DE3811616C1 - - Google Patents
Info
- Publication number
- DE3811616C1 DE3811616C1 DE3811616A DE3811616A DE3811616C1 DE 3811616 C1 DE3811616 C1 DE 3811616C1 DE 3811616 A DE3811616 A DE 3811616A DE 3811616 A DE3811616 A DE 3811616A DE 3811616 C1 DE3811616 C1 DE 3811616C1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- flap
- vector control
- thrust vector
- flaps
- control according
- 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.)
- Expired
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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C15/00—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
- B64C15/02—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets
-
- 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
- F02K9/90—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control using deflectors
-
- 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
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/70—Shape
- F05D2250/71—Shape curved
- F05D2250/711—Shape curved convex
-
- 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
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/70—Shape
- F05D2250/71—Shape curved
- F05D2250/712—Shape curved concave
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Exhaust Silencers (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Measuring Volume Flow (AREA)
Description
Die Erfindung betrifft eine Schubvektorsteuerung insbeson
dere für Hochleistungs-Kampfflugzeuge, gemäß dem Ober
begriff des Patentanspruches 1 sowie ein Verfahren zum Betreiben dieser
Schubvektorsteuerung.
Eine solche Schubvektorsteuerung ist beispielsweise aus der US-PS
40 52 007 bekannt, wobei der dort gezeigte Düsenbereich rechteckig aus
geführt ist. Dadurch genügen zwei einander gegenüberliegende, in Kulis
sen verschiebbare Klappen zur Änderung des Düsenaustrittsquerschnittes.
Zum Zweck der Strahlablenkung bzw. der Schubumkehr sind stromabwärts der
Düse zwei weitere, um triebwerksfeste Achsen verschwenkbare Klappen vor
gesehen. Bei Strahlablenkung werden diese im wesentlichen gleichsinnig,
bei Schubumkehr symmetrisch gegensinnig verschwenkt. Die dem Triebwerks
strahl zugewandte Innenkontur der Klappen verläuft über den größten Teil
ihrer Länge gerade, wobei eintrittsseitig ein kurzer konvexer Bereich
vorausgeht. Dabei sind bei minimal geöffnetem Dü
senquerschnitt infolge der triebwerksfesten Klappenachsen bereits sehr
große Klappenwinkel erforderlich, um eine wirksame Strahlablenkung zu
erzielen. Aus Versuchen ist bekannt, daß bei einem Auftreffwinkel des
Strahlrandes auf die Innenkontur der Klappe von mehr als 30° eine teil
weise Rückströmung des Strahles eintritt, prinzipiell vergleichbar mit
dem Betriebsfall Schubumkehr. Der um mehr als 90° abgelenkte,
zur Klappenvorderkante hin abströmende Strahlanteil hat sowohl einen
Schubverlust als auch einen Querkraftverlust zur Folge und kann zu ther
mischen und mechanischen Belastungen des Triebwerkes bzw. der Zelle füh
ren. Um Totzonen, d. h. unerwünschte Reaktionsverzögerungen zu vermeiden,
läßt man die Strahlablenkklappen ständig am Strahlrand anliegen, wobei
durch Ejektoreffekt eine begrenzte
Kühlung der Klappen möglich ist. Dennoch ist die thermische Belastung
der Klappen groß, so daß nur teure, hochhitzebeständige Werkstoffe ver
wendbar sind. Eine entsprechende, laufende Anpassung der Klappenstellung
ist z. B. dadurch möglich, daß der Strahlrand zu allen relevanten Flugma
növern und Triebwerkszuständen erfaßt und im Bordrechner gespeichert
wird. Die Erfassung des Strahlrandes für alle notwendigen Flugzustände
ist allerdings extrem aufwendig.
Gegenüber den aufgezeigten Nachteilen des Standes der Technik besteht
die Aufgabe der Erfindung darin, eine Schubvektorsteuerung zur Verbesse
rung der Manövrierfähigkeit von strahlgetriebenen Luftfahrzeugen zu
schaffen, welche die Wirksamkeit der Strahlsteuerung verbessert, indem
sie Rückströmungen und Totzonen weitestgehend vermeidet und eine einfa
che Ermittlung des Strahlrandes ermöglicht.
Außerdem sollen die Strahlablenkklappen im Hinblick auf Lebensdauer und
Materialauswahl thermisch entlastet werden.
Diese Aufgabe wird durch die im Hauptanspruch 1 sowie die im Nebenanspruch 9
gekennzeichneten Merkmale gelöst.
Die spezielle Form der Klappeninnenkontur mit zweifacher Krümmung und
Wendepunkt erlaubt ausreichende Strahlablenkungen weitge
hend ohne Rückströmung, da der Auftreffwinkel des Strahlrandes auf die
Innenkontur der Klappe kleiner ist als bei Klappen mit gerader oder nur
konkaver Innenkontur, deren Vorder- und Hinterkante sich an der selben
Stelle befindet, wie die Kanten der zweifach gekrümmten Klappe. Bei der
erfindungsgemäßen Klappe befindet sich der Auftreffpunkt des Strahlran
des somit stromaufwärts der Auftreffpunkte bekannter Klappenkonturen mit
gleicher Stellung. Die Maßnahme, daß die Klappen im Normalflug außerhalb
des Strahlrandes stehen, trägt wesentlich zu ihrer thermischen Entla
stung bei.
Der Druckmeßfühler im Bereich der Klappenhinterkante liefert beim Ein
tauchen der Klappe in den Abgasstrahl des Triebwerkes ein Drucksignal,
wodurch ein einfaches und zuverlässiges Anlegen und Nachführen der Klap
pen bezüglich des Strahlrandes vor und während extremer Flugmanöver mög
lich wird.
Die Unteransprüche 2 bis 8 enthalten bevorzugte Ausgestaltungen der
Schubvektorsteuerung nach Anspruch 1.
Die Erfindung wird nachfolgend anhand der in der Zeichnung dargestellten
Ausführungsbeispiele noch näher erläutert. Dabei zeigt in stark verein
fachter Darstellung
Fig. 1 einen Teillängsschnitt im Bereich der Triebwerksdüse sowie der
Klappen,
Fig. 2 einen vergleichbaren Teillängsschnitt wie Fig. 1 für einen an
deren Betriebszustand,
Fig. 3 einen stark vergrößerten Teillängsschnitt durch eine Druckmeß
bohrung im Bereich der Klappenhinterkante,
Fig. 4 einen vergleichbaren Teillängsschnitt wie Fig. 3 mit einer an
deren Bohrungsanordnung,
Fig. 5 einen stark vergrößerten Teillängsschnitt im Bereich der Klap
penhinterkante in der Nähe eines Pitot-Rohres.
Die Fig. 1 und 2 zeigen zwei verschiedene Betriebszustände der Schub
vektorsteuerung 1. Die Darstellung nach Fig. 1 gibt beispielsweise die
Verhältnisse bei maximaler Nachverbrennung, d. h. bei maxi
malem Querschnitt der Triebwerksdüse 14 wieder. Die Darstellung nach
Fig. 2 gilt beispielweise für Trockenschub,
wobei die Triebwerksdüse 14 auf einen wesentlichen kleineren Durch
messer eingestellt ist. Die querschnittsveränderliche Triebwerksdüse 14
kann eine beliebige Querschnittsform besitzen. Üblich sind rechteckige
oder runde Formen, denen sich die Außenkontur des Abgasstrahles 15 bzw.
17 entsprechend anpaßt. Die eigentlichen Wirkelemente der Schubvektor
steuerung sind in axial hinter der Triebwerksdüse angeordneten Klappen
2. Falls der Abgasstrahl 15 bzw. 17 nur in eine Richtung abgelenkt wer
den soll, kann in Ausnahmefällen eine Klappe 2 je ein Triebwerk ausreichen.
In der Regel werden jedoch mehrere, unabhängig voneinander betätigbare
Klappen 2 rund um die Triebwerksachse X angeordnet sein. Entsprechend
den strömungsmechanischen bzw. konstruktiven Erfordernissen kann die In
nenkontur 3 der Klappen 2 in Umfangsrichtung gerade oder gekrümmt sein.
Jede Klappe 2 besitzt nur einen Freiheitsgrad, d. h. sie ist um eine
triebwerks- oder zellenfeste Achse Y schwenkbar.
Es sei darauf hingewiesen, daß es konstrukiv aufwendige Lösungen gibt,
bei denen die Klappenachsen am freien Ende von verschwenkbaren Armen an
geordnet sind.
Im vorliegenden Fall werden jedoch nur Ausführungen betrachtet, bei de
nen die Achsen Y einen festen radialen Abstand zur Triebwerksachse X be
sitzen. Als Betätigungsorgane für die Klappen 2 kommen alle bekannten
Lösungen in Betracht, z. B. hydraulische oder pneumatische Kolben-Zylin
der-Einheiten, elektrisch angetriebene Kugelrollspindeln usw. Diese
sind jedoch nicht Gegenstand der Erfindung und deshalb auch nicht darge
stellt.
Die Innenkontur 3 der Klappen 2 ist in Triebwerkslängsrichtung als zwei
fach gekrümmte Kurve mit Wendepunkt WP ausgeführt. Der Konturbereich von
der Klappenvorderkante bis zum Wendepunkt WP ist konvex, der Bereich vom
Wendepunkt WP bis zur Klappenhinterkante konkav gekrümmt. Der konvexe
Bereich verbessert die Ejektorwirkung der Klappen 2, wodurch die Zellen
umströmung im Bereich des Triebwerksendes verbessert wird, wodurch die
Klappen 2 und der Abgasstrahl 15 bzw. 17 gekühlt werden, und wodurch
sich u. U. der Triebwerksschub erhöhen läßt. Die konvexe Form stellt auch
sicher, daß der Abgasstrahl 15 bzw. 17 nicht auf die Außenseite der
Klappen 2 gelangt, was für deren Kühlung und Steuerwirkung von Nachteil
wäre. Die konkave Form des Bereiches hinter dem Wendepunkt WP bewirkt,
daß der Strahlrand 16 bzw. 18 früher (Wendepunkt WP in Fig. 1 bzw. Punkt
A in Fig. 2) und unter einem flacheren Winkel auf die Klappe 2 auftrifft
als bei einer herkömmlichen Klappe (Punkt C in Fig. 1 bzw. Punkt B in
Fig. 2), deren Innenkontur keinen Wendepunkt hat, wobei die Vorder- und
Hinterkanten beider Klappentypen am gleichen Ort liegen. Durch die er
findungsgemäße Innenkontur läßt sich ein teilweises Rückströmen des Ab
gasstrahles 15 bzw. 17 zur Klappenvorderkante gegenüber bekannten Lösun
gen zu größeren Strahlablenkwinkeln hinausschieben. Das Rückströmen soll
deshalb vermieden werden, weil es sowohl die Längs- als auch die Quer
komponente des Schubvektors reduziert und die Klappen 2 ggf. einschließ
lich des Triebwerksendes thermisch und mechanisch zusätzlich belastet.
Bei Versuchen mit in Längsrichtung ebenen, großen Platten hat sich ge
zeigt, daß Rückströmung bei Auftreffwinkeln des Strahlrandes auf die
Platte von mehr als ca. 30° auftritt. Deshalb sollen die Klappen 2 in
Relation zur Triebwerksdüse 14 so angeordnet sein, daß der Strahlrand 16
bzw. 18 immer unter einem kleineren Winkel als 30° auftrifft. Ein Auf
treffen des Strahles im Bereich des Nasenradius der Klappe ist also zu
vermeiden. Gegebenenfalls muß die Drehachse der Klappe radial weiter au
ßen angeordnet werden.
Aus Fig. 2 ist ersichtlich, daß die Klappe 2 bei kleinem Querschnitt
des Abgasstrahles 17 wesentlich stärker verschwenkt werden muß, um in
diesen einzutauchen. Der Auftreffpunkt A des Strahlrandes 18 liegt dabei
stromabwärts des Wendepunktes WP. Auch im Auftreffpunkt A ist die
Strahlablenkung kleiner als bei einer herkömmlichen Klappe, deren Innen
kontur der Außenkontur der Klappe 2 ähnelt und für welche der Auftreff
punkt B gelten würde, wenngleich der Unterschied auch nicht so groß ist
wie in Fig. 1.
Damit die Schubvektorsteuerung im Bedarfsfall ohne Verzögerung arbeitet,
werden die Klappen erfindungsgemäß kurz vor und während jedes extremen
Flugmanövers an den Strahlrand angelegt und diesem laufend nachgeführt.
Die vorliegende Erfindung nutzt dabei den Effekt aus, daß der Abgas
strahl des Triebwerks einen wesentlich höheren Staudruck besitzt als
die die Zelle umströmende Luft. Die Klappen werden also aus einer Stel
lung außerhalb des Abgasstrahles so lange nach innen verschwenkt, bis
ein Sensor im Bereich ihrer Hinterkante einen spürbaren Staudruckanstieg
registriert. Zur Anpassung an die sich häufig ändernde Strahlkontur wer
den die Klappen so nachgeführt, daß dieser Staudruckanstieg annähernd
konstant ist, bzw. einen konstanten Bruchteil des jeweiligen Düsenvor
kammerdruckes beträgt. Diese Nachführung dient der Vermeidung von Totzo
nen bzw. von unnötiger Strahleinschnürung unmittelbar vor der Strahlab
lenkung. Während der Strahlablenkung werden die Klappen auf die Winkel
eingestellt, mit denen die gewünschte Querkraft erzielt wird. Dabei kann
der von den Drucksensoren an den Klappen aufgenommene Druckwert u. U.
auch als Maß für die erzeugte Querkraft verwendet und in den Regelkreis
der Schubvektorsteuerung eingegeben werden. Diese Art der Querkrafter
fassung dürfte genauer und einfacher sein als die bekannte Messung des
Stellzylinderdruckes der Klappen, welcher von Massenkräften zusätzlich
beeinflußt wird. Nach Beendigung des Strahlablenkungsvorganges werden
die Klappen erfindungsgemäß wieder vom Strahlrand entfernt, um sie zu
kühlen.
Als Druckmeßfühler werden gemäß der Erfindung bespielsweise Druckmeßka
näle verwendet, von denen drei beispielhafte Ausführungsformen in den
Fig. 3, 4 und 5 wiedergegeben sind.
Fig. 3 zeigt eine schräge Druckmeßbohrung 10, deren Mündung in der In
nenkontur 5 der Klappe 4 aufgrund der schrägen Anordnung einen gemisch
ten Druckwert aus Gesamtdruck und statischem Druck erfaßt.
Die Klappe 6 in Fig. 4 ist mit einer Druckmeßbohrung 12 versehen, wel
che senkrecht zur Innenkontur 7 steht. Stromäbwärts der Druckmeßbohrung
12 ragt ein Stauelement 11 aus der glatten Innenkontur 7 hervor, welches
die wandnahe Strömung im Bohrungsbereich verzögert. Dadurch wird das
Drucksignal verstärkt und ein besseres Ansprechverhalten erzielt.
Fig. 5 schließlich zeigt eine Klappe 8, um deren Hinterkante ein Pi
tot-Rohr 13 herumgeführt ist. Die Mündung des Pitot-Rohres 13 befindet
sich in einem gewissen Abstand zur Innenkontur 9, welcher z. B. etwa der
Grenzschichtdichte entspricht. Der größere Druck im Pitot-Rohr - verbun
den mit dem starken Gesamtdruckgradienten des Strahlrandes - ergibt ähn
liche, aber noch größere Vorteile wie obiges Stauelement. Es versteht
sich, daß das Pitot-Rohr 13 aus einem hitzebeständigen Material bestehen
muß.
Die in den Fig. 3 bis 5 gezeigten, sowie alle weiteren Lösungen im
Rahmen der Erfindung, unterliegen also dem Prinzip, daß ein vom örtli
chen Staudruck im Bereich der Klappenhinterkante abhängiger Druckwert
als Kenngröße erfaßt wird. Dabei muß die Erfassung nicht unbedingt auf
strömungsmechanischem Wege erfolgen. Es kommen alle denkbaren Druckmeß
fühler in Frage, beispielsweise induktive oder kapazitive Geber, Dehn
meßstreifenanordnungen oder Piezo-Quartze.
Claims (9)
1. Schubvektorsteuerung,
insbesondere für Hochleistungs-Kampf
flugzeuge, mit einer oder mehreren um zellen- oder triebwerksfeste Ach
sen verschwenkbaren Klappen, welche bedarfsweise in einen querschnitts
veränderlichen Abgasstrahlrohr geschwenkt werden, dadurch gekennzeichnet,
daß die dem Abgasstrahl (15, 17) zugewandte Innenkontur (3, 5, 7, 9) je
der Klappe (2, 4, 6, 8) in Strömungsrichtung eine Krümmung mit
Wendepunkt (WP) derart aufweist, daß ein von der Klappenvorderkante ausgehen
der, konvexer Konturbereich im Wendepunkt (WP) in einen mit der Klappen
hinterkante endenden konkaven Konturbereich übergeht, und daß im Bereich
der Klappenhinterkante auf der dem Abgasstrahl zugewandten Seite minde
stens ein Druckmeßfühler (10, 12, 13)
zur Erfassung eines vom örtlichen Staudruck abhängigen Druckwertes vor
handen ist.
2. Schubvektorsteuerung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß der Druckmeßfühler eine von der Innenkontur (5) der Klappe (4) ausge
hende, in Strömungsrichtung schräg in das Klappeninnere weisende Druck
meßbohrung (10) ist.
3. Schubvektorsteuerung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß der Druckmeßfühler eine von der Innenkontur (7) der Klappe (6) ausge
hende, senkrecht in das Klappeninnere weisende Druckmeßbohrung (12) ist,
und daß stromabwärts der Druckmeßbohrung (12) ein aus der
Innenkontur (7) der Klappe (6) hervorstehendes Stauelement (11) angeord
net ist.
4. Schubvektorsteuerung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß der Druckmeßfühler ein aus der Innenkontur (9) der Klappe (8) her
vorstehendes, mit seiner Mündung gegen die Anströmung gerichtetes Pi
tot-Rohr (13) ist.
5. Schubvektorsteuerung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß der Druckmeßfühler als Piezo-Quarz ausgeführt ist.
6. Schubvektorsteuerung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß der Druckmeßfühler als Dehnmeßstreifenanordnung ausgeführt ist.
7. Schubvektorsteuerung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß der Druckmeßfühler als induktiver Geber ausgeführt ist.
8. Schubvektorsteuerung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß der Druckmeßfühler als kapazitiver Geber ausgeführt ist.
9. Verfahren zum Betreiben der Schubvektorsteuerung nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß die Klappen (2, 4, 6, 8) im Nor
malflug - ohne Strahlsteuerung - in eine Stellung außerhalb des Strahl
randes (16, 18) des Abgasstrahles (15, 17) geschwenkt werden, daß die
Klappen (2, 4, 6, 8) kurz vor extremen Flugmanövern mit dem hinteren
Teil ihres konkaven Konturbereiches an den Strahlrand (16, 18) angelegt
werden, wobei sie den Abgasstrahl (15, 17) geringfügig einschnüren,
und daß die Klappen (2, 4, 6, 8) bei Durchführung von extremen
Flugmanövern dem für die gewünschte Strahlablenkung erforderlichen Ma
ße geschwenkt bzw. dem Strahlrand (16, 18) nachgeführt werden, wobei die
Erfassung des Strahlrandes (16, 18) mit Hilfe eines vom örtlichen Stau
druck abhängigen Druckwertes er
folgt.
Priority Applications (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE3811616A DE3811616C1 (de) | 1988-04-07 | 1988-04-07 | |
FR898903619A FR2629871B1 (fr) | 1988-04-07 | 1989-03-20 | Commande par vecteur de poussee, ameliorant la manoeuvrabilite d'aeronefs propulses par reaction et methode d'utilisation de cette commande |
US07/331,269 US4957249A (en) | 1988-04-07 | 1989-03-30 | Thrust vector control flap with a merging convex, concave inner contour, for jet aircraft and method for operating the same |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE3811616A DE3811616C1 (de) | 1988-04-07 | 1988-04-07 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3811616C1 true DE3811616C1 (de) | 1989-07-27 |
Family
ID=6351528
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE3811616A Expired DE3811616C1 (de) | 1988-04-07 | 1988-04-07 |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4957249A (de) |
DE (1) | DE3811616C1 (de) |
FR (1) | FR2629871B1 (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3909347A1 (de) * | 1989-03-22 | 1990-09-27 | Mtu Muenchen Gmbh | Schubduese zur schubvektorsteuerung fuer mit strahltriebwerken ausgeruestete fluggeraete |
Families Citing this family (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5031836A (en) * | 1990-07-10 | 1991-07-16 | United Technologies Corporation | Flexible fairing for airframe/nozzle interface |
DE4207103C1 (de) * | 1992-03-06 | 1993-09-16 | Deutsche Aerospace Airbus Gmbh, 21129 Hamburg, De | |
US6260794B1 (en) * | 1999-05-05 | 2001-07-17 | General Electric Company | Dolphin cascade vane |
US10472072B2 (en) * | 2015-11-25 | 2019-11-12 | Hamilton Sundstrand Corporation | Supply tube for sensor |
RU2657400C1 (ru) * | 2017-07-10 | 2018-06-13 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Жидкостный ракетный двигатель с насадком из углерод-углеродного композиционного материала (уукм) |
CN109356749B (zh) * | 2018-11-20 | 2020-08-25 | 西安航天动力技术研究所 | 一种固体火箭发动机变推力信号反馈*** |
Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4052007A (en) * | 1975-11-25 | 1977-10-04 | United Technologies Corporation | Flap-type two-dimensional nozzle |
Family Cites Families (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB759268A (en) * | 1953-07-14 | 1956-10-17 | Power Jets Res & Dev Ltd | Method of mounting instruments in turbines and compressors |
FR1211773A (fr) * | 1958-10-08 | 1960-03-18 | Snecma | Dispositif d'adaptation d'une tuyère convergente-divergente à des régimes variables |
US3045947A (en) * | 1959-04-24 | 1962-07-24 | Bertin & Cie | Ejectors, particularly for producing lift in aircraft |
US3414195A (en) * | 1966-06-17 | 1968-12-03 | Saunders Walter Selden | Sweeping jet wing aircraft with actuator strip flap and emergency vtol capability |
US4074878A (en) * | 1975-06-23 | 1978-02-21 | Sherman Irving R | Programmed flap system for an aircraft having wings |
US4182501A (en) * | 1977-03-04 | 1980-01-08 | Astech | Thrust reverser for jet engine forming active extension of jet tube |
FI782193A (fi) * | 1977-07-16 | 1979-01-17 | Jastram Werke | Foerfarande foer aostadkommande av skjutkraft vid styrdrivanordningar foer fartyg och en haerfoer avsedd styrdrivanordning |
US4519746A (en) * | 1981-07-24 | 1985-05-28 | United Technologies Corporation | Airfoil blade |
US4610213A (en) * | 1982-08-18 | 1986-09-09 | Young & Thompson | Pressure sensing on rigid sails |
US4654140A (en) * | 1985-11-18 | 1987-03-31 | Chen Yen Ming | Pressure indicating device for indicating clogging condition of a filter |
-
1988
- 1988-04-07 DE DE3811616A patent/DE3811616C1/de not_active Expired
-
1989
- 1989-03-20 FR FR898903619A patent/FR2629871B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 1989-03-30 US US07/331,269 patent/US4957249A/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4052007A (en) * | 1975-11-25 | 1977-10-04 | United Technologies Corporation | Flap-type two-dimensional nozzle |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3909347A1 (de) * | 1989-03-22 | 1990-09-27 | Mtu Muenchen Gmbh | Schubduese zur schubvektorsteuerung fuer mit strahltriebwerken ausgeruestete fluggeraete |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2629871B1 (fr) | 1992-05-07 |
US4957249A (en) | 1990-09-18 |
FR2629871A1 (fr) | 1989-10-13 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE3811614C1 (de) | ||
DE3811616C1 (de) | ||
DE3030581A1 (de) | Schubduese zum umlenken des abgasstroms eines gasturbinentriebwerks | |
DE2500814B2 (de) | Drosselvorrichtung für eine Druckgasleitung | |
DE3909347A1 (de) | Schubduese zur schubvektorsteuerung fuer mit strahltriebwerken ausgeruestete fluggeraete | |
EP0454696B1 (de) | Schubdüse | |
EP3526610B1 (de) | Staudrucksonde für eine sensoreinrichtung und flugkörper mit einer sensoreinrichtung | |
DE2037407C3 (de) | Strahlrohr mit einem Kernstromkanal und einem Mantelstromkanal | |
DE3342861A1 (de) | Verbesserungen an flugkoerpern und anderen ruempfen | |
DE3631287A1 (de) | Staustrahltriebwerk mit mehreren einlaufrohren fuer die mit brennstoff versetzte luft und mit einem solchen staustrahltriebwerk ausgeruesteter flugkoerper | |
EP3140056B1 (de) | Bandabweiser und walzenanordnung | |
DE1450559B2 (de) | Gehaeuse fuer ein zweiwege klappenventil | |
DE1601663B2 (de) | Wandelement für eine Brennkammer | |
EP2851297B1 (de) | Ventil zur Steuerung des Innendrucks in einer Kabine eines Luftfahrzeugs | |
DE602004004025T2 (de) | Gesteuerte Klappe für eine rotationssymmetrische Schubdüse eines Strahltriebwerks | |
DE1055886B (de) | Strahltriebwerksduese | |
DE2029919A1 (de) | Strahldüse fur Gasturbinen Triebwerke | |
DE1159769B (de) | Schubduese mit einer Strahlablenkeinrichtung | |
DE102007007568B4 (de) | Vorrichtung zur Steuerung der Düsenschubrichtung eines Raketentriebwerks | |
DE2344327B2 (de) | Dichtungsanordnung für eine Rohrleitung | |
DE102016009384B4 (de) | Verfahren zum Abwurf eines Lenkflugkörpers von einer fliegenden Plattform | |
DE3619652C1 (en) | Jet aircraft manoeuvring aid - has three movable flaps each suspended from four point linkage | |
WO2008141622A2 (de) | Verfahren und einrichtung zur strömungskontrolle an einem hochauftriebssystem am tragflügel eines flugzeugs | |
DE1936800C3 (de) | Hinsichtlich ihres Austrittsquerschnitts änderbare konvergente Schubdüse für ein Gasturbinenstrahltriebwerk | |
DE102020117768A1 (de) | Überschalleinlauf mit Konturbeule |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8100 | Publication of the examined application without publication of unexamined application | ||
D1 | Grant (no unexamined application published) patent law 81 | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8320 | Willingness to grant licences declared (paragraph 23) | ||
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: DEUTSCHE AEROSPACE AG, 8000 MUENCHEN, DE |
|
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: DAIMLER-BENZ AEROSPACE AKTIENGESELLSCHAFT, 80804 M |
|
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |