使用大型渦流發(fā)生器以便流量重新分配的推進(jìn)系統(tǒng)與配備推進(jìn)系統(tǒng)的超音速飛機(jī)的制作方法
【專利說明】使用大型渦流發(fā)生器以便流量重新分配的推進(jìn)系統(tǒng)與配備推進(jìn)系統(tǒng)的超音速飛機(jī)
相關(guān)申請(qǐng)的交叉引用
[0001]本申請(qǐng)要求于2013年2月14日提交的、題為“使用渦流發(fā)生器的大型流量重新分配(Large-Scale Flow Redistribut1n Using Vortex Generators) ” 的共同未決的美國臨時(shí)專利申請(qǐng)61/764，658的權(quán)益，該美國臨時(shí)專利申請(qǐng)由此以其全文通過引用并入本文。
技術(shù)領(lǐng)域
[0002]本發(fā)明通常涉及航空以及更具體地涉及用于超音速飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)。
【背景技術(shù)】
[0003]常規(guī)超音速飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)包括中心體，所述中心體具有細(xì)長的壓縮表面以幫助改進(jìn)由發(fā)動(dòng)機(jī)以超音速速度通過空氣運(yùn)動(dòng)所造成的壓力恢復(fù)。壓縮表面連同飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)的其它特征一起將進(jìn)入推進(jìn)系統(tǒng)的超音速空氣流減慢到與發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪機(jī)械相兼容的速度。
[0004]具有細(xì)長壓縮表面的一個(gè)不良后果是在入口(例如，擴(kuò)散器的部分)的內(nèi)表面上積聚相對(duì)厚的邊界層。邊界層是鄰近粘性表面(諸如壓縮表面和擴(kuò)散器的表面)定位的空氣流的一部分，由于其與粘性體的相互作用，該部分空氣流以比自由流速度更慢的速度移動(dòng)。
[0005]由于邊界層空氣以比空氣流的剩余部分更慢的速度移動(dòng)，邊界層空氣將具有比空氣流的剩余部分更低的停滯壓力。這導(dǎo)致進(jìn)入空氣動(dòng)力學(xué)相互作用面(“AIP”)(例如，風(fēng)扇或發(fā)動(dòng)機(jī)的面)的空氣流的停滯壓力的畸變。停滯壓力上的這種畸變是不希望的，因?yàn)樗赡軙?huì)不利地影響發(fā)動(dòng)機(jī)的可操作性和性能。
[0006]已經(jīng)研發(fā)出了若干不同的解決方案來克服由細(xì)長壓縮表面所導(dǎo)致的停滯壓力上的畸變。例如，通過使得空氣流流動(dòng)通過多孔表面并使用低壓來從空氣流抽取邊界層，一些推進(jìn)系統(tǒng)從空氣流排放邊界層。雖然減小邊界層的厚度是有效的，但這種排放系統(tǒng)增加了推進(jìn)系統(tǒng)的成本、復(fù)雜性和重量。
[0007]另一種解決方案將適度高度的渦流發(fā)生器定位在中心體上。這些渦流發(fā)生器具有的高度范圍為從局部邊界層厚度的百分之二十到百分之四十，并產(chǎn)生完全在邊界層內(nèi)傳播的渦流。這些渦流增大邊界層的能量水平，這反過來又允許邊界層保持更有力地附接到中心體的彎曲表面或其它入口表面。雖然這可抑制邊界層的生成和分離，但這不改變其結(jié)構(gòu)或明顯地減少其厚度，以及進(jìn)入AIP的空氣的停滯壓力保持畸變。
[0008]因此，理想的是提供一種推進(jìn)系統(tǒng)，其減少進(jìn)入AIP的空氣流的停滯壓力的畸變。此外，理想的是提供一種配備有推進(jìn)系統(tǒng)的超音速飛機(jī)，該系統(tǒng)減少停滯壓力的畸變。此夕卜，其它期望的特征和特性從隨后的
【發(fā)明內(nèi)容】
部分和【具體實(shí)施方式】部分及所附的權(quán)利要求、結(jié)合附圖和前述的技術(shù)領(lǐng)域和【背景技術(shù)】將變得顯而易見。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0009]本文公開了用于超音速飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)和配備有推進(jìn)系統(tǒng)的超音速飛機(jī)。
[0010]在第一非限制性的實(shí)施例中，所述推進(jìn)系統(tǒng)包括但不限于發(fā)動(dòng)機(jī)。推進(jìn)系統(tǒng)還包括但不限于設(shè)置于發(fā)動(dòng)機(jī)上游側(cè)的壓縮表面。推進(jìn)系統(tǒng)還包括但不限于護(hù)罩，其部分地包圍發(fā)動(dòng)機(jī)且配置成將空氣流朝向所述發(fā)動(dòng)機(jī)引導(dǎo)通過中心體。推進(jìn)系統(tǒng)還進(jìn)一步包括但不限于定位在發(fā)動(dòng)機(jī)上游側(cè)的多個(gè)渦流發(fā)生器。多個(gè)渦流發(fā)生器具有一定的高度，使得當(dāng)超音速飛機(jī)以預(yù)定速度飛行時(shí)，所述多個(gè)渦流發(fā)生器產(chǎn)生多個(gè)渦流，渦流至少部分地在鄰近超音速入口表面形成的邊界層之外傳播。在空氣流達(dá)到發(fā)動(dòng)機(jī)的面之前，多個(gè)渦流導(dǎo)致空氣流的高速部分朝向?qū)τ谕毫Φ淖兓哂懈哽`敏度的發(fā)動(dòng)機(jī)部分移動(dòng)，以及導(dǎo)致空氣流的低速部分遠(yuǎn)離對(duì)于停滯壓力的變化具有更高靈敏度的發(fā)動(dòng)機(jī)部分移動(dòng)。
[0011]在第二非限制性的實(shí)施例中，所述推進(jìn)系統(tǒng)包括但不限于發(fā)動(dòng)機(jī)，其包括發(fā)動(dòng)機(jī)芯和發(fā)動(dòng)機(jī)旁路。發(fā)動(dòng)機(jī)芯相比于發(fā)動(dòng)機(jī)旁路具有對(duì)停滯壓力的變化更高的靈敏度。推進(jìn)系統(tǒng)還包括但不限于設(shè)置于發(fā)動(dòng)機(jī)上游側(cè)的中心體。推進(jìn)系統(tǒng)還包括但不限于部分地包圍發(fā)動(dòng)機(jī)和中心體的護(hù)罩。護(hù)罩配置成將空氣流朝向所述發(fā)動(dòng)機(jī)引導(dǎo)通過中心體。推進(jìn)系統(tǒng)還進(jìn)一步包括但不限于多個(gè)渦流發(fā)生器，其定位在發(fā)動(dòng)機(jī)的上游側(cè)，并且圍繞中心體和所述護(hù)罩的內(nèi)表面中的至少一個(gè)沿周向布置。多個(gè)渦流發(fā)生器成對(duì)布置。每對(duì)渦流發(fā)生器的每一個(gè)渦流發(fā)生器具有相對(duì)于彼此的相等且相反的迎角。渦流發(fā)生器配置成當(dāng)超音速飛機(jī)以預(yù)定速度的飛行時(shí)產(chǎn)生多個(gè)渦流，渦流至少部分地在鄰近中心體形成的邊界層之外傳播。在空氣流達(dá)到發(fā)動(dòng)機(jī)的面之前，多個(gè)渦流導(dǎo)致空氣流的高速部分朝向中心體徑向移動(dòng)，以及導(dǎo)致空氣流的低速部分遠(yuǎn)離中心體徑向移動(dòng)。多個(gè)渦流發(fā)生器的每個(gè)渦流發(fā)生器具有在邊界層厚度的75 %至500 %之間的高度。多個(gè)渦流發(fā)生器中的每個(gè)渦流發(fā)生器具有矩形配置，矩形配置具有在I和4之間的縱橫比，以及多個(gè)渦流發(fā)生器設(shè)置于當(dāng)超音速飛機(jī)以預(yù)定的速度飛行時(shí)所形成的終端沖擊(terminal shock)之后。
[0012]在第三非限制性的實(shí)施例中，超音速飛機(jī)包括但不限于機(jī)身。超音速飛機(jī)還進(jìn)一步包括但不限于用于以超音速推進(jìn)機(jī)身的推進(jìn)系統(tǒng)。推進(jìn)系統(tǒng)還包括但不限于設(shè)置于發(fā)動(dòng)機(jī)上游側(cè)的中心體。推進(jìn)系統(tǒng)還包括但不限于部分地包圍發(fā)動(dòng)機(jī)和中心體的護(hù)罩。護(hù)罩配置成將空氣流朝向所述發(fā)動(dòng)機(jī)引導(dǎo)通過中心體。推進(jìn)系統(tǒng)還進(jìn)一步包括但不限于多個(gè)渦流發(fā)生器，其定位在發(fā)動(dòng)機(jī)的上游側(cè)。多個(gè)渦流發(fā)生器具有一定的高度，使得當(dāng)超音速飛機(jī)以預(yù)定速度飛行時(shí)，多個(gè)渦流發(fā)生器產(chǎn)生多個(gè)渦流，渦流至少部分地在鄰近中心體形成的邊界層之外傳播。在空氣流達(dá)到發(fā)動(dòng)機(jī)的面之前，多個(gè)渦流導(dǎo)致空氣流的高速部分朝向中心體徑向移動(dòng)，以及導(dǎo)致空氣流的低速部分遠(yuǎn)離中心體徑向移動(dòng)。
【附圖說明】
[0013]將在下文結(jié)合以下附圖對(duì)本發(fā)明進(jìn)行說明，其中相同的附圖標(biāo)記指示相同的元件，其中:
[0014]圖1是示出用于與超音速飛機(jī)一起使用的現(xiàn)有技術(shù)推進(jìn)系統(tǒng)的示意性剖視圖；
[0015]圖2是示出根據(jù)本公開教導(dǎo)制成的推進(jìn)系統(tǒng)的非限制實(shí)施例的示意性剖視圖；
[0016]圖3是通過圖2的線3-3所取的剖視圖；以及
[0017]圖4是局部示意圖，其示出從圖3的箭頭4的視角所看的圖2推進(jìn)系統(tǒng)的一部分；
[0018]圖5是局部透視圖，其示出圖2的推進(jìn)系統(tǒng)包含的多個(gè)渦流發(fā)生器的第一非限制性的布置；
[0019]圖6是局部透視圖，其示出圖2的推進(jìn)系統(tǒng)包含的多個(gè)渦流發(fā)生器的第二非限制性的布置；
[0020]圖7是放大示意性側(cè)視圖，其示出圖2所示推進(jìn)系統(tǒng)的一部分；
[0021]圖8是示出根據(jù)本公開教導(dǎo)制成的推進(jìn)系統(tǒng)的另一非限制實(shí)施例的示意性剖視圖；
[0022]圖9是通過圖8的線9-9所取的剖視圖；
[0023]圖10是示出根據(jù)本公開教導(dǎo)制成的推進(jìn)系統(tǒng)的另一非限制實(shí)施例的示意性剖視圖；
[0024]圖11是示出配備有根據(jù)本公開教導(dǎo)制成的推進(jìn)系統(tǒng)的超音速飛機(jī)的非限制實(shí)施例的透視圖。
【具體實(shí)施方式】
[0025]下面的詳細(xì)描述本質(zhì)上僅僅是示例性的，并不意旨限制本發(fā)明或本發(fā)明的應(yīng)用和使用。此外，決不意旨受到在前述【背景技術(shù)】或以下的詳細(xì)描述中所呈現(xiàn)任何理論的約束。
[0026]本文公開了用于超音速飛機(jī)的改進(jìn)的推進(jìn)系統(tǒng)和配備有推進(jìn)系統(tǒng)的超音速飛機(jī)。在不例性實(shí)施例中，本公開的推進(jìn)系統(tǒng)包括發(fā)動(dòng)機(jī)、具有細(xì)長壓縮表面的入口中心體、部分地包圍發(fā)動(dòng)機(jī)和中心體兩者的護(hù)罩、和多個(gè)渦流發(fā)生器。護(hù)罩配置成將空氣流朝向所述發(fā)動(dòng)機(jī)引導(dǎo)通過中心體，然后在該處空氣流由發(fā)動(dòng)機(jī)吸取，并且可包括發(fā)動(dòng)機(jī)艙、旁路分離器、或任何其它合適的結(jié)構(gòu)。
[0027]本公開的渦流發(fā)生器相比于常規(guī)的渦流發(fā)生器是相對(duì)高的。盡管常規(guī)的渦流發(fā)生器具有的高度只是邊界層厚度的一小部分，所述邊界層當(dāng)以預(yù)定速度超音速飛行(例如，超音速巡航)時(shí)在中心體上形成，本公開的渦流發(fā)生器具有的高度在邊界層遇到渦流