CN114051557B - 用于飞行器的推进组件的推力反向器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器推进装置的推力反向器(12)，该推力反向器(12)包括内部固定结构(13)、可移动整流罩(16)和阻挡襟翼(17)。推力反向器(12)包括第一致动机构，该第一致动机构被配置成使可移动整流罩(16)在关闭位置和打开位置之间移动，以使阻挡襟翼(17)分别在缩回位置和展开位置之间移动，从而使推力反向器(12)分别在全推力构造和推力反向构造之间转换。推力反向器(12)包括第二致动机构，该第二致动机构被配置成当可移动整流罩(16)处于关闭位置时，使阻挡襟翼(17)在缩回位置和部分展开位置之间移动，以使推力反向器(12)分别在全推力构造和推力减小构造之间转换。

Description

用于飞行器的推进组件的推力反向器

技术领域

本发明涉及用于飞行器推进组件的推力反向器的领域，更具体地涉及叶栅式推力反向器的领域。

背景技术

作为一般规则，推力反向器可以以使推进组件能够产生推力的直线喷射构造布置，并且可以以反向喷射或推力反向的构造布置，其中，在推进组件中流通的气体的一部分被重新引导到推进组件的前面，从而产生飞行器制动反推力。

叶栅式推力反向器通常安装在设有双流喷气发动机的推进组件中。在这种推进组件中，主流在穿过喷气发动机气体发生器的主射流道中流通，并且次级流在围绕气体发生器的次级射流道中流通。

大多数叶栅式推力反向器，例如在文献WO 2011/131874 A1中描述的叶栅式推力反向器，被构造成使得反推力由次级流的重定向引起。

为此，反向器通常包括用于释放径向开口的滑动整流罩以及用于阻挡次级射流道的襟翼，叶栅被布置在该径向开口中。在直线喷射模式下，整流罩覆盖叶栅，襟翼缩回，这样次级流完全有助于飞行器推进。为了使喷射反向，滑动整流罩移动到推进组件的后部，以便释放所述径向开口。整流罩的移动与次级射流道中襟翼的展开有关。在反向喷射模式下，展开的襟翼使得可以将次级流的一部分流偏转到叶栅，叶栅被构造成将这样偏转的部分流引导到推进组件的前面。

在不同的飞行阶段，可能需要或希望减小由推进组件产生的推力。例如，在下降阶段，减小的推力使得可以增大飞行器的下降角度，以便使飞行器着陆，这特别使得可以减少噪声干扰，缓解机场附近的空域拥挤，并可选地减少燃料消耗。

在这样的下降阶段，推力不能仅通过减少气体—即仅通过减少燃料流量和发动机速度—而被减少，因为发动机已经被调节在怠速节气门停止点，低于该怠速节气门停止点时，不可能在遵守在操作(可能需要再加速、在恶劣天气情况下的关闭保护等)、加压或向飞行器供应空气(需要遵守的非详尽的限制因素清单)等方面的限制时下降。因此，有必要寻找另一种手段来降低推力，而不是通过降低气体和发动机转速来降低推力。

文献US 10119495 B1描述了一种通过将反向器置于直线喷射构造和反向喷射构造之间的中间构造来减小推力的方法。反向器是叶栅式推力反向器的实施例在该文献中特别地描述(参见上述文献的图6至图8)。

使用传统的推力反向器来调节推力有多个缺点。特别地，以这种中间构造布置的传统推力反向器在某些飞行阶段中倾向于产生不希望的反推力。此外，传统的推力反向器通常需要改变诸如门或滑动整流罩的移动结构的位置来减小推力，这改变了机舱的外部空气动力学，从而会扰乱机翼上的气流并产生升力损失，这对飞行器是有害和危险的。事实上，这会导致飞行器推力和飞行质量控制的损失。

此外，如果文献US 10 119 495 B1中描述的系统发生故障，则推力反向器可以完全展开(直线喷射)，而不是部分展开(中间构造)，导致产生反推力，从而阻止飞行器路径控制。在这方面，认证机构认为在飞行中展开推力反向器是危险的。

更一般地，传统推力反向器的部分展开不允许安全地调节推进组件的推力，特别是当推进组件包括具有高涵道比的喷气发动机时，由于涵道比高，展开反向器的空气动力学效应特别大。

发明内容

本发明的目的是提供一种推力反向器，该反向器能够例如在下降阶段减小推进组件的推力，同时避免与传统推力减小技术相关联的缺点。

为此，本发明涉及一种用于飞行器推进组件的推力反向器，该反向器包括固定内部结构、可移动外部结构和至少一个阻挡襟翼，该反向器被构造成布置在：

-全推力构造，在全推力构造中，可移动外部结构处于关闭位置，并且至少一个阻挡襟翼处于缩回位置，以便引导导管中的流体流，导管由固定内部结构径向向内界定和由可移动外部结构径向向外界定，

-推力反向构造，在推力反向构造中，可移动外部结构处于释放径向开口的开口位置，并且在推力反向构造中，至少一个阻挡襟翼处于展开位置，以便使所述流体流的一部分朝向所述径向开口偏转。

根据本发明，该反向器包括致动机构，该致动机构被配置为当可移动外部结构处于关闭位置时使至少一个阻挡襟翼在缩回位置和部分展开位置之间移动，以使反向器分别在所述全推力构造和减小推力构造之间切换。

因此，本发明提供了一种具有两种不同功能(即传统的推力反向功能和推力减小功能)的推力反向器，这两种功能由相互独立的相应的致动机构执行，这两种致动机构都能够使所述至少一个阻挡襟翼移动。

与传统的反向器不同，根据本发明的反向器使得可以增加压力损失，从而在不解锁可移动外部结构的情况下减小推力。

特别地，该反向器使得能够增加飞行器的下降角度，这使得尤其能够减少典型飞行任务的燃料消耗，减少噪音干扰，并缓解机场附近的空域拥挤。

本发明还使得能够不降低飞行器的可操纵性，因为外部空气动力学没有改变。因此，机舱外的流动不受影响，特别是机翼周围的流动不受干扰。此外，如果系统在次级射流道中的展开不合适宜，则射流道中存在的压力损失可以通过增加气体和速度来补偿。

根据本发明，致动机构包括至少一个连接杆和用于驱动所述至少一个连接杆的构件，驱动构件能够在闲置位置和活动位置之间移动，至少一个连接杆在第一端部连接到至少一个阻挡襟翼，并在第二端部连接到驱动构件，使得驱动构件在闲置位置和活动位置之间的移动引起至少一个阻挡襟翼分别在缩回位置和部分展开位置之间的移动。

优选地，驱动构件可以由固定内部结构支承。

根据本发明，驱动构件在闲置位置和活动位置之间的移动包括驱动构件围绕反向器的纵向轴线的旋转运动。

在实施例中，驱动构件在闲置位置和活动位置之间的移动可以包括驱动构件围绕所述纵向轴线的旋转运动和该驱动构件沿该纵向轴线的平移移动的组合。

优选地，该反向器可以包括多个阻挡襟翼和多个相应的连接杆，驱动构件包括至少一个环形扇区，所述连接杆中的一些连接到环形扇区。

在实施例中，至少一个连接杆能够被构造成当可移动外部结构在关闭位置和打开位置之间移动时，在缩回位置和展开位置之间驱动至少一个阻挡襟翼。

本发明还涉及一种飞行器推进组件，该推进组件包括如上所述的反向器，以及涉及包括这种推进组件的飞行器。

本发明还涉及一种用于展开如上所述的反向器的至少一个阻挡襟翼的方法，该方法同时包括用于将所述可移动外部结构保持在所述关闭位置的步骤和用于使用所述致动机构使至少一个阻挡襟翼在所述缩回位置和所述部分展开位置之间移动的步骤。

通过阅读以下非限制性详细描述，本发明的进一步优点和特征将显现出来。

附图说明

以下详细说明参照附图，在附图中：

[图1]是包括双主体和双流喷气发动机的飞行器推进组件的示意性轴向截面图；

[图2]是根据本发明的推力反向器在全推力构造中的示意性轴向截面图；

[图3]是图2中的反向器在推力反向构造中的示意性轴向截面图；

[图4]是图2中的反向器在减小推力构造中的示意性轴向截面图；

[图5]是根据本发明的推力反向器在全推力构造中的示意性横截面图，该推力反向器包括根据第一实施例的旋转致动机构；

[图6]是图5中的反向器在减小推力构造中的示意性横截面图；

[图7]是根据本发明的推力反向器在减小推力构造中的示意性横截面图，该推力反向器包括根据第二实施例的旋转致动机构；

[图8]是根据本发明的推力反向器的示意透视图，该推力反向器包括旋转致动机构，并同时以全推力构造和减小推力构造被示出；

[图9]是推力反向器的示意透视图，该推力反向器包括平移致动机构，并且同时以全推力构造和减小推力构造被示出；

[图10]是图9中反向器的阻挡襟翼和连接杆的示意性轴向截面图，该反向器同时以全推力构造和减小推力构造被示出。

具体实施方式

在图1中，示出了包括由机舱3整流的涡轮发动机2的飞行器推进组件1。在本例中，涡轮发动机2是双体双流喷气发动机。

在下文中，术语“上游”、“下游”、“前”和“后”相对于在推进推进组件1时通过推进组件1的气流的方向D1来限定。

喷气发动机2具有纵向中心轴线A1，喷气发动机的各个部件，在此情况下从喷气发动机2的上游到下游为风扇4、低压压缩机5、高压压缩机6、燃烧室7、高压涡轮8和低压涡轮9，围绕该纵向中心轴线延伸。压缩机5和6、燃烧室7以及涡轮机8和9形成气体发生器。

通常，在这种喷气发动机2的运作期间，空气流10通过机舱3上游的空气入口进入推进组件1，穿过风扇4，然后被分成中心主流10A和次级流10B。主流10A在穿过气体发生器的主气体流通射流道11A中流动。次级流10B本身在次级射流道中11B流动，该次级射流道围绕气体发生器并且由机舱3径向向外限定。

本发明涉及一种叶栅式推力反向器12，如图2至图4所示，该叶栅式推力反向器用于使由这种推进组件1产生的推力进行反向或调节该推力。

该反向器12一方面包括相对于喷气发动机2的定子的固定元件，固定元件包括固定的内部结构13、前框架14和由前框架14支承的叶栅15。

该反向器12还包括相对于上述固定元件的可移动元件，可移动元件包括形成可移动整流罩的可移动外部结构16、阻挡襟翼17和连接杆18。这些可移动元件使得可以改变反向器12的构造。

图2示出了处于全推力或直线喷射构造中的反向器12。在这种构造中，可移动整流罩16处于关闭位置，在该关闭位置，可移动整流罩轴向地支承在前框架14上，同时覆盖叶栅15。

在直线喷模射式下，可移动整流罩16和固定内部结构13在它们之间径向地界定次级射流道11B的下游部分。

阻挡襟翼17处于缩回位置，在该缩回位置，阻挡襟翼被容纳在可移动整流罩16的空腔19中，以便不阻挡次级射流道11B。

因此，在直线喷射模式下，反向器12使得可以将次级流10B引导到推进组件1的后部，使得该次级射流10B完全有助于飞行器的推进。

图3示出了处于推力反向或反向喷射构造中的反向器12。在该构造中，可移动整流罩16处于打开位置，在该打开位置，可移动整流罩释放径向开口，在该示例中，该径向开口由叶栅15的开口构成。实际上，可移动整流罩16相对于前框架14向推进组件1后部的轴向平移露出了刚性地连接到前框架14的叶栅15。

将可移动整流罩16从关闭位置(图2)滑动到打开位置(图3)导致在次级射流道11B中展开阻挡襟翼17。为此目的，阻挡襟翼17在铰接点M1处铰接到可移动整流罩16，连接杆中的每个连接杆18在第一端部E1处连接到相应的阻挡襟翼17，在第二端部E2处连接到固定内部结构13。

因此，在反向喷射模式下，阻挡襟翼17处于展开位置，在展开位置，阻挡襟翼17被构造成使如下部分朝向叶栅15偏转：在该示例中，该部分基本上表示整个次级流10B(参见图3)。

以本身已知的方式，叶栅15包括涡轮叶片，该涡轮叶片用于将穿过这些叶栅15的次级流10B引导到推进组件1的前面。

因此，在该推力反向构造中，次级流10B产生飞行器制动反推力。

以上描述涉及全推力构造和推力反向构造。由第一致动机构(未示出)执行从这些构造中的第一构造到第二构造的切换和从第二构造到第一构造的切换，该第一致动机构被配置为使可移动整流罩16分别从前部轴向地移动到后部或从后部轴向地移动到前部，该第一致动机构典型地包括多个气缸。在可移动整流罩16的这些平移方向中的每个平移方向上，襟翼17在连接杆18的作用下改变位置，在这种平移期间，连接杆18通过其第二端部E2在固定铰接点M2处相对于固定内部结构13铰接。

本发明更具体地说涉及独立于所述第一致动机构的第二致动机构，并且该第二致动机构适于在可移动整流罩16处于关闭位置时使阻挡襟翼17移动，以减小推力而不产生反推力。

图4示出了处于减小推力构造中的反向器12，在减小推力构造中，可移动整流罩16处于关闭位置，并且阻挡襟翼17处于部分展开位置。次级流10B的一部分10B1由于该流与部分地阻挡次级射流道11B的襟翼17的相互作用而耗散，使得仅次级流10B的受限部分10B2本身有助于飞行器推进。

在该示例中，每个部分展开的襟翼17相对于该襟翼17在缩回位置的位置以具有约π(pi)/6弧度的角度T1定向(参见图4)。

图5至图8示出了根据本发明的致动机构的示例。

在这些示例中的每个示例中，襟翼17的部分展开是由于连接杆18的第二端部E2相对于固定内部结构13的相对位置的改变而引起的。

为此，致动机构包括由反向器12的固定内部结构13支承的驱动构件20，并且连接杆18通过其第二端部E2连接到该驱动构件。换句话说，在本示例中，连接杆18通过其第二端部E2经由驱动构件20连接到固定内部结构13。

驱动构件20可在闲置位置和活动位置之间移动。

当驱动构件20处于闲置位置时，可移动整流罩16可以在关闭位置和打开位置之间移动，如上面参照图2和图3所述。因此，当驱动构件20处于闲置位置并且可移动整流罩16处于关闭位置时，反向器12处于全推力构造中。当驱动构件20处于闲置位置并且可移动整流罩16处于打开位置时，反向器12处于推力反向构造中。图5示出了处于全推力构造中的反向器12，驱动构件20处于闲置位置，可移动整流罩16处于关闭位置，襟翼17处于缩回位置。

在该示例中，只有当可移动整流罩16保持在关闭位置时，驱动构件20才可以在闲置位置和活动位置之间移动。

当驱动构件20处于活动位置时，反向器12处于减小推力构造中。图6示出了处于减小推力构造中的反向器12，驱动构件20处于活动位置，可移动整流罩16处于关闭位置，襟翼17处于部分展开位置。

图5和图6示出了具有通常被称为“O形导管”的结构的反向器12，其中，可移动整流罩16由一体件制成。

在该实施例中，驱动构件20形成环形扇区，所有连接杆18通过其第二端部E2连接到环形扇区。

在该实施例中，驱动构件20在闲置位置(图5)和活动位置(图6)之间的移动包括该驱动构件20围绕与推进组件1的轴线A1重合的反向器12的纵向轴线的旋转运动。

驱动构件20围绕反向器12的纵向轴线的旋转引起连接杆18的第二端部E2的相应移动，使得连接杆18的第二端部E2引起襟翼17在其缩回位置和部分展开位置之间的枢转。

图7示出了具有通常被称为“D形导管”的结构的反向器12，其中，可移动整流罩16以两个整流罩半部的形式被实施，反向器12处于减小推力构造中。

此外，图7中的实施例与图5和图6中的实施例的不同之处在于，驱动构件20形成两个环形扇区。连接到整流罩半部中的一个的襟翼17的的连接杆18通过其第二端部E2连接到这些环形扇区中的一个，连接到另一个整流罩半部的襟翼17的连接杆18通过其第二端部E2连接到另一环形扇区。

在图5至图7中的实施例中，驱动构件20在闲置位置和活动位置之间的移动是由在这些示例中包括气缸21的致动器执行的。

图8示出了与图5至图7中的实施例类似的反向器12的襟翼和相应的连接杆，该反向器同时处于全推力构造和减小推力构造中：襟翼在缩回位置由附图标记17A表示，在部分展开位置由附图标记17B表示，连接杆在全推力构造中由附图标记18A表示，在减小推力构造中由附图标记18B表示。

图9和图10示出了未被权利要求所覆盖的另一实施例，该另一实施例与所描述的实施例的不同之处在于，驱动构件20在闲置位置和活动位置之间的移动包括该驱动构件20沿反向器12的所述纵向轴线的平移移动。

与图8类似，图9和图10中的反向器12同时以全推力构造和减小推力构造被示出，驱动构件在闲置位置由附图标记20A表示，在活动位置由附图标记20B表示。

Claims (8)

1.用于飞行器的推进组件（1）的推力反向器（12），该推力反向器（12）包括固定内部结构（13）、可移动外部结构（16）和至少一个阻挡襟翼（17），该推力反向器（12）被构造成布置在：

- 全推力构造，在所述全推力构造中，所述可移动外部结构（16）处于关闭位置，并且所述至少一个阻挡襟翼（17）处于缩回位置，以便引导导管（11B）中的流体流（10B），所述导管由所述固定内部结构（13）径向向内界定并且由可移动外部结构（16）径向向外界定，

- 推力反向构造，在所述推力反向构造中，所述可移动外部结构（16）处于释放径向开口的打开位置，并且在所述推力反向构造中，所述至少一个阻挡襟翼（17）处于展开位置，以使所述流体流（10B）的一部分朝向所述径向开口偏转，

该推力反向器（12）的特征在于，该推力反向器包括致动机构，所述致动机构被配置为当所述可移动外部结构（16）处于关闭位置时使所述至少一个阻挡襟翼（17）在所述缩回位置和部分展开位置之间移动，以使所述推力反向器（12）分别在所述全推力构造和减小推力构造之间切换，所述致动机构包括至少一个连接杆（18）和所述至少一个连接杆（18）的驱动构件（20），所述驱动构件（20）能够在闲置位置和活动位置之间移动，所述至少一个连接杆（18）在第一端部连接到所述至少一个阻挡襟翼（17），并且在第二端部连接到所述驱动构件（20），使得所述驱动构件（20）在所述闲置位置和所述活动位置之间的移动引起所述至少一个阻挡襟翼（17）分别在所述缩回位置和所述部分展开位置之间的移动，所述驱动构件（20）在所述闲置位置和所述活动位置之间的移动包括所述驱动构件（20）围绕所述推力反向器（12）的纵向轴线（A1）的旋转运动。

2.根据权利要求1所述的推力反向器（12），其中，所述驱动构件（20）由所述固定内部结构（13）支承。

3.根据权利要求1或2所述的推力反向器（12），其中，所述驱动构件（20）在所述闲置位置和所述活动位置之间的移动包括所述驱动构件（20）沿所述推力反向器（12）的纵向轴线（A1）的平移运动。

4.根据权利要求1或2所述的推力反向器（12），该推力反向器（12）包括多个阻挡襟翼（17）和多个相应的连接杆（18），所述驱动构件（20）包括至少一个环形扇区，所述连接杆（18）中的一些连接到所述环形扇区。

5.根据权利要求1或2所述的推力反向器（12），其中，所述至少一个连接杆（18）能够被构造成当所述可移动外部结构（16）在所述关闭位置和所述打开位置之间移动时，在所述缩回位置和所述展开位置之间驱动所述至少一个阻挡襟翼（17）。

6.飞行器的推进组件（1），该推进组件（1）包括根据权利要求1至5中任一项所述的推力反向器（12）。

7.飞行器，所述飞行器包括根据权利要求6所述的推进组件（1）。

8.用于展开根据权利要求1至5中任一项所述的推力反向器（12）的至少一个阻挡襟翼（17）的方法，该方法同时包括用于将所述可移动外部结构（16）保持在所述关闭位置的步骤和用于使用所述致动机构使所述至少一个阻挡襟翼（17）在所述缩回位置和所述部分展开位置之间移动的步骤。