WO2011124793A1 - Ensemble propulsif pour aéronef muni de moyens d'inversion de poussée - Google Patents

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WO2011124793A1
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secondary air
flow
fan
nacelle
windows
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Ingrid Pitiot
Nicolas Dezeustre
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Aircelle
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    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a propulsion unit for aircraft, provided with thrust reversal means.
  • Prior art known propellant sets of the type comprising a nacelle and inside this nacelle, a turbojet engine.
  • turbojet engine is a double flow: a "primary” or “hot” flow of it flowing inside the engine of the turbojet, and a flow called “secondary” or “cold” circulating on the periphery of this engine, in a vein delimited on the one hand by the outer casing of this engine, and on the other hand by the inner wall of the nacelle.
  • the thrust of the turbojet is mainly ensured by the secondary flow.
  • an effective means of braking the aircraft on landing is to deflect forward of the aircraft at least a portion of this secondary flow: it uses for this so-called inversion means of thrust, well known in itself.
  • these thrust reversal means which are of the door type (opening of doors swinging towards the outside of the nacelle making it possible to fold the secondary flow forward) or grids (sliding of panels discovering forward flow deflection grates forward), are located downstream of the turbojet fan housing, in a portion of the nacelle specifically designed to incorporate these inversion means.
  • This specific part of the nacelle has a significant weight because of all the fixed and mobile thrust reversing members that it incorporates, and it necessarily induces an overall length of nacelle important.
  • the present invention is intended in particular to eliminate these disadvantages.
  • a propulsion unit of the type comprising a nacelle and, inside this nacelle, a turbojet engine.
  • double flow comprising itself a fan casing in which are located a fan and a set of flow rectification blades, this propulsion unit being remarkable in that it comprises thrust reversing means located between said fan and said set of blades.
  • said thrust reverser means comprise a plurality of windows formed in said fan casing, between said fan and said rectifying vanes, and means for returning the secondary air flow towards the outside and towards the front of the nacelle, through said windows;
  • said means for returning the secondary air flow comprise said flow rectification vanes, movable between a normal operating position in which they allow the passage of secondary air flows, and a thrust reversal position in which they prevent this passage;
  • said flow rectification vanes are each pivotally mounted about a substantially radial axis
  • said means for returning the secondary air flow further comprise a plurality of deflection grids of the secondary air flow distributed between said fan casing and the outer skin of said nacelle, facing said windows, and movable inner panels; between a normal operating position, in which they provide aerodynamic continuity along said housing, and a thrust reversal position, in which they allow the flow of air to flow through said deflection grids;
  • said inner panels are slidably mounted on said casing between a position where they close said windows, and a position where they release these windows: this sliding operation of the interior panels is very simple and is compatible with the space available between the casing of the casing; blower and the outer skin of the basket;
  • said means for returning the secondary air flow comprise thrust reversal flaps, pivotally mounted on said fan casing upstream of said straightening vanes, between a position of normal operation in which they allow the passage of secondary air flow and seal said windows, and a reverse thrust position in which they prevent this passage and release said windows;
  • said means for returning the secondary air flow comprise outer panels positioned opposite said windows, pivotally mounted on the outer skin of the nacelle 1'acit between a substantially tangential closing position, and a substantially radial position; opening: these outer panels thus work in the manner of the slats of a shutter, and their operation in concert can be achieved in a very simple manner, for example by a rotating annular ring;
  • the outer panels are adapted to ensure the diversion of the secondary air flow: in this way it is possible to dispense with deflection grids separated from these outer panels, which is extremely advantageous in terms of weight and simplification of the structure; note that it is also possible to consider associating with these outer panels any other means of deflecting the secondary air flow, such as deflectors suitably shaped cou plés mechanically to or sol idaires of these panels exterieur;
  • said means for returning the secondary air flow comprise doors arranged upstream of said straightening vanes, able to pivot towards the outside of the nacelle.
  • the figure represents in perspective the outside of the upstream part of a propulsion unit according to the invention, in flight configuration (direct jet),
  • FIG. 2 represents in perspective the interior of this upstream part, the fan having been removed
  • FIG. 3 similar to FIG. 1, represents this upstream portion in thrust reversal configuration
  • FIG. 4 represents, in perspective, a detailed view of zone III of the assembly represented in FIG. 3;
  • FIG. 5 similar to FIGS. 1 and 3, represents said assembly after removal of its outer skin
  • FIG. 6 represents this same assembly after removal of the thrust reversal grids
  • FIG. 7 represents a detailed view of zone VII of FIG. 6, corresponding to a thrust reversal configuration
  • FIG. 8 which is a detailed view of the zone VIII of FIG. 9, shows the flux-straightening vanes of the aforementioned assembly, being rotated towards their closed position
  • FIG. 9 is a perspective view taken from the rear of the aforementioned assembly, the flux rectification blades being represented in the closed position
  • FIG. 10 is an axial sectional view of the detail zone X of the assembly of FIG. 1, this assembly being in the configuration of thrust reversal,
  • FIG. 11 similar to FIG. 6, represents another embodiment of an assembly according to the invention, in flight configuration (direct jet),
  • FIG. 12 is a front view of the assembly of FIG.
  • FIGS. 13 and 14 are views similar to those of FIGS. 11 and 12, (1 so that it has been removed to facilitate expl ications), the assembly being represented in a thrust reversal configuration, and
  • Figure 15 is a view similar to that of Figure 4, showing another possible arrangement of the outer panels disposed on the outer skin of the nacelle.
  • the d irections conventionally represent the longitudinal directions, transverse and vertical aircraft to which the propulsion unit to be described is intended to be associated.
  • FIG. 1 shows the upstream portion of a propulsion assembly according to the invention.
  • This upstream part comprises an air inlet 1 provided with an air inlet lip 3 intended to channel the outside air to the motor (not shown) of the propulsion unit according to the invention.
  • the air intake lip 3 On its outer face, the air intake lip 3 is extended downstream by an external air inlet 5, and on its underside, typically, by an acoustic absorption structure 7, such as a honeycomb structure.
  • the outer skin 5 of the air intake 1 is extended downstream by a fan cowl 9 provided with an annular opening 11 between the two edges of which is mounted a set of outer panels 13, each pivoting around an axis between a closed position visible in Figures 1 and 2, and an open position visible in Figures 3 and 4.
  • the acoustic absorption elements 7 are extended downstream by a fan casing 10, a kind of cylindrical shell inside which is rotatably mounted the engine fan (this blower having been removed in Figure 2, for ease of explanation).
  • any deflection gratings 17 are arranged substantially evenly over the entire periphery of the fan casing. 9.
  • Each of the deflection grids 1 7 comprises slats 1 9 oriented so as to be able to send outwards and towards the front of the air inlet 1, the so-called secondary air flow pushed by the blower and circulating in a substantially annular air flow d isposée around the moteu r (not shown) of the turbojet engine of the propulsion unit according to the invention.
  • any deflection grids 17 are arranged upstream of the flow straightening vanes 15.
  • each panel 21 is located under a possible respective deflection grid 17.
  • each panel 21 slides towards the front of the fan casing 10, by means of appropriate rails / rails, so as to reach the position shown in FIG. 7, in which the windows 23 located under each possible deflection grid 17 are released.
  • each inner panel 21 is represented by the line 25 of FIG. 7: this stroke can be obtained by means of rails disposed on fixed members 27 separating the windows 23 from each other.
  • the position of the rails is indicative and may for example be used to ensure the closure of the front zone between the secondary flow stream of air and the outer skin of the nacelle.
  • each blade 15 can therefore, by pivoting about a substantially radial axis associated with A, pass from a normal operating position, in which these blades allow the passage of the secondary air flow stirred by the fan, to a closed position, visible in Figure 9, wherein these blades 15 are substantially contiguous, and thus prevent the passage of said secondary air flow.
  • the inner panels 21 are in the closed position shown in FIG.
  • the air blown by the blower passes through the flow rectification vanes 15, joins the air operating duct, and is ejected downstream of the propulsion unit. according to the invention, thus allowing the propulsion of the aircraft (so-called "direct jet” configuration).
  • the closure of the outer panels 1 3 ensures the aerodynamic continuity of the fan cowl 9, and the closure of the inner panels 21 ensures aerodynamic continuity within the fan casing 10.
  • outer panels 13 and the inner panels 21 are placed in the open position, as shown in FIGS. 3, 4 and 10.
  • the flow straightening vanes 15 are also placed in their closed position, as can be seen in FIG. 9.
  • the propulsion unit which has just been described makes it possible to deport the thrust reverser device upstream of the flow straightening vanes, which makes it possible to To be free from a conventional inversion device disposed downstream of these, it is possible in this way to significantly reduce the longitudinal encom- beration of the propulsion unit and to obtain a considerable weight gain.
  • the distribution of the thrust reversal system over the entire periphery of the propulsion unit makes it possible to obtain a remarkable balancing of the forces involved during the phases of thrust reversal, thereby guaranteeing less fatigue for the assembly. parts concerned.
  • the present invention is only limited to the example described and shown, provided for illustrative purposes only.
  • the flow straightening vanes 15 can be fixed, and the blocking of the secondary air flow is done by flaps 30 (see FIGS. 1 1, 1 4 and 1 5) positioned upstream of these blades, and articulated on the fan casing 10 between a flight position ("direct jet") in which they close the windows 23 (see Figures 1 1, 1 2 and 1 3), and a thrust reversal position in which they plug the secondary air stream (see Figures 14 and 15).

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Abstract

Cet ensemble propulsif est du type comprenant une nacelle et, à l'intérieur de cette nacelle, un turboréacteur double -flux comprenant lui-même un carter de soufflante (10) dans lequel sont situés une soufflante et un ensemble d'aubes de redressement de flux (15). Cet ensemble propulsif comprend des moyens d'inversion de poussée (17) situés entre ladite soufflante et ledit ensemble d'aubes (15).

Description

Ensemble propulsif pour aéronef muni de moyens d'inversion de
poussée
La présente invention se rapporte à un ensemble propulsif pour aéronef, muni de moyens d'inversion de poussée.
On connaît de la technique antérieure des ensembles propulsifs du type comprenant une nacelle et, à l'intérieur de cette nacelle, un turboréacteur.
Plus particulièrement, on connaît de tels ensembles dans lesquels le turboréacteur est à double flux : un flux d it « primaire » o u « chaud », circulant à l'intérieur du moteur du turboréacteur, et un flux dit « secondaire » ou « froid », circulant à la périphérie de ce moteur, dans une veine délimitée d'une part par le carter extérieur de ce moteur, et d'autre part par la paroi interne de la nacelle.
Ces deux flux d'air se divisent en aval de la soufflante du turboréacteur, pour rejoindre respectivement ledit moteur et ladite veine.
De manière générale, la poussée du turboréacteur est assurée en majeure partie par le flux secondaire.
Aussi, un moyen efficace de freinage de l'aéronef à l'atterrissage consiste-t-il à dévier vers l'avant de l'aéronef au moins une partie de ce flux secondaire : on utilise pour cela des moyens dits d'inversion de poussée, bien connus en soi.
En règle générale, ces moyens d'inversion de poussée, qui sont du type à portes (ouverture de portes pivotantes vers l'extérieur de la nacelle permettant de rabattre le flux secondaire vers l'avant) ou à grilles (coulissement de panneaux découvrant des grilles de déviation du flux secondaire vers l'avant), sont situés en aval du carter de la soufflante du turboréacteur, dans une partie de la nacelle conçue de manière spécifique pour incorporer ces moyens d'inversion.
Cette partie spécifique de la nacelle possède un poids important en raison de tous les organes d'inversion de poussée fixes et mobiles qu'elle incorpore, et elle induit nécessairement une longueur globale de nacelle importante.
La présente invention a notamment pour but de supprimer ces inconvénients.
On atteint ce but de l'invention avec un ensemble propulsif du type comprenant une nacelle et, à l'intérieur de cette nacelle, un turboréacteur double-flux comprenant lui-même un carter de soufflante dans lequel sont situés une soufflante et un ensemble d'aubes de redressement de flux, cet ensemble propulsif étant remarquable en ce qu'il comprend des moyens d'inversion de poussée situés entre ladite soufflante et ledit ensemble d'aubes.
Grâce à ces caractéristiques, on peut s'affranchir d'une structure spécifique d'inverseur de poussée en aval du carter de soufflante, ce qui permet de simplifier l'ensemble de la nacelle et de réduire sa longueur globale.
Suivant d'autres caractéristiques optionnelles de l'ensemble propulsif selon l'invention :
- lesdits moyens d'inversion de poussée comprennent une pluralité de fenêtres formées dans ledit carter de soufflante, entre ladite soufflante et lesd ites aubes de redressement, et des moyens de renvoi du flux d'air secondaire vers l'extérieur et vers l'avant de la nacelle, à travers lesdites fenêtres ;
- lesdits moyens de renvoi du flux d'air secondaire comprennent lesd ites aubes de redressement de flux, mobiles entre une position de fonctionnement normal dans lequel elles autorisent le passage de flux d'air secondaire, et une position d'inversion de poussée dans laquelle elles empêchent ce passage ;
- lesdites aubes de redressement de flux sont montées chacune pivotante autour d'un axe sensiblement radial ;
- lesdits moyens de renvoi du flux d'air secondaire comprennent en outre une pluralité de grilles de déviation du flux d'air secondaire réparties entre ledit carter de soufflante et la peau extérieure de ladite nacelle, en regard desdites fenêtres, et des panneaux intérieurs mobiles entre une position de fonctionnement normal, dans laquelle ils assurent la continuité aérodynamique le long dudit carter, et une position d'inversion de poussée, dans laquelle ils permettent la circulation du flux d'air à travers lesdites grilles de déviation ;
- lesdits panneaux intérieurs sont montés coulissants sur ledit carter entre une position où ils obturent lesdites fenêtres, et une position où ils libèrent ces fenêtres : ce fonctionnement coulissant des panneaux intérieurs est très simple et est compatible avec l'espace disponible entre le carter de la soufflante et la peau extérieure de la nacelle ;
- lesdits moyens de renvoi du flux d'air secondaire comprennent des volets d'inversion de poussée, montés pivotants sur ledit carter de soufflante en amont desdites aubes de redressement, entre une position de fonctionnement normal dans laquelle ils autorisent le passage de flux d'air secondaire et obturent lesdites fenêtres, et une position d'inversion de poussée dans laquelle ils empêchent ce passage et libèrent lesdites fenêtres ;
- lesdits moyens de renvoi du flux d'air secondaire comprennent des panneaux extérieurs d isposés en regard desd ites fenêtres, montés pivotants su r la peau extérieu re de l ad ite nacel le entre une position sensiblement tangentielle de fermeture, et une position sensiblement radiale d'ouverture : ces panneaux extérieurs fonctionnent ainsi à la manière des lattes d'une persienne, et leur actionnement de concert peut être réalisé de manière très simple, par exemple par une bague annulaire rotative ;
- lesd its panneaux extérieu rs sont adaptés pou r assurer la déviation du flux d'air secondaire : on peut de la sorte s'affranchir de grilles de déviation séparées de ces panneaux extérieurs, ce qu i est extrêmement avantageux en terme de poids et de simplification de la structure ; à noter que l'on peut aussi envisager d'associer à ces panneaux extérieurs tout autre moyen de déviation du flux d'air secondaire, tels que des déflecteurs de forme appropriée cou plés mécan iquement à ou sol idaires de ces pan neaux extérieurs ;
- lesdits moyens de renvoi du flux d'air secondaire comprennent des portes disposées en amont desdites aubes de redressement, aptes à pivoter vers l'extérieur de la nacelle.
D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lumière de la description qui va suivre, et à l'examen des figures ci-annexées dans lesquelles :
- la figurel représente en perspective l'extérieur de la partie amont d'un ensemble propulsif selon l'invention, en configuration de vol (jet direct),
la figure 2 représente en perspective l'intérieur de cette partie amont, la soufflante ayant été ôtée,
- la figure 3, analogue à la figure 1 , représente cette partie amont en configuration d'inversion de poussée,
- la figure 4 représente, en perspective, une vue de détail de la zone III de l'ensemble représenté à la figure 3,
- la figure 5, analogue aux figures 1 et 3, représente ledit ensemble après enlèvement de sa peau extérieure, - la figure 6 représente ce même ensemble après enlèvement des grilles d'inversion de poussée,
- la figure 7 représente une vue de détail de la zone VII de la figure 6, correspondant à une configuration d'inversion de poussée,
- la figure 8, qui est une vue de détail de la zone VIII de la figure 9, représente les aubes de redressement de flux de l'ensemble susmentionné, en cours de rotation vers leur position d'obturation,
- la figure 9 est une vue en perspective prise par l'arrière de l'ensemble susmentionné, les aubes de redressement de flux étant représentées en position d'obturation, la figure 1 0 est une vue en coupe axiale de la zone de détail X de l'ensemble de la figure 1 , cet ensemble se trouvant en configuration d'inversion de poussée,
- la figure 1 1 , analogue à la figure 6, représente un autre mode de réalisation d'un ensemble selon l'invention, en configuration de vol (jet direct),
- la figure 12 est une vue de devant de l'ensemble de la figure 1 1 ,
- les figures 13 et 14 sont des vues analogues à celles des figures 1 1 et 1 2 (l a so uffl a n te ayant été ôtée pour faciliter les expl ications), l'ensemble étant représenté en configuration d'inversion de poussée, et
- la figure 15 est une vue analogue à celle de la figure 4, montrant une autre disposition possible des panneaux extérieurs disposés sur la peau extérieure de la nacelle.
Sur l'ensemble de ces figures, on a représenté un repère XYZ, dont les d irections représentent classiquement les directions long itudinales, transversales et verticales de l'aéronef auxquelles l'ensemble propulsif qui va être décrit est destiné à être associé.
On se reporte à présent aux figures 1 et 2, sur lesquelles on a représenté la partie amont d'un ensemble propulsif selon l'invention.
Cette partie amont comprend une entrée d'air 1 munie d'une lèvre d'entrée d'air 3 destinée à canal iser l'air extérieur vers le moteur (non représenté) de l'ensemble propulsif selon l'invention.
Sur sa face extérieure, la lèvre d'entrée d'air 3 est prolongée en aval par u n e pea u extérieu re d 'entrée d 'a i r 5 , et su r sa face i ntérieu re , classiquement, par u ne structure d'absorption acoustique 7, telle qu'une structure en nid d'abeille.
La peau extérieure 5 de l'entrée d'air 1 est prolongée en aval par un capot de soufflante 9 muni d'une ouverture annulaire 1 1 entre les deux bords de laquelle est monté un ensemble de panneaux extérieurs 13, pivotant chacun autour d'un axe entre une position fermée visible aux figures 1 et 2, et une position ouverte visible aux figures 3 et 4.
A l'intérieur de l'entrée d'air 1 , les éléments d'absorption acoustique 7 sont prolongés en aval par un carter de soufflante 10, sorte de virole cylindrique à l'intérieur de laquelle est montée rotative la soufflante du moteur (cette soufflante ayant été ôtée sur la figure 2, pour faciliter les explications).
En aval de la position que doit occuper la soufflante, et toujours à l ' i ntérieu r d u ca rter de souffl ante 10, so n t d i s posées d es a u bes d e redressement de flux (OGV) 15, qui en général sont fixes, mais qui, selon un premier mode de réalisation de l'invention, sont montées chacune pivotante autour d'axes sensiblement radiaux.
Com me cel a est visi ble su r l a fig u re 4 , lorsq ue les panneaux extérieurs 1 3 sont en position ouverte, ils permettent la circulation d'air vers l'extérieur de la nacelle.
Comme cela est visibl e à l a figure 5, où le capot de carter de soufflante 9 a été ôté à des fins d'expl ication , des éventuelles grilles de déviation 1 7 sont disposées de manière sensiblement régulière sur toute la périphérie du carter de soufflante 9.
Ces grilles sont dites « éventuelles » car, comme cela sera expliqué plus loin, on peut envisager des variantes dans lesquelles on s'affranchit de ces grilles.
Chacune des éventuelles grilles de déviation 1 7 com porte des lamelles 1 9 orientées de manière à pouvoir renvoyer vers l'extérieur et vers l'avant de l'entrée d'air 1 , le flux d'air dit secondaire poussé par la soufflante et circulant dans une veine d'air sensiblement annulaire d isposée autour du moteu r (non représenté) du turboréacteur de l 'ensemble propulsif selon l'invention.
Comme cela est visible sur la figure 5, les éventuelles grilles de déviation 17 sont disposées en amont des aubes de redressement du flux 15.
On se reporte à présent à la figure 6, se déduisant de la figure 5 par enlèvement des éventuelles grilles de déviation, à des fins explicatives. Comme cela est visible sur cette figure 6, dans sa partie située juste en amont des aubes de redressement de flux 15, le carter de soufflante 10 comporte sur toute sa périphérie un ensemble de fenêtres 23 obturables par des panneaux intérieurs 21.
En position fermée représentée à la figure 6, correspondant à une situation de fonctionnement normal (en vol - «jet direct») de l'ensemble propulsif selon l'invention, chaque panneau 21 est situé sous une éventuelle grille de déviation respective 17.
En position d'inversion de poussée, chaque panneau 21 coulisse vers l'avant du carter de soufflante 10, grâce à des moyens de rails/glissières appropriés, de manière à atteindre la position visible à la figure 7, dans laquelle les fenêtres 23 situées sous chaque éventuelle grille de déviation 17 sont dégagées.
Plus particulièrement, la course de chaque panneau intérieur 21 est représentée par la ligne 25 de la figure 7 : cette course peut être obtenue grâce à des rails disposés sur des organes fixes 27 séparant les fenêtres 23 les unes des autres. La position des rails est indicative et peut par exemple être utilisée pour assurer la fermeture de la zone avant entre la veine de flux d'air secondaire et la peau extérieure de la nacelle.
En se reportant à présent aux figures 8 et 9, on peut voir que chaque aube 15 peut donc, grâce à un pivotement autour d'un axe sensiblement radial associé A, passer d'une position de fonctionnement normal, dans lequel ces aubes autorisent le passage du flux secondaire d'air brassé par la soufflante, à une position d'obturation, visible à la figure 9, dans laquelle ces aubes 15 sont sensiblement jointives, et empêchent ainsi le passage dudit flux d'air secondaire.
Sur la figure 10, on peut voir l'ensemble des organes susmentionnés en position d'inversion de poussée : les panneaux extérieurs 13 ont pivoté vers leur position d'ouverture, à la manière des lattes d'une persienne ; les panneaux intérieurs 21 ont coulissé vers l'avant du carter de soufflante 9, libérant ainsi les fenêtres 23, et les aubes de redressement de flux 15 ont pivoté vers leur position d'obturation.
Le mode de fonctionnement de l'ensemble propulsif dont la partie amont vient d'être décrite résulte directement des explications qui précèdent.
En mode de fonctionnement normal, c'est-à-dire en dehors des situations d'atterrissage, les panneaux extérieurs 13 et les aubes de redressement de flux 15 se trouvent dans la position représentée aux figures 1 et 2.
Les panneaux intérieurs 21 se trouvent dans la position de fermeture représentée à la figure 6.
Dan s cette config u ration , l 'a i r brassé pa r l a souffl a nte (non représentée) passe à travers les aubes de redressement de flux 15, rejoint la veine de fonctionnement d'air, et est éjecté en aval de l'ensemble propulsif selon l'invention, permettant ainsi la propulsion de l'aéronef (configuration dite de « jet direct »).
La fermetu re des panneaux extérieurs 1 3 assure la continu ité aérodynam iq ue d u capot de soufflante 9, et la fermetu re des panneaux intérieurs 21 assure la continu ité aérodynam ique à l'intérieur du carter de soufflante 10.
Lors de l'atterrissage de l'aéronef, lorsque l'on souhaite optimiser le freinage, il convient de diriger le flux d'air secondaire vers l'avant de l'ensemble propulsif.
Pour ce faire, on place les panneaux extérieurs 13 et les panneaux intérieurs 21 en position d'ouverture, comme cela est représenté aux figures 3, 4 et 10.
On place par ailleurs les aubes de redressement de flux 1 5 dans leur position d'obturation, comme cela est visible à la figure 9.
Ce faisant, on empêche la circulation du flux d'air secondaire vers sa veine associée, et on le dirige à travers les éventuelles grilles de déviation 17 et don c vers l ' extérieu r et vers l 'avant de l 'ensem ble propu lsif, de pa r l'orientation appropriée des lamelles 19.
Comme on l'aura compris à la lumière de la description qui précède, l'ensemble propulsif qui vient d'être décrit permet de déporter en amont des aubes de redressement de flux le dispositif d'inversion de poussée, ce qu i permet de s'affranchir d'un dispositif d'inversion classique, disposé en aval de ces au bes : on peut de l a sorte réd u i re sensi bl em ent l 'encom brement longitudinal de l'ensemble propulsif, et obtenir un gain de poids important.
De plus, la répartition du système d'inversion de poussée sur toute la périphérie de l'ensemble propulsif permet d'obtenir un remarquable équilibrage des efforts en jeu pendant les phases d'inversion de poussée, garantissant ainsi une moindre fatigue pour l'ensemble des pièces concernées. Bien entend u , la présente i nvention n 'est nu l lement l i m itée à l'exemple décrit et représenté, fourni à titre uniquement illustratif.
C'est ainsi par exemple que l'on pourrait envisager une variante dans laquelle les panneaux mobiles extérieurs 13 rempliraient la fonction des éventuelles grilles de déviation 1 7 : on pourrait de la sorte s'affranchir de ces grilles, la déviation du flux d'air secondaire pour l'inversion de poussée étant alors assurée par ces panneaux 13 eux-mêmes placés en position ouverte.
On peut de plus envisager un autre mode de réalisation de l'invention, décrit aux figures 1 1 à 15.
Dans cet autre mode de réalisation, les aubes de redressement de flux 15 peuvent être fixes, et le blocage du flux d'air secondaire se fait par des volets 30 (voir figures 1 1 , 1 4 et 1 5) d isposés en amont de ces aubes, et articulés sur le carter de soufflante 10 entre une position de vol (« jet direct ») dans laquelle ils obturent les fenêtres 23 (voir figures 1 1 , 1 2 et 1 3), et une position d'inversion de poussée dans laquelle ils obturent la veine de flux d'air secondaire (voir figures 14 et 15).
Bien que cela n'ait pas été représenté sur les figures 1 1 et 14, dans un souci de clarté, il faut comprendre bien évidemment qu'en regard des fenêtres 23 se trouvent des éventuelles grilles de déviation analogues aux grilles 17 du mode de réalisation précédent.
A noter q ue l 'on peut prévo i r, nota m ment pou r ce mod e d e réalisation, que les panneaux mobiles extérieurs 1 3 articulés sur le capot de soufflante 9 à la manière des lames d'une persienne, soient disposés en épi, comme cela est visible sur la figure 13.
Dans encore u n autre mode de réal isation , non représenté, on pourrait envisager un système d'inversion de poussée à portes disposé entre la soufflante et les aubes de redressement de flux 15.

Claims

REVENDICATIONS
1 . En sem ble propu ls if d u type com pren ant u ne n acel l e et, à l'intérieur de cette nacelle, un turboréacteur double-flux comprenant lui-même un carter de soufflante (10) dans lequel sont situés une soufflante et un ensemble d'aubes de redressement de flux (15), cet ensemble propulsif comprenant des moyens d'inversion de poussée (1 3, 1 7, 21 , 23 ; 30) situés entre ladite soufflante et ledit ensemble d'aubes (15),
ces moyens d 'inversion de poussée comprenant u ne pl u ral ité de fenêtres (23) formées dans ledit carter de soufflante (10), entre ladite soufflante et lesdites aubes de redressement (15), et des moyens de renvoi du flux d'air secondaire vers l'extérieur et vers l'avant de la nacel le, à travers lesdites fenêtres (23),
ces moyens de renvoi du flux d'air secondaire étant caractérisés en ce qu'ils comprennent des volets d'inversion de poussée (30), montés pivotants sur ledit carter de soufflante (10) en amont desdites aubes de redressement (17), entre une position de fonctionnement normal dans laquelle ils autorisent le passage de flux d'air secondaire et obturent lesdites fenêtres (23), et une position d'inversion de poussée dans laquelle ils obturent ce passage et libèrent lesdites fenêtres (23).
2. Ensemble propulsif selon la revendication 1 , caractérisé en ce que lesd its moyens de renvoi du fl ux d'air secondaire comprennent des panneaux extérieurs (13) disposés en regard desdites fenêtres (23), montés pivotants sur la peau extérieure (9) de lad ite nacelle entre une position sensiblement tangentielle de fermeture, et une position sensiblement radiale d'ouverture.
3. Ensemble propulsif selon la revendication 2, caractérisé en ce que lesdits panneaux extérieurs (13) sont adaptés pour assurer la déviation du flux d'air secondaire et le renvoyer vers l'avant.
4. Ensemble propulsif selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce q ue lesd its moyens de renvoi du flux d'air secondaire comprennent des portes disposées en amont desdites aubes de redressement, aptes à pivoter vers l'extérieur de la nacelle.
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