[发明专利]用于促进推力反向阶段的飞机推进组件的机舱进气口

权利要求书

1.一种飞机推进组件(8)的涡轮发动机(7)的机舱(2)进气口(1)和风扇(3)的组件，所述飞机推进组件(8)沿着从上游到下游定向的纵轴线(X)延伸，并且包括涡轮发动机(7)，所述涡轮发动机(7)包括径向内部主流路(4)和径向外部次流路(5)，所述径向内部主流路(4)和径向外部次流路(5)构造成在推力阶段(A)期间从上游到下游分别引导主气流(F1)和次气流(F2)，所述涡轮发动机(7)包括在上游的绕纵轴线(X)可旋转地安装的风扇(3)，所述飞机推进组件(8)包括推力反向装置，所述推力反向装置构造成在推力反向阶段(B)期间将次气流(F2)改变成在次流路(5)中从下游向上游循环的反向气流(F-INV)，所述风扇(3)包括多个可变螺距叶片，以便形成飞机推进组件(8)的推力反向装置，所述机舱(2)围绕涡轮发动机(7)向外延伸并且在其上游端包括进气口(1)，所述进气口(1)围绕风扇(3)向外延伸，所述进气口(1)包括纵轴线(X)的外围外壳(11)，所述外围外壳(11)包括转向纵轴线(X)的内壁(13)和与内壁(13)相对的外壁(14)，它们通过进气唇(15)在上游连接，所述进气唇(15)包括前缘以促进推力阶段(A)，所述进气口(1)包括风扇(3)处的内径，称为“风扇半径(R3)”，所述外围外壳(11)包括在径向于纵轴线(X)的平面中的可变曲率，所述组件具有以下特征：

·所述进气口(1)的轮廓是固定的和不可变形的，因此其在推力阶段(A)和推力反向阶段(B)之间保持不变，

·所述外围外壳(11)在每个径向平面中包括最大曲率点(P，P’，P”)，以便从外围外壳(11)分离反向气流(F-INV)，从而促进推力反向阶段(B)，包括曲率半径(R，R’)的密切圆(C，C’)被限定在每个最大曲率点(P，P’，P”)处，在进气口(1)的外围处的曲率半径(R，R’)的平均值(Rmoy)满足：Rmoy0.028*R3。

2.根据权利要求1所述的组件，其中，所述曲率半径(R，R’)的平均值(Rmoy)满足以下关系：Rmoy0.02*R3，并且优选以下关系：Rmoy0.01*R3。

3.根据权利要求1和2中任一项所述的组件，其中，所述进气口(1)的最大曲率点(P，P’，P”)位于外围外壳(11)的上游部分(16)中，所述上游部分(16)包括从进气唇(15)的前缘限定的纵向长度(L16)，并满足以下关系：L166*Rmoy，优选地：L164*Rmoy，并且优选地：L162*Rmoy。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的组件，其中，所述最大曲率点(P，P’，P”)位于进气唇(15)的前缘上。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的组件，其中，所述进气口(1)的最大曲率点(P，P’，P”)一起形成闭合曲线，称为“分离曲线(Q，Q’，Q”)，优选地属于横向于所述纵轴线(X)的平面，优选地为与所述纵轴线(X)相交的中心圆的形式。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的组件，其中，在至少25％的最大曲率点(P，P’，P”)中限定的密切圆(C，C’)的曲率半径(R，R’)的值基本相同，优选地，对于至少50％的最大曲率点(P，P’，P”)，并且优选地，对于所有的最大曲率点(P，P’，P”)。

7.一种飞机推进组件(8)，其沿着从上游到下游定向的纵轴线(X)延伸，并且包括涡轮发动机(7)和机舱(2)，所述涡轮发动机(7)包括径向内部主流路(4)和径向外部次流路(5)，其构造为在推力阶段(A)期间从上游到下游分别引导主要气流(F1)和次要气流(F2)，所述飞机推进组件(8)包括根据权利要求1至6中任一项所述的进气口(1)和风扇(3)的组件，所述涡轮发动机(7)包括在上游的绕纵轴线(X)可旋转地安装的风扇(3)，所述飞机推进组件(8)包括由风扇(3)形成的推力反向装置，所述推力反向装置构造成在推力反向阶段(B)期间将次气流(F2)改变成在次流路(5)中从下游向上游循环的反向气流(F-INV)，所述机舱(2)围绕涡轮发动机(7)向外延伸，并在其上游端包括进气口(1)，飞机推进组件(8)优选包括大于20的稀释率。

8.一种根据权利要求1至7中任一项所述的飞机推进组件(8)的机舱(2)进气口(1)和涡轮发动机(7)风扇(3)的组件的使用方法，其中：

-在推力阶段(A)期间，进气唇(15)将从上游向下游循环的上游气流(F)分成由外壁(14)引导的外部气流(F-EXT)和由内壁(13)引导的内部气流(F-INT)，并且

-在通过改变风扇叶片(3)的桨距实现的推力反向阶段(B)期间，最大曲率点(P，P’，P”)从外围外壳(11)分离，反向气流(F-INV)从进气口(1)中的上游循环以加入外部气流(F-EXT)，以便促进推力反向阶段(B)。