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CN101939528B - 具有旁通流的面积可调风扇喷嘴 - Google Patents

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CN101939528B CN200880102315XA CN200880102315A CN101939528B CN 101939528 B CN101939528 B CN 101939528B CN 200880102315X A CN200880102315X A CN 200880102315XA CN 200880102315 A CN200880102315 A CN 200880102315A CN 101939528 B CN101939528 B CN 101939528B
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Abstract

喷嘴组件的出口面积通过平移位于发动机短舱后部的环组件(54)可以发生变化。环(54)可以沿着发动机的轴线轴向平移。当环平移时，环(54)的后缘限定可变的喷嘴出口面积。环的平移在环组件的前缘产生上游出口(60)。上游出口可用于释放或者溢出发动机旁通管中多余的流体。当发动机在各种飞行条件下运行时，环(54)可以平移以获得较低的风扇压比，因而提高发动机的效率。整流罩部分包围致动器组件(70)以减小阻力。

Description

具有旁通流的面积可调风扇喷嘴
技术领域
本发明总的来说涉及一种燃气轮机航空发动机，更特别涉及燃气轮机航空发动机的平移后缘面积可调喷嘴组件，用来控制从发动机排出的气流以改变输出性能。
背景技术
典型的航空涡轮风扇飞机发动机包括风扇，将气流牵引并引导到发动机芯和短舱中及其周围。短舱围绕发动机芯且有助于促进气体层流穿过发动机芯。被引导到发动机芯中的气流首先穿过增大气流压力的压缩机，然后通过燃烧室，气体在燃烧室里与燃料混合并被点燃。燃料和气体混合物的燃烧使发动机芯后部的一组涡轮叶片旋转，又为风扇提供动力。此后，燃料和气体的混合物燃烧所产生的高压经加热的废气通过发动机后面的排气喷嘴排出。
被引导至发动机芯周围的气流称作旁路流并为飞机提供主推力。当气流被置于围绕发动机芯的短舱结构中的推力换向器转向时，旁路流还用来帮助飞机减速。在排出之前，旁路流可以或者不可以与发动机芯的废气混合。
有几个涡轮风扇发动机参数对本领域技术人员使设计特征和性能最优化来说非常重要。旁路比(BPR)是穿过风扇的空气质量与穿过发动机芯的空气质量比率。较高BPR的发动机更为有效和安静。总之，在较小BPR发动机的相等推力率的情况下，较高的BPR产生较低的平均排气速度和较小的喷气噪声。同时，排气面积和质量流率和压力限定风扇压比(FPR)。
涡轮风扇发动机操作参数和特征还可以反映在涡轮风扇发动机的操作图中。操作图可以以各种方式产生，例如基于涡轮装置试验结果或者通过现有技术已知的计算机应用程序预测。典型的涡轮风扇操作图可以示出y轴上的压比(例如FPR)与x轴上修正的质量流之间的关系。涡轮风扇操作图上的操作线反映FPR与正确的质量流值之间的关系产生最大推力和最小燃料消耗量的线或者范围。例如，已知改变降低操作线的发动机特征，能够增加燃料效率并减小发动机发出的噪声，因为喷射到燃烧室的燃料较少，而产生的推力较大，增大了发动机的化学定量关系。然而，FPR的减小实践中受到限制，因为较低的FPR在某些操作条件下可能使发动机风扇停止，叶片颤动或者压缩机波动，不足的旁路流可能会使发动机失灵。
一种使所有飞行条件操作线最优化的方法，对于那些从这种最优化中获得明显益处的发动机，包括在操作过程中改变喷嘴排气面积。航空喷射发动机的面积可调喷嘴已广为人知，通过有利地重新配置发动机循环特征帮助飞机获得较低的FPR。这种面积可调喷嘴通常包括一组导流片或翅(通常称作“火鸡羽毛”)，可以向外张开或向内枢轴转动，以增大或者减小喷嘴开口的尺寸，从而在排出时扩大或者收缩废气流。遗憾地，这种“火鸡羽毛”的扩张可能会造成不希望出现的泄漏，并会和越过发动机的外部气流产生不利的相互作用，由于舱外的泄漏，可能会产生不希望出现的阻力、噪声或者推力的减小，导致更大的燃料消耗。此外，现有的面积可调喷嘴系统典型地质沉、价高并且其结构和操作有些复杂，通常需要利用复杂的驱动机构来进行多个组件的协同运动。
因此，需要设计一种航空涡轮发动机的面积可调喷嘴组件，其成本效率提高、简单有效地对发动机输出进行控制以匹配预期的飞行条件。
发明内容
根据本发明的一个实施方式，喷嘴组件的出口面积可以通过平移或者前后移动位于发动机短舱后面的环组件而发生变化。环可以是例如沿着发动机的轴轴向平移。当环平移时，环的后缘限定可变的喷嘴出口面积。环的平移在环组件的前缘产生上游出口。上游出口可用于释放出或者溢出发动机旁通管中多余的流体。当发动机在各种飞行条件下运行时，环可以平移以使要求的发动机操作线最佳化，产生较低的风扇压比，因而提高发动机的效率。
通过下面参考对本发明优选实施方式的详细描述并结合附图，本发明的上述和其它特征、方面和优点将会更加显而易见。
附图说明
按照一般惯例，下面将要讨论的附图中的各种特征不必按比例绘出。附图中各个特征和部件的尺寸可以放大或缩小以便更清楚地本发明的实施方式。
图1示出根据本发明第一实施方式具有后缘面积可调喷嘴组件的航空发动机；
图2是根据第一实施方式的航空发动机的局部示意性截面图；
图3是根据第一实施方式发动机的喷嘴端的端面图；
图4是根据第一实施方式的面积可调喷嘴组件部分的局部示意性截面图；
图5是根据第一实施方式的面积可调喷嘴组件的另一个局部示意性截面图；
图6是根据第一实施方式的面积可调喷嘴组件的局部示意性分解截面图；
图7是根据第一实施方式的面积可调喷嘴组件的导向结构的局部示意性单独图；
图8是根据第一实施方式的面积可调喷嘴组件的局部示意性截面图；
图9A是根据第二实施方式的面积可调喷嘴组件的局部分解图；
图9B是根据第二实施方式的面积可调喷嘴组件的另一个局部分解图；
图10是根据第二实施方式的面积可调喷嘴组件的另一个局部分解图；
图11是根据第二实施方式的面积可调喷嘴组件的另一个局部分解图；
图12是根据第二实施方式的面积可调喷嘴组件的另一个局部分解图；
图13是根据第三实施方式的面积可调喷嘴组件的局部分解图；
图14是根据第三实施方式的面积可调喷嘴组件的导向结构的单独图；
图15是根据第三实施方式的面积可调喷嘴组件的致动系统的示意图；
图16是根据第三实施方式的面积可调喷嘴组件的稳定器的单独图；
图17是根据第三实施方式的面积可调喷嘴组件的截面图；
图18是根据第三实施方式的面积可调喷嘴组件的另一截面图；
图19是根据第三实施方式的面积可调喷嘴组件的另一截面图；
图20是根据第三实施方式的面积可调喷嘴组件的另一截面图；
图21是根据第四实施方式的面积可调喷嘴组件的局部分解图；
图22是根据第四实施方式的面积可调喷嘴组件的导向结构的单独图；
图23是根据第四实施方式的面积可调喷嘴组件的截面图；
图24是根据第四实施方式的面积可调喷嘴组件的另一截面图；
图25是根据第四实施方式的面积可调喷嘴组件的另一截面图；
图26是根据第四实施方式的面积可调喷嘴组件的另一截面图；
图27是根据第五实施方式的面积可调喷嘴组件的致动器的局部分解图；
图28是根据第五实施方式的面积可调喷嘴组件的致动系统的示意图；
图29A-29C示出根据本发明第五实施方式的各种操作模式的致动器；
图30是根据第五实施方式的面积可调喷嘴组件的截面图；
图31是根据第五实施方式的面积可调喷嘴组件的另一截面图。
具体实施方式
图1-8示出根据本发明第一实施方式的面积可调喷嘴组件。
参考图1和图2，发动机10包括后缘面积可调风扇喷嘴(VAFN)组件12，具有例如当发动机10在改变飞行条件情况下工作时可调的平移环组件50。如上所述，这种调节可以使发动机操作线移动。平移环组件50平移(即前后移动)以改变喷嘴排气面积，以使发动机工作最优化并且调节通过喷嘴组件12的上游出口溢出的发动机旁路流量。通过从喷嘴组件12的上游出口放出或者溢出过多的风扇流，对于相同量的输送质量流量，可以获得较低的风扇压比，从而增大失速范围并避免发动机失灵停止。出于说明的目的，本发明的示例面积可调风扇喷嘴组件12用于燃气轮机航空发动机。发动机10可以例如通过吊架等类似支架(未示出)安装在飞机的机翼或者机身上。
发动机10包括发动机芯16和短舱18。发动机芯16容纳在芯罩19中。如图2所示，风扇20安装在短舱18上游端附近，包括一组风扇叶片22，在发动机工作过程中围绕发动机中心线CL旋转以便将气流吸入发动机10的开口端26中。环形旁通管24限定在发动机芯16与短舱18之间。吸入到发动机10中的气流因风扇叶片22的旋转而被加速。一部分气流被引导并穿过发动机芯16中的压缩机(未示出)。通过发动机芯16的气流首先穿过压缩机以增大气流压力，之后经加压的气体穿过燃烧室(未示出)，在那里与燃料混合并被点燃。燃烧室中燃料与气体混合物的燃烧使气体膨胀，而其反过来驱动发动机后部总体用38来表示的一组涡轮旋转并为风扇20提供动力。
通过旋转风扇叶片22加速的旁路流穿过旁通管24、越过定子40并且从喷嘴组件12出去。旁路流提供主发动机推力。燃料和气体混合物燃烧得到的高压加热废气通过喷嘴组件12从发动机芯16的后部排出。
平移环组件50可以是安装在推力反向器80尾端上靠近并围绕发动机芯罩19的类似环形的环状翼形结构。环组件50的后缘与芯罩19之间的面积限定喷嘴组件12的喷口面积52。如图1和图3所示，环组件50可以包括弧形第一环部54和弧形第二环部56，每个环部54、56可沿双向箭头58方向轴向平移。环组件50的平移影响上游出口60的预期尺寸，对于发动机旁路流的出口而言，改变喷嘴12出口的几何形状和出口面积52。环组件50可以通过例如多个环致动器70进行平移。
推力反向器80可以靠近并且位于平移环组件50前，以便阻挡旁通管24中中的旁路流，或者使其改变方向形成推力反向矢量。在图1中，推力反向器80和平移环组件50处于收起或者关闭位置。推力反向器80可以包括弧形第一套筒或者罩部82和相对的弧形第二套筒或者罩部84(图3中示出)。推力反向器套筒部82、84可以通过多个套筒致动器90沿着双向箭头86的方向轴向平移。推力反向器套筒部82、84在一组叶栅88上面平移。在图1中用虚线表示叶栅88，因为当推力反向器80处于收起位置时是看不见它们的。推力反向器套筒部82、84沿前后方向的轴向平移使旁路气流穿过叶栅88以产生推力反向矢量。
图3是发动机10后端的局部截面图，分别示出位于发动机10周围的环形套筒致动器70、90的布置。如图1所示，图3中更清楚地示出，套筒半部82和环形半部54共同大致限定合成的推力反向器和平移环结构的大约180度扇区。同样地，套筒半部84和环形半部56共同大致限定推力反向器和平移环结构的相反的大约180度扇区。这些大致180度扇区共同限定整个大约360度的推力反向平移环结构。
在图1-3所示的实施方式中，推力反向器80的每个推力反向器套筒半部82、84可以通过固定安装在短舱18中的一个或多个(所示的为三个)在周向上间隔布置的套筒致动器90平移。在所示的实施方式中，每个套筒半部82、84使用三个致动器90。平移环组件50的每个半部54、56类似地可以通过一个或多个(所示的为三个)周向间隔的环致动器70进行平移。环致动器70可以分别安装在相邻推力反向器套筒部82、84上。环致动器70可以由例如电气、机械、气动、液压或其它装置来提供动力，合适的电缆和导线(未示出)穿过在推力转向叶栅箱或者枢转门之间或者之上预先设定的通道。环致动器和套筒致动器70、90的数量和配置可以例如根据推力反向器和环组件结构以及根据其它因素进行变化。环部54、56可以分别安装在例如位于相应套筒部82、84每一端上的上、下导向结构102上。图7是导向结构102的单独图。导向管104可以安装在短舱18中并且可以延伸到环部54、56中，以使环部54、56稳定以防止产生不希望出现的平移和/或振动。导向管还可以安装在推力反向器80中。
平移环组件50可以是连续的(例如整片)或者如图3所示，是具有翼型横截面的大致呈环形的连续环。上游出口60(在环组件50沿着远离套筒部82、84的向后方向移动时形成)因而可以具有围绕短舱18周向延伸的环形缝隙的形状。也可以使用例如椭圆形等其它出口形状。例如，环部54、56与套筒部82、84之间的大致环形缝隙可以是连续的，或者在例如环组件50的分岔点(b而rcation)或其它分离点的一处或多处间断。旁通管24也可以在一个或者多个位置上间断。
下面参考图4-7描述平移环组件50及其周围结构。在图4-7中，由虚线表示由于干扰部件而遮挡或者局部遮挡的部件。
图4是平移环组件50的第一环部54和推力反向器80的相应相邻第一套筒部82的安装结构的局部视图。如图1和3所示，平移环组件50的第二环部56和推力反向器80的第二套筒部84可以以类似的方式安装。在图4中，推力反向器80处于收起位置，覆盖叶栅88。平移环组件50处于打开或者展开位置以使上游出口60被限定在第一环部54与第一套筒部84之间。使用箭头A示出第一环部54向后轴向平移到展开位置。环致动器70可以从套筒部82延伸，穿过上游出口60，并与环部54的前端连接。导向管104还可以从套筒部82延伸，穿过上游出口60，连接到环部54的前端。套筒致动电缆96可以连接每个套筒致动器90以便供电，并提供每个致动器90的同步操作。
图5示出处于展开位置的推力反向器80和处于打开位置的平移环组件50。使用箭头B示出第一套筒部82从图4所示位置向后平移到展开位置。在推力反向器80的操作过程中，套筒部82的向后平移露出叶栅88。在推力反向器80的操作过程中，环部54还可以向后平移，在本实施方式中所示。可选地，环部54可在推力反向器80展开的同时平移，因为旁通流通过叶栅88变更路线。
图6是第一套筒部及其相应第一环部54从周围安装结构上分离状态的局部分解图。
图7是沿着一个导向结构102取得的局部截面单独图。总地参考图3和图6特别是参考图7，在导向结构102中，梁106可以固定连接到延伸180度的横向舱壁110上，可以包括轴向延伸连接到其上的导向轨道108。舱壁110可以是一体成型的，也可以是固定安装在短舱18上的。推力反向器套筒部82可以连接到轴向延伸的轨道杆114(图7)，轨道杆114滑动收容在固定梁106的导向轨道108内。推力反向器套筒部82因而相对于短舱18滑动安装。推力反向器套筒部82还可以包括轴向延伸的轨道导向器116，平移环轨道杆滑动容纳其中。横向环轨道杆120可以连接到第一环部54上，当轨道杆120在轨道导向器116中滑动时环部54轴向平移。环部54因而相对于推力反向器80的套筒部82滑动安装。平移套筒部82和轨道杆120可以通过常规装置，例如机械、电气、液压或者气动或者其它等同装置来提供动力。
图8示出根据本发明操作环部54以获得流体转向的一个方法。例如，上游出口60的尺寸和喷嘴出口面积52可以变化以获得不同的发动机操作参数。在此容量中，上游出口60基本上用作“泄放”出口，使通过旁通管24运行的气流溢出。图8中示出喷嘴组件12下游部分的局部，示出由弧形箭头表示的旁通气流的一部分，在喷嘴组件12的一种操作中通过环形上游出口60排出。在图8中，示出了环50的第一环部54和推力反向器80的第一套筒部82的截面，以及分别用于部件54、82轴向平移的环和套筒致动器70、90。第二环部56可以类似地构造并相对于第二套筒部84布置。推力反向器80可以包括阻断门134，其可操作地连接到第一套筒部82上并且沿着弯箭头136的方向枢轴转动，因而阻断旁通流并且使其方向改变为推力反向矢量。
继续参考图8，在部件82、54之间位于平移套筒部82上可以设置高压密封装置130。在某些操作模式中，在部件82、54被拉向一起时，密封装置130可以操作以便基本上密封部件82、54之间的任何间隙，因而关闭上游出口60。
如上所述，环和套筒致动器90、70可以是例如机械、液压、气动或者电气致动器。在示出的实施方式中，环致动器70是具有液压关闭超控的恒定开口气体弹簧减震器，套筒致动器90是电致动器。
图9A-12示出根据本发明第二实施方式的面积可调喷嘴组件212。喷嘴组件212可以安装在图1中大致示出的短舱上，然而没有推力反向器干扰。因此，在图9A-12中所示实施方式中与图1-8中类似的部件使用类似的参考标记，只是加前辍“2”或者“3”。
图9A和图9B是根据本发明第二实施方式所述的面积可调喷嘴组件212的局部剖视图。在剖视图中，可以看见短舱的外导管结构衬套(liner)214。喷嘴组件212包括平移环组件(为了便于说明而除去，在图9A和图9B中没有示出)，其包括两个环部，在图9A和图9B中示出了其中一个环部254。在图9A中，环部254处于关闭(即轴向向前)的位置，图9B中示出环部254处于打开或者展开(即轴向向后)的位置。
环部254可被安装在发动机的后端。周围间隔的平移环致动器270可以安装到固定在短舱上的舱壁310上。导向管304的一端可以固定安装在舱壁310上，而其相反端容纳在环部254中。平移环致动器270可以一致地工作以便沿着双向箭头258的方向平移环部254。参考图9B，环致动器270的致动器轴272能够穿过位于环部254前部的泡形整流罩(blister fairing)320。上游整流罩324可以设置在致动器轴272穿过泡形整流罩320处，以便减小由致动器270引起的阻力。类似地，下游整流罩328可以设置在致动器轴272被容纳在环部254处。
环部254的端部可以终止于海狸尾式分离整流罩330。如图10和11所示，泡形整流罩320的每一端可以包括海狸尾式分离整流罩330的上游部332，整流罩330的下游部334可以被连接到平移环部254并且与平移环部254一起平移。平移环部254沿着双向箭头258方向的平移在平移环部254与泡形整流罩320之间能够产生上游出口260。泡形整流罩320的后边可以包括外圆角部255(图11)，以帮助改善从上游出口260的气流，并减小由支撑致动器轴272的连杆所产生的断流。图12是海狸尾式分离整流罩330的上游和下游整流罩324、328的局部、单独视图。
上述实施方式中的整流罩320、324、328、330可选地可以与在此描述的其它实施方式共同使用。通过非限制性实施例，与整流罩324、328类似的整流罩可以与平移套筒致动器90、间隔的环致动器70或者在此公开的其它致动器结合使用。
图13-20示出根据本发明第三实施方式的面积可调喷嘴组件412。喷嘴组件412包括平移环组件450并且可以安装在短舱18上，如图1大致所示。参考图13和14，根据第三实施方式的平移环组件450可以包括两个环部，图13中示出了其中的第一环部454。图15中示意性地示出第二环部456，可以是环部454的镜像。
在图13中，平移环部454处于关闭或者非展开位置，在环部454与推力反向器套筒部482之间没有限定上游出口。平移环组件450安装在推力反向器460的后面，推力反向器460包括两个平移套筒部，图13中示出了其中的第一套筒部462。推力反向器460的第一套筒部462可以通过一个或者多个致动器464平移。环部454可以由包括位于第一平移环部454每一端上的环致动器470的致动系统操作。将第一环部454连接到第一套筒部462上的稳定器组件480可以沿着喷嘴组件412的周围间隔布置，以便减少环部454不想出现的平移和/或振动(摆动)。类似稳定器组件可以添加到在此示出的需要其它稳定器的其它实施方式中。
继续参考图13，电动机或者驱动机构482控制环致动器470的动作。驱动机构482通过传动轴系485和齿轮箱486连接到齿槽联轴节484上。齿槽联轴节484终止于套筒部462后端齿轮箱488处，齿轮箱488连接到挠性电缆轴系490上。挠性轴系490连接到平移环部454每一端上的致动器470上。驱动机构482因而被连接到环致动器470以有效地平移环部454。
平移环部454可以安装在例如位于环部454每一端上的上、下导向结构500上。每个平移环致动器470能够可操作地与导向结构500连接，后面会参考图14进行讨论。
图14是导向器500和环部454一端的相关致动器470的局部视图。环部454前部的推力反向器套筒部462可被连接到导向器500的轴向延伸梁502。环部454安装到滑动安装在梁502上的轨道杆503上。环部454因而相对于套筒部462滑动安装。导向器500包括容纳螺杆轴506的滑动器504。螺杆轴506可连接到将挠性致动器电缆490的旋转运动转化成螺杆轴506的旋转运动的齿轮箱508。螺杆轴506在滑动器504中的旋转使轨道503沿着梁502平移，其可以用于沿着双向箭头458的方向有效平移环部454。上述致动系统可以用于在此讨论的每一个致动器实施方式。
图15是可以用于起动图13和14所示的平移环组件450的致动和控制系统的示意图。特别地参考图15及图13和图14，驱动单元482可以包括连接到齿轮箱520的电动机516。由电动机516提供的旋转运动通过齿轮箱520、传动轴系485、齿轮箱486、齿槽联轴节484、致动器电缆490顺序传递，并最后通过齿轮箱488传递给环致动器470，以便为环部454、456提供轴向平移。
参考图15，电动机516可以连接到主控制器单元526，主控制器单元526连接全权数字发动机控制器(FADEC)540。FADEC540因而能够控制平移环组件450的环部454、456的致动。FADEC540还能够控制推力反向器的致动。可线性变化的差接变压器550可连接到环部454、456上以便向FADEC540提供位置反馈。
图16是稳定器组件480的单独视图。稳定器组件480可以包括固定安装到平移环部454的后部580，和固定到推力反向器480的平移套筒482上的导向部582。后部580可在导向部582中轴向滑动，具有相对小的间隙以使环部454不想要的平移和/或振动(例如摆动)最小化。
图17是喷嘴组件412下游部局部截面图，沿着稳定器组件480穿过的纵截面。图17中的平移环部454可以沿着双向箭头458的方向平移以产生部件454前面的上游出口，如参考图8所示的实施方式所述。阻断门586可操作地连接到第一套筒部462上并且可以沿着弯箭头588的方向枢轴转动，因而阻断通过叶栅590的旁通流，并使其改变定向以产生推力反向矢量。
图18是喷嘴组件412下游部沿着环部454的一端穿过平移环致动器470纵剖面的局部截面图。
图19是喷嘴组件412的下游部沿着穿过推力反向器460的致动器464的纵剖面的局部截面图。
图20是喷嘴组件412的下游部沿着穿过齿槽联轴节484的纵剖面的局部截面图。
图21-26示出根据本发明第四实施方式的面积可调喷嘴组件612。喷嘴组件612可以如图1大致所示安装在短舱。
图21是面积可调喷嘴组件612局部分解示意图，在喷嘴组件的后端具有平移环组件650。图22是平移环组件650的致动器的单独视图。平移环组件650的平移可以由例如图15中所示的致动系统等致动系统实现。参考图21和22，平移环组件650可以包括两个环部，图21中示出其中的第一环部654。第二环部(未示出)可以是环部654的镜像。
在图21中，第一平移环部654处于关闭位置，在第一部件654前面没有限定的上游出口。环组件650安装在推力反向器660的后面，推力反向器660包括两个平移套筒部，图21中示出了其中的第一套筒部662。推力反向器660的平移套筒部662可以通过一个或者多个致动器664平移。环部654可以由包括位于环部454每一端上的致动器670的致动系统操作。将环部654连接到套筒部662上的稳定器组件680可以沿着喷嘴组件612的周围间隔布置以便减少环部654不想出现的平移和/或振动(摆动)。
继续参考图21，电动机或者驱动机构682控制环致动器670的动作。驱动机构682通过传动轴系685和齿轮箱686连接到齿槽联轴节684上。齿槽联轴节684终止于套筒部662后端齿轮箱688处，齿轮箱688连接到挠性电缆轴系690上。挠性电缆轴系690连接到平移环部654每一端上的环致动器670上。驱动机构682因而被连接到环致动器670以使环部454平移。平移环部654可以可平移地安装在例如位于环部654每一端上的上、下导向结构700上。每个平移环致动器670能够可操作地与导向结构700连接，后面会参考图22进行讨论。
图22是导向器700和环部654一端的相关致动器670的局部视图。环部654前部的平移套筒部662可被连接到导向器700的轴向延伸梁702。环部654安装到滑动安装在梁702上的轨道杆703上。第一平移环部654因而相对于套筒部662滑动安装。环致动器670的一端连接到齿轮箱708上，另一端连接到轨道杆703上。齿轮箱708利用挠性电缆690的旋转运动使致动器670沿着双向箭头658的方向平移环部654。
图23是喷嘴组件612下游部的局部截面图，沿着穿过一个稳定器组件680的纵截面。图23中的平移环部654可以沿着双向箭头658的方向平移以产生部件654前面的上游出口，如参考图8所示的实施方式所述。推力反向器660可以包括阻断门786，其可操作地连接到第一套筒部662上并且可以沿着弯箭头788的方向枢轴转动，因而阻断通过叶栅790的旁通流并使其改变定向以产生推力反向矢量。
图24是喷嘴组件612下游部沿着在平移环部454的一端穿过致动器670的纵剖面的局部截面图。
图25是喷嘴组件612的下游部沿着穿过推力反向器660的致动器664的纵剖面的局部截面图。
图26是喷嘴组件612的下游部沿着穿过齿槽联轴节684的纵剖面的局部截面图。
图27-31示出根据本发明第五实施方式的平移环组件650(图28中示意性地示出)的平移环部854、856的致动器870。每个平移环部854、856可以包括位于环部每一端上的致动器。在图27中，在面积可调喷嘴组件812一部分的截面图中示出致动器870。面积可调喷嘴组件812包括位于平移环组件650前面的推力反向器860。推力反向器860的可移动罩或套筒存在，但是为了简化说明在图27中并未示出，以使推力反向器的叶栅990可见。平移环组件650和喷嘴组件812的推力反向器860可以是例如与上述面积可调喷嘴组件412、612中的类似的结构。在图27中，推力反向器860处于收起或者非展开位置。
参考图27，平移环致动器870可以包括可以固定安装在推力反向器860前面的轴承886。在所示的实施方式中，轴承886连接可延伸轴888。轴888连接花键套管万向接头(spline bush gimbal)890，其连接滑动花键894。滑动花键894固定在轨道杆903上，轨道杆903可以固定在平移环部854的一端上(图28)。轨道杆903滑动安装在固定在推力反向器860一部分上的梁702上。第一平移环部854因而相对于推力反向器860滑动安装。在平移环部854每一端的轴承886连接传动轴系885。传动轴系885的旋转使环部854平移。
图28是可以与平移环组件850一同使用的操作和控制系统的示意图。特别参考图28以及图27，驱动单元882可以包括连接到齿轮箱920的电动机916。由电动机916提供的旋转通过齿轮箱920传递给传动轴系885。来自传动轴系885的旋转运动由环部854、856每一端上的致动器870利用以平移环部。
电动机916可以连接到主控制器单元926，而后者连接全权数字发动机控制器(FADEC)940。FADEC940因而能够控制平移环组件850的平移环部854、856的致动。FADEC940还能够控制推力反向器的致动。可线性变化的差接变压器950可连接到环部854、856上，以便向FADEC940提供位置反馈。
图29A-29C示出致动器870的三种操作模式。在图29A中，致动器890完全缩回，与平移环组件850和推力反向器860收起的操作条件相对应。在图29B中，致动器890处于展开状态，其中平移环组件850展开而推力反向器860处于收起状态。图29C中示出致动器890，其中推力反向器860处于展开状态。
图30是喷嘴组件812下游部的局部截面图，沿着穿过平移环部854一端的致动器870的纵剖面。在图30中平移环部854处于收起位置。
图31是喷嘴组件812的下游部的局部截面图，沿着穿过平移环部854一端的致动器870的纵剖面。在图31中平移环部854处于展开位置。
尽管前面已经参考优选实施方式对本发明进行描述，但是本领域技术人员应该理解在不脱离本发明的精神和范围内还可以进行各种修改、变型、变化和添加。每个实施方式中的可选部件可以利用其它公开的部件进行可能的组合以形成新的实施方式。

Claims (24)

1.一种用于涡轮风扇发动机的短舱，包括： 
(a)固定前短舱部(18)； 
(b)推力反向器(80)，包括： 
(i)置于前短舱部(18)后面的一组叶栅(88)； 
(ii)置于前短舱部后面的推力反向器套筒(82，84)，推力反向器套筒(82，84)可选地在收起位置与展开位置之间移动，其中在收起位置上推力反向器套筒(82，84)基本上覆盖叶栅(88)，在展开位置上，叶栅(88)的至少一部分没有被推力反向器套筒覆盖； 
(iii)多个推力反向器套筒致动器(90)，被配置成可选择地使推力反向器套筒(82，84)在收起位置与展开位置之间移动； 
(c)风扇喷嘴套筒(50)，置于推力反向器套筒(82，84)后面，并且可选择地在前向位置与一个或多个延伸位置之间移动，其中在风扇喷嘴套筒(50)处于延伸位置时，在风扇喷嘴套筒(50)与推力反向器套筒(82，84)之间形成上游旁通流出口(60)； 
(d)从固定前短舱部开始延伸到风扇喷嘴套筒的多个风扇喷嘴套筒致动器(70)被配置成可选择地使风扇喷嘴套筒(50)在前向位置与延伸位置之间移动，风扇喷嘴套筒致动器(70)与推力反向器套筒致动器(90)分离并间隔开；和 
(e)多个间隔的可延伸导向管(104)，所述导向管与风扇喷嘴套筒致动器分隔开，且所述导向管在推力反向器套筒(82，84)与风扇喷嘴套筒(50)之间轴向延伸，导向管(104)被配置成允许风扇喷嘴套筒(50)的纵向平移移动，并阻止风扇喷嘴套筒(50)沿着与其纵向平移移动方向交叉的方向移动。 
2.如权利要求1所述的短舱，其中风扇喷嘴套筒(50)包括置于发动机(10)第一侧上的第一风扇喷嘴套筒部(54)，和置于发动机(10)上相反的第二侧的第二风扇喷嘴套筒部(56)。 
3.如权利要求1或2所述的短舱，还包括在前短舱部上的横向舱壁(110)，其中推力反向器套筒和风扇喷嘴套筒可移动地连接到横向舱壁上。 
4.如权利要求3所述的短舱，还包括： 
(a)连接到横向舱壁上的梁，所述梁具有至少第一导轨； 
(b)连接到推力反向器套筒上的第一轨道杆，第一轨道杆滑动接合在梁导轨中； 
(c)连接到推力反向器套筒的第二导轨；和 
(d)连接到风扇喷嘴套筒上的第二轨道杆，第二轨道杆滑动接合在第二导轨中。 
5.如权利要求4所述的短舱，其中第一或者第二轨道杆的滑动运动由至少一种机械、电气、液压或者气动装置来驱动。 
6.一种用于涡轮风扇航空发动机(10)的短舱，包括： 
(a)固定前短舱部(18)，其具有入口端和相反的后端； 
(b)推力反向器(80)，包括： 
(i)置于固定前短舱部后端后面的叶栅组(88)； 
(ii)具有前缘和后缘的平移推力反向器套筒(82，84)，推力反向器套筒(82，84)可移动地置于固定前短舱部(18)后端的后面，推力反向器套筒(82，84)可以在收起位置与展开位置之间移动，其中在收起位置上前缘靠近固定前短舱部(18)的后端，并且推力反向器套筒(82，84)基本上覆盖叶栅组(88)，在展开位置上，推力反向器套筒(82、84)基本上置于叶栅组(88)的后面，叶栅组(88)基本上没有被覆盖；和 
(iii)从固定前短舱部(18)延伸到推力反向器套筒(82，84)的至少一个推力反向器致动器(90)，其可操作以可选择地使推力反向器套筒(82，84)在收起位置与展开位置之间移动； 
(c)具有前缘的平移风扇喷嘴套筒(50)，风扇喷嘴套筒(50)可移动地置于推力反向器套筒(82，84)后面，风扇喷嘴套筒(50)可 以在前向位置和延伸位置之间移动，其中在前向位置上前缘靠近推力反向器套筒(82，84)的后缘，在延伸位置上上游旁通流出口(60)置于风扇喷嘴套筒(50)的前缘与推力反向器套筒(82，84)的后缘之间； 
(d)与推力反向器致动器(90)分离并且间隔开的至少一个风扇喷嘴致动器(70)，风扇喷嘴致动器(70)被配置成可选择地使风扇喷嘴套筒(50)在前向位置与延伸位置之间移动；和 
(e)多个间隔的可延伸导向管(104)，所述导向管与所述至少一个风扇喷嘴致动器分隔开，且所述导向管在推力反向器套筒(82，84)与风扇喷嘴套筒(50)之间轴向延伸，导向管(104)被配置成允许风扇喷嘴套筒(50)的纵向平移移动，并阻止风扇喷嘴套筒(50)沿着与其纵向平移移动方向交叉的方向移动。 
7.如权利要求6所述的短舱，其中平移推力反向器套筒(82，84)包括第一弧形推力反向器套筒部(82)和第二弧形推力反向器套筒部(84)，其中至少一个推力反向器致动器(90)可操作以可选择地使第一推力反向器套筒部(82)在收起位置与展开位置之间移动，并且其中至少一个推力反向器致动器(90)可操作以可选择地使第二推力反向器套筒部(84)在收起位置与展开位置之间移动。 
8.如权利要求6所述的短舱，其中平移风扇喷嘴套筒(50)包括具有第一端和第二端的第一弧形风扇喷嘴套筒部(54)，和具有第三端和第四端的第二弧形风扇喷嘴套筒部(56)，其中至少一个风扇喷嘴致动器(70)可操作以可选择地使第一风扇喷嘴套筒部(54)在前向位置与延伸位置之间移动，并且其中至少一个风扇喷嘴致动器(70)可操作以可选择地使第二风扇喷嘴套筒部(56)在前向位置与延伸位置之间移动。 
9.如权利要求8所述的短舱，还包括横向舱壁(110)，其中第一弧形风扇喷嘴套筒部(54)的第一端与第二弧形风扇喷嘴套筒部(56)的第三端滑动连接到横向舱壁(110)的上部，并且其中第一弧形风扇喷嘴套筒部(54)的第二端与第二弧形风扇喷嘴套筒部(56)的第四端滑动连接到横向舱壁(110)的下部。 
10.如权利要求9所述的短舱，其中相应于第一和第二风扇喷嘴套筒部(54，56)的第一端、第二端、第三端和第四端中的每一个通过导向机构(102)可移动地连接到横向舱壁(110)上，所述导向机构(102)包括： 
(a)连接到横向舱壁(110)并且从横向舱壁(110)向后延伸的梁(106)； 
(b)连接到梁(106)的第一导轨(108)； 
(c)连接到推力反向器套筒(82，84)上并且与第一导轨(108)滑动接合的第一轨道杆(114)； 
(d)连接到推力反向器套筒(82，84)上的至少第二导轨(116)； 
(e)与第二导轨(116)滑动接合的第二轨道杆(120)，第二轨道杆(120)连接相应风扇喷嘴套筒部(54，56)的一端。 
11.如权利要求10所述的短舱，其中第一或者第二轨道杆(114，120)的滑动由至少一种机械、电气、液压或者气动装置来驱动。 
12.如权利要求6至11中任一项所述的短舱，其中风扇喷嘴致动器(70)可操作以移动风扇喷嘴套筒(50)，使得在风扇喷嘴套筒(50)处于延伸位置时，风扇喷嘴套筒的前缘距推力反向器套筒(82，84)的后缘为选定距离，由此能够可选择地改变上游旁通流出口(60)的宽度。 
13.如权利要求6至11中任一项所述的短舱，还包括置于风扇喷嘴套筒(50)前缘与推力反向器套筒(82，84)后缘之间的密封装置(130)，密封装置(130)被配置成在风扇喷嘴套筒(50)处于前向位置时基本上阻挡风扇喷嘴套筒(50)的前缘与推力反向器套筒(82，84)的后缘之间的气流。 
14.一种用于涡轮风扇航空发动机的短舱，包括： 
(a)固定前短舱部(18)，其具有入口端和相反的后端； 
(b)具有前缘的平移风扇喷嘴套筒(254，256)，风扇喷嘴套筒(254，256)可移动地布置在前短舱部(18)的后面，风扇喷嘴套筒(254，256)可以在前向位置与一个或多个延伸位置之间移动，在前向位置上所述前缘靠近前短舱部(18)的后端，其间没有设置叶栅型推力反向器，在延伸位置中上游旁通流出口(260)置于风扇喷嘴套筒(254，256)的前缘与前短舱部 (18)的后端之间；和 
(c)从固定前短舱部(18)延伸到风扇喷嘴套筒(254，256)的至少一个风扇喷嘴致动器(270)，风扇喷嘴致动器(270)可操作以可选择地使风扇喷嘴套筒(254，256)在前向位置与延伸位置之间移动，和 
多个间隔的可延伸导向管(304)，所述导向管与所述至少一个风扇喷嘴致动器分隔开，且所述导向管在前短舱部与风扇喷嘴套筒(254，256)之间轴向延伸，导向管(304)被配置成允许风扇喷嘴套筒(254，256)的纵向平移移动，并阻止风扇喷嘴套筒(254，256)沿着与其纵向平移移动方向交叉的方向移动。 
15.如权利要求14所述的短舱，其中平移风扇喷嘴套筒(254，256)包括具有第一端和第二端的第一弧形风扇喷嘴套筒部(254)，和具有第三端和第四端的第二弧形风扇喷嘴套筒部(256)，其中至少一个风扇喷嘴致动器(270)可操作以可选择地使第一风扇喷嘴套筒部(254)移动到前向位置与延伸位置之间的一个或多个位置，并且其中至少一个风扇喷嘴致动器(270)可操作以可选择地使第二风扇喷嘴套筒部(256)移动到前向位置与延伸位置之间的一个或多个位置。 
16.如权利要求15所述的短舱，还包括横向舱壁(310)，其中第一弧形风扇喷嘴套筒部(254)的第一端与第二弧形风扇喷嘴套筒部(256)的第三端滑动连接到横向舱壁(310)的上部，并且其中第一弧形风扇喷嘴套筒部(254)的第二端与第二弧形风扇喷嘴套筒部(256)的第四端滑动连接到横向舱壁(310)的下部。 
17.如权利要求16所述的短舱，其中相应于第一和第二风扇喷嘴套筒部(254，256)的第一端、第二端、第三端和第四端中的每一个通过导向机构(102)移动连接到横向舱壁(310)上，所述导向机构(102)包括： 
(a)连接到横向舱壁(310)并且从横向舱壁(310)向后延伸的梁(106)； 
(b)连接到梁(106)的至少一个导轨(108)； 
(c)与导轨(108)滑动接合并且连接到相应风扇喷嘴套筒部(254，256)一端的至少一个轨道杆(114)。 
18.如权利要求14至17中任一项所述的短舱，其中风扇喷嘴致动器(270)可操作以移动风扇喷嘴套筒(254，256)，使得在风扇喷嘴套筒(254，256)处于延伸位置时，风扇喷嘴套筒(254，256)的前缘距前短舱部(18)的后缘为选定距离，由此允许可选择地改变上游旁通流出口(260)的宽度。 
19.如权利要求14至17中任一项所述的短舱，还包括沿着前短舱部(18)后端延伸的泡形整流罩(320)，在风扇喷嘴套筒(254，256)处于前向位置时，泡形整流罩(320)与平移风扇喷嘴套筒(254，256)的前缘至少部分重叠。 
20.如权利要求19所述的短舱，其中风扇喷嘴致动器(270)的一部分通过泡形整流罩(320)中的致动器开口延伸到风扇喷嘴套筒(254，256)，并且所述短舱还包括至少部分覆盖致动器开口的泡形整流罩(320)上的上游整流罩(324)，和至少部分覆盖风扇喷嘴致动器(270)所述部分的下游整流罩(328)。 
21.如权利要求16所述的短舱，其中固定前短舱部(18)上的海狸尾式分离整流罩(330)的上游部(332)至少部分覆盖从横向舱壁(310)向后延伸的梁(106)的前部，并且其中风扇喷嘴套筒(254，256)上的海狸尾式分离整流罩(330)的下游部(334)至少部分覆盖梁(106)的后部，其中海狸尾式分离整流罩(330)的上游部和下游部(332，334)相结合，以在平移风扇喷嘴套筒(254，256)处于前向位置时形成大致连续轮廓的外表面。 
22.一种用于涡轮风扇航空发动机的短舱，包括： 
(a)固定前短舱部(18)，其具有入口端和相反的后端； 
(b)具有前缘的平移风扇喷嘴套筒(254，256)，风扇喷嘴套筒(254，256)可移动地布置在前短舱部(18)的后面，风扇喷嘴套筒(254，256)可以在前向位置与一个或多个延伸位置之间移动，在前向位置上所述前缘靠近前短舱部(18)的后端，其间没有设置叶栅型推力反向器，在延伸位置中上游旁通流出口(260)置于风扇喷嘴套筒(254，256)的前缘与前短舱部(18)的后端之间； 
(c)从固定前短舱部(18)延伸到风扇喷嘴套筒(254，256)的至少一个风扇喷嘴致动器(270)，风扇喷嘴致动器(270)可操作以可选择地使风扇喷嘴套筒(254，256)在前向位置与延伸位置之间移动；和 
沿着前短舱部(18)后端延伸的泡形整流罩(320)，在风扇喷嘴套筒(254，256)处于前向位置时，泡形整流罩(320)与平移风扇喷嘴套筒(254，256)的前缘至少部分重叠。 
23.如权利要求22所述的短舱，其中风扇喷嘴致动器(270)的一部分通过泡形整流罩(320)中的致动器开口延伸到风扇喷嘴套筒(254，256)，并且所述短舱还包括至少部分覆盖致动器开口的泡形整流罩(320)上的上游整流罩(324)，和至少部分覆盖风扇喷嘴致动器(270)所述部分的下游整流罩(328)。 
24.一种用于涡轮风扇航空发动机的短舱，包括： 
(a)固定前短舱部(18)，其具有入口端和相反的后端； 
(b)具有前缘的平移风扇喷嘴套筒(254，256)，风扇喷嘴套筒(254，256)可移动地布置在前短舱部(18)的后面，风扇喷嘴套筒(254，256)可以在前向位置与一个或多个延伸位置之间移动，在前向位置上所述前缘靠近前短舱部(18)的后端，其间没有设置叶栅型推力反向器，在延伸位置中上游旁通流出口(260)置于风扇喷嘴套筒(254，256)的前缘与前短舱部(18)的后端之间； 
(c)从固定前短舱部(18)延伸到风扇喷嘴套筒(254，256)的至少一个风扇喷嘴致动器(270)，风扇喷嘴致动器(270)可操作以可选择地使风扇喷嘴套筒(254，256)在前向位置与延伸位置之间移动；和 
(d)横向舱壁(310)，其中第一弧形风扇喷嘴套筒部(254)的第一端与第二弧形风扇喷嘴套筒部(256)的第三端滑动连接到横向舱壁(310)的上部，并且其中第一弧形风扇喷嘴套筒部(254)的第二端与第二弧形风扇喷嘴套筒部(256)的第四端滑动连接到横向舱壁(310)的下部；其中固定前短舱部(18)上的海狸尾式分离整流罩(330)的上游部(332)至少部分覆盖从横向舱壁(310)向后延伸的梁(106)的前部，并且其中风扇喷嘴套筒(254，256)上的海狸尾式分离整流罩(330)的下游部(334)至少部分覆盖梁(106)的后部，其中海狸尾式分离整流罩(330)的上游部和下游部 (332，334)相结合，以在平移风扇喷嘴套筒(254，256)处于前向位置时形成大致连续轮廓的外表面。 
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Families Citing this family (144)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2074301B1 (en) * 2006-10-12 2016-02-24 United Technologies Corporation Turbofan engine with thrust vectoring for starting and landing
US20080273961A1 (en) 2007-03-05 2008-11-06 Rosenkrans William E Flutter sensing and control system for a gas turbine engine
US9759087B2 (en) 2007-08-08 2017-09-12 Rohr, Inc. Translating variable area fan nozzle providing an upstream bypass flow exit
WO2009029401A2 (en) 2007-08-08 2009-03-05 Rohr, Inc. Variable area fan nozzle with bypass flow
US9701415B2 (en) 2007-08-23 2017-07-11 United Technologies Corporation Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle
US10167813B2 (en) 2007-08-23 2019-01-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine with fan variable area nozzle to reduce fan instability
US8074440B2 (en) * 2007-08-23 2011-12-13 United Technologies Corporation Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle
US9494084B2 (en) 2007-08-23 2016-11-15 United Technologies Corporation Gas turbine engine with fan variable area nozzle for low fan pressure ratio
FR2922059B1 (fr) * 2007-10-04 2014-07-04 Aircelle Sa Actionneur lineaire telescopique double action a systeme d'entrainement a moteur unique
FR2922058B1 (fr) * 2007-10-04 2009-12-04 Aircelle Sa Actionneur lineaire telescopique pour deplacer un premier et un second elements relativement a un element fixe
US20090226303A1 (en) * 2008-03-05 2009-09-10 Grabowski Zbigniew M Variable area fan nozzle fan flutter management system
US9074531B2 (en) 2008-03-05 2015-07-07 United Technologies Corporation Variable area fan nozzle fan flutter management system
US8220738B2 (en) * 2008-11-26 2012-07-17 Mra Systems, Inc. Nacelle and method of assembling the same
US9188025B2 (en) * 2008-11-26 2015-11-17 Mra Systems, Inc. Apparatus for facilitating access to a nacelle interior
US9188026B2 (en) * 2008-11-26 2015-11-17 Mra Systems, Inc. Apparatus for facilitating access to a nacelle interior and method of assembling the same
EP2239449B1 (en) * 2009-04-06 2015-09-30 Rohr, Inc. Nacelle assembly for turbofan aircraft engines
EP2278146B1 (en) * 2009-06-16 2013-07-24 Rohr, Inc. Actuation system for a translating variable area fan nozzle
FR2947870B1 (fr) * 2009-07-09 2011-07-08 Aircelle Sa Systeme d'actionnement pour element mobile de nacelle de moteur d'aeronef, tel qu'un capot d'inverseur de poussee
DE102009033755A1 (de) * 2009-07-17 2011-01-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Turbofantriebwerk
GB0917057D0 (en) 2009-09-29 2009-11-11 Goodrich Actuation Systems Ltd Thrust reverser actuation
US20110120079A1 (en) 2009-11-24 2011-05-26 Schwark Jr Fred W Variable area fan nozzle stiffeners and placement
US8443586B2 (en) * 2009-11-24 2013-05-21 United Technologies Corporation Variable area fan nozzle bearing track
US20110120078A1 (en) * 2009-11-24 2011-05-26 Schwark Jr Fred W Variable area fan nozzle track
FR2954278B1 (fr) * 2009-12-18 2012-01-20 Aircelle 7303 Structure support pour inverseur de poussee notamment a grilles
US8869507B2 (en) * 2010-01-13 2014-10-28 United Technologies Corporation Translatable cascade thrust reverser
US9470108B2 (en) * 2010-02-22 2016-10-18 American Airlines, Inc. Thrust reverser cowl rack
FR2957979B1 (fr) * 2010-03-25 2012-03-30 Aircelle Sa Dispositif d'inversion de poussee
FR2959488B1 (fr) * 2010-04-28 2012-05-18 Aircelle Sa Nacelle pour moteur d'aeronef a inverseur de poussee a grilles et a tuyere adaptative
US8875486B2 (en) * 2010-05-17 2014-11-04 Rohr, Inc. Guide system for nacelle assembly
US10041442B2 (en) 2010-06-11 2018-08-07 United Technologies Corporation Variable area fan nozzle
US8511973B2 (en) 2010-06-23 2013-08-20 Rohr, Inc. Guide system for nacelle assembly
US8800261B2 (en) * 2010-07-19 2014-08-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine with noise attenuating variable area fan nozzle
US8997497B2 (en) * 2010-10-29 2015-04-07 United Technologies Corporation Gas turbine engine with variable area fan nozzle
US8978356B2 (en) * 2010-12-03 2015-03-17 The Boeing Company Thrust reverser and variable area fan nozzle actuation system and method
US9416751B2 (en) * 2010-12-07 2016-08-16 Hamilton Sundstrand Corporation Actuation system
US20120139531A1 (en) * 2010-12-07 2012-06-07 Hamilton Sundstrand Corporation Position detecting system
US8713911B2 (en) * 2010-12-15 2014-05-06 Woodward Hrt, Inc. System and method for operating a thrust reverser for a turbofan propulsion system
US8720183B2 (en) * 2011-03-02 2014-05-13 Spirit Aerosystems, Inc. Thrust reverser translating sleeve assembly
US9021813B2 (en) 2011-07-18 2015-05-05 The Boeing Company Cable-actuated variable area fan nozzle with elastomeric seals
FR2978800B1 (fr) 2011-08-05 2014-05-23 Aircelle Sa Nacelle de turboreacteur a tuyere variable
US20130078081A1 (en) * 2011-09-28 2013-03-28 Honeywell International Inc. Vafn systems with improved drive coupling assemblies and brakes
US9086034B2 (en) * 2011-10-13 2015-07-21 Rohr, Inc. Thrust reverser cascade assembly with flow deflection shelf
US9803663B2 (en) 2011-10-27 2017-10-31 Parker-Hannifin Corporation Telescoping fluid porting tube
US9151183B2 (en) * 2011-11-21 2015-10-06 United Technologies Corporation Retractable exhaust liner segment for gas turbine engines
US20130145743A1 (en) * 2011-12-08 2013-06-13 Honeywell International Inc. Case assembly with fuel driven actuation systems
US9316112B2 (en) * 2011-12-21 2016-04-19 Rohr, Inc. Variable area fan nozzle with drive system health monitoring
SG11201403586QA (en) * 2011-12-30 2014-07-30 United Technologies Corp Gas turbine engine with fan variable area nozzle to reduce fan instability
SG11201403544TA (en) * 2011-12-30 2014-07-30 United Technologies Corp Gas turbine engine with fan variable area nozzle for low fan pressure ratio
US8727275B2 (en) 2012-01-27 2014-05-20 Rohr, Inc. Nacelle
US20130340435A1 (en) * 2012-01-31 2013-12-26 Gregory M. Savela Gas turbine engine aft spool bearing arrangement and hub wall configuration
US20130195647A1 (en) * 2012-01-31 2013-08-01 Marc J. Muldoon Gas turbine engine bearing arrangement including aft bearing hub geometry
US9593628B2 (en) 2012-01-31 2017-03-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine variable area fan nozzle with ice management
US8375699B1 (en) 2012-01-31 2013-02-19 United Technologies Corporation Variable area fan nozzle with wall thickness distribution
US9394852B2 (en) 2012-01-31 2016-07-19 United Technologies Corporation Variable area fan nozzle with wall thickness distribution
US8869508B2 (en) 2012-01-31 2014-10-28 United Technologies Corporation Gas turbine engine variable area fan nozzle control
US9476320B2 (en) 2012-01-31 2016-10-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine aft bearing arrangement
US9255546B2 (en) * 2012-02-02 2016-02-09 Spirit AreoSystems, Inc. Cascade-style variable area fan duct nozzle
US9783315B2 (en) * 2012-02-24 2017-10-10 Rohr, Inc. Nacelle with longitudinal translating cowling and rotatable sleeves
FR2987600B1 (fr) * 2012-03-02 2014-02-28 Aircelle Sa Nacelle aplatie de turboreacteur
US9097209B2 (en) 2012-03-27 2015-08-04 United Technologies Corporation Gas turbine engine thrust reverser system
US9194296B2 (en) 2012-05-18 2015-11-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Inner bypass duct wall attachment
US9303590B2 (en) 2012-05-22 2016-04-05 Spirit Aerosystems, Inc. Variable area fan nozzle actuation system
US9482180B2 (en) 2012-05-24 2016-11-01 The Boeing Company Thrust reverser system
US9617871B2 (en) * 2012-07-24 2017-04-11 Rohr, Inc. AFT cascade translating variable area fan nozzle
US10145335B2 (en) * 2012-09-28 2018-12-04 United Technologies Corporation Turbomachine thrust reverser
WO2014051667A1 (en) * 2012-09-28 2014-04-03 United Technologies Corporation Divot for blocker doors of thrust reverser system
EP2906808A4 (en) * 2012-10-10 2015-11-11 United Technologies Corp GEARBOX MOTOR WITH A D-CHANNEL AND A BRAIL
GB201219366D0 (en) * 2012-10-29 2012-12-12 Rolls Royce Deutschland & Co Kg Aeroengine thrust reverser arrangement
US9989009B2 (en) * 2012-10-31 2018-06-05 The Boeing Company Methods and apparatus for sealing variable area fan nozzles of jet engines
EP2964944B8 (en) * 2013-03-04 2021-04-07 Raytheon Technologies Corporation Pivot door thrust reverser with variable area nozzle
EP2971657B1 (en) * 2013-03-12 2021-08-04 Raytheon Technologies Corporation Expanding shell flow control device
EP2971656B1 (en) * 2013-03-15 2020-03-04 United Technologies Corporation Aerodynamic track fairing for a gas turbine engine fan nacelle
WO2014143267A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-18 United Technologies Corporation Gas turbine engine with low fan noise
US9447749B2 (en) 2013-04-02 2016-09-20 Rohr, Inc. Pivoting blocker door for thrust reverser
US9581109B1 (en) 2013-04-11 2017-02-28 Geoffrey P. Pinto Axially translating and radially tilting fan nozzle segments with combined actuation and position sensing
US10040563B1 (en) * 2013-04-11 2018-08-07 Geoffrey P. Pinto Dual panel actuator system for jet engines
FR3005697B1 (fr) * 2013-05-14 2017-08-25 Aircelle Sa Ensemble propulsif pour aeronef
US9581145B2 (en) * 2013-05-14 2017-02-28 The Boeing Company Shape memory alloy actuation system for variable area fan nozzle
FR3006378B1 (fr) 2013-05-29 2015-05-15 Aircelle Sa Nacelle de turboreacteur comportant un dispositif d'inversion de pousse a portes, comprenant des flancs interieurs sur les cotes de l'ouverture
US9650991B2 (en) 2013-06-27 2017-05-16 The Boeing Company Pivoting ring petal actuation for variable area fan nozzle
CN103470400B (zh) * 2013-07-24 2015-09-09 南京航空航天大学 一种进出口形状可控的吸气式高超声速飞行器排气喷管的设计方法
WO2015054233A1 (en) * 2013-10-07 2015-04-16 Rohr, Inc. Hybrid inner fixed structure with metallic and composite construction
CN103575516B (zh) * 2013-10-08 2016-01-27 北京动力机械研究所 用于可调尾喷管的喉道涨缩灵活性检测装置
FR3011820B1 (fr) 2013-10-11 2017-03-31 Aircelle Sa Nacelle pour moteur d'aeronef a tuyere de section variable
US9488130B2 (en) 2013-10-17 2016-11-08 Honeywell International Inc. Variable area fan nozzle systems with improved drive couplings
US20150107222A1 (en) * 2013-10-18 2015-04-23 Rohr, Inc. Thrust reverser fan ramp partially formed on aft end of fan case
US20150108247A1 (en) * 2013-10-21 2015-04-23 Rohr, Inc. Inverted track beam attachment flange
US9650993B2 (en) 2013-10-23 2017-05-16 Honeywell International Inc. Rotary hydraulic motor driven hybrid thrust reverser actuation system with end-of-stroke snubbing
GB201322380D0 (en) 2013-12-18 2014-02-05 Rolls Royce Plc Gas turbine cowl
FR3016863B1 (fr) * 2014-01-29 2017-05-26 Snecma Nacelle pour turboreacteur d'avion
US9617922B2 (en) * 2014-03-27 2017-04-11 Hamilton Sundstrand Corporation Jet engine actuation system
US10077739B2 (en) * 2014-04-24 2018-09-18 Rohr, Inc. Dual actuation system for cascade and thrust reverser panel for an integral cascade variable area fan nozzle
US9869275B2 (en) * 2014-04-24 2018-01-16 Rohr, Inc. Single actuator variable area fan nozzle system and method
US10161356B2 (en) * 2014-06-02 2018-12-25 Ge Aviation Systems Llc Integrated thrust reverser actuation system
FR3023324B1 (fr) * 2014-07-01 2020-04-24 Safran Nacelles Inverseur de poussee d’une nacelle de turboreacteur, comprenant des decoupes d’evitement du bec mobile de l’aile
US10502159B2 (en) * 2014-10-01 2019-12-10 Hamilton Sundstrand Corporation Electric boost actuation system for translating rings
DE102014223109A1 (de) * 2014-11-12 2016-05-12 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Triebwerksverkleidung einer Gasturbine mit Schubumkehrvorrichtung und verstellbarer Ausströmdüse
FR3031727B1 (fr) * 2015-01-21 2019-07-12 Safran Nacelles Dispositif d’inversion de poussee a grilles mobiles et berceau pour nacelle pour mat du type corps
DE102015203219A1 (de) * 2015-02-23 2016-08-25 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Triebwerksverkleidung einer Gasturbine mit Schubumkehrvorrichtung und im Querschnitt verstellbarer Ausströmdüse
FR3033841B1 (fr) * 2015-03-17 2017-04-28 Aircelle Sa Inverseur de poussee pour nacelle de turboreacteur d’aeronef
US9951717B2 (en) 2015-04-15 2018-04-24 Hamilton Sundstrand Corporation Asymmetric load compensation system
US10422301B2 (en) * 2015-07-13 2019-09-24 The Boeing Company Telescoping electrical cable
CN105134408B (zh) * 2015-09-18 2017-09-22 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种二元塞式喷管单作动系统控制机构
US10378479B2 (en) 2015-10-19 2019-08-13 General Electric Company Variable effective area fan nozzle
US10197007B2 (en) * 2016-01-14 2019-02-05 General Electric Company Method and system for controlling core cowl vent area
EP3193003A1 (en) * 2016-01-15 2017-07-19 Goodrich Actuation Systems Ltd. Thrust reverser actuation system architecture
US20170283081A1 (en) * 2016-04-05 2017-10-05 Rohr, Inc. Securing a translating fanlet for an aircraft propulsion system nacelle
CN106194494B (zh) * 2016-08-09 2018-01-05 南京理工大学 一种用于微型涡喷发动机加力燃烧室的可调喷管
US10648428B2 (en) 2016-08-24 2020-05-12 Honeywell International Inc. Aircraft thrust reverser system with hydraulic assist device
US10352273B2 (en) 2016-11-08 2019-07-16 Rohr, Inc. Track beam with composite lug
US11022071B2 (en) 2016-12-21 2021-06-01 The Boeing Company Load distribution panel assembly, system and method
CN109209676B (zh) * 2017-06-30 2019-12-20 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种反推力装置阻流门密封机构
EP3450736B1 (de) 2017-09-04 2024-11-20 Brandenburgische Technische Universität Cottbus-Senftenberg Strahltriebwerk mit schubdüse variabler geometrie sowie schubumkehrvorrichtung
EP3896272A1 (en) 2017-09-28 2021-10-20 Goodrich Actuation Systems Limited Improved locking system and torque limiter for an electrically actuated thrust reverser
US10393065B2 (en) 2017-11-09 2019-08-27 United Technologies Corporation Variable nozzle apparatus
GB201720950D0 (en) 2017-12-15 2018-01-31 Short Brothers Plc Variable area fan nozzle for turbofan aircraft engine
FR3075760B1 (fr) * 2017-12-21 2020-01-31 Safran Nacelles Nacelle de moteur d’aeronef
CN109956044B (zh) * 2017-12-22 2022-03-11 空中客车运营简化股份公司 喷气发动机的短舱
PL235797B1 (pl) 2018-02-21 2020-10-19 Gen Electric Zespół dyszy dzwonowej do silników turbogazowych oraz sposób odwracania ciągu silnika turbowentylatorowego
FR3079213B1 (fr) * 2018-03-23 2020-02-28 Airbus Operations Nacelle equipee d'un systeme inverseur comportant des portes et des systemes anti-vibration des portes en position stockee
US11208970B2 (en) * 2018-06-28 2021-12-28 Rohr, Inc. Aft cascade ring design concept
RU2734328C2 (ru) * 2018-08-06 2020-10-15 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Устройство привода сдвижки реверсивного устройства газотурбинного двигателя
CN108844708B (zh) * 2018-09-11 2020-03-10 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种引射式短舱音速喷嘴组合排列方法
FR3086007B1 (fr) * 2018-09-18 2020-09-04 Safran Nacelles Nacelle de turboreacteur avec un inverseur de poussee a grilles comprenant un secteur de commande des volets
FR3087498B1 (fr) * 2018-10-22 2021-03-05 Airbus Operations Sas Turboreacteur comportant une nacelle equipee d’un systeme d’inversion de poussee mobile en translation et d’un carter de soufflante equipe de supports
CN109882312A (zh) * 2019-03-18 2019-06-14 北京航空航天大学 一种双层套筒式反推装置
GB201906164D0 (en) * 2019-05-02 2019-06-19 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
US20210025352A1 (en) * 2019-07-25 2021-01-28 Gulfstream Aerospace Corporation Propulsion system for an aircraft and method of manufacturing a propulsion system for an aircraft
EP3783246A1 (en) * 2019-08-23 2021-02-24 Goodrich Actuation Systems Limited Ballscrew seal
US11066179B2 (en) 2019-09-09 2021-07-20 Rohr, Inc Fire seal assembly for nacelle doors
FR3102144B1 (fr) * 2019-10-16 2021-10-01 Safran Système propulsif pour un aéronef
US11512665B2 (en) * 2020-03-20 2022-11-29 The Boeing Company Locking linear actuator
US11286878B2 (en) 2020-03-31 2022-03-29 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Variable area nozzle exhaust system with integrated thrust reverser
US11781502B2 (en) * 2020-05-05 2023-10-10 Rohr, Inc. Actuation system for a thrust reverser of an aircraft propulsion system
CN112761823B (zh) * 2020-12-19 2022-03-18 湖北航天飞行器研究所 一种扩张段侧向引流推力矢量控制喷管
US11994087B2 (en) * 2021-12-06 2024-05-28 Rohr, Inc. Variable area nozzle and method for operating same
US20230265812A1 (en) * 2022-02-18 2023-08-24 Stephen Michael Roberts Variable Area Fan Nozzle Actuation System
CN115163328B (zh) * 2022-04-24 2023-01-17 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种用于二元矢量喷管的改进型外调节结构
US12270356B2 (en) * 2022-08-01 2025-04-08 Rohr, Inc. Thrust reverser cascade with one or more flow disrupters
US11873781B1 (en) * 2022-08-01 2024-01-16 Rohr, Inc. Thrust reverser cascade with one or more flow stabilizers
US12258923B2 (en) * 2023-03-13 2025-03-25 General Electric Company Cowl assembly for a propulsor
US11891964B1 (en) 2023-08-14 2024-02-06 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Method of manufacture of plug nozzle with thrust reverser
US12025074B1 (en) 2023-08-14 2024-07-02 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Plug nozzle for high mach gas turbine engines
US12228096B1 (en) 2023-08-14 2025-02-18 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Plug nozzle and thrust reverser for high mach gas turbine engines

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3820719A (en) * 1972-05-09 1974-06-28 Rolls Royce 1971 Ltd Gas turbine engines
US4922713A (en) * 1987-11-05 1990-05-08 Societe Anonyme Dite Hispano-Suiza Turbojet engine thrust reverser with variable exhaust cross-section
CN1046370A (zh) * 1989-04-11 1990-10-24 通用电气公司 轴线对称可转向排气喷口
EP0779429A2 (en) * 1995-12-14 1997-06-18 United Technologies Corporation Variable area exhaust nozzle for turbofan
US5806302A (en) * 1996-09-24 1998-09-15 Rohr, Inc. Variable fan exhaust area nozzle for aircraft gas turbine engine with thrust reverser
US5960626A (en) * 1996-11-14 1999-10-05 Societe Hispano Suiza Electric control system for a turbojet engine thrust reverser including an electromechanical drive device and a locking device which are controlled by an electronic control unit
EP1004798A1 (en) * 1998-11-23 2000-05-31 Lucas Industries Limited Actuator
EP1052427A2 (en) * 1999-05-14 2000-11-15 Lucas Industries Limited Actuator
WO2002103189A1 (en) * 2001-06-15 2002-12-27 Honeywell International Inc. System and method for sustaining electic power during a momentary power interruption in an electric thrust reverser actuation system

Family Cites Families (115)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2510606A (en) * 1943-05-22 1950-06-06 Lockheed Aircraft Corp Turbine construction
US2950595A (en) 1954-11-01 1960-08-30 Marquardt Corp Thrust reverser
US3109284A (en) * 1956-06-14 1963-11-05 Power Jets Res & Dev Ltd Discharge nozzles for propulsive jets
GB841110A (en) 1957-03-13 1960-07-13 Rolls Royce Improvements in or relating to jet propulsion nozzle arrangements
GB913699A (zh) * 1959-12-18
FR1260040A (fr) 1960-03-07 1961-05-05 Snecma Dispositif déviateur de jet
US3360308A (en) 1964-12-23 1967-12-26 Gen Motors Corp Actuator assembly
US3262270A (en) * 1965-06-07 1966-07-26 Gen Electric Thrust reverser
US3404581A (en) 1967-04-18 1968-10-08 Sargent Industries Ball screw actuator
US3460762A (en) * 1967-07-24 1969-08-12 Mc Donnell Douglas Corp Thrust reverser roller latch
US3511055A (en) * 1968-05-29 1970-05-12 Rohr Corp Thrust reverser
US3572463A (en) * 1969-04-23 1971-03-30 Rohr Corp Method and apparatus for suppressing the noise of an aircraft jet engine
US3665709A (en) * 1970-06-04 1972-05-30 Rohr Corp Thrust reversing apparatus
GB1365491A (en) 1971-01-02 1974-09-04 Dowty Rotol Ltd Gas turbine ducted fan engines and fans therefor
US3779010A (en) 1972-08-17 1973-12-18 Gen Electric Combined thrust reversing and throat varying mechanism for a gas turbine engine
US3797785A (en) * 1972-08-31 1974-03-19 Rohr Industries Inc Thrust modulating apparatus
US3981450A (en) * 1975-09-22 1976-09-21 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force In-flight modulating thrust reverser
GB1583952A (en) * 1976-07-13 1981-02-04 Short Brothers & Harland Ltd Gas turbine engines
US4337868A (en) 1980-02-19 1982-07-06 Harnischfeger Corporation Telescopic crane boom having rotatable extend/retract screws
US4375276A (en) 1980-06-02 1983-03-01 General Electric Company Variable geometry exhaust nozzle
US4407120A (en) 1980-08-25 1983-10-04 Rohr Industries, Inc. Thrust reverser geared linkage
FR2496766A1 (fr) * 1980-12-23 1982-06-25 Snecma Dispositif de guidage de carenage mobile d'un systeme d'inversion de poussee
EP0109219A3 (en) 1982-11-12 1985-11-13 LUCAS INDUSTRIES public limited company Thrust reversing apparatus for a gas turbine engine
US4519561A (en) 1983-05-23 1985-05-28 Rohr Industries, Inc. Aircraft thrust reverser mechanism
US4521707A (en) 1983-12-12 1985-06-04 The Boeing Company Triple redundant electromechanical linear actuator and method
JPS61279522A (ja) 1985-06-05 1986-12-10 Ichikou Eng Kk 取出機用昇降装置
US4807434A (en) * 1987-12-21 1989-02-28 The Boeing Company Thrust reverser for high bypass jet engines
FR2651278B1 (fr) 1989-08-23 1994-05-06 Hispano Suiza Inverseur a grilles sans capot coulissant pour turboreacteur.
US5050803A (en) * 1989-10-12 1991-09-24 General Electric Company Actuation system for positioning a vectoring exhaust nozzle
FR2669679B1 (fr) 1990-11-28 1994-04-29 Sud Ouest Conception Aeronauti Tuyere d'ejection de gaz pour moteur a reaction et moteur a reaction equipe d'une telle tuyere, en particulier moteur du type a flux separes.
US5174502A (en) * 1991-05-10 1992-12-29 General Electric Company Support for a translating nozzle vectoring ring
US5313788A (en) * 1991-08-07 1994-05-24 General Electric Company Thrust reversing arrangement for a long duct mixed flow exhaust turbofan engine
US5228641A (en) 1991-08-15 1993-07-20 Rohr, Inc. Cascade type aircraft engine thrust reverser with hidden link actuator
FR2680547B1 (fr) 1991-08-21 1993-10-15 Hispano Suiza Inverseur de poussee de turboreacteur ayant un bord de deviation a courbure evolutive.
US5209057A (en) * 1991-10-23 1993-05-11 Rohr, Inc. Rack and pinion actuation for an aircraft engine thrust reverser
US5181676A (en) 1992-01-06 1993-01-26 Lair Jean Pierre Thrust reverser integrating a variable exhaust area nozzle
GB9215496D0 (en) 1992-07-21 1992-09-02 Lucas Ind Plc Lock for an engine thrust reverser
US5285637A (en) * 1992-11-02 1994-02-15 United Technologies Corporation Seal centering and restraining device for an axisymmetric convergent/divergent nozzle
US5328098A (en) * 1993-07-09 1994-07-12 United Technologies Corporation Thrust vectoring ejector nozzle
GB9320447D0 (en) 1993-10-05 1993-12-22 Lucas Ind Plc Lock for an engine thrust reverser
GB9326466D0 (en) 1993-12-24 1994-02-23 Rolls Royce Plc Thrust reverser control mechanism
FR2724208B1 (fr) 1994-09-07 1996-10-18 Commissariat Energie Atomique Systeme telescopique
US5778659A (en) * 1994-10-20 1998-07-14 United Technologies Corporation Variable area fan exhaust nozzle having mechanically separate sleeve and thrust reverser actuation systems
US5575147A (en) 1994-12-22 1996-11-19 United Technologies Corporation Compact thrust reverser
US5655360A (en) 1995-05-31 1997-08-12 General Electric Company Thrust reverser with variable nozzle
FR2745036B1 (fr) 1996-02-15 1998-04-03 Hispano Suiza Sa Inverseur de poussee de turboreacteur a portes associees a un panneau amont
US5833140A (en) 1996-12-12 1998-11-10 United Technologies Corporation Variable geometry exhaust nozzle for a turbine engine
FR2764643B1 (fr) 1997-06-12 1999-07-16 Hispano Suiza Sa Inverseur de poussee a portes de turboreacteur a section variable d'ejection
US6170254B1 (en) 1998-12-18 2001-01-09 Rohr, Inc. Translating sleeve for cascade type thrust reversing system for fan gas turbine engine for an aircraft
GB2347126B (en) 1999-02-23 2003-02-12 Rolls Royce Plc Thrust reverser
US6389915B1 (en) 1999-05-17 2002-05-21 Alliedsignal, Inc. Dual load path ball screw with rod end swivel
US6199772B1 (en) * 1999-08-25 2001-03-13 General Electric Company Linear actuation and vectoring ring support mechanism for axisymmetric vectoring nozzle
DE29919877U1 (de) 1999-11-11 2001-03-15 Dewert Antriebs- und Systemtechnik GmbH & Co KG, 32278 Kirchlengern Elektromotorische Verstelleinrichtung
US6318070B1 (en) 2000-03-03 2001-11-20 United Technologies Corporation Variable area nozzle for gas turbine engines driven by shape memory alloy actuators
US6435048B1 (en) 2001-02-02 2002-08-20 Suspa Incorporated Multi-leg telescopic linear actuator
US20020162410A1 (en) 2001-05-03 2002-11-07 Zimmerman Dean A. Telescopic linear actuator
US6487845B1 (en) * 2001-06-08 2002-12-03 The Nordam Group, Inc. Pivot fairing thrust reverser
US6845945B1 (en) 2001-07-20 2005-01-25 Aircraft Integration Resources, Inc. Thrust reverser with sliding pivot joints
US6681559B2 (en) 2001-07-24 2004-01-27 Honeywell International, Inc. Thrust reverser position determination system and method
US6584763B2 (en) 2001-08-01 2003-07-01 Rohr, Inc. Lock for the translating sleeve of a turbofan engine thrust reverser
US6625972B1 (en) * 2001-08-30 2003-09-30 The Boeing Company Thrust reverser sleeve lock
FR2830051B1 (fr) 2001-09-27 2003-11-07 Hurel Hispano Le Havre Systeme de verrouillage sur un inverseur de poussee a grilles
WO2003036063A2 (en) 2001-10-23 2003-05-01 The Nordam Group, Inc. Confluent variable exhaust nozzle
US6684623B2 (en) 2002-02-27 2004-02-03 Honeywell International, Inc. Gearless electric thrust reverser actuators and actuation system incorporating same
US6742324B2 (en) 2002-09-13 2004-06-01 General Electric Company Methods and apparatus for supporting variable bypass valve systems
US6848651B2 (en) 2002-10-07 2005-02-01 Honeywell International Inc. Electro-hydraulic thrust reverser lock actuation system and method
CA2501496A1 (en) 2002-10-11 2004-06-03 The Nordam Group, Inc. Bifold door thrust reverser
FR2846377B1 (fr) 2002-10-25 2006-06-30 Hispano Suiza Sa Inverseur de poussee electromecanique pour turboreacteur a controle permanent de position
US6968675B2 (en) 2002-10-29 2005-11-29 Rohr, Inc. Cascadeless fan thrust reverser with plume control
US6824101B2 (en) * 2003-02-17 2004-11-30 The Boeing Company Apparatus and method for mounting a cascade support ring to a thrust reverser
US6945031B2 (en) 2003-02-21 2005-09-20 The Nordam Group, Inc. Recessed engine nacelle
US7010905B2 (en) 2003-02-21 2006-03-14 The Nordam Group, Inc. Ventilated confluent exhaust nozzle
US6971229B2 (en) 2003-02-26 2005-12-06 The Nordam Group, Inc. Confluent exhaust nozzle
US6976352B2 (en) 2003-03-22 2005-12-20 The Nordam Group, Inc. Toggle interlocked thrust reverser
US6966175B2 (en) 2003-05-09 2005-11-22 The Nordam Group, Inc. Rotary adjustable exhaust nozzle
US7093793B2 (en) 2003-08-29 2006-08-22 The Nordam Group, Inc. Variable cam exhaust nozzle
US7127880B2 (en) 2003-08-29 2006-10-31 The Nordam Group, Inc. Induction coupled variable nozzle
US7146796B2 (en) 2003-09-05 2006-12-12 The Nordam Group, Inc. Nested latch thrust reverser
US7264203B2 (en) 2003-10-02 2007-09-04 The Nordam Group, Inc. Spider actuated thrust reverser
FR2866020B1 (fr) 2004-02-10 2006-06-16 Rocco Compagnone Systeme de structures telescopiques mises en oeuvre par une serie de verin a vis
US7096661B2 (en) * 2004-03-26 2006-08-29 United Technologies Corporation Axial divergent section slot nozzle
EP1602833B1 (en) 2004-06-02 2007-12-26 Goodrich Actuation Systems Ltd. Linear actuator
US7185868B2 (en) 2005-01-05 2007-03-06 Gemmy Industries Corporation Telescopic display stand
GB0608985D0 (en) * 2006-05-06 2006-06-14 Rolls Royce Plc Aeroengine thrust reverser
AT503290B1 (de) 2006-06-23 2007-09-15 Fischer Adv Components Gmbh Führungsträger für triebwerksverkleidungen
US7721551B2 (en) 2006-06-29 2010-05-25 United Technologies Corporation Fan variable area nozzle for a gas turbine engine fan nacelle
US20080010969A1 (en) 2006-07-11 2008-01-17 Thomas Anthony Hauer Gas turbine engine and method of operating same
FR2906573B1 (fr) 2006-09-29 2008-11-21 Airbus France Sas Nacelle de reacteur d'aeronef et aeronef comportant une telle nacelle
GB0619745D0 (en) 2006-10-06 2006-11-15 Goodrich Actuation Systems Ltd Actuator
WO2008063152A2 (en) 2006-10-12 2008-05-29 United Technologies Corporation Turbofan engine
WO2008045062A1 (en) 2006-10-12 2008-04-17 United Technologies Corporation Fan variable area nozzle for a gas turbine engine fan nacelle with sliding actuation system
EP2074288B1 (en) 2006-10-12 2014-06-25 United Technologies Corporation Turbofan engine with variable area fan nozzle and low spool generator for emergency power generation and method for providing emergency power.
WO2008045070A1 (en) 2006-10-12 2008-04-17 United Technologies Corporation Variable area fan nozzle thrust reverser
WO2008045069A1 (en) 2006-10-12 2008-04-17 United Technologies Corporation Fan variable area nozzle with electromechanical actuator
US9328695B2 (en) 2006-10-12 2016-05-03 United Technologies Corporation Variable fan nozzle using shape memory material
US20090260345A1 (en) 2006-10-12 2009-10-22 Zaffir Chaudhry Fan variable area nozzle with adaptive structure
WO2008045056A1 (en) 2006-10-12 2008-04-17 United Technologies Corporation Tri-body variable area fan nozzle and thrust reverser
US7254997B1 (en) 2006-10-12 2007-08-14 David Hui Anti-steal tire pressure monitoring apparatus
FR2907512B1 (fr) * 2006-10-23 2008-12-12 Aircelle Sa Inverseur de poussee a grilles pour moteur a reaction
US7966828B2 (en) 2007-01-08 2011-06-28 United Technologies Corporation Variable area nozzle with woven sleeve extension
FR2912189B1 (fr) 2007-02-01 2012-02-17 Airbus France Nacelle d'aeronef incorporant un dispositif pour inverser la poussee
US8127529B2 (en) 2007-03-29 2012-03-06 United Technologies Corporation Variable area fan nozzle and thrust reverser
GB0706270D0 (en) 2007-03-30 2007-05-09 Goodrich Actuation Systems Ltd Actuator arrangement
FR2917788B1 (fr) 2007-06-19 2009-07-24 Aircelle Sa Actionneur double action a effet programme
WO2009029401A2 (en) 2007-08-08 2009-03-05 Rohr, Inc. Variable area fan nozzle with bypass flow
US8074440B2 (en) 2007-08-23 2011-12-13 United Technologies Corporation Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle
FR2922059B1 (fr) 2007-10-04 2014-07-04 Aircelle Sa Actionneur lineaire telescopique double action a systeme d'entrainement a moteur unique
FR2921976B1 (fr) 2007-10-08 2009-12-04 Aircelle Sa Actionneur pour structure mobile de nacelle d'aeronef, et nacelle comprenant au moins un tel actionneur
US8006479B2 (en) 2007-10-15 2011-08-30 United Technologies Corporation Thrust reversing variable area nozzle
US8127531B2 (en) * 2008-11-11 2012-03-06 The Boeing Company Radially translating fan nozzle nacelle
US8127532B2 (en) * 2008-11-26 2012-03-06 The Boeing Company Pivoting fan nozzle nacelle
US8713910B2 (en) * 2009-07-31 2014-05-06 General Electric Company Integrated thrust reverser/pylon assembly
US20110120078A1 (en) * 2009-11-24 2011-05-26 Schwark Jr Fred W Variable area fan nozzle track
US8869507B2 (en) * 2010-01-13 2014-10-28 United Technologies Corporation Translatable cascade thrust reverser
US8910482B2 (en) * 2011-02-02 2014-12-16 The Boeing Company Aircraft engine nozzle

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3820719A (en) * 1972-05-09 1974-06-28 Rolls Royce 1971 Ltd Gas turbine engines
US4922713A (en) * 1987-11-05 1990-05-08 Societe Anonyme Dite Hispano-Suiza Turbojet engine thrust reverser with variable exhaust cross-section
CN1046370A (zh) * 1989-04-11 1990-10-24 通用电气公司 轴线对称可转向排气喷口
EP0779429A2 (en) * 1995-12-14 1997-06-18 United Technologies Corporation Variable area exhaust nozzle for turbofan
US5806302A (en) * 1996-09-24 1998-09-15 Rohr, Inc. Variable fan exhaust area nozzle for aircraft gas turbine engine with thrust reverser
US5960626A (en) * 1996-11-14 1999-10-05 Societe Hispano Suiza Electric control system for a turbojet engine thrust reverser including an electromechanical drive device and a locking device which are controlled by an electronic control unit
EP1004798A1 (en) * 1998-11-23 2000-05-31 Lucas Industries Limited Actuator
EP1052427A2 (en) * 1999-05-14 2000-11-15 Lucas Industries Limited Actuator
WO2002103189A1 (en) * 2001-06-15 2002-12-27 Honeywell International Inc. System and method for sustaining electic power during a momentary power interruption in an electric thrust reverser actuation system

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