RU2011150806A - Реактивный двигатель свехзвукового летательного аппарата - Google Patents

Реактивный двигатель свехзвукового летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2011150806A
RU2011150806A RU2011150806/02A RU2011150806A RU2011150806A RU 2011150806 A RU2011150806 A RU 2011150806A RU 2011150806/02 A RU2011150806/02 A RU 2011150806/02A RU 2011150806 A RU2011150806 A RU 2011150806A RU 2011150806 A RU2011150806 A RU 2011150806A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fuselage
bevel
sections
aircraft according
section
Prior art date
Application number
RU2011150806/02A
Other languages
English (en)
Inventor
Джеймс Д. ЧЭЙЗ
Герман Андрес ГАРЗОН
Original Assignee
Эйрион Корпорейшн
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 Эйрион Корпорейшн filed Critical Эйрион Корпорейшн
Publication of RU2011150806A publication Critical patent/RU2011150806A/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C30/00—Supersonic type aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/20—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/04—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings associated with fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0253—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of aircraft
    • B64D2033/026—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of aircraft for supersonic or hypersonic aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)

Abstract

1. Сверхзвуковой летательный аппарат, включающий в себя фюзеляж, крыло и реактивные двигатели, каждый из которых имеет гондолу рядом с фюзеляжем, каждый из упомянутых двигателей также имеет сопло с кормовой частью и скосом расширения выпуска, причем упомянутые кормовые части и упомянутые скосы расширения выпуска расположены сбоку от секций фюзеляжа, которые увеличиваются в боковом поперечном сечении в направлении назад от скосов расширения выпуска.2. Летательный аппарат по п.1, в котором кормовые части расположены ближе к фюзеляжу, чем скосы расширения.3. Летательный аппарат по п.2, в котором фюзеляж имеет уменьшенные боковые поперечные сечения по длине фюзеляжа в зонах, ближайших к гондолам двигателей.4. Летательный аппарат по п.3, в котором уменьшенные поперечные сечения фюзеляжа относительно гондолы первого реактивного двигателя определяют заданные правилом площадей конфигурацию или конфигурации.5. Летательный аппарат по одному из пп.1-4, в котором гондолы двигателей имеют передние части, перекрывающие крыло.6. Летательный аппарат по п.5, в котором крыло расположено сзади средней точки длины фюзеляжа.7. Летательный аппарат по п.1, в котором каждый из упомянутых двигателей содержит:а”) скос воздухозаборника и кромку обтекателя, расположенную с промежутком снаружи от скоса, так что входящий воздух протекает между скосом и кромкой,b”) кромку и скос, сконфигурированные для создания первого косого скачка уплотнения, который тянется наружу от передней части скоса, чтобы проходить впереди кромки, и замыкающего скачка уплотнения, который тянется наружу от задней части скоса до одного из следующего:x) области непосре�

Claims (14)

1. Сверхзвуковой летательный аппарат, включающий в себя фюзеляж, крыло и реактивные двигатели, каждый из которых имеет гондолу рядом с фюзеляжем, каждый из упомянутых двигателей также имеет сопло с кормовой частью и скосом расширения выпуска, причем упомянутые кормовые части и упомянутые скосы расширения выпуска расположены сбоку от секций фюзеляжа, которые увеличиваются в боковом поперечном сечении в направлении назад от скосов расширения выпуска.
2. Летательный аппарат по п.1, в котором кормовые части расположены ближе к фюзеляжу, чем скосы расширения.
3. Летательный аппарат по п.2, в котором фюзеляж имеет уменьшенные боковые поперечные сечения по длине фюзеляжа в зонах, ближайших к гондолам двигателей.
4. Летательный аппарат по п.3, в котором уменьшенные поперечные сечения фюзеляжа относительно гондолы первого реактивного двигателя определяют заданные правилом площадей конфигурацию или конфигурации.
5. Летательный аппарат по одному из пп.1-4, в котором гондолы двигателей имеют передние части, перекрывающие крыло.
6. Летательный аппарат по п.5, в котором крыло расположено сзади средней точки длины фюзеляжа.
7. Летательный аппарат по п.1, в котором каждый из упомянутых двигателей содержит:
а”) скос воздухозаборника и кромку обтекателя, расположенную с промежутком снаружи от скоса, так что входящий воздух протекает между скосом и кромкой,
b”) кромку и скос, сконфигурированные для создания первого косого скачка уплотнения, который тянется наружу от передней части скоса, чтобы проходить впереди кромки, и замыкающего скачка уплотнения, который тянется наружу от задней части скоса до одного из следующего:
x0) области непосредственно впереди кромки,
x1) по существу до упомянутой кромки,
с”) и при этом скос в радиальной осевой плоскости или плоскостях имеет первую часть относительно небольшой вогнутости, сконфигурированную для создания системы начального скачка уплотнения, которая тянется от упомянутой первой части в целом впереди упомянутой кромки и в пределах траектории потока воздуха через конструкцию воздухозаборника, причем упомянутый скос имеет вторую и промежуточную часть, которая является относительно прямой и расположена сзади упомянутой первой части скоса и сконфигурирована для создания потока с, по существу, постоянным числом Маха, и за которой следует, в направлении потока, третья часть относительно неглубокой вогнутости, сконфигурированная для создания системы дополнительного и косого скачка уплотнения, которая тянется от упомянутой третьей части так, что система дополнительного скачка уплотнения пересекает упомянутый замыкающий скачок уплотнения в положении в пределах входящего воздуха, захваченного между системой скоса и упомянутой кромкой, причем за упомянутой третьей частью следует четвертая относительно прямая часть, сконфигурированная таким образом, чтобы создавать в целом постоянное число Маха, связанное с воздухом, протекающим через среднюю часть конструкции воздухозаборника, и включая пятую часть, обеспечивающую начальный поворот потока к двигателю перед замыкающим скачком уплотнения, упомянутая пятая часть тянется непрерывно от упомянутой четвертой части, упомянутая система воздухозаборника выполнена с возможностью создания системы сжатия и скачков уплотнения и распределения полного давления, которое является намеренно неравномерным по любой осевой плоскости, расположенной сзади от замыкающего скачка уплотнения.
8. Летательный аппарат по п.7, в котором кромки обтекателя расположены под углом наружу и назад от боковой плоскости под прямым углом к продольной оси фюзеляжа.
9. Летательный аппарат по п.7 или 8, в котором каждый из упомянутых двигателей включает в себя сборку обтекателя, имеющую по меньшей мере две раздельных в целом трубчатых секции, упомянутые секции включают в себя первую подвижную вперед секцию воздухозаборника, которая включает в себя упомянутый скос воздухозаборника и кромку обтекателя, и вторую секцию, между первой и второй секциями имеется зазор, причем зазор выполнен с возможностью обеспечения функции перепускания, когда секции находятся в непосредственной близости друг к другу, и функцию добавочного воздуха малой скорости, когда секции разделены более широким воздушным зазором.
10. Летательный аппарат по п.9, в котором каждый из упомянутых двигателя включает в себя три раздельных в целом трубчатых секции, включающих в себя упомянутую первую подвижную вперед секцию воздухозаборника, вторую подвижную вперед секцию перепускания и третью неподвижную секцию.
11. Летательный аппарат по п.10, в котором вторая секция имеет дугообразно притупленную переднюю кромку, выставляемую для эффективного захвата дополнительного всасываемого воздуха на низких скоростях летательного аппарата в ответ на смещение первой секции вперед относительно второй секции.
12. Летательный аппарат по п.10, в котором первая и вторая секции являются совместно смещаемыми вперед относительно третьей секции, в силу чего проем между второй и третьей секциями увеличивается, чтобы предоставлять избыточному приточному воздуху возможность перепускаться на наружную сторону.
13. Летательный аппарат по п.12, включающий в себя средство привода, удерживающее первую и вторую секции в относительно фиксированных закрытых положениях, когда первая и вторая секции перемещаются вперед относительно третьей секции.
14. Летательный аппарат по п.7 или 8, в котором привод функционально соединен с передней секцией для изменения ее входного угла.
RU2011150806/02A 2006-10-12 2011-12-13 Реактивный двигатель свехзвукового летательного аппарата RU2011150806A (ru)

Applications Claiming Priority (6)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US85184106P 2006-10-12 2006-10-12
US60/851,841 2006-10-12
US85163006P 2006-10-13 2006-10-13
US85140306P 2006-10-13 2006-10-13
US60/851,630 2006-10-13
US60/851,403 2006-10-13

Related Parent Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009117327/11A Division RU2454354C2 (ru) 2006-10-12 2007-10-10 Реактивный двигатель сверхзвукового летательного аппарата

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2011150806A true RU2011150806A (ru) 2013-06-20

Family

ID=39721729

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011150809/11A RU2499739C2 (ru) 2006-10-12 2007-10-10 Реактивный двигатель сверхзвукового летательного аппарата
RU2011150806/02A RU2011150806A (ru) 2006-10-12 2011-12-13 Реактивный двигатель свехзвукового летательного аппарата

Family Applications Before (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011150809/11A RU2499739C2 (ru) 2006-10-12 2007-10-10 Реактивный двигатель сверхзвукового летательного аппарата

Country Status (6)

Country Link
US (3) US7837142B2 (ru)
EP (1) EP2084061B1 (ru)
CA (1) CA2665848C (ru)
ES (1) ES2617754T3 (ru)
RU (2) RU2499739C2 (ru)
WO (1) WO2008105847A2 (ru)

Families Citing this family (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101384486A (zh) * 2005-12-15 2009-03-11 湾流航空公司 用于超音速飞行器的等熵压缩入口
US7837142B2 (en) * 2006-10-12 2010-11-23 Aerion Corporation Supersonic aircraft jet engine
US8393158B2 (en) 2007-10-24 2013-03-12 Gulfstream Aerospace Corporation Low shock strength inlet
FR2937952B1 (fr) * 2008-10-30 2010-12-17 Snecma Avion a moteurs partiellement encastres dans le fuselage
US8192158B1 (en) * 2008-12-12 2012-06-05 Mainstream Engineering Corp. Apparatus and method to increase total-to-static pressure ratio across a turbine
US8794902B1 (en) 2010-01-26 2014-08-05 II Daniel K. Van Ness System and method to improve the exhaust pressure across a RAM air turbine through secondary flow mixing
US9121369B2 (en) 2011-08-19 2015-09-01 Gulfstream Aerospace Corporation Nozzle arrangement and method of making the same
US9353704B2 (en) * 2011-08-19 2016-05-31 Gulfstream Aerospace Corporation Air inlet arrangement and method of making the same
US20130213481A1 (en) * 2011-10-05 2013-08-22 Gohypersonic, Inc. Self-starting supersonic inlet
US8690097B1 (en) 2012-04-30 2014-04-08 The Boeing Company Variable-geometry rotating spiral cone engine inlet compression system and method
RU2521164C1 (ru) * 2012-11-20 2014-06-27 Закрытое акционерное общество "Новые гражданские технологии Сухого" Летательный аппарат
RU2517629C1 (ru) * 2012-11-20 2014-05-27 Закрытое акционерное общество "Новые гражданские технологии Сухого" Летательный аппарат
US9884688B2 (en) * 2013-02-14 2018-02-06 Gulfstream Aerospace Corporation Propulsion system using large scale vortex generators for flow redistribution and supersonic aircraft equipped with the propulsion system
US9009966B2 (en) 2013-03-15 2015-04-21 Northrop Gurmman Systems Corporation Internal/external single expansion ramp nozzle with integrated third stream
US9908633B2 (en) * 2015-03-31 2018-03-06 The Boeing Company Variable-capture supersonic inlet
US9758253B2 (en) 2015-06-25 2017-09-12 Northrop Grumman Systems Corporation Swept gradient boundary layer diverter
US10618638B2 (en) * 2015-09-22 2020-04-14 Nctar, Llc Shockwave mitigation system for supersonic aircraft
US9725155B2 (en) 2015-12-30 2017-08-08 General Electric Company Method and system for open rotor engine fuselage protection
US10220952B2 (en) 2016-08-24 2019-03-05 General Electric Company Nacelle for an aircraft aft fan
US10724472B1 (en) 2017-06-16 2020-07-28 Aerion Intellectual Property Management Corporation High flow plug nozzle apparatus and method of using the same
RU2687437C1 (ru) * 2018-10-31 2019-05-14 Дмитрий Дмитриевич Кожевников Двойной сверхзвуковой конвергентный воздухозаборник (дскв)
US11441482B2 (en) 2019-06-04 2022-09-13 Rohr, Inc. Single track translating inlet
US11390393B2 (en) 2019-06-04 2022-07-19 Rohr, Inc. Nacelle with a translatable inlet for an aircraft propulsion system
RU196781U1 (ru) * 2019-12-03 2020-03-16 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Воздухозаборник сверхзвукового пассажирского самолета
RU196778U1 (ru) * 2019-12-03 2020-03-16 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Воздухозаборник сверхзвукового пассажирского самолета
CN111516871A (zh) * 2020-04-30 2020-08-11 浙江大学 一种气动隐身一体化设计的超音速隐身无人机
RU2747333C1 (ru) * 2020-06-18 2021-05-04 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Воздухозаборное устройство сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с корпусом летательного аппарата
US11560841B2 (en) 2021-06-25 2023-01-24 Rohr, Inc. Aircraft propulsion system with variable area inlet
US11725581B2 (en) 2021-06-25 2023-08-15 Rohr, Inc. Aircraft propulsion system with variable area inlet
US11840985B2 (en) 2021-09-10 2023-12-12 Rohr, Inc. Aircraft propulsion system with variable area inlet
US11767124B2 (en) 2021-09-10 2023-09-26 Rohr, Inc. Aircraft propulsion system with variable area inlet

Family Cites Families (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB967720A (en) 1955-11-07 1964-08-26 Commw Of Australia Improvements in and connected with supersonic air intakes
FR1204525A (fr) 1958-04-12 1960-01-26 Perfectionnements apportés aux aérodynes à voilure en forme de tunnel, notamment à ceux à décollage et atterrissage vertical
DE1078375B (de) 1958-08-08 1960-03-24 Ernst Heinkel Flugzeugbau G M Regelbarer Lufteinlauf insbesondere fuer Strahltriebwerke
GB856507A (en) 1959-04-21 1960-12-21 Gen Electric Improvements in supersonic airfoil
US3242671A (en) * 1964-04-08 1966-03-29 Boeing Co Fixed spike inlet with variable throat and capture area
GB1077196A (en) 1966-04-26 1967-07-26 Rolls Royce Air intake duct for a gas turbine engine
US3489375A (en) 1967-11-21 1970-01-13 Richard R Tracy Variable lifting surface craft
US3498375A (en) * 1968-01-04 1970-03-03 Moore Corp Lee C Oil well derrick substructure with blowout preventer dolly
SU547089A1 (ru) * 1975-05-11 2005-04-20 Ю.Ф. Ершов Приемник воздушного давления
US4007891A (en) * 1975-09-12 1977-02-15 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Jet engine air intake system
US4372505A (en) * 1979-12-17 1983-02-08 The Boeing Company Supersonic inlet having variable area sideplate openings
US4620679A (en) * 1984-08-02 1986-11-04 United Technologies Corporation Variable-geometry inlet
DE3811614C1 (ru) * 1988-04-07 1989-05-18 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De
FR2635075B1 (fr) * 1988-08-04 1994-09-23 Onera (Off Nat Aerospatiale) Entree d'air supersonique bidimensionnelle et asymetrique pour l'air de combustion d'un moteur d'aeronef
DE3942022A1 (de) * 1989-12-20 1991-06-27 Mtu Muenchen Gmbh Verfahren und vorrichtung zur kuehlung eines flugtriebwerkes
US5826424A (en) * 1992-04-16 1998-10-27 Klees; Garry W. Turbine bypass engines
DE4222947C2 (de) 1992-07-11 1995-02-02 Deutsche Aerospace Strahltriebwerk
FR2710607B1 (fr) * 1993-10-01 1995-12-01 Onera (Off Nat Aerospatiale) Entrée d'air supersonique et hypersonique bidimensionnelle, à trois rampes mobiles, pour l'air de combustion d'un moteur d'aéronef .
US5706649A (en) * 1995-04-03 1998-01-13 Boeing North American, Inc. Multi axis thrust vectoring for turbo fan engines
FR2763098B1 (fr) * 1997-05-07 1999-06-11 Snecma Systeme d'admission d'air dans une veine de turbomachine
US5987880A (en) * 1997-07-08 1999-11-23 Mcdonnell Douglas Corporation Supersonic engine, multi-port thrust reversing system
RU2171211C2 (ru) * 1997-12-29 2001-07-27 Медведев Владимир Тимофеевич Самонастраивающийся воздухозаборник
US6276632B1 (en) * 1998-09-16 2001-08-21 Bobby W. Sanders Axi-symmetric mixed compression inlet with variable geometry centerbody
USD417184S (en) * 1999-03-02 1999-11-30 Lockheed Martin Corporation Supersonic business jet
US6793175B1 (en) * 1999-08-25 2004-09-21 The Boeing Company Supersonic external-compression diffuser and method for designing same
US6575406B2 (en) 2001-01-19 2003-06-10 The Boeing Company Integrated and/or modular high-speed aircraft
US6920890B2 (en) * 2001-07-30 2005-07-26 Techland Research, Inc. Airflow controller
US6634595B2 (en) * 2002-01-11 2003-10-21 The Boeing Company Method and apparatus for controlling aircraft inlet air flow
US6651928B1 (en) * 2002-09-05 2003-11-25 The Boeing Company Aircraft engine nacelles and methods for their manufacture
US6969028B2 (en) 2003-01-22 2005-11-29 The Boeing Company Scarf nozzle for a jet engine and method of using the same
US6910327B2 (en) * 2003-07-28 2005-06-28 The Boeing Company Apparatus and methods for varying inlet lip geometry of a jet engine inlet
US7837142B2 (en) * 2006-10-12 2010-11-23 Aerion Corporation Supersonic aircraft jet engine
US7762077B2 (en) * 2006-12-05 2010-07-27 Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. Single-stage hypersonic vehicle featuring advanced swirl combustion

Also Published As

Publication number Publication date
US7837142B2 (en) 2010-11-23
WO2008105847A3 (en) 2008-11-06
EP2084061A4 (en) 2013-07-24
US20090014597A1 (en) 2009-01-15
RU2499739C2 (ru) 2013-11-27
US20220073203A1 (en) 2022-03-10
WO2008105847A2 (en) 2008-09-04
US20110062290A1 (en) 2011-03-17
EP2084061A2 (en) 2009-08-05
EP2084061B1 (en) 2016-12-14
CA2665848C (en) 2015-12-01
CA2665848A1 (en) 2008-09-04
US7967241B2 (en) 2011-06-28
ES2617754T3 (es) 2017-06-19
RU2011150809A (ru) 2013-06-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2011150806A (ru) Реактивный двигатель свехзвукового летательного аппарата
CA2638840C (en) Thrust reverser for a turbofan gas turbine engine
US6000216A (en) Actuating system for a cascade type thrust reverser
US8402765B2 (en) Translating variable area fan nozzle providing an upstream bypass flow exit
US8783010B2 (en) Cascade type thrust reverser having a pivoting door
US6233920B1 (en) Contoured thrust reverser and lobed nozzle noise suppressor for gas turbine engines
AU2009306103B2 (en) Method and system for altering engine air intake geometry
US20130284822A1 (en) Thrust reverser assembly and method of operation
EP1903205A2 (en) Thrust reverser nozzle for a turbofan gas turbine engine
RU2009118394A (ru) Высоко эффективное сверхзвуковое крыло с ламинарным потоком
US20060277895A1 (en) Aircraft systems including cascade thrust reversers
EP2551506A3 (en) Thrust reverser for a turbofan engine
US20090313968A1 (en) Hypersonic Inlet Systems and Methods
US20090126341A1 (en) Thrust Reverser
US10184426B2 (en) Thrust reverser with forward positioned blocker doors
CA2853903C (fr) Pylone d'accrochage pour turbomachine
EP3441601B1 (en) Turbine engine thrust reverser stop
US5970704A (en) Pivoting door thrust reverser with sliding panel
US8701386B2 (en) Aircraft nacelle that incorporates a thrust reversal device
US9623976B2 (en) Nacelle for a high bypass ratio engine with multiple flow paths
US5779150A (en) Aircraft engine ejector nozzle
US10145335B2 (en) Turbomachine thrust reverser
US11293377B2 (en) Turbojet engine nacelle including a cascade thrust reverser
CN110645116A (zh) 涡轮风扇发动机及包括其的飞行器
EP2060766B1 (en) Thrust reverser and method of redirecting jet engine thrust

Legal Events

Date Code Title Description
FA94 Acknowledgement of application withdrawn (non-payment of fees)

Effective date: 20140307