CN105822430B - 超音速尖脊进气道系统 - Google Patents

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Abstract

一种用于在亚音速飞行和超音速飞行二者中均有效运行的发动机进气道，其中，该进气道具有尖脊构造并且关于离体轴线可旋转以用于压缩斜板角和捕获面积变化，并且扩压器以摩擦关系被接合到该进气道以便在该进气道旋转时保持密封。

Description

超音速尖脊进气道系统
技术领域
本披露的实施例大体涉及用于飞行器喷气式发动机的超音速进气道，并且更具体地涉及能够改变斜板角以及捕获面积的尖脊进气道(caret inlet)。
背景技术
用于超音速飞行器的发动机进气道基于马赫数和其他飞行条件而具有复杂的空气动力学要求。固定的进气道几何构型通常在一个特定马赫数和飞行条件下具有最高效率。在其他速度或飞行条件下的运行会使进气道的空气动力性能或效率降低。为了允许在变化的马赫数下飞行，可以采用调整进气道的捕获面积和斜板几何构型的机械系统来增加效率。可变斜板和可变捕获进气道的现有解决方案是由波音公司生产的F-15鹰式战斗机。这种进气道系统是高效率的并且被认为是最优进气道设计。然而，后代战斗机需要独特成形，其中，进气道孔边缘是高度后掠的。在这种飞行器中采用了尖脊式进气道系统。采用这种进气道的飞行器的实例是由波音公司生产的F-18E/F超级大黄蜂战斗机和由洛克希德·马丁生产的F-22猛禽战斗机。这些进气道是固定几何构型的进气道并且被设计用于在特定飞行马赫数下最优运行。在非设计马赫数下，固定几何构型的进气道系统可能不能提供最好的成形来最大化压力恢复。此外，由于进气道捕获面积是固定的，进气道趋于比在较进气道尺寸条件下而言较低的速度下的发动机需求捕获更多的质量流。其结果是，过量的气流将不得不溢出或通过旁通管来排出。这两种情况都会产生额外的进气道阻力。因为F-15的进气道系统不是具有高度后掠边缘的尖脊类进气道，所以它不被当代歼击机所采用。
因此令人期望的是，提供一种可变进气道，使得在马赫包络线范围内的压力恢复最大化以在发动机面处获得更高的压力恢复，以用于使推力和燃料效率最大化并且使进气道溢出阻力最小化，从而使推进系统净推进力最大化，由此使飞行器性能最大化。还令人期望的是，以有效方式运行的可变进气道无需产生额外复杂性，例如将需要用于闭合的更多额外机构或密封件的开口间隙。
发明内容
示例性实施例提供了用于在亚音速飞行和超音速飞行二者中均有效运行的发动机进气道，其中，进气道具有尖脊构造。进气道可以关于离体轴线可旋转以用于压缩斜板角和捕获面积变化，并且扩压器以摩擦(scrubbing)关系被接合到进气道以便在进气道旋转时保持密封。
这些实施例通过提供关于离体旋转轴线可旋转的外部压缩尖脊进气道来增加捕获面积和斜板角，从而用于使在亚音速速度和超音速速度范围内的压力恢复最大化和阻力最小化的方法。进气道则随着速度的增加而被旋转至更大的角度。
附图说明
已经讨论的特征、功能和优势可以在本披露的各种实施例中单独实现，或者可以在另一些实施例中被组合，其中进一步的细节可以参见以下描述和附图。
图1A是机身部分和关联的具有代表性飞行器的代表性扩压器区段的尖脊进气道的透视图；
图1B是图1A的飞行器的侧视图；
图1C是图1A的飞行器的前视图；
图2A是模拟对于在超音速速度下的代表性尖脊进气道的进气道角度的虚拟楔形的图形表示；
图2B是由虚拟楔形产生的震波的图形表示；
图2C是在震波上具有投影边缘的流线型轨迹的进气道管的图形表示；
图2D是具有由得到的投影边缘形成的孔的进气道管的图形表示；
图2E是采用了图2D的进气导管的实施尖脊进气道和扩压器区段的图形表示；
图3A是在亚音速未旋转位置的尖脊进气道的侧视图；
图3B是用于设计超音速速度的在旋转位置的尖脊进气道的侧视图，其中代表性虚拟楔形被叠加在图像上；
图4A是在未旋转位置的尖脊进气道的侧截面图，展示了相对于流动方向的进气道区域；
图4B是在旋转位置的尖脊进气道的侧截面图，展示了进气道区域、斜震波和由相对进气道流引起的正震波；
图5A、图5B和图5C是简化的侧截面图，示出了针对尖脊进气道关于孔的离体旋转轴线的未旋转、中间旋转和全旋转的尖脊进气道和扩压器界面的摩擦表面相互作用；
图5D是叠置在未旋转进气道上的全旋转尖脊进气道的简化的侧截面图；
图5E是摩擦表面的第一替代性实施例的简化的侧截面图；
图5F是摩擦表面的第二替代性实施例的简化的侧截面图；
图6A、图6B和图6C是在未旋转位置、部分旋转位置和全旋转位置的尖脊进气道的示例性飞行器实施方案的侧视图；
图7A和图7B是一种用于旋转尖脊进气道的设计方法的流程图。
具体实施方式
本文中描述的系统和方法提供用于尖脊进气道孔的实施例，该尖脊进气道孔源自于单个虚拟楔形/斜板。整个尖脊进气道孔关于离体轴线旋转，从而实现斜板角的变化以及捕获面积的变化二者。尖脊进气道孔的后端是由离体旋转轴线限定的弧形并且与扩压器的前端配合，该扩压器的前端也是由离体旋转轴线限定的弧形。因为尖脊的后端和扩压器的前端是关于共同轴线的弧形，所以这些表面在运行中彼此摩擦以改变取向并且不露出任何额外的间隙或在密封或空气动力学表面之间需要柔性界面。
参照附图，图1A至图1C示出了采用了如本文中所披露的尖脊进气道的实施例的示例性飞行器的代表性部分。尖脊进气道10被置于邻近机身12。扩压器14从尖脊进气道延伸至喷气式发动机(未示出)。尖脊进气道10的前缘16是高度后掠的。基于根据针对额定设计马赫数的设计进气道角度所建立的虚拟楔形限定了边缘形状和关联的角度。在图2A中示出了虚拟楔形20的实例(为了清楚起见，图2A至图2E的图像被示出为倒转透视图)。如在图2B中所示，由箭头22表示的冲击虚拟楔形20的超音速流将导致虚拟震波24。如在图2C中所示，对于进气道管26的给定进气道轮廓25而言，来自在虚拟震波24上的投影边缘28的进气道轮廓的流线型轨迹提供了尖脊进气道的限定。为了清楚起见将震波移除，在图2D中可见最终的进气道管26。
如在图2E中所示，然后可以基于进气道管的投影边缘28在进气道角度与虚拟楔形20相当的情况下，完整的尖脊进气道10被实施成具有前缘16。本实施例提供一种尖脊进气道的可调整角度，以适应在额定设计马赫数之下的不同超音速速度。如将在随后以更多细节描述的，尖脊进气道的旋转被建立成围绕孔的离体旋转轴线30。离体旋转轴线30平行于虚拟楔形20的前缘32。
在图3A和图3B中所示的完整的尖脊进气道10分别相对于自由流体流22在未旋转位置和全旋转位置。在图3B中为了参考而示出了虚拟楔形20的轮廓。围绕离体旋转轴线30发生尖脊进气道的旋转，示出以供参考。在未旋转位置中，尖脊进气道呈现对自由流体流的减小的捕获面积，如由在图4A中所示的竖直尺寸34所代表的。在旋转位置中，尖脊进气道10呈现对自由流的设计点捕获面积，如由竖直尺寸34’所代表的，该竖直尺寸34’较大以适应在设计点马赫数下的必要气流。在进气道入口处形成了斜震波36，并且在进气道中形成了正震波38，斜震波基本上与在如关于图2A至图2E所描述的设计中采用的虚拟震波相当。
尖脊进气道10关于离体旋转轴线30的旋转允许了进气道和扩压器界面的几何尺寸用于滑动和摩擦接合。如在图5A至图5C中所示的简化的截面轮廓，扩压器界面部分40的轮廓被形成为具有顶部半径42和底部半径44，这两者均圆心处于离体旋转轴线30。对于示出的实施例，扩压器界面部分40被接收在尖脊进气管界面部分46之内，该尖脊进气管界面部分46具有顶部半径48和底部半径50，其尺寸分别小于半径42和大于半径44，从而使得扩压器界面部分40被紧密地接收在尖脊进气道界面部分46之内。半径在离体旋转轴线30上的共同圆心允许了尖脊进气道旋转通过一定角度范围，同时如在图5B和图5C的分别针对中等范围旋转和全范围旋转时可见的保持尖脊进气道界面部分和扩压器进气道部分的滑动接触或摩擦接触。图5D示出了在未旋转位置和全旋转位置的尖脊进气道和扩压器的相对形状的重叠。
虽然在图5A至图5D中所示为简化界面，不过在尖脊进气道和扩压器之间的结合界面可以包括多个交错鳞片板40a、40b和40c，这些交错鳞片板均相对于离体旋转轴线具有弧形形状并且以摩擦关系伸缩地彼此接合(为了清楚起见而放大了厚度)。如在图5E中所示，前鳞片板40a以摩擦关系接合进气道界面部分46，并且后鳞片板40c以摩擦关系接合扩压器界面部分40。虽然示出了三个鳞片板，不过可以采用更多或更少数量的鳞片板。
可替代地，相对于离体旋转轴线具有弧形形状的槽缝46a可以被提供在进气道界面部分中，并且可以采用如在图5F中所示的被紧密接收在槽缝46a中的接收部40d，该接收部40d包括弧形形状扩压器界面40的终端。槽缝可以被布置在进气口界面部分中从而接收扩压器界面部分的弧形，或者可以被布置在扩压器界面部分中从而接收进气道界面部分的弧形。
返回至图3A和图3B，尖脊进气道10的基本上菱形横截面的横向顶点54在进气道界面部分中相对于离体旋转轴线弯曲，从而与同样相对于离体旋转轴线弯曲的扩压器界面部分中的横向顶点56相配合。进气道界面部分的后缘58可以在基本上平坦的部分上包括人字形60，该人字形用于在这些顶点之间的扩压器界面部分的结合的基本上平坦的表面上的进气道界面部分的摩擦部分上的几何减压。
所述实施例的最终尖脊进气道设置为期望高度后掠的进气道边缘的飞行器的亚音速运行和超音速运行二者都提供了高效率的进气道。如在图6A中可见，对于亚音速条件，尖脊进气道10未旋转，从而为有效运行提供减小的进气道捕获面积，从而使溢出阻力最小化。在超音速速度下，尖脊进气道关于离体轴线在一定角度范围内可旋转，以实现压缩斜板变化和捕获面积变化二者，由此允许了由如在图6B中所示的中间旋转到如图6C中以全旋转示出的最大额定设计马赫数所代表的有效超音速运行范围。
在图7A和图7B中示出了一种在由公开的实施例提供的在亚音速速度和超音速速度的范围内使压力恢复最大化并使阻力最小化的方法。提供了外部压缩尖脊进气道，该外部压缩尖脊进气道关于离体旋转轴线可旋转以增加捕获面积和斜板角。为了提供外部压缩尖脊进气道，针对进气道建立额定超音速马赫数(步骤702)，并且建立了进气道压力恢复要求(步骤704)，以限定具有确定角度的虚拟楔形(步骤706)。确定由在额定超音速运行马赫数下的虚拟楔形所引起的虚拟震波(步骤707)，并且由进气道轮廓(孔形状)在虚拟震波上投影流线型轨迹以产生前缘形状和边缘掠角(步骤708)，并且限定了尖脊进气道孔(步骤709)。为了在旋转过程中在进气道和扩压器之间提供密封，限定离体旋转轴线(步骤710)，建立了具有由离体轴线限定的弧形的进气道界面部分(步骤711)，并且建立了具有由离体轴线限定的弧形的扩压器界面部分(步骤712)。进气道界面部分和扩压器界面部分在进气道的旋转过程中以摩擦关系紧密接合(步骤714)。作为替代方案，可以建立具有由离体旋转轴线限定的弧形的进气道界面部分以及具有由离体旋转轴线限定的弧形的扩压器界面部分。然而，然后可以建立多个鳞片板，这些鳞片板均具有由离体旋转轴线限定的弧形，其中这些鳞片板以摩擦关系伸缩地彼此接合以保持密封(步骤716)。前鳞片板接合进气道界面部分(步骤718)，并且后鳞片板以摩擦关系接合扩压器界面部分(步骤720)以在进气道的旋转过程中保持密封。作为又一替代，可以将进气道界面部分和扩压器界面部分中的一个建立为具有槽缝且该槽缝相对于离体旋转轴线具有弧形形状(步骤722)，并且可以将进气道界面部分或扩压器界面部分中的另一个建立为具有相对于离体旋转轴线具有弧形形状且其终端被接收在槽缝中(步骤724)。为了保持在进气道界面部分与扩压器界面部分之间的摩擦关系，相对于离体旋转轴线确定的在进气道界面部分中的进气道尖脊构型的基本上菱形的横截面的横向顶点中建立曲率(步骤726)。然后在扩压器界面部分中建立同样具有相对于离体旋转轴线的曲率的横向顶点，从而与在进气道界面部分中的横向顶点相配合(步骤728)。同样可以建立带有人字形的进气道界面部的后缘，其中所述人字形用于在这些顶点之间的扩压器界面部分的结合的基本上平坦的表面上的进气道界面部分的基本上平坦的摩擦部分的几何减压(步骤730)。
之后，进气道在亚音速下以进气道零旋转来运行(步骤732)，并且随着速度的增加，进气道关于离体旋转轴线旋转到至少一个中间角度由此改变捕获面积和斜板角(步骤734)。进气道以绕离体轴线的预定旋转运行，其对应于额定运行马赫数下的虚拟楔形的确定角度(步骤736)。
在条款A1至B19中描述了根据本披露的发明主题的说明性、非排他的实例，在条款中：
A1.一种用于在亚音速飞行和超音速飞行二者中均有效运行的发动机进气道10，其中，该进气道具有尖脊构造并且关于离体轴线30可旋转以用于压缩斜板角和捕获面积变化。
A2.如条款A1所述的发动机进气道10，进一步包括由该进气道接合的扩压器14，所述扩压器以摩擦关系被接合到该进气道以便在该进气道旋转时保持密封。
A3.如条款A1至A2中任一项所述的发动机进气道10，进一步包括被接合到该进气道的扩压器14，并且其中，该进气道包括进气道界面部分46，该进气道界面部分相对于离体旋转轴线30具有弧形形状，并且该扩压器包括扩压器界面部分40，该扩压器界面部分相对于离体旋转轴线30具有弧形形状，在该进气道关于该离体轴线旋转的过程中使该进气道界面部分接合该出气道界面部分，由此使该进气道界面部分和该扩压器界面部分的相对表面以摩擦关系彼此接合以保持密封。
A4.如条款A1至A2中任一项所述的发动机进气道10，进一步包括被接合到该进气道的扩压器14，并且其中，该进气道包括进气道界面部分46，该进气道界面部分相对于离体旋转轴线30具有弧形形状，并且该扩压器包括扩压器界面部分40，该扩压器界面部分相对于离体旋转轴线具有弧形形状；并且进一步包括：
相对于离体旋转轴线30具有弧形形状的多个鳞片板40a、b、c，所述鳞片板以摩擦关系伸缩地彼此接合以保持密封，前鳞片板以摩擦关系接合进气道界面部分46并且后鳞片板以摩擦关系接合扩压器界面部分40，从而在进气道的旋转过程中保持密封。
A5.如条款A1至A2中任一项所述的发动机进气道10，进一步包括被接合到该进气道的扩压器14，并且其中，该进气道包括具有槽缝46a的进气道界面部分46，该槽缝相对于离体旋转轴线30具有弧形形状，并且该扩压器包括扩压器界面部分40，该扩压器界面部分相对于离体旋转轴线具有弧形形状，该扩压器界面部分的终端40d被接收在该槽缝中。
A6.如条款A1至A2中任一项所述的发动机进气道10，进一步包括被接合到该进气道的扩压器14，并且其中，该进气道包括进气道界面部分46，该进气道界面部分相对于离体旋转轴线30具有弧形形状，并且该扩压器包括具有槽缝的扩压器界面部分40，该槽缝相对于离体旋转轴线具有弧形形状，该进气道界面部分的终端被接收在该槽缝中。
A7.如条款A3至A6中任一项所述的发动机进气道10，其中，该进气道的尖脊构造的基本菱形横截面的横向顶点54在进气道界面部分46中相对于离体旋转轴线30弯曲，以便与同样相对于该离体旋转轴线弯曲的扩压器界面部分40中的横向顶点56相配合。
A8.如条款A3至A7中任一项所述的发动机进气道10，其中，进气道界面部分46的后缘58包括人字形，该人字形用于在顶点之间的扩压器界面部分40的结合的基本平坦表面上的进气道界面部分的基本平坦摩擦部分上的几何减压。
A9.如条款A1至A8中任一项所述的发动机进气道10，其中，离体旋转轴线30平行于由该进气道的额定超音速运行马赫数所限定的虚拟楔形20的前缘32。
A10.如条款A1至A9中任一项所述的发动机进气道10，其中，该进气道的尖脊构造的前缘16由来自在虚拟震波36上的投影边缘的进气道轮廓的流线型轨迹限定，其中该虚拟震波由额定超音速运行马赫数下的虚拟楔形20引起。
B11.一种在亚音速速度和超音速速度的范围内使压力恢复最大化并且使阻力最小化的方法，包括：
提供外部压缩尖脊进气道10，该外部压缩尖脊进气道关于离体旋转轴线30可旋转以增加捕获面积和斜板角；并且
随着速度的增加将该进气道旋转734至更大的角度。
B12.如条款B1所述的方法，其中，提供外部压缩尖脊进气道10的步骤包括：
为该进气道建立702额定超音速马赫数；
限定706具有基于该额定超音速马赫数的确定角度的虚拟楔形20；并且，
将来自虚拟震波上的投影边缘的进气道轮廓的流线型轨迹限定708作为用于该尖脊进气道的前缘16，其中该虚拟震波由额定超音速运行马赫数下的虚拟楔形引起。
B13.如条款B11至B12中任一项所述的方法，进一步包括：
在亚音速下以进气道10的零旋转来运行732；并且，
使该进气道关于离体旋转轴线30旋转734到至少一个中间角度，由此改变捕获面积和斜板角。
B14.如条款B11至B13中任一项所述的方法，进一步包括：
以与额定运行马赫数下的虚拟楔形20的确定角度相对应的该进气道关于离体轴线30的预定旋转来运行736。
B15.如条款B11至B14中任一项所述的方法，进一步其中，提供外部压缩尖脊进气道10的步骤进一步包括：
建立722具有由离体轴线30部分限定的弧形的进气道界面部分46；
建立724具有由立体轴线部分限定的弧形的扩压器界面部分40，所述进气道界面部分和所述扩压器界面部分在该进气道的旋转过程中以摩擦关系紧密接合。
B16.如条款B11至B14中任一项所述的方法，其中，提供外部压缩尖脊进气道10的步骤进一步包括：
建立722具有由离体旋转轴线30限定的弧形的进气道界面部分46；
建立724具有由离体旋转轴线限定的弧形的扩压器界面部分40；
建立716均具有由离体旋转轴线限定的弧形的多个鳞片板40a、b、c，所述鳞片板以摩擦关系伸缩地彼此接合以保持密封，前鳞片板以摩擦关系接合进气道界面部分并且后鳞片板以摩擦关系接合扩压器界面部分，从而在进气道的旋转过程中保持密封。
B17.如条款B11至B14中任一项所述的方法，其中，提供外部压缩尖脊进气道10的步骤进一步包括：
建立具有相对于离体旋转轴线30具有弧形形状的槽缝46a的进气道界面部分46；并且，
建立具有相对于离体旋转轴线的弧形形状的扩压器界面部分40，该扩压器界面部分的终端被接收在该槽缝中。
B18.如条款B11至B15中任一项所述的方法，其中，提供外部压缩尖脊进气道10的步骤进一步包括：
在进气道界面部分46中的进气道的尖脊构造的基本菱形横截面的横向顶点54中建立曲率726，所述曲率相对于离体旋转轴线30被确定；
在扩压器界面部分40中建立728同样相对于离体旋转轴线具有曲率的横向顶点56，从而与在进气道界面部分中的横向顶点相配合。
B19.如条款B11至B18中任一项所述的方法，其中，提供外部压缩尖脊进气道10的步骤进一步包括：
建立730具有人字形60的进气道界面部分46的后缘58，该人字形用于在顶点之间的扩压器界面部分40的结合的基本平坦表面上的进气道界面部分的基本平坦摩擦部分上的几何减压。
现已如专利法规所要求的详细地说明了本披露的各种实施例，本领域技术人员将意识到对本文中披露的具体实施例的多种修改和替换。这类修改在权利要求书限定的本披露的范围和意图之内。

Claims (8)

1.一种用于在亚音速飞行和超音速飞行二者中均有效运行的发动机进气道(10)，其中，该进气道具有尖脊构造并且关于离体旋转轴线(30)可旋转以用于压缩斜板角和捕获面积变化，该进气道进一步包括被接合到该进气道的扩压器(14)，该进气道包括进气道界面部分(46)，该进气道界面部分(46)相对于所述离体旋转轴线(30)具有弧形形状，并且该扩压器包括扩压器界面部分(40)，该扩压器界面部分(40)相对于所述离体旋转轴线(30)具有弧形形状，在该进气道关于该离体旋转轴线旋转的过程中该进气道界面部分接合该扩压器界面部分，由此使该进气道界面部分和该扩压器界面部分的相对表面以摩擦关系彼此接合以保持密封。
2.如权利要求1所述的发动机进气道(10)，其中，该进气道的该尖脊构造的基本菱形横截面的横向顶点(54)在该进气道界面部分(46)中相对于该离体旋转轴线(30)弯曲以与同样相对于该离体旋转轴线弯曲的该扩压器界面部分(40)中的横向顶点(56)相配合。
3.如权利要求2所述的发动机进气道(10)，其中，该进气道界面部分(46)的后缘(58)包括人字形，该人字形用于在所述顶点之间的所述扩压器界面部分(40)的结合的基本平坦表面上的所述进气道界面部分的基本平坦摩擦部分上的几何减压。
4.如权利要求3所述的发动机进气道(10)，其中，该进气道的该尖脊构造的前缘(16)由来自在虚拟震波(36)上的投影边缘的进气道轮廓的流线型轨迹限定，其中该虚拟震波(36)由额定超音速运行马赫数下的虚拟楔形(20)引起。
5.一种在亚音速速度和超音速速度的范围内使压力恢复最大化并且使阻力最小化的方法，包括：
提供外部压缩尖脊进气道(10)，该外部压缩尖脊进气道(10)关于离体旋转轴线(30)可旋转以增加捕获面积和斜板角；
提供接合到所述进气道的扩压器(14)，其中该进气道包括进气道界面部分(46)，该进气道界面部分(46)相对于所述离体旋转轴线(30)具有弧形形状，并且该扩压器包括扩压器界面部分(40)，该扩压器界面部分(40)相对于所述离体旋转轴线(30)具有弧形形状，在该进气道关于该离体旋转轴线旋转的过程中该进气道界面部分接合该扩压器界面部分，由此使该进气道界面部分和该扩压器界面部分的相对表面以摩擦关系彼此接合以保持密封；并且
随着速度的增加而将该进气道旋转(734)至更大的角度。
6.如权利要求5所述的方法，其中，提供外部压缩尖脊进气道(10)的步骤包括：
为该进气道建立(702)额定超音速运行马赫数；
限定(706)具有基于该额定超音速运行马赫数的确定角度的虚拟楔形(20)；并且，
将来自虚拟震波上的投影边缘的进气道轮廓的流线型轨迹限定(708)作为该尖脊进气道的前缘(16)，其中该虚拟震波由所述额定超音速运行马赫数下的所述虚拟楔形引起。
7.如权利要求6所述的方法，进一步包括：
在亚音速速度下以所述进气道(10)的零旋转运行(732)；并且，
使该进气道关于该离体旋转轴线(30)旋转(734)到至少一个中间角度，由此改变所述捕获面积和斜板角。
8.如权利要求7所述的方法，进一步包括：
在与所述额定超音速运行马赫数下该虚拟楔形(20)的所述确定角度相对应的该进气道关于该离体旋转轴线(30)的预定旋转处运行(736)。
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