3-筛选及标引后的专利著录项目数据及专利全文cn101772635b

1、 (19)人民国家知识产权局*CCNN110011777722663355BB*(12)发明专利(10)授权公告号 CN 101772635 B(45)授权公告日 2013.05.08 (21)申请号 200880101433.9(51)Int.Cl.F02K 3/06 (2006.01) F02K 1/08 (2006.01)(22)申请日 2008.08.21(30)优先权数据0757137 2007.08.23(56)对比文件FRUSUS GB2585270 A,1952.02.12, 全文 . 2825603 A,1958.03.04, 全文 . 792831 A,1958.04.02

2、, 说明书第 1-3 页(85)PCT申请进入国家阶段日2010.02.01 (86)PCT申请的申请数据PCT/EP2008/060932和附图 1-5. US 5038559 A,1991.08.13, 说明书第 1-5 栏和附图 1-7. 2008.08.21(87)PCT申请的公布数据WO2009/024594 FR 2009.02.26审查员张炜(73)专利权人 空中客车运作股份公司地址 法国图卢兹市 (72)发明人弗雷德里克茹尔纳德 杰罗姆茹尔纳德 杰罗姆胡伯(74)专利机构 北京康信知识产权责任公司 11240 吴贵明 有限人权利要求书1页页 说说明明书书5页5 页附附图图3页3

3、 页(54) 发明名称气体喷射锥、涡轮喷气发动机及其相关发动机组件 (57) 摘要本发明涉及一种用于飞行器的涡轮喷气发动机的气体喷射锥 (8)，该锥具有空心主体 (30)， 该主体的外围限定主气流环形通道的径向内壳(36)。根据本发明，所述锥还包括用于产生主气流湍流的装置 (34)，该装置限制喷射噪音，该装置可移动地安装在所述主体上，以便可以从展开位置向收缩位置移动，反之亦然，在该展开位置中， 该装置相对于空心主体的下游端向下游伸出，在该收缩位置中，该装置缩回该空心主体中。此外， 所述装置 (34) 包括 ：圆柱形支撑体 (42)，该支撑体的轴线平行于喷射锥的轴线 (32) ；以及至少一个由支

4、撑体 (42) 支撑的翼 (46)。 CN 101772635 B 权利要求书CN 101772635 B1/1 页1. 一种用于飞行器的涡轮喷气发动机的气体喷射锥 (8)，所述锥具有空心主体 (30)， 所述空心主体的外围限定所述涡轮喷气发动机的主气流 (14) 的环形通道 (12) 的径向内壳(36)，其特征在于，所述锥还包括用于产生所述主气流 (14) 的湍流的装置 (34)，所述装置可移动地安装在所述主体 (30) 上，以便可以从展开位置向收缩位置移动，反之亦然，在所述展开位置中，所述装置相对于空心主体的下游端向下游伸出，在所述收缩位置中，所述装置缩回所述空心主体 (30) 中，所述用

5、于产生湍流的装置 (34) 包括 ：圆柱形支撑体 (42)，所述支撑体的轴线平行于所述喷射锥的轴线 (32) ；以及至少一个由所述圆柱形支撑体 (42) 支撑的翼(46) ；其中，所述空心主体 (30) 包括狭缝 (40)，所述狭缝用于容纳处于收缩位置的所述用于产生湍流的装置 (34) 的每个翼 (46)。 2. 根据权利要求 1 所述的气体喷射锥 (8)，其特征在于，所述装置 (34) 包括两个翼(46)，所述两个翼基本上水平定向并且设置在所述圆柱形支撑体 (42) 的两侧上。 3. 根据权利要求 1 或 2 所述的气体喷射锥 (8)，其特征在于，所述用于产生湍流的装置(34) 在其收缩位置

6、与所述空心主体 (30) 共同形成基本连续的圆锥形外表面 (52)。 4. 根据权利要求 1 或 2 所述的气体喷射锥 (8)，其特征在于，所述用于产生湍流的装置 (34) 具有圆锥形下游端 (44)，当所述用于产生湍流的装置处于其收缩位置时，所述圆锥形下游端位于所述空心主体 (30) 的空气动力学延伸中。 5. 一种用于飞行器的涡轮喷气发动机 (6)，所述涡轮喷气发动机包括根据上述权利要求中任一项所述的气体喷射锥 (8)。 6. 一种用于飞行器的发动机组件 (1)，所述发动机组件包括根据权利要求 5 所述的涡轮喷气发动机 (6)、所述涡轮喷气发动机的悬挂架 (4) 和发动机舱 (3)，所述发

7、动机舱与所述悬挂架 (4) 整体形成并且包围所述涡轮喷气发动机 (6)。 2 说明书CN 101772635 B1/5 页气体喷射锥、涡轮喷气发动机及其相关发动机组件技术领域0001 本发明通常涉及一种用于飞行器的发动机组件，该发动机组件包括具有发动机壳的涡轮喷气发动机，该发动机组件还包括气体喷射锥，该气体喷射锥限定主气流 (flux primaire) 的环形通道的径向内壳，该喷射锥固定地连接在发动机罩的后端。本发明还涉及这种喷射锥。 0002根据本发明的发动机组件还包括悬挂架，该悬挂架总体上允许将涡轮喷气发动机悬挂在飞行器机翼下面，或者将涡轮喷气发动机安装在该机翼上面，甚至将该涡轮发动机

8、组装在飞行器机身的后部上。 背景技术0003 飞行器的涡轮喷气发动机的喷射构成相对较大的噪音源，因此尤其在飞行器起飞和降落时必须减小该噪音，以便更好地限制机场周边居民所遭受的噪声。 已知地，内外涵 (double flux) 涡轮喷气发动机的喷射由热的主气流和凉的次气流0004构成，该主气流从位于喷嘴和气体喷射锥之间的环形空间排出，该次气流从通过该喷嘴朝内部径向限定的环形空间排出。 0005 为了减小喷射噪音，现有技术已经提供了将椽子 (chevron) 安置在喷嘴的下游端，以便允许主气流和次气流更好的混合，即减小喷射噪音。这种具有椽子的构造例如在文献EP1580419 和 US2006/05

9、3769 中是已知的。 通常，椽子的应用在减小所遇到的噪音方面是令人满意的，但是在涡轮喷气发动机的0006性能方面会造成很大的损害，这是因为在主气流、次气流和外部气流上产生空气动力学干扰。 0007在次气流上的有害空气动力学影响比在当前涡轮喷气发动机上的有害空气动力学影响更受限制，高的气流比意味着该次气流被认为提供 80的推进力，甚至更多。0008此外，很难实现椽子的安装，这尤其是因为喷嘴的后缘(bord de fuite) 具有极小的厚度。 发明内容0009 因此，本发明的目的是至少部分地克服与现有技术的实施方式相关的上述缺点。 0010 为此，本发明的目的是提供一种用于飞行器的涡轮喷气发动

10、机的气体喷射锥，所述锥具有空心主体，所述空心主体的外围限定所述涡轮喷气发动机的主气流的环形通道的径向内壳。根据本发明，所述锥还包括用于产生所述主气流的湍流的装置，所述装置可移动地安装在所述主体上，以便可以从展开位置向收缩位置移动，反之亦然，在所述展开位置中，该装置相对于空心主体的下游端向下游伸出 (en saillie)，在所述收缩位置中，该装置缩回该空心主体中。此外，所述用于产生湍流的装置包括 ：圆柱形支撑体，所述支撑体的轴线平行于所述喷射锥的轴线，并且优选地与所述喷射锥的轴线重合 ；以及至少一个由所述圆柱形支撑体支撑的翼。 3 说明书CN 101772635 B2/5 页因此，本发明以独创

11、的方式提供安置减小涡轮喷气发动机的喷射噪音的装置，所 0011述装置不再位于锥上游的喷嘴的后缘处，而是位于该锥的下游端处。 0012 有利地，通过能够减小喷射噪音的装置，不贴合 (pouser) 喷射锥的次气流因此不再受到空气动力学影响，这能够提高涡轮喷气发动机的整体性能。事实上，在锥的空心主体的下游设置用于对主气流产生湍流的装置，该主气流通常仅占涡轮喷气发动机的总推进力的20或更少。 0013该产生湍流 ( 该湍流例如可以采用主气流上的一个或多个旋涡的形式，以便改善其混合 ) 的装置的安装非常容易，这是因为在涡轮喷气发动机的该区域中没有设备，尤其因为完全指定用于容纳该装置的主体的空心特性。

12、为此，应当注意，该装置事实上被设置为可以处于收缩位置，在该收缩位置中，该装置0014缩回空心主体中，以便在一些限定条件下更好地限制在主气流上产生的空气动力学干扰。该位置用于使该装置在减小喷射噪音的功能方面无效，该位置优选地在巡航阶段、当飞行器以足够的高度飞行从而不再担心噪声时采用。 0015 本发明的另一个优点是 ：产生湍流的装置的存在不要求改变主气流通道的几何定义，从而该装置不产生对性能有害的影响。 如上所述，优选地力求在喷射锥的空心主体的下游端产生一个或多个旋涡，以便随0016后这些旋涡在主气流中向下游传导。由于这些旋涡的动力(dynamique)，这些旋涡( 其具体地由于一个翼或多个翼的

13、存在所产生 ) 因此将会局部地或全部地根据所选择的布置改变更下游的混合，并且因此将会改善主气流和次气流的混合的噪音影响。因此，应当理解， 优选地力求对主喷射的可能锥的末端处的混合区域的动力产生影响，其中，混合涉及主气流、次气流和外部气流，以便该区域在声学方面得到修改 (modifie) 和改善。 优选地，可以设置所述装置包括两个翼，这两个翼基本水平定向并且位于所述圆柱0017形支撑体的两侧。 0018优选地，所述空心主体包括狭缝，所述狭缝用于当所述产生湍流的装置处于收缩位置时容纳所述产生湍流的装置的每个翼。因此，所述锥优选地被设计为在该收缩位置处所述翼不向空心主体的外部伸出，以便避免主气流的空

14、气动力学干扰。 更普遍的，优选地使得所述产生湍流的装置在处于其收缩位置时与所述空心主体共同0019形成基本连续的圆锥形外表面。作为示例，在该收缩位置时，设置所述装置的翼的侧棱属于该圆锥形外表面的一部分，同时处于限定狭缝的空心主体的外壳的空气动力学延伸(continuit) 中。 0020 同样地，所述产生湍流的装置具有圆锥形下游端，当所述产生湍流的装置处于其收缩位置时，该下游端位于空心主体的空气动力学延伸中。 0021 本发明的另一个目的是提供一种用于飞行器的涡轮喷气发动机，该涡轮喷气发动机包括诸如上述的气体喷射锥。 0022最后，本发明的目的是提供一种用于飞行器的发动机组件，该发动机组件包括

15、该涡轮喷气发动机、涡轮喷气发动机的悬挂架以及发动机舱，该发动机舱与该悬挂架整体形成并且包围所述涡轮喷气发动机。 0023 本发明的其它特征和优点将会在以下的非限制性详细描述中显现出来。 4 说明书CN 101772635 B3/5 页附图说明0024参照附图进行该描述，其中 ： 0025图 1 示出了根据本发明优选实施方式的用于飞行器的发动机组件的侧视图 ； 图 2 示出了气体喷射锥的后部的分解图，该气体喷射锥属于图 1 所示的发动机0026组件并且也是本发明的目的 ； 0027图 3 示出了图 2 所示的气体喷射锥的后部的俯视图，其中，其用于产生主气流湍流的装置处于展开位置 ； 0028图

16、4 示出了图 2 和 3 所示的气体喷射锥的后部的俯视图，其中，其用于产生主气流湍流的装置处于收缩位置 ； 图 5 示出了图 4 所示视图的图 ； 002900300031图 6 示出了沿图 3 的 VI-VI 线截取的剖面图 ；以及 图 6a 示出了与图 6 相似的视图，其中，所述产生主气流湍流的装置根据一个替换例来实现。 具体实施方式0032首先参照图 1，可以看到，用于飞行器的发动机组件 1 固定在该飞行器的机翼( 未示出) 下面，该组件 1 总体上包括悬挂装置 4、诸如悬挂在该悬挂装置 4 下面的具有大气流比的双气流涡轮喷气发动机的涡轮喷气发动机 6，和包围该涡轮喷气发动机 6 的发动

17、机舱3。此外，该发动机组件包括气体喷射锥 8，该气体喷射锥延长发动机壳 10，该锥 8 限定主气流 14 的环形通道 12 的径向内壳，并且被定中心在涡轮喷气发动机 6 的纵向轴线 5 上。0033 在以下的所有描述中，通过约定，用 X 表示装置 4 的纵向方向，该纵向方向还与涡 轮喷气发动机 6 和其喷射锥 8 的纵向方向相似，该方向 X 平行于涡轮喷气发动机 6 的纵向轴线 5。另外，用 Y 表示相对于装置 4 横向定向的方向，并且该横向方向还与涡轮喷气发动机6 和其喷射锥 8 的横向方向相似，并且用 Z 表示竖直方向或高度，这三个方向 X、Y 和Z 彼此正交。 0034另外，术语“前”/

18、“上游”和“后”/“下游”相对于由涡轮喷气发动机 6 产生的推 进力的方向来考虑，该推进力的方向由箭头 7 示出。 0035参照图1，其中，通过线16 可以示意性地看到喷射锥8 通过传统的固定装置固定连接在发动机壳10 的后端，应当注意，组件1 还包括环形结构18，该环形结构包围锥8 并且也 连接在发动机壳 10 的后端上。 0036诸如本领域技术人员已知的，该环型结构 18 也被称作喷嘴 (tuyre)，该喷嘴限定 主气流 14 的环形通道 12 的径向外壳，并且该喷嘴外部还由辅助环形通道 22 所排出的次气流 20 所围绕。因此，主气流 14 在继续与该锥 8 贴合 (pouser) 之前

19、，从锥 8 和结构/ 喷嘴 18 之间通过，以便随后从发动机组件 1 中喷出。 最后，明显地，图 1 所示的悬挂装置仅是该悬挂装置的主结构，本领域技术人员已知0037的该装置4 的其它组成元件( 诸如发动机紧固件、空气动力学整流罩类型的辅助结构等) 没有被示出。 0038参照图 2 至 6，可以更详细地看到气体喷射锥 8，该气体喷射锥也是本发明的目的， 该气体喷射锥总体上由空心且环形的主体 30 和用于产生主气流湍流的装置 34 组成，该主 5 说明书CN 101772635 B4/5 页体 30 为圆锥台形，该圆锥台形的纵向轴线 32 与涡轮喷气发动机的轴线 5 重合。 0039空心主体 3

20、0 是通过其圆锥台形外表面来限定主气流 14 的环形通道 12 的径向内壳的元件。由于该空心主体的圆锥台形形状，该空心主体通过后缘或开放下游端作为末端， 该后缘采用在轴线 32 上定中心的圆形开口 38 的形状。 从该输出口38 开始的两个狭缝40 基本纵向地设置在空心主体上，即平行于方向X 向0040前。两个狭缝优选地相对于涡轮喷气发动机的对称竖直平面 ( 未示出 ) 对称地实现，如图 2 所示。 0041再次参照该示出了分解图的图2，可以看到产生湍流的装置34 包括沿轴线32 布置的圆柱形支撑体 42，该支撑体例如具有圆形截面，该圆形截面的直径近似等于空心主体 30的输出口 38 的直径。

21、此外，支撑体 42 具有圆锥形下游端 44，该下游端的轴线也为轴线 32，该下游端 44 的由锥定义的立体角与空心主体 30 的圆锥台形外表面的立体角一致。 0042在圆柱形部分上，支撑体 42 具有两个翼 46( 由于视图角度的原因，在图 2 中只能看到一个)，每个翼都近似水平地定向，即位于平面 XY 中，并且相对于上述竖直对称平面对称地位于支撑体 42 的两侧。 0043优选支撑的每个翼 46 都优选地表现为“三角翼”的普通形状，该三角翼的底部朝前定向。 本发明的一个特征是，装置 34 可移动地安装在空心主体 30 上，以便可以从展开位 0044置向收缩位置移动，反之亦然，在该展开位置中，

22、该装置 34 相对于主体 30 的下游端向后伸出，在该收缩位置中，该装置 34 缩回该主体 30 中。 0045更确切地，参照图 3，可以看到处于展开位置的装置 34，在该展开位置中，尤其通过充当偏向器 (dflecteur) 的翼 46，该装置 34 能够在输出口 38 的下游、在主气流上产生湍流，从而导致喷射噪音的减小。在该展开位置中，以自动的方式沿方向 X 穿过输出口 38 可滑动地安装的圆柱形支撑体 42 朝下游部分地脱离，具体地，这允许翼相对于该输出口 38 沿该X 方向偏移。因此，由空心主体 30 的后缘排出的主气流在与产生所期望湍流/ 旋涡的翼46 接触之前向后传导，不影响或很少

23、影响径向向外布置的辅助环形气流。 0046 如此产生的这些旋涡随后向下游传导至主气流中。由于这些旋涡的动力(dynamique)，因此这些旋涡将会改变更下游的混合 (mlange)，优选地直到主喷射的可能的锥的末端附近，并且因此改善主气流和次气流的混合的声学影响。 0047在所采用的这个位置中，当必须减小涡轮喷气发动机的喷射噪音时 ( 即尤其在飞行器的起飞和降落期间，减小对机场周边居民的噪声口 38 的主体 30 的后缘向后间隔很远。 )，圆锥形下游端 44 因此相对于限定输出0048当飞行器处于巡航阶段时，不再需要减小喷射噪音，另外不希望通过用装置 34 产 生主气流的空气动力学干扰来白白地

24、减小推进力，该装置 34 以传统的方式被控制沿轴线32 向上游平移，以便到达图 4 和 5 所示的收缩位置。 0049在装置 34 向上游移动期间，翼 46 逐渐地进入分别与该翼相对的狭缝 40 中，从而 确保没有任何机械干扰，该机械干扰可由翼 46 相对于支撑体 42 侧向凸出位置导致。0050当装置 34 充分缩回空心主体 30 中以便在贴合整个锥 8 的主气流上引起最小可能的空气动力学干扰时，移动被停止，这尤其通过一方面使得翼 46 穿过狭缝 40 不再向空心主体的外部伸出并且另一方面使得只有圆锥形下游端 44 向主体 30 的后部伸出来实现。 6 说明书CN 101772635 B5/5 页更确切地，使