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CN101573524A - 航空器的发动机机舱和带有该机舱的航空器 - Google Patents

航空器的发动机机舱和带有该机舱的航空器 Download PDF

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CN101573524A
CN101573524A CNA200780049030XA CN200780049030A CN101573524A CN 101573524 A CN101573524 A CN 101573524A CN A200780049030X A CNA200780049030X A CN A200780049030XA CN 200780049030 A CN200780049030 A CN 200780049030A CN 101573524 A CN101573524 A CN 101573524A
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Abstract

本发明涉及高旁通比的航空器(10)的发动机的机舱，在所述机舱中安装有一具有纵向轴线(X)的发动机，所述机舱(12)包括一壁体(24)，所述壁体(24)按至少部分地同中心的方式围绕着发动机，并且与所述发动机一起形成流体内部流动的环形导道(26)，在所述机舱的壁体的所谓的下游端部处，所述环形导道(26)具有一流出通道截面，其特性在于，所述机舱包括移动部件(40)，所述移动部件在操控下移动所述机舱壁体的一部分(24b)，以便改变所述流出通道截面，该移动在所述机舱的壁体中产生具有纵向跨度的至少一个开口(28)，所述机舱包括一形成流体屏障(f1)的装置(30)，所述形成流体屏障的装置(30)沿着所述至少一个开口(28)的纵向跨度的至少一部分延伸，以便抵抗称作漏逸流动的一部分穿过所述至少一个的开口的自然排出。

Description

航空器的发动机机舱和带有该机舱的航空器
技术领域
[01]本发明涉及配备有可变喷口系统的航空器的发动机机舱的发明。
背景技术
[02]该可变喷口系统最初为军用航空领域的应用而开发。
[03]该系统可以显著地改善涡轮机的热力学性能。
[04]传统地，班机上安装的涡轮机并不配有可变喷口系统。
[05]实际上，传统的可变喷口系统导致很重要的尺寸限制，这些限制直接与喷口的周长相关，该喷口的截面应当被修改。
[06]然而，配置在班机上的涡轮机有着高旁通比的特征，所述旁通比几乎在4到8之间，这引起喷口的直径相对而言较大。
[07]出于此原因，在班机上整合传统的可变喷口系统冒着风险：显著增加发动机机舱的复杂性和质量，所有这些损坏推进的整体的空气动力学性能，这是不能被接受的。
发明内容
[08]此发明旨在用于高旁通比的航空器的发动机的机舱，在所述机舱中安装有一具有纵向轴线的发动机，所述机舱包括一壁体，所述壁体按至少部分地同中心的方式围绕着发动机，并且与所述发动机一起形成流体内部流动的环形导道，在所述机舱的壁体的所谓的下游端部处，所述环形导道具有一流出通道截面，其特性在于，所述机舱包括移动部件，所述移动部件在操控下移动所述机舱壁体的一部分，以便改变所述流出通道截面，该移动在所述机舱的壁体中产生具有纵向跨度的至少一个开口，所述机舱包括一形成流体屏障的装置，所述形成流体屏障的装置沿着所述至少一个开口的纵向跨度的至少一部分延伸，以便抵抗称作漏逸流动的一部分穿过所述至少一个的开口的自然排出。
[09]通过移动机舱的壁体的一部分使流出通道截面变化，在高旁通比甚至很高的旁通比的涡轮机上以简单且轻便的方式实现可变截面的喷口。
[10]此外，流控装置使得可以以简单的方式限制甚至阻止内部流动的一部分(漏流)穿过布置在壁体中的一个或者多个开口的自然通行。实际上，所述装置在所述一个或者多个的开口中的或者在其入口附近按受控的流体循流的方式形成一阻隔。所述射流屏障沿所述的一个或者多个开口的纵向跨度纵向延伸。该射流阻隔的存在因此在环形导道中引导内部的流体流动。
[11]漏逸流动因此不能获得生成，而通过所述形成的一个或多个开口从机舱流出(但作为例外，在某些情形下，有不显著的很弱的流量)。因此，由于本发明，近全部的内部流体流动以直接的方式贡献于发动机的推力。本发明使得可以因此增加配有可变喷口系统的发动机的效率，这是较之于配备有这样的可变喷口系统的发动机：在该可变喷口系统中，全部漏逸流动通过所述可变喷口的机构产生的一个或者多个开口流出。
[12]通过阻止产生的几乎全部该漏逸流动，较之于仅配有无流体屏障的可变喷口系统的发动机，将显著减少空气动力学的损失：涡流现象几乎消除，同样减少正面阻力。因此推进组件的空气动力学性能得到了改善。
[13]对于高旁通比的涡轮机，送气器的直径很大，因此可以产生的流出通过截面的变化足够大到在送气器的行为上产生强的影响。因此在飞行的各个阶段推进系统的效率得到增加。
[14]此外，在低速运行的不同阶段(起飞，迫近和降落)，安装在班机上涡轮机上的可变喷口系统的采用使得可以减小涡轮机下游气体的喷射速度，同时减少伴生的声音排放。这一优势是在现行航空条件下的决定参数，在现行航空条件上，对于班机来说，声音的限制越来越严厉。
[15]当可变喷口系统被整合在一高旁通比甚至很高的旁通比的涡轮机上时，可变喷口系统在空气动力学和热力学性能方面因此具有明显的优点。
[16]根据一特性，所述形成流体屏障的装置包括喷射部件，所述喷射部件与所述至少一个开口成直角地(au droit de)喷射高能流体。
[17]该简洁且高效的流控装置，借助于固定的流体喷射部件和已使用的能量，可来源于机舱自身(例如：来自发动机的压力气体)。
[18]喷射流体的热力学和空气动力学参数的至少之一允许控制喷射流体流动的给定方向和该流动的数量。
[19]注意到，同样的热力学和空气动力学的参数可以用于控制不论是喷射流体流动的取向还是其数量。
[20]总之，流体诱导器(inducteur fluidique)的效率(受控制的漏逸流与无流控装置的总漏逸流的百分比)是空气动力学性能(速度，涡流率，等等)及喷射的高能量流体的热力学的性能(压力，温度，流量...)的函数。
[21]根据一实施方式，所述机舱还包括受控的流体提取装置，所述流体提取装置受控地提取内部流体流动的至少一部分，用于通过所述至少一个开口将其排出到所述机舱之外。
[22]机舱因此包括两个流控装置，功能不同且非同时工作：一个流控装置用于阻挡漏逸流动的所有或者部分流经所述的至少一个的开口，另一个流控装置用于受控地提取一定数量的内部流动并按一受控的方向排出所述一定数量的内部流动(朝向上游，横向地或者朝向下游)。
[23]根据一特性，所述受控的流体提取装置包括喷射部件，所述喷射部件将一高能流体喷射到内部流体流动中。
[24]根据一特性，所述喷射部件布置在所述至少一个开口的上游和/或下游。
[25]根据一特性，所述喷射部件布置在机舱的壁体的内表面和/或外表面上，所述壁体在其外部周边处界定环形导道。
[26]当喷射部件布置在机舱壁体的内表面和外表面上时，由此也安置受控的双流体循流：借助于从壁体外表面开始的喷射流体进行控制的循流，其用于在所述的一个或多个开口中形成流体屏障；和借助于从壁体内表面开始的喷射流体进行控制的循流，这是为了实现流体的推力反向系统。
[27]不过，可注意到，自壁体内表面起作用的第二受控循流可轮流地使用，其也用于与所述至少一个开口成直角地形成一流体屏障。
[28]根据一特性，所述形成流体屏障的装置包括至少一个喷射流体的活动偏导构件，所述偏导构件按与所述喷射部件相邻的方式布置，所述喷射部件布置在所述机舱的壁体的内表面中，所述偏导构件至少部分地处于所述至少一个开口中。
[29]偏导构件用于偏移喷射流体的流动，以便给予它一个与壁体内表面基本平行的方向。在没有该不同于壁体的构件的情况下，喷射流体的流动贴附与喷射部件的通出端部相切的表面。
[30]喷射的并因此以受控制的方式取向的流体形成一流体屏障，该流体屏障在内部流动周边流动，与所述的至少一个开口成直角。
[31]更加特殊的是，流体自位于所述至少一个开口的上游区域喷射。
[32]根据一特性，所述至少一个偏导构件堵住所述至少一个开口的谓之上游的区域，因此让所述至少一个开口的谓之下游的区域空出。
[33]被喷射的且由偏导构件偏移的流动采取一个与该构件基本平行的轨迹，并且与所述开口的上游区域成直角地循流，也就是沿着所述偏导构件并沿着所述开口的下游区域地循流，以便相对于内部流动而言掩盖该区域。
[34]根据一特性，所述的至少一个的偏导构件适于被安置于机舱的壁体的活动部分的凹空部分。
[35]该布置使得在合拢的位置可以得到机舱的内部空气动力学流线，其将限制推进组件的空气动力学阻力。
[36]当喷射部件被布置在所述的至少一个开口的下游时，所述喷射部件布置在机舱的壁体的外表面，并适于沿着所述的至少一个开口的纵向跨度形成一流体屏障。
[37]根据一特性，所述喷射部件包括至少一个高能流体的喷射喷口(34；60)。
[38]根据一特性，所述的至少一个的喷射喷口具有一环形的形状或者半环形的形状。
[39]根据一特性，所述的至少一个的喷射喷口与流体有引流槽相连通，所述引流槽至少部分地布置在机舱的壁体内。
[40]根据特性，流动喷射通过连续或者脉冲(puisée)的方式执行。
[41]根据一特性，所述装置包括一弯曲的表面，所述弯曲的表面与所述喷射部件的通出端部相切地布置，以便将喷射流体引向所述至少一个开口。
[42]弯曲的表面(凸面)允许偏移高能量流体射流，所述高能量流体射流与该表面成切线地喷射。
[43]注意到，当所述喷射部件被布置在机舱壁体的外表面时，流体朝向环形导道喷射，以便阻止全部或者部分的漏逸流动通过。
[44]根据一特性，在环形导道的内部中，发动机有一外表面，且机舱壁体的可移动部分有一内表面，它们相互合作用于：当所述的壁体部分被移位的时候，引起流出通道截面的变化。
[45]根据一特性，机舱的壁体的可移动的部分是该壁体的下游的一部分，所述下游的一部分包括该壁体的溢流缘，并适合于通过向着下游的平移，在第一位置--在此没有形成任何开口和第二位置--在此形成所述一个或多个开口之间，沿着环形导道纵向地进行位移，
[46]就复杂性、质量和空气动力学阻力而言，平移式喷口系统是整合在高旁通比的发动机上的较少损失的系统。实际上，通过使用该系统，喷口的运动学状态减少成所述机舱的后部分根据发动机轴线的一简单的平移。此外，壁体内部和外部的空气动力学流动仅在合拢位置上略微受干扰。
[47]本发明的目的还在于一包括至少两个发动机机舱的航空器，每一机舱符合至少上面简要叙述的机舱的某一方面。
附图说明
[48]其它特性和优点体现在接下来的描述中，所述描述仅作为非限定的实例给出，并参照附图，其中：
[49]图1是基于本发明的一航空器示意全图；
[50]图2是基于本发明的第一种实施方式的航空器机舱的纵向剖面示意图；
[51]图3是图2的流控装置(dispositif fluidique)的局部放大的示意图；
[52]图4和图5是机舱壁体后部的移位机械分别在合拢和展开位置的部分示意图；
[53]图6是基于本发明的第二种实施方式的航空器发动机机舱壁体的纵向剖面示意图(与图3类似)；
[54]图7示出图6表现的实施方式的另一种运行模式；
[55]图8a，8b，8c，9a，9b，9c，10a，10b，10c分别说明了基于第三种实施方式的多种不同视图和多种不同的机舱运行模式；
[56]图11示出基于第四种实施方式的机舱壁体纵向剖面的部分示意图(与图6和图7类似)。
具体实施方式
[57]如同图1上所示和由参考标记10一般指代，商用航空器(班机)包括多个发动机机舱12，其固定在航空器的主机翼下方。
[58]例如，在航空器10上计数有两个发动机机舱，每一个发动机机舱固定在一侧翼11，13上，不过，根据航空器型号，多个机舱可以固定在同一机翼上。
[59]此外，可以设想将发动机机舱直接固定在机身上，要么是机身的两侧上，要么在机身后部上方部分上。
[60]如图2所示，基于本发明的机舱12中的一个以纵向剖面图的示意方式表现出来。
[61]发动机14--其具有纵向轴线X--被安装在机舱的内部，发动机14包括一涡轮机16，涡轮机16在进口处、在下游侧(图左边)包括一轴体18，轴体18上安装有送气器(soufflante)22的桨叶20。涡轮机为双流束和高旁通比(比率高于或者等于5)型。
[62]注意到本发明也应用于具有非常高的旁通比(接近10)的涡轮机。
[63]机舱12在发动机14的上游部分环绕前述的发动机14，而发动机14的下游部分较之于机舱的下游部分凸起，如图2部分地示出。
[64]更为特别的是，机舱12包括以同中心的方式环绕发动机的壁体24，使得与所述发动机一起构置成一环形导道26，在该环形导道26中流动着一流体，在这里，该流体是空气。
[65]如图2所示，空气流动--由箭头F标识到达机舱入口--进入机舱内部，并且一第一流束--称为主级流束--进入涡轮机16，以参与到燃烧中并驱动轴体18，并因此驱动送气器22进行转动。这一主流束继而被马达的喷口17喷射，并因此贡献一部分涡轮机推力。
[66]第二空气流束--称为次级流束--由螺旋桨叶推动，借助环形导道26并通过机舱下游部分26a排出，也形成了大部分的推进系统的推力。
[67]可以注意到机舱壁体24以两部分实现：一谓之上游的部分24a，其用以实现涡轮机前部的空气动力学流线型外壳；和一谓之下游的部分24b，其包括机舱壁体的溢流缘(bord de fuite)，并且相较于第一固定部分按纵向平移(沿着X方向)方式活动。
[68]如图2所示，第二部分24b在此图上部表示，其处在谓之合拢的第一位置，并且为此，在环形导道26处的内部流动Fi通过机舱壁体的引导直至环形导道26的下游通出端26a，而穿过所述环形导道26。这一位置用于在没有使用本发明的飞行阶段。
[69]注意到涡轮机16有一外表面16a，其直径沿着导道26随着进程增加直到下游端部26a(图2的上部)。涡轮机外表面16a的形式与部分锥体(截锥形)相类似，其顶部位置位于朝向上游。
[70]此下游部分24b的内表面--对其部分而言--沿着导道在接近下游端部26a的部分中直至下游端部26a减小直径。所述内表面的该部分25的形式与其顶部位置位于朝向下游的部分锥体相类似。
[71]机舱壁体的下游部分24b受控制地进行位移(如从驾驶台传送过来的信号起)，通过持续或者非持续的位移(如在安装在与轴线X平行的壁体24a部分的液压作动缸的作用下)，从合拢的第一位置到在图2中底部表示的谓之展开的第二位置。
[72]在展开的第二位置，径向的或者环状的开口28在壁体24形成。该开口布置在上游部分24a和下游部分24b之间在环形导道26的外部周边处，并且其尺寸或者纵向跨度平行于纵向轴线X。
[73]可以注意到机舱壁体的下游部分24b可由多个半环状的部分组成(以部分环形的形式)，这样其结合形成一完整环体，并且每个半环状的部分可以独立地移位。
[74]每一半环状部分朝向下游的移位也在机舱壁体中形成了不同的半环形的开口。
[75]该移位的目的在于改变喷口内部流动的出口通道截面，所述出口通道截面由下游壁体24b的内表面和对应于涡轮机16的外表面限定。
[76]因此，当下游部分24b朝着后部(图2的低部)移位，用于流体向下游端部26a流动的出口通道截面得以增加：在下游壁体24b的内表面的部分25和涡轮机的位于最大直径区域的下游的外表面的区域16b之间形成发散。继而产生内部流动的膨胀率的变化，这引起最大的推力。
[77]注意到，所述机舱壁体的上游部分24a和下游部分24b在其旨在进行相互接触的端部区域(联接区域)处具有辅助形体，以使得当由两部分组成的组件处于互相接触的状态时(图2的上部)，它们是接合的。
[78]因此，所述两部分24a和24b在它们的面对的端部区域处具有两个相应的反向弯曲的表面：前段部分24a的端部表面24c是凸面的，而下游部分24b的端部表面24d是凹面的(图2和图3)。
[79]如图2和图3底部的所示，当两端部表面24c和24d处于分离时，它们界定出开口28。
[80]在两部分24a和24b的接合处，端部表面24d与下游部分24b的外部表面24e合在一起。
[81]注意到，随着接近形成溢流缘的细长的点位24e，下游部分24b自端部表面24d开始向着下游变狭小。
[82]此外，在附加装置缺失的情况下，在导道26中流通的流体Fi的内部流动的一小部分将自然地以径向的方式通过开口28排放。
[83]这一部分流动被认定为漏逸流动。
[84]流控装置30设置在机舱壁体中，用于形成旨在阻挡所有的或部分的所述漏逸流动的流控阻隔。
[85]如图2中显示(并在图3上更为详述)，流控装置30例如布置在机舱壁体的固定部分24a，也就是在开口28的上游，并在部分24a和24b之间接合区域处。
[86]装置30布置在机舱上游壁体部分24a的外表面31上。
[87]装置30包括当机舱的所述的或所述多个的运动构件被移位以实现可变喷口截面的变化时允许与所述开口28垂直地(au droit de)朝向所述环形导道喷射高能流体的部件。
[88]该流动的喷射以几乎与上游部分24a的外表面31成切线的方式执行。
[89]更为特别的是，流控装置30在上游部分24a的端部表面24c附近包括高能流体的引流槽，所述高能流体例如是来自发动机的压力气体。
[90]该流体引流槽包括一未示出的部分，该部分与涡轮机16压力气体源连通或者与气动能量辅助发生器(例如：压缩机)连通。
[91]该槽还包括在图2和图3上剖切地部分示出的环形部分32。该槽32在开口28周围延伸，并按一个或者多个环面(tore)弧形式实现或者按布置在机舱上游壁体部分的外表面31上的完整环面的形式实现。
[92]流控装置30还包括一个或者多个喷射喷口34，所述喷射喷口34与槽32连通并在开始端部表面24c的地点处从外表面31上通出。
[93]因此在开口28中，自上游起喷射一高能流体，该高能流体形成一流体屏障fi，对于内部流动Fi而言，该流体屏障fi关闭或者在所有情形下限制向开口的进入(图3)。
[94]该流体屏障随着开口28的整个纵向尺寸延伸，因此几乎占据将可假装流动Fi以便从开口排放的所有空间。
[95]在图3上，被喷射的流体按内部流动Fi相同的方向行进。
[96]弯曲表面35布置在喷射喷口34的出口，与此所述喷射喷口34相切，并组成端部表面24c的表面。该表面例如呈半环形的形式。
[97]注意到，在槽实施成环面段(环面弧)的形式或者完整环面的形式的情况下，喷口可以采取缝状的形式，且沿环面段(半环形形式的喷口)或完整环面(环形喷口)的整个长度延伸。
[98]对于同一的环面段或者对于完整环面，还可能的是，具有多个不接合的喷射喷口，所述多个喷射喷口分布在所考虑的环面段上或者完整环面上。
[99]如同在图2和图3上所表示，通过槽32运输的压力下的流体通过喷射喷口34按一喷射流的形式与外表面31相切地引入至开口内。
[100]喷射流按给定的取向从喷口喷出，与弯曲表面35相切，然后，在趋向于使所述喷射流脱离的离心力与通过在壁体和喷口之间出现的负压得到平衡的情形下，贴合着该表面的形状(图3)。
[101]如图3所示，通过喷射喷口34的喷射流按环形导道26的方向偏移离表面35。
[102]喷射喷口34的喷射流体的能量供给允许控制喷射流的方向。
[103]喷射流的取向按照流体的热力学和运动动力学的参数中的至少一个变化，所述参数即例如是压力和/或温度和/或流量和/或速度和/或涡流率........
[104]流体的喷射流--其由流控装置喷射并且其在开口的入口处纵向延伸--允许按空气动力学的法则(induction aérodynamique)，几乎与机舱壁体的内表面平行地引导在开口28处的流体的内部流动Fi，同时阻挡穿过开口产生的漏逸流动。
[105]流动Fi因此从它的周围被引导到通出端部26a，如同在机舱壁体没有任何径向的开口一样。
[106]流体屏障(受控的流体流动)以某种方式形成人造壁体(paroiartificielle)，该人造壁体位于上游壁体部分24a的延伸位置上，并且其关闭所述开口28。
[107]通过这种方式，相较于将通过一个配置有无流体屏障的可变喷口系统的机舱得到的直接喷射的推力，本发明使得能够增强直接喷射的推力。
[108]几乎全部的内部流动Fi对发动机的推力的总体平衡的贡献使得能够增加所述的可平移式变化的喷口的总的推进功率。
[109]作为实例，通过选择较高的诱导流体的流量和压力，流体喷射流贴附在表面35上，并且一般地，贴附在全部的或者几乎全部的外表面24c上。
[110]注意到，可以修改单个的热力学和空气动力学的参数--如流量，以建构一有效的流体屏障。
[111]通过使得变化在喷射喷口出口处的喷射孔的大小，例如，借助于光圈型的布置，可以变化喷射的速度，并因此变化喷射流体的流量。
[112]此外，当流控装置被激活时，流体的喷射能够要么通过持续流束实现，要么为限制喷射流体的消耗通过脉冲流束(flux pulsé)实现。
[113]可以注意到，根据本发明的装置的运行相关的空气动力学应力(efforts)主要集中在机舱壁体上按环形方式配置的流控装置30上，这可使得在机舱结构中更好地分布要传递的应力，并也因此优化机舱结构的几何特征和质量。
[114]此外，在机舱壁体上整合流控装置只对机舱的内部和外部的声学处理有很微小的影响。
[115]实际上，在图2高部处表示的合拢位置中，根据本发明的装置使得一周向的声学保护层整合在几乎整个的机舱壁体的内外表面上。
[116]此外，流控装置30的尺寸相对较小，以便有利于将流控装置30整合到机舱壁体中。
[117]注意到，将流控装置30定位在开口28上游使得所述开口28形成一特别有效且简单的流体屏障。
[118]在图4上示出机舱壁体的后部部分24b的平移位移部件。
[119]在上游部分24a布置的内部容腔--在不存在流控装置30的区域内--收纳双作用式作动器40，例如，气动的或者液压的类型。
[120]固定部分42或者助动器主体连接(assujettie)于容腔底部，而活动部分44或者作动器的杆被固定在所述后部部分24b上。
[121]在该图上，后部部分24b没有被平移，且布置成抵靠着前部部分24a处于合拢位置(缩回的作动器)。
[122]在图5上，作动器的杆体44的伸出被控制，且后部部分24b被展开，从在上游部分24a和下游部分24b之间的接合处开始，因此在机舱壁体中形成开口28。
[123]注意到，多个这种类型的作动器例如布置在上游壁体部分24a的周边上，用于有效地平移所述后部部分。
[124]本发明也应用于高旁通比或者很高旁通比的涡轮机(turbomachines)，其配设有不是平移类型的配备可变截面的喷口。
[125]注意到，这样的涡轮机配置的可变截面的喷口可使得适应航空器的不同运行阶段(巡航，低速)。
[126]在高旁通比的涡轮机上整合可变喷口系统显著提高了涡轮机的热力学性能。
[127]实际上，在安装在班机上的和有着极高旁通比(近10)的涡轮机上，送气器--涡轮机的总推力的主要贡献者--的压缩率是微弱的(在1.4附近)。继而相对于飞行器的飞行速度(声速)产生该送气器的空气动力学性能的灵敏度的增加。
[128]对于未装设可变喷口系统的有很高旁通比的涡轮机的情形，送气器的空气动力学运行线路的选择是在巡航飞行的空气动力学效率和低速飞行时泵送(不利于马达完整性的非稳态现象)裕度之间的折衷。
[129]对于装设有可变喷口系统的有很高旁通比的涡轮机的情形，这样的折衷并非必需，这是由于按送气器的运行动态调适所述喷口的出口截面。其效率因此在各个飞行阶段得以增加。
[130]根据第二实施方式，图6和图7以与图3类似的方式示出机舱的上游壁体50a的结构，所述上游壁体50a与向着后部平移的机舱下游壁体50b一起构建一个或者多个径向的开口，其中一个开口28被示出。
[131]在这些图上，机舱的上游壁体50a整合有流控装置52，所述流控装置52与图2和图3的装置30不同。
[132]在这第二实施方式中，其它机舱的构件保持与这些参考图2和图3的描述一致。
[133]装置52实际上是一种流通控制的双系统，其一方面包括第一装置54，所述第一装置54形成与图2和图3装置30一致的流体屏障，另一部分包括一个第二流控装置56，所述第二流控装置56独立于所述第一装置，并且，在所考虑的实例中，其保证将在下文看到的另一种功能。
[134]当所述下游壁体部分50b处于在图2的上部所示的缩回位置时，这两个装置被布置在与下游壁体部分50b接合的区域的附近。
[135]因此，第一装置54使得可控制在导道26的内部的流动Fi的空气动力学的循流(circulation)，其控制方式是限制甚至消除空气动力学漏流，所述漏流在缺少所述第一装置的情况下会穿过开口28产生。
[136]第二装置56被安置在机舱壁体内，在壁体上游部分50a的内表面50c上，所述内表面50c在其外周处限定环形导道26。
[137]该第二装置使得，当其被激活时，其控制内部流动Fi的空气动力学的循流，其控制方式是：当一个或者多个机舱(例如：下游壁体部分50b)活动构件展开时，确保尤其是推力换向器(inverseur)的功能。
[138]流体控制循流的双系统由此保证两种不同的功能(漏流的限制和“推力的换向”)，而没有附加的移动介入，并避免辅助伺服系统的介入。
[139]更加特别的是，流控装置56配设用于控制提取导道26内部的一定数量或一部分的流动，并用于通过径向的开口28以受控的方式将其排放到机舱外。
[140]为此，装置56能够向内部流动Fi中喷射高能的流体。
[141]该流体喷射在应当被偏移的流动的区域中--即部分24a的逸流缘的稍微上游处，按与内表面50c基本相切的方式进行。
[142]更加特别的是，流控装置50c包括流体的引流槽，所述流体例如是来自发动机的压力气体。
[143]该流体的引流槽包括：一未示出的部分，其与涡轮机16的压力气体源连通；和一环形部分58，其在图7上呈剖面地被部分地示出。此槽58按与装置30或者54的槽一致的方式实现。
[144]流控装置56还包括一个或多个喷射喷口60，所述一个或多个喷射喷口60与槽58相连通，并在内表面50c上通出，使得能够因此在开口28(图7)附近向导道26的内部流体流动Fi中喷射高能流体。
[145]一弯曲的表面62--其组成上游壁体50a的溢流缘和该壁体的端部表面--被布置在喷射喷口60的出口处，与喷射喷口60相切。根据图6和图7的纵向剖面视图，这一表面例如呈半圆形。
[146]如同在图6和图7上所示，通过槽运送的压力流体通过喷射喷口60以射流64的形式下引入流体内部流动Fi中(更加特别地，在流体内部流动Fi周围)，射流64与内表面50c相切，并因此以控制的方式修改该流动的一部分。
[147]由此喷射的射流按与弯曲的溢流缘相切的给定的取向的方式排出所述喷口，所述弯曲的溢流缘这里是表面62，然后贴合逸流缘的形状，如同在图7上所示的一样，条件是，趋向于使所述射流从所述逸流缘脱离的离心力通过在壁体和射流之间出现的负压来平衡。
[148]喷射的流体射流因此由弯曲的表面62偏移。
[149]当平衡被打破，喷射到流动中的射流与溢流缘脱离，且在分离点形成型面的后部中止点(point d′arrêt arrière du profil)。
[150]如同在图7中所表示，流体的内部流动Fi的部分F′i在喷射射流的作用下偏离其轨迹。
[151]通过喷射喷口60喷射的流体的能量供应使得可控制所述分离点的位置。
[152]注意到，通过变化射流的分离点在表面62上的位置来控制喷射流体射流的方向。
[153]由此，依据射流被分离的表面62的区域，可对被提取的流动部分F′i不同地定向。
[154]该流体射流的脱离点--即射流的定向--依据流体的热力学和空气动力学的参数中的至少一个变化而变化，所述参数即例如是压力和/或温度和/或流量和/或速度和/或涡流率.....
[155]作为实例，通过增加诱导流体的流量和压力，流体射流贴附在表面62处在一大长度上，并且被提取的流动Fi沿在图7上的方向F1(推力的反方向)向着机舱上游方向偏离。
[156]当给定于被提取的流体数量的方向基本如箭头F2指示的方向一致时，即较之于纵向流动Fi按径向的方式取向时，可因此抵消所述被提取的流动的直接推力。
[157]此外，当被提取的流体的内部流动Fi的数量沿箭头F3表示的方向取向，即朝机舱的下游取向时，可因此减小由所述被提取的流动产生的直接推力。
[158]注意到，可以修改单个热力学的和空气动力学的参数--如流量，以便对被提取的流体的数量产生影响。
[159]通过变化喷射口喷口的出口处喷射孔的大小--例如借助于一种光圈类型的配备，可以变化喷射的速度，并因此变化喷射流体的流量。
[160]此外，流体喷射可要么以持续流束的方式实施，要么为减少喷射流体的消耗而以脉冲流束(flux pulsé)的方式实施。
[161]一个可使推进系统推力向量反向、抵消、或减少的有效系统的实施可在航空器飞行的某些阶段进行，其方式是，通过平移如图7上所示的机舱壁体的后部。可因此在机舱侧部上在环形导道26中循流的次级流束Fi和大气之间露出一个或者多个开口28。
[162]可注意到，当机舱壁体的后部部分50b已向后部移位时，次级流束的出口喷口不再符合(réunit)适合于产生推力向量的条件。
[163]实际上，喷口由此形成一种发散，并且亚音速流动的次级流束在离开机舱时损失自己的能量。
[164]推力反向的和抵消或减少推力的装置比已有系统更加简单，就此而言，这是因为在本发明中，唯一的活动构件是机舱壁体的后部分，这极大地简化了装置的运动特性。
[165]与根据发明的装置运行相关的空气动力学应力主要集中在流控装置上，所述流控装置以环形方式配置在机舱壁体上，这可使得更好地在机舱结构中分布要传递的应力，并因此没有使机舱的某些部分过度增加尺寸。
[166]此外，相对于环境流动而言，流控装置趋向于掩盖下游壁体50b，这使得下游壁体50b没有过多增加尺寸。
[167]另外，整合在机舱壁体上的流控装置对机舱壁体的内部和外部的声学处理仅有很小的影响。
[168]实际上，在图2上部中的示出的合拢的位置中，根据发明的装置将周壁声学覆层整合在机舱壁体的几乎全部的内表面和外表面上。
[169]此外，流控装置的大小相对较小，这利于将它整合到所述机舱壁体中。
[170]图8a，8b，8c，9a，9b，9c，和10a，10b，10c示明本发明的第三实施方式的两种不同的运行模式。
[171]图8a，8b和8c示出图2类型的航空器发动机机舱80的不同的视图：纵向剖面图(图8a)，透视图(图8b)和基于部分放大的视图(图8c)。
[172]在图8a-c上可变喷口系统是合拢的，同时在图9a-c和10a-c上是展开的。
[173]在图9a-c上，形成流体屏障的流控装置被激活并与活动疏导构件协作，以便限制甚至阻止形成漏逸流动。
[174]在图10a-c上，活动的疏导构件已被移位，以便使之不再与流控装置联接，并且所述流控装置确保一受控的提取功能，其受控地提取内部流动Fi的至少一个部分，如同在图7上的流控装置56一样。
[175]在图8a-c，9a-c，和10a-c上示出的机舱因存在如下构件而与图2的机舱不同：
[176]-流控装置82被配置在机舱壁体的上游部分86a的内部表面84，如同图7的装置56，并在位于机舱的固定构件和移动构件之间的区域处控制内部流动Fi的空气动力学循流；
[177]-一个或者多个活动的空气动力学偏导构件(偏导器)88被配设用于要么与流控装置82(图9a-c)配合，要么与机舱壁体的活动的下游部分86b(图8a-c和10a-c)配合，所述下游部分的形状适合于达成这种效果。
[178]机舱的活动构件是下游部分86b，它们和一个或者多个偏流构件88拥有沿着涡轮机的轴线平移的至少一个自由度，并且特别在喷口处形成流束的外部的和/或内部的空气动力学的流线型壳体。
[179]与上游壁体部分86a相区别的偏导构件88例如是一为环形形状的空气动力学的板片或者偏导器，并且，该活动构件定位在机舱的上游和下游的壁体部分的内表面的延伸处，以便布置在内部流动Fi的周围。
[180]数个偏导构件--其以每个呈部分环形的或者环形扇段的形式--能够可选地用于替代单一构件。
[181]在图8a-c上示明的位置中，板片88在合拢位置抵靠着机舱的固定部分86a，同样抵靠着机舱的壁体的下游部分86b。
[182]即便存在板片88，该下游部分86b此外配置成能与固定部分86a进行接触。
[183]在这方面上，下游部分86b在其位于与所述壁体部分86a相面对的上游部分处拥有一凹空86c，该凹空86c被赋予基本截锥形的扩张的形状，在该凹空86c中要被安置板片88。该扩张的上游部分的端部构成下游壁体部分86b的迎流缘86d，该迎流缘86d要抵靠上游壁体部分86a。
[184]活动构件88和86b因此被定位抵靠着机舱的固定部分，以使得空气动力学流线是连续的。
[185]在可变喷口的机构被使用的飞行的阶段，机舱的活动构件的一部分--即下游部分86b通过纵向平移(图9a-c)朝着后部移动，以使得实现喷口的截面变化。
[186]该移动使得在机舱侧壁上露出一个或者多个径向开口，特定地，在该实现例子中露出一个开口90。
[187]机舱的活动构件的部分--即构件88本身在图8a-c的合拢位置中保持抵靠着机舱壁体的固定部分86a。更为特别的是，构件88被安置对着弯曲表面92，所述弯曲表面92被安排成与流控装置82喷射部件(喷射喷口)94的通出端部相切。
[188]该表面与图7的表面62一致。
[189]如同在图9a-c上所示，由于下游部分86b的后部位移，所述构件88被布置在由之形成的所述开口90中，并且所述构件88在其中堵住一所谓上游的区域。位于构件88和下游部分86b之间的该开口的谓之下游区域得以露出。
[190]下游部分86b的位移例如触发流控装置82的激活，例如通过光学传感器来实现激发。
[191]不过该激活以使用可变喷口机构的指示的方式能够被远程地(例如在驾驶舱中)控制。
[192]因此，产生于喷射部件94的高能流体射流96通过导流构件88按纵向方向发生偏移，而不是如射流64贴附在图7上的表面62上那样贴附在表面92上。
[193]构件88继而导引射流96至环形导道26内部，且该射流在构件88之外仍循随其基本纵向的迹线，即在没有任何材料障碍的开口区域中循随其基本纵向的迹线。
[194]通过这种方式，内部流动Fi的空气动力学循流得以按与所述开口90成直角的方式控制，从而限制甚至消除穿过所述开口的不希望的流动(漏逸流动)。
[195]实际上，导流板88仅靠自己形成一相对内部流动Fi而言的阻隔，由此阻碍所述内部流动Fi的一部分穿过环形开口90的上游区域排出。
[196]此外，按与导流板相切地实施的流体喷射允许在开口90的位置大致地控制空气动力学循流，并通过空气动力学诱导限制内部流动Fi的一部分穿过该开口排出的自然趋势。
[197]更为特别的是，喷射的流体射流96沿着开口90纵向地展开。该射流在径向开口的整个长度上导引内部流动Fi，即沿着引导体88定位其上的该开口的上游区域和沿着露出的下游区域导引内部流动Fi。
[198]在该实施方式中，喷射射流沿着开口的入口行进，而没有渗入到所述开口的内部，如同图3和6所示。
[199]由此，射流96形成环状的流体屏障，该流体屏障正对着所述开口90环绕内部流动Fi，且构件88作用如该射流的支持导引件。
[200]注意到，导流板构件88不能占据径向开口90的整个长度，因为这样的尺度会损害在图10a-c中示明的“推力转向器”的功能。
[201]注意到，机舱的活动构件借助于伺服系统以持续或者非持续的方式发生位移。作为非穷举的实施实例，下游壁体部分86b可通过一个或者多个动力控制系统操控的液压型线性作动器被激活。至于部分88，它也可以通过一个或者多个动力控制系统操控的液压型线性作动器被激活。这些伺服装置可一方面固定在活动构件的被结构地加强的区域上，且另一方面固定在动力机舱的固定结构的框架上。
[202]图10a-c示明“推力转向器”的机舱的运行，这一运行模式用于在配设有这类机舱的航空器的某些飞行阶段。
[203]当该操作模式被命令时，机舱壁体的下游部分86b因此向着机舱后部平移，且导流构件88出向着下游平移。表面92得以露出，并且重新接合该下游部分86b，以使得它安坐在凹空部分86c中。
[204]一个比开口90长度更长的径向开口98由此形成，并被这样界定：在一侧，通过固定部分86a的端部的弯曲表面92，另一方面，通过活动构件86b和88。
[205]作为实例，开口90的轴向长度包括约在50mm到200mm的等级中，同时开口98的轴向长度包括约在450mm到600mm的等级中。
[206]注意到，构件88可配置有凹面形式的径向跨度，其在开口98内部展开，从而赋予构件组86b和88一个类似于图2的凹形表面24d的端部表面，以便改善内部空气动力学流线。
[207]当活动构件处在图10c的端部位置时，流控装置82被激活，且因此包括一受控的提取装置，该提取装置按与图7的装置56一样的方式受控地提取内部流动Fi的一部分F′i，且产生一受控的射流100。
[208]由此得到基于研发目的的推进系统的推力向量的转向、抵消或减少。
[209]注意到，由于存在在所述的一个或多个开口的上游布置在机舱壁体内表面上的高能流体喷射部件、和这些部件的下游导流构件，这使得可以用单个的喷射系统完成两种功能。
[210]图11示明最后的实施方式，其中发动机机舱与图2中显示的一样，流控装置除外。
[211]实际上，在图11上，形成流体屏障f′i的流控装置110被整合在下游壁体112b部分中。下游部分112b在驱动部件的作用下与上游的固定部分112a分开，所述驱动部件例如是图4和5的驱动部件，所述驱动部件在两部分112a和112b的相应的互补表面之间因此布置有一个或者多个开口114.
[212]装置110布置在下游部分112b的外表面112c上，在所述下游部分112b的迎流缘(端部面)处。
[213]装置110包括一个弯曲表面116，该弯曲表面116与喷射喷口118的通出端部相切地布置。
[214]喷口118与要喷射的高能流体的引流槽相连通，所述引流槽的一部分12a在下游部分112b的内部延伸。
[215]流体在开口114内以持续的或者脉冲的方式按射流的形式被喷出，并且，借助于切向的弯曲表面116，射流以受控的方式朝着环形导道26行进，其首先随循表面116的一部分，直到预定的脱离点。
[216]由此从所述表面脱离的射流朝向壁体上游部分112a行进，沿内部流动Fi以反方向方式流动，并且继而轻触部分112a的端部面112d，然后从开口出来，以便与外部A空气流动汇合。
[217]由此在开口114中建立的流体的受控循流随循其整个纵向跨度，并在开口内部形成流体屏障f′i，以便可限制甚至阻碍通过开口的漏逸流动的经过。
[218]基于本发明的第四实施方式的机舱带来与图2和图5中的机舱一样的优势。
[219]注意到，在图3和图11上形成的流体屏障更确切说是定位在开口的入口处，也就是内部流动Fi沿其居位的开口一侧。由此，流体屏障就如包括一流体壁，内部流动沿着该流体壁被引导，而不能渗入开口内。
[220]作为变型，航空器的发动机的壁体可以一方面包括配设有图10a-c装置82类型的用于执行内部流动的受控提取的流控装置的固定上游壁体，且另一方面包括配设有图11的装置110类型的用于形成流体屏障的流控装置的活动下游壁体。
[221]这两种不同的功能都由高能流体的受控喷射来独自保证，无需附加的活动件。

Claims (10)

1.高旁通比的航空器(10)的发动机的机舱，在所述机舱中安装有一具有纵向轴线(X)的发动机，所述机舱(12)包括一壁体(24)，所述壁体(24)按至少部分地同中心的方式围绕着发动机，并且与所述发动机一起形成流体内部流动的环形导道(26)，在所述机舱的壁体的所谓的下游端部处，所述环形导道(26)具有一流出通道截面，
其特性在于，所述机舱包括移动部件(40)，所述移动部件在操控下移动所述机舱壁体的一部分(24b)，以便改变所述流出通道截面，该移动在所述机舱的壁体中产生具有纵向跨度的至少一个开口(28)，所述机舱包括一形成流体屏障(fi)的装置(30)，所述形成流体屏障的装置(30)沿着所述至少一个开口(28)的纵向跨度的至少一部分延伸，以便抵抗称作漏逸流动的一部分穿过所述至少一个的开口的自然排出。
2.根据权利要求1所述的机舱，其特征在于，所述形成流体屏障的装置包括喷射部件(34)，所述喷射部件(34)与所述至少一个开口成直角地喷射高能流体。
3.根据权利要求1或2所述的机舱，其特征在于，所述机舱还包括受控的流体提取装置(56；82)，所述流体提取装置受控地提取内部流体流动的至少一部分，用于通过所述至少一个开口(28；98)将其排出到所述机舱之外。
4.根据权利要求3所述的机舱，其特征在于，所述受控的流体提取装置包括喷射部件(60)，所述喷射部件(60)将一高能流体喷射到内部流体流动中。
5.根据权利要求2或4所述的机舱，其特征在于，所述喷射部件布置在所述至少一个开口(28；98)的上游和/或下游。
6.根据权利要求2、4、5中任一项所述的机舱，其特征在于，喷射部件布置在所述机舱的壁体的内表面(50c)和/或外表面(31；112c)上，所述壁体在其外部周边处界定所述环形导道(26)。
7.根据权利要求6所述的机舱，其特征在于，所述形成流体屏障的装置包括至少一个喷射流体的活动偏导构件(88)，所述偏导构件(88)按与所述喷射部件相邻的方式布置，所述喷射部件布置在所述机舱的壁体的内表面中，所述偏导构件至少部分地处于所述至少一个开口(90)中。
8.根据权利要求7的机舱，其特征在于，所述至少一个偏导构件(88)堵住所述至少一个开口的谓之上游的区域，因此让所述至少一个开口的谓之下游的区域空出。
9.根据权利要求2至8中任一项所述机舱，其特征在于，所述喷射部件包括至少一个喷射高能流体的喷射喷口(34；60)。
10.根据权利要求2至9中任一项所述的机舱，其特征在于，所述形成流体屏障的装置包括一弯曲的表面(35；62；92；116)，所述弯曲的表面与所述喷射部件(34；94；60；118)的通出端部相切地布置，以便将喷射流体引向所述至少一个开口(28；98；114)。
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