JPS6287655A - ダクテツドフアン・ガスタ−ビンエンジン - Google Patents

ダクテツドフアン・ガスタ−ビンエンジン

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Publication number
JPS6287655A
JPS6287655A JP61211378A JP21137886A JPS6287655A JP S6287655 A JPS6287655 A JP S6287655A JP 61211378 A JP61211378 A JP 61211378A JP 21137886 A JP21137886 A JP 21137886A JP S6287655 A JPS6287655 A JP S6287655A
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JP
Japan
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cowling
fan
gas turbine
turbine engine
airflow
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Application number
JP61211378A
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English (en)
Inventor
アーノルド・チャールズ・ニュートン
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Rolls Royce PLC
Original Assignee
Rolls Royce PLC
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Publication date
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Pending legal-status Critical Current

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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

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

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はガスタービンエンジンのスラストリバーブ（推
力反転装置）、特にダクテッドファン推進装置を設けら
れたガスタービンエンジンのスラストリバーブに関する
。
ダクテッドファン・ガスタービンエンジンは慣例的にエ
ンジン上流端に配置されるダクテッドファン推進装置を
含む。このようなダクテッドファン・ガスタービンエン
ジンに、エンジンが塔載すれている航空機の制動を与え
るようにファンから排出される空気流を偏向する装置を
設けることは公知である。このような推力反転装置はし
ばしば、ファン空気出口を閉鎖する位置に移動自在であ
る複数のト９アと、ファンダクトを画成するカウリング
の中にあって、ほぼ半径方向に向くファン空気の新らし
い出口を画成するように開かれる複数のデフレクタ・Ｒ
−ン（偏向羽根）と、を含む。よってファン排気はデフ
レクタ・ベーンによりほぼ半径方向外方に、部分的に前
方に振向けられて制動力を与える。
慣例的には比較的少ないデクテッド７アン・ガスタービ
ンエンジン配置では、ファンと、ファンダクトを画成す
る囲りのカウリングとが二ンジ／の下流端の方にある。
この場合、ファン空気スラストリバーブを設けるための
空間が極く小さくなるので、ファン・カウリングの下流
端におけるリバーブの位置に問題が生ずる。ガスタービ
ンエンジンがパイロンによって機体主翼の下側から取付
けられる場合に生ずる、いま一つの問題は、スラ。
ストリメーテの使用中に偏向されたファン空気が機体主
翼の空気力学を乱すことである。よってファンをエンジ
ンの下流端の方に配置することは、ファンカウリングの
大部分を主翼下側の近くに置くことになる。エンジンを
さらに主翼の上流に配置するために／セイロンをかなり
長くすることは、残シの機体部分に対するエンジン重心
の変位を生ずるので不可能である。
エンジン下流端の方にダクテッドファンを配置されたエ
ンジンに使用し得るように小さくまとめられ、使用中、
エンジンが取付けられる機体主翼の空気力学に与える偏
向されたファン空気流の影響を最小限にするような仕方
でファン空気を偏向する、ダクテッドファン・ガスター
ビンエンジンのファン空気スラストレバーザを与えるこ
とが本発明の一目的である。
本発明によれば、ダクテッドファン・ガスタービンエン
ジンはファン推進装置を有するコアエンジンと該ファン
推進装置を取囲みその下流に延在するカウリング部材と
を含み；該カウリング部材は該コアエンジンから半径方
向に隔置されて両者間にファン推進装置からの空気流の
だめの環形ダクトが画成され；前記カウリング部材は、
前記フ記ファンの下流にあって、前記第１のカウリング
部分に連続する第１の位置から、前記第１のカウリング
部分との間にほぼ円周方向、の隙間が画成される第２の
位置へ、軸方向に移動自在である第２の移動自在環形部
分と、を含み；複数の空気流偏向部材を担持するほぼ軸
方向に延びる複数の支持部材によって前記第２の移動自
在カウリング部分が前記第１の静止カウリング部分に連
結され；前記両カウリング部材部分が連続している時に
前記空気流偏向部材が軸方向に衝接する関係に重ね合せ
られる第１の位置から、前記両カウリング部材部分の間
に前記円周方向隙間が画成される時に前記空気流偏向部
材が隔置関係にされて、前記両カウリング部材部分の間
の前記円周方向隙間の軸方向長さの少なくとも過半部分
を占有する第２の位置に、前記空気流偏向部材が移動自
在であシ；前記カウリング部材両部分が軸方向に離れた
時に前記空気流偏向部材の下流の前記環形７アン空気流
ダクトを少なくとも部分的に閉塞して１作動中にくとも
一部分が前記ほぼ円周方向の隙間を通過し、前記軸方向
に隔置関係にある前記空気流偏向部材によって偏向され
るように、閉鎖装置が設けられ；前記空気偏向部材は軸
方向に隔置される時、前記空気流をほぼ上流方向に偏向
するように配置される。
以下に添付図面を参照しつつ、本発明の詳細な説明する
。
第１図を参照すると、ダクテッドファン・ガスタービン
エンジン１０は空気取入口１２、圧縮、燃焼、タービン
各装置（図示せず）および高温ガス推進ノズル１３を有
する従来構造のコアエンジン１１を有する。コアエンジ
ン１１の下流部分は環形カウリング部材１４に囲まれ、
該部材はコアエンジ２１１と協働して環形ダクト１５を
画成する。環形ダクト１５は一部分が第１図に見られる
ファン推進装置１６を含み、これはコアエンジン１２の
軸線と同軸線上で回転するように取付けられ、コアエン
ジン１２のタービンから従来装置（図示せず）により駆
動される。
運転中、７ア／推進装置１６から排出されて環形ファン
ダクト１５の下流端、つまり最終ノズル１８から出る空
気はコアエンジン・ノズル１３ら排出される排気と組合
わさって、ダクテッドファン・ガスタービンエンジン１
０の推進力を与える。
ダクテッドファン・ガスタービンエンジン１ｏは機体主
翼１９の下側からバイロン２０によって取付けられる。
カウリング部材１４は２つの部分２１　、２２がら成る
。
第１のカウリング部分２１はファン推進装置１６を囲み
、第３図、第４図、および第７図に１本が図示されてい
る複数のほぼ半径方向に延在する支柱部材１４ａによっ
てコアエンジン１１から固定取付けされる。第２のカウ
リング部分２２はファン推進装置１６の下流にあり、第
１図に示す位置から第２図に示す位置まで（エンジン軸
線１７に対して）軸方向に移動自在となるように第１の
カウリング部分２２から取付けられる。
ダクテッドファン・ガスタービンエンジン１ｏの通常の
飛行運転中、第２のカウリング部分２２は第１図に示す
、第１のカウリング部分２１に連続する位置に保たれる
。この位置において、カウリング部材１４の外面は運転
中にエンジン１０上を流れる空気にほぼ滑らかで邪魔の
ない表面を与える。しかし航空機の着陸中に制動効果を
与えるようにエンジン１０の推力の反転を生ずることが
望まれる時、第２のカウリング部分２２は第２図に示す
位置に軸方向に移動される。この位置で、カウリング部
分２１、２２の間に生ずる円周方向隙間２３はほぼ環形
のファン空気流デフレクタ２４の列を露出し、該デフレ
クタ２４はファン推進装置１６からの空気の少なくとも
成る部分を矢印２５に示すようにほぼ上流方向に偏向す
る働きをする。ファン空気流デフレクタ２４の性質およ
びその機能の仕方は以下に第３図乃至第６図を参照して
明らかにされる。
第３図において、第１のカウリング部分２１および第２
のカウリング部分２２は連続関係にあって、ファン推進
装置１６からの空気はファンダクト１５の下流端１８を
通って矢印２６が示す方向に排出されてエンジン１０の
推力に寄与する。
第２のカウリング部分２２は１個が第３図に示される複
数のレール部材２７により第１のカウリング部分に取付
けられる。各レール部材２７は下流端２８が第２のカウ
リング部材２２に固定取付けされるのに対し、各レール
部材２７の上流部分２９は第１のカウリング部分２１内
にある対応するガイド部材３ｏの中に滑動自在に存在す
る。第１および第２のカウリング部分２１　、２２に対
するレール部材ｎの取付は態様は第５図を参照すれば判
）易い。第５図はこれも第１および第２のカウリング部
分２１　、２２を連結する複数の複動油圧ラム３１の１
個をも示す。ラム３１の各々は第５図に見られるように
独立に作動自在である２本の同軸ピストン３２　、３３
を含む。外側ピストン３２０機能は後述する。各ラム３
１の内側ピストン３３は第２のカウリング部分２２に取
付けられて、ピストン３３の同時作動が第１のカウリン
グ部分２１に対する第２のカウリング部分２２の軸方向
移動を生じ、レール部材２７はガイｌ−’部材３ｏの中
を滑動しながら第２のカウリング部分２２の支持を与え
る。第２のカウリング部分２２は第３図および第４図に
示す位置の間で軸方向に移動自在であシ、第４図は最大
移動範囲を示す。
第５図に最も明らかに示される各外側ピストン３２の端
末は空気流デフレクタの複数羽根３５の最大軸方向運動
を制限するように意図されるフランジ３４となっており
、デフレクタ羽根の１組が各外側ピストン３２により担
持されてファン空気流デフレクタ２４を構成する。より
具体的には、各デフレクタ羽根３５は対応する外側ピス
トン３２の外面に滑動自在に載せられるように中間点の
区域に窓が明けられている。各デフレクタ羽根３５の中
間点区域にあるもう１つの窓はレール部材２７上に羽根
３５を同様に滑動自在に載せることを可能にする。第２
のカウリング部分２２が内側ピストン３３によって第４
図に示す位置に移動した時、下流方向への外側ピストン
３２の移動の結果、デフレクタ羽根３５は第３図に示す
軸方向に衝接して重なった位置から軸方向に隔置された
第４図の位置まで、ファンダクトを通る空気流によって
吹き離され、各外側ピストン２２の７ランジ３４がデフ
レクタ羽根３５の最も下流への軸方向移動の最大範囲を
制限する。デフレクタ羽根３５が相離れだ位：４にある
時のデフレクタ羽根３５の規則的な軸方向間隔は複数の
抜差し自在部材３６により画成され、各油圧ラム３１と
そのデフレクタ羽根３５の祖に２個の抜差し自在部材３
６が連合している。よって各デフレクタ羽根３５の両端
の区域に窓が明けられていて、第５図に見られるように
抜差し７自在部材３６の２本によってデフ１／クタ羽根
の両端が支持される。
全てのレール部材２７がデフレクタ羽根３５を支持する
ように図示されるが、デフレクタ羽ｍ３５の支持を与え
ることなく専ら第２のカウリング゛部分２２を第１のカ
ウリング部分２１から支持するためにご）み存在する補
足のレール部材を設けることが場合によっては望ましい
かも知れないことは明らかであろう。
抜差し自在部材３６は第１および第２のカウリング部分
２、２２を連結するので、第２のカウリング部分２２が
第４図に示す位置まで軸方向に移動した時、抜差し自在
部材の各々は第６図に示すよつな態様に展開する。抜差
し自在部材３６の各々は漸進的に直径が大きくなる複数
の円筒形チューブを含んでいるので、抜差し自在部材３
６の外面に複数の肩３７が画成される。デフレクタ羽根
３５がファンダクト１５の空気流によって軸方向下流に
吹き離される時にその止めの働きをするのはこれらの肩
３７である。
デフンクタ羽根３５０組は環形カウリング部材１４のほ
ぼ全周を廻って延在してファン空気流デフレクタ２４を
構成するので、運転中にファンダクト１５を通る空気の
少くとも成る部分は第２図および第４図に見られるよう
にほぼ上流方向に偏向される。
より具体的には、羽根３５および環形カウリング部材１
４の外面は偏向された空気流がコアンダ（Ｃｏａｎｄａ
）効果により環形カウリング部材１４の外面に付着する
ようにな形態をとっている。これは偏向されたファン空
気流が主翼１９の空気力学に及ぼす干渉を最少にするこ
とを保証する。偏向されたファン空気流をエンジン１０
が吸い込むのを防ぐために、第１図および第２図に示す
破線３８が示すようにカウリング恕昼９１のト滞部へｒ
四力的トリップ（ｔ、ｒｌｎ）が設けられる。従って羽
根３５による空気流の偏向は、ほぼ対称形のファンダク
ト１５を通る空気流の少なくとも一部分の推力反転を与
える。空気流は対称形であるから結果的にノミイロン２
０にかかる曲げ荷重は限られており、そのため、軽量の
・？イロン２０の使用が可能となる。
実際にファンダクト１５を通る空気流の大部分が羽根３
５によって偏向されることを保証するために、第２のカ
ウリング部分２２が第４図に示す位置まで軸方向に移動
した時、第２のカウリング部分２２を部分的に閉塞する
ように閉鎖ドア３９の環形列が配置される。エンジン１
０の通常の飛行運転中、閉鎖ドア３９は第３図に示す位
置に収納されて、第２のカウリング２２０半径方向内方
表面の一部分を画成する。各閉鎖ドア３９はその上流端
４０にて第２のカウリング部分２２に枢動取付けされ、
またその中間点の直ぐ上流にてリンク部付４１に枢動取
ｆ＝ｊけされる。リンク部材４１はファンダクト１５を
ほぼ半径方向に横切って延在し、コアエンジン１１の外
面に枢動取付けされる。第２のカウリング部Ｂが軸方向
に下流方向に移動する時に第４図に示す、ファンダクト
１５を部分的に閉塞する位置に閉鎖＋ｊア３９が枢動す
るようにリンク部材４１が配置される。
これを要約すると、ファンダクト１５を通る空気流の推
力反転を行いだい時に、第２のカウリング部分２２を内
側ピストン３３によって下流方向に軸方向に移動して、
第１のカウリング部分２１との間にほぼ円周方向の隙間
２３を明ける。第２のカウリング部分２２の移動は付加
的に閉鎖ドア３９によるファンダクト１５の漸進的な部
分閉塞を生ずる。第２のカウリング部分２２の軸方向移
動と同時に外側ピストン３２が作動されて、ファンダク
ト１５を通る空気流がデフレクタ羽根３５をレール部材
２７にそって下流方向に吹き離し、抜差し自在部材３６
はデフレクタ羽根３５を軸方向に隔置された関係に維持
することを保証する。
ダクテッドファン・ガスタービンエンジン１０ハ比推力
の低いエンジンである。最適のファン圧力比は中程度で
あり、その結果、機体速度が低い時は、最終ノズル圧力
比はチョーキング値よりも低い。ファン推進装置］−６
は高空巡航状態において効率的運転を行うｔうに設計さ
れている。、か、−２、低い機運の状態、つ１り機体離
陸の状態の下でのファン推進装置１６の作動点はファン
のサージライン、つまり不安定運転の領域に近い。サー
ジ発生の可能性を減するために、第２のカウリング部分
２２は、離陸１、寸たはファン推進装置、６のサージを
生ずる他の状態が起りそうな時には、第２のカウリング
部分２２により画成される最終ノズ・ｔ−１，３の面積
を増し、ファンダゝりｌ・１５庖・通る空気流の準らか
を環形ファンダクト１５の下流端１８に達する前・：・
ζエンジン１０の外部に抽出するようになっている。
最終／′ズル１８の面積の必要な増加を得るだめに、閉
鎖ドア３９をコアエンジン１１に連結するリシク部材４
１は真に半径方向にはなく、軸方向に上流方向に僅かに
傾斜している。そのだめ、第２のカウリング部分２２を
下流方向に限定的に軸方向移動すると、リンク部材４１
は第７図の破線Ｃが示す元の位置から実線４１が示す位
置まで動くことになる。半径方向外方への閉鎖ドア３９
の限定的枢動け、イ、Ｎいては最終ノズル１８の面積の
増加をもたらす。
デフレクタ羽根３６の各組は隣りの組から小さな距離だ
け円周方向に隔置されて、間に隙間４３が画成される。
隙間４３は第２のカウリング部分２２に設けられた一連
の抽気孔４４に整合する。第２のカウリング部分２２が
その最大行程の一部分だけ動いて第７図に示す位置に移
動し、デフレクタ羽根３６が重なった関係を保っている
時に、第７図および第８図に示すように空気が抽気孔４
４を通ってファンダクト１５から抽出されるように、抽
気孔４４は第２のカウリング部分２２上に配置される。
第２のカウリング部分２２が第３図に示す、第１のカウ
リング部分２１と連続する位置に移動して戻る時、第１
のカウリング部分２１の下流縁に、第５図に見られるよ
うに適宜配置される一連の板４５によって第２のカウリ
ング部分２２の抽気孔４４はふさがれる。
ファン推進装置１６がサージの生ずる点の極く近くで作
動するように設計されているものでないならば、抽気孔
４４および閉鎖ドア３９により与えられるファンダクト
１５の面積増加の特性は、そうしたければ削除してもよ
いことは明らかである。また後方にファン推進装置１６
が取付けられたダクテットゝファン中ガスタービンエン
ジン１０を引用しつつ本発明を記載したけれども、他の
位置にファン推進装置が取付けられたダクテッドファン
・ガスタービンエンジンにも等しく適用可能な、小形で
効率的なスラストＩＪパーサを本発明が与えることは明
らかであろう。さらに、単一ファン推進装置１６を備え
たダクテッドファン・エンジンヲ引用しつつ本発明を記
載したけれども、そうしたければ、またファン推進装置
を２重反転が可能なようにすることができるならば、２
個以上のファン推進装置を設けることもできる。
【図面の簡単な説明】
第１図は航空機主翼に取付けられた、本発明によるダク
テッドファン・ガスタービンエンジンの部分切断側面図
、 第２図は展開位置にあるスラストリバーサを示す、第１
図のダクテツどファン・ガスタービンエンジンの側面図
、 第３図は第１図および第２図のガスタービンエンジンの
非展開位置にあるスラストリバーサの断面側面図、 第４図は第１図および第２図のダクテッドファン・ガス
タービンエンジンの、展開位置にあるスラストリバーサ
の断面側面図、 第５図は第４図に示す、展開位置にあるスラストリバー
サの一部分の詳細斜視図、 第６図は本発明によるダクテッドファン・ガスタービン
エンジンの、展開位置にあるスラストリバーサの一部分
の拡大断面側面図、 第７図は第１図および第２図に示すガスタービンエンジ
ンの、非展開位置ではあるが、ファンダクトから抽気す
るように配置されたスラストリバーサの断面側面図、 第８図は第７図に示す位置にあるスラストリバーサの一
部分の詳細図。 ２１・・・第１カウリング部分　２２・・・第２カウリ
ング部分２４・・・空気流デフレクタ　　２７・・・レ
ール部材３０・・・ガイド部材 （外５名）

Claims (11)

    【特許請求の範囲】
  1. （１）ファン推進装置を有するコアエンジンと該ファン
    推進装置を囲み下流に延在するカウリング部材とを含む
    ダクテッドファン・ガスタービンエンジンであつて： 前記カウリング部材は前記コアエンジンから半径方向に
    隔置されて両者の間に前記ファン推進装置からの空気流
    が通る環形隙間が画成され；前記カウリング部材は前記
    ファン推進装置を囲む第１の固定環形部分と、前記ファ
    ンの下流にあつて前記第１の固定部分に連続する第１の
    位置から、前記第１の固定部分との間にほぼ円周方向隙
    間が画成される第２の位置に軸方向に移動し得る第２の
    移動自在の環形部分と、を含み；複数のほぼ軸方向に延
    在する支持部材が前記第２の移動自在のカウリング部材
    部分を前記第１の固定のカウリング部材部分に連結して
    おり；複数の空気流偏向部材が前記ほぼ軸方向に延在す
    る支持部材により担持され；前記カウリング部材両部分
    が連続している時に前記空気流偏向部材が軸方向に衝接
    する関係に重なり合う第１の位置から、前記カウリング
    部材両部分の間に前記円周方向隙間が画成される時に前
    記空気流偏向部材が隔置関係となつて前記カウリング部
    材両部分の間に前記円周方向隙間の軸方向距離の少なく
    とも大部分を占有する第２の位置へ前記空気流偏向部材
    が前記支持部材にそつて移動自在であり；前記カウリン
    グ部材両部分が軸方向に分離した時に前記空気流偏向部
    材の下流における前記環形ファン空気流ダクトを少なく
    とも部分的に閉塞する閉鎖装置を有して、前記ファン推
    進装置から運転時に排出される空気流の少なくとも一部
    分が前記ほぼ円周方向の隙間を通過し前記軸方向に隔置
    された関係にある前記空気流偏向部材によつて偏向され
    るようになり、前記空気流偏向部材は軸方向に隔置され
    る時に前記空気流をほぼ上流方向に偏向するように配置
    されること；を特徴とするダクテッドファン・ガスター
    ビンエンジン。
  2. （２）前記ファン推進装置が前記コアエンジンの後方部
    分に取付けられる、特許請求の範囲第（１）項に記載の
    ダクテッドファン・ガスタービンエンジン。
  3. （３）前記ほぼ軸方向に延在する支持部材が前記第２の
    移動自在のカウリング部分に固定取付けされ、前記第１
    のカウリング部分に滑動取付けされる、特許請求の範囲
    第（１）項に記載のダクテッドファン・ガスタービンエ
    ンジン。
  4. （４）前記閉鎖装置が複数の閉鎖ドアおよびリンク部材
    を含み、各閉鎖ドアは前記第２の移動自在のカウリング
    部分に枢動取付けされ少なくとも１個のリンク部材によ
    り前記コアエンジンに連結されていて、前記第２の移動
    自在のカウリング部分が前記第１の位置から前記第２の
    位置に軸方向移動した時に前記移動自在のカウリング部
    分の半径方向内方壁の少なくとも一部分を画成する第１
    の位置から、集合して前記環形ファン空気流ダクトを少
    なくとも部分的に閉塞する第２の位置に、前記閉鎖ドア
    が枢動するようになつている、特許請求の範囲第（１）
    項に記載のダクテッドファン・ターボジェットエンジン
    。
  5. （５）前記第１および第２の環形カウリング部分が前記
    空気流偏向部材に協働する複数の抜差し自在部材により
    補足的に連結され、前記第２の環形カウリング部材が前
    記第１の位置から第２の位置に軸方向移動した時に前記
    抜差し自在部材の各部分の間の継ぎ手により画成される
    一連の軸方向に等しく隔置される肩を与えるように、前
    記抜差し自在部材が伸長し、前記肩はついで前記空気流
    偏向部材の軸方向間隔を決定するために前記空気流偏向
    部材に協働するように働く、特許請求の範囲第（１）項
    に記載のダクテッドファン・ガスタービンエンジン。
  6. （６）前記空気流偏向部材および前記ファンカウリング
    部材の半径方向外方面は、運転中に前記空気流偏向部材
    により偏向された空気流がコアンダ（ｃｏａｎｄａ）効
    果によつて前記ファンカウリング部材の半径方向外方面
    に付着するような形態を有する、特許請求の範囲第（１
    ）項に記載のダクテッドファン・ガスタービンエンジン
    。
  7. （７）前記第２の移動自在のカウリング部材部分を前記
    第１および第２の位置の間に軸方向に移動するために前
    記第１のカウリング部材部分に複数の油圧ラムが設けら
    れている、特許請求の範囲第（１）項に記載のダクテッ
    ドファン・ガスタービンエンジン。
  8. （８）前記油圧ラムが前記第２のカウリング部材部分の
    前記軸方向移動とは無関係に前記空気流偏向部材の軸方
    向配置を制御するように補足的に適合されている、特許
    請求の範囲第（７）項に記載のダクテッドファン・ガス
    タービンエンジン。
  9. （９）前記ファン推進装置の下流に環状列に配置され前
    記第２の移動自在のカウリング部材部分の半径方向内方
    および外方表面を連結する複数の抽気窓が前記カウリン
    グ部材に設けられ、通常のエンジン運転状態の下では前
    記抽気窓を閉塞するが、前記ファン推進装置のサージン
    グが記りそうな状態でエンジンが運転されている時は前
    記ファン推進装置のサージ・マージンを増すように前記
    抽気窓を通して前記ファン推進装置からの空気流を通す
    ように前記抽気窓を開く装置が設けられている、特許請
    求の範囲第（１）項に記載のダクテッドファン・ガスタ
    ービンエンジン。
  10. （１０）前記抽気窓が前記第２の移動自在のカウリング
    部材部分に在り、前記第１および第２のカウリング部分
    が連続する前記第１の位置にある時は前記抽気窓を閉塞
    するように配置されるが、前記第２の移動自在のカウリ
    ング部分が前記第１および第２の位置の中間の位置に移
    動して前記空気流偏向部材が前記軸方向に衝接する関係
    に重なり合つている時は前記抽気窓を閉塞しない、前記
    第１のカウリング部分上の複数の板部材を、前記抽気窓
    を閉塞する前記装置が含んでいる、特許請求の範囲第（
    ９）項に記載のダクテッドファン・ガスタービンエンジ
    ン。
  11. （１１）前記第２の移動自在のカウリング部分が前記第
    １および第２の位置の中間の位置に前記第１の位置から
    軸方向移動した時に、前記環形ファンダクトの出口ノズ
    ルの断面積を増加させることによつて前記ファン推進装
    置のサージ・マージンを増加させるように前記閉鎖ドア
    が半径方向外方に枢動するように、前記複数の閉鎖ドア
    および該ドアを前記コアエンジンに連結するリンク部材
    が配置されている、特許請求の範囲第（４）項に記載の
    ダクテッドファン・ガスタービンエンジン。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101802360B (zh) 2007-09-21 2012-06-06 洋马株式会社 柴油机

Families Citing this family (47)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2208065B (en) * 1987-02-18 1991-10-09 David Ernest Young Bi-pivotal orthopaedic and orthotic hinge with improved adjustment means
FR2611233B1 (fr) * 1987-02-19 1991-05-10 Hurel Dubois Avions Groupe moto-propulseur d'avion du type a ventilateur capote equipe d'un inverseur de poussee a portes
FR2622929A1 (fr) * 1987-11-05 1989-05-12 Hispano Suiza Sa Inverseur de poussee de turboreacteur a grilles,a section variable d'ejection
US4807434A (en) * 1987-12-21 1989-02-28 The Boeing Company Thrust reverser for high bypass jet engines
US4922711A (en) * 1988-06-10 1990-05-08 The Boeing Company Thrust reversing system for high bypass fan engines
DE3844188C1 (ja) * 1988-12-29 1990-05-17 Mtu Muenchen Gmbh
US5142862A (en) * 1990-04-09 1992-09-01 The Boeing Company Thrust reversing system for high bypass fan engines
US5228641A (en) * 1991-08-15 1993-07-20 Rohr, Inc. Cascade type aircraft engine thrust reverser with hidden link actuator
US5297388A (en) * 1992-04-13 1994-03-29 Rolls-Royce Inc. Fluid flow duct with alternative outlets
IT1257222B (it) * 1992-06-09 1996-01-10 Alenia Aeritalia & Selenia Dispositivo inversore di spinta per motori aeronautici a getto.
US5315821A (en) * 1993-02-05 1994-05-31 General Electric Company Aircraft bypass turbofan engine thrust reverser
US5507144A (en) * 1995-04-27 1996-04-16 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The U.S. Environmental Protection Agency Lightweight, safe hydraulic power system and a method of operation thereof
FR2786532B1 (fr) * 1998-11-26 2001-09-07 Snecma Inverseur de poussee de turboreacteur a grilles superposables
GB2347126B (en) 1999-02-23 2003-02-12 Rolls Royce Plc Thrust reverser
US6546715B1 (en) * 2001-01-25 2003-04-15 Rohr, Inc. Cascade-type thrust reverser
FR2849113B1 (fr) * 2002-12-24 2005-02-04 Hurel Hispano Inverseur de poussee a grilles de deflection optimisees
US7272930B2 (en) * 2003-09-25 2007-09-25 Siemens Power Generation Exhaust diffuser assembly with tunable velocity profile
US20110101158A1 (en) * 2005-03-29 2011-05-05 The Boeing Company Thrust Reversers Including Monolithic Components
US7690190B2 (en) * 2005-05-11 2010-04-06 The Boeing Company Aircraft systems including cascade thrust reversers
US7559507B2 (en) * 2005-06-27 2009-07-14 The Boeing Company Thrust reversers including locking assemblies for inhibiting deflection
US7484356B1 (en) * 2005-07-26 2009-02-03 Aeronautical Concepts Of Exhaust, Llc Cascade reverser without blocker doors
US7600371B2 (en) * 2005-10-18 2009-10-13 The Boeing Company Thrust reversers including support members for inhibiting deflection
GB2431626A (en) * 2005-10-26 2007-05-02 Avcen Ltd Bypass turbofan engine
GB0608985D0 (en) * 2006-05-06 2006-06-14 Rolls Royce Plc Aeroengine thrust reverser
FR2900980B1 (fr) * 2006-05-10 2011-08-19 Aircelle Sa Nacelle pour turboreacteur double flux a grand taux de dilution
FR2947869B1 (fr) * 2009-07-10 2011-12-09 Snecma Grille a ailettes extensible pour systeme d'inversion de poussee de turbomachine d'aeronef
FR2960029B1 (fr) * 2010-05-17 2012-06-15 Aircelle Sa Inverseur de poussee a grilles ou a cascade, pour un turboreacteur d?avion
FR2960918B1 (fr) * 2010-06-08 2012-05-25 Aircelle Sa Grille de deviation du type autosupporte pour inverseur de poussee
FR2962978B1 (fr) * 2010-07-22 2012-08-03 Aircelle Sa Nacelle de turboreacteur
BR102012028749B1 (pt) * 2011-12-21 2022-01-18 United Technologies Corporation Motor de turbina a gás
US9217390B2 (en) * 2012-06-28 2015-12-22 United Technologies Corporation Thrust reverser maintenance actuation system
GB201219366D0 (en) * 2012-10-29 2012-12-12 Rolls Royce Deutschland & Co Kg Aeroengine thrust reverser arrangement
FR3011820B1 (fr) * 2013-10-11 2017-03-31 Aircelle Sa Nacelle pour moteur d'aeronef a tuyere de section variable
DE102014219068B4 (de) * 2014-09-22 2021-02-18 Premium Aerotec Gmbh Fluggasturbinenschubumkehrvorrichtung mit Führungselementen
FR3027065B1 (fr) * 2014-10-13 2016-12-23 Snecma Grille deployable a ailettes pour systeme d'inversion de poussee de turbomachine d'aeronef
US10309343B2 (en) 2014-11-06 2019-06-04 Rohr, Inc. Split sleeve hidden door thrust reverser
DE102015203219A1 (de) * 2015-02-23 2016-08-25 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Triebwerksverkleidung einer Gasturbine mit Schubumkehrvorrichtung und im Querschnitt verstellbarer Ausströmdüse
FR3036382B1 (fr) * 2015-05-21 2017-06-16 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef comportant au moins un capot monte rotatif autour de l'axe longitudinal de la nacelle
US10344709B2 (en) * 2015-09-10 2019-07-09 Honeywell International Inc. System and method for reducing idle thrust in a translating cowl thrust reverser
US10648426B2 (en) 2016-01-14 2020-05-12 Honeywell International Inc. Single row vane assembly for a thrust reverser
US10337454B2 (en) * 2016-01-25 2019-07-02 Honeywell International Inc. Thrust reverser with asymmetric vane geometry
EP3282116B1 (en) * 2016-08-09 2019-05-01 Rolls-Royce plc Aircraft gas turbine engine nacelle
US10533521B2 (en) * 2017-07-31 2020-01-14 The Boeing Company Inflatable cascade assembly, system, and method for a cascade thrust reverser system
FR3095194B1 (fr) * 2019-04-17 2021-08-13 Safran Aircraft Engines Entrée d’air de nacelle de turboréacteur comprenant un dispositif de déviation pour favoriser une phase d’inversion de poussée
US20220119123A1 (en) * 2020-10-16 2022-04-21 General Electric Company Propulsion engine and cowl
US12196156B2 (en) * 2021-07-30 2025-01-14 The Boeing Company Symmetric cascade thrust reversers and related methods
RU209929U1 (ru) * 2021-11-24 2022-03-23 Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" Вспомогательный газотурбинный двигатель с функцией вспомогательной силовой установки

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB800770A (en) * 1955-03-10 1958-09-03 Havilland Engine Co Ltd Nozzle assemblies for jet propulsion apparatus
DE1187491B (de) * 1960-03-07 1965-02-18 Moteuers D Aviat Soc Nat D Etu Stroemungskanal mit ringfoermigem Querschnitt und seitlichen Strahlumlenkungsoeffnungen
US3262270A (en) * 1965-06-07 1966-07-26 Gen Electric Thrust reverser
US3262271A (en) * 1965-07-30 1966-07-26 Gen Electric Thrust reverser
GB1150012A (en) * 1966-09-12 1969-04-30 Rolls Royce Fluid Flow Duct Including Thrust Reversing Means
GB1330904A (en) * 1971-04-19 1973-09-19 Secr Defence Gas turbine jet propulsion engines
GB1357370A (en) * 1971-09-24 1974-06-19 Rolls Royce Ducted fan gas turbine jet propulsion engine with thrust control means
GB1421153A (en) * 1972-03-25 1976-01-14 Rolls Royce Propulsion nozzle for ducted fan gas turbine jet propulsion engines
GB1418905A (en) * 1972-05-09 1975-12-24 Rolls Royce Gas turbine engines
US3779010A (en) * 1972-08-17 1973-12-18 Gen Electric Combined thrust reversing and throat varying mechanism for a gas turbine engine
US4030290A (en) * 1974-11-06 1977-06-21 The Boeing Company Jet engine thrust reverser
US4026105A (en) * 1975-03-25 1977-05-31 The Boeing Company Jet engine thrust reverser
US4030291A (en) * 1976-01-02 1977-06-21 General Electric Company Thrust reverser for a gas turbofan engine
FR2379705A1 (fr) * 1977-02-08 1978-09-01 Snecma Dispositif d'inversion de poussee pour turboreacteur d'avion
DE3280226D1 (de) * 1982-09-29 1990-09-13 Boeing Co Tuervorrichtung fuer schubumkehrblockierung.
EP0109219A3 (en) * 1982-11-12 1985-11-13 LUCAS INDUSTRIES public limited company Thrust reversing apparatus for a gas turbine engine
GB2156004A (en) * 1984-03-15 1985-10-02 Gen Electric Thrust modulation device for a gas turbine engine

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101802360B (zh) 2007-09-21 2012-06-06 洋马株式会社 柴油机

Also Published As

Publication number Publication date
FR2588312A1 (fr) 1987-04-10
FR2588312B1 (fr) 1992-02-21
GB2182724A (en) 1987-05-20
DE3632867A1 (de) 1987-04-23
GB2182724B (en) 1988-12-07
US4731991A (en) 1988-03-22

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