[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

摘要

本发明涉及改善双流式涡轮发动机性能的方法，其中，冷气流(9)的环状出口(6)的面积与所述冷气流(9)的膨胀率参考值相适应，该膨胀率参考值包含于所述膨胀率的分别对应于巡航阶段的开始及结束时的极限值之间。

主权项

一种改善双流式涡轮发动机性能的方法，所述双流式涡轮发动机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括巡航飞行阶段，所述涡轮发动机环绕其纵向轴线(L‑L)包括：‑发动机舱(2)，其具有发动机舱外罩(3)，并且包含产生冷气流(9)的鼓风机(8)和产生热气流(11)的中央发生器(10)；‑环状冷气流通道(12)，其设置在所述热气流中央发生器(10)的周围；‑鼓风机外罩(14)，其在所述发动机舱外罩(3)一侧界定所述环状冷气流通道(12)；‑环状冷气流出口(6)，其边缘(7)形成所述发动机舱(2)的后缘并且由朝彼此会聚直至相遇的所述发动机舱外罩(3)和所述鼓风机外罩(14)确定；‑鼓风机内罩(13)，其在所述热气流中央发生器(10)一侧界定所述环状冷气流通道(12)，穿过所述冷气流出口(6)，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(6)外面的凸出部(16)；以及‑冷气流喷管颈(T)，其设置在所述冷气流出口(6)的前面、在所述鼓风机内罩(13)与所述鼓风机外罩(14)之间，并且其环状截面具有由所述涡轮发动机的热力学循环所固定的标称面积(Ac)，该标称面积(Ac)小于所述冷气流出口(6)的面积(A)，使得在所述冷气流通道(12)的后部形成会聚/发散的喷管(15)，其特征在于：‑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(VR)；‑针对所述膨胀率的参考值(VR)，确定所述冷气流出口(6)的面积的理论值(Ath)；‑沿所述纵向轴线(L‑L)设置所述冷气流出口(6)，使得其面积与所述理论值(Ath)相对应。