CN117203419A - 用于飞行器涡轮风扇发动机的短舱的推力反向器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器涵道式涡轮喷气发动机短舱的推力反向器(30)，该推力反向器具有围绕轴线(A)的大致环形形状，并且该推力反向器特别地包括襟翼(10)，襟翼用于使次级流(F11)偏转并穿过网格(13)，这些襟翼中的每一个襟翼包括刚性壁(32)以及位于该壁(32)的外表面(32b)上的密封元件(34)，这些密封元件沿着襟翼(10)的侧向边缘(10c，20c)延伸，以在第一位置处提供沿着这些边缘的密封。

Description

用于飞行器涡轮风扇发动机的短舱的推力反向器

技术领域

本发明涉及飞行器涡轮风扇发动机短舱的领域，特别涉及装备到这些短舱的推力反向器。

背景技术

背景技术特别地包括文献FR-A1-2 938 878、FR-A1-2 954 410、US-A1-2020/003151、US-A-3,797,785以及US-B2-6,385,964。

推力反向器现在广泛应用于飞行器短舱，特别是容纳涡轮风扇发动机的短舱。以已知的方式，这种涡轮喷气发动机通过旋转风扇的叶片来产生热空气流(被称为主流)和冷空气流(被称为次级流)，热空气流来自燃烧室，冷空气流通过环形通道在涡轮喷气发动机的外侧流通，环形通道形成在涡轮喷气发动机的整流罩与短舱的内壁之间。两个空气流随后通过短舱的后部从涡轮喷气发动机喷射出来从而产生推力。

在这种构造中，推力反向器的作用是在飞行器的着陆阶段，通过将由涡轮喷气发动机产生的推力的至少一部分向前重新定向来提高飞行器在地面上的制动能力。特别地，当推力反向器运转时，推力反向器阻塞了冷空气流(即次级流)的环形通道，并且使该流朝向短舱的前部定向，从而产生反推力。

被实施以对冷空气流重新定向的装置根据反向器的类型而不同。然而，在所有情况下，推力反向器的结构包括一个或多个可移动盖，可移动盖可以在一方面的延伸位置(也被称为推力反向位置)与另一方面的缩回位置(也被称为直接喷射位置)之间移动，在延伸位置处，可移动盖打开短舱中用于使流偏转的通路，在缩回位置处，可移动盖关闭该通路。因此，盖可以用于致动其他偏转装置，例如襟翼。在这种情况下，由可移动的盖的移动而致动的襟翼至少部分地阻塞次级流流通的通道。

另外，在具有偏转网格的推力反向器的情况下，空气流被偏转网格重新定向。

图1和图2示出了现有技术的反向器。该反向器是网格反向器或分级式反向器类型。

这种类型的反向器包括至少一个盖9，该盖能相对于包括上游环形框架15的固定结构移动，盖9具有外壁17和内壁10，内壁旨在在涡轮喷气发动机的直接喷射位置(图1)处界定环形通道6的外壁，次级流F11在环形通道中流动。反向器还包括以铰接方式安装在可移动盖9上的襟翼11，当可移动盖向下游移动时襟翼由连接杆12致动，使得在推力反向位置(图2)，每个襟翼11包括延伸到环形通道6中的区域，以使次级流F11的至少一部分偏转并离开通道6。

在这种类型的反向器的情况下，次级流F11被偏转网格13重新定向，可移动盖9仅具有旨在不覆盖这些网格13或覆盖这些网格的简单滑动功能，可移动盖9的平移沿着与短舱1的轴线和反向器大致平行的纵向轴线进行。

容纳部14被设置在盖10中，以使得在反向器未被致动时(即在直接喷射位置处)容纳网格13，如图1所示。可选地，网格13可以可滑动地安装并容纳在固定结构中。

网格13在围绕环形通道6的环形区域中彼此相邻地布置，网格13边缘对边缘地布置，使得网格之间的间隙尽可能最小。这样，通过襟翼10偏转的次级流F11的绝大部分穿过网格13。

如附图所示，网格可以在网格的上游端部处附接到结构。替代地，如在之前的申请FR-A1-3 076 865中描述的，网格的下游端部可以附接到盖。

通常被称为偏转边缘的环形偏转元件19覆盖框架15的内周。该偏转元件19的横截面为圆形，并且该偏转元件从环形通道6的外周延伸到网格13的上游端部。框架15和偏转元件19形成环形固定结构。

推力反向器还包括用于移动和引导可移动盖9的装置，这种装置通常包括致动器21，致动器21中的每一个致动器具有细长的形状并且与推力反向器的轴线平行地延伸。每个致动器21具有附接到固定结构的上游端部21a和附接到盖的下游端部21b，固定结构包括框架15。在上述变型中，网格可滑动地安装，致动器安装在固定结构与网格之间。

图3和图4示出了在与图1对应的第一位置的襟翼10(图3)以及在与图2对应的用于使次级流F11偏转的第二位置的襟翼10(图4)。

图3和图4示出了这些襟翼10中的每一个襟翼的形状，还示出了由盖9承载并布置在襟翼10之间的整流罩20。

整流罩20围绕推力反向器30的轴线A分布，并且每个整流罩的形状大致为三角形或截头锥形。这些整流罩20中的每一个整流罩包括连接到盖的下游基部20a、上游尖端20b以及将尖端20b连接到基部20a的两个侧向边缘20c。

襟翼10围绕轴线A分布并且安装在整流罩20之间。每个襟翼10包括：

°上游边缘10a，上游边缘旨在在第一位置处位于偏转元件19的下游(通常插入有中间壳体)，

°下游边缘10b，下游边缘被设计成在第一位置处与盖9齐平，以及

°侧向边缘10c，侧向边缘中的每一个侧向边缘包括两个直线形部分(分别为上游直线形部分10c1和下游直线形部分10c2)。襟翼10的侧向边缘10c的上游部分10c1旨在在第一位置处与相邻襟翼10的侧向边缘10c的上游部分10c1齐平，襟翼10的侧向边缘10c的下游部分10c2旨在一方面在第一位置处与整流罩20的侧向边缘20c齐平(图3)，另一方面在第二位置处与襟翼10的侧向边缘10c的下游部分10c2齐平(图4)。

图5和图6是襟翼10和整流罩20的更大比例的视图，并且示出了襟翼10和整流罩20在前述第一位置处沿着彼此延伸。

图5还示出了襟翼10在盖9的上游环形部段9a内延伸，并且与该部段9a相距径向距离。盖9还包括下游环形部段9b，下游环形部段从襟翼10和整流罩20向下游延伸。换言之，整流罩20的下游基部20a连接到盖9的该下游部段9b的上游端部9ba，并且襟翼10的下游边缘10b在前述第一位置处与盖9的下游部段9b的上游端部9ba齐平。

襟翼10与盖9的上游部段一起限定了环形空间E。

在运行中，来自次级流11的空气可以通过形成在襟翼10的上游边缘10a与偏转元件19之间(或者形成在上游边缘10a与中间壳体(中间壳体插入在襟翼10与偏转元件19之间)之间)的间隙E1进入该空间E。该空气在空间E中流通，然后通过一方面形成在襟翼10的侧向边缘10c与相邻襟翼10侧向边缘10c(图8)或整流罩20的侧向边缘20c(图7)之间的间隙E2以及另一方面形成在襟翼10的下游边缘10b与盖9的下游部段9b的上游端部9ba之间的间隙E3被喷射。当该空气被喷射时，在次级通道6中形成涡流结构，从而产生推力损失，这是存在问题的。

该问题的第一解决方案是尽可能减小间隙E1、E2以及E3的尺寸。然而，随着襟翼的复合材料的使用，对这些尺寸进行控制变得越来越复杂。这些材料相对柔性，在运行期间容易变形。因此，特别是对于大直径的涡轮喷气发动机，非常难以控制间隙的尺寸。

第二解决方案是在襟翼10的上游、在这些襟翼的上游边缘10a与偏转元件19之间提供密封，以防止空气进入空间E。然而，该解决方案也不令人满意，因为密封会增大由致动器21施加到偏转元件19的力。密封件应该相对较大，以补偿固定结构与可移动元件之间的相对位移，这将增大密封件的质量。此外，在推力反向位置，襟翼10上游的密封件的存在可以通过在第二反向推力位置处与盖9或涡轮喷气发动机的其他元件接触来干扰推力反向器的打开运动。

第三解决方案是提供具有如下的壁的襟翼10：该壁配备有可弹性变形的侧向延伸部。这些柔性的侧向延伸部将从每个襟翼的主壁延伸，并且限定该襟翼的侧向边缘。这些延伸部将被设计成以密封的方式与位于襟翼10附近的元件配合。然而，该解决方案也不会令人满意。在推力反向位置，这些柔性的延伸部将受到不稳定的反向流的影响，这将损坏延伸部。这些延伸部必须被集成到襟翼10中，并且不易于更换。此外，这些侧向延伸部的存在将导致襟翼10的声学表面减小，并导致在第二反向推力位置处与盖9或涡轮喷气发动机的其他元件接触并损坏的风险。

本发明对以上问题提出了一种简单、有效且经济的解决方案。

发明内容

本发明提出了一种用于飞行器涡轮风扇发动机的短舱的推力反向器，该推力反向器具有围绕轴线的大致环形形状，并且该推力反向器包括：

-上游环形固定结构，上游环形固定结构围绕次级流的环形通道延伸，

-偏转网格，偏转网格围绕轴线分布，

-至少一个环形盖，至少一个环形盖能相对于固定结构从上游位置轴向平移到下游推力反向位置，在上游位置处，网格被覆盖，在下游推力反向位置处，网格未被覆盖，该盖包括上游环形部段和下游环形部段，

-由盖承载的整流罩，这些整流罩围绕轴线分布，这些整流罩中的每一个整流罩在盖的上游部段内并且在距盖的上游部段一距离处延伸，并且每个整流罩包括下游基部、上游尖端以及两个侧向边缘，下游基部连接到盖的下游环形部段的上游端部，两个侧向边缘将尖端连接到基部，

-偏转襟翼，偏转襟翼用于使次级流偏转并穿过网格，襟翼围绕轴线分布并安装在整流罩之间，襟翼能从当盖处于上游位置时的第一位置移动到当盖处于其下游位置时的第二位置，在第一位置处，襟翼在盖的上游部段内并在与盖的上游部段相距一距离处延伸、并且在相邻整流罩的延伸部中延伸，在第二位置处，襟翼延伸到通道中以使次级流偏转，这些襟翼中的每一个襟翼包括：

°上游边缘，上游边缘被设计成在第一位置处与上游结构齐平，

°下游边缘，下游边缘旨在在第一位置处与盖的下游部段的上游端部齐平，以及

°侧向边缘，侧向边缘中的每一个侧向边缘包括两个部分，两个部分分别为上游部分和下游部分，襟翼的侧向边缘的上游部分旨在在第一位置处与相邻襟翼的侧向边缘的上游部分齐平，襟翼的侧向边缘的下游部分旨在一方面在第一位置处与整流罩的侧向边缘齐平，另一方面在第二位置处与襟翼的侧向边缘的下游部分齐平，

-以及移动装置，移动装置用于使盖和襟翼、或者甚至网格移动，

其特征在于，襟翼中的每一个襟翼包括刚性壁，刚性壁延伸到上游边缘、下游边缘以及侧向边缘并限定这些边缘，该壁包括空气动力学内表面和外表面，外表面在第一位置处面对盖的上游部段，

并且反向器还包括：

-第一密封元件，第一密封元件位于每个襟翼的壁的外表面上和/或整流罩的外表面上，这些第一密封元件沿着襟翼的和/或整流罩的侧向边缘延伸，以在第一位置处提供沿着这些边缘的密封。

本发明使得能够限制来自位于襟翼与盖的上游部段之间的上述空间的空气穿过位于襟翼的侧向边缘与整流罩的和相邻襟翼的侧向边缘之间的侧向间隙的流动。例如，密封元件使得容纳在该空间中的空气在到达间隙之前失去其能量、或者被偏转或阻挡。

在本申请中，“刚性”是指非柔性的或不能弹性变形的元件或材料。因此，刚性元件或刚性材料是不能弹性变形的元件。我们所说的“柔性”是指能弹性变形的元件或材料。

在本申请中，“密封”是指减少或消除两个元件之间的气体泄漏。如果这两个元件密封接触，则防止了气体泄漏。在没有接触的情况下，例如，在元件之间的间隙被减小以使这些元件之间的泄漏最小化的情况下，通过在元件之间流动的气体的能量损失来提供密封。

根据本发明的反向器可以包括被单独地采用的或被彼此组合地采用的以下特征中的一项或多项：

-整流罩各自为大致三角形形状或截头锥形形状；

-在上述上游位置处，网格被上游环形结构或环形盖覆盖；

-这些整流罩中的每一个整流罩在盖的下游环形部段的连续部中延伸，因此被集成到该下游部段；

-移动装置包括至少一个致动器；

-该装置或致动器包括附接到所述结构的第一轴向端部(特别是上游端部)以及附接到盖的第二轴向端部(特别是下游端部)；

-网格包括附接到所述结构的上游端部或附接到盖的下游端部；

-襟翼中的每一个襟翼不具有沿着襟翼的上游边缘的密封元件；

-第一密封元件装配并附接到每个襟翼的壁的外表面和/或整流罩的外表面；

-第一密封元件集成到襟翼的壁和/或整流罩中；

-第一密封元件至少部分地(或全部)是刚性的；

-第一密封元件：

-包括沿着襟翼的侧向边缘延伸的第一可弹性变形纵向构件以及沿着整流罩的侧向边缘延伸的第二刚性纵向构件，第二刚性纵向构件在第一位置处通过密封支撑与第一构件配合，

-或者相反地，包括沿着整流罩的侧向边缘延伸的第一可弹性变形纵向构件以及沿着襟翼的侧向边缘延伸的第二刚性纵向构件，第二刚性纵向构件在第一位置处通过密封支撑与第一构件配合；

-第一构件的横截面为圆形或椭圆形；

-第一构件包括至少一个密封唇部；

-密封支撑是相对于轴线径向定向的支撑或周向定向的支撑；

-第二构件的横截面为L形或平行六面体形；

-第二构件包括纵向型材部，纵向型材部沿着纵向型材部所附接到的边缘延伸，并且纵向型材部在该边缘上形成径向超出厚度；

-型材部包括纵向边沿，纵向边沿形成第二构件所附接到的边缘的侧向延伸部；

-第一密封元件：

-包括沿着襟翼的侧向边缘延伸的第一刚性纵向构件以及可选的沿着整流罩的侧向边缘延伸的第二刚性纵向构件，第二刚性纵向构件在第一位置处与第一构件以预定间隙分隔开，

-或者相反地，包括沿着整流罩的侧向边缘延伸的第一刚性纵向构件以及可选的沿着襟翼的侧向边缘延伸的第二刚性纵向构件，第二刚性纵向构件在第一位置处与第一构件以预定间隙分隔开；

-间隙是相对于轴线的径向间隙或周向间隙。

-襟翼中的每一个襟翼包括：

-至少一个第二密封元件，至少一个第二密封元件位于壁的外表面上和/或盖的下游部段的上游端部上，该第二密封元件沿着襟翼的下游边缘延伸，以在第一位置处对沿着该边缘的泄露进行密封或减少沿着该边缘的泄露；

-第二元件与第一元件相同；

-第二密封元件装配并附接到盖的下游部段的上游端部和/或外表面；

-第二密封元件集成到襟翼的壁中和/或集成在盖的下游部段的上游端部上；

-第二密封元件至少部分地(或整体地)是刚性的。

本发明还涉及一种飞行器推进单元，该飞行器推进单元包括涡轮风扇发动机和如上所述的推力反向器。

附图说明

通过以非限制性示例的方式并且参照附图做出的以下描述，本发明将被更好地理解，并且本发明的其它细节、特征以及优点将变得更清楚，在附图中：

[图1]图1是处于直接喷射位置的根据现有技术的推力反向器的纵向横截面的局部示意图；

[图2]图2是处于推力反向位置的图1中的推力反向器的纵向横截面的局部示意图；

[图3]图3是处于直接喷射位置的推力反向器的示意性透视图；

[图4]图4是处于推力反向位置的图3的推力反向器的示意性透视图；

[图5]图5是推力反向器的局部示意性透视图，并且示出了处于直接喷射位置的该反向器的整流罩和襟翼；

[图6]图6是沿着图5的直线VI-VI的示意性横截面；

[图7]图7是沿着图5的直线VII-VII的示意性横截面视图；

[图8]图8是与图5类似的视图并且示出了本发明的第一实施例；

[图9]图9是与图5类似的视图并且示出了本发明的第二实施例；

[图10]图10是与图5类似的视图并且示出了本发明的第三实施例；以及

[图11]图11是与图5类似的视图并且示出了本发明的第四实施例。

具体实施方式

上文已经描述了图1至图7。

现在参照图8至图12，图8至图12示出了用于飞行器涡轮喷气发动机短舱的根据本发明的推力反向器30的多个实施例。

关于图1至图7的以上描述适用于根据本发明的推力反向器30。

该反向器30特别包括：

-围绕用于次级流的环形流动通道延伸的上游环形固定结构，该结构包括在图1和图2所示的示例中的外壳15和偏转元件19，

-围绕反向器30的轴线A分布的偏转网格13，

-至少一个环形盖9，至少一个环形盖可以相对于固定结构从上游位置(图1、图3、图5和图6)轴向平移到下游推力反向位置(图2和图4)，在上游位置处，网格13被覆盖，在下游推力反向位置处，网格13未被覆盖，该盖9包括上游环形部段9a和下游环形部段9b，

-由盖9承载的整流罩20，在所示的示例中，这些整流罩9围绕轴线A分布，并且每个整流罩具有大致三角形或截头锥形的形状，这些整流罩20中的每一个整流罩在盖9的上游部段9a内并且在距盖的上游部段一距离处延伸，并且每个整流罩包括下游基部20a、上游尖端20b和两个侧向边缘20c，下游基部连接到盖9的下游环形部段9b的上游端部9ba，两个侧向边缘将尖端20b连接到基部20a，

-襟翼10，襟翼用于使次级流F11偏转并穿过网格13，襟翼10围绕轴线A分布并安装在整流罩20之间，襟翼10能从当盖9处于上游位置时的第一位置(图1、图3、图5和图6)移动到当盖9处于其下游位置时的第二位置(图2和图4)，在第一位置处，襟翼10在盖的上游部段9a内并在与盖的上游部段相距一距离处延伸、以及在相邻整流罩20的延伸部中延伸，在第二位置处，襟翼10延伸到通道6中以使次级流F11偏转。

襟翼10中的每一个襟翼包括：

°上游边缘10a，上游边缘被设计成在第一位置处与上游结构齐平，

°下游边缘10b，下游边缘被设计成在第一位置处与盖9的下游部段9b的上游端部9ba齐平，以及

°侧向边缘10c，侧向边缘中的每一个侧向边缘包括两个部分(分别为上游部分10c1和下游部分10c2)。襟翼10的侧向边缘10c的这些上游部分10c1旨在在第一位置处与相邻襟翼10的侧向边缘10c的上游部分10c1齐平，襟翼10的侧向边缘10c的下游部分10c2旨在一方面在第一位置处与整流罩20的侧向边缘20c齐平，另一方面在第二位置处与襟翼10的侧向边缘10c的下游部分10c2齐平。

反向器30还包括用于使盖9和襟翼10在上述位置之间移动的致动器20。

襟翼10中的每一个襟翼包括刚性壁32，刚性壁延伸到上游边缘10a、下游边缘10b和侧向边缘10c，并且限定上游边缘、下游边缘和侧向边缘。该壁32包括空气动力学内表面32a和外表面32b，外表面在第一位置处面对盖9的上游部段9a。该壁32例如由铝、热固性复合材料或热塑性复合材料制成。

根据本发明，反向器30还包括位于每个襟翼10的壁32的外表面32b上和/或整流罩20的外表面20d上的密封元件。

优选地，密封元件沿着襟翼10的外周边缘和整流罩20的外周边缘延伸。沿着侧向边缘10c延伸的密封元件被称为第一密封元件，附图标记为34，并且沿着整流罩20的侧向边缘20c延伸的密封元件被称为第一密封元件，附图标记

为36。这些第一密封元件34、36在第一位置处通过沿着这些侧向边缘10c、20c

的侧向流的能量损失来提供密封。

附图标记为38的第二密封元件是沿着襟翼的下游边缘10b延伸的密封元件，附图标记为40的第二密封元件是沿着与盖9的下游部段9b的上游端部9ba面对的边缘延伸的密封元件。这些第二密封元件38、40在第一位置处提供沿着这些边缘10b的密封。

图8至图11示出了可以使用这些密封元件34至40的多个实施例。虽然附图示出了襟翼10的边缘10c与整流罩的边缘20c之间的密封(和密封元件34、36)的特定情况，但是这些附图和相关描述可转用于两个相邻襟翼10的两个边缘10c之间的密封(和密封元件34、36)的情况、以及襟翼的边缘10b与盖9的下游部段9b的上游端部9ba之间的密封(和密封元件38、40)的情况。

在图8所示的第一实施例中，襟翼10的第一密封元件34包括第一可弹性变形纵向构件42，第一可弹性变形纵向构件沿着襟翼10的侧向边缘10c延伸。

整流罩20的第一密封元件36包括第二刚性纵向构件44，第二刚性纵向构件沿着整流罩20的侧向边缘20c延伸并且在所述第一位置处通过密封支撑与构件42配合。

然而，图8所示的相反构造也是可能的。构件42可以沿着整流罩20的侧向边缘20c延伸，构件44可以沿着襟翼10的侧向边缘10c延伸。

尽管这不是限制性的，第一构件42特别地当在无应力状态下静止时具有圆形或椭圆形的横截面形状。优选地，该构件42具有实心横截面并且例如由弹性体制成。

在所示的示例中，构件42、44之间的密封支撑C1是相对于反向器30的轴线A径向定向的支撑。

第二构件44包括纵向型材部，纵向型材部沿着边缘20c延伸并且在该边缘上形成径向超出厚度。该构件44或该型材部包括纵向边沿46，纵向边沿形成边缘20c的侧向延伸部并且该纵向边沿46在外侧覆盖襟翼的边缘10c，以沿径向方向支承在构件42上。在该实施例中，构件44的横截面或型材部的横截面为大致L形。

在图9中示出的实施例与之前的实施例的不同之处在于构件44不包括边沿46，并且构件42、44之间的密封支撑C2是相对于反向器30的轴线A周向定向的支撑。构件44的一个纵向侧部或型材部的一个纵向侧部周向地支撑在构件42上。在该实施例中，构件44的横截面或型材部的横截面大致为平行六面体形。

图9所示的相反的构造也是可能的。构件42可以沿着整流罩20的侧向边缘20c延伸，构件44可以沿着襟翼10的侧向边缘10c延伸。

图10所示的实施例与第一实施例的不同之处在于不存在构件42。仅构件44存在于整流罩20上。在第一密封元件之间也没有任何密封支撑。

整流罩与襟翼之间的密封由构件44与襟翼的侧向边缘10c之间的预定间隙来确保。在所示的示例中，该间隙R1沿径向方向定向。

构件44还具有L形横截面并且包括边沿46，边沿覆盖襟翼的侧向边缘10c并且与该边缘以径向间隙R1分隔开。

图10所示的相反的构造也是可能的。构件44可以沿着襟翼10的侧向边缘10c延伸，并且与整流罩的边缘20c一起限定径向间隙R1。

在图11所示的实施例中，襟翼10的第一密封元件34包括第一刚性纵向构件48，第一刚性纵向构件沿着襟翼10的侧向边缘10c延伸。

整流罩20的第一密封元件36包括第二刚性纵向构件44，第二刚性纵向构件沿着整流罩20的侧向边缘20c延伸。

在该示例中，构件42、44中的每一个构件包括纵向型材部，纵向型材部沿着对应边缘延伸并且在该边缘上形成径向超出厚度。每个构件42、44或型材部的横截面通常具有平行六面体形状。

整流罩20与襟翼10之间的密封由构件42、44之间的预定间隙来确保。在所示的示例中，该间隙R2周向地定向。

在图8至图11所示的各种实施例中，用于密封元件的刚性材料可以是金属、复合材料或热塑性塑料、等。所使用的柔性材料可以是弹性体或橡胶。在柔性密封元件存在的情况下，通过支撑来获得密封，并且当部件经受相对移动时，可以保持该支撑。在不存在柔性密封元件的情况下，通过形成对空气的穿过进行限制的挡板或障碍物来实现密封。通过优化构件的尺寸和型材部的尺寸(L、R1、R2、H1、H2等)，特别是优化对挡板或重叠部进行限定的部分的尺寸，可以优化组件的密封。此外，部件之间不发生接触能够降低磨损的风险。

由于本发明使得能够提供对上述问题的解决方案，而不影响襟翼的空气动力学内表面，因此本发明特别有利，襟翼的空气动力学内表面必须由刚性壁限定，以不改变襟翼的偏转和声学性能。

Claims (15)

1.一种用于飞行器涡轮风扇发动机的短舱的推力反向器(30)，该推力反向器具有围绕轴线(A)的大致环形形状，并且该推力反向器包括：

-上游环形固定结构(15，19)，所述上游环形固定结构围绕用于次级流(F11)的环形通道(6)延伸，

-偏转网格(13)，所述偏转网格围绕所述轴线分布，

-至少一个环形盖(9)，所述至少一个环形盖能相对于所述固定结构从上游位置轴向平移到下游推力反向位置，在所述上游位置处，所述网格(13)被覆盖，在所述下游推力反向位置处，所述网格未被覆盖，该盖(9)包括上游环形部段(9a)和下游环形部段(9b)，

-由所述盖(9)承载的整流罩(20)，这些整流罩围绕所述轴线(A)分布，这些整流罩中的每一个整流罩在所述盖(9)的上游部段(9a)内并且在距所述盖的上游部段一距离处延伸，并且每个整流罩包括下游基部(20a)、上游尖端(20b)以及两个侧向边缘(20c)，所述下游基部连接到所述盖(9)的下游环形部段(9b)的上游端部(9ba)，所述两个侧向边缘将所述尖端连接到所述基部，

-偏转襟翼(10)，所述偏转襟翼用于使所述次级流(F11)偏转并穿过所述网格(13)，所述襟翼围绕所述轴线(A)分布并安装在所述整流罩(20)之间，所述襟翼能从当所述盖(9)处于所述上游位置时的第一位置移动到当所述盖(9)处于其下游位置时的第二位置，在所述第一位置处，所述襟翼在所述盖(9)的上游部段(9a)内并在与所述盖的上游部段相距一距离处延伸、并且在相邻整流罩(20)的延伸部中延伸，在所述第二位置处，所述襟翼延伸到所述通道(6)中以使所述次级流(F11)偏转，这些襟翼(10)中的每一个襟翼包括：

°上游边缘(10a)，所述上游边缘被设计成在所述第一位置处与所述上游结构齐平，

°下游边缘(10b)，所述下游边缘旨在在所述第一位置处与所述盖(9)的下游部段(9b)的上游端部(9ba)齐平，以及

°侧向边缘(10c)，所述侧向边缘中的每一个侧向边缘包括两个部分，所述两个部分分别为上游部分(10c1)和下游部分(10c2)，所述襟翼(10)的侧向边缘(10c)的上游部分(10c1)旨在在所述第一位置处与相邻襟翼的侧向边缘的上游部分(10c1)齐平，所述襟翼(10)的侧向边缘(10c)的下游部分(10c2)旨在一方面在所述第一位置处与所述整流罩(20)的侧向边缘(20c)齐平，另一方面在所述第二位置处与所述襟翼(10)的侧向边缘(10c)的下游部分(10c2)齐平，

-以及移动装置(21)，所述移动装置用于使所述盖(9)和所述襟翼(10)移动，

其中，所述襟翼(10)中的每一个襟翼包括刚性壁(32)，所述刚性壁延伸到所述上游边缘(10a)、所述下游边缘(10b)以及所述侧向边缘(10c)并限定这些边缘，该壁(32)包括空气动力学内表面(32a)和外表面(32b)，所述外表面在所述第一位置处面对所述盖(9)的上游部段(9a)，

并且所述反向器(30)还包括：

-第一密封元件(34，36)，所述第一密封元件位于每个襟翼(10)的壁(32)的外表面(32b)上和/或所述整流罩(20)的外表面(20d)上，这些第一密封元件沿着所述襟翼(10)的和/或所述整流罩(20)的侧向边缘(10c，20c)延伸，以在所述第一位置处提供沿着这些边缘的密封。

2.根据权利要求1所述的推力反向器(30)，其中，所述第一密封元件(34，36)：

-包括沿着所述襟翼(10)的侧向边缘(10c)延伸的第一可弹性变形纵向构件(42)以及沿着所述整流罩(20)的侧向边缘(20c)延伸的第二刚性纵向构件(44)，所述第二刚性纵向构件在所述第一位置处通过密封支撑与所述第一构件(42)配合，

-或者相反地，包括沿着所述整流罩的侧向边缘延伸的第一可弹性变形纵向构件以及沿着所述襟翼的侧向边缘延伸的第二刚性纵向构件，所述第二刚性纵向构件在所述第一位置处通过密封支撑与所述第一构件配合。

3.根据权利要求2所述的推力反向器(30)，其中，所述密封支撑是相对于所述轴线径向定向的支撑或周向定向的支撑。

4.根据权利要求2或3所述的推力反向器(30)，其中，所述第二构件(44)的横截面为L形或平行六面体形。

5.根据权利要求2至4中任一项所述的推力反向器(30)，其中，所述第二构件(44)包括纵向型材部，所述纵向型材部沿着所述纵向型材部所附接到的边缘延伸，并且所述纵向型材部在该边缘上形成径向超出厚度。

6.根据权利要求5所述的推力反向器(30)，其中，所述型材部包括纵向边沿(46)，所述纵向边沿形成所述第二构件(44)所附接到的边缘的侧向延伸部。

7.根据权利要求1所述的推力反向器(30)，其中，所述第一密封元件：

-包括沿着所述襟翼(10)的侧向边缘(10c)延伸的第一刚性纵向构件(48)以及可选的沿着所述整流罩(20)的侧向边缘(20c)延伸的第二刚性纵向构件(44)，所述第二刚性纵向构件在所述第一位置处与所述第一构件(48)以预定间隙(R1，R2)分隔开，

-或者相反地，包括沿着所述整流罩的侧向边缘延伸的第一刚性纵向构件以及可选的沿着所述襟翼的侧向边缘延伸的第二刚性纵向构件，所述第二刚性纵向构件在所述第一位置处与所述第一构件以预定间隙分隔开。

8.根据权利要求7所述的推力反向器(30)，其中，所述间隙是相对于所述轴线(A)的径向间隙(R1)或周向间隙(R2)。

9.根据前述权利要求中任一项所述的推力反向器(30)，其中，所述襟翼(10)中的每一个襟翼包括：

-第二密封元件(38，40)，所述第二密封元件位于所述壁(32)的外表面(32b)上和/或所述盖(9)的下游部段(9b)的上游端部(9ba)上，该第二密封元件沿着所述襟翼的下游边缘(10b)延伸，以在所述第一位置处对沿着该边缘的泄露进行密封或减少沿着该边缘的泄露。

10.根据权利要求9所述的推力反向器(30)，其中，所述第二密封元件装配并附接到所述盖的下游部段的上游端部和/或外表面。

11.根据权利要求9所述的推力反向器(30)，其中，所述第二密封元件集成到所述襟翼的壁中和/或集成在所述盖的下游部段的上游端部上。

12.根据前述权利要求中任一项所述的推力反向器(30)，其中，所述襟翼中的每一个襟翼不具有沿着所述襟翼的上游边缘的密封元件。

13.根据前述权利要求中任一项所述的推力反向器(30)，其中，所述第一密封元件装配并附接到每个襟翼的壁的外表面和/或所述整流罩的外表面。

14.根据权利要求1至12中任一项所述的推力反向器(30)，其中，所述第一密封元件集成到所述襟翼的壁和/或所述整流罩中。

15.一种用于飞行器的推进单元，所述推进单元包括涡轮风扇发动机和根据前述权利要求中任一项所述的推力反向器(30)。