[发明专利]航空器的发动机机舱和带有该机舱的航空器

说明书

技术领域

本发明涉及配备有可变喷口系统的航空器的发动机机舱的发明。

背景技术

该可变喷口系统最初为军用航空领域的应用而开发。

该系统可以显著地改善涡轮机的热力学性能。

传统地，班机上安装的涡轮机并不配有可变喷口系统。

实际上，传统的可变喷口系统导致很重要的尺寸限制，这些限制 直接与喷口的周长相关，该喷口的截面应当被修改。

然而，配置在班机上的涡轮机有着高旁通比的特征，所述旁通比 几乎在4到8之间，这引起喷口的直径相对而言较大。

出于此原因，在班机上整合传统的可变喷口系统冒着风险：显著 增加发动机机舱的复杂性和质量，所有这些损坏推进的整体的空气动力学 性能，这是不能被接受的。

发明内容

此发明旨在用于高旁通比的航空器的发动机的机舱，在所述机舱 中安装有一具有纵向轴线的发动机，所述机舱包括一壁体，所述壁体按至 少部分地同中心的方式围绕着发动机，并且与所述发动机一起形成流体内 部流动的环形导道，在所述机舱的壁体的所谓的下游端部处，所述环形导 道具有一流出通道截面，其特性在于，所述机舱包括移动部件，所述移动 部件在操控下移动所述机舱壁体的一部分，以便改变所述流出通道截面， 该移动在所述机舱的壁体中产生具有纵向跨度的至少一个开口，所述机舱 包括一形成流体屏障的装置，所述形成流体屏障的装置沿着所述至少一个 开口的纵向跨度的至少一部分延伸，以便抵抗称作漏逸流动的一部分穿过 所述至少一个的开口的自然排出。

通过移动机舱的壁体的一部分使流出通道截面变化，在高旁通比 甚至很高的旁通比的涡轮机上以简单且轻便的方式实现可变截面的喷口。

此外，流控装置使得可以以简单的方式限制甚至阻止内部流动的 一部分(漏流)穿过布置在壁体中的一个或者多个开口的自然通行。实际 上，所述装置在所述一个或者多个的开口中的或者在其入口附近按受控的 流体循流的方式形成一阻隔。所述射流屏障沿所述的一个或者多个开口的 纵向跨度纵向延伸。该射流阻隔的存在因此在环形导道中引导内部的流体 流动。

漏逸流动因此不能获得生成，而通过所述形成的一个或多个开口 从机舱流出(但作为例外，在某些情形下，有不显著的很弱的流量)。因 此，由于本发明，近全部的内部流体流动以直接的方式贡献于发动机的推 力。本发明使得可以因此增加配有可变喷口系统的发动机的效率，这是较 之于配备有这样的可变喷口系统的发动机：在该可变喷口系统中，全部漏 逸流动通过所述可变喷口的机构产生的一个或者多个开口流出。

通过阻止产生的几乎全部该漏逸流动，较之于仅配有无流体屏障 的可变喷口系统的发动机，将显著减少空气动力学的损失：涡流现象几乎 消除，同样减少正面阻力。因此推进组件的空气动力学性能得到了改善。

对于高旁通比的涡轮机，送气器的直径很大，因此可以产生的流 出通过截面的变化足够大到在送气器的行为上产生强的影响。因此在飞行 的各个阶段推进系统的效率得到增加。

此外，在低速运行的不同阶段(起飞，迫近和降落)，安装在班 机上涡轮机上的可变喷口系统的采用使得可以减小涡轮机下游气体的喷射 速度，同时减少伴生的声音排放。这一优势是在现行航空条件下的决定参 数，在现行航空条件上，对于班机来说，声音的限制越来越严厉。

当可变喷口系统被整合在一高旁通比甚至很高的旁通比的涡轮机 上时，可变喷口系统在空气动力学和热力学性能方面因此具有明显的优点。

根据一特性，所述形成流体屏障的装置包括喷射部件，所述喷射 部件与所述至少一个开口成直角地(au droit de)喷射高能流体。

该简洁且高效的流控装置，借助于固定的流体喷射部件和已使用 的能量，可来源于机舱自身(例如：来自发动机的压力气体)。

喷射流体的热力学和空气动力学参数的至少之一允许控制喷射流 体流动的给定方向和该流动的数量。

注意到，同样的热力学和空气动力学的参数可以用于控制不论是 喷射流体流动的取向还是其数量。

总之，流体诱导器(inducteur fluidique)的效率(受控制的漏逸 流与无流控装置的总漏逸流的百分比)是空气动力学性能(速度，涡流率， 等等)及喷射的高能量流体的热力学的性能(压力，温度，流量...)的函 数。