用于旋翼飞行器的动力装置的制作方法

专利名称：用于旋翼飞行器的动力装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及用于旋翼飞行器、尤其是直升机的动力装置。
背景技术：
更具体地说，它涉及主旋翼必须由驱动力源来驱动转动的直升机，该驱动力源通常来自涡轮轴发动机，该涡轮轴发动机已经开发成实现相当可观的技术进步，包括-减小比重而使其增大有效负荷；-本质上是转动的部件，从而减少振动现象；-例如因为其通常较小的尺寸而简化动力装置；-驱动扭矩在其工作速度附近变化很小；以及-通过内装的调节器来使驾驶更简单，该调节器能够将转动速度保持在由飞行员设置的值。
目前，用于直升机(下文有时称为“飞行器”)的发动机通常是“自由透平”型(也称作“驱动轮”型)的，其中动力来自透平的低压阶段，该阶段在机械上独立于透平的高压阶段的压缩机装置。
在原则上，涡轮轴发动机具有30,000-50,000转每分钟(rpm)的转速，而来自于通常与其关联的内装变速箱的出口处的速度仅为约6,000rpm。
不幸的是，直升机的主旋翼具有300-400rpm的转速，从而在所有的直升机上必须有特定的减速箱。这就是为什么主变速箱(MGB)总是安装在涡轮轴发动机和主旋翼之间的原因该MGB当然与传动装置相关联。
在大多数情况下，直升机也设有尾部旋翼，用于控制飞行器的偏航。因此这种直升机具有在MGB的特定起飞装置和后变速箱之间的传动轴以将动力传输至尾部旋翼，该后变速箱提供角度传输并减速至约2,000rpm。
重要的是应该注意到，诸如涉及直升机的部件的“前”和“后”之类的术语分别表示该部件位于朝向驾驶舱(即飞行器的引导端)的部分和位于朝向尾梁和尾部旋翼的部分。
在这种情况下，本发明涉及一种直升机上的具有一个或多个发动机的动力装置，其位于MGB后面，即使这种发动机的构造是预先安排为将其安装在MGB的前面的。类似于由供应商Turbomeca开发并尤其是配装在商标为以本申请人名义注册的Super Puma的直升机中的Makila1A或1A1涡轮轴发动机，必须理解的是，设置在MGB前面的这种发动机从直升机的前部到后部接连地设有下列部件-气体发生器，其接连包括·短的空气入口；·三级轴向压缩机，其通过气体发生器的轴连接至后部离心压缩机；·燃烧室；以及·气体发生器的两级透平；-自由透平，包括两级工作透平，该两级工作透平向后驱动连接至MGB的特定入口的动力传动轴或透平驱动轴；以及-热气排出喷嘴，从发动机舱侧向地向外指向。
在Super Puma直升机中，动力装置包括两个Makila1A或1A1发动机，每个发动机都安装在防火、通风和排水的单独舱中。
更加通常地，过去的解决方案实施成对应于两个主要结构，即-第一解决方案的构造包括安装在MGB前面的一个或多个发动机，类似于在上述的Super Puma直升机上安装Makila1A或1A1发动机；或者-第二解决方案的构造包括在MGB后面的一个或多个发动机，该发动机特别设计成用于一种布置，在该布置中，在MGB后面且从旋翼飞行器的前部到后部接连地设置·驱动MGB的透平驱动轴，该轴○或者朝向直升机的前部通过空气入口，穿过气体发生器(及其压缩机)，并被自由透平驱动，例如配装在申请人的EcureuilAS 350或AS 355直升机上的来自于供应商Lycoming的L.T.S.发动机；○或者设置成平行于发动机，但在它外侧，并被自由透平驱动，例如应用于作为另一种解决方案也配装在EcureuilAS 350或AS 355直升机上的Arriel发动机；·气体发生器；
·自由透平；以及·用于排出热气的喷嘴，构成动力装置的位于朝向直升机后部最远处的部件。
不幸的是，假如发动机安装在MGB前面，即采用上述的第一解决方案的构造，则目前的认证规章不再允许新的民用直升机不显著增加重量而被认证。在这样的情况下，现在需要对发动机进行防护，从而保护飞行控制器(伺服控制器、旋转斜盘、叶片距连接件……)以避免透平爆裂的可能性，这些飞行控制器紧邻透平并尤其是分布成围绕由MGB驱动的旋翼轴。
重要的是应该注意到，这是为什么发动机制造商开发出遵照上述第二解决方案的发动机的原因。如同已经提及的一样，应该理解，那些发动机对应于尤其适于在MGB后面安装发动机的定义，从而空气入口朝向直升机的前部而喷嘴朝向后部。涉及具有穿过气体发生器(和压缩机)的透平驱动轴的L.T.S.发动机或者涉及具有平行于发动机并在发动机外侧的透平驱动轴的Arriel发动机的例子清楚地显示了需要与第二解决方案相关的特定功能布置。
适于第二解决方案的发动机是相对近来出现的，但是它们比适于第一解决方案的发动机要贵得多，这是因为它们在MGB后面的特定布置所固有的特殊技术问题。
不幸的是，对于想要便宜地来购买的双发动机直升机来说，动力装置的成本变得更高。
第三解决方案包括在直升机上配装位于MGB后面的发动机，但是使用理论上想要安装在MGB前面的发动机。
一种这样的解决方案已经在申请人的SA 321 Super Frelon直升机中付诸实践。
在该构造中，直升机设有三个来自于供应商Turbomeca的TurmoIII C3发动机，它们中的两个使用第一解决方案并排设置，而第三个发动机位于MGB后面，另一路线反向于(round to)第一组的两个发动机，即具有下列构造·在MGB后面的热气排出喷嘴；·自由透平驱动轴，连接至MGB的后部；·气体发生器；以及·空气入口，构成动力装置的最后面的部件。
应该注意到，由于空气入口位于喷嘴后面，第三发动机的定位有缺点。结果，尤其是在向前飞行中，容易理解，来自于喷嘴的至少一些热气可能被馈送入空气入口。这构成了称为“再循环”的现象，且其对于性能具有严重的影响，即发动机的功率会因其而损失。当然，这种功率损失在诸如Super Frelon的具有剩余功率的直升机中是可接受的，而对于单发动机或双发动机直升机来说就不再是可接受的，尤其是假如该直升机购买起来不贵的话。
在本文中，应该注意到，以Super Frelon的第三发动机方式存在的反向构造可在专利文献GB-0 864 540中找到。在该构造中，空气入口位于飞机的机翼中，且在位于其上游的喷嘴上方。在该构造中，同样地，尤其是当机翼呈倾角时，尽管存在提供从前部到后部走向的滑流的推进器，一些热气仍有可能进入空气入口。
更具体地说，本发明涉及在一种与在MGB后面的前述构造相同的构造中安装一个或多个涡轮轴发动机，从而从直升机的前部到后部接连地设置·自由透平的驱动轴；·喷嘴；·自由透平；以及·气体发生器，其空气入口构成动力装置的最后面的构件并处于一种新颖的布置中。
这种布置不同于现有技术，这将在下面描述，且其完全特殊的原因同样将在下面描述。

发明内容
本发明的动力装置包括至少一个涡轮轴发动机，用于通过MGB来驱动旋翼飞行器的旋翼，该发动机基本沿飞行器的纵向方向设置并相对于轴线X的纵向方向处于MGB的后面，从而·MGB由首先连接至自由透平、其次穿过热气排出喷嘴的动力传动轴来驱动转动；·自由透平由同样位于所述自由透平后面的气体发生器来驱动转动；以及·气体发生器由空气入口本体来馈送空气；值得注意的是，空气入口本体基本平行于发动机，从而首先其开口至周围大气的第一部分位于热气排出喷嘴的前面，基本在包含所述飞行器的旋翼轴线的横向平面中，其次其对应于至发动机的连接的第二端基本位于沿纵向方向最后面的发动机区域中。
我们回想起，根据本发明，在这种情况下使用的发动机是与安装在MGB前面的发动机同样的类型，即没有任何特殊的机械修改(与例如涉及用于Ecureuil直升机的L.T.S.发动机或Arriel发动机的解决方案不同)，因此尤其是对于购买和维护来说，发动机都尽可能的简单和便宜。
有利地，发动机的空气入口本体是细长的，从而其长度要比发动机的长度大。这种空气入口本体也被定义为长空气入口本体。
当发动机安装在直升机的MGB后面，且其空气馈送借助于具有在热气排出喷嘴的前面开口至周围大气的第一端的细长空气入口本体而设置于发动机的后端时，如上所述，该布置的第一优点在于，减小或甚至消除了任何热气的再循环，即任何热气进入空气入口的输送。
采用长的空气入口本体同时喷嘴保持与传统解决方案中的一样短的另一的优点在于下列两个方面·首先，在空气入口本体中的空气温度是周围大气的温度，因此可使这种空气入口本体由复合材料制成，这些复合材料诸如由玻璃纤维或其它类似材料制成的织物这使重量减轻(最终产品的密度处于约2500-2800千克每立方米(kg/m3))且成本降低。假如所用的材料适用于经受非常高温的喷嘴，也就是说用密度为7800kg/m3的不锈钢或比不锈钢要轻但更昂贵和更难加工的钛(密度为4500kg/m3)，就不是这样了；以及·其次，因为在入口本体中的空气速度相对较低，所以空气入口的流动截面较小，因此也有助于减小空气入口本体的重量和再次减小其经常性成本。
也适当地注意到涉及长空气入口本体的特殊优点，即由于这种设备的良好可靠性。与经受非常高温和经受导致开裂和断裂的振动的热气排出喷嘴不同的是，长空气入口本体在良好的条件下工作，并因此具有与其配装至的发动机的可靠性相一致的高度可靠性。
在首先是空气入口本体在热气排出喷嘴前面开口至周围大气的末端和其次是所述喷嘴的出口之间的距离也是限定本发明的动力装置的一个重要参数。有利地，例如对于安装在重量为3-15(公制)吨的直升机上的发动机来说，该距离为1.5米(m)的量级。该距离基本与发动机的实际长度相一致。以此方式，减小或甚至消除了上述再循环的危险。
有利地，空气入口本体的固定至发动机的第二端可包括用于吸入空气的增压室。该增压室在形状上是基本环形的，并围绕发动机及其自身的空气入口孔。
此外，穿过发动机的吸入空气的质量流量是恒定的，而体积流量在通过喷嘴排出的热气中显著增大，这是因为所述气体的排出速度是非常高的。因此，喷嘴的截面大于空气入口本体的截面，从而使压头损失最小化，进而保证这种发动机的良好性能。
本发明还设想以两种不同的方式将空气入口本体和喷嘴设置在旋翼飞行器的横向平面中·在第一变型中，空气入口本体基本处于发动机上方的较高位置，从而喷嘴基本侧向地和朝向旋翼飞行器的外侧开口，从而有助于接近发动机并维护其；或者·在第二变型中，空气入口本体设置成基本侧向，相对于发动机或朝向飞行器的外侧或朝向内侧(一种可以在双发动机飞行器上实施的解决方案)，且喷嘴出口基本向上地开口。


从下面的描述中，本发明的其它方面、特征和优点将会变得显而易见，下面的描述参照附图并非限制性地说明本发明的较佳实施例·图1是双发动机直升机的动力装置的立体图，其中，对于每个涡轮轴发动机来说，空气入口本体基本位于涡轮轴发动机上方的较高位置，而来自于所述涡轮轴发动机的喷嘴从直升机基本侧向地向外地指向；以及·图2是第二变型中的动力装置的立体图，其中，相对于对应的涡轮轴发动机来说，每个涡轮轴发动机的空气入口本体基本处于朝向直升机外侧的侧向位置，且每个喷嘴基本向上地指向。
具体实施例方式
在图中，相同或类似的元件由相同的标号来表示，并且，在图中可以看到三个相互正交的方向。
Z方向被称为向上的或垂直的，对应于所述构件的高度或垂直尺寸。术语“高”/“低”或“底”/“顶”是相对于该Z方向的。
另一方向X被称为纵向的或水平的，且对应于所述构件的长度或主要尺寸。术语“前”/“后”是相对于该方向X的。
另一方向Y被称为横向的或水平的，且对应于所述构件的宽度或侧向尺寸。术语“侧”是相对于该方向Y的。
方向X和Y限定水平的X、Y平面。方向X和Z限定纵向(且垂直)的X、Z平面。方向Y和Z限定横向(且垂直)Y、Z平面。
在图1中，旋翼飞行器1是直升机，该直升机包括机身2和主旋翼3，只示出了该机身2在尾梁前面的部分，该主旋翼3设置有多个叶片4并由基本垂直的旋翼轴6借助毂5来驱动。旋翼轴6自身借助MGB 7来转动。
在此例中，直升机在其支承平台9上具有两个发动机，每个动力装置18都包括一个涡轮轴发动机8，这些涡轮轴发动机8设置在MGB 7后面并基本平行于直升机的纵向轴线X，并且直升机包括连接至对应自由透平11的驱动轴或动力传动轴10。当然，不管安装在直升机上的涡轮轴发动机的数量是多少，都可应用本发明。
每个驱动轴或动力传动轴10通常都穿过热气排出喷嘴15并转动MGB 7内的传动装置从而驱动旋翼轴6。
因此，将燃料和空气馈送给每个发动机8，以致动沿纵向轴线X在自由透平11后面的气体发生器30，从而将自由透平设为与其驱动轴10一起转动，气体发生器的轴和自由透平(或驱动透平)的驱动轴是独立的。
因此，每个自由透平位于MGB旁边，而供给至每个发动机的空气借助空气入口本体20取自于相应发动机沿纵向轴线X的后面。
有利地，空气入口本体20基本平行于相应的发动机，从而首先其开口至周围大气的第一端21位于热气排出喷嘴15的前面，基本处于包含直升机1的旋翼6的轴线的横向Y、Z平面内，其次其对应于固定至发动机8的第二端22位于与沿纵向方向X的发动机最后面的区域基本相平齐。
此外，并且有利的是，第二端22构成用于吸入空气的增压室23，并且在形状上是基本环形的从而围绕发动机及其自身的空气入口孔。
在图1中，与图2一样，可以看到，空气入口本体20的长度L比通常要长得多，比与其配装在一起的发动机的长度l要长。
类似地，例如对于安装在重量为约3-15吨的直升机上的发动机来说，空气入口本体20的在热气排出喷嘴15的前面开口至周围大气的末端21和所述喷嘴的出口16之间的距离d为1.5m的量级。有利地，距离d因此处于与发动机的长度l相同的数量级。
上面限定的用于长度L和距离d的特征值用来减小或甚至消除任何目前使用类型的再循环的危险。
此外，空气的体积流量在热气排出喷嘴15的出口16处更大，这主要是因为所述气体的高喷射速度，所以在喷嘴中的热气流动截面比空气入口本体20的截面大，从而使压头损失最小进而避免发动机性能的退化。
因此，空气入口本体是这样的·其吸入空气流动截面较小，因为空气的入口速度保持相对较低；以及·吸入空气的温度是周围大气的温度，从而避免加热空气入口本体，也避免经常性振动，进而避免裂缝和断裂的发生。
因此，这种空气入口本体20是很少经受机械应力并因此非常牢固和非常可靠的部件。换句话说，空气入口本体的可靠性不差于发动机的可靠性，这正是想要的。
结果，空气入口本体可用复合材料制成，例如由玻璃制成的纤维或类似的材料(碳，Kevlar)。因此，与使用金属制成的实施例相比，在重量上显著减轻了例如约50千克(kg)。
在这种条件下，图1示出双发动机直升机1的动力装置18的第一变型，其中，空气入口本体20在对应的发动机8上方基本沿纵向方向X延伸，从而喷嘴15的出口16沿轴线Y朝向直升机1的外侧基本侧向地开口，当直升机是双发动机直升机时，对于左舷发动机来说朝向正Y坐标而对于右舷发动机来说朝向相反的方向。这种布置提高了每个发动机的可达性，因此有助于使维护变得简单。当然，假如直升机是单发动机类型的直升机时，喷嘴的左舷或右舷位置就不重要了。
图2示出第二变型，其中，空气入口本体20设置成基本侧向，仍平行于轴线X，且在发动机旁边，而喷嘴15的出口16基本向上地即沿垂直轴线Z开口。当然，对于双发动机直升机来说，每个空气入口本体20可基本平行于纵向轴线X，一个在左舷发动机的左舷侧，另一个在右舷发动机的右舷侧。
在此变型中，还可设想将空气入口本体设置成基本侧向地在左舷发动机的右舷侧和将右舷发动机的空气入口本体设置在右舷发动机的左舷侧。在这种情况下，在双发动机直升机中各发动机的空气入口本体设置成并排位置，各在平面X、Z的一侧上。
容易理解，无论直升机是单发动机、双发动机还是多发动机的直升机，本发明的动力装置18都可应用。
此外，无论发动机的数量如何，本发明的动力装置每个都具有限制在防火、通风和排水的单独舱中的发动机。这种解决方案就用于通风或用于排水、用于检测火情和用于灭火能力的单个设备而言，提供了真正的优点，这与对应于例如在气体发生器和自由透平之间、在透平和热气排出喷嘴之间、……插入防火壁的构造不同。其直接结果是因此减少了重量和成本。
当然，本发明能够有多种涉及其实施方式的变型。尽管上面描述了若干实施例，但是容易理解，不可能详尽地说明所有的可能实施例。当然，可以设想用等效装置来替换所述的任何装置而并不超出本发明的范围。
权利要求
1.一种动力装置(18)，包括至少一个涡轮轴发动机(8)，所述发动机用于通过主变速箱(7)和旋翼轴(6)来驱动旋翼飞行器(1)、尤其是直升机的主旋翼(3)，所述发动机(8)设置成基本沿纵向方向，位于所述飞行器(1)的纵向轴线X上或平行于所述飞行器(1)的纵向轴线X，并相对于所述轴线X的所述纵向方向在所述主变速箱(7)的后面，从而·所述主变速箱(7)由连接至所述发动机(8)的自由透平(11)的动力传动轴(10)来驱动转动；·所述自由透平(11)由所述发动机(8)的所述气体发生器(30)来驱动转动，通过空气入口本体(20)来给所述气体发生器馈送空气；以及·通过喷嘴(15)排出热气；其特征在于，所述空气入口本体(20)基本平行于所述发动机(8)，从而首先其开口至周围大气的端部(21)位于所述热气排出喷嘴(15)的前面，基本在包含所述主旋翼(3)的所述轴(6)的横向Y、Z平面中，其次其对应于与所述发动机(8)的连接的第二端(22)位于基本与相对于所述纵向方向X的所述发动机(8)的最后面的区域相平齐。
2.如权利要求1所述的动力装置(18)，其特征在于，所述空气入口本体(20)是细长的，且其长度(L)大于所述发动机(8)的长度(l)。
3.如权利要求1或2所述的动力装置(18)，其特征在于，所述空气入口本体(20)的第二端(22)是用于吸入空气的增压室(23)，其在形状上是基本环形的从而围绕所述发动机(8)及其自身的空气入口孔。
4.如前述权利要求中任一项所述的动力装置(18)，其特征在于，在所述空气入口本体的所述第一端(21)和所述热气排出喷嘴(15)的所述出口(16)之间的距离d是1.5m的量级。
5.如权利要求1-3中任一项所述的动力装置(18)，其特征在于，在所述空气入口本体的所述第一端(21)和所述热气排出喷嘴(15)的所述出口(16)之间的距离d基本等于所述发动机的所述长度(l)。
6.如权利要求1-5中任一项所述的动力装置(18)，其特征在于，所述空气入口本体(20)的空气流动截面小于所述喷嘴(15)的热气流动截面。
7.如权利要求1-6中任一项所述的动力装置(18)，其特征在于，所述空气入口本体(20)是由复合材料制成的。
8.如权利要求1-7中任一项所述的动力装置(18)，其特征在于，所述空气入口本体(20)位于所述发动机(8)上方，且所述热气排出喷嘴(15)的所述出口(16)从所述直升机(1)侧向地向外开口，基本平行于横向轴线Y，或者朝向正的Y坐标，或者朝向负的Y坐标。
9.如权利要求1-7中任一项所述的动力装置(18)，其特征在于，所述空气入口本体(20)基本侧向地位于所述发动机(8)旁边，且所述热气排出喷嘴(15)的所述出口(16)基本向上、即朝向正的Z坐标开口。
10.如权利要求9所述的动力装置(18)，其特征在于，对于双发动机直升机(1)来说，每个发动机(8)的所述空气入口本体(20)侧向设置，分别在左舷发动机的左舷侧和在右舷发动机的右舷侧。
11.如权利要求9所述的动力装置(18)，其特征在于，对于双发动机直升机(1)来说，每个发动机(8)的所述空气入口本体(20)侧向设置，分别在左舷发动机的右舷侧和在右舷发动机的左舷侧。
12.如权利要求1-11中任一项所述的动力装置(18)，其特征在于，各动力装置(18)设置在单独舱中，所述舱包括单个发动机(8)和用于通风、排水、检测火情和灭火的单件设备。
全文摘要
本发明涉及动力装置(18)，该动力装置包括至少一个在变速箱(7)后面的涡轮轴发动机(8)，所述发动机用于驱动旋翼飞行器(1)的旋翼(3)，发动机(8)的空气入口本体(20)具有在发动机前面开口至周围大气的第一端(21)和在其最后面的部分处连接至发动机的第二端(22)。
文档编号B64C27/12GK101062717SQ20071010247
公开日2007年10月31日 申请日期2007年4月28日 优先权日2006年4月28日
发明者D·查尼奥特, F-X·高尔明, L·艾拉多 申请人:尤洛考普特公司