CN112278293A - 用于飞机的推进系统和制造用于飞机的推进系统的方法 - Google Patents

Abstract

本文教导了用于飞机的推进系统。该推进系统包括但不限于配置成产生气体射流的发动机。该推进系统还包括喷嘴，该喷嘴与该发动机联接并且布置成接收所述气体射流。该喷嘴具有配置成可扩张和收缩的喉部。该推进系统还包括与该喉部可操作地联接的控制器。该控制器配置成控制该喉部扩张和收缩，并且通过控制该喉部扩张和收缩来控制由所述气体射流施加的推力的大小。该控制器还配置成当飞机以本地声速或高于本地声速飞行时，通过控制该喉部扩张和收缩来控制推力的大小。

Description

用于飞机的推进系统和制造用于飞机的推进系统的方法

技术领域

本发明总体上涉及一种飞机，并且更具体地涉及一种用于飞机的推进系统以及制造该推进系统的方法。

背景技术

在飞行中，由一个或多个喷气式发动机驱动的飞机通常以预定速度(例如，巡航速度、设计速度、设计巡航速度)飞行。为了达到预定速度，喷气式飞机必须通过较低的速度加速。为了加速，由喷气式发动机产生的推力必须超过自由流施加在飞机上的阻力。当飞机达到预定速度时，发动机的推力就减小到等于阻力的大小。当发动机的推力等于阻力时，飞机将以稳定的速度飞行而不会进一步加速。

为了加速，飞机的喷气式发动机必须能够产生大于作用在飞机上的阻力的推力。喷气式发动机产生的推力是如下过程的结果：压缩通过入口进入的空气，通过喷射然后点燃燃料来提高压缩空气的温度，然后将燃烧产物，即气态射流，通过排气喷嘴排出发动机。该过程称为喷气式发动机热力学循环。对于典型的涡轮风扇或涡轮喷气式热力循环，推力与发动机质量流、排气流相对于进气流的速度增加以及喷嘴出口处的压力相对于自由流的增加成比例。

质量流量部分地由推进系统的入口的捕获面积和发动机的泵送特性确定。入口越大，入口捕获的空气越多。入口捕获的空气越多，流过发动机的质量就越多(直至发动机处理进气的能力的极限)。对于恒定的速度增加和喷嘴出口压力，质量流量越大，发动机产生的推力就越大。对于恒定的质量流和出口压力，速度增加越大，发动机产生的推力就越大。对于恒定的质量流和速度增加，相对于自由流的出口压力越大，发动机产生的推力就越大。

然而，相反的考虑是，入口越大，如果入口捕获的空气多于发动机可处理的空气，则施加在推进系统上的阻力将越大。在这种情况下，入口会将空气溢出到外部，而不是将其传递到发动机，并且溢出导致由阻力增加引起的性能下降。通常优选地最小化巡航阻力以最大化航程。因此，希望使入口足够大以允许发动机所需的最大质量流量，但又不太大，以使溢出阻力最小化。

当设计推进系统时，设计者选择的期望推力是使飞机加速到预定速度所需的推力量。相反，如果设计者只选择了维持预定速度所必需的推力量(即等于阻力的推力量)，则入口将无法将所需的气流传递给发动机，并且飞机将无法克服阻力，进而无法加速至预定速度。因此，当设计推进系统时，入口的尺寸被确定为捕获支撑通过发动机的质量流量所需的空气量，该质量流量对应于使飞机加速所需的推力的大小。

当飞机达到预定速度时，飞机的油门被拉回。这减少了流向发动机的燃料，进而减少了质量流需求并减少了通过发动机的速度增加以及出口压力。这些继而减小了喷气式发动机的推力。然而，当油门被拉回并且质量流需求减小时，入口将继续捕获与通过发动机的较高质量流量(例如，与加速度相对应的质量流量)相关的空气量。因此，当将油门从加速设置拉回到巡航设置时，由入口捕获的空气中只有一部分实际上能够被发动机泵送，结果，一些被捕获的空气会溢出到入口周围。

当飞机以超音速飞行时，过量空气的溢出不仅会增加阻力，而且还会增加飞机的音爆的大小。音爆的大小的这种增加是不希望的。

因此，期望提供一种解决上述问题的推进系统。还期望提供一种制造这种推进系统的方法。此外，通过以下发明内容和具体实施方式以及所附权利要求，并结合附图以及前述技术领域和背景技术，其他期望的特征和特性将变得显而易见。

发明内容

本文公开了一种飞机推进系统和一种制造飞机推进系统的方法。

在第一非限制性实施例中，所述飞机推进系统包括但不限于配置成产生气体射流的发动机。所述飞机推进系统还包括但不限于与所述发动机联接并且布置成接收所述气体射流的喷嘴。所述喷嘴具有配置成可扩张和收缩的喉部。所述飞机推进系统还进一步包括但不限于与所述喉部可操作地联接的控制器。所述控制器被配置成控制所述喉部扩张和收缩，并且通过控制所述喉部扩张和收缩来控制由所述气体射流施加的推力的大小。所述控制器还被配置成当飞机以至少本地声速飞行时，通过控制所述喉部扩张和收缩来控制所述推力的大小。

在另一个非限制性实施例中，所述方法包括但不限于获得发动机、喷嘴和控制器。所述发动机配置成产生气体射流。所述喷嘴具有配置成可扩张和收缩的喉部。所述控制器配置成控制所述喉部扩张和收缩，并且进一步配置成通过控制所述喉部扩张和收缩来控制由所述气体射流产生的推力的大小。所述控制器还配置成当飞机以至少本地声速飞行时，通过控制所述喉部扩张和收缩来控制所述推力的大小。所述方法进一步包括但不限于将所述喷嘴与所述发动机在一位置处联接以接收所述气体射流。所述方法还进一步包括但不限于将所述控制器与所述喷嘴可操作地联接。

附图说明

在下文中，将结合附图描述本发明，其中相同的数字表示相同的元件，并且

图1是示出配置有根据本文公开的教导制成的推进系统的非限制性实施例的飞机的框图；

图2是示出根据本文公开的教导制成的推进系统的另一非限制性实施例的示意图；

图3是示出图2中所示的推进系统的一部分的放大示意图；

图4是示出根据本文公开的教导制成的推进系统的另一非限制性实施例的示意图；

图5是示出图4中所示的推进系统的一部分的放大示意图；

图6是沿轴向观察到的图4的推进系统的一部分的示意图；和

图7是示出根据本文的教导的用于制造推进系统的方法的非限制性实施例的框图。

具体实施方式

以下详细描述本质上仅是示例性的，并不旨在限制本发明或本发明的应用和用途。此外，无意受到在前述背景技术或以下详细描述中提出的任何理论的约束。

本文公开了一种用于飞机的改进的推进系统。在一个实施例中，该推进系统包括发动机、喷嘴以及与喷嘴和发动机可操作地连接的控制器。在其他实施例中，该推进系统可包括附加部件，包括但不限于配置成接收用户输入的部件和可调喷嘴出口。在不脱离本文公开的教导的情况下，该推进系统中还可包括其他部件。

发动机配置成产生气体射流。在非限制性实施例中，发动机可以包括燃气轮机，但是本领域普通技术人员将理解，其他类型的发动机也可以产生气体射流，并且本文所包含的教导与此类其他类型的发动机兼容。因此，本文的教导不限于仅与燃气涡轮发动机一起使用。气体射流包括进入并通过发动机的空气，包括通过发动机旁路的任何空气。气体射流还包括喷射到发动机中以在发动机燃烧室中燃烧的燃料。气体射流还进一步包含燃烧产物。气体射流从发动机的后端排出。气体射流的这种向后运动会产生推力。气体射流将根据发动机的热力学循环和喉部面积以一定的速率向后移动，该速率由发动机的操作设置确定。在不对发动机的操作设置进行任何更改的情况下，通过发动机的质量流量将保持基本恒定。对于给定的速度增加和恒定的出口压力，质量流量越高，发动机产生的推力就越大。如本文所用，短语“基本恒定”当与短语“质量流量”结合使用时应解释为表示质量流量增加或减少的量不会超过百分之十。

喷嘴与发动机联接并且布置在发动机的后部以接收气体射流。喷嘴包括内部通道，该内部通道允许喷嘴在气体射流从发动机向下游移动时引导气体射流。内部通道包括喉部。如本领域普通技术人员所知，喷嘴的喉部是喷嘴的一部分(例如，点、部分或截面)，在喉部处，与流体流动方向垂直的横截面面积最小。在本文公开的推进系统中，喷嘴的喉部配置成可扩张和收缩。当喉部扩张或收缩时，气体射流通过的截面积将分别增大或减小。喉部的扩张和收缩会影响气体射流产生的推力。当喉部收缩时，气体射流将产生更大的推力。这是因为较小的喉部会增加发动机上的背压，因为气体射流现在必须通过较小的通道。由于发动机以恒定的转速产生的被馈送到喷嘴中的质量流量几乎恒定，因此通道的收缩必将导致气体射流以更高的速度流动，类似于当花园软管出口附近的一部分被压缩时，流出软管的水会增加其出口速度。气体射流的较高速度反过来会产生比喉部收缩之前产生的推力更高的推力。相反，当喉部扩张时，在恒定转速下，气体射流将产生较小的推力。这是因为气体射流将通过较大的通道，从而降低了发动机上的背压。由于由发动机产生并馈送到喷嘴的质量流量在恒定转速下是恒定的，因此通道的扩张将必然导致气体射流的速度降低。该较低的速度将导致气体射流施加比其在扩张之前施加的推力低的推力。

控制器与喷嘴的喉部可操作地联接，并且配置成控制喉部扩张和/或收缩。控制器还配置成使喉部扩张和收缩以控制由气体射流产生的推力的大小。以这种方式，控制器能够简单地通过操纵喉部横截面面积而不改变通过发动机的质量流量来控制推进系统产生较大或较小的推力。因此，控制器可以增加或减小推力，以满足变化的飞行条件和/或机组人员输入的需求，而不会在入口造成任何显著的空气溢出。这进而避免了当更改发动机的设置以更改推进系统推力时对阻力和音爆的负面影响。当与短语“入口处显著的溢出”结合使用时，在一些实施例中，术语“显著”应被理解为是指达到和包括质量流量的20.0％。在进一步的其他实施例中，“显著”应被理解为是指相对于气流具有零溢出的入口，在地面水平上引起高达和包括20.0分贝的增加的感知响度(20.0PLdB)的音爆的溢出。在其他情况下，“显著”应被理解为是指导致高达和包括40次(counts)阻力增加的溢出。

可以通过阅读本申请所附的图示以及以下详细描述来获得对以上讨论的推进系统和制造该推进系统的方法的更好的理解。

图1是示出配置有推进系统20的非限制性实施例的飞机10的框图。在所示的实施例中，推进系统20包括发动机22、喷嘴24、控制器26和部件28。应当理解，推进系统20不限于这些部件。在其他实施例中，可以包括更多或更少数量的部件。例如，在其他实施例中，在不脱离本文所公开的教导的情况下，可以省略部件28，或者可以包括诸如入口、压缩表面或机舱等附加项目。

在图1中所示的实施例中，发动机22包括燃气轮机，该燃气轮机配置成在运行期间产生气体射流。然而，应当理解，推进系统20不限于与燃气轮机一起使用。在其他实施例中，发动机22可包括配置成产生气体射流的任何其他类型的发动机，包括但不限于冲压喷气式发动机或超燃冲压发动机。

当运转时，发动机22接收来自自由流的进气。在一些实施例中，空气将通过入口被引导至发动机22的入口平面30。空气将通过压缩机部分32，在其中空气将被压缩以增加其密度和压力。然后，压缩空气将进入燃烧室34。在燃烧室34中，将燃料喷入压缩空气中，并引入电火花以将燃料空气混合物点燃。燃烧产物和空气的这种混合物通过涡轮机36膨胀，继而驱动压缩机。然后，这种迅速膨胀的热空气和燃烧产物以气体射流的形式从发动机22的后端38喷出。气体射流是一种非常高能量的流动流体。气体射流的向后运动沿着与气体射流流动的方向相反的方向朝发动机22施加推力。

在图1中所示的实施例中，喷嘴24包括会聚/发散喷嘴。在一些实施例中，喷嘴24可以是轴对称的，而在其他实施例中，喷嘴24可以是非轴对称的；两种配置都与本文提出的教导兼容。

喷嘴24包括喉部40。喉部40配置成可扩张和收缩，使得其横截面面积分别增大和减小。尽管下面详细讨论允许喉部40扩张和收缩的机构的一些示例，但是应当理解，可以有效地扩张和收缩喉部40的横截面尺寸的任何合适的机构、配置或机械都可以与喷嘴24一起使用而不脱离本公开的教导。在一些非限制性实施例中，喉部和/或相关机构可以被配置成以基本上连续可变的方式允许喉部的扩张和收缩。在其他实施例中，喉部和/或相关机构可以配置成允许喉部以本质上递增和递减的方式扩张和收缩，使得喉部以有限的步骤扩张和/或收缩。

喷嘴24配置成在入口平面42处接收气体射流，以在向后方向引导气体射流通过喉部40，然后将气体射流引向喷嘴的出口平面44。在出口平面处，喷嘴将相干流中的气体射流喷射到自由流中。尽管图1中的喷嘴24包括会聚/发散喷嘴，但是应当理解，本公开不限于会聚/发散喷嘴的使用。而是，在其他实施例中，在不脱离本公开的教导的情况下，还可以采用包括配置成可扩张和收缩的喉部的任何类型的喷嘴。

在图1中所示的实施例中，喷嘴24与发动机22的后端联接。会聚/发散喷嘴与燃气轮机的联接在本领域中是众所周知的。在一些实施例中，喷嘴24可以与发动机22流体地联接。在所示的实施例中，喷嘴24经由流体联接31与发动机22流体地联接。流体联接31可以是将喷嘴24装配到可有效地将发动机22发出的气体射流引入喷嘴24的发动机的任何导管、机构或方法。在一些实施例中，流体联接31可包括机舱或机舱的一部分。在一些实施例中，流体联接31可配置成使整个气体射流流入喷嘴24，而在其他实施例中，流体联接31可配置成仅引导一部分气体射流流入喷嘴24。

在图1中所示的实施例中，喷嘴24的出口平面44配置成保持静态。换句话说，出口平面44不配置成可扩张和收缩。在其他实施例中，如下面讨论的实施例，喷嘴的出口平面可以配置成扩张和收缩。

控制器26可以是配置成执行算法、执行软件应用程序、执行子例程和/或加载并执行任何其他类型的计算机程序和/或软件的任何类型的机载计算机、控制器、微控制器、电路、芯片组、计算机系统、处理器或微处理器。控制器26可以包括单个处理器或多个协同工作的处理器。在一些实施例中，控制器26可以专用于推进系统20，而在其他实施例中，飞机10上的其他系统可以共享控制器26。

部件28可以是配置成将改变推进系统20的推力输出的请求和/或指令传达给控制器26的任何合适的部件。在示例性实施例中，部件28可以包括油门。在另一示例性实施例中，部件28可以包括与飞机10的自动驾驶系统相关联的处理器。在不脱离本公开的教导的情况下，也可以使用适合于向控制器26传递适当的请求/指令以改变推力输出的任何其他部件。

在图1中所示的实施例中，控制器26经由可操作的联接23可操作地与发动机22联接，经由可操作的联接25可操作地与喉部40联接，并且经由可通信的联接29可通信地与部件28联接。这样的联接可通过使用任何合适的传输手段来实现，包括有线和无线连接。例如，每个部件可以经由同轴线缆或经由有效地传达信号的任何其他类型的有线连接物理地联接至控制器26。在一些实施例中，可以采用包括但不限于光纤的光通信来实现上述操作和通信联接而不背离本公开的教导。在所示的实施例中，控制器26直接联接到每个其他部件。在其他实施例中，每个部件可以通过通信总线联接到控制器26。在进一步的其他示例中，每个部件可以经由蓝牙连接、WiFi连接、专用的短距离无线电连接、光纤等无线地联接到控制器26。在另外的示例中，经由液压系统联接也是可能的。

可操作地和/或通信地联接提供了用于在控制器26与每个其他部件之间传输命令、指令、询问和其他信号的路径。通过这种联接，控制器26可以控制每个其他部件和/或与每个其他部件通信。上面讨论的每个其他部件都配置成与控制器26交互和接合。例如，发动机22配置成从控制器26接收命令，并根据此类命令更改或保持各种发动机设置。喉部40配置成响应于从控制器26接收的命令而扩张、收缩或保持其横截面尺寸。部件28配置成向控制器26传输改变推进系统20的推力输出的请求和/或指令。

控制器26配置成与发动机22、喉部40和部件28的活动交互、协作和/或协调，以控制由推进系统20产生的推力而不改变通过发动机的质量流量22。在一个实施例中，控制器26被配置成，当控制器26接收到改变推进系统20的推力输出的请求和/或指令时，不是像传统的推进系统中控制器所配置的那样改变发动机22的设置，而是以改变喉部40的横截面面积的方式控制喉部40，同时保持发动机22的当前设置，传统上通过改变发动机22的设置来调节推力。如果改变推力的请求包括增加推力的请求，则控制器26配置成控制喉部40以减小其横截面面积。相反，如果改变推力的请求包括减小推力的请求，则控制器26配置成控制喉部40以增加其横截面面积。在一些实施例中，控制器26可以配置成使喉部40以其横截面面积在预定的大小之间变化(即，以递增和递减的步长变化)的方式扩张和收缩，该预定的大小是已经预先确定的，以提供已知的推力递增变化。在其他实施例中，控制器26可以配置成使喉部40以其横截面面积连续可变的方式扩张和收缩，并且因此可以被特别地定制以所请求或需要的特定量调整推力。

在图1中所示的实施例中，飞机10包括配置成测量飞机10在飞行中的速度的系统。具体地，飞机10配置有空速指示器46，空速指示器46可以配置成在飞行操作期间向控制器26提供飞机10的校准空速和/或指示空速。空速指示器46经由通信联接47与控制器26通信地联接，并且控制器26配置成从空速指示器46获得飞机10的空速。在一些实施例中，控制器26可以配置成询问空速指示器46以获得飞机10的空速，并且在其他实施例中，空速指示器46可以配置成自动将飞机10的空速提供给控制器26。

控制器26配置成，当控制器26正在控制推进系统20产生的推力时，利用由空速指示器46测量的空速。控制器26配置成使得当飞机10的空速等于或大于本地声速时，则响应于改变推力的请求，控制器26控制发动机22维持其当前设置和操作条件(这将使通过发动机22的质量流量几乎保持恒定)并控制喉部40增加或减少其横截面面积(这将分别减小或增加推进系统20的推力输出)。控制器26进一步配置成使得当飞机10的空速低于本地声速时，则响应于改变推力的请求，控制器26控制发动机22根据需要增加或减少质量流量，并控制喉部40保持其当前配置。以这种方式，当飞机10以声速或高于声速飞行时，控制器26可以避免在背景技术部分中描述的空气溢出，但是当飞机10以低于本地声速飞行时，控制器26仍然以传统方式管理推进系统推力。在其他实施例中，在飞机10以声速或高于声速飞行并且部件28请求/指示的推力变化量大于仅通过扩张或收缩喉部的横截面面积可以提供的推力变化量的情况下，控制器26可配置成通过同时控制喉部40收缩并且控制发动机22改变其设置来控制推进系统20的推力输出。

图2是示出推进系统50的示意图。继续参照图1，推进系统50是推进系统20的非限制性实施例。与推进系统20一样，推进系统50包括发动机52、喷嘴54、控制器56和部件58。在推进系统50中，发动机52包括燃气轮机，喷嘴54包括轴对称的会聚/发散喷嘴，控制器56包括中央处理单元(CPU)，并且部件58包括油门。这些部件执行上文对附图1的推进系统20的讨论中阐述的功能。为简洁起见，此处不再重复该讨论，但应理解为同样有利地适用。

推进系统50进一步包括上文关于推进系统20未讨论的一些附加部件。例如，推进系统50包括压缩表面60、前围唇缘(cowl lip)61、入口62、扩散器64，喷嘴塞66和可调喷嘴出口71。

压缩表面60的轮廓和配置可将到来的超音速流的方向从完全轴向移动改变为部分径向朝外移动。将超音速流转向为部分径向朝外方向的动作使超音速流在到达末端激波(terminal shock)之前变慢，在一些实施例中，末端激波位于入口62处或入口62附近。在经过压缩表面60之后，自由流空气通过入口62进入推进系统50，入口62是一侧由压缩表面60界定，另一侧由前围唇缘61界定的环形开口。在通过入口62之后，被捕获的空气由扩散器64减慢。扩散器64包括一个横截面面积的大小在向下游的方向增加的腔室。随着该横截面面积的增加，被捕获的空气减慢到与发动机52的涡轮机械更加兼容的速度。

在推进系统50的后端是可调喷嘴出口71。在某些推进系统中，期望控制喷嘴的出口平面扩张和收缩，以调节气体射流在离开推进系统时的尺寸和/或静压力。这是通过将喷嘴配置成具有可至少部分地打开和至少部分地关闭的后缘(可调喷嘴出口71)来实现的。配置喷嘴出口以部分打开和部分关闭来调节气体射流在本领域中是众所周知的。在所示的实施例中，可调喷嘴出口71配置成可扩张和收缩以分别至少部分地打开和至少部分地关闭喷嘴54的后端。在其他实施例中，喷嘴出口可以是静态的，这意味着其不会以任何方式扩张、收缩或改变其外围。

推进系统50进一步包括喷嘴塞66。在所示的实施例中，喷嘴塞66包括部分位于可调喷嘴出口71内部的轴对称体。应当理解，喷嘴塞66不必是轴对称的，而是可以具有任何合适的配置。喷嘴塞66延伸越过出口平面68，并且在下游方向朝喷嘴54的后方突出并且在上游方向突出到喷嘴54的后部中。在所示的实施例中，喷嘴喉部72包括在喷嘴塞66和内表面70之间的环形区域，因为该区域包括穿过喷嘴54的气流路径的具有最小横截面面积的部分。应当理解，在喷嘴54或喷嘴塞66是非轴对称的实施例中，喷嘴喉部72具有非环形配置。喷嘴喉部的这种非环形配置也落入本文公开的教导的范围内。

在图2中所示的实施例中，喷嘴塞66配置成在箭头74所示的方向(即，前后)上沿着纵向轴线73平移。喷嘴塞66可采用任何合适的机构来有效地前后平移喷嘴塞66。如下面详细说明的，喷嘴塞66的前后移动将分别引起喷嘴喉部72收缩和扩张。在一些实施例中，塞66配置成在两个或更多个纵向布置的止动位置之间平移。在这样的实施例中，塞66的两个或更多个止动位置对应于如上所述的预定横截面的喉部面积。在其他实施例中，塞66可以配置成例如在螺杆驱动机构的推动下以连续可变的方式纵向平移。在这样的实施例中，塞66的连续可变的纵向位置对应于如上所述的连续可变的横截面喉部面积。

在推进系统50中，控制器56经由可操作联接53可操作地与发动机52联接，并且经由可通信联接59可通信地与部件58联接。这些联接基本上与前文关于推进系统20讨论的联接相同。为了简洁起见，这里不再赘述。然而，与仅具有与喷嘴24的单个可操作联接的控制器26相比，在图2中所示的实施例中，控制器56具有与喷嘴54的两个可操作联接，与喷嘴塞66的第一可操作联接(经由操作联接67)和与可调喷嘴出口71的第二可操作联接(经由可操作联接69)。这是因为喷嘴24具有静态喷嘴出口，因此第二可操作联接是不必要的，而喷嘴54包括可调喷嘴出口(可调喷嘴出口71)，这使得第二可操作联接是合适的。如上所述，可以以有效地允许在这些部件之间传输询问、命令和信息的任何适当方式来实现这种联接。通过这些可操作联接，控制器56配置成控制喷嘴塞66前后移动并且控制可调喷嘴出口71扩张和收缩。

控制器56还配置成接收来自部件58的改变推力的请求/命令，并响应于此，控制喷嘴塞66向前和向后移动以根据需要分别收缩和扩张喷嘴喉部72，以适应该请求/命令。例如，如果需要更大的推力，则控制器56配置成控制喷嘴塞66沿着纵向轴线73朝向发动机52向前移动，直到达到期望的推力为止。一旦达到期望的推力，控制器56就配置成控制喷嘴塞66保持其沿着纵向轴线73的纵向位置，直到随后要求改变推力为止。相反，如果需要较小的推力，则控制器56配置成控制喷嘴塞66沿着纵向轴线73朝可调喷嘴出口71向后移动，直到达到期望的推力为止。一旦达到期望的推力，控制器56就配置成控制喷嘴塞66保持其沿着纵向轴线73的纵向位置，直到随后要求改变推力为止。

在一些实施例中，在控制喷嘴塞66沿着纵向轴线73移动的同时，控制器56还配置成在喷嘴塞66移动的同时控制可调喷嘴出口71保持静态。在一些实施例中，控制器56还配置成，在经由喷嘴塞66的运动控制推进系统50的推力的整个飞行时间段或飞行阶段，控制可调喷嘴出口71保持静态。例如，控制器56可以配置成，在飞机10以本地声速或高于本地声速飞行的飞行包络的整个时间段，控制可调喷嘴出口71保持静态位置。同样，如上文关于推进系统20讨论的，在推进系统50的一些实施例中，控制器56可以进一步配置成，在控制器52通过喷嘴喉部72的扩张和收缩来控制推力大小的飞行阶段期间，控制发动机52保持其当前操作条件。这将确保基本恒定的质量流量，这是所希望的。

继续参照图1-2，图3是示出由图2中用附图标记A标识的虚线描绘的喷嘴54和喷嘴塞66的一部分的放大图的示意图。应当理解，图3是示意图并且未按比例绘制。

在图3中，喷嘴54的一部分与喷嘴塞66一起示出。喷嘴塞66呈现在沿着纵向轴线73的两个不同的纵向位置处，以表示喷嘴喉部的收缩和扩张。喷嘴塞66A被示出在沿着纵向轴线73的相对向前的位置，而喷嘴塞66B被示出在沿着纵向轴线73的相对较后的位置。当喷嘴塞66处于喷嘴塞66A占据的位置时，喷嘴喉部72变得相对较小，如喷嘴喉部72A所示。当喷嘴塞66处于由喷嘴塞66B占据的位置时，喷嘴喉部72变得相对较大，如喷嘴喉部72B所示。喷嘴喉部72A为气体射流行进提供相对狭窄的通道，因此，气体射流的速度增加，从而产生较高的推力。相反，喷嘴喉部72B为气体射流行进提供相对较宽的通道，因此，气体射流的速度降低。应当理解，图3示出喷嘴塞66仅处于在沿着纵向轴线73的两个随机位置处，并且控制器56可以配置成将喷嘴塞66移动到任何合适的中间纵向位置、喷嘴塞66A前方的任何合适的纵向位置以及喷嘴塞66B后方的任何合适的纵向位置，以实现所需的推力变化。

图4是示出推进系统80的示意图。继续参照图1-3，推进系统80是推进系统20的非限制性实施例。与推进系统20一样，推进系统80包括发动机82、喷嘴84、控制器86和部件88。在推进系统80中，发动机82包括燃气轮机，喷嘴84包括轴对称的会聚/发散喷嘴，控制器86包括中央处理单元(CPU)，并且部件88包括油门。这些部件执行上文在图1的讨论中阐述的功能。为了简洁起见，此处不再重复该讨论。推进系统80还包括上文关于推进系统50讨论的许多部件。与推进系统50一样，推进系统80包括压缩表面90、前围唇缘91、入口92、扩散器94和可调喷嘴出口101。这些部件执行上文对附图3的推进系统50的讨论中阐述的功能。为了简洁起见，此处不再赘述。

推进系统80进一步包括上文关于推进系统20或推进系统50未进行讨论的一些附加部件。例如，推进系统80包括喷嘴塞96。与配置成沿着纵向轴线73平移的喷嘴塞66不同，喷嘴塞96相对于喷嘴84是固定的，因此是静态的。喷嘴84还包括护罩98。护罩98具有圆筒形配置，并且如图6中最佳所示，与喷嘴84同轴。在所示的实施例中，护罩98具有相对短的纵向长度，从而使其在构造上基本上是环形的。在其他实施例中，护罩98可具有更长的纵向长度。护罩98包括径向朝内突出的表面100。在所示的实施例中，表面100具有基本长形的半圆形构造。在其他实施例中，表面100可具有任何合适的表面轮廓，包括但不限于与喷嘴塞66上的表面互补的轮廓。在所示的实施例中，表面100和喷嘴塞96协作以限定喷嘴喉部102。表面100的径向朝内突出使气体射流在进入喷嘴喉部102之前会聚。护罩98配置成相对于喷嘴84在箭头104所示的向前方向和箭头106所示的后方向平移。如下面更详细地描述的，护罩98的向前移动导致喷嘴喉部102扩张，而护罩98的向后移动导致喷嘴喉部102收缩。

在推进系统80中，控制器86经由可操作联接83与发动机82可操作地联接，并经由通信联接89与部件88可通信地联接。这些联接基本上与上文关于推进系统20讨论的联接相同，为了简洁起见，这里不再赘述。然而，与仅具有单个与喷嘴24的可操作联接的控制器26相比，在图4中所示的实施例中，控制器56具有两个与喷嘴84的可操作联接，与护罩98的第一可操作联接(可操作联接99)和与可调喷嘴出口101的第二可操作联接(可操作联接103)。如上所述，可以以有效地允许在这些部件之间传输询问、命令和信息的任何适当方式来实现这种联接。通过这些可操作联接，控制器86配置成控制护罩98前后移动并且控制可调喷嘴出口101扩张和收缩。

控制器86还配置成从部件88接收改变推力的请求/命令，并且作为响应，控制护罩98向前和向后移动以根据需要分别扩张和收缩喉部102，以适应该请求/命令。例如，如果需要更大的推力，则控制器86配置成控制护罩98在箭头106所示的方向朝后移动，直到达到期望的推力为止。一旦获得了期望的推力，控制器86就配置成控制护罩98保持其纵向位置，直到随后请求推力改变为止。相反，如果需要较小的推力，则控制器86配置成控制护罩98在箭头104所示的方向朝前移动，直到达到期望的推力为止。一旦获得了期望的推力，控制器86就配置成控制护罩98保持其纵向位置，直到随后请求推力改变为止。

在一些实施例中，在控制护罩98前后移动的同时，控制器86还配置成同时控制可调喷嘴出口101在护罩98移动时保持静态。在一些实施例中，控制器86还配置成控制可调喷嘴出口101在经由护罩98的移动控制推进系统80的推力的整个飞行时间段或飞行阶段中保持静态。例如，控制器86可以配置成控制可调喷嘴出口101在飞机10以本地声速或高于本地声速飞行的飞行包络的整个时间段中保持静态位置。而且，如上文关于推进系统20讨论的，在推进系统80的一些实施例中，控制器86可以进一步配置成控制发动机82在控制器82通过喷嘴喉部102的扩张和收缩控制推力大小的飞行阶段中保持其当前操作条件。这将确保基本恒定的质量流量，这是所希望的。

继续参照图1-4，图5是表示由图4中用附图标记B标识的虚线描绘的喷嘴84和喷嘴塞96的一部分的放大图的示意图。应当理解，图5是示意图，并且未按比例绘制。

在图5中，喷嘴84的一部分与喷嘴塞96一起示出。在图5中还示出了护罩98，其呈现在喷嘴84内的两个不同的纵向位置处。护罩98A被示出在喷嘴84内的相对前方位置，而护罩98B被示出在喷嘴84内的相对后方位置。当护罩98处于被护罩98A占据的位置时，表面100A和喷嘴塞96之间的距离变得相对较大，并且相应地，喷嘴喉部102变得相对较大，如喷嘴喉部102A所示。当护罩98处于被护罩98B占据的位置时，表面100B与喷嘴塞96之间的距离变得相对较小，并且相应地，喷嘴喉部102也变得相对较小，如喷嘴喉部102B所示。喷嘴喉部102B为气体射流行进流提供相对狭窄的通道，因此，气体射流的速度将增加，从而产生更高的推力。相反，喷嘴喉部102A为气体射流行进提供相对较宽的通道，因此，气体射流的速度将降低。应当理解，图5示出护罩98仅处于喷嘴84内的两个随机的纵向位置处，并且控制器86可以配置成将护罩98移动至任何合适的中间纵向位置、护罩98A的前方的任何合适的纵向位置以及护罩98B的后方的任何合适的纵向位置，以实现所需的推力变化。

图6是在轴向方向观看可调喷嘴出口101时看到的推进系统80的一部分的示意图。在该视图中，可以看到护罩98与表面100一起包括以同轴布置嵌套在喷嘴84内部的圆筒形部件。

图7是示出制造用于飞机的推进系统的方法110的实施例的框图。尽管方法110描绘了总共五个方法步骤，但是应当理解，在其他实施例中，可以使用更少或更多的步骤来实践方法110，而不背离本公开的教导。

继续参照图1-6，在图7中，在步骤112，获得发动机、喷嘴和控制器。发动机配置成产生气体射流，喷嘴具有配置成可扩张和收缩的喉部，并且控制器配置成控制喉部扩张和收缩。控制器还配置成通过控制喉部扩张和收缩来控制由气体射流产生的推力的大小。在一些实施例中，控制器配置成当需要增加(additional)推力时控制喉部关闭，并且当需要减小推力时控制喉部打开。在方法110的一些实施例中，发动机可以包括发动机22或发动机52，喷嘴可以包括喷嘴24、喷嘴54或喷嘴84，并且控制器可以包括控制器26、控制器56或控制器86。

在步骤114，将喷嘴与喷气式发动机联接。当这样做时，将喷嘴定位在发动机的后部以接收由喷气式发动机产生的气体射流。在一些实施例中，喷嘴应当与喷气式发动机流体地联接。在这样的实施例中，流体联接可以使气体射流的所有质量流进入喷嘴，而在其他实施例中，仅一部分质量流可以被引导到喷嘴中。

在步骤116，将控制器以允许控制器控制喉部的方式与喷嘴联接。在一些实施例中，控制器可以与喷嘴的喉部直接联接，而在其他实施例中，控制器可以与喷嘴的喉部间接地联接。可以通过有线或无线手段实现联接，并且可以采用有效地将请求、命令和指令从控制器传输到喷嘴的任何此类方式。

在步骤118，将控制器以允许控制器控制发动机的方式与发动机联接。如上所述，可以采用能够使命令和指令从控制器传输到发动机的任何合适的方法。在包括该方法步骤的方法110的实施例中，控制器可以配置成当控制器同时控制喷嘴的喉部以根据满足推力请求的需要而打开或关闭时，控制发动机保持其当前的操作条件。这将使发动机产生恒定的质量流量，并避免溢出到入口周围。

在步骤120，将塞与喷嘴联接。塞被定位成使得塞至少部分地布置在喷嘴内，并且使得塞的表面和喷嘴的内表面协作以形成喷嘴喉部。在一些实施例中，喷嘴塞以允许喷嘴塞在向前和向后方向纵向平移的方式与喷嘴联接。在喷嘴具有配置成在喷嘴内在向前和向后方向运动的内部安装的护罩的其他实施例中，喷嘴塞以相对于喷嘴固定的方式安装，这将导致喷嘴塞保持静态。

尽管在本公开的以上详细描述中已经呈现了至少一个示例性实施例，但是应当理解，存在大量的变型。还应当理解，一个或多个示例性实施例仅是示例，并且无意以任何方式限制本公开的范围、适用性或配置。相反，以上详细描述将为本领域技术人员提供用于实施本公开的示例性实施例的便利路线图。应当理解，可以对示例性实施例中描述的元件的功能和布置进行各种改变，而不脱离如所附权利要求书中阐述的本公开的范围。

Claims (20)

1.一种用于飞机的推进系统，所述推进系统包括：

发动机，其配置成产生气体射流；

喷嘴，其与所述发动机联接并且布置成接收所述气体射流，所述喷嘴具有配置成可扩张和收缩的喉部；和

控制器，其与所述喉部可操作地联接，所述控制器配置成控制所述喉部扩张和收缩，并通过控制所述喉部扩张和收缩来控制由所述气体射流施加的推力的大小，所述控制器进一步配置成当所述飞机以至少本地声速飞行时通过控制所述喉部扩张和收缩来控制所述推力的大小。

2.根据权利要求1所述的推进系统，其中所述喷嘴包括配置成可扩张和收缩的出口平面，其中所述控制器与所述出口平面可操作地联接，其中所述控制器配置成控制所述出口平面扩张和收缩，并且其中所述控制器还配置成当所述控制器通过控制所述喉部扩张和收缩来控制所述推力的大小时控制所述出口平面保持静态。

3.根据权利要求1所述的推进系统，其中所述喷嘴包括静态出口平面。

4.根据权利要求1所述的推进系统，其中所述控制器还配置成与所述飞机上的部件通信地联接，并且从所述部件接收指示所述飞机的推力需求的信息，并基于所述信息控制所述喉部扩张和收缩。

5.根据权利要求1所述的推进系统，其中所述控制器配置成使所述喉部扩张以减小所述推力，以及使所述喉部收缩以增大所述推力。

6.根据权利要求1所述的推进系统，其中所述控制器与所述发动机可操作地联接，并且配置成在控制所述喉部扩张和收缩时以保持基本恒定的质量流量的方式控制所述发动机。

7.根据权利要求1所述的推进系统，其中所述控制器与所述发动机可操作地联接，并且配置成当所述控制器接收到指示所述飞机正在以低于本地声速飞行的信息时，通过控制所述发动机改变质量流量来控制所述推力的大小，并且当所述控制器接收到指示所述飞机正在至少以本地声速飞行的信息时，通过控制所述喉部的扩张和收缩来控制所述推力的大小。

8.根据权利要求1所述的推进系统，还包括至少部分地布置在所述喷嘴内的塞，所述塞的第一表面和所述喷嘴的第一内表面协作以限定所述喉部。

9.根据权利要求8所述的推进系统，其中所述塞配置成相对于所述喷嘴在轴向方向平移，其中所述塞在向后方向的平移导致所述喉部扩张，其中所述塞在向前方向平移导致所述喉部收缩，并且其中所述控制器与所述塞可操作地联接，并且配置成控制所述塞在向后方向和向前方向平移以分别扩张所述喉部和收缩所述喉部。

10.根据权利要求8所述的推进系统，其中所述第一内表面配置成相对于所述塞在轴向方向平移，其中所述第一内表面在向后方向的平移导致所述喉部收缩，其中所述第一内表面在向前方向的平移导致所述喉部扩张，并且其中所述控制器与所述第一内表面可操作地联接，并且被配置成控制所述第一内表面在所述向前方向和所述向后方向平移以分别使所述喉部扩张和使所述喉部收缩。

11.根据权利要求10所述的推进系统，其中所述第一内表面包括可移动地安装至所述喷嘴的内表面的圆筒形护罩。

12.一种制造用于飞机的推进系统的方法，所述方法包括：

获得发动机、喷嘴和控制器，所述发动机配置成产生气体射流，所述喷嘴具有配置成可扩张和收缩的喉部，并且所述控制器配置成控制所述喉部扩张和收缩，并且还配置成通过控制所述喉部扩张和收缩来控制由所述气体射流产生的推力的大小，所述控制器还配置成当所述飞机以至少本地声速飞行时，通过控制所述喉部扩张和收缩来控制所述推力的大小；

将所述喷嘴与所述发动机在一位置处联接，以接收所述气体射流；以及

将所述控制器与所述喷嘴可操作地联接。

13.根据权利要求12所述的方法，其中将所述喷嘴与所述发动机联接包括将所述喷嘴与所述发动机流体地联接。

14.根据权利要求12所述的方法，其中所述控制器还配置成接收指示所述飞机的推力需求的信息，并且基于所述信息来控制所述喉部扩张和收缩。

15.根据权利要求14所述的方法，其中所述控制器配置成与所述飞机上的部件通信地联接并且从所述部件接收所述信息。

16.根据权利要求12所述的方法，其中所述控制器配置成使所述喉部扩张以减小所述推力和使所述喉部收缩以增大所述推力。

17.根据权利要求12所述的方法，其中所述控制器配置成在控制所述喉部扩张和收缩时以保持基本恒定的质量流量的方式来控制所述发动机。

18.根据权利要求12所述的方法，还包括：

将控制器与所述发动机可操作地联接，

其中所述控制器配置成当所述飞机以低于本地声速飞行时通过控制所述发动机来控制所述推力的大小，以及当所述飞机以至少所述本地声速飞行时通过控制所述喉部的扩张和收缩来控制所述推力的大小。

19.根据权利要求12所述的方法，还包括：

将塞与所述喷嘴联接，使得所述塞至少部分地布置在所述喷嘴内，并且使得所述塞的第一表面和所述喷嘴的第一内表面协作以限定所述喉部。

20.根据权利要求19所述的方法，其中将所述塞与所述喷嘴联接包括相对于所述喷嘴同轴地布置所述塞。

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