專利名稱：用于推進(jìn)系統(tǒng)的推力發(fā)生器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明大體涉及推進(jìn)系統(tǒng)，且更具體地，涉及用于提高推進(jìn)系統(tǒng)效率的推力發(fā)生器(thrust generator)。
背景技術(shù)：
各種推進(jìn)系統(tǒng)為人們所了解和使用。舉例說來，在由渦輪噴氣發(fā) 動(dòng)機(jī)提供動(dòng)力的噴氣式飛行器中，空氣進(jìn)入入口，之后被旋轉(zhuǎn)式壓縮 機(jī)壓縮至更高的壓力。壓縮過的空氣被傳遞到燃燒室，在此處其與燃 料混合并被點(diǎn)燃。然后熱的燃燒氣體進(jìn)入渦輪，在渦輪中提取動(dòng)力 (power)來驅(qū)動(dòng)壓縮機(jī)。在渦輪噴氣機(jī)中，來自渦輪的排氣被加速通過 噴管以提供推力。另外，通過推力噴管(propelling nozzle)將排氣流膨脹至大氣壓 力，推力噴管產(chǎn)生凈推力來驅(qū)動(dòng)噴氣式飛行器。典型地，在渦輪噴氣 發(fā)動(dòng)機(jī)中，推力噴管接近于阻塞(choke)。由于增加推力的唯一辦法是 增加排氣流的熱力可用性，因此，這種發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)效率是有限的。某些其它的推進(jìn)系統(tǒng)采用渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)。典型地，渦輪風(fēng)扇發(fā) 動(dòng)機(jī)包括渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的基本核心以及附加的渦輪級(jí)，它們用于從 排氣中提取動(dòng)力以驅(qū)動(dòng)大型風(fēng)扇，大型風(fēng)扇使周圍空氣加速和加壓并 且通過其自身的噴管使周圍空氣加速。在渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的壓縮 機(jī)、燃燒室和高壓渦輪與在渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)中所用的那些相同且通 常被稱作發(fā)動(dòng)機(jī)核心或氣體發(fā)生器。然而，這種系統(tǒng)需要諸如風(fēng)扇的 運(yùn)動(dòng)部件和由低壓渦輪機(jī)驅(qū)動(dòng)的第二軸桿。由于對(duì)于諸如發(fā)動(dòng)機(jī)短搶 (nacelle)大小和風(fēng)扇大小的參數(shù)的實(shí)際限制，這些裝置具有有限的推進(jìn) 效率并且易于由于外物碎片(FOD)而導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)損壞。因此，需要一種具有高推進(jìn)效率和低燃料消耗率的推進(jìn)系統(tǒng)。而 且，還需要提供一種能夠與現(xiàn)有推進(jìn)系統(tǒng)一體地結(jié)合以提高這些系統(tǒng) 的推進(jìn)效率的裝置。發(fā)明內(nèi)容簡言之，根據(jù)一個(gè)實(shí)施例，提供一種推力發(fā)生器。推力發(fā)生器包 括進(jìn)氣口和集氣室，其中進(jìn)氣口構(gòu)造成在推力發(fā)生器內(nèi)引入空氣，而集氣室構(gòu)造成從氣體發(fā)生器接收排氣并且在柯恩達(dá)輪廓(Coanda profile)上提供排氣，其中柯恩達(dá)輪廓構(gòu)造成便于排氣附著到輪廓上以 形成邊界層并且夾帶來自進(jìn)氣口的進(jìn)入空氣來產(chǎn)生推力。在另一實(shí)施例中，提供一種飛行器。該飛行器包括飛行器框架和 氣體發(fā)生器，氣體發(fā)生器聯(lián)接到飛行器框架上并構(gòu)造成產(chǎn)生排氣。飛 行器還包括多個(gè)推力發(fā)生器，其聯(lián)接到飛行器框架上并構(gòu)造成從氣體 發(fā)生器接收排氣并產(chǎn)生推力以驅(qū)動(dòng)飛行器，其中多個(gè)推力發(fā)生器的每 一個(gè)均包括具有柯恩達(dá)輪廓的推力發(fā)生器的至少一個(gè)表面，柯恩達(dá)輪 廓構(gòu)造成便于排氣附著到輪廓上以形成邊界層并且夾帶來自進(jìn)氣口 的進(jìn)入空氣以產(chǎn)生高流率和高速度的空氣流。在另一實(shí)施例中，提供產(chǎn)生推力的方法。該方法包括從氣體發(fā)生 器在推力發(fā)生器的柯恩達(dá)輪廓去》引入排氣以形成邊界層，并且通過邊 界層夾帶空氣以從空氣流的進(jìn)口通量和排氣通量之間的動(dòng)量差來產(chǎn) 生推力。在另一個(gè)實(shí)施例中，提供提高飛行器推進(jìn)效率的方法。該方法包 括將至少一個(gè)推力發(fā)生器聯(lián)接到飛行器的氣體發(fā)生器，其中至少一個(gè) 推力發(fā)生器構(gòu)造成通過從氣體發(fā)生器在柯恩達(dá)輪廓上使排氣分流以 形成邊界層并且隨后通過邊界層夾帶進(jìn)入空氣。


當(dāng)參看附圖來閱讀以下具體實(shí)施方式
時(shí)，本發(fā)明的這些和其它特點(diǎn)、方面和優(yōu)點(diǎn)將會(huì)變得更好理解，在所有附圖中，相同的符號(hào)表示 相同的部件，其中圖1是根據(jù)本技術(shù)多方面的具有多個(gè)推力發(fā)生器的飛行器的圖解說明。圖2是根據(jù)本技術(shù)多方面的圖1的飛行器的氣體發(fā)生器的示范性 構(gòu)造的圖解說明。圖3是根據(jù)本技術(shù)多方面的來自圖2的氣體發(fā)生器的排氣流分離的圖解說明。圖4是根據(jù)本技術(shù)多方面的、,氣體發(fā)生器與圖1的飛行器的附連接 機(jī)構(gòu)的圖解說明。圖5是根據(jù)本技術(shù)多方面的圖1的推力發(fā)生器的示范性構(gòu)造的圖 解說明。圖6是說明根據(jù)本技術(shù)多方面的圖5的推力發(fā)生器的運(yùn)行的方塊圖。圖7是根據(jù)本技術(shù)多方面的圖5的推力發(fā)生器的柯恩達(dá)輪廓表面 的圖解說明。圖8是根據(jù)本技術(shù)多方面的在圖5的推力發(fā)生器內(nèi)的空氣與排氣 的流量剖面的圖解說明。圖9是根據(jù)本技術(shù)多方面的在圖5的推力發(fā)生器中鄰近柯恩達(dá)輪 廓形成邊界層的圖解說明。圖10是關(guān)于現(xiàn)有推進(jìn)系統(tǒng)和具有根據(jù)本技術(shù)多方面的圖5的推 力發(fā)生器的推進(jìn)系統(tǒng)的推進(jìn)效率的示范性分析結(jié)果的曲線圖示。圖11是從現(xiàn)有推進(jìn)系統(tǒng)和具有根據(jù)本技術(shù)多方面的圖5的推力 發(fā)生器的推進(jìn)系統(tǒng)所產(chǎn)生的推力的示范性分析結(jié)果的曲線圖示。圖12顯示根據(jù)本技術(shù)多方面的具有位于飛行器機(jī)翼端部的推力 發(fā)生器的示范性飛行器。要件列表10飛行器12推力發(fā)生器14飛行器框架16氣體發(fā)生器18機(jī)翼30氣體發(fā)生器32壓縮才幾34燃燒室36渦輪38軸桿40噴管50排氣流52來自燃燒室的排氣54到推力發(fā)生器的排氣流56到推力發(fā)生器的排氣流60附連4幾構(gòu)62支柱64排氣70推力發(fā)生器72集氣室74柯恩達(dá)輪廓76在柯恩達(dá)輪廓上的氣體流動(dòng)78進(jìn)氣口80空氣流82高速流84夾帶部段86推力發(fā)生部段88推力92槽94彎曲96喉部100流量剖面102排氣104柯恩達(dá)輪廓106邊界層108進(jìn)入空氣110剪切層112高速流120關(guān)于推進(jìn)效率的分析結(jié)果 122飛行器速度 124推進(jìn)效率126-128現(xiàn)有推進(jìn)系統(tǒng)的推進(jìn)效率130-132帶推力發(fā)生器的推進(jìn)系統(tǒng)的推進(jìn)效率140推力分析結(jié)果142核心流率144推力146-148現(xiàn)有推進(jìn)系統(tǒng)的推力150-152帶推力發(fā)生器的推進(jìn)系統(tǒng)的推力具體實(shí)施方式
如在下文中更詳細(xì)地討論，'本技術(shù)的實(shí)施例的作用在于提高推進(jìn) 系統(tǒng)(諸如由渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)提供動(dòng)力的噴氣式飛行器)的效率。具 體地，本技術(shù)利用工作流體和周圍空氣的組合產(chǎn)生推力來驅(qū)動(dòng)推進(jìn)系 統(tǒng)，從而提高該系統(tǒng)的效率并且減小燃料消耗率?，F(xiàn)轉(zhuǎn)至附圖并首先 參看圖1,示出了具有多個(gè)推力發(fā)生器(如標(biāo)號(hào)12所示)的飛行器10。 飛行器10包括飛行器框架14和聯(lián)接到該飛行器框架14上的氣體發(fā)生器16。在此示范性實(shí)施例中，氣體發(fā)生器16包括噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，其 構(gòu)造成產(chǎn)生排氣。如圖所示，'飛行器10包括位于飛行器的機(jī)翼18處的兩個(gè)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)16。然而，可利用更多或更少的氣體發(fā)生器或噴氣 發(fā)動(dòng)機(jī)16來驅(qū)動(dòng)飛行器10并且產(chǎn)生排氣。推力發(fā)生器12聯(lián)接到機(jī)翼18上或者與機(jī)翼18 —體地結(jié)合并且 構(gòu)造成從排氣發(fā)生器16接收排氣以產(chǎn)生推力用于驅(qū)動(dòng)飛行器10。在 此示范性實(shí)施例中，飛行器10包括四個(gè)推力發(fā)生器12，這些推力發(fā) 生器12中的兩個(gè)位于各機(jī)翼18之上。然而可以采用更多或更少的推 力發(fā)生器。應(yīng)注意的是用于飛行器IO的多個(gè)推力發(fā)生器12可具有不 同的大小，其通過單個(gè)氣體發(fā)生器源16接收排氣。另外，在某些實(shí) 施例中，多個(gè)推力發(fā)生器12可布置在飛行器IO的機(jī)身上。各推力發(fā)柯恩達(dá)輪廓(如將在下文中更詳細(xì)地描述)產(chǎn)生高速流。如本文所用的 術(shù)語"柯恩達(dá)輪廓"是指構(gòu)造成便于流體流附著到附近表面上并且即 使在表面朝遠(yuǎn)離流體運(yùn)動(dòng)的初始方向彎曲時(shí)依然保持附著在表面上 的輪廓。圖2是圖1的飛行器IO的氣體發(fā)生器16的示范性構(gòu)造30的圖 解說明。燃?xì)鉁u輪機(jī)30包括構(gòu)造成用來壓縮周圍空氣的壓縮機(jī)32。 燃燒室34與壓縮機(jī)32流動(dòng)連通并且構(gòu)造成接收來自壓縮機(jī)32的壓 縮空氣并且燃燒燃料流以產(chǎn)生燃燒室排氣流。此外，燃?xì)鉁u輪機(jī)32 包括位于壓縮機(jī)34下游的渦輪36。渦輪36構(gòu)造成使燃燒室排氣流膨 脹以驅(qū)動(dòng)外部載荷。在所圖示的實(shí)施例中，壓縮機(jī)32經(jīng)由軸桿38由 渦輪36所產(chǎn)生的動(dòng)力驅(qū)動(dòng)。另外，在通常的燃?xì)鉁u輪(諸如渦輪風(fēng)扇) 中，來自渦輪36的排氣的高速噴氣通過推力噴管40膨脹到大氣壓力， 推力噴管40產(chǎn)生與噴氣方向相反的方向上的凈推力。在此示范性實(shí)施例中，燃料流和空氣在燃燒室34中在所要溫度 與所要壓力下燃燒后產(chǎn)生排氣。在動(dòng)力提取(power extraction)以驅(qū)動(dòng)氣 體發(fā)生器30的壓縮機(jī)32后，所產(chǎn)生的排氣即被引向推力發(fā)生器12(參看圖1)。推力發(fā)生器12構(gòu)造成形成增長的邊界層并且夾帶額外的空 氣流。在此示范性實(shí)施例中，被夾帶的新鮮空氣的一小部分在推力發(fā) 生器12的會(huì)聚區(qū)的壁上在一小,段距離上通過迅速夾帶并與排氣混合 而迅速地與排氣混合，導(dǎo)致具有高能量的增長的、稀釋的排氣/新鮮空 氣邊界層。這是由于通過若干單獨(dú)的槽引入排氣的緣故，這些槽圍繞 允許在其間夾帶新鮮空氣的圓周。此外，所夾帶空氣的另一部分形成 帶有混合空氣和排氣增長邊界層的剪切層，以進(jìn)一步在推力發(fā)生器12 的會(huì)聚部段使空氣加速并且便于邊界層和進(jìn)入空氣的進(jìn)一步混合，以在推力發(fā)生器12的下游部段產(chǎn)生高速空氣流。而且，推力發(fā)生器12 的下游部段從入口夾帶空氣與高速混合氣體之間的速度差來產(chǎn)生推 力。此外，通過驅(qū)動(dòng)排氣繞柯恩達(dá)輪廓旋轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的徑向靜壓力梯度 的作用來擴(kuò)大夾帶。在一個(gè)示范性實(shí)施例中，下游部段包括發(fā)散部段。因此在推力發(fā)生器12的核心中夾帶的空氣在飛行器IO起飛狀態(tài) 下處于較低的速度，但在飛行卞卻處于高得多的速度，使得來自驅(qū)動(dòng) 排氣的夾帶和動(dòng)量轉(zhuǎn)移非常有效且飛行器速度與新產(chǎn)生的噴氣速度 之間的差異相對(duì)較小。這轉(zhuǎn)變成對(duì)于推力發(fā)生器12更高的推進(jìn)效率。 上述推力發(fā)生器12便于通過排氣夾帶空氣。在某些實(shí)施例中，推力 發(fā)生器12所夾帶的質(zhì)量與排氣的質(zhì)量的比例在大約5到大約15之間。 將在下文更詳細(xì)地描述推力發(fā)生器12的運(yùn)行。在某些實(shí)施例中，排氣的一部分通過推力噴管40(參看圖2)膨脹推力。備選地，多個(gè)推力發(fā)生器12構(gòu)造成通過來自氣體發(fā)生器30的 排氣產(chǎn)生驅(qū)動(dòng)飛行器10所需的總推力。圖3是根據(jù)本技術(shù)的多方面來自圖2的氣體發(fā)生器30的排氣流 分離50的圖解說明。在此示范性實(shí)施例中，來自渦輪36(參看圖2) 的排氣流52被分禹為流56和流58,其被引向推力發(fā)生器12(參看圖 1)。另外，加壓排氣流56和5S被引到柯恩達(dá)輪廓上以形成邊界層并 且通過邊界層夾帶進(jìn)入空氣以產(chǎn)生推力。通過經(jīng)由單獨(dú)的位置或通過槽在柯恩達(dá)輪廓上引入排氣流56和58，導(dǎo)致流56和58的強(qiáng)烈的加速和方向改變，這^f更于在這些單獨(dú)的 噴氣之間夾帶進(jìn)入空氣。另外，進(jìn)入空氣加速并且在柯恩達(dá)輪廓的出 口以接近周圍壓力的壓力排出。有益地，空氣的夾帶、通過推力發(fā)生 器12的能量和動(dòng)量的迅速轉(zhuǎn)移和跨越推力發(fā)生器12的較低的壓降導(dǎo) 致增強(qiáng)的推力發(fā)生。在某些實(shí)施例中，具有大約1200。F的溫度的來自 氣體發(fā)生器30的排氣流52被阻塞。因此，在推力發(fā)生器12外圍的 排氣流56或58在推力發(fā)生器12的入口是音速的或超音速的，之后 隨著其膨脹和與周圍空氣混合而減慢。在某些實(shí)施例中，來自圖2的氣體發(fā)生器的排氣流56和58可被 引向集氣室用于在推力發(fā)生器12內(nèi)引入排氣流56和58。圖4是根據(jù) 本技術(shù)多方面的圖2的氣體發(fā)生器30與圖1的飛行器IO的附接機(jī)構(gòu) 60的圖解說明。如圖所示，氣體發(fā)生器30通過機(jī)翼支柱62而聯(lián)接到 各機(jī)翼18(參看圖l)上，或與其一體地結(jié)合。氣體發(fā)生器30構(gòu)造成產(chǎn) 生排氣52，排氣52被導(dǎo)向如標(biāo)號(hào)64所示的集氣室。另外，集氣室構(gòu) 造成將排氣52徑向地引進(jìn)推力發(fā)生器12并且沿著柯恩達(dá)輪廓，如下 文參看圖5至圖9所述。圖5是根據(jù)本技術(shù)多方面的圖1的飛行器IO的推力發(fā)生器12的 示范性構(gòu)造70的圖解說明。如圖所示，推力發(fā)生器70包括集氣室72， 集氣室72構(gòu)造成從氣體發(fā)生器30(參看圖4)接收排氣64并且在柯恩 達(dá)輪廓74上提供排氣，柯恩達(dá)輪廓74構(gòu)造成便于排氣64附著到輪 廓74上。在某些實(shí)施例中，使用燃料將熱引進(jìn)集氣室72將增加能量 并且導(dǎo)致排氣64夾帶更多的空氣或?qū)⒖諝饧铀俚礁叩乃俣取Ｔ诖?示范性實(shí)施例中，集氣室72是環(huán)形的，圍繞著推力發(fā)生器70的整流 罩(cowl)。在某些實(shí)施例中，集氣室72可分隔成多個(gè)集氣室，其提供 排氣槽的區(qū)段。在一個(gè)示范性實(shí)施例中，柯恩達(dá)輪廓74包括對(duì)數(shù)輪 廓。在運(yùn)行中，來自集氣室72的加壓排氣流64沿著柯恩達(dá)輪廓74 引入，如標(biāo)號(hào)76所示。另外，推力發(fā)生器70包括用于將空氣流80引進(jìn)推力發(fā)生器70的進(jìn)氣口 78。在運(yùn)行期間，加壓排氣76夾帶空氣流80以產(chǎn)生高速空氣流82。 具體地，柯恩達(dá)輪廓74便于相對(duì)快速地混合加壓排氣76與所夾帶的 空氣流80并且通過>^人加壓排氣76轉(zhuǎn)移能量和動(dòng)量到空氣流80而產(chǎn) 生高速空氣流80。在此示范性實(shí)施例中，柯恩達(dá)輪廓74便于加壓排 氣76附著到輪廓76直到這樣的點(diǎn)，在該點(diǎn)流的速度下降到初始速度 的一小部分，同時(shí)賦予空氣流80動(dòng)量和能量。應(yīng)該注意的是選擇推 力發(fā)生器70的設(shè)計(jì)使得其增進(jìn)從周圍環(huán)境流到推力發(fā)生器70出口的 進(jìn)入空氣流80的加速，從而使從推力發(fā)生器70產(chǎn)生的推力最大。另 外，可利用高速空氣流80來產(chǎn)生推力用于驅(qū)動(dòng)飛行器10。圖6是說明圖5的推力發(fā)生器70的運(yùn)行的方塊圖。如圖所示， 集氣室72構(gòu)造成接收來自排氣發(fā)生器30的排氣64。來自集氣室72 的排氣64被引進(jìn)推力發(fā)生器70的夾帶部段84。如上所述，夾帶部段 84包括柯恩達(dá)輪廓74用于夾帶空氣84來以較高的比例和較高的速度 產(chǎn)生混合氣體(空氣和排氣)82。然后，將這種高度流82引向推力發(fā)生 器70的推力發(fā)生部段86以從高度流82產(chǎn)生推力88。有利地，使用推力發(fā)生器70,可將空氣80的夾帶速率增加到超 過風(fēng)扇的當(dāng)前能力而無需在飛行器IO(參看圖l)中使用風(fēng)扇和其它運(yùn) 動(dòng)部件，對(duì)于風(fēng)扇和其它運(yùn)動(dòng)部件，放大(scale-up)是較為困難的并且 會(huì)導(dǎo)致高復(fù)雜性和質(zhì)量。應(yīng)注意的是從推力發(fā)生器70所產(chǎn)生的推力 88取決于噴氣82的質(zhì)量和能量。在所示實(shí)施例中，高夾帶速率和通 過推力發(fā)生器70的快速動(dòng)量轉(zhuǎn)移便于從高速噴氣82產(chǎn)生所要的推力 88。此外，上述的推力發(fā)生器70并不具有相關(guān)的高阻滯核心 (drag-core),使得朝推力器70的核心移動(dòng)的新鮮空氣80的進(jìn)入體積 (incoming volume)以飛行器速度穿過并且僅略微加速。高夾帶速率以 及離開推力發(fā)生器70的速度值非常接近飛行器10的速度值，導(dǎo)致非 常高的推進(jìn)效率。有益地，推力88通過推力發(fā)生器70維持較高但用 來獲得推力的推力器(thruster)脫藥速度在可比較的渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)中較低，導(dǎo)致更高的推進(jìn)效率。而且，平行地，所提出的氣體發(fā)生器與 推力器裝置的有效旁通比高于使用常規(guī)渦輪風(fēng)扇技術(shù)所能獲得的有 效旁通比。圖7是根據(jù)本技術(shù)多方面的圖5的推力發(fā)生器70的柯恩達(dá)輪廓 表面的圖解說明。如圖所示，來自集氣室72的排氣76被引進(jìn)推力發(fā) 生器70并且沿著柯恩達(dá)輪廓74。在示范性實(shí)施例中，壓力增強(qiáng)器(未 圖示)聯(lián)接到集氣室72上且構(gòu)造成增加集氣室72中排氣76的壓力。 在一個(gè)實(shí)施例中，推力增強(qiáng)器包括泵。在某些實(shí)施例中，推力發(fā)生器 70可在阻塞狀態(tài)下運(yùn)行以提高推力發(fā)生器70的效率。另外，在飛行 器70的特定運(yùn)行狀態(tài)下，諸如在起飛狀態(tài)期間，推力發(fā)生器70構(gòu)造 成通過從氣體發(fā)生器30增加集氣室72中的排氣壓力或通過在集氣室 72中使用壓力增強(qiáng)器增加集氣室72中排氣的壓力而提高推力?？露?達(dá)輪廓74便于排氣76附著到輪廓上以通過在若干周向位置引入而形 成邊界層并且在這些位置之間夾帶進(jìn)入空氣流80而產(chǎn)生高速空氣流 82。具體地，通過進(jìn)氣口 78(參看圖5)所供應(yīng)的空氣80形成帶有邊界 層的剪切層以使空氣流80在推力發(fā)生器70的會(huì)聚部段加速并且便于 邊界層與進(jìn)入空氣流80混合，以在推力發(fā)生器70的引出部段產(chǎn)生高 速空氣流82。將在下文中參看圖^和圖9來更詳細(xì)地描述邊界層和剪 切層的形成以產(chǎn)生高速空氣流82。排氣76經(jīng)由多個(gè)個(gè)別地分布的槽72并且沿著柯恩達(dá)輪廓74被 徑向地引進(jìn)推力發(fā)生器70的軸線，柯恩達(dá)輪廓74使用彎曲94來經(jīng) 由剪切與徑向壓力梯度的組合使夾帶最大，同時(shí)確保邊界層保持附著到推力發(fā)生器的壁上。因此，在柯恩達(dá)輪廓84的喉部區(qū)域76，流仍 是附著的并且邊界層具有相對(duì)較高的動(dòng)量，最大速度為初始注入速度 的大約0.8倍。應(yīng)注意的是由于夾帶更慢的空氣流80和向所夾帶的空 氣流80轉(zhuǎn)移動(dòng)量和能量，以及由于在壁處的某些摩擦損失，造成排 氣76的初始速度減小。而且，由于沿著輔助空氣夾帶的柯恩達(dá)輪廓 的驅(qū)動(dòng)流的彎曲，來自集氣室72的高速排氣76產(chǎn)生低壓力區(qū)。圖8是根據(jù)本技術(shù)多方面的圖5的推力發(fā)生器70內(nèi)的空氣與排氣的流量剖面IOO的圖解說明。如圖所示，排氣102被引進(jìn)推力發(fā)生 器70(參看圖5)并且位于柯恩達(dá)輪廓104上。在所示的實(shí)施例中，排 氣102通過單獨(dú)的槽92(參看圖7)以充分高的速度和壓力被引進(jìn)推力 發(fā)生器70。在運(yùn)行中，柯恩達(dá)輪廓104便于排氣102與輪廓104的附 著以形成邊界層106，邊界層106夾帶、增長并且便于排氣102和空 氣108的一部分的混合。在此實(shí)施例中，優(yōu)化輪廓104的幾何形狀和 尺寸以獲得所要的推力。另外,.進(jìn)入空氣108的流的一部分被增長的 混合邊界層106夾帶以形成帶有邊界層106的剪切層110。應(yīng)注意的 是通過繞柯恩達(dá)輪廓104的流線的彎曲所獲得的徑向靜壓力梯度來擴(kuò) 大周圍空氣108的夾帶。另外，施加在流上的徑向壓力梯度與在邊界 層106處的剪切一起用于增加夾帶。因此，由高能量邊界層106與所 夾帶的空氣流108的增長和混合所形成的剪切層IIO便于在推力發(fā)生 器70內(nèi)形成迅速和均勻的混合。將在下文中參看圖9更詳細(xì)地描述 由推力發(fā)生器70中的柯恩達(dá)效應(yīng)所造成的排氣102到柯恩達(dá)輪廓104 的附著。圖9是基于柯恩達(dá)效應(yīng)在圖5的推力發(fā)生器70中鄰近輪廓104 形成邊界層106的圖解說明。在所示的實(shí)施例中，排氣102附著到輪 廓104上并且即使在輪廓104的表面朝遠(yuǎn)離初始燃料流動(dòng)方向彎曲時(shí) 仍保持附著。更具體地，隨著排氣102減速，在流上存在壓差，這4吏 排氣102更靠近輪廓104的表面偏轉(zhuǎn)。如本領(lǐng)域技術(shù)人員所了解，當(dāng) 排氣102在輪廓104上移動(dòng)時(shí)，在排氣102與輪廓104之間發(fā)生一定 量的表面摩擦。對(duì)流102的這種阻力使排氣102朝輪廓104偏轉(zhuǎn)從而 造成其粘在輪廓104上。另外，這種機(jī)制所形成的邊界層106夾帶進(jìn) 入空氣流108以形成帶有邊界層106的剪切層110,從而促進(jìn)空氣流 108與排氣102的夾帶與混合。而且，通過邊界層106與所夾帶的空 氣108的分離和混合所形成的剪切層IIO產(chǎn)生高速空氣流112,其用 于通過產(chǎn)生推力而提高推進(jìn)系統(tǒng)效率。應(yīng)注意的是在飛行器IO(參看圖l)起飛時(shí)，流108的速度減小且夾帶速率較高。另外，當(dāng)飛行器IO在飛行中時(shí)，空氣流108的速度變得更高且夾帶也保持較高。因此， 進(jìn)入空氣流107促進(jìn)從排氣102進(jìn)行動(dòng)量和能量轉(zhuǎn)移，并且由于離開 推力發(fā)生器70的噴氣的速度與飛行器速度之間較低的差異導(dǎo)致更高 的推進(jìn)效率。圖10是現(xiàn)有推進(jìn)系統(tǒng)與具有根據(jù)本技術(shù)多方面的圖5的推力發(fā) 生器70的推進(jìn)系統(tǒng)的推進(jìn)效率的示范性分析結(jié)果120的曲線圖示。 橫坐標(biāo)軸122表示以節(jié)(Knot)為單位所測量的飛行器速度，而縱座標(biāo) 軸124表示推進(jìn)效率。在此實(shí)施例中，曲線126和128表示基于現(xiàn)有 渦輪風(fēng)扇和渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)的推進(jìn)效率。另夕卜，曲線130 和132表示帶推力發(fā)生器70的推進(jìn)系統(tǒng)的推進(jìn)效率，推力發(fā)生器70 所處的壓力比分別為大約20 psig和35 psig。如圖可見，帶推力發(fā)生 器70的推進(jìn)系統(tǒng)的推進(jìn)效率充分地高于基于現(xiàn)有渦輪風(fēng)扇和渦輪螺 旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)的推進(jìn)效率。另外，帶有處于20psig的壓力比 的推力發(fā)生器70的推進(jìn)系統(tǒng)的推進(jìn)效率相對(duì)高于帶有處于35 psig的 壓力比的推力發(fā)生器70的推進(jìn)系統(tǒng)的推進(jìn)效率。如本領(lǐng)域技術(shù)人員 所了解，可調(diào)整諸如柯恩達(dá)輪廓幾何形狀、壓力比、排氣壓力等的多 個(gè)參數(shù)以達(dá)成所要的推進(jìn)效率。另外，所選的參數(shù)也會(huì)決定氣體發(fā)生 器的架構(gòu)和布局，氣體發(fā)生器可構(gòu)造為具有低旁通比和高壓力比的渦 輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)以允許排氣流壓力參數(shù)從其燃?xì)鉁u輪核心循環(huán)排出狀 態(tài)釋放(freedup)。圖11是從基于現(xiàn)有渦輪風(fēng)扇推進(jìn)系統(tǒng)和具有根據(jù)本技術(shù)多方面 的圖5的推力發(fā)生器70的推進(jìn)系統(tǒng)所產(chǎn)生的推力的示范性分析結(jié)果 140的曲線圖示。橫坐標(biāo)軸142表示流率(lbm/sec)而縱座標(biāo)軸144表 示總推力(lbs)。在此實(shí)施例中，曲線146和148表示基于現(xiàn)有渦輪風(fēng) 扇的推進(jìn)系統(tǒng)帶有大約9的旁通比和大約1.5的風(fēng)扇壓力比與帶有大 約5的旁通比和1，8的風(fēng)扇壓力比的推力。另外，曲線150和152表 示帶有分別處于大約6和9的夾帶速率的推力發(fā)生器70的推進(jìn)系統(tǒng)所產(chǎn)生的推力。如圖可見，帶推力發(fā)生器的推進(jìn)系統(tǒng)能夠產(chǎn)生推力以 推動(dòng)推進(jìn)系統(tǒng)并且基于推力發(fā)生器的設(shè)計(jì)和數(shù)目，所產(chǎn)生的推力可與 基于現(xiàn)有渦輪風(fēng)扇的推進(jìn)系統(tǒng)相當(dāng)。同樣，可優(yōu)化諸如空氣夾帶速率 的多個(gè)參數(shù)以獲得這種系統(tǒng)的期望效率。上述的推力發(fā)生器70利用工作流體與周圍空氣的組合來產(chǎn)生推 力用于驅(qū)動(dòng)推進(jìn)系統(tǒng)從而提高這種系統(tǒng)的效率和燃料消耗率。在某些實(shí)施例中，推力發(fā)生器70便于飛行器IO(參看圖l)的短距起落(STOL) 和垂直起落(VTOL)。圖12顯示具有位于飛行器160的機(jī)翼18端部的 推力發(fā)生器162的示范性飛行器160。在此示范性實(shí)施例中，從推力垂直升起。在某些實(shí)施例中，推力發(fā)生器162可通過推力發(fā)生器162 的旋轉(zhuǎn)經(jīng)由控制以縮短起飛或降落距離來改變其在飛行中的方位。有 利地，由于推力發(fā)生器162具有幾個(gè)自由度，可采用推力發(fā)生器162 來調(diào)整飛行器IO在飛行中或飛行器IO在空中懸停期間的姿態(tài)。上述方法的各種方面可用于提高不同推進(jìn)系統(tǒng)(諸如飛行器，水 下推進(jìn)系統(tǒng)和火箭以及導(dǎo)彈)的效率。上述技術(shù)采用推力發(fā)生器，其可 與現(xiàn)有推進(jìn)系統(tǒng)一體地結(jié)合并且利用驅(qū)動(dòng)流體(諸如來自氣體發(fā)生器 的排氣)來夾帶輔助流體(secondary fluid)流以產(chǎn)生高速空氣流。具體 地，推力發(fā)生器采用柯恩達(dá)效應(yīng)來產(chǎn)生高速空氣流，高速空氣流還可 用于產(chǎn)生推力從而提高這些系統(tǒng)的效率。有利地，使用這種推力發(fā)生統(tǒng)中的風(fēng)扇)的需要從而實(shí)質(zhì)上降低了這種系統(tǒng)的運(yùn)行成本，另外，推 力發(fā)生器便于在多于一個(gè)位置處帶有阻塞狀態(tài)下的運(yùn)行，從而提高這 種系統(tǒng)的效率，尤其是在諸如短距起落(STOL)和垂直起落(VTOL)的 運(yùn)行條件下。雖然在本文中僅說明和描述了本發(fā)明的某些特點(diǎn)，但本領(lǐng)域技術(shù) 人員將想到許多的修改和變型。因此，應(yīng)了解所附權(quán)利要求意圖涵蓋 屬于本發(fā)明真實(shí)精神內(nèi)的所有此類修改和變型。
權(quán)利要求
1.一種推力發(fā)生器(12)，包括進(jìn)氣口(78)，其構(gòu)造成在所述推力發(fā)生器(12)內(nèi)引入空氣(80)；集氣室(72)，其構(gòu)造成從氣體發(fā)生器(30)接收排氣(64)并且在柯恩達(dá)輪廓(74)上提供所述排氣(64)，其中，所述柯恩達(dá)輪廓(74)構(gòu)造成便于所述排氣(64)附著到所述輪廓(74)上以形成邊界層(106)并且夾帶來自所述進(jìn)氣口(78)的進(jìn)入空氣(80)以產(chǎn)生推力。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的推力發(fā)生器(12),其特征在于，所述氣器(IO)。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的推力發(fā)生器(12)，其特征在于，所述推 力發(fā)生器(12)在阻塞狀態(tài)下運(yùn)行，用于提高所述推力發(fā)生器(12)的效率。
4. 根據(jù)權(quán)利要求2所i4的推力發(fā)生器(12)，其特征在于，所述推 力發(fā)生器(12)還包括壓力增強(qiáng)器，所述壓力增強(qiáng)器構(gòu)造成增加所述集 氣室(72)中的所述排氣(64)的壓力。
5. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的推力發(fā)生器(12)，其特征在于，所述柯 恩達(dá)輪廓(74)包括對(duì)數(shù)輪廓。
6. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的推力發(fā)生器(12),其特征在于，通過經(jīng) 過所述進(jìn)氣口 (78)的夾帶增加一定數(shù)量的進(jìn)入空氣(80)并且所述進(jìn)入 空氣(80)與所述邊界層(106)迅速混合來增加位于所述推力發(fā)生器(12) 的會(huì)聚區(qū)處的邊界層厚度，同時(shí)^_于所述邊界層(106)的動(dòng)量和能量經(jīng) 由剪切層(110)和徑向壓力梯度向所述進(jìn)入空氣(80)的轉(zhuǎn)移，以在所述 推力發(fā)生器(12)的下游部段產(chǎn)生高速空氣流。
7. 根據(jù)權(quán)利要求6所述的推力發(fā)生器(12),其特征在于，所述推 力發(fā)生器(12)的所述下游部段從空氣流的進(jìn)口通量與排放通量之間的 動(dòng)量差異產(chǎn)生推力。
8. —種飛行器(IO)，包括 飛行器框架(14);氣體發(fā)生器(30)，其聯(lián)接到所述飛行器框架(14)上并構(gòu)造成產(chǎn)生 排氣(64);以及多個(gè)推力發(fā)生器(12)，其聯(lián)接到所述飛行器框架(14)上并構(gòu)造成 從所述氣體發(fā)生器(30)接收所述排氣(64)，從而產(chǎn)生推力用于驅(qū)動(dòng)所述 飛行器(IO)，其中，所述多個(gè)推力發(fā)生器(12)中的每一個(gè)均包括具有柯 恩達(dá)輪廓(74)的所述推力發(fā)生器(12)的至少一個(gè)表面，所述柯恩達(dá)輪廓 (74)構(gòu)造成便于所述排氣(64)附著到所述輪廓(74)上以形成邊界層(106) 并且夾帶來自進(jìn)氣口(78)的進(jìn)入空氣(80)以產(chǎn)生高流率和高速度的空 氣流。
9. 一種用于產(chǎn)生推力的方法，包括在推力發(fā)生器的柯恩達(dá)輪廓上從氣體發(fā)生器引入排氣以形成邊 界層；以及通過所述邊界層夾帶空氣以從空氣流的進(jìn)口通量和排氣通量之間動(dòng)量差異來產(chǎn)生推力。
10. —種提高飛行器的推進(jìn)效率的方法，包括 將至少一個(gè)推力發(fā)生器聯(lián)接到所述飛行器的氣體發(fā)生器上，其中，所述至少一個(gè)推力發(fā)生器構(gòu)造成通過在柯恩達(dá)輪廓上使來自所述 氣體發(fā)生器的所述排氣分流以形成邊界層并且隨后通過所述邊界層 夾帶進(jìn)入空氣。
全文摘要
本發(fā)明涉及用于推進(jìn)系統(tǒng)的推力發(fā)生器，具體而言，提供了一種推力發(fā)生器(12)。該推力發(fā)生器(12)包括進(jìn)氣口(78)和集氣室(72)，其中進(jìn)氣口(78)構(gòu)造成在推力發(fā)生器(12)內(nèi)引入空氣(80)，而集氣室(72)構(gòu)造成從氣體發(fā)生器(30)接收排氣(64)并且在柯恩達(dá)輪廓(74)上提供排氣(64)，其中柯恩達(dá)輪廓(74)構(gòu)造成便于排氣(64)附著到輪廓(74)上以形成邊界層(106)并夾帶來自進(jìn)氣口(78)的進(jìn)入空氣(80)以產(chǎn)生推力。
文檔編號(hào)B64D27/16GK101327844SQ200810124879
公開日2008年12月24日 申請日期2008年6月19日 優(yōu)先權(quán)日2007年6月20日
發(fā)明者A·T·埃武萊特, L·C·哈伯 申請人:通用電氣公司