CN103395495A - 机舱 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及机舱，特别是机舱包括至少一个第一飞机引擎罩，其至少部分地限定所述机舱的入口，和至少部分地限定所述机舱的出口。所述第一飞机引擎罩可包括一种从所述入口到所述出口连续地延伸的一体部分。所述机舱还包括一种第二飞机引擎罩，其至少部分地限定所述入口，并且相对于第一飞机引擎罩而平移。所述机舱可包括第三飞机引擎罩，其至少部分地限定所述出口，并且相对于第一飞机引擎罩平移。

Description

机舱
技术领域
本申请一般涉及引擎机舱。
背景技术
机舱是一种保持/容纳着引擎和/或飞机上其它装备的盖体或壳体。机舱通常被联接到机翼的下侧，例如，通过一种外挂架(pylon)。目前，机舱通常由几个在被称为裂缝的接合部、接缝、或线处彼此相会合的部件或飞机引擎罩所制成。这种飞机引擎罩通常必须被移除或移动以提供通往容纳在机舱内的引擎或其它部件的通路。另外，机舱裂缝将扰动引入给掠过机舱的空气，以及这种扰动会增加飞机另一表面(例如，位于机舱上方的机翼)上的阻力。另外，这种飞机引擎罩通常包括必须绕一个或多个铰链中心旋转的套筒，以提供通往所述机舱的内部的通路。因而，提供一种机舱，其最小化了飞机的阻力并且允许容易/方便地通往所述机舱的内部，这是在航空工程应用中的目标和重大挑战。
发明内容
本发明的装置、系统和方法各自具有若干方面，其单个方面并不单独负责其所需属性。现在将简要地讨论其更多的突出特征，而不限制随附的权利要求所表达的本发明范围。考虑此讨论之后，且特别是阅读“具体实施方式”部分后，本领域的一般技术人员将会了解本发明的特性如何提供与现有的机舱相比的优势。
本发明的一个方面是一种机舱，具有一种入口，一种出口，以及在它们之间延伸的纵向轴线。所述机舱包括第一飞机引擎罩，其在入口和出口之间延伸并绕所述纵向轴线界定所述机舱的至少一部分；和第二飞机引擎罩，其限定所述入口的一部分并被配置为用以相对于所述第一飞机引擎罩而纵向平移。
另一个方面是一种机舱，具有一种入口，一种出口，以及在它们之间延伸的纵向轴线。所述机舱包括第一飞机引擎罩，其至少部分地限定所述入口和至少部分地限定所述出口；第二飞机引擎罩，其至少部分地限定所述入口，所述第二飞机引擎罩被配置为用以相对于所述第一飞机引擎罩而纵向平移；以及第三飞机引擎罩，其至少部分地限定所述出口。
另一个方面是一种机舱，具有一种入口，一种出口，和在它们之间延伸的纵向轴线。所述机舱包括第一飞机引擎罩，其至少部分地限定所述入口和至少部分地限定所述出口；和第二飞机引擎罩，滑动地联接到所述第一飞机引擎罩并由其支撑，以便在至少第一纵向位置与第二纵向位置之间移动，当在所述第一位置时，所述第二飞机引擎罩限定着所述入口的至少一部分。
根据以下详细说明，本发明的其它方面、特征和优点将更显而易见。
附图说明
本发明的这些和其它特征、方面和优点现将结合本发明的实施例，参照附图而进行描述。然而，所阐明的实施例只是示例且并非旨在限制本发明。图中所示的各个特征可不按比例绘制。于是，为了清楚起见，可以任意放大或缩小各个特征的尺寸。此外，为清楚起见，可以简化一些附图。因而，附图可能并未描述所给定设备、装置、系统、方法的所有部件，或任何其它所示部件或过程。
图1是合并有机舱的飞机的透视图。
图2A是根据本发明的一种优选实施例的机舱的前视图。
图2B是图2A中的机舱相对于机翼的侧视图。
图2C是图2A中的机舱的俯视图。
图2D是图2A中的机舱的底视图。
图2E是图2A中的机舱后视图。
图3是图2C中的机舱沿着线3-3所取的剖视图。
图4是图2A-2E中的机舱呈正向推力配置时的透视图。
图5是图2A-2E中的机舱呈反向推力配置时的透视图。
图6是图5中的机舱的侧视图。
图7A是图2A-2E中的机舱的侧视图，示出了相对于顶部飞机引擎罩在纵向平移的入口飞机引擎罩。
图7B是图2A-2E中的机舱的透视图，示出了相对于顶部飞机引擎罩在纵向平移的入口飞机引擎罩和相对于顶部飞机引擎罩而平移和旋转的出口飞机引擎罩套筒。
图8A是根据另一实施例的机舱的前视图。
图8B是图8A中的机舱相对于机翼的侧视图。
图8C是图8A中的机舱的俯视图。
图8D是图8A中的机舱的底视图。
图9是图8A-8D中的机舱的透视图，示出了相对于顶部飞机引擎罩平移的入口飞机引擎罩和相对于顶部飞机引擎罩平移和旋转的出口飞机引擎罩套筒。
图9B是图9A中的机舱的透视图，示出了相对于顶部飞机引擎罩旋转的入口飞机引擎罩套筒。
图10是顶部飞机引擎罩和图2A-2E中的机舱的集成外挂架的前视图。
图11是顶部飞机引擎罩和相对于机翼而言的图2A-2E中的机舱的集成外挂架的侧视图。
图12A-12D中示出了机舱使用的接合结构的一种实施例。
图13是根据一个实施例的机舱的剖视图。
图14是图13中的一部分的近摄特写图，示出了呈滑动件和轨道形式的接合结构。
图15A是图13的一部分的近摄特写图，示出了一种捕获装置。
图15B示出图15A中的捕获装置，且出口飞机引擎罩套筒与捕获装置分离。
图16是根据另一实施例的机舱的剖视图。
图17是根据一个实施例的顶部飞机引擎罩的剖视图。
图18是根据另一实施例的顶部飞机引擎罩的剖视图。
图19A是根据另一实施例的机舱的剖视图。
图19B是用于图19A的机舱上的致动器装置的侧视图。
图19C是用于图19A的机舱上的另一致动器装置的侧视图。
图20-22是用于机舱上的致动器装置的实施例的侧视图。
具体实施方式
下述详细说明是针对本发明的某些具体实施例。然而，本发明可以体现于如由权利要求所限定和覆盖的多种不同的方式中。在本说明书中、参考附图，在整个附图中相同部分利用相同附图标记而表示。
本文中所披露的本发明的某些实施例涉及机舱，其合并了形成为不具备介于机舱的入口侧与出口侧之间的裂缝、接缝或接合部的顶部飞机引擎罩。这种飞机引擎罩可减少在机舱上方的、可能造成相关联的机翼下侧阻力的空气流扰动。此外，这样的顶部飞机引擎罩可被滑动地联接到设置在机舱的相对着的侧向侧面上的一个或多个接合结构。该接合结构沿机舱的纵向长度的至少一部分延伸。以这种方式，机舱的其它部件可经由接合结构相对于顶部飞机引擎罩而平移。例如，一种机舱可以包括一种C形的入口飞机引擎罩，其与顶部飞机引擎罩相组合而限定了一种入口唇部。入口飞机引擎罩可被联接到一种接合结构，以相对于顶部飞机引擎罩在纵向平移。这样的一种配置可以便利于通往内部的引擎部件，而无需相对于顶部飞机引擎罩来繁重地旋转和升降沉重且相当大的机舱部件。相对于顶部飞机引擎罩平移的其它结构可能会沿包括出口飞机引擎罩、反推力装置叶栅，和/或可变截面风扇喷嘴的接合结构。
在一些实施例中，接合结构沿着机舱的实质的纵向长度而延伸。在一些实施例中，接合结构包括一种联接到顶部飞机引擎罩的轨道和一种联接到机舱的另一部件的滑动件。当然，接合结构的其它配置也可被实施，以提供相对于顶部飞机引擎罩的一个或多个机舱部件的纵向平移和/或旋转。因而，顶部飞机引擎罩可支撑着这种平移部件，即使当它们超出顶部飞机引擎罩的入口和/或出口侧延伸。因此，本文所披露的机舱可提供优于现有的机舱的若干优点。
图1是具有机身12和一对从机身12侧向地延伸的机翼14的飞机10的透视图。机舱16被联接到每个机翼14的下侧。虽然图1中未示出，但在一些实施例中，每个机舱16通过外挂架，或任何其它合适的能够将负载联接到机翼的结构而联接到机翼。
每个机舱16容纳有一种飞机引擎15，例如，高涵道比引擎，其接收了通过设置在机舱16的入口19附近的风扇20的空气，在燃烧腔室内燃烧所接收的空气与燃料，并通过一种面朝后部的喷嘴提供一种排气射流以在正向方向上推进所述飞机10。此外，高涵道比引擎还通过机舱16的入口19接收大量的空气，这些空气通过或绕过引擎15以提供额外的推力。旁通空气与排气射流相结合，并且提高燃料效率和增加引擎噪声。在一些实施例中，机舱16可包括一种可变面积风扇喷嘴(VAFN)飞机引擎罩，其被配置为用以改变排气射流和旁通空气穿过的出口区域。这样一种VAFN飞机引擎罩可以是一种出口飞机引擎罩或套筒的一体部分，或明显单独的且可平移的飞机引擎罩部件。
仍然参考图1，在飞行过程中，空气流过每个机舱16的入口19，以及每个机舱16的外表面上方。机舱16的外表面可以由结合在一起以形成机舱16的多个顶部飞机引擎罩而形成。每个飞机引擎罩部件的外侧上的表面不规则性可以扰乱流过机舱的空气，并产生下游阻力，由于这些扰乱可能与飞机10的其它表面相互影响/作用。例如，流过机舱16的空气可能会受到位于两个或多个顶部飞机引擎罩或机舱16部件之间的外部裂缝或接合部的干扰。所产生的扰乱可能会增加相关联机翼14的下侧17上的阻力。当机舱16被安置为相对地比较接近机翼16的下侧17时(例如，在高涵道比引擎飞机上)，空气流扰乱可能是特别成问题的。
参照附图为了有助于描述在下文描述的机舱，与所示的坐标轴相一致，使用下面的坐标术语。“纵向轴线”大致平行于机舱的轴线，在机舱的入口和出口之间延伸。“侧向轴线”垂直于纵向轴线，并且大致平行于与机舱相关联的机翼。“横向轴线”垂直于所述纵向轴线和侧向轴线二者而延伸。此外，如本文中所用，“纵向方向”是指大体与所述纵向轴线平行的方向；“侧向方向”是指大体与所述侧向轴线平行的方向，以及“横向方向”是指大体与横向轴线平行的方向。术语“上部的”、“下部的”、“顶部的”、“底部的”、“下侧的”、“上侧的”等，在下面的描述中可用于描述机舱和相关部件，是用来相对于所描述的具体实施例的方向而言的。例如，术语“上侧的”用来描述安置于容纳在机舱内的引擎的上方的机舱部分。术语“下侧的”用来描述位于飞机下方穿过机舱的纵向轴线的机舱部分。
图2A-7B示出了机舱116的一种实施例。图2A示意性地描绘了机舱116和容纳在其中的引擎115的前视图。引擎115与风扇120相联接，风扇120被安置在机舱116的前侧附近以通过入口119抽吸空气进入机舱。如在下面进一步详细描述的那样，通过入口119而抽吸入的空气可通过机舱116的出口131排出和/或与燃料燃烧，以提供给所述飞机一种正向的推力。此外，空气可通过一种推力反向器布置而排出，以产生一种向后(例如，反向)的推力。机舱116通过一种外挂架118而被联接到飞机。例如，机舱116可被联接到飞机机翼的下侧，从而使得引擎115向飞机提供正向和反向推力能力。
参考图2A-2E，机舱116具有一种由入口飞机引擎罩126和顶部飞机引擎罩128所形成的入口唇部或鼻唇124。如图所示，入口唇部124可以是大致环形的，以限定机舱的入口119。在一些实施例中，入口飞机引擎罩126限定了一种C形部，以及顶部飞机引擎罩128限定了一种弓形/拱形部。以这种方式，入口飞机引擎罩126和顶部飞机引擎罩128一起形成一种空气流动通过的通道。该通道沿如图2B和2D中所示与机舱116的纵向轴线平行的中心线177而延伸。在一些实施例中，顶部飞机引擎罩128跨越机舱116周向的10°和180°之间，或更多，以及入口飞机引擎罩126跨越机舱116的剩余部分，以便形成该通道。例如，顶部飞机引擎罩128可以跨越机舱116周向的10°、20°、30°、40°、50°、60°、70°、80°、90°、100°、110°、120°、130°、140°、150°、160°、170°或180°。在一些实施例中，顶部飞机引擎罩128跨越机舱116的大约20°和大约90°之间，并且入口飞机引擎罩126跨越机舱116的剩余部分。
图2B和2C分别示出了机舱116的侧视图和顶视图。如在这些图中可以看出，机舱116包括一种毗邻着入口飞机引擎罩126而安置的出口飞机引擎罩130。横向裂缝142a和142b被安置于入口飞机引擎罩126和出口飞机引擎罩130之间。此外，机舱116包括一对安置在顶部飞机引擎罩128与入口和出口顶部飞机引擎罩126，130之间的纵向延伸的裂缝140a和140b。换言之，纵向延伸的裂缝140a，140b从入口119延伸到出口131。如上所讨论，这种裂缝140a、140b。142a、142b可以引入对于流过机舱116的空气的扰动。然而，如图2B和2C中所示，顶部飞机引擎罩128不包括一种在机舱116的入口119与出口131之间横向延伸的裂缝或接合部。例如，顶部飞机引擎罩128可包括一体的或均匀的部分，其在机舱116的从入口119到出口131的纵向方向上连续地延伸。因而，掠过机舱116的顶部飞机引擎罩128的外表面的空气流不太可能在顶部飞机引擎罩128处形成源于裂缝的扰动和/或干扰。以这种方式，“无裂缝”顶部飞机引擎罩128改善了下游的空气流动，其可能接触或碰撞相关联飞机的另一部件，例如，机翼的下侧。因此，不具有裂缝的顶部飞机引擎罩128可以有利地减少相关飞机的阻力，并改善其燃料效率。
如图2D和2E中所示，在一些实施例中，机舱116包括一种从入口飞机引擎罩126的尾侧沿着机舱116的底部侧延伸到出口131的纵向延伸的裂缝190。以这种方式，出口飞机引擎罩130包括互补的半模或套筒，可绕机舱116的中心线177旋转，以提供对机舱116内的内部部件的访问。
在一些实施例中，机舱116可包括一种配置成用以调整机舱出口131的尺寸大小的VAFN飞机引擎罩。在这种实施例中，可能期望限制可变面积风扇喷嘴的跨度，从而使得它不与顶部飞机引擎罩128的跨度重叠，以避免两者之间的接口或裂缝。
如图2B和2C中所示，顶部飞机引擎罩128可以在结构上与外挂架118一体集成，从而使得，入口和/或出口飞机引擎罩126，130能够相对于顶部飞机引擎128和外挂架118平移或以其它方式移动。在一些实施例中，顶部飞机引擎罩128和外挂架118都是一体地形成，从而使得二者之间不形成裂缝。例如，顶部飞机引擎罩128和外挂架118可以由一种单独的、均匀的材料件形成。在其它实施例中，顶部飞机引擎罩128和外挂架可以是彼此永久固定的单独的结构。例如，在不损坏或明显改变顶部飞机引擎罩128和外挂架118中的至少一个的情况下，顶部飞机引擎罩128和外挂架118可以是分不开的/不可分割的。在这种实施例中，一个或多个整流罩或其它空气动力结构可被合并于顶部飞机引擎罩128与外挂架118之间，以改善组合结构的空气动力特性。
如图2E中所示，机舱116可以包括阻断门184，其被激活以阻碍(例如，以防止，抑制或减少)旁通空气的流动，并且当机舱116呈反向推力配置时，防止所述空气流动通过机舱116的出口131。机舱116还可以包括上阻断门186，其可以与其它阻断门184无关地控制，以允许更多或更少的空气流通过顶部飞机引擎罩128附近的机舱的出口131，以便平衡所述机舱内的管道压力。在其它实施例中，所有的阻断门均以统一的方式来控制。
图3示出了机舱116和引擎115沿着图2C中的3-3线所取得的剖视图。如图所示，引擎115沿着平行于机舱116的纵向轴线设置的中心线177延伸。引擎115包括一种穿过机舱116的出口131延伸的排气喷嘴14。
如图3中示意性地示出，风扇120作用以抽吸进气空气150穿过入口119进到机舱116内。进气空气150的一部分进入引擎115内，而同时进气空气150中的另一部分153绕过引擎115并越过引擎飞机引擎罩160。因而，旁通空气153可与引擎废气151的流一起从出口131排出，以提供一种相对于机舱116的正向推力(例如，如图3中所示提供一种从右向左推动机舱和飞机的力)。
图4是呈正向推力配置的图2A-2E中的机舱116和引擎115的透视图。如在图4中所示，当呈正向推力配置时，机舱116的出口131基本上不受阻断门阻碍，从而使得在引擎废气151和旁通空气153通过一种在机舱的入口119与出口131之间所限定的空气通路或导管而排出机舱116。
图5和图6示出了呈反向推力配置的图2A-2E中的机舱116。在反向推力配置，与图4中示出的出口飞机引擎罩的位置相比(例如，与呈正向推力配置的出口飞机引擎罩的位置相比)，出口飞机引擎罩130被纵向地平移远离入口飞机引擎罩126。在一些实施例中，由一个或多个接合结构沿着介于出口飞机引擎罩130与顶部飞机引擎罩128之间的纵向裂缝140b引导所述出口飞机引擎罩130的纵向平移。所述出口飞机引擎罩130的这种纵向平移起作用以扩大位于入口飞机引擎罩126与出口飞机引擎罩130之间的横向裂缝142a、142b，并暴露出一种下方的叶栅(cascade)182。叶栅182可以包括多个围绕机舱116的纵向轴线而在周向安置的叶片。叶片通过栅格而重新引导机舱116内的空气流155的方向，以产生反向推力。
在一些实施例中，叶栅182被设置在机舱116的纵向轴线与出口飞机引擎罩130之间。也就是说，叶栅182可被安置在出口飞机引擎罩130的径向内侧，但它不会在顶部飞机引擎罩128的下方的圆周方向上延伸(即，它不在顶部飞机引擎罩的径向内侧)。在其它实施例中，叶栅182设置在出口飞机引擎罩130与机舱的纵向轴线之间，并且还至少部分地被设置在顶部飞机引擎罩128与机舱的纵向轴线之间。在这种实施例中，一种反向推力将不会通过设置在顶部飞机引擎罩128的径向内侧的部分叶栅182。出于荷载路径或结构完整性的考虑，叶栅182的一部分可被布置在顶部飞机引擎罩的径向内侧。另外，在这种实施例中，该部分的叶栅182设置在顶部飞机引擎罩的径向内侧，可不重新引导气流排出，但可以承载环向荷载直接分配给相关联的外挂架。
现在转到图7A和7B，示出了具有入口飞机引擎罩126的机舱116，其纵向平移远离出口飞机引擎罩130。顶部飞机引擎罩128可包括一个或多个接合结构150，用于相对于顶部飞机引擎罩128引导入口飞机引擎罩126、出口飞机引擎罩130、叶栅182、和/或VAFN133的纵向平移。以这种方式，入口飞机引擎罩126、出口飞机引擎罩130、叶栅182，和/或VAFN133可相对于顶部飞机引擎罩128平移，以提供通往安置在机舱116内的引擎115的部分或部件的通路。在一些实施例中，机舱116可包括一种沿VAFN133终端的围栏或列板，以减少当VAFN133被平移到尾部时产生的涡流干扰。以这种方式，围栏或列板可限制当VAFN133被平移到尾部时的空气阻力和声学障碍(acoustic penalty)，并且这样一种结构可以便利于调适一个或多个接合结构150。
在一些实施例中，接合结构150包括联接到顶部飞机引擎罩128的第一部件(例如，滑动件)、和联接到入口飞机引擎罩126(图7B中所示)的第二部件(例如，轨道)。所述接合结构150的第一和第二部件可滑动地接合，以使入口飞机引擎罩126相对于顶部飞机引擎罩128平移。当然，在一些实施例中，第一部件可与入口飞机引擎罩126相联接，第二部件可与顶部飞机引擎罩128相联接。此外，每个接合结构150可被类似地配置为用于机舱的任何其它的接合结构(例如，出口飞机引擎罩130、叶栅182，和/或VAFN133)，或者其可以被不同地配置。入口飞机引擎罩126的滑动构造对于维修位于入口飞机引擎罩126下方的、且在叶栅182附近的引擎部件可以是特别有利的，因为入口飞机引擎罩126、出口飞机引擎罩130、叶栅182和/或VAFN133不必被完全地拆卸或打开就能够提供足够的接近以进行适宜的维修。
除了提供在顶部飞机引擎罩128与入口飞机引擎罩126之间的平移，接合结构150可以使入口飞机引擎罩126相对于顶部飞机引擎罩128可选地进行旋转，如果入口飞机引擎罩126如下面关于图8A-8D所讨论的那样包括由裂缝所分离的互补的半部或部件。此旋转可绕铰链中心，其与接合结构是同轴的。如图7B中所示，出口飞机引擎罩130和/或叶栅182可以包括相对于顶部飞机引擎罩128独立地旋转的半部或套筒。因此，出口飞机引擎罩130和叶栅182可相对于顶部飞机引擎罩128独立地平移以提供通往引擎115的部件的通路，并且这些结构的套筒可相对于顶部飞机引擎罩128旋转以更好地接近引擎115用于进行对引擎115的维修或检查。
现在转到图8A-8D，示出了机舱216的另一实施例。图8A示意性地示出了机舱216的前视图和容纳在其中的引擎215。机舱216包括一种入口唇部224，其限定了入口219。类似于图2A-7B的入口唇部，入口唇部224由入口飞机引擎罩226和顶部飞机引擎罩228形成。入口飞机引擎罩226限定了的入口唇部224的C形部分，以及入口唇部的其余部分是由顶部飞机引擎罩228所限定的。与图2A-7B中的入口飞机引擎罩126形成对照，入口飞机引擎罩226包括套筒226a、226b。套筒226a、226b沿纵向延伸的裂缝290是彼此分离开的。如下面更详细讨论的，套筒226a、226b可相对于顶部飞机引擎罩228独立地平移和/或相对于顶部飞机引擎罩228独立地旋转，以提供通往引擎215的部件的通路。如下面更详细讨论的，套筒226a、226b还可以独立于外飞机引擎罩230平移和/或旋转。另外，在一些实施例中，套筒226a、226b可被一起平移，以提供通往引擎风扇壳体配件的简单通路。
图8B和8C分别示出了机舱216的侧视图和顶视图。如在这些图中可以看出，横向裂缝242a、242b安置于入口飞机引擎罩226与出口飞机引擎罩230之间。此外，机舱216包括一对安置于顶部飞机引擎罩228与入口和出口飞机引擎罩226，230之间的纵向延伸的裂缝240a、240b。如上所讨论的，这样的裂缝240a、240b、242a、242b可以向空气流内引入扰动。然而，如图8B和8C中所示，机舱216的顶部飞机引擎罩228不包括一种在入口219与出口231之间横向延伸的裂缝或接合部。虽然机舱216包括纵向延伸的裂缝290，裂缝290的位置位于机舱216的底部上，并不影响由无裂缝的顶部飞机引擎罩228所提供的空气动力学益处。虽然此裂缝290可向越过机舱216下侧的空气流引入扰动，这种扰动不太可能增加飞机下游表面上的阻力，因为裂缝290被安置在机舱216的下侧上(例如，远离相关联的机翼)。
图9A和9B是机舱216的透视图。类似于图2A-7B中的机舱，入口飞机引擎罩226、出口飞机引擎罩230、和/或叶栅282可如图所示相对于顶部飞机引擎罩228纵向平移。在一些实施例中，顶部飞机引擎罩228包括至少一个接合结构250b，其配置为用以引导所述入口飞机引擎罩226、所述出口飞机引擎罩230和/或所述叶栅282的纵向平移。以这种方式，机舱216的部件可相对于顶部飞机引擎罩228平移以提供通往引擎215部件的通路。另外，所述至少一个接合结构250b能够在延伸或在悬臂位置相对于顶部飞机引擎罩228支撑所述平移的部件。结果，引擎215可通过简单地/仅平移飞机引擎罩226、出口飞机引擎罩230、和/或叶栅282而得以被维修和检查。例如，为较少地维修访问，例如，填充油/检查、释放和解锁面板、访问电气系统、和/或除冰系统，入口飞机引擎罩226、出口飞机引擎罩230、和/或叶栅282可沿一种短行程而平移。
如图9A中所示，入口飞机引擎罩226的套筒226a、226b可在纵向延伸的裂缝290处被可释放地联接在一起，从而使得套筒可一起或独立地平移。此外，如图9B中所示，套筒226a、226b可以是独立地相对于顶部飞机引擎罩228旋转的，以更好地访问/接近引擎215。因而，叶栅282、出口飞机引擎罩230和入口飞机引擎罩226的套筒的平移和旋转，可提供沿机舱216的底侧的通路，例如，当拆除或更换引擎215时。在没有叶栅282、出口飞机引擎罩230和入口飞机引擎罩226的套筒的平移和旋转的情况下，将会不得不在入口飞机引擎罩与外挂架之间操纵引擎。此外，更换引擎/内筒甚至可能会侵入所述入口飞机引擎罩一些，如果入口飞机引擎罩226的套筒没有铰接间隙。
图10和图11显示了图2A-7B中的机舱116的顶部飞机引擎罩128和集成外挂架118。正如图10的前视图中所示，顶部飞机引擎罩128包括一种裙板部129和一对设置在裙板部129的相对的侧向侧上的接合结构部件151a、151b。如图11中所示，裙板部129可在相应机舱的入口与出口之间纵向延伸，从而使得在入口和出口之间的顶部飞机引擎罩128上不形成有横向裂缝或接合部。此外，接合结构部件151a、151b沿顶部飞机引擎罩128的纵向长度延伸，以允许一个或多个部件相对于顶部飞机引擎罩128平移。以这种方式，顶部飞机引擎罩128和外挂架118可以支撑着相对于机翼117可平移的部件。在一些实施例中，接合结构部件151a、151b中的一个或两个包括一种纵向延伸的轨道或通道。
如图10中所示，裙板部129绕相应机舱的纵向轴线具有角度跨度θ。例如，裙板部129的角度跨度θ可以绕机舱116的纵向轴线在大约10°和180°之间变化。如图10中所示，裙板部129可以绕机舱116的纵向轴线跨越大约85°至大约95°之间的角度θ，例如，90°。当然，角度跨度θ可能会影响裙板部129的侧向宽度和介于轨道151A、151B之间的距离。照此，角度跨度θ可被选择为用以提供对一个或多个可平移和/或可旋转的机舱部件的稳定支撑。
图12A-12D示出了具有第一部件和第二部件的接合结构350的实施例。在本实施例中，第一部件包括一种连续的和/或间歇性的轨道351，且第二部件包括一种滑动件353。可与机舱一起使用接合结构350以可滑动地将两个或多个部件联接到一起。例如，第一部件可被联接到机舱的顶部飞机引擎罩，以及第二部件可被联接到入口飞机引擎罩。
在一些实施例中，轨道351包括一个或多个C形配件335，以用于夹持一种衬套333。共同地，配件335和衬套333形成一种纵向延伸的通道337。一种细长的滑杆341穿过通道337延伸。因而，通道337引导所述滑杆341相对于轨道351的运动。
在一些实施例中，配件335相对于机舱的顶部飞机引擎罩被牢固固定。一种腹板343被联接到滑动件341并且被牢固固定到机舱的一个或多个其它部件，例如，入口飞机引擎罩、出口飞机引擎罩和/或叶栅。以这种方式，在轨道351与滑动件353之间的接合提供了机舱的一个或多个部件相对于顶部飞机引擎罩的平移，并且当在平移后的位置时进一步支撑所述平移的部件。
在一些实施例中，腹板343可包括一个或多个凹口或开口345，其相对于配件335的指状物或突起334可被转位(index)。如图12A和12B中所示，当开口345与指状物334一起被转位，腹板343可相对于轨道351旋转，从而使得指状物334至少部分地穿过所述开口345延伸，由此抑制所述滑动件353相对于轨道351的纵向运动。类似地，如图12C和12D中所示，滑动件353可相对于轨道351在相反的方向上旋转以脱离开所述开口345和指状物334，以允许滑动件353相对于轨道351的纵向平移。如图所示，当开口345没有与指状物334一起被转位，滑动件353不能相对于轨道351旋转，并且指状物334不能抑制滑动件353相对于轨道351的纵向运动。
图13是包括一种顶部飞机引擎罩428的机舱416的剖视图。正如上面所讨论的顶部飞机引擎罩的情况，顶部飞机引擎罩428可在机舱416的入口与出口之间连续地延伸。顶部飞机引擎罩428包括一对如上参照图12A-12D所讨论的接合结构350a、350b。如在图14中更清楚地示出，轨道351的配件335可相对于顶部飞机引擎罩428而被牢固固定，从而使得衬套333和配件335形成一种通道。滑杆341可以滑动穿过所述通道。
腹板343可相对于叶栅套筒482而被牢固固定，例如，通过一种销、螺母或其它紧固件485。以这种方式，机舱416的叶栅套筒482A、482B相对于顶部飞机引擎罩428而被牢固固定，并且能够经由所述接合构件350a、350b而相对于顶部飞机引擎罩428纵向地平移。此外，如果需要的话，通过相对于配件335转位所述滑动件353，所述叶栅套筒能够相对于顶部飞机引擎罩428而旋转。
参考图13，叶栅482和外部飞机引擎罩430包括相对着的套筒482a、482b，彼此被机舱416底侧处的纵向裂缝490分离开；类似地，套筒430a、430b由纵向裂缝490而被彼此分离开。因此，叶栅套筒482a、482b可相对于顶部飞机引擎罩428旋转和/或相对于顶部飞机引擎罩428彼此无关地纵向平移。此外，机舱416可包括一种锁扣机构470以将叶栅套筒482a，482b彼此联接在一起，从而使得套筒可相对于顶部飞机引擎罩428一起被平移。在一些实施例中，外部飞机引擎罩套筒430a、430b可相对于顶部飞机引擎罩428独立于叶栅套筒482a、482b而旋转和/或平移。虽然如图13和图14中所示联接到叶栅套筒482a、482b，图12A-12D中的接合结构350也可与其它部件一起使用。例如，接合结构350可被联接到出口飞机引擎罩套筒、入口飞机引擎罩套筒和/或机舱的VAFN。
如图15中所示，锁扣机构470包括一种捕获装置473，其可从机舱的固定元件上悬挂下来，例如，风扇壳体。捕获设备473被设置在叶栅套筒482a、482b的端部之间。每个叶栅套筒482a、482b包括一种C形的卡环471，它可以接收捕获装置473的至少一部分。如图15A和15B中所示，捕获装置473可在至少第一配置(图15A)与第二配置(图15B)之间与叶栅套筒482a、482b一起旋转，叶栅套筒482a、482b以第一配置而经由锁扣机构470彼此牢固固定，以及以第二配置能够相对彼此独立地移动。以这种方式，锁扣机构470可被用来可释放地将机舱416的可移动套筒部件牢固固定到彼此，例如，从而使得所述部件能够相对于顶部飞机引擎罩428一起纵向平移。
现在转到图16，示出了机舱616的另一个实施例的剖视图，包括一种顶部飞机引擎罩628。顶部飞机引擎罩628能够在机舱616入口与出口之间的纵向方向上连续地延伸。此外，顶部飞机引擎罩628包括一种安置在顶部飞机引擎罩的相对着的侧向侧面上的第一组接合结构650a、650b，和一种安置在顶部飞机引擎罩628的相对着的侧向侧面上的第二组接合结构660a、660b。每个接合结构650、660可提供机舱616的一个或多个部件(例如，入口飞机引擎罩、出口飞机引擎罩、中心飞机引擎罩和/或叶栅)相对于顶部飞机引擎罩628的纵向平移。此外，每个接合结构650、660可提供这样的部件相对于顶部飞机引擎罩628的旋转。
图17是根据另一实施例的顶部飞机引擎罩728的剖视图。如上面所讨论的顶部飞机引擎罩的情况，顶部飞机引擎罩728可在机舱入口与出口之间的纵向方向上连续地延伸。以这种方式，顶部飞机引擎罩728能够支撑机舱的相对于顶部飞机引擎罩728纵向平移和/或旋转的其它部件。这样的其它部件，例如，入口飞机引擎罩、出口飞机引擎罩、叶栅和/或中心飞机引擎罩，能够经由接合结构750、760而被联接到顶部飞机引擎罩。顶部飞机引擎罩728包括一种安置在外伸架(outrigger)结构773和外挂架718上方的外部整流罩结构771。如图所示，外伸架结构773被联接到梁775a、775b，以相对于外挂架718在结构上支撑所述接合结构750、760。在本实施例中，整流罩结构771可以形成所述顶部飞机引擎罩728的所述空气动力外表面，而不在结构上支撑着所述梁775a、775b。
图18是根据另一实施例的顶部飞机引擎罩828的剖视图。顶部飞机引擎罩828包括接合结构850、860，其由一种外伸架结构873和梁875a、875b而相对于一种外挂架818在结构上受支撑。与图17中的顶部飞机引擎罩相对照，整流罩结构871也被联接到梁875a、875b，以提供介于接合结构850、860与外挂架818之间的额外的结构支撑。
图19A是根据另一实施例的机舱916的剖视图。机舱916包括一种顶部飞机引擎罩928，安置在顶部飞机引擎罩928的相对着的侧向侧面上的接合结构950a、950b，和相对于顶部飞机引擎罩928可转动和可纵向平移的入口飞机引擎罩套筒的926a、926b。以这种方式，入口飞机引擎罩套筒926a、926b可相对于顶部飞机引擎罩928旋转和/或纵向平移，以提供通往安置在机舱916内的引擎915部分的通路。
机舱916还包括一种被配置为用以可释放地将入口飞机引擎罩套筒926a、926b彼此牢固固定的捕获设备973。如图19B中所示，捕获设备973可以与一个或多个致动器975同轴地对齐。例如，一种致动器975包括一种行程971，其可被联接到捕获设备973并且被配置为用以相对于顶部飞机引擎罩928平移所述机舱916的VAFN977。以这种方式，捕获设备973可以提供一种固定结构，从而所述致动器在飞行中和/或在地面上为了检验或检修/服务目的时可相对于顶部飞机引擎罩928平移(例如，在飞行中)和/或旋转(例如，用于地面检修/服务)机舱916的一个或多个部件。
图19C示出了一种致动器995的一个例子，其可与机舱916的接合结构950之一对准。致动器995可包括一种第一行程991，被配置为相对于机舱916的其它结构而平移所述出口飞机引擎罩930和/或叶栅阵列982，例如，所述顶部飞机引擎罩或入口飞机引擎罩。在一些实施例中，第一行程991将会仅平移所述飞机引擎罩，但这将不会抑制其由于独立动作而进行的旋转。致动器995还包括一种第二行程993，其被配置为用以相对于出口飞机引擎罩930和/或顶部飞机引擎罩平移VAFN977。第二行程993还可以被配置为用以允许出口飞机引擎罩930和叶栅阵列982相对于顶部飞机引擎罩928独立地平移和/或旋转。通过同轴地对准两个或更多个致动器行程与机舱916的一个或多个接合结构950，则机舱的多个部件可相对于顶部飞机引擎罩928而被独立地纵向平移和/或旋转。
图20-22示出了致动器装置的实施例，其可与机舱中的一个或多个接合结构同轴地对准以平移和/或旋转所述机舱的部件。图20示出了一种致动器装置1001的第一实施例，包括第一致动器行程1003和第二致动器行程1005。如图所示，第一致动器行程1003毗邻于通过入口管腔1013接收一种或多种经加压流体的液压腔室1011而安置。类似地，所述第二致动器行程1005毗邻于通过入口管腔1017接收一种或多种经加压流体的液压腔室1015而安置。以这种方式，每个致动器行程1003、1005能够在至少两个位置之间以液压方式被驱动。
第一致动器行程1003包括一种自由端1007，其可被牢固固定到机舱的一个或多个部件，例如，一种顶部飞机引擎罩和/或入口飞机引擎罩，并且致动器行程1003的相对端1008在机舱的出口飞机引擎罩1030内滑动。因而，第一致动器行程1003的致动能导致出口飞机引擎罩1030相对于牢固固定到自由端1007的机舱部件而平移。
第二致动器行程1005包括一种自由端1009，其可被牢固固定到机舱的一个或多个部件，例如，VAFN飞机引擎罩，并且致动器行程1005的相对端1010在机舱的出口飞机引擎罩1030内滑动。因此，致动器装置1001能够使两个或多个部件(例如，出口飞机引擎罩1030和VAFN飞机引擎罩)相对于所述机舱的其它部件平移和/或旋转。虽然图20示出了一种致动器装置1001可被液压驱动，本领域技术人员将会理解为，可以运用其它装置驱动所述致动器装置的一个或多个部件。例如，在一些实施例中，一种致动器装置可包括一个或多个电致动器。
图21示出了一种致动器装置1201，包括第一致动器行程1203和第二致动器行程1205。如图所示，第一致动器行程1203可由第一柔性轴杆1212而可旋转地驱动，从而使得行程1203相对于一种出口飞机引擎罩1230而平移和旋转。此外，所述第二致动器行程1205毗邻于形成在所述出口飞机引擎罩1230中的一种液压腔室1215而安置，其通过一种入口管腔1217而接收一种或多种经加压的流体。以这种方式，每个致动器行程1203、1205能够在至少两个位置之间被致动。
第一致动器行程1203包括一种自由端1207，其可被牢固固定到机舱的一个或多个部件，例如，一种顶部飞机引擎罩和/或入口飞机引擎罩，并且所述致动器行程1203的相对端1208在机舱的出口飞机引擎罩1230内平移和旋转。因而，第一致动器行程1203的致动能够使出口飞机引擎罩1230相对于被牢固固定到自由端1207的机舱的部件而平移和/或旋转。第二致动器行程1205包括一种自由端1209，其可被牢固固定到机舱的一个或多个部件，例如，VAFN飞机引擎罩，以及所述致动器行程1205的相对端1210在所述机舱的出口飞机引擎罩1230内滑动。因此，致动器装置1201能够使两个或多个部件(例如，出口飞机引擎罩1230和VAFN飞机引擎罩)相对于所述机舱的其它部件平移和/或旋转。
图22示出了致动器装置1301，包括第一致动器行程1303和第二致动器行程1305。如图所示，第一致动器行程1303可由第一柔性轴杆1312而可旋转地驱动，从而使得行程1303相对于一种出口飞机引擎罩1330而平移和旋转。此外，第二致动器行程1305可由第二柔性轴杆1311而被可旋转地驱动，从而使得行程1303相对于出口飞机引擎罩1330平移和旋转。因此，致动器装置1301能够使两个或多个部件(例如，出口飞机引擎罩1330和VAFN飞机引擎罩)相对于所述机舱的其它部件平移和/或旋转。
虽然相对于一种出口飞机引擎罩和VAFN飞机引擎罩而描述了图20-22的致动器装置，将会理解到，本文中所披露的致动器装置能够与一种机舱的接合结构相对准，以使任何一个或多个部件能够相对于机舱的其它部件而相对平移和/或旋转。
本领域技术人员将认识到源自不同实施例的各种特征的互换性。虽然已经在某些具体实施例和例子的内容中公开了这些技术和系统，但是本领域的一般技术人员将会理解这些技术和系统可以延伸超越特定地披露的实施例至其它具体实施例和/或用法，以及明显的变型及其等同物。另外，设想到，所述发明的各个方面和特征可以单独地、结合在一起地或者彼此替换地实践，并且可以作出特征和方面的多种组合及子组合，并且这些组合以及子组合仍落入本发明的范围内。因而，预期的是，本文中所披露的系统的保护范围不应受到上述具体公开的实施例的限制。
虽然以上描述已指出了应用于各个实施例的本发明的新颖特征，但所属领域的技术人员将理解的是，可在不脱离本发明的范围的情况下对所说明的装置或过程的形式和细节做出各种省略、替代和改变。因此，本发明的范围是由任何提出的权利要求而不是由前面的描述来限定的。所有出现在所提出的权利要求书的等效含义和范围内的变型都被包含在它们的范围内。

Claims (20)

1.一种机舱，具有一种入口，一种出口，和在它们之间延伸的纵向轴线，所述机舱包括：
第一飞机引擎罩，其在所述入口和所述出口之间延伸，并绕所述纵向轴线界定所述机舱的至少一部分；和
第二飞机引擎罩，其限定所述入口的一部分，并配置为相对于所述第一飞机引擎罩而纵向平移。
2.根据权利要求1所述的机舱，其特征在于，所述第一飞机引擎罩在10°和180°之间界定所述纵向轴线。
3.根据权利要求1所述的机舱，其还包括一种外挂架，所述外挂架的至少一部分与所述第一飞机引擎罩是一体形成的。
4.根据权利要求1所述的机舱，其还包括一种至少部分地限定所述出口的第三飞机引擎罩，所述第三飞机引擎罩与所述第一飞机引擎罩相邻地安置。
5.根据权利要求4所述的机舱，其特征在于，所述第三飞机引擎罩配置为相对于所述第一飞机引擎罩而纵向平移。
6.根据权利要求4所述的机舱，其特征在于，所述第一飞机引擎罩在两个外边缘之间连续延伸，并且其中所述两个外边缘邻靠着所述第三飞机引擎罩。
7.一种机舱，具有一种入口，一种出口，和在它们之间延伸的纵向轴线，所述机舱包括：
第一飞机引擎罩，其至少部分地限定所述入口和至少部分地限定所述出口；
第二飞机引擎罩，其至少部分地限定所述入口，所述第二飞机引擎罩配置为相对于所述第一飞机引擎罩而纵向平移；和
第三飞机引擎罩，其至少部分地限定所述出口。
8.根据权利要求7所述的机舱，其特征在于，所述第二飞机引擎罩包括至少两个套筒，每个套筒可相对于所述第一飞机引擎罩而独立地旋转。
9.根据权利要求7所述的机舱，其特征在于，所述第三飞机引擎罩包括至少两个套筒，每个套筒可相对于所述第一飞机引擎罩而独立地旋转。
10.根据权利要求9所述的机舱，其特征在于，所述至少两个套筒中的每一个可相对于所述第一飞机引擎罩而独立地平移。
11.根据权利要求7所述的机舱，其还包括至少一个接合结构，具有第一部件和相对于所述第一部件滑动的第二部件，所述第一部件相对于所述第一飞机引擎罩固定和所述第二部件相对于所述第二飞机引擎罩固定。
12.根据权利要求7所述的机舱，其还包括至少一个接合结构，具有第一部件和相对于所述第一部件滑动的第二部件，所述第一部件相对于所述第一飞机引擎罩固定和所述第二部件相对于所述第三飞机引擎罩固定。
13.一种机舱，具有一种入口，一种出口，和在它们之间延伸的纵向轴线，所述机舱包括：
第一飞机引擎罩，其至少部分地限定所述入口和至少部分地限定所述出口；和
第二飞机引擎罩，滑动地联接到所述第一飞机引擎罩并由所述第一飞机引擎罩支撑，以便在至少第一纵向位置与第二纵向位置之间移动，当在所述第一位置时，所述第二飞机引擎罩限定所述入口的至少一部分。
14.根据权利要求13所述的机舱，其特征在于，当在所述第二位置时，所述第二飞机引擎罩向所述第一飞机引擎罩前方延伸。
15.根据权利要求13所述的机舱，其特征在于，所述第二飞机引擎罩包括至少两个套筒，每个套筒可相对于所述第一飞机引擎罩而独立地旋转。
16.根据权利要求13所述的机舱，其还包括至少一个接合结构，具有第一部件和可相对于所述第一部件滑动的第二部件，所述第一部件相对于所述第一飞机引擎罩而牢固固定且所述第二部件相对于所述第二飞机引擎罩而牢固固定。
17.根据权利要求13所述的机舱，其还包括一种第三飞机引擎罩，所述第三飞机引擎罩限定所述出口的一部分。
18.根据权利要求17所述的机舱，其特征在于，所述第三机引擎罩包括至少两个套筒，每个套筒可相对于所述第一飞机引擎罩而独立地平移。
19.如权利要求18所述的机舱，其特征在于，所述至少两个套筒可相对于所述第一飞机引擎罩而独立地旋转。
20.根据权利要求17所述的机舱，其还包括至少一个接合结构，具有第一部件和可相对于所述第一部件滑动的第二部件，所述第一部件相对于所述第一飞机引擎罩牢固固定且所述第二部件相对于所述第三飞机引擎罩而牢固固定。
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US (1) US9783315B2 (zh)
EP (1) EP2631181B1 (zh)
JP (1) JP2013173524A (zh)
CN (1) CN103395495A (zh)
BR (1) BR102013004101A2 (zh)
CA (1) CA2805954C (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107757862A (zh) * 2016-08-23 2018-03-06 空客直升机德国有限公司 具有能相对于机身转动和平移的整流罩的旋翼飞行器

Families Citing this family (40)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2999239B1 (fr) * 2012-12-12 2015-02-20 Aircelle Sa Inverseur de poussee de nacelle et nacelle equipee d'au moins un inverseur
JP6317946B2 (ja) * 2014-02-18 2018-04-25 三菱航空機株式会社 航空機
US9797271B2 (en) 2014-04-25 2017-10-24 Rohr, Inc. Access panel(s) for an inner nacelle of a turbine engine
US20150321766A1 (en) * 2014-05-06 2015-11-12 The Boeing Company Nacelle-To-Pylon Fairing
US10107196B2 (en) * 2014-08-08 2018-10-23 Thomas International, Inc. Adjustable size inlet system
US10487690B2 (en) * 2014-08-18 2019-11-26 Rohr, Inc. Actively controlled cooling air exhaust door on an aircraft engine nacelle
US9587617B2 (en) * 2014-12-10 2017-03-07 Cummins Inc. Method of spark timing adjustment for an internal combustion engine
DE102015206093A1 (de) 2015-04-02 2016-10-06 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Triebwerksverkleidung einer Fluggasturbine
FR3040734B1 (fr) * 2015-09-09 2017-09-22 Snecma Turbine de turbomachine comprenant un etage distributeur en materiau composite a matrice ceramique
US9815560B2 (en) 2015-09-21 2017-11-14 General Electric Company AFT engine nacelle shape for an aircraft
FR3045570B1 (fr) * 2015-12-16 2017-12-22 Airbus Operations Sas Ensemble moteur pour aeronef, comprenant un dispositif d'accrochage du moteur equipe d'une enveloppe structurale fixee sur un caisson central
US10428763B2 (en) 2016-04-01 2019-10-01 Rohr, Inc. Controlling a relative position at an interface between translating structures of an aircraft nacelle
US11046034B2 (en) 2016-04-18 2021-06-29 Rohr, Inc. Manufacturing a fiber-reinforced composite component using mandrels
US20180023509A1 (en) * 2016-07-25 2018-01-25 United Technologies Corporation Thrust reverser structure mounted to fan case
US10173783B2 (en) * 2016-08-23 2019-01-08 Airbus Helicopters Rotorcraft with cowling able to rotate and translate relative to the fuselage
FR3055313B1 (fr) 2016-08-30 2021-12-17 Safran Nacelles Nacelle pour turboreacteur d’aeronef, a entree d’air et capot de soufflante hybrides
US11473527B2 (en) * 2016-09-28 2022-10-18 The Boeing Company Nacelle with tangential restraint
US10752371B2 (en) * 2016-09-30 2020-08-25 General Electric Company Translating nacelle wall for an aircraft tail mounted fan section
US10738737B2 (en) * 2016-11-18 2020-08-11 Rohr, Inc. Self-locking alignment at a nacelle interface
US10543927B2 (en) * 2016-11-18 2020-01-28 Rohr, Inc. Lockable track system for a translating nacelle structure
FR3067004B1 (fr) * 2017-05-30 2021-04-16 Airbus Operations Sas Systeme de propulsion d'un aeronef comportant une nacelle avec un systeme d'ouverture ameliore
US10525636B2 (en) 2017-06-19 2020-01-07 Rohr, Inc. Process for forming a fiber-reinforced composite structure
US10570854B2 (en) * 2017-08-18 2020-02-25 Woodward, Inc. Three actuator cascade type thrust reverser actuation system
FR3074225B1 (fr) * 2017-11-27 2019-12-13 Safran Nacelles Nacelle de turboreacteur comportant un cadre mobile unique d’inverseur de poussee a grilles et des passages de servitudes
FR3076323B1 (fr) * 2017-12-28 2020-01-10 Safran Nacelles Inverseur de poussee a grilles pour turboreacteur
FR3078998B1 (fr) * 2018-03-19 2020-03-06 Safran Aircraft Engines Ensemble propulsif a double flux, comprenant un inverseur de poussee a grilles mobiles
FR3079500A1 (fr) 2018-03-29 2019-10-04 Airbus Operations Nacelle d'aeronef a capot de soufflante rotatif integrant une trappe d'acces
FR3079878A1 (fr) * 2018-04-05 2019-10-11 Airbus Operations Turboreacteur comportant une nacelle equipee d'un systeme inverseur comportant un capot articule
US10724474B2 (en) 2018-05-01 2020-07-28 Rohr, Inc. Hybrid articulating/translating trailing edge reverser
FR3089207A1 (fr) * 2018-11-30 2020-06-05 Airbus Operations système de propulsion d’un aeronef comportant un capot mobile et articule
US11441482B2 (en) * 2019-06-04 2022-09-13 Rohr, Inc. Single track translating inlet
US11584509B2 (en) * 2019-06-27 2023-02-21 Supra Lumina Technologies Inc. Axial flow ducted fan with a movable section
EP3892845A1 (en) * 2020-04-07 2021-10-13 Rohr, Inc. Nacelle with independent opening thrust reverser section
FR3112573B1 (fr) * 2020-07-20 2022-06-17 Safran Nacelles Inverseur de poussée comprenant des demi-ensembles pivotants et une poutre de liaison six-heures des demi-ensembles
FR3115764B1 (fr) * 2020-11-02 2023-04-14 Safran Nacelles Ensemble propulsif d’aéronef comprenant une nacelle et une turbomachine indépendamment supportées par un élément de voilure ou de fuselage ou d’empennage
EP4067235B1 (en) * 2021-03-29 2024-02-28 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH An opening system for a door
US20220315234A1 (en) * 2021-03-31 2022-10-06 The Boeing Company Guide systems for installing aircraft structures
EP4067239B1 (en) * 2021-03-31 2024-07-24 The Boeing Company Guide systems for installing aircraft structures such as thrust reversers
EP4123152A1 (en) * 2021-07-20 2023-01-25 Rohr, Inc. Thrust reverser system latch assembly and method of operating same
EP4144986A1 (en) 2021-09-06 2023-03-08 General Electric Renovables España S.L. Wind turbine nacelle with at least one displaceable roof panel

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
NL7005664A (zh) * 1969-04-23 1970-10-27
US4585189A (en) * 1984-10-22 1986-04-29 Lockheed Corporation Counterbalanced cowling assembly for a pylon-mounted engine and nacelle therefor
US5609313A (en) * 1993-01-26 1997-03-11 Short Brothers Plc Aircraft propulsive power unit
EP0913569A2 (en) * 1997-11-01 1999-05-06 Rolls-Royce Plc Gas turbine housing structure
US5941061A (en) * 1994-04-18 1999-08-24 Short Brothers Plc Aircraft propulsive power unit assembly having a leading edge lipskin and intake barrel
FR2897339B1 (fr) * 2006-02-16 2008-04-11 Aircelle Sa Nacelle de turboreacteur a ouverture laterale des capots
CN101558230A (zh) * 2007-01-15 2009-10-14 埃尔塞乐公司 用于喷气发动机的可平移的推力反向装置
CN103112594A (zh) * 2011-11-10 2013-05-22 罗尔股份有限公司 发动机舱

Family Cites Families (67)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2421689A (en) * 1944-10-09 1947-06-03 Lockheed Aircraft Corp Cowling arrangement
US3831376A (en) * 1973-02-05 1974-08-27 Boeing Co Thrust reverser
US3960345A (en) 1975-05-16 1976-06-01 Grumman Aerospace Corporation Means to reduce and/or eliminate vortices, caused by wing body combinations
GB1545089A (en) 1976-09-11 1979-05-02 Rolls Royce Jet engine thrust reverser and cowl structure
US4449683A (en) 1979-01-03 1984-05-22 The Boeing Company Aerodynamically contoured, low drag wing engine and engine nacelle combination
US4278220A (en) * 1979-03-30 1981-07-14 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Thrust reverser for a long duct fan engine
US4365775A (en) * 1980-12-08 1982-12-28 The Boeing Company Cowl structure alignment and shear device
US4466587A (en) * 1981-12-21 1984-08-21 General Electric Company Nacelle installation
US4613099A (en) * 1982-02-05 1986-09-23 The Boeing Company Latch signal and cowling structure
US4549708A (en) * 1982-08-31 1985-10-29 United Technologies Corporation Cowling latch system
GB2189550A (en) * 1986-04-25 1987-10-28 Rolls Royce A gas turbine engine powerplant with flow control devices
US4825648A (en) * 1987-03-02 1989-05-02 General Electric Company Turbofan engine having a split cowl
FR2645500B1 (fr) 1989-04-05 1991-05-31 Hispano Suiza Sa Capotage mobile pour moteur d'avion
FR2661213B1 (fr) * 1990-04-19 1992-07-03 Snecma Moteur d'aviation a tres grand taux de dilution et du type dit contrafan avant.
GB2266080A (en) * 1992-04-16 1993-10-20 Rolls Royce Plc Mounting arrangement for a gas turbine engine.
US5518206A (en) * 1992-05-22 1996-05-21 Short Brothers Plc Closure default indicator
US5338236A (en) * 1993-04-29 1994-08-16 Outboard Marine Corporation Latch mechanism for outboard motor cowl assembly
US5350136A (en) * 1993-05-14 1994-09-27 United Technologies Corporation Nacelle arrangement
EP0852290A1 (en) 1996-12-19 1998-07-08 SOCIETE DE CONSTRUCTION DES AVIONS HUREL-DUBOIS (société anonyme) Thrust reverser for high bypass fan engine
FR2757823B1 (fr) * 1996-12-26 1999-03-12 Aerospatiale Nacelle de turboreacteur a ecoulement laminaire
FR2771710B1 (fr) * 1997-12-03 2000-02-11 Aerospatiale Dispositif d'ouverture commun a deux capots adjacents de nacelle de moteur d'avion
GB2347126B (en) * 1999-02-23 2003-02-12 Rolls Royce Plc Thrust reverser
FR2800707B1 (fr) * 1999-11-10 2002-01-18 Aerospatiale Matra Airbus Indicateur de defaut de fermeture, notamment pour des capots de nacelle d'un moteur d'avion
US6340135B1 (en) * 2000-05-30 2002-01-22 Rohr, Inc. Translating independently mounted air inlet system for aircraft turbofan jet engine
US6532729B2 (en) * 2001-05-31 2003-03-18 General Electric Company Shelf truncated chevron exhaust nozzle for reduction of exhaust noise and infrared (IR) signature
US6651928B1 (en) 2002-09-05 2003-11-25 The Boeing Company Aircraft engine nacelles and methods for their manufacture
US7090165B2 (en) * 2003-06-02 2006-08-15 Rolls-Royce Plc Aeroengine nacelle
GB0320371D0 (en) * 2003-08-29 2003-10-01 Rolls Royce Plc A closure panel arrangement
US7083144B2 (en) * 2004-08-18 2006-08-01 The Boeing Company Apparatus and methods for support of propulsion systems interconnect members
US6991500B1 (en) * 2005-03-02 2006-01-31 Brunswick Corporation Cowl latching mechanism for an outboard motor
US7484356B1 (en) * 2005-07-26 2009-02-03 Aeronautical Concepts Of Exhaust, Llc Cascade reverser without blocker doors
FR2905991B1 (fr) * 2006-09-20 2012-01-13 Snecma Systeme propulsif integre comportant un moteur a turboreacteur a double flux.
FR2906568B1 (fr) * 2006-10-02 2012-01-06 Aircelle Sa Structure d'entree d'air deposable pour nacelle de turboreacteur.
FR2907170B1 (fr) 2006-10-11 2008-12-12 Aircelle Sa Inverseur de poussee a grilles pour moteur a reaction
RU2453477C2 (ru) * 2006-10-11 2012-06-20 Эрсель Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя
FR2907759B1 (fr) * 2006-10-31 2008-12-12 Aircelle Sa Nacelle pour turboreacteur a ouverture laterale
JP4830836B2 (ja) * 2006-12-18 2011-12-07 株式会社Ｉｈｉ ジェット噴流排気ノズル及びジェットエンジン
FR2914700B1 (fr) * 2007-04-04 2009-05-22 Aircelle Sa Inverseur de poussee pour moteur a reaction
US20080308684A1 (en) * 2007-06-15 2008-12-18 Chaudhry Zaffir A Nacelle with articulating leading edge slates
EP2578864B1 (en) * 2007-08-08 2014-09-24 Rohr, Inc. Variable area fan nozzle with bypass flow
FR2920143B1 (fr) * 2007-08-20 2010-01-22 Aircelle Sa Dispositif de commande des actionneurs de maintenance de capots d'une nacelle de turboreacteur
FR2920142B1 (fr) * 2007-08-20 2009-09-18 Aircelle Sa Dispositif et procede de commande de l'alimentation d'au moins un actionneur de maintenance d'un aeronef
FR2921900B1 (fr) * 2007-10-05 2011-03-18 Aircelle Sa Ensemble propulsif pour aeronef.
FR2925877B1 (fr) * 2007-12-26 2009-12-04 Aircelle Sa Installation de systeme de guidage sur une nacelle d'aeronef.
FR2926285B1 (fr) * 2008-01-15 2009-12-11 Aircelle Sa Nacelle a capotage simplifie
US8016227B2 (en) * 2008-01-28 2011-09-13 Honeywell International Inc. Non-handed engine cowl doors for fuselage mounted turbine engines
FR2926790B1 (fr) * 2008-01-30 2010-02-12 Aircelle Sa Systeme de guidage pour la maintenance d'une nacelle d'aeronef
US9181899B2 (en) * 2008-08-27 2015-11-10 General Electric Company Variable slope exhaust nozzle
FR2936777B1 (fr) * 2008-10-08 2010-10-22 Aircelle Sa Structure d'entree d'air pour une nacelle pour turboreacteur
FR2938237B1 (fr) * 2008-11-13 2011-05-20 Aircelle Sa Nacelle pour turboreacteur a capot amont translatable
US8181905B2 (en) * 2008-12-17 2012-05-22 Rohr, Inc. Aircraft engine nacelle with translating inlet cowl
FR2941673B1 (fr) * 2009-02-04 2011-01-14 Aircelle Sa Ensemble de suspension pour turboreacteur d'aeronef
US8869507B2 (en) * 2010-01-13 2014-10-28 United Technologies Corporation Translatable cascade thrust reverser
US9650917B2 (en) * 2010-09-24 2017-05-16 Short Brothers Plc Nacelle with hinged cowl doors enabling access to the engine
FR2978991A1 (fr) * 2011-08-08 2013-02-15 Snecma Dispositif d'inversion de poussee pour tuyere compacte
US9828105B2 (en) * 2011-08-24 2017-11-28 United Technologies Corporation Nacelle assembly having integrated afterbody mount case
FR2980173B1 (fr) * 2011-09-16 2013-10-25 Aircelle Sa Ensemble arriere de nacelle pour turboreacteur
US8727275B2 (en) * 2012-01-27 2014-05-20 Rohr, Inc. Nacelle
EP2690273B1 (en) * 2012-07-24 2022-03-09 Rohr, Inc. Panel for a nacelle strucure
US9016040B2 (en) * 2012-11-30 2015-04-28 General Electric Company Thrust reverser system with translating-rotating cascade and method of operation
US9617009B2 (en) * 2013-02-22 2017-04-11 United Technologies Corporation ATR full ring sliding nacelle
FR3007805B1 (fr) * 2013-06-28 2019-04-19 Safran Nacelles Procede de controle d’un verin de levage pour nacelle de moteur d’aeronef, systeme de levage a verin mettant en œuvre le procede et nacelle ainsi equipee
US9932119B2 (en) * 2014-03-21 2018-04-03 Rohr, Inc. Break-away thermal blanket joint
US9410501B2 (en) * 2014-04-25 2016-08-09 Rohr, Inc. Translating sleeve actuation system and apparatus
US9708073B2 (en) * 2014-08-22 2017-07-18 Rohr, Inc. Automatic deflection limiting latches for a thrust reverser
DK3098443T3 (da) * 2015-05-26 2019-11-04 Siemens Gamesa Renewable Energy As Koblingsanordning inden for området vindmøller
US10137996B2 (en) * 2015-05-29 2018-11-27 The Boeing Company Positive lock latching mechanism

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
NL7005664A (zh) * 1969-04-23 1970-10-27
US4585189A (en) * 1984-10-22 1986-04-29 Lockheed Corporation Counterbalanced cowling assembly for a pylon-mounted engine and nacelle therefor
US5609313A (en) * 1993-01-26 1997-03-11 Short Brothers Plc Aircraft propulsive power unit
US5941061A (en) * 1994-04-18 1999-08-24 Short Brothers Plc Aircraft propulsive power unit assembly having a leading edge lipskin and intake barrel
EP0913569A2 (en) * 1997-11-01 1999-05-06 Rolls-Royce Plc Gas turbine housing structure
FR2897339B1 (fr) * 2006-02-16 2008-04-11 Aircelle Sa Nacelle de turboreacteur a ouverture laterale des capots
CN101558230A (zh) * 2007-01-15 2009-10-14 埃尔塞乐公司 用于喷气发动机的可平移的推力反向装置
CN103112594A (zh) * 2011-11-10 2013-05-22 罗尔股份有限公司 发动机舱

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107757862A (zh) * 2016-08-23 2018-03-06 空客直升机德国有限公司 具有能相对于机身转动和平移的整流罩的旋翼飞行器

Also Published As

Publication number Publication date
EP2631181A2 (en) 2013-08-28
US20130220435A1 (en) 2013-08-29
CA2805954A1 (en) 2013-08-24
US9783315B2 (en) 2017-10-10
CA2805954C (en) 2020-12-22
BR102013004101A2 (pt) 2015-06-16
EP2631181B1 (en) 2016-09-28
JP2013173524A (ja) 2013-09-05
EP2631181A3 (en) 2014-08-20

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US10030607B2 (en) Nacelle
US9233757B2 (en) Nacelle
EP3594482B1 (en) Thrust reverser with blocker door system
CA2760086C (en) System and method for operating a thrust reverser for a turbofan propulsion system
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US20230258147A1 (en) Thrust reverser having three gates

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