[发明专利]机舱进气道和包括这种进气道的机舱

说明书

本发明涉及一种用于飞行器发动机机舱的进气道，该进气道包括连接大致圆筒形内壁和大致圆筒形外壁的前唇，被配置成与涡轮发动机的壁的后凸缘配合的前安装凸缘，该进气道的特征在于，其具有外壁的下游端，该下游端被配置成定位在与外部风扇机罩的上游端齐平的接合区域中，外壁的至少一部分被配置成抵靠支撑结构的至少支撑表面，该支撑结构被配置成固定到涡轮发动机的壁，从而形成风扇壳体，使得该固定在组装位置纵向地位于安装凸缘的下游。

技术领域

本发明涉及一种包括机舱和诸如涡轮喷气发动机的飞行器推进单元，并且特别地涉及这种机舱的进气道。

背景技术

飞行器由一个或多个涡轮喷气发动机推进，每个涡轮喷气发动机容纳在至少一个机舱内。通常，机舱具有管状结构，该管状结构包括涡轮喷气发动机上游的进气段、用于围绕涡轮喷气发动机的风扇的中间段以及容纳推力反向装置的下游段。

机舱的下游段围绕涡轮喷气发动机的燃气发生器，燃气发生器终止于位于涡轮喷气发动机下游的喷嘴。

特别地，机舱的进气段包括具有环形总体形状的前唇缘，其拦截朝向风扇的机舱的进气流。

为此，进气结构的其余部分具有基本上环形的结构，该环形结构包括确保机舱的外部空气动力学连续性的外板或壁以及确保机舱的内部空气动力学连续性的内板或壁，特别是在风扇壳体处于中间段的水平的情况下。进气道唇缘确保形成机舱前缘的这两个壁之间的接合，并且尤其可以集成到外板，从而形成进气道的主壁。

通常，前唇缘由一个单个环形部分构成，该单个环形部分直接紧固在机舱内部的支撑隔板上。而且，应当注意，使用上游隔板，该上游隔板在“D”形前唇缘后面形成环形容积。

更具体地，机舱进气段通常包括：

-内壁，优选地设置有具有上游边缘和下游边缘的大致圆筒形的内声学部件，该部件形成被称为“内筒”的进气道的声学护罩的至少一部分；

-基本上圆筒形的外壁；

-前唇缘，连接形成前缘的内壁和外壁；

-下游安装凸缘，其被配置成用于将进气段安装到涡轮喷气发动机的壁的前凸缘；以及

-后隔板，具有下游端，以将外壁的外部部分固定到下游安装凸缘。

此外，进气道通常包括除冰系统。一种已知类型的除冰或防冰系统，特别是由文献EP0913326B1或US 2002/0179773A1所公开的除冰或防冰系统，包括围绕机舱的圆管，该圆管将涡轮喷气发动机上所采样的热空气供给该机舱的前唇缘的内部容积，以加热其壁。

为了使层流区域向下游延伸，特别出于空气动力学的原因，期望机舱的前唇缘延伸。但是其延伸对机舱其余部分的设计并非没有影响。特别地，机舱应当具有机械刚性性能，以在经受操作载荷时减少其变形。

这导致形成限制机舱的新鲜进气道的前唇缘的部分在截面中观察时具有复杂的形状和大的尺寸。

为了解决这些问题，已经开发了所谓的“延伸的”唇缘的概念，该唇缘包括相对于内壁延伸远下游并且外部地覆盖风扇壳体的一部分的外壁，该外壁以及该唇缘形成一体部分，也就是说，制成一件式。

与机舱的进气段的外罩和前唇缘由单独的部件构成的现有技术相比，现有技术中描述的这种布置允许节省材料质量和部件的复杂性。

然而，虽然这些布置是有利的，但是它们需要添加布置在外罩内部的环形加强件。此外，以这种方式形成的独特部件具有大尺寸和相当大的体积。其制造需要复杂且昂贵的工具。

发明内容

本发明对所有或部分这些缺点进行了补救，并且特别提供了一种解决方案，该解决方案在所谓的延伸唇缘的空气动力学方面具有优点，同时确保了改进的刚度。