[go: up one dir, main page]

EP2084063A1 - Jet engine nacelle member - Google Patents

Jet engine nacelle member

Info

Publication number
EP2084063A1
EP2084063A1 EP07848291A EP07848291A EP2084063A1 EP 2084063 A1 EP2084063 A1 EP 2084063A1 EP 07848291 A EP07848291 A EP 07848291A EP 07848291 A EP07848291 A EP 07848291A EP 2084063 A1 EP2084063 A1 EP 2084063A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
nacelle
guide shaft
sleeve
guide
deicing device
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Withdrawn
Application number
EP07848291A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Guy Bernard Vauchel
Jean Paul René André Hogie
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Nacelles SAS
Original Assignee
Aircelle SA
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 SA filed Critical Aircelle SA
Publication of EP2084063A1 publication Critical patent/EP2084063A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings or cowlings
    • B64D29/06—Attaching of nacelles, fairings or cowlings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/54—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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B64D15/12—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by electric heating

Definitions

  • the present invention relates to a turbojet engine nacelle element, in particular a thrust reverser.
  • 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 generally has a tubular structure comprising an air inlet upstream of the turbojet engine, a median section intended to surround a fan of the turbojet engine, a downstream section housing a thrust reverser means and intended to surround the combustion chamber of the turbojet engine. , and is generally terminated by an ejection nozzle whose output is located downstream of the turbojet engine.
  • the modern nacelles are intended to house a turbofan engine capable of generating through the blades of the rotating fan a flow of hot air (also called primary flow) from the combustion chamber of the turbojet engine, and a flow of cold air (secondary flow) flowing outside the turbojet through an annular passage, also called vein, formed between a shroud of the turbojet engine and an inner wall of the nacelle.
  • the two air flows are ejected from the turbojet engine from the rear of the nacelle.
  • 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.
  • an inverter comprises displaceable movable covers, generally via sleeves or guides receiving a guide shaft, between, on the one hand, an extended position in which they open in the nacelle a passage intended for the deviated flow, and secondly, a position retraction in which they close this passage.
  • These covers can perform a deflection function or simply activation other means of deflection.
  • a thrust reverser is required to perform its function in a wide range of atmospheric conditions, especially at very high temperatures of up to 55 ° C.
  • frost or frost may still be present in the sleeves or guiding slides of the movable covers of the thrust reversers, and brake or block the actuation of the thrust reversers.
  • turbojet engine nacelle element comprising movable hoods pivoting or in translation relative to a fixed nacelle element structure.
  • the present invention aims to avoid these disadvantages, and consists of a turbojet engine nacelle element, comprising at least one movable cowl pivotally mounted or sliding in a substantially longitudinal direction of the nacelle, between an extended position and a closed position relative to to a fixed structure of the nacelle element, by means of at least one pivoting or translating guide sleeve receiving a guide shaft, and in which a heating electric defrosting device is arranged inside the the guide shaft, or forms an interface between the guide shaft and the guide sleeve.
  • the electric heating defrosting device is disposed on an interface sheath, in particular made of a material plastic or organic, and mounted on an inner wall of the guide sleeve.
  • the de-icing device is preferably disposed on a surface of the predetermined interface sleeve so as to be weakly solicited by the movement of the guide shaft in the sleeve.
  • the deicing device disposed inside the guide shaft, is connected to electrical supply means, provided at the fixed structure of the nacelle element, via an electrically conductive and elastically deformable element whose deformation aims to compensate for the displacement of the guide shaft relative to the fixed structure of the nacelle element.
  • the deicing device may comprise a metal or organic base.
  • the defrosting device comprises for example a reflective strip for concentrating the heat generated by the defrosting device between the guide shaft and the guide sleeve.
  • the activation of the defrosting device can be controlled according to a signal from a temperature or frost detector.
  • the activation of the deicing device is triggered automatically from the beginning of the thrust reversal.
  • the nacelle element may be a thrust reverser.
  • the activation of the deicing device can be triggered automatically from the beginning of the thrust reversal.
  • the nacelle element is for example a thrust reverser with grids in which the guide sleeve is a slide and the guide shaft is a slide.
  • FIG. 1 is a partial schematic cross-sectional view of a turbojet nacelle element element according to a first embodiment of the invention.
  • Figure 2 is an enlarged view of a detail of Figure 1.
  • Figure 3 is a partial longitudinal sectional view along the arrow III of Figure 2.
  • Figure 4 illustrates the structure of defrosting devices equipping the previous nacelle element.
  • Figure 5 is an enlarged view of a detail of Figure 2.
  • FIG. 6 represents a deicing device of FIG.
  • FIG. 7 is a view similar to Figure 2 of an alternative embodiment of the invention.
  • FIG. 8 represents a defrosting device of FIG. 7.
  • Figure 9 is a view similar to Figures 2 and 7 of another embodiment of the invention.
  • FIG. 10 is a partial view in longitudinal section along the arrow X of FIG. 9.
  • FIG. 1 represents an example of a turbojet engine nacelle element according to the invention, here produced in the form of a thrust reverser 1 to FIG. grids.
  • the thrust reverser 1 comprises, on the one hand, deflection grids (not shown) of a portion of an air flow of the turbojet engine (not shown) and on the other hand, two covers 2 movable in translation in a substantially longitudinal direction of the nacelle and adapted to pass alternately from a closed position, in which they provide the aerodynamic continuity of the nacelle and cover the deflection grids, at an opening position, in which they open a passage in the nacelle and discover the deflection grids.
  • Complementary locking doors activated by the sliding of the cowling 2, generally allow a closure of the vein downstream of the grids so as to optimize the reorientation of the cold flow.
  • the movable covers 2 are slidably mounted on load-bearing fittings 3 arranged in the lower and upper parts of a fixed structure of the inverter 1.
  • Each carrier fitting 3 comprises a substantially cylindrical primary guide slide 4 and designed to receive a primary guide slide 5 of a cover 2.
  • each cover 2 has a secondary guide rail 7 of substantially rectangular profile and adapted to receive a secondary guide slide 6 of the corresponding carrier fitting 3.
  • a heated electric defrosting device 9 is disposed on a sleeve 8 forming a interface between each slide 5 and the corresponding guiding slide 4.
  • the interface sheath 8 is made here of a material such as Teflon, and it is mounted on an inner wall of the guiding slide 4.
  • the electric defrosting device 9 comprises a wired metallic base (see FIG. 4) affixed on a reflective strip (not shown), and electrically connected at 11 to a power supply box (not shown) at an upstream fixed structure 10 of the inverter 1.
  • the reflective strip makes it possible to concentrate the heat generated by the deicing device 9 towards a zone between the slide 5 and its guide slide 4, and thus to save energy.
  • a second deicing device 13 similar to the device 9 presented above, is arranged on an interface sleeve 12 mounted on an inner wall of the secondary guide rail 7.
  • the interface sheaths 8 and 12 could also be integrated with the guide rails 4 and 7 corresponding.
  • the carrier fitting 103 comprises a primary guide rail 104 with a 'D' shaped profile open in its curved part.
  • the interface sleeve 108 has an identical profile and encloses a primary guide slide 105 having a complementary profile.
  • Figure 10 is a schematic view on which slide 204 has not been shown for clarity.
  • the defrosting device 209 is disposed on a tubular inner wall of the guide slide 205. As previously, the deicing device 209 is electrically connected, at 211, to a power supply box (not shown) at a structure fixed upstream 210 of the inverter 1.
  • this electrical connection is here carried out by means of an electrically conductive element 214 elastically deformable provided to ensure electrical continuity between the deicing device 209, which is now movable in translation since associated with the guide slider 205, and the power supply circuit 211, fixed on the upstream fixed structure 210 of the inverter 1.
  • the elastic deformation of the electrically conductive element 214 makes it possible to compensate for the positioning tolerances with the defrosting device 209 that is mobile in translation following the displacement. This embodiment does not require an interface sleeve since the defrosting device 209 here provides heating of the single slide 205.
  • the activation of the de-icing devices 9, 13, 109 or 209 may be systematic, especially from the beginning of the thrust reversal, and / or controlled (via an electronic control system). control and / or power of the inverter) according to a signal from a temperature or frost detector (not shown) in the environment of the corresponding slide 4, 7, 104 or 204.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Wind Motors (AREA)

Abstract

The invention relates to an nacelle member (1) comprising at least one mobile cowling (2) pivotally or slidably mounted in an essentially longitudinal direction of the nacelle, capable of displacement between an expanded position and a closed position relative to a fixed structure of the nacelle member (1) through at least one pivoting or translation guiding sleeve (4, 7) that receives a guiding shaft (5, 6). An electric heating de-icing device (9, 13) is provided inside the guiding shaft or defines an interface between the guiding shaft (5, 6) and the guiding sleeve (4, 7).

Description

Elément de nacelle de turboréacteur Turbofan nacelle element

La présente invention se rapporte à un élément de nacelle de turboréacteur, notamment un inverseur de poussée. 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.The present invention relates to a turbojet engine nacelle element, in particular a thrust reverser. 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.

Une nacelle présente généralement une structure tubulaire comprenant une entrée d'air en amont du turboréacteur, une section médiane destinée à entourer une soufflante du turboréacteur, une section aval 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 dont la sortie est située en aval du turboréacteur.A nacelle generally has a tubular structure comprising an air inlet upstream of the turbojet engine, a median section intended to surround a fan of the turbojet engine, a downstream section housing a thrust reverser means and intended to surround the combustion chamber of the turbojet engine. , and is generally terminated by an ejection nozzle whose output is located downstream of the turbojet engine.

Les nacelles modernes sont destinées à abriter un turboréacteur double flux apte à générer par l'intermédiaire des pâles de la soufflante en rotation un flux d'air chaud (également appelé flux primaire) issu de la chambre de combustion du turboréacteur, et un flux d'air froid (flux secondaire) qui circule à l'extérieur du turboréacteur à travers un passage annulaire, également appelé veine, formé entre un carénage du turboréacteur et une paroi interne de la nacelle. Les deux flux d'air sont éjectés du turboréacteur par l'arrière de la nacelle. 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 modern nacelles are intended to house a turbofan engine capable of generating through the blades of the rotating fan a flow of hot air (also called primary flow) from the combustion chamber of the turbojet engine, and a flow of cold air (secondary flow) flowing outside the turbojet through an annular passage, also called vein, formed between a shroud of the turbojet engine and an inner wall of the nacelle. The two air flows are ejected from the turbojet engine from the rear of the nacelle. 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 oeuvre pour réaliser cette réorientation du flux froid varient suivant le type d'inverseur. Cependant, dans tous les cas, la structure d'un inverseur comprend des capots mobiles déplaçables, en général par l'intermédiaire de manchons ou glissières recevant un arbre de guidage, 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.The means used to achieve this reorientation of the cold flow vary according to the type of inverter. However, in all cases, the structure of an inverter comprises displaceable movable covers, generally via sleeves or guides receiving a guide shaft, between, on the one hand, an extended position in which they open in the nacelle a passage intended for the deviated flow, and secondly, 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 poussée est appelé à remplir sa fonction dans une large gamme de conditions atmosphériques, notamment à de très températures pouvant atteindre moins 55°C.A thrust reverser is required to perform its function in a wide range of atmospheric conditions, especially at very high temperatures of up to 55 ° C.

En cas de décollage avorté d'un avion, par exemple, c'est-à-dire lorsque le pilote doit atterrir en urgence à peine le décollage commencé, le système d'actionnement des inverseurs de poussée doit pouvoir être actionné d'urgence sans attendre une stabilisation thermique de l'ensemble de la nacelle par la chaleur produite par chaque turboréacteur.In the event of an aborted take-off of an aircraft, for example, that is to say when the pilot has to land in an emergency just after take-off has begun, the actuation system of the thrust reversers must be able to be activated urgently without expect a thermal stabilization of the entire nacelle by the heat produced by each turbojet engine.

Dans ces conditions, du givre ou du gel peut être encore présent dans les manchons ou glissières de guidage des capots mobiles des inverseurs de poussée, et freiner voire bloquer l'actionnement des inverseurs de poussée.Under these conditions, frost or frost may still be present in the sleeves or guiding slides of the movable covers of the thrust reversers, and brake or block the actuation of the thrust reversers.

De façon générale, on peut être confronté aux mêmes difficultés avec tout type d'élément de nacelle de turboréacteur comportant des capots mobiles en pivotement ou en translation par rapport à une structure fixe d'élément de nacelle. La présente invention vise à éviter ces inconvénients, et consiste pour cela en un élément de nacelle de turboréacteur, comprenant au moins un capot mobile monté pivotant ou coulissant selon une direction sensiblement longitudinale de la nacelle, entre une position déployée et une position fermée par rapport à une structure fixe de l'élément de nacelle, par l'intermédiaire d'au moins un manchon de guidage en pivotement ou en translation recevant un arbre de guidage, et dans lequel un dispositif de dégivrage électrique chauffant est disposé à l'intérieur de l'arbre de guidage, ou forme une interface entre l'arbre de guidage et le manchon de guidage.In general, one can be confronted with the same difficulties with any type of turbojet engine nacelle element comprising movable hoods pivoting or in translation relative to a fixed nacelle element structure. The present invention aims to avoid these disadvantages, and consists of a turbojet engine nacelle element, comprising at least one movable cowl pivotally mounted or sliding in a substantially longitudinal direction of the nacelle, between an extended position and a closed position relative to to a fixed structure of the nacelle element, by means of at least one pivoting or translating guide sleeve receiving a guide shaft, and in which a heating electric defrosting device is arranged inside the the guide shaft, or forms an interface between the guide shaft and the guide sleeve.

L'environnement confiné et les jeux entre manchon et arbre de guidage ne permettent pas au givre de former une épaisse couche. De ce fait, un chauffage de courte durée à proximité de la zone de givre peut rapidement transformer le givre en eau pour permettre le déplacement du capot mobile dans des conditions de manœuvre normale.The confined environment and the gaps between sleeve and guide shaft do not allow frost to form a thick layer. As a result, short-term heating near the frost zone can quickly turn frost into water to allow the moving hood to move under normal operating conditions.

Selon une possibilité, le dispositif de dégivrage électrique chauffant est disposé sur un fourreau d'interface, notamment réalisé dans une matière plastique ou organique, et monté sur une paroi interne du manchon de guidage.According to one possibility, the electric heating defrosting device is disposed on an interface sheath, in particular made of a material plastic or organic, and mounted on an inner wall of the guide sleeve.

Dans ce cadre, le dispositif de dégivrage est de préférence disposé sur une surface du fourreau d'interface prédéterminée de manière à être faiblement sollicitée par le mouvement de l'arbre de guidage dans le manchon.In this context, the de-icing device is preferably disposed on a surface of the predetermined interface sleeve so as to be weakly solicited by the movement of the guide shaft in the sleeve.

Selon une autre possibilité, le dispositif de dégivrage, disposé à l'intérieur de l'arbre de guidage, est relié à des moyens d'alimentation électrique, prévus au niveau de la structure fixe de l'élément de nacelle, par l'intermédiaire d'un élément électriquement conducteur et élastiquement déformable dont la déformation vise à compenser le déplacement de l'arbre de guidage par rapport à la structure fixe de l'élément de nacelle.According to another possibility, the deicing device, disposed inside the guide shaft, is connected to electrical supply means, provided at the fixed structure of the nacelle element, via an electrically conductive and elastically deformable element whose deformation aims to compensate for the displacement of the guide shaft relative to the fixed structure of the nacelle element.

Le dispositif de dégivrage peut comprendre une base métallique ou organique.The deicing device may comprise a metal or organic base.

Le dispositif de dégivrage comprend par exemple un feuillard réfléchissant en vue de concentrer la chaleur dégagée par le dispositif de dégivrage entre l'arbre de guidage et le manchon de guidage.The defrosting device comprises for example a reflective strip for concentrating the heat generated by the defrosting device between the guide shaft and the guide sleeve.

L'activation du dispositif de dégivrage peut être commandée en fonction d'un signal provenant d'un détecteur de température ou de givre.The activation of the defrosting device can be controlled according to a signal from a temperature or frost detector.

De manière avantageuse, l'activation du dispositif de dégivrage est déclenchée automatiquement dès le début de l'inversion de poussée.Advantageously, the activation of the deicing device is triggered automatically from the beginning of the thrust reversal.

L'élément de nacelle peut être un inverseur de poussée.The nacelle element may be a thrust reverser.

En ce cas, l'activation du dispositif de dégivrage peut être déclenchée automatiquement dès le début de l'inversion de poussée.In this case, the activation of the deicing device can be triggered automatically from the beginning of the thrust reversal.

L'élément de nacelle est par exemple un inverseur de poussée à grilles dans lequel le manchon de guidage est une glissière et l'arbre de guidage est un coulisseau.The nacelle element is for example a thrust reverser with grids in which the guide sleeve is a slide and the guide shaft is a slide.

La mise en œuvre de l'invention sera mieux comprise à l'aide de la description détaillée exposée ci-dessous en regard du dessin annexé.The implementation of the invention will be better understood with the aid of the detailed description given below with reference to the appended drawing.

La figure 1 est une vue schématique partielle en coupe transversale d'un élément de nacelle de turboréacteur selon une première forme de réalisation de l'invention.FIG. 1 is a partial schematic cross-sectional view of a turbojet nacelle element element according to a first embodiment of the invention.

La figure, 2 est une vue agrandie d'un détail de la figure 1.Figure 2 is an enlarged view of a detail of Figure 1.

La figure 3 est une vue partielle en coupe longitudinale selon la flèche III de la figure 2. La figure 4 illustre la structure de dispositifs de dégivrage équipant l'élément de nacelle précédent. La figure 5 est une vue encore agrandie d'un détail de la figure 2.Figure 3 is a partial longitudinal sectional view along the arrow III of Figure 2. Figure 4 illustrates the structure of defrosting devices equipping the previous nacelle element. Figure 5 is an enlarged view of a detail of Figure 2.

La figure 6 représente un dispositif de dégivrage de la figure 5.FIG. 6 represents a deicing device of FIG.

La figure 7 est une vue analogue à la figure 2 d'une variante de réalisation de l'invention. La figure 8 représente un dispositif de dégivrage de la figure 7.Figure 7 is a view similar to Figure 2 of an alternative embodiment of the invention. FIG. 8 represents a defrosting device of FIG. 7.

La figure 9 est une vue analogue aux figures 2 et 7 d'une autre variante de réalisation de l'invention.Figure 9 is a view similar to Figures 2 and 7 of another embodiment of the invention.

La figure 10 est une vue partielle en coupe longitudinale selon la flèche X de la figure 9. La figure 1 représente un exemple d'élément de nacelle de turboréacteur selon l'invention, ici réalisé sous la forme d'un inverseur de poussée 1 à grilles.FIG. 10 is a partial view in longitudinal section along the arrow X of FIG. 9. FIG. 1 represents an example of a turbojet engine nacelle element according to the invention, here produced in the form of a thrust reverser 1 to FIG. grids.

De manière connue en soi et non détaillée ci-après, l'inverseur de poussée 1 comprend, d'une part, des grilles de déviation (non représentées) d'une partie d'un flux d'air du turboréacteur (non représenté), et d'autre part, deux capots 2 mobiles en translation selon une direction sensiblement longitudinale de la nacelle et aptes à passer alternativement d'une position de fermeture, dans laquelle ils assurent la continuité aérodynamique de la nacelle et couvrent les grilles de déviation, à une position d'ouverture, dans laquelle ils ouvrent un passage dans la nacelle et découvrent les grilles de déviation.In a manner known per se and not detailed below, the thrust reverser 1 comprises, on the one hand, deflection grids (not shown) of a portion of an air flow of the turbojet engine (not shown) and on the other hand, two covers 2 movable in translation in a substantially longitudinal direction of the nacelle and adapted to pass alternately from a closed position, in which they provide the aerodynamic continuity of the nacelle and cover the deflection grids, at an opening position, in which they open a passage in the nacelle and discover the deflection grids.

Des portes de blocage (non représentées) complémentaires, activées par le coulissement du capotage 2, permettent généralement une fermeture de la veine en aval des grilles de manière à optimiser la réorientation du flux froid. Comme illustré plus clairement sur la figure 2, les capots mobiles 2 sont montés coulissants sur des ferrures porteuses 3 disposées en parties inférieure et supérieure d'une structure fixe de l'inverseur 1.Complementary locking doors (not shown), activated by the sliding of the cowling 2, generally allow a closure of the vein downstream of the grids so as to optimize the reorientation of the cold flow. As illustrated more clearly in FIG. 2, the movable covers 2 are slidably mounted on load-bearing fittings 3 arranged in the lower and upper parts of a fixed structure of the inverter 1.

Chaque ferrure porteuse 3 comporte une glissière de guidage primaire 4 sensiblement cylindrique et prévue pour recevoir un coulisseau de guidage primaire 5 d'un capot 2.Each carrier fitting 3 comprises a substantially cylindrical primary guide slide 4 and designed to receive a primary guide slide 5 of a cover 2.

Parallèlement, chaque capot 2 présente une glissière de guidage secondaire 7 de profil sensiblement rectangulaire et prévue pour recevoir un coulisseau de guidage secondaire 6 de la ferrure porteuse 3 correspondante.Meanwhile, each cover 2 has a secondary guide rail 7 of substantially rectangular profile and adapted to receive a secondary guide slide 6 of the corresponding carrier fitting 3.

Comme indiqué plus clairement sur les figures 3 et 4, un dispositif de dégivrage électrique chauffant 9 est disposé sur un fourreau 8 formant une interface entre chaque coulisseau 5 et la glissière de guidage 4 correspondante.As indicated more clearly in FIGS. 3 and 4, a heated electric defrosting device 9 is disposed on a sleeve 8 forming a interface between each slide 5 and the corresponding guiding slide 4.

Le fourreau d'interface 8 est réalisé ici dans un matériau tel que du Téflon, et il est monté sur une paroi interne de la glissière de guidage 4. Le dispositif de dégivrage électrique chauffant 9 comprend une base métallique filaire (voir figure 4) apposée sur un feuillard réfléchissant (non représenté), et reliée électriquement en 11 à un boîtier d'alimentation électrique (non représenté) au niveau d'une structure fixe amont 10 de l'inverseur 1.The interface sheath 8 is made here of a material such as Teflon, and it is mounted on an inner wall of the guiding slide 4. The electric defrosting device 9 comprises a wired metallic base (see FIG. 4) affixed on a reflective strip (not shown), and electrically connected at 11 to a power supply box (not shown) at an upstream fixed structure 10 of the inverter 1.

Le feuillard réfléchissant permet de concentrer la chaleur dégagée par le dispositif de dégivrage 9 vers une zone entre le coulisseau 5 et sa glissière de guidage 4, et ainsi d'économiser de l'énergie.The reflective strip makes it possible to concentrate the heat generated by the deicing device 9 towards a zone between the slide 5 and its guide slide 4, and thus to save energy.

Comme il ressort des figures 5 et 6, un second dispositif de dégivrage 13, analogue au dispositif 9 présenté ci-dessus, est disposé sur un fourreau 12 d'interface monté sur une paroi interne de la glissière de guidage secondaire 7.As is apparent from FIGS. 5 and 6, a second deicing device 13, similar to the device 9 presented above, is arranged on an interface sleeve 12 mounted on an inner wall of the secondary guide rail 7.

Les fourreaux d'interface 8 et 12 pourraient aussi être intégrés aux glissières de guidage 4 et 7 correspondantes.The interface sheaths 8 and 12 could also be integrated with the guide rails 4 and 7 corresponding.

Dans la forme de réalisation illustrée sur les figures 7 et 8, la ferrure porteuse 103 comporte une glissière de guidage primaire 104 de profil en forme de 'D' ouvert dans sa partie bombée. Le fourreau d'interface 108 présente un profil identique et il enserre un coulisseau de guidage primaire 105 présentant un profil complémentaire.In the embodiment illustrated in FIGS. 7 and 8, the carrier fitting 103 comprises a primary guide rail 104 with a 'D' shaped profile open in its curved part. The interface sleeve 108 has an identical profile and encloses a primary guide slide 105 having a complementary profile.

Les régions de la glissière 104 les plus sollicitées par le coulisseauThe regions of the slide 104 most stressed by the slider

105 en translation sont les deux ailes courbes situées de part et d'autre de l'ouverture du profil en 'D' de la glissière 104, tandis que la surface arrière plane de la glissière 104 est faiblement, voire non sollicitée par le coulisseau105 in translation are the two curved wings located on either side of the opening of the profile in 'D' of the slideway 104, while the flat rear surface of the slideway 104 is weakly or not solicited by the slide

105.105.

La partie rectiligne (la barre verticale du 'D') du profil du fourreau 108 est ainsi également peu sollicitée durant le coulissement d du coulisseau 105. Le dispositif électrique chauffant de dégivrage 109 est donc déposé sur cette surface plane du fourreau 108 peu sujette à l'usure (voir figure 8). Cette surface plane est suffisamment importante pour assurer un chauffage suffisant, et elle facilite, de par sa forme, la dépose du dispositif de dégivrage 109 sur le fourreau 108. Les figures 9 et 10 illustrent une autre variante de réalisation de l'invention, dans laquelle, un dispositif de dégivrage électrique chauffant 209 est directement intégré dans un coulisseau de guidage primaire 205 du capot.The rectilinear part (the vertical bar of the 'D') of the profile of the sheath 108 is thus also little solicited during the sliding d of the slider 105. The electric defrosting heater device 109 is thus deposited on this flat surface of the sheath 108 which is slightly subject to wear (see Figure 8). This flat surface is sufficiently large to ensure sufficient heating, and it facilitates, by its shape, the removal of the deicing device 109 on the sheath 108. Figures 9 and 10 illustrate another alternative embodiment of the invention, wherein, an electric defrosting device 209 is directly integrated in a primary guide slide 205 of the cover.

Il est à noter que la figure 10 est une vue schématique sur laquelle la glissière 204 n'a pas été représentée pour plus de clarté.It should be noted that Figure 10 is a schematic view on which slide 204 has not been shown for clarity.

Le dispositif de dégivrage 209 est disposé sur une paroi intérieure tubulaire du coulisseau de guidage 205. Comme précédemment, le dispositif de dégivrage 209 est relié électriquement, en 211 , à un boîtier d'alimentation électrique (non représenté) au niveau d'une structure fixe amont 210 de l'inverseur 1.The defrosting device 209 is disposed on a tubular inner wall of the guide slide 205. As previously, the deicing device 209 is electrically connected, at 211, to a power supply box (not shown) at a structure fixed upstream 210 of the inverter 1.

Toutefois, cette liaison électrique est ici réalisée par l'intermédiaire d'un élément électriquement conducteur 214 élastiquemeht déformable prévu pour assurer une continuité électrique entre le dispositif de dégivrage 209, lequel est désormais mobile en translation puisque associé au coulisseau de guidage 205, et le circuit d'alimentation électrique 211 , fixe sur la structure fixe amont 210 de l'inverseur 1.However, this electrical connection is here carried out by means of an electrically conductive element 214 elastically deformable provided to ensure electrical continuity between the deicing device 209, which is now movable in translation since associated with the guide slider 205, and the power supply circuit 211, fixed on the upstream fixed structure 210 of the inverter 1.

La déformation élastique de l'élément électriquement conducteur 214 permet de compenser les tolérances de positionnement avec le dispositif de dégivrage 209 mobile en translation suivant le déplacement. Cette forme de réalisation ne nécessite pas de fourreau d'interface puisque le dispositif de dégivrage 209 assure ici un chauffage du seul coulisseau 205.The elastic deformation of the electrically conductive element 214 makes it possible to compensate for the positioning tolerances with the defrosting device 209 that is mobile in translation following the displacement. This embodiment does not require an interface sleeve since the defrosting device 209 here provides heating of the single slide 205.

Dans toutes les formes de réalisation évoquées ci-dessus, l'activation des dispositifs de dégivrage 9, 13, 109 ou 209 peut être systématique, notamment dès le début de l'inversion de poussée, et/ou commandée (via un système électronique de commande et/ou de puissance de l'inverseur) en fonction d'un signal provenant d'un détecteur de température ou de givre (non représenté) dans l'environnement de la glissière correspondante 4, 7, 104 ou 204. Bien que l'invention ait été décrite avec des exemples particuliers de réalisation, il est bien évident qu'elle n'y est nullement limitée et qu'elle comprend tous les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention. In all the embodiments mentioned above, the activation of the de-icing devices 9, 13, 109 or 209 may be systematic, especially from the beginning of the thrust reversal, and / or controlled (via an electronic control system). control and / or power of the inverter) according to a signal from a temperature or frost detector (not shown) in the environment of the corresponding slide 4, 7, 104 or 204. Although the invention has been described with particular examples of embodiment, it is obvious that it is in no way limited and that it includes all the technical equivalents of the means described and their combinations if they fall within the scope of the invention.

Claims

REVENDICATIONS 1. Elément de nacelle (1) de turboréacteur, comprenant au moins un capot mobile (2) monté pivotant ou coulissant selon une direction sensiblement longitudinale de la nacelle, entre une position déployée et une position fermée par rapport à une structure fixe de l'élément de nacelle (1), par l'intermédiaire d'au moins un manchon de guidage en pivotement ou en translation (4, 7; 104; 204) recevant un arbre de guidage (5, 6; 105, 106; 205, 206), caractérisé en ce qu'un dispositif de dégivrage électrique chauffant (9,A nacelle element (1) of a turbojet, comprising at least one movable cowl (2) pivotally or sliding in a substantially longitudinal direction of the nacelle, between an extended position and a closed position with respect to a fixed structure of the nacelle element (1), via at least one pivoting or translational guide sleeve (4, 7; 104; 204) receiving a guide shaft (5, 6; 105, 106; 205, 206 ), characterized in that a heating electric defrosting device (9, 13; 109; 209) est disposé à l'intérieur de l'arbre de guidage (205, 206), ou forme une interface entre l'arbre de guidage (5, 6; 105, 106) et le manchon de guidage (4, 7; 104).13; 109; 209) is disposed within the guide shaft (205, 206), or forms an interface between the guide shaft (5, 6; 105, 106) and the guide sleeve (4, 7; ). 2. Elément de nacelle (1) selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le dispositif de dégivrage (9, 13; 109) est disposé sur un fourreau d'interface (8, 12; 108), notamment réalisé dans une matière plastique ou organique, et monté sur une paroi interne du manchon de guidage (4, 7; 104).Platform element (1) according to Claim 1, characterized in that the deicing device (9, 13; 109) is arranged on an interface sleeve (8, 12; 108), in particular made of a plastic material. or organic, and mounted on an inner wall of the guide sleeve (4, 7; 104). 3. Elément de nacelle (1) selon la revendication 2, caractérisé en ce que le dispositif de dégivrage (109) est disposé sur une surface du fourreau d'interface (108) prédéterminée de manière à être faiblement sollicitée par le mouvement de l'arbre de guidage (105) dans le manchon (104).Platform element (1) according to claim 2, characterized in that the de-icing device (109) is arranged on a surface of the interface sleeve (108) predetermined so as to be weakly solicited by the movement of the guide shaft (105) in the sleeve (104). 4. Elément de nacelle (1) selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le dispositif de dégivrage (209), disposé à l'intérieur de l'arbre de guidage (205), est relié à des moyens d'alimentation électrique (211), prévus au niveau de la structure fixe (210) de l'élément de nacelle (1), par l'intermédiaire d'un élément électriquement conducteur et élastiquement déformable (214).Nacelle element (1) according to Claim 1, characterized in that the deicing device (209), arranged inside the guide shaft (205), is connected to electrical supply means ( 211), provided at the fixed structure (210) of the nacelle element (1), via an electrically conductive and elastically deformable element (214). 5. Elément de nacelle (1) selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que le dispositif de dégivrage (9, 13; 109; 209) comprend une base métallique ou organique. Nacelle element (1) according to one of claims 1 to 4, characterized in that the deicing device (9, 13; 109; 209) comprises a metal or organic base. 6. Elément de nacelle (1) selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que le dispositif de dégivrage (9, 13; 109; 209) comprend un feuillard réfléchissant en vue de concentrer la chaleur dégagée par le dispositif de dégivrage entre l'arbre de guidage (5, 6; 105, 106; 205, 206) et le manchon de guidage (4, 7; 104; 204).Platform element (1) according to one of Claims 1 to 5, characterized in that the deicing device (9, 13; 109; 209) comprises a reflective strip for concentrating the heat released by the cooling device. defrosting between the guide shaft (5, 6; 105, 106, 205, 206) and the guide sleeve (4, 7; 104; 204). 7. Elément de nacelle (1) selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que l'activation du dispositif de dégivrage (9, 13; 109; 209) est commandée en fonction d'un signal provenant d'un détecteur de température ou de givre.Platform element (1) according to one of claims 1 to 6, characterized in that the activation of the deicing device (9, 13; 109; 209) is controlled according to a signal from a temperature or frost detector. 8. Elément de nacelle (1) selon l'une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que l'élément de nacelle est un inverseur de poussée (1).Nacelle element (1) according to one of claims 1 to 7, characterized in that the nacelle element is a thrust reverser (1). 9. Elément de nacelle (1) selon la revendication 8, caractérisé en ce que l'activation du dispositif de dégivrage (9, 13; 109; 209) est déclenchée automatiquement dès le début de l'inversion de poussée.9. Platform element (1) according to claim 8, characterized in that the activation of the deicing device (9, 13; 109; 209) is triggered automatically from the beginning of the thrust reversal. 10. Elément de nacelle (1) selon la revendication 8 ou 9, caractérisé en ce que l'élément de nacelle est un inverseur de poussée (1) à grilles dans lequel le manchon de guidage est une glissière (4, 7; 104; 204) et l'arbre de guidage est un coulisseau (5, 6; 105, 106; 205, 206).Platform element (1) according to claim 8 or 9, characterized in that the nacelle element is a thrust reverser (1) with grids in which the guide sleeve is a slide (4, 7; 204) and the guide shaft is a slider (5, 6; 105, 106; 205, 206). 11. Elément de nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, caractérisé en ce que ledit élément de nacelle est un inverseur de poussée. 11. nacelle element (1) according to any one of claims 1 to 10, characterized in that said nacelle element is a thrust reverser.
EP07848291A 2006-11-03 2007-09-27 Jet engine nacelle member Withdrawn EP2084063A1 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0609608A FR2908109B1 (en) 2006-11-03 2006-11-03 TURBOREACTOR NACELLE ELEMENT
PCT/FR2007/001580 WO2008053088A1 (en) 2006-11-03 2007-09-27 Jet engine nacelle member

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP2084063A1 true EP2084063A1 (en) 2009-08-05

Family

ID=37980102

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP07848291A Withdrawn EP2084063A1 (en) 2006-11-03 2007-09-27 Jet engine nacelle member

Country Status (8)

Country Link
US (1) US20100064660A1 (en)
EP (1) EP2084063A1 (en)
CN (1) CN101528542A (en)
BR (1) BRPI0717965A2 (en)
CA (1) CA2666747A1 (en)
FR (1) FR2908109B1 (en)
RU (1) RU2009120114A (en)
WO (1) WO2008053088A1 (en)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2914700B1 (en) 2007-04-04 2009-05-22 Aircelle Sa THRUST INVERTER FOR REACTION ENGINE
US20110120078A1 (en) * 2009-11-24 2011-05-26 Schwark Jr Fred W Variable area fan nozzle track
US8511973B2 (en) * 2010-06-23 2013-08-20 Rohr, Inc. Guide system for nacelle assembly
US8720183B2 (en) * 2011-03-02 2014-05-13 Spirit Aerosystems, Inc. Thrust reverser translating sleeve assembly
FR2978729B1 (en) * 2011-08-03 2013-07-19 Aircelle Sa COMPOSITE BEAM FOR STRUCTURE SUPPORT FOR TURBOREACTOR NACELLE
FR2995637B1 (en) 2012-09-19 2018-05-11 Safran Nacelles FIXED STRUCTURE OF PUSH REVERSING DEVICE
JP2016534276A (en) * 2013-07-30 2016-11-04 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ Reverse thrust system with translational and rotary hinge assemblies
DE102014221052A1 (en) * 2014-10-16 2016-04-21 Premium Aerotec Gmbh Aircraft gas turbine thrust reverser with guide rail
US10422301B2 (en) * 2015-07-13 2019-09-24 The Boeing Company Telescoping electrical cable
US10543927B2 (en) * 2016-11-18 2020-01-28 Rohr, Inc. Lockable track system for a translating nacelle structure
GB2576720A (en) 2018-08-28 2020-03-04 Safran Nacelles Ltd Apparatus for providing an electrical connection

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2496766A1 (en) * 1980-12-23 1982-06-25 Snecma MOBILE FAIRING GUIDING DEVICE OF A PUSH REVERSING SYSTEM
GB9418895D0 (en) * 1994-09-20 1994-11-09 Lucas Ind Plc Lock mechanism
DE69512616T2 (en) * 1994-12-15 2000-06-29 The Dee Howard Co., San Antonio Thrust reverser with longitudinally movable flaps
US6021636A (en) * 1997-07-25 2000-02-08 Alliedsignal Inc. Lightweight tertiary thrust reverser lock assembly with a blocking member
US7146796B2 (en) * 2003-09-05 2006-12-12 The Nordam Group, Inc. Nested latch thrust reverser
US7559507B2 (en) * 2005-06-27 2009-07-14 The Boeing Company Thrust reversers including locking assemblies for inhibiting deflection
US8002217B2 (en) * 2007-11-16 2011-08-23 Spirit Aerosystems, Inc. System for adjustment of thrust reverser pivot door
US8109467B2 (en) * 2009-04-24 2012-02-07 United Technologies Corporation Thrust reverser assembly with shaped drag links

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See references of WO2008053088A1 *

Also Published As

Publication number Publication date
WO2008053088A1 (en) 2008-05-08
FR2908109A1 (en) 2008-05-09
RU2009120114A (en) 2010-12-10
CA2666747A1 (en) 2008-05-08
US20100064660A1 (en) 2010-03-18
BRPI0717965A2 (en) 2013-11-05
CN101528542A (en) 2009-09-09
FR2908109B1 (en) 2008-12-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2008053088A1 (en) Jet engine nacelle member
EP2057071B1 (en) Locking system for a movable nacelle cowl
EP2162359B1 (en) Nacelle rear assembly for turbojet engine
EP2651764B1 (en) Nacelle for a bypass turbojet engine
EP2117932B1 (en) Nacelle for the jet engine of an aircraft
EP3247632B1 (en) Aircraft turbojet engine nacelle
EP2739840B1 (en) Turbojet nacelle with a variable nozzle
CA2719155A1 (en) Bypass turbojet engine nacelle
WO2008087261A2 (en) Translatable thrust inverter for jet engine
FR2934326A1 (en) PUSH REVERSING DEVICE
EP2776319B1 (en) Composite panel with integrated air intake scoop
WO2012095600A1 (en) Device for linking a front frame to a fan casing
FR2962492A1 (en) THRUST INVERSION DEVICE WITH FRONT FRAME AERODYNAMIC JUNCTION
EP2509870A1 (en) Jet engine nacelle rear assembly
EP2344384B1 (en) Turbojet engine nacelle
WO2011117555A1 (en) Reverse thrust device
FR3038587A1 (en) AIRCRAFT TURBOBOREACTOR NACELLE, PROPULSIVE ASSEMBLY COMPRISING A BOAT, AND AIRCRAFT HAVING AT LEAST ONE PROPULSIVE ASSEMBLY
FR2934327A1 (en) PUSH REVERSING DEVICE
WO2009060133A2 (en) Dual action telescopic linear actuator

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 20090423

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MT NL PL PT RO SE SI SK TR

DAX Request for extension of the european patent (deleted)
GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE APPLICATION IS DEEMED TO BE WITHDRAWN

18D Application deemed to be withdrawn

Effective date: 20100810