CN101952170B - 用于飞行器前缘的空气出口系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞行器前缘，在空气动力学气流流出的层面上沿着空气动力学表面延伸，而且其中设置有多个出气口(30)，以阻止所述空气动力学气流的分离，该出气口(30)设置成至少两排，这两排基本上与前缘平行，而且对于连续的至少两排是交错地设置的，其特征在于，它包括至少一个楔形部(36)，所述楔形部插在形成空气动力学表面的两个壁部之间，所述楔形部一方面包括一个在空气动力学表面(26)的延长面上的外表面(38)、一个与形成空气动力学表面的第一壁部接触的第一倾斜面(40)、和一个与形成该空气动力学表面的第二壁部接触的第二倾斜面(42)，而另一方面，所述楔形部在倾斜面(40，42)层面上包括一些凸出部和/或凹陷部的形状，并从一面到另一面交替地设置，从而使得空气能够从空气动力学表面各面上通过。

Description

用于飞行器前缘的空气出口系统

技术领域

本发明涉及一种飞行器前缘用的空气出口系统，更具体地说，适应于飞行器发动机舱前缘的空气出口系统，所述系统使得能够限制尤其是由于飞行器的迎角和/或阵风的方位变化而引起流出空气动力学壁部的空气流分离的危险。

背景技术

飞行器的推进装置包括一个发动机舱，其中基本上同心地安排一个用机翼支柱连接到飞行器其余部分的动力装置。

该发动机舱包括一个限定管道的前部带有空气入口的第一壁部，进入的空气流的第一部分，称为主气流，穿过该机动装置，以便参与燃烧，空气流的第二部分，称为次气流，被通风机驱动在一个被发动机舱的第一壁部和机动装置的外壁限定的环形管道中流出。

该发动机舱还包括第二壁部，所谓外壁，基本上呈圆形的各段，从空气入口伸展到后部出口，由几个零件以及翼缘并列构成，形成空气入口，连接第一壁部和第二壁部。

为了在下文进行描述，发动机舱的纵向轴对应于动力轴。

当进入发动机舱的空气流对该发动机舱的纵向轴成一个大的角度时，这会诱发空气流从该空气动力学表面分离的现象。这种现象的后果是影响发动机的良好运转。空气流的分离的特征是出现一个流动方向相反的区域。这个区域的起点对应于一条基本上垂直于流动主方向的线，下文称为分离线。甚至在地面上也可能出现这种分离现象，尤其在侧风起飞阶段上，在飞行时，尤其当低速大迎角操作时。

在这些阶段上，该分离线在空气入口的内部在一个或多或少沿圆周扩展的一部分上伸展，在固定点(point fixe)或起飞的条件下一般位于上部或侧部，而在飞行操作的条件下位于下部。

于是，按照一个当前的实施方式，发动机舱的尺寸以及发动机舱正面部分的断面厚度根据这些运行条件确定。其结果是在其他飞行，尤其在巡航的条件下，不利于发动机舱的性能。

按照这些飞行条件、地面风向、飞行时飞机的速度和迎角或发动机的状态，分离线的位置是变化的。于是，例如，迎角越大，该分离线越接近空气入口的正面部分(前缘)，然而飞机的速度越高，发动机的负荷状态越大，离正面部分越远。

从文献EP-1.156.962已知一种可以阻止空气动力学气流与壁部分离的技术，方法是就在分离线上或者在下游不远处喷射一股基本上与该壁部相切，按照一个平行于空气动力学气流的方向的空气流。通过调整喷射空气流的气动力学特征，限制出现分离现象的危险。

按照该文献，空气流的喷射点按照基本上平行于分离线的线设置。

因而，正如对于该几何形状，这个阻止分离现象出现的解决方案只能在与空气流和飞行器之间的迎角和速度的较小范围内进行处理。

发明内容

本发明的目的还在于，提供一种空气出口装置，它使得能够在飞行时飞行器的迎角、速度和发动机速度的较大范围内，以及相对于地面在较大的风向和风速的范围内，限制分离现象在飞行器前缘的位置上的出现，来缓解先有技术的这些缺点。

为此，本发明旨在提出一种飞行器前缘，其在空气动力学气流流出的位置上沿着空气动力学表面延伸，并为了阻止所述空气动力学气流的分离而在其中设置有出气口，该出气口安排成基本上平行于前缘的至少两排，并且对于连续的至少两排是交错地安排的，其特征在于，它包括至少一个楔形部，所述楔形部插在形成该空气动力学表面的两个壁部之间，所述楔形部一方面包括一个在空气动力学表面延长面上的外表面、一个与形成该空气动力学表面的第一壁部接触的第一倾斜面、和一个与形成该空气动力学表面的第二壁部接触的第二倾斜面，并且所述楔形部另一方面包括多个凸出部和/或凹陷部的形状，所述凸出部和/或凹陷部设置在倾斜面的层面上，并且从一面到另一面交替地设置，从而使得空气能够在空气动力学表面的两面通过。

附图说明

从下文只作为示例给出的描述和附图中会得出有关本发明的其他特征和优点，在附图中：

·图1A是示出了起飞时刻的分离区域的透视图；

·图1B是示出了阵风时的分离区域的透视图；

·图2是示出了按照本发明的空气入口的透视图；

·图3A是示出了按照本发明第一变型方案空气出口的布置的顶视图；

·图3B是示出了按照本发明的另一个变型方案空气出口的布置的顶视图；

·图3C是示出了按照本发明的另一个变型方案空气出口的布置的顶视图；

·图4是发动机舱进气口的剖面图，示出了出气口；

·图5是发动机舱管道壁剖面图，示出了按照一种实施方式包括出气口的楔形部细节；

·图6是示出了图5楔形部的透视图；而

·图7是示出了飞行器发动机舱进气口的正视图。

具体实施方式

在图1A和1B中，示出了飞行器的推进装置整体，所述推进装置包括发动机舱10，在所述发动机舱10中基本上同心地设置有通过机翼支柱12连接到飞行器的其余部分的动力装置。为了在下文进行描述，纵向轴14对应于动力轴。

发动机舱10包括限定一管道的第一壁部16；第二壁部18即所谓的外壁；和连接第一壁部16和第二壁部18的翼缘20，限定了一个空气流吸入的进气口。

吸入进气口的空气流第一部分，称为主气流，穿过动力装置，以便参与燃烧，而第二部分，称为次气流，被风机驱动，在发动机舱第一壁部和该动力装置外壁所限定的环形管道中流动。

该发动机舱的翼缘20包括前缘22，所述前缘22对应于该发动机舱的正面部分。

尽管描述的是发动机舱，但本发明可以应用于飞行器的所有前缘，后者在发动机舱的情况下可以是曲线的，或者在机翼的情况下基本上是直线的。在不存在与发动机相关的作用时，分离线位置的变化是由于飞机迎角和速度的共同影响。为了在下文进行描述，所谓空气动力学表面是指飞行时空气流迎着地与环境空气接触的飞行器表面。

根据空气流的某些特征，分离线可以出现在空气动力学表面的位置上，所述分离线或多或少远离前缘。

在发动机舱的情况下，分离线24可出现在限定管道16并向前缘22的下游延伸的空气动力学表面26的位置上。该分离线，或多或少在管道16圆周的方向上扩展，如图1A所示，可以定位在空气动力学表面26的下部位置上，例如，在飞机以大迎角飞行的情况下，在空气动力学表面26上部的位置上，例如，在高发动机转速的固定点的情况下，如图1B所示，在空气动力学表面26侧部的位置上，例如，在通过强侧风起飞的情况下。分离线24相对于前缘的位置，特别是它离开前缘的距离是随着飞行条件而变化的。

于是，例如，迎角越大，该分离线越是更接近进气口的前面部分(前缘)，然而飞机的速度越高或者发动机转速越高，分离线越离开。该分离线24在发动机舱圆周的至少一部分上延伸。

按照本发明，空气动力学表面26包括安排成至少两排32基本上与前缘22平行的出气口30，该出气口30交错地布置，按照垂直于纵向轴的方向，排成连续的至少两排。如图3A和3B所示，在排成两排的情况下，出气口是交替的。

出气口30按照基本上平行于前缘排成几排地设置的这一事实，使得能够增大出气口处理带的宽度，并使得分离线能够在所述范围内波动。

与带有几个按照流动方向在整个范围内延伸的连续缝隙相比，出气口的不连续性使得能够降低所需要的流量。

另一方面，彼此交错地设置出气口30的事实使得离开安排在上游一排的位置上的第一出口的空气流能够不干扰安排在下游一排位置上的出气口。最后，这种交替安排使每个不连续孔产生的涡流对稳定流动的有利作用最大化。

如图3A至3C所示，出气口30可以具有不同的截面形状。

于是，如图3A所示，空气出口30可以具有圆盘扇面的形状，该形状从一排到另一排全都以相同的方式取向，或者如图3A所示，从一排到另一排取相反的方向。

按照另一个方案，出气口30可以具有正方形截面或矩形截面，如图3B和3C所示。

出气口排成两排，如图3A和3B所示，或者排成三排或多排，如图3C所示。另外，各排之间的距离可以恒定或相继两排之间的距离可以改变。

在该情况下，根据各排或前缘各区，各排可以具有全部相同的出口或者不同的出口。

在该情况下，按照飞机的配置和运行区域，并根据分离现象危险最大的区域的识别，各排可以在该发动机舱的整个圆周上或该圆周的至少一部分上延伸。

出口的形状设计得排出的空气以接近该空气动力学表面的倾斜方位喷射。作为示例，空气喷射与该空气动力学表面成5至45°的可变角度。

调整空气流量，以便阻止空气动力学气流的分离。按照这些方案，空气可以在发动机中在主气流层上提取，或在发动机舱中在次级气流层上提取，或者直接通过一个或几个捞勺(écopes)在外部提取，或者在前缘气动除霜层上提取，只要是空气通过与要除霜的冷表面热交换而冷却即可。

按照本发明的另一个特点，所述装置包括根据需要来分配空气并将其引向某些出口的设备。

于是，本发明的装置能够选择一个或多个处理区域并包括一些使空气流喷向进气口某些扇面区域的阀门。

作为示例，低速飞行时，只有进气口的下部真正需要给气。此时飞行员命令把阀门打开，以便安排给进气口下部的出气口供气。

在图4、5和6中，示出了按照本发明的装置用于发动机舱的一个实施方式。

该发动机舱包括形成管道16的壁部、形成外表面的壁部18、翼缘20和连接壁部16、18并支持翼缘20的前框架34。可以设想不同的配置，以便确保这些不同的零件之间的连接。

按照本发明，该装置包括至少一个楔形部36，所述楔形部36插在形成该空气动力学表面的两个壁部之间，在所示出的实施例中，所述楔形部36处于形成翼缘20的壁部和形成管道16的壁部之间，所述楔形部包含在与壁部16和凸出部和/或凹陷部的形状的翼缘20接触的表面上，在所述斜楔36的两侧，该通道使得空气能够从发动机舱的内部区域通向外部区域。为了进行描述，人们把该发动机舱的内部区域称为由壁部16、18和翼缘20限定的区域。该外部区域尤其包括管道16内流出的空气流。

与翼缘20接触的楔形部的凸出部和/或凹陷部的形状形成第一排出气口，与壁部16接触的楔形部的凸出和/或凹陷部的形状形成第二排出气口。

如图4、5和6所示，该出气口是埋入型的。于是，该楔形部36包括一个在空气动力学表面26的延长面上的外表面38、一个与外表面38构成锐角的壁部16接触的第一倾斜面40、和一个与基本上平行于第一倾斜面40的翼缘20接触的第二倾斜面42。第一和第二表面40和42的斜度使得能够调整通过该出气口30喷射的空气流的倾斜角。

凹陷部和/或凸出部的形状设置在倾斜面40和42上，而且一方面在外表面38上开口，而另一方面，在内部区域上开口，凸出部和/或凹陷部的形状从一面到另一面交替地设置。

按照一个改进的实施例，楔形部36包括在翼缘20下面延伸的厚度薄的部分44和一个带有用以容纳壁部16一部分的凹处的内表面46。在这种情况下，第一系列的凸出部和/或凹陷部的形状从与翼缘20接触的部分44的表面延伸到外表面38，而第二系列的凸出部和/或凹陷部的形状从内表面46延伸到外表面38。

该楔形部36可以只包括一个在发动机舱的至少部分圆周上延伸的部件或者包括至少一部分圆周上延伸的端到端放置的几段。

按照这些方案，该装置可以沿着纵向轴的方向包括一个楔形部36或者几个联结或者不联结的楔形部36。

按照一个实施例，前框架34和翼缘20限定一个可以是被分隔开的区域，用以分离地向出气口30送入空气。于是，向一个或几个隔间供气时，可以使某些出气口起作用，而另外一些不起作用。

Claims (6)

1.飞行器前缘，在空气动力学气流流出的位置上沿着空气动力学表面(26)延伸，而且为了阻止所述空气动力学气流分离，其中设置有多个出气口(30)，这些出气口(30)安排成基本上平行于前缘(22)的至少两排(32)，该至少两排相继地错开排列，其特征在于，它包括至少一个楔形部(36)，所述楔形部(36)插在形成该空气动力学表面(26)的两个壁部之间，所述楔形部一方面包括一个在该空气动力学表面(26)的延长面上的外表面(38)、一个与形成该空气动力学表面的第一壁部接触的第一倾斜面(40)和一个与形成该空气动力学表面的第二壁部接触的第二倾斜面(42)，而所述楔形部另一方面包括多个凸出部和/或凹陷部，这些凸出部和/或凹陷部设置在倾斜面(40，42)位置上，而且在两倾斜面之间交替安排，使得空气能够通过空气动力学表面(26)的两面。

2.按照权利要求1的飞行器前缘，其特征在于，出气口(30)的形状适宜于使排出的空气以接近于该空气动力学表面的倾斜方位喷射。

3.按照权利要求1或2的飞行器前缘，其特征在于，它包括分配空气并使之指向某些出气口的装置。

4.飞行器发动机舱，包括一个连接外表面(18)和管道(16)的翼缘(20)，在管道的内部设置动力装置，所述翼缘(20)构成沿着所述管道(16)延伸的前缘，在所述管道(16)的位置上设置有多个出气口(30)，所述出气口(30)安排成基本上平行于前缘(22)的至少两排(32)，而且该至少两排相继交错地排列，其特征在于，它包括至少一个楔形部(36)，所述楔形部(36)插在构成所述管道(16)的两个壁部之间，所述楔形部一方面包括一个在所述管道(16)表面的延长面上的外表面(38)、一个与构成所述管道(16)的第一壁部接触的第一倾斜面(40)和一个与构成所述管道(16)的第二壁部接触的第二倾斜面(42)，并且所述楔形部(36)另一方面包括多个凸出部和/或凹陷部，所述凸出部和/或凹陷部安排在倾斜面(40，42)位置上，而且从一个倾斜面到另一个倾斜面交替地安排，以使得空气能够通过。

5.按照权利要求4的飞行器发动机舱，其特征在于，它包括至少一个楔形部(36)，所述楔形部(36)处于构成所述翼缘(20)的壁部和构成所述管道(16)的壁部之间。

6.按照权利要求4或5的飞行器发动机舱，其特征在于，它在分隔的翼缘(20)内部包括一个区域，以便把送到出气口(30)的空气分开。

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