CN106321246B - 进气道流动限制器 - Google Patents

进气道流动限制器 Download PDF

Info

Publication number
CN106321246B
CN106321246B CN201610504928.2A CN201610504928A CN106321246B CN 106321246 B CN106321246 B CN 106321246B CN 201610504928 A CN201610504928 A CN 201610504928A CN 106321246 B CN106321246 B CN 106321246B
Authority
CN
China
Prior art keywords
flow restrictor
cross
sectional area
engine
fully deployed
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201610504928.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106321246A (zh
Inventor
K·G·鲍卡特
T·R·史密斯
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Boeing Co filed Critical Boeing Co
Publication of CN106321246A publication Critical patent/CN106321246A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106321246B publication Critical patent/CN106321246B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/057—Control or regulation
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C30/00—Supersonic type aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant
    • B64D27/40—
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/042—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having variable geometry
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/045—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for noise suppression
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
    • F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
    • F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
    • F02K7/14—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines with external combustion, e.g. scram-jet engines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0206—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising noise reduction means, e.g. acoustic liners
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0253—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0253—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of aircraft
    • B64D2033/026—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of aircraft for supersonic or hypersonic aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D2241/00—NACA type air intakes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/10—Application in ram-jet engines or ram-jet driven vehicles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/80—Application in supersonic vehicles excluding hypersonic vehicles or ram, scram or rocket propulsion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/17—Purpose of the control system to control boundary layer

Abstract

本申请公开一种高超音速交通工具(10)，其具有机体(20)、控制表面(30)和高超音速吸气式发动机(40)。发动机包括具有固定的整流罩(110)和喉部(120)的渐缩进气道(100)，该固定的整流罩(110)具有第一横截面面积，该喉部(120)具有第二横截面面积。流动限制器(200)在收起位置与完全展开位置之间可移动。流动限制器(200)具有小于第一横截面面积的第三横截面面积，使得在整流罩(110)的内表面(114)与流动限制器(200)的周界(220)之间形成一致的间隙(210)，其中流动限制器(200)在完全展开位置，并且第一横截面面积与第三横截面面积之间的差大约等于第二横截面面积。

Description

进气道流动限制器
技术领域
本发明涉及高超音速交通工具，并且更具体地涉及用于高超音速交通工具的吸气式发动机和进气道流动限制器。
背景技术
高超音速交通工具是能够以高超音速速度行进的交通工具(例如飞行器、导弹、航天飞机、飞机、无人机等)。如在本文中所使用，高超音速被认为是高于5马赫的速度，超音速被认为是高于1马赫的速度以及亚音速被认为是低于1马赫的速度。
高超音速交通工具可以使用某些类型的吸气式高超音速发动机(例如超音速燃烧冲压发动机)作为推进的装置。超音速燃烧冲压发动机是吸气式喷气发动机，其中燃烧发生在超音速气流中。超音速燃烧冲压发动机依赖高的交通工具速度以在燃烧之前强有力地收缩进入的空气并且保持空气以超音速速度贯穿发动机。保持空气以超音速速度通过发动机允许超音速燃烧冲压发动机以极其高的速度有效运转。
通常的超音速燃烧冲压发动机包括三个基本部件：渐缩进气道，在该渐缩进气道处进入的空气被收缩；燃烧器，在该燃烧器中燃料与大气中的氧气一起燃烧以产生热并且增加所产生的燃烧产物压力；以及渐扩喷嘴，在该渐扩喷嘴处热排气被加速以产生推力。和通常的喷气发动机(例如涡轮喷气发动机或涡轮风扇发动机)不同，超音速燃烧冲压发动机不使用旋转的扇状的部件以收缩空气。相反地，交通工具的速度引起空气在进气道内收缩。因此，相比于常规燃烧发动机的一个好处是没有压缩机叶片或移动零件。但是，因为超音速燃烧冲压发动机缺少机械压缩机，所以这些高超音速发动机需要高超音速流的高动能以将进入的空气收缩到运转状况。因此，由超音速燃烧冲压发动机提供动力的高超音速交通工具必须被一些其他的推进装置(例如涡轮喷气发动机、火箭发动机、轻气炮、轨道炮等)加速到所需的速度(通常大约4马赫)，被加速到使超音速燃烧冲压发动机能够被点火的速度。
在加速期间的一段时间内，高超音速交通工具的速度对于高超音速发动机进气道而言太低以至不可以吸入所有即将到来的气流。如果以给定超音速速度、压力、温度以及攻角接近进气道的流不能全部穿过进气道，则强烈的冲击波***将在进气道的前面形成，从而降低流速并且围绕进气道溢出一部分即将到来的空气流。这产生大的进气道阻力。强烈的冲击波也将壁处的气流边界层分离，产生称为“进气道蜂鸣”的非常不稳定的并且嘈杂的进气道流行为。使用计算流体动力学对“进气道蜂鸣”的预测分析和在双流低轰鸣(dual-stream，low-boom)超音速进气道内“进气道蜂鸣”的实际测试结果可以在美国国家航空航天局，NASA/TM-2012-217612，Analysis of Buzz in a Supersonic Inlet(2012)中找到。这种进气道运转状态通常被称为“未起动”。“未起动”过程的详细描述和分析可以在Centerfor Turbulence Research，Annual Research Briefs 2010，pgs.93-103，A Numerical Study of the Unstart Event in an Inlet/Isolator Model(2010)中找到。此外，边界层对“未起动”过程的影响的详细研究可以在17th AIAA International Space Planes andHypersonic Systems and Technologies Conference，AIAA 2011-2349，The Influence of Boundary Layers on Supersonic Inlet Unstart(2011)中找到。由进气道蜂鸣所产生的非常高的声负载和振动负载不利于交通工具结构、机载***和/或交通工具稳定性和控制，从而需要可能繁重的设计方案以减轻负面效应。当高超音速交通工具减速时(例如导弹下降以命中目标)，可以遇到相同的问题。
根据高超音速发动机的进气道是2D进气道还是3D进气道，通常使用各种装置以避免进气道蜂鸣和未起动的负面效应。2D进气道发动机(例如在图12中所示并且通常被指定为300的2D进气道发动机)具有矩形进气道310，在该矩形进气道310处所有的壁320在x-y平面中为直线的。当交通工具以较低的速度行进时，这些2D进气道发动机300能够通过减小进气道面积比(通常称为收缩比)使用可变几何结构进气道以阻止进气道未起动。相比之下，3D进气道发动机具有弯曲的进气道，在该弯曲的进气道处壁为曲线的且可以具有复杂的曲率。这些进气道可以提供进气道压缩效率的优点且与具有圆形或椭圆形横截面的燃烧器兼容，该燃烧器比具有矩形横截面的燃烧器更有结构效率。
对于2D进气道发动机而言，避免进气道蜂鸣和未起动的一个通用方法是通过旋转的整流罩鱼鳞板(cowl flap)机械关闭进气道直到准备起动发动机，在此时进气道鱼鳞板被旋转打开。旋转整流罩鱼鳞板可以完全关闭进气道，或部分打开进气道，从而阻止未起动。避免进气道蜂鸣和未起动的另一可能方法是在进气道中使用旁通门，旁通门将即将到来的一部分气流转向进入分离的通道，该分离的通道将气流排放到交通工具的低压区域。这种方法有效地增加进气道的喉部面积并且减小进气道内部收缩比。虽然高的进气道内部收缩比是进气道未启动的根本原因，但是需要高的进气道收缩比以在高的交通工具速度下实现高的发动机性能。因此，虽然在低内部收缩比2D进气道上使用整流罩鱼鳞板或内部旁通门可以解决所述问题，但是这种设计方案是机械复杂的并且增加了进气道重量。但是，由于表面曲率，旋转的整流罩鱼鳞板不能容易地被并入3D进气道，并且旁通门的机械问题对于3D进气道发动机是困难的。
对于3D进气道发动机而言，其可以增加整体交通工具性能，需要一种替代方法以在飞行器加速和减速两者期间阻止进气道未起动和蜂鸣的负面效应。一种用于3D进气道发动机的通用方法是通过导流罩(fairing)或护罩来覆盖进气道，该导流罩或护罩仅在起动高超音速发动机之前从交通工具中弹出。但是，一旦导流罩或护罩被弹出，则当交通工具减速时没有用于保护高超音速发动机的装置。
因此，需要一种用于避免在2D发动机进气道和特别是3D发动机进气道中的进气道蜂鸣和不起动的有效装置，该装置维持3D发动机进气道的高收缩比且可以用于高超音速交通工具的加速和减速期间。
发明内容
在本发明的一个实施例中，一种高超音速交通工具包括机体、与机体相关联的至少一个控制表面以及与机体相关联的高超音速吸气式发动机。发动机包括渐缩进气道和流动限制器。渐缩进气道具有固定的整流罩和喉部，该固定的整流罩具有第一横截面面积，该喉部与整流罩流体连通并且具有小于第一横截面面积的第二横截面面积。流动限制器在收起位置与完全展开位置之间可移动。流动限制器具有第三横截面面积，该第三横截面面积小于整流罩的第一横截面面积，使得流动限制器在完全展开位置时在流动限制器的周界与整流罩的内表面之间形成一致的间隙，并且整流罩的第一横截面面积与流动限制器的第三横截面面积之间的差大约等于喉部的第二横截面面积。
在本发明的另一实施例中，一种用于高超音速交通工具的吸气式发动机包括渐缩进气道和流动限制器。渐缩进气道具有固定的整流罩和与整流罩流体连通的喉部。流动限制器在收起位置与完全展开位置之间可移动。流动限制器在完全展开的位置时，在流动限制器的周界与整流罩的内表面之间形成一致的间隙使得进气道具有大约1∶1的内部收缩比。
在本发明的又一实施例中，一种阻止高超音速吸气式发动机中的进气道蜂鸣和未起动状况的方法，包括以下步骤：提供渐缩进气道，该渐缩进气道具有固定的整流罩和喉部，该固定的整流罩具有第一横截面面积，该喉部与整流罩流体连通并且具有小于第一横截面面积的第二横截面面积；以及将流动限制器从收起位置移动到完全展开位置，在该完全展开位置流动限制器将一部分气流转移到进气道外部；其中流动限制器具有小于整流罩的第一横截面面积的第三横截面面积，使得在流动限制器的周界与整流罩的内表面之间形成一致的间隙，并且在整流罩的第一横截面面积与流动限制器的第三横截面面积之间的差大约等于喉部的第二横截面面积。
已经被讨论的特征、功能和优点能够在各种实施例中被独立地实现，或可以在另外其它的实施例中被组合，参考以下描述和附图可见其的进一步的细节。
附图说明
图1是具有进气道流动限制器的示例高超音速交通工具的底部透视图；
图2是图1的高超音速交通工具的前主视图，其中进气道流动限制器处于完全展开位置；
图3是图1的高超音速交通工具的前主视图，其中进气道流动限制器处于完全缩回位置；
图4是图1的高超音速交通工具的后主视图，其中进气道流动限制器处于完全展开位置；
图5是图1的高超音速交通工具的侧剖视图，其中进气道流动限制器处于完全缩回位置；
图6是图1的高超音速交通工具的侧剖视图，其中进气道流动限制器处于部分展开位置；
图7是图1的高超音速交通工具的侧剖视图，其中进气道流动限制器处于完全展开位置；
图8是图5的侧剖视图，其中流线示出通过高超音速交通工具的空气流动；
图9是图7的侧剖视图，其中流线示出通过高超音速交通工具和进气道流动限制器周围的空气流动；
图10是用于高超音速交通工具的示例3D进气道的侧主视图，其中进气道流动限制器处于完全展开位置；
图11是图10的3D进气道的前主视图；以及
图12是用于高超音速交通工具的2D进气道的底部透视图。
具体实施方式
在本文中所述的一个示例提供一种用于高超音速交通工具的高超音速吸气式发动机的可调节进气道，其可以在亚音速或超音速速度期间，例如在高超音速发动机起动之前的加速期间或者在交通工具的减速期间，进行可调节流动控制。这能够阻止或减轻进气道蜂鸣和未起动并且能够使用优化的，高的进气道内部收缩比的，高度弯曲的3D进气道。
在本示例中，可展开的流动限制器可以被定位在渐缩进气道的固定整流罩(例如曲线的固定整流罩)的前面，空气流动速度低于发动机的运转极限时，该流动限制器将限制由进气道吸入的空气流动的量，从而阻止进气道蜂鸣和未起动状况。当被展开时，流动限制器可以将大部分进气道空气流动平滑地转移到进气道周围并且允许小部分进气道气流被进气道吸入以便以超音速速度穿过进气道喉部。当在可运转速度被完全展开时，流动限制器可以去除或剥离一部分超音速边界层动量厚度，从而阻止边界层分离并且因此未起动。所述部分可以根据进气道的设计与预期的可运转高超音速环境来确定，其将进而建立使进气道能够减轻引起未起动的效应的最佳间隙或间隙间隔。减少进气道以亚音速速度和超音速速度吸入的进气道气流的量使得进气道空气在进气道中避免收缩或最低程度地收缩，而不会在进气道喉部处变成音速(1马赫速度)，其被称为“阻塞(choking)”，从而允许进气道空气全部以超音速速度或高超音速速度穿过进气道，阻止进气道未起动和蜂鸣。流动限制器允许进气道结构是连续的并且不间断的，因此保持容纳高的进气道压力的强度和能力。此外，流动限制器能够从其中心被致动，从而消除其他方式中鱼鳞板必须抵消的悬臂负荷。
参考图1-图4，高超音速交通工具10的一个示例包括机体20和与机体20相关联的至少一个控制表面30。控制表面30可以是机翼升降副翼、尾翼、升降舵、襟翼或在飞行期间能够控制高超音速交通工具10并且能够被连接到机体20或与机体20成一体的任何其他类型的控制表面。高超音速吸气式发动机40也与机体20相关联并且能够被连接到机体20或与机体20成一体且被设置在机体20内。
现在参考图5-图11，其示出了能够作为高超音速交通工具10的高超音速吸气式发动机40的一部分的渐缩进气道100和流动限制器200的一个示例。在所示出的示例中，渐缩进气道100是3D进气道，其具有曲线的固定整流罩110和喉部120。尽管示例渐缩进气道100是3D进气道，但是应理解的是本发明同样也能够与2D进气道一起使用。整流罩110具有一个或多个壁112，所述壁具有曲线的形状和可以具有非常复杂的曲率。如在图5中可见，壁112的曲线形状优化了用于高超音速流吸入的整流罩110并且限定在整流罩110的内表面114内的第一横截面面积(垂直于进气道100的纵向轴线A)。例如，具有的长度为10-15英尺的高超音速交通工具可以具有横截面面积为0.6-1.3平方英尺的整流罩，具有的长度为30-50英尺的高超音速交通工具可以具有横截面面积为5.1-14.0平方英尺的整流罩，以及具有的长度为100-150英尺的高超音速交通工具可以具有横截面面积为56.0-126.0平方英尺的整流罩。喉部120与整流罩110流体连通并且在气流进入发动机40的燃烧部分之前收缩通过整流罩110进入的气流。为了收缩通过整流罩110进入进气道100的气流，喉部120限定第二横截面面积(垂直于纵向轴线A)，该第二横截面面积小于整流罩110的第一横截面面积。例如，具有的长度为10-15英尺的高超音速交通工具可以具有横截面面积为0.1-0.2平方英尺的喉部，具有的长度为30-50英尺的高超音速交通工具可以具有横截面面积为0.7-2.1平方英尺的喉部，以及具有的长度为100-150英尺的高超音速交通工具具有横截面面积为8.2-18.5平方英尺的喉部。
如由在图8中的流线可见，在运转中，气流通过整流罩110进入进气道100并且曲线的壁112将气流引导到喉部120。壁112收缩气流，但没有将气流减速到超音速速度以下，并且引导气流到燃烧器或燃烧室，在燃烧器或燃烧室燃料与压缩的气流混合以产生热并且进一步增加空气压力。然后加热的高压空气被发动机40的渐扩喷嘴加速以产生推力。
如以上所述，当高超音速交通工具10以低于某一阈值的超音速速度行进时，高超音速发动机进气道100不能吸入所有即将到来的气流，因而可以引起强烈的冲击波***在进气道100的前面形成，进而将气流从交通工具的壁分离，造成进气道蜂鸣和未起动状况。为了阻止和最小化可能的进气道蜂鸣和未起动状况，示例发动机40可以包括流动限制器200，该流动限制器200可在收起或缩回位置(图3、图5和图8)、部分展开位置(图6)和完全展开位置(图1-图2、图4、图7和图9-图11)之间移动。
具体地参考图5和图10，在收起或缩回位置时，流动限制器200可以被收入在进气道100的壁112中的一个壁内形成的保形(conformal)限制器凹口130内。保形限制器凹口130具有与流动限制器200相同的形状并且流动限制器200嵌套在凹口130内使得流动限制器200不妨碍气流进入进气道。如由图8中流线SL所示，流动限制器200处于收起位置。通过在进气道100的壁112中生成凹口130，进气道100的结构保持连续并且保持良好的压力屏障。
参考图6，根据需要，流动限制器也可以被定位在部分展开位置，这可以用于减少被引导到进气道100中的气流的量。参考图7和图9-图11，在完全展开位置中，在示例中所示的完全展开位置是在从纵向轴线A的大约30度处，接近进气道100的第一部分气流将撞击流动限制器200，这将第一部分气流平滑地转移到进气道的外部，如图9中的流线所示。由流动限制器200进行的气流到进气道100外部的这种平滑转移在进气道100的前面阻止形成强烈的冲击波，进而阻止进气道蜂鸣和未起动状况，其中流动限制器处于完全展开位置并且气流速度低于进气道可以起动的速度。
此外，如在图11中充分可见的，在完全展开位置时，流动限制器200具有第三横截面面积(垂直于纵向轴线A)，该第三横截面面积小于整流罩110的第一横截面面积，使得在流动限制器200的周界220与整流罩110的内表面114之间围绕流动限制器200形成了一致的间隙210，该间隙允许第二部分气流(没有被流动限制器200转移)流入进气道100，如图9中的流线SL(部分)所示。例如，具有的长度为10-15英尺的高超音速交通工具可以具有大约0.3-0.5英寸的间隙，具有的长度为30-50英尺的高超音速交通工具可以具有大约1.0-1.6英寸的间隙，以及具有的长度为100-150英尺的高超音速交通工具可以具有大约3.2-4.8英寸的间隙。在所示出的示例中，在整流罩110的第一横截面面积与流动限制器200的第三横截面面积之间的差大约等于喉部120的第二横截面面积。因此流动限制器200在完全展开位置时，这可以提供大约1∶1的内部收缩比，意味着：被允许流入进气道100的气流将不被收缩，或将被最低程度地收缩，并且在超音速飞行的情况下将不被减速到超音速速度以下，也不会在亚音速飞行的情况下由于进气道气流的收缩而被加速到音速。流动限制器200与整流罩110的内表面114之间的间隙210允许边界层在流动限制器200的下方经过，进而阻止由于流动限制器200生成的边界层阻力(其可以根据需要而被调节)而发生流动分离，使得产生的内部收缩比足够低从而也阻止蜂鸣和未起动状况。
一种用于设计流动限制器200的形状的方法是使整流罩110的内表面114的一部分旋转一个角度，该角度(例如30度)将流动限制器200置于完全展开位置。然后，整流罩的第一横截面面积(垂直于纵向轴线A)的边界被投射到正平面，并且按间隙210向内偏置从而生成流动限制器200的轮廓。
如本领域技术人员将意识到，以下公式可以用于确定边界层并且因此确定流动限制器和间隙的最优尺寸。这些公式通过对层流和湍流的边界层进行综合分析来对流动限制器200和间隙210进行粗略的尺寸计算，这些“平板”关系肯定适合于预期的流动限制器的期望的结构配置，其不被规定为平板。相关空气动力学技术领域中的技术人员将意识到：计算流体动力学分析的组合可以被应用以生成更多应用集中边界层分析，并且产生流动限制器200和间隙210配置。
层流
Figure BSA0000131796090000081
δc＝(δc/δi)δi
Figure BSA0000131796090000082
θc＝(θc/θi)θi＝0.139δi(θc/θi)
其中
Figure BSA0000131796090000083
θc/θi＝(μ*/μe)1/2/(T*/Te)1/2
Figure BSA0000131796090000084
Figure BSA0000131796090000085
Rex＝ρeVex/μe
Figure BSA0000131796090000086
TeinK
湍流
δi＝0.37x/(Rex)1/5
δc＝(δc/δi)δi
Figure BSA0000131796090000091
θc＝0.0972δi(θc/θi)
其中
Figure BSA0000131796090000092
θc/θi＝(μ*/μe)1/5/(T*/Te)4/5
Figure BSA0000131796090000093
符号
δ＝边界层厚度
δ*＝边界层位移厚度
θ＝边界层动量厚度
ρ＝流密度
V＝流速
x＝距离前缘的距离
μ＝气体粘度
Re＝雷诺数
上标*＝基准量
下标
e＝边缘值
i＝不可压缩的
c＝可压缩的
为了在收起位置、部分展开位置与完全展开位置之间移动流动限制器200，流动限制器200具有从流动限制器200的周界220延伸并且在周界220与整流罩110的壁112之间的一对臂230。尽管所示出的示例包括两个臂230，但是根据具体设计要求可以使用任意数量的臂。臂230具有由一个铰链销、多个单独的铰链销或任何其他已知方式来限定的旋转轴线B，该一个铰链销、多个单独的铰链销或任何其他已知方式将流动限制器200连接到整流罩110并且当流动限制器200在收起位置或缩回位置、部分展开位置与完全展开位置之间移动时允许流动限制器200围绕旋转轴线B旋转。臂230能够被包含在整流罩110的壁112中的单独的凹进的凹处，进而可以简化密封要求。
在运转中，如在图1-图2、图7和图9-图11中所示，当高超音速交通工具10以超音速速度或亚音速速度行进时(例如当高超音速交通工具10正加速到高超音速速度或从高超音速速度减速时)，流动限制器200可以被移动到完全展开位置。如以上所述，流动限制器200处于完全展开位置时，第一部分亚高超音速气流被转移到进气道100的外部而第二部分将被允许进入进气道100，如图9中的流线所示，这将阻止在进气道100前面形成冲击波并且阻止进气道蜂鸣和未起动状况。当高超音速交通工具10达到或接近吸气式发动机运转速度时，流动限制器200被缩回到收起位置或缩回位置，在该收起位置或缩回位置处流动限制器200被设置在整流罩110中的凹口130内。在该位置，即将到来的所有高超音速气流被允许进入进气道100并且高超音速吸气式发动机40可以被点火。
进一步地，本公开包括根据以下条款所述的实施例：
条款1.一种高超音速交通工具，其包括：
机体；
至少一个控制表面，其与所述机体相关联；以及
高超音速吸气式发动机，其与所述机体相关联，所述发动机包括：
渐缩进气道，其具有固定的整流罩和喉部，所述固定的整流罩具有第一横截面面积，所述喉部与所述整流罩流体连通并且具有小于所述第一横截面面积的第二横截面面积；以及
流动限制器，其具有小于所述第一横截面面积的第三横截面面积并且可在收起位置与完全展开位置之间移动；其中
所述流动限制器在所述完全展开的位置时，在所述流动限制器的周界与所述整流罩的内表面之间形成一致的间隙；以及
所述整流罩的所述第一横截面面积与所述流动限制器的所述第三横截面面积之间的差大约等于所述喉部的所述第二横截面面积。
条款2.根据条款1所述的高超音速交通工具，其中所述流动限制器在所述收起位置时不阻碍气流进入所述进气道并且所述流动限制器在所述完全展开位置时将一部分所述气流转移到所述进气道的外部。
条款3.根据条款1所述的高超音速交通工具，其中所述固定的整流罩是曲线的。
条款4.根据条款1所述的高超音速交通工具，其中：
所述进气道进一步包括在所述进气道的壁内形成的保形限制器凹口；以及
所述流动限制器在所述收起位置时被收入所述保形限制器凹口内。
条款5.根据条款4所述的高超音速交通工具，其中所述流动限制器进一步包括在所述流动限制器的所述周界与所述进气道的所述壁之间延伸的至少一个臂。
条款6.根据条款5所述的高超音速交通工具，其中所述至少一个臂包括旋转轴线并且所述流动限制器围绕所述旋转轴线在所述收起位置与完全展开位置之间旋转。
条款7.根据条款1所述的高超音速交通工具，其中所述至少一个控制表面被连接到所述机体。
条款8.根据条款1所述的高超音速交通工具，其中所述至少一个控制表面与所述机体是一体的。
条款9.根据条款1所述的高超音速交通工具，其中所述发动机被设置在所述机体内。
条款10.根据条款1所述的高超音速交通工具，其中所述发动机被连接到所述机体。
条款11.根据条款1所述的高超音速交通工具，其中所述流动限制器阻止进气道蜂鸣和未起动状况，其中所述流动限制器处于完全展开位置且气流处于所述发动机的运转极限以下的速度。
条款12.一种用于高超音速交通工具的吸气式发动机，所述发动机包括：渐缩进气道，其具有固定的整流罩和与所述整流罩流体连通的喉部；以及
流动限制器，其在收起位置与完全展开位置之间可移动；其中
所述流动限制器在所述完全展开位置时，在所述流动限制器的周界与所述整流罩的内表面之间形成一致的间隙使得所述进气道具有大约1∶1的内部收缩比。
条款13.根据条款12所述的发动机，其中所述流动限制器在所述收起位置时不阻碍气流进入所述进气道并且所述流动限制器在所述完全展开位置时将第一部分所述气流转移到所述进气道的外部并且允许第二部分所述气流进入所述进气道。
条款14.根据条款12所述的发动机，其中所述固定的整流罩是曲线的。
条款15.根据条款12所述的发动机，其中：
所述整流罩具有第一横截面面积；
所述喉部具有第二横截面面积，所述第二横截面面积小于所述整流罩的所述第一横截面面积；
所述流动限制器具有第三横截面面积，所述第三横截面面积小于所述整流罩的所述第一横截面面积；以及
所述整流罩的所述第一横截面面积与所述流动限制器的所述第三横截面面积之间的差大约等于所述喉部的所述第二横截面面积。
条款16.根据条款12所述的发动机，其中所述喉部具有第二横截面面积并且所述间隙限定第四横截面面积，所述第四横截面面积大约等于所述喉部的所述第二横截面面积。
条款17.根据条款12所述的发动机，其中：
所述进气道进一步包括在所述进气道的壁内形成的保形限制器凹口；以及
所述流动限制器在所述收起位置中被收入所述保形限制器凹口内。
条款18.根据条款17所述的发动机，其中所述流动限制器进一步包括在所述流动限制器的所述周界与所述进气道的所述壁之间延伸的至少一个臂。
条款19.根据条款18所述的发动机，其中所述至少一个臂包括旋转轴线并且所述流动限制器围绕所述旋转轴线在所述收起位置与完全展开位置之间旋转。
条款20.根据条款12所述的发动机，其中所述流动限制器阻止进气道蜂鸣和未起动状况，其中所述流动限制器处于完全展开位置且气流以低于所述发动机的运转极限的速度进入所述发动机。
条款21.一种阻止高超音速吸气式发动机中的进气道蜂鸣和未起动状况的方法，包括以下步骤：
提供渐缩进气道，所述渐缩进气道具有固定的整流罩和喉部，所述固定的整流罩具有第一横截面面积，所述喉部与所述整流罩流体连通并且具有小于所述第一横截面面积的第二横截面面积；以及
将流动限制器从收起位置移动到完全展开位置，所述流动限制器具有小于所述第一横截面面积的第三横截面面积，在完全展开位置所述流动限制器将一部分气流转移到所述进气道的外部；其中
在所述流动限制器的周界与所述整流罩的内表面之间形成一致的间隙；以及
所述整流罩的所述第一横截面面积与所述流动限制器的所述第三横截面面积之间的差大约等于所述喉部的所述第二横截面面积。
条款22.根据条款21所述的方法，其中所述固定的整流罩是曲线的。
条款23.根据条款21所述的方法，其进一步包括以下步骤：
提供保形限制器凹口，所述保形限制器凹口在所述进气道的壁内形成；以及
将所述流动限制器收入所述保形限制器凹口内以处于所述收起位置。
条款24.根据条款23所述的方法，其进一步包括以下步骤：
提供至少一个臂，所述至少一个臂在所述流动限制器的所述周界与所述进气道的所述壁之间延伸，所述至少一个臂包括旋转轴线；以及
使所述流动限制器围绕所述旋转轴线在所述收起位置与完全展开位置之间旋转。
条款25.根据条款21所述的方法，所述流动限制器阻止进气道蜂鸣和未起动状况，其中所述流动限制器处于完全展开位置且气流处于所述发动机的运转极限以下的速度。
虽然上文已经描述了各种实施例，但是本公开不是意于被限制于此。可以对所公开的实施例作出仍然在附加的权利要求的范围内的变体。

Claims (19)

1.一种高超音速交通工具(10)，其包括：
机体(20)；
至少一个控制表面(30)，其与所述机体(20)相关联；以及
高超音速吸气式发动机(40)，其与所述机体(20)相关联，所述发动机包括：
渐缩进气道(100)，其具有固定的整流罩(110)、喉部(120)和保形限制器凹口(130)，所述固定的整流罩具有第一横截面面积，所述喉部与所述整流罩(110)流体连通并且具有小于所述第一横截面面积的第二横截面面积，所述保形限制器凹口(130)形成在所述进气道(100)的壁(112)内；以及
流动限制器(200)，其具有小于所述第一横截面面积的第三横截面面积并且可在收起位置与完全展开位置之间移动；其中
所述流动限制器(200)在所述完全展开位置时，围绕所述流动限制器(200)的周界(220)的整个圆周在所述流动限制器(200)的周界(220)与所述整流罩(110)的内表面(114)之间形成一致的间隙(210)；
所述整流罩(110)的所述第一横截面面积与所述流动限制器(200)的所述第三横截面面积之间的差大约等于所述喉部(120)的所述第二横截面面积；以及
所述流动限制器(200)在所述收起位置时被收入所述保形限制器凹口(130)内。
2.根据权利要求1所述的高超音速交通工具(10)，其中所述流动限制器(200)在所述收起位置时不阻碍气流进入所述进气道并且所述流动限制器(200)在所述完全展开位置时将一部分所述气流转移到所述进气道的外部。
3.根据权利要求1所述的高超音速交通工具(10)，其中所述固定的整流罩(110)是曲线的。
4.根据权利要求1所述的高超音速交通工具(10)，其中：
所述流动限制器(200)进一步包括在所述流动限制器(200)的所述周界(220)与所述进气道的所述壁(112)之间延伸的至少一个臂(230)；以及
所述至少一个臂(230)包括旋转轴线(B)并且所述流动限制器(200)围绕所述旋转轴线(B)在所述收起位置与完全展开位置之间旋转。
5.根据权利要求1所述的高超音速交通工具(10)，其中所述至少一个控制表面(30)被连接到所述机体(20)。
6.根据权利要求1所述的高超音速交通工具(10)，其中所述至少一个控制表面(30)与所述机体(20)是一体的。
7.根据权利要求1所述的高超音速交通工具(10)，其中所述发动机(40)被设置在所述机体(20)内。
8.根据权利要求1所述的高超音速交通工具(10)，其中所述发动机(40)被连接到所述机体(20)。
9.根据权利要求1所述的高超音速交通工具(10)，其中所述流动限制器(200)阻止进气道蜂鸣和未起动状况，其中所述流动限制器处于所述完全展开位置且气流处于所述发动机的运转极限以下的速度。
10.一种用于高超音速交通工具(10)的吸气式发动机(40)，所述发动机包括：
渐缩进气道(100)，其具有固定的整流罩(110)、与所述整流罩流体连通的喉部(120)以及形成在所述进气道(100)的壁(112)内的保形限制器凹口(130)；以及
流动限制器(200)，其在收起位置与完全展开位置之间可移动；其中
所述流动限制器(200)在所述完全展开位置时，围绕所述流动限制器(200)的周界(220)的整个圆周在所述流动限制器(200)的周界(220)与所述整流罩(110)的内表面(114)之间形成一致的间隙(210)使得所述整流罩(110)的第一横截面面积与所述流动限制器(200)的第三横截面面积之间的差大约等于所述喉部(120)的第二横截面面积并且所述进气道(100)具有大约1:1的内部收缩比；并且
所述流动限制器(200)在所述收起位置时被收入所述保形限制器凹口(130)内。
11.根据权利要求10所述的发动机(40)，其中所述流动限制器(200)在所述收起位置时不阻碍气流进入所述进气道(100)并且所述流动限制器(200)在所述完全展开位置时将第一部分所述气流转移到所述进气道(100)的外部并且允许第二部分所述气流进入所述进气道(100)。
12.根据权利要求10所述的发动机(40)，其中所述固定的整流罩(110)是曲线的。
13.根据权利要求10所述的发动机(40)，其中：
所述喉部(120)的所述第二横截面面积小于所述整流罩(110)的所述第一横截面面积；并且
所述流动限制器(200)的所述第三横截面面积小于所述整流罩(110)的所述第一横截面面积。
14.根据权利要求10所述的发动机(40)，其中所述喉部(120)具有第二横截面面积并且所述间隙(210)限定第四横截面面积，所述第四横截面面积大约等于所述喉部(120)的所述第二横截面面积。
15.根据权利要求10所述的发动机(40)，其中：
所述流动限制器(200)进一步包括在所述流动限制器(200)的所述周界(220)与所述进气道(100)的所述壁(112)之间延伸的至少一个臂(230)，
所述至少一个臂(230)包括旋转轴线(B)并且所述流动限制器(200)围绕所述旋转轴线(B)在所述收起位置与完全展开位置之间旋转，以及
所述流动限制器(200)阻止进气道蜂鸣和未起动状况，其中所述流动限制器(200)处于所述完全展开位置且气流以低于所述发动机(40)的运转极限的速度进入所述发动机(40)。
16.一种阻止高超音速吸气式发动机(40)中的进气道蜂鸣和未起动状况的方法，包括以下步骤：
提供渐缩进气道(100)，所述渐缩进气道具有固定的整流罩(110)、喉部(120)和保形限制器凹口(130)，所述固定的整流罩(110)具有第一横截面面积，所述喉部与所述整流罩(110)流体连通并且具有小于所述第一横截面面积的第二横截面面积，所述保形限制器凹口(130)形成在所述进气道(100)的壁(112)内；以及
将流动限制器(200)从收起位置移动到完全展开位置，所述流动限制器(200)具有小于所述第一横截面面积的第三横截面面积，所述流动限制器(200)在所述收起位置时被收入所述保形限制器凹口(130)内，在所述完全展开位置时所述流动限制器(200)将一部分气流转移到所述进气道(100)的外部；其中
围绕所述流动限制器(200)的周界(220)的整个圆周在所述流动限制器(200)的所述周界(220)与所述整流罩(110)的内表面(114)之间形成一致的间隙(210)；以及
所述整流罩(110)的所述第一横截面面积与所述流动限制器(200)的所述第三横截面面积之间的差大约等于所述喉部(120)的所述第二横截面面积。
17.根据权利要求16所述的方法，其中所述固定的整流罩(110)是曲线的。
18.根据权利要求16所述的方法，其进一步包括以下步骤：
提供至少一个臂(230)，所述至少一个臂(230)在所述流动限制器(200)的所述周界(220)与所述进气道(100)的所述壁(112)之间延伸，所述至少一个臂(230)包括旋转轴线(B)；以及
使所述流动限制器(200)围绕所述旋转轴线(B)在所述收起位置与完全展开位置之间旋转。
19.根据权利要求16所述的方法，所述流动限制器(200)阻止进气道蜂鸣和未起动状况，其中所述流动限制器(200)处于所述完全展开位置且气流处于所述发动机(40)的运转极限以下的速度。
CN201610504928.2A 2015-07-01 2016-06-30 进气道流动限制器 Active CN106321246B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/789,185 2015-07-01
US14/789,185 US10190539B2 (en) 2015-07-01 2015-07-01 Inlet flow restrictor

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106321246A CN106321246A (zh) 2017-01-11
CN106321246B true CN106321246B (zh) 2020-06-26

Family

ID=55806198

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610504928.2A Active CN106321246B (zh) 2015-07-01 2016-06-30 进气道流动限制器

Country Status (6)

Country Link
US (1) US10190539B2 (zh)
EP (1) EP3112650B1 (zh)
JP (1) JP6806474B2 (zh)
KR (1) KR102518099B1 (zh)
CN (1) CN106321246B (zh)
RU (1) RU2727829C2 (zh)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10590848B2 (en) * 2017-06-06 2020-03-17 Raytheon Company Flight vehicle air breathing propulsion system with isolator having obstruction
US10794331B2 (en) * 2017-07-31 2020-10-06 The Boeing Company Scramjets and associated aircraft and methods
US11002223B2 (en) 2017-12-06 2021-05-11 Raytheon Company Flight vehicle with air inlet isolator having wedge on inner mold line
GB201811401D0 (en) 2018-07-12 2018-08-29 Rolls Royce Plc Supersonic aircraft propulsion installation
US11260978B2 (en) 2019-05-03 2022-03-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Valve for aircraft environmental control system conduit
CN114738118B (zh) * 2022-04-15 2023-10-24 厦门大学 高超声速进气道失稳预警及控制机构设计方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1903444A (zh) * 2006-07-13 2007-01-31 西安交通大学 多进气道超音速旋流分离与回压装置
CN102575582A (zh) * 2009-10-16 2012-07-11 斯奈克玛 发动机机舱中的燃气涡轮发动机进气口
US8371324B1 (en) * 2009-06-19 2013-02-12 The Boeing Company Collapsible supersonic inlet centerbody

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4186554A (en) * 1975-11-10 1980-02-05 Possell Clarence R Power producing constant speed turbine
US4307743A (en) * 1980-10-01 1981-12-29 The Boeing Company Device to start an overcontracted mixed compression supersonic inlet
US4745740A (en) * 1982-09-30 1988-05-24 The Boeing Company Velocity controller for ramjet missile and method therefor
US4620679A (en) * 1984-08-02 1986-11-04 United Technologies Corporation Variable-geometry inlet
US5085048A (en) 1990-02-28 1992-02-04 General Electric Company Scramjet including integrated inlet and combustor
US5806301A (en) 1995-12-11 1998-09-15 United Technologies Corporation Ramjet/scramjet inlet isolator unstart prevention
US5884871A (en) * 1997-03-27 1999-03-23 Boeing North American, Inc. Use of absorbing walls for laminar flow control
US6276632B1 (en) * 1998-09-16 2001-08-21 Bobby W. Sanders Axi-symmetric mixed compression inlet with variable geometry centerbody
US6193187B1 (en) * 1998-12-31 2001-02-27 Harry Scott Payload carry and launch system
US7642682B1 (en) * 2006-05-26 2010-01-05 Florida Turbine Technologies, Inc. Integrated turbine and generator
US8292217B2 (en) 2007-06-05 2012-10-23 The Boeing Company Hypersonic inlet systems and methods
US20090162213A1 (en) * 2007-12-21 2009-06-25 Fabio G Grossi Pumping Ejector
WO2010046704A2 (en) * 2008-10-23 2010-04-29 Mbda Uk Limited Improvements in and relating to air-breathing flight vehicles
US20110000548A1 (en) * 2009-02-20 2011-01-06 Sanders Bobby W Airflow separation initiator
FR2943726B1 (fr) * 2009-03-31 2014-04-25 Snecma Capot d'entree tournant pour turbomachine, comprenant une extremite avant excentree
US9046035B2 (en) * 2011-04-15 2015-06-02 Lockheed Martin Corporation Compression ramp boundary layer removal
JP6021661B2 (ja) * 2013-01-30 2016-11-09 三菱重工業株式会社 燃料供給システム、スクラムジェットエンジン及びその動作方法
FR3014150B1 (fr) * 2013-11-29 2018-03-02 Safran Aircraft Engines Soufflante, en particulier pour une turbomachine
US10556702B2 (en) * 2016-07-13 2020-02-11 General Electric Company Aircraft having an airflow duct

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1903444A (zh) * 2006-07-13 2007-01-31 西安交通大学 多进气道超音速旋流分离与回压装置
US8371324B1 (en) * 2009-06-19 2013-02-12 The Boeing Company Collapsible supersonic inlet centerbody
CN102575582A (zh) * 2009-10-16 2012-07-11 斯奈克玛 发动机机舱中的燃气涡轮发动机进气口

Also Published As

Publication number Publication date
RU2016115077A (ru) 2017-10-24
RU2727829C2 (ru) 2020-07-24
CN106321246A (zh) 2017-01-11
EP3112650B1 (en) 2019-11-06
JP2017061294A (ja) 2017-03-30
KR20170004844A (ko) 2017-01-11
US20170002768A1 (en) 2017-01-05
EP3112650A1 (en) 2017-01-04
JP6806474B2 (ja) 2021-01-06
RU2016115077A3 (zh) 2019-10-31
KR102518099B1 (ko) 2023-04-04
US10190539B2 (en) 2019-01-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106321246B (zh) 进气道流动限制器
KR102586347B1 (ko) 유체 추진 시스템
EP2215341B1 (en) Nozzle for a low shock strength propulsion system and method
EP1206384B1 (en) Supersonic external-compression diffuser and method for designing same
US7837142B2 (en) Supersonic aircraft jet engine
EP2350445B1 (en) Method and system for altering engine air intake geometry
Sóbester Tradeoffs in jet inlet design: a historical perspective
WO2011139316A2 (en) Aircraft vertical lift device
US9046035B2 (en) Compression ramp boundary layer removal
JP2021512814A (ja) 内部ダイバータを有する飛行体エンジンの吸気口、及びその構成方法
EP2180164A1 (en) Method and system for altering engine air intake geometry
JP2020524116A (ja) ウィングレットエジェクタ構成
Takahashi Conceptual study of supersonic transports employing airframe-integrated advanced nozzle configuration
El-Sayed et al. Stationary Modules Intakes, Combustors, and Nozzles

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant