RU2005119132A - Способ торможения самолета и двухконтурный турбовентиляторный двигатель для осуществления способа - Google Patents
Способ торможения самолета и двухконтурный турбовентиляторный двигатель для осуществления способа Download PDFInfo
- Publication number
- RU2005119132A RU2005119132A RU2005119132/06A RU2005119132A RU2005119132A RU 2005119132 A RU2005119132 A RU 2005119132A RU 2005119132/06 A RU2005119132/06 A RU 2005119132/06A RU 2005119132 A RU2005119132 A RU 2005119132A RU 2005119132 A RU2005119132 A RU 2005119132A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- circuit
- flow
- jet engine
- exhaust nozzle
- radial
- Prior art date
Links
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 claims 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
- F02K1/64—Reversing fan flow
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
- B64C7/02—Nacelles
-
- 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—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/04—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
-
- 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
- F02K1/64—Reversing fan flow
- F02K1/70—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F03H—PRODUCING A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F03H99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/90—Braking
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/90—Braking
- F05D2260/901—Braking using aerodynamic forces, i.e. lift or drag
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Retarders (AREA)
- Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
Claims (11)
1. Способ торможения самолета, движимого, по меньшей мере, одним двухконтурным турбовентиляторным двигателем, причем последний содержит вентилятор, внутренний контур реактивного двигателя, в которой циркулирует поток первого контура, выхлопное сопло для потока второго контура, окруженное гондолой, в котором при работе с малой мощностью, по меньшей мере, часть потока второго контура отводят таким образом, чтобы уменьшить остаточную тягу реактивного двигателя без создания какой-либо тяги.
2. Способ торможения по п.1, при котором весь поток второго контура отводят таким образом, чтобы уменьшить остаточную тягу реактивного двигателя до уровня тяги только потока первого контура.
3. Способ торможения по п.1, при котором поток второго контура отводят посредством открывания радиального открываемого средства гондолы.
4. Способ торможения по п.3, при котором сечение выхлопного сопла второго контура перекрывают после радиального открываемого средства с использованием перекрывающего средства для перекрывания указанного сопла.
5. Двухконтурный турбовентиляторный двигатель, содержащий вентилятор, внутренний контур реактивного двигателя, в которой циркулирует поток первого контура, выхлопное сопло для потока второго контура, окруженное гондолой, отличающийся тем, что он содержит радиальные открываемые средства гондолы, позволяющее отводить, по меньшей мере, часть потока второго контура без создания какой-либо тяги.
6. Реактивный двигатель по п.5, отличающийся тем, что радиальные открываемые средства содержат, по меньшей мере, одно отверстие, которое может закрываться или открываться заслонкой.
7. Реактивный двигатель по п.6, отличающийся тем, что когда заслонка открывает отверстие, она выполняет функцию аэродинамического тормоза.
8. Реактивный двигатель по п.5, отличающийся тем, что после радиальных открываемых средств расположены перекрывающие средства для перекрывания выхлопного сопла для потока второго контура.
9. Реактивный двигатель по п.8, отличающийся тем, что перекрывающие средства содержат, по меньшей мере, одну профилированную панель, проходящую вдоль радиальной оси в выхлопном сопле для потока второго контура и установленную с возможностью вращения вокруг своей оси.
10. Реактивный двигатель по п.9, отличающийся тем, что панель профилирована таким образом, чтобы обеспечивать направление, ориентирование и спрямление воздушного потока второго контура в выхлопном сопле для потока второго контура.
11. Реактивный двигатель по п.5, отличающийся тем, что степень двухконтурности составляет 10 или более.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0406697 | 2004-06-21 | ||
| FR0406697A FR2871776B1 (fr) | 2004-06-21 | 2004-06-21 | Procede de freinage d'un avion et turboreacteur a double flux pour la mise en oeuvre du procede |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2005119132A true RU2005119132A (ru) | 2006-12-27 |
| RU2415287C2 RU2415287C2 (ru) | 2011-03-27 |
Family
ID=34940204
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005119132/06A RU2415287C2 (ru) | 2004-06-21 | 2005-06-20 | Двухконтурный турбовентиляторный двигатель |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7469528B2 (ru) |
| EP (1) | EP1609719B1 (ru) |
| DE (1) | DE602005007536D1 (ru) |
| FR (1) | FR2871776B1 (ru) |
| RU (1) | RU2415287C2 (ru) |
Families Citing this family (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2431626A (en) * | 2005-10-26 | 2007-05-02 | Avcen Ltd | Bypass turbofan engine |
| FR2958688B1 (fr) * | 2010-04-09 | 2013-02-22 | Aircelle Sa | Ensemble propulsif pour aeronef muni de moyens d'inversion de poussee |
| US8857761B2 (en) | 2010-10-27 | 2014-10-14 | Ata Engineering, Inc. | Variable geometry aircraft pylon structure and related operation techniques |
| US9567867B2 (en) | 2011-09-14 | 2017-02-14 | Ata Engineering, Inc. | Methods and apparatus for deployable swirl vanes |
| US9038367B2 (en) * | 2011-09-16 | 2015-05-26 | United Technologies Corporation | Fan case thrust reverser |
| FR3043650B1 (fr) * | 2015-11-16 | 2018-11-30 | Safran Aircraft Engines | Aube de stator de turbomachine, carter de soufflante comprenant une telle aube, systeme d'inversion de poussee d'une turbomachine equipee d'une telle aube et turbomachine equipee de ladite aube, dudit carter ou dudit systeme |
| US10935093B2 (en) | 2018-03-29 | 2021-03-02 | Honeywell International Inc. | Active brake cooling using nitrogen enriched air |
| RU2711743C2 (ru) * | 2018-06-07 | 2020-01-21 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Устройство отклонения вектора реверсированной тяги турбореактивного двигателя |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1197028A (en) * | 1968-10-24 | 1970-07-01 | Rolls Royce | Thrust Reverser for Jet-Propulsion Engines |
| GB1365491A (en) * | 1971-01-02 | 1974-09-04 | Dowty Rotol Ltd | Gas turbine ducted fan engines and fans therefor |
| GB1388406A (en) * | 1971-12-15 | 1975-03-26 | Rolls Royce | Gas turbine ducted fan engines |
| GB1424193A (en) * | 1972-03-21 | 1976-02-11 | Rolls Royce | Gas turbine ducted fan engines |
| FR2506843B1 (fr) * | 1981-05-29 | 1987-04-24 | Hurel Dubois Avions | Dispositif d'inversion de poussee pour turboreacteur d'avion |
| US4541237A (en) * | 1983-10-17 | 1985-09-17 | Avco Corporation | Sub-idle speed control apparatus for an airplane turbine engine |
| US5315821A (en) * | 1993-02-05 | 1994-05-31 | General Electric Company | Aircraft bypass turbofan engine thrust reverser |
-
2004
- 2004-06-21 FR FR0406697A patent/FR2871776B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2005
- 2005-06-17 DE DE602005007536T patent/DE602005007536D1/de active Active
- 2005-06-17 EP EP05105407A patent/EP1609719B1/fr active Active
- 2005-06-20 US US11/155,511 patent/US7469528B2/en active Active
- 2005-06-20 RU RU2005119132/06A patent/RU2415287C2/ru active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE602005007536D1 (de) | 2008-07-31 |
| RU2415287C2 (ru) | 2011-03-27 |
| FR2871776B1 (fr) | 2007-11-02 |
| EP1609719B1 (fr) | 2008-06-18 |
| EP1609719A1 (fr) | 2005-12-28 |
| FR2871776A1 (fr) | 2005-12-23 |
| US20050279081A1 (en) | 2005-12-22 |
| US7469528B2 (en) | 2008-12-30 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4147029A (en) | Long duct mixed flow gas turbine engine | |
| EP1918551B1 (en) | Gas turbine engine | |
| RU2546347C2 (ru) | Шумоподавляющее устройство для гондолы турбореактивного двигателя, оснащенное подвижными шевронными элементами, и соответствующая гондола | |
| US6845607B2 (en) | Variable area plug nozzle | |
| US8528327B2 (en) | Forced induction and exhaust system | |
| RU2494009C2 (ru) | Заборник свежего воздуха для воздушного судна | |
| EP3567235B1 (en) | Core compartment ventilation devices for nacelles of gas turbine engines for cooling a core compartment of a gas turbine engine | |
| US20080302083A1 (en) | Internal mixing of a portion of fan exhaust flow and full core exhaust flow in aircraft turbofan engines | |
| RU2008119430A (ru) | Турбореактивный двигатель с ослабленным шумом струи | |
| RU2005141169A (ru) | Устройство турбинного двигателя с | |
| WO2004046533A3 (en) | Bifold door thrust reverser | |
| RU2005119132A (ru) | Способ торможения самолета и двухконтурный турбовентиляторный двигатель для осуществления способа | |
| RU2012146860A (ru) | Силовая установка летательного аппарата, оснащенная средствами реверса тяги | |
| KR20110134256A (ko) | 풍력 에너지 장치의 나셀의 패널 | |
| CA2501766C (en) | Chevron-type primary exhaust nozzle for aircraft turbofan engine, and aircraft comprising such a nozzle | |
| FR2978954A1 (fr) | Ensemble d'influence de pression pour un systeme auxiliaire d'aeronef | |
| EP1041290A3 (en) | Gas turbine starting method | |
| US20160076487A1 (en) | System and Method for Improved Thrust Reverser With Increased Reverse Thrust and Reduced Noise | |
| RU2007139807A (ru) | Авиационный турбореактивный двигатель с камерой давления | |
| EP2971729B1 (en) | Gas turbine engine and ventilation system | |
| WO2008139048A3 (fr) | Nacelle pour turboreacteur equipee d'un systeme d'inversion de poussee a une seule porte | |
| EP0754849B1 (fr) | Inverseur de poussée de turboréacteur à double flux à portes dissymétriques | |
| CA2494730A1 (en) | Energy absorber and deflection device | |
| JPH0771320A (ja) | 空気力学的に冷却を行なうターボジェットエンジン用下流じゃま板式逆推力装置 | |
| CA2812301A1 (en) | Cowl assembly |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |