CN101896712A - 用于具有可变截面喷嘴的飞行器发动机的机舱 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于飞行器发动机的机舱，该机舱包括前机罩(13)和后机罩(1a)，后机罩(1a)安装成能够在限定喷嘴(9)的小截面的上游位置和限定喷嘴(9)的增大截面的下游位置之间滑动。所述机舱包括与所述前机罩(13)边对边地定位的中间构件(25)，所述中间构件限定一壳体(27)，所述壳体(27)用于在后机罩位于上游位置时容纳所述后机罩(1a)的上游边缘(11)。

Description

用于具有可变截面喷嘴的飞行器发动机的机舱
本发明涉及一种用于具有可变截面喷嘴的飞行器发动机的机舱。
本申请人于2006年6月21日提交的专利申请FR06/05512公开一种用于飞行器发动机的机舱，该种机舱包括限定可变截面喷嘴的格栅式推力反向器(inverseur de poussée)。
这样的机舱在附图1-3中示意性示出。
该种机舱主要包括推力反向器1，推力反向器1和围绕着飞行器发动机(未示出)的内部结构5一起限定冷空气流路3。空气流过此流路的方向由箭头F1表示。
更具体的是，推力反向器1包括能够在第一组致动器7的作用下轴向移动的外壁1a和能够在第二组致动器(未示出)的作用下移动的内壁1b。
通过只操作第一组致动器7，可以调整推力反向器的外壁1a的后部9的截面，该截面将限定具有可变截面的冷空气喷射喷嘴。
图1示出处于最小截面喷嘴构造的外壁1a，在该最小截面喷嘴构造中，推力反向器1的外壁1a的上游区域11(相对于方向F1)在围绕风扇外壳21的机罩13和附接到推力反向器的前框架19的环形壁17之间滑动，前框架19本身附接到发动机的风扇外壳21上(此时可想到：前框架19支承格栅叶片23，允许实施推力反向功能)。
图2示出(箭头F2)为了对壳体21进行维护操作而可以赋予机罩13的滑动。
图3示出(箭头F3)在推力反向构造中可以赋予外壁1a和内壁1b的滑动，造成冷空气经由叶片23的推力反向格栅从流路3循环到外侧(箭头F4)。
与具有上述构造的机舱相关的一个问题涉及推力反向器1的外壁1a和机罩13之间的配合。
具体是，由于空气动力性能的原因，对于由机罩13形成的台阶25来说重要的是相对于外壁1a要尽可能浅。
因此在该相互重叠的区域内，一方面需要减小机罩13的厚度，而另一方面需要减小该机罩和外壁1a之间的间隙。
对于机罩13的最小厚度的要求妨碍了在所述重叠区域对该机罩设置加强部(肋或类似物)。
这意味着该机罩13在此区域容易变形，如果在外壁1a和机罩13之间具有小的间隙，这种变形会造成外壁1a相对于机罩13的相对运动卡住。
本发明的特别目的在于消除这种卡住的危险。
本发明的该目的通过一种用于飞机发动机的机舱来实现，该种机舱包括前机罩和后机罩，该后机罩安装成能够在限定喷嘴的小截面的上游位置和限定喷嘴的增大截面的下游位置之间滑动，值得注意的是，所述机舱包括与所述前机罩边对边地定位的中间构件，此中间构件限定一壳体，在所述后机罩位于其上游位置时，所述壳体能够容纳所述后机罩的上游边缘。
此中间构件的存在使得可以在前机罩和后机罩不直接相互作用的情况下在这两个部件之间形成空气动力连续性；以此方式，可以解决变形和小间隙可能造成的这两个部件相互卡住的问题。
根据本发明的机舱的其它任选特征：
-所述中间构件包括用于容纳所述前机罩的区域，此区域定位在所述壳体的上游：该容纳区域使得前机罩可以相对于中间构件对中；
-所述前机罩具有刚好位于所述区域的上游的加强部：这些加强部使得前机罩可以在其下游边缘附近被特别地强化；
-所述前机罩包括与所述区域对应地定位的加强部，所述区域径向向内偏离一个距离，该距离基本上相当于所述前机罩和所述加强部的组合径向厚度：这种配置允许加强部紧邻前机罩的下游边缘定位；
-所述壳体包括限定出径向内部边缘的斜面，所述斜面用于所述后机罩的上游边缘：此斜面允许下游机罩相对于中间构件的壳体对中；
-所述壳体具有限定出径向外部边缘的斜面，所述斜面用于所述后机罩的上游边缘：这种特定的配置允许加强部在后机罩的上游边缘附近定位在该机罩的内表面上；
-该机舱包括邻接所述斜面的密封件：这种密封件密封中间构件和后机罩之间的连接部；
-所述后机罩在其内表面上包括靠近其上游边缘定位的加强部：这些加强部的存在对后机罩的上游部分进行强化；
-所述前机罩与所述中间构件相交的线包含在不与所述机舱的轴线垂直的平面内：由于中间构件的存在而形成的这种相交线显著地在前机罩位于维护位置、向前滑动时对机舱的某些固定构件提供更好的可操作性；
-所述中间构件包括支承致动装置(主要是致动所述后机罩的装置)的腿部：这种配置使得致动装置(例如致动器)的安置可以特别简单；
-所述中间构件能够附接到所述发动机的风扇外壳；
-所述中间构件包括能够以铰接方式安装在用于所述发动机的支承挂架上的两个半件；
-所述中间构件形成所述发动机的风扇机罩的一部分；
-此机舱包括具有格栅叶片的格栅式推力反向器，所述推力反向器的外部部件形成所述后机罩；
-所述推力反向器除了包括所述外部部件之外，还包括能够独立于所述外部部件移动的内部部件：这种特定的实施例与此说明书的前序部分中阐述的内容相对应；
-所述中间构件形成所述推力反向器的固定结构的一体部分：此中间构件可以特别地附接到推力反向器的前框架；
-所述前机罩结合有此机舱的进气唇；
-所述前机罩能够被安装成使其能够在所述发动机上滑动。
通过下面的说明以及通过研究附图将清楚本发明的其它特征和优点，在所述附图中：
在说明书前序部分中提及的图1-3以轴向截面方式示出现有技术的机舱推力反向器；
图4以轴向截面方式示出安装在推力反向器的前框架上的、根据本发明的中间构件；
图5-7类似于图1-3，示出装备有图4中间构件的推力反向器，其中推力反向器的外壁分别为三种不同的构造；
图8和9示出与根据本发明的中间构件相互协作的前机罩的两个可能的替代形式；
图10示出根据本发明的中间构件的替代形式，该替代形式的中间构件设计成容纳用于致动推力反向器的外壁的构件；
图11示出包括图10的中间构件的推力反向器；
图12-15示出根据本发明另一可替代形式的中间构件在维护操作期间的打开运动性能；
图16示出装备有根据本发明的另一替代形式的中间构件的推力反向器；以及
图17和18以侧视图示出装备有图16的中间构件的机舱，该机舱的前机罩安装成能够相对于风扇外壳滑动，并且结合有进气唇。在图17和18中，该前机罩分别位于操作位置和维护位置。
在所有附图中，相同的附图标记表示相同或类似的构件或成组构件。
现在参考图4-7，可以看出中间构件25被附接到推力反向器1的前框架19上，此中间构件限定能够容纳推力反向器1的外壁1a的上游边缘11的壳体27。
此推力反向器可以是与图1-3所示的推力反向器相同的类型，也就是说具有可变截面的喷嘴。
中间构件25在前框架19的周边的至少一部分上方延伸，使得壳体27为环形。
该中间构件通过腿部29连接到前框架19，腿部19本身也基本上为环形。
在壳体27的下游(下游是相对于空气如图1和2中的箭头F1所示沿着流路3流动的方向来确定的)，优选地具有斜面31，斜面31使得更容易将外壁1a的上游边缘11在壳体27内对中和安装。
还优选地，具有刚好定位在斜面31的上游的密封件33，以得到外壁1a和中间构件25之间的密封的连接部。
壳体27的上游具有使得机舱13的前机罩可以恰当地对中和定位的区域35。
此区域35本身可具有斜面37，以使该对中更容易。
在维护操作期间，通过相对于该壳体21滑动，前机罩13使得可以操作风扇外壳21。
图5-7示出推力反向器1的外壁1a的三个不同位置，这些位置与飞行器飞行的不同阶段所需的多种喷嘴截面相对应。
在所示的特定实例中，推力反向器的内壁1b保持在上游位置，也就是说覆盖反向器的格栅叶片23，从而不启动推力反向器的功能。
但是当然必须理解的是，在希望启动推力反向器功能时，外机罩1a和内机罩1b向图7所示位置的下游滑动，从而露出格栅叶片23，并且使得流经构件3的气流可以反向。
图8披露了下述事实：周向加强部39可设置在机罩13的内表面之下，这些加强部可从机罩13的下游边缘轴向地隔开，或者隔开一个大致与区域35的轴向长度相对应的距离d1。
如果希望提高机罩13的下游端的刚性，那么加强部39可如图9所示定位，也就是说直接靠近该机罩的下游边缘，在这种情况下需要确保区域35相对于中间构件25的外表面41径向偏离的距离d2基本上等于机罩13和加强部39的组合径向厚度。
在图10示出的可替代形式中，可以看到孔43可设置在中间构件25的腿部29中，这些孔能够容纳用于致动推力反向器1的外壁1a(特别参考图11)的致动器7。
由图9和11还可以看到，斜面45可以定位在径向位于壳体27的外侧上的边缘47上。
在图11可以看到，斜面45的这种配置意味着加强部49能够设置成位于推力反向器1的外壁1a的上游边缘11之下。
图12-15示出装备有根据本发明的替代形式中间构件25的机舱的打开运动性能，在替代形式中，中间构件可由两个半件形成，每个半件安装成能够在机舱支承挂架(未示出)上围绕着与该机舱的轴线大致平行的轴线枢转。
在这种情况下，中间构件25的腿部29不是完全地安装在推力反向器的前框架19上：中间构件25的关联半件的各腿部19在维护操作时可与前框架19分开。
在图12所示的正常操作构造中，机罩13与中间构件25边对边地定位，并且外壁1a的上游边缘11穿过中间构件25的壳体27，从所述正常操作构造开始，首先要做的是，如图13所示那样，将前机罩13朝着机舱的上游端部滑动。
推力反向器的外壁1a和内壁1b随后主要在致动器7的作用下沿着机舱的下游方向滑动，如图14所示那样。
接着导致下述状况：中间构件25不再与前机罩13或推力反向器的外壁1a协作。
从此状况开始，中间构件25的每个半件围绕支承机舱的挂架(未示出)枢转(“鸥翼”门式打开)。
在图16-18中可以看到，通过适当改变将上游边缘51与中间构件25的壳体27的前部53分开的厚度e，可以得到前机罩13与推力反向器的外壁1a相交的线55，该线相对于机舱57的轴线A以任意角度α倾斜。
特别是，在图17和18可以看到，相交线55的下部59可以设置成比相交线的上部61更进一步朝着机舱的上游端定位。
由于这种特殊的配置，以及在机舱13的前机罩安装成能够相对于风扇外壳21滑动用于维护操作(见图18)时，可以更加容易地操作附接到风扇外壳21的下半部并靠近该风扇外壳的上游边缘65的构件63(泵、电子设备壳体等)。
从以上说明将理解的是，中间构件25构成一方面与前机罩13独立协作且另一方面与推力反向器的外壁1a独立协作的固定部件。
由于该中间构件25，所涉及的问题变成运动部件/固定部件的运动性能的简单问题，并且可以消除现有技术系统所具有的卡住危险。
实际上，全部所需要的是，一方面对于前机罩13以及另一方面对于外壁1a，将尺寸的误差设定为适于相对于中间构件25获得非常可靠的运动性能。
当然，本发明不以任何方式局限于简单地以示例的方式提供的所示和所说明的实施例。
特别是，将理解的是，本发明还能够应用于所谓的“平面”式机舱，也就是说没有推力反向器装置的机舱。
在这种情况下，上述外壁实际上形成具有可变喷嘴截面的机舱的后部的简单后机罩，而不是形成推力反向器的外壁。
因此同样可以使得中间构件25形成覆盖壳体21的机罩的一体部分，此机罩可以像上述的机罩13那样滑动地打开，或者另外以“鸥翼”的方式打开，例如围绕支承机舱的挂架打开。

Claims (18)

1.一种用于飞机发动机的机舱(57)，所述机舱包括前机罩(13)和后机罩(1a)，所述后机罩(1a)安装成能够在限定喷嘴(9)的小截面的上游位置和限定喷嘴(9)的增大截面的下游位置之间滑动，其特征在于，所述机舱包括与所述前机罩(13)边对边地定位的中间构件(25)，该中间构件限定出壳体(27)，在所述后机罩位于其上游位置时，所述壳体(27)能够容纳所述后机罩(1a)的上游边缘(11)。
2.如权利要求1所述的机舱，其特征在于，所述中间构件(25)包括用于容纳所述前机罩(13)的区域(35)，该区域(35)定位在所述壳体(27)的上游。
3.如权利要求2所述的机舱，其特征在于，所述前机罩(13)具有刚好位于所述区域(35)的上游的加强部(39)。
4.如权利要求2所述的机舱，其特征在于，所述前机罩(13)包括与所述区域(35)对应地定位的加强部(39)，所述区域(35)径向向内偏离一段距离(d2)，所述距离(d2)基本上相当于所述前机罩(13)和所述加强部(39)的组合径向厚度。
5.如上述权利要求中任一项所述的机舱，其特征在于，所述壳体(27)包括限定出斜面(31)的径向内部边缘，所述斜面用于所述后机罩(1a)的上游边缘(11)。
6.如权利要求1-4中任一项所述的机舱，其特征在于，所述壳体(27)具有限定出斜面(45)的径向外部边缘，所述斜面用于所述后机罩(1a)的上游边缘(11)。
7.如权利要求5和6中之一所述的机舱，其特征在于，所述机舱包括邻接所述斜面(31)的密封件(33)。
8.如权利要求5所述的机舱，其特征在于，所述后机罩(1a)在其内表面上包括靠近该后机罩的上游边缘(11)定位的加强部(49)。
9.如上述权利要求中任一项所述的机舱，其特征在于，所述前机罩(13)与所述中间构件(25)相交的线(55)包含在不与所述机舱(57)的轴线(A)垂直的平面内。
10.如上述权利要求中任一项所述的机舱，其特征在于，所述中间构件(25)包括腿部(29)，所述腿部(29)支承致动装置(7)，主要是致动所述后机罩(1a)的装置。
11.如上述权利要求中任一项所述的机舱，其特征在于，所述中间构件(25)能够附接到所述发动机的风扇外壳(21)。
12.如权利要求1-10中任一项所述的机舱，其特征在于，所述中间构件(25)包括能够以铰接方式安装在所述发动机的支承挂架上的两个半件。
13.如上述权利要求中任一项所述的机舱，其特征在于，所述中间构件(25)形成所述发动机的风扇的机罩的一部分。
14.如上述权利要求中任一项所述的机舱，其特征在于，所述机舱包括具有格栅叶片(23)的格栅式推力反向器(1)，所述推力反向器(1)的外部形成所述后机罩(1a)。
15.如权利要求14所述的机舱，其特征在于，所述推力反向器(1)除了包括所述外部部件(1a)之外还包括能够独立于所述外部部件(1a)移动的内部部件(1b)。
16.如权利要求14或15所述的机舱，其特征在于，所述中间构件形成所述推力反向器的固定结构的一体部分。
17.如上述权利要求中任一项所述的机舱，其特征在于，所述前机罩(13)包括该机舱的进气唇。
18.如上述权利要求中任一项所述的机舱，其特征在于，所述前机罩(13)能够安装成能够在所述发动机上滑动。
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WO (1) WO2009103905A1 (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107781036A (zh) * 2016-08-29 2018-03-09 波音公司 具有用于涡轮发动机的热塑性阻流门的阻流门装配件

Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2953490B1 (fr) * 2009-12-07 2012-02-24 Aircelle Sa Ensemble arriere de nacelle pour turboreacteur
FR2954410B1 (fr) * 2009-12-18 2014-07-04 Aircelle Sa Cadre avant pour une structure d'inverseur de poussee a grilles de deviation
FR2967398B1 (fr) * 2010-11-16 2012-11-02 Aircelle Sa Structure de renforcement d'une nacelle de turboreacteur
US8713911B2 (en) * 2010-12-15 2014-05-06 Woodward Hrt, Inc. System and method for operating a thrust reverser for a turbofan propulsion system
FR2969122B1 (fr) 2010-12-20 2012-12-28 Aircelle Sa Structure interne pour une nacelle pour un turboreacteur double flux d'un aeronef
US9097209B2 (en) 2012-03-27 2015-08-04 United Technologies Corporation Gas turbine engine thrust reverser system
FR3005489B1 (fr) * 2013-05-07 2017-03-17 Airbus Operations Sas Dispositif de commande d'une tuyere a section variable d'un aeronef
EP2995556B1 (en) 2014-09-12 2018-11-07 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH An aircraft with an air intake for an air breathing propulsion engine
US10436112B2 (en) * 2017-06-26 2019-10-08 The Boeing Company Translating turning vanes for a nacelle inlet
US10343786B2 (en) * 2017-06-28 2019-07-09 General Electric Company System and method of operating a ducted fan propulsion system during aircraft taxi
US10767596B2 (en) * 2017-07-26 2020-09-08 Raytheon Technologies Corporation Nacelle
US11046445B2 (en) 2017-07-26 2021-06-29 Raytheon Technologies Corporation Nacelle
FR3087751B1 (fr) * 2018-10-25 2022-03-25 Safran Nacelles Piece de lissage aerodynamique pour nacelle d’ensemble propulsif d’aeronef et procede d’assemblage s’y rapportant
US11591097B2 (en) 2019-05-20 2023-02-28 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US11072416B2 (en) * 2019-05-20 2021-07-27 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US11235857B2 (en) 2019-05-20 2022-02-01 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US11745860B2 (en) 2019-05-20 2023-09-05 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US11174004B2 (en) 2019-05-20 2021-11-16 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US11613345B2 (en) 2019-05-20 2023-03-28 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US11873078B2 (en) 2019-05-20 2024-01-16 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US11535362B2 (en) 2019-05-20 2022-12-27 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1343888A (zh) * 1970-11-06 1974-01-16
GB1421153A (en) * 1972-03-25 1976-01-14 Rolls Royce Propulsion nozzle for ducted fan gas turbine jet propulsion engines
US4802629A (en) * 1982-10-22 1989-02-07 The Boeing Company Plug-type exhaust nozzle having a variable centerbody and translating shroud
US5655360A (en) * 1995-05-31 1997-08-12 General Electric Company Thrust reverser with variable nozzle
US5806302A (en) * 1996-09-24 1998-09-15 Rohr, Inc. Variable fan exhaust area nozzle for aircraft gas turbine engine with thrust reverser

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR605512A (fr) 1925-09-29 1926-05-28 Thomson Houston Comp Francaise Perfectionnements aux dispositifs ignifuges, notamment pour appareils électriques
GB1386232A (en) * 1971-03-31 1975-03-05 Short Brothers & Harland Ltd Fluid propulsion systems
US3779010A (en) * 1972-08-17 1973-12-18 Gen Electric Combined thrust reversing and throat varying mechanism for a gas turbine engine
GB1583952A (en) * 1976-07-13 1981-02-04 Short Brothers & Harland Ltd Gas turbine engines
FR2622929A1 (fr) * 1987-11-05 1989-05-12 Hispano Suiza Sa Inverseur de poussee de turboreacteur a grilles,a section variable d'ejection
GB9301457D0 (en) * 1993-01-26 1993-03-17 Short Brothers Plc An aircraft propulsuve power unit
US5778659A (en) * 1994-10-20 1998-07-14 United Technologies Corporation Variable area fan exhaust nozzle having mechanically separate sleeve and thrust reverser actuation systems
GB9613166D0 (en) * 1996-06-24 1996-08-28 Short Brothers Plc Aircraft propulsive power unit
FR2764643B1 (fr) * 1997-06-12 1999-07-16 Hispano Suiza Sa Inverseur de poussee a portes de turboreacteur a section variable d'ejection
US6170254B1 (en) * 1998-12-18 2001-01-09 Rohr, Inc. Translating sleeve for cascade type thrust reversing system for fan gas turbine engine for an aircraft
FR2902839B1 (fr) * 2006-06-21 2011-09-30 Aircelle Sa Inverseur de poussee formant une tuyere adaptative
US8201390B2 (en) * 2007-12-12 2012-06-19 Spirit Aerosystems, Inc. Partial cascade thrust reverser
US8181905B2 (en) * 2008-12-17 2012-05-22 Rohr, Inc. Aircraft engine nacelle with translating inlet cowl

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1343888A (zh) * 1970-11-06 1974-01-16
GB1421153A (en) * 1972-03-25 1976-01-14 Rolls Royce Propulsion nozzle for ducted fan gas turbine jet propulsion engines
US4802629A (en) * 1982-10-22 1989-02-07 The Boeing Company Plug-type exhaust nozzle having a variable centerbody and translating shroud
US5655360A (en) * 1995-05-31 1997-08-12 General Electric Company Thrust reverser with variable nozzle
US5806302A (en) * 1996-09-24 1998-09-15 Rohr, Inc. Variable fan exhaust area nozzle for aircraft gas turbine engine with thrust reverser

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107781036A (zh) * 2016-08-29 2018-03-09 波音公司 具有用于涡轮发动机的热塑性阻流门的阻流门装配件
US11840986B2 (en) 2016-08-29 2023-12-12 The Boeing Company Blocker door assembly having a thermoplastic blocker door for use in a turbine engine

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Publication number Publication date
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