CN103717867A - 包括至少一个涡轮喷气发动机和发动机舱的飞机推进单元 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于双流涡轮喷气发动机的发动机舱，所述发动机舱包括在所述机舱的外围具有非恒定横截面的冷气流（16），使得相对于临近翼片（34），至少一个翼片（34）相对于涡轮喷气发动机的中心轴线径向偏移。用于驱动翼片（34）径向偏移的系统适于确保所述翼片（34）相对于沿所述气流外围其余部分安装的翼片（34）的偏移运动。

Description

包括至少一个涡轮喷气发动机和发动机舱的飞机推进单元

技术领域

本发明涉及一种飞机推进组件，其包括设有格栅推力反向器设备的涡轮喷气发动机机舱。

背景技术

飞机通过多个涡轮喷气发动机驱动，每个涡轮喷气发动机都容纳在发动机舱中，发动机舱也容纳一组与其操作相关的连接驱动设备，并且当涡轮喷气发动机在操作或停止时，该连接驱动设备执行多种功能。这些连接驱动设备特别包括机械推力反向器设备。

飞机推进组件由发动机舱和涡轮喷气发动机构成，所述飞机推进组件设计为从飞机的固定结构悬挂，例如，通过悬挂塔架，位于机翼下方或机身上。

发动机舱通常具有管状结构，包括位于涡轮喷气发动机上游的进气口、设计成围绕涡轮喷气发动机风扇的中间段、以及设计成围绕涡轮喷气发动机燃烧室和涡轮并容纳推力反向装置的下游段，发动机舱通常终止于喷嘴，该喷嘴的出口位于涡轮喷气发动机的下游。

这种发动机舱可被设计成容纳双流涡轮发动机，即，能够通过旋转风扇叶片产生热气流（也称为主流）和冷气流（次流），所述热气流来自于涡轮喷气发动机燃烧室，所述冷气流穿过冷气流的气流通道在涡轮喷气发动机外部循环。

外部结构称为OFS（外部风扇结构），容纳推力反向器装置，内部结构IFS（内部风扇结构）设计为覆盖涡轮喷气发动机的下游段，两种结构都属于发动机舱的下游段，限定了冷气流的气流通道以及所述冷气流的通道截面。

在飞机着陆期间，推力反向装置能够通过将涡轮喷气发动机产生的至少一部分推力向前重定向来改善飞机的制动能力。在此阶段，反向器阻挡冷气流通道并且将该冷气流向发动机舱的前部定向，因此产生反向推力，所述反向推力增加到飞机轮子的制动上。

在所谓格栅反向器的情况下，冷气流通过与罩关联的格栅叶片的重定向，所述罩具有滑动功能，用于暴露或覆盖所述叶片。

附加的阻挡门，也称为翼片，通过该罩的滑动激活，允许关闭冷气流的气流通道，通道位于叶片下游，从而允许冷气流朝向格栅叶片重定向。

这些翼片可枢转安装在罩上，罩在收回位置和展开位置之间滑动，在所述收回位置，，所述翼片与所述活动罩一起提供发动机舱的外部结构内壁的气动连续性，在所述展开位置，在推力反向情况下，所述翼片至少部分地关闭所述通道，以将冷气流向格栅叶片偏转，所述格栅叶片通过罩的滑动被暴露出来。

通常，每个翼片的枢转是通过连接杆引导的，连接杆一方面连接至翼片，另一方面连接至发动机舱内部结构的固定点，限定冷气流的气流通道。

当由于飞机的低离地间隙和涡轮发动机与飞机机翼之间接近，发动机舱最大高度的限制很重要时，在机翼下方涡轮喷气发动机上的这种格栅推力反向器设备的安装是复杂的。

此外，这种安装包括冷气流通道截面的精细管理。

在本文的上下文中，已经提出在具有低地面间隙的飞机中布置格栅推力反向器设备，通过减少格栅叶片的长度并增加在反向器翼片之间自然存在的轴向空气逸出（以避免冲突），当其在反向器喷射设备中展开时，每个翼片和发动机舱内部结构之间的轴向空气逸出限定了冷气流流动通道。

这种每个翼片和发动机舱内部结构之间的逸出限定的通道，在格栅叶片的长度被减小时，甚至会更大，以维持冷气流的大致相同的流动速率。

这使得可以减小活动罩的厚度，并因此，机舱可以保持大致圆形截面。

然而，对于这样的设备的组件选择，涉及减小的和低的反向器效率，因为逸出的流动速度会影响反向器效率。

在本文的上下文中，还提出了一种通过提出一种不围绕涡轮喷气发动机的中心轴线旋转的发动机舱（被称为“扁平机舱”）来降低发动机舱的高度。

这种扁平机舱首先对反向效率没有影响。可以当反向器在正常结构中时保持同样的逸出级别。

在此情况下，推力反向器翼片具有不同的高度以适应在12点钟（即，在发动机舱的上部）和6点钟方向（即，在发动机舱的下部）的不同的通道高度，驱动推力反向器翼片的连接杆具有不同的长度以确保翼片都以相同角度枢转。

逸出翼片和扁平机舱的组合，没有运动偏移，因而可以用不同长度的连接杆。

发明目的

本发明的一个目的是提出一种用于具有低地面间隙的飞机的发动机舱，其具有减小的尺寸，同时对反向效率的不利影响尽可能小。

本发明的另一个目的是提出一种用于具有低地面间隙的飞机的发动机舱，其中降低了推力反向器设备的反向效率的损失。

还希望提出一种发动机舱，其中优化了冷气流通道截面的管理。

为此，本发明提出一种飞机推进组件，至少包括涡轮喷气发动机和发动机舱，所述涡轮喷气发动机机舱包括：

-外部结构，所述外部结构设有推力反向器设备，以及

-内部结构，所述内部结构设计用于覆盖涡轮喷气发动机的下游段，

所述外部结构和内部结构限定了来自于涡轮喷气发动机的气流的流动通道，

推力反向器设备包括：

-偏转装置，用于偏转来自于涡轮喷气发动机的至少一部分气流，以及

-至少一个活动罩，所述活动罩可以在平行于发动机舱的纵向轴线的方向平移，该罩能够在关闭位置和开启位置之间交替，在所述关闭位置，所述罩确保发动机舱的气动连续性，在所述开启位置，所述罩开启发动机舱中用于偏转气流的通道，

-翼片，所述翼片可枢转地安装在收回位置和展开位置之间，在所述收回位置，其确保发动机舱的气动连续性，在所述展开位置，在推力反向情况下，翼片部分地关闭通道以向偏转装置偏转气流，所述偏转装置通过所述罩的滑动暴露出来，每个翼片都与驱动系统相关联。

所述发动机舱的特征在于：

-所述通道在机舱的外围具有非恒定的横截面，使得相对于临近翼片，至少一个翼片相对于涡轮喷气发动机的中心轴线径向偏移，并且

-用于驱动径向偏移翼片的系统，适用于确保所述翼片相对于安装在通道外围其余部分上的翼片的偏移运动，具体是提供了不同的翼片关闭角度。

根据本发明的飞机推进组件的其他可选特征，可以单独考虑或结合考虑：

-所述通道在连接至所述推进组件的悬挂塔架的上梁和/或下梁的每一侧上具有减小的横截面区域；

-在上梁和/或下梁的每一侧上，所述罩的内护罩的半径，小于所述护罩沿水平轴线的半径，所述水平轴线垂直于涡轮喷气发动机的中心轴线；

-驱动系统适用于执行：安装在通道中的具有减小的横截面的区域上的翼片，相对于安装在所述通道外围其余部分上的翼片的偏移枢转；

-驱动系统适用于：将安装在所述通道中的具有减小横截面的区域上的翼片展开在安装在通道外围其余部分上的其他翼片的上游或下游；

-驱动系统适用于限制：安装在所述通道中的具有减小的横截面的区域上的翼片，相对于安装在通道外围其余部分上的其他翼片的偏移展开；

-所述驱动系统包括用于每个翼片的至少一个驱动连接杆，所述连接杆具有相同长度；位于安装在通道中的具有减小横截面的区域上的翼片上的连接杆的锚固点，沿位于安装在通道外围其余部分上的翼片上的连接杆的中心轴线偏移，并位于后一连接杆的锚固点的下游；

-所述驱动系统包括用于每个所述翼片的至少一个驱动连接杆，所述连接杆具有相同长度，位于发动机舱的内部结构上和位于安装在通道中具有减小的横截面的区域上的翼片上的连接杆的锚固点，相对于安装在通道外围其余部分上的翼片的锚固点偏移。

本发明进一步提出如下描述的发动机舱。

附图说明

根据下述说明书并研究附图，本发明的其他特征和优点将体现出来，所述附图中：

-图1是飞机推进组件的纵向剖面视图；

-图2是根据本发明的一个实施方式的发动机舱的排气段的横向剖面视图；

-图3和图4是图2的发动机舱的推力反向器设备分别处于直接喷射位置和反向喷射位置的纵向剖面视图，在发动机舱（实线）的减小通道段，和在发动机舱（虚线）的标称通道段的剖面视图被叠加在每个图上；

-图5是图4推力反向器设备的俯视图。

在所有这些附图中，相同或相似的附图标记表示相同或相似的元件或元件组。

具体实施方式

值得注意的是，在说明书中定义三个轴X、Y、Z作为参照系，这三个轴表示：

-用轴X表示涡轮喷气发动机的纵向方向，

-用方向Z表示将涡轮喷气发动机的纵向轴线引导至塔架的纵向轴线的方向，并且

-用轴Y表示与X和Z正交的方向。

在推进组件安装在飞机机翼下方的情况下，轴Z通常垂直。

在下面的描述中，垂直轴将被指示为轴Z，即使飞机推进组件被安装在另一种结构中，例如为了简化的目的安装在机身后部。

值得注意的是，术语“上游”和“下游”可以被理解为相对于在正常直接喷射操作期间涡轮喷气发动机的气流方向。

图1示出了飞机的推进组件1。

通常，飞机推进组件1特别由发动机舱10和涡轮喷气发动机2形成。

塔架3能够将推进组件从飞机的固定结构4悬挂起来，例如在机翼下方或机身上。

如图所示，飞机具有小的地面间隙，所述地面间隙为地面和发动机舱10的最低部分之间的距离，如图中G表示的。

此外，可以看出，推进组件1靠近机翼，如虚线示出，在图中以A表示。

发动机舱10设计为形成容纳双流涡轮喷气发动机2的管状壳体，用于引导通过风扇（未示出）叶片产生的气流（即穿过涡轮喷气发动机2的燃烧室的热气流）和在涡轮喷气发动机2外部循环的冷气流。

通常来说，发动机舱10具有一种结构，包括形成进气口的前段11、围绕涡轮喷气发动机风扇的中间段12、以及围绕涡轮喷气发动机并包括推力反向器设备的下游段13。

更具体地，参考图2至图4，发动机舱10的下游段11包括被称为OFS的外部结构14和被称为涡轮喷气发动机2的IFS的内部整流结构15，所述外部结构14包括推力反向器设备20，所述内部整流结构15与外部结构14一起限定了通道16，该通道16设计用于冷气流的循环和排出。

在这些图中示出的推力反向器设备20是用于偏转冷流的格栅反向器。

因此，空间20包括活动罩30，所述活动罩30，沿着与发动机舱10的纵向轴线X大致平行的方向，相对于发动机舱10的固定结构17可平移地安装，所述发动机舱10的固定结构17包括至少一个前框架18。

所述罩30也由至少一个喷嘴段40延伸，所述喷嘴段40的目的在于引导冷气流的排放，所述喷嘴段40安装在所述罩的下游端。

更为具体地，罩30包括外护罩31和内护罩32，内护罩32是前框架18的延续，用于在涡轮喷气发动机2的直接喷射位置限定通道16的外壁，冷气流在外壁16中流动。

罩30能够在关闭位置和开启位置之间交替，在关闭位置（如图3所示），所述罩30确保发动机舱10的固定结构17的轮廓线的气动连续性，覆盖格栅叶片50，在开启位置（如图4所示），在发动机舱10的下游，所述罩30开启发动机舱10中的通道，暴露格栅叶片50。

在如图4所示的开启位置，罩30允许至少部分冷气流从涡轮喷气发动机2逸出，所述气流部分被重定向到发动机舱下游方向，特别通过暴露格栅叶片50，因此产生能够协助飞机制动的反向推力。

在推力反向器设备20的一个实施方式中，为了增加穿过格栅叶片50的冷气流部分，罩30的内护罩32能够包括多个分布在其圆周上的反向器翼片34。

在所述滑道罩30上，通过其一端围绕铰链销，每个反向器翼片34可枢转地安装在至少一个收回位置（如图3所示）和展开位置（如图4所示）之间，所述收回位置对应于涡轮喷气发动机2的直接推力操作，其中，翼片34关闭叶片开口50并确保具有前框架18的通道16的内部气动连续性，在所述展开位置，在推力反向情况下，翼片34部分地关闭通道16，以向叶片50偏转冷气流。

在本文的上下文中，格栅叶片50的长度被减少，并且当翼片34在展开位置时，至少一个反向器翼片34的尺寸适于产生在反向器翼片34和发动机舱10的内部结构15之间的空气逸出（在图4中用箭头指出）。

在涡轮喷气发动机2的直接推力操作期间，滑动罩30形成发动机舱的全部或部分下游部分，翼片34被收回到滑动罩30中。

为了使涡轮喷气发动机2的推力反向，如图4所示，滑动罩30被移动到下游位置中，并且翼片34枢转至展开位置，以将冷气流向叶片50偏转，形成由叶片50引导的反向气流。

此外，更为具体地参照图2，发动机舱10是由两个曲线半罩30构成的，只有其中的一个在图中示出，适用于被连接到固定至飞机推进组件1的悬挂塔架3的上梁和/或下梁（未示出）。

发动机舱的这些上部和下梁被垂直地设置在所谓的6点钟和12点钟位置。

有利地，冷气流16的排气通道没有围绕纵向轴X旋转。

更为特别地，在平面YZ中，通道16的横截面在通道16外围是非恒定的。

更为特别地，通道的形状和尺寸适用于提出一种非对称的冷气流横向通道截面，它的尺寸在通道16的水平方向Y比垂直方向Z大。

通道在与塔架3连接的上梁和/或下梁的每一侧具有扁平段，以与低地面间隙和临近的机翼4相容。

通道16具有一个区域，该区域在有限的角度范围上在连接至塔架3的上梁和/或下梁的每一侧（即，在发动机舱10的上部和/或下部部分）具有减小的横截面。

因此，通道16沿Z的高度减小了其上部和/或下部通道部分16。

为了产生这种通道16，推力反向器设备减小了垂直尺寸。

更为特别地，两个半罩30的组件具有椭圆体的形状，其中长轴平行于轴Y，并且短轴平行于轴Z。

更为具体地，每个半罩30的内护罩32不以点O为中心，并且不是圆形的横截面，所述点O与纵向轴X一致，而在发动机舱10的内部结构15以点所述O为中心。

因此，在塔架3的上梁和/或下梁的每一侧上，每个半罩30的内护罩32的半径R1，小于所述护罩32沿轴Y的半径R2。

半径R1和R2根据点O处确定。

因此，通道16的高度在发动机舱10的上部和/或下部部分中减小，在这些部分，定义一个区域，该区域在前面提到的角度范围上具有减小的通道16横截面。

如图2所示，根据其在通道16外围和发动机舱10的圆周上的位置，偏转翼片34相对于点O径向偏移。

安装在通道16中具有减小的横截面的区域中的翼片34，相对于安装在通道16的其余外围上的其他翼片34径向偏移。

驱动翼片34的系统在下文结合图2至图4描述。

每个翼片34是通过固定至发动机舱10的罩30的枢转轴支撑的，并通过至少一个穿过通道16的连接杆60枢转。

每个驱动连接杆60分别围绕锚固点可旋转地安装在相应翼片34上和发动机舱10的内部结构15上。

因此，当罩30由适当的驱动器驱动，在发动机舱10的上游方向或下游方向移动期间，每个连接杆60使相应翼片34枢转。

值得注意的是，在图3和图4示出的实施方式中，在其上游端，翼片34围绕其枢转点的枢转被确保横向于发动机舱纵向轴线X。

当然，可以通过其下游端，连接通道16的下游翼片34。

根据本发明，驱动翼片34的系统包括驱动装置，所述驱动装置适用于有选择地确保安装在通道16的具有减小横截面的区域上的翼片34，相对于安装在通道16外围的其余翼片34偏移运动。

在一种实施方式中，驱动装置适于执行：安装在通道16的具有减少的横截面的区域上的翼片34，相对于安装在通道16外围其余部分上的翼片34偏移枢转。

这种驱动装置展开安装在通道16的具有减小的横截面的区域上的翼片34，所述翼片34位于其他翼片34的上游或下游，如下述结合图3和图4所述。

在第二实施方式中，驱动装置适用于执行：安装在通道16的具有减少的横截面的区域上的翼片34，相对于安装在通道16外围其余的翼片34的偏移伸展。

这种驱动装置减慢或加速安装在通道16的具有减少的横截面的区域上的翼片34，相对于其他翼片34的伸展。

这意味着，安装在通道16的具有减少的横截面的区域上的翼片34的移动和安装在通道16外围其余部分上的翼片可以被操纵为相对彼此略微偏移。

根据这种驱动装置的所述第一和第二实施方式的一个替代方案，驱动连接杆60设置了不同长度和/或到所述连接杆60的不同位置的锚固点，所述连接杆60位于翼片34上和/或位于发动机舱10的内部结构15上。

参考图3和图4，在通道16的整个外围上的每个反向器翼片34的驱动连接杆60具有相同长度，这减少了维修差错和物流成本。

在此替代方案中，安装在通道16的具有减少的横截面的区域上（即，在通道16的上部和/或下部上）的翼片34的连接杆60头部61的锚固点，相对于其他反向器翼片34的锚固点偏移。

更为具体地，安装在通道16的具有减少的横截面的区域上的翼片34的连接杆60头部61的锚固点沿轴X偏移，并位于驱动其他反向器翼片34的连接杆60的头部61的锚固点的下游。

这种偏移可在图3和图4中看到，其中安装在通道16的具有减少的横截面的区域上的翼片34和其驱动系统以实线示出，而其他翼片34和相应驱动系统以虚线示出。

参考图4和图5，在涡轮喷气发动机2的推力反向阶段，滑动罩30向发动机舱10的下游方向移动，通过其滑动驱动反向器翼片34在通道16中枢转。

在其伸展结尾，安装在通道16的具有减小的横截面的区域上的翼片34在其他反向器翼片34的下游展开，因此产生与安装在通道16的具有减少的横截面的区域上的翼片34和其他临近翼片34相切的冷气流的逸出F，图5中使用F和相应箭头指示所述逸出。

因此，产生在大部分减小的通道16横截面上的特定逸出F，允许冷气流沿X以低于现有技术中的推力反向器设备的轴向速度逸出，其中翼片之间的逸出朝向X轴方向。

推力反向器设备的反向效率的损失因此减少。

事实上，对于推力反向器设备的给定反向效率，在翼片34下的逸出更为重要，因此，格栅叶片50的长度可以被减少，使得它们易于安装在推力反向器罩的厚度中和/或发动机舱10的中间段中。

事实上，对于通过反向器的给定的流动速率，逸出空气的增加降低了效率，因为喷出的空气在轴向方向产生推力。

如果以相同流动速率通过逸出流的切向偏移，在轴向方向上产生的推力更小，效率会增加。

通过选择一个给定的效率作为目标，因此可能，在反向器中仍然以全气流速度，在叶片中通过更少的空气并在逸出段通过更多的空气，因此，以减少叶片的长度（大约1%-2%）。

此外，如图5中特别示出，翼片34的枢转点可以被安装在罩30气动线的厚度中。

当然，如果气动线不够厚，可以根据所选的运动学，以与内部或外部关联的气动整流罩来设置所述线的悬链线。

此外，在图2中，发动机舱10包括五个推力反向器翼片34，所述反向器翼片34在每个半罩30上枢转。

当然，翼片的数量依赖于发动机的形状和尺寸，而不局限于这里示出的。

虽然本发明已经描述了一个特定的示例性实施方式，但它绝不局限于上述实施例，而是包括落入本发明的保护范围内的所描述的方案的所有技术等同物及其组合。

因此，例如可以考虑将本发明应用到一种推力反向器，其中推力反向器罩形成为一个单件，在反向器的整个外围（所谓的O管推力反向器）。

因此，例如也可以考虑将冷气通道具有减小的截面区域的推力反向器翼片的锚固点设置在其他翼片的锚固点的上游，这样将12点钟/6点钟位置的翼片安置在当前区域翼片的前方。

Claims (9)

1.一种至少包括涡轮喷气发动机（2）和发动机舱（10）的飞机推进组件（1），所述发动机舱（10）包括：

-外部结构，所述外部结构设有推力反向器设备（20），以及

-内部结构，所述内部结构设计成覆盖所述涡轮喷气发动机的下游段，

所述外部结构和所述内部结构限定了用于来自于所述涡轮喷气发动机（2）的气流的流动通道（16），

所述推力反向器设备（20）包括：

-偏转装置（50），所述偏转装置（50）用于偏转来自于所述涡轮喷气发动机（2）的至少一部分气流，以及

-至少一个活动罩（30），所述活动罩（30）能够在平行于所述发动机舱的纵向轴线的方向平移，所述罩能够在关闭位置和开启位置之间交替，在所述关闭位置所述罩确保所述发动机舱的气动连续性，在所述开启位置所述罩开启所述发动机舱中用于偏转气流的通道，

-翼片（34），所述翼片（34）能够枢转地安装在收回位置和展开位置之间，在所述收回位置，其确保所述发动机舱的气动连续性，在所述展开位置，在推力反向情况下，所述翼片部分地关闭通道（16）以向偏转装置（50）偏转气流，所述偏转装置（50）通过由所述罩（30）的滑动暴露，每个翼片（34）都与驱动系统相关联，

所述推进组件的特征在于，所述通道（16）在所述发动机舱（10）的外围具有非恒定的横截面，使得相对于临近翼片（34），至少一个翼片（34）相对于涡轮喷气发动机（2）的中心轴线径向偏移，并且

其中，用于驱动翼片（34）径向偏移的系统，适用于确保所述翼片（34）相对于安装在所述通道外围其余部分上的翼片（34）的偏移运动。

2.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，在连接至所述推进组件的悬挂塔架（3）的上梁和/或下梁的每一侧上，所述通道（16）具有减小的横截面区域。

3.根据权利要求2所述的组件，其特征在于，在所述上梁和/或下梁的每一侧上，所述罩（30）的内护罩（32）的半径（R1）小于所述内护罩（32）沿水平轴线的半径（R2），所述水平轴线与涡轮喷气发动机的中心轴线（X）垂直。

4.根据权利要求2或3所述的组件，其特征在于，所述驱动系统适用于执行：安装在所述通道（16）中的具有减小的横截面的区域上的翼片（34），相对于安装在所述通道外围其余部分上的翼片（34）的偏移枢转。

5.根据权利要求4所述的组件，其特征在于，所述驱动系统适用于：将安装在所述通道（16）中的具有减小的横截面的区域上的翼片（34）展开在安装在通道（16）外围其余部分上的其他翼片（34）的上游或下游。

6.根据权利要求2或3所述的组件，其特征在于，所述驱动系统适用于限制：安装在所述通道中的具有减小的横截面的区域上的翼片（34），相对于安装在通道外围其余部分上的其他翼片的偏移展开。

7.根据权利要求2至6中任一项所述的组件，其特征在于，所述驱动系统包括用于每个翼片（34）的至少一个驱动连接杆（60），所述连接杆（60）具有相同长度；位于安装在所述通道（16）中的具有减小横截面的区域上的翼片（34）上的连接杆（60）的锚固点（61），沿位于安装在通道外围其余部分上的翼片（34）上的连接杆（60）的中心轴线（位于所述锚固点（61）的下游）偏移。

8.根据权利要求2至7中任一项所述的组件，其特征在于，所述驱动系统包括用于每个所述翼片（34）的至少一个驱动连接杆（60），所述连接杆（60）具有相同长度；位于发动机舱（10）的内部结构上和位于安装在所述通道（16）中的具有减小横截面的区域上的翼片（34）的连接杆的锚固点，相对于安装在通道（16）外围其余部分上的翼片（34）的锚固点偏移。

9.一种根据权利要求1至8中任一项的用于推进组件的机舱。

Images