CN113677593A - 包括带有进气管的短舱以增大反推力的涡轮喷射引擎 - Google Patents

包括带有进气管的短舱以增大反推力的涡轮喷射引擎 Download PDF

Info

Publication number
CN113677593A
CN113677593A CN202080028416.8A CN202080028416A CN113677593A CN 113677593 A CN113677593 A CN 113677593A CN 202080028416 A CN202080028416 A CN 202080028416A CN 113677593 A CN113677593 A CN 113677593A
Authority
CN
China
Prior art keywords
wall
turbojet engine
flow
thrust
open position
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
CN202080028416.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113677593B (zh
Inventor
丹尼尔-西普里安·明库
马蒂厄·帕特里克·简-路易斯·拉利亚
尼古拉斯·约瑟夫·西尔文
贾戈达·爱丽娜·沃罗延斯卡
弗雷德里克·多特雷普
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 Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
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 SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of CN113677593A publication Critical patent/CN113677593A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113677593B publication Critical patent/CN113677593B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT 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; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • 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
    • F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
    • F02K1/64—Reversing fan flow
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0226—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising boundary layer control means
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明公开了一种飞行器涡轮喷射引擎(1)，包括用于提供反推力的风扇(11)以及具有进气管(2)的短舱，进气管(2)包括至少一个位于环形腔(20)中的导流管(3)，导流管(3)一端在所述进气管唇缘(23)上开口，另一端在内壁(21)和/或外壁(22)上开口，从而增大反推力；进气管(2)包括至少一个在关闭位置与打开位置之间运动的盖件(31，32)；在关闭位置，所述盖件(31，32)在进气管唇缘(23)处关闭导流管(3)；在打开位置，所述盖件(31，32)在进气管唇缘(23)处打开所述导流管(3)。

Description

包括带有进气管的短舱以增大反推力的涡轮喷射引擎
技术领域
本发明涉及飞行器涡轮喷射引擎领域，更具体地涉及飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管。
背景技术
已知地，飞行器包括一个或多个涡轮喷射引擎，以使得能够通过加速在涡轮喷射引擎中从上游向下游流动的气流来实现推进飞行器。
参考图1，涡轮喷射引擎100沿轴线X延伸，并包括绕轴线X可转动地安装在外壳102中的风扇101，以便在涡轮喷射引擎100的推力阶段加速涡轮喷射引擎100中从上游向下游流动的气流，该气流被称为内部气流F-INT。下文中，术语“上游”和“下游”是相对于内部气流的流动方向来定义的。
已知地，涡轮喷射引擎100包括短舱，该短舱在其上游端包括进气管200，该进气管包括朝向轴线X的内壁201和与内壁201相对的外壁202。内壁201和外壁202通过包括前缘的进气管唇缘203连接在一起，从而形成环形腔220。进气管200具有空气动力学轮廓，以便在由内壁201引导的内部气流F-INT和由外壁202引导的外部气流F-EXT之间分离出一上游气流F。下文中，术语“内”和“外”相对于涡轮喷射引擎100的轴线X的径向方向限定的。
为了减小飞行器的制动距离，特别是在着陆期间的制动距离，已知在短舱中集成推力反向系统，使得可以改变排气管处的气流方向，以产生反推力。已知地，反推力阶段是通过在矫直装置下游打开二次流中的襟翼/格栅来实现的，以便径向向外或向上游引导气流。
对于大涵道比的涡轮喷气式飞行器来说，短舱具有大直径，并不期望以集成的方式安装常规的推力反向系统，因为这种方式会对涡轮喷射引擎的重量、整体尺寸和阻力产生显著的不利影响。
为了产生反推力，另一个解决方案提供了一个可变距风扇，或VPF，以便使涡轮喷射引擎的二次流中流动的气流反向流动，从而产生反推力以实现飞行器在着陆或任何其它机动期间的减速。
参考图2，在反推力阶段，反向气流F-INV在涡轮喷射引擎100中从下游向上游流动，即，与图1中的内部气流F-INT方向相反。更精确地说，反向气流F-INV在外壳102附近流动。反向气流F-INV由内壁201大致沿轴线X轴向向上游引导。反向气流F-INV此时与上游气流F相反，从而实现反推力。
实际上，如图2所示，部分反向气流F-INV会在大致径向的方向上绕过进气管200的空气动力学轮廓，这会导致在进气管唇缘203附近出现局部凹陷区P。此局部凹陷P会产生上游吸力，即与推力反向相反的力。实际上，此现象非常显著地影响了反推力阶段的性能。
因此，本发明旨在减少此现象，以便在不影响所述飞行器在推力阶段性能的同时提高涡轮喷射引擎在反推力阶段的性能。
在现有技术中，从专利US 3,618,876、US 3,222,863和US 3,664,612可知一种进气管，该进气管上游部向内或向外枢转或向上游移动。此上游部一方面在上表面(外壁)上，另一方面在下表面(内壁)上产生若干流动导向开口，以在不利条件下，特别是在起飞或有斜风的情况下，避免内部气流与内壁分离。此可移动上游部不会增大反推力。
从专利申请US3446223A1、US3662556A1和GB1228806A1可知，在内壁与外壁之间设有带通孔的进气管，该通孔由襟翼关闭，并在推力阶段的某些操作步骤下，为了降低噪音或改善气流供应而打开。从专利申请VV02015130384A2可知，具有一个或多个流体控制通道的进气管，尤其在上游打开以减少在推力阶段供应的气流的分离。可以放置格栅，以在推力阶段供应气流的同时避免摄入异物。此类进气管不会增大反推力。
发明内容
本发明涉及一种飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管，所述飞行器涡轮喷射引擎短舱沿从上游向下游定向的轴线X延伸，短舱中的内部气流在推力阶段从上游向下游流动，且反向气流在反推力阶段从下游向上游流动，所述进气管绕轴线X周向延伸，并且包括朝向轴线X并被配置为引导所述内部气流和所述反向气流的内壁和与所述内壁相对并且被配置为引导外部气流的外壁，所述内壁和所述外壁通过进气管唇缘连接在一起，从而形成环形腔。
本发明的显著之处在于，进气管在环形腔开口中包括至少一个导流管，导流管一端在进气管唇缘处开口，另一端在内壁和/或外壁处开口，以便增大反推力。
借助于本发明，反向气流在进气管唇缘处被偏转和/或进气管唇缘处的局部凹陷减小，这使得可以防止气流产生如现有技术一样与反推力相反的力。
根据一个优选的方面，进气管包括多个绕轴线X沿周向分布在所述进气管上的导流管。根据一个方面，所有导流管可以一起使用，以便在进气管的圆周上产生均匀的反推力，这在一些操作步骤下，如制动时是有利的。根据另一方面，为了控制反向气流的再流动，导流管可以不同程度地打开，以实现在进气管的圆周上产生不均匀的反推力，这其它操作步骤下是有利的。
根据另一个优选的方面，所述进气管包括绕轴线X周向延伸的单个导流管，以便在进气管的整个圆周上方优化反推力阶段的性能。
优选地，所述进气管包括至少一个盖件，所述盖件在关闭位置与打开位置之间运动，在所述关闭位置，所述盖件在所述进气管唇缘处关闭所述导流管；在所述打开位置，所述盖件在所述进气管唇缘处打开所述导流管。因此，涡轮喷射引擎在推力阶段的性能不会降低。
优选地，所述进气管包括至少一个上盖件，所述上盖件在关闭位置与打开位置之间运动，在所述关闭位置，所述上盖件在所述进气管唇缘处关闭所述导流管；在所述打开位置，所述上盖件在所述进气管唇缘处打开所述导流管。因此，涡轮喷射引擎在推力阶段的性能不会降低。
优选地，所述进气管包括至少一个下盖件，所述下盖件在关闭位置与打开位置之间运动，在所述关闭位置，所述下盖件在内壁或所述外壁处关闭所述导流管；在所述打开位置，所述下盖件在所述内壁或所述外壁处打开所述导流管。因此，涡轮喷射引擎在推力阶段的性能不会降低。
优选地，进气管包括至少一个驱动件，以便使至少一个盖件(上游和/或下游)从关闭位置运动至打开位置。
优选地，驱动件使得可以使至少一个上盖件和/或至少一个下盖件从打开位置运动至关闭位置。
优选地，上盖件和/或下盖件被配置为在气流的作用下从关闭位置运动至打开位置，不需要由飞行器额外提供动力。
优选地，上盖件和/或下盖件被配置为在气流的作用下从打开位置运动至关闭位置，不需要由飞行器额外提供动力。
本发明还涉及一种飞行器涡轮喷射引擎，其沿从上游向下游定向的轴线X延伸，其内部气流在推力阶段从上游向下游流动，且反向气流在反推力阶段上游向下游流动，所述涡轮喷射引擎包括用于提供反推力的风扇以及短舱，所述短舱包括进气管，如前所述，以便增大反推力。
本发明还涉及一种使用如先前所阐述的进气管的方法，所述方法包括在所述涡轮喷射引擎的反推力阶段，将所述导流管中的气流从所述内壁和/或所述外壁引导至所述进气管唇缘以便增大反推力。内部气流的流动有利地允许在进气管唇缘处产生分离，从而避免了现有技术中的任何凹陷。外部气流的流动使得可以平衡进气管唇缘处的压力，从而避免现有技术中的任何凹陷。
优选地，在涡轮喷射引擎的推力阶段，盖件处于关闭位置，使得进气管具有空气动力学轮廓，从而将内部气流引导至内壁上。所述方法包括在所述涡轮喷射引擎的反推力阶段，使所述盖件运动至打开位置以增大反推力。
优选地，在涡轮喷射引擎的推力阶段，上盖件处于关闭位置，使得进气管具有空气动力学轮廓，从而将内部气流引导至内壁上。所述方法包括在所述涡轮喷射引擎的反推力阶段，使所述上盖件运动至打开位置以增大反推力。
优选地，在涡轮喷射引擎的推力阶段，下盖件处于关闭位置，使得进气管具有空气动力学轮廓，从而引导内壁上的内部气流或外壁上的外部气流。所述方法包括在所述涡轮喷射引擎的反推力阶段，使所述下盖件运动至打开位置以便增大反推力。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，在附图中，相同的附图标记表示类似的对象，其中：
图1和图2分别是现有技术的涡轮喷射引擎短舱在推力阶段和反推力阶段的纵向横截面示意图；
图3是本发明第一实施例的包括在内壁上开口的导流管的涡轮喷射引擎短舱的纵向横截面示意图；
图4和图5分别是本发明包括一行导流管的进气管和两行导流管的进气管的横向横截面示意图；
图6是本发明包括周向导流管的进气管的横向横截面示意图；
图7A和图7B分别是本发明第一实施例包括驱动件的进气管位于关闭位置和打开位置时的纵向横截面示意图；
图7C、图7D和图7E分别是本发明第一实施例包括驱动件的进气管位于打开位置时的纵向横截面示意图；
图8是本发明第二实施例包括若干在外壁上开口的导流管的涡轮喷射引擎短舱的纵向横截面示意图；
图9A和图9B分别是本发明第二实施例包括驱动件的进气管位于关闭位置处和打开位置时的纵向横截面示意图；
图10A和图10B分别是本发明第三实施例包括在内壁和外壁上均开口的导流管的进气管的纵向横截面示意图；
图11A是本发明实现反向气流的不均匀再流动的涡轮喷射引擎短舱的纵向横截面示意图；
图11B是本发明实现反向气流的不均匀再流动的进气管的横向截面示意图。
应该注意的是，附图详细阐述了本发明以实施本发明，如有需要，所述附图当然能够用于更好地定义本发明。
具体实施方式
参考图3，示出了本发明的涡轮喷射引擎1，该涡轮喷射引擎沿从上游向下游定向的轴线X延伸，并包括绕轴线X可转动地安装在限定气流的外壳12中的风扇11。已知地，风扇11被配置为在推力阶段对在涡轮喷射引擎1中从上游向下游流动的气流进行加速，也即内部气流，并在反推力阶段对在涡轮喷射引擎1中从下游向上游流动的气流进行加速，也即反向气流F-INV。
实际上，如图3所示，反向气流F-INV在气流的径向外部从下游向上游流动，特别超过气流半径的1/3处。内部气流F-INT总是在气流的径向内部从上游向下游流动，特别是超过气流半径的2/3处。内部气流F-INT的流速足够快，以避免涡轮喷射引擎的任何泵送现象。
如图3所示，涡轮喷射引擎1包括短舱，该短舱在其上游端包括绕轴线X周向延伸的进气管2，该进气管包括朝向轴线X并被配置为引导内部气流F-INT和反向气流F-INV的内壁21以及与内壁21相对并被配置为引导从上游向下游流动的外部气流F-EXT的外壁22。内壁21和外壁22通过包括前缘的进气管唇缘23彼此连接。内壁21、外壁22和进气管唇缘23形成环形腔20，在该环形腔中可以安装声音衰减装置或除冰装置。环形腔20沿平行于轴线X的纵向方向X20延伸。
在本实施例中，涡轮喷射引擎1包括反推力装置，特别是可变距风扇11或VPF，以便使得涡轮喷射引擎1中流动的气流可以反向流动，并且因此产生反推力，以实现飞行器在着陆期间或任何其它机动期间的减速。
根据本发明，进气管2包括至少一个位于环形腔20中的导流管，该导流管一端在进气管唇缘23处开口，另一端在内壁21和/或外壁22处开口，以便增大反推力。
在下文中，将在第一实施例中阐述在内壁21上开口的导管，然后将在第二实施例中阐述在外壁22上开口的导管，并在第三实施例中阐述在内壁21和外壁22上均开口的导管。
本发明的第一实施例，参考图3，进气管2包括多个位于环形腔20中的导流管3，并且该导流管一端在进气管唇缘23处开口，另一端在内壁21处开口。每个导流管3被配置为使气流从其两端中的一端流动至另一端。
如图4和图5所示，各导流管3绕轴线X沿周向分布在进气管2上，在图4的示例中相对轴线X成一行，并在图5的示例中呈交错设置的两行。当然，导流管3的行数还可以为其他数量。在这些实施例中，导流管3与轴线X的径向距离相等，换句话说，这些行呈环形。然而，不言而喻，导流管3也可以在进气管2的周向上不均匀分布，如仅在进气管2的部分圆周上或作为示例，不均匀地分布。
在图6的示例中，进气管2包括绕轴线X沿进气管2的周向延伸的单个导流管3。在本实施例中，导流管3在进气管2的横向截面上呈环形。这些配置(图4至图6)中的每一个都有利地允许一定量的气流流动。气流量取决于导流管L3的径向厚度，优选的为进气管L2的径向厚度的20％左右。在图4和图5的情况下，该气流量还取决于方位角长和分隔两个导流管3的方位角距。应该注意的是，这两个参数可以在不同导流管中变化，以便在进气管2的圆周上方生成不均匀的反推力，这在一些操作步骤下，如制动时是有利的。优选地，导流管3是圆形的，以便更好地在导管3内引导气流。然而，不言而喻，导流管可以是任何形状，如图4和图5的示例中的矩形。
优选地，如图7A所示，导流管3包括一上游端，该上游端沿上游方向X31在进气管唇缘23上开口，上游方向X31相对纵向方向X20形成上游角α3，上游角α3优选的在-45°与45°之间。优选地，导流管3包括一下游端，该下游端沿下游方向X32在底壁21上开口，下游方向X32相对纵向方向X20形成下游角β3，下游角β3优选在0°与60°之间。
如稍后将阐述的，这有利地使得可以在反推力阶段产生反向流动气流，从而减少在进气管唇缘23处出现如现有技术中的凹陷。
在本实施例中，参考图7A和图7B，进气管2进一步包括上盖件31和下盖件32，上盖件31和下盖件32分别可活动地安装在导流管3的上游端和下游端。不言而喻，在多个导流管3的情况下，进气管2包括多个上盖件31和下盖件32。同样地，不言而喻，导流管3可能仅包括一个上盖件31、仅一个下盖件32或两者均不包括。
优选地，上盖件31和下盖件32可转动地安装(图7A和7B)，但是不言而喻，这些上盖件31和下盖件32可以为其他形式的可活动安装，如作为示例的平移运动。优选地，上盖件31安装在导流管3的上游端的径向外边缘，如图7A和图7B所示。然而，上盖件31当然也可以安装在导流管3的上游端的径向内边缘。类似地，优选地，下盖件32安装在导流管3的下游端的上游边缘，如图7A和图7B所示。然而，应当理解的是，下盖件32可以安装在导流管3的下游端的下游边缘。
根据本发明的一个方面，并参考图7A和图7B，上盖件31在关闭位置C1和打开位置C2之间运动：
-在关闭位置C1(图7A)，上盖件31在进气管唇缘23处关闭导流管3，以便增大推力；
-在打开位置C2(图7B)，上盖件31在进气管唇缘23处打开导流管3，以便增大反推力。
类似地，下盖件32在关闭位置C1和打开位置之间运动：
-在关闭位置C1，下盖件32关闭内壁21处的导流管3，以便增大推力；
-在打开位置C2，下盖件32打开在内壁21处的导流管3，以便增大反推力。
优选地，假定上盖件31和下盖件32同时处于关闭位置或打开位置，以便增大推力和反推力。因此，进气管2在推力阶段和反推力阶段实现两种不同的作用。如图7A所示，在关闭位置C1中，上盖件31和下盖件32分别遮盖导流管3的两端，这使得可以不影响具有空气动力学轮廓的进气管2的空气动力学性能。换句话说，上游气流F在进气管唇缘23处以类似于现有技术的方式分离成内部气流F-INT和外部气流F-EXT。以此方式，推力阶段得到优化。
如图7B所示，在打开位置C2中，上盖件31和下盖件32允许一部分反向气流F-INV(辅助反向气流F-INV1)在导流管3中流动，并产生另一部分反向气流F-INV(主反向气流F-INV2)的分离。换句话说，反向气流F-INV偏离其沿进气管唇缘23延伸的轨迹，引起反推力阶段阻力的减少。反推力阶段的性能因此得以改善。
优选地，上盖件31和下盖件32呈小厚度的襟翼形式，以便形成最小的整体尺寸。优选地，上盖件31和下盖件32的轮廓略微弯曲，从而形成分别与进气管唇缘23和内壁21类似的空气动力学轮廓。优选地，上盖件31和下盖件32的材料与进气管唇缘23和内壁21的材料相同，即阻碍相关的空气动力。
根据本发明的一个优选方面，如图7B所示，在打开位置C2，上盖件31和下盖件32在导流管3的外部延伸，以便分别以朝向导流管3和远离该导流管3的方式引导辅助反向气流F-INV1。根据本发明的另一方面，如图7C所示，在打开位置C2，上盖件31和下盖件32在导流管3的内部延伸，以产生最小的整体尺寸并不降低空气动力性能。根据本发明的另一方面，并如图7D和图7E所示，在打开位置C2中，上盖件31和下盖件32的其中一个在导流管3的内部延伸，另一个在导流管3的外部延伸。
根据本发明的一个方面，参考图7A、图7B、图7C和图7D，进气管2包括两个驱动件33、34，用于分别使上盖件31和下盖件32从关闭位置C1运动至打开位置C2。优选地，驱动件33、34还可以使上盖件31和下盖件32从打开位置C2运动至关闭位置C1。不言而喻，同一驱动件33、34可以使若干盖件31、32运动。不言而喻，驱动件33、34的数量是任意的。举例来说，驱动件33、34呈气动、液压、电动或其它致动器的形式，其接收控制器的指令后驱动盖件。
根据本发明的另一方面，参考图7E，上盖件31和下盖件32被配置为借助于相关空气动力来运动。更具体地，上盖件31和下盖件32被配置为通过辅助反向气流F-INV1从关闭位置C1运动至打开位置C2。优选地，上盖件31和下盖件32被配置为通过上游气流F从打开位置C2运动至关闭位置C1。本发明的优点是有效地利用空气动能，而不需要额外的动力输入。不言而喻，上盖件31和下盖件32的其中一个可以借助于驱动件33、34运动，而另一个可以通过相关空气动力运动。
根据本发明的第二实施例，参考图8，导流管4一端在进气管唇缘23处开口，另一端在外壁22处开口。如图9A所示，导流管4的上游端沿上游方向X41定向，上游方向X41与纵向方向X20形成上游角α4，角α4优选在-60°与+60°之间。同样地，导流管4的下游端沿下游方向X42定向，下游方向X42与纵向方向X20形成下游角β4，角β4优选在45°与170°之间。
为了清楚和简洁起见，在第二实施例中不重复对第一实施例中元件的描述，仅阐述功能和结构的不同。
根据本发明的一个方面，如图9A和图9B所示，上盖件41以类似于第一实施例的方式可活动地安装。另一方面，下盖件42在关闭位置C1和打开位置C2之间运动：
-在关闭位置C1(图9A)，下盖件42在外壁22处关闭导流管3，以便增大推力；
-在打开位置C2(图9B)，下盖件42在外壁22处打开导流管3，以便增大反推力。
优选地，根据此第二实施例，上盖件41优选地安装在导流管4的上游端的径向内边缘，如图9A和图9B所示。然而，上盖件41当然也可以安装在上游端的径向外边缘。同样地，优选地，下盖件42安装在导流管4的下游端的下游边缘，如图9A和图9B所示。然而，应当理解的是，下盖件42也可以安装在下游端的上游边缘。
根据本发明的一个优选方面，如图9B所示，在打开位置C2，上盖件41和下盖件42在导流管4的外部延伸，以便分别将辅助外部气流F-EXT1导入和导出导流管3。然而，不言而喻，上盖件41和下盖件42的至少一个也可以在导流管4的内部延伸。
因此，如图9B所示，在打开位置C2中，上盖件41和下盖件42允许外部气流F-EXT的一部分(称为辅助外部气流F-EXT1)在导流管4内流动，其中外部气流F-EXT的另一部分(称为主外部气流F-EXT2)沿外壁22流动。辅助外部气流F-EXT1在导流管4内的流动使得可以平衡外壁22处的下游压力P2与进气管唇缘23处的上游压力P1。换句话说，在现有技术中较低的上游压力P1(存在局部低压P)通过吸入辅助外部气流F-EXT1而与下游压力P2相等。反推力阶段的性能因此得到改善。
在图9A和图9B的示例中，上盖件41和下盖件42由驱动件43、44驱动，但是不言而喻，该驱动可通过不同方式执行，如第一实施例中所描述的。
借助于本发明，无论实施例如何，进气管唇缘23处的上游压力P1增加和/或从进气管2输出的气流与内壁21分离，从而巧妙地提高飞行器在反推力阶段的性能。此外，本发明因可活动安装的盖件31、32、41、42而不会降低飞行器在推力阶段的性能。此外，本发明的重量和整体尺寸减小，并且能耗低，尤其是在盖件31、32、41、42通过相关空气动力运动的情况下。
与前述类似，第二实施例的各导流管4绕轴线X沿进气管2的周向分布，相对轴线X呈径向一行或交错排布的两行。当然，导流管4可以不同行数分布。导流管4还可以在进气管2的圆周处不均匀分布，例如在进气管2的部分圆周上分布。可选地，进气管2包括绕轴线X沿进气管2的周向延伸的单个导流管4。
根据本发明的第三实施例，参考图10A和图10B，示出了导流管5，其一方面在进气管唇缘23处开口，另一方面在内壁21和外壁22处均开口。在此第三实施例中，导流管5包括类似于导流管3的第一导流段和类似于导流管4的第二导流段，该第一导流段被配置为使辅助反向气流F-INV1从内壁21流动，该第二导流段被配置为使辅助外部气流F-EXT1流动，两者均通向公共导流段，以使辅助反向气流F-INV1和辅助外部气流F-EXT1向进气管唇缘23流动。
优选地，如图10A和图10B所示，导流管5包括上盖件51和第一下盖件52-1，其以类似于第二实施例的方式可活动地安装。导流管5还包括以类似于第一实施例的方式可活动地安装的第二下盖件52-2。
有利地，如图10B所示，在打开位置C2，上盖件51和第一下盖件52-1使得辅助外部气流F-EXT1流动，从而在进气管唇缘23处平衡下游压力P2和上游压力P1。以互补方式，上盖件51和第二下盖件52使得辅助反向气流F-INV1流动，从而分离反向气流F-INV2。因此，通过结合第一实施例和第二实施例的优点来优化反推力阶段。
具体地，所描述的三个实施例设有导流管3、4、5，以用于沿进气管2的圆周均匀地偏转反向气流F-INV。然而，在一些操作步骤下，可能需要不均匀地偏转此反向气流。因此，下文将参考图11A至图11B来描述用于不均匀地偏转反向气流F-INV的两个实施例。
如图11A所示，上游端31、41、51可以在进气管2的圆周处朝向不同方向，以便形成沿预定轴线AD定向的进气管唇缘。这同样适用于下游端32、42、52-1、52-2。可选地，参考图11B，导流管3、4、5可以在进气管2的周向上于垂直轴线X的平面中形成椭圆形、特别是卵形的行。在单个导流管3、4、5的情况下，可在垂直轴线X的平面中呈椭圆形。考虑到进气管2的环境，非均匀偏转有利于引导反向气流。
以下描述了一种使用如前所述发明的进气管2的方法。为了清楚起见，阐述了单个盖件31、32、41、42、51、52-1、52-2的运动，但是不言而喻，多个上盖件31、41、51和/或下盖件32、42、52-1、52-2可以同时地或相继地运动。
在推力阶段，风扇11从上游向下游加速内部气流F-INT，该内部气流由具有增大推力的空气动力学轮廓的进气管2引导。在涡轮喷射引擎1的推力阶段，每个盖件31、32、41、42、51、52-1、52-2均处于关闭位置C1，使得进气管2具有空气动力学轮廓，以便引导气流。
在所述涡轮喷射引擎1的反推力阶段，特别是在改变风扇叶片11的浆距之后，盖件31、32、41、42、51、52-1、52-2运动至打开位置C2，打开导流管3，以便流动平衡上游压力P1和下游压力P2的气流和/或促进反向气流F-INV与内壁21的分离D，以便增大反推力。
根据本发明的一个方面，通过驱动件33、34、43、44以简单且有效的方式执行驱动步骤。根据本发明的另一方面，则是相关空气动力驱动了盖件31、32、41、42、51、52-1、52-2，这有利地减少了能耗。
有利地，此使用方法在推力阶段和反推力阶段均为飞行器提供了良好的性能，在该推力阶段中，内部气流F-INT由内壁21朝风扇11引导，在该反推力阶段中，反向空气流F-INV偏离其沿内壁21流动的轨迹，并产生局部低压。
根据本发明的一个方面，在多个导流管3、4、5的情况下，仅一部分导流管3、4、5由盖件31、32、41、42、51、52-1、52-2打开，以便在进气管2的圆周上方生成不均匀的反推力，这对于一些操作步骤(如制动)是有利的。
根据本发明的一个方面，导流管3、4、5包括若干行关闭位置C1，该位置由上游角度α3,α4和/或下游角度β3、β4的值限定。在多个导流管3、4、5的情况下，盖件31、32、41、42、51、52-1、52-2因此可以有利地根据彼此不同的、位于不同行的关闭位置C1来工作。因此，可以在进气管的圆周上方生成不均匀的反推力，这对于如制动时等一些操作步骤是有利的。

Claims (8)

1.一种飞行器涡轮喷射引擎(1)，其沿从上游向下游定向的轴线(X)延伸，其内部气流(F-INT)在推力阶段从上游向下游流动，其反向气流(F-INV)在反推力阶段从下游向上游流动，所述涡轮喷射引擎(1)包括用于提供反推力的风扇(11)以及具有进气管(2)的短舱，所述进气管绕轴线(X)周向延伸并包括朝向轴线(X)且被配置为引导所述内部气流(F-INT)和所述反向气流(F-INV)的内壁(21)以及与所述内壁(21)相对并被配置为引导所述外部气流(F-EXT)的外壁(22)，所述内壁(21)和所述外壁(22)通过进气管唇缘(23)彼此连接，以形成环形腔(20)，其特征在于，所述进气管(2)包括至少一个位于环形腔(20)中的导流管(3，4，5)，所述导流管一端在所述进气管唇缘(23)处开口，另一端在所述内壁(21)和/或所述外壁(22)处开口，从而增大反推力；所述进气管(2)包括至少一个在关闭位置(C1)与打开位置(C2)之间运动的盖件(31，41，51，32，42，52-1，52-2)；在所述关闭位置，所述盖件(31，41，51，32，42，52-1，52-2)在所述进气管唇缘(23)处关闭所述导流管(3，4，5)；在所述打开位置，所述盖件(31，41，51，32，42，52-1，52-2)在所述进气管唇缘(23)处打开所述导流管(3，4，5)。
2.如权利要求1所述的涡轮喷射引擎(1)，其特征在于，包括多个绕轴线(X)沿周向分布在所述进气管(2)上的导流管(3，4，5)。
3.如权利要求1所述的涡轮喷射引擎(1)，其特征在于，包括绕轴线(X)周向延伸的单个导流管(3，4，5)。
4.如权利要求1-3中任一项所述的涡轮喷射引擎(1)，其特征在于，包括至少一个在关闭位置(C1)与打开位置(C2)之间运动的上盖件(31，41，51)；在所述关闭位置，所述上盖件(31，41，51)在所述进气管唇缘(23)处关闭所述导流管(3，4，5)；在所述打开位置，所述上盖件(31，41，51)在所述进气管唇缘(23)处打开所述导流管(3，4，5)。
5.如权利要求1-4中任一项所述的涡轮喷射引擎(1)，其特征在于，包括至少一个在关闭位置(C1)与打开位置(C2)之间运动的下盖件(32，42，52-1，52-2)；在所述关闭位置，所述下盖件(32，42，52-1，52-2)在所述内壁(21)或所述外壁(22)处关闭所述导流管(3，4，5)；在所述打开位置，所述下盖件(32，42，52-1，52-2)在所述内壁(21)或所述外壁(22)处打开所述导流管(3，4，5)。
6.如权利要求1-5中任一项所述的涡轮喷射引擎(1)，其特征在于，包括至少一个驱动件(33，34，43，44)，以驱动至少一个盖件(31，41，32，42，51，52-1，52-2)从所述关闭位置(C1)运动至所述打开位置(C2)。
7.一种使用如权利要求1-6中任一项所述的涡轮喷射引擎的方法，其特征在于，所述方法包括，在所述涡轮喷射引擎(1)的反推力阶段，在所述导流管(3，4，5)中使气流从所述内壁(21)和/或所述外壁(22)流动至所述进气管唇缘(23)，以增大反推力。
8.如权利要求7所述的使用涡轮喷射引擎的方法，其特征在于，在所述涡轮喷射引擎(1)的推力阶段，所述盖件(31，41，51，32，42，52-1，52-2)处于所述关闭位置(C1)，使得所述进气管(2)具有空气动力学轮廓，从而将所述内部气流(F-INT)引导至所述内壁(21)上；所述方法包括，在所述涡轮喷射引擎(1)的反推力阶段，使所述盖件(31，41，51，32，42，52-1，52-2)运动至所述打开位置(C2)以增大反推力。
CN202080028416.8A 2019-04-17 2020-04-08 包括带有进气管的短舱以增大反推力的涡轮喷射引擎 Active CN113677593B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FRFR1904092 2019-04-17
FR1904092A FR3095241B1 (fr) 2019-04-17 2019-04-17 Entrée d’air de nacelle de turboréacteur comprenant une conduite de circulation pour favoriser une phase d’inversion de poussée
PCT/EP2020/060035 WO2020212226A1 (fr) 2019-04-17 2020-04-08 Turboreacteur comprenant une nacelle avec une entrée d'air pour favoriser une phase d'inversion de poussee

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113677593A true CN113677593A (zh) 2021-11-19
CN113677593B CN113677593B (zh) 2024-04-19

Family

ID=67742696

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202080028416.8A Active CN113677593B (zh) 2019-04-17 2020-04-08 包括带有进气管的短舱以增大反推力的涡轮喷射引擎

Country Status (8)

Country Link
US (1) US11739688B2 (zh)
EP (1) EP3956223B1 (zh)
JP (1) JP7411679B2 (zh)
CN (1) CN113677593B (zh)
BR (1) BR112021019852A2 (zh)
CA (1) CA3135098A1 (zh)
FR (1) FR3095241B1 (zh)
WO (1) WO2020212226A1 (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3123946B1 (fr) * 2021-06-13 2023-05-26 Safran Aircraft Engines Entrée d’air d’ensemble propulsif d’aéronef comprenant des organes mobiles pour favoriser une phase d’inversion de poussée et procédé d’utilisation d’une telle entrée d’air

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3729934A (en) * 1970-11-19 1973-05-01 Secr Defence Brit Gas turbine engines
US4482114A (en) * 1981-01-26 1984-11-13 The Boeing Company Integrated thermal anti-icing and environmental control system
CN101200220A (zh) * 2006-12-06 2008-06-18 波音公司 用于被动引导飞行器发动机喷嘴气流的系统和方法
CN101523041A (zh) * 2006-09-29 2009-09-02 空中客车法国公司 航空器的喷气发动机舱以及具有这种发动机舱的航空器
CN102417030A (zh) * 2010-09-23 2012-04-18 空中客车营运有限公司 用于飞行器内外函涡轮发动机的排气设备
US20130111873A1 (en) * 2010-06-18 2013-05-09 Snecma Aircraft turbojet engine fan casing
CN103299084A (zh) * 2011-01-11 2013-09-11 斯奈克玛 一种旁路式涡轮喷气发动机
US20170321631A1 (en) * 2016-05-06 2017-11-09 Mra Systems, Inc. Thrust reverser assembly

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3222863A (en) 1963-10-07 1965-12-14 Boeing Co Aerodynamic inlet
US3446223A (en) * 1966-02-04 1969-05-27 Lockheed Aircraft Corp Air intake for gas turbine engines
GB1228806A (zh) * 1968-07-04 1971-04-21
US3664612A (en) 1969-12-22 1972-05-23 Boeing Co Aircraft engine variable highlight inlet
US3618876A (en) 1969-12-22 1971-11-09 Boeing Co Aircraft engine leading edge auxiliary air inlet
GB1244292A (en) * 1970-01-14 1971-08-25 Rolls Royce Gas turbine engine
GB1452267A (en) * 1972-10-14 1976-10-13 Rolls Royce Jet propulsion powerplant frames
GB1565212A (en) * 1975-12-22 1980-04-16 British Hovercraft Corp Ltd Ductecd fan propulsors
US5934611A (en) 1997-10-20 1999-08-10 Northrop Grumman Corporation Low drag inlet design using injected duct flow
US8839805B2 (en) * 2006-10-12 2014-09-23 United Technologies Corporation Passive boundary layer bleed system for nacelle inlet airflow control
EP3084179B1 (en) * 2013-12-16 2020-02-05 United Technologies Corporation Fan nacelle inlet flow control
FR3041536B1 (fr) * 2015-09-29 2018-11-30 Galderma Research & Development Mousse chimique non rincee contenant du trifarotene, et son utilisation dans le traitement de l'acne.
US10563615B2 (en) 2016-05-09 2020-02-18 Mra Systems, Llc Gas turbine engine with thrust reverser assembly and method of operating

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3729934A (en) * 1970-11-19 1973-05-01 Secr Defence Brit Gas turbine engines
US4482114A (en) * 1981-01-26 1984-11-13 The Boeing Company Integrated thermal anti-icing and environmental control system
CN101523041A (zh) * 2006-09-29 2009-09-02 空中客车法国公司 航空器的喷气发动机舱以及具有这种发动机舱的航空器
CN101200220A (zh) * 2006-12-06 2008-06-18 波音公司 用于被动引导飞行器发动机喷嘴气流的系统和方法
US20130111873A1 (en) * 2010-06-18 2013-05-09 Snecma Aircraft turbojet engine fan casing
CN102417030A (zh) * 2010-09-23 2012-04-18 空中客车营运有限公司 用于飞行器内外函涡轮发动机的排气设备
CN103299084A (zh) * 2011-01-11 2013-09-11 斯奈克玛 一种旁路式涡轮喷气发动机
US20170321631A1 (en) * 2016-05-06 2017-11-09 Mra Systems, Inc. Thrust reverser assembly

Also Published As

Publication number Publication date
EP3956223B1 (fr) 2023-09-20
FR3095241A1 (fr) 2020-10-23
WO2020212226A1 (fr) 2020-10-22
JP2022529120A (ja) 2022-06-17
CN113677593B (zh) 2024-04-19
FR3095241B1 (fr) 2021-06-25
JP7411679B2 (ja) 2024-01-11
EP3956223A1 (fr) 2022-02-23
US11739688B2 (en) 2023-08-29
BR112021019852A2 (pt) 2022-01-18
CA3135098A1 (fr) 2020-10-22
US20220170417A1 (en) 2022-06-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10174715B2 (en) Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle
US4086761A (en) Stator bypass system for turbofan engine
US4132240A (en) Variable double lip quiet inlet
JP5241215B2 (ja) 航空機エンジンノズルの流体のパッシブ誘導システムおよび方法
EP3176092B1 (en) Apparatus to vary an air intake of aircraft engines
US8074440B2 (en) Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle
CN102434229B (zh) 可变几何涡轮机
JP2013506082A (ja) ２ブロック圧縮機を備えたコンバーチブルファンエンジン
CN113677595B (zh) 包括导流叶片的涡轮喷射引擎短舱的进气管
US10082040B2 (en) Aircraft comprising a turbine engine incorporated into the rear fuselage with variable supply
US10443539B2 (en) Hybrid exhaust nozzle
US6312221B1 (en) End wall flow path of a compressor
RU2566091C2 (ru) Сопло холодного потока турбореактивного двухконтурного двигателя с раздельными потоками, содержащее решетчатый реверсор тяги
CN113677593B (zh) 包括带有进气管的短舱以增大反推力的涡轮喷射引擎
CN113677594A (zh) 包括具有进气管的短舱以增大反推力的涡轮喷射引擎
CA2666190C (en) Nacelle drag reduction device for a turbofan gas turbine engine
US20160363129A1 (en) Compressor and turbocharger
US10662895B2 (en) Aircraft gas turbine engine nacelle
CN113677880B (zh) 使用涡轮喷射引擎短舱的进气管的方法
CN115280009A (zh) 包括利于反向推力阶段的导向装置的飞行器旁通涡轮喷射引擎短舱出气管
RU2302544C1 (ru) Турбореактивный двухконтурный двигатель с биротативным вентилятором
US20220177149A1 (en) Air inlet duct for a nacelle of an aircraft propulsion assembly
EP2788609A1 (en) Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle
EP2809936B1 (en) Gas turbine engine with improved fuel efficiency
EP3043033A1 (en) Gas turbine engine with improved fuel efficiency

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant