CN107848629B - 在机身后部上包括具有风扇的推进组件的飞机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞机，该飞机包括机身(1)以及在机身下游处的推进器。推进器包括位于主流喷嘴内的动力涡轮(7)，以及位于二次流喷嘴内并由动力涡轮机械地驱动的至少一个风扇(9)。动力涡轮的主流喷嘴以及风扇的二次流喷嘴同心。来自两个气体涡轮气体发生器(3，5)的气体经由两个供给通道被供给到动力涡轮。所述飞机的特征在于，所述气体涡轮气体发生器具有与机身的轴线平行的轴线。进气套管(3A，5A)与机身间隔开，并且供给通道(3C，5C)各自具有舱口(3V，5V)，以用于在如下的两个位置之间控制流，所述两个位置即：用于将气流引导到动力涡轮的位置以及用于使气体在绕过动力涡轮的同时喷射到大气中的位置。

Description

在机身后部上包括具有风扇的推进组件的飞机

技术领域

本发明涉及航空领域，其中飞机通过在机身的延伸部分中被设置在后部的一组风扇转子推进。风扇转子由自由对转涡轮来驱动，该自由对转涡轮通过由涡轮喷气发动机形成的气体发生器进行供给。

背景技术

专利申请FR-A1-2 997681提出了一种新的飞机架构，其使得噪音污染和飞机燃料消耗量能够减少，同时限制空气动力阻力。

在这种架构中，飞机通过在飞机机身的延伸部分中被整合到飞机机身后部的对转风扇推进系统来推进。该推进系统包括供给动力涡轮的至少两个气体发生器，动力涡轮具有用于驱动两个风扇转子的两个对转转子，风扇被设置在气体发生器的下游并且由在飞机的机身附近产生的边界层部分地供给。气体发生器是结合到机身中的并且具有各自供给气体发生器的不同进气口的燃气涡轮发动机。所述进气口相对于飞机的机身侧向设置，并且吸收围绕机身形成的边界层的至少一部分。根据该实施例，围绕风扇转子的机舱的直径基本上等于飞机的机身的最大横截面的直径。该机舱结合有动力涡轮。

在这种方案中，在由对转涡轮和对转风扇组成的推进系统的一部分发生故障的情况下，可能无法维持产生推力的能力。例如，在对转涡轮的轮叶被破坏的情况下，内部热流可能会被碎屑完全地阻塞。这将导致推力完全丧失并且可能造成由于流动横截面的突然变化而导致气体发生器发生喘振。

US 3 366 350也公开了一种飞机，其配备有在风扇损坏的情况下由来自两个气体发生器的气体供给的风扇。风扇被设置在被单独布置在机身后部的壳体中。两个气体发生器被各自安装在整流罩中，整流罩的至少一部分被整合在风扇的壳体中。两个气体发生器各自供给位于风扇外围的涡轮叶片的一部分。

而且，用于对完全整合在机身中的气体发生器进行安装的方法需要进气装置，该进气装置使得发生器不能被在飞机机身上产生的边界层所供给；由于所述边界层的速度基本上小于飞行速度，因此这对气体发生器的热效率有害。

本发明的目的在于提供如下的方案，该方案适用于前述类型的飞机架构和推进单元，以使得组件能够以最佳的方式运行，而不管各种飞行条件如何。

因此，更具体地，一个目的在于供给气体发生器而不吸入机身边界层或不使流扭曲，以使发生器的热效率最大化。它还涉及维持将来自边界层的最大量的空气供给到推进单元以使单元的推进效率最大化的能力。

本发明的另一目的在于在推进模块发生严重故障的情况下维持推力能力。

本发明的另一目的在于在推进单元发生故障的情况下将推进系统的运行部分与不再运行的部分之间的流分开。

本发明的另一个目的在于尤其在“交叉碎片”风险方面以符合认证要求的方式安装气体发生器。该方面涉及气体发生器中的一个被源于另一个发生器的碎片损坏。

发明内容

这些目的通过如下的飞机来实现，该飞机包括机身和在机身下游处的推进单元，推进单元包括主流管道内的动力涡轮以及位于二次流管道内并由动力涡轮机械地驱动的至少一个风扇，主流管道和二次流管道同心，来自至少两个气体涡轮气体发生器的气体经由两个供给通道被供给到动力涡轮，所述气体涡轮发生器具有与机身的轴线平行并且与机身间隔开的轴线，并且供给通道各自具有流控制舱口，该流控制舱口可以在如下的两个位置之间移动，所述两个位置即：用于将气流朝向动力涡轮引导的位置以及用于在绕过动力涡轮的同时将来自气体发生器的气体排放到大气中的位置，动力涡轮包括两个同轴且对转的转子，每个同轴且对转的转子驱动对转风扇转子，以及，两个供给通道在动力涡轮的上游汇聚到单个进气管道中。

该方案确保了气体发生器被定位成足够远离机身，使得它们的进气管道与机身间隔开，并且不会吸入该边界层，吸入该边界层有害于涡轮发动机的热效率并且尤其是有害于推进效率。而且，由本发明提出的在机身相对于其纵向轴线的两侧的布置限制了“交叉碎片”风险。

这种构型还使得来自两个气体发生器的热气流能够在供给动力涡轮之前混合，该混合发生在动力涡轮的上游。这种在先的混合是使该流的周边均匀化的一个因素，以使动力涡轮能够在与传统涡轮的空气动力学条件类似的空气动力学条件下运行。因此，这使得能够提高动力涡轮的效率和寿命。

应当注意的是，该方案不同于本申请人名下的专利EP 1 267 064中公开的方案，其涉及具有可变构型并且标称在亚音速和超音速操作之间交替的发动机，而本发明的目的在于在发生故障的情况下在位于飞机的尾锥中的主推进单元中提供补救装置。超音速飞机的架构最初不受如下问题的影响，所述问题即：在机身上产生的被吸入的边界层的吸入方面对气体发生器的效率进行优化。尤其地，该涡轮发动机的架构的基本目的在于能够通过在巡航飞行阶段期间激活通过由两个气体发生器排放的气体部分地供给的涡轮驱动的辅助风扇来改变发动机功率的整体稀释率。这种设计与飞机上的边界层吸入的概念决不相关。在供给涡轮之前，其也不允许热气体均匀化。

优选地，至少两个气体发生器与飞机的机翼中的任一个间隔开。

尤其地，气体发生器通过支柱被分别安装在机身上，支柱在机身的壁和气体发生器中的每个的进气管道之间产生空间，使得它们的进气管道不会吸入边界层。

甚至更优选地，两个气体发生器通过飞机的机身被彼此隐藏。

在这种情况下，由于两个气体发生器之间存在机身，因此，“交叉碎屑”的风险进一步降低。

根据本发明的另一特征，动力涡轮的平均半径小于风扇的平均半径。

根据本发明的另一特征，动力涡轮上游的进气管道具有圆形横截面。这种构型还使得能够以360°周向且均匀地供给动力涡轮。尤其地，它有助于改善动力涡轮的效率。

有利地，供给通道包括用于将气体排放到大气中的排放装置，当舱口被定位成将气流朝向动力涡轮引导时，该排放装置形成所述供给通道的壁元件。

实际上，飞机的推进被优化以使推进单元在气体发生器下游运行。它们被整合到供给通道的壁中以使得在该运行期间外部流的任何干扰都能够最小化。

更确切地，用于控制来自每个气体发生器的气流的舱口包括壁元件，该壁元件可以在如下的两个位置之间移动，所述两个位置即：用于阻塞供给通道并打开与机身的轴线平行的流的排放的位置，以及用于将流引导到供给通道中的位置。

有利地，气体发生器是单流涡轮喷气发动机，并且，更确切地，涡轮喷气发动机是双转轴涡轮喷气发动机。

尤其地，来自涡轮喷气发动机的排放通道是汇聚的。因此，在本发明中，在主推进单元发生故障(被认为是紧急模式)的情况下，通过反推力装置类型的叶栅排出热气体，其自由横截面稍微汇聚，从而起到被简化的排气喷嘴的作用，并沿着飞机的轴线产生推力。

尤其地，在两个风扇转子完全失效的情况下，气体发生器通过排气喷嘴排放而在劣化模式下继续产生推力。

附图说明

通过阅读本发明的实施例的以下详细说明，本发明将被更好地理解并且本发明的进一步的目的、细节、特征和优点将变得更加清楚，所述实施例参照示意性附图严格地以说明性和非限定性的示例的方式提供，在附图中：

图1为根据本发明的推进组件的示意图，上半部示出了处于正常的发动机运行位置的舱口，下半部示出了处于阻塞涡轮供给通道的位置的舱口；

图2示出了图1的推进组件在根据本发明的飞机上的安装。

具体实施方式

参照图1和图2，推进组件在机身1的后部部分上被安装在飞机后部处。两个气体发生器3和5沿着各自的与机身的轴线平行的轴线被安装在该机身上。每个气体发生器3、5被安装在机身上，以在机身和另一气体发生器之间具有空间。该空间使得能够防止从沿机身的壁形成的边界层吸入空气。每个气体发生器3、5包括进气管道。在该示例中，每个气体发生器3、5通过支柱3P和5P被分别安装在机身上。这两个支柱使得能够在机身的壁和发动机中的每个的进气管道3A和5A之间保持足够的空间，从而防止来自边界层的空气朝向气体发生器的进气管道被引导，同时供给推进单元的风扇91和93。

从图2中可以看出，支柱3P和5P的位置(在这种情况下在侧面位于机身 1的后部)将发生器3和5与基本上位于机身中部的机翼12以及尾部单元分离，尾部单元在这种情况下形成为支撑两个副翼14的垂直尾翼13。更具体地，气体发生器在侧面被设置在机身的高度处，并且副翼被设置在距机身一垂直距离处。而且，在这种情况下，两个发生器3、5在机身的直径使得机身能够将每个发生器彼此隐藏的区域中被安装在机身1的尾部的上游处，并且副翼距离气体发生器涡轮有一距离，以防止涡轮盘破裂从而损坏另一气体发生器或副翼。

在这里所示的示例中，气体发生器是单流双转轴涡轮喷气发动机。因此，它们包括由具有压气机31、51的转子形成的低压转轴，以及涡轮39、59，以及由压气机33、53形成的高压转子，以及涡轮37、57。压气机为燃烧室35、 55供给空气，从燃烧室产生的气体相继地驱动高压涡轮和低压涡轮。气体在涡轮的紧接的下游朝向排气通道3T和5T被引导。这些通道通过朝向推进单元的单个进气管道7C汇聚的管道3C和5C延伸，所述管道位于机身的下游。

机身的轴线与气体发生器的轴线之间的足够的空间可以是压气机直径的 0.5至1.5倍。

推进单元包括位于推进单元的旋转轴线上或其附近的动力涡轮7。从图1 和图2中可以看出，推进单元的旋转轴线基本上与机身的轴线同轴。动力涡轮 7由机身的轴线上的两个同轴且对转的涡轮转子71和73形成。驱动对转涡轮的气流管道形成主流管道。每个涡轮转子分别被机械地刚性连接到同心的外部风扇转子91、93。对转风扇9在风扇壳体10内旋转，风扇壳体10通过臂11 被连接到机身1，并且限定出二次流管道。

在两个气体发生器3和5的排气通道3T和5T的下游设置有舱口3V和5V。它们可以围绕相对于相应的排气通道位于下游的轴线枢转。这些舱口形成用于对来自排气通道3T和5T的气流进行引导的壁元件。换言之，这些舱口形成供给通道3C、5C的壁元件。

在正常运行期间，来自排气通道的气体在推进单元的供给管道3C和5C中被引导。两股流朝向推进单元的单个进气管道汇聚。如图1所示，进气管道被布置在风扇的下游。尤其地，单个进气管道7C位于动力涡轮7的上游。热气流在动力涡轮的上游混合，这使得该流能够在整个动力涡轮上均匀化以用于对其进行供给。单个进气管道7C具有圆形横截面，这同样有助于对涡轮转子的均匀供给。该流在通过主流喷嘴15被排放到大气中之前形成了使对转涡轮7旋转的主流。两个涡轮转子71和73使对转风扇9的两个转子91、93中的每个旋转。这些转子将外部空气吸收到由风扇壳以及主管道的整流罩所限定的体积中。通过风扇的空气形成二次流。

而且，在正常运行时，每个舱口3V、5V被定位成在排气通道3T、5T和进气通道3C、5C之间被整合到壁的延伸部分中。以这种方式，飞机和气体发生器外的气流被尽可能少地干扰。

当推进单元中发生可能阻塞主流管道的故障时，这将导致推力的完全丧失，本发明的布置能够直接由来自气体发生器3和5的气体提供飞机推力。舱口3V 和5V围绕它们的旋转轴线枢转，以便阻挡朝向推进单元的供给管道3C和5C 的通道。通过枢转，舱口3V和5V在相关联的排气通道3T和5T的轴线上露出壁的部分3D、5D，从而形成用于将来自每个气体发生器的气体排放到大气中的装置。因此，推力的延续得以保证。

Claims (13)

1.一种飞机，包括机身（1）和在所述机身下游处的推进单元，所述推进单元包括主流管道内的动力涡轮（7）以及位于二次流管道内并由所述动力涡轮机械地驱动的至少一个风扇（9），所述动力涡轮的主流管道以及所述风扇的二次流管道同心，来自至少两个气体涡轮发生器（3，5）的气体经由至少两个供给通道被供给到所述动力涡轮，所述至少两个气体涡轮发生器具有与所述机身的轴线平行并且与所述机身间隔开的轴线，并且所述供给通道（3C；5C）各自具有舱口（3V；5V）以用于在如下的两个位置之间控制流，所述两个位置即：用于将气流朝向所述动力涡轮引导的位置以及用于使气体在绕过所述动力涡轮的同时排放到大气中的位置，其特征在于，所述动力涡轮（7）包括两个同轴且对转的转子（71，73），每个同轴且对转的转子驱动对转风扇转子（91，93），以及，所述两个供给通道（3C；5C）在所述动力涡轮的上游汇聚到单个进气管道（7C）中。

2.根据权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述至少两个气体涡轮发生器通过支柱被分别安装在所述机身上，所述支柱在所述机身的壁和所述至少两个气体涡轮发生器（3，5）中的每个的进气管道之间产生空间。

3.根据权利要求1或权利要求2所述的飞机，其特征在于，所述至少两个气体涡轮发生器与所述飞机的机翼（12，14）中的任一个间隔开。

4.根据权利要求1或权利要求2所述的飞机，其特征在于，所述至少两个气体涡轮发生器（3，5）通过所述飞机的机身（1）彼此隐藏。

5.根据权利要求1或权利要求2所述的飞机，其特征在于，所述供给通道（3C；5C）包括用于将气体排放到大气中的排放装置，当所述舱口（3V；5V）被定位成将气流朝向所述动力涡轮（7）引导时，该排放装置形成所述供给通道的壁元件。

6.根据权利要求5所述的飞机，其特征在于，用于控制气流的所述舱口（3V；5V）包括可移动壁元件，所述可移动壁元件能够在如下的两个位置之间移动，所述两个位置即：用于阻塞所述供给通道并打开与所述机身的轴线平行的流的排放的位置，以及用于将流引导到所述供给通道中的位置。

7.根据权利要求1或权利要求2所述的飞机，其特征在于，所述至少两个气体涡轮发生器是单流涡轮喷气发动机。

8.根据权利要求7所述的飞机，其特征在于，所述涡轮喷气发动机是双转轴涡轮喷气发动机。

9.根据权利要求8所述的飞机，其特征在于，来自所述涡轮喷气发动机的供给通道是汇聚的。

10.根据权利要求1或权利要求2所述的飞机，其特征在于，所述单个进气管道（7C）被布置在所述风扇（9）的上游。

11.根据权利要求1或权利要求2所述的飞机，其特征在于，所述动力涡轮上游的所述进气管道（7C）具有圆形横截面。

12.根据权利要求1或权利要求2所述的飞机，其特征在于，所述推进单元与所述机身的轴线同轴并且被布置在所述机身的延伸部分中。

13.根据权利要求1或权利要求2所述的飞机，其特征在于，所述动力涡轮沿所述机身的轴线定位。

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