CN103375303B - 推力反向器组件和操作方法 - Google Patents

推力反向器组件和操作方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种推力反向器组件和操作方法。适合于高旁通涡扇发动机的推力反向器组件和操作。推力反向器组件包括安装于发动机的机舱并适合于沿发动机的向后方向平移的平移整流罩。平移整流罩具有限定发动机的旁通管道的径向外流动表面的径向内壁。推力反向器组件包括阻挡门，该阻挡门在其第一端部附近由固定结构轴向地引导，并且沿其长度枢转且可滑动地连接于平移整流罩的内壁，以使平移整流罩沿向后方向的平移使每个阻挡门由于阻挡门在其第一端部处相对于固定结构滑动并沿其长度相对于平移整流罩的内壁滑动而从收起位置移动到展开位置。

Description

推力反向器组件和操作方法
技术领域
本发明涉及高旁通燃气涡轮发动机，并且更特别地，涉及在高旁通涡扇发动机中用于通过使来自风扇旁通管道的空气转向而提供推力反向的推力反向器。
背景技术
图1示意性地表示本领域中已知的类型的高旁通涡扇发动机10。发动机10示意性地表示为包括机舱12和核心发动机(模块)14。位于核心发动机14前面的风扇组件16包括从风扇叶片阵列18向前突出的旋转鼻状部(spinner nose)20。核心发动机14示意性地表示为包括高压压缩机22、燃烧器24、高压涡轮26和低压涡轮28。进入风扇组件16的大部分空气旁通到发动机10的后部，以产生附加的发动机推力。旁通空气穿过机舱12与内核整流罩36之间的环形旁通管道30，并且通过风扇出口喷嘴32离开管道30。核心整流罩36限定旁通管道30的径向内边界，并且向从核心发动机14向后延伸的主要排气喷嘴38提供后核心整流罩过渡表面。机舱12限定旁通管道30的径向外边界，并且旁通风扇空气在通过风扇出口喷嘴32排放之前在由机舱12和核心整流罩36限定的旁通管道流动表面之间流动。
机舱12典型地由限定机舱12的外部边界的三个主要元件组成：入口组件12A、与包围风扇叶片18的发动机风扇外壳交互的风扇整流罩12B以及位于风扇整流罩12B的后方的推力反向器组件12C。推力反向器组件12C包括三个主要构件：安装于机舱12的平移整流罩34A、示意性地表示为在机舱12内的格栅34B以及适合于从在图1中示出为位于格栅34B的径向内部的收起位置枢转地展开的阻挡门34C。核心发动机14的内核整流罩36也是推力反向器组件12C的一部分，并且每个阻挡门34C的前端在门34C完全展开时枢转成与内核整流罩36接合。格栅34B是机舱12的固定结构，然而平移整流罩34A适合于向后平移以使格栅34B暴露并利用连结臂34D将阻挡门34C展开到管道30中，从而通过暴露的格栅34B使管道30内的旁通空气转向并由此提供推力反向效果。虽然在图1中示出两个阻挡门34C，但是多个阻挡门34C典型地围绕机舱12的圆周周向地间隔。
在高旁通涡扇发动机10中使用的常规推力反向器设计中，当推力反向器组件12C未使用时，也就是在发动机10的正常飞行操作期间，格栅34B被收起的阻挡门34C覆盖。该类型的常规结构的缺陷在于阻挡门34C限定风扇管道外流动表面的一部分，并且由门34C产生的表面中断(间隙和台阶)和管道泄漏可增大空气动力学阻力并且降低空气动力学性能。与阻挡门34C相关的连结臂34D突出到风扇管道流动路径中而进一步增大空气动力学阻力和可引起空气动力学或声低效的其它扰流。另外，阻挡门34C仅并入声处理的有限面积并且形成平移整流罩声处理的不连续性，并且在正常发动机操作期间暴露于诱发损坏和磨损的条件。常规推力反向器的这些方面可显著降低发动机性能、发动机噪音衰减、比燃料消耗和操作可靠性。
发明内容
本发明提供了一种推力反向器组件和操作，其适合于在飞行器中使用的类型的高旁通涡扇发动机。
根据本发明的第一方面，推力反向器组件包括平移整流罩，其安装于高旁通涡扇发动机的机舱并且适合于沿发动机的向后方向平移。平移整流罩具有限定发动机的旁通管道的径向外流动表面的径向内壁。推力反向器组件还包括固定结构，该固定结构位于机舱内并且包括至少一个开口，其在平移整流罩沿向后方向平移时暴露于旁通管道。阻挡门安装于机舱并且具有收起位置和展开位置。每个阻挡门具有第一端部、相对地配置的第二端部和其间的长度。每个阻挡门在其第一端部附近由固定结构轴向地引导，并且沿其长度枢转且可滑动地连接于平移整流罩的内壁，以使平移整流罩沿向后方向的平移使每个阻挡门由于阻挡门在其第一端部处相对于固定结构滑动并沿其长度相对于平移整流罩的内壁滑动而从其收起位置移动到其展开位置。当阻挡门位于它们的收起位置时，平移整流罩的内壁位于每个阻挡门与旁通管道之间，并且当阻挡门位于它们的展开位置时，每个阻挡门的第二端部突出到旁通管道中，并且通过固定结构的开口使旁通管道内的旁通空气转向。
根据本发明的第二方面，一种操作安装在高旁通涡扇发动机上的推力反向器组件的方法需要在收起位置收起阻挡门，以使发动机的平移整流罩的内壁位于每个门与发动机的旁通管道之间并位于旁通管道与发动机的机舱内的固定结构之间。接着，平移整流罩沿发动机的向后方向平移，从而导致固定结构和其至少一个开口在平移整流罩沿向后方向平移时暴露于旁通管道。接着，当平移整流罩沿向后方向平移时，阻挡门从它们的收起位置展开为它们的展开位置。每个阻挡门具有由固定结构轴向地引导的第一端部、相对地配置的第二端部和其间的长度，枢转且可滑动地连接于平移整流罩的内壁。每个阻挡门由于在其第一端部处相对于固定结构滑动并沿其长度相对于平移整流罩的内壁滑动而展开。展开步骤使每个阻挡门突出到旁通管道中并通过固定结构的开口使旁通管道内的旁通空气转向。
一种用于燃气涡轮发动机的推力反向器组件，该燃气涡轮发动机具有核心发动机、包围核心发动机的机舱以及由机舱和核心发动机限定并限定在其间的旁通管道，推力反向器组件包括：平移整流罩，其安装于机舱并且适合于沿燃气涡轮发动机的向后方向平移一距离，平移整流罩具有限定旁通管道的径向外流动表面的径向内壁；固定结构，其位于机舱内，固定结构包括至少一个开口，其在平移整流罩沿向后方向平移时暴露于旁通管道；以及阻挡门，其安装于机舱并且具有收起位置和展开位置，阻挡门中的每一个具有第一端部、相对地配置的第二端部和其间的长度，阻挡门中的每一个在其第一端部附近由固定结构轴向地引导，并且沿其长度枢转且可滑动地连接于平移整流罩的内壁，以使平移整流罩沿向后方向的平移使阻挡门中的每一个通过在其第一端部处相对于固定结构滑动并沿其长度相对于平移整流罩的内壁滑动而从其收起位置移动到其展开位置，其中，当阻挡门位于它们的收起位置时，平移整流罩的内壁位于阻挡门中的每一个与旁通管道之间，并且其中，当阻挡门位于它们的展开位置时，阻挡门中的每一个的第二端部突出到旁通管道中，并且通过固定结构的开口使旁通管道内的旁通空气转向。
优选地，阻挡门中的每一个在其第一端部处由至少一个轨道和辊子组件轴向地引导，至少一个轨道和辊子组件连接于固定结构，并且使阻挡门与平移整流罩一起向后平移和此后相对于固定结构枢转。
优选地，轨道和辊子组件包括安装于固定结构的导轨和驻留在导轨中并安装在阻挡门的第一端部处的辊子。
优选地，导轨具有辊子沿其行进的长度，并且导轨中的每一个的长度小于平移整流罩沿向后方向平移的距离。
优选地，阻挡门中的每一个通过至少一个枢转轴套枢转且可滑动地连接于平移整流罩的内壁。
优选地，枢转轴套枢转地安装于平移整流罩的内壁。
优选地，阻挡门中的每一个还包括可滑动地接收在枢转轴套中的一个中的至少一个轴。
优选地，固定结构的开口是格栅。
一种高旁通燃气涡扇发动机，其具有核心发动机、包围核心发动机的机舱以及由机舱和核心发动机限定并限定在其间的旁通管道，机舱包括风扇外壳和配置在风扇外壳的轴向后方的推力反向器组件，推力反向器组件包括：平移整流罩，其安装于机舱并且适合于沿燃气涡轮发动机的向后方向平移一距离，平移整流罩具有限定旁通管道的径向外流动表面的径向内壁；固定结构，其位于机舱内，固定结构包括至少一个开口，其在平移整流罩沿向后方向平移时暴露于旁通管道；以及阻挡门，其安装于机舱并且具有收起位置和展开位置，阻挡门中的每一个具有第一端部、相对地配置的第二端部和其间的长度，阻挡门中的每一个在其第一端部处由固定结构轴向地引导，并且沿其长度枢转且可滑动地连接于平移整流罩的内壁，以使平移整流罩沿向后方向的平移使阻挡门中的每一个通过在其第一端部处相对于固定结构滑动并沿其长度相对于平移整流罩的内壁滑动而从其收起位置移动到其展开位置，其中，当阻挡门位于它们的收起位置时，平移整流罩的内壁位于阻挡门中的每一个与旁通管道之间，并且其中，当阻挡门位于它们的展开位置时，阻挡门中的每一个的第二端部突出到旁通管道中，并且通过固定结构的开口使旁通管道内的旁通空气转向。
优选地，阻挡门中的每一个在其第一端部处由至少一个轨道和辊子组件轴向地引导，至少一个轨道和辊子组件连接于固定结构，并且使阻挡门与平移整流罩一起向后平移和此后相对于固定结构枢转。
优选地，轨道和辊子组件包括安装于固定结构的导轨和驻留在导轨中并安装在阻挡门的第一端部处的辊子。
优选地，导轨具有辊子沿其行进的长度，并且导轨中的每一个的长度小于平移整流罩沿向后方向平移的距离。
优选地，阻挡门中的每一个通过至少一个枢转轴套枢转且可滑动地连接于平移整流罩的内壁。
优选地，枢转轴套枢转地安装于平移整流罩的内壁。
优选地，阻挡门中的每一个还包括可滑动地接收在枢转轴套中的一个中的至少一个轴。
优选地，固定结构的开口是格栅。
一种使燃气涡轮发动机的推力反向的方法，该燃气涡轮发动机具有核心发动机、包围核心发动机的机舱、由机舱和核心发动机限定并限定在其间的旁通管道，以及安装于机舱并具有限定旁通管道的径向外流动表面的径向内壁的平移整流罩，该方法包括：在阻挡门的收起位置收起阻挡门，以使平移整流罩的内壁位于旁通管道与阻挡门中的每一个之间并位于旁通管道与机舱内的固定结构之间；使平移整流罩沿燃气涡轮发动机的向后方向平移；当平移整流罩沿向后方向平移时，使固定结构及其至少一个开口暴露于旁通管道；以及当平移整流罩沿向后方向平移时，使阻挡门从其收起位置展开为其展开位置，阻挡门中的每一个具有由固定结构轴向地引导的第一端部、相对地配置的第二端部和其间的长度，枢转且可滑动地连接于平移整流罩的内壁，阻挡门中的每一个由于在其第一端部处相对于固定结构滑动并沿其长度相对于平移整流罩的内壁滑动而展开；其中，展开步骤使阻挡门中的每一个突出到旁通管道中并通过固定结构的开口使旁通管道内的旁通空气转向。
优选地，阻挡门中的每一个在其第一端部处由连接于固定结构的至少一个轨道和辊子组件轴向地引导。
优选地，阻挡门中的每一个通过至少一个枢转轴套枢转且可滑动地连接于平移整流罩的内壁。
优选地，在展开步骤期间，阻挡门中的每一个与平移整流罩一起向后平移并且接着相对于固定结构枢转。
本发明的其它方面包括装备有具有以上描述的元件和/或操作的推力反向器组件的高旁通燃气涡扇发动机。
本发明的技术效果在于，推力反向器组件的阻挡门可在发动机的机舱内被完全收起，使得阻挡门被由平移整流罩限定的风扇管道流动表面隐藏。因此，阻挡门仅在推力反向器系统的使用期间暴露，并且因此减少地暴露于诱发损害/磨损的条件。本发明还能够显著地减小空气动力学阻力和其它扰流，该空气动力学阻力和其它扰流将另外归因于阻挡门和它们相关的连结臂，降低空气动力学和/或声效率。特别地，阻挡门以该方式隐藏还便于如下能力，该能力为：对限定紧接着发动机风扇之后的关键区域中的风扇管道外流动路径的、基本上全部的流动表面进行声处理。推力反向器组件实现了这些结果，同时还能够具有与组件及其构件(包括机舱的阻挡门、平移整流罩和固定结构)相关的、降低的设计复杂性、制造复杂性、成本和重量。
从下列详细描述将更好地认识到本发明的其它方面和优点。
附图说明
图1示意性地表示高旁通涡扇发动机的截面图。
图2至4是表示根据本发明的一个实施例的推力反向器组件的操作阶段的孤立轴向(侧视)截面图，其中，图2至4描绘了与推力反向器组件相关的阻挡门的收起位置(图2)、部分展开位置(图3)和完全展开位置(图4)。
图5是在图2中向后观看的图2至4的组件的孤立轴向视图。
部件列表
10、110发动机
12、112机舱
12A、112A组件
12B、112B整流罩
12C、112C组件
14、114发动机
16、116组件
18、118叶片
20、120鼻状部
22、122压缩机
24、124燃烧器
26、126涡轮
28、128涡轮
30、130管道
32、132喷嘴
34A、134A整流罩
34B、134B格栅
34C、134C门
34D、134D臂
38、138喷嘴
40、140方向
42、142致动器
44、144空腔
46、146壁
48、148壁
50、150组件
52、152辊子
54、154端部
55、155端部
56、156轨道
58、158边缘
60、160组件
62、162轴套
63、163配件
64、164轴。
具体实施方式
图2至5表示包含推力反向器组件的燃气涡轮发动机的区域的视图。图2至5中表示的推力反向器组件可安装在图1中表示的类型的高旁通燃气涡扇发动机中，并且因此为了方便起见，在图1中用于标识发动机10及其构件的相同标记将在图2至5中用于标识相同或在功能上等同的构件。就此而言，应当理解，图2至5描绘了位于发动机10的机舱12内和风扇整流罩12B的后方的推力反向器组件12C。还应当理解，核心整流罩36限定旁通管道30的径向内边界，机舱12限定旁通管道30的径向外边界，并且发动机10的旁通空气穿过旁通管道30并且通过风扇出口喷嘴32(未在图2至5中示出)离开。发动机10的其它结构和功能方面可从图1的在先讨论理解，并且因此将不在此处重复。
如先前参考图1讨论的，推力反向器组件12C包括三个主要构件：安装于机舱12的平移整流罩34A、机舱12内的格栅34B和阻挡门34C。图2至5表示阻挡门34C中的一个，但是应当理解，阻挡门34C优选为围绕机舱12的圆周周向地间隔的多个阻挡门34C中的一个。如从图2至4显而易见的，门34C适合于从在图2中示出为位于格栅34B的径向内部的收起位置经图3中示出的部分展开位置展开为图4中示出的完全展开位置。然而，格栅34B是机舱12的固定结构的元件，这意味着格栅34B在推力反向器组件12C的操作期间不移动，平移整流罩34A适合于沿发动机10的向后方向40平移，以使格栅34B暴露并使阻挡门34C展开到管道30中。为此，图2至4将平移整流罩34A表示为联接于安装于机舱(12)的致动器42。致动器42可为任何合适类型的致动器。
平移整流罩34A沿向后方向40的平移使阻挡门34C以图2至4中表示的方式展开到旁通管道30中。从图4可认识到，当完全展开时，阻挡门34C横跨管道30的整个径向宽度延伸，并且通过暴露的格栅34B使管道30内的旁通空气转向并由此提供推力反向效果。在平移整流罩34A的平移之前，并且因此在推力反向器组件12C未使用时，收起的阻挡门34C定位在格栅34B的径向内部，并且格栅34B和阻挡门34C两者被平移整流罩34A完全隐藏。更特别地，格栅34B和阻挡门34C容纳在限定在平移整流罩34A的径向内壁46和外壁48之间的空腔44内，使得平移整流罩34A的径向内壁46使格栅34B和阻挡门34C与旁通管道30完全分离。就此而言，平移整流罩34A的内壁46限定旁通管道30的径向外流动表面的一部分。该构型的优点在于，阻挡门34C在正常发动机操作期间不限定旁通管道30的径向外流动表面的任何部分，并且因此不形成表面中断(间隙和台阶)或者导致将增大空气动力学阻力并降低发动机10的空气动力学性能的管道泄漏。此外，阻挡门34C在正常飞行发动机操作期间不暴露于诱发损坏和磨损的条件。另一个优点在于，平移整流罩34A的整个内壁46可并入其整个表面区域的不中断的声处理(未示出)，以促进增加的发动机噪声衰减。
阻挡门34C在图2至5中示出为联接于机舱12的固定结构(在该情况下，格栅34B)并联接于平移整流罩34A(在该情况下，其内壁46)。阻挡门34C与格栅34B之间的连接部示出为引导连接部，并且在图2至5的实施例中，该引导连接部由辊子和导轨组件50形成。具体地，一个或更多个辊子52邻近阻挡门34C的后端54(对应于向后方向40)安装于阻挡门34C，并且每个辊子52由以任何合适的方式附接于格栅34B或其支承结构的导轨56引导。就此而言，阻挡门34C能够相对于格栅34B沿向前和向后方向移动。阻挡门34C与平移整流罩34A的内壁46之间的连接部示出为旋转连接部，并且在图2至5的实施例中，该旋转连接部由一个或更多个轴颈型枢转组件60形成。在图2至5的实施例中，部分轴颈或轴套62邻近平移整流罩34的内壁46的前缘58枢转地安装在枢转配件63中，并且沿阻挡门34C的长度形成或另外配置的辊子轴64(或另一个合适的装置)(示出为从门34C的后端54延伸到门34C的相对地配置的前端55)可滑动地接收在枢转轴套62中。就此而言，阻挡门34C还能够相对于平移整流罩34A沿向前和向后方向移动。
如从图2至4的展开顺序显而易见的，当平移整流罩34A沿向后方向40平移以展开推力反向器组件12C时，辊子52沿它们相应的导轨56行进，并且枢转轴套62沿它们相应的轴64行进。每个辊子52最初位于其导轨56(图2)的前端处，并且在展开期间朝向其导轨56的后端行进。在图2至5中表示的实施例中，每个导轨56的长度小于平移整流罩34A的行程并且小于其阻挡门34C的长度(在其后端54和前端55之间)。每个辊子52沿其相应的导轨56的行进优选为首先在平移整流罩34A的平移期间开始。在该初始操作阶段期间，阻挡门34C与平移整流罩34A一起沿向后方向40行进，但是阻挡门34C优选为不相对于格栅34B绕着其辊子52枢转(或枢转到任何显著的程度)。另外，枢转轴套62沿它们相应的轴64的行进优选为不发生直到辊子52已行进它们相应的导轨56的全长(图3)。
因为格栅34A及其导轨56是机舱12的固定结构的一部分，并且导轨56的长度小于平移整流罩34A行进的全部距离，所以辊子52和导轨56在平移整流罩34A继续向后行进时协作以限制阻挡门34C沿向后方向40行进。一旦辊子52已行进它们相应的导轨56的全长(图3)，则整流罩34A的进一步向后平移使整流罩34A上的枢转组件60沿轴64的长度行进，它们的枢转轴套62可滑动地联接于轴64。在图2至5的实施例中，每个枢转组件60从其轴64的位于门34C的前端55附近的前端(图2)朝向其轴64的位于门34C的后端54附近的后端(图3和图4)行进。此外，如从图3和图4显而易见的，平移整流罩34A的进一步向后平移使枢转轴套62使阻挡门34C相对于格栅34B绕着其辊子52枢转并径向向内枢转到旁通管道30中。在由图3和图4表示的操作阶段中，格栅34B通过阻挡门34C和平移整流罩34A的内壁46逐渐暴露于旁通管道30，并且阻挡门34C的完全展开(图4)导致管道30内的旁通空气从管道30经格栅34B转向。
阻挡门34C的旋转和滑动接头优选为几何且物理地设计成向阻挡门34C提供期望的展开顺序和速率。在展开位置，多个阻挡门34C可构造成一起交互以产生期望比例的管道阻塞，这可通过沿阻挡门34C的边缘设置的密封件(未示出)来进一步优化。参考图2至5在上面描述的操作可通过使导轨56装备有可调节的端部止动件(未示出)而调节或修改，以实现对行程极限的调节，提供能量吸收，和/或提供在收起和/或展开位置预加载以减少磨损的系统。另外或可选地，阻挡门34C的轴64和/或平移整流罩34A的枢转轴套62可包括可调节的缓冲块(bump stop)特征，以提供行程限制/调节、负荷吸收和负荷传递能力。还可合乎需要的是，在每个阻挡门34C与推力反向器组件12C的前固定结构之间包括伸缩连杆或弹簧加载的线缆附件，以提供附加的门旋转约束、能量吸收或负荷传递。
虽然图2至5的实施例将每个阻挡门34C描绘为装备有由其后端54处的辊子和轨道组件50提供的两个引导连接部和由枢转组件60提供的两个旋转连接部，但是能够预见其它构型，包括三点附接系统，例如，与单个旋转连接部组合的两个引导连接部，或与两个旋转连接部组合的单个引导连接部。
从以上讨论和图1至5中的描绘，应当认识到，阻挡门34C以及它们的引导连接部和旋转连接部的操作不取决于任何特定类型的格栅设计，并且实际上，本发明可以以非格栅反向器设计来安装，在该非格栅反向器设计中，旁通空气从旁通管道30经各种构型的开口转向。此外，尽管图2至5中表示的阻挡门34C具有不在其展开期间有意弯曲、挠曲或折叠的刚性构造，但具有这些能力中的任一种的阻挡门也在本发明的范围内。还应当理解，在其展开时延伸的延伸长度的阻挡门或折叠门可用于提供如下阻挡门，该阻挡门在展开时能够延伸到外部空气流中以提供附加的阻滞阻力。最后，还应当认识到，推力反向器组件12C及其单独的构件可由各种材料构成，该各种材料包括通常在航空应用中使用并通过加工、铸造、模制、层压等和它们的组合制造的金属、塑料和复合材料。
虽然已根据具体实施例描述了本发明，但是显而易见的是，本领域技术人员可采用其它形式。例如，发动机10、推力反向器组件12C和它们的构件可在外观和构造上不同于图中示出的实施例，推力反向器组件12C的每个构件的功能可由不同构造但能够相似地(虽然不必等同)运行的构件执行，并且各种材料可使用在这些构件的构造中。因此，本发明的范围将仅由下列权利要求限制。

Claims (20)

1.一种用于燃气涡轮发动机的推力反向器组件，所述燃气涡轮发动机具有核心发动机、包围所述核心发动机的机舱以及由所述机舱和所述核心发动机限定并限定在其间的旁通管道，所述推力反向器组件包括：
平移整流罩，其安装于所述机舱并且适合于沿所述燃气涡轮发动机的向后方向平移一距离，所述平移整流罩具有限定所述旁通管道的径向外流动表面的径向内壁；
固定结构，其位于所述机舱内，所述固定结构包括至少一个开口，其在所述平移整流罩沿所述向后方向平移时暴露于所述旁通管道；以及
阻挡门，其安装于所述机舱并且具有收起位置和展开位置，所述阻挡门中的每一个具有第一端部、相对地配置的第二端部和其间的长度，所述阻挡门中的每一个在其第一端部附近由所述固定结构轴向地引导，并且沿其长度枢转且可滑动地连接于所述平移整流罩的内壁，以使所述平移整流罩沿所述向后方向的平移使所述阻挡门中的每一个通过在其第一端部处相对于所述固定结构滑动并沿其长度相对于所述平移整流罩的内壁滑动而从其收起位置移动到其展开位置，其中，当所述阻挡门位于它们的收起位置时，所述平移整流罩的内壁位于所述阻挡门中的每一个与所述旁通管道之间，并且其中，当所述阻挡门位于它们的展开位置时，所述阻挡门中的每一个的第二端部突出到所述旁通管道中，并且通过所述固定结构的开口使所述旁通管道内的旁通空气转向。
2.根据权利要求1所述的推力反向器组件，其特征在于，所述阻挡门中的每一个在其第一端部处由至少一个轨道和辊子组件轴向地引导，所述至少一个轨道和辊子组件连接于所述固定结构，并且使所述阻挡门与所述平移整流罩一起向后平移和此后相对于所述固定结构枢转。
3.根据权利要求2所述的推力反向器组件，其特征在于，所述轨道和辊子组件包括安装于所述固定结构的导轨和驻留在所述导轨中并安装在所述阻挡门的第一端部处的辊子。
4.根据权利要求3所述的推力反向器组件，其特征在于，所述导轨具有所述辊子沿其行进的长度，并且所述导轨中的每一个的长度小于所述平移整流罩沿所述向后方向平移的距离。
5.根据权利要求1所述的推力反向器组件，其特征在于，所述阻挡门中的每一个通过至少一个枢转轴套枢转且可滑动地连接于所述平移整流罩的内壁。
6.根据权利要求5所述的推力反向器组件，其特征在于，所述枢转轴套枢转地安装于所述平移整流罩的内壁。
7.根据权利要求6所述的推力反向器组件，其特征在于，所述阻挡门中的每一个还包括可滑动地接收在所述枢转轴套中的一个中的至少一个轴。
8.根据权利要求1所述的推力反向器组件，其特征在于，所述固定结构的开口是格栅。
9.一种高旁通燃气涡扇发动机，其具有核心发动机、包围所述核心发动机的机舱以及由所述机舱和所述核心发动机限定并限定在其间的旁通管道，所述机舱包括风扇外壳和配置在所述风扇外壳的轴向后方的推力反向器组件，所述推力反向器组件包括：
平移整流罩，其安装于所述机舱并且适合于沿所述燃气涡轮发动机的向后方向平移一距离，所述平移整流罩具有限定所述旁通管道的径向外流动表面的径向内壁；
固定结构，其位于所述机舱内，所述固定结构包括至少一个开口，其在所述平移整流罩沿所述向后方向平移时暴露于所述旁通管道；以及
阻挡门，其安装于所述机舱并且具有收起位置和展开位置，所述阻挡门中的每一个具有第一端部、相对地配置的第二端部和其间的长度，所述阻挡门中的每一个在其第一端部处由所述固定结构轴向地引导，并且沿其长度枢转且可滑动地连接于所述平移整流罩的内壁，以使所述平移整流罩沿所述向后方向的平移使所述阻挡门中的每一个通过在其第一端部处相对于所述固定结构滑动并沿其长度相对于所述平移整流罩的内壁滑动而从其收起位置移动到其展开位置，其中，当所述阻挡门位于它们的收起位置时，所述平移整流罩的内壁位于所述阻挡门中的每一个与所述旁通管道之间，并且其中，当所述阻挡门位于它们的展开位置时，所述阻挡门中的每一个的第二端部突出到所述旁通管道中，并且通过所述固定结构的开口使所述旁通管道内的旁通空气转向。
10.根据权利要求9所述的高旁通燃气涡扇发动机，其特征在于，所述阻挡门中的每一个在其第一端部处由至少一个轨道和辊子组件轴向地引导，所述至少一个轨道和辊子组件连接于所述固定结构，并且使所述阻挡门与所述平移整流罩一起向后平移和此后相对于所述固定结构枢转。
11.根据权利要求10所述的高旁通燃气涡扇发动机，其特征在于，所述轨道和辊子组件包括安装于所述固定结构的导轨和驻留在所述导轨中并安装在所述阻挡门的第一端部处的辊子。
12.根据权利要求11所述的高旁通燃气涡扇发动机，其特征在于，所述导轨具有所述辊子沿其行进的长度，并且所述导轨中的每一个的长度小于所述平移整流罩沿所述向后方向平移的距离。
13.根据权利要求9所述的高旁通燃气涡扇发动机，其特征在于，所述阻挡门中的每一个通过至少一个枢转轴套枢转且可滑动地连接于所述平移整流罩的内壁。
14.根据权利要求13所述的高旁通燃气涡扇发动机，其特征在于，所述枢转轴套枢转地安装于所述平移整流罩的内壁。
15.根据权利要求14所述的高旁通燃气涡扇发动机，其特征在于，所述阻挡门中的每一个还包括可滑动地接收在所述枢转轴套中的一个中的至少一个轴。
16.根据权利要求9所述的高旁通燃气涡扇发动机，其特征在于，所述固定结构的开口是格栅。
17.一种使燃气涡轮发动机的推力反向的方法，所述燃气涡轮发动机具有核心发动机、包围所述核心发动机的机舱、由所述机舱和所述核心发动机限定并限定在其间的旁通管道，以及安装于所述机舱并具有限定所述旁通管道的径向外流动表面的径向内壁的平移整流罩，所述方法包括：
在阻挡门的收起位置收起阻挡门，以使所述平移整流罩的内壁位于所述旁通管道与所述阻挡门中的每一个之间并位于所述旁通管道与所述机舱内的固定结构之间；
使所述平移整流罩沿所述燃气涡轮发动机的向后方向平移；
当所述平移整流罩沿所述向后方向平移时，使所述固定结构及其至少一个开口暴露于所述旁通管道；以及
当所述平移整流罩沿所述向后方向平移时，使所述阻挡门从其收起位置展开为其展开位置，所述阻挡门中的每一个具有由所述固定结构轴向地引导的第一端部、相对地配置的第二端部和其间的长度，枢转且可滑动地连接于所述平移整流罩的内壁，所述阻挡门中的每一个由于在其第一端部处相对于所述固定结构滑动并沿其长度相对于所述平移整流罩的内壁滑动而展开；
其中，所述展开步骤使所述阻挡门中的每一个突出到所述旁通管道中并通过所述固定结构的开口使所述旁通管道内的旁通空气转向。
18.根据权利要求17所述的方法，其特征在于，所述阻挡门中的每一个在其第一端部处由连接于所述固定结构的至少一个轨道和辊子组件轴向地引导。
19.根据权利要求17所述的方法，其特征在于，所述阻挡门中的每一个通过至少一个枢转轴套枢转且可滑动地连接于所述平移整流罩的内壁。
20.根据权利要求17所述的方法，其特征在于，在所述展开步骤期间，所述阻挡门中的每一个与所述平移整流罩一起向后平移并且接着相对于所述固定结构枢转。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106884738A (zh) * 2015-11-20 2017-06-23 通用电气公司 推力反向装置控制

Families Citing this family (36)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10202941B2 (en) * 2012-11-12 2019-02-12 United Technologies Corporation Reverse core turbine engine mounted above aircraft wing
US20160076484A1 (en) * 2013-06-07 2016-03-17 Aircelle Turbojet engine nacelle thrust reverser comprising cascades secured to the mobile cowls
US9835112B2 (en) * 2014-02-10 2017-12-05 MRA Systems Inc. Thrust reverser cascade
US10077739B2 (en) * 2014-04-24 2018-09-18 Rohr, Inc. Dual actuation system for cascade and thrust reverser panel for an integral cascade variable area fan nozzle
US9534562B2 (en) * 2014-04-25 2017-01-03 Rohr, Inc. System and apparatus for a thrust reverser
US10309343B2 (en) 2014-11-06 2019-06-04 Rohr, Inc. Split sleeve hidden door thrust reverser
US9784214B2 (en) 2014-11-06 2017-10-10 Rohr, Inc. Thrust reverser with hidden linkage blocker doors
US10605197B2 (en) 2014-12-02 2020-03-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine and thrust reverser assembly therefore
US10208708B2 (en) 2015-01-29 2019-02-19 Rohr, Inc. Translating cascade hidden blocker door thrust reverser
US9845769B2 (en) 2015-05-05 2017-12-19 Rohr, Inc. Plastic core blocker door
US10041443B2 (en) * 2015-06-09 2018-08-07 The Boeing Company Thrust reverser apparatus and method
US9915226B2 (en) * 2015-06-18 2018-03-13 Rohr, Inc. Variable area fan nozzle hidden blocker door thrust reverser
JP2018530694A (ja) 2015-09-09 2018-10-18 エムアールエイ・システムズ・エルエルシー スラストリバーサアセンブリ
US10344709B2 (en) 2015-09-10 2019-07-09 Honeywell International Inc. System and method for reducing idle thrust in a translating cowl thrust reverser
US10247136B2 (en) * 2015-12-03 2019-04-02 General Electric Company Thrust reverser system for a gas turbine engine
US10473057B2 (en) 2015-12-14 2019-11-12 Rohr, Inc. Thrust reverser system with translating elements
US10302044B2 (en) 2015-12-18 2019-05-28 Rohr, Inc. Translating cascade thrust reverser with control of blocker door
US10533519B2 (en) * 2016-01-13 2020-01-14 Rohr, Inc. Translating cascade hidden blocker door thrust reverser
EP3228853B1 (en) 2016-04-08 2021-03-10 Goodrich Actuation Systems Limited Thrust reverser actuator
US10563615B2 (en) 2016-05-09 2020-02-18 Mra Systems, Llc Gas turbine engine with thrust reverser assembly and method of operating
US10655564B2 (en) 2016-05-13 2020-05-19 Rohr, Inc. Thrust reverser system with hidden blocker doors
US9976696B2 (en) 2016-06-21 2018-05-22 Rohr, Inc. Linear actuator with multi-degree of freedom mounting structure
US10288007B2 (en) 2017-02-02 2019-05-14 Woodward, Inc. Thrust reverser flow limiting valve
EP3489547B1 (en) 2017-11-27 2022-05-04 Rohr, Inc. Thrust reverser with motion control device
US10704497B2 (en) * 2018-01-10 2020-07-07 Woodward, Inc. Thrust reverser velocity control valve
US20190285028A1 (en) * 2018-03-16 2019-09-19 Mra Systems, Llc. Thrust reverser cascade
US10844807B2 (en) * 2018-06-27 2020-11-24 Spirit Aerosystems, Inc. System including hidden drag link assembly for actuating blocker door of thrust reverser
US11149688B2 (en) * 2018-10-05 2021-10-19 The Boeing Company Blocker door pressure relief systems and methods
EP3702603B1 (en) * 2019-02-28 2023-12-13 Airbus Operations GmbH Thrust reverser assembly for an engine nacelle of an aircraft
FR3096741B1 (fr) * 2019-05-28 2022-11-18 Safran Nacelles Ensemble propulsif d’aéronef
EP3789600B1 (en) * 2019-09-05 2023-09-13 Rohr, Inc. Translating sleeve thrust reverser assembly
US10995701B2 (en) 2019-09-05 2021-05-04 Rohr, Inc. Translating sleeve thrust reverser assembly
EP3943737A1 (en) 2020-04-07 2022-01-26 Rohr, Inc. Hidden door thrust reverser system for an aircraft propulsion system
US11686273B2 (en) 2020-10-12 2023-06-27 Woodward, Inc. Self-damping actuator
US11473658B2 (en) 2020-11-30 2022-10-18 Woodward, Inc. Locking compound rotary actuator
US11719190B2 (en) 2021-10-05 2023-08-08 Rohr, Inc. Thrust reverser system with hidden turning door

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3036431A (en) * 1959-09-08 1962-05-29 Boeing Co Thrust reverser for jet engines
US3262271A (en) * 1965-07-30 1966-07-26 Gen Electric Thrust reverser
US3503211A (en) * 1968-04-10 1970-03-31 Rohr Corp Thrust reverser
FR2111726B1 (zh) * 1970-10-20 1976-02-13 Secretaire Etat R Uni Gb
US4030291A (en) * 1976-01-02 1977-06-21 General Electric Company Thrust reverser for a gas turbofan engine
FR2780101B1 (fr) * 1998-06-18 2000-07-28 Hispano Suiza Sa Inverseur de poussee de turboreacteur a portes formant ecopes a section d'echappement adaptable
GB0606982D0 (en) 2006-04-07 2006-05-17 Rolls Royce Plc Aeroengine thrust reverser
FR2933144B1 (fr) * 2008-06-26 2012-08-17 Airbus France Nacelle pour aeronef comportant des moyens inverseurs de poussee et aeronef comportant au moins une telle nacelle
FR2966883B1 (fr) * 2010-11-03 2012-11-02 Aircelle Sa Dispositif d'inversion de poussee sans bielle dans la veine

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106884738A (zh) * 2015-11-20 2017-06-23 通用电气公司 推力反向装置控制
CN106884738B (zh) * 2015-11-20 2021-06-25 通用电气公司 推力反向装置控制

Also Published As

Publication number Publication date
EP2660454A3 (en) 2018-03-07
JP2013231432A (ja) 2013-11-14
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CA2813241A1 (en) 2013-10-30
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US8904751B2 (en) 2014-12-09
CN103375303A (zh) 2013-10-30
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JP6167266B2 (ja) 2017-07-26
US20130284822A1 (en) 2013-10-31
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