RU2711743C2 - Device for deviation of turbojet engine reversed thrust vector - Google Patents
Device for deviation of turbojet engine reversed thrust vector Download PDFInfo
- Publication number
- RU2711743C2 RU2711743C2 RU2018120964A RU2018120964A RU2711743C2 RU 2711743 C2 RU2711743 C2 RU 2711743C2 RU 2018120964 A RU2018120964 A RU 2018120964A RU 2018120964 A RU2018120964 A RU 2018120964A RU 2711743 C2 RU2711743 C2 RU 2711743C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- rotary
- transverse
- turbojet engine
- vector
- Prior art date
Links
Images
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
- F02K1/563—Reversing jet main flow in specified direction, e.g. to obviate its reinjection
-
- 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
- F02K1/566—Reversing jet main flow by blocking the rearward discharge by means of a translatable member
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к выходным устройствам газотурбинных двигателей авиационного применения, предназначенным для отклонения вектора тяги турбореактивного двигателя используемого в полете совместно с управляющими поверхностями летательного аппарата с целью увеличения его маневренных возможностей и создания отрицательного вектора тяги турбореактивного двигателя для интенсивного торможения летательного аппарата.The invention relates to the output devices of gas turbine engines for aviation applications, designed to deflect the thrust vector of a turbojet engine used in flight in conjunction with the control surfaces of the aircraft in order to increase its maneuverability and create a negative thrust vector of a turbojet engine for intensive braking of the aircraft.
Известно устройство для реверсирования тяги турбореактивного двигателя, содержащее поперечные выхлопные каналы, входы которых выполнены в наружном корпусе и снабжены запирающими устройствами в виде заслонок и расположенных ниже по потоку поворотных лопаток, концы которых прикреплены к наружному и внутреннему корпусам, и выполненных из двух частей, одна из которых установлена неподвижно параллельно продольной оси двигателя, а другая с возможностью поворота вокруг поперечной оси двигателя, а на выходах установлены отклоняющие решетки. (RU 2002112846, 16.05.2002 - прототип).A device is known for reversing the thrust of a turbojet engine containing transverse exhaust channels, the inputs of which are made in the outer casing and are equipped with locking devices in the form of dampers and downstream rotary blades, the ends of which are attached to the outer and inner casings, and made of two parts, one of which is mounted motionless parallel to the longitudinal axis of the engine, and the other is rotatable around the transverse axis of the engine, and deflecting gratings are installed at the outputs . (RU 2002112846, 05.16.2002 - prototype).
Недостатком известного устройства для реверсирования тяги турбореактивного двигателя является невозможность индивидуального открытия заслонок и поворотных лопаток, управляющих течением газа через выхлопные каналы.A disadvantage of the known device for reversing the thrust of a turbojet engine is the inability to individually open the dampers and rotary blades that control the flow of gas through the exhaust channels.
Задачей настоящего изобретения является увеличение маневренных возможностей летательного аппарата с увеличением угловой скорости разворота.The objective of the present invention is to increase the maneuverability of an aircraft with an increase in the angular velocity of a turn.
Техническим результатом, достигаемым при реализации предлагаемого изобретения, является создание отклоняемого вектора тяги реверсивного устройства турбореактивного двигателя с отклонением в окружном направлении вектора тяги вокруг продольной оси двигателя и отрицательным углом относительно прямой тяги турбореактивного двигателя при снижении массы конструкции и сохранении прочностных характеристик.The technical result achieved by the implementation of the present invention is the creation of a deflectable thrust vector of a reversible device of a turbojet engine with a deviation in the circumferential direction of the thrust vector around the longitudinal axis of the engine and a negative angle relative to the direct thrust of the turbojet engine while reducing the weight of the structure and maintaining strength characteristics.
Указанный технический результат достигается тем, что устройство для отклонения вектора реверсированной тяги турбореактивного двигателя, включающее корпуса поперечных выхлопных каналов, входы которых выполнены в наружном корпусе двигателя, при этом каждый вход снабжен запирающим устройством в виде заслонки, ниже по потоку от заслонок расположены поворотные лопатки, концы поворотных лопаток прикреплены к наружному и внутреннему корпусам двигателя, при этом каждая поворотная лопатка состоит из неподвижной части, установленной перпендикулярно продольной оси двигателя и поворотной части, выполненной с возможностью поворота вокруг поперечной оси двигателя, согласно предложению на каждом выходе поперечных выхлопных каналов установлена заслонка воздушного тормоза, поворотные лопатки объединены в группы, которые совместно с заслонками и заслонками воздушного тормоза сгруппированы по секторам, при этом внутри каждого сектора заслонка, заслонка воздушного тормоза и группа поворотных лопаток снабжены индивидуальными синхронизированными приводами, в продольной плоскости каждой поворотной лопатки перед заслонкой наклонно установлен пилон, при этом концы пилонов прикреплены к наружному и внутреннему корпусам двигателя.The specified technical result is achieved in that the device for rejecting the reverse thrust vector of a turbojet engine, including transverse exhaust ducts, the inputs of which are made in the outer engine casing, each input is equipped with a locking device in the form of a damper, rotary blades are located downstream of the damper, the ends of the rotary blades are attached to the outer and inner housings of the engine, with each rotary blade consists of a fixed part mounted perpendicular According to the proposal, an air brake flap is installed on each output of the transverse exhaust channels on the circular longitudinal axis of the engine and the rotary part, which is rotatable around the transverse axis of the engine, the rotary blades are combined into groups that, together with the flaps and flaps of the air brake, are grouped into sectors, while inside each sector, the damper, the air brake damper and the group of rotary blades are equipped with individual synchronized actuators, in a longitudinal plane whith each rotary blade obliquely front damper mounted pylon, the pylon attached to the ends of the outer and inner engine housings.
Устройство для отклонения вектора реверсированной тяги турбореактивного двигателя, в котором соотношение суммарной площади сечений на выходе поперечных выхлопных каналов к площади критического сечения выхлопного сопла двигателя находится в диапазоне 1-1,3 и распределено равномерно между всеми выхлопными каналами.A device for deflecting the reverse thrust vector of a turbojet engine, in which the ratio of the total cross-sectional area at the exit of the transverse exhaust channels to the critical section area of the engine exhaust nozzle is in the range of 1-1.3 and is evenly distributed between all exhaust channels.
Устройство для отклонения вектора реверсированной тяги турбореактивного двигателя, в котором заслонки и заслонки воздушного тормоза выполнены преимущественно прямоугольной формы с соотношением сторон, равным 1,5-2,2, установлены с возможностью поворота вокруг оси, направленной поперек движения газового потока.A device for deflecting the reverse thrust vector of a turbojet engine, in which the air brake flaps and flaps are predominantly rectangular in shape with an aspect ratio of 1.5-2.2, are mounted to rotate around an axis directed across the gas flow.
Устройство для отклонения вектора реверсированной тяги турбореактивного двигателя, в котором для двигателя с четырьмя поперечными выхлопными каналами ось симметрии каждого поперечного канала расположена под углом 20-45° от продольной вертикальной плоскости двигателя.A device for deflecting the reverse thrust vector of a turbojet engine, in which for an engine with four transverse exhaust channels the axis of symmetry of each transverse channel is located at an angle of 20-45 ° from the longitudinal vertical plane of the engine.
Устройство для отклонения вектора реверсированной тяги турбореактивного двигателя, в котором пилоны выполнены полыми.A device for deflecting a vector of reverse thrust of a turbojet engine in which the pylons are hollow.
Снабжение устройства отклонения вектора реверсированной тяги турбореактивного двигателя корпусами поперечных выхлопных каналов, входы которых выполнены в наружном корпусе и запирающим устройством в виде заслонок формирует канал, разворачивающий газовый поток для создания реверсивной тяги.The supply of the device for deflecting the reverse thrust vector of the turbojet engine with the transverse exhaust channels, the inputs of which are made in the outer casing and the locking device in the form of dampers, forms a channel that unfolds the gas flow to create the reverse thrust.
Расположение ниже по потоку поворотных лопаток, концы которых прикреплены к наружному и внутреннему корпусам позволяет опереть каждую поворотную лопатку на две точки опоры с увеличением ее прочностных характеристик и снижением массы конструкции. Устройство поворотной лопатки из неподвижной части, установленной перпендикулярно продольной оси двигателя, и поворотной части, выполненной с возможностью поворота вокруг поперечной оси двигателя позволяет опереть поворотную часть на неподвижную, обеспечив жесткость конструкции и минимизировать утечки газа, создающего реверсивную тягу.The location downstream of the rotary blades, the ends of which are attached to the outer and inner housings, allows each rotary blade to support two support points with an increase in its strength characteristics and a decrease in the mass of the structure. The device of the rotary blade from a fixed part installed perpendicular to the longitudinal axis of the engine, and a rotary part made with the possibility of rotation around the transverse axis of the engine allows the rotary part to be supported on the fixed part, ensuring structural rigidity and minimizing leakage of gas creating reverse thrust.
Заслонка воздушного тормоза в закрытом положении выполняет функцию перекрытия газового потока вытекающего из поперечного выхлопного канала двигателя и способствует плавному обтеканию летательного аппарата воздушным потоком.The air brake damper in the closed position performs the function of blocking the gas stream flowing from the transverse exhaust channel of the engine and contributes to a smooth flow of air flow around the aircraft.
В открытом положении заслонка воздушного тормоза обеспечивает истекание газового потока из поперечного выхлопного канала для создания отклоняемого вектора тяги или реверсивной тяги, регулирует площадь критического сечения газового потока для организации устойчивой работы вентилятора в соответствии с программой регулирования турбореактивного двигателя. Открытие всех заслонок воздушного тормоза на режиме реверсивной тяги приводит к торможению летательного аппарата, на режиме отклонения вектора реверсированной тяги открывается одна или несколько заслонок воздушного тормоза, создавая несимметричное аэродинамическое сопротивление движению летательного аппарата и доворот в сторону открываемых заслонок воздушного тормоза.In the open position, the air brake flap provides the flow of gas from the transverse exhaust channel to create a deflectable thrust vector or reverse thrust, adjusts the critical section of the gas flow to ensure stable operation of the fan in accordance with the turbojet engine control program. Opening all the air brake flaps in reverse thrust mode causes the aircraft to brake, while in the reverse thrust vector deflection mode, one or more air brake flaps opens, creating asymmetric aerodynamic resistance to the aircraft’s movement and rotates towards the open air brake flaps.
Заслонки, группы поворотных лопаток, и заслонки воздушного тормоза, снабженные индивидуальными приводами, сгруппированные по секторам и для каждого сектора имеющие синхронизацию приводов на режиме отклонения вектора реверсированной тяги при посекторном открытии создают отклоняемый вектор тяги, увеличивая маневренные возможности летательного аппарата.Dampers, groups of rotary blades, and air brake dampers equipped with individual drives, grouped by sectors and for each sector having synchronization of drives in the mode of deviation of the reverse thrust vector during sector-by-sector opening create a deflected thrust vector, increasing the maneuverability of the aircraft.
В продольной плоскости каждой поворотной лопатки перед заслонкой наклонно установлены пилоны, концы пилонов прикреплены к наружному и внутреннему корпусам, позволяя связать корпуса между собой, увеличив прочность и жесткость конструкции. Выполнение пилонов полыми позволяет снизить массу конструкции при сохранении прочностных свойств.In the longitudinal plane of each rotary blade in front of the shutter, pylons are inclined, the ends of the pylons are attached to the outer and inner cases, allowing the bodies to be connected together, increasing the strength and rigidity of the structure. The implementation of the pylons hollow allows to reduce the weight of the structure while maintaining strength properties.
Соотношение суммарной площади проходных сечений на выходе выхлопных каналов к площади критического сечения выхлопного сопла находящееся в диапазоне 1-1,3 и распределенное равномерно между всеми выхлопными каналами и с заслонками и заслонками воздушного тормоза выполненными преимущественно прямоугольной формы с соотношением сторон, равным 1,5-2,2, установленными с возможностью поворота вокруг оси, направленной поперек потока газа, позволяет создавать посекторный отклоняемый вектор тяги с пропуском максимального расхода воздуха через один сектор для создания вектора тяги, а с другой стороны позволяет обеспечить прочностные характеристики конструкции с учетом вырезов в наружном корпусе для выхлопных каналов.The ratio of the total area of the passage sections at the exit of the exhaust channels to the critical section area of the exhaust nozzle is in the range of 1-1.3 and distributed evenly between all exhaust channels and with the air brake dampers and dampers made mainly of rectangular shape with an aspect ratio of 1.5- 2.2, installed with the possibility of rotation around an axis directed across the gas flow, allows you to create a sector-by-sector deflectable thrust vector with the maximum air flow through one in the sector to create a thrust vector, and on the other hand, it provides strength characteristics of the structure, taking into account cutouts in the outer casing for exhaust channels.
Для двигателя с четырьмя поперечными выхлопными каналами ось симметрии каждого поперечного канала расположена под углом 20-45° от продольной вертикальной плоскости двигателя, что позволяют скомпоновать отклоняемый вектор реверсированной тяги X образно как показано на фигуре 2 для летательного аппарата с традиционным вертикальным и горизонтальным оперением. Возможны также варианты реализации изобретения с двумя поперечными выхлопными каналами, направленными вверх и вниз, например, для летательного аппарата типа летающее крыло, или с тремя поперечными выхлопными каналами, например, для летательного аппарата с вертикальным оперением и V образным горизонтальным оперением с отрицательным углом установки.For an engine with four transverse exhaust channels, the axis of symmetry of each transverse channel is located at an angle of 20-45 ° from the longitudinal vertical plane of the engine, which allows you to compose the deflected reverse thrust vector X figuratively as shown in figure 2 for an aircraft with traditional vertical and horizontal tail. Embodiments of the invention are also possible with two transverse exhaust channels directed up and down, for example, for an aircraft of the flying wing type, or with three transverse exhaust channels, for example, for an aircraft with a vertical tail and a V-shaped horizontal tail with a negative installation angle.
На фигуре 1 показан продольный разрез устройства отклонения вектора реверсированной тяги турбореактивного двигателя в плоскости симметрии поперечного выхлопного канала.The figure 1 shows a longitudinal section of a device for deflecting a vector of reverse thrust of a turbojet engine in the plane of symmetry of the transverse exhaust channel.
На фигуре 2 показан вид спереди устройства отклонения вектора реверсированной тяги турбореактивного двигателя.Figure 2 shows a front view of a deviation device of a reverse thrust vector of a turbojet engine.
На фигуре 3 показано устройство отклонения вектора реверсированной тяги турбореактивного двигателя с указанием расположения осей и плоскостей.The figure 3 shows the deviation device of the vector of the reverse thrust of a turbojet engine with the location of the axes and planes.
1 - корпус поперечного выхлопного канала;1 - transverse exhaust channel housing;
2 - наружный корпус;2 - outer casing;
3 - заслонка;3 - shutter;
4 - ось вращения заслонки;4 - axis of rotation of the shutter;
5 - поворотная лопатка;5 - rotary blade;
6 - внутренний корпус;6 - inner case;
7 - неподвижная часть поворотной лопатки;7 - fixed part of the rotary blade;
8 - продольная ось двигателя;8 - the longitudinal axis of the engine;
9 - поворотная часть поворотной лопатки;9 - the rotary part of the rotary blades;
10 - поперечная ось двигателя;10 - transverse axis of the engine;
11 - заслонка воздушного тормоза;11 - air brake flap;
12 - ось вращения заслонки воздушного тормоза;12 - axis of rotation of the air brake flap;
13 - привод подвижной части поворотной лопатки;13 - drive the movable part of the rotary blade;
14 - привод заслонки воздушного тормоза;14 - air damper actuator;
15 - привод заслонки;15 - shutter drive;
16 - продольная плоскость поворотной лопатки;16 - the longitudinal plane of the rotary blade;
17 - пилон.17 - pylon.
Устройство отклонения вектора реверсированной тяги турбореактивного двигателя состоит из корпусов поперечных выхлопных каналов 1, входы которых выполнены в наружном корпусе 2 двигателя и снабжены запирающим устройством в виде заслонок 3, вращаемых вокруг поперечных осей 4 и расположенных ниже по потоку поворотных лопаток 5, концы которых прикреплены к наружному 2 и внутреннему 6 корпусам двигателя. Поворотные лопатки 5 состоят из неподвижной части 7, установленной перпендикулярно продольной оси двигателя 8, и поворотной части 9, выполненной с возможностью поворота вокруг поперечной оси двигателя 10. На выходах поперечных выхлопных каналов 1 установлены заслонки воздушного тормоза И, вращаемые вокруг поперечных осей 12. Заслонки 3, группы поворотных лопаток 5, и заслонки воздушного тормоза 11 снабжены индивидуальными приводами 13, 14, 15 сгруппированы по секторам и для каждого сектора имеют синхронизацию приводов. В продольной плоскости 16 поворотной лопатки 5 перед заслонкой 3 наклонно установлены пилоны 17, концы пилонов прикреплены к наружному 2 и внутреннему 6 корпусам двигателя.The deviation device of the reverse thrust vector of a turbojet engine consists of
Принцип действия устройства заключается в следующем: На режиме прямой тяги заслонка 3 закрыта, заслонка воздушного тормоза 11 закрыта, поворотная лопатка 5 открыта, газовый поток из-за смесителя движется в осевом направлении в сторону реактивного сопла с минимальным гидравлическим сопротивлением, создавая прямую тягу турбореактивного двигателя.The principle of the device is as follows: In the direct thrust mode, the
На режиме реверсивной тяги приводами 14 открываются все заслонки воздушного тормоза 11, с созданием симметричного аэродинамического сопротивления движению летательного аппарата. Приводами 15 открываются заслонки 3, направляя газовый поток во все поперечные выхлопные каналы, создавая реверсивную тягу. С открытием заслонок 3 увеличивается площадь критического сечения газового потока с увеличением запаса устойчивой работы вентилятора, что положительно сказывается на устойчивой работе турбореактивного двигателя на переходном режиме от прямой тяги к реверсивной тяге. Приводами 13 закрываются все поворотные части 9 поворотных лопаток 5, запрещая осевое движение газового потока по направлению к реактивному соплу турбореактивного двигателя. Регулированием заслонок воздушного тормоза 11 подбирают площадь критического сечения газового потока потребную для устойчивой работы вентилятора в соответствии с программой управления турбореактивного двигателя на реверсивном режиме. Переход от реверсивной тяги к прямой тяге осуществляется в обратной последовательности.In the reverse thrust mode, the
На режиме отклонения вектора реверсированной тяги приводами 14 посекторно открываются заслонки воздушного тормоза 11, с созданием несимметричного аэродинамического сопротивления, что вызывает доворот летательного аппарата в сторону открываемых заслонок воздушного тормоза 11. Например, для отклонения вектора тяги вверх, открываются верхняя левая и верхняя правая заслонки воздушного тормоза, в случае, если заслонок воздушного тормоза 11 в конструкции предусмотрено четыре, как показано на фигуре 2. Приводами 15 посекторно открываются заслонки 3, направляя газовый поток в необходимые для создания вектора тяги поперечные выхлопные каналы. С посекторным открытием заслонок 3 незначительно увеличивается площадь критического сечения газового потока с увеличением запаса устойчивой работы вентилятора, что положительно сказывается на устойчивой работе турбореактивного двигателя на переходном режиме от прямой тяги к отклоняемому вектору реверсированной тяги. Приводом 13 посекторно закрываются поворотные части 9 поворотных лопаток 5, препятствуя в этом секторе осевому движению газового потока по направлению к реактивному соплу турбореактивного двигателя. Уменьшается площадь критического сечения реактивного сопла на величину площади критического сечения открытых заслонок воздушного тормоза 11, вынуждая газовый поток истекать через заслонку воздушного тормоза 11. Переход от отклоняемого вектора реверсированной тяги к прямой тяге осуществляется в обратной последовательности.In the mode of deflection of the vector of reverse thrust, the
Claims (5)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018120964A RU2711743C2 (en) | 2018-06-07 | 2018-06-07 | Device for deviation of turbojet engine reversed thrust vector |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018120964A RU2711743C2 (en) | 2018-06-07 | 2018-06-07 | Device for deviation of turbojet engine reversed thrust vector |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2018120964A3 RU2018120964A3 (en) | 2019-12-09 |
| RU2018120964A RU2018120964A (en) | 2019-12-09 |
| RU2711743C2 true RU2711743C2 (en) | 2020-01-21 |
Family
ID=68834262
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018120964A RU2711743C2 (en) | 2018-06-07 | 2018-06-07 | Device for deviation of turbojet engine reversed thrust vector |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2711743C2 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3279182A (en) * | 1965-06-07 | 1966-10-18 | Gen Electric | Thrust reverser |
| GB1388406A (en) * | 1971-12-15 | 1975-03-26 | Rolls Royce | Gas turbine ducted fan engines |
| RU2002112846A (en) * | 2002-05-16 | 2003-12-20 | Михаил Михайлович Гойхенберг | DEVICE FOR REVERSING THE TURBINE REACTIVE ENGINE |
| US7469528B2 (en) * | 2004-06-21 | 2008-12-30 | Snecma | Aircraft braking method and ducted fan jet engine for implementing the method |
| RU2656169C1 (en) * | 2017-05-24 | 2018-05-31 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Device for the turbojet engine body gas stream overlaping |
-
2018
- 2018-06-07 RU RU2018120964A patent/RU2711743C2/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3279182A (en) * | 1965-06-07 | 1966-10-18 | Gen Electric | Thrust reverser |
| GB1388406A (en) * | 1971-12-15 | 1975-03-26 | Rolls Royce | Gas turbine ducted fan engines |
| RU2002112846A (en) * | 2002-05-16 | 2003-12-20 | Михаил Михайлович Гойхенберг | DEVICE FOR REVERSING THE TURBINE REACTIVE ENGINE |
| US7469528B2 (en) * | 2004-06-21 | 2008-12-30 | Snecma | Aircraft braking method and ducted fan jet engine for implementing the method |
| RU2656169C1 (en) * | 2017-05-24 | 2018-05-31 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Device for the turbojet engine body gas stream overlaping |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2018120964A3 (en) | 2019-12-09 |
| RU2018120964A (en) | 2019-12-09 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8020804B2 (en) | Ground effect vanes arrangement | |
| US11255295B2 (en) | Propulsion assembly comprising a duct for feeding the gas generator in an inter-duct casing | |
| US6334753B1 (en) | Streamlined bodies with counter-flow fluid injection | |
| JP4890478B2 (en) | Gas turbine engine and method for changing fan nozzle outlet area | |
| JP5241215B2 (en) | Passive guidance system and method for aircraft engine nozzle fluids | |
| US11485481B2 (en) | Deployable assembly for a propulsor | |
| US2940689A (en) | Turbine-driven fans | |
| US9447749B2 (en) | Pivoting blocker door for thrust reverser | |
| RU2094639C1 (en) | Power plant with aircrew or propeller (versions) | |
| BR102016021636A2 (en) | aircraft and engine | |
| BR112018001038B1 (en) | AIRCRAFT COMPRISING A FAIRED REAR PROPULSION SYSTEM WITH STATOR INPUT COMPRISING A BLOW FUNCTION | |
| BR112014016602B1 (en) | gas turbine engine | |
| US9617868B2 (en) | Gas turbine engine variable geometry flow component | |
| US3610262A (en) | Stowable vane sonic throat inlet for jet aircraft noise suppression | |
| JP6183837B2 (en) | Exhaust nozzle | |
| RU2371352C1 (en) | Variable-thrust vector aircraft | |
| RU2711743C2 (en) | Device for deviation of turbojet engine reversed thrust vector | |
| CN113969848A (en) | Binary mechanical thrust vectoring nozzle meeting aircraft full envelope line working requirement and control method | |
| US11078870B2 (en) | Method and system for a stowable bell-mouth scoop | |
| US3604629A (en) | Thrust reversing mechanism | |
| RU2276043C2 (en) | A vertical take off and landing aircraft, mechanism of controlling a vertical takeoff and landing aircraft | |
| JP2012107633A (en) | Fan variable area nozzle for gas turbine engine fan nacelle including slide actuation device | |
| EP4180639B1 (en) | Air inlet device for an inlet duct to an engine of an aircraft | |
| US20080104940A1 (en) | Device for Controlling a Gas Flow, a Jet Engine Comprising the Device and an Aircraft Comprising the Device | |
| EP2918777B1 (en) | Method for optimizing a vane to reduce noise |