包括声学处理的推力反向器叶栅的制作方法

1.本发明涉及对航空器的涡轮机发出的声波的声学处理，更具体地涉及涡轮机的推力反向器处的声波的处理。


背景技术：

2.当涡轮机处于运行中时，涡轮机的流动和固体部分之间的相互作用是生成在涡轮机任一侧上传播的噪声的原因。
3.衰减这种声学辐射的手段之一是在与声波接触的表面中集成声学处理装置。
4.传统上，涡轮喷气发动机的声学处理，更准确地说是转子与其环境的相互作用所辐射的噪声的声学处理，是借助于位于声波在其中传播的管道的润湿表面处的吸音板来实现的。润湿表面意指与流体流接触的表面。这些面板通常是夹心型复合材料，其限制形成吸声单元的蜂窝结构。
5.例如在现有技术中已知的是具有单一自由度或sdof的吸音板，其具有衬在涡轮机的机舱壁的常规蜂窝状声学处理结构。
6.由于使用共振腔的声学处理板技术的操作原理，声学处理板的径向尺寸(即，径向厚度)取决于旨在获得最大声衰减效果的处理频率。
7.然而，发动机架构的叶轮旋转速度越来越慢，并且叶轮上的叶片数量越来越少，这导致与包括风扇和矫直器级的模块或者用于“出口导向叶片”模块的风扇
‑
ogv相关联的噪声的主频率降低。结果，目前不满足吸音板的最佳厚度与机舱中的可用体积之间的匹配。
8.为了使航空器减速，涡轮机通常包括推力反向器。主要存在两种基于叶栅作用的推力反向器技术。分为两种类型的叶栅型推力反向器：固定叶栅型推力反向器和具有滑动连接的叶栅型推力反向器。
9.图1a和图1b示出了在根据现有技术的第一已知实施例的涡轮机1的水平面中分别处于推力反向被停用的位置和推力反向被激活的位置中的示意性剖视图。
10.涡轮机1包括具有围绕轴线x而轴对称的机舱2、风扇3、初级流4、次级流、初级矫直器级5、次级矫直器级6和包括叶栅8的叶栅型推力反向器设备7，其中轴线x限定轴向方向da、径向方向dr和周向方向dc。
11.如图1a和图1b中所图示，其示出了提供有固定叶栅型推力反向器的涡轮机，在固定叶栅推力反向器中，叶栅8被嵌入，即固定到机舱2的上游部分21，并与机舱2的机舱2的下游部分22处于滑动连接，上游和下游是相对于涡轮机1中的气流f的流动方向而被定义的。向下游平移，机舱2的下游部分22露出叶栅8，该叶栅8成为机舱2内部的流体和涡轮机1在其中移动的周围介质之间的唯一界面。
12.图2a和图2b示出了在根据现有技术的第二实施例的涡轮机1的水平面中分别处于推力反向被停用的位置和推力反向被激活的位置中的示意性剖视图。
13.如图2a和图2b中所图示，其示出了提供有带滑动连接的叶栅型推力反向器的涡轮机1，在固定叶栅推力反向器中，叶栅8相对于机舱2的上游部分21处于滑动连接，并且相对
于机舱2的下游部分22处于嵌入式连接。向下游平移，机舱的下游部分22将叶栅8驱动到机舱2之外以将其定位在机舱2内部的流体与环境介质之间的界面处。
14.推力反向器代表着对推进配件的性能非常不利的成本、质量和体积，而它们仅在着陆阶段结束时被使用。它们在机舱中使用的体积在现有技术中尤其不能用于对涡轮机发出的声波进行声学处理。
15.在使用部署在次级流内部以偏转机舱外部上游的流的门型推力反向器的推进配件架构中，用于集成常规声学处理的已知实践包括将吸音板集成在反向器门的腔体中。这种实践只是将传统的吸音板集成到可用体积中，就像在风扇外壳中所做的那样。


技术实现要素：

16.本发明试图提供一种叶栅型推力反向器，其允许重新定向机舱外部的涡轮机上游的气流并在反向推力被激活时使通过叶栅的水头损失最小化，并且在推力反向无效时控制吸音的有效性。
17.本发明的一个目的是提出一种用于航空器的涡轮机的叶栅型推力反向器设备。该设备包括推力反向器叶栅和外壳。叶栅在限定第一方向和第二方向的第一平面中延伸并且包括在第一方向上连续定位并且彼此平行的第一隔板、与所述第一隔板相交并且每个在彼此平行且平行于第一方向的平面中延伸的第二隔板，以及每个由两个第一隔板和两个第二隔板限定的腔体。外壳包括在与所述第一方向正交的平面中延伸的开口和叶栅可以经由所述开口沿所述第一方向被插入在其中的壳体。外壳和所述叶栅在叶栅完全位于壳体中的该设备的第一位置和所述叶栅至少部分地位于壳体外部的该设备的第二位置之间在第一方向上相对于彼此相对平移。
18.根据本发明的一般特征，外壳包括穿孔壁，当设备处于第一位置时，穿孔壁旨在与气流接触并且被定位在所述气流和叶栅之间。
19.优选地，穿孔壁包括多个孔口和没有孔口的多个壁条，并且当设备处于第一位置时，多个壁条旨在面向叶栅的第一壁，当设备处于第一位置时，至少一个孔口被定位在沿第一方向的两个连续的壁条之间并面向腔体。
20.推力反向器叶栅可以由环形一体式叶栅或由多个叶栅段来形成，多个叶栅段可以被组装在一起以形成带有圆形或多边形底座的空心圆柱体。
21.当叶栅型推力反向器设备被安装在涡轮喷气发动机上时，第一方向对应于涡轮喷气发动机的轴向方向，而第二方向对应于涡轮喷气发动机的周向方向(当叶栅至少部分为环形时)或对应于与周向方向相切的方向(当叶栅是平面时，换句话说，不是弯曲的时)。
22.第一隔板旨在沿与包括这种类型的叶栅型推力反向器设备的涡轮机内部的气流的流动方向相交的方向来定向。当推力反向器设备被安装在涡轮机上时，沿涡轮机的方位角或径向方向来定向的第一隔板对于保证推力反向的功能性是必不可少的。事实上，正是由于这些第一隔板，在安装有推力反向器设备的机舱内部的流中循环的气流可以被捕获并相对于机舱内部的流动方向而在机舱外部被重新定向到涡轮机的上游。第二隔板旨在沿包括这种类型的叶栅型推力反向器设备的涡轮机内部的气流方向来定向。当推力反向器设备被安装在涡轮机上时，沿涡轮机轴向方向来定向的第二隔板对于推力反向的功能性不是必不可少的。另一方面，它们允许形成谐振腔体，谐振腔体允许衰减涡轮机所生成的声波。
23.当根据本发明的推力反向器设备被安装在涡轮机上并处于第一位置时，该设备一方面允许由反向器叶栅形成的腔与涡轮机的次级流的流体介质连通，并且另一方面，在反向器叶栅和位于与次级流的流体介质的界面处的(一个或多个)材料之间提供高质量接触。
24.当根据本发明的推力反向器设备被安装在涡轮机上并处于第一或第二位置时，该设备允许保证其空气动力学密封。
25.在推力反向器设备的第一方面中，外壳还可以包括多孔界面，该多孔界面由至少一层多孔材料形成并且当推力反向器设备处于第一位置时被定位在穿孔壁和叶栅之间的界面处。
26.多孔界面的添加通过在推力反向器叶栅的隔板和壁条之间的联结处提供更好的密封，而允许改善推力反向器叶栅和穿孔壁之间的界面，这在使用推力反向器功能时(即，当设备处于第二位置时)为改善推力反向器叶栅的滑动提供了有用的间隙。
27.在推力反向器设备的第二方面中，多孔界面可以具有介于0.2和2mm之间的厚度，该厚度在垂直于所述第一平面的第三方向上延伸。
28.在推力反向器设备的第三方面中，多孔界面的多孔材料层可以包括网或泡沫或具有蜂窝结构的材料。
29.在推力反向器设备的第四方面中，该设备还可以包括密封框架，当该设备处于第一位置时，在第一平面中的穿孔壁的外围上，该密封框架被定位在穿孔壁和叶栅之间的壳体中。
30.密封框架限定了形成跨件的接触表面。该跨件允许保证设备的空气动力学密封，从而避免任何损害涡轮机性能的泄漏。
31.在推力反向器设备的第五方面中，在第一方向上分开两个第一隔板的距离和在第二方向上分开两个第二隔板的距离各自可以根据待由所述腔体处理的声波的频率来定义。
32.因此，推力反向器叶栅的尺寸可以被制定为将腔体调整到由安装了推力反向器设备的涡轮机所辐射的声波的频率，特别是相关于由涡轮机的风扇和矫直器叶级所形成的对所辐射的声波的频率。
33.为此，使用以下关系式，该关系式适用于常规亥姆霍兹谐振器的尺寸制定。
34.[公式1]
[0035][0036]
其中f是以赫兹为单位的调谐频率，c是以米/秒为单位的声速，s是以平方米为单位的颈部横截面积，v是以米为单位的谐振腔体的体积，并且l’是修正后的颈部长度，颈部由面向腔体的穿孔壁的孔口形成。颈部l’的修正后的长度是基于颈部在垂直于穿孔壁延伸平面的方向上的几何长度l与通道修正d之和计算得出的，其中，对于并置谐振器：
[0037]
[公式2]
[0038][0039]
其中r是孔口的半径，并且s是穿孔的水平。
[0040]
在简单谐振器类型操作的情况下，体积v对应于由推力反向器叶栅的结构所形成的腔体的体积。
[0041]
在推力反向器设备的第六方面中，叶栅的第一隔板可以具有介于10mm和300mm之间的高度。
[0042]
在推力反向器设备的第七方面中，第一隔板可以包括介于0.5和5mm之间的厚度，足够厚以承受它们所经受的载荷，但也尽可能薄以将叶栅中的质量和水头损失最小化。第一隔板的厚度在第二隔板的给定点处垂直于表面在第二隔板的该点处的切线进行测量。
[0043]
在推力反向器设备的第八方面中，外壳还包括声学反射壁，该声学反射壁在与所述第一平面正交的第三方向上是可移动的，并且当设备处于第一位置时被定位成平行于外壁和叶栅之间的第一平面，当该设备被安装在涡轮机中时，外壁旨在与涡轮机的机舱接触。
[0044]
声学反射壁允许确保腔体作为谐振腔体的操作。
[0045]
在推力反向器设备的第九方面中，声学反射壁可以在第三方向上具有大于2mm的厚度，从而具有足够的惯性来反射声波。
[0046]
在推力反向器设备的第十方面中，外壳可以包括弹性装置，该弹性装置被安装在外壁和声学反射壁之间并且被配置为将所述声学反射壁推向叶栅。
[0047]
当设备处于第一位置时声学反射壁抵靠叶栅的压力保持允许确保由叶栅、穿孔壁和声学反射壁形成的谐振腔体的良好声学密封。
[0048]
在推力反向器设备的第十一方面中，声学反射壁的尺寸至少等于所述第一平面中的叶栅的尺寸，以覆盖叶栅的所有腔体，从而当设备处于第一位置时将声学处理最大化。
[0049]
在推力反向器设备的第十二方面中，外壳可以包括致动器，该致动器被配置为当设备处于第二位置时使声学反射壁与叶栅脱离。
[0050]
使用致动器以用于在推力反向器设备的致动期间使声学反射壁与叶栅脱离，从而使其从第一位置通过到第二位置，或者相反地允许优化推力反向器设备的紧凑性并因此优化包括所述设备的涡轮机的紧凑性。
[0051]
致动器可以包括至少两个彼此互补的设备，这些设备在平移或旋转中操作，在声学反射壁的轴向端部处方位角地分布。当推力反向器设备被安装在涡轮机中时，致动器可以与机舱的平移系统共用。
[0052]
在推力反向器设备的第十三方面中，声学反射壁可以包括至少一层柔性材料。
[0053]
柔性材料可以是聚合物。柔性材料的声学反射壁的生产允许确保其与推力反向器叶栅的界面处的良好密封。
[0054]
在推力反向器设备的第十四方面中，该声学反射壁可以包括至少两种不同材料的多层堆叠。
[0055]
使用可能不同材料的层堆叠来生产声学反射壁允许获得有用属性的不同组合，以用于实现不同的功能，例如与整体刚度相关或与叶栅接触处的界面的柔性相关的不同功能，以改善密封。
[0056]
在推力反向器设备的第十五方面中，声学反射壁可以被制成为单件。
[0057]
单件式声学反射壁的优点在于实现的简单性，因为它允许不必管理声学反射壁和叶栅之间的对齐。
[0058]
在推力反向器设备的第十六方面中，声学反射壁可以被分割成至少两件。
[0059]
将声学反射壁分割成多件的优点是对构成声学反射壁的材料的刚度没有任何限制。
[0060]
在推力反向器设备的第十七方面中，叶栅是可移动的且外壳是固定的，以在提供有带滑动连接的叶栅型推力反向器的涡轮机中使用推力反向器设备，或者叶栅可以是固定的且外壳是可移动的，以在提供有固定叶栅推力反向器设备的涡轮机中使用推力反向器设备。
[0061]
在本发明的另一个目的中，提出了一种旨在被安装在航空器上的涡轮机，该涡轮机包括限定轴向方向和径向方向的轴对称机舱，该机舱包括沿径向方向的厚度和沿轴向方向以其厚度延伸的壳体，以接收叶栅型推力反向器设备的叶栅。
[0062]
根据本发明的该目的的一般特征，涡轮机可以包括如上定义的叶栅型推力反向器设备，当不需要推力反向时，叶栅被定位在涡轮机的机舱的对应壳体中。
[0063]
在本发明的又一个目的中，提出了一种包括至少一个如上定义的涡轮机的航空器。
附图说明
[0064]
参考附图，通过在下文中以指示而非限制的方式进行阅读后将更好地理解本发明，在附图中：
[0065]
[图1a
‑
图1b]已经描述的图1a和图1b示出了在根据现有技术的第一已知实施例的涡轮机的纵向平面中分别处于推力反向无效的位置和处于推力反向被激活的位置中的示意性剖视图。
[0066]
[图2a
‑
图2b]已经描述的图2a和图2b示出了在根据现有技术的第二已知实施例的涡轮机的纵向平面中分别处于推力反向无效的位置和处于反向推力被激活的位置中的示意性剖视图。
[0067]
[图3]图3示出了根据本发明的第一实施例的处于推力反向无效的位置中的叶栅型推力反向器设备在包括轴向方向和径向方向的平面中的示意性剖视图。
[0068]
[图4]图4示出了根据本发明的第一实施例的处于推力反向被激活的位置中的叶栅型推力反向器设备在包括轴向方向和径向方向的平面中的示意性剖视图。
[0069]
[图5]图5示意性地图示了图3和图4的推力反向器设备的叶栅在包括轴向方向和周向方向的平面中的剖视图。
[0070]
[图6]图6示意性地图示了图3和图4的推力反向器设备的穿孔壁在径向方向上的正视图。
[0071]
[图7]图7示出了根据本发明的第二实施例的处于推力反向无效的位置中的叶栅型推力反向器设备在包括轴向方向和径向方向的平面中的示意性剖视图。
[0072]
[图8]图8示出了根据本发明的第二实施例的处于推力反向被激活的位置中的叶栅型推力反向器设备在包括轴向方向和径向方向的平面中的示意性剖视图。
[0073]
[图9]图9示出了根据本发明的第三实施例的处于推力反向无效的位置中的叶栅型推力反向器设备在包括轴向方向和径向方向的平面中的示意性剖视图。
[0074]
[图10]图10示出了根据本发明的第二实施例的处于推力反向被激活的位置中的叶栅型推力反向器设备在包括轴向方向和径向方向的平面中的示意性剖视图。
[0075]
[图11]图11示出了根据本发明的第四实施例的处于推力反向无效的位置中的叶栅型推力反向器设备在包括轴向方向和径向方向的平面中的示意性剖视图。
[0076]
[图12]图12示出了根据本发明的第四实施例的处于推力反向被激活的位置中的叶栅型推力反向器设备在包括轴向方向和径向方向的平面中的示意性剖视图。
具体实施方式
[0077]
图3和图4示出的是根据本发明的第一实施例、并且分别处于推力反向无效的位置以及处于推力反转被激活的位置中的安装在航空器涡轮机上的叶栅型推力反向器设备在包括轴向方向和径向方向的平面中的示意性剖视图。
[0078]
在图3和图4中，涡轮机1包括推力反向器设备70，其可以根据图2a和图2b中描述的操作来进行操作。涡轮机1包括具有围绕轴线x而轴对称的机舱2，轴线x限定轴向方向da、径向方向dr和周向方向dc。
[0079]
推力反向器设备70包括多个叶栅80，这些叶栅被组装而形成叶栅环。该环可以具有圆柱形底座或多边形底座，叶栅80分别在包括涡轮机的轴向方向da和周向方向dc的弯曲平面中或者在包括轴向方向da和与周向方向dc相切的方向的直平面中延伸。
[0080]
在所图示的实施例中，叶栅80是弯曲的以便于解释和标记，并且主要在弯曲平面中延伸，在这里被称为第一平面，包括轴向方向da和周向方向dc。
[0081]
如图5中所示，其是叶栅80在平行于第一平面的截面中的剖视图，每个叶栅80包括框架81，在框架81内沿周向方向dc延伸第一隔板82和在轴向方向da上延伸的第一横向隔板83。框架81、第一隔板82和第一横向隔板83在径向方向dr上具有介于10mm和300mm之间的高度。
[0082]
第一隔板82的厚度介于0.5mm和5mm之间，足够厚，以承受它们所经受的载荷，但也尽可能薄，以将叶栅中的质量和水头损失最小化。
[0083]
第一隔板82是方位隔板，旨在在推力反向器设备被激活时将气流f定向为朝向机舱2的外部和涡轮机1的上游，以用于推力的反向。第一横向隔板83是轴向隔板，旨在与第一隔板82一起限定第一腔体84，用于在推力反向器设备无效时吸收由涡轮机生成的声波。
[0084]
将彼此相邻的两个第一横向隔板83分开的周向方向dc上的距离等于将两个第一隔板82分开的轴向方向da上的距离，从而有利于在腔体内部的平面波中的声学传播。
[0085]
叶栅80在涡轮机1(在其上安装设备70)的轴向方向da上包括第一轴向端部810和第二轴向端部812。如图3和图4中所图示，叶栅80的第二轴向端部812被固定到机舱2的下游部分22，相对于机舱2的上游部分21是可移动的。
[0086]
被容纳在涡轮机1的机舱2的上游部分21中的推力反向器设备70包括被组装来形成面板环的多个外壳71。该环可以具有圆柱形底座或多边形底座，外壳71分别在包括涡轮机1的轴向方向da和周向方向dc的弯曲平面中或者在包括轴向方向da和与周向方向dc相切的方向的直平面中延伸。
[0087]
在图示的实施例中，外壳71是弯曲的以便于解释和标记，并且主要在包括轴向方向da和周向方向dc的弯曲平面中延伸。
[0088]
每个外壳71在远离旋转轴的径向方向dr上连续包括穿孔壁72、多孔界面77、被构造成容纳叶栅80的壳体75和声学反射壁73。多孔界面77被粘在外壳71内部的穿孔壁72上，并且壳体75在径向方向dr上在多孔界面77和声学反射壁73之间延伸。
[0089]
外壳71还包括与壳体75连通的开口76，该开口在外壳71的面向机舱2的下游部分
22的轴向端部处在包括径向方向dr和周向方向dc的平面中延伸。
[0090]
当推力反向无效时，推力反向器设备70处于图3中所图示的第一位置中，其中叶栅80位于外壳71的壳体75中。
[0091]
当推力反向被激活时，推力反向器设备70处于图4中所图示的第二位置中，其中叶栅80沿轴向方向da从外壳71中抽出，与机舱的下游部分22发生平移，使得壳体75至少部分空闲。
[0092]
如图6中所示，图6是图3和图4的推力反向器设备70的穿孔壁72的径向方向dr上的正视图，穿孔壁包括多个孔口722和没有孔口的第一壁条724以及与第一壁条724正交并且没有孔口的第二壁条726。
[0093]
当设备70被安装在涡轮机1上时，第一壁条724在周向方向dc上延伸并且第二壁条726在轴向方向da上延伸。
[0094]
壁条724和726因此将孔口723的矩阵组分开，每组728与叶栅80的单个腔体84流体连通。
[0095]
穿孔壁72被配置为：当设备70处于第一位置时，使得第一壁条724与第一隔板82对齐并且第二壁条726与第二隔板83对齐，从而优化腔体84的密封。
[0096]
此外，多孔界面77由若干层多孔材料形成，并且在径向方向dr上具有介于0.2mm和2mm之间的厚度e，以便通过在平移期间仍然促进叶栅80在壳体75中滑动的同时确保更好的密封来改善可移动叶栅80和穿孔壁72之间的界面。
[0097]
当推力反向器设备70处于其如图3中所图示的第一位置中时，由于声学反射壁73以及由于第一隔板82和第二隔板83，第一腔体84因而形成谐振腔体或声学处理单元。
[0098]
此外，如图5中所示，外壳71可以包括在包括轴向方向da和周向方向dc的平面中具有矩形形状的密封跨件88。密封跨件88被安装在推力反向器叶栅80和多孔界面77之间的多孔界面77上。密封跨件88被形成在多孔界面77上以便当设备70处于第一位置中时沿着叶栅80的第一隔板82和第二隔板83延伸，以与多孔界面77形成密封连接。
[0099]
图7和图8示出了根据本发明的第二实施例的安装在航空器涡轮机上并且分别处于推力反向无效的位置以及处于反向推力被激活的位置中的叶栅型推力反向器设备70在包括轴向方向和径向方向的平面中的示意性剖视图。
[0100]
在图7和图8中，涡轮机1这次包括推力反向器设备70，其可以根据图1a和图1b中描述的操作来进行操作。
[0101]
第二实施例与第一实施例的不同之处在于叶栅80被固定到涡轮机1的机舱2的上游部分21，而外壳71被制造在机舱2的下游部分22中。
[0102]
外壳71包括与壳体75连通的开口76，该开口在外壳71的面向机舱2的上游部分21的轴向端部处在包括径向方向dr和周向方向dc的平面中延伸。
[0103]
当推力反向无效时，推力反向器设备70处于图7中所图示的第一位置中，其中叶栅80位于外壳71的壳体75中。
[0104]
当推力反向被激活时，推力反向器设备70处于图8中所图示的第二位置中，其中叶栅80沿轴向方向da从外壳71中抽出，外壳71与机舱2的下游部分21发生平移，使得壳体75至少部分空闲。
[0105]
图9和图10示出了根据本发明的第三实施例的安装在航空器涡轮机1上并且分别
处于推力反向无效的位置以及处于反向推力被激活的位置中的叶栅型推力反向器设备在包括轴向方向da和径向方向dr的平面中的示意性剖视图。
[0106]
关于第一实施例，在图9和图10中所图示的第三实施例中，涡轮机1包括推力反向器设备70，其可以根据图2a和图2b中描述的操作来进行操作。涡轮机1包括具有围绕轴线x而轴对称的机舱2，轴线x限定轴向方向da、径向方向dr和周向方向dc。
[0107]
第三实施例与第一实施例的不同之处在于外壳71还包括外壁712、与声学反射壁73配合的压缩弹簧78和被配置为当设备70不在第一位置时使声学反射壁73与叶栅80脱离接合的致动器79。
[0108]
外壳71的外壁712位于外壳71的径向外端部。压缩弹簧78被安装在外壁712和声学反射壁73之间，并当设备70处于第一位置时施用径向内力以挤压声学反射壁73抵靠叶栅80，从而确保更好的密封并且优化声学处理。术语“内”和“外”在这里参考径向方向dr来使用。
[0109]
致动器79包括在叶栅80的第一轴向端部810上的第一斜面792，其从叶栅80的框架81的轴向端部810径向突出，从而径向向外延伸超过叶栅80的第一隔板82和第二隔板83。
[0110]
声学反射壁73包括第一轴向端部732和与第一轴向端部732相对的第二轴向端部734。第一轴向端部732面向机舱2的上游部分21，而第二轴向端部734面向机舱2的下游部分22。换言之，第一轴向端部732对应于声学反射壁73的上游端部，而第二轴向端部734对应于声学反射壁73的下游端部。
[0111]
致动器79包括位于声学反射壁73的第二轴向端部732上的第二斜面793。当设备70处于第一位置时，第二斜面793与第一斜面792配合，以允许声学反射壁73在径向方向dr上被支撑抵靠叶栅80。第一斜面792和第二斜面793彼此平行并且各自与第一平面(即，与包括轴向方向da和周向方向dc的平面)形成45
°
角。
[0112]
第二斜面793还与第一斜面793配合，以在设备70从其第一位置抽出时允许叶栅80从壳体75中撤出。致动器79导致弹簧78的压缩和声学反射壁73在径向方向dr上的向外移动，直到整个叶栅80、更具体地第一斜面792可以在声学反射壁73下方通过并且因此允许叶栅80从壳体75中抽出。
[0113]
图11和图12示出了根据本发明的第四实施例的安装在航空器涡轮机1上并且分别处于推力反向无效的位置以及处于推力反向被激活的位置中的叶栅型推力反向器设备的在包括轴向方向da和径向方向dr的平面中的示意性剖视图。
[0114]
第四实施例与图9和图10中所图示的第三实施例的不同之处在于叶栅80被固定到涡轮机1的机舱2的上游部分21，而外壳71被制造在机舱2的下游部分22中。
[0115]
在第四实施例中，致动器79位于下游端部。第一斜面792位于叶栅80的框架81的第二轴向端部812处，而致动器79的第二斜面793位于第二轴向端部734处。
[0116]
因此，本发明提供了一种叶栅型推力反向器，其允许重新定向机舱外部的涡轮机上游的气流并在推力反向被激活时使通过叶栅的水头损失最小化，并且在推力反向无效时使吸音效果最大化。