【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术涉及飞行器推进单元领域，更具体地涉及一种用于飞行器推进单元的进气管。已知地，参考图1a，飞行器推进单元800沿从上游向下游延伸的纵向轴线x延伸，并包括涡轮发动机700和短舱300。涡轮发动机700沿纵向轴线x延伸并被配置为可通过对在涡轮发动机700中从上游向下游流动的内部气流f-int进行加速来推进飞行器。短舱300绕纵向轴线x在涡轮发动机700的径向外部延伸，使得可以引导涡轮发动机700中的内部气流f-int。在下文中，术语“上游”和“下游”是相对纵向轴线x的延伸方向定义的。术语“内部”和“外部”又是相对纵向轴线x的径向方向定义的。已知地，如图1a所示，涡轮发动机700是旁通涡轮发动机并包括位于上游的风扇400，风扇400绕纵向轴线x转动，以从上游向下游对内部气流f-int进行加速。涡轮发动机700还包括位于风扇400下游的径向内主风道500和径向外辅助风道600，径向内主风道500被配置为引导主气流f1的内部气流f-int的一部分(称为主气流f1)以用于燃料燃烧，径向外辅助风道600被配置为引导内部气流f-int的另一部分(称为旁通气流f2)，以产生涡轮发动机700的推力。已知地，仍然参考图1a，短舱300在风扇400的径向外侧延伸并径向向外界定外辅助风道600。短舱300包括位于其上游端并界定纵向轴线x的环形腔113的进气管100。进气管100包括朝向纵向轴线x的内壁110和与内壁110相对的外壁111，内壁110和外壁111通过进气管唇缘112在上游连接在一起。进气管100具有符合空气动力学的圆形轮廓，以使得可以将上游气流f分离成由内
技术介绍
技术实现思路
1、本专利技术涉及一种用于飞行器推进单元的短舱进气管，所述飞行器推进单元沿从上游向下游延伸的纵向轴线延伸并包括涡轮发动机，所述涡轮发动机包括被配置为在推力阶段从上游向下游分别引导主气流和旁通气流的径向内主风道和径向外辅助风道，所述涡轮发动机包括位于上游并绕所述纵向轴线转动的风扇，所述飞行器推进单元包括推力反向装置，所述推力反向装置被配置为将所述旁通气流转化为在反向推力阶段在所述外辅助风道中从下游向上游流动的反向气流，所述短舱在所述涡轮发动机的径向外侧绕涡轮发动机延伸并在其上游端包括所述进气管，所述进气管包括朝向所述纵向轴线的内壁、与所述内壁相对的外壁以及在上游连接所述内壁与所述进气管唇缘的进气管唇缘。
2、本专利技术的显著之处在于：
3、·所述内壁包括多个开口，各开口包括上游端和下游端，且
4、·所述进气管包括多个活动件，每个开口中转动安装一活动件，每个活动件包括遮挡壁和与所述遮挡壁相对的偏转壁，所述活动件被配置为在遮挡位置和偏转位置之间转动：
5、°在所述遮挡位置，所述遮挡壁朝向所述纵向轴线，封堵所述开口并沿着所述内壁的延伸部延伸，从而引导所述旁通气流以改善推力阶段；
6、°在所述偏转位置，所述偏转壁朝向所述纵向轴线，封堵所述开口并被配置为分离所述反向气流以改善反向推力阶段。
7、由于所述多个活动件，所述进气管具有可变的几何形状。有利地改进了所述飞行器推进单元在反向推力阶段的性能，而不减损推力阶段的性能。事实上，处于所述偏转位置的所述活动件有利地使得所述反向气流能够与所述内壁分离，以使得其与所述上游气流相对并产生有效的制动力。由此分离的所述反向气流不再附着于所述短舱，避免了其在所述外辅助风道的下游端重新进入外辅助风道并产生不需要的气流回路。在所述偏转位置改善反向推力阶段的同时，所述活动件的所述遮挡位置通过封堵所述内壁的延续部中的开口来实现在所述推力阶段重现所述进气管的空气动力学轮廓。
8、有利地，在所述偏转位置，所述活动件进一步使得可以与在所述遮挡位置一样封堵所述开口。没有不需要的气流流入所述进气管内，这提升了空气动力学性能，改善了除冰效果并增强了所述进气管的耐用性。具有两个相对壁的活动件有利地使得能够在两个位置封堵开口，每个壁使得所述开口在一个位置被封堵。该结果简单、经济且由于所述活本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种飞行器推进单元(8)的短舱(3)的进气管(1)，所述飞行器推进单元(8)沿从上游向下游延伸的纵向轴线(X)延伸并包括涡轮发动机(7)，所述涡轮发动机(7)包括径向内主风道(5)和径向外辅助风道(6)，所述径向内主风道(5)和径向外辅助风道(6)被配置为在推力阶段(A)从上游向下游分别引导主气流(F1)和旁通气流(F2)，所述涡轮发动机(7)包括位于上游并绕所述纵向轴线(X)转动的风扇(4)，所述飞行器推进单元(8)包括推力反向装置，所述推力反向装置被配置为在反向推力阶段(B)将所述旁通气流(F2)转化为在所述外辅助风道(6)中从下游向上游流动的反向气流(F-INV)，所述短舱(3)在所述涡轮发动机(7)的径向外部绕涡轮发动机延伸并在其上游端包括所述进气管(1)，所述进气管(1)包括朝向所述纵向轴线(X)的内壁(10)、与所述内壁(10)相对的外壁(11)以及在上游连接所述内壁(10)和所述外壁(11)的进气管唇缘(12)，所述进气管(1)的特征在于：
2.如权利要求1所述的进气管(1)，其特征在于，每个活动件(2)包括连接所述遮挡壁(20)和所述偏转壁(21)
3.如权利要求2所述的进气管(1)，其特征在于，所述分离端(22)呈尖头状，优选地角度小于30°。
4.如权利要求2或3所述的进气管(1)，其特征在于，所述分离端(22)被配置为在所述遮挡位置(P1)时延伸至所述下游端(16)。
5.如权利要求1至4中任一项所述的进气管(1)，其特征在于，每个活动件(2)包括连接所述遮挡壁(20)和所述偏转壁(21)的封堵端(23)，所述封堵端(23)被配置为在所述遮挡位置(P1)时与所述上游端(15)配合，在所述偏转位置(P2)时与所述下游端(16)配合。
6.如权利要求5所述的进气管(1)，其特征在于，所述封堵端(23)被配置为在所述遮挡位置(P1)与所述偏转位置(P2)之间转动时均位于内壁(11)的径向外侧。
7.如权利要求1至6中任一项所述的进气管(1)，其特征在于，每个活动件(2)绕与所述内壁(11)相切且位于纵向轴线(X)的横截面中的转动轴线(X2)的转轴(26)转动。
8.如权利要求7所述的进气管(1)，其特征在于，所述活动件(2)在所述转轴(26)的两侧延伸，所述转轴(26)优选地相较于所述开口(14)的所述下游端(16)更靠近所述上游端(15)。
9.一种飞行器推进单元(8)，沿从上游向下游延伸的纵向轴线(X)延伸并包括涡轮发动机(7)，所述涡轮发动机(7)包括径向内主风道(5)和径向外辅助风道(6)，所述径向内主风道(5)和径向外辅助风道(6)被配置为在推力阶段(A)从上游向下游分别引导主气流(F1)和旁通气流(F2)内，所述涡轮发动机(7)包括位于上游并绕所述纵向轴线(X)转动的风扇(4)，所述飞行器推进单元(8)包括推力反向装置，所述推力反向装置被配置为在反向推力阶段(B)将所述旁通气流(F2)转换为在所述外辅助风道(6)中从下游向上游流动的反向气流(F-INV)，其特征在于，所述短舱(3)在所述涡轮发动机(7)的径向外部绕涡轮发动机延伸并在其上游端包括如权利要求1至8中任一项所述的进气管(1)，所述风扇(4)优选地包括可变桨距叶片，以便形成所述推力反向装置。
10.一种使用如权利要求1至8中任一项所述的飞行器推进单元(8)的进气管(1)的方法，其特征在于，每个活动件(2)在初始状态下处于所述遮挡位置(P1)，从而引导所述旁通气流(F2)以改善推力阶段(A)，所述方法包括在反向推力阶段(B)在所述偏转位置(P2)转动(E1)每个活动件(2)以分离所述反向气流(F-INV)。
...【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】
1.一种飞行器推进单元(8)的短舱(3)的进气管(1)，所述飞行器推进单元(8)沿从上游向下游延伸的纵向轴线(x)延伸并包括涡轮发动机(7)，所述涡轮发动机(7)包括径向内主风道(5)和径向外辅助风道(6)，所述径向内主风道(5)和径向外辅助风道(6)被配置为在推力阶段(a)从上游向下游分别引导主气流(f1)和旁通气流(f2)，所述涡轮发动机(7)包括位于上游并绕所述纵向轴线(x)转动的风扇(4)，所述飞行器推进单元(8)包括推力反向装置，所述推力反向装置被配置为在反向推力阶段(b)将所述旁通气流(f2)转化为在所述外辅助风道(6)中从下游向上游流动的反向气流(f-inv)，所述短舱(3)在所述涡轮发动机(7)的径向外部绕涡轮发动机延伸并在其上游端包括所述进气管(1)，所述进气管(1)包括朝向所述纵向轴线(x)的内壁(10)、与所述内壁(10)相对的外壁(11)以及在上游连接所述内壁(10)和所述外壁(11)的进气管唇缘(12)，所述进气管(1)的特征在于：
2.如权利要求1所述的进气管(1)，其特征在于，每个活动件(2)包括连接所述遮挡壁(20)和所述偏转壁(21)的分离端(22)，所述分离端(22)被配置为在所述偏转位置(p2)时相对所述内壁(11)径向向内延伸。
3.如权利要求2所述的进气管(1)，其特征在于，所述分离端(22)呈尖头状，优选地角度小于30°。
4.如权利要求2或3所述的进气管(1)，其特征在于，所述分离端(22)被配置为在所述遮挡位置(p1)时延伸至所述下游端(16)。
5.如权利要求1至4中任一项所述的进气管(1)，其特征在于，每个活动件(2)包括连接所述遮挡壁(20)和所述偏转壁(21)的封堵端(23)，所述封堵端(23)被配置为在所述遮挡位置(p1)时与所述上游端(15)配合，在所述偏转位置(p2)时与所述下游端(16)配合。...
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