згідно з винаходом ця задача вирішується завдяки тому, що в соплі передбачені засоби для розсування стулок відносно аксіальної площини симетрії при злітній конфігурації. - холодні щитки прив'язані до гарячих щитків за допомогою повідків; - - обидві стулки мають шарнірне з'єднання з кінцями двох бічних пар опорних важелів і з кінцями щонайменше пари силових циліндрів, причому важелі кожної пари важелів і силові циліндри кожної пари силових циліндрів розташовані симетрично відносно аксіальної площини симетрії і мають шарнірне з'єднання на іншому кінці з -- нерухомою конструкцією, крім того, силові циліндри служать для управління стулками; Ге) - засоби для розсування стулок при злітній конфігурації включають силовий циліндр, вміщений між важелями 325 пари важелів; в - два важелі важільної пари пов'язані між собою за допомогою зубчатих секторів, що забезпечує симетричне переміщення шарнірних осей стулок на важелях відносно аксіальної площини симетрії; - силові циліндри, що служать засобами управління стулками, можуть бути задіяні асиметрично один « відносно іншого при злітній конфігурації з метою незначного відхилення струменя газів, що викидаються. З 70 Інші переваги і характеристики винаходу викладені в подальшому описі, який дається як приклад з с посиланнями на наступні креслення:
Із» фіг.1 представляє в розрізі у вертикальній площині симетрії реактивне газове сопло турбореактивного двигуна, встановленого на надзвуковому літаку, при маршовій конфігурації, згідно з даним винаходом; фіг.2 представляє в збільшеному масштабі задню частину сопла згідно з фіг.1 і положення щитків при маршовій конфігурації; шк фіг.З представляє в розрізі у вертикальній площині симетрії сопло згідно з фіг.1 при злітній конфігурації;
Ге») фіг.4 представляє в збільшеному масштабі задню частину сопла і положення щитків при злітній конфігурації; фіг5 представляє в розрізі у вертикальній площині симетрії сопло згідно з фіг.1 при конфігурації - реверсування тяги; -і 20 фіг.6 представляє в збільшеному масштабі задню частину сопла при конфігурації реверсування тяги; фіг.7, подібна фіг.4, представляє положення щитків і керуючих силових циліндрів при злітній конфігурації
З з відхиленням газів, що викидаються.
На кресленнях представлене реактивне газове сопло 1 двовального двоконтурного турбореактивного двигуна, встановленого на надзвуковому цивільному літаку. 29 З турбіни 2 турбореактивного двигуна поступає гарячий потік Ес в кільцевий простір З навколо конуса 4
ГФ) турбіни 2. Холодний потік Еї поступає по кільцевому каналу 5 навколо зовнішнього картера б турбіни 2.
Кільцевий канал 5 обмежений зовні внутрішньою стінкою 7, яка тягнеться в напрямі закінчення газу за кінець о конуса 4. Внутрішня стінка 7 становить частину кільцевої нерухомої конструкції 8, яку зовні обмежує обтічник 9 аеродинамічного профілю. 60 Внутрішня стінка 7 нерухомої конструкції 8 обмежує внутрішню циліндричну камеру 11, вісь обертання 12 якої співпадає з віссю турбореактивного двигуна, в цій камері змішуються гарячий потік Ес, що поступає з турбіни, з холодним потоком Нї, що поступає по кільцевому каналу 5, причому це змішування здійснюється за допомогою лопатевого змішувача 13, зображеного на фіг.З (на фіг.1 лопатки знаходяться в прибраному положенні). Отримана газова суміш може бути збагачена за рахунок подачі пального з колектора паливних бо форсунок і додаткового згоряння у внутрішній камері 11 для збільшення тяги турбореактивного двигуна, зокрема,
в режимі зльоту.
Гарячі щитки 14 монтуються шарнірним з'єднанням на нижньому кінці 15 внутрішньої стінки 7, а холодні щитки 16 монтуються шарнірним з'єднанням на нижньому кінці 17 обтічника 9, причому нижні кінці 15 і 17
Знаходяться в одній і тій же поперечній площині, перпендикулярній осі 12.
Холодні щитки 16 прив'язані до гарячих щитків 14 за допомогою повідків 18. Гарячі щитки 14 сполучені з керуючим кільцем 19 за допомогою повідків 20. Керуюче кільце 19 розташоване в кільцевому проміжку, передбаченому між внутрішньою стінкою 7 і обтічником 9, і переміщається паралельно осі 12 за допомогою декількох синхронно працюючих силових циліндрів 21, що монтуються па нерухомій конструкції 8. 70 Зміна положення холодних щитків 16 підпорядковується зміні положення гарячих щитків 14 завдяки повідкам 18, а гарячі щитки 14 приводяться в дію силовими циліндрами 21 в залежності від режиму польоту: від положення максимального звуження при маршовій конфігурації, представленій на фіг.1 і 2, до майже циліндричного положення при злітній і посадочній конфігураціях, представлених на фіг.3-7.
При конфігурації в маршовому режимі, як це показане на фіг.1 і 2, холодні щитки 16 злегка звужені і /5 розташовані протягом кінцевої частини обтічника 9. При цій конфігурації холодні щитки 16 утворять відносно осі обертання 12 кут, що не перевищує 6". При інших конфігураціях холодні щитки 16 відхиляються назовні.
Нижче гарячих щитків 14 і холодних щитків 16 передбачений механізм реверсування тяги 30. Цей механізм
ЗО включає дві ідентичні стулки 31 і 32, симетрично розташовані відносно горизонтальної площини, що проходить по осі обертання 12 і перпендикулярної плану фіг.1-7.
Стулки 31 і 32 монтуються на нерухомій конструкції 8 за допомогою двох важільних пар 33, 34 і двох пар керуючих силових циліндрів 35, 36, причому кожна важільна пара і кожна пара силових циліндрів розташовані збоку зовні стулок 31 і 32 і всередині бічного продовження нерухомої конструкції 8.
Або точніше, верхня стулка 31 монтується шарнірним з'єднанням на нижньому кінці 37 верхньої важільної пари 33, верхній кінець 38 якої кріпиться на нерухомій конструкції 8, ії має шарнірне з'єднання з вільними сч ов Кінцями 39 стержнів 40 верхньої пари керуючих силових циліндрів 35, які, в свою чергу, кріпляться в 41 до нерухомої конструкції 8. Нижня стулка 32 монтується ідентичним способом на двох нижніх керуючих важелях 34 і і) двох нижніх силових циліндрах З6.
Важелі 33 і 34 важільної пари мають зубчаті сектори 43, 44 з центром в 38, які входять в зчеплення між собою і забезпечують симетричність зміщення осей повороту 37 обох стулок 31 і 32 відносно аксіальної ПЛОЩИНИ с до зо симетрії.
Силовий циліндр 50 вміщується між двома важелями 33 і 34 важільної пари. Циліндрична оболонка 51 цього - силового циліндра 50 має шарнірне з'єднання в точці 52 з нижнім важелем 34, а його стержень 53 має шарнірне -" п з'єднання в точці 54 з верхнім важелем 33, причому точки 52 і 54 симетричні відносно аксіальної площини симетрії стулок 31 і 32. ісе)
Кожна зі стулок 31, 32 має форму дуги трикутного перетину, обмежену внутрішньою стінкою 61, зовнішньою «Е стінкою 62 і передньою стінкою 63.
При маршовій конфігурації, представленій на фіг.1 і 2, зовнішня стінка 62 розташовується протягом холодних щитків 16 і утворить з віссю обертання 12 кут в 6". Холодні щитки 16 мають протяжність назад, що перевищує точно в два рази довжину гарячих щитків 14. Вхідний перетин стулок 31 і 32, обмежений з'єднанням «
Внутрішніх стінок 61 з передніми стінками 63, більше вихідного перетину гарячих щитків 14. Внутрішні стінки з с 61 утворять сопло, що вужчає при маршовій конфігурації. При цій конфігурації силовий циліндр 50 і керуючі силові циліндри З5 і 36 засунуті всередину. ;» При злітній конфігурації, представленій на фіг.З і 4, силовий циліндр 50 висунутий, а керуючі силові циліндри З5 і 36 усунуті всередину. Крім того, гарячі щитки 14 розташовані в одну лінію з внутрішньою стінкою 7. Шарнірні осі 37 важелів 35 і 36 ї шарнірних осей 39 керуючих силових циліндрів 35 і 36 на стулках 31 і 32 їх при злітній конфігурації розташовані таким чином, що внутрішні стінки 61 стулок 31 і 32 також є продовженням внутрішньої стінки 7 нерухомої конструкції 8. Холодні щитки 16 займають розсунуте положення і ідеально
Ме, забезпечують аеродинамічну форму обтічника 9 із зовнішньою стінкою 62 стулок 31 і 32. - Виходячи із злітної конфігурації згідно з фіг.З і 4, можна дещо більше засунути нижній керуючий силовий 5р Циліндр Зб і злегка висунути верхній стержень керуючого силового циліндра 35, щоб нахилити внутрішні стінки
Ш- 61 стулок 31 і 32 приблизно на 5" відносно осі обертання 12, як це представлене на фіг.7. Завдяки такому як розташуванню газовий струмінь під час зльоту направлений до землі під нахилом 5". Така конфігурація дозволяє в основному зменшити поверхні кіля і руля літака, задані на випадок аварії двигуна крила в режимі зльоту.
Призначенням стулок 31 і 32 є здійснення функції реверсування тяги при посадці. Для цього обидві стулки дво З1132 можуть повертатися навколо шарнірних осей 37 висуненням стержнів керуючих циліндрів З5 і 36, причому вертикальні силові циліндри 50 засунуті. При такій конфігурації реверсування тяги, представленій на фіг.5 і
Ф) б, внутрішні стінки 61 обох стулок 31 і 32 зсуваються в аксіальній площині симетрії і відхиляють газовий ка струмінь, що поступає з камери 11, уперед і назовні, що забезпечує гальмування літака, через бічні отвори 70 і 71, які відкриваються між холодними щитками 16 і стулками 31 і 32. При такій конфігурації гарячі щитки 14 бо утворять продовження внутрішньої стінки 7 нерухомої конструкції 8, а холодні щитки 16 розсунуті.
Claims (7)
- Формула винаходу65 1. Реактивне сопло турбореактивного двигуна, встановленого на надзвуковому літаку, що включає розташований в зовнішньому обтічнику канал відведення вихлопних газів, по якому при роботі двигуна витікає газовий струмінь, декілька гарячих поворотних щитків, що монтуються в нижньому кінці каналу, декілька холодних поворотних щитків, що монтуються в нижньому кінці обтічника, механізм реверса тяги з двома ідентичними поворотними стулками, що монтуються нижче за канал відведення з одного і іншого боку відносно аксіальної площини симетрії, які можуть займати або активну позицію, тобто реверсування тяги, утворюючи виступ упоперек газового струменя, нижче за щитки, і відхиляючи цей струмінь уперед, або неактивну, тобто прямоточну позицію, утворюючи продовження холодних щитків, засоби управління гарячими і холодними щитками відповідно до можливих конфігурацій при польоті і засоби управління стулками з неактивної позиції в активну позицію або, навпаки, з активної позиції в неактивну позицію, яке відрізняється тим, що включає також 70 засоби для розсування двох стулок відносно аксіальної площини симетрії при злітній конфігурації.
- 2. Сопло за п. 1, яке відрізняється тим, що холодні щитки встановлені з можливістю приведення їх в дію при злітній і маршовій конфігураціях.
- З. Сопло за п. 2, яке відрізняється тим, що холодні щитки приєднані до гарячих щитків за допомогою повідків.
- 4. Сопло за будь-яким з пп. 1-3, яке відрізняється тим, що обидві стулки мають шарнірне з'єднання з 7/5 Кінцями двох пар бічних опорних важелів і з кінцями щонайменше однієї пари силових циліндрів, причому важелі кожної важільної пари і силові циліндри кожної пари силових циліндрів розташовані симетрично відносно аксіальної площини симетрії і мають шарнірне з'єднання на іншому кінці з нерухомою конструкцією, і силові циліндри є засобами управління стулками.
- 5. Сопло за п. 4, яке відрізняється тим, що засоби для розсунення стулок при злітній конфігурації Включають силовий циліндр, вміщений між важелями важільної пари.
- 6. Сопло за пп. 4 або 5, яке відрізняється тим, що обидва важелі опорної важільної пари сполучені між собою за допомогою зубчатих секторів для забезпечення симетричного зміщення шарнірних осей стулок на вказаних важелях відносно аксіальної площини симетрії.
- 7. Сопло за будь-яким з пп. 4-6, яке відрізняється тим, що силові циліндри виконані з можливістю сч ов асиметричної дії один відносно іншого при злітній конфігурації. о «- їч- «- (Се) «- . и? щ» (о) - -і - іме) 60 б5
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR9900293A FR2788564B1 (fr) | 1999-01-14 | 1999-01-14 | Tuyere d'ejection de turboreacteur a reverse integree |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
UA46171C2 true UA46171C2 (uk) | 2002-05-15 |
Family
ID=9540820
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
UA2000105808A UA46171C2 (uk) | 1999-01-14 | 2000-12-01 | Реактивне сопло турбореактивного двигуна |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6289670B1 (uk) |
EP (1) | EP1020631B1 (uk) |
JP (1) | JP4128714B2 (uk) |
CA (1) | CA2296047C (uk) |
DE (1) | DE60016052T2 (uk) |
ES (1) | ES2228420T3 (uk) |
FR (1) | FR2788564B1 (uk) |
RU (1) | RU2194872C2 (uk) |
UA (1) | UA46171C2 (uk) |
WO (1) | WO2000042308A1 (uk) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2674848C1 (ru) * | 2017-11-17 | 2018-12-13 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК - УМПО") | Двухконтурный турбореактивный двигатель |
Families Citing this family (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7174704B2 (en) * | 2004-07-23 | 2007-02-13 | General Electric Company | Split shroud exhaust nozzle |
US7837141B2 (en) * | 2006-03-22 | 2010-11-23 | The Boeing Company | Reaction drive rotor/wing variable area nozzle |
US8015797B2 (en) * | 2006-09-21 | 2011-09-13 | Jean-Pierre Lair | Thrust reverser nozzle for a turbofan gas turbine engine |
JP4873505B2 (ja) * | 2007-01-30 | 2012-02-08 | 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 | 低騒音航空機 |
US8127529B2 (en) * | 2007-03-29 | 2012-03-06 | United Technologies Corporation | Variable area fan nozzle and thrust reverser |
FR2924410B1 (fr) * | 2007-11-29 | 2010-06-11 | Astrium Sas | Dispositif de reduction de trainee aerodynamique |
US8959889B2 (en) | 2008-11-26 | 2015-02-24 | The Boeing Company | Method of varying a fan duct nozzle throat area of a gas turbine engine |
US8127532B2 (en) * | 2008-11-26 | 2012-03-06 | The Boeing Company | Pivoting fan nozzle nacelle |
KR101660759B1 (ko) * | 2015-06-29 | 2016-09-28 | 한국항공대학교산학협력단 | 측판을 이용한 추력편향 제어 장치 |
JP5890575B1 (ja) * | 2015-10-01 | 2016-03-22 | 増山 征男 | 熱機関の排気促進装置 |
US11300077B2 (en) * | 2018-10-02 | 2022-04-12 | Rohr, Inc. | Deployable fairing for door reversers systems and methods |
US11333102B2 (en) | 2018-09-06 | 2022-05-17 | Rohr, Inc. | Thrust reverser actuation arrangement and deployable fairing systems and methods |
US11346304B2 (en) | 2018-09-06 | 2022-05-31 | Rohr, Inc. | Thrust reverser single degree of freedom actuator mechanism systems and methods |
CN114687884B (zh) * | 2022-04-14 | 2023-08-18 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种二元喷管的外调节片结构 |
Family Cites Families (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2944394A (en) * | 1954-05-21 | 1960-07-12 | Bristol Aero Engines Ltd | Jet engine thrust reverser |
US3068646A (en) * | 1959-01-28 | 1962-12-18 | Rolls Royce | Improvements in by-pass type gas turbine engines |
GB2155552B (en) * | 1981-02-24 | 1986-02-26 | Rolls Royce | Adjustable jet propulsion nozzle |
US4790495A (en) * | 1984-12-06 | 1988-12-13 | Grumman Aerospace Corporation | Cascade thrust reverser |
FR2621082A1 (fr) * | 1987-09-30 | 1989-03-31 | Hispano Suiza Sa | Inverseur de poussee de turboreacteur a portes munies d'une plaque au profil de veine |
US5050803A (en) * | 1989-10-12 | 1991-09-24 | General Electric Company | Actuation system for positioning a vectoring exhaust nozzle |
US5201800A (en) * | 1990-02-26 | 1993-04-13 | General Electric Company | Method for discharging combustion gases from an exhaust nozzle |
FR2678026B1 (fr) * | 1991-06-24 | 1993-10-15 | Hurel Dubois Avions | Perfectionnement aux inverseurs de poussee de moteur a reaction. |
IT1257222B (it) * | 1992-06-09 | 1996-01-10 | Alenia Aeritalia & Selenia | Dispositivo inversore di spinta per motori aeronautici a getto. |
FR2727468B1 (fr) * | 1994-11-30 | 1996-12-27 | Hispano Suiza Sa | Inverseur de poussee de turboreacteur a obstacles aval |
CA2181963A1 (en) * | 1995-08-29 | 1997-03-01 | Kenneth R. Mcguire | Turbofan engine with reduced noise |
AU6337496A (en) * | 1996-06-21 | 1998-01-07 | Boeing Company, The | Supersonic airplane with subsonic boost engine means and method of operating the same |
US5915651A (en) * | 1997-07-10 | 1999-06-29 | Mcdonnell Douglas Corporation | Reverse thrust inlet vortex inhibitor |
-
1999
- 1999-01-14 FR FR9900293A patent/FR2788564B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2000
- 2000-01-07 US US09/479,077 patent/US6289670B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2000-01-11 CA CA002296047A patent/CA2296047C/fr not_active Expired - Lifetime
- 2000-01-12 RU RU2000125901/06A patent/RU2194872C2/ru active
- 2000-01-12 WO PCT/FR2000/000055 patent/WO2000042308A1/fr unknown
- 2000-01-13 JP JP2000004204A patent/JP4128714B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 2000-01-13 EP EP00400066A patent/EP1020631B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 2000-01-13 ES ES00400066T patent/ES2228420T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2000-01-13 DE DE60016052T patent/DE60016052T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2000-12-01 UA UA2000105808A patent/UA46171C2/uk unknown
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2674848C1 (ru) * | 2017-11-17 | 2018-12-13 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК - УМПО") | Двухконтурный турбореактивный двигатель |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2194872C2 (ru) | 2002-12-20 |
WO2000042308A1 (fr) | 2000-07-20 |
FR2788564A1 (fr) | 2000-07-21 |
ES2228420T3 (es) | 2005-04-16 |
CA2296047A1 (fr) | 2000-07-14 |
DE60016052D1 (de) | 2004-12-30 |
EP1020631A1 (fr) | 2000-07-19 |
US6289670B1 (en) | 2001-09-18 |
JP4128714B2 (ja) | 2008-07-30 |
CA2296047C (fr) | 2006-07-04 |
DE60016052T2 (de) | 2006-03-02 |
FR2788564B1 (fr) | 2001-02-16 |
EP1020631B1 (fr) | 2004-11-24 |
JP2000205045A (ja) | 2000-07-25 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
UA46171C2 (uk) | Реактивне сопло турбореактивного двигуна | |
CA2660001C (en) | Thrust reverser nozzle for a turbofan gas turbine engine | |
US5655360A (en) | Thrust reverser with variable nozzle | |
CA1050773A (en) | Aircraft propulsion system with flight maneuverable exhaust nozzle | |
US5694767A (en) | Variable slot bypass injector system | |
US5230213A (en) | Aircraft turbine engine thrust reverser | |
RU2145390C1 (ru) | Устройство реверсирования тяги турбореактивного двигателя с поворотными створками, содержащее отклоняющие лопатки, связанные с неподвижной конструкцией | |
US3640468A (en) | Thrust reverser for asymmetric exhaust efflux deflection | |
US4147027A (en) | Thrust reverser nozzle | |
US4817378A (en) | Gas turbine engine with augmentor and variable area bypass injector | |
US4790495A (en) | Cascade thrust reverser | |
US9856825B2 (en) | Thrust reverser device for compact jet pipe | |
KR102014726B1 (ko) | 제트추진 수직이착륙 비행체의 추력 전환 장치 | |
US20180094605A1 (en) | Turbofan engine for a civil supersonic aircraft | |
US3824785A (en) | Gas turbine ducted fan engines | |
US3721314A (en) | Silencer or muffler for the composite nozzle of an aircraft jet engine | |
US5727380A (en) | Turbojet engine thrust reverser with asymmetrical doors | |
CN115468188B (zh) | 一种分级燃烧的加力燃烧室 | |
US2909894A (en) | Composite power plant | |
EP0582424B1 (en) | Noise-suppressed exhaust nozzles for jet engines | |
RU2000125901A (ru) | Реактивное сопло турбореактивного двигателя со встроенным механизмом реверса | |
US5255510A (en) | Thrust reverser for a high-bypass ratio turbofan engine | |
US3300976A (en) | Combined guide vane and combustion equipment for bypass gas turbine engines | |
US6105364A (en) | Vstovl engines | |
US5941063A (en) | Twin-plate flameholder construction |