CN118387306A - 飞机推进系统的可变压缩进气道及进气道可变压缩的方法 - Google Patents

Abstract

一种用于飞机的推进系统，其包括具有中心轴线的发动机。罩环绕发动机并且包括罩唇部。压缩斜坡与该罩唇部间隔开。由罩唇部和压缩斜坡形成一入口。压缩斜坡是非平面的。压缩斜坡可以相对于罩唇部移动，以改变通过入口的入口气流的压缩。

Description

飞机推进系统的可变压缩进气道及进气道可变压缩的方法

技术领域

本公开总体上涉及超音速飞机，并且更具体地涉及用于超音速飞机推进系统的可变压缩式进气道和用于改变超音速飞机推进系统的进气道的压缩的方法。

背景技术

许多超音速飞机利用能够以超音速推进飞机的燃气涡轮发动机。这些燃气涡轮发动机通常在发动机的上游面处对亚音速气流进行操作。然而，在整个飞行状态下，这些燃气涡轮发动机必须在超音速条件下操作。通常，入口用于使进入的气流减速至与燃气涡轮发动机的操作要求相适应的速度。例如，可以使用可移动的罩来调整在不同飞行速度下捕获的空气量。然而，常规入口设计的缺点是与使气流减速所需的移动部件的数量相关联的过重和复杂性。因此，本领域技术人员继续在超音速飞机推进系统的可变进气领域中进行研究和开发工作。

发明内容

公开了用于飞机的推进系统、飞机、用于飞机推进系统的可变压缩式进气道的实例，以及用于改变飞机推进系统的进气道处的压缩的方法。以下是根据本公开的主题的可能要求保护或可能未要求保护的实例的非穷尽列表。

在实例中，所公开的推进系统包括具有中心轴线的发动机。推进系统包括罩，该罩围绕发动机并包括罩唇部。推进系统包括与罩唇部间隔开的压缩斜坡。推进系统包括由罩唇部和压缩斜坡形成的入口。压缩斜坡是非平面的。压缩斜坡可以相对于罩唇部移动以改变通过入口的入口气流的压缩。

在实例中，所公开的飞机包括机身和联接到机身的发动机。飞机包括与发动机流体连通的进气道。进气道包括入口罩，该入口罩包括罩唇部。进气道包括与罩唇部间隔开的压缩斜坡。进气道包括由罩唇部和压缩斜坡形成的入口。压缩斜坡是非平面的。压缩斜坡可以相对于罩唇部移动以改变通过入口的入口气流的压缩。

在实例中，所公开的进气道包括罩，该罩包括罩唇部。进气道包括第一压缩表面，该第一压缩表面与罩唇部间隔开并相对于罩唇部固定。进气道包括第二压缩表面，该第二压缩表面位于第一压缩表面的下游并且可以相对于罩唇部移动。第二压缩表面限定入口气流路径的喉部。第二压缩表面相对于罩唇部的移动选择性地使喉部的几何形状发生改变，以改变入口气流的压缩。

在实例中，所公开的方法包括以下步骤：(1)使压缩斜坡相对于罩的罩唇部在低速配置与高速配置之间移动；以及(2)改变通过入口的入口气流的压缩。

通过以下详细描述、附图以及所附权利要求，所公开的推进系统、飞机、进气和方法的其他实例将变得显而易见。

附图说明

图1是飞机的实例的示意图；

图2是描绘了处于低速配置的飞机的推进系统的实例的示意性截面图；

图3是描绘了处于高速配置的飞机的推进系统的实例的示意性截面图；

图4是描绘了处于低速配置的推进系统的进气道的一部分的示意性截面图；

图5是描绘了处于高速配置的推进系统的进气道的一部分的示意性截面图；

图6是描绘了处于低速配置的推进系统的进气道的实例的示意图；

图7是描绘了处于中速配置的推进系统的进气道的实例的示意图；

图8是描绘了处于高速配置的推进系统的进气道的实例的示意图；

图9是用于改变飞机推进系统的进气压缩的方法的实例的流程图；

图10是飞机制造和维护方法的实例的流程图；以及

图11是飞机的实例的示意性框图。

具体实施方式

本公开总体上涉及超音速和高超音速航空航天飞行器。更具体地，本公开涉及用于超音速和高超音速航空航天飞行器的推进系统的进气道的改进。

本公开认识到，超音速和高超音速航空航天飞行器从起飞到巡航速度到着陆期间必须在宽的马赫数范围内运行。本公开还认识到在每个飞行状态(例如亚音速、跨音速和超音速或高超音速)下进气道入口的适当性能的重要性。本公开还认识到，由于必须协调多个不同的要求，为推进系统设计具有高马赫范围的进气道入口带来了特别的挑战。

作为实例，在没有内部收缩的情况下，在亚音速条件下(例如约小于0.8马赫)，进气道需要大的开口。换言之，穿过入口的唇部的空气不会收缩，而是在到达发动机进气口(例如风扇面)的途中扩大。在跨音速飞行期间(例如约在1.0马赫至1.6马赫之间)存在对于没有内部收缩的情况下的类似要求。在一个或多个实例中，在跨音速速度下，发动机仅可以处理进入进气道的固定罩的约一半的空气，例如其中入口是固定的并且尺寸设计成用于特定的高马赫条件。通常，捕获的气流可以在飞行器的各个速度范围内变化两倍或三倍或更多倍，诸如当尺寸设计成用于高超音速飞行速度时。在高于低超音速飞行条件(例如约1.6马赫)时，进气道的喉部需要开始收缩。在巡航条件下(例如约高于1.6马赫)，喉部必须完全收缩，使得捕获面积与喉部面积之间的面积比相对高。入口的外部压缩部必须在速度大于1.6马赫时表现出作为压缩装置的良好性能。入口的内部部分(包括例如扩散部)必须是平滑的并且向发动机供给尽可能均匀的空气。换言之，扩散部不能具有分离流，否则就违反了这个条件。

因此，本文中的公开设计成用于在宽马赫范围内运行的航空航天飞行器的推进系统的进气道并且本公开解决了上述已认识到的问题。进气道的实例包括乘波体隆起部(waverider bump)的独特实现方式，该乘波体隆起部是三维入口，该三维入口通过轴对称入口流场进行流线追踪。通常，隆起部成形为使得隆起部上的气流像母体流场的气流。入口设计成从起飞到巡航空气速度(诸如超音速速度(例如约高于1马赫)和高超音速速度(例如约高于5马赫))并回到着陆的期间向发动机提供优质空气。入口具有固定罩，该固定罩仅具有用于可变几何形状的两个移动件。在一个或多个实例中，一件式隆起部在圆形斜坡或路径上向后且向下滚动，这允许其与罩形成更大的喉部。一件式的扩散部表面在后部处向后滑动并且在前部处向下旋转，在前部处该扩散部附接到隆起部。扩散部形成从由隆起部产生的喉部区域回到发动机风扇面的平滑过渡。在一个或多个实例中，两个移动件在两个平行平面壁上的侧面处密封。仅使用两个移动部件在复杂性、尺寸和成本方面提供了优点。此外，隆起部式入口具有在入口之前将边界层滚动到侧面的附加优点。换言之，入口吸入较少的低速空气，从而改进了发动机风扇面处的空气性能并且改进了发动机风扇面处的空气均匀性。

另外，在一个或多个实例中，罩的尺寸设计成用于入口预期处理的最高操作速度。换言之，入口捕获的空气约是发动机在跨音速速度下可以处理的空气的两倍。

本公开还认识到，现有解决方案捕获入口流中的所有边界层并且需要大量排出以将其虹吸出去。本文公开的进气道设计包括隆起部式入口，该隆起部式入口在入口的内部部分之前自然地使边界层转向，从而需要较少的排出并且增加入口的动能利用效率。

本公开还认识到，现有解决方案具有多个二维移动斜坡、联动装置、致动器和系统控制，产生了更曲折的排出路径，并且导致结构重得多。本文公开的进气道设计利用较轻的固定罩、较简单的排出路径、仅两个移动斜坡、较简单的平面侧密封件和三个横向密封件。

参考图1，通过实例的方式，本公开涉及飞机1200。参考图1至图3，通过实例的方式，本公开还涉及用于飞机1200的推进系统100。参考图1至图3和图4至图8，通过实例的方式，本公开还涉及用于飞机1200的推进系统100的进气道134。

通常，如本文将更详细描述的，推进系统100包括发动机102、罩104、压缩斜坡108和扩散部斜坡114。推进系统100的进气道134的入口110由罩唇部106和压缩斜坡108形成。压缩斜坡108包括第一隆起部118和第二隆起部120。第一隆起部118相对于罩唇部106固定。第二隆起部120可以相对于罩唇部106和第一隆起部118移动。压缩斜坡108的第二隆起部120的移动改变通过入口110的入口气流112的压缩。

特别有利或有益的是，罩104是固定的并且被用于通过作为完整的压力容器来节省重量。由压缩斜坡108的第一隆起部118和第二隆起部120提供的“滚动”三维乘波体隆起部式入口在整个马赫范围内提供优异的压缩性能。隆起部(例如第一隆起部118和第二隆起部120)自然地使边界层转向，这急剧地减少了为发动机102供给良好流量所需的排出量。对于较低的速度，隆起部(例如第二隆起部120)向后滚动并下沉到入口110的本体侧中，这将喉部面积增加到内部收缩率略小于一。具有低收缩率的能力基本上使得入口不易启动。作为平移和旋转的单件的扩散部斜坡114与压缩斜坡108一起形成具有轻度扩大的扩散部116，从而形成入口110的不易启动的特性。扩散部116在整个马赫范围内保持优异的性能，并且在发动机入口面处具有良好的均匀流动。两件式入口系统具有能够实现简单密封解决方案的平面侧面。两件式设计还能够实现简单的致动和机械解决方案。通过隆起部在整个马赫范围内提供良好的压缩性能。隆起部使边界层自然地转向。扩散部在整个马赫范围内提供良好的性能并且在整个马赫范围内在发动机面处提供均匀的流动。

参考图1和图2至图8，在一个或多个实例中，飞机1200包括机身1202。发动机102(图2和图3)联接到机身1202。进气道134与发动机102流体连通。进气道134包括入口罩148。入口罩148包括罩唇部106。压缩斜坡108与罩唇部106间隔开。入口110由罩唇部106和压缩斜坡108形成。压缩斜坡108是非平面的。压缩斜坡108可以相对于罩唇部106移动，以改变通过入口110的入口气流112的压缩。压缩斜坡108包括固定的第一隆起部118和可移动的第二隆起部120。

在一个或多个实例中，飞机1200是能够以超音速或高超音速飞行的任何航空航天飞行器。在一个或多个实例中，如图1所示，飞机1200是固定翼飞机。在一个或多个实例中，飞机1200具有在整个马赫范围内包括高升阻(L/D)比的先进的空气动力学形状。在其他实例中，飞机1200是火箭、导弹、航天器、无人驾驶飞行器(UAV)或其他类型的航空航天飞行器。

在一个或多个实例中，推进系统100的进气道134包括高马赫范围入口(例如入口110)。推进系统100还包括喷口150。罩104以用于高速飞行所预先确定的尺寸固定。入口110的几何形状是可变的，并且由压缩斜坡108的第二隆起部120的移动选择性地控制。喷口150的几何形状也是可变的。

在一个或多个实例中，发动机102是涡轮风扇发动机。作为实例，发动机102是中冷增压式涡轮风扇发动机。在一个或多个实例中，发动机102包括沿中心轴线A设置的入口风扇、压缩机、燃烧器、涡轮和喷口。在一个或多个实例中，这些部件设置在发动机外壳内，诸如罩104。

在一个或多个实例中，罩104包括入口罩148。入口罩148形成进气道134的至少一部分并且围绕压缩斜坡108的第二隆起部120和扩散部斜坡114。在一个或多个实例中，罩104的(诸如入口罩148的)内壁128形成风道(例如入口风道)，该风道将入口气流112从入口110引导到发动机102。

参考图2和图3，其示意性地示出了用于飞机1200的推进系统100的实例，并且参考图4至图8，其示意性地示出了推进系统100的进气道134的实例。推进系统100的进气道134是可变压缩式进气道。在一个或多个实例中，推进系统100包括发动机102、罩104、压缩斜坡108和入口110。发动机102具有中心轴线A。罩104围绕发动机102。罩104包括罩唇部106。压缩斜坡108与罩唇部106间隔开。入口110由罩唇部106和压缩斜坡108形成。压缩斜坡108是非平面的。压缩斜坡108可以相对于罩唇部106移动，以改变通过入口110的入口气流112的压缩。

参考图2至图8，在一个或多个实例中，压缩斜坡108可以在低速配置与高速配置之间移动。图2、图4和图6示出了处于低速配置的推进系统100和进气道134的实例。图3、图5和图8示出了处于高速配置的推进系统100和进气道134。图7示出了处于低速配置与高速配置之间的中间配置的推进系统100和进气道134的实例。在低速配置中，压缩斜坡108减小通过入口110的入口气流112的压缩。在高速配置中，压缩斜坡108增加通过入口110的入口气流112的压缩。

因此，在一个或多个实例中，低速配置(图2、图4和图6)也可以被称为减小压缩配置。在一个或多个实例中，高速配置(图3、图5和图8)也可以被称为增加压缩配置。

如本文中所使用的，低速通常是指亚音速速度，诸如在约1马赫以下的速度，诸如在约0.8马赫以下的速度。低速还指跨音速速度，诸如约0.8马赫至2马赫之间的速度，诸如约1马赫至1.6马赫之间的速度。中速通常是指超音速，诸如约2马赫至4马赫之间的超音速速度，诸如约3马赫。高速或巡航速度通常是指超音速速度，诸如大于4马赫的速度。高速还指高超音速，诸如大于5马赫的速度。

参考图2至图8，在一个或多个实例中，压缩斜坡108包括第一隆起部118和第二隆起部120。第一隆起部118相对于罩唇部106固定。第一隆起部118还可以称为固定隆起部。第二隆起部120可以相对于罩唇部106和第一隆起部118移动，以改变通过入口110的入口气流112的压缩。第二隆起部120还可以称为可移动隆起部。

参考图4和图5，在一个或多个实例中，推进系统100和进气道134包括入口气流路径140的喉部122。喉部122由第二隆起部120和罩唇部106形成。第二隆起部120相对于罩唇部106的移动改变了喉部122的几何形状。在低速配置(图4)中，第二隆起部120增加喉部122的几何形状。在高速配置(图5)中，第二隆起部120减小喉部122的几何形状。

通常，喉部122是入口气流路径140的最窄部分。在高速配置中，喉部122位于进气道134的会聚超音速压缩区段130与发散亚音速扩散部区段132之间(例如如图5所示)。

参考图2和图3并且参考图4至图8，在一个或多个实例中，第一隆起部118是非平面的。在一个或多个实例中，第一隆起部118具有或采用锥形截面的形式。在一个或多个实例中，第二隆起部120是非平面的。在一个或多个实例中，第二隆起部120具有或采用锥形截面的形式。

参考图4至图8，在一个或多个实例中，第一隆起部118包括第一压缩表面136。第二隆起部120包括第二压缩表面138。第一压缩表面136是非平面的。第二压缩表面138是非平面的。

参考图6至图8，在一个或多个实例中，第一压缩表面136是、具有或采用锥形截面的形式。在一个或多个实例中，第二压缩表面138是、具有或采用锥形截面的形式。

参考图6至图8，在一个或多个实例中，压缩斜坡108还包括等熵(isentropic)斜坡表面144。等熵斜坡表面144在第一压缩表面136与第二压缩表面138之间延伸。通常，等熵斜坡表面144使入口气流112转向而不产生离散的冲击波。

在一个或多个实例中，压缩斜坡108具有由第一隆起部118的第一压缩表面136、等熵斜坡表面144和第二隆起部120的第二压缩表面138形成的三斜坡段。

在一个或多个实例中，第一隆起部118的第一压缩表面136、第二隆起部120的第二压缩表面138和等熵斜坡表面144定向成使得所有冲击波和压缩波会聚在罩唇部106附近(例如会聚在罩唇部处或靠近罩唇部会聚)(例如在罩唇部106外侧约一英寸处，以免将其烧毁)。

参考图2至图8，在一个或多个实例中，推进系统100包括扩散部斜坡114和扩散部116。扩散部斜坡114位于压缩斜坡108与发动机102之间。扩散部116由罩104和扩散部斜坡114形成。例如，扩散部116由罩104的内壁128形成。扩散部斜坡114是非平面的。扩散部斜坡114可以相对于发动机102移动，以沿中心轴线A改变扩散部116的几何形状。

参考图2至图8，在一个或多个实例中，扩散部斜坡114可以在低速配置(例如图2、图4和图6中所示)与高速配置(例如图3、图5和图8中所示)之间移动。在低速配置中，扩散部116沿中心轴线A的几何形状基本上恒定。在高速配置中，扩散部116沿中心轴线A的几何形状从压缩斜坡108到发动机102扩大。例如，扩散部116沿着中心轴线A从喉部122向发动机102的入口面扩大或发散。

参考图2至图8，在一个或多个实例中，为了在高速配置中移动，第二隆起部120在向前方向上朝向入口110滚动(例如部分地进入入口)。为了在低速配置中移动，第二隆起部120在向后方向上远离入口110滚动(例如从入口出来)。为了本公开的目的，物品的滚动或滚动运动是指平移运动和旋转运动的组合。

在一个或多个实例中，第二隆起部120可以例如沿中心轴线A线性移动。在一个或多个实例中，第二隆起部120可以旋转地移动。作为实例，第二隆起部120可以围绕第一旋转轴线A1可旋转地移动。第一旋转轴线A1与中心轴线A间隔开并且在垂直于中心轴线A的方向上延伸。例如，通过使第二隆起部120围绕第一轴线A1旋转来实现第二隆起部120的线性运动和旋转运动。作为实例，第二隆起部120沿着弯曲路径(诸如至少近似圆形路径的一部分)平移。

参考图2至图8，在一个或多个实例中，为了在高速配置中移动，扩散部斜坡114在向前方向上朝向入口110平移并向下摆动。为了在低速配置中移动，扩散部斜坡114在向后方向上远离入口110平移并向上摆动。

在一个或多个实例中，扩散部斜坡114可以例如沿着中心轴线A线性移动。在一个或多个实例中，扩散部斜坡114可旋转地移动。作为实例，扩散部斜坡114可以围绕第二旋转轴线A2可旋转地移动。第二旋转轴线A2与中心轴线A间隔开并且在垂直于中心轴线A的方向上延伸。

在一个或多个实例中，第二隆起部120和扩散部斜坡114的移动可以使用任何合适的装置或机构来实现。在一个或多个实例中，推进系统100包括联接到压缩斜坡108(诸如联接到第二隆起部120)以及可选地联接到扩散部斜坡114的斜坡驱动器。斜坡驱动器配置成引起第二隆起部120的滚动运动和扩散部斜坡114的平移运动和摆动运动。斜坡驱动器包括任何合适的驱动系，诸如马达、致动器、轨道、导轨、引导件、联动装置等。

参考图6至图8，在一个或多个实例中，扩散部斜坡114联接到第二隆起部120。在一个或多个实例中，扩散部斜坡114与第二隆起部120一起移动。作为实例，扩散部斜坡114的移动由第二隆起部120的移动引起或者由第二隆起部120的移动驱动。

参考图6至图8，在一个或多个实例中，密封件126位于扩散部斜坡114与第二隆起部120之间。作为实例，第二隆起部120和扩散部斜坡114密封在一起，使得第二隆起部120和扩散部斜坡114可以独立地和组合地移动，并且使得空气在其通向发动机102的途中不能在第二隆起部120和扩散部斜坡114之间穿过。

参考图6至图8，在一个或多个实例中，间隙124位于扩散部斜坡114与第二隆起部120之间。作为实例，第二隆起部120和扩散部斜坡114沿着中心轴线A彼此间隔开、不密封在一起或仅部分地密封在一起，使得第二隆起部120和扩散部斜坡114可以独立地和组合地移动，并且使得空气可以在其通向发动机102的途中在第二隆起部120与扩散部斜坡114之间穿过。

参考图6至图8，在一个或多个实例中，密封件126位于第二隆起部120与罩104的内壁128的一部分之间。作为实例，第二隆起部120和罩104的内壁128的一部分密封在一起，使得第二隆起部120可以相对于内壁128移动，并且使得空气在其通向发动机102的途中不能在第二隆起部120与内壁128之间穿过。

参考图6至图8，在一个或多个实例中，密封件126位于扩散部斜坡114与罩104的内壁128的一部分之间。作为实例，扩散部斜坡114和罩104的内壁128的一部分密封在一起，使得扩散部斜坡114可以相对于内壁128移动，并且使得空气在其通向发动机102的途中不能在扩散部斜坡114与内壁128之间穿过。

在一个或多个实例中，密封件126的第一部分位于扩散部斜坡114与第二隆起部120之间，以密封扩散部斜坡114与第二隆起部120之间的接头或交接部。密封件126的第二部分位于第二隆起部120与罩104的内壁128的一部分之间，以密封第二隆起部120与内壁128的一部分之间的交接部。密封件126的第三部分位于扩散部斜坡114与罩104的内壁128的一部分之间，以密封扩散部斜坡114与内壁128之间的交接部。

参考图6至图8，在一个或多个实例中，罩104的内壁128的一部分是平面的。内壁128的与第二隆起部120和扩散部斜坡114相交接的至少一部分是平面的，这有助于在第二隆起部120与扩散部斜坡114的相对运动期间密封交接部。

参考图2和图3并且参考图4和图5，在一个或多个实例中，在高速配置(例如图3和图5中所示)中，压缩斜坡108和罩104形成用于发动机102的进气道134的超音速压缩区段130。扩散部斜坡114和罩104形成进气道134的亚音速扩散部区段132。

参考图2至图8，在一个或多个实例中，进气道134是用于涡轮风扇发动机146的可变压缩式进气道。涡轮风扇发动机146是飞机1200的推进系统100的发动机102的实例。进气道134包括罩104。罩104包括罩唇部106。第一压缩表面136与罩唇部106间隔开。第一压缩表面136相对于罩唇部106固定。第二压缩表面138位于第一压缩表面136的下游。第二压缩表面138可以相对于罩唇部106移动。第二压缩表面138限定入口气流路径140的喉部122。第二压缩表面138相对于罩唇部106的移动选择性地改变喉部122的几何形状，以改变入口气流112的压缩。在一个或多个实例中，进气道134包括从第二压缩表面138向下游延伸的扩散部表面142。在一个或多个实例中，扩散部表面142联接到第二压缩表面138。在一个或多个实例中，扩散部表面142可以相对于第二压缩表面138移动，以改变入口气流路径140的扩散部116的几何形状。在一个或多个实例中，第二压缩表面138相对于罩唇部106平移和旋转。扩散部表面142与第二压缩表面138一起平移并且相对于第二压缩表面138旋转。在一个或多个实例中，进气道134包括等熵斜坡表面144。等熵斜坡表面144在第一压缩表面136与第二压缩表面138之间延伸。

参考图9并且参考图1至图8，通过实例的方式，本公开还涉及用于改变飞机1200的推进系统100(诸如用于涡轮风扇发动机146)的进气道134处的压缩的方法。通常，使用以上描述的可变压缩式进气道的实例来执行方法1000的实现方式。

参考图9并且参考图2和图3，在一个或多个实例中，方法1000包括使压缩斜坡108相对于罩104的罩唇部106在低速配置与高速配置之间移动的步骤(框1002)，以及改变通过入口110的入口气流112的压缩的步骤(框1004)。

参考图9并且参考图3、图5和图8，在一个或多个实例中，根据方法1000，使压缩斜坡108移动的步骤(框1002)包括使第二隆起部120相对于第一隆起部118并且相对于罩唇部106移动到高速配置的步骤(框1006)。在高速配置中，改变压缩的步骤(框1004)包括增加通过入口110的入口气流112的压缩的步骤(框1010)。

参考图9并且参考图2、图4和图6，在一个或多个实例中，根据方法1000，使压缩斜坡108移动的步骤(框1002)包括使第二隆起部120相对于第一隆起部118并且相对于罩唇部106移动到低速配置的步骤(框1008)。在低速配置中，改变压缩的步骤(框1004)包括减小通过入口110的入口气流112的压缩的步骤(框1012)。

因此，本文公开的推进系统100和方法1000解决了以下问题。入口的尺寸设计为满足5马赫的巡航要求，其比跨音速的要求约大三倍(例如在约2倍至3倍之间)。从约1.0马赫至1.6马赫，发动机消耗其在5马赫巡航期间所需要的气流的约三分之一，这会导致入口溢出60％的空气，从而引起溢流阻力损失。通常，在2马赫的飞机中，认为10％的溢出是不好的。喷口的尺寸也设计为满足5马赫的巡航要求，其比跨音速的要求约大三倍。从约1.0马赫至约1.6马赫，发动机排出的气流仅为5马赫巡航期间的三分之一，这导致喷口仅充满30％，从而引起底部阻力损失。因此，在跨音速飞行(例如1.0马赫至1.6马赫)期间，当发动机处于最弱状态时，阻力是难以承受的。

本文所描述的推进系统100和方法1000所解决的其他问题包括：入口(以及气流路径的其余部分)必须适应在整个马赫范围内所要求的较大的气流变化(例如3倍的捕获面积变化)，罩必须以尽可能轻且简单的结构抵抗入口设计中固有的高压，在整个马赫范围内罩阻力较低，在整个马赫范围内溢流阻力较低，入口斜坡适应在整个马赫范围内所需的十二倍的喉部区域变化，管道系统在整个马赫范围内在发动机面处提供均匀且足够的流动，涡轮冲压发动机在整个马赫范围内提供足够的推力，喷口必须适应在整个马赫范围内的大面积变化以匹配发动机输出，以及由于在整个马赫范围内喷口未充满而引起的底部阻力较低。

根据本公开，推进系统100和方法1000解决了上文提及的问题。压缩斜坡108，并且更具体地，第二隆起部120可移动或铰接。在高超音速巡航条件下，第二隆起部120的移动提供了高的操作性能。第二隆起部120的移动还有助于在自由流2马赫以下进行超临界操作。入口罩148固定在特定飞行状态(诸如5马赫巡航)所需的尺寸处。入口110在跨音速飞行期间吸入比发动机102可以使用的空气多2倍的空气。前体设计使其提高到3倍。入口罩148是固定的，但不是分开的。因此，该入口罩形成有效的压力容器来容纳入口110中固有的高压空气。这极大地增加了结构完整性并降低了重量、复杂性和风险。固定罩104具有低的前向角，并且因此在所有马赫数下产生低的罩阻力。当罩104吸入所有空气时，在整个马赫范围内溢流阻力都是零。隆起部式入口斜坡系统(例如压缩斜坡108，包括固定的第一隆起部118和可移动的第二隆起部120)仅使用两个移动斜坡(例如第一隆起部118和第二隆起部120)来适应十二倍的喉部区域变化。这不像常规方法那样重，并且引入更少的要密封的间隙。

现在参考图10和图11，本文中描述的推进系统100、进气道134和方法1000的实例可以涉及如图10中的流程图所示的飞机制造和维护方法1100以及如图11中示意性地示出的飞机1200，或者可以在这两种场景中使用。例如，飞机1200和/或飞机生产和维护方法1100可以包括推进系统100，该推进系统包括可变压缩式进气道134。

参考图11，图11示出了飞机1200的一个实例。飞机1200包括具有内部1206的机身1202。飞机1200包括多个机载系统1204(例如高级系统)。飞机1200的机载系统1204的实例包括推进系统1208，诸如推进系统100(图2至图8)。机载系统1204的其他实例包括液压系统1212、电气系统1210和环境系统1214。在其他实例中，机载系统1204还包括联接到飞机1200的机身1202的一个或多个控制系统，诸如，襟翼、扰流板、副翼、缝翼、方向舵、升降舵以及配平调整片。在其他实例中，机载系统1204还包括一个或多个其他系统，诸如但不限于通信系统、航空电子系统、软件分发系统、网络通信系统、乘客信息/娱乐系统、引导系统、雷达系统、武器系统等。

参考图10，在飞机1200的预生产期间，制造和维护方法1100包括飞机1200的规格和设计(框1102)以及材料采购(框1104)。在飞机1200的生产期间，进行飞机1200的部件和子组件制造(框1106)和系统集成(框1108)。此后，飞机1200通过认证和交付(框1110)，以投入使用(框1112)。日常保养和维护(框1114)包括飞机1200的一个或多个系统的改造、重新配置、翻新等。

图10中示出的制造和维护方法1100的每个过程可以由系统集成商、第三方和/或操作者(例如客户)执行或进行。为了本说明书的目的，系统集成商可以包括但不限于任何数量的航天器制造商和主系统分包商；第三方可以包括但不限于任何数量的销售商、分包商和供应商；并且操作者可以是航空公司、租赁公司、军事实体、维护组织等。

图10所示的流程图中示出的制造和维护方法1100的任何一个或多个阶段期间可以使用本文示出和描述的推进系统100、进气道134和方法1000的实例。在实例中，包括进气道134和/或根据方法1000操作的推进系统100可以形成部件和子组件制造(框1106)和/或系统集成(框1108)的一部分。此外，包括进气道134和/或根据方法1000操作的推进系统100可以以与飞机1200在投入使用时(框1112)准备的部件或子组件类似的方式实施。此外，在系统集成(框1108)以及认证和交付(框1110)期间，可以利用包括进气道134和/或根据方法1000操作的推进系统100。类似地，例如但不限于，在飞机1200投入使用时(框1112)以及在保养和维护期间(框1114)，可以利用包括进气道134和/或根据方法1000操作的推进系统100。

前面的详细描述参考了示出了由本公开描述的具体实例的附图。具有不同结构和操作的其他实例不背离本公开的范围。在不同的附图中，相同的参考标号可以指代相同的特征、元件或部件。贯穿本公开，多个项目中的任何一个项目可以被单独地称为项目，并且多个项目可以被共同地称为项目，并且可以用相同的参考标号来表示。此外，如本文中使用的，前面有词语“一”或“一个”的特征、元件、部件或步骤应当理解为不排除多个特征、元件、部件或步骤，除非明确叙述了这种排除。

上面提供了可以但不一定要求保护的根据本公开的主题的说明性的、非穷尽的实例。在本文中对“实例”的引用是指结合该实例描述的一个或多个特征、结构、元件、部件、特性和/或操作步骤包括在根据本公开的主题的至少一个方面、实施方式和/或实现方式中。因此，贯穿本公开，短语“实例”、“另一实例”、“一个或多个实例”以及类似语言可以但不一定是指相同的实例。另外，表征任何一个实例的主题可以但不一定包括表征任何其他实例的主题。此外，表征任何一个实例的主题可以但不一定地与表征任何其他实例的主题组合。

如本文所使用的，“配置成”执行具体功能的系统、设备、装置、结构、物品、元件、部件或硬件确实能够在没有任何改变的情况下执行具体功能，而不是仅具有在进一步修改之后执行具体功能的可能性。换言之，“配置成”执行具体功能的系统、设备、装置、结构、物品、元件、部件或硬件被具体地选择、创建、实施、利用、编程和/或设计为用于执行具体功能的目的。如本文所使用的，“配置成”表示系统、设备、结构、物品、元件、部件或硬件的现有特性，其使得系统、设备、结构、物品、元件、部件或硬件能够执行具体功能而无需进一步的修改。出于本公开的目的，被描述为“配置成”执行特定功能的系统、设备、装置、结构、物品、元件、部件或硬件可以另外地或可替代地被描述为“适配成”和/或“操作性地用于”执行所述功能。

除非另外指出，否则术语“第一”、“第二”、“第三”等在本文中仅用作标记，而并非旨在对这些术语所指的项目强加序数、位置或等级要求。此外，对例如“第二”项目的引用不要求或排除例如“第一”或较低编号的项目和/或例如“第三”或较高编号的项目的存在。

如本文所使用的，当与一系列项目一起使用时，短语“至少一个”表示可以使用一个或多个所列项目的不同组合，并且可以仅需要列表中的每个项目中的一个。例如，“项目A、项目B和项目C中的至少一个”可以包括但不限于项目A或项目A和项目B。这个实例还可以包括项目A、项目B和项目C，或项目B和项目C。在其他实例中，“至少一个”可以是，例如但不限于，项目A中的两个、项目B中的一个和项目C中的十个；项目B中的四个和项目C中的七个；以及其他合适的组合。如本文所使用的，术语“和/或”和“/”符号包括一个或多个相关列出项的任何和所有组合。

为了本公开的目的，术语“联接的”、“联接”以及类似术语是指彼此接合、链接、紧固、附接、连接、置于连通或以其他方式相关联(例如，机械地、电气地、流体地、光学地、电磁地)的两个或更多个元件。在多个实例中，元件可以直接或间接地相关联。作为实例，元件A可以与元件B直接相关联。作为另一实例，元件A可以例如经由另一元件C与元件B间接地相关联。将理解，并非必须表示各个所公开的元件之间的所有关联。因此，还可以存在除图中描绘的那些联接之外的联接。

如本文所使用的，术语“约”是指或表示接近于(但不是精确地)仍然执行期望的功能或实现期望的结果的所述条件的条件。作为实例，术语“约”是指在可接受的预定公差或精度内的条件，诸如在所陈述的条件的10％内的条件。然而，术语“约”不排除确切地是所陈述条件的条件。如在本文中使用的，术语“基本上”是指基本上是执行所期望的功能或实现期望结果的陈述条件的条件。

上文所提及的图1至图8以及图11可以表示其功能元件、特征或部件，并且不一定意指任何特定结构。因此，可以对所示结构进行修改、添加和/或省略。此外，本领域的技术人员将了解，并非上文所提及的图1至8以及图11中所描述和展示的所有元件、特征和/或部件都需要包括在每个实例中，并且并非在本文中所描述的所有元件、特征和/或部件必须在每个说明性实例中描绘。因此，图1至图8以及图11中所描述和展示的元件、特征和/或部件中的一些可以以不同方式组合，而无需包括在图1至图8以及图11、其他附图和/或所附公开中所描述和展示的其他特征，即使在本文中未明确展示这种或这些组合。类似地，不限于所呈现的实例的附加特征可以与在本文中示出和描述的特征中的一些或全部相组合。除非另外明确地陈述，否则上文所提及的图1至图8以及图11中所描绘的实例的示意性说明并不意味着是对说明性实例的结构进行限制。相反，尽管指示了一个说明性结构，但应当理解，所述结构可以在适当时被修改。因此，可以对所示结构进行修改、添加和/或省略。此外，用于相似或至少基本上相似目的的元件、特征和/或部件在图1至图8以及图11中的每个中用相同的数字标记，并且此类元件、特征和/或部件在本文中可以参考图1至图8以及图11中的每个进行详细讨论。类似地，所有元件、特征和/或部件可以不在图1至图8以及图11中的每个中标记，但是在本文中为了一致性可以利用与其相关联的参考标号。

在上文所提及的图9和图10中，框可以表示操作、步骤和/或其部分，并且连接各个框的线不意指操作或其部分的任何特定顺序或依赖性。将理解，并非必须表示各个所公开的操作之间的所有依赖关系。图9和图10以及描述本文阐述的所公开方法的操作的所附公开不应被解释为必须确定待执行操作的顺序。相反，尽管指示了一个说明性顺序，但应理解，操作的顺序可以在适当时修改。因此，可以对所说明的操作进行修改、添加和/或省略，并且可以以不同的顺序或同时执行某些操作。此外，本领域的技术人员将认识到，并非所有描述的操作都需要被执行。

另外，贯穿本说明书对本文所使用的特征、优点或类似语言的引用并不意味着由本文所公开的实例所实现的所有特征和优点应当是任何单个实例或处于任何单个实例中。相反，提及特征和优点的语言被理解为表示结合实例所描述的具体特征、优点或特性包括在至少一个实例中。因此，对特征、优点的讨论以及在整个本公开中所使用的类似语言可以但不一定地涉及相同的实例。

所描述的一个实例的特征、优点和特性可以以任何合适的方式结合在一个或多个其他实例中。相关领域技术人员将认识到，本文描述的实例可以在没有特定实例的一个或多个具体特征或优点的情况下实践。在其他情况下，将认识到在某些实例中存在的附加特征和优点不一定存在于所有实例中。此外，尽管已经示出和描述了推进系统100、进气道134、飞机1200和方法1000的多个实例，但本领域技术人员在阅读说明书时可以想到修改。本申请包括这样的修改并且仅受权利要求的范围的限制。

此处还提供下列条款，其涉及：

1.一种飞机1200，包括：

机身1202；

发动机102，联接到机身1202；以及

进气道134，与发动机102流体连通并且包括：

入口罩148，包括罩唇部106；

压缩斜坡108，与罩唇部106间隔开；以及

入口110，由罩唇部106和压缩斜坡108形成，

其中：

压缩斜坡108是非平面的；并且

压缩斜坡108能相对于罩唇部106移动，以改变通过入口110的入口气流112的压缩。

2.根据条款1的飞机1200，其中：

压缩斜坡108能在低速配置与高速配置之间移动；

在低速配置中，压缩斜坡108减小通过入口110的入口气流112的压缩；并且

在高速配置中，压缩斜坡108增加通过入口110的入口气流112的压缩。

3.根据条款2的飞机1200，其中，进气道134还包括：

扩散部斜坡114，位于压缩斜坡108与发动机102之间；以及

扩散部116，由入口罩148和扩散部斜坡114形成，

其中：

扩散部斜坡114是非平面的；并且

扩散部斜坡114能相对于发动机102移动，以沿中心轴线A改变扩散部116的几何形状。

4.根据条款3的飞机1200，其中：

扩散部斜坡114能在低速配置与高速配置之间移动；

在低速配置中，扩散部116的几何形状沿中心轴线A基本上恒定；并且

在高速配置中，扩散部116的几何形状沿中心轴线A从压缩斜坡108到发动机102扩大。

5.根据条款4的飞机1200，其中，压缩斜坡108包括：

第一隆起部118，相对于罩唇部106固定；以及

第二隆起部120，能相对于罩唇部106且相对于第一隆起部118移动，以改变通过入口110的入口气流112的压缩。

6.根据条款5的飞机1200，其中，进气道134还包括由第二隆起部120和罩唇部106形成的喉部122，

其中：

第二隆起部120相对于罩唇部106的移动使喉部122的几何形状发生改变；

在低速配置中，第二隆起部120使喉部122的几何形状变大；并且

在高速配置中，第二隆起部120使喉部122的几何形状变小。

7.根据条款5的飞机1200，其中：

第二隆起部120能沿着中心轴线A线性移动；

第二隆起部120能围绕第一旋转轴线A1旋转地移动；

第一旋转轴线A1与中心轴线A间隔开并且在垂直于中心轴线A的方向上延伸；

扩散部斜坡114能沿着中心轴线A线性移动；

扩散部斜坡114能围绕第二旋转轴线A2旋转地移动；并且

第二旋转轴线A2与中心轴线A间隔开并且在垂直于中心轴线A的方向上延伸。

8.根据条款5的飞机1200，其中：

扩散部斜坡114联接到第二隆起部120；并且

扩散部斜坡114与第二隆起部120一起移动。

9.根据条款8的飞机1200，其中，进气道134还包括密封件126，

其中：

密封件126的第一部分位于扩散部斜坡114与第二隆起部120之间；

密封件126的第二部分位于入口罩148的内壁128的一部分与第二隆起部120之间；并且

密封件126的第三部分位于入口罩148的内壁128的部分与扩散部斜坡114之间。

10.根据条款5的飞机1200，其中：

第一隆起部118包括非平面的第一压缩表面136；

第二隆起部120包括非平面的第二压缩表面138；并且

压缩斜坡108还包括在第一压缩表面136与第二压缩表面138之间延伸的等熵斜坡表面144。

11.一种用于涡轮风扇发动机146的可变压缩式进气道134，包括：

罩104，包括罩唇部106；

第一压缩表面136，与罩唇部106间隔开并相对于罩唇部固定；以及

第二压缩表面138，位于第一压缩表面136的下游并且能相对于罩唇部106移动，

其中：

第二压缩表面138限定入口气流路径140的喉部122；并且

第二压缩表面138相对于罩唇部106的移动选择性地使喉部122的几何形状发生改变，以改变入口气流112的压缩。

12.根据条款11的可变压缩式进气道134，还包括从第二压缩表面138向下游延伸的扩散部表面142。

13.根据条款12的可变压缩式进气道134，其中，扩散部表面142联接到第二压缩表面138。

14.根据条款12的可变压缩式进气道134，其中，扩散部表面142能相对于第二压缩表面138移动，以使入口气流路径140的扩散部116的几何形状发生改变。

15.根据条款14的可变压缩式进气道134，其中：

第二压缩表面138相对于罩唇部106平移和旋转；并且

扩散部表面142与第二压缩表面138一起平移，并且扩散部表面相对于第二压缩表面138旋转。

16.根据条款11的可变压缩式进气道134，其中，第一压缩表面136是非平面的。

17.根据条款11的可变压缩式进气道134，其中，第一压缩表面136是锥形截面。

18.根据条款11的可变压缩式进气道134，其中，第二压缩表面138是非平面的。

19.根据条款11的可变压缩式进气道134，其中，第二压缩表面138是锥形截面。

20.根据条款11的可变压缩式进气道134，还包括在第一压缩表面136与第二压缩表面138之间延伸的等熵斜坡表面144。

21.一种用于改变涡轮风扇发动机146的进气道134处的压缩的方法，该方法包括：

使压缩斜坡108相对于罩104的罩唇部106在低速配置与高速配置之间移动；以及

改变通过进气道134的入口110的入口气流112的压缩。

Claims (20)

1.一种用于飞机(1200)的推进系统(100)，所述推进系统(100)包括：

发动机(102)，具有中心轴线(A)；

罩(104)，环绕所述发动机(102)并且包括罩唇部(106)；

压缩斜坡(108)，与所述罩唇部(106)间隔开；以及

入口(110)，由所述罩唇部(106)和所述压缩斜坡(108)形成，

其中：

所述压缩斜坡(108)是非平面的；并且

所述压缩斜坡(108)能相对于所述罩唇部(106)移动，

以改变通过所述入口(110)的入口气流(112)的压缩。

2.根据权利要求1所述的推进系统(100)，其中：

所述压缩斜坡(108)能在低速配置与高速配置之间移动；

在所述低速配置中，所述压缩斜坡(108)减小通过所述入口(110)的所述入口气流(112)的压缩；并且

在所述高速配置中，所述压缩斜坡(108)增加通过所述入口(110)的所述入口气流(112)的压缩。

3.根据权利要求2所述的推进系统(100)，还包括：

扩散部斜坡(114)，位于所述压缩斜坡(108)与所述发动机(102)之间；以及

扩散部(116)，由所述罩(104)和所述扩散部斜坡(114)形成，

其中：

所述扩散部斜坡(114)是非平面的；并且

所述扩散部斜坡(114)能相对于所述发动机(102)移动，以沿所述中心轴线(A)改变所述扩散部(116)的几何形状。

4.根据权利要求3所述的推进系统(100)，其中：

所述扩散部斜坡(114)能在所述低速配置与所述高速配置之间移动；

在所述低速配置中，所述扩散部(116)的几何形状沿所述中心轴线(A)基本上恒定；并且

在所述高速配置中，所述扩散部(116)的几何形状沿所述中心轴线(A)从所述压缩斜坡(108)到所述发动机(102)扩大。

5.根据权利要求4所述的推进系统(100)，其中，所述压缩斜坡(108)包括：

第一隆起部(118)，相对于所述罩唇部(106)固定；以及

第二隆起部(120)，能相对于所述罩唇部(106)以及相对于所述第一隆起部(118)移动，以改变通过所述入口(110)的所述入口气流(112)的压缩。

6.根据权利要求5所述的推进系统(100)，还包括由所述第二隆起部(120)和所述罩唇部(106)形成的入口气流路径(140)的喉部(122)，其中：

所述第二隆起部(120)相对于所述罩唇部(106)的移动使所述喉部(122)的几何形状发生改变；

在所述低速配置中，所述第二隆起部(120)使所述喉部(122)的几何形状变大；并且

在所述高速配置中，所述第二隆起部(120)使所述喉部(122)的几何形状变小。

7.根据权利要求5所述的推进系统(100)，其中：

所述第二隆起部(120)能沿着所述中心轴线(A)线性移动；

所述第二隆起部(120)能围绕第一旋转轴线(A1)旋转地移动；并且

所述第一旋转轴线(A1)与所述中心轴线(A)间隔开并且在垂直于所述中心轴线(A)的方向上延伸。

8.根据权利要求7所述的推进系统(100)，其中：

所述扩散部斜坡(114)能沿着所述中心轴线(A)线性移动；

所述扩散部斜坡(114)能围绕第二旋转轴线(A2)旋转地移动；并且

所述第二旋转轴线(A2)与所述中心轴线(A)间隔开并且在垂直于所述中心轴线(A)的方向上延伸。

9.根据权利要求5所述的推进系统(100)，其中，所述扩散部斜坡(114)联接到所述第二隆起部(120)。

10.根据权利要求9所述的推进系统(100)，其中，所述扩散部斜坡(114)与所述第二隆起部(120)一起移动。

11.根据权利要求9所述的推进系统(100)，还包括位于所述扩散部斜坡(114)与所述第二隆起部(120)之间的密封件(126)。

12.根据权利要求9所述的推进系统(100)，还包括位于所述扩散部斜坡(114)与所述第二隆起部(120)之间的间隙(124)。

13.根据权利要求9所述的推进系统(100)，还包括位于所述罩(104)的内壁(128)的一部分与所述第二隆起部(120)之间的密封件(126)。

14.根据权利要求13所述的推进系统(100)，还包括位于所述罩(104)的所述内壁(128)的所述部分与所述扩散部斜坡(114)之间的所述密封件(126)。

15.根据权利要求14所述的推进系统(100)，其中，所述罩(104)的所述内壁(128)的所述部分是平面的。

16.根据权利要求5所述的推进系统(100)，其中，所述第一隆起部(118)是非平面的。

17.根据权利要求16所述的推进系统(100)，其中，所述第一隆起部(118)具有锥形截面。

18.根据权利要求5所述的推进系统(100)，其中，所述第二隆起部(120)是非平面的。

19.根据权利要求18所述的推进系统(100)，其中，所述第二隆起部(120)具有锥形截面。

20.根据权利要求4所述的推进系统(100)，其中，在所述高速配置中，所述压缩斜坡(108)和所述罩(104)形成用于所述发动机(102)的进气道(134)的超音速压缩区段(130)，并且所述扩散部斜坡(114)和所述罩(104)形成所述进气道(134)的亚音速扩散部区段(132)。