包括至少一個渦輪噴氣發(fā)動機和發(fā)動機艙的飛機推進單元的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種用于雙流渦輪噴氣發(fā)動機的發(fā)動機艙，所述發(fā)動機艙包括在所述機艙的外圍具有非恒定橫截面的冷氣流（16），使得相對于臨近翼片（34），至少一個翼片（34）相對于渦輪噴氣發(fā)動機的中心軸線徑向偏移。用于驅(qū)動翼片（34）徑向偏移的系統(tǒng)適于確保所述翼片（34）相對于沿所述氣流外圍其余部分安裝的翼片（34）的偏移運動。
【專利說明】包括至少一個渦輪噴氣發(fā)動機和發(fā)動機艙的飛機推進單元
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及一種飛機推進組件，其包括設有格柵推力反向器設備的渦輪噴氣發(fā)動機機艙。
【背景技術】
[0002]飛機通過多個渦輪噴氣發(fā)動機驅(qū)動，每個渦輪噴氣發(fā)動機都容納在發(fā)動機艙中，發(fā)動機艙也容納一組與其操作相關的連接驅(qū)動設備，并且當渦輪噴氣發(fā)動機在操作或停止時，該連接驅(qū)動設備執(zhí)行多種功能。這些連接驅(qū)動設備特別包括機械推力反向器設備。
[0003]飛機推進組件由發(fā)動機艙和渦輪噴氣發(fā)動機構(gòu)成，所述飛機推進組件設計為從飛機的固定結(jié)構(gòu)懸掛，例如，通過懸掛塔架，位于機翼下方或機身上。
[0004]發(fā)動機艙通常具有管狀結(jié)構(gòu)，包括位于渦輪噴氣發(fā)動機上游的進氣口、設計成圍繞渦輪噴氣發(fā)動機風扇的中間段、以及設計成圍繞渦輪噴氣發(fā)動機燃燒室和渦輪并容納推力反向裝置的下游段，發(fā)動機艙通常終止于噴嘴，該噴嘴的出口位于渦輪噴氣發(fā)動機的下游。
[0005]這種發(fā)動機艙可被設計成容納雙流渦輪發(fā)動機，即，能夠通過旋轉(zhuǎn)風扇葉片產(chǎn)生熱氣流(也稱為主流)和冷氣流(次流)，所述熱氣流來自于渦輪噴氣發(fā)動機燃燒室，所述冷氣流穿過冷氣流的氣流通道在渦輪噴氣發(fā)動機外部循環(huán)。
[0006]外部結(jié)構(gòu)稱為OFS (外部風扇結(jié)構(gòu))，容納推力反向器裝置，內(nèi)部結(jié)構(gòu)IFS (內(nèi)部風扇結(jié)構(gòu))設計為覆蓋渦輪噴氣發(fā)動機的下游段，兩種結(jié)構(gòu)都屬于發(fā)動機艙的下游段，限定了冷氣流的氣流通道以及所述冷氣流的通道截面。
[0007]在飛機著陸期間，推力反向裝置能夠通過將渦輪噴氣發(fā)動機產(chǎn)生的至少一部分推力向前重定向來改善飛機的制動能力。在此階段，反向器阻擋冷氣流通道并且將該冷氣流向發(fā)動機艙的前部定向，因此產(chǎn)生反向推力，所述反向推力增加到飛機輪子的制動上。
[0008]在所謂格柵反向器的情況下，冷氣流通過與罩關聯(lián)的格柵葉片的重定向，所述罩具有滑動功能，用于暴露或覆蓋所述葉片。
[0009]附加的阻擋門，也稱為翼片，通過該罩的滑動激活，允許關閉冷氣流的氣流通道，通道位于葉片下游，從而允許冷氣流朝向格柵葉片重定向。
[0010]這些翼片可樞轉(zhuǎn)安裝在罩上，罩在收回位置和展開位置之間滑動，在所述收回位置，，所述翼片與所述活動罩一起提供發(fā)動機艙的外部結(jié)構(gòu)內(nèi)壁的氣動連續(xù)性，在所述展開位置，在推力反向情況下，所述翼片至少部分地關閉所述通道，以將冷氣流向格柵葉片偏轉(zhuǎn)，所述格柵葉片通過罩的滑動被暴露出來。
[0011]通常，每個翼片的樞轉(zhuǎn)是通過連接桿引導的，連接桿一方面連接至翼片，另一方面連接至發(fā)動機艙內(nèi)部結(jié)構(gòu)的固定點，限定冷氣流的氣流通道。
[0012]當由于飛機的低離地間隙和渦輪發(fā)動機與飛機機翼之間接近，發(fā)動機艙最大高度的限制很重要時，在機翼下方渦輪噴氣發(fā)動機上的這種格柵推力反向器設備的安裝是復雜的。[0013]此外，這種安裝包括冷氣流通道截面的精細管理。
[0014]在本文的上下文中，已經(jīng)提出在具有低地面間隙的飛機中布置格柵推力反向器設備，通過減少格柵葉片的長度并增加在反向器翼片之間自然存在的軸向空氣逸出(以避免沖突)，當其在反向器噴射設備中展開時，每個翼片和發(fā)動機艙內(nèi)部結(jié)構(gòu)之間的軸向空氣逸出限定了冷氣流流動通道。
[0015]這種每個翼片和發(fā)動機艙內(nèi)部結(jié)構(gòu)之間的逸出限定的通道，在格柵葉片的長度被減小時，甚至會更大，以維持冷氣流的大致相同的流動速率。
[0016]這使得可以減小活動罩的厚度，并因此，機艙可以保持大致圓形截面。
[0017]然而，對于這樣的設備的組件選擇，涉及減小的和低的反向器效率，因為逸出的流動速度會影響反向器效率。
[0018]在本文的上下文中，還提出了一種通過提出一種不圍繞渦輪噴氣發(fā)動機的中心軸線旋轉(zhuǎn)的發(fā)動機艙(被稱為“扁平機艙”)來降低發(fā)動機艙的高度。
[0019]這種扁平機艙首先對反向效率沒有影響?？梢援敺聪蚱髟谡＝Y(jié)構(gòu)中時保持同樣的逸出級別。
[0020]在此情況下，推力反向器翼片具有不同的高度以適應在12點鐘(即，在發(fā)動機艙的上部)和6點鐘方向(B卩，在發(fā)動機艙的下部)的不同的通道高度，驅(qū)動推力反向器翼片的連接桿具有不同的長度以確保翼片都以相同角度樞轉(zhuǎn)。
[0021]逸出翼片和扁平機艙的組合，沒有運動偏移，因而可以用不同長度的連接桿。
[0022]發(fā)明目的
[0023]本發(fā)明的一個目的是提出一種用于具有低地面間隙的飛機的發(fā)動機艙，其具有減小的尺寸，同時對反向效率的不利影響盡可能小。
[0024]本發(fā)明的另一個目的是提出一種用于具有低地面間隙的飛機的發(fā)動機艙，其中降低了推力反向器設備的反向效率的損失。
[0025]還希望提出一種發(fā)動機艙，其中優(yōu)化了冷氣流通道截面的管理。
[0026]為此，本發(fā)明提出一種飛機推進組件，至少包括渦輪噴氣發(fā)動機和發(fā)動機艙，所述渦輪噴氣發(fā)動機機艙包括:
[0027]-外部結(jié)構(gòu)，所述外部結(jié)構(gòu)設有推力反向器設備，以及
[0028]-內(nèi)部結(jié)構(gòu)，所述內(nèi)部結(jié)構(gòu)設計用于覆蓋渦輪噴氣發(fā)動機的下游段，
[0029]所述外部結(jié)構(gòu)和內(nèi)部結(jié)構(gòu)限定了來自于渦輪噴氣發(fā)動機的氣流的流動通道，
[0030]推力反向器設備包括:
[0031]-偏轉(zhuǎn)裝置，用于偏轉(zhuǎn)來自于渦輪噴氣發(fā)動機的至少一部分氣流，以及
[0032]-至少一個活動罩，所述活動罩可以在平行于發(fā)動機艙的縱向軸線的方向平移，該罩能夠在關閉位置和開啟位置之間交替，在所述關閉位置，所述罩確保發(fā)動機艙的氣動連續(xù)性，在所述開啟位置，所述罩開啟發(fā)動機艙中用于偏轉(zhuǎn)氣流的通道，
[0033]-翼片，所述翼片可樞轉(zhuǎn)地安裝在收回位置和展開位置之間，在所述收回位置，其確保發(fā)動機艙的氣動連續(xù)性，在所述展開位置，在推力反向情況下，翼片部分地關閉通道以向偏轉(zhuǎn)裝置偏轉(zhuǎn)氣流，所述偏轉(zhuǎn)裝置通過所述罩的滑動暴露出來，每個翼片都與驅(qū)動系統(tǒng)相關聯(lián)。
[0034]所述發(fā)動機艙的特征在于:[0035]-所述通道在機艙的外圍具有非恒定的橫截面，使得相對于臨近翼片，至少一個翼片相對于渦輪噴氣發(fā)動機的中心軸線徑向偏移，并且
[0036]-用于驅(qū)動徑向偏移翼片的系統(tǒng)，適用于確保所述翼片相對于安裝在通道外圍其余部分上的翼片的偏移運動，具體是提供了不同的翼片關閉角度。
[0037]根據(jù)本發(fā)明的飛機推進組件的其他可選特征，可以單獨考慮或結(jié)合考慮:
[0038]-所述通道在連接至所述推進組件的懸掛塔架的上梁和/或下梁的每一側(cè)上具有減小的橫截面區(qū)域；
[0039]-在上梁和/或下梁的每一側(cè)上，所述罩的內(nèi)護罩的半徑，小于所述護罩沿水平軸線的半徑，所述水平軸線垂直于渦輪噴氣發(fā)動機的中心軸線；
[0040]-驅(qū)動系統(tǒng)適用于執(zhí)行:安裝在通道中的具有減小的橫截面的區(qū)域上的翼片，相對于安裝在所述通道外圍其余部分上的翼片的偏移樞轉(zhuǎn)；
[0041]-驅(qū)動系統(tǒng)適用于:將安裝在所述通道中的具有減小橫截面的區(qū)域上的翼片展開在安裝在通道外圍其余部分上的其他翼片的上游或下游；
[0042]-驅(qū)動系統(tǒng)適用于限制:安裝在所述通道中的具有減小的橫截面的區(qū)域上的翼片，相對于安裝在通道外圍其余部分上的其他翼片的偏移展開；
[0043]-所述驅(qū)動系統(tǒng)包括用于每個翼片的至少一個驅(qū)動連接桿，所述連接桿具有相同長度；位于安裝在通道中的具有減小橫截面的區(qū)域上的翼片上的連接桿的錨固點，沿位于安裝在通道外圍其余部分上的翼片上的連接桿的中心軸線偏移，并位于后一連接桿的錨固點的下游；
[0044]-所述驅(qū)動系統(tǒng)包括用于每個所述翼片的至少一個驅(qū)動連接桿，所述連接桿具有相同長度，位于發(fā)動機艙的內(nèi)部結(jié)構(gòu)上和位于安裝在通道中具有減小的橫截面的區(qū)域上的翼片上的連接桿的錨固點，相對于安裝在通道外圍其余部分上的翼片的錨固點偏移。
[0045]本發(fā)明進一步提出如下描述的發(fā)動機艙。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0046]根據(jù)下述說明書并研究附圖，本發(fā)明的其他特征和優(yōu)點將體現(xiàn)出來，所述附圖中:
[0047]-圖1是飛機推進組件的縱向剖面視圖；
[0048]-圖2是根據(jù)本發(fā)明的一個實施方式的發(fā)動機艙的排氣段的橫向剖面視圖；
[0049]-圖3和圖4是圖2的發(fā)動機艙的推力反向器設備分別處于直接噴射位置和反向噴射位置的縱向剖面視圖，在發(fā)動機艙(實線)的減小通道段，和在發(fā)動機艙(虛線)的標稱通道段的剖面視圖被疊加在每個圖上；
[0050]-圖5是圖4推力反向器設備的俯視圖。
[0051 ] 在所有這些附圖中，相同或相似的附圖標記表示相同或相似的元件或元件組?！揪唧w實施方式】
[0052]值得注意的是，在說明書中定義三個軸X、Y、Z作為參照系，這三個軸表示:
[0053]-用軸X表示渦輪噴氣發(fā)動機的縱向方向，
[0054]-用方向Z表示將渦輪噴氣發(fā)動機的縱向軸線引導至塔架的縱向軸線的方向，并且
[0055]-用軸Y表示與X和Z正交的方向。
[0056]在推進組件安裝在飛機機翼下方的情況下，軸Z通常垂直。
[0057]在下面的描述中，垂直軸將被指示為軸Z，即使飛機推進組件被安裝在另一種結(jié)構(gòu)中，例如為了簡化的目的安裝在機身后部。
[0058]值得注意的是，術語“上游”和“下游”可以被理解為相對于在正常直接噴射操作期間渦輪噴氣發(fā)動機的氣流方向。
[0059]圖1示出了飛機的推進組件I。
[0060]通常，飛機推進組件I特別由發(fā)動機艙10和渦輪噴氣發(fā)動機2形成。
[0061]塔架3能夠?qū)⑼七M組件從飛機的固定結(jié)構(gòu)4懸掛起來，例如在機翼下方或機身上。
[0062]如圖所示，飛機具有小的地面間隙,所述地面間隙為地面和發(fā)動機艙10的最低部分之間的距離，如圖中G表示的。
[0063]此外，可以看出，推進組件I靠近機翼，如虛線示出，在圖中以A表示。
[0064]發(fā)動機艙10設計為形成容納雙流渦輪噴氣發(fā)動機2的管狀殼體，用于引導通過風扇(未示出)葉片產(chǎn)生的氣流(即穿過渦輪噴氣發(fā)動機2的燃燒室的熱氣流)和在渦輪噴氣發(fā)動機2外部循環(huán)的冷氣流。
[0065]通常來說，發(fā)動機艙10具有一種結(jié)構(gòu)，包括形成進氣口的前段11、圍繞渦輪噴氣發(fā)動機風扇的中間段12、以及圍繞渦輪噴氣發(fā)動機并包括推力反向器設備的下游段13。
[0066]更具體地，參考圖2至圖4，發(fā)動機艙10的下游段11包括被稱為OFS的外部結(jié)構(gòu)14和被稱為渦輪噴氣發(fā)動機2的IFS的內(nèi)部整流結(jié)構(gòu)15，所述外部結(jié)構(gòu)14包括推力反向器設備20，所述內(nèi)部整流結(jié)構(gòu)15與外部結(jié)構(gòu)14 一起限定了通道16，該通道16設計用于冷氣流的循環(huán)和排出。
[0067]在這些圖中示出的推力反向器設備20是用于偏轉(zhuǎn)冷流的格柵反向器。
[0068]因此,空間20包括活動罩30,所述活動罩30,沿著與發(fā)動機艙10的縱向軸線X大致平行的方向，相對于發(fā)動機艙10的固定結(jié)構(gòu)17可平移地安裝，所述發(fā)動機艙10的固定結(jié)構(gòu)17包括至少一個前框架18。
[0069]所述罩30也由至少一個噴嘴段40延伸，所述噴嘴段40的目的在于引導冷氣流的排放，所述噴嘴段40安裝在所述罩的下游端。
[0070]更為具體地，罩30包括外護罩31和內(nèi)護罩32，內(nèi)護罩32是前框架18的延續(xù)，用于在渦輪噴氣發(fā)動機2的直接噴射位置限定通道16的外壁，冷氣流在外壁16中流動。
[0071]罩30能夠在關閉位置和開啟位置之間交替，在關閉位置(如圖3所示)，所述罩30確保發(fā)動機艙10的固定結(jié)構(gòu)17的輪廓線的氣動連續(xù)性，覆蓋格柵葉片50，在開啟位置(如圖4所示)，在發(fā)動機艙10的下游，所述罩30開啟發(fā)動機艙10中的通道，暴露格柵葉片50。
[0072]在如圖4所示的開啟位置，罩30允許至少部分冷氣流從渦輪噴氣發(fā)動機2逸出，所述氣流部分被重定向到發(fā)動機艙下游方向，特別通過暴露格柵葉片50，因此產(chǎn)生能夠協(xié)助飛機制動的反向推力。
[0073]在推力反向器設備20的一個實施方式中，為了增加穿過格柵葉片50的冷氣流部分，罩30的內(nèi)護罩32能夠包括多個分布在其圓周上的反向器翼片34。
[0074]在所述滑道罩30上，通過其一端圍繞鉸鏈銷，每個反向器翼片34可樞轉(zhuǎn)地安裝在至少一個收回位置(如圖3所示)和展開位置(如圖4所示)之間，所述收回位置對應于渦輪噴氣發(fā)動機2的直接推力操作，其中，翼片34關閉葉片開口 50并確保具有前框架18的通道16的內(nèi)部氣動連續(xù)性，在所述展開位置，在推力反向情況下，翼片34部分地關閉通道16，以向葉片50偏轉(zhuǎn)冷氣流。
[0075]在本文的上下文中，格柵葉片50的長度被減少，并且當翼片34在展開位置時，至少一個反向器翼片34的尺寸適于產(chǎn)生在反向器翼片34和發(fā)動機艙10的內(nèi)部結(jié)構(gòu)15之間的空氣逸出(在圖4中用箭頭指出)。
[0076]在渦輪噴氣發(fā)動機2的直接推力操作期間，滑動罩30形成發(fā)動機艙的全部或部分下游部分，翼片34被收回到滑動罩30中。
[0077]為了使渦輪噴氣發(fā)動機2的推力反向，如圖4所示，滑動罩30被移動到下游位置中，并且翼片34樞轉(zhuǎn)至展開位置，以將冷氣流向葉片50偏轉(zhuǎn)，形成由葉片50引導的反向氣流。
[0078]此外，更為具體地參照圖2，發(fā)動機艙10是由兩個曲線半罩30構(gòu)成的，只有其中的一個在圖中示出，適用于被連接到固定至飛機推進組件I的懸掛塔架3的上梁和/或下梁(未示出)。
[0079]發(fā)動機艙的這些上部和下梁被垂直地設置在所謂的6點鐘和12點鐘位置。
[0080]有利地，冷氣流16的排氣通道沒有圍繞縱向軸X旋轉(zhuǎn)。
[0081]更為特別地，在平面YZ中，通道16的橫截面在通道16外圍是非恒定的。
[0082]更為特別地，通道的形狀和尺寸適用于提出一種非對稱的冷氣流橫向通道截面，它的尺寸在通道16的水平方向Y比垂直方向Z大。
[0083]通道在與塔架3連接的上梁和/或下梁的每一側(cè)具有扁平段，以與低地面間隙和臨近的機翼4相容。
[0084]通道16具有一個區(qū)域，該區(qū)域在有限的角度范圍上在連接至塔架3的上梁和/或下梁的每一側(cè)(即，在發(fā)動機艙10的上部和/或下部部分)具有減小的橫截面。
[0085]因此，通道16沿Z的高度減小了其上部和/或下部通道部分16。
[0086]為了產(chǎn)生這種通道16，推力反向器設備減小了垂直尺寸。
[0087]更為特別地，兩個半罩30的組件具有橢圓體的形狀，其中長軸平行于軸Y，并且短軸平行于軸Z。
[0088]更為具體地，每個半罩30的內(nèi)護罩32不以點O為中心，并且不是圓形的橫截面，所述點O與縱向軸X —致，而在發(fā)動機艙10的內(nèi)部結(jié)構(gòu)15以點所述O為中心。
[0089]因此，在塔架3的上梁和/或下梁的每一側(cè)上，每個半罩30的內(nèi)護罩32的半徑Rl，小于所述護罩32沿軸Y的半徑R2。
[0090]半徑Rl和R2根據(jù)點O處確定。
[0091]因此，通道16的高度在發(fā)動機艙10的上部和/或下部部分中減小，在這些部分，定義一個區(qū)域，該區(qū)域在前面提到的角度范圍上具有減小的通道16橫截面。
[0092]如圖2所示，根據(jù)其在通道16外圍和發(fā)動機艙10的圓周上的位置，偏轉(zhuǎn)翼片34相對于點O徑向偏移。
[0093]安裝在通道16中具有減小的橫截面的區(qū)域中的翼片34，相對于安裝在通道16的其余外圍上的其他翼片34徑向偏移。[0094]驅(qū)動翼片34的系統(tǒng)在下文結(jié)合圖2至圖4描述。
[0095]每個翼片34是通過固定至發(fā)動機艙10的罩30的樞轉(zhuǎn)軸支撐的，并通過至少一個穿過通道16的連接桿60樞轉(zhuǎn)。
[0096]每個驅(qū)動連接桿60分別圍繞錨固點可旋轉(zhuǎn)地安裝在相應翼片34上和發(fā)動機艙10的內(nèi)部結(jié)構(gòu)15上。
[0097]因此，當罩30由適當?shù)尿?qū)動器驅(qū)動，在發(fā)動機艙10的上游方向或下游方向移動期間，每個連接桿60使相應翼片34樞轉(zhuǎn)。
[0098]值得注意的是，在圖3和圖4示出的實施方式中，在其上游端，翼片34圍繞其樞轉(zhuǎn)點的樞轉(zhuǎn)被確保橫向于發(fā)動機艙縱向軸線X。
[0099]當然，可以通過其下游端，連接通道16的下游翼片34。
[0100]根據(jù)本發(fā)明，驅(qū)動翼片34的系統(tǒng)包括驅(qū)動裝置，所述驅(qū)動裝置適用于有選擇地確保安裝在通道16的具有減小橫截面的區(qū)域上的翼片34，相對于安裝在通道16外圍的其余翼片34偏移運動。
[0101]在一種實施方式中，驅(qū)動裝置適于執(zhí)行:安裝在通道16的具有減少的橫截面的區(qū)域上的翼片34，相對于安裝在通道16外圍其余部分上的翼片34偏移樞轉(zhuǎn)。
[0102]這種驅(qū)動裝置展開安裝在通道16的具有減小的橫截面的區(qū)域上的翼片34，所述翼片34位于其他翼片34的上游或下游，如下述結(jié)合圖3和圖4所述。
[0103]在第二實施方式中，驅(qū)動裝置適用于執(zhí)行:安裝在通道16的具有減少的橫截面的區(qū)域上的翼片34，相對于安裝在通道16外圍其余的翼片34的偏移伸展。
[0104]這種驅(qū)動裝置減慢或加速安裝在通道16的具有減少的橫截面的區(qū)域上的翼片34,相對于其他翼片34的伸展。
[0105]這意味著，安裝在通道16的具有減少的橫截面的區(qū)域上的翼片34的移動和安裝在通道16外圍其余部分上的翼片可以被操縱為相對彼此略微偏移。
[0106]根據(jù)這種驅(qū)動裝置的所述第一和第二實施方式的一個替代方案，驅(qū)動連接桿60設置了不同長度和/或到所述連接桿60的不同位置的錨固點，所述連接桿60位于翼片34上和/或位于發(fā)動機艙10的內(nèi)部結(jié)構(gòu)15上。
[0107]參考圖3和圖4，在通道16的整個外圍上的每個反向器翼片34的驅(qū)動連接桿60具有相同長度，這減少了維修差錯和物流成本。
[0108]在此替代方案中，安裝在通道16的具有減少的橫截面的區(qū)域上(即，在通道16的上部和/或下部上)的翼片34的連接桿60頭部61的錨固點，相對于其他反向器翼片34的錨固點偏移。
[0109]更為具體地，安裝在通道16的具有減少的橫截面的區(qū)域上的翼片34的連接桿60頭部61的錨固點沿軸X偏移，并位于驅(qū)動其他反向器翼片34的連接桿60的頭部61的錨固點的下游。
[0110]這種偏移可在圖3和圖4中看到，其中安裝在通道16的具有減少的橫截面的區(qū)域上的翼片34和其驅(qū)動系統(tǒng)以實線示出，而其他翼片34和相應驅(qū)動系統(tǒng)以虛線示出。
[0111]參考圖4和圖5，在渦輪噴氣發(fā)動機2的推力反向階段,滑動罩30向發(fā)動機艙10的下游方向移動，通過其滑動驅(qū)動反向器翼片34在通道16中樞轉(zhuǎn)。
[0112]在其伸展結(jié)尾，安裝在通道16的具有減小的橫截面的區(qū)域上的翼片34在其他反向器翼片34的下游展開，因此產(chǎn)生與安裝在通道16的具有減少的橫截面的區(qū)域上的翼片34和其他臨近翼片34相切的冷氣流的逸出F，圖5中使用F和相應箭頭指示所述逸出。
[0113]因此，產(chǎn)生在大部分減小的通道16橫截面上的特定逸出F，允許冷氣流沿X以低于現(xiàn)有技術中的推力反向器設備的軸向速度逸出，其中翼片之間的逸出朝向X軸方向。
[0114]推力反向器設備的反向效率的損失因此減少。
[0115]事實上，對于推力反向器設備的給定反向效率，在翼片34下的逸出更為重要，因此，格柵葉片50的長度可以被減少，使得它們易于安裝在推力反向器罩的厚度中和/或發(fā)動機艙10的中間段中。
[0116]事實上，對于通過反向器的給定的流動速率，逸出空氣的增加降低了效率，因為噴出的空氣在軸向方向產(chǎn)生推力。
[0117]如果以相同流動速率通過逸出流的切向偏移，在軸向方向上產(chǎn)生的推力更小，效率會增加。
[0118]通過選擇一個給定的效率作為目標，因此可能，在反向器中仍然以全氣流速度，在葉片中通過更少的空氣并在逸出段通過更多的空氣，因此，以減少葉片的長度(大約1%-2%)。
[0119]此外，如圖5中特別示出，翼片34的樞轉(zhuǎn)點可以被安裝在罩30氣動線的厚度中。
[0120]當然，如果氣動線不夠厚，可以根據(jù)所選的運動學，以與內(nèi)部或外部關聯(lián)的氣動整流罩來設置所述線的懸鏈線。
[0121]此外，在圖2中，發(fā)動機艙10包括五個推力反向器翼片34，所述反向器翼片34在每個半罩30上樞轉(zhuǎn)。
[0122]當然，翼片的數(shù)量依賴于發(fā)動機的形狀和尺寸，而不局限于這里示出的。
[0123]雖然本發(fā)明已經(jīng)描述了一個特定的示例性實施方式，但它絕不局限于上述實施例，而是包括落入本發(fā)明的保護范圍內(nèi)的所描述的方案的所有技術等同物及其組合。
[0124]因此，例如可以考慮將本發(fā)明應用到一種推力反向器，其中推力反向器罩形成為一個單件，在反向器的整個外圍(所謂的O管推力反向器)。
[0125]因此，例如也可以考慮將冷氣通道具有減小的截面區(qū)域的推力反向器翼片的錨固點設置在其他翼片的錨固點的上游，這樣將12點鐘/6點鐘位置的翼片安置在當前區(qū)域翼片的前方。
【權(quán)利要求】
1.一種至少包括渦輪噴氣發(fā)動機(2)和發(fā)動機艙(10)的飛機推進組件(I)，所述發(fā)動機艙(10)包括: -外部結(jié)構(gòu)，所述外部結(jié)構(gòu)設有推力反向器設備(20 )，以及 -內(nèi)部結(jié)構(gòu)，所述內(nèi)部結(jié)構(gòu)設計成覆蓋所述渦輪噴氣發(fā)動機的下游段， 所述外部結(jié)構(gòu)和所述內(nèi)部結(jié)構(gòu)限定了用于來自于所述渦輪噴氣發(fā)動機(2)的氣流的流動通道(16)， 所述推力反向器設備(20 )包括: -偏轉(zhuǎn)裝置(50 )，所述偏轉(zhuǎn)裝置(50 )用于偏轉(zhuǎn)來自于所述渦輪噴氣發(fā)動機(2 )的至少一部分氣流，以及 -至少一個活動罩(30)，所述活動罩(30)能夠在平行于所述發(fā)動機艙的縱向軸線的方向平移，所述罩能夠在關閉位置和開啟位置之間交替，在所述關閉位置所述罩確保所述發(fā)動機艙的氣動連續(xù)性，在所述開啟位置所述罩開啟所述發(fā)動機艙中用于偏轉(zhuǎn)氣流的通道， -翼片(34)，所述翼片(34)能夠樞轉(zhuǎn)地安裝在收回位置和展開位置之間，在所述收回位置，其確保所述發(fā)動機艙的氣動連續(xù)性，在所述展開位置，在推力反向情況下，所述翼片部分地關閉通道(16)以向偏轉(zhuǎn)裝置(50)偏轉(zhuǎn)氣流，所述偏轉(zhuǎn)裝置(50)通過由所述罩(30)的滑動暴露，每個翼片(34)都與驅(qū)動系統(tǒng)相關聯(lián)， 所述推進組件的特征在于，所述通道(16)在所述發(fā)動機艙(10)的外圍具有非恒定的橫截面，使得相對于臨近翼片(34)，至少一個翼片(34)相對于渦輪噴氣發(fā)動機(2)的中心軸線徑向偏移，并且 其中，用于驅(qū)動翼片(34)徑向偏`移的系統(tǒng)，適用于確保所述翼片(34)相對于安裝在所述通道外圍其余部分上的翼片(34)的偏移運動。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的組件，其特征在于，在連接至所述推進組件的懸掛塔架(3)的上梁和/或下梁的每一側(cè)上，所述通道(16)具有減小的橫截面區(qū)域。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的組件，其特征在于，在所述上梁和/或下梁的每一側(cè)上，所述罩(30)的內(nèi)護罩(32)的半徑(Rl)小于所述內(nèi)護罩(32)沿水平軸線的半徑(R2)，所述水平軸線與渦輪噴氣發(fā)動機的中心軸線(X)垂直。
4.根據(jù)權(quán)利要求2或3所述的組件，其特征在于，所述驅(qū)動系統(tǒng)適用于執(zhí)行:安裝在所述通道(16)中的具有減小的橫截面的區(qū)域上的翼片(34)，相對于安裝在所述通道外圍其余部分上的翼片(34)的偏移樞轉(zhuǎn)。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的組件，其特征在于，所述驅(qū)動系統(tǒng)適用于:將安裝在所述通道(16)中的具有減小的橫截面的區(qū)域上的翼片(34)展開在安裝在通道(16)外圍其余部分上的其他翼片(34)的上游或下游。
6.根據(jù)權(quán)利要求2或3所述的組件，其特征在于，所述驅(qū)動系統(tǒng)適用于限制:安裝在所述通道中的具有減小的橫截面的區(qū)域上的翼片(34)，相對于安裝在通道外圍其余部分上的其他翼片的偏移展開。
7.根據(jù)權(quán)利要求2至6中任一項所述的組件，其特征在于，所述驅(qū)動系統(tǒng)包括用于每個翼片(34)的至少一個驅(qū)動連接桿(60)，所述連接桿(60)具有相同長度；位于安裝在所述通道(16)中的具有減小橫截面的區(qū)域上的翼片(34)上的連接桿(60)的錨固點(61)，沿位于安裝在通道外圍其余部分上的翼片(34)上的連接桿(60)的中心軸線(位于所述錨固點(61)的下游)偏移。
8.根據(jù)權(quán)利要求2至7中任一項所述的組件，其特征在于，所述驅(qū)動系統(tǒng)包括用于每個所述翼片(34)的至少一個驅(qū)動連接桿(60)，所述連接桿(60)具有相同長度；位于發(fā)動機艙(10)的內(nèi)部結(jié)構(gòu)上和位于安裝在所述通道(16)中的具有減小橫截面的區(qū)域上的翼片(34)的連接桿的錨固點，相對于安裝在通道(16)外圍其余部分上的翼片(34)的錨固點偏移。
9.一種根據(jù)權(quán)利要求1至8中任一項的用于推進組件的機艙。
【文檔編號】F02K1/72GK103717867SQ201280037736
【公開日】2014年4月9日 申請日期:2012年7月17日 優(yōu)先權(quán)日:2011年7月29日
【發(fā)明者】皮埃爾·卡呂埃勒 申請人:埃爾塞樂公司