CN107923255A - 包括具有包含吹气功能的入口定子的后部整流罩推进系统的飞行器 - Google Patents

包括具有包含吹气功能的入口定子的后部整流罩推进系统的飞行器 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种飞行器，该飞行器包括机身(1)和推进组件，所述推进组件包括至少一个风扇转子(7，8)和舱室(14)，该风扇转子位于机身(1)的后部，处于机身沿着纵向轴线(XX)的延长部中，该舱室形成所述至少一个风扇转子(7，8)的整流罩，空气流(F)通入该整流罩；飞行器的特征在于，飞行器包括多个径向定子臂(15)，该多个径向定子臂被安装在所述至少一个风扇转子(7，8)的上游并且在机身(1)和舱室(14)之间延伸，所述径向臂(15)包括吹气装置，该吹气装置被构造成用于在所述径向臂(15)的后缘(15b)的环境中将添加到所述空气流(F)的额外空气流(Fs)吹送到后缘(15b)的延长部中。

Description

包括具有包含吹气功能的入口定子的后部整流罩推进系统的 飞行器
技术领域和背景技术
本发明涉及由置于机身的下游的一个或多个风扇推进的飞行器，例如飞机、特别是民用飞机，更具体地，本发明涉及风扇以舱室为整流罩的情况。本发明涉及用于分配进入所述舱室的空气流的装置。
例如，在专利申请FR-A1-2997681和FR-A-1339141中提出的飞行器架构中发现了在机身后部处的具有风扇的类型的涡轮发动机。在这种情况下，涡轮发动机在机身的下游被整合在所述机身的延长部中，以减少噪声污染和飞行器燃料消耗，同时通过吸收边界层来限制空气动力学阻力。
在这样的架构中，飞行器由具有涵道式对转风扇的涡轮发动机推进，涡轮发动机被整合在飞行器的机身的后部。通常，涡轮发动机包括至少两个供应动力涡轮的气体发生器，该动力涡轮具有两个对转转子，用以驱动布置在气体发生器的下游的两个风扇。气体发生器具有用于供应各气体发生器的不同的侧向进气口。
风扇在飞行器的机身的延长部中被布置在气体发生器的下游，并且通常经由连接到所述飞行器的环形圈被供应，以便吸收在机身周围形成的边界层的至少一部分。风扇的直径大约是机身最大部分的直径。风扇的旋转速度相比于在传统的涡轮发动机中通常较低，尤其使得叶片头部处的速度可以是亚音速的。
两个风扇形成具有低压缩比和高流速的推进组件。在这种情况下，所述推进组件的运行和可操作性对于将空气流引入到舱室中的状态(特别是所述空气流的取向和均匀性)特别敏感。
本发明的目的是提供一种解决方案，用以调整进入舱室的流的至少某些参数以适应推进组件的运行状态。
发明内容
为此，本发明涉及一种飞行器，该飞行器包括机身和推进组件，所述推进组件包括动力涡轮、至少两个不同的气体发生器、至少一个风扇转子以及舱室，该至少两个不同的气体发生器各自被布置在主流管道中，该至少一个风扇转子被布置在机身的后部，处于机身的沿着纵向轴线的延长部中，该风扇转子由动力涡轮驱动，该舱室形成用于所述至少一个风扇转子的整流罩，空气流穿过该整流罩，每个主流管道朝向供应涡轮发动机的中央管道会聚，飞行器进一步包括多个径向定子臂，该多个径向定子臂被安装在所述至少一个风扇转子的上游并且在机身与舱室之间延伸，所述径向臂包括吹气装置，该吹气装置被构造成在所述径向臂的后缘附近将添加到所述空气流的额外空气流吹送到后缘的延长部中。
将空气吹送到后缘的延长部中是通过对流重新供给能量来限制所述流的与臂相关的局部减速或“尾流”。特别地，当在下游的风扇转子的叶片遇到所述尾流时，尾流是噪声的主要来源。通过减少所述尾流，由飞行器的推进组件产生的噪声因此减少。
有利地，吹气装置被布置成优选地通过在靠近外部径向端部的部分中比在靠近内部径向端部的部分中提供更大的流来有区别地分配额外空气流沿着径向臂的跨距的流动。
这使得吹气能够适于局部流动条件，以便最小化尾流，特别是考虑到流的速度远离机身更大的事实。为此，飞行器包括用于有区别地调节所述额外的流在径向臂的至少两个径向部分上的流速的装置。
有利地，吹气装置被布置成根据推进组件的工作状态随时间改变额外空气流的流动。当从气体发生器的压气机级捕获额外空气流时，这例如使得发动机在低速下的损失能够被最小化。
根据优选的实施例，每个径向臂包括在中间轮廓的两侧径向延伸的两个侧面，该吹气装置包括孔口，该孔口被布置在所述侧面上以便在后缘的上游吹送额外空气流。
放置在所述孔口的输出部处的其中一个相对于另一个滑动的两个格栅可形成用于调节额外空气流的调节装置。
优选地，所述孔口中的每个孔口具有沿着纵向轴线的延伸长度，该延伸长度介于径向臂的与所述孔口所处于的径向距离有关的弦长的5％到10％之间。
这允许以使由吹气造成的任何扰动最小化的方式引入具有适于弥补尾流的速度不足的流速的额外空气流。
在替代实施例中，吹气装置包括用于从后缘吹送额外空气流的设备。
优选地，多个径向臂包括至少多个保持臂，该保持臂被构造成保持舱室。
在上游使用多个保持臂能够改善对由舱室承担的力的吸收的均匀性和对称性。所述舱室的刚性可被减小，这有助于减小组件的质量。
有利地，所述径向臂的后缘与沿着所述流位于紧接着的下游的风扇转子分开的距离至少大致等于所述风扇转子的外径的二十分之三，该距离是在大致对应于所述风扇转子的叶片的跨距的70％的径向距离处测量的。
特别地，在舱室具有保持臂的情况下，这使得流能够被均匀化，并且使得额外吹送的空气与主流之间能够混合得到混合流，以使尾流效应最小化。
有利地，多个径向臂包括至少多个臂，该至少多个臂包括被构造成使所述空气流轴向地偏转的可变桨距的可动部件。
使进入风扇转子的空气流偏转允许修正所述气流的尤其是因为该气流沿着飞行器的机身行进产生的任何周向不均匀性或畸变。
有利地，吹气孔口位于所述可动部件的上游。
有利地，额外空气流被连续地吸取(puisé)或吹送。
有利地，这种飞行器包括涡轮发动机，该涡轮发动机包括至少一个气体发生器，该至少一个气体发生器被构造成产生经由中央管道输送到至少一个动力涡轮的主流，所述动力涡轮被放置在机身的后部，处于机身的延长部中，并且该动力涡轮驱动在所述动力涡轮的周缘上的所述至少一个风扇转子。
有利地，中央管道被布置在动力涡轮的上游。
有利地，中央管道被布置在风扇的上游。
有利地，动力涡轮被安装在机身的后部，处于机身的延长部中。
有利地，推进组件被布置在机身的后部。
有利地，吹气装置被布置在风扇转子的上游。
附图说明
通过参考附图阅读下文中非限制性示例的描述，本发明将被更好地理解，并且本发明的进一步的细节、特征和优点将变得更加显而易见，在附图中：
-图1为根据本发明的飞行器的后部部分以及飞行器的推进组件的纵向截面示意图；
-图2为根据本发明的飞行器的后部部分以及飞行器的推进组件的示意性侧视图；
-图3为根据本发明的飞行器的后部部分和飞行器的推进组件沿纵向截面的示意图，该纵向截面在穿过配备有可动活叶的保持臂的平面中；
-图4为根据本发明的飞行器的后部部分和飞行器的推进组件沿纵向截面的示意图，该纵向截面在穿过可动径向叶片的平面中；
-图5为用于调节根据本发明的可动臂活叶或径向定子叶片的桨距的设备的示意图；
-图6为根据本发明的飞行器的后部部分和飞行器的推进组件沿纵向截面的示意图，该纵向截面在穿过配备有吹气设备的保持臂的平面中；
-图7a为根据本发明的配备有吹气装置的第一变型的舱室保持臂的后缘的一部分的示意性透视图；
-图7b为根据本发明的配备有吹气装置的第二变型的舱室保持臂的后缘的一部分的示意性透视截面图；
-图8a为在根据本发明的被置于第一位置并且配备有吹气装置的第三变型的舱室保持臂的后缘附近的示意性截面图；
-图8b为在根据本发明的被置于第二位置并且配备有吹气装置的第三变型的舱室保持臂的后缘附近的示意性截面图；以及
-图9a和图9b示出了在根据本发明的配备有对应于图8a或图8b的吹气装置的第三变型的舱室保持臂的后缘附近的示意性截面图，该舱室保持臂与具有倾角和没有倾角的可动活叶相关联。
具体实施方式
飞行器和涡轮发动机
本发明特别适用于包括图1或图2中所示类型的涡轮发动机的飞行器，例如飞机。
如图1中所示的，涡轮发动机定心在飞行器的机身1的纵向轴线XX上。所述涡轮发动机沿着上游到下游的方向、沿着气体的流动方向包括两个不同的气体发生器2a、2b，这两个不同的气体发生器同时供应单个动力涡轮3。涡轮发动机被安装在飞行器的机身1的下游端部处。
在整个文件中，术语轴向和径向参考机身和涡轮发动机的轴线XX。类似地，术语上游和下游参考沿着所述轴线的主流的方向。
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、一个燃烧室和至少一个高压涡轮(图中未示出)。
每个气体发生器2a、2b被容纳在主流管道3a、3b内。为了供应每个气体发生器2a、2b，为这些管道3a、3b设置不同的进气口4a、4b。
在图1所示的构造中，所述进气口4a、4b在气体发生器2a、2b的上游连接到飞行器的机身1，以便吸收在飞行器的机身1周围形成的边界层的至少一部分。更具体地说，所述进气口的内部壁被直接整合在飞行器的机身1中。
在本文未示出的其它构造中，进气口4a、4b可以与机身1间隔开，以便对气体发生器2a、2b的压气机供应较少地被机身1上的边界层扰动的流。也可以考虑使用两个以上的气体发生器(例如三个气体发生器)来供应动力涡轮3。
在任何情况下，进气口4a、4b均被设计成限制如下扰动：该扰动会在下游产生在沿着机身1并进入下文所述的推进组件的流F上。更进一步地，在这种情况下，所述进气口位于机身1的、朝向所述推进组件延伸同时收窄的部分的起始处，以便使所述进气口与机身分开。
优选地，气体发生器2a、2b的两个主流管道3a、3b在纵向轴线XX上会聚并且一起形成沿上游方向的开口V，该开口V的敞开角度优选地介于80°到120°之间。
气体发生器2a、2b的两个主流管道3a、3b会聚在供应动力涡轮3的中央主管道4中。混合器(在图中未示出)优选地位于容纳气体发生器2a、2b的两个管道3a、3b的会聚区域处。该混合器的目的是混合来自两个气体发生器2a、2b的气流，以便在中央主管道4的输出端处形成单个均匀的气流。
由在中央管道4的输出端处的所述主流供应的动力涡轮3被放置在机身1的延长部中。所述动力涡轮3驱动至少一个风扇转子。在这种情况下，动力涡轮设置有用于使两个风扇转子7、8对转的两个对转涡轮转子5、6。所述涡轮转子5、6是同轴的并且定心在纵向轴线XX上。它们围绕固定到飞行器的结构的内部壳体9旋转。
在这种情况下，第一涡轮转子5对应于连接到管状体5a的叶片，该管状体将动力涡轮3中的主流管道与内置有风扇转子7、8的次级流管道分开。叶片和第一转子5的管状体5a通过支撑臂10连接到转子5的在内部壳体9上的支撑轴承，该支撑臂在动力涡轮3的上游穿过该主管道。
在同一示例中，第二转子6对应于与涡轮3中的主管道的径向内部壁相连并且在纵向上处于第一转子5的叶片之间的叶片。
在动力涡轮3的下游，第二转子6的径向内部部分被中央体11延长。此外，该中央体通过支撑臂12连接到圈13，该圈用于支撑下游风扇转子8的叶片。更进一步地，所述圈13延长了第一转子5的管状体5a并且包括向后的延伸部，以便与中央体11一起形成在动力涡轮3的输出端处的主喷射管。
在所示的示例中，推进组件由两个风扇转子7、8形成，该风扇转子以被固定至飞行器的结构的舱室14为整流罩。风扇转子具有的外径D接近飞行器的机身1的最大外径。
在这种情况下，第一上游风扇转子7被定位在动力涡轮3的进气口处。第一上游风扇转子在臂10处被连接到涡轮3的第一转子5，该臂在上游支撑外部圆筒形体5a。所述上游风扇转子7因此以与动力涡轮3的第一转子5相同的速度旋转。
在同一示例中，第二下游风扇转子8被定位在动力涡轮机3的输出端处。该第二下游风扇转子在支撑圈13和其支撑臂12处连接到涡轮3的第二转子6。该下游风扇转子8因此以与动力涡轮3的第二转子6相同的速度旋转。
由于进入风扇7、8的空气部分地由飞行器的机身的边界层构成，所以与传统的涡轮发动机风扇相比，进气速度较低，并且在相同的压缩比下输出速度也较低，这改善了所述风扇的推进性能和声学性能。更进一步地，风扇7、8的大的外径D意味着，与传统的涡轮发动机相比，它们的与动力涡轮3的转子5、6的旋转速度相同的旋转速度也将保持较低。
更进一步地，在未描述的实施例的变型中，动力涡轮3可以以已知的方式由单个转子和一定子形成，推进组件仅具有与所述转子关联的一个风扇。
舱室的保持
参照图2，舱室14可以由多个周向分布的保持臂15(典型地是介于三个臂到六个臂之间)来保持，该保持臂在第一风扇转子7的上游将舱室连接到飞行器1的固定结构。保持臂使舱室14从风扇延伸至机身。增加保持臂15的数量能够提高对由舱室14承受的力进行吸收的均匀性和对称性。于是，可以减小舱室的刚度，这有助于减小组件的质量。
然而，目的是减小保持臂15对进入舱室14的流F的扰动以及阻力。所述保持臂15因此包括异形整流片，该异形整流片形成从飞行器的机身1延伸到舱室14的径向叶片。在图2所示的示例中，所述叶片在处于其与机身1的相交部处的下部细长基部和处于其与舱室14的相交部处的短外部基部之间具有大致为梯形的形状。在上游，沿着进入舱室14的流F的方向，所述叶片具有前缘15a，该前缘沿着大致平行于轴线XX的方向连接机身1和舱室14。在下游，所述叶片的大致横向于进入舱室14的流F的后缘15b沿着与机身1形成接近于直角的角度的方向延伸。
具有可动活叶的臂
参考图2和图3，根据本发明的第一方面，舱室14的保持臂15可以在其后缘15b上设置有活叶16。所述活叶中的每个活叶可以围绕大致是径向的并与后缘15b平行的轴线Y自由地旋转并且大致在保持臂15的跨距上延伸。活叶被布置在舱室的入口处，如在图3中可看到的。
供应风扇转子7、8的流F在上游由于机身形状的变化以及未示出的元件(例如连接到所述机身的机翼)而沿着机身1偏转。使后缘活叶16可动能够将所述流F定向在风扇转子7的前方，并且能够使由风扇转子感知到的倾角和相关的畸变最小化。考虑到两个风扇转子7、8形成具有低压缩比和高流速的推进组件，使进入舱室14的空气流的畸变最小化可以显著地改善所述推进组件的运行和可操作性。
如图3中所示的，这些可动活叶16在保持臂15的大部分跨距上延伸，以便对所有进入舱室14的流进行定向。在图3中，可动活叶16具有弦，该弦根据跨距大致是恒定的，但这决不是限制性的。可动活叶的弦例如可以从机身1朝向舱室14增大，如果这对于将流F更显著地改变成朝向上游风扇转子7的叶片的径向端部是有利的话。
可动活叶16的桨距角可以对所有保持臂15使用相同的值而被共同调节或者通过根据每个保持臂15的方位角位置对值进行调整而被单独地调节。该第二选择方案允许例如在侧风的情况下应对对推进组件供应非对称流F的情况。
对可动活叶16的桨距角进行的调节也可以暂时地改变并且可由于供应推进组件的状态的变化而被控制。例如在侧风的情况下，这允许考虑侧风的强度或方向的变化。
可动径向叶片
在图4所示的实施例的一个变型中，将机身1连接到舱室14的可变桨距径向定子叶片17在方位角方面可被布置在保持臂15之间，优选地与所述臂的可动活叶16在同一轴向水平高度处。所述叶片各自可围绕轴线Y'自由地旋转，该轴线Y'相对于轴线XX成一倾角，该倾角大致等于保持臂15的可动活叶16的旋转轴线Y的倾角。叶片被设置在舱室14的入口处。
在这种情况下，径向定子叶片17不具有用于保持舱室14的结构性功能。在该示例中，每个径向定子叶片17具有优选为三维的、沿着径向方向延伸的细长形状。每个径向定子叶片17优选地具有弦，该弦在径向定子叶片的长度上大致是恒定的并且大致等于保持臂15上的可动活叶16的弦。优选地，每个径向定子叶片17形成具有前缘17a和后缘17b的空气动力学本体，以便使由径向定子叶片17接收的任何入射空气流F偏转。
在这种情况下，径向叶片17的桨距是可调节的并且可根据与针对保持臂15的可动活叶16描述的状态相同的状态而被可选地单独控制或共同控制。因此，径向叶片17与可动活叶16的组件在舱室14的入口处形成可变桨距的径向定子臂的圈。
在所示出的具有对转风扇转子7、8的示例中，增加可变桨距的异形件的数量允许更精确地修正进入舱室14的流F的不均匀性，保持臂15的数量是有限的。可动活叶16和径向叶片17的桨距角的值优选地在小范围的值内变化，其绝对值通常小于15°。
单个风扇
对于推进组件包括在舱室14中的单个风扇转子的情况(未示出)，可变桨距径向臂的由可动活叶16与可变桨距径向叶片17形成的组件可以用作入口导向轮。事实上，安装在风扇转子上游的多个可动活叶16和多个可变桨距定子叶片17使入射空气流F能够偏转，使得偏转的空气流F包括轴向分量和切向分量。随后，偏转的空气流F由风扇转子的叶片轴向地整流并且被压缩，使得离开舱室14的空气流有利地仅包括一个主要的轴向分量。
优选地，这样的整流器组件包括至少二十个可变桨距径向叶片17和可动活叶16异形件。更进一步地，为了获得整流效果，径向叶片17和可动活叶16的桨距取决于风扇转子，但是必须为至少15°，同时通常保持在65°以下。
类似地，如果考虑被称为“间距”的空气动力学标准，该标准由可动活叶16或径向叶片17的弦长与头部相邻的两个可动活叶16或径向叶片17之间的距离的比来定义，则“间距”的值大于0.8，以获得整流效果。相比之下，对于保持臂15而言，将寻求在0.5以下的“间距”值，以使所述保持臂对入射流F的扰动最小化。
对间距调节系统的补充
多个设备可被安装成产生可动活叶16和/或径向叶片17的围绕它们各自的旋转轴线Y、Y'的适应的和单独的桨距。在此通过说明性的和非限制性示例的方式提供了用于单独地调节可动活叶16和/或径向叶片17的桨距的装置的实施例。
在该示例中，参照图3和图4，用于单独地调节可变桨距的调节装置优选地位于机身1内部的固定结构(未示出)上。
在该示例中，参照图5，每个可动活叶16和/或径向叶片17被安装成可围绕其也被称为桨距轴线Y、Y'的旋转轴线旋转，所述桨距轴线Y、Y'定于枢转装置上，该枢转装置被刚性连接到飞行器的固定结构18。更进一步地，控制圈19被安装成可相对于飞行器的固定结构18围绕纵向轴线X-X旋转。
第一连杆20被安装成在其端部中的一个端部处可围绕第一枢转轴21旋转，该第一枢转轴大致是径向的并且刚性地连接到控制圈19，并且第一连杆被安装成在其另一端部处可围绕第二枢转轴22旋转，该第二枢转轴大致是径向的并且被安装在飞行器的固定结构18上。
第一枢转轴21可以是例如插入到在连杆20的端部处的纵向狭槽中的销。通过这种方式，当控制圈19旋转时，销的运动可以使连杆20围绕第二枢转轴22进行旋转。
第一连杆20的第二枢转轴22在方位角方面相对于可动活叶16或径向叶片17的桨距轴线Y、Y'偏移，并且在这种情况下，该第二枢转轴在所述桨距轴线Y、Y'的上游。
在这种情况下，第一连杆20大致与纵向轴线X-X对齐，因此对于控制圈的位置Ga而言大致垂直于控制圈19，该位置Ga对应于可动活叶16或径向叶片17的平均桨距。
第二连杆23在其端部中的一个端部附近以能够围绕两个连杆之间的铰接轴24枢转的方式安装在第一连杆20上。支撑所述铰接轴24的装置可以被构造成使得铰接轴24能够在第一连杆20上移动。
第二连杆23在其另一端部附近以能够围绕被安装在可动活叶16或径向叶片17上的第三枢转轴25枢转的方式铰接。第三枢转轴25被放置在距离可动活叶16或径向叶片17的桨距轴线Y、Y'非零距离d0处，以便提供杠杆臂，该杠杆臂允许第二连杆23的移位被转换成可动活叶16或径向叶片17的旋转运动，从而转换成其桨距角的改变。该偏移可以通过相对于可动活叶16或径向叶片17固定的连杆26或者通过任何其它装置来提供。在这种情况下，第三枢转轴25大致位于可动活叶16或径向叶片17的弦上，该示例决不是限制性的。在所示的示例中，第三枢转轴25位于可动活叶16或径向叶片17的桨距轴线Y、Y'的下游。
更近一步地，在这种情况下，第二连杆23被安装成使得其对于一控制圈24位置而言大致垂直于第一连杆25，该控制圈位置对应于可动活叶16和/或径向叶片17的平均桨距。
利用这样的组件，指令变量Ga可用于改变每个可动活叶16或径向叶片17的桨距角，当所述控制圈围绕轴线XX旋转时，该指令变量对应于控制圈19的位置，并且两个可调节参数可用于根据可动活叶16和/或径向叶片17的方位角位置来改变指令变量Ga的影响。
第一参数对应于有关第二连杆23的在第三枢转轴25与连接到第一连杆20的铰接轴24之间的距离d1。如从图5可看到的，对于控制圈19的给定位置Ga而言，所述距离d1对可动活叶16和/或径向叶片17的桨距角具有直接影响。所述距离d1例如可以通过改变第二连杆23而被更改。
第二参数涉及有关第一连杆20的在第二枢转轴22与连接到第二连杆23的铰接轴24之间的距离d2。所述第二参数d2更具体地与可动活叶16或径向叶片17的桨距角相对于控制圈19的位置变量Ga的变化的幅度的倍增因子相关。对于控制圈19的同一移位Ga而言，减小距离d2致使桨距角的幅度减小，反之亦然。
这样的设备可以用于修正由风扇转子7、8摄取的边界层中的任何不均匀性。由于对边界层的低速摄取(着陆或起飞)，观察到较低的畸变水平，相反，在巡航飞行中观察到高畸变。因此，可以通过如下方式调节可动活叶16和/或径向叶片17的桨距：
-通过将指令位置Ga的第一值与低速飞行相关联，对此，不需要叶片的桨距的方位角变化；以及
-通过将指令位置Ga的第二值与巡航飞行相关联，对此，叶片的桨距的方位角变化被实施以修正畸变。
包括吹气装置的结构性臂
根据本发明的另一个方面，参照图6，保持臂15在其后缘15b附近可设置有用于吹送额外空气Fs的设备。有利地，在这种情况下，所述空气取自一个或多个气体发生器2a的压气机并且经由穿过保持臂15内部的导管27被送向吹气设备。
吹送额外空气Fs允许理想地、完全地弥补进入舱室14的流F的由于沿着臂的整流片形成的边界层而引起的速度不足。它抑制了或显著地减少了在保持臂15后面形成的尾流。
然而，所述尾流与在后面旋转的风扇转子7、8的叶片的相互作用是噪声的主要来源。通常，由这些相互作用产生的噪声可以分成音调分量和宽频带分量。
音调分量对应于平均尾流与主要是第一风扇转子7之间的相互作用。该分量以上游风扇转子7的固有频率表达。在转子叶片7的基本移动频率及其谐波下观察到噪声水平的显著增加。
宽频带分量主要对应于包含在保持臂15的尾流中的湍流结构与风扇转子7的叶片的前缘之间的相互作用。
航空学标准特别试图降低所述噪声在远场中的值，以便在测量环境影响的同时限制噪声干扰并发布关于所述噪声的值的规约。对可感噪声的评估对应于强度相对于频率的权重，并且根据称为EPNdB(有效可感噪声分贝)的单位来测量。举例来说，已经观察到，放置在一对无管道的对转螺旋部前面的固定臂可导致由飞行器发出的大约为6EPNdB的噪声方面的不利后果。然而，据估计，这种噪声影响可以利用在臂的后缘上的空气吹送而被部分地降低到3EPNdB。
在吹气设备的第一实施例中，参照图7a，保持臂15的后缘15b被截断并且留有用于喷管28的空间，该喷管用于吹送额外空气Fs，该喷管分布在保持臂15的跨距上。所述喷管由之前所述的导管27供应。喷管28的间距、喷管的直径和喷管形状与由导管27运送的空气流相关地被布置成产生驱动该流的喷射流，以弥补后缘15b后面的速度不足，并且因此使臂的尾流最小化。有利地，所述喷管28在没有吹气的情况下是可缩回的。
在第二实施例中，参照图7b，在这种情况下用于吹送额外空气Fs的喷射孔口29分布在保持臂15的轮廓的处于后缘15b的上游的每个面上。所述喷射孔口29可以呈卵形孔的形状或者呈与后缘15b大致平行延伸的狭槽的形状。空气供应导管27出现在与喷射孔口29连通的内部腔30中。在该设备中，对通过喷射孔口29离开的额外空气Fs的吹送沿着保持臂15的壁被迅速地吹压平(rabattu)，并且喷射的空气流能够弥补后缘15b后面的速度不足。内部腔30的形状和喷射孔口29的形状被布置成优化这种效果。
在该设计中，吹气孔口29沿着保持臂15的轮廓的弦的延伸长度优选地约为在所述轮廓周围的流F中产生的边界层的厚度大小。通常，对于舱室14的保持臂15的1m的弦长和湍流边界层而言，吹气孔口29沿着弦的延伸长度大约为5cm至10cm。因此，位于距所述轴线XX一给定径向距离处的吹气孔口29的沿着纵向轴线XX的延伸长度优选地介于保持臂15的与所述径向距离有关的弦长的5％到10％之间。
更进一步地，保持臂15的后缘15b优选地被定位在足够远离上游风扇转子7的位置，以便吹送的喷射流绕过保持臂15与主流F混合并减弱尾流效应。在这种情况下，所述间距通过距离d来测量，该距离是沿着经过上游风扇转子7的叶片的一定百分比跨距的流线L在后缘15b和上游风扇转子7之间测得的。通常，在所述风扇转子的叶片的跨距E的70％处，该距离d为上游风扇转子7的直径D的大约15％。
有利地，该组件进一步包括允许被吹送的流根据跨距E上的位置而变化和/或随着时间被控制的装置。
根据第一变型，可以将一个或多个阀(未示出)放置在供应喷管28或喷射孔口29的导管27上。每个阀的打开可被控制，以便控制穿过一个或多个连接至阀的导管27的空气流。由对应的喷管28或喷射孔口29吹送的空气流Fs因此根据所述喷管或孔口在保持臂15的跨距上的位置而被单独地或作为整体调节。
参照图8a、8b，第二变型优选地适用于喷射孔口29形成与后缘15b平行的狭槽的情况，而不论这是连续的还是不连续的。在该变型中，喷射狭槽29被第一固定格栅31和第二格栅32覆盖，该第二格栅可沿着保持臂15的轮廓的表面平移移动。有利地，两个格栅31、32具有大致相同的几何形状，特别是在该格栅的孔口和分隔孔口的栅条的几何形状方面。在这种情况下，第一格栅31在外部并且第二格栅32在第一格栅下方滑动。第二格栅32的位置由图中未示出的致动器控制。
在第二格栅32的第一位置，参照图8a，两个格栅31、32的孔口叠置。喷射狭槽29因此允许符合导管27的供应条件的最大吹气流Fs通过。
在第二格栅32的第二位置，参考图8b，每个格栅31、32的孔口位于另一格栅的栅条的对面。有利地，这种叠置完全关闭了来自供应导管27的空气流穿过喷射狭槽29的通道。
通过控制格栅32在第一位置和第二位置之间的平移移动，如此能够以大致连续的方式使通过喷射狭槽29吹送的空气的流Fs在最小值和最大值之间变化。
在特定实施例中，格栅32、31以及可选地狭槽29可沿着后缘15b的跨距被分成多个部分，并且可以有区别地对可动格栅32的平移移动进行控制。因此，随时间和空间来调节在后缘15b上吹送的流是可行的。
调节沿着跨距被吹送的空气流Fs主要是使得空气能够被吹送到后缘15b的径向外侧，在该径向外侧处，流是最快的。
随时间调节被吹送的空气流Fs使得能够适于飞行条件，并且如果必要的话，允许通过减少被吹送的空气流Fs来使发动机损失最小化。
吹气装置/整流器联接
有利的是，之前描述的吹气装置可以与保持臂15上的可动活叶16组合安装。
参照图9a、9b，喷射开口29被置于可动活叶16的前面。在这种情况下，可动活叶16在下游方向上关闭腔30，该腔供应呈狭槽形状的喷射孔口29。可动活叶16的后缘也是保持臂15的后缘15b。
在所示的示例中，根据参照图8a、图8b提供的描述来安装狭槽31、32的系统，该狭槽的系统被偏移以调节由狭槽29吹送的空气流Fs。
参照图9a，当可动活叶16与保持臂15的轮廓的总体轴线对齐时，用于吹送额外空气Fs的设备以与参照图8a描述的方式类似的方式工作，以便限制保持臂15在其延长部中的尾流。
参照图9b，当可动活叶16旋转给定的桨距角时，该可动活叶使总流F偏转并因此使可动活叶的尾流以大致等于其桨距角的角度偏转。在可动活叶16的上游通过在保持臂15两侧的狭槽29吹送的空气Fs总是以与所述狭槽29相同的倾角离开。然而，压力对可动活叶16的压力面的作用以及吸力对吸力面的作用根据可动活叶16的桨距的方向将所吹送的空气流Fs携载到主流F中。因此，通过狭槽29产生的吹气依然实现了其限制保持臂15的尾流的速度不足的功能。
更进一步地，当可变桨距径向叶片17被周向地设置在保持臂15之间时(如参照图4所示的)，它们也可以配备有吹气装置。在这种情况下，对于图7b或图8a和图8b的构造，安装设备(例如，被描述用于没有可动活叶16的保持臂15的那些设备)是有利的。吹送空气供应导管27可以放置在桨距轴线Y'的附近。在这种情况下，应该注意的是，可变桨距径向叶片17的相对于保持臂15较小的(faible)弦减小了保持臂的尾流效果，并且因此使得吹气设备的设计受到更少限制。

Claims (10)

1.包括机身(1)和推进组件的飞行器，所述推进组件包括动力涡轮(3)、至少两个不同的气体发生器(2a，2b)、至少一个风扇转子(7，8)以及舱室(14)，所述至少两个不同的气体发生器各自被布置在主流管道(3a，3b)中，所述至少一个风扇转子被布置在所述机身(1)的后部，处于所述机身沿着纵向轴线(XX)的延长部中，所述风扇转子(6，7)由所述动力涡轮(3)驱动，所述舱室形成用于所述至少一个风扇转子(7，8)的整流罩，空气流(F)穿过所述整流罩，所述飞行器的特征在于，每个主流管道(3a，3b)朝向供应涡轮发动机(3)的中央管道(4)会聚，以及，所述飞行器包括多个径向定子臂(15，17)，所述多个径向定子臂被安装在所述至少一个风扇转子(7，8)的上游并且在所述机身(1)与所述舱室(14)之间延伸，所述径向臂(15，17)包括吹气装置，所述吹气装置被构造成在所述径向臂(15，17)的后缘(15b，17b)附近将添加到所述空气流(F)的额外空气流(Fs)吹送到所述后缘(15b，17b)的延长部中。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述吹气装置被布置成优选地通过在靠近外部径向端部的部分中比在靠近内部径向端部的部分中提供更大的流来有区别地分配所述额外空气流(Fs)沿着径向臂(15)的跨距的流动。
3.根据前述权利要求中的一项所述的飞行器，其中，所述吹气装置被布置成根据所述推进组件的工作状态随时间改变所述额外空气流(Fs)的流动。
4.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中，每个径向臂(15，17)包括在中间轮廓的两侧径向地延伸的两个侧面，所述吹气装置包括孔口(29)，所述孔口被布置在所述侧面上以便在所述后缘(15b，17b)的上游吹送所述额外空气流(Fs)。
5.根据前一项权利要求所述的飞行器，其中，放置在所述孔口(29)的输出部处的、一个相对于另一个滑动的两个格栅(31，32)形成用于调节所述额外空气流(Fs)的调节装置。
6.根据权利要求4或权利要求5所述的飞行器，其中，所述孔口(29)中的每个孔口具有沿着所述纵向轴线(XX)的延伸长度，所述延伸长度介于所述径向臂(15)的与所述孔口(29)所处于的径向距离有关的弦长的5％到10％之间。
7.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中，多个径向臂包括至少多个保持臂(15)，所述保持臂被构造成保持所述舱室(14)。
8.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中，所述径向臂(15)的后缘(15b)与沿着所述流(F)位于紧接着的下游的所述风扇转子(7)分开的距离至少大致等于所述风扇转子(7)的外径(D)的二十分之三，所述距离是在大致对应于所述风扇转子(7)的叶片的跨距(E)的70％的径向距离处测量的。
9.根据前一项权利要求所述的飞行器，其中，所述多个径向臂包括至少多个臂(15)，所述臂包括被构造成使所述空气流(F)轴向地偏转的可变桨距的可动部件(16)。
10.根据前一项权利要求与权利要求4的组合所述的飞行器，其中，吹气孔口(29)位于所述可动部件(16)的上游。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112498660A (zh) * 2020-12-24 2021-03-16 中国直升机设计研究所 一种鸭翼高速倾转旋翼飞行器及其操纵方法
CN113460299A (zh) * 2021-09-02 2021-10-01 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种用于共轴刚性旋翼桨毂减阻的射流结构及其使用方法
CN114746624A (zh) * 2019-12-03 2022-07-12 赛峰飞机发动机公司 飞行器涡轮发动机中的电机的电连接
CN117345353A (zh) * 2023-12-04 2024-01-05 西北工业大学 一种具有变长度摇臂的可调静子结构及压气机

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10737797B2 (en) * 2017-07-21 2020-08-11 General Electric Company Vertical takeoff and landing aircraft
WO2019035143A2 (en) * 2017-08-16 2019-02-21 Muniyal Ayurvedic Research Centre MEDICAMENT HONEY AND METHOD FOR PREPARING THE SAME
FR3094956B1 (fr) * 2019-04-10 2021-03-05 Safran Systeme propulsif pour un aeronef
FR3115561B1 (fr) * 2020-10-23 2023-04-21 Safran Aircraft Engines Aubage d’entrée d'air pour une turbomachine d’aéronef, turbomachine d'aéronef équipée d’un tel aubage d’entrée d’air et son procédé de fabrication
FR3120392B1 (fr) * 2021-03-02 2023-11-03 Safran Aircraft Engines Dispositif d’acceleration ou de depressurisation d’un premier flux d’air par injection d’un second flux d’air

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3363419A (en) * 1965-04-27 1968-01-16 Rolls Royce Gas turbine ducted fan engine
EP1921291A2 (en) * 2006-11-10 2008-05-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine providing simulated boundary layer thickness increase
CN101678897A (zh) * 2007-06-01 2010-03-24 空中客车运作股份公司 具有滑动舱的飞行器发动机组件
CN104781143A (zh) * 2012-11-08 2015-07-15 斯内克马公司 由带有反转的风扇的涡轮喷气发动机推进的飞机

Family Cites Families (32)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3282053A (en) * 1966-11-01 Ducted fan arrangement for aircraft
FR1339141A (fr) * 1962-11-06 1963-10-04 Messerschmitt Ag Disposition de propulseurs à réaction à l'extrémité du fuselage d'un avion
FR1472962A (fr) * 1964-08-08 1967-03-17 Dornier Werke Gmbh équipement moteur pour avions
US3360189A (en) * 1965-10-11 1967-12-26 United Aircraft Canada Bleed arrangement for gas turbine engines
US3830431A (en) * 1973-03-23 1974-08-20 Nasa Abating exhaust noises in jet engines
US4222703A (en) * 1977-12-13 1980-09-16 Pratt & Whitney Aircraft Of Canada Limited Turbine engine with induced pre-swirl at compressor inlet
US4240250A (en) * 1977-12-27 1980-12-23 The Boeing Company Noise reducing air inlet for gas turbine engines
US4254619A (en) * 1978-05-01 1981-03-10 General Electric Company Partial span inlet guide vane for cross-connected engines
US4280678A (en) * 1978-11-29 1981-07-28 Pratt & Whitney Aircraft Of Canada, Limited Bleed valve
US4526512A (en) * 1983-03-28 1985-07-02 General Electric Co. Cooling flow control device for turbine blades
US4640091A (en) * 1984-01-27 1987-02-03 Pratt & Whitney Canada Inc. Apparatus for improving acceleration in a multi-shaft gas turbine engine
DE3685852T2 (de) * 1985-04-24 1992-12-17 Pratt & Whitney Canada Turbinenmotor mit induziertem vordrall am kompressoreinlass.
US5156353A (en) * 1987-04-13 1992-10-20 General Electric Company Aircraft pylon
GB2218746B (en) * 1988-05-17 1992-06-17 Rolls Royce Plc A nozzle guide vane for a gas turbine engine
DE3911715A1 (de) * 1989-04-10 1990-10-11 Mtu Muenchen Gmbh Absperreinrichtung fuer geblaese-, insbesondere geblaese-staustrahltriebwerke
DE4134051C2 (de) 1991-10-15 1995-02-02 Mtu Muenchen Gmbh Turbinenstrahltriebwerk mit Gebläse
RU2092708C1 (ru) 1993-09-07 1997-10-10 Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского Шумоглушащее сопло воздушно-реактивного двигателя
US6139259A (en) * 1998-10-29 2000-10-31 General Electric Company Low noise permeable airfoil
US6499285B1 (en) * 2001-08-01 2002-12-31 Rolls-Royce Corporation Particle separator for a gas turbine engine
US7374401B2 (en) * 2005-03-01 2008-05-20 General Electric Company Bell-shaped fan cooling holes for turbine airfoil
US7316539B2 (en) * 2005-04-07 2008-01-08 Siemens Power Generation, Inc. Vane assembly with metal trailing edge segment
US7241107B2 (en) * 2005-05-19 2007-07-10 Spanks Jr William A Gas turbine airfoil with adjustable cooling air flow passages
US7322396B2 (en) * 2005-10-14 2008-01-29 General Electric Company Weld closure of through-holes in a nickel-base superalloy hollow airfoil
EP1847684A1 (de) * 2006-04-21 2007-10-24 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel
US8967945B2 (en) * 2007-05-22 2015-03-03 United Technologies Corporation Individual inlet guide vane control for tip turbine engine
US8870524B1 (en) 2011-05-21 2014-10-28 Florida Turbine Technologies, Inc. Industrial turbine stator vane
EP2573325A1 (en) * 2011-09-23 2013-03-27 Siemens Aktiengesellschaft Impingement cooling of turbine blades or vanes
US9267381B2 (en) * 2012-09-28 2016-02-23 Honeywell International Inc. Cooled turbine airfoil structures
US10150187B2 (en) * 2013-07-26 2018-12-11 Siemens Energy, Inc. Trailing edge cooling arrangement for an airfoil of a gas turbine engine
US9784134B2 (en) * 2013-09-25 2017-10-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine inlet assembly and method of making same
US9828914B2 (en) * 2015-04-13 2017-11-28 United Technologies Corporation Thermal management system and method of circulating air in a gas turbine engine
FR3039134B1 (fr) * 2015-07-22 2017-07-21 Snecma Aeronef avec un ensemble propulsif comprenant une soufflante a l'arriere du fuselage

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3363419A (en) * 1965-04-27 1968-01-16 Rolls Royce Gas turbine ducted fan engine
EP1921291A2 (en) * 2006-11-10 2008-05-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine providing simulated boundary layer thickness increase
CN101678897A (zh) * 2007-06-01 2010-03-24 空中客车运作股份公司 具有滑动舱的飞行器发动机组件
CN104781143A (zh) * 2012-11-08 2015-07-15 斯内克马公司 由带有反转的风扇的涡轮喷气发动机推进的飞机

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114746624A (zh) * 2019-12-03 2022-07-12 赛峰飞机发动机公司 飞行器涡轮发动机中的电机的电连接
CN114746624B (zh) * 2019-12-03 2024-09-17 赛峰飞机发动机公司 飞行器涡轮发动机中的电机的电连接
CN112498660A (zh) * 2020-12-24 2021-03-16 中国直升机设计研究所 一种鸭翼高速倾转旋翼飞行器及其操纵方法
CN113460299A (zh) * 2021-09-02 2021-10-01 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种用于共轴刚性旋翼桨毂减阻的射流结构及其使用方法
CN113460299B (zh) * 2021-09-02 2021-11-30 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种用于共轴刚性旋翼桨毂减阻的射流结构及其使用方法
CN117345353A (zh) * 2023-12-04 2024-01-05 西北工业大学 一种具有变长度摇臂的可调静子结构及压气机
CN117345353B (zh) * 2023-12-04 2024-01-26 西北工业大学 一种具有变长度摇臂的可调静子结构及压气机

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