CN107849928B - 包括具有可变供给部的被整合至后部机身中的涡轮发动机的航空器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种由具有对转的风机(7，8)的涡轮发动机推进的航空器，该涡轮发动机被并入在航空器的机身(1)的后部处，处于该机身的延长部中，并且该涡轮发动机包括至少两个气体发生器(2a，2b)，该气体发生器经由共用的中心流道(4)供给动力涡轮(3)，涡轮(3)包括两个对转的转子(5，6)，该转子用于驱动被设置在气体发生器(2a，2b)的下游的两个风机(7，8)，所述航空器包括被布置用于将动力涡轮(3)中的气体流分离至至少两个同心的流道(16，17)中的装置(15)和包含第一装置的设备，该第一装置用于在所述流道(16，17)之间分配来自于中心流道(4)的气体流(21‑24)，第一分配装置被构造成能够打开或关闭动力涡轮(3)的流道(16，17)中的至少一个所谓的可封闭的流道(16)的供给部。

Description

包括具有可变供给部的被整合至后部机身中的涡轮发动机的 航空器

技术领域

本发明涉及诸如为飞机的、尤其为民航飞机的由涡轮发动机推进的航空器的领域，该涡轮发动机被整合至机身的延长部中，位于机身的下游。本发明更具体地涉及用于针对出于安全性原因而必须考虑的特殊运行情况来调整这种类型架构中的涡轮发动机的装置。

背景技术

专利申请FR-A1 2997681提出了一种新的航空器架构，以通过由吸收边界层致使的减小空气动力阻力来减小噪声污染和航空器燃料消耗。

在这种架构中，航空器被具有涵道对转风机的涡轮发动机推进，涡轮发动机被整合在航空器的机身的后部。通常，涡轮发动机包括至少两个气体发生器，该气体发生器供给具有两个对转转子的动力涡轮，这两个对转转子用于驱动被布置在气体发生器的下游的两个风机。气体发生器具有不同的侧部进气口以对每个发生器进行供给。

在气体发生器的下游，风机被布置在航空器的机身的接续部中并且通常由连接至该风机的环形圈供给，以至少吸收一部分在机身周围形成的边界层。风机的直径大约为机身在其最大横截面处的直径。风机的旋转速度通常低于传统的涡轮发动机的旋转速度，尤其以确保扇叶末端处的亚音速的速度，并且该风机的半径较大。

因此，动力涡轮的尺寸被设置为以被所有气体发生器供给的方式来运行。在气体发生器中的一个由于自发的或意外的原因而被关停的情况下，进入涡轮的流很大程度地减少。例如，在两个气体发生器中仅有一个运行的情况下，该进入涡轮的流实际上被除以二。于是，对于所讨论的流而言，涡轮的流涵道的通道横截面过大，并且流在该流涵道中的速度大大降低。涡轮提供的动力取决于流率和经过其的流速，该动力下降得过低并且例如远低于具有两个单独的涡轮发动机的航空器在这些发动机中的一个关停时所得到的动力。

此外，在提出的航空器设计中，进气口的位置和形状可导致气体发生器被供给具有高程度畸变的流，这将有损于该气体发生器的低压压气机的稳定性。特别地，动力涡轮的空气动力通道横截面的过大变化显著地影响了气体发生器压气机的运行能力，并且可能导致运行的气体发生器发生喘振的风险。

本发明的目标尤其在于对涡轮进行调整以适应气体发生器中的一个被关停而至少一个气体发生器仍在运行的情况。

发明内容

为此，本发明涉及一种由具有对转的风机的涡轮发动机推进的航空器，涡轮发动机被整合在航空器的机身的后部处，处于机身的接续部中，并且该涡轮发动机包括至少两个气体发生器，该气体发生器通过共用的中心流涵道供给动力涡轮，涡轮包括两个对转的转子，该转子用于驱动位于气体发生器的下游的两个风机，航空器包括分离装置和包含第一分配装置的设备，该分离装置被设计成将动力涡轮中的气体的流分离至同心的流涵道中，该第一分配装置用于在这两个流涵道之间分配来自于中心流涵道的气体流，所述第一分配装置被设计成能够打开或关闭动力涡轮的至少两个同心的流涵道之中的被称为可掩盖的流涵道的至少一个流涵道的供给部。

优选地，所述至少一个可掩盖的流涵道具有大致等于涡轮中的总通道横截面除气体发生器的数量的通道横截面。因此，当一个气体发生器被关停而另一个气体发生器处于运行时，设备的第一分配装置使得能够在降级的模式下维持对转的涡轮，在该降级的模式下，仅存在于一个或多个未被掩盖的流涵道中的每个扇叶的横截面承受流。因为未被掩盖的流涵道的总体通道横截面对应于由仍处于运行的一个或多个气体发生器供给的流，所以扇叶承受的流的速度与在正常运行下大致相同。由于流变少，则供给的动力减小，但扇叶上的入射流的速度的显著下降的效果未被加到其上。

此外，第一分配装置处于共用的中心流涵道中的事实意味着不存在专门用于一个气体发生器或另一个气体发生器的流涵道，因为该气体发生器的流在中心流涵道中混合。因此，第一分配装置使得能够调整用于动力涡轮中的气体的通道横截面以适应仍处于运行的气体发生器，而无需了解哪一个气体发生器被关停。

优选地，因为动力涡轮的每个转子包括至少一个扇叶的环，所以用于将流分离至同心的流涵道中的分离装置包括在每个环的扇叶之间、在这些扇叶的径向端部之间的中间半径处周向地延伸的片式导向板。

有利地，第一分配装置包括气体流通道，该气体流通道用于对动力涡轮的至少两个同心的流涵道中的每一个供给来自于中心流涵道的气体流，并且该气体流通道被刚性地连接至涡轮发动机的固定的结构。

优选地，在动力涡轮中所述径向最内部的同心的流涵道为可掩盖的流涵道。因此，当涡轮在降级的模式下运行时优选地是扇叶的外部部分承受入射流。

根据优选实施例，所述至少一个可掩盖的流涵道包括在中心流涵道中的进气开口，该进气开口被限定在两个边缘之间，这两个边缘围绕涡轮发动机的轴线大致沿循同一曲线并且沿着所述轴线进行偏置。

优选地，第一分配装置包括能够沿涡轮发动机的轴线平移移动的部件，并且该部件被设计成使得所述部件取决于其平移位置而打开或关闭动力涡轮的所述至少一个可掩盖的流涵道的进气横截面。因此，因为不存在旋转部件，所以第一分配装置可具有简单的设计，其具有致动器，该致动器可被置于机身中的体积庞大问题不很严重的位置。

优选地，航空器包括下述装置：该装置被设计成当动力涡轮的通过中心流涵道的气体供给被关闭时对该动力涡轮的所述至少一个可掩盖的流涵道供给通风空气流。

事实上，用于分离动力涡轮的同心的流涵道的装置不是成整体的。该装置可允许泄漏流通过。当可掩盖的流涵道被关闭时通风流冲出该可掩盖的流涵道并且对主气体的趋势进行反作用以通过片式导向板之间的空隙逸出到可掩盖的流涵道中。

有利地，航空器包括下述装置：该装置被设计成当动力涡轮的通过中心流涵道的气体供给被关闭时关闭该动力涡轮的所述至少一个可掩盖的流涵道的出口。这防止了通风流由于涡轮扇叶的旋转而被抽吸。该通风流仅能够通过片式导向板之间的空隙逸出并因此实现其冲涌效果。

有利地，根据回弹恢复力与所述至少一个可掩盖的流涵道的出口处的气体压力之间的差来控制所述至少一个可掩盖的流涵道的出口处的关闭装置。事实上，当流涵道打开时，通风流所施加的压力大大弱于主流所施加的压力。因此，易于控制恢复力以使得当来自流涵道的供给被关闭时装置关闭，以及当来自主流涵道的供给运作时该装置打开，而不会妨碍涡轮的运行。

有利地，用于支承下游壳体并在所述涡轮的出口处呈环分布的臂支承所述关闭装置，该下游壳体与动力涡轮的转子一起旋转。

在这种情况下，所述关闭装置可包括柔性的带，每个带在前缘的区域中被固定至支承臂，并且当不存在沿从所述至少一个可掩盖的流涵道起始的方向的力被施加在其上时，该带沿周向方向延伸直至相邻的支承臂。

最后，本发明更具体地涉及一种航空器，其中，通过布置在航空器的机身的周缘处的不同的进气口供给发生器。

根据本发明的另一特征，设备包括两个分配装置，该分配装置包括大致为径向的可变桨距的定子叶片的环。

在这种情况下，通过大程度地增大定子叶片(在后文中也被称为分配器扇叶)的桨距，用于气体流的通道横截面被关闭至其最小值。相反，朝向动力涡轮的流被优化，以通过极小地改变桨距角，大约改变十分之几度来对该流进行调整以适应压气机的或处于运行的气体发生器的运行点。

在涡轮发动机的标称运行模式下，第二分配装置使得能够根据飞行状况和畸变水平、通过以大约十分之几度精细地优化扇叶桨距角来将气体发生器压气机的运行点定位于安全运行区间中。

在故障的情况下，第二分配装置使得能够通过对应于几度的扇叶桨距角变化的快速而稳定的关闭来使通道横截面平滑过渡至动力涡轮、对未停止的气体发生器压气机的运行点提供受控的迁移以及使喘振的风险最小化。

有利地，扇叶的桨距可被单独地调整。这使得能够修正在动力涡轮进气口处的流畸变；尤其在气体发生器中仅有一个保持运行时，这些流畸变可能较大。

根据本发明的另一特征，用于致动第二分配装置的装置被设计成取决于处于运行的一个或多个气体发生器的进气状况而改变通道横截面。

即使在标称运行期间，尤其是对于其中其气体发生器处于机身内部并且具有角度很大的进气口的涡轮发动机，当气体发生器的压气机承受该气体发生器的空气供给中的大的畸变时，所述致动装置可补偿用于控制压气机的可操作性的设备的缺失。在这种情况下，基于极小的横截面变化的优化使得能够将气体发生器压气机的运行点定位在安全的运行区间中。

根据本发明的另一特征，第二分配装置被安装成将气体流的通道横截面改变至大致等于或小于第二同心流涵道中的通道横截面的最小值。

因此，第二装置的快速关闭使得在关闭第二分配装置以阻断第一流涵道之前使通道横截面平滑过渡。在第一分配装置关闭的期间，可部署第二分配装置至少部分地重新打开，以维持合适的气体流用于存留的气体发生器的运行。第二分配装置的重新打开使得动力涡轮能够运转而不会导致在打开的同心流涵道中发生显著的畸变。

根据另一特征，在气体流中第二分配装置位于第一分配装置的下游。

根据又一特征，所述同心的流涵道的第一流路径相对于第二流涵道在径向内部。

本发明还可涉及一种涡轮发动机，该涡轮发动机包括两个气体发生器，该气体发生器产生通过中心流涵道被供给至动力涡轮的主流，所述动力涡轮包括驱动至少一个风机转子的至少一个转子，在中心流涵道与动力涡轮之间，涡轮发动机包括分配装置，该分配装置被设计成随时间以及围绕涡轮发动机的轴线横向地改变主流的入射角使得调整所述入射角以适应动力涡轮的运行，以及改变用于主流的通道横截面使得调整所述通道横截面以适应所述至少两个气体发生器的运行状态的变化，该变化影响主流流率。

分配装置包括第二分配装置。

表述“围绕轴线横向地改变”在这里被理解为意指通道横截面大致均匀地并且沿从轴线起始的半径成比例地改变。

以这种方式，除了这些装置可起到在涡轮进气口处的标准分配器的作用的事实之外，这些装置除其它方面以外还可改变所涉及的气体发生器的运行状态、在气体发生器关停时维持至少一个气体发生器供给主流，可通过所述第二分配装置稳定地调整通道横截面以适应至少一个留存的气体发生器运转。通过快速而稳定的关闭，所述第二分配装置使至少一个保持运行的气体发生器的通道横截面平滑过渡。该稳定性使得所述至少一个气体发生器的压气机的运行点受控地迁移，并因此使喘振的风险最小化。

本发明还涉及一种用于处理航空器涡轮发动机中的故障的方法，该方法用于从使用两个气体发生器运行改换至使用单个气体发生器运行，所述发动机具有前述特征中的任一个，所述方法包括以下步骤：

-关闭步骤a)，该关闭步骤用于优选地快速而稳定地关闭第二分配装置，以调整动力涡轮中的流以适应处于运行的单个气体发生器，以及

-步骤b)，该步骤在于关闭第一分配装置同时重新打开第二分配装置，以使用单个同心的流涵道来运行动力涡轮，同时维持适应于单个气体发生器的运行的流。

本发明还涉及一种用于控制航空器涡轮发动机的方法，该航空器涡轮发动机具有上述特征中的任一个。根据该方法，根据影响气体发生器的低压压气机的运行能力的参数来控制第二分配装置的位置。

附图说明

通过参照附图阅读以下非限制性示例的说明，本发明将被更好地理解，并且本发明的其它细节、特征和优点将变得更为清楚，在附图中：

图1为穿过配备有根据本发明的涡轮发动机的航空器的后部部分的纵向截面示意图；

图2为在处于降级的运行模式下的动力涡轮的区域中穿过根据本发明的涡轮发动机的纵向半截面示意图；

图3为在处于降级的运行模式下的动力涡轮的区域中穿过根据本发明的涡轮发动机的纵向半截面示意图的俯视视图；

图4为用于在动力涡轮的进气口处对主流进行分配的第一可调整装置的实施例的纵向截面示意图；

图5a和图5b为在两个相邻的支承臂之间延伸的用于在处于两种运行状况的动力涡轮的流涵道的出口处阻塞主流的装置的周向示意图；

图6为穿过涡轮发动机的根据本发明的另一方面的部分的纵向截面示意图；

图7为在处于另一运行模式下的动力涡轮的区域中穿过根据本发明的涡轮发动机的纵向半截面示意图；

图8为在处于另一运行模式下的动力涡轮的区域中穿过根据本发明的涡轮发动机的纵向半截面图的俯视视图；以及

图9为用于在动力涡轮的进气口处对主流进行分配的第二可调整装置的实施例的纵向半截面示意图。

具体实施方式

本发明尤其但不排它地适用于诸如飞机的、包括图1所示类型的涡轮发动机的航空器。

如图1所示，涡轮发动机定心于航空器的机身1的纵向轴线XX上。该涡轮发动机沿气体流动的方向从上游到下游包括两个不同的气体发生器2a、2b，这两个气体发生器同时供给一个动力涡轮3。涡轮发动机被安装在航空器的机身1的下游端部处。

在该文件中，术语轴向和径向是参考机身的和涡轮发动机的轴线XX。同样地，术语上游和下游是参考沿该轴线的主流的方向。

以本身已知的方式，每个气体发生器2a、2b包括至少一个压气机、一个燃烧室和一个高压涡轮(在附图中未示出)。

每个气体发生器2a、2b被容纳在主流涵道3a、3b内部。对这些流涵道3a、3b设置不同的进气口4a、4b以供给每个气体发生器2a、2b。在示出的示例中，进气口4a、4b在气体发生器2a、2b的上游被连接至航空器的机身1，并且该进气口的内壁被直接整合至机身1中。因此，该进气口吸收了一部分在航空器的机身1周围形成的边界层。在另一构造(未示出)中，供给气体发生器的侧部进气口可反向地离开航空器的机身1，以使得吸收边界层的这种现象最小化并有利于气体发生器的运行。另外，可使用多于两个(例如三个)气体发生器来供给动力涡轮3。

优选地，气体发生器2a、2b的两个主流涵道3a、3b交会于纵向轴线XX上并形成了沿上游方向敞开的V形，该V形的敞开角度优选地介于80°到120°之间。

用于气体发生器2a、2b的两个主流涵道3a、3b交会于中心主流涵道4中，该中心主流涵道供给动力涡轮3。优选地，混合器(附图中未示出)被定位在容纳气体发生器2a、2b的两个流涵道3a、3b的交会区域处。该混合器被用于混合来自于两个气体发生器2a、2b的气流，以在中心主流涵道4的出口处产生单股均匀的气流。

由中心流涵道4的出口处的该主流供给的动力涡轮3配备有两个对转的涡轮转子5、6来以对转的方式驱动两个风机7、8。换言之，中心流涵道4被布置在动力涡轮的上游。中心流涵道具有圆形的横截面。这些涡轮转子5、6是同轴的并定心在纵向轴线XX上。该涡轮转子围绕被固定至航空器的结构的中心壳体9旋转。

在这里，第一涡轮转子5对应于被连接至管状体5a的扇叶，该管状体将动力涡轮3中的主流涵道与次级流涵道分开，风机7、8位于该次级流涵道中。第一转子5的扇叶和管状体5a被连接至支承轴承，该支承轴承用于通过支承臂10来将转子5支承在内部壳体9上，该支承臂穿过处于动力涡轮3的上游的主流涵道。

在同一示例中，第二转子6对应于被连接至涡轮3中的主流涵道的径向内壁并且被纵向地置于转子5的扇叶之间的扇叶。

在动力涡轮3的下游，第二转子6的径向内部部分被中心体11扩大。另外，所述部分通过支承臂12被连接至用于支承下游风机8的扇叶的环13。另外，该环13延长了第一转子5的管状体5a并且具有向后延长部，以与中心体11一起在动力涡轮3的出口处形成主排气喷嘴。

在示出的示例中，处于上游的第一风机7被定位在动力涡轮3的进气口处。该风机在臂10处被连接至动力涡轮的第一转子5，该臂为外部圆筒形体5a提供上游支承。因此，该上游风机7以与动力涡轮3的第一转子5相同的速度旋转。

在同一示例中，处于下游的第二风机8被定位在动力涡轮3的出口处。该风机在支承环13和臂12处被连接至动力涡轮的第二转子6，该臂支承所述环。因此，该下游风机8以与动力涡轮3的第二转子6相同的速度旋转。

两个风机7、8以被固定至航空器的结构的发动机舱14为涵道。在这种情况下，该发动机舱14尤其被固定至航空器的垂直尾翼单元(在附图中未示出)。风机具有外径D，其大致对应于航空器的机身1的最大外径。

由于进入风机7、8的空气一部分由航空器机身的边界层组成，所以进入速度相比于传统的涡轮发动机风机较低，并且当在相同的压缩比下时离开速度也较低，这改善了这些风机的推进性能和声学性能。此外，风机7、8的大的外径D意味着：如同动力涡轮3的转子5、6的旋转速度，该风机的旋转速度相比于传统的涡轮发动机也将保持较低。

根据本发明的第一方面，参照图2，两个转子5、6的涡轮扇叶以及这些转子的穿过主流的支承臂10、12配备有具有周向延伸部的片式导向板15，该片式导向板大致处于主流涵道的径向端部之间的中间位置处。

片式导向板15的形状使得能够将主流路径分为径向内部流涵道16和径向外部流涵道17，两个流涵道回转围绕纵向轴线XX。图4示出了在第一转子5的支承臂10上的这些片式导向板15的形状。这种片式导向板15在这里以连续的方式沿周向方向提供了内部流涵道16与外部流涵道17之间的分隔，但在其之间在纵向上留下了空间，以考虑到涡轮的接续的多个级的不同的旋转。就这一点而言，该片式导向板可与凸环18、19相当，该凸环位于涡轮3中的扇叶的或臂的根部和末端处并且形成动力涡轮3中的主流通道的内壁和外壁。在图4中示出这些凸环18、19以及片式导向板15处于第一转子5的支承臂10上。

参照图4，在动力涡轮3的内部流涵道16与外部流涵道17之间安装设备以分配来自于中心流涵道4的主流。

在这里，设备包括第一分配装置31，该第一分配装置通过其外周缘被固定至涡轮发动机的或航空器的结构，以及通过其内周缘被固定至中心壳体9，并且该第一分配装置将中心流涵道4连接至动力涡轮。第一分配装置31包括结构性臂20的环，该环相对于纵向轴线XX是倾斜的，该环使得能够将动力涡轮3的中心壳体9保持在涡轮发动机的处于上游的固定结构上。垂直于这些结构性臂的方向限定出从中心流涵道4至动力涡轮3的流涵道16、17的一发散锥体。

该结构性臂20的环使得能够使一系列截头圆锥形的凸环21、22、23向后部变宽。作为示例，在图4中以虚线部分地示出了这些结构性臂20。

外部截头圆锥形凸环22形成了中心流涵道4的外部径向壁与涡轮3的外部流涵道17的外部径向壁之间的连接部。在这种情况下形成的内部截头圆锥形凸环21被连接至涡轮3的内部流涵道16的径向内部壁，该内部截头圆锥形凸环呈圆形的形式，其起始于上游边缘29并具有特定的半径R。中间截头圆锥形凸环23也被固定至支承臂20，以将两个端部凸环21、22之间的流涵道分为两个具有大致相同的横截面的流涵道，以及以在端部凸环之间的该流涵道的下游部分中连接至处于第一转子5的臂10上的片式导向板15。特别地，中间凸环23被径向地安装在外部截头圆锥形凸环22与内部截头圆锥形凸环21之间。因此，截头圆锥形凸环21、22、23沿上游方向延长了动力涡轮3的内部流涵道16和外部流涵道17。

优选地，中间截头圆锥形凸环23在中心流涵道4中以固定不变的倾斜度朝向前部延伸，直至在内部凸环21的上游边缘29的上游位于距其一轴向距离L处的上游边缘30。中间凸环23的上游边缘30大致为圆形的，并具有等于内部凸环21的上游边缘29的半径的半径R。

此外，第一分配装置31包括呈圆顶形状的旋转部件24。旋转部件24在内部截头圆锥形凸环21所终止于的特定半径R处关闭中心流涵道4。根据该特征，旋转部件24能够沿着纵向轴线XX平移移动。部件可被致动器25(在图2和图3中示出)移动，该致动器在航空器的机身1中可位于涡轮发动机的前部。如图4所示，部件可被定位成处于其连接至内部凸环21的上游边缘29的位置，或者处于其连接至中间凸环23的上游边缘30的位置。

参照图2，当可移动的部件24被致动器25朝向后部定位时，如由来自于中心流涵道的两个箭头所示的，来自于中心流涵道4的主空气流被分为两个流，这两个流在动力涡轮3的内部流涵道16与外部流涵道17之间分开。这对应于来自中心流涵道4的流是处于运行的两个气体发生器2a、2b的输出混合流的情况。

参照图3，当可移动的部件24被致动器25朝向前部定位处于位置24'时，如由来自于中心流涵道4的箭头所示，来自于中心流涵道4的主空气流仅穿过动力涡轮3的外部流涵道17。这对应于来自中心流涵道的流仅供给一个气体发生器2a或2b的情况。

根据本发明的另一方面，动力涡轮3被布置成当其进气口关闭时将通风空气流Fv引入至内部流涵道16中。参照图3，该通风空气流Fv可在涡轮3的上游被抽吸穿过进气口(未示出)并且被输送向处于内部流涵道16的上游部分中的入口26，同时穿过中心壳体9的结构性支承臂20。如在图2中由箭头所示，当内部流涵道16与中心主流涵道4连通时，在内部流涵道16中的该通风空气入口26被关闭。

此外，该通风进气口26可被阀系统控制，该阀系统取决于由主流施加的压力而自动地打开和关闭，在这之后该主流进入内部流涵道16或者不进入。

优选地，当主空气进入涡轮3的内部流涵道16的进气口被关闭时，用于关闭内部流涵道16的出口的装置27被致动。因此，通风空气仅可经由处于片式导向板15之间的空间逸出并因此可执行其冲涌功能。

当然，当动力涡轮3使用其主空气流所穿过的两个流涵道16、17运行时，这些装置27必须是打开的。

在图5a和图5b中描述了一设备的非限制性示例，该设备用于实现这些关闭装置27以使其分别取决于内部流涵道16在上游的关闭和打开而自动地关闭与打开。

参照图5a，具有内部流涵道16的径向延伸部的高度的柔性的带28在涡轮3的后部处被固定至第二转子6的每个支承臂12。这些柔性的带28具有沿纵向轴线XX约与臂12相同的长度并且长度值沿周向方向大于两个接续的臂12之间的距离。如图5a中由虚线箭头所示的，该柔性的带被置于每个臂12的与主流的旋转方向相关的压力面上，并且该柔性的带在每个臂12的前缘12a处被固定至该臂。

如图5a所示，当内部流涵道16打开并且主流(由粗箭头示出)到达这些带28时，该流具有足够的能量来将带28压靠在第二转子6的臂12上，并且因此，足以释放出该主流通过所必需的空间。

相反，参照图5b，当内部流涵道16关闭并且到达这些带28的是通风空气(由细线箭头示出)时，该空气不具有足够的压力来推动这些带28。因此，这些带28被安置成由每个臂12的前缘12a起始，并且该带的后端部靠在相邻的臂12上。因此，该带形成了内部流涵道16的下游出口的阻碍物并且迫使该通风空气穿过位于片式导向板15之间的空间朝向外部流涵道17逸出至动力涡轮3中。

因此，用于在这种航空器中例如在两个气体发生器中的一个意外损失的情况下改换为使用单个气体发生器运行涡轮发动机的方法至少对于动力涡轮3而言可能大致涉及进行指令控制，以使可移动的部件24朝向前部移动至位置24'，以阻止主流进入到内部流涵道16中。在这种情况下，当空气入口26打开并且内部流涵道16的出口被关闭装置27阻碍时，实现了通风空气流Fv，该关闭装置被流状态自动地控制。

根据本发明的第二方面，设备包括第二分配装置32，该第二分配装置包括大致为径向的可变桨距的定子叶片33的环，该定子叶片在内部凸环21与外部凸环22之间径向地延伸。可变桨距的定子叶片或分配器叶片33的该环起到了在动力涡轮3的转子的进气口处的分配器的作用。特别地，分配器叶片33被布置在动力涡轮的进气口处并且各自围绕一轴线进行枢转，该轴线穿过该分配器叶片并且大致在子午面中垂直于内部凸环21和外部凸环22。分配器叶片33的轮廓以及其桨距角被调整以使涡轮发动机的机能最优化。

例如，FR-A-1 555 756公开了被布置在管道中的可变桨距的定子叶片，动力涡轮被安装在该管道中并且处于通风设备的前部。然而，在该现有技术文件中，叶片的角度被调节以适应通风设备的和涡轮转子的在正常运行期间的运行点。换言之，这些叶片的桨距是取决于所需的能量的量而被控制的并且被涡轮转子控制，仅是改变主流的入射角。

相反，在本发明中，如上所述以及如在本说明书的后续部分中将看到的，分配器叶片33的角度被调整以取决于发动机系统而使风机的运行点最优化，以及以使动力涡轮的进气口横截面能够在高畸变的环境下快速而稳定地关闭。这使得能够使仍处于运行的气体发生器的低压压气机的运行点稳定地迁移(克服气体发生器中的一个发生关停)。空气动力学状态被恢复(在可变桨距的叶片级处)。

更具体地，根据本发明的第二方面，分配器叶片33的桨距角可被在相对较小的值与大的值之间调整，该相对较小的值约为十分之几度，其对应于在涡轮发动机的正常运行期间的最优化状态，该大的值对应于关闭用于气体的通道横截面以有利地仅允许等于标称的流一半的流通过的事实，该事实对应于单个气体发生器运行的情况。

因此，取决于其桨距，分配器叶片33满足了两个功能：第一功能是分配器功能，其在于在主流能够穿过动力涡轮中的第一级转子的叶片之间之前调整该主流的入射角，而第二功能在于在横向上改变主流的朝向涡轮的通道横截面。在这种情况下，“在横向上改变通道横截面”应被理解为意指进行的改变是沿着半径大致成比例均匀的。

对于与中间凸环23的交界面，分配器叶片33可被分为两个半部节流门，该半部节流门被同一旋转轴驱动但首先在内部凸环21与中间凸环23之间延伸，其次在中间凸环23与外部凸环22之间延伸。

在附图中未示出的变型中，分配器叶片33可被定位在中心流涵道4的端部处但在凸环的上游，尤其是在下文描述的用于控制动力涡轮3的同心的流涵道16、17内的通道的设备的上游。在这种情况下，多个分配器叶片33可被生产成一个部件，因为该分配器叶片不必穿过中间凸环23。

此外，分配器叶片33的移动被致动器(未示出)控制，该致动器用于在桨距角的极值之间更快速地改变该桨距角。

优选地，涡轮发动机还包括致动装置(未示出)，以将分配器叶片33的桨距角优化至气体发生器2a、2b的低压压气机的运行点。这些致动装置可包括传感器和计算机，该传感器用于检测低压压气机的运行参数和混合器的下游的流参数，该计算机包含被设计成对分配器叶片33的致动器发送合适的指令的算法。

现将简要地描述用于控制如此配备的涡轮发动机的方法。

当涡轮发动机处于标称运行时，其两个气体发生器处于运转，用于分配器叶片33的致动器在致动装置的控制下可微小地改变分配器叶片33的桨距角，大约改变十分之几度。这使得能够根据飞行阶段和/或通过进气口4a、4b进入的空气流的特征来调整进入涡轮发动机的流以适应气体发生器的压气机的运行。

在气体发生器中的一个意外损失的情况下，用于在这样的航空器中进行改换以使用单个气体发生器来运行涡轮发动机的方法可包括下述步骤：将分配器叶片33的桨距角快速但稳定地定位至其最大位置。这使得能够仅使用一个处于运行的气体发生器来快速但稳定地调整动力涡轮3中的流，因为致动装置可控制用于气体的通道横截面的变化，以避免存留的气体发生器发生喘振或关停。完成该步骤无需移动可移动的旋转部件24。该级的目的例如可对应于图9所示的分配器叶片33的第一位置。

之后，在第二级中，可移动的部件24被向前移动至位置24'以关闭内部流涵道16中的主流进气口，同时使分配器叶片33进行旋转以使其返回到小桨距角并因此维持按动力涡轮3中的所述气体发生器的运行调整的流。该第二级的端部可对应于图8所示的分配器叶片33的位置，该分配器叶片具有小桨距角以使仅穿过外部流涵道17的主气体流的扰动最小化。在变型中，分配器叶片33的桨距可被单独地改变。这使得能够管控进入动力涡轮3的流的局部的或周向的畸变。当气体发生器发生关停时尤其在该发动机中产生的问题将会是进入动力涡轮的流的方位角的大的差异性。

这两个级的序列使流的变化在过渡阶段期间变得平滑，以使得存留的处于运行的气体发生器能够适应以及达到动力涡轮3最优地运转所处的构型。

是在两个气体发生器的情况下对本发明进行的说明。在数个气体发生器(未示出)的情况下，例如三个气体发生器，本发明的变型涉及改变动力涡轮3的内部流涵道16与外部流涵道17之间的通道横截面的划分，使得当内部流涵道16被阻塞时存留的通道横截面对应于气体发生器的数量减一的流。在三个气体发生器的情况下，内部流涵道16和外部流涵道17的通道横截面与整体通道横截面的比例分别为三分之一和三分之二。在这种情况下，结果是在涡轮的进气口处处于结构性臂上的中间凸环23被移动更靠近内部凸环21，并且该中间凸环的上游边缘30与内部凸环21的上游边缘29之间的轴向距离L以同样的量减小。为了掩盖内部流涵道，截头圆锥形的可移动部件24必须被移动更小的距离，但该变型的运行原理与前一个相同。

两个变型可使用多于两个气体发生器产生作用。特别地，在三个气体发生器的情况下，如果气体发生器中的两个关停，则第二变型可产生作用；该第二变型使得外部流涵道16中的流的速度比在现有技术中更小地下降，并因此减小了动力损失。

在三个发生器的情况下，可通过下述方式归纳出第三变型：将涡轮考虑为使用两个气体发生器和外部流涵道16运行并且对该涡轮应用本发明的指定用于两个发生器的变型，即，将外部流涵道划分为两个同心的流涵道。

最后，可变桨距的分配器叶片33的构造在该变型中可保持相同。在气体发生器发生关停时，用于控制涡轮发动机的方法与在前一情况下大致相同，即，用于随时间改变分配器叶片33的桨距的规则和对桨距幅度采用的限值大致相同。特别地，分配器叶片的最大桨距幅度优选地被调整以使得用于主流的通道横截面能够以与对应于可掩盖的流涵道被关闭的通道横截面大致相同的量减小。

Claims (16)

1.由具有对转的风机(7，8)的涡轮发动机推进的航空器，所述涡轮发动机被整合在所述航空器的机身(1)的后部处，处于所述机身的接续部中，并且所述涡轮发动机包括至少两个气体发生器(2a，2b)，所述气体发生器通过共用的中心流涵道(4)供给动力涡轮(3)，所述动力涡轮(3)包括两个对转的转子(5，6)，所述转子用于驱动被布置在所述气体发生器(2a，2b)的下游的两个风机(7，8)，其中，所述航空器包括分离装置(15)和包含第一分配装置(31)的设备，所述分离装置被布置成将所述动力涡轮(3)中的气体流分离至至少两个同心的流涵道(16，17)中，所述第一分配装置用于在这至少两个流涵道(16，17)之间分配来自于所述中心流涵道(4)的气体流，所述第一分配装置(31)被设计成能够打开或关闭所述动力涡轮(3)的至少两个同心的流涵道(16，17)之中的至少一个被称为可掩盖的流涵道的流涵道(16)的供给部。

2.根据权利要求1所述的航空器，其中，所述动力涡轮(3)的每个转子(5，6)包括至少一个扇叶环，用于将流分离至同心的流涵道(16，17)中的所述分离装置包括在每个环的扇叶之间、在这些扇叶的径向端部之间的中间半径处周向地延伸的片式导向板(15)。

3.根据前述权利要求中任一项所述的航空器，其中，在所述动力涡轮中径向最内部的同心的流涵道为可掩盖的流涵道。

4.根据权利要求1或2所述的航空器，其中，所述可掩盖的流涵道(16)包括在所述中心流涵道(4)中的进气开口，所述进气开口被限定在两个边缘(29，30)之间，所述两个边缘围绕所述涡轮发动机的轴线(XX)大致被同一曲线限定并且沿着所述轴线进行偏置。

5.根据权利要求4所述的航空器，其中，所述第一分配装置包括能够沿所述涡轮发动机的轴线平移移动的部件(24)，所述部件被设计成使得所述部件取决于其平移位置而打开或关闭所述动力涡轮(3)的所述至少一个可掩盖的流涵道(16)的进气横截面。

6.根据权利要求1或2所述的航空器，其中，所述航空器包括下述装置(26)：该装置被设计成当所述动力涡轮(3)的通过所述中心流涵道(4)的气体供给被关闭时对所述动力涡轮的所述至少一个可掩盖的流涵道(16)供给通风空气流(Fv)。

7.根据权利要求6所述的航空器，其中，所述航空器包括下述装置(27)：该装置被设计成当所述动力涡轮(3)的通过所述中心流涵道(4)的气体供给被关闭时关闭所述动力涡轮的所述至少一个可掩盖的流涵道(16)的出口。

8.根据权利要求7所述的航空器，其中，根据回弹恢复力与所述至少一个可掩盖的流涵道的出口处的气体压力之间的差来控制用于关闭所述至少一个可掩盖的流涵道(16)的出口的关闭装置(27)。

9.根据权利要求8所述的航空器，其中，用于支承下游壳体(13)的臂(12)在所述动力涡轮的出口处呈环分布，所述支承臂(12)支承所述关闭装置(27)，所述下游壳体与所述动力涡轮(3)的转子(6)一起旋转。

10.根据权利要求9所述的航空器，其中，所述关闭装置(27)包括柔性的带(28)，每个带在前缘(12a)的区域中被固定至支承臂(12)，并且当不存在沿从所述至少一个可掩盖的流涵道(16)起始的方向的力被施加在所述带上时，所述带沿周向方向延伸直至相邻的支承臂(12')。

11.根据权利要求1或2所述的航空器，其中，所述设备包括第二分配装置(32)，所述第二分配装置包括大致为径向的可变桨距的定子叶片(33)的环。

12.根据权利要求11所述的航空器，其中，所述航空器包括用于致动所述第二分配装置(32)的装置，该装置被设计成取决于处于运行的一个或多个气体发生器(2a，2b)的进气状况而改变通道横截面。

13.根据权利要求11所述的航空器，其中，所述第二分配装置(32)被布置成将用于气体流的通道横截面改变至大致等于或小于径向外部流涵道(17)中的通道横截面的最小值。

14.根据权利要求11所述的航空器，其中，在气体流中所述第二分配装置(32)位于所述第一分配装置(31)的下游。

15.用于处理根据权利要求11至14中任一项所述的航空器的涡轮发动机的故障的方法，所述方法用于从使用两个气体发生器(2a，2b)运行改换至仅使用一个气体发生器运行，所述方法包括：

-关闭步骤a)，所述关闭步骤用于优选地快速而稳定地关闭第二分配装置(32)，以调整动力涡轮中的流以适应处于运行的单个气体发生器，以及

-步骤b)，该步骤在于关闭第一分配装置(31)同时重新打开所述第二分配装置(32)，以使用单个同心的流涵道(17)来运行所述动力涡轮(3)，同时维持适应于单个气体发生器的运行的流。

16.用于控制根据权利要求11至14中任一项所述的航空器的涡轮发动机的方法，其中，根据影响气体发生器(2a，2b)的低压压气机的运行能力的参数来控制第二分配装置(32)的位置。