CN102108915B - 用于短距起落航空器的涡轮风扇发动机 - Google Patents

Abstract

一种用于旁路涡轮风扇发动机的组件(10)。该组件包括热流动通道和旁路流动通道(14)，由发动机产生的热气流可以流动经过所述热流动通道，由发动机产生的旁路空气可以流动经过所述旁路流动通道(14)。一部分旁路空气可被改向，以相对于组件的纵轴线成角度的从组件排出，从而产生垂直推力。热流动通道通过多孔分离器(12)与旁路流动通道隔开，该分离器允许在热气流通道中流动的热气体与在冷气流通道中的冷气体之间一定的混合度。

Description

用于短距起落航空器的涡轮风扇发动机

本申请是2006年10月25日提交的发明名称为“用于短距起落航空器的涡轮风扇发动机”的中国发明专利申请200680039933.5的分案申请。

技术领域

本发明涉及一种用于航空器的改进的发动机，以及包括这种发动机的航空器。本发明还涉及一种用于发动机、尤其是用于旁路涡轮风扇类型发动机的组件(module)。

背景技术

喷气旁路涡轮风扇发动机是公知的用于航空器的推进系统。

喷气旁路涡轮风扇发动机包括涡轮风扇发动机，涡轮风扇发动机具有：用于空气的入口、用于压缩进入空气的压缩机、燃料在其中燃烧以使压缩空气膨胀的燃烧部、以及由膨胀且加热的压缩空气转动的涡轮。膨胀且加热的压缩空气作为加热气体射流穿过发动机的后部。涡轮的转动被用于驱动压缩机，该压缩机压缩进入的空气。涡轮的转动还被用于驱动进气扇，该进气扇将空气吸进发动机中。进入空气的一部分被传递到压缩机以便在涡轮风扇发动机中压缩。空气的另一部分作为“旁路”空气绕着涡轮风扇发动机周围被导向。这部分空气以高速流过旁路通道。混合器设置在发动机的下游部分，用于使冷的高速旁路空气与从涡轮风扇发动机中排出的加热气体的射流混合。混合的高速旁路空气和加热的排出气体一同从发动机中喷出，以提供推力。

从发动机中所排放气体的大体水平喷射提供了向前推力，以推进安装有该发动机的航空器。当航空器在地面上并加速达到某一速度时，航空器才能够起飞。然而，尤其是对于大的飞机，必须提供长的跑道以使得喷气发动机的推力能将航空器加速至使航空器起飞的所需速度。这就意味着，只有在足够长的跑道上，航空器才能起飞并才能降落。这意味着航空器经常不能靠近乘客的最终目的地降落。

垂直/短距起落(V/STOL)航空器是已知的。公知的是，通过这样的方式将涡轮风扇发动机安装在航空器上：整个发动机或整个射流可以转动，使得来自发动机的排出气体的射流处在大体竖直的方向上，而不是水平的方向上。这样的竖直喷射产生向上推力，使得航空器可以在不要求高速的情况下起飞。上述系统的一个示例可参见公知的“鹞式”垂直起飞喷气飞行器。然而，虽然这种垂直射流可以使航空器垂直起飞，但由于它使用了大量的能量，因此它并不是一种使航空器起飞的有效方法。

现有的旁路涡轮风扇发动机的另一个问题在于，它们会产生大量的发动机噪音。一个噪音源在于发动机中的燃烧过程以及与燃烧过程相关的振动。当从发动机尾端排出的热气体与周围冷空气接触并因而引起周围空气的急剧膨胀时，进一步产生喷射噪音。因此需要减少由发动机产生的噪音以减少由空中交通引起的干扰，尤其是在人口密集区。

发明内容

根据本发明的一个方面，提供了一种用于旁路涡轮风扇喷气发动机的组件。该组件是大体细长的，并包括穿过一段组件轴向延伸且用于从发动机排放热排气的中心部分、以及围绕中心部分大体轴向延伸且用于来自发动机的旁路空气的外围部分。从组件的外围部分穿过外壳设置有出口，以使至少一部分旁路空气与组件的轴线成角度地从组件导出。

因此，剩余的旁路空气在水平方向上排放，并有效用于产生水平推力。

组件可以作为单独组件设置，其可以加装到发动机的排气端、或者可以与发动机一起形成。被引导经过出口的旁路空气提供了推力分量。通过将出口与组件的轴线成角度地设置，即相对从发动机后部的排气的方向成角度，这些改向的空气将产生在不同于发动机正常排气方向上的推力。在发动机的正常运转中，其中主排气从发动机后部大体水平地排出，部分旁路空气可以大体垂直地被引导以产生垂直推力。这可在起飞时用于增加升力，并因此可减小航空器起飞运行时所需的速度。这又意味着，航空器可以从比其它方式更短的跑道上起飞，从而使航空器可在更多地方使用，并往往更靠近预定目的地。在降落期间，航空器可被减速至低于航空器的正常失速速度，同时由向下导向的旁路气流所产生的附加升力而仍然能保持在空中，航空器的正常失速速度是当旁路空气部分未被改向时产生足够升力以将航空器保持在空中所需的水平速度。因此航空器能在接触地面之前以减小的速度飞行。因此，在要求距离内停止航空器所需的制动力可以被减小，和/或航空器停止下来的距离可以被减小。

优选地，起飞期间，通过出口的旁路空气部分等于或小于离开发动机的旁路空气总量的25％、等于或小于20％、等于或小于15％、在1％至15％的范围内、等于或小于10％或者等于或小于5％。

优选地，用于旁路空气的出口可有选择地控制。

在本发明的优选示例中，在组件的外围部分/旁路气流内、优选在出口的下游设置有可调节挡板。挡板可以包括多个交迭的瓣或薄片，它们可以移动到外围部分中，以阻碍外围部分中的气流。通过电力或气动控制的升降杆所实现的挡板的调节可以控制经过外围部分的气流。这可以帮助控制由来自出口和来自组件后部的空气喷射所产生的推力。

优选地，出口可以有选择地打开和关闭，用以允许或阻碍部分旁路空气相对主推力成角度排放，或者用以改变被允许经过开口排放的旁路空气量。当出口关闭时，没有旁路空气相对推力的主方向成角度被排出，因此所有可用推力被用于向前驱动航空器。更优选地，挡板延伸进入旁路气流通道的距离被另外有选择地控制。开口打开状态以及挡板展开状态的控制允许改变被允许经过开口排放的旁路空气量。这就允许控制旁路空气，以给出相对来自排放的主推力成角度的推力的变化度。挡板的升起增加了挡板上游的外围部分的一部分中的压力。该增大的压力使一部分旁路空气从开口流出。由挡板引起的压力增大并没有延伸至开口的上游。

此外也优选地，经过出口的空气的相对定向可以有选择地被控制。这允许附加推力方向的控制。这可以通过喷嘴的设置来实现，喷嘴的定向是可控制的。例如，在起飞期间，喷嘴可以被定向成使得部分空气被大体垂直向下地喷射，以增大升力。优选地，上面涉及的相对组件的轴线的角度在45度和90度之间。因此，排放至组件下面的冷气流部分的方向相对垂直方向具有0度至45度之间的角度，并被向后导向。

可理解的是，可以在组件上设置超过一个的出口。在这种情况下，这些出口可以独立地或共同地被控制。

优选地，组件包括在中心部分和外围部分之间的分离器，用于分离旁路空气和热排气。将相对冷的旁路空气和来自涡轮的相对热的排气保持分离、以及单独使用冷旁路空气的一部分以产生定向的推力的优点意味着，可以减小发动机的总噪音水平。这就意味着，组件能以比仅仅通过使整个发动机或整个射流改向以使所有推力具有垂直分量的情况要低得多的噪音水平产生定向推力分量。

此外，其中，通过仅仅向下引导冷空气而不是来自发动机的热排气，定向推力是直接地垂直的，这就具有较小的燃烧或者破坏地面或发动机下的任何航空器部件的风险。

在一个优选示例中，分离器是多孔铁素体纤维网状物的开口网络的形式。多孔铁素体纤维网状物的开口网络在冷旁路空气冷却该网络时允许小部分热排气透入开口纤维网络中。

这已经被认为是有优点的，根据本发明的另一个方面，提供了一种用于旁路涡轮风扇喷气发动机的组件。该组件包括大体细长的壳体，并包括沿组件长度延伸且用于从发动机排放热排气的中心部分、以及围绕中心部分且用于来自发动机的旁路空气的外围部分。组件还包括用于分离中心部分和外围部分的分离器。分离器包括多孔网状物的开口网络，其允许一定程度的流体流经过分离器的壁。

使用在中心部分和外围部分之间的网状物分离器能减少来自发动机的噪音，其被认为通过减少来自发动机的动能而实现。

分离器已经被认为是有优点的，根据本发明的另一方面，提供了一种分离器，该分离器包括多孔网状物的开口网络，用于使旁路涡轮风扇喷气发动机的旁路气流和发动机的热气流分离。

分离器的这种形式可以替换通常用于涡轮发动机的混合器。由于优选的分离器可以被制造成比上述混合器具有更轻重量，因此可以减小发动机的总重量。或者，分离器可被用作混合器的上游阶段。

形成网状物的铁素体纤维材料优选由不锈钢铁素体纤维组成。网状物优选通过烧结形成。铁素体纤维优选具有300和600μm之间的平均长度，更优选在300和500μm之间，最优选在300和400μm之间。纤维的长度直径比优选在6和12之间，更优选在6和9之间，最优选在6和7之间。具有小于300μm长度以及小于6的长度直径比的纤维可被用于生产带有高密度的多孔纤维网状物。

优选地，设置有用于限制通过分离器的壁的流体流的装置。该装置优选适于允许通过分离器的下游部分的流体比通过该下游部分更加上游的分离器的一部分的流体更多。该装置可以采取套筒的形式，套筒包括孔，以允许适量空气穿过分离器。

套筒可以围绕分离器、在分离器内部或嵌入分离器而设置。在组件的上游部分，套筒可以具有小孔，以允许少量热气体透过分离器。通过仅允许少量热气体穿过分离器，能确保在具有上述出口的组件中，从外围部分导出的旁路空气部分不会被热气体过度加热。在下游，套筒的开口可以具有增大的尺寸。套筒可以是包括孔的板材或网状物材料。

除了上述套筒之外或者作为选择，调节可穿过分离器的气体的另一种方法是使分离器具有适当孔隙度，以将流体流限制到所需程度。分离器下游部分的多孔纤维网状物的孔隙度优选被选成高于在所述下游部分上游的部分中的多孔纤维的孔隙度。多孔纤维网状物的孔隙度可以沿着分离器的长度在向下游方向上增大。这种增大可以是逐渐的增大或阶梯式的增大。

分离器优选由沿分离器长度彼此邻接布置的多个部分形成。这些部分中的一个的特性不同于部分中的另一个的特性。布置在分离器下游部分中的部分的孔隙度优选地高于布置在分离器的所述下游部分中的部分的上游的部分的孔隙度。更优选地，每个部分的孔隙度比布置在更上游的邻接部分的孔隙度更高。提供由多个部分形成的分离器使得，当分离器的一部分发生磨损或损坏时，只需要拆卸与更换分离器的较短长度。与更换整个分离器相比，这可以节约材料成本以及减少与接近和更换分离器部分相关的工作量。

分离器或一个或更多个部分优选为由多个扇形体形成的环形体，其中每个所述扇形体仅绕环形体圆周的一部分延伸。分成上述扇形体和部分的分离器能允许扇形体或部分易于取除，例如当这种扇形体损坏并需要更换时。

分离器的分割已经被认为是有优点的，根据本发明的另一方面，提供一种环形分离器，用于分离旁路涡轮风扇喷气发动机的旁路气流和发动机的热气流。分离器的圆周在分离器的长度至少一部分上被分成许多扇形体。

布置在分离器上游部分中的扇形体或部分将可能比更下游布置的扇形体或部分承受更高的温度。扇形体和部分之间的缝隙可布置成上游部分中的比下游部分中的更大，以解决这些部分中的热膨胀的差异。

进一步优选设置用于支撑多孔网状物的网络的装置。该装置可以采取布置在纤维网状物的内部或外部或者嵌入纤维网状物的支架和/或套筒的形式。该套筒可以与用于在多孔网状物上限制气流的套筒相同。

根据本发明的另一个方面，提供了一种航空器，其包括旁路涡轮风扇喷气发动机以及根据本发明第一和/或第二方面的相连组件。

在这种情况下，优选地，航空器包括至少两个旁路涡轮风扇喷气发动机和组件。如果航空器包括两个或更多个发动机，优选地，这些发动机对称布置在航空器上。例如，如果设置有两个发动机，优选地在航空器的每侧设置一个发动机。如果组件包括用于相对主排气喷射成角度地引导一部分旁路空气的开口，优选地，出口被控制成使得从每个发动机成角度流出的旁路空气部分相同。这是非常重要的，否则存在定向推力分量扭转或翻转航空器的风险。尤其优选地，传感器设置用于检测出口打开的程度和/或经过出口的气流方向和/或穿过出口的空气速度，以确保这些基本相同。如果单个发动机发生故障、或发动机之间的总推力或垂直推力下降到超出5％的差异极限，垂直推力分量或者将从工作的发动机中被去除或者相应地减小。

发动机可以安装在机翼(wing)的上方或下方。就在机翼上方的发动机情况而言，其中组件被布置成相对主排放喷射成角度地引导一部分旁路空气，可以设置穿过航空器机翼的管，以引导该部分旁路空气经过机翼以提供推力。在该情况下，可以在管的端部设置喷嘴以控制推力的方向。通过将发动机安装在机翼的下方或上方，垂直定向的旁路气流可以通过一个或更多个喷嘴被排到大气中。

改向的旁路空气的一部分可例如经过穿过机翼的管中的T形接头流出改向的旁路空气，并在航空器的机翼上表面被吹过。以这种方式产生的流体流例如可以补偿沿机翼下表面的下游部分的气流的小的不均匀性，诸如可能由经过机翼后沿与附在机翼的襟翼前沿之间的缝隙的抽吸所引起的不均匀性。

已经认为，定向的气流不仅有助于产生垂直推力，还能被在航空器翼面的上表面被导向，以产生另外的升力。这已经被认为是有优点的，根据本发明的另一方面，提供了一种包括一对旁路涡轮风扇发动机的航空器，其中，每个发动机与根据本发明第一方面的组件以及翼面相连。发动机和组件被布置成使得至少在航空器以预定速度飞行时，从组件中导出的转向旁路空气部分的至少一部分在相连翼面(airfoil)的上表面的至少一部分上流动。预定速度优选为航空器的正常失速速度或者适于航空器起飞和/或降落的速度。因此，当旁路空气部分所产生的升力最有用时即在起飞或降落期间、和/或当航空器将在正常情况下并且如果不利用定向气流不能升上或保持在空中时即当航空器以低于航空器的正常失速速度移动时，旁路空气部分可以在翼面上被导向。这里的术语正常失速速度表示在没有另外空气在翼面上吹过的情况下航空器必须产生足够的升力以升入空中或保持在空中时所需的航空器最小速度。可理解的是，本发明的这个方面当然不仅在航空器以接近其正常失速速度的速度移动时有用，而且还具有这样优点：在超过或低于失速速度的航空器速度的较宽范围可以获得增大的升力。通过在机翼上使气流改向，航空器的速度可以更高安全高度减小，并且航空器可以巡航更长时间。

定向的气流还可以用于夹带由航空器的水平移动引起的航空器承受的大体水平气流的一部分。因此，旁路气流的改向部分加速了定向流动与其接触的水平流动部分。该加速可以进一步提高升力，例如，当被加速的气流是在翼面的上表面流动的气流时。

组件优选布置成在使用时将改向的旁路气流部分导向翼面上表面的下游部分，更优选地，导向设置在翼面上的下游襟翼。

改向的旁路空气部分所导向的翼面可以是航空器的主机翼。除了该翼面或机翼之外，航空器可以包括另外的一对翼面或机翼。在该情况下，每个发动机被安装在该另外的一对翼面或机翼的一个翼面或机翼上。优选地，发动机安装在该另外的一翼面或机翼的上方或下方。

优选地，定向的气流只有在航空器达到上述预定速度时才被启动。航空器可以包括布置成当航空器达到预定速度时使部分旁路空气相对组件的轴线成角度地从组件导出的装置。

本发明当然还扩展至包括根据本发明第一方面的组件特征以及根据本发明第二方面的组件特征的组件。

根据本发明的另一个方面，提供了一种在起飞期间操作包括根据本发明上述第一方面的组件的航空器的方法。该方法包括将航空器加速至预定速度，一旦达到预定速度，则开始使部分旁路空气改向。

优选地，当仍然在地面上时航空器被加速至第一速度，并且当航空器仍然在地面上时也开始使部分旁路空气改向。然后向下定向的流体流被致动，以在不需要进一步的水平加速情况下在起飞期间提供附加升力。

优选地，组件的开口大体与组件的挡板的升起基本同时地被打开。为了避免由旁路气流的改向引起的水平推力的减小所带来的航空器的过度减速，优选地，开口在小于三秒内打开并且挡板同时升起。该方法还可以包括增大航空器发动机的总推力输出以补偿由旁路空气改向引起的水平推力损失的步骤。

在航空器升空之后，可以中断定向气流，从而所有旁路气流可以再次用于产生水平推力。改向的旁路气流优选在起落架已经收起之后被中断。以与建立气流同样快速的方式进行定向气流的中断并不很重要，关闭开口以及放下挡板的时间超过20秒或更多都是可接受的。

进一步所需求的，旁路空气的排出方向可被调节，从而定向旁路空气以使升力最大。定向的气流的方向可被调节，以在使用情况下即当排出的冷旁路空气与由于航空器水平运动引起的水平气流相互作用时，在垂直推力与夹带之间达到适当的平衡。该调节可以是在飞行过程中不发生变化的调节，并且可以由技术员在飞行前执行。

本发明还扩展至在降落期间操作包括根据本发明上述第一方面的组件的航空器的方法。该方法包括：以降落速度接近跑道，并且当航空器在空中时开始使部分旁路空气改向。改向的部分旁路空气提供有助于将航空器保持在空中的升力分量。这可以使当航空器仍然在空中时，将航空器的速度减小到低于航空器在没有改向气流时的正常失速速度。因此在本发明的该方法中，当接触地面时航空器的速度可被选为小于相同航空器在没有改向气流时所需的最小速度。这种速度的减小可以减小跑道长度和/或将航空器停止所需的制动力。

本发明还扩展至操作包括根据本发明所述第一方面的一对组件的航空器的方法，每个组件连接至发动机，其中，气流或改向旁路空气被调节，以产生大体等于另一发动机所产生的垂直推力值的垂直推力值。因此，由一个发动机所产生的垂直推力值可以例如被调节到在由另一发动机所产生的垂直推力值的5％之内。

尽管上述方法可以以手动方式由飞行员来执行，但认为理想的是能够以自动方式来执行这些方法。

根据本发明的另一个方面，提供了一种计算机程序产品，其运行时适于执行上述方法中的一个或更多个。该计算机程序产品可以具有用于致动组件中的挡板的装置、用于打开和/或关闭组件中的开口的装置，还可以连接至检测航空器速度的传感器，从而使航空器可以自动确定达到所需第一速度的时刻。

优选地，另外的传感器适于确定跑道所处位置的外部环境温度、当地风速、压力高度和/或密度高度。根据传感器获得的数据，计算机程序产品可以确定适于部分旁路空气将被改向的特定飞行条件的速度。对每一次飞行都进行上述的确定当然是不必要的，也可以设想对给定航空器只做一次确定的情况，例如，在完成航空器的制造之后并基于未包括在航空器中的传感器所获得的数据。

附图说明

现在将要参照附图以举例的方式来描述本发明，其中：

图1A示出了根据本发明的组件的透视图。

图1B示出了图1A的组件的截面侧视图。

图1C示出了图1A和1B的组件的截面底视图。

图1D示出了沿图1B和1C的直线1D-1D的组件的横截面图。

图1E示出了包括绕热芯的套筒的另一组件的截面侧视图。

图1F示出了图1A至1C的组件的正视图。

图1G示出了挡板的细节。

图2示出了在包括多孔热芯的组件中的压力分布的模拟结果。

图3示出了根据本发明优选实施例的热芯/中心管的透视图。

图4示出了安装有本发明发动机的优选航空器的示意图。

图5A示出了图4所示的航空器在向下方向上没有旁路气流排出的运行模式下的机翼周围的速度分布。

图5B示出了图4所示的航空器在向下方向上没有旁路气流排出的运行模式下的机翼周围的压力分布。

图6A示出了图4所示的航空器在向下方向上有旁路气流排出的另一运行模式下的机翼周围的速度分布。

图6B示出了图4所示的航空器在向下方向上有旁路气流排出的另一运行模式下的机翼周围的压力分布。

图7示出了部分冷气流在图4所示航空器的上机翼上被导向的结构；和

图8示出了图4所示航空器的自由体受力图。

具体实施方式

图1A、1B和1C示出了根据本发明一个示例的用于发动机的组件10。发动机本身并没有显示在这些图中，该发动机可以是旁路涡轮风扇喷气发动机，例如可从Honda(http://world.honda.com/AircraftEngines/)获得的旁路涡轮风扇喷气发动机。

旁路涡轮风扇喷气发动机通常包括迫使冷空气进入发动机的进气风扇。在进气风扇的下游，涡轮风扇喷气发动机被分成中心的核心发动机和围绕该核心发动机的环形旁路流动区域。核心发动机被包在内壳中。在内壳之外设置有外壳。内壳和外壳限定了环形的外部旁路通道，一部分冷空气可以经过该外部旁路通道流向发动机的尾端。由进气风扇送进的冷空气的另一部分流入核心发动机，并被用于核心发动机的燃烧过程。

核心发动机包括：在发动机上游端的压缩机，压缩机用于压缩由进气风扇引入的空气；燃烧部，燃料在该燃烧部中燃烧以使压缩空气加热和膨胀；以及由加热的压缩空气转动的涡轮。涡轮的转动被用于驱动进气风扇和压缩机。

组件10被布置成连接在旁路涡轮风扇发动机的下游端，并包括帽20，帽20用于控制从核心发动机后部排出的热气体以及进入组件10的冷旁路空气的流动。帽20被布置成使得其能以在穿过核心发动机的高温排出气体与旁路经过核心发动机的较低温度的高速空气之间保持隔离的方式被连接在发动机的内壳上。此外可以在外壳部分28的外面设置护罩，以使组件10流线化。

帽20的外壳部分22被布置成，使得其可以在不限制来自发动机的冷空气流动的情况下连接到发动机的外壳。帽20的内壳部分24的尺寸设计成，使得其可以在不限制来自发动机的旁路流动区域或来自核心发动机的空气的流动的情况下连接到发动机的内壳。此外还设置了中心部分26。该中心部分26限定了能够输送来自核心发动机的热气体的有效流动区。由外壳部分22和内壳部分24所限定的流动区的横截面以及由内壳部分24和中心部分26所限定的流动区的横截面选择成使得它们的比与发动机的相应横截面流动区的比基本相同。

内壳部分24的下游是中心管或热芯12，内壳部分24连接至中心管或热芯12。如同下面将要更加详细描述的，中心管/热芯12将热气体与冷气流大体分离。外壳部分22延伸到壳体部分28中，该壳体部分28环绕中心管/热芯12并限定冷空气旁路通道14。设置有喷嘴19，用于引导和加速来自组件10下游端的热气流和冷气流。喷嘴19中没有设置用于分离热气流和冷气流的分离器。

如图1B和1C所示以及如图1D的横截面详图所示，中心管/热芯12通过径向地和纵向地间隔开的多个支架30被安装在壳体部分28的内部。支架30包括与中心管/热芯12的外部相接触的保持表面。此外，支架30的一部分经过中心管/热芯12的壁从中心管/热芯12的外部延伸，并接触和保持中心管/热芯12的内表面。

图1E所示的布置中，中心管/热芯12被图1E中虚线所示的外罩45所包容并支撑，外罩可以是网状物或穿孔薄板。外罩45可以由不锈钢制成。外罩45上的开口可以沿外罩45的长度朝着发动机的下游端具有增大的尺寸。

如图1B和1C所示，在组件10的壳体部分28上设置有开口17，以在冷空气旁路通道14和组件10外部之间形成流体通道。开口17包括关闭部，例如图1C所示的虹膜类型关闭部21，其使开口17被有选择地打开或关闭。如果关闭部是虹膜类型关闭部，它可以通过旋转式致动器(未示出)被打开和关闭。开口17与管32流体连道。图1A和1B所示的管32相对垂直方向朝向后方向成10度的角度。还可以设置喷嘴23(在图1E中以虚线所示)，以改变改向的旁路气流的方向。例如，当从管32或联接于管32的喷嘴23中排出时，旁路气流可以具有相对于垂直方向在0度和45度之间的角度。

挡板18设置在开口17的下游。在一个配置中，挡板18位于图1A至C所示的壳体部分28的凹进部分33中，使得当挡板18被放下时，它不会给冷空气旁路通道14中的冷旁路空气的流动带来任何阻力。升降杆(ram)16被设置用于将挡板18提升到冷空气旁路通道中，使得挡板对旁路空气通道14中的冷旁路空气的流动造成阻碍。

在图示的优选实施例中，如图1F和1G中被较好示出的，挡板18由五个交迭的瓣34形成。升降杆16被布置成与上述五个瓣34中的中间一个相接触，并在该中间瓣34上施加向上压力。由于瓣34的交错，这将中间瓣以及剩余的瓣从外壳部分28提升。如图1B、1E和1F所示，瓣34可以延伸直至它们的自由端大体与热芯/中心管12接触。

从图1F可以看出，挡板18/瓣34只是围绕冷空气旁路流动通道14周向一部分延伸。在图示的实施例中，挡板18围绕冷空气旁路通道14周向的四分之一延伸。因此，瓣34的完全延伸直至它们与中心管/热芯12接触不会造成冷空气旁路空气通道14的完全阻塞。

模拟实验已经表明，当开口17打开而挡板18放下时，流入出口的空气量是最小的。然而，当同时升起挡板18和打开关闭部17时，流入管32的空气速度是相当大的。试验也已经证明，通过升起挡板18而引起的挡板18上游的压力增大一直延伸到打开的关闭部17，于是它被消散在管32中。这能防止湍振倒进旁路发动机。

图2示出了当升起挡板18以与中心管/热芯12接触并且打开关闭部17时组件10中的压力分布。从图中可以看出，紧靠挡板18上游的压力大大增加了。压力的增大使旁路空气经过开口17排出。还可以看出，压力的增加并没有传回到发动机中，压力的增加传回到发动机可能引起湍振。相反，紧靠开口17上游的压力小于开口17径向相对的压力。

现在转到组件10的运转，在使用时，来自涡轮/核心发动机的热排气流沿着中心管/热芯12穿过，并通过中心管/热芯12的下游端排放。当开口17关闭并且挡板18与外壳部分28的内部对齐时，来自发动机的冷旁路空气不受阻碍地穿过冷空气旁路环道14。在这种结构中，经过组件10的全部气流与穿过由中心管/热芯12所限定的组件10的中心部分的热气流一起在组件10的下游端经过喷嘴19被排出。在这种结构中，穿过旁路空气通道14的全部冷气流被用于产生水平推力。

图1B和2示出了在第二种、不同的运行模式下的组件10，其中开口17至少部分地或完全地打开。在这种结构中，穿过通道14的冷旁路空气的一部分作为气流36被转向穿过开口17，如图1B中的箭头所示。该气流36将具有高速度，因为气流36是从被风扇驱动进入发动机的高速旁路空气中分流的。用于评价组件10内部情况的初始计算机模型显示，存在超过350ms-1的气体速度。由于分流气流36的速度，该分流的气流36能够产生推力。由于气流36被与主排出气流成角度导向，因此气流36能够产生与由发动机所产生的主推力不同方向的推力的分量。通过控制挡板18的高度以及出口17的开口，经过旁路空气通道14的空气流以及因此经过出口17的空气流是可以控制的。在这样的运行模式下，一部分冷气流用于产生升力，而其余的冷气流用于产生水平推力，这也可以从图1B中看出。全部的热气流当然被用于产生水平推力。

下面将要更加详细地描述优选中心管/热芯12的结构。中心管/热芯12的一个配置详细显示在图3中。如同图3所能看到的，中心管/热芯12由沿着组件10的纵轴线连续地布置的四个环形部分38、40、42和44形成。环形部分40、42和44中的每个都由三个扇形体46形成。每个扇形体46延伸中心管/热芯12的总圆周的三分之一，并且相邻的扇形体46之间设置有缝隙48。这些缝隙是虑及在加热影响下扇形体46的热膨胀。

设置在中心管/热芯12上游的缝隙48比设置在较下游的缝隙更宽。这当由于上游的更高温度扇形体46在中心管/热芯上游出现的膨胀量比下游的膨胀量更大时，这是有利的。上游部分38被固定地固定在位。在部分44的下游设置有弹簧加载端帽(图中未示出)，用以限制部分38、40、42、44的下游纵向运动。该端帽的弹簧加载允许部分38、40、42和44在纵向上热膨胀。

扇形体46通过上面参照图1D所论述的支架30被保持在位。如果扇形体发生损坏，这些支架30的使用以及缝隙48的存在使得可以轻易去除和更换扇形体46。

在典型的组件10中，中心管/热芯12内部流动的热气体温度可以高达800K，流动速度超过350ms^-1。已经发现在这些条件下能提供较好性能的铁素体纤维是由不锈钢SS 304和/或SS 434制成的纤维，该纤维具有在300和600μm之间的平均纤维长度、在6和12之间的纤维长度与直径比，并且在0.001mbar的压力以及1100-1250摄氏度的温度下烧结。通常认为大约2-3小时的烧结时间是足够的。例如，具有300和400μm之间的平均长度以及6到7的长度直径比的纤维允许产生25％至30％的相对密度。相对密度可以通过增大平均纤维长度和/或增加纤维的长度直径比来减小。相对密度的增大可以通过使用更短的纤维和/或具有较小的长度密度比的纤维来实现。为了进一步增大相对密度，还可以在烧结后压缩多孔的纤维网络。然而，所提及的材料仅仅是示范性的材料，当然也可想象使用适于承受组件10中的环境条件的其它材料。

图3所示实施例的环形部分38、40、42和44的孔隙度的不同，因为位于下游的环形部分的孔隙度高于位于更上游的环形部分的孔隙度。定义环形部分38、40、42和44的孔隙度的一种方法在于按照相对密度来表示它们的孔隙度。物体的相对密度可以通过下述方法进行计算：将一定体积的该物体质量除以组成该物体的材料的实心块的质量，其中实心块的体积与该物体的体积相同。例如，一立方厘米的SS 304重为8克。则由SS304制成的部分的相对密度可以这样确定：将一立方厘米的该部件的质量除以上述值。

在图3所示的优选实施例中，一立方厘米的部分38为7.2克，因此该部件被认为具有90％的相对密度。部分40、42、44的一立方厘米的质量分别为4.8克、3.2克和2.4克。因此这些部件被认为分别具有60％、40％和30％的相对密度。

部分的相对密度可以例如通过纤维尺寸的适当选择而进行调节。例如，25-30％的相对密度可以通过烧结具有300至400μm之间的平均纤维长度以及大约6或7的纤维长度和纤维直径比的纤维而得到。较低的相对密度可以通过选择更长纤维和/或更高的纤维长度和纤维直径比而得到。较高的相对密度可以通过选择更短纤维和/或更小的纤维长度和纤维直径比而得到。烧结的纤维材料的相对密度可以例如通过压缩烧结的纤维材料以产生塑性变形而进一步增大。

可以从图1B和1C中看出，部分38即具有最低孔隙度的部分，比开口17延伸跨越更为下游位置。因此，只有有限量的热空气可在中心管/热芯12的上游端从中心管/热芯12内流入冷空气流动环道14中。因此，由于冷旁路空气和来自核心发动机的热空气的混合，可从管32排出的空气的温度没有显著增加。这能保护与从管32中排出的气流相接触的物体免受热损坏。在一个替换结构中，部分38并不是由纤维材料制成，而是由实心材料制成，其能完全地防止热气体流入旁路流动环道。

中心管/热芯12的多孔性能带来多个优点。例如，随着向更下游方向的前进，由于中心管/热芯12增大的孔隙度，在中心管/热芯12内部和外部流动的一部分热气流和冷气流可以逐渐轻易地越过中心管/热芯12的壁。这允许气体的混合，并因此减小了热气体和冷气体的温度的不一致。当然，上述效果还可以通过组成中心管/热芯12的材料的良好的导热性而得到加强。

使用计算机模拟来确定包括多孔的中心管/热芯12的组件10中的温度情况、以及具有相同尺寸但是使用光滑无孔的热芯的组件中的温度情况。两种组件都在关闭关闭部17并且放下挡板18的运转状态下进行评价。组件中的最高温度发现在与热芯间隔开的热气流的中心部分。发现在使用多孔热芯时，在喷嘴19的下游/外部延伸的热气流的最热部分的长度和直径显著地减小。与由使用无孔热芯组件排出的最高温度相比，从使用多孔中心管/热芯12的组件10的喷嘴19排出的空气的最高温度减小了30至40K。这相当于最多5％的温度的减少。同时，由于热量经过中心管/热芯12的壁进行传导以及由于热气流和冷气流穿过中心管/热芯12的交换，旁路气流的温度当然增加。

如同在背景技术部分所论述的，从组件10排出的热空气与冷空气的突然接触引起冷空气的急剧膨胀，以及引起发动机和组件10的组合产生的噪声等级的增加。如上所述，由使用多孔中心管/热芯12(例如图3所示的中心管/热芯12)的组件10排出的热气体的温度降低了。由于最高温度的降低，热气流和冷气流之间的温度差异减小。因此，冷气流与热气流接触时的膨胀较小地急剧。当周围冷空气与排出气体接触时的膨胀也相对较小地急剧，因此使用多孔的中心管/热芯12产生的噪音总量减小了。与周围空气接触的排出气体的最高温度的进一步减小可以通过在中心管/热芯12的下游设置诸如通常用于航空发动机的混合器的混合器以混合热气流和冷气流来实现。

进一步发现，在组件10中使用多孔中心管/热芯12提供了发动机产生的噪音的有利的衰减量，在没有多孔的中心管/热芯12时噪该音从中心管/热芯12内部传到其外部。在试验中，组件10中遇到的发动机噪音的噪音样本被引入中心管/热芯12的上游端。发现，中心管/热芯12将该噪音的噪音强度减小达10dB。噪音的10dB减小当然对应于传送到中心管/热芯12外部的噪音值的50％的减小。可理解的是，该减小是显著的。

多孔中心管/热芯12的使用带来的又一优点在于，当挡板18升起时，冷空气可以急剧方式绕挡板18通过，并至少部分地流入中心管/热芯12。当使用无孔中心管时，这是不可能的，并且在该情况下，冷旁路空气被挡板18转向并围绕中心管/热芯12流动。在一个方向上围绕中心管/热芯12流动的转向气流与在另一个方向上围绕中心管/热芯12流动的又一转向气流在挡板18的下游并且径向相对的位置相接触。计算机模拟表明，这可以导致气体在挡板18的径向相对位置以超音速流动。这可能引起通过优选实施例的多孔中心管/热芯12而得到避免的稳定性问题。

使用计算机模拟来确定包括多孔的中心管/热芯12的组件10中的流动速度、以及具有相同尺寸但是使用光滑无孔的热芯的组件中的温度情况。两种组件都再次在关闭关闭部17并且放下挡板18的运转状态下进行评价。包括无孔中心管/热芯12的组件的环道14中的最高气流速度为336ms^-1，出现在挡板18径向相对的稍微下游位置。包括多孔热芯的组件中的最高气流速度出现在大约同样的位置，但是只有310ms^-1，即比使用无孔热芯的组件中的最高气流速度下降了大约8％。

参照图1A至1C描述的组件10具有2.8m的全长。外壳部分28具有52cm的外径。中心管/热芯12具有39cm的外径、32mm的厚度。中心管/热芯12的外表面与外壳部分28的内表面之间的间距为大约1.2cm。从帽20的前端面开始测量，热芯向后延伸1.7m。环形部分40、42和44的每个都大约37cm长。环形部分38具有大约14cm的长度。每个扇形体46延伸中心管/热芯12整个圆周的120度。

在组件10中，开口17位于帽20的前端面的下游大约30cm处，挡板18居中地位于帽20的前端面下游大约105cm处。已经发现，具有大约170mm长度的瓣34在冷气流环道14中能提供良好的压力增大。挡板18围绕冷空气旁路通道14的四分之一圆周延伸。管32具有大约19cm的直径，并相对垂直方向向后成10度的角度。

现在转向发动机和组件10配置在航空器50上的方法，如图4所示，在一个优选示例中，航空器50设置有两个发动机，每个发动机设置在航空器的每个机翼上或者下面、并相对于航空器50的中心轴线对称布置。通过以这种方式对称地安装发动机，可以避免在使用期间航空器的倾翻或扭转。

在机翼上安装发动机的情况下，每个组件的出口17被连接到穿过上面安装发动机的机翼的管上。以这种方法，当打开出口17并且一部分旁路空气被引导通过开口17时，改向的旁路空气36的射流可以穿过机翼并大体竖直向下。在这种情况下，优选地，出口17排气至端部具有在机翼下侧的一个或多个喷嘴(例如喷嘴23)的管，气流通过喷嘴被导向。当发动机安装在机翼下面时，出口可以设置有一个或多个大体向下的喷嘴。

使用时，当航空器要起飞时，升起挡板18并打开虹膜以打开出口17。以这种方法，从发动机中排出的热气体以及一部分冷旁路空气从发动机的后部喷射，以提供向前推力，同时一部分冷旁路空气被引导经过出口17以及机翼或发动机下侧的管32，以提供垂直推力的分量。该垂直推力的分量将有助于航空器的起飞，允许航空器在低速下起飞，从而只需要较短的跑道。当航空器飞行时，可以放下挡板18并通过关闭虹膜来关闭出口17。以这种方式，来自热空气和冷空气的所有可用推力从组件的后部喷射，因此提供了向前的推力。

航空器所获得的总升力取决于许多因素。这些因素中的一个当然就是航空器的水平速度。另一个因素是航空器的翼面设计。图4所示的航空器50包括两个主机翼52以及一对第二机翼或翼面54，其中每个主机翼52上都装有一个发动机/组件10。如同从图5A、5B、6A和6B中所能看出的，这些翼面54布置在主机翼52的下面并相对主机翼52的中心略微地靠后设置。发动机和组件10安装在主机翼52的顶部，组件10的管(图中未示出)延伸穿过主机翼52，使得一部分旁路气流可以排放到主机翼52下面的区域。

图5A和5B说明了其中没有旁路气流在向下方向上排出的运转模式的航空器50。在图5A中的围绕翼面54的数字是单位为ms^-1的流动速度，可以在以50海里/小时(knots)速度的起飞期间获得。图5B中的围绕翼面54的数字是相对周围大气压力测得的单位为帕斯卡(Pascal)的压力值。图示的翼面54具有0.48的升力系数。

图6A和6B示出了其中旁路气流在向下方向经过组件10的管并经过机翼52而排出的运行模式下的航空器50。图6A中的围绕翼面54的数字也是单位为ms-1的气流速度。可以看出，从组件10排出的空气流速要显著地大于由于航空器水平运动引起的气流速度。从组件10排出的空气射流被导向翼面54的下游部分。从图5A和6A的比较中还可以看出，当提供来自组件10的空气射流时，翼面54上表面中心的空气速度从30ms^-1增大至40ms^-1。这是由于通过组件10排放的空气射流在翼面54上的水平气流的夹卷或拖拉/加速而引起的。

图6B示出了翼面54周围的压力分布。该图中的围绕翼面54的数字也是相对周围大气压力测得的单位为帕斯卡的压力值。可以清楚看出，与图5B的压力分布相比，翼面54上方和下方的空气压力差显著增大了。压力差增大本身表明从翼面54获得的升力的增大，并且在图6A和6B所示的结构中，翼面达到的升力系数为1.940。通过引导来自组件10的空气射流使得其冲击下部翼面54的一部分，优选在该翼面54的下游部分上，更优选地朝向翼面54的下游边缘或与翼面54相连的下游襟翼(flap)，从而实现升力系数增大超过300％。因此，组件10提供的空气射流在其从在机翼52下方的管32中排出时不但提供了垂直推力的分量，而且还用于提高从翼面54获得的升力。

图5A、5B、6A和6B所示的机翼52具有3.8m的水平深度/弦长以及15％的厚度弦长比。机翼52具有2度的倾角，与机翼52相连的襟翼是35度单缝富勒(fowler)襟翼。翼面54具有3m的深度/弦长以及21％的厚度弦长比。翼面54具有2度的倾角，与翼面54相连的襟翼是20度简单襟翼。机翼52的上表面与翼面54的上表面垂直相距2m，翼面54的前沿相对机翼52的前沿向后1.4m设置。空气从管32中排出的角度为25度。

在图7所示的实施例中，从组件10经过管32排出的气流的一小部分58从气流中被带走，使得其并非向下朝着翼面54排放。相反地，这部分气流经过机翼52上表面的开口56以增大机翼52上方的空气速度的方式排出。这种空气速度的增大增加了从机翼52获得的升力值。这部分气流可以通过在管32中设置允许少量气流流出的T形接头60而从管32中带走。极小量的喷射气流56可以补偿由经过机翼52后沿与附在机翼52上的襟翼前沿之间的缝隙的抽吸所引起的沿着机翼52下表面的下游部分的小的不均匀性。

现在转向航空器50的运行，例如，航空器50可以通过将航空器加速达到其中由航空器滚转引起的空气水平流动提供升力的水平速度而在起飞过程被操作。在起飞的第一阶段，所有的冷旁路气流被用于产生水平推力。一旦达到预定速度，组件10的挡板18升起并且开口17打开，使得一部分冷旁路气流经过管32排出，从而产生另外的垂直升力并使航空器脱离底面，而不是必须通过在跑道上进一步加速来产生进一步的升力并因此需要显著较长的跑道。优选地，挡板18升起，同时开口17打开。一旦航空器处于飞行中，起落架被收起，引起阻力减小以及航空器因此进一步加速。一旦航空器达到足够的高度，挡板18放下、开口17关闭，使得所有的冷空气旁路流动再次被用于产生水平推力。

优选地，一旦达到预定速度或预定升力，挡板18以快速方式升起，开口17也快速打开。在优选实施例中，在不到三秒钟内挡板18升起并且开口17打开。这样做将在由一部分冷旁路空气被改向进入管32中而引起的水平推力减小从而减小航空器的水平加速度程度之前，提供一个紧接的垂直推力冲量。如果在适当的时刻施加，该冲量将使航空器升空。

发动机提供的总的推力可以自动地或手动地增加，以补偿由旁路空气改向引起的水平推力下降。航空器的总水平加速度因此保持不变。如果在产生垂直推力冲量时发动机提供的总推力并没有增加，航空器可能由于作用在航空器上的阻力和地面摩擦力而减速。由旁路空气改向产生的垂直推力冲量在垂直方向上、在产生该推力分量时产生一个瞬时加速度分量，航空器的重量几乎被由航空器的水平运动所产生的升力所完全平衡或补偿。

因此，可以实施如上所述的用于减小航空器阻力的措施，以补偿可能由冷旁路气流的部分36的改向所引起的水平加速度的任何减小。一旦航空器达到正倾斜率，用于产生垂直推力的改向旁路气流36可以被允许从组件10的下游端再次排出。

使用根据本发明的发动机的航空器的效率与运行已经被计算地确定，并且表明，使用小于15％的来自发动机的可用旁路推力将能使航空器从小于125m的跑道上起飞。

使用组件10的航空器升空所需要的跑道的精确长度当然取决于许多因素，例如，跑道所处位置的环境温度、局部风速、压力高度、密度高度。根据上述因素，当航空器静止在跑道上时，航空器借助垂直空气射流可以升空的速度可以被确定。因此，飞行员可被提供起飞所需的跑道长度以及开始垂直空气喷射的适当时间点的估计值。这个时间点与最后的决断点重合，在该最后的决断点，起飞可以安全地中止以将航空器停止在规定的紧急停止距离之内。由于起飞或中止的决断点位于相当靠近开始起飞程序的跑道端部，与适合于常规航空器起飞和降落的跑道相比，跑道的总长度显著地减小。

向下导向的旁路气流36还可以用于减少降落期间航空器停下来的距离，或减小降落程序期间所需要施加的制动力。在降落期间航空器即将接触地面之前，虹膜可以再次打开以打开出口17并且挡板18升起，以使一部分冷空气流过出口17。与此同时，由改向的气流36产生升力。这就允许飞行员减小航空器的速度，并能使航空器以低于相同航空器在气流36没有被改向时所具有的正常失速速度的速度飞行。因此，气流36的改向减小了航空器的失速速度。在航空器已经接触地面之后，可以使用常规的制动程序来使航空器停止。由于在该常规制动程序开始时，航空器已经具有减小的速度，因此航空器能够以比在其它情况下更短的距离着陆。

航空器50被布置成使得在一个发动机出现故障的情况下，剩下的可运行的发动机将自动地检测由发生故障的或损坏的发动机提供的动力的减小，并可以防止使旁路气流改向的机构运行。

将可理解的是，虽然组件是与发动机本身分开地描述的，然而组件也可以与发动机整体地形成。

影响航空器起飞能力的因素包括：作用于航空器的升力、重力、推力、阻力和滚动摩擦力。升力和阻力取决于航空器本身的设计，并可以使用Prandtl-Lanchester升力线理论进行估算。利用这个理论，已经确定对于根据本发明的航空器的参数的示例，如下面所展示的。

升力和阻力由航空器的空气动力和非空气动力特性引起，由升力和阻力系数概括。基于模型航空器机翼上的环流的椭圆分布以及关于机翼和钝体受到的寄生阻力的可用数据，下面示例对于这些重要系数已经进行了初步估算。这些估算值特征在于这些初步结果，因为主要的目标在于快速确定模型航空器的起飞能力。应当注意的是，增大发动机的失速推力将当然增大航空器尺寸和重量。因此，下面示例仅仅在于描述可用于该情况的现有公式。当产生这些精确的数值时，该初步研究使用了下列参数：

表1

                  关于滚动摩擦系数的注释

对于滚动摩擦系数，已经对最坏条件即冰覆盖的混凝土/沥青挑选了0.02。对于正常状态的计算，假定滚动摩擦系数0.05作为典型值(而不是0.02)。

下表给出了地面滚动摩擦(阻力)系数，其是从DANIEL P.RAYMER，“航空器设计：概念方法”，第三版，American Institute of Aeronautics andAstronautics Inc.，Rexton，VA，1999获得的。

表2

然而，EGBERT TORENBEEK在“亚音速飞机设计文集”中，KluwerAcademic Publisher，Dordrecht，The Netherlands，1982，给出了下列μ的典型值：

表3

表面	μ的典型值
		硬跑道(混凝土、柏油碎石)	0.02
硬草地/沙砾	0.04
		短/干草	0.05
长草	0.10
		松软地面	0.10-0.30

如同可以看到的，这些值与Raymer的值稍有不同。在起飞的计算中，最好使用表2给出的值。它们提供的结果更加真实。

                  关于最大升力系数的注释

在对于航空器起飞分析的早期估算中，使用C_L＝1.0。根据THOMASC.CORKE，“航空器设计”，Prentice Hall，Pearson Education Inc.，NJ，US，2003，对模型航空器合理的、使用经验式来估算起飞距离的最大CL是：

$S_{\mathrm{to}}=20.9\left(\frac{W}{S}\right)\left(\frac{1}{C_{l\max }}\right)\left(\frac{W}{T}\right)+87\sqrt{\left(\frac{W}{S}\right)\left(\frac{1}{C_{L\max }}\right)}---\left(1\right)$

如果航空器在125m的距离内起飞，上述方程和6000lbf的推力给出C_Lmax≥5.4289。

实验显示，对于垂直/短距起落航空器来说典型的C_LTO＝0.175C_LmaxTO是较好的估算，因此对于C_Lmax＝5.4289，C_LTO＝0.95是可以接受的，或者对于C_LTO＝0.1的假定值，提出C_Lmax＝5.714的值。

                  关于Oswald机翼效率的注释

没有必要假定Oswald机翼效率的值，其可以使用“前沿吸气方法”进行计算。否则诱导阻力计算的误差通常将非常大，尤其是诱导升力阻力系数。

Oswald效率因子主要取决于机翼特性。在具有椭圆升力分布的低升力系数下，机翼的ε趋向统一。在较高的C_L、M和喷流偏度δ_v下，由于流动分离强烈地影响提升面上的升力分布，因此阻力极线并不具有抛物线形状。

用于估算K和展向升力分布的几个半经验方程已经发展多年，例如由Eppler(1997)、Lam(1993)、Raymer(1992)、Rokhsaz(1993)、Lowson(1990)、Roskam(部分-61987)、Covert(1985)、Nicolai(1984)、Butler(1983)、Stinton(1983)、Torenbeek(1982)和Laitone(1978)提出的。

比其它估算方法更好推算ε的一个方法被称为“前沿吸力方法”(例如Raymer 1992，Roskam部分-61987和Covert 1985)。其简要地公式化如下：

$\mathrm{\ϵ}={[\frac{\mathrm{\πAR}}{C_{\mathrm{L\α}}}(1-\mathrm{\χ})+\mathrm{\χ}]}^{-1}$

其中χ被称为前沿吸力因子。对于完全附着流动或完全前沿吸力χ＝1，对于完全分离流动或零前沿吸力χ＝0。该参数取决于空气动力面的弯曲度、前沿半径、后掠角Λ以及Re。虽然χ的三维计算是复杂的并需要CFD技术，但其可以通过用于概念设计的DATCOM(来自USAF的数据纲要)或Raymer的半经验法进行估算。对于民用喷气式航空器在巡航状态时的典型提升力面而言，χ通常为0.9至0.95的数量级，在起飞状态时，χ具有0.7的数量级。

喷流偏度改变空气动力面上的升力分布以及局部M，并因此影响ε和K。其中用于研究由矢量推力引起的机翼诱导阻力因子的减小的第一半经验法之一由Maskell&Spence(1959)提出，并由Capone(1975)进行改进。必须知道δ_v、局部M和局部C_L之间的关系，以从理论上估算对K的矢量推力影响。因此，这些影响不能被容易地公式化，将使用实验、CFD或涡旋栅法(VLM)的结果对它们进行估算。

在对来自Cavallo(1966)、Raymer(1989)和Roskam(1987)的几个方法的Oswald效率因子的不同值与真实的航空值进行比较之后，现在提出基于统计数据的下列方程：

$\mathrm{\ϵ}=[{0.0045\left(\mathrm{AR}\right)}^{0.68}-0.1]\cos {\mathrm{\Λ}}_{\mathrm{leading}-\mathrm{edge}}+\frac{165}{\left(\frac{\mathrm{\πAR}}{C_{\mathrm{L\α}}}\right)+9}-10.3$

近来的V/STOL航空器被设计具有较大的Oswald效率因子以及较小的C_Do。对于V/STOL亚音速航空器，升力曲线斜率C_L(每弧度)是(Raymer1999，从Lowry&Polhamus的方程的改进型式，1957)：

$C_{\mathrm{L\α}}=\frac{2\mathrm{\πAR}}{2+\sqrt{4+{\left[\frac{\mathrm{AR}(1-M^2)}{0.95}\right]}^2}\·[1+\frac{{\tan }^2{\mathrm{\Λ}}_{\max t}}{1-M^2}]}\left(\frac{S_{\mathrm{exposed}}}{S_{\mathrm{reference}}}\right)\left[{1.07(1+\frac{d_F}{b_F})}^2\right]$

Λ_max为在最大厚度位置的机翼后掠，d_F为机身的平均直径。S_exposed为露出的机翼平面形状，即机翼的基准面积减去被机身覆盖的机翼面积部分。

                      控制方程

机翼展弦比和阻力总系数使用下列公式得到计算：

$\mathrm{AR}=\frac{b^2}{S},C_D=C_{D0}+\frac{{C_L}^2}{\mathrm{\πARe}}---\left(2\right)$

以V表示前进速度，则升力和阻力被表示为：

$L=\frac{\mathrm{\ρ}}{2}{V}^{2}S{C}_L,D=\frac{\mathrm{\ρ}}{2}{V}^{2}S{C}_D---\left(3\right)$

             关于用于阻力系数计算的方程的注释

方程C_D可以用其它方式进行计算。

JOHN D.ANDERSON JR.在“航空器性能和设计”，McGraw Hill，Singapore，1999中给出：

C_D＝C_D0+ΔC_D0+(k₁+Gk₃)C_L ²                                   (4)

其中C_Do与在巡航状态下的传统飞行阻力极线相关，并且：

${\mathrm{\ΔC}}_{D0}=\frac{W}{S}{K}_{\mathrm{uc}}{m}^{-0.215}---\left(5\right)$

因子K_uc取决于襟翼偏度的值及其对起落架阻力的影响。K_uc的典型值为：

对于零襟翼偏度K_uc＝5.81×10^-5

对于最大的襟翼偏度K_uc＝3.16×10^-5

方程(4)中的参数G表示虑及地面效应的影响，可以通过以下计算：

$G=\frac{C_{\mathrm{Di}}(\mathrm{in}-\mathrm{ground}-\mathrm{effect})}{C_{D0}(\mathrm{out}-\mathrm{of}-\mathrm{ground}-\mathrm{effect})}=\frac{{(16h/b)}^2}{1+{(16h/b)}^2}---\left(6\right)$

其中，h为机翼在地面上方的平均高度，b为翼展。

方程(4)中的k₁为比例常数，用于由升力引起的诱导阻力的增加，C_Di。类似地，k₃为比例常数，用于由升力引起的诱导阻力的增加。

Corke的方法提供了：

C_D＝C_D0+kC_L(G) ²+ΔC_D0(flap)+ΔC_D0(LG)                     (7)

其中C_Do与在巡航状态下的传统飞行阻力极线相关。C_Do(flap)为由襟翼引起的C_Do的增加(被Corke称为″由襟翼增加的底部阻力″)，典型值如下给出：

表4

在滑行时由起落架缩回引起的增加的底部阻力为：

$\mathrm{\Δ}{C}_{D0\left(\mathrm{LG}\right)}=f_{\mathrm{LG}}\frac{A_{\mathrm{LG}}}{S}---\left(8\right)$

其中，A_LG为起落架的正面积，而f_LG为相关函数，其基于航空器的总起飞总量。

$f_{\mathrm{LG}}=3.23\sqrt{\frac{W_{\mathrm{TO}}}{1000}}---\left(9\right)$

C_L(G)为由地面效应引起的升力系数。地面效应增加了起飞时的航空器的有效的L/D，以及可以减小升力诱导阻力。在这种情况下，机翼的有效展弦比变大并可从下式进行估算：

$\frac{A}{A_{\mathrm{eff}}}=\sqrt{\frac{2H}{b}}---\left(10\right)$

根据Raymer的方法，由升力引起的阻力，kC_L ²由于地面效应可被减小。这是诱导的下降气流角度减小的结果，并可看作是“机翼下面空气垫”的截留。有效的C_Di可通过下面计算：

$G=\frac{{\left(C_{\mathrm{Di}}\right)}_{\mathrm{eff}}}{\left(C_{\mathrm{Di}}\right)}=\frac{{33(h/b)}^{1.5}}{1+33{(h/b)}^{1.5}}---\left(11\right)$

其中，由Anderson提出的方程(5)中的ΔC_Do适合用于这个参数的首次估算(该方程并不需要起落架的尺寸和襟翼偏度)。

可能地，上述三个方法的结合在一些改进之后能更加精确地用于计算C_D。

C_D＝C_D0+ΔC_D0(flap)+ΔC_D0(LG)+GkC_L ²                     (12)

其中C_Do为在巡航状态下的零升力系数。C_Do(flap)利用表4进行估算，ΔC_Do(LG)来自方程(8)而G来自方程(11)。

                  关于诱导阻力系数的注释

基准航空器的诱导阻力系数表示为下列形式，其包括平衡和涡流干扰的影响(Torenbeek 1982，Laitone 1978和Lutze 1977)：

$C_{\mathrm{Di}}=K_b{C_{\mathrm{Lb}}}^2+K_h\frac{S_h}{S}{C_{\mathrm{Lh}}}^2-2K_{\mathrm{int}}\frac{S_h}{S}{C}_{\mathrm{Lb}}{C}_{\mathrm{Lh}}---\left(1\right)$

该关系对于推力矢量航空器将被改成：

$C_{\mathrm{Di},v}=K_{b,v}{C_{\mathrm{Lb},v}}^2+K_{h,v}\frac{S_h}{S}{C_{\mathrm{Lh},v}}^2-{2K}_{\mathrm{int},v}\frac{S_h}{S}{C}_{\mathrm{Lb},v}{C}_{\mathrm{Lh},v}---\left(2\right)$

与非推力矢量航空器相比，下标_v指V/STOL(推力换向式)航空器。方程(1)和(2)右侧的开始两项完全涉及主体和尾部。最后一项校正诱导阻力系数以说明干扰作用。为了简化，方程(1)中的项目K_h可通过将水平尾部作为小机翼而进行确定(Raymer 1992)，但是需要进行实验或计算研究来估算方程(2)中的K_h，v。然而，传统的尾部的诱导阻力系数要大大小于后掠机翼的诱导阻力系数。

上述方程的各项这里被分别地考虑。非推力换向式喷气航空器的主体(即机翼、机身、机舱)的诱导阻力系数由三个主要部分组成：

K_bC_Lb ²＝K_wC_Lw ²+K_fusC_Lfus ²+K_nC_Ln ²                       (3)

上述方程的后两项是由于这样事实引起的，即当位于AoA时，机身和机舱可以产生小的升力。通过使用Roskam方法(部分-61987)以及假定机舱可作为小的机身，方程(3)可转换成：

$K_b{C_{\mathrm{Lb}}}^2\≈K_w{C_{\mathrm{Lw}}}^2+\frac{A_{\mathrm{fus}}}{S}{\mathrm{\α}}^2+\frac{A_n}{S}{\left(\mathrm{\α}{+\mathrm{\δ}}_e\right)}^2---\left(4\right)$

其中，这里的A为垂直于纵轴线的面积。由于忽略了由绕机翼-机身和机翼-机舱区域的气流引起的干扰作用，方程(4)不是非常精确。尽管这样，由于通过了解K_b主要基于机翼特性，因此所涉及的误差并不是如此重要，这个方程仍然可用于基准航空器(非换向推力式喷气机)的主体诱导阻力系数的初始估算。对于推力矢量航空器，方程(4)被改进至如下形式：

$K_{b,v}{C_{\mathrm{Lb},v}}^2\≈K_{w,v}{C_{\mathrm{Lw},v}}^2+\frac{A_{\mathrm{fus}}}{S}{{\mathrm{\α}}_v}^2+\frac{A_n}{S}{({\mathrm{\α}}_v+{\mathrm{\δ}}_e+{\mathrm{\δ}}_v)}^2---\left(5\right)$

方程(36)和(37)中的干扰因子由Goodrich等(1989)提出，如下：

$K_{\mathrm{int}}=\mathrm{\σ}\sqrt{K_w{K}_h}$ 以及 $K_{\mathrm{int},v}=\mathrm{\σ}\sqrt{K_{w,v}{K}_{h,v}}---\left(6\right)$

其中，σ被称为“普朗特系数”。由于矢量推力的影响已经在诱导阻力因子中计算，因此σ被设成与喷流偏度无关，从而它在两个航空器之间保持不变。对于σ普朗特关系可表示为(Goodrich等1989和Butler 1983)：

$\mathrm{\σ}=\frac{b_h}{b_w}[1-\frac{h_{\mathrm{wh}}}{b_w}-2.16\sqrt{\frac{h_{\mathrm{wh}}}{b_w}}---\left(7\right)$

其中，b为跨距，h_wh为机翼和尾部之间的平均垂直间隙。Oswald效率因子的变化可使用前沿吸力方法以及将水平尾部作为小机翼进行估算。这需要进行一些曲线拟合，以从DATCOM中或Raymer半经验法中的图表获得前沿吸力因子的适当关系。

在C_Di计算中，有可能将升降舵偏转的影响与尾部分开。此外，有可能简化乃至忽略干涉项，并导出类似于由Raymer(1992)或Roskam(部分-61987)提出的一个方程。

对于实际的计算，这项研究还使用了由发动机制造公司提供的实际推力-前进-速度方程：

$T_0=100a(30-2.1997\left(\frac{V}{100}\right)+{0.1551\left(\frac{V}{100}\right)}^2)---\left(13\right)$

这示出了总推力随增大的速度略微地减小。对于所用的三种类型的发动机，以及考虑到使用两个发动机的航空器，“a”的相应数值分别为：

1)a＝2×4.75/6，2)a＝2×5/6，3)a＝2。

                  关于发动机推力方程的注释

最好以下面形式给出V/STOL航空器的发动机推力方程：

T₀＝(a₀-a₁h+a₂h²-a₃h³)+(b₀-b₁h-b₂h²+b₃h³)×(c₀-c₁M+c₂M²-c₃M³)

其中a₀至a₃、b₀至b₃以及c₀至c₃为正常数系数，并可利用曲线拟合方法得到。

总发动机推力被分为两个部分，其中一个部分有助于航空器的向前、线性动量，一个部分形成向上推力以增大气动升力。

T_f＝T₀-k(V)T₀；T_u＝k(V)T₀；L_tot＝L+T_u                   (14)

其中，k＝k(V)表示依赖速度的三次样条函数表达式，其描述了向下喷射喷嘴的关键的打开。用于该研究的喷嘴打开的表达式对所有速度值均保持平滑，其诱导总升力平滑变化，如同在结果部分所详述的。k的最大值k_max是对应于总推力百分比的参数。如所期望的，随着可用最大向前推力的增加，所需的向上推力增大值迅速增加。关于喷嘴的关闭形式，如果它们过于迅速地关闭，则总升力可能会下降低于航空器重量，而且上升速度将开始减小；如果它们过于缓慢地关闭，则向前推力保持受到限制。避免了两个极端的k＝k(V)的实际表达式可以表示为：k＞＝(W-L)/T_o。

滚动阻力R，

R＝μ(W-L_tot)                                         (15)

对于已进行说明的所有力和参数，下面在图8中示出了航空器的自由体受力图。该自由体受力图仅示出了在零冲角(α)时作用在航空器上的外力，其中摩擦阻力R为R：R_mg(主起落架)+R_ng(前起落架)，L表示航空器的总气动升力减去短翼升力，D为航空器的总气动阻力减去短翼阻力，L_sw为短翼升力，D_sw为短翼阻力，ΔL_sw为由于喷气夹带引起的短翼的升力增大，T_j为发动机推力的垂直分量，T_f为向前的发动机推力，T_V为由于机翼下方的喷流偏度引起的推力矢量力，T_Vx为推力矢量力的水平分量，T_Vy为推力矢量力的垂直分量，CG为重心。

跑道地面-滚动向前-运动方程变成：

$\frac{W}{g}\frac{\mathrm{dV}}{\mathrm{dt}}=[T_f-D-\mathrm{\μ}(W-L_{\mathrm{tot}})=[T_0-D-\mathrm{\μ}(W-L)]-[k\left(V\right)T_0-\mathrm{\μk}\left(V\right)T_0]---\left(16\right)$

$\frac{\mathrm{ds}}{\mathrm{dt}}=V$

虽然向上推力的增加减小了向前推力，然而总的向前力超过净发动机向前推力，这是由于升力的增加成比例地减少了滚动摩擦。

                         计算结果

                     总升力与滑行距离

已经发现，向下喷气并不是在开始滑行时开始，而是在更关键的时刻，以使速度因气动升力而快速增加，从而使得所需的向上推力仅吸收总发动机推力的一定百分比。在示例中，例如，总发动机推力的10至15％的向上定向已经足够使航空器起飞。气动升力有助于总升力的大小，借助于向上推力作用，仅附加的向上力足够将使航空器在125m内起飞。

随着可用的最大推力增大，滑行期间的航空器速度可以达到更大的值，其需要更小的向上推力用于在125m内起飞。

随着可用的最大推力增大，滑行期间的航空器速度可以达到更大的值，其需要更小的向上推力用于在125m内起飞。

假定滚动阻力和气动阻力被忽略且不存在向上推力，根据能量方程：

$s=\frac{1}{2}\frac{{\mathrm{mV}}^2}{T}---\left(17\right)$

如果C_L是在V飞行水平下的升力系数，

$V^2=\frac{2W}{{\mathrm{\ρ}}_0\mathrm{\σS}{C}_L}---\left(18\right)$

其中

因此：

$x=\frac{(W/S)}{(T/W)g{\mathrm{\ρ}}_0\mathrm{\σ}{C}_L}---\left(19\right)$

其中，

为机翼载荷，

为推力载荷。

根据Corke(2003)，起飞参数(TOP)定义如下：

$\mathrm{TOP}={\left(\frac{W}{S}\right)}_{\mathrm{TO}}\frac{1}{C_{L\max }}{\left(\frac{W}{T}\right)}_{\mathrm{TO}}\frac{1}{\mathrm{\σ}}---\left(20\right)$

航空器起飞期间的控制方程可推导为：

$\frac{W}{g}\frac{\mathrm{dV}}{\mathrm{dt}}=T_f-D-\mathrm{\μ}(W-L_{\mathrm{tot}})---\left(21\right)$

为了近似滑行距离：

$\mathrm{ds}=\mathrm{Vdt}=\frac{\mathrm{VdV}}{\mathrm{dV}/\mathrm{dt}}=\frac{d\left(V^2\right)}{2(\mathrm{dV}/\mathrm{dt})}---\left(22\right)$

因此，

$\frac{\mathrm{dV}}{\mathrm{dt}}=g[\frac{T}{W}-\mathrm{\μ}-\frac{\mathrm{\ρ}}{2(W/S)}{(C_D-\mathrm{\μ}{C}_L)V}^2]---\left(23\right)$

通过假定

以及

可以示出：

$\frac{\mathrm{dV}}{\mathrm{dt}}=g[K_T+{K_{A}V}^2]---\left(24\right)$

$S_{\mathrm{GTO}}=\underset{0}{\overset{V_R}{\∫}}\frac{d\left(V^2\right)}{2g(K_T+K_A{V}^2)}---\left(25\right)$

$S_{\mathrm{GTO}}=\frac{1}{2g{K}_A}\ln (1+\frac{K_A}{K_T}{V_R}^2)---\left(26\right)$

或者，方程(25)也可被表示为：

$S_{\mathrm{GTO}}=\underset{0}{\overset{V_R}{\∫}}\frac{d\left(V^2\right)}{T_f-D-\mathrm{\μ}(W-L)}---\left(27\right)$

$S_{\mathrm{GTO}}=\frac{1.21(W/S)}{\mathrm{g\ρ}{\left(C_L\right)}_{\max }{[T/W-D/W-\mathrm{\μ}(1-L/W)]}_{0.7V_{\mathrm{LO}}}}---\left(28\right)$

根据方程(28)，

通过了解

因此，S_GTO∝L_tot∝V²。该公式证明，对于方案设计，总气动升力的线性趋势与图表所示的滑行距离对于概念设计是可接受的。

                    向前速度与滑行距离

通过使用推力矢量，航空器的向前速度将会减小。随着使用更大的推力，在125m标记处的向前速度变得更大，并减小了向下偏转的推力的百分比。

                   向前速度与滑行时间

使用更大的推力设定值将减小航空器到达125m处的时间，从而引起更短的起飞时间。对于推力设定值4750lbf、5000lbf和6000lbf，到达125m标记处的时间分别为6.2s、6s和5.5s。

当然应理解的是，优选实施例的上述描述仅仅是作为示例，对优选配置作出修改可能落在附加的权利要求的范围内。

例如，可理解的是，尽管中心管/热芯12在上文中已经被描述为具有四个纵向连续布置的环形部分，然而其它的中心管/热芯可以包括不同数目的纵向连续布置的环形部分或可以仅由单个环形部分形成，而仍然落入本发明的范围内。

上述实施例的环形部分40、42和44进一步显示为包括三个扇形体。然而，在根据本发明的其它实施例中，每个或一个部分可以包括不同数目的扇形体或由单件组成。

中心管/热芯12还被描述为具有不同孔隙度的部分。可理解的是，这对本发明并不是必要的，也可以想象沿其长度具有基本恒定但非零的孔隙度的中心管/热芯。

在上文中说明的纤维材料仅仅是作为示例被进一步提及，当然也可以想象使用适于承受组件10中的环境条件的其它金属材料。

Claims (9)

1.一种用于旁路涡轮风扇喷气发动机的组件，所述组件包括大体细长的壳体，并包括： 

穿过一段组件延伸且用于从发动机排放热排气的中心部分； 

环绕所述中心部分且用于来自发动机的旁路空气的外围部分；和 

用于分离中心部分和外围部分的分离器，所述分离器包括多孔网状物的开口网络，其允许一定程度的流体流通过分离器的壁； 

其中： 

所述组件还包括用于限制流体流通过分离器的壁的装置，所述用于限制流体流通过分离器的壁的装置适于允许第一量的流体通过分离器下游部分、以及第二量的流体通过较所述下游部分更上游的分离器部分，所述第一量的流体多于所述第二量的流体；或者 

分离器下游部分的多孔纤维网状物的孔隙度高于在所述下游部分上游的部分的多孔纤维网状物的孔隙度。 

2.根据权利要求1所述的组件，其中，多孔网状物是多孔铁素体纤维网状物。 

3.根据权利要求1所述的组件，其中，用于限制流体流通过分离器的壁的装置是套筒，所述套筒包括容许一定量空气通过分离器的孔。 

4.根据权利要求1所述的组件，其中，多孔纤维网状物的孔隙度沿分离器长度在向下游方向上增大。 

5.根据权利要求1所述的组件，其中，分离器由沿分离器长度彼此邻接布置的多个部分形成，其中，至少一个所述部分的特性不同于所述多个部分中的另一部分的特性。 

6.根据权利要求5所述的组件，其中，分离器或分离器的所述部分是由多个扇形体形成的环形体，每个所述扇形体仅围绕环形体的圆周的一部分延伸。 

7.一种发动机，包括根据上述任一项权利要求所述的组件。 

8.一种航空器，所述航空器包括旁路涡轮风扇喷气发动机以及根据权利要求1至6任一所述的组件。 

9.根据权利要求8所述的航空器，包括至少两个旁路涡轮风扇喷气发动机和组件，所述发动机和组件对称地布置在所述航空器上。 

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