超音速尖脊進氣道系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】一種用于在亞音速飛行和超音速飛行二者中均有效運行的發(fā)動機進氣道，其中，該進氣道具有尖脊構造并且關于離體軸線可旋轉以用于壓縮斜板角和捕獲面積變化，并且擴壓器以摩擦關系被接合到該進氣道以便在該進氣道旋轉時保持密封。
【專利說明】
超音速尖脊進氣道系統(tǒng)
技術領域
[0001]本披露的實施例大體涉及用于飛行器噴氣式發(fā)動機的超音速進氣道，并且更具體地涉及能夠改變斜板角以及捕獲面積的尖脊進氣道(caret inlet)。
【背景技術】
[0002]用于超音速飛行器的發(fā)動機進氣道基于馬赫數(shù)和其他飛行條件而具有復雜的空氣動力學要求。固定的進氣道幾何構型通常在一個特定馬赫數(shù)和飛行條件下具有最高效率。在其他速度或飛行條件下的運行會使進氣道的空氣動力性能或效率降低。為了允許在變化的馬赫數(shù)下飛行，可以采用調(diào)整進氣道的捕獲面積和斜板幾何構型的機械系統(tǒng)來增加效率?？勺冃卑搴涂勺儾东@進氣道的現(xiàn)有解決方案是由波音公司生產(chǎn)的F-15鷹式戰(zhàn)斗機。這種進氣道系統(tǒng)是高效率的并且被認為是最優(yōu)進氣道設計。然而，后代戰(zhàn)斗機需要獨特成形，其中，進氣道孔邊緣是高度后掠的。在這種飛行器中采用了尖脊式進氣道系統(tǒng)。采用這種進氣道的飛行器的實例是由波音公司生產(chǎn)的F-18E/F超級大黃蜂戰(zhàn)斗機和由洛克希德.馬丁生產(chǎn)的F-22猛禽戰(zhàn)斗機。這些進氣道是固定幾何構型的進氣道并且被設計用于在特定飛行馬赫數(shù)下最優(yōu)運行。在非設計馬赫數(shù)下，固定幾何構型的進氣道系統(tǒng)可能不能提供最好的成形來最大化壓力恢復。此外，由于進氣道捕獲面積是固定的，進氣道趨于比在較進氣道尺寸條件下而言較低的速度下的發(fā)動機需求捕獲更多的質量流。其結果是，過量的氣流將不得不溢出或通過旁通管來排出。這兩種情況都會產(chǎn)生額外的進氣道阻力。因為F-15的進氣道系統(tǒng)不是具有高度后掠邊緣的尖脊類進氣道，所以它不被當代殲擊機所采用。
[0003]因此令人期望的是，提供一種可變進氣道，使得在馬赫包絡線范圍內(nèi)的壓力恢復最大化以在發(fā)動機面處獲得更高的壓力恢復，以用于使推力和燃料效率最大化并且使進氣道溢出阻力最小化，從而使推進系統(tǒng)凈推進力最大化，由此使飛行器性能最大化。還令人期望的是，以有效方式運行的可變進氣道無需產(chǎn)生額外復雜性，例如將需要用于閉合的更多額外機構或密封件的開口間隙。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]示例性實施例提供了用于在亞音速飛行和超音速飛行二者中均有效運行的發(fā)動機進氣道，其中，進氣道具有尖脊構造。進氣道可以關于離體軸線可旋轉以用于壓縮斜板角和捕獲面積變化，并且擴壓器以摩擦(scrubbing)關系被接合到進氣道以便在進氣道旋轉時保持密封。
[0005]這些實施例通過提供關于離體旋轉軸線可旋轉的外部壓縮尖脊進氣道來增加捕獲面積和斜板角，從而用于使在亞音速速度和超音速速度范圍內(nèi)的壓力恢復最大化和阻力最小化的方法。進氣道則隨著速度的增加而被旋轉至更大的角度。
【附圖說明】
[0006]已經(jīng)討論的特征、功能和優(yōu)勢可以在本披露的各種實施例中單獨實現(xiàn)，或者可以在另一些實施例中被組合，其中進一步的細節(jié)可以參見以下描述和附圖。
[0007]圖1A是機身部分和關聯(lián)的具有代表性飛行器的代表性擴壓器區(qū)段的尖脊進氣道的透視圖；
[0008]圖1B是圖1A的飛行器的側視圖；
[0009]圖1C是圖1A的飛行器的前視圖；
[0010]圖2A是模擬對于在超音速速度下的代表性尖脊進氣道的進氣道角度的虛擬楔形的圖形表示；
[0011]圖2B是由虛擬楔形產(chǎn)生的震波的圖形表示；
[0012]圖2C是在震波上具有投影邊緣的流線型軌跡的進氣道管的圖形表示；
[0013]圖2D是具有由得到的投影邊緣形成的孔的進氣道管的圖形表示；
[0014]圖2E是采用了圖2D的進氣導管的實施尖脊進氣道和擴壓器區(qū)段的圖形表示；
[0015]圖3A是在亞音速未旋轉位置的尖脊進氣道的側視圖；
[0016]圖3B是用于設計超音速速度的在旋轉位置的尖脊進氣道的側視圖，其中代表性虛擬楔形被疊加在圖像上；
[0017]圖4A是在未旋轉位置的尖脊進氣道的側截面圖，展示了相對于流動方向的進氣道區(qū)域；
[0018]圖4B是在旋轉位置的尖脊進氣道的側截面圖，展示了進氣道區(qū)域、斜震波和由相對進氣道流引起的正震波；
[0019]圖5A、圖5B和圖5C是簡化的側截面圖，示出了針對尖脊進氣道關于孔的離體旋轉軸線的未旋轉、中間旋轉和全旋轉的尖脊進氣道和擴壓器界面的摩擦表面相互作用；
[0020]圖f5D是疊置在未旋轉進氣道上的全旋轉尖脊進氣道的簡化的側截面圖；
[0021 ]圖5E是摩擦表面的第一替代性實施例的簡化的側截面圖；
[0022]圖5F是摩擦表面的第二替代性實施例的簡化的側截面圖；
[0023]圖6A、圖6B和圖6C是在未旋轉位置、部分旋轉位置和全旋轉位置的尖脊進氣道的示例性飛行器實施方案的側視圖；
[0024]圖7A和圖7B是一種用于旋轉尖脊進氣道的設計方法的流程圖。
【具體實施方式】
[0025]本文中描述的系統(tǒng)和方法提供用于尖脊進氣道孔的實施例，該尖脊進氣道孔源自于單個虛擬楔形/斜板。整個尖脊進氣道孔關于離體軸線旋轉，從而實現(xiàn)斜板角的變化以及捕獲面積的變化二者。尖脊進氣道孔的后端是由離體旋轉軸線限定的弧形并且與擴壓器的前端配合，該擴壓器的前端也是由離體旋轉軸線限定的弧形。因為尖脊的后端和擴壓器的前端是關于共同軸線的弧形，所以這些表面在運行中彼此摩擦以改變?nèi)∠虿⑶也宦冻鋈魏晤~外的間隙或在密封或空氣動力學表面之間需要柔性界面。
[0026]參照附圖，圖1A至圖1C示出了采用了如本文中所披露的尖脊進氣道的實施例的示例性飛行器的代表性部分。尖脊進氣道10被置于鄰近機身12。擴壓器14從尖脊進氣道延伸至噴氣式發(fā)動機(未示出)。尖脊進氣道10的前緣16是高度后掠的?；诟鶕?jù)針對額定設計馬赫數(shù)的設計進氣道角度所建立的虛擬楔形限定了邊緣形狀和關聯(lián)的角度。在圖2A中示出了虛擬楔形20的實例(為了清楚起見，圖2A至圖2E的圖像被示出為倒轉透視圖)。如在圖2B中所示，由箭頭22表示的沖擊虛擬楔形20的超音速流將導致虛擬震波24。如在圖2C中所示，對于進氣道管26的給定進氣道輪廓25而言，來自在虛擬震波24上的投影邊緣28的進氣道輪廓的流線型軌跡提供了尖脊進氣道的限定。為了清楚起見將震波移除，在圖2D中可見最終的進氣道管26。
[0027]如在圖2E中所示，然后可以基于進氣道管的投影邊緣28在進氣道角度與虛擬楔形20相當?shù)那闆r下，完整的尖脊進氣道10被實施成具有前緣16。本實施例提供一種尖脊進氣道的可調(diào)整角度，以適應在額定設計馬赫數(shù)之下的不同超音速速度。如將在隨后以更多細節(jié)描述的，尖脊進氣道的旋轉被建立成圍繞孔的離體旋轉軸線30。離體旋轉軸線30平行于虛擬楔形20的前緣32。
[0028]在圖3A和圖3B中所示的完整的尖脊進氣道10分別相對于自由流體流22在未旋轉位置和全旋轉位置。在圖3B中為了參考而示出了虛擬楔形20的輪廓。圍繞離體旋轉軸線30發(fā)生尖脊進氣道的旋轉，示出以供參考。在未旋轉位置中，尖脊進氣道呈現(xiàn)對自由流體流的減小的捕獲面積，如由在圖4A中所示的豎直尺寸34所代表的。在旋轉位置中，尖脊進氣道10呈現(xiàn)對自由流的設計點捕獲面積，如由豎直尺寸34 ’所代表的，該豎直尺寸34 ’較大以適應在設計點馬赫數(shù)下的必要氣流。在進氣道入口處形成了斜震波36，并且在進氣道中形成了正震波38，斜震波基本上與在如關于圖2A至圖2E所描述的設計中采用的虛擬震波相當。
[0029]尖脊進氣道10關于離體旋轉軸線30的旋轉允許了進氣道和擴壓器界面的幾何尺寸用于滑動和摩擦接合。如在圖5A至圖5C中所示的簡化的截面輪廓，擴壓器界面部分40的輪廓被形成為具有頂部半徑42和底部半徑44，這兩者均圓心處于離體旋轉軸線30。對于示出的實施例，擴壓器界面部分40被接收在尖脊進氣管界面部分46之內(nèi)，該尖脊進氣管界面部分46具有頂部半徑48和底部半徑50，其尺寸分別小于半徑42和大于半徑44，從而使得擴壓器界面部分40被緊密地接收在尖脊進氣道界面部分46之內(nèi)。半徑在離體旋轉軸線30上的共同圓心允許了尖脊進氣道旋轉通過一定角度范圍，同時如在圖5B和圖5C的分別針對中等范圍旋轉和全范圍旋轉時可見的保持尖脊進氣道界面部分和擴壓器進氣道部分的滑動接觸或摩擦接觸。圖5D示出了在未旋轉位置和全旋轉位置的尖脊進氣道和擴壓器的相對形狀的重疊。
[0030]雖然在圖5A至圖5D中所示為簡化界面，不過在尖脊進氣道和擴壓器之間的結合界面可以包括多個交錯鱗片板40a、40b和40c，這些交錯鱗片板均相對于離體旋轉軸線具有弧形形狀并且以摩擦關系伸縮地彼此接合(為了清楚起見而放大了厚度)。如在圖5E中所示，前鱗片板40a以摩擦關系接合進氣道界面部分46，并且后鱗片板40c以摩擦關系接合擴壓器界面部分40。雖然示出了三個鱗片板，不過可以采用更多或更少數(shù)量的鱗片板。
[0031]可替代地，相對于離體旋轉軸線具有弧形形狀的槽縫46a可以被提供在進氣道界面部分中，并且可以采用如在圖5F中所示的被緊密接收在槽縫46a中的接收部40d，該接收部40d包括弧形形狀擴壓器界面40的終端。槽縫可以被布置在進氣口界面部分中從而接收擴壓器界面部分的弧形，或者可以被布置在擴壓器界面部分中從而接收進氣道界面部分的弧形。
[0032]返回至圖3A和圖3B，尖脊進氣道10的基本上菱形橫截面的橫向頂點54在進氣道界面部分中相對于離體旋轉軸線彎曲，從而與同樣相對于離體旋轉軸線彎曲的擴壓器界面部分中的橫向頂點56相配合。進氣道界面部分的后緣58可以在基本上平坦的部分上包括人字形60，該人字形用于在這些頂點之間的擴壓器界面部分的結合的基本上平坦的表面上的進氣道界面部分的摩擦部分上的幾何減壓。
[0033]所述實施例的最終尖脊進氣道設置為期望高度后掠的進氣道邊緣的飛行器的亞音速運行和超音速運行二者都提供了高效率的進氣道。如在圖6A中可見，對于亞音速條件，尖脊進氣道10未旋轉，從而為有效運行提供減小的進氣道捕獲面積，從而使溢出阻力最小化。在超音速速度下，尖脊進氣道關于離體軸線在一定角度范圍內(nèi)可旋轉，以實現(xiàn)壓縮斜板變化和捕獲面積變化二者，由此允許了由如在圖6B中所示的中間旋轉到如圖6C中以全旋轉示出的最大額定設計馬赫數(shù)所代表的有效超音速運行范圍。
[0034]在圖7A和圖7B中示出了一種在由公開的實施例提供的在亞音速速度和超音速速度的范圍內(nèi)使壓力恢復最大化并使阻力最小化的方法。提供了外部壓縮尖脊進氣道，該外部壓縮尖脊進氣道關于離體旋轉軸線可旋轉以增加捕獲面積和斜板角。為了提供外部壓縮尖脊進氣道，針對進氣道建立額定超音速馬赫數(shù)(步驟702)，并且建立了進氣道壓力恢復要求(步驟704)，以限定具有確定角度的虛擬楔形(步驟706)。確定由在額定超音速運行馬赫數(shù)下的虛擬楔形所引起的虛擬震波(步驟707)，并且由進氣道輪廓(孔形狀)在虛擬震波上投影流線型軌跡以產(chǎn)生前緣形狀和邊緣掠角(步驟708)，并且限定了尖脊進氣道孔(步驟709)。為了在旋轉過程中在進氣道和擴壓器之間提供密封，限定離體旋轉軸線(步驟710)，建立了具有由離體軸線限定的弧形的進氣道界面部分(步驟711)，并且建立了具有由離體軸線限定的弧形的擴壓器界面部分(步驟712)。進氣道界面部分和擴壓器界面部分在進氣道的旋轉過程中以摩擦關系緊密接合(步驟714)。作為替代方案，可以建立具有由離體旋轉軸線限定的弧形的進氣道界面部分以及具有由離體旋轉軸線限定的弧形的擴壓器界面部分。然而，然后可以建立多個鱗片板，這些鱗片板均具有由離體旋轉軸線限定的弧形，其中這些鱗片板以摩擦關系伸縮地彼此接合以保持密封(步驟716)。前鱗片板接合進氣道界面部分(步驟718)，并且后鱗片板以摩擦關系接合擴壓器界面部分(步驟720)以在進氣道的旋轉過程中保持密封。作為又一替代，可以將進氣道界面部分和擴壓器界面部分中的一個建立為具有槽縫且該槽縫相對于離體旋轉軸線具有弧形形狀(步驟722)，并且可以將進氣道界面部分或擴壓器界面部分中的另一個建立為具有相對于離體旋轉軸線具有弧形形狀且其終端被接收在槽縫中(步驟724)。為了保持在進氣道界面部分與擴壓器界面部分之間的摩擦關系，相對于離體旋轉軸線確定的在進氣道界面部分中的進氣道尖脊構型的基本上菱形的橫截面的橫向頂點中建立曲率(步驟726)。然后在擴壓器界面部分中建立同樣具有相對于離體旋轉軸線的曲率的橫向頂點，從而與在進氣道界面部分中的橫向頂點相配合(步驟728)。同樣可以建立帶有人字形的進氣道界面部的后緣，其中所述人字形用于在這些頂點之間的擴壓器界面部分的結合的基本上平坦的表面上的進氣道界面部分的基本上平坦的摩擦部分的幾何減壓(步驟730)。
[0035]之后，進氣道在亞音速下以進氣道零旋轉來運行(步驟732)，并且隨著速度的增加，進氣道關于離體旋轉軸線旋轉到至少一個中間角度由此改變捕獲面積和斜板角(步驟734)。進氣道以繞離體軸線的預定旋轉運行，其對應于額定運行馬赫數(shù)下的虛擬楔形的確定角度(步驟736)。
[0036]在條款Al至B19中描述了根據(jù)本披露的發(fā)明主題的說明性、非排他的實例，在條款中:
[0037]Al.—種用于在亞音速飛行和超音速飛行二者中均有效運行的發(fā)動機進氣道10，其中，該進氣道具有尖脊構造并且關于離體軸線30可旋轉以用于壓縮斜板角和捕獲面積變化。
[0038]A2.如條款Al所述的發(fā)動機進氣道10，進一步包括由該進氣道接合的擴壓器14，所述擴壓器以摩擦關系被接合到該進氣道以便在該進氣道旋轉時保持密封。
[0039]A3.如條款Al至A2中任一項所述的發(fā)動機進氣道10，進一步包括被接合到該進氣道的擴壓器14，并且其中，該進氣道包括進氣道界面部分46，該進氣道界面部分相對于離體旋轉軸線30具有弧形形狀，并且該擴壓器包括擴壓器界面部分40，該擴壓器界面部分相對于離體旋轉軸線30具有弧形形狀，在該進氣道關于該離體軸線旋轉的過程中使該進氣道界面部分接合該出氣道界面部分，由此使該進氣道界面部分和該擴壓器界面部分的相對表面以摩擦關系彼此接合以保持密封。
[0040]A4.如條款Al至A2中任一項所述的發(fā)動機進氣道10，進一步包括被接合到該進氣道的擴壓器14，并且其中，該進氣道包括進氣道界面部分46，該進氣道界面部分相對于離體旋轉軸線30具有弧形形狀，并且該擴壓器包括擴壓器界面部分40，該擴壓器界面部分相對于離體旋轉軸線具有弧形形狀;并且進一步包括:
[0041]相對于離體旋轉軸線30具有弧形形狀的多個鱗片板40a、b、c，所述鱗片板以摩擦關系伸縮地彼此接合以保持密封，前鱗片板以摩擦關系接合進氣道界面部分46并且后鱗片板以摩擦關系接合擴壓器界面部分40，從而在進氣道的旋轉過程中保持密封。
[0042]A5.如條款Al至A2中任一項所述的發(fā)動機進氣道10，進一步包括被接合到該進氣道的擴壓器14，并且其中，該進氣道包括具有槽縫46a的進氣道界面部分46，該槽縫相對于離體旋轉軸線30具有弧形形狀，并且該擴壓器包括擴壓器界面部分40，該擴壓器界面部分相對于離體旋轉軸線具有弧形形狀，該擴壓器界面部分的終端40d被接收在該槽縫中。
[0043]A6.如條款Al至A2中任一項所述的發(fā)動機進氣道10，進一步包括被接合到該進氣道的擴壓器14，并且其中，該進氣道包括進氣道界面部分46，該進氣道界面部分相對于離體旋轉軸線30具有弧形形狀，并且該擴壓器包括具有槽縫的擴壓器界面部分40，該槽縫相對于離體旋轉軸線具有弧形形狀，該進氣道界面部分的終端被接收在該槽縫中。
[0044]A7.如條款A3至A6中任一項所述的發(fā)動機進氣道10，其中，該進氣道的尖脊構造的基本菱形橫截面的橫向頂點54在進氣道界面部分46中相對于離體旋轉軸線30彎曲，以便與同樣相對于該離體旋轉軸線彎曲的擴壓器界面部分40中的橫向頂點56相配合。
[0045]A8.如條款A3至A7中任一項所述的發(fā)動機進氣道10，其中，進氣道界面部分46的后緣58包括人字形，該人字形用于在頂點之間的擴壓器界面部分40的結合的基本平坦表面上的進氣道界面部分的基本平坦摩擦部分上的幾何減壓。
[0046]A9.如條款Al至AS中任一項所述的發(fā)動機進氣道10，其中，離體旋轉軸線30平行于由該進氣道的額定超音速運行馬赫數(shù)所限定的虛擬楔形20的前緣32。
[0047]A10.如條款Al至A9中任一項所述的發(fā)動機進氣道10，其中，該進氣道的尖脊構造的前緣16由來自在虛擬震波36上的投影邊緣的進氣道輪廓的流線型軌跡限定，其中該虛擬震波由額定超音速運行馬赫數(shù)下的虛擬楔形20引起。
[0048]BI 1.—種在亞音速速度和超音速速度的范圍內(nèi)使壓力恢復最大化并且使阻力最小化的方法，包括:
[0049]提供外部壓縮尖脊進氣道10，該外部壓縮尖脊進氣道關于離體旋轉軸線30可旋轉以增加捕獲面積和斜板角;并且
[0050]隨著速度的增加將該進氣道旋轉734至更大的角度。
[0051]B12.如條款BI所述的方法，其中，提供外部壓縮尖脊進氣道10的步驟包括:
[0052]為該進氣道建立702額定超音速馬赫數(shù)；
[0053]限定706具有基于該額定超音速馬赫數(shù)的確定角度的虛擬楔形20;并且，
[0054]將來自虛擬震波上的投影邊緣的進氣道輪廓的流線型軌跡限定708作為用于該尖脊進氣道的前緣16，其中該虛擬震波由額定超音速運行馬赫數(shù)下的虛擬楔形引起。
[0055]BI 3.如條款BI I至BI 2中任一項所述的方法，進一步包括:
[0056]在亞音速下以進氣道10的零旋轉來運行732;并且，
[0057]使該進氣道關于離體旋轉軸線30旋轉734到至少一個中間角度，由此改變捕獲面積和斜板角。
[0058]B14.如條款Bll至B13中任一項所述的方法，進一步包括:
[0059]以與額定運行馬赫數(shù)下的虛擬楔形20的確定角度相對應的該進氣道關于離體軸線30的預定旋轉來運行736。
[0060 ] B15.如條款B11至B14中任一項所述的方法，進一步其中，提供外部壓縮尖脊進氣道10的步驟進一步包括:
[0061]建立722具有由離體軸線30部分限定的弧形的進氣道界面部分46;
[0062]建立724具有由立體軸線部分限定的弧形的擴壓器界面部分40，所述進氣道界面部分和所述擴壓器界面部分在該進氣道的旋轉過程中以摩擦關系緊密接合。
[0063]B16.如條款Bll至B14中任一項所述的方法，其中，提供外部壓縮尖脊進氣道10的步驟進一步包括:
[0064]建立722具有由離體旋轉軸線30限定的弧形的進氣道界面部分46;
[0065]建立724具有由離體旋轉軸線限定的弧形的擴壓器界面部分40;
[0066]建立716均具有由離體旋轉軸線限定的弧形的多個鱗片板40a、b、c，所述鱗片板以摩擦關系伸縮地彼此接合以保持密封，前鱗片板以摩擦關系接合進氣道界面部分并且后鱗片板以摩擦關系接合擴壓器界面部分，從而在進氣道的旋轉過程中保持密封。
[0067]B17.如條款Bll至B14中任一項所述的方法，其中，提供外部壓縮尖脊進氣道10的步驟進一步包括:
[0068]建立具有相對于離體旋轉軸線30具有弧形形狀的槽縫46a的進氣道界面部分46;并且，
[0069]建立具有相對于離體旋轉軸線的弧形形狀的擴壓器界面部分40，該擴壓器界面部分的終端被接收在該槽縫中。
[0070]B18.如條款Bll至B15中任一項所述的方法，其中，提供外部壓縮尖脊進氣道10的步驟進一步包括:
[0071]在進氣道界面部分46中的進氣道的尖脊構造的基本菱形橫截面的橫向頂點54中建立曲率726，所述曲率相對于離體旋轉軸線30被確定；
[0072]在擴壓器界面部分40中建立728同樣相對于離體旋轉軸線具有曲率的橫向頂點56，從而與在進氣道界面部分中的橫向頂點相配合。
[0073]B19.如條款Bll至B18中任一項所述的方法，其中，提供外部壓縮尖脊進氣道10的步驟進一步包括:
[0074]建立730具有人字形60的進氣道界面部分46的后緣58，該人字形用于在頂點之間的擴壓器界面部分40的結合的基本平坦表面上的進氣道界面部分的基本平坦摩擦部分上的幾何減壓。
[0075]現(xiàn)已如專利法規(guī)所要求的詳細地說明了本披露的各種實施例，本領域技術人員將意識到對本文中披露的具體實施例的多種修改和替換。這類修改在權利要求書限定的本披露的范圍和意圖之內(nèi)。
【主權項】
1.一種用于在亞音速飛行和超音速飛行二者中均有效運行的發(fā)動機進氣道(10)，其中，該進氣道具有尖脊構造并且關于離體軸線(30)可旋轉以用于壓縮斜板角和捕獲面積變化。2.如權利要求1所述的發(fā)動機進氣道(10)，進一步包括由該進氣道接合的擴壓器(14)，所述擴壓器以摩擦關系被接合到該進氣道以便在該進氣道旋轉時保持密封。3.如權利要求1所述的發(fā)動機進氣道(10)，進一步包括被接合到該進氣道的擴壓器(14)，并且其中，該進氣道包括進氣道界面部分(46)，該進氣道界面部分(46)相對于所述離體旋轉軸線(30)具有弧形形狀，并且該擴壓器包括擴壓器界面部分(40)，該擴壓器界面部分(40)相對于所述離體旋轉軸線(30)具有弧形形狀，在該進氣道關于該離體軸線旋轉的過程中該進氣道界面部分接合該出氣道界面部分，由此使該進氣道界面部分和該擴壓器界面部分的相對表面以摩擦關系彼此接合以保持密封。4.如權利要求3所述的發(fā)動機進氣道(10)，其中，該進氣道的該尖脊構造的基本菱形橫截面的橫向頂點(54)在該進氣道界面部分(46)中相對于該離體旋轉軸線(30)彎曲以與同樣相對于該離體旋轉軸線彎曲的該擴壓器界面部分(40)中的橫向頂點(56)相配合。5.如權利要求4所述的發(fā)動機進氣道(10)，其中，該進氣道界面部分(46)的后緣(58)包括人字形，該人字形用于在所述頂點之間的所述擴壓器界面部分(40)的結合的基本平坦表面上的所述進氣道界面部分的基本平坦摩擦部分上的幾何減壓。6.如權利要求5所述的發(fā)動機進氣道(10)，其中，該進氣道的該尖脊構造的前緣(16)由來自在虛擬震波(36)上的投影邊緣的進氣道輪廓的流線型軌跡限定，其中該虛擬震波(36)由額定超音速運行馬赫數(shù)下的所述虛擬楔形(20)引起。7.—種在亞音速速度和超音速速度的范圍內(nèi)使壓力恢復最大化并且使阻力最小化的方法，包括: 提供外部壓縮尖脊進氣道(10)，該外部壓縮尖脊進氣道(10)關于離體旋轉軸線(30)可旋轉以增加捕獲面積和斜板角;并且 隨著速度的增加而將該進氣道旋轉(734)至更大的角度。8.如權利要求7所述的方法，其中，提供外部壓縮尖脊進氣道(10)的步驟包括: 為該進氣道建立(702)額定超音速馬赫數(shù)； 限定(706)具有基于該額定超音速馬赫數(shù)的確定角度的虛擬楔形(20);并且， 將來自虛擬震波上的投影邊緣的進氣道輪廓的流線型軌跡限定(708)作為該尖脊進氣道的前緣(16)，其中該虛擬震波由所述額定超音速運行馬赫數(shù)下的所述虛擬楔形引起。9.如權利要求8所述的方法，進一步包括: 在亞音速速度下以所述進氣道(10)的零旋轉運行(732);并且， 使該進氣道關于該離體旋轉軸線(30)旋轉(734)到至少一個中間角度，由此改變所述捕獲面積和斜板角。10.如權利要求9所述的方法，進一步包括: 在與所述額定運行馬赫數(shù)下該虛擬楔形(20)的所述確定角度相對應的該進氣道關于該離體軸線(30)的預定旋轉處運行(736)。
【文檔編號】F02C7/042GK105822430SQ201510968744
【公開日】2016年8月3日
【申請日】2015年12月22日
【發(fā)明人】T·黃
【申請人】波音公司