[发明专利]包括具有可变供给部的被整合至后部机身中的涡轮发动机的航空器

说明书

本发明涉及一种由具有对转的风机(7，8)的涡轮发动机推进的航空器，该涡轮发动机被并入在航空器的机身(1)的后部处，处于该机身的延长部中，并且该涡轮发动机包括至少两个气体发生器(2a，2b)，该气体发生器经由共用的中心流道(4)供给动力涡轮(3)，涡轮(3)包括两个对转的转子(5，6)，该转子用于驱动被设置在气体发生器(2a，2b)的下游的两个风机(7，8)，所述航空器包括被布置用于将动力涡轮(3)中的气体流分离至至少两个同心的流道(16，17)中的装置(15)和包含第一装置的设备，该第一装置用于在所述流道(16，17)之间分配来自于中心流道(4)的气体流(21‑24)，第一分配装置被构造成能够打开或关闭动力涡轮(3)的流道(16，17)中的至少一个所谓的可封闭的流道(16)的供给部。

技术领域

本发明涉及诸如为飞机的、尤其为民航飞机的由涡轮发动机推进的航空器的领域，该涡轮发动机被整合至机身的延长部中，位于机身的下游。本发明更具体地涉及用于针对出于安全性原因而必须考虑的特殊运行情况来调整这种类型架构中的涡轮发动机的装置。

背景技术

专利申请FR-A1 2997681提出了一种新的航空器架构，以通过由吸收边界层致使的减小空气动力阻力来减小噪声污染和航空器燃料消耗。

在这种架构中，航空器被具有涵道对转风机的涡轮发动机推进，涡轮发动机被整合在航空器的机身的后部。通常，涡轮发动机包括至少两个气体发生器，该气体发生器供给具有两个对转转子的动力涡轮，这两个对转转子用于驱动被布置在气体发生器的下游的两个风机。气体发生器具有不同的侧部进气口以对每个发生器进行供给。

在气体发生器的下游，风机被布置在航空器的机身的接续部中并且通常由连接至该风机的环形圈供给，以至少吸收一部分在机身周围形成的边界层。风机的直径大约为机身在其最大横截面处的直径。风机的旋转速度通常低于传统的涡轮发动机的旋转速度，尤其以确保扇叶末端处的亚音速的速度，并且该风机的半径较大。

因此，动力涡轮的尺寸被设置为以被所有气体发生器供给的方式来运行。在气体发生器中的一个由于自发的或意外的原因而被关停的情况下，进入涡轮的流很大程度地减少。例如，在两个气体发生器中仅有一个运行的情况下，该进入涡轮的流实际上被除以二。于是，对于所讨论的流而言，涡轮的流涵道的通道横截面过大，并且流在该流涵道中的速度大大降低。涡轮提供的动力取决于流率和经过其的流速，该动力下降得过低并且例如远低于具有两个单独的涡轮发动机的航空器在这些发动机中的一个关停时所得到的动力。

此外，在提出的航空器设计中，进气口的位置和形状可导致气体发生器被供给具有高程度畸变的流，这将有损于该气体发生器的低压压气机的稳定性。特别地，动力涡轮的空气动力通道横截面的过大变化显著地影响了气体发生器压气机的运行能力，并且可能导致运行的气体发生器发生喘振的风险。

本发明的目标尤其在于对涡轮进行调整以适应气体发生器中的一个被关停而至少一个气体发生器仍在运行的情况。

发明内容

为此，本发明涉及一种由具有对转的风机的涡轮发动机推进的航空器，涡轮发动机被整合在航空器的机身的后部处，处于机身的接续部中，并且该涡轮发动机包括至少两个气体发生器，该气体发生器通过共用的中心流涵道供给动力涡轮，涡轮包括两个对转的转子，该转子用于驱动位于气体发生器的下游的两个风机，航空器包括分离装置和包含第一分配装置的设备，该分离装置被设计成将动力涡轮中的气体的流分离至同心的流涵道中，该第一分配装置用于在这两个流涵道之间分配来自于中心流涵道的气体流，所述第一分配装置被设计成能够打开或关闭动力涡轮的至少两个同心的流涵道之中的被称为可掩盖的流涵道的至少一个流涵道的供给部。