CN116917610A - 用于包括集成到减小高度的安装挂架的上游部分中的定子轮叶的飞行器的推进组件 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于飞行器的推进组件(200)，该推进组件包括双流式涡轮发动机(1)，该双流式涡轮发动机配备有风扇(15)、用作机舱的空气动力学外护罩(5)以及安装挂架，推进组件具有次级流动路径(18)，该次级流动路径由外径向限定表面(23a)限定，该外径向限定表面由护罩(5)形成，涡轮发动机包括定子轮叶(30)，安装挂架(7)包括容纳在次级流动路径中的部分，称为上游部分(7b)。根据本发明，挂架的上游部分(7b)从内径向限定表面(40a)沿着严格小于次级流动路径(18)的总径向高度(Ht)的径向挂架高度(Hm)径向地延伸，挂架的上游部分(7b)从定子轮叶(30)中的一个的根部部分(62a)沿下游方向延伸。

Description

用于包括集成到减小高度的安装挂架的上游部分中的定子轮 叶的飞行器的推进组件
技术领域
本发明涉及用于飞行器的推进组件的领域。本发明更具体地涉及包括减小长度的机舱(称为“短舱”)(诸如文献EP 2 628 919 A1中所描述的机舱)的推进组件。
背景技术
在包括双流式涡轮发动机的推进组件中，设置了主气体流动路径以及次级气体流动路径，该次级气体流动路径由用作机舱的空气动力学外护罩径向向外地限定。涡轮发动机通常包括风扇，该风扇吸入空气团，该空气团随后被分成在主流动路径中流通的主流和在次级流动路径中流通的次级流。
主流通常穿过一个或多个压缩机(例如低压压缩机和高压压缩机)、燃烧室、一个或多个涡轮(例如高压涡轮和低压涡轮)，最后穿过排气喷嘴。以公知的方式，高压涡轮经由第一轴(称为高压轴)使高压压缩机旋转，而低压涡轮经由第二轴(称为低压轴)使低压压缩机和风扇旋转。为了提高涡轮发动机的推进效率并降低涡轮发动机的比消耗量以及由风扇发出的噪声，已经提出了具有增加的涵道比(对应于次级(冷)流量和穿过主体的主(热)流量之间的比率)的涡轮喷气发动机。
为了实现这样的涵道比，风扇与低压涡轮分离，从而使得能够独立地优化风扇和低压涡轮的相应的旋转速度。通常，使用布置在低压轴的上游端部和风扇之间的减速装置(诸如游星齿轮机构)来进行分离。然后，风扇经由齿轮机构和附加轴(称为风扇轴)由低压轴间接地驱动，该附加轴紧固在齿轮机构和风扇毂部之间。因此，这种分离使得能够降低旋转速度和风扇压力比，并且增加由低压涡轮提取的功率。由于齿轮机构，低压轴因此可以以比传统的涡轮喷气发动机更高的旋转速度运行。
同样在传统的实施例中，涡轮发动机在风扇的下游配备有一环形排的定子轮叶(也称为出口导向轮叶或OGV(Outlet Guide Vanes)轮叶)。这些定子轮叶位于涡轮发动机的冷部分中，位于次级流动路径中。这些定子轮叶本质上旨在矫直来自风扇轮叶的冷空气流。
在短舱推进组件构型中，涡轮发动机的安装挂架可能需要部分地进入定子轮叶下游的次级流动路径，从而由于摩擦而产生空气动力学损失，对该推进组件的整体效率产生了负面影响。
发明内容
为了解决上述缺点，相对于现有技术的实施例，本发明首先涉及一种用于飞行器的推进组件，该推进组件包括双流式涡轮发动机，该双流式涡轮发动机配备有风扇、用作围绕风扇布置的机舱的空气动力学外护罩以及用于将涡轮发动机紧固到飞行器的机翼元件的安装挂架，推进组件具有主气体流动路径以及次级气体流动路径，该次级气体流动路径由内径向限定表面以及由外径向限定表面限定，该外径向限定表面由空气动力学外护罩形成，涡轮发动机还包括布置在次级流动路径中的位于风扇的下游的一环形排的定子轮叶，每个定子轮叶延伸通过次级流动路径，同时每个定子轮叶具有顶部端部以及根部端部，该顶部端部连接到空气动力学外护罩，该根部端部连接到次级流动路径的内径向限定表面，安装挂架包括容纳在次级流动路径中的部分(称为上游部分)以及布置在空气动力学外护罩的后缘的下游的下游部分，该下游部分又旨在被完全布置在机翼元件的前缘的上游。
根据本发明，安装挂架的容纳在次级流动路径中的上游部分从内径向限定表面沿着径向挂架高度径向地延伸，该径向挂架高度严格小于次级流动路径的总径向高度，此外，安装挂架的上游部分从定子轮叶中的一个的根部部分沿下游方向延伸。
因此，本发明提供了一种安装挂架，该安装挂架仅沿着其进入的次级流动路径的径向高度的一部分延伸，以有利地限制在同一次级流动路径中由摩擦造成的空气动力学损失。作为上述的附加措施，本发明提供了定子轮叶中的一个的根部部分与该安装挂架的上游部分的集成，以在这两个部分之间沿轴向方向形成空气动力学连续性。这种集成使得能够进一步使空气动力学损失最小化，并且还减小了从下游方向到风扇上升的横向静态压力的不均匀性(扭曲)。
这些措施的结合使得能够从整体上提高涡轮发动机的推进效率。
优选地，本发明提供了单独或组合考虑的以下可选特征中的至少任何一个。
优选地，径向挂架高度局部地表示例如次级流动路径的总径向高度的20％至70％，更具体地，表示次级流动路径的总径向高度的30％至60％。该百分比可以沿着挂架的上游部分明显变化，因此不保持恒定。
优选地，集成在安装挂架中的定子轮叶包括从该挂架的上游部分径向向外地延伸到空气动力学外护罩的自由后缘。因此，该自由后缘沿着次级流动路径的高度的与挂架的径向高度互补的一部分径向地延伸。
优选地，集成在安装挂架中的轮叶从内向外径向连续地包括以下部分：
-根部部分，该根部部分集成在安装挂架的上游部分中；
-过渡部分；以及
-顶部部分。
根据本发明的优选实施例，过渡部分的后缘具有横向厚度，该横向厚度朝向集成的轮叶的根部部分径向地延伸而增加。这使得能够在集成的定子轮叶的顶部部分的通常薄的厚度和该轮叶的根部部分的假想的后缘的更大的厚度之间获得平滑过渡，该后缘接合安装挂架的前端部。
替代性地，可以在集成的轮叶的根部部分和该集成的轮叶的过渡部分之间沿径向方向设置厚度的突然中断部，突然中断部的厚度可以与轮叶的顶部部分的厚度相同或相似。
根据本发明的第二优选实施例，过渡部分具有比顶部部分的弦更长的弦。通过局部地增加弦的长度，可以保持限制基本损失的薄的后缘，同时在该后缘与该轮叶的根部部分的厚的假想的后缘径向连接的位置，在该后缘的上游设置更大的厚度。这使得能够有利地限制集成的轮叶的根部部分和过渡部分之间的厚度差，并因此使连接变得柔和，从而在空气动力学性能方面获得增益。
根据本发明的第三优选实施例，所述过渡部分包括截短的后缘，使得过渡部分的弦具有从根部部分朝向顶部部分的逐渐增加的长度。在此，所提出的解决方案使得能够将集成的轮叶的根部部分和过渡部分之间的连接变得柔和，因为这种连接是在相应的厚度最相似的位置进行的，即在该轮叶的根部部分的厚的假想的后缘的全部或部分上游进行的。径向厚度过渡被证明是有利地更柔和的，在此还获得了空气动力学性能方面的增益。
优选地，空气动力学外护罩的总轴向长度和风扇的直径之间的比率小于1.25。该比率说明了所谓的“短”舱设计通常与没有集成推力反向系统的事实相关联。在这种短舱中，推力反向系统旨在轴向地面向机翼元件的前缘并在机翼元件的前缘的上游定位，推力反向系统集成在风扇中，为此，该风扇具有可变节距的旋转轮叶。这种由风扇实现推力反向功能的架构被称为“VPF(可变节距风扇，Variable Pitch Fan)架构”。
本发明还涉及一种飞行器部件，该飞行器部件包括这种推进组件以及机翼元件，空气动力学外护罩用作在机翼元件的前缘的上游整体延伸的机舱。
优选地，护罩的上部部分被布置成轴向地面向机翼的前缘定位，并且空气动力学外护罩的外部的顶点延伸高于机翼元件，该机翼元件被认为和安装挂架与所述机翼元件的连接部成一直线。
最后，本发明还涉及一种飞行器，该飞行器包括至少一个这种部件，并且优选地包括两个分别集成飞行器的两个机翼的部件。
本发明的其他优点和特征将在下文的非限制性详细描述中呈现。
附图说明
该描述将参照附图来给出，在附图中：
[图1]示出了根据本发明的第一优选实施例的推进组件的示意性纵向半截面图，切割平面穿过安装在该推进组件中的涡轮喷气发动机的12点钟位置和6点钟位置；
[图2]示出了图1所示的推进组件的前视图，为了更清楚起见，除了集成在挂架中的一个定子轮叶之外，定子轮叶已经从次级流动路径移除，风扇轮叶也已经移除；
[图3]是配备有前述附图所示的推进组件的飞行器的俯视图；
[图4]示出了沿着图1中的线IV-IV的截面图，线IV-IV与涡轮喷气发动机的中心纵向轴线平行或大致平行，并且穿过集成的轮叶的过渡部分的径向内端部部分；
[图5]示出了沿着图1中的线V-V的截面图，线V-V与涡轮喷气发动机的中心纵向轴线平行或大致平行，并且穿过集成的轮叶的根部部分的径向外端部部分；
[图6]示出了沿着图5中的线VI-VI的截面图；
[图7]是类似于图4的截面图，其中集成的轮叶为替代实施例的形式；
[图8]是类似于图5的截面图，其中集成的轮叶为前述附图所示的替代实施例的形式；
[图9]示出了沿着图8中的线IX-IX的截面图；
[图10]示出了类似于图1的截面图，但细节较少，并且示出了根据本发明的第二优选实施例的推进组件；
[图11]示出了沿着图10中的线XI-XI的截面图，线XI-XI与涡轮喷气发动机的中心纵向轴线平行或大致平行，并且穿过集成的轮叶的过渡部分的径向内端部部分；
[图12]示出了沿着图10中的线XII-XII的截面图，线XII-XII与涡轮喷气发动机的中心纵向轴线平行或大致平行，并且穿过集成的轮叶的根部部分的径向外端部部分；
[图13]示出了类似于图1的截面图，但细节较少，并且示出了根据本发明的第三优选实施例的推进组件；
[图14]示出了沿着图13中的线XIV-XIV的截面图，线XIV-XIV与涡轮喷气发动机的中心纵向轴线平行或大致平行，并且穿过集成的轮叶的过渡部分的径向内端部部分；以及
[图15]示出了沿着图13中的线XV-XV的截面图，线XV-XV与涡轮喷气发动机的中心纵向轴线平行或大致平行，并且穿过集成的轮叶的根部部分的径向外端部部分。
具体实施方式
参照图1和图2，示出了飞行器的部件100，该部件包括推进组件200以及机翼元件202(在此是飞行器机翼)。优选地，两个部件100侧向地布置在图3所示的飞行器300的机身204的两侧(在该图3中仅示出了两个推进组件200中的一个)。
推进组件200包括双流双体式涡轮喷气发动机1、用作机舱的空气动力学外护罩5以及用于将涡轮喷气发动机1安装在机翼202上的安装挂架7。在附图中，安装挂架7仅用由一个或多个空气动力学整流罩形成的安装挂架的外部轮廓来表示。在这些整流罩内，通常设置了所谓的主结构(未示出)，该主结构用于在涡轮喷气发动机1和机翼202之间传递载荷。更具体地，挂架的主结构通常紧固到前机翼翼梁208。除了包含主结构之外，安装挂架7的整流罩集成了多个将发动机连接到飞行器的常规元件，诸如管道、热交换器、电缆、机械驱动轴、发动机悬挂系统的结构部件等。
双流双体式涡轮喷气发动机1具有高涵道比，例如大于15的涵道比。因此，双流双体式涡轮喷气发动机的外直径高，并且为此，双流双体式涡轮喷气发动机相对于承载该发动机的机翼202被布置在大致升高的位置，以便尽管直径大，仍保持足够的离地间隙。如图1至图3所示，用作机舱5的外护罩相对于机翼202的前缘210完全位于上游。在这点上，应当注意的是，当涡轮喷气发动机处于正常推进构型时，术语“上游”和“下游”是沿着涡轮喷气发动机内部气体流动的主要方向14考虑的。术语“前”和“后”相对于与主要气体流动方向14相反的方向使用。
护罩5的上部部分被布置成轴向地面向机翼202的前缘210，这反映了短舱推进组件200的凸起(surélevé)特性。此外，空气动力学外护罩5的外部的顶点延伸得高于机翼元件202，该机翼元件被认为和安装挂架7与所述机翼元件的连接部成一直线。
涡轮喷气发动机1通常包括气体发生器2，在该气体发生器的两侧布置有低压压缩机4和低压涡轮12，该气体发生器2包括高压压缩机6、燃烧室8和高压涡轮10。低压压缩机4和低压涡轮12形成低压体，并且通过以涡轮喷气发动机的纵向轴线3为中心的低压轴11彼此连接。类似地，高压压缩机6和高压涡轮10形成高压体，并且通过同样以轴线3为中心并围绕低压轴11布置的高压轴13彼此连接。
涡轮喷气发动机1在气体发生器2和低压压缩机4的上游还包括单个风扇15，该单个风扇在此被直接布置在发动机的空气进气锥体的后面。风扇15包括围绕轴线3的旋转风扇轮叶17的环，该环被风扇壳体9包围。风扇轮叶17是可变节距的，即风扇轮叶的倾角可以由控制机构20控制，该控制机构至少部分地被布置在进气锥体中，并且被设计成使这些轮叶17围绕它们相应的纵向轴线22枢转。这种公知的机械、电气、液压和/或气动类型设计的控制机构20本身由电子控制单元(未示出)控制，这使得能够根据遇到的需求(特别是执行推力反向功能)来对轮叶17的节距角的值进行调节。
如上所述，在此参照推进组件200，其中，推力反向功能实际上集成在风扇15中，而不是像更常见的那样集成在用作机舱5的外护罩中。因此，与风扇15的直径相比，该护罩5可以具有较短的长度。优选地，护罩5的总轴向长度“Lt”和风扇15的直径“D”之间的比率小于1.25。
在下文中，在对推进组件200的描述中，参照与涡轮喷气发动机的轴线3平行的纵向方向X(也称为轴向方向)、横向方向Y(也称为侧向方向)和竖直方向Z(也称为高度方向)，这三个方向X、Y和Z相互正交。还参照了要相对于轴线3考虑的径向方向R。
VPF型风扇15不由低压轴11直接驱动，而仅由该轴经由齿轮机构24间接驱动，这使得能够以较慢的速度旋转。然而，通过低压轴11的风扇15的直接驱动解决方案落入本发明的范围内。
此外，涡轮喷气发动机1限定了主气体流动路径16以及次级气体流动路径18，该主气体流动路径旨在由主流16a流过，该次级气体流动路径旨在由从主流径向向外地定位的次级流18a流过。因此，风扇15的流在流分离喷嘴26处被分流。
如本领域技术人员所公知的，次级流动路径18部分地由集成在护罩5中的外壳23径向向外地限定。护罩23优选地是金属的，并且延伸到风扇壳体9的后部。更具体地，护罩23在内部具有次级流动路径18的径向外限定表面23a。替代性地，护罩可以基于具有碳纤维的复合材料，类似于公知的风扇模块壳体。
沿径向方向R在两个流动路径16、18之间设置流动路径间隔室44，其中，布置了多个设备项/装置(servitudes)58。该隔室44部分地由外壳40形成，该外壳在外部具有次级流动路径18的径向内限定表面40a。
在风扇15的下游，在次级流动路径18中，设置了以轴线3为中心的一环形排的定子轮叶30，这些定子轮叶30也被称为OGV轮叶或出口导向轮叶。
特别对于本发明，这些轮叶30中的仅一个轮叶在图1中可见。然而，应当注意的是，通常，即使这些轮叶30可能沿方向X轻微倾斜，环形排的轮叶30中的每一个轮叶都沿方向R穿过整个次级流动路径18，如图1所示。
因此，每个定子轮叶30具有顶部端部31，该顶部端部连接到用作机舱的护罩5的外壳23，以相同的方式，该定子轮叶包括根部端部33，该根部端部连接到次级流动路径18的径向内限定表面40a。更具体地，根部端部33的这种连接优选地在由流动路径间隔室44的外壳40限定的表面40a的上游部分处进行，在该上游部分处形成中间壳体毂部32。
以公知的方式，这些定子轮叶30在圆周上彼此间隔开，并且使得在次级流流过风扇15之后能够对该次级流进行整流。此外，这些轮叶30还可以通过将载荷从减速装置24、电动机轴的轴承和风扇毂部传递到外壳23来实现结构功能。换言之，实体32形成中间壳体的毂部，该中间壳体通过由定子轮叶30形成的径向臂来增补，并且还通过外壳23来增补，这些轮叶30的顶部端部31紧固在该外壳上。
流动路径间隔室44还由内壳42限定，该内壳被构造成向外地限定主气体流动路径16。两个壳40、42从连接它们的分离喷嘴26沿下游方向延伸。在定子导向轮叶30的下游，设置了多个围绕轴线3分布的空气排放管道46。每个排放管道46从内壳42向外壳40整体径向地延伸(可选地，具有沿下游方向延伸的轴向分量)，从而能够将主流动路径16与次级流动路径18连接。每个空气排放管道46通过配备有VBV排放阀50的入口孔48通向主流动路径16，入口孔48被轴向地布置在低压压缩机4和高压压缩机6之间。类似地，每个空气排放管道46通过配备有排放翅片54的出口孔52通向次级流动路径18。
安装挂架7沿着径向方向R延伸有限的高度，该径向方向还对应于该挂架所在区域的竖直方向Z。实际上，挂架7通常被布置在12点钟位置上，从机翼202的下部分沿着方向X在上游方向上纵向地延伸，该机翼的下部分靠近机翼202的前机翼翼梁208和前缘210。
安装挂架7包括从机翼202延伸到前部的下游部分7a，该下游部分沿着外壳40的大致长度沿着外壳连接。该下游部分7a沿着方向X延伸，直到靠近用作机舱的护罩5的后缘35。从该后缘35，挂架通过上游部分7b连续地延伸，该上游部分完全定位成容纳在次级流动路径18中，该挂架同时再次沿着其整体在流动路径间隔室44的外壳40上保持连接。因此，挂架7通过外壳40径向向内地封闭，该外壳在沿着方向X延伸的轴向长度上连续地成型，该外壳能够沿上游方向从低压压缩机4延伸或从超过低压压缩机的位置延伸，或沿下游方向延伸到低压涡轮12或延伸超过低压涡轮。
因此，本发明的特征中的一个特征在于挂架7的上游部分7b的沿着径向方向R减小的高度，该径向方向在此还对应于竖直方向Z。应当可以理解，通过减小的高度或部分高度，上游部分7b从表面40a沿着径向挂架高度“Hm”径向地延伸，该径向挂架高度严格小于次级流动路径18的总径向高度“Ht”。因此，沿着挂架的该上游部分7b，该挂架从不与次级流动路径18的外径向限定表面23a接触。优选地，径向挂架高度Hm局部地表示次级流动路径18的总径向高度Ht的30％至60％。更一般地，径向挂架高度Hm局部地表示次级流动路径的总径向高度的20％至70％。该百分比不一定沿着整个上游挂架部分7b都是相同的，但另一方面，该百分比可以再次局部地变化，同时优选地保持在上述值的范围内。该百分比变化可以通过沿着上游部分7b的相对可变的径向挂架高度Hm来解释，而总径向流动路径高度Ht大致保持恒定，或者相对不变。在这点上，应当注意的是，挂架7的脊线60是直的或大致直的，优选地与方向X平行或大致平行。挂架的径向高度可以是在集成的轮叶30的后缘66附近的次级流动路径的总径向高度Ht的大约50％。此外，挂架可以具有逐渐增加的高度，例如沿下游方向具有连续可变的曲率。
本发明的第二特征在于将定子轮叶30中的一个集成在上游挂架部分7b中。实际上，定子轮叶由位于与挂架7的钟点位置相同的钟点位置并轴向地布置在挂架的上游的轮叶30组成。因此，不是在该轮叶30的后缘和挂架7的前端部之间具有材料不连续性，而是将该轮叶的后缘和挂架的前端部彼此集成，从而在次级流动路径18内的这两个实体之间产生轴向材料连续性。为此，集成的定子轮叶30包括从内向外径向连续的以下部分。集成的定子轮叶首先包括轴向地集成在上游挂架部分7b中的根部部分62a，该根部部分62a包括根部端部33，该根部端部连接到限定表面40a。然后，集成的轮叶30包括过渡部分62b，然后包括顶部部分62c，该顶部部分以顶部端部31结束，该顶部端部连接到限定表面23a。
因此，该集成的轮叶30的特征首先在于根部部分62a，上游挂架部分7b从该根部部分沿下游方向轴向地延伸。换言之，根部部分62a具有假想的后缘64，该假想的后缘接合上游挂架部分7b的前端部，因为在这两个实体之间沿着方向X没有观察到材料不连续性。在该集成的组件62a、7b的下表面和上表面处，材料连续性通过一体式空气动力学壁(即由单件制成)或通过具有可接受的空气动力学连结部的多个壁的结合(例如通过型锻覆盖)或本领域中公知的任何其他技术来产生。
另一方面，集成的轮叶30从上游挂架部分7b径向向外地(即从根部部分62a径向向外地)具有自由后缘66，该自由后缘延伸到限定表面23a。因此，自由后缘66对应于过渡部分62b和顶部部分62c的后缘。根部部分62a的假想的后缘64沿着径向高度Hm延伸，而自由后缘66沿着与高度Ht和Hm之间的差值对应的高度延伸。
在图1以及图4至图6所示的第一优选实施例中，根部部分62a的假想的后缘64沿着方向Y以大的厚度表示，图6中所示的该厚度“E”沿下游方向朝向上游挂架部分7b增加。假想的后缘64的该横向/侧向厚度E大致大于过渡部分62b和顶部部分62c的后缘66的横向/侧向厚度。实际上，顶部部分62c的自由后缘66具有特别薄的常规厚度“e”，而过渡部分62b的后缘66具有可变的横向厚度“e’”，该可变的横向厚度从值“e”到值“E”径向向内逐渐地增加。为此，两个连接半径68可以分别设置在过渡部分62b的下表面侧和上表面侧，如图6中更清楚地看到的。这使得能够在部分62a、62c的大致不同的厚度E、e之间获得柔和的过渡，以限制在该厚度中断处观察到的空气动力学损失。
根据图7至图9所示的替代方案，过渡区域62b具有与顶部部分62c的轮廓相同或相似的轮廓，该轮廓包括其自由后缘66的减小的厚度“e”，该减小的厚度与顶部部分62c的后缘的厚度相同或相似。这导致根部部分62a和过渡部分62b之间的厚度突然中断，如图9中更清楚地看到的。
根据图10至图12所示的第二优选实施例，过渡部分62b具有比顶部部分62c的弦更长的弦“C”。为此，过渡部分62b配备有后缘延伸部72，该后缘延伸部例如是大致三角形形状，并且以这样的方式布置，即弦C具有从内向外(即从顶部部分62c向根部部分62a)径向延伸而逐渐增加的轴向长度。后缘延伸部72优选地具有沿下游方向连续减小的横向厚度，直到过渡部分62b的自由后缘66。在径向向外延伸时，也观察到厚度减小，减小的厚度更靠近自由后缘66。
因此，通过局部地增加过渡部分62b中弦C的长度，可以保持限制基本损失的薄的自由后缘66，同时在后缘66与根部部分62a的厚的假想的后缘64径向连接的位置，在该后缘的上游设置更大的厚度。这使得能够有利地限制部分62a、62b之间的横向厚度差，并因此使径向连接变得柔和，从而在空气动力学性能方面获得增益。
根据图13至图15所示的第三优选实施例，过渡部分62b包括截短的自由后缘66，例如，以形成沿下游方向轴向开口的凹口74。后缘66中的该凹口74优选地是大致三角形形状。如图13所示，后缘中的该凹口可以延伸到顶部部分62c中。为凹口74选择的形状可以使得两个连续的部分62b、62c的自由后缘66大致是直的，同时还如图13所示沿着方向X倾斜，因为该凹口的径向外端部比该凹口的径向内端部更位于下游。
凹口74被构造成截断过渡部分62b的下游部分，使得该部分62b的弦“C”具有从内向外(即从根部部分62b延伸到顶部部分62c)径向延伸而逐渐增加的轴向长度。换言之，弦长随着延伸靠近顶部部分62c而增加，直到获得与环形排的其他轮叶30的弦长相同或大致相同的常规弦长。
该第三优选实施例还提供了一种解决方案，该解决方案使得能够使部分62a、62b之间的径向连接变得柔和，因为这种径向连接是在相应的横向厚度最相似的位置进行的，即在根部部分62a的厚的假想的后缘64的全部或部分上游进行的，如通过对准图14和图15所清楚地示出。通过这样的构型，径向厚度过渡被证明是有利地更柔和的，在此还获得了空气动力学性能方面的增益。
当然，本领域技术人员可以仅通过非限制性示例的方式对所描述的本发明进行各种修改，本发明的范围由所附权利要求限定。特别地，上述不同的优选实施例可以彼此组合。

Claims (11)

1.用于飞行器的推进组件(200)，所述推进组件包括双流式涡轮发动机(1)，所述双流式涡轮发动机配备有风扇(15)、用作围绕所述风扇布置的机舱的空气动力学外护罩(5)以及用于将所述涡轮发动机(1)紧固到所述飞行器的机翼元件(202)的安装挂架(7)，所述推进组件具有主气体流动路径(16)以及次级气体流动路径(18)，所述次级气体流动路径由内径向限定表面(40a)以及由外径向限定表面(23a)限定，所述外径向限定表面由所述空气动力学外护罩(5)形成，所述涡轮发动机(1)还包括布置在所述次级流动路径(18)中的位于所述风扇(15)的下游的一环形排的定子轮叶(30)，每个定子轮叶(30)延伸通过所述次级流动路径(18)，同时每个定子轮叶具有顶部端部(31)以及根部端部(33)，所述顶部端部连接到所述空气动力学外护罩(5)，所述根部端部连接到所述次级流动路径的所述内径向限定表面(40a)，所述安装挂架(7)包括容纳在所述次级流动路径中的部分，称为上游部分(7b)，以及包括布置在所述空气动力学外护罩(5)的后缘(35)的下游的下游部分(7a)，所述下游部分又旨在被完全布置在所述机翼元件(202)的前缘(210)的上游，
其特征在于，所述安装挂架的容纳在所述次级流动路径(18)中的所述上游部分(7b)从所述内径向限定表面(40a)沿着径向挂架高度(Hm)径向地延伸，所述径向挂架高度严格小于所述次级流动路径(18)的总径向高度(Ht)，所述安装挂架(7)的所述上游部分(7b)从所述定子轮叶(30)中的一个定子轮叶的根部部分(62a)沿下游方向延伸。
2.根据权利要求1所述的推进组件，其特征在于，所述径向挂架高度(Hm)局部地表示所述次级流动路径(18)的所述总径向高度(Ht)的20％至70％。
3.根据权利要求1或2所述的推进组件，其特征在于，集成在所述安装挂架(7)中的所述定子轮叶(30)包括从该挂架的所述上游部分(7b)径向向外地延伸到所述空气动力学外护罩(5)的自由后缘(66)。
4.根据前述权利要求中任一项所述的推进组件，其特征在于，集成在所述安装挂架(7)中的所述轮叶(30)从内向外径向连续地包括以下部分：
-所述根部部分(62a)，所述根部部分集成在所述安装挂架的所述上游部分中；
-过渡部分(62b)；以及
-顶部部分(62c)。
5.根据权利要求4所述的推进组件，其特征在于，所述过渡部分(62b)的所述后缘(66)具有横向厚度(e’)，所述横向厚度朝向集成的所述轮叶(30)的所述根部部分(62a)径向地延伸而增加。
6.根据权利要求4或5所述的推进组件，其特征在于，所述过渡部分(62b)具有比所述顶部部分(62c)的弦更长的弦(C)，或者，所述过渡部分(62b)包括截短的后缘(66)，使得所述过渡部分(62b)的所述弦(C)具有从所述根部部分(62a)延伸到所述顶部部分(62c)而逐渐增加的长度。
7.根据前述权利要求中任一项所述的推进组件，其特征在于，所述空气动力学外护罩(5)的总轴向长度(Lt)和所述风扇(15)的直径(D)之间的比率小于1.25。
8.根据前述权利要求中任一项所述的推进组件，其特征在于，所述风扇(15)包括可变节距的旋转轮叶(17)，并且用作机舱的所述空气动力学外护罩(5)没有推力反向系统。
9.飞行器部件(100)，所述飞行器部件包括根据前述权利要求中任一项所述的推进组件(200)以及机翼元件(202)，所述空气动力学外护罩(5)用作在所述机翼元件(202)的前缘(210)的上游整体延伸的机舱。
10.根据前述权利要求所述的飞行器部件，其特征在于，所述护罩(5)的上部部分被布置成轴向地面向所述机翼(202)的所述前缘(210)定位，并且所述空气动力学外护罩(5)的外部的顶点延伸高于所述机翼元件(202)，所述机翼元件被认为和所述安装挂架(7)与所述机翼元件的连接部成一直线。
11.飞行器(300)，所述飞行器包括至少一个根据权利要求9或10所述的部件(100)。
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