CN104053894A - 双门式推力反向器 - Google Patents

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Abstract

一种用于飞机涡轮喷气发动机机舱的推力反向器，该反向器包括至少一对双门(7,9)，该对双门包括在“直接喷射”位置和“反向喷射”位置之间移动一致的上游门(7)和下游门(9)；位于“直接喷射”位置时，双门关闭；位于“反向喷射”位置时，双门打开并且能够偏转至少部分在机舱内流通的冷空气流(11,12)。该推力反向器的特征在于包括调节装置(23,33)，该调节装置(23,33)用于调节在所述上游门的上曲面和所述下游门的下曲面之间流通的部分冷空气流。

Description

双门式推力反向器
技术领域
本专利申请涉及一种用于飞机涡轮喷气发动机机舱的双门式推力反向器。
背景技术
由现有技术，尤其是专利申请FR2574565，一种双门式推力反向器可知，每对双门包括一个上游门和一个下游门。
这样的推力反向器使机舱内流通的冷空气具有高泄漏率，从而飞机着陆时制动更加有效。
发明内容
本发明的目的是改善该类型推力反向器的效率。
本发明的目的通过一种用于飞机涡轮喷气发动机机舱的推力反向器实现，该反向器包括至少一对双门，该对双门包括在“直接喷射”位置和“反向喷射”位置之间移动一致的上游门和下游门；位于“直接喷射”位置时，双门关闭；位于“反向喷射”位置时，双门打开并且能够偏转至少部分在机舱内流通的冷空气流，该推力反向器的特征在于其包括调节装置，该调节装置用于调节在所述上游门的上曲面和所述下游门的下曲面之间流通的部分冷空气流；该调节装置包括用于最小化所述上游门的上曲面上的所述部分冷空气流的边界层分离效应的装置。
“调节”一方面表示所述冷空气流具有在几乎全段上大体平行的流线，另一方面表示该部分空气流率被最大化。
调节的概念类似于流体力学，使推力反向气流具有优化的稳定性和流速。
由于这些特征，最大化的反推力空气流能够向机舱上游输送，并且可以避免在位于下游门的上曲面附近区域产生容易损害空气流速和稳定性的空气湍流和回流。
根据本发明的推力反向器的其他可选特征，可以单独使用或组合使用：
-所述用于最小化边界层分离效应的装置包括所述上游门的弯曲下游边缘；
-所述弯曲边缘的形状可从具有可控弯曲半径的渐变形状，特别是圆形、椭圆形、抛物线形或者样条形/B-样条形(由多项式定义的函数)中选择；
-所述弯曲边缘的半径大体上等于所述上游门的下游边缘区域厚度的一半：值得注意的是，该半径特别适于实际应用；
-所述用于最小化边界层分离效应的装置包括一段充足的重叠距离，该重叠距离由上游门的上曲面和下游门的下曲面重叠而成，该充足的重叠距离确保在双门之间流通的空气流流线的平行；
-所述重叠距离正好足以确保所述空气流流线的平行，因此对位于上游门上曲面后方流动的所述周围空气流进行空气动力学调节：使上游门上曲面的表面最大化，该表面不与下游门的下曲面相对，因此使得沿该表面流通的空气流流动产生的提拉效应最大化，从而为了寻求反推力效应而起到显著作用。
-所述重叠距离大体上位于双门间距的一半至1.2倍之间：值得注意的是实际上，该重叠距离正好足以确保所述空气流流线的平行；
-所述上游门的下游边缘包括一弹性裙部，该弹性裙部能确保当双门处于直接喷射位置时，上游门和下游门之间的空气动力学连续性，并且当所述双门位于反向喷射位置时，能沿所述下游边缘折叠：该弹性裙部能防止沿上游门的下游边缘流动的空气流的分散，从而不改变由该下游边缘特定几何形状所产生的优点。
本发明还涉及一种用于飞机涡轮喷气发动机的机舱，其特征在于，该机舱包括前述的推力反向器。
附图说明
本发明的其他特征和优点将将在根据和参照附图的描述下变得更加明显，其中：
-图1和2分别所示为处于“直接喷射”位置和“间接喷射”位置时的机舱纵向半剖图，该图示部分机舱用于飞机双流发动机，该机舱装配有本发明所述的双门式推力反向器，
-图3和4所示为图1中区域III的局部放大图，分别对应于图1和2中相应的位置，以及
-图5所示为图3和4处于“反向喷射”位置时的具有双门的蛤壳型推力反向器的类似图，该推力反向器装配有混流涡轮喷气发动机。
所有图中，相同或相似的标号指示相同或相似的构件或者构件组件。
具体实施方式
图1所示为机舱的内部固定结构，该内部结构充当双流飞机涡轮喷气发动机的整流罩(并未图示)。
图1和2中的点划线为该涡轮喷气发动机的轴线A，该涡轮喷气发动机的上游部分位于附图左侧，下游部分位于附图右侧。
已知，内部固定结构1可以由复合材料形成，以及可以具有吸声特征以最小化由冷空气流路3中的冷空气流通所引起的噪音。
大体上环形的冷空气流路3，一方面由内部固定结构1限定，另一方面由机舱的外围部分限定，该机舱典型地包括推力反向装置5。
已知，该推力反向装置可在图1所示的“直接喷射”配置和图2所示的“反向喷射”配置之间移动；当处于“直接喷射”配置时，冷空气流D在流路3内从机舱的上游向下游流通；当处于“反向喷射”配置时，将冷空气流I朝机舱的上游喷回，并以这种方式实现反推力。
“直接喷射”配置对应于飞机的起飞和飞行维持状态，“反向喷射”位置对应于飞机的着陆状态，从而寻求制动距离的最小化。
尤其，在本发明的保护范围中，推力反向装置5是双门式的。
这意味着冷空气流向机舱上游的偏转是通过双门实现的，上游门7和下游门9分别绕旋转轴线11和13铰接。
可以理解为多对双门结构可以设置于机舱外围，但是，出于简化的原因，仅一对双门显示于附图中。
上游门7在前框架15和下游门9之间延伸，该前框架15是机舱的固定部分。
下游门9在上游门7和机舱的后缘17之间延伸。
如图1所示，双门7和9关闭，从而使得由涡轮喷气发动机风机(并未图示)产生的冷空气流D在冷空气流路3中流通，从而确保飞机推进时所需的推力(“直接喷射”配置)。
值得注意的是，下游门9包括位于上游边缘外部的表层19，该表层19达到上游门7的下游边缘外部，从而确保机舱外部的空气动力学连续性。
当机舱处于反推力时，双门7和9通过各自轴线11和13旋转打开，以上述方式使双门达到如图2所示的位置，从而转换至“反向喷射”配置。
在“反向喷射”配置时，在流路3中流通的部分冷空气流11通过上游门7偏转至机舱上游。
值得注意的是，导流器形成部分21(通常称为扰流器)固定于上游门7的上游内部边缘，使得该空气流11偏转移动。
在直接喷射配置时，根据自身尺寸以及与反向器空气动力学流线的整合，该扰流器可以是固定的或是可折叠的。
另一部分冷空气流12在上游门7的下游边缘23和机舱1的固定内部结构1之间移动，随后通过下游门9偏转，该下游门9完全阻塞冷空气流路3。
像任何流体的流动一样，空气流12在上游门7的上曲面25上的流通形成边界层27，如图2(首要的视图)的阴影部分。
已知，该边界层是一具有速度曲线的区域，该速度曲线从上曲面25壁上的流速0变化至远离上曲面一段距离的自由流速12。
已知，上述距离由多个参数决定，其中包括目标流体的粘稠度(当前申请为空气)。
该双门式推力反向器需频繁关注的问题是边界层27相对于上曲面25的分离：该分离可能在边界层和上曲面25之间引入湍流区域，甚至引起气流12的声喉阻塞。在此情况下，气流12的流率被严重限制，并且引起压头损失，以及由上曲面25上的气流12的冲击引起的空气再次压缩。
虽然该边界层的不可控分离12对于本申请是不利的，但其意义在于具有获得最具导向性和动力性的空气流12的可能性。
为了克服该边界层分离的风险，在本发明的保护范围内，首先也是最重要的是设置有如附图所示的上游门7的弯曲下游边缘23。
该弯曲形状可以例如是圆形或者椭圆形。
当该弯曲形状为圆形时，其半径可以大体上等于上游门7的下游边缘23厚度的一半。
该下游边缘23的弯曲形状确保空气流12尽可能地靠近上游门7的上曲面25流动，从而限制边界层27的分离效应。
为了防止该边界层的分离，同时也设置有由上游门7和下游门9重叠而成的重叠距离R，该重叠距离R大体上沿空气流12的流动方向测量，并且充分使该气流流线成直线，以上述方式，该流线相互之间以及与上游门7的上曲面25大体平行。
在一优选方式中，所述重叠距离R的选择正好足够确保前述的气流流线的平行。
该优选方式使得沿气流12的流线方向的距离L最大化，并且使下游门9的上游边缘29和上游门7的上游边缘31分离。
在该情况下，上曲面25的不与下游门9相对的表面尽可能地被释放。
该非面对面情况使得在上曲面25上流动的空气12产生的升力P最大化。
该升力P包含与涡轮喷气发动机产生的推力相反的大的分量，其显著改善推力反向装置引起的制动效应。
已注意到，例如前文所述的重叠距离R，其位于双门7和9间距d的一半至1.2倍之间，该重叠距离R正好足以确保双流线12相互之间的平行，从而优化升力P，并且重叠距离R等于间距d也具有良好的效果。
优选地，如图3和4所示，上游门7的下游边缘23的内部32包括一弹性裙部33，该弹性裙部33能延伸至下游门9的上游边缘29的内部35。
通过该弹性裙部，当双门7和9处于“直接喷射”配置时，冷空气流路3内部的空气动力学连续性可以得到保证，但需要上游门7的弯曲形下游边缘23限定腔37。
位于“反向喷射”配置时(如图2和4所示)，沿上游门7的下游边缘23流通的气流12对弹性裙部33加压(如图4所示)，从而使得空气流12完美地沿下游边缘23流动。
根据前述说明内容可以理解，由于边界层27分离风险的降低，本发明一方面能提供非常稳定且快速的气流12：由于上述方法，使得由气流12施加的反推力最大化。
此外，由于上游门7的上曲面25与下游门9的下曲面的重叠距离的最小化，使得由在上游门上曲面上流通的气流12所产生的升力P最大化，从而显著加强由空气流12产生的反推力。
显然，本发明不限于仅仅作为例子提供来进行描述和示出的实施例。
因此，例如本发明可以应用于一种用于混流涡轮喷气发动机的“蛤壳”型双门推力反向器，如附图5所示的“反向喷射”位置。
该推力反向器适用于小型机舱，该推力反向器具有完全相对设置的两对双门7和9(仅其中一对双门显示于图5)，并且热空气流和冷空气流于两对双门上游混合，在涡轮喷气发动机下游的混合构件41中混合(涡轮喷气发动机并未显示)。
每对双门7和9通过至少一个连接杆43相连接。
位于“直接喷射”位置时(并未图示)，上游门7的下游边缘23与下游门9的上游相连接，从而完全阻塞热冷混合气流的出气口，使得所述混合气流完全被反向喷射至机舱前端。
位于如图5所示的“反向喷射”位置时，热冷混合气流，如先前实施例所述，被分为气流11和气流12，所述双气流分别于上游门7的上游，以及上游门7和下游门9之间转换。

Claims (9)

1.一种用于飞机涡轮喷气发动机机舱的推力反向器，该反向器包括至少一对双门(7,9)，该对双门包括在“直接喷射”位置和“反向喷射”位置之间移动一致的上游门(7)和下游门(9)；位于“直接喷射”位置时，双门关闭；位于“反向喷射”位置时，双门打开并且能够偏转至少部分在机舱内流通的冷空气流(11,12)，该推力反向器的特征在于，其包括调节装置，该调节装置用于调节在所述上游门的上曲面和所述下游门的下曲面之间流通的部分冷空气流；该调节装置包括用于最小化所述上游门的上曲面上的所述部分冷空气流的边界层分离效应的装置(23,33)。
2.根据权利要求1所述的反向器，其特征在于，所述用于最小化边界层分离效应的装置包括所述上游门(7)的弯曲下游边缘(23)。
3.根据权利要求2所述的推力反向器，其特征在于，所述弯曲边缘(23)的形状可从具有可控弯曲半径的渐变形状，特别是圆形、椭圆形、抛物线形或者样条形/B-样条形中选择。
4.根据权利要求2所述的反向器，其特征在于，所述弯曲边缘(23)的半径大体上等于所述上游门(7)的下游边缘区域厚度的一半。
5.根据前述权利要求任一项所述的反向器，其特征在于，所述用于最小化边界层分离效应的装置包括一段充足的重叠距离(R)，该重叠距离(R)由上游门(7)的上曲面(25)和下游门(9)的下曲面重叠而成，该充足的重叠距离(R)确保在双门(7,9)之间流通的空气流(12)的流线的平行。
6.根据权利要求5所述的反向器，其特征在于，所述重叠距离(R)正好足以确保所述空气流流线的平行，因此对位于上游门(7)的上曲面(25)后方流动的周围空气流(12)进行空气动力学调节。
7.根据权利要求6所述的反向器，其特征在于，所述重叠距离(R)大体上位于双门(7,9)间距(d)的一半至1.2倍之间。
8.根据权利要求2-7中任一项所述的反向器，其特征在于，所述上游门的下游边缘包括一弹性裙部，该弹性裙部(33)能确保当双门处于直接喷射位置时，上游门(7)和下游门(9)之间的空气动力学连续性，并且当所述双门(7,9)位于反向喷射位置时，能沿所述下游边缘(23)折叠。
9.一种用于飞机涡轮喷气发动机机舱，其特征在于，包括前述权利要求中任一项所述的推力反向器。
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