CN103003151A - 用于飞行器发动机舱的空气动力元件 - Google Patents

Abstract

本发明的机舱（1）包括固定的套罩（9）和进口唇缘（8），所述进口唇缘（8）能够相对于所述套罩（9）在后工作位置和前维护位置之间轴向移动。空气动力元件（15）为挠性的并且具有基本圆柱形的总体形状，所述元件包括：用于固定至发动机舱的进口唇缘（8）的内壁（17）的上游部（16）；以及用于径向抵靠所述套罩（9）的内表面（31）的下游部（20）。所述元件（15）的下游部（20）包括环形珠（24）和端部叶片（25），所述环形珠（24）从所述元件（15）向外凸出，所述端部叶片（25）在静止时沿其自由端的方向从所述元件（15）向外倾斜。

Description

用于飞行器发动机舱的空气动力元件

本发明涉及一种用于飞行器发动机舱的空气动力元件，同时涉及一种装配有此元件的飞行器发动机舱。

飞行器由一个或多个推进系统推进，所述推进系统包括容置于管状发动机舱内的涡轮喷气发动机。每个推进系统通过一般位于机翼下方或机身处的挂架附接至飞机。

发动机舱通常具有这样一种结构：包括发动机上游的进气口上游段、围绕涡轮喷气发动机风扇的中间段以及围绕涡轮喷气发动机燃烧室并容纳推力反向装置的下游段。

进气口段包括整流罩，该整流罩一方面包括外壁和进气口唇缘，另一方面包括固定的套罩；该进气口唇缘适于允许供给涡轮喷气发动机的风扇和内部压缩机所需的空气朝向涡轮喷气发动机最佳地汇集，该套罩包括声学板并且用于将空气适当地导向风扇的叶片。

进气口唇缘整合至外壁，允许抑制这些构件之间的任何连接装置（这些连接装置可能对发动机舱的空气动力性能不利），整流罩于是被称为被层流前整流罩（LFC，Laminar Forward Cowl）。

整流罩能够相对于套罩在后工作位置和前维护位置之间移动，在后工作位置处，所述唇缘的上游边缘与所述套罩的上游边缘邻近或者接触，在前维护位置处，所述唇缘的下游边缘远离所述套罩的上游边缘，特别地用于允许进入涡轮喷气发动机。

由于这些元件之间固有的彼此附接而产生的移位和偏差，在唇缘和套罩之间的接界面区域形成了空气动力干扰。

一种已知的用于改善该接界面的空气动力连续性的方案包括在这个区域中将通常称为“襟翼”的元件设置就位。这个基本圆柱形的挠性元件设置成抵靠唇缘和套罩的内表面。该元件的上游部附接至唇缘，与此同时该元件的下游部径向地抵靠套罩。

然而，现有技术中的襟翼并不是完全令人满意。事实上，可以看到的是，取决于唇缘或套罩的相对轴向定位，在襟翼和套罩之间可能存在很大的轴向偏差，这个偏差典型地可以达到几毫米。进一步地，套罩相对于唇缘的径向移位，可以引起襟翼的下游末端部的分离。这些现象对于发动机舱的空气动力性都特别地不利，因为他们在气流中造成凹部区域或者制造凸出部，这干扰来自于发动机上游的气流。目前，特别是由于为了维护操作以及之后将唇缘放回至后工作位置，唇缘会经常相对于套罩平移，因此唇缘和套罩之间的移位是不可避免的。

本发明旨在寻找对上述缺陷的解决方案。

为此，根据第一个方面，本发明涉及一种用于飞行器发动机舱的空气动力元件，所述发动机舱一方面包括固定套罩，另一方面包括相对于所述套罩轴向移动的进口唇缘，所述元件为挠性的，并且在安装位置具有基本圆柱形的总体形状，所述元件包括：

-上游部，用于附接至发动机舱的进口唇缘的内壁；

-下游部，用于径向地抵靠套罩的内表面；

根据本发明的一般定义，所述元件的下游部包括向外凸出的环形珠和端部叶片，所述端部叶片在静止时朝其自由端向外倾斜。

根据本发明的元件覆盖唇缘和套罩之间的接界面区域，因此可以确保气体流路这块区域的表面的连续性，从而改善空空气动力力。

元件的端部叶片（因为其倾斜和挠性）紧贴套罩。因此，这样的叶片能够覆盖在所述唇缘和套罩之间可能的很大轴向偏差，并且还能够补偿唇缘和套罩之间的可能的径向移位。

“挠性”是指元件和叶片由这样一种材料制成，这种材料能够弹性变形从而使元件紧贴唇缘和套罩，并且具有足够的刚性从而使该元件具有适用于其所经受压力的机械强度。例如，叶片可以由合成材料或浸渍有硅树脂的加固纤维制成。

进一步地，在根据本发明的具有珠的元件中，能够适当地放置叶片从而保护它，从而确保其能够适当地履行其功能。事实上，珠与套罩的上游部配合，该上游部优选地设有上游斜面。这在唇缘的向后移位时，经由珠会引起元件的下游部的径向向内位移。因而，叶片移动远离套罩，从而使其不会干扰元件在套罩内的接合，并且在该接合过程中不会损坏叶片。该叶片之后由于弹性紧贴套罩。

当静止时（即当元件由于与套罩接触而没有弹性变形），叶片是倾斜的将有利于贴着。进而，元件在静止时在下游方向可以具有略微偏离的形状。

有利地，端部叶片的厚度比该元件的其他部分的厚度小。这能够限制元件的下游部的空气动力冲击。例如，叶片的厚度小于0.75mm。

端部叶片可以基本为平坦的或弯曲（凹面向外）。该弯曲特别地具有承受向四周展开压力的所述珠产生的杠杆作用的功能。

优选地，所述元件包括用于在所述元件的内侧和外侧均衡压力的装置，这允许限制该元件的分离效果。这些装置典型地位于所述元件的中间部，所述中间部位于上游部和下游部之间，所述上游部用于附接至所述发动机舱的唇缘，所述下游部特别地抵靠所述环形珠。

用于均衡压力的装置例如包括在元件中制成的径向通孔和/或在环形珠中制成的轴向通道。对于在环形珠中制成的轴向通道，还具有中断的珠，表现为在所述元件周边处的一系列柱。可选地，该环形珠可以基本连续。

所述元件例如由合成材料制成，在所述元件的周边上包括至少一个基本连续的骨架。在元件相对于套罩移位或在发动机舱上布置时，由于合成材料，会出现与元件的压缩以及特别地压实有关的压力。

根据可能的实施例，该元件包括在其下游端开放的轴向槽，所述轴向槽并由弹性体材料填充。槽的填充能够限制其中的空气动力冲击。然而，用来填充槽的选定的材料具有足够挠性，从而允许所述元件在槽中的一定的变形。该变形允许所述元件的布置并补偿移位。

有利地，可以规定每个槽的上游端通向圆孔，从而防止在槽的端部处开裂。在这种情况下，用于将元件附接在唇缘上的点最好位于圆孔的下游，从而不会使所述孔疲劳。

根据另一个实施例，元件由挠性材料制成。换言之，元件的挠性不是由于槽的存在，而是因为单单选择了适于制造的材料。

该元件可以由至少两个基本相同的条带自身卷绕并且沿轴线端对端附接（从而一起形成基本圆柱形的总体形状）而制成。典型地，两个条带可以设置成，每个条带形成半圆柱。

优选地，所述元件包括位于上游部和下游部之间的中间部，并且所述上游部的厚度大于所述中间部的厚度。稍厚的部分允许元件与诸如螺钉的构件附接，而不会有损坏上游部的风险。通过该稍厚的上游部置于唇缘的凹部内，不会因为超厚而对空空气动力力造成不利影响。

根据第二个方面，本发明涉及一种飞行器发动机舱，所述发动机舱一方面包括固定套罩，另一方面包括进口唇缘。所述进口唇缘能够相对于所述套罩在后工作位置和前维护位置之间轴向移动。所述发动机舱包括前面所述的空气动力元件，并且设置成：当所述唇缘在后位置时，所述元件的上游部与所述发动机舱的进口唇缘的内壁的内表面接靠，并且容纳在由轴向向内靠后的阶梯形成的凹部中；所述元件的下游部径向地抵靠所述套罩的内表面，所述环形珠容纳在由轴向向内靠后的阶梯形成的凹部中。

对于叶片来说，该叶片抵靠套罩的内表面，所述套罩的内表面例如与唇缘的内壁的内表面位于同一水平线。因此，由于叶片的厚度相对很小，安装在发动机舱上的元件仅有很小的轴向过厚。

参考附图，本发明的几个可能的实施例作为非限制性示例被予以描述。

图1和图2分别是当整流罩相对于所述套罩位于后工作位置和前维护位置时，装配有根据本发明的发动机机舱的飞行器机翼的立体图；

图3是图1和2中的发动机舱的上游部的竖向剖视示意图；

图4是根据本发明的第一个实施例的元件的剖视图；

图5和图6分别是图4中的元件从内侧和外侧看的立体图；

图7是根据本发明的第二个实施例的元件的立体图；

图8是根据本发明的第三个实施例的元件的立体图；

图9是根据本发明元件的平面示意图，所述元件包括槽，每个槽通向圆孔口。

如图1和图2所示，根据本发明的发动机舱1形成涡轮喷气发动机（未示出）的管状外壳，该管状外壳通过限定获得最佳性能所需的内部和外部空气动力轮廓线用于引导其产生的气流。

发动机舱1用于通过支柱或挂架3附接至飞机上的固定结构（例如机翼2）。

更特别地是，发动机舱1具有一种结构，其包括形成进气口的上游段或前段4、围绕涡轮喷气发动机风扇的中间段5、以及围绕涡轮喷气发动机并容纳推力反向系统的下游段或后段6。

进气口段4包括整流罩，该整流罩包括外壁7和进气口唇缘8，该进气口唇缘8整合至外壁7从而形成可被拆卸的单独部件。然而，整流罩可以包括形成外壁和进气口唇缘部分的多个面板，该面板具有相对于发动机舱1纵向延伸的接合线。发动机舱1内的进气口也由固定套罩9限定，该套罩9附接至发动机舱1的中间段5，并且包括声学板。

纵向或者轴向方向被定义为平行于发动机舱1的轴线10的方向，与发动机舱1内的气体循环流路的轴线相对应。术语“外”，指的是位于远离轴线10的路径，与术语“内”相反。术语“上游”和“下游”用在相对于气流的方向上，表示从进气口段4到后段6。

唇缘8（更通常地是整流罩），相对于固定套罩9可在后工作位置和前维护位置之间轴向地移动：

-在后工作位置中（图1和图3），唇缘8的下游边缘11邻近或者接触所述套罩9的上游边缘12；

-在前维护位置中（图2），唇缘8的下游边缘11远离所述套罩9的上游边缘12，从而允许进入涡轮喷气发动机。

尽管通过示例示出了可平移运动的进气口唇缘的应用，本发明当然可以应用于发动机舱的其他部分，例如特别是应用于安装在具有可移动整流罩的反向器的襟翼，从而改善其空气动力性。

根据本发明，发动机舱1装配有元件15。该元件15用于确保在后工作位置中的唇缘8和套罩9之间的空气动力连续性。

如图1至3所示，位于安装位置中的元件15具有基本圆柱形的总体形状，其包括：

-上游部16，所述上游部16附接抵靠唇缘的内壁18的内表面17；

-中间部19，所述中间部19覆盖唇缘8和套罩9之间的接界面；

-以及下游部20，所述下游部20径向地抵靠套罩9的内表面21。

元件15一方面包括外表面22，另一方面包括内表面22，在安装位置，元件15朝向发动机舱1的轴线10转动，元件基本呈圆柱形并且不具有任何过多的厚度和任何凸出部，从而提供全部平滑的表面，允许空气动力连续性的改善和气流的优化。

元件15的上游部16具有比中间部19更厚的厚度。事实上，上游部16形成用于将元件15附接至发动机舱1的区域，并且因此可以经受相应的压力，而中间部19实质上用于覆盖唇缘8和套罩9之间的接界面。典型地，上游部16的厚度在2-6mm之间，中间部19的厚度在1-3mm之间。

下游部20包括从外表面22凸出的环形珠24和具有减少的厚度（典型地小于0.75mm）的端部叶片25。在静止状态时，例如，当元件15没有变形时，叶片25沿其自由端方向向外倾斜。

有利地，唇缘8的内壁18包括由轴向向内靠后的阶梯形成的凹部26。套罩9还包括由轴向向内靠后的阶梯形成的凹部27，所述凹部27邻近上游斜面28和下游斜面29。发动机舱1设计成：唇缘8的内壁18的上游部30和套罩9的下游部31基本为同一直径。

在安装位置，元件15的上游部16容纳在唇缘的凹部26内，而珠24容纳在套罩9的凹部27内，并且端部叶片25抵靠套罩9的下游部31。因而获得了基本圆柱形的外围表面的气体流路，从而允许气流的最优化，并且由于叶片25的厚度相对较小，这种优化会更好。

元件15是挠性的，从而允许通过其抵靠套罩9的弹性变形而变得平整。可以规定元件15在静止时在下游方向上略微偏离，从而改善抵靠套罩9的紧贴。

实际操作中，元件15由多个基本相同的条带32（通常数量是两个）制成，这些条带32被卷绕起来并且沿轴线端对端附接，从而共同形成基本圆柱形的总体形状。每个条带32具有约80mm的宽度（即，在安装位置的轴向直径）。如果当条带的数量是两个时，每个条带32的长度大约为3m，基本与气体流路的一半周长相对应。

现在参考图4-9来描述用于形成元件15的条带32的多个可能的实施例。

根据如图4-6所示的第一个实施例，条带32由挠性材料制成。只有选择合适的材料，才能达到元件15的挠性。条带32例如可以由合成材料制成，诸如碳环氧（或者玻璃/环氧，从而具有例如更好的挠性）合成材料，当条带32被安装在发动机舱1上，其可以包括至少一个在其整个长度上（例如在元件15的周边上）基本连续的骨架。进一步地，条带32可以包括外层33，该外层33覆盖条带整个表面，并且进一步形成珠24（如图4）。外层33典型地可以由处理后的纤维制成，从而具有小的摩擦力，特别地带有铁氟龙（Teflon^TM）涂层，并且浸渍有硅树脂，从而将纤维粘附至合成芯体。小摩擦力纤维能够降低部件12/21/27/28/29/31和襟翼之间的摩擦系数，从而减少平移力并通过改善磨损来增加寿命。

面23可以由聚氟乙烯膜（泰德拉膜，Tedlar^TM）覆盖，从而能够提供很好的表面状况。

在图4中将更具体地看到，条带32并不是完全平坦，而是从其上游部16朝下游部20略微向外弯曲，从而形成元件15，元件15在下游方向略微偏离，从而可以促进其相对套罩9的紧贴。进一步地，端部叶片25在条带32的剩余部的延伸部弯曲，具有向外的凹面。可选地，叶片25可以基本平坦，但是向外倾斜。

条带32的上游部16在其整个长度上包括连续孔口34，用于使唇缘8上的附接构件穿过。

根据第二个实施例，如图7所示，条带32的（例如硅树脂的）外层33形成全部的端部叶片25，而不只是覆盖层。

进一步地，叶片25包括从其自由端延伸至珠24的纵向槽35。这些槽35允许叶片25的形变能力增加，并且可以避免叶片25的分离，从而改善叶片25紧贴套罩9。

根据第三个实施例，如图8所示，不再设置连续环形珠24，而是设置不连续珠，沿叶片25形成一连串隔开的柱36。因而在两个接连的柱36之间限定轴向通道37，这些通道允许在工作时元件15的内侧和外侧处于相等的压力。出于同样目的，可以在条带32内设置径向通孔38作为通道37的附加物或替换物。

进一步地，条带32包括轴向槽39，所述轴向槽在其下游端开放，从而增加元件15的弹性形变性。为了限制槽39的空气动力冲击，槽39可以由弹性体材料填充。

此外，此处的端部叶片25是基本平坦的，并向外倾斜。

如图9所示的有利的可选的实施例，槽39的上游端通向圆孔40，从而能够防止或者大大地限制槽端部的开裂。优选地，用于将条带32附接至唇缘8上的开孔34位于这些圆孔40的下游，从而使所述开孔34不受疲劳。

实际中，多个条带32（典型地是两个）在唇缘8上边对边被拧紧，并且通过减少其长度（即沿直径方向）被略微预压，从而形成空气动力连续性元件15，该空气动力连续性元件可以有效地压靠唇缘8和套罩9。元件15的挠性能够进行上述压紧，这是由于制成该元件15的单一材料和/或轴向槽39（填充有能够吸收由压紧引起的形变的材料）的存在。

当唇缘8在后工作位置，如图3所示，元件15与其所径向抵靠的唇缘8和套罩9基本相切。

当唇缘8相对于套罩9从前维护位置移动至后工作位置时，珠24（或柱36）首先与套罩9接触，更特别地，与斜面28接触。因此，元件15的下游部20朝套罩9的内部径向移动分开。这使得套罩9的内圆周的元件15与发动机舱1的中间段5相对的整流罩的接合没有任何困难，并且不会损坏端部叶片25。在向后平移运动结束时，由于叶片25的弹性和倾斜，叶片25紧贴套罩9。元件设计成允许整流罩的开启和关闭，不需要拆卸任何部件，并且使得能够支持多个周期（例如约为1500个周期）的连续位移。

叶片25的存在，允许通过设置与套罩9紧贴的覆盖装置，来允许唇缘8和套罩9之间的轴向和径向定位偏差的补偿。通过设置挠性的、弹性可变形的叶片并使其向外倾斜，可以避免其下游端的任何分离，并且因此改善空气动力连续性。叶片25进一步允许调整元件15为唇缘8和套罩9的形状和公差。

可以理解的是，如上所述的不同实施例的特征可以彼此结合。因此，尤其是根据第一个实施例，条带可以包括用于压力均衡的装置，图8中条带的叶片可以弯曲，图7的珠可以是不连续的等等。

因此，本发明提供了对现有技术的决定性的改善方案，通过提供一种元件，允许LFC类型的整流罩的进气口唇缘的下游边缘和在该边缘和风扇壳体之间延伸的声学套罩之间的接界面的空气动力优化。

显然本发明并不限于上述所列举的实施例，其包括所述方案的所有技术等同物和变型以及其结合。

Claims (14)

1.一种用于飞行器发动机舱的空气动力元件（15），所述发动机舱（1）一方面包括固定的套罩（9），另一方面包括能够相对于所述套罩（9）轴向运动的进口唇缘（8），所述元件（15）为挠性的并且具有基本圆柱形的总体形状，所述元件包括：

-用于附接至所述发动机舱（1）的进口唇缘（8）的内壁（18）的上游部（16）；

-用于径向抵靠所述套罩（9）的内表面（31）的下游部（20）；

其特征在于，所述元件（15）的下游部（20）包括环形珠（24）和端部叶片（25），所述环形珠（24）朝元件（15）的外侧凸出，所述端部叶片（25）在静止时沿其自由端的方向朝所述元件（15）的外侧倾斜。

2.如权利要求1所述的元件，其特征在于，所述端部叶片（25）的厚度小于所述元件（15）的其他部分的厚度。

3.如权利要求1或2所述的元件，其特征在于，所述端部叶片（25）基本为平坦的。

4.如权利要求1或2所述的元件，其特征在于,所述端部叶片（25）是弯曲的并且凹面向外。

5.如权利要求1-4中任一项所述的元件，其特征在于，所述元件包括用于在所述元件（15）的内侧和外侧上均衡压力的压力均衡装置（37,38）。

6.如权利要求5所述的元件，其特征在于，所述压力均衡装置包括在所述元件（15）中制成的径向通孔（38）。

7.如权利要求5或6所述的元件，其特征在于，所述压力均衡装置包括在所述环形珠（24）中制成的轴向通道（37）。

8.如权利要求1-6中任一项所述的元件，其特征在于，所述环形珠（24）基本为连续的。

9.如权利要求1-8中任一项所述的元件，其特征在于，所述元件由合成材料制成，并且在周边上包括至少一个基本连续的骨架。

10.如权利要求1-9中任一项所述的元件，其特征在于，所述元件（15）包括轴向槽（35,39），所述轴向槽（35,39）在所述元件（15）的下游端开放，所述轴向槽（35,39）由弹性体材料填充。

11.如权利要求1-9中任一项所述的元件，其特征在于，所述元件（15）由挠性材料制成。

12.如权利要求1-11中任一项所述的元件，其特征在于，所述元件由至少两个基本相同的条带（32）制成，所述至少两个基本相同的条带自身卷绕并且沿轴线端对端附接，从而一起形成基本圆柱形的总体形状。

13.如权利要求1-12中任一项所述的元件，其特征在于，所述元件包括位于所述上游部（16）和所述下游部（20）之间的中间部（19），并且所述上游部（16）的厚度大于所述中间部（19）的厚度。

14.一种飞行器发动机舱，一方面包括固定的套罩（9），另一方面包括能够相对于所述套罩（9）在后工作位置和前维护位置之间轴向运动的进口唇缘（8），其特征在于，所述发动机舱包括根据前述任一项权利要求所述的空气动力元件（15），所述发动机舱（1）设置成：当所述唇缘（8）在后位置时，所述元件（15）的上游部（16）与所述发动机舱（1）的进口唇缘（8）的内壁（18）的内表面（17）接靠，并且所述上游部（16）容纳在由轴向向内靠后设置的阶梯形成的凹部（26）中；所述元件（15）的下游部（20）径向地抵靠所述套罩（9）的内表面（21），所述环形珠（24）容纳在由轴向向内靠后设置的阶梯形成的凹部（27）中。

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