CN115605678A - 用于飞行器旁路涡轮喷气发动机机舱的反推力装置 - Google Patents

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CN115605678A CN202180035428.8A CN202180035428A CN115605678A CN 115605678 A CN115605678 A CN 115605678A CN 202180035428 A CN202180035428 A CN 202180035428A CN 115605678 A CN115605678 A CN 115605678A
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让-菲利普·若勒
文森特·吉恩-弗朗索瓦·佩龙
塞巴斯蒂安·劳伦特·玛丽·帕斯卡
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Abstract

用于飞行器旁路涡轮喷气发动机机舱的反推力装置(30)，所述反推力装置具有围绕轴线的大致环形形状并且包括用于固定偏转叶栅(38)的环形框架(34)，所述框架(34)包括：‑第一截头圆锥形壁(52)，该第一截头圆锥形壁沿下游方向加宽并且包括上游周边边缘(52a)和下游周边边缘(52b)，该上游周边边缘被构造成附接到涡轮喷气发动机的壳体，该下游周边边缘在壁的延续部分中延伸并用于固定栅格(38)的上游端(38a)；以及‑第二环形壁(54)，该第二环形壁从第一壁(52)的外部截头圆锥形面(52c)径向向外延伸，第一壁和第二壁(52，54)一体形成，并且第二壁(54)包括致动器(44)穿过其中的轴向孔口(64)。

Description

用于飞行器旁路涡轮喷气发动机机舱的反推力装置
技术领域
本发明涉及飞行器旁路涡轮喷气发动机机舱的领域，特别地涉及被装配到这些机舱上的反推力装置。
背景技术
现有技术包括文献US 4 998 409 A。
如今，反推力装置被广泛用于飞行器机舱，特别是容纳旁路涡轮喷气发动机的机舱。以已知的方式，这种涡轮喷气发动机通过旋转风扇的叶片产生来自燃烧室的热空气流(称为主流)以及通过环形通道在涡轮喷气发动机外部流通的冷空气流(称为次级流)，该环形通道形成在涡轮喷气发动机的护罩与机舱的内壁之间。然后，这两种空气流通过机舱的后部从涡轮喷气发动机中喷射出来，从而产生推力。
在这种配置中，反推力装置的作用是，在飞行器的着陆阶段期间，通过将涡轮喷气发动机产生的推力的至少一部分重新向前定向来提高该飞行器的地面制动能力。特别地，当反推力装置运转时，它阻塞冷空气流(即，次级流)的环形通道，并引导该流朝向机舱的前部，从而产生反推力。
用于实现冷空气流的这种重新定向的装置根据反推力装置的类型而变化。然而，在所有情况下，反推力装置的结构包括可动整流罩，该可动整流罩可以在一方面的展开位置(也称为反向推力位置)与另一方面的缩回位置(也称为直接喷射位置)之间移动，在该展开位置，这些可动整流罩在机舱中为偏转流打开通道，在该缩回位置，这些可动整流罩关闭该通道。按照这种方式，整流罩可以实现激活其他偏转装置(诸如翼部)的功能。在这种情况下，通过可动整流罩的移动而激活的翼部至少部分地阻塞了次级流在其中流通的通道。
另外，在具有偏转叶栅的反推力装置的情况下，偏转叶栅对空气流进行重新定向。
图1和图2示出了现有技术的反推力装置。这种反推力装置是叶栅反推力装置类型或叶栅式反推力装置类型。
这种类型的反推力装置包括相对于包括上游环形框架15的固定部分可动的至少一个可动整流罩9，所述整流罩9具有外壁17和内壁10，该内壁旨在在涡轮喷气发动机的直接喷射位置(图1)界定环形通道6的外壁，次级流F11在该环形通道中流动。反推力装置还包括至少一个翼部11，该翼部以铰接的方式安装在可动整流罩9上，并且当可动整流罩向下游移动时，该翼部由至少一个连杆12致动，使得在推力反向位置(图2)，每个翼部11包括延伸到环形通道6中以将次级流F11的至少一部分偏转到所述环形通道6之外的区域。
在这种类型的反推力装置的情况下，次级流F11的重新定向是通过偏转叶栅13来实施的，可动整流罩9仅具有旨在暴露或覆盖这些叶栅13的简单滑动功能，可动整流罩9的平移是沿着基本上平行于机舱1和反推力装置的轴线的纵向轴线来实施的。
如图1所示，容置部14被设置在整流罩10中，以在反推力装置未被激活(即处于直接喷射位置)时容纳叶栅13。
栅格13在环绕环形通道6的环形区域中彼此相邻地布置，叶栅13边对边地布置，使得这些叶栅之间不存在间隙。按照这种方式，由翼部10偏转的整个次级流F11通过叶栅13。用于移动和引导可动整流罩9的装置(未示出)位于叶栅13的下方。
通常称为偏转边缘的环形偏转护罩19覆盖框架15的内周。该护罩19具有圆形的横截面形状，并且从环形通道6的外周延伸到叶栅13的上游端。
出于效率的原因，护罩19必须具有大的曲率半径。另外，为了尽可能地增加叶栅13的长度，以尽可能地使次级流F11向上游偏转，有必要将叶栅13布置成尽可能地靠近整流罩9的外壁17。整流罩的容置部的有限长度和护罩19的大的半径减小了叶栅13的长度。
为了克服这一缺点，已知的是使叶栅13倾斜地布置。于是，叶栅作为一个整体围绕环形通道6以截头圆锥体的方式延伸。
文献EP-A1-1 229 237描述了这样的反推力装置，在该反推力装置中，叶栅被倾斜地布置。然而，在这种情况下，不再可能在叶栅下方设置用于移动和引导可动整流罩的装置。然后将叶栅彼此隔开，使得前述移动和引导装置被布置在两个相邻的叶栅之间。
在这种情况下，次级流的一部分可能逸出到叶栅之间的间隙中，这具有减小次级流的偏转从而降低反推力装置效率的效果。
另外，反推力装置的框架15是具有多种功能并且制造起来可能是复杂且昂贵的结构部件。框架15在叶栅13的上游端处固定并保持叶栅13。框架15保持护罩19，该护罩限制通过叶栅13的空气流的干扰。最后，框架15可用于支撑整流罩9的移动装置(未示出)，因此必须承受相对高的力。
反推力装置的框架15通常由多个部件(特别是多个片)组装而成。
图3和图4示出了现有技术的另一反推力装置，并且示出了使整流罩9在其两个前述位置之间移动的装置之一的位置，这些移动装置呈致动器20的形式。
致动器20具有细长的形状，并且平行于机舱和反推力装置的纵向轴线延伸。致动器具有固定到包括框架15的固定部分的上游端20a以及固定到整流罩9的下游端20b。
如在图4中可以更清楚地看到，框架15由多个部件15a、15b、15c、15d等组装而成，并且大的开口21轴向地穿过框架15而形成，以使得致动器20能够被安装。该开口21在多个部件上以及在多个部件的连接区域中延伸，这使框架15弱化，并可能需要使框架的尺寸过大(特别是使框架沿轴线延长或沿径向方向加厚)，以确保叶栅13被保持就位。
特别地，本发明提出了对现有技术的改进，这一改进能够简化反推力装置的框架的设计，特别是简化反推力装置的框架的制造。
发明内容
本发明提出了一种用于飞行器旁路涡轮喷气发动机的机舱的反推力装置，所述反推力装置具有围绕轴线的大致环形形状并且包括：
-固定上游部分，所述固定上游部分包括环形框架，
-下游环形支撑件，
-偏转叶栅，所述偏转叶栅的上游端被固定到所述框架，所述偏转叶栅的下游端被固定到所述支撑件，
-整流罩，所述整流罩能从上游位置平移到推力反向下游位置，在所述上游位置，所述整流罩覆盖叶栅，在所述推力反向下游位置，叶栅未被覆盖，
-用于在整流罩处于所述整流罩的下游位置时使涡轮喷气发动机的次级流偏转通过叶栅的偏转元件，以及
-具有细长形状的致动器，所述致动器的上游端被固定到固定部分，所述致动器的下游端被固定到所述整流罩，
其特征在于，所述框架包括：
-第一截头圆锥形壁，所述第一截头圆锥形壁沿下游方向加宽并且包括上游周边边缘和下游周边边缘，所述上游周边边缘被构造成固定到涡轮喷气发动机的壳体，所述下游周边边缘在壁的延续部分中延伸并且用于固定叶栅的上游端，以及
-第二环形壁，所述第二环形壁从所述第一壁的外部截头圆锥形面径向向外延伸，
所述第一壁和第二壁一体形成，并且所述第二壁包括轴向孔口，所述致动器穿过所述轴向孔口。
本发明的优点在于，反推力装置的框架形成为单件，因此是整体式的。这简化了该框架的设计和制造，优选地通过对例如呈板的形式的材料块进行机加工而简化了该框架的设计和制造。此外，致动器穿过仅形成在框架的一个壁中的孔口，这简化了组装，并且对框架的机械强度几乎没有影响。此外，框架的第一壁具有截头圆锥形的形状，该第一壁的下游边缘被构造成直接固定到叶栅的上游端，当这些叶栅相对于反推力装置的轴线倾斜并且基本上在该壁的延续部分中延伸时，这是特别有利的。
根据本发明的反推力装置可以包括彼此隔离或彼此组合地采用的以下特征中的一个或更多个：
-所述致动器平行于所述轴线延伸；
-所述叶栅中的每个叶栅在相对于所述轴线以介于5°至20°之间的角度倾斜的平面中延伸；并且
-所述致动器各自在两个相邻的叶栅之间延伸，并且各自横穿这些叶栅的平面；
-所述致动器的下游端被所述支撑件以彼此远离的方式围绕；
-所述第二壁包括具有第一凹部的上游面以及具有第二凹部的下游面，所述孔口形成在所述第一凹部的底部处；
-至少两个彼此平行且平行于所述轴线的隔板延伸到所述第一凹部中的每个第一凹部中，这些隔板连接到凹部的底部并且布置在所述孔口的两侧上；
-致动器被固定到所述隔板；
-所述第二凹部由多个由第一环形腹板和第二径向腹板限定的空腔形成；
-框架包括从所述第一壁的内部截头圆锥形面径向向内延伸的第三环形壁，加固肋部在所述内部截头圆锥形面与所述第三壁的下游环形面之间径向地延伸；
-环形偏转护罩支承并固定在所述第三壁的内周和所述内部截头圆锥形面的下游端上。
本发明还涉及一种用于飞行器的旁路涡轮喷气发动机，包括如上所述的反推力装置。
附图说明
通过以下非限制性示例的描述并参照附图，将更好地理解本发明，并且本发明的其他细节、特征和优点和特征将变得更加清楚，在附图中：
-图1是处于直接喷射位置的根据现有技术的反推力装置的纵向截面的局部示意图；
-图2是处于反向推力位置的图1的反推力装置的纵向截面的局部示意图；
-图3是处于反向推力位置的根据现有技术的另一反推力装置的纵向截面的局部示意图；
-图4是图3的反推力装置的一部分的放大图；
-图5是处于直接喷射位置的根据本发明的一个实施例的反推力装置的纵向截面的局部示意图；
-图6是处于反向推力位置的图5的反推力装置的纵向截面的局部示意图；
-图7是图5的反推力装置的一部分的放大图；
-图8是图5的反推力装置的框架的纵向截面的局部示意图；
-图9是从下游观察的图5的反推力装置的局部示意性透视图；
-图10是从上游观察的图5的反推力装置的局部示意性透视图；
-图11是从上游观察的图5的反推力装置的框架的局部示意性透视图；以及
-图12是从下游观察的图5的反推力装置的框架的局部示意性透视图。
具体实施方式
现在参考图5至图12，图5至图12示出了用于飞行器涡轮喷气发动机机舱的根据本发明的反推力装置30的优选实施例。
反推力装置30具有围绕轴线(不可见)的大致环形形状，该轴线是涡轮喷气发动机及其机舱的纵向轴线。反推力装置30包括：
-固定上游部分32，该固定上游部分包括环形框架34，
-下游环形支撑件36，
-偏转叶栅38，该偏转叶栅的上游端38a被固定到框架34，该偏转叶栅的下游端38b被固定到支撑件36，
-整流罩40，该整流罩可以从图5所示的上游位置平移到图6所示的推力反向下游位置，在该上游位置，整流罩覆盖并包围叶栅38，在该推力反向下游位置，叶栅38未被覆盖，因此是不受限制的，
-用于在整流罩40处于其下游位置时使涡轮喷气发动机的次级流F11偏转通过叶栅38的偏转元件42，以及
-具有细长形状的致动器44，该致动器的上游端44a被固定到固定部分32，下游端44b被固定到整流罩40。
如在现有技术中，偏转元件42可以包括与连杆48相关联的翼部46。
整流罩40可以类似于现有技术的整流罩，这将不再进一步描述。
优选地，致动器44为圆柱体。存在例如两个或更多个致动器，其围绕反推力装置的轴线均匀地分布。每个致动器44包括固定主体44c和可动杆44c。在所示的示例中，主体44c被固定到固定部分32，杆44d被固定到一个或多个整流罩40。因此，应当理解，被固定到固定部分32的是主体44c的上游端44a，而杆44c的下游端44b被固定到一个或多个整流罩。
在此，将杆44d附接到一个或多个整流罩40是通过添加并固定到一个或多个整流罩40的夹具50实现的。下文将更详细地描述主体44c的附接。
偏转叶栅38类似于前述技术的偏转叶栅，其不同之处在于，在所示的示例中，偏转叶栅38各自在平面P中延伸，该平面P相对于反推力装置的轴线以介于5°至20°之间的角度α倾斜(图6)。
可以看到，叶栅38的平面P被致动器44横穿。特别地，如在图9和图10中可以看到，每个致动器44在两个相邻的叶栅38的相对纵向边缘之间穿过。因此，布置在致动器44的两侧上的叶栅38周向地间隔开，以使致动器穿过。而未布置在致动器的两侧上的相邻叶栅38是沿周向边对边地布置的。
优选地，支撑件36围绕反推力装置30的轴线连续地延伸360°。在所示的示例中，该支撑件由环形成。
叶栅38的下游端38b被施加到支撑件36的外部环形面36a，并且通过焊接或者通过例如螺钉螺母型的固定装置固定到支撑件(图10)。
可以看到，支撑件36围绕致动器44延伸。图5和图6示出了致动器44被定位成与该支撑件38相距一定距离。
叶栅38的上游端38a被施加到框架34的外部截头圆锥形面52c上，并且通过焊接或者通过例如螺钉螺母型的固定装置固定到该框架(图7)。
框架34仅在图8的轴向截面图中和在后续附图的透视图中可见。
框架34包括：
-第一截头圆锥形壁52，该第一截头圆锥形壁沿下游方向变宽并且包括上游周边边缘52a和下游周边边缘52b，该下游周边边缘在壁52的延续部分中延伸并且包括前述的面52c，以及
-第二环形壁54，该第二环形壁从该面52c径向向外延伸。
根据本发明的一个特征，框架34的壁52、54和甚至其他壁是一体形成的(或者作为材料的整体)。实际上，本发明的目的之一在于生产一件式框架34，而不需要对部件进行组装。框架34例如由铝制成。
框架可以连续360°，或者可以被扇区化成两个或更多个连续的扇区。
在本发明的上下文中，框架34可以通过对材料块进行机加工来制造。材料块可以呈板的形式，对该板进行切割以获得环形形状，该板的内直径和外直径例如在几毫米的范围内对应于框架的内直径Dint和外直径Dext，以实现精加工。该板的最大厚度对应于框架的最大轴向尺寸Emax1。Emax1例如介于150mm至250mm之间，优选地介于200mm至220mm之间。然后，该块或板旨在被加工以形成壁52、54和框架的其他部分，这将在下文详细描述。
在所示的示例中，框架34包括第三环形壁56，该第三环形壁从壁52的内部截头圆锥形面52d径向向内延伸。
该壁56也与壁52、54一体形成。
在所示的示例中，壁56的横截面是大致倒L形的，并且该壁包括径向外部环形支腿56a，该径向外部环形支腿的外周连接到面52d，并且该径向外部环形支腿的内周连接到环形凸缘56b，该环形凸缘在此沿轴向向上游定向。支腿56a将具有从下游向上游张开的大致截头圆锥形的形状。
环形偏转护罩58被支撑并固定在凸缘56b的一侧和面52d的下游端上。护罩58包括下游端部58a，该下游端部是平坦的并且被施加到面52d上，护罩的其余部分是圆顶形或弯曲的，具有沿径向朝向外部和上游定向的凹面。
如在图7中可以看到，护罩58的该下游端部58a被定位成沿径向朝向致动器44的内部，因此不会被这些致动器所需的任何通道中断。
在同一个图中可以看到，叶栅38的上游端平行于该下游端部58a。这是由于壁52的下游边缘58b在该壁的延续部分中延伸，从而具有截头圆锥形的形状，当从横截面观察时，该壁的内部面52d和外部面52c是平行的。
壁52的相对上游边缘52a(称为J形环)具有特定的横截面形状，该特定的横截面形状使得该相对上游边缘能够固定到涡轮喷气发动机壳体，这是本领域技术人员所熟知的。
壁54具有相对大的轴向厚度Emax2，并且通过机加工在其两个面54a、54b上凹陷(图8至图10)。因此，壁54包括上游面54a和下游面54b，该上游面包括第一凹部60(图10和图11)，该下游面包括第二凹部62(图9和图12)。
在所示的示例中，凹部60的数量与致动器44的数量一致，因为每个致动器旨在穿过形成于凹部60的底部60a中的孔口64。
每个凹部60具有大致平行六面体的形状，并且沿轴向向上游敞开。在所示的例子中，凹部60被两个隔板66分成三个部分，这两个隔板彼此平行并且平行于反推力装置的轴线。隔板66连接到凹部60的底部60a，并且布置在孔口64的两侧上。在径向方向上，这两个隔板进一步在面52c与壁54的外周之间延伸。
致动器44被固定到这些隔板66，这些隔板可以包括两个对准的孔68，这两个孔用于接纳和固定致动器44的轴(未示出)。每个致动器44、特别是其端部44a或其圆柱体44c被固定到框架34，更特别地被固定到框架的隔板66。
凹部62能够减轻框架34的重量，同时保证框架的机械强度。为此，如在图12中可以看到，下游面54b的凹部62可以采用由第一环形腹板68和第二径向腹板70限定的多个空腔的形式。从图12还可以看到，框架34包括加固肋部72，这些加固肋部在内部截头圆锥形面52d与壁56的下游环形面56c之间径向地延伸。
单件式框架34的构造带来了上面提到的多个优点。特别地，单件式框架的构造避免了部件的组装。单件式框架的构造还使得能够将多种功能集成到该框架中，特别是通过边缘52a固定到壳体，通过边缘52b固定到叶栅，使致动器44穿过壁54的孔口60，通过隔板66固定致动器44，通过腹板68、70和肋部72减轻框架34的重量并加固框架34，等等。
叶栅38在截头圆锥形壁52的延续部分中的对准也是有利的，因为这种对准优化了次级流F11通过处于反向推力位置的叶栅的流动。这种对准使得栅格38的上游端38a更靠近护罩58的下游端，因此在该流刚刚离开护罩时就引导该流，从而限制了护罩上发生空气分离的风险。这种对准可以减小该护罩的轴向尺寸，以进一步限制这种分离的风险。

Claims (12)

1.一种用于飞行器旁路涡轮喷气发动机的机舱的反推力装置(30)，所述反推力装置具有围绕轴线的大致环形形状并且包括：
-固定上游部分(32)，所述固定上游部分包括环形框架(34)，
-下游环形支撑件(36)，
-偏转叶栅(38)，所述偏转叶栅的上游端(38a)被固定到所述框架(34)，所述偏转叶栅的下游端(38b)被固定到所述支撑件(36)，
-整流罩(40)，所述整流罩能从上游位置平移到推力反向下游位置，在所述上游位置，所述整流罩覆盖所述叶栅(38)，在所述推力反向下游位置，所述叶栅未被覆盖，
-用于在所述整流罩(40)处于所述整流罩的下游位置时使所述涡轮喷气发动机的次级流(F11)偏转通过所述叶栅(38)的偏转元件(42)，以及
-具有细长形状的致动器(44)，所述致动器的上游端(44a)被固定到所述固定部分(32)，所述致动器的下游端(44b)被固定到所述整流罩(40)，
其特征在于，所述框架(34)包括：
-第一截头圆锥形壁(52)，所述第一截头圆锥形壁沿下游方向加宽并且包括上游周边边缘(52a)和下游周边边缘(52b)，所述上游周边边缘被构造成固定到所述涡轮喷气发动机的壳体，所述下游周边边缘在所述壁的延续部分中延伸并且用于固定所述叶栅(38)的上游端(38a)，以及
-第二环形壁(54)，所述第二环形壁从所述第一壁(52)的外部截头圆锥形面(52c)径向向外延伸，
所述第一壁和第二壁(52，54)一体形成，并且所述第二壁(54)包括轴向孔口(64)，所述致动器(44)穿过所述轴向孔口。
2.根据权利要求1所述的反推力装置(30)，其中，所述致动器(44)平行于所述轴线延伸。
3.根据权利要求1或2所述的反推力装置(30)，其中，所述叶栅(38)中的每个叶栅在相对于所述轴线以介于5°至20°之间的角度(α)倾斜的平面(P)中延伸。
4.根据权利要求1和2所述的反推力装置(30)，其中，所述致动器(44)各自在两个相邻的叶栅(38)之间延伸，并且各自穿过这些叶栅的平面(P)。
5.根据前述权利要求中任一项所述的反推力装置(30)，其中，所述致动器(44)的下游端(44b)被所述支撑件(36)以彼此远离的方式围绕。
6.根据前述权利要求中任一项所述的反推力装置(30)，其中，所述第二壁(54)包括具有第一凹部(60)的上游面以及具有第二凹部(62)的下游面，所述孔口(64)形成在所述第一凹部(60)的底部(60a)处。
7.根据前一项权利要求所述的反推力装置(30)，其中，至少两个彼此平行且平行于所述轴线的隔板(66)延伸到所述第一凹部(60)中的每个第一凹部中，这些隔板连接到凹部的底部(60a)并且布置在所述孔口(64)的两侧上。
8.根据前一项权利要求所述的反推力装置(30)，其中，所述致动器(44)被固定到所述隔板(66)。
9.根据权利要求6至8中任一项所述的反推力装置(30)，其中，所述第二凹部(62)由多个由第一环形腹板(68)和第二径向腹板(70)限定的空腔形成。
10.根据前述权利要求中任一项所述的反推力装置(30)，其中，所述框架(34)包括从所述第一壁的内部截头圆锥形面(52d)径向向内延伸的第三环形壁(56)，加固肋部(72)在所述内部截头圆锥形面(52d)与所述第三壁(56)的下游环形面(56c)之间径向地延伸。
11.根据前一项权利要求所述的反推力装置(30)，其中，环形偏转护罩(58)支承并固定在所述第三壁(56)的内周和所述内部截头圆锥形面(52d)的下游端上。
12.一种用于飞行器的旁路涡轮喷气发动机，包括根据前述权利要求中任一项所述的反推力装置(30)。
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Family Cites Families (35)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3059426A (en) * 1957-03-22 1962-10-23 Marquardt Corp Thrust reverser utilizing aft end mechanical blockage
US3779010A (en) * 1972-08-17 1973-12-18 Gen Electric Combined thrust reversing and throat varying mechanism for a gas turbine engine
US4030291A (en) * 1976-01-02 1977-06-21 General Electric Company Thrust reverser for a gas turbofan engine
US4998409A (en) * 1989-09-25 1991-03-12 Rohr Industries, Inc. Thrust reverser torque ring
US5228641A (en) * 1991-08-15 1993-07-20 Rohr, Inc. Cascade type aircraft engine thrust reverser with hidden link actuator
US5309711A (en) * 1991-08-21 1994-05-10 Rohr, Inc. Cascade type thrust reverser for fan jet engines
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
US5806302A (en) * 1996-09-24 1998-09-15 Rohr, Inc. Variable fan exhaust area nozzle for aircraft gas turbine engine with thrust reverser
US5927647A (en) * 1997-09-24 1999-07-27 Rohr, Inc. Blocker door frame pressure structure for translating cowl of cascade thrust reverser for aircraft jet engine
US6546715B1 (en) 2001-01-25 2003-04-15 Rohr, Inc. Cascade-type thrust reverser
US6584763B2 (en) * 2001-08-01 2003-07-01 Rohr, Inc. Lock for the translating sleeve of a turbofan engine thrust reverser
FR2849113B1 (fr) * 2002-12-24 2005-02-04 Hurel Hispano Inverseur de poussee a grilles de deflection optimisees
US7559507B2 (en) * 2005-06-27 2009-07-14 The Boeing Company Thrust reversers including locking assemblies for inhibiting deflection
US7600371B2 (en) * 2005-10-18 2009-10-13 The Boeing Company Thrust reversers including support members for inhibiting deflection
GB0606982D0 (en) * 2006-04-07 2006-05-17 Rolls Royce Plc Aeroengine thrust reverser
GB0616740D0 (en) * 2006-08-24 2006-10-04 Short Brothers Plc Aircraft engine thrust reverser
US8104262B2 (en) * 2006-10-12 2012-01-31 United Technologies Corporation Dual function cascade integrated variable area fan nozzle and thrust reverser
US8201390B2 (en) * 2007-12-12 2012-06-19 Spirit Aerosystems, Inc. Partial cascade thrust reverser
US8109466B2 (en) * 2008-06-23 2012-02-07 Rohr, Inc. Thrust reverser cascade assembly and AFT cascade ring with flow deflector portion
US8316632B2 (en) * 2009-02-25 2012-11-27 Spirit Aerosystems, Inc. Thrust reverser configuration for a short fan duct
US8869507B2 (en) * 2010-01-13 2014-10-28 United Technologies Corporation Translatable cascade thrust reverser
FR2962492B1 (fr) * 2010-07-07 2012-08-03 Aircelle Sa Dispositif d'inversion de poussee avec jonction aerodynamique de cadre avant
US8713911B2 (en) * 2010-12-15 2014-05-06 Woodward Hrt, Inc. System and method for operating a thrust reverser for a turbofan propulsion system
US9086034B2 (en) * 2011-10-13 2015-07-21 Rohr, Inc. Thrust reverser cascade assembly with flow deflection shelf
FR2981989B1 (fr) * 2011-10-31 2013-11-01 Aircelle Sa Inverseur de poussee a grilles mobiles et capot mobile monobloc
FR2995637B1 (fr) * 2012-09-19 2018-05-11 Safran Nacelles Structure fixe de dispositif d'inversion de poussee
US11022071B2 (en) * 2016-12-21 2021-06-01 The Boeing Company Load distribution panel assembly, system and method
US10227951B2 (en) * 2017-02-02 2019-03-12 Woodward, Inc. Limited flow thrust reverser actuating
FR3073572B1 (fr) * 2017-11-16 2020-10-02 Safran Nacelles Inverseur de poussee a grilles mobiles pour ensemble propulsif d’aeronef et procedes de montage et demontage s’y rapportant
US11161592B2 (en) * 2019-09-11 2021-11-02 Textron Innovations Inc. Torque box sleeves for aircraft wing assemblies
FR3107091B1 (fr) * 2020-02-06 2022-01-07 Safran Nacelles Dispositif de fixation d’un pied de bielle de volet d’inversion de poussée à grilles
FR3107568B1 (fr) * 2020-02-26 2022-02-18 Safran Nacelles Cadre avant et grille de deviation d’un inverseur de poussee d’une nacelle d’aeronef
JP2023009645A (ja) * 2021-07-07 2023-01-20 株式会社Subaru ハイブリッド全輪駆動車
US11499503B1 (en) * 2021-08-23 2022-11-15 Honeywell International Inc. Translating cowl thrust reverser system with efflux management
WO2023059632A1 (en) * 2021-10-04 2023-04-13 Heath Consultants Incorporated System and method for simultaneous high-sensitivity measurement of methane and ethane via laser absorption spectroscopy in an open-air configuration

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