Летательный аппарат, содержащий закрытую обтекателем заднюю силовую установку с входным статором, содержащим функцию нагнетания

Объектом изобретения является летательный аппарат, содержащий фюзеляж (1) и силовую установку, при этом упомянутая силовая установка содержит по меньшей мере один ротор (7,8) вентилятора, расположенный в задней части фюзеляжа (1) в его продолжении вдоль продольной оси (ХХ), и гондолу (14), образующую обтекатель упомянутого по меньшей мере одного ротора (7,8) вентилятора, в котором проходит воздушный поток (F), отличающийся тем, что содержит множество радиальных стоек (15) статора, установленных на входе упомянутого по меньшей мере одного ротора (7,8) вентилятора и расположенных между фюзеляжем (1) и гондолой (14), при этом упомянутые радиальные стойки (15) содержат средства нагнетания, выполненные с возможностью нагнетания, - в окружающей среде задней кромки (15b) упомянутых радиальных стоек (15), - дополнительного воздушного потока (Fs), добавляющегося к упомянутому воздушному потоку (F) в продолжение задней кромки (15b). Это позволяет адаптировать нагнетание к локальным условиям потока, чтобы минимизировать спутную струю, позволяет ослабить шум, производимый силовой установкой летательного аппарата. 16 з.п. ф-лы, 12 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение, и уровень техники

Настоящее изобретение относится к летательному аппарату, такому как самолет, в частности, гражданский самолет, приводимый в движение одним или несколькими вентиляторами, расположенными на выходе фюзеляжа, и, в частности, к случаю, когда вентиляторы закрыты обтекаемой гондолой. Изобретение относится к средствам распределения воздушного потока, поступающего в указанную гондолу.

Газотурбинный двигатель с вентилятором в задней части фюзеляжа находит свое применение, например, в архитектуре летательного аппарата, предложенной в патентных заявках FR-A1-2 997 681 и FR-A-1 339 141. В этом случае газотурбинный двигатель встроен в продолжении фюзеляжа на его выходе, чтобы уменьшить производимый шум и снизить расход топлива летательного аппарата за счет ограничения аэродинамического лобового сопротивления путем поглощения пограничного слоя.

В такой архитектуре летательный аппарат приводится в движение газотурбинным двигателем с вентиляторами противоположного вращения, закрытыми обтекателями, при этом газотурбинный двигатель встроен в заднюю часть фюзеляжа летательного аппарата. Как правило, газотурбинный двигатель содержит по меньшей мере два газогенератора, которые питают силовую турбину, имеющую два ротора противоположного вращения, вращающие два вентилятора, расположенные на выходе газогенераторов. Для своего раздельного питания воздухом газогенераторы имеют отдельные боковые воздухозаборники.

На выходе газогенераторов вентиляторы расположены в продолжение фюзеляжа летательного аппарата и, как правило, получают питание через кольцевой венец, соединенный с этим фюзеляжем и поглощающий по меньшей мере часть пограничного слоя, образующегося вокруг фюзеляжа. Диаметр вентиляторов примерно соответствует диаметру фюзеляжа в его самом большом сечении. Скорость вращения вентиляторов обычно ниже, чем в классических газотурбинных двигателях, в частности, чтобы скорость в вершине лопатки была дозвуковой.

Оба решения представляют собой силовую установку с низкой степенью сжатия и с высоким расходом. В этом случае работа и управляемость упомянутой силовой установки являются исключительно чувствительными к условиям прохождения воздушного потока в гондолу, в частности, к его ориентации и к его однородности.

Настоящее изобретение призвано предложить решение для адаптации по меньшей мере части потока, заходящего в гондолу, к условиям работы силовой установки.

Раскрытие изобретения

В связи с этим объектом изобретения является летательный аппарат, содержащий фюзеляж и силовую установку, при этом упомянутая силовая установка содержит силовую турбину, по меньшей мере два отдельных газогенератора, каждый из которых расположен в канале первичного потока, по меньшей мере один ротор вентилятора, расположенный в задней части фюзеляжа в его продолжении вдоль продольной оси, при этом ротор вентилятора приводится во вращение силовой турбиной, и гондолу, образующую обтекатель упомянутого по меньшей мере одного ротора вентилятора, в котором проходит воздушный поток, при этом каждый канал первичного потока сходится к центральному каналу, который питает силовую турбину, и летательный аппарат содержит множество радиальных стоек статора, установленных на входе упомянутого по меньшей мере одного ротора вентилятора и расположенных между фюзеляжем и гондолой, при этом упомянутые радиальные стойки содержат средства нагнетания, выполненные с возможностью нагнетания, - в окружающей среде задней кромки упомянутых радиальных стоек, - дополнительного воздушного потока, добавляющегося к упомянутому воздушному потоку в продолжение задней кромки.

Нагнетание воздуха в продолжение задней кромки позволяет ограничить связанное со стойками локальное замедление потока, называемого «спутной струей», за счет сообщения ему дополнительной энергии. В частности, эта спутная струя является значительным источником шума, когда она попадает на лопатки ротора вентилятора на выходе. Ее уменьшение позволяет ослабить шум, производимый силовой установкой летательного аппарата.

Предпочтительно средства нагнетания выполнены с возможностью распределения расхода дополнительного воздушного потока дифференцированно вдоль размаха радиальной стойки, предпочтительно обеспечивая более высокой расход в части вблизи наружного радиального конца, чем в части вблизи внутреннего радиального конца.

Это позволяет адаптировать нагнетание к локальным условиям потока, чтобы минимизировать спутную струю, в частности, с учетом того, что скорость потока является более высокой вдали от фюзеляжа. Для этого летательный аппарат содержит дифференцированные средства регулирования расхода упомянутого дополнительного потока по меньшей мере на двух радиальных участках радиальных стоек.

Предпочтительно средства нагнетания выполнены с возможностью изменения расхода дополнительного воздушного потока во времени в зависимости от условий работы силовой установки. Это позволяет, например, минимизировать потери в двигателях в режиме на малой скорости, когда дополнительный воздушный поток отбирают из компрессорной ступени газогенераторов.

Согласно предпочтительному варианту выполнения, каждая радиальная стойка содержит две боковые стороны, расположенные радиально по обе стороны от среднего профиля, и средства нагнетания содержат отверстия, выполненные на упомянутых боковых сторонах, для нагнетания дополнительного воздушного потока на входе задней кромки.

Две решетки, установленные на выходе упомянутых отверстий и перемещающиеся скольжением относительно друг друга, могут образовать средства регулировки дополнительного воздушного потока.

Предпочтительно каждое из упомянутых отверстий имеет протяженность вдоль продольной оси, составляющее от 5% до 10% длины хорды радиальной стойки на уровне радиального расстояния, на котором находится упомянутое отверстие.

Это позволяет нагнетать дополнительный воздушный поток с расходом, предусмотренным таким образом, чтобы восполнить дефицит скоростей в спутной струе за счет минимизации завихрений, связанных со спутной струей.

В альтернативном варианте выполнения средства нагнетания содержат устройства нагнетания дополнительного воздушного потока от задней кромки.

Предпочтительно множество радиальных стоек включает в себя по меньшей мере несколько поддерживающих стоек, выполненных с возможностью поддержания гондолы.

Использование нескольких поддерживающих стоек на входе обеспечивает лучшую однородность и симметрию восприятия усилий, действующих на гондолу. При этом жесткость этой гондолы можно уменьшить, что позволяет уменьшить массу силовой установки.

Предпочтительно расстояние, разделяющее заднюю кромку упомянутых радиальных стоек и ротор вентилятора, находящийся сразу на выходе в направлении упомянутого потока, и измеренное на радиальном расстоянии, по существу соответствующем 70% размаха лопатки упомянутого ротора вентилятора, по меньшей мере по существу равно трем двадцатым наружного диаметра упомянутого ротора вентилятора.

В частности, в случае поддерживающих стоек гондолы это способствует гомогенизации и смешиванию между нагнетаемым дополнительным воздухом и главным потоком для минимизации эффектов спутной струи.

Предпочтительно множество радиальных стоек включает в себя по меньшей мере несколько стоек, содержащих подвижную часть с изменяемым углом установки, выполненную с возможностью отклонять упомянутый воздушный поток в осевом направлении.

Отклонение воздушного потока, поступающего в ротор вентилятора, позволяет корректировать окружные неоднородности или возмущения этого воздушного потока, появляющиеся, в частности, во время его прохождения вдоль фюзеляжа летательного аппарата.

Предпочтительно нагнетательные отверстия находятся на входе упомянутых подвижных частей.

Предпочтительно дополнительный воздушный поток является пульсирующим или нагнетаемым непрерывно.

Предпочтительно такой летательный аппарат содержит газотурбинный двигатель, содержащий по меньшей мере один газогенератор для создания потока первого контура, который направляется через центральный канал по меньшей мере в одну силовую турбину, при этом упомянутая силовая турбина находится в задней части фюзеляжа в его продолжении и вращает на своей периферии упомянутый по меньшей мере один ротор вентилятора.

Предпочтительно центральный канал находится на входе силовой турбины.

Предпочтительно центральный канал находится на входе вентилятора.

Предпочтительно силовая турбина установлена в задней части фюзеляжа в его продолжении.

Предпочтительно силовая установка находится в задней части фюзеляжа.

Предпочтительно средства нагнетания расположены на входе ротора вентилятора.

Краткое описание фигур

Настоящее изобретение и его другие особенности, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания не ограничительного примера выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 - схематичный вид в продольном разрезе задней части заявленного летательного аппарата с его силовой установкой.

Фиг. 2 - схематичный вид сбоку задней части заявленного летательного аппарата с его силовой установкой.

Фиг. 3 - схематичный вид задней части заявленного летательного аппарата с его силовой установкой в продольном разрезе по плоскости, проходящей через поддерживающую стойку, оснащенную подвижным щитком.

Фиг. 4 - схематичный вид задней части заявленного летательного аппарата с его силовой установкой в продольном разрезе по плоскости, проходящей через подвижную радиальную лопатку.

Фиг. 5 - схематичный вид устройства регулировки угла установки подвижного щитка стойки или радиальной лопатки статора, применяемой в рамках изобретения.

Фиг. 1 - схематичный вид задней части заявленного летательного аппарата с его силовой установкой в продольном разрезе по плоскости, проходящей через поддерживающую стойку, оснащенную устройством нагнетания.

Фиг. 7а - схематичный вид в перспективе участка задней кромки поддерживающей стойки гондолы в соответствии с изобретением, оснащенной средствами нагнетания согласно первому варианту.

Фиг. 7b - схематичный вид в перспективе с разрезом участка задней кромки поддерживающей стойки гондолы в соответствии с изобретением, оснащенной средствами нагнетания согласно второму варианту.

Фиг. 8а - схематичный вид в разрезе вблизи задней кромки поддерживающей стойки гондолы в соответствии с изобретением, оснащенной средствами нагнетания согласно третьему варианту, но в первом положении.

Фиг. 8b - схематичный вид в разрезе вблизи задней кромки поддерживающей стойки гондолы в соответствии с изобретением, оснащенной средствами нагнетания согласно третьему варианту, но во втором положении.

Фиг. 9а и 9b - схематичные виды в разрезе вблизи задней кромки поддерживающей стойки гондолы в соответствии с изобретением, оснащенной средствами нагнетания согласно третьему варианту, соответствующему фиг. 8а и 8b, в сочетании с подвижным щитком, с наклоном и без наклона.

Описание варианта выполнения

ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ И ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Изобретение находит свое применение, в частности, для летательного аппарата, такого как самолет, содержащий газотурбинный двигатель, показанный на фиг. 1 или на фиг. 2.

Как показано на фиг. 1, газотурбинный двигатель центрован по продольной оси ХХ фюзеляжа 1 летательного аппарата. От входа к выходу в направлении потока газов этот газотурбинный двигатель содержит два отдельных газогенератора 2а, 2b, одновременно питающих единственную силовую турбину 3. Газотурбинный двигатель установлен на выходном конце фюзеляжа 1 летательного аппарата.

В этом документе термины «осевой» и «радиальный» следует рассматривать относительно оси ХХ фюзеляжа и газотурбинного двигателя. Точно так же термины «входной» и «выходной» следует рассматривать относительно направления главного потока вдоль этой оси.

Как известно, каждый газогенератор 2а, 2b содержит по меньшей мере один компрессор, камеру сгорания и по меньшей мере одну турбину высокого давления (на фигурах не показаны).

Каждый газогенератор 2а, 2b расположен внутри канала 3а, 3b первичного потока. Для этих каналов 3а, 3b предусмотрены отдельные воздухозаборники 4а, 4b для питания каждого газогенератора 2а, 2b.

В конфигурации, представленной на фиг. 1, эти воздухозаборники 4а, 4b соединены с фюзеляжем 1 летательного аппарата на входе газогенераторов 2а, 2b таким образом, чтобы поглощать по меньшей мере часть пограничного слоя, образующегося вокруг фюзеляжа 1 летательного аппарата. В частности, их внутренняя стенка напрямую встроена в фюзеляж 1 летательного аппарата.

В других конфигурациях, не показанных на фигурах, воздухозаборники 4а, 4b могут отстоять от фюзеляжа, чтобы питать компрессоры газогенераторов 2а, 2b потоком, в меньшей степени возмущаемым пограничным слоем на фюзеляже 1. Можно также предусмотреть использование более двух газогенераторов, например, трех газогенераторов для питания силовой турбины 3.

В любом случае воздухозаборники 4а, 4b выполнены с возможностью ограничения возмущений, которые они могут создавать на выходе на потоке F, проходящем вдоль фюзеляжа 1 и заходящем в силовую установку, которая будет описана ниже. Кроме того, в данном случае они находятся в начале части фюзеляжа 1, которая сужается в сторону упомянутой силовой установки, отдаляя их от этой силовой установки.

Предпочтительно два канала 3а, 3b первичного потока газогенераторов 2а, 2b сходятся на продольной оси ХХ и образуют между собой открытую в сторону входа V-образную форму, угол отверстия которой предпочтительно составляет от 80° до 120°.

Оба канала 3а, 3b первичного потока сходятся в центральный канал 4 первичного потока, который питает силовую турбину 3. Предпочтительно на уровне зоны схождения двух каналов 3а, 3b, в которых находятся газогенераторы 2а, 2b, установлен смеситель (на фигурах не показан). Этот смеситель предназначен для смешивания газовых потоков, выходящих из газогенераторов 2а, 2b, с целью получения единого однородного газового потока на выходе центрального канала 4 первичного потока.

Силовая турбина 3, которую питает этот первичный поток на выходе центрального канала 4, расположена в продолжение фюзеляжа 1. Эта силовая турбина 3 вращает по меньшей мере один ротор вентилятора. В данном случае силовая турбина оснащена двумя турбинными роторами 5, 6 противоположного вращения, чтобы приводить во вращение в противоположных направлениях два ротора 7, 8 вентиляторов. Эти турбинные роторы 5, 6 являются коаксиальными и центрованы по продольной оси ХХ. Она вращаются вокруг внутреннего картера 9, закрепленного на конструкции летательного аппарата.

В данном случае первый турбинный ротор 5 соответствует лопаткам, соединенным с трубчатым корпусом 5а, отделяющим канал первичного потока в силовой турбине 3 от канала вторичного потока, в котором находятся роторы 7, 8 вентилятора. Лопатки и трубчатый корпус 5а первого ротора 5 соединены с опорными подшипниками ротора 5 на внутреннем картере 9 при помощи опорных стоек 10, которые проходят через канал первичного потока на входе силовой турбины 3.

Точно так же, второй ротор 6 соответствует лопаткам, соединенным с радиально внутренней стенкой канала первичного потока в турбине 3 и расположенным в продольном направлении между лопатками первого ротора 5.

На выходе силовой турбины 3 радиально внутренняя часть второго ротора 6 продолжена центральным корпусом 11. С другой стороны, она соединена опорными стойками 12 с кольцом 13 крепления лопаток выходного ротора 8 вентилятора. Кроме того, это кольцо 13 продолжает трубчатый корпус 5а первого ротора 5 и содержит продолжение в заднем направлении, образуя вместе с центральным корпусом 11 выпускное сопло для потока первого контура на выходе силовой турбины 3.

В представленном примере силовая установка состоит из двух роторов 7, 8 вентиляторов, закрытых гондолой 14, закрепленной на конструкции летательного аппарата. Роторы вентиляторов имеют наружный диаметр D, близкий по значению к наибольшему наружному диаметру фюзеляжа 1 летательного аппарата.

В данном случае первый, входной ротор 7 вентилятора расположен на уровне входа силовой турбины 3. Он соединен с первым ротором 5 турбины 3 на уровне стоек 10, которые поддерживают на входе наружный цилиндрический корпус 5а. Этот входной ротор 7 вентилятора вращается с той же скоростью, что и первый ротор 5 силовой турбины 3.

В этом же примере второй, выходной ротор 8 вентилятора расположен на уровне выхода силовой турбины 3. Он соединен с вторым ротором 6 турбины 3 на уровне крепежного кольца 13 и поддерживающих его стоек 12. Таким образом, этот выходной ротор 8 вентилятора вращается с той же скоростью, что и второй ротор 6 силовой турбины 3.

Поскольку воздух, поступающий в вентиляторы 7, 8, частично состоит из пограничного слоя фюзеляжа летательного аппарата, скорость на входе является невысокой по сравнению с классическими вентиляторами газотурбинного двигателя, и скорость на выходе тоже является более низкой при идентичной степени сжатия, что позволяет улучшить тяговые и звуковые характеристики этих вентиляторов. Кроме того, большой наружный диаметр D вентиляторов 7, 8 приводит к тому, что скорость вращения роторов 5, 6 силовой турбины 3 тоже остается невысокой по сравнению с классическим газотурбинным двигателем.

Кроме того, в не представленном варианте выполнения силовая турбина 3 может состоять, как известно, только из одного ротора и из статора, при этом силовая установка содержит только один вентилятор, связанный с этим ротором.

КРЕПЛЕНИЕ ГОНДОЛЫ

Как показано на фиг. 2, гондолу 14 могут поддерживать несколько распределенных в окружном направлении поддерживающих стоек 15, как правило, от трех до шести стоек, соединяющих ее на входе первого ротора 7 вентилятора с неподвижной конструкцией летательного аппарата 1. Поддерживающая стойка продолжает гондолу 14 вентиляторов до фюзеляжа. Увеличение числа поддерживающих стоек 15 позволяет улучшить однородность и симметрию восприятия усилий, действующих на гондолу 14. Жесткость этой гондолы можно при этом уменьшить, что позволяет уменьшить массу силовой установки.

С другой стороны, ставится задача уменьшения возмущающего воздействия поддерживающих стоек 15 на поток F, заходящий в гондолу 14, а также их лобового сопротивления. Так, эти поддерживающие стойки 15 содержат профилированный обтекатель, образующий радиальную лопатку, которая проходит от фюзеляжа 1 летательного аппарата до гондолы 14. В примере, представленном на фиг. 2, эта лопатка имеет по существу трапециевидную форму между удлиненным нижним основанием на ее пересечении с фюзеляжем 1 и коротким наружным основанием на ее пересечении с гондолой 14. На входе в направлении потока F, заходящего в гондолу 14, она имеет переднюю кромку 15а, которая соединяет фюзеляж 1 и гондолу 14 в направлении, по существу параллельном оси ХХ. На выходе ее задняя кромка 15b, по существу поперечная к потоку F, заходящему в гондолу 14, следует направлению, которое образует с фюзеляжем 1 угол, близкий к прямому углу.

СТОЙКА С ПОДВИЖНЫМ ЩИТКОМ

Как показано на фиг. 2 и 3, согласно первому отличительному признаку изобретения, поддерживающие стойки 15 гондолы 14 могут быть оснащены щитками 16 на уровне их задней кромки 15b. Каждый из упомянутых щитков выполнен с возможностью поворота вокруг по существу радиальной оси Y, параллельной задней кромке 15b, и расположен по существу по размаху поддерживающей стойки 15. Щитки расположены на входе гондолы, как показано на фиг. 3.

Поток F, питающий роторы 7, 8 вентиляторов, отклоняется на входе при прохождении вдоль фюзеляжа за счет изменения формы фюзеляжа, а также не показанными элементами, например, крыльями, соединенными с упомянутым фюзеляжем. Выполнение щитка 16 задней кромки подвижным позволяет ориентировать этот поток F перед ротором 7 вентилятора и минимизировать угол атаки на ротор вентилятора, а также связанное с этим возмущение. Учитывая, что оба ротора 7, 8 вентиляторов образуют силовую установку с низкой степенью сжатия и с высоким расходом, минимизация возмущений воздушного потока, заходящего в гондолу 14, позволяет значительно улучшить работу и управляемость упомянутой силовой установки.

Как показано на фиг. 3, эти подвижные щитки 16 расположены на основной части размаха поддерживающих стоек 15, ориентируя весь поток, заходящий в гондолу 14. На фиг. 3 подвижный щиток 16 имеет по существу постоянную хорду в зависимости от размаха, хотя это и не является ограничением. Например, хорда подвижного щитка может увеличиваться в направлении от фюзеляжа 1 к гондоле 14, если желательно изменить поток F сильнее к радиальному концу лопаток входного ротора 7 вентилятора.

Регулировку угла установки подвижных лопаток 16 можно осуществлять одновременно с одинаковым значением для всех поддерживающих стоек 15 или индивидуально, адаптируя значение в зависимости от азимутального положения каждой поддерживающей стойки 15. Этот второй вариант позволяет учитывать условия питания силовой установки несимметричным потоком F, например, в случае бокового ветра.

Регулировка угла установки подвижных щитков 16 может также меняться во времени и может быть связана с изменениями условий питания силовой установки. В случае бокового ветра, например, это позволяет учитывать изменение его интенсивности или его направления.

ПОДВИЖНАЯ РАДИАЛЬНАЯ ЛОПАТКА

В варианте выполнения, представленном на фиг. 4, радиальные лопатки 17 статора с изменяемым углом установки, соединяющие фюзеляж 1 с гондолой 14, могут быть расположены по азимуту между поддерживающими стойками 15, предпочтительно на том же уровне в осевом направлении, что и подвижные щитки 16 этих стоек. Эти лопатки выполнены подвижными с возможностью вращения, каждая вокруг оси Y', имеющей наклон относительно оси ХХ, по существу равный наклону осей вращения Y подвижных щитков 16 поддерживающих стоек 15. Лопатки расположены на входе гондолы 14.

В данном случае радиальные лопатки 17 статора не имеют конструктивной функции для поддержания гондолы 14. В этом примере каждая радиальная лопатка 17 статора имеет удлиненную, предпочтительно трехмерную форму и проходит в радиальном направлении. Каждая радиальная лопатка 17 статора имеет хорду, предпочтительно по существу постоянную хорду по своей длине и по существу равную хорде подвижных щитков 16 на поддерживающих стойках 15. Предпочтительно каждая радиальная лопатка 17 статора образует аэродинамическое тело с передней кромкой 17а и задней кромкой 17b, отклоняя любой падающий поток F, попадающий на радиальную лопатку 17 статора.

В данном случае угол установки радиальных лопаток 17 является регулируемым и, возможно, автоматически регулируемым индивидуально или коллективно в том же порядке, что и для подвижных щитков 16 поддерживающих стоек 15. Все радиальные лопатки 17 и подвижные щитки 16 в совокупности образуют венец радиальных стоек статора с изменяемым углом установки на входе гондолы 14.

В представленном примере с роторами 7, 8 вентиляторов противоположного вращения увеличение числа профилей с изменяемым углом установки позволяет более точно корректировать неоднородности потока F, заходящего в гондолу 14, причем число поддерживающих стоек 15 является ограниченным. Предпочтительно значения углов установки подвижных щитков 16 и радиальных лопаток 17 меняются в интервале небольших значений, как правило, менее 15° по абсолютной величине.

СЛУЧАЙ ТОЛЬКО ОДНОГО ВЕНТИЛЯТОРА

В не показанном на фигурах случае, когда силовая установки содержит только один ротор вентилятора в гондоле 14, набор радиальных стоек с изменяемым углом установки, образованный подвижными щитками 16 и радиальными лопатками 17 с изменяемым углом установки, может выполнять роль входного спрямляющего аппарата. Действительно, множество подвижных щитков 16 и лопаток 17 статора с изменяемым углом установки, установленных на входе ротора вентилятора, позволяют отклонять падающий воздушный поток F таким образом, чтобы отклоняемый воздушный поток F содержал осевую и тангенциальную составляющую. Затем отклоненный воздушный поток F спрямляется в осевом направлении лопатками ротора вентилятора и сжимается таким образом, чтобы выходящий из гондолы 14 воздушный поток предпочтительно содержал только преобладающую осевую составляющую.

Предпочтительно такой спрямляющий аппарат содержит профили с изменяемым углом установки радиальных лопаток 17 и подвижных щитков 16 в количестве, по меньшей мере равном двадцати. Кроме того, для получения спрямляющего эффекта угол установки радиальных лопаток 17 и подвижных щитков 16 зависит от ротора вентилятора, но должен составлять как минимум 15°, оставаясь при этом обычно меньше 65°.

Точно так же, если рассматривать аэродинамический критерий, называемый ʺspacingʺ, определяемый отношением длины хорды подвижных щитков 16 или радиальных лопаток 17 к расстоянию между двумя подвижными щитками 16 или радиальными лопатками 17, смежными в вершине, значение ʺspacingʺ превышает 0,8, чтобы получить спрямляющий эффект. Для сравнения, в случае поддерживающих стоек 15 необходимо получить значение ʺspacingʺ менее 0,5, чтобы минимизировать их возмущающее влияние на падающий поток F.

ДОПОЛНЕНИЕ О СИСТЕМАХ РЕГУЛИРОВКИ УГЛА УСТАНОВКИ

Можно установить несколько устройств для осуществления адаптивной и индивидуальной регулировки угла установки подвижных щитков 16 и/или радиальных лопаток 17 вокруг их соответствующих осей Y, Y'. Пример выполнения этих средств индивидуальной регулировки угла установки подвижных щитков 16 и/или радиальных лопаток 17 в данном случае носит иллюстративный характер и не является ограничительным.

В этом примере, как показано на фиг. 3 и 4, средства индивидуальной регулировки угла установки предпочтительно расположены на не показанной неподвижной конструкции внутри фюзеляжа 1.

В этом примере, как показано на фиг. 5, каждый подвижный щиток 16 и/или радиальная лопатка 17 установлены с возможностью поворота вокруг своей оси вращения, называемой также осью Y, Y' регулировки угла установки, при этом упомянутая ось Y, Y' регулировки угла установки закреплена на поворотном средстве, соединенном с неподвижной конструкцией 18 летательного аппарата. Кроме того, подвижное приводное кольцо 19 установлено с возможностью вращения вокруг продольной оси Х-Х относительно неподвижной конструкции 18 летательного аппарата.

Первая тяга 20 установлена на уровне одного из своих концов вокруг первой поворотной оси 21, по существу радиальной и соединенной с приводным кольцом 19, и на уровне своего другого конца - с возможностью поворота вокруг второй поворотной оси 22, по существу радиальной и установленной на неподвижной конструкции 18 летательного аппарата.

Первая поворотная ось 21 может быть, например, штифтом, вставленным в продольную щель на конце тяги 20. Таким образом, когда приводное кольцо 19 поворачивается, перемещение штифта может привести к повороту тяги 20 вокруг второй поворотной оси 22.

Вторая поворотная ось 22 первой тяги 20 смещена по азимуту относительно оси Y, Y' регулировки угла установки подвижного щитка 16 или радиальной лопатки 17 и в данном случае находится ближе к входу от этой оси Y, Y' регулировки угла установки.

В данном случае первая тяга 20 по существу проходит вдоль продольной оси Х-Х, то есть расположена по существу перпендикулярно к приводному кольцу 19 при положении Ga последнего, соответствующем среднему углу установки подвижного щитка 16 или радиальной лопатки 17.

Вторая тяга 23 установлена с возможностью поворота на первой тяге 20 вокруг оси 24 шарнирного соединения между двумя тягами, расположенной вблизи одного из ее концов. Средства, поддерживающие эту шарнирную ось 24, могут быть выполнены таким образом, чтобы шарнирную ось 24 можно было перемещать на первой тяге 20.

Вблизи своего другого конца вторая тяга 23 шарнирно установлена с возможностью поворота вокруг третьей поворотной оси 25, установленной на подвижном щитке 16 или радиальной лопатке 17. Третья поворотная ось 25 расположена на не равном нулю расстоянии d0 от оси Y, Y' регулировки угла установки подвижного щитка 16 или радиальной лопатки 17, образуя плечо рычага, позволяющее преобразовать перемещение второй тяги 23 в поворотное движение подвижного щитка 16 или радиальной лопатки 17, то есть в движение изменения ее угла установки. Это смещение может обеспечить тяга 26, неподвижная относительно подвижного щитка 16 или радиальной лопатки 17, или любое другое средство. В данном случае третья поворотная ось 25 находится по существу на хорде подвижного щитка 16 или радиальной лопатки 17, хотя этот пример и не является ограничительным. В представленном примере третья поворотная ось 25 находится ближе к выходу от оси Y, Y' регулировки угла установки подвижного щитка 16 или радиальной лопатки 17.

Кроме того, в данном случае вторая тяга 23 установлена таким образом, что является по существу перпендикулярной к первой тяге 25 при положении приводного кольца 24, соответствующего среднему углу установки подвижного щитка 16 и/или радиальной лопатки 17.

При таком монтаже, чтобы изменить угол установки каждого подвижного щитка 16 или радиальной лопатки 17, используют переменную Ga привода, соответствующую положению приводного кольца 19, когда оно вращается вокруг оси ХХ, и два регулируемых параметра для изменения влияния переменной Ga привода в зависимости от азимутального положения подвижного щитка 16 и/или радиальной лопатки 17.

Первый параметр соответствует расстоянию d1 на второй тяге 23 между третьей поворотной осью 25 и осью 24 шарнирного соединения с первой тягой 20. Это расстояние d1 имеет непосредственное влияние, в чем можно убедиться из фиг. 5, на угол установки подвижного щитка 16 и/или радиальной лопатки 17 при данном положении Ga приводного кольца 19. Это расстояние d1 можно изменить, например, путем замены второй тяги 23.

Второй параметр соответствует расстоянию d2 на первой тяге 20 между второй поворотной осью 22 и осью 24 шарнирного соединения с второй тягой 23. Этот второй параметр d2 связан, в частности, с коэффициентом увеличения амплитуды изменений угла установки подвижного щитка 16 или радиальной лопатки 17 относительно изменений положения Ga приводного кольца 19. Уменьшение расстояния d2 приводит к уменьшению амплитуд угла установки при одном и том же перемещении Ga приводного кольца 19, и наоборот.

Такое устройство можно использовать, чтобы корректировать неоднородность пограничного слоя, поглощаемого роторами 7, 8 вентиляторов. Отмечается более низкий уровень возмущения, связанного с поглощением пограничного слоя с низкой скоростью (посадка или взлет), и, наоборот, сильное возмущение в полете на крейсерской скорости. В этом случае угол установки подвижных щитков 16 и/или радиальных лопаток 17 можно регулировать:

- применяя первое значение положения Ga привода в полете на низкой скорости, при котором нет необходимости в каком-либо азимутальном изменении угла установки лопаток, и

- применяя второе значение положения Ga в полете на крейсерской скорости, при котором осуществляют азимутальное изменение угла установки лопаток, чтобы скорректировать возмущение.

КОНСТРУКТИВНЫЕ СТОЙКИ С НАГНЕТАНИЕМ

Согласно другому отличительному признаку изобретения, показанному на фиг. 6, поддерживающие стойки 15 могут быть оснащены устройствами, позволяющими осуществлять нагнетание дополнительного воздуха Fs на уровне их задней кромки 15b. Предпочтительно этот воздух в данном случае отбирают на уровне компрессоров или газогенераторов 2а и подают в устройства нагнетания через каналы 27, проходящие внутри поддерживающих стоек 15.

Нагнетание дополнительного воздуха Fs позволяет восполнить, в идеале полностью, дефицит скорости, связанный с пограничным слоем, который образуется вдоль обтекателя стойки, в потоке F, заходящем в гондолу 14. Оно позволяет устранить или значительно ослабить спутную струю, которая образуется сзади поддерживающей стойки 15.

Однако взаимодействие этой спутной струи с лопатками роторов 7, 8 вентиляторов, которые вращаются сзади, является серьезным источником шума. Шум, порождаемый этими взаимодействиями, можно разложить на тональную составляющую и на широкополосную составляющую.

Тональная составляющая соответствует взаимодействию между средней спутной струей и, главным образом, первым ротором 7 вентилятора. Эта составляющая проявляется на собственных частотах входного ротора 7 вентилятора. Отмечается значительное повышение уровней шума на основной частоте движения лопаток ротора 7 и на его гармониках.

Широкополосная составляющая в основном соответствует взаимодействию между создающими завихрения конструкциями, находящимися в спутной струе поддерживающей стойки 15, и передней кромкой лопаток ротора 7 вентилятора.

Нормы в авиации предусматривают, в частности, снижение значения этого шума в дальнем поле для ограничения вредных шумовых воздействий и выдвигают требования к его значению с измерением влияния на окружающую среду. Оценка воспринимаемого шума соответствует взвешиванию интенсивности в зависимости от частот, и ее измеряют в единицах, называемых EPNdB (Effective perceived Noise decibels в англосаксонской терминологии). Например, как показывает опыт, неподвижная стойка, расположенная перед дублетом не закрытых обтекателем винтов противоположного вращения может добавить примерно 6 EPNdB к шуму, производимому летательным аппаратом. С другой стороны, было установлено, что это шумовое влияние может быть частично снижено на 3 EPNdB при нагнетании воздуха на задней кромке стойки.

В первом примере выполнения устройств нагнетания, как показано на фиг. 7а, задняя кромка 15b поддерживающей стойки 15 выполнена усеченной и содержит проход для патрубков 28 нагнетания дополнительного воздуха Fs, распределенных по размаху поддерживающей стойки 15. Эта патрубки питаются через вышеупомянутые каналы 27. Промежуток между патрубками 28, их диаметр и форма предусмотрены в соответствии с расходом воздушного потока, поступающего через каналы 27, чтобы создавать струи, которые увлекают поток, компенсируя дефицит скорости сзади задней кромки 15b и сводя, таким образом, к минимуму спутную струю стойки. Предпочтительно упомянутые патрубки 28 выполнены убирающимися в случае, когда нагнетание не производят.

Во втором варианте выполнения, показанном на фиг. 7b, на каждой стороне профиля поддерживающей стойки 15 выполнены нагнетательные отверстия 29 для нагнетания дополнительного воздуха Fs, распределенные в данном случае на каждой стороне профиля поддерживающей стойки 15 на входе задней кромки 15b. Эти нагнетательные отверстия 29 могут быть выполнены в виде овальных отверстий или удлиненных щелей по существу параллельно задней кромке 15b. Каналы 27 подачи воздуха выходят во внутреннюю полость 30, которая сообщается с нагнетательными отверстиями 29. В этом устройстве нагнетание дополнительного воздуха Fs, выходящего из нагнетательных отверстий 29, быстро направляется вдоль стенки поддерживающей стойки 15, и нагнетаемый воздушный поток позволяет компенсировать дефицит скорости сзади задней кромки 15b. Формы внутренней полости 30 и нагнетательных отверстий 29 предусмотрены, чтобы оптимизировать это явление.

В этой концепции протяженность нагнетательных отверстий 29 вдоль хорды профиля поддерживающей стойки 15 предпочтительно соответствует порядку величины толщины пограничного слоя, который образуется в потоке F вокруг этого профиля. Как правило, при длине хорды в 1 м на поддерживающей стойке 15 гондолы 14 и при турбулентном пограничном слое протяженность нагнетательных отверстий 29 вдоль хорды составляет примерно 5-10 см. Таким образом, предпочтительно протяженность вдоль продольной оси ХХ нагнетательных отверстий 29, находящихся на данном радиальном расстоянии от упомянутой оси ХХ, составляет от 5% до 10% длины хорды поддерживающей стойки 15 на уровне упомянутого радиального расстояния.

Кроме того, задняя кромка 15b поддерживающих стоек 15 предпочтительно находится на достаточном расстоянии от входного ротора 7 вентилятора, чтобы нагнетаемая струя смешивалась с основным потоком F, обдувающим поддерживающую стойку 15, и ослабляла эффект спутной струи. В данном случае это удаление измеряют расстоянием d между задней кромкой 15b и входным ротором 7 вентилятора вдоль линии L потока, проходящей на определенном уровне в процентах от размаха лопаток входного ротора 7 вентилятора. Как правило, это расстояние d составляет около 15% диаметра D входного ротора 7 вентилятора на 70% размаха Е его лопаток.

Предпочтительно силовая установка содержит также средства, позволяющие изменять нагнетаемый поток в зависимости от положения по размаху Е и/или регулировать его во времени.

Согласно первой версии, в каналах 27, питающих патрубки 28 или нагнетательные отверстия 29, можно расположить один или несколько не показанных клапанов. Открыванием каждого клапана управляют таким образом, чтобы контролировать воздушный поток, проходящий в канал или каналы 27, с которыми он соединен. Таким образом, воздушный поток Fs, нагнетаемый через соответствующие патрубки 28 или нагнетательные отверстия 29, регулируют индивидуально или одновременно в зависимости от их положений по размаху поддерживающей стойки 15.

Как показано на фиг. 8а, 8b, предпочтительно можно применить вторую версию, когда нагнетательные отверстия 29 образуют сплошные или прерывистые щели, параллельные задней кромке 15b. В этой версии нагнетательная щель 29 закрыта неподвижной первой решеткой 31 и подвижной второй решеткой 32, выполненной с возможностью поступательного перемещения вдоль поверхности профиля поддерживающей стойки 15. Обе решетки 31, 32 предпочтительно имеют по существу идентичную геометрию, в частности, что касается геометрии их отверстий и перемычек, разделяющих эти отверстия. В данном случае первая решетка 31 является наружной, а вторая решетка 32 перемещается под первой решеткой. Положение второй решетки 32 контролируют при помощи не показанного на фигурах привода.

В первом положении второй решетки 32, показанном на фиг.8а, отверстия обеих решеток 31, 32 совмещены. Таким образом, нагнетательная щель 20 пропускает максимальный нагнетаемый поток Fs, совместимый с условиями питания через канал 27.

Во втором положении второй решетки 32, показанном на фиг.8b, отверстия каждой решетки 31, 32 оказываются напротив перемычек другой решетки. Предпочтительно это расположение позволяет полностью перекрыть проход через нагнетательную щель 29 для воздушного потока, поступающего из канала 27 питания.

Управляя поступательным перемещением решетки 32 между первым и вторым положениями, можно по существу непрерывно менять расход воздушного потока 15b, нагнетаемого через нагнетательную щель 29, от минимального значения до максимального значения.

В частном варианте выполнения можно разделить решетки 32, 31, а также, возможно, щели 29 на несколько частей вдоль размаха задней кромки 15b и дифференцированно контролировать поступательное перемещение подвижных решеток 32. Можно также модулировать во времени и в пространстве нагнетаемый поток на уровне задней кромки 15b.

Модуляция нагнетаемого воздушного потока Fs по размаху позволяет нагнетать воздух в основном с радиально наружной стороны задней кромки 15b, где поток является наиболее быстрым.

Модуляция нагнетаемого воздушного потока Fs во времени обеспечивает адаптацию к условиям полета и, в случае необходимости, позволяет минимизировать потери в двигателях за счет уменьшения нагнетаемого воздушного потока Fs.

СОЧЕТАНИЕ НАГНЕТАНИЕ/СПРЯМЛЯЮЩИЙ АППАРАТ

Предпочтительно описанные выше средства нагнетания можно установить в комбинации с подвижными щитками 16 на поддерживающих стойках 15.

Как показано на фиг. 9а, 9b, нагнетательные отверстия 29 расположены перед подвижным щитком 16. В данном случае подвижный щиток 16 закрывает со стороны выхода полость 30, питающую нагнетательные отверстия 29, которые выполнены в виде щелей. Задняя кромка подвижного щитка 16 является также задней кромкой 15b поддерживающей стойки 15.

В представленном примере системы 31, 32 щелей, которые смещаются для модуляции воздушного потока Fs, нагнетаемого через щель 29, установлены в соответствии с описанием, представленным со ссылками на фиг. 8а, 8b.

Как показано на фиг. 9а, когда подвижный щиток 16 находится на одной линии с главной осью профиля поддерживающей стойки 15, устройство нагнетания дополнительного воздуха Fs работает аналогично тому, что было описано со ссылками на фиг. 8а, чтобы ограничивать спутную струю поддерживающей стойки 15 в ее продолжении.

Как показано на фиг. 9b, когда подвижный щиток 16 повернут на данный угол установки, он отклоняет общий поток F и, следовательно, его спутную струю на угол, по существу равный углу установки. Воздух Fs, нагнетаемый через щели 29 с двух сторон от поддерживающей стойки 15 на входе подвижного щитка 16, выходит под тем же углом из этих щелей 29. Однако воздействия давления на корытце подвижного щитка 16 и всасывания на спинке увлекают нагнетаемый воздушный поток Fs в главный поток F в соответствии с ориентацией угла установки подвижного щитка 16. Таким образом, нагнетание, производимое через щели 29, обеспечивает свою функцию ограничения дефицита скорости в спутной струе поддерживающей стойки 15.

Кроме того, когда радиальные лопатки 17 с изменяемым углом установки расположены в окружном направлении между поддерживающими стойками 15, как было указано со ссылками на фиг.4, они могут быть тоже оснащены средствами нагнетания. В этом случае предпочтительно установить в них устройства, аналогичные устройствам, описанным для поддерживающих стоек 15 без подвижного щитка 16 в конфигурациях, показанных на фиг. 7b или 8а и 8b. Каналы 27 подачи нагнетаемого воздуха могут проходить на уровне оси Y' регулировки угла установки. В этом случае следует отметить, что небольшая хорда радиальных лопаток 17 с изменяемым углом установки уменьшает их эффект спутной струи по сравнению с поддерживающими стойками 15 и позволяет упростить расчет размерности устройств нагнетания.

1. Летательный аппарат, содержащий фюзеляж (1) и силовую установку, при этом силовая установка содержит силовую турбину (3), по меньшей мере два отдельных газогенератора (2а, 2b), каждый из которых расположен в канале (3а, 3b) первичного потока, по меньшей мере один ротор (7, 8) вентилятора, расположенный в задней части фюзеляжа (1) в его продолжении вдоль продольной оси (ХХ), при этом ротор (7, 8) вентилятора выполнен с возможностью приведения во вращение силовой турбиной (3), и гондолу (14), образующую обтекатель для по меньшей мере одного ротора (7, 8) вентилятора, через который проходит воздушный поток (F), отличающийся тем, что каждый канал (3а, 3b) первичного потока сходится к центральному каналу (4), выполненному с возможностью питания силовой турбины, и тем, что летательный аппарат содержит множество радиальных стоек (15, 17) статора, установленных выше по потоку от по меньшей мере одного ротора (7, 8) вентилятора и проходящих между фюзеляжем (1) и гондолой (14),

каждая радиальная стойка статора проходит от гондолы до фюзеляжа (1) и имеет по существу трапециевидную форму, в аксиальной плоскости содержит продольную ось,

каждая радиальная стойка статора содержит ножку, вершину, переднюю кромку (15а), которая соединяет фюзеляж и гондолу, и заднюю кромку (15b),

передняя кромка каждой радиальной стойки статора проходит в направлении, по существу параллельном оси ХХ,

при этом радиальные стойки (15, 17) статора содержат средства нагнетания, выполненные с возможностью нагнетания, вблизи задней кромки (15b, 17b) радиальных стоек (15, 17) статора, множества струй, образующих дополнительный воздушный поток (Fs), который добавляется к воздушному потоку (F) в продолжение задней кромки (15b, 17b).

2. Летательный аппарат по п. 1, в котором средства нагнетания выполнены с возможностью дифференцированного распределения дополнительного воздушного потока (Fs) вдоль размаха радиальной стойки статора.

3. Летательный аппарат по одному из предыдущих пунктов, в котором средства нагнетания выполнены с возможностью изменения дополнительного воздушного потока (Fs) во времени в зависимости от условий работы силовой установки.

4. Летательный аппарат по одному из предыдущих пунктов, в котором каждая радиальная стойка (15, 17) статора содержит две боковые стороны, проходящие радиально по обе стороны от среднего профиля, при этом средства нагнетания содержат отверстия (29), выполненные на боковых сторонах, для нагнетания дополнительного воздушного потока (Fs) выше по потоку от задней кромки (15b, 17b).

5. Летательный аппарат по предыдущему пункту, в котором две решетки (31, 32), установленные на выходе каждого из отверстий (29) и перемещающиеся скольжением относительно друг друга, образуют средства регулировки дополнительного воздушного потока (Fs).

6. Летательный аппарат по одному из пп. 4 или 5, в котором каждое из упомянутых отверстий (29) имеет протяженность вдоль продольной оси (ХХ), составляющую от 5% до 10% длины хорды радиальной каждой стойки (15) на уровне радиального расстояния, на котором находится отверстие (29).

7. Летательный аппарат по одному из предыдущих пунктов, в котором множество радиальных стоек статора включает в себя по меньшей мере несколько поддерживающих стоек, выполненных с возможностью поддержания гондолы (14).

8. Летательный аппарат по одному из предыдущих пунктов, в котором расстояние, разделяющее заднюю кромку радиальных стоек статора и ротор (7) вентилятора, находящийся сразу на выходе в направлении упомянутого воздушного потока (F), и измеренное на радиальном расстоянии, по существу соответствующем 70% размаха (E) лопатки упомянутого ротора (7) вентилятора, равно по меньшей мере трем двадцатым наружного диаметра (D) ротора (7) вентилятора.

9. Летательный аппарат по предыдущему пункту, в котором множество радиальных стоек включает в себя по меньшей мере множество стоек, содержащих подвижную часть (16) с изменяемым углом установки, выполненную с возможностью отклонять воздушный поток (F) в осевом направлении.

10. Летательный аппарат по п. 9, в котором каждая радиальная стойка статора содержит две боковые стороны, проходящие радиально по обе стороны от среднего профиля, при этом средства нагнетания содержат отверстия (29), выполненные на боковых сторонах, для нагнетания дополнительного воздушного потока (Fs) на входе задней кромки радиальной стойки статора.

11. Летательный аппарат по предыдущему пункту в комбинации с п. 4, в котором отверстия (29) находятся на входе подвижной части (16) с изменяемым углом установки.

12. Летательный аппарат по любому из предыдущих пунктов, в котором каждая радиальная стойка статора содержит по меньшей мере канал подачи воздуха, проходящий внутри радиальной стойки статора и питающий упомянутые средства нагнетания, причем упомянутые средства нагнетания обеспечены вдоль размаха радиальной стойки статора, причем летательный аппарат содержит средство, выполненное с возможностью изменения дополнительного нагнетаемого воздушного потока в зависимости от положения средств нагнетания по размаху и/или во времени в течение условий полета.

13. Летательный аппарат по п. 2, в котором средства нагнетания выполнены с возможностью дифференцированного распределения расхода дополнительного воздушного потока (Fs) вдоль размаха радиальной стойки статора, обеспечивая более высокой расход в части вблизи наружного радиального конца, чем в части вблизи внутреннего радиального конца.

14. Летательный аппарат по п. 1, в котором средства нагнетания содержат множество патрубков, распределенных по задним кромкам и нагнетающих дополнительный воздух.

15. Летательный аппарат по п. 1, в котором каждый патрубок питается через канал, проходящий внутри каждой радиальной стойки статора.

16. Летательный аппарат по п. 13, в котором каждый патрубок является убирающимся в случае отсутствия нагнетания.

17. Летательный аппарат по п. 1, в котором каналы подачи воздуха выходят во внутреннюю полость, которая сообщается со средством нагнетания.