用于飞行器的发动机机舱的制作方法

文档序号:18194078发布日期:2019-07-17 05:44
用于飞行器的发动机机舱的制作方法

本主题大体上涉及空气动力学的领域,并且更具体地涉及用于控制和最小化流动畸变对涡扇喷气发动机的影响的设备。



背景技术:

现代高性能飞行器典型地包括机身、在机身的相反两侧处沿横向延伸的两个机翼以及两个发动机(例如,涡扇喷气发动机)。涡扇喷气发动机大体上包括由发动机机舱覆盖的风扇,以及布置成与机舱中的风扇流动连通的发动机核心。在风扇上的空气流的第一部分可通过旁通空气流(限定在核心与包绕核心的机舱之间)流过核心,且风扇上的空气流的第二部分可被提供至核心以提供燃烧气体。

在一些情形中,两个发动机分别由吊挂架附接至机翼,且在机翼的前缘下方。在一些其它情形中,两个发动机(例如,后机身安装的发动机)分别安装在机身的相反两侧上。

通常用于地区和公务喷气机应用的具有后机身安装的发动机可具有以下缺点:具有有限的地面风操作范围,这归因于发动机和/或发动机入口的固有安装位置,以及不可由发动机的常规入口设计参数(如,入口唇部形状和/或发动机机舱的大小等)控制的相关联机体(例如,机身、尾部等)承受的流动畸变。

因此,能够控制和最小化机体承受的流动畸变的影响且因此有助于减轻涡轮机的可操作性和航空力学风险的飞行器将是有益的。



技术实现要素:

本发明的方面和优点将在以下描述中得到部分地阐述,或可根据描述而显而易见,或可通过实践本发明而习知。

在本公开内容的一个示例性实施例中,提供了一种发动机机舱。用于飞行器的机舱包括:用于接收空气流以生成用于飞行器的推力的入口;定位在入口处且包绕入口的唇部部分;以及设在发动机机舱的表面上的至少一个边条。

在本公开内容的另一个示例性实施例中,提供了一种燃气涡轮发动机。用于飞行器的涡轮发动机包括:发动机机舱,其包括用于接收空气流以生成推力的入口和定位在入口处且包绕入口的唇部部分;发动机核心,其被接收在发动机机舱中且包括:包括一个或多个压缩机的压缩机区段;位于压缩机区段下游的燃烧区段;以及位于燃烧区段下游且包括一个或多个涡轮的涡轮区段;其中至少一个边条设在发动机机舱的表面上。

在本公开内容的再一示例性实施例中,提供了一种飞行器。飞行器包括:机身;从机身延伸的一对翼型件;附接至机身的一对发动机机舱,每个发动机机舱包括用于接收空气流以生成用于飞行器的推力的入口和定位在入口处且包绕入口的唇部部分;发动机核心,其接收在发动机机舱中且包括:包括一个或多个压缩机的压缩机区段;位于压缩机区段下游的燃烧区段;以及位于燃烧区段下游且包括一个或多个涡轮的涡轮区段;其中至少一个边条设在发动机机舱的表面上。

本发明的这些及其它特征、方面和优点将参照以下描述和所附权利要求而变得更好理解。并入且构成本说明书的部分的附图图示了本发明的实施例,且连同描述用于阐释本发明的原理。

技术方案1. 一种用于飞行器的发动机机舱,所述发动机机舱包括:

用于接收空气流以生成用于所述飞行器的推力的入口;

定位在所述入口处且包绕所述入口的唇部部分;以及

设在所述发动机机舱的表面上的至少一个边条。

技术方案2. 根据技术方案1所述的发动机机舱,其特征在于,所述至少一个边条中的一个置于所述发动机机舱的所述唇部部分的表面上。

技术方案3. 根据技术方案1所述的发动机机舱,其特征在于,所述至少一个边条中的一个沿所述发动机机舱的径向方向设在所述发动机机舱的表面的顶部位置上。

技术方案4. 根据技术方案1所述的发动机机舱,其特征在于,所述至少一个边条包括呈空气动力学几何形状形式的多个边条,所述多个边条沿所述发动机机舱的周向方向与彼此间隔开。

技术方案5. 根据技术方案4所述的发动机机舱,其特征在于,所述多个边条沿所述发动机机舱的周向方向与彼此对齐。

技术方案6. 根据技术方案4所述的发动机机舱,其特征在于,所述发动机机舱限定为具有内侧和与所述内侧相反的外侧;

其中所述多个边条中的至少一个边条设在所述内侧上;且/或

所述多个边条中的至少一个边条设在所述外侧上。

技术方案7. 根据技术方案1所述的发动机机舱,其特征在于,所述至少一个边条提供为:

0.025< L/Dhl<0.1;且/或

0.010< H/Dhl<0.05;

其中所述Dh1是所述发动机机舱的所述入口的直径,L是所述至少一个边条的长度,且H是所述至少一个边条的高度。

技术方案8. 根据技术方案1所述的发动机机舱,其特征在于,所述至少一个边条设计成根据所述飞行器的不同操作状态在所述发动机机舱的所述表面上展开或收起。

技术方案9. 一种用于飞行器的涡轮发动机,所述涡轮发动机包括:

发动机机舱,其包括用于接收空气流以生成推力的入口和定位在所述入口处且包绕所述入口的唇部部分;

发动机核心,其被接收在所述发动机机舱中且包括:

包括一个或多个压缩机的压缩机区段;

位于所述压缩机区段下游的燃烧区段;以及

位于所述燃烧区段下游且包括一个或多个涡轮的涡轮区段;

其中至少一个边条设在所述发动机机舱的表面上。

技术方案10. 根据技术方案9所述的涡轮发动机,其特征在于,所述至少一个边条中的一个置于所述发动机机舱的所述唇部部分的表面上。

技术方案11. 根据技术方案9所述的涡轮发动机,其特征在于,所述至少一个边条中的一个沿所述发动机机舱的径向方向设在所述发动机机舱的所述表面的顶部位置上。

技术方案12. 根据技术方案9所述的涡轮发动机,其特征在于,所述至少一个边条包括呈空气动力学几何形状形式的多个边条,所述多个边条沿所述发动机机舱的周向方向与彼此间隔开。

技术方案13. 根据技术方案12所述的涡轮发动机,其特征在于,所述多个边条沿所述发动机机舱的周向方向与彼此对齐,且在所述唇部部分的所述表面上沿所述发动机机舱的轴向方向延伸。

技术方案14. 根据技术方案12所述的涡轮发动机,其特征在于,所述发动机机舱限定为具有内侧和与所述内侧相反的外侧;

其中所述多个边条中的至少一个边条设在所述内侧上;且/或

所述多个边条中的至少一个边条设在所述外侧上。

技术方案15. 根据技术方案9所述的涡轮发动机,其特征在于,所述至少一个边条设计成根据所述飞行器的不同操作状态在所述发动机机舱的所述表面上展开或收起。

技术方案16. 一种飞行器,包括:

机身;

一对机翼;

附接至所述机身的一对发动机机舱,每个发动机机舱包括用于接收空气流以生成用于所述飞行器的推力的入口和定位在所述入口处且包绕所述入口的唇部部分;

发动机核心,其被接收在所述发动机机舱中且包括:

包括一个或多个压缩机的压缩机区段;

位于所述压缩机区段下游的燃烧区段;以及

位于所述燃烧区段下游且包括一个或多个涡轮的涡轮区段;

其中至少一个边条设在所述发动机机舱的表面上。

技术方案17. 根据技术方案16所述的飞行器,其特征在于,所述至少一个边条中的一个置于所述发动机机舱的所述唇部部分的表面上。

技术方案18. 根据技术方案16所述的飞行器,其特征在于,所述至少一个边条中的一个沿所述发动机机舱的径向方向设在所述发动机机舱的表面的顶部位置上。

技术方案19. 根据技术方案16所述的飞行器,其特征在于,所述至少一个边条包括呈空气动力学几何形状形式的多个边条,所述多个边条沿所述发动机机舱的周向方向与彼此间隔开且与彼此对齐。

技术方案20. 根据技术方案16所述的飞行器,其特征在于,所述至少一个边条设计成根据所述飞行器的不同操作状态在所述发动机机舱的所述表面上展开或收起。

附图说明

包括针对本领域技术人员的其最佳模式的本发明的完整且开放的公开内容在参照附图的说明书中被阐述,在附图中:

图1为根据本公开内容的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。

图2为根据本公开内容的实施例的具有后机身安装的发动机的飞行器的示意图。

图3为根据本公开内容的示例性实施例的来自图2的发动机的部分的简化示意图。

图4为根据本公开内容的示例性实施例的来自图2的发动机的简化主视图。

图5为根据本公开内容的示例性实施例的图3中所示的发动机的部分的简化放大示意图。

图6为根据本公开内容的示例性实施例的发动机的简化侧视图。

图7为根据本公开内容的一个示例性实施例的发动机的边条的简化侧视图。

图8为根据本公开内容的另一个实施例的具有激活的边条的机舱的外表面的简化示意图。

图9为根据本公开内容的另一个实施例的具有未激活的边条的机舱的外表面的简化示意图。

图10为常规燃气涡轮发动机的机舱的外表面的简化示意图。

图11为根据本公开内容的再一个实施例的具有激活的边条的机舱的外表面的简化示意图。

图12为穿过常规飞行器的机身的流且接着是吸入常规发动机的涡流的简化示意图。

图13为根据本公开内容的实施例的机身上的流的简化示意图。

部件列表

10 涡扇喷气发动机

12 纵向或轴向中心线

14 风扇区段

16 核心涡轮发动机

18 外壳

20 入口

22 低压压缩机

24 高压压缩机

26 燃烧区段

28 高压涡轮

30 低压涡轮

32 喷气排气喷嘴区段

34 高压轴/转轴

36 低压轴/转轴

37 核心空气流动通路

38 风扇

40 叶片

42 盘

44 促动部件

46 动力变速箱

48 毂

50 风扇壳或机舱

52 出口导叶

54 下游区段

56 旁通空气流通路

58 空气

60 入口

62 空气的第一部分

64 空气的第二部分

66 燃烧气体

68 定子导叶

70 涡轮转子叶片

72 定子导叶

74 涡轮转子叶片

76 风扇喷嘴排气区段

78 热气体通路

80 机身

82 机翼

84 第一边条

86 第二边条

88 第三边条

90 唇部部分

92 本体部分

94 边条

96 吊挂架。

具体实施方式

如本文使用的,用语"轴向"或"沿轴向"是指沿发动机的纵向轴线的维度。结合"轴向"或"沿轴向"使用的用语"前部"或"上游"是指朝发动机入口的方向移动,或构件相比于另一个构件相对更接近发动机入口。结合"轴向"或"沿轴向"使用的用语"后部"或"下游"是指相对于发动机中心线朝发动机后部或出口的方向。

如本文使用的,用语"径向"或"沿径向"是指发动机的中心纵向轴线与发动机外周之间延伸的维度。以其自身或结合用语"径向"或"沿径向"使用的用语"近侧"或"向近侧"是指沿朝中心纵向轴线的方向移动,或构件相比于另一个构件相对更接近中心纵向轴线。以其自身或结合用语"径向"或"沿径向"使用的用语"远侧"或"向远侧"是指沿朝发动机外周的方向移动,或构件相比于另一个构件相对更接近发动机外周。

所有方向性引用(例如,径向、轴向、近侧、远侧、上、下、向上、向下、左、右、横向、前、后、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、后部等)仅用于标识目的,以有助于读者的理解且不产生特别是关于位置、定向或使用的限制。连接引用(例如,附接、联接、连接和连结)将被宽泛地解释,且可包括一系列元件之间的中间部件,以及元件之间的相对移动,除非另外指示。因此,连接表示不一定是指两个元件直接地连接,且与彼此成固定关系。示例性图仅出于图示目的,且本文附图中反映的尺寸、位置、顺序和相对大小可变化。

本公开内容的方面提供了用于具有后机身安装的发动机的飞行器的入口畸变控制布置,以控制和最小化机体承受的流动畸变的影响,且因此有助于减轻涡轮机的可操作性和航空力学风险。例如,在某些示例性实施例中,至少一个空气动力学边条策略性地置于发动机机舱的入口的唇部部分的表面处。确切地说,针对涡轮机的系统级重量/性能,至少一个空气动力学边条设计成被动特征或主动控制的特征。至少一个空气动力学边条是大体上恒定厚度的板。至少一个空气动力学边条的定向和前部形状可为流线型或鳍形。本公开内容可向风扇和其它相关涡轮机构件提供更轻且更好的性能。

现在参照附图,其中遍及附图,相同的数字指示相同的元件,图1为根据本公开内容的示例性实施例的燃气涡轮发动机10的示意性横截面视图。燃气涡轮发动机是本文称为"涡扇发动机10"的高旁通涡扇喷气发动机10。如图1中所示,涡扇发动机10限定轴向方向A(平行于为了参照而提供的纵向轴线12延伸)和径向方向R。涡扇发动机10还可限定围绕轴向方向A沿周向延伸的周向方向C(未示出)。大体上,涡扇10包括风扇区段14和设置在风扇区段14下游的核心涡轮发动机16。

绘出的示例性核心涡轮发动机16大体上包封在限定环形入口20的基本上管状的外壳18内。外壳18包围成串联流动关系的:包括增压器或低压(LP)压缩机22和高压(HP)压缩机24的压缩机区段;燃烧区段26;包括高压(HP)涡轮28和低压(LP)涡轮30的涡轮区段;以及喷气排气喷嘴区段32。高压(HP)轴或转轴34将HP涡轮28驱动地连接至HP压缩机24。低压(LP)轴或转轴36将LP涡轮30驱动地连接至LP压缩机22。压缩机区段、燃烧区段26、涡轮区段和喷嘴区段32一起限定穿过其中的核心空气流动通路37。

对于所示实施例,风扇区段14包括可变桨距风扇38,其具有以间隔开的方式联接至盘42的多个风扇叶片40。如图所示,风扇叶片40从盘42大体上沿径向方向R向外延伸。每个风扇叶片40可借助于风扇叶片40相对于盘42围绕俯仰轴线P旋转,风扇叶片40可操作地联接至适合的促动部件44,促动部件44构造成一起共同地改变风扇叶片40的桨距。风扇叶片40、盘42和促动部件44可通过横穿动力变速箱46的LP轴36而围绕纵向轴线12一起旋转。动力变速箱46包括多个齿轮,其使LP轴36的转速逐步降低至更高效的旋转风扇速度。

仍参照图1的示例性实施例,盘42由可旋转的前毂48覆盖,前毂48按空气动力学设计轮廓,以促进空气流穿过多个风扇叶片40。此外,示例性风扇区段14包括环形风扇壳或外机舱50,其沿周向包绕风扇38和/或核心涡轮发动机16的至少部分。应认识到,机舱50可构造成相对于核心涡轮发动机16由多个沿周向间隔开的出口导叶52支承。此外,机舱50的下游区段54可在核心涡轮发动机16的外部部分上延伸,以便限定其间的旁通空气流通路56。

在涡扇发动机10的操作期间,一定量空气58经由机舱50和/或风扇区段14的相关联的入口60进入涡扇发动机10。当一定量空气58穿过风扇叶片40时,如由箭头62指示的空气58的第一部分被引导或导送到旁通空气流通路56中,且如由箭头64指示的空气58的第二部分被引导或导送到核心发动机流动通路37中,且更具体是到LP压缩机22中。空气的第一部分62与空气的第二部分64之间的比率通常称为旁通比。空气的第二部分64的压力然后在其被导送穿过高压(HP)压缩机24时增大。空气的第二部分64然后流入燃烧区段26中,在该处其与燃料混合并燃烧来提供燃烧气体66。

燃烧气体66被导送穿过HP涡轮28,在该处,来自燃烧气体66的热能和/或动能的部分经由联接至外壳18的HP涡轮定子导叶68和联接至HP轴或转轴34的HP涡轮转子叶片70的连续级提取,因此致使HP轴或转轴34旋转,从而支持HP压缩机24的操作。燃烧气体66然后被导送穿过LP涡轮30,在该处,经由联接至外壳18的LP涡轮定子导叶72和联接至LP轴或转轴36的LP涡轮转子叶片74的连续级从燃烧气体66提取热能和动能的第二部分,因此致使LP轴或转轴36旋转,从而支持LP压缩机22的操作和/或风扇38的旋转。

燃烧气体66随后被导送穿过核心涡轮发动机16的喷气排气喷嘴区段32以提供推力。同时,在空气的第一部分62从涡扇10的风扇喷嘴排气区段76排出之前,空气的第一部分62的压力在空气的第一部分62被导送穿过旁通空气流通路56时显著增大,也提供了推力。HP涡轮28、LP涡轮30和喷气排气喷嘴区段32至少部分地限定用于使燃烧气体66导送穿过核心涡轮发动机16的热气体通路78。

然而,应当认识到的是,图1中所示的示例性风扇发动机10仅作为示例,且在其它示例性实施例中,涡扇发动机10可具有任何其它适合的构造,例如包括任何其它适合数目的轴或转轴。另外或备选地,本公开内容的方面可结合到任何其它适合的燃气涡轮发动机中。例如,在其它示例性实施例中,本公开内容的方面可结合到涡轮轴发动机、涡轮核心发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机等中。

图2为根据本公开内容的实施例的具有后机身安装的发动机(例如,图1中所示的涡扇发动机10)的飞行器的示意图。飞行器包括机身80、分别在机身80的相反两侧处沿横向延伸的两个机翼82,以及分别连接至机身80的相反两侧的两个发动机10。如图2中所示,两个发动机10沿径向方向A布置在机翼82上方。然而,应认识到,图2中所示的具有后机身安装的发动机的示例性飞行器仅作为示例,而不限制本发明,并且在其它示例性实施例中,飞行器可具有任何其它适合的构造,例如,包括安装在机翼82下方或机翼82上的任何其它适合的发动机。

现在参照图3和图4,图3是根据本公开内容的示例性实施例的来自图2的发动机的部分的简化示意图,且图4是根据本公开内容的示例性实施例的发动机的简化主视图。如图4中所示,参照径向线T,两侧(内侧S1和外侧S2)限定在涡扇发动机10的机舱50上。径向线T基本上限定成正交于发动机10的轴向线12。确切地说,内侧S1面向机身80,且限定成相对于外侧S2更接近机身80。在示例性实施例中,如图3中所示,多个边条(例如,第一边条84、第二边条86和第三边条88)在内侧S1处布置在机舱50的唇部部分90的表面上。机舱50的唇部部分90包绕涡扇发动机10的入口60。多个边条沿机舱的唇部部分90的前缘在周向方向C上与彼此间隔开。在示例性实施例中,尽管存在三个边条设在唇部部分90的表面上,但在一些其它实施例中,任何数目的边条可选择性地布置在其上。另外,多个边条可沿任何方向从唇部部分90的表面的任何区域延伸,或置于机舱50上的任何位置处。

此外,如图4中所示,机舱50通过吊挂架96附接至机身80(图2中所示)。第一边条84沿径向方向R设在机舱50的唇部部分90的顶部位置(即,在12:00位置或与径向线交互的位置)上,且第二边条86和第三边条88定位在机舱50的内侧S1处。更具体而言,第三边条88定位成比第二边条86更接近机身80。应认识到,在一些其它非限制性示例中,一个或多个边条可选择性地布置在内侧S1和/或外侧S2上,以在机舱50的两侧上覆盖涡流轨迹的潜在范围,因为涡流的位置可根据地面风的方向变化。例如,在一个示例性实施例中,至少一个边条置于内侧S1上,且至少一个边条置于外侧S2上。在另一个实施例中,仅在外侧S2上设置至少一个边条,且在内侧S1上没有边条。在再一个示例性实施例中,一个边条布置在机舱50的唇部表面90的顶部位置上,至少一个边条设在内侧S1上,且至少一个边条设在外侧S2上。由于到达发动机的风的不同方向,故任何数目的边条可选择性地设在机舱50的任何侧上。如示例性实施例中公开的,第一边条84、第二边条86和第三边条88设计有空气动力学几何形状,且置于机舱50的唇部部分90的表面处,以控制和最小化机体承受的流动畸变的影响,且因此有助于减轻涡轮机的可操作性和航空力学风险。

如图5(根据本公开内容的示例性实施例的图3中所示的发动机的部分的简化放大示意图)中所示,第一边条84、第二边条86和第三边条88以流线型或鳍形的形式设在机舱50的唇部部分90上。例如,如果第一边条84、第二边条86和第三边条88的每个后端限制为具有完整高度,则所述每个后端可逐渐且平滑地朝其前端延伸,而没有轴向方向R上的高度。然而,在没有限制的示例性实施例中,应认识到,任何空气动力学边条几何形状可设计在机舱的唇部表面上,以控制和最小化机体承受的流动的影响。在以上示例性实施例中,第一边条84、第二边条86和第三边条88从入口60处的唇部部分90的前缘沿轴向方向部分地延伸至机舱50的本体部分92。本体部分92沿周向延伸且从唇部部分90沿轴向方向向后延伸。在一些其它实施例中,至少一个边条可仅布置在唇部部分90的表面上,或在另一个实施例中,至少一个边条可仅置于邻近唇部部分90的本体部分92的表面上。然而,应认识到,至少一个边条可设在机舱50的唇部表面90上,且一些附加边条可置于邻近唇部表面90的本体部分92上。如上文所论述的,在示例性实施例中,第一边条84、第二边条86和第三边条88可沿周向与彼此间隔开。在又一些示例性实施例中,多个空气动力学边条置于唇部表面90上,且沿周向与彼此间隔开,且沿周向与彼此对齐。在再一些其它示例性实施例中,多个空气动力学边条设在机舱50的唇部表面90上,且沿周向和沿轴向与彼此间隔开。

现在转到图6和图7,图6为根据本公开内容的示例性实施例的发动机的简化侧视图,且图7为根据本公开内容的示例性实施例的发动机的边条的简化侧视图。在示例性实施例中,第一边条84、第二边条86和第三边条88中的至少任何一个设有5英寸长和2英寸高的尺寸。确切地说,第一边条84、第二边条86和第三边条88中的至少一个的尺寸可设计为:

0.025< L/Dhl<0.1;和/或

0.010< H/Dhl<0.05。

Dhl是机舱50的入口60的直径,L是第一边条84、第二边条86、第三边条88中的一个的长度,且H是第一边条84、第二边条86和第三边条88中的一个的高度。然而,每个边条的以上尺寸仅用于图示本公开内容,且不限制本发明。应图示,具有以上尺寸的边条可更有效控制和最小化流动畸变对涡扇发动机的影响,且更有益于限制飞行器的重量和性能。另外,在本发明的示例性实施例中,Dfan可小于140英寸,以最小化安装影响。Dfan指示由风扇40在径向方向R上限定的区域的直径。

现在参照图8和图9,图8是根据本公开内容的另一个实施例的具有激活的边条的机舱局部外表面的简化示意图,且图9是图8中所示的根据本公开内容的实施例的具有未激活的边条的机舱局部外表面的简化示意图。在示例性实施例中,能够激活的边条94设在机舱50的表面上。边条94邻近机舱50的入口60放置,以减轻入口畸变,且因此有助于减轻涡扇发动机的可操作性和航空力学风险。针对飞行器的系统级重量/性能激活和控制边条94。确切地说,如上文所述,边条94可设有5英寸长和2英寸高的尺寸。在另一个示例性实施例中,边条94的尺寸可为:

0.025< L/Dhl<0.1;和/或

0.010< H/Dhl <0.05。

Dh1是机舱50的入口60的直径,L是边条94的长度,且H是边条94的高度。然而,边条94的以上尺寸仅用于图示本公开内容,但不限制本发明。确切地说,可根据飞行器的不同操作状态来激活和控制边条94。例如,处于展开位置的边条94为被激活的,且在飞行器地面操作状态(见图8,例如,在飞行器在地面且未移动时)下从机舱50的表面突出,以消除机舱50周围的涡流。在地面操作状态下,由于没有向前速度,故发动机10将从所有方向吸入空气,包括机舱的上部和/或外部部分,且于是存在涡流形成在机舱50的表面上并吸入入口的风险。根据本发明,当边条94处于展开位置时,可消除涡流。如图9中所示,处于收起位置的边条94可在向前飞行(巡航等)操作状态(例如,飞行器以大于零的速度移动)下收起在机舱50上。在向前飞行操作状态中,进入入口60的流的大部分来自流动不受干扰且没有涡流/畸变的上游位置。因此,边条94应收起,因为展开的边条将由于由其生成的隐含阻力而损害发动机/飞行器的性能。然而,在特定实施例中,边条94可根据飞行器的预期效果来选择性地激活。

如图10(常规燃气涡轮发动机的机舱外表面的简化示意图)中所示,在纯横风中,例如,在机身上经过的流往往由于与生成的轴向流的相互作用和风扇泵送效果而分离或形成涡流V1。分离流或涡流V1最终吸入发动机的入口,且为涡轮机的主要畸变源。此外,如图11(根据本公开内容的再一个实施例的具有激活的边条的机舱的外表面的简化示意图)中所示,邻近机舱50的入口60的边条94可使图10中所示的涡流V1扩散开,且然后降低发动机10中的风扇40和发动机10的下游部分处的畸变水平。

此外,如图12(穿过常规飞行器的机身的流的简化示意图)中所示,流在机身上穿过,且然后由于与轴向流的相互作用和风扇泵送效果而产生涡流V2。此外,涡流V2吸入飞行器的发动机中,且破坏涡轮机的一些部分。相比之下,如图13(根据本公开内容的实施例的机身上的流的简化示意图)中所示,本发明在机舱50的唇部部分90处提供了多个边条84,86,88,以使在机身上经过的涡流扩散开,且然后控制且最小化流动畸变的效果,且因此有助于减轻涡轮机的可操作性和航空力学风险。如上文所述,针对飞行器的系统级重量或性能,多个边条84,86,88提供为被动特征和/或主动控制的特征。例如,在一些示例性实施例中,机舱的顶部位置上的边条布置为稳定的,且可根据飞行器的不同操作状态来主动地控制和激活内侧和/或外侧上的附加边条。在一些其它示例性实施例中,机舱的唇部部分处的每个边条可为稳定的或被激活的。

常规上,飞行器(例如,具有后机身安装的发动机的飞行器)的入口畸变通过改变发动机机舱入口的形状和大小而受控制,以降低入口流分离的风险,且因此降低畸变水平。然而,如上文所述的常规方法尤其对于具有后机身安装的发动机的飞行器而言具有有限的应用范围,增加了重量和成本的代价。相比之下,本发明目的在于用飞行器机舱的唇部部分的表面处的至少一个边条控制和扩散畸变流,且不需要改变入口唇部形状。

本书面描述使用示例来公开本发明,包括最佳模式,且还使本领域任何技术人员能够实践本发明,包括制作和使用任何装置或系统,以及执行任何并入的方法。本发明的可获得专利的范围由权利要求限定,且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果此类其它示例包括不异于权利要求的书面语言的结构要素,或如果它们包括与权利要求的书面语言无实质差别的等同结构要素,则此类其它示例意在处于权利要求的范围内。

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