JP2000320403A - カルダン式方向づけシステムを備えたターボジェットエンジンの排気ノズル - Google Patents

カルダン式方向づけシステムを備えたターボジェットエンジンの排気ノズル

Info

Publication number
JP2000320403A
JP2000320403A JP2000116163A JP2000116163A JP2000320403A JP 2000320403 A JP2000320403 A JP 2000320403A JP 2000116163 A JP2000116163 A JP 2000116163A JP 2000116163 A JP2000116163 A JP 2000116163A JP 2000320403 A JP2000320403 A JP 2000320403A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
exhaust
flap
exhaust nozzle
downstream end
orientable
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Granted
Application number
JP2000116163A
Other languages
English (en)
Other versions
JP4098946B2 (ja
Inventor
Didier Georges Feder
デイデイエ・ジヨルジユ・フエデ
Guy Jean-Louis Lapergue
ギー・ジヤン−ルイ・ラペルグ
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA Moteurs SA
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 SNECMA Moteurs SA filed Critical SNECMA Moteurs SA
Publication of JP2000320403A publication Critical patent/JP2000320403A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP4098946B2 publication Critical patent/JP4098946B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/12—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps
    • F02K1/1292—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps of three series of flaps, the upstream series having its flaps hinged at their upstream ends on a fixed structure, the internal downstream series having its flaps hinged at their upstream ends on the downstream ends of the flaps of the upstream series and at their downstream ends on the downstream ends of the flaps of the external downstream series hinged at their upstream ends on a substantially axially movable structure
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/002—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto with means to modify the direction of thrust vector
    • F02K1/008—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto with means to modify the direction of thrust vector in any rearward direction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Joints Allowing Movement (AREA)
  • Exhaust Silencers (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Catching Or Destruction (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Details Or Accessories Of Spraying Plant Or Apparatus (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】 大部分の摩擦または転がり応力をなくし、横
方向の荷重および大部分の軸方向の荷重を引き受ける結
合部を、方向づけ可能な構造体と排気カバーとの間に備
えた、軸対称で全方向づけ可能なターボジェットエンジ
ンの排気ノズルを提供する。 【解決手段】 複数の収縮フラップ２１を支持する方向
づけ可能な構造体１２を含み、方向づけ可能な構造体
が、中間リング９により排気カバー２の下流端に取り付
けられており、この中間リングが排気カバー２に対して
第１の軸を中心として回転可能であり、かつ方向づけ可
能な構造体１２に対して第２の軸を中心として回転可能
である。収縮フラップ２１は、方向づけ可能な構造体１
２の下流端に連結される。３つのジャッキ２８により作
動され、ロッド２４により収縮フラップ２１に結合され
る単一制御リング２７は、方向づけ可能な構造体１２の
傾動およびフラップ２１の運動を制御する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、軸対称で全方向づ
け可能なターボジェットエンジンの排気ノズルに関す
る。
【０００２】より詳しくは、本発明は、方向づけ可能な
構造体によって支持される収縮フラップ制御部を含み、
方向づけ可能な構造体が、軸Ｘに位置する固定中心Ｏの
周りを傾動可能であるように軸Ｘの排気カバーの下流端
に取り付けられており、方向づけ可能な構造体を傾動さ
せて収縮フラップの排気断面を調整するための手段が設
けられている、軸対称で全方向づけ可能なターボジェッ
トエンジンの排気ノズルに関する。
【０００３】
【従来の技術】ＥＰ００２９７７３は、このタイプの収
縮ノズルを開示しており、方向づけ可能な構造体は、横
方向の荷重全体を引き受ける（reprennent）弾性要素に
より排気カバーに結合されている。軸方向の荷重は、方
向づけ可能な構造体の傾動を制御するジャッキによって
引き受けられている。ノズルの排気断面を調整するため
には、方向づけ可能な構造体に固定される第２のジャッ
キ群が必要である。
【０００４】ＥＰ００６０７６３は、転がりガイド装置
を介して排気カバーに結合される球面支持面と協働する
球面支持面を備えた、方向づけ可能な構造体を提案して
いる。方向づけ可能な構造体の回転防止は、固定構造部
分に固定されたスライダからなる少なくとも一つのガイ
ドアセンブリと、方向づけ可能な構造体に固定されるロ
ーラとによって行われる。方向づけは、排気カバーに固
定されたジャッキ群によって実施され、ノズル断面の調
整は、方向づけ可能な構造体によって支持される第２の
ジャッキ群によって実施される。この構成では、方向づ
け可能な構造体の方向づけを行うジャッキが、構造体の
球面における摩擦および転がり応力を引き受けなければ
ならないが、この球面は一般に寸法が大きいので、その
結果として、熱的、機械的な膨張および変形の影響を受
けやすい。
【０００５】上記の２件の文献では、収縮フラップが方
向づけ可能な構造体の下流端に連結されており、この構
造体がフラップの制御ジャッキを支持しているので、回
転部分の質量が重くなり、ノズルを方向づけするための
応答時間が長くなる。
【０００６】米国特許第４９８４７４１号は、全方向づ
け可能な収縮拡散ノズルに関するものであり、収縮フラ
ップが、球面形の方向づけ可能な構造体に軸方向に摺動
可能に取り付けられており、この構造体によって支持さ
れるジャッキにより作動される。方向づけ可能な構造体
と排気カバーとの結合は、径方向に向かい合った２対の
径方向ピンにより行われ、これらのピンは、方向づけ可
能な構造体および排気カバーに設けられた軸方向の脚に
結合され、別の部品の対応する脚に設けられた帯で摺動
する。これらのピンは、横方向の荷重を引き受けるが、
軸方向の荷重は、方向づけ可能な構造体の傾動制御ジャ
ッキにより引き受けられる。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】本発明の主たる目的
は、大部分の摩擦または転がり力あるいは応力をなくし
て横方向の荷重および大部分の軸方向の荷重を引き受け
る、方向づけ可能な構造体と排気カバーとの結合部を提
供することにある。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明は、方向づけ可能
な構造体が、中間リングにより排気カバーの下流端に取
り付けられ、この中間リングが、排気カバーに対して中
心Ｏを通る第１の幾何学軸を中心として回転可能であ
り、かつ第１の幾何学軸に垂直で方向づけ可能な構造体
に対して中心Ｏを通る第２の幾何学軸を中心として回転
可能であることにより、この目的を達成する。
【０００９】有利には、中間リングは、径方向に向かい
合った２つの第１の回転結合部により方向づけ可能な構
造体に結合されており、また２つの第１の回転結合部の
回転軸に対して回転軸が垂直な、径方向に向かい合った
２つの第２の回転結合部により排気カバーに結合されて
いる。
【００１０】第１の結合部および第２の結合部は、変形
または公差による応力を解消するように、トグル継手状
である。
【００１１】中間リングと方向づけ可能な構造体との結
合部および噴射カバーにより、方向づけ可能な構造体が
排気カバーの幾何学軸を中心として回転しないようにし
ている。方向づけ可能な構造体に及ぼされる軸方向の力
は中間リングに伝達され、次いで、方向づけ可能な構造
体の傾動制御手段を通らずに排気カバーに伝達される。
【００１２】本発明の第２の特徴によれば、収縮フラッ
プが、方向づけ可能な構造体の下流端に連結されてお
り、方向づけ可能な構造体を傾動させて収縮フラップの
排気断面を調整するための手段が、単一の制御リングを
含み、この制御リングが、ロッドにより収縮フラップに
結合されており、また排気カバーで支持される複数のジ
ャッキにより作動される。
【００１３】好適には、ノズルが、収縮フラップの下流
端に連結され、かつロッドにより方向づけ可能な構造体
に結合される拡散フラップ環をさらに含む。
【００１４】本発明はまた、上流端で制御リングに連結
され、柔軟な結合部により拡散フラップに結合される外
部フラップ環をさらに含む。柔軟な結合部は、たとえば
スライド結合部である。
【００１５】本発明の他の長所および特徴は、添付図面
に関して例としてなされた以下の説明を読めば明らかに
なるだろう。
【００１６】
【発明の実施の形態】図１は、飛行機の胴体またはナセ
ルを一端に装備した方向づけ（偏向）可能なノズルを示
している。
【００１７】アフタバーンチャンバ３を画定する軸Ｘの
排気カバー２は、熱遮蔽ジャケット４で内側が二重にさ
れている。排気カバー２および熱遮蔽ジャケット４は、
双方とも球面支持面２ａ、４ａにより下流に続いてい
る。
【００１８】排気カバー２はさらに、その下流部に２つ
の支持アーム６ａ、６ｂを含み、支持アームは、下流に
向けて球面支持面２ａ、４ａの外側に延びており、径方
向に向き合っている。
【００１９】図１では、支持アーム６ａが断面位置に取
り付けられているが、この二つのアームは実際にはそれ
ぞれ図１の面の下と上にある。支持アーム６ａ、６ｂは
また、球面支持面２ａ、４ａを囲む回転体輪郭からも構
成可能である。
【００２０】この二つの支持アーム６ａ、６ｂは、球面
支持面２ａ、４ａの中心Ｏを通る幾何学軸７を中心とし
て回転するように、２つのピン８ａ、８ｂを支持する。
ピン８ａ、８ｂは、径方向に向き合っており、中心Ｏの
中間リング９に結合される。中間リング９は、幾何学軸
７に垂直で中心Ｏを通る幾何学軸１０を中心として回転
するように、２つのピン１１ａ、１１ｂを支持する。ピ
ン１１ａ、１１ｂは、径方向に向き合っており、方向づ
け可能な構造体１２に結合される。
【００２１】方向づけ可能な構造体１２は、２つの環状
球面フェルールあるいははめ輪（viroles）１３、１４
の形状を取っており、それらの下流端で結合され、上流
端で耐密パッキン１５、１６を介して球面支持面２ａ、
４ａの近傍にそれぞれ配置されている。
【００２２】外部球面支持面２ａおよび内側フェルール
１４によって画定される環状スペース１７は、排気カバ
ー２と熱遮蔽ジャケット４とを隔てる環状スペースと直
接連通しており、冷気Ｆを受ける。冷気Ｆは、２つのフ
ェルール１３、１４の結合壁１８に設けられたオリフィ
ス１７から排気ガス流管に排出される。
【００２３】方向づけ可能な構造体１２は、その下流端
にフランジ１９を有し、このフランジに、複数の収縮フ
ラップ２１の上流端が、径方向ヒンジ２０によって連結
されている。これらの収縮フラップは、制御フラップお
よび従動フラップを交互に含む。制御フラップ２１は、
その外面にスチフナ２２を有し、このスチフナの箇所２
３にロッド２４の下流端が連結され、ロッドの上流端
は、箇所２５で、制御リング２７に結合されるヨーク２
６に連結される。制御リング２７は、排気カバー２の軸
Ｘを中心として規則正しく配分された少なくとも３つの
制御ジャッキ２８によって、排気カバー２に結合されて
いる。ジャッキ２８の本体は、径方向ヒンジ２９により
排気カバー２に結合されており、ジャッキのシャフト３
０はヨーク３１に結合され、ヨーク３１は、径方向ヒン
ジ３２により制御リング２７に結合される。
【００２４】３つのジャッキ２８のシャフト３０の同一
の移動により、軸Ｘに平行に制御リング２７が並進（運
動）し、制御される収縮フラップ２１に箇所２３で連結
されるロッド２４の移動により収縮フラップ２１の排気
断面Ａ８が調整される。このような構成によって、同様
に、制御リング２７の自己支持および心出しが行われ
る。この制御リング２７は、２つの支持アーム６ａ、６
ｂを囲んでいる。
【００２５】各ジャッキ２８が個々に制御される場合、
制御リング２７は、軸Ｘに対して、選択された方向に傾
斜しており、ロッド２４のアセンブリは、箇所２３から
各収縮フラップ２１に回転モーメントを加える。この回
転モーメントは、収縮フラップ２１を介して、径方向ヒ
ンジ２０から方向づけ可能な構造体１２に向かって伝え
られる。
【００２６】かくして複数の収縮フラップ２１は、方向
づけ可能な構造体１２および中間リング９を、それらの
幾何学軸７、１０を中心として回転駆動する。これによ
って、収縮フラップの環、輪あるいは冠（couronne）２
１全体を所望の方向に方向づけすることができ、従っ
て、ターボジェットエンジンの制御されたベクトルスラ
ストが得られる。
【００２７】拡散フラップと呼ばれる第２のフラップ環
３０は、収縮フラップ２１の下流に配置される。この第
２のフラップ環は、収縮フラップ環と同数のフラップを
含んでおり、また従動拡散フラップの間に挿入される複
数の制御拡散フラップを含んでいる。拡散フラップ３０
は、その上流端で、径方向ヒンジ３１により収縮フラッ
プ２１の下流端に連結されている。拡散フラップはさら
に、収縮フラップ２１にほぼ平行に配置されたロッド３
２により方向づけ可能な構造体１２に結合されている。
ロッド３２の長さと、それらの連結部の位置は、最も一
般的な飛行段階に配置が適合するように計算する。
【００２８】対応する拡散フラップ３０に各ロッド３２
を連結する第２の連結点を設けることにより、また飛行
前に、ロッド３２に代えて、フラップ３０への同じ結合
点または設定された第２の連結点に固定された異なる長
さの他のロッドを用いることにより、飛行機の役割に応
じて拡散フラップ３０の角方向運動則を幾つか規定する
ことも可能である。
【００２９】図１はさらに、飛行機の流体力学的な輪郭
の延長部に配置された外部フラップ環４０を含む。二次
フラップまたは冷却フラップとも呼ばれるこれらの外部
フラップは、その上流端で径方向ヒンジ４２により制御
リング２７に連結され、その下流端で、アセンブリの停
止を引き起こさない柔軟な結合部により、拡散フラップ
３０の下流端に結合される。このような柔軟な結合部
は、図示されているように、リンクロッドまたはスライ
ダ結合部４１により形成可能である。
【００３０】当業者にとって、制御リングを傾動するだ
けでノズルアセンブリが中心Ｏの周りで回転し、制御リ
ングが軸方向に移動すると、収縮フラップの排気断面Ａ
８が調整されるとともに、収縮フラップ３０の排気断面
Ａ９および外部フラップ４０の角度が同時に調整される
ことは容易に理解される。
【００３１】本発明では、カバー２の球面支持面２ａ
は、構造的な役割を全く果たさない。この球面は、耐密
パッキン１５により、方向づけ可能な構造体１２および
カバー２の間の耐密性を確保するためだけに構成されて
いる。
【００３２】冒頭で引用した特許の対象である球面間の
摩擦または転がりに代わって、垂直に配置された従来の
継手からなるユニバーサルジョイントが用いられている
ので、製造上の公差に関するあらゆる問題や、寸法が大
きい構成部品の熱膨張および変形がなくなる。さらに、
これらの連結部は、方向づけ可能な構造体１２に加えら
れる軸方向の力および接線方向の力を引き受ける。
【図面の簡単な説明】
【図１】方向づけしていない開放位置で本発明による軸
対称全方向づけ可能なノズルを示す軸方向断面図であ
る。
【図２】方向づけしていない閉鎖位置で同様のノズルを
示す、図１と同様の図である。
【図３】方向づけされた閉鎖位置で図１のノズルを示す
軸方向断面図である。
【図４】方向づけ可能な構造体と排気カバーとの結合を
示す、図１のＩＶ−ＩＶ線による断面図である。
【図５】方向づけ可能な構造体および収縮フラップの冷
却システムを示す図である。
【符号の説明】
２ 排気カバー ２ａ、４ａ 球面部 ６ａ、６ｂ 支持アーム ７、１０ 幾何学軸 ８ａ、８ｂ、１１ａ、１１ｂ ピン ９ 中間リング １２ 方向づけ可能な構造体 １３、１４ 球面フェルール １５ パッキン ２１ 収縮フラップ環 ２４ ロッド ２７ 制御リング ２８ ジャッキ ３０ 拡散フラップ環 ３２ 径方向ヒンジ ４０ 外部フラップ環 ４１ 柔軟な結合部 Ａ８ 収縮フラップの排気断面

Claims (10)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 方向づけ可能な構造体（１２）によって
    支持される収縮フラップ環（２１）を含み、方向づけ可
    能な構造体（１２）が、軸Ｘに位置する固定中心Ｏの周
    りを傾動可能であるように軸Ｘの排気カバー（２）の下
    流端に取り付けられており、方向づけ可能な構造体（１
    ２）を傾動させて収縮フラップの排気断面（Ａ８）を調
    整するための手段が設けられており、方向づけ可能な構
    造体（１２）が、中間リング（９）により排気カバー
    （２）の下流端に取り付けられ、この中間リングが、排
    気カバー（２）に対して中心Ｏを通る第１の幾何学軸
    （７）を中心として回転可能であり、かつ第１の幾何学
    軸（７）に垂直で方向づけ可能な構造体（１２）に対し
    て中心Ｏを通る第２の幾何学軸（１０）を中心として回
    転可能であることを特徴とする、軸対称で全方向づけ可
    能なターボジェットエンジンの排気ノズル。
  2. 【請求項２】 中間リング（９）が、径方向に向かい合
    った２つの第１の回転結合部（１１ａ、１１ｂ）により
    方向づけ可能な構造体（１２）に結合されており、また
    ２つの第１の回転結合部（１１ａ、１１ｂ）の回転軸に
    対して回転軸が垂直な、径方向に向かい合った２つの第
    ２の回転結合部（８ａ、８ｂ）により排気カバー（２）
    に結合されていることを特徴とする請求項１に記載の排
    気ノズル。
  3. 【請求項３】 第１の結合部および第２の結合部が、ト
    グル継手状であることを特徴とする請求項２に記載の排
    気ノズル。
  4. 【請求項４】 収縮フラップ（２１）が、方向づけ可能
    な構造体（１２）の下流端に連結されており、方向づけ
    可能な構造体（１２）を傾動させて収縮フラップ（２
    １）の排気断面（Ａ８）を調整するための手段が、単一
    の制御リング（２７）を含み、この制御リングが、ロッ
    ド（２４）により収縮フラップ（２１）に結合されてお
    り、排気カバー（２）で支持される複数のジャッキ（２
    ８）により作動されることを特徴とする請求項１から３
    のいずれか一項に記載の排気ノズル。
  5. 【請求項５】 収縮フラップ（２１）の下流端に連結さ
    れ、かつロッド（３２）により方向づけ可能な構造体
    （１２）に結合される拡散フラップ環（３０）をさらに
    含むことを特徴とする請求項４に記載の排気ノズル。
  6. 【請求項６】 下流端で制御リング（２７）に連結さ
    れ、柔軟な結合部（４１）により拡散フラップ（３０）
    に結合される外部フラップ環（４０）をさらに含むこと
    を特徴とする請求項５に記載の排気ノズル。
  7. 【請求項７】 柔軟な結合部（４１）は、スライド結合
    部であることを特徴とする請求項４に記載の排気ノズ
    ル。
  8. 【請求項８】 中間リング（９）は、２つの支持アーム
    （６ａ、６ｂ）により支持され、支持アームは排気カバ
    ー（２）の下流端の外側に配置され、排気カバーに結合
    されることを特徴とする請求項１から５のいずれか一項
    に記載の排気ノズル。
  9. 【請求項９】 排気カバー（２）の下流端が球面部（２
    ａ）を有し、方向づけ可能な構造体（１２）が、球面部
    （２ａ）の外側に配置される球面フェルール（１３）を
    含むことを特徴とする請求項６に記載の排気ノズル。
  10. 【請求項１０】 球面フェルール（１３）と球面部（２
    ａ）との間に耐密パッキン（１５）が介在することを特
    徴とする請求項９に記載の排気ノズル。
JP2000116163A 1999-04-19 2000-04-18 カルダン式方向づけシステムを備えたターボジェットエンジンの排気ノズル Expired - Lifetime JP4098946B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR9904871 1999-04-19
FR9904871A FR2792368B1 (fr) 1999-04-19 1999-04-19 Tuyere d'ejection de turboreacteur a systeme d'orientation du type cardan

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2000320403A true JP2000320403A (ja) 2000-11-21
JP4098946B2 JP4098946B2 (ja) 2008-06-11

Family

ID=9544558

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2000116163A Expired - Lifetime JP4098946B2 (ja) 1999-04-19 2000-04-18 カルダン式方向づけシステムを備えたターボジェットエンジンの排気ノズル

Country Status (7)

Country Link
US (1) US6327846B1 (ja)
EP (1) EP1046806B1 (ja)
JP (1) JP4098946B2 (ja)
CA (1) CA2305927C (ja)
DE (1) DE60013678T2 (ja)
ES (1) ES2225041T3 (ja)
FR (1) FR2792368B1 (ja)

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6622472B2 (en) * 2001-10-17 2003-09-23 Gateway Space Transport, Inc. Apparatus and method for thrust vector control
WO2008045062A1 (en) * 2006-10-12 2008-04-17 United Technologies Corporation Fan variable area nozzle for a gas turbine engine fan nacelle with sliding actuation system
RU2455513C1 (ru) * 2010-12-02 2012-07-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Реактивное сопло с управляемым вектором тяги для турбореактивного двигателя
CN103696878B (zh) * 2013-12-04 2016-06-22 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种轴对称收扩喷管
CN103696874B (zh) * 2013-12-04 2016-06-01 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种轴对称矢量喷管外调节片
CN104033274B (zh) * 2014-05-18 2016-08-24 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种单作动系统的轴对称收扩喷管
US10081091B2 (en) * 2015-06-12 2018-09-25 Postech Academy-Industry Foundation Nozzle, device, and method for high-speed generation of uniform nanoparticles
CN106347637B (zh) * 2016-09-29 2018-09-07 湖北航天技术研究院总体设计所 一种高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置
US11697506B2 (en) 2020-05-15 2023-07-11 General Electric Company Methods and apparatus for gas turbine bending isolation
CN112761810B (zh) * 2021-01-15 2021-10-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机喷管及其扩张片拉杆结构
CN113107706B (zh) * 2021-04-25 2022-03-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种二元矢量喷管外罩结构及其设计方法
CN115163328B (zh) * 2022-04-24 2023-01-17 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种用于二元矢量喷管的改进型外调节结构
CN119460080A (zh) * 2024-12-20 2025-02-18 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机的二元推力矢量舵面

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3003312A (en) * 1957-08-19 1961-10-10 Thompson Ramo Wooldridge Inc Exhaust nozzle for jet engines
FR2470253A1 (fr) 1979-11-23 1981-05-29 Snecma Tuyere orientable pour propulseur a reaction
FR2501786A1 (fr) * 1981-03-13 1982-09-17 Snecma Dispositif de roulement et de guidage d'une tuyere orientable de propulseur a reaction
US4984741A (en) 1987-02-26 1991-01-15 Rolls-Royce Inc. Vectorable variable flow area propulsion nozzle
US4836451A (en) * 1987-09-10 1989-06-06 United Technologies Corporation Yaw and pitch convergent-divergent thrust vectoring nozzle
US4993641A (en) * 1989-10-26 1991-02-19 United Technologies Corporation Gas turbine spherical exhaust nozzle
US5239815A (en) * 1991-09-23 1993-08-31 United Technologies Corporation Sync-ring assembly for a gas turbine engine exhaust nozzle
US5351888A (en) * 1993-05-14 1994-10-04 General Electric Company Multi-axis vectorable exhaust nozzle
US5370312A (en) * 1993-07-13 1994-12-06 United Technologies Corporation Gas turbine engine exhaust nozzle
US5511376A (en) * 1993-08-31 1996-04-30 United Technologies Corporation Axisymmetric vectoring nozzle
ES2105929B1 (es) * 1993-11-23 1998-05-01 Sener Ing & Sist Tobera axisimetrica orientable de geometria variable para propulsores de turbina de gas.
ES2136475B1 (es) * 1994-05-20 2000-05-16 Sener Ing & Sist Perfeccionamientos en toberas axisimetricas de geometria variable y orientacion del flujo destinadas a propulsores de turbina de gas.

Also Published As

Publication number Publication date
ES2225041T3 (es) 2005-03-16
US6327846B1 (en) 2001-12-11
EP1046806B1 (fr) 2004-09-15
FR2792368A1 (fr) 2000-10-20
CA2305927C (fr) 2008-01-08
JP4098946B2 (ja) 2008-06-11
DE60013678T2 (de) 2005-09-29
DE60013678D1 (de) 2004-10-21
EP1046806A1 (fr) 2000-10-25
FR2792368B1 (fr) 2001-05-25
CA2305927A1 (fr) 2000-10-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1256705B1 (en) Engine interface for axisymmetric vectoring nozzle
EP0512833B1 (en) Support for a translating nozzle vectoring ring
CA2013932C (en) Axisymmetric vectoring exhaust nozzle
EP0518498B1 (en) Thermal shield for axisymmetric vectoring nozzle
US5150839A (en) Nozzle load management
JP4098946B2 (ja) カルダン式方向づけシステムを備えたターボジェットエンジンの排気ノズル
US5797544A (en) C/D nozzle with synchronizing ring link suspension
CA2122536C (en) Orientable axisymmetric nozzle of variable geometry for gas turbine propulsors
EP0851110A2 (en) Variable area vectorable nozzle
US5813611A (en) Compact pressure balanced fulcrum-link nozzle
EP3336340B1 (en) An actuation mechanism for a convergent/divergent gas turbine nozzle
JP3968672B2 (ja) 航空機に動力を供給するガスタービンエンジン動力装置用の先細／末広排気ノズル
JP4578652B2 (ja) 軸対称方向制御ノズルのための直線作動及び方向制御リング支持機構
US5820024A (en) Hollow nozzle actuating ring
WO1992003649A1 (en) Axisymmetric nozzle with gimbled unison ring
EP0984150A2 (en) Vectoring ring support and actuation mechanism for axisymmetric vectoring nozzle
JP2000310159A (ja) 方向付け可能な軸対称の収縮拡散排気ノズル
US4466573A (en) Wet pipe device for turbojet engines
JP2001041104A (ja) ジェットを偏向するためのターボジェットエンジンの収縮拡散軸対称排気ノズル
RU2247851C2 (ru) Поворотное сопло с управляемым вектором тяги реактивного двигателя, снабженное эластичным кольцом
EP0946827B1 (en) A hollow nozzle actuating ring
CN1158454C (zh) 喷管空心致动环

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20050426

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20071030

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20080129

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20080304

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20080314

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

Ref document number: 4098946

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110321

Year of fee payment: 3

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110321

Year of fee payment: 3

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120321

Year of fee payment: 4

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130321

Year of fee payment: 5

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20140321

Year of fee payment: 6

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

EXPY Cancellation because of completion of term