包括被整合入后部机身并包含用于阻止风机的系统的涡轮发动机的航空器

技术领域

本发明涉及诸如为飞机的、尤其为商用飞机的由涡轮发动机推进的航空器的领域，该涡轮发动机具有对转的风机并被整合在机身的下游延长部内。本发明更具体地涉及用于针对出于安全性原因而必须考虑的特定的运行情况来调整这种类型架构的涡轮发动机的风机的装置。

背景技术

FR-A1-2 997 681提出了一种新的航空器架构，其使得能够通过吸收边界层从而限制空气动力阻力来减小航空器的噪声污染和燃料消耗。

在这种架构中，航空器被具有涵道对转风机的涡轮发动机推进，涡轮发动机被整合在航空器的机身的后部。通常，涡轮发动机包括两个气体发生器，这两个气体发生器供给具有两个对转转子的动力涡轮，用以驱动被布置在气体发生器的下游的两个风机。气体发生器具有不同的侧部进气口以对每个气体发生器进行供给。在气体发生器的下游，风机被布置在航空器的机身的延长部中并且通常由连接至该风机的环形圈供给动力，以至少吸收一些在机身周围形成的边界层。风机的直径大约与机身的其横截面最大处的直径相同。风机的旋转速度通常低于传统的涡轮发动机，尤其使得扇叶末端处的速度为亚音速的。

DE 3834511 A提出了一种风机推进设备，其包括两个对转的、各自被一发动机旋转的螺旋桨。两个发动机是同轴的，并且如果两个发动机中的一个失效，则风机停转，而另一个风机继续运转。

然而，必须考虑到风机中的一个发生故障，例如变得不平衡或甚至损失扇叶的可能性。在这种情况下，即使发动机未发生故障，所述风机转子仍必须被关停，以使得航空器能够返回机场。

本发明的目的在于提出一种关停所述转子的方式，使得在该劣化模式下具有可能最佳的运行状态，以返回到机场。

本发明的次要目的在于确定何时必须关停发生故障的转子。

发明内容

为此，本发明涉及一种包括机身并且被涡轮发动机推进的航空器，该涡轮发动机具有两个同轴并对转的风机，涡轮发动机具有动力涡轮，该动力涡轮具有两个对转的转子，一个转子驱动在涡轮的上游的风机，另一个转子驱动在涡轮的下游的风机，每个风机具有扇叶的环，并且风机与涡轮的组件被整合在机身的后部处，整合在该机身的延长部中，对于风机中的至少一个，航空器包括用于锁定风机的旋转的设备、被设计成改变该风机的扇叶的桨距以使该风机相对于另一风机作为导向叶片组件运行的装置以及锁定设备，该锁定设备具有制动装置，该制动装置使得能够将动力涡轮的驱动相应的风机的转子刚性地连接至涡轮发动机的不可移动的壳体。

根据本发明的一个特征，制动装置例如是盘式制动器。

风机的扇叶的桨距对应于该扇叶的围绕从旋转轴线开始并穿过扇叶的向径(rayon)的角度定向。当风机处于标称运行时，扇叶的桨距被限定成使得所述扇叶对入射流传递(communiquent)轴向的速度。这样，所述扇叶还对该入射流传递旋转运动。当扇叶的桨距例如对应于扇叶的接近于风机的轴线的定向的定向时，并且当所述风机被关停时，扇叶不再能够对流进行加速，然而所述扇叶能够使流变直，即减小该流的旋转运动。实际上，对应于这些不同的运行模式的桨距角度取决于入射流的特征。

本发明至少对于下述风机实现了其目标：该风机对应于配备有当所述风机发生故障时用于锁定的装置的转子。应注意的是，涡轮仍能够提供一定水平的动力，被关停的转子起到与传统的涡轮发动机的涡轮中的定子的作用相似的作用。相反，被关停的处于导向叶片组件模式下的风机的扇叶的桨距使得能够优化由在这种构造下的风机提供的推力。

制动装置使得能够有效地和稳定地关停损坏的风机。

此外，制动装置因此根据推进组件的布置方式而被与该制动装置的动力涡轮布置在一起，该动力涡轮用于驱动被刚性地连接至涡轮转子的两个对转的风机中的一个。

根据本发明的一个特征，两个转子包括第一转子和第二转子，制动装置包括第一制动装置和第二制动装置，该第一制动装置与动力涡轮的第一转子相关联，该第二制动装置与动力涡轮的第二转子相关联。

根据本发明的另一个特征，两个转子包括第一转子和第二转子，第一转子的扇叶相对于涡轮发动机的纵向轴线径向向内地延伸，第二转子的扇叶相对于所述纵向轴线径向向外地延伸。有利地，用于下游风机的制动装置被安装在中心体中，该中心体位于动力涡轮的下游并且被穿过涡轮的主流包围。

有利地，涡轮发动机包括用于改变扇叶的桨距的所述装置，所述装置具有使桨距杆旋转的机构，该桨距杆用于调整下游风机的每个扇叶的桨距并且被设计成也调整所述风机的可操作性。

优选地，同样地，用于上游风机的制动装置被安装在动力涡轮的上游。

在这种情况下，有利地，上游风机的扇叶的支承件包括下述设备：该设备被设计成使得上游风机的扇叶能够围绕相对于风机的旋转为径向的轴线旋转，以及能够对所述扇叶的定向施加弹性复位，使该扇叶的定向从对应于风机运行的桨距返回到对应于导向叶片组件运行的桨距。

这种航空器可进一步包括用于通过至少一个加速计来检测风机转子中的一个上的不平衡的装置，该加速计相对于风机的旋转被径向地定向。存在用于检测不平衡的装置尤其使得能够测量由风机的不平衡引起的振动以及能够将明智的决策作为最佳的解决方案应用于优化飞行。

优选地，航空器包括至少两个加速计，该加速计相对于风机的旋转被成角度地偏置。更为优选地，所述两个加速计以大致等于90°的角度被偏置。这使得能够检测不平衡的旋转方向并因此能够辨明有缺陷的风机。

最后，本发明尤其涉及一种航空器，其中，至少两个气体发生器供给动力涡轮，所述发生器转而被布置在航空器的机身的周缘处的不同的进气口供给。

附图说明

通过参照附图阅读以下非限制性示例的说明，本发明将被更好地理解，并且本发明的其它细节、特征和优点将变得更加清楚，在附图中：

-图1为穿过配备有根据本发明的涡轮发动机的航空器的后部部分的纵向截面示意图；

-图2为在动力涡轮和风机的区域穿过涡轮发动机的纵向半截面示意图；

-图3为在动力涡轮之后的靠近对称轴线的转子制动器的实施例的纵向截面示意图；

-图4为一设备的实施例的纵向截面示意图，该设备用于改变在动力涡轮之后的靠近对称轴线的风机的扇叶的桨距。

具体实施方式

本发明尤其适用于诸如飞机的、包括图1所示类型的涡轮发动机的航空器。

如图1所示，涡轮发动机定心于航空器的机身1的纵向轴线XX上。所述涡轮发动机沿气体流动的方向从上游到下游包括两个单独的气体发生器2a、2b，这两个气体发生器同时供给单个动力涡轮3。涡轮发动机被安装在航空器的机身1的下游端部处。

以本身已知的方式，每个气体发生器2a、2b至少包括压气机、燃烧室和涡轮(在附图中未示出)。

在该文件中，术语轴向和径向是参考机身的和涡轮发动机的轴线XX。同样地，术语上游和下游是参考沿所述轴线流动的主方向。

每个气体发生器2a、2b被接纳在主流涵道3a、3b内部。对所述涵道3a、3b设置不同的进气口4a、4b以供给每个气体发生器2a、2b。在示出的示例中，进气口4a、4b在气体发生器2a、2b的上游被连接至航空器的机身1，并且该进气口的内壁被直接整合在机身1中。因此，所述进气口吸收了一些在航空器的机身1周围形成的边界层。在另一构造(未示出)中，供给每个气体发生器的侧部进气口可反向地处于距航空器的机身1一定距离处，以使得吸收边界层的这种现象最小化并有利于气体发生器的运行。还可想到使用多于两个(例如三个)的气体发生器来供给动力涡轮3。

优选地，气体发生器2a、2b的两个主流涵道3a、3b交会于纵向轴线XX上并在其之间形成向上游敞开的V形，该V形的敞开角度优选地介于80°到120°之间。

气体发生器2a、2b的两个主流涵道3a、3b交会至中心主涵道4中，该中心主涵道供给动力涡轮3。优选地，混合器(附图中未示出)被定位在接纳气体发生器2a、2b的两个涵道3a、3b的交会区的区域中。混合器的功能是混合来自于两个气体发生器2a、2b的气流，以在中心主涵道4的输出端处产生单股均匀的气流。

由中心涵道4的输出端处的所述主流供给的动力涡轮3配备有两个对转的涡轮转子5、6，该涡轮转子用于驱动以对转的方式的两个风机7、8。所述涡轮转子5、6是同轴的并定心在纵向轴线XX上。转子围绕被固定至航空器的结构的中心壳体9旋转。

在这种情况下，第一涡轮转子5对应于被连接至管状构件5a的扇叶，该管状构件将动力涡轮3中的主流涵道与次级流涵道分开，风机7、8位于该次级流涵道中。换言之，第一转子5的扇叶径向向内地延伸。第一转子5的扇叶和管状构件5a被连接至轴承，该轴承用于通过支承臂10来将转子5支承在内部壳体9上，该支承臂穿过处于动力涡轮3的上游的主涵道。

在同一示例中，第二转子6对应于被连接至涡轮3中的主涵道的径向内壁并且被纵向地安装在第一转子5的扇叶之间的扇叶。第二转子6的扇叶径向向外地延伸。

在动力涡轮3的下游，第二转子6的径向内部部分被中心体11扩大。其次，所述部分通过支承臂12被连接至用于支承下游风机8的扇叶的环13。另外，所述环13延长了第一转子5的管状构件5a并且包括延伸至后部的延长部，以与中心体11一起在动力涡轮3的输出端处形成主排气喷嘴。

在示出的示例中，处于上游的第一风机7被定位在动力涡轮3的进气口的区域中。所述风机在臂10的区域中被连接至第一转子5，该臂在上游支承圆筒形的外部构件5a。因此，所述上游风机7以与动力涡轮3的第一转子5相同的速度旋转。

在同一示例中，处于下游的第二风机8被定位在动力涡轮3的输出端的区域中。所述风机在支承环13和臂12的区域中被连接至第二转子6，该臂支承所述环。因此，所述下游风机8以与动力涡轮3的第二转子6相同的速度旋转。

两个风机7、8以被固定至航空器的结构的发动机舱14为涵道。在这种情况下，所述发动机舱14尤其被固定至航空器的垂直尾翼(在附图中未示出)。风机具有外径D，其大致对应于航空器的机身1的最大外径。

由于进入风机7、8的空气一部分由航空器的机身的边界层组成，所以进气口处的速度相对于传统的涡轮发动机风机较低，并且在同一压缩比下输出端处的速度也较低，这改善了所述风机的推进性能和声学性能。此外，风机7、8的大的外径D意味着：如同动力涡轮3的转子5、6的旋转速度，该风机的旋转速度相对于传统的涡轮发动机也将保持较低。

此外，在示出的示例中，涡轮发动机进一步包括定子25，该定子由在上游风机5的上游将发动机舱14连接至机身1的叶片的环形成。有利地，所述定子25例如通过起到导向叶片组件的作用而可被用于改善上游风机7的输出。

根据本发明的第一方面，参照图2，第一制动装置26与动力涡轮3的第一转子5相关联，第二制动装置27与动力涡轮3的第二转子6相关联。

所述制动装置可被独立地启动，以选择必须被关停的转子。

在这种情况下，所述制动装置26、27呈盘片的形式，该制动装置被刚性地连接至中心壳体9并且抵靠涡轮转子5、6的对应部分。

参照图2，第一制动装置26的被刚性地连接至中心壳体9的部分可被接纳在中心壳体9与第一转子5的前部部分之间的自由空间中。以已知的方式，活塞28推动盘片29抵靠第一转子5的腹板的一部分30，腹板的这部分被定位成在纵向轴线XX上与上游风机7垂直(àl'aplomb)。还应注意的是，用于在中心壳体9上引导第一转子5的轴承31位于附近。

以这种方式，在上游风机7在转子5上施加力的区域中，第一转子5被制动装置锁定。因此，当第一转子5被关停时，防止了扭矩在该第一转子的长度上被施加在制动装置26与上游风机7之间。

此外，第二转子6的制动装置27位于动力涡轮3的后部处，靠近被所述第二转子6驱动的下游风机8。

图3示出了用于在涡轮发动机的该区域中以紧凑的方式接纳所述制动装置27的实施例。图3示出了支承用于第二转子6的第一轴承18的中心壳体9的后部，该第一轴承在用于第一转子5的第二轴承19的后方。中心壳体9通过圆筒形的部分朝向第二转子5的轴承18的后部延伸，该圆筒形的部分支承在其周缘上周向地分布的多个夹钳32。所述夹钳32包围盘片33，该盘片被刚性地连接至第二转子6。组件被置于转子6的在动力涡轮的输出端处限定出主流涵道的部分的下方。因此，通过朝向彼此移动，夹钳32可下压在盘片33上并且使转子6关停，而无需在该转子上施加任何纵向的力。

此外，中心壳体9被保持在纵向轴线XX周围为中空，这使得能够允许用于制动装置27的夹钳32的、以及用于可能被置于更下游处的其它装置的致动装置通过。

根据本发明的另一方面，在示出的示例中，下游风机8的扇叶被与用于相对于一子午面改变该扇叶的角桨距的设备安装在一起，该子午面是相对于纵向轴线XX的。为此，参照图2，在这种情况下所述扇叶被与支承环13上的轴承座圈15的系统安装在一起并且各自围绕径向杆16旋转，该径向杆穿过环13的支承臂12。

参照图4，扇叶的径向杆16被设备17旋转，该设备具有靠近纵向轴线XX的小连接杆。设备17包括圆筒形部分20，该圆筒形部分能够沿纵向轴线XX平移移动至第二转子6中的凹部21中。对于下游风机8的每个扇叶，可移动的部分20被连接至小连接杆22，该小连接杆转而被刚性地连接至扇叶的径向杆16。可移动的部分20通过其平移移动来驱动被固定至扇叶的径向杆16的每个小连接杆22并且使所述杆16围绕其轴线旋转。

整个设备17以紧凑的方式被接纳在中心体11中，处于动力涡轮3的第二转子6的滚动轴承18的下游并且在支承臂12的环的下方。在图4所示的描绘中，未示出制动设备26以避免附图过于复杂(surcharger)。参照图2，在这种情况下制动设备27被安装在第二转子6的轴承18与用于控制下游风机8的扇叶的桨距的设备17之间。

此外，可移动的部分20的平移移动可被在中心壳体9内部穿过的控制杆23的系统控制。所述控制杆23可被致动器(附图中未示出)致动，该致动器被置于航空器的机身1内部，处于动力涡轮3的上游。

最后，设备17的可平移的部分20的纵向位移行程在这种情况下被设计成能够使下游风机8的扇叶围绕该扇叶的轴线旋转一角度，这足以使所述扇叶起到下述定子的功能：当涡轮3的第二转子6和下游风机8被关停，而上游风机7仍被涡轮3的第一转子5驱动以维持对航空器进行推进时，该定子使源自于上游风机7的流变直。

上游风机7的区域中的整体尺寸在这里不能够安装与下游风机8的设备相似的用于调整上游风机7的扇叶的桨距的桨距设备。

根据本发明的额外的方面，上游风机7的扇叶在这种情况下被与一支承环上的轴承座圈33的系统安装在一起，该支承环由第一转子5的外部圆筒形构件5a的前部形成，该外部圆筒形构件在动力涡轮3的区域中将主流涵道与次级流涵道分开。因此，每个扇叶可在所述轴承座圈33中围绕径向杆(在附图中未示出)旋转。

然而，上游风机7的扇叶围绕其轴向杆的旋转被限停在第一位置与第二位置之间。第一位置对应于适于在涡轮发动机的不同运行状态下旋转的上游风机7的正常运行的桨距。第二位置对应于下述桨距：当上游风机7被关停并且下游风机8被驱动以维持对航空器进行推进时，该桨距适于上游风机7作为用于下游风机8的导向叶片组件的运行。

另外，上游风机7的扇叶的轴承座圈33配备有回弹设备，该回弹设备施加力用以从第一位置返回到第二位置。所述回弹设备被校准成当上游风机7旋转时，来自于离心力的扭矩将每个扇叶保持在第一位置。所述回弹设备例如可由每个轴承座圈33上的弹簧的组件形成或者由弹性体环形成。

其次，有利地，涡轮发动机的不可移动的结构，例如位于动力涡轮3的中心壳体9的上游的部分包括两个加速计，这两个加速计在方位角上围绕纵向轴线XX以90°偏置。因此，所述两个加速计尤其使得能够测量由风机7、8的不平衡引起的或者甚至由损失了扇叶中的一个导致的振动。

以这种方式，对于根据本发明的并且配备有机载计算机的航空器，组件在事故序列期间的运行可被概要地描述如下。

当涡轮发动机处于运行中并且风机中的一个被损坏而导致重大的不平衡时，加速计检测到存在失效并且能够通过在机载计算机中进行的适当的计算机处理来执行诊断，确定哪一风机必须被关停。

如果下游风机8必须被关停，则机载计算机可以指令控制相应的制动系统27来关停该风机。同时，所述计算机以指令控制用于调整扇叶的桨距的桨距设备17，以使下游风机8处于导向叶片组件模式并且调整发动机参数以使得上游风机7在该配置下能够被正确地驱动。

如果上游风机7必须被关停，则机载计算机可以指令控制相应的制动系统26来关停该风机，并且调整发动机参数以使得下游风机8在该配置下能够被正确地驱动。在这种情况下，当上游风机8停止时，所述风机的扇叶的轴承座圈33上的回弹设备自动使所述扇叶的桨距紧靠第二位置，这对应于用于上游风机7的导向叶片组件运行模式。