具有无涵道推进式螺旋桨的飞机发动机的进气口 |
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| 申请号 | CN200980145750.5 | 申请日 | 2009-11-09 | 公开(公告)号 | CN102216158A | 公开(公告)日 | 2011-10-12 |
| 申请人 | 斯奈克玛; | 发明人 | 斯蒂凡·埃马努埃尔·丹尼尔·本斯鲁姆; | ||||
| 摘要 | 一种具有无涵道推进螺旋桨的飞机 发动机 类型的进气口(113)，所述发动机借助吊架(134)连接至飞机的 机身 (141)，在所述进气口的前缘(138)的点与位于发动机 压缩机 的入口 叶轮 处的横向平面(P)之间，与所述发动机的轴线(A)平行地测得的该进气口的局部长度在所述进气口连接到吊架的区域(142)较长(Lmax)，在所述进气口与所述吊架相对的区域较短(Lmin)。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种具有无涵道推进螺旋桨的飞机发动机类型的进气口(113)，所述发动机借助吊架(134)连接至飞机的机身(141)，所述进气口的特征在于，在所述进气口的前缘(138)的点与和所述发动机的压缩机的上游转子平行设置的横向平面(P)之间，与所述发动机的轴线(A)平行地测得的所述进气口的局部长度在所述进气口连接至所述吊架连接的区域(142)较长，在所述进气口与所述吊架相对的区域较短。 |
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| 说明书全文 | 具有无涵道推进式螺旋桨的飞机发动机的进气口技术领域背景技术[0003] 发动机经由吊架连接至飞机，吊架相对于发动机的纵轴沿大致径向延伸并且吊架的径向内端连接至发动机引擎舱的上游端，即发动机的进气口。 [0004] 特别是出于空气动力学原因，吊架距螺旋桨和进气口的上游端或前缘必须有足够的轴向距离。在现有技术中，需要使发动机的进气口沿轴向加长，以使吊架能够连接至进气口和发动机，这使得引擎舱的重量显著增大并且使其在操作期间产生的空气阻力显著增大。 [0005] 在现有技术中，具有无涵道推进式螺旋桨的发动机的进气口是大致轴对称的，即，其前缘位于与发动机的轴线垂直的平面内。轴对称的进气口的比率L/D在其周部上是恒定的，其中L是测得的平行于在前缘的点和位于发动机的上游转子处的平面之间的发动机轴线的进气口局部长度，D是进气口在上述上游转子位置处的内径。 [0006] 当进气口不是轴对称时，其前缘限定出呈大致平面并被称为“捕捉”部分(还称为“醒目”或“突出”)的表面。上述类型的进气口具有被限定的整体进气口长度，该长度等于位于发动机的上游转子处的横向平面与进气口的捕捉平面和发动机的轴线的交叉点之间的距离。 [0007] 例如，已知飞机发动机进气口采用斜切(或“斜接”)类型，其中捕捉平面相对于发动机的纵轴呈标记的倾角，进气口的底部相对于其顶部沿轴向向上游突出。这种类型的进气口由“整体”L/D比率(整体长度除以直径)来限定并且该进气口具有“局部”L/D比率(局部长度除以直径)，部分L/D比率围绕进气口的周部线性地改变。 [0008] 进气口的该特定斜切形状主要用于限制发动机在上游朝地面发出的噪声。斜切进气口的较长底部用于反射并向上偏转发动机在操作期间在上游发出的大部分噪声。这种类型的发动机通常借助于吊架连接在机翼的下方，吊架借助于较短的顶部连接至进气口。 发明内容[0009] 本发明的具体目的在于提出一种用于解决将吊架与具有无涵道推进螺旋桨的飞机发动机的进气口结合相关的上述问题的简单、有效且低成本的方案。 [0010] 因此，本发明提出一种飞机发动机类型的进气口，所述发动机具有无涵道推进螺旋桨，所述发动机用于借助吊架连接至飞机的机身，所述进气口的特征在于，在所述进气口的前缘的点与和所述发动机的压缩机的上游转子平行设置的横向平面之间，与所述发动机的轴线平行地测得的所述进气口的部分长度在进气口连接所述吊架的区域较长并且在进气口相对所述吊架的区域较短。 [0011] 本发明的进气口的部分长度围绕所述进气口的周部改变，在与所述吊架连接的区域最大并在相对的区域最小，这与斜切进气口的较短顶部连接至连接吊架的现有技术不同。与吊架连接的进气口区域的形状和尺寸根据吊架尺寸函数来优化，而进气口剩余部分的形状和尺寸独立于吊架而优化，以限制进气口的重量和发动机引擎舱在操作时产生的空气阻力。 [0012] 进气口的部分长度的变化在进气口的周部是非线性的。与现有技术不同，进气口的捕捉截面不是平面，不能借助“整体”L/D比率来限定本发明的进气口的长度。 [0013] 本发明进气口的“局部”L/D比率在进气口连接至吊架的区域与进气口相对吊架的区域之间优选地在约2.5至0.9的范围内，L是所述进气口的局部长度，D是其内径，L和D按上述方式测得。 [0014] 优选地，在与包括所述吊架的轴线和所述发动机的轴线的中平面垂直的方向上，所述进气口的前缘的轮廓大致呈二面角形状。举例而言，在所述二面角的峰顶处的角度在约90°至175°的范围内。所述二面角的峰顶在二面角的开口附近的呈凸的圆形。所述二面角的边可以是大致直线的，或者其可以是弯曲的，呈凸形或凹形。 [0015] 优选地，所述进气口关于包括所述吊架(134)的轴线和所述发动机的轴线(A)的中平面对称。于是，本发明进气口的前缘限定了位于所述中平面两侧的两个二面角，这两个二面角借助于圆形部分彼此连接。 [0016] 这两个二面角的上游侧位于相对于发动机轴线倾斜的第一进气口平面内，这两个二面角的下游侧位于相对于发动机轴线以更大角度倾斜的第二进气口平面内。这两个平面相交，交线位于大致穿过二面角峰顶的两个平面之间。与现有技术中的单个进气口平面不同，本发明的进气口由此由两个进气口平面来限定。 [0017] 根据本发明的另一个方面，所述进气口包括轴向突出部，所述吊架设计为从所述进气口相对于发动机轴线大致沿轴向和径向延伸。该突出部的形状和尺寸被确定为吊架的形状和尺寸的函数。该突出部还可以被用来安装发动机的其他大型设备。 [0018] 吊架的前缘和/或后缘可以相对于横向平面以角度倾斜，所述角度在约10°至35°的范围内。 [0019] 本发明还提供了一种具有无涵道推进螺旋桨的飞机发动机，所述发动机包括上述限定的进气口。 [0020] 最后，该发动机还提供了一种飞机，其特征在于，所述飞机具有两个或更多个上述类型的发动机，这些发动机在两侧由吊架连接至所述飞机机身的后部。当飞机具有两个发动机时，每个发动机的连接吊架相对于大致穿过吊架的连接至机身的端部的水平面优选地以一定角度倾斜，所述角度在5°至45°的范围内，例如为约20°。当飞机具有其他的发动机时，连接该发动机的吊架可以位于大致竖直的平面内。该第三发动机可以位于飞机机身上方。附图说明 [0021] 在阅读参考附图用非限制性实例而给出的以下描述时，将更好地理解本发明并且更清楚地了解本发明的其它细节、特征和优点，其中： [0022] 图1是具有无涵道推进式螺旋桨的发动机的示意性轴向剖视图； [0023] 图2是飞机的示意性透视图，飞机安装有两台根据本发明的具有无涵道推进式螺旋桨的发动机； [0024] 图3是图2的发动机之一的较大比例的视图； [0025] 图4是图3发动机的引擎舱和吊架的示意性透视图；以及 [0026] 图5是图4的引擎舱和吊架的较大比例的示意性局部侧视图。 具体实施方式[0027] 首先，参考图1，其示出具有无涵道推进器风扇的飞机发动机10，发动机10包括涡轮机，涡轮机由大致轴对称的引擎舱12所围绕，引擎舱12具有形成进气口13的上游端。 [0028] 从气体通过发动机的流动方向的上游至下游，涡轮机包括压缩机14、燃烧室16、上游高压涡轮18和两个对转的低压下游涡轮20和22，这两个涡轮机是围绕发动机的纵轴A沿相反方向旋转的涡轮机。 [0029] 下游涡轮20、22的每一个被限制成与在引擎舱12外部大致沿径向延伸的外部螺旋桨24、26一起旋转。 [0030] 进入进气口13的气流28从压缩机14穿过，在其中受到压缩，然后与燃料混合并在燃烧室16中燃烧，接着燃烧气体注入涡轮中以驱动螺旋桨26、28旋转，这些螺旋桨提供来自发动机的大部分推力。然后，离开涡轮20、22的燃烧气体30通过下游喷嘴32喷出以增大发动机的推力。 [0031] 螺旋桨24、26位于发动机的下游端附近，并且由于与位于发动机上游的被称为拉进螺旋桨的外部螺旋桨相对，被称为推进器或推进螺旋桨。 [0032] 这种类型的发动机借助于吊架34连接至飞机的一部分，例如机身，吊架34在引擎舱12外部相对于轴线A沿大致径向延伸，并且尤其是出于空气动力学原因，吊架34需要与上游螺旋桨24的叶片的前缘相距足够的轴向距离X1且与进气口的前缘38相距足够的轴向距离X2。因此，在现有技术中需要沿轴向加长进气口13以使能够结合发动机的吊架34。 [0033] 在图1的实例中，以实线绘制的进气口13表示尤其用于将空气输送至压缩机16的最佳最小长度，而以虚线绘制的进气口13’加长以允许吊架34与发动机10结合。不过，使进气口加长显著地增加了发动机的重量和其在飞行中产生的阻力。 [0034] 图中绘制出了发动机的进气口13的轮廓，并且其与空气接合的上游端或前缘38呈现出凸圆形截面。 [0035] 飞机发动机的进气口可以具体地由“局部”L/D比率来限定，在所示实例中该比率在进气口的整个周部上是恒定的。D是与压缩机14的第一转子或上游转子平行地测量的进气口13的内径，L是平行于轴线A测量的进气口的位于前缘38的点与压缩机14的上游转子平行设置的横向平面P之间的局部长度。在该实例中，进气口13是轴对称的，并且前缘38的所有点位于被称为捕捉平面或截面的同一横向平面P1(或对于进气口13’而言位于P2)。 [0036] 以实线绘制的进气口13具有长度L1(在P与P1之间测量)并由比率L1/D限定，以虚线绘制的进气口13’具有长度L2(在P与P2之间测量)并由L2/D限定。 [0037] 本发明使得可以借助于比率L/D不恒定而是围绕进气口的周部以非线性的方式改变的进气口来解决上述与使发动机的进气口加长相关的问题，进气口的具有最大长度的区域连接至吊架。 [0038] 图2至图5示出了本发明的优选实施例，其中，以上参考图1描述的元件用相同的附图标记加100来表示。 [0039] 图1所示的飞机140安装有两台具有无涵道推进螺旋桨的发动机110，这些发动机在两侧由吊架134连接至飞机机身141的后部。 [0040] 在上游端，各个发动机110的引擎舱112包括根据本发明的进气口113，这些进气口具有用于与吊架134连接的轴向突出部142。吊架134从进气口的突出部142相对于发动机的轴线A大致沿径向向外延伸至飞机机身141。因此，进气口的突出部142位于飞机机身141附近。吊架134相对于基本上从吊架134的连接至机身141的端部穿过的水平面以角度α倾斜，该角度在5°至45°范围内，例如等于约20°。 [0041] 突出部142呈大致三角形或梯形形状，其峰顶或较小的底边位于上游，底边(或较大的底边)位于下游。突出部142的下游底边在大于或等于约80°的角度上围绕轴线A成角度地延伸。 [0042] 该突出部142形成了轴向长度最大的进气口区域，并且在上述平面P和从突出部的上游端穿过的横向平面P2’中测得的长度用Lmax来标记。该长度Lmax与图1中的进气口13’的长度L2大致相等，该进气口13’被加长以使吊架34能与发动机结合。 [0043] 长度Lmax用于计算进气口的比率L/D的最大值，该最大值等于Lmax/D并且具有例如约2.5的值。 [0044] 突出部142连接至进气口的大致环形部分144，该环形部分围绕轴线A延伸并且限定进气口的最短区域。该环形部分144与突出部142完全相对。在平面P与从所述环形部分144的下游端穿过的横向平面P1’之间测得的该部分144的长度用Lmin来表示(部分144的下游端与突出部142完全正对)。该长度Lmin大致等于图1的进气口13的长度L1，即至所述进气口的最佳最小值，这是独立于吊架确定的。 [0045] 长度Lmin用于计算进气口的比率L/D的最小值，该最小值等于Lmin/D并且具有例如约0.9的值。 [0046] 如图5所示，从与穿过发动机的轴线A和吊架134的轴线的中平面垂直的一侧或方向观看进气口113时，前缘138在轴线A的任一侧限定了表示相对较大角度β的二面角，即大于90°的角度。该角度β在所示实例中约为120°至150°。 [0047] 因此，进气口的前缘138在中平面的任一侧限定出了多个在Lmin至Lmax的范围内的不同进气口长度L’、L”。这些长度使得进气口的所有比率L/D围绕周部而改变。与现有技术不同，该比率的变化不是线性的(如果前缘在单个倾斜的进气口平面中延伸，则情况如此)，而是非线性的，例如是大约双曲线或抛物线的。前缘138的这种特定构造可以限定出至少两个进气口平面。 [0048] 在图5的实例中，进气口的前缘138限定两个相对于轴线A倾斜的相交平面P3、P4。上游第一平面P3由突出部142的前缘的一部分(或上述二面角的上游侧)来限定并且相对于轴线A以约15°至50°的范围内的角度倾斜。下游第二平面P4由进气口部分144的前缘的一部分(或二面角的下游侧)来限定并且相对于轴线A以约70°至90°的角度倾斜。这两个平面P3、P4大致在进气口的突出部142与环形部分144之间的接合区域相交。 [0049] 从图5中还可以看出，进气口113与吊架134的前缘之间的接合区域146位于在横向平面P1’与P2’之间延伸的横向平面内。 [0050] 在图6所示的变型例中，进气口213的前缘238在轴线A的任一侧限定出具有角度β’的二面角，例如角度β’在约90°至175°的范围内。该角度β’在所示实例中为约170°。 [0051] 在该实例中，吊架234的前缘250以角度γ相对于与发动机的轴线A垂直的平面倾斜，角度γ在约10°至35°的范围内并且优选为20°。吊架234的后缘252也以角度γ’相对于与轴线A垂直的平面倾斜，角度γ’在约10°至35°的范围内并且优选为20°。角度γ和γ’的值可以是相同的或不同的。 [0052] 用于将发动机连接至飞机的吊架也可以相对于从发动机的轴线穿过的径向平面倾斜。 [0053] 在本发明的变型实施例中，除了吊架之外，进气口的轴向突出部使得能结合发动机的大型设备。 |
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