CN101772635A - 用于飞行器涡轮喷气发动机的、装备有限制喷射噪音的用于产生主气流湍流的装置的气体喷射锥、和涡轮喷气发动机及其相关发动机组件 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器的涡轮喷气发动机的气体喷射锥(8)，该锥具有空心主体(30)，该主体的外围限定主气流环形通道的径向内壳(36)。根据本发明，所述锥还包括用于产生主气流湍流的装置(34)，该装置限制喷射噪音，该装置可移动地安装在所述主体上，以便可以从展开位置向收缩位置移动，反之亦然，在该展开位置中，该装置相对于空心主体的下游端向下游伸出，在该收缩位置中，该装置缩回该空心主体中。此外，所述装置(34)包括：圆柱形支撑体(42)，该支撑体的轴线平行于喷射锥的轴线(32)；以及至少一个由支撑体(42)支撑的翼(46)。

Description

用于飞行器涡轮喷气发动机的、装备有限制喷射噪音的用于产生主气流湍流的装置的气体喷射锥、和涡轮喷气发动机及其相关发动机组件

技术领域

本发明通常涉及一种用于飞行器的发动机组件，该发动机组件包括具有发动机壳的涡轮喷气发动机，该发动机组件还包括气体喷射锥，该气体喷射锥限定主气流(flux primaire)的环形通道的径向内壳，该喷射锥固定地连接在发动机罩的后端。本发明还涉及这种喷射锥。

根据本发明的发动机组件还包括悬挂架，该悬挂架总体上允许将涡轮喷气发动机悬挂在飞行器机翼下面，或者将涡轮喷气发动机安装在该机翼上面，甚至将该涡轮发动机组装在飞行器机身的后部上。

背景技术

飞行器的涡轮喷气发动机的喷射构成相对较大的噪音源，因此尤其在飞行器起飞和降落时必须减小该噪音，以便更好地限制机场周边居民所遭受的噪声危害。

已知地，内外涵(double flux)涡轮喷气发动机的喷射由热的主气流和凉的次气流构成，该主气流从位于喷嘴和气体喷射锥之间的环形空间排出，该次气流从通过该喷嘴朝内部径向限定的环形空间排出。

为了减小喷射噪音，现有技术已经提供了将椽子(chevron)安置在喷嘴的下游端，以便允许主气流和次气流更好的混合，即减小喷射噪音。这种具有椽子的构造例如在文献EP1580419和US2006/053769中是已知的。

通常，椽子的应用在减小所遇到的噪音方面是令人满意的，但是在涡轮喷气发动机的性能方面会造成很大的损害，这是因为在主气流、次气流和外部气流上产生空气动力学干扰。

在次气流上的有害空气动力学影响比在当前涡轮喷气发动机上的有害空气动力学影响更受限制，高的气流比意味着该次气流被认为提供80％的推进力，甚至更多。

此外，很难实现椽子的安装，这尤其是因为喷嘴的后缘(bord defuite)具有极小的厚度。

发明内容

因此，本发明的目的是至少部分地克服与现有技术的实施方式相关的上述缺点。

为此，本发明的目的是提供一种用于飞行器的涡轮喷气发动机的气体喷射锥，所述锥具有空心主体，所述空心主体的外围限定所述涡轮喷气发动机的主气流的环形通道的径向内壳。根据本发明，所述锥还包括用于产生所述主气流的湍流的装置，所述装置可移动地安装在所述主体上，以便可以从展开位置向收缩位置移动，反之亦然，在所述展开位置中，该装置相对于空心主体的下游端向下游伸出(en saillie)，在所述收缩位置中，该装置缩回该空心主体中。此外，所述用于产生湍流的装置包括：圆柱形支撑体，所述支撑体的轴线平行于所述喷射锥的轴线，并且优选地与所述喷射锥的轴线重合；以及至少一个由所述圆柱形支撑体支撑的翼。

因此，本发明以独创的方式提供安置减小涡轮喷气发动机的喷射噪音的装置，所述装置不再位于锥上游的喷嘴的后缘处，而是位于该锥的下游端处。

有利地，通过能够减小喷射噪音的装置，不贴合(épouser)喷射锥的次气流因此不再受到空气动力学影响，这能够提高涡轮喷气发动机的整体性能。事实上，在锥的空心主体的下游设置用于对主气流产生湍流的装置，该主气流通常仅占涡轮喷气发动机的总推进力的20％或更少。

该产生湍流(该湍流例如可以采用主气流上的一个或多个旋涡的形式，以便改善其混合)的装置的安装非常容易，这是因为在涡轮喷气发动机的该区域中没有设备，尤其因为完全指定用于容纳该装置的主体的空心特性。

为此，应当注意，该装置事实上被设置为可以处于收缩位置，在该收缩位置中，该装置缩回空心主体中，以便在一些限定条件下更好地限制在主气流上产生的空气动力学干扰。该位置用于使该装置在减小喷射噪音的功能方面无效，该位置优选地在巡航阶段、当飞行器以足够的高度飞行从而不再担心噪声危害时采用。

本发明的另一个优点是：产生湍流的装置的存在不要求改变主气流通道的几何定义，从而该装置不产生对性能有害的影响。

如上所述，优选地力求在喷射锥的空心主体的下游端产生一个或多个旋涡，以便随后这些旋涡在主气流中向下游传导。由于这些旋涡的动力(dynamique)，这些旋涡(其具体地由于一个翼或多个翼的存在所产生)因此将会局部地或全部地根据所选择的布置改变更下游的混合，并且因此将会改善主气流和次气流的混合的噪音影响。因此，应当理解，优选地力求对主喷射的可能锥的末端处的混合区域的动力产生影响，其中，混合涉及主气流、次气流和外部气流，以便该区域在声学方面得到修改(modifiée)和改善。

优选地，可以设置所述装置包括两个翼，这两个翼基本水平定向并且位于所述圆柱形支撑体的两侧。

优选地，所述空心主体包括狭缝，所述狭缝用于当所述产生湍流的装置处于收缩位置时容纳所述产生湍流的装置的每个翼。因此，所述锥优选地被设计为在该收缩位置处所述翼不向空心主体的外部伸出，以便避免主气流的空气动力学干扰。

更普遍的，优选地使得所述产生湍流的装置在处于其收缩位置时与所述空心主体共同形成基本连续的圆锥形外表面。作为示例，在该收缩位置时，设置所述装置的翼的侧棱属于该圆锥形外表面的一部分，同时处于限定狭缝的空心主体的外壳的空气动力学延伸(continuité)中。

同样地，所述产生湍流的装置具有圆锥形下游端，当所述产生湍流的装置处于其收缩位置时，该下游端位于空心主体的空气动力学延伸中。

本发明的另一个目的是提供一种用于飞行器的涡轮喷气发动机，该涡轮喷气发动机包括诸如上述的气体喷射锥。

最后，本发明的目的是提供一种用于飞行器的发动机组件，该发动机组件包括该涡轮喷气发动机、涡轮喷气发动机的悬挂架以及发动机舱，该发动机舱与该悬挂架整体形成并且包围所述涡轮喷气发动机。

本发明的其它特征和优点将会在以下的非限制性详细描述中显现出来。

附图说明

参照附图进行该描述，其中：

图1示出了根据本发明优选实施方式的用于飞行器的发动机组件的侧视图；

图2示出了气体喷射锥的后部的透视分解图，该气体喷射锥属于图1所示的发动机组件并且也是本发明的目的；

图3示出了图2所示的气体喷射锥的后部的俯视图，其中，其用于产生主气流湍流的装置处于展开位置；

图4示出了图2和3所示的气体喷射锥的后部的俯视图，其中，其用于产生主气流湍流的装置处于收缩位置；

图5示出了图4所示视图的透视图；

图6示出了沿图3的VI-VI线截取的剖面图；以及

图6a示出了与图6相似的视图，其中，所述产生主气流湍流的装置根据一个替换例来实现。

具体实施方式

首先参照图1，可以看到，用于飞行器的发动机组件1固定在该飞行器的机翼(未示出)下面，该组件1总体上包括悬挂装置4、诸如悬挂在该悬挂装置4下面的具有大气流比的双气流涡轮喷气发动机的涡轮喷气发动机6，和包围该涡轮喷气发动机6的发动机舱3。此外，该发动机组件包括气体喷射锥8，该气体喷射锥延长发动机壳10，该锥8限定主气流14的环形通道12的径向内壳，并且被定中心在涡轮喷气发动机6的纵向轴线5上。

在以下的所有描述中，通过约定，用X表示装置4的纵向方向，该纵向方向还与涡轮喷气发动机6和其喷射锥8的纵向方向相似，该方向X平行于涡轮喷气发动机6的纵向轴线5。另外，用Y表示相对于装置4横向定向的方向，并且该横向方向还与涡轮喷气发动机6和其喷射锥8的横向方向相似，并且用Z表示竖直方向或高度，这三个方向X、Y和Z彼此正交。

另外，术语“前”/“上游”和“后”/“下游”相对于由涡轮喷气发动机6产生的推进力的方向来考虑，该推进力的方向由箭头7示出。

参照图1，其中，通过线16可以示意性地看到喷射锥8通过传统的固定装置固定连接在发动机壳10的后端，应当注意，组件1还包括环形结构18，该环形结构包围锥8并且也连接在发动机壳10的后端上。

诸如本领域技术人员已知的，该环型结构18也被称作喷嘴(tuyère)，该喷嘴限定主气流14的环形通道12的径向外壳，并且该喷嘴外部还由辅助环形通道22所排出的次气流20所围绕。因此，主气流14在继续与该锥8贴合(épouser)之前，从锥8和结构/喷嘴18之间通过，以便随后从发动机组件1中喷出。

最后，明显地，图1所示的悬挂装置仅是该悬挂装置的主结构，本领域技术人员已知的该装置4的其它组成元件(诸如发动机紧固件、空气动力学整流罩类型的辅助结构等)没有被示出。

参照图2至6，可以更详细地看到气体喷射锥8，该气体喷射锥也是本发明的目的，该气体喷射锥总体上由空心且环形的主体30和用于产生主气流湍流的装置34组成，该主体30为圆锥台形，该圆锥台形的纵向轴线32与涡轮喷气发动机的轴线5重合。

空心主体30是通过其圆锥台形外表面来限定主气流14的环形通道12的径向内壳的元件。由于该空心主体的圆锥台形形状，该空心主体通过后缘或开放下游端作为末端，该后缘采用在轴线32上定中心的圆形开口38的形状。

从该输出口38开始的两个狭缝40基本纵向地设置在空心主体上，即平行于方向X向前。两个狭缝优选地相对于涡轮喷气发动机的对称竖直平面(未示出)对称地实现，如图2所示。

再次参照该示出了分解图的图2，可以看到产生湍流的装置34包括沿轴线32布置的圆柱形支撑体42，该支撑体例如具有圆形截面，该圆形截面的直径近似等于空心主体30的输出口38的直径。此外，支撑体42具有圆锥形下游端44，该下游端的轴线也为轴线32，该下游端44的由锥定义的立体角与空心主体30的圆锥台形外表面的立体角一致。

在圆柱形部分上，支撑体42具有两个翼46(由于视图角度的原因，在图2中只能看到一个)，每个翼都近似水平地定向，即位于平面XY中，并且相对于上述竖直对称平面对称地位于支撑体42的两侧。

优选支撑的每个翼46都优选地表现为“三角翼”的普通形状，该三角翼的底部朝前定向。

本发明的一个特征是，装置34可移动地安装在空心主体30上，以便可以从展开位置向收缩位置移动，反之亦然，在该展开位置中，该装置34相对于主体30的下游端向后伸出，在该收缩位置中，该装置34缩回该主体30中。

更确切地，参照图3，可以看到处于展开位置的装置34，在该展开位置中，尤其通过充当偏向器(déflecteur)的翼46，该装置34能够在输出口38的下游、在主气流上产生湍流，从而导致喷射噪音的减小。在该展开位置中，以自动的方式沿方向X穿过输出口38可滑动地安装的圆柱形支撑体42朝下游部分地脱离，具体地，这允许翼相对于该输出口38沿该X方向偏移。因此，由空心主体30的后缘排出的主气流在与产生所期望湍流/旋涡的翼46接触之前向后传导，不影响或很少影响径向向外布置的辅助环形气流。

如此产生的这些旋涡随后向下游传导至主气流中。由于这些旋涡的动力(dynamique)，因此这些旋涡将会改变更下游的混合(mélange)，优选地直到主喷射的可能的锥的末端附近，并且因此改善主气流和次气流的混合的声学影响。

在所采用的这个位置中，当必须减小涡轮喷气发动机的喷射噪音时(即尤其在飞行器的起飞和降落期间，减小对机场周边居民的噪声危害)，圆锥形下游端44因此相对于限定输出口38的主体30的后缘向后间隔很远。

当飞行器处于巡航阶段时，不再需要减小喷射噪音，另外不希望通过用装置34产生主气流的空气动力学干扰来白白地减小推进力，该装置34以传统的方式被控制沿轴线32向上游平移，以便到达图4和5所示的收缩位置。

在装置34向上游移动期间，翼46逐渐地进入分别与该翼相对的狭缝40中，从而确保没有任何机械干扰，该机械干扰可由翼46相对于支撑体42侧向凸出位置导致。

当装置34充分缩回空心主体30中以便在贴合整个锥8的主气流上引起最小可能的空气动力学干扰时，移动被停止，这尤其通过一方面使得翼46穿过狭缝40不再向空心主体的外部伸出并且另一方面使得只有圆锥形下游端44向主体30的后部伸出来实现。

更确切地，使得处于收缩位置的用于产生湍流的装置34与空心主体30共同形成近似连续的圆锥形外表面52。为此，近似连续的圆锥形外表面52部分地通过圆锥台形外表面36实现，该圆锥台形外表面形成主气流的环形通道的径向内壳，该圆锥形外表面52由位于该表面36的空气动力学延伸中的两个翼的侧棱50来补充，这两个分别容纳在两个狭缝40中的侧棱50与壳36对齐。因此，应当理解，翼46填补狭缝40，而不从该狭缝中向外伸出，这导致所寻求的空气动力学连续性。

此外，圆锥形外表面52向后还由装置34的下游端44的圆锥形外表面补充，这是因为该下游端的表面在与圆锥台形表面36对齐时构成该圆锥台形表面的空气动力学延伸。为此，如上所述，可以设置装置34的下游端44的底部55属于支撑体42的一部分，该底部的直径近似等于输出口38的直径，当装置处于收缩位置时，该底部近似与该输出口重合。

在图6中，可以看到两个翼46实际上相对于竖直平面对称地设置，该竖直平面通过与轴线5重合的轴线32，翼近似地设置在通过该轴线32的水平平面中。

图6a示出了装置34的替代实施例。相对于水平平面的圆柱形支撑体42形状的非对称性确保水平翼46的支撑。

当然，本领域技术人员可以对刚刚描述的、仅作为非限制性示例的本发明进行各种修改。为此，尤其可以指出，尽管发动机组件1已经表现为采用悬挂在飞行器机翼下面的构造，然而该组件1还可以表现为不同的构造，即安装在该机翼上面，甚至安装在该飞行器的机身的后部上。

Claims (7)

1.一种用于飞行器的涡轮喷气发动机的气体喷射锥(8)，所述锥具有空心主体(30)，所述空心主体的外围限定所述涡轮喷气发动机的主气流(14)的环形通道(12)的径向内壳(36)，其特征在于，所述锥还包括用于产生所述主气流(14)的湍流的装置(34)，所述装置可移动地安装在所述主体(30)上，以便可以从展开位置向收缩位置移动，反之亦然，在所述展开位置中，所述装置相对于空心主体的下游端向下游伸出，在所述收缩位置中，所述装置缩回所述空心主体(30)中，所述用于产生湍流的装置(34)包括：圆柱形支撑体(42)，所述支撑体的轴线平行于所述喷射锥的轴线(32)；以及至少一个由所述圆柱形支撑体(42)支撑的翼(46)。

2.根据权利要求1所述的气体喷射锥(8)，其特征在于，所述装置(34)包括两个翼(46)，所述两个翼基本上水平定向并且设置在所述圆柱形支撑体(42)的两侧上。

3.根据权利要求1或2所述的气体喷射锥(8)，其特征在于，所述空心主体(30)包括狭缝(40)，所述狭缝用于容纳处于收缩位置的所述用于产生湍流的装置(34)的每个翼(46)。

4.根据上述权利要求中任一项所述的气体喷射锥(8)，其特征在于，所述用于产生湍流的装置(34)在其收缩位置与所述空心主体(30)共同形成基本连续的圆锥形外表面(52)。

5.根据上述权利要求中任一项所述的气体喷射锥(8)，其特征在于，所述用于产生湍流的装置(34)具有圆锥形下游端(44)，当所述用于产生湍流的装置处于其收缩位置时，所述圆锥形下游端位于所述空心主体(30)的空气动力学延伸中。

6.一种用于飞行器的涡轮喷气发动机(6)，所述涡轮喷气发动机包括根据上述权利要求中任一项所述的气体喷射锥(8)。

7.一种用于飞行器的发动机组件(1)，所述发动机组件包括根据权利要求6所述的涡轮喷气发动机(6)、所述涡轮喷气发动机的悬挂架(4)和发动机舱(3)，所述发动机舱与所述悬挂架(4)整体形成并且包围所述涡轮喷气发动机(6)。

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