JPH10176605A - ナセルライン内にゲートが保持されるターボファンエンジンのスラストリバーサ - Google Patents
ナセルライン内にゲートが保持されるターボファンエンジンのスラストリバーサInfo
- Publication number
- JPH10176605A JPH10176605A JP9335259A JP33525997A JPH10176605A JP H10176605 A JPH10176605 A JP H10176605A JP 9335259 A JP9335259 A JP 9335259A JP 33525997 A JP33525997 A JP 33525997A JP H10176605 A JPH10176605 A JP H10176605A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- gate
- latches
- thrust reverser
- turbofan engine
- reverser
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
- F02K1/76—Control or regulation of thrust reversers
- F02K1/766—Control or regulation of thrust reversers with blocking systems or locking devices; Arrangement of locking devices for thrust reversers
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
- F02K1/64—Reversing fan flow
- F02K1/70—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Lock And Its Accessories (AREA)
- Rolling Contact Bearings (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 ダイレクトジェット時にアニュラダクト（１
５）の外部壁に一体化される、また逆転流の偏向障害を
構成するために制御シリンダ（８）の作用により回転す
るゲート（７）を持つターボファンエンジンスラストリ
バーサを提供する。 【解決手段】 リバーサの上流側固定構造体と一体にな
っており、かつゲート（７）の中心線の両側に配置され
る二つの一次ラッチ（２０ａ、２０ｂ）が飛行中の形態
において同時にゲート（７）と接触するとともに、ナセ
ルの外側および内側ラインに対して段差なしに上記ゲー
ト（７）を保持する。
５）の外部壁に一体化される、また逆転流の偏向障害を
構成するために制御シリンダ（８）の作用により回転す
るゲート（７）を持つターボファンエンジンスラストリ
バーサを提供する。 【解決手段】 リバーサの上流側固定構造体と一体にな
っており、かつゲート（７）の中心線の両側に配置され
る二つの一次ラッチ（２０ａ、２０ｂ）が飛行中の形態
において同時にゲート（７）と接触するとともに、ナセ
ルの外側および内側ラインに対して段差なしに上記ゲー
ト（７）を保持する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はターボファンエンジ
ンのスラストリバーサに関する。
ンのスラストリバーサに関する。
【０００２】
【従来の技術】ターボファンエンジンは、ファンの後方
側に一つのダクトを備えている。その目的は低温流と呼
ばれる二次流を導くことである。このダクトはファンの
後方側においてエンジン本体の構造を取り囲む内部壁
と、ファンを取り囲むエンジンケーシングと上流部分が
連続している外部壁とで構成されている。この外部壁
は、例えば流れが混流するナセルの場合あるいは流れが
合流するナセルの場合には、二次流と一次流の両方を、
高温流と呼ばれる一次流の噴出の後方側であるところの
外部壁の下流部分に導くことができる。しかし、その他
の場合には、外部壁は二次流しか導かない。分離流式と
呼ばれるナセルの場合がそれである。
側に一つのダクトを備えている。その目的は低温流と呼
ばれる二次流を導くことである。このダクトはファンの
後方側においてエンジン本体の構造を取り囲む内部壁
と、ファンを取り囲むエンジンケーシングと上流部分が
連続している外部壁とで構成されている。この外部壁
は、例えば流れが混流するナセルの場合あるいは流れが
合流するナセルの場合には、二次流と一次流の両方を、
高温流と呼ばれる一次流の噴出の後方側であるところの
外部壁の下流部分に導くことができる。しかし、その他
の場合には、外部壁は二次流しか導かない。分離流式と
呼ばれるナセルの場合がそれである。
【０００３】また、ある一つの壁はエンジンの外側、す
なわちファンを取り囲むケーシングの外側と、上述のダ
クトの外部壁の外側を流線型にすることもできる。これ
は推進装置の抵抗を最小化するためである。このことは
推進装置が飛行機の外部にはめ込まれているケース、特
に推進装置が翼の下に、あるいは胴体の後方側に設置さ
れているケースにあてはまる。
なわちファンを取り囲むケーシングの外側と、上述のダ
クトの外部壁の外側を流線型にすることもできる。これ
は推進装置の抵抗を最小化するためである。このことは
推進装置が飛行機の外部にはめ込まれているケース、特
に推進装置が翼の下に、あるいは胴体の後方側に設置さ
れているケースにあてはまる。
【０００４】我々はナセルの外部壁によって構成される
アセンブリを外部覆いと呼ぶ。
アセンブリを外部覆いと呼ぶ。
【０００５】添付図のうちの図１は、図２の透視図が示
しているようにターボファンエンジンに適用される、こ
の種のスラストリバーサの既知の実施例を示している。
しているようにターボファンエンジンに適用される、こ
の種のスラストリバーサの既知の実施例を示している。
【０００６】リバーサは、可動部２を形成している、ま
たダイレクトジェットでの作動の際に、外部覆いの一部
を不動作位置にて構成しているゲート７と、ゲートの上
流側にて、上流部分１により、次にゲートの下流側に
て、下流部分３により、そしてゲート７間にて、外部覆
いの下流部分３を外部覆いの上流部分４に連結している
ビーム１８を介してこの外部覆いを実現している一つの
固定構造体とで構成される。ゲート７は外部覆いの円周
上に取り付けられ、かつこれらのゲートの両側に位置す
るビーム１８上のゲートの側壁の中間ゾーンにて回転す
るように取り付けられる。これらの側壁は、ナセルの外
部壁の一部を構成しているゲート７の外部部分９を、ダ
クトの外部壁の一部を構成しているゲート７の内部部分
１１に連結している壁を上流壁と下流壁とで構成する。
たダイレクトジェットでの作動の際に、外部覆いの一部
を不動作位置にて構成しているゲート７と、ゲートの上
流側にて、上流部分１により、次にゲートの下流側に
て、下流部分３により、そしてゲート７間にて、外部覆
いの下流部分３を外部覆いの上流部分４に連結している
ビーム１８を介してこの外部覆いを実現している一つの
固定構造体とで構成される。ゲート７は外部覆いの円周
上に取り付けられ、かつこれらのゲートの両側に位置す
るビーム１８上のゲートの側壁の中間ゾーンにて回転す
るように取り付けられる。これらの側壁は、ナセルの外
部壁の一部を構成しているゲート７の外部部分９を、ダ
クトの外部壁の一部を構成しているゲート７の内部部分
１１に連結している壁を上流壁と下流壁とで構成する。
【０００７】固定構造体の上流部分１は、例えばシリン
ダ８によって構成される、ゲート７の移動の制御手段に
対してサポートの役割を果たすフロントフレーム６を含
む。
ダ８によって構成される、ゲート７の移動の制御手段に
対してサポートの役割を果たすフロントフレーム６を含
む。
【０００８】動作位置において、ゲート７は、ピボット
１７の下流側に位置するゲートの部分がダクトを多少と
も完全に閉塞するように、またゲートの上流部分が二次
流をダクトの軸線に対してラジアル方向に導けるよう外
部覆いにて一つの通路を開けるように傾動する。ゲート
７の上流部分は、エンジンの作動を損なうことなくこの
流れを通過させることができなければならない通路の寸
法決定上の理由により、外部覆いの外に突き出る。ゲー
トの回転角度は、流れの通過を可能にするように、また
この流れのスラストを消し去るように、ひいては上流側
にそれた流れの一成分を発生させることによって逆スラ
ストを発生させ始めるように調整される。
１７の下流側に位置するゲートの部分がダクトを多少と
も完全に閉塞するように、またゲートの上流部分が二次
流をダクトの軸線に対してラジアル方向に導けるよう外
部覆いにて一つの通路を開けるように傾動する。ゲート
７の上流部分は、エンジンの作動を損なうことなくこの
流れを通過させることができなければならない通路の寸
法決定上の理由により、外部覆いの外に突き出る。ゲー
トの回転角度は、流れの通過を可能にするように、また
この流れのスラストを消し去るように、ひいては上流側
にそれた流れの一成分を発生させることによって逆スラ
ストを発生させ始めるように調整される。
【０００９】またゲート７は、流れを上流側にそらせる
ように、また逆スラスト成分を得る結果になるように、
ゲートの内面に対して、ゲート７が広げられる際に、フ
ロント方向に突き出るスポイラ１３をゲートの上流部分
に備えている。
ように、また逆スラスト成分を得る結果になるように、
ゲートの内面に対して、ゲート７が広げられる際に、フ
ロント方向に突き出るスポイラ１３をゲートの上流部分
に備えている。
【００１０】既知の実施例は、例えばＦＲ １ ４８２
５３８によって、あるいはＦＲ−Ａ−２ ０３０ ０
３４によって例示されている。
５３８によって、あるいはＦＲ−Ａ−２ ０３０ ０
３４によって例示されている。
【００１１】また、ゲートが広げられない際にダクトの
外部壁の連続性を可能にしながら、ゲートが広げられる
際に上流側へのスポイラの突き出しを得ることを可能に
するＵＳ ３ ６０５ ４１１に記述されている装置等
のリバーサも存在している。さらには、エンジンの性能
を最適化するようにダイレクトジェット時にスポイラが
格納される装置もＦＲ−Ａ−２ ６１８ ８５３によっ
て知られている。
外部壁の連続性を可能にしながら、ゲートが広げられる
際に上流側へのスポイラの突き出しを得ることを可能に
するＵＳ ３ ６０５ ４１１に記述されている装置等
のリバーサも存在している。さらには、エンジンの性能
を最適化するようにダイレクトジェット時にスポイラが
格納される装置もＦＲ−Ａ−２ ６１８ ８５３によっ
て知られている。
【００１２】いくつかの応用例では、図１に示されてい
るように、スポイラ１３はダイレクトジェット時でもゲ
ート７の内部面１１に対して突き出るが、ダクト内に突
き出ることはない。この例においては、ダクトはエンジ
ンの性能を多少損ない得る空洞部１６を備えているが、
リバーサは極めて単純である。
るように、スポイラ１３はダイレクトジェット時でもゲ
ート７の内部面１１に対して突き出るが、ダクト内に突
き出ることはない。この例においては、ダクトはエンジ
ンの性能を多少損ない得る空洞部１６を備えているが、
リバーサは極めて単純である。
【００１３】スポイラと偏向エッジとの組み合わせは、
ＦＲ−Ａ−２ ６８０ ５４７に示されているように、
流れの噴出方向を最適化することも可能にする。
ＦＲ−Ａ−２ ６８０ ５４７に示されているように、
流れの噴出方向を最適化することも可能にする。
【００１４】最後に、シリンダによるある位置から別の
位置へのゲートの制御はそれ自体は既知であるが、例え
ばＦＲ １ ４８２ ５３８に記述されているように、
上流部分が外部覆いの上流側固定構造体に固定されてお
り、下流部分が上流部分に位置している一つの箇所にて
ゲートに固定されているシリンダ（各ゲートあたり一つ
のシリンダ）を有する、非常に単純な解決策を指摘して
おく。
位置へのゲートの制御はそれ自体は既知であるが、例え
ばＦＲ １ ４８２ ５３８に記述されているように、
上流部分が外部覆いの上流側固定構造体に固定されてお
り、下流部分が上流部分に位置している一つの箇所にて
ゲートに固定されているシリンダ（各ゲートあたり一つ
のシリンダ）を有する、非常に単純な解決策を指摘して
おく。
【００１５】ゲート式リバーサの大部分はゲートをクロ
ーズドポジションに保持する複数のロックシステムを有
している。それらのロックシステムのラッチは一般的に
一次ラッチと呼ばれている。このラッチは概してリバー
サのフロントフレームとゲートの上流構造体との間に位
置している。また、このラッチは、もし幾何学上可能な
らばゲートの軸線内のシリンダの上か、あるいはシリン
ダのある一方の側か他方の側に取り付けられる。後者の
場合には、ゲートの軸線に対してずれていることにな
る。
ーズドポジションに保持する複数のロックシステムを有
している。それらのロックシステムのラッチは一般的に
一次ラッチと呼ばれている。このラッチは概してリバー
サのフロントフレームとゲートの上流構造体との間に位
置している。また、このラッチは、もし幾何学上可能な
らばゲートの軸線内のシリンダの上か、あるいはシリン
ダのある一方の側か他方の側に取り付けられる。後者の
場合には、ゲートの軸線に対してずれていることにな
る。
【００１６】ゲートの構造が中央シリンダに拘束される
場合には、その構造はダイレクトジェット位置でのナセ
ル構造の肉厚内においてシリンダのボディを収納できる
ハウジングを具備している。このことは、結果として、
ゲートの上流部分の断面積の減少と、その構造上の剛性
の減少を招く。
場合には、その構造はダイレクトジェット位置でのナセ
ル構造の肉厚内においてシリンダのボディを収納できる
ハウジングを具備している。このことは、結果として、
ゲートの上流部分の断面積の減少と、その構造上の剛性
の減少を招く。
【００１７】ダイレクトジェット時、アニュラ流路１５
内の流れはゲート７の内面に空力圧力をかける。先述し
た二つの点、つまりゲートはその構造の真ん中にて切り
込みがつけられるということ、また中央箇所あるいは多
少ずれている箇所にてゲートが保持されるということか
らして、ゲートの一般構造は飛行のケースに応じて多少
なりとも際だった変形を受ける。その結果、ゲートの段
差が生じ、空力性能や、特に上流側エッジのシール部５
におけるゲートの気密性が損なわれ得る。
内の流れはゲート７の内面に空力圧力をかける。先述し
た二つの点、つまりゲートはその構造の真ん中にて切り
込みがつけられるということ、また中央箇所あるいは多
少ずれている箇所にてゲートが保持されるということか
らして、ゲートの一般構造は飛行のケースに応じて多少
なりとも際だった変形を受ける。その結果、ゲートの段
差が生じ、空力性能や、特に上流側エッジのシール部５
におけるゲートの気密性が損なわれ得る。
【００１８】
【発明が解決しようとする課題】本発明の目的は従前の
既知の解決策のこれらの欠点を避けること、また空力性
能を保証するためにナセルライン内においてゲートの外
部および内部表面のアライメントを確保することであ
る。さらに、本発明はリバーサの構造体におけるゲート
のロック応力の分布を改善することも目的とする。これ
らの結果を顕著な重量増加なしに得られなければならな
い。
既知の解決策のこれらの欠点を避けること、また空力性
能を保証するためにナセルライン内においてゲートの外
部および内部表面のアライメントを確保することであ
る。さらに、本発明はリバーサの構造体におけるゲート
のロック応力の分布を改善することも目的とする。これ
らの結果を顕著な重量増加なしに得られなければならな
い。
【００１９】
【課題を解決するための手段】これらの目的は、本発明
によればゲートロック装置の独特な配置によって達成さ
れる。この場合、上記タイプの回転ゲート式スラストリ
バーサは、上流側固定構造体のフロントフレームと一体
になっており、かつゲートの中心線の両側に配置される
二つの一次ラッチが同時にゲートと接触していること、
また飛行中の形態において前記ゲートを保持することを
特徴とする。
によればゲートロック装置の独特な配置によって達成さ
れる。この場合、上記タイプの回転ゲート式スラストリ
バーサは、上流側固定構造体のフロントフレームと一体
になっており、かつゲートの中心線の両側に配置される
二つの一次ラッチが同時にゲートと接触していること、
また飛行中の形態において前記ゲートを保持することを
特徴とする。
【００２０】本発明のその他の特徴および利点は、添付
図を参照しながら発明の実施の形態についての以下の記
述を読むに従ってより良く理解されるであろう。
図を参照しながら発明の実施の形態についての以下の記
述を読むに従ってより良く理解されるであろう。
【００２１】
【発明の実施の形態】図３と図４はゲート７をロックす
るためにゲート式リバーサで一般的に見られる配置を表
している。固定構造体１のフレーム６の構造体と一体に
なっているラッチ２０はゲート７の軸線内に位置決めさ
れているか、図４に示されているようにゲート７の縦方
向の軸線からずれている。ダイレクトジェットモードで
は、留め具２１がラッチ２０のフック２２に接触するこ
とによりゲート７が保持される。
るためにゲート式リバーサで一般的に見られる配置を表
している。固定構造体１のフレーム６の構造体と一体に
なっているラッチ２０はゲート７の軸線内に位置決めさ
れているか、図４に示されているようにゲート７の縦方
向の軸線からずれている。ダイレクトジェットモードで
は、留め具２１がラッチ２０のフック２２に接触するこ
とによりゲート７が保持される。
【００２２】アニュラ流路１５内の流れによってゲート
７の内部１１にかかる圧力は、ダクト内のガスの圧縮比
に応じて、構造体の変形を引き起こす。
７の内部１１にかかる圧力は、ダクト内のガスの圧縮比
に応じて、構造体の変形を引き起こす。
【００２３】最も大きな変形部は固定構造体１との境界
面におけるゲートの上流に位置する。この変形部はラッ
チ２０によるロックによりナセルラインと高さが合わさ
れた少なくとも一つの箇所と、ゲート７の側縁に向かっ
て遠ざかるに従って大きくなるこの箇所の両側にある段
差２３ａおよび２３ｂを持つ。
面におけるゲートの上流に位置する。この変形部はラッ
チ２０によるロックによりナセルラインと高さが合わさ
れた少なくとも一つの箇所と、ゲート７の側縁に向かっ
て遠ざかるに従って大きくなるこの箇所の両側にある段
差２３ａおよび２３ｂを持つ。
【００２４】この変形の主たる影響は、ゲート７の気密
性保持部５の考えられる局部的喪失と、ナセルラインの
外側および内側の平滑性の減少である。
性保持部５の考えられる局部的喪失と、ナセルラインの
外側および内側の平滑性の減少である。
【００２５】変形部を減らすための解決策は、ゲート７
の構造体を補強することであるが、このことは重量に影
響するであろうから、ゲート７で遭遇する変形に起因し
た空力損失よりもネガティブになり得る。
の構造体を補強することであるが、このことは重量に影
響するであろうから、ゲート７で遭遇する変形に起因し
た空力損失よりもネガティブになり得る。
【００２６】現在見られるように、当業者は構造上の剛
性と重量との妥協点を見いださなければならない。
性と重量との妥協点を見いださなければならない。
【００２７】この問題に応えるために、またダイレクト
ジェット時のナセルラインとの段差のないゲート７を得
ることを可能にするために、本発明の提案する解決策は
二つのラッチ２０ａおよび２０ｂによるロックを実現す
ることである。発明の目的は、実に独特な配置をこれら
の装置に提供することである。
ジェット時のナセルラインとの段差のないゲート７を得
ることを可能にするために、本発明の提案する解決策は
二つのラッチ２０ａおよび２０ｂによるロックを実現す
ることである。発明の目的は、実に独特な配置をこれら
の装置に提供することである。
【００２８】実際のところ、図５が示すようにゲート７
の両側部分にラッチ２０を上流に配置することは構造体
の変形問題に応えない恐れがある。つまり、この場合、
フック２２で支えられるゲート７はナセルラインとの段
差２３ｃを生じさせるゲートの凹面の増大により変形す
るであろう。しかも、段差の最も大きな部分はゲートの
中心あたりに位置するであろう。
の両側部分にラッチ２０を上流に配置することは構造体
の変形問題に応えない恐れがある。つまり、この場合、
フック２２で支えられるゲート７はナセルラインとの段
差２３ｃを生じさせるゲートの凹面の増大により変形す
るであろう。しかも、段差の最も大きな部分はゲートの
中心あたりに位置するであろう。
【００２９】本発明は少なくとも一つのゲート７を備え
ているあらゆるタイプのゲート式リバーサに適用され
る。本発明はフロントフレーム６に一体になっており、
かつ中央シリンダ８の両側に取り付けられる二つのラッ
チ２０ａおよび２０ｂの配置を提案する。飛行中の形態
におけるこれらの二つのラッチは、それらが二つで保持
するゲートに同時に接触している。図７はロック装置２
０ａおよび２０ｂの配置を示している。この配置におい
て、前記ラッチの構造部材間の必要な距離「Ｄ」は、リ
バーサのゲート保持システムに対してエンジンのディス
クの三分の一の大きさを投影した値以上でなければなら
ない。この値はエンジンバーストの際に飛散しうる最も
大きなエンジン破片のサイズに相当している。
ているあらゆるタイプのゲート式リバーサに適用され
る。本発明はフロントフレーム６に一体になっており、
かつ中央シリンダ８の両側に取り付けられる二つのラッ
チ２０ａおよび２０ｂの配置を提案する。飛行中の形態
におけるこれらの二つのラッチは、それらが二つで保持
するゲートに同時に接触している。図７はロック装置２
０ａおよび２０ｂの配置を示している。この配置におい
て、前記ラッチの構造部材間の必要な距離「Ｄ」は、リ
バーサのゲート保持システムに対してエンジンのディス
クの三分の一の大きさを投影した値以上でなければなら
ない。この値はエンジンバーストの際に飛散しうる最も
大きなエンジン破片のサイズに相当している。
【００３０】ナセル全体の一般配置によれば、ラッチは
ゲート７の中心軸に対して多少ともセンターリングされ
得る。
ゲート７の中心軸に対して多少ともセンターリングされ
得る。
【００３１】図６はコーナー部が欠けていないゲートに
適用されるこの配置の適用を示している。この配置で
は、ラッチはゲート７の軸線に対して同一距離に設置さ
れ得る。
適用されるこの配置の適用を示している。この配置で
は、ラッチはゲート７の軸線に対して同一距離に設置さ
れ得る。
【００３２】図８はコーナー部が欠けているゲート上の
ラッチの設置を示している。欠けているコーナー部の構
造はゲート７のピボット軸１７に近いので、ゲートは加
えられる空力圧力に対する感受性がより低い。このた
め、値「Ｄ」を遵守する限りにおいて、ラッチ２０ａお
よび２０ｂは、両方とも、ゲート７の縦方向の軸線に対
して非対称的に位置決めされ得る。このことは、対称的
な構造並びに非対称的な構造を持つゲートへの非対称的
な空力負荷についてもいえることである。
ラッチの設置を示している。欠けているコーナー部の構
造はゲート７のピボット軸１７に近いので、ゲートは加
えられる空力圧力に対する感受性がより低い。このた
め、値「Ｄ」を遵守する限りにおいて、ラッチ２０ａお
よび２０ｂは、両方とも、ゲート７の縦方向の軸線に対
して非対称的に位置決めされ得る。このことは、対称的
な構造並びに非対称的な構造を持つゲートへの非対称的
な空力負荷についてもいえることである。
【００３３】このケースについては、ラッチ２０ａはナ
セルの縦方向の軸線に平行な位置以外の位置に設置され
得ることを指摘しておく必要がある。
セルの縦方向の軸線に平行な位置以外の位置に設置され
得ることを指摘しておく必要がある。
【００３４】この配置により、ゲート７の全内部表面１
１への空力負荷によって生じる変形をより良く抑えるこ
とができる。このため、固定構造体１に対するゲート７
の構造体の段差を最小化することが、ひいては段差を解
消することができる。さらに、固定構造体とのゲートの
気密性喪失のリスクももはやない。
１への空力負荷によって生じる変形をより良く抑えるこ
とができる。このため、固定構造体１に対するゲート７
の構造体の段差を最小化することが、ひいては段差を解
消することができる。さらに、固定構造体とのゲートの
気密性喪失のリスクももはやない。
【００３５】ラッチがフレーム６とともにビーム１８や
ナセルの上部および下部横構造体の構造上の設置に近い
場所に位置しているので、フレームは軽量構造を持ち得
る。
ナセルの上部および下部横構造体の構造上の設置に近い
場所に位置しているので、フレームは軽量構造を持ち得
る。
【００３６】もうひとつの安全上のパラメータがこの配
置に関係している。二つの一次ラッチ、すなわちゲート
を同一方法でロックする２０ａおよび２０ｂという二つ
のラッチを使用することにより、例えばゲート７の再閉
鎖時におけるラッチのうちのひとつの掛け外れの場合で
のいずれか一方の故障を他方によってカバーすることが
できる。その際、二次ラッチは作用を受けることはな
く、また／あるいは、固定構造体からの過度なはみ出し
なしにゲートを保持するにあたり、シリンダを常に動作
させる必要がないので、固定構造体における一切の余分
な応力が回避されるともに、シリンダ故障リスクの増大
が回避される。
置に関係している。二つの一次ラッチ、すなわちゲート
を同一方法でロックする２０ａおよび２０ｂという二つ
のラッチを使用することにより、例えばゲート７の再閉
鎖時におけるラッチのうちのひとつの掛け外れの場合で
のいずれか一方の故障を他方によってカバーすることが
できる。その際、二次ラッチは作用を受けることはな
く、また／あるいは、固定構造体からの過度なはみ出し
なしにゲートを保持するにあたり、シリンダを常に動作
させる必要がないので、固定構造体における一切の余分
な応力が回避されるともに、シリンダ故障リスクの増大
が回避される。
【図１】既知のタイプの、閉鎖位置における回転ゲート
式スラストリバーサの回転軸を通る面による縦断面図で
ある。
式スラストリバーサの回転軸を通る面による縦断面図で
ある。
【図２】ゲートが閉じられた状態での取付位置にて示さ
れている図１のスラストリバーサの透視図である。
れている図１のスラストリバーサの透視図である。
【図３】ダイレクトジェット位置における図１のゲート
の一次ロックの配置を示す透視図である。
の一次ロックの配置を示す透視図である。
【図４】空力圧力に起因した変形を受けている、図３の
ゲートの正面図である。
ゲートの正面図である。
【図５】空力圧力に起因した変形を受けている、サイド
ラッチを備えたゲートの正面図である。
ラッチを備えたゲートの正面図である。
【図６】本発明によるゲートの一次ロックの配置を示す
透視図である。
透視図である。
【図７】図６のゲートの正面図である。
【図８】コーナー部が欠けているゲートに適用される本
発明によるゲートの一次ロックの配置を示す透視図であ
る。
発明によるゲートの一次ロックの配置を示す透視図であ
る。
５ 気密性保持部 ７ ゲート ８ シリンダ １５ アニュラ流路 ２０ａ ラッチ ２０ｂ ラッチ
フロントページの続き (72)発明者 パスカル・ジエラール・ルイエ フランス国、76430・サン・トバン・ルー ト、バル・ボスケ・49 (72)発明者 ギ・ベルナール・ボシエル フランス国、76610・ル・アーブル、リ ユ・ピエール・マンデス・フランス、316
Claims (7)
- 【請求項１】 ターボファンエンジンのスラストリバー
サであって、ダイレクトジェット時での作動の際に、タ
ーボファンエンジンのファンの後方側における流路ダク
ト（１５）の外部壁に一体化され得、さらに、スラスト
の逆転時での作動の際に流れの偏向障害を構成するよう
に移動の制御手段（８）の作用によりそれぞれが回転し
得る複数の回転ゲート（７）を有しており、上流側固定
構造体のフロントフレーム（６）と一体になっており、
かつゲート（７）の中心線の両側に配置されている二つ
の一次ラッチ（２０ａ、２０ｂ）が同時にゲート（７）
と接触していること、またこれらのラッチが飛行中の形
態においてナセルの外側および内側ラインに対して段差
なしに上記ゲート（７）を保持していることを特徴とす
るターボファンエンジンのスラストリバーサ。 - 【請求項２】 二つのラッチ（２０ａ、２０ｂ）が関連
するターボファンエンジンのディスクの横断直径の三分
の一の値に少なくとも等しい距離Ｄだけ相互に離れてい
る請求項１に記載のターボファンエンジンのスラストリ
バーサ。 - 【請求項３】 二つのラッチ（２０ａ、２０ｂ）がゲー
ト（７）の縦方向の軸線から等しい距離に設置されてい
る請求項１または２に記載のターボファンエンジンのス
ラストリバーサ。 - 【請求項４】 非対称的な構造のゲートに関連した二つ
のラッチがゲートの縦方向の軸線に対してそれぞれ異な
る距離に設置されている請求項１または２に記載のター
ボファンエンジンのスラストリバーサ。 - 【請求項５】 非対称的な空力負荷を受けるゲートに関
連した二つのラッチがゲートの縦方向の軸線に対してそ
れぞれ異なる距離に設置されている請求項１または２に
記載のターボファンエンジンのスラストリバーサ。 - 【請求項６】 二つのラッチ（２０ａ、２０ｂ）がゲー
ト（７）の縦方向の軸線に平行に設置される請求項１か
ら５のいずれか一項に記載のターボファンエンジンのス
ラストリバーサ。 - 【請求項７】 二つのラッチがゲートと向かい合ってい
る構造体と直角に設置される請求項１から５のいずれか
一項に記載のターボファンエンジンのスラストリバー
サ。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9614923 | 1996-12-05 | ||
| FR9614923A FR2756868B1 (fr) | 1996-12-05 | 1996-12-05 | Inverseur de poussee de turboreacteur a portes maintenues dans les lignes de nacelle |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10176605A true JPH10176605A (ja) | 1998-06-30 |
Family
ID=9498358
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP9335259A Pending JPH10176605A (ja) | 1996-12-05 | 1997-12-05 | ナセルライン内にゲートが保持されるターボファンエンジンのスラストリバーサ |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6044641A (ja) |
| EP (1) | EP0846854B1 (ja) |
| JP (1) | JPH10176605A (ja) |
| CA (1) | CA2223529C (ja) |
| DE (1) | DE69728844T2 (ja) |
| FR (1) | FR2756868B1 (ja) |
| RU (1) | RU2150594C1 (ja) |
| WO (1) | WO1998025020A1 (ja) |
Families Citing this family (24)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2769953B1 (fr) * | 1997-10-16 | 1999-12-10 | Hispano Suiza Sa | Inverseur de poussee de turboreacteur a portes associees a un panneau amont balance a retenue laterale |
| FR2799796B1 (fr) | 1999-10-14 | 2002-08-30 | Hispano Suiza Sa | Inverseur de poussee de turboreacteur a portes a pivots centres |
| US6519929B2 (en) | 2001-04-30 | 2003-02-18 | Honeywell International, Inc. | System and method for controlling the deployment of jet engine thrust reversers |
| US6526744B2 (en) | 2001-04-30 | 2003-03-04 | Honeywell International Inc. | System and method for controlling the stowage of jet engine thrust reversers |
| US6439504B1 (en) | 2001-06-15 | 2002-08-27 | Honeywell International, Inc. | System and method for sustaining electric power during a momentary power interruption in an electric thrust reverser actuation system |
| US6681559B2 (en) | 2001-07-24 | 2004-01-27 | Honeywell International, Inc. | Thrust reverser position determination system and method |
| US6554224B2 (en) * | 2001-08-31 | 2003-04-29 | The Boeing Company | Out-of-plane thrust reverser sleeve lock |
| US6684623B2 (en) | 2002-02-27 | 2004-02-03 | Honeywell International, Inc. | Gearless electric thrust reverser actuators and actuation system incorporating same |
| US6622963B1 (en) | 2002-04-16 | 2003-09-23 | Honeywell International Inc. | System and method for controlling the movement of an aircraft engine cowl door |
| FR2859176B1 (fr) * | 2003-09-03 | 2005-10-28 | Airbus France | Aeronef pourvu d'inverseurs de poussee |
| US8015797B2 (en) | 2006-09-21 | 2011-09-13 | Jean-Pierre Lair | Thrust reverser nozzle for a turbofan gas turbine engine |
| US7946105B2 (en) * | 2006-11-02 | 2011-05-24 | Honeywell International Inc. | Bi-directional locking ring assembly for aircraft thrust reverser manual drive unit |
| FR2916425B1 (fr) * | 2007-05-25 | 2009-07-03 | Aircelle Sa | Dispositif de verrouillage d'une partie ouvrante de nacelle de turboreacteur par rapport a une partie fixe,et nacelle equipee d'un tel dispositif |
| US8052085B2 (en) | 2007-11-16 | 2011-11-08 | The Nordam Group, Inc. | Thrust reverser for a turbofan gas turbine engine |
| US8052086B2 (en) | 2007-11-16 | 2011-11-08 | The Nordam Group, Inc. | Thrust reverser door |
| US8091827B2 (en) | 2007-11-16 | 2012-01-10 | The Nordam Group, Inc. | Thrust reverser door |
| US8172175B2 (en) | 2007-11-16 | 2012-05-08 | The Nordam Group, Inc. | Pivoting door thrust reverser for a turbofan gas turbine engine |
| US8051639B2 (en) * | 2007-11-16 | 2011-11-08 | The Nordam Group, Inc. | Thrust reverser |
| US7735778B2 (en) | 2007-11-16 | 2010-06-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Pivoting fairings for a thrust reverser |
| FR2926112A1 (fr) * | 2008-01-08 | 2009-07-10 | Aircelle Sa | Inverseur de poussee a portes pour turboreacteur |
| US8127530B2 (en) | 2008-06-19 | 2012-03-06 | The Nordam Group, Inc. | Thrust reverser for a turbofan gas turbine engine |
| FR2952908B1 (fr) * | 2009-11-26 | 2011-11-25 | Aircelle Sa | Ensemble pour turboreacteur d'aeronef |
| US10145335B2 (en) * | 2012-09-28 | 2018-12-04 | United Technologies Corporation | Turbomachine thrust reverser |
| US10570854B2 (en) * | 2017-08-18 | 2020-02-25 | Woodward, Inc. | Three actuator cascade type thrust reverser actuation system |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1482538A (fr) * | 1965-06-07 | 1967-05-26 | Gen Electric | Inverseur de poussée |
| FR2622928A1 (fr) * | 1987-11-05 | 1989-05-12 | Hispano Suiza Sa | Inverseur de poussee de turboreacteur a portes,a section variable d'ejection |
| FR2635825B1 (fr) * | 1988-08-29 | 1990-11-30 | Hurel Dubois Avions | Inverseur de poussee pour moteur a reaction de type a portes equipees de volets auxiliaires |
| US5120004A (en) * | 1990-02-05 | 1992-06-09 | Rohr, Inc. | Split door thrust reverser for fan jet aircraft engines |
| US5243817A (en) * | 1990-07-05 | 1993-09-14 | Rohr, Inc. | Thrust reverser for fan jet aircraft engines |
| GB9320447D0 (en) * | 1993-10-05 | 1993-12-22 | Lucas Ind Plc | Lock for an engine thrust reverser |
-
1996
- 1996-12-05 FR FR9614923A patent/FR2756868B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
1997
- 1997-12-01 US US08/980,618 patent/US6044641A/en not_active Expired - Lifetime
- 1997-12-02 CA CA002223529A patent/CA2223529C/fr not_active Expired - Fee Related
- 1997-12-04 WO PCT/FR1997/002200 patent/WO1998025020A1/fr unknown
- 1997-12-04 RU RU98116807/06A patent/RU2150594C1/ru active
- 1997-12-04 DE DE69728844T patent/DE69728844T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1997-12-04 EP EP97402929A patent/EP0846854B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 1997-12-05 JP JP9335259A patent/JPH10176605A/ja active Pending
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US6044641A (en) | 2000-04-04 |
| RU2150594C1 (ru) | 2000-06-10 |
| WO1998025020A1 (fr) | 1998-06-11 |
| CA2223529A1 (fr) | 1998-06-05 |
| EP0846854A1 (fr) | 1998-06-10 |
| DE69728844T2 (de) | 2005-04-21 |
| FR2756868B1 (fr) | 1999-01-08 |
| EP0846854B1 (fr) | 2004-04-28 |
| DE69728844D1 (de) | 2004-06-03 |
| CA2223529C (fr) | 2005-07-26 |
| FR2756868A1 (fr) | 1998-06-12 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JPH10176605A (ja) | ナセルライン内にゲートが保持されるターボファンエンジンのスラストリバーサ | |
| US5974783A (en) | Turbojet engine thrust reverser having movable rear baffle pivattally connected by forward and rear linkrods which are totally enclosed in the forward thrust mode | |
| US5090197A (en) | Pivoting door cascade thrust reverser | |
| US6000216A (en) | Actuating system for a cascade type thrust reverser | |
| AU614450B2 (en) | Nozzle with thrust vectoring in the yaw direction | |
| US4485970A (en) | Thrust reversal device for air-craft turbojets | |
| US5819528A (en) | Turbojet engine thrust reverser having dual pivoting doors | |
| JPH09170496A (ja) | 連接後部パネルに結合されたゲートを有するターボジェットエンジンの推力反転装置 | |
| US5267438A (en) | Thrust reverser for a turbofan engine | |
| JPH09105354A (ja) | 複流ターボジェットエンジンの推力反転装置 | |
| JPH1113539A (ja) | 可変排気セクションを備えたターボジェットエンジンのドア付き逆スラスト装置 | |
| JPH10246154A (ja) | 制御同期装置を組み込んだゲートを有するターボファンエンジンの推力逆転装置 | |
| JPH1047160A (ja) | 偏向羽根を具備するゲートを有するターボジェットエンジンの推力反転装置 | |
| JPH08210183A (ja) | ターボジェットエンジンのための下流側障害物による逆スラスト装置 | |
| JPH10122046A (ja) | 制御漏流ゲート式推力反転装置 | |
| US6151885A (en) | Turbojet-engine thrust reverser with internal clamshells | |
| RU2162536C2 (ru) | Двухконтурный турбореактивный двигатель, связанный с устройством реверсирования тяги с обтекателем, установленным в канале газового потока | |
| US20050210861A1 (en) | Axial divergent section slot nozzle | |
| JPH09217653A (ja) | 一次パネルに結合されたゲートを有するターボジェットエンジンの推力反転装置 | |
| US6402092B1 (en) | Turbojet-engine thrust reverser with doors mounted on centered pivots | |
| JPH09100747A (ja) | 非対称ゲートダブルフラックスターボジェットの逆推力発生装置 | |
| US6009702A (en) | Pivoting door thrust reverser with laterally pivoting auxiliary panel | |
| RU2134811C1 (ru) | Устройство реверсирования тяги турбореактивного двигателя с расположенными сзади по потоку отклоняющими препятствиями, стремящимися к уравновешиванию | |
| AU723644B2 (en) | Turbojet thrust reverser having doors with panelled external structure | |
| JPH10266893A (ja) | 自己補剛型外部構造を有するゲートを備えたターボファンエンジンの推力反転装置 |