JP2022528866A - 推力反転段階を促進するための可動部分を備える空気取入口リップを備えるターボリアクタナセルの空気取入口を用いるプロセス - Google Patents
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Abstract
Description
- 該第1位置Aにおいて、空気取入口リップ23が、内壁21上方の内側気流F-INTを誘導して推力を助長するような空気力学プロファイルを有し、空気取入口リップ23が、第1位置Aにおいて第1半径方向厚さEAを有し、
- 該第2位置Bにおいて、空気取入口リップ23が、第2位置Bにおいて、第1半径方向厚さEAよりも小さい第2半径方向厚さEBを有するように、部分3、3’、4、4’、5、5’、6、6’、7が、固定式部分に対して動かされる。
Claims (10)
- 内部において内側気流(F-INT)が推力段階中に上流から下流に循環し、逆気流(F-INV)が推力逆転段階中に下流から上流に循環する、上流から下流に向いた軸線X沿いに延在する航空機のターボジェットエンジン(1)のナセルの空気取入口(2)を操作する方法であって、
前記空気取入口(2)は、軸線X周りに周方向に延在し、そして、軸線Xに面して前記内側気流(F-INT)及び前記逆気流(F-INV)を誘導するように構成された内壁(21)と、
前記内壁(21)の反対側にあって外側気流(F-EXT)を誘導するように構成された外壁(22)と、を備え、
前記内壁(21)と前記外壁(22)とは、空気取入口リップ(23)によって互いに接続されて環状空洞(20)を形成し、
前記空気取入口リップ(23)は、少なくとも1つの固定式部分、及び少なくとも1つの、第1位置(A)と第2位置(B)との間での可動部分(3、3’、4、4’、5、5’、6、6’、7)を備えており、
前記空気取入口リップ(23)の少なくとも1つの可動部分(3、3’、4、4’、5、5’、6、6’、7)は、前記第1位置(A)にあり、該第1位置において、前記空気取入口リップ(23)は、前記内壁(21)上方の前記内側気流(F-INT)を誘導して推力段階を推進するような空気力学プロファイルを有し、
前記空気取入口リップ(23)は、第1半径方向厚さ(EA)を有しており、
前記方法は、前記ターボジェットエンジン(1)の推力逆転段階中に、前記第2位置(B)において前記可動部分(3、3’、4、4’、5、5’、6、6’、7)を前記固定式部分に対して動かすステップであって、それにより、前記空気取入口リップ(23)が前記第1半径方向厚さ(EA)よりも小さい第2半径方向厚さ(EB)を備えることで逆推力を促進する、ステップを備える、方法。 - 前記空気取入口リップ(23)は、軸線X周りの前記空気取入口(2)の周囲に分布した複数の可動部分(3、3’、4、4’、5、5’、6、6’、7)を備える、請求項1に記載の方法。
- 前記空気取入口リップ(23)は、軸線X周りに周方向に延在する単一の可動部分(3、3’、4、4’、5、5’、6、6’、7)を備える、請求項1に記載の方法。
- 少なくとも1つの可動部分(4、4’、5、5’、6、6’)は、前記第1位置(A)と前記第2位置(B)との間で回転可能にヒンジ結合されている、請求項1から3のいずれか1項に記載の方法。
- 前記空気取入口リップ(23)は、半径方向内側部分(41、41’、61、61’)と、半径方向外側部分(42、42’、62、62’)と、を備え、前記部分(4、4’、6、6’)の1つは、前記第1位置(A)と前記第2位置(B)との間で回転可能にヒンジ結合されている、請求項4に記載の方法。
- 前記空気取入口リップ(23)は、前記第1位置(A)と前記第2位置(B)との間で回転可能にヒンジ結合された可動上流側部分(52、52’)を備える、請求項4に記載の方法。
- 少なくとも1つの可動部分(3、3’、7)は、前記第1位置(A)と前記第2位置(B)の間で並進可能に装着されている、請求項1から6のいずれか1項に記載の方法。
- 前記空気取入口(2)は、前記可動部分(3、3’、4、4’、5、5’、6、6’、7)を前記第1位置(A)から前記第2位置(B)まで動かすための少なくとも1つの制御可能な移動式部材(9)を備える、請求項1~7のいずれか1項に記載の方法。
- 前記ターボジェットエンジン(1)は、逆推力を提供するように構成されたファン(11)を備える、請求項1~8のいずれか1項に記載の方法。
- 内部において内側気流(F-INT)が推力段階中に上流から下流まで循環し、逆気流(F-INV)が推力逆転段階中に下流から上流まで循環する、上流から下流に向いた軸線X沿いに延在する航空機のターボジェットエンジン(1)であって、
前記ターボジェットエンジン(1)は、可変ピッチベーンを備える、逆推力を提供するように構成されたファン(11)を備え、
前記ターボジェットエンジン(1)は、軸線X周りに周方向に延在する空気取入口(2)を備えるナセルを備え、
該空気取入口(2)は、軸線Xに面して前記内側気流(F-INT)及び前記逆気流(F-INV)を誘導するように構成された内壁(21)と、前記内壁(21)の反対側にあって外側気流(F-EXT)を誘導するように構成された外壁(22)と、を備えており、前記内壁(21)と外壁(22)とが、空気取入口リップ(23)によって互いに接続されて環状空洞(20)を形成する、ターボジェットエンジン(1)において、
前記空気取入口リップ(23)は、少なくとも1つの固定式部分、及び
-第1位置(A)において、前記空気取入口リップ(23)が、前記内壁(21)上方の前記内側気流(F-INT)を誘導して推力を促進するような空気力学プロファイルを有し、前記空気取入口リップ(23)が、第1半径方向厚さ(EA)を有する、第1位置(A)と、
-第2位置(B)において、可動部分(3、3’、4、4’、5、5’、6、6’、7)が、前記固定式部分に対して前記第2位置(B)に動かされ、それにより、前記空気取入口リップ(23)が、前記第1半径方向厚さ(EA)よりも小さい第2半径方向厚さ(EB)を備えることで逆推力を促進する、第2位置(B)と、
の間で可動である少なくとも1つの部分(3、3’、4、4’、5、5’、6、6’、7)を備えることを特徴とする、航空機ターボジェットエンジン(1)。
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