用于穿过飞行器发动机的壁喷射热气体的出口
阅读说明：本技术 用于穿过飞行器发动机的壁喷射热气体的出口 (Outlet for injecting hot gases through the wall of an aircraft engine ) 是由 克里斯蒂安·哈达德 丹尼尔·德·巴罗斯·苏亚雷斯 克劳德·皮埃尔·乔安那斯·杜宾 巴斯蒂安·皮 于 2019-08-19 设计创作，主要内容包括：一种用于从飞行器发动机排出热空气的管道(4)由可以从壁(1)上突出的可动的堆叠件(13)延伸,使得热空气在与壁(1)相距一距离处被喷射,而不会引起损坏壁的风险。然而,堆叠件(19)可以在中等的发动机速度的情况下通过控制设备(14)缩回,其优点在于,减少了通常为外机舱的壁的阻力。(A duct (4) for discharging hot air from an aircraft engine extends from a movable stack (13) that can protrude from a wall (1) so that the hot air is injected at a distance from the wall (1) without risking damage to the wall. However, the stack (19) can be retracted by the control device (14) at moderate engine speeds, which has the advantage that the drag of the wall, which is usually the outer nacelle, is reduced.)
技术领域
本发明涉及一种用于穿过飞行器发动机的壁喷射热气体的出口。
背景技术
出口可以用于飞行器发动机的热气体管道的端部处，该热气体管道属于热交换回路，该热交换回路从飞行器的相对冷的区域(如为次级流动路径(如果存在的话)或主流动路径的压缩机)吸取冷却气体(通常是空气)，然后在热交换器中通过发动机的应被冷却的较热部分或另一种流体(例如，润滑油或气体)而被加热。然后，变热的气体通过出口(也被称为喷射格栅)被释放到外部环境中，该出口由穿过飞行器的壁(诸如为外部机舱罩或者外部或内部定子壳体)的一个或多个开口组成。
有时，与在由壁的材料在没有损坏的情况下可以承受的温度、热气体在分散之前进行洗涤的温度以及因此在喷射格栅的开口周围发生劣化的温度相比，热气体在更高的温度下被排放。
在文献FR 3 015 569 A中可以找到这种可能经受这种困难的出口的示例。
可以通过对热气体进行早期分离来避免这种损坏风险，以便使该热气体远离出口附近的壁。利用如下较冷气体的流：该较冷气体通过维持保护层在发动机运行期间在壁的外部面上进行正常循环。热气体与冷气体进行快速混合，并且在该热气体可能返回到壁之前变得无害。
可以通过被称为堆叠件的部件提供这种效果，这些堆叠件在从壁上突出到冷的喷射环境中的同时被置于开口上，从而在与壁相距一距离处释放热气体，在飞行期间，该壁上维持有冷的环境气体的保护层。
可以对堆叠件进行空气动力学地成型，以便使其具有减少的阻力，但无法完全去除阻力。因此，突出的堆叠件的一个缺点在于发动机效率的降低。
本发明基于以下构思：不需要在整个飞行过程中对机舱的壁进行保护，而仅在飞行的某些特定情况(当发动机以全速运行时，同时该发动机未处于巡航模式，在巡航模式，热气体的流率几乎为零)下对机舱的壁进行保护。因此，该构思是在不同的飞行速度下考虑这些不同的条件以适应喷射设备的设计。
本发明的目的在于根据情况、特别是飞行速度来改变堆叠件在发动机的壁的上方突出的突出高度，主要在于尽可能快速地减少该突出高度和相应的阻力。
EP 2 275 655 A2描述了一种这样的可展开的堆叠件，该堆叠件的壁设置有开口，以在待排放的流率增加时确保更大的工作表面。堆叠件的展开取决于由于流率的增加所产生的穿过该堆叠件所需的压降的增加。
EP 1 728 992 A2描述了一种用于对在流动路径中进行循环的气体进行采样的回路的进气阀，该进气阀在流动路径中的上升高度是可变的，以或多或少地打开该阀。
发明内容
总体上，本发明涉及一种上述类型的喷射出口，并且该喷射出口包括穿过壁的至少一个开口、通向开口的用于输送热气体的管道、以及与开口相关联并且呈从壁上突出的套筒的形状的堆叠件，其中，堆叠件与壁分离，通过开口可动地接合，并且设置有运动控制设备，该运动控制设备改变堆叠件从壁上突出的突出高度。
控制装置不依赖于源自另一系统或由操作者(诸如飞行器的飞行员)施加的外部作用，而是相反地应用自动控制。该控制装置包括对温度敏感的马达装置，该马达装置用于根据所测量或感觉到的温度来展开或缩回堆叠件。
本发明可以应用于单个开口的出口。然而，常用的设备包括构成喷射格栅的多个这种开口，这些开口中的每个开口设置有如上所述的堆叠件。因此，根据本发明的优选实施例，用于对堆叠件的运动进行控制的设备彼此独立，以便将可能的故障结果仅限制在开口之一中。
根据主要考虑的一个实施例，堆叠件是圆柱形的，并且控制设备被布置成通过在开口中滑动而对该堆叠件施加垂直于壁的平移运动：相应的设备特别易于设计和构造。
在本申请中使用的术语“圆柱形的”涵盖所有形式的由其母线是平行的表面和两个端部表面界定的实体。因此，圆柱形的堆叠件可以具有圆形、椭圆形或者甚至是任何截面。
根据第二实施例，堆叠件具有矩形的截面。
可以通过被定位在机舱盖的表面上的诸如为热电偶的传感器进行温度测量，该传感器控制对控制设备进行致动的马达的电源电路。但是，没有被表征的马达的设备也是有利的：该设备可以由堆叠件的运动的惰性致动器组成，该惰性致动器能够根据温度进行状态的变化。上述的温度是对壁进行假定加热的代表温度。上述的温度可以包括壁(特别是热气体喷射出口的下游)的温度或管道中的气体的温度。
在控制设备非活动或故障的情况下，可以通过用于使堆叠件返回到完全展开位置(即在从壁上突出的最大突出高度处)的装置来提供安全性。于是，返回装置将堆叠件维持在堆叠件通过防止热气体落在壁上而最能保护壁的状态下。
有利地，堆叠件可以具有在壁的下方的完全缩回位置，从而对应于零突出高度，以便使阻力最小化。
最后，仍然有利的是，为了使得能够对控制进行简化，根据温度阈值的交叉使堆叠件的运动在两个稳定位置之间倾斜，也就是说，使堆叠件完全展开或完全缩回，中间状态并非一定有意义。
但是，更一般地，可以由飞行器的发动机的飞行速度来确定堆叠件的突出高度；例如，在高起飞或加速状态下为高的高度，而在低速状态(例如巡航)下为很低的高度或零高度。
附图说明
通过以下示出了仅通过说明的方式给出的本发明的一些实施例的附图，将更详细地描述本发明的各个方面、特征和优点：
-图1示出了飞行器发动机上的喷射格栅的缺失；
-图2示意性地示出了喷射流；
-图3示出了在格栅处的气体流；
-图4示出了在格栅的开口处的堆叠件的效果；
-图5和图6示出了具有两种运行状态的本发明的第一实施例；
-图7示出了用于控制堆叠件的运动的设备；以及
-图8和图9示出了具有两种运行状态的本发明的第二实施例。
具体实施方式
图1示意性地示出了围绕飞行器发动机的机舱罩，该机舱罩的壁1设置有出口2，位于壁1的下方的热交换回路3通过该出口开口到所述壁的外部，并且该出口喷射先前从发动机的另一部分抽出并参与了热交换的气体射流。应当回想到，本发明不限于在机舱罩上使用，而是本发明还可以涉及其他罩，诸如外部或内部定子壳体的罩。同样地，热交换回路3可以源自于发动机中的各个位置，未对其路径施加限制，并且热交换允许对同样是随遇的(indifférent)另一种流体进行冷却。
参考图2。热交换回路3在其下游端处包括管4，该管在壁1的内部面5的下方延伸。在接近于该壁的位置处，管4被分成支路6，这些支路在此彼此不同，然后平行，并且在到达壁1和出口2之前，其截面首先减小，然后变得一致；并且，支路6连接到壁1，并且通过出口2的穿过壁1的许多开口7与壁1的外部连通。在图3中更好地看到这些支路的布置。开口7彼此平行，在横向方向T(通常是发动机的角度方向)上彼此跟随，并且它们的形状是长圆形的，它们的最大尺寸在与壁1上的方向(通常是发动机的轴向方向)相垂直的纵向方向或主伸长方向X上。开口7在方向X上的长度可以介于100mm至450mm之间；开口7在方向T上的宽度可以介于5mm至30mm之间；由出口2形成的喷射格栅在方向T上的宽度可以介于250mm至600mm之间；并且出口2的总面积可以在约0.01m2至0.25m2之间变化。然而，对本发明的应用没有实际的尺寸限制。并且，开口7被壁1的薄片8隔开，该薄片8的宽度可以介于开口7的宽度的0.5倍至3倍之间，优选地为1.0倍。
因此，由回路3喷射的热气体(通常是空气)被分成采用各自的支路6的热细流9。这些热细流的方向可以首先通过在壁1的与内部面5相对的外部面12的下方上升而在高度R的方向(垂直于两个前述方向X和L，并且通常与发动机的径向方向重合)上进行，然后在冷气体(通常是环境空气)的与壁1相切的外部流10(通常被引导到发动机的下游)的作用下转向并且遵循沿纵向方向X的运动分量。但是，流10被分成冷细流11，该冷细流围绕开口7通过并越过薄片8，越过出口2，具有保持与壁1相切的大的流率。冷气体的这种流率阻止了壁1的外部面12上的热细流9的返回并保护了该热细流免于过热。另外，将热气流和冷气流分成交织的细流9和细流11促进了热气流和冷气流的更快混合，从而消除了出口2外部的热区域。
图4示出了堆叠喷射格栅的可能的布置，其中，通过在壁1的外部面12上突出的堆叠件13延伸出回路的支路6以及开口7。通过这种布置，堆叠件13的高度通常可以是几毫米或几厘米。热细流9通过堆叠件13的上边缘20以与壁1相距一距离的方式离开热交换回路3，这有助于将冷空气细流维持在开口7之间。
现在进行关于图5和图6的描述。堆叠件13没有被固定到发动机结构上、特别是没有被固定到壁1上，相反，而是与发动机结构、特别是壁1分离，并且每个堆叠件包括圆柱形的套筒，也就是说，每个堆叠件具有不变的截面，该截面除了很小的间隙之外与开口7的截面相同，该堆叠件通过开口7进行接合。这些堆叠件的截面可以是矩形的，特别地如图3中所示，具有两个沿轴向方向X的长的、笔直的且平行的侧面，以及两个短的、倒圆的侧面。这些堆叠件的壁是连续的，不具有任何开口。另外，这些堆叠件是可动的。有利地，这些堆叠件的运动是滑动并且通过控制设备14完成，该控制设备在被铰接在飞行器发动机的结构的固定点16处的壳体15中包括电动马达17、运动传动齿轮18以及与传动装置18啮合的蜗杆19，该蜗杆垂直于壁1并且被铰接到堆叠件13。
控制设备14在堆叠件13上施加沿蜗杆19的方向的平移运动，其作用在于，通过使该堆叠件在外部面12的上方突出的突出高度H在最大值(对应于图5中所示的完全展开位置)与最小值(其中，突出高度还可以为零，也就是说，堆叠件13完全缩回在支路6中并且外部面12是平滑的(图6))之间变化，使得该堆叠件在支路6中滑动。当壁1在喷射非常热的气体期间经受非常高度的温度时，使用第一位置，而在其他情况下(当飞行器发动机的冷却需求较低并且热气流减少或气体处于较低温度下时)，使用第二位置。堆叠件13的开口截面在两种状态下是相同的，并且在不抵抗明显的压降的情况下必须足以排出所有的可预测的气流。
可以通过图7中所示的装置来控制控制设备14，该装置包括电路21或热电偶22，该热电偶是被定位在(例如)壁1的外部面12上位于出口2的开口7的下游的温度传感器，该热电偶控制两个开关23和24，这两个开关能够将电动马达17的端子25置于恒定电位差26的正极和负极之一处。因此，电路21允许电动马达17沿一个方向或另一个方向旋转。当热电偶22检测到壁1的温度变得高于或低于阈值时进行切换。
电路21由被设置在马达17的端子处的行程末端触点27和28完成，当达到极限时，该行程末端触点断开电路21以使运动停止。获得了一种设备，该设备是纯被动式的，因为该设备不施加任何外部控制，但却是简单且可靠的。并且，该设备在完全展开位置与完全缩回位置之间是双稳态的，这是令人满意的，因为在本申请中中间展开是没有意义的，并且这能够保证设备的鲁棒性。
借助于图8和图9描述了另一种控制设备29，该控制设备29具有一些类似的特性，但是其具有甚至更简单的构造。该控制设备包括可变形结构30，该可变形结构被安装到发动机的固定结构31，并且承载平滑杆32，该平滑杆取代蜗杆19并承载堆叠件13。可变形结构30在其具有不同形状的两种状态之间是双稳态的，从而如上所述在堆叠件13上施加两个不同的部署位置。可变形结构30可以通过由形状记忆合金制成的温控器双金属器件构成。可以(例如)通过热气体的温度来控制从一种状态到另一种状态的切换，可变形结构30通过通向管道4的连通管道33暴露于该气体。
尽管由控制设备14施加的重量增加，但是由于在大多数飞行速度下使堆叠件13缩回的可能性，已经观察到配备有本发明的发动机的燃料消耗的显著增益。由于这些控制设备的鲁棒性，这些控制设备的可靠性很好。此外，在某些设计中，能够添加返回设备(图5和图6中的部件34)，该返回设备呈趋于将堆叠件13移至其完全展开位置的弹簧的形状，因此，该完全展开位置是一个在所有情况下都能防止壁1损坏的安全位置。然而，弹簧34的力可以被马达17克服，使得不会妨碍设备的运行，并且仅在控制设备发生任何损坏或非活动的情况下(例如，发动机故障或传动装置18损坏)才被迫处于完全展开位置。于是，传动装置18与蜗杆19之间的连接必须在动力学上是可逆的。
在具有多个开口7的通常情况下，有利地，每个开口由与已经描述的那些设备类似的独立设备来控制，使得这些设备之一的故障仍被局限在相应的开口7处。
通常，对某些温度阈值的交叉是敏感的用于触发堆叠件的展开和缩回的装置可以是测量温度并将测量值发送到控制设备的传感器，或者是被构造成基于温度来改变状态的堆叠件致动器本身。
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