RU2553833C2 - Гондола для двигателя летательного аппарата с соплом переменного поперечного сечения - Google Patents

Гондола для двигателя летательного аппарата с соплом переменного поперечного сечения Download PDF

Info

Publication number
RU2553833C2
RU2553833C2 RU2012148211/06A RU2012148211A RU2553833C2 RU 2553833 C2 RU2553833 C2 RU 2553833C2 RU 2012148211/06 A RU2012148211/06 A RU 2012148211/06A RU 2012148211 A RU2012148211 A RU 2012148211A RU 2553833 C2 RU2553833 C2 RU 2553833C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gear
hood
nacelle
nozzle
thrust
Prior art date
Application number
RU2012148211/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012148211A (ru
Inventor
Ги Бернар ВОШЕЛЬ
Пьер МОРАДЕЛЬ-КАСЕЛЛА
БУЛИКО Лоик ЛЕ
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 RU2012148211A publication Critical patent/RU2012148211A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2553833C2 publication Critical patent/RU2553833C2/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
    • F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
    • F02K1/76—Control or regulation of thrust reversers
    • F02K1/763—Control or regulation of thrust reversers with actuating systems or actuating devices; Arrangement of actuators for thrust reversers
    • 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
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/06—Attaching of nacelles, fairings or cowlings
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • General Details Of Gearings (AREA)
  • Wind Motors (AREA)

Abstract

Гондола двигателя летательного аппарата содержит сдвижной капот реверсора тяги, реактивное сопло переменного поперечного сечения и средства приведения в действие капота и сопла. Реактивное сопло размещено в нижнем по потоку продолжении капота и установлено на последнем с возможностью сдвига. Указанные средства содержат, по меньшей мере, один силовой цилиндр для приведения в действие капота реверсора тяги, по меньшей мере, одну ведущую шестерню, установленную поворотно на неподвижно закрепленной конструкции гондолы, и, по меньшей мере, одну зубчатую рейку. Зубчатая рейка прикреплена к соплу и выполнена с возможностью приведения его в действие. Зубчатая рейка входит в зацепление с ведущей шестерней при нахождении капота реверсора тяги в положении прямой тяги и выходит из зацепления с шестерней при нахождении капота в положении обратной тяги. Изобретение позволяет снизить вес и упростить устройство привода реактивного сопла и капота реверсора тяги. 6 з.п. ф-лы, 18 ил.

Description

Изобретение относится к гондоле для двигателя летательного аппарата с соплом переменного поперечного сечения.
Как известно, гондола двигателя летательного аппарата обеспечивает направление наружного воздуха к двигателю и высокоскоростной выброс этого воздуха с получением при этом необходимой тяги.
В двухконтурных турбореактивных двигателях нагнетаемый вентилятором воздушный поток разделяется за вентилятором на первичный поток (называемый также «горячим» потоком), который поступает во внутренний контур турбореактивного двигателя, претерпевая там серию сжатий и одно разрежение, и вторичный поток («холодный» поток), который циркулирует внутри по существу кольцевого тракта, ограниченного с одной стороны обтекателем двигателя (неподвижно закрепленной внутренней конструкцией, называемой также НЗВК (IFS)), а с другой стороны - диаметром гондолы.
Холодный воздушный поток, выходящий за гондолой через реактивное сопло, ограниченное нижней по потоку кромкой гондолы, обеспечивает основную часть тяги.
В целях оптимизации аэродинамических показателей и тем самым экономии потребления горючего, весьма целесообразно иметь возможность регулировки поперечного сечения выпускного отверстия воздушного потока за гондолой - действительно, полезно иметь возможность увеличения указанного сечения на этапах взлета и посадки и уменьшения его на крейсерских этапах полета; такое техническое решение иногда называют «адаптивным соплом» или же «регулируемым соплом вентилятора» (сопло РСВ, VFN).
Кроме того, известно, что в гондоле весьма часто размещены средства реверса тяги, обеспечивающие при посадке направление части вторичного воздушного потока к передней или верхней по потоку стороне гондолы, что вносит существенный вклад в торможение летательного аппарата.
Такие средства реверса тяги часто снабжены отклоняющими решетками, то есть содержат группу решеток, расположенных ниже по потоку от кожуха вентилятора, по периметру тракта циркуляции холодного потока, причем указанные решетки открываются по команде посредством сдвижного капота реверсора тяги, установленного на конструкции гондолы.
Реактивное сопло выхода вторичного воздушного потока расположено в нижнем по потоку продолжении капота реверсора тяги, и важно обеспечить возможность независимого приведения в действие указанных двух узлов гондолы, в частности, задача состоит в том, чтобы увеличивать поперечное сечение сопла без приведения в действие средств реверса тяги, в частности, при выполнении взлета.
Из уровня техники известен целый ряд технических решений по приведению в действие рассматриваемых узлов независимо друг от друга.
Одно из известных решений предусматривает использование для указанных двух узлов независимых приводных силовых цилиндров.
Согласно другому решению используют цилиндры с двумя штоками, при этом один шток приводит в действие капот реверсора тяги, а другой - реактивное сопло.
Согласно еще одному решению используют силовые цилиндры, приводящие в действие только реактивное сопло, при этом предусмотрены управляемые средства фиксирования капота реверсора с соплом, замыкаемые при нахождении сопла в конце хода вниз по потоку, что позволяет привести в действие капот реверсора тяги, и отмыкаемые после прихода капота реверсора тяги обратно в положение «прямой тяги», что позволяет вернуть реактивное сопло в верхнее по потоку положение.
Недостатком всех указанных известных решений является, в частности, чрезмерная масса, что обусловлено тем, что для обеспечения независимого приведения в действие капота реверсора тяги и реактивного сопла используют отдельные силовые цилиндры и/или средства фиксирования.
Задачей предложенного изобретения является, в частности, устранение указанного недостатка.
Для решения указанной задачи предлагается гондола двигателя летательного аппарата, содержащая сдвижной капот реверсора тяги, перемещаемый между положением прямой тяги и положением обратной тяги; реактивное сопло переменного поперечного сечения, размещенное в нижнем по потоку продолжении указанного капота; и средства приведения в действие соответственно указанных капота и сопла, причем предложенная гондола отличается тем, что указанное реактивное сопло установлено на указанном капоте реверсора тяги с возможностью сдвига, при этом указанные средства реверса тяги содержат:
по меньшей мере один силовой цилиндр для приведения в действие указанного капота реверсора тяги;
по меньшей мере одну ведущую шестерню, установленную поворотно на неподвижно закрепленной конструкции указанной гондолы;
по меньшей мере одну зубчатую рейку для приведения в действие указанного реактивного сопла, прикрепленную к указанному соплу, причем указанная зубчатая рейка входит в зацепление с указанной ведущей шестерней при нахождении указанного капота реверсора тяги в положении прямой тяги и выходит из зацепления с указанной шестерней при нахождении указанного капота реверсора в положении обратной тяги.
Наличие перечисленных признаков позволяет приводить реактивное сопло в действие независимо от капота реверсора тяги посредством устройства типа реечной передачи из ведущей шестеренки и зубчатой рейки, которое существенно проще и имеет меньшие вес и габариты относительно указанных различных устройств, известных из уровня техники.
Заявленная гондола может обладать следующими дополнительными признаками:
указанная гондола снабжена группой силовых цилиндров для приведения в действие указанного капота реверсора тяги, а также группой устройств для приведения в действие указанного реактивного сопла, содержащих шестерню и зубчатую рейку;
указанные устройства, содержащие шестерню и зубчатую рейку, расположены вблизи «12-часовых» и «6-часовых» балок неподвижно закрепленной конструкции указанной гондолы - указанные балки, которые расположены соответственно в верхней и в диаметрально противоположной нижней части гондолы, обычным путем позволяют осуществлять установку и смещение подвижных элементов гондолы;
указанная гондола снабжена средствами фиксирования указанного сопла с указанным капотом реверсора тяги при нахождении указанного сопла в его крайнем положении ниже по потоку и при нахождении капота реверсора тяги в положении прямой тяги - указанные средства фиксирования позволяют осуществлять смещение реактивного сопла совместно с капотом реверсора тяги под действием указанных силовых цилиндров;
указанная гондола снабжена средствами устранения люфта между каждой шестерней и соответствующей зубчатой рейкой - указанные средства устранения люфта обеспечивают беспрепятственное вхождение шестерни снова в зацепление с зубьями рейки при возвращении зубчатой рейки в положение выше по потоку под действием смещения вверх по потоку капота реверсора тяги;
указанные средства устранения люфта содержат средства упругой подвески указанной шестерни на неподвижно закрепленной конструкции гондолы;
указанные средства устранения люфта снабжены по меньшей мере одним роликом с осью, параллельной оси указанной шестерни, выполненным с возможностью приведения указанной зубчатой рейки в контакт с указанной шестерней.
Другие признаки изобретения будут очевидны по прочтении описания, приводимого ниже со ссылками на сопроводительные чертежи, на которых:
фиг.1 - изображение осевого сечения задней части заявленной гондолы в крейсерском режиме;
фиг.2 - изображение задней части в аксонометрии;
фиг.3 - частичный вид задней части гондолы в сечении плоскостью Р с фиг.1-2;
фиг.4 - изображение сдвижного механизма задней части гондолы;
фиг.5 - схематическое изображение задней части в крейсерском режиме;
фиг.6, 7, 8 - изображения, аналогичные соответственно фиг.2, 4, 5, при нахождении реактивного сопла задней части гондолы в положении, соответствующем взлету или посадке;
фиг.9, 10, 11 - изображения, аналогичные соответственно фиг.1, 2 и 4, при нахождении задней части гондолы в положении, соответствующем реверсированию тяги;
фиг.12, 13, 14 - изображения, аналогичные фиг.5, схематично иллюстрирующие различные этапы перемещения задней части гондолы в положение реверса тяги;
фиг.15 - изображение, аналогичное фиг.4, схематично иллюстрирующее возврат задней части гондолы в положение с фиг.6-8;
фиг.16 - изображение, аналогичное фиг.4, схематично иллюстрирующее возврат реактивного сопла в положение, соответствующее крейсерскому режиму;
фиг.17 и 18 - изображения, аналогичные фиг.3, иллюстрирующие два варианта устранения люфта между ведущей шестерней и рейкой, прикрепленной к реактивному соплу задней части заявленной гондолы.
На всех чертежах идентичные или схожие номера позиций относятся к идентичным или схожим компонентам или сборочным единицам.
Все чертежи снабжены координатной системой XYZ, три оси которой представляют собой соответственно продольное, поперечное и вертикальное направление гондолы.
Следует отметить, что ось Х направлена в сторону верхней по потоку части гондолы, при этом под потоком понимается воздушный поток, который должен проходить через гондолу во время рабочего процесса.
Следует также отметить, что в приведенном ниже описании речь идет в основном о задней части гондолы, то есть о той ее части, которая расположена ниже по потоку от кожуха вентилятора - поскольку именно к этой зоне относится изобретение.
Кроме того, следует отметить, что ниже описана по существу лишь одна половина гондолы, при этом подразумевается, что конструкцию второй половины гондолы, расположенной с другой стороны подвесной балки, можно вывести, используя простую симметрию описываемой половины относительно вертикальной плоскости, параллельной плоскости XZ.
Рассмотрим фиг.1, изображающую заднюю часть заявленной гондолы в ситуации крейсерского полета.
Как показано на фиг.1, в состав задней части гондолы входят неподвижно закрепленная внутренняя конструкция 1, образующая обтекатель турбореактивного двигателя (не показан), центрированного вокруг оси А, и подвижная наружная конструкция 3, ограничивающая тракт 5 циркуляции вторичного воздушного потока 7, создаваемого вентилятором (не показан) и вытекающего через выходное поперечное сечение 9 с обеспечением при этом тяги летательного аппарата.
В частности, подвижная наружная конструкция 3 содержит радиально-внутреннюю подвижную часть 11, образующую капот реверсора тяги, и радиально-наружную часть 13, образующую сопло переменного сечения.
На капоте 11 реверсора тяги шарнирно установлены створки 15 реверса тяги, каждая из которых посредством соединительных штанг 17 соединена с неподвижно закрепленной внутренней конструкцией 1.
Предусмотрены также решетки 19 реверса тяги, неподвижно установленные на передней раме 21, имеющей по существу кольцевую форму и закрепленной ниже по потоку от кожуха вентилятора (не показан).
В ситуации крейсерского полета, показанной на фиг.1, капот 11 реверсора тяги и верхняя по потоку часть 23 реактивного сопла 13 закрывают собой решетки 19 реверса тяги. При этом створки 15 реверса тяги размещены в продолжении капота 11 реверсора тяги, за счет чего холодный воздушный поток 7 может свободно циркулировать в тракте 5.
В ситуации обратной тяги, показанной на фиг.9, происходит сдвиг как капота 11 реверсора тяги, так и реактивного сопла 13 вниз по потоку от отклоняющих решеток 19, в результате чего створки 15 реверса тяги поворачиваются в положение поперек тракта 5 циркуляции вторичного потока, вызывая тем самым отклонение и выход вторичного воздушного потока 7 наружу через решетки 19 в направлении верхней по потоку части гондолы.
Ниже более подробно описано предлагаемое техническое решение, обеспечивающее переход из положения с фиг.1 в положение с фиг.9.
Как показано на фиг.3, внутренний капот 11 реверсора тяги соединен с неподвижно закрепленной внутренней конструкцией 1 посредством продольной балки 25, задающей первую салазку 27, внутри которой может перемещаться первый продольный ползун 29.
Реактивное сопло 13 прикреплено ко второй продольной салазке 31, внутри которой может перемещаться второй продольный ползун 33, сам жестко соединенный с первым ползуном 29.
Как хорошо показано на фиг.3-4, вдоль второй салазки 31 проходит зубчатая рейка 35, выполненная с возможностью взаимодействия с шестерней 37, установленной на валу 39 двигателя 41, закрепленного на выступающей части 43 балки 25.
Следует отметить, что такой узел, обеспечивающий направленное перемещение сопла РСВ (VFN) может иметь обратную конфигурацию, то есть салазку можно интегрировать не с продольным ползуном 33, а с первым продольным ползуном 29. В этой конфигурации шестерню 37 можно приводить в движение в верхней плоскости относительно оси салазки.
Кроме того, можно выбрать другое место для размещения реечной передачи, не систему из салазки и ползуна, как боковая конструкция реактивного сопла 13.
Как теперь очевидно из описания, электродвигатель 41 может обеспечивать смещение второй салазки 31 относительно второго ползуна 33, то есть сдвиг реактивного сопла 13 относительно внутреннего капота 11.
При этом приведение в действие самого внутреннего капота 11 обеспечено группой силовых цилиндров, один из которых показан на фиг.2 под номером позиции 45. Один из концов указанного цилиндра закреплен на передней раме 21, а другой конец - на внутреннем капоте 11.
Описанные выше основные компоненты схематично показаны на фиг.5, иллюстрирующей конфигурацию, соответствующую режиму прямой тяги и крейсерскому режиму.
В данной конфигурации внутренний капот 11 реверсора тяги находится в своем верхнем по потоку положении и замкнут с передней рамой 21 посредством первого фиксатора 46.
Силовые цилиндры 45 находятся во втянутом состоянии.
Реактивное сопло 13 расположено выше по потоку от внутреннего капота 11, то есть каждая из ведущих шестерен 37 (на самом деле их две на каждую половину гондолы - одна в верхней части половины гондолы, а другая - в нижней части) находится ниже по потоку от соответствующей ей зубчатой рейки 35.
Имеется второй фиксатор 47, который выполнен с возможностью крепления реактивного сопла 13 с внутренним капотом 11 и находится в разомкнутом состоянии.
Такая конфигурация соответствует крейсерскому полету, во время которого, разумеется, средства реверса тяги должны бездействовать, а выходное поперечное сечение 9 сопла 13 должно быть минимальным.
Перейдем к рассмотрению фиг.6-8, иллюстрирующих ситуацию, соответствующую взлету или посадке.
В этом случае надо иметь возможность увеличения сечения 9 реактивного сопла 13, для чего необходимо сместить указанное сопло вниз по потоку относительно положения на фиг.1-5.
Это достигается путем поворота шестерен 37 посредством соответствующих двигателей 41, в результате чего происходит смещение вниз по потоку каждой зубчатой рейки 35 - как показано стрелкой F на фиг.7.
Таким образом происходит перемещение реактивного сопла 13 в нижнее по потоку положение, показанное на фиг.6 и 8. Что касается внутреннего капота 11 реверсора тяги, он остается неподвижным.
Теперь, при необходимости получить реверсирование тяги (см. фиг.9) для посадки, надо разомкнуть первый фиксатор 46 и привести в действие силовые цилиндры 45 - так, чтобы обеспечить сдвиг по первой салазке 27 узла, образованного внутренним капотом 11 и реактивным соплом 13, как показано на фиг.10.
В частности, как показано на фиг.11, на которой одновременный сдвиг обоих компонентов обозначен стрелкой F, каждая зубчатая рейка 35 выходит из зацепления с соответствующей ей ведущей шестерней 37.
Для еще большей ясности следует обратиться к фиг.12-14, на которых показана последовательность взаимодействия различных компонентов при переходе в положение реверса тяги.
Как показано на фиг.12, фиксатор 46 разомкнут, соответственно реактивное сопло 13 находится в нижнем по потоку положении.
Затем, как показано на фиг.13, происходит замыкание второго фиксатора 47, обеспечивающее крепление реактивного сопла 13 с внутренним капотом 11 реверсора тяги.
При этом приводят в действие силовые цилиндры 45, что позволяет получить одновременное смещение указанных капота и сопла в их нижнее по потоку положение, в результате чего каждая шестерня 37 выходит из зацепления с соответствующей ей зубчатой рейкой 35 (см. фиг.14).
В рассматриваемом положении реверса тяги действие соединительной штанги 17 приводит к тому, что створки 15 реверса тяги препятствуют циркуляции вторичного потока в тракте 5, в результате чего происходит возврат вторичного воздуха наружу в направлении передней части гондолы -как показано стрелкой 7 на фиг.9.
Возврат заявленной гондолы в свое исходное состояние осуществляется в два этапа: как показано на фиг.15, прежде всего приводят во втянутое состояние силовые цилиндры 45, возвращая тем самым узел, образованный внутренним капотом 11 реверсора тяги и реактивным соплом 13, в положение прямой тяги. Это общее перемещение обозначено на фиг.15 стрелкой F.
Таким образом каждая зубчатая рейка 35 возвращается в зацепление с соответствующей ведущей шестерней 37.
Затем, чтобы вернуть реактивное сопло 13 в его верхнее по потоку положение (с небольшим поперечным сечением, соответствующим ситуации крейсерского полета), шестерни 37 посредством соответствующих двигателей 41 поворачивают в направлении, противоположном направлению с фиг.7, до тех пор, пока верхняя по потоку часть 23 реактивного сопла 13 не перекроет полностью решетки 19 реверса тяги.
Как следует из приведенного выше описания, обеспечена возможность независимого приведения в действие внутреннего капота 11 реверсора тяги и реактивного сопла 13 с использованием средств значительно меньшего веса по сравнению со средствами, известными из уровня техники - размеры и вес используемой реечной передачи несомненно меньше, чем у известных из уровня техники систем с двумя силовыми цилиндрами или с силовыми цилиндрами с двумя штоками.
Важным моментом осуществления изобретения является необходимость надежно обеспечить возвращение каждой зубчатой рейки 35 в зацепление с соответствующей ведущей шестерней 37, независимо от могущих иметь место люфтов и деформаций.
Для этого следует предусмотреть систему устранения люфта, например содержащую, как показано на фиг.17, ролик 51, свободно установленный на балке 25, имеющий ось 53, параллельную валу 39 двигателя 41, и выполненный с возможностью нажатия на зубчатую рейку 35, приводящий указанную рейку в контакт с зубьями шестерни 37, при возвращении указанной рейки из положения с фиг.11 в положение с фиг.15.
Как показано на фиг.18, в качестве альтернативы можно, используя средства 55 упругой подвески, соединить двигатели 41 с неподвижно закрепленной балкой 25 - при этом шестерни 37 будут поворачиваться вокруг по существу вертикальной оси, то есть оси, параллельной длинной стороне листа чертежей 9/9.
Разумеется, что настоящее изобретение никоим образом не ограничено описанным и проиллюстрированным здесь вариантом осуществления.
Так, например, для соединения внутреннего капота 11 реверсора тяги с реактивным соплом 13 можно обойтись и без второго фиксатора 47 - установлено, что вторичный воздушный поток и наружный воздух самостоятельно стремятся удерживать реактивное сопло 17 в положении, максимально удаленном вниз по потоку относительно внутреннего капота 11.

Claims (7)

1. Гондола для двигателя летательного аппарата, содержащая: сдвижной капот (11) реверсора тяги, перемещаемый между положением прямой тяги и положением обратной тяги; реактивное сопло (13) переменного поперечного сечения, размещенное в нижнем по потоку продолжении указанного капота (11);
и средства приведения в действие соответственно указанного капота (11) и указанного сопла (13), отличающаяся тем, что указанное реактивное сопло (13) установлено на указанном капоте (11) реверсора тяги с возможностью сдвига, при этом указанные средства реверса тяги содержат:
по меньшей мере один силовой цилиндр (45) для приведения в действие указанного капота (11) реверсора тяги;
по меньшей мере одну ведущую шестерню (37), установленную поворотно на неподвижно закрепленной конструкции (25) указанной гондолы;
по меньшей мере одну зубчатую рейку (35) для приведения в действие указанного реактивного сопла (13), прикрепленную к указанному соплу (13), причем указанная зубчатая рейка (35) входит в зацепление с указанной ведущей шестерней (37) при нахождении указанного капота (11) реверсора тяги в положении прямой тяги и выходит из зацепления с указанной шестерней при нахождении указанного капота (11) в положении обратной тяги.
2. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что она снабжена группой силовых цилиндров (45) для приведения в действие указанного капота (11) реверсора тяги, а также группой устройств для приведения в действие указанного реактивного сопла (13), содержащих шестерню (37) и зубчатую рейку (35).
3. Гондола по п.2, отличающаяся тем, что указанные устройства, содержащие шестерню (37) и зубчатую рейку (35), расположены вблизи «12-часовых» и «6-часовых» балок неподвижно закрепленной конструкции указанной гондолы.
4. Гондола по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что она снабжена средствами (47) фиксирования указанного сопла (13) с указанным капотом (1) реверсора тяги при нахождении указанного сопла (13) в крайнем положении ниже по потоку и при нахождении капота (11) реверсора тяги в положении прямой тяги.
5. Гондола по любому из пп.2-3, отличающаяся тем, что она снабжена средствами устранения люфта между каждой шестерней (37) и соответствующей зубчатой рейкой (35).
6. Гондола по п.5, отличающаяся тем, что указанные средства устранения люфта содержат средства (55) упругой подвески указанной шестерни (37) на неподвижно закрепленной конструкции (25) гондолы.
7. Гондола по п.5, отличающаяся тем, что указанные средства устранения люфта снабжены по меньшей мере одним роликом (51) с осью (53), параллельной оси (39) указанной шестерни (37), выполненным с возможностью приведения указанной зубчатой рейки (35) в контакт с указанной шестерней (37).
RU2012148211/06A 2010-04-20 2011-03-23 Гондола для двигателя летательного аппарата с соплом переменного поперечного сечения RU2553833C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1052971 2010-04-20
FR1052971A FR2958910B1 (fr) 2010-04-20 2010-04-20 Nacelle pour moteur d'aeronef a tuyere de section variable
PCT/FR2011/050608 WO2011131873A1 (fr) 2010-04-20 2011-03-23 Nacelle pour moteur d'aeronef a tuyere de section variable

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012148211A RU2012148211A (ru) 2014-05-27
RU2553833C2 true RU2553833C2 (ru) 2015-06-20

Family

ID=43067093

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012148211/06A RU2553833C2 (ru) 2010-04-20 2011-03-23 Гондола для двигателя летательного аппарата с соплом переменного поперечного сечения

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8726634B2 (ru)
EP (1) EP2561208B1 (ru)
CN (1) CN102933828B (ru)
BR (1) BR112012024308A2 (ru)
CA (1) CA2792968A1 (ru)
ES (1) ES2542612T3 (ru)
FR (1) FR2958910B1 (ru)
RU (1) RU2553833C2 (ru)
WO (1) WO2011131873A1 (ru)

Families Citing this family (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2015103448A2 (en) 2013-12-31 2015-07-09 Flir Systems, Inc. Techniques for device attachment with dual band imaging sensor
FR2978729B1 (fr) * 2011-08-03 2013-07-19 Aircelle Sa Poutre composite pour structure support de nacelle de turboreacteur
FR2988407B1 (fr) * 2012-03-22 2014-10-31 Aircelle Sa Procede de fabrication d'une preforme monobloc pour structure composite
FR2992685B1 (fr) * 2012-07-02 2016-05-27 Aircelle Sa Procede de commande d'une section de tuyere variable d'un aeronef
US9623976B2 (en) * 2012-07-25 2017-04-18 Rohr, Inc. Nacelle for a high bypass ratio engine with multiple flow paths
FR2997925B1 (fr) * 2012-11-09 2016-03-04 Aircelle Sa Ensemble de guidage pour ensemble unitaire mobile de nacelle pour turboreacteur
FR3010387B1 (fr) * 2013-09-10 2015-10-09 Airbus Operations Sas Aeronef comprenant un dispositif de commande d'une tuyere a section variable alimente par deux alimentations electriques independantes
CN103696877A (zh) * 2013-12-05 2014-04-02 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种具有喷管面积调节能力的反推力装置
DE102013226767A1 (de) * 2013-12-19 2015-07-09 Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh Fluggasturbine mit einer Schubumkehrvorrichtung mit Kaskadenelementen und integriertem Zahnstangenantrieb
DE102013226770A1 (de) * 2013-12-19 2015-06-25 Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh Fluggasturbine mit einer Triebwerksverkleidung mit Schubumkehrvorrichtung
FR3019857B1 (fr) * 2014-04-11 2020-12-25 Aircelle Sa Inverseur de poussee de nacelle de turboreacteur comprenant une commande commune pour les capots mobiles et une tuyere variable
US10161356B2 (en) * 2014-06-02 2018-12-25 Ge Aviation Systems Llc Integrated thrust reverser actuation system
FR3022220B1 (fr) * 2014-06-16 2016-05-27 Aircelle Sa Inverseur de poussee pour nacelle de turboreacteur d’aeronef
EP3167178A1 (en) * 2014-07-11 2017-05-17 MRA Systems, Inc. Integrated thrust reverser actuation system
DE102014219068B4 (de) * 2014-09-22 2021-02-18 Premium Aerotec Gmbh Fluggasturbinenschubumkehrvorrichtung mit Führungselementen
US9951718B2 (en) * 2015-02-19 2018-04-24 Rohr, Inc. Automatic bifurcation latch systems for a thrust reverser
FR3038587B1 (fr) * 2015-07-10 2019-05-17 Safran Nacelles Nacelle de turboreacteur d’aeronef, ensemble propulsif comportant une nacelle, et aeronef comportant au moins un ensemble propulsif
US10543927B2 (en) * 2016-11-18 2020-01-28 Rohr, Inc. Lockable track system for a translating nacelle structure
FR3059299B1 (fr) * 2016-11-30 2021-11-12 Safran Nacelles Nacelle de turboreacteur d’aeronef, ensemble propulsif et aeronef comportant une telle nacelle
US10724476B2 (en) 2017-03-27 2020-07-28 Rohr, Inc. Locking apparatus for a thrust reverser translating sleeve
US10119495B1 (en) 2017-06-28 2018-11-06 General Electric Company System and method of operating a ducted fan propulsion system inflight
US10343786B2 (en) 2017-06-28 2019-07-09 General Electric Company System and method of operating a ducted fan propulsion system during aircraft taxi
CN109026436A (zh) * 2018-08-22 2018-12-18 中国商用飞机有限责任公司 反推作动装置及涡轮喷气发动机短舱
FR3100576B1 (fr) * 2019-09-05 2021-09-17 Safran Nacelles Inverseur de poussée comprenant des verrous primaires décalés par rapport à un plan de symétrie du capot mobile
FR3101674B1 (fr) * 2019-10-08 2021-10-22 Airbus Operations Sas Turboreacteur comportant une nacelle equipee de cascades mobiles en translation
FR3102144B1 (fr) * 2019-10-16 2021-10-01 Safran Système propulsif pour un aéronef
US11434848B2 (en) 2019-11-05 2022-09-06 Rohr, Inc. Drive system for translating structure
FR3108684A1 (fr) * 2020-03-25 2021-10-01 Airbus Operations Turboreacteur double flux comportant des deflecteurs mobiles
CN112295803B (zh) * 2020-09-25 2022-04-26 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种喷口高度可连续调节的射流器

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2408099A (en) * 1943-04-07 1946-09-24 Sherman Albert Variable-area nozzle for jetpropelled aircraft
US4527391A (en) * 1982-09-30 1985-07-09 United Technologies Corporation Thrust reverser
EP0779429A2 (en) * 1995-12-14 1997-06-18 United Technologies Corporation Variable area exhaust nozzle for turbofan
RU2094639C1 (ru) * 1990-12-13 1997-10-27 Мту Моторен-Унд Турбинен-Унион Мюнхен Гмбх Силовая установка с воздушным винтом или пропеллером (варианты)

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3353355A (en) * 1966-05-31 1967-11-21 United Aircraft Corp Turbofan lightweight thrust reverser
US3500646A (en) * 1968-04-19 1970-03-17 Rohr Corp Thrust reverser
FR2052055A5 (ru) * 1969-07-10 1971-04-09 Snecma
US3829020A (en) * 1973-06-13 1974-08-13 Boeing Co Translating sleeve variable area nozzle and thrust reverser
US4356973A (en) * 1980-07-07 1982-11-02 Rohr Industries, Inc. Thrust reverser geared linkage
US4407120A (en) * 1980-08-25 1983-10-04 Rohr Industries, Inc. Thrust reverser geared linkage
US4529130A (en) * 1982-04-26 1985-07-16 Rolls-Royce Inc. Turbo machine nozzle with thrust reverser
US4767055A (en) * 1987-03-27 1988-08-30 United Technologies Corporation Method and linkage for positioning a convergent flap and coaxial arc valve
DE4334491A1 (de) * 1993-10-09 1995-04-13 Zahnradfabrik Friedrichshafen Zahnstangenlenkung, insbesondere für Kraftfahrzeuge
US5706649A (en) * 1995-04-03 1998-01-13 Boeing North American, Inc. Multi axis thrust vectoring for turbo fan engines
GB2304656B (en) * 1995-08-26 1999-10-13 British Aerospace Deployment mechanisms for aircraft auxiliary aerofoils
FR2748525B1 (fr) * 1996-05-09 1998-06-19 Hispano Suiza Sa Inverseur de poussee de turboreacteur a portes munies d'aubes deflectrices
US5806302A (en) * 1996-09-24 1998-09-15 Rohr, Inc. Variable fan exhaust area nozzle for aircraft gas turbine engine with thrust reverser
DE10051306A1 (de) * 2000-10-17 2002-04-18 Bosch Gmbh Robert Spielfreies Lenkgetriebe
FR2821892B1 (fr) * 2001-03-08 2003-06-13 Hispano Suiza Sa Systeme d'actionnement du capotage mobile d'un inverseur de poussee dans un turboreacteur
FR2835021B1 (fr) * 2002-01-24 2004-04-16 Snecma Moteurs Ensemble d'actionnement a verins hydrauliques synchronises
JP2005226774A (ja) * 2004-02-13 2005-08-25 Sony Corp スライド機構及び電子機器
US7484356B1 (en) * 2005-07-26 2009-02-03 Aeronautical Concepts Of Exhaust, Llc Cascade reverser without blocker doors
FR2911372B1 (fr) * 2007-01-15 2009-02-27 Aircelle Sa Inverseur de poussee translatable pour moteur a reaction
FR2922059B1 (fr) * 2007-10-04 2014-07-04 Aircelle Sa Actionneur lineaire telescopique double action a systeme d'entrainement a moteur unique
US8549834B2 (en) * 2010-10-21 2013-10-08 United Technologies Corporation Gas turbine engine with variable area fan nozzle
DE102011003086A1 (de) * 2011-01-25 2012-07-26 Ford Global Technologies, Llc Zahnstangenlenkgetriebe und damit ausgestattete Servolenkung

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2408099A (en) * 1943-04-07 1946-09-24 Sherman Albert Variable-area nozzle for jetpropelled aircraft
US4527391A (en) * 1982-09-30 1985-07-09 United Technologies Corporation Thrust reverser
RU2094639C1 (ru) * 1990-12-13 1997-10-27 Мту Моторен-Унд Турбинен-Унион Мюнхен Гмбх Силовая установка с воздушным винтом или пропеллером (варианты)
EP0779429A2 (en) * 1995-12-14 1997-06-18 United Technologies Corporation Variable area exhaust nozzle for turbofan

Also Published As

Publication number Publication date
CN102933828B (zh) 2015-12-09
BR112012024308A2 (pt) 2016-05-24
US20130062433A1 (en) 2013-03-14
ES2542612T3 (es) 2015-08-07
FR2958910A1 (fr) 2011-10-21
CA2792968A1 (fr) 2011-10-27
EP2561208B1 (fr) 2015-05-13
CN102933828A (zh) 2013-02-13
US8726634B2 (en) 2014-05-20
FR2958910B1 (fr) 2012-04-27
EP2561208A1 (fr) 2013-02-27
RU2012148211A (ru) 2014-05-27
WO2011131873A1 (fr) 2011-10-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2553833C2 (ru) Гондола для двигателя летательного аппарата с соплом переменного поперечного сечения
CA2966039C (en) Gas turbine engine with thrust reverser assembly and method of operating
EP3034848B1 (en) Gas turbine engine and thrust reverser assembly therefor
EP1726812B1 (en) Thrust reverser system for an aircraft
RU2472272C2 (ru) Телескопический линейный исполнительный механизм двойного действия с приводом от одного двигателя
US11236700B2 (en) Three actuator cascade type thrust reverser actuation system
US20150267643A1 (en) Thrust reverser with pivoting cascades
US9453478B2 (en) Thrust reverser with retractable cascade vanes
EP2562405B1 (en) Gas turbine engine access door
RU2571999C2 (ru) Гондола авиационного двигателя с решетчатым реверсором тяги и соплом изменяемой геометрии
EP3192999B1 (en) Single row vane assembly for a thrust reverser
US20140245743A1 (en) Double-acting linear actuator
EP3193002A1 (en) Translating cascade hidden blocker door thrust reverser
US20150122904A1 (en) Fan nozzle drive systems that lock thrust reversers
JP2019515182A (ja) スラストリバーサアセンブリ
US20170298870A1 (en) Thrust reverser of a turbofan pod comprising a single control for movable cowlings and a variable nozzle
US8833055B2 (en) Locking/unlocking device for a thrust reverser with a sliding cover and adaptive nozzle for aircraft engine nacelle
US20150260125A1 (en) Synchronization system for a thrust reverser
US10309340B2 (en) Thrust reverser of a turbojet engine nacelle, comprising control cylinders of movable cowls and a variable secondary nozzle
EP3658761B1 (en) Nacelle with thrust reverser
JP5782463B2 (ja) 連接型スライダトラック
CA3054710A1 (en) Thrust reverser actuation arrangement systems and methods

Legal Events

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

Effective date: 20160324