CN103154435B - 推力反向器 - Google Patents

推力反向器 Download PDF

Info

Publication number
CN103154435B
CN103154435B CN201180047681.1A CN201180047681A CN103154435B CN 103154435 B CN103154435 B CN 103154435B CN 201180047681 A CN201180047681 A CN 201180047681A CN 103154435 B CN103154435 B CN 103154435B
Authority
CN
China
Prior art keywords
front frame
outer cover
air flow
flow deflectors
turbojet engine
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.)
Active
Application number
CN201180047681.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN103154435A (zh
Inventor
埃尔维·于尔林
尼古拉斯·德泽斯特雷
奥特·巴尔克
贝特朗·德若约
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 Aircraft Engines SAS
Safran Nacelles Ltd
Original Assignee
SNECMA SAS
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 SNECMA SAS, Hurel Hispano SA filed Critical SNECMA SAS
Publication of CN103154435A publication Critical patent/CN103154435A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN103154435B publication Critical patent/CN103154435B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • 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
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/005—Repairing methods or devices
    • 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
    • F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
    • F02K1/56—Reversing jet main flow
    • F02K1/60—Reversing jet main flow by blocking the rearward discharge by means of pivoted eyelids or clamshells, e.g. target-type reversers
    • F02K1/605—Reversing jet main flow by blocking the rearward discharge by means of pivoted eyelids or clamshells, e.g. target-type reversers the aft end of the engine cowling being movable to uncover openings for the reversed flow
    • 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
    • F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
    • F02K1/56—Reversing jet main flow
    • F02K1/62—Reversing jet main flow by blocking the rearward discharge by means of flaps
    • F02K1/625—Reversing jet main flow by blocking the rearward discharge by means of flaps the aft end of the engine cowling being movable to uncover openings for the reversed flow
    • 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
    • F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
    • F02K1/64—Reversing fan flow
    • F02K1/70—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing
    • F02K1/72—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing the aft end of the fan housing being movable to uncover openings in the fan housing for the reversed flow
    • 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
    • F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
    • F02K1/76—Control or regulation of thrust reversers
    • F02K1/766—Control or regulation of thrust reversers with blocking systems or locking devices; Arrangement of locking devices for thrust reversers
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/80—Repairing, retrofitting or upgrading methods
    • 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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (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舱的推力反向器，包括至少一个固定前框（25），所述前框（25）能够被安装在所述涡轮喷气发动机的风扇壳体的下游，并且直接地或间接地支承至少一个气流偏转装置（22），其特征在于，当在所述反向器上执行维护操作时，所述气流偏转装置（22）的至少部分能够与所述前框（25）分离，并且能够独立于所述前框（25）平移。

Description

推力反向器
技术领域
本发明涉及一种用于飞行器发动机组件的推力反向器。
背景技术
飞行器推进组件由发动机舱和涡轮喷气发动机组成，并且其被设计成通过附接到涡轮发动机或发动机舱的悬挂杆，从飞行器的固定结构（例如在机翼下方或在机身处）上悬挂而下。
涡轮喷气发动机典型地包括所谓的“上游”段，其包括设有叶片的风扇，还包括所谓的“下游”段用以容纳气体发生器。
风扇的叶片由壳体环绕使得能够在发动机舱内安装涡轮喷气发动机。
发动机舱大体上为管状，包括在涡轮喷气发动机上游的进气口，设计成环绕涡轮喷气发动机的风扇的中间段，以及容纳推力反向装置并设计成环绕涡轮喷气发动机的气体发生器的下游段。气体喷嘴在下游方向上可以延伸推力反向装置。
推力反向装置能够通过将涡轮喷气发动机产生的至少一部分推力重定向为向前来改善其制动能力。在反向喷气位置，推力反向装置阻碍气体喷嘴并将该排出流定向为从发动机朝向发动机舱的前部，由此生成了增加到飞行器轮子制动的反向推力。
常见的推力反向装置结构包括罩，在所述罩上形成了设计用于偏流的开口，在气体直接推力的状态下，开口被滑动罩关闭以及，在推力反向状态下，利用位移筒，通过滑动罩的下游平移（相对于气体流动方向而言），开口被打开，所述位移筒安装在开口上游的前框上。
滑动罩通常由两个半罩形成，这两个半罩具有大致半筒形的形状，在其上部铰接到与滑动罩的平移方向平行的铰链上，并且在其下部通过螺栓闭合。
对于维护操作而言，这种布置使得能够进入发动机舱的内部，特别地通过打开所述半罩进入涡轮喷气发动机或反向器的内结构中。
为了解决与“蝶形”开启相关的某些问题，已经开发出一种平移开启的解决方案。
在飞行期间，无论如何，容纳推力反向设备的发动机舱结构会经受轴向空气动力，其趋向于引起所述结构相对于所述发动机往回移动。
为了不将这些力仅施加在用于将推力反向器至杆的紧固点上，前框连接至涡轮喷气发动机的结构，具体说是，连接至风扇壳体。此种连接一般由叶片/槽系统实现，公叶片部分通常由前框支承而母槽部分由风扇壳体支承。
另一种可行的推力反向器结构包括单件形式的外组件，其在下部没有间断。这样的结构被称为O形结构。
在维护操作中，特别地在O形推力反向结构中，已知能够进入发动机舱的内部，特别地通过将下游段的外部结构与其同轴的内部结构的发动机舱分离并且在下游方向上平移该外结构，来进入涡轮喷气发动机或反向器的内部结构，在下游，其简单地释放反向器叶片，使得允许其进入发动机主体。
在所述O形结构中，发动机的中间段和前框之间的维护通过两个母部分来完成，这两个母部分通常由前框和中间段的所谓的中间壳体支承，与接近母部分上的中间件配合，因此在中间壳体和反向器的前框之间设有连接。
无论选择哪种维护进入模式，C形结构或O形结构，栅式叶片仍然限制进入发动机舱的核心。因此如果操作者希望自由地进入发动机舱的核心，必须要缩回栅式叶片。
为此，已知某些技术上的实施例是基于叶片的拆卸来进入环绕发动机主体的罩。于是，由于舱口的存在或者通过拆卸罩的某些部分而可进入涡轮喷气发动机。
另一可选实施例包括在移动前框上安装的叶片。在维护操作期间，前框与中间壳体分离，并且滑动罩、前框和栅式叶片的组件在发动机舱的下游平移以提供进入发动机主体的入口。
无论选择哪种维护进入模式，这样的操作是漫长而困难的，并且在承受显著结构应力的区域涉及安装分开的元件。
发动机的进入也是繁冗的。
发明内容
本发明的目的在于消除上述缺点。
本发明的一个目的是在维护操作期间提供易于实施和使用的推力反向器。
为此，本发明涉及一种用于涡轮喷气发动机舱的推力反向器，包括至少一个固定前框，所述前框适于被安装在所述涡轮喷气发动机的风扇壳体的下游，并且直接地或间接地支承至少一个气流偏转装置，其特征在于，当在所述反向器上执行维护操作时，所述气流偏转装置的至少部分能够与所述前框分离，从而使所述气流偏转装置独立于所述前框平移。
这在维护操作期间和加速所述操作期间具有消除偏转装置以任何形式的下沉的优点。
有利地，所述气流偏转装置和前框的组件包括互补的锁定/解锁装置，所述互补的锁定/解锁装置适于在反向喷气状态将所述气流偏转装置与所述前框接合，并且在所述组件的维护操作期间将所述气流偏转装置与所述前框分离。因此特别地在所述反向喷气状态下有利于所述前框和所述偏转装置之间的最优连接，并且在维护操作期间易于使二者分离。
有利地，在所述前框的下游，所述推力反向器包括沿着所述发动机舱的基本纵轴方向平移安装的外罩，一旦分离所述气流偏转装置，所述罩适于在维护操作期间平移所述气流偏转装置。
这具有简化维护操作所必需的附加设备的优点。
优选地，所述推力反向器包括一个或多个致动器，所述致动器设计为在所述前框的下游沿着所述发动机舱的基本纵轴方向朝向至少一个推力反向位置平移所述罩，所述罩适于在维护操作期间平移一个或多个致动器，这使得能够在所述组件的维护期间提供更大的入口。
在一个可选的实施例中，所述固定前框被设计为使用叶片/槽类型的公/母系统安装在中间壳体的外罩的下游。
在另一可选实施例中，所述固定前框被设计为安装在中间壳体的外罩的下游，所述前框包括偏移边缘和元件，所述元件直接地或间接地形成用于所述气流偏转装置的支承件，所述偏移边缘和所述形成支承件的元件合并到所述中间壳体的所述外罩内。由于消除了在两个元件之间的任何类型的拆卸连接，从而简化了前框和中间壳体之间的接界面。
此外，位于上述接界面的部件数量的减少使得能够降低所述发动机舱的质量和相关的生产成本，并且减小其长度。
此外，消除了在所述前框和所述中间壳体之间的所有游隙，因此实现了更好的空气动力学性能。
附图说明
根据下述详细描述并参考附图，将更好地理解本发明，其中：
-图1是包括涡轮喷气发动机舱（包括下游格栅推力反向结构）的飞行器推进组件的局部示意图；
-图2是飞行器推进组件的局部剖视示意图；
-图3是根据本发明的第一实施例的装配有图2的发动机舱的推力反向设备的剖视示意图；
-图4是根据本发明的第二实施例的装配有图2的发动机舱的推力反向设备的剖视示意图；
-图5和图6是具有分别在下游方向、反向喷气位置和维护位置平移的推力反向罩的图3的推力反向设备的横截面图；
-图7和图8分别是图3至图6中的推力反向设备的前框的第一和第二实施例的纵向剖视和立体示意图。
在所有的附图中，相同或相似的附图标记指代相同或相似的构件或构件组。
具体实施方式
参考图1，飞行器推进组件包括涡轮喷气发动机2的发动机舱1，其使用设计成接界面的岛状物3和杆或架（未示出）来悬挂在机翼（未示出）下方。
发动机舱1通常细分为上游进气段、环绕涡轮喷气发动机2的风扇（未示出）及其壳体的中间段、和容纳推力反向设备20的下游段，以及可选的末端喷嘴段。
示出的发动机舱具有所谓的“O”形下游段。
如图3和图4示出，推力反向装置20能够呈现为罩21的形式，所述罩21能够沿着发动机舱1的下游方向纵向地平移，使得能够打开发动机舱1的外部下游结构中的开口并暴露栅式叶片22，所述栅式叶片22能够通过打开的开口将涡轮喷气发动机产生的部分空气次流重定向为朝向发动机舱1的前部。
在图3中，推力反向设备20处于关闭位置。在此种情况下，罩21确保了发动机舱1与发动机舱的中间段的外部空气动力的连续性，并且遮盖住栅式叶片22。
然而，图1中示出了处于展开位置的推力反向设备20，例如，下游部分的外罩21朝发动机舱1的下游方向缩回从而打开发动机舱1的外结构中的开口同时通过因此打开的开口朝向发动机舱1的前部暴露栅式叶片22。
特别地在图3和图4中示出的一个可选的实施例中，阻挡襟翼23确保了下游部分与中间段的内部空气动力的连续性。当反向器20被启动时，这些襟翼23枢转以至少部分地阻碍次流的循环流路，并且通过栅式叶片22和发动机舱1的外部下游结构中打开的开口来帮助次流的重定向。
这些阻挡襟翼23并不总是必须的。
特别地，在某些结构中，罩21的缩回足够阻碍流路。
反向器20通常由能够平移罩21的至少一个筒形致动器24启动。
此外，推力反向装置20包括至少一个固定前框25，该固定前框25在罩21的下游封闭发动机舱1厚度并且直接地或间接地支承至少气流偏转叶片22。
在图7示出的一个非限定性可选实施例中，前框25包括设计成支承发动机舱的外部表层并紧固至扭矩箱（caisson de torsion）253的前面板251。
在提供的实施例中，扭矩箱253的背面的形状表现为偏转边缘空气动力学功能。
外部环255允许扭矩箱253和栅式叶片22被附接。
在图8示出的另一可选实施例中，前框25使用径向肋252代替扭矩箱253制造以使该结构变硬。
这些肋252放置在元件253的凹面形成前框25的偏转边缘从而确保前框25的空气动力学线。
特别地参考图2至图4，前框25的上游端连接至属于发动机舱1中间段的中间壳体（carter intermédiaire）40。
中间壳体40的上游端连接至外部风扇壳体41，该外部风扇壳体41引导由设有叶片50的涡轮发动机风扇2发出的次流，并且在下游方向由通用附图标记43表示。
该流也穿过由中间壳体40形成的轮子。
风扇43可旋转地安装在固定毂44上，所述固定毂44通过多个固定臂45连接至风扇壳体41，所述固定臂45能够传递发动机2和其支承件之间的部分力。
在臂45的上游，以及在风扇43的转子和臂45之间，是出口引导叶片（OGV）46，使得能够引导由风扇43产生的次流，并且可选地将所述力传递至风扇壳体41。
中间壳体40是结构元件，其包括毂44、支承风扇壳体41的外罩的环形外罩47，以及将毂44连接至外罩47的径向连接臂45。
因为使用其可传递力，所以其具有结构功能；特别地，这些用于在前面部分将发动机固定到飞行器的结构上的装置（如果其附接到上述壳体）固定至所述中间壳体40。
中间壳体40或者能够由单个元件制造，或者可以是主要部件的焊接或螺接组件。
在固定前框25的第一实施例中，前框25通过叶片/槽类型的连接装置连接到中间壳体40的外罩47。
在图3至6示出的固定前框25的第二实施例中，中间壳体40在其下游部分（和更特别地在外罩47的下游）合并偏转边缘253和元件，所述元件形成用于所述栅式叶片22的支承件。
“合并”意味着在中间壳体40的外罩47和前框25之间的连接是完全非可拆卸连接，即，消除了在前框25和外罩47之间的任何移动。
在前框25和外罩47之间的这种非可拆卸连接可以是本发明中的非限定性示例中的铆接、黏结、压入配合或焊接类型。
栅式叶片的形成支承件的元件可以是外部环255和扭转箱253。
此外，参考图3至图6，罩21的驱动筒24和栅式叶片22被支承在由前框25和中间壳体40的外罩47形成的组件上。
根据本发明，在反向器20的维护操作期间，气流偏转叶片22的至少一部分能够与固定前框25分离，并且能够独立地平移。
栅式叶片22能够通过锁定/解锁装置可分离地连接到前框25上，从而允许叶片22与前框25和中间段脱离，并独立于前框25在下游平移。
因此，在反向喷气阶段，当罩21在发动机舱1的下游方向滑动时，固定前框25和可移动栅式叶片22在反向器的操作配置下彼此连接，并且如图5所示在飞行阶段，反向器襟翼23阻碍流路49。
在维护操作期间，固定前框25和可移动栅式叶片22能够被分开以允许叶片22与罩21在发动机舱1的下游方向上平移至维护配置，在维护配置下，如图6所示，打开进入发动机和反向器20的内部结构的通路。
因此，在图6中可以观察到前框25和中间壳体40的组件形成了在维护位置不能移动的固定组件，而栅式叶片22和罩21形成了在所维护位置能够移动的单一可移动组件。
在栅式叶片22和前框25之间的锁定/解锁装置30可以是任何类型。
在一个可选的实施例中，锁定/解锁装置30包括至少一对公连接器31和母连接器32，其中一个紧固到前框25/外罩47组件上，另一个紧固到栅式叶片22上。
连接器布置为使其能够在飞行阶段和反向喷气阶段配合（参见图3至图5），将栅式叶片22与壳体40的前框25/外罩47组件固定，并且如图6所示在维护操作时将它们分离，以平移由罩21和偏转装置22形成的组件。
此外，就固定前框25和中间壳体40的外罩47之间的连接而言，在第一可选实施例中，外罩47、扭转箱253或前框25的具有肋252的偏转边缘，由单一件形成。
在第二可选实施例中，整个前框25合并到中间壳体40的外罩47内，并且可以是单一件，也可以不是单一件。
在第三可选实施例中，风扇壳体41独立地或与进气结构48的内罩一起合并到中间壳体40的外罩47内。
在第四可选实施例中，出口引导叶片46和/或毂44和/或连接臂和发动机悬浮铰链（如果他们位于中间壳体40的外罩47上）被合并到中间壳体40的外罩47和前框25内。
在第五可选实施例中，在第三和第四可选实施例中提到的构件由构单一结构元件成。
此外，中间壳体40的外罩47和/或前框25可由复合材料制成。
复合材料可选自碳纤维、玻璃纤维、芳纶纤维、或带有树脂的上述材料的混合物的基础材料。
复合材料可通过覆盖预浸渍纤维或使用复合材料液体模塑（LCM）方法获得，如果适用，其中树脂与干燥的碳纤维或织物或编织预制件混合。
更优选地，上述提到的构件组合并到中间壳体的外罩47，即，所有的前框25、毂44、出口引导叶片（OGV）46和发动机悬挂轭由单一结构元件构成，例如由复合材料制成。
这使得能够获得多功能部件，该多功能部件的整体重量比其替代的所有部件的重量小，并且不需要任何组装操作。具有结构简单和质量轻的益处。
此外，不再需要在前框25的偏转边缘253设置紧固件，从而降低了空气动力学压力损失。
如图3至图6中所示的推力反向器20实施如下。
在推力反向期间，如图5所示，罩21从关闭位置（在该位置，其确保了发动机舱1的中间段的空气动力学的连续性）移动至发动机舱1下游的开启位置，从而通过叶片22暴露栅式叶片22来偏转部分次流。
此外，反向器襟翼23也在罩21的行进期间移动并且在冷流路49内展开。
在图6中示出的维护操作期间，首先解除在中间壳体40的前框25/外罩47和栅式叶片22之间的锁定装置30。
参考图5至图6，一旦将这些元件分离，通过使用罩21的致动筒24或其他任何适合的装置，由罩21和栅式叶片22形成的组件能够在发动机舱2的下游方向从罩21的关闭位置平移至维护位置。
中间壳体40的前框25/外罩47组件在运动期间保持固定。
在第一可选实施例中，对于致动筒也是相同的情况，其也保持固定。
然而，在第二可选实施例中，筒24能够平移至维护位置，因此与罩21和栅式叶片22同时移动。
筒24的运动具有不阻碍进入涡轮喷气发动机2的优点。
一旦完成各种运动，开口被打开，允许任何人特别是进入发动机舱1的内部固定结构或发动机主体。
应该注意到所罩21的上述维护位置可对应于罩21的反向喷气位置或与罩21的反向喷气位置的下游位置。
在后者的情况中，罩21的额外的缩回可通过筒24的超行程来实现，或通过将筒24与罩分离的合适装置并使用合适的装置来滑动罩21来实现。
尽管本发明采用特定的实施例进行描述，但本发明当然不会仅限于此，相反地，在不脱离本发明的保护范围内，其涵盖了所描述的装置的所有技术等同物及其组合。

Claims (6)

1.一种用于涡轮喷气发动机机舱的推力反向器，包括至少一个固定前框(25)，所述固定前框(25)适于被安装在涡轮喷气发动机的风扇壳体(41)的下游，并且直接地或间接地支承至少一个气流偏转装置(22)，其特征在于，
所述推力反向器进一步包括沿着所述涡轮喷气发动机机舱的基本纵轴方向平移安装的外罩(21)，
其中，所述气流偏转装置(22)和所述固定前框(25)包括互补的锁定/解锁装置(30)，所述互补的锁定/解锁装置(30)适于在反向喷气状态将所述气流偏转装置(22)与所述固定前框(25)接合，并且在所述推力反向器的维护操作期间将所述气流偏转装置(22)与所述固定前框(25)分离，
其中，一旦分离所述气流偏转装置(22)，所述外罩(21)适于在维护操作期间平移所述气流偏转装置(22)。
2.根据权利要求1所述的推力反向器，其特征在于，其包括一个或多个致动器，所述致动器设计为在所述固定前框(25)的下游沿着所述涡轮喷气发动机机舱的基本纵轴方向朝向至少一个推力反向位置平移所述外罩(21)，所述外罩(21)适于在维护操作期间平移一个或多个致动器。
3.根据权利要求1所述的推力反向器，其特征在于，所述固定前框(25)被设计为使用叶片/槽类型的公/母系统安装在中间壳体(40)的外罩(47)的下游。
4.根据权利要求1所述的推力反向器，其特征在于，所述固定前框(25)设计为被安装在中间壳体(40)的外罩(47)的下游，所述固定前框包括偏移边缘和元件，所述元件直接地或间接地形成用于所述气流偏转装置的支承件，所述偏移边缘和所述形成支承件的元件合并到所述中间壳体(40)的所述外罩(47)内。
5.一种涡轮喷气发动机机舱，包括根据权利要求1-4中任一项所述的推力反向器。
6.一种用于维护涡轮喷气发动机机舱的推力反向器的方法，所述涡轮喷气发动机机舱包括至少一个固定前框(25)，所述固定前框(25)适于被安装在所述涡轮喷气发动机的风扇壳体(41)的下游，并且直接地或间接地支承至少一个气流偏转装置(22)，所述涡轮喷气发动机机舱进一步包括沿着所述涡轮喷气发动机机舱的基本纵轴方向平移安装的外罩(21)，所述气流偏转装置(22)和所述固定前框(25)包括互补的锁定/解锁装置(30)，所述互补的锁定/解锁装置(30)适于在反向喷气状态将所述气流偏转装置(22)与所述固定前框(25)接合，所述方法包括下述步骤：
当外罩处于关闭位置，将气流偏转装置(22)与外罩(21)连接以形成单一可移动组件，
通过锁定/解锁装置(30)，将气流偏转装置(22)与固定前框(25)分离，并且
将所述外罩(21)在涡轮喷气发动机机舱的下游方向从外罩(21)的关闭位置平移至维护位置以平移气流偏转装置(22)和所述外罩(21)。
CN201180047681.1A 2010-10-04 2011-10-04 推力反向器 Active CN103154435B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR10/57999 2010-10-04
FR1057999A FR2965589B1 (fr) 2010-10-04 2010-10-04 Inverseur de poussee
PCT/FR2011/052308 WO2012045970A1 (fr) 2010-10-04 2011-10-04 Inverseur de poussée

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN103154435A CN103154435A (zh) 2013-06-12
CN103154435B true CN103154435B (zh) 2015-09-09

Family

ID=43983765

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201180047681.1A Active CN103154435B (zh) 2010-10-04 2011-10-04 推力反向器

Country Status (8)

Country Link
US (1) US8899013B2 (zh)
EP (1) EP2625388A1 (zh)
CN (1) CN103154435B (zh)
BR (1) BR112013005384A2 (zh)
CA (1) CA2810204A1 (zh)
FR (1) FR2965589B1 (zh)
RU (1) RU2013119073A (zh)
WO (1) WO2012045970A1 (zh)

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2981989B1 (fr) * 2011-10-31 2013-11-01 Aircelle Sa Inverseur de poussee a grilles mobiles et capot mobile monobloc
FR2991670B1 (fr) 2012-06-12 2014-06-20 Aircelle Sa Inverseur de poussee a grilles retractables et tuyere variable
FR2995026B1 (fr) * 2012-09-03 2019-06-07 Safran Nacelles Cadre avant pour une structure d'inverseur de poussee a grilles de deviation
US9212624B2 (en) * 2013-05-06 2015-12-15 Rohr, Inc. Aircraft nacelles, cascade assemblies having coupling catches, and thrust reverser systems
US20160076484A1 (en) * 2013-06-07 2016-03-17 Aircelle Turbojet engine nacelle thrust reverser comprising cascades secured to the mobile cowls
US20150107222A1 (en) * 2013-10-18 2015-04-23 Rohr, Inc. Thrust reverser fan ramp partially formed on aft end of fan case
US9869190B2 (en) 2014-05-30 2018-01-16 General Electric Company Variable-pitch rotor with remote counterweights
US10309343B2 (en) 2014-11-06 2019-06-04 Rohr, Inc. Split sleeve hidden door thrust reverser
US10072510B2 (en) 2014-11-21 2018-09-11 General Electric Company Variable pitch fan for gas turbine engine and method of assembling the same
US10100653B2 (en) 2015-10-08 2018-10-16 General Electric Company Variable pitch fan blade retention system
US10514004B2 (en) 2015-12-14 2019-12-24 Rohr, Inc. Cascade assembly for a thrust reverser of an aircraft nacelle
US10428764B2 (en) 2016-02-10 2019-10-01 Rohr, Inc. Deflection limiter for a cascade assembly of a thrust reverser
US10605198B2 (en) 2016-04-15 2020-03-31 Rohr, Inc. Nacelle thrust reverser
FR3075885B1 (fr) 2017-12-21 2020-01-10 Safran Aircraft Engines Turboreacteur equipe d'un actionneur a double effet, pouvant etre utilise pour commander une inversion de poussee
FR3078108B1 (fr) * 2018-02-20 2020-01-31 Safran Nacelles Ensemble propulsif comportant des points de levage disposes sur des supports de verins d’inverseur de poussee
US11674435B2 (en) 2021-06-29 2023-06-13 General Electric Company Levered counterweight feathering system
US11795964B2 (en) 2021-07-16 2023-10-24 General Electric Company Levered counterweight feathering system
FR3141216A1 (fr) * 2022-10-24 2024-04-26 Airbus Operations Turboréacteur double flux comportant des déflecteurs mobiles et un système d’actionnement des déflecteurs

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1457659A2 (en) * 2003-02-17 2004-09-15 The Boeing Company Apparatus and method for mounting a cascade support ring to a thrust reverser
CN101588967A (zh) * 2007-02-14 2009-11-25 埃尔塞乐公司 用于飞机喷气发动机的发动机舱
CN101614164A (zh) * 2008-06-23 2009-12-30 罗尔股份有限公司 推力反向器叶栅组件和具有气流导向器部分的后叶栅环

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2758161B1 (fr) * 1997-01-09 1999-02-05 Hispano Suiza Sa Inverseur de poussee a grilles a installation de verin de commande optimisee
FR2849113B1 (fr) * 2002-12-24 2005-02-04 Hurel Hispano Inverseur de poussee a grilles de deflection optimisees
US20060145001A1 (en) * 2004-12-30 2006-07-06 Smith Matthew C Fan cowl door elimination
FR2911372B1 (fr) * 2007-01-15 2009-02-27 Aircelle Sa Inverseur de poussee translatable pour moteur a reaction
US8201390B2 (en) * 2007-12-12 2012-06-19 Spirit Aerosystems, Inc. Partial cascade thrust reverser
FR2965588B1 (fr) * 2010-10-04 2015-05-01 Aircelle Sa Ensemble propulsif d'aeronef

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1457659A2 (en) * 2003-02-17 2004-09-15 The Boeing Company Apparatus and method for mounting a cascade support ring to a thrust reverser
CN101588967A (zh) * 2007-02-14 2009-11-25 埃尔塞乐公司 用于飞机喷气发动机的发动机舱
CN101614164A (zh) * 2008-06-23 2009-12-30 罗尔股份有限公司 推力反向器叶栅组件和具有气流导向器部分的后叶栅环

Also Published As

Publication number Publication date
CA2810204A1 (fr) 2012-04-12
RU2013119073A (ru) 2014-11-20
WO2012045970A1 (fr) 2012-04-12
EP2625388A1 (fr) 2013-08-14
US20130280031A1 (en) 2013-10-24
US8899013B2 (en) 2014-12-02
FR2965589A1 (fr) 2012-04-06
FR2965589B1 (fr) 2015-05-15
CN103154435A (zh) 2013-06-12
BR112013005384A2 (pt) 2016-06-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103154435B (zh) 推力反向器
CN104854335B (zh) 机舱推力反向器和装备有至少一个反向器的机舱
CN102597476B (zh) 推力反向器
US8876042B2 (en) Integrated nacelle assembly
US8713910B2 (en) Integrated thrust reverser/pylon assembly
CN111212970B (zh) 三致动器叶栅型推力反向器致动系统
US9366202B2 (en) System and method for captured inner fixed structure
US9783314B2 (en) Foldable guiding ventilator cover for an aircraft engine assembly
US20130277454A1 (en) Aircraft propulsion assembly
CN104364508B (zh) 包括可伸缩叶栅叶片的推力反向器
US20100155525A1 (en) Monolithic structure for mounting aircraft engine
US20090165463A1 (en) Fixing System for a Component of a Turbojet Pod
CN111512037B (zh) 涡轮喷气发动机的格栅式推力反向器
CN104641096B (zh) 推力反向器设备以及包括该设备的涡轮喷气发动机机舱
US9957056B2 (en) Propulsion unit for an aircraft
US9211956B2 (en) Turbojet engine nacelle with translatable upstream cowl
US20120247571A1 (en) Jet engine nacelle rear assembly
CN102958803B (zh) 涡轮喷气发动机舱
JP2013124096A (ja) 並進ケーブル装置のシール
CN103299035B (zh) 用于将前框架连接至风扇壳的设备
US20160208738A1 (en) Turbojet engine nacelle comprising a unit assembly capable of moving along a guide assembly
US11891185B2 (en) Nacelle for a propulsion assembly with a very high bypass ratio, comprising a removable and structural front internal structure
EP2969763B1 (en) Nacelle mounted latching system

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