格栅和涡轮风扇发动机及飞行器的制作方法

本发明涉及一种用于形成飞行器的涡轮风扇发动机的反向流的格栅、一种包括至少一个这种格栅的涡轮风扇发动机、以及一种包括至少一个这种涡轮风扇发动机的飞行器。

背景技术：

飞行器包括机身，机身每侧上固定有机翼。在每个机翼下方，悬置有至少一个涡轮风扇发动机。每个涡轮风扇发动机经由吊挂架固定在机翼下方，该吊挂架固定在机翼的结构与涡轮风扇发动机的结构之间。

涡轮风扇发动机包括呈核心形式的发动机和短舱，该短舱围绕发动机固定至喷气发动机的固定结构。喷气发动机在发动机与短舱之间具有辅助喷口(veinesecondaire)，源自被定位在发动机上游的风扇的二次流在该辅助喷口中从上游流动至下游。

短舱包括相对于该固定结构固定的整流罩和下游的活动整流罩，该活动整流罩向后平移移动以在活动整流罩与固定整流罩之间让出窗口，并且该活动整流罩允许在辅助喷口与外部之间形成通道。

最初，一个或多个阻挡器门从未启用位置移位到启用位置。在未启用位置，阻挡器门处于辅助喷口外部、并且不阻止二次流的流动。在启用位置，阻挡器门横跨辅助喷口并且将二次流从辅助喷口引导至窗口并因此引导至外部。

活动整流罩和阻挡器门的移位由控制系统产生，该控制系统包括例如推力件和杆件。

为了最好地引导通过窗口流出的流，格栅(也称为“叶栅”)被定位成横跨窗口以通过更准确地控制经转向的二次流的方向来提高反向器的效率。

这些格栅采取使二次流转向的成型鳍片的形式。每个鳍片具有弯曲轮廓，该弯曲轮廓的修圆部是向后定向的、并且其曲率中心相对于鳍片在前方。虽然这些鳍片允许二次流向前良好地偏转，但是格栅输出端处的空气流倾向于在每个鳍片的后缘处分离，这倾向于降低格栅的性能。

为了确保这些格栅的更好的效率，有必要找到从空气动力学角度来看和从重量角度来看更有效的鳍片形式。

技术实现要素：

本发明的一个目的是提出一种用于形成飞行器的涡轮风扇发动机的反向流的格栅。

为此目的，提出了一种用于形成涡轮风扇发动机的反向流的格栅，所述格栅具有前端和后端，所述格栅包括第一类型的鳍片，所述第一类型的鳍片具有弯曲轮廓，所述弯曲轮廓的修圆部旨在是向后定向的、并且其曲率中心相对于所述第一类型的鳍片在前方，所述格栅的特征在于，所述格栅包括第二类型的鳍片，其中，所述两种类型中的一种类型的每个鳍片插入在另一种类型的从前到后接续(progressant)的两个鳍片之间，其中，所述第二类型的每个鳍片具有弯曲轮廓，所述弯曲轮廓的修圆部旨在是向后定向的、并且其曲率中心相对于所述第二类型的鳍片在前方，并且其中，所述第二类型的鳍片的弦长小于所述第一类型的鳍片的弦长。

这种格栅允许减轻重量同时确保有效的转向。

有利地，所述第一类型的鳍片的后缘和所述第二类型的鳍片的后缘位于同一输出平面中。

有利地，所述第一类型的鳍片的前缘位于与所述输出平面平行的同一输入平面中，并且所述第二类型的每个鳍片的前缘位于在所述输入平面与所述输出平面之间的、并且与所述输入平面和所述输出平面中的每一者都相距一定距离的中间平面中。

有利地：

0.2×s≤s′≤0.8×s；

0.2×h≤h′≤0.8×h；其中：30mm≤h≤70mm；

-1.5×θ1≤θ1′≤1.5×θ1；其中：-10°≤θ1≤70°；

-1.5×θ2≤θ2′≤1.5×θ2；其中：0°≤θ2≤50°；

其中：0°≤st′≤θ2′；并且

其中：

其中，“c”是所述第一类型的鳍片的弦长，

“c’”是所述第二类型的鳍片的弦长，

“s”是所述第一类型的两个相继的鳍片之间的距离，

“s’”是所述第一类型的鳍片与所述第二类型的相继鳍片之间的距离，

“h”是所述第一类型的鳍片的高度，

“h’”是所述第二类型的鳍片的高度，

“θ1”是所述第一类型的鳍片的前缘的弯曲部的切线与竖直轴线之间的输入角度，

“θ1’”是所述第二类型的鳍片的前缘的弯曲部的切线与竖直轴线之间的输入角度，

“θ2”是所述第一类型的鳍片的后缘的弯曲部的切线与竖直轴线之间的输出角度，

“θ2’”是所述第二类型的鳍片的后缘的弯曲部的切线与竖直轴线之间的输出角度，

“st”是所述第一类型的鳍片的偏置角度，并且

“st’”是所述第二类型的鳍片的偏置角度。

根据特定的实施例，所述第二类型的鳍片的高度从所述第二类型的一个鳍片到所述第二类型的另一个鳍片发生变化。

根据特定的实施例，所述第一类型鳍片与所述第二类型的在从前到后方向上相继的鳍片之间的距离不同于所述第一类型的另一个鳍片与所述第二类型的在从前到后方向上同所述第一类型的此另一个鳍片相继的鳍片之间的距离。

根据特定的实施例，所述第二类型的鳍片的输入角度从所述第二类型的一个鳍片到所述第二类型的另一个鳍片发生变化。

本发明还提出了一种涡轮风扇发动机，所述涡轮风扇发动机包括至少一个根据前述变体之一所述的用于形成反向流的格栅。

本发明还提出了一种飞行器，所述飞行器包括至少一个根据前一变体所述的涡轮风扇发动机。

附图说明

通过阅读关于附图所给出的对示例性实施例的以下描述，本发明的上述特征以及其他特征将变得更加明显，在附图中：

图1是包括根据本发明的涡轮风扇发动机的飞行器的侧视图，

图2是穿过根据本发明的、处于关闭位置的喷气发动机的中间平面的截面视图，

图3是与图2的截面视图类似的、处于打开位置的截面视图，

图4示出了根据本发明的格栅的侧视图，

图5示出了图4的格栅的一部分的放大图，并且

图6示出了根据不同实施例的格栅的侧视图。

具体实施方式

在以下描述中，位置相关的术语是以如图1中所表示的处于前进位置的飞行器为参考的。

图1示出了飞行器10，该飞行器包括机身12，该机身的每一侧固定有机翼14，该机翼承载至少一个根据本发明的涡轮风扇发动机100。涡轮风扇发动机100经由吊挂架16固定在机翼14下方。

在以下描述中，并且按照惯例，x将表示短舱102和涡轮风扇发动机100的纵向轴线，该纵向轴线与飞行器10的以飞行器10的前进方向为正向定向的纵向轴线x或横滚轴线总体上平行，y表示飞行器的当飞行器处于地面上时水平的横向轴线或俯仰轴线，并且z表示当飞行器处于地面上时的竖直轴线或竖直高度或偏航轴线，这三个方向x、y和z相互正交、并且形成原点在飞行器的重心处的正交坐标系。

涡轮风扇发动机100包括短舱102，该短舱包括在前方的固定整流罩106、以及相对于纵向轴线x在固定整流罩106后方的活动整流罩108。

如图2和图3中所示出的，涡轮风扇发动机100包括呈核心形式的发动机20，该发动机容纳在短舱102内。喷气发动机100具有在短舱102与发动机20之间界定的喷口202，并且源自上游风扇的二次流208在该喷口中循环。

固定整流罩106固定地安装在短舱102的固定结构209上、并且构成短舱102的外壁。

活动整流罩108被安装成在固定结构209上沿与纵向轴线x总体上平行的平移方向可平移移动。平移由任何合适的装置(例如滑行架)产生，或由任何致动系统(例如推力件或马达)产生。

在这里呈现的本发明的实施例中，活动整流罩108包括内壁207a和围绕内壁207a的外壁207b。

活动整流罩108在关闭位置(图2)与打开位置(图3)之间可移动，在该关闭位置，活动整流罩108抵靠固定整流罩106，在该打开位置，活动整流罩108向后移动远离固定整流罩106以便打开窗口210，该窗口通向短舱102的外部、并且打开辅助喷口202与外部之间的通道。在关闭位置，固定整流罩106和外壁207b延伸以形成短舱102的外护套并使窗口210闭合，并且在打开位置，固定整流罩106和外壁207b彼此分离开。

同时，在关闭位置，内壁207a与固定结构209发生接触并构成辅助喷口202的外壁，并且在打开位置，内壁207a移动远离固定结构209以便打开辅助喷口202与窗口210之间的通道。

短舱102包括至少一个阻挡器门104。特别地，可以存在被定位成面向彼此的两个阻挡器门104，或在短舱102的周边上有规律地分布的若干(例如四个)阻挡器门104。

这里描述的推力反向系统仅通过说明性方式进行了描述，并且本发明可以应用于使用叶栅来增大短舱向前推力的效率的任何类型的推力反向器。

此外，此处，针对阻挡器门104更具体地描述了本发明，但是在存在若干个阻挡器门时本发明同样适用于每个阻挡器门104。

在这里呈现的本发明的实施例中，在关闭位置，阻挡器门104被定位在内壁207a与外壁207b之间。

阻挡器门104被安装成围绕短舱102的固定结构上的旋转轴线50在未启用位置(图2)与启用位置(图3)之间自由旋转，在该未启用位置，该阻挡器门不处于喷口202中，在该启用位置，该阻挡器门至少部分地阻挡喷口202。

当活动整流罩108处于关闭位置时，阻挡器门104处于未启用位置，并且当活动整流罩108处于打开位置时，阻挡器门104处于启用位置以便使二次流208的至少一部分转向到短舱102的外部。

阻挡器门104的移位与活动整流罩108的移位相关联。阻挡器门104的移位由任何合适的装置(例如杆件系统、推力件、或马达)进行控制。

因此，在活动整流罩108的打开位置和在阻挡器门104的启用位置，二次流208通过窗口210转向至外部。

对于每个窗口210，短舱102装备有格栅250(也称为“叶栅”)，这些格栅允许从二次流208形成喷气发动机100的反向流，这些格栅被定位成横跨在窗口210上通过更准确地控制经转向的二次流208的方向、并且尤其是通过将该方向定向成朝短舱102的前方来提高反向器的效率。图4单独以截面形式示出了格栅250。

每个窗口210中格栅250的数量根据格栅250和窗口210的尺寸而变化。在以下描述中，针对格栅250更具体地描述了本发明，但在存在若干格栅时本发明同样适用于每个格栅250。

格栅250采取框架的形式，该框架具有上游边缘252和与上游边缘252平行的下游边缘254、以及与上游边缘252和下游边缘254成直角的侧向边缘253。格栅250例如通过螺栓固定至短舱102的固定结构。

在该框架内，格栅250具有第一类型的鳍片256和第二类型的鳍片258，其中，这两种类型中的一种类型的每个鳍片256、258插入在另一种类型的沿纵向轴线x(即从喷气发动机100的前方到后方)接续的两个鳍片258、256之间。

第一类型的每个鳍片256具有弯曲轮廓，该弯曲轮廓的修圆部是朝喷气发动机100的后方定向的，并且其曲率中心相对于第一类型的鳍片256在前方。第一类型的每个鳍片256因此使得可以使二次流208向前转向。

第二类型的每个鳍片258也具有弯曲轮廓，该弯曲轮廓的修圆部是朝喷气发动机100的后方定向的，并且其曲率中心相对于第二类型的鳍片258在前方，但其弦长小于第一类型的鳍片256的弦长。

因此，相对于进入格栅250中的二次流208，第二类型的每个鳍片258所具有的阻力小于第一类型的鳍片256的阻力。由于第二类型的鳍片258比第一类型的鳍片256更小，所以它们更轻，因此减轻了重量，并且它们使得可以通过二次流208的输出表面来产生收敛区段并且使格栅250的输出端处的二次流208加速，并且因此减小第一类型的鳍片256处的空气流的分离。

第一类型的鳍片256的后缘和第二类型的鳍片258的后缘在与纵向轴线x总体上平行的方向上对齐。换言之，所有鳍片256和258的后缘全部位于与纵向轴线x总体上平行的同一输出平面中。

在另一方面，第一类型的鳍片256的前缘和第二类型的鳍片258的前缘在与纵向轴线x总体上平行的方向上是不对齐的。第一类型的鳍片256的前缘全部位于与输出平面平行的同一输入平面中，并且第二类型的每个鳍片258的前缘处于在输入平面与输出平面之间的、并且与输入平面和输出平面中的每一者都相距一定距离的中间平面中。

图5示出了格栅250的放大图，其中：

“c”是第一类型的鳍片256的弦长，

“c’”是第二类型的鳍片258的弦长，

“s”是在从前到后方向上相继的两个第一类型的鳍片256之间的距离，

“s’”是第一类型的鳍片256与第二类型的在从前到后方向上相继的鳍片258之间的距离，

“h”是第一类型的鳍片256的高度，

“h’”是第二类型的鳍片258的高度，

“θ1”是第一类型的鳍片256的前缘的弯曲部的切线与竖直轴线之间的输入角度，

“θ1’”是第二类型的鳍片258的前缘的弯曲部的切线与竖直轴线之间的输入角度，

“θ2”是第一类型的鳍片256的后缘的弯曲部的切线与竖直轴线之间的输出角度，

“θ2’”是第二类型的鳍片258的后缘的弯曲部的切线与竖直轴线之间的输出角度，

“st”第一类型的鳍片256的偏置角度，即弦长与竖直轴线之间的角度，并且

“st’”第二类型的鳍片258的偏置角度，即弦长与竖直轴线之间的角度。

在此处，竖直轴线是参考图2至图6所取的，但此轴线更一般地是涡轮风扇发动机100的轴向方向。此外，不同厚度规律(loisd’épaisseur)可以应用于鳍片的轮廓。

根据特定的实施例，第一类型的鳍片256和第二类型的鳍片258为使得：

0.2×s≤s′≤0.8×s；

0.2×h≤h′≤0.8×h；其中：30mm≤h≤70mm；

-1.5×θ1≤θ1′≤1.5×θ1；其中：-10°≤θ1≤70°；

-1.5×θ2≤θ2′≤1.5×θ2；其中：0°≤θ2≤50°；

其中：0°≤st′≤θ2′；并且

其中：

图6示出了可以彼此独立地或彼此组合地实施的不同变体。

根据第一变体，第二类型的鳍片258的高度从第二类型的一个鳍片258到第二类型的另一个鳍片258发生变化。这些变化用不同高度h′1，h′2表示。

根据第二变体，第一类型的鳍片256与第二类型的在从前到后方向上相继的鳍片258之间的距离不同于第一类型的另一个鳍片256与第二类型的在从前到后方向上同第一类型的此另一个鳍片256相继的鳍片258之间的距离。这些变化用不同距离s′1，s′2表示。

根据第三变体，第二类型的鳍片258的输入角度从第二类型的一个鳍片258到第二类型的另一个鳍片258发生变化。这些变化用不同角度θ′1，θ′2表示。