CN102844239A - 推力反向器襟翼连杆在涡轮喷气发动机舱的内部固定结构上的布置 - Google Patents

Abstract

在至少一个推力反向器襟翼（13）连杆（15）在涡轮喷气发动机舱的内部固定结构上的布置中，所述连杆（15）通过弹性装置（17）连接至所述内部固定结构。

Description

推力反向器襟翼连杆在涡轮喷气发动机舱的内部固定结构上的布置

技术领域

本发明涉及一种推力反向器连杆在涡轮喷气发动机舱的内部固定结构上的布置（agencement）。

背景技术

如本身已知的，用于飞行器涡轮喷气发动机的叶栅类型的推力反向器通常包括多个襟翼，所述襟翼固定至所述反向器的滑动罩，与连接至该推力反向器的内部固定结构的连杆共同协作。

当该推力反向器在直接喷射模式中运行时，所述连杆将该襟翼保持在所述滑动罩的内壁的延伸处。

当该推力反向器在反向喷射模式中运行时，所述襟翼由连杆致动，从而阻塞涡轮喷气发动机的次气流的流通腔，并且因此向前偏转次气流通道，使得能够实现推力反向并且因此实现对装配有这种反向器的飞行器的制动。

已知在连杆和襟翼之间设置有弹簧，从而当襟翼处于“直接喷射”位置时，能够补偿公差间隙和结构变形，同时允许所述连杆能够对在该位置上的那些襟翼施加足够的压力。

迄今为止使用过不同类型的弹簧，诸如螺旋弹簧、簧片或者U形弹簧，如在先文献FR2920197中所教导的。

在目前设计的机舱中，努力尽可能地减小在叶栅区域中的推力反向设备的径向厚度，从而在重量和气动学方面优化机舱。

然而，前述的弹簧具有径向的大的体积，这与厚度的减小是矛盾的。

进一步地，在一些情况下，在襟翼的枢转过程中，经由弹簧连接至相关联的反向器襟翼的每一连杆的端部的行进需要额外的空间，这种额外的空间与前述关于减小径向厚度的限制是不相容的。

发明内容

因此，本发明的目的特别在于，提供弹性装置用于将所述连杆连接至其周围区域，这与前述的径向厚度的减小是相容的。

本发明的目的是通过至少一个推力反向器襟翼连杆在涡轮喷气发动机舱的内部固定结构上的布置来实现的，其中，所述连杆通过弹性装置连接到所述内部固定结构。

由于这些特征，不再需要在连杆和推力反向器襟翼之间设置弹性连接装置，这使得能够减小连杆与所述襟翼之间协作的区域的体积，并且因此能够减小推力反向设备在叶栅叶片区域中的径向厚度。

根据本发明的其他可选特征：

-所述弹性装置包括具有两个分支的U形弹簧；

-所述弹簧的凹面朝向所述机舱的上游方向：以这种方式，所述弹簧能够更好地承受由所述连杆施加的拉力；

-所述弹性装置包括扭力弹簧；

-所述连杆通过连接销连接至所述弹性装置，并且，所述弹性装置包括具有长圆形开口的壳体，所述长圆形开口容纳所述销的端部，并且所述壳体在弹簧断裂的情况下能够保持所述销；

-所述弹性装置被紧固在所述内部固定结构的中空区域中，所述中空区域形成在与所述涡轮喷气发动机相对的结构的表面上，并且设有用于所述连杆通过的开口；

-当所述内部固定结构由合成的夹层材料制成时，所述中空区域由合成夹层材料的单块部分形成；

-所述中空区域由环箍（collerette）作为边界，所述环箍本身由与涡轮喷气发动机相对的内部固定结构的表面的隔热垫作为边界；

-保护罩附接至环箍上；

-弹性装置包括在推力反向模式中限制变形的止挡件。

本发明还涉及一种飞行器涡轮喷气发动机舱，包括至少一种根据前述的布置。

附图说明

通过阅读以下说明以及参考附图，将明白本发明的其他特征和优点，其中：

图1示出了结合本发明的布置的叶栅型推力反向器的轴向剖视图，其中所述反向器位于直接喷射位置；

图2为类似于图1的视图，示出了在反向喷射位置的反向器；

图3为图2的区域III的详细视图；

图4类似于图3，示出了根据本发明的布置的替代实施例；

图5示出了根据本发明的布置的弹簧的第一实施例的立体图；

图6示出了根据本发明的布置的弹簧的第二实施例的部分分解的立体图；

图7为图3的平面VII的剖视图，此时根据本发明的布置结合了根据图6的弹簧；并且

图8类似于图7，示出了在弹簧断裂时的根据本发明的布置。

在全部附图中，相同或类似的附图标记指代相同或类似的构件或者构件组。

参考系XYZ位于全部附图中，其三个轴分别代表机舱的纵向、横向和竖向。

具体实施方式

应当注意到，X轴的箭头指向机舱的上游方向，该术语“上游”应当与在操作期间穿过机舱的气流联系起来理解。

图1示出了叶栅类型的推力反向器，其通常包括相对于固定结构滑动地安装的罩1，其中，所述固定结构包括固定的前框架3和内部固定结构5。

如本身已知的，所述滑动罩和内部固定结构5之间限定了环形冷空气通道7。

在正常操作模式中，即在巡航期间，冷空气按图1中的箭头9所示，即沿着罩1的内壁和内部固定结构5在所述通道7内流通。

在这种操作模式中，该冷空气9被添加到离开所述涡轮喷气发动机10的热空气，从而有助于飞行器（未示出）的推力。

在推力反向模式中（参见图2），该滑动罩1在诸如液压千斤顶（未示出）的致动器的作用下朝涡轮喷气发动机的后部（即朝图2的右侧）运行。

这种滑动导致驱动分布在整个通道周围的多个襟翼13覆盖所述环形通道7，其中仅一个襟翼在图1和图2中可见，并且使得将冷气流通过叶栅叶片14朝机舱的前部（参见图2中的箭头9’）重定向。

每一襟翼13铰接地安装在滑动罩1上，并且在连杆15的作用下（连杆15的端部分别枢转地安装在内部固定结构5和襟翼13上），襟翼13从图1示出的位置（襟翼13位于该滑动罩1的内壁的延伸处）向图2示出的覆盖位置（襟翼13定位成穿过冷空气通道7）运动。

根据本发明，并且更特别地如图3和图4所示，所述连杆15通过弹簧17与该内部固定结构5协作。

该弹簧17位于该内部固定结构5的中空区域19，所述中空区域被设置成与所述涡轮喷气发动机10相对。

当所述内部固定结构15由合成的夹层材料制成时，其中所述夹层材料特别地可包括内表层、外表层和蜂巢芯体，从而产生吸音作用，该中空区域19可由所述材料的单块部分制成，即所述内表层和外表层直接地附接至彼此、而没有芯体的材料部分。

这种单块部分不具有吸音特性，但是具有高强度，有利于所述弹簧17的紧固。

在图5中所示的第一实施例中，可以看出，弹簧17可以是螺旋类型的，在这种情况下，该弹簧安装在物理轴21上，接着将该轴21安装在轴承23上，该轴承23通过板25紧固于固定结构5的中空区域19中。

弹簧17的一个脚27对枢转地安装在物理轴21上的镫形物29施加弹性回复力，所述镫形物包括两个分支31a、31b，每一分支均设置有用于容纳销（未示出）的开口33，并且连杆15的端部基本上在中空区域19的中心穿过所述内部固定结构5。

应当注意到，两个壳体35a、35b设置成固定至所述板25，并且分别设有长圆形开口37a、37b，所述长圆形开口37a、37b位于与所述镫形物29的开口33相对的位置。

从图6示出的另一实施例中可以看出，所述弹簧17为U形类型的，即该弹簧包括两个U形分支39a、39b，这两个U形分支通过紧固在中空区域19内部的板25彼此连接：这种弹簧类似于在先文献FR2920197中所教导的弹簧。

每一分支39a、39b支撑各自的半轴承41a、41b，在该半轴承41a、41b内部形成有开口33，所述开口33设计成容纳用于紧固连杆15的端部的销43。

如在前述的实施例中，两个壳体35a、35b分别设有与所述半轴承41a、41b的开口33相对的长圆形开口37a、37b。所述壳体35a和35b可以附接或者结合至弹簧。

更明确地，参阅图7和图8，可以看出，所述销43优选地包括头45及具有螺纹端47的轴，螺母49旋拧在所述螺纹端47上。

环51和53分别设置在所述头45与所述半轴承41a之间、以及所述半轴承41b和所述螺母49之间。

所述环51和53执行定心功能，即，它们能够确保所述销43的两个端部连续地延伸通过所述两个长圆形开口37a和37b。

以这种方式，在弹簧17断裂的情况下，特别是在两个U形分支的弯曲区域中，所述销43抵靠所述开口37a和37b的边缘，如图8所示：该销以及该连杆15因此被保持，这防止连杆15脱离以及连杆15在所述冷空气通道7内部行进。

应当注意到，在图5的实施例中，在弹簧17断裂的情况下的这种阻碍功能由壳体35a、35b以及其相关联的长圆形开口37a、37b类似地执行。

还应当注意到，在图5和图6的两个实施例中，所述长圆形开口37a和37b还执行引导所述销43、防止所述连杆15的端部离心的功能。

现在回至图3和图4，可以看出，所述内部固定结构可以包括在涡轮喷气发动机10一侧的热保护垫55。

环箍（或者框架）57可以紧固在中空区域19的边缘上，接着所述环箍经由热保护垫55与中空区域19的周边相接。

自身受其热垫61保护的保护密封盖59优选地紧固在所述环箍57上，从而保护所述弹簧17所在的中空区域19。

单个盖可以是区域性的并且专用于单个开口，或者覆盖全部或部分的开口。该盖由紧固件保持，使得允许密封并容易地进入所述中空区域19。

在图3和图4中，箭头63指示：在推力反向情况下，即当每一襟翼13横跨所述冷空气通道7时，由连杆15施加在弹簧17上的力的方向。

为了限制在该构型中所述连杆在所述弹簧上的力的作用，可以提供弹簧17，将其设置成使得所述销43抵靠所述板25（如图3所示），或者设置成使得所述板25包括止挡件64，该止挡件64能够在连杆15施加的拉力的作用下止挡所述销43：这使得能够避免在所述弹簧27上的任何拉断风险。

根据前述可以理解，根据本发明的布置能够用连杆在内部固定结构5中的周边物偏转（deporter）所述连杆15的弹性连接装置，并且因此能够减小连杆15与其相关联的推力反向器襟翼13的连接区域的体积：以这种方式，能够获得具有期望的良好的气动轮廓线的机舱。

当然，本发明不限于以上描述和示出的实施例，其仅作为示例来提供。

Claims (11)

1.一种推力反向器襟翼（13）连杆（15）在涡轮喷气发动机舱的内部固定结构上的布置，其中，所述连杆通过包括弹簧（17）的弹性装置连接至所述内部固定结构。

2.根据权利要求1所述的布置，其中，所述弹簧（17）为具有两个分支（39a、39b）的U形形状。

3.根据权利要求2所述的布置，其中，所述弹簧（17）的凹面朝向所述机舱的上游方向。

4.根据权利要求1所述的布置，其中，所述弹簧（17）为扭力弹簧。

5.根据前述任一权利要求所述的布置，其中，所述连杆（15）通过连接销（43）连接至所述弹簧（17），并且具有容纳所述销（43）的端部的长圆形开口（37a、37b）的壳体（35a、35b）在所述弹簧（17）断裂的情况下能够保持所述销。

6.根据权利要求1所述的布置，其中，所述弹簧（17）紧固在所述内部固定结构（5）的中空区域（19）中，所述中空区域（19）形成在与所述涡轮喷气发动机相对的结构的表面上，并且设有用于所述连杆（15）通过的开口。

7.根据权利要求1所述的布置，其中，所述内部固定结构（5）由合成夹层材料制成，在所述合成夹层材料的单块部分中形成中空区域（19）。

8.根据权利要求1所述的布置，其中，与所述涡轮喷气发动机（10）相对的内部固定结构（5）的表面的隔热垫（55）与环箍（57）接界，所述环箍（57）与中空区域（19）接界。

9.根据权利要求1所述的布置，其中，保护罩（59）附接在环箍（57）上。

10.根据前述任一权利要求所述的布置，包含在反向模式中限制变形的止挡件（64）。

11.一种飞行器涡轮喷气发动机舱，包含至少一种根据前述任一项权利要求所述的布置。

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