改变飞行器发动机的进气口的方法和装置与流程

本专利总体涉及飞行器发动机，并且更具体地涉及改变飞行器发动机的进气口的方法和装置。

背景技术：

为了实现足够的和/或增加的涡轮风扇发动机效率，高旁通涡轮风扇飞行器发动机通常使用较大直径的风扇。然而，增加风扇直径增加了支撑较大直径的涡轮风扇发动机的风扇的涡轮风扇发动机的机舱的尺寸和/或直径。在一些情况下，机舱的增加的尺寸导致增加的阻力和/或重量，其可抵消由高旁通涡轮风扇发动机实现的一些推进效率。

技术实现要素：

示例机舱装置包括风扇罩和可移动地耦接到风扇罩的入口罩。入口罩限定飞行器发动机的进气口的主流动路径和辅助流动路径。入口罩相对于风扇罩在允许气流经由辅助流动路径的打开位置和防止气流通过辅助流动路径的关闭位置之间移动。

在另一示例中，与飞行器发动机一起使用的机舱装置包括限定飞行器发动机的进气口的前部分段。前部分段相对于中间分段移动。中间分段容纳飞行器发动机的风扇。入口唇缘耦接到前部分段。前部分段相对于中间分段在第一打开位置和关闭位置之间平移，以改变入口唇缘和风扇之间的轴向长度。

一种控制通过飞行器发动机的机舱的入口气流的示例方法包括相对于风扇罩将入口罩平移到第一打开位置，以在飞行器的起飞状况期间允许气流经由主流动路径和辅助流动路径到飞行器发动机；以及将入口罩相对于风扇罩平移到关闭位置，以在飞行器的巡航状况期间防止气流通过辅助流动路径并且允许气流经由主流动路径到飞行器发动机，其中相比于入口罩处于第一打开位置时，飞行器发动机的入口在入口罩处于关闭位置时在沿着风扇的纵向轴线的方向上更靠近飞行器发动机的风扇。

附图说明

图1描绘具有根据本公开的教导构造的飞行器发动机的示例飞行器。

图2是具有根据本公开的教导构造的机舱的图1的示例飞行器发动机的透视图。

图3是图1-2的示例飞行器发动机的剖视图。

图4是图1-3的示例飞行器发动机的放大剖视图。

图5图示说明处于非展开位置的图1-5的示例飞行器发动机。

图6是处于非展开位置的图5的示例飞行器发动机的局部剖视图。

图7图示说明处于第一展开位置的图1-6的示例飞行器发动机。

图8是处于第一展开位置的图7的示例飞行器发动机的局部剖视图。

图9是被示为处于第二展开位置的图1-4的示例飞行器发动机的局部剖视图。

图10是图1-9的示例飞行器发动机的局部剖视图。

只要可能，贯穿附图和所附书面描述将使用相同的参考数字，以指相同或相似的部件。如在本专利中所使用的，陈述任何部件(例如，层、膜、区域或板)以任何方式定位在(例如，定位在、位于、设置在或形成在)另一个部件上意指参考部件与其它部件接触，或者参考部件在其它部件上方，其中其间具有一个或多个中间部件。陈述任何部件与另一部件直接接触意指在两个部件之间没有中间部件。

具体实施方式

为了提高飞行器发动机性能(例如，降低具体的燃料消耗率)，涡轮风扇飞行器发动机的推进系统被配置成以相对高的旁通比操作。例如，一些示例超高旁通涡轮风扇发动机可以具有在例如10∶1至25∶1之间的旁通比。为了实现相对较高的旁通比，涡轮风扇发动机采用具有相对较大的直径的风扇。这种高旁通飞行器发动机增加了大于低旁通涡轮风扇发动机(例如，具有3∶1或5∶1的旁通比)的气流，从而增加推进效率以便产生推力。因此，对于以相同的燃烧能量产生推力，高旁通涡轮风扇发动机比低旁通涡轮风扇发动机更有燃料效率。除了提高推进效率之外，增加涡轮风扇发动机的风扇直径减小具有较低的风扇刀片尖端速度的排气速度，较低的风扇刀片尖端速度降低发动机的噪声输出。

然而，随着风扇直径增加(例如，为了提供超过12∶1的旁通比)，与容纳较大的风扇所需的机舱相关联的重量和/或阻力可降低由较大直径的风扇提供的效率益处。换句话说，机舱的增加的尺寸导致增加的阻力和/或重量，其可抵消由高旁通涡轮风扇发动机实现的一些推进效率。具体地，由于风扇直径的增加引起的阻力和/或重量的增加可导致降低燃料燃烧效率，即使推力燃料消耗率随着旁通比增加而提高。

增加风扇的直径需要机舱的增加的尺寸(例如，最大外直径和/或总长度)。此外，入口应在飞行器可经历的各种状况下将均匀的自由气流提供到发动机中。例如，飞行器发动机可经历在飞行器的整个飞行路径或操作范围(envelope)(例如，滑行、起飞、巡航、侧风、发动机失速和/或着陆)内可变化的不同的飞行状况。因此，入口可被设定尺寸，以允许发动机可需求的最大气流，并且对于所有其它状况，入口溢出任何过量的气流。例如，在低速下(例如，在起飞、滑行等期间)，进气口从比高速下的捕获面积(例如，在巡航期间)大的捕获面积吸入空气。因此，入口通常被设定尺寸，以在起飞状况和/或侧风状况期间提供足够的气流，在该状况下发动机可需求在入口前缘周围的抽吸。当发动机所需的气流远小于可由入口捕获的气流时，气流的差在入口周围溢出。

在低速下，为了防止沿着入口的外表面和入口的内表面的气流分离，位于机舱的最前边缘处的入口的入口唇缘通常设置有弯曲的厚度，以实现入口的外表面和入口的内表面之间的平稳过渡。例如，尖的或尖锐的入口将导致具有不均匀流动模式的流动分离，从而导致可引起风扇刀片的空气动力失速和/或疲劳的变形的流动模式。因为在起飞和/或侧风状况期间发生较大的流动分离，所以发动机入口通常包括具有厚度的唇缘，以在具体飞行状况(诸如起飞、侧风等)期间支持发动机的操作。然而，入口唇缘越厚，在飞行器巡航状况期间的气流溢出量越大。例如，在巡航期间消耗95％的燃料。因此，在起飞或侧风状况期间有利地影响流动非均匀性的入口唇缘厚度增加在巡航期间的空气溢出，从而导致增加的阻力和降低的飞行器飞行燃料效率。因此，入口应当产生高压力恢复、低溢出阻力以及低气流变形。

一些示例飞行器发动机采用进气门(blow-in-door)以减小入口面积或尺寸。然而，当门处于打开位置时，进气门显著地增加了飞越噪声。特别地，进气门是弹簧加载的，并且在初始起飞下从较低的内部静压力打开，而在初始爬升之后冲压力增加时关闭。具体地，在爬升期间处于打开位置的进气门增加发动机的噪声输出。为了降低噪声，不使用进气门的当前发动机的现代入口具有相对较厚的入口唇缘，这抵消了由超高旁通比发动机提供的一些推进效率提高。

通过减小与巡航期间的气流溢出相关联的阻力和机舱重量，本文公开的示例方法和装置提高飞行器发动机性能。特别地，本文公开的示例方法和装置使得机舱的进气口的面积或直径(例如，高光面积或直径)能够更接近自由气流捕获面积或直径。换句话说，本文所公开的示例方法和装置实现入口唇缘厚度、进气口外罩直径和/或机舱的入口长度(例如，入口唇缘和风扇之间的距离)的减小，从而减小溢出期间的气流溢出。

为了减小尺寸，以减少巡航期间的阻力和/或机舱的重量，本文所公开的示例方法和装置采用可移动罩或平移罩。更具体地，本文公开的机舱组件包括限定飞行器发动机的进气口的主流动路径和辅助流动路径的前部分段或入口罩。机舱的前部分段相对于中间分段或风扇罩分段在打开位置和关闭位置之间移动。前部分段移动到打开位置，以经由主流动路径和辅助流动路径将气流提供到飞行器发动机。前部分段移动到关闭位置，以防止气流通过辅助流动路径。例如，前部分段在例如低速飞行状况期间移动到打开位置，以使得飞行器发动机能够经由辅助流动路径吸入气流，并且在例如高速飞行状况期间移动到关闭位置，以防止气流通过辅助流动路径。辅助流动路径通过相对于主流动路径和/或飞行器发动机的纵向轴线不平行的开口提供气流。另外，本文所公开的示例飞行器发动机还改变、调整和/或控制经由辅助流动路径提供到飞行器发动机的气流量。在一些示例中，本文公开的示例飞行器发动机允许经由辅助流动路径的气流通过例如一个或多个叶片被精确地控制和/或改变。在一些示例中，叶片可在第一位置和第二位置之间移动，所述第一位置在起飞期间提供流入，所述第二位置在发动机熄火状况期间提供流出。

图1图示说明包括从机身104横向向外延伸的机翼102(例如，右机翼和左机翼)的示例飞行器100。所图示说明的示例的机翼102中的每一个借助标塔108支撑飞行器发动机106。所图示说明的示例的每个飞行器发动机106是可体现本公开的教导的各方面的涡轮风扇发动机。

图2是包括根据本文公开的教导构造的机舱200的图1的飞行器发动机106的透视图。机舱200提供具有空气动力外表面以减小阻力的外壳。所图示说明的示例的机舱200包括前部分段或入口罩202(例如，外面板)、中间分段或风扇罩204(例如，蛤壳罩)以及反向推力器206。所图示说明的示例的反向推力器206形成或限定机舱200的外表面的一部分。机舱200的前缘208耦接或安装到入口罩202。如下面更详细地描述的，在飞行器发动机106的操作期间，机舱200的入口罩202相对于风扇罩204移动或平移。

图3是图1的示例飞行器发动机106的剖视图。如图3所图示说明的，飞行器发动机106包括发动机核心302以及限定在机舱200和发动机核心302之间的旁路304(例如，气流通道)。飞行器发动机106是具有将气流308吸入进气口310的风扇306的气体涡轮(例如，涡轮风扇发动机)。所图示说明的示例的风扇罩204容纳飞行器发动机106的风扇306。气流308的一部分流向发动机核心302，并且气流308的一部分流过旁路304。通过进气口310提供到发动机核心302的空气被高度加压(例如，借助压缩机)，并且被提供到发动机核心302的燃烧室312，其中燃料被喷射并且与高度压缩的空气混合和点燃。来自发动机核心302的燃烧室312的热能向风扇306提供动力(例如，借助涡轮)并且通过喷嘴314，在喷嘴314中其对来自旁通气流的推力的产生附加推力。发动机核心302的转换的热能和旁路304的加速的气流从飞行器发动机106的风扇管道307和核心发动机316的后端排出，以产生推进飞行器100的向前推力(例如，在向前方向上)。

所图示说明的示例的入口罩202限定飞行器发动机106的进气口310。所图示说明的示例的进气口310包括主入口或主流动路径318，气流在例如巡航状况期间通过所述主入口或主流动路径318被提供到风扇306。为了帮助在其它流动状况期间(例如，在具有或不具有侧风的起飞期间)通过进气口310吸入气流，所图示说明的示例的示例入口罩202相对于风扇罩204移动或平移，以提供(例如，暴露)辅助入口或辅助流动路径320。在所图示说明的示例中，入口罩202在第一或关闭位置(例如，收起或非展开位置)和第二或打开位置(例如，展开位置)之间移动或致动。在所图示说明的示例中，当入口罩202相对于风扇罩204在第一位置和第二位置之间移动或平移时，入口罩202选择性地覆盖或暴露容纳在入口罩202和风扇罩204之间的一个或多个叶片322，以及风扇306的后端。如下面更详细地描述的，当入口罩202处于关闭位置时，主流动路径318中的气流不受辅助流动路径320的影响。在一些示例中，当入口罩202处于打开位置时，通过主流动路径318的气流(例如，气流的一部分)用通过辅助流动路径320的气流补充。在诸如发动机熄火状况的一些示例中，通过主流动路径318的气流从机舱200周向向外和/或远离风扇306被引导或转向通过叶片322。

在操作中，响应于检测(例如，控制器检测)工况，入口罩202相对于风扇罩204选择性地移动，以打开和关闭辅助流动路径320。例如，工况包括起飞状况、爬升状况、侧风状况、发动机熄火状况和/或巡航状况。

为了使所图示说明的示例的入口罩202在第一位置和第二位置之间移动，飞行器发动机106采用控制系统324。控制系统324包括控制器326，以操作在打开位置和关闭位置之间移动入口罩202的致动器328(例如，线性致动器、液压致动器、电致动器、步进马达等)。例如，致动器328可在起飞期间相对于风扇罩204将入口罩202移动到打开位置，并且致动器328可在飞行器100的爬升状况和/或巡航状况期间相对于风扇罩204将入口罩202移动到关闭位置。在所图示说明的示例中，控制器326可包括在全权限数字发动机控制器(FADEC)中。控制系统324可从一个或多个传感器330接收当前飞行状况的多个输入变量，包括例如高度、空气速度、迎角、节气门杆位置和/或(多个)其它参数。另外，基于其它测量的状况或(多个)参数，计算或确定一些输入变量(例如，入口气流)。通过控制器326可使用测量的或检测的飞行状况，以确定飞行器100的飞行状况(例如，巡航、起飞、侧风、爬升、下降等)。在一些示例中，控制器326基于飞行器100的速度操作入口罩202。例如，当飞行器100的速度和高度指示爬升或巡航状况时，控制器326将入口罩202移动到关闭位置，并且当飞行器100的速度指示起飞状况或发动机熄火状况时，控制器326将入口罩202移动到打开位置。在一些示例中，致动器328经由飞行员控制面板手动地操作。在一些示例中，致动器328经由杠杆手动地操作(例如，用于地面上的检查、维修或修理)。

图4是飞行器发动机的局部示意图。机舱200的前缘208限定入口唇缘400(例如，喇叭口唇缘)。入口唇缘400包括从前缘高光404到喉点(throat point)405的内表面402，其限定最小流动路径面积406(例如，喉部面积或直径)。入口唇缘400具有在前缘高光404和限定最小流动路径面积406的内表面402之间的厚度408。入口唇缘400的面积由高光捕获面积410(例如，由高光或高光直径限定的面积)减去最小流动路径面积406的比率表示。通过减小入口唇缘400的厚度408，可减小机舱200的外部机舱或罩直径414，从而在巡航状况和/或与机舱200相关联的重量损失期间减小正面面积和表面积阻力。另外，为了限制巡航期间的溢出阻力，增加(例如，最大化)入口捕获质量流量比(自由气流捕获面积412除以高光捕获面积410)。与已知的飞行器发动机相比，自由气流捕获面积412对于由飞行器发动机106提供的相同量的推力是恒定的。因此，根据本公开的教导，与不包括可移动罩或平移罩的已知飞行器发动机的高光面积416相比，飞行器发动机106的高光捕获面积410被减小。如上所述，已知的飞行器发动机的高光面积由入口唇缘厚度限定，该入口唇缘厚度被提供以在起飞状况和/或侧风期间防止或减少沿着机舱的内表面和外表面(例如，内表面402)的边界气流分离。因此，已知的飞行器发动机的高光被定位成距飞行器发动机106的高光捕获面积410更远，增加大约但不限于11％的正面面积，该正面面积增加形状阻力。

为了减小飞行器发动机106的高光捕获面积410，入口唇缘400的厚度408在增加的入口捕获质量流量比(例如，与已知飞行器的入口唇缘相比)的情况下被减小大约但不限于60％。机舱200的外直径414被减小大约但不限于11％(例如，与已知飞行器的机舱相比)。高光捕获面积410基于起飞所需的进气口310的入口唇缘400的厚度408被设定或确定，该起飞将减少或防止邻近进气口310的边界的流动分离。机舱200的外直径414可相对于高光捕获面积410被设定。如下面更详细地描述的，通过经由辅助流动路径320向进气口310提供附加气流，实现减小入口唇缘400的厚度408。通常，减小入口唇缘400的厚度408增加邻近进气口310的边界层的气流回旋的速率，从而引起入口唇缘400周围的加速度的增加，这可导致在机舱200的边界或内表面402处的流动分离。然而，辅助流动路径320在处于打开位置时减少直接轴向气流318，并且因此减少前缘高光404周围的气流，从而减少前缘高光404和内表面402周围的气流加速度，以允许入口唇缘400的减小的厚度408。此外，当入口罩202处于打开位置时，辅助流动路径320向进气口310提供附加气流。因此，所图示说明的示例的机舱200使得进气口310的高光捕获面积410的高光捕获直径在巡航状况下能够更接近自由气流捕获面积412的直径，从而增加入口捕获质量流量比，并且减少气流溢出。因此，最大直径414被减小，从而减小正面面积和表面积，并且减小巡航状况期间的阻力。

另外，当入口罩202处于关闭位置时，所图示说明的示例的机舱200的总长度418减小。例如，入口罩202(例如，和前缘208)相对于风扇罩204在打开位置和关闭位置之间平移，从而改变风扇306和前缘208或前缘高光404之间的长度418。例如，在低速(例如，起飞状况)期间，进气口310的长度418可被定位成等于或大于风扇306的半径420。在诸如巡航状况的高速状况期间，进气口310的长度418可减小到小于风扇306的半径420的程度。改变进气口310的长度418(例如，机舱在沿着纵向轴线422的轴向方向上的总长度)提供足够的长度(例如，大约等于或大于风扇306的半径420)，以使气流(例如，由侧风产生的)能够在飞行器100以低速行进时(例如，在起飞期间)变直，并且在飞行器100以高速行进时(例如，在巡航状况期间)减小长度418，以减小机舱200的润湿表面积，并且从而减小摩擦力和/或巡航阻力。因此，所图示说明的示例的示例机舱200在高速状况(例如，巡航状况)期间通过减小与机舱200相关联的阻力来增加飞行器性能或效率。例如，通过在最大直径414减小的情况下减小长度418，所图示说明的示例的示例机舱200可将燃料消耗减少大约1％和5％之间。

图5是图1-4的飞行器发动机106的透视图，其示出处于非展开位置500的入口罩202。在非展开位置500，入口罩202相对于风扇罩204处于收起或关闭位置502。在关闭位置502，入口罩202覆盖叶片322(图3)，以防止气流通过辅助流动路径320。图6是飞行器发动机106的剖视图，其图示说明当入口罩202处于关闭位置502且飞行器100以相对高的速度行进时(例如，巡航状况)的气流模式600。参考图6，气流602经由主流动路径318被吸入进气口310。更具体地，当入口罩202处于关闭位置502时，气流602仅仅经由主流动路径318被提供到飞行器发动机106。换句话说，当入口罩202处于关闭位置502(例如，气流被防止流过辅助流动路径320)时，入口罩202防止气流通过辅助流动路径320。相反，气流602通过主流动路径318(例如，在基本上平行于纵向轴线422的方向上)被引导到风扇306，并且到旁路304(图3)和发动机核心302(图3)。另外，如上所述，气流溢出减少，因为前缘高光404的厚度408(图4)使高光捕获面积410(例如，机舱200的高光直径)相比于已知飞行器的飞行器高光捕获面积416(例如，高光捕获直径)更接近自由气流捕获面积412(例如，自由流捕获直径)，从而显著地减少溢出气流并且允许减小的最大直径414，以在巡航状况期间减小与机舱200相关联的阻力。此外，进气口310的长度418(例如，风扇306和前缘208或前缘高光404之间的距离)小于进一步减小表面积的风扇306的半径420，从而导致在巡航期间的摩擦阻力的减小。

图7是图1-6的飞行器发动机106的透视图，其图示说明处于展开位置700的入口罩202。如图7所图示说明的，入口罩202处于激活或第一打开位置702，以打开辅助流动路径320，从而使气流能够移动通过辅助流动路径320。在所图示说明的示例中，入口罩202移动到第一打开位置702以暴露叶片322。当入口罩202处于第一打开位置702时，气流在相对于纵向轴线422不平行的方向上被引导或转向。在一些示例中，所图示说明的示例的辅助流动路径320将气流引导到进气口310中。在一些示例中，所图示说明的示例的辅助流动路径320将来自进气口310的气流引导到机舱200的周向外部。特别地，为了实现或引导气流到进气口310中，或者将气流引导出进气口310，所图示说明的示例的示例叶片322相对于纵向轴线422在第一位置(例如，相对于纵向轴线422的第一多个角)和第二位置(例如，相对于纵向轴线422的第二多个角)之间移动或旋转。

图8是飞行器发动机106的剖视图，其图示说明当入口罩202处于第一打开位置702且飞行器100以相对低的速度行进时(例如，起飞状况和/或在飞行器100爬升前)的气流模式800。参考图8，进入进气口310的气流802由主流动路径318和辅助流动路径320提供。为了通过辅助流动路径320提供气流802，入口罩202被定位到第一打开位置702，以暴露辅助流动路径320。特别地，叶片322相对于纵向轴线422以角804(例如，第一多个角)定位以提供迎角，该迎角将气流802相对于机舱200从外面或从外部引导到进气口310并朝向风扇306。当入口罩202被定位(例如，缩回或延伸)用于流入或流出时，所图示说明的示例的叶片322可相对于纵向轴线422定位在例如小角或较大的角之间(例如，在90度和170度之间)。例如，飞行器发动机106可包括第二致动器和/或轨道，以移动或旋转叶片322和/或改变叶片322的迎角。在一些示例中，叶片322是固定的，并且不移动、变化或改变位置或迎角。此外，当入口罩202处于第一打开位置702时，所图示说明的示例的入口罩202增加进气口310的长度418。例如，当入口罩202从关闭位置502移动到第一打开位置702时，前缘208和风扇306之间的长度418沿着纵向轴线422在轴向方向上增加。以这种方式，主流动路径318中的气流802具有足够的长度，以在例如侧风状况期间在到达风扇306之前变直(例如，变得基本上相对于纵向轴线422平行)，其中气流802在相对于纵向轴线422不平行(例如，垂直)的方向上经由主流动路径318流入进气口310。例如，当进气口310在起飞期间经历基本上垂直于飞行器100的行进方向的气流时，可发生侧风状况。另外，在低速期间增加进气口310的长度418减少气流边界层分离，气流边界层分离可以其它方式由气流802沿内表面402和/或前缘208(例如，前缘的外表面)的加速率引起。

图9是发动机熄火状况900期间的飞行器发动机106的剖视图。在发动机熄火状况900期间，飞行器发动机106可经历自转，其中飞行器发动机106被允许旋转，并且通过由(即，通过飞行器100的其它发动机提供的)飞行器100的向前速度引起的气流902驱动。在发动机熄火状况900期间，所图示说明的示例的入口罩202可定位到第二打开位置904。相比于当入口罩202处于第一打开位置702时(例如，如图7和图8中所示)的进气口310的长度418，第二打开位置904增加进气口310的长度418。然而，在一些示例中，在发动机熄火状况900期间，入口罩202可定位在第一打开位置702处。在发动机熄火状况900期间，所图示说明的示例的辅助流动路径320将气流906从进气口310引导到机舱200的周向外部。为了促进来自进气口310的气流906到机舱200的外部，所图示说明的示例的叶片322相对于纵向轴线422以角908(例如，多个第二角)定位(例如，旋转)，以提供将空气流906从进气口310引导出的迎角。因此，进气口310中的气流910的一部分经由主流动路径318被引导朝向风扇306，并且进气口310中的气流906的另一部分经由辅助流动路径320被引导到进气口310的外面(例如，机舱200的周向外部)，并且远离风扇306。在一些示例中，入口罩202不移动到第二打开位置904。

图10是图示说明机舱200的示例致动器328的局部剖视图。所图示说明的示例的致动器328具有安装在风扇罩204内的第一端部1004，以及与耦接到入口罩202的第一端部相对的第二端部1002。第二端部1002相对于第一端部1004移动，从而相对于风扇罩204延伸或缩回入口罩202，以在关闭位置502、第一打开位置702和第二打开位置904之间移动入口罩202。

根据前述内容，应当理解，上述公开的方法、装置和制品使用具有可变或可移动叶片的致动的平移罩，以减小巡航期间的亚音速涡轮风扇飞行器机舱的入口的尺寸。平移罩在起飞期间被延伸，以提供辅助气流。作为辅助气流的结果，本文公开的机舱的入口唇缘可以基本上较小的厚度被形成。减小唇缘厚度减小前缘高光直径，以在平移罩处于关闭或缩回位置时的巡航期间减少溢出气流，从而在巡航期间提供具有较小的正面入口面积的较短入口。还可以在发动机熄火状况期间使用平移罩以增加入口捕获气流，从而用自转发动机减少溢出，以实现较小的正面入口面积。正面面积的减小的长度减小巡航期间的阻力。此外，采用致动器来平移罩而不是使用冲压力空气来关闭，例如，进气门使平移罩能够在起飞之后和在飞行器的爬升状况期间移动到关闭位置(例如，独立于冲压力)。在一些示例中，平移罩刚好在飞行器的起落架或机轮从跑道提升或离开跑道之后移动到关闭位置。

此外，本公开包括根据下列条款的实施例：

条款1.一种与飞行器发动机(106)一起使用的机舱装置(100)，其包含：

风扇罩(204)；以及

入口罩(202)，其可移动地耦接到所述风扇罩(204)，所述入口罩(202)限定所述飞行器发动机(106)的进气口的主流动路径(318)和辅助流动路径(320)，所述入口罩(202)在允许气流经由辅助流动路径(320)的打开位置和防止气流通过所述辅助流动路径(320)的关闭位置(502)之间相对于所述风扇罩(204)移动。

条款2.根据条款1所述的装置，还包含定位在所述辅助流动路径(320)内的叶片(322)。

条款3.根据条款2所述的装置，其中所述叶片(322)可在第一位置和第二位置之间移动。

条款4.根据条款3所述的装置，其中当所述入口罩(202)处于所述打开位置并且所述叶片(322)处于所述第一位置时，所述叶片(322)朝所述飞行器发动机(106)的风扇引导气流。

条款5.根据条款3所述的装置，其中当所述入口罩(202)处于所述打开位置并且所述叶片(322)处于所述第二位置时，所述叶片(322)将气流引导远离所述飞行器发动机(106)的所述风扇。

条款6.根据条款1所述的装置，还包含致动器(328)，以在所述打开位置和所述关闭位置(502)之间移动所述入口罩(202)。

条款7.根据条款1所述的装置，其中所述打开位置包括第一打开位置(702)和第二打开位置(904)。

条款8.根据条款7所述的装置，其中所述入口罩(202)在飞行器的起飞状况期间移动到所述第一打开位置(702)，并且在所述飞行器发动机(106)的发动机熄火状况期间移动到所述第二打开位置(904)。

条款9.一种与飞行器发动机(106)一起使用的机舱装置，其包含：

前部分段，其限定所述飞行器发动机(106)的进气口，所述前部分段相对于中间分段移动，所述中间分段容纳所述飞行器发动机(106)的风扇；以及

入口唇缘，其耦接到所述前部分段，所述前部分段相对于所述中间分段在第一打开位置(702)和关闭位置(502)之间平移，以改变所述入口唇缘和所述风扇之间的轴向长度。

条款10.根据条款9所述的装置，其中当所述前部分段处于所述关闭位置(502)时，所述前部分段限定主流动路径(318)。

条款11.根据条款9所述的装置，其中当所述前部分段处于所述第一打开位置(702)时，所述前部分段和所述中间分段限定主流动路径(318)和辅助流动路径(320)。

条款12.根据条款11所述的装置，还包含当所述前部分段处于所述第一打开位置(702)时定位在所述辅助流动路径(320)中的多个叶片(322)。

条款13.根据条款12所述的装置，其中当所述前部分段处于所述第一打开位置(702)时，所述叶片(322)在多个角之间移动，以改变在朝向所述风扇的方向上的气流。

条款14.根据条款11所述的装置，其中当所述前部分段处于所述关闭位置(502)时，所述入口唇缘和所述风扇之间的轴向长度具有第一长度，并且当所述前部分段处于所述第一打开位置(702)时，所述入口唇缘和所述风扇之间的轴向长度具有第二长度，所述第一长度小于所述第二长度。

条款15.根据条款14所述的装置，其中所述前部分段移动到不同于所述第一打开位置(702)的第二打开位置(904)，其中当所述前部分段处于所述第二打开位置(904)时，所述入口唇缘和所述风扇之间的轴向长度具有第三长度，所述第三长度大于所述第二长度。

条款16.根据条款15所述的装置，其中当所述前部分段处于所述第二打开位置(904)时，位于所述辅助流动路径(320)内的多个叶片(322)在多个角之间移动，以在远离所述风扇的方向上改变气流。

条款17.一种控制通过飞行器发动机(106)的机舱的入口气流的方法，所述方法包含：

相对于风扇罩(204)将入口罩(202)平移到第一打开位置(702)，以允许气流在飞行器的起飞状况期间经由主流动路径(318)和辅助流动路径(320)到所述飞行器发动机(106)；以及

相对于所述风扇罩(204)将所述入口罩(202)平移到关闭位置(502)，以在飞行器的巡航状况期间防止气流通过所述辅助流动路径(320)并且允许气流经由所述主流动路径(318)到所述飞行器发动机(106)，与当所述入口罩(202)处于所述第一打开位置(702)时相比，当所述入口罩(202)处于所述关闭位置(502)时，所述飞行器发动机(106)的入口在沿着所述风扇的纵向轴线的方向上更靠近所述飞行器发动机(106)的风扇。

条款18.根据条款17所述的方法，还包含经由叶片(322)引导气流通过所述辅助流动路径(320)。

条款19.根据条款18所述的方法，还包含当所述入口罩(202)处于所述第一打开位置(702)时，将所述叶片(322)移动到第一位置，以经由所述辅助流动路径(320)引导气流朝向所述飞行器发动机(106)的所述风扇。

条款20.根据条款18所述的方法，还包含在发动机熄火状况期间相对于所述风扇罩(204)将所述入口罩(202)移动到第二打开位置(904)，相比于所述第一打开位置(702)，所述第二打开位置(904)将所述机舱的所述入口定位成距所述风扇更远。

虽然本文已经描述某些示例装置，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完全落入修改后的权利要求的范围内的所有方法、装置和制品。