可变捕获超音速入口的制作方法

本公开的实施例一般涉及用于飞行器喷气发动机的超音速入口，并更具体地涉及可调节以同时改变捕获面积和压缩的入口。

背景技术：

用于超音速飞行器的发动机入口具有基于马赫数和其他飞行状况的复杂的空气动力需求。入口孔通常被定位以提供标称设计马赫数下的最优性能。为了提供必要的流控制，可结合入口孔采用压缩表面。为简化设计，压缩表面通常是固定的。然而，与其中质量流超过发动机需要的非设计(off-design)马赫数下的操作关联的低效率要求溢出或旁通过量空气。此外，在非设计马赫数下，由压缩表面产生的冲击波和得到的压缩效应对于期望的性能可能不是理想的。

因此，期望提供入口，该入口将通过调节入口面积以最小化或避免旁通或溢出过量空气的需求，同时修改由压缩表面产生的冲击波来帮助改善非设计马赫数下的性能。

技术实现要素：

示例性实施例提供用于在设计马赫数和非设计马赫数两者下有效操作的发动机入口，该发动机入口具有固定的压缩表面和前缘，所述前缘在固定的压缩表面上方可变地可延伸以同时改变捕获面积、压缩和冲击波位置。

实施例提供用于具有固定的压缩表面的飞行器入口的捕获面积和压缩的同时修改的方法。在罩上建立入口的前缘。在完全收缩前缘和罩的情况下，以设计马赫数操作具有入口的飞行器。在压缩表面上方延伸前缘的情况下，以小于设计马赫数的速度操作飞行器，以同时改变压缩和入口面积。

附图说明

已经讨论的特征、功能和优点能够在本公开的各个实施例中独立实现，或者可被组合在另一些实施例中，实施例的进一步细节能够参考以下描述和附图可见。

图1A为根据如本文描述的示例性实施例的具有入口的飞行器的一部分的侧视图；

图1B为机身部分以及具有图1A的实施例的固定的压缩表面的关联入口的透视图；

图1C至图1G示出本文公开的实施例的替代入口位置；

图2A为在截面中示出入口的图1A的飞行器的侧视部分剖面图；

图2B为固定在设计马赫数下操作的图2A的入口的侧截面的详细视图；

图3为入口的详细侧面剖面图，其中延伸的前缘覆盖固定的压缩表面；

图4A为入口的详细侧面剖面图，其中前缘收缩到示出示例性冲击波位置的第一中间位置；

图4B为入口的详细侧面剖面图，其中前缘收缩到第二中间位置；

图4C为入口的详细侧面剖面图，其中前缘收缩到第三中间位置；

图4D为入口的详细侧面剖面图，其中前缘收缩到第四中间位置；

图4E为入口的详细侧面剖面图，其中前缘收缩到第五中间位置；

图4F为入口的详细侧面剖面图，其中前缘完全收缩到示出示例性冲击波位置的设计马赫数位置；

图5A为飞行器机身和入口的示图，其中前缘处于完全延伸位置；

图5B为飞行器机身和入口的示图，其中前缘处于中间延伸位置；

图5C为飞行器机身和入口的示图，其中前缘处于完全收缩位置；

图6A为反转的飞行器机身和入口的示图，其中前缘处于示出相对入口面积的完全延伸位置；

图6B为反转的飞行器机身和入口的示图，其中前缘处于示出相对入口面积的中间延伸位置；

图6C为反转的飞行器机身和入口的示图，其中前缘处于示出相对入口面积的完全收缩位置；

图7为飞行器机身和入口的示意剖面图，其中前缘处于示出用于延伸入口前缘的罩的结构实施方式的完全收缩位置；

图8A为图7的入口的示意详细剖面图，其中罩处于示出接收罩的暴露的擦洗表面的完全延伸位置；

图8B为图7的入口的示意详细剖面图，其中罩处于第一部分收缩位置；

图8C为图7的入口的示意详细剖面图，其中罩处于第二部分收缩位置；

图8D为图7的入口的示意详细剖面图，其中罩处于第三部分收缩位置；

图8E为图7的入口的示意详细剖面图，其中罩处于完全收缩位置以用于设计马赫数下的操作；以及，

图9为方法的流程图，以操作可变前缘以用于具有固定的压缩表面的入口中的配合的非设计性能。

具体实施方式

本文描述的系统和方法提供具有前缘的入口的实施例，所述前缘在固定的压缩表面上方可变地可延伸，以同时改变捕获面积和压缩。入口前缘可在罩上被配置为绕远程轴线枢转，所述远程轴线垂直于气流的方向并横向于压缩表面。通过罩和前缘的延伸和收缩调节捕获面积，以使质量流与发动机需要配合以及/或者与来自压缩表面的非设计冲击波对准。从而最小化或消除将被溢出或被使得绕开入口的过量空气流。入口还被配置为使得当前缘以递增的速度收缩且压缩表面的递增量被暴露时，从而增大捕获面积。入口前缘相对于固定的压缩表面的位置还使得压缩改变并重新定位由压缩表面产生的冲击波。在入口流路径中的配合擦洗表面由到轴线的半径限定且与进入飞行器发动机的扩散器中的所需流一致的情况下，绕远程轴线枢转入口罩提供简单的机制以同时改变捕获面积、压缩和冲击波位置，从而增强效率。

参考附图，图1A和图1B示出采用如本文公开的入口的实施例的示例性飞行器的代表性部分。入口10被放置在机身12下面。虽然在附图中的示例性实施例中被示出为下面机身(颏部)入口，但可在机身顶部、机翼上方或机翼下面、翼根下面(腋下)和翼根上方(肩部)安装中采用可替代实施例，如分别见于图1C至图1G中。扩散器14从入口10延伸到喷气发动机(未示出)，该喷气发动机承载在示例性实施例的机身中。压缩表面16存在于机身12的底表面18上，或者飞行器的其他空气动力结构上，以便与入口的协同操作。

图2A和图2B中示出被配置为用于在设计马赫数下操作的入口10。压缩表面16可以是单个斜面或等熵系统，以用于在入口处产生所需的压缩。如图2B中看出，由压缩表面16产生一系列冲击波(由示例性冲击波20a-20d表示)，从而在入口孔中产生正冲击22的情况下在入口处产生所需的压缩。在设计马赫数下定位入口10的前缘24，以结合压缩表面16产生入口孔的标称面积，以用于所需的性能，如随后将更详细地描述的。如在剖面图中看出，入口过渡到扩散器14中以用于到发动机中的流的引入。入口和扩散器被成型为具有曲率，以提供进入埋在飞行器机身中的发动机中的流。

对于在小于设计马赫数的速度下的操作，入口10被提供有包含前缘24的罩26，如图3中看出。罩26可移动以在从如图2B中看出的完全收缩位置到如图3中看出的完全延伸位置的位置范围上延伸并收缩前缘24。在完全延伸位置中，前缘大致覆盖压缩表面。罩26是弯曲的并且在前缘的延伸期间，入口孔的有效面积被减小，如随后将更详细地描述。对于示出的实施例，罩具有自远程轴线30的半径28，所述远程轴线30垂直于气流到入口中的方向，如通过箭头31指示，并横向于固定的压缩表面。具有自针对罩26的厚度被延伸的远程轴线的半径29的配合擦洗表面32被固定在入口10的内部上，并接合所述罩以绕远程轴线旋转，从而延伸并收缩所述罩和前缘24，同时维持基本上平滑的空气动力表面，以使所述流进入到扩散器14中。在罩26和前缘24处于完全延伸位置的情况下，完成亚音速速度下飞行器的操作。

当飞行器的速度增大时，罩26被收缩，从而绕远程轴线30旋转。在图4A中看出的第一代表性位置中，前缘24被定位以暴露固定的压缩表面16的初始部分，该初始部分通过冲击波20e的关联定位生成第一所需压缩条件。在速度进一步增大的情况下，罩26被进一步收缩，如图4B中看出，这暴露固定的压缩表面16的更大部分，从而通过冲击波20f和20g的定位生成第二所需压缩条件。通过压缩表面16在每个位置处的附加暴露，在图4C至图4E中示出罩26伴随增大的速度的进一步收缩。由压缩表面产生的变化的压缩伴随代表性冲击波20h和20i(图4C)、20j、20k和201(图4D)以及20m、20n和200(图4E)的定位。在完全收缩条件下，当飞行器达到图4F中示出的设计马赫数时，所述罩通过如先前关于图2B描述的冲击波20a至20d限定的同量压缩暴露最大程度的压缩表面16。

图5A至图5C中示出具有罩26的入口10的示例性三维(3D)构造，其中所述罩分别处于完全延伸位置，收缩到中间位置以及完全收缩到设计马赫数位置。如在相应的图6A至图6C中看出，其中反转3D构造以用于清楚的目的，通过所述罩的相对位置改变在附图中被表示为元素34a、34b和34c的入口孔的有效面积。如在图6A中看出，其中罩26处于完全延伸位置，有效面积34a在最大面积34c上方显著减小，其中有效面积34a在最大面积34c上叠加。在图6B的中间位置中，有效面积32b大于面积34a但保持小于最大面积34c。在罩26完全收缩的情况下，如图6C中看出，提供有效面积34c。在进入入口和扩散器中的有效流的极限内，由半径28(轴线30的位置)确定可通过罩的延伸实现的面积“变小”。减小的半径提供从完全收缩到完全延伸的有效入口面积中的更大减小。

图7中在截面中示出示例性3D入口构造，其中在从完全延伸(图8A)到完全收缩以用于设计马赫数下的操作(图8E)的位置范围中在图8A至图8E中示出罩26和配合擦洗表面32的详细视图。具有自远程轴线的共同半径的擦洗表面32和罩26的紧密整合提供入口的大致平滑内表面，以用于空气动力效率。虽然在延伸或收缩的离散点处相对于附图进行了描述，但罩26平滑地可延伸通过从完全收缩到完全延伸的整个范围，以允许罩的定位的调度，以容纳上至设计马赫数的一定范围的飞行器速度。此外，虽然罩26在示例性实施例中被示出为在入口10的内部，但在可替代实施例中，所述罩可在入口外部。进一步地，虽然入口10在本实施例中被示出为在机身下面，但入口可被定位在机翼或其他结构上，其中压缩表面安装在该结构的表面上。

通过在罩上建立入口的前缘完成同时修改具有固定的压缩表面的飞行器入口的捕获面积和压缩的方法，用于所公开的实施例，步骤902。罩具有自轴线的半径并且与具有自轴线的第二半径的入口中的配合擦洗表面接合，以容纳罩的厚度，步骤904。在前缘和罩完全收缩的情况下，以设计马赫数操作飞行器，步骤906。通过绕轴线旋转所述罩，在前缘在压缩表面上方延伸的情况下，以小于设计马赫数的速度操作飞行器，步骤908，以同时改变压缩和入口面积。可从亚音速速度下的最大延伸位置到设计马赫数下的完全收缩位置调度前缘的延伸，步骤910。

下面的条款A1至C21中描述了根据本公开的发明性主题的说明性的、非排他性示例：

A1.一种用于非设计马赫数下的有效操作的发动机入口10，包括：

固定的压缩表面16；以及，

前缘24，其在固定的压缩表面上方可变地可延伸，以同时改变捕获面积、压缩和冲击波位置。

A2.根据条款A1所述的用于非设计马赫数下的有效操作的发动机入口 10，进一步包括：

包含前缘24的罩26，所述罩可移动以在从完全收缩位置到完全延伸位置的位置范围上延伸并收缩前缘。

A3.根据条款A2所述的用于非设计马赫数下的有效操作的发动机入口10，其中罩26具有自远程轴线30的半径28，所述远程轴线30垂直于气流的方向31并横向于固定的压缩表面16。

A4.根据条款A3所述的用于非设计马赫数下的有效操作的发动机入口10，进一步包括配合擦洗表面32，配合擦洗表面32具有自针对罩26的厚度被延伸的远程轴线30的半径29，所述擦洗表面接合罩以绕远程轴线旋转，从而延伸并收缩罩。

A5.根据条款A1-A4中任一项所述的用于非设计马赫数下的有效操作的发动机入口10，其中前缘24在设计马赫数下完全收缩。

A6.根据条款A1-A5中任一项所述的用于非设计马赫数下的有效操作的发动机入口10，其中前缘24在亚音速操作下完全延伸。

A7.根据条款A1-A6中任一项所述的发动机入口，其中压缩表面被设置在选自以下项的表面上：机身底部、机身顶部、机身侧面、机翼顶部和机翼底部。

B8.一种具有在非设计马赫数下的有效操作的飞行器，包括：

空气动力结构；

入口10，其具有：

固定的压缩表面16，其安装在所述空气动力结构的表面上；以及，前缘24，其在固定的压缩表面上方可变地可延伸，以同时改变捕获面积、压缩和冲击波位置。

B9.根据条款B8所述的具有在非设计马赫数下的有效操作的飞行器，进一步包括：

结合前缘24的罩26，所述罩可移动以在从完全收缩位置到完全延伸位置的位置范围上延伸并收缩前缘。

B10.根据条款B9所述的具有在非设计马赫数下的有效操作的飞行器，其中罩26具有自远程轴线30的半径28，所述远程轴线30垂直于气流的方向并横向于固定的压缩表面。

B11.根据条款B10所述的具有在非设计马赫数下的有效操作的飞行器，进一步包括配合擦洗表面32，配合擦洗表面32具有自针对罩的厚度被延伸的远程轴线30的半径29，所述擦洗表面接合罩以绕远程轴线旋转，从而延伸并收缩罩。

B12.根据条款B8-B11中任一项所述的具有在非设计马赫数下的有效操作的飞行器，其中前缘24在设计马赫数下完全收缩。

B13.根据条款B8-B12中任一项所述的具有在非设计马赫数下的有效操作的飞行器，其中前缘24在亚音速操作下完全延伸。

B14.根据条款B8-B13中任一项所述的具有在非设计马赫数下的有效操作的飞行器，其中所述空气动力结构为机身12，并且表面选自机身的底表面和顶表面。

B15.根据条款B8-B13中任一项所述的具有在非设计马赫数下的有效操作的飞行器，其中所述空气动力结构选自机翼，并且表面选自机翼的底表面和机翼的顶表面。

B16.根据条款B8-B13中任一项所述的具有在非设计马赫数下的有效操作的飞行器，其中所述空气动力结构选自机翼和机身12，并且表面选自机翼的顶表面和机身的侧表面。

C17.一种用于具有固定的压缩表面的飞行器入口的捕获面积和压缩的同时修改的方法，包括：

在相对于固定的压缩表面可移动的罩26上建立902入口10的前缘24；

在延伸前缘和罩的情况下，以小于设计马赫数的速度操作908具有入口的飞行器；以及

在完全收缩前缘的情况下，以设计马赫数操作906飞行器。

C18.根据条款C17所述的方法，进一步包括：

使罩26与入口10中的配合擦洗表面32接合，所述罩具有自轴线30的半径28且擦洗表面具有自轴线的第二半径29，以容纳罩的厚度。

C19.根据条款C18所述的方法，其中延伸前缘24的步骤包括绕轴线28旋转罩26。

C20.根据条款C17-C19中任一项所述的方法，进一步包括从亚音速速度下的最大延伸位置到设计马赫数下的完全收缩位置调度910前缘24的延伸。

C21.根据条款C17-C20中任一项所述的方法，其中压缩表面16被设置在选自以下项的表面上：机身底部、机身顶部、机翼顶部、机翼底部和机身侧面。

现在已经详细描述了如专利法规所要求的本公开的各种实施例，本领域技术人员将认识到本文所公开的具体实施例的修改和替代。该类修改在如随附的权利要求限定的本公开的范围和意图内。