CN113811681A - 包括声学处理的反推装置叶栅 - Google Patents

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Abstract

一种用于拟安装在航空器涡轮发动机上的反推装置的叶栅(80)，所述叶栅包括沿第一方向(DA)延伸的第一隔板(82)、沿与所述第一方向(DA)正交的第二方向(DC)延伸的第二隔板(83)，所述第二隔板(83)在第一端和第二端(85，86)之间在与包括所述第一方向和第二方向(DA，DC)的平面相割的第三方向(DR)上延伸。每个第二隔板(83)与平行于所述第二方向(DC)和所述第三方向(DR)的参考平面(Pr)，在与所述第二隔板(83)的将所述第二隔板(83)的第一端(85)与第二端(86)分开的高度(H)不同的位置(H1至H4)处形成多个不同角度(α1至α4)，每个角度(α1至α4)在所述参考平面(Pr)和所述第二隔板(83)的切线之间形成，所述切线在所述相应参考平面(Pr)与所述第二隔板(83)的相交处，在相应第二隔板(83)的高度(H)的位置(H1至H4)处取得。

Description

包括声学处理的反推装置叶栅
技术领域
本发明涉及对航空器涡轮发动机发出的声波的声学处理，特别是对涡轮发动机反推装置处声波的处理。
背景技术
当涡轮发动机运行时，气流和涡轮发动机的固体部件之间的相互作用是产生通过涡轮发动机传播的噪声的原因。
衰减这种声辐射的方法之一是在与声波接触的表面上集成声学处理装置。
传统上，涡轮喷气发动机的声学处理，更具体地说，由转子与其环境之间的相互作用辐射的噪声的声学处理，是使用布置在声波传播的管道的湿润表面上的吸音板来进行的。湿润表面是指与流体流接触的表面。这些面板通常是夹心型复合材料，夹住蜂窝形成吸声单元。
例如，具有单自由度或SDOF的声学面板在现有技术中是已知的，其具有覆盖涡轮发动机舱壁的声学处理面板的传统蜂窝结构。
由于使用谐振腔的声学处理面板技术的工作原理，声学处理面板的径向空间要求，即径向厚度取决于目标处理频率，以获得最大的声学衰减效率。
然而，发动机结构显示叶片轮的转速越来越慢，叶片轮上的叶片数量越来越少，导致与包括风扇和整流级或风扇OGV(出口导叶)模块的模块相关的噪声的主频降低。因此，吸音板的最佳厚度与机舱内可用空间要求之间的匹配目前未得到满足。
为了使航空器减速，涡轮发动机通常包括反推装置。主要有两种反推装置技术，它们都是基于叶栅的作用。有两种类型的叶栅式反推装置：固定叶栅反推装置和滑动啮合叶栅反推装置。
图1a和1b表示根据本领域已知的第一实施方式的涡轮发动机1在纵向上的示意性剖面图，该涡轮发动机分别处于非激活推力反向位置和激活推力反向位置。
涡轮发动机1包括机舱2，该机舱2围绕定义轴向DA、径向DR和周向DC的轴X旋转对称，风扇3、初级流路4、次级流路、初级整流级5、次级整流级6，以及包括叶栅8的叶栅反推装置7。
如图1A和1B所示，图1A和1B表示配备有固定叶栅反推装置的涡轮发动机，在固定叶栅反推装置中，叶栅8嵌入，即固定在机舱2的上游部分21上，并与机舱2的下游部分22滑动啮合，上游和下游是相对于涡轮发动机1中气流F的流动方向定义的。通过向下游平移，机舱2的下游部分22露出叶栅8，叶栅8成为机舱2内部气流与涡轮发动机1运行的环境之间的唯一界面。
图2a和2b表示根据本领域已知的第二实施方式的涡轮发动机1在纵向平面上的示意性剖面图，该涡轮发动机分别处于非激活推力反向位置和激活推力反向位置。
如表示配备有可滑动啮合叶栅反推装置的涡轮发动机1的图2A和2B所示，在固定叶栅反推装置中，叶栅8相对于机舱2的上游部分21可滑动啮合，并相对于机舱2的下游部分22嵌入连接。通过向下游平移，机舱2的下游部分22将叶栅8从机舱2中驱动出来，以将其定位在机舱2内部气流与周围环境之间的界面处。
反推装置同时代表对推进单元性能非常不利的成本、质量和空间要求，而它们仅在着陆阶段结束时使用。特别是，在现有技术中，它们在机舱中使用的体积不能用于对涡轮发动机发出的声波进行声学处理。
在使用门式反推装置的推进单元结构中，该反推装置部署在次级流内，以将气流转向到机舱外部的上游，集成传统声学处理的已知实践包括在反推装置门的空腔中集成吸音板。这种做法只是将传统的吸音板整合到可用体积中，就像在风扇外壳中所做的那样。
发明内容
本发明旨在提供一种叶栅式反推装置的叶栅，当叶栅安装在涡轮发动机的反推装置中时，该叶栅允许同时将气流重新定向到机舱外涡轮发动机的上游，最大限度地减少通过叶栅的压降，最大限度地提高吸音效率。
本发明的一个目的是提出一种用于拟安装在航空器涡轮发动机上的反推装置的叶栅，所述叶栅包括沿第一方向延伸的第一隔板，沿与所述第一方向正交的第二方向延伸的第二隔板，所述第二隔板在与所述第一方向和所述第二方向正交的第三方向上在第一和第二端之间延伸，并且每个第二隔板的至少一部分在包括所述第一方向和所述第二方向的平面上在两个第一隔板之间延伸。
根据本发明的一般特征，每个第二隔板与平行于所述第二方向和所述第三方向的参考平面，在与所述第二隔板的将所述第二隔板的第一端与第二端分开的高度不同的位置处形成多个不同角度，每个角度在所述参考平面和所述第二隔板的切线之间形成，所述切线在所述相应参考平面与所述第二隔板的相交处，在相应第二隔板的高度位置处取得。
第二隔板旨在沿与涡轮发动机内部气流流动方向正交的方向定向，该涡轮发动机包括配备有此类叶栅的反推装置。当叶栅安装在涡轮发动机的反推装置上时，第二隔板沿涡轮发动机的方位角或径向定向，对于确保反推功能至关重要。正是由于这些第二隔板，安装了反推装置的机舱内流道中循环的气流才能被捕获，并相对于机舱内、机舱外气流的流动方向重新定向到涡轮发动机的上游。
第一隔板旨在沿涡轮发动机内部气流方向定向，该涡轮发动机包括配备有此类叶栅的反推装置。当叶栅安装在涡轮发动机的反推装置上时，第一隔板沿涡轮发动机的轴向定向，对于确保反推功能不是必需的。另一方面，它们允许获得空腔，以衰减涡轮发动机产生的声波。
第二隔板的构造允许通过避免波在反推装置隔板上的反射现象，促进谐振腔入口处平面波中的声学传播，并且当叶栅安装在涡轮发动机上时，当反推装置被激活时，捕获空气动力流，使其朝向机舱的上游和外部。
在叶栅的第一方面，沿第二方向的两个第一隔板之间的距离可对应于沿第一方向的两个第二隔板之间的距离。
这种布置允许获得基本上方形的网格，从而促进平面波在空腔内的声学传播。
在叶栅的第二方面，第二隔板可包括第一角度，该第一角度介于0°和40°之间，并在第二隔板的所述高度的第一位置处形成，第一位置介于从第一端到第二端测量的所述高度的0％和20％之间。
当叶栅安装在布置在涡轮发动机中的反推装置中时，该第一角度旨在使第二隔板的第一部分朝向下游，气流通过所述反推装置从涡轮发动机的上游流向涡轮发动机的下游。
当叶栅安装在涡轮发动机上时，该第一角度形成于谐振腔的入口，也就是说，位于最接近机舱内气流的第二隔板的高度的位置处。第一角度可通过避免反推装置隔板上的波反射现象，在谐振腔的入口处促进平面波的声学传播。
在叶栅的第三方面，第二隔板可包括第二角度，该第二角度介于20°和60°之间，并在第一位置和第二端之间，在第二隔板的所述高度的第二位置处形成，所述第二位置介于从第一端测量的所述高度的5％到60％之间。
当叶栅安装在布置在气流通过的涡轮发动机中的反推装置中时，该第二角度旨在使第二隔板的第二部分朝向下游。
该第二角度形成于第二隔板的高度的第二位置处，距离机舱内循环的气流比第一角度更远，允许在反推装置启动时正确捕获空气动力流。
在叶栅的第四方面，第二隔板可包括第三角度，该第三角度介于-20°和-70°之间，并在第二位置和第二端之间，在第二隔板的所述高度的第三位置处形成，所述第三位置介于从第一端测量的所述高度的45％到95％之间。
当叶栅安装在布置在气流通过的涡轮发动机中的反推装置中时，该第三角度旨在使第二隔板的第三部分朝向上游。
当反推装置处于打开位置时，在第二隔板的高度的第三位置处形成的第三角度比第二角度更远离机舱内循环的气流，允许将空气动力流重新定向到机舱外涡轮发动机的上游。
在叶栅的第五方面，第二隔板可包括第四角度，该第四角度介于-45°和0°之间，并在第三角度的第三位置和第二端之间，在第二隔板的所述高度的第四位置处形成，所述第四位置介于从第一端测量的所述高度的10％到100％之间。
当叶栅安装在布置在气流通过的涡轮发动机中的反推装置中时，该第四角度旨在使第二隔板的第四部分朝向上游。
当反推装置未激活且叶栅已进入机舱，位于其在与内部气流接触的穿孔壁和相对于穿孔壁径向外部的反射壁之间的壳体中时，在第二隔板的高度的第四位置处形成的第四角度比第三角度更远离机舱内循环的气流，允许优化谐振腔底部的声波反射。
在叶栅的第六方面，第二隔板可包括在每一端和第二隔板的高度的相邻位置之间，以及在第二隔板的高度的两个连续位置之间延伸的高度部分，两个相邻部分通过曲率半径大于1毫米的过渡部件连接。
第二隔板的不同部分的连接具有大于1毫米的曲率半径，可以获得渐进式过渡，促进声波的有效引导。
在叶栅的第七方面，第二隔板的高度可以介于10毫米和300毫米之间，第二隔板的厚度可以介于0.5毫米和5毫米之间，以便足够厚以承受其承受的荷载工况，但也要尽可能薄，以最小化叶栅中的质量和压降。第二隔板的厚度在第二隔板的给定点，垂直于第二隔板该点处表面的切线来测量。
在本发明的另一个目的中，提出了一种用于航空器涡轮发动机的叶栅反推装置，其特征在于其包括至少一个如上所述的叶栅。
在本发明的另一个目的中，提出了一种拟安装在航空器上的涡轮发动机，该涡轮发动机包括具有限定轴向和径向的旋转对称性的机舱，该机舱包括沿径向的厚度和在其厚度上沿轴向延伸的壳体，以接收叶栅反推装置的叶栅。
根据本发明目标的一般特征，涡轮发动机可包括如上所述的叶栅反推装置，当不需要反推时，叶栅被安置在涡轮发动机机舱的相应壳体内，第一隔板沿轴向和径向延伸，第二隔板沿径向和沿与轴向和径向正交的方向延伸，第一方向与轴向对应。
在涡轮发动机的一个实施方式中，机舱可包括形成壳体径向内壁的穿孔壁和形成壳体径向外壁的反射壁。
在本发明的另一个目的中，提出了一种包括至少一个如上所述的涡轮发动机的航空器。
附图说明
通过参考附图的指示但不限于阅读以下内容，将更好地理解本发明，其中：
已经描述过的图1A和1B显示了根据本领域已知的第一实施方式的涡轮发动机在纵向上的示意性剖面图，该涡轮发动机分别处于非激活推力反向位置和激活推力反向位置。
已经描述过的图2A和2B显示了根据本领域已知的第二实施方式的涡轮发动机在纵向上的示意性剖面图，该涡轮发动机分别处于非激活推力反向位置和激活推力反向位置。
图3示出了根据本发明一个实施方式的用于涡轮发动机的反推装置的叶栅沿包括轴向和与径向正交的平面的剖面示意图。
图4示出了根据本发明一个实施方式的用于涡轮发动机的反推装置的叶栅沿包括轴向和径向的平面的剖面示意图。
具体实施方式
图3和图4分别表示根据本发明一个实施方式的用于航空器涡轮发动机的反推装置叶栅的第一示意剖面图和第二示意剖面图。
涡轮发动机包括反推装置，该反推装置可以按照图1A和1B中描述的操作或按照图2A和2B中描述的操作进行操作。
反推装置包括组装成网状冠的多个叶栅80。每个叶栅80包括框架81，其中第一隔板82在第一方向上延伸，第二隔板83在与第一方向正交的第二方向上延伸。框架81以及第一和第二隔板82和83在与第一和第二方向正交的第三方向上具有高度H，该高度介于10mm和300mm之间。
第二隔板83的高度可以介于0.5毫米和5毫米之间，以便足够厚以承受其承受的荷载工况，但也要尽可能薄，以最小化叶栅中的质量和压降。
图3是包括所述第一和第二方向的第一剖切面中的示意剖视图。
图4是包括所述第一和第三方向的第二剖切面中的示意剖视图。
当反推装置安装在图1a、1b、2a、2b所示的涡轮发动机上时，第一方向对应于涡轮发动机1的轴向DA，第二方向对应于涡轮发动机1的周向DC，第三方向对应于涡轮发动机1的径向DR。
第二隔板83是方位隔板，用于在反推装置激活时，将气流F定向到机舱2的外侧和涡轮发动机的上游，以进行反推。第一隔板82是轴向隔板，旨在与第二隔板83一起限定谐振腔84，用于在反推装置非激活时吸收涡轮发动机产生的声波。
将两个相邻第一隔板82彼此分离的第二方向(即周向DC)上的距离等于将两个第二隔板83分离的第一方向(即轴向DA)上的距离，从而促进平面波在空腔内的声学传播。
如图4所示，第二隔板83沿第三方向(即径向DR)不是平面的。第二隔板83具有复杂形状，在图4所示的实施方式中，与平行于径向DR和周向DC的参考平面Pr，换句话说，与轴向DA方向正交的平面，有四个非零角度。在参考平面Pr和第二隔板83的切线之间测量每个角度，该切线是在相应的参考平面Pr和第二隔板82之间的交点处，在相应的第二隔板的高度位置处获得的。在相应参考平面Pr两侧-180°至+180°的角度之间测量角度。零角对应于在参考平面Pr中延伸的切线。负角对应于朝向安装有反推装置的涡轮发动机1上游的切线，正角对应于朝向下游的切线。
图4表示涡轮发动机1的旋转轴线X。第二隔板83在朝向旋转轴线X的第一端85和与第一端85相对的第二端86之间延伸，并朝向机舱2的外侧。
图4显示了反推装置处于激活位置的叶栅，也就是说，叶栅80已经离开壳体25的位置，壳体25设置在机舱2的厚度中以接收反推装置处于非激活状态时的叶栅80。壳体25包括允许叶栅80沿轴向DA插入壳体25的开口250，底壁252沿径向DR延伸，与开口250相对，穿孔壁254和反射壁256彼此平行并在轴向DA和周向DC上延伸，穿孔壁254径向位于反射壁256内。因此，当叶栅插入壳体中时，穿孔壁254和反射壁256允许形成亥姆霍兹谐振器类型的谐振腔，该谐振腔具有由穿孔壁254的每个开口形成的体积和颈部。
机舱的高度H从第一端85到第二端86测量。在下文中，不同的高度H水平将以第二隔板83高度的百分比来区分。越是以低高度百分比给出的位置，越是靠近第一端85。百分比越高，位置越靠近第二个端。
如图4所示，每个第二隔板包括第一角度α1，该角度介于0°和40°之间，朝向下游，例如图4中的40°，形成于高度H的第一位置H1处，该第一位置介于0％和20％之间，例如图4中的0％，也就是说在第一端85处形成。在谐振腔入口处形成的第一角度α1在谐振腔84的入口处促进平面波的声学传播，避免了第二反推装置隔板83上的波反射现象。
每个第二隔板83包括第二角度α2，该角度介于20°和60°之间，也朝向下游，例如图4中的20°，并在第一位置H1和第二端86之间，在高度H的第二位置H2处形成，该第二位置介于5％和60％之间，例如图4中的35％。在第二位置H2处形成的第二角度α2允许在反推装置激活时正确捕捉空气动力流。
每个第二隔板83包括第三角度α3，该角度介于-20°和-70°之间，朝向上游，例如图4中的-50°，并在第二位置H2和第二端86之间，在高度H的第三位置H3处形成，该第三位置介于45％和95％之间，例如图4中的60％。当反推装置处于打开位置时，在第三位置H3处形成的第三角度α3将空气动力流F重新定向至机舱2外部涡轮发动机1的上游。
每个隔板83包括第四角度α4，该角度介于-45°和0°之间，朝向上游，例如图4中的-20°，并在第三角度α3的第三位置H3和第二端86之间，在高度H的第四位置H4处形成，该第四位置介于10％和100％之间，例如图4中的90％。当反推装置未激活且叶栅80已进入机舱2，位于其在与内部气流接触的穿孔壁254和相对于穿孔壁254径向外部的反射壁256之间的壳体25中时，在高度H的第四位置处H4形成的第四角度α4优化谐振腔84底部的声波反射。
因此，每个第二隔板83包括高度部分831至834，高度部分831至834在端部85或86与高度H1至H4的位置(不与端部85或86重合)之间延伸，并在高度H1至H4的两个相邻位置之间延伸。第一部分831在第一端85和第二位置H2之间延伸。第二部分832在第二位置H2和第三位置H3之间延伸。第三部分833在第三位置H3和第四位置H4之间延伸。第四部分834在第四高度H4和第二端86之间延伸。两个相邻部分通过曲率半径大于1mm的过渡部分连接，以获得促进声波有效引导的渐进过渡。
本发明因此提供了一种叶栅式反推装置的叶栅，当叶栅安装在涡轮发动机的反推装置中时，该叶栅允许同时将气流重新定向到机舱外涡轮发动机的上游，最大限度地减少通过叶栅的压降，最大限度地提高吸音效率。

Claims (9)

1.一种拟安装在航空器上的涡轮发动机(1)，所述涡轮发动机包括叶栅反推装置和具有限定轴向(DA)和径向(DR)的旋转对称性的机舱(2)，所述机舱(2)包括沿所述径向(DR)的厚度和在其厚度上沿所述轴向(DA)延伸的壳体(25)，以接收所述叶栅反推装置的叶栅(80)，
所述反推装置包括叶栅(80)，所述叶栅包括沿第一方向(DA)延伸的第一隔板(82)、沿与所述第一方向(DA)正交的第二方向(DC)延伸的第二隔板(83)，所述第二隔板(83)在第一端和第二端(85和86)之间在与包括所述第一方向和第二方向(DA，DC)的平面相割的第三方向(DR)上延伸，并且每个第二隔板(83)的至少一部分在两个第一隔板(82)之间延伸，
其特征在于，每个第二隔板(83)与平行于所述第二方向(DC)和所述第三方向(DR)的参考平面(Pr)，在与所述第二隔板(83)的将所述第二隔板(83)的第一端(85)与第二端(86)分开的高度(H)不同的位置(H1至H4)处形成多个不同角度(α1至α4)，每个角度(α1至α4)在所述参考平面(Pr)和所述第二隔板(83)的切线之间形成，所述切线在所述相应参考平面(Pr)与所述第二隔板(83)的相交处，在相应第二隔板(83)的高度(H)的位置(H1至H4)处取得，
特征还在于，所述机舱(1)包括形成所述壳体(25)的径向内壁的穿孔壁(254)和形成所述壳体(25)的径向外壁的反射壁(256)，当不需要反推时，所述叶栅(80)被布置在所述涡轮发动机(1)的机舱(2)的相应壳体(25)内，所述第一隔板(82)沿轴向(DA)和径向(DR)延伸，所述第二隔板(83)沿径向(DR)和沿与轴向(DA)和径向(DR)正交的方向延伸，所述第一方向与轴向(DA)对应。
2.根据权利要求1所述的涡轮发动机(1)，其中，沿所述第二方向(DC)的两个第一隔板(82)之间的距离至少对应于沿所述第一方向(DA)的两个第二隔板(83)之间距离的一半，最多对应于沿所述第一方向(DA)的两个第二隔板(83)之间距离的两倍。
3.根据权利要求1或2中所述的涡轮发动机(1)，其中，所述第二隔板(83)包括第一角度(α1)，所述第一角度介于0°和40°之间，并在所述第二隔板(83)的所述高度(H)的第一位置(H1)处形成，所述第一位置介于从所述第一端(85)到所述第二端(86)测量的所述高度(H)的0％和20％之间，当所述叶栅(80)安装在布置在所述涡轮发动机(1)中的反推装置中时，所述第一角度(α1)旨在使所述第二隔板(83)的第一部分(831)朝向下游，气流(F)通过所述反推装置从所述涡轮发动机(1)的上游流向所述涡轮发动机(1)的下游。
4.根据权利要求3所述的涡轮发动机(1)，其中，所述第二隔板(83)包括第二角度(α2)，所述第二角度介于20°和60°之间，并在所述第一位置(H1)和所述第二端(86)之间，在所述第二隔板(83)的所述高度(H)的第二位置(H2)处形成，所述第二位置介于从所述第一端测量(85)的所述高度(H)的5％到60％之间，当所述叶栅(80)安装在布置在所述涡轮发动机(1)中的反推装置中时，所述第二角度(α2)旨在使所述第二隔板(83)的第二部分(822)朝向下游，气流(F)通过所述反推装置从所述涡轮发动机(1)的上游流向所述涡轮发动机(1)的下游。
5.根据权利要求4所述的涡轮发动机(1)，其中，所述第二隔板(83)包括第三角度(α3)，所述第三角度介于-20°和-70°之间，并在所述第二位置(H2)和所述第二端(86)之间，在所述第二隔板(83)的所述高度(H)的第三位置(H3)处形成，所述第三位置介于从所述第一端(85)测量的所述高度(H)的45％到95％之间，当所述叶栅(80)安装在布置在所述涡轮发动机(1)中的反推装置中时，所述第三角度(α3)旨在使所述第二隔板(83)的第三部分(833)朝向上游，气流(F)通过所述反推装置从所述涡轮发动机(1)的上游流向所述涡轮发动机(1)的下游。
6.根据权利要求1-5中任一项所述的涡轮发动机(1)，其中，所述第二隔板(83)包括第四角度(α4)，所述第四角度介于-45°和0°之间，并在所述第三位置(H3)和所述第二端(86)之间，在所述第二隔板(83)的所述高度(H)的第四位置(H4)处形成，所述第四位置介于从所述第一端(85)测量的所述高度(H)的10％到100％之间，当所述叶栅(80)安装在布置在所述涡轮发动机(1)中的反推装置中时，所述第四角度(α4)旨在使所述第二隔板(83)的第四部(834)分朝向上游，气流(F)通过所述反推装置从所述涡轮发动机(1)的上游流向所述涡轮发动机(1)的下游。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的涡轮发动机(1)，其中，所述第二隔板(83)包括在每一端(85，86)和所述第二隔板(83)的高度(H)的相邻位置(H2，H4)之间，以及在所述第二隔板(83)的高度(H)的两个连续位置(H1和H2，H2和H3，H3和H4)之间延伸的高度部分(831至841)，两个相邻部分(831和832，832和833，833和834)通过曲率半径大于1毫米的过渡部分连接。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的涡轮发动机(1)，其中，所述第二隔板(83)的高度(H)介于10毫米和300毫米之间，所述第二隔板(83)的厚度介于0.5毫米和5毫米之间。
9.一种航空器，包括根据权利要求1至8中任一项所述的涡轮发动机(1)。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11873781B1 (en) 2022-08-01 2024-01-16 Rohr, Inc. Thrust reverser cascade with one or more flow stabilizers

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1852595A2 (en) * 2006-05-06 2007-11-07 Rolls-Royce plc Aeroengine thrust reverser
US20150285184A1 (en) * 2013-12-20 2015-10-08 United Technologies Corporation Metallic-Coated Polymer Thrust Reverser Cascades
US20160263820A1 (en) * 2015-03-13 2016-09-15 Rohr, Inc. Method of manufacturing thrust reverser cascades
EP3406887A1 (en) * 2017-05-25 2018-11-28 The Boeing Company Method for manufacturing a thrust reverser cascade and thrust reverser cascade
WO2019002753A1 (fr) * 2017-06-30 2019-01-03 Safran Nacelles Nacelle pour turboreacteur comportant un inverseur de poussee a grilles

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2002167290A (ja) 2000-11-29 2002-06-11 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 多孔質吸音材とその製造方法
JP2009062977A (ja) 2007-08-15 2009-03-26 Rohr Inc 線形音響ライナー
US9086034B2 (en) * 2011-10-13 2015-07-21 Rohr, Inc. Thrust reverser cascade assembly with flow deflection shelf
US9068532B2 (en) 2012-07-24 2015-06-30 Rohr, Inc. Translating sleeve thrust reverser with movable cascade
US20160273488A1 (en) 2015-03-19 2016-09-22 Rohr, Inc. Cascade vane leading edge
US9845769B2 (en) 2015-05-05 2017-12-19 Rohr, Inc. Plastic core blocker door
US20170058829A1 (en) 2015-08-26 2017-03-02 Rohr, Inc. Low forward-turning casacde with high-forward-turning aft vane passages
US10378479B2 (en) 2015-10-19 2019-08-13 General Electric Company Variable effective area fan nozzle
US10648426B2 (en) * 2016-01-14 2020-05-12 Honeywell International Inc. Single row vane assembly for a thrust reverser
FR3073571A1 (fr) * 2017-11-10 2019-05-17 Safran Nacelles Inverseur de poussee pour nacelle de turboreacteur d'aeronef et nacelle associee
FR3074855A1 (fr) * 2017-12-11 2019-06-14 Airbus Operations Grille pour la formation d'un flux d'inversion d'un turboreacteur d'aeronef
US11261825B2 (en) * 2018-09-24 2022-03-01 Rohr, Inc. Thermoplastic acoustic blocker door
US11078871B2 (en) * 2018-12-21 2021-08-03 Rohr, Inc. Thrust reverser system with cascades

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1852595A2 (en) * 2006-05-06 2007-11-07 Rolls-Royce plc Aeroengine thrust reverser
US20150285184A1 (en) * 2013-12-20 2015-10-08 United Technologies Corporation Metallic-Coated Polymer Thrust Reverser Cascades
US20160263820A1 (en) * 2015-03-13 2016-09-15 Rohr, Inc. Method of manufacturing thrust reverser cascades
EP3406887A1 (en) * 2017-05-25 2018-11-28 The Boeing Company Method for manufacturing a thrust reverser cascade and thrust reverser cascade
WO2019002753A1 (fr) * 2017-06-30 2019-01-03 Safran Nacelles Nacelle pour turboreacteur comportant un inverseur de poussee a grilles

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