CN105443247A - 使用主动流动控制的预冷却器进气管道和包括其的系统和方法 - Google Patents

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Abstract

本文公开使用主动流动控制的预冷却器进气管道和包括其的系统和方法。该系统包括喷气发动机的预冷却器进气管道，其配置为接收预冷却器空气流并引导预冷却器空气流进入热交换器。预冷却器进气管道包括流动引导表面和主动流动控制装置，其中流动引导表面限定预冷却器进气管道的至少部分。定位主动流动控制装置以调整邻近流动引导表面的边界层内边界层流体流动以当预冷却器空气流流动通过预冷却器进气管道时抵制边界层与流动引导表面的分离。方法包括通过使预冷却器空气流流动穿过流动引导表面和使用主动流动控制装置调整边界层抵制预冷却器进气管道中边界层分离的方法。

Description

使用主动流动控制的预冷却器进气管道和包括其的系统和方法
技术领域
本公开涉及用于喷气发动机的飞机短舱(nacelle)的预冷却器进气管道，以及更具体涉及预冷却器进气管道，其使用主动流动控制(activeflow-control)以与邻近预冷却器进气管道的边界层内的边界层流体流动相互作用，调整和/或加强(充能，energize)该边界层流体流动，和涉及包括该预冷却器进气管道的系统和方法。
背景技术
喷气发动机的飞机短舱可包括预冷却器进气管道，其可引导预冷却器空气流至热交换器组件上以冷却发动机引气，然后其被喷气发动机和/或被包括喷气发动机的飞机的另外的构件使用。预冷却器进气管道可以位于飞机短舱内并可被放置以接收可以由喷气发动机的压缩器加压的压缩空气流的一部分。
因为预冷却器进口位于飞机短舱内，所以预冷却器进口的大小受飞机短舱大小约束。相反地，给定大小的预冷却器进口可规定可包含预冷却器进口的飞机短舱的需要大小。另外，预冷却器空气流的期望流动速率也可规定预冷却器进气管道的需要大小。
在某些条件下，增加预冷却器空气流的流动速率而不增加预冷却器进气管道的大小可能是期望的。额外地或可选地，减小预冷却器进气管道的大小也可能是期望的，诸如以允许预冷却器进气管道被放置在较小的飞机短舱内和/或减小由预冷却器进气管道使用的飞机短舱内部的一部分，而不降低预冷却器空气流的流动速率。
在历史上，已经使用传统的空气动力学原理来设计预冷却器进气管道的大小和/或形状。然而，这些传统的空气动力学原理可限制预冷却器进口的大小和/或形状，由此约束预冷却器空气流的流动速率的增加和/或飞机短舱大小的减小。考虑到这样的考虑事项，在下面进一步详细描述根据本公开的实例。
发明内容
本文公开了使用主动流动控制的预冷却器进气管道以及包括其的系统和方法。系统包括喷气发动机的预冷却器进气管道，其配置为接收预冷却器空气流并引导预冷却器空气流进入热交换器。预冷却器进气管道包括流动引导表面和主动流动控制装置，其中流动引导表面限定预冷却器进气管道的至少一部分。定位主动流动控制装置以调整邻近流动引导表面的边界层内的边界层流体流动，诸如当预冷却器空气流流动通过预冷却器进气管道时抵制(resist)边界层与流动引导表面的分离。主动流动控制装置可以以任何合适的方式调整边界层，诸如通过与边界层相互作用和/或加强边界层，以抵制边界层与流动引导表面的分离。
在一些实施方式中，流动引导表面的曲率半径小于不包括主动流动控制装置的常规流动引导表面的曲率半径。在一些实施方式中，流动引导表面的长度小于常规流动引导表面的长度。
在一些实施方式中，配置主动流动控制装置为将流动控制流体流通过注入孔注入边界层。在一些实施方式中，注入孔形成横扫喷口(sweepingjet)的一部分。在一些实施方式中，配置主动流动控制装置为将流动控制流体流连续地注入。在一些实施方式中，配置主动流动控制装置为将流动控制流体流间歇地注入。在一些实施方式中，配置主动流动控制装置为将多个流动控制流体流注入。在一些实施方式中，配置主动流动控制装置为在给定时间点改变正在被注入的多个流动控制流体流中的那个流动控制流体流。
在一些实施方式中，主动流动控制装置包括涡流发生器，其配置为在边界层内产生涡流。在一些实施方式中，主动流动控制装置包括抽吸组件，其配置为从边界层移出吸入流。
在一些实施方式中，预冷却器进气管道形成喷气发动机的飞机短舱的一部分。在一些实施方式中，飞机短舱形成飞机的一部分。
方法包括抵制预冷却器进气管道中边界层分离的方法。方法包括使预冷却器空气流流动穿过流动引导表面以产生邻近流动引导表面的边界层。方法进一步包括使用主动流动控制装置调整边界层以抵制边界层与流动引导表面的分离。
附图说明
图1为飞机的实例的示意性代表，其可包括喷气发动机，喷气发动机可包括根据本公开的预冷却器进气管道。
图2为图解可包括根据本公开的预冷却器进气管道的喷气发动机的实例的示意性局部不完整侧视图。
图3为图解可包括根据本公开的预冷却器进气管道的喷气发动机的实例的示意性正视图。
图4为图解根据本公开的预冷却器进气管道的实例的示意性横截面视图。
图5为图解根据本公开的预冷却器进气管道的实例的示意性横截面视图。
图6为比较常规流动引导表面与根据本公开的流动引导表面的示意性横截面视图。
图7为比较根据本公开的两个流动引导表面的示意性横截面视图。
图8为描述根据本公开的、抵制边界层与预冷却器进气管道分离的方法的流程图。
具体实施方式
图1-8提供包括根据本公开的主动流动控制装置150的预冷却器进气管道100的说明性、非排他性的实例，包括预冷却器进气管道100的喷气发动机40的飞机短舱54的说明性、非排他性的实例，包括喷气发动机40的飞机20的说明性、非排他性的实例，和/或操作其的方法的说明性、非排他性的实例。用作相似或至少基本上相似的目的的元件在图1-8的每个中以同一数字标记，并且参考图1-8的每个，这些元件在本文中可不被详细讨论。相似地，在图1-8的每个中可不标记所有元件，但为了前后一致在本文中可使用与其相关的参考数字。参考图1-8中一个或多个在本文中讨论的元件、构件和/或部件可被包括在图1-8的任一个中和/或与图1-8的任一个一起使用，而不背离本公开的范围。
一般而言，可能被包括在给定的(即，具体的)实施方式中的元件以实线图解，而对给定的实施方式是任选的元件以虚线图解。然而，以实线示出的元件不是对所有实施方式都是必要的，并且以实线示出的元件可从给定的实施方式省略，而不背离本公开的范围。
图1为飞机20的说明性、非排他性的实例的示意性代表，飞机20可包括喷气发动机40，喷气发动机40包括具有根据本公开的预冷却器进气管道100的预冷却组件60，同时图2-3为包括具有根据本公开的预冷却器进气管道100的预冷却组件60的喷气发动机40的更详细的但依然说明性、非排他性的实例。更具体地，图2为喷气发动机40的示意性局部不完整侧视图，而图3为喷气发动机40的示意性正视图。
如图1中所图解，飞机20包括机身30，其可操作地附接至一个或多个喷气发动机40和/或配置为支撑一个或多个喷气发动机40。如图1中所进一步图解，喷气发动机40可包括飞机短舱54，其可被按尺寸制作和/或按形状制作以限定、包括和/或容纳喷气发动机40的多种构件。作为实例，喷气发动机40可包括进口42，其配置为接收空气流43；和压缩器44，其配置为压缩空气流43(或增加空气流43的压力)以产生压缩的空气流45。喷气发动机40还可包括燃烧器46，其配置为燃烧燃料流和压缩的空气流45的一部分53以产生燃烧流；和涡轮48，其配置为由燃烧流提供动力并为压缩器44提供动力。
如图1-2中所图解的，喷气发动机40进一步可包括喷嘴50，其配置为允许燃烧流从喷气发动机40排出(或离开)。如图2中所最清楚地图解的，喷气发动机40可限定中间管道52，其配置为接收来自压缩器44的压缩的空气流45的一部分53；和预冷却器进气管道100，其配置为接收压缩的空气流45的另外部分，其在本文被称为预冷却器空气流65。预冷却器进气管道100可形成预冷却组件60的一部分并可提供和/或引导预冷却器空气流65至和/或接近热交换器66。热交换器66可配置为与预冷却器空气流65交换热能以产生热交换的空气流67。热交换的空气流67可被提供至喷气发动机40和/或飞机20的另外构件。
如本文中所更详细地讨论，和当预冷却器空气流65正流动经过预冷却器进气管道100时，主动流动控制装置150可被配置、使用和/或操作以抵制包括边界层流体流动82的边界层80与预冷却器进气管道100的流动引导表面140分离。作为说明性、非排他性的实例，主动流动控制装置150可被配置为调整边界层流体流动82，由此改变边界层流体流动82的一个或多个特性并允许边界层流体流动82流动穿过流动引导表面140而不与其分离。
通常，根据本公开的包括主动流动控制装置150的预冷却组件60和/或预冷却器进气管道100可被配置为在宽范围的预冷却器空气流65的平均预冷却器空气流速度内维持和/或保持边界层80附接至流动引导表面140。作为说明性、非排他性的实例，根据本公开的预冷却组件60和/或预冷却器进气管道100可当平均预冷却器空气流速度为至少50米/秒(m/s)、至少75m/s、至少100m/s、至少125m/s、至少150m/s、至少175m/s、至少200m/s、至少225m/s、至少250m/s、至少275m/s和/或至少300m/s时维持边界层80附接至预冷却器进气管道100。额外地或可选地，预冷却组件60还可当平均预冷却器空气流速度为小于350m/s、小于325m/s、小于300m/s、小于275m/s、小于250m/s、小于225m/s和/或小于200m/s时维持边界层80附接至流动引导表面140。
主动流动控制装置150可包括和/或使用任何合适的主动流动控制技术。作为说明性、非排他性的实例和如本文中更详细讨论的，主动流动控制装置150可被配置为将流动控制流体流注入边界层80。作为另一个说明性、非排他性的实例，主动流动控制装置150可包括配置为在边界层80内产生涡流的涡流发生器。作为又另一个说明性、非排他性的实例，主动流动控制装置150可被配置为从边界层80移出吸入流。
主动流动控制装置150以任何适合的方式和/或使用任何适合的设备可供应流动控制流体流，可产生涡流和/或可以移出吸入流，这在本公开的范围内。作为说明性、非排他性的实例，主动流动控制装置150可包括一个或多个压电致动器、形状记忆合金致动器、隔板(diaphragm)、泵、压缩器和/或风扇。
如图3中所图解的，预冷却组件60和其预冷却器进气管道100可位于飞机短舱54的内部体积56内。因此，预冷却组件60和/或预冷却器进气管道100的大小、形状和/或体积可受飞机短舱54的目标、期望的和/或规定的大小和/或受可存在于内部体积56内的其它构件的大小和/或几何形状的限制。
如所讨论的，增加预冷却器空气流65(如图2中所图解的)进入预冷却器进气管道100的流动速率而不增加飞机短舱54的大小可能是期望的，并且具有分叉的预冷却器进口的预冷却组件60已经被用于提供该预冷却器空气流65的流动速率的增加。这样的分叉的预冷却器进口包括两个预冷却器进气管道100。这些预冷却器进气管道100之一在图3中以实线图解，而另一个预冷却器进气管道100以虚线图解以指示第二预冷却器进气管道可以是任选的。虽然分叉的预冷却器进口可提供预冷却器空气流65的流动速率的可测量的增加，但进一步增加预冷却器空气流65的流动速率和/或使用仅包括单一预冷却器进气管道的预冷却器组件可能是期望的。这可通过在预冷却组件60的一个或多个流动引导表面140上放置一个或多个主动流动控制装置150实现，并在本文中更详细地讨论。
图4-5提供根据本公开的可在预冷却组件60中使用的预冷却器进气管道100的说明性、非排他性的实例的示意性横截面视图。图4-5的示意性横截面视图可沿着图3的线A-A取得。
在图4-5中，预冷却组件60包括一个或多个预冷却器进气管道100。预冷却器进气管道100可以至少局部受一个或多个流动引导表面140限定和可被配置为引导预冷却器空气流65接近热交换器66和/或与热交换器66接触。热交换器66接收预冷却器空气流65并从其生产热交换的空气流67。在图4中，预冷却组件60包括分叉的预冷却器进口，该进口包括两个预冷却器进气管道100。相反地，图5的预冷却组件60包括单一预冷却器进气管道100。
在图4-5中，一个或多个流动引导表面140可包括和/或使用一个或多个主动流动控制装置150。主动流动控制装置150可被配置为抵制边界层80的边界层流体流动82与各自的流动引导表面140分离，如图6中所图解的和如本文中更详细地讨论的。也如本文中更详细地讨论的，主动流动控制装置150的存在可允许预冷却器进气管道100和/或预冷却组件60的一个或多个尺寸减少和/或可与包括两个预冷却器进气管道100的分叉的预冷却器进口(如图4中所图解)相反，允许预冷却组件60使用单一预冷却器进气管道100(如图5中所图解)，同时维持预冷却器空气流65和/或热交换的空气流67的目标或期望的流动速率。以该方式，预冷却器进气管道100和/或预冷却组件60的大小可被减小而预冷却组件60的性能没有减小。
在图4-5中以虚线图解主动流动控制装置150以指示主动流动控制装置150可位于和/或存在于根据本公开的预冷却器进气管道100的任何适合的流动引导表面140上。作为实例，主动流动控制装置150可位于限定了给定的预冷却器进气管道100的多个(即，两个或更多个)流动引导表面140上(如，图4中上部和或下部预冷却器进气管道100的相对表面140或图5中单一预冷却器进气管道100的相对表面140)。作为另外的实例，主动流动控制装置150可位于限定了给定的预冷却器进气管道100的一个流动引导表面140上，但不在限定了给定的预冷却器进气管道100的另一个流动引导表面140上。作为又另外的实例，流动控制装置150可位于流动引导表面140的部分(一个或多个)上，在该部分(一个或多个)上存在边界层流体流动82的大的方向变化(图6中所图解)。这可包括流动引导表面140的部分(一个或多个)，其具有和/或限定(相对)较小的曲率半径104，如本文参考图6-7所讨论的。
图6为包括根据本公开的至少局部由流动引导表面140限定的预冷却器进气管道100的预冷却组件60的部分的示意性横截面视图。如图6中所图解的，流动引导表面140包括根据本公开的一个或多个主动流动控制装置150。如所讨论的，主动流动控制装置150可被配置为与存在于预冷却器空气流65的边界层80内的边界层流体流动82相互作用、对其调整和/或加强，所述预冷却器空气流65流动经过流动引导表面140以抵制边界层80与流动引导表面140的分离。这可以以任何适合的方式实现。
作为说明性、非排他性的实例，主动流动控制装置150可配置为通过注入孔154将一个或多个流动控制流体流152注入边界层80，所述注入孔154可由流动引导表面140限定，可限定在流动引导表面140内或其上。流动控制流体流152可以以任何适合的方式被注入边界层80。作为说明性、非排他性的实例，流动控制流体流152可以以至少100米/秒(m/s)、至少125m/s、至少150m/s、至少175m/s、至少200m/s、至少225m/s、至少250m/s、至少275m/s、至少300m/s、至少350m/s、至少400m/s、至少450m/s或至少500m/s的流动速度、或平均流动速度被注入。作为另一个说明性、非排他性的实例，流动控制流体流152可以以小于700m/s、小于650m/s、小于600m/s、小于550m/s、小于500m/s、小于450m/s、小于400m/s、小于350m/s、小于325m/s、小于300m/s、小于275m/s、小于250m/s、小于225m/s和/或小于200m/s的流动速度或平均流动速度被注入。作为又另一个说明性、非排他性的实例，流动控制流体流152可通过注入孔154被注入，使得横跨注入孔的压差为至少1千帕斯卡(kPa)、至少5kPa、至少10kPa、至少15kPa、至少20kPa、至少25kPa、至少30kPa、至少35kPa、至少40kPa、至少50kPa、至少75kPa、至少100kPa、至少150kPa、至少200kPa、至少300kPa、至少400kPa、至少500kPa、至少600kPa和/或至少700kPa。
主动流动控制装置150可被配置为当预冷却器空气流65正流动经过流动引导表面140时将流动控制流体流152连续地或至少基本上连续地注入边界层80，这在本公开的范围内。额外地或可选地，主动流动控制装置150可被配置为当预冷却器空气流65正流动经过流动引导表面140时将流动控制流体流152间歇地、选择性地和/或周期地注入边界层80，这也在本公开的范围内。
流动控制流体流152可以在任何适合的位置处被注入边界层80。作为说明性、非排他性的实例，主动流动控制装置150可被配置为将多个流动控制流体流152注入边界层80。这可包括以间隔开的方式围绕流动引导表面140的曲率或曲率半径104注入多个流动控制流体流，如图6中所图解的。额外地或可选地，这也可包括以间隔开的方式沿流动引导表面140的长度(即，以间隔开的方式沿图6的Z轴)注入多个流动控制流体流。
作为又另一个说明性、非排他性的实例，流动控制流体流152可在流动引导表面140的表面上的阶梯130的背风面之后、下游和/或其上被注入。阶梯130可包括和/或为流动引导表面140的轮廓的任何适合的不连续(discontinuity)和/或变化，并在本文中也可被称为不连续130。
流动控制流体流152可以以任何适合的方式产生。作为说明性、非排他性的实例，流动控制流体流152可包括和/或为由喷气发动机40和/或由其压缩器44产生的压缩的空气流45的一部分(如图1-2中所图解的)。额外地或可选地，流动控制流体流152可包括和/或为由合成喷气发生器158产生的合成喷气。
作为另一个说明性、非排他性的实例，主动流动控制装置150可包括配置为从边界层80撤回吸入流161的抽吸组件160。作为又另一个说明性、非排他性的实例，主动流动控制装置150可包括配置为在边界层80内产生涡流157的涡流发生器156。涡流发生器156可包括任何适合的主动和/或被动涡流发生器156，其配置为以任何适合的方式产生涡流157。作为说明性、非排他性的实例，涡流发生器156可包括物理障碍和/或涡流发生器喷气致动器。
当主动流动控制装置150将流动控制流体流152注入边界层80时，流动控制流体流152可以以任何适合的方位和/或以任何适合的角度或注入角被注入。作为说明性、非排他性的实例，流动控制流体流152可以以第一注入角170被注入边界层80。第一注入角170可在平行于流动引导表面140的表面垂直方向的第一平面内测量，并且第一注入角170可包括和/或为任何适合的角，这在本公开的范围内。第一平面还可垂直于流动引导表面140的长度(即，图6中Z方向)。
另外，流动控制流体流152还可以以第二注入角174被注入边界层80。第二注入角174可在平行于表面垂直方向168并垂直于第一平面的第二平面内测量，并且第二注入角174可包括任何适合的角，这在本公开的范围内。第二平面还可平行于流动引导表面140的长度。
第一注入角170和/或第二注入角174的说明性、非排他性的实例包括至少0度、至少5度、至少10度、至少15度、至少20度、至少30度、至少40度、至少50度、至少60度、至少70度、至少80度、至少90度、至少100度、至少110度、至少120度、至少130度、至少140度、至少150度、至少160度和/或至少170度的角。作为额外的说明性、非排他性的实例，第一注入角170和/或第二注入角174可包括小于180度、小于170度、小于160度、小于150度、小于140度、小于130度、小于120度、小于110度、小于100度、小于90度、小于80度、小于70度、小于60度、小于50度、小于40度、小于30度、小于20度、小于15度、小于10度和/或小于5度的角。
第一注入角170和/或第二注入角174可为在任一上述列举的下限和任一上述列举的上限之间变化的可变的角，这在本公开的范围内。在这些条件下，流动控制流体流152可由系统地和/或周期地改变第一注入角和第二注入角的横扫喷口产生。
多个主动流动控制装置可包括任何适合数目的主动流动控制装置。作为说明性、非排他性的实例，流动引导表面140可包括至少4个、至少8个、至少9个、至少12个、至少18个、至少24个、至少36个、至少72个、至少90个、至少120个、至少180个、至少270个和/或至少360个主动流动控制装置150和/或注入孔154，或可被配置为注入相应数目的流动控制流体流152。作为额外的说明性、非排他性的实例，流动引导表面140还可包括少于36个、少于72个、少于90个、少于120个、少于180个、少于270个、少于360个和/或少于720个主动流动控制装置150和/或注入孔154，或可被配置为注入相应数目的流动控制流体流152。
当流动引导表面140包括多个主动流动控制装置150和/或被配置为注入多个流动控制流体流152时，多个流动控制流体流152可以以任何适合的方式被注入。作为说明性、非排他性的实例，多个流动控制流体流中每个可当预冷却器空气流65流动经过流动引导表面140和/或通过预冷却器进气管道100时被连续地注入。作为另一个说明性、非排他性的实例，一个或多个流动控制流体流152可被间歇地注入。这可包括在给定时间点(系统地)改变正被注入的多个流动控制流体流152中的那个流动控制流体流。
当主动流动控制装置150被配置为注入多个流动控制流体流152时，多个流动控制流体流可通过多个注入孔154被注入，所述注入孔154可由流动引导表面140限定。多个注入孔154可包括任何适合的横截面形状，包括圆形的、细长的、开槽的、方形的、弧形的和/或矩形的截面形状，以及多个注入孔154的至少部分可相对于多个注入孔154的其余部分具有不同的横截面形状和/或大小，这在本公开的范围内。主动流动控制装置150可包括连续的或至少基本上连续的槽，该槽可被配置为沿和/或穿过流动引导表面140注入一个或多个流动控制流体流，这也在本公开的范围内。
图7为比较常规预冷却器进气管道110(以虚线图解)与根据本公开包括主动流动控制装置150的预冷却器进气管道100(以实线图解)的示意性横截面视图。根据本公开的包括主动流动控制装置150的预冷却器进气管道100可提供优于不包括主动流动控制装置150的常规预冷却器进气管道110的改良的性能。
作为说明性、非排他性的实例，邻近预冷却器进气管道100的流动引导表面140的边界层80内的边界层流体流动82可限定预冷却器进气管道100的性能。相似地，附接至常规预冷却器进气管道110的常规流动引导表面180的边界层内的边界层流体流动也可限定常规预冷却器进气管道110的性能。尽管具有比常规预冷却器进气管道110的常规长度112更短的长度102或尽管当与常规预冷却器进气管道110的常规曲率半径114比较时限定更小的曲率半径104，根据本公开的预冷却器进气管道100内主动流动控制装置150的存在可允许预冷却器进气管道100具有比得上的，或甚至更好的性能。为了引导和/或弯曲边界层流体流动82，长度可相对于起点101——在该起点101处流动引导表面140和/或常规流动引导表面180的轮廓变化——限定。相似地，当边界层流体流动82分别在流动引导表面140和/或常规流动引导表面180周围流动时，曲率半径可约等于和/或为边界层流体流动82的至少部分移动的曲率半径。
作为说明性、非排他性的实例，长度102可为小于常规长度112的90％、80％、70％、60％、50％、40％、30％和/或20％。额外地或可选地，曲率半径104可为小于常规曲率半径114的90％、80％、70％、60％、50％、40％、30％和/或20％。
相对于常规长度112和/或常规的曲率半径114，减少长度102和/或曲率半径104可在包括根据本公开的预冷却组件60和/或预冷却器进气管道100的喷气发动机40内提供性能益处。作为说明性、非排他性的实例，减少长度102和/或曲率半径104可允许根据本公开的喷气发动机40当与可比的常规喷气发动机比较时，由于预冷却器进气管道100的较小的长度102和/或曲率半径104，表现较少重量和/或较小整体外部大小。这可减少具有喷气发动机40的飞机短舱摩擦损失，增加燃料效益。额外地或可选地，关于喷气发动机40可安装在飞机20上的位置(一个或多个)，这也可提供增加的灵活性。
图8为描述根据本公开的抵制边界层与预冷却器进气管道分离的方法200的流程图。方法200包括在210使预冷却器空气流流动通过预冷却器进气管道和在220使用主动流动控制装置调整边界层。
在210使预冷却器空气流流动通过预冷却器进气管道可包括流动穿过预冷却器进气管道的流动引导表面和通过预冷却器进气管道。在210流动可包括邻近流动引导表面产生边界层，其可包括边界层流体流动。
流动引导表面可限定曲率半径和/或长度，和在210流动可包括沿曲率半径和/或沿长度使边界层(或边界层流体流动)流动。如所讨论，边界层流体流动可限定阀值性能，和曲率半径可小于常规流动引导表面的常规曲率半径，所述常规流动引导表面产生可比的阀值性能但其没有利用在220的调整。额外地或可选地，长度可小于常规流动引导表面的常规长度，所述常规流动引导表面产生可比的阀值性能但其没有利用在220的调整。曲率半径和常规曲率半径之间和/或长度和常规长度之间的关系的实例在本文中公开。
在220调整边界层可包括调整以抵制边界层与预冷却器进气管道的流动引导表面分离。这可包括调整边界层和/或边界层流体流动的任何适合的特性或流动特性以减少边界层与流动引导表面分离的可能性，诸如，在包括预冷却器进气管道的喷气发动机的预期的和/或标称的操作条件下。作为说明性、非排他性的实例，在220调整可包括当预冷却器空气流的平均流动速度为至少100米/秒(m/s)、至少125m/s、至少150m/s、至少175m/s、至少200m/s、至少225m/s、至少250m/s、至少275m/s和/或至少300m/s时调整以抵制边界层与流动引导表面的分离。额外地或可选地，调整还可包括当预冷却器空气流的平均速度为小于350m/s、小于325m/s、小于300m/s、小于275m/s、小于250m/s、小于225m/s和/或小于200m/s时调整以抵制边界层与流动引导表面的分离。
在220调整可以以任何适合的方式实现。作为说明性、非排他性的实例，在220调整可包括在222将流动控制流体流注入边界层，在224在边界层内产生涡流，和/或在226从边界层移出吸入流。
在222将流动控制流体流注入边界层可包括通过由流动引导表面限定，限定在流动引导表面内和/或沿流动引导表面限定的注入孔注入流动控制流体流。在222注入可包括以任何适合的流动控制流体流的流动速度注入，其说明性、非排他性的实例在本文中公开。额外地或可选地，在222注入还可包括注入，从而横跨注入孔形成任何适合的压差，其说明性、非排他性的实例在本文中公开。
在222注入可包括在在210流动期间连续地或至少基本上连续地注入流动控制流体流。可选地，在222注入还可包括在在210流动期间间歇地注入流动控制流体流。
在222注入可包括以第一注入角注入和/或以第二注入角注入，这在本公开的范围内。第一注入角和第二注入角的说明性、非排他性的实例在本文中公开。
流动控制流体流可以以任何适合的方式产生。作为说明性、非排他性的实例，在222注入可包括引导压缩的空气流通过注入孔。压缩的空气流可以以任何适合的方式产生，诸如由喷气发动机和/或经由任何适合的泵和/或压缩器。作为另一个说明性、非排他性的实例，在222注入可包括利用合成喷气发生器产生流动控制流体流。
在222注入可包括注入单一流动控制流体流或多个流动控制流体流。当在222注入包括注入多个流动控制流体流时，在222注入进一步可包括在给时间定点(系统地和/或周期地)改变正被注入到边界层中的多个流动控制流体流中的那个流动控制流体流。额外地或可选地，和如所讨论的，多个流动控制流体流可以以间隔开的方式被注入穿过流动引导表面。多个流动控制流体流之间的间隔和/或许多流动控制流体流中流动控制流体流(和/或相应的注入孔)的数目的说明性、非排他性的实例在本文中公开。
在224在边界层内产生涡流可包括以任何适合的方式产生涡流。作为说明性、非排他性的实例，在224产生可包括利用涡流发生器产生。
在226从边界层移出吸入流可包括以任何适合的方式从边界层移出吸入流体流。作为说明性、非排他性的实例，在226移出可包括在抽吸组件内产生真空以从边界层移出吸入流。
根据本公开的发明主题的说明性、非排他性的实例在下面列举段落中描述。
A1.喷气机发动机的预冷却器进气管道，其中预冷却器进气管道被配置为接收来自由喷气发动机的压缩器加压的压缩的空气流的预冷却器空气流并引导预冷却器空气流进入热交换器，该预冷却器进气管道包括：
流动引导表面，其限定预冷却器进气管道的至少部分并被成形以引导预冷却器空气流进入热交换器；和
主动流动控制装置，其被定位以调整邻近流动引导表面的边界层内的边界层流体流动，以当预冷却器空气流流动通过预冷却器进气管道时抵制边界层与流动引导表面的分离。
A2.段落A1的预冷却器进气管道，其中边界层流体流动限定阀值性能，和进一步其中流动引导表面的曲率半径小于常规预冷却器进气管道的常规流动引导表面的曲率半径，所述常规预冷却器进气管道产生可比的阀值性能，但其不包括主动流动控制装置。
A2.1段落A2的预冷却器进气管道，其中流动引导表面的曲率半径小于常规流动引导表面的常规曲率半径的90％、80％、70％、60％、50％或40％。
A3.段落A1-A2.1中任一的预冷却器进气管道，其中边界层限定阀值性能，并且进一步其中流动引导表面的长度小于常规流动引导表面的常规长度，所述常规流动引导表面产生可比的阀值性能，但其不包括主动流动控制装置。
A3.1段落A3的预冷却器进气管道，其中流动引导表面的长度小于常规流动引导表面的常规长度的90％、80％、70％、60％、50％或40％。
A4.段落A1-A3.1中任一的预冷却器进气管道，其中预冷却器进气管道包括边界层。
A4.1段落A1-A4中任一的预冷却器进气管道，其中预冷却器进气管道包括边界层流体流动。
A5.A1-A4.1中任一的预冷却器进气管道，其中预冷却器进气管道包括预冷却器空气流。
A6.段落A1-A5中任一的预冷却器进气管道，其中主动流动控制装置被配置为当通过预冷却器进气管道的平均预冷却器空气流流动速度为下述中至少一个时抵制边界层与流动引导表面的分离：
(i)至少100米/秒(m/s)、至少125m/s、至少150m/s、至少175m/s、至少200m/s、至少225m/s、至少250m/s、至少275m/s或至少300m/s；和
(ii)小于350m/s、小于325m/s、小于300m/s、小于275m/s、小于250m/s、小于225m/s或小于200m/s。
A7.段落A1-A6中任一的预冷却器进气管道，其中主动流动控制装置被配置为通过由流动引导表面限定的注入孔将流动控制流体流注入边界层。
A7.1段落A7的预冷却器进气管道，其中注入孔形成横扫喷口的一部分。
A7.2段落A7-A7.1中任一的预冷却器进气管道，其中预冷却器进气管道包括流动控制流体流。
A7.3段落A7-A7.2中任一的预冷却器进气管道，其中通过注入孔的流动控制流体流的流动速度为下述中至少一个：
(i)至少100米/秒(m/s)、至少125m/s、至少150m/s、至少175m/s、至少200m/s、至少225m/s、至少250m/s、至少275m/s、至少300m/s、至少350m/s、至少400m/s、至少450m/s或至少500m/s；和
(ii)小于700m/s、小于650m/s、小于600m/s、小于550m/s、小于500m/s、小于450m/s、小于400m/s、小于350m/s、小于325m/s、小于300m/s、小于275m/s、小于250m/s、小于225m/s或小于200m/s。
A7.4段落A7-A7.3中任一的预冷却器进气管道，其中横跨注入孔的流动控制流体流的压差为至少1千帕斯卡(kPa)、至少5kPa、至少10kPa、至少15kPa、至少20kPa、至少25kPa、至少30kPa、至少35kPa或至少40kPa。
A7.5段落A7-A7.4中任一的预冷却器进气管道，其中主动流动控制装置被配置为当预冷却器空气流正流动通过预冷却器进气管道时将流动控制流体流连续地注入边界层。
A7.6段落A7-A7.4中任一的预冷却器进气管道，其中主动流动控制装置被配置为当预冷却器空气流正流动通过预冷却器进气管道时将流动控制流体流间歇地注入边界层。
A7.7段落A7-A7.6中任一的预冷却器进气管道，其中注入孔包括圆形注入孔、细长注入孔、槽和矩形槽中的至少一种。
A7.8段落A7-A7.7中任一的预冷却器进气管道，其中主动流动控制装置被配置为将流动控制流体流以第一注入角和第二注入角注入边界层，其中第一注入角如在平行于垂直流动引导表面的表面的第一平面内测量的，和第二注入角如在平行于表面垂直方向并垂直于第一平面的第二平面内测量的。
A7.8.1段落A7.8的预冷却器进气管道，其中第一注入角为下述中至少一个：
(i)至少0度、至少5度、至少10度、至少15度、至少20度、至少30度、至少40度、至少50度、至少60度、至少70度、至少80度、至少90度、至少100度、至少110度、至少120度、至少130度、至少140度、至少150度、至少160度或至少170度；
(ii)小于180度、小于170度、小于160度、小于150度、小于140度、小于130度、小于120度、小于110度、小于100度、小于90度、小于80度、小于70度、小于60度、小于50度、小于40度、小于30度、小于20度、小于15度、小于10度或小于5度；和
(iii)在(i)中任一个和(ii)中任一个之间变化的可变的第一注入角。
A7.8.2段落A7.8-A7.8.1中任一的预冷却器进气管道，其中第二注入角为下述中至少一个：
(i)至少0度、至少5度、至少10度、至少15度、至少20度、至少30度、至少40度、至少50度、至少60度、至少70度、至少80度、至少90度、至少100度、至少110度、至少120度、至少130度、至少140度、至少150度、至少160度或至少170度；
(ii)小于180度、小于170度、小于160度、小于150度、小于140度、小于130度、小于120度、小于110度、小于100度、小于90度、小于80度、小于70度、小于60度、小于50度、小于40度、小于30度、小于20度、小于15度、小于10度或小于5度；和
(iii)在(i)中任一个和(ii)中任一个之间变化的可变的第二注入角。
A7.9段落A7-A7.8.2中任一的预冷却器进气管道，其中主动流动控制装置被配置为将多个流动控制流体流注入边界层。
A7.9.1段落A7.9的预冷却器进气管道，其中主动流动控制装置被配置为在给定时间点(系统地)改变正被注入到边界层中的多个流动控制流体流中的那个流动控制流体流。
A7.9.2段落A7.9-A7.9.1中任一的预冷却器进气管道，其中主动流动控制装置被配置为经由多个注入孔将多个流动控制流体流注入边界层，其中注入孔由流动引导表面限定。
A7.9.2.1段落A7.9.2的预冷却器进气管道，其中多个注入孔在流动引导表面上是间隔开的。
A7.9.2.2段落A7.9.2-A7.9.2.1中任一的预冷却器进气管道，其中多个注入孔包括下述中至少一个：
(i)至少4个、至少8个、至少9个、至少12个、至少18个、至少24个、至少36个、至少72个、至少90个、至少120个、至少180个、至少270个或至少360个注入孔；和
(ii)少于36个、少于72个、少于90个、少于120个、少于180个、少于270个、少于360个或少于720个注入孔。
A7.10段落A7-A7.9.2.2中任一的预冷却器进气管道，其中流动控制流体流包括任选地由喷气发动机产生的压缩的空气流。
A7.11段落A7-A7.10中任一的预冷却器进气管道，其中流动控制流体流包括任选地由合成喷气发生器产生的合成喷气。
A8.段落A1-A7.13中任一的预冷却器进气管道，其中主动流动控制装置包括涡流发生器，其配置为在边界层内产生涡流。
A9.段落A1-A8中任一的预冷却器进气管道，其中主动流动控制装置包括抽吸组件，其配置为从边界层移出吸入流。
A10.段落A1-A9中任一的预冷却器进气管道，其中主动流动控制装置包括压电致动器、形状记忆合金致动器、隔板、泵、压缩器和风扇中至少一种。
B1.喷气发动机的飞机短舱，其包括：
进口，其配置为接收空气流；和
预冷却组件，其包括段落A1-A10中任一的预冷却器进气管道，其中预冷却器进气管道流体地连接至飞机短舱的进口。
B2.段落B1的喷气发动机，其中预冷却组件进一步包括热交换器，其配置为接收来自预冷却器进气管道的预冷却器空气流。
C1.飞机，其包括：
机身；和
段落B1-B2中任一的喷气发动机。
D1.抵制边界层与预冷却器进气管道的流动引导表面分离的方法，方法包括：
使预冷却器空气流流动穿过流动引导表面和通过喷气发动机的预冷却器进气管道，所述喷气发动机包括该预冷却器进气管道，其中流动包括产生邻近流动引导表面的边界层，并且进一步其中边界层包括边界层流体流动；和
使用主动流动控制装置调整边界层流体流动以抵制边界层与流动引导表面的分离。
D2.段落D1的方法，其中边界层流体流动限定阀值性能，其中流动引导表面限定曲率半径，其中流动包括使边界层沿曲率半径流动和进一步其中曲率半径小于常规流动引导表面的常规曲率半径，所述常规流动引导表面产生可比的阀值性能但其不使用调整。
D2.1段落D2的方法，其中流动引导表面的曲率半径小于常规流动引导表面的常规曲率半径的90％、80％、70％、60％、50％或40％。
D3.段落D1-D2.1中任一的方法，其中边界层流体流动限定阀值性能，和进一步其中流动引导表面的长度小于常规流动引导表面的常规长度，所述常规流动引导表面产生可比的阀值性能但其不使用调整。
D3.1.段落D3的方法，其中流动引导表面的长度小于常规流动引导表面的常规长度的90％、80％、70％、60％、50％或40％。
D4.段落D1-D3.1中任一的方法，其中调整包括当预冷却器空气流的平均流动速度为下述中至少一个时调整以抵制边界层与流动引导表面的分离：
(i)至少100米/秒(m/s)、至少125m/s、至少150m/s、至少175m/s、至少200m/s、至少225m/s、至少250m/s、至少275m/s或至少300m/s；和
(ii)小于350m/s、小于325m/s、小于300m/s、小于275m/s、小于250m/s、小于225m/s或小于200m/s。
D5.段落D1-D4中任一的方法，其中调整包括通过注入孔将流动控制流体流注入边界层，所述注入孔由流动引导表面限定。
D5.1段落D5的方法，其中通过注入孔的流动控制流体流的流动速度为下述中至少一个：
(i)至少100米/秒(m/s)、至少125m/s、至少150m/s、至少175m/s、至少200m/s、至少225m/s、至少250m/s、至少275m/s、至少300m/s、至少350m/s、至少400m/s、至少450m/s或至少500m/s；和
(ii)小于700m/s、小于650m/s、小于600m/s、小于550m/s、小于500m/s、小于450m/s、小于400m/s、小于350m/s、小于325m/s、小于300m/s、小于275m/s、小于250m/s、小于225m/s或小于200m/s。
D5.2段落D5-D5.1中任一的方法，其中横跨注入孔的流动控制流体流的压差为至少1千帕斯卡(kPa)、至少5kPa、至少10kPa、至少15kPa、至少20kPa、至少25kPa、至少30kPa、至少35kPa或至少40kPa。
D5.3段落D5-D5.2中任一的方法，其中注入包括在预冷却器空气流正流动通过预冷却器进气管道时连续地注入流动控制流体流。
D5.4段落D5-D5.2中任一的方法，其中注入包括在预冷却器空气流正流动通过预冷却器进气管道时间歇地注入流动控制流体流。
D5.5段落D5-D5.4中任一的方法，其中注入包括以第一注入角和第二注入角注入，其中第一注入角如在平行于垂直流动引导表面的表面的第一平面中测量的，和第二注入角如在平行于表面垂直方向并垂直于第一平面的第二平面中测量的。
D5.5.1段落D5.5的方法，其中第一注入角为下述中至少一个：
(i)至少0度、至少5度、至少10度、至少15度、至少20度、至少30度、至少40度、至少50度、至少60度、至少70度、至少80度、至少90度、至少100度、至少110度、至少120度、至少130度、至少140度、至少150度、至少160度或至少170度；
(ii)小于180度、小于170度、小于160度、小于150度、小于140度、小于130度、小于120度、小于110度、小于100度、小于90度、小于80度、小于70度、小于60度、小于50度、小于40度、小于30度、小于20度、小于15度、小于10度或小于5度；和
(iii)在(i)中任一个和(ii)中任一个之间变化的可变的第一注入角。
D5.5.2段落D5.5-D5.5.1中任一的方法，其中第二注入角为下述中至少一个：
(i)至少0度、至少5度、至少10度、至少15度、至少20度、至少30度、至少40度、至少50度、至少60度、至少70度、至少80度、至少90度、至少100度、至少110度、至少120度、至少130度、至少140度、至少150度、至少160度或至少170度；
(ii)小于180度、小于170度、小于160度、小于150度、小于140度、小于130度、小于120度、小于110度、小于100度、小于90度、小于80度、小于70度、小于60度、小于50度、小于40度、小于30度、小于20度、小于15度、小于10度或小于5度；和
(iii)在(i)中任一个和(ii)中任一个之间变化的可变的第二注入角。
D5.6段落D5-D5.5.2中任一的方法，其中方法进一步包括引导压缩的空气流(任选地由喷气发动机产生)通过注入孔以产生流动控制流体流。
D5.7段落D5-D5.6中任一的方法，其中方法进一步包括利用合成喷气发生器产生流动控制流体流。
D5.8段落D5-D5.7中任一的方法，其中注入包括将多个流动控制流体流注入边界层。
D5.8.1段落D5.8的方法，其中注入包括在给定时间点(系统地)改变正被注入到边界层中的多个流动控制流体流中的那个流动控制流体流。
D5.8.2段落D5.8-D5.8.1中任一的方法，其中注入包括以间隔开的方式将多个流动控制流体流注入穿过流动引导表面。
D5.8.3段落D5.8-D5.8.2中任一的方法，其中多个流动控制流体流包括下述中至少一个：
(i)至少8个、至少9个、至少12个、至少18个、至少24个、至少36个、至少72个、至少90个、至少120个、至少180个、至少270或至少360个注入孔；和
(ii)少于36个、少于72个、少于90个、少于120个、少于180个、少于270个、少于360个或少于720个注入孔。
D6.段落D1-D5.8.3中任一的方法，其中调整包括利用涡流发生器在边界层内产生涡流。
D7.段落D1-D6中任一的方法，其中调整包括利用抽吸组件从边界层移出吸入流。
D8.段落D1-D7中任一的方法，其中调整包括利用压电致动器、形状记忆合金致动器、隔板、泵、压缩器和风扇中至少一种进行调整。
如本文中所使用，当调整装置的一个或多个构件或特性的动作、移动、配置或其它活动时，术语“选择的”和“选择地”表示具体的动作、移动、配置或其它活动是用户操纵装置的方面或一个或多个构件的直接或间接结果。
如本文中所使用，术语“适于(adapted)”和“配置(configured)”表示元件、构件或其它主题被设计和/或旨在执行给定功能。因此，术语“适于”和“配置”的用途应不被解释为表示给定的元件、构件或其它主题是简单地“能够”执行给定功能而是具体选择、创造、实施、使用、编程和/或设计元件、构件和/或其它主题用于执行该功能的目的。元件、构件和/或被陈述为适于执行具体功能的其它的叙述的主题可额外地或可选地被描述为被配置为执行该功能，并且反之亦然，这也在本发明的范围内。相似地，被陈述为配置以执行具体功能的主体可额外地或可选地描述为可操作以执行该功能。
本文中公开的各种公开的装置的元件和方法的步骤不是对根据本公开的所有装置和方法都需要的，和本公开包括本文公开的各种元件和步骤的所有新颖的和非显而易见的组合和子组合。而且，本文公开的一个或多个元件和步骤可限定独立的发明主题，其是独立的，并与公开的装置或方法的整体是分离的。因此，这样的发明主题不需要与本文明确公开的具体的装置和方法相关联，并且这样的发明主题可在本文没有明确公开的装置和/或方法中应用。

Claims (9)

1.喷气发动机(40)的预冷却器进气管道(100)，其中所述预冷却器进气管道(100)被配置为接收来自由喷气发动机(40)的压缩器(44)加压的压缩的空气流(45)的预冷却器空气流(65)并引导所述预冷却器空气流(65)进入热交换器(66)，所述预冷却器进气管道(100)包括：
流动引导表面(140)，其限定所述预冷却器进气管道(100)的至少部分并被成形以引导所述预冷却器空气流(65)进入所述热交换器(66)；和
主动流动控制装置(150)，其被定位以调整邻近所述流动引导表面(140)的边界层(80)内的边界层流体流动(82)，以当所述预冷却器空气流(65)流动通过所述预冷却器进气管道(100)时抵制所述边界层(80)与所述流动引导表面(140)的分离。
2.权利要求1所述的预冷却器进气管道(100)，其中所述流动引导表面(140)的曲率半径(104)小于常规预冷却器进气管道(110)的常规流动引导表面(180)的常规曲率半径(114)，所述常规预冷却器进气管道(110)产生可比的阀值性能，但其不包括所述主动流动控制装置(150)。
3.权利要求1所述的预冷却器进气管道(100)，其中所述流动引导表面(140)的长度(102)小于常规流动引导表面(180)的常规长度(112)的90％，所述常规流动引导表面(180)产生可比的阀值性能，但其不包括所述主动流动控制装置(150)。
4.权利要求1所述的预冷却器进气管道(100)，其中所述主动流动控制装置(150)被配置为当通过所述预冷却器进气管道(100)的平均预冷却器空气流(65)流动速度为至少100米/秒(m/s)并小于350m/s时抵制所述边界层(80)与所述流动引导表面(140)的分离。
5.权利要求1所述的预冷却器进气管道(100)，其中所述主动流动控制装置(150)被配置为通过由所述流动引导表面(140)限定的注入孔(154)将流动控制流体流(152)注入所述边界层(80)。
6.权利要求5所述的预冷却器进气管道(100)，其中所述注入孔(154)形成横扫喷口的一部分。
7.权利要求5所述的预冷却器进气管道(100)，其中所述主动流动控制装置(150)被配置为当所述预冷却器空气流(65)正流动通过所述预冷却器进气管道(100)时将所述流动控制流体流(152)连续地注入所述边界层(80)。
8.权利要求5所述的预冷却器进气管道(100)，其中所述主动流动控制装置(150)被配置为当所述预冷却器空气流(65)正流动通过所述预冷却器进气管道(100)时将所述流动控制流体流(152)间歇地注入所述边界层(80)。
9.权利要求5所述的预冷却器进气管道(100)，其中所述主动流动控制装置(150)被配置为将多个流动控制流体流(152)注入所述边界层(80)。
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