CN102893010A

CN102893010A - 具有格栅或叶栅的飞机喷射发动机推力反向器

Info

Publication number: CN102893010A
Application number: CN2011800237755A
Authority: CN
Inventors: 居·伯纳德·沃琪尔
Original assignee: Hurel Hispano SA
Current assignee: Safran Nacelles SAS; Safran Nacelles Ltd
Priority date: 2010-05-17
Filing date: 2011-05-10
Publication date: 2013-01-23
Anticipated expiration: 2031-05-10
Also published as: US20130075493A1; FR2960029A1; FR2960029B1; CN102893010B; US9109540B2; BR112012027593A2; CA2798484A1; EP2572097A1; RU2570482C2; RU2012153437A; WO2011144837A1

Abstract

具有格栅的推力反向器，其用于双流喷射发动机的机舱，包括：支撑多个叶栅（7）的前部框架（9）；滑动安装在直接喷射位置和反向喷射位置之间的罩（13），在直接喷射位置，所述罩覆盖所述叶栅（7），在反向喷射位置，所述罩暴露所述叶栅（7），所述罩（13）包括一个大致环形隔板（17），该环形隔板（17）设置在与所述前部框架（9）边对边的位置，并且当所述罩（13）位于直接喷射位置时，该环形隔板（17）径向位于所述叶栅（7）中；推力反向襟翼（31），在直接喷射位置和反向喷射位置之间可枢转安装在所述隔板（17）上，在直接喷射位置，所述襟翼使得冷气流位于推力反向器的下游，在反向喷射位置，襟翼将所述冷气（F2）引导向所述叶栅（7）；汽缸（19），在直接喷射和反向喷射位置之间用于驱动所述罩（13）。所述推力反向器的特征在于所述汽缸（19）的上游端安装在所述机舱的固定部分，所述汽缸（19）的下游端安装在所述隔板（17）的上游边缘（27）。

Description

具有格栅或叶栅的飞机喷射发动机推力反向器

技术领域

本发明涉及一种具有格栅或叶栅的飞机喷射发动机推力反向器。

背景技术

飞机通过几个容纳于机舱的涡轮喷气发动机驱动，机舱还容纳一系列连接其操作和当涡轮喷气发动机运行或停止时执行多种功能的相关驱动设备。这些相关驱动设备特别包括一个机械推力反向系统。

更为特别地，机舱通常具有这样一种管状结构：包括一个涡轮喷气发动机上游的空气入口，设计成围绕涡轮喷气发动机风扇的中间部分，容纳推力反向装置并设计成围绕涡轮喷气发动机燃烧室的下游部分，机舱通常终止于排气喷嘴，喷嘴的出口位于涡轮喷气发动机的下游。

新式机舱被设计为能够容纳双流涡轮喷气发动机，该双流涡轮喷气发动机能够通过风扇叶片的旋转产生来自于涡轮喷气发动机燃烧室的热气流（也称为第一气流），并能够产生通过环形通道（也称为管道）在涡轮喷气发动机外部流通的冷气流（第二气流），环形通道形成于涡轮喷气发动机的整流罩和机舱的内壁之间。这两股气流经由机舱的后部从涡轮喷气发动机喷射出。

推力反向器的作用是，在飞机着陆时通过对涡轮喷气发动机产生的至少一部分推力向前重定向来改善其制动能力。在此阶段，反向器阻塞冷气流的环形通道并且将其向机舱的前部定向，因此产生增加到飞机轮子的制动上的反向推力。

用来获得这种冷气流的重定向的装置可根据反向器的类型而改变。然而，在每种情况下，反向器的结构包含罩，所述罩可以在展开（或反向喷射）位置和收回（或直接喷射）位置之间移动，一方面，在展开位置，所述罩在机舱中打开一个用于被偏转的流体的通道，另一方面，在收回位置，所述可活动罩关闭所述通道。

例如在格栅式反向器（也称为叶栅式反向器）中，所述气流的重定向是由叶栅完成的，所述罩沿机舱的轴滑动安装，以用于暴露或覆盖这些格栅。补充闭合门（也称为反向器挡板），由罩的滑动致动，通常可以闭合格栅的环形冷气流通道下游来优化气流的重定向。

可活动罩在其“直接喷射”和“反向喷射”位置之间滑动是通过分布在机舱外围的汽缸确保的。

传统上，汽缸通过适当的配件被固定在机舱固定部分的上游（例如叶栅的前部支撑框架）和可活动罩的内部下游上。

更具体地，汽缸的驱动杆通过叶栅的尾部支撑框架与可活动罩配合。

这个必要装置即叶栅的尾部框架具有一个确定的径向体积。

然而，在新型的机舱中，努力减少因为潮湿表面的空气动力学损失，线越来越密集，并且降低尾部框架的径向厚度非常重要。

发明内容

因此，本发明的目的特别在于提供一种能够减小叶栅的后部支撑框架的厚度的装置。

本发明的目的是通过一种用于飞机双流喷射发动机机舱的叶栅推力反向器来实现的，该叶栅推力反向器包括：

用于支撑多个叶栅的前部框架；

滑动安装在直接喷射位置和反向喷射位置之间的罩，在直接喷射位置，所述罩覆盖所述叶栅，在反向喷射位置，所述罩暴露所述叶栅，所述罩包括一个大致环形隔板，该环形隔板设置在与所述前部框架边对边的位置，并且当罩位于直接喷射位置时，该环形隔板径向位于所述叶栅中；

推力反向襟翼，在直接喷射位置和反向喷射位置之间可枢转安装在所述隔板上，在直接喷射位置，所述襟翼使得冷气流位于推力反向器的下游，在反向喷射位置，所述襟翼将冷气引导向所述叶栅；并且

气缸，在直接喷射和反向喷射位置之间用于驱动所述罩；

这种推力反向器显著之处在于，所述汽缸的上游端安装至所述机舱的固定部分，并且所述汽缸的下游端安装至所述隔板的上游边缘。

根据这些特征，汽缸不再需要通过叶栅的尾部支撑框架，因为该隔板径向位于所述框架中（即，下方）。

这样，能够将尾部框架的厚度最小化，并减小可活动罩的厚度。

此外，因为汽缸位于隔板的延伸部，因此，位于隔板径向内部（即，下方）的体积区域没有增加。

还应指出的是，根据本发明的排列也适合当叶栅是自支撑（即，不存在框架）的情况，叶栅位于前部框架上，并且仅仅是相互固定。

根据本发明的推力反向器的可选特征：

所述汽缸位于所述叶栅的下方；

所述汽缸位于所述叶栅之间；

所述汽缸的轴线与所述隔板共线：这种特殊的排列允许力的最佳分布；

所述隔板具有向机舱内部折叠的上游边缘，支撑配件以固定所述汽缸下游端；

上游边缘还能够支承一个密封环，当所述可活动罩位于直接喷射位置时，该密封环可以被压向所述前部框架，优选为位于汽缸下方；

所述前部框架具有一个设有密封的环形凹槽，所述隔板的上游边缘具有当可活动罩位于直接喷射位置时与凹槽配合的裙缘；

所述前部框架具有能够容纳所述汽缸的下游端的空腔，并且当所述可活动罩位于直接喷射位置时，容纳所述配件的至少一部分。

本发明还涉及一种包含根据前述的推力反向器的机舱。

附图说明

本发明的其他特征和优点将根据下述说明并参考附图表示，其中：

图1示出了根据本发明的推力反向器在直接喷射位置时的反向器叶栅区域的轴向横截面；

图2示出了位于反向喷射位置的反向器；

图3示出了根据本发明的反向器的另一实施方式，分别位于直接喷射（实线）和反向喷射（虚线）位置，并且

图4仍示出了根据本发明的反向器的另一实施方式，位于反向喷射位置。

具体实施方式

在所有这些附图中，相同或相似的附图标记指代相同或相似的元件或元件组。

首先参见图1和图2，图1和图2示出了根据本发明的叶栅推力反向器，该叶栅推力反向器设置在双流涡轮喷气发动机的风扇箱体3和相应风扇罩5的下游。

根据本发明的推力反向器具有多个叶栅7，固定于前部框架9和固定尾部框架11之间。

具有外部面板15和内部隔板17的可活动罩13，滑动安装于该面板和隔板覆盖叶栅7（图1）的位置与反向喷射位置之间，在反向喷射位置，可活动罩13中的面板15和隔板17没有覆盖叶栅7（图2）。

可活动罩13通过设置在发动机外围上的多个汽缸19在两个位置之间驱动，可活动罩13的主体21固定在前部框架9的上游，可活动罩13的驱动杆23通过配件25的装置与内部隔板17配合。

更具体地，内部隔板17在其上游部分具有一个向机舱内部折叠的边缘27，即，向机舱的轴A折叠。

如图1所示，隔板17的上游边缘27支撑密封环29，当可活动罩13位于直接喷射位置时，该密封环29可以被压向所述前部框架9。

多个推力反向器襟翼31还可枢转安装在隔板17上，位于直接喷射位置（图1）和反向喷射位置（图2）之间，在直接喷射位置，多个推力反向器襟翼31与可活动罩13的内壁33产生连续性及动力性，在反向喷射位置，多个推力反向器襟翼31覆盖由可活动罩13的内壁33限定的冷气通道35和围绕涡轮喷气发动机（未示出）的马达的整流罩（通常定义为IFS：“内部固定结构”）。

需要指出的是，推力反向器襟翼31通过插入在所述襟翼和整流罩37之间的连接杆39驱动。同样，这种概念可以适用于任何在通道内没有连接杆的襟翼的驱动概念。

所述推力反向器的操作模式和优点以及主要组件在下面叙述：

在直接喷射情况（图1），冷气流在通道35中流通，沿着箭头F1，位于机舱的下游方向，能够产生飞机飞行的必要推力。

在反向喷射位置（图2），汽缸19的杆23离开汽缸主体21，使得可活动罩13滑向机舱的下游方向，在各自连接杆39的运动下，一方面，暴露反向器叶栅13，另一方面，将反向器襟翼31向覆盖冷气通道35的方向倾斜。

这个操作偏转了冷气流，通过反向器叶栅7在通道35内向机舱的前部循环，如箭头F2所示。

朝向机舱前部偏转的空气能够在降落时制动飞机。

事实上，汽缸19的设置可以使其驱动杆23与可活动罩13的内部隔板17配合，这样可以不需要具有通过所述杆23的尾部框架11，如现有技术所述。

这样，可以具有径向厚度E是最小化的尾部框架，不需要在框架中设置开口和扇形边。

甚至可以考虑完全不需要这样的框架，在特定的申请中，叶栅7是自支撑的，即，只固定到前部框架9和互相固定。

值得指出的是，具有内部隔板17的汽缸19的杆23的协作还避免了位于具有杆的隔板下（即径向内部）的空间杂乱。

如图2所示，配件25的形状被设计为在直接喷射位置正好位于尾部框架11的上游，而不会妨碍尾部框架11。

更为适合的是，所述汽缸19的轴位于内部隔板17的精确延伸上，以确保力的最佳分布。

如图1所示，设置有包括外壳的前部框架9，即开口能够在可活动罩13位于直接喷射位置时容纳配件25。

在这个位置，密封29在上游边缘27和前部框架9之间被压缩，以确保冷气通道35对外界完全密封，以避免推力的任何损失。

图3的实施方式不同于前述实施方式，根本上在于密封环29设置在前部框架9中形成的环形凹槽中，在这种情况下内部隔板17的上游边缘27包括一个裙缘43，能够与凹槽41配合，因此能够在直接喷射位置压缩密封29。

图4的实施方式中，可以看到汽缸19能够略向机舱外部设置，以至于妨碍了由叶栅7确定的体积：在这种情况下，空间设置在叶栅7之间，以允许汽缸19的驱动杆23通过。

当然，配置配件25以允许调整具有内部隔板17下游边缘27的汽缸的驱动杆23端部的附件。

当然，本发明绝不局限于上述所示实施方式，这些实施方式仅仅作为示例示出。

Claims

1.一种用于飞机双流喷射发动机机舱的叶栅推力反向器，包括：

支撑多个叶栅（7）的前部框架（9）；

滑动安装在直接喷射位置和反向喷射位置之间的罩（13），在直接喷射位置，所述罩（13）覆盖所述叶栅（7），在反向喷射位置，所述罩暴露所述叶栅（7），所述罩（13）包括一个大致环形隔板（17），该环形隔板（17）设置在与所述前部框架（9）边对边的位置，并且当罩（13）位于直接喷射位置时，该环形隔板（17）径向位于所述叶栅（7）中；

推力反向襟翼（31），在直接喷射位置和反向喷射位置之间可枢转安装在所述隔板（17）上，在直接喷射位置，所述襟翼（31）使得冷气流（F1）位于推力反向器的下游，在反向喷射位置，所述襟翼（31）将所述冷气（F2）引导向所述叶栅（7）；并且，

汽缸（19），在直接喷射和反向喷射位置之间用于驱动所述罩（13）；

所述推力反向器的特征在于所述汽缸（19）的上游端安装在所述机舱的固定部分，所述汽缸（19）的下游端安装在所述隔板（17）的上游边缘（27）。

2.如权利要求1所述的推力反向器，其特征在于所述汽缸（19）位于所述叶栅（7）的下方。

3.如权利要求1所述的推力反向器，其特征在于所述汽缸（19）位于所述叶栅（7）之间。

4.如权利要求2所述的推力反向器，其特征在于所述汽缸（19）的轴与所述隔板（17）共线。

5.如权利要求1所述的推力反向器，其特征在于所述隔板（17）具有向机舱内部折叠的上游边缘（27），支撑配件（25）以固定所述汽缸（19）的下游端。

6.如权利要求5所述的推力反向器，其特征在于所述上游边缘（27）还能够支承一个密封环（29），当所述可活动罩（13）位于直接喷射位置时，该密封环（29）可以被压向所述前部框架（9）。

7.如权利要求5所述的推力反向器，其特征在于所述前部框架（9）具有设置密封（29）的环形凹槽（41），所述隔板的上游边缘（27）具有当可活动罩（13）位于直接喷射位置时与凹槽（41）配合的裙缘（43）。

8.如权利要求1所述的推力反向器，其特征在于所述前部框架（9）具有能够容纳所述汽缸（19）的下游端的空腔，并且当所述可活动罩（13）位于直接喷射位置时，容纳所述配件（25）的至少一部分。

9.一种用于飞机双流涡轮喷气发动机的机舱，包含根据前述权利要求任一项所述的推力反向器。