涡扇发动机的反推力装置和用于该反推力装置的反推叶栅的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及飞机发动机的反推力装置，尤其是涡扇发动机的反推力装置。本发明进一步涉及反推力装置中的反推叶栅。
【背景技术】
[0002]首先说明相关技术术语的含义。反推力装置:指将发动机气流反向，为飞机减速或降落时提供反向推力的装置。反推效率:指反向推力与正向推力的比值。
[0003]为缩短飞机着陆滑跑距离，几乎所有的民用飞机都采用反推力装置来进行减速，相对于采用轮刹车装置减速，反推装置能够缩短飞机着陆距离缩短近65%。反推力装置的工作原理是使发动机中正常气流流动方向发生大于90°的折转，从而在与正常推力相反的方向上产生推力分量，从而达到使飞机减速的目的。一般来讲，由于气流的折转不可能达到180°，反向推力大约是正推力的30%左右。
[0004]反推力装置根据产生反推力的机构大致可分为叶栅式反推力装置、折流门式反推力装置和靶式反推力装置，这三种反推力装置各有优缺点，其中叶靶式反推力装置结构和运动机构简单，但重量较大且气动和热载荷较大，一般在涡喷发动机或小涵道比涡扇发动机中采用；折流门式反推力装置结构机构相对简单，但反推效率相对较低；叶栅式反推力装置反推效率最高，但结构相对复杂，是目前大涵道比涡扇发动机主要采用的反推形式。
[0005]CN102877382A针对叶栅式反推力装置提供一种新的反推移动罩设计方案，当反推力装置处于工作状态时，反推移动罩不是沿轴向滑动而是径向展开以此增加迎风面积从而增加反推力和反推效率。CN102753808A通过在反推力装置的下游设计一个通气导管，从而降低了反推力装置和发动机短舱的外廓尺寸。CN102865156A提供了一种利用公共作动器的可变面积喷管与反推力装置的方案，利用反推力装置的作动系统完成对喷管出口面积的调节，即实现了反推机构的作动又可以实现发动机对喷管出口面积调节需求。US6434927B1提供一种叶栅可移动式的反推力装置方案，当反推处于关闭状态时，反推叶栅固定部分和可移动部分处于同一轴向位置，当反推打开时，叶栅可移动部分随阻流门往后移动，该方案减少了叶栅的轴向布置空间，使得发动机更加紧凑，有利于减重。CN201245246Y提供了一种伞状折流门反推方案，并采用非金属材料，降低了反推力装置的重量。
[0006]图6为专利文献CN101104441A中的一个附图，示出了一个示例件航空器涡轮风扇燃气涡轮发动机10的侧视图，其安装于航空器机翼12的上表面，并包括推力反向器组件100。核心燃气涡轮发动机20封装在环形的核心罩22内，且风扇吊舱24环绕风扇16和核心发动机20的一部分。在围绕核心燃气润轮发动机20的核心罩22的前部与由该处径向向外间隔开的吊舱24的尾部内表面之间，限定了环形的旁路管道26，即外涵道。在工作时，周围空气28进入燃气涡轮发动机组件10的入口 30并流过风扇16。气流28的第一部分32被引导穿过核心燃气涡轮发动机20、进行压缩、并且与燃料混合，并被点火而用于产生燃烧气体34，燃烧气体34从核心燃气涡轮发动机20的核心喷管36排出。气流28的第二部分38被引导向下游穿过外涵道26。推力反向器组件100设置在外涵道26的外围。
[0007]图7和8为专利f献CN101614164A中的附图。如图7中所示，叶栅组件20被布置在排出开口 15内。叶栅组件20典型地包括多个圆周排列的叶栅段28。图8示出了典型的用于涡轮风扇式飞机发动机的叶栅式推力反向器10的一些部分。如图8中所示，当展开推力反向器10时，向后移动平移套筒16并且使其远离机舱的固定部12的后端，这样在固定部12和平移套筒16的前端之间提供排出开口 15。为了提供使降落的飞机减速的反向推力，排出开口 15允许扇流从发动机的环形风扇管13 (即外涵道)排出。如图8中所示，展开平移套筒16的前端附近的多个阻滞门18，以阻滞在环形风扇管13内的扇流的向后流动，并且促使扇流通过排出开口 15流出发动机。如图8中所示，圆周布置的每一叶栅段28包括多个沿纵向间隔开的叶片25，为了提供反向推力，叶片25被构造成将流出的扇流的方向改变为至少部分地向前的方向，以形成羽流。叶片25典型地被支撑在多个纵向支撑构件26之间。
[0008]总体上，发动机带有反推力装置后，会造成重量的大幅增加，其重量约占发动机短舱重量的30%左右，这必然会增加发动机乃至整个飞机的燃油消耗量，因此在保证反推力装置具有足够反推效率的同时，保持反推力装置的重量不增加或有所降低是反推力装置设计的关键。
【发明内容】
[0009]本发明的目的是解决上述现有技术中的缺陷，即在不增加反推力装置的重量的情况下提高反推力装置的反推效率。
[0010]为此，本发明提供一种用于航空器涡扇发动机的反推力装置中的叶栅阵列，所述叶栅阵列包括沿所述涡扇发动机的轴线纵向间隔地布置、并设置在所述涡扇发动机的外涵道的外周的多个叶栅，两相邻叶栅形成叶栅流道，叶栅流道的两端分别包括入口部分和出口部分，入口部分中气流流动方向相对发动机轴线的角度形成入口部分的倾斜角Y，所述出口部分中气流流动方向相对发动机轴线的角度形成出口部分的倾斜角S，所述叶栅和所述叶栅流道构造成使所述外涵道中的气流流经所述叶栅之后，所述叶栅能够引导其中的至少第一部分气流改变流动方向，以形成第一反推力，其中，所述叶栅形成为中空的叶栅，以在叶栅的内部形成沿叶栅的纵向延伸的使气流能够流过的叶栅内流道，所述叶栅在靠近外涵道的一端形成叶栅内流道进口，在相反的另一端形成叶栅内流道出口端，所述外涵道中的气流的第二部分通过叶栅内流道进口进入所述叶栅的叶栅内流道，然后经过叶栅内流道出口端沿气流喷射角度α喷出而使所述第二部分气流改变流动方向，以形成第二反推力。
[0011]较佳的，该出口端做成封闭的，在所述出口端上设置至少一个排气喷嘴喷以沿气流喷射角度α喷射叶栅内流道中的气流。
[0012]较佳的，该出口端做成封闭的，在所述出口端上形成至少一个小孔，以沿气流喷射角度α喷射叶栅内流道中的气流。
[0013]较佳的，该出口端做成敞开的，以沿气流喷射角度α喷射叶栅内流道中的气流。
[0014]较佳的，所述叶栅构造成满足如下公式:
[0015]0.9Ni ^ N2 ^ N1 - 0.5
[0016]其中，N1表示叶栅外厚度；
[0017]N2表示叶栅内厚度；
[0018]N1和N2的单位是mm。
[0019]较佳的，叶栅内流道进口的端面相对于发动机轴线的角度β满足如下公式:
[0020]45° ( β 彡 90°
[0021]较佳的，叶栅内流道进口(5)的端面从垂直于叶栅内流道进口的气流流入方向的平面朝向使所述端面的迎风面增加的方向偏移。
[0022]较佳的，排气喷嘴的轴线与发动机轴线的夹角形成为排气喷嘴的气流喷射角α并满足如下公式:
[0023]90。< a ^ 135°
[0024]较佳的，在所述叶栅阵列中，在至少一对相邻的出口部分的倾斜角δ中，上游处的出口部分的倾斜角小于下游处的出口部分的倾斜角。
[0025]较佳的，在所述叶栅阵列中，在至少一对相邻叶栅内流道出口端的气流喷射角α中，上游处的叶栅内流道出口端的气流喷射角小于下游处的叶栅内流道出口端的气流喷射角。
[0026]较佳的，在所述叶栅阵列中，所述出口部分的倾斜角δ大于90°，在靠近所述外涵道下游的叶栅的内流道出口端的气流喷射角α与相应的出口部分的倾斜角δ相同，在靠近所述外涵道上游的的叶栅的至少第一个叶栅的内流道出口端的气流喷射角α小于相应出口部分的倾斜角S。
[0027]较佳的，每个叶栅的排气喷嘴的个数M不小于3，但不大于10。
[0028]较佳的，排气喷嘴突伸于叶栅的所述出口端或容置于叶栅的出口端内部而不突伸于叶栅的出口端，并满足如下公式:
[0029]0.05L! < d < N1
[0030]其中，L1表示叶栅的宽度
[0031]d表示排气喷嘴的直径。
[0032]本发明还提供一种包括叶栅阵列的航空器涡扇发动机的反推力装置，所述反推力装置设置在发动机的外涵道外周上，所述反推力装置包括:
[0033]如上所述的沿外涵道外周的至少一部分圆周布置的叶栅阵列；保持所述叶栅阵列的叶栅保持件；分别保持所述叶栅保持件两端的前保持座和后保持座；在所述叶栅阵列的靠近所述外涵道的反推进口，所述外涵道中的气流从所述反推进口进入所述叶栅阵列；在叶栅阵列的与反推进口相对的反推出口，所述叶栅阵列中的气流从所述反推