CN102037232A - 降低航空器喷气发动机产生的噪音的带有弯曲流体管道的装置 - Google Patents

Abstract

航空器喷气发动机，包括包围第一气体流的壁(30)，第一气体流沿纵向轴线(XX′)在壁下游端(30a)被喷出，第二气体流在壁外沿第一气体流喷出方向流动；至少一管道(80)布置在壁下游端的周边并适于喷出用于与一气体流和/或另一第二气体流相互作用的流体射流，所述至少一管道(80)包括末端部分(82)，末端部分在其自由端带有出口(84)，流体射流经出口被喷出；其特征在于，末端部分相继包括按中间轴线排直的第一直管道部分(86)和相对第一直管道部分形成弯管的第二管道部分(88)，第二管道部分具有配有出口的自由端并足够靠近第一直管道部分的中间轴线(ai)，以使末端部分在弯管形成方向上尺寸减小。

Description

降低航空器喷气发动机产生的噪音的带有弯曲流体管道的装置

技术领域

本发明涉及航空器喷气发动机。

背景技术

已知航空器喷气发动机呈燃气涡轮发动机定位在其中央的吊舱的形式。

该吊舱用于通过发动机舱短柱被安装在航空器机翼下面。

燃气涡轮发动机包括燃气发生器，燃气发生器带动鼓风机，鼓风机沿喷气发动机吊舱的纵向方向在燃气发生器的上游安装在燃气发生器的轴上。

纵向流过吊舱的空气流部分地进入燃气发生器并且参与燃烧。

该流称为初级流并在燃气发生器的出口被喷出。

进入吊舱且不流过燃气发生器的那部分空气流被鼓风机带动。

该流被称为次级流，以相对初级流同心的方式在环形通道中流动。该通道形成在纵向外壁(吊舱壁)和包围燃气发生器的纵向内壁之间。

次级流沿喷气发动机的基本纵向的方向在吊舱外壁下游端从吊舱喷出。

包围燃气发生器的内壁还与一纵向内构件一起限定初级流经过的一环形通道。

该流在环围燃气发生器的内壁的下游端被喷出。

在起飞阶段时，喷出的气体流(初级流和次级流)具有很高的速度。在这些很高的速度下，喷出流与周围空气的相撞，与初级流和次级流相撞一样，产生很大噪音。

根据国际专利申请WO2002/013243，已知一种降低航空器喷气发动机产生的噪音的流体装置。

该装置包括多对通向喷气发动机喷管出口的管道，该喷气发动机喷管喷出推进射流，该多对管道分布在该喷管的周边。

每一对的管道各自均喷出空气射流，并且以一个管道相对另一管道会聚的方式设置，以在出口产生空气射流的相互作用的三角形。

管道的会聚角在40°和70°之间。

另外，这些管道按照朝喷气发动机纵向轴线方向的穿入角倾斜，燃气流沿喷气发动机的纵向轴线被喷出。

该穿入角能使由这些管道喷出的射流穿入从喷气发动机喷管出来的气体流内。

在管道在它们的末端部分中沿倾斜后缘设置的情况下，例如，该穿入角对应于喷管下游端的后缘朝向纵向轴线的倾斜度。

然而，本申请人发现：通过增大穿入角的数值，射流与从喷管喷出的气体流进一步相互作用，这有利于进一步降低产生的噪音。对于数十度的穿入角尤其可看到该效果。

不过，喷管的倾斜后缘(出口唇)的存在给选择穿入角且尤其是增大穿入角带来困难。

发明内容

因此，考虑环境限制(例如：喷管的倾斜后缘)能够容易使这些管道的穿入角适应于所希望的应用将是有利的。

而且，当希望将这些管道设置在喷管壁的厚度范围内时，由于这些设置限制，选择所希望的穿入角是困难的。

如果想要减小这些管道产生的尺寸，就尤其是如此的。

另外，可能还有利的是：以与喷气发动机喷管的下游端相关联的方式设置管道构型，其允许使以受控方式从管道流出的射流朝所选择的方向取向，且管道尺寸得到减小。

本发明的目的在于克服上述缺陷中的至少一个缺陷和/或力求达到上述目的之一，而提供一种航空器喷气发动机，其包括包围第一气体流的壁，所述第一气体流沿纵向轴线XX′在所述壁的下游端被喷出，第二气体流在所述壁外沿所述第一气体流的喷出方向流动；至少一管道布置在所述壁的下游端的周边，并适于喷出用于与所述第一气体流和/或所述第二气体流相互作用的流体射流，所述至少一管道包括末端部分，所述末端部分在其自由端带有出口，所述流体射流经所述出口被喷出；其特征在于，所述末端部分相继包括按中间轴线排直的第一直管道部分和相对所述第一直管道部分形成弯管的第二管道部分，所述第二管道部分具有配有所述出口的自由端并且足够靠近所述第一直管道部分的所述中间轴线，以便使所述末端部分在弯管形成方向上尺寸减小。

尽管可用空间尺寸有限，呈较短径向(相对中间轴线为横向)延伸的形成弯管的第二部分能够容易地和以受控的方式使来自出口的流体射流具有希望的朝向(有效的出口角)。

另外，在管道末端部分中形成的短弯曲管能够有效地控制从中被喷出的流体射流。该弯曲确保射流的适当导向，并提供具有最大速度和平行流动的从出口输出的速度分配。

事实上，如果该弯曲由一直部延长一段很长的距离，则控制效果较差，并且此外，产生的尺寸将会增加。

通过控制出口与直管部分的中间轴线之间的距离，来控制管道的径向尺寸。

尽管存在许多不利的限制(尺寸，周围状况等)，这允许容易将管道结合于喷气发动机的壁上。

出口或包括所述出口的管道出口面不应在距该中间轴线一段超过第一直管道部分半径(或其一半宽度或一半高度)的数值的两倍，以便遵从合理尺寸。该距离为在该中间轴线与出口中心之间所取的距离。

将会注意到，当第一气体流是次级流时，第二气体流可以是周围空气，或当第一气体流是初级流时，第二气体流对应于次级流。

根据一特征，形成弯管的第二部分呈连续曲线形，即该弯管的外曲率半径从弯管与直管部分接触的上游端直到弯管出口下游端、在其整个延伸部分上大致恒定。

换言之，该弯管在外部没有突然变化的曲率半径。

这样的弯曲部分允许产生对于衰减从喷气发动机喷出的第一气体流产生的噪音显得特别有效的流体喷射。

这可以由以下事实解释：在弯管内的流体流动逐渐地和可控地偏离由中间轴线给定的其最初轨迹，以获得其最终朝向。

此外将会注意到，曲率半径可根据考虑的应用较大或较小。

因此，小曲率半径除使径向尺寸减小之外，还会使轴向(在与中间轴线的方向平行的方向上)尺寸减小。

大曲率半径会赋予更大的轴向延伸，同时保持减小的径向尺寸。

例如通过将一直管区段弯曲来形成该渐进的弯曲管。

根据另一特征，通过将直管道部按连接角连接到所述第一直管道部分上来形成所述弯管。

因此，该弯管在外部具有突然变化的曲率半径。

因此，在管道内的流体流动通过该弯管突然地被偏斜，这在流体流动内和在形成的射流内引起扰动。突然偏斜引起在弯管内部分中的超速，所述超速可能由在管道内的飞脱引起。这些超速可有利于纵向漩涡的产生，并增强喷射效果。

将会注意到，可将该直部分在其侧面之一上或多或少截去一部分，以便能够容易被连接在第一直管道部分上，而不会不合理地增加尺寸。

按照在包含喷气发动机纵向轴线XX′和中间轴线的平面内的视图，这样截得的部分例如为楔形或三角形。

可通过不同方式、特别是通过焊接将该直部分组装于第一部分上。

根据一特征，所述出口位于与所述第一直管道部分大致相切的平面内。

出口因此设置在第一直管道部分的轴向延长部分中(与该直管部分平齐)，这允许控制流动偏斜并且不增加整体的径向尺寸。

将会注意到，可以使出口相对中间轴线倾斜而不增大尺寸。

根据一特征，所述至少一管道布置在喷气发动机壁的厚度范围内(壁的尺寸是相对纵向轴线XX′径向地或横向地所取的)。

借助这样构型的管道的小厚度或小径向延伸，使得所述布置成为可能。

根据一特征，形成弯管的第二部分使所述至少一管道具有按照穿入角朝喷气发动机的纵向轴线XX′方向的倾斜。

出口相对第一部分中间轴线的朝向的选择允许使所述管道具有所需的穿入角。

穿入角显示在包含纵向轴线和中间轴线的平面中的投影视图中。

根据一特征，形成弯管的第二部分使所述至少一管道具有按照偏斜角相对喷气发动机纵向轴线XX′的倾斜。

选择出口相对第一部分中间轴线的朝向，可使所述管道具有所需的侧斜角。

根据一特征，形成弯管的第二部分使所述至少一管道具有按照穿入角且按照偏斜角的双重倾斜。

对于第一部分中间轴线的给定朝向(例如，其已经可按照穿入角和/或偏斜角取向)来说，弯管通过其相对中间轴线的朝向同时赋予所需的最终穿入角和所需的最终偏斜角。

因此可想象的是，弯管允许精确调整管道末端部分产生的流体射流的方向。

根据一特征，初级管道和/或相关联的次级管道设置在壁内，这样能够减小尺寸。

根据一特征，壁的下游端包括多个分布在该下游端周边上的齿(chevron)，以便形成产生声衰减的机械装置。

这些齿与来自布置有这些齿的该下游端的气体流相互作用，因此生成涡流，这些涡流沿气体流(朝喷气发动机的纵向方向)传播并有助于降低噪音。

当流体喷射管道相关于壁下游端布置时，这些齿可设置在该相同下游端，以加强降低喷气发动机产生的噪音的效果。

作为变型，这些齿可设置在壁的包围从喷气发动机喷出的另一气体流的出口的另一下游端处。

按照另一变型，可将流体喷射管道和这些齿集成在壁的同一下游端，而包围从喷气发动机喷出的另一气体流的出口的壁的另一下游端还可只配备有齿、或只配备有管道，又或配备与管道配合的齿。

根据一特征，管道与一些齿相关联，这些齿使壁下游端具有包括一系列顶部和凹部的锯齿形状。

从每个管道喷出的流体射流与相关齿处产生的纵向涡旋相关联，并由此强化其抗噪作用。

流体射流与这些齿的关联允许：

-将齿的空间影响延展，也就是说，在相同效果的情况下，可具有更短(巡航时影响更小)的齿，或在齿的尺寸相同的情况下，增强其有效性，

-在射流与推进射流在从后缘起的不同位置相互作用的范围内，产生新的空间效应；这因此允许具有不同的压力梯度，从而可有利于喷射作用，例如增强射流穿入。

本发明的目的还在于航空器，所述航空器包括至少一个符合上述简要描述的喷气发动机。

附图说明

在参照附图对只作为非限制性例子将要进行的以下描述的过程中，将会显现其他特征和优点，附图中：

-图1是航空器喷气发动机的纵剖面示意总图，其中，已将鼓风机罩的仅上部分去掉；

-图2是根据本发明第一实施方式配备的吊舱的壁的下游端的透视示意图；

-图3a和3b示意地表示根据本发明的管道末端部分的一实施例；

-图3c和3d示意地表示图3a和3b上所示的管道末端部分的不同空间朝向；

-图3e示意地表示管道末端部分在喷气发动机喷管的后缘上的可能布置；

-图3f示意地表示管道末端部分在喷气发动机的喷管壁内的设置；

-图3g表示图3a上所示的管道末端部分的一实施变型；

-图4a示意地表示根据本发明另一实施方式的一管道末端部分；

-图4b表示按照图4a的管道末端部分的变型实施的一管道末端部分；

-图5表示本发明另一实施方式，其中，弯曲管道与齿相关联。

具体实施方式

如图1所示，航空器喷气发动机吊舱用总附图标记2表示，该吊舱覆罩燃气涡轮发动机4，并以已知的方式通过发动机舱短柱8安装在航空器的机翼6下面。

燃气涡轮发动机4包括燃气发生器，燃气发生器驱动鼓风机10，鼓风机沿喷气发动机吊舱的纵向方向在燃气发生器上游安装在燃气发生器的轴上。

吊舱具有呈围绕纵向轴线XX′的回转对称性。

进入吊舱的空气流12纵向地穿过吊舱，部分深入燃气发生器4内并参与燃烧。

在燃气发生器4的出口喷射出的热推进流14称为初级流。

进入吊舱且未穿过燃气发生器的空气流12部分被鼓风机10带动。

该冷推进流16被称为次级流，在环形通道18中流动，环形通道18相对初级流14同心的方式布置。

该环形通道18形成在纵向外壁20(吊舱罩)和包围燃气发生器的纵向内壁22(发动机罩)之间。

次级流16大致沿喷气发动机的纵向方向在纵向外壁20的下游端20a处从吊舱喷出。

限定燃气发生器外壳的纵向内壁22与构成发动机心脏的纵向中心部分24一起限定另一环形通道26，初级流14流经过该另一环形通道26。

该初级流尤其在纵向内壁22的下游端22a处被喷射出。

根据本发明的降低喷气发动机音级的流体装置应用于图1的喷气发动机吊舱2。

该装置例如设置成与吊舱的基本柱形的纵向外壁20(外罩)相关联，纵向外壁环围环形通道18，次级流16经过该环形通道18被喷出。

该装置还可设置成与吊舱的环围燃气涡轮发动机4的纵向内壁22(内罩)相关联，初级流14在纵向内壁22的端部被排出。

将会注意到，流体装置可配置在两同轴的壁(外罩和内罩)中的一个和/或另一个上。

具体的说，根据本发明的流体装置在下游端20a和/或22a的后缘(也可称为出口唇)处与相关壁的下游端20a和/或22a相关联。

根据本发明的流体装置适于根据控制命令，紧邻壁下游端的下游、在通过该下游端喷出的(初级或次级)流的外周边产生流动扰动。

将会注意到，根据本发明的流体装置能够简单地在现有喷气发动机吊舱的喷管上被增加，不会牵涉吊舱的任何设计和制造。

流体扰动改变喷出流与外部流(当喷出流是次级流时，外部流是环绕吊舱周围的空气)相遇的方式，并与喷出流相互作用以形成涡流，这些涡流纵向地向下游传播。

上述现象的目的是降低这样装备的喷气发动机产生的噪音，尤其在航空器起飞和着陆阶段时。

根据本发明的装置能够具有多种不同的实施方式，随后将描述该装置的某些结构。

尽管如此，每种所述结构都具有有效地降低大型尺寸的喷气发动机(例如，吊舱外环冠的直径是米级的)产生的噪音的优点。

在图2中，将根据本发明第一实施方式的多个流体装置装备于图1所示的两个吊舱壁中的在此用附图标记30表示的一个壁上。图2所示的壁30形成喷管，在壁下游端30a被喷出的(初级或次级)第一流沿轴线XX′给定的方向在该喷管内流动。

在该实施方式中，流体装置32、34、36、38、40、42、44、46、48、50、52、54、56、58、60、62例如在出口环体处有规律地分布在壁的下游端30a的外周边上，并且相互间隔开。

每个装置都具有管道的形式，所述管道适于在壁30的下游端30a喷射流体射流。根据管道赋予射流的朝向，射流与第一流或沿壁30在外面流动的外部第二流相互作用，或者如果射流被导引向这两种流的界面，则该射流就与这两种流相互作用。

作为变型，某些管道可朝向第一流，而另一些管道朝向第二流。

将会注意到，在另一些实施方式中，将这些装置设置在壁的厚度中或设置在壁的与(初级或次级)喷出第一流流动接触的内表面(内周边)上。

还要适当注意的是，这些装置能够按照方位以不同方式分布。

这例如可考虑改变流动的发动机舱短柱8的存在。

这种非匀称的布置还允许考虑噪音的方向性和相对周围环境对噪音的合乎规定的限制。事实上，优选限制向地面发散的噪音，而不是向天空发出的噪音。

在图2所示的应用中，所述流体装置的管道成对64、66、68、70、72、74、76、78地相关联，并且在同一对管道内彼此相向地会聚，这如同在国际专利申请W02002/013243中所描述的那样。

这样，由同一管道对的管道产生的射流会聚并形成一个相互作用的流体三角形。

管道的倾斜赋予出自这些管道的射流以切向速度分量，由于与推进射流的相互作用，该切向速度分量引起射流绕自身转动，对于两股会聚射流，其转动方向相反。如上所提及的部件那样的部件可有利于这种转动。另外，上述会聚角使两会聚的射流在短距离相遇，距离大约为喷管直径的四分之一。

当实施方式涉及将外部冷射流(次级流)与中间热射流(初级流)分隔开的环体时，射流的转动驱使外部冷空气进入会聚射流之间的推进射流内，而驱使热空气相反地流出到射流外。

由此引起从喷管出口起温度的均匀化，这能够有助于降低该喷管产生的噪音。还产生了同样有利于降低发出的噪音的绝热屏效应。

在图2所示的实施例中，多对管道分布成使得：向一个方向会聚的一个管道直接与邻近初级管道对的反向会聚的管道并置。

然而，同一对的管道之间的间距以及两不同对的邻近管道之间的间距将取决于应装备于喷管的管道数目和喷管的直径。事实上，在图示的实施例中，喷管具有八对(64，...，78)管道。当然显而易见的是，这里只涉及以示意方式给出的一个实施例，管道对的数量可以小于或大于。附加于喷管的管道对的数目将尤其不仅取决于喷气发动机的尺寸，而且还取决于喷气发动机的噪音危害。

因此，为了降低在飞机起飞阶段或着陆阶段时喷气发动机的推进射流相关的噪音，启动将压缩空气经过空气导管吹送直到分布在所述喷管的出口环体处的管。所涉及的环体可以是将热流(初级流)与冷流(次级流)隔开的环(内环)，或者可以是将冷流(次级流)与周围空气隔开的环(吊舱环冠)。由于管定位于出口环体处以及这些管的分布，压缩空气射流按照会聚入射角和穿入入射角被推到管外，因而在流动方向上按流体相互作用三角形干扰推进射流。

空气射流构成受控射流。其与喷气发动机高压部分相连，使对它们的供给只在控制是必需的阶段中(通常在起飞阶段或着陆阶段时)才是有效的。在这些阶段以外，通过简单的关断压缩空气导管，使根据本发明的流体装置不起作用。这样装备的飞机在迎面阻力或推力损失方面不受任何影响。

将会注意到，射流可以彼此独立地被激活，由此提供一种特别灵活的喷出流干扰系统。这样，就可以考虑局部激活所述射流：启动位于所述喷管的上部、下部、右部或左部上的射流，由此改变声响发射的方向性。

根据另一种变型，控制射流能够以非固定的方式被启动，以便减少控制射流的流量或改善其控制性能。

现在将以流体装置32为例，描述这些流体装置之一的构造，在该实施方式中，所有其他装置与该装置均相同。

流体装置32包括管道80，管道80例如通过这里是空气的流体的导管(该导管未示出)与喷气发动机的高压部分连通。

管道80包括末端部分82，所述末端部分82在其自由端带有出口84。因此被供给压缩空气的管道将该压缩空气输送直到其出口，压缩空气在该出口处以射流的方式被喷出。

在图2所示的实施例中，出口是圆形状的，射流具有圆形直径。然而，其它出口构形也是可行的。

图3a示出在与出口84所处平面相垂直的平面内的管道80的末端部分82。

出口的平面可采取各种空间方向，纵向轴线XX′并非必然包含在该平面内。

图3b以仰视图表示所述末端部分，从正面图看显示了出口84的通过截面。

如图3a所示，具体地，末端部分82从上游向下游顺次包括第一直管道部分86和相对第一直管道部分形成弯管的第二管道部分88。

第一直管道部分按称为中间轴线的轴线a₁排列，在圆柱形部分的情况下，该轴线与圆柱体的回转轴线重合。

当第一直管道部分不是圆柱体而具有其它形状(例如：为产生几乎平面喷射而呈扁形部分或扩口部分)时，该轴线位于所述部分的中间平面(中间平面与图3a的平面垂直)内。

在第一直管道部分内流动的流体流按该轴线被引导。

第二管道部分88形成弯管，以便使流体流动偏离其轴向轨迹。该弯管从第一直管道部分的下游端86a直到带有出口84的第二管道部分的自由端延伸一段短距离。

因此，这样弯曲的末端部分82利用一直管道部分通过将该直管道部分的一端部部分朝所需方向加以弯曲而形成。

采用这种方式，则赋予了管道80的末端部分连续的曲线形。

此时将曲线形的末端部分的自由端切削成斜面，以形成相对轴线a₁具有所需角度朝向并距该轴线一段给定距离的出口84。

在图3a所示的实施例中，出口84位于与弯管延伸平面(图平面)相垂直的平面P1内。平面P1与平面P2平行，平面P2包含轴线a₁并与弯管延伸平面相垂直。

因此，使末端部分的自由端相对延伸方向倾斜切削，以便减小弯曲部分产生的尺寸。

另外，出口离开轴线a₁较短距离设置，以便减小末端部分在弯管延伸方向上的尺寸。

该距离是在出口中心与轴线a₁之间所取的。

该距离通常介于形成第一直管道部分86的管的一个半径和两个半径之间。对于不是圆柱体的管道，参考尺寸将为横向一半宽度类型的等同尺寸。

箭头F在出口处指示弯管使流体流动偏斜的方向。

该方向与弯管外壁88a的延伸方向平行。

将会注意到，弯管曲率可较大或较小，即曲率半径R可根据针对应用、特别是根据为将弯管连接于喷气发动机壁而设置的长度，是较小数值或较大数值。

控制曲率允许选择流动方向，因此允许选择在出口形成的射流方向。

因此，根据空间中形成弯管的方向，弯曲部分能够使管道末端部分82具有偏斜角、穿入角或这两种角的结合。

管道80的末端部分82和图2的每个管道的末端部分朝一方向弯曲，该方向既赋予管道相对纵向轴线XX′的偏斜角d(参见图3c中的该角)同时又赋予管道朝纵向轴线XX′方向的穿入角p(参见图3d中的该角)。偏斜角允许同一管道对中的两个管道一个向另一个会聚。至于穿入角p，它则允许来自管道的射流向纵向轴线XX′倾斜，以使射流(或多或少按选择的倾斜度)穿入喷管喷出的气体流内。

将会注意到，可将管道通过沿随着后缘倾斜面布置，如图3e所示意地表示的那样，这就已经使这些管道获得第一穿入角p1，弯管赋予的角再加入该第一穿入角中。

还应注意的是，从一个管道到其它管道或只对于某些管道，穿入角可变化，以便根据特殊情况(尺寸、噪音方向性等)局部改变射流方向。

作为选择，管道可与喷气发动机壁的延伸方向平行而没有穿入角地设置，例如，将管道设置在喷气发动机壁的厚度内(见图3f)。

在图3f中，还根据一种(用虚线表示的)变型表示出管道的末端部分85，该末端部分已被延长以便轴向地通到壁下游端30a以外，却未赋予大于末端部分82径向尺寸的一径向尺寸。

作为变型，图3a的管道80的末端部分82的弯管可朝这样的方向形成：该方向使得包含出口84的平面经过喷气发动机的纵向轴线XX′(垂直于纵向轴线XX′并与壁周边相切的方向)。

因此，赋予来自管道的流体射流的方向F只与相对纵向轴线XX′的偏斜角相对应。

根据另一变型，弯管可只通过朝纵向轴线XX′的方向延伸来形成，以便流体射流的方向F只与穿入角相对应。

如图3a所示的，可以考虑出口的其它朝向，例如进一步靠近轴线a₁的出口90(虚线所示)所赋予的朝向，这可减少弯管的轴向尺寸。

出口92和94是示出弯管更短并因而尺寸更小的其它实施例。

将会注意到，有效的偏斜角并非确切的是管道出口的几何学上的角。另外，弯管越短，相对于几何学上的角所述出口角越小。

曲线形部分的连续形状允许产生被偏斜的流体射流，同时确保在曲线形部分的外部分内产生超速。这种超速有利于产生在声音衰减中起有益作用的纵向涡流。

图3g示出一种实施变型，其中，出口96与被切削形成的弯管的自由端平齐，并位于平面P3内，平面P3与图3a的平面P1平行并相切于第一直管道部分86的外壁。

这样成形的出口比图3a的出口84更靠近轴线a₁，因此使管道具有较大紧凑性(出口内接于管道限定的外壳廓内，因此在管道产生的体积中)，同时允许以可控方式引导流体流动。

将会注意到，作为一种选择，可将一出口如出口98设置在相对平面P3倾斜的平面内，以进一步缩短弯管并因此缩小弯管的轴向尺寸。

图4a和4b示出本发明同一实施方式的两种变型，其中，末端部分的第二管道部分与第一直管道部分相连，并形成短距离延伸的相对第一直管道部分的锐角弯管。

如图4a所示，管道的末端部分100包括具有中间轴线a₁的第一直管道部分102和第二管道部分104，第二管道部分包括一直部，该直部在与倾斜的连接或接合平面106处被连接到第一直管道部分。这两部分的组装例如通过焊接来实现。

将会注意到，在进行这两部分接合之前，将第一直管道部分102在其自由端处切削成斜面，以使其具有接合平面106的倾斜形状。

将第二直部分也加以切削，例如呈楔形(断面图)切削，以使其具有图4a所示的很短的形状。

不过，第二直部分可以更长，如图4a中用虚线表示的形状108和110所示出的那样。

因而每个第二部分的出口即出口112、114和116布置在离中间轴线a₁越来越大的距离处，但并未太过影响这样构形的管道的总尺寸。

除弯管对于射流形成及其特征的影响外，与参照图3a至图3g所描述的特征和优点相同的特征和优点此处同样适用，因此将不再重复描述。

事实上，弯管猛然弯折的特征会对管道内部的流动和射流的形成造成不同影响。

具体的说，这里，由弯曲部导致的流体超速在弯曲部的内部分中产生。

将会注意到，位于弯管外边缘于其外尖缘的出口部分允许局部地固定住流体的飞离，对于出口112所述出口部分标注为112a，对于出口114其标注为114a，而对于出口116其标注为116a。

因此，形成的射流较少散开，具有更长的存在时间，因此效力提高。

这些出口的空间朝向在图4a中全都是相同的，但当然可以变化，正如参照图3a至图3g所解释的那样，以使这样弯曲的管道具有不同种类的角(偏斜角，穿入角，具有偏斜角分量和穿入角分量的角)。

图4b示出一实施变型，其中，从侧视图角度看，连接于第一直管道部分102的自由端的接合面106上的第二管道部分120同样形成楔。

不过，该楔体积更大，弯管的出口122布置成与第一直管道部分102的壁之一对齐，因此相切于该壁。

以这种方式，弯管120没有相对中间轴线a₁侧向(横向地)延伸至管道外壳廓以外，因此这没有增加管道的径向尺寸。

另外，弯管没有相对管道的径向外壳廓凸出，因而弯管不干扰周围流动。

除出口相对中间轴线a₁的不同位置外，对于图4a的构型所描述的特征和优点这里同样适用，因此将不再重复描述。

在前面参照图2至4b所进行的描述中，管道出口总是被示出朝下(朝轴线XX′的方向)和/或朝向侧面(朝其它出口的方向)。

然而，可以使根据本发明的管道朝这样的方向弯曲：该方向允许这些出口或只是其中的某些出口朝向喷管外(径向地与轴线XX′间隔开)而不是朝向喷管内，以便进一步与喷管外部的气体流相互作用。

将会注意到，在同一管道对内，管道的出口也可两个两个地彼此相向地倾斜，以便会聚。

要适当注意的是，图2至图4b的布局的出口(或包括这些出口的管道的出口面)不应太远离位于弯管上游的直管部分的中间轴线a₁。

近似上游直管部分的半径数值的两倍的距离(或者如果直管部分不是圆柱形的，则该距离为图中一半宽度或一半高度的大约两倍)允许获得令人满意的较小尺寸和对射流的有效流体控制。

当出口(图3g中的出口96，图4b中的出口122)与管道在管道直管部分中的空气动力线相切或者出口(图3g上的出口98，图4a上的出口122)至少内接于其外壳廓中时，空气动力性能损失最小化。

如图3a和4a所示的，出口可延伸在管道直管部分的空气动力线以外(图中该直管部分的下部以外)，同时出口(出口84)保持在与中间轴线a₁平行的出口平面内，或者出口(出口90、114、116)相对该中间轴线是倾斜的。

一般来说，出口从直管部分的下部起至多延伸一个半径(或一半宽度或一半高度)的距离，以便保持小尺寸和以便不造成空气动力学性能损失。

将会注意到，当出口倾斜取向时，出口到中间轴线a1或到管道下部的空气动力线的距离是相对于出口中心而取的。

图5中相当示意地表示出将两管道150a、150b关联于设置在吊舱壁30的下游端的齿152进行布置，特别地以便增强齿产生的效果。

下游端包括多个相继的齿，图中只示出其中的三个齿152、154和156，每个齿都可配备包括两管道150a、150b的流体装置。

在该实施方式中，两管道150a、150b平行于通过齿顶部的齿中线设置。

因此，管道的贯通端部的出口位于齿的顶部152a处(管道的端部在顶部处扩大)并根据控制命令在顶部的两侧喷出流体射流。

将会注意到，与这些齿有关的管道其它布置是可考虑的。

由此，例如，在其直管部分的管道可以沿齿的倾斜部分152b、152c布置(这些倾斜部分分别将齿的顶部152a与隔开两齿的凹部158、160相连)，它们的出口总是朝向齿外。

另外，可选地，图5的这些管道150a、150b的出口可彼此相向地取向，而非彼此背对地取向。

如此指向的出口产生某种程度延长齿效应的射流。

根据另一变型，另一些管道的出口可指向两齿之间的一凹部，这作为对图5布置的替代或补充。

将会注意到，图3a至4b的不同配置也可与齿相关联，以便与这些齿配合。

Claims (10)

1.一种航空器喷气发动机，其包括包围第一气体流的壁(30)，所述第一气体流沿纵向轴线(XX′)在所述壁的下游端(30a)被喷出，第二气体流在所述壁外沿所述第一气体流的喷出方向流动；至少一管道(80)，其布置在所述壁的下游端的周边，并适于喷出用于与所述第一气体流和/或所述第二气体流相互作用的流体射流，所述至少一管道(80)包括末端部分(82)，所述末端部分在其自由端带有出口(84)，所述流体射流经所述出口被喷出；

其特征在于，所述末端部分相继包括按中间轴线排直的第一直管道部分(86)和相对所述第一直管道部分形成弯管的第二管道部分(88)，所述第二管道部分具有配有所述出口的自由端并且足够靠近所述第一直管道部分的所述中间轴线(a₁)，以便使所述末端部分在弯管形成方向上尺寸减小。

2.根据权利要求1所述的航空器喷气发动机，其特征在于，所述形成弯管的第二管道部分呈连续曲线形。

3.根据权利要求1所述的航空器喷气发动机，其特征在于，通过按连接角连接到所述第一直管道部分上的直管道部来形成所述弯管。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的航空器喷气发动机，其特征在于，所述出口位于与所述第一直管道部分大致相切的平面内。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的航空器喷气发动机，其特征在于，所述至少一管道布置在所述喷气发动机的壁的厚度中。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的航空器喷气发动机，其特征在于，所述形成弯管的第二管道部分使所述至少一管道具有按照穿入角朝所述喷气发动机的纵向轴线(XX′)方向的倾斜度。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的航空器喷气发动机，其特征在于，所述形成弯管的第二管道部分使所述至少一管道具有按照偏斜角相对所述喷气发动机的纵向轴线(XX′)的倾斜度。

8.根据权利要求6和7所述的航空器喷气发动机，其特征在于，所述形成弯管的第二管道部分使所述至少一管道具有按照穿入角并按照偏斜角的双重倾斜度。

9.根据权利要求1至8中任一项所述的航空器喷气发动机，其特征在于，所述管道关联于一些齿，这些齿使所述壁的下游端具有包括一系列顶部和凹部的锯齿形状。

10.一种航空器，其特征在于，所述航空器具有根据权利要求1至9中任一项所述的航空器喷气发动机。

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