專利名稱：具有無涵道推進式螺旋槳的飛機發(fā)動機的進氣口的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛機發(fā)動機的進氣口，具體地說涉及具有無涵道推進式螺旋槳的飛機發(fā)動機的進氣口(又稱為“開式轉(zhuǎn)子推進器”或“推進式無涵道風扇”)。
背景技術(shù)：
這種類型的發(fā)動機具有兩個對轉(zhuǎn)的渦輪機，每個渦輪機受限制而與位于發(fā)動機引擎艙外的螺旋槳一起旋轉(zhuǎn)，這兩個螺旋槳在發(fā)動機的下游端前后設(shè)置在共同軸線上。發(fā)動機經(jīng)由吊架連接至飛機，吊架相對于發(fā)動機的縱軸沿大致徑向延伸并且吊架的徑向內(nèi)端連接至發(fā)動機引擎艙的上游端，即發(fā)動機的進氣口。特別是出于空氣動力學原因，吊架距螺旋槳和進氣口的上游端或前緣必須有足夠的軸向距離。在現(xiàn)有技術(shù)中，需要使發(fā)動機的進氣口沿軸向加長，以使吊架能夠連接至進氣口和發(fā)動機，這使得引擎艙的重量顯著增大并且使其在操作期間產(chǎn)生的空氣阻力顯著增大。在現(xiàn)有技術(shù)中，具有無涵道推進式螺旋槳的發(fā)動機的進氣口是大致軸對稱的，即， 其前緣位于與發(fā)動機的軸線垂直的平面內(nèi)。軸對稱的進氣口的比率L/D在其周部上是恒定的，其中L是測得的平行于在前緣的點和位于發(fā)動機的上游轉(zhuǎn)子處的平面之間的發(fā)動機軸線的進氣口局部長度，D是進氣口在上述上游轉(zhuǎn)子位置處的內(nèi)徑。當進氣口不是軸對稱時，其前緣限定出呈大致平面并被稱為“捕捉”部分(還稱為 “醒目”或“突出”)的表面。上述類型的進氣口具有被限定的整體進氣口長度，該長度等于位于發(fā)動機的上游轉(zhuǎn)子處的橫向平面與進氣口的捕捉平面和發(fā)動機的軸線的交叉點之間的距離。例如，已知飛機發(fā)動機進氣口采用斜切(或“斜接”)類型，其中捕捉平面相對于發(fā)動機的縱軸呈標記的傾角，進氣口的底部相對于其頂部沿軸向向上游突出。這種類型的進氣口由“整體” L/D比率(整體長度除以直徑)來限定并且該進氣口具有“局部” L/D比率 (局部長度除以直徑)，部分L/D比率圍繞進氣口的周部線性地改變。進氣口的該特定斜切形狀主要用于限制發(fā)動機在上游朝地面發(fā)出的噪聲。斜切進氣口的較長底部用于反射并向上偏轉(zhuǎn)發(fā)動機在操作期間在上游發(fā)出的大部分噪聲。這種類型的發(fā)動機通常借助于吊架連接在機翼的下方，吊架借助于較短的頂部連接至進氣口。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的具體目的在于提出一種用于解決將吊架與具有無涵道推進螺旋槳的飛機發(fā)動機的進氣口結(jié)合相關(guān)的上述問題的簡單、有效且低成本的方案。因此，本發(fā)明提出一種飛機發(fā)動機類型的進氣口，所述發(fā)動機具有無涵道推進螺旋槳，所述發(fā)動機用于借助吊架連接至飛機的機身，所述進氣口的特征在于，在所述進氣口的前緣的點與和所述發(fā)動機的壓縮機的上游轉(zhuǎn)子平行設(shè)置的橫向平面之間，與所述發(fā)動機的軸線平行地測得的所述進氣口的部分長度在進氣口連接所述吊架的區(qū)域較長并且在進氣口相對所述吊架的區(qū)域較短。本發(fā)明的進氣口的部分長度圍繞所述進氣口的周部改變，在與所述吊架連接的區(qū)域最大并在相對的區(qū)域最小，這與斜切進氣口的較短頂部連接至連接吊架的現(xiàn)有技術(shù)不同。與吊架連接的進氣口區(qū)域的形狀和尺寸根據(jù)吊架尺寸函數(shù)來優(yōu)化，而進氣口剩余部分的形狀和尺寸獨立于吊架而優(yōu)化，以限制進氣口的重量和發(fā)動機引擎艙在操作時產(chǎn)生的空氣阻力。進氣口的部分長度的變化在進氣口的周部是非線性的。與現(xiàn)有技術(shù)不同，進氣口的捕捉截面不是平面，不能借助“整體” L/D比率來限定本發(fā)明的進氣口的長度。本發(fā)明進氣口的“局部”L/D比率在進氣口連接至吊架的區(qū)域與進氣口相對吊架的區(qū)域之間優(yōu)選地在約2. 5至0. 9的范圍內(nèi)，L是所述進氣口的局部長度，D是其內(nèi)徑，L和D 按上述方式測得。優(yōu)選地，在與包括所述吊架的軸線和所述發(fā)動機的軸線的中平面垂直的方向上， 所述進氣口的前緣的輪廓大致呈二面角形狀。舉例而言，在所述二面角的峰頂處的角度在約90°至175°的范圍內(nèi)。所述二面角的峰頂在二面角的開口附近的呈凸的圓形。所述二面角的邊可以是大致直線的，或者其可以是彎曲的，呈凸形或凹形。優(yōu)選地，所述進氣口關(guān)于包括所述吊架(134)的軸線和所述發(fā)動機的軸線(A)的中平面對稱。于是，本發(fā)明進氣口的前緣限定了位于所述中平面兩側(cè)的兩個二面角，這兩個二面角借助于圓形部分彼此連接。這兩個二面角的上游側(cè)位于相對于發(fā)動機軸線傾斜的第一進氣口平面內(nèi)，這兩個二面角的下游側(cè)位于相對于發(fā)動機軸線以更大角度傾斜的第二進氣口平面內(nèi)。這兩個平面相交，交線位于大致穿過二面角峰頂?shù)膬蓚€平面之間。與現(xiàn)有技術(shù)中的單個進氣口平面不同，本發(fā)明的進氣口由此由兩個進氣口平面來限定。根據(jù)本發(fā)明的另一個方面，所述進氣口包括軸向突出部，所述吊架設(shè)計為從所述進氣口相對于發(fā)動機軸線大致沿軸向和徑向延伸。該突出部的形狀和尺寸被確定為吊架的形狀和尺寸的函數(shù)。該突出部還可以被用來安裝發(fā)動機的其他大型設(shè)備。吊架的前緣和/或后緣可以相對于橫向平面以角度傾斜，所述角度在約10°至 35°的范圍內(nèi)。本發(fā)明還提供了一種具有無涵道推進螺旋槳的飛機發(fā)動機，所述發(fā)動機包括上述限定的進氣口。最后，該發(fā)動機還提供了一種飛機，其特征在于，所述飛機具有兩個或更多個上述類型的發(fā)動機，這些發(fā)動機在兩側(cè)由吊架連接至所述飛機機身的后部。當飛機具有兩個發(fā)動機時，每個發(fā)動機的連接吊架相對于大致穿過吊架的連接至機身的端部的水平面優(yōu)選地以一定角度傾斜，所述角度在5°至45°的范圍內(nèi)，例如為約20°。當飛機具有其他的發(fā)動機時，連接該發(fā)動機的吊架可以位于大致豎直的平面內(nèi)。該第三發(fā)動機可以位于飛機機身上方。


在閱讀參考附圖用非限制性實例而給出的以下描述時，將更好地理解本發(fā)明并且更清楚地了解本發(fā)明的其它細節(jié)、特征和優(yōu)點，其中
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圖1是具有無涵道推進式螺旋槳的發(fā)動機的示意性軸向剖視圖；圖2是飛機的示意性透視圖，飛機安裝有兩臺根據(jù)本發(fā)明的具有無涵道推進式螺旋槳的發(fā)動機；圖3是圖2的發(fā)動機之一的較大比例的視圖；圖4是圖3發(fā)動機的引擎艙和吊架的示意性透視圖；以及圖5是圖4的引擎艙和吊架的較大比例的示意性局部側(cè)視圖。
具體實施例方式首先，參考圖1，其示出具有無涵道推進器風扇的飛機發(fā)動機10，發(fā)動機10包括渦輪機，渦輪機由大致軸對稱的引擎艙12所圍繞，引擎艙12具有形成進氣口 13的上游端。從氣體通過發(fā)動機的流動方向的上游至下游，渦輪機包括壓縮機14、燃燒室16、 上游高壓渦輪18和兩個對轉(zhuǎn)的低壓下游渦輪20和22，這兩個渦輪機是圍繞發(fā)動機的縱軸 A沿相反方向旋轉(zhuǎn)的渦輪機。下游渦輪20、22的每一個被限制成與在引擎艙12外部大致沿徑向延伸的外部螺旋槳MJ6 —起旋轉(zhuǎn)。進入進氣口 13的氣流觀從壓縮機14穿過，在其中受到壓縮，然后與燃料混合并在燃燒室16中燃燒，接著燃燒氣體注入渦輪中以驅(qū)動螺旋槳沈、觀旋轉(zhuǎn)，這些螺旋槳提供來自發(fā)動機的大部分推力。然后，離開渦輪20、22的燃燒氣體30通過下游噴嘴32噴出以增大發(fā)動機的推力。螺旋槳M J6位于發(fā)動機的下游端附近，并且由于與位于發(fā)動機上游的被稱為拉進螺旋槳的外部螺旋槳相對，被稱為推進器或推進螺旋槳。這種類型的發(fā)動機借助于吊架34連接至飛機的一部分，例如機身，吊架34在引擎艙12外部相對于軸線A沿大致徑向延伸，并且尤其是出于空氣動力學原因，吊架34需要與上游螺旋槳M的葉片的前緣相距足夠的軸向距離Xl且與進氣口的前緣38相距足夠的軸向距離X2。因此，在現(xiàn)有技術(shù)中需要沿軸向加長進氣口 13以使能夠結(jié)合發(fā)動機的吊架34。在圖1的實例中，以實線繪制的進氣口 13表示尤其用于將空氣輸送至壓縮機16 的最佳最小長度，而以虛線繪制的進氣口 13’加長以允許吊架34與發(fā)動機10結(jié)合。不過， 使進氣口加長顯著地增加了發(fā)動機的重量和其在飛行中產(chǎn)生的阻力。圖中繪制出了發(fā)動機的進氣口 13的輪廓，并且其與空氣接合的上游端或前緣38 呈現(xiàn)出凸圓形截面。飛機發(fā)動機的進氣口可以具體地由“局部” L/D比率來限定，在所示實例中該比率在進氣口的整個周部上是恒定的。D是與壓縮機14的第一轉(zhuǎn)子或上游轉(zhuǎn)子平行地測量的進氣口 13的內(nèi)徑，L是平行于軸線A測量的進氣口的位于前緣38的點與壓縮機14的上游轉(zhuǎn)子平行設(shè)置的橫向平面P之間的局部長度。在該實例中，進氣口 13是軸對稱的，并且前緣38的所有點位于被稱為捕捉平面或截面的同一橫向平面Pl (或?qū)τ谶M氣口 13’而言位于⑵。以實線繪制的進氣口 13具有長度Ll (在P與Pl之間測量)并由比率L1/D限定， 以虛線繪制的進氣口 13’具有長度L2(在P與P2之間測量)并由L2/D限定。本發(fā)明使得可以借助于比率L/D不恒定而是圍繞進氣口的周部以非線性的方式
5改變的進氣口來解決上述與使發(fā)動機的進氣口加長相關(guān)的問題，進氣口的具有最大長度的區(qū)域連接至吊架。圖2至圖5示出了本發(fā)明的優(yōu)選實施例，其中，以上參考圖1描述的元件用相同的附圖標記加100來表示。圖1所示的飛機140安裝有兩臺具有無涵道推進螺旋槳的發(fā)動機110，這些發(fā)動機在兩側(cè)由吊架Π4連接至飛機機身141的后部。在上游端，各個發(fā)動機110的引擎艙112包括根據(jù)本發(fā)明的進氣口 113，這些進氣口具有用于與吊架Π4連接的軸向突出部142。吊架134從進氣口的突出部142相對于發(fā)動機的軸線A大致沿徑向向外延伸至飛機機身141。因此，進氣口的突出部142位于飛機機身141附近。吊架134相對于基本上從吊架134的連接至機身141的端部穿過的水平面以角度α傾斜，該角度在5°至45°范圍內(nèi)，例如等于約20°。突出部142呈大致三角形或梯形形狀，其峰頂或較小的底邊位于上游，底邊(或較大的底邊)位于下游。突出部142的下游底邊在大于或等于約80°的角度上圍繞軸線A成角度地延伸。該突出部142形成了軸向長度最大的進氣口區(qū)域，并且在上述平面P和從突出部的上游端穿過的橫向平面Ρ2’中測得的長度用Lmax來標記。該長度Lmax與圖1中的進氣口 13’的長度L2大致相等，該進氣口 13’被加長以使吊架34能與發(fā)動機結(jié)合。長度Lmax用于計算進氣口的比率L/D的最大值，該最大值等于Lmax/D并且具有例如約2. 5的值。突出部142連接至進氣口的大致環(huán)形部分144，該環(huán)形部分圍繞軸線A延伸并且限定進氣口的最短區(qū)域。該環(huán)形部分144與突出部142完全相對。在平面P與從所述環(huán)形部分144的下游端穿過的橫向平面ΡΓ之間測得的該部分144的長度用Lmin來表示(部分144的下游端與突出部142完全正對)。該長度Lmin大致等于圖1的進氣口 13的長度 Li，即至所述進氣口的最佳最小值，這是獨立于吊架確定的。長度Lmin用于計算進氣口的比率L/D的最小值，該最小值等于Lmin/D并且具有例如約0. 9的值。如圖5所示，從與穿過發(fā)動機的軸線A和吊架134的軸線的中平面垂直的一側(cè)或方向觀看進氣口 113時，前緣138在軸線A的任一側(cè)限定了表示相對較大角度β的二面角， 即大于90°的角度。該角度β在所示實例中約為120°至150°。因此，進氣口的前緣138在中平面的任一側(cè)限定出了多個在Lmin至Lmax的范圍內(nèi)的不同進氣口長度L’、L”。這些長度使得進氣口的所有比率L/D圍繞周部而改變。與現(xiàn)有技術(shù)不同，該比率的變化不是線性的(如果前緣在單個傾斜的進氣口平面中延伸，則情況如此)，而是非線性的，例如是大約雙曲線或拋物線的。前緣138的這種特定構(gòu)造可以限定出至少兩個進氣口平面。在圖5的實例中，進氣口的前緣138限定兩個相對于軸線A傾斜的相交平面P3、 P4。上游第一平面P3由突出部142的前緣的一部分(或上述二面角的上游側(cè))來限定并且相對于軸線A以約15°至50°的范圍內(nèi)的角度傾斜。下游第二平面P4由進氣口部分144 的前緣的一部分(或二面角的下游側(cè))來限定并且相對于軸線A以約70°至90°的角度傾斜。這兩個平面P3、P4大致在進氣口的突出部142與環(huán)形部分144之間的接合區(qū)域相交。
從圖5中還可以看出，進氣口 113與吊架134的前緣之間的接合區(qū)域146位于在橫向平面P1’與P2’之間延伸的橫向平面內(nèi)。在圖6所示的變型例中，進氣口 213的前緣238在軸線A的任一側(cè)限定出具有角度β ’的二面角，例如角度β ’在約90°至175°的范圍內(nèi)。該角度β’在所示實例中為約 170° 。在該實例中，吊架234的前緣250以角度、相對于與發(fā)動機的軸線A垂直的平面傾斜，角度Y在約10°至35°的范圍內(nèi)并且優(yōu)選為20°。吊架234的后緣252也以角度 Y’相對于與軸線A垂直的平面傾斜，角度Y’在約10°至35°的范圍內(nèi)并且優(yōu)選為20°。 角度Y和Y ’的值可以是相同的或不同的。用于將發(fā)動機連接至飛機的吊架也可以相對于從發(fā)動機的軸線穿過的徑向平面傾斜。在本發(fā)明的變型實施例中，除了吊架之外，進氣口的軸向突出部使得能結(jié)合發(fā)動機的大型設(shè)備。
權(quán)利要求
1.一種具有無涵道推進螺旋槳的飛機發(fā)動機類型的進氣口(113)，所述發(fā)動機借助吊架(134)連接至飛機的機身(141)，所述進氣口的特征在于，在所述進氣口的前緣(138)的點與和所述發(fā)動機的壓縮機的上游轉(zhuǎn)子平行設(shè)置的橫向平面(P)之間，與所述發(fā)動機的軸線(A)平行地測得的所述進氣口的局部長度在所述進氣口連接至所述吊架連接的區(qū)域 (142)較長，在所述進氣口與所述吊架相對的區(qū)域較短。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的進氣口，其特征在于，比率L/D在所述進氣口連接至所述吊架 (134)的區(qū)域(142)與所述進氣口與所述吊架相對的區(qū)域之間在約2. 5至0.9的范圍內(nèi)，L 是所述進氣口的局部長度，D是與所述發(fā)動機壓縮機的上游轉(zhuǎn)子平行地測得的內(nèi)徑。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的進氣口，其特征在于，在與包括所述吊架(134)的軸線和所述發(fā)動機的軸線(A)的中平面垂直的方向上，所述進氣口的前緣(138)的輪廓大致呈二面角形狀。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的進氣口，其特征在于，在二面角的峰頂處的角度(β、β’)在 90°至175°的范圍內(nèi)。
5.根據(jù)權(quán)利要求3或4所述的進氣口，其特征在于，所述二面角的峰頂在二面角的敞開側(cè)具有凸圓形狀。
6.根據(jù)上述權(quán)利要求中任一項所述的進氣口，其特征在于，所述進氣口包括向上游突出的軸向突出部(142)，所述吊架(134)設(shè)計成從所述突出部相對于所述發(fā)動機的軸線(A) 大致沿徑向延伸。
7.根據(jù)上述權(quán)利要求中任一項所述的進氣口，其特征在于，所述進氣口關(guān)于包括所述吊架(134)的軸線和所述發(fā)動機的軸線㈧的中平面對稱。
8.根據(jù)上述權(quán)利要求中任一項所述的進氣口，其特征在于，吊架(234)的前緣(250)和 /或后緣(252)相對于橫向平面以角度(Y)傾斜，所述角度(Y)在約10°至35°的范圍內(nèi)。
9.一種具有無涵道推進螺旋槳的飛機發(fā)動機(110)，所述飛機發(fā)動機的特征在于，其包括根據(jù)上述權(quán)利要求中任一項所述的進氣口(113)。
10.一種飛機(140)，其特征在于，其包括至少兩個根據(jù)權(quán)利要求9所述的發(fā)動機，這兩個發(fā)動機(110)在任一側(cè)由吊架(134)連接至所述飛機的機身(141)的后部。
11.根據(jù)權(quán)利要求10所述的飛機，其特征在于，所述飛機包括借助吊架連接至所述飛機機身后部的第三發(fā)動機，所述吊架在所述機身上方大致豎直延伸。
全文摘要
一種具有無涵道推進螺旋槳的飛機發(fā)動機類型的進氣口(113)，所述發(fā)動機借助吊架(134)連接至飛機的機身(141)，在所述進氣口的前緣(138)的點與位于發(fā)動機壓縮機的入口葉輪處的橫向平面(P)之間，與所述發(fā)動機的軸線(A)平行地測得的該進氣口的局部長度在所述進氣口連接到吊架的區(qū)域(142)較長(Lmax)，在所述進氣口與所述吊架相對的區(qū)域較短(Lmin)。
文檔編號B64D33/02GK102216158SQ200980145750
公開日2011年10月12日 申請日期2009年11月9日 優(yōu)先權(quán)日2008年11月14日
發(fā)明者斯蒂凡·埃馬努埃爾·丹尼爾·本斯魯姆 申請人:斯奈克瑪