CN101384486A

CN101384486A - 用于超音速飞行器的等熵压缩入口

Info

Publication number: CN101384486A
Application number: CNA2006800524142A
Authority: CN
Inventors: P·A·亨纳; T·R·康纳斯; D·C·豪
Original assignee: Gulfstream Aerospace Corp
Current assignee: Gulfstream Aerospace Corp
Priority date: 2005-12-15
Filing date: 2006-12-15
Publication date: 2009-03-11
Also published as: US8327645B2; CA2634012C; EP1960266B1; CA3071172A1; US8333076B2; US20130048098A1; WO2008045108A3; IL192174A0; US20080271787A1; WO2008045108A2; JP2009520142A; US10731556B2; IL222911A; IL222910A; US9482155B2; JP4846808B2; CA2634012A1; ES2726752T3; US20130098454A1; CA2998361C

Abstract

本发明的实施例涉及一种通过设置入口的压缩表面形状改进净推进力的、采用松弛等熵压缩的超音速入口。入口的松弛等熵压缩表面形状能起到减少机罩前缘表面角度的作用，从而改进入口阻力特性和干涉阻力特性。使用依照本发明的超音速入口，也证明能够在维持性能的同时减少峰值音爆超压。

Description

用于超音速飞行器的等熵压缩入口

本申请要求2005年12月15日提交的、名称为“用于显著减少阻力和音爆强度的超音速入口形状”的共同未决美国临时专利申请60/750,345的优先权，该申请在此整体引入作为参考。

技术领域

本发明的实施例涉及用于超音速飞行器的超音速入口，更尤其是涉及形状设置成能减少阻力和音爆强度的超音速入口。

背景技术

许多超音速飞行器采用了燃气轮机，燃气轮机能够以超音速推进飞行器。但是，这些燃气轮机通常在引擎上游面处在大约0.3到0.6马赫范围内的亚音速流上运转。入口使进入的气流减速至与燃气轮机需求匹配的速度。为此，使用由压缩表面和相应流动路径构成的超音速入口来使超音速流减速至强的末端激波。在末端激波的下游，亚音速流利用亚音速扩散器进一步减速至相应于燃气轮机需求的速度。

在现有技术中众所周知，超音速入口和扩散方法的效率是在入口的进入侧和排出侧之间空气流中有多少总压力损失的函数。入口的总压力恢复由排出侧总压力与自由流总压力之比限定。

超音速入口通常为“2D”，具有一矩形开口，或者为轴对称的，具有一环形开口。超音速入口包括位于一渐缩超音速扩散器和一发散亚音速扩散器之间的喉部。而且超音速入口一般分为三种类型：内压缩、混合压缩和外压缩。

内压缩入口在入口管道内部完全实现了超音速和亚音速压缩。该入口类型的主要理论优点是，由于完全内在激波串而使机罩角度非常低。虽然这种入口设计理论上显得是有利的，但是，实际上，它需要复杂的、使性能恶化的激波控制***，以便定位激波串，“启动”入口，以及保持动力激波稳定性以避免入口对激波串排出的高灵敏性(“未启动”)。与这类入口相关的挑战限制其基本只能用于为大马赫数而设计的喷气式导弹应用上。在大约3.5马赫速度以下，混合压缩和外压缩入口在性能和复杂性之间提供了更实际的兼顾。

顾名思义，混合压缩入口提供了外压缩和内压缩的融合，并在性能和复杂性之间寻求比完全在从大约2.5到3.5的马赫范围内由内压缩设计提供的更实际的平衡。混合压缩入口的激波串的内部分比完全内部设计对气流扰动的敏感性较小，并具有比设计成同样速度的完全外压缩入口低的机罩角度和阻力。但是混合压缩仍然需要复杂的控制***，用以启动内激波串以及稳定性管理以避免入口未启动。混合压缩的两个显著的应用包括XB-70Valkyrie和SR-71Blackbird飞行器上的入口。

外压缩入口最适合大约2.5马赫以下的应用。在该速度范围内，外压缩设计简单，这通常比其一般较差的压力恢复更重要。因为激波串是完全外部的，所以，机罩角度以及由此安装的阻力特性往往比内压缩设计和混合压缩设计在同样的速度更高。但是，因为外压缩入口上的激波串仍然完全在内流动路径的外部，所以，它不受由上游或下游流动扰动产生的突然未启动排出的影响。因而，外压缩激波稳定性优于混合压缩结构或内压缩结构，不需要相当复杂的入口控制***。采用外压缩的入口的著名例子包括在Concorde、F-14 Tomcat和F-15Eagle上使用的那些入口。

传统的入口设计方法基本集中在通过最大化总入口压力恢复并由此最大化总引擎推力来改进推进***性能上。复杂的辅助***和可变形状入口通常用于实现这个目的。虽然高压力恢复毫无疑问提供了某些改进，最大化压力恢复通常以显著入口阻力和入口复杂性为代价，其特性通常与稳固的和低成本的操作结构背道而驰。

例如，增大压力恢复的努力包括基于放气的方法，在本领域中应当明白，基于放气的方法通过激波强度管理和边界层消除来改进入口压力恢复。Concorde使用在入口喉部排放抽取的气体的方法，削弱了末端激波的强度，从而改进了总压力恢复。但是，基于放气的方法通常处理大部分吸入流以生成所希望的结果，一旦放出气流最终被倾倒在机外，将遭受相应的有关阻力的困难。另外，通常需要由复杂流动轨迹装置构成的宽泛的辅助***。

入口斜面定位是另一种方法，其通过压缩激波串统的更优化布置，尤其是压缩激波串统在非设计条件下的更优化布置，改进压力恢复。Concorde、F-14和F-15都是采用斜面定位用以改进压力恢复的飞行器的例子。但是，斜面定位需要电或液压致动器和入口控制***，这导致入口部分计算和复杂性的较大增加。这种***引入了潜在失效点，显著增加了开发和操作成本。

传统超音速入口设计方法从选择压缩表面几何形状开始，压缩表面几何形状能最好地满足预期应用的性能和综合需求，例如飞行器设计航速和/或末端激波马赫数。对于外压缩入口来说，压缩表面构造通常将入口产生的激波以超音速设计航速聚集在机罩显著部分或机罩前缘正前方的位置，通常称为前缘激波聚焦。这种配置基本提供了优良的压力恢复、低流动性溢流阻力和可预测的后激波亚音速流环境，后激波亚音速流环境适用于更基本的分析技术和解释对最早超音速入口结构的技术追踪能力。

外压缩入口设计实践还使用机罩前缘角度来使机罩前缘与末端激波和机罩前缘附近的当地超音速流对准。使前缘与当地流对准，有助于防止有害的亚音速扩散流动面积轮廓或复杂内激波结构在前缘区域的形成，这减少了入口压力恢复和流动泵送效率以及破坏的扩散器流动稳定性。

但是，在现有技术中可知，随着超音速设计速度的增大，使流动减速至固定末端激波马赫数所需的压缩量也增大。额外的压缩暗示需要偏离入口轴线更多的流动转向，导致机罩前缘角度的相应增大(为了使机罩前缘角度与末端激波处的当地流动对准)。机罩前缘角度的任何增大都会产生额外的入口前面区域，从而随着速度增大而增大入口阻力。这种有害趋势正是传统外压缩入口在较高超音速马赫数时失去耐久性的关键原因。

控制机罩前缘阻力的一种尝试，正如Sanders的美国专利号6,793,175所述的，包括配置入口，以使机罩形状和尺寸最小化。Sanders的构思包括将传统的矩形吸入口变形成更复杂、但具有更高性能的3-D几何形状，从前面观察，该3-D几何形状最初类似于轴对称的圆周扇形吸入口，而且压缩表面在外半径上，机罩在内半径上。在前面观察，机罩侧面横过类似的圆周角度圆弧延伸，但是由于其位于内半径上，所以机罩的物理圆弧是减小的。转换(transcribed)圆周距离的减小据说是有效地减弱了机罩阻力。这种入口构思的实践性受到3-D几何形状带来的飞行器集成化挑战的限制。例如，从组装角度来看，横截面形状可能比用于装在机舱内的推进***的等效轴对称结构更难以集成。另外，复杂入口形状有可能形成复杂的畸变图形，这或者需要在亚音速扩散器中大规模缓和技术，或者需要利用具有更稳固操作性能的引擎。

另一种减小机罩前缘角度以减小阻力的方法包括通过增大入口末端激波马赫数来减小流动转角。但是，利用较高末端激波马赫数对安装的阻力的改进往往为来自由较强末端激波所引起的压力恢复的减小的推力损失所抵消。正如本领域技术人员所知的，一旦引入粘性流效应，增大末端激波马赫数实际上也遇到了明显的限制。较高末端激波马赫数加重了激波边界层相互作用，并较少了激波基体边界层健康(health)。基体区域中激波强度的增大也减少了入口俯冲边缘，从而减少了亚临界流节流能力。另外，末端激波马赫数的增大最终增加了需要复杂边界层管理或入口控制***的可能性。

入口压缩表面通常分组为“直的”或“等熵的”。等熵表面通常表现为连续弯曲的表面，这些表面在压缩过程期间产生连续的无穷微弱的小激波。相比之下，直表面通常表现为平的斜面或圆锥截面，它们产生离散的倾斜或圆锥激波。虽然采用等熵表面的入口理论上比采用设计为同样工作条件的直表面的入口具有更好的压力恢复，但是，与实际的粘滞效应一起减少了等熵入口的整体性能，并且与其等效直表面相应物相比，可能导致较差的边界层健康。传统上设计为相同末端激波马赫数的直入口和等熵入口两种类型也在机罩前缘上产生同样的流动转角，并因而产生同样的机罩前缘角度。同样，直表面入口结构和传统的等熵入口结构两者都不能提供相对于另一个更好的机罩阻力优势。

同样，在利用传统前缘激波聚焦设计机械上简单的入口压缩表面时，传统结构没有提供任何用于调节入口和机罩前缘的几何布置的有效幅度。因为隔离的机罩阻力特性相对不可改变，所以，入口阻力释放在过去一直局限于使入口机身干涉作用最小化上。

发明内容

本发明的实施例采用了入口结构的压缩表面的松弛等熵压缩形状。正如在此所使用的，术语“松弛等熵压缩“relaxed isentropiccompression””表面指的是以一系列马赫线为特征的等熵压缩表面，在这些马赫线中，至少多条马赫线没有集中在初始激波和末端激波汇合的焦点上。马赫线聚焦的这种缺少导致压缩总程度低于设计为同样标准的传统等熵压缩表面所产生的压缩程度。松弛等熵压缩设计方法可以应用于任何外压缩或混合压缩入口构思，包括轴对称、局部锥形和二维的吸入口。用于设计成具有松弛等熵压缩表面的外压缩入口的机罩角度可以简化为接近那些采用传统混合压缩入口的机罩角度，从而将外压缩几何形状的内激波稳定性的稳固性和混合压缩几何形状的高安装性能结合。

为了在下文更充分地解释，松弛等熵压缩入口形状提供了用于提升入口机罩区域的结构幅度方面的增加，同时允许控制其他的主要入口设计参数，例如末端激波马赫数，扩散流动畸变和总压力恢复。松弛等熵压缩入口形状还能够减小机罩表面角度，并因而能够构造成改进入口阻力和干涉阻力特性。机罩的变小斜面还可以在超音速飞行期间降低入口对整体运载工具音爆特性的作用，并减少用于紧密联接的入口之间的空气动力交叉干涉的潜在性。

本发明的实施例可包括超音速入口，所述超音速入口包括构造成产生初始激波的机翼前沿和位于机翼前沿下游的压缩表面，并具有至少一个构造成产生等熵压缩的弯曲区段。超音速入口还可包括与压缩表面空间上分开的机罩前缘，使得机罩前缘和压缩表面限定用于接收超音速流的入口开口。压缩表面可以构造成产生第二激波，在预定航速时的超音速入口运行期间，所述第二激波从压缩表面延伸至与初始激波在基本与机罩前缘相邻的点相交。由弯曲区段产生的等熵压缩以一系列马赫线为特征，其中，在预定航速时的超音速入口运行期间，至少多条马赫线不会集中在基本与机罩前缘相邻的点上。

附图说明

虽然说明书以尤其指出并清楚地要求保护本发明的实施例，但是，应当相信，结合附图，从下列描述中将更好地明白本发明的实施例，这些附图以非限制性的方式示出了为执行本发明的实施例而必然构思的最佳方式，以及贯穿这些附图，同样的参考标记表示同样的部分，其中：

图1-A显示了传统直表面外压缩入口的横截面；

图1-B显示了对于图1-A中所示的传统直表面外压缩入口的非粘性流的解；

图2-A显示了依照本发明实施例的松弛等熵压缩外压缩入口的横截面；

图2-B显示了对于传统等熵压缩表面的非粘性流的解；

图2-C显示了对于图2-A中所示的松弛等熵压缩表面的非粘性流的解；

图3-A显示了依照本发明实施例的松弛等熵压缩外压缩入口和亚音速扩散器的横截面，以对吸入口和引擎之间匹配的较差横断面面积例子进行说明；

图3-B显示了依照本发明实施例的松弛等熵压缩外压缩入口和亚音速扩散器的横截面，以对吸入口和引擎之间匹配的较好横断面面积例子进行说明；

图4-A显示了为1.9马赫当地流速而设计的传统双锥形或成对直表面轴对称外压缩入口的中心线横截面；

图4-B显示了依照本发明实施例为1.9马赫当地流速而设计的松弛等熵压缩轴对称外压缩入口的中心线横截面；

图5-A显示了在1.9马赫时对于各种传统轴对称单锥形和双锥形入口构造的非粘性总压力恢复结果；

图5-B显示了在1.9马赫时对于依照本发明实施例的各种轴对称等熵入口构造的非粘性总压力恢复结果；

图6-A显示了在1.9马赫时对于各种传统轴对称单锥形和双锥形入口构造的机罩阻力系数结果；

图6-B显示了在1.9马赫时对于依照本发明实施例的各种轴对称等熵入口构造的机罩阻力系数结果；

图7-A显示了在1.9马赫时对于各种传统轴对称单锥形和双锥形入口构造的比燃料消耗量结果；

图7-B显示了在1.9马赫时对于依照本发明实施例的各种轴对称等熵入口构造的比燃料消耗量结果；

图8-A显示了在1.9马赫时对于传统轴对称双锥形入口构造的基于半平面CFD的马赫数解；

图8-B显示了在1.9马赫时对于依照本发明实施例的轴对称等熵入口构造的基于半平面CFD的马赫数解；

图9-A显示了在1.9马赫时对于传统轴对称双锥形入口构造的用于各种质量流量比或MFR的基于半平面CFD的马赫数解；

图9-B显示了在1.9马赫时对于依照本发明实施例的轴对称等熵入口构造的用于各种质量流量比或MFR的基于半平面CFD的马赫数解；

图10显示了在1.9马赫时对于各种传统轴对称入口和依照本发明实施例的等熵入口的与入口质量流量堵塞区域有关的基于CFD的质量流量比数据；

图11显示了在1.9马赫时对于各种传统轴对称入口和依照本发明实施例的等熵入口的与质量流量比有关的基于CFD的总压力恢复数据；

图12显示了在1.9马赫时对于各种传统轴对称入口和依照本发明实施例的等熵入口的与质量流量比有关的基于CFD的附加阻力系数数据；

图13显示了在1.9马赫时对于各种传统轴对称入口和依照本发明实施例的等熵入口的与质量流量比有关的基于CFD的机罩阻力系数数据；

图14-A显示了在1.9马赫时对于各种传统轴对称入口和依照本发明实施例的等熵入口的与质量流量比有关的基于CFD的比燃料消耗量数据；

图14-B显示了在1.9马赫时对于各种传统轴对称入口和依照本发明实施例的等熵入口在近临界流的基于CFD的比燃料消耗量数据；

图15显示了在设计工况和非设计工况当地马赫数时对于各种传统轴对称入口和依照本发明实施例的等熵入口的与质量流量比有关的基于CFD的机罩阻力系数；

图16-A至图16-C分别显示了超音速喷气式飞行器构造的顶视图、前视图和侧视图；

图17显示了在自由流1.8马赫时对于安装在飞行器左侧的传统轴对称入口和安装在飞行器右侧的依照本发明实施例的轴对称等熵入口的机翼和机身表面的基于CFD的压力解；和

图18显示了在1.8马赫航速时对于研究机上的传统轴对称入口和研究机上的依照本发明实施例的轴对称等熵入口的研究机音爆特性。

具体实施方式

现在参照这些附图，将更加充分地描述本发明，在这些附图中显示了本发明的各种实施例。但是，本发明的主题可以具体为多种不同的形式，而且不应当被看作为局限于在此所阐述的实施例。

本发明实施例涉及超音速入口形状，其通过松弛等熵压缩表面改进了净推进力。正如上所述，术语“松弛等熵压缩”表面指的是以一系列马赫线为特征的等熵压缩表面，这些马赫线不必聚焦在初始倾斜激波和末端激波汇合的点上。依照本发明的实施例，利用松弛等熵压缩入口构造，可实现整体性能的改进，即使在入口呈现较差的总压力恢复特性的时候。进一步地，采用松弛等熵压缩形状的入口可以实现纯粹的改进，不会依赖于复杂的辅助***或可变几何形状。

图1-A显示了利用前缘激波聚焦构造的直表面外压缩入口100的横截面。入口100包括压缩表面110，压缩表面110具有由初始转角110a处的第一直表面111和第二转角110b处的第二直表面112构成的成对直表面构造。入口100还包括机罩前缘120，该机罩前缘120位于偏离入口100的中心线测量的机罩角度110c上。压缩表面110过渡到肩部130，肩部130限定了入口100流路上的最窄部分的喉部135。在喉部135之后，一扩散器140提供了将亚音速流传送至引擎(图1-A中未显示)的发散流路。

在飞行时，入口100遇到箭头A所示的方向上的超音波流，并收集区域B中所示的气流。当超音波流最初遇到压缩表面110时，形成初始激波200。在压缩表面110的第一直表面111和第二直表面112之间的过渡区形成第二激波210。最后，在第二直表面112和肩部130之间的过渡区形成末端激波220。机罩激波230被示出离开机罩前缘120向上延伸。如图1-A所示，应该注意，初始激波200、第二激波210和末端激波220聚焦在激波焦点240上。聚焦在机罩前缘上的或紧靠着机罩前缘的激波用来使收集流区域B最大化，以减小由入口周围的过度流动溢出引起的附加阻力。

图1-B显示了对于图1-A中所示的直表面外压缩入口100的非粘性流解。利用诸如特征线分析方法(MOC)的分析技术可获得非粘性流解，这种解不需要考虑流体的粘度。限定下述特征线分析方法处理的基本计算方法对本领域技术人员来说是众所周知的，并且可以得到，其代码在公知领域中。与由高级工具引起的粘滞相比，例如计算流体动力学(CFD)，非粘性解可快速获得，不需要大规模的计算策略。非粘性解通常具有适用于执行初始参数检验和设计空间定义的精确度。但是，对本领域技术人员来说，显而易见的是，CFD分析法，甚至手算方法，可以单独作为分析工具使用。

如图1-A所示的直表面入口的图1-B中所示的非粘性流解示出了聚焦在机罩前缘区域240的激波的标准设计构思。该解特性网格示出了初始激波200、第二激波210和末端激波220，并且在视觉上证明了在末端激波220之前的超音速流的压缩。本领域技术人员应当明白，激波聚焦可以设计成具有通过使激波聚焦在机罩前缘之前某一短距离处以容纳由运载工具速度变化和大气与气流不规则引起的激波位置波动而建立的某些边缘。

图2-A显示了依照本发明实施例的松弛压缩或改变等熵压缩外压缩入口300的横截面。入口300包括压缩表面310，所述压缩表面310具有在初始转角310a处构造的初始直表面340。压缩表面310还包括第二压缩表面311，所述第二压缩表面311包括弯曲区段312，弯曲区段312后面是直区段313。虽然只有第二压缩表面311的弯曲区段312产生等熵压缩，但是，整个压缩表面310在此都作为松弛等熵压缩表面。为了对比，传统等熵压缩表面500的例子以短划线显示。入口300包括机罩前缘320，该机罩前缘320位于偏离入口300的中心线测量的机罩角度310b上。压缩表面310过渡成肩部330，肩部330限定了入口300流径流路上的最窄部分的喉部335。在喉部335之后，一亚音速扩散器350提供了将亚音速流传送至引擎(图2-A中未显示)的发散流路。

正如图1-A中所示的入口一样，入口300遇到箭头A所示的方向上的自由流超音速流，并收集区域B中所示的气流。虽然在超音波流最初遇到压缩表面310的时候形成初始激波400，但是，应该注意，压缩表面310不能产生如图1-A所示的第二激波。在压缩表面310和肩部330之间的过渡区形成末端激波410。机罩激波420被示出离开机罩前缘320向上延伸。如图2-A所示，初始激波400和末端激波410聚焦在激波聚焦点430上。

利用传统设计作法和分析工具，例如MOC和CFD，对于给定的入口类型和设计条件，可以形成如图2-A中短划线所示的传统等熵压缩表面500(在图2-A中没有显示与传统等熵压缩表面500相关的末端激波)。图2-B显示了对于图2-A中的传统等熵压缩表面500的非粘性流解。依照传统等熵设计作法，初始激波510和末端激波520聚焦在机罩前缘320区域，形成焦点530。另外，传统等熵压缩表面500包括初始直表面540，初始直表面后面是弯曲区段550，所述弯曲区段550可以构造成产生超音速流的等熵压缩。弯曲区段550后面可以是另一直区段560。本领域技术人员应当明白，如图2-B中的非粘性流解所示，传统等熵压缩表面500的特征在于，使从弯曲区段550上发射的马赫线聚集在聚焦点530上。如图2-B所示，由弯曲区段550产生的马赫线示出了等熵压缩，马赫线沿它们的长度聚结，最终聚焦在聚焦点530上。

利用传统等熵压缩表面作为基线，分析工具，例如MOC和CFD，可以用来限定压缩平均程度小于传统等熵压缩表面的松弛等熵压缩几何形状。边界条件，例如压缩程度，当地马赫数(例如，越过(overwing)马赫数)，末端激波马赫数，初始锥角或转角，以及本领域已知的其它条件，可用来利用分析工具识别实现边界条件的表面几何形状。反复改变边界条件可用来以可控的和可预测的方式改变压缩表面310的几何形状，从而提供达到所期望的设计目标的方法(例如优化用于特定引擎的松弛等熵入口的压缩表面)。

正如在此所使用的，压缩以紧接着初始激波400之后的位置的马赫数与沿末端激波410的平均马赫数之差为基准。当两个表面都设计为同样的设计条件时，松弛等熵压缩表面的压缩程度以传统等熵压缩表面的压缩和松弛等熵压缩表面的压缩之间的差为基准。本领域技术人员应当明白，分析工具可以构造成利用各种输入值(例如，平均末端激波马赫数，等熵压缩程度等等)以偏压压缩表面310。举例来说，可偏压压缩表面310，以便以末端激波410a为基础控制目标马赫数。

也可以应用其他方法或手段产生等熵压缩几何形状310。例如，除压缩程度之外，也可以基于备选设计方案生成表面形状。备选方案可包括，但不局限于，沿末端激波的长度或平均流动畸变的气流角分布。

图2-C显示了对于图2-A中所示的松弛等熵压缩进口结构的实施例的非粘性流解。如图所示，初始激波400和末端激波410收敛在机罩前缘320区域内。与如图1-B和2-B中所示的马赫线相反，图2-C中描绘的马赫网格解示出了从弯曲区段312射出的马赫线系为什么没有聚焦在焦点430上的原因。作为替代，图2-B中的马赫线包括松弛压缩区域，如图2-B中的区域450所示，该区域被引入入口开口或远离机罩前缘320。区域450中的马赫线朝着压缩表面310展开，并与末端激波的区域450相交，而不是完全聚焦在焦点430上，如图1-B和2-B所示。对本领域普通技术人员来说，显而易见，马赫线的扩散性或在焦点430上聚焦不好表明，在机罩前缘附近的一些传统流动压缩，如图2-B所示，朝着压缩表面310向内展开，而不是被限制在机罩前缘320前面的焦点430附近。

因此，在区域450中所收集的流动面积的上区域(或轴对称入口的外环形区域)经历散焦或松弛压缩，并因而在机罩前缘进行较小的当地流动转动。当机罩前缘与机罩上的当地流动对准时，机罩前缘320区域中的较小当地流动转动导致较小的机罩前缘角度310b，如图2-A所示。正如下面将要更加详细地描述的，依照本发明实施例的较小机罩前缘角度可用来减小机罩阻力。

如图2-A和2-C所示，末端激波410在它的基体410a处基本与压缩表面正交，但随后，随着末端激波接近机罩前缘区域而呈现弯曲或曲度。所观察到的弯曲或曲度由沿末端激波长度的速度梯度驱动。末端激波的速度梯度从压缩表面到机罩前缘比如图1-A和1-B所示的末端激波410或如图2-B所示的末端激波的速度梯度跨越较大的马赫范围。在图2-A中，机罩前缘320附近的末端激波弯曲的程度表示机罩前缘附近的当地流动角度。当弯曲由于由松弛等熵压缩几何形状310引起的当地压缩440减少而变得更加明显时，当地流动角度使其本身更严格地与自由流流动方向对准。这可以在当末端激波接近焦点430时的区域450的曲度中看到。因为机罩也与机罩前缘320上的当地流动角度对准，所以，机罩角度310b减小。

依照本发明的实施例，压缩表面310使用了松弛等熵压缩表面，其压缩处理朝着末端激波410a的基体分配得更加明显。虽然压缩表面310比传统等熵压缩表面500产生较少的压缩，但是，压缩表面310可以构造成在末端激波基体保持类似于对于设计为相同关键入口设计参数的入口的传统等熵压缩解的目标末端激波马赫数。通过在基体410a保持同样的末端激波马赫数，松弛等熵压缩入口可构造成避免引入严重的激波边界层相互作用。

虽然可以使用松弛等熵压缩表面维持末端激波基体的末端激波马赫数，但是，由于流动压缩在接近机罩前缘320的区域450中的末端激波之后向内展开，可以观察到有总压力恢复损失。在现有技术中应当明白，总压力恢复损失可导致引擎性能的降低。正如下面详细所示的，由机罩前缘角度减小而引起的机罩阻力的减小补偿了由所观察到的总压力恢复损失引起的引擎性能的降低。此外，依照本发明的实施例，在松弛等熵压缩入口结构中可以保持如图1-A所示的入口结构的机械简化。

应当指出，如图2-A所示的压缩表面310可被认为是混合结构。依照本发明的实施例，松弛等熵压缩入口结构包括在压缩几何形状机翼前沿上的初始直表面340和在第二压缩表面311上的等熵形状。

图3-A显示了依照本发明实施例的轴对称松弛等熵压缩外压缩入口600和亚音速扩散器620的横截面，举例说明了吸入口和引擎之间较差匹配区域的一个例子。了解吸入收集区域和最大机舱区域之间的匹配特性，有助于确定利用松弛等熵压缩能够实现的安装的阻力益处的幅度。例如，如图3-A所示，吸入区域601比最大机舱区域602小，导致机罩几何轮廓不会从入口前缘610处的机罩角度的减小明显获益。较差区域匹配导致限定为最大机舱区域602与吸入区域601之差的机罩前面区域较大。随着前面区域的增大，机舱模线630变得更难以通过机罩前缘610处的形状起到明显作用，从而降低了通过松弛等熵压缩几何形状可得到的阻力和音爆改进。

较高的比流量能力是新型涡轮机器设计的标志，给定风扇尺寸的更大流量需求允许入口收集直径相对于引擎直径增大。这可以与本发明的实施例组合在一起使用，以能够在入口的吸入区域与最大机舱区域之间进行更加流线型的匹配，如图3-B所示。

图3-B显示了依照本发明实施例的轴对称松弛等熵压缩外压缩入口700和亚音速扩散器720的横截面，举例说明了吸入口和引擎之间较好匹配的一个例子。如图3-B所示，例如，吸入区域701接近最大机舱区域702，导致机罩几何轮廓可以从入口前缘710处的机罩角度的减小明显获益。对于在吸入口直径701与最大机舱直径702之间良好匹配的入口几何形状700，机罩角度的减小可以生成沿着机舱向后进一步延伸的更加流线型升高，这种更加流线型升高与由较差区域匹配的入口引起的模线相比，可以更明显地改进阻力和音爆特性。同样，吸入口与引擎区域的匹配可适合于充分获得松弛等熵压缩入口结构的阻力和音爆好处。

正如上所述，机罩前缘角度减小带来的性能好处也可以在入口结构的其它地方获得补偿。相对于传统入口，例如图1-A中的入口100，设计为同样运行条件的松弛等熵压缩入口可以在亚音速扩散器内经受增大的流动变形和附加的边界层厚度。对于某些松弛等熵压缩入口构造，由于沿着末端激波的外部长度的超音速马赫数较高，也证明总压力恢复减少。

此外，沿着末端激波长度由松弛等熵压缩产生的强速度梯度，尤其是当接近机罩前缘时，在扩散器内部形成不均匀的激波后速度和压力场。对引擎来说，不均匀的激波后速度和压力场可作为畸变的增加。正如本领域技术人员所周知的，假如大部分流动缺陷通过风扇，附加的畸变对涡轮机械来说是可以允许的，从而避免被更敏感的压缩机夹带。显而易见，这可以通过使用较高旁通引擎或能够较高比率地绕过压缩机而非穿过压缩机流动的引擎实现。但是，应当理解，也可以想到其它引擎构造，使之与依照本发明的入口一起使用。

另外，应当理解，由于使流入引擎面的收集流平稳减速所需要的内表面几何形状变化，末端激波基体后面的边界层可能增加。随着机罩前缘角度的减小，紧挨着末端激波基体后面的扩散表面角度也减小，以保持扩散区域轮廓。因此，可以紧挨着扩散器肩部上的末端激波基体的后面引入更明显的转角，而非向亚音速扩散器引入更平滑的过渡表面。该角度分开或更大转角增强了肩部峰值附近的激波后流动再加速，并且增大了下游边界层厚度。

在确定本发明各种实施例的有效性时，可选择基于比燃料消耗量(SFC)的成本函数，用以比较松弛等熵压缩入口构思相对于传统直表面构造的相对益处。初次分析依赖于非粘性流分析，以增加用于松弛等熵压缩入口的实施例的成本函数。另外，利用Overflow，由NASA开发的一种高度精确、三维、粘性计算流体动力学(CFD)软件包，可评价松弛等熵压缩入口结构的某些实施例和/或关键性结果。

利用基于特征线分析方法的分析工具，推导非粘性入口压缩分析法。MOC程序可配置成以设计方式选择运行，其中输入压缩表面的特征，例如，当地自由流马赫数、末端激波马赫数、表面角度和离开前缘的激波界限(margin)。然后MOC程序配置成产生压缩表面几何形状和满足所述边界条件所需要的机罩前缘坐标。一旦限定了表面，就可以在MOC代码内以直接分析方式采用几何形状定义，其中在非设计条件或结合机舱外壁几何形状定义计算所述几何形状。

应当明白，MOC代码能够利用单一直表面、多个直表面或松弛或传统等熵压缩表面运转二维和轴对称入口布置。使用者限定的表面马赫数分布也可以作为边界条件输入，以限定惯用表面。注意，对于直入口压缩表面布置，不能规定末端激波马赫数，如同其落入给定构造一样。但是，对于等熵表面，末端马赫数是所需要的输入，以便提供带有沿着压缩表面完成等熵流动转动流程的客观目标的MOC。

除几何表面定义和机罩前缘位置之外，MOC代码的关键输出参数还包括激波串总压力恢复、附加的(溢出相关)阻力系数、机罩激波阻力系数和流动变形。而且要计算末端激波几何形状的空间定义，包括当地激波前和激波后马赫数和沿着激波长度的流动角度。还要计算沿着从自由流到末端激波基体的压缩表面的当地马赫数和压力数据系数。正如图1-B、2-B和2-C所示，MOC解网格可以采用图示方式绘图，以便使激波和马赫线的布置可视化。

利用NASA的Overflow，一种公众可以获得的、用以模拟入口-机舱-扩散器构造内部和周围的流场的有限元雷诺平均计算机代码，执行CFD分析。代码利用从初始条件、通常为自由流的与时间有关的积分，接着收敛为稳定态解。计算机代码采用结构overset网格以及非粘性和粘性模型解。后过程计算用来识别关键参数，例如亚音速扩散器压力恢复、附加阻力、机罩阻力、流动变形描述、前缘和轮毂流动阻塞和安装的SFC。

用来分析处理的基于SFC的成本等式以后采用用于带有附加阻力和机罩阻力减去等式内的净推力的安装的动力装置的典型形式。公式以基线(直表面)入口构造为基准。等式如下：

Δ {SFC}_{Installed} = \frac{{WFE}_{Base} + (ϵ - ϵ_{Base}) \frac{δWFE}{δϵ}}{{FN}_{Base} - D_{Add} - D_{Cowl}} - {SFC}_{{Installed}_{Base}}

等式变量定义为：

ε入口总压力恢复

Dadd 附加阻力，lbf

Dcowl 机罩阻力，lbf

FN 净推力，lbf

SFC 比燃料消耗量，lbm/hr/lbf

WFE 引擎燃料流量，lbm/hr

应当明白，总压力恢复相对于基线的偏差通过基于引擎循环的导数调解，该导数描述了恒定推力和恒定物理引擎气流下燃料流量的变化。在超音速设计航速下，利用用于应用的研究性引擎的三点恢复检验，使该导数线性化。喷嘴的外表面以直锥形表面为模型，但其相关阻力不包括在机罩阻力术语在内。

所有分析都是假定稳态条件、利用固定几何形状、轴对称的、充分外压缩和1.9马赫的设计速度执行的，相当于在自由流飞行器航速为11.8马赫时假定的当地马赫数。选择在激波基体测量的、为1.3的恒定末端激波马赫数，来平衡性能和流动稳定性问题。在现有技术中已知，来源于压缩表面长钉尖端的初始圆锥激波在用于低流动溢出的设计速度时靠近机罩前缘放置。

在利用初始的基于MOC的分析法进行直压缩表面的分析时，可考虑各种各样的构造。具有相对于中心线测量的从8度到34度的初始圆锥半角的单锥形(单个直)表面结构进行计算，增量为2度。双锥形(二个直)表面结构也要计算，其包括从8度到34度(增量为2度)的初始圆锥半角和从2度到16度(增量为2度)的第二表面转角的所有表面组合。激波分开限制了可以分析的总转角的最大程度。

命名规则用来描述各个构造的压缩表面几何形状。对于直表面族，采用四位命名法，开头两个数字表示入口的初始圆锥半角，其次的两个数字表示由第二表面提供的附加转角。例如，1016双锥形是直表面入口构造，10度的用于初始压缩表面的初始半角，随后是第二锥形表面上的16度的附加转角。

图4-A显示了为1.9马赫当地流速而设计的传统双锥形轴对称外压缩入口800的中心线横截面。双锥形直表面入口800用作基线基准入口，以便分析，并采用在初始圆锥压缩表面801上转动的18度半角801a和在第二压缩表面802上的8度附加转角802a。基线入口800还包括3.1度的中心体肩部背面角度803。肩部背面角度指的是压缩表面的后端相对于紧挨着流动路径过渡成为亚音速扩散器的点下游的表面之间的角度。肩部背面角度的幅度由几个设计变量确定，包括所应用的引擎循环所需的扩散轮廓和机罩角度的幅度。例如，在恒定的末端激波马赫数下，较小的机罩角度需要较大的背面角度，以保持相同的亚音速扩散轮廓。如果背面角度不随着机罩角度的减小而增大，则可能出现下游亚音速流动路径的明显收缩，这与外压缩入口的设计要求相矛盾。

入口800在机罩前缘804产生14.1度的当地流动角度，并带有19.5度的外机罩前缘角度804a。前缘上的机罩内侧上的表面角度与末端激波处的当地流动角度对准。正如前面所解释的，该设计实践防止了复杂激波或不利的流动条件在机罩前缘上的形成。所以，前面限定的位于机罩前缘的当地流动角度确定了沿着机罩内表面的初始角度。如果必要，外机罩角度将大于内机罩表面上的角度，以便为结构和制造考虑而提供壁容积以及容许模线从机罩前缘向后平滑地过渡到最大机舱直径。对于该入口例子，选择19.5度的外机罩角度，来满足这些设计要求。这种构造依照命名规则标记为1808双锥形，在本领域中已知，该构造提供了合理的总压力恢复和末端激波马赫数，如下面的分析所示。

对于依照本发明实施例的松弛等熵压缩表面，所研究的从7度到26度的初始圆锥半角增量不大于2度。在每个初始圆锥半角增值处计算等熵压缩值，其范围从20％到100％，增量不大于10％。注意，100％压缩表示传统设计的等熵表面(非混合)，而0％表示直表面，其中初始直表面后面没有压缩可归因于等熵压缩。

命名规则也用于松弛等熵压缩族。四位数字命名规则用来识别松弛等熵压缩入口的特性，开头两位数字同样指初始圆锥半角。但是，其次的二位数字以百分比的形式表示等熵压缩程度。例如，1280等熵应当是松弛等熵压缩入口构造，用于初始压缩表面的12度初始圆锥半角，随后是生成80％完全等熵压缩的等熵压缩表面。

图4-B显示了依照本发明实施例为1.9马赫当地流速而设计的松弛等熵轴对称外压缩入口900的中心线横截面。松弛等熵压缩入口900在初始圆锥或压缩表面901上采用了8度的半角转动901a。松弛等熵压缩表面902产生90％的压缩程度。松弛等熵压缩入口900还包括11.5度的中心体肩部背面角度903。入口900在机罩前缘904产生3.2度的当地流动角度，并带有12.0度的外机罩前缘角度904a。这个入口构造依照命名规则标记为0890等熵，其是依照本发明实施例的松弛等熵压缩入口，显示了集成机身性能和音爆评价的改进。

双锥形和松弛等熵压缩构造两者在机罩前缘上都采用了少量的钝度，以避免不切实际的和不可能的陡峭机翼前沿几何形状。另外，亚音速扩散器流动路径设计成稍微收缩，以便缩短紧挨着末端激波基体之后的纵向距离。稍微的初始收缩减少了肩部转角的即刻阶越变化的需要，否则应当采用这种改变以快速引导所需要的亚音速扩散区域轮廓。通过减小转角幅度，在非设计条件、超临界流动状态，末端激波基体处的流动再加速趋势减到最小，改进了总压力恢复和下游边界层健康。本领域技术人员众所周知，可以采用收缩在外压缩入口上的初始流动路径，假如在其应用中仔细的话，不会不利地影响设计条件下的入口的整体性能。

使用一分析透平风扇引擎循环计算模型用于在此述的分析。该循环以引擎、例如General Electric F404透平风扇和Rolls-Royce Tay 650透平风扇为代表。分析引擎由带有可变面积喷嘴的两滑阀高旁通比率循环构成。工作温度特性以超音速航行时2000小时的高温段寿命要求为基础。引擎构造尺寸依照100,000磅起飞总重级运载工具满足推力要求，采用双引擎配置。风扇尺寸在平均喷射速度下满足起飞推力要求，从而能够实现10dB累积限度的IV级机场噪音要求。应当理解，在各种引擎上都可以采用本发明的实施例，并且，对于一组给定的引擎流动特性，可以调整实施例，使性能达到最优。

在本研究中使用的入口和机舱构造的尺寸以该引擎循环在最大持续功率下运行时的巡航气流特性为基础。作为马赫数函数的引擎研究循环的相对恒定的校正气流一览表消除了可变入口喉部面积控制***的需要，允许采用固定的入口中心体几何形状配置。通过应用有代表性水平的飞行器放气抽出和马力排出，引擎循环模型提供了净推力、燃料流量和压力恢复敏感信息，压力恢复敏感信息与基于SFC的成本函数一起用于计算入口结构。

图5至7显示了基于MOC的分析法的结果，其中等值线图叠加在入口设计空间上，以输送关键结果。直表面入口结构的图表显示在图5-A、6-A和7-A中，其包括描绘在水平轴线上的初始圆锥半角和描绘在竖直轴线上的第二表面转角。依照本发明实施例的等熵入口结构的图表显示在图5-B、6-B和7-B中，其包括以百分比形式描绘在竖直轴线上的压缩程度和描绘在水平轴线上的初始圆锥半角。

对本领域技术人员来说，显而易见，末端激波马赫数随着由入口压缩表面生成的总流动转角的函数的变化而变化。对于设计为当地自由流值为1.9马赫的轴对称外压缩入口来说，26度的总半平面转角提供的末端激波马赫数约为1.3，该值作为在此的分析的设计目标，表示用于确保足够的激波和流动稳定性的较好设计实践。同样，只有在如图5-A、6-A和7-A中贯穿传统直表面设计空间的短划线所表示的26度的总转动才能产生与等熵结果的目标对比，所有这些也利用马赫数为1.3的目标末端激波来产生。

图5-A显示了在1.9马赫当地流速时对于各种传统双锥形入口构造的非粘性总压力恢复结果，图5-B显示了在1.9马赫当地流动速度时对于各种依照本发明实施例的等熵入口构造的非粘性总压力恢复结果。可以看到，压力恢复通常随着转角的增加而增加。转角的增大使总的上游流动压缩增加，并因而使末端激波强度减小。激波强度的这种减小引起末端激波两侧的压力损失相应降低。在图5-A中，应该注意，随着它接近0.96总压力恢复轮廓，以及出现在大约18度初始圆锥半角和8度第二表面转角或者出现在1808双锥形设计点，恢复性能沿着恒定26度流动转动线达到最佳。在图5-B中，压力恢复也改进了压缩程度。如图所示，0890等熵设计点示出了与1808双锥形同样的恢复压力。但是，应当指出，0890等熵为了下面所述的交换原因，特意错过了峰值恢复潜在性。

图6-A显示了在1.9马赫当地流动速度时对于各种传统双锥形入口构造的机罩阻力系数结果，图6-B显示了在1.9马赫当地流动速度时对于各种依照本发明实施例的等熵入口构造的机罩阻力系数结果。直表面阻力值在相等的总转角处几乎恒定，这是因为机罩角度在恒定的末端激波马赫数下变化很小。对本领域技术人员来说，显而易见，机罩角度和总阻力随着总转角的增大而增大。

在图6-B中可以确认的是，机罩阻力在固定初始半角处随着压缩程度的降低而减小，这是因为降低的压缩暗示该机罩角度同时减小。与所采用的引擎循环相匹配的吸入机罩区域中的限制强迫当地机罩阻力最小区域在较小初始圆锥半角处形成。另外，较大的初始圆锥半角限制了等熵表面所需的压缩量，从而降低了在较小机罩角度时的效率，并因而减小了阻力。不过，应当指出，与1808双锥形相比，0890等熵呈现很大改进的机罩阻力特性。正如上所述，对于松弛等熵压缩入口结构，这种改进可归因于由于机罩前缘上的当地流动转动较少而引起的机罩角度减小。为了分析目的，对于所有分离的入口结果，入口阻力系数数据利用机罩面积进行归一化。

图7-A显示了在1.9马赫当地流动速度时对于各种传统双锥形入口构造的比燃料消耗结果，图7-B显示了在1.9马赫当地流动速度时对于各种依照本发明实施例的等熵入口构造的比燃料消耗量结果。图7-A和7-B对比了直表面入口结构和松弛等熵压缩入口结构实施例之间安装的SFC，结果关于基线1808双锥形入口所计算的值的百分比变化来显示。所以，负值表示相对于基准点的SFC改进。

如图7-A沿着表示26度恒定总流动转角(1.3恒定末端激波马赫数)的短划线所示，可以看到，相对于1808双锥形基线点，SFC没有改进。这种结果是可预料得到的，因为沿着如前所述的恒定转角线，机罩阻力或总压力恢复可能没有任何明显改进。实际上，如图所示，1808双锥形基线点沿着恒定转角线的26度线获得最佳SFC。较大的转角(较小末端激波马赫数)提供了改进的压力恢复，但是这个好处愈加地由较高机罩角度引起的附加机罩阻力所抵消。最终结果是比基线点高的SFC。反之，较小转角导致相对于基线点的SFC改进受到限制，但是这些结果是不相干的，因为由较小转角引起的末端激波马赫数大于由通用的超音速设计实践所支配的末端激波马赫数。

如图7-B所示，几乎所有的等熵入口设计空间都显示了相对于1808双锥形基线点的SFC改进。在等熵设计空间，由小于100％的等熵压缩程度产生的机罩阻力减小(图6-B)对基于SFC的成本等式内与减少的总压力恢复(图5-B)有利地进行交换。如图7-B所示，松弛等熵压缩入口结构0890等熵的所推算的安装的SFC改进比1808双锥形大8％。这些结果表明，附加的SFC改进可能带有更低压缩程度和更高初始圆锥半角的组合，但是随后的CFD分析显示，粘滞效应妨碍了相对于设计空间的该区域中的0890等熵构造的明显改进，正如下文进一步论述的。

利用高度精确CFD粘性分析工具对本发明的松弛等熵压缩入口实施例进行分析，包括0890等熵。选择构造，使之覆盖一整套的设计参数(初始半角和压缩程度)、工作特性(流动变形和堵塞)和安装性能。沿着26度流动转动线，为CFD粘性分析选择两个直表面入口结构构造：基线1808双锥形入口和2600单锥形入口。应该注意，2600单锥形类似于B-58轰炸机的入口设计，B-58轰炸机能够以2马赫飞行速度飞行。

图8-A显示了在1.9马赫当地流动速度时对于1808双锥形入口构造的基于半平面计算流体动力学(CFD)的马赫数解，所述入口构造带有位于850处的扇面。图8-B显示了在1.9马赫当地流动速度时对于依照本发明实施例的0890等熵入口构造的基于半平面CFD的马赫数解，所述入口构造带有位于860处的扇面。在设计航速和近临界气流下执行CFD分析。在图8-A中，1808双锥形解显示了很好限定的激波结构和强的机罩激波。

在图8-B，0890等熵入口表明压缩区域散焦在初始圆锥激波之后。这种压缩散焦是松弛等熵压缩过程的人为现象，其在早先论述过。由减小的机罩角度引起的较弱机罩激波也是显然的，如图4-B所示。沿图8-A中1808双锥形的扩散器中心体的边界层厚度看起来小于沿图8-B中0890等熵扩散器中心体的边界层厚度，这表明对于松弛等熵压缩入口，在中心体肩部存在附加转角的不利影响。

图9-A显示了在1.9马赫当地流动速度时1808双锥形入口构造在各种质量流量比下的基于半平面CFD的马赫数解的图表(MFR，定义为入口所收集的质量流与流过突出到自由流的机罩前缘区域的流量之比)，图9-B显示了在1.9马赫时依照本发明实施例的等熵入口构造在各种质量流量比下的基于半平面CFD的马赫数解的图表。本领域技术人员应当明白，在CFD分析时，质量流量比借助于***下游亚音速流动路径中的质量流量插塞几何形状控制。

参见图9-A，应该注意，随着质量流量比(插塞面积)的增加，末端激波愈加被向后拉入扩散器。在质量流量比为0.9786时，可以观察到在末端激波顶端和机罩前缘之间出现间隙，这表明少量流动溢出(流动稍微亚临界)。在质量流量比为0.9876时，末端激波此时基本附着于机罩前缘，表明极少溢出(流动近临界)。在质量流量比为0.9881时，流动稍微超临界，末端激波被更深地夹带在扩散器内部的基体上。在质量流量比为0.9883时，超临界激波结构变得更加不利，对本领域技术人员来说显而易见的是，这提升了边界层厚度，使下游流动面积减小至小于吸入口处值的一个值。由于边界层增大，激波串被排出，溢出增加。激波串的这种排出可以由图9-A中的最终CFD解在MFR为0.9119时证明。

参见图9-B，如同图9-A一样，末端激波随着质量流量的增加而被愈加向后拉。虽然图9-B中的解没有达到激波串被排出的点，但是它们提供了这样的证明：松弛等熵压缩入口在超临界流量值下可以允许末端激波基体的明显夹带，就像图9-A中的双锥形入口一样。这已由图9-B中解在MFR值为0.9851和0.9860时证明，其中，末端激波基体被强烈地倾斜成亚音速扩散器流动路径。正如支撑下游扩散器内的末端激波在高MFR时的明显夹带的能力所示的，图9-A中的1808双锥形和图9-B中的0890等熵两者都表明对于超临界质量流量的缓和容许误差。

图10显示了描绘在1.9马赫当地流动速度时对于四种入口构造的作为入口质量流量插塞面积(x轴线)函数的基于CFD的质量流量比(y轴线)的曲线图，其中四种入口构造为1808双锥形、0890等熵、0895等熵和1470等熵。绘制MFR与质量流量插塞面积关系，可以提供各入口的流动泵送能力和对扩散器边界层特性影响的任何相应敏感的表示。例如，对于给定的插塞面积呈现较大质量流量的入口暗示那些构造经受了较少的下游边界层诱导流动堵塞。并且，在较小插塞面积下质量流量比呈现向下的中断的入口表明该构造具有更易受随着质量流量增加而边界层变厚影响的扩散曲线。从图10可以看到，较高压缩程度的入口每单位插塞面积流过更多的流量。这是因为，较高压缩程度的入口由于较大机罩角度而具有较小的中心体肩部背面角度。较小的中心体肩部背面角度产生更平缓的下游边界层，并因而产生较小的流动阻塞。

图11显示了描绘在1.9马赫当地流动速度时对于四种入口构造的作为质量流量比(x轴线)函数的基于CFD的总压力恢复(y轴线)的曲线图，这四种入口构造为1808双锥形、0890等熵、0895等熵和1470等熵。与利用MOC的早期结果不同，这些基于CFD的分析包括粘性亚音速扩散器损失。根据图11中的峰值恢复点和较高流量值下的恢复快速损失，各入口构造的近临界流动面积是很显然的。由于末端激波强度在机罩前缘附近减小，较高等熵压缩程度传送了较好的恢复。正如前面所指出的，0890等熵入口表明具有比1808双锥形稍微差的恢复特性。

图12显示了描绘在1.9马赫当地流动速度时对于四种入口构造的与作为质量流量比(x轴线)函数的基于CFD的附加阻力系数(y轴线)的曲线图，这四种入口构造为：1808双锥形、0890等熵、0895等熵和1470等熵。附加阻力是由入口周围多余流量溢出引起的入口产生阻力的分量。图12中所示的数据表明，对于所描绘的入口构造的附加阻力系数的差别是微小的，假如入口在近临界流量处流动，1808双锥形、0890等熵、0895等熵入口的值小。对本领域技术人员来说，显而易见，附加阻力系数随着流量溢出的增加而非常快速地增大。

图13显示了描绘在1.9马赫当地流动速度时对于四种入口构造的作为质量流量比(x轴线)函数的基于CFD的机罩阻力系数(y轴线)的曲线图，这四种入口构造为：1808双锥形、0890等熵、0895等熵和1470等熵。和同6中基于MOC的结果一样，图13举例说明了直表面入口结构和依照本发明实施例的松弛等熵压缩入口结构之间的潜在性能差别。如图13所示，机罩阻力随MFR平稳地增大，等熵压缩的较低程度由于如上所述的它们的较小机罩角度而产生最小量的机罩阻力。传统1808双锥形入口构造呈现比如图13所示的三个等熵入口更大的机罩阻力，在某些情况下超过两倍多。

应当指出，尽管图13中的任何构造的机罩阻力数据最低，1470等熵入口不能既实现低机罩阻力，又实现低溢出流量状态。如图12所示，由于恶劣的亚音速扩散器边界层增厚特性，1470等熵入口可得到的最低附加阻力系数约为0.02。同样，与依照本发明的其它松弛等熵压缩入口实施例相比，粘性效应防止1470等熵入口实现低附加阻力值。这种亚音速扩散器边界层增厚特性通常对所有低压缩松弛等熵压缩入口都可以看到，从而阻止它们充分地利用它们的其它低机罩阻力特征。

图14显示了描绘在1.9马赫当地流动速度时对于四种入口构造的作为质量流量比(x轴线)函数的基于CFD的安装的比燃料消耗量(y轴线)的曲线图，这四种入口构造为1808双锥形、0890等熵、0895等熵和1470等熵。利用基于CFD的分析法和如上所述的SFC成本等式生成图14-A所示的结果。正如基于MOC的结果一样，SFC数据表示为基线1808双锥形的值在近临界质量流量的百分比，负值表示相对性能改进。0890等熵入口在近临界流量表示相对于近临界流量下的基线1808双锥形改进约9.9％。

图14-B显示了以百分比描绘在1.9马赫当地流动速度时两种传统入口和八种依照本发明实施例的等熵入口在近临界流量下的基于CFD的安装的比燃料消耗量(y轴线)的曲线图。虽然为了简明起见，在图10至14-A中只显示了1808双锥形、0890等熵、0895等熵和1470等熵入口，但是，都是采用CFD分析法来计算八种松弛等熵压缩入口：0890等熵、0895等熵、1070等熵、1090等熵、1470等熵、1490等熵、1850等熵、1870等熵。选择等熵入口，使之覆盖一整套的设计参数(初始半角和压缩程度)、工作特性(流动变形和堵塞)和安装性能。SFC数据再次表示为基线1808双锥形的值在近临界质量流量的百分比，负值表示相对性能改进。

利用由CFD分析直表面入口和松弛等熵压缩入口产生的结果，各入口在近临界流量下的SFC数据显示在图14-B中。对于能够实现近临界质量流量和低附加阻力的那些入口(除1070等熵、1470等熵和1850等熵之外的全部入口)来说，基于CFD的结果与如图7-B所示的基于MOC的预测结果对称。在图7-B和图14-B中，对于采用适度高压缩程度(大于约70％)的松弛等熵压缩入口，指示接近10％的性能改进。利用较少压缩(大约70％或更少)的那些构造具有较低性能，这是因为它们的高附加阻力特征强于它们较小机罩前缘角度带来的机罩阻力好处。

如上所示，松弛等熵压缩入口结构的设计入口性能特征利用高度精确分析工具显示了改进和有效性。为了进一步确认本发明的发现，也分析了在低超音速马赫数下的非设计特性。为了说明非设计特性，对照本发明的0895等熵实施例，计算了1808双锥形。

图15显示了描绘在设计和非设计情况下马赫数时对于1808双锥形入口和0895等熵入口的作为质量流量比函数的基于CFD的机罩阻力系数(y轴线)的曲线图。显示了1808双锥形在当地流动马赫数为1.9、1.7和1.5时的机罩阻力系数数据。显示了0895等熵在当地流动马赫数为1.9、1.7、1.5和1.3时的机罩阻力系数数据。应该注意，与直表面入口相比，0895等熵构造在整个马赫范围和质量流量比范围下都保持了机罩阻力优点。尽管没有在图中显示，但是，还应当注意到，0895等熵比1808双锥形适度地改进了非设计条件下的附加阻力。

最后，针对与典型的超音速研究飞机集成的松弛等熵压缩入口结构的实施例，执行强化的基于CFD的分析。并将结果和与研究飞机集成的(基线)传统直表面入口相比较。使用集成的入口分析法确定松弛等熵压缩入口关于音爆传播的效果。通过集成传统和松弛等熵压缩入口构造，并利用CFD和传统音爆传播方法的组合分析结果，实现音爆分析。为便于结合，利用Overflow软件——CFD分析工具对所分析的研究飞机构造生成运载工具阻力极性和迎角特性。

利用大约九百万个网格点模拟这些构造。对于机翼和机身表面应用欧拉方法，而利用粘性Navier-Stokes求解入口-机舱-标塔区域内的更复杂流场。对机翼-机身的欧拉结果应用摩擦增量，以说明粘性效应。利用基于Overflow的CFD结果，收集飞行器周围的全三维近场空气动力流场，并启动音爆传播程序。在缩回位置模拟如下所述的前端运载工具形状变体，以减少解析费用，这不会影响入口对音爆地面信号的评价，这是因为由前端变体提供的信号形状很大程度上与非聚合激波串统的机翼和入口激波无关，并且不会改变机翼和入口激波。用于音爆近场分析的Overflow CFD网格结构包括飞行器下面的附加网格块，以获得对距离运载工具较大距离的高流场分解。

通过托马斯代码，NASA Ames Research Center开发的、用于外推近场压力以确定地平面音爆特性的算法，使用从CFD解获得的近场对称平面压力标记启动音爆传播。

图16-A、图16-B和图16-C分别显示了用于分析的研究机构造的顶视图、前视图和侧视图。研究机是100,000磅起飞总重级平台，设计用于马赫1.8的长距离航速。如图16-A和16-C所示，运载工具广泛地利用由当前低音爆变体技术中的进展带来的面积-体积分布改进。通过避免与大规模层流构思相关的不确定性和高开发风险，构造采用可变翼刮板(图16显示了在延长和后掠位置的机翼)，以保证起飞、进场和降落时的良好性能和操纵质量。机翼本身结合了亚音速机翼前沿，能保持极好的内体积特性。

如图16-A和16-C所示，将变体技术结合到机身前段，以为超音速飞行提供纵向伸长。理论上预知，该变体技术通过将初始运载工具过压力分成一系列强度减小的小激波，可大大减小音爆脉冲。运载工具的有效延长也有助于防止小激波聚合成不期望的、高脉冲的N波过压力模式。变体技术的包括，正如在美国专利号6,698,684中所述的，该专利整体在此并入，对于相同的峰值音爆超压目标，能够改进机身区域重新分布。新面积分布提供了可与大座舱公司喷气机相匹敌的座舱容积以及为尾翼结构风压角和结构硬度提供了更大改进的机身后段容积余量。

研究机结合有两个引擎，上机翼，引擎机舱配置，该配置提供定位幅度和声学优势。可预知的是，上述机翼位置在超音速飞行期间提供远场音速过压力保护以及减少机场环境噪声。

应当明白，机罩保护减少了由超音速下的入口机舱产生的激波能的主要部分的向下蔓延。虽然在减小音爆强度方面行之有效，但是，入口激波与机翼上表面的相互作用也减少了机翼的空气动力性能，并且形成了特别易受推进***集成化和入口激波强度影响的运载工具构造。所以，当地入口通过机罩流线，例如本发明的松弛等熵压缩入口结构，实现性能改进，该当地入口产生微弱的机罩激波，这对整个运载工具音爆特性和整个运载工具性能优势的作用较小，减少了入口-机身激波相互作用。

飞行器性能和音爆特性的实际改进程度取决于实际的飞行器结构和飞行性能。同样，下面所述的性能和音爆数据表明，仅采用研究机上的松弛等熵压缩入口形状，就可以获得典型的改进程度。该结果以两种运载工具构造进行比较，一个使用了传统基线1808双锥形入口，另一个采用了0890等熵入口。

图17显示了在自由流1.8马赫时对于显示在飞行器左侧的传统1808双锥形入口和显示在飞行器右侧的0890等熵入口的机翼和机身表面的基于CFD的表面压力解的顶视图。由于飞行器对称性和分析法，为了描述的简单起见，图17剖开一半，以便直接比较传统入口和松弛等熵压缩入口的集成化。随后移除图17中所示的机舱表面，以允许看到机舱下方的激波机翼相互作用。应该注意，依照本发明实施例的松弛等熵压缩入口减少了如图17所示的激波强度。低激波强度还产生与机翼上表面的更有利的曲线后相交线。

当利用松弛等熵压缩的一体入口时，可以看到研究机的巡航阻力改进超过7％。这些结果表明，在分离的分析作用期间可以看到，一旦机舱与机身集成化，可以基本保持松弛等熵压缩入口结构的性能特征。

图18显示了研究机上的传统1808双锥形入口和研究上的0890等熵入口的飞行器音爆标记的远场音爆过压力解。图18描绘了环境的压力变化(y轴线)与以毫秒为单位的时间(x轴线)的曲线。图18比较了51,000英尺和1.8马赫的航行状态的结果。由于激波特征较弱，与使用1808双锥形的结果相比，使用0890等熵入口的峰值飞行器过压力在向前最大限度1000已经减小9％，在向后最大限度1001已经减小将近16％。至第一峰值的上升时间1002也推迟了将近10％。

虽然上述分析包括如图16-A、16-B和16-C所示的飞行器结构的使用，但是，对本领域普通技术人员来说显而易见的是，依照本发明实施例的松弛等熵压缩入口结构也可以用于另外的飞行器结构上。进一步，在不脱离本发明的范围和精神的情况下，依照本发明的实施例，可以改变松弛压缩等熵入口结构的位置、配置、数量和尺寸。

松弛等熵压缩入口结构增加了用于增进入口机罩区域的结构幅度，同时允许控制其它关键入口设计参数，例如末端激波马赫数、扩散器流动畸变和总压力恢复。如图所示，减小的机罩表面角度可以改进入口阻力和干涉阻力特性。机罩的变小斜面还可以在超音速飞行期间降低入口对整体运载工具音爆特性的作用，并减少用于紧密耦合在一起的入口之间的空气动力交叉干涉潜在性。

依照本发明实施例的松弛等熵压缩入口结构不利用复杂的辅助***或可变几何形状，实现了对传统直表面入口结构的改进。但是，可以考虑，本发明可以与其它***组合，例如入口旁通流动方法，基于放气的边界层管理***，空气动力改装中心体撑杆，基于表面处理的边界层管理技术和方法，或者其它***和方法。同样，可以考虑，依照本发明实施例的入口可以与各种推进***组合，包括但不限于，燃气轮机，冲压式喷气引擎，超音速冲压式喷气引擎，或者组合循环。

也应当理解，松弛等熵压缩设计方法可以应用于任何外压缩或混合压缩入口构思，包括轴对称、局部锥形和二维吸入口。实际上，利用本发明的实施例，用于外压缩入口的机罩角度可以简化为接近那些采用传统混合压缩入口的机罩角度，从而合并外压缩几何形状的内激波稳定性的稳固性和混合压缩的高安装性能。

为便于说明和描述，本发明提供了特定实施例的上述说明书。它们不用来穷尽或将本发明限制在所公开的精确形式中。显然，鉴于以上所述教导，许多修改和变形都是可能的。虽然实施例的选择和描述是为了更好地解释本发明的原理及其实际应用，从而使本领域其它技术人员更好地运用本发明，但是，带有适合于特定用途的各种改进的各种实施例也是可能的。本发明的范围仅由在此所附的权利要求书及其等同物限定。

Claims

1.一种超音速入口，其包括:

构造成产生初始激波的机翼前沿；

位于机翼前沿下游的压缩表面，其具有至少一个构造成产生等熵压缩的弯曲区段；

机罩前缘，其与压缩表面在空间上分开，使得机罩前缘和压缩表面限定一用于接收超音速流的入口开口；

压缩表面构造成产生第二激波，在预定航速时的超音速入口运行期间，所述第二激波从压缩表面延伸至与初始激波在基本与机罩前缘相邻的点相交；和

由弯曲区段产生的等熵压缩以一系列马赫线为特征，其中，在预定航速时的超音速入口运行期间，至少多条马赫线没有集中在基本与机罩前缘相邻的点上。

2.如权利要求1所述的超音速入口，其中，没有一条马赫线集中在基本与机罩前缘相邻的点上。

3.如权利要求1所述的超音速入口，其中，第二激波包括与该点相邻的弓形区域，并且至少多条马赫线在弓形区域与第二激波相交。

4.如权利要求3所述的超音速入口，其中，当第二激波的弓形区域接近焦点时，弓形区域的切线接近正交于自由流状态下的超音速流的方向。

5.如权利要求3所述的超音速入口，其中，激波马赫数沿着第二激波的长度变化，并且与压缩表面相邻的激波马赫数基本小于与该点相邻的激波马赫数。

6.如权利要求3所述的超音速入口，其中，激波马赫数沿着第二激波的长度变化，并且横过第二激波的弓形区域的激波马赫数的第一梯度大于沿着从压缩表面至弓形区域的第二激波的激波马赫数的第二梯度。

7.如权利要求3所述的超音速入口，其中，超音速流的流动转角沿着第二激波的长度变化，并且与机罩前缘相邻的第二激波的流动转角小于与压缩表面相邻的第二激波的流动转角。

8.如权利要求1所述的超音速入口，其中，机罩前缘基本与与机罩前缘相邻的流动角度对准。

9.如权利要求1所述的超音速入口，其中，压缩表面包括位于弯曲区段的上游的基本直的区段。

10.如权利要求1所述的超音速入口，其中，入口开口是轴对称入口开口。

11.如权利要求1所述的超音速入口，其中，入口开口是非轴对称入口开口。

12.如权利要求1所述的超音速入口，其中，机罩前缘和压缩表面至少部分地形成外压缩入口。

13.如权利要求1所述的超音速入口，其中，机罩前缘和压缩表面至少部分地形成混合压缩入口。

14.一种超音速推进***，其包括:

具有空气吸入口和排气***的引擎；

联接到引擎的空气吸入口的亚音速扩散区段，其构造成将流动扩散至适于引擎的预定亚音速状态；

通过一喉部联接到亚音速扩散器的超音速压缩部分，其包括压缩表面和机罩前缘，机罩前缘与压缩表面在空间上分开，使得机罩前缘和压缩表面限定一用于接收超音速流的入口开口；

压缩表面构造成产生脱离压缩表面的机翼前沿的初始激波和第二激波，所述第二激波从压缩表面的下游区段延伸至与初始激波在基本与机罩前缘相邻的点相交，压缩表面包括至少一个以一系列马赫线为特征的弯曲区段，其中，在预定航速时的超音速引擎运行期间，至少多条马赫线没有集中在基本与机罩前缘相邻的点上。

15.如权利要求14所述的超音速推进***，其中，没有一条马赫线集中在基本与机罩前缘相邻的点上。

16.如权利要求14所述的超音速推进***，其中，第二激波包括与该点相邻的弓形区域，并且至少多条马赫线在弓形区域与第二激波相交。

17.如权利要求16所述的超音速推进***，其中，当第二激波的弓形区域接近该点时，弓形区域的切线接近正交于自由流状态下的超音速流的方向。

18.如权利要求16所述的超音速推进***，其中，激波马赫数沿着第二激波的长度变化，并且与压缩表面相邻的激波马赫数基本小于与该点相邻的激波马赫数。

19.如权利要求16所述的超音速推进***，其中，激波马赫数沿着第二激波的长度变化，并且横过第二激波的弓形区域的激波马赫数的第一梯度大于沿着从压缩表面到弓形区域的第二激波的激波马赫数的第二梯度。

20.如权利要求14所述的超音速推进***，其中，机罩前缘基本与与机罩前缘相邻的流动角度对准。

21.一种超音速飞行器，其包括:

构造成用于超音速飞行的机身；

安装到机身上的至少一个引擎，其具有空气吸入口和排气***；

压缩表面构造成产生脱离压缩表面的机翼前沿的初始激波和第二激波，所述第二激波从压缩表面的下游区段延伸至与初始激波在基本与机罩前缘相邻的点相交，压缩表面包括以一系列马赫线为特征的弯曲区段，其中，在预定航速时的超音速引擎运行期间，至少多条马赫线没有集中在基本与机罩前缘相邻的点上。

22.如权利要求21所述的超音速入口，其中，没有一条马赫线集中在基本与机罩前缘相邻的点上。

23.如权利要求21所述的超音速飞行器，其中，第二激波包括与该点相邻的弓形区域，并且至少多条马赫线在弓形区域与第二激波相交。

24.如权利要求23所述的超音速飞行器，其中，当第二激波的弓形区域接近该点时，弓形区域的切线接近正交于自由流状态下的超音速流的方向。

25.如权利要求23所述的超音速飞行器，其中，激波马赫数沿着第二激波的长度变化，并且与压缩表面相邻的激波马赫数基本小于与该点相邻的激波马赫数。

26.如权利要求23所述的超音速飞行器，其中，激波马赫数沿着第二激波的长度变化，并且横过第二激波的弓形区域的激波马赫数的第一梯度大于沿着从压缩表面到弓形区域的第二激波的激波马赫数的第二梯度。

27.如权利要求21所述的超音速飞行器，其中，机罩前缘基本与与机罩前缘相邻的流动角度对准。

28.一种用于超音速推进***的超音速流减速的方法，该方法包括:

以预定超音速航行；

在具有压缩表面和机罩前缘的入口中接收超音速流，机罩前缘与压缩表面在空间上分开，使得机罩前缘和压缩表面限定一用于接收超音速流的入口开口；

从入口的压缩表面的机翼前沿上产生初始激波；

产生第二激波，在预定超音速时的超音速入口运行期间，所述第二激波从压缩表面延伸至与初始激波在基本与机罩前缘相邻的点相交；

由压缩表面的弯曲区段产生超音速流的等熵压缩，该弯曲区段以一系列马赫线为特征，其中，在预定超音速时的超音速入口运行期间，至少多个从弯曲区段延伸的马赫线没有集中在基本与机罩前缘相邻的点上。