RU2571999C2 - Гондола авиационного двигателя с решетчатым реверсором тяги и соплом изменяемой геометрии - Google Patents
Гондола авиационного двигателя с решетчатым реверсором тяги и соплом изменяемой геометрии Download PDFInfo
- Publication number
- RU2571999C2 RU2571999C2 RU2012149587/11A RU2012149587A RU2571999C2 RU 2571999 C2 RU2571999 C2 RU 2571999C2 RU 2012149587/11 A RU2012149587/11 A RU 2012149587/11A RU 2012149587 A RU2012149587 A RU 2012149587A RU 2571999 C2 RU2571999 C2 RU 2571999C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- hood
- specified
- thrust reverser
- thrust
- variable geometry
- Prior art date
Links
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims abstract description 31
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 claims description 5
- 230000009471 action Effects 0.000 claims description 3
- 230000003993 interaction Effects 0.000 claims description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 abstract 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 5
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 3
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 2
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 2
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 2
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
-
- 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
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D15/00—Adaptations of machines or engines for special use; Combinations of engines with devices driven thereby
- F01D15/10—Adaptations for driving, or combinations with, electric generators
-
- 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
-
- 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)
- Control Of Turbines (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Supercharger (AREA)
- Housing For Livestock And Birds (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам авиационных двигателей. Гондола авиационного двигателя содержит неподвижную переднюю раму, капот реверсора тяги, силовые цилиндры реверсора тяги, сопло изменяемой геометрии, приводные и трансмиссионные валы. Капот реверсора тяги установлен с возможностью скольжения относительно передней рамы между положениями прямой и обратной тяги. Приводные валы установлены с возможностью отсоединения трансмиссионных валов при перемещении капота вниз по потоку в положение обратной тяги. Достигается снижение массы агрегатов гондолы. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к гондоле авиационного двигателя с соплом изменяемой геометрии.
Как известно, гондола авиационного двигателя обеспечивает направление наружного воздуха к указанному двигателю и выпуск этого воздуха на высокой скорости для создания необходимой тяги.
В двухконтурных турбореактивных двигателях поток воздуха перемешивается вентилятором и затем разделяется на первичный поток (также называемый ″горячим″), который поступает во внутренний контур турбореактивного двигателя, проходя через несколько этапов сжатия и этап расширения, и вторичный поток (также называемый ″холодным″), циркулирующий внутри, по существу, кольцеобразного канала, ограниченного с одной стороны обтекателем двигателя (внутренним неподвижным элементом), а с другой стороны - стенкой гондолы.
Поток холодного воздуха, выходящий из гондолы далее по потоку через реактивное сопло, ограниченное нижней по потоку кромкой гондолы, обеспечивает основную долю тяги.
Для оптимизации аэродинамики и, следовательно, для оптимизации расхода топлива, крайне целесообразно обеспечить возможность регулирования выходного сечения гондолы, через которое происходит выпуск потока холодного воздуха, а именно: возможность увеличения указанного сечения на этапах взлета и посадки и возможность уменьшения указанного сечения на этапе крейсерского полета. При описании такого сечения часто применяют также термин ″регулируемое сопло″.
Указанное сопло изменяемой геометрии выполняют в виде единой детали или в виде узла из двух половин или в виде отклоняющих створок, расположенных рядом друг с другом. В настоящем документе термин ″сопло изменяемой геометрии″ относится ко всем возможным вариантам.
Из уровня техники также известно, что гондола очень часто содержит средства реверса тяги, перемещаемые между положением, соответствующим крейсерскому полету, называемым также положением ″прямой тяги″, и положением, соответствующим реверсу тяги, называемым также положением ″обратной тяги″. Такое перемещение обеспечивает перенаправление вперед части потока воздуха на этапе посадки, что в значительной мере способствует торможению летательного аппарата.
Указанные средства реверса тяги часто являются устройствами решетчатого типа, то есть они содержат группу отклоняющих решеток, расположенных вниз по потоку от кожуха вентилятора по краю тракта холодного потока, причем указанные решетки выполнены с возможностью открытия по команде посредством капота реверсора тяги, причем указанный капот установлен с возможностью скольжения на конструкции гондолы.
В нижнем по потоку продолжении капота реверсора тяги расположено сопло изменяемой геометрии, причем важно, чтобы указанные два узла гондолы можно было приводить в движение независимо друг от друга, в частности, чтобы можно было увеличивать поперечное сечение сопла изменяемой геометрии без приведения в движение средств реверсора тяги, в частности на этапе взлета.
Из уровня техники известно решение, согласно которому для обеспечения такого независимого приведения в движение использованы силовые цилиндры с двумя стержнями (также называемые ″телескопическими″), причем один стержень приводит в движение капот реверсора тяги, а другой стержень приводит в движение сопло изменяемой геометрии.
Такие силовые цилиндры являются тяжелыми, а кроме того, не подходят для сопла изменяемой геометрии, образованного поворотными отклоняющими створками, поскольку поворот указанных створок стремится вызвать рассогласование стержней силовых цилиндров.
Таким образом, одна из задач настоящего изобретения заключается в создании гондолы с решетчатым реверсором тяги и соплом изменяемой геометрии, содержащей средства независимого приведения в движение указанных узлов, причем указанные средства легче известных аналогов и, в частности, совместимы с соплом изменяемой геометрии, образованным поворотными отклоняющими створками.
Указанная задача решена за счет предложения гондолы, содержащей:
- неподвижную переднюю раму;
- капот реверсора тяги, установленный с возможностью скольжения относительно указанной передней рамы между положением прямой тяги и положением обратной тяги;
- сопло изменяемой геометрии, расположенное в нижнем по потоку продолжении капота реверсора тяги;
- силовые цилиндры реверсора тяги, размещенные между указанной передней рамой и указанным капотом реверсора тяги;
- силовые цилиндры сопла изменяемой геометрии, размещенные между указанным капотом реверсора тяги и указанным соплом изменяемой геометрии;
- приводные валы, установленные на указанной передней раме;
- трансмиссионные валы, проходящие вдоль указанного капота реверсора тяги вплоть до указанных силовых цилиндров сопла изменяемой геометрии;
- механические средства соединения указанных трансмиссионных валов с указанными приводными валами, выполненные с возможностью передачи крутящего момента от указанных приводных валов на указанные трансмиссионные валы при нахождении указанного капота в положении прямой тяги и с возможностью отсоединения трансмиссионных валов от приводных валов при перемещении указанного капота в положение обратной тяги;
- средства блокировки вращения указанных трансмиссионных валов до завершения отсоединения трансмиссионных валов от соответствующих приводных валов и по завершении указанного отсоединения.
Благодаря перечисленным признакам сопло изменяемой геометрии можно приводить в движение независимо от реверсора тяги при нахождении указанного реверсора в положении прямой тяги.
За счет того, что при реверсе тяги происходит отсоединение трансмиссионных валов силовых цилиндров сопла изменяемой геометрии от приводных валов, можно обойтись без слишком длинных трансмиссионных средств, что позволяет уменьшить массу по сравнению с техническим решением, в котором использованы силовые цилиндры с телескопическими стержнями.
Кроме того, за счет приведения в движение силовых цилиндров сопла изменяемой геометрии с помощью трансмиссионных валов, проходящих по длине капота реверсора, можно разместить указанные силовые цилиндры ниже по потоку от указанного капота, то есть ближе к соплу изменяемой геометрии. Это позволяет использовать силовые цилиндры меньшего размера.
Это также позволяет использовать сопла изменяемой геометрии с поворотными отклоняющими створками, поскольку рассогласование указанных силовых цилиндров может происходить на участке, расположенном ниже по потоку от капота реверсора тяги.
И наконец, средства блокировки вращения валов трансмиссии по завершении отсоединения позволяют предотвратить неконтролируемое движение сопла изменяемой геометрии.
Предлагаемая гондола может обладать также следующими дополнительными признаками:
- приведение в движение указанных средств блокировки происходит в результате отделения капота реверсора тяги от указанной передней рамы при перемещении указанного капота в положение обратной тяги: благодаря таким средствам блокировки не требуется специального оснащенного приводом устройства блокировки, что, в частности, очень предпочтительно с точки зрения техобслуживания;
- для каждого трансмиссионного вала указанные средства блокировки содержат:
- средства блокировки кулачков, неподвижно установленные на указанном капоте реверсора тяги;
- кулачковый ползун, установленный с возможностью скольжения и без возможности поворота относительно трансмиссионного вала, причем указанный ползун содержит, с одной стороны, фиксирующие кулачки, выполненные с возможностью взаимодействия с указанными средствами блокировки, и, с другой стороны, ведущие кулачки, выполненные с возможностью взаимодействия с зубчатым колесом, приводимым в движение каждым соответствующим приводным валом;
- упругие возвратные средства для возврата указанного кулачкового ползуна к указанному зубчатому колесу,
причем перечисленные элементы выполнены так, что:
- при нахождении указанного капота реверсора тяги в положении прямой тяги указанные ведущие кулачки взаимодействуют с соответствующим зубчатым колесом,
- при перемещении указанного капота реверсора вниз по потоку от указанной передней рамы, указанные фиксирующие кулачки входят в зацепление с указанными средствами блокировки под действием указанных упругих средств до того, как указанные ведущие кулачки выходят из зацепления с соответствующим зубчатым колесом.
Указанные средства блокировки, имеющие очень простую конструкцию, выполнены с минимальными габаритами и массой и удобны для техобслуживания.
Согласно еще одному дополнительному признаку, в предлагаемой гондоле сопло изменяемой геометрии содержит поворотные створки.
Другие признаки и преимущества настоящего изобретения раскрыты в нижеследующем описании, приводимом со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
- на фиг.1 изображено осевое поперечное сечение заднего участка предлагаемой гондолы в конфигурации крейсерского полета;
- на фиг.2, на радиальном виде по оси Y, определение которой дано ниже, схематично изображены средства приведения в движение капота реверсора тяги и сопла изменяемой геометрии;
- на фиг.3, 4 и 5 схематично и подробно изображены соединяющие средства с фиг.2 соответственно в положении прямой тяги, в промежуточном положении и в положении обратной тяги.
На всех указанных чертежах одинаковые или сходные компоненты или узлы имеют одинаковые или сходные обозначения.
На всех указанных чертежах имеется обозначение XYZ, соответствующее продольной, поперечной и вертикальной осям гондолы.
Следует отметить, что ось X направлена в сторону верхней по потоку части гондолы относительно направления воздушного потока, проходящего через данную гондолу в процессе эксплуатации.
Следует также отметить, что следующее описание в большей степени относится к задней части гондолы, то есть части гондолы, расположенной ниже по потоку от кожуха вентилятора, поскольку именно к этой части относится предлагаемое изобретение.
Обратимся к фиг.1, на которой изображена задняя часть предлагаемой гондолы на этапе крейсерского полета.
Как показано на фиг.1, указанная задняя часть гондолы содержит внутренний неподвижный элемент 1, обеспечивающий обтекание турбореактивного двигателя (не изображен), имеющего центральную ось А, и подвижный внешний элемент 3, ограничивающий тракт 5 для циркуляции вторичного потока 7 воздуха, создаваемого вентилятором (не показан) и выходящего через выходное сечение 9, обеспечивая тягу летательного аппарата.
Указанный подвижный внешний элемент 3 содержит расположенный вверх по потоку подвижный элемент 11, образующий капот реверсора тяги, и расположенный вниз по потоку подвижный элемент 13, образующий сопло изменяемой геометрии.
На капоте 11 реверсора тяги поворотно установлены створки 15 реверсора тяги, причем каждая из них соединена с внутренним неподвижным элементом 1 соединительными стержнями 17.
Решетки 18 реверсора тяги установлены неподвижно на передней раме 19, имеющей, по существу, кольцеобразную форму и установленной, в свою очередь, вниз по потоку от кожуха вентилятора (указанный кожух не показан).
Силовые цилиндры 21 реверсора тяги, расположенные между неподвижной передней рамой 19 гондолы и капотом 11 реверсора тяги, обеспечивают перемещение указанного капота относительно передней рамы между положением прямой тяги с фиг.1 и положением реверса тяги, называемым также положением обратной тяги (не показано).
На этапе крейсерского полета с фиг.1 капот 11 реверсора тяги перекрывает решетки 18 реверсора тяги, причем створки 15 реверсора тяги расположены в продолжении капота 11 реверсора тяги, что обеспечивает свободную циркуляцию потока 7 холодного воздуха в тракте 5.
Для обеспечения обратной тяги на этапе посадки капот 11 реверсора тяги совершает перемещение вниз по потоку от отклоняющих решеток 18, вызывая поворот створок 15 реверсора тяги поперек тракта 5 вторичного потока, что приводит к перенаправлению вторичного воздушного потока 7 к решеткам 18 наружу и в сторону верхней по потоку части гондолы.
Кроме того, силовые цилиндры 23, приводящие в движение сопло 13 изменяемой геометрии и размещенные между капотом 11 реверсора тяги и указанным соплом, обеспечивают перемещение указанного сопла между передним положением, в котором выходное сечение 9 вторичного воздушного потока 7 минимально (этап крейсерского полета с фиг.1), и задним положением, в котором указанное сечение максимально (этапы взлета и посадки).
В данном случае, как показано на фиг.2, сопло 13 изменяемой геометрии образовано группой отклоняющих створок 13а, 13b, каждая из которых установлена с возможностью вращения вокруг соответствующих осей 25а, 25b, поперечных главной оси А гондолы.
Указанные отклоняющие створки 13а, 13b приводятся в движение посредством соответствующих силовых цилиндров 23а, 23b сопла изменяемой геометрии.
Силовые цилиндры, в качестве которых могут быть использованы известные из уровня техники цилиндры шарико-винтового типа, приводятся в движение посредством соответствующих трансмиссионных валов 27а, 27b.
Указанные трансмиссионные валы могут представлять собой гибкие валы типа ″flexshaft″, известного из уровня техники.
Между двумя силовыми цилиндрами 23а, 23b также может быть предусмотрен соединительный вал 28.
Силовые цилиндры 23а, 23b расположены возле нижней по потоку кромки 29 капота 11 реверсора тяги, а трансмиссионные валы 27а, 27b проходят вплоть до верхней по потоку кромки 31 указанного капота.
Соответствующие соединительные средства 33а, 33b обеспечивают соединение трансмиссионных валов 27а, 27b с соответствующими приводными валами 35а, 35b, перемещаемыми соответствующими двигателями 37а, 37b, закрепленными на передней раме 19.
Как указано далее, соединительные средства 33а, 33b обеспечивают соединение и отсоединение трансмиссионных валов 27а, 27b и приводных валов 35а, 35b в зависимости от положения капота 11 реверсора тяги.
Далее рассмотрены фиг.3, 4 и 5, на которых схематично изображено одно из соединительных средств 33а, 33b в своих различных конфигурациях.
Как показано на фиг.3, указанное соединительное средство содержит, с одной стороны, зубчатое колесо, установленное без возможности поворота на приводном валу 35 и, с другой стороны, ведущие кулачки 41, закрепленные на кулачковом ползуне 43, установленном, в свою очередь, с возможностью перемещения на трансмиссионном валу 27 и без возможности поворота относительно указанного вала.
Упругие средства, содержащие один или более упругий элемент 45, вводят, путем нажима, ведущие кулачки 41 в контакт с зубчатым колесом 39, обеспечивая передачу крутящего момента между приводным валом 35 и трансмиссионным валом 27 при нахождении капота 11 реверсора тяги в переднем положении, встык с неподвижной передней рамой 19 (положение прямой тяги).
Предусмотрены также средства блокировки, которые, с одной стороны, содержат фиксирующие кулачки 47, установленные на кулачковом ползуне 43, а с другой стороны - средства 49 блокировки вращения фиксирующих кулачков 47, причем указанные средства 49 содержат зубья 51, выполненные с возможностью взаимодействия с фиксирующими кулачками 47 при условиях, которые пояснены далее.
При переходе из положения с фиг.3, соответствующего этапу крейсерского полета (режим прямой тяги), силовые цилиндры 21 реверсора тяги приводятся в движение (см. фиг.1) для смещения капота 11 реверсора тяги в направлении вниз по потоку. В процессе данного перемещения постепенно появляется продольный зазор J (то есть по оси X) между зубчатым колесом 39 и ведущими кулачками 41, что показано на фиг.4. При этом упругие средства 45 стремятся устранить указанный зазор, толкая кулачковый ползун 43 в направлении к зубчатому колесу 39 и приводя в зацепление фиксирующие кулачки 47 с зубьями 51 средств 49 блокировки кулачков.
На данном этапе приводной вал 35 уже не может вращать трансмиссионные валы 27, поскольку те заблокированы.
Указанная блокировка сохраняется до тех пор, пока капот 11 реверсора тяги продолжает двигаться вниз по потоку гондолы, во время чего ведущие кулачки 41 выходят из зацепления с зубчатым колесом 39, что показано на фиг.5.
Очевидно, что при нахождении капота 11 реверсора тяги в положении прямой тяги предлагаемая система блокировки и соединения позволяет приводить в движение отклоняющие створки 13а, 13b, используя для этого силовые цилиндры 23а, 23b сопла изменяемой геометрии, а затем, при смещении капота 11 в положение обратной тяги, удерживать указанные створки 13а, 13b в полученном положении.
Данная схема реализована за счет зацепления фиксирующих кулачков 47 с зубьями 51 под действием упругих средств 45 до выхода ведущих кулачков 41 из зацепления с зубчатым колесом 39.
Таким образом, в предлагаемом устройстве капот 11 реверсора тяги и сопло 13 изменяемой геометрии обеспечены независимыми средствами приведения в действие, в результате чего устранена необходимость применения громоздких и дорогостоящих механизмов, выполненных по типу телескопического силового цилиндра.
Возвращение ведущих кулачков 41 в зацепление с зубчатым колесом 39 возможно облегчить, если предусмотреть в соответствующих профилях указанных кулачков и в зубьях колеса 39 необходимые уклоны, способствующие их взаимному зацеплению.
Следует также отметить, что для двигателей 37а, 37b предусмотрены соответствующие стопоры 53а, 53b (см. фиг.2), позволяющие обеспечить неподвижность сопла 13 изменяемой геометрии при нахождении капота 11 реверсора тяги в положении прямой тяги, то есть при отсутствии зацепления фиксирующих кулачков 47 с блокирующими зубьями 51.
Предлагаемое изобретение не ограничено описанными вариантами выполнения, приведенными исключительно в качестве примера.
Claims (4)
1. Гондола авиационного двигателя, содержащая:
- неподвижную переднюю раму (19),
- капот (11) реверсора тяги, установленный с возможностью скольжения относительно указанной передней рамы (19) между положением прямой тяги и положением обратной тяги,
- сопло (13, 13а, 13b) изменяемой геометрии, расположенное в нижнем по потоку продолжении капота (11) реверсора тяги,
- силовые цилиндры (21) реверсора тяги, размещенные между указанной передней рамой (19) и указанным капотом (11) реверсора тяги,
- силовые цилиндры (23, 23а, 23b) сопла изменяемой геометрии, размещенные между указанным капотом реверсора тяги и указанным соплом (13, 13а, 13b) изменяемой геометрии,
- приводные валы (35а, 35b), установленные на указанной передней раме (19),
- трансмиссионные валы (27а, 27b), проходящие вдоль указанного капота (11) реверсора тяги вплоть до указанных силовых цилиндров (23, 23а, 23b) сопла изменяемой геометрии,
- механические средства (33а, 33b) соединения указанных трансмиссионных валов (27а, 27b) с указанными приводными валами (35а, 35b), выполненные с возможностью передачи крутящего момента от указанных приводных валов (35а, 35b) на указанные трансмиссионные валы (27а, 27b) при нахождении указанного капота (11) в положении прямой тяги и с возможностью отсоединения трансмиссионных валов (27а, 27b) от указанных приводных валов (35а, 35b) при перемещении указанного капота (11) в положение обратной тяги,
- средства (47, 49) блокировки вращения указанных трансмиссионных валов (27а, 27b) до завершения отсоединения данных трансмиссионных валов (27а, 27b) от соответствующих приводных валов (35а, 35b) и по завершении указанного отсоединения.
- неподвижную переднюю раму (19),
- капот (11) реверсора тяги, установленный с возможностью скольжения относительно указанной передней рамы (19) между положением прямой тяги и положением обратной тяги,
- сопло (13, 13а, 13b) изменяемой геометрии, расположенное в нижнем по потоку продолжении капота (11) реверсора тяги,
- силовые цилиндры (21) реверсора тяги, размещенные между указанной передней рамой (19) и указанным капотом (11) реверсора тяги,
- силовые цилиндры (23, 23а, 23b) сопла изменяемой геометрии, размещенные между указанным капотом реверсора тяги и указанным соплом (13, 13а, 13b) изменяемой геометрии,
- приводные валы (35а, 35b), установленные на указанной передней раме (19),
- трансмиссионные валы (27а, 27b), проходящие вдоль указанного капота (11) реверсора тяги вплоть до указанных силовых цилиндров (23, 23а, 23b) сопла изменяемой геометрии,
- механические средства (33а, 33b) соединения указанных трансмиссионных валов (27а, 27b) с указанными приводными валами (35а, 35b), выполненные с возможностью передачи крутящего момента от указанных приводных валов (35а, 35b) на указанные трансмиссионные валы (27а, 27b) при нахождении указанного капота (11) в положении прямой тяги и с возможностью отсоединения трансмиссионных валов (27а, 27b) от указанных приводных валов (35а, 35b) при перемещении указанного капота (11) в положение обратной тяги,
- средства (47, 49) блокировки вращения указанных трансмиссионных валов (27а, 27b) до завершения отсоединения данных трансмиссионных валов (27а, 27b) от соответствующих приводных валов (35а, 35b) и по завершении указанного отсоединения.
2. Гондола по п.1, в которой приведение в движение указанных средств (47, 49) блокировки происходит в результате отделения капота (11) реверсора тяги от указанной передней рамы (19) при перемещении указанного капота в положение обратной тяги.
3. Гондола по п.2, в которой для каждого трансмиссионного вала (27а, 27b) указанные средства блокировки содержат:
- средства (49, 51) блокировки кулачков, неподвижно установленные на указанном капоте (11) реверсора тяги,
- кулачковый ползун (43), установленный с возможностью скольжения и без возможности поворота относительно трансмиссионного вала (27а, 27b), причем указанный ползун (43) содержит, с одной стороны, фиксирующие кулачки (49, 51), выполненные с возможностью взаимодействия с указанными средствами (47) блокировки, и, с другой стороны, ведущие кулачки (41), выполненные с возможностью взаимодействия с зубчатым колесом (39), приводимым в движение каждым соответствующим приводным валом (35а, 35b),
- упругие возвратные средства (45) для возврата указанного кулачкового ползуна (43) к указанному зубчатому колесу (39), причем перечисленные элементы выполнены так, что:
- при нахождении указанного капота (11) реверсора тяги в положении прямой тяги указанные ведущие кулачки (41) взаимодействуют с соответствующим зубчатым колесом (39),
- при перемещении указанного капота (11) реверсора вниз по потоку от указанной передней рамы (19) указанные фиксирующие кулачки (47) входят в зацепление с указанными средствами (49, 51) блокировки под действием указанных упругих средств (45) до того, как указанные ведущие кулачки (41) выходят из зацепления с соответствующим зубчатым колесом (39).
- средства (49, 51) блокировки кулачков, неподвижно установленные на указанном капоте (11) реверсора тяги,
- кулачковый ползун (43), установленный с возможностью скольжения и без возможности поворота относительно трансмиссионного вала (27а, 27b), причем указанный ползун (43) содержит, с одной стороны, фиксирующие кулачки (49, 51), выполненные с возможностью взаимодействия с указанными средствами (47) блокировки, и, с другой стороны, ведущие кулачки (41), выполненные с возможностью взаимодействия с зубчатым колесом (39), приводимым в движение каждым соответствующим приводным валом (35а, 35b),
- упругие возвратные средства (45) для возврата указанного кулачкового ползуна (43) к указанному зубчатому колесу (39), причем перечисленные элементы выполнены так, что:
- при нахождении указанного капота (11) реверсора тяги в положении прямой тяги указанные ведущие кулачки (41) взаимодействуют с соответствующим зубчатым колесом (39),
- при перемещении указанного капота (11) реверсора вниз по потоку от указанной передней рамы (19) указанные фиксирующие кулачки (47) входят в зацепление с указанными средствами (49, 51) блокировки под действием указанных упругих средств (45) до того, как указанные ведущие кулачки (41) выходят из зацепления с соответствующим зубчатым колесом (39).
4. Гондола по любому из пп.1-3, причем сопло (13) изменяемой геометрии указанной гондолы содержит поворотные створки (13а, 13b).
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR10/53282 | 2010-04-28 | ||
| FR1053282A FR2959488B1 (fr) | 2010-04-28 | 2010-04-28 | Nacelle pour moteur d'aeronef a inverseur de poussee a grilles et a tuyere adaptative |
| PCT/FR2011/050627 WO2011135217A1 (fr) | 2010-04-28 | 2011-03-24 | Nacelle pour moteur d'aéronef à inverseur de poussée à grilles et à tuyère adaptative |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2012149587A RU2012149587A (ru) | 2014-06-10 |
| RU2571999C2 true RU2571999C2 (ru) | 2015-12-27 |
Family
ID=43243781
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012149587/11A RU2571999C2 (ru) | 2010-04-28 | 2011-03-24 | Гондола авиационного двигателя с решетчатым реверсором тяги и соплом изменяемой геометрии |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9126690B2 (ru) |
| EP (1) | EP2563664B1 (ru) |
| CN (1) | CN102844238B (ru) |
| BR (1) | BR112012025169A2 (ru) |
| CA (1) | CA2796526A1 (ru) |
| FR (1) | FR2959488B1 (ru) |
| RU (1) | RU2571999C2 (ru) |
| WO (1) | WO2011135217A1 (ru) |
Families Citing this family (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9303590B2 (en) | 2012-05-22 | 2016-04-05 | Spirit Aerosystems, Inc. | Variable area fan nozzle actuation system |
| FR2991670B1 (fr) * | 2012-06-12 | 2014-06-20 | Aircelle Sa | Inverseur de poussee a grilles retractables et tuyere variable |
| FR2993026B1 (fr) * | 2012-07-05 | 2014-08-22 | Aircelle Sa | Mecanisme d'accouplement et de desaccouplement pour un dispositif embarque d'une nacelle de turboreacteur |
| BR112014030828A2 (pt) * | 2012-07-05 | 2017-06-27 | Aircelle Sa | mecanismo para acoplamento e desacoplamento de um eixo de admissão de motor e nacela de motor turbojato. |
| US9551295B2 (en) * | 2012-07-24 | 2017-01-24 | Rohr, Inc. | Variable area fan nozzle position and skew sensing |
| US20140076998A1 (en) * | 2012-09-19 | 2014-03-20 | United Technologies Corporation | System for decoupling drive shaft of variable area fan nozzle |
| FR3005697B1 (fr) * | 2013-05-14 | 2017-08-25 | Aircelle Sa | Ensemble propulsif pour aeronef |
| EP3039275B1 (en) | 2013-08-28 | 2020-03-04 | United Technologies Corporation | Thrust reverser sliding door assembly |
| US9863367B2 (en) | 2013-11-01 | 2018-01-09 | The Boeing Company | Fan nozzle drive systems that lock thrust reversers |
| 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 |
| US10161356B2 (en) | 2014-06-02 | 2018-12-25 | Ge Aviation Systems Llc | Integrated thrust reverser actuation system |
| EP3572659A1 (en) | 2018-05-25 | 2019-11-27 | Goodrich Actuation Systems Limited | Thrust reverser actuation system |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2124646C1 (ru) * | 1995-02-21 | 1999-01-10 | Сосьете Испано-Сюиза | Устройство реверсирования тяги турбореактивного двигателя с заднерасположенными створками |
| EP1978231A2 (en) * | 2007-03-30 | 2008-10-08 | Goodrich Actuation Systems Limited | Actuator arrangement |
| RU2470205C2 (ru) * | 2007-10-04 | 2012-12-20 | Эрсель | Линейный телескопический исполнительный механизм для перемещения первого и второго элементов относительно неподвижного элемента |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5806302A (en) * | 1996-09-24 | 1998-09-15 | Rohr, Inc. | Variable fan exhaust area nozzle for aircraft gas turbine engine with thrust reverser |
| US7093793B2 (en) * | 2003-08-29 | 2006-08-22 | The Nordam Group, Inc. | Variable cam exhaust nozzle |
| WO2008045056A1 (en) * | 2006-10-12 | 2008-04-17 | United Technologies Corporation | Tri-body variable area fan nozzle and thrust reverser |
| EP2479414B1 (en) * | 2007-08-08 | 2015-06-10 | Rohr, Inc. | Variable area fan nozzle with bypass flow |
| FR2920196B1 (fr) * | 2007-08-20 | 2013-08-09 | Aircelle Sa | Inverseur de poussee avec systeme de freinage des actionneurs |
| US8511973B2 (en) * | 2010-06-23 | 2013-08-20 | Rohr, Inc. | Guide system for nacelle assembly |
| GB201219560D0 (en) * | 2012-10-31 | 2012-12-12 | Goodrich Actuation Systems Ltd | Actuator arrangement |
-
2010
- 2010-04-28 FR FR1053282A patent/FR2959488B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2011
- 2011-03-24 EP EP11715985.5A patent/EP2563664B1/fr active Active
- 2011-03-24 WO PCT/FR2011/050627 patent/WO2011135217A1/fr active Application Filing
- 2011-03-24 CN CN201180019317.4A patent/CN102844238B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2011-03-24 RU RU2012149587/11A patent/RU2571999C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2011-03-24 CA CA2796526A patent/CA2796526A1/fr not_active Abandoned
- 2011-03-24 BR BR112012025169A patent/BR112012025169A2/pt not_active IP Right Cessation
-
2012
- 2012-10-29 US US13/662,872 patent/US9126690B2/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2124646C1 (ru) * | 1995-02-21 | 1999-01-10 | Сосьете Испано-Сюиза | Устройство реверсирования тяги турбореактивного двигателя с заднерасположенными створками |
| EP1978231A2 (en) * | 2007-03-30 | 2008-10-08 | Goodrich Actuation Systems Limited | Actuator arrangement |
| RU2470205C2 (ru) * | 2007-10-04 | 2012-12-20 | Эрсель | Линейный телескопический исполнительный механизм для перемещения первого и второго элементов относительно неподвижного элемента |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20130062435A1 (en) | 2013-03-14 |
| CN102844238A (zh) | 2012-12-26 |
| CN102844238B (zh) | 2015-07-01 |
| FR2959488A1 (fr) | 2011-11-04 |
| CA2796526A1 (fr) | 2011-11-03 |
| FR2959488B1 (fr) | 2012-05-18 |
| BR112012025169A2 (pt) | 2016-06-21 |
| EP2563664A1 (fr) | 2013-03-06 |
| RU2012149587A (ru) | 2014-06-10 |
| US9126690B2 (en) | 2015-09-08 |
| WO2011135217A1 (fr) | 2011-11-03 |
| EP2563664B1 (fr) | 2020-01-08 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2571999C2 (ru) | Гондола авиационного двигателя с решетчатым реверсором тяги и соплом изменяемой геометрии | |
| US9562595B2 (en) | Double-acting linear actuator | |
| RU2472272C2 (ru) | Телескопический линейный исполнительный механизм двойного действия с приводом от одного двигателя | |
| US8943794B2 (en) | Linear telescopic actuator for moving a first and a second element relative to a stationary element | |
| US10655564B2 (en) | Thrust reverser system with hidden blocker doors | |
| CA2966039C (en) | Gas turbine engine with thrust reverser assembly and method of operating | |
| RU2530197C2 (ru) | Встроенный привод механизма реверса тяги и привод вентиляторного сопла с изменяемым сечением | |
| US20100192715A1 (en) | Multiple-acting linear actuator | |
| EP2955359B1 (en) | Turbofan thrust reverser system | |
| US11927150B2 (en) | Drive system for translating structure | |
| US9488130B2 (en) | Variable area fan nozzle systems with improved drive couplings | |
| US10669971B2 (en) | Thrust reverser for a turbojet engine nacelle, comprising cascades partially integrated in the cowls | |
| EP2574766A2 (en) | VAFN actuation system with improved drive coupling and brake | |
| US20130075494A1 (en) | Vafn systems with nozzle locking assemblies | |
| US11885281B2 (en) | Thrust reverser with flaps controlled by a mechanism equipped with aeronautical bellcranks | |
| US10774786B2 (en) | System for actuating a panel of a turbojet engine nacelle | |
| US20150260125A1 (en) | Synchronization system for a thrust reverser | |
| CA2798660C (en) | Dual function cascade integrated variable area fan nozzle and thrust reverser | |
| US20160131080A1 (en) | Propulsion unit for an aircraft | |
| US20160040626A1 (en) | Twin target thrust reverser module | |
| US20150233322A1 (en) | Actuating device including a primary locking device |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170325 |