FR2986212A1

FR2986212A1 - Nacelle for forming thrust reverser for support of double-flow engine of transport aircraft, has door whose position is controlled by kinematics including rod with end attached to structural part and another rod with end attached to door

Info

Publication number: FR2986212A1
Application number: FR1250739A
Authority: FR
Inventors: Emmanuel Patsouris
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2012-01-26
Filing date: 2012-01-26
Publication date: 2013-08-02
Anticipated expiration: 2032-01-26
Also published as: FR2986212B1

Abstract

The nacelle has an obturation device forcing flow toward a diversion canal. A rear part (9) is moved, in longitudinal translation and relative to an outer jacket (4), between a bypass sealing closed position and a secondary flow channel sealing open position. The channel is sealed in an open position by a door (6) spreading itself in the channel under an action of the rear part. A position of the door is controlled by kinematics including a rod (10) with an end (10a) attached to a structural part (14) fixed relative to the jacket, and another rod (13) with an end attached to the door.

Description

NACELLE D'AÉRONEF À PARTIE ARRIÈRE COULISSANTE POUR FORMER UN INVERSEUR DE POUSSÉE Le domaine de la présente invention est celui de l'aéronautique et, plus spécialement celui des inverseurs de poussée sur les turboréacteurs. Les aéronefs de transport sont, dans leur grande majorité, équipés de dispositifs d'inversion de la poussée dans le but de réduire leur longueur d'atterrissage. Pour cela la poussée exercée par les turboréacteurs est orientée vers l'avant après l'atterrissage de l'avion, sur une commande du pilote, pour le ralentir le plus possible après le toucher des roues et ainsi réduire la longueur de piste nécessaire. Un avion peut ainsi, soit atterrir sur des pistes plus courtes soit atterrir avec une masse plus importante à iso-longueur de pistes. Ce dispositif devient particulièrement indispensable en cas de pistes souillées par le verglas ou la pluie, pour des raisons de sécurité. Les dispositifs couramment mis en oeuvre sont un changement de pas de l'hélice dans le cas d'un turbopropulseur ou le renvoi vers l'avant des gaz d'échappement dans le cas d'un turboréacteur double flux (dit turbosoufflante). Dans ce dernier cas le renvoi des gaz s'effectue par une déviation du flux du canal secondaire, à l'aide d'un dispositif qui obture le cheminement normal et renvoie les gaz, à l'extérieur de la nacelle du moteur, en direction de l'avant de l'avion. Une des solutions existantes pour ce dispositif comprend des portes qui s'ouvrent dans le flux secondaire et qui écopent ce dernier en le forçant à s'évacuer dans un conduit de dérivation vers l'extérieur de la nacelle. Dans ce conduit, le flux d'air traverse une grille qui dévie le flux vers l'avant du moteur. Le conduit de dérivation est obturé, en fonctionnement normal, par un capot qui recouvre la grille, dans le but de ne pas dégrader en vol l'aérodynamique autour de la nacelle. Cette grille, placée entre la paroi externe du flux secondaire et la paroi extérieure de la nacelle, peut avoir, ou non, une fonction structurale, c'est-à-dire supporter les charges en vol, sans être nécessairement rattachée sur toute la circonférence des structures du moteur mais uniquement en certains endroit. C'est le cas avec une grille coulissante qui est tenue par des rails de guidage. The field of the present invention is that of aeronautics and, more specifically, that of thrust reversers on turbojet engines. BACKGROUND OF THE INVENTION The majority of transport aircraft are equipped with thrust reversal devices to reduce their landing length. For this the thrust exerted by the turbojets is oriented forward after landing the aircraft, on a command from the driver, to slow as much as possible after the touchdown and thus reduce the necessary track length. An airplane can thus either land on shorter runways or land with a larger mass at iso-runway length. This device becomes particularly essential in case of tracks stained by the ice or the rain, for security reasons. The devices currently used are a pitch change of the propeller in the case of a turboprop or the forward thrust of the exhaust gas in the case of a turbojet engine (turbofan). In the latter case the return of the gases is effected by a deflection of the flow of the secondary channel, using a device which closes the normal path and returns the gases, outside the nacelle of the engine, in the direction from the front of the plane. One of the existing solutions for this device comprises doors which open into the secondary flow and which scoop the latter by forcing it to escape into a bypass duct to the outside of the nacelle. In this duct, the air flow passes through a grid which deflects the flow towards the front of the engine. The bypass duct is closed, in normal operation, by a hood which covers the grid, in order not to degrade in flight the aerodynamics around the nacelle. This grid, placed between the outer wall of the secondary flow and the outer wall of the nacelle, may or may not have a structural function, that is to say, support the loads in flight, without necessarily being attached to the entire circumference engine structures but only in some places. This is the case with a sliding gate which is held by guide rails.

Les moteurs modernes ont besoin de nacelles plus performantes tant au niveau de l'aérodynamique que de leur poids. Pour atteindre cet objectif, il est préférable de réduire leur longueur et leur encombrement radial. Il est donc nécessaire de disposer de dispositifs d'inversion de poussée qui soient compatibles avec ces nouvelles nacelles. Modern engines need more powerful aerodynamic platforms, both in terms of aerodynamics and weight. To achieve this goal, it is preferable to reduce their length and their radial size. It is therefore necessary to have reverse thrust devices that are compatible with these new nacelles.

La présente invention propose, dans ce but, un inverseur de poussée pour turboréacteur plus compact que les systèmes actuels qui permet un raccourcissement de la nacelle sur laquelle il est monté et un affinement de la forme de celle-ci. A cet effet, l'invention a pour objet une nacelle d'aéronef pour le support d'un turboréacteur double flux, comprenant une enveloppe extérieure qui enveloppe ledit turboréacteur et se prolonge vers l'aval par une partie terminale dont la paroi interne forme une virole externe pour la tuyère d'éjection des gaz circulant dans un canal de flux secondaire, ladite partie terminale comportant un conduit de dérivation du flux secondaire du canal de flux secondaire vers l'extérieur de la nacelle, et un dispositif d'obturation du canal de flux secondaire pour forcer ledit flux vers ledit canal de dérivation, ladite partie terminale étant mobile en translation longitudinale par rapport à ladite enveloppe extérieure, entre une position fermée obturant le conduit de dérivation et une position ouverte obturant le canal de flux secondaire. L'obturation du canal de flux secondaire en position ouverte est assurée par au moins une porte se déployant sous l'action de la translation de ladite partie terminale. La nacelle est caractérisée en ce que la position de la porte est commandée par une cinématique comprenant une première bielle dont une des extrémités est attachée à une partie structurale fixe par rapport à l'enveloppe extérieure, et une seconde bielle dont une des extrémités est attachée à ladite porte. Le fait de rendre la partie terminale mobile en translation permet de raccourcir la nacelle en utilisation normale, dans les conditions de vol, et donc ouvre le champ des possibilités pour un design de cette nacelle plus efficace aérodynamiquement. L'utilisation du déplacement de la partie arrière pour déployer la porte évite d'avoir à mettre en place une commande spécifique pour cette porte et donc réduit la masse nécessaire à la mise en oeuvre de l'inverseur de poussée. L'utilisation de deux bielles fixées respectivement sur la partie structurale fixe et sur la porte permet, par une configuration technologique simple et de faible poids, de commander à la fois l'ouverture du conduit de dérivation et l'obturation du canal de flux secondaire. De façon avantageuse les autres extrémités des deux bielles sont montées mobile en rotation autour d'un axe commun, ledit axe commun étant lui-même mobile de façon à déplacer conjointement lesdites autres extrémités des deux bielles. De façon plus avantageuse ledit axe commun est porté par un galet se déplaçant dans un rail fixé sur la structure de ladite partie terminale. The present invention proposes, for this purpose, a thrust reverser for turbojet more compact than current systems that allows a shortening of the platform on which it is mounted and a refinement of the shape thereof. For this purpose, the subject of the invention is an aircraft nacelle for supporting a double-flow turbojet, comprising an outer envelope which envelops said turbojet engine and extends downstream by an end portion whose inner wall forms a external ferrule for the gas ejection nozzle flowing in a secondary flow channel, said terminal portion including a bypass duct of the secondary flow of the secondary flow channel towards the outside of the nacelle, and a device for closing the channel secondary flow to force said flow to said bypass channel, said end portion being movable in longitudinal translation relative to said outer shell, between a closed position closing the bypass duct and an open position closing the secondary flow channel. Closing the secondary flow channel in the open position is provided by at least one door deploying under the action of the translation of said end portion. The nacelle is characterized in that the position of the door is controlled by a kinematic comprising a first connecting rod whose one end is attached to a fixed structural part relative to the outer casing, and a second connecting rod, one end of which is attached. to said door. The fact of making the terminal part mobile in translation makes it possible to shorten the nacelle in normal use, under the flight conditions, and thus opens the field of possibilities for a design of this aerodynamically more efficient nacelle. The use of the displacement of the rear part to deploy the door avoids having to set up a specific command for this door and therefore reduces the mass required for the implementation of the thrust reverser. The use of two connecting rods fixed respectively on the fixed structural part and on the door makes it possible, by means of a simple and low-weight technological configuration, to control both the opening of the bypass duct and the closure of the secondary flow channel. . Advantageously the other ends of the two connecting rods are rotatably mounted about a common axis, said common axis being itself movable so as to move said other ends of the two rods together. More advantageously, said common axis is carried by a roller moving in a rail fixed to the structure of said end portion.

Avantageusement la partie terminale porte un moyen de dérivation du flux, logé dans l'enveloppe extérieure en position fermée et se positionnant entre l'enveloppe extérieure et la partie terminale en position ouverte. Ce logement permet de réduire la longueur de la nacelle et donc de mieux pouvoir la dessiner pour la rendre aérodynamiquement la plus efficace possible. Dans un mode particulier de réalisation la porte se déploie en tournant autour d'un axe orienté selon une direction tangente à la nacelle, et est située, en position ouverte, en aval de son axe. Dans un autre mode particulier de réalisation la porte se déploie en tournant autour d'un axe orienté selon une direction tangente à la nacelle, et est située, en position ouverte, en amont de son axe, de façon à former une écope dans le flux secondaire. Cette configuration permet d'améliorer l'écoulement du flux secondaire au niveau de son passage entre le canal de flux secondaire et le conduit de dérivation. L'invention porte également sur un turboréacteur d'aéronef équipé d'une nacelle telle que décrite ci-dessus. Advantageously, the end portion carries a flow diversion means, housed in the outer casing in the closed position and positioned between the outer casing and the end portion in the open position. This housing reduces the length of the nacelle and therefore better to draw it to make it aerodynamically as efficient as possible. In a particular embodiment, the door deploys by rotating about an axis oriented in a direction tangent to the nacelle, and is located, in the open position, downstream of its axis. In another particular embodiment, the door deploys by rotating about an axis oriented in a direction tangent to the nacelle, and is located, in the open position, upstream of its axis, so as to form a scoop in the stream secondary. This configuration makes it possible to improve the flow of the secondary flow at its passage between the secondary flow channel and the bypass duct. The invention also relates to an aircraft turbojet engine equipped with a nacelle as described above.

L'invention sera mieux comprise, et d'autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement au cours de la description explicative détaillée qui va suivre, de plusieurs modes de réalisation de l'invention donnés à titre d'exemples purement illustratifs et non limitatifs, en référence aux dessins schématiques annexés. The invention will be better understood, and other objects, details, features and advantages thereof will become more clearly apparent in the following detailed explanatory description of several embodiments of the invention given as examples. purely illustrative and non-limiting examples, with reference to the attached schematic drawings.

Sur ces dessins : - la figure 1 est une vue en coupe d'un dispositif d'inversion de poussée, selon l'art antérieur, en position rentrée, - la figure 2 est une vue en coupe d'un dispositif d'inversion de poussée, selon l'art antérieur, en position déployée, - la figure 3 est un schéma de principe, en coupe, d'un dispositif d'inversion de poussée, selon un mode de réalisation de l'invention, - la figure 4 est une vue schématique, en coupe, d'une variante du dispositif d'inversion de poussée de la figure 3, - la figure 5 est une vue en perspective du dispositif de la figure 3, en position fermée, - la figure 6 est une vue en perspective du dispositif de la figure 3, en position intermédiaire, - la figure 7 est une vue en perspective du dispositif de la figure 3, en position ouverte, - la figure 8 est une vue en perspective des bielles, du galet d'actionnement et du rail de guidage du dispositif des figures 3 et 4, - la figure 9 est une vue en coupe des éléments de la figure 8. En se référant aux figures 1 et 2, on voit un dispositif d'inversion de la poussée à grilles, ou reverse, d'un turboréacteur double flux, selon l'art antérieur, qui est positionné à l'extrémité aval de la nacelle qui entoure le moteur. La figure 1 montre ce dispositif en position rentrée, c'est-à-dire en fonctionnement normal du moteur, alors que la figure 2 montre le même dispositif en position déployée, c'est-à-dire réverse en service. Le canal du flux secondaire est formé, d'une part, par une virole interne 2 qui enveloppe le corps primaire du moteur et, d'autre part, par une virole externe 3 qui se raccorde à l'extrémité aval fixe 4 de la nacelle. In these drawings: - Figure 1 is a sectional view of a thrust reverser device, according to the prior art, in the retracted position, - Figure 2 is a sectional view of a reversing device of FIG. 3 is a schematic diagram, in section, of a thrust reverser device, according to one embodiment of the invention, FIG. a schematic sectional view of a variant of the thrust reverser device of FIG. 3; FIG. 5 is a perspective view of the device of FIG. 3, in the closed position; FIG. in perspective of the device of Figure 3, in the intermediate position, - Figure 7 is a perspective view of the device of Figure 3, in the open position, - Figure 8 is a perspective view of the rods, the actuating roller and the guide rail of the device of FIGS. 3 and 4; FIG. 9 is a sectional view of the elements of the FIG. 8. Referring to FIGS. 1 and 2, there is shown a device for inverting the thrust, or reverse, of a turbofan engine, according to the prior art, which is positioned at the downstream end of the basket that surrounds the engine. Figure 1 shows this device in the retracted position, that is to say in normal operation of the engine, while Figure 2 shows the same device in the deployed position, that is to say reverses in service. The channel of the secondary flow is formed, on the one hand, by an inner shell 2 which envelops the primary body of the engine and, on the other hand, by an outer shell 3 which connects to the fixed downstream end 4 of the nacelle .

C'est cet ensemble de viroles interne 2 et externe 3 qui permet de réaliser, en fonctionnement normal, le guidage du flux d'air 1 jusqu'à l'éjection par la tuyère de flux secondaire 5. En fonctionnement normal la virole extérieure 3 est positionnée, circonférentiellement, dans le prolongement d'une succession de parties mobiles en rotation par rapport à la partie fixe 4 de la nacelle, sous la forme de portes 6. Chaque porte est elle-même, en fonctionnement normal, positionnée dans le prolongement de la partie fixe 4 de la nacelle et peut pivoter, pour le passage en réverse, autour d'un axe positionné en amont de cette dernière qui est dirigé tangentiellement à la virole 3 (perpendiculaire au plan de coupe de la figure 1). Une bielle de guidage 23 relie la partie aval de chaque porte 6 avec la virole interne 2. Sur commande du pilote, des actionneurs entraînent en translation vers l'aval, la partie arrière de la nacelle composée de sa partie mobile 8 et de la virole externe 3. En reculant, cette partie arrière découvre une grille 7 qui est attachée à la partie fixe 4 de la nacelle et qui comporte des redresseurs pour infléchir la trajectoire de l'air vers l'avant de la nacelle. Les bielles pivotent sous l'effet de cette translation autour de l'extrémité fixée sur la virole interne 2 et entraînent en rotation les portes 6 qui descendent progressivement dans le flux secondaire jusqu'à venir l'obturer complètement. La grille 7 étant découverte, le flux d'air 1 s'échappe à travers celle- ci et est renvoyé vers l'avant du moteur, assurant ainsi la fonction de réverse. La figure 3 montre un schéma de principe d'un dispositif d'inversion de la poussée selon l'invention. Dans cette configuration la grille 7 est rattachée à la partie arrière 9 de la nacelle qui est mobile en translation longitudinale par rapport au reste de la nacelle 4. En position rentrée, c'est-à-dire en vol normal, la partie arrière 9 est accolée à la nacelle 4 et la grille 7 est rentrée, dans une position d'attente sous la paroi externe de la nacelle qui présente ainsi une forme continue avec sa partie arrière 9 et qui conserve de bonnes propriétés aérodynamiques. En position sortie, c'est à dire lorsque l'inversion de poussée est actionnée, la partie arrière 9 est reculée, de même que la grille 7 qui se trouve alors positionnée entre le canal flux secondaire et l'extérieur du moteur et qui peut jouer son rôle de renvoi du flux secondairel vers l'avant de l'avion. De même que précédemment, une porte 6 se déploie dans le flux secondaire pour l'obturer et renvoyer le flux secondaire vers la grille 7 et l'extérieur du moteur. Du fait de la translation de la partie arrière 9 de la nacelle, le canal de flux secondaire est déformé entre sa virole interne 2 qui reste immobile et sa virole externe 3 qui se déplace vers l'arrière mais cette déformation n'a pas d'influence sur l'écoulement du flux secondaire qui, comme indiqué précédemment, est détourné en amont de la partie arrière 9. La mise en translation de la partie arrière 9 et de la grille 7 est assurée par un vérin (non représenté) qui prend son appui sur la partie structurale 14 du turboréacteur. A cette partie structurale est fixée la première extrémité 10a d'une bielle 10 dont la seconde extrémité est attachée à une cinématique d'ouverture et de fermeture de la porte 6, qui va être explicitée plus en détail en relation avec les figures 5 à 7. La seconde extrémité se déplace, en relation avec un galet 11, le long d'un rail de guidage 12 qui est attaché à la partie arrière 9 et qui présente une double inflexion en forme de S. La première extrémité d'une seconde bielle 13, qui commande la porte 6 d'obturation du flux secondaire, se déplace simultanément avec ce galet. En rapprochant ou en éloignant plus ou moins la partie arrière 9 de la nacelle, le galet se déplace le long du rail 12 et met la seconde bielle 13 en mouvement. Ce faisant elle entraîne une mise en rotation de la porte 6 à laquelle est fixée la seconde extrémité de la seconde bielle 13. Telle que représentée sur la figure 3, la porte tourne autour d'un axe qui est orienté selon une tangente à la nacelle et positionné à l'amont du point d'attache de la seconde bielle 13 sur la porte 6. La figure 4 montre une variante dans la réalisation technologique de l'invention. L'ensemble des éléments dans cette variante sont identiques à la première variante illustrée par la figure 3, à ceci près que la porte 6 est montée en rotation autour d'un axe qui est situé à son extrémité aval, la seconde bielle 13 lui étant fixée au niveau de son extrémité amont. La forme du rail 12 est alors modifiée en conséquence, de sorte que l'ouverture et la fermeture de la porte correspondent, comme précédemment, aux positions extrêmes du galet 11 sur ledit rail 12. L'avantage apporté par cette variante réside dans le fait que la porte 6 fonctionne comme une écope et qu'elle réduit les pertes de charge dans l'écoulement du flux secondaire vers la grille 7 et l'extérieur de la nacelle. En se référant maintenant aux figures 5 à 7 on voit une réalisation technologique du dispositif selon l'invention, respectivement en position fermée (configuration normale en vol), en position intermédiaire au cours de l'ouverture de l'inverseur de poussée et en position ouverte (configuration en fonctionnement reverse). Sur la figure 5 la partie arrière 9 de la nacelle est en position rétractée, au contact de la partie fixe de la nacelle 4. La grille 7 est rangée sous la paroi externe de la nacelle 4 et n'est pas active. La première bielle 10, dont la première extrémité 10a est attachée à une partie structurale de la nacelle ou du moteur, s'enfonce dans la cavité interne de la partie arrière 9 et sa seconde extrémité 10b, liée au galet 11, est positionnée à l'extrémité distale du rail "en S" 12. La liaison entre la première bielle et la structure de la nacelle, au niveau de sa première extrémité 10a présente un degré de liberté en rotation de façon à suivre les mouvements circulaires générés par le déplacement de la seconde extrémité 10b sur le rail en S. Cette seconde extrémité 10b, qui est associée à la première extrémité 13a de la seconde bielle 13, étant reculée au maximum, la seconde bielle 13 est en position rétractée avec une seconde extrémité 13b qui est tirée vers l'arrière. De ce fait la porte 6, qui est mobile en rotation autour d'un axe situé sur sa partie amont (non visible sur la figure) et sur la partie aval de laquelle est fixé la seconde extrémité 13b de la seconde bielle, est relevée (position dite fermée), dégageant ainsi le passage pour le flux secondaire 1 dans le canal de flux secondaire correspondant. La figure 6 montre les éléments constitutifs de l'inverseur de poussée, dans une position intermédiaire, lors de la mise en oeuvre de cet inverseur. La partie arrière 9 a partiellement reculé, découvrant une partie de la grille 7. Parallèlement la bielle 10, qui est retenue par sa première extrémité 10a fixée à la partie structurale 14, a entraîné le glissement vers l'avant du galet 11 par rapport au rail 12 et la rotation de la seconde bielle 13. La seconde extrémité 13b de cette seconde bielle repousse la porte 6 qui débute son mouvement d'ouverture et se met progressivement en travers du canal de flux secondaire. It is this set of inner and outer shells 2 which makes it possible, in normal operation, to guide the flow of air 1 until ejection by the secondary flow nozzle 5. In normal operation the outer shell 3 is positioned, circumferentially, in the extension of a succession of parts movable in rotation relative to the fixed part 4 of the nacelle, in the form of doors 6. Each door is itself, in normal operation, positioned in the extension of the fixed part 4 of the nacelle and can pivot, for the reverse passage, about an axis positioned upstream of the latter which is directed tangentially to the shell 3 (perpendicular to the section plane of Figure 1). A guide rod 23 connects the downstream part of each door 6 with the inner shell 2. On the pilot's command, actuators translate in translation downstream, the rear part of the nacelle composed of its movable part 8 and the ferrule external 3. In retreating, this rear portion discovers a grid 7 which is attached to the fixed part 4 of the nacelle and which has rectifiers for bending the air path to the front of the nacelle. The rods pivot under the effect of this translation around the end fixed on the inner shell 2 and rotate the doors 6 which descend gradually into the secondary flow to come completely close. The gate 7 being uncovered, the air flow 1 escapes through it and is returned to the front of the engine, thus ensuring the reverse function. Figure 3 shows a block diagram of a thrust reverser device according to the invention. In this configuration the grid 7 is attached to the rear portion 9 of the nacelle which is movable in longitudinal translation relative to the rest of the nacelle 4. In the retracted position, that is to say in normal flight, the rear part 9 is attached to the nacelle 4 and the grid 7 is retracted, in a waiting position under the outer wall of the nacelle which thus has a continuous shape with its rear portion 9 and retains good aerodynamic properties. In the extended position, that is to say when the thrust reversal is actuated, the rear part 9 is moved back, as is the grid 7 which is then positioned between the secondary flow channel and the outside of the engine and which can play its role of returning the secondary stream to the front of the aircraft. As before, a door 6 is deployed in the secondary flow to close it and return the secondary flow to the gate 7 and the outside of the engine. Due to the translation of the rear portion 9 of the nacelle, the secondary flow channel is deformed between its inner shell 2 which remains immobile and its outer shell 3 which moves rearward but this deformation has no influence on the flow of the secondary flow which, as indicated above, is diverted upstream of the rear portion 9. The translation of the rear portion 9 and the gate 7 is provided by a jack (not shown) which takes its support on the structural part 14 of the turbojet engine. To this structural part is fixed the first end 10a of a rod 10 whose second end is attached to a kinematic opening and closing of the door 6, which will be explained in more detail in relation to Figures 5 to 7 The second end moves, in relation with a roller 11, along a guide rail 12 which is attached to the rear part 9 and which has a double S-shaped inflection. The first end of a second connecting rod 13, which controls the shutter 6 of the secondary flow, moves simultaneously with the roller. By moving closer or more or less the rear portion 9 of the nacelle, the roller moves along the rail 12 and puts the second link 13 in motion. In doing so it causes a rotation of the door 6 to which is fixed the second end of the second rod 13. As shown in Figure 3, the door rotates about an axis which is oriented along a tangent to the nacelle and positioned upstream of the point of attachment of the second connecting rod 13 to the door 6. FIG. 4 shows a variant in the technological embodiment of the invention. All the elements in this variant are identical to the first variant illustrated in Figure 3, except that the door 6 is rotatably mounted about an axis which is located at its downstream end, the second connecting rod 13 being fixed at its upstream end. The shape of the rail 12 is then modified accordingly, so that the opening and closing of the door correspond, as before, to the end positions of the roller 11 on said rail 12. The advantage provided by this variant lies in the fact that that the door 6 operates as a scoop and that it reduces the pressure drops in the flow of the secondary flow to the grid 7 and the outside of the nacelle. Referring now to FIGS. 5 to 7, a technological embodiment of the device according to the invention is shown, respectively in the closed position (normal configuration in flight), in the intermediate position during the opening of the thrust reverser and in position. open (configuration in reverse operation). In Figure 5 the rear portion 9 of the nacelle is in the retracted position, in contact with the fixed part of the nacelle 4. The gate 7 is stored under the outer wall of the nacelle 4 and is not active. The first rod 10, whose first end 10a is attached to a structural part of the nacelle or the engine, sinks into the internal cavity of the rear part 9 and its second end 10b, connected to the roller 11, is positioned at the distal end of the rail "S" 12. The connection between the first link and the structure of the nacelle, at its first end 10a has a degree of freedom in rotation so as to follow the circular movements generated by the displacement of the second end 10b on the S-rail. This second end 10b, which is associated with the first end 13a of the second link 13, being retracted to the maximum, the second link 13 is in the retracted position with a second end 13b which is pulled rearward. As a result, the door 6, which is rotatable about an axis located on its upstream part (not visible in the figure) and on the downstream part of which is fixed the second end 13b of the second connecting rod, is raised ( so-called closed position), thus clearing the passage for the secondary flow 1 in the corresponding secondary flow channel. FIG. 6 shows the constituent elements of the thrust reverser, in an intermediate position, during the implementation of this inverter. The rear portion 9 has partially receded, uncovering a portion of the grid 7. In parallel, the rod 10, which is retained by its first end 10a fixed to the structural portion 14, has caused the roller 11 to slide forward relative to the rail 12 and the rotation of the second rod 13. The second end 13b of the second connecting rod pushes the door 6 which begins its opening movement and gradually gets across the secondary flow channel.

Sur la figure 7 la mise en oeuvre de l'inverseur de poussée est achevée. La partie arrière 9 a reculé sur toute sa course, découvrant totalement la grille 7 et libérant le passage pour l'air du flux secondaire en reverse. La seconde extrémité 10b de la première bielle 10 a été amenée dans sa position sur le rail 12 la plus amont possible et la seconde bielle 13 a achevé de faire tourner la porte 6, dont l'extrémité libre vient tangenter la virole interne 2 du canal de flux secondaire, obturant totalement ce dernier et obligeant le flux secondaire 1 à se diriger vers la grille 7. Enfin les figures 8 et 9 montrent, respectivement en perspective et en coupe, le détail de la fixation des première et seconde bielles 10 et 13 sur le rail 12. Le rail 12 comporte à ses deux extrémités, l'extrémité amont (non visible sur les figures) et l'extrémité aval 12b, des platines de fixation sur la structure de la partie arrière 9 de la nacelle. Il a, en coupe transversale, globalement une forme en U ouverte latéralement, dont les parties supérieure et inférieure ont pour fonction, de servir de piste de roulement au galet 11. La forme en U sert à empêcher le galet de se déplacer latéralement, et éventuellement de sortir du rail une fois qu'il y a été inséré, et à améliorer la rigidité de ce rail. Le galet 11 qui se déplace en roulant sur la partie inférieure du rail 12 porte, via une liaison rotulante, un axe 15, formé par un boulon, autour duquel il tourne librement. Sur ce boulon sont également montées les première et seconde bielles qui comportent des perçages en oeil à leurs extrémités. La liaison comporte classiquement des bagues positionnées entre le perçage des bielles et le boulon pour faciliter leur rotation relative. On va maintenant décrire le fonctionnement de l'inverseur de poussée selon l'invention, en détaillant les mouvements des divers éléments constitutifs de l'inverseur, au cours d'un passage en réverse. Le retour en position normale de l'inverseur, après l'atterrissage de l'avion, se déroule d'une façon analogue, l'enchaînement des mouvements de ses éléments se déroulant dans l'ordre inverse du cas décrit. Après le toucher des roues à l'atterrissage, le pilote actionne la commande de passage en réverse, ce qui se traduit au niveau de l'inverseur de poussée par l'activation d'un vérin qui repousse la partie arrière 9 de la nacelle 4. La grille 7, qui est attachée à cette partie arrière, coulisse également vers l'arrière et se découvre en sortant de la paroi externe de la nacelle 4 qui est située en amont de la partie arrière 9. Elle se positionne ainsi dans un canal de dérivation circulaire qui est formé par l'espace laissé entre les parties avant et arrière de la nacelle. In Figure 7 the implementation of the thrust reverser is complete. The rear portion 9 has retracted over its entire stroke, completely uncovering the grid 7 and releasing the passage for the air of the secondary flow in reverse. The second end 10b of the first link 10 has been brought into its position on the rail 12 as far upstream as possible and the second link 13 has completed rotating the gate 6, the free end of which is tangential to the inner ferrule 2 of the channel secondary flow, completely closing the latter and forcing the secondary flow 1 to go to the grid 7. Finally Figures 8 and 9 show, respectively in perspective and in section, the detail of the attachment of the first and second connecting rods 10 and 13 on the rail 12. The rail 12 has at its two ends, the upstream end (not visible in the figures) and the downstream end 12b, fixing plates on the structure of the rear portion 9 of the nacelle. It has, in cross section, generally a laterally open U-shape, the upper and lower parts of which serve the purpose of serving as a rolling track for the roller 11. The U-shape serves to prevent the roller from moving laterally, and possibly out of the rail once it has been inserted, and improve the rigidity of this rail. The roller 11 which moves by rolling on the lower part of the rail 12 carries, via a rotulante connection, an axis 15, formed by a bolt, around which it rotates freely. On this bolt are also mounted the first and second rods which have eye holes at their ends. The connection conventionally comprises rings positioned between the drilling of the connecting rods and the bolt to facilitate their relative rotation. We will now describe the operation of the thrust reverser according to the invention, detailing the movements of the various constituent elements of the inverter, during a reverse pass. The return to the normal position of the inverter, after the landing of the aircraft, takes place in a similar way, the sequence of movements of its elements taking place in the reverse order of the case described. After touchdown on landing, the pilot actuates the reversal control, which is reflected in the thrust reverser by the activation of a cylinder that pushes the rear portion 9 of the pod 4 The grid 7, which is attached to this rear part, also slides backwards and is uncovered out of the outer wall of the nacelle 4 which is located upstream of the rear portion 9. It thus positions itself in a channel circular bypass which is formed by the space left between the front and rear parts of the nacelle.

La première bielle 10 étant attachée par sa première extrémité 10a à la structure 14 du moteur ou de la nacelle, sa deuxième extrémité 10b parcourt le rail 12, grâce au roulement du galet 11 dans le U de ce rail, en se déplaçant de son extrémité distale vers son extrémité proximale. La seconde bielle est alors entraînée en rotation par l'avancement de sa première extrémité 13a, ce qui provoque la descente de sa seconde extrémité 13b et l'ouverture progressive de la porte 6 qui vient obturer le canal de flux secondaire. Le flux secondaire 1 qui ne peut plus se diriger en direction de la tuyère secondaire 5 est alors détourné vers le conduit contenant la grille 7. La forme de la grille, qui est munie d'ailettes permet de redresser la course du flux secondaire et de l'éjecter en direction de l'avant de l'avion, provoquant ainsi la décélération recherchée. On remarque que le placement de la grille 7 en position fermée sous la paroi externe de la nacelle 4 permet le raccourcissement de la longueur totale de la nacelle, ce qui est le but recherché par l'invention et que cette configuration réduit la longueur des capotages, tant du côté interne que du côté externe, qui étaient nécessaires, dans l'art antérieur, pour fermer le conduit de dérivation en conditions de vol normales. Outre la compacité obtenue pour la nacelle, qui permet de lui donner une forme aérodynamiquement plus efficace, la réduction de longueur de ces capotages permet une réduction de son poids.10 The first rod 10 being attached by its first end 10a to the structure 14 of the engine or nacelle, its second end 10b traverses the rail 12, thanks to the rolling of the roller 11 in the U of this rail, moving from its end distal to its proximal end. The second link is then rotated by the advance of its first end 13a, which causes the descent of its second end 13b and the progressive opening of the door 6 which closes the secondary flow channel. The secondary flow 1 which can no longer move towards the secondary nozzle 5 is then diverted to the duct containing the gate 7. The shape of the grid, which is provided with vanes, straighten the stroke of the secondary flow and eject it towards the front of the aircraft, thus causing the desired deceleration. Note that the placement of the grid 7 in the closed position under the outer wall of the nacelle 4 allows the shortening of the total length of the nacelle, which is the aim of the invention and that this configuration reduces the length of the cowlings both on the internal and external sides which were necessary in the prior art to close the bypass duct under normal flight conditions. In addition to the compactness obtained for the nacelle, which makes it possible to give it an aerodynamically more effective shape, the reduction in length of these cowls allows a reduction in its weight.

Claims

REVENDICATIONS1. Aircraft nacelle for supporting a turbojet engine, comprising an outer casing (4) which envelops said turbojet and extends downstream by an end portion (9) whose inner wall forms an outer shell (3) for the nozzle (5) for ejecting the gases flowing in a secondary flow channel, said end portion comprising a bypass duct of the secondary flow (1) of the secondary flow channel towards the outside of the nacelle, and a device for closing the secondary flow channel to force said flow towards said bypass channel, said end portion being movable, in longitudinal translation relative to said outer casing (4), between a closed position closing the bypass duct and an open closing position the secondary flow channel, the closure of the secondary flow channel in the open position being ensured by at least one door (6) deployed in said secondary flow channel under the acti the translation of said end portion, characterized in that the position of the door is controlled by a kinematic comprising a first connecting rod (10), one end of which (10a) is attached to a fixed structural portion (14) relative to the outer shell (4), and a second connecting rod (13), one end (13b) is attached to said door.

2. Nacelle according to claim 1 wherein the other ends (10b, 13a) of the two connecting rods are rotatably mounted about a common axis (15), said common axis being itself movable so as to move said other ends of the two connecting rods.

3. Nacelle according to claim 2 wherein said common axis is carried by a roller (11) moving in a rail (12) fixed on the structure of said end portion (9).

4. Nacelle according to one of claims 1 to 3 wherein the end portion (9) carries a means (7) for diverting the flow, housed in the outer casing (4) in the closed position and positioned between the casing the outer part (4) and the end part (9) in the open position.

5. Nacelle according to one of claims 1 to 4 wherein the door is deployed by rotating about an axis oriented in a direction tangent to the nacelle, and is located in the open position downstream of its axis.

6. Nacelle according to one of claims 1 to 4 wherein the door is deployed by rotating about an axis oriented in a direction tangent to the nacelle, and is located in the open position, upstream of its axis, so to form a bailer in the secondary stream.

7. Aircraft turbojet equipped with a nacelle according to one of the claims above.