CN105518280B - 集成反向推力装置和配备有该装置的飞机发动机吊舱 - Google Patents

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Abstract

推力反向装置集成在飞机发动机吊舱中。在吊舱的直接喷射操作期间，在偏转叶栅组件(15)下面，阻挡风门片(18)存放在设置吊舱的下游部分中的运动整流罩(10,21)内。设有分两个阶段进行的用于执行从直接喷射操作向反向喷射操作切换的装置：－运动整流罩(10,21)朝着吊舱的下游端平移运动；－然后每个风门片(18)在主气流通道(46)中展开。

Description

集成反向推力装置和配备有该装置的飞机发动机吊舱
技术领域
本发明涉及飞机发动机吊舱的反向推力装置。本发明还涉及配备有该装置的飞机发动机吊舱。
背景技术
具体地说，所涉及的反向推力装置为“串列”式，也就是说，该反向推力装置包括整流罩，例如“O形管道”式，交替地在展开位置和收起位置之间运动，在所述展开位置中它将吊舱内的通道打开并且暴露出副气流叶栅(cascade vanes)，在所述收起位置它将该通道关闭。通过叶栅和互补的阻塞门(也被称为风门片(flaps))来确保穿过环形流道的副气流的重新取向。
现有技术已知有专利申请EP1843031，其中叶栅处于正常操作中，并且存放在限定于可动整流罩内的空间中。在可动整流罩的移动期间，于是在气流的流道中驱动阻挡风门片，在阻挡空气期间，使之从外面穿过叶栅返回到吊舱前面。具体地说，设置在推力反向流中的连杆干扰流动，这意味着存在叶栅性能下降的风险。
现有技术已知有本申请人所拥有的专利申请FR2966883，它描述了具有结合在可动整流罩中的风门片的推力反向装置。这种解决方案会具有缺点，涉及在风门片的机构中出现不均匀应力以及在可动整流罩在吊舱下游运动时而风门片仍然处于收起位置中结构变形的巨大风险，后者会在副气流接触处突然出现。
发明内容
本发明的目的具体在于克服这些缺陷，并且为此本发明涉及一种用于飞机发动机吊舱的反向推力装置，包括：
-整流罩，整流罩可交替地在展开位置和收起位置之间运动，在所述展开位置中整流罩将在所述吊舱内的通道打开，在所述收起位置中整流罩将所述通道关闭，所述展开位置适用于允许所述吊舱的反向喷射操作，所述收起位置适用于允许所述吊舱的直接喷射操作；
-在所述吊舱的所述副气流流道中流动的副气流的叶栅组，它们固定在所述整流罩上游；
-用于阻挡所述副气流的风门片，它可交替地在下面两个位置之间运动：
o折叠位置，其中存放所述风门片，至少用于在所述整流罩内的所述整流罩的收起位置并且在所述叶栅组下面；以及
o展开位置，其中它们至少部分阻挡在所述流道中流动的所述副气流；
-用于执行从直接喷射操作向反向喷射操作切换的装置，适合于分以下两个阶段进行从直接喷射操作向反向喷射操作的切换：
o将所述吊舱的下游的所述可动整流罩移动到所述整流罩的展开位置，所述风门片处于折叠位置中；
o将所述阻挡风门片从所述折叠位置打开至所述展开位置，
所述反向推力装置其特征在于，所述阻挡风门片包括安装在固定在所述叶栅组上的铰接部上的上游边缘和安装在相对于所述叶栅组铰接的操纵杆上的下游边缘。
根据其它特征：
－分两个阶段进行的用于执行从直接喷射操作向反向喷射操作切换的装置包括：通过所述吊舱的前框架固定在所述吊舱的上游部分上的气缸，以便使得所述可动整流罩运动；固定在所述可动整流罩上的轴承，它安装在每个所述可动整流罩运动气缸的可动销的端部上；以及紧固在所述前框架上的所述叶栅组；
－所述反向推力装置包括设置在12点钟位置的任一侧上的两个整流罩运动气缸和基本上设置在6点钟位置处的整流罩运动气缸；
－分两个阶段进行的用于执行从直接喷射操作向反向喷射操作切换的装置包括固定在多个叶栅组上的气缸，每个都具有蜗杆(worm)，其上约束着紧固在阻挡风门片的所述上游边缘上的铰接部以便运动，从而在位于所述叶栅组下面的关闭位置和穿过所述副气流流道的打开位置之间操纵所述阻挡风门片，从而引导所述风扇的气流穿过所述叶栅组；
－所述反向推力装置包括位于所述前框架和所述可动整流罩之间的至少一个锁紧件，适用于在所述维护操作期间锁定所述前框架和所述可动整流罩，从而由所述前框架、多个所述叶栅组、所述阻挡风门片及其气缸构成的所述组件和所述可动整流罩在维护中能够通过用于操纵所述可动整流罩的至少一个所述气缸操作；
－分两个阶段进行的用于执行从直接喷射操作向反向喷射操作切换的装置包括集成为多个组合气缸的可动整流罩操作气缸和阻挡风门片运动气缸，所述组合气缸包括用于驱动所述可动整流罩的内部销和用于形成阻挡风门片的上游边缘的铰接部的螺纹外管；
－所述组合气缸包括通过运动转换机构与所述内部销连接的第一驱动轴和至少通过运动转换机构与所述螺纹外管连接的第二驱动轴；
－所述组合气缸固定在与所述可动整流罩相关联的所述前框架上；
－所述可动整流罩包括在所述可动整流罩关闭时设置在由所述气缸、所述多个叶栅组、所述阻挡风门片及其操纵杆占据的空间之外的凸缘，并且所述凸缘承载着多个轴承，在其上固定着所述组合气缸的可动销的端部以便使得所述可动整流罩运动；
－所述阻挡风门片具有梯形形状，通过以下手段中的至少一种来确保通风匹配度降低：
－在所述风门片的横向边缘之间的间隙由可动三角形中间风门片占据，这些风门片随着在副气流流道内向下走而逐渐从在两个风门片之间的间隙中去除，分别重新导入在两个风门片之间的间隙中，相应地风门片返回到所述叶栅组下面；
－在所述风门片的横向边缘之间的间隙由固定在多组叶栅上的三角形中间风门片占据，所述风门片的横向边缘在厚度上具有扰流片以便使得所拦截的射流偏转；和/或
－所述相邻风门片的横向边缘具有确定的厚度外形，以便确保所述风门片的横向边缘在它们在所述副气流流道中展开时重叠。
在本申请中，术语“通风匹配度”指的是在直接喷射中喷嘴的出口截面与在推力反向中喷嘴的出口截面之间的比例。
最后，本发明涉及一种飞机发动机吊舱，它包括根据本发明的反向推力装置。
附图说明
通过说明书和附图将更好的理解本发明并且给出了其它优点，在这些附图中：
图1显示出采用本发明布置的反向推力装置序列的状态图；
图2显示出结合有根据本发明一个实施例的反向推力装置的吊舱的下游部分在第一状态中的示意性半剖视图；
图3显示出图2的下游部分在第二状态中的示意性半剖视图；
图4为在反向推力装置中使用的风门片的局部视图；
图5显示出图2的下游部分在第三状态中的示意性半剖视图；
图6显示出图2的下游部分在第四状态中的示意性半剖视图；
图7显示出在从所述第三状态向所述第四状态切换时风门片的行程的示意图；
图8、9和9’、10和10’显示出用来改进反向推力装置在第三和第四状态中的空气动力学性能的各种解决方案；
图11显示出在维护操作期间配置时图2的下游部分的示意性半剖视图；
图12至14显示出用来集成在第二实施例的反向推力装置中的组合气缸的各种状态；
图15显示出结合有根据本发明第二实施例的反向推力装置的吊舱的下游部分在第一状态中的示意性半剖视图；
图16显示出图15的下游部分在第二状态中的示意性半剖视图。
具体实施方式
图1显示出根据本发明的反向推力装置的详细操作顺序。该反向推力装置包括随后在该说明书中描述的多个叶栅组、多个第二副气流阻挡风门片组、可动整流罩以及各个运动气缸。
在其相对于吊舱的中央轴线上的内表面上，多个叶栅组固定在一般位于吊舱中的前框架上，并且阻挡风门片与多个叶栅组相关联。在被称为操作顺序的“状态1”的第一状态中，多个叶栅组和阻挡风门片插入在反向推力装置可动整流罩内部。反向推力装置的非活动(inactive)配置产生出从吊舱的入口部分向在飞机发动机中的吊舱的内部固定结构上方的下游或出口部分的直接喷射。通过促动装置例如气缸的促动，可动整流罩在吊舱下游受到推压。在这个阶段，副气流仍然不会通过叶栅喷射出。
状态“1”的第一变化导致标为“状态2”的状态，其中只有可动整流罩打开。然后将多个叶栅组和多个喷射阻挡风门片组暴露出。但是，直接喷射继续其路径。
状态“2”的第二变化导致标为“状态3”的状态，其中多个喷射阻挡风门片组于是展开。通过促动装置的促动来实现状态“2”的变化，促动装置包括一组气缸和其端部铰接在三个位置(平行于叶栅的移动位置、在风门片上的铰接位置和在框架后部上的铰接位置)上的连杆。因此，在展开期间，由喷射阻挡风门片逐渐拦截的直接射流逐渐停止以转变成反向射流，该射流穿过多组叶栅，从而通过分布在由可动整流罩的之前滑动释放出的周边上的开口射出并且由喷射叶栅的外形成型，通过流入到在吊舱的入口部分周围并且在后者外面的环形射流中，从而在吊舱外面形成反向射流。
阻挡风门片“状态3”的展开状态只要反向推力受到控制就一直持续。
在控制进行反向推力取消时，状态“3”的第三变化然后导致射流阻挡风门片的关闭状态，这些阻挡风门片回到其初始位置，从而尽管可动整流罩保留在打开位置中但是仍然阻挡着叶栅，由此开始形成直接射流，而反向射流逐渐停止。因此达到其中射流阻挡风门片完全折叠在多组叶栅下面的标为“状态4”的状态，反向射流中断，并且回复直接射流。
状态“4”的第四变化导致可动整流罩开始关闭，从而在叶栅上方遮盖着开口以最终达到其中可动整流罩已经恢复飞行配置并且形成直接喷射的状态。
我们然后通过状态“5”的第五变化返回到状态“1”，其中反向推力装置关闭，吊舱处于飞行位置中，并且在固定的内部结构上方形成直接喷射。
根据本发明，反向推力装置包括分两个阶段进行的用于执行从直接喷射操作向反向喷射操作切换的装置。这些装置具体包括计算机，用于一旦可动整流罩已经向下游运动就控制电机以便驱动可动整流罩运动气缸，然后驱动阻挡风门片，以便打开多组叶栅的径向外壳。我们遵循着在图1中的从状态“状态1”到状态“状态3”的操作顺序。然后控制进行反向顺序以使得阻挡风门片离开在多组叶栅下面的副气流流道，然后使得用于遮盖气缸的可动整流罩、多组叶栅以及阻挡风门片及其操作杆离开，从而所述流道没有这些部件阻碍。我们遵循图1中的从状态“状态3”到状态“状态1”的操作顺序。
图2显示出结合有根据本发明一个实施例的反向推力装置的吊舱的下游部分在对应于图1的状态“状态1”的第一状态中的示意性半剖视图。
这里显示出吊舱的中央轴线12，它为进行飞机发动机推动所沿着的旋转轴线。这里示意性地显示出固定内部结构(IFS)11的一部分，在其内部设置着发动机本身，并且在10中设有构成本发明吊舱的下游部分的可动整流罩。可动整流罩主要包括部分10，它用作吊舱的外壳，并且随着叶栅组15设置在12点钟位置“12点钟”即设置在吊舱的上部时终止在叶栅组之外的上游(在图中的左边)。
已知有至少三个可动整流罩结构，即“O形”环形整流罩以及“C形”或“D形”半圆筒形整流罩，它们都适用于本发明吊舱的可动整流罩。
在可动整流罩的外壳10的左边上的端部固定在轴承20上，在其上紧固着至少一个气缸的可动销的端部，所述气缸设置在12点钟位置中，这带有标记14。气缸(一个或多个)例如可动整流罩10的运动气缸14固定在设置在吊舱上游(在图中的左边)并且未示出的入口部分上。
在一个实施方案中，按照这样的方式设置有三个运动气缸例如气缸14。两个气缸设置在“12点钟”位置或吊舱的上部的任一侧上，而第三、最后一个气缸也与气缸14类似设置在被称为六点钟“六点钟”位置的位置中，即设置在吊舱的下部中，在图2中不可见。
这些气缸的可动销固定在可动整流罩的外壳10内部的轴承例如轴承20上。可动整流罩在其外壳10上具有确定的外形，它与未示出的上游部分的外整流罩的外形连接，并且在副气流和来自在内部固定结构IFS 11内的发动机本身的气流的流道的喷射部分上终止在图中的右边。它还包括内壳21，它在下游连接至外壳10的端部，从而在图2中所示的状态中，在图2中所示的多组叶栅例如叶栅组15和多组阻挡风门片例如风门片组18处于布置在外壳10和内壳21之间的空间内。内壳21具有朝着内部固定结构IFS 11的表面，它限定了副气流FD在其喷射到在图中的右边吊舱之外之前的流道。
在可动整流罩10的内壳和外壳内的上述空间也由环形部分限定，它围绕着旋转轴线12，并且固定在上游部分上，实际上固定在设置在下游部分的上游的风扇导流罩上，并且从中形成副气流FD的流道。被称为前框架13的这个环形部分形成有开口，从而使得可动整流罩10的运动气缸例如气缸14的可动销能够通过。它也用作多组叶栅例如叶栅组15的支撑件，这些叶栅围绕着旋转轴线12在布置在可动整流罩内部的空间内均匀的设置。
如所知的一样，叶栅为叶栅式反向推力装置的主要部件，其中它们合作用于使得来自安装在吊舱(未示出)的上游部分内的风扇的流道FD的通道反向。根据本发明的一个重要特征，叶栅安装在固定在前框架13上的支撑件上。另外，通过具有第一枢轴或铰接部19的上游边缘并且通过具有自身铰接在叶栅组15的支撑件上的至少一个操作杆例如操作杆16的下游边缘，每组叶栅例如叶栅组例如叶栅组15的叶栅支撑件承载着一组流道阻挡风门片，例如铰接风门片18。因此，风门片处于在图2中所示的状态中，它折叠在内壳21上方形成在可动整流罩10中的内部空间内的叶栅组下方，它一旦与吊舱的下游部分接触就停止到前框架13的右边。
图3显示出图2的下游部分在反向推力装置的操作的第二状态中的示意性半剖视图。然后气缸例如气缸14朝着图的右边33(吊舱的下游)推压可动整流罩10、21。为此，通过将可动整流罩推压穿过其轴承20，从而使得气缸14的可动销25向右26运动。
然而，就与叶栅组例如叶栅组15相关联的所有阻挡风门片组而言，风门片18保持在与之相关联的叶栅组15的内表面上的关闭位置中。因此，虽然可动整流罩的内壳21和外壳10的上游边缘已经清除了推力反向的孔口，而副气流FD的流道仍然主要由风扇(未示出)提供。
然而，由于这些风门片的结构和通过可动整流罩10、21打开所产生出的航空动力学作用，来自副气流流道34(FD)的一部分空气35被收集，通过在风门片例如风门片18之间的横向边缘穿过这些风门片，并且穿过27多组叶栅组例如叶栅组15。
实际上，为了能够在基本上横穿流道的环形隔膜中形成阻挡，各种阻挡风门片例如风门片18必须具有梯形形状，从而在吊舱上游侧上的边缘在它们仍然在叶栅组上关闭时比其在下游侧上的边缘更长，这随后将朝着吊舱的中央轴线12引导穿过空气通道。这个梯形形状来自这样的事实，即在副气流流道中的展开位置中，由风门片的下游边缘包围的圆周小于由保持更远离吊舱的中央轴线12的风门片的上游边缘所包围的圆周。
参照图4，因此要指出的是，在两个连续阻挡风门片30和31之间的间隙32当在与之相关联的叶栅组上关闭时其形状为三角形。因此，该空间32使得副气流流道的一部分向外逸出27。随后将给出针对由这种特定布置带来的问题的解决方案。
图5显示出在图1中所述的操作顺序的第三状态中图2的下游部分的示意性半剖视图。
可动整流罩10打开，直接喷射阻挡风门片的运动气缸已经加入到图4的视图上。运动气缸42固定在前框架13上，并且在一个实施例中包括如所知的一样在转动中受阻的蜗杆，螺母可以在其上运动。螺母41承载着设置在叶栅组15下面关闭的风门片18的上游边缘的铰接部19。铰接部19包括轴，其插入在固定在吊舱下游的叶栅组15的支撑件上的滑动件28中。在气缸42转动时，蜗杆40开始转动，由此驱动螺母41。然后风门片18的上游边缘将与吊舱的中央轴线12基本上平行地向下游驱动，被迫沿着滑动件28停留。
图6显示出在图1中所述的顺序中从第三状态向第四状态切换期间图2的下游部分的示意性半剖视图。
已经将螺母41完全驱动至该图的右边(下游)，从而阻挡风门片18枢转并且运动以便拦截流道46。然后通过在气流44内围绕着吊舱12的旋转轴线设置在环形隔膜中的阻挡风门片例如风门片18使得来自下游风扇(未示出)的气流的最大部分转向，气流然后穿过朝着旋转轴线12的其底部，穿过多个叶栅组例如叶栅组15。这导致反向气流45在通过在可动整流罩10的右边滑动而提供的开口外面发射出的气流。
图7显示出在从第三状态切换到第四状态时风门片的行程的示意图。在一个实施例中，用来引导每个风门片的上游边缘的滑动件(28；图6)相对于吊舱的旋转轴线5的方向X(12,图6)沿着方向50倾斜了在与吊舱的中央轴线12平行的X轴线和滑动件28的轴线之间的一个负角度，其中被迫保留在滑动件上的风门片的上游边缘随着它运动到吊舱下游而运动离开中央轴线。由于操作杆(16,图6)，阻挡风门片通过穿过位置52遵循其行程直到其下游端到达风门片阻挡副气流流道的“100％”打开位置。
图8、9和9’、10和10’显示出用来改善反向推力装置在第三和第四状态中的空气动力学性能的各种解决方案。
上述附图的布置用来降低尤其用图4所述的通风匹配度(aeramatch)增加的风险。唯一要指出的是，需要控制两种航空动力学作用。第一种作用出现在可动整流罩将在多个叶栅组下面的阻挡风门片打开的运动期间。这已经用图4描述过，并且导致通过在风门片之间的空气通过而在叶栅上产生出力。第二种航空动力学作用出现在风门片的下游边缘在主流道中向下运动时，这样这些风门片打算进行阻挡使之转向穿过多个叶栅组。在这个第二作用中，在风门片之间的三角形空间随着风门片联接而减小时，风扇叶片接收由副气流的流道逐渐中断而产生出的湍流。已经提供了下面的布置来降低这些负面作用。
在图8的解决方案中，例如针对每个阻挡风门片例如风门片18(图3)的下游边缘运动的操作杆17提供了设置在两个风门片60和61之间的可动三角形中间风门片。在气缸42(图3)开始将风门片17驱动至在副气流流道内的打开位置时，中间风门片62遵循回撤运动63，这使其能够释放出在与风门片18相关联的那个叶栅组15下面的空间。这样，在风门片的横向边缘之间的间隙由可动三角形中间风门片占据，这些中间风门片随着风门片在流道内向下运动而逐渐从在两个风门片之间的间隙移走，分别重新导入在其中，从而风门片分别返回到那个叶栅组下面。
图9和9’表示出这样一种解决方案，其中中间风门片例如设置在连续风门片60和61之间的中间风门片62是固定的。为了提高在推力反向中空气通道的压力，在风门片60和61的上游角部上设置有扰流片66-69，从而提高了在打开位置中由阻挡风门片捕获在流道的拦截通道中的空气量，以便平衡(couter-balance)由固定中间风门片62给出的阻碍。图9’显示出风门片上游角部的厚度的局部部分。每个凸出部由渐进的额外厚度构成，它在风门片的横向边缘上处于其最大值。因此，在风门片的横向边缘之间的间隙由固定在多个叶栅组上的三角形中间风门片占据，风门片的横向边缘具有用于使得所拦截的射流转向的厚度扰流片。
图10和10’显示出这样一种解决方案，它能够使得相邻风门片70-72的横向边缘73和74重叠。为此，两个连续边缘的外弧面和内弧面得到改善，从而在风门片打开时，风门片下游的横向边缘在每个阻挡风门片设置在流道内时在风门片从关闭位置向打开位置逐渐向下运动时从上游向下游逐渐被覆盖。图10’为沿着图10的A-A线剖开的示意性局部剖面。在每个风门片边缘上计算出覆盖极值线，从而这些风门片在打开时彼此边缘重叠成瓦状。因此相邻风门片的横向边缘具有确定厚度外形以确保在风门片展开到流道中时这些风门片的横向边缘重叠。
因此这避免了在阻挡风门片在副气流流道内向下运动时出现湍流。
图11显示出在维护操作期间安装在吊舱的下游部分中的反向推力装置的剖视图。
在飞机停在地面上时，已知通过沿着方向M打开可动整流罩10、21来进入内部固定结构IFS11。为此，在本发明中，锁紧件(未示出)设置在可动整流罩10的前凸缘(未示出)和吊舱的前框架13之间。在该实施方案中，使得前框架相对于吊舱的上游部分可动。在维护操作期间，促动这些锁紧件从可动整流罩10的前凸缘向前框架13运动。因此，可动整流罩运动气缸例如设置在12点钟位置周围的气缸和设置在6点钟位置处的气缸14’能够使得与前框架13相关联的可动整流罩10运动以便之后在可动整流罩中和/或在内部固定结构11上进行维护操作。在这些操作中，然后将多组叶栅例如15和15’以及在叶栅下收起的阻挡风门片例如风门片18和18’插入到在可动整流罩的上游入口处形成在其外壳10和其内壳21之间的环形空间中。
然后通过气缸14和14’的反向操作将由可动整流罩10、其前框架13以及多个叶栅组14和14’和阻挡风门片18和18’构成的可动组件关闭，并且通过重新打开在可动整流罩10的前凸缘和吊舱的前框架13之间的锁紧件来使之分开，以便恢复飞行状态。
图12至13显示出整合有为了可动整流罩的运动或为了阻挡风门片的运动而保留的两个上述气缸的气缸模型。
在图12中，组合气缸处于关闭位置中，内部销80回缩并且螺母83自身设置在图中的最左边。内部销80的自由端固定在可动整流罩上，而螺母83承载着用来安装在一个阻挡风门片/所述阻挡风门片(一个或多个上的框架。气缸90的壳体包括第一输入轴89，它通过合适的机构(未示出)将轴89的旋转运动转变为螺纹管85的旋转运动。拧动与螺纹管85啮合的内部轴80，内部销80能够根据施加在输入轴上的旋转方向并且根据内部销80在内螺纹管85中的位置向右或向左运动。
图13显示出从气缸主体完全延伸出的内部销80，它对应于其上安装着该气缸的可动整流罩的完全打开。
图14显示出伸展的内部销80，通过旋转由适当的机构(未示出)连接的半轴例如半轴88来实现向螺母83的右边(图12)运动，这将半轴例如88的旋转运动转变为螺纹外部销向气缸的旋转运动，这用作螺母83的蜗杆，该螺母然后向右移动以便使得相关的阻挡风门片(一个或多个)向下运动。
图15显示出根据本发明的图12至14的组合气缸应用于反向推力装置。反向推力装置的实施例遵循图1描述的顺序并且使用相同的分两个阶段进行的用于执行从直接喷射操作向反向喷射操作切换的装置。
该实施例的可动整流罩相对于图1到11的实施例的可动整流罩进行了修改。图15的实施例的可动整流罩包括凸缘91，当其折叠时其从可动整流罩的下游部分分离用于容纳多个叶栅组和阻挡风门片的隔间。凸缘91连接外壳10至内壳21，有助于它们的刚度。凸缘91还承载有轴承90，在所述轴承上固定着组合的每个气缸的内部销的端部，所述内部销为图12到14的组合气缸的销80。
当然，凸缘91围绕着吊舱的中心轴12在形状上是环形的，几个组合气缸配置在确定的角位置上，每个在凸缘91上具有它自己的轴承。因此，示出有组合气缸92，所述组合气缸已经固定至前框架13并且在图15中设置在带有阻挡风门片18的叶栅组15上方，所述阻挡风门片由螺母(例如螺母83；图12)上的其上游边缘铰接，在所述螺母上铰接有图2至10中已描述的阻挡风门片18的上游边缘。
图15示出了组合气缸92的螺纹外管93(与管84相同；图12)，沿它可以使承载风门片18的铰链部19的螺母移动。其他部件已经被描述。
图16示出了：其处于向右的打开位置的可动整流罩10、21，已经从气缸92的主体完全延伸的组合气缸92的内部销86。这仅是在阻挡风门片18的操作之前的反向推力装置的第二状态(见图1)。对图中的其他元件已经进行了描述，将不再进一步描述。
随后，承载有风门片的上游边缘的铰链部19的螺母沿着固定至前框架的组合气缸92的管93遵循相同的平移路径。如图3和下面的附图所示阻挡风门片18然后进行向下运动。如图4、8、9和9’、10和10’所示采取相同的布置以改进通风匹配度(aeramatch).
除了已经描述的优点外，本发明还具有下面的优点。
由于气缸、叶栅组和风门片在可动整流罩的空间内的布置，来自风扇的副气流的流道保持无障碍，形成飞行中最佳的空气动力以及在起飞和降落时最佳的声学性能。
当分离风门片的运动气缸时，观察发现减少了所需的驱动功率和其围绕着吊舱中心轴的分配。
可动整流罩和前框架的分解简化了对可动整流罩的维护。
当然本发明不限于上面只是以示例性实施例的方式描述的这种反向推力装置的单独实施例，相反它涵盖了涉及所述手段及其组合的在技术上等同的方案的所有变型，只要这些变型落入在本发明的范围内。

Claims (11)

1.一种用于飞机发动机吊舱的反向推力装置，包括：
-整流罩(10,21)，整流罩可交替地在展开位置和收起位置之间运动，在所述展开位置中整流罩将在所述吊舱内的通道打开，在所述收起位置中整流罩将所述通道关闭，所述展开位置适用于允许所述吊舱的反向喷射操作，所述收起位置适用于允许所述吊舱的直接喷射操作；
-在所述吊舱的副气流流道中流动的副气流的叶栅组(15)，它们固定在所述整流罩上游；
-用于阻挡所述副气流的风门片(18)，它可交替地在下面两个位置之间运动：
o折叠位置，其中存放所述风门片，至少用于在所述整流罩内的所述整流罩的收起位置并且在所述叶栅组下面；以及
o展开位置，其中它们至少部分阻挡在所述流道中流动的所述副气流；
-用于执行从直接喷射操作向反向喷射操作切换的装置，适合于分以下两个阶段进行从直接喷射操作向反向喷射操作的切换：
o将所述吊舱下游的可动整流罩移动到所述整流罩的展开位置，所述风门片处于折叠位置中；
o将所述阻挡风门片从所述折叠位置打开至所述展开位置，
所述反向推力装置其特征在于，所述阻挡风门片(18)包括安装在固定在所述叶栅组(15)上的铰接部(19)上的上游边缘和安装在铰接到所述叶栅组(15)上的操纵杆(16)上的下游边缘。
2.如权利要求1所述的反向推力装置，其特征在于，分两个阶段进行的用于执行从直接喷射操作向反向喷射操作切换的装置包括：通过所述吊舱的前框架(13)固定在所述吊舱的上游部分上的气缸(14)，以便使得所述可动整流罩(10，21)运动；固定在所述可动整流罩(10，21)上的轴承(20)，它安装在每个所述可动整流罩运动气缸(14)的可动销(25)的端部上；以及紧固在所述前框架(13)上的所述叶栅组(15)。
3.如权利要求2所述的反向推力装置，其特征在于，它包括设置在“12点钟”位置的任一侧上的两个整流罩运动气缸和基本上设置在“6点钟”位置处的整流罩运动气缸。
4.如权利要求1-3中任一权利要求所述的反向推力装置，其特征在于，分两个阶段进行的用于执行从直接喷射操作向反向喷射操作切换的装置包括固定在多个叶栅组上的气缸(42)，每个都具有蜗杆(40)，其上约束着紧固在阻挡风门片(18)的所述上游边缘上的铰接部(41)以便运动，从而在位于所述叶栅组下面的关闭位置和穿过直接气流流道的打开位置之间操纵所述阻挡风门片(18)，从而引导风扇的气流穿过(27)所述叶栅组(15)。
5.如权利要求1-3中任一权利要求所述的反向推力装置，其特征在于，它包括位于前框架和所述可动整流罩之间的至少一个锁紧件，用于在维护操作期间锁定所述前框架和所述可动整流罩，从而由所述前框架、多个所述叶栅组、所述阻挡风门片及其气缸构成的组件和所述可动整流罩在维护中能够通过用于操纵所述可动整流罩的至少一个所述气缸操作。
6.如权利要求1所述的反向推力装置，其特征在于，分两个阶段进行的用于执行从直接喷射操作向反向喷射操作切换的装置包括集成为多个组合气缸的可动整流罩操作气缸和阻挡风门片运动气缸，所述组合气缸包括用于驱动所述可动整流罩的内部销(80)和固定在阻挡风门片(18)的上游框架上用于形成铰接部(83)的螺纹外管(84)。
7.如权利要求6所述的反向推力装置，其特征在于，所述组合气缸包括通过运动转换机构与所述内部销连接的第一驱动轴和至少通过运动转换机构与所述螺纹外管连接的第二驱动轴。
8.如权利要求6所述的反向推力装置，其特征在于，所述组合气缸(92)固定在与所述可动整流罩(10,21)相关联的前框架(13)上。
9.如权利要求7所述的反向推力装置，其特征在于，所述可动整流罩包括在所述可动整流罩关闭时设置在由所述气缸(92)、多个叶栅组(15)、所述阻挡风门片(18)及其操纵杆(16)占据的空间之外的凸缘(91)，并且所述凸缘(91)承载着多个轴承(90)，在其上固定着所述组合气缸(92)的可动销(86)的端部以便使得所述可动整流罩(10,21)运动。
10.如权利要求1-3中任一权利要求所述的反向推力装置，所述阻挡风门片具有梯形形状，其特征在于，通过以下手段中的至少一种来确保通风匹配度的减小：
－在所述风门片的横向边缘(64,65)之间的间隙由可动(63)三角形中间风门片(62)占据，这些风门片(62)随着在直接气流通道内向下走而逐渐从在两个风门片之间的间隙中去除，分别重新导入在两个风门片之间的间隙中，相应地风门片返回到所述叶栅组下面；
－在所述风门片的横向边缘之间的间隙由固定在多组叶栅上的三角形中间风门片(62)占据，所述风门片的横向边缘在厚度上具有扰流片(66，67)以便使得所拦截的射流偏转；和/或
－相邻风门片的横向边缘具有确定的厚度外形(73,74)，以便确保所述风门片的横向边缘在它们在所述直接气流通道中展开时重叠。
11.一种飞机发动机吊舱，其特征在于，它包括如权利要求1-10中任一权利要求所述的反向推力装置。
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Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10041443B2 (en) 2015-06-09 2018-08-07 The Boeing Company Thrust reverser apparatus and method
US10451002B2 (en) 2016-01-22 2019-10-22 Honeywell International Inc. Translating cowl thrust reverser that prevents unintended door rotation
PL417165A1 (pl) * 2016-05-12 2017-11-20 Mra Systems, Inc. Zespół odwracacza ciągu
US10577115B2 (en) 2016-12-16 2020-03-03 Rohr, Inc. Nacelle alignment assembly with a multi-piece locator
FR3067406B1 (fr) 2017-06-13 2019-07-12 Airbus Operations Systeme d'inverseur de poussee presentant des perturbations aerodynamiques limitees
FR3074854B1 (fr) * 2017-12-08 2020-09-11 Airbus Operations Sas Turboreacteur comportant une nacelle equipee d'un systeme inverseur comportant des portes
FR3077605A1 (fr) * 2018-02-02 2019-08-09 Airbus Operations Turboreacteur comportant une nacelle equipee d'un systeme inverseur comportant des portes
FR3082889A1 (fr) * 2018-06-26 2019-12-27 Airbus Operations Turboreacteur comportant une nacelle equipee de volets inverseurs pourvus de moyens pour generer des tourbillons
FR3090579A1 (fr) * 2018-12-20 2020-06-26 Airbus Operations Nacelle d’un turboreacteur comportant un volet inverseur et un systeme de deploiement a retardement
FR3091855A1 (fr) * 2019-01-22 2020-07-24 Airbus Operations NACELLE D’UN TURBOREACTEUR COMPORTANT UN ensemble mobile ET UNe structure fixe renforcee
FR3093996B1 (fr) 2019-03-19 2023-03-31 Safran Aircraft Engines Nacelle pour turbomachine a double flux comprenant un inverseur de poussee, turbomachine a double flux comprenant une telle nacelle, et aeronef comprenant au moins une telle turbomachine
FR3094698B1 (fr) * 2019-04-02 2022-09-09 Safran Aircraft Engines Manche d’entree d’air pour une nacelle d’un ensemble propulsif d’aeronef
US10995701B2 (en) * 2019-09-05 2021-05-04 Rohr, Inc. Translating sleeve thrust reverser assembly
FR3107509A1 (fr) * 2020-02-24 2021-08-27 Airbus Operations Nacelle d’aeronef comportant une rampe de soufflante avec des volets articules
CN111927643A (zh) * 2020-05-25 2020-11-13 北京动力机械研究所 直线运动构件初始安装位置定位和运动极限位置限制装置

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0779429A2 (en) * 1995-12-14 1997-06-18 United Technologies Corporation Variable area exhaust nozzle for turbofan
US5778659A (en) * 1994-10-20 1998-07-14 United Technologies Corporation Variable area fan exhaust nozzle having mechanically separate sleeve and thrust reverser actuation systems
WO2004099602A2 (en) * 2003-05-05 2004-11-18 Honeywell International Inc. Self-aligning thrust reverser system lock assembly
CN101680395A (zh) * 2007-06-19 2010-03-24 埃尔塞乐公司 多动作线性致动器
CN102483011A (zh) * 2009-08-14 2012-05-30 埃尔塞乐公司 推力反向装置
CN103201490A (zh) * 2010-11-03 2013-07-10 埃尔塞乐公司 在流路中不具有控制杆的推力反向装置

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2676780B1 (fr) * 1991-05-23 1993-08-13 Snecma Inverseur de poussee pour turbosoufflante a tres grand taux dilution.
FR2895483B1 (fr) * 2005-12-23 2008-10-24 Messier Bugatti Sa Actionneur telescopique a tige principale et tige auxiliaire, et procede faisant application
GB0606982D0 (en) 2006-04-07 2006-05-17 Rolls Royce Plc Aeroengine thrust reverser
FR2946696B1 (fr) * 2009-06-10 2012-04-20 Aircelle Sa Dispositif d'inversion de poussee
FR2976625B1 (fr) * 2011-06-20 2013-06-07 Aircelle Sa Ensemble d'actionnement pour inverseur de poussee pour moteur d'aeronef

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5778659A (en) * 1994-10-20 1998-07-14 United Technologies Corporation Variable area fan exhaust nozzle having mechanically separate sleeve and thrust reverser actuation systems
EP0779429A2 (en) * 1995-12-14 1997-06-18 United Technologies Corporation Variable area exhaust nozzle for turbofan
WO2004099602A2 (en) * 2003-05-05 2004-11-18 Honeywell International Inc. Self-aligning thrust reverser system lock assembly
CN101680395A (zh) * 2007-06-19 2010-03-24 埃尔塞乐公司 多动作线性致动器
CN102483011A (zh) * 2009-08-14 2012-05-30 埃尔塞乐公司 推力反向装置
CN103201490A (zh) * 2010-11-03 2013-07-10 埃尔塞乐公司 在流路中不具有控制杆的推力反向装置

Also Published As

Publication number Publication date
US9816462B2 (en) 2017-11-14
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FR3009584B1 (fr) 2018-03-30
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CN105518280A (zh) 2016-04-20
EP3030774A1 (fr) 2016-06-15
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