1.本发明涉及飞行器涡轮喷射引擎领域，更具体地涉及飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管。
背景技术：
2.已知地，飞行器包括一个或多个涡轮喷射引擎，以使得能够通过加速在涡轮喷射引擎中从上游向下游流动的气流来实现其推进。
3.参考图1，示出了涡轮喷射引擎100，该涡轮喷射引擎沿轴线x延伸，并包括绕轴线x可转动地安装在外壳102中的风扇101，以便在涡轮喷射引擎100的推力阶段加速涡轮喷射引擎100中从上游向下游流动的气流，也即内部气流f
‑
int。下文中，术语“上游”和“下游”是相对于内部气流的流动方向来定义的。
4.已知地，涡轮喷射引擎100包括短舱，该短舱在其上游端处包括进气管200，该进气管包括朝向轴线x的内壁201以及与内壁201相对的外壁202。内壁201和外壁202通过包括前缘的进气管唇缘203连接，从而形成环形腔220。进气管200具有空气动力学轮廓，用于将上游气流f分成由内壁201引导的内部气流f
‑
int和由外壁202引导的外部气流f
‑
ext。在下文中，术语“内部”和“外部”是相对于涡轮喷气发动机100的轴线x的径向方向定义的。
5.为了减小飞行器的制动距离，特别是在着陆期间的制动距离，已知在短舱中集成反推力系统，以改变排气管处的气流方向，以产生反推力。已知地，反推力阶段是通过在矫直装置下游打开二次流中的襟翼和/或格栅来执行的，以便相对于轴线x或上游以径向方式引导气流向外回流。
6.对于大涵道比的涡轮喷射引擎来说，短舱具有大直径，并不期望以集成方式安装常规的反推力系统，因为这种方式会对涡轮喷射引擎的重量、整体尺寸和阻力产生显著的不利影响。
7.为了产生反推力，另一个解决方案是提供一个可变距风扇，或vpf，以使涡轮喷射引擎的二次流中流动的气流反向流动，从而产生反推力以实现飞行器在着陆或任何其它机动期间的减速。
8.参考图2，在反推力阶段，反向气流f
‑
inv在涡轮喷射引擎100中从下游向上游流动，即，与图1的内部气流f
‑
int方向相反。更精确地说，反向气流f
‑
inv在外壳102附近流动，然后由内壁201大致沿轴线x轴向向上游引导。此反向气流f
‑
inv此时与上游气流f相反，由此产生反推力。
9.实际上，如图2所示，部分反向气流f
‑
inv会在大致径向的方向上绕过进气管200的空气动力学轮廓，这会导致在进气管唇缘203附近出现局部凹陷区p。此局部凹陷p产生上游吸力，即与反推力相反的力。实际上，此现象非常显著地影响了反推力阶段的性能。
10.因此，本发明旨在减少此现象，以便在不影响所述飞行器在推力阶段(即当气流未被反向时)性能的同时提高涡轮喷射引擎在反推力阶段的性能。
11.在现有技术中，从专利申请ep3421373a1和us3770228a1可知，进气管包括一个或
多个向外枢转的构件，以防止内部气流在不利的操作条件下特别是在起飞期间从内壁分离。此构件不利于反推力阶段。
12.从专利申请us3736750a1可知，为了减少发出的噪声，进气管包括可在巡航、起飞与着陆状态之间运动的环状部。
13.在气垫船的非高度相关领域，从专利申请gb1565212a可知一安装在整流罩中的螺旋桨，整流罩上游端的形状可通过可充气构件进行改变。
技术实现要素：
14.本发明涉及一种飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管，所述飞行器涡轮喷射引擎短舱沿从上游向下游定向的轴线x延伸，其中内部气流在推力阶段从上游向下游流动，反向气流在反推力阶段从下游向上游流动，所述进气管绕轴线x周向延伸，并包括朝向轴线x且被配置为引导所述内部气流和所述反向气流的内壁以及与所述内壁相对且被配置为引导外部气流的外壁，所述内壁和所述外壁通过进气管唇缘彼此连接，从而形成环形腔。
15.本发明的显著之处在于，所述进气管包括偏转装置，所述偏转装置包括至少一个在伸出位置和缩回位置之间运动的偏转件：
16.‑
在所述伸出位置，所述偏转件沿朝向轴线x的径向向内的延伸方向或沿轴线x的纵向延伸方向从所述内壁或所述进气管唇缘伸出，以实现所述反向气流从所述内壁分离以增大反推力；
17.‑
在所述缩回位置，所述进气管具有空气动力学轮廓，以引导所述内壁上的所述内部气流以增大推力。
18.借助于本发明，反向气流与内壁分离，因此防止反向气流绕过唇缘，与现有技术相比限制了局部凹陷的生成，并因此产生与反推力相对的力。此外，涡轮喷射引擎在推力阶段的性能没有降低。偏转件径向向内伸出使得反向气流在与进气管唇缘接触之前被影响。
19.优选地，偏转件是刚性的。刚性构件与弹性封套相对。
20.优选地，延伸方向朝向上游，以便在不减少反向气流中的力的情况下促进分离。可选地，延伸方向朝向下游。
21.优选地，所述环形腔沿基本平行于轴线x的纵向方向x20延伸，且所述延伸方向相对所述纵向方向x20形成延伸角，所述延伸角为90
°‑
140
°
，以便在不减少反向气流中的力的情况下促进分离。
22.优选地，延伸方向与所期望的反推力成函数关系。
23.优选地，所述偏转装置包括多个绕轴线x沿周向分布在所述进气管上的偏转件，以减小阻力。
24.优选地，所述偏转装置包括至少一行偏转件，每行偏转件包括多个与轴线x的径向距离相等的偏转件，以便围绕轴线x的整个圆周形成分离。
25.优选地，所述偏转装置包括多行偏转件，每行偏转件包括多个与轴线x的径向距离相等的偏转件，以促进反向气流的分离。
26.优先地，行偏转件呈具有轴线x的圆形。
27.优先地，多行偏转件交错排列，以便在进气管的整个圆周上促进反向气流分离的同时减少重量和阻力。优选地，偏转件沿方位角方向部分重叠。
28.根据另一个优选的方面，所述偏转装置包括绕轴线x周向延伸的单个偏转件，确保反向气流在进气管唇缘的整个圆周上均匀或不均匀地分离。
29.优选地，至少一个偏转件在所述伸出位置与所述缩回位置之间转动，以实现从一个状态向另一个状态的自由快速切换。
30.优选地，内壁包括凹陷部，该凹陷部被配置为容纳处于缩回位置中的偏转件，使得进气管具有与现有技术相同的空气动力学轮廓，从而不会降低推力阶段涡轮喷射引擎的性能。
31.根据另一个优选的方面，至少一个偏转件在所述伸出位置与所述缩回位置之间沿所述延伸方向移动，以实现从一个状态向另一个状态的自由快速切换。
32.优先地，至少一个偏转件是多边形或圆柱形的，以便在反推力阶段改善唇缘的空气动力学，从而在反推力阶段提高飞行器的性能。
33.根据优选的方面，所述偏转装置包括至少一个主动驱动件，以便以简单且快速的方式驱动所述偏转件从所述缩回位置运动至所述伸出位置。
34.优选地，所述主动驱动件驱动所述偏转件从所述伸出位置运动至所述缩回位置，以实现以简单且快速的方式从一个状态向另一个状态的双向运动。
35.根据另一个优选的方面，所述偏转装置包括至少一个被动驱动件，所述被动驱动件被配置为在所述反向气流的作用下驱动所述偏转件从所述缩回位置运动至所述伸出位置，而不需要由飞行器提供额外的力。偏转件是自主的。
36.优选地，所述偏转件被配置为在所述内部气流的作用下从所述伸出位置运动至所述缩回位置，而不需要由飞行器提供额外的力。
37.优选地，所述偏转装置包括在闭合位置与打开位置之间运动的遮盖件，在所述闭合位置，所述遮盖件遮盖处于所述缩回位置的所述偏转件，以便提供空气动力学轮廓；在所述打开位置，所述遮盖件偏离闭合位置，以允许所述偏转件运动至所述伸出位置。遮盖件在推力阶段充当内壁的延伸部，从而使得进气管可维持其空气动力学轮廓，并因此不会降低飞行器在推力阶段的性能。
38.本发明还涉及一种飞行器涡轮喷射引擎，其沿从上游向下游定向的轴线x延伸，其中内部气流在推力阶段从上游向下游流动，反向气流在反推力阶段从下游向上游流动，所述涡轮喷射引擎包括风扇和短舱，所述风扇被配置为提供反推力，所述短舱包括如前所述的进气管，以便增大反推力。优选地，所述风扇包括可变距叶片。
39.本发明进一步涉及一种使用如前所述的进气管的方法，所述方法包括，在所述涡轮喷射引擎的推力阶段使至少一个偏转件处于所述缩回位置，使得所述进气管具有空气动力学轮廓，以引导所述内壁上的所述内部气流；在所述涡轮喷射引擎的反推力阶段，驱动所述偏转件运动至所述伸出位置，使得所述偏转件沿朝向轴线x径向向内的延伸方向或沿轴线x的纵向延伸方向从所述内壁或从所述进气管唇缘伸出，以实现所述反向气流从所述内壁分离以增大反推力。
40.因此，进气管可以在推力阶段和反推力阶段被有效使用。进一步，偏转件可以方便且快速地运动。另外，偏转件的数量、形状、排布和运动使得偏转装置可适应如制动等不同的操作条件。
附图说明
41.为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，在附图中，相同的附图标记表示类似的对象，其中：
42.图1是现有技术的处于推力阶段的涡轮喷射引擎短舱的纵向横截面示意图；
43.图2是现有技术的处于反推力阶段的涡轮喷射引擎短舱的纵向横截面示意图；
44.图3是本发明的处于反推力阶段的涡轮喷射引擎短舱的纵向横截面示意图；
45.图4和图5分别是本发明的进气管横向横截面示意图，进气管的偏转装置分别包括一行偏转件和两行偏转件；
46.图6是本发明的进气管的横向横截面示意图，进气管的偏转装置包括周向偏转件；
47.图7a和图7b分别是本发明第一实施例的包括位于伸出位置的偏转装置的进气管和位于缩回位置的偏转装置的进气管的纵向横截面示意图，偏转装置带有主动驱动件；
48.图7c和图7d分别是本发明第一实施例的包括位于伸出位置的偏转装置的进气管和位于缩回位置的偏转装置的进气管的纵向横截面示意图，偏转装置带有被动驱动件；
49.图8a和图8b分别是本发明第二实施例的包括位于伸出位置的偏转装置的进气管和位于缩回位置的偏转装置的进气管的纵向横截面示意图，
50.图8c是本发明包括位于缩回位置的偏转装置的进气管的纵向横截面示意图，偏转装置包括另一个遮盖件；
51.图9a和图9b分别是本发明第三实施例的包括分别位于伸出位置的偏转装置的进气管和位于缩回位置的偏转装置的进气管的纵向横截面示意图；
52.图10a和图10b分别是本发明的可实现不均匀反推力的涡轮喷射引擎短舱的纵向横截面示意图；
53.图10c是本发明的可实现不均匀反推力的进气管的横向截面示意图。
54.应该注意的是，附图详细阐述了本发明以实施本发明，如果需要的话，所述附图当然能够用于更好地定义本发明。
具体实施方式
55.参考图3，示出了本发明的涡轮喷射引擎1，该涡轮喷射引擎沿从上游向下游定向的轴线x延伸，并包括绕轴线x可转动地安装在限定气流的外壳12中的风扇11。已知地，风扇11被配置为在推力阶段加速在涡轮喷射引擎1中从上游向下游流动的气流，也即内部气流f
‑
int，并在反推力阶段加速在涡轮喷射引擎1中从下游向上游流动的气流，也即反向气流f
‑
inv。
56.实际上，如图3所示，反向气流f
‑
inv在气流的径向外部从下游向上游流动，特别是在超过气流半径的1/3处。内部气流f
‑
int总是在气流的径向内部从上游向下游流动，特别是在超过气流半径的2/3处。内部气流f
‑
int的流速足够快，以避免涡轮喷射引擎的任何泵送现象。
57.如图3所示，涡轮喷射引擎包括短舱，该短舱在其上游端处包括绕轴线x周向延伸的进气管2，该进气管包括朝向轴线x并被配置为引导内部气流f
‑
int和反向气流f
‑
inv的内壁21以及与内壁21相对且被配置为引导外部气流f
‑
ext的外壁22。内壁21和外壁22通过包括前缘的进气管唇缘23连接。内壁21、外壁22和进气管唇缘23形成沿平行于轴线x的纵向方
向延伸的环形腔20。在环形腔20内，可以安装声音衰减装置或除冰装置。
58.在本实施例中，涡轮喷射引擎1包括反推力装置，特别是可变距风扇11或vpf，以使涡轮喷射引擎1中流动的气流反向流动，且因此产生反推力，以实现飞行器在着陆期间或任何其它机动期间的减速。
59.根据本发明，参考图3，进气管2包括偏转装置，该偏转装置包括一个或多个偏转件3、4、5，该偏转件在增大反推力的伸出位置和增大推力的缩回位置之间运动。有利地，在伸出位置，偏转件3、4、5沿朝向轴线x径向向内的延伸方向从内壁21或进气管唇缘23伸出，或沿轴线x的纵向延伸方向从内壁21或进气管唇缘23伸出，以实现反向气流f
‑
inv从内壁21的分离d，从而有利于反推力阶段，如图3所示。
60.参考图3，优选地，在伸出位置，偏转件3、4、5相于轴线x从内壁21伸出。有利地，偏转件3、4、5偏转由内壁21引导的反向气流f
‑
inv，以便生成分离d。换句话说，整个反向气流f
‑
inv被引导，以便相对轴线x大致在轴向上流动，以便与上游气流f相对，产生反推力。优选地，当延伸方向相对环形腔20的纵向方向形成延伸角时，偏转件3、4、5的延伸角为90
°‑
140
°
。因此，所选角度足够小以促进分离d，且足够大以不会显著降低反向气流f
‑
inv中的力。然而，不言而喻，延伸角可根据所期望的反推力的高度而不同。具体地，偏转件3、4、5也可向下游伸出。
61.下文中，仅呈现了单个偏转装置，但是不言而喻，进气管2可以包括多个偏转装置。
62.参考图4，示出了偏转装置，该偏转装置包括多个偏转件3、4、5，这些偏转件绕轴线x沿周向分布在进气管2上，该分布方式使得能够在整个所述圆周上增大反推力。参考图4，以优选的方式，偏转件3、4、5的方位角长使得这些表面整体尺寸小、轻巧且易于延伸。自然地，方位角长可以在一个偏转件3、4、5和另一个偏转件之间变化，以便适应如制动等不同的操作条件，并且特别是应对进气管唇缘圆周上方的不均匀气流。优选地，两个连续偏转件3、4、5之间的方位角间距足够小，使得偏转件3、4、5在伸出时覆盖最大方位角表面积，或甚至在伸出位置部分重叠。优选地，偏转件3、4、5的数量足够多以实现在进气管2的整个圆周上的分离d，且足够少以减少重量和阻力。
63.优选地，偏转件3、4、5成行排布。优选地，每行偏转件包括多个与轴线x径向距离相等的偏转件3、4、5。换句话说，行是圆形的。例如，图4仅示出一个圆形行，且图5仅示出了两个圆形行，但是不言而喻，行数可以更多。使用若干行，特别是如图5所示的交错排布的行，可使用彼此间隔开且易于维护的偏转件3、4、5以实现沿进气管2的圆周基本连续的偏转。具体地，偏转件3、4、5可呈鳞状部分重叠，以在进气管2的圆周处形成偏转连续性。
64.优选地，参考图4，比率l3/l2在0.05与0.3之间，其中参数l3是偏转件3、4、5的径向厚度，参数l2是进气管2的径向厚度。
65.可选地，参考图6，偏转装置包括绕轴线x周向延伸的单个偏转件3、4、5。此偏转件3、4、5用于确保在反推力阶段在进气管2的整个圆周上偏转。
66.优选地，偏转件3、4、5在内壁21侧面上的进气管唇缘2附近伸出，以避免形成局部凹陷区。
67.优选地，偏转件3、4、5的材料是刚性的，以便有效地增大反推力。优选地，此材料与内壁21和/或外壁22的材料相同。
68.描述不同的实施例，将更好地理解本发明。本发明的不同方面将在下文中根据作
为示例的三个实施例进行连续阐述。不言而喻，本发明不限于这三个实施例，而是涵盖所阐述的实施例的各种技术特征的任何可能的组合。
69.根据第一实施例，参考图7a和图7b，偏转装置包括一行偏转件，该行偏转件包括多个与轴线x径向距离相等的偏转件3。在本实施例中，每个偏转件3从内壁21伸出。此外，在本实施例中，每个偏转件3包括在伸出位置a与缩回位置b之间转动的近端部31和适于偏转反向气流f
‑
inv的远端部32。
70.在本实施例中，远端部32呈矩形，当然其它形状也是合适的，尤其是如梯形等多边形。梯形状的优点在于，只有一行偏转件3时，远端部可一起连续或基本连续地覆盖进气管的圆周。气流在进气管的整个圆周上偏转。换句话说，对于梯形状来说，偏转件3的交错布置不是必需的。
71.优选地，由于风扇11包括风扇叶片，远端部32的长度e3小于风扇叶片长度的1/3。优选地，近端部31铰接在进气管唇缘23附近的内壁21处。
72.在本实施例中，如图7a所示，内壁21包括凹陷部24，该凹陷部位于偏转件的铰链轴沿反向气流f
‑
inv的流动方向的上游，且被配置为容纳位于缩回位置b的偏转件3。如图7b所示，在缩回位置b，偏转件3作为内壁21的延伸部延伸，使得进气管2具有空气动力学轮廓。
73.在图7a的示例中，环形腔20的纵向方向x20与延伸方向x3之间形成的延伸角α为90
°‑
140
°
，在伸出位置a的偏转件3沿该延伸方向伸出。因此，所选延伸角足够小以促进分离d，且足够大以不会显著降低反向气流中的力，这是有利的。
74.如图7a所示，在伸出位置a，由风扇11生成的反向气流f
‑
inv由内壁21引导，然后由偏转件3的远端部32引导，该偏转件将反向气流f
‑
inv向远离进气管唇缘23的方向引导，以便生成分离d。这降低了现有技术中出现的局部真空，由此提高了涡轮喷射引擎在反推力阶段中的性能。
75.在本实施例中，参考图7a和图7b，偏转装置包括主动驱动件33，以便驱动偏转件3从缩回位置b运动至伸出位置a。例如，此主动驱动件33呈液压、电动或其它致动器的形式，以便接收控制器的指令后驱动偏转件3。优选地，主动驱动件33还可驱动偏转件3从伸出位置a运动至缩回位置b。可选地，在推力阶段，偏转件3也可通过内部气流f
‑
int的作用被动地从伸出位置a运动至缩回位置b。
76.不言而喻，偏转装置3可以包括多个主动驱动件33。
77.根据另一个示例，参考图7c和图7d，偏转装置包括被动驱动件34，以便在不借助于致动器的情况下驱动偏转件3从缩回位置b运动至伸出位置a。
78.在图7c和图7d所示出的示例中，被动驱动件34呈形成在进气管2的环形腔20中的导管的形式。优选地，导管包括在缩回位置b通向内壁21的入口34a和通向偏转件3的出口34b。更精确地说，入口34a相对轴线x位于偏转件3的下游。入口34a可以位于风扇的上游或下游。出口34b进而通向凹陷部24。有利地，导管可使偏转件3在由被动驱动件34中流动的反向气流f
‑
inv的一部分f
‑
inv1生成的力的作用下运动。
79.有利地，无需向被动驱动件34提供力，偏转件3在反推力阶段通过使用反向气流f
‑
inv的力运动至伸出位置a，并在推力阶段通过内部气流f
‑
int的力运动至缩回位置b。
80.不言而喻，被动驱动件34可以具有不同的结构。不言而喻，偏转装置可以包括多个被动驱动件34。此外，偏转装置可以包括一个或多个被动驱动件34和一个或多个主动驱动
件33。
81.根据图8a、图8b和图8c所示第二实施例，示出了多个沿延伸方向x4平移的偏转件4。
82.优选地，偏转件4呈多边形，优选的为梯形，以便具有高机械强度来对抗反向气流f
‑
inv。与前述类似，每个偏转件4从内壁21伸出，并包括近端部41和远端气流偏转部42。近端部41在环形腔20中延伸，而远端部42沿朝向轴线x的径向向内的延伸方向x4伸出环形腔20。优选地，远端部42的长度e4小于风扇叶片长度的1/3。
83.参考图8a至图8c，偏转装置4包括在闭合位置c1与打开位置c2之间运动的遮盖件44，在闭合位置，遮盖件44遮盖位于缩回位置b的偏转件4，以便形成空气动力学轮廓(图8b)；在打开位置，遮盖件44从闭合位置c1偏离(图8a和图8c)，以允许偏转件4运动至伸出位置a。
84.优选地，遮盖件44由刚性材料制成。优选地，遮盖件44由与内壁21相同的材料制成，且其形状被设置为内壁21的延伸部，使得进气管2的空气动力学轮廓在推力阶段保持不变。
85.在图8a的示例中，遮盖件44沿内壁21向内平移，从闭合位置c1移动至打开位置c2。在图8c的示例中，遮盖件44包括两个部分，该两个部分分别位于偏转件4的径向内部和径向外部，并可转动地铰接在进气管2的上游。然而，不言而喻，遮盖件44可具有其它形状并以不同方式运动。此外，遮盖件44可以包括一个或多个部分。此外，遮盖件44的运动可以通过主动驱动件43和/或通过被动驱动件或任何其它驱动件来实现。
86.根据图9a和图9b所示第三实施例，偏转装置包括绕轴线x周向延伸的单个偏转件5。有利地，反向气流f
‑
inv在进气管2的整个圆周上偏转。
87.根据本发明的另一方面，如图9a和图9b所示，偏转件5呈圆柱形，且大致沿轴线x的纵向延伸方向x5从进气唇缘23伸出。优选地，偏转件5使得进气管唇缘23延伸且因此厚度减小，从而促进反向气流f
‑
inv的分离d。优选地，偏转件5伸出的长度e5小于风扇叶片长度的1/3。
88.已经通过示例的方式描述了本发明的三个特定实施例，但是不言而喻，本发明不仅仅由这些实施例限定。实际上，本发明涵盖所阐述的实施例的不同技术特征的任何可能的组合。
89.具体地，所描述的所有三个实施例均具有偏转装置，以在进气管2的圆周处均匀地偏转反向气流f
‑
inv。然而，在一些如制动等操作条件下，不均匀地偏转此反向气流可能是有利的。因此，以下参考图10a至图10c描述用于不均匀地偏转反向气流f
‑
inv的各种示例。
90.如图10a所示，偏转件3、4、5可以在进气管2的圆周处朝向不同方向，以便形成朝向预定变形轴ad的进气管唇缘。可选地，如图10b所示，偏转件3、4、5可以在进气管2的圆周处伸出不同的长度。此外，参考图10c，偏转件3、4、5可以在垂直于轴线x的平面中在进气管2的圆周上方形成椭圆形、特别是卵形的行。在单个偏转件3、4、5的情况下，可以在垂直于轴线x的平面中采取椭圆形带的形式。不均匀的偏转有利地在考虑进气管2的环境的情况下使得引导反向气流成为可能。
91.下文描述了一种使用根据如前所述的本发明的进气管2的方法。
92.在推力阶段，风扇11可以加速内部气流f
‑
int，该内部气流由具有促进推力阶段的
空气动力学轮廓的进气管2引导。在涡轮喷射引擎1的推力阶段，偏转件3、4、5处于缩回位置b，使得进气管2具有空气动力学轮廓，以便引导气流。
93.在所述涡轮喷射引擎1的反推力阶段，特别是在风扇叶片11的浆距改变之后，驱动偏转件3、4、5从缩回位置运动至伸出位置a，在此期间，偏转件3、4、5伸出，以便沿朝向轴线x的径向向内的延伸方向x3、x4从内壁21或进气管唇缘23伸出，或沿轴线x的纵向延伸方向x5从内壁21或进气管唇缘23伸出，以增大反推力。有利地，此运动步骤在推力阶段和反推力阶段都赋予飞行器良好的性能，在推力阶段中，内部气流f
‑
int保持不变，在反推力阶段中，偏转件3、4、5促进反向气流f
‑
inv从内壁21的分离d。
94.根据本发明的一个方面，在运动步骤期间，仅偏转件3、4、5的一部分运动，以适应如制动等不同的操作条件。
95.根据本发明的一个方面，操作方法包括借助主动驱动件33、43以简单且快速的方式驱动偏转件3、4、5。根据本发明的另一方面，操作方法包括借助被动驱动件34巧妙地使用反向气流f
‑
inv的力驱动偏转件3、4、5运动至伸出位置a。优选地，被动驱动件34通过使用内部气流f
‑
int的力驱动偏转件3、4、5运动至缩回位置b。
96.优选地，在反向运动期间，随着偏转件3、4、5最初沿朝向轴线x的上游和径向向内的延伸方向x3、x4从内壁21或进气管唇缘23伸出，或沿轴线x5的纵向延伸方向x5从内壁21或进气管唇缘23伸出，以增大反推力；操作方法包括驱动偏转件3、4、5从伸出位置a反向地运动至缩回位置b的步骤，偏转件3、4、5被驱动，使得进气管2具有促进推力阶段的空气动力学轮廓。此运动可以主动执行，也可以被动执行。
97.借助于本发明，涡轮喷射引擎1在维持推力阶段现有性能的同时显著提高了反推力阶段的性能。事实上，在伸出位置a的偏转件3、4、5促进了反向气流f
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inv从内壁21的分离d，使得所述反向气流f
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inv与上游气流f大致在轴向上方向相反，以产生反推力，同时减小重量和阻力。在缩回位置b，进气管2有利地维持其空气动力学轮廓。
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