飞行器推进机组及具有这种推进机组的飞行器后部
阅读说明：本技术 飞行器推进机组及具有这种推进机组的飞行器后部 (Aircraft propulsion unit and rear part of an aircraft comprising such a propulsion unit ) 是由 C·尼格莱斯库 于 2019-06-28 设计创作，主要内容包括：飞行器推进机组及具有这种推进机组的飞行器后部。本发明涉及飞行器推进机组,包括：具有静止部分(2)和带动在动力装置(1)下游的风扇(4)旋转的旋转部分(3)的动力装置(1)、在风扇(4)下游的固定叶片组件(6)、内部容纳风扇(4)与固定叶片组件(6)的发动机舱(7)。推进机组还包括由至少两个同轴的轴组成的组件,风扇轴(10)将风扇(4)与旋转部分(3)相连,将固定叶片组件(6)与静止部分(2)相连的固定叶片轴(11)至少对于其部分长度在风扇轴(10)内同心延伸。刚性紧凑结构限制风扇叶片(5)端部与发动机舱(7)内部管道(8)内的风扇罩壳(9)间的间距变化。(Aircraft propulsion unit and aircraft rear section with such a propulsion unit. The invention relates to an aircraft propulsion unit comprising: the power plant (1) comprises a stationary part (2) and a rotating part (3) which drives a fan (4) downstream of the power plant (1) to rotate, a stationary blade assembly (6) downstream of the fan (4), and an engine compartment (7) which accommodates the fan (4) and the stationary blade assembly (6) therein. The propulsion unit further comprises an assembly of at least two coaxial shafts, a fan shaft (10) connecting the fan (4) to the rotating part (3), and a stationary blade shaft (11) connecting the stationary blade assembly (6) to the stationary part (2) extending concentrically within the fan shaft (10) at least for part of its length. The rigid compact structure limits the variation of the spacing between the ends of the fan blades (5) and the fan casing (9) inside the duct (8) inside the nacelle (7).)
技术领域
本发明涉及飞行器推进机组，具体涉及其结构以及其在飞行器上的安装。
背景技术
商用飞行器的总体构造最常地具有机身、包括两个翼的机翼、后尾翼。这种飞行器还包括一个或多个推进机组，最常使用的是涡轮喷气式发动机。推进机组可根据不同配置安装在飞行器上。推进机组最常通过支柱悬垂于机翼下方；但是也可以通过支柱固定在机身后部或尾翼处。
当飞行器在空中移动时，其外表面会影响空气流动。特别是，当流线型外形在大气中运动时，在该流线型外形的表面会产生边界层。该边界层对应因空气与外形表面接触的粘滞造成空气流动速度减慢的区域。
通常情况下，推进机组配置成不会吞吸在飞行器的流线型表面上产生的边界层。为此，最通常情况下，推进机组安装成以便其进气口位于自由空气流、即很少或根本不会受到飞行器表面干扰的空气流处。例如在推动机组悬垂在机翼下或在飞行器后部距机身一定距离的位置上时就是这种情况。
然而，推进机组吞吸边界层具有一些优势：能够提升飞行器推进效率并减少其比耗量，即相对飞行器质量的碳氢燃料消耗量。为利用这些优势，推进机组也可以因此配置用于吞吸边界层。这种推进机组通常按首字母缩合词称为BLI(“Boundary LayerIngestion”)，即“边界层吞吸”。BLI型推进机组在飞行器上的一种可能配置是将其安装在机身后部。
专利申请US-A1-2017/0081013对安装在机身后部的BLI推进机组的一个例子进行了描述。随后，将相对于穿过推进机组的推进气流的方向指出推进机组构件的相对轴向位置。如在所述现有技术文件中描述的飞行器推进机组包括具有静止部分和旋转部分的动力装置、和具有风扇叶片并由动力装置旋转部分带动旋转的风扇。风扇位于动力装置的下游。还有位于风扇下游的一固定叶片组件，以及在内部在风扇与固定叶片组件处具有风扇罩壳的发动机舱。
在该配置中，发动机舱通过总体呈流线型并位于风扇上游的结构性拉力构件与飞行器机身机械地相连。来自发动机舱和固定叶片组件的负荷通过为此定制尺寸的结构性拉力构件传递到机身上。因此，在作用在发动机舱与固定叶片组件上的很大的空气动力学应力作用下，由于结构性拉力构件变形，发动机舱与固定叶片组件相对于机身与风扇移动。因此，风扇叶片端部与风扇罩壳之间的间距可根据飞行器飞行条件和飞行阶段，沿风扇周边发生很大变化。发动机舱、固定叶片组件以及风扇构成的组成件缺乏刚性，这意味着风扇叶片端部与风扇罩壳之间的间隙必须足够大，以便容纳变形，避免风扇叶片与罩摩擦的情况。该间隙很大对推进机组的性能与效率产生严重的负面影响。
发明内容
本发明旨在提供一种飞行器推进机组和包括至少一个推进机组的飞行器后部，来解决该问题。
因此，根据本发明的飞行器推进机组的特征在于，其包括由至少两个同轴的轴组成的同轴轴组件，其中，风扇轴将风扇与动力装置旋转部分相连，固定叶片轴将固定叶片组件与动力装置静止部分相连，固定叶片轴至少对于其长度的一部分在风扇轴内同心地延伸。
这种由同轴的轴组成的同轴轴组件的布置可以使风扇、固定叶片组件与风扇罩壳之间产生机械连接。如此实现的风扇-固定叶片-罩壳组成件比现有技术中的组件更紧凑、刚性更大，从而在无需加固将发动机舱与机身后部相连的结构性拉力构件的情况下就限制变形。
在飞行器推进机组的一种特别有利的配置中，同轴轴组件还包括与动力装置的静止部分相连的风扇毂，风扇毂在风扇轴长度的至少一部分上围绕风扇轴同心地延伸。
优选地，飞行器推进机组还包括至少：安装在固定叶片轴与风扇轴之间的第一轴承模块、和安装在风扇轴与风扇毂之间的第二轴承模块。
更为特殊地，第一与第二轴承模块中的至少一个至少包括滚珠轴承与滚柱轴承。
有利地，飞行器推进机组的动力装置包括带有转子的发动机、以及与发动机的转子相连并带动风扇旋转的行星齿轮系。所述行星齿轮系包括：与发动机的转子相连的输入行星齿轮、与风扇轴相连并带动风扇旋转的呈齿冠状的输出行星齿轮、与动力装置的静止部分和固定叶片轴相连的固定的行星齿轮架。
附加地，飞行器推进机组包括一级或多级式的小半径的辅助风扇，其布置在所述风扇和固定叶片组件之间。所述辅助风扇适于对在风扇叶片基脚和固定叶片组件基脚处流动的推进气流再增压。
优选地，在飞行器推进机组中，风扇叶片通过其基脚安装在风扇盘上，以形成所述风扇。风扇盘的主要轴向延伸部在所述风扇盘的下游延伸并带动所述辅助风扇旋转。辅助风扇整流罩环围辅助风扇并与固定叶片组件相连。
有利地，在飞行器推进机组中，位于发动机舱内部的风扇罩壳机械地独立于发动机舱，并由与风扇罩壳相连的固定叶片组件保持。
可选地，在飞行器推进机组中，风扇罩壳机械地独立于发动机舱，并由与风扇罩壳相连的固定叶片组件保持；因此，发动机舱通过由至少两个同轴的轴组成的同轴轴组件、固定叶片组件以及风扇罩壳与所述动力装置的静止部分相连。
有利地，在第一轴承模块上游在固定叶片轴上加装滑动装置。
根据本发明的第二方面，一种飞行器后部包括机身后部和至少一个飞行器推进机组，其中，所述动力装置的静止部分与机身后部机械地相连。位于发动机舱内部的风扇罩壳机械地独立于发动机舱，并由与风扇罩壳相连的固定叶片组件保持。因此，由所述风扇、风扇罩壳以及固定叶片组件产生的负荷通过由至少两个同轴的轴组成的同轴轴组件传递到机身后部。此外，结构性拉力构件使发动机舱与机身后部相连，结构性拉力构件的尺寸确定成仅将发动机舱的负荷传递到机身后部。
可选地，所述风扇罩壳与发动机舱机械地相连，风扇罩壳由与之相连的固定叶片组件保持。因此，发动机舱通过由至少两个同轴的轴组成的同轴轴组件、固定叶片组件以及风扇罩壳与所述动力装置的静止部分相连。因此，由所述风扇、发动机舱、风扇罩壳以及固定叶片组件产生的负荷通过由至少两个同轴的轴组成的同轴轴组件传递到机身后部。
附图说明
本发明的其它特征与优势将会通过以下对本发明不同方面的非限制性实施例进行的说明而得以体现。本说明参照作为本发明的非限制性实施例给出的附图进行：
图1a示出根据本发明的推进机组的第一实施例的半剖面侧视图；
图1b示出根据本发明的推进机组的另一实施例的半剖面侧视图；
图2表示如图1a和1b的半剖面侧视图中所示的推进机组中的同轴轴组件的详细视图；
图3示出根据本发明的一实施例的装有辅助风扇的推进机组的半剖面侧视图；和
图4示出装有辅助风扇的推进机组的半剖面侧视图。
具体实施方式
图1a示出边界层吞吸式飞行器推进机组，也被称为BLI推进机组。BLI是BoundaryLayer Ingestion(边界层吞吸)的首字母缩写词。随后将相对于穿过推进机组的推进气流的方向，指出推进机组构件的相对轴向位置。
典型地，该类推进机组包括具有位于机身后部27的发动机17的动力装置1。发动机具有通常与变速器接合的转子18。变速器出口与风扇轴10相连，以便带动风扇4旋转。变速器可为行星齿轮系19，如图中所示，或可为能将风扇轴10的旋转速度调整至与转子18的旋转速度匹配的任何其他传动系统。发动机17如最通常的情况那样可以为涡轮机或涡轮喷气式发动机，或可以为任何其他类型的发动机，例如电动机。在安装在机身后部27的BLI型推进机组中，发动机位于机身后部。风扇4位于发动机17下游，容置于发动机舱7内，发动机舱具有其中风扇4将空气吞吸入的内部管道8。与风扇叶片5面对的风扇罩壳9装配在发动机舱7的内部管道8中。风扇罩壳9固定在固定叶片组件6上。此外，发动机舱7通过通常呈流线型并位于风扇4上游的结构性拉力构件29，与飞行器机身后部27机械地相连。固定叶片组件6容置于风扇罩壳9内，在风扇4的下游固定于风扇罩壳。固定叶片组件6用于调校风扇4出口处的推进气体流并保持风扇罩壳9。
如图2所示，将风扇4与动力装置1的旋转部分3相连以带动风扇旋转的风扇轴10是具有孔腔的轴，固定叶片轴11在其长度的主要部分上接合在孔腔中。固定叶片轴通过其端部之一与动力装置1的静止部分2相连，并通过另一端部与固定叶片组件相连，以保持其静止。组成同轴轴组件的这两个轴具有紧凑的结构，因此受这些轴变形影响较少。此外，该特殊的同轴结构允许这两轴之间的机械连接，这种机械连接产生更大刚性的组成件，因此，风扇罩壳9、固定叶片组件6与风扇产生的变形非常微弱。
这种由风扇轴10与固定叶片轴11组成的同轴结构可以延伸到与动力装置1的静止部分2机械相连的风扇毂12上。实际上，风扇毂12直接与推进机组的静止部分相连，并在风扇轴的部分长度上围绕风扇轴10。这种由容纳在本身容纳于风扇毂12中的风扇轴10内的固定叶片轴11组成的特殊布置被证实非常紧凑刚性的。具有较少凸出物的较短轴对由风扇4与固定叶片组件6产生的径向负荷所引起的变形不甚敏感。这种交错轴结构还能够获得固定叶片组件6、风扇4以及与飞行器机身后部27相连的动力装置1的静止部分2之间的刚性的机械连接。该同轴轴组件的布置示例具有制造特别刚性和紧凑的风扇4/固定叶片组件6/风扇罩壳9的结构的优势，在这种结构中，由固定叶片组件6、风扇4产生的围绕同轴轴组件的轴线的转矩，通过固定叶片轴11与风扇轴10被传递至行星齿轮系，由该结构导致的所有其他负荷都被传递至风扇毂12处。风扇毂12是同轴布置的轴中的最靠外的，其直径也最大，从而加强了因该装配紧凑性而具有减小的凸出物的同轴轴组件的嵌埋效果。该布置可以显著限制发生变形的可能性，因此可以限制这个结构相对于机身后部以及在风扇4、固定叶片组件6以及风扇罩壳之间的移动。
在同轴轴组件中，第一轴承模块13安装在固定叶片轴11上，并位于风扇轴10内形成的第一孔腔中。该第一轴承模块13引导风扇轴10环绕固定叶片轴11旋转。由于风扇毂12的存在，因而第二轴承模块14安装在风扇毂12内形成的第二孔腔中，并安装在风扇轴10上，以引导风扇轴10在风扇毂12内旋转。在此种形式下，一方面，同轴轴组件可以获得特别紧凑刚性的、与机身机械相连的风扇/固定叶片组成件，使得风扇4、固定叶片组件6、风扇罩壳以及机身后部27之间的变形与现有技术中已知的组成件相比的变形大大减小。另一方面，如此完成的同轴轴组件也特别适用于有效地向机身后部传递由主风扇和固定叶片组件产生的由轴承模块承接的负荷。
第一轴承模块13与第二轴承模块14可由多种轴承构成。根据本发明的一优选实施方式，第一轴承模块13与第二轴承模块14均由滚珠轴承15与滚柱轴承16构成。也可以有其他变型，如使用X型或O型安装的圆锥轴承，或甚至使用滚珠限位块与滚柱轴承的组合。在所描述的本发明实施方式的轴承配置中，来自风扇4的轴向负荷的最大部分由滚珠轴承15承接，滚珠轴承充当用于风扇轴的轴向限位块；而来自于风扇4以及固定叶片组件6的径向负荷由滚柱轴承16承接，更一小部分由滚珠轴承15承接。
附加地，由固定叶片组件6和固定叶片轴11产生的轴向负荷可以通过固定叶片轴的轴向移动获得补偿。该轴向移动可以通过在轴承上游在固定叶片轴11上添加滑动装置34实现，这可以避免固定叶片轴11出现超静定安装，也可以弥补固定叶片轴的纵向热膨胀，同时阻止固定叶片组件转动。
在推进机组的动力装置中，与发动机17转子18端部相连的变速器有利地由行星齿轮系19构成。行星齿轮系19首先包括与发动机17转子18相连的输入行星齿轮20，其次包括与其带动旋转的风扇4轴机械相连的具有内齿的齿冠21形成的输出行星齿轮，再者包括固定的行星齿轮架22，行星齿轮安装于行星齿轮架上，将输入行星齿轮20的旋转运动传递到齿冠21。一方面，行星齿轮架22与动力装置1的静止部分2相连，因此也与机身相连，另一方面，通过允许轴向滑动而不允许行星齿轮架22与固定叶片轴11之间旋转的滑动装置34，行星齿轮架与固定叶片轴11相连。在发动机出口处的行星齿轮系的这种特殊布置可以获得与推进机组主要部件相连的同轴轴组件的自然刚性且紧凑的结构，同时阻止固定叶片组件旋转。当然，可使用能够将风扇轴10速度调整至与发动机17转子18的速度相匹配的其他装置，同样也可以使用例如具有除行星齿轮架之外的其他固定部分的行星齿轮系其他结构。
此外，在推进机组中，当发动机为涡轮机、尤其是涡轮喷气式发动机时，可以对两种推进气流进行区分。如图3所示，推进气体主流30通过压缩机以及涡轮喷气式发动机燃烧室流动，而推进气体副流31通过风扇4以及固定叶片组件6流动。通常情况下，为常规的推进机组设计“风扇/固定叶片”组成件的流线体。当它们转用到BLI型结构中时，如在上文引用的现有技术文件中的情况，会出现一些优化问题。其中一个问题涉及流到位于风扇叶片5基部处与固定叶片组件6基部处的区域的副流部分的处理。实际上，该推进气体副流31部分就是推进气体流动速度较慢的边界层区域，它为风扇带来使该推进气体进入副流部分增压到与风扇叶片5***上相同水平的困难。在其叶片5基脚处较低的风扇4的增压比率也被称为风扇压比即FPR(“Fan Pressure Ratio”)对推进机组、尤其是BLI型推进机组的推进效率会带来负面影响。此外发现飞行器正面阻力并不处于最佳状态，碳氢燃料超消耗就证实了这一点。
这个问题可以通过加大叶片基脚区域中的增压比率以获得风扇叶片5端部处基脚的风扇4的更高的FPR来解决。
为此，如图3所示，辅助风扇23安装在风扇4与固定叶片组件6之间并在位于风扇叶片5以及固定叶片组件6的基脚处的区域中。该辅助风扇的外直径小于风扇4的外直径。该辅助风扇如图3所示可为单一压缩级式的风扇，其也可为多压缩级式的风扇。呈成型结构形式的辅助风扇整流罩26环围辅助风扇23。在该辅助风扇整流罩26的上游端处，静止调校器35安装在辅助风扇23上游。辅助风扇整流罩26是静止的，机械地与固定叶片组件6相连。辅助风扇23则与风扇4机械地相连，以使风扇4可以带动辅助风扇23旋转。该机械连接可通过风扇盘24的轴向延伸部25来实现，风扇叶片5通过其基脚或采用任何其他方式固定在风扇盘24上。该轴向延伸部25向风扇盘24下游延伸，辅助风扇23的叶片的基脚固定于该轴向延伸部。因此，风扇轴10通过风扇盘24带动风扇4旋转，风扇轴10机械地与风扇盘24相连，风扇盘24通过其轴向延伸部25带动辅助风扇23旋转，而轴向延伸部25与辅助风扇机械相连。
在没有辅助风扇的情况下，推进气体副流31在喷射平面32的环形区域中的速度，会随着其靠近内部管道8的内半径而降低，推进气体副流31在这里承受着沿整个机身直到形成喷射锥33的机身后端部分的边界层粘滞效应。相反，利用辅助风扇23，推进气体副流31的速度在推进机组32出口处的整个环形区域32上均匀化，因此提升了推进机组的推进效率。
如图3所示，如上所述的辅助风扇23的特别配置有利地与前述的同轴轴组件组合在一起，有助于其紧凑性并且不损害其刚性。然而，如前文描述的辅助风扇23结构可完美地集装到其他类型的飞行器推进机组中，而无论这些推进机组是BLI型推进机组还是传统的推进机组，它们都悬垂于机翼或位于机身后部。作为实施例，图4示出了所述辅助风扇23安装在与上文所述现有技术文件中提到的推进机组相类似的推进机组上。
如上所述的推进机组可通过不同的方式安装在飞行器上。下文中，是在飞行器机身后部配置中描述推进机组。在该配置中，动力装置1的发动机17主要含纳于机身后部27中。如上文所示，发动机17为涡轮喷气式发动机，其后部，即主要是喷射锥33，可构成飞行器机身的后端部。对于BLI型推进机组、更特别地但并非排它性对于被称为BLI 360°的飞行器后部推进机组来说尤为如此。此类型飞行器的机身后部可以包括一个或多个上文所述的推进机组。
接下来，将借助图1a描述本发明的第一实施变型，其中BLI 360°型推进机组安装在飞行器的机身后部27中。在所述第一实施变型中，推进机组的发动机17为涡轮喷气式发动机。动力装置1的静止部分2与机身后部27机械相连。由风扇4与固定叶片组件6产生的负荷28通过如上文所描述的第一轴承模块13与第二轴承模块14经过同轴轴组件传递到飞行器机身上。这里的负荷主要指风扇4与固定叶片组件6产生的径向负荷以及风扇4产生的轴向负荷。围绕风扇4旋转轴线以及围绕固定叶片组件6旋转轴线的转矩通过风扇轴10以及固定叶片轴11传递到行星齿轮系19的齿冠21以及行星齿轮架22上。风扇罩壳9则没有与发动机舱7机械地相连。
在该特殊配置中，同轴轴组件与机身相连，来自风扇4、固定叶片组件6以及风扇罩壳9的负荷通过这个特别刚性且紧凑的布置传递到机身后部27。由此导致推进机组的该部分的变形大为减小。这也同样减小了风扇叶片5端部与风扇罩壳之间需设置的间隙，同时提升了风扇效率。因此，这也直接有助于推进机组运行的优化。
结构性拉力构件29将发动机舱7与机身后部27机械相连。结构性拉力构件29呈流线型，因为拉力构件位于内部管道8的进口处，而风扇4通过内部管道吞吸推进气体副流31。由固定叶片组件6产生的径向负荷以及轴向负荷通过同轴轴组件、经过第一轴承模块13与第二轴承模块14转移，结构性拉力构件29的尺寸应确定成以便只承受作用在发动机舱上的空气动力学应力。因此，结构性拉力构件的尺寸可以小于传统结构性拉力构件的尺寸。因此，结构性拉力构件经过缩减后的大小对于在风扇4下游的副流31流动的影响会比较小，这也优化了这样设计的推进机组的推进效率。
接下来将会描述本发明的第二实施变型，其在图1b示出。本发明的该第二实施变型与第一实施变型的区别在于发动机舱7与固定叶片组件6机械相连。在该配置中，风扇罩壳9为发动机舱7的整体组成部分，或是至少与发动机舱机械相连。因此，发动机舱7所承受的空气动力学应力加到由风扇4以及固定叶片组件6产生的负荷28中，通过同轴轴组件由第一轴承模块13与第二轴承模块14传递到机身后部27。推进机组的主要构件即发动机舱7、风扇4以及固定叶片组件6的所有负荷通过同轴轴组件、第一轴承模块13与第二轴承模块14传递到机身后部27，这由于通过根据本发明的这种特殊组装获得的加强的刚性及紧凑性而成为可能。发动机舱7直接固定在固定叶片组件6上，使得结构性拉力构件在风扇上游的存在变得是多余的。因此消除了结构性拉力构件在风扇上游对推进气体副流31流动的影响，推进机组效率得到优化。
在本发明的所有变型中，包含固定叶片轴与风扇轴的同轴轴组件与在罩壳与固定叶片组件之间的机械连接的组合，可以通过减少风扇与罩壳间的移动来优化风扇叶片端部与罩壳之间的间隙。通过加固风扇/罩壳/固定叶片组成件获得该结果，该组成件独立且互补地一方面通过同轴轴组件、另一方面通过罩壳与固定叶片组件之间连接来获得。这两种效应的组合可以获得特别刚性的、因此不太受到变形影响的组成件。
一方面，本发明以同轴轴组件为基础提出一种特别紧凑刚性的、由风扇4、风扇罩壳与固定叶片组件6形成的结构，从而可以减小风扇叶片5端部与风扇罩壳9之间的间隙。该组成件可以通过减小风扇叶片5与风扇罩壳9之间的必要间隙来优化BLI型、尤其是BLI360°型推进机组的结构，还可以缩减结构性拉力构件26的尺寸。此外，在风扇罩壳9与固定叶片组件6机械相连的情况下，可以取消结构性拉力构件26。另一方面，在风扇4与固定叶片组件6之间***辅助风扇23，可以通过增大对风扇叶片5基脚与固定叶片6基脚处的推进气流加压来提升推进机组的推进效率，因此增强推进效率，并减少尤其是BLI类型的推进机组/飞行器组成件产生的正面阻力。
与配备传统BLI类型推进器的飞行器能耗相比，对于如本发明这样配备的飞行器，通过本发明不同方面获得的优势组合允许获得的能耗可以降低2％至4％。
尽管在上述说明中，在定位在机身后部的BLI型推进机组、尤其是BLI 360°型推进机组的背景下进行了对本发明的特殊方面、尤其是紧凑刚性的同轴轴组件以及***在风扇与固定叶片组件之间的辅助风扇的描述，但它们也可应用于其他配置以及其他类型的推进机组中。