本專利總體涉及飛行器發(fā)動機，并且更具體地涉及改變飛行器發(fā)動機的進氣口的方法和裝置。

背景技術：

為了實現(xiàn)足夠的和/或增加的渦輪風扇發(fā)動機效率，高旁通渦輪風扇飛行器發(fā)動機通常使用較大直徑的風扇。然而，增加風扇直徑增加了支撐較大直徑的渦輪風扇發(fā)動機的風扇的渦輪風扇發(fā)動機的機艙的尺寸和/或直徑。在一些情況下，機艙的增加的尺寸導致增加的阻力和/或重量，其可抵消由高旁通渦輪風扇發(fā)動機實現(xiàn)的一些推進效率。

技術實現(xiàn)要素：

示例機艙裝置包括風扇罩和可移動地耦接到風扇罩的入口罩。入口罩限定飛行器發(fā)動機的進氣口的主流動路徑和輔助流動路徑。入口罩相對于風扇罩在允許氣流經由輔助流動路徑的打開位置和防止氣流通過輔助流動路徑的關閉位置之間移動。

在另一示例中，與飛行器發(fā)動機一起使用的機艙裝置包括限定飛行器發(fā)動機的進氣口的前部分段。前部分段相對于中間分段移動。中間分段容納飛行器發(fā)動機的風扇。入口唇緣耦接到前部分段。前部分段相對于中間分段在第一打開位置和關閉位置之間平移，以改變入口唇緣和風扇之間的軸向長度。

一種控制通過飛行器發(fā)動機的機艙的入口氣流的示例方法包括相對于風扇罩將入口罩平移到第一打開位置，以在飛行器的起飛狀況期間允許氣流經由主流動路徑和輔助流動路徑到飛行器發(fā)動機；以及將入口罩相對于風扇罩平移到關閉位置，以在飛行器的巡航狀況期間防止氣流通過輔助流動路徑并且允許氣流經由主流動路徑到飛行器發(fā)動機，其中相比于入口罩處于第一打開位置時，飛行器發(fā)動機的入口在入口罩處于關閉位置時在沿著風扇的縱向軸線的方向上更靠近飛行器發(fā)動機的風扇。

附圖說明

圖1描繪具有根據(jù)本公開的教導構造的飛行器發(fā)動機的示例飛行器。

圖2是具有根據(jù)本公開的教導構造的機艙的圖1的示例飛行器發(fā)動機的透視圖。

圖3是圖1-2的示例飛行器發(fā)動機的剖視圖。

圖4是圖1-3的示例飛行器發(fā)動機的放大剖視圖。

圖5圖示說明處于非展開位置的圖1-5的示例飛行器發(fā)動機。

圖6是處于非展開位置的圖5的示例飛行器發(fā)動機的局部剖視圖。

圖7圖示說明處于第一展開位置的圖1-6的示例飛行器發(fā)動機。

圖8是處于第一展開位置的圖7的示例飛行器發(fā)動機的局部剖視圖。

圖9是被示為處于第二展開位置的圖1-4的示例飛行器發(fā)動機的局部剖視圖。

圖10是圖1-9的示例飛行器發(fā)動機的局部剖視圖。

只要可能，貫穿附圖和所附書面描述將使用相同的參考數(shù)字，以指相同或相似的部件。如在本專利中所使用的，陳述任何部件(例如，層、膜、區(qū)域或板)以任何方式定位在(例如，定位在、位于、設置在或形成在)另一個部件上意指參考部件與其它部件接觸，或者參考部件在其它部件上方，其中其間具有一個或多個中間部件。陳述任何部件與另一部件直接接觸意指在兩個部件之間沒有中間部件。

具體實施方式

為了提高飛行器發(fā)動機性能(例如，降低具體的燃料消耗率)，渦輪風扇飛行器發(fā)動機的推進系統(tǒng)被配置成以相對高的旁通比操作。例如，一些示例超高旁通渦輪風扇發(fā)動機可以具有在例如10∶1至25∶1之間的旁通比。為了實現(xiàn)相對較高的旁通比，渦輪風扇發(fā)動機采用具有相對較大的直徑的風扇。這種高旁通飛行器發(fā)動機增加了大于低旁通渦輪風扇發(fā)動機(例如，具有3∶1或5∶1的旁通比)的氣流，從而增加推進效率以便產生推力。因此，對于以相同的燃燒能量產生推力，高旁通渦輪風扇發(fā)動機比低旁通渦輪風扇發(fā)動機更有燃料效率。除了提高推進效率之外，增加渦輪風扇發(fā)動機的風扇直徑減小具有較低的風扇刀片尖端速度的排氣速度，較低的風扇刀片尖端速度降低發(fā)動機的噪聲輸出。

然而，隨著風扇直徑增加(例如，為了提供超過12∶1的旁通比)，與容納較大的風扇所需的機艙相關聯(lián)的重量和/或阻力可降低由較大直徑的風扇提供的效率益處。換句話說，機艙的增加的尺寸導致增加的阻力和/或重量，其可抵消由高旁通渦輪風扇發(fā)動機實現(xiàn)的一些推進效率。具體地，由于風扇直徑的增加引起的阻力和/或重量的增加可導致降低燃料燃燒效率，即使推力燃料消耗率隨著旁通比增加而提高。

增加風扇的直徑需要機艙的增加的尺寸(例如，最大外直徑和/或總長度)。此外，入口應在飛行器可經歷的各種狀況下將均勻的自由氣流提供到發(fā)動機中。例如，飛行器發(fā)動機可經歷在飛行器的整個飛行路徑或操作范圍(envelope)(例如，滑行、起飛、巡航、側風、發(fā)動機失速和/或著陸)內可變化的不同的飛行狀況。因此，入口可被設定尺寸，以允許發(fā)動機可需求的最大氣流，并且對于所有其它狀況，入口溢出任何過量的氣流。例如，在低速下(例如，在起飛、滑行等期間)，進氣口從比高速下的捕獲面積(例如，在巡航期間)大的捕獲面積吸入空氣。因此，入口通常被設定尺寸，以在起飛狀況和/或側風狀況期間提供足夠的氣流，在該狀況下發(fā)動機可需求在入口前緣周圍的抽吸。當發(fā)動機所需的氣流遠小于可由入口捕獲的氣流時，氣流的差在入口周圍溢出。

在低速下，為了防止沿著入口的外表面和入口的內表面的氣流分離，位于機艙的最前邊緣處的入口的入口唇緣通常設置有彎曲的厚度，以實現(xiàn)入口的外表面和入口的內表面之間的平穩(wěn)過渡。例如，尖的或尖銳的入口將導致具有不均勻流動模式的流動分離，從而導致可引起風扇刀片的空氣動力失速和/或疲勞的變形的流動模式。因為在起飛和/或側風狀況期間發(fā)生較大的流動分離，所以發(fā)動機入口通常包括具有厚度的唇緣，以在具體飛行狀況(諸如起飛、側風等)期間支持發(fā)動機的操作。然而，入口唇緣越厚，在飛行器巡航狀況期間的氣流溢出量越大。例如，在巡航期間消耗95％的燃料。因此，在起飛或側風狀況期間有利地影響流動非均勻性的入口唇緣厚度增加在巡航期間的空氣溢出，從而導致增加的阻力和降低的飛行器飛行燃料效率。因此，入口應當產生高壓力恢復、低溢出阻力以及低氣流變形。

一些示例飛行器發(fā)動機采用進氣門(blow-in-door)以減小入口面積或尺寸。然而，當門處于打開位置時，進氣門顯著地增加了飛越噪聲。特別地，進氣門是彈簧加載的，并且在初始起飛下從較低的內部靜壓力打開，而在初始爬升之后沖壓力增加時關閉。具體地，在爬升期間處于打開位置的進氣門增加發(fā)動機的噪聲輸出。為了降低噪聲，不使用進氣門的當前發(fā)動機的現(xiàn)代入口具有相對較厚的入口唇緣，這抵消了由超高旁通比發(fā)動機提供的一些推進效率提高。

通過減小與巡航期間的氣流溢出相關聯(lián)的阻力和機艙重量，本文公開的示例方法和裝置提高飛行器發(fā)動機性能。特別地，本文公開的示例方法和裝置使得機艙的進氣口的面積或直徑(例如，高光面積或直徑)能夠更接近自由氣流捕獲面積或直徑。換句話說，本文所公開的示例方法和裝置實現(xiàn)入口唇緣厚度、進氣口外罩直徑和/或機艙的入口長度(例如，入口唇緣和風扇之間的距離)的減小，從而減小溢出期間的氣流溢出。

為了減小尺寸，以減少巡航期間的阻力和/或機艙的重量，本文所公開的示例方法和裝置采用可移動罩或平移罩。更具體地，本文公開的機艙組件包括限定飛行器發(fā)動機的進氣口的主流動路徑和輔助流動路徑的前部分段或入口罩。機艙的前部分段相對于中間分段或風扇罩分段在打開位置和關閉位置之間移動。前部分段移動到打開位置，以經由主流動路徑和輔助流動路徑將氣流提供到飛行器發(fā)動機。前部分段移動到關閉位置，以防止氣流通過輔助流動路徑。例如，前部分段在例如低速飛行狀況期間移動到打開位置，以使得飛行器發(fā)動機能夠經由輔助流動路徑吸入氣流，并且在例如高速飛行狀況期間移動到關閉位置，以防止氣流通過輔助流動路徑。輔助流動路徑通過相對于主流動路徑和/或飛行器發(fā)動機的縱向軸線不平行的開口提供氣流。另外，本文所公開的示例飛行器發(fā)動機還改變、調整和/或控制經由輔助流動路徑提供到飛行器發(fā)動機的氣流量。在一些示例中，本文公開的示例飛行器發(fā)動機允許經由輔助流動路徑的氣流通過例如一個或多個葉片被精確地控制和/或改變。在一些示例中，葉片可在第一位置和第二位置之間移動，所述第一位置在起飛期間提供流入，所述第二位置在發(fā)動機熄火狀況期間提供流出。

圖1圖示說明包括從機身104橫向向外延伸的機翼102(例如，右機翼和左機翼)的示例飛行器100。所圖示說明的示例的機翼102中的每一個借助標塔108支撐飛行器發(fā)動機106。所圖示說明的示例的每個飛行器發(fā)動機106是可體現(xiàn)本公開的教導的各方面的渦輪風扇發(fā)動機。

圖2是包括根據(jù)本文公開的教導構造的機艙200的圖1的飛行器發(fā)動機106的透視圖。機艙200提供具有空氣動力外表面以減小阻力的外殼。所圖示說明的示例的機艙200包括前部分段或入口罩202(例如，外面板)、中間分段或風扇罩204(例如，蛤殼罩)以及反向推力器206。所圖示說明的示例的反向推力器206形成或限定機艙200的外表面的一部分。機艙200的前緣208耦接或安裝到入口罩202。如下面更詳細地描述的，在飛行器發(fā)動機106的操作期間，機艙200的入口罩202相對于風扇罩204移動或平移。

圖3是圖1的示例飛行器發(fā)動機106的剖視圖。如圖3所圖示說明的，飛行器發(fā)動機106包括發(fā)動機核心302以及限定在機艙200和發(fā)動機核心302之間的旁路304(例如，氣流通道)。飛行器發(fā)動機106是具有將氣流308吸入進氣口310的風扇306的氣體渦輪(例如，渦輪風扇發(fā)動機)。所圖示說明的示例的風扇罩204容納飛行器發(fā)動機106的風扇306。氣流308的一部分流向發(fā)動機核心302，并且氣流308的一部分流過旁路304。通過進氣口310提供到發(fā)動機核心302的空氣被高度加壓(例如，借助壓縮機)，并且被提供到發(fā)動機核心302的燃燒室312，其中燃料被噴射并且與高度壓縮的空氣混合和點燃。來自發(fā)動機核心302的燃燒室312的熱能向風扇306提供動力(例如，借助渦輪)并且通過噴嘴314，在噴嘴314中其對來自旁通氣流的推力的產生附加推力。發(fā)動機核心302的轉換的熱能和旁路304的加速的氣流從飛行器發(fā)動機106的風扇管道307和核心發(fā)動機316的后端排出，以產生推進飛行器100的向前推力(例如，在向前方向上)。

所圖示說明的示例的入口罩202限定飛行器發(fā)動機106的進氣口310。所圖示說明的示例的進氣口310包括主入口或主流動路徑318，氣流在例如巡航狀況期間通過所述主入口或主流動路徑318被提供到風扇306。為了幫助在其它流動狀況期間(例如，在具有或不具有側風的起飛期間)通過進氣口310吸入氣流，所圖示說明的示例的示例入口罩202相對于風扇罩204移動或平移，以提供(例如，暴露)輔助入口或輔助流動路徑320。在所圖示說明的示例中，入口罩202在第一或關閉位置(例如，收起或非展開位置)和第二或打開位置(例如，展開位置)之間移動或致動。在所圖示說明的示例中，當入口罩202相對于風扇罩204在第一位置和第二位置之間移動或平移時，入口罩202選擇性地覆蓋或暴露容納在入口罩202和風扇罩204之間的一個或多個葉片322，以及風扇306的后端。如下面更詳細地描述的，當入口罩202處于關閉位置時，主流動路徑318中的氣流不受輔助流動路徑320的影響。在一些示例中，當入口罩202處于打開位置時，通過主流動路徑318的氣流(例如，氣流的一部分)用通過輔助流動路徑320的氣流補充。在諸如發(fā)動機熄火狀況的一些示例中，通過主流動路徑318的氣流從機艙200周向向外和/或遠離風扇306被引導或轉向通過葉片322。

在操作中，響應于檢測(例如，控制器檢測)工況，入口罩202相對于風扇罩204選擇性地移動，以打開和關閉輔助流動路徑320。例如，工況包括起飛狀況、爬升狀況、側風狀況、發(fā)動機熄火狀況和/或巡航狀況。

為了使所圖示說明的示例的入口罩202在第一位置和第二位置之間移動，飛行器發(fā)動機106采用控制系統(tǒng)324?？刂葡到y(tǒng)324包括控制器326，以操作在打開位置和關閉位置之間移動入口罩202的致動器328(例如，線性致動器、液壓致動器、電致動器、步進馬達等)。例如，致動器328可在起飛期間相對于風扇罩204將入口罩202移動到打開位置，并且致動器328可在飛行器100的爬升狀況和/或巡航狀況期間相對于風扇罩204將入口罩202移動到關閉位置。在所圖示說明的示例中，控制器326可包括在全權限數(shù)字發(fā)動機控制器(FADEC)中?？刂葡到y(tǒng)324可從一個或多個傳感器330接收當前飛行狀況的多個輸入變量，包括例如高度、空氣速度、迎角、節(jié)氣門桿位置和/或(多個)其它參數(shù)。另外，基于其它測量的狀況或(多個)參數(shù)，計算或確定一些輸入變量(例如，入口氣流)。通過控制器326可使用測量的或檢測的飛行狀況，以確定飛行器100的飛行狀況(例如，巡航、起飛、側風、爬升、下降等)。在一些示例中，控制器326基于飛行器100的速度操作入口罩202。例如，當飛行器100的速度和高度指示爬升或巡航狀況時，控制器326將入口罩202移動到關閉位置，并且當飛行器100的速度指示起飛狀況或發(fā)動機熄火狀況時，控制器326將入口罩202移動到打開位置。在一些示例中，致動器328經由飛行員控制面板手動地操作。在一些示例中，致動器328經由杠桿手動地操作(例如，用于地面上的檢查、維修或修理)。

圖4是飛行器發(fā)動機的局部示意圖。機艙200的前緣208限定入口唇緣400(例如，喇叭口唇緣)。入口唇緣400包括從前緣高光404到喉點(throat point)405的內表面402，其限定最小流動路徑面積406(例如，喉部面積或直徑)。入口唇緣400具有在前緣高光404和限定最小流動路徑面積406的內表面402之間的厚度408。入口唇緣400的面積由高光捕獲面積410(例如，由高光或高光直徑限定的面積)減去最小流動路徑面積406的比率表示。通過減小入口唇緣400的厚度408，可減小機艙200的外部機艙或罩直徑414，從而在巡航狀況和/或與機艙200相關聯(lián)的重量損失期間減小正面面積和表面積阻力。另外，為了限制巡航期間的溢出阻力，增加(例如，最大化)入口捕獲質量流量比(自由氣流捕獲面積412除以高光捕獲面積410)。與已知的飛行器發(fā)動機相比，自由氣流捕獲面積412對于由飛行器發(fā)動機106提供的相同量的推力是恒定的。因此，根據(jù)本公開的教導，與不包括可移動罩或平移罩的已知飛行器發(fā)動機的高光面積416相比，飛行器發(fā)動機106的高光捕獲面積410被減小。如上所述，已知的飛行器發(fā)動機的高光面積由入口唇緣厚度限定，該入口唇緣厚度被提供以在起飛狀況和/或側風期間防止或減少沿著機艙的內表面和外表面(例如，內表面402)的邊界氣流分離。因此，已知的飛行器發(fā)動機的高光被定位成距飛行器發(fā)動機106的高光捕獲面積410更遠，增加大約但不限于11％的正面面積，該正面面積增加形狀阻力。

為了減小飛行器發(fā)動機106的高光捕獲面積410，入口唇緣400的厚度408在增加的入口捕獲質量流量比(例如，與已知飛行器的入口唇緣相比)的情況下被減小大約但不限于60％。機艙200的外直徑414被減小大約但不限于11％(例如，與已知飛行器的機艙相比)。高光捕獲面積410基于起飛所需的進氣口310的入口唇緣400的厚度408被設定或確定，該起飛將減少或防止鄰近進氣口310的邊界的流動分離。機艙200的外直徑414可相對于高光捕獲面積410被設定。如下面更詳細地描述的，通過經由輔助流動路徑320向進氣口310提供附加氣流，實現(xiàn)減小入口唇緣400的厚度408。通常，減小入口唇緣400的厚度408增加鄰近進氣口310的邊界層的氣流回旋的速率，從而引起入口唇緣400周圍的加速度的增加，這可導致在機艙200的邊界或內表面402處的流動分離。然而，輔助流動路徑320在處于打開位置時減少直接軸向氣流318，并且因此減少前緣高光404周圍的氣流，從而減少前緣高光404和內表面402周圍的氣流加速度，以允許入口唇緣400的減小的厚度408。此外，當入口罩202處于打開位置時，輔助流動路徑320向進氣口310提供附加氣流。因此，所圖示說明的示例的機艙200使得進氣口310的高光捕獲面積410的高光捕獲直徑在巡航狀況下能夠更接近自由氣流捕獲面積412的直徑，從而增加入口捕獲質量流量比，并且減少氣流溢出。因此，最大直徑414被減小，從而減小正面面積和表面積，并且減小巡航狀況期間的阻力。

另外，當入口罩202處于關閉位置時，所圖示說明的示例的機艙200的總長度418減小。例如，入口罩202(例如，和前緣208)相對于風扇罩204在打開位置和關閉位置之間平移，從而改變風扇306和前緣208或前緣高光404之間的長度418。例如，在低速(例如，起飛狀況)期間，進氣口310的長度418可被定位成等于或大于風扇306的半徑420。在諸如巡航狀況的高速狀況期間，進氣口310的長度418可減小到小于風扇306的半徑420的程度。改變進氣口310的長度418(例如，機艙在沿著縱向軸線422的軸向方向上的總長度)提供足夠的長度(例如，大約等于或大于風扇306的半徑420)，以使氣流(例如，由側風產生的)能夠在飛行器100以低速行進時(例如，在起飛期間)變直，并且在飛行器100以高速行進時(例如，在巡航狀況期間)減小長度418，以減小機艙200的潤濕表面積，并且從而減小摩擦力和/或巡航阻力。因此，所圖示說明的示例的示例機艙200在高速狀況(例如，巡航狀況)期間通過減小與機艙200相關聯(lián)的阻力來增加飛行器性能或效率。例如，通過在最大直徑414減小的情況下減小長度418，所圖示說明的示例的示例機艙200可將燃料消耗減少大約1％和5％之間。

圖5是圖1-4的飛行器發(fā)動機106的透視圖，其示出處于非展開位置500的入口罩202。在非展開位置500，入口罩202相對于風扇罩204處于收起或關閉位置502。在關閉位置502，入口罩202覆蓋葉片322(圖3)，以防止氣流通過輔助流動路徑320。圖6是飛行器發(fā)動機106的剖視圖，其圖示說明當入口罩202處于關閉位置502且飛行器100以相對高的速度行進時(例如，巡航狀況)的氣流模式600。參考圖6，氣流602經由主流動路徑318被吸入進氣口310。更具體地，當入口罩202處于關閉位置502時，氣流602僅僅經由主流動路徑318被提供到飛行器發(fā)動機106。換句話說，當入口罩202處于關閉位置502(例如，氣流被防止流過輔助流動路徑320)時，入口罩202防止氣流通過輔助流動路徑320。相反，氣流602通過主流動路徑318(例如，在基本上平行于縱向軸線422的方向上)被引導到風扇306，并且到旁路304(圖3)和發(fā)動機核心302(圖3)。另外，如上所述，氣流溢出減少，因為前緣高光404的厚度408(圖4)使高光捕獲面積410(例如，機艙200的高光直徑)相比于已知飛行器的飛行器高光捕獲面積416(例如，高光捕獲直徑)更接近自由氣流捕獲面積412(例如，自由流捕獲直徑)，從而顯著地減少溢出氣流并且允許減小的最大直徑414，以在巡航狀況期間減小與機艙200相關聯(lián)的阻力。此外，進氣口310的長度418(例如，風扇306和前緣208或前緣高光404之間的距離)小于進一步減小表面積的風扇306的半徑420，從而導致在巡航期間的摩擦阻力的減小。

圖7是圖1-6的飛行器發(fā)動機106的透視圖，其圖示說明處于展開位置700的入口罩202。如圖7所圖示說明的，入口罩202處于激活或第一打開位置702，以打開輔助流動路徑320，從而使氣流能夠移動通過輔助流動路徑320。在所圖示說明的示例中，入口罩202移動到第一打開位置702以暴露葉片322。當入口罩202處于第一打開位置702時，氣流在相對于縱向軸線422不平行的方向上被引導或轉向。在一些示例中，所圖示說明的示例的輔助流動路徑320將氣流引導到進氣口310中。在一些示例中，所圖示說明的示例的輔助流動路徑320將來自進氣口310的氣流引導到機艙200的周向外部。特別地，為了實現(xiàn)或引導氣流到進氣口310中，或者將氣流引導出進氣口310，所圖示說明的示例的示例葉片322相對于縱向軸線422在第一位置(例如，相對于縱向軸線422的第一多個角)和第二位置(例如，相對于縱向軸線422的第二多個角)之間移動或旋轉。

圖8是飛行器發(fā)動機106的剖視圖，其圖示說明當入口罩202處于第一打開位置702且飛行器100以相對低的速度行進時(例如，起飛狀況和/或在飛行器100爬升前)的氣流模式800。參考圖8，進入進氣口310的氣流802由主流動路徑318和輔助流動路徑320提供。為了通過輔助流動路徑320提供氣流802，入口罩202被定位到第一打開位置702，以暴露輔助流動路徑320。特別地，葉片322相對于縱向軸線422以角804(例如，第一多個角)定位以提供迎角，該迎角將氣流802相對于機艙200從外面或從外部引導到進氣口310并朝向風扇306。當入口罩202被定位(例如，縮回或延伸)用于流入或流出時，所圖示說明的示例的葉片322可相對于縱向軸線422定位在例如小角或較大的角之間(例如，在90度和170度之間)。例如，飛行器發(fā)動機106可包括第二致動器和/或軌道，以移動或旋轉葉片322和/或改變葉片322的迎角。在一些示例中，葉片322是固定的，并且不移動、變化或改變位置或迎角。此外，當入口罩202處于第一打開位置702時，所圖示說明的示例的入口罩202增加進氣口310的長度418。例如，當入口罩202從關閉位置502移動到第一打開位置702時，前緣208和風扇306之間的長度418沿著縱向軸線422在軸向方向上增加。以這種方式，主流動路徑318中的氣流802具有足夠的長度，以在例如側風狀況期間在到達風扇306之前變直(例如，變得基本上相對于縱向軸線422平行)，其中氣流802在相對于縱向軸線422不平行(例如，垂直)的方向上經由主流動路徑318流入進氣口310。例如，當進氣口310在起飛期間經歷基本上垂直于飛行器100的行進方向的氣流時，可發(fā)生側風狀況。另外，在低速期間增加進氣口310的長度418減少氣流邊界層分離，氣流邊界層分離可以其它方式由氣流802沿內表面402和/或前緣208(例如，前緣的外表面)的加速率引起。

圖9是發(fā)動機熄火狀況900期間的飛行器發(fā)動機106的剖視圖。在發(fā)動機熄火狀況900期間，飛行器發(fā)動機106可經歷自轉，其中飛行器發(fā)動機106被允許旋轉，并且通過由(即，通過飛行器100的其它發(fā)動機提供的)飛行器100的向前速度引起的氣流902驅動。在發(fā)動機熄火狀況900期間，所圖示說明的示例的入口罩202可定位到第二打開位置904。相比于當入口罩202處于第一打開位置702時(例如，如圖7和圖8中所示)的進氣口310的長度418，第二打開位置904增加進氣口310的長度418。然而，在一些示例中，在發(fā)動機熄火狀況900期間，入口罩202可定位在第一打開位置702處。在發(fā)動機熄火狀況900期間，所圖示說明的示例的輔助流動路徑320將氣流906從進氣口310引導到機艙200的周向外部。為了促進來自進氣口310的氣流906到機艙200的外部，所圖示說明的示例的葉片322相對于縱向軸線422以角908(例如，多個第二角)定位(例如，旋轉)，以提供將空氣流906從進氣口310引導出的迎角。因此，進氣口310中的氣流910的一部分經由主流動路徑318被引導朝向風扇306，并且進氣口310中的氣流906的另一部分經由輔助流動路徑320被引導到進氣口310的外面(例如，機艙200的周向外部)，并且遠離風扇306。在一些示例中，入口罩202不移動到第二打開位置904。

圖10是圖示說明機艙200的示例致動器328的局部剖視圖。所圖示說明的示例的致動器328具有安裝在風扇罩204內的第一端部1004，以及與耦接到入口罩202的第一端部相對的第二端部1002。第二端部1002相對于第一端部1004移動，從而相對于風扇罩204延伸或縮回入口罩202，以在關閉位置502、第一打開位置702和第二打開位置904之間移動入口罩202。

根據(jù)前述內容，應當理解，上述公開的方法、裝置和制品使用具有可變或可移動葉片的致動的平移罩，以減小巡航期間的亞音速渦輪風扇飛行器機艙的入口的尺寸。平移罩在起飛期間被延伸，以提供輔助氣流。作為輔助氣流的結果，本文公開的機艙的入口唇緣可以基本上較小的厚度被形成。減小唇緣厚度減小前緣高光直徑，以在平移罩處于關閉或縮回位置時的巡航期間減少溢出氣流，從而在巡航期間提供具有較小的正面入口面積的較短入口。還可以在發(fā)動機熄火狀況期間使用平移罩以增加入口捕獲氣流，從而用自轉發(fā)動機減少溢出，以實現(xiàn)較小的正面入口面積。正面面積的減小的長度減小巡航期間的阻力。此外，采用致動器來平移罩而不是使用沖壓力空氣來關閉，例如，進氣門使平移罩能夠在起飛之后和在飛行器的爬升狀況期間移動到關閉位置(例如，獨立于沖壓力)。在一些示例中，平移罩剛好在飛行器的起落架或機輪從跑道提升或離開跑道之后移動到關閉位置。

此外，本公開包括根據(jù)下列條款的實施例：

條款1.一種與飛行器發(fā)動機(106)一起使用的機艙裝置(100)，其包含：

風扇罩(204)；以及

入口罩(202)，其可移動地耦接到所述風扇罩(204)，所述入口罩(202)限定所述飛行器發(fā)動機(106)的進氣口的主流動路徑(318)和輔助流動路徑(320)，所述入口罩(202)在允許氣流經由輔助流動路徑(320)的打開位置和防止氣流通過所述輔助流動路徑(320)的關閉位置(502)之間相對于所述風扇罩(204)移動。

條款2.根據(jù)條款1所述的裝置，還包含定位在所述輔助流動路徑(320)內的葉片(322)。

條款3.根據(jù)條款2所述的裝置，其中所述葉片(322)可在第一位置和第二位置之間移動。

條款4.根據(jù)條款3所述的裝置，其中當所述入口罩(202)處于所述打開位置并且所述葉片(322)處于所述第一位置時，所述葉片(322)朝所述飛行器發(fā)動機(106)的風扇引導氣流。

條款5.根據(jù)條款3所述的裝置，其中當所述入口罩(202)處于所述打開位置并且所述葉片(322)處于所述第二位置時，所述葉片(322)將氣流引導遠離所述飛行器發(fā)動機(106)的所述風扇。

條款6.根據(jù)條款1所述的裝置，還包含致動器(328)，以在所述打開位置和所述關閉位置(502)之間移動所述入口罩(202)。

條款7.根據(jù)條款1所述的裝置，其中所述打開位置包括第一打開位置(702)和第二打開位置(904)。

條款8.根據(jù)條款7所述的裝置，其中所述入口罩(202)在飛行器的起飛狀況期間移動到所述第一打開位置(702)，并且在所述飛行器發(fā)動機(106)的發(fā)動機熄火狀況期間移動到所述第二打開位置(904)。

條款9.一種與飛行器發(fā)動機(106)一起使用的機艙裝置，其包含：

前部分段，其限定所述飛行器發(fā)動機(106)的進氣口，所述前部分段相對于中間分段移動，所述中間分段容納所述飛行器發(fā)動機(106)的風扇；以及

入口唇緣，其耦接到所述前部分段，所述前部分段相對于所述中間分段在第一打開位置(702)和關閉位置(502)之間平移，以改變所述入口唇緣和所述風扇之間的軸向長度。

條款10.根據(jù)條款9所述的裝置，其中當所述前部分段處于所述關閉位置(502)時，所述前部分段限定主流動路徑(318)。

條款11.根據(jù)條款9所述的裝置，其中當所述前部分段處于所述第一打開位置(702)時，所述前部分段和所述中間分段限定主流動路徑(318)和輔助流動路徑(320)。

條款12.根據(jù)條款11所述的裝置，還包含當所述前部分段處于所述第一打開位置(702)時定位在所述輔助流動路徑(320)中的多個葉片(322)。

條款13.根據(jù)條款12所述的裝置，其中當所述前部分段處于所述第一打開位置(702)時，所述葉片(322)在多個角之間移動，以改變在朝向所述風扇的方向上的氣流。

條款14.根據(jù)條款11所述的裝置，其中當所述前部分段處于所述關閉位置(502)時，所述入口唇緣和所述風扇之間的軸向長度具有第一長度，并且當所述前部分段處于所述第一打開位置(702)時，所述入口唇緣和所述風扇之間的軸向長度具有第二長度，所述第一長度小于所述第二長度。

條款15.根據(jù)條款14所述的裝置，其中所述前部分段移動到不同于所述第一打開位置(702)的第二打開位置(904)，其中當所述前部分段處于所述第二打開位置(904)時，所述入口唇緣和所述風扇之間的軸向長度具有第三長度，所述第三長度大于所述第二長度。

條款16.根據(jù)條款15所述的裝置，其中當所述前部分段處于所述第二打開位置(904)時，位于所述輔助流動路徑(320)內的多個葉片(322)在多個角之間移動，以在遠離所述風扇的方向上改變氣流。

條款17.一種控制通過飛行器發(fā)動機(106)的機艙的入口氣流的方法，所述方法包含：

相對于風扇罩(204)將入口罩(202)平移到第一打開位置(702)，以允許氣流在飛行器的起飛狀況期間經由主流動路徑(318)和輔助流動路徑(320)到所述飛行器發(fā)動機(106)；以及

相對于所述風扇罩(204)將所述入口罩(202)平移到關閉位置(502)，以在飛行器的巡航狀況期間防止氣流通過所述輔助流動路徑(320)并且允許氣流經由所述主流動路徑(318)到所述飛行器發(fā)動機(106)，與當所述入口罩(202)處于所述第一打開位置(702)時相比，當所述入口罩(202)處于所述關閉位置(502)時，所述飛行器發(fā)動機(106)的入口在沿著所述風扇的縱向軸線的方向上更靠近所述飛行器發(fā)動機(106)的風扇。

條款18.根據(jù)條款17所述的方法，還包含經由葉片(322)引導氣流通過所述輔助流動路徑(320)。

條款19.根據(jù)條款18所述的方法，還包含當所述入口罩(202)處于所述第一打開位置(702)時，將所述葉片(322)移動到第一位置，以經由所述輔助流動路徑(320)引導氣流朝向所述飛行器發(fā)動機(106)的所述風扇。

條款20.根據(jù)條款18所述的方法，還包含在發(fā)動機熄火狀況期間相對于所述風扇罩(204)將所述入口罩(202)移動到第二打開位置(904)，相比于所述第一打開位置(702)，所述第二打開位置(904)將所述機艙的所述入口定位成距所述風扇更遠。

雖然本文已經描述某些示例裝置，但是本專利的覆蓋范圍不限于此。相反，本專利覆蓋字面上或等同原則下完全落入修改后的權利要求的范圍內的所有方法、裝置和制品。