CN117480317A - 包括用于改善反向推力阶段的活动件的飞行器推进单元的进气管及使用该进气管的方法 - Google Patents

包括用于改善反向推力阶段的活动件的飞行器推进单元的进气管及使用该进气管的方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种包括推力反向装置的飞行器推进单元(8)的进气管(1)，推力反向装置将在外辅助风道(6)中从上游向下游环流的旁通气流改变为从下游向上游环流的反向气流(F‑INV)，进气管(1)包括设有开口(14)的内壁(10)，在每个开口(14)中设有包括遮挡壁(20)和偏转壁(21)的活动件(2)，活动件(2)以可在遮挡位置与偏转位置(P2)之间转动的方式安装，在遮挡位置，遮挡壁(20)封堵开口(14)，以便引导旁通气流并改善推力阶段，在偏转位置(P2)，偏转壁(21)封堵开口(14)，以便分离反向气流(F‑INV)并改善反向推力阶段(B)。

Description

包括用于改善反向推力阶段的活动件的飞行器推进单元的进 气管及使用该进气管的方法
技术领域
本发明涉及飞行器推进单元领域，更具体地涉及一种用于飞行器推进单元的进气管。
已知地，参考图1A，飞行器推进单元800沿从上游向下游延伸的纵向轴线X延伸，并包括涡轮发动机700和短舱300。涡轮发动机700沿纵向轴线X延伸并被配置为可通过对在涡轮发动机700中从上游向下游流动的内部气流F-INT进行加速来推进飞行器。短舱300绕纵向轴线X在涡轮发动机700的径向外部延伸，使得可以引导涡轮发动机700中的内部气流F-INT。在下文中，术语“上游”和“下游”是相对纵向轴线X的延伸方向定义的。术语“内部”和“外部”又是相对纵向轴线X的径向方向定义的。
已知地，如图1A所示，涡轮发动机700是旁通涡轮发动机并包括位于上游的风扇400，风扇400绕纵向轴线X转动，以从上游向下游对内部气流F-INT进行加速。涡轮发动机700还包括位于风扇400下游的径向内主风道500和径向外辅助风道600，径向内主风道500被配置为引导主气流F1的内部气流F-INT的一部分(称为主气流F1)以用于燃料燃烧，径向外辅助风道600被配置为引导内部气流F-INT的另一部分(称为旁通气流F2)，以产生涡轮发动机700的推力。
已知地，仍然参考图1A，短舱300在风扇400的径向外侧延伸并径向向外界定外辅助风道600。短舱300包括位于其上游端并界定纵向轴线X的环形腔113的进气管100。进气管100包括朝向纵向轴线X的内壁110和与内壁110相对的外壁111，内壁110和外壁111通过进气管唇缘112在上游连接在一起。进气管100具有符合空气动力学的圆形轮廓，以使得可以将上游气流F分离成由内壁110引导的内部气流F-INT和由外壁111引导的外部气流F-EXT。
参考图1B，为了减小飞行器的制动距离，尤其是在着陆期间的制动距离，已知的是改变外辅助风道600中气流的方向，以便执行反向推力阶段B。在下文中，推力阶段A(图1A)与反向推力阶段B(图1B)区分如下：在推力阶段，旁通气流F2在外辅助风道600中从上游向下游流动，在反向推力阶段，反向气流F-INV从下游向上游流动。详细说明的是，在反向推力阶段B，来自上游气流F的内部气流F-INT在风扇400的根部处从上游向下游流动，以与推力阶段A同样地供应主气流F1。主气流F1也可由一部分反向气流F-INV供应。
为了执行反向推力阶段，通过专利申请FR2120172A1已知在风扇400下游至少部分封堵外辅助风道600，并共同打开位于短舱300中的栅格(未示出)，以便形成与旁通气流F2方向相反的反向气流F-INV。然而，该反向推力系统对飞行器推进单元800的质量、尺寸和阻力不利。
参考图1B，已知提供一种缩写为“VPF”的可变桨距风扇400，该可变桨距风扇包括叶片，该叶片的桨距角被控制，以对外辅助风道600中气流的流动方向进行反转。实际上，在反向推力阶段B，反向气流F-INV在外辅助风道600中从下游向上游流动，然后穿过风扇400并由进气管100的内壁110引导至上游。反向气流F-INV然后与上游气流F相对，从而实现制动。
事实上，可以看出，反向气流F-INV附着于进气管100并在进气管100处形成附着反向气流F-INVC，即，其沿着进气管100的轮廓流动并汇入外部气流F-EXT，而不是与上游气流F相对。这导致了不期望的制动减少，并因此导致飞行器推进单元800在反向推力阶段B的性能降低。此外，在汇入外部气流F-EXT之后，反向气流F-INV通过短舱300的下游端重新进入外辅助风道600，这将产生不期望的气流回路，从而降低反向推力阶段B的效率。
为了提高飞行器推进单元800在反向推力阶段B的性能，通过专利申请FR1904092A1已知在进气管100中形成内部管道，该内部管道在反向推力阶段B打开以使一部分反向气F-INV流动转向并改善其分离。通过专利申请FR1904096A1还已知一种可弹性变形的进气管，以在反向推力阶段B改变其轮廓。然而，该解决方案的缺点在于需要架构复杂且昂贵的进气管。
通过专利申请FR1904087A1、FR1904094A1和FR1904089A1还已知分别包括偏转件、整流器叶片和移动部的进气管100，该偏转件、整流器叶片和移动部分在反向推力阶段B展开并在推力阶段A收回。然而，此类解决方案的缺点在于，在收回位置，进气管100的环形腔113中具有相当大的内部尺寸。此外，此类解决方案需要在内壁110中形成外壳，这破坏了展开位置中的空气动力学性能。通过专利申请FR3095241A1还已知一种包括偏转件的进气管。
因此，本发明涉及飞行器推进单元800的进气管100，该进气管提高反向推力阶段B的性能而不降低推力阶段A性能，同时结构简单经济，尺寸有限。
发明内容
本发明涉及一种用于飞行器推进单元的短舱进气管，所述飞行器推进单元沿从上游向下游延伸的纵向轴线延伸并包括涡轮发动机，所述涡轮发动机包括被配置为在推力阶段从上游向下游分别引导主气流和旁通气流的径向内主风道和径向外辅助风道，所述涡轮发动机包括位于上游并绕所述纵向轴线转动的风扇，所述飞行器推进单元包括推力反向装置，所述推力反向装置被配置为将所述旁通气流转化为在反向推力阶段在所述外辅助风道中从下游向上游流动的反向气流，所述短舱在所述涡轮发动机的径向外侧绕涡轮发动机延伸并在其上游端包括所述进气管，所述进气管包括朝向所述纵向轴线的内壁、与所述内壁相对的外壁以及在上游连接所述内壁与所述进气管唇缘的进气管唇缘。
本发明的显著之处在于：
·所述内壁包括多个开口，各开口包括上游端和下游端，且
·所述进气管包括多个活动件，每个开口中转动安装一活动件，每个活动件包括遮挡壁和与所述遮挡壁相对的偏转壁，所述活动件被配置为在遮挡位置和偏转位置之间转动：
°在所述遮挡位置，所述遮挡壁朝向所述纵向轴线，封堵所述开口并沿着所述内壁的延伸部延伸，从而引导所述旁通气流以改善推力阶段；
°在所述偏转位置，所述偏转壁朝向所述纵向轴线，封堵所述开口并被配置为分离所述反向气流以改善反向推力阶段。
由于所述多个活动件，所述进气管具有可变的几何形状。有利地改进了所述飞行器推进单元在反向推力阶段的性能，而不减损推力阶段的性能。事实上，处于所述偏转位置的所述活动件有利地使得所述反向气流能够与所述内壁分离，以使得其与所述上游气流相对并产生有效的制动力。由此分离的所述反向气流不再附着于所述短舱，避免了其在所述外辅助风道的下游端重新进入外辅助风道并产生不需要的气流回路。在所述偏转位置改善反向推力阶段的同时，所述活动件的所述遮挡位置通过封堵所述内壁的延续部中的开口来实现在所述推力阶段重现所述进气管的空气动力学轮廓。
有利地，在所述偏转位置，所述活动件进一步使得可以与在所述遮挡位置一样封堵所述开口。没有不需要的气流流入所述进气管内，这提升了空气动力学性能，改善了除冰效果并增强了所述进气管的耐用性。具有两个相对壁的活动件有利地使得能够在两个位置封堵开口，每个壁使得所述开口在一个位置被封堵。该结果简单、经济且由于所述活动件被转动安装以从一个位置转动至另一个位置，从而减小了尺寸。
根据一个优选方面，各开口中的至少两个开口是分离的。换句话说，每个活动件都安装在通过固定壁与其他开口分离的给定开口中。这提高了所述进气管的坚固性和耐用性。
根据另一优选方面，各开口中的至少两个开口是相邻的，以便彼此连通并形成整体开口，在所述整体开口中安装有至少两个活动件。各活动件中的至少两个活动件相邻安装，以改善所述反向气流的偏转。优选地，所述整体开口呈环形。以实现所述反向气流的连续周向偏转。
优选地，各开口位于纵向轴线的同一横截面中。换句话说，横切所述纵向轴线的平面穿过所有开口。更准确地，横切所述纵向轴线的平面穿过所述开口的所有上游端。横切所述纵向轴线的另一平面穿过所述开口的所有下游端。优选地，所述开口等距分布在所述内壁的圆周上，以实现所述反向气流的均匀偏转。
根据本发明的一个方面，每个活动件包括连接所述遮挡壁与所述偏转壁的分离端，所述分离端被配置为在所述偏转位置时相对所述内壁径向向内延伸。换句话说，所述分离端未延伸至所述内壁的延伸部，而是朝向所述纵向轴线。这使得由所述偏转壁引导的反向气流能够离开所述内壁，以实现所述反向气流的分离。
优选地，所述分离端向内弯曲以改善分离。
优选地，所述分离端被配置为在所述偏转位置时相对所述开口向上游凸伸。换句话说，所述分离端在上游延伸出所述开口。从而在保持所述进气管的空气动力学性能的同时实现所述反向气流与所述内壁的逐渐分离。
根据本发明的一个方面，所述分离端呈尖头状。优选地，所述分离端以小于30°的角度延伸。这有利于气流分离并防止所述反向气流绕过所述分离端。
根据本发明的一个方面，所述分离端被配置为在所述遮挡位置时延伸至所述下游端。有利地，在所述遮挡位置，所述分离端确保了所述内壁与所述遮挡壁之间的连续性并提高空气动力学性能。因此，所述分离端有利地根据其处于覆盖位置或偏转位置来执行两种不同的功能。
根据本发明的一个方面，每个活动件包括连接所述遮挡壁与所述偏转壁的封堵端，所述封堵端被配置为在所述遮挡位置时与所述上游端配合并在所述偏转位置时与所述下游端配合。有利地，所述封堵端能够简单便捷地限制所述活动件在所述遮挡位置和所述偏转位置之间的转动。
根据本发明的一个方面，所述封堵端被配置为在所述遮挡位置和所述偏转位置之间转动时均位于内壁的径向外侧。换句话说，所述进气管包括由所述内壁、所述外壁和所述进气管唇缘界定的纵向轴线的环形腔，所述封堵端延伸至所述环形腔中。这使得可以将所述活动件在给定方向上的转动限定为半圈。还使得可以保护所述封堵端免受所述内部气流和所述反向气流的影响，从而防止所述活动件不必要的转动。
优选地，所述封堵端包括第一凹槽，所述第一凹槽形成在所述遮挡壁的侧面并被配置为与所述上游端通过形状互补配合，以将所述活动件保持在所述遮挡位置，所述分离端处于所述内壁的所述延伸部中以提高空气动力学性能。
优选地，所述封堵端包括第二凹槽，所述第二凹槽形成在所述偏转壁的侧面并被配置为与所述开口的所述下游端通过形状互补配合，以将所述活动件保持在所述分离位置并防止所述分离端顶抵所述上游端，以提高其耐用性。
根据本发明的一个方面，每个活动件绕与所述内壁相切且位于所述纵向轴线的横截面中的转动轴线的转轴转动。这使得可以利用来自所述内部气流和所述反向气流的力来改善所述活动件在所述遮挡位置和所述偏转位置之间的转动。
根据本发明的一个方面，所述活动件在所述转轴的两侧延伸。这使得可以通过简单地反转所述开口中的所述活动件来从一个位置切换至另一位置。
优选地，所述转轴以相较所述开口的所述下游端更靠近所述上游端的方式安装。优选地，所述转轴距所述分离端和所述封堵端的距离相等。这使得所述分离端能够从所述开口凸伸并因此改善分离。该特性使得可以改善在所述涡轮发动机运行期间的被动切换。
本发明还涉及一种用于飞行器推进单元的短舱，所述飞行器推进单元沿从上游向下游延伸的纵向轴线延伸并包括涡轮发动机，所述涡轮发动机包括被配置为在推力阶段从上游向下游分别引导主气流和旁通气流的径向内主风道和径向外辅助风道，所述涡轮发动机包括位于上游并绕所述纵向轴线转动的风扇，所述飞行器推进单元包括推力反向装置，所述推力反向装置被配置为将所述旁通气流转换为在反向推力阶段在所述外辅助风道中从下游向上游流动的反向气流，所述短舱在涡轮发动机的径向外部绕所述涡轮发动机延伸并在其上游端包括如前所述的进气管。
本发明还涉及一种用于飞行器推进单元的短舱，所述飞行器推进单元沿从上游向下游延伸的纵向轴线延伸并包括涡轮发动机，所述涡轮发动机包括被配置为在推力阶段从上游向下游分别引导主气流和旁通气流的径向内主风道和径向外辅助风道，所述涡轮发动机包括位于上游并绕所述纵向轴线转动的风扇，所述飞行器推进单元包括推力反向装置，所述推力反向装置被配置为将所述旁通气流改变为在反向推力阶段在所述外辅助风道中从下游向上游流动的反向气流，所述短舱在涡轮发动机的径向外部绕所述涡轮发动机延伸并在其上游端包括如前所述的进气管。
优选地，所述风扇包括可变桨距叶片以便形成所述推力反向装置。该推力反向装置是高效的且具有减小的尺寸和重量。该推力反向装置适用于大直径、高稀释率的涡轮发动机。
本发明还涉及一种使用如前所述的飞行器推进单元的进气管的方法，其中，每个活动件在初始状态下处于所述遮挡位置，从而引导所述旁通气流以改善推力阶段，所述方法包括在反向推力阶段在所述偏转位置中转动每个活动件以分离所述反向气流。
该方法有利地可简单快速实施，仅通过转动所述活动件即可实现且是可重复的。优选地，所述转动由至少一个主动控制件实现。优选地，每个活动件的转动是同步实现的。
本发明还涉及一种使用如前所述的飞行器推进单元的进气管的方法，其中，每个活动件在初始状态下处于所述偏转位置，从而分离所述反向气流以改善反向推力阶段，所述方法包括在推力阶段在所述遮挡位置中转动每个活动件以引导所述旁通气流。
优选地，每个活动件的转动通过所述内部气流对所述分离端的作用被动实现。
本发明还涉及一种使用如前所述的飞行器推进单元的方法，所述涡轮发动机在初始状态下处于所述推力阶段，其中，旁通气流从上游向下游环流，所述进气管的每个活动件在初始状态下处于所述遮挡位置以便引导所述旁通气流，在所述方法中，在所述涡轮发动机的反向推力阶段，所述推力反向装置被配置为将所述旁通气流转换为从下游向上游环流的反向气流，且每个活动件被转动至所述偏转位置以分离所述反向气流。
本发明还涉及一种使用如前所述的飞行器推进单元的方法，所述涡轮发动机在初始状态下处于所述反向推力阶段，其中，气流从下游向上游环流，所述进气管的每个活动件在初始状态下处于所述偏转位置以便分离所述反向气流，在所述方法中，在所述涡轮发动机的推力阶段，所述推力反向装置被配置为将所述反向气流改变为从上游向下游环流的旁通气流，且每个活动件被转动至所述遮挡位置以引导所述旁通气流。
附图说明
通过阅读以下作为示例给出的描述并参考作为非限制性示例给出的附图，将更好地理解本发明，其中，相同的附图标记指代类似的对象：
图1A和图1B是现有技术的飞行器推进单元分别在推力阶段和反向推力阶段的剖面图；
图2A和图2B是本发明的一个实施例的飞行器推进单元分别在推力阶段和反向推力阶段的剖面图；
图3A和图3B是图2A和图2B的飞行器推进单元的进气管分别在推力阶段和反向推力阶段的示意图；
图4是图3A和图3B的进气管的活动件的示意图；
图5A和图5B分别是图3A和图3B的进气管的剖面图，其中，活动件分别处于遮挡位置和偏转位置；
图5C和图5D是图3A和图3B的进气管分别处于遮挡位置和偏转位置的示意性截面图；
图6A、图6B和图6C是本发明的使用图3A和图3B的进气管的方法的一个实施例的活动件在遮挡位置与偏转位置之间的转动的示意图；
图7A和图7B是用于使用图3A和图3B的进气管的方法的另一个实施例的活动件在遮挡位置与偏转位置之间的转动的示意图。
应当注意，附图是为了实现本发明而阐述本发明，必要时所述附图当然可以用来更好地定义本发明。
具体实施方式
飞行器推进单元
如图2A所示及先前所述的，飞行器推进单元8沿从上游向下游延伸的纵向轴线X延伸，并包括涡轮发动机7和短舱3。涡轮发动机7沿纵向轴线X延伸并被配置为通过对在涡轮发动机7中从上游向下游流动的内部气流F-INT进行加速来推进飞行器。短舱3绕纵向轴线X在涡轮发动机7的径向外部延伸，使得可以引导涡轮发动机7中的内部气流F-INT。随后，术语“上游”和“下游”是相对纵向轴线X的延伸方向定义的。术语“内部”和“外部”又是相对纵向轴线X沿径向方向定义的。
仍如图2A所示并如前所述，涡轮发动机7为旁通型并包括位于上游的风扇4，该风扇绕纵向轴线X转动以从上游向下游对内部气流F-INT进行加速。涡轮发动机7还包括位于风扇4下游的径向内主风道5和径向外辅助风道6，径向内主风道5被配置为引导内部气流F-INT的一部分(称为主气流F1)用于燃料燃烧，径向外辅助风道6被配置为引导内部气流F-INT的另一部分(称为旁通气流F2)以便产生涡轮发动机7的推力。
仍参考图2A并如前所述，短舱3在风扇4的径向外侧延伸并径向向外界定外辅助风道6，在其上游端，短舱3包括界定纵向轴线X的环形腔13的进气管1。进气管1包括朝向纵向轴线X的内壁10和与内壁10相对的外壁11，内壁10和外壁11在上游通过包括前缘的进气管唇缘12连接在一起。进气管1使得可以将上游气流F分离成由内壁10引导的内部气流F-INT和由外壁11引导的外部气流F-EXT。
推力阶段A和反向推力阶段B
如图2B所示和先前所述的，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，飞行器推进单元8还包括推力反向装置，以改变外辅助风道6中气流的方向。在下文中，推力阶段A(图2A)与反向推力阶段B(图2B)区分如下：在推力阶段，旁通气流F2在外辅助风道6中从上游向下游流动，在反向推力阶段，反向气流F-INV从下游开始流动。具体说明的是，在反向推力阶段B，来自上游气流F的内部气流F-INT在风扇4的根部处从上游向下游流动以与推力阶段A同样地供应主气流F1。主气流F1也可由一部分反向气流F-INV供应。
在图2B的示例中，推力反向装置由风扇4形成，该风扇为变桨距类型，缩写为“VPF”。此类可变桨距风扇4包括叶片，叶片的桨距角是受控的(参见图2B)，以便反转外辅助风道6中气流的方向。实际上，在反向推力阶段B，反向气流F-INV在外辅助风道6中从下游向上游流动，然后穿过风扇4并由进气管1的内壁10引导至上游。然后反向气流F-INV与上游气流F相对，从而实现制动。
不言而喻，推力反向装置可以采用除此示例中描述的形式之外的形式。例如，通过专利申请FR2120172A1已知在风扇4下游至少部分地封堵外辅助风道6，并共同打开设于短舱3中的栅格(未示出)，以便形成与旁通气流F2方向相反的反向气流F-INV。然而，该推力反向系统具有比可变桨距风扇4更大的质量和尺寸。
具有可变几何形状的进气管
参考图2A和图2B，根据本发明，进气管1属可变几何形状类型，即，其具有适于推力阶段A的轮廓和适合于反向推力阶段B的另一个轮廓。更准确地，根据本发明，进气管1包括多个形成在内壁10的开口14和多个活动件2。每个开口14中转动安装一活动件2。每个活动件2包括遮挡壁20和与遮挡壁20相对的偏转壁21，活动件2被配置为在遮挡位置P1和偏转位置P2之间转动：
在遮挡位置P1(图2A)，遮挡壁20朝向纵向轴线X，其封堵开口14并在进气管1的内壁10的延伸部中延伸，从而引导旁通气流F2以改善推力阶段A；
在偏转位置P2(图2B)，偏转壁21朝向纵向轴线X，其封堵开口14并被配置为分离反向气流F-INV，以改善反向推力阶段B。
如图2B所示，处于偏转位置P2的活动件2有利地使得可以在进气管1处形成偏转反向气流F-INVD，与现有技术相反，该偏转反向气流与内壁10分离。与现有技术中不期望的附着反向气流F-INVC不同(参见图1B)，偏转反向气流F-INVD与上游气流F相对，这提升了反向推力阶段B。
开口
在图3A和图3B的示例中，进气管1包括二十个开口14-1、14-2、14-3。开口14-1、14-2、14-3位于纵向轴线X的同一横截面上。因此，同一横截面穿过每个开口14-1、14-2、14-3。开口14-1、14-2、14-3彼此间隔，在此示例中绕内壁10的圆周等距分布。因此，内壁10包括固定叶片18，每个固定叶片在两个相邻的开口14之间延伸。固定叶片18沿着纵向轴线X纵向延伸并分别连接开口14的上游和下游的内壁10。
仍参考图3A和图3B，每个开口14中安装一个活动件2，以使得进气管1包括相同数量的开口14和活动件2。与开口14类似，活动件2安装于纵向轴线X的的同一横截面上，彼此间隔，在此示例中沿着内壁10的圆周等距分布。该进气管1有利地使得反向气流F-INV可以在反向推力阶段B整体均匀分离。此外，活动件2能够轻易实现无接触或无干扰转动。
需说明的是，在此示例中开口14的数量为20，该数量可以是本发明框架内的任意的数量。优选地，开口14的数量大于10以实现充分分离且小于40以减小复杂性。此外，不言而喻，开口14在内壁10上的位置可以不同。作为示例，开口14可以交错排布，而非位于同一横截面上。开口14还可以在内壁10的倾斜部分上彼此更靠近，以局部加强分离。特别地，开口14可以在整个内壁10或内壁10的角部上相邻，即彼此连通并共同形成球形开口，以用于连续分离。应当注意，没有固定叶片18在相邻开口14之间延伸，且相关联的活动件2相邻安装在同一球形开口中。
优选地，如图3A和图3B所示，开口14彼此相同，即具有相同的形状和尺寸。这使得可以使用具有标准形状和尺寸的相同活动件2，从而实现大规模生产。开口14的尺寸由进气管1的内壁10的直径和开口14的数量决定。关于开口14的形状，如稍后将看到，每个开口14包括上游端15和下游端16(参见图3A)，以便与活动件2配合。在图3A和图3B的示例中，每个上游端15和下游端16在纵向轴线X的的横截面上延伸。上游端15与下游端16通过弯曲侧端19连接(参见图3A)，以使得开口14具有沿纵向轴线X的可变周向宽度，其宽度在上游端15和下游端16处最小并在上游端和下游端之间最大。如稍后将看到的，该形状使得可以改善与活动件2的配合并有助于活动件2对开口14的封堵。不言而喻，开口14可以具有不同的形状，如具有沿着纵向轴线X的恒定周向宽度。
活动件
下面描述活动件2，然后描述其与开口14的配合，此描述对每个活动件2都是有效的。
参考图4，活动件2包括沿转动轴线X2延伸的贯穿口28，以便能够绕沿所述转动轴线X2延伸的转轴转动。活动件2还包括遮挡壁20和与遮挡壁20相对的偏转壁21，所述遮挡壁20和偏转壁21相对转动轴线X2在贯穿口28的两侧纵向延伸。遮挡壁20呈与进气管1的内壁10的轮廓相同的凸型。偏转壁21呈凹型以偏转反向气流F-INV。
如图4所示，活动件2还包括分离端22和封堵端23，封堵端23一侧连接遮挡壁20一侧连接偏转壁21并相对转动轴线X2纵向延伸。此外，活动件2包括相对于纵向轴线X横向延伸并被贯穿口28贯通的侧壁27。侧壁27连接遮挡壁20、偏转壁21、分离端22和封堵端23。
参考图4，偏转端22呈尖头状，优选地角度α小于30°，以便有效地分离反向气流F-INV。封堵端23被配置为与开口14的上游端15和下游端16配合。在此示例中，封堵端23包括第一凹槽24和第二凹槽25，第一凹槽形成于遮挡壁20的侧面并被配置为与开口14的上游端15在形状上互补配合，第二凹槽形成于偏转壁21的侧面并被配置为与开口14的下游端16在形状上互补配合。不言而喻，封堵端23可以不同的方式与开口14的上游端15和/或下游端16配合。仍然在此示例中，侧壁27优选地具有与开口14的侧端19相同的形状。这使得活动件2能够在遮挡位置P1与在偏转位置P2同样地封堵开口14。
如图4所示，活动件2在贯穿口28的两侧延伸。优选地，贯穿口28大致处于中心位置，即其离偏转端22和封堵端23的距离相同。此处的术语“大致”是指允许10％的偏差。这使得可以实现被动切换，如稍后将呈现的。
优选地，活动件2是整体式的，即由相同的材料制成，以确保其坚固性和耐用性。优选地，活动件2包括具有良好机械强度的复合材料。仍优选地，活动件2通过机械加工或通过3D打印的方式获得。
遮挡位置P1和偏转位置P2
参考图5A和图5B，活动件2绕与内壁10相切且位于纵向轴线X的横截面中的转轴26转动安装在开口14中。这有利地使得可以利用来自纵向流动的内部气流F-INT和反向气流F-INV的力，来改善活动件2的转动。在此示例中，如稍后将看到的，转轴26在开口14中朝上游偏心设置，以改善反向推力阶段B的切换。根据一个方面，如图6A至图6C所示，转轴26连接至主动控制件29，如致动器，以与气流的力互补或不互补的方式驱动活动件2。因此，可方便地控制活动件2的位置以实现分离。
如图5A和图5B所示，相比开口14的上游端15和下游端16，活动件2的封堵端23离转轴26更远，从而限制活动件2在遮挡位置P1与偏转位置P2之间的转动。这使得可以在内部气流F-INT中将封堵端23保持在环形腔13的内部并将偏转端22保持环形腔13的外部。换句话说，通过封堵端23与内壁10相接，活动件2的转动被限制为半圈。
优选地，转轴26为若干活动件2所共用，且优选地具有为所有活动件2所共用的纵向轴线X的环状，以同时转动所述活动件。此转轴26使得有利于实现对多个活动件2的集中控制。
如图5A所示，在遮挡位置P1中，遮挡壁20朝向纵向轴线X并遮挡内壁10的延伸部中的开口14，以便在推力阶段A保持进气管1的空气动力学性能。封堵端23在内壁10的内表面10int上以径向轴承的方式向内延伸。更准确地，封堵端23的第一凹槽24与开口14的上游端15在形状上互补配合。这使得活动件2被保持在遮挡位置P1。偏转端22沿着内壁10的外表面10ext延伸。更精确地，偏转端22确保了遮挡壁20与开口14的下游端16之间的连续性。如图5C所示，在遮挡位置P1，进气管1具有用于从上游向下游流动的内部气流F-INT的渐扩内部截面和避免流线分离的平滑轮廓。
如图5B所示，在偏转位置P2，偏转壁21朝向纵向轴线X，且由于转轴26的偏心装配，分离端22相对开口14向上游向内凸伸。偏转壁21的凹状和分离端22的尖头状能够在保持空气动力学性能的同时有效地将反向气流F-INV与内壁10分离。此外，偏转壁21在偏转位置P2中封堵开口14，从而阻止进气管1内的空气流通。这有助于确保空气动力学性能且不会干扰除冰。另一方面，封堵端23在内壁10的内表面10int上以径向轴承的方式向内延伸。更准确地，封堵端23的第二凹槽25与开口14的上游端16在形状上互补配合，更准确地与上游端16向上游凸伸的边缘17配合。封堵端23有利地可单独确保偏转位置P2被保持，以使得分离端22不会顶持在内壁10上，这提升了其耐用性。如图5D所示，在偏转位置P2，进气管1具有用于反向气流F-INV的渐缩内部截面，从而有利地形成渐缩式喷嘴。
较薄的分离端22无需将活动件2保持就位。较厚的封堵端23使得可以将活动件2保持就位。
总而言之，本发明的可变几何形状进气管1包括转动安装在开口14中的活动件2，以使得遮挡壁20(遮挡位置P1)或偏转壁21(偏转位置P2)封堵开口14。由于反向气流F-INVD不是紧贴进气管1的轮廓而是被偏转，以与整个上游气流F相对，这有利于制动，反向推力阶段B的性能被有利地提高。此外，这避免了形成如现有技术中那样不需要的附着反向气流回路F-INVC(参见图1B)。空气动力学性能在推力阶段A中得以保持。
使用方法
参考图6A、图6B和图6C，下面描述使用如前所述的进气管1的方法。涡轮发动机7在初始状态下被认为处于推力阶段A且活动件2处于遮挡位置P1(参见图2A)。在反向推力阶段B，风扇4的叶片的桨距角被改变，并在外辅助风道6中产生反向气流F-INV(参见图2B)。如图6A至图6C依次所示，在转动期间E1，主动控制件29通过简单地转动半圈来将每个活动件2转动至偏转位置P2。所述转动有利地通过从下游向上游流动的反向气流F-INV施加在向内延伸的分离端22上的力得以改善。另一方面，封堵端23向外延伸至进气管1的环形腔13中，从而免受反向气流F-INV的影响。
随后，在新的推力阶段A，风扇4的叶片的桨距角再次被改变，并在外辅助风道6中产生内部气流F-INT(参见图2A)并停止反向气流F-INV。如图6C至图6A依次所示，在转动期间E2，主动控制件29通过简单的反向转动半圈来将每个活动件2转动至遮挡位置P1。所述转动有利地通过从上游向下游流动的内部气流F-INT施加在向内延伸的分离端22上的力得以改善。另一方面，封堵端23向外延伸至进气管1的环形腔13中，从而免受内部气流F-INT的影响。
活动件2在遮挡位置P1与偏转位置P2之间的转动E1、E2有利地是快速、容易并可按需再现的。
在图6A、图6B和图6C的示例中，转动E1或E2由主动控制件29控制。替代地，如图7A和图7B所示，至少一部分转动E1或E2可由内部气流F-INT和反向气流F-INV被动地实现。在图7A和图7B的示例中，转动E1、E2完全被动地实现。
为此，如图7A所示，在遮挡位置P1，在开口14的下游端16与活动件2的分离端22之间形成减小空间，以使得反向气流F-INV可以吞没该空间并产生杠杆效应以开始活动件2向偏转位置P2的转动E1。一旦转动E1开始，则反向气流F-INV对偏转壁21的作用使得可以到达偏转位置P2。优选地，分离端22相对下游端16径向向内延伸，以便于空气在分离端22与下游端16之间通过并开始转动E1。
参考图7B，从偏转位置E2向遮挡位置E1的转动E2是通过内部气流F-INT对开口14的上游端15处的分离端22和对遮挡壁20的作用来实现的。有利地，在偏转位置P2，分离端22向上游向内凸伸，这使得内部气流F-INT能够施加杠杆效应并开始转动E2。

Claims (10)

1.一种飞行器推进单元(8)的短舱(3)的进气管(1)，所述飞行器推进单元(8)沿从上游向下游延伸的纵向轴线(X)延伸并包括涡轮发动机(7)，所述涡轮发动机(7)包括径向内主风道(5)和径向外辅助风道(6)，所述径向内主风道(5)和径向外辅助风道(6)被配置为在推力阶段(A)从上游向下游分别引导主气流(F1)和旁通气流(F2)，所述涡轮发动机(7)包括位于上游并绕所述纵向轴线(X)转动的风扇(4)，所述飞行器推进单元(8)包括推力反向装置，所述推力反向装置被配置为在反向推力阶段(B)将所述旁通气流(F2)转化为在所述外辅助风道(6)中从下游向上游流动的反向气流(F-INV)，所述短舱(3)在所述涡轮发动机(7)的径向外部绕涡轮发动机延伸并在其上游端包括所述进气管(1)，所述进气管(1)包括朝向所述纵向轴线(X)的内壁(10)、与所述内壁(10)相对的外壁(11)以及在上游连接所述内壁(10)和所述外壁(11)的进气管唇缘(12)，所述进气管(1)的特征在于：
所述内壁(10)包括多个开口(14)，各开口(14)包括上游端(15)和下游端(16)，且
所述进气管(1)包括多个活动件(2)，每个开口(14)中转动安装一活动件(2)，每个活动件(2)包括遮挡壁(20)和与所述遮挡壁(20)相对的偏转壁(21)，所述活动件(2)被配置为在遮挡位置(P1)和偏转位置(P2)之间转动：
°在所述遮挡位置(P1)，所述遮挡壁(20)朝向所述纵向轴线(X)，封堵所述开口(14)并沿所述内壁(10)延伸，从而引导所述旁通气流(F2)以改善推力阶段(A)；
°在所述偏转位置(P2)，所述偏转壁(21)朝向所述纵向轴线(X)，封堵所述开口(14)并被配置为分离所述反向气流(F-INV)以改善反向推力阶段(B)。
2.如权利要求1所述的进气管(1)，其特征在于，每个活动件(2)包括连接所述遮挡壁(20)和所述偏转壁(21)的分离端(22)，所述分离端(22)被配置为在所述偏转位置(P2)时相对所述内壁(11)径向向内延伸。
3.如权利要求2所述的进气管(1)，其特征在于，所述分离端(22)呈尖头状，优选地角度小于30°。
4.如权利要求2或3所述的进气管(1)，其特征在于，所述分离端(22)被配置为在所述遮挡位置(P1)时延伸至所述下游端(16)。
5.如权利要求1至4中任一项所述的进气管(1)，其特征在于，每个活动件(2)包括连接所述遮挡壁(20)和所述偏转壁(21)的封堵端(23)，所述封堵端(23)被配置为在所述遮挡位置(P1)时与所述上游端(15)配合，在所述偏转位置(P2)时与所述下游端(16)配合。
6.如权利要求5所述的进气管(1)，其特征在于，所述封堵端(23)被配置为在所述遮挡位置(P1)与所述偏转位置(P2)之间转动时均位于内壁(11)的径向外侧。
7.如权利要求1至6中任一项所述的进气管(1)，其特征在于，每个活动件(2)绕与所述内壁(11)相切且位于纵向轴线(X)的横截面中的转动轴线(X2)的转轴(26)转动。
8.如权利要求7所述的进气管(1)，其特征在于，所述活动件(2)在所述转轴(26)的两侧延伸，所述转轴(26)优选地相较于所述开口(14)的所述下游端(16)更靠近所述上游端(15)。
9.一种飞行器推进单元(8)，沿从上游向下游延伸的纵向轴线(X)延伸并包括涡轮发动机(7)，所述涡轮发动机(7)包括径向内主风道(5)和径向外辅助风道(6)，所述径向内主风道(5)和径向外辅助风道(6)被配置为在推力阶段(A)从上游向下游分别引导主气流(F1)和旁通气流(F2)内，所述涡轮发动机(7)包括位于上游并绕所述纵向轴线(X)转动的风扇(4)，所述飞行器推进单元(8)包括推力反向装置，所述推力反向装置被配置为在反向推力阶段(B)将所述旁通气流(F2)转换为在所述外辅助风道(6)中从下游向上游流动的反向气流(F-INV)，其特征在于，所述短舱(3)在所述涡轮发动机(7)的径向外部绕涡轮发动机延伸并在其上游端包括如权利要求1至8中任一项所述的进气管(1)，所述风扇(4)优选地包括可变桨距叶片，以便形成所述推力反向装置。
10.一种使用如权利要求1至8中任一项所述的飞行器推进单元(8)的进气管(1)的方法，其特征在于，每个活动件(2)在初始状态下处于所述遮挡位置(P1)，从而引导所述旁通气流(F2)以改善推力阶段(A)，所述方法包括在反向推力阶段(B)在所述偏转位置(P2)转动(E1)每个活动件(2)以分离所述反向气流(F-INV)。
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