WO2013107987A1 - Inverseur de poussée à portes jumelles - Google Patents

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Patrick Gonidec
Laurent Albert Blin
Xavier Bouteiller
Loïc CHAPELAIN
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Safran Nacelles SAS
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Aircelle SA
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    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/28—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow
    • F02K1/32—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow for reversing thrust
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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    • F05D2260/90—Braking
    • F05D2260/901—Braking using aerodynamic forces, i.e. lift or drag
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present patent application relates to a twin-door thrust reverser for an aircraft turbojet engine nacelle.
  • Such a thrust reverser allows a large leak rate of the cold air circulating inside the nacelle, and thus braking all the more effective the aircraft landing.
  • the present invention aims to improve the efficiency of this type of thrust reverser.
  • a thrust reverser for an aircraft turbojet engine nacelle comprising at least one pair of twin gates, this pair comprising an upstream door and a downstream door movable in concert between a "direct jet” position. in which these two doors are closed, and an "inverted jet” position in which these two doors are open and able to deflect at least a portion of the cold air flow likely to circulate within the nacelle,
  • this thrust reverser being remarkable in that it comprises means for making the part of the cold air flow circulating between the extrados of said upstream door and the intrados of said downstream door adapted, these means of adaptation comprising means to minimize the effects of delamination of the boundary layer of said portion of the cold air flow located on the extrados of said upstream door.
  • adapted is meant on the one hand that said portion of cold air flow has substantially parallel current lines over substantially its entire section, and secondly that the flow rate of this portion of air flow is maximized.
  • said means for minimizing the effects of delamination of the boundary layer comprise a rounded downstream edge of said upstream gate
  • said rounded edge has a profile selected from the group comprising evolutive profiles, in particular circular or elliptical or parabolic piecewise or spline / B-Spline (function defined by pieces of polynomials) with a controlled radius of curvature;
  • the radius of said rounded edge is substantially equal to half the thickness of said upstream door in the region of its downstream edge: it is found in practice that such a radius is particularly suitable;
  • said means for minimizing the effects of detachment of the boundary layer comprise a sufficient overlap of the upper surface of the upstream door by the intrados of the downstream door, to ensure the parallelism of the flow lines of the flow. air flowing between these two doors;
  • said overlap distance is just sufficient to ensure said parallelism and therefore the aerodynamic adaptation of said flow with the ambient air located behind the extrados of the upstream door: this makes it possible to maximize the surface of the extrados of the upstream door which is without vis-à-vis the underside of the downstream door, and thus maximize the lift effect created by the flow of air flowing along this surface, thus contributing significantly to the effect Counter-thrust sought;
  • the downstream edge of said upstream door comprises an elastic flap, adapted to provide aerodynamic continuity between the upstream and downstream doors when they are in the direct jet position, and to fold along said downstream edge when said doors are in reverse jet position: this elastic flap makes it possible not to disturb the flow of the air flow along the downstream edge of the upstream door, and thus not to alter the benefit provided by the particular geometry of the downstream edge.
  • the present invention also relates to a nacelle for aircraft turbojet engine, remarkable in that it comprises a thrust reverser according to the above.
  • a thrust reverser according to the above.
  • FIGS. 1 and 2 represent, in longitudinal half-section, a nacelle part for an aircraft double-flow reactor equipped with a twin-door thrust reverser according to the invention, respectively in “direct jet” positions; and "indirect jet”,
  • FIGS. 3 and 4 are detailed views of zone III of FIG. 1, in the positions respectively corresponding to those of FIGS. 1 and 2, and
  • FIG. 5 is a view similar to that of Figures 3 and 4 of a twin-door inverter type shell according to the invention, equipping a turbofan jet engine, in "reverse jet” position.
  • the axis A of this turbojet engine is indicated in dashed lines in FIGS. 1 and 2, the upstream portion of this turbojet engine to the left of the figures, and the downstream portion to the right of these figures.
  • the fixed internal structure 1 can technically be formed of composite material, and may have acoustic absorption characteristics intended to minimize the noise caused by the flow of cold air into the air stream cold 3.
  • This cold air duct 3, substantially annular, is defined on the one hand by the internal fixed structure 1, and on the other hand by the peripheral part of the nacelle, conventionally comprising a thrust reverser device 5.
  • such a thrust reverser device is movable between the configuration visible in FIG. 1, referred to as "direct jet", in which the flow of cold air D circulates inside the vein 3 from upstream to downstream of the nacelle, and the visible configuration of FIG. 2, referred to as an "inverted jet” in which the flow of cold air I is rejected upstream of the nacelle, so as to exert a counter-thrust effort.
  • the configuration of "direct jet” corresponds to the takeoff and cruising flight situations of the aircraft, and the "reverse jet” situation corresponds to the landing situation of the aircraft, in which the aim is to minimize the braking distance.
  • the thrust reverser device 5 is of the twin-door type.
  • the upstream door 7 extends between the front frame 15, which is a fixed part of the nacelle, and the downstream door 9.
  • This downstream door 9 extends between the upstream door 7 and the rear edge 17 of the nacelle.
  • downstream door 9 comprises, on its outer upstream edge, a skin 19 which advances to the outer downstream edge of the upstream door 7, thus ensuring the aerodynamic continuity of the outside of the nacelle.
  • part 21 (often called a spoiler) forming a deflector, integral with the upstream inner edge of the upstream door 7, contributes to this deflection movement of the air flow 11.
  • This spoiler can be fixed or can be folded in direct jet according to its size and its integration with the aerodynamic lines of the inverter.
  • Another part 12 of the cold air flow passes between the downstream edge 23 of the upstream door 7 and the fixed internal structure 1 of the nacelle 1, and is deflected by the downstream door 9 which completely closes the cold air vein 3.
  • such a boundary layer is an area in which the velocity profiles pass from 0 on the wall of the extrados 25 to the speed of the free flow 12 at a distance from this extrados.
  • a problem frequently observed in this type of door inverter is the separation of the layer 1 imitates 27 with respect to the extrados 25: such a detachment causes an area of turbulence between the boundary layer and the extrados 25 , In this case the flow rate of the flow 12 is severely limited and very large losses of pressure occur as well as an impact recompression of the flow 12 above the flow. extrados 25.
  • This rounding may be circular or elliptical, for example. In the case where this rounding is circular, its radius may be substantially equal to half the thickness of the upstream door 7 in the region of its downstream edge 23.
  • This rounded shape of the downstream edge 23 makes it possible for the air flow 12 to follow the extrados 25 of the upstream door 7 as closely as possible, thus limiting the effects of detachment of the boundary layer 27. To prevent such separation, it is also expected that the overlap distance R of the upstream door 7 by the downstream door 9, measured substantially in the direction of the air flow 12, is sufficient to straighten the current lines of this flow so that they are substantially parallel to each other and to the extrados 25 of the upstream door 7.
  • the distance R is selected so that said overlap is just sufficient to ensure the aforementioned parallelism.
  • This lift P which has a strong component opposing the thrust generated by the turbojet, contributes significantly to the braking effect generated by the thrust reverser device.
  • the inner part 32 of the downstream edge 23 of the upstream door 7 comprises an elastic flap 33 able to extend as far as the inner part 35 of the upstream edge 29 the downstream door 9.
  • the present invention allows on the one hand to provide a flow 12 very stable and very fast, because of the elimination of the risk of delamination of the boundary layer 27: it thus maximizes the counter-thrust force exerted by this flow 12.
  • the precepts of the invention can be applied to a thrust reverser with ju mel doors of the "shells" type for a mixed flow turbojet engine, which can be seen in the figure 5 appended hereto. reverse jet position.
  • the twin doors 7, 9 of each pair are interconnected by at least one connecting rod 43.
  • downstream edges 23 of the upstream gate 7 and upstream 45 of the downstream gate 9 are contiguous, and thus completely close the outlet of the mixed hot and cold flows, which are rejected in full. forward of the basket.
  • the mixed hot and cold flows separate into flows 11 and 12 as in the previous embodiment, these two flows respectively passing upstream of the upstream gate 7, and between this upstream door 7 and the downstream door 9.

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  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
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  • Wind Motors (AREA)

Description

Inverseur de poussée à portes jumelles
La présente demande de brevet se rapporte à un inverseur de poussée à portes jumelles, pour nacelle de turboréacteur d'aéronef.
On connaît de la technique antérieure, et notamment de la demande de brevet FR2574565, un inverseur à portes jumelles, chaque paire de portes jumelles comprenant une porte amont et une porte aval.
Un tel inverseur de poussée permet un grand débit de fuite de l'air froid circulant à l'intérieur de la nacelle, et donc un freinage d'autant plus efficace de l'aéronef à l'atterrissage.
La présente invention vise à améliorer l'efficacité de ce type d'inverseur de poussée.
On atteint ce but de l'invention avec un inverseur de poussée pour nacelle de turboréacteur d'aéronef, comprenant au moins une paire de portes jumelles, cette paire comprenant une porte amont et une porte aval mobiles de concert entre une position « jet direct » dans laquelle ces deux portes sont fermées, et une position « jet inversé » dans laquelle ces deux portes sont ouvertes et aptes à défléchir au moins une partie du flux d'air froid susceptible de circu ler à l ' intérieu r de la nacelle, cet inverseur de poussée étant remarquable en ce qu'il comprend des moyens pour rendre adaptée la partie du flux d'air froid circulant entre l'extrados de ladite porte amont et l'intrados de ladite porte aval, ces moyens d'adaptation comprenant des moyens pour minimiser les effets d'un décollement de la couche limite de ladite partie du flux d'air froid située sur l'extrados de ladite porte amont.
Par « adaptée », on entend d'une part que ladite partie de flux d'air froid présente des lignes de courant sensiblement parallèles sur pratiquement toute sa section, et d'autre part que le débit de cette partie de flux d'air est maximisé.
Cette notion d'adaptation, familière au mécanicien des fluides, permet d'obtenir un flux d'air d'inversion de poussée dont la stabilité et la vitesse d'écoulement sont optimisées.
Grâce à ces caractéristiques, on peut renvoyer vers l'amont de la nacelle un flux d'air dont l'effort de contre-poussée est maximisé, et on peut éviter les turbulences et le retour de flux d'air dans la zone située à proximité de l'extrados de la porte aval, susceptibles de nuire à la stabilité et à la vitesse d'écoulement de l'air. Suivant d'autres caractéristiques optionnelles de l'inverseur de poussée selon l'invention, prises seules ou en combinaison :
- lesdits moyens pour minimiser les effets d'un décollement de la couche limite comprennent un bord aval arrondi de ladite porte amont ;
- ledit bord arrondi présente un profil choisi dans le groupe comprenant les profils évolutifs notamment circulaires ou elliptiques ou paraboliques par morceaux ou spline / B-Spline (fonction définie par des morceaux de polynômes) avec un rayon de courbure maîtrisé ;
- le rayon dudit bord arrondi est sensiblement égal à la moitié de l'épaisseur de ladite porte amont dans la zone de son bord aval : on constate en pratique qu'un tel rayon convient particulièrement ;
- lesdits moyens pour minimiser les effets d'un décollement de la couche limite comprennent une d istance de recouvrement suffisante de l'extrados de la porte amont par l'intrados de la porte aval, pour assurer le parallélisme des lignes de courant du flux d'air circulant entre ces deux portes ;
- ladite distance de recouvrement est juste suffisante pour assurer ledit parallélisme et donc l'adaptation aérodynamique dudit flux avec l'air ambiant situé derrière l'extrados de la porte amont : ceci permet de maximiser la surface de l'extrados de la porte amont qui est sans-vis-à-vis de l'intrados de la porte aval, et ainsi de maximiser l'effet de portance créé par l'écoulement du flux d'air circulant le long de cette surface, contribuant ainsi significativement à l'effet de contre-poussée recherché ;
- ladite distance de recouvrement est sensiblement comprise entre la moitié et 1 ,2 fois la distance séparant lesdites portes : on constate en pratique d'une telle distance de recouvrement est juste suffisante pour assurer ledit parallélisme ;
- le bord aval de ladite porte amont comprend une bavette élastique, apte à assurer la continuité aérodynamique entre les portes amont et aval lorsqu'elles se trouvent en position jet direct, et à se replier le long dudit bord aval lorsque lesdites portes se trouvent en position jet inversé : cette bavette élastique permet de ne pas perturber l'écoulement du flux d'air le long du bord aval de la porte amont, et ainsi de ne pas altérer le bénéfice procuré par la géométrie particulière de ce bord aval.
La présente invention se rapporte également à une nacelle pour turboréacteur d'aéronef, remarquable en ce qu'elle comprend un inverseur de poussée conforme à ce qui précède. D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lumière de la description qui va suivre, et à l'examen des figures ci-annexées, dans lesquelles :
- les figures 1 et 2 représentent, en demi-section longitudinale, une partie de nacelle pour réacteur à double flux d'aéronef, équipée d'un inverseur de poussée à portes jumelles selon l'invention, respectivement dans des positions « jet direct » et « jet indirect »,
- les figures 3 et 4 sont des vues de détail de la zone III de la figure 1 , dans les positions correspondant respectivement à celles des figures 1 et 2, et
- la figure 5 est une vue analogue à celle des figures 3 et 4 d'un inverseur à portes jumelles du type à coquilles selon l'invention, équipant un turboréacteur à flux mélangés, en position « jet inversé ».
Sur l'ensemble de ces figures, des références identiques ou analogues désignent des organes ou ensembles d'organes identiques ou analogues.
On se reporte à la figure 1 , sur laquelle on peut voir une structure interne fixe de nacelle, destinée à caréner un turboréacteur d'aéronef à double flux (non représentée).
L'axe A de ce turboréacteur est indiqué en pointillé sur les figures 1 et 2, la partie amont de ce turboréacteur se trouvant à gauche des figures, et la partie aval sur la droite de ces figures.
Comme cela est connu en soi, la structure interne fixe 1 peut techniquement être formée en matériau composite, et peut présenter des caractéristiques d'absorption acoustique destinées à minimiser le bruit provoqué par la circulation du flux d'air froid dans la veine d'air froid 3.
Cette veine d'air froid 3, sensiblement annulaire, est définie d'une part par la structure fixe interne 1 , et d'autre part par la partie périphérique de la nacelle, comportant classiquement un dispositif d'inversion de poussée 5.
Comme cela est connu en soi, un tel dispositif d'inversion de poussée est mobile entre la configuration visible à la figure 1 , dite « jet direct », dans laquelle le flux d'air froid D circule à l'intérieur de la veine 3 de l'amont vers l'aval de la nacelle, et la configuration visible de la figure 2, dite de « jet inversé » dans laquelle le flux d'air froid I est rejeté vers l'amont de la nacelle, de manière à exercer un effort de contre-poussée. La configu ration de « jet direct » correspond aux situations de décollage et de vol de croisière de l'aéronef, et la situation de « jet inversé » correspond à la situation d'atterrissage de l'aéronef, dans laquelle on cherche à minimiser la distance de freinage.
Plus particul ièrement, dans le cadre de la présente invention, le dispositif d'inversion de poussée 5 est du type à portes jumelles.
Ceci signifie que la déflexion du flux d'air froid vers l'amont de la nacelle est obtenue au moyen de deux portes, respectivement amont 7 et aval 9, articulées autour d'axes de rotation respectifs 1 1 et 13.
II faut bien entendu comprendre que plusieurs paires de telles portes jumelles peuvent être prévues à la périphérie de la nacelle, une seule telle paire étant toutefois représentée sur les figures ci-annexées dans un souci de simplification.
La porte amont 7 s'étend entre le cadre avant 15, qui est une partie fixe de la nacelle, et la porte aval 9.
Cette porte aval 9 s'étend entre la porte amont 7 et le bord arrière 17 de la nacelle.
Dans la configuration de la figure 1 , les deux portes 7 et 9 sont fermées, obl igeant ainsi le flux d'air froid D entraîné par la soufflante du turboréacteur (non représentée) à circuler à l'intérieur de la veine d'air froid 3, assurant ainsi la poussée nécessaire à la propulsion de l'aéronef (configuration « jet direct »).
Il est à noter que la porte aval 9 comporte, sur son bord amont extérieur, une peau 19 qui avance jusqu'au bord aval extérieur de la porte amont 7, assurant ainsi la continuité aérodynamique de l'extérieur de la nacelle.
Lorsque l'on souhaite inverser la poussée de la nacelle, et donc passer en configuration « jet inversé », on ouvre les deux portes 7 et 9 en les faisant pivoter autour de leurs axes respectifs 1 1 et 1 3, de manière à les amener jusqu'à leur position visible à la figure 2.
Dans cette configuration, une partie 11 du flux d'air froid circulant à l'intérieur de la veine 3 est défléch ie vers l'amont de la nacelle par la porte amont 7.
A noter q u'u ne partie 21 (souvent appelée becquet) formant déflecteur, solidaire du bord intérieur amont de la porte amont 7, contribue à ce mouvement de déflexion du flux d'air 11 . Ce becquet peut être soit fixe soit repliable en jet direct selon sa taille et son intégration aux lignes aérodynamiques de l'inverseur.
Une autre partie 12 du flux d'air froid passe entre le bord aval 23 de la porte amont 7 et la structure interne fixe 1 de la nacelle 1 , puis est défléchie par la porte aval 9 qui elle obture complètement la veine d'air froid 3.
Comme dans n'importe quel écoulement de fluide, la circulation du flux d'air 12 sur l'extrados 25 de la porte amont 7 engendre une couche limite 27, figurant de manière hachurée sur la figure 2 (vue de principe).
Comme cela est connu en soi, une telle couche limite est une zone dans laquelle les profils de vitesses passent de 0 sur la paroi de l'extrados 25 à la vitesse de l'écoulement libre 12 à une certaine distance de cet extrados.
Comme cela est connu en soi, cette distance dépend de nombreux paramètres, parmi lesquels la viscosité du fluide considéré (de l'air dans le cas présent).
Un problème fréquemment observé dans ce type d'inverseur à portes j umel les, est le décollement de la couche l imite 27 par rapport à l'extrados 25 : un tel décollement occasionne une zone de turbulences entre la couche limite et l'extrados 25, pouvant même conduire à un blocage par col sonique du flux 12. Dans ce cas le débit du flux 12 est sévèrement limité et des pertes de charges très importantes interviennent ainsi qu'une recompression par choc de l'écoulement 12 au-dessus de l'extrados 25.
On comprend qu'un tel décollement non maîtrisé de couche limite est très pénalisant dans l'application présente, où il s'agit d'obtenir un flux d'air 12 le plus directif et le plus puissant possible.
Pour remédier à ce risque de décollement de couche limite, dans le cadre de la présente invention, on prévoit tout d'abord que le bord aval 23 de la porte amont 7 soit arrondi comme cela est visible sur l'ensemble des figures ci- annexées.
Cet arrondi peut être circulaire ou elliptique, par exemple. Dans le cas où cet arrondi est circulaire, son rayon pourra être sensiblement égal à la moitié de l'épaisseur de la porte amont 7 dans la zone de son bord aval 23.
Cette forme arrondie du bord aval 23 permet de faire en sorte que le flux d'air 12 suive au plus près l'extrados 25 de la porte amont 7, limitant ainsi les effets d'un décollement de la couche limite 27. Pour prévenir d'un tel décollement, on prévoit également que la distance de recouvrement R de la porte amont 7 par la porte aval 9, mesurée sensiblement selon la direction du flux d'air 12, soit suffisante pour redresser les lignes de courant de ce flux de sorte qu'elles soient sensiblement parallèles entre elles et à l'extrados 25 de la porte amont 7.
De manière préférée, on choisit la d istance R de sorte que ledit recouvrement soit juste suffisant pour assurer le parallélisme susmentionné.
Ceci permet de maximiser la distance L prise selon la direction des lignes de courant du flux 12 et séparant le bord amont 29 de la porte aval 9 du bord amont 31 de la porte amont 7.
Ce faisant, on libère au maximum la surface de l'extrados 25 qui ne se trouve pas en vis-à-vis de la porte aval 9.
L'absence de ce vis-à-vis permet de maximiser l'effort de portance P engendré par la circulation de l'air 12 sur l'extrados 25.
Cette portance P, qui comporte une forte composante s'opposant à la poussée engendrée par le turboréacteur, contribue significativement à l'effet de freinage engendré par le dispositif d'inversion de poussée.
On a pu constater par exemple qu'une distance de recouvrement R comprise entre la moitié et 1 ,2 fois la distance d séparant les deux portes 7 et 9, était juste suffisante pour assurer le parallélisme des deux lignes de courant 12, permettant ainsi d'optimiser l'effort de portance P, et qu'un recouvrement R égal à la distance d donnait également de bons résultats..
De manière préférée, comme cela est visible sur les figures 3 et 4, la partie intérieure 32 du bord aval 23 de la porte amont 7, comporte une bavette élastique 33 apte à s'étendre jusqu'à la partie intérieure 35 du bord amont 29 de la porte aval 9.
Grâce à cette bavette élastique, lorsque les deux portes 7 et 9 se trouvent dans la configuration « jet direct », la continuité aérodynamique est assurée à l'intérieur de la veine d'air froid 3, en dépit de la forme arrondie du bord aval 23 de la porte amont 7 qui définit nécessairement une cavité 37.
En configuration « jet inversé » (voir figures 2 et 4), la bavette élastique 33 est plaquée par le flux 12 le long du bord aval 23 de la porte amont 7 (voir figure 4), permettant ainsi le parfait écoulement du flux d'air 12 le long de ce bord aval 23.
Comme on peut le comprendre à la lumière de la description qui précède, la présente invention permet d'une part de fourn ir un flux 12 très stable et très rapide, du fait de la suppression du risque de décollement de la couche limite 27 : on maximise de la sorte l'effort de contre-poussée exercé par ce flux 12.
De plus, en minimisant le recouvrement de l'extrados 25 de la porte amont 7 par l'intrados de la porte aval 9, on maximise la portance P engendrée par la circulation du flux 12 sur l'extrados de la porte amont, ajoutant ainsi significativement à l'effort de contre-poussée engendré par le flux d'air 12.
Bien entendu, la présente invention n'est nullement limitée aux modes de réalisation décrits et représentés, fournis à titre de simples exemples.
C'est ainsi par exemple que les préceptes de l'invention peuvent être appl iqués à un inverseur de poussée à portes j u mel les d u type « à coquilles » pour turboréacteur à flux mélangés, visible sur l a fig u re 5 ci- annexée en position « jet inversé ».
Dans un tel inverseur de poussée, adapté aux petites nacelles, il y a deux paires de portes jumelles 7, 9 (une seule de ces deux paires étant représentée sur la figure 5) placées de manière diamétralement opposée, et les flux d'air chaud et froid sont mélangés en amont de ces deux paires de portes, dans un organe mélangeur 41 qui se trouve en aval du turboréacteur (ce dernier n'étant pas représenté).
Les portes jumelles 7, 9 de chaque paire sont reliées entre elles par au moins une bielle 43.
En position de « jet direct » (non représentée), les bords aval 23 de la porte amont 7 et amont 45 de la porte aval 9 sont jointifs, et obturent ainsi complètement la sortie des flux chaud et froid mélangés, lesquels sont rejetés en intégralité vers l'avant de la nacelle.
En position de « jet inversé », représentée à la figure 5, les flux chaud et froid mélangés se séparent en flux 11 et 12 comme dans le mode de réalisation précédent, ces deux flux passant respectivement en amont de la porte amont 7, et entre cette porte amont 7 et la porte aval 9.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Inverseur de poussée pour nacelle de turboréacteur d'aéronef, comprenant au moins une paire de portes jumelles (7, 9), cette paire comprenant une porte amont (7) et une porte aval (9) mobiles de concert entre une position « jet direct » dans laquelle ces deux portes sont fermées, et une position « jet inversé » dans laquelle ces deux portes sont ouvertes et aptes à défléchir au moins une partie (11 , 12) du flux d'air froid susceptible de circuler à l'intérieur de la nacelle, cet inverseur de poussée étant remarquable en ce qu'il comprend des moyens pour rendre adaptée la partie du flux d'air froid circulant entre l'extrados de ladite porte amont et l'intrados de ladite porte aval, ces moyens d'adaptation comprenant des moyens (23, 33) pour minimiser les effets d'un décollement de la couche limite de ladite partie du flux d'air froid située sur l'extrados de ladite porte amont.
2. Inverseur selon la revendication 1 , dans lequel lesdits moyens pour minimiser les effets d'un décollement de la couche limite comprennent un bord aval arrondi (23) de ladite porte amont (7).
3. Inverseur selon la revendication 2, dans lequel ledit bord arrondi (23) présente un profil choisi dans le groupe comprenant les profils évolutifs notamment circulaires ou elliptiques ou paraboliques par morceaux ou spline / B-Spline avec un rayon de courbure maîtrisé.
4. Inverseur selon la revendication 2, dans lequel le rayon dudit bord arrondi (23) est sensiblement égal à la moitié de l'épaisseur de ladite porte amont (7) dans la zone de son bord aval.
5. I nverseu r se lo n l ' u n e q u el con q u e d es reve nd i cat ions précédentes, dans lequel lesdits moyens pour minimiser les effets d'un décollement de la couche limite comprennent une distance de recouvrement (R) suffisante de l'extrados (25) de la porte amont (7) par l'intrados de la porte aval (9), pour assurer le parallélisme des lignes de courant du flux d'air (12) circulant entre ces deux portes (7, 9).
6. Inverseur selon la revendication 5, dans lequel ladite distance de recouvrement (R) est juste suffisante pour assurer ledit parallélisme et donc l'adaptation aérodynamique dudit flux (12) avec l'air ambiant situé derrière l'extrados (25) de la porte amont (7).
7. Inverseur selon la revendication 6, dans lequel ladite distance de recouvrement (R) est sensiblement comprise entre à la moitié et 1 ,2 fois la distance (d) séparant lesdites portes (7, 9).
8. Inverseur selon l'une quelconque des revendications 2 à 7, dans lequel le bord aval de ladite porte amont comprend une bavette élastique (33), apte à assurer la continuité aérodynamique entre les portes amont (7) et aval (9) lorsqu'elles se trouvent en position jet direct, et à se replier le long dudit bord aval (23) lorsque lesdites portes (7, 9) se trouvent en position jet inversé.
9. Nacelle pour turboréacteur d'aéronef, remarquable en ce qu'elle comprend un inverseur de poussée conforme à l'une quelconque des revendications précédentes.
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9435293B2 (en) * 2013-02-22 2016-09-06 United Technologies Corporation Full ring sliding nacelle with thrust reverser
GB201807267D0 (en) * 2018-05-03 2018-06-20 Rolls Royce Plc Louvre offtake arrangement
US11072415B2 (en) * 2018-08-24 2021-07-27 Spirit Aerosystems, Inc. Nacelle aerodynamic spoiler

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3601992A (en) * 1970-06-10 1971-08-31 Rohr Corp Thrust reversing apparatus
FR2574565A1 (fr) 1984-12-12 1986-06-13 Comp Generale Electricite Dispositif d'injection de lumiere dans une fibre optique gainee, notamment pour le controle local d'un raccordement de deux fibres
EP0771945A1 (fr) * 1995-11-02 1997-05-07 Hispano Suiza Inverseur de poussée de turboréacteur à double flux muni de portes secondaires
EP0790400A1 (fr) * 1996-02-15 1997-08-20 Hispano Suiza Inverseur de poussée de turboréacteur à portes associées à un panneau amont
EP0836000A1 (fr) * 1996-10-10 1998-04-15 Hispano-Suiza Inverseur de poussée à portes à débit de fuite contrÔlé
US20050151012A1 (en) * 2003-10-02 2005-07-14 Jean-Pierre Lair Spider actuated thrust reverser

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5039171A (en) * 1989-08-18 1991-08-13 Societe Anonyme Dite Hispano-Suiza Multi-panel thrust reverser door
US20060288688A1 (en) * 2005-06-22 2006-12-28 Jean-Pierre Lair Turbofan core thrust spoiler
US7802757B2 (en) * 2005-11-09 2010-09-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for taxiing an aircraft

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3601992A (en) * 1970-06-10 1971-08-31 Rohr Corp Thrust reversing apparatus
FR2574565A1 (fr) 1984-12-12 1986-06-13 Comp Generale Electricite Dispositif d'injection de lumiere dans une fibre optique gainee, notamment pour le controle local d'un raccordement de deux fibres
EP0771945A1 (fr) * 1995-11-02 1997-05-07 Hispano Suiza Inverseur de poussée de turboréacteur à double flux muni de portes secondaires
EP0790400A1 (fr) * 1996-02-15 1997-08-20 Hispano Suiza Inverseur de poussée de turboréacteur à portes associées à un panneau amont
EP0836000A1 (fr) * 1996-10-10 1998-04-15 Hispano-Suiza Inverseur de poussée à portes à débit de fuite contrÔlé
US20050151012A1 (en) * 2003-10-02 2005-07-14 Jean-Pierre Lair Spider actuated thrust reverser

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