利索-全球专利检索

  1. 登录
  2. 注册

搜索结果

115 条记录 (耗时 0.023 秒)

    Engine interface for axisymmetric vectoring nozzle
    51.
    发明公开
    Engine interface for axisymmetric vectoring nozzle 有权
    轴对称矢量喷嘴的引擎接口

    公开(公告)号：EP1256705A2

    公开(公告)日：2002-11-13

    申请号：EP02253254.3

    申请日：2002-05-09

    申请人： GENERAL ELECTRIC COMPANY

    发明人： Ausdenmoore, Robert Michael ,  Renggli, Bernard James

    IPC分类号： F02K1/00

    CPC分类号： F02K1/002 ,  Y02T50/671

    摘要： An aircraft gas turbine engine (7) axisymmetric vectoring nozzle has an interface ring centered about a nozzle centerline (8), a vectoring ring (86) disposed radially inwardly of and apart from the interface ring (20), and a bearing (22) radially disposed between the vectoring ring (86) and the interface ring (20). The bearing (22) may be a sliding bearing having a sliding interface between the vectoring ring (86) and the interface ring (20) and the sliding interface is spherical in shape. The bearing (22) may be constructed of sliding bearing segments having sliding interfaces between the vectoring ring (86) and the interface ring (20) and the sliding interfaces (24) are spherical in shape. Each of the bearing segments (26) includes an outer sliding element (28) attached to the interface ring (20), an inner sliding element (30) attached to the vectoring ring (86), and spherically curved outer and inner sliding surfaces (32, 36) on the outer and inner sliding elements (28, 30) respectively wherein the spherically curved outer and inner sliding surfaces (32, 36) define the sliding interfaces (24) between the vectoring ring (86) and the interface ring (20). At least one of the outer sliding elements (28) is circumferentially disposed and trapped between circumferentially spaced apart rails (38) disposed on a corresponding one of the inner sliding elements (30). A plurality of interface ring support guides are disposed radially inwardly of and in sliding support relationship with the interface ring (20) and located axially forward of the vectoring ring (86).

    摘要翻译： 航空燃气涡轮发动机（7）轴对称矢量喷嘴具有以喷嘴中心线（8）为中心的接口环，设置在接口环（20）的径向内侧和远离接口环（20）的矢量环（86），以及轴承（22） 径向设置在矢量环（86）和接口环（20）之间。 轴承（22）可以是在矢量环（86）和接口环（20）之间具有滑动界面的滑动轴承，并且滑动界面是球形的。 轴承（22）可以由滑动轴承段构成，该滑动轴承段在导向环（86）和接口环（20）之间具有滑动界面，并且滑动界面（24）是球形的。 每个轴承段（26）包括附接到接口环（20）的外滑动元件（28），附接到向量环（86）的内滑动元件（30），以及球形弯曲的外滑动表面和内滑动表面 （32,36）分别固定在外滑动元件（28）和内滑动元件（30）上，其中球形弯曲的外滑动表面和内滑动表面（32,36）限定了矢量环（86）和接口环 20）。 外部滑动元件（28）中的至少一个外部滑动元件（28）周向地布置并且被限制在设置在相应的一个内部滑动元件（30）上的沿周向间隔开的轨道（38）之间。 多个接口环支撑引导件设置在接口环（20）的径向内侧并且与接口环（20）滑动支撑关系并且位于引导环（86）的轴向前方。

    Extremely short takeoff and landing of aircraft using multi-axis thrust vectoring
    53.
    发明公开
    Extremely short takeoff and landing of aircraft using multi-axis thrust vectoring 失效
    通过使用推力矢量控制merhachsigen极短的启动和Landeweg飞机

    公开(公告)号：EP0882647A3

    公开(公告)日：1999-11-24

    申请号：EP98109745.4

    申请日：1998-05-28

    申请人： Boeing North American, Inc.

    发明人： Hollowell, Steven J. ,  Robinson, Michael R.

    IPC分类号： B64C39/00 ,  B64C25/00 ,  F02K1/00

    CPC分类号： F02K1/002 ,  B64C15/02 ,  B64C25/001 ,  B64C2025/005 ,  Y02T50/671

    摘要： A system for enabling an aircraft (10) to accomplish extremely short takeoffs and landings, which includes an integrated flight control system (20); a takeoff system; a landing system and a high thrust-to-weight propulsion system (21). The integrated flight propulsion control system (20) includes a multi-axis thrust vectoring system (21). The takeoff system is operably engageable with the multi-axis thrust vectoring system (21). The takeoff system includes means (22) for rotating the aircraft nose upwardly below stall speed without substantial use of thrust vectoring from the multi-axis thrust vectoring system. The landing system (16,18) is operably engageable with the multi-axis thrust vectoring system (21). It includes means (22) for de-rotating the aircraft (10) from a high angle of attack to a main gear (18) touchdown angle of attack sufficiently low to avoid scraping the tail of the aircraft. The high thrust-to-weight propulsion system (21) is connected to the integrated flight propulsion control system for providing sufficient lift to support the aircraft (10) at speeds below stall speed.

    Extremely short takeoff and landing of aircraft using multi-axis thrust vectoring
    54.
    发明公开
    Extremely short takeoff and landing of aircraft using multi-axis thrust vectoring 失效
    通过使用多轴推力矢量极短的起飞和飞机的着陆距离

    公开(公告)号：EP0882647A2

    公开(公告)日：1998-12-09

    申请号：EP98109745.4

    申请日：1998-05-28

    申请人： Boeing North American, Inc.

    发明人： Hollowell, Steven J. ,  Robinson, Michael R.

    IPC分类号： B64C39/00 ,  B64C25/00 ,  F02K1/00

    CPC分类号： F02K1/002 ,  B64C15/02 ,  B64C25/001 ,  B64C2025/005 ,  Y02T50/671

    摘要： A system for enabling an aircraft (10) to accomplish extremely short takeoffs and landings, which includes an integrated flight control system (20); a takeoff system; a landing system and a high thrust-to-weight propulsion system (21). The integrated flight propulsion control system (20) includes a multi-axis thrust vectoring system (21). The takeoff system is operably engageable with the multi-axis thrust vectoring system (21). The takeoff system includes means (22) for rotating the aircraft nose upwardly below stall speed without substantial use of thrust vectoring from the multi-axis thrust vectoring system. The landing system (16,18) is operably engageable with the multi-axis thrust vectoring system (21). It includes means (22) for de-rotating the aircraft (10) from a high angle of attack to a main gear (18) touchdown angle of attack sufficiently low to avoid scraping the tail of the aircraft. The high thrust-to-weight propulsion system (21) is connected to the integrated flight propulsion control system for providing sufficient lift to support the aircraft (10) at speeds below stall speed.

    摘要翻译： 一种用于使飞机（10）的系统来实现极短的起飞和降落，在集成飞行控制系统，其包括（20）; 起飞系统; 着陆系统和高推力 - 重量推进系统（21）。 集成的飞行推进控制系统（20）包括多轴线推力矢量系统（21）。 引出系统是可操作地接合与所述多轴推力矢量系统（21）。 引出系统包括用于旋转所述飞机机头向上下面失速速度而基本上没有使用推力矢量从多轴推力矢量系统装置（22），该着陆系统（16,18）可操作地与所述多轴推力矢量接合 系统（21）。 它包括装置（22）进行去旋转从攻击的高角度的飞行器（10）的主齿轮攻击足够低以避免刮飞机的尾部（18）的触地得分角度。 高推力 - 重量推进系统（21）被连接到集成飞行推进控制系统，用于提供足够的升力，以支持在低于失速速度的速度下的飞机（10）。

    Strömungskanal kurzer Baulänge
    58.
    发明公开
    Strömungskanal kurzer Baulänge 失效
    StrömungskanalkurzerBaulänge。

    公开(公告)号：EP0126399A1

    公开(公告)日：1984-11-28

    申请号：EP84105407.5

    申请日：1984-05-12

    申请人： Robertson GAL Gesellschaft für angewandte Lufttechnik mbH

    发明人： Morschheuser, Wilhelm Fritz

    IPC分类号： F15D1/02 ,  F02K1/00 ,  B64C15/00

    CPC分类号： F15D1/02 ,  F02K1/002

    摘要： Die Erfindung bezieht sich auf einen Strömungkanal von kurzer Baulänge. Ein derartiger Strömungskanal soll eine Verzweigung des Gasstromes ermöglichen, so daß beispielsweise die Brennkammern von Turbinen versorgt oder eine vor Niederschlägen geschützte Dachentlüftung vorgenommen werden können. Der Gasstrom gelangt dabei über einen Eintrittskanal (7) nach Aufteilung mittels eines Trennkeils in zwei Verzweigungskanäle (12). Ein derartiger Strömungskanal wird strömungstechnisch umso verlustreicher, je kürzer er ausgeführt wird. In diesem Fall lassen sich die Verluste weitgehend vermeiden, wenn die Verzweigungskanäle (1, 2) erfindungsgemäss sich zunächst zunehmend bis zu ihrer Umlenkung (3, 4) einschnüren. Im Bereich ihrer Umlenkung (3, 4) sind Leitschaufeln (5, 6) vorgesehen, und im Anschluß an die Umlenkung (3, 4) erfahren die Verzweigungskanäle (1, 2) wiederum eine stetige Erweiterung. Die Leitschaufeln (5, 6) sind verschwenkbar gelagert, so daß sie auch zur Absperrung der Verzweigungskanäle (1,2) verwendet werden können.

    摘要翻译： 1.一种流体管道，其具有减小长度的结构，用于基本上对称地分流流入入口管道（7）的气体相对于彼此平行和间隔开的两个部分流，其中内壁（8,10）为 与入口中心的入口相对的分支管道（1,2）流动，而分支管道（1,2）的外壁（9,11）因此与流入限制的入口管道（7）相邻 逐渐增加直到进一步向出口方向的偏转（3,4），其特征在于，分支管道（1,2）的内壁（8,10）形成共同的转向边缘（12） 流动的中心，其边缘（12）的顶点与入口流相对，并且在流动（3,4）的进一步偏转之后存在弧形叶片5,6，该叶片在其曲率之后是直线的，并且 分支管道（1,2）随着进一步的偏转（3， 4）。

    Thrust vectoring using fluid jets
    59.
    发明授权
    Thrust vectoring using fluid jets 有权
    使用流体射流的推力矢量

    公开(公告)号：EP1696116B1

    公开(公告)日：2018-04-11

    申请号：EP06250695.1

    申请日：2006-02-09

    申请人： Rolls-Royce plc

    发明人： Avenell, Christopher Stuart

    IPC分类号： F02K1/28 ,  F02K1/00 ,  F02K9/82 ,  B64C15/02 ,  F15D1/08 ,  F42B10/66

    CPC分类号： F02K1/002 ,  B64C15/02 ,  B64C21/04 ,  F02K1/006 ,  F02K1/28 ,  F02K9/82 ,  F05D2250/314 ,  F05D2270/18 ,  F15D1/08 ,  F42B10/668 ,  Y02T50/166

    摘要： A fluid vectoring nozzle (10) comprises flow vectoring means suitable for selectively producing a fluid dynamic throat (28) in the nozzle(1 0) in a plane oblique to the axis of the nozzle (10), such that in operation fluid flow passing through the throat (28) is rotated about an axis parallel to and coincident with the plane of the throat (28). That is to say, the present invention comprises flow vectoring means suitable for selectively producing a fluid dynamic throat (28) in the nozzle (10) in a plane oblique to the axis of the nozzle (10), such that, in operation, fluid passing through the fluid dynamic throat (28) is turned towards an angle perpendicular to the plane of the throat (28). Fluid injection means are provided to inject a control fluid (26) into the nozzle (10) through a perforate region provided in at least one nozzle wall (23), thereby generating a fluid dynamic restriction (24) which initates the formation of the fluid dynamic throat (28).