專利名稱：具有可適性出口部分的發動機艙的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種用于飛行器的噴氣發動機艙。
背景技術：
飛行器受到兩個或更多個渦輪噴氣機所推進，它們各被容納在一發動機艙中，這 個發動機艙也容納與其運轉相聯結的一系列關聯致動裝置，且當所述渦輪噴氣機運行或停 止時，這些致動裝置執行各種功能。這些關聯的致動裝置可特別包括用于操作推力反向器 的機械系統。 發動機艙通常具有一管狀結構，它包含一在渦輪噴氣機前方的進氣系統、一包圍 渦輪噴氣機的風扇的中部，和一容納推力反向器裝置并被設計成圍繞渦輪噴氣機的燃燒室 的后部，而且發動機艙通常結束于一排氣噴嘴，這個排氣噴嘴的出口位于渦輪噴氣機的下 游。 現代發動機艙通常被設計成容納一渦輪風扇，這個渦輪風扇能夠通過旋轉的風扇 翼片而產生一個源自渦輪噴氣機燃燒室的熱氣流(也稱為主氣流)。 發動機艙通常具有一外部固定結構(OFS)，其與后部的一同心內部結構(稱為內 部固定結構(IFS)，圍繞渦輪噴氣機處在風扇之后的結構) 一起界定一供流動的環形導管 (也稱為副流道)，其被設計以引導一圍繞所述渦輪噴氣機外部的副冷氣流。
所述固定內部結構和排氣噴嘴一起界定一發動機燃燒室通氣出口部分，這部分的 主要目的是更新在IFS與發動機之間流動的空氣，但是通過控制氣流的橫截面的幾何形 狀，它也可被用來彌補某些由來自副流道的空氣所造成的推力損失。為此，呈剛性間隔形式 的間隔裝置被置于出口部分且通過帶裝置被保持在適當位置。 然而，在飛行中，所述渦輪噴氣機有以異于發動機艙的方式扭動的傾向。這造成發 動機艙上渦輪噴氣機燃燒室很大的負荷。
發明內容
本發明的一個目的是解決這個問題，且為此，其主題是一種用于一渦輪噴氣機的 發動機艙，這個發動機艙包含具有一內部固定結構的后部，其被設計成圍繞一發動機燃燒 室的后面部分，且被設計成與一排氣噴嘴一起界定一出口部分并使用位于出口部分中的間 隔裝置來校正發動機燃燒室的流通氣流，其特征在于間隔裝置分為剛性間隔裝置和補償裝 置，剛性間隔裝置被設計成提供一恒定間隙，而補償裝置被設計成能夠適應渦輪噴氣機相 對于發動機艙的相對移動。 因此，間隔裝置以此方式的解耦可以極大地限制發動機艙所必須承受的由于渦輪 噴氣機的變形而產生的應力。 優選地，所述補償裝置被附連于剛性間隔裝置。 優選地，所述補償裝置也被設計成形成一閥門。這是相當大的優勢，因為間隔裝置 因此將能夠適應發生在發動機燃燒室中的壓強增加。
所述補償裝置將因此能夠被安排以在此壓強增加的動作下閃開，使得一附加通道 將被打開以增加排出的氣流。 在本發明的一第一實施例中，剛性間隔裝置被固定在內部固定結構中。 在本發明的一第二實施例中，剛性間隔裝置被固定在排氣噴嘴中。 有利地，剛性間隔裝置包含多個U型元件，形成圍繞出口部分周邊分布的間隔片。 根據本發明的一個特征，所述補償裝置包含多個具有一附連于剛性間隔裝置的第
一端和一自由的第二端的元件。 優選地，所述補償裝置以一環狀物的形式來制成，該環狀物包含多個縱向槽，形成 多個縱向指部。 根據本發明的第一實施例，各元件的自由第二端被壓向排氣噴嘴。
根據本發明的第二實施例，各元件的自由第二端被壓向內部固定結構。
本發明也涉及一種飛行器，其特征在于包含至少一個依據本發明的發動機艙。
參考附圖，通過以下的詳細描述，本發明將更容易理解，其中 圖1是根據本發明，發動機艙在一關閉狀態的縱向剖面示意圖； 圖2是以圖1所示發動機艙后部的放大透視圖； 圖3是以圖2所示發動機艙后部的出口部分的放大示意圖； 圖4是以圖3所示出口部分前方的局部示意圖； 圖5是圖1所示發動機艙的出口部分的縱向剖面示意圖； 圖6是在渦輪噴氣機的燃燒室中壓強增加期間，與圖5相似的示意圖。
具體實施例方式
根據本發明，一飛行器的發動機艙1，如圖1和圖2所示，以一已知方式自身包含一 前方進氣系統部分2、一被設計成圍繞風扇4的中部3，和一被設計成圍繞一發動機燃燒室 (圖未示)的后部5，以一排氣噴嘴6結束，排氣噴嘴6的出口被置于渦輪噴氣機的后部。
這個發動機艙1包含一外部固定結構或稱為0FS 7，它與一在風扇4之后圍繞渦輪 噴氣機的同心內部固定結構或稱為IFS 9 —起界定一供流動的環形導管8。
內部固定結構9和排氣噴嘴6界定一出口部分10，用于發動機燃燒室的流通氣流， 它通過控制氣流橫截面的幾何形狀，來彌補某些由來自供流動的環形導管8的空氣所造成 的推力損失。 為此，且如圖3-6明確描繪，由金屬，特別是鈦制成的間隔裝置被安排在出口部分 10中。 這些間隔裝置分為被設計成提供一恒定間隙的剛性間隔裝置11、12，和被設計成
能夠適應渦輪噴氣機與發動機艙1之間的相對運動的補償裝置13。 更確切地，剛性間隔裝置11、12是由多個U型截面元件形成的間隔片。 剛性間隔裝置11的U型的自由臂平行于發動機艙1的軸14，且指向前方。 剛性間隔裝置12置于與發動機艙1的軸14橫交的一平面中。 更特別地如圖3和圖4所示，剛性間隔裝置11、12以一個剛性間隔裝置12被插入兩個剛性間隔裝置11之間的方式均勻地分布在一個圍繞出口部分10周邊的平面上。
剛性間隔裝置11、12各被鉚接在內部固定結構9中，如圖5參考編號20所示。
各種剛性間隔裝置11、12之間的間距所界定的通道允許在出口部分10校正流通 氣流。 同樣適用于在各剛性間隔裝置12中形成的間距，此間距所界定的通道允許在出
口部分io校正流通氣流。 參考圖4，補償裝置13被制成環狀物15的形式，環狀物15包含多個縱向槽16形 成平行于軸14的多個縱向指部17。 環狀物15在每一指部17的前端，以鉚釘18固定在各個剛性間隔裝置11、12上， 且指部17的自由后端壓在排氣噴嘴6的外側面上。 因此，間隔裝置11特別具有以下功能如果發動機相對于發動機艙1發生大的相 對移動時，形成阻礙，并且保持各指部17的前端在原位。間隔裝置12同時具有保持各指部 17的前端在原位，而不阻塞通氣口 10的功能。 更確切地，各指部17包含一第一或前方部分17a，它通過肘部19連接至一第二或 后方部17b。 指部17以這樣的方式設計，使得一旦環狀物15被固定在剛性間隔裝置11、12上
時，第二部分17b必須在徑向上移位，以能夠使其壓向排氣噴嘴6。各指部17因此一直處于
拉伸，因為第二部分17b試圖恢復其在圖5中以點劃線示意地描繪的休止位置。 以此方式，通過將間隔裝置分為一方面是剛性間隔裝置11、12，另一方面是補償裝
置13，發動機艙1必須要應付的由于渦輪噴氣機變形而產生的應力被極大地限制。 另外，這些指部17以這樣的方式設計，以形成一閥門。這是相當大的優勢，因為補
償裝置13因此能夠適應發生在發動機燃燒室中的壓強增加，如圖6所示。特別地，各指部
17的第二部分17b能夠在此壓強增加的力量下從排氣噴嘴6在徑向上移位，從而箭頭所示
的一補充通道被打開以增加排出的氣流。 盡管已經參考特定說明性實施例描述了本發明，但顯而易見的是，本發明不以任 何方式限定于這些實施例，而是涵蓋了本文所描述的這些裝置及其組合的所有等同技術， 這些等同技術均落入本發明的保護范圍。
權利要求
一種用于一渦輪噴氣機的發動機艙(1)，其包含一后部(5)，所述后部(5)具有一內部固定結構(9)，所述內部固定結構(9)被設計成圍繞一發動機燃燒室的后面部分，且被設計成與一排氣噴嘴(6)一起界定一出口部分(10)并使用位于出口部分中的間隔裝置來校正所述發動機燃燒室的流通氣流，其特征在于，間隔裝置分為剛性間隔裝置(11，12)和補償裝置(13)，所述剛性間隔裝置(11，12)被設計成提供一恒定間隙，而所述補償裝置(13)被設計成能夠適應所述渦輪噴氣機相對于所述發動機艙的相對移動。
2. 根據權利要求1所述的發動機艙(l)，其特征在于，所述補償裝置(13)被附連于所 述剛性間隔裝置(11,12)。
3. 根據權利要求1和2中任一權利要求所述的發動機艙(1)，其特征在于，所述補償裝 置(13)以形成一閥門的方式來設計。
4. 根據權利要求1至3中任一權利要求所述發動機艙(1)，其特征在于，所述剛性間隔 裝置(11,12)被固定在所述內部固定結構(9)中。
5. 根據權利要求1至3中任一權利要求所述發動機艙，其特征在于，所述剛性間隔裝置 被固定于所述排氣噴嘴中。
6. 根據權利要求1至5中任一權利要求所述發動機艙(1)，其特征在于，所述剛性間隔 裝置(11,12)包含多個U型元件，它們形成圍繞所述出口部分(10)周邊分布的間隔片。
7. 根據權利要求1至6中任一權利要求所述發動機艙(l)，其特征在于，所述補償裝置 (13)包含多個元件，它們具有一被附連于所述剛性間隔裝置(11)的第一端，和一自由第二丄山順。
8. 根據權利要求7所述的發動機艙(l)，其特征在于，所述補償裝置(13)以一環狀物 (15)的形式來制成，所述環狀物(15)包含多個縱向槽(16)，形成多個縱向指部(17)。
9. 根據權利要求4和7所述的發動機艙(l)，其特征在于，各元件的所述自由第二端被 壓向所述排氣噴嘴(6)。
10. 根據權利要求5和7所述的發動機艙，其特征在于，各元件的所述自由第二端被壓 向所述內部固定結構。
11. 一種飛行器，其特征在于，它包含根據所述權利要求1至10中任一權利要求所述的 至少一個發動機艙(1)。
全文摘要
本發明涉及一種噴氣發動機艙(1)，其包含后部(5)，所述后部(5)具有內部結構(9)，所述內部結構(9)用于圍繞一發動機燃燒室的后面部分，且用于與排氣噴嘴(6)一起界定一出口部分并使用位于出口部分中的間隔裝置來校正所述發動機燃燒室的流通氣流，其特征在于，間隔裝置分為剛性間隔裝置(11)和補償裝置(13)，所述剛性間隔裝置(11)被設計成提供一恒定間隔，而所述補償裝置(13)被設計成能夠適應所述噴氣發動機相對于所述發動機艙的相對移動。
文檔編號B64D33/04GK101784449SQ200880102592
公開日2010年7月21日 申請日期2008年6月19日 優先權日2007年8月20日
發明者提利·賈克·阿爾貝·雷多克特 申請人:埃爾塞樂公司