用于非设计飞行条件下的改善的进气道性能的超音速卡尔特进气道系统前缘缝翼的制作方法

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用于非设计飞行条件下的改善的进气道性能的超音速卡尔特进气道系统前缘缝翼的制作方法
【专利摘要】本发明涉及用于非设计飞行条件下的改善的进气道性能的超音速卡尔特进气道系统前缘缝翼。一种用于在设计马赫数和非设计马赫数二者处的有效操作的引擎进气道,其中进气道具有卡尔特配置,其中进气道上的有效前缘从与额定的马赫数激波对齐的缩回位置旋转延伸到与非设计马赫数激波对齐的延伸位置。
【专利说明】
用于非设计飞行条件下的改善的进气道性能的超音速卡尔特进气道系统前缘缝翼
技术领域
[0001]本发明的实施例一般涉及用于飞机喷气引擎的超音速进气道,且更具体地,涉及具有用于非设计飞行条件的可变几何结构的卡尔特(caret)进气道。
【背景技术】
[0002]用于超音速飞机的引擎进气道具有基于马赫数和其它飞行条件的复杂的空气动力要求。固定的进气道几何结构在一个具体的马赫数和飞行条件处通常具有最高效率。在其它速度或飞行条件处的操作导致进气道的空气动力性能或效率的退化。为了允许不同马赫数处的飞行,调整进气道的斜面几何结构和捕获面积的机械系统可被采用以增加效率。可变斜面和可变捕获进气道的现有解决方案是波音公司生产的F-15鹰式战斗机(F-15Eagle)。该进气道系统效率很高且被公认为是最佳化的进气道设计。然而,后一代战斗机需要独特的成形,在所述成形中进气道孔边缘被高度扫掠。在这种飞机中,卡尔特型进气道系统被采用。采用这种进气道的飞机的实例是波音公司生产的F-18E/F超级大黄蜂(F-18E/FSuper Hornet)和洛克希德马丁(Lockheed Martin)生产的F-22猛禽战斗机(F-22Raptor)。这些进气道为固定的几何结构进气道且经设计以用于特定飞行马赫数处的最佳化操作。在固定的几何结构进气道系统中的非设计马赫数处,激波可从卡尔特的斜面前缘分离,因为进气道不再设计。此外,进气道孔里面的流场为三维的且激波也为三维的。这些的结合能够减少进气道总压力恢复并增加进气道畸变。
[0003]因此,提供将通过维持进气道孔里面附体2-D激波和2-D流场帮助改善非设计马赫数处的进气道性能的进气道是可取的。

【发明内容】

[0004]示例性实施例通过将进气道上的有效前缘从与额定的马赫数激波对齐的缩回位置旋转延伸到与非设计马赫数激波对齐的延伸位置为设计马赫数和非设计马赫数处的有效操作提供引擎进气道,其中进气道带有具有卡尔特配置。
[0005]实施例通过提供外压缩卡尔特进气道提供方法,该方法通过维持用于速度范围内的卡尔特进气道的附体激波增加进气道压力恢复并减少进气道畸变;且有角度地延伸非设计马赫数处的进气道的有效前缘。
【附图说明】
[0006]已讨论的特征、功能和优点能够在本公开的各种实施例中独自实现或可被结合在其它实施例中,所述实施例的进一步细节参考下面的描述和附图可见。
[0007]图1A为代表性飞机的机身部分和与代表性扩散器区段相关联的卡尔特进气道的透视图;
[0008]图1B为图1A的飞机的侧视图;
[0009]图1C为图1A的飞机的正视图;
[0010]图2A为模拟用于超音速处的代表性卡尔特进气道的进气道角的虚拟楔形的图形表不;
[0011]图2B为由虚拟楔形建立的激波的图形表示;
[0012]图2C为带有在激波上的投射边缘的流线踪迹的进气导管的图形表示;
[0013]图2D为带有通过产生的投射边缘形成的孔的进气导管的图形表示;
[0014]图2E为采用图2D的进气导管实施的卡尔特进气道和扩散器区段的图形表示;
[0015]图2F为带有通过非设计马赫数处的虚拟楔形建立的激波的进气导管的侧视图;
[0016]图2G为带有通过图2F的非设计马赫数处的虚拟楔形建立的激波的进气导管的图形表示;
[0017]图3为卡尔特进气道的侧视图,其中这里所述的实施例可以被使用,其中代表性虚拟楔形叠加在图像上;
[0018]图4为在设计马赫数处操作的并示出生成的激波的卡尔特进气道的侧截面图,其中代表性虚拟楔形在图像上叠加;
[0019]图5A为根据描述的实施例为清楚起见示出为倒置的采用处于闭合位置中的缝翼的简化卡尔特进气道的图形表示;
[0020]图5B为图5A的卡尔特进气道的图形表示,其中缝翼处于展开位置中;
[0021]图6A为在带有叠加的虚拟楔形的设计马赫数处操作的并示出代表性激波的卡尔特进气道的侧视图;
[0022]图6B为在带有叠加的虚拟楔形的非设计马赫数处操作的并示出带有与激波角处的前缘一起延伸的缝翼的代表性激波的图5A的卡尔特进气道的侧视图;
[0023]图6C为为了清楚起见倒置的图5B的卡尔特进气道的图形表示并示出带有与激波角处的前缘一起延伸的缝翼的代表性激波;
[0024]图7A和图7B为如整合到其中缝翼处于缩回位置的进气道斜面结构中的卡尔特进气道的示例性飞机实施方式的顶部和图形视图;
[0025]图8A和图SB为如整合到其中缝翼处于延伸位置的进气道斜面结构中的卡尔特进气道的示例性飞机实施方式的顶部和图形视图;
[0026]图9A和图9B为进气道的图形视图和示出用于示例性实施例的斜面中的缝翼的整合的进气道斜面的详细视图;
[0027]图10为用于一系列马赫数的作为虚拟楔形角Θ的函数的激波角β的图形表示;且
[0028]图11为操作可延伸的缝翼以用于卡尔特进气道中匹配的非设计性能的方法的流程图。
【具体实施方式】
[0029]这里所述的系统和方法为从单一虚拟楔形/斜面派生的卡尔特进气道孔提供实施例。该进气道的特征为通过在非设计马赫数处展开的前缘缝翼提供的可延伸的前缘以帮助进气道系统维持附体激波并维持进气道孔里面的二维流场。该组合帮助增加进气道压力恢复并减少进气道畸变。
[0030]参照附图,图1A至图1C示出采用如这里所公开的卡尔特进气道的实施例的示例性飞机的代表性部分。卡尔特进气道10邻近机身12安装。扩散器14从卡尔特进气道延伸到喷气引擎(未示出)。卡尔特进气道10的斜面前缘16被高度扫掠。如随后更详细所述,斜面前缘的形状和掠角基于经确立以用于额定的设计马赫数的虚拟楔形被限定。虚拟楔形20的实例在图2A(为了清楚起见,图2A至图2E的图像以倒置的视角示出)中示出。箭头22所示的超音速流撞击虚拟楔形20将导致如图2B所示的虚拟激波24。对于用于进气导管26的给定进气道轮廓25,来自虚拟激波24上的投射边缘28的进气道轮廓的流线踪迹(箭头27所示)提供用于如图2C所示的卡尔特进气道的限定。为了清楚起见移除激波,最终的进气导管26在图2D中可见。
[0031]如2E所示,完整的卡尔特进气道10然后可基于用于进气导管26的投射边缘28(在图2D中示出)与斜面前缘16—起实施,所述进气导管26带有与虚拟楔形20和在边缘32处建立的相关联的激波24相当的进气道角。
[0032]图3示出完整的卡尔特进气道10。卡尔特进气道10向箭头22所示的带有垂直尺度34的自由流量呈现设计点捕获面积,所述垂直尺度在设计点马赫数处适应必要的气流。如图4所示,斜激波36在进气道入口处形成,且正常的激波38在进气道中形成,斜激波与基于参照图2A至图2E所述的设计中采用的虚拟楔形20的虚拟激波基本相当。然而,在非设计马赫条件处,通过虚拟楔形20建立的激波24’以来自如图2F和图2G(为了清楚起见,也被倒置示出)所示的设计点激波24的角度变化。
[0033]本实施例提供可调整的缝翼40以用于卡尔特进气道,其允许延伸进气道的有效前缘以适应不同于如图5A和图5B(为了清楚起见,被倒置示出)所示的额定的设计马赫数的超音速速度。如图5A所示,至于缩回位置中的缝翼40,每个缝翼的前缘42与进气道的斜面前缘16对齐。对于延伸,缝翼40分别围绕轴43a和43b枢转,从而通过前顶点44延伸,所述前顶点44邻近斜面前缘16的交叉点46安置并与所述交叉点46基本一致。当延伸时,如图5B所示,缝隙前缘42提供来自斜面前缘16的有效前缘的有角度延伸。
[0034]如图6A所示,至于缩回位置中的缝翼40,斜面前缘16和缝翼前缘42的角匹配通过设计马赫数处的进气道建立的斜激波36的角。在如图6B和6C所示的非设计马赫数处,产生的斜激波36,(对应于由如图2F和图2G所述的虚拟楔形20产生的虚拟激波24,)具有不再匹配斜面前缘16的角的角。为了清楚起见,图6也被倒置示出。然而,通过围绕穿过它的顶点44的轴旋转延伸的缝翼40提供激波36’与缝翼前缘42的对齐,所述缝隙前缘42变成进气道的有效空气动力前缘。该对齐维持进气道的分叉前缘上的且因此有效地在整个进气道上方的物理附体激波,也维持进气道孔里面的二维流场以用于非设计马赫数处的提高的性能。缝翼40围绕如图6A所示的完全缩回位置和如图6B所示的完全延伸的位置之间的一系列角可旋转,所述完全延伸的位置允许延伸的缝翼前缘42与用于速度非设计马赫数范围内的一系列激波角的匹配的对齐。
[0035]图7A至图7B(为了清楚起见,被倒置示出)示出用于使用缝翼的卡尔特进气道的可延伸前缘的实施方式。缝翼40通过卡尔特进气道10的孔的斜面48承载并可被结构支撑在如用于实例实施例所示的斜面结构的内表面或外表面上或所述斜面结构内。缝翼40可被提供有一个或多个弧形槽50,其接收导销52以当围绕顶点44旋转时维持缝翼的有角度对齐。用于视图中的实施例的两个弧形槽被示出,所述视图共同限定缝翼的旋转延伸。与基本在顶点44处的枢铰结合的单一弧形槽可替换地被采用。缝翼的致动可通过用于所示实施例的液压致动器或电动机械致动器实现。
[0036]如图8A和图8B(为了清楚起见,被倒置示出)所示,通过围绕顶点44旋转的带有通过弧形槽50和导销52控制的运动的缝翼40的延伸从斜面前缘16有角度地向外延伸缝翼前缘42。这种通过使缝翼前缘42与如参考图6B和图6C所述的非设计马赫斜激波对齐的进气道的有效前缘的定位提供所需的附体激波以用于提高的性能。
[0037]缝翼40可被整合到如图9A和图9B(为了清楚起见,被倒置示出)所示的进气道10中的斜面54的结构中。对于示出的实施例,斜面48具有进气导管26的内壁56及作为整体的卡尔特进气道10上的外壁58。缝翼40被安装在内壁56和外壁58之间并通过进气道前缘16中的槽60延伸。在可替换的实施例中,缝翼可被安装到内壁56,其中缝翼前缘42和/或斜面前缘16适当处理以用于空气动力要求。
[0038]如前所述,缝翼40可在运动范围内旋转以提供作为进气道的有效前缘的缝翼前缘42与一系列非设计马赫斜激波的对齐,从而维持设计马赫数以下的一系列速度范围内的进气道的效率。图10示出激波角β,作为用于一系列马赫数的虚拟楔形角Θ的函数。为了确立用于给定虚拟楔形角的所需缝翼延伸角,非设计马赫数用于确定非设计激波角。缝翼然后延伸到该角度以匹配非设计激波角。使用图10,最大进气道马赫数或设计点被指定;例如,如踪迹1002所识别的马赫2。虚拟楔形角然后被限定以用于进气道;例如,确立8度楔形从而建立线1004。从图10能够看出,在设计上马赫数处,激波角为?37度,线1006。在非设计马赫数处,例如马赫1.4,通过卡尔特进气道建立的激波在?59度,线1008处,或在马赫1.6处,激波在?48度,线1010处。缝翼的定位然后被安排,致使在非设计飞行马赫数处,缝翼的前缘在激波平面上。公开的实施例不限于固定角虚拟楔形。缝翼可在可变几何结构虚拟楔形设计上被米用。
[0039]图11示出通过维持用于由公开的实施例提供的速度范围内的卡尔特进气道的附体激波增加进气道压力恢复并减少进气道畸变的方法。外压缩卡尔特进气道被提供有斜面角。为了提供外压缩卡尔特进气道,在步骤1102处,额定的超音速马赫数被确立以用于进气道,且在步骤1104处,确立进气道压力恢复要求,从而在步骤1106处限定具有确定的角度的虚拟楔形。在步骤1108处由额定的超音速操作马赫数处的虚拟楔形引起的虚拟激波被确定,且在步骤1110处流线踪迹被投射在来自进气道轮廓(孔型)的虚拟激波上从而建立前缘形状和边缘掠角,且在步骤1112处限定卡尔特进气道孔。在步骤1114处,为了维持来自额定的超音速操作马赫数的非设计速度范围内的喷嘴进气道的有效前缘上的附体激波,使用旋转式缝翼的有角度延伸的有效前缘被提供在进气道上。在步骤1116处,当在额定的超音速操作马赫数处操作时,缝翼与缝翼前缘一起缩回,所述缝翼前缘与进气道斜面前缘对齐。在步骤1118处,当以非设计速度操作时,基于虚拟楔形确定斜激波角的变化,且在步骤1120处,缝翼围绕邻近进气道斜面峰值的顶点旋转以延伸缝翼前缘以用于有效前缘与变化的斜激波角的对齐。
[0040]在下面的条款A1-C19中描述根据本公开的创造性主题的说明性、非排他性实例:
[0041]Al.—种用于在非设计马赫数处的有效操作的引擎进气道,其包括:
[0042]具有卡尔特配置的进气道10;
[0043]所述进气道上的有效前缘,其从与额定的马赫数激波36对齐的缩回位置旋转可延伸到与非设计马赫数激波36’对齐的延伸位置。
[0044]A2.如条款Al所限定的引擎进气道,其中所述有效前缘包括缝翼40,其从进气道10的斜面前缘16可延伸并具有其中缝翼前缘42与进气道前缘对齐的第一缩回位置,以及第二延伸位置,所述延伸位置使缝翼前缘与非设计马赫数激波36 ’对齐。
[0045]A3.如条款Al至A2中的任一条款所限定的引擎进气道,其中所述延伸位置包括用于与对应于一系列非设计马赫数的一系列激波角对齐的一系列位置。
[0046]A4.如条款A2至A3中的任一条款所限定的引擎进气道,其中所述缝翼40围绕基本在用于有角度延伸的进气道10的所述斜面前缘的交叉点46处的前顶点44可旋转。
[0047]A5.如条款A2至A4中的任一条款所限定的引擎进气道,其中所述缝翼40被整合到内导管壁56和外导管壁58之间的斜面48中。
[0048]A6.如条款A5所限定的引擎进气道,其中所述缝翼40的前缘42通过斜面48的前缘16中的槽60延伸。
[0049]A7.如条款A2至A6中的任一条款所限定的引擎进气道,其中所述缝翼40包括至少一个在销52上接收的弧形槽50,所述销在缝翼的旋转过程中引导所述槽。
[0050]AS.如条款A2至A7中的任一条款所限定的引擎进气道,其中所述缝翼40包括在各自的销52上接收的两个弧形槽50,所述销在延伸过程中引导所述槽以建立缝翼的旋转。
[0051]B9.—种飞机,其包括:
[0052]机身12;
[0053]具有邻近机身安装的并连接到扩散器14的卡尔特配置的进气道10;
[0054]所述进气道上的有效前缘,其从与额定的马赫数激波36对齐的缩回位置旋转可延伸到与非设计马赫数激波36’对齐的延伸位置。
[0055]B10.如条款B9所限定的飞机,其中所述有效前缘包括缝翼40,其从进气道10的斜面前缘16可延伸并具有其中缝翼前缘42与进气道前缘对齐的第一缩回位置以及第二延伸位置,所述延伸位置使缝翼前缘与非设计马赫数激波36 ’对齐。
[0056]Bll.如条款B9至BlO中的任一条款所限定的飞机,其中所述延伸位置包括用于与对应于一系列非设计马赫数的一系列激波角对齐的一系列位置。
[0057]B12.如条款BlO至Bll中的任一条款所限定的飞机,其中所述缝翼40围绕邻近用于有角度延伸的进气道1的斜面前缘42的交叉点46的前顶点44可旋转。
[0058]C13.—种用于通过维持速度内的至少一部分卡尔特进气道10上的附体激波24增加进气道压力恢复并减少进气道畸变的方法,其包括:
[0059]提供外压缩卡尔特进气道;且
[0060]有角度地延伸非设计马赫数处的进气道的有效前缘。
[0061]C14.如条款C13所限定的方法,其中提供外压缩卡尔特进气道10的步骤包括:
[0062]确立1102用于进气道的额定的超音速马赫数;
[0063]基于额定的超音速马赫数限定1106具有确定的角度的虚拟楔形20;且
[0064]根据用于由在额定的超音速操作马赫数处的虚拟楔形引起的虚拟激波上的投射边缘的进气道轮廓,限定1110流线踪迹为用于卡尔特进气道的前缘16。
[0065]C15.如条款C14所限定的方法,进一步包括:
[0066]根据用于非设计马赫数的虚拟楔形20,确定1108斜激波角;
[0067]延伸1120有效前缘用于与斜激波角对齐。
[0068]C16.如条款C13至C15中的任一条款所限定的方法,其中延伸1120有效前缘的步骤包括从进气道10的斜面前缘42延伸缝翼40。
[0069]C17.如条款C13至C16中的任一条款所限定的方法,进一步包括在额定的超音速操作马赫数处使缝翼40的前缘42与斜面前缘16对齐。
[0070]C18.如条款C16至C17中的任一条款所限定的方法,其中延伸1120缝翼40的步骤进一步包括围绕顶点44旋转缝翼。
[0071]C19.如条款C18所限定的方法,其中所述顶点44邻近斜面40的前缘42的交叉点46。
[0072]现在已详细描述如专利法规所要求的本公开的各种实施例,本领域的技术人员将意识到对这里公开的具体实施例的各种修改和替代。这些修改在如随附的权利要求所限定的本公开的范围和意图内。
【主权项】
1.一种用于在非设计马赫数处的有效操作的引擎进气道,其包括: 具有卡尔特配置的进气道(10); 所述进气道上的有效前缘,所述有效前缘从与额定的马赫数激波(36)对齐的缩回位置旋转可延伸到与非设计马赫数激波(36’)对齐的延伸位置。2.如权利要求1所限定的引擎进气道,其中所述有效前缘包括缝翼(40),其从所述进气道(10)的斜面前缘(16)可延伸并具有其中缝翼前缘(42)与所述进气道前缘对齐的第一缩回位置,以及第二延伸位置,所述延伸位置使所述缝翼前缘与所述非设计马赫数激波(36 ’)对齐。3.如权利要求2所限定的引擎进气道,其中所述延伸位置包括用于与对应于一系列非设计马赫数的一系列激波角对齐的一系列位置。4.如权利要求2所限定的引擎进气道,其中所述缝翼(40)围绕基本在用于有角度延伸的所述进气道(10)的所述斜面前缘的交叉点(46)处的前顶点(44)可旋转。5.如权利要求2所限定的引擎进气道,其中所述缝翼(40)被整合到内导管壁(56)和外导管壁(58)之间的所述斜面(48)中。6.—种用于通过维持速度范围内的至少一部分卡尔特进气道(10)上的附体激波(24)增加进气道压力恢复并减少进气道畸变的方法,其包括: 提供外压缩卡尔特进气道;且 有角度地延伸非设计马赫数处的所述进气道的有效前缘。7.如权利要求6所限定的方法,其中提供外压缩卡尔特进气道(10)的所述步骤包括: 确立(1102)用于所述进气道的额定的超音速马赫数; 基于额定的超音速马赫数限定(1106)具有确定的角度的虚拟楔形(20);且 根据用于由所述额定的超音速操作马赫数处的所述虚拟楔形引起的虚拟激波上的投射边缘的进气道轮廓,限定(1110)流线踪迹为用于所述卡尔特进气道的前缘(16)。8.如权利要求7所限定的方法,进一步包括: 根据用于非设计马赫数的所述虚拟楔形(20)确定(1108)斜激波角; 延伸(1120)有效前缘用于与所述斜激波角对齐。9.如权利要求6所限定的方法,其中延伸(1120)所述有效前缘的所述步骤包括从所述进气道(10)的斜面前缘(42)延伸缝翼(40)。10.如权利要求6所限定的方法,进一步包括在额定的超音速操作马赫数处使所述缝翼(40)的前缘(42)与所述斜面前缘(16)对齐。
【文档编号】B64D33/02GK106043716SQ201610101056
【公开日】2016年10月26日
【申请日】2016年2月24日 公开号201610101056.5, CN 106043716 A, CN 106043716A, CN 201610101056, CN-A-106043716, CN106043716 A, CN106043716A, CN201610101056, CN201610101056.5
【发明人】T·黄
【申请人】波音公司
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