專利名稱：用于飛行器渦輪噴氣發(fā)動機的、裝備有限制噴射噪音的用于產(chǎn)生主氣流湍流的裝置的氣 ...的制作方法
技術領域：
本發(fā)明通常涉及一種用于飛行器的發(fā)動機組件，該發(fā)動機組件包括具有發(fā)動機殼的渦輪噴氣發(fā)動機，該發(fā)動機組件還包括氣體噴射錐，該氣體噴射錐限定主氣流(fluxprimaire)的環(huán)形通道的徑向內(nèi)殼，該噴射錐固定地連接在發(fā)動機罩的后端。本發(fā)明還涉及這種噴射錐。 根據(jù)本發(fā)明的發(fā)動機組件還包括懸掛架，該懸掛架總體上允許將渦輪噴氣發(fā)動機懸掛在飛行器機翼下面，或者將渦輪噴氣發(fā)動機安裝在該機翼上面，甚至將該渦輪發(fā)動機組裝在飛行器機身的后部上。
背景技術：
飛行器的渦輪噴氣發(fā)動機的噴射構成相對較大的噪音源，因此尤其在飛行器起飛
和降落時必須減小該噪音，以便更好地限制機場周邊居民所遭受的噪聲危害。 已知地，內(nèi)外涵(double flux)渦輪噴氣發(fā)動機的噴射由熱的主氣流和涼的次氣
流構成，該主氣流從位于噴嘴和氣體噴射錐之間的環(huán)形空間排出，該次氣流從通過該噴嘴
朝內(nèi)部徑向限定的環(huán)形空間排出。 為了減小噴射噪音，現(xiàn)有技術已經(jīng)提供了將椽子(chevron)安置在噴嘴的下游端，以便允許主氣流和次氣流更好的混合，即減小噴射噪音。這種具有椽子的構造例如在文獻EP1580419和US2006/053769中是已知的。 通常，椽子的應用在減小所遇到的噪音方面是令人滿意的，但是在渦輪噴氣發(fā)動機的性能方面會造成很大的損害，這是因為在主氣流、次氣流和外部氣流上產(chǎn)生空氣動力學干擾。 在次氣流上的有害空氣動力學影響比在當前渦輪噴氣發(fā)動機上的有害空氣動力學影響更受限制，高的氣流比意味著該次氣流被認為提供80%的推進力，甚至更多。
此外，很難實現(xiàn)椽子的安裝，這尤其是因為噴嘴的后緣(bord defuite)具有極小的厚度。

發(fā)明內(nèi)容
因此，本發(fā)明的目的是至少部分地克服與現(xiàn)有技術的實施方式相關的上述缺點。
為此，本發(fā)明的目的是提供一種用于飛行器的渦輪噴氣發(fā)動機的氣體噴射錐，所述錐具有空心主體，所述空心主體的外圍限定所述渦輪噴氣發(fā)動機的主氣流的環(huán)形通道的徑向內(nèi)殼。根據(jù)本發(fā)明，所述錐還包括用于產(chǎn)生所述主氣流的湍流的裝置，所述裝置可移動地安裝在所述主體上，以便可以從展開位置向收縮位置移動，反之亦然，在所述展開位置中，該裝置相對于空心主體的下游端向下游伸出(en saillie)，在所述收縮位置中，該裝置縮回該空心主體中。此外，所述用于產(chǎn)生湍流的裝置包括圓柱形支撐體，所述支撐體的軸線平行于所述噴射錐的軸線，并且優(yōu)選地與所述噴射錐的軸線重合；以及至少一個由所述圓柱形支撐體支撐的翼。 因此，本發(fā)明以獨創(chuàng)的方式提供安置減小渦輪噴氣發(fā)動機的噴射噪音的裝置，所述裝置不再位于錐上游的噴嘴的后緣處，而是位于該錐的下游端處。 有利地，通過能夠減小噴射噪音的裝置，不貼合(6pouser)噴射錐的次氣流因此不再受到空氣動力學影響，這能夠提高渦輪噴氣發(fā)動機的整體性能。事實上，在錐的空心主體的下游設置用于對主氣流產(chǎn)生湍流的裝置，該主氣流通常僅占渦輪噴氣發(fā)動機的總推進力的20%或更少。 該產(chǎn)生湍流(該湍流例如可以采用主氣流上的一個或多個旋渦的形式，以便改善其混合)的裝置的安裝非常容易，這是因為在渦輪噴氣發(fā)動機的該區(qū)域中沒有設備，尤其因為完全指定用于容納該裝置的主體的空心特性。 為此，應當注意，該裝置事實上被設置為可以處于收縮位置，在該收縮位置中，該裝置縮回空心主體中，以便在一些限定條件下更好地限制在主氣流上產(chǎn)生的空氣動力學干擾。該位置用于使該裝置在減小噴射噪音的功能方面無效，該位置優(yōu)選地在巡航階段、當飛行器以足夠的高度飛行從而不再擔心噪聲危害時采用。 本發(fā)明的另一個優(yōu)點是產(chǎn)生湍流的裝置的存在不要求改變主氣流通道的幾何定義，從而該裝置不產(chǎn)生對性能有害的影響。 如上所述，優(yōu)選地力求在噴射錐的空心主體的下游端產(chǎn)生一個或多個旋渦，以便隨后這些旋渦在主氣流中向下游傳導。由于這些旋渦的動力(dynamique)，這些旋渦(其具體地由于一個翼或多個翼的存在所產(chǎn)生)因此將會局部地或全部地根據(jù)所選擇的布置改變更下游的混合，并且因此將會改善主氣流和次氣流的混合的噪音影響。因此，應當理解，優(yōu)選地力求對主噴射的可能錐的末端處的混合區(qū)域的動力產(chǎn)生影響，其中，混合涉及主氣流、次氣流和外部氣流，以便該區(qū)域在聲學方面得到修改(modifi6e)和改善。
優(yōu)選地，可以設置所述裝置包括兩個翼，這兩個翼基本水平定向并且位于所述圓柱形支撐體的兩側(cè)。 優(yōu)選地，所述空心主體包括狹縫，所述狹縫用于當所述產(chǎn)生湍流的裝置處于收縮位置時容納所述產(chǎn)生湍流的裝置的每個翼。因此，所述錐優(yōu)選地被設計為在該收縮位置處所述翼不向空心主體的外部伸出，以便避免主氣流的空氣動力學干擾。 更普遍的，優(yōu)選地使得所述產(chǎn)生湍流的裝置在處于其收縮位置時與所述空心主體共同形成基本連續(xù)的圓錐形外表面。作為示例，在該收縮位置時，設置所述裝置的翼的側(cè)棱屬于該圓錐形外表面的一部分，同時處于限定狹縫的空心主體的外殼的空氣動力學延伸(conti皿it6)中。 同樣地，所述產(chǎn)生湍流的裝置具有圓錐形下游端，當所述產(chǎn)生湍流的裝置處于其收縮位置時，該下游端位于空心主體的空氣動力學延伸中。 本發(fā)明的另一個目的是提供一種用于飛行器的渦輪噴氣發(fā)動機，該渦輪噴氣發(fā)動機包括諸如上述的氣體噴射錐。 最后，本發(fā)明的目的是提供一種用于飛行器的發(fā)動機組件，該發(fā)動機組件包括該渦輪噴氣發(fā)動機、渦輪噴氣發(fā)動機的懸掛架以及發(fā)動機艙，該發(fā)動機艙與該懸掛架整體形成并且包圍所述渦輪噴氣發(fā)動機。
本發(fā)明的其它特征和優(yōu)點將會在以下的非限制性詳細描述中顯現(xiàn)出來。


參照附圖進行該描述，其中 圖1示出了根據(jù)本發(fā)明優(yōu)選實施方式的用于飛行器的發(fā)動機組件的側(cè)視圖；
圖2示出了氣體噴射錐的后部的透視分解圖，該氣體噴射錐屬于圖1所示的發(fā)動 機組件并且也是本發(fā)明的目的； 圖3示出了圖2所示的氣體噴射錐的后部的俯視圖，其中，其用于產(chǎn)生主氣流湍流 的裝置處于展開位置； 圖4示出了圖2和3所示的氣體噴射錐的后部的俯視圖，其中，其用于產(chǎn)生主氣流
湍流的裝置處于收縮位置； 圖5示出了圖4所示視圖的透視圖； 圖6示出了沿圖3的VI-VI線截取的剖面圖；以及 圖6a示出了與圖6相似的視圖，其中，所述產(chǎn)生主氣流湍流的裝置根據(jù)一個替換 例來實現(xiàn)。
具體實施例方式
首先參照圖l，可以看到，用于飛行器的發(fā)動機組件1固定在該飛行器的機翼(未 示出)下面，該組件1總體上包括懸掛裝置4、諸如懸掛在該懸掛裝置4下面的具有大氣流 比的雙氣流渦輪噴氣發(fā)動機的渦輪噴氣發(fā)動機6，和包圍該渦輪噴氣發(fā)動機6的發(fā)動機艙 3。此外，該發(fā)動機組件包括氣體噴射錐8，該氣體噴射錐延長發(fā)動機殼10，該錐8限定主氣 流14的環(huán)形通道12的徑向內(nèi)殼，并且被定中心在渦輪噴氣發(fā)動機6的縱向軸線5上。
在以下的所有描述中，通過約定，用X表示裝置4的縱向方向，該縱向方向還與渦 輪噴氣發(fā)動機6和其噴射錐8的縱向方向相似，該方向X平行于渦輪噴氣發(fā)動機6的縱向 軸線5。另外，用Y表示相對于裝置4橫向定向的方向，并且該橫向方向還與渦輪噴氣發(fā)動 機6和其噴射錐8的橫向方向相似，并且用Z表示豎直方向或高度，這三個方向X、Y和Z彼 此正交。 另外，術語"前"/ "上游"和"后"/ "下游"相對于由渦輪噴氣發(fā)動機6產(chǎn)生的推 進力的方向來考慮，該推進力的方向由箭頭7示出。 參照圖l，其中，通過線16可以示意性地看到噴射錐8通過傳統(tǒng)的固定裝置固定連 接在發(fā)動機殼10的后端，應當注意，組件1還包括環(huán)形結構18，該環(huán)形結構包圍錐8并且也 連接在發(fā)動機殼10的后端上。 諸如本領域技術人員已知的，該環(huán)型結構18也被稱作噴嘴(tuy6re)，該噴嘴限定 主氣流14的環(huán)形通道12的徑向外殼，并且該噴嘴外部還由輔助環(huán)形通道22所排出的次氣 流20所圍繞。因此，主氣流14在繼續(xù)與該錐8貼合(6pouser)之前，從錐8和結構/噴嘴 18之間通過，以便隨后從發(fā)動機組件1中噴出。 最后，明顯地，圖1所示的懸掛裝置僅是該懸掛裝置的主結構，本領域技術人員已 知的該裝置4的其它組成元件(諸如發(fā)動機緊固件、空氣動力學整流罩類型的輔助結構等) 沒有被示出。
5
參照圖2至6，可以更詳細地看到氣體噴射錐8，該氣體噴射錐也是本發(fā)明的目的， 該氣體噴射錐總體上由空心且環(huán)形的主體30和用于產(chǎn)生主氣流湍流的裝置34組成，該主 體30為圓錐臺形，該圓錐臺形的縱向軸線32與渦輪噴氣發(fā)動機的軸線5重合。
空心主體30是通過其圓錐臺形外表面來限定主氣流14的環(huán)形通道12的徑向內(nèi) 殼的元件。由于該空心主體的圓錐臺形形狀，該空心主體通過后緣或開放下游端作為末端， 該后緣采用在軸線32上定中心的圓形開口 38的形狀。 從該輸出口 38開始的兩個狹縫40基本縱向地設置在空心主體上，即平行于方向X 向前。兩個狹縫優(yōu)選地相對于渦輪噴氣發(fā)動機的對稱豎直平面(未示出)對稱地實現(xiàn)，如 圖2所示。 再次參照該示出了分解圖的圖2，可以看到產(chǎn)生湍流的裝置34包括沿軸線32布置 的圓柱形支撐體42，該支撐體例如具有圓形截面，該圓形截面的直徑近似等于空心主體30 的輸出口 38的直徑。此外，支撐體42具有圓錐形下游端44，該下游端的軸線也為軸線32， 該下游端44的由錐定義的立體角與空心主體30的圓錐臺形外表面的立體角一致。
在圓柱形部分上，支撐體42具有兩個翼46(由于視圖角度的原因，在圖2中只能 看到一個)，每個翼都近似水平地定向，即位于平面XY中，并且相對于上述豎直對稱平面對 稱地位于支撐體42的兩側(cè)。 優(yōu)選支撐的每個翼46都優(yōu)選地表現(xiàn)為"三角翼"的普通形狀，該三角翼的底部朝 前定向。 本發(fā)明的一個特征是，裝置34可移動地安裝在空心主體30上，以便可以從展開位 置向收縮位置移動，反之亦然，在該展開位置中，該裝置34相對于主體30的下游端向后伸 出，在該收縮位置中，該裝置34縮回該主體30中。 更確切地，參照圖3，可以看到處于展開位置的裝置34，在該展開位置中，尤其通 過充當偏向器(d6flecteur)的翼46，該裝置34能夠在輸出口 38的下游、在主氣流上產(chǎn)生 湍流，從而導致噴射噪音的減小。在該展開位置中，以自動的方式沿方向X穿過輸出口 38 可滑動地安裝的圓柱形支撐體42朝下游部分地脫離，具體地，這允許翼相對于該輸出口 38 沿該X方向偏移。因此，由空心主體30的后緣排出的主氣流在與產(chǎn)生所期望湍流/旋渦的 翼46接觸之前向后傳導，不影響或很少影響徑向向外布置的輔助環(huán)形氣流。
如此產(chǎn)生的這些旋渦隨后向下游傳導至主氣流中。由于這些旋渦的動力 (dynamique)，因此這些旋渦將會改變更下游的混合(m6lange)，優(yōu)選地直到主噴射的可能 的錐的末端附近，并且因此改善主氣流和次氣流的混合的聲學影響。 在所采用的這個位置中，當必須減小渦輪噴氣發(fā)動機的噴射噪音時(即尤其在飛 行器的起飛和降落期間，減小對機場周邊居民的噪聲危害)，圓錐形下游端44因此相對于 限定輸出口 38的主體30的后緣向后間隔很遠。 當飛行器處于巡航階段時，不再需要減小噴射噪音，另外不希望通過用裝置34產(chǎn) 生主氣流的空氣動力學干擾來白白地減小推進力，該裝置34以傳統(tǒng)的方式被控制沿軸線 32向上游平移，以便到達圖4和5所示的收縮位置。 在裝置34向上游移動期間，翼46逐漸地進入分別與該翼相對的狹縫40中，從而 確保沒有任何機械干擾，該機械干擾可由翼46相對于支撐體42側(cè)向凸出位置導致。
當裝置34充分縮回空心主體30中以便在貼合整個錐8的主氣流上引起最小可能的空氣動力學干擾時，移動被停止，這尤其通過一方面使得翼46穿過狹縫40不再向空心主 體的外部伸出并且另一方面使得只有圓錐形下游端44向主體30的后部伸出來實現(xiàn)。
更確切地，使得處于收縮位置的用于產(chǎn)生湍流的裝置34與空心主體30共同形成 近似連續(xù)的圓錐形外表面52。為此，近似連續(xù)的圓錐形外表面52部分地通過圓錐臺形外表 面36實現(xiàn)，該圓錐臺形外表面形成主氣流的環(huán)形通道的徑向內(nèi)殼，該圓錐形外表面52由位 于該表面36的空氣動力學延伸中的兩個翼的側(cè)棱50來補充，這兩個分別容納在兩個狹縫 40中的側(cè)棱50與殼36對齊。因此，應當理解，翼46填補狹縫40，而不從該狹縫中向外伸 出，這導致所尋求的空氣動力學連續(xù)性。 此外，圓錐形外表面52向后還由裝置34的下游端44的圓錐形外表面補充，這是 因為該下游端的表面在與圓錐臺形表面36對齊時構成該圓錐臺形表面的空氣動力學延 伸。為此，如上所述，可以設置裝置34的下游端44的底部55屬于支撐體42的一部分，該 底部的直徑近似等于輸出口 38的直徑，當裝置處于收縮位置時，該底部近似與該輸出口重合。 在圖6中，可以看到兩個翼46實際上相對于豎直平面對稱地設置，該豎直平面通 過與軸線5重合的軸線32，翼近似地設置在通過該軸線32的水平平面中。
圖6a示出了裝置34的替代實施例。相對于水平平面的圓柱形支撐體42形狀的 非對稱性確保水平翼46的支撐。 當然，本領域技術人員可以對剛剛描述的、僅作為非限制性示例的本發(fā)明進行各 種修改。為此，尤其可以指出，盡管發(fā)動機組件l已經(jīng)表現(xiàn)為采用懸掛在飛行器機翼下面的 構造，然而該組件1還可以表現(xiàn)為不同的構造，即安裝在該機翼上面，甚至安裝在該飛行器 的機身的后部上。
權利要求
一種用于飛行器的渦輪噴氣發(fā)動機的氣體噴射錐(8)，所述錐具有空心主體(30)，所述空心主體的外圍限定所述渦輪噴氣發(fā)動機的主氣流(14)的環(huán)形通道(12)的徑向內(nèi)殼(36)，其特征在于，所述錐還包括用于產(chǎn)生所述主氣流(14)的湍流的裝置(34)，所述裝置可移動地安裝在所述主體(30)上，以便可以從展開位置向收縮位置移動，反之亦然，在所述展開位置中，所述裝置相對于空心主體的下游端向下游伸出，在所述收縮位置中，所述裝置縮回所述空心主體(30)中，所述用于產(chǎn)生湍流的裝置(34)包括圓柱形支撐體(42)，所述支撐體的軸線平行于所述噴射錐的軸線(32)；以及至少一個由所述圓柱形支撐體(42)支撐的翼(46)。
2. 根據(jù)權利要求l所述的氣體噴射錐(8)，其特征在于，所述裝置(34)包括兩個翼(46)，所述兩個翼基本上水平定向并且設置在所述圓柱形支撐體(42)的兩側(cè)上。
3. 根據(jù)權利要求1或2所述的氣體噴射錐(8)，其特征在于，所述空心主體(30)包括狹縫(40)，所述狹縫用于容納處于收縮位置的所述用于產(chǎn)生湍流的裝置(34)的每個翼(46)。
4. 根據(jù)上述權利要求中任一項所述的氣體噴射錐(8)，其特征在于，所述用于產(chǎn)生湍流的裝置(34)在其收縮位置與所述空心主體(30)共同形成基本連續(xù)的圓錐形外表面(52)。
5. 根據(jù)上述權利要求中任一項所述的氣體噴射錐(8)，其特征在于，所述用于產(chǎn)生湍流的裝置(34)具有圓錐形下游端(44)，當所述用于產(chǎn)生湍流的裝置處于其收縮位置時，所述圓錐形下游端位于所述空心主體(30)的空氣動力學延伸中。
6. —種用于飛行器的渦輪噴氣發(fā)動機(6)，所述渦輪噴氣發(fā)動機包括根據(jù)上述權利要求中任一項所述的氣體噴射錐(8)。
7. —種用于飛行器的發(fā)動機組件(1)，所述發(fā)動機組件包括根據(jù)權利要求6所述的渦輪噴氣發(fā)動機(6)、所述渦輪噴氣發(fā)動機的懸掛架(4)和發(fā)動機艙(3)，所述發(fā)動機艙與所述懸掛架(4)整體形成并且包圍所述渦輪噴氣發(fā)動機(6)。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種用于飛行器的渦輪噴氣發(fā)動機的氣體噴射錐(8)，該錐具有空心主體(30)，該主體的外圍限定主氣流環(huán)形通道的徑向內(nèi)殼(36)。根據(jù)本發(fā)明，所述錐還包括用于產(chǎn)生主氣流湍流的裝置(34)，該裝置限制噴射噪音，該裝置可移動地安裝在所述主體上，以便可以從展開位置向收縮位置移動，反之亦然，在該展開位置中，該裝置相對于空心主體的下游端向下游伸出，在該收縮位置中，該裝置縮回該空心主體中。此外，所述裝置(34)包括圓柱形支撐體(42)，該支撐體的軸線平行于噴射錐的軸線(32)；以及至少一個由支撐體(42)支撐的翼(46)。
文檔編號F02K3/06GK101772635SQ200880101433
公開日2010年7月7日 申請日期2008年8月21日 優(yōu)先權日2007年8月23日
發(fā)明者弗雷德里克·茹爾納德, 杰羅姆·胡伯, 杰羅姆·茹爾納德 申請人:空中客車運作股份公司