RU2010145242A - Гондола двухконтурного турбореактивного двигателя - Google Patents

Гондола двухконтурного турбореактивного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2010145242A
RU2010145242A RU2010145242/06A RU2010145242A RU2010145242A RU 2010145242 A RU2010145242 A RU 2010145242A RU 2010145242/06 A RU2010145242/06 A RU 2010145242/06A RU 2010145242 A RU2010145242 A RU 2010145242A RU 2010145242 A RU2010145242 A RU 2010145242A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
panel
nozzle section
nacelle
section
gondola according
Prior art date
Application number
RU2010145242/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2499904C2 (ru
Inventor
Ги Бернар ВОШЕЛь (FR)
Ги Бернар ВОШЕЛЬ
Original Assignee
Эрсель (Fr)
Эрсель
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Эрсель (Fr), Эрсель filed Critical Эрсель (Fr)
Publication of RU2010145242A publication Critical patent/RU2010145242A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2499904C2 publication Critical patent/RU2499904C2/ru

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
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/12—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps
    • F02K1/1261—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps of one series of flaps hinged at their upstream ends on a substantially axially movable structure
    • 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
    • F02K1/72—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing the aft end of the fan housing being movable to uncover openings in the fan housing for the reversed flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/50—Kinematic linkage, i.e. transmission of position

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)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

1. Гондола двухконтурного турбореактивного двигателя, включающая в себя нижнюю по потоку часть, оснащенную устройством реверса тяги, содержащим подвижный капот (6), установленный с возможностью поступательного смещения в направлении, по существу параллельном продольной оси гондолы, и выполненный с возможностью поочередного перевода между закрытым положением, при котором он обеспечивает непрерывность аэродинамических линий гондолы и закрывает собой отклоняющие средства (70), и раскрытым положением, при котором он раскрывает в гондоле канал и открывает указанные отклоняющие средства, причем этот подвижный капот имеет продолжение в виде по меньшей мере одной сопловой секции (7), установленной на его нижнем по потоку конце, отличающаяся тем, что указанная сопловая секция включает в себя по меньшей мере одну панель (10), установленную с возможностью поворота посредством по меньшей мере одного шарнира относительно оси, по существу перпендикулярной продольной оси гондолы, причем указанная панель связана с неподвижным обтекателем (2) турбореактивного двигателя посредством по меньшей мере одного передаточного звена (11), установленного с возможностью поворота вокруг точек крепления соответственно к панели сопловой секции и неподвижному обтекателю. ! 2. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что передаточное звено (11) установлено наклонно таким образом, что при нахождении панели в полетном положении его конец, связанный с панелью (10), расположен выше по потоку от другого конца, связанного с неподвижным обтекателем (2), что обеспечивает возможность увеличения сечения сопловой секции (7) при отводе подвижного капота (6) назад. !

Claims (12)

1. Гондола двухконтурного турбореактивного двигателя, включающая в себя нижнюю по потоку часть, оснащенную устройством реверса тяги, содержащим подвижный капот (6), установленный с возможностью поступательного смещения в направлении, по существу параллельном продольной оси гондолы, и выполненный с возможностью поочередного перевода между закрытым положением, при котором он обеспечивает непрерывность аэродинамических линий гондолы и закрывает собой отклоняющие средства (70), и раскрытым положением, при котором он раскрывает в гондоле канал и открывает указанные отклоняющие средства, причем этот подвижный капот имеет продолжение в виде по меньшей мере одной сопловой секции (7), установленной на его нижнем по потоку конце, отличающаяся тем, что указанная сопловая секция включает в себя по меньшей мере одну панель (10), установленную с возможностью поворота посредством по меньшей мере одного шарнира относительно оси, по существу перпендикулярной продольной оси гондолы, причем указанная панель связана с неподвижным обтекателем (2) турбореактивного двигателя посредством по меньшей мере одного передаточного звена (11), установленного с возможностью поворота вокруг точек крепления соответственно к панели сопловой секции и неподвижному обтекателю.
2. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что передаточное звено (11) установлено наклонно таким образом, что при нахождении панели в полетном положении его конец, связанный с панелью (10), расположен выше по потоку от другого конца, связанного с неподвижным обтекателем (2), что обеспечивает возможность увеличения сечения сопловой секции (7) при отводе подвижного капота (6) назад.
3. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что передаточное звено (11) установлено наклонно таким образом, что при нахождении панели в полетном положении его конец, связанный с панелью (10), расположен ниже по потоку от другого конца, связанного с неподвижным обтекателем (2), что обеспечивает возможность уменьшения сечения сопловой секции (7) при отводе подвижного капота(6) назад.
4. Гондола по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что она содержит от четырех до восьми поворотных панелей (10) подвижной сопловой секции (7).
5. Гондола по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что шарнирное вращение панели (10) поворотной сопловой секции (7) ограничено толщиной линий обтекания нижнего по потоку конца подвижного капота (6).
6. Гондола по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что каждая панель (10) шарнирно поворачивается относительно двух передаточных звеньев (11), каждое из которых соединено с указанной панелью сопловой секции (7) посредством сочленения, причем два этих сочленения размещены друг от друга на расстоянии, по существу соответствующем двум третям ширины указанной панели подвижной сопловой секции.
7. Гондола по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что по меньшей мере часть сопловой секции (7) имеет со стороны нижнего по потоку участка оторцовку, образованную шевронными элементами.
8. Гондола по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что подвижный капот (6) имеет продолжение в виде неподвижных секций (18), расположенных с каждой стороны каждой панели (10) подвижной сопловой секции, причем указанные неподвижные секции выполнены таким образом, что обеспечивают непрерывность линий обтекания нижней по потоку части, когда панель сопловой секции находится в полетном положении.
9. Гондола по п.7, отличающаяся тем, что указанная неподвижная секция (18) имеет по меньшей мере одну боковую закраину (19), обеспечивающую опору для соответствующей панели (10) подвижной сопловой секции (7).
10. Гондола по п.8, отличающаяся тем, что неподвижная секция (18) снабжена уплотнительными средствами, обеспечивающими герметичное соединение с соответствующей панелью (10) подвижной сопловой секции (7).
11. Гондола по любому из пп.1-3, 9, 10, отличающаяся тем, что передаточное звено (11), связывающее панель (10) сопловой секции (7) с обтекателем (2) турбореактивного двигателя, выполнено регулируемым по длине.
12. Гондола по любому из пп.1-3, 9, 10, отличающаяся тем, что по меньшей мере одна точка крепления передаточного звена (11), связывающего панель (10) сопловой секции (7) с обтекателем (2) турбореактивного двигателя, выполнена регулируемой по меньшей мере в одном направлении по оси передаточного звена, а при необходимости - в направлениях вдоль и поперек гондолы.
RU2010145242/06A 2008-04-14 2009-04-09 Гондола двухконтурного турбореактивного двигателя RU2499904C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0802036A FR2929998B1 (fr) 2008-04-14 2008-04-14 Nacelle de turboreacteur a double flux
FR08/02036 2008-04-14
PCT/FR2009/050643 WO2009136096A2 (fr) 2008-04-14 2009-04-09 Nacelle de turboréacteur à double flux

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010145242A true RU2010145242A (ru) 2012-05-20
RU2499904C2 RU2499904C2 (ru) 2013-11-27

Family

ID=40344725

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010145242/06A RU2499904C2 (ru) 2008-04-14 2009-04-09 Гондола двухконтурного турбореактивного двигателя

Country Status (8)

Country Link
US (1) US20110030338A1 (ru)
EP (1) EP2268910A2 (ru)
CN (1) CN102007284A (ru)
BR (1) BRPI0910935A2 (ru)
CA (1) CA2719155A1 (ru)
FR (1) FR2929998B1 (ru)
RU (1) RU2499904C2 (ru)
WO (1) WO2009136096A2 (ru)

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2962977B1 (fr) * 2010-07-20 2012-08-17 Airbus Operations Sas Nacelle pour aeronef
US8910482B2 (en) * 2011-02-02 2014-12-16 The Boeing Company Aircraft engine nozzle
FR2975971B1 (fr) * 2011-06-01 2013-05-17 Aircelle Sa Nacelle pour un turboreacteur double flux d'un aeronef
US9021813B2 (en) * 2011-07-18 2015-05-05 The Boeing Company Cable-actuated variable area fan nozzle with elastomeric seals
FR2978802B1 (fr) 2011-08-05 2017-07-14 Aircelle Sa Inverseur a grilles mobiles et tuyere variable par translation
US9151183B2 (en) * 2011-11-21 2015-10-06 United Technologies Corporation Retractable exhaust liner segment for gas turbine engines
FR2991670B1 (fr) 2012-06-12 2014-06-20 Aircelle Sa Inverseur de poussee a grilles retractables et tuyere variable
FR2993921B1 (fr) * 2012-07-26 2014-07-18 Snecma Procede pour ameliorer les performances du systeme d'ejection d'un turbomoteur d'aeronef a double flux separes, systeme d'ejection et turbomoteur correspondants.
US9765729B2 (en) * 2013-10-17 2017-09-19 Rohr, Inc. Thrust reverser fan ramp with blocker door pocket
US9863367B2 (en) 2013-11-01 2018-01-09 The Boeing Company Fan nozzle drive systems that lock thrust reversers
FR3021704B1 (fr) * 2014-05-30 2016-06-03 Aircelle Sa Nacelle pour turboreacteur d'aeronef comprenant une tuyere secondaire a portes rotatives
FR3022220B1 (fr) 2014-06-16 2016-05-27 Aircelle Sa Inverseur de poussee pour nacelle de turboreacteur d’aeronef
US9856742B2 (en) * 2015-03-13 2018-01-02 Rohr, Inc. Sealing system for variable area fan nozzle
FR3033841B1 (fr) 2015-03-17 2017-04-28 Aircelle Sa Inverseur de poussee pour nacelle de turboreacteur d’aeronef
FR3037108B1 (fr) 2015-06-02 2017-06-09 Aircelle Sa Inverseur de poussee pour nacelle de turboreacteur d'aeronef
CN106194494B (zh) * 2016-08-09 2018-01-05 南京理工大学 一种用于微型涡喷发动机加力燃烧室的可调喷管
FR3062637B1 (fr) * 2017-02-07 2020-07-10 Airbus Operations (S.A.S.) Nacelle de turboreacteur comportant un mecanisme d'entrainement d'inverseur de poussee
FR3077606B1 (fr) * 2018-02-05 2020-01-17 Airbus Nacelle d'un turboreacteur comportant une porte exterieure d'inversion
FR3078999A1 (fr) * 2018-03-13 2019-09-20 Airbus Operations Turboreacteur double flux comportant une serie de lames rotatives pour obturer la veine du flux secondaire
FR3086007B1 (fr) 2018-09-18 2020-09-04 Safran Nacelles Nacelle de turboreacteur avec un inverseur de poussee a grilles comprenant un secteur de commande des volets
FR3090102A1 (fr) * 2018-12-17 2020-06-19 Airbus Operations Outil de mesure de pression comportant un fourreau pour sa mise en place dans une veine d’un moteur d’aeronef
CN112796882B (zh) * 2020-12-30 2022-03-15 长江大学 一种涡轮螺旋桨发动机反推系统

Family Cites Families (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1164936A (fr) * 1957-01-21 1958-10-15 Bertin Et Cie Soc Silencieux pour conduits d'échappement et notamment pour tuyères de propulseurs àréaction
US2874538A (en) * 1957-03-22 1959-02-24 Marquardt Aircraft Company Thrust reverser for jet engine
FR1401425A (fr) * 1964-04-24 1965-06-04 Aviation Louis Breguet Sa Dispositif de tuyère d'éjection pour avions à réaction
FR1482538A (fr) * 1965-06-07 1967-05-26 Gen Electric Inverseur de poussée
US3262269A (en) * 1965-06-07 1966-07-26 Gen Electric Thrust reverser
FR91242E (fr) * 1966-10-27 1968-05-03 Breguet Aviat Dispositif de tuyère d'éjection pour avions à réaction
US3568792A (en) * 1969-06-18 1971-03-09 Rohr Corp Sound-suppressing and thrust-reversing apparatus
GB1424193A (en) * 1972-03-21 1976-02-11 Rolls Royce Gas turbine ducted fan engines
GB1421153A (en) * 1972-03-25 1976-01-14 Rolls Royce Propulsion nozzle for ducted fan gas turbine jet propulsion engines
US3863867A (en) * 1973-12-26 1975-02-04 Boeing Co Thrust control apparatus for a jet propulsion engine and actuating mechanism therefor
GB2189550A (en) * 1986-04-25 1987-10-28 Rolls Royce A gas turbine engine powerplant with flow control devices
US4767055A (en) * 1987-03-27 1988-08-30 United Technologies Corporation Method and linkage for positioning a convergent flap and coaxial arc valve
US4978071A (en) * 1989-04-11 1990-12-18 General Electric Company Nozzle with thrust vectoring in the yaw direction
US5176340A (en) * 1991-11-26 1993-01-05 Lair Jean Pierre Thrust reverser with a planar exit opening
FR2730764B1 (fr) * 1995-02-21 1997-03-14 Hispano Suiza Sa Inverseur de poussee a portes associees a un panneau aval
US5806302A (en) * 1996-09-24 1998-09-15 Rohr, Inc. Variable fan exhaust area nozzle for aircraft gas turbine engine with thrust reverser
GB2347126B (en) * 1999-02-23 2003-02-12 Rolls Royce Plc Thrust reverser
GB2372729A (en) * 2001-03-03 2002-09-04 Rolls Royce Plc Thrust reverser arrangement with means for reducing noise
US6568172B2 (en) * 2001-09-27 2003-05-27 The Nordam Group, Inc. Converging nozzle thrust reverser
GB0124446D0 (en) * 2001-10-11 2001-12-05 Short Brothers Ltd Aircraft propulsive power unit
US6845607B2 (en) * 2002-01-09 2005-01-25 The Nordam Group, Inc. Variable area plug nozzle
US6966175B2 (en) * 2003-05-09 2005-11-22 The Nordam Group, Inc. Rotary adjustable exhaust nozzle
US7146796B2 (en) * 2003-09-05 2006-12-12 The Nordam Group, Inc. Nested latch thrust reverser
FR2860046B1 (fr) * 2003-09-19 2005-12-02 Snecma Moteurs Volet chaud commande de tuyere axisymetrique de turboreacteur
RU2315887C2 (ru) * 2005-12-23 2008-01-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Турбореактивный двигатель сверхвысокой степени двухконтурности
US7624579B2 (en) * 2006-02-15 2009-12-01 United Technologies Corporation Convergent divergent nozzle with supported divergent seals
WO2008045056A1 (en) * 2006-10-12 2008-04-17 United Technologies Corporation Tri-body variable area fan nozzle and thrust reverser

Also Published As

Publication number Publication date
RU2499904C2 (ru) 2013-11-27
CN102007284A (zh) 2011-04-06
CA2719155A1 (fr) 2009-11-12
WO2009136096A2 (fr) 2009-11-12
BRPI0910935A2 (pt) 2015-10-06
FR2929998A1 (fr) 2009-10-16
WO2009136096A3 (fr) 2010-01-07
US20110030338A1 (en) 2011-02-10
EP2268910A2 (fr) 2011-01-05
FR2929998B1 (fr) 2011-08-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2010145242A (ru) Гондола двухконтурного турбореактивного двигателя
US9970388B2 (en) Tandem thrust reverser with sliding rails
US10180117B2 (en) Full ring sliding nacelle with thrust reverser
CA2660001A1 (en) Thrust reverser nozzle for a turbofan gas turbine engine
RU2522017C2 (ru) Реверсор тяги
US7559507B2 (en) Thrust reversers including locking assemblies for inhibiting deflection
CA2639078C (en) Pivoting fairings for a thrust reverser
CA1183693A (en) Variable area two-dimensional converging/diverging nozzle
US9334831B2 (en) Nacelle for a bypass turbofan engine
US5097661A (en) Jet engine having a planar exit opening
US9074554B2 (en) Reverse thrust device
US20100107599A1 (en) Thrust reverser for a jet engine
US11835015B2 (en) Thrust reverser with blocker door folding linkage
US20140131479A1 (en) Aircraft turbojet engine thrust reverser with a lower number of actuators
US20100031630A1 (en) Aircraft nacelle that incorporates a device for reversing thrust
EP0942165A1 (fr) Inverseur de poussée de turboréacteur a portes formant écopes associées à une grille mobile
FR2768773A1 (fr) Inverseur de poussee de turboreacteur a coquilles internes
US4177639A (en) Thrust reverser for a fluid flow propulsion engine
US5548954A (en) Turbojet engine thrust reverser with rear support structure
RU2000125901A (ru) Реактивное сопло турбореактивного двигателя со встроенным механизмом реверса
RU2626416C9 (ru) Гондола турбореактивного двигателя с задней секцией
US9964071B2 (en) Decoupled translating sleeve
CN109573065B (zh) 双流式喷气发动机及飞行器
US20130009004A1 (en) Internal gas turbine propulsion thrust reverser
EP1026388B1 (fr) Arrière corps d'éjection à inversion de poussée de turboréacteur

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20150410