涡扇发动机的反推力装置和用于该反推力装置的反推叶栅

摘要

本发明提供一种用于航空器涡扇发动机的反推力装置中的叶栅阵列，叶栅阵列包括多个叶栅，两相邻叶栅形成叶栅流道，叶栅和叶栅流道构造成使外涵道中的气流流经叶栅之后，叶栅能够引导其中的至少第一部分气流改变流动方向，以形成第一反推力，其中，叶栅形成为中空的叶栅，以在叶栅的内部形成沿叶栅的纵向延伸的使气流能够流过的叶栅内流道，叶栅在靠近外涵道的一端形成叶栅内流道进口，在相反的另一端形成叶栅内流道出口端，外涵道中的气流的第二部分通过叶栅内流道进口进入叶栅的叶栅内流道，然后经过叶栅内流道出口端沿气流喷射角度α喷出而使第二部分气流改变流动方向，以形成第二反推力。

说明书

技术领域

本发明涉及飞机发动机的反推力装置，尤其是涡扇发动机的反推力 装置。本发明进一步涉及反推力装置中的反推叶栅。

背景技术

首先说明相关技术术语的含义。反推力装置：指将发动机气流反向， 为飞机减速或降落时提供反向推力的装置。反推效率：指反向推力与正向 推力的比值。

为缩短飞机着陆滑跑距离，几乎所有的民用飞机都采用反推力装置 来进行减速，相对于采用轮刹车装置减速，反推装置能够缩短飞机着陆距 离缩短近65％。反推力装置的工作原理是使发动机中正常气流流动方向发 生大于90°的折转，从而在与正常推力相反的方向上产生推力分量，从而 达到使飞机减速的目的。一般来讲，由于气流的折转不可能达到180°，反 向推力大约是正推力的30%左右。

反推力装置根据产生反推力的机构大致可分为叶栅式反推力装置、 折流门式反推力装置和靶式反推力装置，这三种反推力装置各有优缺点， 其中叶靶式反推力装置结构和运动机构简单，但重量较大且气动和热载荷 较大，一般在涡喷发动机或小涵道比涡扇发动机中采用；折流门式反推力 装置结构机构相对简单，但反推效率相对较低；叶栅式反推力装置反推效 率最高，但结构相对复杂，是目前大涵道比涡扇发动机主要采用的反推形 式。

CN102877382A针对叶栅式反推力装置提供一种新的反推移动罩设 计方案，当反推力装置处于工作状态时，反推移动罩不是沿轴向滑动而是 径向展开以此增加迎风面积从而增加反推力和反推效率。CN102753808A 通过在反推力装置的下游设计一个通气导管，从而降低了反推力装置和发 动机短舱的外廓尺寸。CN102865156A提供了一种利用公共作动器的可变 面积喷管与反推力装置的方案，利用反推力装置的作动系统完成对喷管出 口面积的调节，即实现了反推机构的作动又可以实现发动机对喷管出口面 积调节需求。US6434927B1提供一种叶栅可移动式的反推力装置方案，当 反推处于关闭状态时，反推叶栅固定部分和可移动部分处于同一轴向位置， 当反推打开时，叶栅可移动部分随阻流门往后移动，该方案减少了叶栅的 轴向布置空间，使得发动机更加紧凑，有利于减重。CN201245246Y提供 了一种伞状折流门反推方案，并采用非金属材料，降低了反推力装置的重 量。

图6为专利文献CN101104441A中的一个附图，示出了一个示例性航空器 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 包括推力反向器组件100。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，即外涵道。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被引导向下游穿过外涵道26。推力反向器组件100 设置在外涵道26的外围。

图7和8为专利文献CN101614164A中的附图。如图7中所示，叶栅组件 20被布置在排出开口15内。叶栅组件20典型地包括多个圆周排列的叶栅段 28。图8示出了典型的用于涡轮风扇式飞机发动机的叶栅式推力反向器10的 一些部分。如图8中所示，当展开推力反向器10时，向后移动平移套筒16并 且使其远离机舱的固定部12的后端，这样在固定部12和平移套筒16的前端 之间提供排出开口15。为了提供使降落的飞机减速的反向推力，排出开口15 允许扇流从发动机的环形风扇管13(即外涵道)排出。如图8中所示，展开平移 套筒16的前端附近的多个阻滞门18，以阻滞在环形风扇管13内的扇流的向后 流动，并且促使扇流通过排出开口15流出发动机。如图8中所示，圆周布置 的每一叶栅段28包括多个沿纵向间隔开的叶片25，为了提供反向推力，叶片 25被构造成将流出的扇流的方向改变为至少部分地向前的方向，以形成羽流。 叶片25典型地被支撑在多个纵向支撑构件26之间。

总体上，发动机带有反推力装置后，会造成重量的大幅增加，其重 量约占发动机短舱重量的30%左右，这必然会增加发动机乃至整个飞机的燃 油消耗量，因此在保证反推力装置具有足够反推效率的同时，保持反推力 装置的重量不增加或有所降低是反推力装置设计的关键。

发明内容

本发明的目的是解决上述现有技术中的缺陷，即在不增加反推力装 置的重量的情况下提高反推力装置的反推效率。

为此，本发明提供一种用于航空器涡扇发动机的反推力装置中的叶栅 阵列，所述叶栅阵列包括沿所述涡扇发动机的轴线纵向间隔地布置、并设 置在所述涡扇发动机的外涵道的外周的多个叶栅，两相邻叶栅形成叶栅流 道，叶栅流道的两端分别包括入口部分和出口部分，入口部分中气流流动 方向相对发动机轴线的角度形成入口部分的倾斜角γ，所述出口部分中气 流流动方向相对发动机轴线的角度形成出口部分的倾斜角δ，所述叶栅和 所述叶栅流道构造成使所述外涵道中的气流流经所述叶栅之后，所述叶栅 能够引导其中的至少第一部分气流改变流动方向，以形成第一反推力，其 中，所述叶栅形成为中空的叶栅，以在叶栅的内部形成沿叶栅的纵向延伸 的使气流能够流过的叶栅内流道，所述叶栅在靠近外涵道的一端形成叶栅 内流道进口，在相反的另一端形成叶栅内流道出口端，所述外涵道中的气 流的第二部分通过叶栅内流道进口进入所述叶栅的叶栅内流道，然后经过 叶栅内流道出口端沿气流喷射角度α喷出而使所述第二部分气流改变流动 方向，以形成第二反推力。

较佳的，该出口端做成封闭的，在所述出口端上设置至少一个排气 喷嘴喷以沿气流喷射角度α喷射叶栅内流道中的气流。

较佳的，该出口端做成封闭的，在所述出口端上形成至少一个小孔， 以沿气流喷射角度α喷射叶栅内流道中的气流。

较佳的，该出口端做成敞开的，以沿气流喷射角度α喷射叶栅内流 道中的气流。

较佳的，所述叶栅构造成满足如下公式：

0.9N₁≤N₂≤N₁－0.5

其中，N₁表示叶栅外厚度；

N₂表示叶栅内厚度；

N₁和N₂的单位是mm。

较佳的，叶栅内流道进口的端面相对于发动机轴线的角度β满足如 下公式：

45°≤β≤90°

较佳的，叶栅内流道进口（5）的端面从垂直于叶栅内流道进口的气 流流入方向的平面朝向使所述端面的迎风面增加的方向偏移。

较佳的，排气喷嘴的轴线与发动机轴线的夹角形成为排气喷嘴的气 流喷射角α并满足如下公式：

90°＜α≤135°

较佳的，在所述叶栅阵列中，在至少一对相邻的出口部分的倾斜角 δ中，上游处的出口部分的倾斜角小于下游处的出口部分的倾斜角。

较佳的，在所述叶栅阵列中，在至少一对相邻叶栅内流道出口端的 气流喷射角α中，上游处的叶栅内流道出口端的气流喷射角小于下游处的 叶栅内流道出口端的气流喷射角。

较佳的，在所述叶栅阵列中，所述出口部分的倾斜角δ大于90°， 在靠近所述外涵道下游的叶栅的内流道出口端的气流喷射角α与相应的出口 部分的倾斜角δ相同，在靠近所述外涵道上游的的叶栅的至少第一个叶栅的内 流道出口端的气流喷射角α小于相应出口部分的倾斜角δ。

较佳的，每个叶栅的排气喷嘴的个数M不小于3，但不大于10。

较佳的，排气喷嘴突伸于叶栅的所述出口端或容置于叶栅的出口端内 部而不突伸于叶栅的出口端，并满足如下公式：

0.05L₁＜d＜N₁

其中，L₁表示叶栅的宽度

d表示排气喷嘴的直径。

本发明还提供一种包括叶栅阵列的航空器涡扇发动机的反推力装 置，所述反推力装置设置在发动机的外涵道外周上，所述反推力装置包括：

如上所述的沿外涵道外周的至少一部分圆周布置的叶栅阵列；保持 所述叶栅阵列的叶栅保持件；分别保持所述叶栅保持件两端的前保持座和 后保持座；在所述叶栅阵列的靠近所述外涵道的反推进口，所述外涵道中 的气流从所述反推进口进入所述叶栅阵列；在叶栅阵列的与反推进口相对 的反推出口，所述叶栅阵列中的气流从所述反推出口排出，从而形成反推 力。

较佳的，所述前保持座和后保持座分别是前防火墙和后防火墙。

较佳的，当所述气流从突伸于所述叶栅的所述出口端的排气喷嘴喷 出时，满足如下公式：

0.1L₂≤L₃ 且L₃＋L₂＜L

其中：L是后防火墙的长度；

L₂叶栅水平投影长度；

L₃排气喷嘴的水平投影长度。

附图说明

图1a为根据本发明的民用大涵道比涡扇发动机的包括空心反推叶栅 的反推力装置示意图，图中箭头表示外涵道中的气流和反推力装置中的气 流的流向；

图1b是图1a所示的部分反推叶栅的立体图；

图2为根据本发明的空心叶栅的结构示意图，它是图1a所示实施例 的局部放大图；

图3为图2所示的空心叶栅结构的左视图；

图4为图1a所示实施例的排气喷嘴结构的示意图，它示出了排气喷 嘴的一个实施例；

图5为图1a所示实施例的排气喷嘴结构的示意图，它示出了排气喷 嘴的另一个实施例；

图6为现有技术的一个实施例，它是航空器涡轮风扇燃气涡轮发动 机的侧视图，示出了推力反向器组件在涡轮风扇燃气涡轮发动机上的位置；

图7和8为另一现有技术的一个实施例，它们分别示出了涡轮风扇 式飞机发动机的叶栅式推力反向器的总体布局和使扇流的方向改变为至少 部分地向前的（羽流）方向的叶栅的结构。

本发明实施例的附图标记说明：

1：发动机的外涵道

2：反推出口

3：叶栅流道

3a：叶栅流道入口部分

3b:叶栅流道出口部分

4：排气喷嘴

5：叶栅内流道进口

6：叶栅

7：保持叶栅的叶栅连接梁

8：保持叶栅连接梁的后保持座（后防火墙）

9：发动机的核心机罩

10：.外涵喷管

11：阻挡外涵道气流的阻流门

12：反推进口

13：叶栅内流道

14：保持叶栅连接梁的前保持座（前防火墙）

具体实施方式

下文中使用的术语解释：

水平线指平行于发动机纵向轴线的直线；

叶栅6外厚度为叶栅6的叶栅内流道13的宽度与叶栅6壁厚之和；

叶栅6内厚度为叶栅内流道13的宽度；

叶栅内流道出口端的端面的迎风面指该端面沿外涵道气流流动方向 的投影面，与该气流相对。

作为根据本发明的一个较佳实施例，为了提高民用大涵道比涡扇发 动机叶栅式反推力装置的反推效率，降低反推力装置的重量，本发明设计 了一种空心反推叶栅的结构方案。通过该结构，将一部分反推气流通过反 推叶栅内部通道排出，一方面增加了反推力气流的流量，提高了反推效率， 另一方面，将实心叶栅变为空心叶栅，降低了反推力装置的重量，提高了 发动机经济性。此外，通过改变叶栅内部气流的喷射方向，调整反推流场 分布，减少反推气流被进气道再吸入的量，或避免反推气流被进气道再吸 入，从而提高发动机工作的稳定性。

根据本发明原理的一个具体实施例涉及一种大涵道比涡扇发动机反 推力装置的空心叶栅的结构，下面结合附图和该实施例对本发明利作进一 步的说明。

如图1a和b所示，其示出了采用空心反推叶栅的反推力装置的结构 示意图。图中示出了覆盖发动机的核心机罩9、在核心机罩9外面的外涵道 1、阻止外涵道1中的气流流出外涵道1的阻流门11、以及气流流经的反推 力装置。外涵道1中的气流流经反推力装置后，至少其中的一部分气流形 成与外涵道1气流反向的气流。反推力装置包括前保持座14和后保持座8、 沿外涵道1的外周的至少一部分周向分布的多个叶栅阵列、安装有叶栅阵 列的其两端分别安装在前保持座14和后保持座8上的叶栅连接梁7。其中， 每一叶栅阵列包括多个沿纵向间隔分布的多个叶栅6，较佳地，为每一叶栅 阵列提供两个叶栅连接梁7，它们分别设置在各个叶栅6的两个端部。叶栅 连接梁也可以采用其它结构，例如板状结构。反推力装置还包括反推进口 12和反推出口2，外涵道1中的气流通过反推进口12进入反推力装置，然 后通过反推出口2离开反推力装置，从而形成反推力。

在图1a和b所示的实施例中，叶栅6被设计成中空的。如图1a和b 和2所示，中空的叶栅6在其中空部分形成叶栅内流道13，而在各个叶栅 6之间和各个叶栅连接梁7之间形成叶栅流道3。叶栅6靠近反推进口12 的一端形成叶栅内流道进口5，叶栅6靠近反推出口2的一端的形成叶栅内 流道出口端（未标记），如果该出口端做成封闭的，则在该出口端上设置 至少一个排气喷嘴喷4以喷射气流。

两相邻叶栅6形成叶栅流道3，叶栅流道3的两端分别为入口部分 3a和出口部分3b。入口部分3a中气流流动方向相对水平线的角度形成的 倾斜角γ小于90°，而于出口部分3b中气流流动方向相对水平线的角度形 成的倾斜角δ大于90°，如图2所示。这样，外涵道1中的气流经过叶栅 6之后有了一个偏转，该偏转的角度取决于叶栅流道3的出口部分3b的倾 斜角δ。

如图1a和b所示，流经外涵道(1)的气流通过反推进口12进入反推 力装置,并分别经叶栅流道3和叶栅内流道13通过反推出口2排出发动机 外。其中外涵道—叶栅流道由核心机罩9、阻流门11、反推进口12、叶栅 6、叶栅连接梁7、前保持座14、后保持座8及反推出口2组成；外涵道— 叶栅内流道由反推进口12、叶栅内流道进口5、叶栅6、排气喷嘴4及反推 出口2组成。从外涵道—叶栅流道流出的气流的方向取决于叶栅流道3的 出口部分3b的倾斜角δ，而从外涵道—叶栅内流道流出的气流的方向取决 于叶栅6的叶栅内流道13出口端的气流喷射方向相对于水平轴线的角度 α，即气流喷射角度3b。

图2和3示出了根据本发明的一个较佳实施例。由于前保持座14、 后保持座8所在的部位是高温部位，将前保持座14和后保持座8分别做成 前防火墙14和后防火墙8。后防火墙8的长度小于或等于前防火墙14的长 度并定为L，叶栅6的垂直于图1a和b所示图面的宽度为L₁，叶栅6的水 平投影长度为L₂，排气喷嘴4的水平投影长度为L₃，叶栅6外厚度为N₁， 叶栅6内厚度为N₂，排气喷嘴4的直径为d，排气喷嘴轴线与水平线的夹角 为α，叶栅内流道13的进口5的端面与水平线的夹角为β，排气喷嘴4 的个数为M。

根据本发明的一个较佳实施例作如下设定：

（1）为使尽可能多的外涵道1的气流能够进入叶栅内流道13，反推 叶栅内厚度N₂应不小于叶栅外厚度N₁的0.9倍，且以N₂=0.9N₁为最佳，同时， 为了保证叶栅6具有一定的强度，N₁与N₂的差值应不小于0.5mm。

公式1：0.9N₁≤N₂≤N₁－0.5

其中单位为mm

（2）为保证叶栅内流道13能够捕获更多外涵道气流，叶栅内流道进 口5的端面与水平线的夹角β应不小于45°，但为减少对叶栅内流道进口5 处的流道的影响，β应不大于90°。

公式2：45°≤β≤90°

（3）为保证叶栅内流道13的气流能够提供更大的反推力，排气喷嘴 4的轴线与水平线的夹角α应大于90°，但为降低反推气流被发动机进气道 再吸入的量，α应不大于135°。对于靠近前防火墙14的第一个叶栅，其α 以120°为最佳。在一个较佳实施例中，对于处于上游位置靠近前防火墙14 的叶栅，其排气喷嘴4的喷射角度α小于叶栅流道3的排气角度δ。

公式3：90°＜α≤135°

（4）为保证气流从排气喷嘴4喷出后具有足够速度和良好的方向性， 排气喷嘴4的水平投影长度L₃应不小于叶栅水平投影长度L₂的0.1倍，但为保 证降低重量和不发生结构干涉，排气喷嘴4的水平投影长度L₃与叶栅6水平投 影长度L₂之和应小于后防火墙8的长度L，以L₂=0.2L₃为最佳。即排气喷嘴4 的水平投影长度L₃、叶栅水平投影长度L₂、后防火墙8的长度L之间满足如下 条件：

公式4：0.1L₂≤L₃ 且L₃＋L₂＜L

（5）为保证反推流场的均匀，且能够有足够气流从叶栅内流道13排 出，排气喷嘴4沿叶栅6的宽度方向均匀分布，每个叶栅的排气喷嘴4的个数 M不小于3，但考虑到布置空间和重量因素，M不大于10。

公式5：3≤M≤10

（6）为保证排气喷嘴4的可靠安装和排气能力，排气喷嘴直径d应 小于叶栅外厚度N₁，但应大于叶栅宽度L₁的0.05倍。

公式5：0.05L₁＜d＜N₁

如图4和5所示，分别示出了排气喷嘴4的两个实施例。在图4所示的 实施例中，排气喷嘴4的构造类似于图2所示的排气喷嘴4，排气喷嘴4突伸 于叶栅6的端部。而在图5所示的实施例中，排气喷嘴4容置于叶栅6的端部 内部而不突伸于叶栅6的端部，这样既保证了气流从叶栅6喷嘴喷出的速度， 又降低了喷嘴对反推流场的影响。在图中未示出的一个实施例中，叶栅6的叶 栅内流道出口端做成敞开的，则气流直接从该出口端中流出。在图中未示出 的另一个实施例中，叶栅6的叶栅内流道出口端做成封闭的，在该封闭端中设 置若干小孔，则气流直接从这些小孔中流出。

在如图2所述的实施例中，叶栅内流道进口5的端面从垂直于叶栅 内流道进口（5）气流流入方向的平面朝向使所述端面的迎风面增加的方向 偏移。

通过根据本发明的如上所述的示例性实施例的描述，可以了解到本发明 作出了如下的改进：

（1）当飞机降落、中断起飞等需要反推力装置工作的情况下，根据 本发明，能够使大部分发动机外涵气流从反推进口进入叶栅流道并从反推出口 排出，一部分气流从反推进口进入叶栅内部流道，并从叶栅内部流道出口排出， 最后经反推出口排出发动机外，以此增加反推叶栅的反推效率。

（2）为保证气流从叶栅内部流道喷出后具有所需的速度，且保证其 喷射方向满足反推设计的需求，在叶栅内部流道出口处设置排气喷嘴。

（3）对于处于上游位置的叶栅，其排气喷嘴的喷射角度小于叶栅流 道的排气角度，以减少反推气流的再吸入。

（4）为使得叶栅能够捕获更多的气流，叶栅内部流道进口采用铲形 结构。

上述示例性的实施例示出了解决本发明要解决的技术问题的技术方案 中的实施例。在上述实施例的示例下，其它符合本发明原理的等效和类似的手 段都属于本发明保护的范围中。本发明的发明原理是，将反推力装置的叶栅做 成空心的，以形成叶栅内流道，从而使叶栅内流道也用来形成反向推力，来提 高反推效果。