個渦流發(fā)生器62導(dǎo)致的主要空氣流45的湍流的結(jié)果，進(jìn)入發(fā)動機(jī)芯34的主要空氣流45部分的停滯壓力將高于在沒有多個渦流發(fā)生器62存在情況下的停滯壓力。
[0053]圖11是示出超音速飛機(jī)80的非限制性實施例的透視圖。超音速飛機(jī)80包括推進(jìn)系統(tǒng)82。推進(jìn)系統(tǒng)82包括發(fā)動機(jī)、設(shè)置于發(fā)動機(jī)上游側(cè)的中心體、部分圍繞發(fā)動機(jī)和中心體的護(hù)罩、和定位在發(fā)動機(jī)上游側(cè)的多個渦流發(fā)生器，其中所述護(hù)罩配置成引導(dǎo)空氣流朝向所述發(fā)動機(jī)流動通過中心體。多個渦流發(fā)生器分別具有一定的高度，使得當(dāng)超音速飛機(jī)80以預(yù)定速度飛行時，所述多個渦流發(fā)生器產(chǎn)生多個渦流，所述渦流至少部分地在鄰近中心體形成的邊界層之外傳播。在空氣流到達(dá)AIP之前，多個渦流導(dǎo)致空氣流的高速部分朝向中心體徑向移動以及導(dǎo)致空氣流的低速部分遠(yuǎn)離中心體徑向移動。
[0054]繼續(xù)參照圖1-10，在一些非限制性實施例中，推進(jìn)系統(tǒng)82可與推進(jìn)系統(tǒng)50大致相同。在其它非限制性實施例中，推進(jìn)系統(tǒng)82可與推進(jìn)系統(tǒng)60大致相同。還在其它非限制性實施例中，推進(jìn)系統(tǒng)82可與推進(jìn)系統(tǒng)70大致相同。雖然超音速飛機(jī)80被描繪為固定翼飛機(jī)，但是應(yīng)當(dāng)理解的是在不脫離本公開教導(dǎo)的情況下也可以采用具有任何合適配置的飛機(jī)。類似地，雖然超音速飛機(jī)80已經(jīng)被示出為具有附接到垂直穩(wěn)定翼的兩個發(fā)動機(jī)艙82，但是應(yīng)當(dāng)理解的是，可以采用任何合適數(shù)目的發(fā)動機(jī)艙82，并應(yīng)當(dāng)進(jìn)一步理解的是它們可被容納在飛機(jī)上的任何合適位置處。
[0055]盡管在本公開前面的詳細(xì)描述中已經(jīng)呈現(xiàn)了至少一個示例性實施例，但是應(yīng)當(dāng)理解的是，存在大量的變化。還應(yīng)當(dāng)理解的是，一個或多個示例性實施例僅僅是實例，并不意旨以任何方式限制本發(fā)明的范圍、適用性或配置。相反，前面的詳細(xì)描述將給本領(lǐng)域內(nèi)的技術(shù)人員提供用于實現(xiàn)本發(fā)明示例性實施例的方便路線圖。但是應(yīng)當(dāng)理解的是，在不脫離如在所附權(quán)利要求中限定的本公開范圍的情況下，可對于在示例性實施例中所述元件的功能和布置方面進(jìn)行各種改變。
【主權(quán)項】
1.用于超音速飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)，所述推進(jìn)系統(tǒng)包括: 發(fā)動機(jī)； 設(shè)置于發(fā)動機(jī)上游側(cè)的壓縮表面； 護(hù)罩，其部分地包圍發(fā)動機(jī)且配置成將通過壓縮表面的空氣流朝向所述發(fā)動機(jī)引導(dǎo)；以及 定位在發(fā)動機(jī)上游側(cè)的多個渦流發(fā)生器，多個渦流發(fā)生器具有一定的高度，使得當(dāng)超音速飛機(jī)以預(yù)定速度飛行時，所述多個渦流發(fā)生器產(chǎn)生多個渦流，所述渦流至少部分地在鄰近超音速入口表面形成的邊界層之外傳播，在空氣流達(dá)到發(fā)動機(jī)的面之前，多個渦流導(dǎo)致空氣流的高速部分朝向?qū)τ谕毫Φ淖兓哂懈哽`敏度的發(fā)動機(jī)部分移動，以及導(dǎo)致空氣流的低速部分遠(yuǎn)離對于停滯壓力的變化具有更高靈敏度的發(fā)動機(jī)部分移動。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的推進(jìn)系統(tǒng)，其特征在于:多個渦流發(fā)生器的高度使得:當(dāng)超音速飛機(jī)以預(yù)定速度飛行時，多個渦流發(fā)生器與空氣流的高速部分接合。3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的推進(jìn)系統(tǒng)，其特征在于多個渦流發(fā)生器的高度在鄰近超音速入口表面形成的邊界層厚度的75%和125%之間。4.根據(jù)權(quán)利要求2所述的推進(jìn)系統(tǒng)，其特征在于所述渦流發(fā)生器的高度使得所述多個渦流發(fā)生器突出超過空氣流的邊界層。5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的推進(jìn)系統(tǒng)，其特征在于所述多個渦流發(fā)生器圍繞超音速入口表面沿周向布置。6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的推進(jìn)系統(tǒng)，其特征在于所述多個渦流發(fā)生器圍繞護(hù)罩的內(nèi)表面沿周向布置。7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的推進(jìn)系統(tǒng)，其特征在于所述多個渦流發(fā)生器圍繞超音速入口表面和護(hù)罩內(nèi)表面兩者沿周向布置。8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的推進(jìn)系統(tǒng)，其特征在于所述多個渦流發(fā)生器設(shè)置于護(hù)罩前緣之后。9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的推進(jìn)系統(tǒng)，其特征在于所述多個渦流發(fā)生器設(shè)置于當(dāng)超音速飛機(jī)以預(yù)定速度飛行時所形成的終端沖擊之后。10.根據(jù)權(quán)利要求1所述的推進(jìn)系統(tǒng)，其特征在于所述發(fā)動機(jī)包括發(fā)動機(jī)芯和發(fā)動機(jī)旁路，并且其中所述發(fā)動機(jī)芯相比于所述發(fā)動機(jī)旁路具有對空氣流停滯壓力變化的更高靈敏度。11.根據(jù)權(quán)利要求1所述的推進(jìn)系統(tǒng)，其特征在于所述護(hù)罩包括分離器，所述分離器配置成將進(jìn)入推進(jìn)系統(tǒng)入口的空氣分為主要空氣流和輔助空氣流，所述輔助空氣流由圍繞發(fā)動機(jī)的分離器路由。12.根據(jù)權(quán)利要求1所述的推進(jìn)系統(tǒng)，其特征在于所述多個渦流發(fā)生器中的每個渦流發(fā)生器具有矩形配置。13.根據(jù)權(quán)利要求12所述的推進(jìn)系統(tǒng)，其特征在于每個渦流發(fā)生器具有為2的縱橫比。14.根據(jù)權(quán)利要求1所述的推進(jìn)系統(tǒng)，其特征在于所述多個渦流發(fā)生器以成對的渦流發(fā)生器布置。15.根據(jù)權(quán)利要求14所述的推進(jìn)系統(tǒng)，其特征在于每對渦流發(fā)生器中的每個渦流發(fā)生器相對于空氣流取向以便具有一定的迎角。16.根據(jù)權(quán)利要求15所述的推進(jìn)系統(tǒng)，其特征在于所述迎角在16度至24度之間。17.根據(jù)權(quán)利要求15所述的推進(jìn)系統(tǒng)，其特征在于每對渦流發(fā)生器中的每個渦流發(fā)生器以相反的迎角取向。18.根據(jù)權(quán)利要求1所述的推進(jìn)系統(tǒng)，其特征在于所述多個渦流發(fā)生器布置成使得渦流產(chǎn)生上洗流和下洗流兩者。19.用于超音速飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)，所述推進(jìn)系統(tǒng)包括: 發(fā)動機(jī)，其包括發(fā)動機(jī)芯和發(fā)動機(jī)旁路，發(fā)動機(jī)芯相比于發(fā)動機(jī)旁路具有對停滯壓力的變化更高的靈敏度； 設(shè)置在發(fā)動機(jī)上游側(cè)的中心體； 部分地包圍發(fā)動機(jī)和中心體的護(hù)罩，護(hù)罩配置成將通過中心體的空氣流朝向所述發(fā)動機(jī)引導(dǎo)；以及 多個渦流發(fā)生器，其定位在發(fā)動機(jī)的上游側(cè)，并且圍繞中心體和所述護(hù)罩的內(nèi)表面中的至少一個沿周向布置，多個渦流發(fā)生器成對布置，每對渦流發(fā)生器中的每個渦流發(fā)生器具有相對于彼此的相等且相反的迎角，渦流發(fā)生器配置成當(dāng)超音速飛機(jī)以預(yù)定速度的飛行時產(chǎn)生多個渦流，所述多個渦流至少部分地在鄰近中心體形成的邊界層之外傳播，在空氣流達(dá)到發(fā)動機(jī)的面之前，多個渦流導(dǎo)致空氣流的高速部分朝向具有對停滯壓力變化更高敏感度的發(fā)動機(jī)部分移動，以及導(dǎo)致空氣流的低速部分遠(yuǎn)離具有對停滯壓力變化更高敏感度的發(fā)動機(jī)部分移動，多個渦流發(fā)生器中的每個渦流發(fā)生器具有在中心體上的邊界層厚度的75%至125%之間的高度，多個渦流發(fā)生器中的每個渦流發(fā)生器具有矩形配置，所述矩形配置具有在I和4之間的縱橫比，以及多個渦流發(fā)生器設(shè)置于當(dāng)超音速飛機(jī)以預(yù)定的速度飛行時所形成的終端沖擊之后。20.一種超音速飛機(jī)，其包括: 機(jī)身；以及 用于以超音速推進(jìn)機(jī)身的推進(jìn)系統(tǒng)，所述推進(jìn)系統(tǒng)包括: 發(fā)動機(jī)； 設(shè)置于發(fā)動機(jī)上游側(cè)的壓縮表面； 護(hù)罩，護(hù)罩部分地包圍發(fā)動機(jī)且配置成將通過壓縮表面的空氣流朝向所述發(fā)動機(jī)引B寸； 定位在發(fā)動機(jī)上游側(cè)的多個渦流發(fā)生器，多個渦流發(fā)生器具有一定的高度，使得當(dāng)超音速飛機(jī)以預(yù)定速度飛行時，多個渦流發(fā)生器產(chǎn)生多個渦流，所述多個渦流至少部分地在鄰近超音速入口表面形成的邊界層之外傳播，在空氣流達(dá)到發(fā)動機(jī)的面之前，多個渦流導(dǎo)致空氣流的高速部分朝向具有對停滯壓力變化更高敏感度的發(fā)動機(jī)部分移動，以及導(dǎo)致空氣流的低速部分遠(yuǎn)離具有對停滯壓力變化更高敏感度的發(fā)動機(jī)部分移動。
【專利摘要】用于超音速飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)包括：發(fā)動機(jī)；設(shè)置于發(fā)動機(jī)上游側(cè)的壓縮表面；護(hù)罩，其包圍發(fā)動機(jī)且配置成將通過壓縮表面的空氣流朝向所述發(fā)動機(jī)引導(dǎo)；以及定位在發(fā)動機(jī)上游側(cè)的多個渦流發(fā)生器。渦流發(fā)生器具有一定的高度，使得當(dāng)超音速飛機(jī)以預(yù)定速度飛行時，所述多個渦流發(fā)生器產(chǎn)生多個渦流，所述渦流至少部分地在鄰近超音速入口表面形成的邊界層之外傳播。在空氣流達(dá)到發(fā)動機(jī)的面之前，渦流導(dǎo)致空氣流的高速部分朝向?qū)τ谕毫Φ淖兓哂懈哽`敏度的發(fā)動機(jī)部分移動，以及導(dǎo)致空氣流的低速部分遠(yuǎn)離對于停滯壓力的變化具有更高靈敏度的發(fā)動機(jī)部分移動。
【IPC分類】B64D33/02
【公開號】CN105209339
【申請?zhí)枴緾N201480008573
【發(fā)明人】M·雷巴爾科, T·康納斯, T·韋曼
【申請人】灣流航空航天公司
【公開日】2015年12月30日
【申請日】2014年2月5日
【公告號】CA2898624A1, EP2956363A2, US20140224940, WO2014185998A2, WO2014185998A3