專利名稱：用于短距起落航空器的渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于航空器的改進(jìn)的發(fā)動(dòng)機(jī)，以及包括這種發(fā)動(dòng)機(jī)的航空器。本 發(fā)明還涉及一種用于發(fā)動(dòng)機(jī)、尤其是用于旁路渦輪風(fēng)扇類型發(fā)動(dòng)機(jī)的組件(module)。
背景技術(shù)：
噴氣旁路渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)是公知的用于航空器的推進(jìn)系統(tǒng)。噴氣旁路渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)包括渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)，渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)具有用于空氣 的入口、用于壓縮進(jìn)入空氣的壓縮機(jī)、燃料在其中燃燒以使壓縮空氣膨脹的燃燒部、以及由 膨脹且加熱的壓縮空氣轉(zhuǎn)動(dòng)的渦輪。膨脹且加熱的壓縮空氣作為加熱氣體射流穿過發(fā)動(dòng)機(jī) 的后部。渦輪的轉(zhuǎn)動(dòng)被用于驅(qū)動(dòng)壓縮機(jī)，該壓縮機(jī)壓縮進(jìn)入的空氣。渦輪的轉(zhuǎn)動(dòng)還被用于 驅(qū)動(dòng)進(jìn)氣扇，該進(jìn)氣扇將空氣吸進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)中。進(jìn)入空氣的一部分被傳遞到壓縮機(jī)以便在渦 輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)中壓縮?？諝獾牧硪徊糠肿鳛椤芭月贰笨諝饫@著渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)周圍被導(dǎo)向。 這部分空氣以高速流過旁路通道?；旌掀髟O(shè)置在發(fā)動(dòng)機(jī)的下游部分，用于使冷的高速旁路 空氣與從渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)中排出的加熱氣體的射流混合。混合的高速旁路空氣和加熱的排 出氣體一同從發(fā)動(dòng)機(jī)中噴出，以提供推力。從發(fā)動(dòng)機(jī)中所排放氣體的大體水平噴射提供了向前推力，以推進(jìn)安裝有該發(fā)動(dòng)機(jī) 的航空器。當(dāng)航空器在地面上并加速達(dá)到某一速度時(shí)，航空器才能夠起飛。然而，尤其是對(duì) 于大的飛機(jī)，必須提供長的跑道以使得噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的推力能將航空器加速至使航空器起飛 的所需速度。這就意味著，只有在足夠長的跑道上，航空器才能起飛并才能降落。這意味著 航空器經(jīng)常不能靠近乘客的最終目的地降落。垂直/短距起落(V/ST0L)航空器是已知的。公知的是，通過這樣的方式將渦輪風(fēng) 扇發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在航空器上整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)或整個(gè)射流可以轉(zhuǎn)動(dòng)，使得來自發(fā)動(dòng)機(jī)的排出氣體 的射流處在大體豎直的方向上，而不是水平的方向上。這樣的豎直噴射產(chǎn)生向上推力，使得 航空器可以在不要求高速的情況下起飛。上述系統(tǒng)的一個(gè)示例可參見公知的“鷂式”垂直 起飛噴氣飛行器。然而，雖然這種垂直射流可以使航空器垂直起飛，但由于它使用了大量的 能量，因此它并不是一種使航空器起飛的有效方法。現(xiàn)有的旁路渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)的另一個(gè)問題在于，它們會(huì)產(chǎn)生大量的發(fā)動(dòng)機(jī)噪音。 一個(gè)噪音源在于發(fā)動(dòng)機(jī)中的燃燒過程以及與燃燒過程相關(guān)的振動(dòng)。當(dāng)從發(fā)動(dòng)機(jī)尾端排出的 熱氣體與周圍冷空氣接觸并因而引起周圍空氣的急劇膨脹時(shí)，進(jìn)一步產(chǎn)生噴射噪音。因此 需要減少由發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的噪音以減少由空中交通引起的干擾，尤其是在人口密集區(qū)。

發(fā)明內(nèi)容
根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)方面，提供了一種用于旁路渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的組件。該組件是大體細(xì)長的，并包括穿過一段組件軸向延伸且用于從發(fā)動(dòng)機(jī)排放熱排氣的中心部分、 以及圍繞中心部分大體軸向延伸且用于來自發(fā)動(dòng)機(jī)的旁路空氣的外圍部分。從組件的外圍 部分穿過外殼設(shè)置有出口，以使至少一部分旁路空氣與組件的軸線成角度地從組件導(dǎo)出。因此，剩余的旁路空氣在水平方向上排放，并有效用于產(chǎn)生水平推力。 組件可以作為單獨(dú)組件設(shè)置，其可以加裝到發(fā)動(dòng)機(jī)的排氣端、或者可以與發(fā)動(dòng)機(jī) 一起形成。被引導(dǎo)經(jīng)過出口的旁路空氣提供了推力分量。通過將出口與組件的軸線成角度 地設(shè)置，即相對(duì)從發(fā)動(dòng)機(jī)后部的排氣的方向成角度，這些改向的空氣將產(chǎn)生在不同于發(fā)動(dòng) 機(jī)正常排氣方向上的推力。在發(fā)動(dòng)機(jī)的正常運(yùn)轉(zhuǎn)中，其中主排氣從發(fā)動(dòng)機(jī)后部大體水平地 排出，部分旁路空氣可以大體垂直地被引導(dǎo)以產(chǎn)生垂直推力。這可在起飛時(shí)用于增加升力， 并因此可減小航空器起飛運(yùn)行時(shí)所需的速度。這又意味著，航空器可以從比其它方式更短 的跑道上起飛，從而使航空器可在更多地方使用，并往往更靠近預(yù)定目的地。在降落期間， 航空器可被減速至低于航空器的正常失速速度，同時(shí)由向下導(dǎo)向的旁路氣流所產(chǎn)生的附加 升力而仍然能保持在空中，航空器的正常失速速度是當(dāng)旁路空氣部分未被改向時(shí)產(chǎn)生足夠 升力以將航空器保持在空中所需的水平速度。因此航空器能在接觸地面之前以減小的速度 飛行。因此，在要求距離內(nèi)停止航空器所需的制動(dòng)力可以被減小，和/或航空器停止下來的 距離可以被減小。優(yōu)選地，起飛期間，通過出口的旁路空氣部分等于或小于離開發(fā)動(dòng)機(jī)的旁路空氣 總量的25%、等于或小于20%、等于或小于15%、在1%至15%的范圍內(nèi)、等于或小于10% 或者等于或小于5%。優(yōu)選地，用于旁路空氣的出口可有選擇地控制。在本發(fā)明的優(yōu)選示例中，在組件的外圍部分/旁路氣流內(nèi)、優(yōu)選在出口的下游設(shè) 置有可調(diào)節(jié)擋板。擋板可以包括多個(gè)交迭的瓣或薄片，它們可以移動(dòng)到外圍部分中，以阻礙 外圍部分中的氣流。通過電力或氣動(dòng)控制的升降桿所實(shí)現(xiàn)的擋板的調(diào)節(jié)可以控制經(jīng)過外圍 部分的氣流。這可以幫助控制由來自出口和來自組件后部的空氣噴射所產(chǎn)生的推力。優(yōu)選地，出口可以有選擇地打開和關(guān)閉，用以允許或阻礙部分旁路空氣相對(duì)主推 力成角度排放，或者用以改變被允許經(jīng)過開口排放的旁路空氣量。當(dāng)出口關(guān)閉時(shí)，沒有旁路 空氣相對(duì)推力的主方向成角度被排出，因此所有可用推力被用于向前驅(qū)動(dòng)航空器。更優(yōu)選 地，擋板延伸進(jìn)入旁路氣流通道的距離被另外有選擇地控制。開口打開狀態(tài)以及擋板展開 狀態(tài)的控制允許改變被允許經(jīng)過開口排放的旁路空氣量。這就允許控制旁路空氣，以給出 相對(duì)來自排放的主推力成角度的推力的變化度。擋板的升起增加了擋板上游的外圍部分的 一部分中的壓力。該增大的壓力使一部分旁路空氣從開口流出。由擋板引起的壓力增大并 沒有延伸至開口的上游。此外也優(yōu)選地，經(jīng)過出口的空氣的相對(duì)定向可以有選擇地被控制。這允許附加推 力方向的控制。這可以通過噴嘴的設(shè)置來實(shí)現(xiàn)，噴嘴的定向是可控制的。例如，在起飛期間， 噴嘴可以被定向成使得部分空氣被大體垂直向下地噴射，以增大升力。優(yōu)選地，上面涉及的 相對(duì)組件的軸線的角度在45度和90度之間。因此，排放至組件下面的冷氣流部分的方向 相對(duì)垂直方向具有0度至45度之間的角度，并被向后導(dǎo)向?？衫斫獾氖牵梢栽诮M件上設(shè)置超過一個(gè)的出口。在這種情況下，這些出口可以獨(dú) 立地或共同地被控制。
優(yōu)選地，組件包括在中心部分和外圍部分之間的分離器，用于分離旁路空氣和熱 排氣。將相對(duì)冷的旁路空氣和來自渦輪的相對(duì)熱的排氣保持分離、以及單獨(dú)使用冷旁路空 氣的一部分以產(chǎn)生定向的推力的優(yōu)點(diǎn)意味著，可以減小發(fā)動(dòng)機(jī)的總噪音水平。這就意味著， 組件能以比僅僅通過使整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)或整個(gè)射流改向以使所有推力具有垂直分量的情況要 低得多的噪音水平產(chǎn)生定向推力分量。
此外，其中，通過僅僅向下引導(dǎo)冷空氣而不是來自發(fā)動(dòng)機(jī)的熱排氣，定向推力是直 接地垂直的，這就具有較小的燃燒或者破壞地面或發(fā)動(dòng)機(jī)下的任何航空器部件的風(fēng)險(xiǎn)。在一個(gè)優(yōu)選示例中，分離器是多孔鐵素體纖維網(wǎng)狀物的開口網(wǎng)絡(luò)的形式。多孔鐵 素體纖維網(wǎng)狀物的開口網(wǎng)絡(luò)在冷旁路空氣冷卻該網(wǎng)絡(luò)時(shí)允許小部分熱排氣透入開口纖維 網(wǎng)絡(luò)中。這已經(jīng)被認(rèn)為是有優(yōu)點(diǎn)的，根據(jù)本發(fā)明的另一個(gè)方面，提供了一種用于旁路渦輪 風(fēng)扇噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的組件。該組件包括大體細(xì)長的殼體，并包括沿組件長度延伸且用于從 發(fā)動(dòng)機(jī)排放熱排氣的中心部分、以及圍繞中心部分且用于來自發(fā)動(dòng)機(jī)的旁路空氣的外圍部 分。組件還包括用于分離中心部分和外圍部分的分離器。分離器包括多孔網(wǎng)狀物的開口網(wǎng) 絡(luò)，其允許一定程度的流體流經(jīng)過分離器的壁。使用在中心部分和外圍部分之間的網(wǎng)狀物分離器能減少來自發(fā)動(dòng)機(jī)的噪音，其被 認(rèn)為通過減少來自發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)能而實(shí)現(xiàn)。分離器已經(jīng)被認(rèn)為是有優(yōu)點(diǎn)的，根據(jù)本發(fā)明的另一方面，提供了一種分離器，該分 離器包括多孔網(wǎng)狀物的開口網(wǎng)絡(luò)，用于使旁路渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的旁路氣流和發(fā)動(dòng)機(jī)的 熱氣流分離。分離器的這種形式可以替換通常用于渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的混合器。由于優(yōu)選的分離器可 以被制造成比上述混合器具有更輕重量，因此可以減小發(fā)動(dòng)機(jī)的總重量?；蛘?，分離器可被 用作混合器的上游階段。形成網(wǎng)狀物的鐵素體纖維材料優(yōu)選由不銹鋼鐵素體纖維組成。網(wǎng)狀物優(yōu)選通過燒 結(jié)形成。鐵素體纖維優(yōu)選具有300和600 μ m之間的平均長度，更優(yōu)選在300和500 μ m之 間，最優(yōu)選在300和400μπι之間。纖維的長度直徑比優(yōu)選在6和12之間，更優(yōu)選在6和9 之間，最優(yōu)選在6和7之間。具有小于300 μ m長度以及小于6的長度直徑比的纖維可被用 于生產(chǎn)帶有高密度的多孔纖維網(wǎng)狀物。優(yōu)選地，設(shè)置有用于限制通過分離器的壁的流體流的裝置。該裝置優(yōu)選適于允許 通過分離器的下游部分的流體比通過該下游部分更加上游的分離器的一部分的流體更多。 該裝置可以采取套筒的形式，套筒包括孔，以允許適量空氣穿過分離器。套筒可以圍繞分離器、在分離器內(nèi)部或嵌入分離器而設(shè)置。在組件的上游部分，套 筒可以具有小孔，以允許少量熱氣體透過分離器。通過僅允許少量熱氣體穿過分離器，能確 保在具有上述出口的組件中，從外圍部分導(dǎo)出的旁路空氣部分不會(huì)被熱氣體過度加熱。在 下游，套筒的開口可以具有增大的尺寸。套筒可以是包括孔的板材或網(wǎng)狀物材料。除了上述套筒之外或者作為選擇，調(diào)節(jié)可穿過分離器的氣體的另一種方法是使分 離器具有適當(dāng)孔隙度，以將流體流限制到所需程度。分離器下游部分的多孔纖維網(wǎng)狀物的 孔隙度優(yōu)選被選成高于在所述下游部分上游的部分中的多孔纖維的孔隙度。多孔纖維網(wǎng)狀 物的孔隙度可以沿著分離器的長度在向下游方向上增大。這種增大可以是逐漸的增大或階梯式的增大。分離器優(yōu)選由沿分離器長度彼此鄰接布置的多個(gè)部分形成。這些部分中的一個(gè)的特性不同于部分中的另一個(gè)的特性。布置在分離器下游部分中的部分的孔隙度優(yōu)選地高于 布置在分離器的所述下游部分中的部分的上游的部分的孔隙度。更優(yōu)選地，每個(gè)部分的孔 隙度比布置在更上游的鄰接部分的孔隙度更高。提供由多個(gè)部分形成的分離器使得，當(dāng)分 離器的一部分發(fā)生磨損或損壞時(shí)，只需要拆卸與更換分離器的較短長度。與更換整個(gè)分離 器相比，這可以節(jié)約材料成本以及減少與接近和更換分離器部分相關(guān)的工作量。分離器或一個(gè)或更多個(gè)部分優(yōu)選為由多個(gè)扇形體形成的環(huán)形體，其中每個(gè)所述扇 形體僅繞環(huán)形體圓周的一部分延伸。分成上述扇形體和部分的分離器能允許扇形體或部分 易于取除，例如當(dāng)這種扇形體損壞并需要更換時(shí)。分離器的分割已經(jīng)被認(rèn)為是有優(yōu)點(diǎn)的，根據(jù)本發(fā)明的另一方面，提供一種環(huán)形分 離器，用于分離旁路渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的旁路氣流和發(fā)動(dòng)機(jī)的熱氣流。分離器的圓周在 分離器的長度至少一部分上被分成許多扇形體。布置在分離器上游部分中的扇形體或部分將可能比更下游布置的扇形體或部分 承受更高的溫度。扇形體和部分之間的縫隙可布置成上游部分中的比下游部分中的更大， 以解決這些部分中的熱膨脹的差異。進(jìn)一步優(yōu)選設(shè)置用于支撐多孔網(wǎng)狀物的網(wǎng)絡(luò)的裝置。該裝置可以采取布置在纖維 網(wǎng)狀物的內(nèi)部或外部或者嵌入纖維網(wǎng)狀物的支架和/或套筒的形式。該套筒可以與用于在 多孔網(wǎng)狀物上限制氣流的套筒相同。根據(jù)本發(fā)明的另一個(gè)方面，提供了一種航空器，其包括旁路渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動(dòng)機(jī) 以及根據(jù)本發(fā)明第一和/或第二方面的相連組件。在這種情況下，優(yōu)選地，航空器包括至少兩個(gè)旁路渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)和組件。如 果航空器包括兩個(gè)或更多個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)，優(yōu)選地，這些發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)稱布置在航空器上。例如，如果 設(shè)置有兩個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)，優(yōu)選地在航空器的每側(cè)設(shè)置一個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)。如果組件包括用于相對(duì)主排 氣噴射成角度地引導(dǎo)一部分旁路空氣的開口，優(yōu)選地，出口被控制成使得從每個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)成 角度流出的旁路空氣部分相同。這是非常重要的，否則存在定向推力分量扭轉(zhuǎn)或翻轉(zhuǎn)航空 器的風(fēng)險(xiǎn)。尤其優(yōu)選地，傳感器設(shè)置用于檢測(cè)出口打開的程度和/或經(jīng)過出口的氣流方向 和/或穿過出口的空氣速度，以確保這些基本相同。如果單個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生故障、或發(fā)動(dòng)機(jī)之 間的總推力或垂直推力下降到超出5%的差異極限，垂直推力分量或者將從工作的發(fā)動(dòng)機(jī) 中被去除或者相應(yīng)地減小。發(fā)動(dòng)機(jī)可以安裝在機(jī)翼(wing)的上方或下方。就在機(jī)翼上方的發(fā)動(dòng)機(jī)情況而言， 其中組件被布置成相對(duì)主排放噴射成角度地引導(dǎo)一部分旁路空氣，可以設(shè)置穿過航空器機(jī) 翼的管，以引導(dǎo)該部分旁路空氣經(jīng)過機(jī)翼以提供推力。在該情況下，可以在管的端部設(shè)置噴 嘴以控制推力的方向。通過將發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在機(jī)翼的下方或上方，垂直定向的旁路氣流可以 通過一個(gè)或更多個(gè)噴嘴被排到大氣中。改向的旁路空氣的一部分可例如經(jīng)過穿過機(jī)翼的管中的T形接頭流出改向的旁 路空氣，并在航空器的機(jī)翼上表面被吹過。以這種方式產(chǎn)生的流體流例如可以補(bǔ)償沿機(jī)翼 下表面的下游部分的氣流的小的不均勻性，諸如可能由經(jīng)過機(jī)翼后沿與附在機(jī)翼的襟翼前 沿之間的縫隙的抽吸所引起的不均勻性。
已經(jīng)認(rèn)為，定向的氣流不僅有助于產(chǎn)生垂直推力，還能被在航空器翼面的上表面 被導(dǎo)向，以產(chǎn)生另外的升力。這已經(jīng)被認(rèn)為是有優(yōu)點(diǎn)的，根據(jù)本發(fā)明的另一方面，提供了一 種包括一對(duì)旁路渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)的航空器，其中，每個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)與根據(jù)本發(fā)明第一方面的組 件以及翼面相連。發(fā)動(dòng)機(jī)和組件被布置成使得至少在航空器以預(yù)定速度飛行時(shí)，從組件中 導(dǎo)出的轉(zhuǎn)向旁路空氣部分的至少一部分在相連翼面(airfoil)的上表面的至少一部分上 流動(dòng)。預(yù)定速度優(yōu)選為航空器的正常失速速度或者適于航空器起飛和/或降落的速度。因 此，當(dāng)旁路空氣部分所產(chǎn)生的升力最有用時(shí)即在起飛或降落期間、和/或當(dāng)航空器將在正 常情況下并且如果不利用定向氣流不能升上或保持在空中時(shí)即當(dāng)航空器以低于航空器的 正常失速速度移動(dòng)時(shí)，旁路空氣部分可以在翼面上被導(dǎo)向。這里的術(shù)語正常失速速度表示 在沒有另外空氣在翼面上吹過的情況下航空器必須產(chǎn)生足夠的升力以升入空中或保持在 空中時(shí)所需的航空器最小速度?？衫斫獾氖牵景l(fā)明的這個(gè)方面當(dāng)然不僅在航空器以接近 其正常失速速度的速度移動(dòng)時(shí)有用，而且還具有這樣優(yōu)點(diǎn)在超過或低于失速速度的航空 器速度的較寬范圍可以獲得增大的升力。通過在機(jī)翼上使氣流改向，航空器的速度可以更 高安全高度減小，并且航空器可以巡航更長時(shí)間。定向的氣流還可以用于夾帶由航空器的水平移動(dòng)引起的航空器承受的大體水平 氣流的一部分。因此，旁路氣流的改向部分加速了定向流動(dòng)與其接觸的水平流動(dòng)部分。該 加速可以進(jìn)一步提高升力，例如，當(dāng)被加速的氣流是在翼面的上表面流動(dòng)的氣流時(shí)。組件優(yōu)選布置成在使用時(shí)將改向的旁路氣流部分導(dǎo)向翼面上表面的下游部分，更 優(yōu)選地，導(dǎo)向設(shè)置在翼面上的下游襟翼。改向的旁路空氣部分所導(dǎo)向的翼面可以是航空器的主機(jī)翼。除了該翼面或機(jī)翼之 夕卜，航空器可以包括另外的一對(duì)翼面或機(jī)翼。在該情況下，每個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)被安裝在該另外的一 對(duì)翼面或機(jī)翼的一個(gè)翼面或機(jī)翼上。優(yōu)選地，發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在該另外的一翼面或機(jī)翼的上方 或下方。優(yōu)選地，定向的氣流只有在航空器達(dá)到上述預(yù)定速度時(shí)才被啟動(dòng)。航空器可以包 括布置成當(dāng)航空器達(dá)到預(yù)定速度時(shí)使部分旁路空氣相對(duì)組件的軸線成角度地從組件導(dǎo)出 的裝置。本發(fā)明當(dāng)然還擴(kuò)展至包括根據(jù)本發(fā)明第一方面的組件特征以及根據(jù)本發(fā)明第二 方面的組件特征的組件。根據(jù)本發(fā)明的另一個(gè)方面，提供了一種在起飛期間操作包括根據(jù)本發(fā)明上述第一 方面的組件的航空器的方法。該方法包括將航空器加速至預(yù)定速度，一旦達(dá)到預(yù)定速度，則 開始使部分旁路空氣改向。優(yōu)選地，當(dāng)仍然在地面上時(shí)航空器被加速至第一速度，并且當(dāng)航空器仍然在地面 上時(shí)也開始使部分旁路空氣改向。然后向下定向的流體流被致動(dòng)，以在不需要進(jìn)一步的水 平加速情況下在起飛期間提供附加升力。 優(yōu)選地，組件的開口大體與組件的擋板的升起基本同時(shí)地被打開。為了避免由旁 路氣流的改向引起的水平推力的減小所帶來的航空器的過度減速，優(yōu)選地，開口在小于三 秒內(nèi)打開并且擋板同時(shí)升起。該方法還可以包括增大航空器發(fā)動(dòng)機(jī)的總推力輸出以補(bǔ)償由 旁路空氣改向引起的水平推力損失的步驟。在航空器升空之后，可以中斷定向氣流，從而所有旁路氣流可以再次用于產(chǎn)生水平推力。改向的旁路氣流優(yōu)選在起落架已經(jīng)收起之后被中斷。以與建立氣流同樣快速的方 式進(jìn)行定向氣流的中斷并不很重要，關(guān)閉開口以及放下?lián)醢宓臅r(shí)間超過20秒或更多都是 可接受的。進(jìn)一步所需求的，旁路空氣的排出方向可被調(diào)節(jié)，從而定向旁路空氣以使升力最 大。定向的氣流的方向可被調(diào)節(jié)，以在使用情況下即當(dāng)排出的冷旁路空氣與由于航空器水 平運(yùn)動(dòng)引起的水平氣流相互作用時(shí)，在垂直推力與夾帶之間達(dá)到適當(dāng)?shù)钠胶?。該調(diào)節(jié)可以 是在飛行過程中不發(fā)生變化的調(diào)節(jié)，并且可以由技術(shù)員在飛行前執(zhí)行。 本發(fā)明還擴(kuò)展至在降落期間操作包括根據(jù)本發(fā)明上述第一方面的組件的航空器 的方法。該方法包括以降落速度接近跑道，并且當(dāng)航空器在空中時(shí)開始使部分旁路空氣改 向。改向的部分旁路空氣提供有助于將航空器保持在空中的升力分量。這可以使當(dāng)航空器 仍然在空中時(shí)，將航空器的速度減小到低于航空器在沒有改向氣流時(shí)的正常失速速度。因 此在本發(fā)明的該方法中，當(dāng)接觸地面時(shí)航空器的速度可被選為小于相同航空器在沒有改向 氣流時(shí)所需的最小速度。這種速度的減小可以減小跑道長度和/或?qū)⒑娇掌魍Ｖ顾璧闹?動(dòng)力。本發(fā)明還擴(kuò)展至操作包括根據(jù)本發(fā)明所述第一方面的一對(duì)組件的航空器的方法， 每個(gè)組件連接至發(fā)動(dòng)機(jī)，其中，氣流或改向旁路空氣被調(diào)節(jié)，以產(chǎn)生大體等于另一發(fā)動(dòng)機(jī)所 產(chǎn)生的垂直推力值的垂直推力值。因此，由一個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)所產(chǎn)生的垂直推力值可以例如被調(diào) 節(jié)到在由另一發(fā)動(dòng)機(jī)所產(chǎn)生的垂直推力值的5%之內(nèi)。盡管上述方法可以以手動(dòng)方式由飛行員來執(zhí)行，但認(rèn)為理想的是能夠以自動(dòng)方式 來執(zhí)行這些方法。根據(jù)本發(fā)明的另一個(gè)方面，提供了一種計(jì)算機(jī)程序產(chǎn)品，其運(yùn)行時(shí)適于執(zhí)行上述 方法中的一個(gè)或更多個(gè)。該計(jì)算機(jī)程序產(chǎn)品可以具有用于致動(dòng)組件中的擋板的裝置、用于 打開和/或關(guān)閉組件中的開口的裝置，還可以連接至檢測(cè)航空器速度的傳感器，從而使航 空器可以自動(dòng)確定達(dá)到所需第一速度的時(shí)刻。優(yōu)選地，另外的傳感器適于確定跑道所處位置的外部環(huán)境溫度、當(dāng)?shù)仫L(fēng)速、壓力高 度和/或密度高度。根據(jù)傳感器獲得的數(shù)據(jù)，計(jì)算機(jī)程序產(chǎn)品可以確定適于部分旁路空氣 將被改向的特定飛行條件的速度。對(duì)每一次飛行都進(jìn)行上述的確定當(dāng)然是不必要的，也可 以設(shè)想對(duì)給定航空器只做一次確定的情況，例如，在完成航空器的制造之后并基于未包括 在航空器中的傳感器所獲得的數(shù)據(jù)。


現(xiàn)在將要參照附圖以舉例的方式來描述本發(fā)明，其中圖IA示出了根據(jù)本發(fā)明的組件的透視圖。圖IB示出了圖IA的組件的截面?zhèn)纫晥D。圖IC示出了圖IA和IB的組件的截面底視圖。圖ID示出了沿圖IB和IC的直線1D-1D的組件的橫截面圖。圖IE示出了包括繞熱芯的套筒的另一組件的截面?zhèn)纫晥D。圖IF示出了圖IA至IC的組件的正視圖。圖IG示出了擋板的細(xì)節(jié)。
圖 2示出了在包括多孔熱芯的組件中的壓力分布的模擬結(jié)果。圖3示出了根據(jù)本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例的熱芯/中心管的透視圖。圖4示出了安裝有本發(fā)明發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)選航空器的示意圖。圖5A示出了圖4所示的航空器在向下方向上沒有旁路氣流排出的運(yùn)行模式下的 機(jī)翼周圍的速度分布。圖5B示出了圖4所示的航空器在向下方向上沒有旁路氣流排出的運(yùn)行模式下的 機(jī)翼周圍的壓力分布。圖6A示出了圖4所示的航空器在向下方向上有旁路氣流排出的另一運(yùn)行模式下 的機(jī)翼周圍的速度分布。圖6B示出了圖4所示的航空器在向下方向上有旁路氣流排出的另一運(yùn)行模式下 的機(jī)翼周圍的壓力分布。圖7示出了部分冷氣流在圖4所示航空器的上機(jī)翼上被導(dǎo)向的結(jié)構(gòu)；和圖8示出了圖4所示航空器的自由體受力圖。
具體實(shí)施例方式圖1A、1B和IC示出了根據(jù)本發(fā)明一個(gè)示例的用于發(fā)動(dòng)機(jī)的組件10。發(fā)動(dòng)機(jī)本身并 沒有顯示在這些圖中，該發(fā)動(dòng)機(jī)可以是旁路渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，例如可從Honda (http // world, honda. com/AircraftEngines/)獲得的旁路渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)。旁路渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)通常包括迫使冷空氣進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣風(fēng)扇。在進(jìn)氣風(fēng) 扇的下游，渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)被分成中心的核心發(fā)動(dòng)機(jī)和圍繞該核心發(fā)動(dòng)機(jī)的環(huán)形旁路 流動(dòng)區(qū)域。核心發(fā)動(dòng)機(jī)被包在內(nèi)殼中。在內(nèi)殼之外設(shè)置有外殼。內(nèi)殼和外殼限定了環(huán)形的 外部旁路通道，一部分冷空氣可以經(jīng)過該外部旁路通道流向發(fā)動(dòng)機(jī)的尾端。由進(jìn)氣風(fēng)扇送 進(jìn)的冷空氣的另一部分流入核心發(fā)動(dòng)機(jī)，并被用于核心發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒過程。核心發(fā)動(dòng)機(jī)包括在發(fā)動(dòng)機(jī)上游端的壓縮機(jī)，壓縮機(jī)用于壓縮由進(jìn)氣風(fēng)扇引入的 空氣；燃燒部，燃料在該燃燒部中燃燒以使壓縮空氣加熱和膨脹；以及由加熱的壓縮空氣 轉(zhuǎn)動(dòng)的渦輪。渦輪的轉(zhuǎn)動(dòng)被用于驅(qū)動(dòng)進(jìn)氣風(fēng)扇和壓縮機(jī)。組件10被布置成連接在旁路渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)的下游端，并包括帽20，帽20用于控 制從核心發(fā)動(dòng)機(jī)后部排出的熱氣體以及進(jìn)入組件10的冷旁路空氣的流動(dòng)。帽20被布置成 使得其能以在穿過核心發(fā)動(dòng)機(jī)的高溫排出氣體與旁路經(jīng)過核心發(fā)動(dòng)機(jī)的較低溫度的高速 空氣之間保持隔離的方式被連接在發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)殼上。此外可以在外殼部分28的外面設(shè)置 護(hù)罩，以使組件10流線化。帽20的外殼部分22被布置成，使得其可以在不限制來自發(fā)動(dòng)機(jī)的冷空氣流動(dòng)的 情況下連接到發(fā)動(dòng)機(jī)的外殼。帽20的內(nèi)殼部分24的尺寸設(shè)計(jì)成，使得其可以在不限制來 自發(fā)動(dòng)機(jī)的旁路流動(dòng)區(qū)域或來自核心發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣的流動(dòng)的情況下連接到發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)殼。 此外還設(shè)置了中心部分26。該中心部分26限定了能夠輸送來自核心發(fā)動(dòng)機(jī)的熱氣體的有 效流動(dòng)區(qū)。由外殼部分22和內(nèi)殼部分24所限定的流動(dòng)區(qū)的橫截面以及由內(nèi)殼部分24和 中心部分26所限定的流動(dòng)區(qū)的橫截面選擇成使得它們的比與發(fā)動(dòng)機(jī)的相應(yīng)橫截面流動(dòng)區(qū) 的比基本相同。內(nèi)殼部分24的下游是中心管或熱芯12，內(nèi)殼部分24連接至中心管或熱芯12。如同下面將要更加詳細(xì)描述的，中心管/熱芯12將熱氣體與冷氣流大體分離。外殼部分22 延伸到殼體部分28中，該殼體部分28環(huán)繞中心管/熱芯12并限定冷空氣旁路通道14。設(shè) 置有噴嘴19，用于引導(dǎo)和加速來自組件10下游端的熱氣流和冷氣流。噴嘴19中沒有設(shè)置 用于分離熱氣流和冷氣流的分離器。如圖IB和IC所示以及如圖ID的橫截面詳圖所示，中心管/熱芯12通過徑向地 和縱向地間隔開的多個(gè)支架30被安裝在殼體部分28的內(nèi)部。支架30包括與中心管/熱 芯12的外部相接觸的保持表面。此外，支架30的一部分經(jīng)過中心管/熱芯12的壁從中心 管/熱芯12的外部延伸，并接觸和保持中心管/熱芯12的內(nèi)表面。 圖IE所示的布置中，中心管/熱芯12被圖IE中虛線所示的外罩45所包容并支 撐，外罩可以是網(wǎng)狀物或穿孔薄板。外罩45可以由不銹鋼制成。外罩45上的開口可以沿 外罩45的長度朝著發(fā)動(dòng)機(jī)的下游端具有增大的尺寸。如圖IB和IC所示，在組件10的殼體部分28上設(shè)置有開口 17，以在冷空氣旁路通 道14和組件10外部之間形成流體通道。開口 17包括關(guān)閉部，例如圖IC所示的虹膜類型 關(guān)閉部21，其使開口 17被有選擇地打開或關(guān)閉。如果關(guān)閉部是虹膜類型關(guān)閉部，它可以通 過旋轉(zhuǎn)式致動(dòng)器(未示出)被打開和關(guān)閉。開口 17與管32流體連道。圖IA和IB所示的 管32相對(duì)垂直方向朝向后方向成10度的角度。還可以設(shè)置噴嘴23(在圖IE中以虛線所 示)，以改變改向的旁路氣流的方向。例如，當(dāng)從管32或聯(lián)接于管32的噴嘴23中排出時(shí)， 旁路氣流可以具有相對(duì)于垂直方向在0度和45度之間的角度。擋板18設(shè)置在開口 17的下游。在一個(gè)配置中，擋板18位于圖IA至C所示的殼 體部分28的凹進(jìn)部分33中，使得當(dāng)擋板18被放下時(shí)，它不會(huì)給冷空氣旁路通道14中的冷 旁路空氣的流動(dòng)帶來任何阻力。升降桿(ram) 16被設(shè)置用于將擋板18提升到冷空氣旁路 通道中，使得擋板對(duì)旁路空氣通道14中的冷旁路空氣的流動(dòng)造成阻礙。在圖示的優(yōu)選實(shí)施例中，如圖IF和IG中被較好示出的，擋板18由五個(gè)交迭的瓣 34形成。升降桿16被布置成與上述五個(gè)瓣34中的中間一個(gè)相接觸，并在該中間瓣34上施 加向上壓力。由于瓣34的交錯(cuò)，這將中間瓣以及剩余的瓣從外殼部分28提升。如圖1B、1E 和IF所示，瓣34可以延伸直至它們的自由端大體與熱芯/中心管12接觸。從圖IF可以看出，擋板18/瓣34只是圍繞冷空氣旁路流動(dòng)通道14周向一部分延 伸。在圖示的實(shí)施例中，擋板18圍繞冷空氣旁路通道14周向的四分之一延伸。因此，瓣34 的完全延伸直至它們與中心管/熱芯12接觸不會(huì)造成冷空氣旁路空氣通道14的完全阻塞。模擬實(shí)驗(yàn)已經(jīng)表明，當(dāng)開口 17打開而擋板18放下時(shí)，流入出口的空氣量是最小 的。然而，當(dāng)同時(shí)升起擋板18和打開關(guān)閉部17時(shí)，流入管32的空氣速度是相當(dāng)大的。試 驗(yàn)也已經(jīng)證明，通過升起擋板18而引起的擋板18上游的壓力增大一直延伸到打開的關(guān)閉 部17，于是它被消散在管32中。這能防止湍振倒進(jìn)旁路發(fā)動(dòng)機(jī)。圖2示出了當(dāng)升起擋板18以與中心管/熱芯12接觸并且打開關(guān)閉部17時(shí)組件 10中的壓力分布。從圖中可以看出，緊靠擋板18上游的壓力大大增加了。壓力的增大使旁 路空氣經(jīng)過開口 17排出。還可以看出，壓力的增加并沒有傳回到發(fā)動(dòng)機(jī)中，壓力的增加傳 回到發(fā)動(dòng)機(jī)可能引起湍振。相反，緊靠開口 17上游的壓力小于開口 17徑向相對(duì)的壓力?，F(xiàn)在轉(zhuǎn)到組件10的運(yùn)轉(zhuǎn)，在使用時(shí)，來自渦輪/核心發(fā)動(dòng)機(jī)的熱排氣流沿著中心管/熱芯12穿過，并通過中心管/熱芯12的下游端排放。當(dāng)開口 17關(guān)閉并且擋板18與 外殼部分28的內(nèi)部對(duì)齊時(shí)，來自發(fā)動(dòng)機(jī)的冷旁路空氣不受阻礙地穿過冷空氣旁路環(huán)道14。 在這種結(jié)構(gòu)中，經(jīng)過組件10的全部氣流與穿過由中心管/熱芯12所限定的組件10的中心 部分的熱氣流一起在組件10的下游端經(jīng)過噴嘴19被排出。在這種結(jié)構(gòu)中，穿過旁路空氣 通道14的全部冷氣流被用于產(chǎn)生水平推力。 圖IB和2示出了在第二種、不同的運(yùn)行模式下的組件10，其中開口 17至少部分地 或完全地打開。在這種結(jié)構(gòu)中，穿過通道14的冷旁路空氣的一部分作為氣流36被轉(zhuǎn)向穿 過開口 17，如圖IB中的箭頭所示。該氣流36將具有高速度，因?yàn)闅饬?6是從被風(fēng)扇驅(qū)動(dòng) 進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的高速旁路空氣中分流的。用于評(píng)價(jià)組件10內(nèi)部情況的初始計(jì)算機(jī)模型顯示， 存在超過350ms-l的氣體速度。由于分流氣流36的速度，該分流的氣流36能夠產(chǎn)生推力。 由于氣流36被與主排出氣流成角度導(dǎo)向，因此氣流36能夠產(chǎn)生與由發(fā)動(dòng)機(jī)所產(chǎn)生的主推 力不同方向的推力的分量。通過控制擋板18的高度以及出口 17的開口，經(jīng)過旁路空氣通 道14的空氣流以及因此經(jīng)過出口 17的空氣流是可以控制的。在這樣的運(yùn)行模式下，一部 分冷氣流用于產(chǎn)生升力，而其余的冷氣流用于產(chǎn)生水平推力，這也可以從圖IB中看出。全 部的熱氣流當(dāng)然被用于產(chǎn)生水平推力。下面將要更加詳細(xì)地描述優(yōu)選中心管/熱芯12的結(jié)構(gòu)。中心管/熱芯12的一個(gè) 配置詳細(xì)顯示在圖3中。如同圖3所能看到的，中心管/熱芯12由沿著組件10的縱軸線 連續(xù)地布置的四個(gè)環(huán)形部分38、40、42和44形成。環(huán)形部分40、42和44中的每個(gè)都由三 個(gè)扇形體46形成。每個(gè)扇形體46延伸中心管/熱芯12的總圓周的三分之一，并且相鄰的 扇形體46之間設(shè)置有縫隙48。這些縫隙是慮及在加熱影響下扇形體46的熱膨脹。設(shè)置在中心管/熱芯12上游的縫隙48比設(shè)置在較下游的縫隙更寬。這當(dāng)由于上 游的更高溫度扇形體46在中心管/熱芯上游出現(xiàn)的膨脹量比下游的膨脹量更大時(shí)，這是有 利的。上游部分38被固定地固定在位。在部分44的下游設(shè)置有彈簧加載端帽(圖中未示 出)，用以限制部分38、40、42、44的下游縱向運(yùn)動(dòng)。該端帽的彈簧加載允許部分38、40、42 和44在縱向上熱膨脹。扇形體46通過上面參照?qǐng)DID所論述的支架30被保持在位。如果扇形體發(fā)生損 壞，這些支架30的使用以及縫隙48的存在使得可以輕易去除和更換扇形體46。在典型的組件10中，中心管/熱芯12內(nèi)部流動(dòng)的熱氣體溫度可以高達(dá)800K，流 動(dòng)速度超過βδΟπ Γ1。已經(jīng)發(fā)現(xiàn)在這些條件下能提供較好性能的鐵素體纖維是由不銹鋼SS 304和/或SS 434制成的纖維，該纖維具有在300和600 μ m之間的平均纖維長度、在6和 12之間的纖維長度與直徑比，并且在0. OOlmbar的壓力以及1100-1250攝氏度的溫度下燒 結(jié)。通常認(rèn)為大約2-3小時(shí)的燒結(jié)時(shí)間是足夠的。例如，具有300和400 μ m之間的平均長 度以及6到7的長度直徑比的纖維允許產(chǎn)生25%至30%的相對(duì)密度。相對(duì)密度可以通過 增大平均纖維長度和/或增加纖維的長度直徑比來減小。相對(duì)密度的增大可以通過使用更 短的纖維和/或具有較小的長度密度比的纖維來實(shí)現(xiàn)。為了進(jìn)一步增大相對(duì)密度，還可以 在燒結(jié)后壓縮多孔的纖維網(wǎng)絡(luò)。然而，所提及的材料僅僅是示范性的材料，當(dāng)然也可想象使 用適于承受組件10中的環(huán)境條件的其它材料。圖3所示實(shí)施例的環(huán)形部分38、40、42和44的孔隙度的不同，因?yàn)槲挥谙掠蔚沫h(huán) 形部分的孔隙度高于位于更上游的環(huán)形部分的孔隙度。定義環(huán)形部分38、40、42和44的孔隙度的一種方法在于按照相對(duì)密度來表示它們的孔隙度。物體的相對(duì)密度可以通過下述方法進(jìn)行計(jì)算將一定體積的該物體質(zhì)量除以組成該物體的材料的實(shí)心塊的質(zhì)量，其中實(shí)心 塊的體積與該物體的體積相同。例如，一立方厘米的SS 304重為8克。則由SS304制成的 部分的相對(duì)密度可以這樣確定將一立方厘米的該部件的質(zhì)量除以上述值。在圖3所示的優(yōu)選實(shí)施例中，一立方厘米的部分38為7. 2克，因此該部件被認(rèn)為 具有90%的相對(duì)密度。部分40、42、44的一立方厘米的質(zhì)量分別為4. 8克、3. 2克和2. 4克。 因此這些部件被認(rèn)為分別具有60%、40%和30%的相對(duì)密度。部分的相對(duì)密度可以例如通過纖維尺寸的適當(dāng)選擇而進(jìn)行調(diào)節(jié)。例如，25-30%的 相對(duì)密度可以通過燒結(jié)具有300至400 μ m之間的平均纖維長度以及大約6或7的纖維長 度和纖維直徑比的纖維而得到。較低的相對(duì)密度可以通過選擇更長纖維和/或更高的纖維 長度和纖維直徑比而得到。較高的相對(duì)密度可以通過選擇更短纖維和/或更小的纖維長度 和纖維直徑比而得到。燒結(jié)的纖維材料的相對(duì)密度可以例如通過壓縮燒結(jié)的纖維材料以產(chǎn) 生塑性變形而進(jìn)一步增大?？梢詮膱DIB和IC中看出，部分38即具有最低孔隙度的部分，比開口 17延伸跨越 更為下游位置。因此，只有有限量的熱空氣可在中心管/熱芯12的上游端從中心管/熱芯 12內(nèi)流入冷空氣流動(dòng)環(huán)道14中。因此，由于冷旁路空氣和來自核心發(fā)動(dòng)機(jī)的熱空氣的混 合，可從管32排出的空氣的溫度沒有顯著增加。這能保護(hù)與從管32中排出的氣流相接觸 的物體免受熱損壞。在一個(gè)替換結(jié)構(gòu)中，部分38并不是由纖維材料制成，而是由實(shí)心材料 制成，其能完全地防止熱氣體流入旁路流動(dòng)環(huán)道。中心管/熱芯12的多孔性能帶來多個(gè)優(yōu)點(diǎn)。例如，隨著向更下游方向的前進(jìn)，由 于中心管/熱芯12增大的孔隙度，在中心管/熱芯12內(nèi)部和外部流動(dòng)的一部分熱氣流和 冷氣流可以逐漸輕易地越過中心管/熱芯12的壁。這允許氣體的混合，并因此減小了熱氣 體和冷氣體的溫度的不一致。當(dāng)然，上述效果還可以通過組成中心管/熱芯12的材料的良 好的導(dǎo)熱性而得到加強(qiáng)。使用計(jì)算機(jī)模擬來確定包括多孔的中心管/熱芯12的組件10中的溫度情況、以 及具有相同尺寸但是使用光滑無孔的熱芯的組件中的溫度情況。兩種組件都在關(guān)閉關(guān)閉部 17并且放下?lián)醢?8的運(yùn)轉(zhuǎn)狀態(tài)下進(jìn)行評(píng)價(jià)。組件中的最高溫度發(fā)現(xiàn)在與熱芯間隔開的熱 氣流的中心部分。發(fā)現(xiàn)在使用多孔熱芯時(shí)，在噴嘴19的下游/外部延伸的熱氣流的最熱部 分的長度和直徑顯著地減小。與由使用無孔熱芯組件排出的最高溫度相比，從使用多孔中 心管/熱芯12的組件10的噴嘴19排出的空氣的最高溫度減小了 30至40K。這相當(dāng)于最 多5%的溫度的減少。同時(shí)，由于熱量經(jīng)過中心管/熱芯12的壁進(jìn)行傳導(dǎo)以及由于熱氣流 和冷氣流穿過中心管/熱芯12的交換，旁路氣流的溫度當(dāng)然增加。如同在背景技術(shù)部分所論述的，從組件10排出的熱空氣與冷空氣的突然接觸引 起冷空氣的急劇膨脹，以及引起發(fā)動(dòng)機(jī)和組件10的組合產(chǎn)生的噪聲等級(jí)的增加。如上所 述，由使用多孔中心管/熱芯12 (例如圖3所示的中心管/熱芯12)的組件10排出的熱氣 體的溫度降低了。由于最高溫度的降低，熱氣流和冷氣流之間的溫度差異減小。因此，冷氣 流與熱氣流接觸時(shí)的膨脹較小地急劇。當(dāng)周圍冷空氣與排出氣體接觸時(shí)的膨脹也相對(duì)較小 地急劇，因此使用多孔的中心管/熱芯12產(chǎn)生的噪音總量減小了。與周圍空氣接觸的排出 氣體的最高溫度的進(jìn)一步減小可以通過在中心管/熱芯12的下游設(shè)置諸如通常用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)的混合器的混合器以混合熱氣流和冷氣流來實(shí)現(xiàn)。
進(jìn)一步發(fā)現(xiàn)，在組件10中使用多孔中心管/熱芯12提供了發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的噪音的 有利的衰減量，在沒有多孔的中心管/熱芯12時(shí)噪該音從中心管/熱芯12內(nèi)部傳到其外 部。在試驗(yàn)中，組件10中遇到的發(fā)動(dòng)機(jī)噪音的噪音樣本被引入中心管/熱芯12的上游端。 發(fā)現(xiàn)，中心管/熱芯12將該噪音的噪音強(qiáng)度減小達(dá)10dB。噪音的IOdB減小當(dāng)然對(duì)應(yīng)于傳 送到中心管/熱芯12外部的噪音值的50%的減小?？衫斫獾氖牵摐p小是顯著的。多孔中心管/熱芯12的使用帶來的又一優(yōu)點(diǎn)在于，當(dāng)擋板18升起時(shí)，冷空氣可以 急劇方式繞擋板18通過，并至少部分地流入中心管/熱芯12。當(dāng)使用無孔中心管時(shí)，這是 不可能的，并且在該情況下，冷旁路空氣被擋板18轉(zhuǎn)向并圍繞中心管/熱芯12流動(dòng)。在一 個(gè)方向上圍繞中心管/熱芯12流動(dòng)的轉(zhuǎn)向氣流與在另一個(gè)方向上圍繞中心管/熱芯12流 動(dòng)的又一轉(zhuǎn)向氣流在擋板18的下游并且徑向相對(duì)的位置相接觸。計(jì)算機(jī)模擬表明，這可以 導(dǎo)致氣體在擋板18的徑向相對(duì)位置以超音速流動(dòng)。這可能引起通過優(yōu)選實(shí)施例的多孔中 心管/熱芯12而得到避免的穩(wěn)定性問題。使用計(jì)算機(jī)模擬來確定包括多孔的中心管/熱芯12的組件10中的流動(dòng)速度、以 及具有相同尺寸但是使用光滑無孔的熱芯的組件中的溫度情況。兩種組件都再次在關(guān)閉關(guān) 閉部17并且放下?lián)醢?8的運(yùn)轉(zhuǎn)狀態(tài)下進(jìn)行評(píng)價(jià)。包括無孔中心管/熱芯12的組件的環(huán) 道14中的最高氣流速度為336ms—1，出現(xiàn)在擋板18徑向相對(duì)的稍微下游位置。包括多孔熱 芯的組件中的最高氣流速度出現(xiàn)在大約同樣的位置，但是只有βΙΟπ Γ1，即比使用無孔熱芯 的組件中的最高氣流速度下降了大約8%。參照?qǐng)DIA至IC描述的組件10具有2. 8m的全長。外殼部分28具有52cm的外 徑。中心管/熱芯12具有39cm的外徑、32mm的厚度。中心管/熱芯12的外表面與外殼部 分28的內(nèi)表面之間的間距為大約1. 2cm。從帽20的前端面開始測(cè)量，熱芯向后延伸1. 7m。 環(huán)形部分40、42和44的每個(gè)都大約37cm長。環(huán)形部分38具有大約14cm的長度。每個(gè)扇 形體46延伸中心管/熱芯12整個(gè)圓周的120度。在組件10中，開口 17位于帽20的前端面的下游大約30cm處，擋板18居中地位 于帽20的前端面下游大約105cm處。已經(jīng)發(fā)現(xiàn)，具有大約170mm長度的瓣34在冷氣流環(huán) 道14中能提供良好的壓力增大。擋板18圍繞冷空氣旁路通道14的四分之一圓周延伸。管 32具有大約19cm的直徑，并相對(duì)垂直方向向后成10度的角度?，F(xiàn)在轉(zhuǎn)向發(fā)動(dòng)機(jī)和組件10配置在航空器50上的方法，如圖4所示，在一個(gè)優(yōu)選示 例中，航空器50設(shè)置有兩個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)，每個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)置在航空器的每個(gè)機(jī)翼上或者下面、并 相對(duì)于航空器50的中心軸線對(duì)稱布置。通過以這種方式對(duì)稱地安裝發(fā)動(dòng)機(jī)，可以避免在使 用期間航空器的傾翻或扭轉(zhuǎn)。在機(jī)翼上安裝發(fā)動(dòng)機(jī)的情況下，每個(gè)組件的出口 17被連接到穿過上面安裝發(fā)動(dòng) 機(jī)的機(jī)翼的管上。以這種方法，當(dāng)打開出口 17并且一部分旁路空氣被引導(dǎo)通過開口 17時(shí)， 改向的旁路空氣36的射流可以穿過機(jī)翼并大體豎直向下。在這種情況下，優(yōu)選地，出口 17 排氣至端部具有在機(jī)翼下側(cè)的一個(gè)或多個(gè)噴嘴(例如噴嘴23)的管，氣流通過噴嘴被導(dǎo)向。 當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在機(jī)翼下面時(shí)，出口可以設(shè)置有一個(gè)或多個(gè)大體向下的噴嘴。使用時(shí)，當(dāng)航空器要起飛時(shí)，升起擋板18并打開虹膜以打開出口 17。以這種方法， 從發(fā)動(dòng)機(jī)中排出的熱氣體以及一部分冷旁路空氣從發(fā)動(dòng)機(jī)的后部噴射，以提供向前推力，同時(shí)一部分冷旁路空氣被引導(dǎo)經(jīng)過出口 17以及機(jī)翼或發(fā)動(dòng)機(jī)下側(cè)的管32，以提供垂直推 力的分量。該垂直推力的分量將有助于航空器的起飛，允許航空器在低速下起飛，從而只需 要較短的跑道。當(dāng)航空器飛行時(shí)，可以放下?lián)醢?8并通過關(guān)閉虹膜來關(guān)閉出口 17。以這種 方式，來自熱空氣和冷空氣的所有可用推力從組件的后部噴射，因此提供了向前的推力。航空器所獲得的總升力取決于許多因素。這些因素中的一個(gè)當(dāng)然就是航空器的水 平速度。另一個(gè)因素是航空器的翼面設(shè)計(jì)。圖4所示的航空器50包括兩個(gè)主機(jī)翼52以及 一對(duì)第二機(jī)翼或翼面54，其中每個(gè)主機(jī)翼52上都裝有一個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)/組件10。如同從圖5A、 5B、6A和6B中所能看出的，這些翼面54布置在主機(jī)翼52的下面并相對(duì)主機(jī)翼52的中心略 微地靠后設(shè)置。發(fā)動(dòng)機(jī)和組件10安裝在主機(jī)翼52的頂部，組件10的管(圖中未示出)延 伸穿過主機(jī)翼52，使得一部分旁路氣流可以排放到主機(jī)翼52下面的區(qū)域。

圖5A和5B說明了其中沒有旁路氣流在向下方向上排出的運(yùn)轉(zhuǎn)模式的航空器50。 在圖5A中的圍繞翼面54的數(shù)字是單位為π Τ1的流動(dòng)速度，可以在以50海里/小時(shí)(knots) 速度的起飛期間獲得。圖5B中的圍繞翼面54的數(shù)字是相對(duì)周圍大氣壓力測(cè)得的單位為帕 斯卡(Pascal)的壓力值。圖示的翼面54具有0. 48的升力系數(shù)。圖6A和6B示出了其中旁路氣流在向下方向經(jīng)過組件10的管并經(jīng)過機(jī)翼52而排 出的運(yùn)行模式下的航空器50。圖6A中的圍繞翼面54的數(shù)字也是單位為ms-Ι的氣流速度。 可以看出，從組件10排出的空氣流速要顯著地大于由于航空器水平運(yùn)動(dòng)引起的氣流速度。 從組件10排出的空氣射流被導(dǎo)向翼面54的下游部分。從圖5A和6A的比較中還可以看出， 當(dāng)提供來自組件10的空氣射流時(shí)，翼面54上表面中心的空氣速度從βΟπ Γ1增大至^π Γ1。 這是由于通過組件10排放的空氣射流在翼面54上的水平氣流的夾卷或拖拉/加速而引起 的。圖6Β示出了翼面54周圍的壓力分布。該圖中的圍繞翼面54的數(shù)字也是相對(duì)周 圍大氣壓力測(cè)得的單位為帕斯卡的壓力值?？梢郧宄闯?，與圖5Β的壓力分布相比，翼面 54上方和下方的空氣壓力差顯著增大了。壓力差增大本身表明從翼面54獲得的升力的增 大，并且在圖6Α和6Β所示的結(jié)構(gòu)中，翼面達(dá)到的升力系數(shù)為1.940。通過引導(dǎo)來自組件10 的空氣射流使得其沖擊下部翼面54的一部分，優(yōu)選在該翼面54的下游部分上，更優(yōu)選地 朝向翼面54的下游邊緣或與翼面54相連的下游襟翼(flap)，從而實(shí)現(xiàn)升力系數(shù)增大超過 300%。因此，組件10提供的空氣射流在其從在機(jī)翼52下方的管32中排出時(shí)不但提供了 垂直推力的分量，而且還用于提高從翼面54獲得的升力。圖5A、5B、6A和6B所示的機(jī)翼52具有3.8!11的水平深度/弦長以及15%的厚度 弦長比。機(jī)翼52具有2度的傾角，與機(jī)翼52相連的襟翼是35度單縫富勒(fowler)襟翼。 翼面54具有3m的深度/弦長以及21%的厚度弦長比。翼面54具有2度的傾角，與翼面 54相連的襟翼是20度簡單襟翼。機(jī)翼52的上表面與翼面54的上表面垂直相距2m，翼面 54的前沿相對(duì)機(jī)翼52的前沿向后1. 4m設(shè)置?？諝鈴墓?2中排出的角度為25度。在圖7所示的實(shí)施例中，從組件10經(jīng)過管32排出的氣流的一小部分58從氣流中 被帶走，使得其并非向下朝著翼面54排放。相反地，這部分氣流經(jīng)過機(jī)翼52上表面的開口 56以增大機(jī)翼52上方的空氣速度的方式排出。這種空氣速度的增大增加了從機(jī)翼52獲 得的升力值。這部分氣流可以通過在管32中設(shè)置允許少量氣流流出的T形接頭60而從管 32中帶走。極小量的噴射氣流56可以補(bǔ)償由經(jīng)過機(jī)翼52后沿與附在機(jī)翼52上的襟翼前沿之間的縫隙的抽吸所引起的沿著機(jī)翼52下表面的下游部分的小的不均勻性?，F(xiàn)在轉(zhuǎn)向航空器50的運(yùn)行，例如，航空器50可以通過將航空器加速達(dá)到其中由航空器滾轉(zhuǎn)引起的空氣水平流動(dòng)提供升力的水平速度而在起飛過程被操作。在起飛的第一階 段，所有的冷旁路氣流被用于產(chǎn)生水平推力。一旦達(dá)到預(yù)定速度，組件10的擋板18升起并 且開口 17打開，使得一部分冷旁路氣流經(jīng)過管32排出，從而產(chǎn)生另外的垂直升力并使航空 器脫離底面，而不是必須通過在跑道上進(jìn)一步加速來產(chǎn)生進(jìn)一步的升力并因此需要顯著較 長的跑道。優(yōu)選地，擋板18升起，同時(shí)開口 17打開。一旦航空器處于飛行中，起落架被收 起，引起阻力減小以及航空器因此進(jìn)一步加速。一旦航空器達(dá)到足夠的高度，擋板18放下、 開口 17關(guān)閉，使得所有的冷空氣旁路流動(dòng)再次被用于產(chǎn)生水平推力。優(yōu)選地，一旦達(dá)到預(yù)定速度或預(yù)定升力，擋板18以快速方式升起，開口 17也快速 打開。在優(yōu)選實(shí)施例中，在不到三秒鐘內(nèi)擋板18升起并且開口 17打開。這樣做將在由一部 分冷旁路空氣被改向進(jìn)入管32中而引起的水平推力減小從而減小航空器的水平加速度程 度之前，提供一個(gè)緊接的垂直推力沖量。如果在適當(dāng)?shù)臅r(shí)刻施加，該沖量將使航空器升空。發(fā)動(dòng)機(jī)提供的總的推力可以自動(dòng)地或手動(dòng)地增加，以補(bǔ)償由旁路空氣改向引起的 水平推力下降。航空器的總水平加速度因此保持不變。如果在產(chǎn)生垂直推力沖量時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī) 提供的總推力并沒有增加，航空器可能由于作用在航空器上的阻力和地面摩擦力而減速。 由旁路空氣改向產(chǎn)生的垂直推力沖量在垂直方向上、在產(chǎn)生該推力分量時(shí)產(chǎn)生一個(gè)瞬時(shí)加 速度分量，航空器的重量幾乎被由航空器的水平運(yùn)動(dòng)所產(chǎn)生的升力所完全平衡或補(bǔ)償。因此，可以實(shí)施如上所述的用于減小航空器阻力的措施，以補(bǔ)償可能由冷旁路氣 流的部分36的改向所引起的水平加速度的任何減小。一旦航空器達(dá)到正傾斜率，用于產(chǎn)生 垂直推力的改向旁路氣流36可以被允許從組件10的下游端再次排出。使用根據(jù)本發(fā)明的發(fā)動(dòng)機(jī)的航空器的效率與運(yùn)行已經(jīng)被計(jì)算地確定，并且表明， 使用小于15%的來自發(fā)動(dòng)機(jī)的可用旁路推力將能使航空器從小于125m的跑道上起飛。使用組件10的航空器升空所需要的跑道的精確長度當(dāng)然取決于許多因素，例如， 跑道所處位置的環(huán)境溫度、局部風(fēng)速、壓力高度、密度高度。根據(jù)上述因素，當(dāng)航空器靜止在 跑道上時(shí)，航空器借助垂直空氣射流可以升空的速度可以被確定。因此，飛行員可被提供起 飛所需的跑道長度以及開始垂直空氣噴射的適當(dāng)時(shí)間點(diǎn)的估計(jì)值。這個(gè)時(shí)間點(diǎn)與最后的決 斷點(diǎn)重合，在該最后的決斷點(diǎn)，起飛可以安全地中止以將航空器停止在規(guī)定的緊急停止距 離之內(nèi)。由于起飛或中止的決斷點(diǎn)位于相當(dāng)靠近開始起飛程序的跑道端部，與適合于常規(guī) 航空器起飛和降落的跑道相比，跑道的總長度顯著地減小。向下導(dǎo)向的旁路氣流36還可以用于減少降落期間航空器停下來的距離，或減小 降落程序期間所需要施加的制動(dòng)力。在降落期間航空器即將接觸地面之前，虹膜可以再次 打開以打開出口 17并且擋板18升起，以使一部分冷空氣流過出口 17。與此同時(shí)，由改向 的氣流36產(chǎn)生升力。這就允許飛行員減小航空器的速度，并能使航空器以低于相同航空器 在氣流36沒有被改向時(shí)所具有的正常失速速度的速度飛行。因此，氣流36的改向減小了 航空器的失速速度。在航空器已經(jīng)接觸地面之后，可以使用常規(guī)的制動(dòng)程序來使航空器停 止。由于在該常規(guī)制動(dòng)程序開始時(shí)，航空器已經(jīng)具有減小的速度，因此航空器能夠以比在其 它情況下更短的距離著陸。航空器50被布置成使得在一個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障的情況下，剩下的可運(yùn)行的發(fā)動(dòng)機(jī)將自動(dòng)地檢測(cè)由發(fā)生故障的或損壞的發(fā)動(dòng)機(jī)提供的動(dòng)力的減小，并可以防止使旁路氣流 改向的機(jī)構(gòu)運(yùn)行。將可理解的是，雖然組件是與發(fā)動(dòng)機(jī)本身分開地描述的，然而組件也可以與發(fā)動(dòng) 機(jī)整體地形成。影響航空器起飛能力的因素包括作用于航空器的升力、重力、推力、阻力和滾動(dòng) 摩擦力。升力和阻力取決于航空器本身的設(shè)計(jì)，并可以使用Prandtl-Lanchester升力線理 論進(jìn)行估算。利用這個(gè)理論，已經(jīng)確定對(duì)于根據(jù)本發(fā)明的航空器的參數(shù)的示例，如下面所展 示的。升力和阻力由航空器的空氣動(dòng)力和非空氣動(dòng)力特性引起，由升力和阻力系數(shù)概 括?；谀Ｐ秃娇掌鳈C(jī)翼上的環(huán)流的橢圓分布以及關(guān)于機(jī)翼和鈍體受到的寄生阻力的可用 數(shù)據(jù)，下面示例對(duì)于這些重要系數(shù)已經(jīng)進(jìn)行了初步估算。這些估算值特征在于這些初步結(jié) 果，因?yàn)橹饕哪繕?biāo)在于快速確定模型航空器的起飛能力。應(yīng)當(dāng)注意的是，增大發(fā)動(dòng)機(jī)的失 速推力將當(dāng)然增大航空器尺寸和重量。因此，下面示例僅僅在于描述可用于該情況的現(xiàn)有 公式。當(dāng)產(chǎn)生這些精確的數(shù)值時(shí)，該初步研究使用了下列參數(shù)表權(quán)利要求
1.一種用于旁路渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的組件，所述組件包括大體細(xì)長的殼體，并包括穿過一段組件延伸且用于從發(fā)動(dòng)機(jī)排放熱排氣的中心部分；和 環(huán)繞所述中心部分且用于來自發(fā)動(dòng)機(jī)的旁路空氣的外圍部分； 所述組件還包括用于分離中心部分和外圍部分的分離器，所述分離器包括多孔網(wǎng)狀物 的開口網(wǎng)絡(luò)，其允許一定程度的流體流通過分離器的壁；其中，所述分離器適于允許通過分離器下游部分的流體比通過較所述下游部分更上游 的分離器部分的流體多。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的組件，其中，多孔網(wǎng)狀物是多孔鐵素體纖維網(wǎng)狀物。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的組件，其中，還包括用于限制流體流通過分離器的壁的裝置。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的組件，其中，用于限制流體流的裝置適于允許通過分離器下 游部分的流體比通過較所述下游部分更上游的分離器部分的流體多。
5.根據(jù)權(quán)利要求3或4所述的組件，其中，用于限制流體流的裝置是套筒，所述套筒包 括容許一定量空氣通過分離器的孔。
6.根據(jù)上述任一項(xiàng)權(quán)利要求所述的組件，其中，分離器下游部分的多孔纖維網(wǎng)狀物的 孔隙度高于在所述下游部分上游的部分的多孔纖維網(wǎng)狀物的孔隙度。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的組件，其中，多孔纖維網(wǎng)狀物的孔隙度沿分離器長度在向下 游方向上增大。
8.根據(jù)上述任一項(xiàng)權(quán)利所述的組件，其中，分離器由沿分離器長度彼此鄰接布置的多 個(gè)部分形成，其中，至少一個(gè)所述部分的特性不同于所述多個(gè)部分中的另一部分的特性。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的組件，其中，分離器或分離器的所述部分是由多個(gè)扇形體形 成的環(huán)形體，每個(gè)所述扇形體僅圍繞環(huán)形體的圓周的一部分延伸。
10.一種發(fā)動(dòng)機(jī)，包括根據(jù)上述任一項(xiàng)權(quán)利要求所述的組件。
11.一種航空器，所述航空器包括旁路渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)以及根據(jù)權(quán)利要求1至9任 一所述的組件。
12.根據(jù)權(quán)利要求11所述的航空器，包括至少兩個(gè)旁路渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)和組件， 所述發(fā)動(dòng)機(jī)和組件對(duì)稱地布置在所述航空器上。
全文摘要
一種用于旁路渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)的組件(10)。該組件包括熱流動(dòng)通道和旁路流動(dòng)通道(14)，由發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的熱氣流可以流動(dòng)經(jīng)過所述熱流動(dòng)通道，由發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的旁路空氣可以流動(dòng)經(jīng)過所述旁路流動(dòng)通道(14)。一部分旁路空氣可被改向，以相對(duì)于組件的縱軸線成角度的從組件排出，從而產(chǎn)生垂直推力。熱流動(dòng)通道通過多孔分離器(12)與旁路流動(dòng)通道隔開，該分離器允許在熱氣流通道中流動(dòng)的熱氣體與在冷氣流通道中的冷氣體之間一定的混合度。
文檔編號(hào)F02K3/075GK102108915SQ201110045638
公開日2011年6月29日 申請(qǐng)日期2006年10月25日 優(yōu)先權(quán)日2005年10月26日
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