FR3003542A1

FR3003542A1 - SECURE MANEUVER SYSTEM FOR MOBILE ROOFING TURBO CURTAUS PARTS WHEN SERVICING AND TURBOJET NACELLE INCORPORATING SUCH A SYSTEM

Info

Publication number: FR3003542A1
Application number: FR1352420A
Authority: FR
Inventors: Corentin Hue; Jerome Corfa; Laurent Georges Valleroy
Original assignee: Aircelle SA
Current assignee: Safran Nacelles SAS
Priority date: 2013-03-19
Filing date: 2013-03-19
Publication date: 2014-09-26
Also published as: WO2014147343A1

Abstract

L'invention concerne un système de manœuvre sécurisée de parties mobiles de nacelle de turboréacteur lors de la maintenance. Le système comporte un moyen d'interdiction (26, 28) de la manœuvre d'au moins une première partie mobile (3) de nacelle de turboréacteur en situation d'interférence mécanique potentielle (12) et qui est normalement actif pendant la maintenance et qui comporte un moyen de désactivation (28, 30, 32) à l'aide d'une clé (28) prélevée sur une deuxième partie (2d, 2g ; 45) de nacelle de turboréacteur en situation d'interférence lorsque la dite deuxième partie de nacelle de turboréacteur a été manœuvrée de façon à effacer la zone d'interférence potentielle.The invention relates to a system for secure maneuvering of moving parts of turbojet nacelle during maintenance. The system comprises means for prohibiting (26, 28) the maneuvering of at least a first mobile part (3) of turbojet engine nacelle in a situation of potential mechanical interference (12) and which is normally active during maintenance and which comprises a means of deactivation (28, 30, 32) by means of a key (28) taken from a second part (2d, 2g; 45) of turbojet engine nacelle in an interference situation when said second part The turbojet engine nacelle was maneuvered to clear the potential interference zone.

Description

La présente invention concerne un système de manoeuvre sécurisée de parties mobiles de nacelle de turboréacteur lors de la maintenance et une nacelle de turboréacteur incorporant un tel système. Une nacelle de turboréacteur est de forme générale annulaire et 5 comporte habituellement trois sections dans le sens normal de vol qui sont : - En amont, une section d'entrée d'air avec notamment un capot de soufflante ; - Une section médiane ; et - En aval, une section de sortie du jet d'air direct issu de la 10 soufflante installée dans la section d'entrée de la nacelle. Bien entendu, la section médiane de la nacelle est destinée à entourer la chambre de combustion et une turbine du turboréacteur pour entraîner la soufflante disposée à l'intérieur de la section d'entrée de la nacelle. La tuyère d'éjection des gaz chaud du turboréacteur est disposée à l'intérieur 15 de la section de sortie de la nacelle. Le nombre élevé de services implémentés dans un turboréacteur moderne induit une grande complexité dans les composants du turboréacteur et de sa nacelle proprement dite. La maintenance de ce système est donc une exigence essentielle à la conception d'un turboréacteur. Cette opération est 20 exécutée au sol par des mécaniciens qui doivent alors manoeuvrer divers panneaux ou trappes sur la nacelle et/ou sur le turboréacteur qui l'équipe, de manière à intervenir sur les composants intérieurs du turboréacteur ou de la nacelle. Lors de ces manoeuvres, certains composants ou panneaux 25 peuvent entrer en interférence mécanique lors de leur déplacement à l'ouverture et/ou à la fermeture. Il existe dans l'état de la technique plusieurs moyens pour réduire le risque d'interférence mécanique lors de ces manoeuvres. Il est connu par exemple de surdimensionner la résistance mécanique des pièces ou 30 composants risquant d'entrer en interférence, notamment dans la direction de manoeuvre. Mais une telle solution conduit généralement à accroître la masse des composants à renforcer et ce genre de solutions est à éviter dans l'environnement aéronautique. 35 Dans un autre état de la technique, la manoeuvre est exécutée à l'aide de moteurs, actionneurs ou vérins, dont la commande est centralisée par une interface, par exemple électrique. A l'aide de capteurs convenables, il est connu de détecter l'occurrence d'une situation d'interférence mécanique, même accidentelle, et d'annuler la manoeuvre. Mais une telle solution n'est pas envisageable pour tous les composants de la nacelle et du turboréacteur comme les capots de grandes dimensions. Notamment, il existe un nombre élevé de panneaux, trappes ou composants qui doivent être manoeuvrés à la main. Selon les circonstances, les risques d'interférence sont alors élevés. L'effet d'une telle interférence mécanique peut aller jusqu'à la rupture d'un composant disposé dans la zone d'interférence. Une telle rupture peut ou non être détectée. En plus du coût d'indisponibilité et du coût de remplacement, il existe donc un risque de sécurité important à laisser subsister lors de la manoeuvre de composants de la nacelle et/ou du turboréacteur une interférence possible.The present invention relates to a system for secure maneuvering of moving parts of turbojet nacelle during maintenance and a turbojet nacelle incorporating such a system. A turbojet engine nacelle is generally annular in shape and usually comprises three sections in the normal direction of flight which are: - Upstream, an air intake section including a fan cowl; - a median section; and downstream, an outlet section of the direct air jet coming from the fan installed in the entry section of the nacelle. Of course, the median section of the nacelle is intended to surround the combustion chamber and a turbine of the turbojet to drive the fan disposed within the inlet section of the nacelle. The hot jet ejection nozzle of the turbojet is disposed within the exit section of the nacelle. The high number of services implemented in a modern turbojet induces a great complexity in the components of the turbojet engine and its nacelle itself. Maintenance of this system is therefore an essential requirement for the design of a turbojet engine. This operation is performed on the ground by mechanics who then have to maneuver various panels or hatches on the nacelle and / or on the turbojet engine which equips it, so as to intervene on the interior components of the turbojet engine or the nacelle. During these maneuvers, some components or panels 25 may enter mechanical interference during their movement on opening and / or closing. There exist in the state of the art several means to reduce the risk of mechanical interference during these maneuvers. It is known, for example, to oversize the mechanical strength of parts or components that may interfere, especially in the direction of maneuver. But such a solution generally leads to increase the mass of components to be reinforced and this kind of solution is to be avoided in the aviation environment. In another state of the art, the operation is carried out using motors, actuators or cylinders, the control of which is centralized by an interface, for example electrical. With the aid of suitable sensors, it is known to detect the occurrence of a situation of mechanical interference, even accidental, and to cancel the maneuver. But such a solution is not conceivable for all the components of the nacelle and turbojet engine such as large hoods. In particular, there are a large number of panels, traps or components that must be manipulated by hand. Depending on the circumstances, the risk of interference is high. The effect of such mechanical interference can be as far as the breaking of a component disposed in the interference zone. Such a break may or may not be detected. In addition to the unavailability cost and the replacement cost, there is therefore a significant safety risk to leave possible during interference of components of the nacelle and / or the turbojet possible interference.

La présente invention apporte remède à cet inconvénient de l'état de la technique. En effet, la présente invention concerne un système de manoeuvre sécurisée de parties mobiles de nacelle de turboréacteur lors de la maintenance. Le système comporte un moyen d'interdiction de la manoeuvre d'au moins une première partie mobile de nacelle de turboréacteur en situation d'interférence mécanique potentielle et qui est normalement actif pendant la maintenance et qui comporte un moyen de désactivation à l'aide d'une clé prélevée sur une deuxième partie de nacelle de turboréacteur en situation d'interférence lorsque la dite deuxième partie de nacelle de turboréacteur a été manoeuvrée de façon à sortir de la zone d'interférence potentielle. Selon d'autres caractéristiques optionnelles de l'invention : Le moyen d'interdiction de la manoeuvre comporte une pièce d'interdiction de manoeuvre de la dite première partie mobile et qui est mobile entre une position d'interdiction de manoeuvre et une position d'autorisation de 30 manoeuvre ; La pièce d'interdiction de manoeuvre est rappelée dans une position d'interdiction par un ressort de rappel en l'absence de ladite clé ; La pièce d'interdiction de manoeuvre comporte un premier logement de clé permettant de recevoir la clé et d'entraîner la pièce 35 d'interdiction de manoeuvre contre le ressort de rappel vers une position d'autorisation de manoeuvre déterminée par un second logement de clé disposé sur ladite première partie mobile ; Les premier et second logements de la clé présentent des sections adaptées à recevoir les parties correspondantes de la clé ; La clé est une pièce servant à déterminer la position de maintenance de la deuxième partie mobile de nacelle de turboréacteur ; La pièce servant à fixer une position de maintenance de la deuxième partie mobile de nacelle de turboréacteur est une goupille de fixation d'une barre amovible maintenant l'ouverture d'un capot articulé servant de deuxième partie mobile de nacelle de turboréacteur, comme un capot articulé de structure fixe interne de turboréacteur ; et La pièce d'interdiction de manoeuvre est un couvercle monté sur un axe de rotation sortant d'une face accessible d'un boîtier de commande ou d'entraînement d'un vérin de manoeuvre du capot d'inverseur de poussée de type « 0-duct », le couvercle étant destiné à venir masquer un carré d'entraînement d'un axe flexible d'entraînement du dit vérin de manoeuvre tant que la goupille de fixation d'un levier de maintien d'ouverture d'un capot de structure fixe interne du turboréacteur retiré lors de la fermeture dudit capot de structure fixe interne n'a pas été replacée dans les premier et second logements du couvercle, le second logement étant pratiqué sur la dite face accessible du boîtier d'entraînement. L'invention concerne aussi une nacelle de turboréacteur incorporant un tel système. D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention 25 apparaîtront plus clairement à l'aide de la description et des dessins annexés parmi lesquels : La Figure 1 représente une vue de côté d'un turboréacteur lors d'une opération de maintenance, l'entrée de nacelle étant à droite ; La Figure 2 représente une vue d'arrière du turboréacteur de la 30 Figure 1 ; La Figure 3 représente une vue de côté d'un un turboréacteur lors d'une opération de maintenance, l'entrée de nacelle étant à droite ; Les Figures 4 et 5 représentent deux états successifs d'une partie d'un système de manoeuvre sécurisée dans un mode de réalisation de 35 l'invention ; et 3003 542 4 La Figure 6 représente un schéma d'une autre partie du système de manoeuvre sécurisée des Figures 4 et 5. A la Figure 1, on a représenté une vue de côté d'un turboréacteur lors d'une opération de maintenance, l'entrée de nacelle étant à droite. La 5 nacelle du turbo réacteur comporte tout d'abord une section d'entrée d'air à gauche avec un capot de soufflante ouvert par un axe horizontal en deux moitiés dont le volet droit 1d est visible. A l'intérieur de la section d'entrée se trouve principalement la soufflante (8, Figures 2 et 3) qui présente un arbre horizontal sur lequel sont disposées plusieurs rangées de pales, non visibles 10 au dessin. Une deuxième section de la nacelle, disposée en aval de la première entoure la chambre de combustion, la turbine et la tuyère du turboréacteur. Cette section est composée d'un capot d'inverseur de poussée 3, qui est, dans l'exemple de réalisation de l'invention, de structure O-Duct. 15 D'autres structures sont de type D-Duct. Le capot d'inverseur de poussée 3 est donc ici composé d'une pièce unique affectant la forme générale d'un cylindre qui est, lors de la maintenance, repoussé en arrière à l'aide des vérins du COS 5d, 5g (Cowl Opening System, système d'ouverture du capot, est composé notamment des vérins 5g, 5d. Les éléments 15 et 20 sont uniques et les 20 éléments 5g et 5d sont reliés entre eux mécaniquement et ne peuvent pas être mis en mouvement indépendamment). Le capot d'inverseur de poussée 3 découvre alors la partie interne de la nacelle, dite structure interne fixe (IFS Internai Fixed Structure) qui est constituée de deux demies coques 2g, 2d articulées selon un axe horizontal sur leur partie supérieure non visible à la Figure 1 et seule la demie coque 2g de gauche est visible à la Figure 1. Cet IFS entoure la partie centrale du turboréacteur et sert à canaliser le flux secondaire dudit turboréacteur. L'arbre de soufflante est connecté de manière interne à un arbre de turbine du turboréacteur de sorte que l'air aspiré par l'entrée d'air de nacelle à 30 droite de la section d'entrée 1 est entraîné dans un jet direct vers la sortie 4 à gauche du dessin de la Figure 1, lorsque les capots sont refermés et que le turboréacteur est en marche. Lorsque, en maintenance, la nacelle doit être ouverte, l'opérateur de maintenance commande d'abord la translation vers l'arrière du capot 35 d'inverseur de poussée 3 qui dégage la partie centrale IFS du turboréacteur. Pour cela, l'opérateur de maintenance actionne les vérins 5d et 5g (Figure 2) dont seul le vérin 5d de droite est visible Figure 3. Le capot d'inverseur de poussée 3 est mobile en translation sur des rails 10g à gauche et 10d à droite (visibles Figure 3). Il ouvre ensuite les demies coques 2g et 2d articulées de la partie centrale du turboréacteur (IFS) comme la demie coque 2g et introduit 5 des barres ou leviers de maintien en ouverture de chacune des demies coques 2g à gauche et 2d (non visible) à droite. Une telle barre 7 est visible sur le bord arrière de la demie coque 2g. D'autres barres de maintien en ouverture sont visibles à la Figure 2. Elles comportent les barres 7d et 7d' disposées entre la demie coque droite 2d et la structure interne fixe proprement dite et les barres 10 7g et 7g' disposées entre la demie coque gauche 2g et la structure interne fixe proprement dite. En se reportant à la Figure 2 qui est une vue d'arrière du turboréacteur de la Figure 1, et où les mêmes éléments portent les mêmes numéros de référence, on constate que le capot 3 de l'inverseur de poussée se 15 trouverait en interférence mécanique avec les demies coques 2g et 2d de la structure fixe centrale IFS du turboréacteur en cas de fermeture de ce capot 3 sans que les demies coques 2g et 2d soient fermées. Cette interférence est représentée sur la Figure 3 qui représente un turboréacteur en maintenance, sa section d'entrée étant à droite, dans la zone 20 12 à gauche de la demie coque 2d de la structure centrale IFS. Il en résulte que si par mégarde, le vérin comme le vérin 5d est mis en action pour refermer le capot d'inverseur 3 (de la gauche vers la droite sur la Figure 3, mais de la droite vers la gauche sur la Figure 1), le bord en regard du capot d'inverseur 3 viendra percuter le bord des deux demies coques 2d et 2g. Il existe alors un 25 fort risque de bris de composants fragiles. On note que les volets gauche 1g et droite 1d (Figure 1) du capot de soufflante ont été retirés aux Figures 2 et 3 pour faciliter la représentation du système de manoeuvre sécurisé de l'invention. Il est entendu que la procédure réglementaire de manoeuvre du 30 capot d'inverseur 3 comporte la fermeture préalable des demies coques 2d et 2g. Mais, tout le problème technique posé par l'invention n'est pas que la procédure de maintenance soit observée, mais plutôt que la procédure de maintenance ne puisse pas facilement ne pas être observée, ce qui est tout différent. 35 Pour éviter cette situation d'une commande intempestive de la fermeture du capot d'inverseur, la présente invention propose un système de manoeuvre sécurisée de parties mobiles de nacelle nouveau qui comporte la disposition d'un moyen d'interdiction de la manoeuvre d'au moins une première partie mobile de nacelle de turboréacteur en situation d'interférence mécanique potentielle.The present invention provides a remedy for this drawback of the state of the art. Indeed, the present invention relates to a secure operating system of moving parts of turbojet nacelle during maintenance. The system comprises a means for prohibiting the operation of at least a first mobile part of a turbojet engine nacelle in a situation of potential mechanical interference and which is normally active during maintenance and which comprises a means of deactivation by means of a key taken from a second turbojet engine nacelle part in an interference situation when the said second turbojet nacelle part has been manipulated so as to leave the potential interference zone. According to other optional features of the invention: the means of prohibiting the operation comprises a part of prohibition of maneuvering said first movable part and which is movable between a position of prohibition of maneuver and a position of maneuver authorization; The maneuvering room is recalled in a prohibition position by a return spring in the absence of said key; The maneuvering prohibition part comprises a first key housing for receiving the key and driving the maneuver prohibition member 35 to a maneuvering authorization position determined by a second key housing. disposed on said first movable portion; The first and second housings of the key have sections adapted to receive the corresponding parts of the key; The key is a part for determining the maintenance position of the second moving part of turbojet nacelle; The part used to fix a maintenance position of the second movable portion of the turbojet engine nacelle is a pin for fixing a detachable bar maintaining the opening of an articulated hood serving as the second moving part of a turbojet engine nacelle, such as a hood articulated turbojet internal fixed structure; and the actuating part is a cover mounted on an axis of rotation coming out of an accessible face of a control or driving case of a jack for actuating the type "0" type thrust reverser cover -duct ", the cover being intended to mask a drive square of a flexible drive shaft of said actuating cylinder as the fixing pin of a holding lever opening a structural cover internal fixed jet of the turbojet removed during closing of said internal fixed structure cover has not been replaced in the first and second housing of the cover, the second housing being formed on said accessible face of the drive housing. The invention also relates to a turbojet engine nacelle incorporating such a system. Other features and advantages of the present invention will become more apparent from the description and the accompanying drawings in which: Figure 1 shows a side view of a turbojet engine during a maintenance operation, the platform entrance being on the right; Figure 2 is a rear view of the turbojet engine of Figure 1; Figure 3 shows a side view of a turbojet engine during a maintenance operation, the nacelle inlet being on the right; Figures 4 and 5 show two successive states of a portion of a secure operating system in one embodiment of the invention; FIG. 6 is a diagram of another part of the secure operating system of FIGS. 4 and 5. FIG. 1 shows a side view of a turbojet engine during a maintenance operation, the nacelle entrance being on the right. The nacelle of the turbo reactor first comprises an air intake section on the left with a blower hood open by a horizontal axis in two halves whose right flap 1d is visible. Inside the inlet section is mainly the fan (8, Figures 2 and 3) which has a horizontal shaft on which are arranged several rows of blades, not visible in the drawing. A second section of the nacelle disposed downstream of the first surrounds the combustion chamber, the turbine and the nozzle of the turbojet engine. This section is composed of a thrust reverser cover 3, which is, in the embodiment of the invention, O-Duct structure. Other structures are of the D-Duct type. The thrust reverser cover 3 is thus composed of a single piece affecting the general shape of a cylinder which, during maintenance, is pushed backwards by means of the cylinders of the COS 5d, 5g (Cowl Opening System, opening system of the cover, is composed in particular of the cylinders 5g, 5d.The elements 15 and 20 are unique and the elements 5g and 5d are interconnected mechanically and can not be set independently). The thrust reverser cover 3 then discovers the inner part of the nacelle, called fixed internal structure (IFS Internai Fixed Structure) which consists of two half-shells 2g, 2d articulated along a horizontal axis on their upper part not visible at the Figure 1 and only the left half shell 2g is visible in Figure 1. This IFS surrounds the central portion of the turbojet engine and serves to channel the secondary flow of said turbojet engine. The fan shaft is internally connected to a turbine shaft of the turbojet so that the air sucked by the nacelle air inlet to the right of the inlet section 1 is driven in a direct jet to the exit 4 to the left of the drawing of Figure 1, when the covers are closed and the turbojet engine is running. When, in maintenance, the nacelle must be open, the maintenance operator first controls the translation towards the rear of the thrust reverser cover 3 which releases the central portion IFS of the turbojet engine. For this, the maintenance operator actuates the cylinders 5d and 5g (Figure 2) of which only the right 5d cylinder is visible Figure 3. The thrust reverser cover 3 is movable in translation on rails 10g to the left and 10d right (visible Figure 3). It then opens the semi hulls 2g and 2d hinged from the central part of the turbojet engine (IFS) as the half hull 2g and introduces 5 bars or levers for opening each of the half hulls 2g left and 2d (not visible) to right. Such a bar 7 is visible on the rear edge of the half shell 2g. Other opening retaining bars are visible in FIG. 2. They comprise the bars 7d and 7d 'disposed between the right half shell 2d and the fixed internal structure proper and the bars 7g and 7g disposed between the half shell left 2g and the fixed internal structure proper. Referring to Figure 2 which is a rear view of the turbojet engine of Figure 1, and where the same elements bear the same reference numbers, it is found that the cover 3 of the thrust reverser would be in interference mechanics with the half hulls 2g and 2d of the central fixed structure IFS of the turbojet engine in the event of closure of this hood 3 without the half-hulls 2g and 2d being closed. This interference is represented in FIG. 3, which represents a maintenance turbojet, its inlet section being on the right, in zone 12 to the left of the half-shell 2d of the IFS central structure. As a result, if inadvertently, the jack as the jack 5d is actuated to close the inverter cover 3 (from left to right in Figure 3, but from right to left in Figure 1) , the edge opposite the reverser cover 3 will strike the edge of the two half-hulls 2d and 2g. There is then a high risk of breakage of fragile components. It is noted that the left flaps 1g and right 1d (Figure 1) of the fan cowl have been removed in Figures 2 and 3 to facilitate the representation of the secure operating system of the invention. It is understood that the regulatory procedure for operating the inverter cover 3 comprises the prior closure of the half-shells 2d and 2g. But, the whole technical problem of the invention is not that the maintenance procedure is observed, but rather that the maintenance procedure can not easily not be observed, which is quite different. To avoid this situation of inadvertent control of the closing of the inverter cover, the present invention proposes a system for the secure maneuvering of moving parts of a new platform which comprises the provision of a means for prohibiting the operation of at least a first movable portion of turbojet engine nacelle in potential mechanical interference situation.

Selon l'invention, le moyen d'interdiction est normalement actif pendant la maintenance. Il coopère de plus avec un moyen de désactivation de cette interdiction à l'aide d'une clé prélevée sur une deuxième partie de nacelle de turboréacteur en situation d'interférence lorsque la deuxième partie de nacelle de turboréacteur a été manoeuvrée de façon à effacer ou sortir de la zone d'interférence potentielle. Le principe de l'invention s'applique bien entendu à d'autres situations d'interférences mécaniques potentielles. On va décrire ici l'application du principe de l'invention dans le cas de la fermeture du capot d'inverseur de poussée 3 de la nacelle.According to the invention, the prohibition means is normally active during maintenance. It furthermore cooperates with a means of deactivating this prohibition by means of a key taken from a second turbojet engine nacelle part in an interference situation when the second part of the turbojet engine nacelle has been operated so as to erase or exit the potential interference zone. The principle of the invention applies, of course, to other situations of potential mechanical interference. We will describe here the application of the principle of the invention in the case of closing the thrust reverser cover 3 of the nacelle.

La manoeuvre du capot d'inverseur de poussée 3 par le vérin 5d est commandée par un boîtier de commande ou d'entraînement 20 qui est relié au vérin 5d par un axe flexible 15 (voir Figure 3). Lorsque le boîtier de commande 20 est actionné étant embrayé sur une crémaillère ou vis sans fin 9d, Figure 3, le vérin 5d entraîne le capot d'inverseur de poussée 3 sur des rails 10d de sorte que le capot d'inverseur de poussée 3 se rapproche du capot de soufflante 2 recouvrant la structure centrale 2d. Il est entendu que, préalablement à ce mouvement, l'opérateur de maintenance aura retiré les barres ou leviers de maintien d'ouverture des demies coques 2d, 2g et refermé les demies coques l'une contre l'autre.Maneuvering the thrust reverser cover 3 by the jack 5d is controlled by a control or driving box 20 which is connected to the jack 5d by a flexible shaft 15 (see Figure 3). When the control box 20 is actuated being engaged on a rack or worm 9d, Figure 3, the cylinder 5d drives the thrust reverser cover 3 on rails 10d so that the thrust reverser cover 3 close to the fan cowl 2 covering the central structure 2d. It is understood that, prior to this movement, the maintenance operator has removed the bars or levers opening the opening half hulls 2d, 2g and closed the half hulls against each other.

Dans le cas d'un oubli, l'interférence mécanique 12 entre la demie coque 2d et le capot d'inverseur de poussée 3 conduit à une destruction locale des composants dans l'interaction. Pour empêcher cette destruction, le moyen d'interdiction de l'invention comporte une pièce d'interdiction de manoeuvre avec un couvercle.In the case of an oversight, the mechanical interference 12 between the half-shell 2d and the thrust reverser cover 3 leads to a local destruction of the components in the interaction. To prevent this destruction, the prohibition means of the invention comprises a maneuvering piece with a cover.

Le système de manoeuvre sécurisée est représenté à la Figure 4 et à la Figure 5 dans deux états. Le boîtier de commande ou d'entraînement 20 du vérin d'entraînement 5d, 5g Figure 2 du capot d'inverseur de poussée 3 comporte un support d'axe flexible 25 qui reçoit une extrémité de l'axe flexible 15 Figure 3, dont l'autre extrémité est connecté au vérin 5d qu'il entraîne.The secure operating system is shown in Figure 4 and Figure 5 in two states. The drive or drive housing 20 of the drive cylinder 5d, 5g FIG. 2 of the thrust reverser cover 3 has a flexible axle carrier 25 which receives an end of the flexible shaft 15 FIG. other end is connected to the cylinder 5d it drives.

Le couvercle d'interdiction de manoeuvre 26 est monté sur un axe de rotation 27 sortant d'une face accessible du boîtier de commande 20 (Figure 4). Le couvercle 26 est destiné à venir masquer un carré d'entraînement 21 de l'axe flexible 25 - 15 d'entraînement du vérin de manoeuvre. Le carré d'entraînement 21 est destiné à recevoir l'extrémité d'un outil de manoeuvre comme une manivelle. Le carré d'entraînement 21 permet d'entraîner en rotation un axe 22 interne au boîtier de commande 20 terminé par une première roue dentée conique 23. Une seconde roue dentée conique 24 est engrenée sur la première roue dentée 23. La seconde roue 24 est montée sur une extrémité du support d'axe flexible 25 qui reçoit l'extrémité correspondante de l'axe flexible 15 (Figure 3) d'entraînement du vérin 5d.The operating prohibition cover 26 is mounted on an axis of rotation 27 coming out of an accessible face of the control box 20 (FIG. 4). The cover 26 is intended to mask a drive square 21 of the flexible shaft 25 - 15 for driving the operating cylinder. The driving square 21 is intended to receive the end of an operating tool such as a crank. The driving square 21 makes it possible to drive in rotation an axis 22 internal to the control box 20 terminated by a first conical toothed wheel 23. A second conical toothed wheel 24 is engaged on the first toothed wheel 23. The second wheel 24 is mounted on one end of the flexible shaft support 25 which receives the corresponding end of the flexible shaft 15 (Figure 3) driving the cylinder 5d.

Dans l'état de la Figure 4, le boîtier de commande 20 est normalement actif pendant la maintenance. Le carré 21 est donc accessible, parce que le couvercle 26 est doté d'une ouverture 31 qui dévoile le carré 21. Le système de manoeuvre sécurisée de l'invention comporte un moyen de désactivation 28, 30, 32 à l'aide d'une clé 28 qui devra être prélevée 15 sur la deuxième partie 2d, 2g de nacelle de turboréacteur en situation d'interférence lorsque la dite deuxième partie de nacelle de turboréacteur aura été manoeuvrée de façon à effacer la zone d'interférence potentielle. Le couvercle 26 d'interdiction de la manoeuvre de la première partie mobile de la nacelle - ici, le capot d'inverseur de poussée 3 - est mobile 20 entre une position d'interdiction de manoeuvre A et une position d'autorisation de manoeuvre B toutes deux représentées sur les Figures 4 & 5. La Figure 4 représente l'état de la position B tandis que la Figure 5 montre le couvercle dans l'état où le carré est rendu inaccessible. A cette fin, en l'absence de la clé 28, le couvercle 26 est rappelé 25 en rotation 29 dans la position d'interdiction de manoeuvre A par un ressort de rappel (non visible au dessin ) monté sur l'axe 27. Le couvercle d'interdiction de manoeuvre 26 comporte un premier logement de clé 30 permettant de recevoir la clé 28 et un second logement de clé 32 disposé en relation avec ladite première partie mobile 3. Le second 30 logement 32 détermine la position d'autorisation de manoeuvre B parce que le couvercle d'interdiction de manoeuvre 21 est entraîné par le ressort de rappel. Dans un mode de réalisation, les premier 30 et second 32 logements de la clé 28 présentent des sections adaptées à recevoir les parties correspondantes de la clé 28. Dans la représentation des Figures 4 et 5, la clé 35 est de section circulaire. Mais il est prévu que la clé 28 puisse présenter des sections de formes déterminées qui obligent l'opérateur de maintenance de placer la seule clé prélevée sur une deuxième partie de nacelle de turboréacteur déterminée et aucune autre. Dans un mode de réalisation, la clé 28 est une pièce servant à fixer une position de maintenance de la deuxième partie mobile 2d, 2g de nacelle de turboréacteur. Dans le mode de réalisation des Figures, la pièce servant à fixer une position de maintenance de la deuxième partie mobile de nacelle de turboréacteur est une goupille 28 de fixation d'une barre ou levier 7 maintenant l'ouverture d'une demie coque de structure fixe interne de turboréacteur.In the state of Figure 4, the control box 20 is normally active during maintenance. The square 21 is therefore accessible because the cover 26 has an opening 31 which reveals the square 21. The secure operating system of the invention comprises a deactivation means 28, 30, 32 with the aid of a key 28 to be taken from the second part 2d, 2g turbojet nacelle in interference situation when the said second turbojet nacelle part has been operated so as to erase the potential interference zone. The cover 26 prohibiting the operation of the first movable part of the nacelle - here, the thrust reverser cover 3 - is movable 20 between a maneuvering position A and a maneuvering authorization position B both are shown in Figures 4 & 5. Figure 4 shows the state of position B while Figure 5 shows the lid in the state where the square is rendered inaccessible. For this purpose, in the absence of the key 28, the cover 26 is biased in rotation 29 in the maneuver prohibition position A by a return spring (not visible in the drawing) mounted on the axis 27. maneuver prohibition cover 26 includes a first key housing 30 for receiving the key 28 and a second key housing 32 disposed in relation to said first movable portion 3. The second housing 32 determines the maneuver authorization position B because the maneuvering prohibition cover 21 is driven by the return spring. In one embodiment, the first 30 and second 32 housings of the key 28 have sections adapted to receive the corresponding parts of the key 28. In the representation of Figures 4 and 5, the key 35 is of circular section. But it is expected that the key 28 may have sections of specific shapes that require the maintenance operator to place the only key taken from a second part of the turbojet engine nacelle determined and no other. In one embodiment, the key 28 is a part for fixing a maintenance position of the second movable part 2d, 2g turbojet nacelle. In the embodiment of the Figures, the part serving to fix a maintenance position of the second mobile part of the turbojet engine nacelle is a pin 28 for fixing a bar or lever 7 maintaining the opening of a half-shell structure internal fixed turbojet.

A la Figure 6, on a représenté un mode de réalisation de l'invention. Dans ce mode de réalisation, la clé 28 utilisée dans le système de manoeuvre de l'invention est une goupille qui permet de fixer pendant les opérations de maintenance une barre ou levier 40 (levier 40 correspond à la barre 7 de la fig 2) maintenant l'ouverture d'une demie coque de structure fixe 15 interne de turboréacteur. La barre 40 présente deux extrémités respectivement 42, insérée dans une interface 44 solidaire de la structure fixe interne 43, et 41, insérée dans une interface 46 solidaire de la face intérieure de la demie coque 45. La goupille 28 passe par des perçages prévus à cet effet à la fois sur l'interface 46 et sur l'extrémité 41 de la barre 40 de maintien de l'ouverture de 20 la demie coque 45. Une fois posée, la goupille 28 fixe la position ouverte du capot ou demie coque de la structure interne fixe du turboréacteur 45. Il résulte de cette disposition que, lorsque l'opérateur de maintenance referme la demie coque 45 à la fin des opérations de maintenance, il doit nécessairement extraire la goupille 28 qui lui sert alors de 25 clé 28 de désactivation de l'interdiction sur le couvercle 26 d'interdiction de manoeuvre alors dans l'état d'interdiction B (Figure 5). L'opérateur de maintenance introduit ensuite l'extrémité convenable de la goupille servant de clé 28 dans le premier logement 30 sur la face accessible du boîtier de commande 20 qui, dans le mode de réalisation 30 des Figures 4 et 5, est la face supérieure au dessin. Il force le ressort de rappel pour ramener le couvercle 26 d'interdiction de manoeuvre dans l'état A de la Figure 4. Le premier logement 30 et le second logement 32 sont alors alignés et l'opérateur peut alors fixer la clé 28 en l'enfonçant profondément dans le second logement 32 à travers le premier logement 31. L'ouverture 31 sur le 35 couvercle 26 d'interdiction de manoeuvre est alors disposée au-dessus du carré 21 qui devient accessible. L'opérateur de maintenance peut alors exécuter la manoeuvre du vérin 5d ou 5g (Figure 3) et la translation du capot d'inverseur de poussée 3 est exécutée de manière sûre, la demie coque 2d ou 2g de la structure interne fixe ayant été correctement refermée, et la zone d'interférence mécanique 12 (Figure 3) effacée.In Figure 6, there is shown an embodiment of the invention. In this embodiment, the key 28 used in the operating system of the invention is a pin which makes it possible to fix during the maintenance operations a bar or lever 40 (lever 40 corresponds to the bar 7 of FIG. the opening of a half-shell of fixed internal turbojet structure. The bar 40 has two ends 42 respectively, inserted in an interface 44 integral with the inner fixed structure 43, and 41, inserted in an interface 46 integral with the inner face of the half shell 45. The pin 28 passes through holes provided for this effect both on the interface 46 and on the end 41 of the bar 40 for holding the opening of the half-shell 45. Once installed, the pin 28 fixes the open position of the hood or half shell of the fixed internal structure of the turbojet engine 45. It follows from this provision that, when the maintenance operator closes the half-hull 45 at the end of the maintenance operations, he must necessarily extract the pin 28 which then serves him as a key 28. deactivation of the prohibition on the cover 26 of prohibition of maneuver then in the state of prohibition B (Figure 5). The maintenance operator then introduces the appropriate end of the key pin 28 into the first housing 30 on the accessible face of the control box 20 which, in the embodiment of Figures 4 and 5, is the upper face. to the drawing. It forces the return spring to bring the maneuvering cover 26 back into the state A of FIG. 4. The first housing 30 and the second housing 32 are then aligned and the operator can then fix the key 28 at the same time. 'Depressing deeply into the second housing 32 through the first housing 31. The opening 31 on the lid 27 of prohibition maneuver is then disposed above the square 21 which becomes accessible. The maintenance operator can then perform the operation of the cylinder 5d or 5g (Figure 3) and the translation of the thrust reverser cover 3 is performed safely, the half shell 2d or 2g of the fixed internal structure having been correctly closed, and the mechanical interference zone 12 (Figure 3) cleared.

Un autre mode réalisation de l'interdiction est que l'insertion de l'axe 28 vient déplacer le pignon 22 pour l'engrener sur le pignon 23. Tout autre mode d'inhibition du boitier 20 par un axe est également applicable. Les différents modes de réalisation peuvent être cumulés dans la réalisation de l'interdiction en fonction du besoin et du nombre d'axes à placer 10 sur le boitier 20 (dépend du nombre de barres 7). On dispose ainsi d'un système de manoeuvre sécurisée de parties mobiles d'une nacelle de turboréacteur lors d'une maintenance. Les zones d'interférence mécanique sont donc effacées lors des manoeuvres de ces parties mobiles. 15Another embodiment of the prohibition is that the insertion of the pin 28 moves the pinion 22 to engage the pinion 23. Any other mode of inhibition of the box 20 by an axis is also applicable. The various embodiments can be combined in carrying out the prohibition according to the need and the number of axes to be placed on the housing 20 (depends on the number of bars 7). There is thus a secure maneuvering system for moving parts of a turbojet engine nacelle during maintenance. The zones of mechanical interference are thus erased during the maneuvers of these moving parts. 15

Claims

REVENDICATIONS1. System for the secure operation of moving parts of a turbojet engine nacelle during maintenance, characterized in that it comprises a means of prohibiting (26, 28) the operation of at least a first mobile part (3) of a nacelle of a turbojet engine in potential mechanical interference situation (12) and which is normally active during maintenance and which comprises a deactivation means (28, 30, 32) by means of a key (28) taken from a second part (2d, 2g; 45) turbojet engine nacelle in interference situation when the said second turbojet nacelle part has been operated so as to erase the potential interference zone.

2. System according to claim 1, characterized in that the means for prohibiting the maneuver comprises a maneuver prohibition part (26) of said first movable part and which is movable between a maneuver prohibition position (A) and a maneuvering authorization position (B).

3. System according to claim 2, characterized in that the actuating part (26) is biased (29) in the position of prohibition of maneuver (A) by a return spring in the absence of said 20 key (28).

4. System according to claim 2 or 3, characterized in that the maneuvering room (26) comprises a first key housing (30) for receiving the key (28) and to drive the prohibition room actuating means (21) against the return spring to a maneuvering authorization position (B) determined by a second key housing (32) disposed in relation to said first movable portion (3).

5. System according to claim 4, characterized in that the first (30) and second (32) housing of the key (28) have sections adapted to receive the corresponding parts of the key (28). 30

6. System according to any one of claims 1 to 5, characterized in that the key (28) is a part for fixing a maintenance position of the second movable part (2d, 2g; 45) of turbojet nacelle.

7. System according to claim 6, characterized in that the part for determining the maintenance position of the second movable part of the turbojet engine nacelle is a pin (28) for fixing a removable lever (7; opening an articulated hood serving as a second movable portion of a turbojet engine nacelle, such as an articulated hood (2d, 2g) with a fixed turbojet internal structure.

8. System according to claim 1, characterized in that the actuating part is a cover (26) mounted on an axis of rotation (27) coming out of an accessible face of a drive housing (20). an actuating cylinder (5d, 5g) of the "0-duct" type thrust reverser hood, the cover (26) being intended to mask a driving square (21) of a flexible axle ( 15; 25) for driving said actuating ram as well as the securing pin (28) for a lever (7) for maintaining the opening of a hood (2d, 2g) with an internal fixed structure of the turbojet removed when closing said inner fixed structure cover has not been replaced in the first and second housing of the cover, the second housing (32) being formed on said accessible face of the drive housing (20). 15

9. turbojet engine nacelle, characterized in that it comprises at least one secure maneuvering system of movable nacelle parts according to any one of claims 1 to 8.