FR3010145A1

FR3010145A1 - THRUST INVERTER OF A TURBOJET NACELLE COMPRISING GRIDS AND FIXED CYLINDERS UPSTREAM MOVING COVERS

Info

Publication number: FR3010145A1
Application number: FR1358228A
Authority: FR
Inventors: Guy Bernard Vauchel
Original assignee: Aircelle SA
Current assignee: Safran Nacelles SAS
Priority date: 2013-08-28
Filing date: 2013-08-28
Publication date: 2015-03-06
Also published as: WO2015028735A1

Abstract

Inverseur de poussée d'une nacelle de turboréacteur, comprenant des capots mobiles (10) qui reculent par rapport à un cadre avant (2) sous l'effet de vérins (14) en entraînant par des biellettes (24) le basculement de volets (8) se trouvant initialement repliés à l'intérieur de ces capots, pour fermer sensiblement la veine annulaire d'air froid (4), et en ouvrant des grilles (12) disposées autour de cette veine qui reçoivent le flux d'air froid pour le renvoyer vers l'avant, caractérisé en ce que l'extrémité arrière des grilles (12) et des vérins (14) sont fixés à l'amont des capots mobiles (10) et coulissent avec eux, ces grilles et ces vérins étant rentrés dans un caisson (18) du cadre avant (2) quand l'inverseur est fermé.Thrust reverser of a turbojet engine nacelle, comprising movable covers (10) which recoil with respect to a front frame (2) under the effect of jacks (14) by driving the flap tilting (24) by means of rods (24) ( 8) initially folded inside these covers, to substantially close the annular cold air duct (4), and opening grids (12) arranged around this vein which receive the cold air flow for the return to the front, characterized in that the rear end of the grids (12) and the cylinders (14) are fixed upstream of the movable covers (10) and slide with them, these grids and cylinders being retracted in a box (18) of the front frame (2) when the inverter is closed.

Description

La présente invention concerne un inverseur de poussée pour une nacelle d'aéronef recevant un turboréacteur, ainsi qu'une nacelle d'aéronef équipée d'un tel inverseur de poussée. Les ensembles de motorisation pour les aéronefs comportent une nacelle 5 formant une enveloppe extérieure globalement circulaire, comprenant à l'intérieur un turboréacteur disposé suivant l'axe longitudinal de cette nacelle. Le turboréacteur reçoit de l'air frais venant du côté amont ou avant, et rejette du côté aval ou arrière les gaz chauds issus de la combustion du carburant, qui donnent une certaine poussée. Pour les turboréacteurs à double 10 flux, des aubes de soufflante disposées autour de ce turboréacteur génèrent un flux secondaire important d'air froid le long d'une veine annulaire passant entre le moteur et la nacelle, qui ajoute une poussée élevée. Certaines nacelles comportent un système d'inversion de poussée qui ferme au moins en partie la veine annulaire d'air froid, et rejette le flux 15 secondaire vers l'avant afin de générer une poussée de freinage de l'aéronef. Un type d'inverseur de poussée connu, présenté notamment par le document FR-A1-2758161, comporte des capots mobiles arrière qui peuvent coulisser axialement vers l'arrière sous l'effet de vérins, en déployant des volets dans la veine annulaire afin de fermer au moins partiellement cette 20 veine. Ces volets renvoient le flux d'air froid radialement vers l'extérieur en passant par des grilles découvertes lors de ce coulissement, comprenant des aubes qui dirigent ce flux vers l'avant. Quand l'inverseur de poussée est fermé, les grilles composant une structure annulaire liée du côté amont à la structure avant fixe formant un 25 cadre, et les vérins comprenant leurs extrémités amont liées à ce cadre avant, sont intégrés dans l'épaisseur des capots mobiles, sensiblement à la même hauteur radiale. Les volets repliés sous la face radialement inférieure des grilles, comporte une extrémité avant fixée par un pivot à une structure annulaire qui est 30 solidaire des capots mobiles arrière. Quand l'inverseur de poussée s'ouvre, les vérins reculant le capot mobile vers l'arrière, les grilles fixes sont découvertes progressivement en même temps que les volets se déploient pour fermer la veine annulaire, afin de rejeter le flux d'air vers l'extérieur à travers ces grilles qui le dévient vers l'avant. Pour un flux inversé, des efforts aérodynamiques importants s'appliquent sur les volets, qui sont repris par la structure annulaire solidaire des capots 5 mobiles. Toutefois un problème qui se pose est que cette structure annulaire est entaillée pour recevoir les vérins qui sont logés radialement dans son épaisseur, ce qui oblige à disposer des renforts et à augmenter la masse de cette structure pour obtenir la rigidité nécessaire. 10 De plus ce type d'inverseur de poussée pose un problème d'interruption du joint d'étanchéité disposé en jet direct entre cette structure annulaire et la structure amont fixe, qui doit être coupé au passage de chaque vérin. Il faut alors aménager le joint d'étanchéité au passage de ces vérins, ce qui réduit la fiabilité de l'étanchéité, et donc les performances aérodynamiques en jet direct. 15 La présente invention a notamment pour but d'éviter ces inconvénients de la technique antérieure. Elle propose à cet effet un inverseur de poussée d'une nacelle de turboréacteur, comprenant des capots mobiles qui reculent par rapport à un cadre avant sous l'effet de vérins en entraînant par des biellettes le 20 basculement de volets se trouvant initialement repliés à l'intérieur de ces capots, pour fermer sensiblement la veine annulaire d'air froid, et en ouvrant des grilles disposées autour de cette veine qui reçoivent le flux d'air froid pour le renvoyer vers l'avant, caractérisé en ce que l'extrémité arrière des grilles et des vérins sont fixés à l'amont des capots mobiles et coulissent avec eux, ces 25 grilles et ces vérins étant rentrés dans un caisson du cadre avant quand l'inverseur est fermé. Un avantage de cet inverseur de poussée est que les grilles et les vérins étant disposés en amont des capots mobiles, la structure annulaire intérieure de ces capots mobiles n'est pas interrompue par les vérins, ce qui permet de 30 réaliser facilement une structure rigide comportant un encombrement réduit et une masse limitée. De plus on peut aussi réaliser une étanchéité continue entre les volets et le cadre avant, quand l'inverseur est fermé.The present invention relates to a thrust reverser for an aircraft nacelle receiving a turbojet, and an aircraft nacelle equipped with such a thrust reverser. The motorization assemblies for the aircraft comprise a nacelle 5 forming a generally circular outer envelope, comprising inside a turbojet arranged along the longitudinal axis of this nacelle. The turbojet engine receives fresh air from the upstream or front side, and rejects on the downstream or rear side hot gases from the combustion of fuel, which give a certain thrust. For double-flow turbojet engines, fan blades disposed around this turbojet engine generate a large secondary flow of cold air along an annular vein passing between the engine and the nacelle, which adds a high thrust. Some nacelles include a thrust reversal system which at least partially closes the annular cool air duct, and reject the secondary flow forward to generate a braking thrust of the aircraft. A known type of thrust reverser, presented in particular by the document FR-A1-2758161, comprises rear movable covers that can slide axially backwards under the effect of jacks, by deploying flaps in the annular vein in order to at least partially close this vein. These flaps return the flow of cold air radially outward through grids discovered during this sliding, comprising blades that direct the flow forward. When the thrust reverser is closed, the grids composing an annular structure bonded from the upstream side to the fixed front structure forming a frame, and the jacks comprising their upstream ends connected to this front frame, are integrated into the thickness of the hoods. mobile, substantially at the same radial height. The flaps folded under the radially lower face of the grids, has a front end fixed by a pivot to an annular structure which is integral with the rear movable covers. When the thrust reverser opens, the jacks retracting the movable hood to the rear, the fixed grids are gradually discovered at the same time as the flaps unfold to close the annular vein, to reject the air flow to outside through these grids that deflect it forward. For an inverted flow, significant aerodynamic forces are applied to the flaps, which are taken up by the integral annular structure of the movable covers. However, a problem that arises is that this annular structure is notched to receive the cylinders which are housed radially in its thickness, which forces to have reinforcements and to increase the mass of this structure to obtain the necessary rigidity. In addition, this type of thrust reverser poses a problem of interruption of the seal arranged in a direct jet between this annular structure and the fixed upstream structure, which must be cut when passing each cylinder. It is then necessary to arrange the seal to the passage of these cylinders, which reduces the reliability of the seal, and therefore the aerodynamic performance in direct jet. The present invention is intended in particular to avoid these disadvantages of the prior art. It proposes for this purpose a thrust reverser of a turbojet engine nacelle, comprising movable cowls which recoil with respect to a front frame under the effect of jacks by driving by rods the tilting of flaps initially located at the rear of the engine. interior of these hoods, to substantially close the annular cold air stream, and by opening grids arranged around this vein which receive the flow of cold air to return it to the front, characterized in that the end Rear grids and jacks are attached upstream of the movable covers and slide with them, these grids and cylinders being retracted into a box of the front frame when the inverter is closed. An advantage of this thrust reverser is that the grids and jacks being arranged upstream of the movable covers, the inner annular structure of these movable covers is not interrupted by the jacks, which makes it possible to easily produce a rigid structure comprising a small footprint and a limited mass. In addition one can also achieve a continuous seal between the flaps and the front frame, when the inverter is closed.

L'inverseur de poussée selon l'invention peut comporter de plus une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, qui peuvent être combinées entre elles. Avantageusement, quand l'inverseur est fermé, les vérins sont disposés 5 radialement en dessous des grilles. Cette disposition permet de ne pas modifier les grilles au niveau de ces vérins. Selon une caractéristique de l'invention, l'inverseur de poussée comprend au moins un système de commande disposé à l'intérieur du caisson du cadre avant, et l'accès audit système de commande est réalisé grâce à au moins une 10 trappe localisée en partie externe dudit caisson. Avantageusement, le caisson comporte une paroi intérieure comprenant vers l'arrière une partie courbe tournée vers l'extérieur, formant un canal aérodynamique permettant un guidage du flux d'air lors de l'ouverture de l'inverseur. On améliore ainsi le passage aérodynamique en flux inversé. 15 Avantageusement, la partie courbée de la paroi intérieure comporte des fentes permettant le passage des vérins, les volets comprenant à l'avant une surface d'étanchéité venant en appui sur cette paroi intérieure en dessous des fentes quand l'inverseur est fermé. On améliore le passage aérodynamique en flux direct. 20 Le cadre avant peut être fixé sur la structure amont par des crochets disposés radialement vers l'intérieur de ce cadre, permettant de fixer l'inverseur complet sur la structure de la nacelle située en amont, ce qui réalise une fixation simple et efficace. Dans ce cas l'extrémité arrière des vérins peut être fixée au cadre avant 25 sur une ferrure disposée à proximité des crochets, qui constitue un point de fixation rigide. Le caisson du cadre avant peut ainsi comprendre un système de verrouillage du capot mobile, comprenant au moins un levier dont une extrémité aval est solidaire dudit capot et dont une extrémité amont est 30 solidaire du cadre avant, l'extrémité amont étant fixée sur la ferrure disposée à proximité des crochets.The thrust reverser according to the invention may further comprise one or more of the following features, which may be combined with one another. Advantageously, when the inverter is closed, the cylinders are arranged radially below the grids. This arrangement makes it possible not to modify the grids at these jacks. According to one characteristic of the invention, the thrust reverser comprises at least one control system disposed inside the box of the front frame, and access to said control system is achieved by means of at least one hatch located in external part of said box. Advantageously, the box comprises an inner wall comprising towards the rear a curved portion facing outwards, forming an aerodynamic channel for guiding the air flow during the opening of the inverter. This improves the aerodynamic flow in reverse flow. Advantageously, the curved portion of the inner wall has slots for the passage of the cylinders, the flaps comprising at the front a sealing surface bearing on the inner wall below the slots when the inverter is closed. We improve the aerodynamic passage in direct flow. The front frame can be attached to the upstream structure by hooks arranged radially inwardly of the frame, to fix the complete inverter on the structure of the nacelle located upstream, which achieves a simple and effective fixation. In this case the rear end of the cylinders can be fixed to the front frame 25 on a fitting disposed near the hooks, which constitutes a rigid attachment point. The box of the front frame can thus comprise a locking system of the movable cowling, comprising at least one lever whose downstream end is integral with said cowl and an upstream end of which is secured to the front frame, the upstream end being fastened to the fitting arranged near the hooks.

Selon un mode de réalisation, chaque volet comporte une articulation avant fixée à l'avant des capots mobiles, et une articulation arrière fixée à l'extrémité arrière d'une biellette de commande comprenant son extrémité avant fixée à la surface interne de la veine annulaire.According to one embodiment, each flap comprises a front articulation fixed to the front of the movable hoods, and a rear articulation fixed to the rear end of a control rod comprising its front end fixed to the internal surface of the annular vein. .

Selon un autre mode de réalisation, chaque volet comporte une biellette longue intégrée quand l'inverseur est fermé, dans une rainure longitudinale réalisée sur la surface de la paroi intérieure du caisson, son extrémité arrière étant liée par une articulation à l'arrière de ce volet, son extrémité avant étant liée par une articulation à la structure avant.According to another embodiment, each flap comprises an integrated long rod when the inverter is closed, in a longitudinal groove formed on the surface of the inner wall of the box, its rear end being linked by a hinge at the rear of this box. shutter, its front end being linked by a hinge to the front structure.

Dans ce cas, l'extrémité avant de la biellette longue peut être liée au cadre avant par une ferrure disposée à proximité des crochets, qui constitue un point de fixation rigide. En particulier, l'extrémité arrière des volets peut comporter un tampon en élastomère venant au contact de la surface interne de la veine annulaire quand 15 ces volets sont déployés, ce qui limite les pertes de flux en flux inversé. L'invention a aussi pour objet une nacelle de turboréacteur comportant un inverseur de poussée comprenant l'une quelconque des caractéristiques précédentes. L'invention sera mieux comprise et d'autres caractéristiques et avantages 20 apparaîtront plus clairement à la lecture de la description ci-après, donnée à titre d'exemple en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 est une demi-vue en coupe axiale passant par l'axe d'un vérin, d'un inverseur selon l'invention qui est fermé ; - la figure 2 est une vue de cet inverseur qui est ouvert ; 25 - les figures 3 et 4 sont des vues axiales passant par le système de verrouillage, de cet inverseur qui est présenté respectivement fermé et ouvert ; - les figures 5 et 6 sont des vues axiales avec une variante du système de verrouillage, de cet inverseur qui est présenté respectivement fermé et ouvert ; - les figures 7 et 8 sont des vues axiales avec une variante de biellette de 30 commande des volets, de cet inverseur qui est présenté respectivement fermé et ouvert ; et - la figure 9 est une vue d'une ferrure de fixation d'un vérin sur la structure. Les figures 1 et 2 présentent la partie arrière d'une nacelle de turboréacteur, comprenant un cadre avant 2 fixé sur la structure se trouvant en 5 amont de cette partie, et deux capots mobiles 10 ajustés en arrière de ce cadre, formant chacun dans un plan transversal un demi-cercle. Chaque capot 10 est guidé axialement par des moyens de guidage longitudinaux, qui permettent un coulissement vers l'arrière sous l'effet de vérins 14 prenant appui sur le cadre avant 2. 10 En variante la nacelle peut comporter un unique capot mobile 10 formant dans un plan transversal un anneau fermé, qui de la même manière coulisse vers l'arrière pour ouvrir l'inverseur de poussée. La veine annulaire secondaire 4 d'air frais comporte un contour radialement externe comprenant des volets 8 ajustés à l'intérieur des capots 15 mobiles 10, de manière à donner une continuité aérodynamique, et un contour radialement interne formé par la structure interne fixe 6. Des grilles 12 disposées à plat autour de la veine annulaire 4, forment une couronne entièrement intégrée dans un caisson 18 du cadre avant 2 quand l'inverseur est fermé, cette couronne étant disposée radialement juste en 20 dessous de la paroi extérieure de ce cadre. L'extrémité arrière des grilles 12 est fixée à un cadre mobile 16 rigidifiant les capots mobiles 10, comprenant une cloison transversale fermant l'avant de ces capots. Les grilles 12 peuvent coulisser librement à travers des ouvertures du cadre avant 2, afin de suivre le mouvement des capots 10 quand l'inverseur 25 s'ouvre. Chaque vérin 14 disposé sensiblement à plat sous les grilles 12, dans le caisson 18 du cadre avant 2, comporte une extrémité avant disposée radialement vers l'intérieur de cette cavité, qui est fixée par une ferrure 30 au cadre avant, et une extrémité arrière fixée au cadre mobile 16, juste sous les 30 grilles, ce qui laisse de la place en dessous pour le mécanisme des volets 8. Les extrémités du vérin 14 sont fixées par des pivots transversaux.In this case, the front end of the long rod can be linked to the front frame by a fitting disposed near the hooks, which is a rigid attachment point. In particular, the trailing end of the flaps may include an elastomeric pad engaging the inner surface of the annular vein when these flaps are deployed, thereby limiting reverse flow losses. The invention also relates to a turbojet engine nacelle comprising a thrust reverser comprising any one of the preceding features. The invention will be better understood and other features and advantages will appear more clearly on reading the following description, given by way of example with reference to the appended drawings in which: FIG. 1 is a half-view in axial section passing through the axis of a cylinder, an inverter according to the invention which is closed; FIG. 2 is a view of this inverter which is open; FIGS. 3 and 4 are axial views passing through the locking system of this inverter, which is presented respectively closed and open; - Figures 5 and 6 are axial views with a variant of the locking system, the inverter which is presented respectively closed and open; FIGS. 7 and 8 are axial views with a flap control link variant of this inverter which is presented respectively closed and open; and - Figure 9 is a view of a fastening fitting of a jack on the structure. FIGS. 1 and 2 show the rear part of a turbojet engine nacelle, comprising a front frame 2 fixed to the structure located upstream of this part, and two movable covers 10 fitted behind this frame, each forming a transverse plane a semicircle. Each cover 10 is guided axially by longitudinal guiding means, which allow sliding backwards under the effect of jacks 14 bearing on the front frame 2. Alternatively the nacelle may comprise a single movable cover 10 forming in a transverse plane a closed ring, which in the same way slides backwards to open the thrust reverser. The secondary annular coolant vein 4 comprises a radially outer contour comprising flaps 8 fitted inside the movable covers 10, so as to give an aerodynamic continuity, and a radially internal contour formed by the fixed internal structure 6. Grids 12 arranged flat around the annular vein 4, form a fully integrated ring in a box 18 of the front frame 2 when the inverter is closed, this ring being arranged radially just below the outer wall of this frame. The rear end of the grilles 12 is fixed to a movable frame 16 stiffening the movable covers 10, comprising a transverse partition closing the front of these covers. The grids 12 can slide freely through openings in the front frame 2, in order to follow the movement of the covers 10 when the inverter 25 opens. Each jack 14 disposed substantially flat under the grids 12, in the box 18 of the front frame 2, has a front end disposed radially inwardly of this cavity, which is fixed by a fitting 30 to the front frame, and a rear end fixed to the movable frame 16, just below the 30 grids, which leaves room below for the mechanism of the flaps 8. The ends of the cylinder 14 are fixed by transverse pivots.

Chaque volet 8 comporte une articulation avant 20 fixée à un capot 10 sensiblement au niveau de la cloison avant du cadre mobile 16, et une articulation arrière 22 fixée à l'extrémité arrière d'une biellette de commande 24 comprenant son extrémité avant 26 fixée à la structure interne 6.Each flap 8 has a front hinge 20 fixed to a cover 10 substantially at the front wall of the movable frame 16, and a rear hinge 22 fixed to the rear end of a control rod 24 comprising its front end 26 fixed to the internal structure 6.

L'inverseur étant fermé, la biellette 24 est sensiblement verticale. Lors du recul des capots 10 commandé par les vérins 14, la biellette 24 entraîne les volets 8 dans un mouvement de rotation autour de leurs articulations avant 20, ce qui ferme la veine annulaire 4. Le flux d'air frais est dirigé vers l'extérieur au travers des grilles 12 qui sont entièrement sorties du cadre avant 2, pour être renvoyé en partie vers l'avant afin de délivrer une poussée de freinage. On obtient des vérins 14 qui ne rentrent pas dans le cadre 16 des capots mobiles 10, ce qui permet de prévoir un cadre circulaire qui est sensiblement continu, donnant la meilleure rigidité avec une masse réduite. On obtient aussi des vérins 14 disposés sous les grilles 12, qui ne s'insèrent pas dans la couronne circulaire formée par ces grilles, ce qui évite de réaliser certaines grilles spécifiques contenant des évidements pour loger ces vérins, qui diminueraient le rendement aérodynamique de ces grilles pour l'inversion de poussée. L'inverseur de poussée étant fermé, les volets 8 comportent à l'avant un 20 bossage tourné radialement vers l'extérieur 28, comprenant une surface d'étanchéité avant disposant d'un élastomère, venant en appui sur la paroi intérieure 34 du cadre avant 2, en dessous de fentes 32 pratiquées sur cette paroi permettant le débattement des vérins 14 au cours de leurs déploiements. De cette manière avec la succession des volets 8, on obtient une 25 étanchéité circulaire complète fermant la surface radialement extérieure du flux d'air frais 4, en particulier les fentes 32, pour éviter les déperditions vers l'extérieur en flux direct, et améliorer le rendement. Les figures 3 et 4 présentent la paroi intérieure 34 du cadre avant 2, comportant une partie sensiblement droite formant la surface radialement 30 extérieure du flux d'air 4 quand l'inverseur est fermé, puis vers l'arrière une partie courbe tournée vers l'extérieur, formant le canal aérodynamique permettant un guidage du flux d'air lors de l'ouverture de cet inverseur.The inverter being closed, the rod 24 is substantially vertical. During the retreat of the hoods 10 controlled by the cylinders 14, the rod 24 drives the flaps 8 in a rotational movement around their front joints 20, which closes the annular vein 4. The fresh air flow is directed to the outside through the grids 12 which are fully out of the front frame 2, to be returned partly forward to deliver a braking thrust. Cylinders 14 are obtained which do not fit into the frame 16 of the movable covers 10, which makes it possible to provide a circular frame which is substantially continuous, giving the best rigidity with a reduced mass. Cylinders 14 are also obtained arranged under the grids 12, which do not fit into the circular ring formed by these grids, which avoids making certain specific grids containing recesses for housing these jacks, which would reduce the aerodynamic efficiency of these jacks. grids for thrust reversal. With the thrust reverser closed, the flaps 8 comprise at the front a boss facing radially outwardly 28, comprising a front sealing surface provided with an elastomer, resting on the inside wall 34 of the frame. before 2, below slots 32 made on this wall allowing the movement of the cylinders 14 during their deployments. In this way with the succession of flaps 8, a complete circular seal is obtained which closes the radially outer surface of the fresh air flow 4, in particular the slots 32, to prevent outward leakage in direct flow, and to improve the yield. FIGS. 3 and 4 show the inner wall 34 of the front frame 2, comprising a substantially straight portion forming the radially outer surface of the air flow 4 when the inverter is closed, then towards the rear a curved portion facing the outside, forming the aerodynamic channel for guiding the air flow when opening the inverter.

La structure de la paroi intérieure 34 peut être acoustique, comprenant une cloison en nid d'abeilles comportant une surface disposant de perçages. La réalisation de cette paroi intérieure 34 est simplifiée car elle subit uniquement des efforts aérodynamiques, et ne participe pas à la structure de l'ensemble, aucun organe n'étant fixé dessus. Le cadre avant 2 comporte à l'avant des crochets 40 disposés radialement vers l'intérieur et tournés vers l'axe de la nacelle, permettant de fixer l'inverseur complet sur la structure de la nacelle située en amont. Les crochets 40 supportant les ferrures 30 recevant la fixation arrière des vérins 14, peuvent former des secteurs circulaires qui simplifient la fabrication et réduisent les coûts. La paroi intérieure 34 est fixée sur ces crochets 40 d'une manière simple, permettant un démontage rapide. Le cadre avant 2 comporte une cloison amont transversale 42, qui peut être complètement étanche pour servir de protection incendie avec le 15 compartiment se trouvant en avant. Cette cloison amont 42 supporte le panneau extérieur du cadre avant 2. On notera que le caisson 18 du cadre avant 2 est facilement accessible après la dépose de la paroi extérieure, en ayant ouvert l'inverseur, ce qui permet d'accéder au système de commande de cet inverseur se trouvant 20 dedans sans ouvrir le capotage de la structure disposée en amont. On peut ainsi gagner du temps pour la maintenance, avec une meilleure sécurité car aucune structure importante et étendue, comme le capot de soufflante se situant en amont de l'inverseur qui doit être ouvert pour accéder au système de commande de l'inverseur placé en amont du cadre avant, peut être emporté 25 par le vent lors de ces opérations. En d'autres termes, l'accès au système de commande de l'inverseur de poussée est réalisé grâce à une trappe localisée en partie externe du caisson. Le caisson 18 du cadre avant 2 permet d'implanter un système de verrouillage du capot mobile 10 disposé juste en amont de ce capot, à l'arrière 30 du caisson, qui peut agir directement sur une ferrure de ce capot mobile, ou indirectement sur des pièces de liaison du capot mobile.The structure of the inner wall 34 may be acoustic, comprising a honeycomb partition having a surface having bores. The realization of this inner wall 34 is simplified because it undergoes only aerodynamic forces, and does not participate in the structure of the assembly, no body being fixed on it. The front frame 2 comprises at the front hooks 40 arranged radially inward and facing the axis of the nacelle, for fixing the complete inverter on the structure of the nacelle located upstream. The hooks 40 supporting the fittings 30 receiving the rear attachment of the cylinders 14, can form circular sectors that simplify manufacturing and reduce costs. The inner wall 34 is fixed on these hooks 40 in a simple manner, allowing rapid disassembly. The front frame 2 has a transverse upstream partition 42, which can be completely sealed to serve as fire protection with the compartment in front. This upstream partition 42 supports the outer panel of the front frame 2. Note that the box 18 of the front frame 2 is easily accessible after removal of the outer wall, having opened the inverter, which provides access to the system. control of this inverter located in without opening the enclosure of the structure arranged upstream. This saves time for maintenance, with greater safety because no large and extensive structure, such as the fan cowl, is located upstream of the inverter which must be opened to access the control system of the inverter placed in upstream of the front frame, can be carried away by the wind during these operations. In other words, access to the control system of the thrust reverser is achieved through a hatch located in the outer part of the box. The box 18 of the front frame 2 allows to implement a locking system of the movable cowl 10 disposed just upstream of the cowl, at the rear 30 of the box, which can act directly on a fitting of the mobile cowl, or indirectly on connecting parts of the movable hood.

Un exemple de système de verrouillage 44 présenté, fixé à l'arrière du caisson 18, comporte une came rabattable qui vient directement s'engager dans un creux correspondant d'un élément renforcé d'une grille 12, quand l'inverseur est entièrement fermé.An example of the locking system 44 presented, fixed to the rear of the box 18, comprises a folding cam which is directly engage in a corresponding hollow of a reinforced element of a grid 12, when the inverter is fully closed .

Les figures 5 et 6 présentent un deuxième système de verrouillage permettant de ne pas solliciter la structure du caisson 18, comportant un levier incliné 50 disposant à l'avant d'une fixation similaire à celle du vérin 14, fixée directement sur le crochet 40 maintenant l'inverseur complet sur la nacelle. L'extrémité avant de ce levier 50 basculé par un vérin de commande 52, comporte un crochet 52 s'engageant sur une attache 54 du capot mobile 10, qui maintient ce capot en position fermée. De même, le système présenté aux figures 3 et 4 peut être relié par une ferrure spécifique directement au crochet 40. Ce système de verrouillage reporte les efforts de verrouillage de 15 l'inverseur sur la structure amont du cadre avant 2, ce qui évite de solliciter le caisson 18, et permet de l'alléger. D'une manière générale, le système de verrouillage est avantageusement placé dans une position angulaire décalée par rapport aux vérins de commande 14, de façon à ne pas recevoir de débris d'aubes de turbine en cas 20 d'éclatement si ces vérins sont eux-mêmes touchés par ces débris, pour conserver un maintien de l'inverseur en position fermée. Les figures 7 et 8 présentent en variante un moyen d'ouverture des volets 8, permis par la structure fixe amont comprenant le caisson 18 allongé vers l'arrière, comportant une biellette longue 60 intégrée quand l'inverseur est 25 fermé, dans une rainure longitudinale réalisée sur la surface de la paroi intérieure 34. De cette manière la biellette longue 60 ne gêne pas le flux aérodynamique 4 en écoulement direct. L'extrémité arrière de la biellette 60 est liée par une articulation 64 à l'arrière d'un volet 8, son extrémité avant étant liée par une articulation 66 à 30 une ferrure reliée directement au crochet 40 fixé sur la partie amont de la nacelle. On applique ainsi les efforts importants venant de la pression d'air sur les volets 8, directement sur un cadre de la partie amont, sans solliciter l'inverseur de poussée. Ce moyen d'ouverture nécessite une biellette 60 suffisamment longue donnant un grand rayon de débattement, afin d'obtenir en jet inversé un angle « a » entre la surface du volet 8 et la direction perpendiculaire à la surface interne 6 de la veine annulaire, qui soit inférieur à 30° de manière à obtenir une bonne performance aérodynamique pour ce jet. On notera que la biellette 60 travaillant toujours en traction, peut être réalisée de manière fine et légère avec une structure et un matériau adaptés.FIGS. 5 and 6 show a second locking system making it possible not to stress the structure of the box 18, comprising an inclined lever 50 having in front of a fastener similar to that of the jack 14, fixed directly on the hook 40 now the complete inverter on the platform. The front end of this lever 50 tilted by a control jack 52, includes a hook 52 engaging on a fastener 54 of the movable cowl 10, which holds the cowl in the closed position. Similarly, the system shown in FIGS. 3 and 4 can be connected by a specific fitting directly to the hook 40. This locking system transfers the locking forces of the inverter to the upstream structure of the front frame 2, which avoids solicit the box 18, and can lighten it. In general, the locking system is advantageously placed in an angular position offset from the control cylinders 14, so as not to receive turbine blade debris in case of bursting if these cylinders are themselves -same affected by these debris, to keep a hold of the inverter in the closed position. Figures 7 and 8 show alternatively a means for opening the flaps 8, enabled by the upstream fixed structure comprising the box 18 elongated rearwardly, having a long link 60 integrated when the inverter is closed, in a groove longitudinally made on the surface of the inner wall 34. In this way the long link 60 does not interfere with the aerodynamic flow 4 in direct flow. The rear end of the rod 60 is connected by a hinge 64 to the rear of a flap 8, its front end being connected by a hinge 66 to a fitting directly connected to the hook 40 fixed on the upstream part of the nacelle . This applies the significant forces from the air pressure on the flaps 8, directly on a frame of the upstream part, without soliciting the thrust reverser. This opening means requires a rod 60 sufficiently long giving a large radius of deflection, to obtain an inverted jet angle "a" between the surface of the flap 8 and the direction perpendicular to the inner surface 6 of the annular vein, which is less than 30 ° so as to obtain a good aerodynamic performance for this jet. Note that the rod 60 still working in traction, can be carried out in a thin and light manner with a suitable structure and material.

De plus quand l'inverseur est ouvert, la biellette longue 60 formant un angle réduit avec la direction longitudinale, exerce par le crochet 40 une traction sensiblement longitudinale sur la structure amont qui est renforcée, ce qui est favorable pour la transmission des efforts et la tenue de l'inverseur. Quand l'inverseur s'ouvre, l'extrémité arrière du volet 8 vient à une petite distance « h » de la surface interne 6 de la veine annulaire, qui varie en fin d'ouverture à cause de la courbure de cette surface interne, et du déplacement longitudinal vers l'arrière de l'articulation de ce volet 20 fixée au cadre mobile 16. Cette distance « h » est nécessaire pour éviter les contacts dans tous les cas de fonctionnement, en tenant compte des dispersions de fabrication et des déformations lors du fonctionnement. Si cette distance « h » est estimée comme étant trop importante, en occasionnant un débit de fuite élevé pour le jet inversé, on peut ajouter un tampon en élastomère 62 sur un bossage arrière des volets 8 tourné vers la surface interne 6 de la veine annulaire quand l'inverseur est ouvert, qui vient au contact de cette surface interne quand ces volets sont déployés. La figure 9 présente une ferrure 30 fixée à plat sur une virole 74 comprenant un crochet avant 76 de maintien sur la structure avant, par des vis passant dans les perçages 78. La ferrure 30 comprend une rainure longitudinale 72 formant une chape, 30 permettant de recevoir l'extrémité d'un vérin 14 ou d'une biellette longue 60 de commande des capots mobiles 10 ou des volets 8, qui est fixée par un axe transversal réalisant une articulation. L'axe transversal passe dans un perçage 80 qui débouche de chaque côté dans un creux 82 de la ferrure 30, permettant d'engager cet axe. D'une manière générale, on obtient un inverseur disposant de capots mobiles 10 qui peuvent comporter une épaisseur réduite, les grilles 12 et les volets 8 avec leurs systèmes de commande, étant déportés en amont de ces capots. Cet inverseur peut être plus léger et plus rigide. Les profils aérodynamiques sont optimisés, la consommation de carburant est réduite.Moreover when the inverter is open, the long link 60 forming a reduced angle with the longitudinal direction, exerted by the hook 40 a substantially longitudinal traction on the upstream structure which is reinforced, which is favorable for the transmission of forces and the holding the inverter. When the inverter opens, the rear end of the flap 8 comes to a small distance "h" from the inner surface 6 of the annular vein, which varies at the end of opening because of the curvature of this internal surface, and the longitudinal displacement towards the rear of the articulation of this shutter 20 fixed to the mobile frame 16. This distance "h" is necessary to avoid contacts in all cases of operation, taking into account manufacturing dispersions and deformations during operation. If this distance "h" is estimated to be too great, by causing a high leakage rate for the inverted jet, an elastomer pad 62 can be added to a rear boss of the flaps 8 facing the inner surface 6 of the annular vein when the inverter is open, which comes into contact with this inner surface when these flaps are deployed. FIG. 9 shows a fitting 30 fixed flat on a ferrule 74 comprising a front hook 76 for holding on the front structure, by screws passing through the bores 78. The fitting 30 comprises a longitudinal groove 72 forming a yoke, allowing the receiving the end of a cylinder 14 or a long rod 60 for controlling the movable covers 10 or flaps 8, which is fixed by a transverse axis forming a hinge. The transverse axis passes into a bore 80 which opens on each side in a recess 82 of the fitting 30, to engage this axis. In general, an inverter is obtained with movable covers 10 which may have a reduced thickness, the grids 12 and the flaps 8 with their control systems, being deported upstream of these covers. This inverter can be lighter and more rigid. Aerodynamic profiles are optimized, fuel consumption is reduced.

Claims

REVENDICATIONS1. Thrust reverser of a turbojet engine nacelle, comprising movable covers (10) which recoil with respect to a front frame (2) under the effect of jacks (14) by causing the tilting (24, 60) flaps (8) initially folded inside these covers, to substantially close the annular cold air duct (4), and opening grids (12) arranged around this vein which receive the flow of cold air for the return to the front, characterized in that the rear end of the grids (12) 10 and cylinders (14) are fixed upstream of the movable covers (10) and slide with them, these grids and these jacks being entered into a box (18) of the front frame (2) when the inverter is closed.

2. Thrust reverser according to claim 1, characterized in that when the inverter is closed, the cylinders (14) are arranged radially below the grids (12).

3. thrust reverser according to claim 1, comprising at least one control system disposed within said box, characterized in that access to said control system is achieved through at least one hatch located at an outer portion of said box (18).

4. thrust reverser according to one of claims 2 or 3, characterized in that the box (18) has an inner wall (34) 25 comprising a rearward curved portion facing outwardly, forming an aerodynamic channel allowing a guiding air flow when opening the inverter.

5. Thrust reverser according to claim 4, characterized in that the curved portion of the inner wall (34) has slots (32) for the passage of the cylinders (14), the flaps (8) comprising the front a sealing surface (28) bearing on this inner wall below the slots when the inverter is closed.

6. Thrust reverser according to any one of the preceding claims, characterized in that the front frame (2) is attached to the upstream structure by hooks (40) arranged radially inwardly of the frame, for fixing the complete inverter on the structure of the nacelle located upstream.

7. Thrust reverser according to claim 6, characterized in that the rear end of the cylinders (14) is fixed to the front frame (2) on a fitting (30) disposed near the hooks (40).

8. thrust reverser according to claim 7 characterized in that the box (18) comprises a locking system of the movable cowl, comprising at least one lever (50), a downstream end is integral with said hood and an upstream end is secured to the front frame, said upstream end being fixed to said fitting (30).

A thrust reverser according to any one of the preceding claims, characterized in that each flap (8) has a front hinge (20) attached to the front of the movable hoods (10), and a rear hinge (22). attached to the rear end of a control rod (24) having its forward end (26) attached to the inner surface (6) of the annular vein.

10. Thrust reverser according to any one of claims 1 to 7 characterized in that each flap (8) comprises a long rod (60) integrated when the inverter is closed, in a longitudinal groove formed on the surface of the inner wall (34) of the box (18), its rear end being connected by a hinge (64) to the rear of this flap, its front end being connected by a hinge (66) to the front structure (2). 30

11. thrust reverser according to claims 6 and 10, characterized in that the front end of the long rod (60) is connected to the front frame (2) by a fitting (30) disposed near the hooks (40).

A thrust reverser according to any one of the preceding claims, characterized in that the trailing end of the flaps (8) comprises an elastomeric pad (62) engaging the inner surface (6) of the annular vein when these components are deployed.

13. Turbojet engine nacelle comprising a thrust reverser, characterized in that the inverter is made according to any one of the preceding claims.