[发明专利]使用大型涡流发生器以便流量重新分配的推进系统与配备推进系统的超音速飞机

说明书

用于超音速飞机的推进系统包括：发动机；设置于发动机上游侧的压缩表面；护罩，其包围发动机且配置成将通过压缩表面的空气流朝向所述发动机引导；以及定位在发动机上游侧的多个涡流发生器。涡流发生器具有一定的高度，使得当超音速飞机以预定速度飞行时，所述多个涡流发生器产生多个涡流，所述涡流至少部分地在邻近超音速入口表面形成的边界层之外传播。在空气流达到发动机的面之前，涡流导致空气流的高速部分朝向对于停滞压力的变化具有更高灵敏度的发动机部分移动，以及导致空气流的低速部分远离对于停滞压力的变化具有更高灵敏度的发动机部分移动。

相关申请的交叉引用

本申请要求于2013年2月14日提交的、题为“使用涡流发生器的大型流量重新分配(Large-Scale Flow Redistribution Using Vortex Generators)”的共同未决的美国临时专利申请61/764，658的权益，该美国临时专利申请由此以其全文通过引用并入本文。

技术领域

本发明通常涉及航空以及更具体地涉及用于超音速飞机的推进系统。

背景技术

常规超音速飞机的发动机包括中心体，所述中心体具有细长的压缩表面以帮助改进由发动机以超音速速度通过空气运动所造成的压力恢复。压缩表面连同飞机的推进系统的其它特征一起将进入推进系统的超音速空气流减慢到与发动机的涡轮机械相兼容的速度。

具有细长压缩表面的一个不良后果是在入口(例如，扩散器的部分)的内表面上积聚相对厚的边界层。边界层是邻近粘性表面(诸如压缩表面和扩散器的表面)定位的空气流的一部分，由于其与粘性体的相互作用，该部分空气流以比自由流速度更慢的速度移动。

由于边界层空气以比空气流的剩余部分更慢的速度移动，边界层空气将具有比空气流的剩余部分更低的停滞压力。这导致进入空气动力学相互作用面(“AIP”)(例如，风扇或发动机的面)的空气流的停滞压力的畸变。停滞压力上的这种畸变是不希望的，因为它可能会不利地影响发动机的可操作性和性能。

已经研发出了若干不同的解决方案来克服由细长压缩表面所导致的停滞压力上的畸变。例如，通过使得空气流流动通过多孔表面并使用低压来从空气流抽取边界层，一些推进系统从空气流排放边界层。虽然减小边界层的厚度是有效的，但这种排放系统增加了推进系统的成本、复杂性和重量。

另一种解决方案将适度高度的涡流发生器定位在中心体上。这些涡流发生器具有的高度范围为从局部边界层厚度的百分之二十到百分之四十，并产生完全在边界层内传播的涡流。这些涡流增大边界层的能量水平，这反过来又允许边界层保持更有力地附接到中心体的弯曲表面或其它入口表面。虽然这可抑制边界层的生成和分离，但这不改变其结构或明显地减少其厚度，以及进入AIP的空气的停滞压力保持畸变。

因此，理想的是提供一种推进系统，其减少进入AIP的空气流的停滞压力的畸变。此外，理想的是提供一种配备有推进系统的超音速飞机，该系统减少停滞压力的畸变。此外，其它期望的特征和特性从随后的发明内容部分和具体实施方式部分及所附的权利要求、结合附图和前述的技术领域和背景技术将变得显而易见。

发明内容

本文公开了用于超音速飞机的推进系统和配备有推进系统的超音速飞机。

在第一非限制性的实施例中，所述推进系统包括但不限于发动机。推进系统还包括但不限于设置于发动机上游侧的压缩表面。推进系统还包括但不限于护罩，其部分地包围发动机且配置成将空气流朝向所述发动机引导通过中心体。推进系统还进一步包括但不限于定位在发动机上游侧的多个涡流发生器。多个涡流发生器具有一定的高度，使得当超音速飞机以预定速度飞行时，所述多个涡流发生器产生多个涡流，涡流至少部分地在邻近超音速入口表面形成的边界层之外传播。在空气流达到发动机的面之前，多个涡流导致空气流的高速部分朝向对于停滞压力的变化具有更高灵敏度的发动机部分移动，以及导致空气流的低速部分远离对于停滞压力的变化具有更高灵敏度的发动机部分移动。