航空器的喷气发动机舱以及具有这种发动机舱的航空器

摘要

本发明涉及高涵道比的航空器的喷气式发动机舱(12)，其中，安装一具有纵向轴线(X)的喷气式发动机(16)，发动机舱具有一壁(24)，所述壁(24)至少部分同心地围绕所述喷气式发动机，且与所述喷气式发动机一起限定一内部流体流动的环形导道(26)，所述环形导道(26)在所述发动机舱壁的一称为下游的端部(26a)具有一流动出口通道截面，其特征在于，所述发动机舱具有移动部件(42)，所述移动部件(42)使所述发动机舱壁的一部分(24b)按指令移动，以改变所述流动出口通道截面，通过所述流动出口通道截面排出大部分的所述流动(Fi′)，这种移动在发动机舱壁中形成至少一开口(28；53)，称为逸流流动(Fi″)的一小部分流动通过所述开口(28；53)自然地排出，发动机舱具有一射流装置(30；54)，所述射流装置(30；54)引入一流体，用于强制逸流流动沿着位于所述至少一开口的下游的发动机舱壁部分的外表面(24e)流出。

说明书

技术领域

[01]本发明涉及配有可变喷管系统的航空器喷气发动机舱。

背景技术

[02]可变喷管系统最初为军事航空而研制。

[03]这些系统可大大提高涡轮机的热力学性能。

[04]传统上，安装在班机上的涡轮机不配备可变喷管系统。

[05]实际上，传统的可变喷管系统导致非常重要的尺寸限制，这与喷管的周长有直接关系，喷管的截面必须改变。

[06]不过，班机配有的涡轮机以基本上4至8的高涵道比为特征，其产生较大的喷管直径。

[07]因此，班机上安装传统的可变喷管系统，有大大增加喷气发动机舱的复杂性和质量的危险，有害于推进装置的空气动力性能，这是不可接受的。

发明内容

[08]本发明涉及航空器的高涵道比的喷气式发动机舱(12)，在发动机舱(12)中，安装一具有纵向轴线(X)的喷气式发动机(16)，发动机舱具有一壁(24)，所述壁(24)以同心方式至少部分围绕所述喷气式发动机，且与所述喷气式发动机一起限定一内部流体流动的环形导道(26)，所述环形导道(26)在所述发动机舱壁的一称为下游的端部(26a)具有一流动出口通道截面，其特征在于，所述发动机舱具有移动部件(42)，所述移动部件(42)使所述发动机舱壁的一部分(24b)按指令移动，以改变所述流动出口通道截面，通过所述流动出口通道截面排出大部分的所述流动(Fi′)，这种移动在发动机舱壁中形成至少一开口(28；53)，称为逸流流动(Fi＂)的一小部分流动通过所述开口(28；53)自然地排出，发动机舱具有一射流装置(30；54)，所述射流装置(30；54)引入一流体，用于强制逸流流动沿着位于所述至少一开口的下游的发动机舱壁部分的外表面(24e)流出。

[09]通过一部分发动机舱壁的移动改变所述流动出口通道截面，在高涵道比的、甚至极高涵道比的涡轮机上以简单且轻便的方式实施一可变截面的喷管。

[10]另外，射流装置可利用另一流体流动沿发动机舱壁的外表面引导全部或部分逸流流动，并因此使所述逸流流动贴近所述壁。

[11]因此，除了允许移动发动机舱的下游壁部分的移动装置之外，该逸流流动由另一流体流动的引导不需要辅助机械装置。

[12]如此按与推力矢量相同的方向且基本上平行于所述推力矢量的方式导引所述流动有助于喷气式发动机的推力，并因而增大配有一可变喷管系统的喷气式发动机的效率。

[13]应当注意到，本发明的目的不是阻止在壁上形成开口时出现的逸流流动的发生，而是控制该逸流流动，尤其是控制该逸流流动的方向，以便有助于喷气式发动机的推进。

[14]由于引导该逸流流动，因此大大降低空气动力损耗：紊流现象大为减少甚至消除，由此同样减小迎面阻力。因此，推进机组的空气动力性能得到改善。

[15]对于高涵道比的涡轮机，增压器的直径非常大，以致可产生的所述流动出口通道截面的变化大得足以对增压器的性能产生很大影响。推进系统的效率于是在每个飞行阶段都得到提高。

[16]此外，在安装在班机上的涡轮机上采用可变喷管系统，可在低速飞行阶段(起飞、进场与着陆)降低涡轮机下游空气的喷出速度，相应地减小相关的声音发射。在目前声音限制对班机越来越严厉的航空情况下，该优越性是一决定性参数。

[17]因此，可变喷管系统安装在高涵道比甚至极高涵道比的涡轮机上时，在空气动力学和热力学性能方面具有明显的优越性。

[18]根据一特征，所述射流装置具有将高能流体喷射到所述逸流流动中的喷射部件(34；56)。

[19]该射流装置简单有效，因为不要求活动的机械部件，而是要求固定的流体喷射部件，并且所用能量可来自发动机舱本身(例如来自喷气式发动机的增压空气)。

[20]喷射的流体的至少热力学和空气动力学参数之一可控制逸流流动的给定方向、以及与这种重新取向有关的逸流流动的流量。

[21]应当注意到，所述一个或多个相同的热力学和空气动力学参数可用于控制逸流流动的取向和如此取向的逸流流动的比率。

[22]根据一特征，所述喷射部件包括至少一喷射喷管(34；56)，用于将高能流体喷射到所述逸流流动中。

[23]根据一特征，所述至少一喷射喷管具有环形或半环形的形状。

[24]根据一特征，所述至少一喷射喷管与流体输送导道(32)连通，所述流体输送导道(32)至少部分地布置在所述发动机舱壁上。

[25]根据一特征，高能流体喷射到所述逸流流动中是按连续或脉冲的方式进行。

[26]根据一特征，所述射流装置具有一内曲面(35)，所述内曲面(35)布置成相切于喷射部件的通出端部，以便沿着所述发动机舱的下游壁部分的外表面(24e)导引所述逸流流动。

[27]内曲(凸起)的表面可使与该表面相切地喷射的高能流体射束偏流。

[28]根据一特征，所述喷射部件布置在所述发动机舱壁的外表面上。

[29]根据一特征，所述射流装置(54)布置在所述至少一开口(53)的上游。

[30]根据一特征，所述射流装置(30)布置在所述至少一开口(28)的下游。

[31]根据一特征，位于所述至少一开口下游的发动机舱壁部分具有一成型的击流缘(29a)。

[32]根据一特征，在所述环形导道内，所述喷气式发动机具有一外表面(16a；16b)，所述发动机舱壁的可移动部分(24b)具有一内表面(25)，所述内表面和外表面彼此配合，以便在所述壁部分被移动时，引起所述流动出口通过截面改变。

[33]根据一特征，所述发动机舱壁的可移动部分(24b)是所述发动机舱壁的一下游部分，所述下游部分包括所述发动机舱壁的逸流缘(29b)，并且所述下游部分适于在一第一位置和一第二位置之间，沿所述环形导道朝下游纵向平移移动，在所述第一位置，不形成任何开口，在所述第二位置，形成所述开口。

[34]平移的喷管系统是在复杂性、质量和空气动力阻力方面对集成在一高涵道比的喷气式发动机上影响最小的系统。实际上，采用该系统，喷管的运动特性是从发动机舱的后部沿喷气式发动机的轴线的简单平移。此外，发动机舱内外的空气动力气流在收起位置干扰很小。

[35]本发明还涉及航空器，其具有至少两个喷气发动机舱，每个发动机舱适合于上文简述的发动机舱的设计思想中的至少一个。

附图说明

[36]在下面参照附图的且仅作为非限制性实施例给出的说明中，本发明的其它特征和优越性将得以体现，附图如下：

[37]图1是本发明的航空器的示意总图；

[38]图2是根据本发明第一实施方式的航空器发动机舱的纵剖面示意图；

[39]图3是图2所示的射流装置30的局部放大示意图；

[40]图4和5是发动机舱的壁的后部的移动机构分别处于收起位置和展开位置的局部示意图；

[41]图6是根据本发明第二实施方式的航空器喷气发动机舱的纵剖面示意图；

[42]图7是图6中一部分的放大示意图。

具体实施方式

[43]如图1所示，商用航空器(航班)10具有多个喷气发动机舱12，其固定在航空器主机翼的下面。

[44]例如，在航空器10上配置两个喷气发动机舱，每个发动机舱固定于侧翼之一，但是，根据航空器的型式，多个发动机舱可固定于同一机翼。

[45]另外，可考虑将喷气发动机舱直接固定在机身上，或者固定在机身两侧，或者固定在机身的后上部。

[46]图2以纵剖面图示意地示出本发明的发动机舱12之一。

[47]安装在发动机舱内的具有纵向轴线X的一喷气式发动机14具有一涡轮机16，其在入口处，在上游一侧(图左部)，具有一轴体18，其上安装一增压器22的叶片20。涡轮机是双流式和高涵道比(taux de dilution)的涡轮机(涵道比大于或等于5)。

[48]应当注意到，本发明还适用于具有极高涵道比(接近10)的涡轮机。

[49]发动机舱12在其上游部分围绕所述喷气式发动机14，而其下游部分相对于发动机舱的下游部分凸起，如图2上局部所示。

[50]特别是，发动机舱12具有一壁24，其同心地围绕喷气式发动机，以便与之一起形成一环形导道26，流体——这里是空气——在其中流动。

[51]如图2所示，箭头F标示的空气到达发动机舱的入口，进入其内，称为主级气流的第一气流进入涡轮机16，以参与燃烧和驱动所述轴体18旋转，并进而驱动增压器22旋转。接着，该主级气流由发动机的喷管17喷出，并因而用作涡轮机的一部分推力。

[52]第二气流称为次级气流，其按螺旋形推进，取道环形导道26，并由发动机舱的下游部分26a排出，从而构成推进系统的大部分推力。

[53]值得注意的是，发动机舱的壁24实施成两部分：一称为上游的部分24a，其实现了涡轮机的前部的空气动力学的流线型；一称为下游的部分24b，其包括发动机舱的壁的逸流缘，并且相对于固定的第一部分纵向平移活动(沿方向X)。

[54]如图2所示，第二部分24b在该图的上部示出，其处于一第一收起位置，并且对于所述第一收起位置，流向环形导道26的内部流动Fi穿过环形导道26，直至其通出的下游端部26a。该位置用于不使用本发明的飞行阶段。

[55]应当注意到，涡轮机16具有外表面16a，所述外表面16a的直径随着沿导道26的渐进而增大，直至下游端部26a(图2的上部)。涡轮机的外表面16a的形状类似于一锥体部分(截锥形形状)，其顶端朝上游安置。

[56]下游部分24b的内表面沿导道在接近下游端部26a的部分且直至下游端部26a直径减小。内表面的该部分25的形状类似于其顶端朝下游的一锥体部分。

[57]发动机舱壁的下游部分24b按指令(例如根据驾驶舱发出的信号)连续地或间断地(例如在与轴线X相平行地安装在壁部分24a的液压动力缸的作用下)从第一收起位置平移移动至图2下部所示的一第二展开位置。

[58]在第二展开位置，一径向或环形开口28形成于壁24上。该开口布置在上游部分24a和下游部分24b之间，位于环形导道26的外周边。

[59]值得注意的是，发动机舱壁的下游部分24b可由多个半环形部分(部分环圈的形状)构成，其联接形成一全环，且可每个独立地移动。

[60]这样，每个半环形部分朝下游的移动因而在发动机舱壁上形成一不同的半环形开口。

[61]这种移动旨在改变用于在所述喷管内部流动的出口通道截面，所述喷管由下游壁24b的内表面和相对于涡轮机16的外表面限定。

[62]因此，当下游部分24b朝后移动时，用于下游端部26a的流体流动的出口通道截面增大：在下游壁24b的内表面的部分25和位于最大直径区域下游的涡轮机的外表面的区域16b之间形成一扩散段。由此可以获得引起最大推力P的流动F′i的膨胀比率的变化。

[63]应当注意到，发动机舱的壁的上游部分24a和下游部分24b在其用于彼此接触的端部区域处具有互补形状，以使由两部分构成的组件在它们彼此接触时接合在一起(图2的上部)。

[64]这样，两部分24a和24b在其相对的端部区域分别具有两个倾斜表面，每个基本上具有斜切的形状：前部24a的端部表面24c朝环形导道内部倾斜，而下游部分24b的端部表面24d朝发动机舱的外部倾斜(图2和3)。

[65]如图2的下部和图3所示，当两个端面24c和24d不贴合时，它们界定出开口28。

[66]端面24d在两部分24a和24b之间的接合处连合于下游部分24b的外表面24e。

[67]应当注意到，下游部分24b具有一空气动力学型的顶端29a，其形成位于开口28下游的一击流缘(bord d′attaque)。

[68]下游部分24b从该击流缘起向下游拓宽，然后，随着接近与击流缘29a相对的且形成逸流缘的一细长顶端29b而变窄。

[69]另外，在导道26中行进的一小部分内部流体流动可由该开口径向自然排出。

[70]该流动部分认定为逸流流动，且标为Fi＂。

[71]一射流装置30布置在发动机舱壁上，以控制该逸流流动Fi＂。

[72]如图2所示(以及如图3所详示)，射流装置30例如布置在发动机舱壁的活动部分24b上，位于部分24a和24b之间的接合区域处。

[73]射流装置30布置在发动机舱的下游壁部分24b的外表面24e上，特别是布置在端面24d上。

[74]装置30具有喷射部件，在发动机舱的所述一个或多个活动构件被移动以实施改变所述可变截面式喷管的截面时，所述喷射部件可将高能流体喷射到逸流流动Fi＂中。

[75]这种流体喷射基本上与下游部分24b的外表面24e相切地进行。

[76]特别是，射流装置30在下游部分24b的最厚的部分具有一高能流体输入导道，所述高能流体例如是来自喷气式发动机的增压空气。

[77]该流体输入导道具有一未示出的部分，其与涡轮机16的增压空气源连通，或与一辅助气动能量发生器(例如压缩机)连通。

[78]导道也具有一环形部分32，其以剖面图局部地示于图2。该导道32在开口28的周边延伸，并被实施成一个或多个环形拱弧的形状，或者一全环的形状，其布置在发动机舱的后壁部分的外表面24e上。

[79]射流装置30还具有一个或多个喷射喷管34，其与导道32连通，且通到外表面24e上，因此可将高能流体喷射到逸流流动Fi＂中(图3)。

[80]一内曲面35与喷射喷管34相切地布置在喷射喷管34的出口处。

[81]应当注意到，当导道实施成环形段的形状(环形拱弧)或一全环时，喷管可采取一缝隙的形状，并沿环形段(半环形喷管)或全环(环形喷管)的整个长度延伸。

[82]对于同一环形段或者对于全环来说，也可具有多个分开的喷射喷管，其分布在所述段上或环上。

[83]如图2和3所示，导道32输送的压力流体由喷射喷管34与外表面24e相切地呈一射束形状输入到逸流流动Fi＂中，从而有控制地改变一部分该流动甚至该流动的全部。

[84]如此喷射的射束以一定的方向与内曲面35相切地从喷管排出，然后，贴着该表面的形状流动(图3)，条件是，趋向于使其脱离的离心力由在壁和射束之间出现的负压平衡。

[85]如图3所示，大部分逸流流动Fi＂在喷射喷管34喷射的射束的作用下，偏离其流道，所述射束本身由表面35偏流。

[86]喷射喷管34喷射的流体能量的供给可控制喷射的流体射束的方向。

[87]射束的方向随流体的热力学和空气动力学参数中至少一个参数的变化而变化，即例如压力和/或温度和/或流量和/或速度和/或扰动率等等。

[88]射流装置喷射的流体射束可通过空气动力引导控制逸流流动Fi＂，并沿外表面24e对其进行导向，如图3所示，从而避免能够产生迎面阻力的分离现象。

[89]按基本上平行于涡轮机的推力矢量P方式如此重新取向的流动Fi＂沿着下游部分24b的外表面24e流动，且在逸流缘29b的下游与构成推力矢量的流动F′i重新会合。

[90]这样，本发明可利用在本发明之前通常浪费的全部或部分逸流流动，以直接射束增强推力。因此，以特别简单且有效的方式大大减少不希望的气流。

[91]总之，逸流流动对喷气式发动机的推进力的总量的有益贡献可增大平移式可变喷管的总推进效率。

[92]举例来说，通过选择高的诱导流体流量和压力，流体射束附着于表面35，并且一般来说，附着于外表面24e的全部或几乎全部，因此，逸流流动Fi＂朝发动机舱下游偏流。

[93]应当注意到，可仅改变一个热力学和空气动力学参数例如流量，以作用于逸流流动，并用于控制该逸流流动的取向和作用于其上的流动数量。

[94]通过例如借助于膜片类型的装置改变喷射喷管出口处喷射孔的尺寸，可改变喷射速度，从而改变喷射的流体的流量。

[95]另外，当射流装置启动时，流体的喷射可以以连续流的方式进行，或者以脉冲流(flux pulsé)的方式进行，以减少喷射流体的消耗。

[96]值得注意的是，与本发明的装置的工作有关的空气动力作用力主要集中在射流装置30上，所述射流装置30呈环形布置在发动机舱的壁上，从而可使待传递的作用力更好地分布在发动机舱的结构中，并因此使发动机舱结构的几何形状和质量最佳化。

[97]另外，射流装置集成在发动机舱壁上，对发动机舱的内外声学处理仅具有很小的影响。

[98]实际上，在图2上部所示的收起位置，本发明的装置允许在发动机舱壁的几乎整个内表面和外表面上集成周壁的吸音覆层(acoustique pariétal)。

[99]此外，射流装置30的尺寸较小，从而便于其集成在发动机舱壁中。

[100]图4示出发动机舱的壁的后部24b的平移移动部件的实施方式。

[101]布置在上游部分24a的内腔接纳一双效动力缸40，其例如为气动或液压双效动力缸。

[102]固定部分42或动力缸缸体从属于内腔的底部，而活动部分44或动力缸杆从属于后部24b，位于射流装置30未布置在其中的一区域。

[103]但是，如果射流装置30在后部24b的整个周边上延伸，则可考虑同样的固定方法。

[104]如该图所示，后部24b不平移，且在收起位置(动力缸缩回)抵靠着前部24a。

[105]如图5所示，动力缸的杆44的输出端受到操纵，后部24b展开，因而在发动机舱壁上从上游部分24a和下游部分24b之间的接合处形成开口28。

[106]应当注意到，这种类型的多个动力缸例如布置在上游壁部分24a的四周上，以使后部有效地平移。

[107]本发明也适用于配有非平移类型的可变截面喷管的高的涵道比或极高涵道比的涡轮机。

[108]应该注意到，这种涡轮机配有的可变截面喷管可适应飞机的不同的工作阶段(巡航飞行、低速飞行)。

[109]图6和7所示的发动机舱50是本发明的另一实施方式，其中，相对于图2所示的发动机舱12没有变化的构件保留相同的标号。

[110]发动机舱50不同于发动机舱12，一方面在于射流装置定位在发动机舱壁的上游部分和下游部分之间的接合区域的上游，另一方面在于这些部分的端面的形状。

[111]如图6和7所示，发动机舱壁52具有一上游部分52a和一下游部分52b，上游部分52a的端面52c是凸出的、并朝向发动机舱外部，下游部分52b的端面是凹入的并朝向环形导道26。

[112]当两部分彼此分开时，其间形成一个或多个径向开口53。

[113]射流装置54安装在上游部分52a(开口的上游)，喷射部件56(喷管)布置在发动机舱壁的上游部分的外表面上。特别是，喷射部件56布置在端面52c上，其在部分52a和52b之间的接合区域处连合于前部52a的外表面。

[114]由喷管56喷射的高能流体射束根据所需的空气动力诱导作用、在或长或短的距离上、沿着该喷管的通出端部相切的内曲面58进行。

[115]根据喷射的流体的能量(该能量借助于选自流体的热力学和空气动力学参数中至少一个参数的数值进行调节)控制该距离，并因此控制射束从该表面分开的内曲面58的点的位置。

[116]因此，流体射束的方向受控制。

[117]在图6和7所示的结构中，该距离短，射束从表面非常迅速地脱开，以便与逸流流动Fi＂相遇，并改变其流道。

[118]因此，有控制地取向的流体射束也有控制地偏向流动Fi＂的方向，并强制流动Fi＂沿着发动机舱壁的下游部分52b的外表面52e进行。

[119]因此，逸流流动沿该端面与涡轮机的推力矢量相平行地被引导，且在端部26a的下游再喷射到构成推力的流动F′i中。

[120]可变截面的喷管系统集成在高涵道比的涡轮机上，大大地提高热力学性能。

[121]实际上，在安装于班机上的且具有极高涵道比(接近10)的涡轮机上，主要有助于涡轮机的总推力的增压器的压缩比很小(约为1.4)。由此可以增大该增压器的空气动力学性能相对于飞机的飞行速度(音速)的敏感度。

[122]在未配有可变截面的喷管系统的极高涵道比的涡轮机的情况下，增压器的空气动力学工作曲线的选择是巡航飞行中空气动力学效率和在低飞行速度下泵吸极限(不利于发动机完整性的不稳定现象)之间的一折衷方案。

[123]在这次配有一可变截面的喷管系统的极高涵道比的涡轮机的情况下，这种折衷方案不需要，这是因为喷管的出口截面适应增压器的工作状态。因此，在每个飞行阶段，效率都得到提高。