CN107235152B - 用于与飞行器一起使用的推力恢复出流阀 - Google Patents

Abstract

公开了用于飞行器的推力恢复出流阀(200)。示例推力恢复出流阀(200)包括流控制构件(216)，所述流控制构件(216)具有第一气动表面(230)和第二气动表面(246)以限定在推力恢复出流阀(200)的入口(204)和出口(208)之间的流体流动通道的至少一部分。第一气动表面(230)的第一部分(422)和第二气动表面(246)的第一部分(434)在流体流动通道的入口(204)和喉部(408)之间提供收敛的轮廓。第一气动表面(230)的第二部分和第二气动表面(246)的第二部分在流体流动通道的喉部(408)和出口(208)之间提供发散的轮廓。流体流动通道相对于飞行器的外表面(412)以小角度被定位，以使离开流体流动通道的流体能够提供被定向为基本上平行于飞行器的外表面(412)且与阻力的方向相反的推力恢复矢量(416)。

Description

用于与飞行器一起使用的推力恢复出流阀

技术领域

本专利总体上涉及控制阀，并且更具体地，涉及用于与飞行器一起使用的推力恢复出流阀(outflow valve)。

背景技术

为了在飞行期间提供乘客舒适度，商用飞行器使用客舱增压控制系统来将飞行器机身的客舱内的压力维持在期望的范围内。具体地，客舱增压控制系统通过控制客舱空气流通过位于被限定在飞行器的机体中的一个或多个开口中的一个或更多个出流阀来将客舱内的空气压力调节到期望的压力值。在一些飞行器中，出流阀可以被设计成恢复当空气从发动机排出流(bleed flow)或从飞行器外部流被提供到客舱中时所引起的一些推力损失或阻力。

发明内容

在另一个示例中，推力恢复出流阀包括流控制构件，该流控制构件具有第一气动表面和第二气动表面，以限定在推力恢复出流阀的入口和出口之间的流体流动通道的至少一部分。第一气动表面的第一部分和第二气动表面的第一部分在流体流动通道的入口和喉部之间提供收敛的(converging)轮廓。第一气动表面的第二部分和第二气动表面的第二部分在流体流动通道的喉部和出口之间提供发散的(diverging)轮廓。流体流动通道相对于飞行器的外表面以小角度被定位，以使离开流体流动通道的流体能够提供被定向为基本上平行于飞行器的外表面并且与阻力的方向相反的推力恢复矢量。

示例推力恢复出流阀包括具有第一气动表面的第一门和具有第二气动表面的第二门。第一门相对于第二门在允许流体流至大气的打开位置和防止流体流至大气的关闭位置之间移动。当推力恢复出流阀处于打开位置时，第一门的第一气动表面与第二门的第二气动表面间隔开以限定具有收敛—发散形状或轮廓的流体流动通道。第一气动表面具有第一部分和第二位置。第二部分位于第一部分和推力恢复出流阀的出口之间。第一部分包括弯曲的轮廓和从弯曲的轮廓的端部延伸的向上延伸的表面。第二部分具有在邻近第一部分的第一端和邻近出口的第二端之间延伸的锥形的轮廓。

另一示例推力恢复出流阀包括被耦接到框架的致动器，被可旋转地耦接到框架的第一门和被可旋转地耦接到框架的第二门。第一门的表面与第二门的表面间隔开，以在推力恢复出流阀的入口和出口之间限定流体流动通道。第一门相对于第二门在防止流体流过流体流动通道的关闭位置和允许流体流过流体流动通道的打开位置之间移动。控制器通信地耦合到致动器。控制器确定第一门相对于第二门的这样的位置，该位置提供流体流动通道的喉部面积以适应(accommodate)客舱空气的预定质量流率。第一门和第二门的位置导致通过流体流动通道的至少一部分的出口面积与喉部面积比，该比使得离开流体流动通道的出口的客舱空气基本上类似于在飞行器的高度处的大气压力。

附图说明

图1描绘了具有根据本文公开的教导构造的示例推力恢复出流阀的示例飞行器。

图2是根据本文公开的教导构造的示例推力恢复出流阀的透视图。

图3是被示出为处于第一位置的图2的示例推力恢复出流阀的示意性横截面视图。

图4是被示出为处于第二位置的图2的示例推力恢复出流阀的示意性横截面视图。

图5示出了安装到飞行器的示例推力恢复出流阀的局部放大视图。

尽可能地，在整个附图和所附书面描述中将使用相同的参考标号来指代相同或相似的零件。如在本专利中所使用的，要声明的是任何零件(例如，层，膜，区域或板)以任何方式被定位在(例如，被定位在…上，被位于…上，被设置在…上或被形成在…上)另一零件上，意味着参考零件与另一零件接触，或者参考零件在另一零件上方，并且这两者之间具有一个或更多个中间零件。要声明的是任何零件与另一零件直接接触意味着在这两个零件之间没有中间零件。

具体实施方式

商用飞行器在飞行期间和在地面上使用客舱增压控制系统控制客舱气压和/或使客舱通风。例如，在飞行期间，飞行器高度的变化引起环境压力的快速变化。客舱压力控制系统在例如巡航、上升和下降期间调节客舱气压和/或使客舱压力逐渐变化。例如，在巡航期间，虽然外部环境压力可以等于大约36000英尺的高度传递压力，但是客舱压力可以保持在对应于大约8000英尺的高度(例如，客舱高度)的压力。客舱增压控制系统通常使用一个或更多个出流阀通过控制空气通过出流阀的流动来调节客舱内的压力。例如，客舱增压控制系统的客舱增压控制器与客舱空气流入源(例如，经由环境控制系统)协力调制出流阀，以维持期望的客舱压力。

在一些情况下，流过出流阀的客舱空气产生对乘客和/或机组人员来说能够是烦恼的或不愉快的噪声或声学音调。为了在排出客舱空气时抑制噪声产生，一些出流阀采用噪声抑制装置(例如，漩涡发生器)。然而，噪声抑制器干扰流出的气流模式和/或改变流过出流阀的客舱空气的动量。具体地，通过改变流动模式，存储在从出流阀排出的客舱空气中的势能可能损失，并且因此不能产生大量的推力。因此，噪声抑制器可以显著地减小可以原本从由出流阀排出的客舱空气中产生的推力恢复。

本文公开的示例推力恢复出流阀显著增加(例如，最大化)排出的客舱空气的推力恢复，从而减小阻力并提高飞行器效率。例如，当应用示例推力恢复出流阀的飞行器在以0.84马赫的速度、大约37000英尺的高度、11.78磅/平方英寸(psi)的客舱压力(例如，6,000英尺客舱高度)和72℉的客舱温度的情况下巡航时，由本文公开的示例推力恢复出流阀所产生的推力的效率度量可以在约83％与90％之间，并且通过推力恢复出流阀产生大约2.0(磅/秒)与8.0(磅/秒)之间的质量流量速率。相比之下，在相同条件下，由已知的出流阀所提供的推力的效率度量可以在大约66％与73％之间。因此，与传统的出流阀相比，示例推力恢复出流阀显著地增加推力恢复效率(例如，在一些情况下大约增加10％)。

为了增加推力恢复效率，出流阀(例如，出口开口或喉部)可以相对于机身的外表面(例如，蒙皮)和/或机体轴线被定位或定向，使得从出流阀排出的客舱空气的推力矢量(例如，力矢量)基本上与飞行器的外表面和/或机体轴线和/或飞行的方向对齐或基本上相对于飞行器的外表面和/或机体轴线和/或飞行的方向平行(例如，相比于垂直于外模线更加平行于所述外模线或飞行器的机体轴线)。在一些示例中，本文公开的出流阀推力矢量可以以基本上平行的取向被定位或者可以相对于机身的蒙皮(例如，外表面或外模线)、飞行器的机体轴线和/或飞行的方向被基本上对齐。如本文所公开的，基本上平行或基本上对齐意味着定位出流阀(例如，喉部或开口取向)和/或使得离开阀的推力恢复矢量相对于飞行器的机体轴线、机身的蒙皮(例如，外表面或外模线)和/或飞行的方向成大约零度和10度之间的角度。上文公开的示例角度可以根据飞行条件、飞行器中的乘客的数量、飞行器的机体表面的曲率等等而变化。因此，由离开出流阀的客舱空气提供的更高百分比的推力矢量可以在与阻力方向相反的方向上，从而提高飞行器性能。也就是说，推力恢复出流阀可以被定位成使得推力矢量提供与阻力方向相反的更大百分比的推力。另外，本文所公开的示例出流阀可以采用侧板或屏蔽件，以防止排出的空气从出流阀的侧面(例如，从出流阀的流体流动路径)排出，并且总体上将空气引导到出流阀的尾部(例如，出流阀的出口或喉部)。因此，由本文公开的示例推力恢复出流阀提供的增加的推力恢复能够与阻力的减小直接相关，并且因此减少燃料燃烧且提高飞行器效率。

为了使本文公开的示例推力恢复出流阀的出口或喉部和/或推力矢量能够基本上以平行于飞行的方向和/或飞行器的机体轴线被对齐或定位从而增加(例如，最大化)推力恢复，本文公开的示例推力恢复出流阀采用气动表面和/或轮廓。在一些示例中，本文所公开的示例出流阀的气动表面采用收敛—发散形状或轮廓。在一些情况下(例如，当客舱压力与大气压力之间的压力比大于约1.89时)，收敛—发散轮廓提供离开出流阀的超音速气流。在一些示例中，本文所公开的推力恢复出流阀使得离开推力恢复出流阀的客舱空气的压力(例如，静压力)基本上类似于(例如，等于、基本上相同、在10％以内)飞行器外部流的局部静压力。例如，本文公开的示例推力恢复出流阀的气动表面提供通过流体流动通道的收敛—发散轮廓的面积分布，其允许客舱空气的出口压力基本上匹配或等于(例如，在10％以内)巡航高度处的大气压力。在一些示例中，由本文公开的示例推力恢复出流阀的气动表面提供的发散的轮廓可以提供流体流动通道的出口面积与喉部面积之间在大约1和2之间的面积比。在一些示例中，本文公开的示例推力恢复出流阀的气动表面被配置或优化用于巡航条件(例如，在大约30000英尺和40000英尺之间的高度处的条件或压力)。

另外，本文所公开的示例推力恢复阀将客舱噪声降低到(即，维持噪声水平和/或声学音调在)可能使乘客不舒服或烦恼的声压水平以下，而不使用诸如噪声抑制器(例如，突起物、漩涡发生器等等)。例如，本文公开的示例出流阀的气动表面是基本光滑的表面(例如，没有突出物、突起物或漩涡发生器)，并且维持噪声或声学音调低于最大可允许或可接受的声压水平。然而，在一些示例中，本文公开的示例出流阀的气动表面可以包括噪声抑制器(例如，突起物、漩涡发生器等等)。

另一示例推力恢复出流阀包括被耦接到框架的致动器，以仅允许旋转运动的方式被安装到框架的第一门和类似地被安装到框架的第二门。第一门的表面与第二门的表面间隔开，以在飞行器压力舱和飞行器的外表面之间限定流体流动通道。两个门在用以防止流体流过流体流动通道的关闭位置和用以允许最大流体流过流体流动通道的完全打开位置之间一起移动。经致动器通信地耦合到门的控制器以允许期望量的空气流在任何给定时刻离开客舱的方式移动门。然后门的设计控制流和流的推力矢量方向，以提供在基本上与飞行器阻力方向相反的方向上的最大实际推力恢复。

图1示出了应用了根据本公开的教导构造的示例主出流阀102的示例飞行器100。所示示例的主出流阀102位于或被定位在邻近(例如，靠近)飞行器100的尾端106。除了主出流阀102之外，所示示例的示例飞行器100还包括邻近(例如，靠近)飞行器100的前端110(例如，机头)的次出流阀108。

在飞行器100的典型任务(例如，滑行、起飞、爬升、巡航、下降、着陆)期间，飞行器100的环境控制系统112经由例如电动空气压缩机、来自涡轮压缩机的排出空气、自涡轮发动机118的一个或更多个压缩机级提供的排出空气和/或用于飞行器100的环境控制系统的任何其它空气源向飞行器100的机身116的客舱114提供增压空气。进而，飞行器100的客舱增压控制系统120控制或调制主出流阀102和/或次出流阀108以从客舱114排出或放出客舱空气。在一些示例中，客舱增压控制系统120可以在飞行剖面的某些部分期间(例如，在滑行期间)仅采用次出流阀108以控制通过客舱114的气流。

另外，在飞行期间，大气压力随着飞行高度的增加而降低。客舱增压控制系统120基于飞行器100的飞行高度控制和/或维持客舱内的空气压力。例如，客舱增压控制系统120确定、获得或以其他方式使用客舱压力高度计划表来设置或维持客舱在对应于飞行器100的具体飞行高度所需或期望的空气压力(例如，巡航期间为11磅/平方英寸)。因此，在一些示例中，客舱增压控制系统120根据飞行器压力高度建立客舱压力。例如，巡航期间的客舱压力可以基于客舱中的空气压力和飞行器100所处高度的大气压力之间的容许的压力差。例如，在巡航期间，当飞行器100在30000英尺和40000英尺之间的高度飞行时，所示示例的客舱增压控制系统120可将客舱空气调节在大约11磅/平方英寸和12磅/平方英寸之间(即，在约8000英尺到6000英尺的客舱高度之间)的期望压力，在30000英尺和40000英尺之间的高度处，大气气压小于约4.5磅/平方英寸(例如，在30000和40000英尺处的示例标准日空气压力分别为4.36磅/平方英寸和2.72磅/平方英寸)。在一些示例中，最大客舱高度不能超过8000英尺或10.9磅/平方英寸。因此，在巡航期间，客舱增压控制系统120维持大于1.89的客舱压力与大气压力比(例如，在约2.5和4之间的比)。

在一些示例中，客舱增压控制系统120可以根据预定的计划表或根据一个或更多个操作标准来操作或控制(例如，调制)主出流阀102和/或次出流阀108。例如，客舱增压控制系统120可以包括从传感器接收表示当前飞行条件的数据和/或信号的控制器(例如，处理器)，所述飞行条件包括，例如，飞行器空速、高度、客舱114中的乘客数量、空气温度、大气压力、客舱压力、迎角和/或其它(一个或多个)参数。所述数据可以由飞行器和/或发动机控制系统提供和/或可以经由查找表提供。客舱增压控制系统120可以被配置为接收或测量飞行器100飞行所在高度的客舱气压和大气压力，并且确定(例如，通过比较器)客舱气压和大气压力(例如，在飞行器100的外部)之间的压力差。基于该压力差，客舱增压控制系统120基于预定的压力差计划表或标准来控制主出流阀102和/或次出流阀108的操作，以控制或调制增压空气在客舱114和大气之间传递的速率(即，质量流量速率)，从而控制飞行器100的客舱内的空气压力。

另外，主出流阀102和/或次出流阀108可以被配置为通过将存储在从客舱114释放或排出的客舱空气中的能量引导到外部空气流(例如，飞行器外部)来恢复(例如，最大化)呈以增压的客舱空气的形式的势能(例如，消耗用于调节和/或增压由环境控制系统112提供的空气的能量)。更具体地，如结合图2-图5更详细地描述的，与已知的推力恢复出流阀相比，所示示例的主出流阀102和/或次出流阀108改善(例如，增加或最大化)推力恢复。增加出流阀推力恢复减小阻力，从而减少燃料消耗并提高飞行器100的性能效率。在一些示例中，飞行器100可以仅使用主出流阀102。在一些示例中，飞行器100可以采用不止一个主出流阀102和/或不止一个次出流阀108。

图2是根据本公开的教导的示例推力恢复出流阀200的透视图。推力恢复出流阀200可以表示图1的主出流阀102和/或次出流阀108。所示示例的推力恢复出流阀200限定了具有在机身116的内侧面206上的入口204和在机身116的外侧面210上的出口208的通道202(例如，流体流动通道)。更具体地，入口204与飞行器100(图1)的客舱114(图1)中的增压空气流体连通，并且出口208与飞行器100的外部的大气流体连通。

所示示例的推力恢复出流阀200包括被可操作地耦接到推力恢复出流阀200的致动系统212。致动系统212包括马达214，一个或更多个连杆208和/或连接器219。马达214(例如，一个或更多个马达、电动马达、步进马达等等)经由一个或多个连杆或臂218和/或连接器219被可操作地耦接到流控制构件216。在一些示例中，臂218经由传动装置(例如，联动装置、齿轮传动装置、控制杆等等)被耦接到流控制构件216。马达214被配置成接收来自客舱增压控制系统120(图1)的命令，以使推力恢复出流阀200的流控制构件216在防止增压客舱空气经由出口208排放到大气中的关闭位置(例如，完全关闭位置)和使增压客舱空气能够排放到大气中的打开位置(例如，完全打开位置或在完全打开位置和完全关闭位置之间的多个打开位置)之间移动。马达214相对于马达214的纵向轴线220在第一方向上移动或旋转，以使推力恢复出流阀200经由臂218移动到关闭位置，并在与第一方向相反的第二方向上旋转，以使得推力恢复出流阀200经由臂218移动到打开位置(例如，一个或更多个打开位置)。

所示示例的推力恢复出流阀200包括框架222，以允许将推力恢复出流阀200安装或耦接到飞行器100。框架222还可以耦接流控制构件216和马达214。所示示例的框架222具有矩形形状并且经由支架224被耦接到致动器212。所示示例的流控制构件216被枢转地或旋转地耦接到框架222。具体地，所示示例的流控制构件216在用以允许流体从内侧面206通过通道202流至外侧面210的打开位置和用以阻止流体从内侧面206通过通道202流至外侧面210的关闭位置之间枢转。

所示示例的流控制构件216包括第一遮板或第一门226(例如，前门或挡板)和第二遮板或第二门228(例如后门或挡板)。第一门226包括在第一侧232、第二侧234、第一端236和第二端238之间的第一气动表面230。第一门226在枢转接头240(例如，第一铰链240a和与第一铰链240a相对的第二铰链240b)处被可旋转地耦接到框架222，以使得第一门226的第一端236能够相对于第二端238移动或枢转。另外，框架222包括从框架222延伸出来的侧板或屏蔽件242。具体地，第一屏蔽件242a从框架222的邻近第一门226的第一侧232延伸，并且第二屏蔽件242b从框架222的邻近与第一侧232相对的第一门226的第二侧234延伸。在一些示例中，屏蔽件242(例如，第一屏蔽件242a和第二屏蔽件242b)从第一门226的第一气动表面230延伸。第一侧232、第二侧234和屏蔽件242被定位在框架222的内表面或内周边244内和/或当第一门226在打开位置和关闭位置之间移动时相对于框架222的内表面或内周边244移动。

所示示例的第二门228包括由第一侧248、第二侧250、第一端252和第二端254限定的第二气动表面246。所示示例的第二门228在枢转接头256(例如，第一枢转接头256a和第二枢转接头256b)处被可枢转地或可旋转地耦接到框架222，以使得第二门228的第二端254能够相对于第二门228的第一端252枢转或移动。第二门228的第一侧248和第二侧250被定位在框架222的内表面或内周边244内。所示示例的第二门228的第二端254包括钟形口260。所示示例的钟形口260具有弯曲的几何形状(例如，球根形状或大半径状)，以调节通过推力恢复出流阀200的增压气流，从而促进分离自由流动和/或增加推力的产生。在一些示例中，第二门228的第二端254可以在没有钟形口260的情况下被实施。在一些示例中，第一门226在第二端238处被可旋转地耦接到框架222，并且第二门228在第一端252处被可旋转地耦接到框架222。在其他示例中，第一门226和/或第二门228可以经由任何其他设备、紧固件和/或(一种或多种)技术被可旋转地耦接到框架222和/或更一般地被耦接到机身116。

在所示示例中，第一门226和第二门228经由马达214和致动器212的臂218在打开位置和关闭位置之间相对于彼此移动，以改变对通道202的约束。具体地，当推力恢复出流阀200朝向打开位置移动时，第一门226的第一端236相对于第二门228的第二端254(例如，沿远离第二端254的方向)移动，并且第一门226的第一端236相对于第二门228的第二端254(例如，朝向第二端254的方向)移动，从而将推力恢复出流阀200移动到关闭位置。在一些示例中，当推力恢复出流阀200在打开位置和关闭位置之间移动时，第一门226的气动表面230相对于第二门228的第二气动表面246维持基本上平行的关系(例如，在10度差内)。在一些示例中，第一门226相对于第二门228同时地移动。在一些示例中，第一门226相对于第二门228独立地移动。在一些示例中，第二门228的位置是固定的，并且第一门226相对于第二门228移动。

图3是图2的示例推力恢复出流阀200沿着线A-A截取的并且示出在关闭位置300(例如，完全关闭位置)中的示意图。屏蔽件242(图2)和框架222(图2)在图3中未示出。在操作中，第一门226和第二门228相对于框架222移动，且更一般地，相对于机身116移动。在关闭位置300中，第一门226(例如，第一端236的至少一部分)接合或密封住第二门228(例如，第二端254的至少一部分)，以限制或防止流体流过通道202。

图4是类似于图3的示例推力恢复出流阀200的示意图，但是所示为处于打开位置400(例如，部分打开，巡航位置)。当推力恢复出流阀200移动到打开位置400时，第一门226朝向外侧面210移动或枢转，并且第二门228朝向内侧面206移动或枢转。也就是说，第一门226的第一端236在远离第二门228的第二端254的方向上移动。第一门226和第二门228改变在推力恢复出流阀200的入口204和出口208之间的通道202的流动截面积(例如，有效流动截面积)。具体地，第一门226可相对于第二门228被调整到在图3的关闭位置300和完全打开位置(例如，包括图4的部分打开位置400)之间的多个打开位置，以改变(例如，增加或减小)能够通过通道202的质量流量速率。也就是说，气动表面230相对于第二气动表面246移动以提供通过通道202的特定喉部面积或面积分布，从而允许客舱空气的特定质量流量速率基于预定计划表排出。例如，从客舱114经由出流阀200排出所需的空气的质量流量速率可以取决于乘客的数量和/或飞行器100的飞行高度。

在打开位置400，通道202具有收敛—发散轮廓402(例如，收敛—发散形状)。更具体地，流体沿着通道202的第一部分404以收敛特性(例如，从较大的横截面积到较小的横截面积)流动，然后沿着通道202的第二部分406以发散特性(例如，从较小的横截面积到较大的横截面积)流动。具体地，通道202包括在通道202的入口204和喉部408之间的收敛轮廓，以及在喉部408和出口208之间的发散轮廓。第一门226相对于第二门228移动以调节或改变(例如，增加或减小)喉部408的横截面面积(例如，基于所需的质量流量速率)。所示示例的喉部408提供了通道202的最小横截面面积。也就是说，当推力恢复出流阀200在打开位置400和关闭位置300之间移动时，入口204处的横截面面积和出口208处的横截面面积大于喉部408处的横截面面积。在一些示例中，例如在巡航期间，出口208的面积与喉部408的面积之间的比率可以在大约1和2之间。

为了增加推力恢复和减小阻力，所示示例的推力恢复出流阀200被附接到飞行器100的框架410，使得通道202和/或出口208被定位成邻近(例如，靠近对齐)飞行器100的蒙皮或外表面412。此外，推力恢复出流阀200相对于外表面412、机体轴线414(例如，飞行器100的外模线或整体外模线)和/或飞行的方向415被对齐或定位(例如，基本上平行)。具体地，相比于已知飞行器的已知出流阀，推力恢复出流阀200的出口406、喉部408和/或更一般地通道202可以更靠近(例如，以更小的角度)或基本上平行于飞行器100的外表面412、机体轴线414和/或飞行的方向415被定位或对齐。作为基本上平行于外表面412、机体轴线414和/或飞行的方向415对齐喉部408和/或出口208的结果，流过喉部408和/或排出或离开推力恢复出流阀200的出口208的流体(例如，客舱空气)的推力矢量416(例如，流体流动方向)被定位成相比于垂直于外表面412、机体轴线414和/或飞行的方向415更接近平行于(例如，基本上平行于)外表面412、机体轴线414和/或飞行的方向415。也就是说，推力矢量416具有相对于外表面412、机体轴线414和/或飞行的方向415比相对于正交直线的角度420更小的角度418。在一些示例中，飞行器可以以稍微正的迎角(例如，在自由流气流方向和机身116的纵向轴线之间的0度到3度之间的角度)飞行。例如，机身116的纵向轴线可以在巡航期间相对于自由流方向倾斜或倾转(例如，向上)。因此，在一些情况下，推力矢量416的角度418可以相对于(例如，几乎平行于或在零度和2度之间)机体轴线414和/或外表面412近似为零。在一些示例中，基本上平行的角度418包括在近似零度和10度之间的角度的范围。在一些情况下，例如在某个巡航操作条件期间，基本上平行的角度418包括大约在2.5度和9度之间的角度的范围(例如5度)。表示推力恢复矢量416相对于外表面412、机体轴线414和/或飞行的方向415的角度418的示例角度或角度范围可以取决于飞行条件、客舱114中的乘客数量、飞行器100的机身表面的曲率和/或其他操作条件而改变。

通道202(例如，喉部408和/或出口208)相对于外表面412、机体轴线414和/或飞行器100的飞行的方向415以小角度定位的结果使得离开通道202的流体能够提供经引导与阻力方向相反的具有更大百分比的推力(例如，基本上平行的推力矢量)的推力恢复。因此，由于来自出流阀排气更大百分比的推力经引导与阻力方向相反，飞行器性能能够被增加。相比之下，当出口和/或推力恢复出流阀被定向或定位成相比于平行于外表面412、机体轴线414和/或飞行的方向415(例如，推力矢量416的角度420小于角度418)更加垂直于外表面412、机体轴线414和/或飞行的方向415时，流体可以与推力恢复出流阀200下游的外表面412分离(例如，在出口208的下游)并且引起推力恢复出流阀200的下游(例如，出口208)的流动模式(例如，机舱空气的流动模式)从而使不必要的湍流为主要特征。因此，更少的力可以沿飞行方向415被引导和/或可以增加阻力，从而使得推力恢复减少。因此，将推力恢复出流阀200的出口208定位成更接近于平行于(例如，具有小于角度420的角度418的排出客舱空气的推力矢量416)外表面412、机体轴线414和/或飞行的方向415的取向，当客舱空气以相对高的速度从出口208被排出时，显著地减少或降低了分离流的发生，从而减小了阻力并提高了燃料效率。

为了使推力恢复出流阀200(例如，喉部408和/或出口406)能够在具有收敛—发散轮廓402的同时定位地更平行于外表面412、机体轴线414和/或飞行的方向415，第一门226的第一气动表面230包括具有第一轮廓的第一部分422和具有不同于第一轮廓的第二轮廓的第二部分424。所示示例的第一部分422具有弯曲的表面，并且第二部分424具有成角度或锥形的轮廓或形状(例如，倾斜的表面)。更具体地，第一部分422被定位在第一气动表面230的第二部分424和第三部分426之间。所示示例的第一部分422提供了第二部分424和第三部分426之间的过渡。所示示例的第二部分相对于第三部分426偏移或凹陷(例如，在图4的取向中被定位在下方)。第一部分422具有在第三部分426和第二部分424之间过渡的弓形或弯曲的轮廓(例如，具有凹弯曲的形状)。

更具体地，第一部分422的弯曲的轮廓在图4的取向中开始于第三部分426的第一端428，并从第三部分426向下延伸，以限定第一部分422的凹谷430。第一部分422在图4的取向中从凹谷430向上倾斜，并且终止于第二部分424的第一端432处。第一部分422的凹谷430和/或向上的斜坡和第二门228的钟形口260的至少一部分(例如，在喉部408的上游)限定了通道202的收敛特征404。所示示例的第二部分424在第二部分424的第一端432和出口208之间向下成角度。第一门226的第一气动表面230的第二部分424和第二门228的第二气动表面246的第一部分434(例如，在喉部408的下游)提供或限定通道202的发散特征406。

另外，第一门226的第一气动表面230基本上是平滑的和/或没有从第一气动表面230突出(例如，垂直于或沿其向上延伸)的噪声抑制器(例如，突起物或突出物、漩涡发生器等等)。然而，在一些示例中，第一气动表面230可以采用噪声抑制器(例如，突出物或突起物、漩涡发生器)以减少噪声。此外，所示的第二门228的第二气动表面246(例如，第一部分434和第二部分436)基本上是平滑的，并且没有从第二气动表面246突出(例如，垂直于或向下)的突出物或突起物(例如，漩涡发生器)。然而，在一些示例中，第二气动表面246可以采用噪声抑制装置(例如，突起物)以减少噪声的产生。钟形口260(例如，球根或大半径端)具有相对大的半径，以在第二门228的第一气动表面422的第一部分434和与第一部分434方向相反的第二门228的第二气动表面246的第二部分436之间提供平滑的过渡。第二门228的钟形口260减小了沿着第二门228的流分离，从而减小或限制推力恢复出流阀200的噪声水平。当来自客舱114的流体流过第二门228并朝向出口208流动时，钟形口260减少流分离或从第二气动表面246的第一部分436和/或第二气动表面246的第二部分436脱离。

在正常操作条件期间，当飞行器100滑行(例如，起飞之前在地面上)时，由于客舱114(图1)中的空气压力不需要基于大气压力(例如，在海平面处的)和客舱压力之间的压力差的调节，推力恢复出流阀200通常处于完全打开位置(例如，第一门226和第二门228以最大距离间隔开)。在起飞期间，第一门226和第二门228朝向关闭位置300(图3)和打开位置400逐渐移动以控制(例如，最小化)客舱114中的压力的变化率。在巡航条件下，推力恢复出流阀200根据预定的客舱压力控制计划表调制(例如，第一门226和第二门228在关闭位置300和打开位置400之间移动)，以调整喉部408的面积或通道202的有效流动截面积从而调节客舱114内的空气压力。例如，在一些情况下，质量流量速率可以基于客舱114中的乘客数量来确定。例如，当飞行器100在大约37000英尺的高度、11.78磅/平方英寸的客舱压力和72℉的客舱温度的情况下以0.84马赫航行时，通过推力恢复出流阀200的通道202的质量流量速率可以在大约2.0(磅/秒)和8.0(磅/秒)之间。

在巡航时，客舱压力比(例如，客舱压力与大气压力之比)至少大于1.89(例如，在大约3.0和5.0之间)。因此，推力恢复出流阀200作为超声速喷嘴运行。也就是说，在客舱压力和环境压力之间的大于约1.89的压力比在收敛—发散轮廓402的喉部408(例如，极小或最小面积)处提供1马赫的流速。因此，当客舱压力和环境压力之间的压力差大于1.89时，喉部408提供阻塞流(例如，1马赫的流体流速)。具体地，在阻塞流期间，对于恒定的喉部几何形状，质量流量速率不因为环境压力的改变而增加或减小，而是保持恒定。因此，喉部408的面积与出口208的面积之间的面积比能够被用于确定从出口208离开或排出的流体的压力(例如，出口压力)和离开出口208的流体的速度(例如，出口速度)。

在巡航操作期间，客舱增压控制系统120(图1)确定将特定的质量流量速率的客舱空气排放到大气所需的特定的喉部面积408，以便维持预定的客舱空气压力(例如，基于预定的计划表)。客舱增压控制系统120(图1)相对于第二门228定位第一门226，使得第一气动表面230和第二气动表面246提供喉部408足以适应维持预定的客舱空气压力所需的客舱空气到出口208的质量流量速率的喉部面积。因此，第一门226和第二门228的位置改变喉部408的面积。

另外，第一气动表面230和/或第二气动表面246的轮廓可以被配置(例如，成形)以基于飞行器100在飞行剖面期间(例如，巡航期间)可能经历的预定的操作条件或参数范围提供目标或特定的出口与喉部面积比(例如，出口208的面积和喉部408的面积之比)。以这样的方式，第一气动表面230的轮廓和第二气动表面246的轮廓被配置成提供可针对巡航条件进行优化的横截面积比。因此，由于第一气动表面230和第二气动表面246的轮廓或形状是固定的，所以喉部408的特定面积与出口208的特定面积相关或对应。以这样的方式，对于需要在巡航条件期间将空气的特定的质量流量速率从客舱传送到大气的喉部面积的给定范围，第一气动表面230和第二气动表面246的轮廓可以被配置(例如，预定)成提供对应于在喉部408的各个位置处的特定面积的出口208的特定面积。

因此，由第一门226的位置相对于第二门228的位置提供的喉部408的面积可引起在出口208处的面积，该面积使得在出口208处的客舱空气的出口压力在给定的巡航高度处基本上类似于(例如，与之匹配或在其正负10％的范围内)环境或大气压力。具体地，在推力恢复出流阀200的出口208处基本匹配排气压力和环境巡航压力经由收敛—发散轮廓402来实现。由第一门226(例如，第一气动轮廓230)和第二门228(例如，第二气动轮廓246)提供的收敛—发散轮廓402使得客舱114中(和/或入口204处)的空气压力在喉部408和出口208之间减小，同时将空气的速度在出口208处增加至超声速。

例如，最佳的喉部面积与出口面积比可以由巡航期间的客舱压力比确定。客舱压力比可以基于给定巡航高度处的大气压力与客舱内部和/或入口204处的测量压力之间的压力比。在图1的示例飞行器100中，客舱增压控制系统120确定客舱压力比(例如，大气压力与客舱压力比)。例如，为了确定客舱压力比，客舱增压控制系统120可以接收(例如，经由传感器或来自控制系统的数据)在给定高度处的大气压力的压力值和客舱114中的空气的压力和/或在入口204处的流体的压力。基于这种确定的客舱压力比，客舱增压控制系统120确定用以适应客舱空气到大气的特定的质量流量速率所需的喉部408的面积。例如，客舱增压控制系统120能够根据查找表、系统存储器确定喉部面积，和/或可以基于其他接收的数据或信息(例如，来自FADEC、传感器等等)计算比率。基于确定的喉部面积，客舱增压控制系统120命令马达214(图2)沿第一方向或第二方向移动，以相对于第二门228控制或移动第一门226，从而在喉部408处提供确定的喉部面积。在特定的喉部面积下，第一门226和第二门228提供这样的出口面积，该出口面积使得客舱空气以与飞行器100的高度相关联的大气压力基本上相同的压力离开。如上所述，这样的出口面积是由第一气动表面230和第二气动表面246提供的，其可针对飞行器100在巡航期间经历的条件和/或参数被优化。因此，针对在巡航期间适应客舱空气的质量流量速率可能需要的喉部面积的范围可以实现出口面积与喉部面积比(例如，在大约1和2之间)，以在出口208处提供基本上类似于巡航期间(例如，飞行器100的高度在30,000英尺和40,000英尺之间)经历的大气压力的客舱空气的出口压力。

图5示出了耦接到飞行器100的图2至图4的推力恢复出流阀200的局部放大图。如图5中所示，不同于一些已知的其出口开口更向外定向(例如，相对于外表面412成45度角，更趋于垂直于外表面412)的出流阀，出口208被定位或定向(例如，使成角度地)朝向飞行器100的尾端106。为了进一步引导排气朝向飞行器100的尾端106，屏蔽件242从第一门226延伸，以防止在客舱空气离开出口208之前通道202中的空气经由推力恢复出流阀200的侧面502(例如，相对于气流504的方向垂直的方向)离开。屏蔽件242从框架222延伸，以引导离开出口208的客舱空气朝向飞行器100的尾端106。如本文所示，通道202(例如，屏蔽件242、第一门226和第二门228)提供矩形横截面或形状。然而，在其它示例中，通道202可以具有其它任何形状或轮廓(例如，正方形、圆形等等)。此外，第一门226从飞行器100的外表面412突出并且延伸到滑流中，以形成屏蔽件来防止在飞行期间(例如，起飞、巡航、上升、下降等等)冲压空气与在出口208处排出的客舱空气干涉。

至少一些上述示例包括一个或多个特征和/或权益，包括但不限于以下：

在一些示例中，推力恢复出流阀包括流控制构件，该流控制构件具有第一气动表面和第二气动表面，以限定在推力恢复出流阀的入口和出口之间的流体流动通道的至少一部分。在一些示例中，第一气动表面的第一部分和第二气动表面的第一部分在流体流动通道的入口和喉部之间提供收敛的轮廓。在一些示例中，第一气动表面的第二部分和第二气动表面的第二部分在流体流动通道的喉部和出口之间提供发散的轮廓。在一些示例中，流体流动通道相对于飞行器的外表面以小角度被定位，以使得离开流体流动通道的流体能够提供被定向为基本上平行于飞行器的外表面且与阻力的方向相反的推力恢复矢量。

在一些示例中，推力恢复矢量具有相对于飞行器的外表面(例如，当推力恢复矢量相对于外表面基本上平行时)在大约零度和十度之间的角度。

在一些示例中，流控制构件包括从流控制构件的相应侧延伸的屏蔽件，该屏蔽件限定流体流动通道的一部分。

在一些示例中，流控制构件包括相对于第二门可移动的第一门，第一门限定第一气动表面，第二门限定第二气动表面。

在一些示例中，屏蔽件从第一门延伸。

在一些示例中，控制器被通信地耦合到推力恢复出流阀。在一些示例中，控制器确定在给定的飞行器高度处飞行器的客舱压力和大气压力之间的客舱与大气压力的压差或压力比。

在一些示例中，控制器用于确定流体流动通道的喉部面积，以适应在飞行器的客舱与大气之间的将客舱压力维持在预定值所需的客舱空气的质量流量速率。在一些示例中，喉部面积导致这样的出口面积，该出口面积使得离开出口的客舱空气的出口压力基本上类似于在给定高度处的大气的压力。

在一些示例中，与飞行器一起使用的推力恢复出流阀包括具有第一气动表面的第一门和具有第二气动表面的第二门。在一些示例中，第一门相对于第二门在允许流体流至大气的打开位置和防止流体流至大气的关闭位置之间移动。在一些示例中，当推力恢复出流阀处于打开位置时，第一门的第一气动表面与第二门的第二气动表面间隔开以限定具有收敛—发散形状或轮廓的流体流动通道。在一些示例中，第一气动表面具有第一部分和第二位置，第二部分位于第一部分和推力恢复出流阀的出口之间。在一些示例中，第一部分包括弯曲的轮廓和从弯曲的轮廓的端部延伸的向上延伸的表面。在一些示例中，第二部分具有在邻近第一部分的第一端和邻近出口的第二端之间延伸的锥形的轮廓。

在一些示例中，第一气动表面和第二气动表面使离开出口的推力恢复矢量相对于飞行器的机体轴线能够基本上平行。

在一些示例中，当推力恢复矢量相对于机体轴线基本上平行时，推力恢复矢量相对于飞行器的机体轴线具有在大约0度和10度之间的角度。

在一些示例中，第一门包括从第一气动表面延伸的侧板，侧板将流体流动通道中的流体朝向推力恢复出流阀的出口引导。

在一些示例中，第一气动表面和第二气动表面基本上没有从相应的第一和第二气动表面进入推力恢复流动流体的突出物(例如，不平行延伸的突起物)。

在一些示例中，流体流动通道限定入口、喉部和出口。

在一些示例中，喉部或出口中的至少一个被定向成相比于相对于机体轴线正交相对于飞行器的机体轴线更接近平行。

在一些示例中，在入口和喉部之间的流体流动通道的第一部分具有收敛的轮廓。

在一些示例中，在喉部和出口之间的流体流动通道的第二部分具有发散的轮廓。

在一些示例中，通过相对于第二门移动第一门，喉部处的横截面面积是可调节的。

在一些示例中，与飞行器一起使用的推力恢复出流阀包括被耦接到框架的致动器。在一些示例中，第一门被可旋转地耦接到框架。在一些示例中，第二门被可旋转地耦接到框架。在一些示例中，第一门的表面与第二门的表面间隔开，以在推力恢复出流阀的入口和出口之间限定流体流动通道。在一些示例中，第一门相对于第二门在防止流体流过流体流动通道的关闭位置和允许流体流过流体流动通道的打开位置之间移动。在一些示例中，控制器通信地耦合到致动器。在一些示例中，控制器用于确定第一门相对于第二门的这样的位置，该位置提供流体流动通道的喉部面积以适应客舱空气的预定质量流量速率。在一些示例中，第一门和第二门的位置导致通过流体流动通道的至少一部分的出口面积与喉部面积比，该面积比使得离开流体流动通道的出口的客舱空气基本上类似于在飞行器的高度处的大气压力。

在一些示例中，当第一门相对于第二门移动时，第一门的第一表面和第二门的第二表面基本上平行。

在一些示例中，第一门的第一表面和第二门的第二表面限定具有收敛—发散轮廓的流体流动通道。

在一些示例中，在入口和喉部之间的流体流动通道的第一部分提供收敛的轮廓，并且在喉部和出口之间的流体流动通道的第二部分提供发散的轮廓。

在一些示例中，离开推力恢复出流阀的出口的流体的推力矢量相比于相对于外模线正交相对于飞行器的外模线更接近平行。

在一些示例中，流体流动通道的出口相对于飞行器的外表面以小角度被定位，以使得离开流体流动通道的流体能够提供这样的推力恢复推力矢量，该推力恢复推力矢量基本上与飞行器的外模线或飞行的方向中的至少一个对齐并与阻力方向相反。

此外，本公开包括根据以下条款的实施例：

条款1.一种推力恢复出流阀，其包括：

流控制构件，该流控制构件具有第一气动表面和第二气动表面，以限定在推力恢复出流阀的入口和出口之间的流体流动通道的至少一部分。第一气动表面的第一部分和第二气动表面的第一部分在流体流动通道的入口和喉部之间提供收敛的轮廓，并且第一气动表面的第二部分和第二气动表面的第二部分在流体流动通道的喉部和出口之间提供发散的轮廓，流体流动通道相对于飞行器的外表面以小角度被定位，以使得离开流体流动通道的流体能够提供被定向为基本上平行于飞行器的外表面且与阻力的方向相反的推力恢复矢量。

条款2.根据条款1所述的阀，其中，所述推力恢复矢量具有相对于飞行器的外表面在大约零度和十度之间的角度。

条款3.根据条款1所述的阀，其中，所述流控制构件包括从流控制构件的相应侧延伸的屏蔽件，该屏蔽件限定流体流动通道的一部分。

条款4.根据条款3所述的阀，其中，所述流控制构件包括相对于第二门可移动的第一门，第一门限定第一气动表面，且第二门限定第二气动表面。

条款5.根据条款4所述的阀，其中，所述屏蔽件从第一门延伸。

条款6.根据条款1所述的阀，进一步包括被通信地耦合到推力恢复出流阀的控制器，所述控制器确定在飞行器的给定高度处飞行器的客舱压力和大气压力之间大气压力差或压力比。

条款7.根据条款6所述的阀，其中，所述控制器用于确定流体流动通道的喉部面积，以适应在飞行器的客舱与大气之间的将客舱压力维持在预定值所需的客舱空气的质量流量速率，所述喉部面积导致这样的出口面积，该出口面积使得离开出口的客舱空气的出口压力能够基本上类似于在给定高度处的大气的压力。

条款8.一种用于与飞行器一起使用的推力恢复出流阀：

第一门，所述第一门具有第一气动表面；以及

第二门，所述第二门具有第二气动表面，所述第一门相对于所述第二门在允许流体流至大气的打开位置和防止流体流至大气的关闭位置之间移动，当推力恢复出流阀处于所述打开位置时，所述第一门的所述第一气动表面与所述第二门的所述第二气动表面间隔开以限定具有收敛—发散形状或轮廓的流体流动通道，所述第一气动表面具有第一部分和第二位置，所述第二部分位于所述第一部分和推力恢复出流阀的出口之间，所述第一部分包括弯曲的轮廓和从弯曲的轮廓的端部延伸的向上延伸的表面，所述第二部分具有在邻近所述第一部分的第一端和邻近所述出口的第二端之间延伸的锥形的轮廓。

条款9.根据条款8所述的阀，其中，所述第一气动表面和所述第二气动表面使离开出口的推力恢复矢量相对于飞行器的机体轴线能够基本上平行。

条款10.根据条款9所述的阀，其中，当所述推力恢复矢量相对于机体轴线基本上平行时，所述推力恢复矢量相对于飞行器的机体轴线具有在大约0度和10度之间的角度。

条款11.根据条款8所述的阀，其中，所述第一门包括从所述第一气动表面延伸的侧板，所述侧板将所述流体流动通道中的流体朝向所述推力恢复出流阀的出口引导。

条款12.根据条款8所述的阀，其中，所述第一气动表面和所述第二气动表面基本上没有从相应的所述第一气动表面和第二气动表面进入所述推力恢复流动流体的突出物(例如，不平行延伸的突起物)。

条款13.根据条款8所述的阀，其中，所述流体流动通道包括入口、喉部和出口。

条款14.根据条款13所述的阀，其中，所述喉部或所述出口中的至少一个被定向成相比于相对于机体轴线正交相对于飞行器的机体轴线更接近平行。

条款15.根据条款14所述的阀，其中，在所述入口和所述喉部之间的所述流体流动通道的第一部分具有收敛的轮廓。

条款16.根据条款15所述的阀，其中，在所述喉部和所述出口之间的所述流体流动通道的第二部分具有发散的轮廓。

条款17.根据条款14所述的阀，其中，通过相对于所述第二门移动所述第一门，所述喉部处的横截面面积是可调节的。

条款18.一种用于与飞行器一起使用的推力恢复出流阀，所述推力恢复出流阀包括：

致动器，所述致动器被耦接到框架；

第一门，所述第一门被可旋转地耦接到框架；

第二门，所述第二门被可旋转地耦接到框架，所述第一门的表面与所述第二门的表面间隔开，以在所述推力恢复出流阀的入口和出口之间限定流体流动通道，所述第一门相对于所述第二门在防止流体流过流体流动通道的关闭位置和允许流体流过流体流动通道的打开位置之间移动；以及

控制器，所述控制器被通信地耦合到致动器，所述控制器用于确定所述第一门相对于所述第二门的这样的位置，该位置提供流体流动通道的喉部面积以适应客舱空气的预定质量流量速率，其中，所述第一门和第二门的位置导致通过流体流动通道的至少一部分的出口面积与喉部面积比，该面积比使得离开流体流动通道的出口的客舱空气能够基本上类似于在飞行器的高度处的大气压力。

条款19.根据条款18所述的阀，其中，当所述第一门相对于所述第二门移动时，所述第一门的所述第一表面和所述第二门的所述第二表面基本上平行。

条款20.根据条款18所述的阀，其中，所述第一门的所述第一表面和所述第二门的所述第二表面限定具有收敛—发散轮廓的流体流动通道。

条款21.根据条款18所述的阀，其中，在所述入口和所述喉部之间的流体流动通道的第一部分提供收敛的轮廓，并且在所述喉部和所述出口之间的流体流动通道的第二部分提供发散的轮廓。

条款22.根据条款18所述的阀，其中，离开所述推力恢复出流阀的出口的流体的推力矢量相比于相对于外模线正交相对于飞行器的外模线更接近平行。

条款23.根据条款18所述的阀，其中，所述流体流动通道的所述出口相对于飞行器的外表面以小角度被定位，以使得离开流体流动通道的流体能够提供这样的推力恢复推力矢量，该推力恢复推力矢量基本上与飞行器的外模线或飞行的方向中的至少一个对齐并与阻力方向相反。

尽管本文已经描述了某些示例方法和装置，但是本专利的覆盖范围不限于此。相反，本专利覆盖字面上或等同原则下正当地落入所修改的权利要求的范围内的所有方法、装置和制品。

Claims (19)

1.一种推力恢复出流阀，其包括：

流控制构件，所述流控制构件具有第一气动表面和第二气动表面以限定在所述推力恢复出流阀的入口和出口之间的流体流动通道的至少一部分，所述第一气动表面的第一部分和所述第二气动表面的第一部分在所述流体流动通道的所述入口和喉部之间提供收敛的轮廓，并且所述第一气动表面的第二部分和所述第二气动表面的第二部分在所述流体流动通道的所述喉部和所述出口之间提供发散的轮廓，所述流控制构件联接到飞行器的机身的外表面，当所述阀处于打开位置时所述流体流动通道相对于飞行器的所述外表面以小角度被定位，以使得离开所述流体流动通道的流体能够提供被定向为基本上平行于所述飞行器的所述外表面且与阻力的方向相反的推力恢复矢量；

从所述第一气动表面延伸的侧板，所述侧板被配置为将所述流体流动通道中的所述流体朝向所述推力恢复出流阀的所述出口引导，其中所述侧板进一步被配置为防止所述流体从所述推力恢复出流阀的侧面排出并且总体上将所述流体引导到所述推力恢复出流阀的尾部；

框架，其适于允许将所述推力恢复出流阀安装或联接到所述飞行器，其中在使用中，所述推力恢复出流阀的所述出口被定位为与所述飞行器的外表面相邻并且所述第一气动表面和所述第二气动表面使离开所述出口的推力恢复矢量相对于所述飞行器的飞行方向基本平行；和

被通信地联接到所述推力恢复出流阀的控制器，所述控制器确定在所述飞行器的给定海拔高度下所述飞行器的舱室压力和大气压力之间的比，所述控制器确定所述流体流动通道的喉部面积，以适应在所述飞行器的舱室与大气之间的将所述舱室压力维持在预定值所需的舱室空气的质量流量速率并且提供出口面积以使得离开所述出口的舱室空气的出口压力基本上等于在所述给定海拔高度下的所述大气压力。

2.根据权利要求1所述的阀，其中所述推力恢复矢量具有相对于所述飞行器的所述外表面在大约零度和十度之间的角度。

3.根据权利要求1所述的阀，其中所述流控制构件包括从所述流控制构件的相应侧延伸的屏蔽件，所述屏蔽件限定所述流体流动通道的一部分。

4.根据权利要求3所述的阀，其中所述流控制构件包括相对于第二门可移动的第一门，所述第一门限定所述第一气动表面并且所述第二门限定所述第二气动表面。

5.根据权利要求4所述的阀，其中所述屏蔽件从所述第一门延伸。

6.根据权利要求1所述的阀，其中当所述推力恢复矢量相对于所述飞行器的机体轴线基本上平行时，推力恢复矢量相对于所述机体轴线具有在大约0度和10度之间的角度。

7.一种用于与飞行器一起使用的推力恢复出流阀，所述推力恢复出流阀包括：

第一门，所述第一门具有第一气动表面；以及

第二门，所述第二门具有第二气动表面，所述第一门相对于所述第二门在允许流体流至大气的打开位置和防止流体流至大气的关闭位置之间移动，当所述推力恢复出流阀处于所述打开位置时，所述第一门的所述第一气动表面与所述第二门的所述第二气动表面间隔开以限定具有收敛-发散形状或轮廓的流体流动通道，所述第一气动表面具有第一部分和第二部分，所述第二部分位于所述第一部分和所述推力恢复出流阀的出口之间，所述第一部分包括弯曲的轮廓和从所述弯曲的轮廓的端部延伸的向上延伸的表面，所述第二部分具有在邻近所述第一部分的第一端部和邻近所述出口的第二端部之间延伸的锥形的轮廓；

所述第一门包括从所述第一气动表面延伸的侧板，所述侧板被配置为将所述流体流动通道中的所述流体朝向所述推力恢复出流阀的所述出口引导，其中所述侧板进一步被配置为防止所述流体从所述推力恢复出流阀的侧面排出并且总体上将所述流体引导到所述推力恢复出流阀的尾部；

框架，其适于允许将所述推力恢复出流阀安装或联接到所述飞行器，其中在使用中，所述推力恢复出流阀的所述出口被定位为与所述飞行器的外表面相邻并且所述第一气动表面和所述第二气动表面使离开所述出口的推力恢复矢量相对于所述飞行器的飞行方向基本平行；和

控制器，所述控制器确定在所述飞行器的给定海拔高度下所述飞行器的舱室压力和大气压力之间的比，所述控制器移动所述第一门和所述第二门以提供出口面积以使得离开所述出口面积的舱室空气的出口压力基本上等于在所述给定海拔高度下的所述大气压力。

8.根据权利要求7所述的阀，其中所述第一气动表面和所述第二气动表面基本上没有从相应的所述第一气动表面和所述第二气动表面进入推力恢复流动流中的突出物。

9.根据权利要求7所述的阀，其中所述流体流动通道包括入口、喉部和出口，所述喉部或所述出口中的至少一个限定所述出口面积。

10.根据权利要求9所述的阀，其中当所述阀处于所述打开位置时，所述喉部或所述出口中的至少一个被定向成相比于相对于所述飞行器的机体轴线正交相对于所述机体轴线更接近平行。

11.根据权利要求9所述的阀，其中在所述入口和所述喉部之间的所述流体流动通道的第一部分具有收敛的轮廓。

12.根据权利要求11所述的阀，其中在所述喉部和所述出口之间的所述流体流动通道的第二部分具有发散的轮廓。

13.根据权利要求9所述的阀，其中通过相对于所述第二门移动所述第一门，所述喉部处的横截面面积是可调节的。

14.一种用于与飞行器一起使用的推力恢复出流阀，所述推力恢复出流阀包括：

联接到框架的致动器；

被可旋转地联接到所述框架的第一门；

被可旋转地联接到所述框架的第二门，所述第一门的表面与所述第二门的表面间隔开，以在所述推力恢复出流阀的入口和出口之间限定流体流动通道，所述第一门相对于所述第二门在防止流体流过所述流体流动通道的关闭位置和允许流体流过所述流体流动通道的打开位置之间移动；

所述第一门包括从第一气动表面延伸的侧板，所述侧板被配置为将所述流体流动通道中的所述流体朝向所述推力恢复出流阀的所述出口引导，其中所述侧板进一步被配置为防止所述流体从所述推力恢复出流阀的侧面排出并且总体上将所述流体引导到所述推力恢复出流阀的尾部；

框架，其适于允许将所述推力恢复出流阀安装或联接到所述飞行器，其中在使用中，所述推力恢复出流阀的所述出口被定位为与所述飞行器的外表面相邻并且所述第一气动表面和第二气动表面使离开所述出口的推力恢复矢量相对于所述飞行器的飞行方向基本平行；和

被通信地联接到所述致动器的控制器，所述控制器确定所述第一门相对于所述第二门的提供所述流体流动通道的喉部面积以适应舱室空气的预定质量流量速率的定位，其中所述第一门和所述第二门的定位提供通过所述流体流动通道的至少一部分的出口面积与喉部面积比，使得离开所述流体流动通道的所述出口的舱室空气基本上类似于与所述飞行器的海拔高度相关联的大气压力。

15.根据权利要求14所述的阀，其中当所述第一门相对于所述第二门移动时，所述第一门的所述第一气动表面和所述第二门的所述第二气动表面基本上平行。

16.根据权利要求14所述的阀，其中所述第一门的所述第一气动表面和所述第二门的所述第二气动表面限定具有收敛-发散轮廓的所述流体流动通道。

17.根据权利要求14所述的阀，其中在所述入口和所述喉部之间的所述流体流动通道的第一部分提供收敛的轮廓，并且在所述喉部和所述出口之间的所述流体流动通道的第二部分提供发散的轮廓。

18.根据权利要求14所述的阀，其中离开所述推力恢复出流阀的所述出口的所述流体的推力矢量相比于相对于所述飞行器的外模线正交相对于所述外模线更接近平行。

19.根据权利要求14所述的阀，其中当所述流体流动通道处于打开位置时，所述流体流动通道的所述出口相对于所述飞行器的外表面以小角度被定位，以使得离开所述流体流动通道的流体能够提供推力恢复推力矢量，所述推力恢复推力矢量基本上与所述飞行器的外模线或飞行方向中的至少一个对齐并与阻力方向相反。

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