CN105464838A - 用于被动推力导向和羽流偏转的方法和装置 - Google Patents

Abstract

一种流导向涡扇发动机，其采用形成喷管的固定几何结构扇套和核心整流罩，所述喷管包含非对称收敛/发散(con-di)和/或弯曲部分，弯曲部分从中性面呈角度地变化用于在第一工况下降低压力以引起流转向和在第二工况下是轴向对称相等压力，用于大体轴向流。

Description

用于被动推力导向和羽流偏转的方法和装置

相关申请的交叉引用

本申请是2013年10月24日提交的序列号为14/062673的美国专利申请的部分继续，该申请的全部公开内容通过引用被合并于此。

技术领域

公开的实施例大体涉及推进系统，并且更具体地涉及用于被动推力导向(passivethrustvecroring)和羽流偏转的方法和装置。

背景技术

实现飞行中推力最优化同时最小化排气喷射(或襟翼)相互作用，以及使用紧密耦接的发动机安装装置加载在飞行器上的低机翼襟翼动态是重要的设计挑战。

发明内容

本文公开的示例流导向涡扇发动机包括形成喷管的固定几何结构扇套和核心整流罩，该喷管包含非对称收敛/发散(con-di)和壁曲率(wallcurvature)，壁曲率从中性面呈角度地变化，壁曲率的第一度在第一工况期间被实施以降低压力，并且壁曲率的第二度在第二工况期间被实施以引起流转向和轴向对称相等压力。

本文公开了示例喷气式推进设备。本文公开的示例喷气式推进设备具有用于旁路发动机的流导向管并且包括环绕喷气式发动机中心体的大体环形的排气管，从而形成一对同心的相对内壁和外壁；喉部区，其非对称地定位在排气管的外壁内，从而形成收敛区，其中内壁和外壁收敛，收敛的量沿壁纵向地变化；以及发散区，在发散区处内壁和外壁发散，发散的量沿壁纵向地变化。

本文公开了用于喷气式推进设备的示例固定几何结构差异导向(differentialvectoring)喷管。本文公开的示例喷管包括第一壁部分，其具有第一曲率和第一出口；第二壁部分，其具有关于第一曲率纵向地变化的第二曲率和第二出口，以在第一工况下引起相对于接近第一壁部分的压力而接近第二壁部分的较低压力以及在第二工况下引起接近第一和第二壁部分的大体相等的压力。

本文公开了在涡扇发动机中的风扇喷管羽流导向的示例方法。示例方法包括提供具有非对称收敛和发散(con-di)部分的风扇喷管，其中相对于顶部较大con-di在风扇喷管的底部；在阻流阈值以下运转风扇喷管以降低具有较大con-di的风扇喷管的底部中的压力，用于区别地引起周向流，从而导致风扇喷管被朝向底部导向；以及对于在con-di部分两侧的大体一致的压力在阻流阈值之上运转风扇喷管以产生大体轴向流。

本文公开了用于对通过旁路喷气式发动机的大体环形排气旁路管的排气空气流进行导向的示例方法。示例方法包括定位具有在机翼之下的旁路管的喷气式发动机，使得在阻流条件下来自旁路管的未导向的喷射的排气流接近机翼的后缘襟翼；以及对远至后缘襟翼的旁路管的预定部分定轮廓以使在未阻流条件下旁路管中的空气流的部分远离后缘襟翼重新方向和导向，以减轻喷射排气和后缘襟翼之间的相互作用。

本文公开了用于对固定几何结构喷管中的流导向的示例方法。该方法包含配置具有收敛和发散的喷管和提供从喷管的第一部分到喷管的第二部分的非对称截面积比的出口位置；在阻流条件下运转喷管，其中来自喷管的出口流大体是轴向的；以及在未阻流条件下运转喷管，用于从喷管的第一部分朝向第二部分区别地导向出口流。

所讨论的这些特征、功能和优点能够在本公开的各种实施例中被独立实现或者在另一些实施例中被组合，参考后面的具体实施方式和附图能够了解实施例的进一步的细节。

附图说明

图1A是使用第一实施例的涡扇发动机机舱的侧视图；

图1B是图1A的机舱的单侧的俯视图，该单侧关于中性面对称；

图1C是图1A的机舱的等距视图；

图2是图1A的机舱的后视图；

图3A是核心整流罩和扇套的标称半径在选定位置相对于纵向参考站的曲线图；

图3B是风扇喷管的标称截面积在选定位置相对于纵向参考站的曲线图；

图4A是在未阻流工况中在时钟角下测量的喷管的标称压力相对于中性面的曲线图；

图4B是针对在阻流条件下运转的喷管，在时钟角下测量的标称压力相对于中性面的曲线图；

图4C是根据喷管压力比的推力差异导向的曲线图；

图5A-图5C是在传统基线风扇喷管的上、中线和底部处的核心整流罩/风扇喷管内壁和扇套的半径的曲线图；

图6A-图6C是针对第一实施例的风扇喷管的上、中线和底部处的核心整流罩和扇套的半径的曲线图；

图7A-图7C是针对第二实施例的风扇喷管的上、中线和底部处的核心整流罩和扇套的半径的曲线图；

图8A-图8C是针对第三实施例的风扇喷管的上、中线和底部处的核心整流罩和扇套的半径的曲线图；

图9是展示在以声速流巡航时在喷管喉部处运转的核心整流罩和扇套的半径的曲线图；

图10A、图10B和图10C是在涡扇机舱中的第四实施例的侧视图、俯视图和等距视图；

图11是图10A、图10B和图10C的机舱的后视图；

图12A、图12B和图12C是在涡扇机舱中的第五实施例的侧视图、俯视图和等距视图；

图13是图12A、图12B和图12C的机舱的后视图；

图14是用于喷气式发动机的无中心体的圆形喷管的后视图；

图15A、图15B和图15C是相对于用于图14的圆形喷管的上、中线和底部的喷管轴线的喷管壁半径的曲线图；

图16是图6A、图6B、图6C、图7A、图7B、图7C和图8A、图8B、图8C中描述的、在接近喉部/出口的喷管曲率和用于图5A、图5B和图5C实施例的基线喷管的喷管面积比率之间的函数关系的曲线图；

图17是使用所公开的实施例的流导向的方法的流程图；

图18A和图18B是未阻流的和阻流的流通过一种用于使流导向远离机翼襟翼的实施例的示例性流可视化；以及

图19是由所公开的实施例减轻的冲击气室和与冲击气室相关联的声能的曲线图。

具体实施方式

实现飞行中推力最优化同时最小化排气喷射(或襟翼)相互作用噪声和用于风扇喷气式发动机的加载的低机翼襟翼的传统固定几何结构方法已经涉及到折衷，其中没有个体目标被完全实现。可以采用使用对于来自发动机的推力导向的可变几何结构的方法，但是可以遭受推进系统泄漏和/或燃料燃烧、重量、复杂性和/或故障模式和维护的问题，所有这些问题加重了飞行器的负担。此外，可变几何结构解决方案相对于传统设计制造成本高昂。对于该问题不存在无需设计折衷而成本节约的解决方案。熟知的设计是喷管流沿单个方向，该设计既对高速巡航性能不理想也对低速外界噪声或机翼襟翼结构重量不理想。从对于飞行器的燃料流和噪声观点两者来说结果是非最优化的。最近研究已经表明传统设计方法能够牺牲在降低燃料燃烧和降低紧密耦接在发动机和/或机身安装结构上的噪声方面的重要机会。

因此，提供固定几何结构推力差异导向解决方案是期望的，该方案同时提供了飞行器性能优化、低机翼部件载荷和噪声(例如，襟翼噪声和/或冲击气室噪声)最小化。进一步期望的是提供固定几何结构风扇喷管以控制排气羽流方向，以便相比于低速、低压力比运转区别地用于高速、高压力比运转。

本文公开的实施例展示了针对喷气式推进设备的喷管轮廓的修改，该喷气式推进设备包括(例如)从基线对称轮廓至具有选定曲率和具有时钟定位的截面积比的期望非对称轮廓的涡扇发动机或涡轮喷气式发动机。本文公开的这些实施例提供了压力差以沿期望的方向导向排气羽流，其中未阻流的流通过喷管同时在阻流条件下区别地提供来自喷管的导向流。

在一些实施例中，具有扇套和内壁或核心整流罩的涡扇发动机作为中心体产生风扇喷管，该风扇喷管具有恰好在出口上游的风扇喷管的区域中的非对称三维差异曲率和/或收敛/发散(con-di)面积比部分。由本文公开的实施例提供的几何结构包括双流控制区。由本文公开的实施例提供的喷管几何结构导致靠近喷管出口的底部的相对于顶部的较低压力，其中喷管在未阻流条件下运转，其中未阻流条件具有亚音速或准音速完全膨胀流条件，诸如(例如)起飞和进场。在喷管的顶部处的流是处于相对较高压力以较低亚音速马赫数行进。该压力差引起周向动量，从而引起喷管流远离机翼和/或襟翼被向下导向。此外，在本文所公开的一些实施例中，特定成形的排气喷管V形部(chevron)可以与风扇喷管集成。V形部局部地引起流的顶部的旋涡混合以降低羽流两侧的速度梯度，从而局部重新分配来自机翼和/或襟翼区的能量。由本文公开的实施例提供的导向和羽流能量再分配降低了在起飞和进场时的喷气式襟翼噪声。在巡航中，运转喷管压力比较高从而导致阻流的流处于超音速完全膨胀的流条件且喷管几何结构一致地作用在喷管喉部处的流上，该喷管喉部可以位于喷管出口的上游。由本文公开的实施例提供的压力的一致性导致流几乎(例如，在阈值内)轴向地离开喷管，从而提高和/或最优化飞行推力。由本文公开的实施例提供的在较低和较高喷管压力比之间的这种流方向的不同或差异导向使性能能够瞬时提高和/或最优化，降低襟翼动态载荷并且降低噪声。

此外，本文公开的喷管几何结构降低由冲击气室引起的噪声。冲击气室噪声的至少一部分朝向例如飞行器的客舱和/或机身辐射，从而引起不期望的内部噪声。如以下更详细描述的，本文公开的示例喷管几何结构的轴向非对称con-di降低了冲击气室(shockcell)的强度并引起更快地驱散冲击气室。由于冲击气室的强度被降低且对应的冲击气室行列被更快地驱散，所以较少声能被朝向例如飞行器的客舱辐射。较少声能朝向客舱辐射降低了不想要的内部噪声。另外，由于通过本文公开的示例几何机构降低内部噪声的水平，所以附加或替代冲击气室噪声降低装置和/或技术的实施通过这里公开的示例被减轻或省去。例如，由本文公开的示例提供的冲击气室噪声的降低能够避免来自飞行器的冲击气室V形部的数量减少或完全移除该冲击气室V形部。尽管冲击气室V形部降低了冲击气室噪声，但冲击气室V形部产生其他的高频噪声，从而产生对维护的需要且由于紧密度容限的需要可以具有高的制造成本。附加地或替代地，由本文公开的示例提供的冲击气室噪声的降低能够避免来自飞行器的隔热衬垫的、减少该隔热衬垫的数量或完全移除该隔热衬垫，从而避免不期望的隔热衬垫的重量。因此，本文公开的喷管几何结构(例如，con-di的轴向非对称)较公知的系统更有效、更具有成本效益且方式简单。

对于没有中心体的圆形喷管或矩形喷管(诸如涡轮喷气式发动机中实施的那些)的可应用的替代实施例展示了使用喷管壁的非对称轮廓产生的差异导向效果，喷管壁具有产生的相对于喷管轴线的非对称截面积比以实现未阻流和阻流条件之间的期望压力差。

参考附图，图1A-1C和图2示出从安装塔架12悬挂的涡扇发动机机舱10的第一个示例性实施例。如在传统的涡扇发动机中，充当中心体的扇套14和核心整流罩16为环形或大体环形的排气管创建同心外壁和内壁并为风扇空气流创建流喷管。由核心整流罩16和内部中心体18创建的标准核心喷管从发动机核心引导喷射流。在图1A中示出大体正交于喷管的轴线的参考平面20并且该参考平面20被提供为用于喷管表面的相对形状的纵向测量参考，如以下更详细描述的。内壁和外壁的相对收敛和发散产生具有喷管喉部轮廓的最小横截面积，喷管喉部轮廓沿着管道以非对称方式从顶部通过底部纵向变化。

图3A示出在由图2中的线24表示的平面中所获取的被表示为图1A所示的线22的扇套的顶内部轮廓和在由图2中的线28表示的平面中所获取的如由图1A所示的线26表示的底内部轮廓。在图3A的示例中，迹线30表示由图1A中的线22表示的顶内部轮廓的半径，以及迹线32表示由图1A中的线26表示的底内部轮廓的半径。相对于纵向机舱站(NSTA)(横坐标)示出用于同心壁的廓线半径(r/R_喉部)(纵坐标)，在发动机中圆点位于平面20处(如上所述)。如在图1和图3A所示，底内部轮廓的唇口或出口34延伸超过顶内部轮廓的出口36，从而产生了对于实施例所示的非恒定站出口。非恒定站出口可以是相对于参考平面20倾斜的、非平面的、缩短的或延伸的非恒定站。形成风扇喷管的内壁的核心整流罩16的半径被示为图3A中的迹线37。

生成的局部标称横截面流面积A除以风扇喷管的喉部的面积A*，或风扇喷管的A/A*被在图3B中示出，其中沿着顶内部轮廓的区域被示为迹线38并且沿着底内部廓线的区域被示为迹线40。在这种实施例中，关于底内部轮廓的生成的喷管喉部42最接近参考平面20，而关于顶内部轮廓的喉部42与出口36一致，也最接近参考平面20。风扇喷管的非对称性质可以通过例如比较接近喉部42的底内部轮廓区域的收敛部分46和底内部轮廓的喉部42和出口34之间的收敛部分46以及在顶内部轮廓的出口36处终止的收敛上部44而可视化。

通过从顶内部轮廓向底内部轮廓改变轮廓(如以上所限定的)而创建的风扇喷管的非对称性提供了区别地依赖于例如对应的飞行器的工况的扇形羽流的导向。对于一种示例性实施例，导向转变在大约1.6至1.9的喷管压力比之间发生。在压力比小于喷管阻流阈值时，非对称发散的喷管轮廓在喷管的底部28附近相对于顶部24产生相对低压区域(图2所示)。喷管的顶部处的流处于相当较高压力。该压力差导致远离机翼和/或襟翼朝下的喷管流。在大于((γ+1)/2))^γ/(γ-1)的近似喷管压力比处，其中γ是比热比，在喷管中产生一维声波，这导致在喷管的顶部和底部中的大体相等的压力，从而提供轴向对称流。在喷管的顶部24和底部28中的风扇喷管轮廓的双流控制性质基于喷管亚音速(对于如中起飞或进场时的空气，喷管压力比<1.89)运转或喷管超音速(对于如在较高海拔爬升和巡航时的空气，喷管压力比≥1.89)运转区别地作用于流上。潜在航向差近似2度。

展示关于与发动机中心线有关的时钟角θ的压力差，发动机中心线源于中性面54(图2)的顶部并位于参考平面20(图1)的附近，图4A示出用于标称压力P_n的迹线56，P_n作为用于未阻流的喷管的θ的函数。对于P_n超过1的值指示局部静压大于平均值，而小于1的值指示局部静压小于平均值。对于在大约-30°和-90°(名义上喷管的顶部)之间的θ，压力显著大于大约-90°和-180°之间的θ的压力。当与由迹线57表示的基线对称风扇喷管的标称压力相比较时，这种差别尤其明显。在喷管压力比大于提供喷管中的阻流条件的阈值时(图4B所示)，在喷管的顶部和底部之间标称压力保持大体恒定(如由迹线58所示)，与可比较的传统风扇喷管(如由迹线59所示)的分配轮廓相比，迹线58具有类似的分配轮廓。

图4A和图4B的压力分配的差导致图4C所示的差异推力导向。当通过喷管的流被未阻流时，第一导向区域60发生。由非对称喷管几何结构和用于阻流和未阻流工况之间的大约2°的导向的流转向产生压力差。在阈值压力比(例如，对于说明的示例为1.6)之上，进入过渡区61，在过渡区61中，喷管变为部分阻流，从而减小相对压力差并减小导向。在第二压力比(例如，对于空气为1.89)之上，喷管在区域262被完全阻流且喷管几何结构一致地作用在喷管喉部处的流上，喷管喉部可以位于喷管出口的上游，如以下详细描述的。压力的一致性导致离开喷管的流与未阻流条件的不同高达2°。

传统喷管围绕喷管轴线是对称的。由于内壁和外壁轮廓的基线呈现，图5A-图5C表示用于扇套(迹线62)和核心整流罩(迹线63)在大约(例如，阈值内)-30°(图5A)、-90°(图5B)和-180°(图5C)的θ截面处的基线风扇喷管的纵向轮廓。基线喷管的几何结构独立于θ角。喷管可以以面积比收敛或收敛-发散。壁轮廓大体(例如，在阈值内)对称恒定，从而导致弯曲部分的截面特性和截面面积比从顶部到底部恒定。基线喷管中的曲率表示对于关于曲率的修改开始的几何结构和对称以创建本文公开的实施例的不同导向。喷管的实际尺寸和曲率将依赖于发动机尺寸、应用和大体不相干的若干运转参数以实现期望的差异导向。特定喷管形状和从顶部至底部的非对称差异以及风扇喷管的纵向轮廓可以被适应性调整以用于特定发动机、工况和期望的导向性能。

图6A-图6C图示说明其中取自用于扇套和核心整流罩的在大约-30°(图6A)、-90°(图6B)和-180°(图6C)的θ部分处的喷管轴线的半径的纵向轮廓的示例实施例。在图6A-6C的示例中，内壁提供了可与图5A-图5C所示的基线相比的具有相关联的相对曲率的恒定纵向轮廓(迹线64)，且内壁对喷管差异导向不是直接贡献者。与图5A-图5C的基线对称喷管相比，由图6A-图6C的示例中的扇套创建的外部喷管壁的轮廓从与在处的出口68处终止的相对曲率相关联的第一纵向轮廓66向与在处的出口72处终止的相对曲率相关联的中间纵向轮廓70向与在处的出口76处终止的相对曲率相关联的最终纵向轮廓74改变。在图6A-图6C的示例中，con-di的量朝向喷管的底部增加以产生比喷管的顶部低的压力，从而当未被阻流时在喷管内引起从顶部至底部的流。在图6A-图6C的示例中，向出口延伸的长度(在图6A-6C图形地表示为迹线68、72和76)提供导向流的超面积或con-di。延伸的长度控制喷管中con-di的量。曲线越长，喷管的A/A*越大。图6A-图6C的示例主要依赖于由扇套提供的外壁的轮廓以在喷管底部处相对于喷管顶部产生较低压力。当喷管被阻流时，在喷管喉部处的压力变得几乎一致，如在图4B中所示。这创建了较低速度(例如，起飞、未阻流)和较高速度(例如，巡航、阻流)运转之间的差异导向。

图7A-图7C图示说明其中在大约-30°(图7A)、-90°(图7B)和-180°(图7C)的θ部分处获取用于扇套和核心整流罩的半径的纵向轮廓的示例实施例。由图7A-7C的示例中的核心整流罩提供的具有相关联的曲率的内壁纵向轮廓78被增加超过图5A-图5C中的基线喷管的纵向轮廓并超过图6A-6C的示例的纵向轮廓以降低局部压力以允许图7A-7C的示例与图6A-6C的示例一样有效，但具有较少的整体con-di。尽管图7A-7C的轮廓78中的曲率增加，但其依然与图6A-6C的示例中一样是轴线对称。外壁的con-di的量再次朝向喷管的底部增加(如图所示)以创建比喷管的顶部低的压力，并因此在喷管内引起从顶部至底部的流。类似于图6A-6C的对称基线几何结构，由图7A-图7C的示例中的扇套创建的外壁的轮廓从与在θ～-30°处的出口82处终止的相对曲率相关联的第一纵向轮廓80向与在θ～-90°处的出口86处终止的曲率相关联的中间纵向轮廓84向与在θ～-180°处的出口90的曲率相关联的最终纵向轮廓88改变。由于在通过喉部的内壁上的局部高曲率，图7A-图7C的示例比图6A-6C的示例需要更少的con-di。如使用图6A-6C的示例，外壁从喉部向出口的延伸提供了喷管中的分散以控制流。然而，图7A-7C的示例使用在外壁上的con-di和内壁的相对较高曲率二者。当喷管被阻流运转时，这在未阻流压力比处在变得对称的喷管内引起期望的顶部至底部的流以在较低速度(例如，起飞、未阻流)和较高速度(例如，巡航、阻流)之间产生差异导向。图7A-7C的示例比图6A-6C的示例利用更少的con-di，并代替依赖于较大内壁曲率，以与图6A-6C的示例一样有效。

图8A-8C图示说明其中在大约-30°(图8A)、-90°(图8B)和-180°(图8C)的θ部分处获取的用于扇套和核心整流罩的半径的纵向轮廓的示例实施例。不同于图5A-5C的基线内壁的恒定曲率，图8A-8C的示例中的内壁(核心整流罩)的曲率在喷管的底部处大于顶部，并带有在θ＝-30°处的纵向轮廓94和相关联的曲率、在θ＝-90°处的纵向轮廓96和相关联的曲率、在θ＝-180°处的纵向轮廓98和相关联的曲率。在图8A-8C的示例中，内壁的曲率从顶部(图8A)向底部(图8C)变化4倍。这降低了对由相对于图6A-6C的示例或图7A-7C的示例的外壁形状所引起的con-di的需要，同时维持有效性。由图8A-8C的示例的扇套产生的外壁的轮廓是与在θ＝-30°处的出口102处终止的相对曲率相关联的第一纵向轮廓，至与在θ＝-90°处的出口106处终止的相对曲率相关联的中间纵向轮廓104，至与在θ＝-180°处的出口110处终止的相对曲率相关联的最终纵向轮廓108。这种配置也产生较低速度(例如，起飞、未阻流)和较高速度(例如，巡航、阻流)运转之间的差异导向。图8A-8C的示例比图7A-7C的示例需要更少的con-di，但代替需要在底部相对于顶部的较大的内壁曲率以在差异导向处与图7A-7C的示例一样有效。

如针对以上三种示例(图6A-6C的示例、图7A-7C的示例和图8A-8C的示例)所描述的从喷管的上部至喷管的下部的con-di和/或曲率的不对称性导致在某种程度上面积比浮动(flare)和喷管壁曲率集中位于喷管的底部处或其附近。对于如关于图1A-1C、图10A-10C、图12A-12C所描述的商用涡扇喷管，这最远离机翼，从而在亚音速条件下导致使流导向远离机翼。

虽然本文针对喷气羽流的期望向下导向参考来自发动机的竖直中性面的时钟角度描述不对称以减小与飞行器机翼和襟翼(发动机安装在襟翼下)的相互作用，使用本文公开的实施例的导向可以在喷管的第一部分和喷管的第二部分之间沿任意期望方向完成，该喷管的第二部分具有较大面积比和/或曲率以减小压力，从而对于未阻流条件通过引导流从第一部分朝向低于阈值压力比的第二部分而导向流，但在喷管阻流时在阈值以上不提供导向。

对于本文公开的每个实施例，一旦喷管被阻流运转(例如，大于阈值压力比)，由图9所示的、在具有内壁轮廓114和外壁轮廓116的喷管的代表部分中的线112表示的区域中的压力转变为从喷管的顶部至底部的近似恒定值(如图4B所描绘的)。该近似恒定值压力差清除用于导向流的诱因。由阻流或未阻流的工况产生的相对压力的这种差导致较低速度(例如，起飞未阻流条件)和较高速度(例如，巡航阻流条件)运转之间的差异导向。

实际喷管出口配置可以根据发动机的运转需求改变。用于涡扇发动机的示例配置与图10A-10C和图11中示出的包括机舱118的商业飞行器用法一样，机舱118具有与出口的线性非恒定站形状相对的底部下颏(chin)120。对于在未阻流的流条件下期望非对称压力产生，能够完成用于该配置的扇套和核心整流罩曲率(如之前关于图6A-6C、7A-7C和8A-8C的示例所描述的)的调整以提供流的差异导向。图10A-10C和图11所表示的示例实施例类似于图1A-1C和图2中表示的实施例，但除了出口不再是单个平面，其中线性变化的出口作为角位置的函数，而只是两个分开的偏移平面。对于图10A-10C和图11的实施例，所示的两个偏移平面垂直于喷管轴线，而不是平滑地从顶部向底部改变con-di，在半宽(θ＝-90°)附近存在两个平面之间的窄混合区。类似地，在涉及图12A-12C和图13图示说明的机舱122的一些实施例中，诸如V形部124a、124b和124c(以及在塔架12的相对侧上的对称V形部)的附加流修改系统可以从扇套的后缘126的上部延伸。对于图12A-12C和图13所图示说明的示例，6个V形部在风扇喷管出口的圆周的25％上延伸。最接近塔架12的V形部124a和在机舱塔架的相对侧上的对称V形部进一步向后延伸用于提高流的上部的混合。所图示说明的示例的V形部局部地引入流的顶部区的旋转混合以降低羽流两侧的速度梯度，从而远离机翼和/或襟翼区域局部地重新分配能量。图12A-12C和图13中表示的实施例与图10A-10C和图11中表示的实施例不同，其中向接近机翼和襟翼的喷管的部分附加V形部。V形部可以被用于增加参考平面20(图1)的区域中喷管的顶部的压力。在一些实施例中，可以采用较大数目的V形部或根本不采用V形部。

尽管本文公开的实施例包含非恒定机舱站喷管出口，但一些实施例可以包含具有类似差异导向性能的恒定机舱站喷管出口。

图14中图示说明了不带有中心体的圆形喷管128或矩形喷管。图14的示例可以采用在喷管的相对壁之间的非对称曲率以用于在未阻流条件下产生压力差。相对于喷管中心轴线130的轮廓(如图15A-15C所示)可以被采用，其中喷管壁的半径的纵向轮廓相对于在大约0°(图15A)、-90°(图15B)和-180°(图15C)的θ部分处的喷管中心线。外部喷管壁的轮廓从与在θ＝0°处的出口134处终止的相对曲率相关联的第一纵向轮廓132向与在处的出口138处终止的相对曲率相关联的中间纵向轮廓136向与在处的出口142处终止的曲率相关联的最终纵向轮廓140改变。con-di的量和/或壁曲率朝向喷管的底部增加以生成比喷管的顶部低的压力，从而在未阻流条件下在喷管内引起从顶部至底部的流。该实施例依赖于提供的壁的轮廓以在喷管底部处产生相对于喷管顶部的较低压力。当喷管被阻流时，流变得近似一致。这产生较低速度(例如，起飞、未阻流)和较高速度(例如，巡航、阻流)运转之间的差异导向。

图16展示了该曲率的不对称变化的变化效果和/或喷管中的不对称截面积比的变化效果以实现期望的压力差，并因此实现差异导向。如曲率的公知定义，假设N(s)为常规参数曲线，其中S是沿着纵向站的弧长。这确定单位切向量T(s)，以及曲率κ(s)被限定为T(s)的一阶导数和N(s)的二阶导数，即κ(s)＝T’(s)＝N”(s)。关于图5A-5C描述的用于基线配置的局部壁曲率(位置的第二导数)和截面积比在图16被表示为圆146。由于关于喷管中心线对称，由图5A-5C表示的、并在图16中被示为圆146的基线配置能够被表示为单个圆，其中其在图16的位置是抽象的。圆146能够在图16的其他位置中被示出并且仍然充分地表示图5A-5C示出的基线配置。如由用于图6A-6C的示例实施例的条148表示的，截面积比从由图6A表示的顶部的值1通过由图6B表示的90°部分增加到由图6C表示的180°部分，其中截面积比已经增加至1.02，从而提供从喷管的顶部到底部的面积比的非对称性。由于对于该实施例局部壁曲率是恒定的，所以条148是水平的。类似地，图7A-7C的示例实施例由条150代表。再次，截面积比从由图7A表示的顶部的值1通过由图7B表示的90°部分增加到由图7C表示的180°部分，其中截面积比已经增加至1.015。然而，局部壁曲率是设置在曲线图上的向上的条的基线曲率的2倍。虽然截面积比的不对称不与图6A-6C的示例(由条148所表示的)差不多增加，不过较大的曲率导致可比较的/相当的性能。最终，图8A-8C的示例实施例由条152表示。再次，可见截面积比从由图8A表示的顶部的值1通过由图8B表示的90°部分增加到由图8C表示的180°部分，其中截面积比已经增加至1.012。在这个实施例中，局部壁曲率以较大的时钟角增加，其大约为在90°处的基线曲率的2倍和在180°处的基线曲率的4倍，使条从曲线图的左侧向右侧向上倾斜。虽然截面积比的不对称性与图6A-6C的示例或图7A-7C的示例不一样大，但是曲率的非对称性适应在喷管上从顶部到底部的期望压力差，其中组合的性能可与图6A-6C的示例和图7A-7C的示例二者比较，用于导向。

如图17所示，本文公开的实施例采用的用于流导向的示例方法通过提供具有较大面积比的非对称风扇喷管和喷管的底部相对于顶部的曲率来完成(块1702)。con-di部分能够被创建，其中大体轴向对称的内部喷管壁具有恒定曲率且非恒定站外部喷管壁具有成角度地关于自20°处的最小发散的中性面从顶中性面向接近底部中性面的最大发散变化的出口(块1703a)。替代地，内部喷管壁上的曲率可以增加同时保持对称性和成比例地放松的外壁的较低部分的面积比(块1703b)。最后，内部喷管壁可以不仅包含增加的曲率而且可以是非对称性的，其中较大曲率接近喷管的期望较低压力部分，其中面积比进一步降低(块1703c)。在阻流阈值之下运转喷管引起周向动力，从而导致喷管流朝向最弯曲或最高面积比部分被导向(块1704)。在阻流阈值之上运转喷管产生喷管的喉部两侧的相对一致的压力以产生大体轴向流(块1706)。V形部可以接近风扇喷管的顶部被提供以引起旋转混合用于降低羽流两侧的速度梯度(块1708)，以补充导向。

对于传统商用飞行器，用于控制排气空气流经过旁路喷气式发动机的环形或近似环形排气旁路管道的方法包括将喷气式发动机定位在飞机机翼160的下方(如图18A所示)，使得来自旁路管道164的未导向的喷气排气流接近机翼的后缘襟翼162。旁路管道的预定义部分被定轮廓(如针对以上示例实施例所公开的)以将旁路管道中的空气流部分重新定向和导向，从而将排气羽流166导向远离后缘襟翼162以降低喷射排气和后缘襟翼之间的相互作用。在一些实施例中，旁路管道的波形/定轮廓部分远至后缘襟翼。图18A所示的工况是未阻流条件，从而导致向下导向流，而图18B中的工况被阻流，示出机翼的巡航条件下的羽流166’的大体轴向流。

图19是与未完备膨胀的喷管相关联的冲击气室噪声的曲线图，该曲线图由具有参考数字1900的块表示。在所图示说明的示例中，当喷管1900未完备膨胀时冲击气室1902的结构在流中形成。例如，喷管1900可以膨胀不足或过度膨胀。在未完备膨胀的喷管1900下由于在喷管1900的出口1904处的超音速流和亚音速周边区域之间的压力差，所以冲击气室形成为压力平衡。所得到的冲击气室1902的结构可以被称为冲击气室行列。冲击气室1902本身和/或带有剪切层1906中的干扰(例如，涡流或紊流)的冲击气室1902之间的相互作用引起声能1908(例如，噪声)以从流辐射。至少一部分声能1908沿方向1910朝向飞行器的主体(例如，朝向客舱和/或机身)向上游辐射，从而导致飞行器中的不期望的噪声。

在传统喷管(诸如图19的喷管1900)中，该喷管围绕喷管轴线对称。因而，当喷管1900未完备地膨胀时(例如，膨胀不足或过度膨胀)，排气环在排气环上未完备地一致地膨胀。结果，冲击气室1902和对应的冲击气室行列在排气环周围被一致地分散。在具有围绕喷管轴线的对称性的传统喷管中冲击气室1902的一致性使冲击气室1902能够传播(例如，保持完整)通过排气达显著的时间或距离。

相比之下，本文公开的示例喷管几何结构(例如，如以上关于图1A-1C、图2、图3A、图3B、图4、图6A-6C、图7A-76C、图8A-8C、图9、图10A-10C、图11、图12A-12C、图13、图14、图15A-15C、图16、图17、图18A和/或图18B所公开的)在喷管的区域中产生具有非对称三维差曲率和/或con-di面积比部分的喷管。本文公开的喷管的轴向非对称性(例如，如在图6A-6C、图7A-7C、图8A-8C和/或图9所图示说明的)引起排气环的第一部分比排气环的第二部分更完全地膨胀。例如，除了当在阻流条件时在喉部处的平衡压力外，本文公开的喷管的轴向非对称性降低了沿着排气环的某些部分的自喉部的下游的压力。因而，在阻流条件下，本文公开的示例喷管产生了喉部的平衡压力区域和喉部区下游的非平衡(例如，沿着喷管出口的周向)压力区域。虽然在喉部处的平衡压力使在阻流(例如，超音速)条件(如上所公开的)下喷管的任何导向能力无效，但由所公开的喷管的轴向非对称性提供的下游(例如，在喉部之后)压力差引起喷管的某些部分相对于喷管的其他部分更完全地膨胀。因而，引起冲击气室的压力差在沿着本文公开的喷管的出口的不同点处不同。换句话说，所公开的示例引起喷管的某些部分比其他部分更完全地膨胀，因而，引起冲击气室的某些部分不同(例如，具有依据量级和/或方向的一个或更多个不同的导向)。因此，由本文公开的轴向非对称喷管产生的冲击气室由具有沿着排气环的不同导向的部分组成，而不是由具有沿着排气环(如在传统对称喷管中)的类似导向的部分组成。由于单个冲击气室的不同部件的不同导向沿不同的方向被引导，所以冲击气室的不同部件(如由本文公开的轴向非对称喷管引进的)彼此干扰。这种干扰降低了一致性并因而降低了单个冲击气室的强度(量级)。另外，由本文公开的轴向非对称喷管引进的冲击气室的非一致性打断对应的冲击气室行列的连贯性，从而使冲击气室行列(比由一致和类似冲击气室组成的连贯冲击气室行列)更快地消散。因此，所公开的轴向非对称喷管减轻冲击气室噪声并因而减轻对附加的或替代的冲击气室减轻装置、(一个或多个)结构和/或(一种或多种)技术的需要。

如以上详细描述的，本文公开的实施例提供了具有扇套外壁和风扇内壁或形成包含非对称收敛/发散(con-di)部分和/或曲率的核心整流罩的流导向涡扇发动机，该曲率从喷管顶部处的收敛或近似收敛面积比和相对放松的壁曲率向喷管的底部处的相对较大的收敛-发散面积比和更集中的曲率变化。这引起顶部至底部的压力梯度，从而对于大体轴向流导致在喷管未被阻流(第一工况)运转时向下导向的流和在喷管被阻流时(第二工况)轴向对称相等压力。

在一些实施例中，风扇喷管是用于安装至飞行器机翼塔架的涡扇发动机并包含伴有接近发动机塔架的多个V形部终止的非恒定机舱站出口。差收敛/发散和弯曲部分从中性面呈角度地变化并位于接近风扇喷管的出口区域。

在一些实施例中，用于气体涡轮发动机的固定几何差异导向喷管采用具有第一曲率和出口的第一壁部分，和具有关于第一曲率纵向变化的曲率和出口的第二壁部分，以引起第一工况下相对于第一壁部分附近的压力的第二壁部分附近的较低压力以及在第二工况下在第一和第二壁部分附近大体相等的压力。

在运转中，一些实施例提供一种在涡扇发动机中排气羽流导向的方法，这是通过提供具有非对称con-di和曲率的喷管在不移动零件的情况下通过喷管的喉部和出口以相对较大量沿着喷管的底部相对于顶部来完成的。喷管在阈值之下运转用于在整个喉部(未阻流)上产生声波以降低喷管底部的压力，其中该喷管具有较大con-di和曲率用于区别地引起周向动力，从而导致喷管流朝向那部分被导向。喷管在阈值以上运转用于在整个喉部(阻流)上产生声波，从而导致喉部上大体一致的压力以产生大体轴向流。

根据本公开的一个方面，其提供了流导向涡扇发动机，其包含固定的几何结构扇套和形成喷管的核心整流罩，所述喷管包含非对称收敛/发散(con-di)和从中性面呈角度地变化的壁曲率用于(1)在第一工况下降低压力以引起流转向和(2)在第二工况下轴向对称地平衡压力。

如所公开的流导向涡扇发动机，其中第一工况包含喷管压力比低于阈值从而允许未阻流的流通过喷管的喉部和出口。

如所公开的流导向涡扇发动机，其中第二工况包含喷管压力比高于阈值从而产生用于阻流的流通过喷管的喉部的声波。

如所公开的流导向涡扇发动机，其中中性面是竖直的且具有最大con-di的选定部分是喷管的底部用于在第一工况下向下导向流。

如所公开的流导向涡扇发动机，其中核心整流罩具有对称曲率且扇套出口与具有出口的恒定机舱站不对齐。

如所公开的流导向涡扇发动机，其中核心整流罩具有对称增加的曲率且扇套在扇套中具有减小的非对称con-di。

如所公开的流导向涡扇发动机，其中核心整流罩具有非对称增加的曲率，其中核心整流罩的最大曲率在喷管的底部。

如所公开的流导向涡扇发动机，其进一步包含在喷管的出口圆周上的V形部。

如所公开的流导向涡扇发动机，其中V形部跨越喷管出口圆周的大约25％-50％的顶部。

如所公开的流导向涡扇发动机，其中在第二工况下在喷管的喉部处发生轴向对称相等压力；以及非对称con-di和从中性面呈角度地变化的壁曲率在具有第一部分比其第二部分更完全地膨胀的喉部的下游提供了排气环。

如所公开的流导向涡扇发动机，其中排气环的第一部分比第二部分更完全地膨胀以降低冲击气室噪声。

如所公开的流导向涡扇发动机，其中排气环的第一部分比第二部分更完全地膨胀以相对于排气环对称地膨胀更快地驱散冲击气室行列。

根据本公开的另一个方面，其提供了具有流导向管道的喷气式推进设备，喷气式推进设备包含围绕喷气式发动机中心体的大体环形排气管道从而形成一对同心相对的内壁和外壁；喉部区，其大体对称地设置在排气管道的外壁中从而形成收敛区，其中内壁和外壁收敛，收敛量沿着内壁和外壁纵向地变化；以及发散区，在发散区内壁和外壁发散，发散量沿着内壁和外壁纵向地改变。

如所公开的喷气式推进设备，其中排气管道包括出口区；并且喉部区位于排气管道的出口区。

如所公开的喷气式推进设备，其中喉部区包含以非一致方式过渡的排气管道的壁表面的一部分，该部分被定位在排气管道的出口区。

如所公开的喷气式推进设备，其中在第一旁通发动机运转条件时的出口羽流的出口矢量不同于在第二旁通发动机运转条件时的出口导向。

如所公开的喷气式推进设备，其中在第一旁通发动机工况时和在第二旁通发动机工况时的出口导向的平面角和在0至5度之间的范围中。

如所公开的喷气式推进设备，其中出口羽流的出口导向在大约1.6和1.89之间的喷管压力比处转变。

如所公开的喷气式推进设备，其中从第一旁路发动机工况向第二旁路发动机工况的第一转变，在该第一转变时羽流的差异引导对应于喷管的未阻流运转和喷管的阻流运转之间的第二转变。

如所公开的喷气式推进设备，其中从第一旁路发动机工况向第二旁路发动机工况的第一转变对应于低速运转和高速运转之间的第二转变，其中羽流的差异引导发生在该第一转变时。

如所公开的喷气式推进设备，其中低速运转包含起飞或进场中的至少一个。

如所公开的喷气式推进设备，其中高速运转包含巡航或爬升中的至少一个。

如所公开的喷气式推进设备，其进一步包含未与恒定机舱站对齐的出口。

如所公开的喷气式推进设备，其进一步包含具有V形部的出口。

如所公开的喷气式推进设备，其中收敛的量沿着内壁和外壁纵向地变化，且发散的量沿着内壁和外壁纵向地变化产生(1)当处于阻流条件时喉部区的平衡压力以及(2)当处于阻流条件时喉部区的下游的非平衡压力区。

如所公开的喷气式推进设备，其中非平衡压力区减弱冲击气室。

根据本公开的另一个方面，其提供了用于喷气式推进设备的固定几何结构差异导向喷管，该喷管包含第一壁部分和第二壁部分，该第一壁部分具有第一曲率和第一出口；第二壁部分具有关于第一曲率纵向地变化的第二曲率和第二出口以引起(1)在第一工况下相对于接近第一壁部分的压力的接近第二壁部分的较低压力以及(2)在第二工况下接近第一壁部分和第二壁部分的大体相等的压力。

如所公开的喷管，其中第二壁部分的第二曲率相对于第一壁部分增加。

如所公开的喷管，其中第二壁部分的第二出口纵向地延伸超过第一壁部分的第一出口。

如所公开的喷管，其中第一工况是未阻流的流和第二工况是阻流的流。

如所公开的喷管，其中与第二壁部分相关联的第二截面积比大于与第一壁部分相关联的第一截面积比。

根据本公开的另一方面，其提供了用于涡扇发动机中风扇喷管羽流导向的方法，该方法包含提供风扇喷管，风扇喷管具有非对称收敛和发散(con-di)部分，其中风扇喷管的底部相对于顶部具有较大的con-di；在阻流阈值下运转风扇喷管以降低风扇喷管的底部的压力，风扇喷管具有较大con-di，用于区别地引起周向流从而导致风扇喷管流被朝向底部导向；以及对于con-di部分两侧大体一致的压力在阻流阈值之上运转风扇喷管以大体地产生轴向流。

如所公开的方法，其中提供具有非对称con-di部分的风扇喷管包含创建con-di部分，con-di部分具有：具有曲率的大体轴向对称的内部喷管壁和与恒定机舱站外部喷管壁不对齐的第一出口，外部喷管壁具有关于中性面从顶中性面以20°的最小发散从接近底部中性面的最大发散呈角度地变化的第二出口。

如所公开的方法，其中提供具有非对称con-di部分的风扇喷管包含在内部喷管壁上创建具有增加的曲率的con-di部分同时保持对称，并且其中外壁的con-di成比例地减小。

如所公开的方法，其中提供具有非对称con-di部分的风扇喷管包含在内部喷管壁上创建具有增加的曲率的con-di部分，内部喷管壁是非对称的，其中接近喷管的底部的曲率较大，且具有外壁的con-di的放松并在喷管的底部中维持最大相关con-di。

如所公开的方法，其进一步包含接近风扇喷管的顶部提供V形部，以引起旋转混合，用于降低羽流两侧的速度梯度以补偿喷管流的导向。

如所公开的方法，其进一步包含对于不一致膨胀的喷管在阻流阈值之上运转风扇喷管以减弱冲击气室噪声。

根据本公开的另一个方面，其提供了用于导向排气空气流通过旁路喷气式发动机的大体环形的排气旁路管道的方法，该方法包含定位具有在机翼下方的旁路管道的喷气式发动机，使得来自在阻流条件下的旁路管道的未导向的喷气式排气流靠近机翼的后缘襟翼，以及对后缘襟翼远侧的旁路管道的预定部分定轮廓以使在未阻流条件下旁路管道中的空气流的部分远离后缘襟翼改变方向和导向，以减轻喷气式排气和后缘襟翼之间的相互作用。

根据本公开另一方面，其提供了用于在固定几何结构喷管中导向流的方法，该方法包含配置具有收敛和发散的喷管和出口位置，该出口位置提供从喷管的第一部分到喷管的第二部分的非对称截面积比；在阻流条件下运转喷管，其中来自喷管的出口流大体是轴向的；以及在未阻流条件下运转喷管用于从喷管的第一部分朝向第二部分差异导向出口流。

所公开的方法进一步包含当在阻流条件下通过产生排气环运转喷管时降低冲击气室噪声，排气环具有(1)在喉部下游区处的第一压力的第一部分以及(2)在喉部的下游区处的第二压力的第二部分，第二压力小于第一压力。

现在已经详细描述了根据专利法要求的本公开的各种实施例，本领域的技术人员将认识到本文公开的具体实施例的修改和替换。这些修改在如在以下的权利要求中所限定的本公开的范围和目的内。

Claims (10)

1.一种流导向涡扇发动机，其包含：

形成喷管的固定几何结构扇套和核心整流罩，所述喷管包含非对称收敛/发散(con-di)和壁曲率，所述壁曲率从中性面呈角度地变化用于(1)在第一工况下降低压力以引起流转向和(2)在第二工况下是轴向对称相等压力。

2.根据权利要求1所述的流导向涡扇发动机，其中所述第一工况包含喷管压力比低于阈值，从而允许未阻流的流通过所述喷管的喉部和出口。

3.根据权利要求2所述的流导向涡扇发动机，其中所述第二工况包含喷管压力比高于所述阈值，从而产生通过所述喷管的所述喉部的阻流的流的声波。

4.根据权利要求1所述的流导向涡扇发动机，其中所述中性面是竖直的，且具有最大con-di的选定部分是所述喷管的底部，用于在所述第一工况下向下导向流。

5.根据权利要求4所述的流导向涡扇发动机，其中所述核心整流罩具有对称曲率，且扇套出口与具有出口的恒定机舱站不对齐。

6.根据权利要求4所述的流导向涡扇发动机，其中所述核心整流罩具有对称增加的曲率，且所述扇套具有在所述扇套中减小的非对称con-di。

7.根据权利要求4所述的流导向涡扇发动机，其中所述核心整流罩具有非对称增加的曲率，其中所述核心整流罩的最大曲率在所述喷管的所述底部中。

8.根据权利要求1所述的流导向涡扇发动机，进一步包含在所述喷管的出口圆周上的V形部。

9.根据权利要求8所述的流导向涡扇发动机，其中所述V形部跨越所述喷管出口圆周的大约25％-50％的顶部。

10.根据权利要求1所述的流导向涡扇发动机，其中：

在所述第二工况下的所述轴向对称相等压力在所述喷管的喉部处发生；并且

所述非对称con-di和从所述中性面呈角度地变化的所述壁曲率提供排气环，所述排气环在所述喉部的下游，所述喉部的下游具有比第二部分更完全地膨胀的第一部分。