[发明专利]改善双流式涡轮发动机性能的方法和使用这种方法的涡轮喷气发动机

说明书

本发明涉及应用于飞行器的双流式涡轮发动机的改进，所述改进可以提高所述涡轮发动机的性能并且降低其在巡航飞行过程中的噪声。

更具体地，本发明涉及这种类型的双流式涡轮发动机(比如在文件WO 2006/123035中所描述的)，其环绕纵向轴线包括：

-发动机舱，其具有发动机舱外罩，并且包含产生冷气流的鼓风机和产生热气流的中央发生器；

-环状冷气流通道，其设置在所述热气流中央发生器的周围；

-鼓风机外罩，其在所述发动机舱外罩一侧界定所述环状冷气流通道；

-环状冷气流出口，其边缘形成所述发动机舱的后缘，并且该边缘由朝彼此会聚直至相遇的所述发动机舱外罩和所述鼓风机外罩确定；

-鼓风机内罩，其在所述热气流中央发生器一侧界定所述环状冷气流通道，穿过所述冷气流出口，并且形成向所述涡轮发动机的后部凸出到所述冷气流出口外面的凸出部；以及

-冷气流喷管颈，其设置在所述冷气流出口的前面、在所述鼓风机内罩与所述鼓风机外罩之间，并且其环状截面具有由涡轮发动机的热力学循环所固定的标称面积，该标称面积小于所述冷气流出口的面积，使得在所述冷气流通道的后部形成会聚/发散的喷管。

当装有此种涡轮发动机的飞行器飞行时，尤其在巡航飞行中，众所周知的是，由于所述冷气流和所述发动机舱周围的外部流线型气流(l′écoulement aérodynamique)之间在所述冷气流出口处存在压力差，因此在所述喷管颈后面的冷气流中，会出现超音超速区和亚音速区的交替，超音超速区和亚音速区之间的转变是突然的，而非渐进的，也没有中间速度值，导致了直冲击(chocs droits)。由此导致，所述冷气流是冲击波所在地，所述冲击波向所述涡轮发动机后方传播，不仅产生很大的噪声(所谓的“冲击元噪声(bruit de cellules de choc)”)，而且降低了涡轮发动机的性能，从而也降低了装有该涡轮发动机的飞行器的性能。

本发明的目的是消除这些缺点，同时考虑这样一个事实，即通常来说，飞行器，尤其是民用运输飞机，都是为了重复地完成相似的飞行任务而设计的。

为此，根据本发明，改善双流式涡轮发动机性能的方法，该双流式涡轮发动机为如上所述类型的并且被安装在需要完成确定的飞行任务的飞行器上，所述确定的飞行任务包含巡航飞行阶段，该方法的特别之处在于：

-确定所述冷气流的分别对应于所述巡航阶段的开始及结束时的膨胀率极限值；

-在所述极限值之间，选择所述膨胀率的参考值；

-针对该膨胀率的参考值，确定所述冷气流出口的面积的理论值；

-沿所述纵向轴线设置所述冷气流出口，使得其面积与所述理论值相对应。

因此，通过本发明，至少基本上使所述涡轮发动机的喷管适应所述飞行任务的巡航飞行条件，在冷气流出口处的冷气流压力因而可以与发动机舱周围的外部流线型气流的压力相近或者相等。这使得所述冷气流中的超速区和冲击消失，从而改善了涡轮发动机的性能并且降低了其噪声。

我们注意到，文件US 2004/0031258A1提及了一种涡轮发动机，其中，为了避免在喷管出口处的冲击波，因此选择所述喷管的进口面积和出口面积之比的值。我们还注意到，文件EP-A-1 619376描述了一种几何构造可通过轴向滑动而变化的喷管。

在根据本发明的方法中，所述冷气流的膨胀率的所述值，根据诸如飞行器的类型、飞行器的质量、期望的性能、所需推进力、飞行高度概况等参数，通过计算而确定。

因此，很容易确定膨胀率的参考值，因为其至少大约等于冷气流的分别对应于所述巡航阶段的开始及结束时的膨胀率极限值的平均值。

有利地，所述冷气流出口的面积的所述理论值(对应于所述膨胀率参考值)是根据辅助理论值而确定的，该辅助理论值代表所述冷气流出口的理论面积与所述喷管颈的截面的标称面积之比。因此，所述辅助理论值可以从供空气动力学家使用的表格中提取，该表格一般称为“等熵膨胀或压缩表-冲击表”(英语为“Expanded Mach Number Chart”)。

事实上，我们知道，一方面，在膨胀率(其为总压力Pt与静态压力P(这里指环境压力)之比Pt/P)与膨胀马赫数M之间存在第一双向单射，另一方面，在膨胀马赫数M与等熵流管道的截面积(即，出口的理论面积Ath)和马赫数为1处的截面的面积之比(即，喷管颈的面积Ac)之间存在第二双向单射。