WO2009112749A2 - Thrust reverser for bypass turbojet engine nacelle - Google Patents

Thrust reverser for bypass turbojet engine nacelle Download PDF

Info

Publication number
WO2009112749A2
WO2009112749A2 PCT/FR2009/050288 FR2009050288W WO2009112749A2 WO 2009112749 A2 WO2009112749 A2 WO 2009112749A2 FR 2009050288 W FR2009050288 W FR 2009050288W WO 2009112749 A2 WO2009112749 A2 WO 2009112749A2
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
flap
front frame
movable cowl
wall
thrust reverser
Prior art date
Application number
PCT/FR2009/050288
Other languages
French (fr)
Other versions
WO2009112749A3 (en
Inventor
Guy Bernard Vauchel
Original Assignee
Aircelle
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 Aircelle filed Critical Aircelle
Publication of WO2009112749A2 publication Critical patent/WO2009112749A2/en
Publication of WO2009112749A3 publication Critical patent/WO2009112749A3/en

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/54—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

Definitions

  • the invention relates to a thrust reverser for nacelle turbojet turbofan.
  • An aircraft is driven by several turbojets each housed in a nacelle also housing a set of ancillary actuators related to its operation and providing various functions when the turbojet engine is in operation or stopped.
  • These ancillary actuating devices comprise in particular a mechanical system for actuating thrust reversers.
  • a nacelle 1 generally has a tubular structure comprising an air inlet 2 upstream of the turbojet engine, a median section 3 intended to surround a fan of the turbojet engine, a downstream section 4 housing means for thrust reversal and intended to surround the combustion chamber of the turbojet, and is generally terminated by an exhaust nozzle 5 whose output is located downstream of the turbojet engine.
  • the modern nacelles are intended to house a turbofan engine capable of generating through the internal blades of the engine body a hot air flow (also called primary flow) from the combustion chamber of the turbojet, and by the intermediate of the blades of the fan, a cold air flow (secondary flow) which circulates outside the turbojet through an annular channel 6, also called a vein, formed between a fairing of the turbojet engine 7 and an inner wall 8 of the nacelle.
  • the two air flows are ejected from the turbojet engine by the rear of the nacelle 1.
  • the role of a thrust reverser is, during the landing of an aircraft, to improve the braking capacity thereof by redirecting forward at least a portion of the thrust generated by the turbojet engine.
  • the inverter obstructs the cold flow vein and directs the latter towards the front of the nacelle, thereby generating a counter-thrust which is added to the braking of the wheels of the aircraft.
  • the means implemented to achieve this reorientation of the cold flow vary according to the type of inverter.
  • an inverter comprises movable elements displaced between, on the one hand, an extended position in which they open in the nacelle a passage intended for the deflected flow, and on the other hand, a position retraction in which they close this passage.
  • These covers can perform a deflection function or simply activation other means of deflection.
  • FIGS. 2 and 3 An inverter of the prior art is illustrated in FIGS. 2 and 3. This inverter is of the inverter type with gates or inverter with cascade.
  • This type of inverter comprises at least one movable cover 9 having an internal wall 10 intended to define, in a direct jet position of the turbojet engine (FIG. 2), an outer wall of the annular channel 6 in which the secondary flow flows, the inverter comprising at least one flap 11 mounted in an articulated manner on the movable cowl 10 and actuated by at least one connecting rod 12 during the movement of the downstream moving cowl, so that in a thrust reversing position (FIG. ), each flap 11 has a zone extending in the annular channel 6 so as to deflect at least a portion of the secondary flow from said annular channel 6.
  • the reorientation of the air flow is carried out by deflection grids 13, the movable cowl 10 having only a simple sliding function to discover or cover these grids, the translation of the movable hood being effected along a longitudinal axis substantially parallel to the axis of the nacelle 1.
  • a housing 35 is formed in the cover 10 and can accommodate the gate when the inverter is not actuated, that is to say in the direct jet position, as shown in Figure 2.
  • the presence of a housing causes a weakening of the structure.
  • the outer wall of the movable cowl is then reinforced locally by stiffeners.
  • the portion of the movable cowl supporting the hinge of the flap also called diaphragm, must be reinforced.
  • Such reinforcements increase the weight and complexity of the movable hood.
  • the invention aims to remedy these drawbacks by proposing an inverter equipped with a mobile cover that is not very complex and does not require additional reinforcements.
  • the invention relates to a thrust reverser for a turbojet engine nacelle comprising at least one movable cowl having an inner wall intended to delimit, in a direct jet position of the turbojet engine, an outer wall of an annular channel.
  • the inverter comprising at least one flap mounted in an articulated manner on the movable cowl and actuated by at least one connecting rod when moving the movable hood downstream, so that, in a thrust reversal position, each flap comprises a zone extending in the annular channel so as to deflect at least a portion of the secondary flow from said annular channel , characterized in that at least one flap comprises an extension extending at least, in thrust reversal position, from said zone to the level of an outer wall of said movable cowl.
  • the extension makes it possible to increase the contribution of the shutter to the deflection of the flow upstream, out of the annular channel. It is then no longer necessary to have grids, or spare special housing in the movable cover to accommodate said grids in the direct jet position.
  • the flap can thus be extended at least to the outer wall of the movable cowl.
  • the flap is pivotally mounted at an upstream end of the movable cowl.
  • the extension of at least one flap extends beyond the outer wall of the movable cowl.
  • the outer wall comprises a cap covering, in thrust reversal position, the free end of the extension of at least one flap, the cap being arranged to deflect upstream part of the stream from the annular channel and deflected by the flap.
  • the flow is deflected firstly by the shutter and then also by the cap, which improves the efficiency of the inverter.
  • the flap does not protrude radially from the outer wall of the moving cowl, so that the space requirement or the risks of interaction with the external environment, such as the mat, the wing or the ground, are reduced.
  • the inverter comprises at least one flap whose extension is covered by the cap of the outer wall, in a first zone of the inverter, and at least one flap whose extension extends beyond the outer wall. of the movable hood, in a second zone of the inverter.
  • the zones can be chosen according to the needs and the configuration of the aircraft on which the thrust reverser is located.
  • the inverter comprises a plurality of flaps adjacent to each other, at least a portion of the flaps being arranged to provide openings for the passage of cylinders between the corresponding flaps.
  • the input section of the secondary flow of the annular channel, located upstream of the flaps is at least equal to the output section of the secondary flow out of the annular channel, regardless of the position of the flaps.
  • the outlet section is equal to the sum of the section of the annular channel not closed by the flap and the passage section of the air out of the annular channel, conventionally between a fixed structure and the movable cowl. Such a characteristic makes it possible not to hinder the operation of the engine.
  • the inverter comprises a front frame or fixed structure disposed upstream of the movable cowl.
  • the front frame has an inner wall in which is formed a recess for receiving the extension of the flap in direct jet position of the turbojet engine.
  • the flap can be disposed in the extension of the outer wall of the annular channel, so as not to generate a disturbance of the secondary flow, and this despite the large length of the flap.
  • the front frame has a fastening zone, intended for attachment to an engine casing of the turbojet engine, the movable cowl being displaced by means of a jack connected at one end to the movable cowl and connected to a second end. to the front frame, close to the attachment area.
  • a particular arrangement of the cylinder makes it possible to limit the lever arm created between the fixing point of the jack on the front frame and the fixing zone of the front frame on the crankcase. The forces generated by the actuation of the jack on the structure of the inverter are then limited.
  • the front frame has a recess inside which is housed the jack and allowing the movement thereof when moving the movable cowl, the front frame being equipped with a shield or fitting arranged to close at least in part said avidement.
  • the jack Due to the positioning of the jack, it undergoes a rotational movement around its second end, this movement being authorized by the presence of the corresponding recess.
  • the mobile cowl is equipped with a seal intended to bear against the front frame in the direct jet position of the turbojet, so as to form a seal between the front frame and the movable cowl, the position the seal being adjusted so that the action of the secondary flow on the movable hood tends to bring it closer to the front frame.
  • the position of the seal has particular influence on the inner wall surface of the movable cowl which is exposed to the secondary flow.
  • a first portion of the inner wall of the movable cowl, located downstream, is generally arranged so that the secondary flow exerts a first force tending to bring the movable cowling of the front frame, so as to keep the inverter in the closed position or direct throw.
  • the inner wall thereof further comprises a second portion arranged so that the secondary flow exerts a second force tending to move the movable cowl of the front frame.
  • the position of the seal makes it possible to adjust the dimensions of the second part of the aforementioned inner wall so as to adjust the value of the second force.
  • the seal is disposed near the annular channel, the second portion is reduced, so that the first effort is greater than the second.
  • the movable hood is therefore naturally subjected to a force tending to keep it in the closed position or direct jet. It is said that the hood is self-closing.
  • joint positions can be searched, as needed, to obtain a balancing position of the first and second forces or a so-called self-opening position, wherein the first effort is lower than the second.
  • the front frame is equipped with at least one deflector arranged to direct upstream at least a portion of the flow from the annular channel and passing through the defined space between the front frame and the movable hood, preferably the portion of the flow located near the downstream edge of the front frame.
  • the downstream edge of the front frame comprises at least one local recess for promoting the passage of the secondary flow deflected by the flap, between the extension of the corresponding flap and the front frame, during movement of the movable cowl.
  • the connecting rod comprises a first end connected to an inner wall of the annular channel and a second end connected to the corresponding flap, the connecting rod being arranged so that, in direct jet position, the connecting rod forms an angle with the plane extending transversely to the axis of movement of the movable cowl, so that the first end of the rod is located downstream of the second.
  • the particular positioning of the connecting rod enables the downstream end of the flap to be plunged into the annular channel at the beginning of the opening of the reverser, as is better detailed hereinafter.
  • Figure 1 is a schematic view of a nacelle in longitudinal section
  • Figures 2 and 3 are enlarged schematic views, in longitudinal section, of a thrust reverser of the prior art, respectively in direct jet position and thrust reversal position.
  • FIGS. 4 and 5 are views corresponding to FIGS. 2 and 3, of a thrust reverser according to the invention.
  • Figure 6 is a view corresponding to the superposition of Figures 4 and 5
  • Figures 7 to 16 are views showing the different steps of the actuation of the inverter of Figures 4 and 5;
  • Figure 17 is a view corresponding to Figure 4, an alternative embodiment of the invention
  • Figure 18 is a view corresponding to Figure 5, another alternative embodiment
  • Figures 19 and 20 are views respectively corresponding to Figures 4 and 5, a particular embodiment of the invention.
  • Figures 21 and 22 are partial views, in cross section, of a nacelle equipped with a thrust reverser according to the invention.
  • Figure 23 is a view corresponding to Figure 21, in which the dimensions of the flaps in the lower part of the nacelle were adjusted;
  • Figures 24 and 25 are views respectively corresponding to Figures 4 and 5, of another embodiment
  • Figures 26 and 27 are front views of a nacelle equipped with an inverter according to the invention, respectively in the direct jet position and thrust reversal position.
  • Figures 28 and 29 are cross-sectional views of the nacelle, the flaps having been omitted in Figure 28.
  • a thrust reverser 14 according to the invention is shown in FIGS. 4 to 6. It equips a nacelle 1 of the type of that previously described with reference to FIG.
  • the inverter 14 comprises a front frame 15 or fixed structure, fixed on a motor housing 16 of the turbojet engine at a fastening zone 17 located at an upstream end 18 of the front frame 15.
  • the latter also comprises a downstream end 19, an outer wall 20 and an inner wall 21 defining a portion of an annular channel 6 inside which circulates a secondary flow F, as is known from the state of the art.
  • the upstream and downstream positions are defined with respect to the direction of the secondary flow.
  • the front frame 15 has, at its inner wall 21, a recess 22 whose function is detailed below.
  • the recess 22 defines a step 23.
  • a movable cowl 9 is mounted upstream of the front frame 15.
  • the movable cowl 9 has an upstream end 23, turned towards the front frame 15, a downstream end 24, an outer wall 25 arranged in line with that of the front frame 15. in direct jet position, as shown in Figure 4, and an inner wall 26 also defining a portion of the annular channel 6.
  • the inverter 14 further comprises a plurality of jacks 27 each having a first end 28 connected to the movable cowl 9, at the upstream end 23 thereof, at a point set back from the outer wall 25, and a second end 29 connected to the front frame 15, close to the attachment zone 17. More particularly, each jack 27 is pivotally mounted at each of its ends 28, 29.
  • the movable cowl 9 has a seal 30 disposed at its upstream end 23, able to seal between the front frame 15 and the movable cowl 9 in the direct jet position.
  • the movable cowl 9 further comprises a cap 31 protruding upstream from the upstream end 23 of the outer wall 25, the length of the cap 31 being adjusted to cover the gasket 30.
  • the movable cowl 9 further includes housings 32 formed in the inner wall 26.
  • the upstream portion of each housing is equipped with at least one yoke 33 in which is formed a pivot axis 34 connected to a flap 11.
  • Each flap 11 comprises a zone 36 extending in the annular channel 6 in the inverted position, as shown in FIG.
  • Said zone 36 thus has a first end 37 turned on the side of an inner wall 38 of the annular channel 6 in the thrust reversal position. This end 37 of the flap 11 has a reduced thickness. Said zone 36 further comprises a second end equipped with the pivot axis 34 of the flap 11.
  • This zone 36 is disposed in the housing 32 of the movable cowl 9 in the direct jet position, as shown in FIG.
  • each flap 11 further comprises an extension 39 extending from said zone 36.
  • the length of the extension 39 is adjusted so that it extends, in position d reverse thrust, upstream of the end 23 of the movable cowl 9 and beyond the outer wall 25 thereof.
  • the extension 39 is disposed in the housing of the front frame 15 so that the flap 11 does not extend into the annular channel 6 but is arranged in the continuity of the inner wall 21 of the front frame 15.
  • each jack pivots about its ends 28, 29.
  • Each jack 27 is housed in a recess (not shown) of the front frame 15 allowing movement thereof when moving the movable cover 9.
  • the front frame 15 is equipped with a shield 40 or a fitting arranged to close at least partially said recess and provide surface continuity at the downstream end 19 of the front frame 15.
  • the inverter further comprises rods 12 pivotally mounted on the inner wall 38 of the annular channel 6 at a first end and at the end 37 of the corresponding flap 11 at a second end.
  • the connecting rods 12 are represented by dashed lines for reasons of readability of the drawing.
  • the non-actuated position of the inverter 14 corresponds to the direct jet position shown in FIGS. 4 and 7.
  • the movable cowl 9 is moved downstream by the cylinders 27.
  • Each connecting rod 12 is then rotated in the clockwise direction, and causes the corresponding flap 11.
  • the latter is first trained in a counter-clockwise direction. In this first step, shown in FIG. 8, the free end of the extension 39 of the flap 11 is immersed in the annular channel 6.
  • This step is obtained by an appropriate positioning of the rod 12.
  • the rod 12 in direct jet position, the rod 12 forms an angle ⁇ with the plane extending transversely to the axis of movement of the movable cowl 9, so that the first end of the connecting rod 12 is located downstream of the second.
  • the rod 12 By continuing to move the movable cowl 9 downstream, the rod 12 then gradually drives the shutter 11 in the clockwise direction, until the zone 36 of the shutter 11 extends into the annular channel 6 (FIGS. 16).
  • the secondary flow circulating in the annular channel 6 and directed downstream, is deviated at least partly from said channel by the flaps 11.
  • the presence of the extension 39 makes it possible to increase the deflection capacities of the corresponding flap 11 so that the efficiency of the inverter 14 is improved.
  • FIG. 17 illustrates an alternative embodiment in which the position of the seal 30 and the general shape of the upstream end of the movable cowl 9 have been modified so as to limit the end surface of the movable cowl 9 exposed to the secondary stream.
  • the seal 30 is brought closer to the inner wall of the movable cowl 9, so that, in the direct jet position, the forces exerted by the secondary flow on the movable cowl 9 tend to bring the latter closer to the frame before 15.
  • the geometry of the annular channel 6 and of the different elements of the inverter 14 is designed so that the inlet section of the secondary flow of the annular channel 6, situated upstream of the flaps 11, is at least equal to the outlet section of the secondary flow out of the annular channel 6, regardless of the position of the flaps 11.
  • the outlet section is equal to the section of the annular channel 6 not closed by the flap 11 and the passage section of the air out of the annular channel 6, between the front frame 15 and the movable cover 9.
  • the front frame 15 may for this purpose comprise at least one local recess 42 intended to favor, during the movement of the movable cowl 9, the passage of the secondary flow between the extension 39 of the corresponding flap 11 and the front frame 15.
  • the front frame 15 may be equipped with at least one deflector 43 arranged to direct upstream at least a portion of the flow coming from the annular channel and passing through the defined space between the front frame 15 and the movable hood 9, preferably the portion of the flow located near the downstream edge of the front frame 15.
  • the cap is arranged to cover the deflector 43 in the direct jet position.
  • each flap 11 may be equipped with a housing 44 for the seal 30 in reverse thrust position.
  • the cylinders 27 may also be arranged along the longitudinal axis of the nacelle.
  • the cylinders 27 are not rotatable, as described previously.
  • the pivot links 28, 29 at the ends may, however, be retained so as not to overcompensate the assembly.
  • the flaps 11 are arranged in petal or star, adjacent to each other.
  • the flaps 11 have cutouts at the lateral edges of the extensions 39, so as to provide openings 45 between the flaps 11. Some of these openings allowing the passage of the cylinders 27.
  • the number of flaps 11 can be adjusted.
  • the reduction in the number of flaps 11 makes it possible to reduce the number of connecting rods 12 extending in the annular channel 6 and disturbing the flow flow in the direct jet position.
  • the number of flaps 11 must be large enough to provide a staggering or distribution of the acceptable secondary flow.
  • the inverter 14 is preferably equipped with at least four cylinders 27, regularly distributed, in order to ensure an acceptable distribution of the thrust and traction forces of the movable cowl 9.
  • the length of the flaps 11 is reduced, for example at the low zone known as "at 6 o'clock", so as to limit in this area the bulk of the inverter in reverse thrust position.
  • Figures 24 and 25 show another embodiment of the flaps 11 and the movable cover 9, may be used or not in combination with the embodiments of the previous figures.
  • the cap 31 has a large length and the length of the extension 39 of at least one flap 11 is shortened so that the cap 31 covers, in reverse thrust position, the free end of the extension 39 of the corresponding section 11.
  • the cap 31 is thus arranged to deflect upstream part of the flow from the annular channel 6 and deflected by the flap 11.
  • Figures 26 to 29 show a nacelle 1 having a zone 41, arranged at 6 o'clock, in which the extension 39 of the flaps 11 is covered by the cap 31 of the outer wall.
  • the local structure of the inverter 14 is therefore of the type shown in FIGS. 24 and 25.
  • the remainder of the platform 1 is equipped with flaps 11 whose extension 39 extends beyond the outer wall of the movable cowl 9.
  • the structure of the inverter 14 in this zone thus corresponds to that shown in FIGS. 4 to 23.
  • the transition from one zone to the other is carried out progressively, so that the flaps 11 arranged at the level of the transition zones comprise a first part whose extension 39 extends beyond the outer wall and a second part whose extension 39 is covered by the cap.

Abstract

The invention relates to a thrust reverser (14) for a bypass turbojet engine nacelle (1), comprising at least one moving cowl (9) having an internal wall (26) intended to delimit, when the turboject engine is in a direct jet position, an external wall of an annular duct (6) through which a secondary or bypass flow flows, the reverser (14) comprising at least one flap (11) mounted in an articulated manner on the moving cowl (9) and actuated by at least one link rod (12) as the moving cowl (9) moves in the downstream direction so that in a reverse-thrust position each flap (11) comprises a zone (36) extending into the annular duct (6) so as to deflect at least some of the secondary or bypass flow out of said annular duct. At least one flap (11) has an extension (39) extending at least, in the reverse-thrust position, from said zone (36) as far as an external wall (25) of said moving cowl (9).

Description

INVERSEUR DE POUSSEE POUR NACELLE DE TURBOREACTEUR A THRUST INVERTER FOR TURBOREACTOR A NACELLE
DOUBLE FLUXDOUBLE FLOW
L'invention se rapporte à un inverseur de poussée pour nacelle de turboréacteur à double flux.The invention relates to a thrust reverser for nacelle turbojet turbofan.
Un avion est mu par plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle abritant également un ensemble de dispositifs d'actionnement annexes liés à son fonctionnement et assurant diverses fonctions lorsque le turboréacteur est en fonctionnement ou à l'arrêt. Ces dispositifs d'actionnement annexes comprennent notamment un système mécanique d'actionnement d'inverseurs de poussée.An aircraft is driven by several turbojets each housed in a nacelle also housing a set of ancillary actuators related to its operation and providing various functions when the turbojet engine is in operation or stopped. These ancillary actuating devices comprise in particular a mechanical system for actuating thrust reversers.
Comme cela est illustré à la figure 1 , une nacelle 1 présente généralement une structure tubulaire comprenant une entrée d'air 2 en amont du turboréacteur, une section médiane 3 destinée à entourer une soufflante du turboréacteur, une section aval 4 abritant des moyens d'inversion de poussée et destinée à entourer la chambre de combustion du turboréacteur, et est généralement terminée par une tuyère d'éjection 5 dont la sortie est située en aval du turboréacteur. Les nacelles modernes sont destinés à abriter un turboréacteur double flux apte à générer par l'intermédiaire des aubes internes du corps du moteur un flux d'air chaud (également appelé flux primaire) issu de la chambre de combustion du turboréacteur, et par l'intermédiaire des aubes de la soufflante, un flux d'air froid (flux secondaire) qui circule à l'extérieur du turboréacteur à travers un canal annulaire 6, également appelé veine, formé entre un carénage du turboréacteur 7 et une paroi interne 8 de la nacelle. Les deux flux d'air sont éjectés du turboréacteur par l'arrière de la nacelle 1.As illustrated in FIG. 1, a nacelle 1 generally has a tubular structure comprising an air inlet 2 upstream of the turbojet engine, a median section 3 intended to surround a fan of the turbojet engine, a downstream section 4 housing means for thrust reversal and intended to surround the combustion chamber of the turbojet, and is generally terminated by an exhaust nozzle 5 whose output is located downstream of the turbojet engine. The modern nacelles are intended to house a turbofan engine capable of generating through the internal blades of the engine body a hot air flow (also called primary flow) from the combustion chamber of the turbojet, and by the intermediate of the blades of the fan, a cold air flow (secondary flow) which circulates outside the turbojet through an annular channel 6, also called a vein, formed between a fairing of the turbojet engine 7 and an inner wall 8 of the nacelle. The two air flows are ejected from the turbojet engine by the rear of the nacelle 1.
Le rôle d'un inverseur de poussée est, lors de l'atterrissage d'un avion, d'améliorer la capacité de freinage de celui-ci en redirigeant vers l'avant au moins une partie de la poussée générée par le turboréacteur. Dans cette phase, l'inverseur obstrue la veine du flux froid et dirige ce dernier vers l'avant de la nacelle, générant de ce fait une contre-poussée qui vient s'ajouter au freinage des roues de l'avion.The role of a thrust reverser is, during the landing of an aircraft, to improve the braking capacity thereof by redirecting forward at least a portion of the thrust generated by the turbojet engine. In this phase, the inverter obstructs the cold flow vein and directs the latter towards the front of the nacelle, thereby generating a counter-thrust which is added to the braking of the wheels of the aircraft.
Les moyens mis en œuvre pour réaliser cette réorientation du flux froid varient suivant le type d'inverseur.The means implemented to achieve this reorientation of the cold flow vary according to the type of inverter.
Cependant, dans tous les cas, la structure d'un inverseur comprend des éléments mobiles déplaçâmes entre, d'une part, une position déployée dans laquelle ils ouvrent dans la nacelle un passage destiné au flux dévié, et d'autre part, une position d'escamotage dans laquelle ils ferment ce passage. Ces capots peuvent remplir une fonction de déviation ou simplement d'activation d'autres moyens de déviation.However, in all cases, the structure of an inverter comprises movable elements displaced between, on the one hand, an extended position in which they open in the nacelle a passage intended for the deflected flow, and on the other hand, a position retraction in which they close this passage. These covers can perform a deflection function or simply activation other means of deflection.
Un inverseur de l'art antérieur est illustré aux figures 2 et 3. Cet inverseur est du type inverseur à grilles ou inverseur à cascade.An inverter of the prior art is illustrated in FIGS. 2 and 3. This inverter is of the inverter type with gates or inverter with cascade.
Ce type d'inverseur comporte au moins un capot mobile 9 présentant une paroi interne 10 destinée à délimiter, dans une position de jet direct du turboréacteur (figure 2), une paroi externe du canal annulaire 6 dans lequel s'écoule le flux secondaire, l'inverseur comportant au moins un volet 11 monté de manière articulée sur le capot mobile 10 et actionné par au moins une bielle 12 lors du déplacement du capot mobile vers aval, de sorte que, dans une position d'inversion de poussée (figure 3), chaque volet 11 comporte une zone s'étendant dans le canal annulaire 6 de manière à dévier au moins une partie du flux secondaire hors dudit canal annulaire 6.This type of inverter comprises at least one movable cover 9 having an internal wall 10 intended to define, in a direct jet position of the turbojet engine (FIG. 2), an outer wall of the annular channel 6 in which the secondary flow flows, the inverter comprising at least one flap 11 mounted in an articulated manner on the movable cowl 10 and actuated by at least one connecting rod 12 during the movement of the downstream moving cowl, so that in a thrust reversing position (FIG. ), each flap 11 has a zone extending in the annular channel 6 so as to deflect at least a portion of the secondary flow from said annular channel 6.
Dans le cas de ce type d'inverseur, la réorientation du flux d'air est effectuée par des grilles de déviation 13, le capot mobile 10 n'ayant qu'une simple fonction de coulissage visant à découvrir ou recouvrir ces grilles, la translation du capot mobile s'effectuant selon un axe longitudinal sensiblement parallèle à l'axe de la nacelle 1.In the case of this type of inverter, the reorientation of the air flow is carried out by deflection grids 13, the movable cowl 10 having only a simple sliding function to discover or cover these grids, the translation of the movable hood being effected along a longitudinal axis substantially parallel to the axis of the nacelle 1.
Un logement 35 est ménagé dans le capot 10 et permet de loger la grille lorsque l'inverseur n'est pas actionné, c'est-à-dire en position de jet direct, comme cela est représenté à la figure 2.A housing 35 is formed in the cover 10 and can accommodate the gate when the inverter is not actuated, that is to say in the direct jet position, as shown in Figure 2.
La présence d'un logement entraîne une fragilisation de la structure. La paroi externe du capot mobile est alors renforcée localement par des raidisseurs. En outre, la partie du capot mobile supportant l'articulation du volet, également appelée diaphragme, doit être renforcée.The presence of a housing causes a weakening of the structure. The outer wall of the movable cowl is then reinforced locally by stiffeners. In addition, the portion of the movable cowl supporting the hinge of the flap, also called diaphragm, must be reinforced.
De tels renforts augmentent le poids et la complexité du capot mobile.Such reinforcements increase the weight and complexity of the movable hood.
L'invention vise à remédier à ces inconvénients en proposant un inverseur équipé d'un capot mobile peu complexe et ne nécessitant pas de renforts additionnels.The invention aims to remedy these drawbacks by proposing an inverter equipped with a mobile cover that is not very complex and does not require additional reinforcements.
A cet effet, l'invention concerne un inverseur de poussée pour nacelle de turboréacteur à double flux comprenant au moins un capot mobile présentant une paroi interne destinée à délimiter, dans une position de jet direct du turboréacteur, une paroi externe d'un canal annulaire dans lequel s'écoule un flux secondaire, l'inverseur comportant au moins un volet monté de manière articulée sur le capot mobile et actionné par au moins une bielle lors du déplacement du capot mobile vers l'aval, de sorte que, dans une position d'inversion de poussée, chaque volet comporte une zone s'étendant dans le canal annulaire de manière à dévier au moins une partie du flux secondaire hors dudit canal annulaire, caractérisé en ce qu'au moins un volet comporte un prolongement s'étendant au moins, en position d'inversion de poussée, depuis ladite zone jusqu'au niveau d'une paroi externe dudit capot mobile.For this purpose, the invention relates to a thrust reverser for a turbojet engine nacelle comprising at least one movable cowl having an inner wall intended to delimit, in a direct jet position of the turbojet engine, an outer wall of an annular channel. in which flows a secondary flow, the inverter comprising at least one flap mounted in an articulated manner on the movable cowl and actuated by at least one connecting rod when moving the movable hood downstream, so that, in a thrust reversal position, each flap comprises a zone extending in the annular channel so as to deflect at least a portion of the secondary flow from said annular channel , characterized in that at least one flap comprises an extension extending at least, in thrust reversal position, from said zone to the level of an outer wall of said movable cowl.
Le prolongement permet d'augmenter la contribution du volet à la déviation du flux vers l'amont, hors du canal annulaire. Il n'est alors plus nécessaire de disposer de grilles, ni de ménager de logement particulier dans le capot mobile afin d'accueillir lesdites grilles en position de jet direct.The extension makes it possible to increase the contribution of the shutter to the deflection of the flow upstream, out of the annular channel. It is then no longer necessary to have grids, or spare special housing in the movable cover to accommodate said grids in the direct jet position.
Du fait de l'absence de grilles, le volet peut ainsi être prolongé au moins jusqu'à la paroi externe du capot mobile.Due to the absence of grids, the flap can thus be extended at least to the outer wall of the movable cowl.
Selon une caractéristique de l'invention, le volet est monté pivotant au niveau d'une extrémité amont du capot mobile.According to a feature of the invention, the flap is pivotally mounted at an upstream end of the movable cowl.
Avantageusement, le prolongement d'au moins un volet s'étend au-delà de la paroi externe du capot mobile.Advantageously, the extension of at least one flap extends beyond the outer wall of the movable cowl.
Une telle caractéristique permet encore d'améliorer la déviation du flux secondaire par le volet.Such a characteristic makes it possible to improve the deflection of the secondary flux by the flap.
Selon une possibilité de l'invention, la paroi externe comporte une coiffe recouvrant, en position d'inversion de poussée, l'extrémité libre du prolongement d'au moins un volet, la coiffe étant agencée pour dévier vers l'amont une partie du flux issu du canal annulaire et dévié par le volet.According to a possibility of the invention, the outer wall comprises a cap covering, in thrust reversal position, the free end of the extension of at least one flap, the cap being arranged to deflect upstream part of the stream from the annular channel and deflected by the flap.
De cette manière, le flux est dévié tout d'abord par le volet puis également par la coiffe, ce qui permet d'améliorer l'efficacité de l'inverseur. En outre, dans ce cas, le volet ne dépasse pas radialement de la paroi externe du capot mobile, de sorte que l'encombrement ou les risques d'interaction avec l'environnement extérieur, comme le mat, l'aile ou le sol, sont réduits.In this way, the flow is deflected firstly by the shutter and then also by the cap, which improves the efficiency of the inverter. In addition, in this case, the flap does not protrude radially from the outer wall of the moving cowl, so that the space requirement or the risks of interaction with the external environment, such as the mat, the wing or the ground, are reduced.
Préférentiellement, l'inverseur comporte au moins un volet dont le prolongement est recouvert par la coiffe de la paroi externe, dans une première zone de l'inverseur, et au moins un volet dont le prolongement s'étend au-delà de la paroi externe du capot mobile, dans une seconde zone de l'inverseur.Preferably, the inverter comprises at least one flap whose extension is covered by the cap of the outer wall, in a first zone of the inverter, and at least one flap whose extension extends beyond the outer wall. of the movable hood, in a second zone of the inverter.
Les zones peuvent être choisies en fonction des besoins et de la configuration de l'aéronef sur lequel est disposé l'inverseur de poussée.The zones can be chosen according to the needs and the configuration of the aircraft on which the thrust reverser is located.
Selon une caractéristique de l'invention, l'inverseur comporte une pluralité de volets adjacents les uns aux autres, au moins une partie des volets étant agencée de manière à ménager des ouvertures, destinées au passage de vérins, entre les volets correspondants.According to one characteristic of the invention, the inverter comprises a plurality of flaps adjacent to each other, at least a portion of the flaps being arranged to provide openings for the passage of cylinders between the corresponding flaps.
Avantageusement, la section d'entrée du flux secondaire du canal annulaire, située en amont des volets, est au moins égale à la section de sortie du flux secondaire hors du canal annulaire, quelle que soit la position des volets.Advantageously, the input section of the secondary flow of the annular channel, located upstream of the flaps, is at least equal to the output section of the secondary flow out of the annular channel, regardless of the position of the flaps.
La section de sortie est égale à la somme de la section du canal annulaire non obturé par le volet et de la section de passage de l'air hors du canal annulaire, classiquement entre une structure fixe et le capot mobile. Une telle caractéristique permet de ne pas entraver le fonctionnement du moteur.The outlet section is equal to the sum of the section of the annular channel not closed by the flap and the passage section of the air out of the annular channel, conventionally between a fixed structure and the movable cowl. Such a characteristic makes it possible not to hinder the operation of the engine.
Selon une possibilité de l'invention, l'inverseur comporte un cadre avant ou structure fixe disposé en amont du capot mobile.According to a possibility of the invention, the inverter comprises a front frame or fixed structure disposed upstream of the movable cowl.
Préférentiellement, le cadre avant présente une paroi interne dans laquelle est ménagé un évidement destiné à accueillir le prolongement du volet en position de jet direct du turboréacteur.Preferably, the front frame has an inner wall in which is formed a recess for receiving the extension of the flap in direct jet position of the turbojet engine.
De cette manière, le volet peut être disposé dans le prolongement de la paroi externe du canal annulaire, afin de ne pas générer une perturbation du flux secondaire, et cela malgré la longueur importante du volet.In this way, the flap can be disposed in the extension of the outer wall of the annular channel, so as not to generate a disturbance of the secondary flow, and this despite the large length of the flap.
La présence d'une marche crée une perturbation du flux directement en aval de celle-ci. Toutefois, compte tenu de la distance importante entre cette marche et l'extrémité aval du cadre avant, il peut être garanti que le flux secondaire recolle la paroi du cadre avant, avant de s'échapper hors du canal annulaire par le passage ménagé, en position d'inversion de poussée, entre le cadre avant et le capot mobile.The presence of a step creates a disturbance of the flow directly downstream of it. However, given the large distance between this step and the downstream end of the front frame, it can be ensured that the secondary flow collects the front frame wall, before escaping out of the annular channel through the passageway, in reverse thrust position, between the front frame and the movable hood.
Avantageusement, le cadre avant présente une zone de fixation, destinée à la fixation sur un carter de moteur du turboréacteur, le capot mobile étant déplacé par l'intermédiaire d'un vérin relié à une première extrémité au capot mobile et relié à une seconde extrémité au cadre avant, à proximité de la zone de fixation.Advantageously, the front frame has a fastening zone, intended for attachment to an engine casing of the turbojet engine, the movable cowl being displaced by means of a jack connected at one end to the movable cowl and connected to a second end. to the front frame, close to the attachment area.
Une disposition particulière du vérin permet de limiter le bras de levier crée entre le point de fixation du vérin sur le cadre avant et la zone de fixation du cadre avant sur le carter de moteur. Les efforts engendrés par l'actionnement du vérin sur la structure de l'inverseur sont alors limitées.A particular arrangement of the cylinder makes it possible to limit the lever arm created between the fixing point of the jack on the front frame and the fixing zone of the front frame on the crankcase. The forces generated by the actuation of the jack on the structure of the inverter are then limited.
Selon une caractéristique de l'invention, le cadre avant présente un évidement à l'intérieur duquel est logé le vérin et permettant le débattement de celui-ci lors du déplacement du capot mobile, le cadre avant étant équipé d'un bouclier ou d'une ferrure agencé pour refermer au moins en partie ledit avidement.According to a characteristic of the invention, the front frame has a recess inside which is housed the jack and allowing the movement thereof when moving the movable cowl, the front frame being equipped with a shield or fitting arranged to close at least in part said avidement.
Du fait du positionnement du vérin, celui-ci subi un mouvement de rotation autour de sa seconde extrémité, ce mouvement étant autorisé par la présence de l'évidement correspondant.Due to the positioning of the jack, it undergoes a rotational movement around its second end, this movement being authorized by the presence of the corresponding recess.
Toutefois, en position d'inversion de poussée, le flux secondaire dévié hors du canal annulaire est perturbé par la présence d'un tel évidement. La présence du bouclier ou de la ferrure permet alors de limiter une telle perturbation.However, in thrust reversal position, the secondary flow deflected out of the annular channel is disturbed by the presence of such a recess. The presence of the shield or the fitting makes it possible to limit such a disturbance.
Selon une possibilité de l'invention, le capot mobile est équipé d'un joint destiné à prendre appui contre le cadre avant en position de jet direct du turboréacteur, de manière à former une étanchéité entre le cadre avant et le capot mobile, la position du joint étant ajustée de manière à ce que l'action du flux secondaire sur le capot mobile tende à le rapprocher du cadre avant.According to a possibility of the invention, the mobile cowl is equipped with a seal intended to bear against the front frame in the direct jet position of the turbojet, so as to form a seal between the front frame and the movable cowl, the position the seal being adjusted so that the action of the secondary flow on the movable hood tends to bring it closer to the front frame.
La position du joint a notamment une influence sur la surface de paroi interne du capot mobile qui est exposé au flux secondaire. Une première partie de la paroi interne du capot mobile, située en aval, est généralement agencée de manière à ce que le flux secondaire exerce un premier effort tendant à rapprocher le capot mobile du cadre avant, de manière à maintenir l'inverseur en position fermée ou de jet direct. En fonction de la géométrie du capot mobile, la paroi interne de celui-ci comporte en outre une seconde partie agencée de manière à ce que le flux secondaire exerce un second effort tendant à écarter le capot mobile du cadre avant.The position of the seal has particular influence on the inner wall surface of the movable cowl which is exposed to the secondary flow. A first portion of the inner wall of the movable cowl, located downstream, is generally arranged so that the secondary flow exerts a first force tending to bring the movable cowling of the front frame, so as to keep the inverter in the closed position or direct throw. Depending on the geometry of the movable cowl, the inner wall thereof further comprises a second portion arranged so that the secondary flow exerts a second force tending to move the movable cowl of the front frame.
La position du joint permet d'ajuster les dimensions de la seconde partie de la paroi interne précitée, de manière à ajuster la valeur du second effort. Lorsque le joint est disposé à proximité du canal annulaire, la seconde partie est réduite, de sorte que le premier effort est plus important que le second. Le capot mobile est donc soumis naturellement à un effort ayant tendance à le maintenir en position fermée ou de jet direct. On dit alors que le capot est auto-fermant.The position of the seal makes it possible to adjust the dimensions of the second part of the aforementioned inner wall so as to adjust the value of the second force. When the seal is disposed near the annular channel, the second portion is reduced, so that the first effort is greater than the second. The movable hood is therefore naturally subjected to a force tending to keep it in the closed position or direct jet. It is said that the hood is self-closing.
D'autres positions de joint peuvent être recherchées, en fonction des besoins, afin d'obtenir une position d'équilibrage des premier et second efforts ou une position dite auto-ouvrante, dans laquelle le premier effort est plus faible que le second.Other joint positions can be searched, as needed, to obtain a balancing position of the first and second forces or a so-called self-opening position, wherein the first effort is lower than the second.
Préférentiellement, le cadre avant est équipé d'au moins un déflecteur agencé pour diriger vers l'amont au moins une partie du flux issu du canal annulaire et traversant l'espace délimité entre le cadre avant et le capot mobile, de préférence la partie du flux située à proximité du bord aval du cadre avant.Preferably, the front frame is equipped with at least one deflector arranged to direct upstream at least a portion of the flow from the annular channel and passing through the defined space between the front frame and the movable hood, preferably the portion of the flow located near the downstream edge of the front frame.
Avantageusement, le bord aval du cadre avant comporte au moins un évidement local destiné à favoriser le passage du flux secondaire dévié par le volet, entre le prolongement du volet correspondant et le cadre avant, lors du déplacement du capot mobile.Advantageously, the downstream edge of the front frame comprises at least one local recess for promoting the passage of the secondary flow deflected by the flap, between the extension of the corresponding flap and the front frame, during movement of the movable cowl.
L'évidement précité permet de garantir, comme indiqué précédemment, que la section de sortie du flux secondaire soit plus importante que la section d'entrée de celui-ci.The above-mentioned recess makes it possible to guarantee, as indicated previously, that the output section of the secondary flow is greater than the input section of the latter.
Selon une caractéristique de l'invention, la bielle comporte une première extrémité liée à une paroi interne du canal annulaire et une seconde extrémité liée au volet correspondant, la bielle étant agencée de sorte que, en positon de jet direct, la bielle forme un angle avec le plan s'étendant transversalement à l'axe de déplacement du capot mobile, de sorte que la première extrémité de la bielle soit située en aval de la seconde.According to a feature of the invention, the connecting rod comprises a first end connected to an inner wall of the annular channel and a second end connected to the corresponding flap, the connecting rod being arranged so that, in direct jet position, the connecting rod forms an angle with the plane extending transversely to the axis of movement of the movable cowl, so that the first end of the rod is located downstream of the second.
Le positionnement particulier de la bielle permet de faire plonger l'extrémité aval du volet dans le canal annulaire, en début d'ouverture de l'inverseur, comme cela est mieux détaillé ci-après.The particular positioning of the connecting rod enables the downstream end of the flap to be plunged into the annular channel at the beginning of the opening of the reverser, as is better detailed hereinafter.
De toute façon, l'invention sera bien comprise à l'aide de la description qui suit en référence au dessin schématique annexé représentant, à titre d'exemples, plusieurs formes de réalisation de cet inverseur de poussée.In any case, the invention will be better understood with the aid of the description which follows with reference to the appended schematic drawing showing, by way of example, several embodiments of this thrust reverser.
Figure 1 est une vue schématique d'une nacelle en coupe longitudinale;Figure 1 is a schematic view of a nacelle in longitudinal section;
Figures 2 et 3 sont des vues schématiques agrandies, en coupe longitudinale, d'un inverseur de poussée de l'art antérieur, respectivement en position de jet direct et en position d'inversion de poussée.Figures 2 and 3 are enlarged schematic views, in longitudinal section, of a thrust reverser of the prior art, respectively in direct jet position and thrust reversal position.
Figure 4 et 5 sont des vues correspondants aux figures 2 et 3, d'un inverseur de poussée selon l'invention ;FIGS. 4 and 5 are views corresponding to FIGS. 2 and 3, of a thrust reverser according to the invention;
Figure 6 est une vue correspondant à la superposition des figures 4 et 5Figure 6 is a view corresponding to the superposition of Figures 4 and 5
Figures 7 à 16 sont des vues représentant les différentes étapes de l'actionnement de l'inverseur des figures 4 et 5 ;Figures 7 to 16 are views showing the different steps of the actuation of the inverter of Figures 4 and 5;
Figure 17 est une vue correspondant à la figure 4, d'une variante de réalisation de l'invention ; Figure 18 est une vue correspondant à la figure 5, d'une autre variante de réalisation ;Figure 17 is a view corresponding to Figure 4, an alternative embodiment of the invention; Figure 18 is a view corresponding to Figure 5, another alternative embodiment;
Figures 19 et 20 sont des vues correspondants respectivement aux figures 4 et 5, d'une forme de réalisation particulière de l'invention ;Figures 19 and 20 are views respectively corresponding to Figures 4 and 5, a particular embodiment of the invention;
Figures 21 et 22 sont des vues partielles, en coupe transversale, d'une nacelle équipée d'un inverseur de poussée selon l'invention ;Figures 21 and 22 are partial views, in cross section, of a nacelle equipped with a thrust reverser according to the invention;
Figure 23 est une vue correspondant à la figure 21 , dans laquelle les dimensions des volets en partie basse de la nacelle ont été ajustées ;Figure 23 is a view corresponding to Figure 21, in which the dimensions of the flaps in the lower part of the nacelle were adjusted;
Figures 24 et 25 sont des vues correspondants respectivement aux figures 4 et 5, d'une autre variante de réalisation ;Figures 24 and 25 are views respectively corresponding to Figures 4 and 5, of another embodiment;
Figures 26 et 27 sont des vues de face d'une nacelle équipée d'un inverseur selon l'invention, respectivement en position de jet direct et en position d'inversion de poussée.Figures 26 and 27 are front views of a nacelle equipped with an inverter according to the invention, respectively in the direct jet position and thrust reversal position.
Figures 28 et 29 sont des vues en coupe transversale de la nacelle, les volets ayant été omis à la figure 28.Figures 28 and 29 are cross-sectional views of the nacelle, the flaps having been omitted in Figure 28.
Un inverseur de poussée 14 selon l'invention est représenté aux figures 4 à 6. Celui-ci équipe une nacelle 1 du type de celle exposée précédemment en référence à la figure 1.A thrust reverser 14 according to the invention is shown in FIGS. 4 to 6. It equips a nacelle 1 of the type of that previously described with reference to FIG.
L'inverseur 14 comporte un cadre avant 15 ou structure fixe, fixé sur un carter de moteur 16 du turboréacteur au niveau d'une zone de fixation 17 située au niveau d'une extrémité amont 18 du cadre avant 15. Ce dernier comporte en outre une extrémité aval 19, une paroi externe 20 et une paroi interne 21 délimitant une partie d'un canal annulaire 6 à l'intérieur duquel circule un flux secondaire F, comme cela est connu de l'état de la technique. Les positions amont et aval sont définies par rapport à la direction du flux secondaire.The inverter 14 comprises a front frame 15 or fixed structure, fixed on a motor housing 16 of the turbojet engine at a fastening zone 17 located at an upstream end 18 of the front frame 15. The latter also comprises a downstream end 19, an outer wall 20 and an inner wall 21 defining a portion of an annular channel 6 inside which circulates a secondary flow F, as is known from the state of the art. The upstream and downstream positions are defined with respect to the direction of the secondary flow.
Le cadre avant 15 comporte, au niveau de sa paroi interne 21 , un renfoncement 22 dont la fonction est détaillée ci-après. Le renfoncement 22 défini une marche 23.The front frame 15 has, at its inner wall 21, a recess 22 whose function is detailed below. The recess 22 defines a step 23.
Un capot mobile 9 est monté en amont du cadre avant 15. Le capot mobile 9 comporte une extrémité amont 23, tournée du côté du cadre avant 15, une extrémité aval 24, une paroi externe 25 disposée dans le prolongement de celle du cadre avant 15 en position de jet direct, comme cela est représenté à la figure 4, et une paroi interne 26 délimitant également une partie du canal annulaire 6. L'inverseur 14 comporte en outre une pluralité de vérins 27 présentant chacun une première extrémité 28 relié au capot mobile 9, au niveau de l'extrémité amont 23 de celui-ci, en un point situé en retrait de la paroi externe 25, et une seconde extrémité 29 reliée au cadre avant 15, à proximité de la zone de fixation 17. Plus particulièrement, chaque vérin 27 est monté pivotant au niveau de chacune de ses extrémités 28, 29.A movable cowl 9 is mounted upstream of the front frame 15. The movable cowl 9 has an upstream end 23, turned towards the front frame 15, a downstream end 24, an outer wall 25 arranged in line with that of the front frame 15. in direct jet position, as shown in Figure 4, and an inner wall 26 also defining a portion of the annular channel 6. The inverter 14 further comprises a plurality of jacks 27 each having a first end 28 connected to the movable cowl 9, at the upstream end 23 thereof, at a point set back from the outer wall 25, and a second end 29 connected to the front frame 15, close to the attachment zone 17. More particularly, each jack 27 is pivotally mounted at each of its ends 28, 29.
Le capot mobile 9 comporte un joint 30 disposé au niveau de son extrémité amont 23, apte à réaliser l'étanchéité entre le cadre avant 15 et le capot mobile 9, en position de jet direct.The movable cowl 9 has a seal 30 disposed at its upstream end 23, able to seal between the front frame 15 and the movable cowl 9 in the direct jet position.
Le capot mobile 9 comporte en outre une coiffe 31 faisant saillie vers l'amont depuis l'extrémité amont 23 de la paroi externe 25, la longueur de la coiffe 31 étant ajustée pour recouvrir le joint 30.The movable cowl 9 further comprises a cap 31 protruding upstream from the upstream end 23 of the outer wall 25, the length of the cap 31 being adjusted to cover the gasket 30.
Le capot mobile 9 comporte de plus des logements 32 ménagés dans la paroi interne 26. La partie amont de chaque logement est équipée d'au moins une chape 33 dans laquelle est ménagé un axe de pivotement 34 relié à un volet 11.The movable cowl 9 further includes housings 32 formed in the inner wall 26. The upstream portion of each housing is equipped with at least one yoke 33 in which is formed a pivot axis 34 connected to a flap 11.
Chaque volet 11 comporte une zone 36 s'étendant dans le canal annulaire 6 en position d'inversion, comme cela est représenté à la figure 5.Each flap 11 comprises a zone 36 extending in the annular channel 6 in the inverted position, as shown in FIG.
Ladite zone 36 comporte ainsi une première extrémité 37 tournée du côté d'une paroi interne 38 du canal annulaire 6 dans la position d'inversion de poussée. Cette extrémité 37 du volet 11 présente une épaisseur réduite. Ladite zone 36 comporte en outre une seconde extrémité équipée de l'axe de pivotement 34 du volet 11.Said zone 36 thus has a first end 37 turned on the side of an inner wall 38 of the annular channel 6 in the thrust reversal position. This end 37 of the flap 11 has a reduced thickness. Said zone 36 further comprises a second end equipped with the pivot axis 34 of the flap 11.
Cette zone 36 est disposée dans le logement 32 du capot mobile 9 en position de jet direct, comme cela est représenté à la figure 4.This zone 36 is disposed in the housing 32 of the movable cowl 9 in the direct jet position, as shown in FIG.
Dans la forme d'exécution des figures 4 et 5, chaque volet 11 comporte en outre un prolongement 39 s'étendant depuis ladite zone 36. La longueur du prolongement 39 est ajustée de manière à ce qu'il s'étende, en position d'inversion de poussée, en amont de l'extrémité 23 du capot mobile 9 et au-delà de la paroi externe 25 de celui-ci.In the embodiment of Figures 4 and 5, each flap 11 further comprises an extension 39 extending from said zone 36. The length of the extension 39 is adjusted so that it extends, in position d reverse thrust, upstream of the end 23 of the movable cowl 9 and beyond the outer wall 25 thereof.
En position de jet direct, le prolongement 39 est disposé dans le logement du cadre avant 15 de manière à ce que le volet 11 ne s'étende pas dans le canal annulaire 6 mais soit disposé dans la continuité de la paroi interne 21 du cadre avant 15. Comme cela apparaît à la figure 6, lors du déplacement du capot mobile 9 vers l'aval par actionnement des vérins 27, chaque vérin pivote autour de ses extrémités 28, 29.In the direct jet position, the extension 39 is disposed in the housing of the front frame 15 so that the flap 11 does not extend into the annular channel 6 but is arranged in the continuity of the inner wall 21 of the front frame 15. As shown in FIG. 6, during the movement of the moving cowl 9 downstream by actuation of the jacks 27, each jack pivots about its ends 28, 29.
Chaque vérin 27 est logé dans un évidement (non représenté) du cadre avant 15 autorisant le débattement de celui-ci lors du déplacement du capot mobile 9. Le cadre avant 15 est équipé d'un bouclier 40 ou d'une ferrure agencé pour refermer au moins en partie ledit évidement et assurer une continuité de surface au niveau de l'extrémité aval 19 du cadre avant 15.Each jack 27 is housed in a recess (not shown) of the front frame 15 allowing movement thereof when moving the movable cover 9. The front frame 15 is equipped with a shield 40 or a fitting arranged to close at least partially said recess and provide surface continuity at the downstream end 19 of the front frame 15.
L'inverseur comporte de plus des bielles 12 montées pivotantes sur la paroi interne 38 du canal annulaire 6 au niveau d'une première extrémité et au niveau de l'extrémité 37 du volet 11 correspondant, à une seconde extrémité. Les bielles 12 sont représentées par des traits pointillés pour des raisons de lisibilité du dessin.The inverter further comprises rods 12 pivotally mounted on the inner wall 38 of the annular channel 6 at a first end and at the end 37 of the corresponding flap 11 at a second end. The connecting rods 12 are represented by dashed lines for reasons of readability of the drawing.
Le fonctionnement de l'inverseur 14 est décrit ci-après, en référence aux figures 4 à 16.The operation of the inverter 14 is described below with reference to FIGS. 4 to 16.
La position non actionnée de l'inverseur 14 correspond à la position de jet direct représentée aux figures 4 et 7. Lors de l'actionnement de celui-ci, le capot mobile 9 est déplacé vers l'aval par les vérins 27. Chaque bielle 12 est alors entraînée en rotation dans le sens horaire, et entraîne le volet 11 correspondant. Ce dernier est tout d'abord entraîné dans le sens anti-horaire. Dans cette première étape, représentée, à la figure 8, l'extrémité libre du prolongement 39 du volet 11 plonge dans le canal annulaire 6.The non-actuated position of the inverter 14 corresponds to the direct jet position shown in FIGS. 4 and 7. Upon actuation thereof, the movable cowl 9 is moved downstream by the cylinders 27. Each connecting rod 12 is then rotated in the clockwise direction, and causes the corresponding flap 11. The latter is first trained in a counter-clockwise direction. In this first step, shown in FIG. 8, the free end of the extension 39 of the flap 11 is immersed in the annular channel 6.
Cette étape est obtenue par un positionnement adéquat de la bielle 12. En particulier, en positon de jet direct, la bielle 12 forme un angle α avec le plan s'étendant transversalement à l'axe de déplacement du capot mobile 9, de sorte que la première extrémité de la bielle 12 soit située en aval de la seconde.This step is obtained by an appropriate positioning of the rod 12. In particular, in direct jet position, the rod 12 forms an angle α with the plane extending transversely to the axis of movement of the movable cowl 9, so that the first end of the connecting rod 12 is located downstream of the second.
En continuant le déplacement du capot mobile 9 vers l'aval, la bielle 12 entraîne ensuite progressivement le volet 11 dans le sens horaire, jusqu'à ce que la zone 36 du volet 11 s'étende dans le canal annulaire 6 (figures 9 à 16).By continuing to move the movable cowl 9 downstream, the rod 12 then gradually drives the shutter 11 in the clockwise direction, until the zone 36 of the shutter 11 extends into the annular channel 6 (FIGS. 16).
Le flux secondaire, circulant dans le canal annulaire 6 et dirigé vers l'aval, est donc dévié au moins en partie hors dudit canal par les volets 11. La présence du prolongement 39 permet d'augmenter les capacités de déviation du volet 11 correspondant de sorte que l'efficacité de l'inverseur 14 soit améliorée.The secondary flow circulating in the annular channel 6 and directed downstream, is deviated at least partly from said channel by the flaps 11. The presence of the extension 39 makes it possible to increase the deflection capacities of the corresponding flap 11 so that the efficiency of the inverter 14 is improved.
La figure 17 illustre une variante de réalisation dans laquelle la position du joint 30 et la forme générale de l'extrémité amont du capot mobile 9 ont été modifiée de manière à limiter la surface d'extrémité du capot mobile 9 exposée au flux secondaire.FIG. 17 illustrates an alternative embodiment in which the position of the seal 30 and the general shape of the upstream end of the movable cowl 9 have been modified so as to limit the end surface of the movable cowl 9 exposed to the secondary stream.
En effet, dans cette variante de réalisation, le joint 30 est rapproché de la paroi interne du capot mobile 9, de manière à ce que, en position de jet direct, les efforts exercés par le flux secondaire sur le capot mobile 9 ont tendance à rapprocher ce dernier du cadre avant 15.Indeed, in this embodiment, the seal 30 is brought closer to the inner wall of the movable cowl 9, so that, in the direct jet position, the forces exerted by the secondary flow on the movable cowl 9 tend to bring the latter closer to the frame before 15.
La géométrie du canal annulaire 6 et des différents éléments de l'inverseur 14 est conçue de sorte que la section d'entrée du flux secondaire du canal annulaire 6, située en amont des volets 11 , est au moins égale à la section de sortie du flux secondaire hors du canal annulaire 6, quelle que soit la position des volets 11.The geometry of the annular channel 6 and of the different elements of the inverter 14 is designed so that the inlet section of the secondary flow of the annular channel 6, situated upstream of the flaps 11, is at least equal to the outlet section of the secondary flow out of the annular channel 6, regardless of the position of the flaps 11.
La section de sortie est égale à la section du canal annulaire 6 non obturé par le volet 11 et la section de passage de l'air hors du canal annulaire 6, entre le cadre avant 15 et le capot mobile 9.The outlet section is equal to the section of the annular channel 6 not closed by the flap 11 and the passage section of the air out of the annular channel 6, between the front frame 15 and the movable cover 9.
Comme cela est représenté à la figure 18, le cadre avant 15 peut à cette fin comporter au moins un évidement local 42 destiné à favoriser, lors du déplacement du capot mobile 9, le passage du flux secondaire entre le prolongement 39 du volet 11 correspondant et le cadre avant 15.As shown in FIG. 18, the front frame 15 may for this purpose comprise at least one local recess 42 intended to favor, during the movement of the movable cowl 9, the passage of the secondary flow between the extension 39 of the corresponding flap 11 and the front frame 15.
En outre, comme cela est représenté aux figures 19 et 20, le cadre avant 15 peut être équipé d'au moins un déflecteur 43 agencé pour diriger vers l'amont au moins une partie du flux issu du canal annulaire et traversant l'espace délimité entre le cadre avant 15 et le capot mobile 9, de préférence la partie du flux située à proximité du bord aval du cadre avant 15. La coiffe est agencée pour recouvrir le déflecteur 43 en position de jet direct.In addition, as shown in FIGS. 19 and 20, the front frame 15 may be equipped with at least one deflector 43 arranged to direct upstream at least a portion of the flow coming from the annular channel and passing through the defined space between the front frame 15 and the movable hood 9, preferably the portion of the flow located near the downstream edge of the front frame 15. The cap is arranged to cover the deflector 43 in the direct jet position.
En outre, comme cela est illustré aux figures 19 et 20, le prolongement 39 de chaque volet 11 peut être équipé d'un logement 44 pour le joint 30 en position d'inversion de poussée.In addition, as illustrated in Figures 19 and 20, the extension 39 of each flap 11 may be equipped with a housing 44 for the seal 30 in reverse thrust position.
Comme illustré sur cette figure, les vérins 27 peuvent également être disposés selon l'axe longitudinal de la nacelle. Dans cette forme de réalisation, les vérins 27 ne sont pas mobiles en rotation, comme décrit précédemment. Les liaisons pivots 28, 29 au niveau des extrémités peuvent toutefois être conservées afin de ne pas surcontraindre l'ensemble.As illustrated in this figure, the cylinders 27 may also be arranged along the longitudinal axis of the nacelle. In this embodiment, the cylinders 27 are not rotatable, as described previously. The pivot links 28, 29 at the ends may, however, be retained so as not to overcompensate the assembly.
Comme cela est visible à la figure 21 , les volets 11 sont agencés en pétale ou en étoile, de façon adjacente les uns par rapport aux autres. Les volets 11 comportent des découpes au niveau des bords latéraux des prolongements 39, de manière à ménager des ouvertures 45 entre les volets 11. Certaines de ces ouvertures permettant le passage des vérins 27.As shown in Figure 21, the flaps 11 are arranged in petal or star, adjacent to each other. The flaps 11 have cutouts at the lateral edges of the extensions 39, so as to provide openings 45 between the flaps 11. Some of these openings allowing the passage of the cylinders 27.
Comme cela est représenté à la figure 22, le nombre de volets 11 peut être ajusté. La réduction du nombre de volets 11 permet de réduire le nombre de bielles 12 s'étendant dans le canal annulaire 6 et perturbant l'écoulement du flux en position de jet direct. Toutefois, le nombre de volets 11 doit être suffisamment important afin d'offrir un étoilement ou une répartition du flux secondaire acceptable.As shown in FIG. 22, the number of flaps 11 can be adjusted. The reduction in the number of flaps 11 makes it possible to reduce the number of connecting rods 12 extending in the annular channel 6 and disturbing the flow flow in the direct jet position. However, the number of flaps 11 must be large enough to provide a staggering or distribution of the acceptable secondary flow.
L'inverseur 14 est préférentiellement équipé d'au moins quatre vérins 27, régulièrement répartis, afin d'assurer une répartition acceptable des efforts de poussée et de traction du capot mobile 9.The inverter 14 is preferably equipped with at least four cylinders 27, regularly distributed, in order to ensure an acceptable distribution of the thrust and traction forces of the movable cowl 9.
Dans une forme de réalisation de l'invention représentée à la figure 23, la longueur des volets 11 est réduite, par exemple au niveau de la zone basse dite «à 6 heures», de manière à limiter dans cette zone l'encombrement de l'inverseur en position d'inversion de poussée.In one embodiment of the invention shown in Figure 23, the length of the flaps 11 is reduced, for example at the low zone known as "at 6 o'clock", so as to limit in this area the bulk of the inverter in reverse thrust position.
Les figures 24 et 25 représentent une autre forme de réalisation des volets 11 et d u capot mobile 9, pouvant être util isée ou non en combinaison avec les formes de réalisation des figures précédentes.Figures 24 and 25 show another embodiment of the flaps 11 and the movable cover 9, may be used or not in combination with the embodiments of the previous figures.
Dans cette forme de réalisation, la coiffe 31 présente une longueur importante et la longueur du prolongement 39 d'au moins un volet 11 est raccourcie de sorte que la coiffe 31 recouvre, en position d'inversion de poussée, l'extrémité libre du prolongement 39 du volet 11 correspondant. La coiffe 31 est ainsi agencée pour dévier vers l'amont une partie du flux issu du canal annulaire 6 et dévié par le volet 11.In this embodiment, the cap 31 has a large length and the length of the extension 39 of at least one flap 11 is shortened so that the cap 31 covers, in reverse thrust position, the free end of the extension 39 of the corresponding section 11. The cap 31 is thus arranged to deflect upstream part of the flow from the annular channel 6 and deflected by the flap 11.
Les figures 26 à 29 représentent une nacelle 1 comportant une zone 41 , disposée à 6 heures, dans laquelle le prolongement 39 des volets 11 est recouvert par la coiffe 31 de la paroi externe. La structure locale de l'inverseur 14 est donc du type de celle présentée aux figures 24 et 25.Figures 26 to 29 show a nacelle 1 having a zone 41, arranged at 6 o'clock, in which the extension 39 of the flaps 11 is covered by the cap 31 of the outer wall. The local structure of the inverter 14 is therefore of the type shown in FIGS. 24 and 25.
Le reste de la nacelle 1 est équ ipé de volets 11 dont le prolongement 39 s'étend au-delà de la paroi externe du capot mobile 9. La structure de l'inverseur 14 dans cette zone correspond ainsi à celle exposées aux figures 4 à 23.The remainder of the platform 1 is equipped with flaps 11 whose extension 39 extends beyond the outer wall of the movable cowl 9. The structure of the inverter 14 in this zone thus corresponds to that shown in FIGS. 4 to 23.
La transition d'une zone à l'autre est réalisée de manière progressive, de sorte que les volets 11 disposés au niveau des zones de transition comportent une première partie dont le prolongement 39 s'étend au-delà de la paroi externe et une seconde partie dont le prolongement 39 est recouvert par la coiffe.The transition from one zone to the other is carried out progressively, so that the flaps 11 arranged at the level of the transition zones comprise a first part whose extension 39 extends beyond the outer wall and a second part whose extension 39 is covered by the cap.
Comme il va de soi l'invention ne se limite pas aux seules formes de réal isation de cet inverseur de poussée, décrites ci-dessus à titre d'exemples, mais elle embrasse au contraire toutes les variantes. It goes without saying that the invention is not limited to the only embodiments of this thrust reverser, described above as examples, but it encompasses all variants.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Inverseur de poussée (14) pour nacelle (1 ) de turboréacteur à double flux comprenant au moins un capot mobile (9) présentant une paroi interne (26) destinée à délimiter, dans une position de jet direct du turboréacteur, une paroi externe d'un canal annulaire (6) dans lequel s'écoule un flux secondaire, l'inverseur (14) comportant au moins un volet (11 ) monté de manière articulée sur le capot mobile (9) et actionné par au moins une bielle (12) lors du déplacement du capot mobile (9) vers l'aval, de sorte que, dans une position d'inversion de poussée, chaque volet (11 ) comporte une zone (36) s'étendant dans le canal annulaire (6) de manière à dévier au moins une partie du flux secondaire hors dudit canal annulaire, au moins un volet (11 ) comportant un prolongement (39) s'étendant au moins, en position d'inversion de poussée, depuis ladite zone (36) jusqu'au niveau d'une paroi externe (25) dudit capot mobile (9), caractérisé en ce qu'il comporte un cadre avant (15) ou structure fixe disposé en amont du capot mobile (9), le cadre avant (15) présentant une paroi interne (21 ) dans laquelle est ménagé un évidement (22) destiné à accueillir le prolongement (39) du volet (11 ) en position de jet direct du turboréacteur.1. Thrust reverser (14) for nacelle (1) of a turbofan engine comprising at least one movable cowl (9) having an inner wall (26) intended to delimit, in a direct jet position of the turbojet, an outer wall of an annular channel (6) in which a secondary flow flows, the inverter (14) comprising at least one flap (11) mounted in an articulated manner on the movable cowl (9) and actuated by at least one connecting rod (12) during the movement of the movable cowl (9) downstream, so that in a thrust reversal position each flap (11) has a zone (36) extending in the annular channel (6) in such a manner that to deflect at least a portion of the secondary flow from said annular channel, at least one flap (11) having an extension (39) extending at least, in thrust reversal position, from said zone (36) to level of an outer wall (25) of said movable cowl (9), characterized in that it comprises a front frame ( 15) or fixed structure disposed upstream of the movable cover (9), the front frame (15) having an inner wall (21) in which is formed a recess (22) for receiving the extension (39) of the flap (11) in direct jet position of the turbojet engine.
2. Inverseur de poussée (14) selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le volet (11 ) est monté pivotant au niveau d'une extrémité amont (23) du capot mobile (9).2. thrust reverser (14) according to claim 1, characterized in that the flap (11) is pivotally mounted at an upstream end (23) of the movable cowl (9).
3. Inverseur de poussée (14) selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que le prolongement (39) d'au moins un volet (11 ) s'étend au-delà de la paroi externe du capot mobile (9).3. thrust reverser (14) according to one of claims 1 and 2, characterized in that the extension (39) of at least one flap (11) extends beyond the outer wall of the movable cowl ( 9).
4. Inverseur de poussée (14) selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que la paroi externe (25) comporte une coiffe (31 ) recouvrant, en position d'inversion de poussée, l'extrémité libre du prolongement (39) d'au moins un volet (11 ), la coiffe (31 ) étant agencée pour dévier vers l'amont une partie du flux issu du canal annulaire (6) et dévié par le volet (11 ).4. thrust reverser (14) according to one of claims 1 to 3, characterized in that the outer wall (25) comprises a cap (31) covering, in reverse thrust position, the free end of the extension (39) at least one flap (11), the cap (31) being arranged to deflect upstream part of the flow from the annular channel (6) and deflected by the flap (11).
5. Inverseur de poussée (14) selon les revendications 3 et 4, caractérisé en ce qu'il comporte au moins un volet (11 ) dont le prolongement (39) est recouvert par la coiffe (31 ) de la paroi externe (25), dans une première zone (41 ) de l'inverseur (14), et au moins un volet (11 ) dont le prolongement (39) s'étend au-delà de la paroi externe (25) du capot mobile (9), dans une seconde zone de l'inverseur (14). 5. thrust reverser (14) according to claims 3 and 4, characterized in that it comprises at least one flap (11) whose extension (39) is covered by the cap (31) of the outer wall (25) in a first zone (41) of the inverter (14), and at least one flap (11) whose extension (39) extends beyond the outer wall (25) of the movable hood (9), in a second zone of the inverter (14).
6. Inverseur de poussée (14) selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu'il comporte une pluralité de volets (11 ) adjacents les uns aux autres, au moins une partie des volets (11 ) étant agencée de manière à ménager des ouvertures (45), destinées au passage de vérins (27), entre les volets (11 ) correspondants.6. thrust reverser (14) according to one of claims 1 to 5, characterized in that it comprises a plurality of flaps (11) adjacent to each other, at least a portion of the flaps (11) being arranged of to provide openings (45) for the passage of cylinders (27) between the flaps (11) corresponding.
7. Inverseur de poussée (14) selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que la section d'entrée du flux secondaire du canal annulaire (6), située en amont des volets (11 ), est au moins égale à la section de sortie du flux secondaire hors du canal annulaire (6), quelle que soit la position des volets (11 ).7. thrust reverser (14) according to one of claims 1 to 6, characterized in that the inlet section of the secondary flow of the annular channel (6), located upstream of the flaps (11), is at least equal at the outlet section of the secondary stream out of the annular channel (6), regardless of the position of the flaps (11).
8. Inverseur de poussée (14) selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le cadre avant (15) présente une zone de fixation (17), destinée à la fixation sur un carter de moteur (16) du turboréacteur, le capot mobile (9) étant déplacé par l'intermédiaire d'un vérin (27) relié à une première extrémité (28) au capot mobile (9) et relié à une seconde extrémité (29) au cadre avant (15), à proximité de la zone de fixation.8. thrust reverser (14) according to claim 1, characterized in that the front frame (15) has a fastening zone (17) for attachment to a motor housing (16) of the turbojet engine, the movable cowl (9) being moved via a jack (27) connected at a first end (28) to the movable cowl (9) and connected at a second end (29) to the front frame (15), close to the fixing area.
9. Inverseur de poussée (14) selon la revendication 8, caractérisé en ce que le cadre avant (15) présente un évidement à l'intérieur duquel est logé le vérin et permettant le débattement de celui-ci lors du déplacement du capot mobile (9), le cadre avant (15) étant équipé d'un bouclier (40) ou d'une ferrure agencé pour refermer au moins en partie ledit évidement.9. thrust reverser (14) according to claim 8, characterized in that the front frame (15) has a recess inside which is housed the cylinder and allowing the movement thereof during movement of the movable cowl ( 9), the front frame (15) being equipped with a shield (40) or a fitting arranged to close at least partially said recess.
10. Inverseur de poussée (14) selon l'une des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que le capot mobile (9) est équipé d'un joint (30) destiné à prendre appui contre le cadre avant (15) en position de jet direct du turboréacteur, de manière à former une étanchéité entre le cadre avant (15) et le capot mobile (9), la position du joint (30) étant ajustée de manière à ce que l'action du flux secondaire sur le capot mobile (9) tende à le rapprocher du cadre avant (15).10. thrust reverser (14) according to one of claims 1 to 9, characterized in that the movable cowl (9) is equipped with a seal (30) intended to bear against the front frame (15) in position direct jet jet of the turbojet, so as to form a seal between the front frame (15) and the movable cowl (9), the position of the seal (30) being adjusted so that the action of the secondary flow on the hood mobile (9) tends to bring it closer to the front frame (15).
11. Inverseur de poussée (14) selon l'une des revendications 1 à 10, caractérisé en ce que le cadre avant (15) est équipé d'au moins un déflecteur (43) agencé pour diriger vers l'amont au moins une partie du flux issu du canal annulaire et traversant l'espace délimité entre le cadre avant (15) et le capot mobile (9), de préférence la partie du flux située à proximité du bord aval (19) du cadre avant (15). 11. thrust reverser (14) according to one of claims 1 to 10, characterized in that the front frame (15) is equipped with at least one deflector (43) arranged to direct upstream at least a portion the flow from the annular channel and passing through the defined space between the front frame (15) and the movable cowl (9), preferably the portion of the flow located near the downstream edge (19) of the front frame (15).
12. Inverseur de poussée (14) selon l'une des revendications 1 à 11 , caractérisé en ce que le bord aval (19) du cadre avant (15) comporte au moins un évidement local (42) destiné à favoriser le passage du flux secondaire dévié par le volet correspondant (11 ), entre le prolongement (39) du volet et le cadre avant (15), lors du déplacement du capot mobile (9).12. thrust reverser (14) according to one of claims 1 to 11, characterized in that the downstream edge (19) of the front frame (15) comprises at least one local recess (42) for promoting the passage of the flow secondary deflected by the corresponding flap (11) between the extension (39) of the flap and the front frame (15) during movement of the movable cowl (9).
13. Inverseur selon l'une des revendications 1 à 12, caractérisé en ce que la bielle (12) comporte une première extrémité liée à une paroi interne (38) du canal annulaire (6) et une seconde extrémité liée au volet (11 ) correspondant, la bielle étant agencée de sorte que, en positon de jet direct, la bielle (12) forme un angle (α) avec le plan s'étendant transversalement à l'axe de déplacement du capot mobile (9), de sorte que la première extrémité de la bielle (12) soit située en aval de la seconde. 13. Inverter according to one of claims 1 to 12, characterized in that the rod (12) has a first end connected to an inner wall (38) of the annular channel (6) and a second end connected to the flap (11). corresponding, the rod being arranged so that, in direct jet position, the connecting rod (12) forms an angle (α) with the plane extending transversely to the axis of movement of the movable cowl (9), so that the first end of the connecting rod (12) is located downstream of the second.
PCT/FR2009/050288 2008-02-26 2009-02-24 Thrust reverser for bypass turbojet engine nacelle WO2009112749A2 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR08/01035 2008-02-26
FR0801035A FR2927956A1 (en) 2008-02-26 2008-02-26 THRUST INVERTER FOR DOUBLE FLOW TURBOREACTOR NACELLE

Publications (2)

Publication Number Publication Date
WO2009112749A2 true WO2009112749A2 (en) 2009-09-17
WO2009112749A3 WO2009112749A3 (en) 2009-12-03

Family

ID=39671991

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2009/050288 WO2009112749A2 (en) 2008-02-26 2009-02-24 Thrust reverser for bypass turbojet engine nacelle

Country Status (2)

Country Link
FR (1) FR2927956A1 (en)
WO (1) WO2009112749A2 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2443892C1 (en) * 2010-06-29 2012-02-27 Федеральное государственное унитарное предприятие Государственный научно-исследовательский институт гражданской авиации (ГосНИИ ГА) Method of turning gas flow in deflecting grids of gas turbine engine reversing device
CN103717868A (en) * 2011-08-08 2014-04-09 斯奈克玛 Thrust reverser device for compact jet pipe

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3057617B1 (en) * 2016-10-17 2020-10-16 Airbus NACELLE OF A TURBOREACTOR CONTAINING A INVERTER FLAP
US11002222B2 (en) * 2018-03-21 2021-05-11 Honeywell International Inc. Systems and methods for thrust reverser with temperature and fluid management

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2030034A1 (en) * 1968-06-19 1970-10-30 Rolls Royce
GB2212859A (en) * 1987-12-02 1989-08-02 Rolls Royce Plc Ducted fan gas turbine engine with surge controller
DE3844188C1 (en) * 1988-12-29 1990-05-17 Mtu Muenchen Gmbh
EP0848153A1 (en) * 1996-12-12 1998-06-17 Hispano-Suiza Thrust reverser for a jet engine with blockdoors and deflector vanes linked to the fixed frame

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0852290A1 (en) * 1996-12-19 1998-07-08 SOCIETE DE CONSTRUCTION DES AVIONS HUREL-DUBOIS (société anonyme) Thrust reverser for high bypass fan engine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2030034A1 (en) * 1968-06-19 1970-10-30 Rolls Royce
GB2212859A (en) * 1987-12-02 1989-08-02 Rolls Royce Plc Ducted fan gas turbine engine with surge controller
DE3844188C1 (en) * 1988-12-29 1990-05-17 Mtu Muenchen Gmbh
EP0848153A1 (en) * 1996-12-12 1998-06-17 Hispano-Suiza Thrust reverser for a jet engine with blockdoors and deflector vanes linked to the fixed frame

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2443892C1 (en) * 2010-06-29 2012-02-27 Федеральное государственное унитарное предприятие Государственный научно-исследовательский институт гражданской авиации (ГосНИИ ГА) Method of turning gas flow in deflecting grids of gas turbine engine reversing device
CN103717868A (en) * 2011-08-08 2014-04-09 斯奈克玛 Thrust reverser device for compact jet pipe

Also Published As

Publication number Publication date
FR2927956A1 (en) 2009-08-28
WO2009112749A3 (en) 2009-12-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2739841B1 (en) Reverser having movable cascades, and translatably variable nozzle
EP2368032B1 (en) Thrust reverser for a turbofan engine nacelle
CA2763523A1 (en) Thrust reverser for a dual-flow turbine engine nacelle
EP2078152A1 (en) Cascade-type thrust reverser for jet engine
EP2742228A1 (en) Thrust reverser device
CA2776262A1 (en) Reverse thrust device
FR2965304A1 (en) AIR DISCHARGE DEVICE FOR DOUBLE FLOW AIRCRAFT AIRCRAFT
EP2739840A1 (en) Turbojet engine nacelle having a variable nozzle
FR2982323A1 (en) PUSH REVERSING DEVICE
EP2737193B1 (en) Aircraft propulsion unit
FR2966882A1 (en) THRUST INVERTER FOR AIRCRAFT TURBOJET ENGINE WITH REDUCED ACTUATOR NUMBERS
WO2010012878A1 (en) Thrust reverser device
WO2012004486A1 (en) Thrust reverser having an aerodynamic coupling for a front frame
WO2009112749A2 (en) Thrust reverser for bypass turbojet engine nacelle
EP2819920B1 (en) Flattened nacelle of a turbojet engine
FR3006716A1 (en) THRUST INVERTER WITH THREADED JOINT LOCKING PAD THREE POINTS
CA2887470A1 (en) Turbojet engine nacelle comprising a unit assembly capable of moving along a guide assembly
EP0728933A1 (en) Thrust reverser with doors linked to rear panel
WO2014207410A1 (en) Dual-grid reverser without rods in the duct
WO2010012874A2 (en) Thrust reverser device
FR3130902A1 (en) Nacelle for an aircraft propulsion system comprising a flap to close off a recess for the passage of a mechanical component

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 09720270

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A2

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 09720270

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A2