用于扩大高速飞行器的操作速度范围的系统和方法与流程

1.本公开整体涉及高速飞行器，并且更具体地，涉及用于扩大高速飞行器的操作范围的系统和方法。


背景技术：

2.高飞行速度下的操作条件对飞行器设计提出了各种挑战。例如，以大于3马赫数的速度，并且更具体地以大于5马赫数的极超音速穿过大气层行进的飞行器的燃气涡轮发动机可能经历达到或超过材料温度极限的局部温度。在常规的飞行器设计中，当温度接近材料温度极限时，发动机减慢速度，由此避免超过材料温度极限。当由于高温而需要过度减慢速度时，发动机不再使飞行器加速，由此限制飞行器的最高操作速度。此外，喷嘴设计可能对飞行器的操作范围施加限制。例如，配置用于大于3马赫数的速度的喷嘴可能在低速下引起过度扩张阻力，或另外可能不能在飞行器的操作速度的范围内提供推进效率。


技术实现要素：

3.根据本公开的一方面，一种用于高速飞行器的涡轮发动机包括：进气管道，具有用于接收环境空气的上游端并具有下游端，进气管道将管道气流从上游端导向至下游端；和风扇，设置在进气管道中。发动机芯部设置在进气管道中并且可操作地联接至风扇，发动机芯部设置在风扇的下游并且包括芯部壳体，管道气流的芯部气流部分穿过芯部壳体。后燃器设置在进气管道中并且在发动机芯部的下游，并且热交换器设置在进气管道中。
4.根据本公开的另一方面，提供一种用于具有发动机的飞行器的喷嘴组件。喷嘴组件包括：整流罩，与发动机流体连通，整流罩包括限定整流罩孔口的整流罩内表面；和插入件，限定主推力表面，其中，插入件相对于整流罩被支撑为使得主推力表面的一部分设置在整流罩孔口内，其中，插入件的主推力表面与整流罩内表面间隔开，以限定喉状部。致动器联接至整流罩和插入件中的至少一个并且被配置为在整流罩与插入件之间产生相对移动，由此改变喉状部。
5.根据本公开的又一方面，提供一种控制飞行器的推力的方法，该飞行器具有发动机及机身。方法包括：提供喷嘴组件，该喷嘴组件包括：整流罩，与发动机流体连通，整流罩包括限定整流罩孔口的整流罩内表面；和插入件，限定主推力表面，其中，插入件相对于整流罩由机身支撑为使得主推力表面的一部分设置在整流罩孔口内，其中，插入件的主推力表面与整流罩内表面间隔开，以限定喉状部。方法进一步包括：在整流罩与插入件之间产生相对移动，由此改变喉状部。
6.能够在各个实例中独立地实现或可以结合又一些其他的实例实现已经讨论的特征、功能、以及优点，参考下列描述及附图能够看到其进一步的细节。
附图说明
7.在所附权利要求中阐述了被视为是示例性实例的特性的新颖特征。然而，当结合
所附附图进行读取时，通过参考本公开的示例性实例的下列细节描述，能够很好地理解示例性实例以及优选使用模式、其进一步目标及优点，其中：
8.图1是根据本公开的具有一体的冷却和动力产生系统的高速飞行器的立体图。
9.图2是对整个气流进行空气冷却的涡轮发动机的示意图。
10.图3是对芯部气流进行空气冷却的涡轮发动机的示意图。
11.图4是对芯部气流进行空气冷却的涡轮发动机的可替代实例的示意图。
12.图5是对芯部气流进行空气冷却的涡轮发动机的又一实例的示意图。
13.图6是在发动机芯部和后燃器衬套中进行局部冷却的涡轮发动机的示意图。
14.图7是图1中的高速飞行器的尾翼部分的立体图。
15.图8是图7中的高速飞行器的尾翼部分的局部截面侧视图，其中整流罩与主推力表面相对于彼此处于第一位置。
16.图9是图7中的高速飞行器的尾翼部分的局部截面侧视图，其中整流罩与主推力表面相对于彼此处于第二位置。
17.图10是图7中的高速飞行器的尾翼部分的侧视图，示出了平行于飞行器的纵向轴线平移的主推力表面。
18.图11是图7中的高速飞行器的尾翼部分的侧视图，示出了在垂直于飞行器的纵向轴线的方向上平移的主推力表面。
19.图12是图7中的高速飞行器的尾翼部分的侧视图，示出了相对于飞行器的机身旋转的主推力表面。
20.图13是图7中的高速飞行器的尾翼部分的侧视图，示出了在相对于飞行器的纵向轴线成一角度的方向上平移的主推力表面。
21.图14是推力表面的形状的第一实例的示意性端视图。
22.图15是推力表面的形状的第二实例的示意性端视图。
23.图16是推力表面的形状的第三实例的示意性端视图。
24.图17是推力表面纵向轮廓的第一实例的示意性侧视图。
25.图18是推力表面纵向轮廓的第二实例的示意性侧视图。
26.图19是推力表面纵向轮廓的第三实例的示意性侧视图。
27.图20是图7中的高速飞行器的尾翼部分的局部截面侧视图，示出了喷嘴冷却系统的第一实例。
28.图21是图7中的高速飞行器的尾翼部分的局部截面侧视图，示出了喷嘴冷却系统的第二实例。
29.图22至图24是示出在喷嘴组件的插入件壁中所形成的穿孔轮廓的实例的示意性平面图。
30.图25是图7中的高速飞行器的尾翼部分的局部截面侧视图，示出了冷却剂到喷嘴组件的低流速。
31.图26是图7中的高速飞行器的尾翼部分的局部截面侧视图，示出了冷却剂到喷嘴组件的高流速。
具体实施方式
32.附图与下列描述示出了所要求保护的主题的具体实例。由此，应当认识到，尽管此处未明确描述或示出，然而，本领域技术人员能够设想涵盖实例的原理并且包括在实例的范围内的各种布置。进一步地，此处所述的任意实例旨在有助于理解所公开的主题的构造、操作或其他特征的原理，并且应被视为并不局限于该具体阐述的实例和条件。因此，本发明构思并不局限于下面所述的具体实例，而是受权利要求及其等同物的限制。
33.用于此处所述的高速飞行器的涡轮发动机的实例提供冷却，以允许飞行器以更高的速度操作。热交换器用于冷却经过入口管道、芯部壳体、发动机芯部的特定部件、和/或与后燃器相邻的管道的衬套的空气，由此防止部件的温度达到热极限。因此，涡轮发动机可以在不减少节流的情况下继续操作，由此增加飞行器行进的范围的上端。
34.图1示出了高速飞行器102的实例。飞行器102可以根据需要进行有人驾驶或无人驾驶操作。飞行器102仅是能够以至少3马赫数的速度行进的飞行器的一种配置，并且可以根据需要实现未示出的其他配置。例如，飞行器102可以根据需要而具有不同的形状、尺寸、长宽比等。由此，出于讨论的目的仅示出了具体配置的飞行器102。
35.在本实例中，飞行器102包括涡轮发动机100、机翼106、尾翼108以及机头盖帽110。涡轮发动机100是用于飞行器102的主要推进源。在飞行器102在3马赫数以上操作期间，或者在极超音速飞行中(例如，飞行器102以5马赫数及以上的极超音速移动)，此处所述的实施方式防止涡轮发动机100的部分被加热至接近或超过涡轮发动机100中所使用的材料的热极限的温度。
36.在图2至图6示出的实例中，涡轮发动机100的气流以及/或者特定部件或区域被冷却以将温度降低到低于热极限，由此允许飞行器102以更高的速度操作。例如，图2中示出的涡轮发动机100包括具有下游端116和用于接收环境空气的上游端114的进气管道112。进气管道112将管道气流118从上游端114导向至下游端116。如此处使用的，管道气流118包括横跨进气管道112的整个截面区域流动的空气。涡轮发动机100包括风扇120，该风扇设置在进气管道112中并且将空气抽吸至进气管道112中。
37.涡轮发动机100还包括用于从喷口芯部流出物产生推进的发动机芯部122。设置在进气管道112的中央部分中的发动机芯部122可操作地联接至风扇120，并且该发动机芯部位于风扇120的下游。发动机芯部122包括将管道气流118分成芯部气流126和旁路气流128的芯部壳体124，该芯部气流穿过芯部壳体124，该旁路气流经过芯部壳体124周围。后燃器130设置在进气管道112中且在发动机芯部122的下游，以为飞行器102选择性地提供额外的推力。围绕后燃器130并且位于后燃器的下游的进气管道112的一部分包括用于热保护进气管道112的下游端的后燃器衬套132。
38.涡轮发动机100包括冷却，以降低与飞行器102的操作相关联的高温。在图2至图6示出的实例中，热交换器140用于提供冷却。热交换器140包括与散热器流体源144流体连通的一个或多个导管142。经过导管142的散热器流体吸收来自导管的周围环境的热量，由此降低温度。散热器流体源144可以是飞行器102上的辅助流体源、专用热管理系统、发电系统或需要热量以进行操作的子系统，或者这些的任意组合。例如，散热器流体可以是飞行器上使用的或可用的燃料、水、空气或任意其他流体。在一些实例中，散热器流体可以是超临界流体(诸如超临界二氧化碳)，其在减少热交换器140中所使用的部件的尺寸和重量的同时，
提供有效的热传递。
39.热交换器140可以位于涡轮发动机100内的不同位置和/或可以按照不同的尺寸设置，以提供期望的冷却效果。例如在图2中，热交换器140位于风扇120的上游。此外，热交换器140配置为吸收来自管道气流118的整体的热量。因此如图2中所示，热交换器140延伸以横跨进气管道112的整个截面，由此降低整个管道气流118内的温度。将热交换器140定位于风扇120的上游使得热交换器暴露在比更下游所存在的温度和压力更低的温度和压力中，从而减少对热交换器140的材料及其他设计考虑因素。热交换器140的该位置还在压缩气流之前提供冷却，由此增加由热交换器140实现的热力学优点。
40.图3至图5示出了其中热交换器140仅对管道气流118的一部分进行冷却的实例。与上述实例相似，在图3的实例中，热交换器140位于风扇的上游。然而，不同于图2中示出的实例，图3中所示的热交换器140仅横跨进气管道112的中央部分延伸。具体地，热交换器140的位置和尺寸设置为横跨与芯部壳体124的截面区域对应的区域延伸。因此，热交换器140主要提取来自管道气流118的一部分的热量，该部分最终将作为芯部气流126穿过发动机芯部122。在该实例中，热交换器140仍位于风扇120的上游，由此提供与之前实例相同的热交换器设计考虑因素和热力学优点。然而，通过覆盖更小的区域，热交换器140的重量减少，同时仍对管道气流118的将会在更下游看到最大的温度增加的一部分进行冷却。
41.图4示出了其中热交换器140位于风扇120与发动机芯部122之间的可替代实例。在该实例中，发动机芯部122包括低压压缩机123和高压压缩机125。热交换器140设置在芯部壳体124内且在低压压缩机123的上游，并且因此该热交换器配置为仅吸收来自芯部气流126的热量。空气在该位置处的温度和密度比风扇120的上游的更大，这允许热交换器140更紧凑，由此减少热交换器的重量。然而，在该位置处进行冷却的热力学优点将减少，并且将热交换器140定位在风扇120与低压压缩机123之间可能需要加长连接这些部件的轴，由此潜在地影响涡轮机械设计。
42.图5示出了其中热交换器140设置在芯部壳体124中的又一实例，并且因此该热交换器配置为仅吸收来自管道气流118的芯部气流126的部分的热量。在该实例中，热交换器140位于低压压缩机123与高压压缩机125之间。在该位置处的空气的温度和密度甚至比在图4中所示的热交换器的位置处的更大，由此允许热交换器甚至更紧凑，并且因此具有更轻的重量。然而，在该位置处进行冷却的热力学优点进一步减少，并且再次可能需要加长轴，由此影响涡轮机械设计。
43.图6示出了涡轮发动机100的具体位置的目标冷却的实例。图6中的热交换器140包括一个或多个局部冷却热交换器150。每个局部冷却热交换器150与散热器流体源144流体连通，并且这些局部冷却热交换器配置为对涡轮发动机100的温度敏感区域或部件进行冷却。例如，局部冷却热交换器150可以被定位成对比涡轮发动机100的其余部分具有更受限的操作温度的致动器、传感器、控制器、泵、润滑系统或其他附件进行冷却。
44.此外，图6示出了在后燃器130处及下游的目标冷却。当以较高的速度行进时，诸如3马赫数以上，旁路气流128达到较高的温度，由此减少旁路气流128对位于发动机芯部122的下游的结构和部件进行冷却的冷却能力。具体地，后燃器衬套132易于受超过热极限的温度水平的影响。图6示出了配置为对后燃器衬套132进行冷却的衬套冷却器152。衬套冷却器152位于后燃器衬套132的上游并且与后燃器衬套纵向对齐。衬套冷却器152与散热器流体
源144流体连通，由此吸收来自旁路气流128的热量。在所示出的实施方式中，衬套冷却器152被定位成与进气管道112的内表面相邻，并且因此该衬套冷却器具有大致为环形的形状。
45.在图7至图26示出的另外的实例中，飞行器102包括配置为扩大飞行器102的操作速度范围的喷嘴组件200。喷嘴组件200包括允许更大的支撑强度并且与设置在飞行器102上的子系统和/或其他部件接合的扩张表面，该扩张表面具有调整喷嘴孔口的形状和尺寸而使得操作速度范围内的推进效率最大化的能力，并且喷嘴组件还包括喷嘴冷却系统，该喷嘴冷却系统减少喷嘴处的温度，同时还影响排气尾流形状并且导致由推进系统产生推力。
46.如图7至图9中最佳示出的，示出了联接至飞行器102的机身202的喷嘴组件200。飞行器102包括发动机204，并且喷嘴组件200设置在发动机204的下游并与发动机流体连通。发动机204可以实施为图1至图6中所示的涡轮发动机100。喷嘴组件200包括整流罩210，该整流罩具有位于上游端的整流罩颈部212和位于下游端的整流罩出口214。整流罩210还包括限定整流罩孔口218的整流罩内表面216。在此处公开的实例中，整流罩210具有弓形形状。即，当沿着飞行器102的纵向轴线206观察时，整流罩210围绕纵向轴线206局部地延伸。如此处使用的术语“弓形形状”意味着整流罩210的整体轮廓围绕轴线延伸并且旨在覆盖具有曲线区段、直线区段或其组合的整流罩。整流罩内表面216包括整流罩表面入口区段220、整流罩表面过渡区段222以及整流罩表面出口区段224。整流罩表面入口区段220具有第一半径r1，并且整流罩表面出口区段224具有大于第一半径r1的第二半径r2。整流罩表面过渡区段222具有以恒定或可变的比率从第一半径r1逐渐增加至第二半径r2的半径。
47.继续参考图7至图9，喷嘴组件200还包括插入件230，该插入件限定飞行器102的主推力表面232。从机身202以悬臂方式支撑插入件230。即，机身202包括位于飞行器102的后部的尾翼区段208，并且插入件230包括联接至机身202的尾翼区段208且从机身的尾翼区段下垂(depend)的插入件底座231。在示出的实例中，插入件底座231围绕主推力表面232的外围延伸，以允许插入件230牢固附接至机身202，同时允许插入件230可操作地联接至设置在飞行器102上的其他系统与部件。插入件230包括具有插入件壁内表面236和插入件壁外表面238的插入件壁234。插入件壁外表面238限定主推力表面232。
48.如图7至图9与图14至图15中所示，推力表面232是局部轴对称的。即，当从插入件230的下游端观察时，推力表面232至少围绕插入件230的纵向轴线233局部地对称。图14与图15示出了具有局部椭球形状的推力表面232的实例。图16示出了具有局部棱柱形状的推力表面232。此外，推力表面232的纵向轮廓可以设置成不同的形状，以针对飞行器102的具体速度对推力进行优化。在图17中，推力表面232的纵向轮廓是凹的，这有利于诸如极超音速的高速度。在图19中，推力表面232的纵向轮廓是凸的，这有利于亚音速和跨音速。图18示出了推力表面232的线性的纵向轮廓，这有利于在亚音速/跨音速与极超音速之间的速度。
49.插入件230相对于整流罩210定位，以使得主推力表面232的一部分设置在整流罩孔口218内。主推力表面232与整流罩内表面216间隔开，以在其间限定喉状部242。喉状部242的区域以及主推力表面232和整流罩内表面216的形状影响由喷嘴组件200产生的推力的方向和大小。
50.整流罩210与插入件230可相对于彼此移动，由此针对飞行器102的给定速度对推
力进行优化。在图7至图9所示的实施方式中，插入件230是静止的，而整流罩210被支撑为在与飞行器102的纵向轴线206平行的方向上平移。更具体地，整流罩颈部212的尺寸设置为被接收在由机身202限定的狭槽246中。整流罩致动器248可操作地联接至整流罩210，并且该整流罩致动器配置为在向后位置(图8)与向前位置(图9)之间移动整流罩210。
51.整流罩210与插入件230之间的相对移动将改变由喷嘴组件200产生的推力特性。例如，整流罩210与插入件230的最靠近彼此的区域将构成喉状部242。当整流罩210与插入件230相对于彼此移动时这些区域将改变。因此，整流罩210与插入件230的相应轮廓将影响喉状部242的尺寸、位置、角度以及截面面积，由此影响推力特性。例如，喉状部242的截面面积是针对推进系统的主要控制因素。喉状部位置与角度还影响针对喷嘴组件200的其余部分的流动，由此影响推力效率。更进一步地，在一些实例中，整流罩210与插入件230的轮廓影响喉状部242的位置，这影响喷嘴组件200的内部扩张量。对内部扩张量的控制是用于在宽范围的马赫数内产生较高的喷嘴效率的设计因素。例如，较低的内部扩张有利于亚音速和跨音速飞行速度，而较高的内部扩张有利于超音速和极超音速速度。因此，在整流罩210与插入件230之间产生相对移动的能力允许喷嘴组件200针对具体的飞行速度对喉状部尺寸、位置、角度以及截面面积进行优化，由此扩大飞行器102的速度范围。
52.尽管图7至图9中的实例示出了静止插入件230和能在与纵向轴线206平行的方向上平移的可移动整流罩210，但是如图10中所示在其他实例中，整流罩210是静止的并且插入件230是可移动的。更进一步地，整流罩210和插入件230两者可以都是可移动的。此外或可替代地，整流罩210和/或插入件230可以执行除在与纵向轴线206平行的方向上平移之外的运动，以实现整流罩210与插入件230的相对移动。图11示出了可在与纵向轴线206垂直的方向上移动的插入件230，而整流罩210是静止的。图12示出了可相对于静止的整流罩210旋转的插入件230。图13示出了在相对于纵向轴线206成一角度的方向上平移的插入件230。
53.在一些实例中，喷嘴组件200包括主要降低喷嘴组件200处的温度的喷嘴冷却系统250。此外，喷嘴冷却系统250的一些实例还影响排气尾流的形状，由此改变由喷嘴组件200生成的推力的特性。
54.更具体地，喷嘴冷却系统250包括热联接至主推力表面232的冷却剂源252。冷却剂源252可以是环境或旁路空气、来自设置在飞行器102上的热管理系统的流体或者来自设置在飞行器上的任意其他子系统的流体。例如，冷却剂可以是燃料、水、空气或飞行器上使用或可用的任意其他流体。在一些实例中，冷却剂可以是诸如超临界二氧化碳的超临界流体。
55.在图20所示的实例中，插入件230内包含来自冷却剂源252的冷却剂。在该实例中，插入件壁234是不渗透的，并且冷却剂源252与插入件壁内表面236流体连通。诸如泵或阀的冷却剂调节器253控制冷却剂从冷却剂源252至插入件230的流动。当冷却剂流至插入件230时，其对插入件壁内表面236进行冷却，进而经由传导对插入件壁外表面238进行冷却。被加热的冷却剂能够再循环至冷却剂源252或其他目的地或者从飞行器102排出。
56.在图21至图24示出的实例中，来自冷却剂源252的冷却剂穿过插入件壁234，以直接对插入件壁外表面238进行冷却。在这些实例中，插入件壁234包括从插入件壁内表面236延伸至插入件壁外表面238的穿孔254。穿孔254可以设置成各种轮廓形状和分布图案，从而将影响冷却的量和位置以及冷却剂的流速。例如，如果使用与足够高的温度相配的插入件材料和/或发动机排气流充分冷却，则可以使用较少的穿孔、较小尺寸的穿孔、和/或较低的
冷却剂流速，从而减少喷嘴冷却系统250的重量。图22示出了具有直线轮廓的穿孔254，而图23示出了具有曲线轮廓的穿孔254。在图24中，穿孔254具有直线和曲线轮廓两者。在不希望受理论约束的情况下，具有曲线轮廓的穿孔254可以更好地使冷却剂流与插入件壁外表面238对齐。冷却剂调节器253选择性地控制冷却剂从冷却剂源252至插入件壁内表面236的流动。冷却剂从插入件壁内表面236流动通过穿孔254，以在插入件壁外表面238上形成膜。冷却剂吸收来自插入件壁外表面238和排出气体的热量，并且冷却剂可以从飞行器102的尾翼排出。
57.图25与图26示出了如何能够调整冷却剂的流速来改变推力特性。在图25中，冷却剂流速较低，这使得排出气体258在较长的时间段内保持与主推力表面232接触并且防止排出气体258过度扩张，这在飞行器102的较低操作速度期间是有利的。图26示出了较高的冷却剂速率，这在飞行器102的较高操作速度期间是有利的。更具体地，在较高的速度操作期间，冷却剂主要为喷嘴组件200提供冷却，因而较少关注排出气体258的过度扩张。
58.在示出的实例中，控制器260设置为控制喷嘴组件200的操作。例如，控制器260可操作地联接至冷却剂调节器253，以根据需要控制冷却剂流速。尽管控制器260的具体硬件实现方式受设计选择的影响，但一个具体实例包括与电流驱动器联接的一个或多个处理器。该一个或多个处理器可以包括能够执行此处所述的功能的任意电子电路和/或光学电路。例如，处理器可以对控制器260执行此处所述的任意功能。处理器可以包括一个或多个中央处理单元(cpu)、微处理器、数字信号处理器(dsp)、专用集成电路(asic)、可编程逻辑设备(pld)、控制电路等。处理器的一些实例包括coretm处理器、高级简化指令集计算(risc)机器处理器等。
59.图中所示或此处所述的任意各种元件可以实现为硬件、软件、固件或其某种组合。例如，元件可以实现为专用硬件。专用硬件元件可以被称为“处理器”、“控制器”、或某一相似术语。当由处理器提供时，可以由单一专用处理器、单一共享处理器或多个独立的处理器提供功能，其中的一些功能可以共享。而且，明确使用术语“处理器”或“控制器”不应被视为排他性地指能够执行软件的硬件，并且可以默示包括但不限于数字信号处理器(dsp)硬件、网络处理器、专用集成电路(asic)或其他电路、场可编程门阵列(fpga)、用于存储软件的只读存储器(rom)、随机访问存储器(ram)、非易失性存储器、逻辑或者某一其他物理硬件部件或模块。
60.此外，元件可以实现为可由处理器或计算机执行的指令，以执行元件的功能。指令的一些实例是软件、程序代码以及固件。当由处理器执行时，指令可操作为命令处理器执行元件的功能。指令可以存储在由处理器读取的存储设备上。存储设备的一些实例是数字或固态存储器，诸如磁盘和磁带的磁性存储介质、硬驱动或光学读取的数字数据存储介质。
61.根据此处公开的主题的第一实例，一种用于高速飞行器的涡轮发动机包括：进气管道，具有下游端和用于接收环境空气的上游端，进气管道将管道气流从上游端导向至下游端；风扇，设置在进气管道中；发动机芯部，设置在进气管道中并且可操作地联接至风扇，发动机芯部设置在风扇的下游并且包括芯部壳体，管道气流的芯部气流部分穿过芯部壳体；以及后燃器，设置在进气管道中并且在发动机芯部的下游。热交换器设置在进气管道中。
62.根据此处公开的主题的第二实例，第二实例涵盖上述第一实例，热交换器位于风
扇的上游，并且热交换器配置为吸收来自管道气流的整体的热量。
63.根据此处公开的主题的第三实例，第三实例涵盖上述第一实例，热交换器位于风扇的上游，并且热交换器配置为吸收来自管道气流的芯部气流部分的热量。
64.根据此处公开的主题的第四实例，第四实例涵盖上述第一实例，热交换器位于风扇与发动机芯部之间，并且热交换器配置为吸收来自管道气流的芯部气流部分的热量。
65.根据此处公开的主题的第五实例，第五实例涵盖上述第一实例，发动机芯部进一步包括：低压压缩机，设置在芯部壳体中；和高压压缩机，设置在芯部壳体中并且位于低压压缩机的下游，热交换器位于低压压缩机与高压压缩机之间，并且热交换器配置为吸收来自管道气流的芯部气流部分的热量。
66.根据此处公开的主题的第六实例，第六实例涵盖上述第一实例，热交换器还包括设置在芯部壳体内的至少一个局部冷却热交换器。
67.根据此处公开的主题的第七实例，第七实例涵盖上述第六实例，进气管道包括围绕后燃器的后燃器衬套，并且热交换器还包括位于后燃器衬套的上游并且与后燃器衬套纵向对齐的衬套冷却器。
68.根据此处公开的主题的第八实例，第八实例涵盖上述第一至第七实例中的任意一个实例，提供一种用于具有发动机的飞行器的喷嘴组件，喷嘴组件包括：整流罩，与发动机流体连通，该整流罩包括限定整流罩孔口的整流罩内表面；插入件，限定主推力表面，其中，插入件相对于整流罩被支撑为使得主推力表面的一部分设置在整流罩孔口内，其中，插入件的主推力表面与整流罩内表面间隔开，以限定喉状部；以及致动器，联接至整流罩和插入件中的至少一个，致动器配置为在整流罩与插入件之间产生相对移动，由此改变喉状部。
69.根据此处公开的主题的第九实例，第九实例涵盖上述第八实例，喷组组件还包括具有热联接至插入件的主推力表面的冷却剂源的冷却剂系统。
70.根据此处公开的主题的第十实例，第十实例涵盖上述第九实例，由具有插入件壁内表面和插入件壁外表面的插入件壁形成主推力表面，其中，插入件壁外表面形成插入件的主推力表面。
71.根据此处公开的主题的第十一实例，第十一实例涵盖上述第十实例，插入件壁是不渗透的，并且冷却剂系统将冷却剂导向至插入件壁内表面上。
72.根据此处公开的主题的第十二实例，第十二实例涵盖上述第十实例，插入件壁限定从插入件壁内表面延伸至插入件壁外表面的穿孔，并且其中，冷却剂系统将冷却剂导向至插入件壁内表面，导向通过穿孔，并且导向至插入件壁外表面上。
73.根据此处公开的主题的第十三实例，第十三实例涵盖上述第十二实例，冷却剂系统包括：冷却剂调节器，配置为调节将冷却剂从冷却剂源供应至插入件的冷却剂流速。
74.根据此处公开的主题的第十四实例，第十四实例涵盖上述第十二实例，穿孔包括线性穿孔轮廓。
75.根据此处公开的主题的第十五实例，第十五实例涵盖上述第十二实例，穿孔包括曲线穿孔轮廓。
76.根据此处公开的主题的第十六实例，第十六实例涵盖上述第十二实例，穿孔包括线性穿孔轮廓和曲线穿孔轮廓两者。
77.根据此处公开的主题的第十七实例，第十七实例涵盖上述第九实例，冷却剂源包
括旁路空气。
78.根据此处公开的主题的第十八实例，第十八实例涵盖上述第八实例，插入件是静止的，并且整流罩可相对于插入件移动。
79.根据此处公开的主题的第十九实例，第十九实例涵盖上述第八实例，整流罩是静止的，并且插入件可相对于整流罩移动。
80.根据此处公开的主题的第二十实例，第二十实例涵盖上述第八实例，整流罩和插入件都是可移动的。
81.根据此处公开的主题的第二十一实例，第二十一实例涵盖上述第八实例，整流罩与插入件之间的相对移动为平移。
82.根据此处公开的主题的第二十二实例，第二十二实例涵盖上述第二十一实例，该平移在与飞行器的机身的纵向轴线平行的方向上。
83.根据此处公开的主题的第二十三实例，第二十三实例涵盖上述第二十一实例，该平移在与飞行器的机身的纵向轴线垂直的方向上。
84.根据此处公开的主题的第二十四实例，第二十四实例涵盖上述第二十一实例，该平移相对于飞行器的机身的纵向轴线成一角度。
85.根据此处公开的主题的第二十五实例，第二十五实例涵盖上述第八实例，整流罩与插入件之间的相对移动是指成角度的旋转。
86.根据此处公开的主题的第二十六实例，第二十六实例涵盖上述第八实例，插入件的主推力表面包括局部轴对称形状。
87.根据此处公开的主题的第二十七实例，第二十七实例涵盖上述第二十六实例，插入件还包括联接至飞行器的机身的插入件底座。
88.根据此处公开的主题的第二十八实例，第二十八实例涵盖上述第二十六实例，局部轴对称形状是局部椭球形状。
89.根据此处公开的主题的第二十九实例，第二十九实例涵盖上述第八实例，插入件的主推力表面包括局部棱柱形状。
90.根据此处公开的主题的第三十实例，第三十实例涵盖上述第一至第二十九实例中的任意一个实例，一种飞行器，包括：机身；入口管道，联接至机身；发动机，设置在入口管道中；以及喷嘴组件，设置在发动机的下游。喷嘴组件包括：整流罩，与发动机流体连通，该整流罩包括限定整流罩孔口的整流罩内表面；以及插入件，限定主推力表面，其中，插入件由机身相对于整流罩支撑成使得主推力表面的一部分设置在整流罩孔口内，其中，插入件的主推力表面与整流罩内表面间隔开，以限定喉状部。致动器联接至整流罩和插入件中的至少一个，并且该致动器配置为在整流罩与插入件之间产生相对移动，由此改变喉状部。
91.根据此处公开的主题的第三十一实例，第三十一实例涵盖上述第一至第三十实例中的任意一个实例，提供一种用于具有发动机和机身的飞行器的喷嘴组件。喷嘴组件包括与发动机流体连通的整流罩，该整流罩包括限定整流罩孔口的整流罩内表面。喷嘴组件还包括限定主推力表面的插入件，其中，插入件由机身相对于整流罩支撑成使得主推力表面的一部分设置在整流罩孔口内，其中，插入件的主推力表面与整流罩内表面间隔开，以限定喉状部，该主推力表面包括局部轴对称形状。致动器联接至整流罩和插入件中的至少一个，致动器配置为在整流罩与插入件之间产生相对移动，由此改变喉状部，并且冷却剂源热联
接至插入件的主推力表面。
92.根据此处公开的主题的第三十二实例，第三十二实例涵盖上述第一至第三十一实例中的任意一个实例，一种向具有发动机和机身的飞行器提供推力的方法，包括提供喷嘴组件。喷嘴组件包括：整流罩，与发动机流体连通，该整流罩包括限定整流罩孔口的整流罩内表面；以及插入件，限定主推力表面，其中，插入件由机身相对于整流罩支撑成使得主推力表面的一部分设置在整流罩孔口内，其中，插入件的主推力表面与整流罩内表面间隔开，以限定喉状部。该方法还包括：在整流罩与插入件之间产生相对移动，由此改变喉状部。
93.根据此处公开的主题的第三十三实例，第三十三实例涵盖上述第三十二实例，方法还包括：对插入件的主推力表面进行冷却。
94.根据此处公开的主题的第三十四实例，第三十四实例涵盖上述第三十二实例，对插入件的主推力表面进行冷却包括：向插入件壁外表面提供冷却剂。
95.根据此处公开的主题的第三十五实例，第三十五实例涵盖上述第三十四实例，方法还包括：控制冷却剂到插入件壁外表面的流速，以使得将冷却剂从喷嘴组件注入到排出气流中。
96.进一步地，本公开包括根据下列条款的实施方式：
97.第1条款.一种用于高速飞行器(102)的涡轮发动机(100)，涡轮发动机(100)包括：
98.进气管道(112)，具有下游端(116)和用于接收环境空气的上游端(114)，进气管道(112)将管道气流(118)从上游端(114)导向至下游端(116)；
99.风扇(120)，设置在进气管道(112)中；
100.发动机芯部(122)，设置在进气管道(112)中并且可操作地联接至风扇(120)，发动机芯部(122)设置在风扇(120)的下游并且该发动机芯部包括芯部壳体(124)，管道气流(118)的芯部气流部分(126)穿过该芯部壳体；
101.后燃器(130)，设置在进气管道(112)中且在发动机芯部(122)的下游；以及
102.热交换器(140)，设置在进气管道(112)中。
103.第2条款.根据条款1所述的涡轮发动机(100)，其中：
104.热交换器(140)位于风扇(120)的上游；并且
105.热交换器(140)配置为吸收来自管道气流(118)的整体的热量。
106.第3条款.根据条款1所述的涡轮发动机(100)，其中：
107.热交换器(140)位于风扇(120)的上游；并且
108.热交换器(140)配置为吸收来自管道气流(118)的芯部气流部分(126)的热量。
109.第4条款.根据条款1所述的涡轮发动机(100)，其中：
110.热交换器(140)位于风扇(120)与发动机芯部(122)之间；并且
111.热交换器(140)配置为吸收来自管道气流(118)的芯部气流部分(126)的热量。
112.第5条款.根据条款1所述的涡轮发动机(100)，其中：
113.发动机芯部(122)还包括：
114.低压压缩机(123)，设置在芯部壳体(124)中；以及
115.高压压缩机(125)，设置在芯部壳体(124)中并且位于低压压缩机(123)的下游；
116.热交换器(140)，位于低压压缩机(123)与高压压缩机(125)之间；并且
117.热交换器(140)，配置为吸收来自管道气流(118)的芯部气流部分(126)的热量。
118.第6条款.根据条款1所述的涡轮发动机(100)，其中，热交换器(140)还包括设置在芯部壳体(124)内的至少一个局部冷却热交换器(150)。
119.第7条款.根据条款6所述的涡轮发动机(100)，其中：
120.进气管道(112)，包括围绕后燃器(130)的后燃器衬套(132)；并且
121.热交换器(140)，还包括位于后燃器衬套(132)的上游并且与后燃器衬套纵向对齐的衬套冷却器(152)。
122.第8条款.一种用于具有发动机(204)的飞行器(102)的喷嘴组件(200)，该喷嘴组件(200)包括：
123.整流罩(210)，与发动机(204)流体连通，整流罩(210)包括限定整流罩孔口(218)的整流罩内表面(216)；
124.插入件(230)，限定主推力表面(232)，其中，插入件(230)相对于整流罩(210)被支撑为使得主推力表面(232)的一部分设置在整流罩孔口(218)内，其中，插入件(230)的主推力表面(232)与整流罩内表面(216)间隔开，以限定喉状部(242)；以及
125.致动器(248)，联接至整流罩(210)和插入件(230)中的至少一个，致动器(248)配置为在整流罩(210)与插入件(230)之间产生相对移动，由此改变喉状部(242)。
126.第9条款.根据条款8所述的喷嘴组件(200)，还包括：冷却剂系统(250)，具有热联接至插入件(230)的主推力表面(232)的冷却剂源(252)。
127.第10条款.根据条款9所述的喷嘴组件(200)，其中，由具有插入件壁内表面(236)和插入件壁外表面(238)的插入件壁(234)形成主推力表面(232)，其中，插入件壁外表面(238)形成插入件(230)的主推力表面(232)。
128.第11条款.根据条款10所述的喷嘴组件(200)，其中，插入件壁(234)是不渗透的，并且冷却剂系统(250)将冷却剂导向至插入件壁内表面(236)上。
129.第12条款.根据条款10所述的喷嘴组件(200)，其中，插入件壁(234)限定从插入件壁内表面(236)延伸至插入件壁外表面(238)的穿孔(254)，并且其中，冷却剂系统(250)将冷却剂导向至插入件壁内表面(236)，导向通过穿孔(254)，并且导向至插入件壁外表面(238)上。
130.第13条款.根据条款12所述的喷嘴组件(200)，其中，冷却剂系统(250)包括：冷却剂调节器(253)，配置为调节将冷却剂从冷却剂源(252)供应至插入件(230)的冷却剂流速。
131.第14条款.根据条款9所述的喷嘴组件(200)，其中，冷却剂源(252)包括旁路空气。
132.第15条款.根据条款8所述的喷嘴组件(200)，其中，插入件(230)是静止的并且整流罩(210)可相对于插入件(230)移动。
133.第16条款.根据条款8所述的喷嘴组件(200)，其中：
134.插入件(230)还包括联接至飞行器(102)的机身(202)的插入件底座(231)；
135.插入件底座(231)围绕主推力表面(232)的外围延伸；并且
136.主推力表面(232)包括局部轴对称形状。
137.第17条款.一种向具有发动机(204)和机身(202)的飞行器(102)提供推力的方法，方法包括：
138.提供喷嘴组件(200)，喷嘴组件(200)包括：
139.整流罩(210)，与发动机(204)流体连通，整流罩(210)包括限定整流罩孔口(218)
的整流罩内表面(216)；以及
140.插入件(230)，限定主推力表面(232)，其中，插入件(230)
141.由机身(202)相对于整流罩(210)支撑成使得主推力表面(232)的一部分设置在整流罩孔口(218)内，其中，插入件(230)的主推力表面(232)与整流罩内表面(216)间隔开，以限定喉状部(242)；
142.以及
143.在整流罩(210)与插入件(230)之间产生相对移动，由此改变喉状部(242)。
144.第18条款.根据条款17所述的方法，还包括：对插入件(230)的主推力表面(232)进行冷却。
145.第19条款.根据条款17所述的方法，其中，对插入件(230)的主推力表面(232)进行冷却包括：向插入件壁外表面(238)提供冷却剂。
146.第20条款.根据条款19所述的方法，还包括：控制冷却剂到插入件壁外表面(238)的流速，以使得冷却剂从喷嘴组件(200)注入到排出气流中。
147.尽管此处对具体实例进行了描述，然而，范围并不局限于这些具体实例。确切地，由下列权利要求及其任意等同物限定范围。