CN111806672A - 用于航空器的推进系统 - Google Patents

用于航空器的推进系统 Download PDF

Info

Publication number
CN111806672A
CN111806672A CN202010278791.XA CN202010278791A CN111806672A CN 111806672 A CN111806672 A CN 111806672A CN 202010278791 A CN202010278791 A CN 202010278791A CN 111806672 A CN111806672 A CN 111806672A
Authority
CN
China
Prior art keywords
section
propulsion system
wall
radially
nacelle fairing
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202010278791.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN111806672B (zh
Inventor
让-路易斯·罗伯特·盖伊·贝斯
叶-邦纳·卡琳娜·马尔多纳多
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran SA
Original Assignee
Safran Helicopter Engines SAS
Safran SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Helicopter Engines SAS, Safran SA filed Critical Safran Helicopter Engines SAS
Publication of CN111806672A publication Critical patent/CN111806672A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111806672B publication Critical patent/CN111806672B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/001—Shrouded propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
    • B64C7/02—Nacelles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/06—Attaching of nacelles, fairings or cowlings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/042—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having variable geometry
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/10—Varying effective area of jet pipe or nozzle by distorting the jet pipe or nozzle
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
    • B64C29/0033—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being tiltable relative to the fuselage
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Abstract

本发明涉及一种用于航空器的推进系统和航空器。推进系统包括至少一个转子和发动机舱整流罩，所述发动机舱整流罩围绕所述至少一个转子相对于所述转子的旋转轴线延伸，所述发动机舱整流罩包括：前段，其形成所述发动机舱整流罩的入口截面；后段，其末端形成所述发动机舱整流罩的出口截面；以及中间段，其连接所述前段和所述后段；其特征在于，所述后段包括径向内壁和径向外壁，所述径向内壁和所述径向外壁是由可变形的形状记忆材料制成的，并且在于，所述航空推进系统包括至少一个千斤顶的至少一个驱动机构，所述千斤顶被配置为与嵌入在所述径向外壁的内表面中的装置配合以使所述出口截面的外直径在最小直径和最大直径之间变化。

Description

用于航空器的推进系统
技术领域
本发明涉及航空器推进系统领域。特别地，本发明涉提供了一种采用可变截面的发动机舱整流罩的推进系统。
背景技术
特别地，背景技术包含文献WO-A1-2008/045081。
航空器推进系统包括至少一个转子或螺旋桨，该螺旋桨包括安装在转轴上的多个桨叶。
航空器，特别是垂直起降航空器(ADAV或英文中的VTOL，Vertical Take-Off andLanding)，在仅包括单个转子时是简单转子推进系统，或者在包括一对反向转动的转子时是对向转子推进系统。
这些推进系统采用流线型转子(转子则被环形发动机舱整流罩环绕)或者采用自由转子，推进系统、特别是转子(自由转子或流线型转子)可以安装在枢转轴上，该枢转轴使得能够将推进系统以及转子进行定向在垂直位置和水平位置之间，例如，定向在垂直方向以进行垂直起降，以及定向在水平方向以向前飞行或用于飞行模式。
流线型转子具有多个优点，例如：
-大幅减小了转子直接发出的声音特征；
-保护转子的叶片不受到周围障碍物的干扰；
-改进转子的性能，特别是对于悬停或低速前进的航空器。
实际上，在与流线型发动机舱对转子前方气流的作用相关联的低速前进或起飞时，参照气流在流线型发动机舱上的流动方向，流线型发动机舱为转子提供了额外的悬停推力(即航空器在空中静止，在没有支撑或支持的情况下保持升力)，该气流也被称为气流管(tube de courant)。更具体地，当没有流线型整流罩时，通过自由转子，转子后方的气流自然向内收缩。换言之，气流管的直径在朝后方向上逐渐减小，直至直径等于转子截面的一半。
相反地，对于流线型转子，发动机舱整流罩的出口截面限定了空气流管的形状，即在截面基本不变的发动机舱整流罩的出口处为圆柱形，因此阻碍了气流的自然收缩。
推进力取决于发动机舱整流罩的出口截面，从而发动机舱整流罩的出口截面越大，推进力越大。实际上，通过流动的气流引起发动机舱整流罩变形所造成的局部压力，由于发动机舱整流罩的存在所增加的推力则产生于发动机舱整流罩的前缘。推进系统中允许的空气流量越大，即发动机舱整流罩的出口截面越大，则该压力越大，并且所产生的推力因此也越大。
然而，速度越快，转子的推进效率越小。实际上，当航空器的前进速度增大时，由于发动机舱整流罩的存在导致的正面阻力增长越快，则流线型转子的性能降低。由此，根据转子的转动状态和尺寸，推进效率减小。
因此，通过采用流线型转子，通过牺牲航空器巡航(即高速前进)时的推进效率实现屏蔽噪声和旋翼周边安全。
此外，根据航空器的飞行条件，特别是起飞时或航空器在接近诸如地面之类的表面上方附近垂直静止飞行(或VTOL模式)或低速飞行时，航空器周围、特别是航空器的推进系统的发动机舱整流罩周围的气流的流动方向。实际上，在这些条件下，转子后方喷射的气流会对航空器下方的表面造成损伤，这使得气流的轨迹偏离并且改变了构成发动机舱整流罩的空气动力学剖面周围的气流的流动方向。因此，根据巡航飞行或远离障碍物飞行的位置，发动机舱整流罩的空气动力学特性发生改变。当航空器在距离表面上方足够近处垂直、静止或低速飞行时，该表面对于航空器周围、特别是发动机舱整流罩周围的气流流动循环产生影响。此现象被称为“地面效应”。
对于理想的空气动力学性能而言，则有利地能够适合于处于航空器的各个飞行条件下(特别是在“地面效应”影响很大时)、构成发动机舱整流罩的各空气动力学剖面的形状。
在现有技术中已经具有各种方案以适用于在航空器的各个飞行条件下的空气动力学剖面的形状，但是，这些方案中绝大多数是针对航空器的机翼的，这些方案无法转移到或适用于诸如推进系统(例如涡轮喷气发动机或电子推动器)的发动机舱整流罩之类的轴对称元件。
已经提出的双流涡轮喷气发动机使得能够局部改变次喷射气流的几何形状，或者还提出了其发动机舱整流罩的入口截面能够变化的涡轮喷气发动机。
然而，所提出的这些方案均未提出对推进系统的发动机舱整流罩(特别是处于转子VTOL模式)的出口或入口截面适应于航空器的飞行条件。
因此，针对上述问题，需要提供一种简单且高效的方案。
本发明的目的在于提供一种能够对航空器的推进系统进行简单、快速适配的方案，从而提高推进系统的空气动力学和声学性能，在航空器的各个飞行阶段，同时保障转子的安全性。
发明内容
为此，本发明涉及一种用于航空器的推进系统，包括至少一个转子和发动机舱整流罩，所述发动机舱整流罩围绕至少一个转子相对于所述转子的旋转轴线延伸，发动机舱整流罩包括：
-前段，其形成所述发动机舱整流罩的入口截面；
-后段，其末端形成所述发动机舱整流罩的出口截面；以及
-中间段，其连接所述前段和所述后段；
其特征在于，所述后段包括径向内壁和径向外壁，所述径向内壁和所述径向外壁是由形状记忆材料制成的，并且在于，所述航空推进系统包括千斤顶的至少一个驱动机构，所述千斤顶被配置为与嵌入在所述径向外壁的内表面中的装置配合以使所述出口截面的外直径在所确定的最小直径和最大直径之间变化。
因此，本发明的推进系统使得能够根据航空器的需求简单、快速地得到与航空器的飞行条件相适应的发动机舱整流罩形状，从而确保最佳推进效率，同时使推进系统的转子造成的声音危害最小，且发动机舱整流罩的存在确保该转子的安全性。换言之，推进系统的优点在于发动机舱整流罩的存在使得能够根据航空器的飞行条件来对发动机舱整流罩进行适配。
推进系统的发动机舱整流罩的入口截面可对应于所述整流罩的前缘。整流罩的出口截面可对应于所述整流罩的后缘。因此，后缘的外直径可对应于推进系统的出口截面的外直径。
根据另一实施例，嵌入在所述径向外壁中的装置包括分布在至少一个环形列中的多个棱柱，多个棱柱由至少一个千斤顶通过至少一个环形元件进行驱动。
有利地，推进系统还包括加强护圈，加强护圈连接后段的径向内壁和径向外壁并且使得能够确保后段的径向内壁和径向外壁之间的间隙基本不变，特别是在从推进系统的发动机舱整流罩的后段的收敛位置至发散位置或者反向的情况下。
有利地，中间段是刚性的并且通过至少一个臂部连接到推进系统的发动机。
这使得推进系统的发动机舱整流罩具有刚性结构，以确保遮蔽功能。
优选且有利地，前段采用可变形的形状记忆材料，前段包括使推进系统的入口截面的外直径变化的装置。
这样，本发明的推进系统的发动机舱整流罩可以很容易地根据配备有此推进系统的航空器的飞行阶段来进行适配。
根据一实施例，入口截面的外直径在气动或液压扩张设备的作用下变化。
该技术方案的优点在于其实现不需要大量的能量。
根据另一实施例，入口截面的外直径在环形热衬的作用下变化，前段还具有热收缩特性。
该技术方案实现简单，并且具有更小的体积和质量。
根据另一实施例，入口截面的外直径在千斤顶驱动机构的作用下变化，千斤顶驱动机构被配置为与固定在前段的径向外壁的内表面的装置配合。
根据另一实施例，入口截面的外直径在气动或液压环形驱动器的作用下变化，气动或液压环形驱动器被配置为在预定的控制压力的作用下径向变形。
有利地，前段包括多个加强件，这些加强件由抗压曲设备连接。这使得能够保持本发明的推进系统的发动机舱整流罩的入口截面的均匀空气动力学剖面。
本发明还涉及一种航空器，其特征在于，该航空器包括具有上述特征中至少一项特征的推进系统，推进系统通过枢转轴枢转安装在航空器上，枢转轴相对于转子偏心或贯穿设置。
如上所述，本发明的推进系统的发动机舱整流罩可以很容易地根据配备有此推进系统的航空器的飞行阶段、以及根据航空器的平移或垂直飞行模式来进行适配。
附图说明
通过阅读以下详细说明并参照附图，本发明的其它特点和优点将变得明显。在附图中：
图1a是推进系统的第一实施例的透视图，所示推进系统具有安装在偏心枢转轴上的发动机舱，推进系统处于水平位置；
图1b是类似于图1a的视图并示出了推进系统处于垂直位置；
图1c是推进系统的第二实施例的透视图，所示推进系统具有安装在贯穿枢转轴上的发动机舱，推进系统处于水平位置；
图2是本发明的推进系统的截面图，该推进系统的发动机舱整流罩的后段处于收敛位置；
图3是类似于图2的视图并示出了本发明的推进系统，该推进系统的发动机舱整流罩的后段处于中间位置；
图4是类似于图2的视图并示出了本发明的推进系统，该推进系统的发动机舱整流罩的后段处于发散位置；
图5a是发动机舱整流罩的局部剖面图，该发动机舱整流罩的后段处于收敛位置；
图5b是类似于图5a的视图并示出了后段处于发散位置；
图5c是发动机舱整流罩的后段的纵向剖面图，所示发动机舱整流罩的后段处于收敛位置；
图5d是发动机舱整流罩的后段的纵向剖面图，所示发动机舱整流罩的后段处于发散位置；
图5e是发动机舱整流罩的后段的横向剖面图，所示发动机舱整流罩的后段处于收敛位置；
图5f是发动机舱整流罩的后段的横向剖面图，所示发动机舱整流罩的后段处于发散位置；
图6a是本发明的推进系统的发动机舱整流罩的局部剖面图，并且示出了发动机舱整流罩的入口处于中性位置；
图6b是类似于图6a的视图并示出了发动机舱整流罩的入口处于收敛位置；
图6c是发动机舱整流罩的前段的纵向剖面图，所示发动机舱整流罩的前段处于收敛位置；
图7a是推进系统的发动机舱整流罩的入口的剖面图，该入口处于中性位置；
图7b是类似于图7a的视图并示出了推进系统的发动机舱整流罩的入口处于收敛位置；
图7c是推进系统的发动机舱整流罩的入口的正面的局部视图；
图8a是本发明的环形驱动器的一实施例的正视图；
图8b是本发明的环形驱动器的一实施例的剖面图，所示环形驱动器处于静止位置；
图8c是本发明的环形驱动器的一实施例的剖面图，所示环形驱动器处于收敛位置。
具体实施方式
在本文中，使用术语“轴向”、“内”和“外”是参照本发明的推进系统的旋转轴线使用的。
推进系统通常包括：
-发动机舱；
-发动机及其操纵控制系统；以及
-在螺旋桨或转子推进的情况下，螺旋桨或转子。
发动机舱是能够集成有航空器的发动机的元件，发动机舱包括：
-发动机舱整流罩(使得发动机能够倒立、使转子呈流线型、根据航空器的运行引导空气流动、产生推力作用、使推进系统的推力反向等)；
-安装在发动机上的设备(例如，汇聚电力、液压、气动网络的发动机装配，即英文为Engine Build-Up，EBU)；以及
-悬挂到航空器上的悬挂系统(systèmes d'accrochage)。
图1a和1b以简化方式示出了本发明的航空器的推进系统1的第一实施例。
在此，推进系统1包括至少一个转子2和发动机舱整流罩3，发动机舱整流罩3围绕至少一个转子2相对于转子2的旋转轴线X延伸。推进系统1可以固定安装在航空器上。推进系统1还可以安装在枢转轴4上并相对于转子2的旋转轴线X偏心。枢转轴4通过任何方式一方面固定在推进系统1上，另一方面固定在航空器上，并且使得能够对航空器上的推进系统进行定向，从而允许推进系统1通过已知的驱动器绕枢转轴4按照箭头F1所指在图1a所示的水平位置和图1b所示的垂直方向之间转向。该转向使得航空器能够从飞机的典型模式转换为VTOL或直升机模式。
推进系统1的转子2通过支承发动机6(例如，电动机)的支柱5连接到航空器，从而采用已知方式通过动力轴驱动转子2旋转。根据所示的非限制性示例，每个转子2包括两个叶片7。
图1c示出了本发明的航空器的推进系统1'的第二实施例，其中，推进系统’可以安装在枢转轴4'上，以垂直于转子2的旋转轴线X的方式贯穿转子2。推进系统1'的转子2通过支承发动机6(例如，电动机)的支柱5连接到航空器，从而采用已知方式通过动力轴驱动转子2旋转。根据所示的实施例，转子2的支柱5与枢转轴4'是同一元件(confondu)。
参见图2至6，本发明的推进系统1、1'的发动机舱整流罩3包括：
-前段10；
-后段20；以及
-中间段30，其连接前段10和后段20。
前段10形成发动机舱整流罩3的前缘或空气入口截面BA。优选且有利地，前段10采用可变形的形状记忆材料，并且前段包括使推进系统的入口截面BA的外直径DBA变化的装置。
构成前段10的材料既是刚性的以使前段10具有结构性形状，又是柔性的以使前段10具有形变可能性，因此被称为“半刚性”。因此，前段10采用能够对下文中所述的驱动器的作用进行反应的材料。当驱动器激励前段10时，前段10为结构性收敛形状；并且当驱动器的激励约束停止时，前段10恢复为初始形状。因此，构成前段10的材料可以是使得前段10能够工作在弹性范围内的合金、化合物或有机材料。例如，前段10采用镍钛合金(也被称为“Kiokalloy”)，如NiTiNol或NiTiCu。
更准确地说，参见图6a至7c，前段10包括环形前翼11和环形后部12。该环形后部12包括径向内壁12a和径向外壁12b。该径向内壁12a和径向外壁12b在前部连接到翼部11并且在后部连接到中间段30。
本发明的目的在于使得推进系统1、1'的发动机舱整流罩3的空气入口截面、特别是发动机舱整流罩的空气动力学剖面的形状能够变化。换言之，入口截面BA的外直径DBA能够变化，因此前段10的空气动力学形状能够在收敛配置和中性配置之间变化。在收敛配置中，发动机舱整流罩3的入口处的气流管具有收敛形状；在中性配置中，发动机舱整流罩3的入口处的气流管具有大体上圆柱形的中性形状。
图6a和6b示意性示出了入口截面BA的外直径DBA在中性位置(图6a)和收敛位置(图6b)之间的变化。外直径DBA在中性位置处具有最小值DBAmin且在收敛位置处具有最大值DBAmax。因此，收敛位置处的外直径DBAmax大于中性位置处的外直径DBAmin，并且发动机舱整流罩3的入口(或称为前段10)被称为是收敛的。换言之，喷射气流发生变化，以使得空气入口截面的径向尺寸大于空气出口截面的径向尺寸。因而，在此对收敛采用流体限定而非几何限定。
根据第一有利实施例，为了使入口截面BA的外直径DBA在中性位置和收敛位置之间变化或相反变化，前段10、更准确地说是前段10的环形后部12的径向内壁12a和径向外壁12b采用具有热收缩特性的材料，该材料能够在受热时变型，即收缩。为此，环形后部12的径向外壁12b还包括环形热涂层13，环形热涂层13用以提供热量，以使得前段的径向外壁12b变型、更准确的说是收缩。因此，在中性位置处，如图6a中所示，径向内壁12a和径向外壁12b具有基本上相同的轴向尺寸。反之，在由热涂层13产生的热量的作用下，径向外壁12b收缩，即其轴向尺寸相对于其中性轴向尺寸有所减小，这驱使径向内壁12a伸长，即其轴向尺寸相对于其中性轴向尺寸有所增大。如下文中所述，中间段30是刚性的，以使得前段10通过径向内壁12a和径向外壁12b固定到中间段30，入口截面BA是自由的，以使得径向外壁12b缩回和径向内壁12a伸长，驱动翼部11(或入口截面BA)沿图6b中箭头F2所示的外径向方向移动，从而驱动外直径DBA增大。
环形热涂层13通过已知方式进行加热，例如通过在涂层13中布置的电阻电路。
前段10的环形后部12的径向内壁12a和径向外壁12b采用的材料具有相同的形状记忆特性，以使得当热涂层13不加热时，径向内壁12a和径向外壁12b能够恢复形状和中性轴向尺寸，并且因此使得入口截面BA也能够恢复到中性尺寸DBAmin。
根据图6c所示的第二有利实施例，为了使入口截面BA的外直径DBA在中性位置和收敛位置之间变化，以及相反变化，前段10包括沿直径等距布置的至少两个千斤顶驱动机构230，千斤顶驱动机构230配置为与固定在径向外壁12b的内表面12b'上的装置240配合以使得入口截面BA的外直径DBA在最小直径和最大直径之间变化。
更准确地说，千斤顶驱动机构230的千斤顶臂部230'被配置为在预定操纵下伸出或缩回，以作用于装置240并使装置240径向移动，在径向外壁12b的径向内表面12b'上施加压力并因此使入口截面BA的外直径DBA变化。千斤顶驱动机构230可以是电力的、液压的、气动的、或螺丝螺母系统。
例如，装置240(例如通过硫化)嵌入在径向外壁12b的径向内表面12b'中，并且在千斤顶驱动机构230的作用下径向移动。
根据一实施例，装置240包括分布在至少一个环形列中的多个棱柱(例如三角形截面)，多个棱柱由至少一个千斤顶通过至少一个环形元件250进行驱动。
棱柱240和环形元件250采用刚性材料，例如，金属材料。
在图6c中，发动机舱整流罩3的前段10处于收敛位置，千斤顶驱动机构230的千斤顶臂部230'完全伸出。
千斤顶驱动机构230的动作驱动千斤顶臂部230'伸出，由此驱动环形元件250(沿图6c的箭头F5方向)轴向移动，从而驱动棱柱列240(沿箭头F6的方向)径向移动。环形元件250在棱柱240的面上在发动机舱整流罩3的前段的中性位置(在与内壁12b的内表面12b'齐平的位置)和发动机舱整流罩3的前段10的收敛位置(在接近棱柱240的顶点的位置)之间移动。棱柱240被嵌入在径向外壁12b的径向内表面12b'中并且环形元件250是刚性的，径向外壁12b和径向内壁12a的直径在棱柱240的径向推力的作用下增大，驱动入口截面BA的直径增大，从而使发动机舱整流罩3的前段10转换至图6c所示的收敛配置。有利地，棱柱240的面和环形元件250的面覆盖有抗摩擦涂层。
当千斤顶驱动机构230被驱动以收回千斤顶臂部230'时，上述元件在相反方向上移动以减小入口截面BA的直径。前段10的径向内壁12a和径向外壁12b采用形状记忆材料，以使得发动机舱整流罩3的前段10恢复到图6a所示的中性配置。
有利地但非限制性地，每个环形列包括至少四个棱柱240，这四个棱柱240沿前段10的径向外壁12b的径向内表面12b'等方位角分布。很容易理解，增大的棱柱数量使得径向推力更好地分布并因此使处于收敛位置的发动机舱整流罩3的前段10保持更好的轴对称形状。
还能够想到，推进系统1、1'包括多列棱柱240以及独立用于各环形列的棱柱240的千斤顶驱动机构230。
根据未示出的另一实施例，环形齿冠直接连接到各驱动机构230的千斤顶臂部230'。各环形齿冠则直接在外壁12b的内表面12b'上滑动(收敛至静止)。有利地，外壁12b的内表面12b'则配备有抗摩擦涂层。
发动机舱整流罩3的前段10从收敛配置到中性配置(或相反方向)的转换是根据驱动机构230的千斤顶臂部230'的伸出或缩回来连续进行的。
根据未出示的第三有利实施例，为了使入口截面BA的外直径DBA在中性位置和收敛位置之间(或相反方向)变化，发动机舱整流罩3的入口截面BA包括绕转子2的旋转轴线X延伸的气动或液压环形驱动器40。该环形驱动器40被配置为在预定操纵压力的作用下径向变形，以使得入口截面BA的外直径DBA在最小直径和最大直径之间变化。
更准确地说，环形驱动器40被配置为在预定操纵压力的作用下径向变形，以使得入口截面BA的外直径DBA在发动机舱整流罩3的前段10的中性位置和收敛位置之间变化。为此，环形驱动器连接到已知的气动或液压自动设备上，以使得通过施加与发动机舱整流罩3的后段10所需要的收敛位置或中性位置适配的操纵压力，能够将流体引入或引出该环形驱动器40。
优选且有利地，环形驱动器40采用径向加固弹性材料，例如，包括纤维。例如，环形驱动器40采用聚合材料，该聚合材料包含外部装置或内含物以在径向方向上加强聚合材料。
根据图8a至8c所示的另一实施例，环形驱动器40包括环形袋状件40a，环形袋状件(vessie)40a采用柔性材料并且插入到螺旋弹簧40b中，从而限制柔性袋状件40a的截面的直径扩张。另一实施例能够使用各向异性(orthotrope)材料，该材料相对于方位角方向在径向方向上具有更大的弹性模量。
环形驱动器40被配置为，在受到的压力增大时，环形驱动器的内截面直径d40的扩张远小于环形驱动器40的外直径D40的扩张。换言之，环形驱动器40(或柔性袋状件40a)内部的增大的压力被表示为使环形驱动器40的外直径D40增大的方向角扩张。
实际上，气动或液压自动装置产生的操纵压力的逐步增大使得环形驱动器40的外直径D40逐步变化，以使得前段10的可变形的形状记忆材料制成的径向内壁12a和径向外壁12b发生形变，并因此使得入口截面BA的外直径DBA从图6a所示的中性配置中的最小直径DBAmin变化至图6b所示的发动机舱整流罩3的前段10的收敛配置中的最大直径DBAmax。
同样，由气动或液压自动装置产生的操纵压力的逐步减小使得发动机舱整流罩3的前段10从图6b所示的收敛配置逐步转换为图6a所示的中性配置。
发动机舱整流罩3的前段10从中性配置到收敛配置(或相反方向)的转换是根据气动或液压自动装置产生的操纵压力连续进行的。
根据未示出的另一实施例，使得入口截面BA的外直径DBA能够在中性位置和收敛位置之间(或相反方向)变化的装置包括气动扩张装置。因此，加压空气被注入到环形前翼11，以使得该前翼在径向外方向上移动，从而驱动前段10的环形后部分的径向外壁12b缩回以及径向内壁12a伸长，并因此驱动入口截面BA的外直径DBA增大。壁12a、12b采用可变形的形状记忆材料，从而当气动扩张装置将空气从环形前翼11中取出时，恢复壁的形状以及中性轴向尺寸，并因此使得入口截面BA也恢复中性尺寸DBAmin。
如此能轻易对发动机舱整流罩3的入口截面BA的外直径DBA进行修改的可能使得很容易根据配备有本发明的推进系统1、1'的航空器的各飞行阶段，即根据推进系统1、1'工作中的航空动力学和机械约束来适配发动机舱整流罩3的入口剖面。因此，在接近地面的静止飞行阶段，例如，通过使空气收敛进入发动机舱整流罩并因此具有尽可能大的入口截面BA的外直径DBA，发动机舱整流罩3产生的升力增大，在飞行模式或远离地面的飞行阶段中，获得更高的推进效率并因此具有尽可能小的入口截面BA的外直径DBA。
前段10采用可变形材料，该材料适合于确保刚性结构，从而在推进系统1、1'工作时，避免在静止时由于空气流动的作用出现凹陷，并因此允许发动机舱整流罩3保持入口截面BA的均匀空气动力学剖面。由此，前段10有利地包括多个加强件14，这些加强件14由抗压曲设备15连接。
参照图7a至7c，多个加强件14被设置在前段10的环形前翼11中并且如图7c所示按角度分布。
这些加强件(例如金属加强件)具有C形截面的空气动力学剖面，从而对应于发动机舱整流罩3的入口截面BA的空气动力学形状。加强件14的与径向内臂部14a相对于的径向外臂部14b具有抗压曲设备15的容置槽16，容置槽16被设置在臂部14b中并且自径向内表面14b'沿轴线B延伸。
根据所示示例，抗压曲设备15包括刚性环，例如金属环。由此插入到各加强件14的槽16中的抗压曲设备15用作加固件以确保加强件14连接到环形前翼11内。
槽16具有相对于加强件14的纵向轴线A沿角度α倾斜的半椭圆形状。
参照图7a，当前段10处于中性位置以使得入口截面BA的外直径DBA为最小值DBAmin时，加强件14处于静止位置，在该位置处，加强件14的纵向轴线A大体上平行于推进系统1、1'的转子2的旋转轴线X，并且抗压曲环15被放置为抵靠在加强件14的槽16底部。
参照图7b，当前段10收敛以使入口截面BA的外直径DBA增大至最大值DBAmax时，加强件14处于倾斜位置，在该位置处，加强件14的纵向轴线A相对于推进系统1、1'的转子2的旋转轴线X沿角度β倾斜，并且抗压曲环15始终嵌合在槽16中且处于不从加强件14的径向外臂部14b的径向内表面14b'出来的位置。
然而，为了使入口截面BA的外直径DBA变化，这样的抗压曲设备15对于采用棱柱240、千斤顶驱动机构230和环形元件250的实施例而言不是必要的，这些元件(230、240、250)已经保证了抗压曲功能。
前段10，特别是环形前翼11，仍被配置为确保发动机舱整流罩3的入口的防冰功能。前段10实际上采用的材料将前段10配置为能够承受较大的温度差，使得前段10在提供有热空气时能够确保防冰功能。
中间段30是刚性的。例如，前段10采用铝合金、Ta6V或有机碳基纤维复合材料。
中间段30有利地通过至少一个臂部31、优选地两个臂部31连接到推进系统1、1'的发动机6上，从而机械固定到推进系统1、1'的发动机6的发动机舱整流罩3上。因此，中间段30的材料和配置使其具有遮蔽推进系统1、1'的功能。
后段20的末端21形成发动机舱整流罩3的出口截面BF(或后缘BF)。
后段20包括径向内壁20a和径向外壁20b。
后段20的径向内壁20a和径向外壁20b不仅确保了后段20的结构性功能，还确保了空气动力学功能。
后段20的径向内壁20a和径向外壁20b采用可变形的半刚性形状记忆材料。换言之，构成后段20的径向内壁20a和径向外壁20b的材料既是刚性的以使后段20具有结构性形状，又是柔性的以使后段20可以变形。因此，后段20的径向内壁20a和径向外壁20b采用能够对下文中所述的驱动器的作用进行反应的材料。当后段20的径向内壁20a和径向外壁20b被驱动器激励，径向内壁和径向外壁变形并且具有结构性形状(即中性发散形状并且没有收敛激励)，并且当驱动器的激励约束停止时，径向内壁和径向外壁恢复到初始形状。构成径向内壁20a和径向外壁20b的材料可以是使得径向内壁20a和径向外壁20b能够工作在弹性范围内的合金、化合物或有机材料。例如，径向内壁20a和径向外壁20b采用镍钛合金(也被称为“Kiokalloy”)，如NiTiNol或NiTiCu。
构成径向内壁20a和径向外壁20b的形状记忆材料具有整体安全性，也就是说该材料的静止状态，即当驱动器不作用于变形的形状记忆材料时，对应于所述材料的自然几何形状存放或者更长的使用时间，即在用于航空器1、1'的发动机舱整流罩3的后段20的情况下，这对应于后段20的收敛形状。因此，当驱动器故障时，形状记忆材料恢复到自然静止形状，并且发动机舱整流罩3恢复到安全几何形状，以确保航空器的推进系统1、1'正常工作。
径向内壁20a和径向外壁20b的厚度是轴向变化的并且在加强护圈22的附近是方位角变化的，从而局部改变构成径向内壁20a和径向外壁20b的形状记忆材料的弹性。根据所需要的沿后段20的局部性质的还可以局部优化构成径向内壁20a和径向外壁20b的形状记忆材料的机械特性。因此，可以想到，后段20包括由不同材料制成的多个段。
后段20采用半刚性材料以确保后段20的刚性结构，从而在推进系统1、1'工作时，避免在静止时由于空气流动的作用出现凹陷，并因此允许发动机舱整流罩3保持出口截面BF的均匀空气动力学剖面。有利地，后段20的后端部21采用具有合适的弹性模量的各向异性材料。
此外，为了确保后段20的径向内壁20a和径向外壁20b之间具有基本不变的间隙，加强护圈22在径向内壁20a和径向外壁20b之间按固定角度间隔分布。
后段20还包括使得出口截面BF的外直径DBF在最小外直径DBFc和最大外直径DBFd之间变化的装置，最小外直径DBFc对应于发动机舱整流罩3的后段20的收敛位置，最大外直径DBFd对应于发动机舱整流罩3的后段20的发散位置。此外，参照后段20所使用的术语“收敛”和“发散”是基于流体而非几何形状的考虑。
实际上，本发明的另一目的在于使得推进系统1、1'的发动机舱整流罩3的空气出口截面、特别是发动机舱整流罩的空气动力学剖面的形状能够变化。换言之，出口截面BF的外直径DBF能够变化，因此后段20的空气动力学形状能够在收敛配置和中性配置之间变化。在收敛配置中，发动机舱整流罩3的出口处的气流管具有收敛形状；在发散配置中，发动机舱整流罩3的出口处的气流管具有发散形状。
换言之，对于流线型转子，在能够忽略地面效应的航空器的各飞行阶段，发动机舱整流罩3的出口空气剖面具有收敛形状，发动机舱整流罩3产生的推力以及因此推力总成的效率达到最大；而对于存在地面效应的航空器的静止飞行之类的其它阶段，发动机舱整流罩3的出口空气剖面优选地具有发散形状，这是因为在此条件下发动机舱整流罩3产生的推力达到最大。
为此，后段20具有沿直径等距布置的至少两个千斤顶驱动机构23，千斤顶驱动机构23被配置为与固定在径向外壁20b的内表面20b'上，以使得出口截面BF的外直径DBF在最小直径和最大直径之间变化。
更准确地说，千斤顶驱动机构23的千斤顶臂部23'被配置为在预定操纵的作用下伸出或缩回，从而作用于装置24、24'并使其径向移动，在径向外壁20b的径向内表面20b'上产生推力，并且使得出口截面BF的外直径DBF在收敛直径DBFc和发散直径DBFd之间变化，收敛直径DBFc对应于发动机舱整流罩3的后段20的收敛配置且千斤顶23收回；发散直径DBFd对应于发动机舱整流罩3的后段20的发散配置且千斤顶23完全伸展。千斤顶驱动机构23可以是电力的、液压的、气动的、或螺丝螺母系统。
优选地，后段20包括至少两个装置24、24'，这两个装置24、24'等距分布(例如，位于6点钟和12点钟的角度位置)以特别地用于推动环形元件25、26以及连接杆27。
装置24、24'(例如通过硫化)嵌入在径向外壁20b的径向内表面20b'中，并且在千斤顶驱动机构23的作用下径向移动。
根据一实施例，装置24、24'包括分布在至少一个环形列中的多个棱柱，多个棱柱由至少一个千斤顶通过至少一个环形元件25进行驱动。
参照图5a和5b，装置24包括分布在两个环形列中的多个棱柱(例如，具有三角形截面)。第一环形列的棱柱24通过第一环形元件25连接到千斤顶驱动机构23的各千斤顶臂部23'上。第二环形列的棱柱24'通过第二环形元件26和(设置在12点钟和6点钟方向上的)至少两个杆27，优选地为多个连接杆27，连接到第一环形列的棱柱24上，更准确地说是第一环形元件25。棱柱24、24'，环形元件25、26以及连接杆27采用刚性材料，例如，金属材料。
在图5a中，发动机舱整流罩3的后段20处于收敛位置，千斤顶驱动机构23的千斤顶臂部23'完全缩回。径向内壁20a和径向外壁20b处于未扩张状态(即径向内壁20a和径向外壁20b静止)。发动机舱整流罩3的后段20的收敛配置使径向内壁20a的直径在朝向出口截面BF的方向上逐渐减小。
千斤顶驱动机构23的动作驱动千斤顶臂部23'伸出，驱使第一环形元件25(在图5b中箭头F3的方向上)轴向移动，驱使第一列棱柱24(在箭头F4的方向上)径向向外移动并且杆27以及第二环形元件26(在箭头F3的方向上)轴向移动，驱使第二列棱柱24'(在箭头F4的方向上)径向向外移动。棱柱24、24'被嵌入在径向外壁20b的径向内表面20b'中并且环形元件25、26是刚性的，则径向内壁20a的直径在棱柱24、24'的径向推力的作用下增大。径向内壁20a的直径增大导致出口截面BF的直径增大。后段20的径向内壁20a和径向外壁20b采用可变形的材料，径向外壁20b的几何形状的改变特别是借助于护圈22驱动径向内壁20a的几何形状向箭头F4的方向改变，从而使发动机舱整流罩3的后段转换至图5b所示的发散配置。
因此，正如图5c至5f中所示，环形元件25、26在棱柱24、24'的面上在发动机舱整流罩3的后段20的收敛位置(与内壁20b的内表面20b'齐平的位置)以及发动机舱整流罩3的后段20的发散位置之间移动(在接近棱柱24、24'的顶点的位置)。有利地，棱柱24、24'的面和环形元件25、26的面覆盖有抗摩擦涂层。
如图5c和5d中所示，第一环形列(更接近中间段30)的棱柱24以及第二环形列(更接近出口截面BF)的棱柱24'具有不同的尺寸。特别地，棱柱24'的顶点角度θ'小于棱柱24的顶点角度θ。实际上，能够理解的是，为了使发动机舱整流罩3的后段20从收敛位置转换至发散位置，内壁20a和外壁20b随着接近出口截面而幅度可变地增大位移，棱柱24、24'因此被配置为使得内壁20a和外壁20b的径向位移具有可变幅度，以使得环形元件25、26具有相同的轴向位移。
如上文中所述，第一元件25如图5e和5f中所示轴向移动，使得第一环形元件25的内直径变化。例如，当整流罩的后段处于收敛位置时(图5e)，第一环形元件25的直径Dc最大，并且当整流罩的后段处于发散位置时(图5f)，第一环形元件25的直径Dc最小。因此，第一环形元件25在收敛位置处具有直径Dc，该直径大于第一环形元件25在发散位置处的直径Df。
当千斤顶驱动机构23被驱动以收回千斤顶臂部23'时，上述元件在相反方向上移动以减小出口截面BF的直径。后段20的径向内壁20a和径向外壁20b采用形状记忆材料，以使得发动机舱整流罩3的后段20恢复到图5a所示的收敛配置。
有利地但非限制性地，每个环形列包括至少四个棱柱24、24'，这四个棱柱24、24'沿后段20的径向外壁20b的径向内表面20b'等方位角分布。很容易理解，增大的棱柱数量使得径向推力更好地分布并因此使处于发散位置的发动机舱整流罩3的后段20保持更好的轴对称形状。
还能够想到，每一环形列的棱柱24、24'通过环形元件连接到专有的千斤顶机构23上，推进系统1、1'则包括与棱柱24的环形列相同数量的彼此独立的千斤顶驱动机构23。
根据未示出的另一实施例，环形齿冠直接连接到各驱动机构23的千斤顶臂部23'。各环形齿冠则直接在外壁20b的内表面20b'上滑动(收敛至静止)。有利地，外壁20b的内表面20b'则配备有抗摩擦涂层。
图2示出了根据发明的推进系统1、1'，该推进系统1、1'的发动机舱整流罩3的后段20安装在收敛配置下，收敛配置对应于其中驱动机构23的千斤顶臂部23'完全缩回的位置。
图3示出了根据发明的推进系统1、1'，该推进系统1、1'的发动机舱整流罩3的后段20安装在收敛配置和发散配置之间的中间位置处，中间位置对应于其中驱动机构23的千斤顶臂部23'正在伸展的位置。
图4示出了根据发明的推进系统1、1'，该推进系统1、1'的发动机舱整流罩3的后段20安装在发散配置下，收敛配置对应于其中驱动机构23的千斤顶臂部23'完全伸出的位置。
实际上，驱动机构23的千斤顶臂部23'的逐步伸展移动驱动嵌入在径向外壁20b的内表面20b'中的装置24、24'逐步径向向外移动，以使得后段20的由可变形的形状记忆材料制成的径向内壁20a和径向外壁20b变形，并因此使得出口截面BF的外直径DBF从图2所示的收敛配置中的最小直径DBFc、经过图3所示的中间位置变化至图4所示的发动机舱整流罩3的后段20的发散配置中的最大直径DBFd。
同样地，驱动机构23的千斤顶臂部23'的逐步收缩移动使得发动机舱整流罩3从图4所示的发散配置转换为图2所示的收敛配置。
发动机舱整流罩3的后段20从收敛配置到发散配置(或相反方向)的转换根据驱动机构23的千斤顶臂部23'的伸出或缩回来连续进行，加强护圈22确保在发动机舱整流罩3的出口截面BF(即后缘)的配置改变时，后段20的径向内壁20a和径向外壁20b之间存在基本不变的间隙。
因此，发动机舱整流罩3的入口截面和出口截面的空气动力学剖面有利地能够根据航空器的工作阶段得到的空气动力学和机械约束来在发散配置和收敛配置之间进行优化，从而分别在发动机舱整流罩的四周形成发散气流或收敛气流。
根据本发明的推进系统1、1'因此使得能够按照航空器的需求简单、快速实现转子2的发动机舱整流罩3的后段20的收敛或发散。因此，根据本发明的推进系统1、1'的发动机舱整流罩3的形状使、构造和材料其能够形成对抗转子2的旋转所产生的噪声的声音屏障，在确保提高转子针对周围偶然出现的障碍物的安全性的同时确保对发出声音的更多衰减，并确保静止飞行或低速前进飞行中推进系统1、1'的发动机舱整流罩3的推进效果。
因此，配备有本发明的推进系统1、1'的航空器的优点在于根据需要设置转子的发动机舱整流罩的发散或收敛的后段20，以及根据航空器的飞行条件和航空器的推进效率需求而变化的发动机舱整流罩3的截面，从而使航空器具有最佳的空气动力学性能。当航空器处于相对较高的前进速度的飞行阶段时，发动机舱整流罩3的后段20处于收敛位置。当航空器起飞时、或者当航空器在表面上方垂直飞行阶段中且地面效应较大时，发动机舱整流罩3的后段20处于发散位置。
此外，发动机舱整流罩3的入口截面BA(或称为前缘)的外直径DBA还可以在中性位置和收敛位置之间变化，从而进一步改善了航空器的航空动力学性能。
实际上，入口截面的变化和出口截面的变化相结合使得能够改变转子推进系统的喷射气流，并因此显著改善航空器的空气动力学性能。

Claims (11)

1.一种用于航空器的推进系统(1、1')，包括至少一个转子(2)和发动机舱整流罩(3)，所述发动机舱整流罩(3)围绕所述至少一个转子(2)相对于所述转子(2)的旋转轴线(X)延伸，所述发动机舱整流罩(3)包括：
-前段(10)，其形成所述发动机舱整流罩(3)的入口截面(BA)；
-后段(20)，其末端(21)形成所述发动机舱整流罩(3)的出口截面(BF)；以及
-中间段(30)，其连接所述前段(10)和所述后段(20)；
其特征在于，所述后段(20)包括径向内壁(20a)和径向外壁(20b)，所述径向内壁(20a)和所述径向外壁(20b)是由可变形的形状记忆材料制成的，并且在于，所述航空推进系统(1、1')包括至少一个千斤顶(23)的至少一个驱动机构，所述千斤顶(23)被配置为与嵌入在所述径向外壁(20b)的内表面(20b')中的装置(24、24')配合以使所述出口截面(BF)的外直径(DBF)在所确定的最小直径(DBFc)和最大直径(DBFd)之间变化。
2.根据权利要求1所述的推进系统(1、1')，其中，嵌入在所述径向外壁(20b)的内表面中的装置(24、24')包括分布在至少一个环形列中的多个棱柱，所述多个棱柱由所述至少一个千斤顶(23)通过至少一个环形元件(25、26)进行驱动。
3.根据前述权利要求中任一项所述的推进系统(1、1')，还包括加强护圈(22)，所述加强护圈(22)连接所述后段(20)的所述径向内壁(20a)和所述径向外壁(20b)。
4.根据前述权利要求中任一项所述的推进系统(1、1')，其中，所述中间段(30)是刚性的并且通过至少一个臂部(31)连接到所述推进系统(1、1')的发动机(6)。
5.根据前述权利要求中任一项所述的推进系统(1、1')，其中，所述前段(10)是由可变形的形状记忆材料制成的，该前段(10)包括使得所述入口截面(BA)的外直径(DBA)变化的装置。
6.根据前项权利要求所述的推进系统(1、1')，其中，所述入口截面(BA)的所述外直径(DBA)在气动或液压扩张设备的作用下变化。
7.根据权利要求5所述的推进系统(1、1')，其中，所述入口截面(BA)的所述外直径(DBA)在环形热衬(13)的作用下变化，所述前段(10)还具有热收缩特性。
8.根据权利要求5所述的推进系统(1、1')，其中，所述入口截面(BA)的所述外直径(DBA)在千斤顶驱动机构(230)的作用下变化，所述千斤顶驱动机构(230)被配置为与固定在所述前段(10)的径向外壁(12b)的内表面(12b')上的装置(240)配合。
9.根据权利要求5所述的推进系统(1、1')，其中，所述入口截面(BA)的所述外直径(DBA)在气动或液压环形驱动器(40)的作用下变化，所述气动或液压环形驱动器(40)被配置为在预定的操纵压力的作用下径向变形。
10.根据前述权利要求中任一项所述的推进系统(1、1')，其中，所述前段(10)包括多个加强件(14)，所述加强件由抗压曲设备(15)连接。
11.一种航空器，其特征在于，所述航空器包括权利要求1至9中任一项所述的至少一个推进系统(1、1')，所述推进系统(1、1')通过枢转轴(4、4')枢转安装在所述航空器上，所述枢转轴(4、4')相对于所述转子(2)偏心或贯穿设置。
CN202010278791.XA 2019-04-10 2020-04-10 用于航空器的推进系统 Active CN111806672B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1903834 2019-04-10
FR1903834A FR3094958B1 (fr) 2019-04-10 2019-04-10 Systeme propulsif pour un aeronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111806672A true CN111806672A (zh) 2020-10-23
CN111806672B CN111806672B (zh) 2023-08-29

Family

ID=67262728

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010278791.XA Active CN111806672B (zh) 2019-04-10 2020-04-10 用于航空器的推进系统

Country Status (4)

Country Link
US (1) US11691716B2 (zh)
EP (1) EP3722203B1 (zh)
CN (1) CN111806672B (zh)
FR (1) FR3094958B1 (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11440671B2 (en) * 2019-01-24 2022-09-13 Amazon Technologies, Inc. Adjustable motor fairings for aerial vehicles

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2651172A (en) * 1952-08-15 1953-09-08 United Aircraft Corp Cooling means for variable area nozzles
CN101258072A (zh) * 2005-09-08 2008-09-03 空中客车法国公司 涡轮喷气发动机舱整流罩和含至少一个整流罩的发动机舱
US20100037588A1 (en) * 2006-10-12 2010-02-18 Constantine Baltas Variable fan nozzle using shape memory material
US20110168837A1 (en) * 2008-06-25 2011-07-14 Snecma Aircraft propulsion system
US20140338324A1 (en) * 2013-05-14 2014-11-20 The Boeing Company Shape Memory Alloy Actuation System for Variable Area Fan Nozzle
CN106828946A (zh) * 2015-12-03 2017-06-13 波音公司 改变飞行器发动机的进气口的方法和装置
CN107939526A (zh) * 2016-10-12 2018-04-20 通用电气公司 用于涡轮发动机的入口整流罩

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2372779A (en) * 2001-03-03 2002-09-04 Rolls Royce Plc Gas turbine engine nozzle with noise reducing tabs
US7458221B1 (en) * 2003-10-23 2008-12-02 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Variable area nozzle including a plurality of convexly vanes with a crowned contour, in a vane to vane sealing arrangement and with nonuniform lengths
US20110147533A1 (en) * 2009-12-21 2011-06-23 Honeywell International Inc. Morphing ducted fan for vertical take-off and landing vehicle
FR2965304B1 (fr) * 2010-09-23 2012-10-12 Airbus Operations Sas Dispositif de decharge d'air pour turboreacteur d'avion a double flux
GB201220378D0 (en) * 2012-11-13 2012-12-26 Rolls Royce Plc A gas turbine engine exhaust nozzle

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2651172A (en) * 1952-08-15 1953-09-08 United Aircraft Corp Cooling means for variable area nozzles
CN101258072A (zh) * 2005-09-08 2008-09-03 空中客车法国公司 涡轮喷气发动机舱整流罩和含至少一个整流罩的发动机舱
US20100037588A1 (en) * 2006-10-12 2010-02-18 Constantine Baltas Variable fan nozzle using shape memory material
US20110168837A1 (en) * 2008-06-25 2011-07-14 Snecma Aircraft propulsion system
US20140338324A1 (en) * 2013-05-14 2014-11-20 The Boeing Company Shape Memory Alloy Actuation System for Variable Area Fan Nozzle
CN106828946A (zh) * 2015-12-03 2017-06-13 波音公司 改变飞行器发动机的进气口的方法和装置
CN107939526A (zh) * 2016-10-12 2018-04-20 通用电气公司 用于涡轮发动机的入口整流罩

Also Published As

Publication number Publication date
FR3094958B1 (fr) 2021-03-19
CN111806672B (zh) 2023-08-29
US11691716B2 (en) 2023-07-04
US20200324875A1 (en) 2020-10-15
EP3722203B1 (fr) 2021-10-06
EP3722203A1 (fr) 2020-10-14
FR3094958A1 (fr) 2020-10-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111806673B (zh) 用于航空器的推进系统
EP3176078B1 (en) Variable-geometry ducted fan
US11661906B2 (en) Propulsion system arrangement for turbofan gas turbine engine
EP2041399B1 (en) Aircraft engine inlet having zone of deformation
US9457887B2 (en) Smart material trailing edge variable chord morphing wing
EP2336022A2 (en) Morphing ducted fan for vertical take-off and landing vehicle
EP3339180B1 (en) Rotational propulsion system of an aircraft
RU2667555C1 (ru) Лопатка для винта турбомашины, в частности турбовинтовентиляторного двигателя безредукторной схемы, соответствующие винт и турбомашина
US20110101173A1 (en) Aircraft with Aerodynamic Lift Generating Device
US3614260A (en) Blades or vanes for fluid flow machines
CN104968893A (zh) 无涵道的推力产生系统体系结构
US20150344127A1 (en) Aeroelastically tailored propellers for noise reduction and improved efficiency in a turbomachine
EP3357812B1 (en) Variable in-flight wing fold system
CN107878733A (zh) 用于飞行器尾部安装的风扇组件的平移风扇叶片
US6984109B2 (en) Rotor blade pitch control assembly
US5782431A (en) Thrust vectoring/reversing systems
CN113518746B (zh) 用于飞行器的推进系统
CN111806672B (zh) 用于航空器的推进系统
US11549383B2 (en) Variable geometry aerodynamic blade with integral shape memory actuation
US11932410B2 (en) Propulsion system for an aircraft
CN114599585A (zh) 用于飞行器的推进系统
EP3653512B1 (en) Boundary layer ingestion fan system
CN116374157A (zh) 航空驱动装置、飞行器以及运行航空驱动装置的方法
EP3653509B1 (en) Boundary layer ingestion fan system
Semrad et al. The concept of an air driven propeller as a thruster for special use

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
TA01 Transfer of patent application right
TA01 Transfer of patent application right

Effective date of registration: 20201020

Address after: Paris France

Applicant after: SAFRAN

Address before: Paris France

Applicant before: SAFRAN

Applicant before: SAFRAN HELICOPTER ENGINES

SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant