CN101535622B - 将飞机推进装置产生的推力反转的方法、实施该方法的装置及装备有该装置的发动机舱 - Google Patents

Abstract

本发明的目的是一种方法，通过使至少一部分可能参与推力的气流(Fi)偏转，以减小、抵消或反转离开飞机推进装置(14)的至少一部分空气流所产生的推力。该方法包括沿着推进装置的水平面(30)喷射称为推力反转流体的流体(F1，F2，F3)，以便用驱动效应使可能参与推力的至少一部分气流(Fi′)产生从发动机舱(12)内部向发动机舱外部方向的偏转。

Description

将飞机推进装置产生的推力反转的方法、实施该方法的装置及装备有该装置的发动机舱

技术领域

本发明涉及一种减小、抵消或反转飞机推进装置所产生的推力的方法，以及实施该方法的装置及带有所述装置的飞机发动机舱。

背景技术

推进装置包括管道形式的发动机舱，其中基本上同心地装设有发动机，特别是涡轮机，它驱动安装在其轴上的风扇。

发动机舱在空气入口之前包括进入气流的第一部分气流，称作主气流，其贯穿该发动机用以参与燃烧；和第二部分气流，称作次气流，其被风扇驱动并流入发动机舱内壁和发动机外壁所限定的环形管道。

于是，推进装置所产生的基本上按照发动机舱的纵向轴定向的推力，是由该发动机所喷射的主气流和该风扇推动的次气流产生的。

已知在飞机推进装置的发动机舱上设置有机械系统，其用来反转所产生的推力，并以此获得飞机的减速。

该系统允许着地时补偿制动器的作用，并例如在地面有薄冰存在时至少减少制动装置的负载，这可以减少上述制动装置的维修，并缩短减速期，这样可以缩短着陆滑行所占用的时间。

文献GB-1.357.370描述了这样的一种将飞机推进装置所产生的推力反转的机械系统。按照该文献，该发动机舱形成为前部和以平移方式可移动的后部，以在两个部分之间形成开口。

偏转装置，诸如节流门或门在开口下游的环形管道中被展开，目的是阻塞该次气流，并使其偏离朝向开口的方向。这样，所述次气流通过开口被径向排到发动机舱以外，而不再参与推力，这就表现为减速。

按照其他变例，可以设置一个或几个偏转装置，用以使次气流和/或该主气流偏转。

另外，用于定向偏转气流的装置可以被设置在该发动机舱的外部。这些装置可以按照该发动机舱的纵向轴对合力进行定向，产生可以对抗该推力的偏转气流并产生一个或大或小的减速度。

按照第一实施例，可以通过或多或少使偏转装置偏转，获得这个效果。

按照文献GB-1.357.370举例说明的实施例，利用了Coanda效应。

这样，正压空气可以通过设置在发动机舱的外表面上的小孔喷射到开口之前，以便把偏转的气流定向到开口之前，或者喷射到开口之后，以便使气流向后定向。正压空气最好可以在涡轮机的压气机的水平面(niveau)上被抽取，并由管道引向设置在该发动机舱外表面的水平面上的小孔。

按照这个文献，Coanda效应只用来定向偏转的气流，而不参与由机械障碍获得的气流的偏转。

由于下列原因，利用至少一个机械障碍(物)的这种类型的反向装置不能给出完全满意的结果：

用于使气流偏转的偏转装置以及操纵机构的尺寸被确定得能够支撑开口承受最大推力时可能发生的负载，这导致机上质量增大，并使飞机能量消耗增大。

偏转装置和操作机构相对复杂，这导致维修量加大，并且在地面上滞留的时间延长。

这些可移动的偏转装置/操作机构一般与声学层不兼容，以致于以声学方式处理的表面积减小。

最后，这些偏转装置在以不适当的方式飞行时不应展开，以致于必须设置一个或几个安全系统，这增大了机上质量和维修量，使飞机的能量消耗增大和利用时间缩短。

发明内容

因此，本发明旨在缓解现有技术的缺点，并提供一种可以以简单的概念减小、抵消或反转飞机推进装置所产生的推力的方法，可以减小机上质量和维修量，以便尽量减少能量消耗和飞机在地面上滞留的时间。

为此，本发明旨在提出一种方法，力求通过使可能参与该推力的至少一部分气流偏转，减小、抵消或反转从飞机推进装置排出的至少一个空气流所产生的推力，其特征在于，在推进装置的水平面上喷射一个称作推力反转流体的流体，以便通过驱动效应使至少一部分可能参与推力的气流从该发动机舱的内部偏转到发动机舱外部的方向。

这样，与现有技术相反，获得了一种射流型的推力反转系统，而不是基于可能处于管道中的至少一个障碍(物)来使一部分气流偏转。

附图说明

其他特征和优点将会在以下参照附图对本发明的只作为示例给定的描述中看出，附图中：

-图1A是按照本发明的飞机推进装置在推力反转不起作用时的纵向半剖面示意图；

-图1B是按照本发明的飞机推进装置在推力反转起作用时的纵向半剖面示意图；

-图2图释了在所示示例中减小推力时，减小、抵消或反转推力时的各种气流；

-图3是按照本发明的飞机推进装置的纵剖面图，上部表示静止状态，而下部表示工作状态；

-图4是一个示意图，详细图释了按照一个实施例的射流装置；

-图5是按照第二实施例的飞机发动机舱的透视图；

-图6A和6B是剖面图，详细图释了按照图5变例的本发明的装置，分别表示静止状态和工作状态；

-图7A至7C是剖面图，详细图释了按照本发明另一个变例的用于反转推力的装置，分别表示静止状态、中间状态和工作状态；

-图8是按照本发明另一个变例的飞机推进装置的纵剖面图，上部表示静止状态，下部表示工作状态；

-图9是按照本发明另一个变例的飞机推进装置的纵剖面图，上部表示静止状态，下部表示工作状态；

-图10是图释本发明另一个变例的推进装置的透视图；

-图11是按照图10的平面A的发动机舱一部分的剖面图，详细图释了图10所示的本发明的变例；

-图12是图10的变例所利用的节流门的透视图；

-图13是按照本发明另一个变例的飞机推进装置的纵剖面图，上部表示静止状态，下部表示工作状态；以及

-图14是按照本发明另一个变例的飞机推进装置处于工作状态时的纵剖面图。

具体实施方式

飞机推进装置包括发动机舱12，其中基本上同心地设置有发动机，诸如喷气发动机14。

这样，飞机可以包括一个或几个推进装置，它们固定在机翼上或直接固定在飞机机身上，或在飞机机身的两侧，或在飞机机身的后上部。

安装在发动机舱内纵轴X上的喷气发动机14包括涡轮机16，后者包括上游侧(图示左边)的入口内的轴18，该轴上安装有风扇22的叶片20。

该发动机舱12在喷气发动机的上游部分包围上述喷气发动机14，而与该发动机舱的下游部分相比喷气发动机的下游部分凸出，如图1局部所示。

更具体地说，该发动机舱12包括壁24，它同心地包围喷气发动机，以与后者一起形成一个环形管道26，流体(这里是空气)从环形管道中流出。

用箭头F表示的空气到达该发动机舱的入口穿入其内部，且第一气流(称作主气流)穿入涡轮机16以便参与燃烧，并驱动轴18从而驱动风扇22旋转。

这样，被该风扇推动的第二气流(称作次气流)取道该环形管道26，并从该发动机舱的下游部分离开，这样与该主气流一起构成推进系统的推力。

按照一个实施例，该发动机舱的壁24由两个部分构成，一部分是上游24a，而另一部分是下游24b，该下游包括该发动机舱的壁部后缘，而且相对于该第一部分可以移动。

如图3所示，第二部分24b在该图的上部呈现为处于第一合拢状态，由此环形管道26内部的气流穿过环形管道直至其出口端26a。

在图3的下部，下游部分或后部24b呈现为处于第二展开状态，因此在壁部24上形成开口28。这个开口布置在环形管道26外圆周的上游部分24a和下游部分24b之间。

要注意的是，该发动机舱的壁的下游部分24b可以包括几个部分，它们连接形成一个完整的圆环，并且它们的每一个都可以独立移动。

每一部分向下游的移动在该发动机舱的壁上形成不同的开口。

在图3所示的实施例中，该发动机舱的壁的下游部分24b在命令下(例如，从驾驶舱发出的信号)移动，从合拢状态平移(例如，在安装于舱壁的部分24a上的液压千斤顶的作用下，平行于X轴)至展开状态以便在该壁上形成一个或几个环形的或半环形的开口。

应该指出的是，形成开口的机构并不堵塞环形的纵向管道26，而且在该通道中循环流动的流体的一部分内部气流继续由端部26a逸出。

应该指出的是，该发动机舱的壁的上游部分24a和下游部分24b布置在它们将要彼此接触的区域的水平面上，它们形状互补，亦即，例如部分24a呈凸形，而部分24b呈凹形，以便在它们彼此接触时，由这两部分组成的装置对接(图3上部)。

按照本发明，在推进装置的水平面上喷射一股推力反转流体，用以使次气流的至少一部分径向偏转流向该发动机舱的外部，以便使所述偏转的气流不参与推进装置所产生的推力，从而获得减速。

与现有技术相反，获得的是射流型推力反转，而不是基于至少一个可能处于管道中的障碍(物)来使一部分气流偏转。

按照本发明，用于推力的至少一部分气流的偏转是通过推力反转流体的这部分气流的驱动效应，特别是Coanda效应获得的。

这样，与现有技术相反，利用Coanda效应来引起用于推力的气流的一部分偏转。

推力反转流体最好在至少后缘的一部分或所述后缘略微靠上游的水平面上喷射，以便获得Coanda效应，且抽吸并使用于推力的气流的至少一部分偏转。

作为示例，图2示出不同的气流。按照本发明，可用推力反转流体的驱动效应使60％数量级的次气流偏转。这样，在推力换向装置的上游利用数量级为800Kg/s流量的次气流，和数量级为70Kg/s流量的推力反转流体，可以测得数量级为550Kg/s的偏转气流的流量。

该推力反转流体可以用分散在后缘水平面上的一个或几个喷射点来点状喷射，或在后缘的一部分或几个部分线状喷射。

这个后缘可以是引导次气流的管道端部的后缘和/或引导主气流的管道端部的后缘，或设置在引导该次气流的管道和/或引导该主气流的管道水平面上的开口的上游边缘。

这样，本发明不限于次气流的偏转，而且同样可以应用于主气流。

同样地，通过可在管道水平面或管道端部形成的开口便可以实现使一部分气流偏转，以使之不参与推力。

再者，推力反转流体的喷射可以在后缘的水平面上进行，或在所述后缘的上游或下游以分岔的方式进行。

推力反转流体最好通过喷口形式的出口喷射。该流体最好在喷气发动机的压气机的水平面抽取。

通过反转推动，便可以进而减少、抵消或反转该推力。

减少推力时，至少一部分可能参与该推力的流体按照与推力方向形成锐角的方向偏转。在这种情况下推进装置产生一个向后的推力。

为了抵消该推力，偏转气流的合力等于非偏转气流的合力。在这种情况下，推进装置产生几乎为零的推力。

为了反转推力，偏转气流的合力大于非偏转气流的合力，在这种情况下推进装置产生一个向前的推力。

最好可以通过调整推力反转流体的空气动力学的或热动力学的至少一个参数，例如，推力反转流体的喷射速度，来调整偏转气流的流量和非偏转气流的流量之间的比率。

由于使一部分气流偏转的装置不是机械障碍(物)，也不包含任何操纵装置，故推力反转系统大大简化。

另一方面，该系统可以显著地减小机上质量，因而减少飞机的消耗。

另一方面，即使在发动机舱的各部分平移滑动时，运动件的数目也相对较少，这可以减少维修并缩短飞机滞留地面的时间。

最后，该推力反转系统可以扩大以声学方式处理的表面积，并延伸到发动机舱专用于推力反转的区域。

按照一些变例，可以利用将该偏转气流定向到该发动机舱之前，或者定向到该发动机舱之后的装置。为此，可以像现有技术一样，利用在该发动机舱外表面的水平面上通向该开口的上游和下游的管道，来给该偏转气流定向。这样，当空气通过位于开口上游的小孔喷射时，按照朝向该发动机舱之前倾斜的方向将偏转气流定向，当空气通过位于开口下游的小孔喷射时，按照向该发动机舱之后倾斜的方向将该偏转气流定向。

使至少一部分可能参与推力的气流偏转的装置，同样优选用来将所述偏转气流定向。这些装置在下文称作射流装置。

为此，后缘在该发动机舱的径向开口的上游和/或下游包括一个曲面，最好是凸面，在其上喷射该推力反转流体。作为示例，该推力反转流体的出口基本上位于发动机舱管道的内表面与开口侧相交形成的棱边的水平面上，该凸曲面包含一个向推力反转流体的出口后方偏移(凸出)的顶端部分。

这样，随着推力反转流体的空气动力学和热动力学参数、径向开口的上游和/或下游后缘的特征(形状、表面状态等)、流向该发动机舱外部的气流特征的改变，该气流与设置在后缘边沿水平面上的曲面保持接触的时间可以延长或缩短。

若分离点位于顶端部分之后，而且推力反转流体的空气动力学和热动力学参数适当，则偏转气流按照向该发动机舱之前倾斜的方向定向(参见图3中的F1)。在这种情况下，若沿着推力轴X的偏转气流的合力超过非偏转气流的合力，则推力被反转，推进装置所产生的推力向前。

若该分离点基本上位于顶端部分的水平面上，而且若推力反转流体的空气动力学和热动力学参数适当，则该偏转气流按照径向定向(参见图3的F2)。在这种情况下，若参与该推力的气流被整个地偏转，则该推力基本上为零，或在相反的情况下该推力被减小。

若该分离点位于顶端部分之前，而且若推力反转流体的空气动力学和热动力学参数适当，则该偏转气流按照向该发动机舱之后倾斜的方向定向(参见图3的F3)。在这种情况下，该推力被减小。

在不同的图上示出了不同的实施例。

射流装置30设置在该发动机舱的壁上，以便控制从管道26的内部提取的气流通过径向开口28排出该发动机舱的数量或比例。但是本发明不限于该实施例，该射流装置也可以不控制所提取的流动的数量或比例。

如图3所示(在图4更详细)，受控提取的射流装置30设置在该发动机舱的壁上，更具体地说，设置在位于开口28的上游的固定部分24a。

该装置30设置在该发动机舱的壁24a的内表面24c上，这个内表面把环形管道26的范围限定于它的外围。

该装置30允许把高能量的流体喷射入内部气流Fi。

流体的这种喷射在要偏转的气流区中进行，基本上与内表面24c相切，也就是说，处于该部分24a后缘略微靠上游的位置。

更具体地说，该射流装置30包括一个供应流体的管道，例如，来自喷气发动机的正压空气的管道。

该供应流体的管道包括未示出的与涡轮机26的正压空气源连通的部分，和图3中以局部剖面示出的环形部分32。该管道32延伸到环形管道26的外围，并以一个或几个管环弧的形式构成，或者以设置在该发动机舱的壁的内表面24c上的完整管环的形式构成。

该射流装置30还包括一个或几个与管道32连通并开口于内表面24c的喷口34，这样便可以在开口28附近(图4)向管道26的内部流体Fi喷入高能量的流体。

构成上游的壁24a后缘的弯曲表面35布置在喷口34的出口，并与后者相切。按照纵剖面图(图4)，这个表面例如采取半圆的形式。

应该指出的是，当该管道以环形段(管环弧)或以完整管环的形式构成时，该喷口可以采取缝隙的形式，并沿着该管环段或完整的管环的整个长度延伸。

对于同一管环段或对于该完整的管环，在所考虑的分段上或在该管环上，也可以设置几个分开的喷口。

如图3和4所示，该管道32所传输的正压流体以喷射流的形式被喷口34引入流体Fi的内部气流中，并与内表面24c相切，于是以受控的方式改变这个气流的一部分。

这样，喷射出的喷射流以与弯曲的后缘(这里是表面35)相切而给定的方向离开该喷口，接着顺着后缘的形状，如图4所示，在倾向于使之分离的离心力的范围内通过在该壁部和该喷射流之间出现的负压来平衡。

因而，该喷射流体的喷射流被该弯曲的表面35偏转。

当该平衡被打破时，喷入气流中的喷射流从后缘离开，并在分离点上形成该轮廓的后制动点。

如图4所示，流体Fi内部气流的一部分F’i在通过喷口34喷射的喷射流的作用下偏离其轨迹，而且被该表面35偏转。

由喷口34喷射的流体的能量份额可以控制分离点的位置。

应该指出的是，通过改变喷射流在表面35上分离点的位置，可以控制喷射流体的喷射流的方向。

这样，根据喷射流分离的表面35的区域，便可以以不同的方式对提取的气流部分F’i定向。

流体喷射流的分离点，也就是说喷射流的取向随着流体的热动力学和空气动力学的至少一个参数，亦即例如压力和/或温度和/或流量和/或速度和/或紊流程度等的改变而改变。

作为示例，增大诱导流体的流量和压力，该流体的喷射流就在更大的长度上粘附于该表面35，提取的气流部分F’i便按照图3上的方向F1(推力反转)偏向该发动机舱的上游。

当提取的流体量所给定的方向基本上如箭头F2所示时，亦即纵向气流Fi呈径向时，该推力直接被提取的气流抵消。

另外，当提取的流体的内部气流F’i的数量按照箭头F3所代表的方向定向时，也就是说向着该发动机舱的下游时，直接由被提取的气流产生的推力减小。

应该指出的是，为了影响所提取的流体数量，可以只改变热动力学和空气动力学参数中的一个，例如，流量。

按照前面描述的实施例，注意到的是，使可能参与该推力的至少一部分气流偏转的装置，同样可以保证偏转气流取向的功能，以便调整推力的反转和减速。这样，为了改变推力的反转，可以调整对应于该偏转气流和该非偏转气流之间的比率的至少一个判据，通过调整推力反转流体的热动力学和空气动力学参数中的至少一个，即可改变偏转气流的取向。

通过改变喷口出口的喷射小孔尺寸，例如，借助于隔膜类型的设置，可以改变喷射速度，从而改变喷射流体的流量。

另一方面，流体的喷射可以用连续的气流实现，或者用提取的气流来限制喷射流体的消耗量。

允许反转、抵消或减小推进系统的推力矢量的有效系统可以在飞机飞行的某些阶段上通过平移该发动机舱的壁的后部来实现。这样便在该发动机舱侧面的该环形管道26中循环流动的次气流Fi和大气之间敞开一个或几个开口28。

应该指出的是，当该发动机舱的壁的后部向后移动时，次气流出口的喷口不再具有适宜于产生强度大的推力矢量的条件。

事实上，那时该喷口形成发散，以亚音速流动的次气流在出发动机舱时失去了其能量。

按照本发明的反转、抵消或减小推力的装置比已知的系统简单，因为这里只在该发动机舱的壁的后部设置一个移动件，这显著地简化了装置的运动学。

与按照本发明的装置的功能相联系的空气动力学负载，主要集中于环形地设置在该发动机舱的壁上的射流装置30上，这允许较好地把要传输的负载分布在该发动机舱的结构中，于是不必给该发动机舱的某些部分留出余度。

另外，该射流装置对于环境气流具有屏蔽下游壁部24b的趋势，这允许不必给后者留余度。

另一方面，射流装置集成在该发动机舱的壁上对后者内部和外部的声学处理只有很小的影响。

事实上，在图3上部所呈现的合拢位置上，按照本发明的装置允许把壁部的声学覆盖层集成在该发动机舱的壁的几乎整个内表面和外表面上。

另外，射流装置30的尺寸相对较小，便于它集成在发动机舱的壁中。

图5，6A和6B举例说明了按照本发明第二实施例的喷气发动机40的发动机舱。

发动机舱40借助于局部示出的机翼支柱42固定在飞机的机翼上。这个发动机舱包括发动机舱44的壁部，其同心地围绕连接到风扇22的涡轮机16的上游部分，这两者均示于图3。

在该实施例中，在发动机舱44的壁部形成开口的机构，不同于图3所示。

事实上，在该第二实施例中，能够沿着环形管道26的纵向进行纵向移动的发动机舱的壁的一部分构成了这个壁部的中间部分46。在图5中，这个中间部分已被移出，以便显示用于气流受控偏转的开口。

这个部分46沿着发动机舱的环形壁部44的角形扇面延伸，而未示出的另一个中间部分同样可以机翼支柱42(为轴)对称地设置，以便在发动机舱的壁上形成另一个开口。

应该指出的是，可收起的壁部的中间部分46同样可以沿着该发动机舱的整个外围延伸。

壁部的中间部分46包括两块板48，50(图6A)，它们彼此径向分开，由形成横撑52和54并设置得基本上垂直于板48和50的两块板固定。

于是，尺寸固定的空间56被设置在纵向板48和50之间，在图6A的位置上，两纵向板分别与该发动机舱的外部和该环形管道26接触。

在该发动机舱的壁的内部纵向设置一个或几个千斤顶，例如，两个千斤顶58和60。

更具体地说，如图6A所示，千斤顶58(千斤顶60也一样)位于布置在发动机舱的上游部分44a中的凹槽62内。

该凹槽62被设置得至少沿着与可移动的部分46对应的角形扇面延伸。

千斤顶58的固定部分用端部58a固定在凹槽62的底部，而千斤顶的移动杆58b伸展在中间部分46的内部，并用相对的一端58c固定在横撑54上(图6A)。

在图6A所示的第一位置上，壁部的中间部分46设置在该发动机舱的壁的两个固定部分44a(上游部分)和44b(下游部分)之间。

该中间部分46在其下游部分中包括形成为圆形的后缘46a，后者从固定在横撑54上的壁部46的端部基本上延伸到同样固定在该横撑上的壁部50的端部。

在中间壁部46的延伸位置上，后缘46a与下游壁部44b的部分边缘的相应形状的凹面相符合(图6A)。

在缩进的位置上，该后缘突出到凹槽62的外面(图6B)。

应该指出的是，当收到千斤顶缩回的命令时，千斤顶杆缩回相应的千斤顶体内，于是中间部分46的至少一部分缩回凹槽62内，如图6B所示。

这样，缩进的中间壁部46允许在该发动机舱的壁上的后缘46a和下游部分44b的前缘之间露出开口64。此外，应该指出的是，上滚轮66，68和下滚轮70，72分别固定在该部分46的上部和下部(图5)。这些滚轮在各自的上导轨和下导轨(未示出)内滑动，以便在千斤顶58和60驱动下，引导中间部分46缩回和伸出的运动。

壁部的中间部分46同样包括类似于图3和图4的装置30的射流装置74，而且通过控制被提取流体的数量及其特定的空间取向，该射流装置起到从管道26内部的流体提取一部分气流的作用。

与上述的装置30一样，装置74布置在壁部的部分46的内表面上，并包括一个引导高能量流体的采取管环弧形式的沟道76。

该装置74同样包括与管道26的内部气流相切的该流体的喷射小孔。这个小孔以沿着沟道76的整个长度延伸的缝隙78的形式构成。

装置74同样借助于软管或可伸缩的气动接点(未示出)由例如来自涡轮机16的正压空气供气，这与图3和4的装置30一样。

该装置74的特征和功能与装置30相同，因而这里不再赘述。

图7A至7C举例说明了可收起的发动机舱的壁的中间部分80的一个实施变例。

如图7A所示，中间部分80设置在该发动机舱的壁的固定壁部82a(上游部分)和82b(下游部分)两个部分之间。

上游部分82a有一个内部凹槽84，当处于缩进的位置上时，如图7C所示，该凹槽用以接纳中间部分80的至少一部分。

可纵向移动的部分80包括彼此径向分开的两块板86，88(图7A)，而且其中分开的距离可以不同于图5、6A和6B的实施例。

两块板86和88分别用下游端部86a，88a铰结在下游支座90上，该支座包括一个形成为圆形的后缘80a，而射流装置74与图5、6A和6B的实施例相同。

千斤顶92包括千斤顶体94和千斤顶杆96，且装配在发动机舱的壁的内部。

千斤顶体94在所述千斤顶体的端部有一个头部94a，其装入与支座90联结的空腔98内，并在两块板86，88所限定的内部空间中延伸。

该千斤顶体94在其相对的端部94b处用两个铰接的小连杆100和102固定在所述板86和88的上游端部86b，88b。

千斤顶杆96在其没有联结于千斤顶体94的端部96a处固定在该发动机舱的壁的固定结构上。

这样，当收缩壁部的中间部分80的命令生效时，千斤顶92回缩，千斤顶体94向上游沿着在图7B中所示的纵向位移恢复到凹槽84内部。千斤顶的千斤顶体的头部94a穿过空腔98并借助于所述空腔开口边缘上的凸肩相抵接，而铰接的小连杆100和102沿着千斤顶体的端部94b倾斜。

随之，板86和88接近千斤顶体94，并因而彼此接近。

它们的间隔减小(图7B)，变得低于限定内部凹槽84的壁部的上游部分82a的板。

该千斤顶在任何情况下被驱动时，千斤顶体94向上游被收回至壁部的上游部分82a的内部(图7C)，随之带动铰接的壁部的块80。

应该指出的是，壁部的中间块因此是双重可收缩的，因为它既可以纵向收缩，同样地，又可以径向收缩，事实上在回缩时板86和88可以彼此接近。

纵向收缩使得可在发动机舱的壁的上游壁部82a和下游壁部82b的固定件之间形成开口104，以便保证在描述上述实施例时所描述的功能。

另外，径向收缩或侧向收缩允许中间壁部部分比图5、6A和6B所示壁部的中间部分46更容易地收入至上游部分82a的内部。

事实上，在图5、6A和6B的实施例中，板48和50之间的间隔必须小于限定上游部分44a内部凹槽62的壁部之间存在的间隔。

上述涉及受控提取管道26内部气流的一部分的描述，对图7A至7C所示的变例仍旧适当。

图8举例说明了按照本发明的发动机舱的第三实施例，其中形成开口的机构包括发动机舱的壁的可纵向移动的部分，它向该发动机舱的下游平移，而不是像图5、6A、6B、7A至7C所示那样向上游平移。

更具体地说，壁部的该部分110可在两个位置之间移动，第一位置示于图8上部，其中它处于该发动机舱112的壁部的两个固定部分112a(上游部分)和112b(下游部分，包括该发动机舱的后缘)之间，而第二位置示于该图下部。在该第二位置上，该可移动的部分110向后滑动，这样便在这个壁部形成开口114，以便允许气流偏转。

应该指出的是，在该实施例中，壁部的中间部分110包括两块径向彼此分开的板，其中一块116与外部接触，而另一块118与环形管道26接触。

在图中未示出的一个或几个千斤顶的作用下，具有两个壁部的系统110向下游滑动，例如部分地覆盖下游壁部的固定部分112b。

这样，该两块板116和118例如覆盖壁部的固定部分112b的内表面和外表面。

应该指出的是，未示出的一个或多个千斤顶布置在壁部的固定部分112b中，就像图5、6A、6B、7A至7C实施例中该发动机舱的上游壁部的固定部分中的千斤顶一样。

按照未示出的一个实施变例，两个壁部116和118同样可以径向收缩，以便用图7A至7C举例说明的方法来利用一个或几个千斤顶缩短这些壁部之间的间隔。

这时，中间部分110的板116和118至少部分地处于固定的下游部分112b的内部。

应该指出的是，在图8所示的实施例中，射流装置30不像图5、6A、6B、7A至7B所示的实施例那样设置在发动机舱的壁的可移动部分上。

事实上，装置30被设置在开口的上游，而壁部的可移动部分110在这里向下游移动。

图9示出一个实施变例，其中可移动的壁部的中间部分同样向该发动机舱的壁122的后方移动。

壁部的中间部分120在这里只包括一块板，在图9上部所示的第一位置上，该板被设置在该发动机舱的壁的上游固定部分122a和下游固定部分122b之间。在该图下部所示的第二位置上，可移动的部分120通过向下游的平移而移动，并至少局部地覆盖固定部分122b的外表面。

还应指出的是，下游固定部分122b相对于可移动的部分120的板的径向位置，向该发动机舱内部径向移动，以便使可移动的板能够纵向平移，而不碰到该固定部分122b。

再则，该发动机舱的壁的可移动中间部分允许在发动机舱的壁中形成开口124，以便以受控的方式使环形管道26内部流体的一部分气流偏转。

提取的射流装置30同样设置得独立于壁部的可移动部分，并对后者而言是固定的，与图5、6A、6B、7A至7C构想的设置相反。

要注意的是，在这里可移动的中间壁部110和120可以以圆环的方式在该发动机舱整个外圆周上延伸，或者只在一个或几个环形段上延伸。

另一方面，在所有这些情况下都会注意到的是，该发动机舱的壁的后部不平移，在环形沟道上最好提取至少20％至30％的内部气流，以便通过受控提取在反转、抵消或降低推力上获得明显的效果。

在图10至14上，示出一些包括上述射流型的推力反转装置的辅助装置的变例，以求改善其效率。

按照图10至12所示的实施例，在后缘132的上游添加一个或几个节流门130，在其水平面上放置允许以气动方式使至少一部分可能参与该推力的气流偏转的射流装置134，以便获得飞机的减速。

按照该实施例，该发动机舱包括至少一个开口136，后者可以被节流门130以适应于开口136的形式封闭，所述节流门根据位于开口上游的旋转轴138在一个与该发动机舱对应于推力轴的纵向轴140基本垂直的平面上铰接于该发动机舱。这样，节流门130便可以占据封住开口136的第一位置和敞开开口136的第二位置，后者允许用射流装置134使至少一部分次气流偏转。

节流门的形状最好能够保证该发动机舱的外表面和内部管道的连续性。

该发动机舱最好可以包括设置在其圆周上的多个开口136，每个开口都可以用节流门130封闭。

在开口136的上游设置节流门130允许在节流门130下游的开口的水平面上建立一个负压和空气动力学干扰，这有利于抽吸至少一部分次气流，并改善射流装置134的效率。

按照图13所示的另一个变例，该发动机舱包括两个部分，上游部分142固定，而下游部分144进行平移移动，以允许形成一个开口146，该上游部分的后缘包括射流装置148。这个发动机舱基本上与图3所示的相同。

可以把至少一个节流门150设置在该发动机舱的外部，在开口146的上游铰接在所述开口的上游的一个轴152上，该轴位于一个基本上垂直于该发动机舱纵向轴154的平面上。该节流门150可以占据关闭的第一位置，其中它的外表面156保证该发动机舱空气动力学外表面的连续性；和打开的第二位置，其中它突出于该发动机舱的外表面，通过在开口146水平面上建立一个负压和干扰，改善射流装置148的效率。

通常，该发动机舱包括几个节流门150，添加在一个或多个开口146的上游。

按照图14所示的另一个变例，可以把一个或几个节流门158铰结在开口160的下游缘，并在所述开口160的下游打开。这个或这些节流门由于在所述开口160的水平面上产生空气动力学干扰，可以改善设置在开口160上游缘水平面上的射流装置162的效率。

如图14所示，该一个或多个节流门158可以包括可或多或少地突出至次要管道166内部的缘164。

Claims (23)

1.一种通过使参与推力的至少一部分气流偏转，以减小、抵消或反转从飞机推进装置的管道排出的至少一空气流所产生的推力的方法，其特征在于，包括在所述管道的后缘的至少一部分上或在所述管道水平面上的开口的后缘的至少一部分水平面上或略微靠上游的水平面上喷射一个称为推力反转流体的流体，所述推力反转流体被喷射为在所述管道的后缘或所述管道水平面上的开口的后缘之前从发动机舱内部流向该发动机舱外部，通过驱动效应偏转参与该推力的至少一部分气流，而不借助于设置在管道中的至少一个障碍。

2.按照权利要求1的方法，其特征在于，包括调整推力反转流体的空气动力学或热动力学的至少一个参数，包括压力和/或温度和/或流量和/或速度和/或紊流程度，来调整偏转气流和非偏转气流之间的比率。

3.按照权利要求1的方法，其特征在于，包括在向推力反转流体的出口的后方偏移的一顶端部分的一凸曲面的上游喷射该推力反转流体。

4.按照权利要求3的方法，其特征在于，包括调整推力反转流体的空气动力学或热动力学的至少一个参数，包括压力和/或温度和/或流量和/或速度和/或紊流程度，以便调整偏转气流的取向。

5.按照前述权利要求中任一项的方法，其特征在于，所述管道水平面上的开口用于引导要偏转的气流，所述方法包括通过所述管道水平面上的开口，使参与该推力的至少一部分气流偏转，并在所述管道水平面上的开口上游的后缘的至少一部分水平面上或略微靠上游的水平面上喷射推力反转流体。

6.按照权利要求5的方法，其特征在于，包括在所述管道水平面上的开口的水平面上产生干扰。

7.一种用于实施按照前述权利要求中任一项的方法的装置，以减小、抵消或反转从飞机推进装置的管道排出的至少一空气流所产生的推力，该推进装置包含使参与该推力的至少一部分气流偏转的装置，其特征在于，包括在所述管道的后缘的至少一部分上或在所述管道水平面上的开口的后缘的至少一部分水平面上或略微靠上游的水平面上喷射一个称为推力反转流体的流体的装置，所述推力反转流体被喷射为在所述管道的后缘或所述管道水平面上的开口的后缘之前从发动机舱内部流向该发动机舱外部，通过驱动效应偏转参与该推力的至少一部分气流，而不借助于设置在管道中的至少一个障碍。

8.按照权利要求7的装置，其特征在于，包括一个前述方法用到的凸曲面，其设置在所述管道的后缘的水平面上或所述管道水平面上的开口的后缘的水平面上；以及前述方法用到的推力反转流体的出口，其设置在所述凸曲面与引导要偏转的气流的管道的内表面相交的水平面上，所述凸曲面包含向该推力反转流体的出口后方偏移的顶端部分。

9.按照权利要求8的装置，其特征在于，该推力反转流体的出口采取喷口的形式。

10.按照权利要求7至9中任一项的装置，其特征在于，包括调整推力反转流体的空气动力学或热动力学的至少一个参数用的装置，所述空气动力学或热动力学的至少一个参数包括压力和/或温度和/或流量和/或速度和/或紊流程度。

11.一种飞机发动机舱，包含按照权利要求7至10中任一项的装置。

12.按照权利要求11的飞机发动机舱，包含一个前述装置用到的管道，其中同心地设置有涡轮机，其特征在于，包括连通引导要偏转的气流的管道的内部和外部的至少一个管道水平面上的开口，以及一个按照权利要求7至10中任一项的装置，该装置至少部分地位于所述管道水平面上的开口上游的后缘的水平面上。

13.按照权利要求12的飞机发动机舱，其特征在于，该管道水平面上的开口在其上游缘的水平面上包括一个前述装置用到的凸曲面，以及一个前述装置用到的推力反转流体的出口，该推力反转流体的出口设置在所述凸曲面与引导要偏转的气流的管道的内表面相交的水平面上，该凸曲面包含向推力反转流体的出口后方偏移的顶端部分。

14.按照权利要求13的飞机发动机舱，其特征在于，该推力反转流体的出口具有喷口的形式。

15.按照权利要求11至14中任一项的飞机发动机舱，其特征在于，包括至少一个节流门，以允许在所述管道水平面上的开口的水平面上干扰气流。

16.按照权利要求15的飞机发动机舱，其特征在于，所述至少一个节流门位于所述管道水平面上的开口的上游。

17.按照权利要求15的飞机发动机舱，其特征在于，所述至少一个节流门位于所述管道水平面上的开口的下游。

18.按照权利要求15的飞机发动机舱，其特征在于，所述至少一个节流门占据一个第一位置和一个第二位置，其中第一位置处，节流门的外表面处于该发动机舱外表面的延伸部分上，第二位置处则突出于该发动机舱外表面。

19.按照权利要求11至14中任一项的飞机发动机舱，其特征在于，包括被至少一个节流门封闭的至少一个管道水平面上的开口，所述至少一个节流门占据封住该管道水平面上的开口的第一位置和敞开该管道水平面上的开口的第二位置。

20.按照权利要求11至14中任一项的飞机发动机舱，其特征在于，包括至少一个固定部分和至少一个移动部分，后者相对于所述至少一个固定部分平移，以便在平移之后形成至少一个管道水平面上的开口。

21.按照权利要求20的飞机发动机舱，其特征在于，包括一个固定的上游部分和至少一个移动的下游部分，以允许所述至少一个移动的下游部分平移之后，在该上游部分和下游部分之间形成所述至少一个管道水平面上的开口。

22.按照权利要求21的飞机发动机舱，其特征在于，包括至少一块相对于该发动机舱的壁平移的板，以便在该发动机舱的壁中敞开所述一个管道水平面上的开口。

23.一种飞机，包含至少一个按照权利要求11至22中任一项的发动机舱。

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