包括用于改善反向推力阶段的活动件的飞行器推进单元的进气管及使用该进气管的方法
本发明涉及一种包括推力反向装置的飞行器推进单元(8)的进气管(1)，推力反向装置将在外辅助风道(6)中从上游向下游环流的旁通气流改变为从下游向上游环流的反向气流(F‑INV)，进气管(1)包括设有开口(14)的内壁(10)，在每个开口(14)中设有包括遮挡壁(20)和偏转壁(21)的活动件(2)，活动件(2)以可在遮挡位置与偏转位置(P2)之间转动的方式安装，在遮挡位置，遮挡壁(20)封堵开口(14)，以便引导旁通气流并改善推力阶段，在偏转位置(P2)，偏转壁(21)封堵开口(14)，以便分离反向气流(F‑INV)并改善反向推力阶段(B)。
发明专利
CN202280040682.1
2022-06-02
CN117480317A
2024-01-30
F02C7/042(2006.01)
赛峰飞机发动机公司
乌尔里·苏维顿
法国巴黎75015瓦林武术将军街2号
厦门龙格思汇知识产权代理有限公司
钟毅虹
法国;FR
1.一种飞行器推进单元(8)的短舱(3)的进气管(1)，所述飞行器推进单元(8)沿从上游向下游延伸的纵向轴线(X)延伸并包括涡轮发动机(7)，所述涡轮发动机(7)包括径向内主风道(5)和径向外辅助风道(6)，所述径向内主风道(5)和径向外辅助风道(6)被配置为在推力阶段(A)从上游向下游分别引导主气流(F1)和旁通气流(F2)，所述涡轮发动机(7)包括位于上游并绕所述纵向轴线(X)转动的风扇(4)，所述飞行器推进单元(8)包括推力反向装置，所述推力反向装置被配置为在反向推力阶段(B)将所述旁通气流(F2)转化为在所述外辅助风道(6)中从下游向上游流动的反向气流(F-INV)，所述短舱(3)在所述涡轮发动机(7)的径向外部绕涡轮发动机延伸并在其上游端包括所述进气管(1)，所述进气管(1)包括朝向所述纵向轴线(X)的内壁(10)、与所述内壁(10)相对的外壁(11)以及在上游连接所述内壁(10)和所述外壁(11)的进气管唇缘(12)，所述进气管(1)的特征在于： 所述内壁(10)包括多个开口(14)，各开口(14)包括上游端(15)和下游端(16)，且 所述进气管(1)包括多个活动件(2)，每个开口(14)中转动安装一活动件(2)，每个活动件(2)包括遮挡壁(20)和与所述遮挡壁(20)相对的偏转壁(21)，所述活动件(2)被配置为在遮挡位置(P1)和偏转位置(P2)之间转动： °在所述遮挡位置(P1)，所述遮挡壁(20)朝向所述纵向轴线(X)，封堵所述开口(14)并沿所述内壁(10)延伸，从而引导所述旁通气流(F2)以改善推力阶段(A)； °在所述偏转位置(P2)，所述偏转壁(21)朝向所述纵向轴线(X)，封堵所述开口(14)并被配置为分离所述反向气流(F-INV)以改善反向推力阶段(B)。 2.如权利要求1所述的进气管(1)，其特征在于，每个活动件(2)包括连接所述遮挡壁(20)和所述偏转壁(21)的分离端(22)，所述分离端(22)被配置为在所述偏转位置(P2)时相对所述内壁(11)径向向内延伸。 3.如权利要求2所述的进气管(1)，其特征在于，所述分离端(22)呈尖头状，优选地角度小于30°。 4.如权利要求2或3所述的进气管(1)，其特征在于，所述分离端(22)被配置为在所述遮挡位置(P1)时延伸至所述下游端(16)。 5.如权利要求1至4中任一项所述的进气管(1)，其特征在于，每个活动件(2)包括连接所述遮挡壁(20)和所述偏转壁(21)的封堵端(23)，所述封堵端(23)被配置为在所述遮挡位置(P1)时与所述上游端(15)配合，在所述偏转位置(P2)时与所述下游端(16)配合。 6.如权利要求5所述的进气管(1)，其特征在于，所述封堵端(23)被配置为在所述遮挡位置(P1)与所述偏转位置(P2)之间转动时均位于内壁(11)的径向外侧。 7.如权利要求1至6中任一项所述的进气管(1)，其特征在于，每个活动件(2)绕与所述内壁(11)相切且位于纵向轴线(X)的横截面中的转动轴线(X2)的转轴(26)转动。 8.如权利要求7所述的进气管(1)，其特征在于，所述活动件(2)在所述转轴(26)的两侧延伸，所述转轴(26)优选地相较于所述开口(14)的所述下游端(16)更靠近所述上游端(15)。 9.一种飞行器推进单元(8)，沿从上游向下游延伸的纵向轴线(X)延伸并包括涡轮发动机(7)，所述涡轮发动机(7)包括径向内主风道(5)和径向外辅助风道(6)，所述径向内主风道(5)和径向外辅助风道(6)被配置为在推力阶段(A)从上游向下游分别引导主气流(F1)和旁通气流(F2)内，所述涡轮发动机(7)包括位于上游并绕所述纵向轴线(X)转动的风扇(4)，所述飞行器推进单元(8)包括推力反向装置，所述推力反向装置被配置为在反向推力阶段(B)将所述旁通气流(F2)转换为在所述外辅助风道(6)中从下游向上游流动的反向气流(F-INV)，其特征在于，所述短舱(3)在所述涡轮发动机(7)的径向外部绕涡轮发动机延伸并在其上游端包括如权利要求1至8中任一项所述的进气管(1)，所述风扇(4)优选地包括可变桨距叶片，以便形成所述推力反向装置。 10.一种使用如权利要求1至8中任一项所述的飞行器推进单元(8)的进气管(1)的方法，其特征在于，每个活动件(2)在初始状态下处于所述遮挡位置(P1)，从而引导所述旁通气流(F2)以改善推力阶段(A)，所述方法包括在反向推力阶段(B)在所述偏转位置(P2)转动(E1)每个活动件(2)以分离所述反向气流(F-INV)。