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CN104271890A - 具有展开控制的阻断襟翼的推力反向器 - Google Patents

具有展开控制的阻断襟翼的推力反向器 Download PDF

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CN104271890A
CN104271890A CN201380023891.6A CN201380023891A CN104271890A CN 104271890 A CN104271890 A CN 104271890A CN 201380023891 A CN201380023891 A CN 201380023891A CN 104271890 A CN104271890 A CN 104271890A
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Abstract

本发明涉及一种用于涡轮喷气发动机机舱的推力反向装置，所述整流罩活动地安装在关闭位置和打开位置之间，位于关闭位置时，整流罩闭合涡轮喷气发动机的的一部分空气流的转向装置，位于打开位置时，整流罩打开机舱内的通道并且开启所述转向装置，活动整流罩与至少一个阻断襟翼相关联枢转地安装在收回位置和枢转阻断位置之间，所述收回位置对应于活动整流罩的关闭位置，所述枢转阻断位置对应于活动整流罩的打开位置，并且在枢转阻断位置，整流罩阻断了机舱的至少部分空气循环流路，阻断襟翼装配有至少一个控制杆形成的驱动机构，其特征在于驱动机构包括至少一个刚度可调节的阻尼器。

Description

具有展开控制的阻断襟翼的推力反向器
技术领域
本发明涉及一种用于涡轮喷气发动机机舱的推力反向器，该推力反向器被称为格栅推力反向器。
背景技术
飞机由多个设置于机舱内的涡轮喷气发动机驱动，在机舱内还设置有与涡轮喷气发动机工作状态相关的一组附加驱动装置，从而当涡轮喷气发动机处于工作状态或者关闭状态时，保证涡轮喷气发动机的多项功能。
该附加驱动装置尤其包括推力反向机械装置。
该机舱通常包括管状结构，所述管状结构包括涡轮喷气发动机的进气上游部，围绕涡轮喷气发动机风扇的中间部，容纳推力反向装置和围绕涡轮喷气发动机燃烧室的下游部，以及可终止于喷嘴，其排放孔位于涡轮喷气发动机的下游。
现有机舱包括旁路涡轮喷气发动机，所述旁路涡轮喷气发动机能够通过风扇叶片的旋转，从涡轮发动机的燃烧室内，产生热空气流(又称为初级气流)，以及通过环形通道在涡轮喷气发动机的外部循环的冷空气流(又称为次级气流)，所述环形通道又称为通路，所述通路形成于涡轮喷气发动机整流罩和机舱内壁之间。上述两个空气流从涡轮喷气发动机中排出，形成机舱的后部。
在飞机着陆过程中，反向推力装置，通过重新向前定向由涡轮喷气发动机所产生的至少一部分推力，来改善制动能力。
在着陆阶段，推力反向器阻断冷空气流路，并将冷空气从机舱后部导向机舱前部，从而产生反向推力，施加用于飞机轮子的制动。
用于获得冷空气流重新定向的改变的方法取决于推力反向器的类型。然而，在所有情况下，推力反向器的结构包括活动的整流罩，该整流罩在展开位置和收回位置之间移动，一方面，在展开位置时，整流罩在机舱内部打开通道用于偏转气流，另一方面，在收回位置时，整流罩关闭通道，并保证机舱的空气动力学的连续性。
该整流罩可能完成其他转向装置的偏转或简单驱动的功能。
格栅推力反向器，又称为级联推力反向器，通过转向格栅实现空气流的重新定向，整流罩仅具有简单的滑动功能，用于打开(激活)或关闭(停用)该格栅。
互补阻流门，也称为襟翼，通过活动整流罩的滑动来激活，通常使得至少部分关闭转向格栅的下游通路，从而朝向格栅推动空气流通道。
该襟翼枢转地安装在滑动整流罩上，并位于收回位置与展开位置之间，位于收回位置时，该襟翼与所述活动整流罩一起保证了机舱内壁的空气动力学的连续性，以及位于展开位置以及处于推力反向状态时，襟翼阻断至少部分环形管道，并通过活动整流罩滑动打开，使得气流朝向转向格栅释放。
襟翼的枢转由固定连杆引导，所述固定连杆，一方面连接在襟翼上，另一方面连接在限定环形通道的内部结构的固定点上。
现有技术中的结构存在诸多缺陷，尤其是整流罩的平移和襟翼的枢转之间不同的打开运动学特性的缺陷。
相对于整流罩的滑动，襟翼的打开角度的运动学特性的问题会影响，尤其严重影响空气总通道截面的管理，其是一个重要的方面。
在推力反向器的打开和关闭的转换阶段中，襟翼的打开，活动整流罩打开阶段的初期快于所述整流罩的收回。
通常具有灵敏的运动学特性点，在没有阻断部的完全补偿的情况下，将襟翼设置在环形通道的部分阻断位置，所述阻断部的完全补偿的是通过活动整流罩的收回使得上游部打开来完成的。
贯穿推力反向器的格栅的上游通道部位于通路部分的下方，并被襟翼所阻断，从而导致发动机内部的压力增加，因此在转换阶段，涡轮喷气发动机旋转速度的精致布局予以提示。
已有多种解决方法用于解决上述问题。
已知方法是对阻断襟翼的打开进行了延时，从而防止了通路内部的压强增加。
然而，在打开的反向状态的延时时间较长，贯穿格栅的空气上游通道部所施加的直接喷射气流会明显高于空气进入部。上述情况会造成涡轮喷气发动机内部压强的降低，这同样也是不利的。
例如，一篇可能提及的专利FR2592128。
上述机械系统，虽然能解决至少部分上述所提及的问题，但是却有适应性、调节性、可靠性和整体尺寸的限制，尤其是减小了机舱内的有效空间。
因此，需要更灵活的驱动系统使得阻断襟翼的打开运动学特性得到精确和可靠的调节。
发明内容
因此，本发明涉及一种用于涡轮喷气发动机机舱的推力反向装置，所述推力反向装置包括至少一个整流罩，所述整流罩沿基本上平行于机舱纵轴方向平移地活动安装在关闭位置与打开位置之间，位于关闭位置时，整流罩保证了机舱的空气动力学的连续性以及闭合涡轮喷气发动机的的一部分空气流的转向装置，位于打开位置时，整流罩打开机舱内的通道并且开启所述转向装置，活动整流罩与至少一个阻断襟翼相关联枢转地安装在收回位置和枢转阻断位置之间，所述收回位置对应于活动整流罩的关闭位置，所述枢转阻断位置对应于活动整流罩的打开位置，并且在枢转阻断位置，整流罩阻断了机舱的至少部分空气循环流路，阻断襟翼装配有至少一个驱动机构来形成控制杆，其特征在于，驱动机构包括至少一个刚度可调节的阻尼器。
因此，通过给阻断襟翼的的驱动机构装配刚度可调节的阻尼器，可以准确地调节用于所述襟翼的展开或收回的有效控制杆长度，从而调节所述襟翼的展开或收回运动学特性。
在襟翼展开的情况下，例如，一个较低的初始阻尼刚度使得阻尼杆易于展开。控制杆的有效长度可以随着活动整流罩的展开而改变，从而不会引起襟翼的枢转。
当活动整流罩充分地展开时，阻尼刚度增加。从而，后部的连杆不再易于展开，并且限制了襟翼的平移，而导致襟翼的枢转。
上述情况同样适用于收回操作。
根据第一个替代实施例，刚度可调节的阻尼器为具有可变渗透性的活塞的阻尼器。
在此情况下，刚度变化通过位于被活塞分隔的腔室之间的阻尼器流体的通道截面的变化而实现的。
优选地，阻尼器活塞的渗透性变化由能够在第二固定孔盘前方旋转的第一孔盘获得，从而导致通过活塞的通道截面的变化。
优选地，通过至少一个沿阻尼器的主体延伸的渐进槽，在固定盘前方旋转驱动活动盘。
优选地，根据推力反向器的活动整流罩的展开原理，所述槽具有可变螺距。
根据第二个替代实施例，刚度可调节的阻尼器为磁流变流体阻尼器。
在此情况下，刚度不随通过活塞的流体的通道截面的改变而变化，但是随着流体的粘稠度的改变而变化。当然，为了更好地控制，两个替代实施例可以结合。
有利地，该装置包括至少一个能够控制阻尼器的磁流变流体的粘稠度的电子调节套管。
有利地，所述电子调节套管，根据活动整流罩的打开原理，尤其是根据所述整流罩的至少一个位置传感器，用于调节磁流变流体的粘稠度。
互补地，刚度可调节的阻尼器与至少一个机械运动放大器相关联。尤其使得阻尼器向小型和轻量化发展。
有利地，刚度可调节的阻尼器包括至少一个弹簧和/或气动蓄能器，用于补偿阻尼器的一头的摩擦力。
本发明还涉及一种涡轮喷气发动机机舱，其特征在于所述涡轮喷气发动机机舱包括本发明中至少一个推力反向装置。
附图说明
本发明将在随后的说明书内容中得到更好的理解：
图1和2所示为本发明中推力反向装置的第一实施例，
图3至5所示为本发明中推力反向装置的第二实施例，
图6至8所示为可变渗透性、刚度可调节的阻尼器系统。
具体实施方式
如先前所述，推力反向装置通常包括活动整流罩，所述活动整流罩，通过至少一个圆柱体2平移驱动，所述圆柱体2的一端安装在固定前框架4上。
推力反向装置还包括阻断襟翼5，所述阻断襟翼5通过第一端部枢转地安装在活动整流罩上。
襟翼5通过铰链机构完成枢转，所述铰链机构包括至少一个连接在推力反向器的固定部的连杆，在此情况下，连接到前框架4。
根据本发明，所述连杆为刚度可变阻尼器。
图1和2所示的第一实施例中，襟翼5的铰链系统包括机械放大罗盘6，所述机械放大罗盘6安装在连杆的活动端上，并且包括紧固在活动整流罩1上的第一支路，和紧固在襟翼5上的第二支路。
所述连杆为磁流变流体阻尼器7。
在推力反向器的打开行程初期，磁流变流体维持在低粘稠度，从而使得阻尼器随着活动整流罩1的移动而延长。
当活动整流罩达到充分打开角度时，磁流变流体的粘稠度急剧增加，直到流体足以限制阻尼器连杆的展开。
然后，阻尼器不再随着活动整流罩的收回而展开，并且具有固定的长度，从而使得襟翼5枢转。
图3至5所示的可替代实施例中，襟翼5直接连接在磁流变阻尼器7上，从而对所述襟翼5的打开进行直接的控制。
在磁流变流体阻尼器所带来的优点当中，值得注意的是，所述磁流变流体阻尼器允许应用具有减小的总体尺寸和重量的简单铰链机构。甚至还可以单独调节每个引擎的展开轮廓。
在磁场的作用下，能看到磁流变流体的流变性质的快速改变，从而遵守了安全限制以及获取反应系统。
值得注意的是，所述磁流变阻尼器并不能消散能量。所述磁流变阻尼器仅消耗相对低的能量。推力反向器的激活阶段的最大耗电量估计为75瓦特。
电子管理套管(未图示)可控制施加在阻尼器流体的磁场，从而控制流体粘稠度。该管理套管可以与阻尼器连杆或活动整流罩的位置传感器相连接。
图6和8所示为刚度可调节的阻尼器的机械替代实施例。
更具体的是，包括具有可变渗透性活塞72的阻尼器71。
该阻尼器通常包括主体73，活塞71活动地安装在主体73的内部。
活塞71将主体73分离成两个腔室74a和74b，并且能控制两个腔室之间的阻尼流体通道。
如果活塞使得流体在两个腔室之间易于通过，阻尼器将相当柔软。相反，如果活塞使得流体在两个腔室之间艰难地通过，阻尼器将变硬。
根据本发明，活塞71的渗透性，即其打开或关闭流体通道的能力，是可调节的。
如此，活塞71包括能够在第二固定孔盘712前旋转的第一孔盘711，从而引起通过所述孔盘711,712的通道截面的变化。
第一盘711，通过侧翼713与槽731的配合，被旋转驱动，所述槽731设置在阻尼器的主体73的内部。
槽的外形取决于襟翼5的所需的打开轮廓。
虽然，本发明仅以具体的实施例进行了描述，但显然并不是限定性的，包括全部所述装置的等价技术方案和以及其结合均落入本发明的保护范围。

Claims (11)

1.一种用于涡轮喷气发动机机舱的推力反向装置，所述推力反向装置包括至少一个整流罩(1)，所述整流罩(1)沿基本上平行于机舱纵轴的方向平移地活动安装在关闭位置和打开位置之间，位于关闭位置时，整流罩保证了机舱的空气动力学的连续性以及闭合涡轮喷气发动机的的一部分空气流的转向装置，位于打开位置时，整流罩打开机舱内的通道并且开启所述转向装置，活动整流罩与至少一个阻断襟翼(5)相关联枢转地安装在收回位置和枢转阻断位置之间，所述收回位置对应于活动整流罩的关闭位置，所述枢转阻断位置对应于活动整流罩的打开位置，并且在枢转阻断位置，整流罩阻断了机舱的至少部分空气循环流路，阻断襟翼装配有至少一个形成控制杆的驱动机构，其特征在于，驱动机构包括至少一个刚度可调节的阻尼器(7)。
2.根据权利要求1所述的推力反向装置，其特征在于，所述刚度可调节的阻尼器为具有可变渗透性活塞的阻尼器。
3.根据权利要求2所述的推力反向装置，其特征在于，阻尼器(71)的活塞(72)的渗透性变化由能够在第二固定孔盘(712)前方旋转的第一孔盘(711)获得，从而导致通过活塞的通道截面的变化。
4.根据权利要求3所述的推力反向装置，其特征在于，通过沿阻尼器(71)的主体(73)延伸的至少一个渐进槽(731)，在固定盘(712)前方旋转驱动活动盘(711)。
5.根据权利要求4所述的推力反向装置，其特征在于，根据推力反向器的活动整流罩(1)的展开原理，所述槽(731)具有可变螺距。
6.根据权利要求1-5中任一项所述的推力反向装置，其特征在于，所述刚度可调节的阻尼器为磁流变流体阻尼器。
7.根据权利要求6所述的推力反向装置，其特征在于，该装置包括至少一个能够控制阻尼器(7)的磁流变流体的粘稠度的电子调节套管。
8.根据权利要求7所述的推力反向装置，其特征在于，所述电子调节套管，根据活动整流罩(1)的打开原理，尤其是根据所述整流罩的至少一个位置传感器，用于调节磁流变流体的粘稠度。
9.根据权利要求1-6中任一项所述的推力反向装置，其特征在于，刚度可调节的阻尼器(7)与至少一个机械运动放大器(6)相关联。
10.根据权利要求1-7中任一项所述的推力反向装置，其特征在于，刚度可调节的阻尼器包括至少一个弹簧和/或气动蓄能器，用于补偿阻尼器的一头的摩擦力。
11.一种涡轮喷气发动机机舱，其特征在于，其包括权利要求1-10中任一项所述的推力反向装置。
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