[发明专利]用于飞行器前缘的空气出口系统

说明书

技术领域

本发明涉及一种飞行器前缘用的空气出口系统，更具体地说，适应于飞行器发动机舱前缘的空气出口系统，所述系统使得能够限制尤其是由于飞行器的迎角和/或阵风的方位变化而引起流出空气动力学壁部的空气流分离的危险。

背景技术

飞行器的推进装置包括一个发动机舱，其中基本上同心地安排一个用机翼支柱连接到飞行器其余部分的动力装置。

该发动机舱包括一个限定管道的前部带有空气入口的第一壁部，进入的空气流的第一部分，称为主气流，穿过该机动装置，以便参与燃烧，空气流的第二部分，称为次气流，被通风机驱动在一个被发动机舱的第一壁部和机动装置的外壁限定的环形管道中流出。

该发动机舱还包括第二壁部，所谓外壁，基本上呈圆形的各段，从空气入口伸展到后部出口，由几个零件以及翼缘并列构成，形成空气入口，连接第一壁部和第二壁部。

为了在下文进行描述，发动机舱的纵向轴对应于动力轴。

当进入发动机舱的空气流对该发动机舱的纵向轴成一个大的角度时，这会诱发空气流从该空气动力学表面分离的现象。这种现象的后果是影响发动机的良好运转。空气流的分离的特征是出现一个流动方向相反的区域。这个区域的起点对应于一条基本上垂直于流动主方向的线，下文称为分离线。甚至在地面上也可能出现这种分离现象，尤其在侧风起飞阶段上，在飞行时，尤其当低速大迎角操作时。

在这些阶段上，该分离线在空气入口的内部在一个或多或少沿圆周扩展的一部分上伸展，在固定点(point fixe)或起飞的条件下一般位于上部或侧部，而在飞行操作的条件下位于下部。

于是，按照一个当前的实施方式，发动机舱的尺寸以及发动机舱正面部分的断面厚度根据这些运行条件确定。其结果是在其他飞行，尤其在巡航的条件下，不利于发动机舱的性能。

按照这些飞行条件、地面风向、飞行时飞机的速度和迎角或发动机的状态，分离线的位置是变化的。于是，例如，迎角越大，该分离线越接近空气入口的正面部分(前缘)，然而飞机的速度越高，发动机的负荷状态越大，离正面部分越远。

从文献EP-1.156.962已知一种可以阻止空气动力学气流与壁部分离的技术，方法是就在分离线上或者在下游不远处喷射一股基本上与该壁部相切，按照一个平行于空气动力学气流的方向的空气流。通过调整喷射空气流的气动力学特征，限制出现分离现象的危险。

按照该文献，空气流的喷射点按照基本上平行于分离线的线设置。

因而，正如对于该几何形状，这个阻止分离现象出现的解决方案只能在与空气流和飞行器之间的迎角和速度的较小范围内进行处理。

发明内容

本发明的目的还在于，提供一种空气出口装置，它使得能够在飞行时飞行器的迎角、速度和发动机速度的较大范围内，以及相对于地面在较大的风向和风速的范围内，限制分离现象在飞行器前缘的位置上的出现，来缓解先有技术的这些缺点。

为此，本发明旨在提出一种飞行器前缘，其在空气动力学气流流出的位置上沿着空气动力学表面延伸，并为了阻止所述空气动力学气流的分离而在其中设置有出气口，该出气口安排成基本上平行于前缘的至少两排，并且对于连续的至少两排是交错地安排的，其特征在于，它包括至少一个楔形部，所述楔形部插在形成该空气动力学表面的两个壁部之间，所述楔形部一方面包括一个在空气动力学表面延长面上的外表面、一个与形成该空气动力学表面的第一壁部接触的第一倾斜面、和一个与形成该空气动力学表面的第二壁部接触的第二倾斜面，并且所述楔形部另一方面包括多个凸出部和/或凹陷部的形状，所述凸出部和/或凹陷部设置在倾斜面的层面上，并且从一面到另一面交替地设置，从而使得空气能够在空气动力学表面的两面通过。

附图说明

从下文只作为示例给出的描述和附图中会得出有关本发明的其他特征和优点，在附图中：

·图1A是示出了起飞时刻的分离区域的透视图；

·图1B是示出了阵风时的分离区域的透视图；

·图2是示出了按照本发明的空气入口的透视图；

·图3A是示出了按照本发明第一变型方案空气出口的布置的顶视图；

·图3B是示出了按照本发明的另一个变型方案空气出口的布置的顶视图；

·图3C是示出了按照本发明的另一个变型方案空气出口的布置的顶视图；

·图4是发动机舱进气口的剖面图，示出了出气口；

·图5是发动机舱管道壁剖面图，示出了按照一种实施方式包括出气口的楔形部细节；

·图6是示出了图5楔形部的透视图；而

·图7是示出了飞行器发动机舱进气口的正视图。

具体实施方式