CN110588995A - 用于飞行器的推进系统及包括其的飞行器 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于飞行器(100)的推进系统(150)及包括其的飞行器，所述推进系统(150)包括：核心(152)，内部固定结构(162)，所述内部固定结构紧固至所述核心(152)并且围绕所述核心(152)安排，以及短舱(154)，所述短舱环绕所述核心(152)和所述内部固定结构(162)，其中，所述内部固定结构(162)与所述短舱(154)之间界定了二次流路径(160)，所述推进系统(150)的特征在于，所述内部固定结构(162)具有槽缝(164)，所述槽缝允许在所述内部固定结构(162)内侧的隔室(163)与所述二次流路径(160)之间的流体连通。槽缝的存在允许排出存在于围绕核心的隔室中的一些热气体，并且因此使得可以限制核心和围绕该核心的区域的温度。

Description

用于飞行器的推进系统及包括其的飞行器
技术领域
本发明涉及一种飞行器推进系统，该飞行器推进系统包括内部固定结构，该内部固定结构具有用于排放热气的槽缝。本发明还涉及一种包括至少一个这种推进系统的飞行器。
背景技术
图7是现有技术的用于飞行器的推进系统600的截面侧视图。推进系统600采取涡轮机的形式，该涡轮机包括核心602和围绕核心602安排的短舱604，以及安装在核心602前部的风扇606。
空气经由短舱604的前部所界定的空气入口608进入推进系统600。
在已经穿过风扇606后，空气分成主要流和二次流，该主要流穿过核心602，该核心除其他事项之外包括燃烧系统，该二次流在核心602与短舱604之间、在为此目的而提供的二次流路径610中循环。
因此，二次流路径610在外侧由短舱604界定，并且在内侧由紧固至核心602的内部固定结构612(也已知其英语缩写为IFS)界定。
该内部固定结构612采取封闭围绕核心602的隔室的圆柱体的整体形式。
随着发动机涵道比增大，核心及环绕它们的隔室变得越来越热，并且有必要去除这些热量以限制该区域的温度，使得可以安装装备或使得可以使用更轻质的材料。
发明内容
本发明的一个目的是提出一种飞行器推进系统，该飞行器推进系统包括内部固定结构，该内部固定结构具有用于排放热气的槽缝，该槽缝使得能够限制围绕此同一推进系统的核心的隔室的温度。
为此目的，本发明提出了一种用于飞行器的推进系统，所述推进系统包括：核心，内部固定结构，所述内部固定结构紧固至所述核心并且围绕所述核心安排，以及短舱，所述短舱环绕所述核心和所述内部固定结构，其中，所述内部固定结构与所述短舱之间界定了二次流路径，所述推进系统的特征在于，所述内部固定结构具有槽缝，所述槽缝允许所述二次流路径与在所述内部固定结构内侧并且围绕所述核心的隔室之间的流体连通。所述内部固定结构包括安排在所述槽缝前部的前部板和安排在所述槽缝后部的后部板，所述前部板包括面朝所述隔室的内壁和面朝所述二次流路径的外壁，在所述前部板的后端部处，所述内壁经由斜面与所述外壁相会，所述后部板采取板件的形式，所述件板包括前部部分、后部部分、以及弯折部，所述前部部分从一定距离处延长所述内壁，所述后部部分位于所述前部部分的后部、并且从一定距离处延长所述外壁，所述弯折部连接所述后部部分和所述前部部分，所述槽缝实施在所述内壁与所述前部部分之间，一方面，实施在所述后端部与所述后部部分之间，并且另一方面，实施在所述斜面与所述弯折部之间，并且所述间隔件固定在所述后端部与所述前部部分之间。
槽缝的存在允许排出存在于围绕核心的隔室中的一些热气体，并且因此使得可以限制核心和围绕该核心的区域的温度。
有利地，所述槽缝由所述前部板与所述后部板之间的间隙限定，并且跨过所述槽缝安排的间隔件固定至所述前部板并固定至所述后部板。
有利地，所述推进系统包括多个加固件，所述多个加固件中的每一个加固件固定在所述隔室中，一方面，固定至所述内壁，并且另一方面，固定至所述后部板。
有利地，所述外壁包括前部板和后部板，所述前部板从前部延伸直到连结区域所述后部板从所述连结区域延伸至所述后端部。
本发明还提出了一种飞行器，所述飞行器包括根据前述形式之一所述的推进系统。
附图说明
通过阅读对一个示例性实施例的以下描述，本发明的上述特征以及其他特征将变得更加清楚明显，所述描述是结合附图给出的，在附图中：
图1是根据本发明的飞行器的侧视图，
图2是根据本发明的推进系统的截面侧视图，
图3是图2的细节III的放大的透视图，
图4是根据本发明的实施例的第一替代形式的内部固定结构的从截面观察的示意性描绘，
图5是根据本发明的实施例的第二替代形式的内部固定结构的从截面观察的示意性描绘，
图6是根据本发明的实施例的第三替代形式的内部固定结构的从截面观察的示意性描绘，并且
图7是现有技术的推进系统的截面侧视图。
具体实施方式
在下面的描述中，涉及位置的术语是以处于向前运动的位置的飞行器为参照的，即如图1中描绘的。
图1示出了飞行器100，该飞行器包括机身102和在机身102的每一侧上的机翼104。在每个机翼104下方，飞行器100具有吊挂架152，在该吊挂架下方固定有涡轮机形式的推进系统150。
在下面的描述中，并且按照惯例，推进系统150的在飞行器100的向前行进方向上正向定向的纵向轴线被称为X，当飞行器在地面上时处于水平的横向方向被称为Y，并且当飞行器在地面上时，竖直方向或竖直高度被称为Z，这三个方向X、Y和Z相互正交。
图2示出了推进系统150，该推进系统的结构类似于现有技术的推进系统600的结构。
推进系统150包括核心152和围绕核心152安排的短舱154，以及安装在核心152前部的风扇156。
空气经由短舱154的前部所界定的空气入口158进入推进系统150。在已经穿过风扇156后，空气分成主要流和二次流，该主要流穿过核心152，该核心除其他事项之外包括燃烧系统，该二次流在核心152与短舱154之间、在为此目的而提供的二次流路径160中循环。
因此，二次流路径160在外侧由短舱154界定，并且在内侧由紧固至核心152的内部固定结构162(也已知其英语首字母缩写词IFS)界定。
内部固定结构162采取围绕核心152的圆柱体的整体形状、并因此界定围绕核心152的隔室163。内部固定结构162为在核心152中循环的热气提供内部引导。
短舱154还环绕内部固定结构162。
内部固定结构162可以由两个整流罩组成，这两个整流罩以围绕铰链轴线铰接的方式安装，特别是安装在核心152的上部部分处，以允许在维护过程期间将这两个整流罩移动远离核心152。
为了从围绕核心152的隔室163移除热量，内部固定结构162具有槽缝164，该槽缝允许二次流路径160与在内部固定结构162内侧的隔室163之间的流体连通，并且该槽缝允许排出存在于围绕核心152的隔室163中的部分热气体。
因此，可以将热量移除进入到二次流路径160中，如由箭头166所示的。
槽缝164可以是整周围绕内部固定结构162延伸的单一槽缝，或者是一系列的一个接一个安排的若干槽缝。特别地，在内部固定结构162包括两个整流罩的情况下，每个整流罩有一个槽缝。
图3示出了将隔室163与二次流路径160分隔开的内部固定结构162。图4至图6示出了图3的三种替代形式。
在图3至图6中阐述的本发明的实施例中，内部固定结构162包括前部板302和后部板304，该前部板安排在槽缝164的前部，该后部板安排在槽缝164的后部并接合到喷管喷口上。
前部板302与后部板304之间的间隙实施为槽缝164，并且该间隙通过装配间隔件320来保持，这些间隔件被安排成跨过前部板302与后部板304之间的槽缝164，并且这些间隔件固定至前部板302并且还固定至后部板304。在图3中所阐述的本发明的实施例中，间隔件320采取一系列欧米茄形截面的形式。
前部板302包括面朝隔室163的内壁310和面朝二次流路径160的外壁312。
在前部板302的后端部306处，内壁310与外壁312经由斜面311相会以形成界定槽缝164的裙部。
本文中，后部板304采取板件314的形式，该板件包括裙部形式的前部部分308、后部部分307、以及弯折部309，该前部部分从一定距离处延长内壁310，该后部部分位于前部部分308的后部、并且从一定距离处延长外壁312，该弯折部连接后部部分307和前部部分308。
因此，槽缝164实施在内壁310与前部部分308之间，在一方面，实施在后端部306与后部部分307之间，并且另一方面，实施在斜面311与弯折部309之间。
间隔件320被固定在后端部306与前部部分308之间。例如使用螺钉/螺母系统来执行固定。
在图4和图5的实施例中，为了加强前部板302，例如使用螺钉/螺母系统来将加强件316固定在内壁310与外壁312之间。在图3中所阐述的本发明的实施例中，加强件316采取欧米茄形截面的形式。
在图6的实施例中，为了加强前部板302，例如通过粘合将复合结构416固定在内壁310与外壁312之间。复合结构416包括两个板件，蜂窝结构固定在这两个板件之间，并且在图6中所阐述的本发明实施例中，这两个板件中的一个板件由外壁312产生。
斜面311可以集成到部件310和部件312中，但是也可以是添加到这些部件上的，在这种情况下，例如使用螺钉/螺母系统来将斜面311固定在内壁310与外壁312之间。
为了确保内部固定结构162的在前部板302与后部板304之间的结合，推进系统包括多个加固件318，这些加固件中的每一个加固件固定在隔室163中，一方面，固定至内壁310，并且另一方面，固定至后部板304。例如使用铆钉或螺钉/螺母系统来实现固定。
用于制造推进系统的多个不同元件的材料例如是钛合金或高温复合材料。
外壁312可以是在前部与后端部306之间的单件，但是可以划分成两部分。
图4至图6示出了实施例的替代形式，其中，外壁312包括前部板件401和后部板件402，该前部板件从前部延伸直到连结区域403a-b，该后部板件从连结区域403a-b延伸至后端部306。后部板件402构成加强板，该加强板所具有的刚度高于前部板件401的刚度。
区域403a-b与前部板件401和后部板件402固定至彼此的区域相对应。
例如，在图4的情况下，连结区域403a与焊缝相对应。在图5和图6的情况下，仍然通过举例的方式，连结区域与使用螺钉/螺母系统的固定相对应。
板件401与板件402之间的连接部403a-b使得可以将部件的局部设计优化到恰好需要的程度。因此，后部板件402和前部板件401可以由不同的材料制成，并且通过螺钉/螺母连接(类型403b)固定至彼此。因此，后部板件402和前部板件401可以具有不同的厚度，并且使用焊接连接(类型403a)或螺钉/螺母连接(类型403b)或一些其他形式的连接固定至彼此，以便优化完整性和质量。
后部板件402、斜面311和弯折部309与隔室163的热空气接触。因此，这些元件的材料将适合于空气温度，并且例如由钛、铬镍铁合金(Inconel)、钢、高温和低温复合材料等制成。
为了加强连结区域403a-b，在连结区域403a-b处、在内壁310与外壁312之间固定加强框架404。
加强框架404包括腹板、固定至内壁310的第一凸缘和固定至前部板件401并且固定至后部板件402的第二凸缘。本文中，加强框架404是C形截面的框架，但是它也可以是I形截面的框架。第一凸缘和第二凸缘固定至腹板的端部中的每个端部。
在图5的情况下，前部板件401被夹在第二凸缘与后部板件402之间。

Claims (5)

1.一种用于飞行器(100)的推进系统(150)，所述推进系统(150)包括：
-核心(152)，
-内部固定结构(162)，所述内部固定结构紧固至所述核心(152)并且围绕所述核心(152)安排，以及
-短舱(154)，所述短舱环绕所述核心(152)和所述内部固定结构(162)，其中，所述内部固定结构(162)与所述短舱(154)之间界定了二次流路径(160)，
所述推进系统(150)的特征在于，所述内部固定结构(162)具有槽缝(164)，所述槽缝允许所述二次流路径(160)与在所述内部固定结构(162)内侧并且围绕所述核心(152)的隔室(163)之间的流体连通,并且所述槽缝允许排出存在于围绕所述核心(152)的隔室(163)中的部分热气体，
所述内部固定结构(162)包括安排在所述槽缝(164)前部的前部板(302)和安排在所述槽缝(164)后部的后部板(304)，所述前部板(302)包括面朝所述隔室(163)的内壁(310)和面朝所述二次流路径(160)的外壁(312)，在所述前部板(302)的后端部(306)处，所述内壁(310)经由斜面(311)与所述外壁(312)相会，所述后部板(304)采取板件(314)的形式，所述板件包括前部部分(308)、后部部分(307)、以及弯折部(309)，所述前部部分从一定距离处延长所述内壁(310)，所述后部部分位于所述前部部分(308)的后部、并且从一定距离处延长所述外壁(312)，所述弯折部连接所述后部部分(307)和所述前部部分(308)，所述槽缝(164)实施在所述内壁(310)与所述前部部分(308)之间，一方面，实施在所述后端部(306)与所述后部部分(307)之间，并且另一方面，实施在所述斜面(311)与所述弯折部(309)之间，并且，所述间隔件(320)固定在所述后端部(306)与所述前部部分(308)之间。
2.根据权利要求1所述的推进系统(150)，其特征在于，所述槽缝(164)由所述前部板(302)与所述后部板(304)之间的间隙限定，并且其特征在于，跨过所述槽缝(164)安排的间隔件(320)固定至所述前部板(302)并固定至所述后部板(304)。
3.根据权利要求1所述的推进系统(150)，其特征在于，所述推进系统包括多个加固件(318)，所述多个加固件中的每一个加固件固定在所述隔室(163)中，一方面，固定至所述内壁(310)，并且另一方面，固定至所述后部板(304)。
4.根据权利要求1或3所述的推进系统(150)，其特征在于，所述外壁(312)包括前部板件(401)和后部板件(402)，所述前部板件从前部延伸直到连结区域(403a-b)，所述后部板件从所述连结区域(403a-b)延伸至所述后端部(306)。
5.一种飞行器(100)，所述飞行器包括根据前述权利要求之一所述的推进系统(150)。
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