用于被动推力导向和羽流偏转的方法和装置的制造方法
【专利说明】
[0001] 相关申请的交叉引用
[0002] 本申请是2013年10月24日提交的序列号为14/062673的美国专利申请的部分 继续，该申请的全部公开内容通过引用被合并于此。
技术领域
[0003] 公开的实施例大体涉及推进系统，并且更具体地涉及用于被动推力导向（passive thrust vecroring)和羽流偏转的方法和装置。
【背景技术】
[0004] 实现飞行中推力最优化同时最小化排气喷射（或襟翼）相互作用，以及使用紧密 耦接的发动机安装装置加载在飞行器上的低机翼襟翼动态是重要的设计挑战。
【发明内容】
[0005] 本文公开的示例流导向涡扇发动机包括形成喷管的固定几何结构扇套和核心整 流罩，该喷管包含非对称收敛/发散（ c〇n-di)和壁曲率（wall curvature)，壁曲率从中性 面呈角度地变化，壁曲率的第一度在第一工况期间被实施以降低压力，并且壁曲率的第二 度在第二工况期间被实施以引起流转向和轴向对称相等压力。
[0006] 本文公开了示例喷气式推进设备。本文公开的示例喷气式推进设备具有用于旁路 发动机的流导向管并且包括环绕喷气式发动机中心体的大体环形的排气管，从而形成一对 同心的相对内壁和外壁；喉部区，其非对称地定位在排气管的外壁内，从而形成收敛区，其 中内壁和外壁收敛，收敛的量沿壁纵向地变化；以及发散区，在发散区处内壁和外壁发散， 发散的量沿壁纵向地变化。
[0007] 本文公开了用于喷气式推进设备的示例固定几何结构差异导向（differential vectoring)喷管。本文公开的示例喷管包括第一壁部分，其具有第一曲率和第一出口；第 二壁部分，其具有关于第一曲率纵向地变化的第二曲率和第二出口，以在第一工况下引起 相对于接近第一壁部分的压力而接近第二壁部分的较低压力以及在第二工况下引起接近 第一和第二壁部分的大体相等的压力。
[0008] 本文公开了在涡扇发动机中的风扇喷管羽流导向的示例方法。示例方法包括提供 具有非对称收敛和发散（con-di)部分的风扇喷管，其中相对于顶部较大con-di在风扇喷 管的底部；在阻流阈值以下运转风扇喷管以降低具有较大con-di的风扇喷管的底部中的 压力，用于区别地引起周向流，从而导致风扇喷管被朝向底部导向；以及对于在con-di部 分两侧的大体一致的压力在阻流阈值之上运转风扇喷管以产生大体轴向流。
[0009] 本文公开了用于对通过旁路喷气式发动机的大体环形排气旁路管的排气空气流 进行导向的示例方法。示例方法包括定位具有在机翼之下的旁路管的喷气式发动机，使得 在阻流条件下来自旁路管的未导向的喷射的排气流接近机翼的后缘襟翼；以及对远至后缘 襟翼的旁路管的预定部分定轮廓以使在未阻流条件下旁路管中的空气流的部分远离后缘 襟翼重新方向和导向，以减轻喷射排气和后缘襟翼之间的相互作用。
[0010] 本文公开了用于对固定几何结构喷管中的流导向的示例方法。该方法包含配置具 有收敛和发散的喷管和提供从喷管的第一部分到喷管的第二部分的非对称截面积比的出 口位置；在阻流条件下运转喷管，其中来自喷管的出口流大体是轴向的；以及在未阻流条 件下运转喷管，用于从喷管的第一部分朝向第二部分区别地导向出口流。
[0011] 所讨论的这些特征、功能和优点能够在本公开的各种实施例中被独立实现或者在 另一些实施例中被组合，参考后面的【具体实施方式】和附图能够了解实施例的进一步的细 -K- To
【附图说明】
[0012] 图IA是使用第一实施例的涡扇发动机机舱的侧视图；
[0013] 图IB是图IA的机舱的单侧的俯视图，该单侧关于中性面对称；
[0014] 图IC是图IA的机舱的等距视图；
[0015] 图2是图IA的机舱的后视图；
[0016] 图3A是核心整流罩和扇套的标称半径在选定位置相对于纵向参考站的曲线图；
[0017] 图3B是风扇喷管的标称截面积在选定位置相对于纵向参考站的曲线图；
[0018] 图4A是在未阻流工况中在时钟角下测量的喷管的标称压力相对于中性面的曲线 图；
[0019] 图4B是针对在阻流条件下运转的喷管，在时钟角下测量的标称压力相对于中性 面的曲线图；
[0020] 图4C是根据喷管压力比的推力差异导向的曲线图；
[0021] 图5A-图5C是在传统基线风扇喷管的上、中线和底部处的核心整流罩/风扇喷管 内壁和扇套的半径的曲线图；
[0022] 图6A-图6C是针对第一实施例的风扇喷管的上、中线和底部处的核心整流罩和扇 套的半径的曲线图；
[0023] 图7A-图7C是针对第二实施例的风扇喷管的上、中线和底部处的核心整流罩和扇 套的半径的曲线图；
[0024] 图8A-图8C是针对第三实施例的风扇喷管的上、中线和底部处的核心整流罩和扇 套的半径的曲线图；
[0025] 图9是展示在以声速流巡航时在喷管喉部处运转的核心整流罩和扇套的半径的 曲线图；
[0026] 图10A、图IOB和图IOC是在涡扇机舱中的第四实施例的侧视图、俯视图和等距视 图；
[0027] 图11是图10A、图IOB和图IOC的机舱的后视图；
[0028] 图12A、图12B和图12C是在涡扇机舱中的第五实施例的侧视图、俯视图和等距视 图；
[0029] 图13是图12A、图12B和图12C的机舱的后视图；
[0030] 图14是用于喷气式发动机的无中心体的圆形喷管的后视图；
[0031] 图15A、图15B和图15C是相对于用于图14的圆形喷管的上、中线和底部的喷管轴 线的喷管壁半径的曲线图；
[0032] 图16是图6A、图6B、图6C、图7A、图7B、图7C和图8A、图8B、图8C中描述的、在接 近喉部/出口的喷管曲率和用于图5A、图5B和图5C实施例的基线喷管的喷管面积比率之 间的函数关系的曲线图；
[0033] 图17是使用所公开的实施例的流导向的方法的流程图；
[0034] 图18A和图18B是未阻流的和阻流的流通过一种用于使流导向远离机翼襟翼的实 施例的示例性流可视化；以及
[0035] 图19是由所公开的实施例减轻的冲击气室和与冲击气室相关联的声能的曲线 图。
【具体实施方式】
[0036] 实现飞行中推力最优化同时最小化排气喷射（或襟翼）相互作用噪声和用于风扇 喷气式发动机的加载的低机翼襟翼的传统固定几何结构方法已经涉及到折衷，其中没有个 体目标被完全实现。可以采用使用对于来自发动机的推力导向的可变几何结构的方法，但 是可以遭受推进系统泄漏和/或燃料燃烧、重量、复杂性和/或故障模式和维护的问题，所 有这些问题加重了飞行器的负担。此外，可变几何结构解决方案相对于传统设计制造成本 高昂。对于该问题不存在无需设计折衷而成本节约的解决方案。熟知的设计是喷管流沿单 个方向，该设计既对高速巡航性能不理想也对低速外界噪声或机翼襟翼结构重量不理想。 从对于飞行器的燃料流和噪声观点两者来说结果是非最优化的。最近研究已经表明传统设 计方法能够牺牲在降低燃料燃烧和降低紧密耦接在发动机和/或机身安装结构上的噪声 方面的重要机会。
[0037] 因此，提供固定几何结构推力差异导向解决方案是期望的，该方案同时提供了飞 行器性能优化、低机翼部件载荷和噪声（例如，襟翼噪声和/或冲击气室噪声）最小化。进 一步期望的是提供固定几何结构风扇喷管以控制排气羽流方向，以便相比于低速、低压力 比运转区别地用于高速、高压力比运转。
[0038] 本文公开的实施例展示了针对喷气式推进设备的喷管轮廓的修改，该喷气式推进 设备包括（例如）从基线对称轮廓至具有选定曲率和具有时钟定位的截面积比的期望非对 称轮廓的涡扇发动机或涡轮喷气式发动机。本文公开的这些实施例提供了压力差以沿期望 的方向导向排气羽流，其中未阻流的流通过喷管同时在阻流条件下区别地提供来自喷管的 导向流。
[0039] 在一些实施例中，具有扇套和内壁或核心整流罩的涡扇发动机作为中心体产生风 扇喷管，该风扇喷管具有恰好在出口上游的风扇喷管的区域中的非对称三维差异曲率和/ 或收敛/发散（con-di)面积比部分。由本文公开的实施例提供的几何结构包括双流控制 区。由本文公开的实施例提供的喷管几何结构导致靠近喷管出口的底部的相对于顶部的较 低压力，其中喷管在未阻流条件下运转，其中未阻流条件具有亚音速或准音速完全膨胀流 条件，诸如（例如）起飞和进场。在喷管的顶部处的流是处于相对较高压力以较低亚音速马 赫数行进。该压力差引起周向动量，从而引起喷管流远离机翼和/或襟翼被向下导向。此 外，在本文所公开的一些实施例中，特定成形的排气喷管V形部（chevron)可以与风扇喷管 集成。V形部局部地引起流的顶部的旋涡混合以降低羽流两侧的速度梯度，从而局部重新 分配来自机翼和/或襟翼区的能量。由本文公开的实施例提供的导向和羽流能量再分配降 低了在起飞和进场时的喷气式襟翼噪声。在巡航中，运转喷管压力比较高从而导致阻流的 流处于超音速完全膨胀的流条件且喷管几何结构一