专利名称：可变区域扇形喷嘴和推力反向器的制作方法
可变区域扇形喷嘴和推力反向器技术领域：
本发明涉及燃气涡轮发动机，尤其是具有一个可变扇形喷嘴的燃气涡轮 发动机，该可变扇形喷嘴集成有燃气涡轮发动机的推力反向器。背景技术：
燃气涡轮发动机被人类广泛的了解并使用在电力发电和交通工具(例 如飞行器)的推进上。典型的燃气涡轮发动机包括压气部分、燃烧部分以及 涡轮部分，该涡轮部分利用进入发动机的初始气流产生动力或推进交通工 具。燃气涡轮发动机典型性地安装在机盖内，如发动机舱内。外函道空气流 流过机盖和发动机之间的函道，并存在于发动机的一个出口处。目前，传统的推力反向器用于产生反向推力，来减緩交通工具(例如飞 行器)的向前运动。传统推力反向器的一种类型使用设置于靠近发动机舱后 部的一个可移动门。当飞行器降落时，该门移至外函道，使得外函道空气流向外径向地偏转到叶片或出口内，从而引导流出气流为正向来减速飞行器。 这种或者其他传统的推力反向器虽然有效，但仅用于反向推力，在没有降落 状态的天顶位置时，却不提供其它的功能。有限的功能以及传统推力反向器 附加在发动机上的重量导致了发动机很低的效率。因此，为了提高发动机效 率，需要一种具有推力反向器的系统，该推力方向器集成有至少一个发动机 系统，用于降落之外的其他功能。
发明内容在一个实施例中，用于燃气涡轮发动机的喷嘴包括一个喷嘴门，该喷嘴 门具有第一末端、与第一末端相反的第二末端以及在第一末端和第二末端之间的枢轴。联动装置连接到喷嘴门，并连接到执行器上。执行器选择性地运行以移动联动装置，用于在多个位置之间(例如天顶位置、中间位置以及反 向推力位置)的枢轴周围轮流移动喷嘴门，从而影响通过风扇外函道的外函道气流。在另一个实施例中，天顶位置相应于飞行器的起飞状态，中间位置相当 于飞行器的巡航状态，反向推力位置相当于飞行器降落后的状态。
通过对本发明优选实施例的详细描述，对于本领域的技术人员而言，本发明的各种特征和优点是显而易见的。带有具体说明的附图简要描述如下图1图示了示范燃气涡轮发动机系统的选出部分，该燃气涡轮发动机系 统具有集成可变扇形喷嘴和推力反向器的功能的喷嘴。图2是示范喷嘴门在天顶位置的示意图。图3是示范喷嘴门在反向推力位置的示意图。
具体实施方式图1图示了从飞行器的发动机挂架12悬桂着的示范燃气涡轮发动机10 的选出部分的示意图，这是设计用于亚音速飞行的典型飞行器。燃气涡轮发 动机10沿圓周设置在发动机中心线或中心轴线A的附近。燃气涡轮发动机 10包括风扇14,低压压气机16a，高压压气机16b,燃烧部分18，高压涡 轮20b,低压涡轮20a,本领域技术人员熟知，压气机16a、 16b内的压缩空 气与燃料混合，在燃烧部分18燃烧，并在涡轮20a和20b处膨胀。涡轮20a 和20b分别与转子22a和22b (如线轴)相连接而旋转，从而旋转地驱动压 气机16a、 16b以及风扇14来响应膨胀。在该实施例中，转子22a还通过传 动系统24驱动风扇14。在图示的实施例中，燃气涡轮发动机10是一高函道啮合涡轮装置。在 一实施例中，函道比大于10: l.,并且风扇14的直径充分大于低压压气机 16a的直径。在一个实施例中，低压涡轮20a具有一大于5: l的压缩比。传动系统24可以为任何熟知的合适的传送系统，如带有轨道运行的行星齿 轮的行星齿轮系统，带有无轨道运行的行星齿轮的行星系统，或者其他类型的齿轮系统。在揭示的实施例中，传动系统24具有一恒定的齿速比。在这种描述下，本领域的一般技术人员可以认知，上述参数仅仅是典型性设置， 在实际应用中可以根据特殊需要对这些参数进行其他设置。外壳(引擎机舱28,通常也称为风扇机舱)在风扇14的周围圆周延伸。 一个常见的环形风扇外函道30在引擎机舱28和内壳(内罩34)之间延伸。 内罩34通常环绕压气机16a, 16b和涡轮20a， 20b。运行时，风扇14将空气吸入到燃气涡轮发动机10，使之为中心气流C， 并将空气吸入到外函道30使之为外函道气流D。在一个实施例中，大约80 %的气流进入到引擎机舱28内成为外函道气流D。后部排气装置36将外函 道气流D从燃气涡轮发动机中排出。中心气流C从内罩34和尾锥38之间 的通道排出。由于很高的函道比，外函道气流D可提供非常大的推力。图1所示的示范燃气涡轮发动机10还包括与外函道30相关联的喷嘴 40(示意性图示)。在该实施例中，喷嘴40与引擎机舱28的后缘相连接。喷嘴40包括在多个位置之间移动的执行器42，用于影响外函道气流D， 例如掌控外函道气流D的气压。控制器44命令执行器42在多个位置之间 选择性地移动，用于在期望的方式下掌控外函道气流D。控制器44可以专 门用于空气执行器42和喷嘴40的控制，也可以集成在燃气涡轮发动机10 内的一个现有的发动机控制器上，或合并在其他已知的飞行器或发动机控制 上。例如，喷嘴40选择性的移动可允许控制器44在各种状态下改变喷嘴 40的区域，提高飞行器控制状态，提高风扇14运行状态，或者根据进入控 制器44的输入参数，提高与外函道30相关联的其他元件的运行状态。在一个实施例中，燃气涡轮发动机10在预设状态(如巡航)下，在期 望极限数据技术系统内运行。例如，人们期望在一个期望压力比范围内(即 风扇14的向前与向后气压的之比)运行风扇14,以避免风扇的摆动。为了嘴40影响外函道气流D以控制风扇14的向后气压，从 而控制压力比。例如，在巡航状态下，喷嘴40允许更少的外函道气流D， 在起飞状态下，喷嘴允许更多的外函道气流D。在一些实施例中，通过增加 大约2 0 %的外函道气流D,喷嘴改变了与外函道3 0相关联的截面区域从而 用于起飞。因此，喷嘴40可以在不同飞行状态的变化中维持极限数据技术 系统。图2和图3图示了示范喷嘴40的选出位置。在图2中，喷嘴40在巡航 位置，但可以移至起飞位置或者反向推力位置。在图3中，喷嘴是在反向推 力位置，用于减速飞行器的向前运动。在揭示的实施例中，喷嘴40包括沿着引擎机舱28的尾部圓周设置的多 个喷嘴门54(图示了一个)。每个喷嘴门54包括第一末端54a、与第一末 端相反的第二末端54b、以及位于第一末端和第二末端之间的枢轴56。喷嘴 门54可以在巡航位置和反向推力位置之间沿着枢轴56旋转。喷嘴40也可 以沿着铰链点59转动，用于在巡航位置和起飞位置之间沿着方向61移动喷 嘴40的末端54b,下文将详细描迷。一边缘57从枢轴56和第一末端54a之间的喷嘴门54处延伸。边缘75 可以和喷嘴门54或以已知方式附在喷嘴门54上的一个单件-波形成。支架58可转动地在铰链点59处固定在引擎机舱28的尾端，并在枢轴 56支撑喷嘴门54。支架58包括多个槽60 (图示了一个)，槽60滑动地支 撑联动装置64的第一连杆62，该联动装置64连接喷嘴门54和执行器42。 第一连杆62包括固定在喷嘴门54的一个末端部分68a和固定在执行杆70 的另一个末端部分68b。在该实施例中，末端部分68a沿着轴Ll (图3 )纵 向延伸，末端部分68b沿着与轴Ll横向的轴L2纵向延伸。执行杆70的一 个末端可转动地连接到第一连杆62的末端部分68b，另一个末端连接到执 行器42的支撑耳轴72上。在一个实施例中，支撑耳轴72用垫片垫上，从 而允许联动装置64的调节，如在使用一段时间后根据磨损进行调整或根据喷嘴门54移动的微调进行调整。支架58还包括开口 66 (或者出口 )，每个开口在到外函道30的一个 末端66a上，以及在到发动机10外部的另一个末端66b上开口 。当喷嘴门 54在巡航位置时，喷嘴门54与末端66b邻接，使得开口66成为盲口，并 且^U叉在面对外函道30的末端66a处开口 。每个开口 66包括在末端66a和 喷嘴门54之间延伸的相应的长度。在一个实施例中， 一个或者多个开口 66 被设计为，带有与通过外函道30的外函道气流D的声学特性相对应的长度。 声学特性，如声音频率或声音振幅，可以使用实验测量、计算机模拟或者其 他已知技术的方式被确定或估算。例如，将长度设计为外函道气流D附带 的声学能量反射在开口 66内，从而去抵消音响以提供弱化的声音。控制器44命令执行器42根据飞行状态在起飞位置、巡航位置以及反向 推力位置之间移动喷嘴40。通过使用已知的参数，如转子22a或22b的速 度、飞行器速度、感测飞行器起落装置的负载等，从而确定飞行状态。在一个实施例中，控制器44在起飞状态和巡航状态之间移动喷嘴改变 截面区域AR(图2),截面区域AR与邻接于喷嘴40的环形外函道30的 截面区域相对应。根据飞行状态(例如起飞、降落以及巡航)，控制器44 选择性地命令执行器42移动喷嘴40，从而改变截面区域AR，用于以期望 的方式影响外函道气流D。也就是说，控制器44将喷嘴40移至截面区域 AR是飞行状态所期望的。例如，将喷嘴移至相对较小的全截面区域从而用于飞行器巡航(图2)， 将限制外函道气流D并在外函道30内产生压力积聚(也就是，空气压力的 增加)。将喷嘴40移至相对较大的截面区域从而用于飞行器起飞(也就是 说，在铰链点59旋转喷嘴40，从而末端54b从中心轴线A向外移动)，可 以允许更多的外函道气流D并减小了压力积聚(也就是说，降低气压)。 因此，根据进入到控制器44的输入参数，控制器44命令执行器42将喷嘴 门54移动到期望位置，从而以期望的方式控制外函道气流。在起飞位置和巡航位置移动喷嘴40,执行器42推动执行杆70 (也就是 说，在图中向左或向右推动)，该执行杆70沿着槽60轮流移动第一连杆 62。当第一连杆62到槽60的末端时，压力被施加到喷嘴40上，使其沿着 铰链点59转动，从而改变截面区域AR。可以获知，喷嘴40转动的程度取 决于执行器42移动执行杆70的程度。为了将喷嘴门54移至反向推力位置，执行器42拉回执行杆70 (也就 是说，在图中向左拉动)。执行杆70的运动引起第一连杆62在枢轴连接器 71处转动(图3中的顺时针方向)。在槽60内第一连杆62使得喷嘴门54 沿着枢轴56转动(图3中的顺时针方向)至中间或者反向推力位置。同样 地，执行器42延伸了执行杆70，以在相反方向转动喷嘴门54。在反向推力位置，喷嘴门54从引擎机舱28处向外径向延伸，并从引擎 机艙28向内延伸至外函道30。在图示的实施例中，喷嘴门54被转动至直 到喷嘴门54的第二末端54b临近于内罩34。喷嘴门54到反向推力位置的 移动开启了辅助函道80,用于在正向82 (相对于发动机10的运动)上排出 外函道气流D。喷嘴门54第二末端54b从开口 66处向外径向偏转外函道气 流D。在一个实施例中，开口66向前成角或弯曲，以向前方改变气流。另 外，边缘57向前偏转气流，以减低飞行器的向前运动的速度。因此，本发明所揭示的喷嘴40集成有改变外函道30的截面区域的功能， 以便在期望的方式下影响外函道气流D和反向推力，从而减低飞行器向前 运动的速度。虽然本发明的优选实施例已经被揭示了，本领域的一般技术人 员根据本发明的技术方案，所做的修改显然包含在本发明的保护范围之内。 本发明所要保护的范围和内容由权利要求所确定。
权利要求
1. 用于燃气涡轮发动机的喷嘴，包括喷嘴门，具有第一末端、与第一末端相反的第二末端、以及在第一末端和第二末端之间的枢轴；连接在喷嘴门上的联动装置；以及连接在联动装置上的执行器，其中执行器选择性地运行以移动联动装置，在多个位置之间的枢轴周围轮流地移动喷嘴门，从而通过风扇外函道影响外函道气流。
2. 如权利要求1所述的喷嘴，其中联动装置连接到枢轴和第一末端或第二末 端其中 一个之间的喷嘴门上。
3. 如权利要求1所述的喷嘴，其中喷嘴门包括边缘，该边缘从枢轴和第一末 端或第二末端其中 一个之间的喷嘴门上延伸。
4. 如权利要求1所述的喷嘴，其中喷嘴门包括边缘，该边缘从喷嘴门沿着相 对于外函道气流的轴向正向的方向上延伸。
5. —燃气涡轮发动机系统，包括 风扇；沿风扇周围设置的引擎机舱；燃气涡轮发动机核心，设有压气机和涡轮，并且至少部分地在引擎机舱内；风扇外函道，在风扇的下游以传送外函道气流，并在引擎机舱和燃气涡轮 发动机核心之间；与风扇外函道相关联的喷嘴门，该喷嘴门在天顶位置、中间位置以及反向 推力位置之间移动，从而影响外函道气流，喷嘴门具有第一末端、与第 一末端相反的第二末端、以及在第一末端和第二末端之间的枢轴；连接在喷嘴门上的联动装置；连接在联动装置上的执行器，其中执行器选择性地运行以移动联动装置， 在多个位置之间的枢轴周围轮流地移动喷嘴门，从而通过风扇外函道影响外函道气流；以及控制器，选择性地命令执行器移动喷嘴门。
6. 如权利要求5所述的燃气涡轮发动机系统，还包括支撑喷嘴门的支架单 元，其中支架可转动地固定在相对于外函道气流的引擎机舱的尾端。
7. 如权利要求5所述的燃气涡轮发动机系统，还包括支撑喷嘴门的支架单 元，其中支架单元包括通过其中的开口，每个开口具有第一末端和第二末 端，第一末端开口于外函道，当喷嘴门在反向推力位置时，第二末端开口 于外界。
8. 如权利要求7所述的燃气涡轮发动机系统，其中在天顶位置时喷嘴门覆盖 第二末端，使得每个开口为盲口。
9. 如权利要求8所述的燃气涡轮发动机系统，其中从第一末端到第二末端的 每个盲口与外函道气流的声学特性相对应。
10. 如权利要求5所述的燃气涡轮发动机系统，其中，天顶位置对应于飞行 巡航状态，中间位置对应于飞行起飞状态，反向推力位置对应于降落后的 飞行状态。
11. 如权利要求5所述的燃气涡轮发动机系统，其中，第一末端从引擎机抢 的径向向外方向延伸，并相对于燃气涡轮发动机核心的中心轴线，第二末 端在反向推力位置在径向向内方向延伸至风扇外函道内。
12. 如权利要求5所述的燃气涡轮发动机系统，其中，喷嘴门的移动改变了 与风扇外函道相关联的可变截面区域，从而影响外函道气流。
13. 如权利要求5所述的燃气涡轮发动机系统，其中，从天顶位置或者中间 位置到反向推力位置的喷嘴门的移动开启了喷嘴门和《1擎机舱之间的辅 助气流函道，/人而影响外函道气流。
全文摘要
用于燃气涡轮发动机的喷嘴包括喷嘴门，该喷嘴门具有第一末端、与第一末端相反的第二末端、以及在第一末端和第二末端之间的枢轴。联动装置连接在喷嘴门和执行器上。执行器选择性地运行以移动联动装置，在多个位置(如天顶位置、中间位置以及反向推力位置)之间的枢轴周围轮流地移动喷嘴门，从而通过风扇外函道来影响外函道气流。
文档编号B64C15/02GK101274664SQ200810087019
公开日2008年10月1日 申请日期2008年3月28日 优先权日2007年3月29日
发明者E·B·佩罗, L·D·阿塞托 申请人:联合工艺公司