CN105264212A - 双模式塞式喷嘴 - Google Patents

Abstract

一种用于燃气涡轮发动机的可变几何形状式渐缩-渐扩喷嘴包括具有最大直径区段的沿着发动机的纵向轴线向后延伸的中心体。内护罩包围中心体，并与中心体协作以限定喷嘴的喉部。外护罩包围内护罩，并与中心体协作以限定喷嘴的出口面积。两个护罩都可独立地平移以提供对喷嘴喉部面积和喷嘴膨胀比的独立控制。内护罩的附加的致动导致喉部A8布置在中心体的完全前部部分之上，所述完全前部护罩布置为比最大直径区段上更加向前。喷嘴还可包括中心体32关于护罩的独立平移。

Description

双模式塞式喷嘴

关于联邦政府发起的研究&开发的声明

依据美国国防部所授予的合同No.MDA972-01-3-0002(DARPA)，美国政府可以享有本发明中的某些权利。

对相关申请的交叉引用

本PCT实用申请主张来自具有美国专利申请序列号No.61/829495，标题为“双模式塞式喷嘴”，提交日期为2013年5月31日的目前未决的临时申请的优先权和利益，该申请的全部通过引用而并入本文中。

技术领域

本发明大体涉及用于燃气涡轮发动机的喷嘴，并且更具体地涉及起渐缩喷嘴、渐扩喷嘴或渐缩-渐扩喷嘴的作用的可变几何形状的喷嘴。

背景技术

在用于燃气涡轮发动机的排气系统在大范围的压力比(即，喷嘴喉部压力/环境压力或P8/P_amb)下运行的情况下，要求可变几何形状，其中必须调整喷嘴喉部面积(A8)以满足发动机循环的需求。此外，必须调整喷嘴面积比(A9/A8)以便在各种运行点获得良好的性能。

在历史上，大范围的A8值导致在一些飞行条件下性能下降。与此相反，并根据本实施例的一些方面，提供来了A8值中的大范围的可变性，同时遍及所有飞行条件下保持优良的性能。现有技术的排气喷嘴包括那些具有典型地已经应用于商用亚音速发动机中的固定式排气系统的排气喷嘴和典型地已经应用于超音速军用飞机发动机中的可变几何形状的排气喷嘴，这些排气喷嘴中的一些还使用后燃器。

固定式喷嘴未在运动学上改变其几何形状，并因而在大范围的喷嘴压力比(P8/P_amb)下未高效地运行。

现有技术中的可变几何结形状排气喷嘴包括那些其中喉部面积A8的控制和面积比的控制已经典型地通过将A9/A8比“链接”至A8来建立，由此导致在运动学上链接的面积比列表。例如，一些喷嘴利用圆周方向上的一系列重叠的襟翼和密封件、襟翼及密封件结构，以便创建建立A8值的渐缩流路。类似的一组重叠的襟翼和密封件连接至渐缩襟翼和密封件的后端，并且建立喷嘴的渐扩部分，并因而限定喷嘴的出口面积A9。渐扩襟翼还在运动学上经由分离的运动部件(例如，压缩连杆)而链接至发动机排气系统的相对地固定的零件，诸如导管。所得的导管、渐缩襟翼、渐扩襟翼以及压缩连杆的四连杆链接限定喷嘴出口面积A9与喷嘴喉部面积A8的运动学关系；并因而将A9/A8面积比列表限定为A8的函数。这典型地导致A9/A8列表随着A8增大而增大。由于重叠的襟翼及密封件结构，可能创建泄漏路径，该泄漏路径降低运行效率。另外，减少所要求的零件的数量可以是有益的，由此降低成本、减轻重量、减少维护工作且改善可靠性。此外，对于许多发动机循环，所列表的A9/A8面积比与A8相比的关系将不提供对发动机循环需求的最佳匹配。结果，这样的发动机将不会在某些关键运行点给予最高的喷嘴性能。

以前，由于喷嘴喉部必须始终处于中心体的最大半径处，因而A8值中的任何变化必须被内护罩的最小半径与最大半径之间的差异所适应。与此相反，本实施例允许护罩的额外平移，并且允许中心体与护罩的相对位置的更多变化。

尽管现有技术中的提供襟翼和密封件重叠的喷嘴的尝试力图允许独立的A9和A8控制，但现有技术的喷嘴还是继续遭受过高的复杂性和密封困难。

其他现有技术的排气系统已以允许一些A8变化为目标而尝试寻求平移的轮廓相符的护罩和固定式内部塞子的有效安置。这样的系统提供“所列表的”A9/A8特性，其中对于每个A8，存在唯一的A9/A8。此外，平移护罩设计比襟翼和密封件重叠的喷嘴更简单得多，具有更少的泄漏路径，并且能够显著地更轻。然而，对于发动机循环在给定的喷嘴喉部面积A8下需要两个迥然不同的喷嘴压力比的系统；诸如，举例说明不意味着为限制性的，在一个飞行条件下，P8/P_amb=2.5，在另一飞行条件下，P8/P_amb=20.0，这两个条件都保持几乎相同的A8值，这样的系统的喷嘴将不能够获得将提供期望的性能以用于在这两个飞行条件下运行的几何形状。

因此，需要使用简单而稳健的结构来提供喉部面积A8和面积比A9/A8的独立控制的排气喷嘴，并且该排气喷嘴允许优于过去的喷嘴的增大的平移量。

发明内容

所有的上文中概述的特征将被理解为仅示范性的，并可以从本文中的公开收集实施例的更多的特征和目标。因此，在未进一步阅读整个说明书和一并附上的所包括的附图的情况下，将不能理解对本概要的限制性的解释。

通过本实施例而满足上面提到的需要，本实施例的一个方面提供用于具有纵向轴线的燃气涡轮发动机的喷嘴，该喷嘴包括：沿着纵向轴线向后延伸的中心体，中心体包括相对于中心体的剩余部分而直径增大的喉部区段；包围中心体的内护罩，内护罩具有外表面和内表面，内表面至少包括相对于内表面的剩余部分而直径减小的中间区段，内护罩是相对于中心体而沿向前和向后的方向沿着纵向轴线可选择性地移动的；以及包围内护罩的外护罩，外护罩具有前部边缘、后部边缘以及从前部边缘延伸至后部边缘的内表面，外护罩是相对于中心体而沿向前和向后的方向可移动的。提供用于相对于中心体而沿向前和向后的方向独立地选择性地移动内和外护罩的设备。备选方案提供中心体的选择性地独立地平移。实施例规定中心体、内护罩的内表面以及外护罩的内表面相对于彼此的相对位置共同地并一起限定穿过喷嘴的流体流路。

根据另一实施例，具有纵向轴线的燃气涡轮发动机包括：中心体；具有外表面和内表面的环形内护罩，内表面包括相对于内表面的剩余部分而直径减小的中间区段，内护罩是相对于中心体而在前部与后部位置之间沿着纵向轴线可选择性地移动的；具有带有内表面和外表面的圆柱形区段的环形外护罩，外护罩相对于中心体而在前部与后部位置之间可选择性地移动；以及用于独立地平移内和外护罩的设备。

根据另一实施例，用于控制穿过喷嘴的流体流的方法包括：提供沿着纵向轴线向后延伸的中心体，中心体包括相对于中心体的剩余部分而直径增大的喉部区段；提供包围中心体的内护罩，内护罩具有外表面和内表面，内表面至少包括相对于内表面的剩余部分而直径减小的中间区段；提供包围内护罩的外护罩，外护罩具有前部边缘、后部边缘以及从前部边缘延伸至后部边缘的内表面。

提供用于相对于中心体而沿向前和向后的方向独立地选择性地平移内和外护罩的设备，其中中心体和内护罩共同地限定喷嘴的喉部面积A8，并且外护罩和中心体共同地限定喷嘴的出口面积A9。选择性地平移内护罩以使喉部面积A8变化，并且选择性地平移外护罩以使出口面积A9与喉部面积A8的比A9/A8变化；该比A9/A8是面积比。备选方案规定外护罩可以关于内护罩而完全地收缩，以便创建增大的A8值。实施例规定，相对于中心体而沿向前和向后的方向独立地选择性地平移内和外护罩包括如期望那样各个护罩仅关于中心体而执行所选择的平移，并且无论一个护罩在其平移范围内的任何位置如何，都不限制另一个护罩在其平移范围内的任何位置。更多的备选方案如上，并还包括中心体关于护罩的独立平移。

附图说明

通过参考结合附图来作出的下文的对实施例的描述，这些示范性的实施例的上面提到的及其他特征和优点以及获得这些特征和优点的方式将变得更加显而易见，并且将更好地理解喷嘴特征，其中：

图1是燃气涡轮发动机的示意侧视横截面图；

图2是按照本实施例而构造并处于运行配置下的喷嘴组件的局部截面图；

图3是备选的运行配置下的图2的喷嘴组件的视图；以及

图4是另一备选的运行配置下的图2的喷嘴组件的视图。

具体实施方式

现在，将详细地参考所提供的实施例，在附图中图示这些实施例的一个或更多个示例。经由对所公开的实施例的解释，而非限制来提供各示例。本实施例应用于燃气涡轮发动机，例如航空、发电、工业或船舶，在燃气涡轮发动机中，燃烧器使燃料焚烧，并且对于燃气涡轮发动机，预期超音速飞行机制下的飞机运行。本文中的实施例利用当前的包括使用现有的线性致动器的塞式喷嘴技术。实施例提供在所有飞行条件下进一步优化喷嘴性能的能力。

本实施例涉及用于超音速飞机的发动机。具体地，意图用于超音速飞行时的运行的发动机要求关于喷嘴喉部面积(A8)、喷嘴出口面积(A9)和面积比(A9/A8)(无量纲值)的大的可变性，相关联的面积尺寸单位典型地从至少m²、in²或ft²的组中选择，以便满足运行循环的要求并在大范围的喷嘴压力比(P8/P_amb)下维持良好的性能，其中，P8是指在喷嘴喉部测得的压力测量值，并且P_amb是指环境压力。为了清楚起见，虽然本领域的其他人出于类似的意图而使用术语“膨胀比”，但理解到，如本文中所描述的面积比A9/A8将是关于本实施例而贯穿全文所教导并应用的术语。

实施例包括如下的实施例：对于较大的A8值，其中喷嘴压力比P8/P_amb通常是低的，给内喷嘴护罩提供进一步的平移，从而允许喷嘴在“仅渐缩”模式下运行。备选方案包括如下的方案：对于较小的A8值，并且通常对于压力比P8/P_amb通常是更高的相关联的飞行条件，要求完全膨胀(如反映在面积比A9/A8的高值中)以达到性能目标，喷嘴维持“渐缩-渐扩”形状。

具体地，通过使喉部能够设置在中心体的前部部分上，从而能够使内护罩最大半径比先前的设计更小。该新型方法避免在低压力比下过度膨胀，并改善发动机性能度量，诸如推力、效率和声学。

虽然规定实施例可应用于所有发动机配置，但是对喉部面积A8要求大范围的值的具有循环的发动机将实现实施这些实施例时的最佳性能。

参考美国专利7,174,704，本文中的备选方案通过将进一步的致动范围加到护罩(与具有参考标号34和36的本文中的图中图示的护罩类似的结构)，以便设置运行模式，其中实施例包括以仅渐缩的、可变的、出口面积A9起作用的喷嘴。

参考附图，其中遍及各种视图同一参考标号表示相同的元件，图1图示通常标示为10的有代表性的燃气涡轮发动机。发动机10具有在图中图示为A的纵向中心线或轴线和围绕轴线A同心地并沿着轴线A同轴地布置的外部固定环形机壳12。发动机10具有以顺序流关系安置的风扇14、压缩机16、燃烧器18、高压涡轮20以及低压涡轮22。在运行时，使来自压缩机16的增压空气与燃烧器18中的燃料混合并点燃，从而生成燃烧气体。由高压涡轮20从这些气体提取一些功，高压涡轮20经由外轴24而驱动压缩机16。然后，燃烧气体流入低压涡轮22中，低压涡轮22经由内轴26而驱动风扇14。可以任选地提供后燃器28或推力增强装置以用于增加提高的飞机加速度、机动性或速度所需要的发动机10的推力。

发动机10包括按照本实施例而构造的喷嘴30。喷嘴30的基本构件是中心体32、内护罩34以及外护罩36。中心体32沿着发动机10的纵向轴线A被置于中心并沿向后方向延伸。中心体32按顺序包括小直径锥形前部区段32a、最大直径区段32b以及直径逐渐减少以形成向后的圆锥状的后部区段32c。中心体32由适当的材料形成，诸如(举例说明不意味着为限制性的)耐热性金属合金、陶瓷基复合材料或适合于环境的任何其他材料。

实施例规定如期望那样可选择地选定的喷嘴30的配置，并且其中护罩34、36和中心体32在其相应的平移运动的范围内以任何布置来放置，由此限定从前部穿过喷嘴30到后部的流体流路。备选方案还包括中心体32关于护罩34、36的独立平移。

举例说明不意味着为限制性的，图2图示配置成用于在超音速(M>1)巡航飞行条件下运行的喷嘴30。图2的半截面图更详细地图示喷嘴30。在图2的所图示的示例中，中心体32是中空的，并包括包围内区段40的外区段38，内区段40和外区段38合作地限定气室42。气室42的前端与诸如压缩机排出空气或风扇旁通空气的增压空气源(未示出)流体连通。气室42的后端终止于出口狭槽44，其允许将来自气室42的增压空气沿着中心体32的表面引导，由此允许边界层控制或冷却。

更详细的，并继续参考图2，内护罩34包围中心体32。在所图示的示例中，中心体32和内护罩34是旋转体，然而，其他实施例提供二维形状、椭圆形状或多边形形状。内护罩34具有前部边缘46、后部边缘48、内表面50以及外表面52。内表面50面向中心体32。内表面50按顺序包括前部圆柱形区段50a、直径减小的中间区段50b以及锥形后部区段50c。外表面52是圆柱形或以其他方式是沿着其长度恒定的横截面。内护罩34由适当的材料构造，诸如已知的耐热性金属合金、陶瓷金属复合材料或任何其他适合于环境的材料，并且备选方案是单块地形成为单个整体零件。对于由组装的若干构件形成的内护罩的实施例，不要求构件相对于彼此而移动，因而将任何构件之间的间隙可靠地密封。内护罩34连接至一个或更多个已知的类型的内护罩致动器54，诸如液压活塞气缸组件，内护罩致动器54锚固至发动机10的相对静止的部分。内护罩致动器54允许内护罩34选择性地平行于发动机10的纵向轴线A平移。

外护罩36包围内护罩34。在所图示的示例中，外护罩36是旋转体，然而其他实施例提供二维形状、椭圆形状或多边形形状。外护罩36具有前部边缘56、后部边缘58、内表面60以及外表面62。内表面60面向中心体32。内表面60是大体上圆柱形或以其他方式是沿着其长度恒定的横截面区域。外表面62可暴露于外部空气流，并且具有成形为满足包括阻力最小化的相关的设计要求的剖面。外护罩36由适当的材料构造，诸如已知的耐热性金属合金、陶瓷基复合材料或任何其他适合于环境的材料，并且备选方案是单块地形成为单个整体零件。对于由组装的若干构件形成的外护罩的实施例，不要求构件相对于彼此而移动，因而任何构件之间的间隙可被可靠地密封。外护罩36连接至一个或更多个已知的类型的外护罩致动器64，诸如液压活塞气缸组件，外护罩致动器64锚固至发动机10的相对静止的部分。外护罩致动器64允许外护罩36选择性地沿着所选择的运动路径平移，备选方案包括那些其中平移平行于发动机10的纵向轴线A的方案。

内护罩34和外护罩36的内表面50和内表面60分别与中心体32的表面协作，以限定穿过喷嘴30的环形气体流路“F”。示出喷嘴30的喉部“T”，其中流路“F”具有其最小的喷嘴喉部面积A8，并且位于内护罩34的内表面50的中间区段50b与中心体32的最大直径区段32b之间。出口面积A9，或更准确地说，表示为A9i的内部出口面积，位于外护罩36与中心体32之间，与外护罩36的后部边缘58共面。

在运行时，内护罩34和外护罩36的平移如所期望地独立地改变喉部面积A8或喷嘴30的面积比A9i/A8。继续参考图2，内护罩34布置在纵向位置，其中内护罩34的内表面50的中间区段50b与中心体的最大直径区段32b共面，从而提供最小的喷嘴喉部面积A8。外护罩36布置在接近其关于内护罩34的后部运动极限的纵向位置，从而提供高的喷嘴30的面积比A9i/8。

图3图示配置成用于在起飞或亚音速巡航飞行条件下运行的喷嘴30。内护罩34布置在前部纵向位置，其中内护罩34的内表面50的中间区段50b移位至中心体32的最大直径区段32b的前部，从而以渐缩-渐扩配置提供最大喷嘴喉部面积A8。外护罩36布置在接近其关于内护罩34的前部运动极限的纵向位置，从而提供具有接近一致的值的喷嘴30的面积比A9i/A8。

继续参考图3，列举若干可互换的实施例之一的示例，但不意味着为限制性的，喷嘴30的喉部由中心体32与内护罩34之间的最小的流动区域限定。实施例规定基于内护罩34和外护罩36与中心体32的相对位置形成喉部。关于图2中所图示的配置，内护罩34布置在后部位置，并且喉部形成在中心体32的最大半径点与内护罩34的最小半径点之间。在该配置下，对于喷嘴30，存在渐扩区段。在中间布置(参见图3)下，喉部位于中心体32的最大半径点与内护罩34的后部尖端之间。在该中间布置下，对于喷嘴30，不存在渐扩区段。形成有喉部的最小流动区域也是最后的内部区域。

考虑上述的喷嘴30的配置的如下的示例：如期望那样可选择地选定，并且其中护罩34、36和中心体32在它们的相应的平移运动范围内以任何布置来放置，由此限定穿过喷嘴30的流体流路。其他亚音速巡航飞行条件寻求配置成具有布置在图2和图3所图示的配置之间的范围内的任何位置的护罩34、36和中心体32的喷嘴30。

图4图示配置成用于在低速低功率飞行条件下运行的喷嘴30。图4的配置能够与其中涉及“削减”、“侧线”或“接近”的飞行条件而取得的声学测量值的运行相关联。如通过图4的示例所图示，喉部形成在内护罩34的尖端与中心体32的前部倾斜部分之间。在该配置下，喷嘴喉部面积A8的值最大。在该示例中，出口面积A9由外护罩58的后部边缘与中心体32的最大直径区段32b之间的距离限定。这导致避免在低压力比下过度膨胀并改善性能度量，诸如推力、效率和声学。这提供在所有飞行条件下进一步优化喷嘴性能的能力。

可以通过诸如(举例说明，但不意味着为限制性的)手动输入至内护罩致动器54和外护罩致动器64而如期望那样控制内护罩34和外护罩36的独立平移。备选方案规定，关于不同的发动机10的运行配置和飞行条件的护罩34、36的位置列表为诸如发动机压力比、压缩机入口温度、风扇速度、自由流马赫数等若干发动机运行参数的函数。可以将这些参数发送至已知的类型的控制器，诸如全权限数字电子控制器(FADEC)(在图中为了清楚起见而未图示)，该控制器将涉及所选择的参数的计算结果转换成分别发送至内护罩34和外护罩36的致动器54、64的位置命令。对于具有独立地平移的中心体32的实施例，中心体32的平移设备的控制器从至少上文的不意味着为限制性的示例中选择。

在权利要求中，以及在上文的说明书中，诸如“包含”、“包括”、“携带”、“具有”、“含有”、“涉及”、“持有”、“由……组成”等的所有连接词都将被理解为开放式的，即，意味着包括但不限于。如在美国专利局专利审查程序手册的章节2111.03中所阐明的，仅连接词“由……构成”和“基本上由……构成”将分别必须是封闭式的或半封闭式的连接词。

本书面描述使用示例来公开包括优选的实施例的本发明，并且还允许本领域的任何技术人员实践本发明，包括制造并使用任何装置或系统且执行任何所并入的方法。本发明的可取得专利权的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这样的其他示例不具有不同于权利要求的字面语言的结构元件，或如果这些示例包括与权利要求的字面语言无实质的差异的等效的结构元件，则这些示例旨在属于权利要求的范围内。来自所描述的各种实施例的方面和每个这样的方面的其他已知的等效物能够由本领域普通技术人员中任一个混合并匹配以按照本申请的原理而构建另外的实施例和技术。

Claims (13)

1.一种用于控制穿过喷嘴的流体流的方法，包括：

提供沿着纵向轴线向后延伸的中心体，所述中心体包括相对于所述中心体的剩余部分而直径最大的区段；

提供包围所述中心体的内护罩，所述内护罩具有外表面和内表面，所述内表面至少包括相对于所述内表面的剩余部分而直径减小的中间区段；

提供包围所述内护罩的外护罩，所述外护罩具有前部边缘、后部边缘以及从所述前部边缘延伸至所述后部边缘的内表面；

提供用于相对于所述中心体而沿向前和向后的方向独立地选择性地平移所述内和外护罩的设备，其中所述中心体和所述内护罩共同地限定所述喷嘴的喉部面积A8，并且所述外护罩和所述中心体共同地限定所述喷嘴的出口面积A9；

选择性地平移所述内护罩和外护罩以使所述喉部面积A8变化；以及

选择性地平移所述外护罩以使所述出口面积与所述喉部面积的比A9/A8变化；

其中所述内护罩是在前部与后部位置之间可移动的，其中所述内护罩的附加的致动导致所述喉部面积A8布置在所述中心体的完全前部部分之上，所述完全前部护罩布置为比最大直径区段上更加向前。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述内护罩处于所述后部位置时，所述喉部面积A8处于最小尺寸，并且所述喉部面积A8在所述内护罩位于所述前部位置时处于对于渐缩-渐扩喷嘴而言最大的尺寸，且在所述内护罩在最前部位置时处于对于渐缩喷嘴而言最大的尺寸。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，还包括所述中心体关于所述护罩的独立平移。

4.一种用于具有纵向轴线的燃气涡轮发动机的喷嘴，包括：

沿着所述纵向轴线向后延伸的中心体，所述中心体包括是相对于所述中心体的剩余部分而直径最大的区段的喉部；

包围所述中心体的内护罩，所述内护罩具有外表面和内表面，所述内表面至少包括相对于所述内表面的剩余部分而直径减小的中间区段，所述内护罩是相对于所述中心体而沿向前和向后的方向沿着所述纵向轴线可选择性地移动的；

包围所述内护罩的外护罩，所述外护罩具有前部边缘、后部边缘、以及从所述前部边缘延伸至所述后部边缘的内表面，所述外护罩是相对于所述中心体而沿向前和向后的方向可移动的；以及

用于相对于所述中心体而沿向前和向后的方向独立地选择性地移动所述内和外护罩的设备，其中所述中心体、所述内护罩的所述内表面、以及所述外护罩的所述内表面共同地限定穿过所述喷嘴的流体流路。

5.根据权利要求4所述的喷嘴，其特征在于，所述中心体包括沿向前的方向逐渐减少至较小的直径的定位在所述最大直径区段的前部的前部区段和沿向后的方向逐渐减少至较小的直径的定位在所述最大直径区段的后部的后部区段。

6.根据权利要求5所述的喷嘴，其特征在于，还包括所述中心体关于所述护罩的独立平移。

7.一种具有纵向轴线的燃气涡轮发动机，包括：

喷嘴，包括：

中心体；

具有外表面和内表面的环形内护罩，所述内表面包括相对于所述内表面的剩余部分而直径减小的中间区段，所述内护罩是相对于所述中心体而在前部与后部位置之间沿着所述纵向轴线可选择性地移动的；

具有内表面和外表面的环形外护罩，所述外护罩是相对于所述中心体而在前部与后部位置之间可选择性地移动的；以及

用于独立地平移所述内和外护罩的设备。

8.根据权利要求7所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述内护罩是在前部与后部位置之间可移动的，并且所述内护罩的附加的致动导致喉部面积A8布置在所述中心体的完全前部部分之上，所述完全前部护罩布置为比所述最大直径区段上更加向前。

9.根据权利要求7所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述外护罩的所述内表面从其前部边缘至其后部边缘限定基本恒定的横截面面积。

10.根据权利要求7所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述外护罩的所述内表面具有弓状横截面剖面，使得所述内表面在其前部边缘和其后部边缘处的直径小于所述内表面在所述前部与后部边缘之间的位置处的直径。

11.根据权利要求4所述的具有纵向轴线的燃气涡轮的喷嘴，其特征在于，还包括用于沿着所述外护罩的所述内表面喷射大体上向后移动的辅助流体流的设备。

12.根据权利要求4所述的喷嘴，其特征在于，所述中心体、所述内护罩、以及所述外护罩是所述发动机的围绕所述纵向轴线的旋转体。

13.根据权利要求4所述的喷嘴，其特征在于，所述中心体、所述内护罩以及所述外护罩在横截面上是椭圆形。