RU2494273C2 - ГОНДОЛА ДЛЯ ДВИГАТЕЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, ИМЕЮЩАЯ СОПЛО С РЕГУЛИРУЕМЫМ СЕЧЕНИЕМ(72ВОШЕЛЬ Ги Бернар (FR) - Google Patents

ГОНДОЛА ДЛЯ ДВИГАТЕЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, ИМЕЮЩАЯ СОПЛО С РЕГУЛИРУЕМЫМ СЕЧЕНИЕМ(72ВОШЕЛЬ Ги Бернар (FR) Download PDF

Info

Publication number
RU2494273C2
RU2494273C2 RU2010129772/11A RU2010129772A RU2494273C2 RU 2494273 C2 RU2494273 C2 RU 2494273C2 RU 2010129772/11 A RU2010129772/11 A RU 2010129772/11A RU 2010129772 A RU2010129772 A RU 2010129772A RU 2494273 C2 RU2494273 C2 RU 2494273C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fairing
nacelle
intermediate element
upstream
edge
Prior art date
Application number
RU2010129772/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2010129772A (ru
Inventor
Guy Bernard Vauchel
Original Assignee
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 filed Critical Эрсель
Publication of RU2010129772A publication Critical patent/RU2010129772A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2494273C2 publication Critical patent/RU2494273C2/ru

Links

Images

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
    • F02K1/09—Varying effective area of jet pipe or nozzle by axially moving an external member, e.g. a shroud
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
    • B64C7/02—Nacelles
    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/075—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type controlling flow ratio between flows
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
    • F02K9/84—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control using movable nozzles
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/14—Casings or housings protecting or supporting assemblies within
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/34—Arrangement of components translated
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
    • 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)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Wind Motors (AREA)

Abstract

Изобретение относится к гондоле для двигателя летательного аппарата. Гондола содержит передний обтекатель (13) и задний обтекатель (1а). Задний обтекатель (1а) установлен с возможностью смещения между верхним по потоку положением, соответствующим уменьшенному поперечному сечению сопла (9), и нижним по потоку положением, соответствующим увеличенному поперечному сечению сопла (9). Гондола также содержит промежуточный элемент (25), расположенный встык с указанным передним обтекателем (13) и ограничивающий собой полость (27), принимающую в себя верхний но потоку край (11) указанного заднего обтекателя (1а), когда данный обтекатель находится в своем верхнем по потоку положении. Указанный промежуточный элемент (25) содержит опору (29), удерживающую приводные средства (7), в частности, средства приведения в движение указанного заднего обтекателя (1а). Передний обтекатель (13) снабжен средствами (39) упрочнения, расположенными сразу за зоной (35) вверх по потоку. Полость (27) имеет радиально внутренний край, который образует наклонный участок (31) для верхнего по потоку края (11) указанного заднего обтекателя (1а). Исключается возможность блокировки смещения наружной стенки (1а) относительно обтекателя (13). 16 з.п. ф-лы, 18 ил.

Description

Данное изобретение относится к гондоле для двигателя летательного аппарата, оснащенной соплом с регулируемым сечением.
В заявке FR06/05512 на изобретение, поданной настоящим заявителем 21 июня 2006 г., описана гондола для двигателя летательного аппарата, содержащая реверсор тяги каскадного типа, ограничивающий собою сопло с регулируемым поперечным сечением.
Подобная гондола схематически показана на прилагаемых фигурах 1-3.
Эта гондола содержит реверсор 1 тяги, который вместе с внутренним конструктивным элементом 5, окружающим двигатель летательного аппарата (не показан), ограничивает канал 3 пропускания холодного воздуха. Направление, в котором указанный воздух течет по данному каналу, обозначено стрелкой F1.
Более конкретно, реверсор тяги 1 содержит наружную стенку 1а, установленную с возможностью смещения в осевом направлении под действием первой группы приводов 7, и внутреннюю стенку 1b, установленную с возможностью смещения под действием второй группы приводов (не показаны).
Управляя первой группой приводов 7, можно изменять поперечное сечение задней части 9 наружной стенки 1а реверсора тяги, которая таким образом будет образовывать сопло для выпуска холодного воздуха с регулируемым поперечным сечением.
Фиг.1 изображает наружную стенку 1а при конфигурации сопла, соответствующей минимальному поперечному сечению, при которой верхняя по потоку зона 11 (относительно направления F1) наружной стенки 1а реверсора 1 тяги проходит между обтекателем 13, окружающим кожух 21 вентилятора, и кольцевой стенкой 17, закрепленной на передней раме 19 реверсора тяги, которая, в свою очередь, прикреплена к кожуху 21 вентилятора двигателя (напомним, что передняя рама 19 удерживает на себе каскады лопаток 23, позволяющие реверсору тяги реализовывать свою функцию).
На фиг.2 стрелкой F2 показано смещение обтекателя 13, в результате которого обеспечивается доступ к корпусу 21 для проведения работ по техобслуживанию этого корпуса 21.
На фиг.3 стрелкой F3 показано смещение, в результате которого наружная стенка 1а и внутренняя стенка 1b обеспечивают конфигурацию реверса тяги, при которой холодный воздух выходит наружу из канала 3 пропускания через каскады лопаток 23 реверсора тяги (стрелка F4).
К сожалению, гондоле вышеупомянутого типа присущ недостаток, относящийся к сопряжению наружной стенки 1а реверсора 1 тяги с обтекателем 13.
Говоря более конкретно, для улучшения аэродинамических характеристик гондолы ступенька 25, образуемая обтекателем 13 по отношению к наружной стенке 1а, должна быть как можно меньше.
Соответственно, необходимо, чтобы в этой зоне взаимного перекрытия толщина обтекателя 13, а также зазор между данным обтекателем и наружной стенкой 1а, были сведены к минимуму.
Однако выполнение требования обеспечения минимальной толщины обтекателя 13 исключает возможность армирования обтекателя, в указанной зоне перекрытия, средствами упрочения (т.е. ребрами или подобными элементами).
Это означает, что в пределах указанной зоны данный обтекатель 13 будет подвергаться деформациям, которые могут привести к блокировке смещения наружной стенки 1а относительно обтекателя 13, особенно при условии наличия малых зазоров между двумя этими элементами.
Соответственно, задачей данного изобретения является устранение вероятности указанной блокировки.
Поставленная задача решена путем создания гондолы для двигателя летательного аппарата, содержащей передний обтекатель и задний обтекатель, причем задний обтекатель установлен с возможностью смещения между верхним по потоку положением, соответствующим малому поперечному сечению сопла, и нижним по потоку положением, соответствующим увеличенному поперечному сечению сопла. Гондола характеризуется тем, что содержит промежуточный элемент, расположенный встык с указанным передним обтекателем и ограничивающий собой полость, принимающую в себя верхний по потоку край указанного заднего обтекателя, когда данный обтекатель находится в своем верхнем по потоку положении.
Наличие этого промежуточного элемента позволяет обеспечить аэродинамическую неразрывность на участке между передним и задним обтекателями, причем без непосредственного их взаимодействия. Таким образом, становится возможным избежать упомянутых выше проблем, связанных с деформацией и малыми зазорами, которые с большой долей вероятности могут привести к взаимному заклиниванию указанных узлов.
Ниже представлены другие возможные варианты предложенной гондолы, в соответствии с которыми:
Указанный промежуточный элемент имеет зону, используемую для размещения на ней указанного переднего обтекателя и расположенную выше по потоку от указанной полости. Эта зона обеспечивает выверку переднего обтекателя относительно промежуточного элемента.
Указанный передний обтекатель снабжен средствами упрочнения, расположенными сразу за указанной зоной вверх по потоку. Эти средства упрочнения придают жесткость переднему обтекателю, в частности, возле его нижнего по потоку края.
Указанный передний обтекатель снабжен средствами упрочнения, расположенными на одной линии с указанной зоной, при этом указанная зона смещена радиально внутрь на расстояние, по существу соответствующее общей радиальной толщине указанного переднего обтекателя и указанных средств упрочнения. Такая конструкция позволяет размещать средства упрочнения в непосредственной близости от нижнего по потоку края переднего обтекателя.
Указанная полость имеет радиально внутренний край, который образует наклонный участок для верхнего по потоку края указанного заднего обтекателя. Данный наклонный участок обеспечивает выверку нижнего по потоку обтекателя относительно полости в промежуточном элементе.
Указанная полость имеет радиально внешний край, который образует наклонный участок для верхнего по потоку края заднего обтекателя. Такая конструкция позволяет располагать средства упрочнения на внутренней поверхности заднего обтекателя, возле его верхнего по потоку края.
Предложенная гондола содержит уплотнение, расположенное возле указанного наклонного участка. Данное уплотнение герметизирует соединение между промежуточным элементом и задним обтекателем.
Указанный задний обтекатель имеет на своей внутренней поверхности средства упрочнения, расположенные возле его верхнего по потоку края. Благодаря наличию этих средств упрочнения усиливается верхняя по потоку часть заднего обтекателя.
Линия, по которой указанный передний обтекатель соединяется с указанным промежуточным элементом, находится в плоскости, не перпендикулярной оси указанной гондолы. Данная линия соединения, обусловленная наличием промежуточного элемента, обеспечивает лучший доступ к некоторым неподвижным элементам гондолы, когда передний обтекатель находится в положении проведения техобслуживания, т.е. смещен вперед.
Указанный промежуточный элемент содержит опору, удерживающую приводные средства, в частности, средства приведения в движение указанного заднего обтекателя. Благодаря данной конструкции, указанные приводные средства (например, приводы) становится размещать особенно просто.
Указанный промежуточный элемент может быть выполнен с возможностью крепления к кожуху вентилятора указанного двигателя.
Указанный промежуточный элемент состоит из двух половин, которые могут быть шарнирно установлены на удерживающем пилоне указанного двигателя.
Указанный промежуточный элемент образует часть капота вентилятора указанного двигателя.
Предложенная гондола содержит реверсор тяги каскадного типа, снабженный каскадами лопаток, внешняя часть которых образует указанный задний обтекатель.
Указанный реверсор тяги помимо указанной наружной части содержит внутреннюю часть, установленную с возможностью смещения независимо от указанной наружной части. Данный вариант выполнения соответствует варианту, изложенному в начале данного описания.
Указанный промежуточный элемент образует неотъемлемую часть неподвижного конструктивного элемента указанного реверсора тяги. Данный промежуточный элемент может быть, в частности, прикреплен к передней раме реверсора тяги.
Указанный передний обтекатель включает в себя кромку воздухозаборника предложенной гондолы.
Указанный передний обтекатель может быть установлен с возможностью смещения скольжением на указанном двигателе.
Другие особенности и преимущества данного изобретения станут понятны из последующего описания, изложенного со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1-3, рассмотренные в начале описания, изображают в осевом разрезе реверсор тяги гондолы, соответствующий предшествующему уровню техники;
фиг.4 в осевом разрезе изображает промежуточный элемент, предложенный в данном изобретении, устанавливаемый на передней раме реверсора тяги;
фиг.5-7 аналогичны фиг.1-3, они изображают реверсор тяги, снабженный показанным на фиг.4 промежуточным элементом, при трех различных конфигурациях наружной стенки этого реверсора тяги;
фиг.8 и 9 изображают два возможных варианта переднего обтекателя, взаимодействующего с промежуточным элементом, выполненным согласно данному изобретению;
фиг.10 изображает альтернативный вариант промежуточного элемента, предложенного в данном изобретении, который обеспечивает размещение элементов, приводящих в движение наружную стенку реверсора тяги;
фиг.11 изображает реверсор тяги, содержащий промежуточный элемент, показанный на фиг.10;
фиг.12-15 иллюстрируют динамику открытия промежуточного элемента, соответствующего другому варианту изобретения, во время проведения техобслуживания;
фиг.16 изображает реверсор тяги, снабженный предложенным промежуточным элементом, соответствующим еще одному варианту данного изобретения;
и фиг.17 и 18 сбоку изображают гондолу, снабженную показанным на фиг.16 промежуточным элементом, причем передний обтекатель этой гондолы установлен с возможностью смещения относительно кожуха вентилятора и включает в себя кромку воздухозаборника. На фиг.17 и 18 передний обтекатель показан, соответственно, в рабочем положении и положении проведения техобслуживания.
На всех чертежах одинаковые номера позиций обозначают одинаковые или подобные элементы и группы элементов.
На фиг.4-7 можно видеть, что предложенный в изобретении промежуточный элемент 25 прикреплен к передней раме 19 реверсора 1 тяги, причем этот промежуточный элемент ограничивает собой полость 27, в которой может быть размещен верхний по потоку край 11 наружной стенки 1а реверсора 1 тяги.
Этот реверсор тяги может быть одного типа с реверсором тяги, показанным на фиг.1-3, т.е. реверсором тяги, содержащим сопло с регулируемым поперечным сечением.
Промежуточный элемент 25 проходит снаружи периферической поверхности передней рамы 19, или по меньшей мере ее части, следовательно, полость 27 имеет кольцевую форму.
Данный промежуточный элемент присоединен к передней раме 19 посредством опоры 29, которая также имеет по существу кольцевую форму.
Вниз по потоку от полости 27 (направление вниз по потоку определяется по направлению, в котором воздушные потоки проходят по каналу 3 пропускания, что показано стрелкой F1 на фиг.1 и 2) в предпочтительном случае предусмотрен наклонный участок 31, упрощающий выверку верхнего по потоку края 11 наружной стенки 1а относительно полости 27 и его введение в эту полость.
Также предпочтительно, чтобы сразу же за наклонным участком 31 в направлении вверх по потоку было расположено уплотнение 33, герметизирующее соединение между наружной стенкой 1а и промежуточным элементом 25.
Выше по потоку от полости 27 имеется зона 35, обеспечивающая выверку и позиционирование переднего обтекателя гондолы 13.
Эта зона 35 может иметь наклонный участок 37, способствующий указанной выверке.
Во время проведения техобслуживания передний обтекатель 13 смещают относительно кожуха 21 вентилятора, и он тем самым освобождает доступ к данному кожуху 21.
Фиг.5-7 показывают три различных положения наружной стенки 1а реверсора 1 тяги, которые соответствуют разным поперечным сечениям сопла, использующимся на различных стадиях полета летательного аппарата.
Согласно показанному примеру, внутренняя стенка 1b реверсора тяги удерживается в верхнем по потоку положении, т.е. закрывает каскады лопаток 23 данного реверсора, вследствие чего реверсор тяги находится в неактивном состоянии.
Однако следует понимать, что в случае перевода реверсора тяги в рабочее состояние наружный обтекатель 1a и внутренний обтекатель 1b смещают вниз по потоку от их показанных на фиг.7 положений, открывая тем самым каскады лопаток 23 и позволяя потоку воздуха проходить через элемент 3, обеспечивая реверсирование.
Фиг.8 показывает, что периферические средства 39 упрочнения могут быть предусмотрены на внутренней поверхности обтекателя 13 и отстоять от нижнего по потоку края обтекателя 13 на расстоянии d1 в осевом направлении, соответствующем по существу осевой длине зоны 35.
Если необходимо повысить жесткость нижнего по потоку конца обтекателя 13, средства 39 упрочнения можно располагать, как показано на фиг.9, т.е. в непосредственной близости от нижнего по потоку края этого обтекателя. В этом случае необходимо, чтобы зона 35 была смещена радиально внутрь относительно наружной поверхности 41 промежуточного элемента 25 на расстояние d2, по существу равное совместной радиальной толщине обтекателя 13 и упрочняющих элементов 39.
В варианте выполнения, изображенном на фиг.10, можно видеть, что в опоре 29 промежуточного элемента 25 выполнены отверстия 43, в которые можно вставлять приводы 7, приводящие в движение наружную стенку 1а реверсора 1 тяги (см., в частности, фиг.11).
Из фиг.9 и 11 также можно видеть, что на крае 47, расположенном радиально снаружи от полости 27, может быть предусмотрен наклонный участок 45.
Как следует из фиг.11, подобное выполнение наклонного участка 45 позволяет размещать средства 49 упрочнения под верхним по потоку краем 11 наружной стенки 1а реверсора 1 тяги.
Фиг.12-15 иллюстрируют динамику открытия гондолы, снабженной промежуточным элементом 25, соответствующим другому варианту изобретения, согласно которому указанный промежуточный элемент выполнен из двух половин, каждая из которых установлена с возможностью поворота на удерживающем пилоне гондолы (не показан) относительно оси, по существу параллельной оси этой гондолы.
В этом случае опора 29 промежуточного элемента 25 установлена на передней раме 19 реверсора тяги не стационарно, т.е. каждая опора 19 соответствующей половины промежуточного элемента 25 может быть отведена от передней рамы 19 во время проведения техобслуживания.
Если отталкиваться от конфигурации, соответствующей нормальному режиму работы (показана на фиг.12), согласно которой обтекатель 13 расположен встык с промежуточным элементом 25, а верхний по потоку край 11 наружной стенки 1а заходит в полость 27 промежуточного элемента 25, то первое, что необходимо сделать - это переместить передний обтекатель 13 к верхнему по потоку концу гондолы, как можно видеть на фиг.13.
После этого наружную стенку 1а и внутреннюю стенку 1b реверсора тяги смещают вниз по потоку от гондолы, в частности, под действием приводов 7, что проиллюстрировано на фиг.14.
Указанные смещения приводят к состоянию, при котором промежуточный элемент 25 больше не взаимодействует ни с передним обтекателем 13, ни с наружной стенкой 1а реверсора тяги.
Далее при этом состоянии каждую половину промежуточного элемента 25 поворачивают вокруг пилона (не показан), удерживающего гондолу (открытие створки типа «крыло чайки»).
На фиг.16-18 можно видеть, что путем соответствующего изменения толщины е, на которую верхний по потоку край 51 отделен от передней стороны 53 полости 27 промежуточного элемента 25, можно получить линию 55, которая проходит под некоторым произвольным углом α относительно оси А гондолы 57 и по которой передний обтекатель 13 соединяется с наружной стенкой 1а данного реверсора тяги.
Как следует из фиг.17 и 18, нижний участок 59 указанной линии 55 соединения может быть расположен ближе к верхнему по потоку концу гондолы, чем верхний участок 61 данной линии.
Благодаря такой конструкции упрощается доступ к элементам 63 (насосам, корпусам электронной аппаратуры и т.д.), прикрепленным к нижней половине кожуха 21 вентилятора и расположенным вблизи верхнего по потоку края 65 указанного кожуха вентилятора, при условии, конечно, если передний обтекатель гондолы 13 установлен с возможностью смещения относительно кожуха 21 вентилятора для проведения техобслуживания (см. фиг.18).
Из предшествующего описания следует, что промежуточный элемент 25 представляет собой неподвижный узел, который взаимодействует как с передним обтекателем 13, так и, независимо от этого, с наружной стенкой 1а реверсора тяги.
Благодаря использованию данного промежуточного элемента 25 обозначенные в начале описания проблемы сводятся просто к вопросам взаимодействия подвижного узла/неподвижного узла, при этом исключается вероятность упомянутого выше блокирования, присущая системам предшествующего уровня техники.
При реализации изобретения на практике, передний обтекатель 13 и наружную стенку 1а лишь требуется выполнять с такими допусками на размер, которые обеспечивают абсолютно надежное взаимодействие этих узлов с промежуточным элементом 25.
Очевидно, что объем правовой охраны данного изобретения не ограничивается рассмотренными и проиллюстрированными вариантами выполнения, которые приведены в описании лишь в качестве примеров.
В частности, следует понимать, что данное изобретение также применимо к гондолам так называемого «ровного» типа, т.е к гондолам, не содержащим средства реверса тяги.
В подобных случаях, вышеупомянутая наружная стенка фактически представляет собой не наружную стенку реверсора тяги, а обычный задний обтекатель задней части гондолы, содержащий сопло с регулируемым поперечным сечением.
Соответственно, промежуточный элемент 25 может быть выполнен в виде неотъемлемой части обтекателя, закрывающего кожух 21, причем этот кожух может быть открыт движением скольжения, наподобие вышеупомянутого обтекателя 13, или, как вариант, по типу «крыла чайки», например, при повороте относительно пилона, удерживающего данную гондолу.

Claims (17)

1. Гондола (57) для двигателя летательного аппарата, содержащая передний обтекатель (13) и задний обтекатель (1а), причем задний обтекатель (1а) установлен с возможностью смещения между верхним по потоку положением, соответствующим малому поперечному сечению сопла (9), и нижним по потоку положением, соответствующим увеличенному поперечному сечению сопла (9), при этом гондола также содержит промежуточный элемент (25), расположенный встык с указанным передним обтекателем (13) и ограничивающий собой полость (27), принимающую в себя верхний по потоку край (11) указанного заднего обтекателя (1а), когда данный обтекатель находится в своем верхнем по потоку положении, отличающаяся тем, что указанный промежуточный элемент (25) содержит опору (29), удерживающую приводные средства (7), в частности, средства приведения в движение указанного заднего обтекателя (1а).
2. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что указанный промежуточный элемент (25) имеет зону (35), используемую для размещения на ней указанного переднего обтекателя (13) и расположенную выше по потоку от указанной полости (27).
3. Гондола по п.2, отличающаяся тем, что указанный передний обтекатель (13) снабжен средствами (39) упрочнения, расположенными сразу за указанной зоной (35) вверх по потоку.
4. Гондола по п.2, отличающаяся тем, что указанный передний обтекатель (13) снабжен средствами (39) упрочнения, расположенными на одной линии с указанной зоной (35), при этом указанная зона (35) смещена радиально внутрь на расстояние (d2), по существу, соответствующее общей радиальной толщине указанного переднего обтекателя (13) и указанных средств (39) упрочнения.
5. Гондола по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что указанная полость (27) имеет радиально внутренний край, который образует наклонный участок (31) для верхнего по потоку края (11) указанного заднего обтекателя (1а).
6. Гондола по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что указанная полость (27) имеет радиально внешний край, который образует наклонный участок (45) для верхнего по потоку края (11) заднего обтекателя.
7. Гондола по п.5, отличающаяся тем, что она содержит уплотнение, расположенное возле указанного наклонного участка (31).
8. Гондола по п.5, отличающаяся тем, что указанный задний обтекатель (1а) имеет на своей внутренней поверхности средства (49) упрочнения, расположенные возле его верхнего по потоку края (11).
9. Гондола по любому из пп.1-4 или 7, отличающаяся тем, что линия (55), по которой указанный передний обтекатель (13) соединяется с указанным промежуточным элементом (25), находится в плоскости, не перпендикулярной оси (А) указанной гондолы (57).
10. Гондола по любому из пп.1-4 или 7, отличающаяся тем, что указанный промежуточный элемент (25) выполнен с возможностью крепления к кожуху (21) вентилятора указанного двигателя.
11. Гондола по любому из пп.1-4 или 7, отличающаяся тем, что указанный промежуточный элемент (25) состоит из двух половин, которые могут быть шарнирно установлены на удерживающем пилоне указанного двигателя.
12. Гондола по любому из пп.1-4 или 7, отличающаяся тем, что указанный промежуточный элемент (25) образует часть обтекателя вентилятора указанного двигателя.
13. Гондола по любому из пп.1-4 или 7, отличающаяся тем, что она содержит реверсор (1) тяги каскадного типа, снабженный каскадами лопаток (23), внешняя часть которых образует указанный задний обтекатель(1а).
14. Гондола по п.13, отличающаяся тем, что указанный реверсор (1) тяги помимо указанной наружной части (1а) содержит внутреннюю часть (1b), установленную с возможностью смещения независимо от указанной наружной части (1а).
15. Гондола по п.13, отличающаяся тем, что указанный промежуточный элемент образует неотъемлемую часть неподвижного конструктивного элемента указанного реверсора тяги.
16. Гондола по любому из пп.1-4, 7, 14, 15, отличающаяся тем, что указанный передний обтекатель (13) включает в себя кромку воздухозаборника данной гондолы.
17. Гондола по любому из пп.1-4, 7, 14, 15, отличающаяся тем, что указанный передний обтекатель (13) установлен с возможностью смещения скольжением на указанном двигателе.
RU2010129772/11A 2007-12-21 2008-12-19 ГОНДОЛА ДЛЯ ДВИГАТЕЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, ИМЕЮЩАЯ СОПЛО С РЕГУЛИРУЕМЫМ СЕЧЕНИЕМ(72ВОШЕЛЬ Ги Бернар (FR) RU2494273C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR07/08974 2007-12-21
FR0708974A FR2925607B1 (fr) 2007-12-21 2007-12-21 Nacelle pour moteur d'aeronef a tuyere de section variable
PCT/FR2008/001803 WO2009103905A1 (fr) 2007-12-21 2008-12-19 Nacelle pour moteur d'aéronef à tuyère de section variable

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010129772A RU2010129772A (ru) 2012-01-27
RU2494273C2 true RU2494273C2 (ru) 2013-09-27

Family

ID=39708413

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010129772/11A RU2494273C2 (ru) 2007-12-21 2008-12-19 ГОНДОЛА ДЛЯ ДВИГАТЕЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, ИМЕЮЩАЯ СОПЛО С РЕГУЛИРУЕМЫМ СЕЧЕНИЕМ(72ВОШЕЛЬ Ги Бернар (FR)

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9133789B2 (ru)
EP (1) EP2225453A1 (ru)
CN (1) CN101896712A (ru)
BR (1) BRPI0821504A2 (ru)
CA (1) CA2705136A1 (ru)
FR (1) FR2925607B1 (ru)
RU (1) RU2494273C2 (ru)
WO (1) WO2009103905A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2572000C2 (ru) * 2010-12-20 2015-12-27 Эрсель Внутренняя конструкция гондолы воздушного судна

Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2953490B1 (fr) * 2009-12-07 2012-02-24 Aircelle Sa Ensemble arriere de nacelle pour turboreacteur
FR2954410B1 (fr) 2009-12-18 2014-07-04 Aircelle Sa Cadre avant pour une structure d'inverseur de poussee a grilles de deviation
FR2967398B1 (fr) * 2010-11-16 2012-11-02 Aircelle Sa Structure de renforcement d'une nacelle de turboreacteur
US8713911B2 (en) * 2010-12-15 2014-05-06 Woodward Hrt, Inc. System and method for operating a thrust reverser for a turbofan propulsion system
US9097209B2 (en) * 2012-03-27 2015-08-04 United Technologies Corporation Gas turbine engine thrust reverser system
FR3005489B1 (fr) * 2013-05-07 2017-03-17 Airbus Operations Sas Dispositif de commande d'une tuyere a section variable d'un aeronef
EP2995556B1 (en) * 2014-09-12 2018-11-07 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH An aircraft with an air intake for an air breathing propulsion engine
US10794326B2 (en) 2016-08-29 2020-10-06 The Boeing Company Blocker door assembly having a thermoplastic blocker door for use in a turbine engine
US10436112B2 (en) * 2017-06-26 2019-10-08 The Boeing Company Translating turning vanes for a nacelle inlet
US10343786B2 (en) * 2017-06-28 2019-07-09 General Electric Company System and method of operating a ducted fan propulsion system during aircraft taxi
US10767596B2 (en) * 2017-07-26 2020-09-08 Raytheon Technologies Corporation Nacelle
US11046445B2 (en) 2017-07-26 2021-06-29 Raytheon Technologies Corporation Nacelle
FR3087751B1 (fr) * 2018-10-25 2022-03-25 Safran Nacelles Piece de lissage aerodynamique pour nacelle d’ensemble propulsif d’aeronef et procede d’assemblage s’y rapportant
US11591097B2 (en) 2019-05-20 2023-02-28 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US11535362B2 (en) 2019-05-20 2022-12-27 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US11072416B2 (en) * 2019-05-20 2021-07-27 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US11235857B2 (en) 2019-05-20 2022-02-01 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US11174004B2 (en) 2019-05-20 2021-11-16 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US11745860B2 (en) 2019-05-20 2023-09-05 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US11613345B2 (en) 2019-05-20 2023-03-28 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US11873078B2 (en) 2019-05-20 2024-01-16 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1343888A (ru) * 1970-11-06 1974-01-16
GB1421153A (en) * 1972-03-25 1976-01-14 Rolls Royce Propulsion nozzle for ducted fan gas turbine jet propulsion engines
EP0315524A1 (fr) * 1987-11-05 1989-05-10 HISPANO-SUIZA Société anonyme dite: Inverseur de poussée de turboréacteur à grilles, à section variable d'éjection
US5778659A (en) * 1994-10-20 1998-07-14 United Technologies Corporation Variable area fan exhaust nozzle having mechanically separate sleeve and thrust reverser actuation systems
WO1998057056A1 (fr) * 1997-06-12 1998-12-17 Hispano-Suiza Aerostructures Inverseur de poussee a portes de turboreacteur a section variable d'ejection

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR605512A (fr) 1925-09-29 1926-05-28 Thomson Houston Comp Francaise Perfectionnements aux dispositifs ignifuges, notamment pour appareils électriques
GB1386232A (en) * 1971-03-31 1975-03-05 Short Brothers & Harland Ltd Fluid propulsion systems
US3779010A (en) * 1972-08-17 1973-12-18 Gen Electric Combined thrust reversing and throat varying mechanism for a gas turbine engine
GB1583952A (en) * 1976-07-13 1981-02-04 Short Brothers & Harland Ltd Gas turbine engines
US4802629A (en) * 1982-10-22 1989-02-07 The Boeing Company Plug-type exhaust nozzle having a variable centerbody and translating shroud
GB9301457D0 (en) * 1993-01-26 1993-03-17 Short Brothers Plc An aircraft propulsuve power unit
US5655360A (en) * 1995-05-31 1997-08-12 General Electric Company Thrust reverser with variable nozzle
GB9613166D0 (en) * 1996-06-24 1996-08-28 Short Brothers Plc Aircraft propulsive power unit
US5806302A (en) * 1996-09-24 1998-09-15 Rohr, Inc. Variable fan exhaust area nozzle for aircraft gas turbine engine with thrust reverser
US6170254B1 (en) * 1998-12-18 2001-01-09 Rohr, Inc. Translating sleeve for cascade type thrust reversing system for fan gas turbine engine for an aircraft
FR2902839B1 (fr) * 2006-06-21 2011-09-30 Aircelle Sa Inverseur de poussee formant une tuyere adaptative
US8201390B2 (en) * 2007-12-12 2012-06-19 Spirit Aerosystems, Inc. Partial cascade thrust reverser
US8181905B2 (en) * 2008-12-17 2012-05-22 Rohr, Inc. Aircraft engine nacelle with translating inlet cowl

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1343888A (ru) * 1970-11-06 1974-01-16
GB1421153A (en) * 1972-03-25 1976-01-14 Rolls Royce Propulsion nozzle for ducted fan gas turbine jet propulsion engines
EP0315524A1 (fr) * 1987-11-05 1989-05-10 HISPANO-SUIZA Société anonyme dite: Inverseur de poussée de turboréacteur à grilles, à section variable d'éjection
US5778659A (en) * 1994-10-20 1998-07-14 United Technologies Corporation Variable area fan exhaust nozzle having mechanically separate sleeve and thrust reverser actuation systems
WO1998057056A1 (fr) * 1997-06-12 1998-12-17 Hispano-Suiza Aerostructures Inverseur de poussee a portes de turboreacteur a section variable d'ejection

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2572000C2 (ru) * 2010-12-20 2015-12-27 Эрсель Внутренняя конструкция гондолы воздушного судна
US9382845B2 (en) 2010-12-20 2016-07-05 Aircelle Inner structure for an aircraft nacelle

Also Published As

Publication number Publication date
EP2225453A1 (fr) 2010-09-08
US9133789B2 (en) 2015-09-15
US20100269511A1 (en) 2010-10-28
CN101896712A (zh) 2010-11-24
FR2925607A1 (fr) 2009-06-26
WO2009103905A1 (fr) 2009-08-27
RU2010129772A (ru) 2012-01-27
FR2925607B1 (fr) 2013-05-10
BRPI0821504A2 (pt) 2016-01-19
CA2705136A1 (fr) 2009-08-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2494273C2 (ru) ГОНДОЛА ДЛЯ ДВИГАТЕЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, ИМЕЮЩАЯ СОПЛО С РЕГУЛИРУЕМЫМ СЕЧЕНИЕМ(72ВОШЕЛЬ Ги Бернар (FR)
US9581108B2 (en) Pivot thrust reverser with multi-point actuation
US8793973B2 (en) Thrust reverser for a dual-flow turbine engine nacelle
US8904751B2 (en) Thrust reverser assembly and method of operation
RU2546132C2 (ru) Реверсор тяги
US8713910B2 (en) Integrated thrust reverser/pylon assembly
US20140154064A1 (en) Thrust reverser device
RU2516744C2 (ru) Реверсор тяги для гондолы турбореактивного двигателя, гондола турбореактивного двигателя и летательный аппарат, содержащий такую гондолу
US20140150403A1 (en) Thrust reverser system with translating-rotating cascade and method of operation
US8052085B2 (en) Thrust reverser for a turbofan gas turbine engine
US9932932B2 (en) Aeroengine thrust reverser arrangement
US10544754B2 (en) Fixed structure of a thrust reverser device
EP3228854B1 (en) Aircraft gas turbine engine nacelle
US20190032600A1 (en) Thrust reverser assembly
CN109458270B (zh) 涡轮发动机反推器止挡件
JPH1122552A (ja) 逆スラスト装置に連結され、且つ流管内に取り付けたカウリングを有するターボファンエンジン
RU2570482C2 (ru) Решетчатый или каскадный реверсор тяги для турбореактивного двигателя самолета и гондола, оснащенная таким реверсором тяги
AU734292B2 (en) Turbojet thrust reverser having doors with rigid external structure
EP3323710B1 (en) Self-locking alignment at a nacelle interface
US11885281B2 (en) Thrust reverser with flaps controlled by a mechanism equipped with aeronautical bellcranks
US20160208738A1 (en) Turbojet engine nacelle comprising a unit assembly capable of moving along a guide assembly
US20210293202A1 (en) Thrust reverser provided with a lightweight thrust reverser flap
US20230192308A1 (en) Nacelle for an aircraft propulsion assembly comprising a flap for closing a recess for the passage of an actuator
US20230184193A1 (en) Thrust reverser at the door of a nacelle of a turbojet engine of an aircraft with a system for diverting fluids to the exterior
US11187187B2 (en) Thrust reverser

Legal Events

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

Effective date: 20151220