航空器机翼大体上设计为在飞行过程中提供充分的升力，同时 也实现最小的可能的阻力。例如，机翼的形状设计为使得航空器在 巡航速度时是相对比较高效的，并还设计为可补偿相对较低的空气 速度，例如在起飞和着陆时航空器可能遇到的较低空气速度。
然而，当在起飞或着陆运行期间操作航空器时，航空器的攻角 或减小的飞行速度中的任一个都可导致航空器失速。更具体地说， 当航空器速度充分地减小时，作用在机翼上的空气动力学作用力同 样地减小，使得机翼产生较小的升力和相应地更多的阻力。在操作 期间，增加的阻力使空气速度减小，进一步使得机翼产生更小的升 力。至少一种已知的增加越过机翼表面的气流的方法包括，增加发 动机功率来帮助增加气流越过机翼的速率，并因此帮助增加升力和 减小在起飞或着陆运行中的阻力。然而，增加发动机的功率来帮助 增加气流越过机翼的速率可能不会在所有的起飞和着陆过程中都实 用。

在一个方面，提供了用于操作包括机翼的航空器的燃气涡轮发 动机组件的方法。燃气涡轮发动机包括核心燃气涡轮发动机(core gas turbine engine)和联接到核心燃气涡轮发动机上的风扇，燃气涡轮发 动机组件从机翼向上游延伸，并包括第一罩，以及相对于第一罩可 重新定位的第二罩。该方法包括选择性地将第二罩定位在第二工作 位置，以便引导来自燃气涡轮发动机的气流越过机翼的表面来帮助 增加升力，并选择性地将第二罩定位在第三工作位置，以便引导来 自燃气涡轮发动机的气流以产生反推力。
在另一方面，提供了一种推力反向器组件。该推力反向器组件 包括第一组转向叶片，用于引导来自燃气涡轮发动机的气流越过航 空器机翼的表面来帮助增加升力，还包括第二组转向叶片，用于引 导来自燃气涡轮发动机的气流来产生反推力。
在再一方面，提供了用于航空器的燃气涡轮发动机组件。该燃 气涡轮发动机组件包括核心燃气涡轮发动机；联接到核心燃气涡轮 发动机上的风扇组件，该风扇组件包括风扇和围绕风扇的罩，使得 在该罩和核心燃气涡轮发动机之间限定了通路，该罩包括第一固定 罩和可相对于第一罩重新定位的第二罩；以及叶栅盒(cascade box)， 其包括第一组转向叶片和第二组转向叶片，第一组转向叶片用于引 导来自燃气涡轮发动机的气流越过航空器机翼的表面以帮助增加升 力，第二组转向叶片用于引导来自燃气涡轮发动机的气流来产生反 推力。
附图说明
图1为一种示例性航空器涡轮风扇燃气涡轮发动机的侧视图， 其安装于航空器机翼的上表面，并包括示例性的辅助提升的推力反 向器组件；
图2为一种示例性航空器涡轮风扇燃气涡轮发动机的侧视图， 其安装于航空器机翼的下表面，并包括示例性的辅助提升的推力反 向器组件；
图3为如图2所示的辅助提升的推力反向器在第一工作位置的 局部侧剖视图；
图4为如图2所示的辅助提升的推力反向器在第二工作位置的 局部侧剖视图；以及
图5为如图2所示的辅助提升的推力反向器在第三工作位置的 局部侧剖视图。
零件列表
    10     燃气涡轮发动机组件     12     机翼     14     吊架     16     风扇     20     核心燃气涡轮发动机     22     核心罩     24     吊舱     26     旁路管道     28     气流     30     入口     32     第一部分     34     燃烧气体     36     核心喷管     38     第二部分     100     推力反向器组件     102     尾罩     104     前罩     106     风扇喷口     110     罩移动装置     112     致动器或马达     114     延伸杆     120     向前方向
    122     向后方向     130     第一工作位置     132     第二工作位置     134     第三工作位置     140     叶栅盒     150     外板     152     内板     154     尾罩后缘     156     空腔     160     气流偏向器     162     支撑装置     170     第一部分     175     阻挡器件     180     叶栅转向叶片     182     叶栅转向叶片     184     分配器     190     密封件     200     第一尺寸     202     第二尺寸     204     第三尺寸     210     第一部分     212     第二部分

图1为示例性航空器涡轮风扇燃气涡轮发动机10的侧视图，其 安装于航空器机翼12的上表面，并包括示例性的辅助提升的推力反 向器组件100。图2为示例性的航空器涡轮风扇燃气涡轮发动机10 的例视图，其安装于航空器机翼12的下表面，并包括示例性的辅助 提升的推力反向器组件100。在示例性实施例中，燃气涡轮发动机10 使用吊架14安装于航空器的机翼12上，并包括风扇16，其由核心 燃气涡轮发动机20来提供能量。核心燃气涡轮发动机20包括压缩 机、燃烧器，以及高压和低压涡轮(都未示出)，其中，高压涡轮提供 驱动压缩机的能量，且低压涡轮供能给风扇16。
在示例性实施例中，核心燃气涡轮发动机20封装在环形的核心 罩22内，且风扇吊舱24环绕风扇16和核心发动机20的一部分。 在围绕核心燃气涡轮发动机20的核心罩22的前部与由该处径向向 外间隔开的吊舱24的尾部内表面之间，限定了环形的旁路管道26。
在工作时，周围空气28进入燃气涡轮发动机组件10的入口30 并流过风扇16。气流28的第一部分32被引导穿过核心燃气涡轮发 动机20、进行压缩、并且与燃料混合，并被点火而用于产生燃烧气 体34，燃烧气体34从核心燃气涡轮发动机20的核心喷管36排出。 气流28的第二部分38被引导向下游穿过旁路管道26，而到达示例 性的辅助提升的推力反向器组件100。
图3为如图2所示的辅助提升的推力反向器在第一工作位置的 局部侧剖视图。尽管关于图2的辅助提升的推力反向器100的描述 显示在图3-5中，即燃气涡轮发动机10安装在机翼12下，使得辅助 提升气流可被引导越过机翼12的下表面，但应认识到，辅助提升的 推力反向器100也可构造为当燃气涡轮发动机10联接在图1所示机 翼12的上方时运行，使得辅助提升的气流可被引导越过机翼12的 上表面。
在该示例性实施例中，辅助提升的推力反向器组件100包括环 形的尾罩102，其可动地联接到固定的前罩104上，以形成吊舱24。 尾罩102具有尾部或下游的端部，其限定了核心罩22的一部分、排 气风扇喷口106，该排气风扇喷口具有一定的区域，使得在操作中被 引导穿过旁路管道26的气流第二部分38在选定的操作中可穿过该 风扇喷口106而排出。在示例性实施例中，辅助提升的推力反向器 组件100还包括罩移动装置110，其联接到尾罩102上，以帮助选择 性地相对于前罩104来轴向地平移尾罩102。
在该示例性实施例中，装置110包括多个沿周向间隔开的致动 器或马达112，多个延伸杆114，例如滚珠螺杆，它们各自联接到各 自的马达112上，并且还联接到尾罩102上，使得激励马达112将 促进沿着向前方向120或向后方向122来移动或平移尾罩102。在该 示例性实施例中，罩移动装置110可以是电动或气动或用流体供能 的，以便于将尾罩102从完全缩进靠着前罩104的第一位置130轴 向地平移到第二位置132(如图4所示)，在该第二位置，尾罩102部 分地从前罩104朝向后方向122延伸出，并平移到第三位置134(如 所示图5)，在该第三位置，尾罩102完全地从前罩104朝向后方向122 延伸出。
辅助提升的推力反向器组件100还包括多个叶栅转向叶片140， 本文称之为叶栅盒140，其布置于尾罩102和前罩104之间，或在尾 罩102和前罩104的结合处，并且在尾罩102的轴向平移时是选择 性地未覆盖的，如本文稍后所讨论的那样。如图3所示，尾罩102 定位于第一工作状态130或收起状态，使得叶栅盒140基本上由尾 罩102所覆盖，并使得风扇出口空气38被引导穿过旁路管道26，并 穿过风扇喷口106而排出。
图4为如图2所示的辅助提升的推力反向器组件100在第二工 作位置132的局部侧剖视图。如图4所示，尾罩102包括外板150， 和在尾罩后缘154处联接到径向外板150上的径向内板152。在示例 性实施例中，外板150和内板152在它们之间限定了空腔156，其在 尺寸上设置成使得当尾罩102在收起位置时可容置叶栅盒140。尾罩 102还包括从内板152径向向内延伸的气流偏向器160，和联接在气 流偏向器160和内板152的后缘之间的支撑装置162，以帮助提供对 气流偏向器160的结构支撑。
如图4所示，叶栅盒140包括第一部分170，其具有大致半圆柱 形的形状，并围绕核心燃气涡轮发动机20的上表面而延伸，还包括 第二部分172，其为大致半圆柱形的形状，并绕核心燃气涡轮发动机 20的下表面而延伸，使得叶栅盒140基本上沿周向地绕核心燃气涡 轮发动机20而延伸。可选的是，如果燃气涡轮发动机10联接在机 翼12上方，如图1所示，则第一部分170绕核心燃气涡轮发动机20 的下表面而延伸，且第二部分172绕核心燃气涡轮发动机20的上表 面延伸，使得叶栅盒140基本上沿周向地绕核心燃气涡轮发动机20 而延伸。
第一部分170包括第一组叶栅转向叶片180，其被定向成可引导 气流38在旁路管道26内相对于核心燃气涡轮发动机20沿着基本上 向后的方向122而穿过叶栅盒140；还包括第二组叶栅转向叶片182， 其被定向成可引导气流38在旁路管道26内相对于核心燃气涡轮发 动机20以基本上向前的方向120而穿过叶栅盒140；还包括分配器 184，其联接在第一组叶栅转向叶片180和第二组叶栅转向叶片182 之间，如图5所示。
第二部分172不包括叶栅转向叶片180，而是包括封锁或阻挡器 件175，其在尾罩102处于下面所讨论的预定状态时，可有助于防止 被引导通过旁路管道26的气流38穿过叶栅盒140而排出。更具体 地说，气流阻挡器件175与第一组转向叶片180基本上同轴地联接， 并基本上沿着半个圆周而围绕燃气涡轮发动机延伸，使得阻挡器件 175基本上阻止了气流流过叶栅盒140的至少一部分。在示例性实施 例中，当尾罩102在第二工作位置132时，气流阻挡器件175有助 于防止气流穿过叶栅盒140的一部分，这是由于第二工作位置132 被用来在向后方向122上提供额外的气流，并且因此而穿过机翼12， 以补充升力。
第二部分172还包括第二组叶栅转向叶片182，其被定向成可引 导气流38在旁路管道26内相对于核心燃气涡轮发动机20以基本上 向前的方向120而穿过叶栅盒140，如图5所示。
例如，在第一工作模式期间，尾罩102定位在第一位置或收起 位置130，如图3所示，使得在核心罩22和尾罩102之间限定了第 一尺寸200，并且使得被引导穿过旁路管道26的气流38穿过风扇喷 口106而被排出。这样，当尾罩102处在收起位置130时，就基本 上防止了气流38流过叶栅盒140。在此示例性实施例中，当航空器 在巡航模式下，即在正常飞行情况下工作时，尾罩102定位在收起 位置130。
可选的是，例如，当航空器准备着陆时，操作者可选择将尾罩102 从第一位置或收起位置130移动到第二工作位置132，如图4所示， 使得在发动机罩和尾罩102之间限定了尺寸202，并使得气流38的 第一部分210被引导穿过叶栅盒140，且气流38的第二部分212被 引导经由尺寸202而穿过风扇喷口106。在此示例性实施例中，第二 尺寸202小于第一尺寸200，即燃气涡轮发动机的尺寸被减小，以帮 助引导气流38的第一部分210穿过叶栅盒140。因此，当尾罩102 处在第二工作位置132时，被引导穿过风扇喷口106的气流38的总 量就减少了。
更具体地说，操作尾罩移动装置110，以帮助将尾罩102从第一 工作位置130移动到第二工作位置132。如图4所示，当尾罩102处 在第二工作位置132时，联接到尾罩102上的密封件190就与分配 器184形成滑动接触，使得气流38的第一部分210被引导经过气流 偏向器160并穿过叶栅盒140。具体而言，将尾罩102移动到第二位 置132将帮助引导气流38穿过叶栅转向叶片180，使得气流38的一 部分210从燃气涡轮发动机20被轴向地朝向尾部而引导越过机翼 12，以帮助增加升力。
可选的是，当航空器已经着陆、并且操作者希望产生反推力时， 操作者可选择将尾罩102分别从第一位置130或第二位置132移动 到第三工作位置134，如图5所示，使得在核心发动机罩22和尾罩 102之间限定了第三尺寸204，并使得气流38的第二量212被引导 穿过转向叶片182。在此示例性实施例中，第三尺寸204分别小于第 一尺寸200和第二尺寸202，使得多数的气流38被引导穿过叶栅盒 140，因此当尾罩102处于第三工作位置134时，被引导穿过风扇喷 口106的气流38的总量进一步减少。
更具体地说，操作尾罩移动装置110，以帮助将尾罩102移动到 第三工作位置134。如图5所示，当尾罩102处于第三工作位置134 时，气流38被引导穿过叶栅转向叶片182，以帮助产生推力。更具 体地说，由于叶栅盒140包括第一数量的转向叶片180以帮助增加 升力，且叶栅盒140还包括第二数量的转向叶片182，其多于第一数 量的转向叶片180，从而当尾罩102处于第三工作位置134时，被引 导穿过转向叶片182的气流的体积就远大于当尾罩102处于第二工 作位置132时被引导穿过转向叶片180的气流的体积。这样，可被 引导穿过转向叶片180、即用于产生升力的任何气流，将对被引导穿 过转向叶片182以用于产生推力的气流产生可忽略的影响。因此当 尾罩102处于第三工作位置134时，被引导穿过叶栅盒140的气流38 就帮助产生推力，以使航空器减速。
本文介绍的是辅助提升的推力反向器组件，其可应用在较宽范 围的各种联接到航空器上的燃气涡轮发动机上。具体来讲，本文所 介绍的推力反向器包括中间工作位置，此中间工作位置允许一部分 的风扇气流穿过叶栅盒组的一部分而离开吊舱，以产生升力。具体 来讲，产生升力的转向叶片可以多个圆周的角度来定向，以便将发 动机朝机翼后缘的气流进行高达180度的转向，使得气流被引导至 从机翼翼弦(wing cord)的大约70％的点朝向尾部的一个区域，以帮助 将能量增加给在机翼的上表面或下表面处的边界层，并因此增加升 力。发动机的另一个180度可包括封锁盒(blank-off box)，以阻止 气流离开吊舱，这是由于从燃气涡轮发动机下部分排出的气流在机 翼的后缘处不受引导，以在机翼下方布置的发动机的应用场合中产 生升力。在起飞和接近过程中，此操作的中间模式可由飞行员/控制 器选择。但是，当尾罩完全延伸至暴露出基本上所有的转向叶片时， 开始执行推力反向器的操作。此外，当尾罩完全缩进时，吊舱以类 似于当前生产的吊舱的巡航性能而操作。
本文介绍的辅助提升的推力反向器组件利用最少量的部件来使 辅助提升模式进入推力反向模式，同时保持空气动力学性能。在航 空器操作过程中，当航空器速度充分地减小以帮助起飞或着陆过程 时，越过机翼表面的引导气流就增加了升力。这样，发动机功率可 保持在用于起飞和着陆的最佳功率下，即，功率可不必增加，以帮 助增加越过机翼的气流的速率，并因此在所有的起飞和着陆过程中 都增加了升力。
虽然已根据各种具体实施例对本发明进行了介绍，但是，本领 域技术人员将会认识到，本发明可以属于权利要求的实质和范围内 的改型来实施。