Door thrust reverser comprising a deflector for redirecting an air flow in the upstream direction

A thrust reverser including a stationary structure, a lower door and an upper door. This reverser includes at least one deflector configured to be able to redirect forward from the stationary structure a portion of fluid exiting the reverser according to a trajectory oriented towards a lateral opening extending between the stationary structure and the upper door. Such a deflector makes it possible to improve the control of the air current lines acting on a tail unit and in particular on a control surface of an aircraft equipped with such a reverser when the latter is in thrust reversal configuration, thereby making it possible to improve the controllability of this aircraft.

Thrust reverser comprising doors forming an upward air deflection opening in the open position

A thrust reverser for an aircraft propulsion assembly, this reverser including a lower door and an upper door defining, in thrust reversal configuration, a deflection opening, through which a portion of the fluid not serving to produce the thrust reversal of the aircraft can exit the reverser downstream. The downstream edge of the lower door is offset towards the rear with respect to the downstream edge of the upper door so as to orient the fluid flow passing through the deflection opening vertically upwards. When the propulsion assembly is mounted at the rear portion of the fuselage of the aircraft, this makes it possible in particular to improve the supply of the control surface of the aircraft in the landing phase, in particular in crosswind conditions.

TURBOREACTOR NACELLE COMPRISING A DOOR PUSH REVERSING DEVICE COMPRISING INSIDE FLANGES ON THE OPENING SIDES

Thrust reverser comprising doors forming an asymmetrical deflection opening in the open position

L’invention se rapporte à un inverseur de poussée (40) pour ensemble propulsif d’aéronef, cet inverseur (40) comprenant une porte inférieure (46) et une porte supérieure (47) définissant, en configuration d’inversion de poussée, une ouverture de déflexion asymétrique par laquelle une partie du fluide ne servant pas à produire la contre-poussée de freinage de l’aéronef peut sortir de l’inverseur (40) vers l’aval de manière à produire un écoulement asymétrique à l’arrière de l’inverseur (40). Lorsque l’ensemble propulsif est monté en partie arrière du fuselage de l’aéronef, un tel écoulement asymétrique permet notamment d’améliorer l’alimentation de la gouverne de symétrie de l’aéronef en phase d’atterrissage, en particulier par vent de travers. Figure pour l’abrégé : Fig. 8

THRUST REVERSER FOR A NACELLE OF A DOUBLE-FLOW AIRCRAFT TURBOJET

Inverseur de poussée (30) pour une nacelle d’un turboréacteur à double flux d’aéronef, cet inverseur de poussée ayant une forme générale annulaire autour d’un axe et comportant un cadre annulaire (34) de fixation de grilles de déviation (38), ce cadre (34) comprenant : - une première paroi (52) tronconique évasée vers l’aval et comportant un bord périphérique amont (52a) configuré pour être fixé à un carter du turboréacteur, et un bord périphérique aval (52b) s’étendant dans le prolongement de la paroi et servant à la fixation des extrémités amont (38a) des grilles (38), et - une seconde paroi annulaire (54) qui s’étend radialement vers l’extérieur depuis une face tronconique externe (52c) de ladite première paroi (52), lesdites première et seconde parois (52, 54) étant réalisées d’une seule pièce et ladite seconde paroi (54) comportant des orifices (64) axiaux traversés par des actionneurs (44). Figure pour l'abrégé : Figure 6 Thrust reverser (30) for a nacelle of an aircraft turbofan engine, this thrust reverser having a generally annular shape around an axis and comprising an annular frame (34) for fixing deflection grids (38 ), this frame (34) comprising: - a first tapered wall (52) flared downstream and comprising an upstream peripheral edge (52a) configured to be fixed to a casing of the turbojet engine, and a downstream peripheral edge (52b) s extending in the extension of the wall and serving to fix the upstream ends (38a) of the grids (38), and - a second annular wall (54) which extends radially outwards from an outer frustoconical face (52c ) of said first wall (52), said first and second walls (52, 54) being made in one piece and said second wall (54) comprising axial orifices (64) through which actuators (44) pass. Figure for abstract: Figure 6

Thrust reverser with anti-buckling actuation system

Invers eur de poussée avec système d’actionnement anti-flambage La présente demande se rapporte à un inverseur de poussée (1) pour nacelle d’aéronef à turboréacteur comprenant : - une structure fixe (10), - une structure mobile (11), - un actionneur (2) s’étendant selon un axe principal (A1) et relié par une première liaison (P1) à la structure fixe (10) et par une deuxième liaison (P2) à la structure mobile (11) pour le déploiement de la structure mobile (11) entre une position de jet direct et une position de jet inversé, l'actionneur (2) étant en outre relié à la structure fixe (10) par une troisième liaison (P3) disposée longitudinalement entre la première liaison (P1) et la deuxième liaison (P2), caractérisé en ce que: l'axe (A3) de la troisième liaison (P3) est excentré radialement dudit axe principal (A1), et en ce que la troisième liaison (P3) autorise un déplacement prédéterminé de l'actionneur (2) par rapport à la structure fixe (10). Figure pour l’abrégé : Fig. 3 Thrust reverser with anti-buckling actuation system The present application relates to a thrust reverser (1) for a turbojet aircraft nacelle comprising: - a fixed structure (10), - a mobile structure (11), - an actuator (2) extending along a main axis (A1) and connected by a first link (P1) to the fixed structure (10) and by a second link (P2) to the mobile structure (11) for deployment of the mobile structure (11) between a direct jet position and an inverted jet position, the actuator (2) being further connected to the fixed structure (10) by a third link (P3) arranged longitudinally between the first link (P1) and the second link (P2), characterized in that: the axis (A3) of the third link (P3) is radially eccentric from the said main axis (A1), and in that the third link (P3) allows a predetermined movement of the actuator (2) relative to the fixed structure (10). Figure for abstract: Fig. 3

FORWARD FRAME AND DEVIATION GRID OF AN AIRCRAFT NACELLE THRUST REVERSER

L’invention concerne un ensemble (601) qui comprend un cadre avant (602) d’une structure d’inverseur de poussée d’une nacelle d’aéronef et au moins une grille de déviation (603). L’ensemble est caractérisé en ce que, lorsque la grille de déviation est fixée sur le cadre, la distance axiale (L) qui sépare le premier aubage amont (605) de la grille de déviation et une zone de recouvrement (606) entre l’extension de grille et le cadre avant est supérieure ou égale à une fois la hauteur moyenne (h) de la grille de déviation. Figure pour l'abrégé : Figure 6 An assembly (601) includes a forward frame (602) of a thrust reverser structure of an aircraft nacelle and at least one deflection grid (603). The assembly is characterized in that, when the deflection grid is fixed to the frame, the axial distance (L) which separates the first upstream blade (605) from the deflection grid and an overlap zone (606) between the grid extension and front frame is greater than or equal to one times the average height (h) of the deflection grid. Figure for abstract: Figure 6

An indicator system for locking a nacelle element, comprising a removable key for locking and controlling the indicator

L’invention se rapporte à un ensemble comprenant un élément de nacelle tel qu’un capot, un dispositif de verrouillage de l’élément de nacelle, une clé de verrouillage/déverrouillage du dispositif de verrouillage et un indicateur (20) de position du dispositif de verrouillage. Selon l’invention, cet ensemble comprend un dispositif de commande (21, 22, 23) configuré pour être actionné par ladite clé lorsque celle-ci est retirée du dispositif de verrouillage, de manière à faire passer l’indicateur (20) d’un premier à un deuxième état, l’état de l’indicateur (20) étant représentatif de la position verrouillée ou déverrouillée du dispositif de verrouillage. Figure pour l’abrégé : Fig. 5 The invention relates to an assembly comprising a nacelle element such as a hood, a locking device for the nacelle element, a key for locking / unlocking the locking device and an indicator (20) of the position of the device. lock. According to the invention, this assembly comprises a control device (21, 22, 23) configured to be actuated by said key when the latter is withdrawn from the locking device, so as to pass the indicator (20) of a first to a second state, the state of the indicator (20) being representative of the locked or unlocked position of the locking device. Figure for the abstract: Fig. 5

Air inlet of an aircraft turbojet nacelle having ventilation openings for a flow of hot de-icing air

Une entrée d'air d'une nacelle de turboréacteur d'aéronef s’étendant selon un axe X dans lequel circule un flux d’air d’amont vers l’aval, l’entrée d’air comportant une paroi intérieure tournée vers l’axe X et une paroi extérieure pour guider un flux d’air extérieur EXT, les parois étant reliées par un bord d’attaque et une cloison interne de manière à délimiter une cavité annulaire, l’entrée d’air comportant des moyens d’injection d’au moins un flux d’air chaud FAC dans la cavité intérieure et au moins une ouverture de ventilation (3) formée dans la paroi extérieure pour permettre l’échappement du flux d’air chaud FAC après chauffage de la cavité intérieure, l’ouverture de ventilation (3) comportant un bord amont (31) dont le profil circonférentiel est discontinu pour générer des turbulences et/ou un bord aval (32) dont le profil radial est aérodynamique pour limiter la formation de fluctuations de pression. Figure de l’abrégé : Figure 13A An air inlet of an aircraft turbojet nacelle extending along an axis X in which circulates an air flow from upstream to downstream, the air inlet comprising an inner wall facing the 'axis X and an outer wall for guiding an external air flow EXT, the walls being connected by a leading edge and an internal partition so as to define an annular cavity, the air inlet comprising means for injection of at least one flow of hot air FAC into the interior cavity and at least one ventilation opening (3) formed in the exterior wall to allow the escape of the flow of hot air FAC after heating of the interior cavity, the ventilation opening (3) comprising an upstream edge (31) whose circumferential profile is discontinuous to generate turbulence and / or a downstream edge (32) whose radial profile is aerodynamic to limit the formation of pressure fluctuations. Abstract figure: Figure 13A

Air inlet of an aircraft turbojet nacelle with ventilation openings for a hot defrost air flow

Une entrée d'air d'une nacelle de turboréacteur d'aéronef s’étendant selon un axe X dans lequel circule un flux d’air d’amont vers l’aval, l’entrée d’air comportant une paroi intérieure (21) et une paroi extérieure (22) reliées par un bord d’attaque (23) et une cloison interne (25) de manière à délimiter une cavité annulaire (24), l’entrée d’air comportant des moyens d’injection d’au moins un flux d’air chaud FAC dans la cavité intérieure (24) et au moins une ouverture de ventilation (3) formée dans la paroi extérieure (22) pour permettre l’échappement du flux d’air chaud FAC après chauffage de la cavité intérieure (24), l’entrée d’air comprenant au moins un organe acoustique (5) positionné dans la cavité intérieure (24) en regard de l’ouverture de ventilation (3) de manière à modifier les fréquences de résonnance acoustique, et/ou atténuer les ondes acoustiques formées dans la cavité intérieure (24) via l’ouverture de ventilation (3). Figure de l’abrégé : Figure 25 An air inlet of an aircraft turbojet nacelle extending along an axis X in which circulates an air flow from upstream to downstream, the air inlet comprising an interior wall (21) and an outer wall (22) connected by a leading edge (23) and an internal partition (25) so as to define an annular cavity (24), the air inlet comprising means for injecting at at least one flow of hot air FAC in the interior cavity (24) and at least one ventilation opening (3) formed in the exterior wall (22) to allow the escape of the flow of hot air FAC after heating the cavity interior (24), the air inlet comprising at least one acoustic member (5) positioned in the interior cavity (24) facing the ventilation opening (3) so as to modify the acoustic resonance frequencies, and / or attenuate the acoustic waves formed in the interior cavity (24) via the ventilation opening (3). Abstract figure: Figure 25

Air inlet of an aircraft turbojet nacelle having ventilation openings for a flow of hot de-icing air

Une entrée d'air d'une nacelle de turboréacteur d'aéronef s’étendant selon un axe X dans lequel circule un flux d’air d’amont vers l’aval, l’entrée d’air comportant une paroi intérieure (21) et une paroi extérieure (22) reliées par un bord d’attaque (23) et une cloison interne (25) de manière à délimiter une cavité annulaire (24), l’entrée d’air comportant des moyens d’injection d’au moins un flux d’air chaud FAC dans la cavité intérieure (24) et au moins une ouverture de ventilation (3) formée dans la paroi extérieure (22) pour permettre l’échappement du flux d’air chaud FAC après chauffage de la cavité intérieure (24), l’entrée d’air comprenant au moins un organe acoustique (5) positionné dans la cavité intérieure (24) en regard de l’ouverture de ventilation (3) de manière à modifier les fréquences de résonnance acoustique, et/ou atténuer les ondes acoustiques formées dans la cavité intérieure (24) via l’ouverture de ventilation (3). Figure de l’abrégé : Figure 25 An air inlet of an aircraft turbojet nacelle extending along an axis X in which circulates an air flow from upstream to downstream, the air inlet comprising an inner wall (21) and an outer wall (22) connected by a leading edge (23) and an internal partition (25) so as to define an annular cavity (24), the air inlet comprising means for injecting at at least one flow of hot air FAC in the interior cavity (24) and at least one ventilation opening (3) formed in the exterior wall (22) to allow the escape of the flow of hot air FAC after heating of the cavity interior (24), the air inlet comprising at least one acoustic member (5) positioned in the interior cavity (24) facing the ventilation opening (3) so as to modify the acoustic resonance frequencies, and / or attenuate the acoustic waves formed in the interior cavity (24) via the ventilation opening (3). Abstract figure: Figure 25

Air inlet of an aircraft turbojet nacelle with ventilation openings for a hot defrost air flow

Une entrée d'air d'une nacelle de turboréacteur d'aéronef s’étendant selon un axe X dans lequel circule un flux d’air d’amont vers l’aval, l’entrée d’air comportant une paroi intérieure tournée vers l’axe X et une paroi extérieure pour guider un flux d’air extérieur EXT, les parois étant reliées par un bord d’attaque et une cloison interne de manière à délimiter une cavité annulaire, l’entrée d’air comportant des moyens d’injection d’au moins un flux d’air chaud FAC dans la cavité intérieure et au moins une ouverture de ventilation (3) formée dans la paroi extérieure pour permettre l’échappement du flux d’air chaud FAC après chauffage de la cavité intérieure, l’ouverture de ventilation (3) comportant un bord amont (31) dont le profil circonférentiel est discontinu pour générer des turbulences et/ou un bord aval (32) dont le profil radial est aérodynamique pour limiter la formation de fluctuations de pression. Figure de l’abrégé : Figure 13A An air inlet of an aircraft turbojet nacelle extending along an axis X in which circulates an air flow from upstream to downstream, the air inlet comprising an inner wall facing the 'axis X and an outer wall for guiding an external air flow EXT, the walls being connected by a leading edge and an internal partition so as to define an annular cavity, the air inlet comprising means for injection of at least one hot air stream FAC into the interior cavity and at least one ventilation opening (3) formed in the exterior wall to allow the escape of the hot air stream FAC after heating of the interior cavity, the ventilation opening (3) comprising an upstream edge (31) whose circumferential profile is discontinuous to generate turbulence and / or a downstream edge (32) whose radial profile is aerodynamic to limit the formation of pressure fluctuations. Abstract figure: Figure 13A

TURBOREACTOR NACELLE COMPRISING A DOOR PUSH REVERSING DEVICE COMPRISING INSIDE FLANGES ON THE OPENING SIDES

Nacelle de turboréacteur comportant un dispositif d'inversion de poussée comprenant des portes (4) qui basculent pour freiner le flux de gaz direct en le guidant au travers d'ouvertures de contre-poussée (8), l'intérieur de chaque porte comprenant à l'avant une cavité recevant un becquet tourné vers l'avant quand cette porte est ouverte, la structure fixe (2) en amont de chaque porte (4) supportant un bord de déviation (16) qui recouvre en partie la cavité, caractérisée en ce que la structure fixe (2) supporte de chaque côté des ouvertures de contre-poussée (8), un flanc (18) disposé dans la continuation du bord de déviation (16) et se prolongeant en arrière de la cavité, qui est intégré dans une feuillure de la porte (4). A turbojet engine nacelle comprising a thrust reverser device comprising doors (4) which swing to brake the direct gas flow by guiding it through counter-thrust openings (8), the interior of each door comprising the front a cavity receiving a spoiler turned forward when this door is open, the fixed structure (2) upstream of each door (4) supporting a deflection edge (16) which partially covers the cavity, characterized in the fixed structure (2) supports on each side counter-thrust openings (8), a sidewall (18) arranged in continuation of the deflection edge (16) and extending behind the cavity, which is integrated in a rabbet of the door (4).

Thrust reverser comprising doors forming an opening for upward deflection in the open position

L’invention se rapporte à un inverseur de poussée (40) pour ensemble propulsif d’aéronef, cet inverseur (40) comprenant une porte inférieure (46) et une porte supérieure (47) définissant, en configuration d’inversion de poussée, une ouverture de déflexion par laquelle une partie (E7) du fluide ne servant pas à produire la contre-poussée de freinage de l’aéronef peut sortir de l’inverseur (40) vers l’aval. Le bord aval (60) de la porte inférieure (46) est décalé vers l’arrière par rapport au bord aval (61) de la porte supérieure (47) de manière à orienter le flux de fluide (E7) traversant l’ouverture de déflexion verticalement vers le haut. Lorsque l’ensemble propulsif est monté en partie arrière du fuselage de l’aéronef, cela permet notamment d’améliorer l’alimentation de la gouverne de symétrie de l’aéronef en phase d’atterrissage, en particulier par vent de travers. Figure pour l’abrégé : Fig. 7 The invention relates to a thrust reverser (40) for an aircraft propulsion unit, this reverser (40) comprising a lower door (46) and an upper door (47) defining, in the thrust reversal configuration, a deflection opening through which a portion (E7) of the fluid that is not used to produce the aircraft's braking counter-thrust can exit the reverser (40) downstream. The downstream edge (60) of the lower door (46) is offset rearwardly relative to the downstream edge (61) of the upper door (47) so as to direct the flow of fluid (E7) passing through the opening of deflection vertically upwards. When the propulsion unit is mounted in the rear part of the aircraft fuselage, this makes it possible, in particular, to improve the power supply to the aircraft symmetry control surface during the landing phase, in particular in crosswinds. Figure for the abstract: Fig. 7

Door thrust reverser comprising at least one deflection opening leading to a cylinder housing

L’invention se rapporte à un inverseur de poussée pour aéronef comprenant au moins une porte (47) dans laquelle est ménagée une ouverture de déflexion (70). Cette ouverture de déflexion (70) est configurée pour évacuer une partie d’un fluide vers l’aval de l’inverseur en configuration d’inversion de poussée, afin d’améliorer l’alimentation en air d’un empennage de l’aéronef. Figure pour l’abrégé : Fig. 7 The invention relates to a thrust reverser for an aircraft comprising at least one door (47) in which a deflection opening (70) is provided. This deflection opening (70) is configured to evacuate a portion of a fluid downstream of the reverser in a thrust reversal configuration, in order to improve the supply of air to a tail unit of the aircraft. . Figure for the abstract: Fig. 7

Thrust reverser with anti-buckling actuating system

The present application relates to a thrust reverser (1) for a turbojet aircraft nacelle, comprising: - a fixed structure (10), - a mobile structure (11), - an actuator (2) extending along a main axis (A1) and connected by a first connection (P1) to the fixed structure (10) and by a second connection (P2) to the mobile structure (11) for deploying the mobile structure (11) between a direct jet position and a reverse jet position, the actuator (2) being further connected to the fixed structure (10) by a third connection (P3) arranged longitudinally between the first connection (P1) and the second connection (P2), characterised in that: the axis (A3) of the third connection (P3) is radially eccentric from the main axis (A1), and in that the third connection (P3) enables a predetermined movement of the actuator (2) relative to the fixed structure (10).

System with locking indicator for a nacelle element, comprising a removable key for locking and controlling the indicator

An assembly including a nacelle element, such as a cover, a device for locking the nacelle element, a key for locking/unlocking the locking device and an indicator for indicating the position of the locking device. This assembly includes a control device which is configured to be actuated by the key when the key is withdrawn from the locking device so as to make the indicator move from a first state to a second state, the state of the indicator being representative of the locked or unlocked position of the locking device.

Thrust reverser with doors comprising at least one deflection opening leading to a jack housing

L’invention se rapporte à un inverseur de poussée pour aéronef comprenant au moins une porte (47) dans laquelle est ménagée une ouverture de déflexion (70). Cette ouverture de déflexion (70) est configurée pour évacuer une partie d’un fluide vers l’aval de l’inverseur en configuration d’inversion de poussée, afin d’améliorer l’alimentation en air d’un empennage de l’aéronef. Figure pour l’abrégé : Fig. 7 The invention relates to a thrust reverser for an aircraft comprising at least one door (47) in which is provided a deflection opening (70). This deflection opening (70) is configured to evacuate a portion of a fluid downstream of the reverser in reverse thrust configuration, in order to improve the air supply to a tail of the aircraft . Figure for abstract: Fig. 7

System with locking indicator for a nacelle element, comprising a removable key for locking and controlling the indicator

L'invention se rapporte à un ensemble comprenant un élément de nacelle tel qu'un capot, un dispositif de verrouillage de l'élément de nacelle, une clé de verrouillage/déverrouillage du dispositif de verrouillage et un indicateur (20) de position du dispositif de verrouillage. Selon l'invention, cet ensemble comprend un dispositif de commande (21, 22, 23) configuré pour être actionné par ladite clé lorsque celle-ci est retirée du dispositif de verrouillage, de manière à faire passer l'indicateur (20) d'un premier à un deuxième état, l'état de l'indicateur (20) étant représentatif de la position verrouillée ou déverrouillée du dispositif de verrouillage.

Door thrust reverser including a deflector to redirect an upstream air flow

L’invention se rapporte à un inverseur de poussée (40) comprenant une structure fixe (41), une porte inférieure (46) et une porte supérieure (47). Cet inverseur (40) comprend au moins un déflecteur (60) configuré pour pouvoir rediriger vers l’avant (42) de la structure fixe (41) une partie (E7) de fluide sortant de l’inverseur (40) selon une trajectoire orientée vers une ouverture latérale s’étendant entre la structure fixe (41) et la porte supérieure (47). Un tel déflecteur (60) permet d’améliorer le contrôle des lignes de courant agissant sur un empennage et en particulier sur une gouverne de symétrie d’un aéronef équipé d’un tel inverseur (40) lorsque celui-ci est en configuration d’inversion de poussée, ce qui permet d’améliorer la contrôlabilité de cet aéronef. Figure pour l’abrégé : Fig. 12 The invention relates to a thrust reverser (40) comprising a fixed structure (41), a lower door (46) and an upper door (47). This inverter (40) comprises at least one deflector (60) configured to be able to redirect towards the front (42) of the fixed structure (41) a part (E7) of fluid leaving the inverter (40) along an oriented path. to a lateral opening extending between the fixed structure (41) and the upper door (47). Such a deflector (60) makes it possible to improve the control of the current lines acting on a tail unit and in particular on a rudder of symmetry of an aircraft equipped with such an inverter (40) when the latter is in the configuration of. thrust reversal, which improves the controllability of this aircraft. Figure for the abstract: Fig. 12

Thrust reverser comprising doors forming an opening for upward deflection in the open position

L’invention se rapporte à un inverseur de poussée (40) pour ensemble propulsif d’aéronef, cet inverseur (40) comprenant une porte inférieure (46) et une porte supérieure (47) définissant, en configuration d’inversion de poussée, une ouverture de déflexion par laquelle une partie (E7) du fluide ne servant pas à produire la contre-poussée de freinage de l’aéronef peut sortir de l’inverseur (40) vers l’aval. Le bord aval (60) de la porte inférieure (46) est décalé vers l’arrière par rapport au bord aval (61) de la porte supérieure (47) de manière à orienter le flux de fluide (E7) traversant l’ouverture de déflexion verticalement vers le haut. Lorsque l’ensemble propulsif est monté en partie arrière du fuselage de l’aéronef, cela permet notamment d’améliorer l’alimentation de la gouverne de symétrie de l’aéronef en phase d’atterrissage, en particulier par vent de travers. Figure pour l’abrégé : Fig. 7 The invention relates to a thrust reverser (40) for an aircraft propulsion unit, this reverser (40) comprising a lower door (46) and an upper door (47) defining, in the thrust reversal configuration, a deflection opening through which a portion (E7) of the fluid which is not used to produce the braking back thrust of the aircraft can exit the reverser (40) downstream. The downstream edge (60) of the lower door (46) is offset rearwardly relative to the downstream edge (61) of the upper door (47) so as to direct the flow of fluid (E7) passing through the opening of deflection vertically upwards. When the propulsion assembly is mounted in the rear part of the aircraft fuselage, this makes it possible in particular to improve the power supply to the aircraft symmetry control surface during the landing phase, in particular in crosswinds. Figure for the abstract: Fig. 7

Air inlet of an aircraft turbojet nacelle with ventilation openings for a hot defrost air flow

Une entrée d'air d'une nacelle de turboréacteur d'aéronef s’étendant selon un axe X dans lequel circule un flux d’air d’amont vers l’aval, l’entrée d’air s’étendant de manière circonférentielle autour de l’axe X et comportant une paroi intérieure (21) tournée vers l’axe X pour guider un flux d’air intérieur INT et une paroi extérieure (22), qui est opposée à la paroi intérieure (21), pour guider un flux d’air extérieur EXT, les parois (21, 22) étant reliées par un bord d’attaque (23) et une cloison interne (25) de manière à délimiter une cavité annulaire (24), l’entrée d’air comportant des moyens d’injection d’au moins un flux d’air chaud FAC dans la cavité intérieure (24) et au moins une ouverture de ventilation (3) formée dans la paroi extérieure (22) pour permettre l’échappement du flux d’air chaud FAC après chauffage de la cavité intérieure (24), l’entrée d’air comportant au moins un organe de perturbation (4) du flux d’air extérieur EXT, positionné en amont de l’ouverture de ventilation (3), qui s’étend en saillie vers l’extérieur depuis la paroi extérieure (22). Figure de l’abrégé : Figure 5 An air inlet of an aircraft turbojet nacelle extending along an axis X in which circulates an air flow from upstream to downstream, the air inlet extending circumferentially around of the X axis and having an inner wall (21) facing towards the X axis to guide an inner air flow INT and an outer wall (22), which is opposite the inner wall (21), to guide a exterior air flow EXT, the walls (21, 22) being connected by a leading edge (23) and an internal partition (25) so as to define an annular cavity (24), the air inlet comprising means for injecting at least one hot air stream FAC into the interior cavity (24) and at least one ventilation opening (3) formed in the exterior wall (22) to allow the exhaust of the stream of hot air FAC after heating the interior cavity (24), the air inlet comprising at least one element (4) for disturbing the flow of exterior air EXT, ...

Door thrust reverser comprising a deflector for redirecting an air flow in the upstream direction

A thrust reverser including a stationary structure, a lower door and an upper door. This reverser includes at least one deflector configured to be able to redirect forward from the stationary structure a portion of fluid exiting the reverser according to a trajectory oriented towards a lateral opening extending between the stationary structure and the upper door. Such a deflector makes it possible to improve the control of the air current lines acting on a tail unit and in particular on a control surface of an aircraft equipped with such a reverser when the latter is in thrust reversal configuration, thereby making it possible to improve the controllability of this aircraft.

Aircraft empennage comprising a control surface and pressurization fins of this control surface

L’invention se rapporte à un empennage vertical (5) d’aéronef (1), du type comprenant une dérive (6) et une gouverne de symétrie (7), cet empennage (5) comprenant, sur des surfaces latérales de la dérive (6), des ailettes (20) configurées pour améliorer l’alimentation en air de la gouverne (7) en phase d’atterrissage, en particulier de manière à pallier le défaut de pressurisation résultant d’une inversion de poussée produite par des inverseurs (8, 9) situés en amont de cet empennage (5). Figure pour l’abrégé : Fig. 6 The invention relates to a vertical stabilizer (5) of an aircraft (1), of the type comprising a fin (6) and a symmetry control surface (7), this stabilizer (5) comprising, on the lateral surfaces of the fin (6), fins (20) configured to improve the air supply to the control surface (7) during the landing phase, in particular so as to overcome the lack of pressurization resulting from a reversal of thrust produced by reversers (8, 9) located upstream of this empennage (5). Figure for abstract: Fig. 6

An indicator system for locking a nacelle element, comprising a removable key for locking and controlling the indicator

L’invention se rapporte à un ensemble comprenant un élément de nacelle tel qu’un capot, un dispositif de verrouillage de l’élément de nacelle, une clé de verrouillage/déverrouillage du dispositif de verrouillage et un indicateur (20) de position du dispositif de verrouillage. Selon l’invention, cet ensemble comprend un dispositif de commande (21, 22, 23) configuré pour être actionné par ladite clé lorsque celle-ci est retirée du dispositif de verrouillage, de manière à faire passer l’indicateur (20) d’un premier à un deuxième état, l’état de l’indicateur (20) étant représentatif de la position verrouillée ou déverrouillée du dispositif de verrouillage. Figure pour l’abrégé : Fig. 5 The invention relates to an assembly comprising a nacelle element such as a hood, a locking device for the nacelle element, a key for locking / unlocking the locking device and an indicator (20) of the position of the device. lock. According to the invention, this assembly comprises a control device (21, 22, 23) configured to be actuated by said key when the latter is withdrawn from the locking device, so as to pass the indicator (20) of a first to a second state, the state of the indicator (20) being representative of the locked or unlocked position of the locking device. Figure for the abstract: Fig. 5

Thrust reverser for the nacelle of an aircraft turbofan engine

The invention relates to a thrust reverser (30) for an aircraft bypass turbojet engine nacelle, this thrust reverser having a generally annular shape around an axis (A) and comprising in particular flaps (10) for deflecting the secondary flow (F11) through gratings (13), each of these flaps comprising a rigid wall (32) and sealing elements (34) located on the outer face (32b) of this wall (32), these sealing elements extending along side edges (10c, 20c) of the flap (10) so as to provide a seal along these edges in the first position.

Air intake of an aircraft turbojet engine nacelle comprising ventilation orifices for a de-icing flow of hot air

The invention relates to an air intake of an aircraft turbojet engine nacelle extending along an axis X, in which an air flow circulates from upstream to downstream, the air intake comprising an inner wall (21) and an outer wall (22) which are connected by a leading edge (23) and an inner partition (25) so as to delimit an annular cavity (24), the air intake comprising means for injecting at least one hot air flow FAC into the inner cavity (24) and at least one ventilation orifice (3) formed in the outer wall (22) in order to allow the hot air flow FAC to escape after heating the inner cavity (24), the air intake comprising at least one acoustic member (5) positioned in the inner cavity (24) facing the ventilation orifice (3) so as to modify the acoustic resonance frequencies and/or to attenuate the acoustic waves formed in the inner cavity (24) via the ventilation orifice (3).

Thrust reverser comprising doors forming an asymmetric deflection opening in the open position

L’invention se rapporte à un inverseur de poussée (40) pour ensemble propulsif d’aéronef, cet inverseur (40) comprenant une porte inférieure (46) et une porte supérieure (47) définissant, en configuration d’inversion de poussée, une ouverture de déflexion asymétrique par laquelle une partie du fluide ne servant pas à produire la contre-poussée de freinage de l’aéronef peut sortir de l’inverseur (40) vers l’aval de manière à produire un écoulement asymétrique à l’arrière de l’inverseur (40). Lorsque l’ensemble propulsif est monté en partie arrière du fuselage de l’aéronef, un tel écoulement asymétrique permet notamment d’améliorer l’alimentation de la gouverne de symétrie de l’aéronef en phase d’atterrissage, en particulier par vent de travers. Figure pour l’abrégé : Fig. 8 The invention relates to a thrust reverser (40) for an aircraft propulsion unit, this reverser (40) comprising a lower door (46) and an upper door (47) defining, in the thrust reversal configuration, a asymmetric deflection opening through which a portion of the fluid not used to produce the aircraft braking back thrust can exit the reverser (40) downstream so as to produce an asymmetrical flow aft of the aircraft the inverter (40). When the propulsion unit is mounted in the rear part of the fuselage of the aircraft, such an asymmetrical flow makes it possible in particular to improve the power supply to the symmetry control surface of the aircraft during the landing phase, in particular in a crosswind. . Figure for the abstract: Fig. 8

Entree d'air d'une nacelle de turboreacteur d'aeronef comportant des ouvertures de ventilation d'un flux d'air chaud de degivrage

Panneau acoustique à cavités obliques

L’invention se rapporte à un panneau acoustique (20) comprenant un premier groupe de cavités (31) orientées vers une extrémité avant du panneau (20) et un deuxième groupe de cavités (31B) orientées vers une extrémité arrière du panneau (20). Figure pour l’abrégé : Fig. 3

Thrust reverser with anti-buckling actuating system

A thrust reverser for a turbojet aircraft nacelle includes a fixed structure, a movable structure and an actuator. The actuator extends along a main axis and is connected by a first connection to the fixed structure and by a second connection to the movable structure for the deployment of the movable structure between a direct jet position and a reverse jet position. The actuator is also connected to the fixed structure by a third connection arranged longitudinally between the first connection and the second connection. An axis of the third connection is radially eccentric from the main axis and the third connection allows a predetermined displacement of the actuator with respect to the fixed structure.

Inverseur de poussée à portes comprenant un déflecteur pour rediriger un flux d'air vers l'amont

Inverseur de poussee pour une nacelle d'un turboreacteur a double flux d'aeronef

Inverseur de poussée (30) pour une nacelle d'un turboréacteur à double flux d'aéronef, cet inverseur de poussée ayant une forme générale annulaire autour d'un axe (A) et comportant notamment des volets (10) de déviation du flux secondaire (F11) à travers des grilles (13), chacun de ces volets comportant comporte une paroi (32) rigide et des éléments d'étanchéité (34) situés sur la face externe (32b) de cette paroi (32), ces éléments d'étanchéité s'étendant le long de bords latéraux (10c, 20c) du volet (10) de façon à assurer une étanchéité le long de ces bords dans la première position.

System with locking indicator for a nacelle element, comprising a removable key for locking and controlling the indicator

An assembly including a nacelle element, such as a cover, a device for locking the nacelle element, a key for locking/unlocking the locking device and an indicator for indicating the position of the locking device. This assembly includes a control device which is configured to be actuated by the key when the key is withdrawn from the locking device so as to make the indicator move from a first state to a second state, the state of the indicator being representative of the locked or unlocked position of the locking device.

Thrust reverser for the nacelle of an aircraft turbofan engine

A thrust reverser for an aircraft bypass turbojet engine nacelle, this thrust reverser having a generally annular shape around an axis and including in particular flaps for deflecting the secondary flow through gratings, each of these flaps having a rigid wall and sealing elements located on the outer face of this wall, these sealing elements extending along side edges of the flap so as to provide a seal along these edges in the first position.

Panneau acoustique à cavités obliques

L'invention se rapporte à un panneau acoustique (20) comprenant un premier groupe de cavités (31) orientées vers une extrémité avant du panneau (20) et un deuxième groupe de cavités (31B) orientées vers une extrémité arrière du panneau (20).

Inverseur de poussée avec système d'actionnement anti-flambage

Thrust reverser for an aircraft bypass turbojet engine nacelle

A thrust reverser for an aircraft bypass turbojet engine nacelle has a generally annular shape around an axis and includes an annular frame for securing deflection grids. The frame has a first frusto-conical wall widening in the downstream direction and including an upstream peripheral edge configured to be attached to a casing of the turbojet engine. A downstream peripheral edge of the wall extends in the continuation of the wall and secures the upstream ends of the grids. A second annular wall extends radially outwards from an outer frusto-conical face of the first wall. The first and second walls are integrally formed and the second wall has axial openings through which actuators pass.

Thrust reverser comprising doors and at least one retractable deflector for closing a lateral opening

A thrust reverser including doors and at least one flexible deflector obstructing a lateral opening of the thrust reverser when the doors are open. Such a deflector allows better controlling the airflows in thrust reverser configuration and maximizing the counter-thrust force.

Thrust reverser for the nacelle of an aircraft turbofan engine

A thrust reverser for an aircraft bypass turbojet engine nacelle, this thrust reverser having a generally annular shape around an axis and including in particular flaps for deflecting the secondary flow through gratings, each of these flaps having a rigid wall and sealing elements located on the outer face of this wall, these sealing elements extending along side edges of the flap so as to provide a seal along these edges in the first position.