反推装置、航空发动机短舱、飞机及反推装置的控制方法

摘要

本发明涉及一种反推装置、航空发动机短舱、飞机及反推装置的控制方法，其中，反推装置包括：反推固定组件；反推移动罩，可移动地设于反推固定组件，反推移动罩与反推固定组件配合的一端为反推移动罩的前端，与反推移动罩的前端相对的一端为反推移动罩的后端；移动段，可移动地设于反推移动罩的后端；锁止机构，设于反推移动罩与移动段之间，被配置为可选择性地实现移动段与反推移动罩的位置锁止，以及实现移动段相对于反推移动罩的解锁；第一动力装置，设于反推固定组件，且驱动连接反推移动罩；以及第二动力装置，设于反推固定组件，且驱动连接移动段。本发明用于实现喷口面积多级可调，以适应不同飞行阶段的需求，从而降低飞机噪音。

说明书

技术领域

本发明涉及航空领域，特别涉及一种反推装置、航空发动机短舱、飞机及反推装置的控制方法。

背景技术

目前在役的民用航空发动机均配有短舱装置，一般包括进气道、风扇罩、反推装置和内涵喷管。叶栅式反推装置是最为常见的反推装置，作为四大部件中极为重要的部件装置，它可以通过阻流门和叶栅为飞机提供反向推力，实现飞机短距离着陆。

民用飞机在起飞阶段，会产生极大的噪音，这是因为飞机飞至巡航阶段前，为了获得大推力，一般采用加大油门，提高风扇转速的方式实现。

发明内容

本发明的一些实施例提出一种反推装置、航空发动机短舱、飞机及反推装置的控制方法，用于缓解噪音问题。

本发明的一些实施例提供了一种反推装置，其包括：

反推固定组件；

反推移动罩，可移动地设于所述反推固定组件，所述反推移动罩与所述反推固定组件配合的一端为所述反推移动罩的前端，与所述反推移动罩的前端相对的一端为反推移动罩的后端；

移动段，可移动地设于所述反推移动罩的后端；

锁止机构，设于所述反推移动罩与所述移动段之间，被配置为可选择性地实现所述移动段与所述反推移动罩的位置锁止，以及实现所述移动段相对于所述反推移动罩的解锁；

第一动力装置，设于所述反推固定组件，且驱动连接所述反推移动罩；以及

第二动力装置，设于所述反推固定组件，且驱动连接所述移动段。

在一些实施例中，所述反推移动罩的后端设有两个所述移动段，两个所述移动段均呈C型，两个所述移动段之间形成圆形空腔。

在一些实施例中，所述移动段与所述反推移动罩的后端相配合的部位设有金属边，和/或，所述反推移动罩的后端与所述移动段相配合的部位设有密封件。

在一些实施例中，通过两个所述第二动力装置共同驱动连接所述移动段，所述第一动力装置设于两个所述第二动力装置之间。

在一些实施例中，所述锁止机构被配置为在所述第一动力装置驱动所述反推移动罩移动的过程中，保持所述移动段与所述反推移动罩的位置锁止，以及在所述第二动力装置驱动所述移动段移动的过程中，保持所述移动段与所述反推移动罩的解锁。

在一些实施例中，包括支撑座，所述支撑座固定设于所述反推移动罩，所述第一动力装置包括第一伸缩作动器，所述第一伸缩作动器的伸缩端连接于所述支撑座。

在一些实施例中，所述锁止机构包括：

第一座，设于所述反推移动罩；

第二座，设于所述移动段，所述第二座设有锁止部；

锁止件，可转动地设于所述第一座，所述锁止件被配置为可相对于所述第一座转动以与所述锁止部配合锁紧，以及可相对于所述第一座转动，解除与所述锁止部的锁紧；以及

传动组件，第一端连接所述锁止件，第二端连接于所述第一伸缩作动器，以将所述第一伸缩作动器提供的动力传递给所述锁止件。

在一些实施例中，所述传动组件包括软轴和齿轮，所述软轴连接所述锁止件，所述齿轮设于所述软轴；

所述第一伸缩作动器的伸缩端设有与所述齿轮啮合的条形齿。

在一些实施例中，所述第一伸缩作动器的伸缩端设有条形孔，所述支撑座设有穿过所述条形孔的连接件。

在一些实施例中，通过两个所述锁止机构实现所述移动段与所述反推移动罩的锁止和解锁，所述支撑座设于两个所述锁止机构之间，两个所述锁止机构中的所述软轴为同一软轴。

在一些实施例中，所述反推移动罩包括外罩和设于所述外罩内的消声板，所述反推固定组件包括连接梁，所述连接梁设有第一滑槽和第二滑槽，所述消声板和所述移动段被配置为沿所述第一滑槽移动，所述外罩被配置为沿所述第二滑槽滑动。

在一些实施例中，所述第一动力装置和所述第二动力装置均包括液压动力源或电动力源。

本发明的一些实施例提供了一种航空发动机短舱，其包括上述的反推装置。

本发明的一些实施例提供了一种飞机，其包括上述的航空发动机短舱。

本发明的一些实施例提供了一种反推装置的控制方法，其包括：

在飞机起飞前的滑行阶段，锁止机构解锁，第二动力装置驱动移动段向远离反推移动罩的方向移动，且移动到预设区域；

在飞机起飞至爬升过程中，第二动力装置驱动移动段逐渐向反推移动罩的方向移动，在爬升结束后，移动段收起到反推移动罩的后端，并通过锁止机构将移动段与反推移动罩锁紧；

在飞机着陆过程中，第一动力装置和第二动力装置同时动作，此时移动段通过锁止机构与反推移动罩连接锁紧，反推移动罩和移动段共同向远离反推固定组件的方向移动。

基于上述技术方案，本发明至少具有以下有益效果：

在一些实施例中，通过锁止机构实现移动段和反推移动罩的锁止和解锁，当锁止机构处于解锁状态时，第二动力装置驱动移动段，移动段可单独移动，实现喷口面积多级可调，以适应不同飞行阶段的面积需求，从而降低民航客机起飞至巡航阶段产生的噪音。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为根据本发明一些实施例提供的航空发动机短舱的结构示意图；

图2为根据本发明一些实施例提供的反推装置的示意图；

图3为根据本发明一些实施例提供的反推装置去除反推移动罩后的示意图；

图4为根据本发明一些实施例提供的反推移动罩、移动段与连接梁的连接关系示意图；

图5为根据本发明一些实施例提供的反推移动罩与移动段的配合示意图；

图6为根据本发明一些实施例提供的连接梁的截面示意图；

图7为根据本发明一些实施例提供的反推移动罩和移动段的闭合状态示意图；

图8为根据本发明一些实施例提供的移动段相对于反推移动罩展开的示意图；

图9为根据本发明一些实施例提供的反推移动罩和移动段整体展开的示意图；

图10为根据本发明一些实施例提供的锁止机构解锁状态的示意图；

图11为根据本发明一些实施例提供的锁止机构锁止状态的示意图；

图12为根据本发明一些实施例提供的反推装置的第一控制原理示意图；

图13为根据本发明一些实施例提供的反推装置的第二控制原理示意图。

附图中标号说明如下：

1-反推固定组件；11-连接梁；111-第一滑槽；112-第二滑槽；113-锁扣梁；114-铰链梁；12-叶栅；13-机舱罩；

2-反推移动罩；21-外罩；22-消声板；23-第一反推移动段；24-第二反推移动段；

3-移动段；31-第一移动段；32-第二移动段；33-金属边；

4-锁止机构；41-第一座；42-第二座；421-锁止部；43-锁止件；44-传动组件；441-软轴；442-齿轮；

5-第一动力装置；51-第一伸缩作动器；511-条形齿；512-条形孔；

6-第二动力装置；61-第二伸缩作动器；

7-密封件；

8-支撑座；81-连接件；

91-阻流门；92-拉杆；93-辅助流道；

10-航空发动机短舱；101-进气道；102-风扇罩；103-反推装置；104-内涵喷管；

100-飞机；200-反推控制器；300-液压控制单元；401-第一同步轴锁；402-第二同步轴锁；501-第一软轴；502-第二软轴；601-第一电机；602-第二电机。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

如图1所示，航空发动机短舱10包括进气道101、风扇罩102、反推装置103和内涵喷管104。进气道101与风扇罩102连接。

反推装置103包括叶栅式反推力装置。叶栅式反推力装置的结构、工作原理可以参照《航空动力学报》，2010年6月，25卷第6期的文章《叶栅式反推力装置阻流门运动规律对气动性能的影响》，其包括反推力作动机构(作动系统)、移动外罩和阻流门等。

如图2、图3所示，本公开一些实施例提供的反推装置包括反推固定组件1、反推移动罩2、移动段3、锁止机构4、第一动力装置5和第二动力装置6。

反推移动罩2可移动地设于反推固定组件1，反推移动罩2与反推固定组件1配合的一端为反推移动罩2的前端，反推移动罩2的与反推移动罩2的前端相对的一端为反推移动罩2的后端。

反推移动罩2的前端与后端之间的方向为航空发动机短舱10的轴向。

移动段3可移动地设于反推移动罩2的后端。

锁止机构4设于反推移动罩2与移动段3之间，锁止机构4被配置为可选择性地实现移动段3与反推移动罩2的位置锁止，以及实现移动段3相对于反推移动罩2的解锁。

第一动力装置5设于反推固定组件1，且驱动连接反推移动罩2。

第二动力装置6设于反推固定组件1，且驱动连接移动段3。

在一些实施例中，通过第一动力装置5、第二动力装置6结合锁止机构4的联动，可分别实现移动段3的移动，以及移动段3和反推移动罩2的整体移动。

当锁止机构4处于解锁状态时，第二动力装置6驱动移动段3，移动段3可单独移动，实现喷口面积多级可调，以适应不同飞行阶段的面积需求，从而降低民航客机起飞至巡航阶段产生的噪音。

当锁止机构4处于锁止状态时，通过第一动力装置5和第二动力装置6分别对应驱动移动段3和反推移动罩2,实现移动段3和反推移动罩2的整体移动。

在具有反推功能的基础上，集成了可调面积喷管的控制功能，以适应起飞至爬升过程中对喷口面积的需求。

在一些实施例中，反推移动罩2的后端设有两个移动段3，两个移动段3均呈C型，两个移动段3之间形成圆形空腔，两个移动段3组合形成外涵喷管。两个移动段3分别为第一移动段31和第二移动段32。

在一些实施例中，反推移动罩2包括两个反推移动段，两个反推移动段均呈C型，两个反推移动段之间形成圆形空腔。两个反推移动段分别为第一反推移动段23和第二反推移动段24。

第一移动段31设于第一反推移动段23的后端，第二移动段32设于第二反推移动段24的后端。

由于移动段3与反推移动罩2在飞机巡航过程中处于闭合状态，两者界面之间需要密封，防止气流从分界面处溢出。因此，在一些实施例中，如图5所示，反推移动罩2的后端与移动段3相配合的部位设有密封件7，以保证在飞行阶段反推移动罩2与移动段3在锁合时的密封性。

由于复合材料在长期挤压过程中会出现明显蠕变，导致密封结构失效，再者，复合材料在处于迎风面时，会发生明显的风蚀，需要对迎风面进行保护，因此，在一些实施例中，如图5所示，移动段3与反推移动罩2的后端相配合的部位设有金属边31。

在一些实施例中，如图3所示，通过两个第二动力装置6共同驱动连接移动段3，第一动力装置5设于两个第二动力装置6之间。

在一些实施例中，第一动力装置5驱动连接第一反推移动段23，第一移动段31设于第一反推移动段23的后端，两个第二动力装置6共同驱动连接第一移动段31，第一动力装置5设于两个第二动力装置6之间。

另一个第一动力装置5驱动连接第二反推移动段24，第二移动段32设于第二反推移动段24的后端，另外两个第二动力装置6共同驱动连接第二移动段32，该另一个第一动力装置5设于该另外两个第二动力装置6之间。

在一些实施例中，锁止机构4被配置为在第一动力装置5驱动反推移动罩2移动的过程中，保持移动段3与反推移动罩2的位置锁止，以及在第二动力装置6驱动移动段3移动的过程中，保持移动段3与反推移动罩2的解锁。

在一些实施例中，如图10、图11所示，反推装置包括支撑座8，支撑座8固定设于反推移动罩2，第一动力装置5包括第一伸缩作动器51，第一伸缩作动器51的伸缩端连接于支撑座8。

在一些实施例中，锁止机构4包括第一座41、第二座42、锁止件43和传动组件。

第一座41设于反推移动罩2。

第二座42设于移动段3，第二座42设有锁止部421。

锁止件43可转动地设于第一座41，锁止件43被配置为可相对于第一座41转动以与锁止部421配合锁紧，以及可相对于第一座41转动，解除与锁止部421的锁紧。

传动组件44的第一端连接锁止件43，传动组件44的第二端连接于第一伸缩作动器51，以将第一伸缩作动器51提供的动力传递给锁止件43。

在一些实施例中，锁止件43包括卡扣，锁止部421包括连接轴，卡扣扣合在连接轴上实现锁止件43与锁止部421的配合锁紧，卡扣打开，远离连接轴，实现锁止件43与锁止部421的解锁。

在一些实施例中，传动组件44包括软轴441和齿轮442，软轴441连接锁止件43，齿轮442设于软轴441。

第一伸缩作动器51的伸缩端设有与齿轮442啮合的条形齿511。

在一些实施例中，第一伸缩作动器51的伸缩端设有条形孔512，支撑座8设有穿过条形孔512的连接件81。

在第一伸缩作动器51伸缩过程中，条形孔512移动，连接件81在条形孔512内的位置发生改变。

如图11所示，第一伸缩作动器51伸出，条形齿511与齿轮442啮合，齿轮442转动，带动软轴441旋转，使得第一座41上的锁止件43转动，与第二座42上的锁止部421扣合锁紧，实现移动段3与反推移动罩2的锁止，且此时，条形孔512的内壁抵压连接件81，第一伸缩作动器51继续伸出，则会驱动反推移动罩2移动。

如图10所示，第一伸缩作动器51缩回，条形孔512的内壁不再抵压连接件81时，第一伸缩作动器51不会驱动反推移动罩2移动，且条形齿511与齿轮442啮合，齿轮442转动，带动软轴441旋转，使得第一座41上的锁止件43转动，与第二座42上的锁止部421分离，实现移动段3与反推移动罩2的解锁。

在一些实施例中，如图10、图11所示，通过两个锁止机构4实现移动段3与反推移动罩2的锁止和解锁，支撑座8设于两个锁止机构4之间，两个锁止机构4中的软轴441为同一软轴。

两个锁止机构4共用软轴441，以利于保证两个锁止机构4的同步性。

第一移动段31和第一反推移动段23之间设有两个锁止机构4。第二移动段32与第二反推移动段24之间设有两个锁止机构4。

如图10所示，当第一动力装置5处于锁止状态时，第一伸缩作动器51的伸缩端的条形孔512的前端侧壁与支撑座8上的连接件81接触，第一座41上的锁止件43处于开启状态。如此，反推移动罩2被第一动力装置5锁住，而移动段3可进行移动。

如图11所示，当第一动力装置5处于开启状态时，第一伸缩作动器51沿着其轴向进行移动，驱动具有条形齿511的伸缩端移动，条形齿511与齿轮442啮合，齿轮442转动，带动软轴441旋转，最终使得第一座41上的锁止件43转动，与第二座42上的锁止部421扣合锁紧。如此，反推移动罩2和移动段3便可以共同运动。

在一些实施例中，如图7～9所示，反推移动罩2包括外罩21和设于外罩21内的消声板22。如图6所示，反推固定组件1包括连接梁11，连接梁11设有第一滑槽111和第二滑槽112，消声板22和移动段3被配置为沿第一滑槽111移动，外罩21被配置为沿第二滑槽112滑动。

在一些实施例中，如图4所示，连接梁11包括铰链梁114和锁扣梁113。

在一些实施例中，如图6所示，第一滑槽111和第二滑槽112内均镶嵌钢制衬套，钢制衬套的内表面均涂覆耐磨涂层。

在一些实施例中，移动段3设于反推移动罩2的后端，且与消声板22配合接触，密封件7设于消声板22上，且位于消声板22与移动段3的配合接触处。

消声板22与移动段3均采用内部铺设的声衬板结构消除噪音，以最大化的降低外涵道气流产生的噪音。

声衬板结构一般包括复合材料带孔内蒙皮、双层降噪蜂窝和复合材料外蒙皮。双层降噪蜂窝设于复合材料带孔内蒙皮与复合材料外蒙皮之间，声波通过穿孔板后，在蜂窝芯格中经多次反射损耗能量，从而达到降噪效果。

在一些实施例中，如图12所示，第一动力装置5和第二动力装置6均包括液压动力源。

在一些实施例中，如图13所示，第一动力装置5和第二动力装置6均包括电动力源。

如图7～9所示，反推装置还包括阻流门91和拉杆92，反推固定组件1还包括叶栅12和机舱罩13，通过阻流门91和叶栅12为飞机提供反向推力，实现飞机短距离着陆。

如图7所示，反推移动罩2和移动段3均处于闭合状态，移动段3与机舱罩13之间的距离为S1。如图8所示，移动段3展开，移动段3与反推移动罩2之间形成辅助流道93，且移动段3与机舱罩13之间的距离变为S2，S2>S1,因此，移动段3展开，外涵喷管末端相对于核心机舱罩13的面积增大，实现了外涵喷口面积的多级可调，起到降低噪音的作用。

如图9所示，反推移动罩2和移动段3同时展开，通过反推移动罩2的后移，在拉杆92的作用下，阻流门91回到涵道内阻断气流。

一些实施例提供了一种反推装置的控制方法，其包括：

在飞机起飞前的滑行阶段，锁止机构4解锁，第二动力装置6驱动移动段3向远离反推移动罩2的方向移动，且移动到预设区域，如图8所示，。

有研究表明，在飞机起飞至巡航阶段前，如果提高尾喷管气流的出口面积，可以有效降低噪音1dB～3dB。

在飞机起飞至爬升过程中，第二动力装置6驱动移动段3逐渐向反推移动罩2的方向移动，在爬升结束后，移动段3收起到反推移动罩2的后端，并通过锁止机构4将移动段3与反推移动罩2锁紧，如图7所示。

在飞机着陆过程中，第一动力装置5和第二动力装置6同时动作，此时移动段3通过锁止机构4与反推移动罩2连接锁紧，反推移动罩2和移动段3共同向远离反推固定组件1的方向移动，如图9所示。

一些实施例提供了一种航空发动机短舱，其包括上述的反推装置。

一些实施例提供了一种飞机100，其包括上述的航空发动机短舱。航空发动机短舱包括反推装置。反推装置包括反推移动罩2和移动段3。

如图12所示，反推移动罩2包括第一反推移动段23和第二反推移动段24，第一反推移动段23的后端设有第一移动段31，第二反推移动段的后端设有第二移动段32。

第一反推移动段23与一第一作动器51连接，第二反推移动段24与另一第一作动器51连接，第一移动段31与两个第二作动器61连接，第二移动段3与另外两个第二作动器61连接。

两个第一作动器51之间通过第一软轴501连接，以控制两个第一作动器51的同步动作，且在第一软轴501上设有第一同步轴锁401，用于对两个第一作动器51进行锁止和解锁。

四个第二作动器61之间通过第二软轴502连接，以控制四个第二作动器61的同步动作，且在第二软轴502上设有第二同步轴锁402，用于对四个第二作动器61进行锁止和解锁。

两个第一作动器51和四个第二作动器61的动力源为液压源，反推装置还包括反推控制器200和液压控制单元300，反推控制器200控制液压控制单元300向两个第一作动器51和四个第二作动器61提供动力。

在飞机起飞前的滑行阶段，飞机100向反推控制器200发送移动段3的展开命令，可变面积喷管的作动系统解锁，锁止机构4解锁，液压控制单元300通过调节液压流量，控制第二作动器61的伸缩，在同步软轴的带动下，两侧的移动段3运动到预设区域。

在飞机起飞至爬升过程中，飞机100向反推控制器200发出移动段3的收起命令，在液压控制单元300的调控下，两侧的移动段3逐级调整，最终在爬升结束后，两侧的移动段3收起到反推移动罩2的后端，并通过锁止机构4锁紧。该过程中，外涵喷管末端相对于核心机舱罩13的面积增大，同时辅助流道93的增加，实现了外涵喷口面积多级可调，起到降低噪音的作用。

在飞机着陆过程中，在获得轮载信号后，飞机100向反推控制器200发出反推移动的信号，反推作动系统和可调面积喷管的作动系统均解锁，在液压控制器300的调控下，第一作动器51和第二作动器61同时开始伸长，由于锁止机构4的连接，反推移动罩2和移动段3共同向后移动，通过反推移动罩2和移动段3的整体后移，在拉杆92的作用下，阻流门91回到涵道内阻断气流，为发动机提供反向推力。

如图13所示，反推移动罩2包括第一反推移动段23和第二反推移动段24，第一反推移动段23的后端设有第一移动段31，第二反推移动段的后端设有第二移动段32。

第一反推移动段233与一第一作动器51连接，第二反推移动段24与另一第一作动器51连接，第一移动段31与两个第二作动器61连接，第二移动段3与另外两个第二作动器61连接。

两个第一作动器51之间通过第一软轴501连接，以控制两个第一作动器51的同步动作，且在第一软轴501上设有第一同步轴锁401，用于对两个第一作动器51进行锁止和解锁。

四个第二作动器61之间通过第二软轴502连接，以控制四个第二作动器61的同步动作，且在第二软轴502上设有第二同步轴锁402，用于对四个第二作动器61进行锁止和解锁。

两个第一作动器51和四个第二作动器61的动力源为电动力源，反推装置还包括反推控制器200、第一电机601和第二电机602，反推控制器200控制第一电机601和第二电机602动作，第一电机601用于向两个第一作动器51提供动力，第二电机602用于向四个第二作动器61提供动力。

当装置采用电驱动时，反推控制器200直接驱动电机进行工作，无需液压控制单元。同时，相关的液压管路也取消，只保留两根同步软轴，在电机的驱动下，转动软轴，作动器将软轴的转动转化为作动轴的伸缩运动，进而实现对反推移动罩2和移动段3的驱动。

本公开实施例提供的反推装置可在原有航空发动机短舱上改进实现，不需要额外增加一套动力装置和控制系统，对现役成熟反推装置改动较小，结构重量不会大幅增加，控制较简单，可靠性较高。

本公开实施例在现役叶栅式反推的结构和控制逻辑基础上，通过融合设计将可调面积喷管与反推的结构和控制系统一体化，实现了外涵喷口面积多级可调，以适应不同飞行阶段的面积需求，从而降低民航客机起飞至巡航阶段产生的噪音，提高客舱的舒适度。

在本发明的描述中，需要理解的是，使用“第一”、“第二”、“第三”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对上述零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

另外，在没有明确否定的情况下，其中一个实施例的技术特征可以有益地与其他一个或多个实施例相互结合。

最后应当说明的是:以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本发明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。