CN113677596A - 使用包括具有活动部的进气管唇缘的涡轮喷射引擎短舱的进气管以增大反推力的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种使用飞行器涡轮喷射引擎短舱(1)的进气管(2)的方法，进气管包括进气管唇缘(23)，进气管唇缘(23)包括至少一个固定部和至少一个在第一位置与第二位置之间运动的活动部(3，3’,4，4’,5，5’,6，6’,7)，在第一位置，进气管唇缘(23)具有空气动力学轮廓以将内部气流引导至内壁(21)以增大推力；在第二位置(B)，活动部(3，3’,4，4’,5，5’,6，6’,7)相对固定部运动，以使进气管唇缘(23)具有在第二位置(B)的第二径向厚度(EB)，第二径向厚度(EB)小于第一位置的第一径向厚度(EA)，从而增大反推力。

Description

使用包括具有活动部的进气管唇缘的涡轮喷射引擎短舱的进 气管以增大反推力的方法
技术领域
本发明涉及飞行器涡轮喷射引擎领域，并且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其推进。
参考图1，示出了涡轮喷射引擎100，该涡轮喷射引擎沿轴线X延伸，并且包括绕轴线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的推力期间加速涡轮喷射引擎100中从上游向下游流动的气流，称为内部气流F-INT。下文中，术语“上游”和“下游”是相对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以及与内壁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，从而形成环形腔220。进气管200具有空气动力学轮廓，用于将上游气流F分成由内壁201引导的内部气流F-INT以及由外壁202引导的外部气流F-EXT。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，已知在短舱中集成反推力系统以改变排气管处的气流方向，以产生反推力。已知地，反推力是通过在矫直装置下游打开二次流中的襟翼和/或格栅来实现的，以便径向向外或向上游引导气流。
对于大涵道比涡轮喷射引擎来说，短舱直径大，且不期望以集成的方式安装常规的反推力系统，因为这种方式会将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，以使位于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的方向相反。更精确地说，反向气流F-INV在风扇叶片101的头部与外壳102之间流动。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，从而产生反推力。
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域P。此局部凹陷P会生成上游吸力，即与反推力相反的力。实际上，此现象非常显著地影响了反推力阶段的性能。
因此，本发明旨在抑制此现象，以便在不影响所述飞行器在推力阶段(即当气流未反向时)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，从专利申请US5014933A、US3652036A和EP3421373A1中可知，进气管包括上游部分，该上游部分可以平移移动以改善推力阶段(特别是在起飞和/或着陆期间)的空气流动。
从专利申请EP1992810A2已知一具有灵活长度和厚度的进气管，以适应推力阶段的操作条件。
从专利申请US2014/363276A1可知，呈叶片形式的进气管形成薄短舱，以便改善推力阶段的气流供应。此类进气管不会增大反推力。
在气垫船的非高度相关领域，从专利申请GB1565212A已知一安装在整流罩中的螺旋桨，该螺旋桨的上游端形状可借助于可充气构件改变。
发明内容
本发明涉及一种使用飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管的方法，所述飞行器涡轮喷射引擎短舱沿从上游定向下游定向的轴线X延伸，短舱中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以及与所述内壁相对并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，从而形成环形腔，所述进气管唇缘包括至少一个固定部和至少一个可在第一位置与第二位置之间运动的活动部。
当所述进气管唇缘的活动部处于所述第一位置时，所述进气管唇缘具有空气动力学轮廓，从而将所述内部气流引导至所述内壁以增大推力，并且所述进气管唇缘具有第一径向厚度，所述方法包括，在所述涡轮喷射引擎的反推力阶段，驱动所述活动部相对于所述固定部运动至所述第二位置，使得所述进气管唇缘具有小于所述第一径向厚度的第二径向厚度，以增大反推力。
借助于本发明，进气管唇缘在推力阶段与反推力阶段之间被改变。有利地，在反推力阶段，唇缘的径向厚度减小，使得可以形成不连续/不规则气流，从而防止反向气流紧密地贴附进气管唇缘的形状，并防止生成如现有技术中的局部凹陷以及与反推力相反的力。换句话说，在反推力期间，反向气流有利地与进气管唇缘分离。
优选地，活动部是刚性的。刚性部分与弹性封套相对。
根据本发明的一个方面，所述进气管唇缘包括多个绕轴线X沿周向分布在所述进气管上的活动部，以便减小阻力。
根据本发明的一个方面，所述进气管唇缘包括绕轴线X周向延伸的单个活动部，以实现反向气流在进气管唇缘的整个圆周上的均匀分离。
根据本发明的一个方面，进气管唇缘包括位于同一纵向平面中的径向内部和径向外部，径向内部和径向外部中的一个可在所述第一位置与所述第二位置之间转动。优选地，径向内部和径向外部均是可转动的。
根据本发明的一个方面，至少一个活动部在所述第一位置与所述第二位置之间转动。
根据本发明的一个方面，进气管唇缘包括第一径向内部和第二径向外部，所述第一径向内部和第二径向外部中的一个在所述第一位置与所述第二位置之间转动。因此，仅进气管唇缘的一部分被转动以形成不连续性。
优选地，第一径向内部和第二径向外部位于垂直于轴线X的同一平面中，特别是位于同一角度位置。
根据本发明的一个方面，进气管唇缘包括径向内部和径向外部，该径向内部和径向外部均可在所述第一位置与所述第二位置之间转动。
优选地，偏转可以是均匀的(圆周处的均匀偏转)或不均匀的(圆周处不同程度的偏转)。作为非均匀偏转的示例，活动部可在圆周处不同程度地延伸。
优选地，径向内部和径向外部由直线分界线分离，该直线分界线优选地与轴线X对齐，从而形成反向气流的急剧不连续性。
根据本发明的一个方面，所述进气管唇缘包括在所述第一位置与所述第二位置之间转动的上游部。
根据本发明的一个方面，至少一个活动部优选地沿轴线X在第一位置与第二位置之间移动。
根据本发明的一个方面，进气管唇缘包括径向内部和径向外部，所述径向内部和径向外部中的一个在所述第一位置与所述第二位置之间移动。因此，仅进气管唇缘的一部分被移动以形成不连续性。
优选地，径向内部和径向外部由直线分界线分离，该直线分界线优选地与轴线X对齐，从而形成急剧不连续性以流动反向气流。
根据本发明的一个方面，所述进气管包括至少一个驱动件，以驱动所述活动部从所述第一位置运动至所述第二位置。
根据本发明的一个方面，所述涡轮喷射引擎包括被配置为提供反推力的风扇。优选地，所述风扇包括可变距叶片。
本发明还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，所述飞行器涡轮喷射引擎短舱中内部气流在推力阶段从上游向下游流动，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，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以及与所述内壁相对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，从而形成环形腔，所述进气管唇缘包括至少一个固定部和至少一个在第一位置和第二位置之间运动的活动部：
-在所述第一位置，所述进气管唇缘具有空气动力学轮廓，以便将所述内部气流引导至所述内壁以增大推力，所述进气管唇缘具有第一径向厚度；
-在所述第二位置，所述活动部相对所述固定部运动至所述第二位置，使得所述进气管唇缘具有小于所述第一径向厚度的第二径向厚度，从而增大反推力。
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是现有技术的涡轮喷射引擎短舱在推力阶段的纵向横截面示意图；
图2是现有技术的涡轮喷射引擎短舱在反推力阶段的纵向横截面示意图；
图3是本发明的涡轮喷射引擎短舱在推力阶段的纵向横截面示意图；
图4是本发明的涡轮喷射引擎短舱在反推力阶段的纵向横截面示意图；
图5是本发明包括一行活动部的进气管的横向横截面示意图；
图6是本发明包括单个周向活动部的进气管的横向横截面示意图；
图7A和图7B分别是本发明包括在第一位置的上活动部的进气管和在第二位置的上活动部的进气管的纵向横截面示意图；
图8A和图8B分别是本发明包括在第一位置的内活动部的进气管和在第二位置的的内活动部的进气管的纵向横截面示意图；
图9A和图9B分别是本发明包括朝外转动地外活动部在第一位置的进气管和朝外转动地外活动部在第二位置的进气管的纵向横截面示意图；
图9C是本发明包括朝内转动地的内活动部在第二位置的进气管的纵向横截面示意图；
图10A和图10B分别是本发明包括朝外转动的上游活动部在第一位置的进气管和朝外转动的上游活动部在第二位置的进气管的纵向横截面示意图；
图10C是本发明包括朝内转动地的上游活动部在第二位置的进气管的纵向横截面示意图；
图11A和图11B分别是本发明包括朝外转动的内活动部在第一位置的进气管和朝外转动的内活动部在第二位置的进气管的纵向横截面示意图，
图11C是本发明包括朝内转动的外活动部在第二位置的进气管的纵向横截面示意图，
图12A和图12B分别是本发明包括可移动地安装的中间活动部在第一位置的进气管和可移动地安装的中间活动部在第二位置的进气管的纵向横截面示意图。
应该注意的是，附图详细阐述了本发明以实施本发明，所述附图当然能够在适当的情况下更好地定义本发明。
具体实施方式
参考图3和图4，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，且包括绕轴线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加速在涡轮喷射引擎1中从上游向下游流动的气流，也即内部气流F-INT(图3)，并在反推力阶段加速在涡轮喷射引擎1中从下游向上游流动的气流，也即反向气流F-INV(图4)。实际上，反向气流F-INV在气流的径向外部从下游向上游流动，特别是在超过气流半径的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，特别是在超过气流半径的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，该短舱包括位于其上游端处并绕轴线X周向延伸的进气管2，该进气管包括朝向轴线X并且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外部气流F-EXT的外壁22。内壁21和外壁22通过进气管唇缘23连接，形成环形腔20。
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，从而使得径向外部上的气流反向流动，并因此产生允许飞行器在着陆期间减速的反推力。
根据本发明，参考图3和图4，进气管唇缘23包括至少一个固定部和至少一个在第一位置和第二位置之间运动的活动部3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7：
-在第一位置A(图3)，进气管唇缘23具有空气动力学轮廓，以便将内部气流F-INT引导至内壁21以增大推力，进气管唇缘23在第一位置A中具有第一径向厚度EA；
-在第二位置B(图4)，活动部3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7相对固定部运动至第二位置B，使得进气管唇缘23在第二位置B中具有小于第一径向厚度EA的第二径向厚度EB。
第一径向厚度EA和第二径向厚度EB是在垂直于轴线X的同一平面内测量的，特别是在同一角度位置。
有利地，在第一位置A，活动部3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7不会影响进气管唇缘23的空气动力学性能。因此推力是最佳的。
由于活动部的运动，在第二位置B，进气管唇缘的径向厚度减小，并且不再具有空气动力学轮廓，这使得可以改善反向气流F-INV的分离D。换句话说，整个反向气流F-INV被引导，以便相对轴线X大致在轴向方向上流动，使得与上游气流F相对，以产生反推力。不再像现有技术中那样存在会降低反推力性能的强局部凹陷P。与具有空气动力学轮廓的厚进气管唇缘23相比，更薄的内进气管唇缘23有利于分离。
参考图5，示出了包括多个活动部3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7的进气管唇缘23，这些活动部绕轴线X沿周向分布在进气管2上，以便在进气管2的周向上均匀地改善反推力。优选地，参考图5，活动部3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7的方位角长使得其表面整体尺寸小、轻巧且易于延伸。
优选地，两个连续的活动部3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7之间的方位角间隔13足够小，使得活动部3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7在没有延伸重叠的情况下覆盖最大的方位角表面积。优选地，活动部3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7的数量足够多，以实现在进气管2的整个周向上方的分离D，且足够少，以减少重量和阻力。
当活动部3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7向内延伸时，活动部的形状和数量适于沿周向、均匀的或不均匀的延伸而不会重叠。活动部3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7向外延伸的限制较少。
优选地，活动部3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7成行排布，每行活动部包括与轴线X的径向距离相等的多个活动部3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7。例如，在图5中示出了单行，但不言而喻，行的数量可以更多。使用若干行，特别是交错设置的行，使得可以沿进气管2的周向实现基本连续的偏转，同时使用彼此间隔开的活动部3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7，更容易维护。
优选地，参考图5，在第一位置A，比率L3/L2在5和1之间，其中参数L3是活动部3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7的径向厚度，参数L2是进气管2的径向厚度。
可选地，参考图6，进气管2包括绕轴线X周向延伸的单个活动部3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7。此活动部3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7确保了在反推力期间进气管2的圆周处有规律的偏转。不言而喻，为了引导反向气流F-INV，在圆周处的偏转也可以是不均匀的。
当描述不同的实施例时，将更好地理解本发明。本发明的不同之处将在下文中根据多个实施例进行描述，该多个实施例仅作为示例连续地阐述。不言而喻，本发明不限于这些实施例，而是涵盖所阐述的实施例的各种技术特征的任何可能的组合。
根据图7A和图7B所示的第一实施例，示出了活动部3，该活动部特别地可以沿平行于轴线X的方向平移。然而，不言而喻，平移轴线可以相对轴线X倾斜。
如图7A和图7B所示，进气管唇缘23包括径向内部31和径向外部32。在本实施例中，径向内部31是固定的，而径向外部32是可移动的，并形成活动部3。在此实施例中，活动部3占进气管唇缘23的径向厚度EA的50％。优选地，活动部3占进气管唇缘23的径向厚度EA的5％-70％。活动部3应足够坚固，以使其在操作期间承受力。
径向内部31和径向外部32由直线分界线分离，该直线分界线优选地与轴线X对齐，从而形成急剧不连续性，以流动反向气流F-INV。
在本实施例中，进气管2包括驱动件9，以便将活动部3从第一位置A平移至第二位置B。例如，此驱动件9呈液压、电动或其它致动器的形式，其接收控制器的制冷后驱动活动部3。优选地，驱动件9还可使活动部3从第二位置B平移至第一位置A。进气管2可以包括一个或多个驱动件9。
仍然参考图7A和图7B，驱动件9允许外活动部3、32向下游移动，以便减小进气管唇缘23的径向厚度。在第二位置B(图7B)，进气管唇缘23的径向厚度EB减少至第一位置A(图7A)的径向厚度EA的一半。在第二位置B，活动部3的第一位置A处形成空腔CC。
如图7B所示，当反向气流F-INV从内壁21流动至外壁22时，较薄的内进气管唇缘23导致反向气流F-INV的分离D。由于其分离D，反向气流F-INV不会紧密地贴附进气管唇缘23的形状，并与该进气管唇缘间隔开，这避免形成如现有技术中的任何强烈的局部凹陷。换句话说，反推力阶段的性能提高了。
参考图8A和图8B，示出了另一个替代性实施例。为了清楚起见，类似的附图标记用于表示相同或类似功能或结构的元件。
参考图8A和图8B，径向外部32’是固定的，而径向内部31’是可移动的，并形成活动部3’。如图8B所示，当反向气流F-INV从内壁21流动至外壁22时，较薄的内进气管唇缘23导致反向气流F-INV的分离D。由于其分离D，反向气流F-INV不紧密地跟随进气管唇缘23的形状，并且与该进气管唇缘间隔开，因此避免形成如现有技术中的局部凹陷。
根据第二实施例，参考图9A和图9B，示出了活动部4，该活动部可绕垂直于轴线X的转轴转动，从而实现活动部4径向向外运动。
如图9A和图9B所示，进气管唇缘23包括径向内部41和径向外部42。在本实施例中，径向内部41是固定的，而径向外部42是可转动的，并形成活动部4。活动部4通过铰链43铰接至固定部41，该铰链具有转轴，该转轴位于环形腔20中的进气管唇缘23的上游端的下游，即在两个壁21、22之间。在本实施例中，活动部4占进气管唇缘23径向厚度的50％。优选地，活动部4占进气管唇缘23径向厚度EA的5％-70％。径向内部41和径向外部42由直线分界线分离，该直线分界线优选地与轴线X对齐，从而形成急剧不连续性以流动反向气流F-INV。
与前述方式类似，进气管2包括驱动件9，以便驱动活动部4从第一位置A转动至第二位置B。优选地，驱动件9也驱动活动部4从第二位置B转动至第一位置A。进气管2可以包括一个或多个驱动件9。
仍然参考图9A和图9B，驱动件9允许外活动部4、42从外部径向朝下游运动，以便减小进气管唇缘23的径向厚度。在第二位置B，进气管唇缘23的径向厚度EB为第一位置A的径向厚度EA的一半。在第二位置B，活动部4的第一位置A处形成空腔CC。
如图9B所示，当反向气流F-INV从内壁21流动至外壁22时，较薄的内进气管唇缘23导致反向气流F-INV的分离D。由于其分离D，反向气流F-INV不会紧密地帖附进气管唇缘23的形状，并与该进气管唇缘间隔开，因此避免形成如现有技术中的局部凹陷。换句话说，反推力期间的性能得到提高。
参考图9C，示出了第二实施例的替代性实施例。为了清楚起见，类似的附图标记用于表示相同或类似功能或结构的元件。
可选地，参考图9C，径向外部42’是固定的，而径向内部41’是可转动的，并形成活动部4’。驱动件9使得内活动部4’、41’从内部径向向下游运动，以便减小径向厚度。有利地，在第二位置B，活动部4’延伸至由风扇11加速的反向气流F-INV中，从而避免形成强烈的局部凹陷。
如图9C所示，当反向气流F-INV从内壁21流动至外壁22时，较薄的内进气管唇缘23导致反向气流F-INV的分离D。由于其分离D，反向气流F-INV不会紧密地帖附进气管唇缘23的形状，并与该进气管唇缘间隔开，因此避免形成如现有技术中的局部凹陷。
根据第三实施例，参考图10A和图10B，示出了上游活动部5，该上游活动部绕与轴线X正交的转轴转动，从而实现上游活动部5径向向外运动。
如图10A和图10B所示，进气管唇缘23包括固定下游部51和形成活动部5的上游活动部52。活动部5通过铰链53铰接至固定下游部51，该铰链具有转轴，该转轴位于外壁22处的进气管唇缘23的上游端的下游，如图10A所示。在此实施例中，活动部5包括形成一部分进气管唇缘23的上游凸表面57和下游凹表面58。下游凹表面58以形状匹配的方式与固定下游部51配合，该下游部具有上游凸表面59，如图10B所示。在第二位置B中，活动部5的第一位置A处形成空腔CC。
与前述类似，进气管2包括驱动件9，以便驱动活动部5从第一位置A转动至第二位置B。优选地，驱动件9还可驱动活动部5从第二位置B转动至第一位置A。进气管2可以包括一个或多个驱动件9。
仍然参考图10A和图10B，驱动件9可使上游活动部5从外部径向向下游运动，以便减小径向厚度。在第二位置B，进气管唇缘23的径向厚度EB与下游固定部51的径向厚度一致。
如图10B所示，当反向气流F-INV从内壁21流动至外壁22时，较薄的内进气管唇缘23导致反向气流F-INV的分离D。由于其分离D，反向气流F-INV不紧密地贴附进气管唇缘23的形状，并与该进气管唇缘间隔开，因此避免形成如现有技术中的局部凹陷。换句话说，反推力期间的性能得到提高。实际上，反向空气流F-INV与固定部51和活动部5的上游凸表面59接触，活动部的整体轮廓不是空气动力学的，会导致分离D。
参考图10C，示出了第三实施例的替代性实施例。为了清楚起见，类似的附图标记用于表示相同或类似功能或结构的元件。
可选地，参考图10C，活动部5’通过铰链53’铰接至固定下游部51’，该铰链具有转轴，该转轴的轴线位于的进气管唇缘23的内壁21处的上游端的下游。驱动件9可使上游活动部52’从内部径向向下游运动，以便减小径向厚度。位于反向气流F-INV流动中的活动部5’促进了分离D。优选地，活动部5’分布在多行中，或同一行的活动部5’重叠。
如图10C所示，当反向气流F-INV从内壁21流动至外壁22时，较薄的内进气管唇缘23导致反向气流F-INV的分离D。由于其分离D，反向气流F-INV不紧密地贴附进气管唇缘23的形状，并与该进气管唇缘间隔开，因此避免形成如现有技术中的局部凹陷。
根据第四实施例，参考图11A和图11B，示出了作为内壁21的延伸部延伸的内活动部6，该内活动部绕垂直于轴线X的转轴转动，以实现活动部6从外部径向运动至环形腔20中。
如图11A和图11B所示，进气管唇缘23包括固定的径向外部62和形成活动部6的可转动的径向内部61。活动部6通过铰链63铰接至固定部62，该铰链具有位于进气管唇缘23的上游端处的转轴，如图11A所示。在此实施例中，活动部6为成角度的襟翼形式，其在环形腔20内部转动至第二位置B，即通过内部运动。优选地，进气管唇缘23包括通向环形腔20的入口，该入口由可活动的遮盖件(未示出)遮盖，该可活动的遮盖件被配置为一方面允许活动部6从第二位置B进入环形腔20，另一方面当活动部6位于环形腔20中时关闭入口。这有利地避免反向气流F-INV在环形腔20中的流动。
优选地，可活动的遮盖件呈包括一个或多个活动部的襟翼的形式。当然，遮盖件可以是各种形状。
与前述类似，进气管2包括驱动件9，以便驱动活动部6从第一位置A转动至第二位置B。优选地，驱动件9也可驱动活动部6从第二位置B转动至第一位置A。进气管2可以包括一个或多个驱动件9。优选地，驱动件9也可以驱动遮盖件。
仍然参考图11A和图11B，驱动件9可使活动部6、61从外部径向向下游运动，以便减小进气管唇缘23的径向厚度。活动部6、6’退回至环形腔20中。在第二位置B，进气管唇缘23的径向厚度EB与径向外固定部62的径向厚度一致。在第二位置B，活动部6的第一位置A处形成空腔CC。
如图11B所示，当反向气流F-INV从内壁21流动至外壁22时，较薄的内进气管唇缘23导致反向气流F-INV的分离D。由于其分离D，反向气流F-INV不紧密地贴附进气管唇缘23的形状，并与该进气管唇缘间隔开，因此避免形成如现有技术中的局部凹陷。换句话说，反推力期间的性能得到提高。
参考图11C，示出了第四实施例的另一个替代方案。为了清楚起见，类似的附图标记用于表示相同或类似功能或结构的元件。
可选地，参考图11C，示出了作为外壁22的延伸部延伸的外活动部6’、62’，该外活动部绕垂直于轴线X的转轴转动，从而实现活动部6’从内部径向运动至环形腔20中。在本实施例中，外活动部6’在环形腔20中重叠，以覆盖进气管2的圆周。可选地，可以设置多行活动部6’，或连续控制所述活动部6’，或相对于垂直于轴线X的平面倾斜的转动轴线。
如图11C所示，当反向气流F-INV从内壁21流动至外壁22时，较薄的内进气管唇缘23导致反向气流F-INV的分离D。由于其分离D，反向气流F-INV不会紧密地贴附进气管唇缘23的形状，并与该进气管唇缘间隔开，因此避免形成如现有技术中的强烈局部凹陷。
根据第五实施例，参考图12A和图12B，可移动中间部7沿平行于所示轴线X的方向平移。然而，不言而喻，平移轴线可以相对于轴线X倾斜。
如图12A和图12B所示，进气管唇缘23包括径向内部71、中间部73和径向外部72。在本示例中，径向内部71和径向外部73是固定的，而中间部73是可移动的并形成活动部7。在此实施例中，活动部7占进气管唇缘23的径向厚度的30％-90％。优选地，进气管唇缘23的上游端属于中间部73。
与前述类似，进气管2包括用于将中间部73从第一位置A平移至第二位置B的驱动件9。优选地，驱动件9还用于将活动部7从第二位置B运动至第一位置A。进气管2可以包括一个或多个驱动件9。
仍然参考图12A和图12B，驱动件9可使中间部7、73向下游移动，以便减小进气管唇缘23的径向厚度。在第二位置B中，进气管唇缘23的径向厚度EB与径向内部71的径向厚度EB1和径向外部72的径向厚度EB2的总和一致。在第二位置B，活动部7的第一位置A处形成空腔CC，从而有利地在径向内部71与径向外部72之间形成不连续性，并改善分离D。
优选地，中间部73周向延伸，并优选地基本呈圆柱状。
如图12B所示，具有中间不连续性的较薄的内进气管唇缘23在反向气流F-INV从内壁21流动至外壁22时引起该反向气流的较大分离D。由于其分离D，反向气流F-INV不会紧密地贴附进气管唇缘23的形状，并与该进气管唇缘间隔开，因此避免形成如现有技术中的强烈局部凹陷。换句话说，反推力期间的性能得到提高。
以下描述了一种使用如前所述的本发明的进气管2的方法。为了清楚起见，阐述了单个活动部的运动，但是不言而喻，多个活动部可以同时地或相继运动。
在推力阶段，风扇11实现由进气管2引导的内部气流F-INT加速，该进气管具有增大推力的空气动力学轮廓。活动部3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7在涡轮喷射引擎1的推力期间处于第一位置A，使得进气管2具有空气动力学轮廓，以便引导气流。进气管唇缘23在第一位置A中具有第一径向厚度EA。
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，该方法包括驱动活动部3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7从第一位置A运动至第二位置B，在此期间，活动部相对固定部运动至第二位置B，使得进气管唇缘23具有小于第一径向厚度EA的第二径向厚度EB。在反推力阶段，厚度减小的进气管唇缘促进了反向气流F-INV的分离。
有利地，此运动步骤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保持不变，在反推力阶段中，活动部3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7促进了反向气流F-INV与内壁21的分离D。
根据本发明的一个方面，在运动步骤期间，仅活动部3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7的一部分运动，以适应不同的操作(制动等)条件，并在进气管2的圆周处实现不同程度的分离。反向气流得到更好的控制，以便实现所期望的反推力。类似地，为了实现等同效果，活动部可以不同程度地延伸。
借助于本发明，在推力阶段维持现有的性能的同时，涡轮喷射引擎1的性能在反推力推力阶段显著提高。实际上，活动部3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7在第二位置B生成了反向气流F-INV与内壁21的分离D，以实现整个反向气流F-INV与上游气流F的方向相反，产生反推力，同时减小重量和阻力。在第一位置A，进气管2有利地保持了其空气动力学轮廓。

Claims (10)

1.一种使用飞行器涡轮喷射引擎短舱(1)的进气管(2)的方法，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，所述飞行器涡轮喷射引擎短舱中的内部气流(F-INT)在推力阶段从上游向下游流动，所述飞行器涡轮喷射引擎短舱中的反向气流(F-INV)在反推力阶段从下游向上游流动，所述进气管(2)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)彼此连接从而形成环形腔(20)，其特征在于，所述进气管唇缘(23)包括至少一个固定部和至少一个在第一位置(A)与第二位置(B)之间运动的活动部(3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7)，所述进气管唇缘(23)的活动部(3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7)处于第一位置(A)时，所述进气管唇缘(23)具有空气动力学轮廓以将所述内部气流(F-INT)引导至所述内壁(21)以增大推力，所述进气管唇缘(23)具有第一径向厚度(EA)；所述方法包括：在所述涡轮喷射引擎(1)的反推力阶段，驱动活动部(3,3',4,4',5,5',6,6',7)相对所述固定部运动至所述第二位置(B)以使进气管唇缘(23)具有小于所述第一径向厚度(EA)的第二径向厚度(EB)，从而增大反推力。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述进气管唇缘(23)包括多个活动部(3，3’，4，4’、5，5’，6，6’，7)，各活动部绕轴线(X)沿周向分布在所述进气管(2)上。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述进气管唇缘(23)包括绕轴线(X)周向延伸的单个活动部(3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7)。
4.如权利要求1-3中任一项所述的方法，其特征在于，至少一个活动部(4，4’，5，5’，6，6’)在所述第一位置(A)与所述第二位置(B)之间转动。
5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，所述进气管唇缘(23)包括径向内部(41，41’，61，61’)和径向外部(42，42’，62，62’)，所述径向内部和径向外部(4，4’，6，6’)中的一个在所述第一位置(A)与所述第二位置(B)之间转动。
6.如权利要求4所述的方法，其特征在于，所述进气管唇缘(23)包括上游活动部(52，52’)，所述上游活动部在所述第一位置(A)与所述第二位置(B)之间转动。
7.如权利要求1-6中任一项所述的方法，其特征在于，至少一个活动部(3，3’，7)在所述第一位置(A)与所述第二位置(B)之间移动。
8.如权利要求1-7中任一项所述的方法，其特征在于，所述进气管(2)包括至少一个驱动件(9)，以驱动所述活动部(3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7)从所述第一位置(A)运动至所述第二位置(B)。
9.如权利要求1-8中任一项所述的方法，其特征在于，所述涡轮喷射引擎(1)包括被配置为提供反推力的风扇(11)。
10.一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)包括风扇(11)，所述风扇包括可变距叶片并被配置为提供反推力，所述涡轮喷射引擎(1)包括设有进气管(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)并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，从而形成环形腔(20)，其特征在于，所述进气管唇缘(23)包括至少一个固定部和至少一个适于在第一位置和第二位置之间运动的活动部(3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7)：
-在所述第一位置(A)，所述进气管唇缘(23)具有空气动力学轮廓，以将所述内部气流(F-INT)引导至所述内壁(21)以增大推力，所述进气管唇缘(23)具有第一径向厚度(EA)；
-在所述第二位置(B)，所述活动部(3，3’，4，4’，5，5’，6，6’，7)相对所述固定部运动至所述第二位置(B)，使得所述进气管唇缘(23)具有小于所述第一径向厚度(EA)的第二径向厚度(EB)，从而增大反推力。
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