CN105909388B

CN105909388B - 流量进口

Info

Publication number: CN105909388B
Application number: CN201610089027.1A
Authority: CN
Inventors: E·E·阿达姆松; S·R·弗盖尔
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 2015-02-20
Filing date: 2016-02-17
Publication date: 2020-03-20
Anticipated expiration: 2036-02-17
Also published as: EP3059169A1; EP3059169B1; US20160244177A1; CN105909388A; US9896219B2; JP6813950B2; JP2016194290A

Abstract

本申请公开一种装置，其由整流罩和在所述整流罩的内部表面上形成的流量进口形成。流量进口具有在喉部附连至亚音速扩散部分的超音速压缩部分。超音速压缩部分包括至少部分椭圆形的压缩斜面，至少部分椭圆形的压缩斜面沿大约180度弧延伸，大约180度弧沿内部表面。流量进口可以形成飞行器的零件。使用流量进口的空气流动的方法也被公开。

Description

流量进口

技术领域

本公开涉及流量进口，并且具体地涉及飞行器发动机的流量进口。

背景技术

用于将超音速气流扩散成亚音速气流以进入发动机的现有2-D流量进口(诸如在F-15和F-14中的流量进口)由于扁平面板和整体较大表面积上的压力负荷通常比可比较的轴对称流量进口经历更高的重量和阻力。它们也可能会经历与它们转角的真实流动物理现象相关的不期望的压力畸变和不充分整体压力恢复。诸如在F-22中的凸包进口(bumpinlet)设计可以改善重量和阻力，但经常受到欠佳的恢复。诸如在MiG-21中的现有轴对称进口，通常不会提供与2-D流量进口相同的针对初始流量角度变化的稳定裕度和容限(tolerance)。诸如在Mirage III中的现有半圆进口常常造成发动机吊舱安装的集成问题，因为进口孔径比风扇面处的发动机整流罩更宽。通常，在飞行器设计中，使用上面提及的设计之一可能增加重量或降低性能。

需要一种流量进口，其将改进现有流量进口的一个或多个所经历的一个或多个问题。

发明内容

在一个实施例中，流量进口被公开。流量进口在整流罩(cowl)的内部表面上形成。流量进口具有在喉部的附连到亚音速扩散部分的超音速压缩部分。超音速压缩部分包括至少部分椭圆形的压缩斜面，所述椭圆形的压缩斜面沿大约180度弧延伸，所述大约180度弧沿所述内部表面。流量进口可以形成飞行器的零件。

在另一实施例中，公开了飞行器。飞行器包括在整流罩的内部表面上形成的流量进口。流量进口具有在喉部的附连到亚音速扩散部分的超音速压缩部分。超音速压缩部分包括至少部分椭圆形的压缩斜面，所述椭圆形的压缩斜面沿大约180度弧延伸，所述大约180度弧沿所述内部表面。流量进口可以形成飞行器的零件。还公开了使用流量进口的空气流动的方法。

在又一实施例中，公开了扩散气流的方法。在一个步骤中，气流流入在整流罩的内部表面上形成的流量进口的超音速压缩部分内。所述超音速压缩部分由至少部分椭圆形的压缩斜面组成，所述至少部分椭圆形的压缩斜面沿大约180度弧延伸，所述大约180度弧沿所述内部表面。在另一步骤中，当气流流经所述流量进口时，所述气流被压缩。

参照以下附图、描述和权利要求，本公开的这些和其他特征、方面和优势将变得更好被理解。该发明内容被提供仅仅为了概括一些示例实施例，以便提供本公开的一些方面的基本理解。因此，将会理解的是，上面描述的示例实施例仅仅是示例，并且不应被理解为以任意方式限制本公开的范围和精神。从结合附属示图的下述具体实施方式，各种公开的实施例的其他实施例、方面和优势将变得明显，其中附属示图通过示例的方式图示说明了所述实施例的原理。

附图说明

通过参考下面描述，结合附属示图，公开实施例的结构和操作的组织和方式连同它们的进一步优点可以被充分地理解，其中附属示图不一定按比例绘制，其中相同的参考数字标识相同的元件，其中：

图1是被附连到飞行器和飞行器的发动机的流量进口的实施例的透视图的图形表示；

图2是从飞行器和发动机分离的图1的流量进口的透视图的图形表示；

图3是流量进口的俯视平面图的图形表示；

图4是沿图3的轴A处于外张位置中(in a toed out position)的流量进口的侧立视图的图形表示；

图5是图4的流量进口的剖视透视图的图形表示；

图6是沿图3的轴B处于内束位置中(in a toed in position)的流量进口的侧立视图的图形表示；

图7是流量进口沿图3的线7-7的截面图的图形表示；

图8是流量进口沿图3的线8-8的截面图的图形表示；

图9是流量进口沿图3的线9-9的截面图的图形表示；以及

图10是使用流量进口压缩和扩散气流的方法的实施例的流程图。

具体实施方式

虽然本公开易受不同形式实施例的影响，但是在附图中示出并且在此将详细描述了特定实施例，其被理解为本公开被认为是所述公开的原理的示例，并且不意图将所述公开限制为在本文中图示说明和描述的公开内容。因此，除非另有提示，本文中公开的特征可被组合在一起，以形成为了简洁的目的而没有用其他方式示出的额外组合。应当进一步理解，在一些实施例中，在示图(多个示图)中通过示例方式图示说明的一个或多个元件可以被消除和/或被本公开范围之内的可替换元件代替。下面的详细描述是实施本公开的当前预期最佳模式。该描述不应被认为具有限制意义，而仅是为了图示说明本公开的一般原理的目的而被进行，因为本公开的范围被所附权利要求最佳地限定。

图1和图2图示说明了超音速流量进口10的实施例的透视图。超音速流量进口10形成整流罩28的内部表面。超音速流量进口10可以包含外部-压缩超音速进口。在另一实施例中，超音速流量进口10可以包含混合-压缩超音速进口。超音速流量进口10可以包含飞行器12的一部分。

整流罩28可以由复合材料制成。在其他实施例中，整流罩28可以由其它材料制成，例如钛、钢、铝、或其它类型的材料。当从顺气流方向观察时，整流罩28至少部分地是椭圆形的。整流罩28包含限定冠部(crown)的第一表面32、限定龙骨(keel)的第二表面33、以及被附连到所述第一表面32的相对两端之间和所述第二表面33的相对两端之间并且在所述第一表面32的相对两端之间和所述第二表面33的相对两端之间延伸的侧表面34和36。所述侧表面34和36限定了在整流罩28的最大宽度处限定的整流罩28的最大半幅宽。突出部(highlight)46被限定在罩28的向前端，尾端47被限定在整流罩28的向后端。突出部46从龙骨到冠部向后地形成角度。扩散器35可以被附接到整流罩28的第二表面33。

图4和6图示说明图1和2的超音速流量进口10的侧立视图。在图4中，所示的超音速流量进口10处于沿图3的轴A的2度外张位置，该位置是超音速流量进口10在飞行器12的零件上使用期间被定位的位置。在飞行器12的零件上使用时，超声流量进口10也可以2度的内束位置被定位。在使用过程中，超音速流量进口10也可以被斜接。图6图示说明超音速流量进口10沿图3的XZ平面轴线B的侧立视图。

如图1所示，超音速流量进口10包括在喉部(throat)18处(见图6)的附连到亚音速扩散部分16的超音速压缩部分14。喉部18位于突出部46的最后点。如图6所示，喉部18是平面的。超音速流量进口10具有弯曲的上部管道26，管道26从整流罩28的突出部46延伸到尾端47。如图2中所示，超音速压缩部分14被配置为压缩自由流气流22，当气流22从超音速压缩部分14的开始入口24流动经过超音速压缩部分14，并且到流动到喉部18(见图6)时，气流22处于超音速状态，其中亚音速扩散部分16开始于喉部18。亚音速扩散部分16被连接到发动机20。发动机20可包含气体涡轮发动机，其具有3.5的BPR(旁通比)值、24的OPR(总压比)和2900华氏度F的RIT(燃烧器出口温度)。在其他实施例中，发动机20可以包含具有1到16的BPR值、14到80的OPR值和2000到3500F的RIT值的气体涡轮发动机或冲压式喷气发动机(ramjet)、冲压火箭发动机(ducted rocket)，超音速燃烧冲压喷气发动机(scramjet)或其它类型的吸气式发动机。

超音速压缩部分14由弯曲的上部管道26的向前部分26a和超音速压缩斜面30组成。向前部分26a和超音速压缩斜面30围绕流量进口10的超音速压缩部分14形成连续的周界。当按顺气流方向观察时，超音速压缩部分14至少部分地为椭圆形。超音速压缩斜面30被分成第一压缩斜面部分30a和第二压缩斜面部分30b(参见图4-6)。第一压缩斜面部分30a在突出部46和第二压缩斜面部分30b之间延伸。第二压缩斜面部分30b在第一压缩斜面部分30a和喉部18之间延伸。第一转弯(turn)48被提供在第一压缩斜面部分30a和第二压缩斜面部分30b之间。第二转弯49被提供在第二压缩斜面部分30b和喉部18之间。第一转弯48和第二转弯49被配置为当气流22流经超音速压缩部分14时提供气流22中的斜冲击波(obliqueshock waves)以压缩气流22。在喉部18处的横截面面积(定义为在上部管道26和超音速压缩斜面30之间的顺气流方向横截面面积)是最小的(见图6)。

第一压缩斜面部分30a沿大约180度弧延伸，大约180度弧沿超音速流量进口10，并且第一压缩斜面部分30a沿整流罩28的第二表面33的内部28从与侧表面34的最大半宽幅对齐的内点连续延伸到与侧表面36的最大半宽幅对齐的内点。第一压缩斜面部分30a可以延伸超过与每个侧表面34、36的最大半宽幅对齐的内点。第一压缩斜面部分30a是具有曲率半径的部分椭圆。如图7-9中横截面视图所示，在围绕第一压缩斜面部分30a的周界的所有点处，第一压缩斜面部分30a从突出部46直线地延伸到第二压缩斜面部分30b。第二压缩斜面部分30b沿大约180度弧延伸，并且沿整流罩28的第二表面33的内部从与侧表面34的最大半宽幅对齐的内点连续地延伸到与侧表面36的最大半宽幅对齐的内点，所述大约180度弧沿着超音速流速进口10。第二压缩斜面部分30b可以延伸超过每个侧表面34、36的最大半宽幅对齐的内点。第二压缩斜面部分30b是具有曲率半径的部分椭圆。如图7-9中横截面视图所示，在围绕第二压缩斜面部分30b的周界的所有点处，第二压缩斜面部分30b从第一压缩斜面部分30a直线地延伸到喉部18。

如图6所示，第一压缩斜面部分30a相对于整流罩28的中心线37以角度α成角度；第二压缩斜面部分30b相对于中心线37以角度β成角度，角度α不同于角度β，且角度α小于角度β。角度α可以在大约2度到大约4度的范围内；角度β可以在大约3度到大约7度的范围内；然而，角度α始终小于角度β。

超音速压缩斜面30的长度随着超音速压缩斜面30围绕超音速流量进口10的周界延伸而变化。该长度被定义为从突出部46到喉部18的距离。超音速压缩斜面30优选具有长度除以(over)高度为1至3。超音速压缩斜面30在第二表面33处比在最大半宽幅处更长。第一压缩斜面部分30a具有的长度短于所述第二压缩斜面部分30b的长度。第一压缩斜面部分30a的长度被定义为沿第一压缩斜面部分30a的各个点在突出部46和第二压缩斜面部分30b之间的距离。第二压缩斜面部分30b的长度被定义为沿第二压缩斜面部分30b的各个点在第一压缩斜面部分30a和喉部18之间的距离。压缩斜面部分30a和30b具有大约1.7到1的长度比(沿X方向的绝对长度)。该长度比围绕超音速压缩斜面30在超音速流量进口10的曲率大致一致。例如，在超音速压缩斜面30的龙骨处，所述第一压缩斜面部分30a可具有27英寸的长度并且第二压缩斜面部分30b可以具有45英寸的长度。

因此，超音速流量进口10实际上比现有技术的斜面有更多的压缩面积，因为超音速压缩斜面30延伸超过沿超音速流量进口10的大约180度弧。由于超音速压缩斜面30不包括任何平坦面板，这导致在超声流量进口10处减小的压力负荷和减小的圆周面积。因此，超音速流量进口10具有比通常超音速进口更低的阻力。

由于超音速压缩斜面30围绕着沿超音速流量进口10的大约180度弧环绕，所以这导致冠形的高度(即超音速压缩斜面30和突出部46之间的最小距离)小于常规的平坦斜面。这实现了更简单的亚音速扩散部分16。

亚音速扩散部分16被配置为接收已经被超音速压缩部分14压缩的气流22，并且被配置为在气流22进入发动机20之前将气流22扩散成为亚音速状态。亚音速扩散部分16包含上部管道26的向后部分26b和亚音速扩散斜面31。向后部分26b和亚音速扩散斜面31形成围绕超音速流量进口10的连续周界。亚音速扩散部分16从整流罩28的喉部18延伸至尾端70。超音速流量进口10在亚音速扩散部分16内可以是至少部分椭圆的。亚音速扩散斜面31可以是包含50％椭圆的至少部分椭圆形。在其他实施例中，亚音速扩散斜面31可包含任意百分比的椭圆，或者可以是不同的形状。在另一些其他实施例中，上部弧形管道26和亚音速扩散斜面31形状可以改变。在还有些其他实施例中，扩散斜面31可以被取消。

超音速压缩部分14的横截面在开始入口24处最大，在喉部18处最小。亚音速扩散部分16的横截面在喉部18处最小并且在尾端70处最大。

在与最大半幅宽对准的内点处，第二压缩斜面部分30b与上部弧形管道26光滑地合并，其形成亚音速扩散部分16的一部分。沿亚音速扩散斜面31的宽度，第二压缩斜面部分30b与亚音速扩散斜面31光滑地合并。因此，超音速压缩斜面30与上部弧形管道26以及与亚音速扩散斜面31光滑地合并。

超音速流量进口10的配置提供了超过现有超音速进气口的一个或多个优点，例如与利用一个或多个现有超音速进口的一个或多个现有飞行器相比，其提供高性能、提供高效率、提供低畸变、提供高恢复、提供低外部阻力，以及具有低重量进而允许飞行器12的尺寸减小或增加飞行器12的航程。气流22在超音速压缩部分14的横截面面积内均匀地流动，并且气流22在亚音速扩散部分16的横截面面积内均匀地流动，并且气流22在亚音速扩散部分16的尾端70处保持接近均匀。由于超音速流量进口10的外部表面积的减小，超音速流量进口10提供低外部阻力。超音速流量进口10的使用允许飞行器12的航程的改进。

图10是压缩和扩散气流22的方法72的一个实施例的流程图。在步骤74中，气流22被流入超音速压缩部分14。在步骤76中，当气流22流经超音速压缩部分14时被压缩。当气流22流经超音速压缩部分14时，气流22在压缩斜面部分30a、30b的上方流动，其中转弯48向气流22提供冲击。在步骤78中，气流22从超音速压缩部分14流经喉部18以及进入并且通过亚音速扩散部分16。气流22流经喉部18，其中转弯49向气流22提供冲击。在步骤80中，气流22在亚音速扩散部分16被扩散成为亚音速气流，并随后流入发动机20。

另外，本公开包含根据以下条款的多个实施例：

1.一种装置，其包含：

整流罩；以及

在所述整流罩的内部表面上形成的流量进口，所述流量进口包含从所述整流罩的向前端延伸至所述整流罩的尾端的上部管道，在喉部附连到亚音速扩散部分的超音速压缩部分，所述超音速压缩部分包含所述上部管道的向前部分和至少部分椭圆形的压缩斜面，所述至少部分椭圆形的压缩斜面沿大约180度弧延伸，所述大约180度弧沿着所述内部表面。

2.根据条款1所述的装置，其中所述向前部分和所述压缩斜面在所述超音速压缩部分内形成连续的周界。

3.根据条款1所述的装置，其中所述压缩斜面包括第一压缩斜面部分和第二压缩斜面部分，所述压缩斜面部分通过转弯被彼此分开，所述转弯被配置为向流经所述流量进口的气流提供冲击。

4.根据条款3所述的装置，其中所述第一压缩斜面部分沿所述弧的所有点都是线性的，并且所述第二压缩斜面部分沿所述弧的所有点都是线性的。

5.根据条款4所述的装置，其中在沿所述弧的每个点处，所述第一压缩斜面部分以相对于所述整流罩的中心线的第一角度成角度，并且所述第二压缩斜面部分以相对于所述中心线的第二角度成角度，所述第一角度和第二角度不同。

6.根据条款3所述的装置，其中所述第一压缩斜面部分的长度短于所述第二压缩斜面部分的长度。

7.根据条款1所述的装置，其中所述亚音速扩散部分包含所述上部管道的一部分和扩散斜面。

8.根据条款7所述的装置，其中所述扩散斜面至少部分是椭圆形的。

9.根据条款7所述的装置，其中所述压缩斜面与所述上部管道并且与所述扩散斜面合并。

10.一种飞行器，其包括：

整流罩；以及

在所述整流罩的内部表面上形成的超音速流量进口，所述流量进口包含从所述整流罩的向前端延伸至所述整流罩的尾端的上部管道，在喉部附连到亚音速扩散部分的超音速压缩部分，所述超音速压缩部分包含所述上部管道的向前部分和至少部分椭圆形的压缩斜面，所述至少部分椭圆形的压缩斜面沿大约180度弧延伸，所述大约180度弧沿着所述内部表面。

11.根据条款10所述的飞行器，其中所述前部和所述压缩斜面在所述超音速压缩部分内形成连续的周界。

12.根据条款10所述的飞行器，其中所述压缩斜面包括第一压缩斜面部分和第二压缩斜面部分，所述压缩斜面部分通过转弯被彼此分开，所述转弯被配置为向流经所述流量进口的气流提供冲击。

13.根据条款12所述的飞行器，其中所述第一压缩斜面部分沿所述弧的所有点都是线性的，并且所述第二压缩斜面部分沿所述弧的所有点都是线性的。

14.根据条款13所述的飞行器，其中在沿所述弧的每个点处，所述第一压缩斜面部分以相对于所述整流罩的中心线的第一角度成角度，并且所述第二压缩斜面部分以相对于所述中心线的第二角度成角度，所述第一角度和第二角度不同。

15.根据条款13所述的飞行器，其中所述第一压缩斜面部分的长度短于所述第二压缩斜面部分的长度。

16.根据条款10所述的飞行器，其中所述压缩斜面与所述上部管道且与所述扩散斜面合并。

17.一种扩散气流的方法，其包含：

使气流流进在整流罩的内部表面上形成的流量进口的超音速压缩部分内，所述超音速压缩部分包含至少部分椭圆形的压缩斜面，所述至少部分椭圆形的压缩斜面沿大约180度弧延伸，所述大约180度弧沿着所述内部表面；以及

当所述气流流经所述流量进口时，压缩所述气流。

18.根据条款17所述的方法，进一步包含使所述气流从所述超音速压缩部分流入并且通过亚音速扩散部分，并且在所述亚音速扩散部分内将所述气流扩散成为亚音速气流。

虽然特定实施例在附图中被图示说明以及参照示图被描述，但是可以预见，本领域技术人员可以设计各种修改而不脱离所附权利要求的精神和范围。因此，可以理解的是，本公开和所附权利要求的范围不限于附图中图示说明的以及参照附图描述的特定实施例，并且修改和其他实施例旨在被包括在本公开的范围内和所附示图。另外，尽管之前的描述和相关附图在元件和/或功能的某些示例组合的背景下描述了示例实施例，但是应该理解的是，元件和/或功能的不同组合可以由可替换的实施例提供而不脱离本公开和所附权利要求的范围。

Claims

1.一种流量进口装置，其在整流罩的内部表面上形成，所述流量进口装置包含：

从所述整流罩的前端延伸至所述整流罩的尾端的弯曲上部管道；以及

在喉部附连到亚音速扩散部分的超音速压缩部分，所述超音速压缩部分包含：

所述弯曲上部管道的向前部分；和

与所述弯曲上部管道的所述向前部分相对定位的压缩斜面，从顺气流方向观察时所述压缩斜面具有至少部分非圆形的椭圆轮廓，其中所述压缩斜面的所述至少部分非圆形的椭圆轮廓沿着所述内部表面延伸大约180度的弧。

2.根据权利要求1所述的装置，其中所述向前部分和所述压缩斜面在所述超音速压缩部分内形成连续的周界。

3.根据权利要求1所述的装置，其中所述压缩斜面包括第一压缩斜面部分和第二压缩斜面部分，所述压缩斜面部分通过转弯被彼此分开，所述转弯被配置为向流经所述流量进口装置的气流提供冲击。

4.根据权利要求3所述的装置，其中所述第一压缩斜面部分沿所述弧的所有点在所述顺气流方向上都是线性的，并且所述第二压缩斜面部分沿所述弧的所有点在所述顺气流方向上都是线性的。

5.根据权利要求4所述的装置，其中在沿所述弧的每个点处，所述第一压缩斜面部分以相对于所述整流罩的中心线的第一角度成角度，并且所述第二压缩斜面部分以相对于所述中心线的第二角度成角度，所述第一角度和第二角度不同。

6.根据权利要求3所述的装置，其中所述第一压缩斜面部分的长度短于所述第二压缩斜面部分的长度。

7.根据权利要求1所述的装置，其中所述亚音速扩散部分包含所述弯曲上部管道的一部分和扩散斜面。

8.根据权利要求7所述的装置，其中所述扩散斜面至少部分是椭圆形的。

9.根据权利要求7所述的装置，其中所述压缩斜面与所述弯曲上部管道合并，并且与所述扩散斜面合并。

10.根据权利要求1所述的装置，其中具有所述至少部分非圆形的椭圆轮廓的所述压缩斜面的凹表面与所述弯曲上部管道的所述向前部分呈面对关系。

11.一种飞行器，包括：

整流罩，其包括在所述整流罩的内部表面上形成的超音速流量进口，所述超音速流量进口包含：

所述弯曲上部管道的向前部分；和

与所述弯曲上部管道的所述向前部分相对定位的压缩斜面，从顺气流方向观察时所述压缩斜面具有至少部分非圆形的椭圆轮廓，其中所述压缩斜面的所述至少部分非圆形的椭圆轮廓沿着所述内部表面延伸大约180度的弧；以及

发动机，其设置在所述亚音速扩散部分的下游。

12.根据权利要求11所述的飞行器，其中所述向前部分和所述压缩斜面在所述超音速压缩部分内形成连续的周界。

13.根据权利要求11所述的飞行器，其中所述压缩斜面包括第一压缩斜面部分和第二压缩斜面部分，所述压缩斜面部分通过转弯被彼此分开，所述转弯被配置为向流经所述流量进口的气流提供冲击。

14.根据权利要求13所述的飞行器，其中所述第一压缩斜面部分沿所述弧的所有点在所述顺气流方向上都是线性的，并且所述第二压缩斜面部分沿所述弧的所有点在所述顺气流方向上都是线性的。

15.根据权利要求14所述的飞行器，其中在沿所述弧的每个点处，所述第一压缩斜面部分以相对于所述整流罩的中心线的第一角度成角度，并且所述第二压缩斜面部分以相对于所述中心线的第二角度成角度，所述第一角度和第二角度不同。

16.根据权利要求14所述的飞行器，其中所述第一压缩斜面部分的长度短于所述第二压缩斜面部分的长度。

17.根据权利要求11所述的飞行器，其中所述压缩斜面与所述弯曲上部管道合并且与所述亚音速扩散部分合并。

18.根据权利要求11所述的飞行器，其中具有所述至少部分非圆形的椭圆轮廓的所述压缩斜面的凹表面与所述弯曲上部管道的所述向前部分呈面对关系。

19.一种扩散气流的方法，其包含：

使气流流进在整流罩的内部表面上形成的流量进口的超音速压缩部分内，所述流量进口包含：

所述弯曲上部管道的向前部分；和

当所述气流流经所述流量进口时，压缩所述气流。

20.根据权利要求19所述的方法，进一步包含使所述气流从所述超音速压缩部分流入并且通过所述亚音速扩散部分，并且在所述亚音速扩散部分内将所述气流扩散成为亚音速气流。