用于非設(shè)計(jì)飛行條件下的改善的進(jìn)氣道性能的超音速卡爾特進(jìn)氣道系統(tǒng)前緣縫翼的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及用于非設(shè)計(jì)飛行條件下的改善的進(jìn)氣道性能的超音速卡爾特進(jìn)氣道系統(tǒng)前緣縫翼。一種用于在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)和非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)二者處的有效操作的引擎進(jìn)氣道，其中進(jìn)氣道具有卡爾特配置，其中進(jìn)氣道上的有效前緣從與額定的馬赫數(shù)激波對(duì)齊的縮回位置旋轉(zhuǎn)延伸到與非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)激波對(duì)齊的延伸位置。
【專利說(shuō)明】
用于非設(shè)計(jì)飛行條件下的改善的進(jìn)氣道性能的超音速卡爾特進(jìn)氣道系統(tǒng)前緣縫翼
技術(shù)領(lǐng)域
[0001]本發(fā)明的實(shí)施例一般涉及用于飛機(jī)噴氣引擎的超音速進(jìn)氣道，且更具體地，涉及具有用于非設(shè)計(jì)飛行條件的可變幾何結(jié)構(gòu)的卡爾特(caret)進(jìn)氣道。
【背景技術(shù)】
[0002]用于超音速飛機(jī)的引擎進(jìn)氣道具有基于馬赫數(shù)和其它飛行條件的復(fù)雜的空氣動(dòng)力要求。固定的進(jìn)氣道幾何結(jié)構(gòu)在一個(gè)具體的馬赫數(shù)和飛行條件處通常具有最高效率。在其它速度或飛行條件處的操作導(dǎo)致進(jìn)氣道的空氣動(dòng)力性能或效率的退化。為了允許不同馬赫數(shù)處的飛行，調(diào)整進(jìn)氣道的斜面幾何結(jié)構(gòu)和捕獲面積的機(jī)械系統(tǒng)可被采用以增加效率?？勺冃泵婧涂勺儾东@進(jìn)氣道的現(xiàn)有解決方案是波音公司生產(chǎn)的F-15鷹式戰(zhàn)斗機(jī)(F-15Eagle)。該進(jìn)氣道系統(tǒng)效率很高且被公認(rèn)為是最佳化的進(jìn)氣道設(shè)計(jì)。然而，后一代戰(zhàn)斗機(jī)需要獨(dú)特的成形，在所述成形中進(jìn)氣道孔邊緣被高度掃掠。在這種飛機(jī)中，卡爾特型進(jìn)氣道系統(tǒng)被采用。采用這種進(jìn)氣道的飛機(jī)的實(shí)例是波音公司生產(chǎn)的F-18E/F超級(jí)大黃蜂(F-18E/FSuper Hornet)和洛克希德馬丁(Lockheed Martin)生產(chǎn)的F-22猛禽戰(zhàn)斗機(jī)(F-22Raptor)。這些進(jìn)氣道為固定的幾何結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道且經(jīng)設(shè)計(jì)以用于特定飛行馬赫數(shù)處的最佳化操作。在固定的幾何結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道系統(tǒng)中的非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)處，激波可從卡爾特的斜面前緣分離，因?yàn)檫M(jìn)氣道不再設(shè)計(jì)。此外，進(jìn)氣道孔里面的流場(chǎng)為三維的且激波也為三維的。這些的結(jié)合能夠減少進(jìn)氣道總壓力恢復(fù)并增加進(jìn)氣道畸變。
[0003]因此，提供將通過(guò)維持進(jìn)氣道孔里面附體2-D激波和2-D流場(chǎng)幫助改善非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)處的進(jìn)氣道性能的進(jìn)氣道是可取的。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]示例性實(shí)施例通過(guò)將進(jìn)氣道上的有效前緣從與額定的馬赫數(shù)激波對(duì)齊的縮回位置旋轉(zhuǎn)延伸到與非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)激波對(duì)齊的延伸位置為設(shè)計(jì)馬赫數(shù)和非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)處的有效操作提供引擎進(jìn)氣道，其中進(jìn)氣道帶有具有卡爾特配置。
[0005]實(shí)施例通過(guò)提供外壓縮卡爾特進(jìn)氣道提供方法，該方法通過(guò)維持用于速度范圍內(nèi)的卡爾特進(jìn)氣道的附體激波增加進(jìn)氣道壓力恢復(fù)并減少進(jìn)氣道畸變;且有角度地延伸非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)處的進(jìn)氣道的有效前緣。
【附圖說(shuō)明】
[0006]已討論的特征、功能和優(yōu)點(diǎn)能夠在本公開的各種實(shí)施例中獨(dú)自實(shí)現(xiàn)或可被結(jié)合在其它實(shí)施例中，所述實(shí)施例的進(jìn)一步細(xì)節(jié)參考下面的描述和附圖可見。
[0007]圖1A為代表性飛機(jī)的機(jī)身部分和與代表性擴(kuò)散器區(qū)段相關(guān)聯(lián)的卡爾特進(jìn)氣道的透視圖；
[0008]圖1B為圖1A的飛機(jī)的側(cè)視圖；
[0009]圖1C為圖1A的飛機(jī)的正視圖；
[0010]圖2A為模擬用于超音速處的代表性卡爾特進(jìn)氣道的進(jìn)氣道角的虛擬楔形的圖形表不;
[0011]圖2B為由虛擬楔形建立的激波的圖形表示；
[0012]圖2C為帶有在激波上的投射邊緣的流線蹤跡的進(jìn)氣導(dǎo)管的圖形表示；
[0013]圖2D為帶有通過(guò)產(chǎn)生的投射邊緣形成的孔的進(jìn)氣導(dǎo)管的圖形表示；
[0014]圖2E為采用圖2D的進(jìn)氣導(dǎo)管實(shí)施的卡爾特進(jìn)氣道和擴(kuò)散器區(qū)段的圖形表示；
[0015]圖2F為帶有通過(guò)非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)處的虛擬楔形建立的激波的進(jìn)氣導(dǎo)管的側(cè)視圖；
[0016]圖2G為帶有通過(guò)圖2F的非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)處的虛擬楔形建立的激波的進(jìn)氣導(dǎo)管的圖形表示；
[0017]圖3為卡爾特進(jìn)氣道的側(cè)視圖，其中這里所述的實(shí)施例可以被使用，其中代表性虛擬楔形疊加在圖像上；
[0018]圖4為在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)處操作的并示出生成的激波的卡爾特進(jìn)氣道的側(cè)截面圖，其中代表性虛擬楔形在圖像上疊加；
[0019]圖5A為根據(jù)描述的實(shí)施例為清楚起見示出為倒置的采用處于閉合位置中的縫翼的簡(jiǎn)化卡爾特進(jìn)氣道的圖形表示；
[0020]圖5B為圖5A的卡爾特進(jìn)氣道的圖形表示，其中縫翼處于展開位置中；
[0021]圖6A為在帶有疊加的虛擬楔形的設(shè)計(jì)馬赫數(shù)處操作的并示出代表性激波的卡爾特進(jìn)氣道的側(cè)視圖；
[0022]圖6B為在帶有疊加的虛擬楔形的非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)處操作的并示出帶有與激波角處的前緣一起延伸的縫翼的代表性激波的圖5A的卡爾特進(jìn)氣道的側(cè)視圖；
[0023]圖6C為為了清楚起見倒置的圖5B的卡爾特進(jìn)氣道的圖形表示并示出帶有與激波角處的前緣一起延伸的縫翼的代表性激波；
[0024]圖7A和圖7B為如整合到其中縫翼處于縮回位置的進(jìn)氣道斜面結(jié)構(gòu)中的卡爾特進(jìn)氣道的示例性飛機(jī)實(shí)施方式的頂部和圖形視圖；
[0025]圖8A和圖SB為如整合到其中縫翼處于延伸位置的進(jìn)氣道斜面結(jié)構(gòu)中的卡爾特進(jìn)氣道的示例性飛機(jī)實(shí)施方式的頂部和圖形視圖；
[0026]圖9A和圖9B為進(jìn)氣道的圖形視圖和示出用于示例性實(shí)施例的斜面中的縫翼的整合的進(jìn)氣道斜面的詳細(xì)視圖；
[0027]圖10為用于一系列馬赫數(shù)的作為虛擬楔形角Θ的函數(shù)的激波角β的圖形表示;且
[0028]圖11為操作可延伸的縫翼以用于卡爾特進(jìn)氣道中匹配的非設(shè)計(jì)性能的方法的流程圖。
【具體實(shí)施方式】
[0029]這里所述的系統(tǒng)和方法為從單一虛擬楔形/斜面派生的卡爾特進(jìn)氣道孔提供實(shí)施例。該進(jìn)氣道的特征為通過(guò)在非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)處展開的前緣縫翼提供的可延伸的前緣以幫助進(jìn)氣道系統(tǒng)維持附體激波并維持進(jìn)氣道孔里面的二維流場(chǎng)。該組合幫助增加進(jìn)氣道壓力恢復(fù)并減少進(jìn)氣道畸變。
[0030]參照附圖，圖1A至圖1C示出采用如這里所公開的卡爾特進(jìn)氣道的實(shí)施例的示例性飛機(jī)的代表性部分?？柼剡M(jìn)氣道10鄰近機(jī)身12安裝。擴(kuò)散器14從卡爾特進(jìn)氣道延伸到噴氣引擎(未示出)?？柼剡M(jìn)氣道10的斜面前緣16被高度掃掠。如隨后更詳細(xì)所述，斜面前緣的形狀和掠角基于經(jīng)確立以用于額定的設(shè)計(jì)馬赫數(shù)的虛擬楔形被限定。虛擬楔形20的實(shí)例在圖2A(為了清楚起見，圖2A至圖2E的圖像以倒置的視角示出)中示出。箭頭22所示的超音速流撞擊虛擬楔形20將導(dǎo)致如圖2B所示的虛擬激波24。對(duì)于用于進(jìn)氣導(dǎo)管26的給定進(jìn)氣道輪廓25，來(lái)自虛擬激波24上的投射邊緣28的進(jìn)氣道輪廓的流線蹤跡(箭頭27所示)提供用于如圖2C所示的卡爾特進(jìn)氣道的限定。為了清楚起見移除激波，最終的進(jìn)氣導(dǎo)管26在圖2D中可見。
[0031]如2E所示，完整的卡爾特進(jìn)氣道10然后可基于用于進(jìn)氣導(dǎo)管26的投射邊緣28(在圖2D中示出)與斜面前緣16—起實(shí)施，所述進(jìn)氣導(dǎo)管26帶有與虛擬楔形20和在邊緣32處建立的相關(guān)聯(lián)的激波24相當(dāng)?shù)倪M(jìn)氣道角。
[0032]圖3示出完整的卡爾特進(jìn)氣道10?？柼剡M(jìn)氣道10向箭頭22所示的帶有垂直尺度34的自由流量呈現(xiàn)設(shè)計(jì)點(diǎn)捕獲面積，所述垂直尺度在設(shè)計(jì)點(diǎn)馬赫數(shù)處適應(yīng)必要的氣流。如圖4所示，斜激波36在進(jìn)氣道入口處形成，且正常的激波38在進(jìn)氣道中形成，斜激波與基于參照?qǐng)D2A至圖2E所述的設(shè)計(jì)中采用的虛擬楔形20的虛擬激波基本相當(dāng)。然而，在非設(shè)計(jì)馬赫條件處，通過(guò)虛擬楔形20建立的激波24’以來(lái)自如圖2F和圖2G(為了清楚起見，也被倒置示出)所示的設(shè)計(jì)點(diǎn)激波24的角度變化。
[0033]本實(shí)施例提供可調(diào)整的縫翼40以用于卡爾特進(jìn)氣道，其允許延伸進(jìn)氣道的有效前緣以適應(yīng)不同于如圖5A和圖5B(為了清楚起見，被倒置示出)所示的額定的設(shè)計(jì)馬赫數(shù)的超音速速度。如圖5A所示，至于縮回位置中的縫翼40，每個(gè)縫翼的前緣42與進(jìn)氣道的斜面前緣16對(duì)齊。對(duì)于延伸，縫翼40分別圍繞軸43a和43b樞轉(zhuǎn)，從而通過(guò)前頂點(diǎn)44延伸，所述前頂點(diǎn)44鄰近斜面前緣16的交叉點(diǎn)46安置并與所述交叉點(diǎn)46基本一致。當(dāng)延伸時(shí)，如圖5B所示，縫隙前緣42提供來(lái)自斜面前緣16的有效前緣的有角度延伸。
[0034]如圖6A所示，至于縮回位置中的縫翼40，斜面前緣16和縫翼前緣42的角匹配通過(guò)設(shè)計(jì)馬赫數(shù)處的進(jìn)氣道建立的斜激波36的角。在如圖6B和6C所示的非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)處，產(chǎn)生的斜激波36，(對(duì)應(yīng)于由如圖2F和圖2G所述的虛擬楔形20產(chǎn)生的虛擬激波24，)具有不再匹配斜面前緣16的角的角。為了清楚起見，圖6也被倒置示出。然而，通過(guò)圍繞穿過(guò)它的頂點(diǎn)44的軸旋轉(zhuǎn)延伸的縫翼40提供激波36’與縫翼前緣42的對(duì)齊，所述縫隙前緣42變成進(jìn)氣道的有效空氣動(dòng)力前緣。該對(duì)齊維持進(jìn)氣道的分叉前緣上的且因此有效地在整個(gè)進(jìn)氣道上方的物理附體激波，也維持進(jìn)氣道孔里面的二維流場(chǎng)以用于非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)處的提高的性能?？p翼40圍繞如圖6A所示的完全縮回位置和如圖6B所示的完全延伸的位置之間的一系列角可旋轉(zhuǎn)，所述完全延伸的位置允許延伸的縫翼前緣42與用于速度非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)范圍內(nèi)的一系列激波角的匹配的對(duì)齊。
[0035]圖7A至圖7B(為了清楚起見，被倒置示出)示出用于使用縫翼的卡爾特進(jìn)氣道的可延伸前緣的實(shí)施方式?？p翼40通過(guò)卡爾特進(jìn)氣道10的孔的斜面48承載并可被結(jié)構(gòu)支撐在如用于實(shí)例實(shí)施例所示的斜面結(jié)構(gòu)的內(nèi)表面或外表面上或所述斜面結(jié)構(gòu)內(nèi)?？p翼40可被提供有一個(gè)或多個(gè)弧形槽50，其接收導(dǎo)銷52以當(dāng)圍繞頂點(diǎn)44旋轉(zhuǎn)時(shí)維持縫翼的有角度對(duì)齊。用于視圖中的實(shí)施例的兩個(gè)弧形槽被示出，所述視圖共同限定縫翼的旋轉(zhuǎn)延伸。與基本在頂點(diǎn)44處的樞鉸結(jié)合的單一弧形槽可替換地被采用?？p翼的致動(dòng)可通過(guò)用于所示實(shí)施例的液壓致動(dòng)器或電動(dòng)機(jī)械致動(dòng)器實(shí)現(xiàn)。
[0036]如圖8A和圖8B(為了清楚起見，被倒置示出)所示，通過(guò)圍繞頂點(diǎn)44旋轉(zhuǎn)的帶有通過(guò)弧形槽50和導(dǎo)銷52控制的運(yùn)動(dòng)的縫翼40的延伸從斜面前緣16有角度地向外延伸縫翼前緣42。這種通過(guò)使縫翼前緣42與如參考圖6B和圖6C所述的非設(shè)計(jì)馬赫斜激波對(duì)齊的進(jìn)氣道的有效前緣的定位提供所需的附體激波以用于提高的性能。
[0037]縫翼40可被整合到如圖9A和圖9B(為了清楚起見，被倒置示出)所示的進(jìn)氣道10中的斜面54的結(jié)構(gòu)中。對(duì)于示出的實(shí)施例，斜面48具有進(jìn)氣導(dǎo)管26的內(nèi)壁56及作為整體的卡爾特進(jìn)氣道10上的外壁58。縫翼40被安裝在內(nèi)壁56和外壁58之間并通過(guò)進(jìn)氣道前緣16中的槽60延伸。在可替換的實(shí)施例中，縫翼可被安裝到內(nèi)壁56，其中縫翼前緣42和/或斜面前緣16適當(dāng)處理以用于空氣動(dòng)力要求。
[0038]如前所述，縫翼40可在運(yùn)動(dòng)范圍內(nèi)旋轉(zhuǎn)以提供作為進(jìn)氣道的有效前緣的縫翼前緣42與一系列非設(shè)計(jì)馬赫斜激波的對(duì)齊，從而維持設(shè)計(jì)馬赫數(shù)以下的一系列速度范圍內(nèi)的進(jìn)氣道的效率。圖10示出激波角β，作為用于一系列馬赫數(shù)的虛擬楔形角Θ的函數(shù)。為了確立用于給定虛擬楔形角的所需縫翼延伸角，非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)用于確定非設(shè)計(jì)激波角?？p翼然后延伸到該角度以匹配非設(shè)計(jì)激波角。使用圖10，最大進(jìn)氣道馬赫數(shù)或設(shè)計(jì)點(diǎn)被指定;例如，如蹤跡1002所識(shí)別的馬赫2。虛擬楔形角然后被限定以用于進(jìn)氣道;例如，確立8度楔形從而建立線1004。從圖10能夠看出，在設(shè)計(jì)上馬赫數(shù)處，激波角為?37度，線1006。在非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)處，例如馬赫1.4，通過(guò)卡爾特進(jìn)氣道建立的激波在?59度，線1008處，或在馬赫1.6處，激波在?48度，線1010處。縫翼的定位然后被安排，致使在非設(shè)計(jì)飛行馬赫數(shù)處，縫翼的前緣在激波平面上。公開的實(shí)施例不限于固定角虛擬楔形?？p翼可在可變幾何結(jié)構(gòu)虛擬楔形設(shè)計(jì)上被米用。
[0039]圖11示出通過(guò)維持用于由公開的實(shí)施例提供的速度范圍內(nèi)的卡爾特進(jìn)氣道的附體激波增加進(jìn)氣道壓力恢復(fù)并減少進(jìn)氣道畸變的方法。外壓縮卡爾特進(jìn)氣道被提供有斜面角。為了提供外壓縮卡爾特進(jìn)氣道，在步驟1102處，額定的超音速馬赫數(shù)被確立以用于進(jìn)氣道，且在步驟1104處，確立進(jìn)氣道壓力恢復(fù)要求，從而在步驟1106處限定具有確定的角度的虛擬楔形。在步驟1108處由額定的超音速操作馬赫數(shù)處的虛擬楔形引起的虛擬激波被確定，且在步驟1110處流線蹤跡被投射在來(lái)自進(jìn)氣道輪廓(孔型)的虛擬激波上從而建立前緣形狀和邊緣掠角，且在步驟1112處限定卡爾特進(jìn)氣道孔。在步驟1114處，為了維持來(lái)自額定的超音速操作馬赫數(shù)的非設(shè)計(jì)速度范圍內(nèi)的噴嘴進(jìn)氣道的有效前緣上的附體激波，使用旋轉(zhuǎn)式縫翼的有角度延伸的有效前緣被提供在進(jìn)氣道上。在步驟1116處，當(dāng)在額定的超音速操作馬赫數(shù)處操作時(shí)，縫翼與縫翼前緣一起縮回，所述縫翼前緣與進(jìn)氣道斜面前緣對(duì)齊。在步驟1118處，當(dāng)以非設(shè)計(jì)速度操作時(shí)，基于虛擬楔形確定斜激波角的變化，且在步驟1120處，縫翼圍繞鄰近進(jìn)氣道斜面峰值的頂點(diǎn)旋轉(zhuǎn)以延伸縫翼前緣以用于有效前緣與變化的斜激波角的對(duì)齊。
[0040]在下面的條款A(yù)1-C19中描述根據(jù)本公開的創(chuàng)造性主題的說(shuō)明性、非排他性實(shí)例:
[0041]Al.—種用于在非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)處的有效操作的引擎進(jìn)氣道，其包括:
[0042]具有卡爾特配置的進(jìn)氣道10;
[0043]所述進(jìn)氣道上的有效前緣，其從與額定的馬赫數(shù)激波36對(duì)齊的縮回位置旋轉(zhuǎn)可延伸到與非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)激波36’對(duì)齊的延伸位置。
[0044]A2.如條款A(yù)l所限定的引擎進(jìn)氣道，其中所述有效前緣包括縫翼40，其從進(jìn)氣道10的斜面前緣16可延伸并具有其中縫翼前緣42與進(jìn)氣道前緣對(duì)齊的第一縮回位置，以及第二延伸位置，所述延伸位置使縫翼前緣與非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)激波36 ’對(duì)齊。
[0045]A3.如條款A(yù)l至A2中的任一條款所限定的引擎進(jìn)氣道，其中所述延伸位置包括用于與對(duì)應(yīng)于一系列非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)的一系列激波角對(duì)齊的一系列位置。
[0046]A4.如條款A(yù)2至A3中的任一條款所限定的引擎進(jìn)氣道，其中所述縫翼40圍繞基本在用于有角度延伸的進(jìn)氣道10的所述斜面前緣的交叉點(diǎn)46處的前頂點(diǎn)44可旋轉(zhuǎn)。
[0047]A5.如條款A(yù)2至A4中的任一條款所限定的引擎進(jìn)氣道，其中所述縫翼40被整合到內(nèi)導(dǎo)管壁56和外導(dǎo)管壁58之間的斜面48中。
[0048]A6.如條款A(yù)5所限定的引擎進(jìn)氣道，其中所述縫翼40的前緣42通過(guò)斜面48的前緣16中的槽60延伸。
[0049]A7.如條款A(yù)2至A6中的任一條款所限定的引擎進(jìn)氣道，其中所述縫翼40包括至少一個(gè)在銷52上接收的弧形槽50，所述銷在縫翼的旋轉(zhuǎn)過(guò)程中引導(dǎo)所述槽。
[0050]AS.如條款A(yù)2至A7中的任一條款所限定的引擎進(jìn)氣道，其中所述縫翼40包括在各自的銷52上接收的兩個(gè)弧形槽50，所述銷在延伸過(guò)程中引導(dǎo)所述槽以建立縫翼的旋轉(zhuǎn)。
[0051]B9.—種飛機(jī)，其包括:
[0052]機(jī)身12;
[0053]具有鄰近機(jī)身安裝的并連接到擴(kuò)散器14的卡爾特配置的進(jìn)氣道10;
[0054]所述進(jìn)氣道上的有效前緣，其從與額定的馬赫數(shù)激波36對(duì)齊的縮回位置旋轉(zhuǎn)可延伸到與非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)激波36’對(duì)齊的延伸位置。
[0055]B10.如條款B9所限定的飛機(jī)，其中所述有效前緣包括縫翼40，其從進(jìn)氣道10的斜面前緣16可延伸并具有其中縫翼前緣42與進(jìn)氣道前緣對(duì)齊的第一縮回位置以及第二延伸位置，所述延伸位置使縫翼前緣與非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)激波36 ’對(duì)齊。
[0056]Bll.如條款B9至BlO中的任一條款所限定的飛機(jī)，其中所述延伸位置包括用于與對(duì)應(yīng)于一系列非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)的一系列激波角對(duì)齊的一系列位置。
[0057]B12.如條款BlO至Bll中的任一條款所限定的飛機(jī)，其中所述縫翼40圍繞鄰近用于有角度延伸的進(jìn)氣道1的斜面前緣42的交叉點(diǎn)46的前頂點(diǎn)44可旋轉(zhuǎn)。
[0058]C13.—種用于通過(guò)維持速度內(nèi)的至少一部分卡爾特進(jìn)氣道10上的附體激波24增加進(jìn)氣道壓力恢復(fù)并減少進(jìn)氣道畸變的方法，其包括:
[0059]提供外壓縮卡爾特進(jìn)氣道;且
[0060]有角度地延伸非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)處的進(jìn)氣道的有效前緣。
[0061]C14.如條款C13所限定的方法，其中提供外壓縮卡爾特進(jìn)氣道10的步驟包括:
[0062]確立1102用于進(jìn)氣道的額定的超音速馬赫數(shù)；
[0063]基于額定的超音速馬赫數(shù)限定1106具有確定的角度的虛擬楔形20;且
[0064]根據(jù)用于由在額定的超音速操作馬赫數(shù)處的虛擬楔形引起的虛擬激波上的投射邊緣的進(jìn)氣道輪廓，限定1110流線蹤跡為用于卡爾特進(jìn)氣道的前緣16。
[0065]C15.如條款C14所限定的方法，進(jìn)一步包括:
[0066]根據(jù)用于非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)的虛擬楔形20，確定1108斜激波角；
[0067]延伸1120有效前緣用于與斜激波角對(duì)齊。
[0068]C16.如條款C13至C15中的任一條款所限定的方法，其中延伸1120有效前緣的步驟包括從進(jìn)氣道10的斜面前緣42延伸縫翼40。
[0069]C17.如條款C13至C16中的任一條款所限定的方法，進(jìn)一步包括在額定的超音速操作馬赫數(shù)處使縫翼40的前緣42與斜面前緣16對(duì)齊。
[0070]C18.如條款C16至C17中的任一條款所限定的方法，其中延伸1120縫翼40的步驟進(jìn)一步包括圍繞頂點(diǎn)44旋轉(zhuǎn)縫翼。
[0071]C19.如條款C18所限定的方法，其中所述頂點(diǎn)44鄰近斜面40的前緣42的交叉點(diǎn)46。
[0072]現(xiàn)在已詳細(xì)描述如專利法規(guī)所要求的本公開的各種實(shí)施例，本領(lǐng)域的技術(shù)人員將意識(shí)到對(duì)這里公開的具體實(shí)施例的各種修改和替代。這些修改在如隨附的權(quán)利要求所限定的本公開的范圍和意圖內(nèi)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種用于在非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)處的有效操作的引擎進(jìn)氣道，其包括: 具有卡爾特配置的進(jìn)氣道(10); 所述進(jìn)氣道上的有效前緣，所述有效前緣從與額定的馬赫數(shù)激波(36)對(duì)齊的縮回位置旋轉(zhuǎn)可延伸到與非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)激波(36’)對(duì)齊的延伸位置。2.如權(quán)利要求1所限定的引擎進(jìn)氣道，其中所述有效前緣包括縫翼(40)，其從所述進(jìn)氣道(10)的斜面前緣(16)可延伸并具有其中縫翼前緣(42)與所述進(jìn)氣道前緣對(duì)齊的第一縮回位置，以及第二延伸位置，所述延伸位置使所述縫翼前緣與所述非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)激波(36 ’)對(duì)齊。3.如權(quán)利要求2所限定的引擎進(jìn)氣道，其中所述延伸位置包括用于與對(duì)應(yīng)于一系列非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)的一系列激波角對(duì)齊的一系列位置。4.如權(quán)利要求2所限定的引擎進(jìn)氣道，其中所述縫翼(40)圍繞基本在用于有角度延伸的所述進(jìn)氣道(10)的所述斜面前緣的交叉點(diǎn)(46)處的前頂點(diǎn)(44)可旋轉(zhuǎn)。5.如權(quán)利要求2所限定的引擎進(jìn)氣道，其中所述縫翼(40)被整合到內(nèi)導(dǎo)管壁(56)和外導(dǎo)管壁(58)之間的所述斜面(48)中。6.—種用于通過(guò)維持速度范圍內(nèi)的至少一部分卡爾特進(jìn)氣道(10)上的附體激波(24)增加進(jìn)氣道壓力恢復(fù)并減少進(jìn)氣道畸變的方法，其包括: 提供外壓縮卡爾特進(jìn)氣道;且 有角度地延伸非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)處的所述進(jìn)氣道的有效前緣。7.如權(quán)利要求6所限定的方法，其中提供外壓縮卡爾特進(jìn)氣道(10)的所述步驟包括: 確立(1102)用于所述進(jìn)氣道的額定的超音速馬赫數(shù)； 基于額定的超音速馬赫數(shù)限定(1106)具有確定的角度的虛擬楔形(20);且 根據(jù)用于由所述額定的超音速操作馬赫數(shù)處的所述虛擬楔形引起的虛擬激波上的投射邊緣的進(jìn)氣道輪廓，限定(1110)流線蹤跡為用于所述卡爾特進(jìn)氣道的前緣(16)。8.如權(quán)利要求7所限定的方法，進(jìn)一步包括: 根據(jù)用于非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)的所述虛擬楔形(20)確定(1108)斜激波角； 延伸(1120)有效前緣用于與所述斜激波角對(duì)齊。9.如權(quán)利要求6所限定的方法，其中延伸(1120)所述有效前緣的所述步驟包括從所述進(jìn)氣道(10)的斜面前緣(42)延伸縫翼(40)。10.如權(quán)利要求6所限定的方法，進(jìn)一步包括在額定的超音速操作馬赫數(shù)處使所述縫翼(40)的前緣(42)與所述斜面前緣(16)對(duì)齊。
【文檔編號(hào)】B64D33/02GK106043716SQ201610101056
【公開日】2016年10月26日
【申請(qǐng)日】2016年2月24日 公開號(hào)201610101056.5, CN 106043716 A, CN 106043716A, CN 201610101056, CN-A-106043716, CN106043716 A, CN106043716A, CN201610101056, CN201610101056.5
【發(fā)明人】T·黃
【申請(qǐng)人】波音公司