[发明专利]空气入口装置及其制造方法

说明书

相关申请的交叉引用

本申请要求于2012年7月3日提交的在先提交的美国非临时专利申请第13/541,482号的优先权，该美国非临时专利申请要求于2011年8月19日提交的61/525,604的优先权，上述申请在此以其整体通过引用并入本文。

技术领域

本发明总体上涉及飞行器，以及更具体地涉及用于与超音速喷气发动机一起使用的空气入口装置以及空气入口装置的制造方法。

背景技术

由推进系统的短舱整流罩表面在超音速飞行速度下产生的声音干扰，以及来自入口捕获流管的空气动力学边界表面的那些声音干扰，以及来自喷管的喷射羽流排气，均会影响飞行器音爆的可感知响度。传统设计的短舱产生大量的激波，这些激波最终合并成飞行器的整体音爆印迹。在减小这些激波特征强度方面的挑战在于在超音速流场中重新确定流线路径而不产生离散干扰这一内在困难。

溢流是很大程度上助长音爆强度的入口特性。溢流是不能由推进系统使用且通过入口压力场围绕进气口侧面自然转向（“溢流”）的过剩流量。在典型的设计中，溢流通过结尾激波而发生，这是在典型的入口设计中可以如此作用的唯一物理机制。由于例如偏离设计的发动机操作，所需的溢流越多，则入口的结尾激波自动地变得越强，并且对音爆产生更加不利的影响。因为音爆是一种激波，该特征是离散的，将脉冲叠加到飞行器的声场内。并且由于其离散性质，难于利用其它低音爆设计技术来减轻或消除脉冲特征。

整流罩表面在流向方向上在进气口和喷管出口两者处的角度会助长爆音强度，就像用于将短舱围绕诸如齿轮箱的发动机隆起部分装配的整流罩突起或膨出那样。进气整流罩角度和短舱膨出对于迎面而来的超音速流产生阻隔特征，其产生压缩激波。此外，在喷管出口处的整流罩角度连同任何整流罩膨出的下游表面会产生膨胀波扇，其倾向于通过压缩激波重新适应于局部流场。

最后，在典型的设计中，由于通过与短舱整流罩的流-角度都不匹配以及排气出流压力与喷管出口面积的不匹配而沿其剪切表面产生强烈的压缩激波和膨胀-反射激波特征，排气喷射羽流本身会恶化局部声场。偏离设计的发动机操作进一步恶化这种流-角度和压力的不匹配。这些问题都在图1至图3中示出，图1至图3示出现有的超音速喷气发动机。

图1示意性示出了现有技术的超音速喷气发动机20，其具有配置成在预定的马赫速度下操作的入口装置22和喷管装置24。入口装置22包括整流罩26和中心体28。中心体28与整流罩26同轴地对准。整流罩26包括整流罩唇缘30，以及中心体28包括压缩表面32和顶点34（也被称为“前缘”）。整流罩唇缘30和压缩表面32共同限定入口36，其允许空气到达涡轮增压机械37。

中心体28的突出部分38（也称为“尖头”）从整流罩唇缘30向前延伸距离L₁。接近现有技术的超音速喷气发动机20的超音速气流（未示出）在进入到入口36内之前将遇到突出部分38。超音速气流最初将遇到顶点34，产生初始激波（未示出），该初始激波将以倾斜角度在向后的方向上延伸，除其它因素外，所述倾斜角度对应于现有技术的超音速喷气发动机20所行进的马赫速度。通常而言，期望的是突出部分38具有的长度使得当飞行器正在以预定的马赫速度（也称为“设计速度”或“巡航速度”）运动时该长度将导致从顶点34延伸到整流罩唇缘30的初始激波。当飞行器正在以预定的马赫速度运动时将导致初始激波从顶点34延伸到整流罩唇缘30的突出部分的长度在本文中将被称为“常规尖头长度”。

喷管装置24包括具有后缘42的喷管40。喷管装置24还包括具有表面46的塞体44。后缘42和表面46限定出口48。塞体44配置成控制排气气体（本文称之为“排气羽流”）的膨胀，所述排气气体在现有技术的超音速喷气发动机20的操作过程中从涡轮增压机械37排出。当排气羽流沿着塞体44向下游行进时，塞体44具有连续减小的直径，其提供用于容纳排气羽流膨胀气体的空间。塞体44控制排气羽流的排气气体膨胀的能力在塞体44的尾端50处终止。在尾端50下游的点处，排气羽流的排气气体将变得完全膨胀开。

如图1中所示，塞体44的突出部分52延伸超过整流罩40后缘42的距离为L₂。如本领域内已知的那样，长度L₂由发动机设计人员选择成对应于当现有技术的超音速喷气发动机20以对应于预定马赫数的功率设置操作时，传播离开后缘42内表面的马赫线的交点。与传播离开后缘42内表面的马赫线的交点对应的突出部分的长度在本文中将被称为“常规塞体长度”。