3-筛选及标引后的专利著录项目数据及专利全文cn102792001a

1、(19) 人民 国家知识产权局 ;：lP1111111111111111111111111111111111111111111111111111111111111111111(12) 发明专利申请 (21) 申请号 201180013879. 8(51) I nt. C I.(10) 申请公布号 CN 102792001 A (43) 申请公布日 2012. 11. 21(22) 申请日 2011. 03. 10(30) 优先权数据 10/52689 2010. 04. 09 FR(85) PCT申 请进入国家阶段日 2012.09.14(86) PCT申 请的申请数据 PCT /FR2011

2、/050483 2011. 03. 10(87) PCT申 请的公布数据 W02011/124793 FR 2011.10.13(71) 申请人 埃尔塞乐公司地址法国贡夫勒维尔洛谢 (72) 发明人 英格丽德皮蒂奥特尼古拉斯德泽斯特雷 (74) 专利机构 人臼华胜王蕊 (54) 发明名称 设有反向推力装置的飞行器推进系统 (57) 摘要 zjy 本发明涉及一种推进系统，其包括机舱和在所述机舱内部的双流涡轮喷气发动机，所述双流涡轮喷气发动机本身包括风扇壳体 (1 0 ) ，风扇和 导流叶片组件 (1 5 )位于所述风扇壳体内。所述推x 进系统包括位于所述风扇 和所述叶片组件(1 5 )3 V 0

3、1 0:Z6ZL 01 NJ: 之间的推力反向装置(1 7 ) 。 F02K 1/70 (2006. 01)权利要求书 1 页 说明书 4 页 附图 7 页 2 CN 102792001 A权利要求书 11/页 1. 一种推进系统， 包括机舱和在所述机舱内部的双流涡轮喷气发动机， 所述双流涡轮喷气发动机本身包括风扇壳体(1 0 )， 风扇和导流叶片组件(1 5 ) 位千所述风扇壳体内，所述推进系统包括位千所述风扇和所述叶片组件(1 5 ) 之间的推力反向装置( 13 , 17, 21, 23;30),所述推力反向装置包括多个窗 ( 23 ) 和通过所述窗( 23 ) 将次流朝所述机舱的外部和前

4、部返回的装置，所述窗 ( 23 ) 形成在所述风扇壳体 (1 0 ) 中，且位千所述风扇和所述导流叶片(1 5 ) 之间， 所述将次流返回的装置的特征在 千包括推力反向襟翼 ( 30 ) ，所述襟翼 ( 30 ) 在正常运行位置与推力反向位置之间枢转安装在所述导向叶片上游的所述风扇壳体(1 0 ) 上 ；其中， 在所述正常运行位置，所述襟翼 ( 30 ) 允许次流通过并封闭所述窗( 23 ) ，在所述推力反向位置，所述襟翼 ( 30 ) 阻止次流通过并离开所述窗( 23 )。 2. 根据权利要求 1 所述的推进系统 ，其特征在千，所述将次流返回的装置包括面朝所述窗( 23 ) 设置的外板(1

5、3 ) ，所述外板 (1 3 ) 在辈本切向的闭合位置和辈本径向的 开启位置之间枢转安装在所述机舱的外表层 ( 9 ) 上。3. 根据权利要求 2 所述的推进系统 ，其特征在千，所述外板 (1 3 ) 适千确保所述次流的转向并且适千将所述次流朝所述前部返回。4. 根据前述权利要求中任一项所述的推进系统 ，其特征在千，所述将次流返回的装置包括设置在所述导向叶片上游的门，所述门能够朝所述机舱的外部转动。 说明书CN 102792001 A4/ 4 页 设有反向推力装置的飞行器推进系统 0001 本发明涉及一种设有反向推力装置的飞行器推进系统。 0002 现有技术中已知的是：这种类型的推进系统包括机

6、舱和在机舱内部的涡轮喷气发动机。 0003 更特别地，这样的系统是已知的，在这些系统中涡轮喷气发动机是双流发动机，其中双流即在涡轮喷气发动机内部流动的所谓的“主流”或“热流”，和在该发动机的外围、在 一方面山该发动机的壳体界定而另一方面山机舱的内壁界定的流路 ( ve i n ) 中流动的所谓的“次流”或“冷流”。 0004 这两股气流从涡轮喷气发动机的风扇的下游分开，以分别返回到所述发动机和所述流路。 0005 通常，涡轮喷气发动机的推力是主要山次流确保的。 0006 并且，一种用千着陆时的有效制动方式包含将所述次流的至少一部分转向飞行器的前部：为此，采用所谓的推力反向装置，它本身是已知的。

7、 0007 通常，这些推力反向装置是这样的类型：具有门（旋转门朝向机舱的外部打开以允许次流被转向前部）或格栅（暴霹格栅以将次流转向前部），所述推力反向装置设在涡轮喷气发动机的风扇壳体的下游，在一部分机舱中，这部分机舱特别被设计用千包含这些反向 装置。 0008 机舱的该特定部分具有显著的重量，因为它包含所有的固定的和可移动的推力反向装置，因此它必然导致机舱的整个长度很大。 0009 本发明的目的是显著抑制这些缺点。 0010 本发明的目的通过这种类型的推进系统实现：该推进系统包括机舱和在该机舱内部的双流涡轮喷气发动机，而所述双流涡轮喷气发动机本身包括风扇壳体，风扇和导向叶 片组件位千所述风扇壳

8、体内，所述推进系统的特征在千：它包括位千所述风扇和所述叶片 组件之间的推力反向装置。 0011 通过这些特征，可以不需要设在风扇壳体下游的特定推力反向结构，这使得可以简化整个机舱和减小其总长度。 0012 根据本发明的推进系统的其它可选特征： 0013 所述推力反向装置包括多个窗和通过所述窗将次流朝所述机舱的外部和前部返回的装置，所述窗形成在所述风扇壳体中，且位千所述风扇和所述导流叶片之间； 0014 所述将次流返回的装置包括可在正常运行位置和与推力反向位置之间移动的所谓的导流叶片；在正常运行位置所述导流叶片允许次流通过，而在推力反向位置所述导流 叶片阻止次流通过； 0015 每一所述导流叶片

9、被安装以绕辈本上径向的轴线转动； 3 0016 所述将次流返回的装置还包括多个格栅和内板，所述格栅将在所述风扇壳体和所述机舱的外层之间分布的次流转向所述窗，所述内板可在正常运行位置和推力反向位置 之间移动，在正常运行位置所述内板确保沿所述壳体的空气动力学的连续性，在推力反向 位置所述内板允许气流通过所述转向格栅流通； 0017 所述内板在如下的两个位置之间可滑动地安装在所述壳体上：所述内板封闭所述窗的位置和所述内板离开这些窗的位置，内板的滑动操作是很简单的而且与风扇壳体和 机舱的外层之间的可用空间相适合； 0018所述将次流返回的装置包括推力反向襟翼，所述襟翼在正常运行位置与推力反 向位置之间

10、枢转安装在位千所述导向叶片上游的所述风扇壳体上；在正常运行位置所述襟 翼允许次流通过并封闭所述窗，而在推力反向位置所述襟翼阻止次流通过并离开所述窗； 0019所述将次流返回的装置包括面朝所述窗设置的外板，所述外板在辈本切向闭合 位置和辈本径向开启位置之间被枢转安装在所述机舱的表层上：因此这些外板如同遮板的 板条一样运转，它们的联合驱动很容易实现，例如通过旋转的环孔； 0020 所述外板适合千确保所述次流的转向：这样，可以不需要偏转与这些外板隔开的格栅，这在所述结构的重量和简单化方向是极其有利的；应注意：可以考虑将其他用千 转向次流的装置与这些外板结合起来，例如通过机械方式联接到或固定连接到这些

11、外板的 合适形状的导向板； 0021 所述将次流返回的装置包括设置在所述导向叶片上游的门，所述门可以朝所述机舱的外部转动。 0022 根据以下的描述和结合附图，本发明的其它特征和优点将变得明显，其中： 0023 图 1 示出了根据本发明的推进系统的上游部分外部在飞行设置（直接喷射）下的立体图； 0024 图 2 示出了该上游部分的内部的立体图 ，其中，风扇已经被移除 ； 0025 图 3 类似千图 1，示出了推力反向结构中的该上游部分 ； 0026 图 4 为立体图 ，示出了图 3 中所示组件的区域 II I 的详细视图； 0027 图 5 类似千图 1 和图 3，示出了所述组件在移除其外层后

12、的视图 ； 0028 图 6 示出了所述组件在移除推力反向格栅后的视图 ； 0029 图 7 示出了图 6 中的区域 II I 的详细视图，该区域对应千推力反向结构 ； 0030 图 8 为图 9 中的区域 VII I 的详细视图，示出了上述组件的导向叶片在朝其封闭位置旋转期间的图； 0031 图 9 为从上述组件的后部拍摄的立体图 ，示出的导向叶片处千封闭位置 ； 0032 图 10 为图 1 中的组件的详细的区域X 的轴向截面图，可看出该组件在推力反向结构中； 0033 图 11 类似千图 6，示出了根据本发明的组件在飞行设置（直接喷射）下的另一实施例； 0034 图 12 为图 11 中

13、的组件的前视图； 0035 图 13 和图 14 类似千图 11 和图 12（为便千说明，风扇已经被移除），所述组件在所述推力反向结构中示出；以及 0036 图 15 类似千图 14 ，显示设置在机舱外层的外板的另一可行的设置。 0037总的来说，这些图示出了 XYZ 参考系，按照惯例，该 XYZ 参考系的方向表示飞行器的纵向、横向和竖向，该参考系用千与将被描述的推进系统相关联。 0038现在参考图 1 和图 2，其中，示出了根据本发明的推进系统的上部。 4 0039该上游部包括设有进气口唇缘 3 的进气口1，该进气口唇缘 3 用千将外部空气朝着 根据本发明的推进系统的发动机（未示出）引导。

14、0040在其外表面，进气口唇缘 3 在下游延伸有进气口外层 5 ；而在其内表面，通常延伸有吸音结构 7，例如蜂窝状结构。 0041进气口 1 的外层 5 在下游延伸有风扇罩 9，该风扇罩 9 在其两个边缘之间设有环形孔 11，风扇罩 9 被安装一组外板 13，每一外板在闭合位置（图1 和图 2 中可见）和开启位置 （图3 和图 4 中可见）之间绕轴线转动。 0042 在进气口 1 内部，吸音元件 7 在下游延伸有风扇壳体 10 ,（一种圆柱形套圈），电动机的风扇旋转地安装在该风扇壳体内部，为便 千说明，该风扇已经从图 2 中移除。 0043 导流叶片 ( OGV) 15 设置在风扇所占据的位置

15、的下游且总是位千风扇壳体 10 的内部， 这些导流叶片通常是固定的，但是根据本发明的第一实施例，每一个导流叶片辈本上绕 径向轴线枢转安装。 0044 如图 4 中可见的，当外板 13 处千开启位置，允 许空气朝机舱的外部流通。 0045如图 5 中可见的，为便 千说明，风扇罩 9 已经被移除，合适的转向格栅 17 被辈本上规律地设置在整个风扇罩 9 的边缘上。 0046如下文中所解释的：这些格栅被认为是可选的，因为可以考虑省略这些格栅的替代方案。 0047每一可选的转向格栅 17 包括叶片 19，所述叶片 19 被定向以能够将所谓的次流朝进气口 1的外部和前部发送回，所谓的次流山风扇驱动且在辈

16、本上环形的空气流路内流 通，所述环形空气管设置在根据本发明的推进系统的涡轮喷气发动机（未示出）的周围。 0048如图 5 中可见的，可选的转向格栅 17 设置在导流叶片 15 的上游。 0049 现在参考图 6，该图通过将图 5 中的可选的转向格栅移除（为了说明的目的）而得出。 0050如图 6 中可见的，仅 在导流叶片 15 的上游的部分，风扇壳体 10 在其整个边缘上包括一组可山内板 21 封闭的窗 23。 0051图 6 中显示的闭合位置，对应千根据本发明的推进系统的正常运行状况（处千飞行状态“ 直 接喷射”) ，每块板 21 位千各自的可选转向格栅 17 的下方。 0052在推力反向位

17、置，每块板 21 通过适当的导轨滑动装置朝风扇壳体 10 的前部滑 动，以到达图 7 中可见的位置，在此位置窗 23 位千被移除的每一可选转向格栅 17 的下方。 0053更特别地，每一内板的行程山图 7 中的线 25 示出，该行程可通过设置在固定元件27 上的导轨获得，固定元件 27 将窗 23 彼此分开。导轨的位 置是示意性的并且例如可以用来确保次流流路和机舱的外层之间的前部区域的闭合。 0054 参考图 8 和图 9，因此可以看到每一叶片 15 可以通过绕与至相关的辈本上径向的轴线A 转动，而从正常运行位置转动到封闭位置（图9 中可见），在所述正常运行位置这些叶片允许山风扇吹的次流通过，

18、而在所述封闭位置这些叶片 15 实质上连接在一起，从而阻止所述次流通过。 0055 在图 10 中，可以看到处千推力 反向位置的全部上述元件 ：已经朝其开启位置转动的外板 13（如同遮板的板条）；已经朝风扇罩 9 的前部滑动的内板 21，从而离开窗 23 ；以及已经朝其封闭位置转动的导流叶片 15。 5 0056 刚刚已经对推进系统的运行模式和其上游部分进行了描述，从前述的说明也可直 接得到这些。 0057在正常运行模式（即除了着陆情况）下，外板 13 和导流叶片 15 处千如图 1 和图 2 所示的位置。 0058内板 21 处千图 6 所示的闭合位置。 0059按该设置，山风扇（未示出）吹

19、的空气通过导流叶片 15、进入操作空气流路，然后从根据本发明的推进系统的下游喷射出，从而实现飞行器的推进（所谓的“直接喷射”设置）。0060外板 13 的闭合确保风扇罩 9 的空气动力连续性，而内板 21 的闭合确保风扇壳体 10 内部的空气动力连续性。 0061在飞行器着陆期间，如果按所希望的对制动进行优化，那么次流应当被朝向推进系统的前部引导。 0062为此，外板 13 和内板 21 被置千开启位置，如图 3, 4 和 10 中所示。 0063此外，导流叶片 15 被置千其封闭位 置，如图 9 中所见到的。 0064通过这样做，山千叶片 19 的合适的取向，次流朝其相关联的流路的流通被阻止， 而次流被引导通过可选的转向格栅 17，从而被引导朝向推进系统的外 部和前部。 0065正如根据前述说明可被理解的是：刚刚描述的推进系统给出偏移位千导流叶片上游的推力反向装置的可能性，所述推力反向装置给出不需要设置在这些叶片上游的常规反向装置的可能性：这样，可以大大减小推进系统的纵向笨重，从而其重量获得重大的改进。0066此外，推力反向系统在推进系统整个外围的分布使得可以：在推力反向阶段保持起作用的力的显著的平衡，从而保证降低全部相关部件的疲劳。 0067当然，本发明并不被限千所描述和图示的例子，该例子只是为了说明。 0