在推力阶段和反推力阶段使用涡轮喷射引擎短舱的进气管的方法与流程

1.本发明涉及飞行器涡轮喷射引擎领域，更具体地涉及飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管。


背景技术：

2.已知地，飞行器包括一个或多个涡轮喷射引擎，以使得能够通过加速在涡轮喷射引擎中从上游向下游流动的气流来实现其推进。
3.参考图1，示出了涡轮喷射引擎100，该涡轮喷射引擎沿轴线x延伸，并且包括绕轴线x可转动地安装在外壳102中的风扇101，以便在涡轮喷射引擎100的推力阶段加速涡轮喷射引擎100中从上游向下游流动的气流，也即内部气流f
‑
int。下文中，术语“上游”和“下游”是相对于内部气流的流动方向来定义的。
4.已知地，涡轮喷射引擎100包括短舱，该短舱在其上游端处包括进气管200，该进气管包括朝向轴线x的内壁201以及与内壁201相对的外壁202。内壁201和外壁202通过包括前缘的进气管唇缘203连接，从而形成环形腔220。进气管200具有空气动力学轮廓，用于将上游气流f分离成由内壁201引导的内部气流f
‑
int和由外壁202引导的外气流f
‑
ext。下文中，术语“内”和“外”相对于涡轮喷射引擎100的轴线x的径向方向限定。
5.为了减小飞行器的制动距离，特别是在着陆期间的制动距离，已知在短舱中集成反推力系统，以改变排气管处的气流方向，以产生反推力。已知地，反推力阶段是通过在矫直装置下游打开二次流中的襟翼和/或格栅来执行的，以便径向向外引导气流。
6.对于大涵道比的涡轮喷射引擎来说，短舱具有大直径，并不期望以集成的方式安装常规的反推力系统，因为这种方式会对涡轮喷射引擎的重量、整体尺寸和阻力产生显著的不利影响。
7.产生反推力的另一个解决方案是提供一可变距风扇或vpf，以便通过改变风扇叶片的桨距来使涡轮喷射引擎二次流中流动的气流反向流动，从而产生反推力以实现飞行器在着陆期间的减速。
8.参考图2，在反推力阶段，反向气流f
‑
inv在涡轮喷射引擎100中从下游向上游流动，即，与图1中的内部气流f
‑
int方向相反。更精确地说，反向气流f
‑
inv在外壳102附近流动。反向气流f
‑
inv由内壁201大致沿轴线x轴向向上游引导。反向气流f
‑
inv此时与上游气流f相反，以产生反推力。
9.实际上，如图2所示，部分反向气流f
‑
inv会在大致径向的方向上绕过进气管200的空气动力学轮廓，这会导致在进气管唇缘203附近出现局部凹陷区p。此局部凹陷p生成上游吸力，即与反推力相反的力。实际上，此现象非常显著地影响了反推力阶段的性能。
10.因此，本发明旨在减少此现象，以便在不影响所述飞行器在推力阶段(即当气流未被反向时)性能的同时提高涡轮喷射引擎在反推力阶段的性能。。
11.从专利申请us2013/0170950的现有技术中可知一在起飞时不增大反推力的可变
形进气管。
12.在气垫船的非高度相关领域中，从专利申请gb1565212a中可知一安装在整流罩中的螺旋桨，整流罩的上游端可通过可膨胀件变形。可膨胀件通过弹簧保持在缩回位置。可膨胀件也由加压空气导管进给以使其膨胀。


技术实现要素：

13.本发明涉及一种使用飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管的方法，所述飞行器涡轮喷射引擎短舱沿从上游向下游定向的轴线x延伸，所述飞行器涡轮喷射引擎短舱中的内部气流在推力阶段从上游向下游流动，所述飞行器涡轮喷射引擎短舱中的反向气流在反推力阶段从下游向上游流动，所述进气管绕轴线x周向延伸并包括朝向轴线x且被配置为引导所述内部气流和所述反向气流的内壁，以及与所述内壁相对且被配置为引导外部气流的外壁，所述内壁和所述外壁通过进气管唇缘彼此连接，从而形成环形腔，所述进气管唇缘包括至少一个弹性变形部，所述进气管包括至少一个与所述弹性变形部一体成型且安装在所述环形腔中的连接件和至少一个被配置为驱动所述连接件的驱动件，所述方法包括，
14.‑
在所述涡轮喷射引擎的推力阶段，所述驱动件驱动所述连接件运动至第一位置，在所述第一位置，所述进气管唇缘的所述弹性变形部具有空气动力学轮廓，以引导所述内壁上的所述内部气流，从而增大推力；
15.‑
在所述涡轮喷射引擎的反推力阶段，所述驱动件驱动所述连接件运动至第二位置，在所述第二位置，所述进气管唇缘的所述弹性变形部具有不规则轮廓，从而可使所述反向气流与所述弹性变形部分离。
16.借助于本发明，进气管唇缘弹性变形，可不影响反推力阶段的性能。此变形在空气动力学上是有利的，避免了对现有技术中笨重且总尺寸大的反推力系统的需要。
17.换句话说，驱动件与连接件连接。连接件与唇缘的弹性变形部连接。因此，当连接件运动时，弹性变形部随之运动。优选地，驱动件通过按压或拉动弹性变形部来施加机械力。优选地，驱动件和弹性变形部在每个阶段均一体成型。
18.优选地，弹性变形部具有刚性以防止膨胀。
19.根据本发明的一个方面，所述进气管唇缘包括多个绕所述进气管的轴线x沿周向分布的弹性变形部，以减小阻力。
20.根据本发明的一个方面，所述进气管唇缘包括绕轴线x周向延伸的单个弹性变形部，以实现在进气管唇缘整个圆周上反向气流的均匀分离。
21.根据本发明的一个方面，连接件位于进气管唇缘的上游端的下游，以使内壁或外壁变形。
22.优选地，连接件位于进气管唇缘上游端的径向内部，以便干扰在内壁上流动的反向气流。
23.根据本发明的一个方面，所述进气管唇缘包括一固定封套，所述弹性变形部与固定封套连接。
24.根据本发明的一个方面，优选地，所述连接件一体成型地安装在所述弹性变形部的中心。因此，这实现最大幅度的变形。在本实施例中，弹性变形部具有在纵向横截面中设定的长度，可活动的连接件与弹性变形部中心的间距小于弹性变形部总长度的30％。
25.根据本发明的一个方面，所述驱动件被配置为驱动所述连接件向所述环形腔内侧运动，以便在所述第二位置时在所述进气管唇缘上形成凹陷部。此不规则的进气管唇缘有助于促进气流的最佳分离。优选地，凹面朝向上游，以避免进气管唇缘处的任何局部凹陷。优选地，凹面径向向内，以便促进在内壁上流动的反向空气流的分离。
26.根据本发明的一个方面，所述驱动件被配置为驱动所述连接件向所述环形腔外侧运动，以便在所述第二位置中时在所述进气管上形成凸出部。优选地，凸出部在进气管唇缘处形成的厚度小，或可选地形成径向向内或径向向外突伸的凸台。
27.本发明还涉及一种飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管，所述飞行器涡轮喷射引擎短舱沿从上游向下游定向的轴线x延伸，其中，所述飞行器涡轮喷射引擎短舱中的内部气流在推力阶段从上游向下游流动，所述飞行器涡轮喷射引擎短舱中的反向气流在反推力阶段从下游向上游流动，所述进气管绕轴线x周向延伸，并包括朝向轴线x且被配置为引导所述内部气流和所述反向气流的内壁以及与所述内壁相对并被配置为引导外气流的外壁，所述内壁和所述外壁通过进气管唇缘连接在一起，从而形成环形腔。
28.本发明的显著之处在于，所述进气管唇缘包括至少一个弹性变形部，所述进气管包括至少一个与所述弹性变形部一体成型且安装在所述环形腔中的连接件，以及至少一个被配置为在第一位置和第二位置之间驱动所述连接件的驱动件：
29.‑
在所述第一位置，所述进气管唇缘的所述弹性变形部具有空气动力学轮廓，以将所述内部气流引导至所述内壁上，从而增大推力；
30.‑
在所述第二位置，所述进气管唇缘的所述弹性变形部具有不规则的轮廓，从而可使所述反向气流与所述弹性变形部分离，以增大反推力。
31.本发明还涉及一种飞行器涡轮喷射引擎，其沿从上游向下游定向的轴线x延伸，其中，内部气流在推力阶段从上游向下游流动，反向气流在反推力阶段从下游向上游流动，所述涡轮喷射引擎包括风扇和短舱，所述风扇被配置提供反推力，所述短舱包括如先前所阐述的进气管，以便增大反推力。
附图说明
32.为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，在附图中，相同的附图标记表示类似的对象，其中：
33.图1是现有技术的涡轮喷射引擎短舱在推力阶段的纵向横截面示意图；
34.图2是现有技术的涡轮喷射引擎短舱在反推力阶段的纵向横截面示意图；
35.图3是本发明的涡轮喷射引擎短舱在推力阶段的纵向横截面示意图；
36.图4是本发明的涡轮喷射引擎短舱在反推力阶段的纵向横截面示意图；
37.图5是本发明包括位于进气管唇缘上的一行弹性变形部的进气管的横向横截面示意图；
38.图6是本发明包括位于进气管唇缘上的单个周向弹性变形部的进气管的横向横截面的示意图；
39.图7a和图7b分别是本发明包括在第一空气动力位置的弹性变形部的进气管和在第二位置的弹性变形部的进气管的纵向横截面示意图，在第二位置，进气管唇缘变薄；
40.图7c是本发明包括弹性变形部的进气管的纵向横截面示意图，弹性变形部在第二
位置处，即进气管唇缘变薄的位置处包括一刚性封套；
41.图8a和图8b分别是本发明包括在第一空气动力位置的弹性变形部的进气管和在第二位置的弹性变形部的进气管的纵向截面示意图，在第二位置，进气管唇缘包括朝向上游的凹面；
42.图9a和图9b分别是本发明包括在第一空气动学位置的弹性变形部的进气管和在第二位置的弹性变形部的进气管的纵向横截面示意图，在第二位置，进气管唇缘包括径向向内的凹面；
43.图10a，图10b和图10c分别是本发明进气管周向非均匀偏转时进气管变形的示意图。
44.应该注意的是，附图详细阐述了本发明以实施本发明，所述附图当然可以用来在适当的情况下进一步定义本发明。
具体实施方式
45.参考图3和图4，示出了本发明的涡轮喷射引擎1，该涡轮喷射引擎沿从上游向下游定向的轴线x延伸，并包括绕轴线x可转动地安装在限定气流的外壳12中的风扇11。已知地，风扇11被配置为在推力阶段加速在涡轮喷射引擎1中从上游向下游流动的气流，也即内部气流f
‑
int(图3)，并在反推力阶段加速在涡轮喷射引擎1中从下游向上游流动的气流，也即反向气流f
‑
inv(图4)。实际上，反向气流f
‑
inv在气流的径向外部从下游向上游流动，特别是在超过气流半径的1/3处。内部气流f
‑
int总是在气流的径向内部从上游向下游流动，特别是在超过气流半径的2/3处。内部气流f
‑
int的流速足够快，以避免涡轮喷射引擎的任何泵送现象。
46.如图3所示，涡轮喷射引擎1包括短舱，该短舱在其上游端处包括绕轴线x周向延伸的进气管2，该进气管包括朝向轴线x并被配置为引导内部气流f
‑
int和反向气流f
‑
inv的内壁21以及与内壁21相对并被配置为引导外气流f
‑
ext的外壁22。内壁21和外壁22通过包括前缘的进气管唇缘23连接。内壁21、外壁22和进气管唇缘23形成环形腔20，在该环形腔中尤其可以安装声音衰减装置或除冰装置。
47.在本实施例中，涡轮喷射引擎1包括推力反向装置，特别是可变距风扇11或vpf，以使涡轮喷射引擎1中的气流反向流动，并因此产生反推力，以实现飞行器在着陆期间或在执行其它机动时的减速。
48.根据本发明，参考图3和图4，进气管唇缘23包括至少一个弹性变形部230，弹性变形部在推力阶段具有空气动力学轮廓，以便引导内壁21上的内部气流f
‑
int来增大推力(第一位置a)，弹性变形部在反推力阶段具有不规则轮廓，以使反向气流从弹性变形部分离，从而增大反推力(第二位置b)。
49.弹性变形部230可由变形材料制成，例如，聚合物或有机材料。优选地，弹性变形部230具有鳞状纹理，优选的相互重叠的鳞状纹理，以具备一定的刚性。
50.根据本发明的一个方面，弹性变形部230可以包括由一个或多个柔性部连接的一个或多个刚性部，以形成可变形组件。
51.因此，进气管唇缘23以有利的方式变形，以分别在推力阶段和反推力阶段实现两个相反的作用。在第一位置a，弹性变形部230不会影响进气管唇缘23的空气动力学性能。因
此，推力阶段性能是最佳的。
52.在弹性变形部230运动之后，在第二位置b，进气管唇缘23被改变且不再具有空气动力学轮廓，这使得可以实现反向气流f
‑
inv的分离d。换句话说，整个反向气流f
‑
inv被引导，以便相对于轴线x大致在轴向方向上流动，从而与上游气流f相对，以产生反推力。这减少了现有技术中的降低了反推力阶段性能的局部凹陷p。与具有空气动力学轮廓的进气管唇缘23不同，具有不规则轮廓的进气管唇缘23有利于分离。
53.参考图5，示出了进气管唇缘23，该进气管唇缘包括多个弹性变形部230，这些弹性变形部230绕轴线x沿周向分布在进气管2上，从而实现在进气管2的圆周上均匀地产生反推力。优选地，参考图5，弹性变形部230的方位角长d3在10
°‑
25
°
之间。优选地，两个连续的弹性变形部230之间的方位角间距i3在0
°‑
5之间。优选地，弹性变形部230的数量足够多，以实现在进气管2的整个圆周上的分离d，且足够少，以减少重量和阻力。
54.优选地，弹性变形部230成行排布，其中每行包括多个与轴线x径向距离相等的弹性变形部230。例如，图5中示出了单个行，但是显然行数的数量可以更多。使用若干行，特别是彼此交错布置的行时，可在使用彼此间隔的弹性变形部230同时实现气流沿进气管2的圆周基本连续的偏转，这更易于维护。
55.优选地，参考图5，在第一位置a，比率l3/l2在0.1与0.5之间，其中参数l3是弹性变形部230的径向厚度，参数l2是进气管2的径向厚度。
56.可选地，参考图6，进气管2包括绕轴线x周向延伸的单个弹性变形部230。在反推力阶段，此弹性变形部230在进气管2的圆周处使气流偏转，其中，偏转可以是均匀的(均匀偏转)或不均匀的(圆周处不同程度的偏转)。
57.作为不均匀偏转的示例，各弹性变形部230可以在进气管2的圆周处朝向不同的方向，以便形成朝向预定变形轴线ad的变形唇缘23，如图10a所示。可选地，如图10b所示，各弹性变形部230可以在进气管2的圆周处延伸出不同的突出长度。可选地，如图10c所示，各弹性变形部230可共同在垂直于轴线x的平面内形成椭圆形，特别是卵形的外围带。非均匀偏转可在考虑短舱环境的同时实现反向气流的引导。
58.通过描述不同的实施例，将更好地理解本发明。本发明的不同方面将在下文中根据仅作为示例的多个实施例进行连续地阐述。不言而喻，本发明不限于这些实施例，而是涵盖所阐述的实施例的各种技术特征的任何可能的组合。
59.根据图7a和图7b所示第一实施例，示出了包括进气管唇缘23的进气管2，该进气管唇缘包括弹性变形部230。在本实施例中，进气管3包括与弹性变形部230一体成型的三个构件3、4：两个固定件4和一个可活动的连接件3。可活动的连接件3可使弹性变形部230在固定件4之间精确变形。
60.在第一实施例中，如图7a所示，进气管唇缘23包括位于进气管唇缘23上游端处的第一固定连接件4和位于内壁21的第二固定连接件4。可活动的连接件3位于两个固定连接件4之间，如图7a所示。优选地，可活动的连接件3大致位于弹性变形部230的中心。在本实施例中，由于弹性变形部230具有在纵向横截面平面中设定的长度，可活动的连接件3与弹性变形部230中心的间距小于弹性变形部230总长度的10％。
61.在本实施例中，进气管2包括驱动件9，以将可活动的连接件3从第一位置a平移至第二位置b。例如，此驱动件9呈气动、液压、电动或其它致动器的形式，以接收控制器的指令
后驱动连接件运动。气动致动器是优选的，因为它更容易集成。优选地，驱动件9还可使弹性变形部3从第二位置b平移至第一位置a。进气管2可以包括一个或多个驱动件9。
62.仍参考图7a和图7b，驱动件9可使可活动的连接件3向上游移动，以使弹性变形部230突伸并减小反向气流f
‑
inv的流动直径。在第二位置b，如图7b所示，进气管唇缘23较薄，并且当反向气流f
‑
inv从内壁21向外壁22流动时，反向气流f
‑
inv进行分离d。由于其分离d，反向气流f
‑
inv不会紧密地贴附进气管唇缘23的形状，并且与该进气管唇缘间隔开，从而减少了如现有技术中那样形成的局部凹陷。换句话说，反推力阶段的性能提高了。
63.在图7a至图7b中，固定件4与驱动件9连接，并可实现可活动的连接件3的运动。驱动件9可使固定件4在可活动的连接件3的运动期间保持静止，从而控制弹性变形部3的变形。当然，固定件4可以不与驱动件9连接，或与不同的驱动件9连接。
64.参考图7c，固定件4呈固定封套40的形式。换句话说，固定件4构成了固定封套40与弹性变形部230之间的界面。
65.根据图8a和图8b所示第二实施例，如图8a所示，进气管唇缘23包括位于外壁22上的第一固定连接件4’和位于内壁21上的第二固定连接件4’。如图8a所示，可活动的连接件3’位于两个固定连接件4’之间的进气管唇缘23的上游端处。
66.与前述类似，进气管2包括驱动件9，以将可活动的连接件3’从第一位置a平移至第二位置b。
67.仍然参考图8a和图8b，驱动件9可使可活动的连接件3’向下游移动，使得弹性变形部230向后延伸，从而在第二位置b时在进气管唇缘23中形成凹陷部6’。在此实施例中，凹面朝向上游，从而形成不规则的进气管唇缘23。
68.在第二位置b，如图8b所示，进气管唇缘23变形，并在反向气流f
‑
inv从内壁21向外壁22流动时，引起反向气流f
‑
inv的分离d。由于其分离d，反向气流f
‑
inv不会紧密地贴附进气管唇缘23的形状，并且与该进气管唇缘间隔开，从而减少现有技术中的局部凹陷。换句话说，反推力阶段的性能提高了。
69.根据图9a和图9b所示第三实施例，进气管唇缘23包括如图8a所示位于进气管唇缘23下部的两个固定连接件4”。可活动的连接件3”位于两个固定连接件4”之间，如图9a所示。
70.与前述类似，进气管2包括驱动件9，以便将可活动的连接件3”从第一位置a平移至第二位置b。
71.仍然参考图9a和图9b，驱动件9可使可活动的连接件3径向向外移动，使得弹性变形部230向后延伸，从而在第二位置b时在进气管唇缘23的下部形成凹陷部6”。在此实施例中，凹面径向向内，从而形成包括一不规则内部的进气管唇缘23。
72.在第二位置b，如图9b所示，进气管唇缘23变形，且当反向气流f
‑
inv从内壁21向外壁22流动时，引起反向气流f
‑
inv的分离d。由于其分离d，反向气流f
‑
inv不会紧密地贴附进气管唇缘23的形状，并且与该进气管唇缘间隔开，这避免了如现有技术的任何局部凹陷。换句话说，反推力阶段的性能提高了。
73.同样地，根据未示出的实施例，进气管唇缘23可包括位于进气管唇缘23上部的两个固定连接件。可活动的连接件位于两个固定连接件之间。驱动件可使可活动的连接件径向向内移动，使得弹性变形部向后延伸，以在第二位置b时在进气管唇缘23的上部形成凹陷部。在此实施例中，凹面径向向外，以形成包括一不规则外部的进气管唇缘23。
74.根据未示出的本发明的另一方面，驱动件呈气动致动器的形式，该可气动致动器被配置为将弹性变形部从一个位置到另一个位置充气/放气。优选地，气动致动器由从涡轮喷射引擎获取的空气实现进给。
75.以下描述了一种使用如前所述的本发明的进气管2的方法。为了清楚起见，仅阐述了单个弹性变形部230的移动，但是应当理解的是，多个弹性变形部230可以同时地或相继地移动。
76.在推力阶段，风扇11可以加速由具有增大推力的空气动力学轮廓的进气管2引导的内部气流f
‑
int。在涡轮喷射引擎1的推力阶段，弹性变形部230处于第一位置a，使得进气管2具有空气动力学轮廓，以引导气流。
77.在所述涡轮喷射引擎1的反推力阶段，特别是在风扇叶片11的浆距改变之后，驱动件9驱动连接件3运动至第二位置b，在第二位置，进气管唇缘23的弹性变形部230具有不规则的轮廓，以使反向气流f
‑
inv从弹性变形部230分离d。
78.有利地，此运动步骤在推力阶段和反推力阶段都为飞行器提供了良好的性能，在该推力阶段，内部气流f
‑
int保持不变，在该反推力阶段，弹性变形部230促进内壁21上的反向气流f
‑
inv的分离d。
79.根据本发明的一个方面，在运动步骤期间，仅部分弹性变形部230运动，以适应不同的操作条件，特别是制动时。此外，为了精确地控制反推力阶段，变形程度可在进气管唇缘的圆周处变化。
80.借助于本发明，涡轮喷射引擎1在维持推力阶段的现有性能的同时显著提高了在反推力阶段的性能。实际上，在第二位置b时，弹性变形部230促进内壁21上的反向气流f
‑
inv的分离d，以实现整个反向气流f
‑
inv与上游气流f大致在轴向上方向相反，产生反推力，同时减小重量和阻力。在第一位置a，进气管2有利地维持其空气动力学轮廓。