CN115066546A - 用于包括改善反向推力阶段性能的矫直装置的飞行器涡轮喷射引擎的短舱出气管 - Google Patents

Abstract

一种用于涡轮喷射引擎的短舱(2)的出气管(4)，短舱(2)绕纵向轴线(X)周向延伸，出气管(4)包括矫直装置(9)，矫直装置包括多个沿周向凸设的襟翼(90)，每一襟翼绕转动轴线(X9)转动，并相对纵向轴线在径向平面中形成会聚角，在闭合位置，每一襟翼(90)沿转动轴线(X9)在后缘的空气动力学延伸部中延伸以改善推力阶段的性能，在展开位置(D)，每一襟翼(90)在相对闭合位置绕转动轴线(X9)转动展开角(α)形成的展开平面中延伸，从而改善反向推力阶段(P2)的性能。

Description

用于包括改善反向推力阶段性能的矫直装置的飞行器涡轮喷 射引擎的短舱出气管

技术领域

本发明涉及飞行器涡轮喷射引擎领域，更具体地涉及一种用于飞行器涡轮喷射引擎的短舱出气管，该涡轮喷射引擎包括用于改善反向推力阶段性能的矫直装置。

背景技术

已知地，飞行器包括一个或多个涡轮喷射引擎，该涡轮喷射引擎被配置为在推力阶段通过对每一涡轮喷射引擎中从上游向下游流动的气流(称为气流内部气流)进行加速来推进飞行器。在下文中，术语“上游”和“下游”是相对推力阶段内部气流的流动方向进行定义的。

已知地，参考图1，其示出了沿纵向轴线X延伸的飞行器旁通涡轮喷射引擎(也称为涡轮风扇发动机)100，其包括风扇500，该风扇500绕纵向轴线X转动并被配置为在涡轮喷射引擎100的推力阶段P1对内部气流F-INT进行加速。涡轮喷射引擎100还包括位于风扇500下游的径向内侧主流道600和径向外侧次流道700，主流道600和次流道700通过壳体800分开。壳体800被配置为在主流道600中引导内部气流F-INT的第一部分(称为主气流F1)以用于燃料燃烧，并在次流道700中引导内部气流F-INT的第二部分(称为次气流F2)以产生涡轮喷射引擎100的推力。下文中，术语“内”和“外”是相对纵向轴线X的径向方向定义的。

已知地，仍然参考图1，其示出了包括涡轮喷射引擎100和短舱200的飞行器推进组件900，机舱200于风扇500的径向外部绕涡轮喷射引擎100的纵向轴线周向延伸并界定出次流道700。短舱200在其上游端设有进气管300，并在其下游端设有出气管400。进气管300设有朝向纵向轴线X的上游内壁310和与上游内壁310相对的上游外壁320，上游内壁310和上游外壁320在上游通过包括前缘的进气管唇缘330连接在一起，以形成上游环形腔340。进气管300具有符合空气动力学的圆形轮廓，从而使得能够将上游气流F分离成由上游内壁310引导的内部气流F-INT和由上游外壁320引导的外部气流F-EXT。

仍参考图1，类似于进气管300，短舱200的出气管400设有朝向纵向轴线X的下游内壁410和与下游内壁410相对的下游外壁420，下游内壁410和下游外壁420在下游通过后缘430连接在一起。出气管400具有朝下游渐缩的轮廓，从而能够将次气流F2从次流道700引导至涡轮喷射引擎100的外部。

为了减少飞行器的制动距离，特别是在着陆期间的制动距离，已知地在短舱200中集成反向推力系统，以使得能够改变排放口处次气流F2的方向，从而实现反向推力。

已知地，反向推力阶段可通过位于风扇500下游的次流道700中的舱口和/或栅格的开口来实现，以便以相对纵向轴线X的径向方式或朝向上游的方式将次气流重新引导至涡轮喷射引擎100的外部。对于具有高旁通比(即次气流F2的质量与气流主气流F1的质量之比大于16)的涡轮喷射引擎100，短舱200具有大直径，再在其上集成带有舱口和/或栅格的反向推力系统带有是不理想的，因为这会明显影响涡轮喷射引擎100的质量、体积和阻力。

用于减小飞行器制动距离的另一种解决方案是提供一可变螺距风扇(VPF)500。风扇500包括叶片，所述叶片的倾斜角度被控制为能够反转次气流F2在次流道700中的流动方向，从而实现飞行器减速，尤其是在着陆期间减速。

参考图2，在反向推力阶段P2，从外部气流F-EXT中抽出的反向气流F-INV在短舱200的出气管400的后缘430的位置处得以进入，并在次流道700中从下游向上游流动，即，与图1中的次气流F2相对。来自次流道700的反向气流F-INV接下来穿过风扇500并在上游由进气管300的上游内壁310引导，反向气流F-INV与上游气流F相对，特别是在径向外部与上游气流F相对，从而实现制动。在某些情况下以及在推力阶段P1，来自上游气流F的内部气流F-INT在短舱200中于径向内部以与反向气流F-INV相反的方向从上游向下游流动，以提供主气流F1。主气流F1也可由绕过壳体800的反向气流F-INV的一部分来提供。

在实践中，如图2和图3所示，风扇500的叶片在进气管300的位置处根据沿纵向轴线X的扭转运动V来驱动反向气流F-INV。这种扭转运动V能够被传递至由进气管300的上游外壁320引导并沿短舱200从上游向下游流动的外部气流F-EXT。外部气流F-EXT接下来在短舱200的出气管400的位置处被抽出以形成反向气流F-INV。进入次流道700的反向气流F-INV因此还包括由外部气流F-EXT传递的扭转运动部分V'，该方案因降低了反向推力性能而不是最佳的。

此外，仍然参考图2和图3，出气管400在推力阶段P1具备空气动力学特征的锥形轮廓，在反向推力阶段P2在次流道700中于出气管400的位置处产生回流区R。更准确地，来自上游的外部气流F-EXT从下游外壁420脱离并绕过后缘430以进入出气管400并形成反向气流F-INV。此类回流区R减少了可进入出气管400的反向气流F-INV的量，从而降低了反向推力性能。

为了增加可进入出气管400的反向气流F-INV的量，从专利申请FR2120172A1，更准确地从图11和图12所示的第五实施例，已知一种短舱，该短舱包括凸设在出气管的后缘的襟翼。这种襟翼沿与机舱半径正交的切向轴线转动于适用于推力阶段的关闭位置和适用于反推力阶段的展开位置之间。更准确地，在闭合位置，襟翼在出气管的延伸部中沿短舱的轴线延伸，而在展开位置，襟翼沿朝向短舱外部的径向方向延伸。具有扭转运动V的反向气流F-INV能够进入涡轮喷射引擎1。

顺便提及，从同一专利申请，更准确地，从图1至图3所示的第一实施例，已知一种短舱，该短舱包括安装在形成于风扇下游的短舱的中部外围开口中的反向推力系统。该反向推力系统包括襟翼，该襟翼通过平行于短舱轴线的枢轴转动安装在开口的外围上，该襟翼固定在开口上游和下游。该襟翼在适于推力阶段的闭合位置和适于反向推力阶段的展开位置之间转动，在闭合位置，襟翼彼此搭叠以闭合短舱壁中的开口，在展开位置，襟翼相对短舱的轴线大致径向延伸。然而，该反向推力系统不适用具有高旁通比的涡轮喷射引擎100，因为其将明显影响涡轮喷射引擎100的质量、体积和阻力。

顺便提及，从专利申请US3040524A中已知一种反向推力机构，其可转动地安装在涡轮喷射引擎的壳体上以便在操作状态时延伸至：

·图1所示的实施例中的短舱的出气管中，或

·图3和图4所示的实施例中的短舱的开口中。该专利申请未涉及短舱，更未涉及出气管。

发明内容

本发明的目标是一种用于飞行器旁通涡轮喷射引擎的短舱出气管，使得在不降低推力阶段性能的同时能够在反向推力阶段提高涡轮喷射引擎的性能。

本发明涉及一种用于飞行器旁通涡轮喷射引擎的短舱出气管，所述涡轮喷射引擎沿纵向轴线延伸并包括径向内侧主流道和径向外侧次流道，次气流在推力阶段在次流道中从上游向下游流动，反向气流在反向推力阶段在次流道中从下游向上游流动，所述短舱绕所述涡轮喷射引擎的纵向轴线周向延伸并在其下游端形成所述出气管，所述出气管包括下游内壁和下游外壁，所述下游内壁朝向所述纵向轴线并被配置为界定所述次流道的外部以引导所述次气流和所述反向气流，所述下游外壁与所述下游内壁相对并被配置为引导从上游向下游流动的外部气流，所述下游内壁与所述下游外壁在下游通过后缘连接在一起。

本发明的显著之处在于，所述出气管包括矫直装置，所述矫直装置包括多个安装在所述后缘上并向下游凸伸的襟翼，每一襟翼绕转动轴线转动，从而在径向平面中相对所述纵向轴线形成介于0°与45°之间的会聚角，每一襟翼在闭合位置和至少一个展开位置之间转动：

-在所述闭合位置，每一襟翼沿所述转动轴线在所述后缘的空气动力学延伸部中延伸以改善所述推力阶段的性能；

-在所述展开位置，每一襟翼在相对于所述闭合位置绕所述转动轴线转动展开角形成的展开平面中延伸，所述展开角大于20°，以便对进入所述出气管的所述反向气流进行矫直，从而改善所述反向推力阶段的性能。

借助本发明，在反向推力阶段，在所述短舱的所述出气管位置处抽出所述外部气流以形成所述反向气流，在展开位置，所述外部气流在所述襟翼之间流动，这使得气流在进入所述次流道之前被矫直。所述反向气流的扭转运动由所述风扇的叶片在所述进气管位置处产生并传递至所述外部气流，所述反向气流的扭转运动部分因此在所述襟翼位置处被改变，从而避免了带扭转运动的反向气流进入所述次流道。因此提高了反向推力阶段的性能，从而不仅实现高效制动，还防止了抽吸并提高了飞行器在不利的气象条件下的可操作性。

此外，在展开位置，次流道中在出气管位置处的回流减少，这也有利于所述反向推力阶段。此外，在展开位置，所述出气管的直径增大，这使得能够进入所述次流道的所述反向气流的流速增加。最后，在闭合位置，所述襟翼延伸至所述出气管的延伸部中，这使得能够沿空气动力学轮廓向外引导所述次气流，从而保持推力阶段的性能。

优选地，所述会聚角小于20°，优选地小于15°，以便保持推力阶段的性能，并使得在反向推力阶段，进入所述次流道的所述反向气流基本是纵向的，以对其实现最大化。

根据本发明的优选方面，所述矫直装置包括至少10个襟翼，优选地至少30个襟翼。这种襟翼数量足够大，以使得能够高效地改变所述出气管周向上多个点处的所述反向气流的所述扭转运动。优选地，襟翼数量小于50，以便对其进行控制并确保其具有足够的尺寸以保证其在面对外部空气的湍流以及与航空环境相关的冲击和振动时的鲁棒性。

根据本发明的另一优选方面，所述展开角介于30°与135°之间，优选地介于40°与90°之间。优选地，最佳展开角度在40°与90°之间变化，这取决于发动机速度、发动机的回转方向以及希望进入所述次流道的反向气流的量。这种展开角有利地使得能够高效地改变所述反向气流的扭转运动并确保其大致沿纵向轮廓进入所述次流道。

根据本发明的一个方面，在闭合位置，各襟翼沿从上游向下游延伸的纵向轴线周向聚合。与闭合位置相比，此类襟翼在展开位置时具有更大的出气管的截面积，这增大了进入所述出气管的反向气流的流速。

根据本发明的优选方面，每一襟翼在闭合位置时包括在所述出气管的所述内壁的延伸部中延伸以引导所述内部气流的内壁和在所述出气管的所述下游外壁中延伸以引导所述外部气流的外壁，所述内壁和所述外壁由在闭合位置时形成后端的顶部连接。有利地，每一襟翼在闭合位置时形成在所述出气管的延续部中延伸的锥形轮廓，使得能够保持推力阶段的性能。此外，在反向推力阶段，两个相对的襟翼的下游内壁和下游外壁在所述外部气流进入所述次流道之前为其界定出流动通道。此类流动通道有利地促进所述反向气流在次流道中大致沿纵向方向流动。

根据本发明的第一方面，在闭合位置，所述襟翼彼此邻接，以便共同形成沿纵向轴线周向延伸的环。有利地，在闭合位置，该矫直装置采用了现有技术中的出气管并因此保持了推力阶段的性能。在反向推力阶段，该矫直装置使得能够在所述出气管的整个圆周上整体改变所述反向气流的扭转运动。

优选地，各襟翼均匀地分布在所述后缘上，以在所述出气管的整个圆周上均匀地改变所述反向气流的扭转运动。

根据本发明的一个方面，所述襟翼的宽度被定义其在闭合位置的弧长，各襟翼在闭合位置时相互搭叠，优选为部分搭叠，优选地搭叠面小于其宽度的25％。有利地，这种搭叠确保所述矫直装置在所述推力阶段(即，所述襟翼处于闭合状态)的密封。

根据本发明的第二方面，所述矫直装置包括至少一个固定于后缘并向下游凸伸的花键，所述花键和所述襟翼在闭合位置彼此邻接，以共同形成沿所述纵向轴线周向延伸的环。优选地，所述矫直装置包括固定于所述后缘上并向下游凸伸的多个花键，所述花键和所述襟翼在闭合位置彼此邻接，以共同形成沿纵向轴线周向延伸的环。有利地，在闭合位置，该矫直装置与现有技术的出气管相同并因此保持了推力阶段的性能。在反向推力阶段，每一花键都增强了所述矫直装置的机械强度。这种矫直装置还使得能够针对性地改变所述反向气流在所述出气管的圆周上的扭转运动。

优选地，至少一个花键沿周向方向设置在两个襟翼之间，以确保所述矫直装置的最佳机械强度。

根据一个方面，在闭合位置，至少一个襟翼径向抵靠花键，优选地抵接面小于其宽度的25％，所述宽度被定义为襟翼在闭合位置的弧长。有利地，花键使得既可以增加所述矫直装置的鲁棒性又可作为处于闭合位置时所述襟翼的抵接部。换句话说，所述花键使得能够保证所述矫直装置在推力阶段的密封，同时避免襟翼以不合时宜的方式打开。

根据一优选方面，所述矫直装置包括沿周向方向交替安装在所述后缘上的襟翼与花键，以通过鲁棒的矫直装置在所述出气管的整个圆周上均匀地改变所述反向气流的所述扭转运动。

根据另一优选方面，所述襟翼安装在所述后缘圆周的一个或多个给定部分上，以便在所述一个或多个给定部分的位置处针对性地改变所述反向气流的所述扭转运动。这种矫直装置因此能够消除指定局部回流区。优选地，所述花键安装在其上安装有所述襟翼的互补部分上，以使矫直装置在推力阶段形成轴线X的空气动力学纵向环。

根据一个方面，所述花键在后缘的圆周的角部延伸，同时形成小于360°，优选地小于30°的角。

根据本发明的一个方面，所述矫直装置包括至少一个用于驱动襟翼转动的驱动件，优选地，矫直装置包括被配置为同时驱动多个襟翼转动的单个驱动件。有利地，所述驱动件使得能够以简单实用的方式驱动襟翼转动。使用单个驱动件进一步使得能够以相同的展开角来同时驱动襟翼转动，这对所述推力阶段和所述反向推力阶段有利。此外，这种单个驱动件有利于缩短推力阶段与反向推力阶段之间的过渡时间。

优选地，所述矫直装置包括枢轴，枢轴上安装有襟翼，在次流道中沿所述转动轴线安装，每一枢轴在上游连接至所述驱动件并向下游悬臂式延伸。该枢轴使得能够在具有最小体积的同时轻松驱动襟翼转动。优选地，所述枢轴的直径大于10mm以支撑所述襟翼和所述外部空气的湍流以及与航空环境相关的振动和冲击。

根据本发明的一个方面，每一襟翼绕位于襟翼中心的转动轴线转动。换句话说，每一襟翼安装在相对所述襟翼的宽度位于居中位置的枢轴上。有利地，驱动件从推力阶段向反向推力阶段过渡时提供最小的力，反之亦然。

根据本发明的替代方面，每一襟翼的宽度被定义为襟翼在闭合位置的弧长，每一襟翼相对襟翼宽度绕偏心的转动轴线转动。

根据本发明的另一替代方面，每一襟翼包括由所述偏心的转动轴线划分的襟翼延伸部和襟翼缩减部，各襟翼延伸部适于在闭合位置搭叠。优选地，每一襟翼的襟翼延伸部能够与相邻襟翼的襟翼缩减部搭叠。有利地，这使得能够保证所述矫直装置在推力阶段的密封。实际上，在所述次流道中流动的次气流向每一襟翼延伸部施加更大的径向向外的压力，这会在每一襟翼缩减部上产生径向向内的压力。倾向于展开的襟翼延伸部因此被与其搭叠的襟翼缩减部保持。此外，该襟翼具有以下优点：能够在没有驱动件帮助的情况下有利地通过使用次气流，更准确地使用其施加的所述径向向外的力来实现从所述展开位置向下折叠至所述闭合位置。

本发明还涉及一种用于飞行器旁通涡轮喷射引擎的短舱，所述涡轮喷射引擎沿纵向轴线延伸并包括径向内侧主流道和径向外侧次流道，次气流在推力阶段在次流道中从上游下游流动，反向气流在反向推力阶段在次流道中从下游向上游流动，所述短舱绕所述涡轮喷射引擎的纵向轴线周向延伸并在其下游端形成如前所述的出气管。

本发明还涉及一种包括飞行器旁通涡轮喷射引擎的飞行器推进组件，所述飞行器旁通涡轮喷射引擎沿纵向轴线延伸并包括径向内侧主流道和径向外侧次流道，其中，次气流在推力阶段在次流道中从上游向下游流动，反向气流在反向推力阶段在次流道中从下游向上游流动，所述推进组件包括安装在所述涡轮喷射引擎上的如前所述的短舱。

优选地，所述涡轮喷射引擎包括反向推力装置，优选地包括可变螺距叶片的风扇。还优选地，所述涡轮喷射引擎具有大于16的旁通比，即，所述短舱具有大直径。有利地，这种涡轮喷射引擎在反向推力阶段是高效的，因为进入所述出气管的所有反向气流均被高效地矫直。在大直径短舱的情况下，反向推力实际上不能通过在次流道中形成的舱口和/或栅格开口来高效地执行，而是需要可变螺距风扇，这不会影响所述涡轮喷射引擎的重量。所述矫直装置适于包括可变螺距叶片的风扇，其原因在于襟翼被配置为改变风扇产生的扭转运动。

本发明还涉及一种包括如前所述的至少一个推进组件的飞行器。

本发明还涉及一种使用如前所述的飞行器推进组件的方法，其中，至少一个襟翼在所述涡轮喷射引擎的推力阶段处于闭合位置，所述方法包括在涡轮喷射引擎的反向推力阶段将襟翼从所述闭合位置转动至所述展开位置的至少一个步骤。

本发明尤其涉及一种使用如前所述的飞行器推进组件的方法，其中，所述涡轮喷射引擎的风扇的叶片的螺距角适于推力阶段且至少一个襟翼处于闭合位置，所述方法包括改变风扇的叶片的螺距角以适应涡轮喷射引擎的反向推力阶段的步骤以及将襟翼从所述闭合位置转动至所述展开位置的至少一个步骤。

优选地，所述涡轮喷射引擎的风扇的叶片的螺距角适用反向推力阶段且至少一个襟翼处于展开位置，所述方法包括反向改变风扇的叶片的螺距角以使涡轮喷射引擎适应推力阶段的步骤以及将襟翼从所述展开位置反向转动至所述闭合位置的至少一个步骤。

有利地，这种方法使得能够根据所述飞行器涡轮喷射引擎是处于推力阶段还是处于反向推力阶段来调整出气管的轮廓，以使得出气管的轮廓对于每一阶段都是符合空气动力学的。此外，通过简单的转动，便可以简单、实用且快速的方式实现从所述闭合位置至所述展开位置和从所述展开位置至所述闭合位置的切换。

优选地，通过驱动件实现转动步骤。优选地，在具有中心转动轴线的襟翼的情况下，通过驱动件实现反向转动步骤。优选地，在具有偏心转动轴线的襟翼的情况下，由于次气流，更准确地由于其施加的径向向外的压力，通过襟翼自动实现反向转动步骤。

优选地，所有襟翼在转动步骤和/或反向转动步骤，优选同时地，优选地以相同展开角来实现转动。

附图说明

通过阅读以下仅作为示例给出的描述，并通过参考作为非限制性示例给出的附图，可以更好地理解本发明，在附图中相同的附图标记用以指代相似对象，其中：

图1是现有技术的旁通涡轮喷射引擎的飞行器推进组件在推力阶段的纵向示意图；

图2是图1的旁通涡轮喷射引擎的飞行器推进组件在反向推力阶段的纵向示意图；

图3是图2的飞行器推进组件的短舱的纵向半剖面示意图；

图4是本发明的一个实施例的旁通涡轮喷射引擎的飞行器推进组件在推力阶段的纵向示意图；

图5是图4的旁通涡轮喷射引擎的飞行器推进组件在反向推力阶段的纵向示意图；

图6是图5的推进组件的短舱的纵向半剖面示意图；

图7和图8是本发明的一个实施例的短舱分别在推力阶段和反向推力阶段的透视示意图；

图9和图10是本发明的一个实施例的短舱的襟翼分别在推力阶段和反向推力阶段的的透视示意图；

图11和图12是本发明的两个实施例的短舱的襟翼的截面示意图；

图13和图14是本发明的替代实施例的短舱的襟翼分别在推力阶段和反向推力阶段的的透视示意图；

图15是本发明的替代实施例的短舱的襟翼的截面示意图。

应当注意，附图以详细方式阐述了本发明以实现本发明，如有必要，所述附图显然能够更好地定义本发明。

具体实施方式

参考图4并如前所述，其示出了飞行器推进组件E，飞行器推进组件E包括旁通涡轮喷射引擎1，所述旁通涡轮喷射引擎1沿纵向轴线X延伸并被配置为能够在推力阶段P1通过对在每一涡轮喷射引擎中从上游向下游流动的气流(称为内部气流F-INT)进行加速来推进飞行器。在下文中，术语“上游”和“下游”是相对在推力阶段P1的内部气流F-INT的流动方向进行定义的。涡轮喷射引擎1包括风扇5，所述风扇5绕纵向轴线X转动并被配置为在涡轮喷射引擎1的推力阶段P1对内部气流F-INT进行加速。涡轮喷射引擎1还包括位于风扇5下游的径向内侧主流道6和径向外侧次流道7，主流道6和次流道7由壳体8分离。壳体8被配置为在主流道6中引导内部气流F-INT的第一部分(称为主气流F1)以用于燃料燃烧，并在次流道7中引导内部气流F-INT的第二部分(称为次气流F2)以产生涡轮喷射引擎1的推力。下文中，术语“内”和“外”是相对于纵向轴线X沿径向方向定义的。

涡轮喷射引擎1在下文中具有高旁通比，即次气流F2的质量与主气流F1的质量之比大于16，且风扇5是可变螺距风扇(VPF)。如图5所示，这种风扇5被配置为使得能够在反向推力阶段P2使飞行器减速，尤其是在着陆期间使飞行器减速。为此，风扇5包括叶片，所述叶片的倾斜度被控制为能够反转次气流F2在次流道7中的流动方向。在反向推力阶段P2，反向气流F-INV在次流道7中从下游向上游流动，即与图4中的次气流F2相对。虽然本申请只描述了呈可变螺距风扇形式的反向推力装置，但不言而喻，反向推力装置可具有不同形式。

参考图4和图5，飞行器推进组件E还包括短舱2，所述短舱2于风扇5的径向外部绕纵向轴线X周向延伸，并界定出次流道7。短舱2在其上游端设有进气管3，并在其下游端设有出气管4。进气管3包括朝向纵向轴线X的上游内壁31和与上游内壁31相对的上游外壁32，上游内壁31和上游外壁32在上游通过包括前缘的进气管唇缘33连接在一起，以形成上游环形腔34。

如图4所示，在涡轮喷射引擎1的推力阶段P1，进气管3具有符合空气动力学的圆形轮廓，使得其能够将上游气流F分离成由上游内壁31引导的内部气流F-INT和由上游外壁32引导的外部气流F-EXT。在涡轮喷射引擎1的反向推力阶段P2，如图6所示，进气管3的上游内壁31引导依次穿过次流道7和风扇5的反向气流F-INV向上游流动，以使得其与上游气流F相对，特别是在径向外部与上游气流相对，从而实现制动。在某些情况下，如在推力阶段P1，来自上游气流F的内部气流F-INT在短舱200中于径向外部且以与反向气流F-INV相反的方向从上游向下游流动，以供应主气流F1。主气流F1也可由绕过壳体800的反向气流F-INV的一部分来供应。在进气管3位置处，由上游内壁31引导的反向气流F-INV具有沿纵向轴线的扭转运动V，该扭转运动V由风扇5的叶片产生。这种扭转运动V可被传递至外部气流F-EXT，该外部气流F-EXT由进气管3的上游外壁32引导并沿短舱2从上游向下游流动。

本发明更具体地涉及短舱2的出气管4，与进气管3类似，参考图4和图5，所述出气管4包括朝向纵向轴线X的下游内壁41和与下游内壁41相对的下游外壁42，下游内壁41和下游外壁42在下游通过后缘43连接在一起。

根据本发明，参考图6、图7和图8，出气管4还包括矫直装置9，所述矫直装置9包括多个沿周向安装在后缘43上并向下游凸伸的襟翼90。每一襟翼90绕转动轴线X9在两个位置之间转动，所述转动轴线X9相对纵向轴线在径向平面中形成介于0°与45°之间的会聚角β。每一襟翼90的两个位置是：

-图4和图7所示的闭合位置F，其中，每一襟翼90沿转动轴线X9在后缘43符合空气动力学的延伸部中延伸；以及

-图5、图6和图8所示的展开位置D，其中，每一襟翼90在相对闭合位置F绕转动轴线X9转动展开角α形成的展开平面中延伸，所述展开角α大于20°。

为了驱动襟翼90从闭合位置F转动至展开位置D以及从展开位置D转动至闭合位置F，矫直装置9还包括一个或多个驱动件97以及上面安装有襟翼90的枢轴98(见图9和图10)。如下文将详述的，枢轴98连接至枢轴构件97并向下游悬臂式延伸。

在本发明的某些实施例中，矫直装置9还包括固定安装在位于襟翼90之间的后缘43上的一个或多个花键。在以下参考图4至图12所描述的示例中，矫直装置9仅包括襟翼90。稍后将参考图13至图15呈现包括位于襟翼90之间的花键的矫直装置9。

由于本发明，出气管4具有在推力阶段P1(通过将襟翼90置于闭合位置F)和在反向推力阶段P2(通过将襟翼90置于展开位置D)均适用且高效的轮廓。

实际上，在反向推力阶段P2，参考图6，从外部气流F-EXT抽出的在次流道7中流动的反向气流F-INV在出气管4位置处进入。更准确地，沿短舱2从上游向下游流动的外部气流F-EXT由出气管4的下游外壁43引导，然后横穿矫直装置9以形成进入次流道7的反向气流F-INV。有利地，外部气流F-EXT的扭转运动V在矫直装置9的通路上被改变，从而使得能够对进入出气管4的反向气流F-INV进行矫直。该矫直的反向气流F-INV提高了反向推力阶段P2的性能。因此，反向气流F-INV以与内部气流F-INT相对的方式流动，这不仅实现最佳制动，还避免发动机免受泵送现象的影响，同时促进飞行器在不利的气象条件下的可操作性。

此外，矫直装置9可防止在次流道中出气管位置处形成如现有技术的图3所示的回流区R。实际上，外部气流F-EXT在襟翼90之间流动的同时横穿矫直装置9，而不会如现有技术中那样绕过后缘43。因此，矫直装置9避免了外部气流F-EXT从出气管的回流区R后的下游外壁420脱离。

在图7和图8的示例中，在推力阶段P1，矫直装置9在出气管4的后缘43符合空气动力学的延伸部中延伸，即，其沿纵向轴线X大致呈环形。有利地，次流道7的次气流F2以空气动力学方式被引导至涡轮喷射引擎1的外部。优选地并如图6所示，矫直装置9从上游向下游形成会聚的环。因此，与在闭合位置F相比，出气管4在展开位置D中的截面积增加，从而增加次流道7中反向气流F-INV的流速。

在实践中，如图6所示，会聚角β优选地小于20°，优选地小于15°，以便保持推力阶段P1中的性能并促进反向气流F-INV在反向推力阶段P2中大致在纵向上的进入。同样在实践中，展开角α就其本身而言优选地介于30°与135°之间，优选地介于40°与90°之间。根据发动机速度和发动机的回转方向以及希望进入次流道7的反向气流F-INV的量，在此范围内选择最佳展开角α。

下文更准确地描述矫直装置9的结构和功能特性。

在图7和图8的示例中，矫直装置9包括约三十个襟翼90，这些襟翼90沿周向安装在后缘43上。有利地，如此数量的襟翼90使得能够高效地改变外部气流F-EXT的扭转运动V，即在襟翼90的每一位置中。在展开位置D的两个相邻襟翼90之间形成通道，以引导外部气流F-EXT，从而高效地矫直反向气流F-INV。不言而喻，如此数量的襟翼90适用于大直径的出气管4，即适用于具有旁通比大于16的涡轮喷射引擎1的出气管，并且其可适用于更小直径的出气管4。优选地，襟翼90的数量大于20，优选地大于30，以高效地矫直反向气流F-INV。还优选地，襟翼90的数量少于50以减少体积、成本和机载质量。

仍然参考图7和图8的示例，襟翼90均匀地分布在出气管4的后缘43的圆周上，以便在次流道7的每一径向位置中获得以均匀方式矫直的反向气流F-INV。然而，不言而喻，襟翼90可以更靠近的方式安装在后缘43圆周上扭转运动V更强烈的一个或多个部分中。反之，襟翼90可以更远离的方式安装在后缘43圆周上扭转运动V不太强烈的一个或多个部分中。

下文描述单个襟翼90，该描述对矫直装置9的每一襟翼90有效。优选地，所有襟翼90都是相同的，以确保反向气流F-INV的均匀矫直。然而，不言而喻，特别是在后缘43的圆周上存在一个或多个具有不均匀扭转运动V的径向部分的情况下，多个襟翼90可具有不同的形状和大小。

参考图9和图10，襟翼90在闭合位置F设有分别在出气管4的下游内壁41和下游外壁42的延伸部中延伸的内壁91和外壁92。内壁91与外壁92在下游通过顶部93连接，在上游通过底座94连接并在横向上通过侧边96连接。

仍参考图9和图10，内壁91和外壁92具有向内弯曲的形状，使得矫直装置9在底座94上游位置处的外径大于其在顶部93下游位置处的外径。这种弯曲形状在推力阶段P1赋予了出气管4符合空气动力学的轮廓。实际上，内壁91和外壁92在避免脱离的同时分别引导内部气流F-INT和外部气流F-EXT。这种弯曲形状在反向推力阶段P2还有助于外部气流F-EXT的抽出以形成反向气流F-INV。实际上，这种弯曲形状配合襟翼90的展开角α为外部气流F-EXT界定出符合空气动力学的流动通道，这提高了矫直效果。

仍然参考图9和图10，顶部93的径向厚度小于底座94的径向厚度，使得矫直装置9具有下游渐缩的轮廓，再现了现有技术中出气管的锥形轮廓。换句话说，在闭合位置F，顶部93形成与现有技术的出气管的后缘对应的后端。有利地保持了推力阶段P1的性能。

仍然参考图9和图10，襟翼90具有大于20cm的长度l，该长度l被定义为将底座94与顶部93分离的纵向距离，以使得在反向推力阶段P2，所有被配置为形成反向气流F-INV的外部气流F-EXT横穿矫直装置9。襟翼90的长度l进一步优选地小于50cm，以保证其鲁棒性和耐用性。实际上，这种长度l的范围减小了由周围空气的湍流施加在凸设于后缘43的襟翼90上的力以及与航空环境相关的振动和冲击。

仍然参考图9和图10，襟翼90具有宽度L，该宽度L被定义为在闭合位置F中分离横向边缘96的周向距离，该宽度L至少等于矫直装置9的圆周长与所述矫直装置9的襟翼90的数量之比值。优选地，襟翼90的宽度L大于该比值，以使得襟翼90在闭合位置F时彼此搭叠。也就是说，襟翼90的内壁91与相邻襟翼90的外壁92相接。

在此示例中，所有襟翼90具有相同的长度l和相同的宽度L，以实现反向气流F-INV的均匀矫直，但不言而喻，多个襟翼可具有不同的长度l和/或宽度L，特别是为了实现后缘43圆周上的一个或多个角部的设定矫直。

有利地，当襟翼90处于闭合位置F时，襟翼90的搭叠确保了矫直装置9的密封。襟翼90的搭叠有利地还在相互驱动的同时促进襟翼90从闭合位置F转动至展开位置D以及从展开位置D转动至闭合位置F。实际上，一襟翼90的展开驱动相邻襟翼90的展开，以此类推。优选地，搭叠是部分的，优选地小于襟翼90宽度L的25％左右，以便减小矫直装置9的机载质量。

在图11的示例中，为了避免与搭叠相关的局部径向过厚，襟翼90包括径向厚度减小的横向边缘96。相邻襟翼90的横向边缘96因此有利地通过互补的形状配合，以便在外围处获得基本恒定的径向厚度。襟翼90的外壁92和内壁91因此分别在相邻襟翼90的外壁92和内壁91的连续部延伸。有利地，这种厚度减小的横向边缘96使得出气管4具有更符合空气动力学的轮廓。

还优选地，襟翼90为复合材料，以便在具有小的机载质量的同时获得特别大的机械强度，特别是面对与航空环境相关的冲击和振动，这有利于其悬臂式支撑。

下文将更准确地描述驱动件97和枢轴98，驱动件97和枢轴98与每一襟翼90相联，并被配置为一起实现襟翼90从闭合位置F转动至展开位置D、以及从展开位置D转动至闭合位置F。

参考图9至图11且如前所述，每一襟翼90沿对应襟翼90的转动轴线X9固定地安装在枢轴98上。枢轴98连接至驱动件97，所述枢轴98被配置为绕转动轴线X9转动展开角α以驱动驱动件97，从而将襟翼90从闭合状态F转动至展开位置D或从展开位置D转动至闭合位置F。

优选地，出气管4包括邻接装置，所述邻接装置被配置为将展开角度限制在闭合位置F与展开位置D之间的展开角度。作为示例，枢轴98优选地包括凸块，该凸块被配置为在与驱动件97邻接时限制襟翼90的转动。因此，在从闭合位置F转动至展开位置D的过渡期间，每一枢轴98包括在最大展开位置D处形成邻接部的第一凸块。类似地，在从展开位置D转动至闭合位置F的过渡期间，每一枢轴98包括在闭合位置F处形成邻接部的第二凸块。不言而喻，除了在展开位置D和闭合位置F的处邻接的凸块之外，角展开也可通过其他方式得以限制。

更准确地，枢轴98从出气管4的后缘43向下游悬臂式延伸，这使得相关联的襟翼90能够轻易位移且具有小体积。优选地，枢轴98呈杆式，以具有足够的机械强度及较低的机载质量。出于同样的原因，枢轴98优选地为钢材质。

参考图9至图11，每一驱动件97安装在出气管4中，以免干扰外部气流F-EXT和反向气流F-INV的流动并减小体积。根据本发明的一个方面，每一襟翼90连接至与驱动件97连接的枢轴98，以便每一襟翼90能够根据特定的展开角α独立地转动。优选地且如图9和图10所示，驱动件97连接在一起以便以简单实用的方式同时将襟翼90从闭合位置F转动至展开位置D以及将襟翼90从展开位置D转动至闭合位置F。根据本发明的另一优选方面，枢轴98连接至单个驱动件97，该单个驱动件作为示例为与纵向轴线X同轴的轮子。有利地，这种轮子使得能够通过简单的转动使所有襟翼90同时以相同的展开角α位移。这种轮子因此使得能够均匀地改变在后缘43的周向上反向气流F-INV的进入。

可选地，为了改善后缘43的周向上的反向气流F-INV的不均匀进入，如为了消除局部回流区，采用连接至不同大小的枢轴98的单个驱动件97，诸如轮子。有利地，这种轮子使得能够通过简单的转动使所有襟翼90同时沿特定于枢轴98的展开角α位移。

在图9至图11的示例中，襟翼90还被安装在每一枢轴98的中心，以使得由驱动件97提供的转动力最小。

在示出本发明的替代实施例的图12的示例中，襟翼90沿相对襟翼90宽度L的偏心转动轴线X9'安装。每一襟翼90的偏心转动轴线X9'因此界定出襟翼缩减部90B和襟翼延伸部90A。有利地，使得能够保证矫直装置9在推力阶段P1的密封。实际上，在次流道7中流动的次气流F2在每一襟翼延伸部90A上施加更大的径向向外的压力E1，这又在每一襟翼缩减部90B上产生径向向内的压力E2。基于施加在每一枢轴98上的力的总和，倾向于展开的襟翼延伸部90A因此被与其搭叠的襟翼缩减部90B保持。有利地，由于横向边缘96具有减薄的径向厚度，襟翼延伸部90A被配置为在闭合位置F时被襟翼缩减部90B搭叠。因此，通过明智地使用次气流F2，便可在没有驱动件97的情况下将襟翼90从展开位置D转动至闭合位置E。否则，在驱动件97故障的情况下，襟翼90通过内部气流F-INT的流动自然地位移至闭合位置F。因此，即使故障，也能保持最佳性能。

根据图13至图15所示的本发明的另一实施例，下文描述了矫直装置9，矫直装置9除襟翼90之外还包括固定安装在襟翼90之间的后缘43上的一个或多个花键99。每一花键99与襟翼90配合形成绕纵向轴线X周向延伸的环。换句话说，花键99以与处于闭合位置F的襟翼90相同的方式延伸。

根据第一配置，矫直装置9包括交替设置的襟翼90和花键99，花键99的目的是增加矫直装置9面对与航空环境相关的振动和冲击时的机械强度。优选地，如图15所示，襟翼90被配置为在闭合位置F时抵靠花键99，更准确地抵靠径向邻接部E3。因此，花键99还有助于保证矫直装置9在闭合位置F的密封并避免襟翼90以不合时宜的方式展开。在图15的示例中，通过花键99搭叠襟翼90的方式来实现邻接。这种搭叠与图11和图12所示及前面描述的搭叠类似。类似地，对于图11和图12，如图15所示，襟翼90被配置为沿中心转动轴线X9转动以获得最小转动力，或沿偏心转动轴线X9'转动，从而使得能够明智地使用次气流E2来自动转动处于闭合位置F的襟翼90。

根据第二配置，矫直装置9包括安装在后缘43周向上的一个或多个角部上的襟翼90。一个或多个花键99安装在一个或多个互补角部上。这种配置使得能够在襟翼90位置处针对性地矫直反向气流F-INV矫直，从而避免示例中的局部回流区。在该构造中，通过与襟翼90形成与纵向轴线X同轴的环，花键99具有在推力阶段P1中保持出气管4的空气动力学轮廓的作用。

优选地，花键99具有与如前所述襟翼90类似的形状和大小。具体地，花键99包括与襟翼90相似的后端和相似的长度。然而，不言而喻，花键可具有不同的形状和/或大小，特别是其宽度，取决于反向气流F-INV的期望矫直和必要的机械强度。

下文描述了一种用于使用飞行器推进组件E的出气管4的方法，所述出气管4包括如前所述的矫直装置9，即包括襟翼90和可选的一个或多个固定花键99。默认飞行器涡轮喷射引擎最初处于推力阶段P1且矫直装置9的襟翼90处于闭合位置F。换句话说，襟翼90的顶部93形成出气管4的后端。

在反向推力阶段P2，改变风扇5的叶片的螺距角，以使反向气流F-INV中的在次流道7中流动的次气流F2的方向发生反转，从而促进飞行器减速。根据本发明，与改变风扇5的叶片的螺距角类似，通过驱动一个或多个驱动件97使襟翼90以大于20°的展开角α转动，如通过转动连接至所有襟翼90的轮子。单个轮子的转动有利地使得能够以简单快速且同步的方式并以相同的展开角α来转动襟翼90。最初在闭合位置F时在出气管4的后缘43的延伸部中延伸的襟翼90接下来在展开位置D中界定用于外部气流F-EXT的流动通道。

在展开位置D，襟翼90矫直外部气流F-EXT的扭转运动，从而改善进入次流道7的反向气流F-INV的进入，并提高反向推力阶段P2的性能。襟翼90进一步防止在出气管4下游形成外部气流F-EXT的回流。当矫直装置具有汇聚的从上游向下游延伸的襟翼90且没有花键99时，处于展开位置D的襟翼90进一步增大出气管4的直径，这增加了进入的反向气流F-INV的流速。实际上，由于襟翼90汇聚，出气管4的直径被限定在后缘43之间，而不是在襟翼90的顶部93之间。

在新的推力阶段P1，再次改变风扇5的叶片的螺距角，以重新建立从上游向下游流动的次气流F2。根据本发明，与改变风扇5的叶片的螺距角类似，将襟翼90以相同的展开角α从展开位置D反向转动至闭合位置F。襟翼90然后可选地与花键99一起形成出气管4的后端，并使得能够在具有空气动力学轮廓的推力阶段P1中保持性能。

根据本发明的一个实施例，将襟翼90从闭合位置F转动至展开位置D的步骤和将其从展开位置D转动至闭合位置F的反向转动步骤是通过一个或多个驱动件97实现的。根据本发明的另一实施例，反向转动步骤通过襟翼90自动实现，有利地通过次气流F2，更准确地通过次气流F2在襟翼90上产生以将其折返的径向力来实现。

总之，本发明的出气管4具有适于每一推力阶段P1和反向推力阶段P2的轮廓，在推力阶段P1向下游渐缩的空气动力学形状，在反向推力阶段P2具有外部气流F-EXT的流动通道。通过改变由风扇5带向上游的外部气流F-EXT的扭转运动V以及通过提高次流道7中反向气流F-INV的方向和流速的准入，该出气管4显著地改善了在反向推力阶段P2的性能。由于边缘96的搭叠和偏心转动轴线X9'，进一步保证襟翼90在闭合位置F的密封。由单个轮子驱动的所有枢轴98进一步使得能够在减小体积和机载质量的同时以快速、简单、实用且同步的方式转动襟翼90，从而使得能够适应快速或重复的阶段变化。固定花键99进一步增强了矫直装置的机械强度，从而使得能够在指定的回流区实现有针对性的矫直，并用作襟翼90的邻接部。

优选地，为了形成根据本发明的出气管4，减小现有技术的出气管的长度以提供襟翼90。出气管4的纵向体积有利地保持不变。

Claims (13)

1.一种用于旁通涡轮喷射引擎(1)的短舱(2)的出气管(4)，所述涡轮喷射引擎(1)沿纵向轴线(X)延伸并包括径向内侧主流道(6)和径向外侧次流道(7)，次气流(F2)在推力阶段(P1)在径向外侧次流道(7)中从上游向下游流动，反向气流(F-INV)在反向推力阶段(P2)在径向外侧次流道(7)中从下游向上游流动，所述短舱(2)绕所述涡轮喷射引擎(1)的纵向轴线(X)周向延伸且在其下游端形成所述出气管(4)，所述出气管(4)包括下游内壁(41)和下游外壁(42)，所述下游内壁(41)朝向所述纵向轴线(X)并被配置为界定所述次流道(7)的外部以引导所述次气流(F2)和所述反向气流(F-INV)，所述下游外壁(42)与所述下游内壁(41)相对并被配置为引导从上游向下游流动的外部气流(F-EXT)，所述下游内壁(41)与所述下游外壁(42)在下游通过后缘(43)连接在一起，其特征在于，出气管包括矫直装置(9)，所述矫直装置(9)包括多个安装在所述后缘(43)上并向下游凸伸的襟翼(90)，每一襟翼(90)绕转动轴线(X9、X9')转动，并相对所述纵向轴线(X)在径向平面中形成介于0°与45°之间的会聚角(β)，每一襟翼(90)转动于闭合位置(F)和至少一个展开位置(D)：

-在所述闭合位置(F)，每一襟翼(90)沿所述转动轴线(X9、X9')在所述后缘(43)的空气动力学延伸部中延伸以改善所述推力阶段(P1)的性能；

-在所述展开位置(D)，每一襟翼(90)在相对所述闭合位置(F)绕所述转动轴线(X9、X9')转动展开角(α)形成的展开平面中延伸，所述展开角(α)大于20°，以矫直进入所述出气管(4)的反向气流(F-INV)，从而改善所述反向推力阶段(P2)的性能。

2.如权利要求1所述的出气管(4)，其特征在于，在闭合位置(F)，各襟翼(90)沿从上游向下游延伸的纵向轴线(X)周向聚合。

3.如权利要求1或2所述的出气管(4)，其特征在于，在闭合位置(F)中，各襟翼(90)彼此邻接，以共同形成沿所述纵向轴线(X)周向延伸的环。

4.如权利要求1-3中任一项所述的出气管(4)，其特征在于，所述襟翼(90)的宽度(L)被定义为襟翼在所述闭合位置(F)的弧长，各襟翼(90)在所述闭合位置(F)时搭叠，优选地部分搭叠，优选地搭叠部分小于其宽度(L)的25％。

5.如权利要求1或2所述的出气管(4)，其特征在于，所述矫直装置(9)包括至少一个固定于所述后缘(43)并向下游凸伸的花键(99)，所述花键(99)和所述襟翼(90)在闭合位置(F)时彼此邻接，以共同形成沿所述纵向轴线(X)周向延伸的环。

6.如权利要求5所述的出气管(4)，其特征在于，在闭合位置(F)，至少一个襟翼(90)径向抵靠花键(99)，优选地抵靠面小于其宽度(L)的25％，所述宽度被定义为襟翼在闭合位置(F)的弧长。

7.如权利要求1-6中任一项所述的出气管(4)，其特征在于，所述矫直装置(9)包括至少一个用于驱动襟翼(90)转动的驱动件(97)，优选地，包括用于同时驱动多个襟翼(90)转动的单个驱动件(97)。

8.如权利要求1-7中任一项所述的出气管(4)，其特征在于，每一襟翼(90)绕位于所述襟翼(90)中心的转动轴线(X9)转动。

9.如权利要求1-7中任一项所述的出气管(4)，其特征在于，每一襟翼(90)的宽度(L)被定义为襟翼在闭合位置(F)时的弧长，每一襟翼(90)相对襟翼宽度(L)绕偏心转动轴线(X9')转动。

10.如权利要求9所述的出气管(4)，其特征在于，每一襟翼(90)包括由所述偏心转动轴线(X9')划分的襟翼延伸部(90A)与襟翼缩减部(90B)，所述襟翼延伸部(90A)适于在闭合位置(F)时搭叠。

11.一种用于旁通涡轮喷射引擎(1)的短舱(2)，所述涡轮喷射引擎(1)沿纵向轴线(X)延伸并包括径向内侧主流道(6)和径向外侧次流道(7)，次气流(F2)在推力阶段(P1)在次流道(7)中从上游向下游流动，反向气流(F-INV)在反向推力阶段(P2)在次流道(7)中中从下游向上游流动，其特征在于，所述短舱(2)绕所述涡轮喷射引擎(1)的纵向轴线(X)周向延伸并在其下游端形成如权利要求1至10中任一项所述的出气管(4)。

12.一种包括旁通涡轮喷射引擎(1)的飞行器推进组件(E)，所述涡轮喷射引擎(1)沿纵向轴线(X)延伸并包括径向内侧主流道(6)和径向外侧次流道(7)，气流次气流(F2)在推力阶段(P1)在次流道(7)中从上游下游流动，反向气流(F-INV)在反向推力阶段(P2)在次流道(7)中从下游向上游流动，其特征在于，所述推进组件(E)包括安装在所述涡轮喷射引擎(1)上的如权利要求11所述的短舱(2)，并优选地包括反向推力装置，优选地包括可变螺距叶片的风扇(5)。

13.一种用于使用如权利要求12所述的飞行器推进组件(E)的方法，其特征在于，至少一个襟翼(90)在所述涡轮喷射引擎(1)的推力阶段(P1)处于闭合位置(F)，所述方法包括在所述涡轮喷射引擎(1)的反向推力阶段(P2)将所述襟翼(90)从所述闭合位置(F)转动至所述展开位置(D)的至少一个步骤。

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