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

技术特征：
1.一种使用飞行器涡轮喷射引擎短舱(1)的进气管(2)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，飞行器涡轮喷射引擎短舱中的内部气流(f
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int)在推力阶段从上游向下游流动，飞行器涡轮喷射引擎短舱中的反向气流(f
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inv)在反推力阶段从下游向上游流动，所述进气管(2)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(f
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int)和所述反向气流(f
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inv)的内壁(21)以及与所述内壁(21)相对且被配置为引导所述外气流(f
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ext)的外壁(22)，所述内壁(21)和所述外壁(22)通过进气管唇缘(23)彼此连接，从而形成环形腔(20)，其特征在于，所述进气管唇缘(23)包括至少一个弹性变形部(230)，所述进气管(2)包括至少一个与所述弹性变形部(230)一体成型且安装在环形腔(20)中的连接件(3，3’，3”)和至少一个与所述连接件(3，3’，3”)连接并且被配置为驱动所述连接件(3，3’，3”)的驱动件(9)，所述方法包括，
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在所述涡轮喷射引擎(1)的推力阶段，所述驱动件(9)驱动所述连接件(3，3’，3”)运动至第一位置(a)，在所述第一位置，所述进气管唇缘(23)的所述弹性变形部(230)具有空气动力学轮廓，以引导内壁(21)上的内部气流(f
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int)，从而增大推力；
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在所述涡轮喷射引擎(1)的反推力阶段，所述驱动件(9)驱动所述连接件(3，3’，3”)运动至第二位置(b)，在所述第二位置，所述进气管唇缘(23)的所述弹性变形部(230)具有不规则轮廓，从而实现所述反向气流(f
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inv)与所述弹性变形部(230)的分离(d)。2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述进气管唇缘(23)包括多个绕轴线(x)沿周向分布在所述进气管(2)上的弹性变形部(230)。3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述进气管唇缘(23)包括绕轴线(x)周向延伸的单个弹性变形部(230)。4.如权利要求1
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3中任一项所述的方法，其特征在于，所述连接件(3，3”)位于所述进气管唇缘(23)的上游端的下游。5.如权利要求1
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4中任一项所述的方法，其特征在于，所述连接件(3”)位于所述进气管唇缘(23)的所述上游端的径向内部。6.如权利要求1
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5中任一项所述的方法，其特征在于，所述进气管唇缘(23)包括固定封套(40)，所述弹性变形部(230)与所述固定封套连接。7.如权利要求1
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6中任一项所述的方法，其特征在于，所述连接件(3，3’，3”)一体成型在所述弹性变形部(230)的中心。8.如权利要求1
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7中任一项所述的方法，其特征在于，所述驱动件(9)被配置为驱动所述连接件(3’，3”)向所述环形腔(20)内部运动，以在连接件(3’，3”)位于第二位置(b)时在所述进气管唇缘(23)上形成凹陷部。9.如权利要求1
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7中任一项所述的方法，其特征在于，所述驱动件(9)被配置为驱动所述连接件(3)向所述环形腔(20)外部运动，以在所述连接件(3)位于第二位置(b)时在所述进气管(23)上形成凸出部。

技术总结
本发明公开了一种使用飞行器涡轮喷射引擎短舱(1)的进气管(2)的方法，短舱包括至少一个弹性变形部(230)、至少一个与弹性变形部(230)一体成型且安装在环形腔(20)中的连接件(3)和至少一个驱动件(9)，方法包括，在涡轮喷射引擎(1)的推力阶段，驱动件(9)驱动连接件(3)运动至第一位置(A)，在第一位置，进气管唇缘(23)的弹性变形部(230)具有空气动力学轮廓；在涡轮喷射引擎(1)的反推力阶段，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)具有不规则轮廓，以使气流(F


技术研发人员：丹尼尔-西普里安
受保护的技术使用者：赛峰飞机发动机公司
技术研发日：2020.04.08
技术公布日：2021/11/21