RU2726022C2 - Силовая установка летательного аппарата - Google Patents

Силовая установка летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2726022C2
RU2726022C2 RU2018131127A RU2018131127A RU2726022C2 RU 2726022 C2 RU2726022 C2 RU 2726022C2 RU 2018131127 A RU2018131127 A RU 2018131127A RU 2018131127 A RU2018131127 A RU 2018131127A RU 2726022 C2 RU2726022 C2 RU 2726022C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
flow
wall
external
nacelle
channels
Prior art date
Application number
RU2018131127A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2018131127A3 (ru
RU2018131127A (ru
Inventor
Кармен Джиина АНКУТА
Кевин Морган ЛЕМАРШАН
Оливье КЕРБЛЕР
Мелоди СЕРИЗЕ
Original Assignee
Сафран Эркрафт Энджинз
Сафран Населль
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 Сафран Эркрафт Энджинз, Сафран Населль filed Critical Сафран Эркрафт Энджинз
Publication of RU2018131127A publication Critical patent/RU2018131127A/ru
Publication of RU2018131127A3 publication Critical patent/RU2018131127A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2726022C2 publication Critical patent/RU2726022C2/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
    • 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
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F01D25/162—Bearing supports
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
    • F02K1/64—Reversing fan flow
    • F02K1/70—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing
    • F02K1/72—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing the aft end of the fan housing being movable to uncover openings in the fan housing for the reversed flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/50—Kinematic linkage, i.e. transmission of position
    • F05D2260/56—Kinematic linkage, i.e. transmission of position using cams or eccentrics
    • 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)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Wind Motors (AREA)

Abstract

Изобретение обеспечивает силовую установку (2) летательного аппарата, содержащую двухконтурный турбореактивный двигатель (4), имеющий неподвижный межкомпрессорный корпус (52), расположенный перед пространством (48) между каналами. Установка также содержит гондолу (6), включающую в себя на расположенном ниже по потоку конце внутреннюю стенку (28), которая образует внешнюю часть пространства между каналами и внутреннюю часть проточного канала (32) потока внешнего контура, и внешнюю стенку (30), расположенную вокруг внутренней стенки и образующую внешнюю часть проточного канала потока внешнего контура, причем по меньшей мере участок внутренней стенки выполнен с возможностью перемещения между положением обслуживания и рабочим положением. Установка также содержит реверсор (8) тяги, содержащий расположенный ниже по потоку элемент внешней стенки, который выполнен с возможностью прямолинейного перемещения между убранным положением и положением реверса тяги, в котором он позволяет элементам (46) дефлектора потока внешнего контура развертываться в радиальном направлении, причем развертывание элементов дефлектора потока управляется направляющими стержнями (50), каждый из которых имеет первый конец, прикрепленный с помощью первого шарнирного соединения (56) к элементу дефлектора, и второй конец, прикрепленный с помощью второго шарнирного соединения (54) к межкомпрессорному корпусу (52) турбореактивного двигателя. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к широкой области силовых установок летательных аппаратов, содержащих турбореактивный двигатель, например, относящийся к типу с высокой степенью двухконтурности, и гондолу, в которой расположен реверсор тяги.
Гондола в такой имеет в общем трубчатую форму, имеющую воздухозаборник, расположенный перед турбореактивным двигателем, среднюю секцию, окружающую вентилятор турбореактивного двигателя, и расположенную ниже по потоку секцию, вмещающую реверсор тяги. Расположенная ниже по потоку секция гондолы также включает внутреннюю кольцеобразную стенку, окружающую участок газогенератора турбореактивного двигателя, и внешнюю кольцеобразную стенку, расположенную вокруг внутренней стенки для того, чтобы взаимодействовать с ней для образования кольцеобразного проточного канала для вторичного потока или потока внешнего контура (или «холодного» потока) турбореактивного двигателя.
Как правило, оборудование турбореактивного двигателя (такое как встроенный компьютер, промежуточный редуктор, электрические жгуты, сеть трубопроводов и т.д.) установлено в кольцеобразном пространстве внутри гондолы в области зоны вентилятора. Тем не менее, становится все более частой установка такого оборудования в пространстве между каналами (также называемом «зоной внутреннего контура»), т.е., главным образом под внутренней кольцеобразной стенкой, образующей внутреннюю часть кольцеобразного проточного канала для потока внешнего контура, протекающего через турбореактивный двигатель. Такое конкретное размещение оборудования востребовано, в частности, когда необходимо уменьшить максимальное поперечное сечение, и, следовательно, сопротивление такой гондолы.
Для обеспечения возможности проведения периодических осмотров при обслуживании в пространстве между каналами, в котором установлено оборудование, внутренняя стенка гондолы включает в себя по меньшей мере один участок, который может перемещаться между положением обслуживания, в котором он по меньшей мере частично раскрывает пространство между каналами, и рабочим положением, в котором он скрывает это пространство между каналами и образует внутреннюю часть проточного канала для потока внешнего контура. Таким образом, внутренняя стенка может содержать две полуоболочки, по меньшей мере одна из которых выполнена с возможностью перемещения между положением обслуживания и рабочим положением. Может быть сделана ссылка на документ FR 2 999 155, который описывает пример такой гондолы с полуоболочками.
Кроме того, для обеспечения возможности выполнения операций по обслуживанию в пространстве между каналами турбореактивного двигателя, как правило, необходимо открывать или перемещать внешнюю стенку гондолы для обеспечения возможности открытия полуоболочек внутренней стенки.
Когда внешняя стенка гондолы имеет конструкцию типа «С-образный канал», т.е. когда конструкция образована двумя полукрышками, поворотно установленными на шарнирах в верхней части гондолы, доступ к пространству между каналами турбореактивного двигателя обеспечивается открыванием полукрышек внешней стенки и последующим открыванием полуоболочек внутренней стенки.
Когда внешняя стенка гондолы имеет конструкцию типа «О-образный канал», т.е. когда она образована одной кольцеобразной крышкой, продолжающейся от одной стороны до другой стороны пилона подвески, на который устанавливаются гондола и турбореактивный двигатель, доступ к пространству между каналами турбореактивного двигателя получают путем прямолинейного перемещения крышки вдоль продольной оси по существу параллельно оси гондолы и последующего открытия полуоболочек внутренней стенки.
Наконец, когда внешняя стенка гондолы имеет конструкцию типа «D-образный канал», т.е. когда она образована двумя полукрышками, соединенными с соответствующими полуоболочками внутренней стенки, открытие внешней стенки гондолы вызывает одновременное открытие внутренней стенки, тем самым обеспечивая доступ к пространству между каналами.
Реверсор тяги, который устанавливается на таких гондолах, в общем содержит расположенный ниже по потоку элемент внешней стенки, который может прямолинейно перемещаться между убранным положением, в котором он образует внешнюю часть проточного канала для потока внешнего контура, и положением реверса тяги, в котором он позволяет элементам дефлектора потока внешнего контура (обычно заслонкам) развертываться в радиальном направлении так, чтобы перекрывать проточный канал для холодного потока и перенаправлять холодный поток наружу гондолы. Тяга, позволяющая развертывать элементы дефлектора потока внешнего контура, в общем управляется направляющими стержнями, которые прикреплены на одном конце к элементам дефлектора, и которые прикреплены на противоположном конце к внутренней стенке гондолы.
К сожалению, когда внутренняя стенка гондолы включает в себя по меньшей мере один подвижный участок (например, полуоболочки) для выполнения операций по обслуживанию, и когда внешняя стенка относится к типу «О-образный канал» или «С-образный канал», полуоболочки внутренней стенки не соединяются с внешней стенкой. Таким образом, при таких обстоятельствах невозможно предусмотреть крепление направляющих стержней реверсора тяги к внутренней стенке гондолы.
ЗАДАЧА И СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Таким образом, задачей настоящего изобретения является устранение вышеуказанных недостатков путем разработки конструкции силовой установки, в которой крепление направляющих стержней реверсора тяги обеспечивает возможность сохранения декорреляции между внутренней стенкой и внешней стенкой гондолы.
В соответствии с изобретением эта задача решается с помощью силовой установки летательного аппарата, содержащей:
двухконтурный турбореактивный двигатель, имеющий пространство между каналами, разделяющее проточный канал потока внутреннего контура и проточный канал потока внешнего контура, и неподвижный межкомпрессорный корпус, расположенный перед указанным пространством между каналами;
гондолу, расположенную вокруг турбореактивного двигателя и включающую в себя на расположенном ниже по потоку конце внутреннюю кольцеобразную стенку, которая образует внешнюю часть пространства между каналами и внутреннюю часть проточного канала потока внешнего контура, и внешнюю кольцеобразную стенку, расположенную вокруг внутренней стенки и образующую внешнюю часть проточного канала потока внешнего контура, причем по меньшей мере участок внутренней стенки выполнен с возможностью перемещения между положением обслуживания, в котором он по меньшей мере частично раскрывает пространство между каналами и рабочим положением, в котором он скрывает пространство между каналами; и
реверсор тяги, содержащий расположенный ниже по потоку элемент внешней стенки, который выполнен с возможностью прямолинейного перемещения между убранным положением, в котором он образует внешнюю часть проточного канала потока внешнего контура, и положением реверса тяги, в котором элементы дефлектора потока внешнего контура развернуты в радиальном направлении, причем развертывание указанных элементов дефлектора потока внешнего контура управляется направляющими стержнями, каждый из которых имеет первый конец, прикрепленный с помощью первого шарнирного соединения к элементу дефлектора, и второй конец, прикрепленный с помощью второго шарнирного соединения к межкомпрессорному корпусу турбореактивного двигателя.
Силовая установка согласно изобретению отличается, в частности, тем, что направляющие стержни реверсора тяги прикреплены на их концах, противоположных элементам дефлектора потока внешнего контура, к межкомпрессорному корпусу турбореактивного двигателя. Таким образом, такое крепление обеспечивает возможность сохранения декорреляции между внутренней стенкой и внешней стенкой гондолы (внутренняя стенка и внешняя стенка могут перемещаться независимо друг от друга). Такое крепление оказывает незначительное влияние на существующую установку оборудования в пространстве между каналами. Кроме того, оно обеспечивает возможность использования существующей конструкции (межкомпрессорного корпуса) для передачи усилий на или от направляющих стержней без добавления дополнительного веса. Наконец, оно обеспечивает возможность предотвращения образования выступов, связанных с интеграцией направляющих стержней и межкомпрессорного корпуса, и тем самым служит для ограничения любого влияния на линии потока в потоке внешнего контура.
Элементы дефлектора потока внешнего контура могут представлять собой заслонки, прикрепленные к расположенному ниже по потоку элементу внешней стенки гондолы и выполненные с возможностью частичного перекрытия проточного канала потока внешнего контура в положении реверса тяги реверсора тяги.
Предпочтительно, турбореактивный двигатель дополнительно содержит неподвижный корпус двигателя, расположенный перед межкомпрессорным корпусом.
Внутренняя стенка гондолы может иметь две полуоболочки, по меньшей мере одна из которых выполнена с возможностью перемещения между положением обслуживания и рабочим положением. При таких обстоятельствах силовая установка дополнительно содержит средство перемещения для перемещения полуоболочки внутренней стенки гондолы между положением обслуживания и рабочим положением, причем указанное средство перемещения содержит направляющий стержень и систему направляющая/кулиса.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения станут очевидными из следующего описания, приведенного со ссылкой на сопровождающие чертежи, которые показывают вариант выполнения, не имеющий ограничивающего характера. На фигурах:
Фигуры 1 и 2 представляют собой половинчатые виды в продольном сечении силовой установки согласно изобретению в двух различных конфигурациях;
Фигура 3 представляет собой увеличение Фигуры 1, показывающее подробности варианта выполнения реверсора тяги силовой установки; и
Фигуры 4 и 5 представляют собой виды в перспективе силовой установки в различных конфигурациях.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
На Фигурах 1 и 2 представлены схематические половинчатые виды в продольном сечении силовой установки 2 согласно варианту выполнения изобретения.
В частности, силовая установка 2 содержит турбореактивный двигатель 4 двухвального двухконтурного типа, гондолу 6, отцентрированную на продольной оси X X турбореактивного двигателя 4 и расположенную вокруг этой оси, и реверсор 8 тяги, расположенный в гондоле.
Как известно, в направлении потока турбореактивный двигатель 4 содержит: вентилятор 10; компрессор 12 низкого давления; компрессор 14 высокого давления; камеру 16 сгорания; турбину 18 высокого давления; и турбину 20 низкого давления.
Турбореактивный двигатель 4 также имеет пространство 48 между каналами (также называемое «зоной внутреннего контура»), лежащее радиально между проточным каналом 32 для вторичного потока или потока «внешнего контура» и проточным каналом 34 для первичного потока или потока «внутреннего контура». Проточный канал 32 потока внешнего контура расположен радиально снаружи относительно проточного канала 34 потока внутреннего контура.
Гондола 6 имеет трубчатую форму, имеющую воздухозаборник 22, расположенный перед турбореактивным двигателем 4, среднюю секцию 24, окружающую вентилятор 10 турбореактивного двигателя, и расположенную ниже по потоку секцию 26, вмещающую реверсор 8 тяги.
Точнее, расположенная ниже по потоку секция 26 гондолы включает в себя внутреннюю кольцеобразную стенку 28 (также известную как внутренняя неподвижная конструкция (IFS)), которая образует внешнюю часть пространства 48 между каналами, в которой размещена часть газогенератора турбореактивного двигателя (т.е. элементы, указанные выше, не включая вентилятор), и внешнюю кольцеобразную стенку 30 (также известную как внешняя неподвижная конструкция (OFS)), которая расположена вокруг внутренней кольцеобразной стенки 28, концентрична ей и служит для образования внешней части проточного канала 32 потока внешнего контура.
Как известно, проточный канал холодного потока расположен концентрично вокруг проточного канала 34 горячего потока (т.е. потока внутреннего контура), проходящего через турбореактивный двигатель.
Внутренняя кольцеобразная стенка 28 включает в себя по меньшей мере один подвижный участок, который выполнен с возможностью перемещения между положением обслуживания (Фигура 5), в котором он по меньшей мере частично раскрывает пространство 48 между каналами, и рабочим положением (Фигура 4), в котором он скрывает указанное пространство между каналами.
Как более точно показано на Фигурах 4 и 5, внутренняя стенка 28 гондолы 6 предпочтительно содержит две полуоболочки 28а и 28b, каждая из которых имеет форму половины цилиндра и расположена на противоположных сторонах продольной вертикальной плоскости симметрии гондолы. Эти полуоболочки 28a, 28b выполнены с возможностью перемещения между рабочим положением (Фигура 4), в котором они образуют внутреннюю часть проточного канала 32 потока внешнего контура, и положением обслуживания (Фигура 5). В частности, в пространстве 48 между каналами могут быть расположены определенные единицы оборудования турбореактивного двигателя (не показаны на фигурах), например, встроенный компьютер, промежуточный редуктор, электрические жгуты, сеть трубопроводов и т.д.
В рабочем положении внутренняя стенка 28 гондолы прикреплена перед межкомпрессорным корпусом 52, который прикреплен к турбореактивному двигателю. В этом положении две полуоболочки 28а и 28b внутренней стенки удерживаются в закрытом положении традиционной запорной системой, известной специалисту в области техники.
Перемещение полуоболочек 28а и 28b в положение обслуживания выполняется любой системой, известной специалисту в области техники. В качестве примера могут быть использованы направляющий стержень 40 и система 38 направляющая/кулиса, такого типа, как описано в публикации FR 2 999 155, на которую можно ссылаться для получения дополнительной подробной информации.
Следует отметить, что внешняя стенка 30 гондолы в этом примере может относиться к типу «С-образный канал» (т.е. состоять из двух полуоболочек, поворотно установленных на гондоле 6), к типу «О-образный канал» (т.е. состоять из одной кольцеобразной крышки, выполненной с возможностью прямолинейного перемещения), или к типу «D-образный канал» (т.е. состоять из двух полукрышек, соединенных с соответствующими полуоболочками внутренней стенки).
Силовая установка 2 согласно изобретению также имеет реверсор 8 тяги, который встроен в гондолу. Могут быть предусмотрены различные типы реверсора тяги. В описанном примере используется реверсор тяги решетчатого типа.
Как известно, он содержит расположенный ниже по потоку элемент 30a внешней стенки гондолы 6, который выполнен с возможностью прямолинейного перемещения между убранным положением (Фигуры 1 и 3), в котором он образует внешнюю часть проточного канала 32 потока внешнего контура, и положением реверса тяги, которое смещено вниз по потоку (Фигура 2), в котором он раскрывает решетки 42 реверсора тяги, размещенные в гондоле.
Предпочтительно, расположенный ниже по потоку элемент 30а внешней стенки 30 гондолы перемещается посредством исполнительных механизмов 44, прикрепленных к гондоле в средней секции 24.
Кроме того, перемещение расположенного ниже по потоку элемента 30а внешней стенки вниз по потоку вызывает развертывание элементов дефлектора потока внешнего контура в радиальном направлении. В примере, показанном на Фигурах 1-3, эти элементы дефлектора содержат множество заслонок 46, которые наклоняются в радиальном направлении в проточный канал 32 потока внешнего контура для того, чтобы по меньшей мере частично перекрывать его. Таким образом, в этом положении вторичный поток, протекающий в канале 32, отклоняется в радиальном направлении к решеткам 42, через которые он проходит к внешней части, за счет расположенного выше по потоку компонента, чтобы обеспечивать воздушное судно реверсивной тягой.
Каждая из заслонок 46 дефлектора потока внешнего контура управляется направляющим стержнем 50, имеющим первый конец, прикрепленный с помощью первого шарнирного соединения 56 к заслонкам 46, и второй конец, прикрепленный с помощью второго шарнирного соединения 54 к межкомпрессорному корпусу турбореактивного двигателя.
Межкомпрессорный корпус турбореактивного двигателя представляет собой конструктивный корпус, расположенный между компрессором 12 низкого давления и компрессором 14 высокого давления турбореактивного двигателя (между неподвижным корпусом 36 двигателя выше по потоку и полуоболочками 28a, 28b внутренней стенки гондолы ниже по потоку). Как правило, через межкомпрессорный корпус 52 в радиальном направлении проходит вспомогательный приводной вал. Он также служит для воссоздания обтекаемого канала между компрессором низкого давления и компрессором высокого давления, для принятия различных усилий (от подшипников, а также тяговых усилий), для выполнения обслуживания, для обеспечения работы выпускных клапанов, для закрепления определенных кожухов, которые служат для воссоздания проточного канала потока внешнего контура, и т.д.
Шарнирное соединение 54 позволяет каждому направляющему стержню 50 поворачиваться вокруг этого соединения при наклоне заслонок 46 дефлектора потока внешнего контура.
Корпус 36 двигателя соединен с межкомпрессорным корпусом 52 с помощью обтекателей, по меньшей мере один из которых может быть съемным, чтобы обеспечивать доступ к расположенной ниже по потоку части турбореактивного двигателя 4 во время операций по обслуживанию, при поддержании непрерывности обтекания для проточного канала 32 потока внешнего контура при работе турбореактивного двигателя 4.

Claims (8)

1. Силовая установка (2) летательного аппарата, содержащая:
двухконтурный турбореактивный двигатель (4), имеющий пространство (48) между каналами, разделяющее проточный канал (34) потока внутреннего контура и проточный канал (32) потока внешнего контура, и неподвижный межкомпрессорный корпус (52), расположенный перед указанным пространством (48) между каналами;
гондолу (6), расположенную вокруг турбореактивного двигателя и включающую в себя на расположенном ниже по потоку конце внутреннюю кольцеобразную стенку (28), которая образует внешнюю часть пространства между каналами и внутреннюю часть проточного канала потока внешнего контура, и внешнюю кольцеобразную стенку (30), расположенную вокруг внутренней стенки и образующую внешнюю часть проточного канала потока внешнего контура, причем по меньшей мере участок внутренней стенки выполнен с возможностью перемещения между положением обслуживания, в котором он по меньшей мере частично раскрывает пространство между каналами, и рабочим положением, в котором он скрывает пространство между каналами; и
реверсор (8) тяги, содержащий расположенный ниже по потоку элемент (30а) внешней стенки, который выполнен с возможностью прямолинейного перемещения между убранным положением, в котором он образует внешнюю часть проточного канала потока внешнего контура, и положением реверса тяги, в котором элементы (46) дефлектора потока внешнего контура развернуты в радиальном направлении, причем развертывание указанных элементов дефлектора потока внешнего контура управляется направляющими стержнями (50), каждый из которых имеет первый конец, прикрепленный с помощью первого шарнирного соединения (56) к элементу дефлектора, и второй конец, прикрепленный с помощью второго шарнирного соединения (54) к межкомпрессорному корпусу (52) турбореактивного двигателя.
2. Силовая установка по п. 1, в которой элементы дефлектора потока внешнего контура представляют собой заслонки (46), прикрепленные к расположенному ниже по потоку элементу внешней стенки гондолы и выполненные с возможностью частичного перекрытия проточного канала потока внешнего контура в положении реверса тяги реверсора тяги.
3. Силовая установка по п. 1, в которой турбореактивный двигатель (4) дополнительно содержит неподвижный корпус (46) двигателя, расположенный перед межкомпрессорным корпусом (52).
4. Силовая установка по п. 1, в которой внутренняя стенка (28) гондолы имеет две полуоболочки (28a, 28b), по меньшей мере одна из которых выполнена с возможностью перемещения между положением обслуживания и рабочим положением.
5. Силовая установка по п. 4, дополнительно содержащая средство перемещения для перемещения полуоболочки внутренней стенки (28) гондолы (6) между положением обслуживания и рабочим положением, причем указанное средство перемещения содержит направляющий стержень (40) и систему (38) направляющая/кулиса.
RU2018131127A 2016-02-04 2017-02-03 Силовая установка летательного аппарата RU2726022C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1650897A FR3047522B1 (fr) 2016-02-04 2016-02-04 Ensemble propulsif pour aeronef
FR1650897 2016-02-04
PCT/FR2017/050251 WO2017134402A1 (fr) 2016-02-04 2017-02-03 Ensemble propulsif pour aeronef

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2018131127A RU2018131127A (ru) 2020-03-04
RU2018131127A3 RU2018131127A3 (ru) 2020-04-30
RU2726022C2 true RU2726022C2 (ru) 2020-07-08

Family

ID=55808650

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018131127A RU2726022C2 (ru) 2016-02-04 2017-02-03 Силовая установка летательного аппарата

Country Status (6)

Country Link
US (1) US10883447B2 (ru)
EP (1) EP3411565B1 (ru)
CN (1) CN109312632B (ru)
FR (1) FR3047522B1 (ru)
RU (1) RU2726022C2 (ru)
WO (1) WO2017134402A1 (ru)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3086924B1 (fr) * 2018-10-08 2021-02-12 Safran Aircraft Engines Turbomachine comportant des moyens de suspension
CN109882312A (zh) * 2019-03-18 2019-06-14 北京航空航天大学 一种双层套筒式反推装置
FR3096741B1 (fr) * 2019-05-28 2022-11-18 Safran Nacelles Ensemble propulsif d’aéronef

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5054285A (en) * 1988-12-29 1991-10-08 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Thrust reverser for turbofan engine
RU2442726C2 (ru) * 2007-02-14 2012-02-20 Эрсель Гондола для турбореактивного авиадвигателя
RU2499745C2 (ru) * 2008-06-25 2013-11-27 Снекма Силовая установка летательного аппарата
RU2522017C2 (ru) * 2009-06-10 2014-07-10 Эрсель Реверсор тяги

Family Cites Families (36)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR540193A (fr) 1921-09-01 1922-07-07 Nouveau mode de construction légère en bois
US3541794A (en) * 1969-04-23 1970-11-24 Gen Electric Bifurcated fan duct thrust reverser
GB2189550A (en) * 1986-04-25 1987-10-28 Rolls Royce A gas turbine engine powerplant with flow control devices
US5251435A (en) * 1991-10-30 1993-10-12 General Electric Company Reverser inner cowl with integral bifurcation walls and core cowl
US5706649A (en) * 1995-04-03 1998-01-13 Boeing North American, Inc. Multi axis thrust vectoring for turbo fan engines
US5655360A (en) * 1995-05-31 1997-08-12 General Electric Company Thrust reverser with variable nozzle
US5806302A (en) * 1996-09-24 1998-09-15 Rohr, Inc. Variable fan exhaust area nozzle for aircraft gas turbine engine with thrust reverser
GB2347126B (en) * 1999-02-23 2003-02-12 Rolls Royce Plc Thrust reverser
FR2804474B1 (fr) * 2000-01-27 2002-06-28 Hispano Suiza Sa Inverseur de poussee a grilles aubagees de deviation a structure arriere fixe
US7127880B2 (en) * 2003-08-29 2006-10-31 The Nordam Group, Inc. Induction coupled variable nozzle
EP2074304B1 (en) * 2006-10-12 2015-03-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine having tri-body variable area fan nozzle and thrust reverser
FR2916426B1 (fr) * 2007-05-22 2010-04-02 Aircelle Sa Ensemble arriere de nacelle pour turboreacteur.
FR2920199B1 (fr) * 2007-08-20 2009-10-30 Aircelle Sa Capot mobile d'inverseur de poussee et inverseur de poussee equipe d'un tel capot mobile
US8201390B2 (en) * 2007-12-12 2012-06-19 Spirit Aerosystems, Inc. Partial cascade thrust reverser
FR2936493A1 (fr) * 2008-10-01 2010-04-02 Aircelle Sa Mat adapte pour supporter un turboracteur d'aeronef et nacelle associee a un mat.
FR2953490B1 (fr) 2009-12-07 2012-02-24 Aircelle Sa Ensemble arriere de nacelle pour turboreacteur
FR2957979B1 (fr) * 2010-03-25 2012-03-30 Aircelle Sa Dispositif d'inversion de poussee
FR2960918B1 (fr) * 2010-06-08 2012-05-25 Aircelle Sa Grille de deviation du type autosupporte pour inverseur de poussee
US8713911B2 (en) * 2010-12-15 2014-05-06 Woodward Hrt, Inc. System and method for operating a thrust reverser for a turbofan propulsion system
GB201112986D0 (en) * 2011-07-28 2011-09-14 Rolls Royce Plc Ducted fan gas turbine assembly
FR2980173B1 (fr) * 2011-09-16 2013-10-25 Aircelle Sa Ensemble arriere de nacelle pour turboreacteur
FR2981989B1 (fr) * 2011-10-31 2013-11-01 Aircelle Sa Inverseur de poussee a grilles mobiles et capot mobile monobloc
FR2983173B1 (fr) * 2011-11-24 2014-02-28 Aircelle Sa Actionneur pour nacelle de turboreacteur d'aeronef a partie arriere notamment annulaire monobloc
US9551295B2 (en) * 2012-07-24 2017-01-24 Rohr, Inc. Variable area fan nozzle position and skew sensing
FR2998266B1 (fr) * 2012-11-19 2015-01-02 Aircelle Sa Nacelle de turboreacteur avec serrure cooperant avec un organe de blocage de sa fermeture
US10006405B2 (en) * 2012-11-30 2018-06-26 General Electric Company Thrust reverser system with translating-rotating blocker doors and method of operation
US9016040B2 (en) * 2012-11-30 2015-04-28 General Electric Company Thrust reverser system with translating-rotating cascade and method of operation
FR2999155B1 (fr) 2012-12-12 2014-11-21 Aircelle Sa Ensemble propulsif pour aeronef
FR3002785B1 (fr) * 2013-03-01 2015-03-27 Aircelle Sa Grilles translatantes et fixes avec un t/r o-duct.
FR3010145A1 (fr) * 2013-08-28 2015-03-06 Aircelle Sa Inverseur de poussee d’une nacelle de turboreacteur, comprenant des grilles et des verins fixes a l’amont des capots mobiles
FR3011820B1 (fr) * 2013-10-11 2017-03-31 Aircelle Sa Nacelle pour moteur d'aeronef a tuyere de section variable
US9822733B2 (en) * 2014-04-25 2017-11-21 Rohr, Inc. Aerodynamic feature for aft edge portions of thrust reverser lower bifurcation wall
US10648427B2 (en) * 2014-12-15 2020-05-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine and thrust reverser assembly therefore
US9874176B2 (en) * 2015-01-14 2018-01-23 The Boeing Company Methods and apparatus to vary reverse thrust of aircraft engines
DE102016122156B4 (de) 2016-08-10 2018-06-14 Yves-Michael Kiffner Wärmezyklusmaschine
US10641207B2 (en) * 2017-07-21 2020-05-05 The Boeing Company Air flow deflector assembly for a thrust reverser system for reducing re-ingestion of reverse efflux air flow and method for the same

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5054285A (en) * 1988-12-29 1991-10-08 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Thrust reverser for turbofan engine
RU2442726C2 (ru) * 2007-02-14 2012-02-20 Эрсель Гондола для турбореактивного авиадвигателя
RU2499745C2 (ru) * 2008-06-25 2013-11-27 Снекма Силовая установка летательного аппарата
RU2522017C2 (ru) * 2009-06-10 2014-07-10 Эрсель Реверсор тяги

Also Published As

Publication number Publication date
FR3047522B1 (fr) 2018-03-16
RU2018131127A3 (ru) 2020-04-30
US10883447B2 (en) 2021-01-05
EP3411565B1 (fr) 2019-11-06
EP3411565A1 (fr) 2018-12-12
US20190040816A1 (en) 2019-02-07
CN109312632A (zh) 2019-02-05
WO2017134402A1 (fr) 2017-08-10
RU2018131127A (ru) 2020-03-04
FR3047522A1 (fr) 2017-08-11
CN109312632B (zh) 2021-03-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2472678C2 (ru) Узел двигателя самолета с подвижной гондолой двигателя
US10180117B2 (en) Full ring sliding nacelle with thrust reverser
RU2726022C2 (ru) Силовая установка летательного аппарата
RU2438931C2 (ru) Интегрированная силовая установка, содержащая двухконтурный турбореактивный двигатель, задняя по потоку цилиндрическая конструкция гондолы интегрированной силовой установки
US9611048B2 (en) ATR axial V-groove
RU2440279C2 (ru) Интегрированная силовая установка с подвеской для самолета
US9447749B2 (en) Pivoting blocker door for thrust reverser
US20070007388A1 (en) Thrust reversers including locking assemblies for inhibiting deflection
US10544754B2 (en) Fixed structure of a thrust reverser device
US9255546B2 (en) Cascade-style variable area fan duct nozzle
CN102449294A (zh) 用于双流涡轮发动机机舱的推力反向器
CA2495624A1 (en) Turbojet having a large bypass ratio
US10570853B2 (en) Thrust reverser assembly
CN107013366B (zh) 用于推力反向器的振动阻尼拉杆配件
EP3549856A1 (en) Fan cowl latch concept for fuselage mounted power plant
EP3453901B1 (en) Linkage assembly
US11427341B2 (en) Linkage supporting a door of an aircraft propulsion system
US11913406B2 (en) Hidden door thrust reverser system for an aircraft propulsion system
RU2289033C2 (ru) Устройство реверсирования тяги турбореактивного двухконтурного двигателя
CN117222804A (zh) 包括多功能固定结构的可移动叶栅推力反向器
CN115803258A (zh) 包括可移除的和结构性的前部内部结构的用于具有很高涵道比的推进组件的机舱
CN117940660A (zh) 用于飞行器推进单元的具有可移动叶栅叶片的反推力装置，包括用于限制反推力装置的致动器的屈曲的系统