CN108394564B - 用于涡轮风扇发动机的短舱 - Google Patents

用于涡轮风扇发动机的短舱 Download PDF

Info

Publication number
CN108394564B
CN108394564B CN201810112460.1A CN201810112460A CN108394564B CN 108394564 B CN108394564 B CN 108394564B CN 201810112460 A CN201810112460 A CN 201810112460A CN 108394564 B CN108394564 B CN 108394564B
Authority
CN
China
Prior art keywords
movable
nacelle
cowl
fixed
fitting
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
CN201810112460.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108394564A (zh
Inventor
埃里克·哈拉姆比吕
帕特里克·奥贝莱
埃里克·马松
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.)
Airbus Operations SAS
Airbus SAS
Original Assignee
Airbus Operations SAS
Airbus SAS
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 Airbus Operations SAS, Airbus SAS filed Critical Airbus Operations SAS
Publication of CN108394564A publication Critical patent/CN108394564A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108394564B publication Critical patent/CN108394564B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/04—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings associated with fuselages
    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/06—Attaching of nacelles, fairings or cowlings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/18—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, wings
    • 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
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Wind Motors (AREA)
  • Details Of Aerials (AREA)

Abstract

本发明涉及一种用于涡轮风扇发动机的短舱，短舱包括：固定结构，固定结构支撑固定整流罩和可移动整流罩，可移动整流罩可在关闭位置与打开位置之间平移移动；阻挡器门，阻挡器门可在闭合位置与开放位置之间旋转移动地安装在短舱上；以及相应地在阻挡器门/可动整流罩的闭合/关闭位置与开放/打开位置之间，并且反之亦然，驱动阻挡器门和可移动整流罩的驱动机构，驱动机构包括至少一个致动器，至少一个致动器一方面被固定到短舱的固定结构上并且另一方面被固定到装配件上，装配件被固定到可移动整流罩上，对于每个致动器而言，驱动机构还包括柔性装置，柔性装置具有固定到短舱的固定结构上的第一端和固定到装配件上的第二端。

Description

用于涡轮风扇发动机的短舱
技术领域
本发明涉及涡轮风扇发动机的短舱，该短舱包括至少一个推力反向器和所述反向器的驱动机构。
背景技术
短舱包括由可移动整流罩和至少一个阻挡器门构成的推力反向器，所述可移动整流罩被可平移移动地安装在短舱的结构上，所述至少一个阻挡器门被可旋转移动地安装在短舱的结构上并且被机械地连结至可移动整流罩。
推力反向器的启用涉及至少通过铰接到可移动整流罩的致动器使所述可移动整流罩朝向短舱的后部移位，以使阻挡器门倾斜，直到所述阻挡器门部分地关闭旁通流动路径以将一定比例的旁通气流向外部排出。
阻挡器门或可移动整流罩上的空气动力学压力是相当大的，并且趋于使可移动整流罩朝向短舱的后部移位。允许推力反向器启用/解除启用的该或这些致动器因此必须具有如下尺寸，即，使得在可移动整流罩上施加足够的牵引力以抵抗由空气动力学压力产生的相当大的力，特别是在反向器的解除启用过程中。
在(根据所使用的致动器技术，液压或电气的)可用功率受到限制的飞行器中，大尺寸致动器在其操作使推力反向器解除启用期间的几秒钟内的相当大的功率要求不能被完全满足，并且推力反向器的解除启用时间因此不是最佳的。
存在缩短推力反向器的解除启用时间的需求。
发明内容
本发明的目的是对上述需求作出响应。
为此，提出了一种用于涡轮风扇发动机的短舱，所述短舱包括：
-固定结构，所述固定结构支撑固定整流罩和可移动整流罩，所述可移动整流罩可在关闭位置与打开位置之间平移移动，在所述关闭位置中所述可移动整流罩靠近所述固定整流罩，在所述打开位置中所述可移动整流罩远离所述固定整流罩；
-贯通开口，所述贯通开口上游由所述固定整流罩界定并且下游由处于其打开位置的所述可动整流罩界定；
-阻挡器门，所述阻挡器门在闭合位置与开放位置之间可围绕旋转轴线旋转移动地安装，在所述闭合位置中所述门关闭所述开口，在所述开放位置中所述门并不关闭所述开口；以及
-相应地在所述阻挡器门/可动整流罩的所述闭合/关闭位置与所述开放/打开位置之间，并且反之亦然，驱动所述阻挡器门和所述可移动整流罩的驱动机构，所述驱动机构包括至少一个致动器，所述至少一个致动器一方面被固定到所述短舱的所述固定结构上并且另一方面被固定到装配件上，所述装配件被固定到所述可移动整流罩上，
对于每个致动器而言，所述驱动机构还包括柔性装置，所述柔性装置具有固定到所述短舱的所述固定结构上的第一端和固定到所述装配件上的第二端。
附图说明
在阅读以下对示例性实施例的描述时，上面提到的本发明的特征以及其他特征将变得更清楚，所述描述参照附图，其中：
-图1是包括根据本发明的短舱的飞行器的侧视图；
-图2是图1中的短舱的沿着短舱纵向轴线的区段的透视图，短舱包括推力反向器和该推力反向器的驱动机构，所述反向器具有可移动整流罩和阻挡器门，所述可移动整流罩可在关闭位置与打开位置之间移位，所述阻挡器门可在开放位置与闭合位置之间移位；
-图3A、图3B是短舱的沿着短舱纵向轴线的区段的平面视图，并且示出了在可移动整流罩从其关闭位置(图3A)到其打开位置(图3B)的不同移位阶段期间根据本发明的第一实施例的推力反向器的驱动机构的细节；并且
-图4A、图4B、图4C是在可移动整流罩从其关闭位置(图4A)到接合位置(图4B)最后到其打开位置(图4C)的不同移位阶段期间根据本发明第二实施例的推力反向器的驱动机构的类似于图3的视图。
具体实施方式
参照图1，飞行器10包括机身12，在机身各侧上安排有机翼14，根据本发明的至少一个涡轮风扇发动机100经由挂架16固定在机身下方。涡轮风扇发动机100包括短舱102以及沿该短舱的纵向轴线X从短舱的前部到后部的风扇102a和发动机102b，该发动机驱动风扇102a，风扇和发动机都被容纳在短舱102内部。
涡轮风扇发动机100在短舱102与发动机20之间具有流动路径202。当发动机运转时，由风扇排出的旁通气流208(图2)在流动路径202中循环，然后在涡轮风扇发动机100的后部排出。
参照图2和图3A-B，短舱102沿着短舱的纵向轴线X从前到后包括固定整流罩206、然后是至少一个推力反向器I、以及可移动整流罩207，该固定整流罩以固定方式安装在短舱102的固定结构上，该至少一个推力反向器I可以被启用/解除启用，从而呈现可移动区段、特别是至少一个阻挡器门104(仅在图2中示出)。
固定整流罩206和可移动整流罩207呈现构成短舱102的外壳的外表面以及构成流动路径202的外壁的内表面。
对于每个阻挡器门104，短舱102进一步呈现贯通开口(或窗口)210，旁通流动路径202和短舱102的外部通过该贯穿开口连通。
可移动整流罩207在总体平行于纵向轴线X的平移方向上在关闭位置与打开位置之间可平移移动地安装，在关闭位置中可移动整流罩靠近固定整流罩206，在打开位置中可移动整流罩以使开口210变宽的方式远离固定整流罩206。所述平移通过任何适当的装置来实现，例如像导轨(glissière)，其中每个导轨由装配件301(图2中未示出)形成，该装配件被固定到可移动整流罩207上并且在被安排在短舱102的固定结构上的凹槽302(图2中未示出)中滑动。
固定整流罩206相对于纵向轴线X界定了上游开口210，而处于打开位置的可移动整流罩207相对于纵向轴线X界定了下游开口210。
阻挡器门104可围绕旋转轴线旋转移动地安装在短舱102的固定结构上，该旋转轴线基本上垂直于短舱102的纵向轴线X。阻挡器门104可在闭合位置与开放位置之间移动，在闭合位置中该阻挡器门关闭开口210，在开放位置中该阻挡器门并不关闭开口210并且具有延伸穿过流动路径202的区段，以使旁通流208的至少一部分偏转朝向短舱的外部通过开口210。
例如，如图2所示，阻挡器门104在打开位置具有位于短舱102外部的区段。
阻挡器门104被机械地连结到可移动整流罩207，其方式为使得阻挡器门104在其闭合位置和其开放位置之间的移动与可移动整流罩207在其关闭位置和其打开位置之间的移动相协同，并且反之亦然。
这种协同由驱动机构300保证，参照图3，该驱动机构以已知的方式包括：
·阻挡器门104与可移动整流罩207之间的至少一个机械连杆(未示出)，例如在阻挡器门104与可移动整流罩207之间以铰接方式安装的杆
·至少一个致动器304(例如可移动整流罩每一侧上有一个)，该至少一个致动器一方面被固定到短舱102的固定结构上并且另一方面被固定到可移动整流罩的装配件301上，
·处理器类型的控制单元(未示出)，该控制单元根据飞行器10的需要来驱动该(这些)致动器304以使推力反向器I启用(从闭合/关闭位置移动到开放/打开位置)，并且反之亦然，使推力反向器I解除启用(从开放/打开位置移动到闭合/关闭位置)。
根据本发明，对于每个致动器304而言，驱动机构300还包括柔性装置320，该柔性装置经受压缩或拉伸应力、被安排在可移动整流罩207与短舱102的固定结构之间、并且作为其目的而帮助致动器304抵抗由空气动力学压力产生的施加在推力反向器I的部件上的力。
柔性装置320在第一端321a处被固定到短舱102的固定结构的整体锚定点325上，并且在第二端321b处被固定到可移动整流罩207的装配件301上。
例如，柔性装置320是弹簧321。在图3所示的示例中，弹簧321是螺旋弹簧，其伸长轴线是总体上沿着平行于短舱102的纵向轴线X的轴线布置的。锚定点325沿短舱的纵向轴线X位于装配件301的前方。
当飞行员希望启用推力反向器I时，控制单元管理每个致动器来从阻挡器门的闭合位置和可移动整流罩的关闭位置(图3A)开始实施第一组合，该第一组合确保：
-可移动整流罩207朝后(图2中的箭头52)平移，这确保了可移动整流罩207从关闭位置移动移位到打开位置，以及
-通过门104与可移动整流罩207之间的机械连杆的动作，阻挡器门104围绕其旋转轴线而旋转(图2中的箭头54)，这确保了阻挡器门104从闭合位置移位到开放位置。
在这种第一组合期间，当阻挡器门104和可移动整流罩207两者都经受趋于使它们分别朝向它们的开放/打开位置移位的强空气动力学压力时，各致动器304启动可移动整流罩207朝后平移移动所需的力相对于致动器304的能力是弱的。在这种情况下，在该第一组合期间，操纵各致动器304的方式为对推力反向器的启用速度加以控制(换言之，减慢可移动整流罩207在空气动力学压力的作用下的移位，以免损坏推力反向器)。与致动器304相关联的每个弹簧321在可移动整流罩207朝后平移的过程中延伸，并且趋于施加成比例地抵抗可移动整流罩207朝后平移移动的力，并且由此实现直到可移动整流罩207朝后平移的行程末端(图3B)都减轻致动器304的负担。
相反，当飞行员希望使推力反向器I解除启用时，控制单元启用各致动器304来从阻挡器门104的开放位置和可移动整流罩207的打开位置(图3B)开始实施第二组合，该第二组合确保：
-可移动整流罩207沿平移方向向前平移(箭头56)，这确保了可移动整流罩207从打开位置移动移位到关闭位置，以及
-通过阻挡器门104与可移动整流罩207之间的机械连杆的动作，阻挡器门104围绕其旋转轴线的沿相反方向旋转(箭头58)，这确保了阻挡器门104从开放位置返回到闭合位置。
在这种第二组合期间，各致动器304朝向可移动整流罩的关闭位置朝前拉动可移动整流罩207，可移动整流罩207在平移路径上有阻力。由各致动器304施加的力必须足以克服作用在推力反向器I的部件上的空气动力学压力。
在可移动整流罩207朝前平移的过程中，在第一组合期间已被拉伸的弹簧321施加趋于将可移动整流罩207引向固定整流罩206的力(图3A)。致动器304为了将可移动整流罩207引向固定整流罩206而必须施加的力因此减掉了弹簧321的恢复力的值。
归功于本发明，由于驱动机构300、特别是柔性装置320贡献了旨在平衡较小尺寸的致动器的使用的辅助力，所以可以降低每个致动器304的能力。尺寸较小的致动器304在其操作的几秒内具有较低的功率要求。归功于本发明，因此尽管有飞行器可用功率的限制也可以找到最佳表现的致动器来以较短的解除启用时间使推力反向器解除启用。
各致动器304例如是液压缸或气压缸，其杆形成铰接到装配件301上的可移动部分304b，其缸筒形成固定到短舱的固定结构上的本体304a；还或者是螺杆/螺母系统(作为电动缸的子部件)，其螺母或螺杆相应地形成铰接到装配件301上的可移动部分304b，并且螺杆或螺母相应地形成借助于或不借助于电动机固定到短舱的固定结构上的本体304a。
通过举例的方式，使用在根据本发明的驱动机构中经受拉伸应力的5000N加载弹簧，可以将缸的尺寸减小15％(对于缸值，在没有根据本发明的驱动机构的情况下，行程为750mm，并且外缸套测量结果为5mm)。归功于缸的尺寸减小，并且对于最大液压流体输出量为35l/min而言，推力反向器的启用时间从2.5秒变为1.1秒，并且解除启用时间从7秒变为2.4秒。
作为替代方案(未示出)，当弹簧经受压缩应力时，弹簧的第一端所固定到的锚定点位于可移动整流罩的装配件的后面，弹簧的第二端被固定到该可移动整流罩上。当可移动整流罩向其打开位置移位时，可移动整流罩的装配件朝向锚定点的移位将压缩弹簧。
在这种情况下，在由控制单元实施的用于启用推力反向器的第一组合期间，各弹簧在可移动整流罩的平移过程中被压缩、并且趋于施加力，该力一直到可移动整流罩朝后平移的行程末端都成比例地抵抗可移动整流罩朝后平移移动并且减轻缸上的压力。
在控制单元实施的用于使推力反向器解除启用的第二组合期间，被压缩的弹簧施加趋于将可移动整流罩引向固定整流罩的力。因此，将可移动整流罩引向固定整流罩所需的缸的力减掉了由弹簧施加的力的值。
在上述实施例中，柔性装置320通过控制单元启用致动器304而被接合。
在本发明的另一实施例中，驱动机构300包括与可移动整流罩207和柔性装置320相关联的延迟机构400，使得在从所述可移动整流罩的关闭位置平移到打开位置的过程中，在可移动整流罩207的预定位置(称为接合位置)中，柔性装置320与可移动整流罩207接合/契合。
有利地，该预定位置被限定的方式围使得藉由可移动整流罩207的行程接近其最大朝后行程的80％或90％(换言之，当致动器304制动可移动整流罩207的平移所需的力最大时)，柔性装置320开始被拉伸/压缩。由此延迟机构允许使用具有较小行程特性和增加的加载的柔性装置320。
在图4A-C所示的、柔性装置320是经受拉伸应力的弹簧321的示例性实施例中，延迟机构400包括自由装配件401和顶靠件(butée)403，该自由装配件被可平移式移动地安装在可移动整流罩的装配件301中，该顶靠件被安排在可移动整流罩的装配件301上并且被提供用于在可移动整流罩207在其朝向短舱102的后部移位的过程中跨过接合位置时用可移动整流罩的装配件301驱动自由装配件401(并且由此使得弹簧321拉伸)。
弹簧321在第一端321a处被固定到与短舱102的固定结构一体的锚定点325，并且在第二端321b处被固定到自由装配件401上。
在轨道402中引导该装配件，该轨道被安排在装配件301上并且沿着平行于短舱的纵向轴线X的轴线延伸，并且顶靠件403被安排在轨道402的上游端。弹簧321在第一端321a处被固定到与短舱102的固定结构一体的锚定点325，并且在第二端321b处被固定到自由装配件401上。锚定点325沿短舱的纵向轴线X位于自由装配件401的上游。
在控制单元实施的用于启用推力反向器I的第一种组合期间，可移动整流罩207的装配件301朝向短舱的后部平移，被引导在凹槽302中。由弹簧321固持的自由装配件401保持固定不动，直到可移动整流罩207跨过接合位置(图4B)，超过该接合位置，由弹簧321固持的自由装配件401就抵靠在顶靠件403上。
超过该接合位置，可移动整流罩207的装配件301的移位就通过顶靠件403驱动自由装配件401朝后移位和弹簧321拉伸，该弹簧于是施加与可移动整流罩207朝后平移移动相反的回复力。一直到可移动整流罩207朝后平移的行程末端(图4C)该回复力都减轻致动器304上的负担。
在控制单元实施的用于使推力反向器I解除启用的第二组合期间，致动器304朝向其关闭位置向前牵拉(图4C)可移动整流罩207，并且经拉伸的弹簧321通过抵靠在顶靠件403上的自由装配件401将回复力施加给可移动整流罩207，从而驱动可移动整流罩的装配件301朝前移位。一直到可移动整流罩207跨过接合位置(图4B)的时刻弹簧321施加的力都减轻了致动器304上的负担，在该接合位置处弹簧321到达其休止位置并且不再对自由装配件401施加任何力。自由装配件401然后相对于可移动整流罩的装配件301固定不动，该可移动整流罩继续向前平移，一直到可移动整流罩207到达其打开位置。从弹簧的最大伸长位置到接合位置，换言之，当致动器304将可移动整流罩207朝前牵拉所需的力最大时，致动器304将可移动整流罩207导向固定整流罩206所需要的力因此减掉了弹簧321的回复力的值。
在下面的描述中，针对阻挡器门104更具体地描述了本发明，但是在存在若干个阻挡器门时本发明以相同的方式应用于每个阻挡器门104。具体地，可能存在两个彼此相反布置的阻挡器门104，或者在短舱102的周边上均匀间隔开的四个阻挡器门104。
此外，已经针对阻挡器门104描述了本发明，所述阻挡器门被提供成在推力反向器I应当被启用的事件中并且在具有阻挡器门104的情况下朝向短舱102的外部部分地突出，当该阻挡器门处于闭合位置时门的外表面是固定整流罩206和整流罩207的外表面的空气动力学延续。
然而，本发明可以适用于任何类型的推力反向器架构，特别是隐藏阻挡器门(也称为门式)的类型(换言之，当推力反向器I被解除启用时容纳在可移动整流罩207中)或双阻挡器门(也称为双门)的类型。

Claims (6)

1.一种用于涡轮风扇发动机(100)的短舱(102)，所述短舱(102)包括：
-固定结构，所述固定结构支撑固定整流罩(206)和可移动整流罩(207)，所述可移动整流罩(207)可在关闭位置与打开位置之间平移移动，在所述关闭位置中所述可移动整流罩靠近所述固定整流罩(206)，在所述打开位置中所述可移动整流罩远离所述固定整流罩(206)；
-贯通开口(210)，所述贯通开口上游由所述固定整流罩(206)界定并且下游由处于其打开位置的所述可移动整流罩(207)界定；
-阻挡器门(104)，所述阻挡器门在闭合位置与开放位置之间可围绕旋转轴线旋转移动地安装在所述短舱的所述固定结构上，在所述闭合位置中所述门关闭所述贯通开口(210)，在所述开放位置中所述门并不关闭所述贯通开口(210)；以及
-相应地在所述阻挡器门和可移动整流罩的所述闭合/关闭位置与所述开放/打开位置之间，并且反之亦然，驱动所述阻挡器门(104)和所述可移动整流罩的驱动机构(300)，所述驱动机构(300)包括至少一个致动器(304)，所述至少一个致动器一方面被固定到所述短舱(102)的所述固定结构上并且另一方面被固定到装配件(301)上，所述装配件被固定到所述可移动整流罩上，
其特征在于，对于每个致动器(304)而言，所述驱动机构(300)还包括：柔性装置(320)，所述柔性装置具有固定到所述短舱(102)的所述固定结构上的第一端(321a)和固定到所述装配件(301)上的第二端，其中，所述柔性装置(320)是弹簧(321)，所述弹簧构造成施加将所述可移动整流罩朝向所述关闭位置偏置的力；以及与所述可移动整流罩(207)和所述柔性装置(320)相关联的延迟机构(400)，使得在从所述可移动整流罩的所述关闭位置平移到所述打开位置的过程中，在所述可移动整流罩(207)的预定位置、称为接合位置中，所述柔性装置(320)与所述可移动整流罩(207)接合，其中，所述延迟机构(400)包括自由装配件(401)和顶靠件(403)，所述自由装配件被可平移移动地安装在所述可移动整流罩的所述装配件(301)中，所述顶靠件被安排在所述可移动整流罩(207)的所述装配件上。
2.根据权利要求1所述的短舱(102)，其特征在于，所述自由装配件(401)通过轨道(402)可平移移动地安装在所述可移动整流罩的所述装配件(301)中，所述轨道沿着平行于所述短舱的纵向轴线(X)的轴线延伸，并且在于，所述顶靠件(403)被安排在所述轨道(402)的一端。
3.根据权利要求1至2中任一项所述的短舱(102)，其特征在于，所述柔性装置(320)经受拉伸应力。
4.根据权利要求1至2中任一项所述的短舱(102)，其特征在于，所述柔性装置(320)经受压缩应力。
5.根据权利要求1至2中任一项所述的短舱(102)，其特征在于，所述弹簧具有被布置成平行于所述短舱的纵向轴线(X)的伸长轴线。
6.根据权利要求1至2中任一项所述的短舱(102)，其特征在于，每个致动器(304)是液压缸或气动缸或螺杆/螺母系统。
CN201810112460.1A 2017-02-07 2018-02-05 用于涡轮风扇发动机的短舱 Active CN108394564B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1751003A FR3062637B1 (fr) 2017-02-07 2017-02-07 Nacelle de turboreacteur comportant un mecanisme d'entrainement d'inverseur de poussee
FR1751003 2017-02-07

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108394564A CN108394564A (zh) 2018-08-14
CN108394564B true CN108394564B (zh) 2021-05-04

Family

ID=58645222

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810112460.1A Active CN108394564B (zh) 2017-02-07 2018-02-05 用于涡轮风扇发动机的短舱

Country Status (3)

Country Link
US (1) US10753314B2 (zh)
CN (1) CN108394564B (zh)
FR (1) FR3062637B1 (zh)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3075760B1 (fr) * 2017-12-21 2020-01-31 Safran Nacelles Nacelle de moteur d’aeronef
GB2576720A (en) * 2018-08-28 2020-03-04 Safran Nacelles Ltd Apparatus for providing an electrical connection
FR3091691A1 (fr) 2019-01-14 2020-07-17 Airbus Operations NACELLE D’UN TURBOREACTEUR COMPORTANT UNE porte d’inversion ET UN SYSTEME D’AIDE AU DEPLOIEMENT De la porte d’inversion
FR3099804B1 (fr) * 2019-08-05 2021-09-10 Safran Nacelles Inverseur pour aéronef comprenant un mécanisme de freinage d’un capot mobile en cas de surcourse
FR3099803B1 (fr) * 2019-08-05 2021-09-03 Safran Nacelles Inverseur de poussée comprenant au moins un organe d’amorçage pour amorcer la fermeture d’une structure externe mobile de cet inverseur

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3814324A (en) * 1972-06-19 1974-06-04 Gen Electric Propulsion nozzle and actuator system employed therein
US4909442A (en) * 1984-05-14 1990-03-20 The Boeing Company Actuation system for a blocker door in a jet engine nacelle
US5309711A (en) * 1991-08-21 1994-05-10 Rohr, Inc. Cascade type thrust reverser for fan jet engines
FR2914956A1 (fr) * 2007-04-12 2008-10-17 Aircelle Sa Nacelle pour turboreacteur equipee d'un systeme d'inversion de poussee a porte
FR2920131B1 (fr) * 2007-08-20 2010-01-08 Aircelle Sa Nacelle de turboreacteur equipee d'un systeme d'inhibition mecanique d'un inverseur de poussee
FR2929998B1 (fr) * 2008-04-14 2011-08-12 Aircelle Sa Nacelle de turboreacteur a double flux
FR2984964B1 (fr) * 2011-12-23 2014-01-17 Aircelle Sa Porte pour inverseur de poussee a portes
US9016040B2 (en) * 2012-11-30 2015-04-28 General Electric Company Thrust reverser system with translating-rotating cascade and method of operation
FR3006716B1 (fr) * 2013-06-10 2015-06-05 Aircelle Sa Inverseur de poussee a volet de blocage articule par embiellage trois points
US9976516B2 (en) * 2014-03-21 2018-05-22 Rohr, Inc. Thrust reverser for a turbofan engine
FR3027065B1 (fr) * 2014-10-13 2016-12-23 Snecma Grille deployable a ailettes pour systeme d'inversion de poussee de turbomachine d'aeronef
US10648427B2 (en) * 2014-12-15 2020-05-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine and thrust reverser assembly therefore
US10041443B2 (en) * 2015-06-09 2018-08-07 The Boeing Company Thrust reverser apparatus and method

Also Published As

Publication number Publication date
FR3062637B1 (fr) 2020-07-10
FR3062637A1 (fr) 2018-08-10
CN108394564A (zh) 2018-08-14
US10753314B2 (en) 2020-08-25
US20180230939A1 (en) 2018-08-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108394564B (zh) 用于涡轮风扇发动机的短舱
EP0620792B1 (en) Thrust reverser integrating a variable exhaust area nozzle
US4391409A (en) Positioning and control system for fan thrust reverser cowls in a turbofan engine
US4894985A (en) Thrust reverser with movable deflector
CN101529072B (zh) 用于喷气式发动机的叶栅型推力反向器
US4916895A (en) Thrust reverse for a turbofan engine
US5913476A (en) Turbojet engine thrust reverser having hinged doors
US9709003B2 (en) Actuator device for moving a movable cowl of a thrust reverser
DE102008014691B4 (de) Vorrichtung zum Öffnen einer Passagiertür im Notfall
US6151884A (en) Turbojet engine thrust reverser door spoilers with motion controlling drive system
CN108116660B (zh) 发动机短舱、涡轮风扇喷气发动机和飞行器
CA2463817A1 (en) Jet engine thrust reverser system having torque limited synchronization
CN102877982B (zh) 一种航空发动机反推力装置
EP1948921A2 (en) Methods and apparatus for a fluid inlet
CN101784781A (zh) 具有用于制动致动器的系统的推力反向器
US20200318574A1 (en) Turbofan comprising a nacelle equipped with a reverser system and a mobile cascade grill
CN103958349A (zh) 用于特别地具有一体式环形后部的飞机涡轮发动机舱的致动器
US6764045B2 (en) Bi-fold thrust reverser door assembly
US20150354500A1 (en) Actuator for aircraft engine nacelle
US20160290283A1 (en) Fluid-powered thrust reverser actuation system with electromechanical speed control
EP4071342A1 (en) Turbofan propulsion system for an aircraft with thrust reverser system and related thrust reversal method
JP7291538B2 (ja) デュアルモード・アクチュエータ
US8650855B2 (en) System for controlling at least one actuator of the cowlings of a turbojet engine thrust reverser
US10724477B2 (en) Tertiary lock system for a thrust reverser
US11686273B2 (en) Self-damping actuator

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant