CN103562068B - 用于涡轮喷气发动机舱的进气口结构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于涡轮喷气发动机舱的进气口结构（100），包括：（i）至少一个固定内壁（41）和（ii）至少一个纵向外壁（40），所述固定内壁（41）用于附接至发动机舱的中段（2）的至少一个元件（20），所述纵向外壁（40）由连接至所述固定内壁的进气唇缘（3）延伸。该结构其特征在于，至少形成进气口唇缘的部分设有用于至少部分唇缘降压的装置（30，60）。

Description

用于涡轮喷气发动机舱的进气口结构

技术领域

本发明涉及一种用于涡轮喷气发动机机舱的进气口结构，能够将气流导向涡轮喷气发动机的风扇。

背景技术

飞机通过一个或多个推进组件来推动，所述推进组件包括容纳在管状机舱中的涡轮喷气发动机。每个推进组件都通过通常位于机翼下方或机身处的杆附接至飞机。

机舱通常具有这样的结构，所述结构包括发动机上游的进气口，环绕涡轮喷气发动机风扇的中间段，和容纳有推力反向器装置并环绕涡轮喷气发动机燃烧室的下游段，所述机舱通常终止于喷气喷嘴，其中喷嘴的出口位于涡轮喷气发动机的下游。

进气口一方面包括进气口唇缘，适用于允许需要供应至涡轮喷气发动机的风扇和内部压缩机的空气朝向涡轮喷气发动机的最佳俘获，并另一方面包括下游结构，唇缘附接在下游结构上并适当地将空气导向风扇叶片。该组件附接在属于机舱的中段的风扇壳上游。

更为特别地，进气口结构通常具有大致环形下游结构，所述下游结构包括确保机舱的外部气动连续性的外表面，和确保机舱内部气动连续性的内表面。进气口唇缘在内壁和外壁之间设有上游连接件。

进气口唇缘结构可以包括多个部件并具有多件设备，特别是例如除冰设备。此外，在不同的壁和元件之间的连接件使得结构更重并在气动学性能上具有负面影响。

为了解决这些问题，开发出了一种所谓的层流式发动机舱，此种发动机舱具有改善气动学性能的外部连续性的进气口结构。这种结构特别在文献FR2906568中描述。

在这样的进气口中，唇缘事实上被集成到外壁上，根据这一事实，构件之间的对发动机舱的气动性能不利的连接件被省略。因此，获得所谓的“层流式”整流罩，通常称为LFC（LaminarForwardCowl层流式前整流罩）。

此外，通过让唇缘的外壁平移而内壁构成固定护罩更容易进行维护操作。该固定护罩通常装配有声衰减装置。

这种类型的进气口的缺点在于，连接区域位于唇缘的内部边缘和固定内壁的上游边缘之间，在发动机的某些操作配置中，该区域会经受轴向运动或甚至开启。

事实上，该完整且可移动的外壁仍然很重并容易在载荷下移动。为了避免这些移动，进气口必须装配有加强装置，这增加了质量并因此不令人满意。

更为特别地，当飞机位于起飞前的平稳点时，特别容易出现这种连接区域与固定内壁打开的风险，并且发动机在全速运转，而飞机仍然是不动的：在此阶段，涡轮喷气发动机的风扇施加的抽吸力上升至发动机舱上游结构的外部，产生唇缘相对于整流罩固定护罩的分离力。

这种分离导致进气口内表面气动性能的退化，并导致密封缺陷，这可能不利于位于进气口内部的构件（电动、液压、气动等）的寿命和正常操作。

此外，采用这种结构类型的进气口唇缘特别是为了有助于组件的机械强度而厚度相对较大，这限制了使用加热电阻的电动除冰设备的实施。这种除冰设备的实施对于进气口是必要的，原因在于，由于进气口的这种结构，很难兼容传统的热空气气动方案。

因此，有必要较少这种类型的结构的变形和重量。

为了部分解决这个问题，已经开发了一些安装加强件的解决方案。其中的例子特别包括文献FR2,927,609和未公开的法国申请11/50890。

发明内容

本发明的目的特别在于解决这些缺陷，为此提出了一种用于涡轮喷气发动机机舱的进气口结构，所述进气口结构一方面包括至少一个固定内壁，另一方面包括至少一个纵向外壁，所述固定内壁用于附接至发动机舱的中间段的至少一个元件，所述纵向外壁由连接至所述固定内壁的进气口唇缘延伸，其中，至少形成进气口唇缘的部分装配有用于至少部分唇缘的降压装置。

事实上，令人惊奇地观察到，在操作过程中，进气口唇缘经受增压，所述增压向发动机舱的前部产生了增压的吸力。

不希望受到任何理论的约束，这可能是由于环绕进气口唇缘的气体流动导致的。事实上，气体围绕机舱高速流动，进气口唇缘处的气压很低，存在的空气被迅速向发动机舱的下游方向抽吸。

为了弥补这些向前变形的缺陷，本发明通过对进气口唇缘降压，能够在唇缘内部产生抽吸力，平衡向前变形的力，并因此抵消进气口唇缘所经受的变形。

由此，进气口唇缘经受的机械应力较低，特别能够降低唇缘的厚度。

此外，这些内部抽吸力帮助保持进气口唇缘抵靠固定内壁，从而减少附带的轴向运动。因此，进气口结构的整体机械强度被大大提高，于是可以提供有利于电动除冰装置的集成的更薄的进气口唇缘。

有利地，进气口唇缘装配有至少一个隔件，所述隔件与进气口唇缘一起限定至少一个进气口唇缘的隔室，所述隔室与降压装置相关联。

有利地，该隔件可以包括至少一个声学板。

根据第一实施方式，降压装置包括至少一个泵，特别是电动泵。

有利地，该泵具有通向进气口唇缘下游的抽吸输出，所述抽吸输出特别是例如通向外壁、内壁、风扇的下游。

可选地或附加地，降压装置包括形成在外壁中的至少一个开口。

根据优选的实施方式，该开口形成在邻近固定内壁的唇缘的壁中。

有利地，至少部分的开口沿着进气口唇缘的大致圆周线布置。

根据第一可选实施方式，开口包括大致圆形开口。

可选地或附加地，开口包括椭圆形开口，椭圆形开口的长轴优选地沿进气口的圆周线指向。

仍然可选地或附加地，开口包括在外壁和内壁接触线处开放的以锯齿形式形成的开口，从而限制进气口唇缘和固定内壁之间的接触表面。

有利地，纵向外壁是可拆卸的。同样有利地，纵向外壁安装成能够平移。

有利地，发动机舱的中间段的元件是风扇壳。

优选地，进气口唇缘被集成到外壁中。

有利地，内壁装配有声衰减装置。

本发明当然还涉及包括这种进气口结构的涡轮喷气发动机舱。

附图说明

参照附图，并根据下述详细说明将更好地理解本发明，其中：

-图1是用于现有技术的涡轮喷气发动机机舱的进气口结构的纵向剖视示意图，

-图2以剖视示意的方式描绘了施加在图1的结构的进气口唇缘上的力，

-图3是根据本发明的具有用于进气口唇缘的降压装置的进气口结构的剖视示意图，

-图4至图6是用于图3的进气口降压的开口的不同实施方式的示意图，

-图7示出了本发明的可替代实施方式。

具体实施方式

机舱通常具有大致管状结构，该结构包括发动机上游的进气口（图1）、环绕涡轮喷气发动机风扇的中间段、和容纳推力反向器装置并环绕涡轮喷气发动机燃烧室的下游段，机舱通常终止于喷气喷嘴，喷气喷嘴的出口位于涡轮喷气发动机的下游。

图1示出了根据现有技术的进气口结构1的纵向剖视视图。

进气口结构1位于发动机舱的中间段2的上游，并一方面包括进气口唇缘3，适用于允许需要供应至涡轮发动机的空气朝向涡轮喷气发动机的最佳俘获；另一方面包括下游结构4，唇缘附接在下游结构4上并将空气适当地导向风扇叶片。

更为特别地，进气口结构1通常具有大致环形下游结构4，包括确保机舱外部气动连续性的外壁40和确保机舱内部气动连续性的内壁41。

进气口唇缘3在两个壁40,41之间提供有上游连接件。

内壁41通常附接至属于中间段2的风扇壳20，并与它形成固定结构。

外壁40通常附接至中间段2的外壁21，并与它一起确保外部气动连续性。

应当指出的是，进气口唇缘3通常通过促进组件强度的隔件5与进气口唇缘1下游部40分开，并且该隔件5与唇缘3一起在所述唇缘3内部限定隔室3a。

通常，外壁40被可拆卸地附接以允许进入进气口结构1的内部，特别是接触例如进气口1和唇缘3的除冰系统的内部设备。

在所谓的层流式发动机舱的情况下，进气口唇缘3是外壁40整体的一部分，外壁40延伸以形成单板，所述单板通常安装成能够朝机舱前部平移。

如图2示意性示出的，在操作期间，进气口唇缘3承受趋于使进气口唇缘3变形的向前压力载荷（弯曲），唇缘因此必须具有一定的机械强度（一般是通过提供足够的唇缘厚度3）。

壁5在位置点51处和内壁41刚性固定在一起。在区域50，如果外壁40安装成能够沿发动机的轴线朝前部平移，连接件优选地表现为单个点连接件。如果外壁40开启，那么连接件是刚性的（例如使用紧固件）。

根据本发明，这些压力载荷力是通过对进气口唇缘3降压，特别是通过对隔室3a降压（如果适用）来补偿的。

本发明的第一示例性实施例在图4中示出。在此实施例中，与进气口结构1基本类似的进气口结构100装配有用于进气口唇缘3的隔室3a的降压装置，该降压装置采用形成在进气口唇缘壁中的开口30的形式。

有利地，这些开口30位于进气口结构的内部面上，邻近内壁41和内壁与所述进气口唇缘3的连接件。

同样有利地，开口30沿着进气口结构的大致圆周线设置。

因此，由于通过风扇抽吸的穿过发动机舱的气流，进气口上游位置的空气压力被极大降低。由于存在开口30，进气口唇缘3的隔室3a内部的空气通过气体流动被抽吸。这导致在所述隔室3a的内出现明显的压降。

图4至图6示出了能够给进气口唇缘3的隔室3a降压的开口30的不同实施方式。

开口30特别可以是圆形的（图4）或椭圆形的（图5）。

它们也可以在进气口唇缘3和内壁41之间的接触和支承线处制成，特别是以形成在所述接触线中的锯齿（dentelures）的形式。

此外，可以在开口30上使用帽，使得能够优化气流和减弱由于开口导致的气动干扰。

图7示出了本发明的第二实施例。图7示出了进气口结构200，该进气口结构200与空气结构100的不同在于：用于给进气口唇缘3的隔室3a降压的装置包括电动泵60，电动泵60具有通向进气口唇缘3的隔室3a的抽吸管61和用于输送抽吸空气的输送管62。该输送管通向进气口200的下游部分。可以设置成该管62例如通向外壁40、通向邻近风扇的内壁41，或依然通向风扇和压缩机的进一步下游。

尽管本发明已经通过一个特定的示例性实施例予以描述，但是本发明显然绝不限于该特定实施例，而是涵盖了落入本发明的范围内的所描述方案的所有技术等同物及其组合。

Claims (14)

1.一种用于涡轮喷气发动机舱的进气口结构(100，200)，一方面包括至少一个固定内壁(41)，另一方面包括至少一个纵向外壁(40)，所述固定内壁(41)用于附接至发动机舱的中间段(2)的至少一个元件(20)，所述纵向外壁(40)由连接至所述固定内壁(41)的进气口唇缘(3)延伸，所述纵向外壁是可拆卸的，其特征在于，至少形成所述进气口唇缘的部分装配有用于至少部分所述唇缘降压的降压装置(30，60)。

2.根据权利要求1所述的进气口结构(100，200)，其特征在于，所述进气口唇缘(3)装配有至少一个隔件(5)，所述隔件(5)和所述进气口唇缘一起限定了至少一个进气口唇缘隔室(3a)，所述隔室与所述降压装置(30，60)关联。

3.根据权利要求1或2所述的进气口结构(100，200)，其特征在于，所述降压装置包括至少一个泵(60)。

4.根据权利要求3所述的进气口结构(100，200)，其特征在于，所述泵(60)是电动泵。

5.根据权利要求3所述的进气口结构(100，200)，其特征在于，所述泵(60)具有通向所述进气口唇缘(3)下游的抽吸输出(62)，所述抽吸输出(62)通向所述纵向外壁(40)、通向所述固定内壁(41)、或通向风扇的下游。

6.根据权利要求1或2所述的进气口结构(100，200)，其特征在于，所述降压装置包括形成在所述外壁中的至少一个开口(30)。

7.根据权利要求6所述的进气口结构(100，200)，其特征在于，所述开口(30)形成在邻近所述固定内壁(41)的所述唇缘(3)的壁中。

8.根据权利要求6所述的进气口结构(100，200)，其特征在于，至少部分的所述开口(30)沿着所述进气口唇缘(3)的基本圆周线布置。

9.根据权利要求6所述的进气口结构(100，200)，其特征在于，所述开口(30)包括基本圆形开口。

10.根据权利要求6所述的进气口结构(100，200)，其特征在于，所述开口(30)包括椭圆形开口，所述椭圆形开口的长轴沿进气口的圆周线指向。

11.根据权利要求6所述的进气口结构(100，200)，其特征在于，所述开口(30)包括以锯齿形式制成的开口，所述锯齿在所述外壁和所述内壁的接触线处开放，从而能够限制所述进气口唇缘(3)和所述固定内壁(41)之间的接触表面。

12.根据权利要求1或2所述的进气口结构(100，200)，其特征在于，所述纵向外壁(40)安装成能够平移。

13.根据权利要求1或2所述的进气口结构(100，200)，其特征在于，所述发动机舱的中间段(2)的元件是风扇壳(20)。

14.根据权利要求1或2所述的进气口结构(100，200)，其特征在于，所述进气口唇缘(3)集成至所述纵向外壁(40)。