包括推力反向装置的飞行器推进组件的制作方法

技术领域和

背景技术：

本发明尤其涉及用于飞行器(例如，飞机，特别是民用飞机)的涡轮发动机的领域，该涡轮发动机具有位于气体发生器部分的下游的对转风扇，该气体发生器部分驱动联接到风扇的涡轮部分。更具体地，本发明涉及用于这种类型的涡轮发动机的使推力反向并且产生空气动力制动的装置。

例如在专利申请fr-a1-2997681中所提出的飞行器架构中发现了所讨论的这种类型的涡轮发动机。在这种情况下，涡轮发动机在机身的下游被并入所述机身的延长部中，以通过吸收边界层从而减小空气动力阻力来减少飞行器的噪声污染和燃料消耗。

在这种架构中，飞行器由具有对转的涵道式风扇的涡轮发动机推进，涡轮发动机在飞行器机身的延长部中被整合在该飞行器机身的后部，并且该涡轮发动机包括供应动力涡轮的两个气体发生器和用于供应各气体发生器的不同的侧向进气口，该动力涡轮具有两个对转转子，以驱动布置在气体发生器下游并且由环形齿圈提供动力的两个风扇。用于对风扇提供动力的环形齿圈被布置成吸收在飞行器机身的周围形成的边界层的至少一部分。在这种情况下，风扇的舱室的直径与飞行器机身的最大横截面的直径大致相同并且该舱室环绕动力涡轮。

与其他类型的飞行器一样，需要提供一种配备有用于使涡轮发动机的推力反向的系统的飞行器。考虑到舱室在飞行器的尾部围绕风扇的布置，难以为该舱室配备可动器件，该可动器件使得能够以已知的方式改变出口横截面或者使离开风扇的空气折回(refouler)。事实上，在靠近该区域处不存在能够吸收在舱室上产生的力的结构。从us2014/053533、wo2014/193515和wo2014/092757中已知装备有推力反向系统的涡轮发动机。

本发明的目的是提供一种能够以简单的方式使涡轮发动机的推力反向的方案，尤其在上述的飞行器架构中，该涡轮发动机的风扇位于气体发生器的下游。

技术实现要素：

为此，本发明涉及一种飞行器推进单元，该飞行器推进单元包括涡轮发动机，该涡轮发动机具有：被设计成产生主流的至少一个气体发生器；至少一个动力涡轮；中央管道，该中央管道利用主流供应动力涡轮，所述中央管道被外部整流罩环绕，并且所述动力涡轮在动力涡轮的周缘处驱动至少一个风扇转子；以及第一可动装置，该第一可动装置被布置成使主流的至少一部分偏转到所述外部整流罩的外侧和涡轮发动机的上游，以便产生推力反向，中央管道在动力涡轮的上游并且第一可动装置被布置在动力涡轮的上游。

在本申请中，外部整流罩被理解为表示推进单元整流罩，该推进单元整流罩被布置成使得在推进单元的至少一部分的外部的空气流，尤其是在中央管周围流动的空气流沿着该推进单元整流罩扫过。风扇转子通常被定位在所述外部整流罩的延伸部中，以这种方式使得沿着外部整流罩扫过的外部空气流进入所述风扇。

通过使主流向上游偏转，所述第一可动装置产生与所述流的方向变化相关联的推力反向。此外，由于所述第一可动装置在动力涡轮的上游，所以当第一可动装置使主流偏转时，该第一可动装置可以阻止对涡轮的供应。因此，在这种情况下可以消除涡轮发动机的由风扇转子引起的推力。

根据本发明的特征，中央管道的横截面是圆形的。

有利地，第一可动装置包括至少两个内门，该至少两个内门被设计成在第一位置和第二位置之间枢转，在第一位置处，至少两个内门形成所述中央管道的壁，在第二位置处，至少两个内门阻挡中央管道的至少一部分并且使主流的至少一部分朝向外部整流罩偏转。这既能使主流偏转又能防止对推进组件的供应。

优选地，所述单元还包括第二可动装置，该第二可动装置被布置成阻挡围绕所述外部整流罩的流的至少一部分通向所述至少一个风扇转子。

有利地，第二可动装置包括至少两个外门，该至少两个外门被设计成在使得至少两个外门形成所述外部整流罩的一部分的第一位置和使得所述外门的上游边缘移动远离外部整流罩以便阻挡所述流的至少一部分通过的第二位置之间枢转。该构造能够使次级流偏转。该构造也能够阻挡对推进组件的供应。

更优选地，当外门处于其第二位置时，该外门的上游边缘相对于所述转子的旋转轴线径向地延伸至少大致达到所述至少一个风扇转子的外部周缘。

考虑到涡轮喷气发动机风扇转子的半径通常较大的事实，能够阻挡至少一部分流进入风扇转子的装置提供了与入射流相对的大的表面积并因此形成有效的空气制动器。

有利地，内门和外门被布置成使得，当内门和外门全都处于其第二位置时，内门和外门为主流的被内门偏转的部分提供了从中央管道到外部整流罩的外侧的通道。

根据本发明的方面，一种器件将每个内门的运动和至少一个外门的运动联系起来并且被布置成使得一个门的第一位置和第二位置分别对应于另一个门的第一位置和第二位置。

具体来讲，该器件能够例如仅利用一个致动器来致动两个门。

有利地，次级流不在主流中央管道的区域中被外部地导流。

有利地，主流和次级流被定向成沿同一方向。

本发明还涉及包括这种推进单元的飞行器。

优选地，该飞行器是包括机身并且由如上文所述的单元推进的飞行器，机身的至少一部分形成所述外部整流罩并且所述涡轮发动机包括两个同轴的风扇转子，即一个上游风扇转子和一个下游风扇转子，这两个同轴的风扇转子由动力涡轮的两个对转转子驱动，两个风扇推进器和涡轮在机身的延长部中被整合到处于机身的下游的舱室中。

在所述飞行器内，一个或多个气体发生器的进气口有利地具有被直接整合到机身中的内部壁。

附图说明

通过参照附图阅读非限制性示例的以下描述，将更好地理解本发明并且本发明的其他细节、特征和优点和特征会变得更加清楚，在附图中：

-图1为穿过配备有根据本发明的涡轮发动机的飞行器的后部部分的示意性纵向截面视图；

-图2为基于图1的单元的示出了根据本发明的处于缩回模式的推力反向装置的示意图；

-图3为基于图1的单元的示出了根据本发明的处于展开模式的推力反向装置的示意图；以及

-图4为配备有根据现有技术的推力反向装置的涡轮发动机的示意性侧视图。

具体实施方式

本发明尤其适用于包括图1中所示类型的涡轮发动机的飞行器，例如飞机。

如图1中所示的，涡轮发动机定心在飞行器机身1的纵向轴线xx上。沿着气流方向从游到下游，该涡轮发动机包括两个单独的气体发生器2a、2b，这两个单独的气体发生器同时供应单个动力涡轮3。涡轮发动机被布置在飞行器机身1的下游端部处。

在该文件中，术语轴向和径向参考机身和涡轮发动机的轴线x。类似地，术语上游和下游参考沿着该轴线的主流方向。

如本身已知的，每个气体发生器2a、2b包括至少一个压气机、燃烧室和至少一个涡轮(图中未示出)。

各气体发生器2a、2b被容纳在主流管道3a、3b内。为了供应各气体发生器2a、2b，为这些管道3a、3b设置了不同的进气口4a、4b。在所示的示例中，进气口4a、4b在气体发生器2a、2b的上游被连接到飞行器机身1，并且所述进气口的内部壁被直接整合(intégrée)在机身1中。因此，进气口吸收了一些在飞行器机身1的周围形成的边界层。然而，在不同的构造(未示出)中，供应各气体发生器的侧向进气口可位于距飞行器机身1一段距离处，以这种方式来使对边界层的吸收最小化并且有助于气体发生器的运行。也可以构想使用两个以上的气体发生器(例如三个气体发生器)来供应动力涡轮3。

优选地，气体发生器2a、2b的两个主流管道3a、3b沿着纵向轴线xx会聚并且在它们之间形成沿着上游方向敞开的v形，该v形的敞开角度优选地介于80°到120°之间。

气体发生器2a、2b的两个主流管道3a、3b会聚到供应动力涡轮3的中央主管道4中。换言之，动力涡轮3由气体发生器的离开中央管道4的主流来供应。中央管道4被布置在动力涡轮的上游。混合器(在图中未示出)优选地位于两个管道3a、3b会聚的区域中，这些管道容纳气体发生器2a、2b。该混合器的目的是混合来自气体发生器2a、2b的气流，以便产生离开中央主管道4的单个均匀的气流。

由离开中央管道4的该主流供应的动力涡轮3装备有两个对转涡轮转子5、6，这两个对转涡轮转子用于以对转的方式驱动两个风扇转子7、8。该涡轮转子5、6是同轴的并且被定心在纵向轴线xx上。该涡轮转子围绕固定到飞行器结构的内部壳体9旋转。应当理解的是，所述门15被安装在动力涡轮3的上游。

在这种情况下，第一涡轮转子5对应于连接到管状体5a的叶片，该管状体将动力涡轮3内的主流管道与内置有风扇转子7、8的次级流管道分开。叶片和第一转子5的管状体5a通过支撑臂10连接到在内部壳体9上的用于支撑转子5的支撑轴承，该支撑臂在动力涡轮3的上游穿过该主管道。

在同一示例中，第二转子6对应于与涡轮3内的主管道的径向内部壁相连接并且被纵向地置于第一转子5的叶片之间的叶片。

在动力涡轮3的下游，第二转子6的径向内部部分由中央体11延伸。该部分通过支撑臂12连接到圈13，该圈用于支撑下游风扇转子8的叶片。此外，该圈13延长了第一转子5的管状体5a并且该圈包括朝向后部的延伸部，以便与中央体11一起形成在动力涡轮3的出口处的主排气喷管。

在所示的示例中，第一上游风扇转子7被定位在动力涡轮3的进气口处。该转子在臂10处被连接到涡轮3的第一转子5，该臂在上游支撑外部圆筒形体5a。因此，该上游风扇转子7以与动力涡轮3的第一转子5相同的速度旋转。

在同一示例中，第二下游风扇转子8被定位在动力涡轮机3的出口处。该转子在支撑圈13和支撑所述圈的臂12的区域中被连接到涡轮3的第二转子6。因此，该下游风扇转子8以与动力涡轮3的第二转子6相同的速度旋转。

两个风扇7、8通过固定到飞行器结构的舱室14导流(carénées)。该舱室14可以例如被固定到飞行器尾部单元(附图中未示出)。风扇的外径d与飞行器机身1的最大外径相似。

由于进入风扇7、8的空气部分地由飞行器机身的边界层构成，所以与传统的涡轮发动机风扇相比，进气速度较低，并且在相同的压缩条件下输出速度也较低；这改善了这些风扇的推进性能和声学性能。此外，与传统的涡轮发动机相比，风扇7、8的大的外径d仅使它们的旋转速度与动力涡轮3的转子5、6的旋转速度一样也较低，尤其是使得叶片头部速度是亚音速的。

根据本发明的方面，由于中央管道具有围绕轴线xx大致为圆形的横截面，所以中央管道的壁由固定结构16形成，该固定结构例如为连接到飞机结构并且包括枢转内门15的中央壳体16。在图2中，这些内门15处于第一缩回位置，在该缩回位置处，内门与中央壳体16一起形成中央主管道4的壁的一部分。在该位置处，内门15在管道壁中形成切口(découpe)，该切口沿着轴线xx是细长的并且具有大致固定的宽度。特别地，每个内门15具有上游边缘15a和下游边缘15b，该上游边缘和下游边缘处于由壳体16形成的在门15的上游和下游的壁的延续部中。在图3中，内门15处于第二展开位置，在该第二展开位置，内门的下游边缘15b更靠近轴线xx，上游边缘15a在径向上距离该轴线xx更远。为了从一个位置移动到另一个位置，每个内门15围绕轴17可枢转地安装，该轴与轴线xx垂直并且位于所述门15的上游边缘15a和下游边缘15b之间的大致中间位置处。

内门15的几何形状以及枢转轴17的位置使得当内门15处于展开位置时，内门的下游边缘15b相接在一起，以防止主流的至少一部分穿过下游。在这些情况下，主流沿着展开的内门15相对于轴线xx的倾斜面被部分地向上游折回，并且穿过中央主管道4的壁中的由展开的门15形成的开口。如图3中的箭头f1所示的，主流朝向外侧和上游径向地偏转。这使得能够通过使主流反向来产生负推力，该负推力能够制动飞机。

此外，动力涡轮的转子5、6不再被驱动。风扇转子7、8因此停止推动进入舱室4的次级流。

在本发明中，主流和次级流从上游到下游穿过涡轮发动机。换言之，主流和次级流沿同一方向流动。

例如，在用于混流式涡轮喷气发动机的排气喷管的出口处，可以具有两个根据用于使推力反向的技术制造的枢转的内门15，并且该内门的示例在fr-b1-2957634或fr-a1-2764000中进行了描述。

参照图4，在这些示例中，涡轮喷气发动机的出口喷管30围绕涡轮喷气发动机的轴线xx具有大致为圆形的横截面。喷管30被示出为是聚敛的，但是形状也可以被调整为管道横截面的其他变型。推力反向系统占据喷管30的下游部分直到其出口横截面s的边缘。上门31和下门32被可枢转地安装在水平轴33、34上。这些轴通过侧梁35、36(在图中看不到侧梁中的一个)保持，当门处于缩回位置时，该侧梁与门31、32一起形成喷管30的壁。fr-b1-2957634和fr-a1-2764000提供了呈枢转门33、34形式的切口相对于梁35、36的示例性几何布置，以及用于确保当这些门33、34处于展开位置(在图4中用虚线表示)时这些门阻断离开喷管30的气流的下游通道的在下游边缘处的可能的器件。

上述示例应该被视为仅仅是说明性的。本发明的实施可以同样涉及多于两个的枢转门。本领域技术人员能够调整几何形状以阻断主流的下游通道并使该主流向上游偏转。

在本发明所涉及的飞行器中，中央主管道4的形状通常不遵循机身1的形状。此外，机身1通常在径向上远离中央主管道4。

第一种方案可以是沿着偏转的主流f1的路径对机身1设置格栅，当内门15展开时该格栅可打开。

优选地，并且根据本发明的第二方面，机身1还包括枢转的外门18。参照图2，这些外门18具有第一缩回位置，在第一缩回位置处，该外门形成机身1的延续部，以将次级流(在这种情况下为沿着机身1的长度的外部空气流)引导向风扇转子7、8。当处于该位置时，外门18在机身1中形成切口，该切口可以具有大致为平行六面体的并且沿着轴线xx是细长的形状。具体来讲，每个外门18具有上游边缘18a和下游边缘18b，该上游边缘和下游边缘处于由壳体16形成的在门15的上游和下游的壁的延续部中。参照图3，每个外门18可以通过围绕与轴线xx垂直并且大致位于所述门18的下游边缘18b附近的轴19枢转而移动到展开位置。因此，当处于该展开位置时，下游边缘18b保持大致处于机身1的区域中，而上游边缘18a很大程度地径向向外移动远离该轴线xx。

有利地，当外门18被展开时，在机身1中形成的开口留下了自由通道，该自由通道用于当内门15处于展开位置时被内门15偏转的主流f1。通过径向向外离开，主流f1使沿着机身1的长度流动的空气流的第一部分f2偏转。应当理解，门18被布置在风扇7、8的上游。具体来讲，这些门18被布置在与轴线xx垂直并被布置在动力涡轮3的上游的平面的上游。

此外，机身1中的开口终止在气体发生器2a、2b的进气口4a、4b的下游，以排除被偏转的热气体被重新摄入气体发生器2a、2b的任何风险。此外，用于被偏转的主空气流f1的在中央管道4与机身1之间的通道的形状使得被偏转的主空气流f1不会妨碍通过所述进气口4a、4b对气体发生器2a、2b进行供应。

优选地，每个外门18的上游边缘18a位于相对远的上游以允许被偏转的主空气流f1通过，所述门的下游边缘18b位于第一风扇转子7附近。对于外门18得到的延伸长度使得当门处于展开位置时，其上游边缘18a径向地延伸超过舱室4。通过这种方式，外门18可以至少在很大程度上防止次级流通向风扇转子7、8。当处于该位置时，外门18形成空气制动器，该空气制动器使得外部空气的未被偏转的主流f1阻挡的部分f'2偏转，并防止风扇转子7、8被驱动。因此，该空气制动器有助于制动飞机。

在一个实施例中，可以使用与内门15相同数量的外门18，调整该内门与外门的位置以便为借助机身1偏转的主流f1提供通道。考虑到外门的纵向延伸范围，也可以设置更多数量的外门18，以便更有效地将其开口分成扇区。

可以根据已知技术fr-b1-2706536来制造在机身1上被分成扇区的枢转门，该已知技术公开了在中间壳体或舱室内的这种门的实施例。

当内门15和外门18的数量相同时，它们彼此成对匹配，以允许被偏转的主流f1通过。在这种情况下并且根据本发明的另一方面，能够传递纵向力的例如为连杆20的刚性结构以球形接头的方式安装在内门15和相应的外门18之间。这使得能够如上所述地使内门15围绕轴17的旋转运动与相应的外门18围绕轴19的旋转运动协调配合，使得内门和外门同时展开，从而使得被偏转的主流f1能够自由地流过。优选地，旋转轴与其各自的门相切。

优选地，所述连杆20连接到致动器21，该致动器固定到机身1与中央主管道4之间的飞机结构。因此，仅需要一个致动器21来致动两个门。此外，整个机构可被定位在机身1内部的、在气体发生器2a、2b与动力涡轮3之间的通常相对较空的体积内。

已经基于对整合在飞机机身的后部端部处的涡轮发动机的优选描述了本发明。然而，当涡轮喷气发动机包括位于气体发生器下游的风扇、通过中央主管道连接到所述发生器的动力涡轮时，本发明可被更普遍地采用。因此，内枢转门和外枢转门可由中间壳体支撑，该中间壳体形成中央管道的壁和进入风扇转子的流的径向内部壁。