WO2012097996A1 - Aviation gas turbine thrust reversing device - Google Patents

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WO2012097996A1
WO2012097996A1 PCT/EP2012/000241 EP2012000241W WO2012097996A1 WO 2012097996 A1 WO2012097996 A1 WO 2012097996A1 EP 2012000241 W EP2012000241 W EP 2012000241W WO 2012097996 A1 WO2012097996 A1 WO 2012097996A1
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WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
engine
thrust
thrust reverser
bypass duct
trailing edge
Prior art date
Application number
PCT/EP2012/000241
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German (de)
French (fr)
Inventor
Predrag Todorovic
Original Assignee
Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg
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Publication date
Application filed by Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg filed Critical Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg
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    • 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 an aircraft gas turbine thrust reverser device with an engine, with an engine cowling and with a plurality of position-adjustable deflecting elements arranged on the peripheral region.
  • a thrust reverser is known from EP 1 852 595 A2, in which deflecting elements or flow guide elements are provided in a bypass duct, through which air is passed from a fan, which deflections from a "forward thrust position, in which the flow through the bypass duct can be unhindered It is necessary to substantially completely close the bypass duct in the thrust reverser position to guide all secondary flow through the baffles or flow directors a substantially axial displacement of the thrust reverser either an adaptation of the geometry of the bypass channel or no complete closing of the bypass channel given the lining of the core engine, resulting in the forward thrust position disadvantages. If the by-pass channel is not fully closed in the thrust reverser position, the thrust reverser may not function optimally. Thus, the known from the prior art solution is not optimal for all applications and all engine designs.
  • the US 2009/0301056 A1 shows a construction in which the deflecting elements or flow guide elements are moved in a straight line at an angle to the axial axis of the engine. Again, it is necessary to modify the geometry of the lining of the core engine so that a complete flow diversion can take place. This results in disadvantages in terms of performance in forward thrust operation.
  • a thrust reverser is known in which thrust reverser elements are displaced in a linear, inclined path so as to seal between the core engine cowling and the thrust reverser at the point at which the diameter of the bypass channel (annulus) is greatest is. It proves to be disadvantageous that the geometry of the walls of the bypass channel can not be optimally formed, but must be adapted to the construction of the thrust reverser. This results in the forward thrust operation a significant power loss.
  • the invention has for its object to provide a Fluggasturbinen- schubumlotvornchtung of the type mentioned, which has a high efficiency with a simple design and simple, cost-effective manufacturability and can be used for different geometries of aircraft gas turbines.
  • the object is achieved by the combination of features of claim 1, the dependent claims show further advantageous embodiments of the invention.
  • the rear region of the engine cowling is designed in the form of at least two thrust reverser doors which are movable in an arcuate path with respect to a central axis of the engine, wherein in the forward thrust position the bypass duct is completely released and in the thrust reversing position Trailing edge of the thrust reverser doors abuts against a lining of the core engine.
  • the invention is characterized by a number of significant advantages.
  • the construction according to the invention makes it possible to completely dispense with the arrangement of drive elements or the like for the thrust reverser, which would have to be arranged in the bypass duct (see prior art). This results in the possibility of optimized flow through the bypass duct.
  • the trailing edge of the thrust reverser doors that is, the downstream end edge sealingly abuts against the lining of the core engine, it is possible to fluidly optimize the flow cross section of the bypass channel. Restrictions on the optimal design with regard to the thrust reverser can be dispensed with according to the invention. Thus, the disadvantages known from the prior art can be completely avoided.
  • the trailing edge of the thrust reverser doors rests against the cladding of the core engine in the thrust reverser position in the rear region of the bypass duct. Thus, a seal is made at the rear end of the bypass channel. It is particularly advantageous if the trailing edge of the thrust reverser doors is formed three-dimensional or arcuate in order to ensure a tight contact with the nozzle exit region of the bypass channel.
  • the trailing edge of the thrust reverser doors in the region of the smallest diameter of the core engine enclosing Seals trim in the thrust reverser position.
  • the remaining cross-section of the bypass channel remains unaffected by the thrust reverser, so that it is in particular possible to optimize the flow radially provided with a larger diameter portion of the bypass channel (annulus).
  • Another advantage of the embodiment of the invention is that only short displacement paths for the thrust reverser doors are required. Again, the invention differs from the prior art. It is furthermore preferred if a movement mechanism for the thrust reverser doors is arranged in the radially outer engine cowling. As a result, the flow through the bypass channel is not affected (see above).
  • the moving mechanism may preferably include a rail mechanism similar to a telescopic rail or the like. This makes it possible to design the movement mechanism simple and robust. By accommodating the movement mechanism in the outer engine cowling whose accessibility, for example, for installation and maintenance, particularly easy.
  • the trajectory of the thrust reverser doors is each substantially arcuate, but other complex similar trajectories are possible.
  • FIG. 1 shows a schematic representation of a gas turbine engine according to the present invention
  • Fig. 2 is a simplified sectional view of an inventive
  • the gas turbine engine 10 of FIG. 1 is an example of a turbomachine to which the invention may apply. However, it will be understood from the following that the invention can be used with other turbomachinery as well.
  • the engine 10 is formed in a conventional manner and comprises in the flow direction in succession an air inlet 1 1, a circulating in a housing fan 12, an intermediate pressure compressor 13, a high pressure compressor 14, combustors 15, a high pressure turbine 16, an intermediate pressure turbine 17 and a low pressure turbine 18 and a Exhaust nozzle 19, which are all arranged around a central engine axis 1.
  • the intermediate pressure compressor 13 and the high pressure compressor 14 each include a plurality of stages, each of which includes a circumferentially extending array of fixed stationary vanes 20, commonly referred to as stator vanes, that radially inwardly from the engine casing 21 in an annular flow passage through the compressors 13, 14 protrude.
  • the compressors further include an array of compressor blades 22 projecting radially outward from a rotatable drum or disc 26 coupled to hubs 27 of high pressure turbine 16 and intermediate pressure turbine 17, respectively.
  • FIG. 1 shows a bypass duct 29. This is schematically illustrated in FIG a smaller axial length than a core engine 30 shown. It is understood that the bypass duct 29 may extend over substantially the entire length of the core engine 30 so that its panel 28 (nacelle) may have an axially greater length than shown in FIG. Fig. 2 shows schematically an embodiment of the invention
  • Thrust reverser position while the lower half of FIG. 2 represents the forward thrust position.
  • FIG. 2 thus shows, in a simplified representation, a core engine 30 and the bypass flow channel 29 surrounding it, through which a secondary flow 35 flows in the forward thrust position (lower half of FIG. 2).
  • the upper half of FIG. 2 shows a deflected thrust reverser flow 36.
  • the bypass duct 29 is enclosed by a fixed area of the panel 28 (nacelle).
  • the trailing edge 33 of the thrust reverser door 31 comes into sealing contact with an outflow region of the core engine cowling 34 (cold nozzle).
  • FIG. 2 shows in comparison of the upper and the lower half of the image that the trailing edge 33 is brought into abutment against the core engine cowling 34 at an end region in which the diameter of the core cowl 34 is much smaller than at the central, large diameter portion of the core cowl 34 ,
  • FIG. 2 it has been dispensed with to represent deflection elements, for example cascade elements, through which the thrust reverser flow 36 is diverted. Furthermore, the structural details of the fixed panel 28 and the thrust reverser doors 31 has been omitted. LIST OF REFERENCE NUMBERS

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Abstract

The invention relates to an aviation gas turbine thrust reversing device comprising an engine (10) and a radially outer engine casing (28) which at least partially encloses a core engine (30) to form a bypass duct (29). A rear section of the engine casing (28) can be displaced from a closed forward thrust position into a rear thrust reversal position. The invention is characterized in that the rear section of the engine casing (28) is designed in the form of at last two thrust reversal gates (31) which can be moved along a substantially arc-shaped path (32) relative to a central axis (1) of the engine. The bypass duct (29) is entirely open in the forward thrust position, while a trailing edge (33) of the thrust reversal gates (31) rests against a casing (34) of the core engine (30) in the thrust reversal position.

Description

Fluggasturbinenschubumkehrvorrichtung  Aircraft gas turbine thrust reverser
Beschreibung description
Die Erfindung bezieht sich auf eine Fluggasturbinenschubumkehrvorrichtung mit einem Triebwerk, mit einer Triebwerksverkleidung sowie mit mehreren, am Umfangsbereich · angeordneten, lageveränderbaren Umlenkelementen. The invention relates to an aircraft gas turbine thrust reverser device with an engine, with an engine cowling and with a plurality of position-adjustable deflecting elements arranged on the peripheral region.
Aus der EP 1 852 595 A2 ist eine Schubumkehrvorrichtung bekannt, bei welcher in einem Nebenstromkanal, durch welchen Luft von einem Fan geleitet wird, Umlenkelemente oder Strömungsleitelemente vorgesehen sind, welche von einer " Vorwärtsschubposition, in welcher die Durchströmung des Nebenstromkanals ungehindert erfolgen kann, in eine Schubumkehrposition bewegbar sind. Hierbei ist es erforderlich, den Nebenstromkanal in der Schubumkehrposition im Wesentlichen vollständig zu schließen, um die gesamte Nebenströmung durch die Umlenkelemente oder Strömungsleitelemente zu führen. Im Hinblick auf die Geometrie des Nebenstromkanals und insbesondere die Geometrie der Verkleidung des Kerntriebwerks ist bei einer im Wesentlichen axialen Verschiebung der Schubumkehrvorrichtung entweder eine Anpassung der Geometrie des Nebenstromkanals oder kein vollständiges Verschließen des Nebenstromkanals gegeben. Bei einer Anpassung der Geometrie des Nebenstromkanals, insbesondere der Verkleidung des Kerntriebwerks, ergeben sich in der Vorwärtsschubposition Nachteile. Bei einem nicht vollständigen Verschließen des Nebenstromkanals in der Schubumkehrposition kann die Schubumkehrvorrichtung nicht optimal wirken. Somit ist die aus dem Stand der Technik bekannte Lösung nicht für alle Anwendungen und alle Triebwerkskonstruktionen optimal einsetzbar. A thrust reverser is known from EP 1 852 595 A2, in which deflecting elements or flow guide elements are provided in a bypass duct, through which air is passed from a fan, which deflections from a "forward thrust position, in which the flow through the bypass duct can be unhindered It is necessary to substantially completely close the bypass duct in the thrust reverser position to guide all secondary flow through the baffles or flow directors a substantially axial displacement of the thrust reverser either an adaptation of the geometry of the bypass channel or no complete closing of the bypass channel given the lining of the core engine, resulting in the forward thrust position disadvantages. If the by-pass channel is not fully closed in the thrust reverser position, the thrust reverser may not function optimally. Thus, the known from the prior art solution is not optimal for all applications and all engine designs.
Die US 2009/0301056 A1 zeigt eine Konstruktion, bei welcher die Umlenkelemente oder Strömungsleitelemente geradlinig in einem Winkel zur Axialachse des Triebwerks verschoben werden. Auch hierbei ist es erforderlich, die Geometrie der Verkleidung des Kerntriebwerks so zu modifizieren, dass eine vollständige Strömungsumleitung erfolgen kann. Hierdurch ergeben sich Nachteile hinsichtlich der Leistung im Vorwärtsschubbetrieb. The US 2009/0301056 A1 shows a construction in which the deflecting elements or flow guide elements are moved in a straight line at an angle to the axial axis of the engine. Again, it is necessary to modify the geometry of the lining of the core engine so that a complete flow diversion can take place. This results in disadvantages in terms of performance in forward thrust operation.
Aus der EP 1 852 595 A2 ist eine Schubumkehrvorrichtung bekannt, bei welcher Schubumkehrelemente in einer linearen, geneigten Bahn so verschoben werden, dass eine Abdichtung zwischen der Kerntriebwerksverkleidung und dem Schubumkehrelement an der Stelle erfolgt, an welcher der Durchmesser des Nebenstromkanals (Anulus) am größten ist. Hierbei erweist es sich als nachteilig, dass die Geometrie der Wandungen des Nebenstromkanals nicht optimal ausgebildet werden kann, sondern an die Konstruktion der Schubumkehrvorrichtung angepasst werden muss. Hierdurch ergibt sich im Vorwärtsschubbetrieb ein nicht unerheblicher Leistungsverlust. From EP 1 852 595 A2 a thrust reverser is known in which thrust reverser elements are displaced in a linear, inclined path so as to seal between the core engine cowling and the thrust reverser at the point at which the diameter of the bypass channel (annulus) is greatest is. It proves to be disadvantageous that the geometry of the walls of the bypass channel can not be optimally formed, but must be adapted to the construction of the thrust reverser. This results in the forward thrust operation a significant power loss.
Die US 3,915,415 beschreibt eine Schubumkehrvorrichtung, bei welcher im Strömungskanal ein sehr umfänglicher Hebelmechanismus bzw. Antriebsmechanismus vorhanden ist, der die Durchströmung stört und deshalb den Wirkungsgrad erheblich senkt. US 3,915,415 describes a thrust reverser in which a very extensive lever mechanism or drive mechanism is present in the flow channel, which disturbs the flow and therefore significantly reduces the efficiency.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Fluggasturbinen- schubumkehrvornchtung der eingangs genannten Art zu schaffen, welche bei einfachem Aufbau und einfacher, kostengünstiger Herstellbarkeit einen hohen Wirkungsgrad aufweist und für unterschiedliche Geometrien von Fluggasturbinen einsetzbar ist. Erfindungsgemäß wird die Aufgabe durch die Merkmalskombination des Anspruchs 1 gelöst, die Unteransprüche zeigen weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung. The invention has for its object to provide a Fluggasturbinen- schubumkehrvornchtung of the type mentioned, which has a high efficiency with a simple design and simple, cost-effective manufacturability and can be used for different geometries of aircraft gas turbines. According to the invention the object is achieved by the combination of features of claim 1, the dependent claims show further advantageous embodiments of the invention.
Erfindungsgemäß ist somit vorgesehen, dass der hintere Bereich der Triebwerksverkleidung in Form von zumindest zwei Schubumkehrtüren ausgebildet ist, welche in einer, bezogen auf eine Mittelachse des Triebwerks, bogenförmigen Bahn bewegbar sind, wobei in der Vorwärtsschubposition der Nebenstromkanal vollständig freigegeben ist und in der Schubumkehrposition eine Abströmkante der Schubumkehrtüren gegen eine Verkleidung des Kerntriebwerks anliegt. According to the invention, it is thus provided that the rear region of the engine cowling is designed in the form of at least two thrust reverser doors which are movable in an arcuate path with respect to a central axis of the engine, wherein in the forward thrust position the bypass duct is completely released and in the thrust reversing position Trailing edge of the thrust reverser doors abuts against a lining of the core engine.
Die Erfindung zeichnet sich durch eine Reihe erheblicher Vorteile aus. Zunächst ermöglicht die erfindungsgemäße Konstruktion, dass auf die Anordnung von Antriebselementen oder Ähnlichem für die Schubumkehrvorrichtung, welche im Nebenstromkanal angeordnet werden müssten (siehe Stand der Technik) vollständig verzichtet werden kann. Hierdurch ergibt sich die Möglichkeit einer optimierten Durchströmung des Nebenstromkanals. The invention is characterized by a number of significant advantages. First, the construction according to the invention makes it possible to completely dispense with the arrangement of drive elements or the like for the thrust reverser, which would have to be arranged in the bypass duct (see prior art). This results in the possibility of optimized flow through the bypass duct.
Da weiterhin die Abströmkante der Schubumkehrtüren, d.h., die in Strömungsrichtung hintere Kante dichtend gegen die Verkleidung des Kerntriebwerks anliegt, ist es möglich, den Strömungsquerschnitt des Nebenstromkanals strömungstechnisch zu optimieren. Auf Einschränkungen hinsichtlich der optimalen Ausgestaltung im Hinblick auf die Schubumkehrvorrichtung kann erfindungsgemäß verzichtet werden. Somit lassen die sich aus dem Stand der Technik bekannten Nachteile vollständig vermeiden. In besonders günstiger Weiterbildung der Erfindung ist vorgesehen, dass die Abströmkante der Schubumkehrtüren in der Schubumkehrposition im hinteren Bereich des Nebenstromkanals gegen die Verkleidung des Kerntriebwerks anliegt. Somit erfolgt eine Abdichtung am hinteren Endbereich des Nebenstromkanals. Dabei ist es besonders günstig, wenn die Abströmkante der Schubumkehrtüren dreidimensional oder bogenförmig geformt ist, um eine dichte Anlage an den Düsenaustrittsbereich des Nebenstromkanals zu gewährleisten. Further, since the trailing edge of the thrust reverser doors, that is, the downstream end edge sealingly abuts against the lining of the core engine, it is possible to fluidly optimize the flow cross section of the bypass channel. Restrictions on the optimal design with regard to the thrust reverser can be dispensed with according to the invention. Thus, the disadvantages known from the prior art can be completely avoided. In a particularly favorable development of the invention, it is provided that the trailing edge of the thrust reverser doors rests against the cladding of the core engine in the thrust reverser position in the rear region of the bypass duct. Thus, a seal is made at the rear end of the bypass channel. It is particularly advantageous if the trailing edge of the thrust reverser doors is formed three-dimensional or arcuate in order to ensure a tight contact with the nozzle exit region of the bypass channel.
Weiterhin ist es besonders günstig, wenn die Abströmkante der Schubumkehrtüren im Bereich des geringsten Durchmessers der das Kerntriebwerk umschließenden Verkleidung in der Schubumkehrposition abdichtet. Somit verbleibt der restliche Querschnitt des Nebenstromkanals unbeeinflusst von der Schubumkehrvorrichtung, so dass es insbesondere möglich ist, den radial mit einem größeren Durchmesser versehenen Bereich des Nebenstromkanals (Anulus) strömungszuoptimieren. Furthermore, it is particularly advantageous if the trailing edge of the thrust reverser doors in the region of the smallest diameter of the core engine enclosing Seals trim in the thrust reverser position. Thus, the remaining cross-section of the bypass channel remains unaffected by the thrust reverser, so that it is in particular possible to optimize the flow radially provided with a larger diameter portion of the bypass channel (annulus).
Ein weiterer Vorteil der erfindungsgemäßen Ausgestaltung liegt darin, dass nur kurze Verschiebewege für die Schubumkehrtüren erforderlich sind. Auch hierin unterscheidet sich die Erfindung vom Stand der Technik. Bevorzugt ist es weiterhin, wenn ein Bewegungsmechanismus für die Schubumkehrtüren in der radial äußeren Triebwerksverkleidung angeordnet ist. Hierdurch wird die Durchströmung des Nebenstromkanals nicht beeinträchtigt (siehe oben). Der Bewegungsmechanismus kann bevorzugt einen Schienenmechanismus, ähnlich einer Teleskopschiene oder Ähnliches, umfassen. Hierdurch ist es möglich, den Bewegungsmechanismus einfach und robust auszugestalten. Durch die Unterbringung des Bewegungsmechanismus in der äußeren Triebwerksverkleidung ist dessen Zugänglichkeit, beispielsweise zur Montage und zu Wartungsarbeiten, besonders einfach gegeben. Die Bewegungsbahn der Schubumkehrtüren ist jeweils im Wesentlichen bogenförmig, es sind jedoch auch andere komplexe ähnliche Bewegungsbahnen möglich. Another advantage of the embodiment of the invention is that only short displacement paths for the thrust reverser doors are required. Again, the invention differs from the prior art. It is furthermore preferred if a movement mechanism for the thrust reverser doors is arranged in the radially outer engine cowling. As a result, the flow through the bypass channel is not affected (see above). The moving mechanism may preferably include a rail mechanism similar to a telescopic rail or the like. This makes it possible to design the movement mechanism simple and robust. By accommodating the movement mechanism in the outer engine cowling whose accessibility, for example, for installation and maintenance, particularly easy. The trajectory of the thrust reverser doors is each substantially arcuate, but other complex similar trajectories are possible.
Erfindungsgemäß ergibt sich somit eine vereinfachte Konstruktion, welche auch hinsichtlich des geringeren Gewichts erhebliche Vorteile bringt. According to the invention thus results in a simplified construction, which also brings considerable advantages in terms of lower weight.
Im Folgenden wird die Erfindung anhand eines Ausführungsbeispiels in Verbindung mit der Zeichnung beschrieben. Dabei zeigt: In the following the invention will be described by means of an embodiment in conjunction with the drawing. Showing:
Fig. 1 zeigt eine schematische Darstellung eines Gasturbinentriebwerks gemäß der vorliegenden Erfindung, 1 shows a schematic representation of a gas turbine engine according to the present invention,
Fig. 2 eine vereinfachte Schnittdarstellung eines erfindungsgemäßen Fig. 2 is a simplified sectional view of an inventive
Ausführungsbeispiels in der Vorwärtsschubposition bzw. in der Schubumkehrposition. Das Gasturbinentriebwerk 10 gemäß Fig. 1 ist ein Beispiel einer Turbomaschine, bei der die Erfindung Anwendung finden kann. Aus dem Folgenden wird jedoch klar, dass die Erfindung auch bei anderen Turbomaschinen verwendet werden kann. Das Triebwerk 10 ist in herkömmlicher Weise ausgebildet und umfasst in Strömungsrichtung hintereinander einen Lufteinlass 1 1 , einen in einem Gehäuse umlaufenden Fan 12, einen Zwischendruckkompressor 13, einen Hochdruckkompressor 14, Brennkammern 15, eine Hochdruckturbine 16, eine Zwischendruckturbine 17 und eine Niederdruckturbine 18 sowie eine Abgasdüse 19, die sämtlich um eine zentrale Triebwerksachse 1 angeordnet sind. Embodiment in the forward thrust position or in the thrust reverser position. The gas turbine engine 10 of FIG. 1 is an example of a turbomachine to which the invention may apply. However, it will be understood from the following that the invention can be used with other turbomachinery as well. The engine 10 is formed in a conventional manner and comprises in the flow direction in succession an air inlet 1 1, a circulating in a housing fan 12, an intermediate pressure compressor 13, a high pressure compressor 14, combustors 15, a high pressure turbine 16, an intermediate pressure turbine 17 and a low pressure turbine 18 and a Exhaust nozzle 19, which are all arranged around a central engine axis 1.
Der Zwischendruckkompressor 13 und der Hochdruckkompressor 14 umfassen jeweils mehrere Stufen, von denen jede eine in Umfangsrichtung verlaufende Anordnung fester stationärer Leitschaufeln 20 aufweist, die allgemein als Statorschaufeln bezeichnet werden und die radial nach innen vom Triebwerksgehäuse 21 in einem ringförmigen Strömungskanal durch die Kompressoren 13, 14 vorstehen. Die Kompressoren weisen weiter eine Anordnung von Kompressorlaufschaufeln 22 auf, die radial nach außen von einer drehbaren Trommel oder Scheibe 26 vorstehen, die mit Naben 27 der Hochdruckturbine 16 bzw. der Zwischendruckturbine 17 gekoppelt sind. The intermediate pressure compressor 13 and the high pressure compressor 14 each include a plurality of stages, each of which includes a circumferentially extending array of fixed stationary vanes 20, commonly referred to as stator vanes, that radially inwardly from the engine casing 21 in an annular flow passage through the compressors 13, 14 protrude. The compressors further include an array of compressor blades 22 projecting radially outward from a rotatable drum or disc 26 coupled to hubs 27 of high pressure turbine 16 and intermediate pressure turbine 17, respectively.
Die Turbinenabschnitte 16, 17, 18 weisen ähnliche Stufen auf, umfassend eine Anordnung von festen Leitschaufeln 23, die radial nach innen vom Gehäuse 21 in den ringförmigen Strömungskanal durch die Turbinen 16, 17, 18 vorstehen, und eine nachfolgende Anordnung von Turbinenschaufeln 24, die nach außen von einer drehbaren Nabe 27 vorstehen. Die Kompressortrommel oder Kompressorscheibe 26 und die darauf angeordneten Schaufeln 22 sowie die Turbinenrotornabe 27 und die darauf angeordneten Turbinenlaufschaufeln 24 drehen sich im Betrieb um die Triebwerksachse 1. Weiterhin zeigt die Fig. 1 einen Nebenstromkanal 29. Dieser ist in Fig. 1 in schematischer Weise mit einer geringeren axialen Länge als ein Kerntriebwerk 30 dargestellt. Es versteht sich, dass sich der Nebenstromkanal 29 auch über im Wesentlichen die gesamte Länge des Kerntriebwerks 30 erstrecken kann, so dass dessen Verkleidung 28 (nacelle) eine axial größere Länge haben kann, als in Fig. 1 dargestellt. Die Fig. 2 zeigt schematisch ein Ausführungsbeispiel der erfindungsgemäßenThe turbine sections 16, 17, 18 have similar stages, comprising an array of fixed vanes 23 projecting radially inward from the housing 21 into the annular flow passage through the turbines 16, 17, 18, and a downstream array of turbine blades 24 projecting outwardly from a rotatable hub 27. The compressor drum or compressor disk 26 and the blades 22 arranged thereon and the turbine rotor hub 27 and the turbine blades 24 arranged thereon rotate about the engine axis 1 during operation. Furthermore, FIG. 1 shows a bypass duct 29. This is schematically illustrated in FIG a smaller axial length than a core engine 30 shown. It is understood that the bypass duct 29 may extend over substantially the entire length of the core engine 30 so that its panel 28 (nacelle) may have an axially greater length than shown in FIG. Fig. 2 shows schematically an embodiment of the invention
Schubumkehrvorrichtung. Dabei zeigt die obere Bildhälfte der Fig. 2 dieThrust reverser. The upper half of FIG. 2 shows the
Schubumkehrposition, während die untere Bildhälfte der Fig. 2 die Vorwärtsschubposition darstellt. Thrust reverser position, while the lower half of FIG. 2 represents the forward thrust position.
Die Fig. 2 zeigt somit in vereinfachter Darstellung ein Kerntriebwerk 30 sowie den dieses umgebenden Nebenstromkanal 29, durch den in der Vorwärtsschubposition (untere Bildhälfte von Fig. 2) eine Nebenströmung 35 strömt. Die obere Bildhälfte der Fig. 2 zeigt eine umgelenkte Schubumkehrströmung 36. FIG. 2 thus shows, in a simplified representation, a core engine 30 and the bypass flow channel 29 surrounding it, through which a secondary flow 35 flows in the forward thrust position (lower half of FIG. 2). The upper half of FIG. 2 shows a deflected thrust reverser flow 36.
Der Nebenstromkanal 29 wird durch einen feststehenden Bereich der Verkleidung 28 (nacelle) umschlossen. Am in Strömungsrichtung hinteren Bereich der Verkleidung 28 sind zumindest zwei Schubumkehrtüren 31 gelagert, welche so von einer Vorwärtsschubposition in eine Schubumkehrposition verschiebbar sind, dass sich zumindest eine in Strömungsrichtung hintenliegende Abströmkante 33 der Schubumkehrtür 31 auf einer bogenförmigen Bahn 32 bewegt (gestrichelte Linie im oberen Bereich der Fig. 2). Hierdurch gelangt die Abströmkante 33 der Schubumkehrtür 31 in dichtende Anlage an einen Ausströmbereich der Kerntriebwerksverkleidung 34 (cold nozzle). The bypass duct 29 is enclosed by a fixed area of the panel 28 (nacelle). At least two thrust reverser doors 31, which are displaceable from a forward thrust position to a thrust reverser position, are mounted on the rear area of the fairing 28 in that at least one downstream trailing edge 33 of the thrust reverser door 31 moves on an arcuate path 32 (dashed line in the upper area Fig. 2). As a result, the trailing edge 33 of the thrust reverser door 31 comes into sealing contact with an outflow region of the core engine cowling 34 (cold nozzle).
Die Fig. 2 zeigt im Vergleich der oberen und der unteren Bildhälfte, dass die Abströmkante 33 an einem Endbereich gegen die Kerntriebwerksverkleidung 34 zur Anlage gebracht wird, in welcher der Durchmesser der Kerntriebwerksverkleidung 34 weitaus geringer ist, als am mittleren, durchmessergroßen Bereich der Kerntriebwerksverkleidung 34. FIG. 2 shows in comparison of the upper and the lower half of the image that the trailing edge 33 is brought into abutment against the core engine cowling 34 at an end region in which the diameter of the core cowl 34 is much smaller than at the central, large diameter portion of the core cowl 34 ,
In Fig. 2 wurde darauf verzichtet, Umlenkelemente, beispielsweise Kaskadenelemente, darzustellen, durch welche die Schubumkehrströmung 36 umgeleitet wird. Weiterhin wurde auf konstruktive Details der feststehenden Verkleidung 28 sowie der Schubumkehrtüren 31 verzichtet. Bezugszeichenliste: In FIG. 2, it has been dispensed with to represent deflection elements, for example cascade elements, through which the thrust reverser flow 36 is diverted. Furthermore, the structural details of the fixed panel 28 and the thrust reverser doors 31 has been omitted. LIST OF REFERENCE NUMBERS
1 Triebwerksachse / Mittelachse1 engine axle / central axle
10 Gasturbinentriebwerk 10 gas turbine engine
1 1 Lufteinlass  1 1 air intake
12 im Gehäuse umlaufender Fan 12 circulating fan in the housing
13 Zwischendruckkompressor13 intermediate pressure compressor
14 Hochdruckkompressor 14 high pressure compressor
15 Brennkammern  15 combustion chambers
16 Hochdruckturbine  16 high-pressure turbine
17 Zwischendruckturbine  17 intermediate pressure turbine
18 Niederdruckturbine  18 low-pressure turbine
19 Abgasdüse  19 exhaust nozzle
20 Leitschaufeln  20 vanes
21 Triebwerksgehäuse  21 engine case
22 Kompressorlaufschaufeln  22 compressor blades
23 Leitschaufeln  23 vanes
24 Turbinenschaufeln  24 turbine blades
26 Kompressortrommel oder -scheibe 26 Compressor drum or disc
27 Turbinenrotornabe 27 turbine rotor hub
28 Verkleidung (nacelle)  28 paneling (nacelle)
29 Nebenstromkanal  29 bypass channel
30 Kemtriebwerk  30 core engine
31 Schubumkehrtür  31 thrust reverser door
32 Bogenförmige Bahn  32 Arched track
33 Abströmkante  33 trailing edge
34 Kerntriebwerksverkleidung  34 core engine cowling
35 Nebenströmung  35 secondary flow
36 Schubumkehrströmung  36 thrust reverser flow

Claims

Patentansprüche  claims
Fluggasturbinenschubumkehrvorrichtung mit einem Triebwerk (10), mit einer radial äußeren Triebwerksverkleidung (28), welche zur Ausbildung eines Nebenstromkanals (29) ein Kerntriebwerk (30) zumindest teilweise umschließt, wobei ein hinterer Bereich der Triebwerksverkleidung (28) von einer geschlossenen Vorwärtsschubposition in eine nach hinten verschobene Schubumkehrposition verschiebbar ist, dadurch gekennzeichnet, dass der hintere Bereich der Triebwerksverkleidung (28) in Form von zumindest zwei Schubumkehrtüren (31) ausgebildet ist, welche in einer, bezogen auf eine Mittelachse (1) des Triebwerks, im Wesentlichen bogenförmigen Bahn (32) bewegbar sind, wobei in der Vorwärtsschubposition der Nebenstromkanal (29) vollständig freigegeben ist und in der Schubumkehrposition eine Abströmkante (33) der Schubumkehrtüren (31) gegen eine Verkleidung (34) des Kerntriebwerks (30) anliegt. An aircraft gas turbine thrust reverser comprising an engine (10) having a radially outer engine cowling (28) which at least partially encloses a core engine (30) to form a bypass duct (29), a rearward portion of the engine cowling (28) moving from a closed forward thrust position to a forward thrust position displaced rearwardly displaced thrust reversing position, characterized in that the rear region of the engine cowling (28) in the form of at least two thrust reverser doors (31) formed in a, relative to a central axis (1) of the engine, substantially arcuate path (32 ) are movable, wherein in the forward thrust position of the bypass duct (29) is fully released and in the thrust reversing position, a trailing edge (33) of the thrust reverser doors (31) against a lining (34) of the core engine (30).
Vorrichtung nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass die AbströmkanteApparatus according to claim 1, characterized in that the trailing edge
(33) in der Schubumkehrposition im hinteren Bereich des Nebenstromkanals (29) gegen die Verkleidung (34) des Kerntriebwerks (30) anliegt. (33) in the thrust reversing position in the rear region of the bypass duct (29) abuts against the lining (34) of the core engine (30).
Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Abströmkante (33) in der Schubumkehrposition im Bereich der Abströmkante der radial inneren, das Kerntriebwerk umschließenden Verkleidung (34) des Nebenstromkanals (29) anliegt. Apparatus according to claim 1 or 2, characterized in that the outflow edge (33) abuts in the thrust reversing position in the region of the trailing edge of the radially inner, the core engine enclosing panel (34) of the bypass channel (29).
Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Abströmkante (33) in der Schubumkehrposition im Bereich des geringsten Durchmessers der radial inneren, das Kerntriebwerk umschließenden VerkleidungDevice according to one of claims 1 to 3, characterized in that the trailing edge (33) in the thrust reversing position in the region of the smallest diameter of the radially inner, the core engine enclosing panel
(34) des Nebenstromkanals (29) anliegt. (34) of the bypass duct (29) is present.
Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass ein Bewegungsmechanismus der Schubumkehrtüren (31) in der radial äußeren Triebwerksverkleidung (28) angeordnet ist. Vorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass Bewegungsmechanismus zumindest einen Schienenmechanismus umfasst. Device according to one of claims 1 to 4, characterized in that a movement mechanism of the thrust reverser doors (31) in the radially outer engine cowl (28) is arranged. Apparatus according to claim 5, characterized in that the movement mechanism comprises at least one rail mechanism.
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