FR 2714423 A1 19950630 FR 9415303 A 19941220 1 2714423 Cette invention concerne un mécanisme de commande pour l'inverseur de poussée d'une turbine à gaz propulsive. Les moteurs à turbine à gaz propulsive montés sur un avion sont fréquemment pourvus d'un inverseur de poussée. De manière typique, l'inverseur de poussée est un dispositif mécanique qui lorsqu'il est en fonctionnement, dévie au moins une partie du flux d'échappement du moteur dans une direction telle qu'il fournit une décélération de l'avion portant le moteur. Une telle décélération est nécessaire lorsque l'avion portant le moteur atterri afin d'économiser l'utilisation des systèmes de freinage par frottement, les systèmes de freinage par frottement, qui sont habituellement sous la forme de freins à disque adaptés sur les roues des avions, sont soumis à une usure coûteuse de même que les pneus des roues freinés. Bien que les inverseurs de poussée soient une alternative ou une adjonction attractive au procédé par frottement de freinage d'avion, ils sont potentiellement hasardeux sur le plan de la sécurité en vol s'ils sont déployés de manière intempestive pendant le vol. Des mesures sont par conséquent prises pour assurer que la possibilité que cela arrive soit minimisée. De manière typique, de telles mesures comprennent d'équiper le train d'atterrissage de l'avion avec des commutateurs électriques qui indiquent si l'avion est au sol. Les commutateurs sont reliés à des systèmes de commande des moteurs de l'avion de telle sorte que les inverseurs de poussée sont désactivés lorsque l'avion n'est pas au sol. Cependant, de tels interrupteurs et leur équipement associé sont coûteux. C'est un objet de la présente invention que de fournir un mécanisme de commande simple et alternatif pour un inverseur de poussée de moteur à turbine à gaz. Selon la présente invention, un mécanisme de commande pour l'inverseur de poussée d'un moteur à turbine à gaz monté sur un avion comprend des moyens adaptés à détecter le déplacement vers l'avant de l'avion qui incorpore ledit moteur et fournit un signal de sortie en fonction de l'amplitude dudit déplacement vers l'avant et des moyens sensibles audit signal de sortie pour empêcher le fonctionnement dudit inverseur de poussée lorsque la vitesse d'avance d'air dudit avion est à l'intérieur d'un domaine de valeurs prédéterminé. Lesdits moyens adaptés à détecter le déplacement vers l'avant dudit avion peuvent comprendre un conduit à extrémité ouverte qui fait saillie de manière opérationnelle à l'intérieur de l'écoulement d'air sur la surface dudit avion et est aligné de telle sorte que ledit écoulement d'air crée un vide partiel à l'intérieur dudit conduit pendant ledit déplacement vers l'avant de l'avion pour constituer ledit signal de sortie. 2 2714423 De préférence, lesdits moyens sensibles audit signal de sortie comprennent un piston pouvant se déplacer par translation à l'intérieur d'un cylindre qui est en communication avec ledit conduit, ledit piston pouvant être déplacé en translation en fonction de l'amplitude dudit vide partiel entre une première position dans laquelle il interagit avec le mécanisme d'actionnement dudit inverseur de poussée pour empêcher son actionnement, et une seconde position dans laquelle il interagit avec le mécanisme d'actionnement de manière à ne pas empêcher son actionnement. La présente invention sera maintenant décrite au moyen d'exemples en référence aux dessins annexés, sur lesquels: - la figure I est une vue latérale sectionnée de la partie arrière d'un moteur à turbine à gaz ayant un inverseur de poussée qui incorpore un mécanisme de commande selon la présente invention, - la figure 2 est une vue similaire à celle représentée sur la figure 1 dans laquelle l'inverseur de poussée est représenté en position déployée, - la figure 3 est une vue, sous forme de diagramme, d'un mécanisme de commande d'inverseur de poussée selon la présente invention. En se référant à la figure 1, la partie arrière 10 d'un moteur à turbine à gaz à soufflante canalisée monté sur un avion comprend un noyau générateur de gaz 1 1 qui est entouré en relation d'espacement radial par une nacelle annulaire 12. Un passage de gaz annulaire 13 est ainsi défini entre le noyau 1 1 et la nacelle 12. Le passage de gaz 13 contient de l'air qui a été accéléré par la soufflante (non représentée) montée à l'avant du moteur et qui est entraînée par le noyau 1 1. Cet air est évacué de l'extrémité avale de la nacelle 12, comme indiqué par les flèches 14, pour fournir une poussée propulsive. Une poussée propulsive additionnelle est fournie par l'échappement de gaz chaud de la tuyère 15 prévue à l'extrémité avale du noyau. La partie arrière de la nacelle 12 incorpore un inverseur de poussée désigné dans son ensemble par 16. L'inverseur de poussée 16 est d'une configuration conventionnelle et est adaptée, lorsqu'il est déployé, à dévier l'écoulement d'air de la soufflante du passage 13 afin de réaliser une décélération de l'avion sur lequel le moteur est monté. Pendant un vol normal, l'inverseur de poussée 16 est dans la position représentée sur la figure 1. Toutefois, lorsque l'avion portant le moteur atterrit et nécessite d'une décélération, l'inverseur de poussée 16 est déployé comme représenté sur la figure 2. Ceci est réalisé par la translation vers l'arrière de l'extrémité avale 17 de la nacelle 12 pour découvrir une rangée annulaire de volets de 3 2714423 déflecteurs 18 tournés vers l'avant dans la paroi de la nacelle. Simultanément, une pluralité de portes 19 qui définissaient préalablement une partie de la surface radialement interne de la nacelle 12 pivote à partir de l'extrémité avale 17 de la nacelle 12 dans des positions dans lesquelles elle bloque le passage 13. Les portes sont amenées à faire ceci par une série de bielles 20 qui sont chacune fixées de manière pivotante au noyau 11 et aux portes 19. Le blocage du passage 13 par les portes 19 oblige l'écoulement d'air de la soufflante à passer à travers les volets des déflecteurs 18 de telle sorte que l'écoulement d'air est dévié dans une direction généralement vers l'avant comme indiqué par les flèches 21. L'inverseur de poussée 16 est actionné par l'utilisation d'une énergie hydraulique. Ainsi, une pompe hydraulique (non représentée) entraînée par le noyau générateur de gaz dirige du fluide hydraulique pressurisé à travers des canalisations appropriées vers une série de moteurs hydrauliques (non représentés). Les moteurs actionnent une série de vérins à vis (non représentés) qui fournissent la translation précédemment décrite de l'extrémité avale 17 de la nacelle 12. De tels mécanismes d'entraînement sont bien connus des spécialistes de l'art et ne seront par conséquent pas décrites plus en détail. Une petite longueur de la canalisation hydraulique principale vers les moteurs hydrauliques est visible si on fait maintenant référence à la figure 3. La portion de canalisation hydraulique qui est désignée par la référence 22 passe à travers le cylindre 23. Toutefois, la partie de la portion 22 de canalisation qui est à l'intérieur du cylindre 23 est définie par un piston 24 qui peut être déplacé en translation à l'intérieur du cylindre 23. On remarquera par conséquent que le piston 24 peut être déplacé par translation entre des positions dans lesquelles le fluide hydraulique est capable de s'écouler à travers la portion 22 de canalisation et des positions dans lesquelles il ne peut pas. Une extrémité de l'intérieur du cylindre 23 est en communication avec un conduit 25 qui s'étend à partir du cylindre 23 vers le revêtement externe de la nacelle 12. En fait, l'extrémité ouverte 27 du conduit 25 fait saillie dans l'écoulement d'air 28 qui s'écoule de manière opérationnelle au-dessus de la surface externe de la nacelle 12 comme cela est également visible sur les figures I et 2. L'extrémité ouverte 27 du conduit est dirigée dans la même direction que celle dans laquelle l'écoulement d'air 28 s'écoule généralement. Cela entraîne la création d'un vide partiel à l'intérieur du conduit 25. Puisque le conduit 25 est en communication avec l'intérieur du cylindre 23, le vide partiel agit sur le piston 24. Le piston 24 est par conséquent tiré vers l'extrémité du cylindre 23 qui est en communication avec le conduit 25. Un trou 29 dans l'extrémité opposée du cylindre 23 assure que l'extrémité 4 2714423 opposée du piston 24 est exposée à la pression atmosphérique pour faciliter une telle translation. Un ressort de compression 30 est interposé entre le piston 24 et l'extrémité du cylindre 23 qui reçoit le conduit 25. Cela fournit une force de rappel en opposition à la force exercée sur le piston 24 résultant du vide partiel à l'intérieur du conduit 25. On observera par conséquent que, comme la vitesse de l'écoulement d'air 28 sur l'extérieur de la nacelle 12 change, avec des changements de la vitesse de l'avion, il y a des changements correspondants dans l'amplitude du vide partiel à l'intérieur du conduit 25. Cela entraîne à son tour une translation correspondante du piston 24 contre la force de rappel exercée par le ressort de compression 30. Le ressort de compression 30) et diverses butées appropriées (non représentées) à l'intérieur du cylindre 23 sont arrangés de telle sorte que la portion de canalisation hydraulique 22 est uniquement alignée avec sa partie qui passe à travers le piston 24 lorsque la vitesse de l'écoulement d'air 28 est inférieure à une valeur prédéterminée. Cette valeur prédéterminée correspond à la vitesse d'air maximum à laquelle l'avion portant le moteur est à même de se déplacer le long d'une piste. Si la vitesse de l'écoulement d'air est supérieure à cette valeur, le piston 24 se déplace hors d'alignement avec la portion de canalisation hydraulique 24, coupant ainsi l'énergie hydraulique de l'inverseur de poussée 16. L'effet de cela est que, si l'inverseur de poussée 16 est commandé pour se déployer lorsque l'avion se déplace le long d'une piste de décollage, il se déployera. Cependant, si l'inverseur de poussée 16 est commandé, soit délibérément soit de manière intempestive, pour se déployer lorsque l'avion est en vol, il n'obéira pas à cette commande. Bien que la présente invention ait été décrite en référence à un mécanisme de commande d'inverseur de poussée dans lequel l'inverseur de poussée est empêché de fonctionner si la vitesse d'avance de l'air de l'avion est supérieure à une valeur prédéterminée, il sera apprécié que d'autres contraintes pourraient être appliquées si désiré. Par exemple, l'inverseur de poussée pourrait également être empêché de fonctionner si la vitesse d'avance de l'air de l'avion est en-dessous d'une valeur prédéterminée. Cela, par exemple, empêcherait un fonctionnement intempestif de l'inverseur de poussée lorsque l'avion se déplace lentement sur une piste avant de décoller. La présente invention fournit par conséquent un moyen unique pour commander le fonctionnement d'un inverseur de poussée qui fournit une protection contre le déploiement intempestif. 2714423 Revendications 1.- Mécanisme de commande pour l'inverseur de poussée d'un moteur à turbine à gaz monté sur un avion, caractérisée en ce que ledit mécanisme de commande comprend des moyens (25) adaptés à détecter le déplacement vers l'avant de l'avion qui incorpore ledit moteur et fournit un signal de sortie en fonction de l'amplitude dudit déplacement vers l'avant, et des moyens (24) sensibles audit signal de sortie pour empêcher le fonctionnement dudit inverseur de poussée lorsque la vitesse d'avance de l'air dudit avion est à l'intérieur d'un domaine de valeurs prédéterminé. 2.- Mécanisme de commande pour l'inverseur de poussée d'un moteur à turbine à gaz monté sur un avion selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits moyens (25) adaptés à détecter le déplacement vers l'avant dudit avion comprennent un conduit (25) à extrémité ouverte dont l'extrémité ouverte (27) fait saillie de manière opérationnelle à l'intérieur de l'écoulement d'air sur la surface (26) dudit avion et est aligné de telle sorte que ledit écoulement d'air crée un vide partiel à l'intérieur dudit conduit (25) pendant ledit déplacement vers l'avant de l'avion pour constituer ledit signal de sortie. 3.- Mécanisme de commande pour l'inverseur de poussée d'un moteur à turbine à gaz monté sur un avion selon la revendication 2, caractérisé en ce que lesdits moyens (24) sensibles audit signal de sortie comprennent un piston (24) pouvant se déplacer en translation à l'intérieur d'un cylindre (23) qui est en communication avec ledit conduit (25), ledit piston (24) pouvant être déplacée en translation en fonction de l'amplitude dudit vide partiel entre une première position dans laquelle il interagit avec le mécanisme d'actionnement (22) dudit inverseur de poussée (16) pour empêcher son actionnement et une seconde position dans laquelle il interagit avec le mécanisme d'actionnement (22) de manière à ne pas empêcher son actionnement. 4.- Mécanisme de commande pour l'inverseur de poussée d'un moteur à turbine à gaz monté sur un avion selon la revendication 3, caractérisé en ce que ledit inverseur de poussée (16) est actionné hydrauliquement, ledit piston (24) pouvant se déplacer par translation étant adapté à interrompre le système hydraulique (22) dudit inverseur de poussée (16) dans ladite première position de manière à empêcher ledit actionnement dudit inverseurde poussée (16).