喷管装置及其制造方法 |
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| 申请号 | CN201280051792.4 | 申请日 | 2012-08-17 | 公开(公告)号 | CN103987948A | 公开(公告)日 | 2014-08-13 |
| 申请人 | 湾流航空航天公司; | 发明人 | T·R·康纳斯; P·A·亨; D·C·豪; | ||||
| 摘要 | 在本文中公开了适于与超音速喷气 发动机 一起使用的一种喷管装置，所述超音速喷气发动机配置成产生排气羽流。喷管装置包括但不限于具有 后缘 的喷管以及部分地 定位 在喷管内的塞体。塞体具有膨胀表面以及膨胀表面下游侧的压缩表面。塞体的突出部分在后缘的下游侧延伸的长度大于常规塞体长度。塞体配置成使得排气气体成形，使得排气气体基本平行于流动离开喷管后缘的空气自由流，并且使得排气羽流使空气自由流等熵地转向以在平行于塞体纵向轴线的方向上移动。 | ||||||
| 权利要求 | 1.适于与超音速喷气发动机一起使用的喷管装置，所述超音速喷气发动机配置成当超音速喷气发动机以预定的功率设置操作并以预定的马赫速度移动时产生排气羽流，所述喷管装置包括： |
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| 说明书全文 | 喷管装置及其制造方法相关申请的交叉引用 [0001] 本申请要求于2012年7月3日提交的在先提交的美国非临时专利申请第13/541,495号的优先权，该美国非临时专利申请要求于2011年8月19日提交的61/525,604的优先权，上述申请在此以其整体通过引用并入本文。 技术领域背景技术[0003] 由推进系统的短舱整流罩表面在超音速飞行速度下产生的声音干扰，以及来自入口捕获流管的空气动力学边界表面的那些声音干扰，以及来自喷管的喷射羽流排气，均会影响飞行器音爆的可感知响度。传统设计的短舱产生大量的激波，这些激波最终合并成飞行器的整体音爆印迹。在减小这些激波特征强度方面的挑战在于在超音速流场中重新确定流线路径而不产生离散干扰这一内在困难。 [0004] 溢流是很大程度上助长音爆强度的入口特性。溢流是不能由推进系统使用且通过入口压力场围绕进气口侧面自然转向（“溢流”）的过剩流量。在典型的设计中，溢流通过结尾激波而发生，这是在典型的入口设计中可以如此作用的唯一物理机制。由于例如偏离设计的发动机操作，所需的溢流越多，则入口的结尾激波自动地变得越强，并且对音爆产生更加不利的影响。因为音爆是一种激波，该特征是离散的，将脉冲叠加到飞行器的声场内。并且由于其离散性质，难于利用其它低音爆设计技术来减轻或消除脉冲特征。 [0005] 整流罩表面在流向方向上在进气口和喷管出口两者处的角度会助长爆音强度，就像用于将短舱围绕诸如齿轮箱的发动机隆起部分装配的整流罩突起或膨出那样。进气整流罩角度和短舱膨出对于迎面而来的超音速流产生阻隔特征，其产生压缩激波。此外，在喷管出口处的整流罩角度连同任何整流罩膨出的下游表面会产生膨胀波扇，其倾向于通过压缩激波重新适应于局部流场。 [0006] 最后，在典型的设计中，由于通过与短舱整流罩的流-角度都不匹配以及排气出流压力与喷管出口面积的不匹配而沿其剪切表面产生强烈的压缩激波和膨胀-反射激波特征，排气喷射羽流本身会恶化局部声场。偏离设计的发动机操作进一步恶化这种流-角度和压力的不匹配。这些问题都在图1至图3中示出，图1至图3示出现有的超音速喷气发动机。 [0007] 图1示意性示出了现有技术的超音速喷气发动机20，其具有配置成在预定的马赫速度下操作的入口装置22和喷管装置24。入口装置22包括整流罩26和中心体28。中心体28与整流罩26同轴地对准。整流罩26包括整流罩唇缘30，以及中心体28包括压缩表面32和顶点34（也被称为“前缘”）。整流罩唇缘30和压缩表面32共同限定入口36，其允许空气到达涡轮增压机械38。 [0008] 中心体28的突出部分38（也称为“尖头”）从整流罩唇缘30向前延伸距离L1。接近现有技术的超音速喷气发动机20的超音速气流（未示出）在进入到入口36内之前将遇到突出部分38。超音速气流最初将遇到顶点34，产生初始激波（未示出），该初始激波将以倾斜角度在向后的方向上延伸，除其它因素外，所述倾斜角度对应于现有技术的超音速喷气发动机20所行进的马赫速度。通常而言，期望的是突出部分38具有的长度使得当飞行器正在以预定的马赫速度（也称为“设计速度”或“巡航速度”）运动时该长度将导致从顶点34延伸到整流罩唇缘30的初始激波。当飞行器正在以预定的马赫速度运动时将导致初始激波从顶点34延伸到整流罩唇缘30的突出部分的长度在本文中将被称为“常规尖头长度”。 [0009] 喷管装置24包括具有后缘42的喷管40。喷管装置24还包括具有表面的塞体44。后缘42和表面46限定出口48。塞体44配置成控制排气气体（本文称之为“排气羽流”）的膨胀，所述排气气体在现有技术的超音速喷气发动机20的操作过程中从涡轮增压机械38排出。当排气羽流沿着塞体44向下游行进时，塞体44具有连续减小的直径，其提供用于容纳排气羽流膨胀气体的空间。塞体44控制排气羽流的排气气体膨胀的能力在塞体44的尾端50处终止。在尾端50下游的点处，排气羽流的排气气体将变得完全膨胀开。 [0010] 如图1中所示，塞体44的突出部分52延伸超过整流罩40后缘42的距离为L2。如本领域内已知的那样，长度L2由发动机设计人员选择成对应于当现有技术的超音速喷气发动机20以对应于预定马赫数的功率设置操作时，传播离开后缘42内表面的马赫线的交点。与传播离开后缘42内表面的马赫线的交点对应的突出部分的长度在本文中将被称为“常规塞体长度”。 [0011] 图2示出了在预定的马赫速度下行进的现有技术的超音速喷气发动机20。当现有技术的超音速喷气发动机20沿着顺向航程行进时，空气自由流52接近突出部分38。自由流52的一部分已经以虚线示出为形成流管54。流管54具有的直径对应于整流罩唇缘30处的直径，并具有对应于涡轮增压机械38操作的离散时间段的长度。流管54内的所有空气将与入口装置22有一些相互作用，流管54内的一部分空气将进入到入口36内以及剩余部分的空气将从入口36溢流出去。 [0012] 自由流52和顶点34之间的相互作用产生初始激波56。自由流52与整流罩唇缘30的相互作用产生结尾激波58，其向内朝向压缩表面32传播。自由流52与整流罩唇缘30的相互作用还产生整流罩激波60，其从现有技术的超音速喷气发动机20向外传播。整流罩激波60的强度部分地对应于整流罩唇缘30相对于水平线所倾斜的角度。该角度越大，整流罩激波60将越强。 [0013] 现有技术的超音速喷气发动机20配置成以预定质量流率消耗空气，同时以预定的马赫速度沿着顺向航程行进。当超音速喷气发动机20沿着顺向航程行进时，它会消耗一定体积的空气，所述体积小于流管54内的可用体积。因此，流管54内的一部分空气将进入到入口36内，以及流管54内的一部分空气的将溢流出去（“过剩空气”）。流管54内的过剩空气必须在相对于入口36沿径向向外的方向上移动以便溢流出去。然而，直到过剩空气已经通过结尾激波58之后过剩空气才能从临近入口36的路径移动出去。这是因为喷气发动机通过空气朝向流管54的移动导致的压力干扰仅以音速移动，而喷气发动机以超过音速的速度接近流管54。因此，直到过剩空气已经通过结尾激波58之后才会出现过剩空气从入口36的路径移动出去的首次机会。该现象在图3中示出。 [0014] 图3示出当流管54接近入口36时流管54的外层62。外层62代表过剩空气，即流管54的下述部分，其不会由涡轮增压机械38消耗掉（参见图2）且因此将不会进入到入口36内。一旦外层62通过结尾激波58，其会遇到与现有技术的喷气发动机20通过自由流52移动相关的压力干扰。如图所示，外层62则在横向上被推压到一侧并围绕着整流罩唇缘30溢出。外层62离开入口36的路径以及围绕着整流罩唇缘30的溢流导致整流罩激波60移动到整流罩唇缘30的前方，从而增加其强度。该激波越强，与其相关的噪声干扰将更大。 [0015] 返回到图2，排气羽流63从出口48喷出。在图示的示例中，排气羽流63构成向下游远离喷管装置24移动的排气直圆柱。接近喷管40后缘42的空气自由流64相对于由排气羽流63形成的直圆柱以一定的角度行进。当空气自由流64经过后缘42并遇到排气羽流63时，由排气羽流63生成的剪切层的行为类似于固体表面，并导致空气自由流64突然改变方向。方向的这种突然改变引起尾部激波66。空气自由流64和排气羽流63之间的相遇会造成排气羽流63的气体也突然改变方向，使得排气羽流产生下游的附加激波（未示出）。尾部激波66（以及在排气羽流中的附加激波）的强度将取决于自由流64和排气羽流63之间的错位量。 [0016] 当排气羽流63在经过尾端50的下游时，排气羽流63将快速达到完全膨胀的状态。从排气羽流63完全膨胀并向下游移动的点开始，排气羽流63和自由流64将彼此平行地流动，并且两者将在平行于塞体44纵向轴线的方向上流动。过渡区域可产生膨胀和压缩，而膨胀和压缩由于它们接近尾部激波66从而会助长音爆的可感知响度，该音爆的可感知响度是由现有技术的超音速喷气发动机20以预定的马赫速度移动导致的，所述过渡区域在自由流64初始遇到排气羽流63的地方开始并在排气羽流63和自由流64平行于塞体44的纵向轴线流动的地方终止。 [0017] 因此，希望提供一种入口装置，该入口装置配置成减轻上述问题。此外，希望提供用于组装这种入口装置的方法。此外，从结合附图和前述技术领域和背景技术的随后发明内容部分和详细说明以及所附的权利要求，将能够明了其它所需的特征和特性。 发明内容[0018] 在本文中公开了一种喷管装置以及用于制造喷管装置的方法，所述喷管装置适于与超音速喷气发动机一起使用，所述超音速喷气发动机配置成当该发动机以预定的功率设置操作并以预定的马赫速度移动时提供排气羽流。 [0019] 在第一个非限制性实施例中，喷管装置包括但不限于喷管，其配置成排出排气羽流。喷管具有相对于喷管的轴向方向以预定角度取向的后缘。所述喷管装置进一步包括部分地定位在喷管内并且与所述喷管同轴对准的塞体。塞体具有膨胀表面以及膨胀表面下游侧的压缩表面。塞体的突出部分在后缘的下游侧延伸的长度大于常规塞体长度。塞体的突出部分沿着塞体突出部分的基本整个纵向长度具有大致圆形的横截面。塞体配置成使得排气羽流成形，使得排气羽流基本平行于靠近所述喷管的后缘流动离开喷管后缘的空气自由流的方向流动，并且其中塞体进一步配置成使得排气羽流使流动离开喷管后缘的空气自由流在喷管后缘下游侧的位置处等熵地转向，使得流动离开后缘的空气自由流在平行于塞体纵向轴线的方向上移动。 [0020] 在另一个非限制性实施例中，所述喷管装置包括但不限于喷管，其配置成产生排气羽流。喷管具有相对于喷管的轴向方向以预定角度取向的后缘。所述喷管装置进一步包括部分地定位在喷管内并且与所述喷管同轴对准的塞体。喷管装置还包括但不限于旁路壁，所述旁路壁设置于喷管和塞体之间，其配置成引导旁路空气流离开喷管。塞体具有膨胀表面以及膨胀表面下游侧的压缩表面。塞体的突出部分在后缘的下游侧延伸的长度大于常规塞体长度。塞体的突出部分沿着塞体突出部分的基本整个纵向长度具有大致圆形的横截面。塞体配置成使得排气羽流和旁路空气流成形，使得排气羽流和旁路空气流基本平行于靠近所述喷管的后缘流动离开喷管后缘的空气自由流的方向流动，并且其中塞体进一步配置成使得排气羽流和旁路空气流使流动离开喷管后缘的空气自由流在喷管后缘下游侧的位置处等熵地转向，使得流动离开后缘的空气自由流在平行于塞体纵向轴线的方向上移动。 [0021] 还在另一个非限制性实施例中，该方法包括但不限于提供喷管和塞体的步骤。喷管配置成排出排气羽流。喷管具有相对于喷管的轴向方向以预定角度取向的后缘。塞体具有膨胀表面以及膨胀表面下游侧的压缩表面。所述方法还包括但不限于相对于喷管定位塞体，使得塞体部分地定位在喷管内并且与所述喷管同轴对准，以及使得塞体的突出部分在后缘的下游侧延伸的长度大于常规塞体长度。塞体的突出部分沿着塞体突出部分的基本整个纵向长度具有大致圆形的横截面。塞体配置成使得排气羽流成形，使得排气羽流基本平行于靠近所述喷管的后缘流动离开喷管后缘的空气自由流的方向流动。塞体进一步配置成使得排气羽流使流动离开喷管后缘的空气自由流在喷管后缘下游侧的位置处等熵地转向，使得流动离开后缘的空气自由流在平行于塞体纵向轴线的方向上移动。 附图说明[0022] 在下文将结合以下附图对本发明进行描述，其中相同的数字表示相同的元件，以及： [0023] 图1是示出现有技术的喷气发动机的示意图； [0024] 图2是示出图1所示的现有技术的喷气发动机以预定的马赫数移动通过自由流的示意图； [0025] 图3是示出空气围绕入口整流罩唇缘溢流的图2所示现有技术的喷气发动机的一部分的放大视图； [0026] 图4是示出喷气发动机的一部分并示出喷气发动机会消耗掉的空气以及喷气发动机会产生的完全膨胀的排气羽流的示意图； [0027] 图5是示出具有根据本公开教导制成的入口装置和喷管装置的喷气发动机实施例的示意图； [0028] 图6是图5所示入口装置的轴向视图； [0029] 图7是图5所示喷管装置的轴向视图； [0030] 图8是图5所示喷气发动机以预定的马赫速度行进通过自由流的示意图； [0031] 图9是图5所示入口装置一部分的放大视图； [0032] 图10是示出用于设计喷管装置塞体的技术的图5所示喷气发动机的示意图； [0033] 图11是示出用于根据本公开的教导制造入口装置的方法的实施例的流程图；以及 [0034] 图12是示出用于根据本公开的教导制造喷管装置的方法的实施例的流程图。 具体实施方式[0035] 下面的详细描述在本质上仅仅是示例性的，且并不意图限制本发明或限制本发明的应用和用途。此外，并不意图受到在前面的背景技术或下面的详细描述中所呈现的任何理论的束缚。 [0036] 在本文中公开了一种入口装置，其基本上消除当流管遇到以超音速移动的超音速喷气发动机入口时过剩空气从流管溢流的情况。在一个实施例中，所述入口装置包括加长的中心体，其具有延长的突出部分，所述突出部分在流管遇到入口和/或结尾激波之前使得空气从该流管预先溢流。该中心体的长度增加，以使长度L1（参见图1）超过常规尖头长度。此外，突出部分具有轮廓并且尺寸定制成使得当流管经过突出部分时将基本上所有的过剩空气推压离开接近入口的路径。其结果是，留在入口路径中的流管空气所具有的质量流率与当喷气发动机正在以预定的马赫速度移动以及以预定的功率设置操作时喷气发动机的涡轮增压机械的消耗率相匹配。这基本上消除了入口处的溢流，并允许整流罩激波基本上直接作用于整流罩唇缘上。这显著削弱了整流罩激波的强度，以及其结果是减小与整流罩激波相关的可感知噪声。 [0037] 此外，根据至少一个实施例，本文公开的入口装置允许整流罩与常规的入口装置相比具有显著更小的整流罩角度。虽然降低整流罩角度将导致入口具有更大的直径，但是通过适当地将突出部分进行尺寸定制和配置，接近所述入口的所述流管可被升高至任何必要的高度以便满足入口的增大直径。此外，由于突出部分的延长长度，接近所述入口的流管不仅可被升高，而且还可转变成与中心体的纵向轴线更紧密地对准以便与较小的整流罩角度更加紧密地对准。减小的整流罩角度将进一步削弱整流罩激波的强度，并且依次地降低与整流罩激波相关联的可感知噪声。 [0038] 在本文中公开了一种喷管装置，其基本上消除了流过喷管后缘的空气自由流和排气羽流之间的错位。根据一个实施例，所述喷管装置包括加长的塞体，其具有延长的突出部分，以使长度L2（参见图1）超过常规塞体长度。此外，塞体配置成导致排气羽流在基本上与流过喷管后缘的空气自由流的方向对准的方向上离开喷管。这种对准将减少或消除当遇到错位的排气羽流时将由自由流方向上的突然变化所形成的激波。 [0039] 此外，根据另一实施例，通过延长L2，排气羽流气体的充分膨胀可被延迟，直到与具有常规塞体的常规喷气发动机相比喷气发动机沿着顺向航程进一步移动。这使得排气羽流的过渡阶段延长，并提供将自由流等熵地转向到平行于喷气发动机纵向轴线的方向上的机会，从而消除了可能会由自由流的这种方向改变所导致的任何激波。还在另一个实施例中，塞体可进一步配置成允许喷管后缘与常规喷气发动机上的喷管后缘角度相比具有较小的角度。 [0040] 如上所述，本文所公开的入口装置和喷管装置允许它们相应的整流罩唇缘和喷管后缘与常规的入口装置和喷管装置的整流罩唇缘和喷管后缘相比具有相对于空气自由流的相对小的角度。这些小的角度显著降低了在超音速飞行过程中相对于自由流的入口装置和喷管装置的横截面轮廓。因此，本公开的入口装置和喷管装置均显著降低了作用于装配有本文所公开的入口装置和喷管装置的其中之一或两者的超音速喷气发动机上的曳力。 [0041] 通过参阅结合本申请的附图与参阅下面的详细说明一起可以获得对上述解决方案以及用于实现这些解决方案的方法的更深入理解。 [0042] 图4是示出具有入口72和喷管74的通用超音速喷气发动机70的示意图。为简单起见，通用超音速喷气发动机70没有绘制出设置于入口72内的中心体和设置于喷管74内的塞体。通用超音速喷气发动机70包括涡轮增压机械76，其配置成以预定的速率消耗空气并以预定的速率和压力产生排气，同时涡轮增压机械76以预定的功率设置操作并以预定的速度移动。 [0043] 流管78位于通用超音速喷气发动机70的前方。流管78具有的直径对应于入口72的直径并表示位于一定路径上的自由流中的空气，其中所述路径是当通用超音速喷气发动机70向上游行进时将由入口72采取的路径。因此，包含于流管78中的所有空气将会以某种方式与入口72相互作用。所述空气中的一些会通过入口72，而剩余的空气由于涡轮增压机械76不能消耗掉它而将溢流过入口72的整流罩唇缘。 [0044] 剩余流管80示出位于流管78内。剩余流管80表示在流管78内的将由通用超音速喷气发动机70的涡轮增压机械76所消耗掉的空气。当流管78遇到入口72时，流管78内的除了剩余流管80之外的所有空气将围绕入口72的整流罩唇缘溢流出去。本公开的入口装置的一个目标是在流管78遇到入口72之前将除了包含于剩余流管80内的空气之外的所有空气推压离开入口72的路径。 [0045] 排气羽流82位于通用超音速喷气发动机70的下游。排气羽流82表示当通用超音速喷气发动机70以预定的功率设置操作并在以预定速度移动时将由涡轮增压机械76所排出的气体体积。如图所示，排气羽流82具有的直径小于喷管74的直径。然而，当排气离开喷管74时，它们的外周边将具有等于喷管74直径的直径。在排气向下游侧移动以及不受塞体影响之后，它们的直径会缩小，直至排气完全膨胀开以及它们的静压力与排气羽流82周围的自由流的静压力相等为止。本公开的喷管装置的一个目标是确保流过喷管74外部部分的自由空气流由于其与完全膨胀开的排气羽流82合并而等熵地（即无激波地）改变方向。 [0046] 图5是示出包括根据本公开教导制成的入口装置92和喷管装置94的超音速喷气发动机90的示意图。超音速喷气发动机90还包括涡轮增压机械96，其配置成当超音速喷气发动机90以预定的速度移动并以预定的功率设置操作时以预定的速率消耗空气以及以预定的速率和压力排气。但是应当理解的是，虽然入口装置92描绘成具有轴对称的入口配置，但在其它实施例中，其它配置也是可能的。 [0047] 入口装置92包括具有整流罩唇缘100的整流罩98以及至少部分地位于整流罩98内并与其同轴对准的中心体102。中心体102包括突出部分104，所述突出部分104具有超过常规尖头长度的长度。为了比较的目的，具有常规尖头长度的突出部分106以虚线示出并叠置于中心体102上。突出部分104的长度将对应于适于超音速喷气发动机90的所需用途和/或规范，并且可基于多种因素来确定，所述因素包括但不限于满足所需音爆响度指标所需的流管平滑特性，以及符合设计的激波前溢流量，该激波前溢流量是在偏离设计条件下将入口匹配并保持于低的激波后溢流所需的。 [0048] 中心体102是示例性的中心体，其与本公开的教导相容，并包括顶点108、初始压缩表面110、膨胀表面112，以及最终压缩表面114。在其它实施例中，中心体102可省略中间膨胀表面（膨胀表面112）。整流罩唇缘100与最终压缩表面114间隔开以便限定入口116，空气可通过所述入口116以由涡轮增压机械96消耗/使用。如图所示，顶点108位于入口116的正上游侧，因此可刚好在流管遇到入口116之前在接近超音速喷气发动机90的流管上产生影响。 [0049] 当流管遇到顶点108时，流管的空气将在径向向外的方向上从中心体102转向。作为此向外移动的结果，转向空气的一部分将从入口116的路径移动出去。因为突出部分 104具有在下游侧方向上增加的直径，当流管继续朝向入口116移动时，增加量的空气将转向离开入口116的路径。特征线方法可用于确定中心体102的轮廓。特征线方法在本领域内是众所周知的，并使用经典的气体动态关系和方程行进方法以便对有望使用的超音速形状和主体进行快速的初步分析。使用特征线方法，中心体102和突出部分104的精确轮廓和尺寸可以选择成使得留在入口116路径中的流管空气将基本上匹配涡轮增压机械96的预定空气消耗率。其结果是，通过结尾激波的基本所有剩余空气将由涡轮增压机械96消耗掉并且在整流罩唇缘100处将基本上不会发生空气溢流。当使用特征线方法来产生合适的表面构造时，首先为捕获的流管选择所需的表面曲线，其限定进入到进气口整流罩唇缘的连续光滑的、等熵升高的流管表面。然后利用特征线方法来设计中心体突出表面104的曲率，其产生得出所需流管形状的超音速压缩和膨胀场（即“逆向设计”方法）。在这种情况下，特征线方法使用的附加重要参数包括自由流的马赫数、所需的松弛等熵压缩的程度，以及沿着结尾激波的马赫数分布。使用此信息，特征线方法可用来产生适于中心体102的合适表面几何形状。 [0050] 为了确保由初始压缩表面110造成的空气发散不产生激波，在一些实施例中，初始压缩表面110可配置成等熵压缩表面。如本领域内已知的那样，等熵压缩表面具有连续弯曲的形状，其没有将导致离散激波的任何离散的不连续点。一旦流管的空气已由初始压缩表面110转向，则会希望在与超音速喷气发动机90的纵向轴线更加对准的方向上使得流管折返。这通过膨胀表面112来实现，所述膨胀表面112由于其曲率导致流管在轴向方向上折返。这允许整流罩唇缘100具有相对于局部自由流的非常小的角度，这依次显著减小由整流罩唇缘100所产生的整流罩激波的强度。 [0051] 最终压缩表面114用于与常规的超音速喷气发动机的常规压缩表面相同的目的，即在流管遇到结尾激波之前以及流管进入到入口内之前减小迎面而来的流管速度。如本领域内已知的那样，超音速气流可使用曲面来转变气流方向而减慢。同样，希望在该最终的压缩阶段期间避免生成任何激波。因此，在一些实施例中，可使用等熵压缩表面。在其它实施例中，希望将最终压缩表面114配置成具有松弛等熵压缩配置。松弛等熵压缩表面在本领域内是已知的，并且在未决的美国专利申请11/639,339、13/338,005和13/338,010中有所公开和描述，每一上述申请在此以其整体通过引用并入本文。通过将最终压缩表面114配置成具有松弛等熵压缩配置，与由常规的等熵压缩表面导致的转向量相比，接近入口116的气流将经受从超音速喷气发动机90的轴向方向的减少转向量。这有助于使得整流罩唇缘100具有相对于超音速喷气发动机90的轴向方向的相对小的角度，从而有助于任何所得到的整流罩激波强度上的降低。 [0052] 超音速喷气发动机90还包括旁路118。旁路118是通过超音速喷气发动机90的替代流动路径，其通常用于导引沿涡轮增压机械96周围的并经过涡轮增压机械的具有相对高压干扰的湍流空气，而不是允许这种湍流空气通过涡轮增压机械96。旁路（诸如旁路118）还有助于使得整流罩唇缘100具有相对于超音速喷气发动机90纵向轴线的相对小的角度。这依次又进一步减少由整流罩唇缘100形成的整流罩激波的强度。在超音速喷气发动机中使用旁路是本领域内已知的。例如，旁路在美国临时专利申请60/960,986号以及还在美国专利申请12/000.066中有所公开和描述，每一上述申请在此以其整体通过引用并入本文。 [0053] 进气装置92包括旁路分流器120。旁路分流器120是将进入入口116的空气分开（分流）的物理结构，导致空气的一部分沿着旁路118行进并导致空气的另一部分沿着通到涡轮增压机械96的路径122行进。当飞行器加速到预定的马赫速度时，涡轮增压机械96将通过多个功率设置。在每一功率设置下，涡轮增压机械96将以相应的质量流率消耗空气，所述相应的质量流率将不同于在预定马赫速度下的预定质量流率。如上所述，中心体102和突出部分104配置成预先溢流一定量的空气，所述一定量的空气将导致进入到入口116内的空气量基本上与在预定马赫速度和预定功率设置下的质量流率相匹配。对于在进入到入口116内的空气与在以预定功率设置操作以及以预定的马赫速度移动时将由涡轮增压机械96消耗掉的空气之间不匹配的情况，以及这种不匹配会导致溢流的情况下，将发生溢流过旁路分流器120，而不是溢流过整流罩唇缘100。溢流过旁路分流器120将不会影响整流罩激波的强度。对于其它的马赫速度以及对于其它的功率设置而言，空气进入到入口116内的速率可能与涡轮增压机械96消耗空气的速率不相匹配。对于那些马赫速度和功率设置而言，进入到入口116内的过剩空气将溢流过旁路分流器120并溢流到旁路118内。以这种方式，旁路118对于不能由涡轮增压机械96所消耗掉的空气而言用作溢出路径。 [0054] 喷管装置94包括具有后缘126的喷管124，以及至少部分地位于喷管124内并与其同轴对准的塞体128。塞体128包括突出部分130，突出部分130具有的长度超过常规塞体长度。为了比较的目的，具有常规塞体长度的突出部分132以虚线示出并叠置于塞体128上。突出部分130的长度将对应于适于超音速喷气发动机90的所需用途和/或规范，并且可基于多种因素来确定，所述因素包括但不限于满足所需音爆响度指标所需的流管平滑特性、喷射出口压力和马赫数，以及从设计角度出发的最大实际长度。 [0055] 塞体128包括尾端134、膨胀表面136和压缩表面138。膨胀表面136与后缘126间隔开以便限定出口140，排气气体通过出口140并形成排气羽流。当涡轮增压机械96以预定功率设置操作时由涡轮增压机械96以预定质量流率产生排气气体。因此，出口140的尺寸和形状可配置成获得所需的推力量。 [0056] 从喷管124排出的排气羽流将具有预定的静压力，所述静压力对应于出口140的出口面积以及进一步对应于当涡轮增压机械96以预定的功率设置操作以及超音速喷气发动机90以预定的马赫速移动时的排气气体从涡轮增压机械96流出的质量流率。与常规超音速喷气发动机上的常规喷管相比，后缘126具有相对于超音速喷气发动机90的轴向方向的更小的角度。当自由流流过喷管124的外表面时较小的后缘角度会导致更少的曳力，以及当其流过后缘126时使得自由流具有较小的角度。 [0057] 旁路118的存在有助于使得喷管124具有相对于超音速喷气发动机90的轴向方向的非常小的角度。为了适应旁路118的存在，喷管装置94包括旁路壁141。流经旁路118的空气将流过旁路壁141，并且将与由涡轮增压机械96排出的排气气体联合起来形成排气羽流。尽管在图5中示出超音速喷气发动机包括旁路的实施例，但是应当理解的是，本文所公开的教导与不包括旁路的超音速喷气发动机兼容。 [0058] 如下面将要论述的那样，喷管124具有环形构造。因此，从喷管124喷出的排气羽流也具有环形构造。由于突出部分130所具有的长度超过了常规塞体长度，因此喷管装置94使得与常规的喷管装置相比，排气羽流能够在更长距离中保持环形构造。因此，塞体128配置成使得排气羽流在其在下游方向上移动时能够保持环形构造（尽管环形构造缩小），而不是立即向下塌陷到图4中所示的完全膨胀开的排气羽流。通过延长排气羽流保持环形构造的距离，自由流转变成与超音速喷气发动机90的纵向轴线对准的距离延长。这有助于防止激波的形成。 [0059] 通过将塞体128设置成具有超过常规塞体长度的突出部分130，在环形排气羽流已从喷管124排出后可以很好地控制环形排气羽流的形状和轮廓，且可确保其与移动经过后缘126的自由流相切地流动。通过将塞体128配置成具有一定的表面几何形状，所述表面几何形状导致排气羽流的静压力基本上等于自由流流动经过后缘126的静压力，则塞体128可以控制自由流转向超音速喷气发动机90的轴向方向的速率。如下面将要论述的那样，塞体128和突出部分130的轮廓和构造可利用特征线方法来确定。 [0060] 图6示出根据一个实施例的入口装置92的轴向视图。如图所示，入口装置92具有轴对称构造。顶点108位于超音速喷气发动机90的纵向轴线上。中心体102同轴地对准在相同的纵向轴线上，并与旁路分流器120对准，旁路分流器120依次与整流罩唇缘100同轴地对准。在其它实施例中，入口装置92不必是轴对称的，而是可能具有其它配置。 [0061] 图7示出了根据一个实施例的喷管装置94的轴向视图。如图所示，喷管配置94具有轴对称构造。尾端134位于超音速喷气发动机90的纵向轴线上。塞体128与旁路壁141同轴地对准，旁路壁141依次地与后缘126同轴地对准。 [0062] 图8是示出超音速喷气发动机90在以预定的马赫速度行进时以及当涡轮增压机械96以预定的功率设定操作时的示意图。示出整流罩激波142和结尾激波144分别从整流罩唇缘100向外和向内传播。流管78位于超音速喷气发动机90的上游，并且其具有的直径等于入口116的直径。剩余的流管80示出位于流管78内，并表示将由涡轮增压机械96所消耗掉的空气体积。 [0063] 当流管78遇到顶点108时，流管78的空气开始在径向向外的方向上转向。该运动将会把流管78空气的一部分推动离开入口116的路径。当流管78继续朝向入口116移动时，流管78的空气继续由中心体102的表面在径向向外的方向上推动，所述中心体102具有在下游方向上增加的直径。由箭头143示出流管78的过剩空气移动离开入口116的路径。由箭头145示出剩余流管80外径的径向膨胀。在剩余流管80从图8中起初所示的位置行进到紧接在入口116的上游侧位置时，剩余流管80的外径膨胀成等于入口116的直径。 [0064] 由于中心体102的轮廓和尺寸，以及特别是突出部分104的轮廓和尺寸（参见图5），剩余流管80的空气体积大致等于在预定的时间段内由涡轮增压机械96所消耗空气的速率。其结果是，剩余流管80的基本上所有的空气将进入到入口116内，并在通过结尾激波144之后将由涡轮增压机械96消耗掉。这使得结尾激波144能够保持附接到整流罩唇缘100。此外，中心体102配置成控制和引导剩余流管80的空气流量，使得与空气流进入常规的超音速喷气发动机时的角度相比，空气流以非常小的角度进入到入口116内。这使得整流罩唇缘100能够具有相对小的角度，因此具有相对较弱的整流罩激波。 [0065] 在喷管124处，排气气体以预定质量流率和静压力从出口140排出，所述质量流率和静压力部分地由出口140的面积和形状以及涡轮增压机械96排出气体的速率和压力确定。当排气气体移动经过后缘126时，它们不再受到喷管124壁的约束。因此，排气气体的自然趋势将是当它们在下游方向上移动时在横向于下游方向的方向上向外膨胀。排气气体在横向于下游方向的方向上的移动与流动经过后缘126的自由流的静压力相反。类似地，移动经过后缘126的自由流在横向于下游方向的方向上的移动与排气气体的静压力相反。因此，在自由流与排气气体移动经过后缘126的点处，它们将会相遇且彼此相对。如果一个流具有比另一流更大的静压力，则这两个流将转向具有较弱静压力的流。 [0066] 喷管装置94配置成使得排气气体将具有与在喷管出口处的局部自由流相匹配的静压力。因为这一点并因为塞体128的轮廓和配置，两个流将不在自由流的方向上转向。在出口140处，塞体128具有给排气气体提供膨胀表面（膨胀表面136，参见图5）的轮廓，从而允许排气在远离自由流的方向上扩展。通过对塞体128和突出部分130（参见图5）选择特定的轮廓和配置，可允许排气气体以一定的速率径向向内扩展，该速率允许它们的外周缘给自由流提供适量的静压力，使得所述自由流和排气气体将在它们的剪切表面处彼此相切地流动，而没有任何流出现方向上的突然改变。 [0067] 当排气气体继续在远离出口140的下游方向上移动时，它们继续在径向向内的方向上扩展并允许由突出部分130的减小的直径（参见图5）来完成上述。在沿着塞体128表面的某个点处，排气气体将移动离开膨胀表面136（参见图5）并且移动到压缩表面138上（参见图5）。现在面对着压缩表面，排气气体将具有在径向向内的方向上扩展的减小能力，因此排气气体将开始返回到轴向对准的流动。通过给突出部分130（参见图5）提供适当的轮廓和配置，突出部分130将导致排气气体在它们导致自由流等熵转向的向外膨胀的过程中在其周边处具有静压力。 [0068] 最后，排气气体将移动经过尾端134，在该点处塞体128将不会对排出气体的膨胀具有进一步的影响。此后不久，排气气体将达到完全膨胀的状态，其中在该状态下排气气体的静压力将等于自由流的静压力。从该点以后，排气气体（排气羽流82）和自由流将会在下游方向上彼此平行地流动。 [0069] 塞体128对自由流的影响可总结如下。自由流从与后缘126外壁相切的方向转向到平行于超音速喷气发动机90的纵向轴线的方向。在该过渡阶段中，作为由排气气体施加的静压力的结果导致自由流转向。塞体128的轮廓控制排气气体的静压力。因此，通过选择塞体128的适当轮廓和配置，自由流可等熵地转向而无激波。 [0070] 图9以放大视图示出入口装置92的一部分。该视图将具有常规中心体146（以虚线示出）的常规超音速喷气发动机与装配有中心体102的超音速喷气发动机90相比较。常规的超音速喷气发动机具有常规的整流罩148和常规的旁路分流器150，而超音速喷气发动机90具有整流罩98和旁路分流器120。如可以看出的那样，整流罩98与常规的整流罩148相比具有相对于自由流方向的小得多的角度。整流罩角度的这种减小由中心体102使其成为可能，如上所述，所述中心体102具有突出部分，所述突出部分具有的长度超过常规尖头长度。中心体102的额外长度给中心体102提供将流过中心体102的自由流的方向转向到与超音速喷气发动机90的纵向轴线更加轴向对准的方向上的机会。旁路分流器120的角度也改变成适应跨过结尾激波144的迎面而来的进入到入口116内的空气流，其具有更加纵向的流动方向。通过允许整流罩角度上的这种急剧减小，中心体102有助于大幅减少由整流罩唇缘100产生的整流罩激波的强度。 [0071] 图10提供用于设计塞体128技术的视觉图示。取决于超音速喷气发动机90的预期用途，设计者将选择下游位置，其对于排气气体达到完全膨胀状态并开始在平行于自由流的方向上流动是所需的。在图10中，该位置由箭头152表示。箭头152由等于排气羽流82（参见图8）直径的距离间隔开，其对应于涡轮增压机械96的已知输出。虽然箭头152在纵向方向上的位置可根据设计标准而有所不同，但它们在横向方向上彼此相距的距离基于涡轮增压机械96的功率设置是固定的。 [0072] 一旦设计者已选择适于箭头152的位置，则下一个步骤是确定适于塞体128的尾端134的位置。尾端134的位置是基于马赫线传播的公知原理来确定的。马赫线将以超音速流按由下面的等式确定的角度β传播离开表面： [0073] β=arcsine（1/马赫数） [0074] 因此，对于行进经过尾端134的排气气体的已知马赫速度而言，马赫线154将以角度β传播离开尾端134。使用角度β和箭头的位置两者，可通过将各马赫线154的端部定位在每个箭头152上并在上游方向上查找确定马赫线在何处相交来确定尾端134的位置。该交点是尾端134将定位的位置。一旦尾端134的位置被确定，则可确定塞体128的总长度。 [0075] 接着，针对自由流的转向选择所需的曲率。该曲率由虚线155表示并由喷管设计者选定。一个准则会是选择曲率，其将导致在自由流的方向上的等熵变化。一旦选定所需的曲率，则可利用特征线方法来确定塞体128的轮廓和配置。当使用特征线方法时，虚线155可被认为是边界条件，且通过选择适于塞体128的曲率来计算塞体128的轮廓和配置，这将导致排气气体符合虚线155。当确定塞体128的几何形状时也可以利用其它技术，诸如利用计算流体动力学软件。 [0076] 图11是示出用于制造适于与超音速喷气发动机一起使用的入口装置的方法156的流程图，该超音速喷气发动机配置成当超音速喷气发动机以预定的功率设置操作且以预定的马赫速度移动时以预定质量流率消耗空气。 [0077] 在步骤158，提供整流罩、中心体和旁路分流器。在一些实施例中，超音速发动机可以不包括旁路。对于这种实施例，该步骤将不包括提供旁路分流器。所述整流罩具有整流罩唇缘。中心体具有顶点、位于顶点下游侧的第一压缩表面，以及位于所述第一压缩表面下游侧的第二压缩表面。 [0078] 在步骤160，中心体相对于所述整流罩定位成使得中心体与整流罩同轴，中心体的突出部分在整流罩唇缘的上游侧延长大于常规尖头长度的长度，以及第二压缩表面与整流罩唇缘间隔开，使得所述第二压缩表面和整流罩唇缘限定入口。 [0079] 在步骤162，对于配置有旁路分流器的超音速发动机而言，旁路分流器位于整流罩和中心体之间以形成旁路，所述旁路配置成当超音速喷气发动机以预定功率设置操作并以预定的马赫速度移动时以第二预定质量流量接收空气。 [0080] 当适当地执行时，方法步骤158-162将产生入口装置，其中中心体的突出部分配置成使得位于入口路径中的空气流转向离开入口路径，从而接近和进入到入口内的剩余空气流将不大于当喷气发动机以预定功率设置操作且以预定的马赫速度移动时的预定质量流率。对于包括旁路的超音速喷气发动机的实施例而言，中心体配置成使得位于入口路径中的空气流转向离开入口路径，从而接近和进入到入口内的剩余空气流将不大于当喷气发动机以预定功率设置操作且以预定的马赫速度移动时组合的第一预定质量流率（即，由超音速喷气发动机的涡轮增压机械消耗空气的预定速率）和第二预定质量流率（即，旁路沿涡轮增压机械周围导引气流的速率）。 [0081] 图12是示出用于制造适于与超音速喷气发动机一起使用的入口装置的方法164的流程图，该超音速喷气发动机配置成当发动机以预定的功率设置操作且以预定的马赫速度移动时产生排气羽流。 [0082] 在步骤166，提供喷管、塞体和旁路壁。在一些实施例中，将不使用旁路。对于这种实施例而言，将不提供旁路壁。喷管配置成排出排气羽流，并具有相对于所述喷管的轴向方向以预定角度取向的后缘。塞体具有膨胀表面和膨胀表面下游侧的压缩表面。 [0083] 在步骤168，塞体相对于所述喷管定位，使得所述塞体部分地位于所述喷管内并与其同轴对准，并使得塞体的突出部分在后缘的下游侧延伸的长度大于常规塞体长度。 [0084] 在步骤170，对于利用旁路的实施例而言，旁路壁将定位在所述喷管和所述塞体之间。 [0085] 当适当地执行时，方法步骤166-170将产生入口装置，其中塞体的突出部分将沿着所述塞体的突出部分的基本上整个纵向长度具有基本圆形的横截面。塞体将配置成使得排气羽流成形，使得排气羽流基本平行于靠近所述喷管的后缘流动离开喷管后缘的空气自由流的方向流动，并且其中塞体进一步配置成使得排气羽流使流动离开喷管后缘的空气自由流在喷管后缘下游侧的位置处等熵地转向，使得流动离开后缘的空气自由流在平行于塞体纵向轴线的方向上移动。在使用旁路的实施例中，塞体将配置成使得排气羽流和旁路空气流导致离开喷管后缘的空气自由流在塞体尾端下游侧的位置处等熵地转向到平行于塞体纵向轴线的方向上。 [0086] 尽管在本公开的以上详细描述中已经提出了至少一个示例性实施例，但是应当理解的是存在大量的变体。还应当理解的是，一个或多个示例性实施例仅仅是示例，并不意图以任何方式限制本发明的范围、适用性或配置。相反，以上详细描述将给本领域技术人员提供用于实施本发明示例性实施例的便捷路线图。应当理解的是，在不脱离如所附权利要求提出的本公开范围的情况下，可对在示例性实施例中所述的元件的功能和布置进行各种改变。 |
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