CN113646233A - 用于飞行器推进组件的机舱的空气入口管道 - Google Patents

Abstract

本发明涉及用于飞行器推进组件(10)的机舱(26)的空气入口管道(60)，该管道(60)包括环形本体(50)和环形空气入***部(40)，该环形空气入***部包括两个同轴的环形壁(41，42)，这两个同轴的环形壁分别为内壁(41)和外壁(42)，内壁(41)限定了空气入口管道(60)的内环形表面的部分，并且外壁(42)限定了空气入口管道(60)的外环形表面的部分，空气入口管道(60)进一步包括控制***(70)，该控制***用于使唇部(40)相对于所述本体(50)从第一位置轴向平移到第二位置，在第一位置，唇部(40)附接到所述本体(50)，在第二位置，唇部(40)与所述本体(50)轴向隔开。根据本发明，管道(60)进一步包括一环形排的格栅(90)，该环形排的格栅平移地固定到唇部(40)，环形排的格栅被构造成在所述第一位置(50)被容纳在本体内，并且在所述第二位置从本体(50)延伸，使得进入空气入口管道(60)的空气流(100)行进穿过该环形排的格栅。

Description

用于飞行器推进组件的机舱的空气入口管道

技术领域

本发明涉及航空领域，更具体地，涉及用于飞行器推进组件的机舱的空气入口管道。

背景技术

特别地，现有技术包括文献US-A-3400902、US-A-4047911以及US-2014/127001。

推进组件包括被机舱包围的涡轮机类型的发动机。如果涡轮机是双流涡轮喷气发动机，行进穿过空气入口管道的空气流行进穿过风扇叶片，然后分成进入涡轮机中的主空气流以及围绕涡轮机流动的次级空气流。

机舱包括空气入口管道、中间结构件以及下游结构件，空气入口管道、中间结构件以及下游结构件连接在一起形成次级空气流通道。

一方面，空气入口管道包括空气入***部，该空气入***部被布置成使得能够在发动机的整个运行范围上最佳地捕获供应发动机所需的空气，同时使得损失和阻力最小化；另一方面，空气入口管道包括本体，唇部被附接在该本体上，并且该本体旨在将空气适当地朝风扇叶片输送。

申请FR2936492A1和FR2938237A1描述了这种空气入口管道，当飞行器移动时，空气入口管道的唇部与本体相连，但是当飞行器在地面上，为了便于机舱的维护，空气入口管道的唇部被构造成移动远离本体。

在低速情况下(例如在地面上、在起飞或着陆期间)，例如飞行器的大攻角或侧风(即风不平行于机舱的纵向轴线)的不利条件会导致空气入口管道捕获到的空气流量的下降。然而，为了不对发动机的可操作性产生不利影响并且不对发动机的使用产生限制，将该流量保持在极限阈值以上是至关重要的。

此外，目前的趋势是减少机舱的长度，并因此减少空气入口导管的长度，这降低了空气入口导管捕获空气的能力，特别地，在上述不利条件下降低了空气入口导管捕获空气的能力。

本发明对上述问题提供了简单、有效且经济的解决方法。

发明内容

为此，本发明提出了用于飞行器推进组件的机舱的空气入口管道，该管道包括环形本体和环形空气入***部，该环形空气入***部包括两个同轴的环形壁，两个同轴的环形壁分别为内壁和外壁，内壁限定了空气入口管道的内环形表面的部分，并且外壁限定了空气入口管道的外环形表面的部分，空气入口管道进一步包括控制***，该控制***用于使唇部相对于所述本体从第一位置轴向平移移动到第二位置，在第一位置，唇部接合到所述本体，在第二位置，唇部与所述本体轴向间隔开。根据本发明，空气入口管道进一步包括一环形排的格栅，该环形排的格栅平移地与唇部固定在一起，并且环形排的格栅被构造成在所述第一位置被容纳在所述本体中，并且在所述第二位置从所述本体延伸并且旨在被进入空气入口管道的空气流穿过。

根据本发明，该管道包括使唇部相对于所述本体平移的至少一个引导***，该引导***是导轨和滑道类型的。

因此，一方面通过在唇部和本体之间设置一距离，另一方面通过在唇部和本体之间的距离中***格栅，本发明使得横向的空气流能够穿过该距离进入机舱，然后通过沿优化的方向穿过格栅来对横向的空气流进行整流(redressé)。可以对在通过格栅整流后的横向的空气流的方向进行选择，以特别减少在空气入口管道中空气分离的风险，从而减少供应涡轮机及涡轮机的风扇的空气流变形的风险。这种整流(redressement)还使得进入发动机的横向的空气流能够更好的分布，从而增大发动机的空气捕获表面。因此，本发明使得能够防止很少的或没有空气流穿过发动机的部分，特别地穿过***部分(即，靠近机舱的那些部分)。

因此，根据本发明的空气入口管道使得能够增大由空气入口管道捕获的空气流的流量，以便特别地在上述不利条件下更好地引导空气流并改善空气流在机舱内的分布。因此，发动机在性能和可操作性方面得到了提高。此外，本发明的优点是在不改变唇部的外部结构的情况下，使得格栅能够被容纳在本体中。

根据本发明的空气入口管道可以包括以下特征中的一个或多个，这些特征彼此单独地采用或者彼此结合地采用：

-所述控制***包括至少一个致动器，该至少一个致动器被定向成基本上平行于空气入口管道的纵向轴线，

-两个同轴的环形壁通过横向加强环形壁彼此连接，以及

-加强壁与内壁和外壁一起限定出环形接纳隔间，用于对唇部进行除冰的流体的循环管穿过该环形接纳隔间。

本发明进一步涉及一种飞行器推进组件，该飞行器推进组件包括机舱，该机舱装备有如上文所述的管道。

附图说明

从以下以非限制性示例的方式并且参照附图进行的描述，将更好地理解本发明，并且本发明的其它细节、特征和优点将变得更加清楚，在附图中：

[图1]图1是飞行器推进组件的轴向截面示意图；

[图2]图2是在第一位置的空气入口管道的透视图；

[图3]图3是在第二位置的图2的空气入口管道的透视图；

[图4]图4是在第一位置的空气入口管道的半轴向截面示意图；以及

[图5]图5是在第二位置的空气入口管道的半轴向截面示意图。

具体实施方式

推进组件10包括由机舱26包围的发动机或涡轮机。

参照图1，该涡轮机是双流涡轮机，该双流涡轮机在气流方向上从上游到下游包括：低压(LP)压缩机12、高压(HP)压缩机14、环形燃烧腔室16、高压(HP)涡轮18以及低压(LP)涡轮20，以上这些限定了用于主气流22的流动通道。

高压涡轮18的转子与高压压缩机14的转子成一体以形成高压本体，并且低压涡轮20的转子与低压压缩机12的转子成一体以形成低压本体。每个涡轮的转子通过来自燃烧腔室16的气体的推力来使相关联的压缩机的转子围绕纵向轴线24旋转。

在下面的描述中，术语上游和下游指的是气体在涡轮机中沿纵向轴线24的流动，并且术语上游、下游、径向、横向等应当被认为是相对于该纵向轴线24、或者关于该纵向轴线24来限定的。

机舱26从上游到下游包括：空气入口管道60、中间结构件34以及下游结构件36，空气入口管道、中间结构件以及下游结构件彼此连接，以围绕涡轮机延伸并且围绕涡轮机限定用于次级流28的环形流动通道。

空气入口管道60包括环形空气入***部40，该环形空气入***部适合于使得能够最佳地捕获供应涡轮机的风扇32所需的空气。然后，将该空气分离以形成前面提到的主流22和次级流28。

该唇部40限定了机舱26的横向入口38，机舱的横向入口使得空气能够进入机舱。该唇部40包括与纵向轴线24同轴的两个环形壁41、42，分别为内壁41和外壁42。

内壁41限定了空气入口管道60的内环形表面的部分，空气入口管道的内环形表面的部分使得能够捕获空气流并将空气流引导到风扇32。因此，内壁41是机舱的环形通道的部分。相反地，外壁42限定了空气入口管道60的外环形表面的部分。

空气入口管道60还包括环形本体50，该环形本体50包括内本体壁51和外本体壁52。内本体壁51限定了空气入口管道60的内环形表面的进一步的部分，并因此使得能够将进入机舱26的空气流从唇部40引导到风扇32。像唇部40的内壁41一样，内本体壁51形成机舱26的环形流动通道的部分。相反地，外本体壁52限定了空气入口管道60的外环形表面的另一部分。

图2示出了根据本发明的空气入口管道60，如上文所述，该空气入口管道包括环形本体50和环形空气入***部40。在该图和图3中，为了便于本发明的公开，本体50的外本体壁未示出。

在此，空气入口管道60包括控制***70，该控制***70用于使唇部40相对于本体50轴向平移移动，即使唇部平行于纵向轴线24移动。

因此，控制***70被布置成将唇部40从第一位置(图2)移动到第二位置(图3)，在第一位置中唇部40接合到本体50，在第二位置中唇部轴向远离本体50。

为此，控制***70包括例如至少一个致动器71，在这种情况下包括四个致动器71，特别地包括电动致动器或液压致动器。特别地，致动器被定向成基本上平行于空气入口管道60的纵向轴线24，以将唇部40从图2所示的第一位置推动到图3所示的第二位置，并且能够在相反的方向上拉动唇部40。

图2的管道60还包括至少一个用于引导唇部40相对于本体50平移的***80。

如图3所示，引导***80在此是导轨和滑道类型的，并且包括例如下***81和上***82。下***81和上***82各自包括导轨83和滑道84。在此，导轨83位于本体50上，特别地，导轨位于内本体壁51上，并且滑道位于唇部40上。当唇部从第一位置移动到第二位置、以及唇部从第二位置移动到第一位置时，导轨83和滑道84被构造成平行于纵向轴线24引导唇部40。滑道84包括例如两个边缘85，该两个边缘间隔开以限定间隙86。导轨83包括例如两个轮廓部，该两个轮廓部的形状像U，并且该两个轮廓部被布置成在第一位置时被容纳在间隙86中，并且在第二位置时释放间隙86。边缘85和轮廓部87被构造成使得唇部40能够相对于本体50轴向移动，并且防止任何其他类型的移动。

当唇部40在第一位置时，唇部通过至少一个凸缘可释放地附接到本体50，该凸缘例如位于唇部40的内壁41和本体50的内本体壁51上和/或位于唇部40的外壁42和本体的外本体壁52上。

当唇部从第二位置移动到第一位置时，唇部40相对于本体对中，特别地，唇部通过对中指部和定位部来相对于本体对中，该对中指部位于唇部40和本体50中的一个元件上，该定位部具有与指部互补的形状并且被布置在唇部40和本体50中的另一个元件上。

现在参照图4(唇部40的第一位置)和图5(唇部40的第二位置)，当唇部40在第一位置时，在横向于纵向轴线24的方向上朝向空气入口管道60的横向空气流100特别地通过唇部的外壁42和外本体壁52被阻止进入机舱。另一方面，当唇部40在第二位置，即在与本体50间隔开的位置时，在唇部40和本体50之间形成侧向入口46，然后该相同的横向空气流100穿过侧向入口46自由地进入空气入口管道60。因此，唇部40相对于本体50的纵向平移使得能够增加由空气入口管道60捕获的空气的流量，而不改变横向入口的横截面。因此，穿过机舱的横向入口进入机舱的空气流102未受到本发明的干扰。

唇部40进一步包括一环形排的格栅90。该环形排的格栅90与唇部40平移地固定。特别地，在第一位置(图4)，格栅被构造成被容纳在本体50中，并且在第二位置(图5)，格栅从本体50延伸并且旨在被横向空气流100穿过。

格栅90包括翅部91，当横向空气流100穿过侧入口46进入机舱时，翅部91沿在图5中标注为101的箭头所示的方向引导横向空气流。因此，本发明使得翅片91能够被构造成对横向空气流100的方向进行优化，以优化发动机的性能。

格栅90防止鸟类穿过侧入口46而进入机舱，因此格栅具有防止鸟类进入的功能。

回到图3，特别地，一个或多个滑道84被布置在格栅90中。因此，当唇部40在第二位置时，空气流可以穿过格栅90和/或穿过滑道84、特别地穿过间隙86而进入机舱。

本发明对于所有类型的机舱都是有利的，特别地，对于具有大的横截面的机舱是有利的。实际上，机舱的横截面直径越大，机舱的周长就越大，因此侧入口46就越大。因此，侧入口46对进入机舱的空气流量的影响在具有大的横截面的机舱上更加显著。

唇部40包括例如环形横向加强壁43。该加强壁43与内壁41和外壁42一起限定了环形接纳隔间44，用于唇部40的除冰流体循环的管45延伸穿过该环形接纳隔间44。因此，本发明使得能够与有效的除冰***兼容，防止直接遭受外部天气条件的唇部40结冰。

如果出现问题，空气入口管道60将保持在通常关闭的位置，即保持在第一位置。

Claims (5)

1.用于飞行器推进组件(10)的机舱(26)的空气入口管道(60)，所述管道(60)包括环形本体(50)和环形空气入***部(40)，所述环形空气入***部包括两个同轴的环形壁(41，42)，所述两个同轴的环形壁分别为内壁(41)和外壁(42)，所述内壁(41)限定了所述空气入口管道(60)的内环形表面的部分，并且所述外壁(42)限定了所述空气入口管道(60)的外环形表面的部分，所述空气入口管道(60)进一步包括控制***(70)，所述控制***用于使所述唇部(40)相对于所述本体(50)从第一位置轴向平移移动到第二位置，在所述第一位置，所述唇部(40)接合到所述本体(50)，在所述第二位置，所述唇部(40)与所述本体(50)轴向间隔开，所述管道(60)进一步包括一环形排的格栅(90)，所述环形排的格栅平移地与所述唇部(40)固定在一起，并且所述环形排的格栅被构造成在所述第一位置被容纳在所述本体(50)中，并且在所述第二位置从所述本体(50)延伸并且旨在被进入所述空气入口管道(60)的空气流(100)穿过，其特征在于，所述管道(60)包括使所述唇部(40)相对于所述本体(50)平移的至少一个引导***(80)，所述引导***是导轨和滑道类型的。

2.根据前一项权利要求所述的管道(60)，其中，所述控制***(70)包括至少一个致动器(71)，所述至少一个致动器被定向成基本上平行于所述空气入口管道(60)的纵向轴线(24)。

3.根据前述权利要求中任一项所述的管道(60)，其中，所述壁(41，42)通过横向加强环形壁(43)彼此连接。

4.根据权利要求3所述的管道(60)，其中，所述加强壁(43)与所述内壁(41)和所述外壁(42)一起限定出环形接纳隔间(44)，用于对所述唇部(40)进行除冰的流体的循环管(45)穿过所述环形接纳隔间。

5.飞行器推进组件(10)，所述飞行器推进组件包括机舱(26)，所述机舱装备有根据前述权利要求中任一项所述的管道(60)。

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