用于被動(dòng)推力導(dǎo)向和羽流偏轉(zhuǎn)的方法和裝置的制造方法
【專利說明】
[0001] 相關(guān)申請(qǐng)的交叉引用
[0002] 本申請(qǐng)是2013年10月24日提交的序列號(hào)為14/062673的美國(guó)專利申請(qǐng)的部分 繼續(xù)，該申請(qǐng)的全部公開內(nèi)容通過引用被合并于此。
技術(shù)領(lǐng)域
[0003] 公開的實(shí)施例大體涉及推進(jìn)系統(tǒng)，并且更具體地涉及用于被動(dòng)推力導(dǎo)向（passive thrust vecroring)和羽流偏轉(zhuǎn)的方法和裝置。
【背景技術(shù)】
[0004] 實(shí)現(xiàn)飛行中推力最優(yōu)化同時(shí)最小化排氣噴射（或襟翼）相互作用，以及使用緊密 耦接的發(fā)動(dòng)機(jī)安裝裝置加載在飛行器上的低機(jī)翼襟翼動(dòng)態(tài)是重要的設(shè)計(jì)挑戰(zhàn)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本文公開的示例流導(dǎo)向渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)包括形成噴管的固定幾何結(jié)構(gòu)扇套和核心整 流罩，該噴管包含非對(duì)稱收斂/發(fā)散（ c〇n-di)和壁曲率（wall curvature)，壁曲率從中性 面呈角度地變化，壁曲率的第一度在第一工況期間被實(shí)施以降低壓力，并且壁曲率的第二 度在第二工況期間被實(shí)施以引起流轉(zhuǎn)向和軸向?qū)ΨQ相等壓力。
[0006] 本文公開了示例噴氣式推進(jìn)設(shè)備。本文公開的示例噴氣式推進(jìn)設(shè)備具有用于旁路 發(fā)動(dòng)機(jī)的流導(dǎo)向管并且包括環(huán)繞噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)中心體的大體環(huán)形的排氣管，從而形成一對(duì) 同心的相對(duì)內(nèi)壁和外壁；喉部區(qū)，其非對(duì)稱地定位在排氣管的外壁內(nèi)，從而形成收斂區(qū)，其 中內(nèi)壁和外壁收斂，收斂的量沿壁縱向地變化；以及發(fā)散區(qū)，在發(fā)散區(qū)處內(nèi)壁和外壁發(fā)散， 發(fā)散的量沿壁縱向地變化。
[0007] 本文公開了用于噴氣式推進(jìn)設(shè)備的示例固定幾何結(jié)構(gòu)差異導(dǎo)向（differential vectoring)噴管。本文公開的示例噴管包括第一壁部分，其具有第一曲率和第一出口；第 二壁部分，其具有關(guān)于第一曲率縱向地變化的第二曲率和第二出口，以在第一工況下引起 相對(duì)于接近第一壁部分的壓力而接近第二壁部分的較低壓力以及在第二工況下引起接近 第一和第二壁部分的大體相等的壓力。
[0008] 本文公開了在渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)中的風(fēng)扇噴管羽流導(dǎo)向的示例方法。示例方法包括提供 具有非對(duì)稱收斂和發(fā)散（con-di)部分的風(fēng)扇噴管，其中相對(duì)于頂部較大con-di在風(fēng)扇噴 管的底部；在阻流閾值以下運(yùn)轉(zhuǎn)風(fēng)扇噴管以降低具有較大con-di的風(fēng)扇噴管的底部中的 壓力，用于區(qū)別地引起周向流，從而導(dǎo)致風(fēng)扇噴管被朝向底部導(dǎo)向；以及對(duì)于在con-di部 分兩側(cè)的大體一致的壓力在阻流閾值之上運(yùn)轉(zhuǎn)風(fēng)扇噴管以產(chǎn)生大體軸向流。
[0009] 本文公開了用于對(duì)通過旁路噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的大體環(huán)形排氣旁路管的排氣空氣流 進(jìn)行導(dǎo)向的示例方法。示例方法包括定位具有在機(jī)翼之下的旁路管的噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，使得 在阻流條件下來自旁路管的未導(dǎo)向的噴射的排氣流接近機(jī)翼的后緣襟翼；以及對(duì)遠(yuǎn)至后緣 襟翼的旁路管的預(yù)定部分定輪廓以使在未阻流條件下旁路管中的空氣流的部分遠(yuǎn)離后緣 襟翼重新方向和導(dǎo)向，以減輕噴射排氣和后緣襟翼之間的相互作用。
[0010] 本文公開了用于對(duì)固定幾何結(jié)構(gòu)噴管中的流導(dǎo)向的示例方法。該方法包含配置具 有收斂和發(fā)散的噴管和提供從噴管的第一部分到噴管的第二部分的非對(duì)稱截面積比的出 口位置；在阻流條件下運(yùn)轉(zhuǎn)噴管，其中來自噴管的出口流大體是軸向的；以及在未阻流條 件下運(yùn)轉(zhuǎn)噴管，用于從噴管的第一部分朝向第二部分區(qū)別地導(dǎo)向出口流。
[0011] 所討論的這些特征、功能和優(yōu)點(diǎn)能夠在本公開的各種實(shí)施例中被獨(dú)立實(shí)現(xiàn)或者在 另一些實(shí)施例中被組合，參考后面的【具體實(shí)施方式】和附圖能夠了解實(shí)施例的進(jìn)一步的細(xì) -K- To
【附圖說明】
[0012] 圖IA是使用第一實(shí)施例的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)艙的側(cè)視圖；
[0013] 圖IB是圖IA的機(jī)艙的單側(cè)的俯視圖，該單側(cè)關(guān)于中性面對(duì)稱；
[0014] 圖IC是圖IA的機(jī)艙的等距視圖；
[0015] 圖2是圖IA的機(jī)艙的后視圖；
[0016] 圖3A是核心整流罩和扇套的標(biāo)稱半徑在選定位置相對(duì)于縱向參考站的曲線圖；
[0017] 圖3B是風(fēng)扇噴管的標(biāo)稱截面積在選定位置相對(duì)于縱向參考站的曲線圖；
[0018] 圖4A是在未阻流工況中在時(shí)鐘角下測(cè)量的噴管的標(biāo)稱壓力相對(duì)于中性面的曲線 圖；
[0019] 圖4B是針對(duì)在阻流條件下運(yùn)轉(zhuǎn)的噴管，在時(shí)鐘角下測(cè)量的標(biāo)稱壓力相對(duì)于中性 面的曲線圖；
[0020] 圖4C是根據(jù)噴管壓力比的推力差異導(dǎo)向的曲線圖；
[0021] 圖5A-圖5C是在傳統(tǒng)基線風(fēng)扇噴管的上、中線和底部處的核心整流罩/風(fēng)扇噴管 內(nèi)壁和扇套的半徑的曲線圖；
[0022] 圖6A-圖6C是針對(duì)第一實(shí)施例的風(fēng)扇噴管的上、中線和底部處的核心整流罩和扇 套的半徑的曲線圖；
[0023] 圖7A-圖7C是針對(duì)第二實(shí)施例的風(fēng)扇噴管的上、中線和底部處的核心整流罩和扇 套的半徑的曲線圖；
[0024] 圖8A-圖8C是針對(duì)第三實(shí)施例的風(fēng)扇噴管的上、中線和底部處的核心整流罩和扇 套的半徑的曲線圖；
[0025] 圖9是展示在以聲速流巡航時(shí)在噴管喉部處運(yùn)轉(zhuǎn)的核心整流罩和扇套的半徑的 曲線圖；
[0026] 圖10A、圖IOB和圖IOC是在渦扇機(jī)艙中的第四實(shí)施例的側(cè)視圖、俯視圖和等距視 圖；
[0027] 圖11是圖10A、圖IOB和圖IOC的機(jī)艙的后視圖；
[0028] 圖12A、圖12B和圖12C是在渦扇機(jī)艙中的第五實(shí)施例的側(cè)視圖、俯視圖和等距視 圖；
[0029] 圖13是圖12A、圖12B和圖12C的機(jī)艙的后視圖；
[0030] 圖14是用于噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的無中心體的圓形噴管的后視圖；
[0031] 圖15A、圖15B和圖15C是相對(duì)于用于圖14的圓形噴管的上、中線和底部的噴管軸 線的噴管壁半徑的曲線圖；
[0032] 圖16是圖6A、圖6B、圖6C、圖7A、圖7B、圖7C和圖8A、圖8B、圖8C中描述的、在接 近喉部/出口的噴管曲率和用于圖5A、圖5B和圖5C實(shí)施例的基線噴管的噴管面積比率之 間的函數(shù)關(guān)系的曲線圖；
[0033] 圖17是使用所公開的實(shí)施例的流導(dǎo)向的方法的流程圖；
[0034] 圖18A和圖18B是未阻流的和阻流的流通過一種用于使流導(dǎo)向遠(yuǎn)離機(jī)翼襟翼的實(shí) 施例的示例性流可視化；以及
[0035] 圖19是由所公開的實(shí)施例減輕的沖擊氣室和與沖擊氣室相關(guān)聯(lián)的聲能的曲線 圖。
【具體實(shí)施方式】
[0036] 實(shí)現(xiàn)飛行中推力最優(yōu)化同時(shí)最小化排氣噴射（或襟翼）相互作用噪聲和用于風(fēng)扇 噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的加載的低機(jī)翼襟翼的傳統(tǒng)固定幾何結(jié)構(gòu)方法已經(jīng)涉及到折衷，其中沒有個(gè) 體目標(biāo)被完全實(shí)現(xiàn)。可以采用使用對(duì)于來自發(fā)動(dòng)機(jī)的推力導(dǎo)向的可變幾何結(jié)構(gòu)的方法，但 是可以遭受推進(jìn)系統(tǒng)泄漏和/或燃料燃燒、重量、復(fù)雜性和/或故障模式和維護(hù)的問題，所 有這些問題加重了飛行器的負(fù)擔(dān)。此外，可變幾何結(jié)構(gòu)解決方案相對(duì)于傳統(tǒng)設(shè)計(jì)制造成本 高昂。對(duì)于該問題不存在無需設(shè)計(jì)折衷而成本節(jié)約的解決方案。熟知的設(shè)計(jì)是噴管流沿單 個(gè)方向，該設(shè)計(jì)既對(duì)高速巡航性能不理想也對(duì)低速外界噪聲或機(jī)翼襟翼結(jié)構(gòu)重量不理想。 從對(duì)于飛行器的燃料流和噪聲觀點(diǎn)兩者來說結(jié)果是非最優(yōu)化的。最近研究已經(jīng)表明傳統(tǒng)設(shè) 計(jì)方法能夠犧牲在降低燃料燃燒和降低緊密耦接在發(fā)動(dòng)機(jī)和/或機(jī)身安裝結(jié)構(gòu)上的噪聲 方面的重要機(jī)會(huì)。
[0037] 因此，提供固定幾何結(jié)構(gòu)推力差異導(dǎo)向解決方案是期望的，該方案同時(shí)提供了飛 行器性能優(yōu)化、低機(jī)翼部件載荷和噪聲（例如，襟翼噪聲和/或沖擊氣室噪聲）最小化。進(jìn) 一步期望的是提供固定幾何結(jié)構(gòu)風(fēng)扇噴管以控制排氣羽流方向，以便相比于低速、低壓力 比運(yùn)轉(zhuǎn)區(qū)別地用于高速、高壓力比運(yùn)轉(zhuǎn)。
[0038] 本文公開的實(shí)施例展示了針對(duì)噴氣式推進(jìn)設(shè)備的噴管輪廓的修改，該噴氣式推進(jìn) 設(shè)備包括（例如）從基線對(duì)稱輪廓至具有選定曲率和具有時(shí)鐘定位的截面積比的期望非對(duì) 稱輪廓的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)或渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)。本文公開的這些實(shí)施例提供了壓力差以沿期望 的方向?qū)蚺艢庥鹆?，其中未阻流的流通過噴管同時(shí)在阻流條件下區(qū)別地提供來自噴管的 導(dǎo)向流。
[0039] 在一些實(shí)施例中，具有扇套和內(nèi)壁或核心整流罩的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)作為中心體產(chǎn)生風(fēng) 扇噴管，該風(fēng)扇噴管具有恰好在出口上游的風(fēng)扇噴管的區(qū)域中的非對(duì)稱三維差異曲率和/ 或收斂/發(fā)散（con-di)面積比部分。由本文公開的實(shí)施例提供的幾何結(jié)構(gòu)包括雙流控制 區(qū)。由本文公開的實(shí)施例提供的噴管幾何結(jié)構(gòu)導(dǎo)致靠近噴管出口的底部的相對(duì)于頂部的較 低壓力，其中噴管在未阻流條件下運(yùn)轉(zhuǎn)，其中未阻流條件具有亞音速或準(zhǔn)音速完全膨脹流 條件，諸如（例如）起飛和進(jìn)場(chǎng)。在噴管的頂部處的流是處于相對(duì)較高壓力以較低亞音速馬 赫數(shù)行進(jìn)。該壓力差引起周向動(dòng)量，從而引起噴管流遠(yuǎn)離機(jī)翼和/或襟翼被向下導(dǎo)向。此 外，在本文所公開的一些實(shí)施例中，特定成形的排氣噴管V形部（chevron)可以與風(fēng)扇噴管 集成。V形部局部地引起流的頂部的旋渦混合以降低羽流兩側(cè)的速度梯度，從而局部重新 分配來自機(jī)翼和/或襟翼區(qū)的能量。由本文公開的實(shí)施例提供的導(dǎo)向和羽流能量再分配降 低了在起飛和進(jìn)場(chǎng)時(shí)的噴氣式襟翼噪聲。在巡航中，運(yùn)轉(zhuǎn)噴管壓力比較高從而導(dǎo)致阻流的 流處于超音速完全膨脹的流條件且噴管幾何結(jié)構(gòu)一