CN102859168A - 涡轮喷气发动机舱 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种装配有推力反向器装置（20）的旁通涡轮喷气发动机舱，包括：罩（30）；由所述罩（30）上游的前机架（50）支承的转向装置（40）；所述罩（30）在基本平行于机舱的纵向轴线方向上具有平移活动性，并且能够在关闭位置和打开位置之间运动，在关闭位置，所述罩确保机舱的气动连续性并且覆盖所述转向装置（40），在打开位置，所述罩在机舱中打开一条通道并且露出所述转向装置（40）；所述罩（30）延伸有至少一个可变几何形状的喷射管喷嘴（60），所述喷射管喷嘴（60）安装在所述罩（30）的下游端，其中，前框架（50）的至少部分、转向装置（40）和喷射管喷嘴（60）沿基本平行于所述机舱的纵向轴线的方向相对于所述罩（30）具有平移活动性，由此能够朝引起所述喷射管喷嘴的横截面变化的位置平移。

Description

涡轮喷气发动机舱

技术领域

本发明涉及一种包括可变几何形状的喷射管喷嘴的涡轮喷气发动机舱。

本发明还涉及通过这种机舱实施的方法。

背景技术

飞机通过容纳在机舱中的多个涡轮喷气发动机来运行，该机舱还容纳了一套与其操作相关的致动装置，当涡轮喷气发动机运行或者停止时，这些致动装置执行不同的功能。

这些相关的致动装置特别包括推力反向器装置。

更明确地，机舱通常具有管状结构，该管状结构包括位于涡轮喷气发动机上游的进气口、设计成围绕涡轮喷气发动机的风扇的中间段、容纳推力反向器装置并设计成围绕涡轮喷气发动机燃烧室的下游段，并且机舱通常终止于位于涡轮喷气发动机下游的喷射管喷嘴。

该机舱设计成容纳能够通过风扇叶片的转动来产生热气流和冷气流的旁通涡轮发动机，其中，该热气流来自于涡轮喷气发动机的燃烧室，该冷气流通过环形通道在涡轮喷气发动机的外部流通。

推力反向器装置设计成，在飞机的着陆期间，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来改善其制动能力。

在该阶段，推力反向器装置阻塞冷气流通道，并且将该冷气流向机舱的前部定向，从而产生增加至飞机机轮的制动的反向推力。

用于执行冷气流的重定向的装置依据反向器的类型而不同。

然而，在所有情况中，反向器结构包括可在展开位置和收回位置之间运动的可移动罩，在展开位置，可移动罩在机舱中打开用于偏转气流的通道，在收回位置，移动罩关闭该通道。

该罩能够执行叶栅功能，或者简单地用于致动其他叶栅装置。

在叶栅推力反向器的情况下，气流由与反向器襟翼相关联的叶栅来重定向，所述罩仅执行滑动功能以用于暴露或者遮盖叶栅。

反向器襟翼形成可由罩的滑动致动的阻挡门，使得能够关闭格栅下游的通道，从而优化冷气流的重定向。

此外，除了其推力反向功能，所述滑动罩属于后段并且具有形成喷射管喷嘴的下游侧，以旨在引导气流排出。

该喷嘴通过给予排气流速度来提供推进所需的动力，并且通过改变喷嘴的出口区域来调节推力，以适应发动机动力的调整和飞行条件的变化。

该喷嘴与致动系统相关联，该致动系统可以或者可以不与所述罩的致动系统独立，使得能够根据飞机当前的飞行阶段来改变或者优化喷嘴的截面。

这种类型的推力反向器中一个反复出现的问题在于专用于通道的气流通过截面的空间有限。

发明内容

本发明的目的在于解决上述缺陷。

因此，希望能够优化所述冷流通道可用的空间。

本发明的另一目的在于提出一种机舱，其优化了推力反向器装置中的可用于叶栅的空间。

为此，本发明涉及一种装配有推力反向器装置的旁通涡轮喷气发动机舱，包括：罩；由所述罩上游的前机架支承的转向装置；所述罩在基本平行于机舱的纵向轴线方向上具有平移活动性，并且能够在关闭位置和打开位置之间运动，在关闭位置，所述罩确保机舱的气动连续性并且覆盖所述转向装置，在打开位置，所述罩在机舱中打开一条通道并且露出所述转向装置；所述罩延伸有至少一个可变几何形状的喷射管喷嘴，所述喷射管喷嘴安装在所述罩的下游端，其中，前框架的至少部分、转向装置和喷射管喷嘴沿基本平行于所述机舱的纵向轴线的方向相对于所述罩具有平移活动性，由此能够朝引起所述喷射管喷嘴的横截面变化的位置平移。

更明确地，所述前机架的至少部分、所述转向装置和所述喷射管喷嘴形成组件，所述组件沿基本平行于所述机舱的纵向轴线的方向在所述机舱的下游方向上具有平移活动性，由此能够朝引起所述喷射管喷嘴的横截面变化的位置平移，所述罩在所述组件的运动期间处于关闭位置。由于本发明，提出了具有两个独立的运动组件的推力反向器装置，即喷射管喷嘴、前机架和转向装置能够独立于所述罩移动，通道中气流的通过截面有利地被增大。

根据本发明的特定实施例，根据本发明的装置可包括一个或多个以下特征，这些特征可单独地或者以技术上可能的组合考虑：

-所述前机架包括用于所述转向装置的支承元件，当所述喷射管喷嘴朝引起所述喷射管喷嘴的横截面变化的位置移动时，所述支承元件与所述喷射管喷嘴能够一起移动；

-所述转向装置在下游延伸有固定至所述喷射管喷嘴的后机架，当所述喷射管喷嘴朝引起所述喷射管喷嘴的横截面变化的位置移动时，所述后机架与所述喷射管喷嘴能够一起移动；

-所述喷射管喷嘴适于在所述罩内滑动；

-所述喷射管喷嘴包括第一覆盖板和第二覆盖板，所述第一覆盖板确保在所述喷射管喷嘴和所述罩的外护罩之间的覆盖，所述第二覆盖板确保在所述喷射管喷嘴和所述罩的内护罩之间的覆盖；

-在所述喷射管喷嘴的第一覆盖板和所述罩的外护罩之间形成有轨道-导向件组件；

-所述机舱还包括位于所述推力反向器装置上游的中间段，至少所述前机架的支承元件和所述转向装置的至少部分容纳在所述中间段内；

-所述转向装置包括叶栅以及所述叶栅的上游延伸结构，所述上游延伸结构适于确保限制所述前机架向下游运动；

-所述前机架包括前部固定部分，所述前部固定部分设计成通过离散附件为所述机舱的中间段提供支承；

-所述前机架包括在所述中间段和所述前机架之间滑动的支承表面；

-所述机舱还包括布置在两个反向器襟翼之间的用于致动所述罩的致动装置，所述致动装置位于形成用于所述冷空气通道的压力壁垒的表面下方；

-所述机舱还包括位于两个相邻的叶栅之间的用于致动所述喷射管喷嘴、所述叶栅以及所述前机架的至少部分的致动装置；

本发明还涉及一种使用如上所述的机舱来实施的方法，其中，其中，所述前机架的部分、所述转向装置以及所述喷射管喷嘴形成组件，所述组件沿基本平行于所述机舱的纵向轴线的方向在所述机舱的下游方向上朝引起所述喷射管喷嘴的横截面变化的位置平移，在所述组件的运动过程中所述罩处于关闭位置。

附图说明

通过阅读根据作为非限定性示例给出的实施例的以下详细说明以及参考附图，本发明的其他特征、目的及优点将会显现，其中：

图1为根据本发明的机舱的第一实施例的局部剖视图；

图2为根据本发明的机舱的第二实施例的局部剖视图；

图3a至3c分别为根据图1的机舱的剖视图，其中，所述喷射喷嘴分别具有标准的截面、增大的截面及反向喷射的截面；

图4示出了根据图1的机舱的气流转向装置的立体图；

图5至图7示出了根据图1的机舱的剖视图，示出了在适当位置处的致动装置，在该位置，所述喷射管喷嘴分别具有增大的、标准的以及反向喷射截面；

具体实施方式

机舱被设计成形成用于旁通涡轮喷气发动机的管状壳体，并且用于引导通过风扇叶栅产生的气流，也即，穿过燃烧室的热气流和在涡轮喷气发动机外部流通的冷气流。

机舱通常具有这样一种结构，其包括形成进气口的上游段、围绕涡轮喷气发动机的风扇的中间段1以及围绕涡轮喷气发动机的下游段（在图1中由通用标记2来指代）。

参考附图，所述下游段2包括外结构10和内发动机整流结构11，外结构10包括推力反向装置20，内发动机整流结构11与外结构10一起限定了通道12，在此给出的旁通涡轮喷气发动机的情况下，该通道12设计用于冷气流的流通。

所述推力反向装置20包括活动罩30，所述活动罩30安装成能够沿基本平行于机舱的纵向轴线的方向在关闭位置和打开位置之间平移，在关闭位置，该活动罩30确保机舱的气动连续性并且覆盖转向装置40，在打开位置，该活动罩30在机舱中打开一条通道并且露出所述转向装置40，所述罩30还延伸有至少一个喷射管喷嘴60，该喷射管喷嘴60安装在所述罩30的下游端并用于引导冷流的排出。

该喷射管喷嘴60可以增加引导热流的主喷射管喷嘴，而自身被称为次喷射管喷嘴。

如图1所示，所述下游段2还包括前机架50，该前机架50通过所述罩30向下游延伸。

所述前机架50包括称为圆锥壳体的元件（未示出），该元件设计成确保分别在前机架50、风扇壳体3和机舱的中间段1之间提供支承。

该壳体是能够耐火的。

所述前机架50还包括转向边缘元件51，该转向边缘元件51确保了在反向喷射操作过程中与风扇壳体3的气动线。

至少两个这种元件形成所述前机架50的前部固定部分。

在本发明的非限定示例中，该前部固定部分的上游部分包括用于紧固至所述风扇壳体3的传统的紧固装置（未示出），该紧固装置是具有倒置的U形截面的叶片连接类型的，使得能够容纳在由风扇壳体3形成的凹槽中。

如下文所述，所述前机架50的前部固定部分还被设计成一方面使用布置在转向装置40之间的离散附件52为机舱的中间段1提供支承，另一方面为所述罩30的致动装置提供支承。

在前机架50的转向边缘51和所述罩30的上游部分之间的接界面处还布置有密封装置4。

参考图2，在第二实施例中除去了在机舱的前部固定部分和中间段1之间的附件，并且所述附件可以被沿机舱的纵向轴线延伸的支承杆53代替，该支承杆53固定至转向装置40，并且被布置在转向装置40的两个元件之间，以用作中间段的滑动支承。

参考图1，所述转向装置40包括多个叶栅41，前机架50还包括设计成支承叶栅41的结构元件54，在收回位置时，所述叶栅41部分地容纳在所述罩30的厚度（层）中，当所述罩30处于关闭位置时，所述叶栅41部分地容纳在所述中间段1的厚度中。

在所述罩30向下游移动之后，通过露出的反向腔室所述叶栅41将来自通道12的冷气流转向。

所述前机架50的支承元件54位于所述中间段1的厚度中的叶栅41的上游。

由该支承元件54支承的叶栅41还延伸有后机架，所述后机架容纳在罩30的厚度中。

所述支承元件54以及所述转向装置41使用轨道和导向件附接至固定结构（未示出），所述轨道和导向件连接至涡轮喷气发动机的挂架或者其他半反向器。

所述后机架55紧固在所述喷射管喷嘴60的上游。

在本发明的非限定性示例中，所述后机架55和前机架50的支承元件54为环形或者环截面。

所述罩30包括外护罩31和内护罩32，所述内护罩32表现为前机架50的接续部。

如图4所示，所述外护罩31使用穿过两个相邻的叶栅41的附件33连接至所述内护罩32。

在打开位置，所述罩在机舱中打开一条通道并且露出转向装置40，所述罩30允许涡轮喷气发动机的次气流至少部分地逸出，该部分气流通过叶栅41朝所述机舱1的前部重定向，从而产生了能够有助于飞行器的制动的反向推力。

为了增加通过所述叶栅41的次气流部分，所述罩30的内护罩32包括分布在罩的周边的多个反向器襟翼34，每一反向器襟翼在一端绕铰接销枢转地安装在所述罩30上，所述罩30在收回位置和展开位置之间滑动，在收回位置，所述襟翼34关闭开口并且确保通道12的内部气体动力学的连续性，在展开位置，在反向推力的状态下，所述襟翼34至少部分地覆盖所述通道，从而将冷气流转向至所述叶栅41。

这种安装可以按常规使用一套连杆轴承以及弹片（如果必要的话）来完成，从而适应多种匹配公差并在所述襟翼上应用闭合力。

在所述涡轮喷气发动机的直接推力操作期间，所述滑动罩30形成所述机舱的所有或部分的下游段2，所述襟翼34于是收回在滑动罩30中，所述罩30覆盖所述叶栅41。

在改变所述喷射管喷嘴60的截面的阶段，所述反向器襟翼34可以像所述罩30一样保持在所述收回位置。

为了使得所述涡轮喷气发动机的推力反向，所述滑动罩30沿下游方向移动至打开位置，并且所述襟翼34枢转至覆盖所述通道12的位置，从而将所述冷流转向至所述叶栅41并且形成由所述叶栅41引导的反向流。

此外，如前所述，所述滑动罩30具有形成排气喷射管喷嘴60并旨在引导所述冷流排出的下游侧，所述喷射管喷嘴60部分地容纳在所述罩30的厚度中。

所述喷射管喷嘴60因此在其两端部包括第一覆盖板61和第二覆盖板62，所述第一覆盖板61和第二覆盖板62确保了分别在喷射管喷嘴60和所述罩30的外护罩31/内护罩32之间的覆盖。

所述第一覆盖板61在所述罩30的厚度中覆盖了所述罩30的外护罩31的内部分。

所述第二覆盖板62包括部分地覆盖所述内护罩31的内部分（特别是其内吸音板）的上游吸音板。

密封装置64设置在所述第二覆盖板62和所述内护罩32之间。

喷射管喷嘴60的覆盖板61、62与所述罩30的外护罩31和内护罩32的的接界面平行于所述机舱的纵向轴线。

根据不同的飞行阶段（即飞行器的起飞、上升、巡航、下降以及着陆），该排气喷射管喷嘴60的最佳截面可以调整。

通过部分地移动所述喷射管喷嘴60来改变该截面（示出了冷气流通道10的横截面的变化）。

因此，所述喷射管喷嘴能够移动至改变所述喷射管喷嘴60的横截面的位置，即增大所述喷射管喷嘴横截面的位置和至少一个减小所述喷射管喷嘴横截面的位置。

所述喷射管喷嘴60从一个位置到另一位置的平移是由专用于所述喷射管喷嘴60的致动装置来控制的，该致动装置能够激活所述喷射管喷嘴60朝着引起喷射管喷嘴60的横截面变化的位置运动。

其他致动装置能够激活所述罩30在其不同位置之间的逆向运动。

事实上，有利地，所述排气喷射管喷嘴60和所述罩30彼此独立地运动。

所提及的致动装置将参考图5至图7在下文中详细地描述。

根据本发明，所述前机架50的至少一部分、叶栅41和喷射管喷嘴60形成第一运动组件，该第一运动组件能够沿所述机舱的纵向轴线平移，相对于所述罩30朝改变所述喷着管喷嘴60的横截面的位置运动。

更明确地，一方面，所述叶栅41的支承元件54、所述叶栅41以及所述后机架55能够以与所述喷射管喷嘴60在改变喷射管喷嘴60的出口横截面的多个位置之间变化相一致的方式滑动而所述罩30保持固定不动；另一方面，当所述罩30在推力反向期间朝打开位置移动时，所述叶栅41的支承元件54、所述叶栅41以及所述后机架55能够移动离开所述罩30。

在推力反向中，于是平移包括所述反向器襟翼34和所述罩30（即内护罩32和外护罩33）的第二运动组件，从而露出所述叶栅41并且枢转反向器襟翼34位于通道12中。

所述前机架50、叶栅41、中间段1和壳体3之间的接界面使得能够确保上述运动，其提供了延伸结构42，该延伸结构42在上游部分延伸了所述叶栅41并且该延伸结构42固定至支承元件54。

与叶栅41的支承元件54的横截面类似，该延伸结构42具有总体上为矩形的横截面。

当所述第一运动组件运动至改变所述喷射管喷嘴60的横截面的位置并且，更特别地，当所述第一运动组件朝对应于增大所述喷射管喷嘴60的位置移动时，所述延伸结构42的尺寸被调整使得能够将所述前机架50的支承元件54放置在穿过所述叶栅41的所述附件52的上游。

在一个可替代实施例中，所述延伸结构42还可以在超出对应于喷射管喷嘴60被分配以具有横截面的最大增量的位置的位置包括止动装置，从而确保所述支承元件54和所述前机架50的固定部分之间的反作用力。

本发明提出了第一运动组件和独立的第二运动组件，第一运动组件包括支承元件54、叶栅41、后机架55和喷射管喷嘴60，用于改变喷射管喷嘴的横截面的阶段；第二运动组件包括罩30，所述罩30在推力反向阶段提供了很多优点。

因此，所述转向装置40的平移具有将用于叶栅的可用空间最大化的优点。

此外，如前所限定的第一运动组件能够设置在更上游位置，这能够减小罩30的厚度，并且释放空间以绘制增大气流的通道截面的气动线。

因此，增加的空间对于次通道是可用的。

通道截面的增大减小了通道内的流速以及相关联的空气动力的损失。

关于在改变所述喷射管喷嘴60的横截面的阶段以及推力反向阶段期间的两个运动组件的运动，可以考虑两个独立的致动系统，或者能够独立地执行第一运动组件以及第二运动组件的运动的单独致动系统，例如伸缩式千斤顶。

这些致动装置可以为任何适合的已知的致动装置，包括至少一个液压的、气动的或者电动致动器或者机动滚珠螺杆轴。

图5至图7示出了致动装置。

关于所述罩30的运动，至少一个致动千斤顶70适于沿下游方向逆向地移动罩30而不驱动喷射管喷嘴60或者支承元件54以及叶栅41，所述致动千斤顶70被放置在表面之下，该表面在两个反向器襟翼34之间产生通道的压力壁垒。

所述千斤顶70的主体71在上游端紧固至所述风扇壳体3或者所述前机架50的固定部分，同时内连杆72紧固至罩30的内护罩32。所述致动器的主体71超出（overflow）到所述机舱的中间段1的厚度中。

关于所述第一运动组件的运动，适于沿下游方向逆向地移动所述喷射管喷嘴60、支承元件54、叶栅41的至少一个致动千斤顶80被放置在两个相邻的叶栅41之间。

缸80的主体81在上游端紧固至附件52，所述附件将所述前机架50的转向边缘连接至所述中间段1或者使用附件（未示出）直接连接至所述前机架50的固定部分，同时内连杆82紧固至所述后机架55。

在推力反向阶段中，所述千斤顶70、80以相同的速度或者以差动运动以及偏置运动展开，或者理想地，所述喷射管喷嘴60将被预先定位在其收回位置（对应于所要求的推力反向阶段的位置）。

仅在这种情况下，所述千斤顶70必须被致动以控制推力反向。

此外，本领域技术人员公知的轨道/导向件可被放置在两个运动组件之间，并且更特别地，放置在外护罩31和所述喷射管喷嘴60的第一覆盖板61之间，从而有助于其相对滑动。

参考图3a、3b和3c，以下描述了所述推力反向器装置20的操作原理。

在图3a示出的直接喷射中，所述喷射管喷嘴60位于巡航位置，即确保所述罩30的气动连续性的位置，并且，所述罩30位于确保与所述机舱的中间段1之间的气动连续性的关闭位置。

所述支承元件54和所述叶栅41位于其最上游的位置，即最大程度地容纳在所述机舱的中间段1中。

如图3b示出，当改变所述喷射管喷嘴60的横截面时，并且更特别地，当所述喷射管喷嘴60的横截面增大时，所述喷射管喷嘴60向下游平移，引起出口横截面的增大。

同时，所述支承元件54、所述叶栅41以及所述后机架55也沿下游方向运动，直至所述支承元件54开始与所述前机架50的前部固定部分的附件52发生接触，所述叶栅41的延伸结构42能够将支承元件54定位在穿过叶栅41的附件52的紧挨着的上游。

所述反向器襟翼34保持确保与风扇罩3的内部罩32之间的气动连续性的其位置。

在推力反向期间，第一运动组件向最下游平移，从而将所述叶栅41定位在其反向喷射位置，此时，所述支承元件54位于穿过叶栅41的附件52的紧挨着的上游。

所述罩30在机舱的下游轴向地平移至其露出所述叶栅41的位置。

在该位置，连接罩30的内护罩32和外护罩31的附件33位于叶栅41的后机架55的紧挨着的上游。

在所述罩30向所述机舱的下游方向平移期间，所述反向器襟翼34在所述冷流通道12中逐渐地展开，从而沿机舱的上游方向将通道12的冷流朝露出的叶栅41重定向。

在图3c中，所述罩30完全地打开并且所述推力反向器装置20被完全地致动。

一个可替代实施例提出使用一组止动块通过所述前机架50的前部固定部分建立轴向的接触以作用所述外护罩31的力，从而将所述叶栅41承受的轴向力直接地传递至所述前机架50的固定部分，而不经过所述千斤顶80。

当然，本发明不仅限于以上作为示例描述的机舱的实施例，而是相反包括所有的变型。

Claims (13)

1.一种装配有推力反向器装置（20）的旁通涡轮喷气发动机舱，包括：

-罩（30）；

-由所述罩（30）上游的前机架（50）支承的转向装置（40）；

所述罩（30）在基本平行于机舱的纵向轴线方向上具有平移活动性，并且能够在关闭位置和打开位置之间运动，在关闭位置，所述罩（30）确保机舱的气动连续性并且覆盖所述转向装置（40），在打开位置，所述罩在机舱中打开一条通道并且露出所述转向装置（40）；

-安装在所述罩（30）的下游端的可变几何形状的喷射管喷嘴（60），所述喷射管喷嘴能够沿基本平行于所述机舱的纵向轴线的方向朝至少一个引起所述喷射管喷嘴的横截面变化的位置平移，

其特征在于，所述前机架（50）的至少部分、所述转向装置（40）和所述喷射管喷嘴（60）形成组件，所述组件沿基本平行于所述机舱的纵向轴线的方向在所述机舱的下游方向上具有平移活动性，由此能够朝引起所述喷射管喷嘴的横截面变化的位置平移，所述罩在所述组件的运动期间处于关闭位置。

2.根据权利要求1所述的机舱，其特征在于，所述前机架（50）包括用于所述转向装置（40）的支承元件（54），当所述喷射管喷嘴（60）朝引起所述喷射管喷嘴的横截面变化的位置移动时，所述支承元件（54）与所述喷射管喷嘴（60）能够一起移动。

3.根据权利要求1或2所述的机舱，其特征在于，所述转向装置（40）在下游延伸有固定至所述喷射管喷嘴（60）的后机架（55），当所述喷射管喷嘴朝引起所述喷射管喷嘴的横截面变化的位置移动时，所述后机架（55）与所述喷射管喷嘴（60）能够一起移动。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的机舱，其特征在于，所述喷射管喷嘴（60）适于在所述罩（30）内滑动。

5.根据权利要求4所述的机舱，其特征在于，所述喷射管喷嘴（60）包括第一覆盖板（61）和第二覆盖板（62），所述第一覆盖板（61）确保在所述喷射管喷嘴（60）和所述罩（30）的外护罩（31）之间的覆盖，所述第二覆盖板（62）确保在所述喷射管喷嘴（60）和所述罩（30）的内护罩（32）之间的覆盖。

6.根据权利要求5所述的机舱，其特征在于，在所述喷射管喷嘴（60）的第一覆盖板（61）和所述罩（30）的外护罩（31）之间形成有轨道-导向件组件。

7.根据权利要求2所述的机舱，其特征在于，所述机舱还包括位于所述推力反向器装置（20）上游的中间段（1），至少所述前机架（50）的支承元件（54）和所述转向装置（40）的至少部分容纳在所述中间段内。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的机舱，其特征在于，所述转向装置（40）包括叶栅（41）以及所述叶栅（41）的上游延伸结构（42），所述上游延伸结构（42）适于确保限制所述前机架（50）向下游运动。

9.根据权利要求7或8所述的机舱，其特征在于，所述前机架（50）包括前部固定部分，所述前部固定部分设计成通过离散附件（52）为所述机舱的中间段（1）提供支承。

10.根据权利要求7或8所述的机舱，其特征在于，所述前机架（50）包括在所述中间段（1）和所述前机架（50）之间滑动的支承表面。

11.根据前述任一项权利要求所述的机舱，其特征在于，所述机舱还包括布置在两个反向器襟翼（34）之间的用于致动所述罩（30）的致动装置，所述致动装置位于形成用于所述冷空气通道的压力壁垒的表面下方。

12.根据权利要求8-11中任一项所述的机舱，其特征在于，所述机舱还包括位于两个相邻的叶栅（41）之间的用于致动所述喷射管喷嘴（60）、所述叶栅（41）以及所述前机架（50）的至少部分的致动装置。

13.一种使用根据权利要求1-12中任一项所述的机舱来实施改变所述机舱的喷射管喷嘴的横截面的方法，其中，所述前机架（50）的部分、所述转向装置（40）以及所述喷射管喷嘴（60）形成组件，所述组件沿基本平行于所述机舱的纵向轴线的方向在所述机舱的下游方向上朝引起所述喷射管喷嘴的横截面变化的位置平移，在所述组件的运动过程中所述罩处于关闭位置。

Images