CN102792001A

CN102792001A - 设有反向推力装置的飞行器推进系统

Info

Publication number: CN102792001A
Application number: CN2011800138798A
Authority: CN
Inventors: 英格丽德·皮蒂奥特; 尼古拉斯·德泽斯特雷
Original assignee: Hurel Hispano SA
Current assignee: Safran Nacelles SAS; Safran Nacelles Ltd
Priority date: 2010-04-09
Filing date: 2011-03-10
Publication date: 2012-11-21
Also published as: RU2012146860A; CA2792288A1; FR2958688B1; EP2556237A1; FR2958688A1; US20130025260A1; US9133790B2; WO2011124793A1; BR112012022437A2

Abstract

本发明涉及一种推进系统，其包括机舱和在所述机舱内部的双流涡轮喷气发动机，所述双流涡轮喷气发动机本身包括风扇壳体（10），风扇和导流叶片组件（15）位于所述风扇壳体内。所述推进系统包括位于所述风扇和所述叶片组件（15）之间的推力反向装置（17）。

Description

设有反向推力装置的飞行器推进系统

本发明涉及一种设有反向推力装置的飞行器推进系统。

现有技术中已知的是：这种类型的推进系统包括机舱和在机舱内部的涡轮喷气发动机。

更特别地，这样的系统是已知的，在这些系统中涡轮喷气发动机是双流发动机，其中双流即在涡轮喷气发动机内部流动的所谓的“主流”或“热流”，和在该发动机的外围、在一方面由该发动机的壳体界定而另一方面由机舱的内壁界定的流路（vein）中流动的所谓的“次流”或“冷流”。

这两股气流从涡轮喷气发动机的风扇的下游分开，以分别返回到所述发动机和所述流路。

通常，涡轮喷气发动机的推力是主要由次流确保的。

并且，一种用于着陆时的有效制动方式包含将所述次流的至少一部分转向飞行器的前部：为此，采用所谓的推力反向装置，它本身是已知的。

通常，这些推力反向装置是这样的类型：具有门（旋转门朝向机舱的外部打开以允许次流被转向前部）或格栅（暴露格栅以将次流转向前部），所述推力反向装置设在涡轮喷气发动机的风扇壳体的下游，在一部分机舱中，这部分机舱特别被设计用于包含这些反向装置。

机舱的该特定部分具有显著的重量，因为它包含所有的固定的和可移动的推力反向装置，因此它必然导致机舱的整个长度很大。

本发明的目的是显著抑制这些缺点。

本发明的目的通过这种类型的推进系统实现：该推进系统包括机舱和在该机舱内部的双流涡轮喷气发动机，而所述双流涡轮喷气发动机本身包括风扇壳体，风扇和导向叶片组件位于所述风扇壳体内，所述推进系统的特征在于：它包括位于所述风扇和所述叶片组件之间的推力反向装置。

通过这些特征，可以不需要设在风扇壳体下游的特定推力反向结构，这使得可以简化整个机舱和减小其总长度。

根据本发明的推进系统的其它可选特征：

-所述推力反向装置包括多个窗和通过所述窗将次流朝所述机舱的外部和前部返回的装置，所述窗形成在所述风扇壳体中，且位于所述风扇和所述导流叶片之间；

-所述将次流返回的装置包括可在正常运行位置和与推力反向位置之间移动的所谓的导流叶片；在正常运行位置所述导流叶片允许次流通过，而在推力反向位置所述导流叶片阻止次流通过；

-每一所述导流叶片被安装以绕基本上径向的轴线转动；

-所述将次流返回的装置还包括多个格栅和内板，所述格栅将在所述风扇壳体和所述机舱的外层之间分布的次流转向所述窗，所述内板可在正常运行位置和推力反向位置之间移动，在正常运行位置所述内板确保沿所述壳体的空气动力学的连续性，在推力反向位置所述内板允许气流通过所述转向格栅流通；

-所述内板在如下的两个位置之间可滑动地安装在所述壳体上：所述内板封闭所述窗的位置和所述内板离开这些窗的位置，内板的滑动操作是很简单的而且与风扇壳体和机舱的外层之间的可用空间相适合；

-所述将次流返回的装置包括推力反向襟翼，所述襟翼在正常运行位置与推力反向位置之间枢转安装在位于所述导向叶片上游的所述风扇壳体上；在正常运行位置所述襟翼允许次流通过并封闭所述窗，而在推力反向位置所述襟翼阻止次流通过并离开所述窗；

-所述将次流返回的装置包括面朝所述窗设置的外板，所述外板在基本切向闭合位置和基本径向开启位置之间被枢转安装在所述机舱的表层上：因此这些外板如同遮板的板条一样运转，它们的联合驱动很容易实现，例如通过旋转的环孔；

-所述外板适合于确保所述次流的转向：这样，可以不需要偏转与这些外板隔开的格栅，这在所述结构的重量和简单化方向是极其有利的；应注意：可以考虑将其他用于转向次流的装置与这些外板结合起来，例如通过机械方式联接到或固定连接到这些外板的合适形状的导向板；

-所述将次流返回的装置包括设置在所述导向叶片上游的门，所述门可以朝所述机舱的外部转动。

根据以下的描述和结合附图，本发明的其它特征和优点将变得明显，其中：

-图1示出了根据本发明的推进系统的上游部分外部在飞行设置（直接喷射）下的立体图；

-图2示出了该上游部分的内部的立体图，其中，风扇已经被移除；

-图3类似于图1，示出了推力反向结构中的该上游部分；

-图4为立体图，示出了图3中所示组件的区域III的详细视图；

-图5类似于图1和图3，示出了所述组件在移除其外层后的视图；

-图6示出了所述组件在移除推力反向格栅后的视图；

-图7示出了图6中的区域III的详细视图，该区域对应于推力反向结构；

-图8为图9中的区域VIII的详细视图，示出了上述组件的导向叶片在朝其封闭位置旋转期间的图；

-图9为从上述组件的后部拍摄的立体图，示出的导向叶片处于封闭位置；

-图10为图1中的组件的详细的区域X的轴向截面图，可看出该组件在推力反向结构中；

-图11类似于图6，示出了根据本发明的组件在飞行设置（直接喷射）下的另一实施例；

-图12为图11中的组件的前视图；

-图13和图14类似于图11和图12（为便于说明，风扇已经被移除），所述组件在所述推力反向结构中示出；以及

-图15类似于图14，显示设置在机舱外层的外板的另一可行的设置。

总的来说，这些图示出了XYZ参考系，按照惯例，该XYZ参考系的方向表示飞行器的纵向、横向和竖向，该参考系用于与将被描述的推进系统相关联。

现在参考图1和图2，其中，示出了根据本发明的推进系统的上部。

该上游部包括设有进气口唇缘3的进气口1，该进气口唇缘3用于将外部空气朝着根据本发明的推进系统的发动机（未示出）引导。

在其外表面，进气口唇缘3在下游延伸有进气口外层5；而在其内表面，通常延伸有吸音结构7，例如蜂窝状结构。

进气口1的外层5在下游延伸有风扇罩9，该风扇罩9在其两个边缘之间设有环形孔11，风扇罩9被安装一组外板13，每一外板在闭合位置（图1和图2中可见）和开启位置（图3和图4中可见）之间绕轴线转动。

在进气口1内部，吸音元件7在下游延伸有风扇壳体10，（一种圆柱形套圈），电动机的风扇旋转地安装在该风扇壳体内部，为便于说明，该风扇已经从图2中移除。

导流叶片（OGV）15设置在风扇所占据的位置的下游且总是位于风扇壳体10的内部，这些导流叶片通常是固定的，但是根据本发明的第一实施例，每一个导流叶片基本上绕径向轴线枢转安装。

如图4中可见的，当外板13处于开启位置，允许空气朝机舱的外部流通。

如图5中可见的，为便于说明，风扇罩9已经被移除，合适的转向格栅17被基本上规律地设置在整个风扇罩9的边缘上。

如下文中所解释的：这些格栅被认为是可选的，因为可以考虑省略这些格栅的替代方案。

每一可选的转向格栅17包括叶片19，所述叶片19被定向以能够将所谓的次流朝进气口1的外部和前部发送回，所谓的次流由风扇驱动且在基本上环形的空气流路内流通，所述环形空气管设置在根据本发明的推进系统的涡轮喷气发动机（未示出）的周围。

如图5中可见的，可选的转向格栅17设置在导流叶片15的上游。

现在参考图6，该图通过将图5中的可选的转向格栅移除（为了说明的目的）而得出。

如图6中可见的，仅在导流叶片15的上游的部分，风扇壳体10在其整个边缘上包括一组可由内板21封闭的窗23。

图6中显示的闭合位置，对应于根据本发明的推进系统的正常运行状况（处于飞行状态-“直接喷射”），每块板21位于各自的可选转向格栅17的下方。

在推力反向位置，每块板21通过适当的导轨/滑动装置朝风扇壳体10的前部滑动，以到达图7中可见的位置，在此位置窗23位于被移除的每一可选转向格栅17的下方。

更特别地，每一内板的行程由图7中的线25示出，该行程可通过设置在固定元件27上的导轨获得，固定元件27将窗23彼此分开。导轨的位置是示意性的并且例如可以用来确保次流流路和机舱的外层之间的前部区域的闭合。

参考图8和图9，因此可以看到每一叶片15可以通过绕与至相关的基本上径向的轴线A转动，而从正常运行位置转动到封闭位置（图9中可见），在所述正常运行位置这些叶片允许由风扇吹的次流通过，而在所述封闭位置这些叶片15实质上连接在一起，从而阻止所述次流通过。

在图10中，可以看到处于推力反向位置的全部上述元件：已经朝其开启位置转动的外板13（如同遮板的板条）；已经朝风扇罩9的前部滑动的内板21，从而离开窗23；以及已经朝其封闭位置转动的导流叶片15。

刚刚已经对推进系统的运行模式和其上游部分进行了描述，从前述的说明也可直接得到这些。

在正常运行模式（即除了着陆情况）下，外板13和导流叶片15处于如图1和图2所示的位置。

内板21处于图6所示的闭合位置。

按该设置，由风扇（未示出）吹的空气通过导流叶片15、进入操作空气流路，然后从根据本发明的推进系统的下游喷射出，从而实现飞行器的推进（所谓的“直接喷射”设置）。

外板13的闭合确保风扇罩9的空气动力连续性，而内板21的闭合确保风扇壳体10内部的空气动力连续性。

在飞行器着陆期间，如果按所希望的对制动进行优化，那么次流应当被朝向推进系统的前部引导。

为此，外板13和内板21被置于开启位置，如图3,4和10中所示。

此外，导流叶片15被置于其封闭位置，如图9中所见到的。

通过这样做，由于叶片19的合适的取向，次流朝其相关联的流路的流通被阻止，而次流被引导通过可选的转向格栅17，从而被引导朝向推进系统的外部和前部。

正如根据前述说明可被理解的是：刚刚描述的推进系统给出偏移位于导流叶片上游的推力反向装置的可能性，所述推力反向装置给出不需要设置在这些叶片上游的常规反向装置的可能性：这样，可以大大减小推进系统的纵向笨重，从而其重量获得重大的改进。

此外，推力反向系统在推进系统整个外围的分布使得可以：在推力反向阶段保持起作用的力的显著的平衡，从而保证降低全部相关部件的疲劳。

当然，本发明并不被限于所描述和图示的例子，该例子只是为了说明。

例如，这样，可以考虑一替代实施例，在该替代实施例中，活动外板13履行可选的转向格栅17的功能：这样可以不需要这些格栅，那么可以通过将这些板13本身设置在开启位置来确保用于推力反向的次流的转向。

而且，可以考虑本发明的另一实施例，如图11-15中所描述的。

在该另一实施例中，导流叶片15可以被固定，次流的阻挡通过襟翼30（参见图11,14和15）来完成，襟翼30设置在这些叶片上游而且在飞行位置（”直接喷射”）与推力反向位置之间连接到风扇壳体10上；在飞行位置，襟翼30封闭窗23（参见图11,12和13），而在推力反向位置，襟翼30封闭次流流路（参见图14和15）。

尽管这一点没有在图11和14中说明，为了清楚起见，明显应当理解的是：朝向窗23的可选转向格栅与前面的实施例中的格栅17类似。

应当注意到：对于该实施例明显可以提供，连接到风扇罩9上的活动外板13（如同遮板的板条）被置成人字形，如图13中可见的。

此外，在另一实施例（未示出）中，可以考虑一种带有设置在风扇和导流叶片15之间的门的推力反向系统。

Claims

1.一种推进系统，包括机舱和在所述机舱内部的双流涡轮喷气发动机，所述双流涡轮喷气发动机本身包括风扇壳体（10），风扇和导流叶片组件（15）位于所述风扇壳体内，所述推进系统包括位于所述风扇和所述叶片组件（15）之间的推力反向装置（13,17,21,23;30），

所述推力反向装置包括多个窗（23）和通过所述窗（23）将次流朝所述机舱的外部和前部返回的装置，所述窗（23）形成在所述风扇壳体（10）中，且位于所述风扇和所述导流叶片（15）之间，

所述将次流返回的装置的特征在于包括推力反向襟翼（30），所述襟翼（30）在正常运行位置与推力反向位置之间枢转安装在所述导向叶片上游的所述风扇壳体（10）上；其中，在所述正常运行位置，所述襟翼（30）允许次流通过并封闭所述窗（23），在所述推力反向位置，所述襟翼（30）阻止次流通过并离开所述窗（23）。

2.根据权利要求1所述的推进系统，其特征在于，所述将次流返回的装置包括面朝所述窗（23）设置的外板（13），所述外板（13）在基本切向的闭合位置和基本径向的开启位置之间枢转安装在所述机舱的外表层（9）上。

3.根据权利要求2所述的推进系统，其特征在于，所述外板（13）适于确保所述次流的转向并且适于将所述次流朝所述前部返回。

4.根据前述权利要求中任一项所述的推进系统，其特征在于，所述将次流返回的装置包括设置在所述导向叶片上游的门，所述门能够朝所述机舱的外部转动。