FR2750168A1 - Unite de propulsion pour avion, comportant un dispositif d'inversion de poussee - Google Patents
Unite de propulsion pour avion, comportant un dispositif d'inversion de poussee Download PDFInfo
- Publication number
- FR2750168A1 FR2750168A1 FR9707797A FR9707797A FR2750168A1 FR 2750168 A1 FR2750168 A1 FR 2750168A1 FR 9707797 A FR9707797 A FR 9707797A FR 9707797 A FR9707797 A FR 9707797A FR 2750168 A1 FR2750168 A1 FR 2750168A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- flow
- wall
- duct
- unit according
- boundary surface
- 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.)
- Granted
Links
Classifications
-
- 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
- F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
- F15D—FLUID DYNAMICS, i.e. METHODS OR MEANS FOR INFLUENCING THE FLOW OF GASES OR LIQUIDS
- F15D1/00—Influencing flow of fluids
- F15D1/10—Influencing flow of fluids around bodies of solid material
- F15D1/12—Influencing flow of fluids around bodies of solid material by influencing the boundary layer
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
L'invention concerne une unité de propulsion pour avion. Cette unité (10) comprend un dispositif d'inversion de poussée (20) pourvu d'une structure de réorientation de l'écoulement et comportant une paroi aval (25) contre laquelle un écoulement de fluide gazeux circule dans une première direction en étant dévié dans une seconde direction, la paroi amont (27) étant pourvue d'éléments saillants servant à produire des tourbillons qui empêchent ou retardent la séparation de la couche limite à partir de la surface limite de cette paroi. Application aux turbopropulseurs pour avions.
Description
L'invention concerne des unités de propulsion pour avions et a trait
notamment à une unité de propulsion pour avions comportant un conduit de sortie du jet de propulsion, dans laquelle un fluide gazeux est véhiculé dans une première direction d'écoulement prédéterminée de manière à sortir au niveau d'une extrémité de sortie du conduit en produisant une poussée avant, et comportant un dispositif d'inversion de poussée comportant une structure de réorientation de l'écoulement pour dériver un fluide gazeux dans le conduit ou dans le fluide gazeux sortant de l'extrémité de sortie du conduit pour réorienter l'écoulement de la première direction d'écoulement vers une seconde direction d'écoulement pour produire une inversion
de poussée.
Lorsque l'unité de propulsion est une unité à turbosoufflante comportant un moteur-noyau produisant un écoulement de noyau primaire, et un conduit de soufflante produisant un écoulement de soufflante secondaire, on peut obtenir une inversion de poussée au moyen d'une ou plusieurs structures servant à réorienter la poussée et qui agit sur l'écoulement de la soufflante ou sur l'écoulement du noyau ou à la fois sur l'écoulement de la soufflante et
sur l'écoulement du noyau.
On peut obtenir une inversion de poussée au moyen d'une ou de plusieurs d'une variété de structures différentes de redirection de poussée, incluant sans y être limitées: (a) L'utilisation de capots de translation, qui exposent des aubes de type cascade qui tendent à dévier l'écoulement dans une direction dirigée vers l'avant en liaison avec un dispositif servant à bloquer l'écoulement normal. Ces systèmes sont connus comme étant des inverseurs de poussée de type cascade, que l'on peut utiliser pour faire dévier soit l'écoulement
de la soufflante, soit l'écoulement du noyau.
(b) L'utilisation de portes qui tournent et bloquent simul-
tanément l'écoulement et le redirigent pour une inversion de la poussée. Ces systèmes sont connus comme étant des inverseurs à portes en pétales, étant donné qu'ils dévient uniquement l'écoulement de la soufflante, et des inverseurs cibles s'ils dévient à la fois l'écoulement de la soufflante et l'écoulement du noyau. Les portes possèdent fréquemment des plaques d'extrémité et des plaques latérales pour commander et
favoriser la déviation de l'écoulement.
Toutes les structures de ce type servant à réorienter un écoulement comprennent une paroi aval de réorientation de l'écoulement, que rencontre l'écoulement de fluide pour dévier l'écoulement afin de réaliser une inversion de la poussée, et une paroi amont, autour de laquelle l'écoulement de fluide est dévié. En plus de l'effet de rotation produit par la paroi aval et également par les aubes de type cascade dans le cas d'un inverseur de poussée de type cascade, la paroi amont, autour de laquelle l'écoulement de la soufflante est dévié, favorise également la déviation de l'écoulement en raison de l'effet Coanda, et contribue à diriger l'écoulement le long d'obstacles structurels et à le faire pénétrer dans une ouverture de
sortie ou jusqu'aux aubes de type cascade.
Un but de l'invention est de fournir, dans une structure servant à réorienter un écoulement, des moyens pour améliorer l'efficacité de la paroi amont, en
favorisant ainsi une déviation de l'écoulement.
Selon un premier aspect de la présente invention, il est prévu une unité de propulsion pour avion comportant un conduit de sortie du jet de propulsion, dans laquelle un fluide gazeux est véhiculé dans une première direction d'écoulement prédéterminée pour être déchargé par une extrémité de sortie du conduit lors de la production d'une poussée avant, et comportant un dispositif d'inversion de poussée pour dériver un fluide gazeux présent dans le conduit ou un fluide gazeux sortant par l'extrémité de sortie du conduit de manière à réorienter l'écoulement de la première direction d'écoulement vers une seconde direction d'écoulement pour produire une poussée inverse, et dans laquelle le dispositif d'inversion de poussée comprend une structure de réorientation de l'écoulement, qui comprend une paroi aval de réorientation de l'écoulement, que vient frapper l'écoulement de fluide dans la première direction d'écoulement de sorte que l'écoulement est dévié dans la seconde direction d'écoulement, et une paroi amont autour de laquelle l'écoulement de fluide est dévié et qui possède une surfaçe limite formée de manière à favoriser l'adhérence d'une couche limite de l'écoulement de fluide réorienté sur la surface limite, caractérisée en ce que la surface limite de la paroi amont est en outre conformée de manière à produire des tourbillons qui empêchent ou retardent la séparation de
la couche limite à partir de la surface limite.
Dans une forme de réalisation de l'invention qui sera décrite plus loin, la paroi amont s'étend à partir du conduit de sortie du jet de propulsion de manière à former une surface limite courbe continue ayant, au-dessus d'au moins une partie de la paroi, une courbure telle qu'elle favorise l'adhérence de la couche limite de l'écoulement de fluide réorienté, et la surface limite courbe est interrompue de façon sélective pour la production de tourbillons dans la couche limite de manière à empêcher ou
retarder une séparation de la couche limite.
Dans une forme de réalisation de l'invention qui sera décrite plus loin, la paroi amont est moulée avec ou équipée d'éléments saillants qui font saillie à partir de la surface limite, dans la région du bord d'attaque de la surface pour produire des tourbillons dans la couche limite. Les éléments saillants possèdent la forme de plaques fixées au bord avant de la paroi amont. Sinon, lorsque la paroi amont se présente sous la forme d'une plaque courbe et est fixée au niveau de son bord avant à la structure de support par des éléments de fixation, lorsqu'ils sont dans leurs positions de fixation, les éléments de fixation sont disposés de manière à faire saillie à partir de la surface limite de manière à être utilisés en tant qu'éléments saillants produisant les tourbillons. Dans une forme de réalisation de l'invention qui sera décrite plus loin, l'unité de propulsion est logée dans une structure de support, une ouverture est prévue dans la paroi extérieure de la structure de support, la paroi amont de la structure servant à diriger l'écoulement s'étend depuis une partie avant de l'ouverture formée dans la paroi du conduit de direction du jet de propulsion en direction d'une région avant de l'ouverture dans la paroi extérieure de la structure de support, dans la position inactive, le dispositif d'inversion de poussée ferme l'ouverture et la paroi amont maintient la paroi aval rétractée, et, dans sa position opérationnelle, le dispositif d'inversion de poussée expose l'ouverture et la paroi amont et positionne ainsi la paroi aval de manière à fermer le conduit de sortie du jet de propulsion en aval de
l'ouverture de la paroi de ce conduit.
Dans une forme de réalisation de l'invention qui sera décrite plus loin, l'unité de propulsion est une unité à turbosoufflante qui comprend un conduit de soufflante et le conduit de sortie du jet de propulsion est le conduit de
soufflante de l'unité.
Dans une autre forme de réalisation de l'invention, l'unité de propulsion est une unité à turbosoufflante comportant un moteur- noyau à turbine produisant un écoulement de fluide primaire dans un conduit de refoulement servant à réaliser un refoulement à partir de l'extrémité de sortie du conduit, et le conduit de sortie du jet de propulsion est le conduit de refoulement du moteur- noyau. Dans une forme de réalisation de l'invention qui sera décrite plus loin, dans sa position inactive, le dispositif d'inversion de poussée maintient la paroi aval rétractée et, dans la position active, positionne la paroi aval de manière à amener l'écoulement de fluide sortant de l'extrémité de sortie du conduit de sortie du jet de propulsion, à rencontrer cette paroi de manière à dévier l'écoulement refoulé dans la seconde direction d'écoulement et la paroi amont de la structure de réorientation de l'écoulement est disposée de manière à s'écarter de l'extrémité de sortie du conduit de sortie du jet de
propulsion.
Dans une forme de réalisation préférée de l'invention qui sera décrite plus loin, dans laquelle l'unité de propulsion est une unité à turbosoufflante et le conduit de sortie du jet de propulsion est le conduit de soufflante de cette unité, l'ouverture aménagée dans le conduit de soufflante est obtenue par déplacement arrière d'une partie arrière mobile de la paroi extérieure du conduit de soufflante. De préférence, la paroi aval est montée sur et de manière à pouvoir se déplacer avec la partie arrière mobile de la paroi extérieure du conduit de soufflante et s'étend vers l'extérieur à partir d'un bord
avant de la partie arrière mobile.
En outre lorsque le dispositif d'inversion de poussée est dans sa position active, la partie arrière mobile de la paroi extérieure du conduit de la soufflante prend une disposition dans laquelle son bord avant est situé au voisinage de la paroi intérieure du conduit de la soufflante et de la paroi aval du dispositif d'inversion de poussée, et la paroi aval du dispositif d'inversion de poussée prend une position, dans laquelle elle s'étend en travers du conduit de la soufflante depuis le bord avant de la partie arrière mobile de la paroi extérieure du conduit de la soufflante jusqu'à une région arrière de l'ouverture
située dans la paroi extérieure de la structure de support.
Dans une forme de réalisation de l'invention qui sera décrite plus loin, la paroi aval du dispositif d'inversion de poussée possède une surface limite courbe complémentaire de la surface limite courbe de la paroi amont. De préférence le dispositif d'inversion de poussée est dans la position inactive, la paroi aval est située au
voisinage de la surface limite de la paroi amont.
Selon un second aspect de la présente invention, il est prévu une unité de propulsion pour avion comprenant un conduit de sortie du jet de propulsion, dans laquelle un fluide gazeux est véhiculé dans une première direction d'écoulement prédéterminée pour être déchargé par une extrémité de sortie du conduit lors de la production d'une poussée avant, et comportant un dispositif d'inversion de poussée pour dériver un fluide gazeux présent dans le conduit ou un fluide gazeux sortant par l'extrémité de sortie du conduit de manière à réorienter l'écoulement de la première direction d'écoulement vers une seconde direction d'écoulement pour produire une poussée inverse, et dans laquelle le dispositif d'inversion de poussée comprend une structure de réorientation de l'écoulement, qui comprend une paroi aval de réorientation de l'écoulement que vient frapper l'écoulement de fluide dans la première direction d'écoulement de sorte que l'écoulement est dévié dans la seconde direction d'écoulement, et une paroi amont autour de laquelle l'écoulement de fluide est dévié et qui possède une surface limite formée de manière à favoriser l'adhérence d'une couche limite de l'écoulement de fluide réorienté sur la surface limite, caractérisée en ce que des moyens de convoyage du fluide sont prévus pour amener le fluide gazeux à traverser la surface limite de la paroi amont pour empêcher ou retarder la séparation de la couche limite par
rapport à la surface limite.
Selon un troisième aspect de la présente invention, il est prévu une unité de propulsion pour avion selon le premier aspect de l'invention, qui est en outre caractérisée par le fait que des moyens de convoyage de fluide sont destinés à amener le fluide gazeux à traverser la surface limite de la paroi amont pour empêcher ou retarder la séparation de la couche limite à partir de la
surface limite.
Selon une forme de réalisation conformément au second ou troisième aspect de l'invention, la paroi amont comporte une face avant et une face arrière et les moyens de convoyage du fluide comprennent une pluralité d'ouvertures d'écoulement, qui s'étendent de la face avant vers la face arrière, et des moyens formant conduit pour convoyer le fluide gazeux depuis la face arrière de la paroi jusqu'à une région ou source de différence de pression en réponse à une différence de pression entre la pression du fluide au niveau de la surface limite de la paroi et la pression au niveau de la région ou source de
différence de pression.
La source de différence de pression peut être une pompe à vide. Lorsque l'unité de propulsion est une unité turbosoufflante comprenant un conduit de soufflante, la zone à différence de pression peut être une zone à basse pression située dans le conduit de soufflante en amont de la paroi amont de la structure de réorientation de l'écoulement. Lorsque le fluide gazeux est envoyé au conduit de soufflante par l'intermédiaire d'une structure d'admission en forme de nacelle, la zone à différence de pression peut être une zone à basse pression au niveau du bord d'attaque de la structure d'admission en forme de
nacelle.
Sinon, lorsque l'installation à soufflante comprend un compartiment de soufflante, la zone à différence de pression peut être une zone à basse pression dans le
compartiment de soufflante.
D'autres caractéristiques et avantages de la
présente invention ressortiront de la description donnée
ci-après prise en référence aux dessins annexés, sur lesquels: - la figure 1 représente une coupe transversale schématique d'une unité de propulsion à turbosoufflante d'avion comprenant un dispositif d'inversion de poussée de type cascade dans l'écoulement de soufflante, comportant une soufflante de réorientation de l'écoulement et possédant une forme classique, hormis dans la mesure o la paroi amont de la structure de réorientation de l'écoulement est modifiée conformément à l'invention; - la figure 2 est une coupe schématique d'une partie de la structure de réorientation de l'écoulement du dispositif d'inversion de poussée représenté sur la figure 1, à plus grande échelle, montrant la paroi amont de la structure modifiée conformément à un premier aspect de l'invention; - la figure 3 est une coupe schématique d'une partie de la structure de réorientation de l'écoulement du dispositif d'inversion de poussée représenté sur la figure 1, à plus grande échelle, montrant la paroi amont de la structure modifiée conformément à un second aspect de l'invention; - la figure 4 est une coupe transversale schématique d'une structure de réorientation de l'écoulement, qui est représentée dans la position active pour l'inversion de poussée et qui comporte une paroi amont selon le premier ou le second aspect de l'invention, la structure étant en outre modifiée conformément à une forme de réalisation préférée de l'invention; et - la figure 5 est une coupe transversale schématique de la structure de réorientation de l'écoulement, qui est représentée sur la figure 4, hormis
que la structure est dans sa position inactive.
En se référant tout d'abord à la figure 1, on y voit représentée schématiquement une unité de propulsion 10 à turbosoufflante pour avion, qui comporte un moteur-noyau 11, qui est monté dans un capot de noyau 12 et qui entraîne une unité de soufflante 13 renfermée à l'intérieur d'une structure en forme de nacelle 14. La structure en forme de nacelle 14 comprend, au niveau de son extrémité avant, un capot d'entrée 15 possédant un bord qui définit une ouverture d'admission 17, une section formant capot le soufflante 18 formée par des portes classiques de capot de soufflante et possédant une paroi intérieure 19 qui dirige l'air depuis l'ouverture d'admission 17 en direction de l'entrée de l'unité de soufflante 13 et de l'entrée du
moteur-noyau 11.
Directement en aval de la section 18 formant capot de soufflante est disposé un inverseur de poussée de type cascade 20, qui est représenté sur la figure 3 dans sa position active d'inversion de poussée. L'inverseur de poussée 20 comprend un manchon translatable 21 qui peut être amené par translation depuis une position inactive, dans la position représentée, dans laquelle il est en butée contre la section 18 formant capot de soufflante de la structure en forme de nacelle 14 et définit un conduit 22 de la soufflante pour l'écoulement d'air dirigé de la soufflante en direction d'une ouverture de refoulement 23
lors de la production d'une poussée dirigée vers l'avant.
Dans la position représentée sur la figure 1, le manchon de translation 21 a été translatée vers l'arrière de manière à former une ouverture 24, vers laquelle l'écoulement délivré par la soufflante est réorienté par fermeture du conduit de soufflante 22 par des éléments de déviation aval 25 de réorientation de l'écoulement et qui font partie de la structure de réorientation de l'écoulement de l'inverseur de poussée. Des aubes de type cascade 26 s'étendent en travers de l'ouverture 24 et servent à faciliter la réorientation de l'écoulement de la
soufflante par les éléments de déviation 25.
En amont des éléments de déviation 25 est disposée une paroi amont 27 servant à diriger l'écoulement, autour
de laquelle l'écoulement réorienté de la soufflante tourne.
La paroi amont 27 possède un profil convexe et fournit une surface limite convexe qui coopère à produire l'adhérence de la couche limite de l'écoulement réorienté de la
soufflante en raison de l'effet Coanda.
La paroi amont 27 conforme à l'invention est en outre conformée de manière à améliorer l'adhérence de la couche limite de l'écoulement de la soufflante, comme cela
va maintenant être décrit en référence aux figures 2 et 3.
En référence à la figure 2, on voit que la paroi amont 27 s'étend à partir de la structure extérieure de support 28 du conduit de la soufflante pour former une surface limite continue incurvée qui s'étend depuis son bord avant 29 jusqu'à son bord arrière 30 et possède une courbure choisie de manière à obtenir une adhérence
optimale de la couche limite.
Pour améliorer plus encore l'adhérence de la couche limite au moyen de la paroi amont 27, une pluralité de petites plaques 31 sont prévues autour du bord avant 29 de la paroi, ces plaques faisant apparaître dans l'écoulement de la soufflante et le long de la paroi, des tourbillons qui permettent efficacement d'empêcher ou de retarder la séparation de la couche limite de l'écoulement de la soufflante à partir de la surface limite de la paroi 27, ce qui décale le point de séparation 32 de la couche limite
vers l'extrémité arrière 30 de la paroi 27.
Dans des structures proposées jusqu'alors, la paroi amont possède la forme d'une plaque incurvée et a été fixée par des éléments de fixation qui retiennent le bord avant 29 à la structure de support et sont en retrait dans la paroi de manière à réduire la traînée appliquée à l'écoulement réorienté de la soufflante. Cependant, dans une autre forme de réalisation de l'invention, de tels éléments de fixation peuvent être agencés de manière à former des têtes qui ne sont pas en renfoncement et qui font saillie au-dessus de la surface limite de la paroi 27 de manière à contribuer à la formation de tourbillons. Ceci supprime la nécessité de prévoir des éléments supplémentaires tels que de petites plaques 31 et conduit à
des coûts de fabrication réduits.
En se référant maintenant à la figure 3, on voit que la paroi amont 271 possède le même contour convexe que la paroi 27 représentée sur la figure 2, que les plaques 31 de production de tourbillons prévues dans la forme de réalisation représentée sur la figure 2 sont supprimées et que, conformément au second aspect de la présente invention, la paroi 271 comporte des ouvertures 33 qui sont situées au-dessus d'une région de la paroi, dans laquelle une séparation de la couche limite est susceptible de se produire. Les ouvertures 33 formées dans la paroi 271 sont en communication avec une chambre étanche à l'air 34 formée par la paroi 271 et la structure de support 28. La chambre étanche à l'air 34 est connectée par les moyens formant conduit 36 à une zone ou source de différence de pression 37, qui peut prendre la forme d'une pompe à vide et qui est réglée à une pression inférieure à celle présente au niveau de la couche limite adjacente à la paroi 271. La zone à basse pression 37 peut sinon être le bord du bord d'attaque du capot d'entrée 15 de la structure en forme de nacelle 14 ou de la structure 14 ou du compartiment logeant la soufflante de l'unité à soufflante 13. Il en résulte que l'air est aspiré dans les ouvertures 33 formées dans la paroi 271 de manière à empêcher ou retarder la séparation de la couche limite de l'écoulement réorienté de la soufflante en direction d'un point de séparation 35 au niveau du bord arrière 30 de la paroi 271. La taille des ouvertures 33, leur espacement réciproque et le réseau qu'elles forment sont choisis de manière à fournir le retard le plus grand de séparation dans les conditions d'écoulement au niveau de la couche limite pendant la
poussée inverse.
L'inverseur de poussée de type cascade de l'écoulement de soufflante, décrit en référence à la figure 3 comprend une structure de réorientation de l'écoulement, dans laquelle une translation du manchon de translation 21 vers l'arrière a pour effet que, grâce aux mécanismes de liaison, l'interposition des éléments de déviation aval 25 bloque la partie la plus en arrière du conduit 22 de la soufflante et redirige l'écoulement produit par la soufflante en direction de l'ouverture 24. Un nombre relativement élevé d'éléments de déviation sont nécessaires et, bien qu'ils permettent de fermer efficacement le conduit 22 de la soufflante, ils requièrent pour leur déplacement, l'utilisation de liaisons pivotantes pour chaque élément, ce qui augmente la complexité de l'inverseur dans la partie qui est requise simplement pour
bloquer le conduit 22 de la soufflante.
En se référant maintenant à la figure 4, un dispositif d'inversion de poussée selon une autre forme de réalisation de l'invention comprend un manchon de translation 211, qui est actionné de la même manière que le manchon de translation 21 dans l'inverseur représenté sur la figure 1. les éléments de déviation 25 sont cependant supprimés et le conduit 22 de la soufflante est bloquée par un élément de paroi extérieur 221 du conduit 22, qui se déplace avec le manchon 211 et qui porte, sur son extrémité avant, un élément de paroi de déviation 251 qui est utilisé dans le même but que les éléments de déviation 25 dans
l'agencement représenté sur la figure 1.
Comme on le voit, l'élément de paroi de déviation 251 possède un profil concave et, lorsque le manchon de translation 211 est dans la position d'inversion de la poussée comme représenté sur la figure 4, prend une position, dans laquelle l'écoulement de la soufflante, qui est produit par l'unité à soufflante 13, rencontre cet élément de paroi de déviation et est réorienté en direction
des aubes en cascade 26 et de l'ouverture 24.
Tout en permettant une réorientation moins brusque de l'écoulement produit par la soufflante, l'élément de réorientation 251 est disposé sur l'extrémité 222 de l'élément de paroi 221 du conduit de la soufflante de manière à former une surface complémentaire de celle de la paroi amont convexe 27, 271 de sorte que, lorsque l'inverseur 20 est dans sa position inactive, alors que le manchon de translation 211 est dans sa position avant comme représentée sur la figure 5, l'élément de paroi de déviation 251 est situé à proximité direct de la paroi
amont 27, 271.
Dans les dispositifs d'inversion de poussée décrits en référence aux figures 1 à 5, la paroi amont 27, 271 a été modifiée en fonction des premier et second aspects de la présente invention de manière à améliorer l'écoulement circulant sur cette paroi, à la suite de la réorientation de l'écoulement de la soufflante, qui sort du conduit de
soufflante dans une unité de propulsion à turbosoufflante.
Cependant on notera qu'une telle modification de la paroi amont peut être réalisée pour des dispositifs d'inversion de poussée qui agissent de manière à rediriger l'écoulement
du noyau dans le conduit de refoulement primaire du moteur-
noyau. En outre, lorsque le dispositif d'inversion de poussée agit sur l'écoulement primaire du noyau ou sur l'écoulement secondaire de la soufflante à la suite de sa sortie du conduit de l'écoulement du noyau ou du conduit de la soufflante, l'extrémité de sortie du conduit peut être agencée de la même manière que la paroi amont 27, 271 décrite en référence aux figures 2 et 3 pour faciliter l'adhérence de la couche limite dans l'écoulement réorienté, pourvu que la configuration au niveau de l'extrémité de sortie du conduit permette la formation
d'une paroi d'extrémité profilée.
Au moment o l'inversion de poussée est requise à la suite de l'atterrissage d'un avion, le clapet des gaz du moteur est réglé à une faible valeur, désignée habituellement comme étant le ralenti. Une fois que l'inverseur de poussée est déployé, le réglage du clapet des gaz du moteur est modifié en étant amené à une certaine valeur prédéterminée, connue comme étant la position de réglage de poussée inverse. Cependant quelques secondes peuvent être nécessaires pour que le moteur de turbosoufflante accélère depuis le ralenti jusqu'au réglage de poussée inverse lorsque le pilote commande une inversion de poussée, et cet intervalle de temps est une caractéristique importante de l'opération d'inversion de poussée. On peut tirer parti de la déviation améliorée de l'écoulement au moyen de la paroi amont modifiée 27, 271,
de différentes manières.
Pour obtenir un niveau particulier de poussée d'inversion, il faut choisir un réglage du clapet des gaz du moteur, qui est associé au niveau de poussée inverse, au moyen de l'efficacité de l'inverseur de poussée. On peut utiliser l'efficacité accrue d'un inverseur de poussée incorporant la paroi amont perfectionnée 27, 271 de trois
façons distinctes, indiquées ci-après.
Tout d'abord, on peut obtenir le même niveau de poussée inverse pour un réglage inférieur du clapet des gaz, une réduction de l'usure du moteur, une augmentation de la durée de vie du moteur et une réduction des coûts de maintenance. De même étant donné qu'un réglage plus faible de poussée est requis, le moteur atteint son réglage de poussée avec un retard moins important lors de son accélération à partir de la marche de ralenti en vol, ce qui permet d'obtenir le même niveau de poussée inverse en un intervalle de temps plus court, ce qui conduit à
l'obtention de distances d'arrêt plus courtes.
En second lieu, le réglage de poussée inverse peut rester le même et une force de poussée inverse plus intense est développée. Ceci peut être avantageux si l'on désire augmenter le poids de l'avion, par exemple en augmentant la
charge marchande.
En troisième lieu, la paroi amont perfectionnée 27, 271 favorise une déviation améliorée de l'écoulement, qui dans le cas d'un inverseur du type cascade, requiert que les aubes en cascade exécutent une opération moins intense de déviation de l'écoulement pour la même efficacité de l'inverseur. Ceci permet d'amincir les aubes en cascade etpar conséquent de les alléger.
Pour faire fonctionner l'inverseur de poussée, il est prévu un certain type d'actionnement hydraulique,
pneumatique, électrique ou d'autres moyens d'actionnement.
L'actionneur doit se déplacer sur une distance suffisante pour créer une ouverture d'écoulement suffisamment étendue pour que l'écoulement d'air inverse le traverse. Un avantage supplémentaire de la présente invention est de permettre l'utilisation d'actionneurs plus courts et plus légers, grâce à une déviation plus rapide de l'écoulement dans l'ouverture et l'obtention de la même surface ouverte
pour un déplacement plus court de l'actionneur.
Claims (24)
1. Unité de propulsion (10) pour avion comportant un conduit de sortie du jet de propulsion, dans laquelle un fluide gazeux est véhiculé dans une première direction d'écoulement prédéterminée pour être déchargé par une extrémité de sortie du conduit lors de la production d'une poussée avant, et comportant un dispositif d'inversion de poussée (20) pour dériver un fluide gazeux présent dans le conduit ou un fluide gazeux sortant par l'extrémité de sortie du conduit de manière à réorienter l'écoulement de la première direction d'écoulement vers une seconde direction d'écoulement pour produire une poussée inverse, et dans laquelle le dispositif d'inversion de poussée (20) comprend une structure de réorientation de l'écoulement, qui comprend une paroi aval (25; 251) de réorientation de l'écoulement, que vient frapper l'écoulement de fluide dans la première direction d'écoulement de sorte que l'écoulement est dévié dans la seconde direction d'écoulement, et une paroi amont (27; 271) autour de laquelle l'écoulement de fluide est dévié et qui possède une surface limite formée de manière à favoriser l'adhérence d'une couche limite de l'écoulement de fluide réorienté sur la surface limite, caractérisée en ce que la surface limite de la paroi amont (27; 271) est en outre conformée de manière à produire des tourbillons qui empêchent ou retardent la séparation de la couche limite à
partir de la surface limite.
2. Unité selon la revendication 1, caractérisée en ce que la paroi amont (27; 271) s'étend à partir du conduit de sortie du jet de propulsion de manière à former une surface limite courbe continue ayant, au-dessus d'au moins une partie de la paroi, une courbure telle qu'elle favorise l'adhérence de la couche limite de l'écoulement de fluide réorienté, et que la surface limite courbe est interrompue de façon sélective pour la production de tourbillons dans la couche limite de manière à empêcher ou
retarder une séparation de la couche limite.
3. Unité selon la revendication 2, cartai E oe que la paroi amont (27) est moulée avec ou équipée d'éléments saillants (31) qui font saillie à partir de la surface limite, dans la région du bord d'attaque de la surface pour
produire des tourbillons dans la couche limite.
4. Unité selon la revendication 3, caractérisée en ce que les éléments saillants (31) possèdent la forme de
plaques fixées au bord avant de la paroi amont (27).
5. Unité selon la revendication 3, caractérisée en ce que la paroi amont (27) se présente sous la forme d'une plaque courbe fixée au niveau de son extrémité avant à la structure de support par des éléments de fixation qui, dans leurs positions de fixation, font saillie à partir de la surface limite de manière à servir d'éléments saillants
produisant les tourbillons.
6. Unité selon la revendication 2, caractérisée en ce que la paroi amont (27; 271) s'étend à partir d'une ouverture aménagée dans la paroi du conduit de sortie du
jet de propulsion.
7. Unité selon la revendication 6, caractérisée en ce que cette unité est logée dans une structure de support, qu'une ouverture est prévue dans la paroi extérieure de la structure de support, que la paroi amont (27) de la structure servant à diriger l'écoulement s'étend depuis une partie avant de l'ouverture formée dans la paroi du conduit de direction du jet de propulsion en direction d'une région avant de l'ouverture dans la paroi extérieure de la structure de support, que dans la position inactive, le dispositif d'inversion de poussée (20) ferme l'ouverture et la paroi amont (27) maintient la paroi aval rétractée, et que, dans sa position opérationnelle, le dispositif d'inversion de poussée (20) expose l'ouverture et la paroi amont (27) et positionne ainsi la paroi aval de manière à fermer le conduit de sortie du jet de propulsion en aval de
l'ouverture de la paroi de ce conduit.
8. Unité selon la revendication 6, caractérisée en ce que l'unité de propulsion (10) est une unité à turbosoufflante qui comprend un conduit de soufflante et que le conduit de sortie du jet de propulsion est le
conduit de soufflante de l'unité.
9. Unité selon la revendication 7, caractérisée en ce que l'unité de propulsion (10) est une unité à turbosoufflante comportant un moteur-noyau à turbine produisant un écoulement de fluide primaire dans un conduit de refoulement servant à réaliser un refoulement à partir de l'extrémité de sortie du conduit, et que le conduit de sortie du jet de propulsion est le conduit de refoulement
du moteur-noyau.
10. Unité selon la revendication 2, caractérisée en ce que la paroi amont (27; 271) est prévue sur l'extrémité
de sortie du conduit de sortie du jet de propulsion.
11. Unité selon la revendication 10, caractérisée en ce que la paroi amont (27; 271) de la structure de réorientation de l'écoulement s'étend à partir de l'extrémité de sortie du conduit de sortie du jet de propulsion, que, dans sa position inactive, le dispositif d'inversion de poussée (20) maintient la paroi aval (25; 251) rétractée et, dans la position active, positionne la paroi aval de manière à amener l'écoulement de fluide à partir de l'extrémité de sortie du conduit de sortie du jet de propulsion, à rencontrer cette paroi de manière à dévier l'écoulement refoulé dans la seconde direction
d'écoulement.
12. Unité selon la revendication 11, caractérisée en ce que l'unité de propulsion (10) est une unité à turbosoufflante comportant une turboMachine produisant un écoulement de fluide primaire par un conduit de refoulement pour réaliser le refoulement à partir d'une extrémité de sortie du conduit, et que le conduit de sortie du jet de propulsion est le conduit de refoulement de la turbomachine.
13. Unité selon la revendication 8, caractérisée en ce que l'ouverture formée dans le conduit de la soufflante est produite par un déplacement arrière d'une partie arrière mobile de la paroi de sortie du conduit de la soufflante.
14. Unité selon la revendication 13, caractérisée en ce que la paroi aval (25; 251) est montée sur et de manière à pouvoir se déplacer avec la partie arrière mobile de la paroi extérieure du conduit de soufflante et s'étend vers l'extérieur à partir d'un bord avant de la partie
arrière mobile.
15. Unité selon la revendication 14, caractérisée en ce que lorsque le dispositif d'inversion de poussée (20) est dans sa position opérationnelle, la partie arrière mobile de la paroi extérieure du conduit de la soufflante prend une disposition dans laquelle son bord avant est situé au voisinage de la paroi intérieure du conduit (22) de la soufflante et de la paroi aval du dispositif d'inversion de poussée, et la paroi aval du dispositif d'inversion de poussée (20) prend une position, dans laquelle elle s'étend en travers du conduit de la soufflante depuis le bord avant de la partie arrière mobile de la paroi extérieure du conduit de la soufflante jusqu'à une région arrière de l'ouverture située dans la paroi
extérieure de la structure de support.
16. Unité selon la revendication 15, dans laquelle la paroi aval du dispositif d'inversion de poussée (20) possède une surface limite courbe complémentaire de la
surface limite courbe de la paroi amont (27).
17. Unité selon la revendication 16, caractérisée en ce que, lorsque le dispositif d'inversion de poussée (20) est dans la position inactive, la paroi aval est située au voisinage de la surface limite de la paroi amont (27).
18. Unité de propulsion (10) pour avion comprenant un conduit de sortie du jet de propulsion, dans laquelle un fluide gazeux est véhiculé dans une première direction d'écoulement prédéterminée pour être déchargé par une extrémité de sortie du conduit lors de la production d'une poussée avant, et comportant un dispositif d'inversion de poussée (20) pour dériver un fluide gazeux présent dans le conduit ou un fluide gazeux sortant par l'extrémité de sortie du conduit de manière à réorienter l'écoulement de la première direction d'écoulement vers une seconde direction d'écoulement pour produire une poussée inverse, et dans laquelle le dispositif d'inversion de poussée (20) comprend une structure de réorientation de l'écoulement, qui comprend une paroi aval (25; 251) de réorientation de l'écoulement que vient frapper l'écoulement de fluide dans la première direction d'écoulement de sorte que l'écoulement est dévié dans la seconde direction d'écoulement, et une paroi amont (27; 271) autour de laquelle l'écoulement de fluide est dévié et qui possède une surface limite formée de manière à favoriser l'adhérence d'une couche limite de l'écoulement de fluide réorienté sur la surface limite, caractérisée en ce que des moyens de convoyage du fluide sont prévus pour amener le fluide gazeux à traverser la surface limite de la paroi amont (27; 271) pour empêcher ou retarder la séparation de
la couche limite par rapport à la surface limite.
19. Unité de propulsion (10) pour avion selon la revendication 1, caractérisée en ce que des moyens de convoyage de fluide sont destinés à amener le fluide gazeux à traverser la surface limite de la paroi amont (27) pour empêcher ou retarder la séparation de la couche limite à
partir de la surface limite.
20. Unité selon la revendication 18, caractérisée en ce que la paroi amont (27; 271) comporte une face avant et une face arrière et que les moyens de convoyage du fluide comprennent une pluralité d'ouvertures d'écoulement (33), qui s'étendent de la face avant vers la face arrière, et des moyens formant conduit (22) pour convoyer le fluide gazeux depuis la face arrière de la paroi jusqu'à une région ou source de différence de pression en réponse à une différence de pression entre la pression du fluide au niveau de la surface limite de la paroi et la pression au
niveau de la région ou source de différence de pression.
21. Unité selon la revendication 20, caractérisée en ce que la source de différence de pression est une pompe
à vide.
22. Unité selon 1 la revendication 20, caractérisée en ce que l'unité de propulsion (10) est une unité à turbosoufflante comprenant un conduit (22) de la soufflante, et que la zone à différence de pression est une zone à basse pression située dans le conduit de soufflante en amont de la paroi amont (27; 271) de la structure de
réorientation de l'écoulement.
23. Unité selon la revendication 20, caractérisée en ce que du fluide gazeux est envoyé au conduit (22) de la soufflante par l'intermédiaire d'une structure d'admission en forme de nacelle (14) et que la zone à différence de pression est une zone à basse pression située au niveau du bord d'attaque de la structure d'admission en forme de nacelle.
24. Unité selon la revendication 20, caractérisée en ce que le conduit (22) de la soufflante comporte un compartiment de soufflante et que la zone à différence de pression est une zone à basse pression dans le compartiment
de soufflante.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GBGB9613166.9A GB9613166D0 (en) | 1996-06-24 | 1996-06-24 | Aircraft propulsive power unit |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2750168A1 true FR2750168A1 (fr) | 1997-12-26 |
| FR2750168B1 FR2750168B1 (fr) | 2000-11-24 |
Family
ID=10795761
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR9707797A Expired - Lifetime FR2750168B1 (fr) | 1996-06-24 | 1997-06-23 | Unite de propulsion pour avion, comportant un dispositif d'inversion de poussee |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6151883A (fr) |
| FR (1) | FR2750168B1 (fr) |
| GB (2) | GB9613166D0 (fr) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2815672A1 (fr) * | 2000-10-19 | 2002-04-26 | Short Brothers Plc | Unite de puissance propulsive pour avion |
| EP3659923A1 (fr) * | 2018-11-30 | 2020-06-03 | Airbus Operations (S.A.S.) | Systeme de propulsion d'un aeronef comportant un capot mobile et articule |
Families Citing this family (36)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2347126B (en) * | 1999-02-23 | 2003-02-12 | Rolls Royce Plc | Thrust reverser |
| FR2812035B1 (fr) * | 2000-07-24 | 2003-08-29 | Hurel Dubois Avions | Perfectionnements aux inverseurs de poussee pour moteurs a reaction, du type a grilles |
| US6568172B2 (en) * | 2001-09-27 | 2003-05-27 | The Nordam Group, Inc. | Converging nozzle thrust reverser |
| GB0321139D0 (en) | 2003-09-10 | 2003-10-08 | Short Brothers Plc | A device |
| CN100390397C (zh) * | 2005-04-30 | 2008-05-28 | 张鸿元 | 空气压缩航空发动机 |
| GB0608985D0 (en) * | 2006-05-06 | 2006-06-14 | Rolls Royce Plc | Aeroengine thrust reverser |
| FR2900980B1 (fr) * | 2006-05-10 | 2011-08-19 | Aircelle Sa | Nacelle pour turboreacteur double flux a grand taux de dilution |
| FR2902839B1 (fr) * | 2006-06-21 | 2011-09-30 | Aircelle Sa | Inverseur de poussee formant une tuyere adaptative |
| US20080010969A1 (en) * | 2006-07-11 | 2008-01-17 | Thomas Anthony Hauer | Gas turbine engine and method of operating same |
| FR2914957B1 (fr) * | 2007-04-13 | 2012-05-11 | Aircelle Sa | Joint notamment pour bord de deviation d'inverseur de poussee a grilles pour avion et support de joint associe |
| US8201390B2 (en) * | 2007-12-12 | 2012-06-19 | Spirit Aerosystems, Inc. | Partial cascade thrust reverser |
| FR2925607B1 (fr) * | 2007-12-21 | 2013-05-10 | Aircelle Sa | Nacelle pour moteur d'aeronef a tuyere de section variable |
| FR2927309B1 (fr) * | 2008-02-13 | 2010-04-16 | Aircelle Sa | Systeme de commande pour nacelle de turboreacteur |
| US8109466B2 (en) * | 2008-06-23 | 2012-02-07 | Rohr, Inc. | Thrust reverser cascade assembly and AFT cascade ring with flow deflector portion |
| US9043050B2 (en) * | 2008-08-13 | 2015-05-26 | The Boeing Company | Programmable reverse thrust detent system and method |
| US8511603B2 (en) * | 2009-01-14 | 2013-08-20 | Lewis E. Blomeley | Roadable aircraft with collapsible wings and ductless fan |
| US8316632B2 (en) * | 2009-02-25 | 2012-11-27 | Spirit Aerosystems, Inc. | Thrust reverser configuration for a short fan duct |
| US8352099B1 (en) * | 2009-07-09 | 2013-01-08 | The Boeing Company | Varying engine thrust for directional control of an aircraft experiencing engine thrust asymmetry |
| US8869507B2 (en) * | 2010-01-13 | 2014-10-28 | United Technologies Corporation | Translatable cascade thrust reverser |
| US9086034B2 (en) | 2011-10-13 | 2015-07-21 | Rohr, Inc. | Thrust reverser cascade assembly with flow deflection shelf |
| US10145335B2 (en) * | 2012-09-28 | 2018-12-04 | United Technologies Corporation | Turbomachine thrust reverser |
| US9670875B2 (en) * | 2012-10-31 | 2017-06-06 | The Boeing Company | Thrust reversers and methods to provide reverse thrust |
| FR3016863B1 (fr) * | 2014-01-29 | 2017-05-26 | Snecma | Nacelle pour turboreacteur d'avion |
| US9371799B2 (en) | 2014-04-24 | 2016-06-21 | The Boeing Company | Thrust-reverser assemblies that utilize active flow-control and systems and methods including the same |
| US9951719B2 (en) * | 2015-04-13 | 2018-04-24 | United Technologies Corporation | Combined inlet laminar and thrust reverser cascade efflux flow control system |
| US20160341150A1 (en) * | 2015-05-21 | 2016-11-24 | The Boeing Company | Thrust Reverser System and Method with Flow Separation-Inhibiting Blades |
| US10605198B2 (en) * | 2016-04-15 | 2020-03-31 | Rohr, Inc. | Nacelle thrust reverser |
| US10919746B2 (en) | 2016-10-31 | 2021-02-16 | The Boeing Company | Flexible hydrostatically normalized cradle to support fuselage sections for assembly |
| US11022071B2 (en) * | 2016-12-21 | 2021-06-01 | The Boeing Company | Load distribution panel assembly, system and method |
| US10343786B2 (en) | 2017-06-28 | 2019-07-09 | General Electric Company | System and method of operating a ducted fan propulsion system during aircraft taxi |
| US10119495B1 (en) | 2017-06-28 | 2018-11-06 | General Electric Company | System and method of operating a ducted fan propulsion system inflight |
| US11788488B2 (en) * | 2020-08-18 | 2023-10-17 | Rohr, Inc. | Featured bullnose ramp for a thrust reverser system |
| US11566583B2 (en) * | 2021-02-09 | 2023-01-31 | Rohr, Inc. | Fluid scoop for a thrust reverser system |
| FR3132544A1 (fr) * | 2022-02-09 | 2023-08-11 | Safran Nacelles | Inverseur de poussée comprenant un bord de déviation amélioré. |
| US20240035429A1 (en) * | 2022-08-01 | 2024-02-01 | Rohr, Inc. | Thrust reverser cascade with one or more flow disrupters |
| US11873781B1 (en) | 2022-08-01 | 2024-01-16 | Rohr, Inc. | Thrust reverser cascade with one or more flow stabilizers |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3711013A (en) * | 1971-04-26 | 1973-01-16 | Rohr Corp | Thrust control and sound apparatus |
| US3863867A (en) * | 1973-12-26 | 1975-02-04 | Boeing Co | Thrust control apparatus for a jet propulsion engine and actuating mechanism therefor |
| US4047381A (en) * | 1975-10-11 | 1977-09-13 | Rolls-Royce (1971) Limited | Gas turbine engine power plants for aircraft |
| US4466587A (en) * | 1981-12-21 | 1984-08-21 | General Electric Company | Nacelle installation |
| WO1996020867A1 (fr) * | 1994-12-30 | 1996-07-11 | Grumman Aerospace Corporation | Tuyere a commande fluidique d'orientation du vecteur poussee |
| FR2740834A1 (fr) * | 1995-11-02 | 1997-05-09 | Hispano Suiza Sa | Inverseur de poussee de turboreacteur a double flux muni de portes secondaires |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB929121A (en) * | 1958-09-08 | 1963-06-19 | Sebac Nouvelle Sa | A device for creating one or more reduced pressure zones by means of fluid flow |
| GB1032113A (en) * | 1962-03-16 | 1966-06-08 | Vickers Armstrongs Aircraft | Improvements in jet-propelled aeroplanes |
| US3347467A (en) * | 1963-08-07 | 1967-10-17 | Gen Electric | Combination jet exhaust nozzle and thrust reverser |
| US3490236A (en) * | 1968-03-21 | 1970-01-20 | United Aircraft Corp | Flow separation control in an exhaust deflector |
| US3599432A (en) * | 1970-04-02 | 1971-08-17 | Rohr Corp | Thrust reversing apparatus for turbo-fan propulsion unit |
| US4232516A (en) * | 1977-10-05 | 1980-11-11 | Rolls-Royce Limited | Flow deflecting devices |
| FR2593237B1 (fr) * | 1986-01-17 | 1989-09-01 | Hispano Suiza Sa | Canal a flux froid d'inverseur de poussee de turboreacteur multiflux associe a des moyens combines de prelevements d'air |
| US5097662A (en) * | 1989-11-20 | 1992-03-24 | The Boeing Company | Apparatus for influencing the flow of air through a passageway |
| GB9400555D0 (en) * | 1994-01-13 | 1994-03-09 | Short Brothers Plc | Boundery layer control in aerodynamic low drag structures |
| US5713537A (en) * | 1995-12-11 | 1998-02-03 | Northrop Grumman Corporation | Blockerless thrust reverser |
| US5575147A (en) * | 1994-12-22 | 1996-11-19 | United Technologies Corporation | Compact thrust reverser |
-
1996
- 1996-06-24 GB GBGB9613166.9A patent/GB9613166D0/en active Pending
-
1997
- 1997-06-18 GB GB9712855A patent/GB2314818B/en not_active Expired - Lifetime
- 1997-06-23 US US08/880,949 patent/US6151883A/en not_active Expired - Lifetime
- 1997-06-23 FR FR9707797A patent/FR2750168B1/fr not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3711013A (en) * | 1971-04-26 | 1973-01-16 | Rohr Corp | Thrust control and sound apparatus |
| US3863867A (en) * | 1973-12-26 | 1975-02-04 | Boeing Co | Thrust control apparatus for a jet propulsion engine and actuating mechanism therefor |
| US4047381A (en) * | 1975-10-11 | 1977-09-13 | Rolls-Royce (1971) Limited | Gas turbine engine power plants for aircraft |
| US4466587A (en) * | 1981-12-21 | 1984-08-21 | General Electric Company | Nacelle installation |
| WO1996020867A1 (fr) * | 1994-12-30 | 1996-07-11 | Grumman Aerospace Corporation | Tuyere a commande fluidique d'orientation du vecteur poussee |
| FR2740834A1 (fr) * | 1995-11-02 | 1997-05-09 | Hispano Suiza Sa | Inverseur de poussee de turboreacteur a double flux muni de portes secondaires |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2815672A1 (fr) * | 2000-10-19 | 2002-04-26 | Short Brothers Plc | Unite de puissance propulsive pour avion |
| EP3659923A1 (fr) * | 2018-11-30 | 2020-06-03 | Airbus Operations (S.A.S.) | Systeme de propulsion d'un aeronef comportant un capot mobile et articule |
| FR3089207A1 (fr) * | 2018-11-30 | 2020-06-05 | Airbus Operations | système de propulsion d’un aeronef comportant un capot mobile et articule |
| US11187189B2 (en) | 2018-11-30 | 2021-11-30 | Airbus Operations (S.A.S.) | Aircraft propulsion system comprising a mobile articulated cowl |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US6151883A (en) | 2000-11-28 |
| GB9712855D0 (en) | 1997-08-20 |
| GB2314818B (en) | 2000-04-12 |
| FR2750168B1 (fr) | 2000-11-24 |
| GB9613166D0 (en) | 1996-08-28 |
| GB2314818A (en) | 1998-01-14 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FR2750168A1 (fr) | Unite de propulsion pour avion, comportant un dispositif d'inversion de poussee | |
| EP2035680B1 (fr) | Procédé visant à réduire, annuler ou inverser la poussée générée par au moins un flux d'air sortant d'une nacelle d'un ensemble propulsif d'un aéronef, et dispositif, nacelle et aéronef associés | |
| EP2665909B1 (fr) | Nacelle pour un turboréacteur d'aéronef double flux | |
| CA2389525C (fr) | Dispositif de propulsion a cycle variable par derivation de gaz pour avion supersonique et procede de fonctionnement | |
| EP0620792B1 (fr) | Inverseur de poussee avec tuyere integree a surface d'echappement variable | |
| EP0315522B1 (fr) | Inverseur de poussée de turboréacteur à portes, à section variable d'éjection | |
| EP1004766B1 (fr) | Inverseur de poussée de turboréacteur à grilles télescopiques | |
| US5875995A (en) | Pivoting door type thrust reverser with deployable members for efflux control and flow separation | |
| EP0942165A1 (fr) | Inverseur de poussée de turboréacteur a portes formant écopes associées à une grille mobile | |
| EP2577032B1 (fr) | Ensemble comprenant un dispositif d'inversion de poussée et un système d'actionnement dudit dispositif | |
| FR2661715A1 (fr) | Ensemble d'echappement pour moteurs d'avions de transport civil a haute vitesse. | |
| EP1579112B1 (fr) | Inverseur de poussee a grilles de deflection optimisees | |
| EP3325345A1 (fr) | Aeronef avec un ensemble propulsif comprenant une soufflante a l'arriere du fuselage | |
| EP0076192B1 (fr) | Moteur de propulsion, notamment pour avion supersonique | |
| FR2685385A1 (fr) | Moteur de propulsion a cycle variable pour avion supersonique. | |
| FR2929337A1 (fr) | Dispositif a jets secondaires de reduction du bruit genere par un reacteur d'aeronef | |
| EP0301955B1 (fr) | Inverseur de poussée de turboréacteur muni d'un dispositif redresseur de flux | |
| WO1993005291A1 (fr) | Inverseur de poussee de turboreacteur a pilotage ameliore des nappes du flux inverse | |
| WO1998055756A1 (fr) | Inverseur de poussee de turboreacteur a portes formant ecopes associees a une casquette amont mobile | |
| CA2274767A1 (fr) | Inverseur de poussee de turboreacteur a portes formant ecopes a section d'echappement adaptable | |
| FR2815672A1 (fr) | Unite de puissance propulsive pour avion | |
| US5419515A (en) | Thrust reverser for jet engines | |
| EP2881569A1 (fr) | Inverseur de poussée de nacelle de turboréacteur comprenant deux volets pivotants qui ferment la veine annulaire | |
| FR2728307A1 (fr) | Unite de production de puissance propulsive pour un avion. | |
| FR2903454A1 (fr) | Nacelle de reacteur d'aeronef et aeronef comprenant une telle nacelle |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 20 |