CN101678898A - 用于涡轮喷气发动机的机舱后部组件 - Google Patents

用于涡轮喷气发动机的机舱后部组件 Download PDF

Info

Publication number
CN101678898A
CN101678898A CN200880015211.5A CN200880015211A CN101678898A CN 101678898 A CN101678898 A CN 101678898A CN 200880015211 A CN200880015211 A CN 200880015211A CN 101678898 A CN101678898 A CN 101678898A
Authority
CN
China
Prior art keywords
assembly
door
inner structure
downstream part
downstream
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.)
Granted
Application number
CN200880015211.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN101678898B (zh
Inventor
皮埃尔·卡吕埃勒
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Nacelles SAS
Safran Nacelles Ltd
Original Assignee
Hurel Hispano SA
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 Hurel Hispano SA filed Critical Hurel Hispano SA
Publication of CN101678898A publication Critical patent/CN101678898A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN101678898B publication Critical patent/CN101678898B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • 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
    • B64D29/08—Inspection panels for power plants
    • 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
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • 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
    • F02K1/78—Other construction of 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
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/80—Couplings or connections
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/14—Casings or housings protecting or supporting assemblies within

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Wind Motors (AREA)

Abstract

本发明涉及一种用于涡轮喷气发动机的机舱后部组件，其包括：整流罩，纺锤状的内部结构，在该内部结构中至少下游部分(15)是O型管类型的且能够在操作位置和位于所述操作位置下游的维护位置之间轴向滑动，在操作位置该下游部分盖住所述涡轮喷气发动机的气体发生器(3)并与所述整流罩一起界定出环形冷空气喷口。下游部分(15)被设计成能够相对所述气体发生器(3)无阻碍地滑动，且内部结构包括能够与下游部分(15)分离并包括至少两个能够向外部打开的门(13a、13b)的上游部分(13)。

Description

用于涡轮喷气发动机的机舱后部组件
技术领域
本发明涉及用于涡轮喷气发动机的机舱后部组件，并涉及装配有这种组件的机舱。
背景技术
飞行器是由一个或多个涡轮喷气发动机推进的，每个涡轮喷气发动机都被容纳在机舱内。
机舱通常具有筒形结构，该筒形结构包括在涡轮喷气发动机的上游的空气入口、用来围绕涡轮喷气发动机的风扇的中间组件、后部组件。后部组件可具有推力反向装置且被用来围绕燃烧室以及压缩级和涡轮喷气发动机涡轮的全部或部分，并且机舱通常以喷射管结束，喷射管的出口位于涡轮喷气发动机的下游。
现代的机舱用来容纳旁路式涡轮喷气发动机，该旁路式涡轮喷气发动机一方面能够产生来自涡轮喷气发动机的燃烧室的热空气流(也称为主要流)，另一方面能够产生来自风扇并经由环形通道围绕涡轮喷气发动机的外部流动的冷空气流(次级或旁路流)，环形通道也称作流动通道，其被形成在界定出涡轮喷气发动机的整流装置的内部结构与机舱的内壁之间。这两股气流经机舱的后部从涡轮喷气发动机喷出。
当飞行器着陆时，推力反向装置通过将由涡轮喷气发动机产生的推力的至少一部分向前定向而使得可以改善飞行器的制动能力。在此阶段，反向器通常关闭冷流流动通道，并将该冷流朝着机舱的前部引导，从而产生增加飞行器机轮制动效果的反向推力。
用来实现冷流的这种重新定向的装置根据反向器的类型而变化。
现有技术公开一种用于涡轮喷气发动机的机舱后部组件，其包括：
整流罩，
纺锤状内部结构，该纺锤状内部结构的至少下游部分是O型管类型的且能够以轴向滑动的方式在操作位置和位于所述操作位置下游的维护位置之间移动，在操作位置，该下游部分盖住所述涡轮喷气发动机的气体发生器并与所述整流罩一起界定出环形冷空气流通道。
词语“纺锤状”意指内部结构具有比其上游末端和下游末端更大直径的中心区域。
在飞行器机舱领域普遍使用的词语“O型管”意指有关构件(在这种情况下是内部结构的下游部分)在飞行器的气体发生器的几乎整个周围上延伸。
这个词语被用来与“C型管”相对照，C型管是指仅在气体发生器的半个周围上延伸的构件(在这种情况下，该构件也被称作“半壳”)。
按照定义，“O型管”构件仅可通过轴向滑动而进入气体发生器。
实际上，当“O型管”内部结构从其操作位置滑动至其维护位置时，该O型管内部结构将到达飞行器的气体发生器：因此内部结构的下游移动被限制，这意味着气体发生器的某些构件仅可通过在此构件中提供进入舱口而被进入。
发明内容
因此，本发明的一个具体的目的在于提供一种便于进入涡轮喷气发动机的上述类型的机舱后部组件。
本发明的这个目的是使用用于涡轮喷气发动机的机舱后部组件来实现的，该机舱后部组件包括：
整流罩，
纺锤状内部结构，该纺锤状内部结构的至少下游部分是O型管类型的且能够以轴向滑动的方式在操作位置和位于所述操作位置下游的维护位置之间移动，在操作位置，该下游部分盖住所述涡轮喷气发动机的气体发生器并与所述整流罩一起界定出环形冷空气流通道，所述内部结构的上游部分可与所述下游部分分离且包括至少两个能够向外打开的门，
该组件值得注意的方面在于，所述下游部分的上游边缘的内径大于所述气体发生器的最大直径，因而该下游部分可相对气体发生器无阻碍地滑动。
如可了解到的是，像这样的组件允许内部结构的上游部分与下游部分分离，且特别地允许此下游部分相对气体发生器的低压涡轮壳无阻碍地滑动。
因此，可以以此方式摆脱了该制约，借此上游部分由于其具有太小的直径而抵靠气体发生器。
同时，进入气体发生器的下游部分是通过滑动内部结构的下游部分而获得的，但进入气体发生器的上游部分是通过向外打开内部结构的上游部分的门来获得的。
根据本发明的机舱后部组件的其他可选择的特征：
所述门可通过绕基本上与所述滑动的方向平行的轴枢转而打开：这种打开方式的实施在技术上很简单；
所述门也能够以轴向滑动方式移动：当门已被打开时，如果它们未被充分打开以进入气体发生器的上游区域(特别参见下文当前部框架盖住门的情况)，那么这使得这些门可以朝着气体发生器的下游末端移动；
此组件包括将所述门连接至所述下游部分的外围装置，该外围装置是刃状边和凹槽类型的：这种连接装置保证了此连接的坚固性和液体密封性，且使得只要上游部分的门未被打开就可以避免内部结构的下游部分的任何不期望的轴向移动；
在它们边对边关闭的区域，所述门具有轴向偏移，至少第一锁闩被插入在所述门的接触边缘的区域中，且至少第二锁闩被插入在其中一个所述门的边缘与内部结构的所述下游部分的边缘相连的区域中：这种轴向偏移使得只要内部结构的下游部分未回到其操作位置就可以防止两个门锁住；
在它们边对边关闭的区域，所述门具有能够容纳内部结构的所述下游部分的突出部的开口，至少第一锁闩和第二锁闩被插入在所述门和所述突出部之间：此开口和此突出部的作用可与前述偏移相类似；
当所述整流罩本身被安装成在操作位置和位于所述操作位置下游的维护位置之间轴向滑动时，此组件包括在所述门之间提供连接的锁闩，锁闩的致动柄足够长，使得只要这些柄不向下折进锁住位置就阻挡所述整流罩从其维护位置回到其操作位置：这使得当两个门未被正确锁住时可以预防整流罩的关闭；
此组件包括能够被连接至所述涡轮喷气发动机的风扇壳的前部框架，当所述内部结构在操作位置时，此前部框架至少部分地盖住所述门；
所述前部框架对所述机舱来说是结构性的；
此组件包括推力反向装置；
所述推力反向装置包括枢转地安装在所述整流罩上的开闭门和插入在这些开闭门和内部结构的所述下游部分之间的连接件，使得所述整流罩在下游方向的平移运动导致这些开闭门关闭所述冷空气流通道并使冷空气流朝向机舱的外部偏转。
本发明还涉及一种飞行器机舱，值得注意的是，它装配有前述的组件。
附图说明
本发明的其他特点和优点将根据以下描述和研究附图而变得显而易见，在附图中：
图1是其上安装有本发明的机舱后部组件的涡轮喷气发动机的立体图，该后部组件的整流罩已为说明目的而被移去，
图2是包含在图1的机舱后部组件的内部结构和整流罩之间的部分区域在图1的平面P上截取的轴向截面图，
图3是与图1相似的视图，机舱后部组件的内部结构的上游部分的两个门被图示在打开位置，
图4是与图3相似的视图，内部结构的下游部分被图示在维护位置，
图5是如在图4中所示的内部结构的上游部分的轴向视图，为清楚起见，下游部分已被省略，
图6是与图3和图4相似的视图，内部结构的上游部分的两个门和该内部结构的下游部分已朝着涡轮喷气发动机的下游末端滑动，
图7是从本发明的机舱后部组件的内部结构的下方看的视图，该内部结构的两个门和下游部分被图示在锁住位置，
图8是与图7的视图相似的视图，是两个门和内部结构的下游部分的连接区域的代替形式的视图，
图9是与图4的视图相似的视图，本发明的机舱后部组件的整流罩被图示在维护位置，
图10是与图9的视图相似的视图，所述整流罩被图示在抵靠所述内部结构的门的锁闩的位置，
图11是与图2的视图相似的视图，推力反向装置被图示在起作用位置，且
图12是与图11的视图相似的视图，推力反向装置和内部结构的下游部分被图示在维护位置。
具体实施方式
现参考示出飞行器涡轮喷气发动机1的图1和图2，飞行器涡轮喷气发动机1具体包括气体发生器3和在其上游的风扇，可看到风扇的壳5。
连接在风扇壳5的下游的前部框架7将发动机1连接至用来固定在机翼下的外挂架9。
在该具体的构造中，已说过该前部框架7是结构性的，即能够承受涡轮喷气发动机1组件的重量和由此涡轮喷气发动机产生的推力和反向推力。
必须清楚地理解的是，本发明不以任何方式限于像这样的结构性前部框架，且将涡轮喷气发动机1连接至外挂架9的任何常规装置也落入本发明的范围内。
如稍后将被描述的，包括上游部分13和下游部分15的机舱内部结构11形成气体发生器3的整流装置，并且机舱内部结构11通过允许适当动态变化的装置而被连接至外挂架9。
内部结构11与整流罩17一起界定出能够让由风扇产生的冷空气朝机舱的下游末端流动的环形冷空气流通道19。
在图2中图示的具体情况中，整流罩17包括推力反向装置，整流罩通常包括多个开闭门21，当整流罩17相对内部结构11滑动时开闭门可由连接件23被致动。
如可从图2中特别清楚地看到的，内部结构11的上游部分13和下游部分15的接触边缘包括互补的连接装置(刃状边27和凹槽25型)和至少一个密封装置29。
这些连接装置25、27使上游部分13和下游部分15彼此相对地轴向阻挡。
有利的是，下游部分15被安装成通过在图1中可见的虚线31象征性地示出的轨道和滑动装置而在外挂架9上滑动。
一旦上游部分13打开，这些轨道和滑动装置31也可允许内部结构11的上游部分13滑动。
该上游部分13实际上包括两个半门13a、13b，这两个半门能够通过绕基本上平行于轨道和滑动装置31的各自轴枢转而向外打开，即远离气体发生器3而打开。
上游部分13的这种具体结构与下游部分15的结构不同，后者是如在说明书的背景技术中所定义的“O型管”类型的，即在气体发生器3的几乎整个周围上延伸。
图3至图6显示在打开内部结构11中涉及的动态变化，以着眼于在气体发生器3上进行维护操作。
首先，如可在图3中看到的，内部结构11的上游部分13的两个门13a、13b被向外打开。
在图示的实施例中可看出，这种向外打开受到部分盖住这些门的前部框架7的存在的限制。
为了将这些门保持在打开位置，可以预想插入保持连接件33，该保持连接件在这些门的两个下部边缘之间延伸。
打开两个门13a、13b允许这两个门的刃状边27离开形成在内部结构11的下游部分15中的互补槽25。
从那里下游部分15可向气体发生器3的下游滑动，如可在图4中看到的。如可在图5中看到的，两个门13a和13b保持在打开位置。
因此在该维护构造中，可以容易地进入气体发生器3的下游区域和其上游区域的合适部分。
在两个门13a、13b被安装成相对外挂架9滑动的特殊情况中，可以从在图4和图5中图示的位置开始，如在图6中所图示的，向下游滑动这两个打开的门，使得可以进入气体发生器3的最上游区域。
将被注意到的是，如特别在图2中可见的，下游部分15的上游边缘的内径D大于气体发生器的最大直径，由于这个原因，此下游部分15可以特别是相对低压涡轮壳而无阻碍地滑动。
参考图7，可以看到，可在两个门13a、13b的下部部分提供能够让这两个门被锁至发动机的固定部37的两个锁闩35a、35b(特别是能够让管道从发动机舱延伸至风扇舱)。
在图7中还可看出，有利的是，设置两个门13a、13b以包括不对称的下部部分，实际上就是说，门13a比门13b向下游轴向延伸得更多，下游部分15本身的形状与由两个门13a和13b界定出的形状互补。
第一锁闩39被插入在门13a和门13b之间，且第二锁闩41被插入在门13a和下游部分15之间。
由于锁闩41的特殊配置，将了解到的是，此锁闩不能被再次关闭，除非下游部分15已被正确地回复至其操作位置，就是说，使得在门13a和13b的边缘的刃状边已被接合在下游部分15的上游边缘中的相应凹槽中：这使得可以保证仅在内部结构11的下游部分15已被正确地重新定位的条件下，才可获得两个门13a和13b的正确且完全的关闭。
在图8所示的替代形式中，可看出两个门13a、13b的下部部分包括用来与形成在下游部分15的上游边缘的下部部分上的互补突出部45协作的开口43。两个锁闩47a、47b分别被插入在门13a和下游部分15之间，以及门13b和此下游部分之间。
因而将了解到的是，在此特别情况下，两个锁闩47a、47b的同时关闭仅在突出部45已被正确地接合在开口43中的情况下才可获得，就是说内部结构11的下游部分15已被正确地重新定位在其操作位置：只要未达到此位置，两个门13a、13b就不可以正确地关闭。
从图9和图10中可看出，整流罩17自身可被安装成在外挂架9上于操作位置(未图示)和维护位置(参见图9和图10)之间滑动，在操作位置，整流罩至少部分地盖住前部框架7，在维护位置此整流罩允许进入气体发生器3。
如可在图9和图10中看到的，有利的是，设置图7的锁闩39和41以具有足够的径向延伸，使得除非它们已在它们的关闭位置上被折叠并被锁在它们的关闭位置中，否则它们阻挡整流罩17回复至其操作位置：如特别是在图10中可看到的，当锁闩41在其打开位置时，整流罩17至少抵靠锁闩41，固定结构37(参见图7)的存在防止锁闩41的柄扭曲或折断。
这种特别的安全装置使得可以防止在将整流罩17重新定位在其操作位置之前锁住门13a、13b的任何疏忽。
图11图示在起作用位置的推力反向开闭门21，其通过将整流罩17向内部结构11的下游滑动而获得，如已通过箭头F所显示的，通过开闭门21，经过流动通道19流动的冷空气流被朝着机舱的外部偏转。
在图12中可看出，允许进入气体发生器3的维护构造可通过将内部结构11的下游部分15与位于推力反向模式的整流罩17一起滑动而从图11中可见的构造中推导出来。
如可从研究图2、图11和图12中而明白的，内部结构11的下游部分15被设计安装以使得它可相对外挂架9滑动的事实可想到通过使用插入在开闭门和下游部分15之间的连接件23来致动这些开闭门21。
这种致动方法极其简单，因为它可通过整流罩17相对下游部分15的相对移动而被简单地致动，这种致动方法在现有技术的其他系统中是想不到的，在现有技术的其他系统中，例如，机舱的内部结构被形成为能够通过枢转而与气体发生器分离的两个半壳。
如从前述内容已了解到的是，将内部结构11设计成包括能够滑动的下游部分15和包括能够向外打开的两个门的上游部分13，使得可以打开进入气体发生器3的所有部分，且与现有技术的装置相比不需要增加任何相当数量的重量即可实现。
当然，本发明不以任何方式限于已通过实施例而简单给出的所描述和图示的实施方式。

Claims (12)

1.一种用于涡轮喷气发动机(1)的机舱后部组件，该机舱后部组件包括：
整流罩(17)，
纺锤状内部结构(11)，纺锤状内部结构的至少下游部分(15)是O型管类型的且能够以轴向滑动方式在操作位置和位于所述操作位置的下游的维护位置之间移动，在操作位置，下游部分(15)盖住所述涡轮喷气发动机(1)的气体发生器(3)且与所述整流罩(17)一起界定出环形冷空气流通道(19)，所述内部结构(11)的上游部分(13)可以与所述下游部分(15)分离且包括至少两个能够向外打开的门(13a、13b)，
该组件的特征在于，所述下游部分(15)的上游边缘的内径(D)大于所述气体发生器(3)的最大直径，因而该下游部分(15)可相对该气体发生器(3)无阻碍地滑动。
2.如权利要求1所述的组件，其特征在于，所述门(13a、13b)可通过绕基本上平行于所述滑动的方向的轴(31)枢转而打开。
3.如权利要求1或2所述的组件，其特征在于，所述门(13a、13b)也能够以轴向滑动方式移动。
4.如权利要求1至3的任何一项所述的组件，其特征在于，该组件包括将所述门连接至所述下游部分的外围装置，该外围装置是刃状边(27)和凹槽(25)类型的。
5.如前述权利要求的任何一项所述的组件，其特征在于，在它们边对边关闭的区域，所述门(13a、13b)具有轴向偏移，至少第一锁闩(39)被插入在所述门的接触边缘的区域中，且至少第二锁闩(41)被插入在其中一个所述门的边缘与内部结构的所述下游部分(15)的边缘相连的区域中。
6.如权利要求1至4的任何一项所述的组件，其特征在于，在它们边对边关闭的区域，所述门(13a、13b)具有能够容纳内部结构的所述下游部分(15)的突出部(45)的开口(43)，至少第一锁闩(47aq)和第二锁闩(47b)被插入在所述门(13a、13b)和所述突出部(45)之间。
7.如前述权利要求的任何一项所述的组件，其中所述整流罩(17)本身被安装成在操作位置和位于所述操作位置下游的维护位置之间轴向滑动，其特征在于，该组件包括在所述门(13a、13b)之间提供连接的锁闩(39、41)，锁闩的致动柄足够长，使得只要这些柄不向下折进锁住位置就阻挡所述整流罩(17)从其维护位置回到其操作位置。
8.如前述权利要求的任何一项所述的组件，其特征在于，该组件包括能够被连接至所述涡轮喷气发动机(1)的风扇壳(5)的前部框架(7)，当所述内部结构(11)在操作位置时，该前部框架(7)至少部分地盖住所述门(13a、13b)。
9.如权利要求8所述的组件，其特征在于，所述前部框架(7)对所述机舱来说是结构性的。
10.如前述权利要求的任何一项所述的组件，其特征在于，该组件包括推力反向装置(17、21、23)。
11.如权利要求10所述的组件，其特征在于，所述推力反向装置包括枢转地安装在所述整流罩(17)上的开闭门(23)，和插入在这些开闭门(23)和内部结构的所述下游部分(15)之间的连接件(21)，因而所述整流罩(17)向下游方向的平移运动导致这些开闭门(23)关闭所述冷空气流通道(19)并使冷空气流朝向机舱的外部偏转。
12.一种飞行器机舱，其特征在于，该飞行器机舱装配有如前述权利要求的任何一项所述的组件。
CN200880015211.5A 2007-05-22 2008-03-28 用于涡轮喷气发动机的机舱后部组件 Active CN101678898B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0703607A FR2916426B1 (fr) 2007-05-22 2007-05-22 Ensemble arriere de nacelle pour turboreacteur.
FR0703607 2007-05-22
PCT/FR2008/000431 WO2008142242A2 (fr) 2007-05-22 2008-03-28 Ensemble arrière de nacelle pour turboréacteur

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN101678898A true CN101678898A (zh) 2010-03-24
CN101678898B CN101678898B (zh) 2013-01-09

Family

ID=38720345

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN200880015211.5A Active CN101678898B (zh) 2007-05-22 2008-03-28 用于涡轮喷气发动机的机舱后部组件

Country Status (10)

Country Link
US (1) US9003770B2 (zh)
EP (1) EP2162359B1 (zh)
CN (1) CN101678898B (zh)
AT (1) ATE538033T1 (zh)
BR (1) BRPI0811942A2 (zh)
CA (1) CA2687454C (zh)
ES (1) ES2379557T3 (zh)
FR (1) FR2916426B1 (zh)
RU (1) RU2457984C2 (zh)
WO (1) WO2008142242A2 (zh)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103112595A (zh) * 2013-02-06 2013-05-22 中国商用飞机有限责任公司 推进系统一体化的吊挂结构
CN106574573A (zh) * 2014-07-01 2017-04-19 赛峰短舱公司 配备有推力反向器的飞机涡轮喷气发动机机舱，包括用于避免飞机机翼活动缝翼的切口
US9745072B2 (en) 2013-02-06 2017-08-29 Commercial Aircraft Corporation Of China, Ltd Front installation node integrated with aircraft pylon
CN108622424A (zh) * 2017-03-22 2018-10-09 空中客车运营简化股份公司 具有反向器翻转板的喷气发动机短舱
CN109312632A (zh) * 2016-02-04 2019-02-05 赛峰飞机发动机公司 飞机推进单元

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2952908B1 (fr) 2009-11-26 2011-11-25 Aircelle Sa Ensemble pour turboreacteur d'aeronef
FR2953490B1 (fr) * 2009-12-07 2012-02-24 Aircelle Sa Ensemble arriere de nacelle pour turboreacteur
FR2962765B1 (fr) * 2010-07-13 2012-07-27 Snecma Turboreacteur avec un element de nacelle fixe au carter intermediaire
FR2966882B1 (fr) 2010-11-03 2017-10-27 Aircelle Sa Inverseur de poussee pour turboreacteur d'aeronef a nombre d'actionneurs reduit
FR2970521B1 (fr) 2011-01-17 2013-01-04 Aircelle Sa Inverseur de poussee pour turboreacteur d'aeronef a nombre de verrous reduit
FR2974150B1 (fr) 2011-04-14 2013-04-12 Aircelle Sa Inverseur de poussee pour turboreacteur d'aeronef
FR2974597B1 (fr) 2011-04-27 2019-05-10 Safran Nacelles Ensemble de verrouillage tertiaire pour dispositif d'inversion de poussee
FR2989952B1 (fr) 2012-04-27 2014-04-18 Aircelle Sa Nacelle de turboreacteur a section aval
FR3002593B1 (fr) 2013-02-25 2015-03-27 Aircelle Sa Actionneur pour nacelle de turboreacteur d'aeronef
US9915225B2 (en) 2015-02-06 2018-03-13 United Technologies Corporation Propulsion system arrangement for turbofan gas turbine engine
DE102015206093A1 (de) * 2015-04-02 2016-10-06 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Triebwerksverkleidung einer Fluggasturbine
EP3798133B1 (en) 2019-09-30 2023-06-21 Rohr, Inc. Linkage supporting a door of an aircraft propulsion system
US11781506B2 (en) 2020-06-03 2023-10-10 Rtx Corporation Splitter and guide vane arrangement for gas turbine engines

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3059426A (en) * 1957-03-22 1962-10-23 Marquardt Corp Thrust reverser utilizing aft end mechanical blockage
FR2291091A1 (fr) * 1974-11-13 1976-06-11 Snecma Dispositif de montage sur avion d'un turboreacteur
US4073440A (en) * 1976-04-29 1978-02-14 The Boeing Company Combination primary and fan air thrust reversal control systems for long duct fan jet engines
SU946121A1 (ru) * 1981-01-05 1996-01-27 Е.А. Поляченко Система управления створками реверса тяги турбореактивного двигателя
US4825648A (en) * 1987-03-02 1989-05-02 General Electric Company Turbofan engine having a split cowl
GB8822798D0 (en) * 1988-09-28 1988-11-02 Short Brothers Ltd Ducted fan turbine engine
US5228641A (en) * 1991-08-15 1993-07-20 Rohr, Inc. Cascade type aircraft engine thrust reverser with hidden link actuator
GB9120658D0 (en) * 1991-09-27 1991-11-06 Short Brothers Plc Ducted fan turbine engine
DE69303253D1 (de) * 1992-05-22 1996-07-25 Short Brothers Plc Fehleranzeige für schliessvorrichtung
GB9301457D0 (en) * 1993-01-26 1993-03-17 Short Brothers Plc An aircraft propulsuve power unit
US5350136A (en) * 1993-05-14 1994-09-27 United Technologies Corporation Nacelle arrangement
US5524847A (en) * 1993-09-07 1996-06-11 United Technologies Corporation Nacelle and mounting arrangement for an aircraft engine
GB9407632D0 (en) * 1994-04-18 1994-06-08 Short Brothers Plc An aircraft propulsive power unit
FR2734540B1 (fr) * 1995-05-24 1997-08-08 Aerospatiale Nacelle de moteur d'aeronef comportant un capot de nacelle
FR2772342B1 (fr) * 1997-12-16 2000-02-18 Aerospatiale Ensemble propulseur a capots de soufflante munis de securites de maintien et de positionnement, pour aeronef
FR2811716B1 (fr) * 2000-07-17 2002-10-04 Hurel Dubois Avions Perfectionnements aux arriere-corps de nacelle, a tuyere commune, de reacteur d'avion
US6568172B2 (en) * 2001-09-27 2003-05-27 The Nordam Group, Inc. Converging nozzle thrust reverser
GB0320371D0 (en) * 2003-08-29 2003-10-01 Rolls Royce Plc A closure panel arrangement

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103112595A (zh) * 2013-02-06 2013-05-22 中国商用飞机有限责任公司 推进系统一体化的吊挂结构
WO2014121638A1 (zh) * 2013-02-06 2014-08-14 中国商用飞机有限责任公司 推进系统一体化的吊挂结构
US9745072B2 (en) 2013-02-06 2017-08-29 Commercial Aircraft Corporation Of China, Ltd Front installation node integrated with aircraft pylon
US9856028B2 (en) 2013-02-06 2018-01-02 Commercial Aircraft Corporation Of China, Ltd Integrated pylon structure for propulsion system
CN106574573A (zh) * 2014-07-01 2017-04-19 赛峰短舱公司 配备有推力反向器的飞机涡轮喷气发动机机舱，包括用于避免飞机机翼活动缝翼的切口
CN109312632A (zh) * 2016-02-04 2019-02-05 赛峰飞机发动机公司 飞机推进单元
US10883447B2 (en) 2016-02-04 2021-01-05 Safran Aircraft Engines Aircraft propulsion unit having thrust reverser flaps connected to an inter-compressor casing located between the engine compressors
CN109312632B (zh) * 2016-02-04 2021-03-23 赛峰飞机发动机公司 飞机推进单元
CN108622424A (zh) * 2017-03-22 2018-10-09 空中客车运营简化股份公司 具有反向器翻转板的喷气发动机短舱
CN108622424B (zh) * 2017-03-22 2021-04-16 空中客车运营简化股份公司 发动机短舱、涡轮风扇发动机及飞行器

Also Published As

Publication number Publication date
WO2008142242A2 (fr) 2008-11-27
CN101678898B (zh) 2013-01-09
ES2379557T3 (es) 2012-04-27
RU2009146941A (ru) 2011-06-27
US20100146933A1 (en) 2010-06-17
ATE538033T1 (de) 2012-01-15
CA2687454C (fr) 2016-01-26
WO2008142242A3 (fr) 2009-01-22
US9003770B2 (en) 2015-04-14
FR2916426B1 (fr) 2010-04-02
RU2457984C2 (ru) 2012-08-10
FR2916426A1 (fr) 2008-11-28
EP2162359A2 (fr) 2010-03-17
BRPI0811942A2 (pt) 2014-11-25
CA2687454A1 (fr) 2008-11-27
EP2162359B1 (fr) 2011-12-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101678898B (zh) 用于涡轮喷气发动机的机舱后部组件
JP6167266B2 (ja) 逆推力装置アセンブリおよび動作の方法
US9366201B2 (en) Cascade-type thrust reverser with one-piece mobile cowl
US9822734B2 (en) Tandem thrust reverser with multi-bar linkage
EP2987985B1 (en) Actively controlled cooling air exhaust door on aircraft engine nacelle
CN101588967B (zh) 发动机舱、涡轮喷气发动机以及用于飞行器的推进单元
US8109468B2 (en) Nacelle for aircraft comprising means of reversing thrust and aircraft comprising at least one such nacelle
US9587583B2 (en) Turbojet engine nacelle having a variable nozzle
US10851734B2 (en) Thrust reverser assembly
EP1595069A2 (en) Self stowing thrust reverser
CN101778761A (zh) 装备有至少一个超压襟翼的发动机舱
WO2008139048A3 (fr) Nacelle pour turboreacteur equipee d'un systeme d'inversion de poussee a une seule porte
EP3441601A1 (en) Turbine engine thrust reverser stop
EP3034847B1 (en) Exhaust cooling system of an aircraft with modulated exhaust cooling
US20160208738A1 (en) Turbojet engine nacelle comprising a unit assembly capable of moving along a guide assembly
US9623976B2 (en) Nacelle for a high bypass ratio engine with multiple flow paths
CN109312632A (zh) 飞机推进单元
RU2456214C2 (ru) Блокировочное устройство
US10648428B2 (en) Aircraft thrust reverser system with hydraulic assist device

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant