CN101589217A - 降低喷气式发动机尾气噪音的系统和方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种带有凸起(例如，V形凸起)和注射流的喷气式发动机喷管，以及相关系统和方法。根据一种实施方式的方法包括以喷气式发动机产生第一气体流，通过具有尾部边缘周边的喷管输送该第一气体流，所述尾部边缘周边包括多个向着飞机尾部方向延伸的凸起；和将受压第二流体流在所述凸起附近注入所述第一气体流。在另一种实施方式中，由所述凸起承载其他混合改善设备(例如，涡流发生器)。期望所述凸起以及所述混合改善设备相结合，能使发动机尾气噪音水平降低到所述凸起或者所述注射流各自所能实现的水平以下。

Description

降低喷气式发动机尾气噪音的系统和方法

技术领域

本发明一般涉及降低喷气式发动机噪音(例如，宽带噪音)的系统和方法，包括经由喷管来实现，喷管具备配置有近端注射流的V形凸起或其他凸起，和/或其他混合改善布置。

背景技术

飞机制造商一直承受着降低飞机产生的噪音的压力，以满足越来越严格的噪音认证规定。飞机发动机是飞机总体噪音的主要制造者。因此，飞机发动机尤其是制造商噪音消减研究的重点。借助先进的高旁路比(bypass ratio)发动机，飞机发动机已经制造地非常安静。这些发动机并非直接从喷气流来获得其总推力的大部分，而是从发动机驱动的前置扇叶在发动机芯部周围推进的旁路空气来获得总推力的大部分。虽然这种方案较之单纯的螺旋桨式发动机和低旁路比发动机显著降低了飞机噪音，但是发动机和飞机联邦管理规定仍然要求进一步降低发动机噪音。

已经采用了多种技术来降低发动机尾气噪音。一种降低发动机噪音的方案是定制发动机排出的高速气体与周围自由流空气之间的混合量。一种特别的技术包括在喷管出口形成“V形凸起”。V形凸起一般包括位于喷管唇口的锯齿件，通常为三角形，并且在长度方向有一些曲度，这些锯齿件略微向相邻的流体流浸入。V形凸起可以向内或向外伸出，伸出量的数量级分别为内外表面上游边界层的厚度。V形凸起可以位于喷管柱流导管(发动机柱流经由该导管定向)尾部边缘，和/或扇流导管尾部边缘，扇流导管围绕柱流导管环形布置，并且扇流空气由此通过。通过控制喷管流线在喷管直径的长度范围内与周围自由流空气的混合速率，V形凸起通常降低低频噪音。另一项可以产生类似噪音消减效果的技术是在喷管出口或出口附近采用高压流体射流(例如，微射流)。虽然前述这种方案较之不包括凸起或流体注射的喷管能带来明显的噪音消减效果，但是仍然希望进一步降低噪音来满足社区噪音标准并且消除机舱噪音。

发明内容

提供以下发明内容仅仅是为了便于读者，而不以任何方式限制权利要求书中限定的本发明。本发明的特定方面涉及包括尾部边缘凸起(例如，V形凸起)、近端定位的流体注射孔的喷气式发动机喷管，以及相关系统和方法。一种控制飞机发动机喷管流的方法包括以喷气式发动机产生第一气流并将第一气流通过喷管输送，该喷管具有尾部边缘周边，该周边包括多个向飞机尾部方向延伸的凸起(例如，V形凸起)。所述方法进一步包括至少靠近所述凸起向所述第一气体流注射受压第二流体流。在该方法的一个特别方面，所述凸起一般为三角形，带有从基部区域向飞机尾部定位的尖端区域。第二流体流在与尖端区域轴向对准的位置沿着顺气流方向注射。在另一个特别方面，第二流体流可以至少部分地根据发动机操作参数、飞机飞行条件或者这两者而变化或停止。例如，在飞机处于巡航飞行条件时，可以减小或停止第二流体流。在另一些方面，第二流体流可以变化(例如，脉冲式变化)。

另一方面涉及制作飞机喷管系统的方法。这样一种方法应用于具有出口的喷管，该出口周边形状沿着圆周方向变化，并且包括围绕喷管出口周边的确定目标位置，期望喷气流的湍流动能释放水平在这些位置高于周边周围的湍流动能释放水平。该方法可以进一步包括在目标位置定位混合改善设备(例如，涡流发生器、细长延伸部，和/或流体注射孔)。在特别的方面，喷管包括位于出口周边的凸起，所述凸起具有基本上三角形，尖端从基部向飞机尾部定位。定位混合改善设备可以包括将个别流体注射孔定位成与相应的凸起尖端沿着顺气流方向轴向对准，让所述孔从相应尖端向飞机尾部方向定位并且相对于相应尖端以锐角向内倾斜。

根据另一方面的方法包括以喷气式发动机产生气体流，并通过具有尾部边缘周边的喷管输送气体流，所述尾部边缘周边包括向飞机尾部方向延伸的多个凸起。所述方法进一步包括提高流动涡旋强度，降低剪切应力，或者在靠近凸起的地方增大涡旋强度并降低剪切应力。在另一方面，借助混合改善设备在尖端区域提高流动涡旋强度/或降低剪切应力。混合改善设备可以包括涡流发生器、细长延伸部和/或流体注射口。

另一方面涉及包括喷气式发动机出口喷管的飞机系统，该喷管具有带周边的出口孔，所述周边包括向飞机尾部方向延伸的多个凸起。所述系统可以进一步包括多个注射流通道，这些注射流通道具有至少位于所述凸起附近的孔，所述注射流通道与受压气体源耦接。

在进一步的特别方面，所述系统还可以包括至少一个阀，其与至少其中一个注射流通道耦接，以控制经由所述至少一条通道的流动。所述系统可以进一步包括可操作地耦接到所述至少一个阀的控制器，所述控制器进行编程来接收与发动机操作条件、飞行条件或其两者对应的输入。所述控制器还进行编程，从而至少部分地根据所述输入来控制所述阀。

另一方面涉及包括喷气式发动机喷管的飞机系统，所述喷管具有带周边的出口孔，所述周边包括多个向飞机尾部方向延伸的凸起。所述系统进一步包括由所述凸起承载的混合改善设备，该混合改善设备定位成在靠近所述凸起的位置提高涡旋强度、降低剪切应力，或者既提高涡旋强度又降低剪切应力。例如，所述混合改善设备可以包括具有孔的注射流通道，所述孔至少靠近所述凸起定位，并且所述注射流通道耦接到受压气体源。在另一种布置中，所述凸起一般为三角形，尖端从基部向飞机尾部定位，并且所述混合改善设备包括从该凸起尖端向飞机尾部延伸的细长延伸部。

附图说明

图1示出了具有根据本发明一种实施方式配置的喷管的飞机；

图2示出了具有根据本发明一种实施方式配置的凸起和注射流通道的喷管；

图3示出了根据本发明一种实施方式具有凸起和注射流通道的喷管的一部分的放大平面图；

图4示出了根据本发明一种实施方式配置的喷管凸起、相关注射流通道以及控制设备的局部示意截面侧视图；

图5是比较具备根据本发明一种实施方式的凸起和注射流通道的喷管和不具备这种凸起和注射流通道的喷管的测试数据的曲线图；

图6是根据本发明另一种实施方式靠近飞机机身喷管的局部示意图；

图7A-10B示出了根据本发明进一步的实施方式、噪音消减能力提高的喷管凸起。

具体实施方式

本发明的一些方面指导具备V形延伸件或其他凸起以及混合改善设备的喷气式发动机喷管，以及相关系统和方法。以下参照图1-10B说明特定实施方式的具体细节。为了简洁起见，与这些系统和过程相关的已知结构或过程的若干细节未作论述。此外，虽然以下内容论述了本发明不同方面的若干实施方式，但是本发明若干其他实施方式可以具有不同于本节所述的不同配置或不同部件。因此，本发明的其他实施方式可以具有额外元件和/或不具备以下参照图1-10B所述的若干元件。

图1是商用喷气式运输飞机100的示意图，该飞机具有机翼102、机身101和推进系统103。所述推进系统103包括两个由机翼102承载的发动机106。每个发动机106收容在吊舱104内，所述发动机包括入口105和喷管120。喷管120包括能降低发动机106产生的噪音的向飞机尾部延伸的凸起和注射流或者其他混合改善布置，后面会有详细说明。借助这些特征实现的这种噪音消减效果可以应用于图1所示配置承载的发动机，或者可以选择的是，可以应用于其他配置承载的发动机，包括以下参照图6所述的配置。

图2是图1所示喷管120的放大侧视立面图，该喷管根据本发明的实施方式配置。喷管120可以包括运载发动机尾气产物的柱流路径122和环绕柱流路径122设置、用于输送旁路扇流空气的扇流路径121。柱流路径122终止于柱流出口124，而扇流路径121终止于扇流出口123。出口123、124其一或两者可以包括凸起125，该凸起为“V形”或者其他形状，布置成改善在相应出口交汇的气流的混合效果。为了说明的目的，示出了喷管120具备扇流凸起125a和柱流凸起125b，但是在特定安装形式中，可以省略凸起125a、125b组群其中之一。在任何一种实施方式中，一些或全部凸起125可以包括相应的混合改善设备150。在特定布置中，混合改善设备150包括注射流通道126(在图2中以虚线示出了一部分)，该通道具有通道孔127。注射流通道126运载高压流体(例如，气体诸如空气，或液体)并且一般在凸起125附近向飞机尾部方向定向。以下将更为详细地说明，凸起125与注射流通道126(或其他混合改善设备)引入的高压流相结合，期望能比凸起或注射流所单独实现的情形更大程度地降低噪音。包括注射流的混合改善设备在以下参照图3-8B进一步叙述，其他混合改善设备在后面参照图9A-10B叙述。

图3是喷管120一部分的放大平面图，示出了根据本发明实施方式配置的典型凸起125。在该特别实施方式中，凸起125基本上具有V形或三角形，尖端区域128位于基部区域129后方。每个凸起125的尖端区域128终止于最后方尖端130。在本发明的特别方面，注射流通道126和相关通道孔127与尖端区域128轴向对准(沿着顺气流方向)。认为通道孔127的这种位置，较之通道孔127的其他位置来说，能改善喷管120噪音消减能力。具体来说，认为邻近凸起125的喷管流湍流动能释放水平在尖端130附近大于基部区域129附近。还认为通过引入高压、微喷射注射流，可以降低湍流动能释放水平。因此，通道孔127可以有意定位在尖端130处或其附近，以抵消该位置预期相对较高的湍流动能释放水平。还期望这种布置能将声音水平降低到凸起125所单独实现的水平以下。

同样在图3中示出了个别通道孔127可以位于相应尖端130后方。在特别实施方式中，通道孔127可以紧接在尖端130后方。例如，每个通道孔127可以位于相应尖端130下游处，位于凸起125轴向长度大约20％的距离处。在另一种实施方式中，通道孔127可以位于尖端130处，或者紧接在尖端130上游，虽然预期下游位置至少在一些实施方式中能带来更好的噪音消减效果。因此，在进一步的实施方式中，通道孔127可以位于相应尖端130下游，位于至多大约一个喷嘴直径的距离处(例如，凸起125从其延伸的喷嘴120周边位置处的直径)。为了说明的目的，对于个别凸起125示出了单一注射流孔127，在其他实施方式中，个别凸起包括在尖端130附近并排的多个孔127。这种布置可以减小每个孔127以及相关流动通道126的尺寸，而不会减少注射流质量。孔127可以取向为零度方位角Z(如图3所示)或者在其他实施方式中，取向为非零方位角。如果凸起125包括单一孔127，和/或如果凸起125包括多个孔127，则方位角Z可以是非零值。在后一种情况下，给定凸起125上的孔127的指向可以彼此相向或彼此背向。

除了收容注射流通道126之外，至少在一些实施方式中，凸起125也可以相对于喷管120剩余部分移动。例如，凸起125可以沿着铰接线131相对于喷管120剩余部分枢转，以改变每个凸起125浸入上游喷管流(例如，相对于其倾斜)的程度。在另一种实施方式中，凸起125可以用弹性挠性材料形成，并且被促动时，形成连续弯曲的浸入表面，而非在铰接线131上不连续的表面。下面将参照图4讨论，可以通过调节注射流通道126内的流动，任选与调节凸起125的取向相结合，可以调节噪音消减效果以及喷管总体效率。

图4是喷管120一部分、其中一个凸起125以及相关注射流通道126的局部示意侧视截面图。注射流通道126耦接到受压气体源140。源140可以向注射流通道126提供压缩空气或其他气体(例如，尾气)。在特别实施方式中，源140可以包括发动机压缩机，该压缩机经由排气门向注射流通道126提供压缩空气。在另一种实施方式中，高压空气可以由其他源提供，例如飞机辅助动力单元(APU)。

如上所述，通道孔127可以沿顺气流方向与凸起125尖端130轴向对准。如图4所示，注射流通道126在通道孔127处的流动轴线可以相对于沿着喷管120内表面经过的相邻气体流动方向(以箭头G表示)倾斜一个角度A。倾斜角度A可以是锐角，具有从0°到±90°中选定的值。在特别实施方式中，倾斜角度A相对于内部气流方向G大约为60°。在其他实施方式中，为通道孔127选择的该特定倾斜角度A可以是其他值，并且可以根据一些因素为特定安装方式进行选择，所述因素包括喷管压力比、特别的喷管几何特征以及凸起125的形状等等。例如，当凸起125向内沉入时(如图4所示)，则角度A可以为正值。在多流线安装方式中(例如，带有环绕柱流线外部设置的旁路流线)，则凸起125可以设置在两个流线之间并且向外沉入旁路流线中。在这种情况下，角度A可以为负值。在特别实施方式中，通道孔127为圆形。在其他实施方式中，例如根据发动机和喷管的尺寸和/或安装方式具体情况，通道孔127的形状和/或尺寸可以不同。

在操作过程中，可以有选择地改变凸起125和/或注射流通道126的一些方面和/或以其他方式对其进行控制。例如，在凸起125可以相对于喷管120剩余部分移动的情况下，喷管120可以包括一个或多个促动器134，所述促动器与凸起125耦接，旋转它们(如箭头I所示)，以改变每个凸起125的沉入角度。可以控制凸起125，从而彼此独立地移动它们，或者集体移动它们。

为了适应凸起125的相对移动，并且适应喷管120的其他移动特征(包括但不限于反推特征)，注射流通道126至少一些部分可以包括挠性管道或其他自适应、仿形和/或弹性结构。注射流通道126还可以耦接到一个或多个阀135，以控制经过每个通道126以及相关通道孔127的流动。

控制器136可以可操作地耦接到阀135和促动器134，在飞行过程中指导这些部件的操作。控制器136可以接收发动机输入137(例如，发动机推力水平)，飞行条件输入138(例如，当前和/或即将到来的飞行条件指示，诸如起飞、着陆、巡航或其他条件)，和/或其他输入139(例如，飞行员输入)。根据输入137-139，控制器136可以指导凸起125的运动和/或经过流动通道136的流量。例如，在噪音消减效果非常重要的条件下，控制器136可以让流经流动通道126的流量最大(或者相对较大)，并且任选地，可以让凸起125移动到期望能最大程度消减噪音的沉入角。在起飞过程中，当发动机设置到最大推力水平或者接近最大推力水平时，可能出现在这种情况。在其他条件下，包括但不限于巡航条件下，有效操作发动机的需求超过了消减超过阈值水平的发动机噪音的需求。因此，控制器136可以减少或停止受压空气流过流动通道126，并且可以调节凸起125的沉入角I，使其达到零或接近零。在特别实施方式中，控制器136可以包括反馈环路来控制尾气噪音。例如，其他输入139可以包括来自麦克风、压力传感器或其他直接或间接检测发动机尾气噪音水平的传感器的输入。则控制器136可以调节凸起125和/或流动通道126的操作参数，以提供期望的噪音消减水平(例如，优化水平)。在任何前述条件下，可以以时变方式改变流动，例如脉冲式改变或以其他方式改变。前述参数可以根据接收到的输入自动调节，和/或可以由飞行员超控、调节或以其他方式操纵。控制器136可以相应包括具有处理器、存储器、输入/输出能力的计算机以及具备计算机可执行指令的计算机可读介质。计算机的功能可以与现有飞机计算机整合，或者该计算机可以包括与其他飞机系统通信的独立单元。

通常希望注射确认为提供期望的噪音消减效果所必须的最少流量，从而减少因从发动机带走流量而对发动机效率造成的影响。一般来说，期望注射流量可以小于或等于发动机总体质量流量的5％。例如，在特别实施方式中，在起飞条件下，希望注射流量可以约为发动机总体质量流量的1％或更小(例如，约为0.5％)。如上所述，在其他发动机设置条件和/或飞行条件下，可以减小注射流量或者消除注射流量。

至少一些前述实施方式的一项特征在于，经过流动通道126的流体流(例如，气体或液体)可以调节，以便满足噪音消减效果的相对需求以及发动机操作效率相对需求。虽然这种布置可以由移动凸起125来弥补，但还是比移动凸起实现起来更容易，并且可以相应地替代移动凸起125。这种布置的一项优势在于，可以允许操作员借助相对简单的阀动布置(例如，阀135)来控制发动机噪音消减水平和效率。

至少一些前述实施方式的另一项特征在于，较之单独利用凸起125所实现的情形，期望经由流动通道126提供流动能显著降低噪音。因此，注射流可以与凸起125联合使用，以实现总体较低的噪音水平。期望能对宽频带噪音、振动单元噪音、地面上能听到的噪音(例如，社区噪音，特别是起飞时)和/或飞机内能听到的噪音(例如，机舱噪音，特别是巡航时)实现噪音消减效果。可以选择的是，流体注射可以用来减少凸起125的数目或者改变凸起125的配置(例如降低沉入角)，同时提供与大量凸起或不同配置的凸起单独实现的噪音消减效果相当的噪音消减效果。因此，在一些情况下，通过减少凸起125的数量，注射流可以降低飞机重量，和/或改善飞机效率。

至少一些前述实施方式的另一项特征在于，可以在能补偿单独使用凸起时存在缺陷的地方提供注射流。例如，测试数据表明，凸起在尖端区域提供较高的剪切力和/或较低(或零)轴向涡旋强度(vorticity)。这两种特征可能限制凸起的噪音消减能力。将注射流设置在尖端区域，期望能减小剪切力和/或增大轴向涡旋强度，以提高总体噪音消减效果。

图5是在100喷管直径的半径上测量的三个不同喷管的噪音水平随着相对于喷管倾角位置变化的曲线图。因此，x轴上的90°对应于纵向与喷管对准而横向从喷管偏移100个喷管直径的位置，180°对应于横向与喷管出口对准而轴向(纵向)朝着喷管出口下游偏移100个喷管直径的位置。曲线140a示出了对应于标准圆形喷管的数据，曲线140b示出了对应于具备18个浸入角相对和缓的传统V形凸起的喷管的数据，而曲线140c对应于具备统一圆形出口周边且从注射流该周边向飞机尾部方向离开的喷管的数据。曲线140d对应于喷管的18个V形凸起与注射流以类似于以上参照图3和4所述方式结合时的情形。这些声学测试数据表明，具备凸起和注射流的喷管带来的噪音消减效果明显强于仅有凸起的喷嘴或者仅有流体注射的喷管。例如，在图5所示的众多角度位置上，噪音消减水平从大约1dB升高到大约2dB。

图6是根据本发明另一种实施方式的发动机吊舱604和安装在飞机机身101附近的相关喷管620的局部示意后视图。在该实施方式中，喷管620可以包括凸起625(示为扇流凸起625a和柱流凸起625b)，其中一些或全部凸起包括基本上类似于上述通道的注射流通道627。在该实施方式中，凸起625和流动通道627可以确定尺寸并进行配置，从而不仅为地面上的观察者提供噪音消减效果，而且为机身101内的乘客提供噪音消减效果。在另一种实施方式中，吊舱604相对于机身101和/或机翼的其他位置可以具有以适当方式相应定制的凸起和相关流动通道。

通过增加由凸起产生的轴向涡旋强度和/或减小凸起尖端附近的剪切应力，前述系统可以降低噪音水平。在另一种实施方式中，该系统可以包括借助前述机构之一或两者实现噪音消减效果的不同布置。代表性的实施方式在以下参照图7A-10B进行说明。

图7A是根据本发明另一种实施方式承载注射流通道726的凸起725的局部示意平面图。图7B是图7A所示凸起725的局部示意截面图。现在参照图7A和7B，凸起725包括注射流通道726，其具有从凸起725内表面732向外偏移的通道孔727。空气动力学整流片(图7A-7B中未示出)将注射流通道726的外表面与凸起725的外表面混合。在特别的实施方式中，通道孔727从内表面732向外偏移的距离为O，距离O的值根据凸起725和通道孔727的尺寸以及相关喷管的期望操作条件来选择。在凸起725处从喷管出现剪切层的地方向外偏移通道孔727，期望这种偏移将协助降低凸起725尖端附近的剪切应力和/或增大从凸起725指向飞机尾部的轴向涡旋强度。

图8A-8B分别示出了根据本发明另一种实施方式注射流的凸起825的平面图和截面图。在该特别的布置中，凸起825包括与通道孔827流体连通的注射腔826。注射腔826进一步包括从通道孔827向内和向外驱动流体的隔板841或其他可促动设备(例如，活塞)。因此，与提供连续的流体流相反，这种布置在通道孔827产生流体流脉冲。期望这种布置能通过增大轴向涡旋强度和/或降低凸起825尖端附近的剪切应力而带来有益的噪音消减效果。还期望这种布置能带来的一项额外优势是结构简单和/或操作时节省能源。

在前述实施方式中，通过引入流动和布置在喷管出口处的凸起，可以有利地影响轴向涡旋强度和/或剪切应力。在另一种实施方式中，凸起产生的有益效果可以由不需要包括注射流的设备来强化。代表性的设备在以下参照图9A-10B来进一步详细说明。

图9A和9B分别示出了根据本发明一种实施方式，包括朝向尖端930定位的混合改善设备950的凸起925的平面图和截面图。在该特别布置中，混合改善设备950具有从尖端向飞机尾部方向延伸的细长销形配置。混合改善设备950还相对于凸起925内表面932向内定向。期望混合改善设备能增大由凸起925单独提供的轴向涡旋强度(例如，作为涡流发生器来操作)，和/或降低凸起925尖端930附近的剪切应力。

图10A和10B分别示出了包括根据本发明另一种实施方式配置的混合改善设备1050的凸起1025的平面图和截面图。在这种布置中，混合改善设备1050也是从尖端1030向飞机尾部伸出，并且相对于凸起1025内表面1032向内倾斜。混合改善设备1050过渡或者至少局部过渡到凸起1025内外轮廓中。

从前述内容来看，应该理解，文中说明的本发明的具体实施方式是为了例述的目的，在不背离本发明的前提下，还可以进行各种改动。例如，凸起可以具有除三角形之外的其他形状。每个凸起可以包括一条以上的流动通道，和/或每条流动通道可以包括一个以上的通道孔。在特别的实施方式中，通道孔可以与相应的凸起尖端平齐，而非从尖端向下游延伸。在特别实施方式的语境中叙述的本发明的这些方面在其他实施方式中可以相互组合，或者取消。例如，混合改善设备和凸起可以设置在柱流出口和扇流出口其中之一或两者上。混合改善设备和/或凸起可以具有围绕喷管周边方向变化的特征。此外，虽然在这些实施方式的语境中叙述了与本发明特定实施方式相关的优势，但是其他实施方式也能展现出这些优势，而且并非所有的实施方式都必然需要展现这些优势才能落入本发明的范围。因此，除了附带的权利要求书之外，本发明并不受其他限制。

Claims (16)

1.一种控制飞机发动机喷管流的方法，包括：

以喷气式发动机产生第一气体流；

通过具有尾部边缘周边的喷管输送所述第一气体流，所述尾部边缘周边包括向飞机尾部方向延伸的多个凸起；和

至少在所述凸起附近将第二流体流导入所述第一气体流。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述凸起具有基本上三角形形状，该三角形的尖端区域从基部区域向飞机尾部方向定位，并且注射第二流体流包括在与所述尖端区域轴向对准的位置沿着顺气流方向注射第二流体流。

3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，注射所述第二流体流包括在所述尖端区域下游位置注射所述第二流体流。

4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，注射所述第二流体流包括相对于所述第一气体流的流动方向以非零锐角引导所述第二流体流。

5.如权利要求1所述的方法，进一步包括至少部分地根据发动机操作参数、飞机飞行条件或者这两者来改变、脉动或停止注射所述第二流体流。

6.如权利要求1所述的方法，进一步包括至少部分地根据发动机操作参数、飞机飞行条件或者这两者相对于所述发动机移动所述凸起。

7.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一气体流在所述尾部边缘周边产生喷气射流湍流动能释放水平，所述尾部边缘周边沿着所述周边相对于平均值变化，并且注射所述第二流体流包括在湍流动能释放水平高于所述平均值的圆周位置注射所述第二流体流。

8.如权利要求1所述的方法，其特征在于，注射所述第二流体流包括将所述第二流体流注入所述发动机的柱流。

9.如权利要求1所述的方法，其特征在于，注射所述第二流体流包括将所述第二流体流注入所述发动机的旁路流。

10.一种飞机系统，包括：

具有出口孔的喷气式发动机尾气喷管，所述出口孔具有周边，该周边包括向飞机尾部方向延伸的多个凸起；和

具有孔的多个注射流通道，所述孔定位地至少靠近所述凸起，所述注射流通道耦接到受压气体源。

11.如权利要求10所述的系统，其特征在于，所述凸起基本上为三角形，尖端区域从基部区域向飞机尾部方向定位，并且个别所述孔与相应尖端区域沿着顺气流方向轴向对准。

12.如权利要求11所述的系统，其特征在于，个别所述孔从相应尖端区域向飞机尾部方向定位在大约至多一个喷管直径的距离处。

13.如权利要求10所述的系统，其特征在于，所述凸起基本上为三角形，尖端从基部向飞机尾部方向定位，并且个别所述孔与相应尖端沿着顺气流方向轴向对准，所述孔从相应尖端向飞机尾部方向定位，并且以锐角相对于相应尖端向内倾斜。

14.如权利要求10所述的系统，其特征在于，个别凸起在第一位置和第二位置之间移动，在所述第一位置时，所述凸起相对于相邻喷管流动路径倾斜第一量，而在所述第二位置时，所述凸起相对于相邻喷管流动路径倾斜第二量，第二量小于第一量。

15.如权利要求10所述的系统，进一步包括：

与至少其中一条注射流通道耦接的至少一个阀，从而控制经由所述至少一条注射流通道的流动；和

可操作地耦接到所述至少一个阀的控制器，所述控制器经过编程，以接收与发动机操作条件、飞行条件或者这两者对应的输入，并且至少部分地根据所述输入控制所述阀。

16.如权利要求10所述的系统，其特征在于，所述凸起定位在喷管柱流路径和喷管旁路流路径之间。

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