3-篩選及標(biāo)引后的專利著錄項目數(shù)據(jù)及專利全文cn101772635b

1、 (19)人民國家知識產(chǎn)權(quán)局*CCNN110011777722663355BB*(12)發(fā)明專利(10)授權(quán)公告號 CN 101772635 B(45)授權(quán)公告日 2013.05.08 (21)申請?zhí)?200880101433.9(51)Int.Cl.F02K 3/06 (2006.01) F02K 1/08 (2006.01)(22)申請日 2008.08.21(30)優(yōu)先權(quán)數(shù)據(jù)0757137 2007.08.23(56)對比文件FRUSUS GB2585270 A,1952.02.12, 全文 . 2825603 A,1958.03.04, 全文 . 792831 A,1958.04.02

2、, 說明書第 1-3 頁(85)PCT申請進(jìn)入國家階段日2010.02.01 (86)PCT申請的申請數(shù)據(jù)PCT/EP2008/060932和附圖 1-5. US 5038559 A,1991.08.13, 說明書第 1-5 欄和附圖 1-7. 2008.08.21(87)PCT申請的公布數(shù)據(jù)WO2009/024594 FR 2009.02.26審查員張煒(73)專利權(quán)人 空中客車運作股份公司地址 法國圖盧茲市 (72)發(fā)明人弗雷德里克茹爾納德 杰羅姆茹爾納德 杰羅姆胡伯(74)專利機(jī)構(gòu) 北京康信知識產(chǎn)權(quán)責(zé)任公司 11240 吳貴明 有限人權(quán)利要求書1頁頁 說說明明書書5頁5 頁附附圖圖3頁3

3、 頁(54) 發(fā)明名稱氣體噴射錐、渦輪噴氣發(fā)動機(jī)及其相關(guān)發(fā)動機(jī)組件 (57) 摘要本發(fā)明涉及一種用于飛行器的渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的氣體噴射錐 (8)，該錐具有空心主體 (30)， 該主體的外圍限定主氣流環(huán)形通道的徑向內(nèi)殼(36)。根據(jù)本發(fā)明，所述錐還包括用于產(chǎn)生主氣流湍流的裝置 (34)，該裝置限制噴射噪音，該裝置可移動地安裝在所述主體上，以便可以從展開位置向收縮位置移動，反之亦然，在該展開位置中， 該裝置相對于空心主體的下游端向下游伸出，在該收縮位置中，該裝置縮回該空心主體中。此外， 所述裝置 (34) 包括 ：圓柱形支撐體 (42)，該支撐體的軸線平行于噴射錐的軸線 (32) ；以及至少一個由支

4、撐體 (42) 支撐的翼 (46)。 CN 101772635 B 權(quán)利要求書CN 101772635 B1/1 頁1. 一種用于飛行器的渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的氣體噴射錐 (8)，所述錐具有空心主體 (30)， 所述空心主體的外圍限定所述渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的主氣流 (14) 的環(huán)形通道 (12) 的徑向內(nèi)殼(36)，其特征在于，所述錐還包括用于產(chǎn)生所述主氣流 (14) 的湍流的裝置 (34)，所述裝置可移動地安裝在所述主體 (30) 上，以便可以從展開位置向收縮位置移動，反之亦然，在所述展開位置中，所述裝置相對于空心主體的下游端向下游伸出，在所述收縮位置中，所述裝置縮回所述空心主體 (30) 中，所述用

5、于產(chǎn)生湍流的裝置 (34) 包括 ：圓柱形支撐體 (42)，所述支撐體的軸線平行于所述噴射錐的軸線 (32) ；以及至少一個由所述圓柱形支撐體 (42) 支撐的翼(46) ；其中，所述空心主體 (30) 包括狹縫 (40)，所述狹縫用于容納處于收縮位置的所述用于產(chǎn)生湍流的裝置 (34) 的每個翼 (46)。 2. 根據(jù)權(quán)利要求 1 所述的氣體噴射錐 (8)，其特征在于，所述裝置 (34) 包括兩個翼(46)，所述兩個翼基本上水平定向并且設(shè)置在所述圓柱形支撐體 (42) 的兩側(cè)上。 3. 根據(jù)權(quán)利要求 1 或 2 所述的氣體噴射錐 (8)，其特征在于，所述用于產(chǎn)生湍流的裝置(34) 在其收縮位置

6、與所述空心主體 (30) 共同形成基本連續(xù)的圓錐形外表面 (52)。 4. 根據(jù)權(quán)利要求 1 或 2 所述的氣體噴射錐 (8)，其特征在于，所述用于產(chǎn)生湍流的裝置 (34) 具有圓錐形下游端 (44)，當(dāng)所述用于產(chǎn)生湍流的裝置處于其收縮位置時，所述圓錐形下游端位于所述空心主體 (30) 的空氣動力學(xué)延伸中。 5. 一種用于飛行器的渦輪噴氣發(fā)動機(jī) (6)，所述渦輪噴氣發(fā)動機(jī)包括根據(jù)上述權(quán)利要求中任一項所述的氣體噴射錐 (8)。 6. 一種用于飛行器的發(fā)動機(jī)組件 (1)，所述發(fā)動機(jī)組件包括根據(jù)權(quán)利要求 5 所述的渦輪噴氣發(fā)動機(jī) (6)、所述渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的懸掛架 (4) 和發(fā)動機(jī)艙 (3)，所述發(fā)

7、動機(jī)艙與所述懸掛架 (4) 整體形成并且包圍所述渦輪噴氣發(fā)動機(jī) (6)。 2 說明書CN 101772635 B1/5 頁氣體噴射錐、渦輪噴氣發(fā)動機(jī)及其相關(guān)發(fā)動機(jī)組件技術(shù)領(lǐng)域0001 本發(fā)明通常涉及一種用于飛行器的發(fā)動機(jī)組件，該發(fā)動機(jī)組件包括具有發(fā)動機(jī)殼的渦輪噴氣發(fā)動機(jī)，該發(fā)動機(jī)組件還包括氣體噴射錐，該氣體噴射錐限定主氣流 (flux primaire) 的環(huán)形通道的徑向內(nèi)殼，該噴射錐固定地連接在發(fā)動機(jī)罩的后端。本發(fā)明還涉及這種噴射錐。 0002根據(jù)本發(fā)明的發(fā)動機(jī)組件還包括懸掛架，該懸掛架總體上允許將渦輪噴氣發(fā)動機(jī)懸掛在飛行器機(jī)翼下面，或者將渦輪噴氣發(fā)動機(jī)安裝在該機(jī)翼上面，甚至將該渦輪發(fā)動機(jī)

8、組裝在飛行器機(jī)身的后部上。 背景技術(shù)0003 飛行器的渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的噴射構(gòu)成相對較大的噪音源，因此尤其在飛行器起飛和降落時必須減小該噪音，以便更好地限制機(jī)場周邊居民所遭受的噪聲。 已知地，內(nèi)外涵 (double flux) 渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的噴射由熱的主氣流和涼的次氣流0004構(gòu)成，該主氣流從位于噴嘴和氣體噴射錐之間的環(huán)形空間排出，該次氣流從通過該噴嘴朝內(nèi)部徑向限定的環(huán)形空間排出。 0005 為了減小噴射噪音，現(xiàn)有技術(shù)已經(jīng)提供了將椽子 (chevron) 安置在噴嘴的下游端，以便允許主氣流和次氣流更好的混合，即減小噴射噪音。這種具有椽子的構(gòu)造例如在文獻(xiàn)EP1580419 和 US2006/05

9、3769 中是已知的。 通常，椽子的應(yīng)用在減小所遇到的噪音方面是令人滿意的，但是在渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的0006性能方面會造成很大的損害，這是因為在主氣流、次氣流和外部氣流上產(chǎn)生空氣動力學(xué)干擾。 0007在次氣流上的有害空氣動力學(xué)影響比在當(dāng)前渦輪噴氣發(fā)動機(jī)上的有害空氣動力學(xué)影響更受限制，高的氣流比意味著該次氣流被認(rèn)為提供 80的推進(jìn)力，甚至更多。0008此外，很難實現(xiàn)椽子的安裝，這尤其是因為噴嘴的后緣(bord de fuite) 具有極小的厚度。 發(fā)明內(nèi)容0009 因此，本發(fā)明的目的是至少部分地克服與現(xiàn)有技術(shù)的實施方式相關(guān)的上述缺點。 0010 為此，本發(fā)明的目的是提供一種用于飛行器的渦輪噴氣發(fā)動

10、機(jī)的氣體噴射錐，所述錐具有空心主體，所述空心主體的外圍限定所述渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的主氣流的環(huán)形通道的徑向內(nèi)殼。根據(jù)本發(fā)明，所述錐還包括用于產(chǎn)生所述主氣流的湍流的裝置，所述裝置可移動地安裝在所述主體上，以便可以從展開位置向收縮位置移動，反之亦然，在所述展開位置中，該裝置相對于空心主體的下游端向下游伸出 (en saillie)，在所述收縮位置中，該裝置縮回該空心主體中。此外，所述用于產(chǎn)生湍流的裝置包括 ：圓柱形支撐體，所述支撐體的軸線平行于所述噴射錐的軸線，并且優(yōu)選地與所述噴射錐的軸線重合 ；以及至少一個由所述圓柱形支撐體支撐的翼。 3 說明書CN 101772635 B2/5 頁因此，本發(fā)明以獨創(chuàng)

11、的方式提供安置減小渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的噴射噪音的裝置，所 0011述裝置不再位于錐上游的噴嘴的后緣處，而是位于該錐的下游端處。 0012 有利地，通過能夠減小噴射噪音的裝置，不貼合 (pouser) 噴射錐的次氣流因此不再受到空氣動力學(xué)影響，這能夠提高渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的整體性能。事實上，在錐的空心主體的下游設(shè)置用于對主氣流產(chǎn)生湍流的裝置，該主氣流通常僅占渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的總推進(jìn)力的20或更少。 0013該產(chǎn)生湍流 ( 該湍流例如可以采用主氣流上的一個或多個旋渦的形式，以便改善其混合 ) 的裝置的安裝非常容易，這是因為在渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的該區(qū)域中沒有設(shè)備，尤其因為完全指定用于容納該裝置的主體的空心特性。

12、為此，應(yīng)當(dāng)注意，該裝置事實上被設(shè)置為可以處于收縮位置，在該收縮位置中，該裝置0014縮回空心主體中，以便在一些限定條件下更好地限制在主氣流上產(chǎn)生的空氣動力學(xué)干擾。該位置用于使該裝置在減小噴射噪音的功能方面無效，該位置優(yōu)選地在巡航階段、當(dāng)飛行器以足夠的高度飛行從而不再擔(dān)心噪聲時采用。 0015 本發(fā)明的另一個優(yōu)點是 ：產(chǎn)生湍流的裝置的存在不要求改變主氣流通道的幾何定義，從而該裝置不產(chǎn)生對性能有害的影響。 如上所述，優(yōu)選地力求在噴射錐的空心主體的下游端產(chǎn)生一個或多個旋渦，以便隨0016后這些旋渦在主氣流中向下游傳導(dǎo)。由于這些旋渦的動力(dynamique)，這些旋渦( 其具體地由于一個翼或多個翼的

13、存在所產(chǎn)生 ) 因此將會局部地或全部地根據(jù)所選擇的布置改變更下游的混合，并且因此將會改善主氣流和次氣流的混合的噪音影響。因此，應(yīng)當(dāng)理解， 優(yōu)選地力求對主噴射的可能錐的末端處的混合區(qū)域的動力產(chǎn)生影響，其中，混合涉及主氣流、次氣流和外部氣流，以便該區(qū)域在聲學(xué)方面得到修改 (modifie) 和改善。 優(yōu)選地，可以設(shè)置所述裝置包括兩個翼，這兩個翼基本水平定向并且位于所述圓柱0017形支撐體的兩側(cè)。 0018優(yōu)選地，所述空心主體包括狹縫，所述狹縫用于當(dāng)所述產(chǎn)生湍流的裝置處于收縮位置時容納所述產(chǎn)生湍流的裝置的每個翼。因此，所述錐優(yōu)選地被設(shè)計為在該收縮位置處所述翼不向空心主體的外部伸出，以便避免主氣流的空

14、氣動力學(xué)干擾。 更普遍的，優(yōu)選地使得所述產(chǎn)生湍流的裝置在處于其收縮位置時與所述空心主體共同0019形成基本連續(xù)的圓錐形外表面。作為示例，在該收縮位置時，設(shè)置所述裝置的翼的側(cè)棱屬于該圓錐形外表面的一部分，同時處于限定狹縫的空心主體的外殼的空氣動力學(xué)延伸(continuit) 中。 0020 同樣地，所述產(chǎn)生湍流的裝置具有圓錐形下游端，當(dāng)所述產(chǎn)生湍流的裝置處于其收縮位置時，該下游端位于空心主體的空氣動力學(xué)延伸中。 0021 本發(fā)明的另一個目的是提供一種用于飛行器的渦輪噴氣發(fā)動機(jī)，該渦輪噴氣發(fā)動機(jī)包括諸如上述的氣體噴射錐。 0022最后，本發(fā)明的目的是提供一種用于飛行器的發(fā)動機(jī)組件，該發(fā)動機(jī)組件包括

15、該渦輪噴氣發(fā)動機(jī)、渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的懸掛架以及發(fā)動機(jī)艙，該發(fā)動機(jī)艙與該懸掛架整體形成并且包圍所述渦輪噴氣發(fā)動機(jī)。 0023 本發(fā)明的其它特征和優(yōu)點將會在以下的非限制性詳細(xì)描述中顯現(xiàn)出來。 4 說明書CN 101772635 B3/5 頁附圖說明0024參照附圖進(jìn)行該描述，其中 ： 0025圖 1 示出了根據(jù)本發(fā)明優(yōu)選實施方式的用于飛行器的發(fā)動機(jī)組件的側(cè)視圖 ； 圖 2 示出了氣體噴射錐的后部的分解圖，該氣體噴射錐屬于圖 1 所示的發(fā)動機(jī)0026組件并且也是本發(fā)明的目的 ； 0027圖 3 示出了圖 2 所示的氣體噴射錐的后部的俯視圖，其中，其用于產(chǎn)生主氣流湍流的裝置處于展開位置 ； 0028圖

16、4 示出了圖 2 和 3 所示的氣體噴射錐的后部的俯視圖，其中，其用于產(chǎn)生主氣流湍流的裝置處于收縮位置 ； 圖 5 示出了圖 4 所示視圖的圖 ； 002900300031圖 6 示出了沿圖 3 的 VI-VI 線截取的剖面圖 ；以及 圖 6a 示出了與圖 6 相似的視圖，其中，所述產(chǎn)生主氣流湍流的裝置根據(jù)一個替換例來實現(xiàn)。 具體實施方式0032首先參照圖 1，可以看到，用于飛行器的發(fā)動機(jī)組件 1 固定在該飛行器的機(jī)翼( 未示出) 下面，該組件 1 總體上包括懸掛裝置 4、諸如懸掛在該懸掛裝置 4 下面的具有大氣流比的雙氣流渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的渦輪噴氣發(fā)動機(jī) 6，和包圍該渦輪噴氣發(fā)動機(jī) 6 的發(fā)動

17、機(jī)艙3。此外，該發(fā)動機(jī)組件包括氣體噴射錐 8，該氣體噴射錐延長發(fā)動機(jī)殼 10，該錐 8 限定主氣流 14 的環(huán)形通道 12 的徑向內(nèi)殼，并且被定中心在渦輪噴氣發(fā)動機(jī) 6 的縱向軸線 5 上。0033 在以下的所有描述中，通過約定，用 X 表示裝置 4 的縱向方向，該縱向方向還與渦 輪噴氣發(fā)動機(jī) 6 和其噴射錐 8 的縱向方向相似，該方向 X 平行于渦輪噴氣發(fā)動機(jī) 6 的縱向軸線 5。另外，用 Y 表示相對于裝置 4 橫向定向的方向，并且該橫向方向還與渦輪噴氣發(fā)動機(jī)6 和其噴射錐 8 的橫向方向相似，并且用 Z 表示豎直方向或高度，這三個方向 X、Y 和Z 彼此正交。 0034另外，術(shù)語“前”/

18、“上游”和“后”/“下游”相對于由渦輪噴氣發(fā)動機(jī) 6 產(chǎn)生的推 進(jìn)力的方向來考慮，該推進(jìn)力的方向由箭頭 7 示出。 0035參照圖1，其中，通過線16 可以示意性地看到噴射錐8 通過傳統(tǒng)的固定裝置固定連接在發(fā)動機(jī)殼10 的后端，應(yīng)當(dāng)注意，組件1 還包括環(huán)形結(jié)構(gòu)18，該環(huán)形結(jié)構(gòu)包圍錐8 并且也 連接在發(fā)動機(jī)殼 10 的后端上。 0036諸如本領(lǐng)域技術(shù)人員已知的，該環(huán)型結(jié)構(gòu) 18 也被稱作噴嘴 (tuyre)，該噴嘴限定 主氣流 14 的環(huán)形通道 12 的徑向外殼，并且該噴嘴外部還由輔助環(huán)形通道 22 所排出的次氣流 20 所圍繞。因此，主氣流 14 在繼續(xù)與該錐 8 貼合 (pouser) 之前

19、，從錐 8 和結(jié)構(gòu)/ 噴嘴 18 之間通過，以便隨后從發(fā)動機(jī)組件 1 中噴出。 最后，明顯地，圖 1 所示的懸掛裝置僅是該懸掛裝置的主結(jié)構(gòu)，本領(lǐng)域技術(shù)人員已知0037的該裝置4 的其它組成元件( 諸如發(fā)動機(jī)緊固件、空氣動力學(xué)整流罩類型的輔助結(jié)構(gòu)等) 沒有被示出。 0038參照圖 2 至 6，可以更詳細(xì)地看到氣體噴射錐 8，該氣體噴射錐也是本發(fā)明的目的， 該氣體噴射錐總體上由空心且環(huán)形的主體 30 和用于產(chǎn)生主氣流湍流的裝置 34 組成，該主 5 說明書CN 101772635 B4/5 頁體 30 為圓錐臺形，該圓錐臺形的縱向軸線 32 與渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的軸線 5 重合。 0039空心主體 3

20、0 是通過其圓錐臺形外表面來限定主氣流 14 的環(huán)形通道 12 的徑向內(nèi)殼的元件。由于該空心主體的圓錐臺形形狀，該空心主體通過后緣或開放下游端作為末端， 該后緣采用在軸線 32 上定中心的圓形開口 38 的形狀。 從該輸出口38 開始的兩個狹縫40 基本縱向地設(shè)置在空心主體上，即平行于方向X 向0040前。兩個狹縫優(yōu)選地相對于渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的對稱豎直平面 ( 未示出 ) 對稱地實現(xiàn)，如圖 2 所示。 0041再次參照該示出了分解圖的圖2，可以看到產(chǎn)生湍流的裝置34 包括沿軸線32 布置的圓柱形支撐體 42，該支撐體例如具有圓形截面，該圓形截面的直徑近似等于空心主體 30的輸出口 38 的直徑。

21、此外，支撐體 42 具有圓錐形下游端 44，該下游端的軸線也為軸線 32，該下游端 44 的由錐定義的立體角與空心主體 30 的圓錐臺形外表面的立體角一致。 0042在圓柱形部分上，支撐體 42 具有兩個翼 46( 由于視圖角度的原因，在圖 2 中只能看到一個)，每個翼都近似水平地定向，即位于平面 XY 中，并且相對于上述豎直對稱平面對稱地位于支撐體 42 的兩側(cè)。 0043優(yōu)選支撐的每個翼 46 都優(yōu)選地表現(xiàn)為“三角翼”的普通形狀，該三角翼的底部朝前定向。 本發(fā)明的一個特征是，裝置 34 可移動地安裝在空心主體 30 上，以便可以從展開位 0044置向收縮位置移動，反之亦然，在該展開位置中，

22、該裝置 34 相對于主體 30 的下游端向后伸出，在該收縮位置中，該裝置 34 縮回該主體 30 中。 0045更確切地，參照圖 3，可以看到處于展開位置的裝置 34，在該展開位置中，尤其通過充當(dāng)偏向器 (dflecteur) 的翼 46，該裝置 34 能夠在輸出口 38 的下游、在主氣流上產(chǎn)生湍流，從而導(dǎo)致噴射噪音的減小。在該展開位置中，以自動的方式沿方向 X 穿過輸出口 38 可滑動地安裝的圓柱形支撐體 42 朝下游部分地脫離，具體地，這允許翼相對于該輸出口 38 沿該X 方向偏移。因此，由空心主體 30 的后緣排出的主氣流在與產(chǎn)生所期望湍流/ 旋渦的翼46 接觸之前向后傳導(dǎo)，不影響或很少

23、影響徑向向外布置的輔助環(huán)形氣流。 0046 如此產(chǎn)生的這些旋渦隨后向下游傳導(dǎo)至主氣流中。由于這些旋渦的動力(dynamique)，因此這些旋渦將會改變更下游的混合 (mlange)，優(yōu)選地直到主噴射的可能的錐的末端附近，并且因此改善主氣流和次氣流的混合的聲學(xué)影響。 0047在所采用的這個位置中，當(dāng)必須減小渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的噴射噪音時 ( 即尤其在飛行器的起飛和降落期間，減小對機(jī)場周邊居民的噪聲口 38 的主體 30 的后緣向后間隔很遠(yuǎn)。 )，圓錐形下游端 44 因此相對于限定輸出0048當(dāng)飛行器處于巡航階段時，不再需要減小噴射噪音，另外不希望通過用裝置 34 產(chǎn) 生主氣流的空氣動力學(xué)干擾來白白地

24、減小推進(jìn)力，該裝置 34 以傳統(tǒng)的方式被控制沿軸線32 向上游平移，以便到達(dá)圖 4 和 5 所示的收縮位置。 0049在裝置 34 向上游移動期間，翼 46 逐漸地進(jìn)入分別與該翼相對的狹縫 40 中，從而 確保沒有任何機(jī)械干擾，該機(jī)械干擾可由翼 46 相對于支撐體 42 側(cè)向凸出位置導(dǎo)致。0050當(dāng)裝置 34 充分縮回空心主體 30 中以便在貼合整個錐 8 的主氣流上引起最小可能的空氣動力學(xué)干擾時，移動被停止，這尤其通過一方面使得翼 46 穿過狹縫 40 不再向空心主體的外部伸出并且另一方面使得只有圓錐形下游端 44 向主體 30 的后部伸出來實現(xiàn)。 6 說明書CN 101772635 B5/5 頁更確切地，使