專利名稱：用于超音速飛行器的等熵壓縮入口的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明的實施例涉及用于超音速飛行器的超音速入口，更尤其是 涉及形狀設(shè)置成能減少阻力和音爆強(qiáng)度的超音速入口 。
背景技術(shù)：
許多超音速飛行器采用了燃?xì)廨啓C(jī)，燃?xì)廨啓C(jī)能夠以超音速推進(jìn) 飛行器。但是，這些燃?xì)廨啓C(jī)通常在引擎上游面處在大約0.3到0.6 馬赫范圍內(nèi)的亞音速流上運轉(zhuǎn)。入口使進(jìn)入的氣流減速至與燃?xì)廨啓C(jī) 需求匹配的速度。為此，使用由壓縮表面和相應(yīng)流動路徑構(gòu)成的超音 速入口來使超音速流減速至強(qiáng)的末端激波。在末端激波的下游，亞音 速流利用亞音速擴(kuò)散器進(jìn)一步減速至相應(yīng)于燃?xì)廨啓C(jī)需求的速度。
在現(xiàn)有技術(shù)中眾所周知，超音速入口和擴(kuò)散方法的效率是在入口 的進(jìn)入側(cè)和排出側(cè)之間空氣流中有多少總壓力損失的函數(shù)。入口的總 壓力恢復(fù)由排出側(cè)總壓力與自由流總壓力之比限定。
超音速入口通常為"2D"，具有一矩形開口，或者為軸對稱的， 具有一環(huán)形開口。超音速入口包括位于一漸縮超音速擴(kuò)散器和一發(fā)散 亞音速擴(kuò)散器之間的喉部。而且超音速入口一般分為三種類型內(nèi)壓 縮、混合壓縮和外壓縮。
內(nèi)壓縮入口在入口管道內(nèi)部完全實現(xiàn)了超音速和亞音速壓縮。該 入口類型的主要理論優(yōu)點是，由于完全內(nèi)在激波串而使機(jī)罩角度非常 低。雖然這種入口設(shè)計理論上顯得是有利的，但是，實際上，它需要
復(fù)雜的、使性能惡化的激波控制系統(tǒng)，以便定位激波串，"啟動"入口， 以及保持動力激波穩(wěn)定性以避免入口對激波串排出的高靈敏性("未啟 動")。與這類入口相關(guān)的挑戰(zhàn)限制其基本只能用于為大馬赫數(shù)而設(shè)計
的噴氣式導(dǎo)彈應(yīng)用上。在大約3.5馬赫速度以下，混合壓縮和外壓縮 入口在性能和復(fù)雜性之間提供了更實際的兼顧。
顧名思義，混合壓縮入口提供了外壓縮和內(nèi)壓縮的融合，并在性 能和復(fù)雜性之間尋求比完全在從大約2.5到3.5的馬赫范圍內(nèi)由內(nèi)壓縮 設(shè)計提供的更實際的平衡?；旌蠅嚎s入口的激波串的內(nèi)部分比完全內(nèi) 部設(shè)計對氣流擾動的敏感性較小，并具有比設(shè)計成同樣速度的完全外 壓縮入口低的機(jī)罩角度和阻力。但是混合壓縮仍然需要復(fù)雜的控制系 統(tǒng)，用以啟動內(nèi)激波串以及穩(wěn)定性管理以避免入口未啟動?；旌蠅嚎s 的兩個顯著的應(yīng)用包括XB-70Valkyrie和SR-71Blackbird飛行器上的 入口 。
外壓縮入口最適合大約2.5馬赫以下的應(yīng)用。在該速度范圍內(nèi)， 外壓縮設(shè)計簡單，這通常比其一般較差的壓力恢復(fù)更重要。因為激波 串是完全外部的，所以，機(jī)罩角度以及由此安裝的阻力特性往往比內(nèi) 壓縮設(shè)計和混合壓縮設(shè)計在同樣的速度更高。但是，因為外壓縮入口 上的激波串仍然完全在內(nèi)流動路徑的外部，所以，它不受由上游或下 游流動擾動產(chǎn)生的突然未啟動排出的影響。因而，外壓縮激波穩(wěn)定性 優(yōu)于混合壓縮結(jié)構(gòu)或內(nèi)壓縮結(jié)構(gòu)，不需要相當(dāng)復(fù)雜的入口控制系統(tǒng)。 釆用外壓縮的入口的著名例子包括在Concorde、 F-14 Tomcat和F-15 Eagle上4吏用的那些入口 。
傳統(tǒng)的入口設(shè)計方法基本集中在通過最大化總?cè)肟趬毫謴?fù)并由 此最大化總引擎推力來改進(jìn)推進(jìn)系統(tǒng)性能上。復(fù)雜的輔助系統(tǒng)和可變 形狀入口通常用于實現(xiàn)這個目的。雖然高壓力恢復(fù)毫無疑問提供了某 些改進(jìn)，最大化壓力恢復(fù)通常以顯著入口阻力和入口復(fù)雜性為代價， 其特性通常與穩(wěn)固的和低成本的操作結(jié)構(gòu)背道而馳。
例如，增大壓力恢復(fù)的努力包括基于放氣的方法，在本領(lǐng)域中應(yīng) 當(dāng)明白，基于放氣的方法通過激波強(qiáng)度管理和邊界層消除來改進(jìn)入口
壓力恢復(fù)。Concorde使用在入口喉部排放抽取的氣體的方法，削弱了 末端激波的強(qiáng)度，從而改進(jìn)了總壓力恢復(fù)。但是，基于放氣的方法通 常處理大部分吸入流以生成所希望的結(jié)果， 一 旦放出氣流最終被傾倒 在機(jī)外，將遭受相應(yīng)的有關(guān)阻力的困難。另外，通常需要由復(fù)雜流動 軌跡裝置構(gòu)成的寬泛的輔助系統(tǒng)。
入口斜面定位是另一種方法，其通過壓縮激波串統(tǒng)的更優(yōu)化布置， 尤其是壓縮激波串統(tǒng)在非設(shè)計條件下的更優(yōu)化布置，改進(jìn)壓力恢復(fù)。 Concorde、 F-14和F-15都是采用斜面定位用以改進(jìn)壓力恢復(fù)的飛4亍 器的例子。但是，斜面定位需要電或液壓致動器和入口控制系統(tǒng)，這 導(dǎo)致入口部分計算和復(fù)雜性的較大增加。這種系統(tǒng)引入了潛在失效點， 顯著增加了開發(fā)和操作成本。
傳統(tǒng)超音速入口設(shè)計方法從選擇壓縮表面幾何形狀開始，壓縮表 面幾何形狀能最好地滿足預(yù)期應(yīng)用的性能和綜合需求，例如飛行器設(shè)
計航速和/或末端激波馬赫數(shù)。對于外壓縮入口來說，壓縮表面構(gòu)造通 常將入口產(chǎn)生的激波以超音速設(shè)計航速聚集在機(jī)罩顯著部分或機(jī)罩前
緣正前方的位置，通常稱為前緣激波聚焦。這種配置基本提供了優(yōu)良 的壓力恢復(fù)、低流動性溢流阻力和可預(yù)測的后激波亞音速流環(huán)境，后 激波亞音速流環(huán)境適用于更基本的分析技術(shù)和解釋對最早超音速入口 結(jié)構(gòu)的技術(shù)追蹤能力。
外壓縮入口設(shè)計實踐還使用機(jī)罩前緣角度來使機(jī)罩前緣與末端激
波和機(jī)軍前緣附近的當(dāng)?shù)爻羲倭鲗?zhǔn)。使前緣與當(dāng)?shù)亓鲗?zhǔn)，有助 于防止有害的亞音速擴(kuò)散流動面積輪廓或復(fù)雜內(nèi)激波結(jié)構(gòu)在前緣區(qū)域 的形成，這減少了入口壓力恢復(fù)和流動泵送效率以及破壞的擴(kuò)散器流 動穩(wěn)定性。
但是，在現(xiàn)有技術(shù)中可知，隨著超音速設(shè)計速度的增大，使流動 減速至固定末端激波馬赫數(shù)所需的壓縮量也增大。額外的壓縮暗示需 要偏離入口軸線更多的流動轉(zhuǎn)向，導(dǎo)致機(jī)罩前緣角度的相應(yīng)增大(為 了使機(jī)罩前緣角度與末端激波處的當(dāng)?shù)亓鲃訉?zhǔn))。機(jī)罩前緣角度的任 何增大都會產(chǎn)生額外的入口前面區(qū)域，從而隨著速度增大而增大入口
阻力。這種有害趨勢正是傳統(tǒng)外壓縮入口在較高超音速馬赫數(shù)時失去 耐久性的關(guān)鍵原因。
控制機(jī)罩前緣阻力的一種嘗試，正如Sanders的美國專利號 6,793,175所述的，包括配置入口，以使機(jī)罩形狀和尺寸最小化。 Sanders的構(gòu)思包括將傳統(tǒng)的矩形吸入口變形成更復(fù)雜、但具有更高 性能的3-D幾何形狀，從前面觀察，該3-D幾何形狀最初類似于軸對 稱的圓周扇形吸入口，而且壓縮表面在外半徑上，機(jī)罩在內(nèi)半徑上。 在前面觀察，機(jī)罩側(cè)面橫過類似的圓周角度圓弧延伸，但是由于其位 于內(nèi)半徑上，所以機(jī)罩的物理圓弧是減小的。轉(zhuǎn)換(transcribed)圓 周距離的減小據(jù)說是有效地減弱了機(jī)罩阻力。這種入口構(gòu)思的實踐性 受到3-D幾何形狀帶來的飛行器集成化挑戰(zhàn)的限制。例如，從組裝角 度來看，橫截面形狀可能比用于裝在機(jī)艙內(nèi)的推進(jìn)系統(tǒng)的等效軸對稱 結(jié)構(gòu)更難以集成。另外，復(fù)雜入口形狀有可能形成復(fù)雜的畸變圖形， 這或者需要在亞音速擴(kuò)散器中大規(guī)模緩和技術(shù)，或者需要利用具有更 穩(wěn)固操作性能的引擎。
另一種減小機(jī)罩前緣角度以減小阻力的方法包括通過增大入口末 端激波馬赫數(shù)來減小流動轉(zhuǎn)角。但是，利用較高末端激波馬赫數(shù)對安 裝的阻力的改進(jìn)往往為來自由較強(qiáng)末端激波所引起的壓力恢復(fù)的減小 的推力損失所抵消。正如本領(lǐng)域技術(shù)人員所知的， 一旦引入粘性流效 應(yīng)，增大末端激波馬赫數(shù)實際上也遇到了明顯的限制。較高末端激波 馬赫數(shù)加重了激波邊界層相互作用，并較少了激波基體邊界層健康 (health )?；w區(qū)域中激波強(qiáng)度的增大也減少了入口俯沖邊緣，從而 減少了亞臨界流節(jié)流能力。另外，末端激波馬赫數(shù)的增大最終增加了 需要復(fù)雜邊界層管理或入口控制系統(tǒng)的可能性。
入口壓縮表面通常分組為"直的"或"等熵的"。等熵表面通常表
現(xiàn)為連續(xù)彎曲的表面，這些表面在壓縮過程期間產(chǎn)生連續(xù)的無窮微弱 的小激波。相比之下，直表面通常表現(xiàn)為平的斜面或圓錐截面，它們 產(chǎn)生離散的傾斜或圓錐激波。雖然采用等熵表面的入口理論上比采用 設(shè)計為同樣工作條件的直表面的入口具有更好的壓力恢復(fù)，但是，與
實際的粘滯效應(yīng)一起減少了等熵入口的整體性能，并且與其等效直表 面相應(yīng)物相比，可能導(dǎo)致較差的邊界層健康。傳統(tǒng)上設(shè)計為相同末端 激波馬赫數(shù)的直入口和等熵入口兩種類型也在機(jī)罩前緣上產(chǎn)生同樣的 流動轉(zhuǎn)角，并因而產(chǎn)生同樣的機(jī)罩前緣角度。同樣，直表面入口結(jié)構(gòu) 和傳統(tǒng)的等熵入口結(jié)構(gòu)兩者都不能提供相對于另一個更好的機(jī)罩阻力 優(yōu)勢。
同樣，在利用傳統(tǒng)前緣激波聚焦設(shè)計機(jī)械上簡單的入口壓縮表面 時，傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)沒有提供任何用于調(diào)節(jié)入口和機(jī)罩前緣的幾何布置的有 效幅度。因為隔離的機(jī)罩阻力特性相對不可改變，所以，入口阻力釋 放在過去一直局限于使入口機(jī)身干涉作用最小化上。
發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的實施例采用了入口結(jié)構(gòu)的壓縮表面的松弛等熵壓縮形
狀。正如在此所使用的，術(shù)語"松弛等熵壓縮"relaxed isentropic compression""表面指的是以一 系列馬赫線為特征的等熵壓縮表面， 在這些馬赫線中，至少多條馬赫線沒有集中在初始激波和末端激波匯 合的焦點上。馬赫線聚焦的這種缺少導(dǎo)致壓縮總程度低于設(shè)計為同樣 標(biāo)準(zhǔn)的傳統(tǒng)等熵壓縮表面所產(chǎn)生的壓縮程度。松弛等熵壓縮設(shè)計方法 可以應(yīng)用于任何外壓縮或混合壓縮入口構(gòu)思，包括軸對稱、局部錐形 和二維的吸入口 。用于設(shè)計成具有松弛等熵壓縮表面的外壓縮入口的 機(jī)軍角度可以簡化為接近那些采用傳統(tǒng)混合壓縮入口的機(jī)罩角度，從 而將外壓縮幾何形狀的內(nèi)激波穩(wěn)定性的穩(wěn)固性和混合壓縮幾何形狀的
高安裝性能結(jié)合。
為了在下文更充分地解釋，松弛等熵壓縮入口形狀提供了用于提 升入口機(jī)罩區(qū)域的結(jié)構(gòu)幅度方面的增加，同時允許控制其他的主要入 口設(shè)計參數(shù)，例如末端激波馬赫數(shù)，擴(kuò)散流動畸變和總壓力恢復(fù)。松 弛等熵壓縮入口形狀還能夠減小機(jī)罩表面角度，并因而能夠構(gòu)造成改 進(jìn)入口阻力和干涉阻力特性。機(jī)罩的變小斜面還可以在超音速飛行期 間降低入口對整體運載工具音爆特性的作用，并減少用于緊密聯(lián)接的
入口之間的空氣動力交叉干涉的潛在性。
本發(fā)明的實施例可包括超音速入口 ，所述超音速入口包括構(gòu)造成 產(chǎn)生初始激波的機(jī)翼前沿和位于機(jī)翼前沿下游的壓縮表面，并具有至 少一個構(gòu)造成產(chǎn)生等熵壓縮的彎曲區(qū)段。超音速入口還可包括與壓縮 表面空間上分開的機(jī)罩前緣，使得機(jī)罩前緣和壓縮表面限定用于接收 超音速流的入口開口。壓縮表面可以構(gòu)造成產(chǎn)生第二激波，在預(yù)定航 速時的超音速入口運行期間，所述第二激波從壓縮表面延伸至與初始 激波在基本與機(jī)罩前緣相鄰的點相交。由彎曲區(qū)段產(chǎn)生的等熵壓縮以 一系列馬赫線為特征，其中，在預(yù)定航速時的超音速入口運行期間， 至少多條馬赫線不會集中在基本與機(jī)罩前緣相鄰的點上。
雖然說明書以尤其指出并清楚地要求保護(hù)本發(fā)明的實施例，但是， 應(yīng)當(dāng)相信，結(jié)合附圖，從下列描述中將更好地明白本發(fā)明的實施例，
的最佳方式，以及貫穿這些附圖，同樣的參考標(biāo)記表示同樣的部分，
其中
圖l-A顯示了傳統(tǒng)直表面外壓縮入口的橫截面；
圖l-B顯示了對于圖l-A中所示的傳統(tǒng)直表面外壓縮入口的非粘 性流的解；
圖2-A顯示了依照本發(fā)明實施例的松弛等熵壓縮外壓縮入口的橫
圖2-B顯示了對于傳統(tǒng)等熵壓縮表面的非粘性流的解；
圖2-C顯示了對于圖2-A中所示的松弛等熵壓縮表面的非粘性流
圖3-A顯示了依照本發(fā)明實施例的松弛等熵壓縮外壓縮入口和亞 音速擴(kuò)散器的橫截面，以對吸入口和引擎之間匹配的較差橫斷面面積 例子進(jìn)行說明；
圖3-B顯示了依照本發(fā)明實施例的松弛等熵壓縮外壓縮入口和亞
音速擴(kuò)散器的橫截面，以對吸入口和引擎之間匹配的較好橫斷面面積
例子進(jìn)行說明；
圖4-A顯示了為1.9馬赫當(dāng)?shù)亓魉俣O(shè)計的傳統(tǒng)雙錐形或成對直 表面軸對稱外壓縮入口的中心線橫截面；
圖4-B顯示了依照本發(fā)明實施例為1.9馬赫當(dāng)?shù)亓魉俣O(shè)計的松 弛等熵壓縮軸對稱外壓縮入口的中心線橫截面；
圖5-A顯示了在1.9馬赫時對于各種傳統(tǒng)軸對稱單錐形和雙錐形 入口構(gòu)造的非粘性總壓力恢復(fù)結(jié)果；
圖5-B顯示了在1.9馬赫時對于依照本發(fā)明實施例的各種軸對稱 等熵入口構(gòu)造的非粘性總壓力恢復(fù)結(jié)果；
圖6-A顯示了在1.9馬赫時對于各種傳統(tǒng)軸對稱單錐形和雙錐形 入口構(gòu)造的機(jī)軍阻力系數(shù)結(jié)果；
圖6-B顯示了在1.9馬赫時對于依照本發(fā)明實施例的各種軸對稱 等熵入口構(gòu)造的機(jī)罩阻力系數(shù)結(jié)果；
圖7-A顯示了在1.9馬赫時對于各種傳統(tǒng)軸對稱單錐形和雙錐形 入口構(gòu)造的比燃料消耗量結(jié)果；
圖7-B顯示了在1.9馬赫時對于依照本發(fā)明實施例的各種軸對稱 等熵入口構(gòu)造的比燃料消耗量結(jié)果；
圖8-A顯示了在1.9馬赫時對于傳統(tǒng)軸對稱雙錐形入口構(gòu)造的基 于半平面CFD的馬赫數(shù)解；
圖8-B顯示了在1.9馬赫時對于依照本發(fā)明實施例的軸對稱等熵 入口構(gòu)造的基于半平面CFD的馬赫數(shù)解；
圖9-A顯示了在1.9馬赫時對于傳統(tǒng)軸對稱雙錐形入口構(gòu)造的用 于各種質(zhì)量流量比或MFR的基于半平面CFD的馬赫數(shù)解；
圖9-B顯示了在1.9馬赫時對于依照本發(fā)明實施例的軸對稱等熵 入口構(gòu)造的用于各種質(zhì)量流量比或MFR的基于半平面CFD的馬赫數(shù)
圖10顯示了在1.9馬赫時對于各種傳統(tǒng)軸對稱入口和依照本發(fā)明 實施例的等熵入口的與入口質(zhì)量流量堵塞區(qū)域有關(guān)的基于CFD的質(zhì)
量流量比數(shù)據(jù)；
圖ll顯示了在1.9馬赫時對于各種傳統(tǒng)軸對稱入口和依照本發(fā)明 實施例的等熵入口的與質(zhì)量流量比有關(guān)的基于CFD的總壓力恢復(fù)數(shù) 據(jù)；
圖12顯示了在1.9馬赫時對于各種傳統(tǒng)軸對稱入口和依照本發(fā)明 實施例的等熵入口的與質(zhì)量流量比有關(guān)的基于CFD的附加阻力系數(shù) 數(shù)據(jù)；
圖13顯示了在1.9馬赫時對于各種傳統(tǒng)軸對稱入口和依照本發(fā)明 實施例的等熵入口的與質(zhì)量流量比有關(guān)的基于CFD的機(jī)罩阻力系數(shù)
圖14-A顯示了在1，9馬赫時對于各種傳統(tǒng)軸對稱入口和依照本發(fā) 明實施例的等熵入口的與質(zhì)量流量比有關(guān)的基于CFD的比燃料消耗 量數(shù)據(jù)；
圖14-B顯示了在1.9馬赫時對于各種傳統(tǒng)軸對稱入口和依照本發(fā) 明實施例的等熵入口在近臨界流的基于CFD的比燃料消耗量數(shù)據(jù)；
圖15顯示了在設(shè)計工況和非設(shè)計工況當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)時對于各種傳 統(tǒng)軸對稱入口和依照本發(fā)明實施例的等熵入口的與質(zhì)量流量比有關(guān)的 基于CFD的機(jī)罩阻力系數(shù)；
圖16-A至圖16-C分別顯示了超音速噴氣式飛行器構(gòu)造的頂視 圖、前視圖和側(cè)視圖17顯示了在自由流1.8馬赫時對于安裝在飛行器左側(cè)的傳統(tǒng)軸 對稱入口和安裝在飛行器右側(cè)的依照本發(fā)明實施例的軸對稱等熵入口 的機(jī)翼和機(jī)身表面的基于CFD的壓力解；和
圖18顯示了在1.8馬赫航速時對于研究機(jī)上的傳統(tǒng)軸對稱入口和 研究機(jī)上的依照本發(fā)明實施例的軸對稱等熵入口的研究機(jī)音爆特性。
具體實施例方式
現(xiàn)在參照這些附圖，將更加充分地描述本發(fā)明，在這些附圖中顯 示了本發(fā)明的各種實施例。但是，本發(fā)明的主題可以具體為多種不同
的形式，而且不應(yīng)當(dāng)被看作為局限于在此所闡述的實施例。
本發(fā)明實施例涉及超音速入口形狀，其通過松弛等熵壓縮表面改 進(jìn)了凈推進(jìn)力。正如上所述，術(shù)語"松弛等熵壓縮，，表面指的是以一 系列馬赫線為特征的等熵壓縮表面，這些馬赫線不必聚焦在初始傾斜 激波和末端激波匯合的點上。依照本發(fā)明的實施例，利用松弛等熵壓 縮入口構(gòu)造，可實現(xiàn)整體性能的改進(jìn)，即使在入口呈現(xiàn)較差的總壓力 恢復(fù)特性的時候。進(jìn)一步地，采用松弛等熵壓縮形狀的入口可以實現(xiàn) 純粹的改進(jìn)，不會依賴于復(fù)雜的輔助系統(tǒng)或可變幾何形狀。
圖l-A顯示了利用前緣激波聚焦構(gòu)造的直表面外壓縮入口 100的 橫截面。入口 100包括壓縮表面110,壓縮表面110具有由初始轉(zhuǎn)角 110a處的第一直表面lll和第二轉(zhuǎn)角110b處的第二直表面112構(gòu)成的 成對直表面構(gòu)造。入口 100還包括機(jī)罩前緣120，該機(jī)罩前緣120位 于偏離入口 100的中心線測量的機(jī)罩角度110c上。壓縮表面110過渡 到肩部130，肩部130限定了入口 100流路上的最窄部分的喉部135。 在喉部135之后， 一擴(kuò)散器140提供了將亞音速流傳送至引擎(圖l-A 中未顯示)的發(fā)散流路。
在飛行時，入口 IOO遇到箭頭A所示的方向上的超音波流，并收 集區(qū)域B中所示的氣流。當(dāng)超音波流最初遇到壓縮表面110時，形成 初始激波200。在壓縮表面110的第一直表面111和第二直表面112 之間的過渡區(qū)形成第二激波210。最后，在第二直表面112和肩部130 之間的過渡區(qū)形成末端激波220。機(jī)罩激波230被示出離開機(jī)罩前緣 120向上延伸。如圖l-A所示，應(yīng)該注意，初始激波200、第二激波 210和末端激波220聚焦在激波焦點240上。聚焦在機(jī)罩前緣上的或 緊靠著機(jī)罩前緣的激波用來使收集流區(qū)域B最大化，以減小由入口周 圍的過度流動溢出引起的附加阻力。
圖l-B顯示了對于圖l-A中所示的直表面外壓縮入口 100的非粘 性流解。利用諸如特征線分析方法(MOC)的分析技術(shù)可獲得非粘性 流解，這種解不需要考慮流體的粘度。限定下述特征線分析方法處理 的基本計算方法對本領(lǐng)域技術(shù)人員來說是眾所周知的，并且可以得到，
其代碼在公知領(lǐng)域中。與由高級工具引起的粘滯相比，例如計算流體
動力學(xué)(CFD)，非粘性解可快速獲得，不需要大規(guī)模的計算策略。非 粘性解通常具有適用于執(zhí)行初始參數(shù)檢驗和設(shè)計空間定義的精確度。 但是，對本領(lǐng)域技術(shù)人員來說，顯而易見的是，CFD分析法，甚至手 算方法，可以單獨作為分析工具使用。
如圖l-A所示的直表面入口的圖l-B中所示的非粘性流解示出了 聚焦在機(jī)罩前緣區(qū)域240的激波的標(biāo)準(zhǔn)設(shè)計構(gòu)思。該解特性網(wǎng)格示出 了初始激波200、第二激波210和末端激波220，并且在視覺上證明了 在末端激波220之前的超音速流的壓縮。本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)明白， 激波聚焦可以設(shè)計成具有通過使激波聚焦在機(jī)罩前緣之前某一短距離 處以容納由運栽工具速度變化和大氣與氣流不規(guī)則引起的激波位置波
動而建立的某些邊緣。
圖2-A顯示了依照本發(fā)明實施例的松弛壓縮或改變等熵壓縮外壓 縮入口 300的橫截面。入口 300包括壓縮表面310，所述壓縮表面310 具有在初始轉(zhuǎn)角310a處構(gòu)造的初始直表面340。壓縮表面310還包括 第二壓縮表面311，所述第二壓縮表面311包括彎曲區(qū)段312,彎曲區(qū) 段312后面是直區(qū)段313。雖然只有第二壓縮表面311的彎曲區(qū)段312 產(chǎn)生等熵壓縮，但是，整個壓縮表面310在此都作為松弛等熵壓縮表 面。為了對比，傳統(tǒng)等熵壓縮表面500的例子以短劃線顯示。入口 300 包括機(jī)罩前緣320，該機(jī)罩前緣320位于偏離入口 300的中心線測量 的機(jī)罩角度310b上。壓縮表面310過渡成肩部330，肩部330限定了 入口 300流徑流路上的最窄部分的喉部335。在喉部335之后， 一亞 音速擴(kuò)散器350提供了將亞音速流傳送至引擎(圖2-A中未顯示)的 發(fā)散流路。
正如圖l-A中所示的入口一樣，入口 300遇到箭頭A所示的方向 上的自由流超音速流，并收集區(qū)域B中所示的氣流。雖然在超音波流 最初遇到壓縮表面310的時候形成初始激波400，但是，應(yīng)該注意， 壓縮表面310不能產(chǎn)生如圖l-A所示的第二激波。在壓縮表面310和 肩部330之間的過渡區(qū)形成末端激波410。機(jī)罩激波420 ^皮示出離開
機(jī)罩前緣320向上延伸。如圖2-A所示，初始激波400和末端激波410 聚焦在激波聚焦點430上。
利用傳統(tǒng)i殳計作法和分析工具，例如MOC和CFD，對于給定的 入口類型和設(shè)計條件，可以形成如圖2-A中短劃線所示的傳統(tǒng)等熵壓 縮表面500 (在圖2-A中沒有顯示與傳統(tǒng)等熵壓縮表面500相關(guān)的末 端激波)。圖2-B顯示了對于圖2-A中的傳統(tǒng)等熵壓縮表面500的非粘 性流解。依照傳統(tǒng)等熵設(shè)計作法，初始激波510和末端激波520聚焦 在機(jī)罩前緣320區(qū)域，形成焦點530。另外，傳統(tǒng)等熵壓縮表面500 包括初始直表面540，初始直表面后面是彎曲區(qū)段550，所述彎曲區(qū)段 550可以構(gòu)造成產(chǎn)生超音速流的等熵壓縮。彎曲區(qū)段550后面可以是 另一直區(qū)段560。本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)明白，如圖2-B中的非粘性流 解所示，傳統(tǒng)等熵壓縮表面500的特征在于，使從彎曲區(qū)段550上發(fā) 射的馬赫線聚集在聚焦點530上。如圖2-B所示，由彎曲區(qū)段550產(chǎn) 生的馬赫線示出了等熵壓縮，馬赫線沿它們的長度聚結(jié)，最終聚焦在 聚焦點530上。
利用傳統(tǒng)等熵壓縮表面作為基線，分析工具，例如MOC和CFD， 可以用來限定壓縮平均程度小于傳統(tǒng)等熵壓縮表面的松弛等熵壓縮幾 何形狀。邊界條件，例如壓縮程度，當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)(例如，越過(overwing) 馬赫數(shù))，末端激波馬赫數(shù)，初始錐角或轉(zhuǎn)角，以及本領(lǐng)域已知的其它 條件，可用來利用分析工具識別實現(xiàn)邊界條件的表面幾何形狀。反復(fù) 改變邊界條件可用來以可控的和可預(yù)測的方式改變壓縮表面310的幾 何形狀，從而提供達(dá)到所期望的設(shè)計目標(biāo)的方法(例如優(yōu)化用于特定 引擎的松弛等熵入口的壓縮表面)。
正如在此所使用的，壓縮以緊接著初始激波400之后的位置的馬 赫數(shù)與沿末端激波410的平均馬赫數(shù)之差為基準(zhǔn)。當(dāng)兩個表面都設(shè)計 為同樣的設(shè)計條件時，松弛等熵壓縮表面的壓縮程度以傳統(tǒng)等熵壓縮 表面的壓縮和松弛等熵壓縮表面的壓縮之間的差為基準(zhǔn)。本領(lǐng)域技術(shù) 人員應(yīng)當(dāng)明白，分析工具可以構(gòu)造成利用各種輸入值(例如，平均末 端激波馬赫數(shù)，等熵壓縮程度等等)以偏壓壓縮表面310。舉例來說， 可偏壓壓縮表面310，以便以末端激波410a為基礎(chǔ)控制目標(biāo)馬赫數(shù)。 也可以應(yīng)用其他方法或手段產(chǎn)生等熵壓縮幾何形狀310。例如， 除壓縮程度之外，也可以基于備選設(shè)計方案生成表面形狀。備選方案 可包括，但不局限于，沿末端激波的長度或平均流動畸變的氣流角分 布。
圖2-C顯示了對于圖2-A中所示的松弛等熵壓縮進(jìn)口結(jié)構(gòu)的實施 例的非粘性流解。如圖所示，初始激波400和末端激波410收斂在機(jī) 罩前緣320區(qū)域內(nèi)。與如圖l-B和2-B中所示的馬赫線相反，圖2-C 中描繪的馬赫網(wǎng)格解示出了從彎曲區(qū)段312射出的馬赫線系為什么沒 有聚焦在焦點430上的原因。作為替代，圖2-B中的馬赫線包括松弛 壓縮區(qū)域，如圖2-B中的區(qū)域450所示，該區(qū)域被引入入口開口或遠(yuǎn) 離機(jī)罩前緣320。區(qū)域450中的馬赫線朝著壓縮表面310展開，并與 末端激波的區(qū)域450相交，而不是完全聚焦在焦點430上，如圖l-B 和2-B所示。對本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來說，顯而易見，馬赫線的擴(kuò)散 性或在焦點430上聚焦不好表明，在機(jī)罩前緣附近的一些傳統(tǒng)流動壓 縮，如圖2-B所示，朝著壓縮表面310向內(nèi)展開，而不是被限制在機(jī) 罩前緣320前面的焦點430附近。
因此，在區(qū)域450中所收集的流動面積的上區(qū)域(或軸對稱入口 的外環(huán)形區(qū)域)經(jīng)歷散焦或松弛壓縮，并因而在機(jī)罩前緣進(jìn)行較小的 當(dāng)?shù)亓鲃愚D(zhuǎn)動。當(dāng)機(jī)罩前緣與機(jī)罩上的當(dāng)?shù)亓鲃訉?zhǔn)時，機(jī)罩前緣320 區(qū)域中的較小當(dāng)?shù)亓鲃愚D(zhuǎn)動導(dǎo)致較小的機(jī)罩前緣角度310b,如圖2-A 所示。正如下面將要更加詳細(xì)地描述的，依照本發(fā)明實施例的較小機(jī)
罩前緣角度可用來減小機(jī)罩阻力。
如圖2-A和2-C所示，末端激波410在它的基體410a處基本與 壓縮表面正交，但隨后，隨著末端激波接近機(jī)罩前緣區(qū)域而呈現(xiàn)彎曲 或曲度。所觀察到的彎曲或曲度由沿末端激波長度的速度梯度驅(qū)動。 末端激波的速度梯度從壓縮表面到機(jī)罩前緣比如圖l-A和l-B所示的 末端激波410或如圖2-B所示的末端激波的速度梯度跨越較大的馬赫 范圍。在圖2-A中，機(jī)罩前緣320附近的末端激波彎曲的程度表示機(jī)
罩前緣附近的當(dāng)?shù)亓鲃咏嵌?。?dāng)彎曲由于由松弛等熵壓縮幾何形狀
310引起的當(dāng)?shù)貕嚎s440減少而變得更加明顯時，當(dāng)?shù)亓鲃咏嵌仁蛊?本身更嚴(yán)格地與自由流流動方向?qū)?zhǔn)。這可以在當(dāng)末端激波接近焦點 430時的區(qū)域450的曲度中看到。因為機(jī)罩也與機(jī)罩前緣320上的當(dāng) 地流動角度對準(zhǔn)，所以，機(jī)罩角度310b減小。
依照本發(fā)明的實施例，壓縮表面310使用了松弛等熵壓縮表面， 其壓縮處理朝著末端激波410a的基體分配得更加明顯。雖然壓縮表面 310比傳統(tǒng)等熵壓縮表面500產(chǎn)生較少的壓縮，但是，壓縮表面310
參數(shù)的入口的傳統(tǒng)等熵壓縮解的目標(biāo)末端激波馬赫數(shù)。通過在基體 410a保持同樣的末端激波馬赫數(shù)，松弛等熵壓縮入口可構(gòu)造成避免引 入嚴(yán)重的激波邊界層相互作用。
雖然可以使用松弛等熵壓縮表面維持末端激波基體的末端激波馬 赫數(shù)，但是，由于流動壓縮在接近機(jī)罩前緣320的區(qū)域450中的末端 激波之后向內(nèi)展開，可以觀察到有總壓力恢復(fù)損失。在現(xiàn)有技術(shù)中應(yīng) 當(dāng)明白，總壓力恢復(fù)損失可導(dǎo)致引擎性能的降低。正如下面詳細(xì)所示 的，由機(jī)罩前緣角度減小而引起的機(jī)罩阻力的減小補償了由所觀察到 的總壓力恢復(fù)損失引起的引擎性能的降低。此外，依照本發(fā)明的實施 例，在松弛等熵壓縮入口結(jié)構(gòu)中可以保持如圖l-A所示的入口結(jié)構(gòu)的 機(jī)械簡化。
應(yīng)當(dāng)指出，如圖2-A所示的壓縮表面310可被認(rèn)為是混合結(jié)構(gòu)。 依照本發(fā)明的實施例，松弛等熵壓縮入口結(jié)構(gòu)包括在壓縮幾何形狀機(jī) 翼前沿上的初始直表面340和在第二壓縮表面311上的等熵形狀。
圖3-A顯示了依照本發(fā)明實施例的軸對稱松弛等熵壓縮外壓縮入 口 600和亞音速擴(kuò)散器620的橫截面，舉例說明了吸入口和引擎之間 較差匹配區(qū)域的一個例子。了解吸入收集區(qū)域和最大機(jī)艙區(qū)域之間的 匹配特性，有助于確定利用松弛等熵壓縮能夠?qū)崿F(xiàn)的安裝的阻力益處 的幅度。例如，如圖3-A所示，吸入?yún)^(qū)域601比最大機(jī)艙區(qū)域602小， 導(dǎo)致機(jī)罩幾何輪廓不會從入口前緣610處的機(jī)罩角度的減小明顯獲
益。較差區(qū)域匹配導(dǎo)致限定為最大機(jī)艙區(qū)域602與吸入?yún)^(qū)域601之差 的機(jī)罩前面區(qū)域較大。隨著前面區(qū)域的增大，機(jī)艙模線630變得更難 以通過機(jī)罩前緣610處的形狀起到明顯作用，從而降低了通過松弛等 熵壓縮幾何形狀可得到的阻力和音爆改進(jìn)。
較高的比流量能力是新型渦輪機(jī)器設(shè)計的標(biāo)志，給定風(fēng)扇尺寸的 更大流量需求允許入口收集直徑相對于引擎直徑增大。這可以與本發(fā) 明的實施例組合在一起使用，以能夠在入口的吸入?yún)^(qū)域與最大機(jī)艙區(qū) 域之間進(jìn)行更加流線型的匹配，如圖3-B所示。
圖3-B顯示了依照本發(fā)明實施例的軸對稱松弛等熵壓縮外壓縮入 口 700和亞音速擴(kuò)散器720的橫截面，舉例說明了吸入口和引擎之間 較好匹配的一個例子。如圖3-B所示，例如，吸入?yún)^(qū)域701接近最大 機(jī)艙區(qū)域702，導(dǎo)致機(jī)罩幾何輪廓可以從入口前緣710處的機(jī)罩角度 的減小明顯獲益。對于在吸入口直徑701與最大機(jī)艙直徑702之間良 好匹配的入口幾何形狀700，機(jī)罩角度的減小可以生成沿著機(jī)艙向后 進(jìn)一步延伸的更加流線型升高，這種更加流線型升高與由較差區(qū)域匹 配的入口引起的模線相比，可以更明顯地改進(jìn)阻力和音爆特性。同樣， 吸入口與引擎區(qū)域的匹配可適合于充分獲得松弛等熵壓縮入口結(jié)構(gòu)的
阻力和音爆好處。
正如上所述，機(jī)罩前緣角度減小帶來的性能好處也可以在入口結(jié) 構(gòu)的其它地方獲得補償。相對于傳統(tǒng)入口，例如圖l-A中的入口 100， 設(shè)計為同樣運行條件的松弛等熵壓縮入口可以在亞音速擴(kuò)散器內(nèi)經(jīng)受 增大的流動變形和附加的邊界層厚度。對于某些松弛等熵壓縮入口構(gòu) 造，由于沿著末端激波的外部長度的超音速馬赫數(shù)較高，也證明總壓 力恢復(fù)減少。
此外，沿著末端激波長度由松弛等熵壓縮產(chǎn)生的強(qiáng)速度梯度，尤 其是當(dāng)接近機(jī)罩前緣時，在擴(kuò)散器內(nèi)部形成不均勻的激波后速度和壓 力場。對引擎來說，不均勻的激波后速度和壓力場可作為畸變的增加。 正如本領(lǐng)域技術(shù)人員所周知的，假如大部分流動缺陷通過風(fēng)扇，附加 的畸變對渦輪機(jī)械來說是可以允許的，從而避免被更敏感的壓縮機(jī)夾
帶。顯而易見，這可以通過使用較高旁通引擎或能夠較高比率地繞過 壓縮機(jī)而非穿過壓縮機(jī)流動的引擎實現(xiàn)。但是，應(yīng)當(dāng)理解，也可以想
到其它引擎構(gòu)造，使之與依照本發(fā)明的入口一起使用。
另外，應(yīng)當(dāng)理解，由于使流入引擎面的收集流平穩(wěn)減速所需要的 內(nèi)表面幾何形狀變化，末端激波基體后面的邊界層可能增加。隨著機(jī) 罩前緣角度的減小，緊挨著末端激波基體后面的擴(kuò)散表面角度也減小， 以保持?jǐn)U散區(qū)域輪廓。因此，可以緊挨著擴(kuò)散器肩部上的末端激波基 體的后面引入更明顯的轉(zhuǎn)角，而非向亞音速擴(kuò)散器引入更平滑的過渡 表面。該角度分開或更大轉(zhuǎn)角增強(qiáng)了肩部峰值附近的激波后流動再加 速，并且增大了下游邊界層厚度。
在確定本發(fā)明各種實施例的有效性時，可選擇基于比燃料消耗量
(SFC)的成本函數(shù)，用以比較松弛等熵壓縮入口構(gòu)思相對于傳統(tǒng)直 表面構(gòu)造的相對益處。初次分析依賴于非粘性流分析，以增加用于松 弛等熵壓縮入口的實施例的成本函數(shù)。另夕卜，利用Overflow,由NASA 開發(fā)的一種高度精確、三維、粘性計算流體動力學(xué)(CFD)軟件包， 可評價松弛等熵壓縮入口結(jié)構(gòu)的某些實施例和/或關(guān)鍵性結(jié)果。
利用基于特征線分析方法的分析工具，推導(dǎo)非粘性入口壓縮分析 法。MOC程序可配置成以設(shè)計方式選擇運行，其中輸入壓縮表面的 特征，例如，當(dāng)?shù)刈杂闪黢R赫數(shù)、末端激波馬赫數(shù)、表面角度和離開 前緣的激波界限(margin)。然后MOC程序配置成產(chǎn)生壓縮表面幾何 形狀和滿足所述邊界條件所需要的機(jī)罩前緣坐標(biāo)。 一旦限定了表面， 就可以在MOC代碼內(nèi)以直接分析方式采用幾何形狀定義，其中在非 設(shè)計條件或結(jié)合機(jī)艙外壁幾何形狀定義計算所述幾何形狀。
應(yīng)當(dāng)明白，MOC代碼能夠利用單一直表面、多個直表面或松弛 或傳統(tǒng)等熵壓縮表面運轉(zhuǎn)二維和軸對稱入口布置。使用者限定的表面 馬赫數(shù)分布也可以作為邊界條件輸入，以限定慣用表面。注意，對于 直入口壓縮表面布置，不能規(guī)定末端激波馬赫數(shù)，如同其落入給定構(gòu) 造一樣。但是，對于等熵表面，末端馬赫數(shù)是所需要的輸入，以便提 供帶有沿著壓縮表面完成等熵流動轉(zhuǎn)動流程的客觀目標(biāo)的MOC。
除幾何表面定義和機(jī)罩前緣位置之外，MOC代碼的關(guān)鍵輸出參 數(shù)還包括激波串總壓力恢復(fù)、附加的(溢出相關(guān))阻力系數(shù)、機(jī)罩激 波阻力系數(shù)和流動變形。而且要計算末端激波幾何形狀的空間定義， 包括當(dāng)?shù)丶げㄇ昂图げê篑R赫數(shù)和沿著激波長度的流動角度。還要計 算沿著從自由流到末端激波基體的壓縮表面的當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)和壓力數(shù)據(jù) 系數(shù)。正如圖l-B、 2-B和2-C所示，MOC解網(wǎng)格可以采用圖示方式 繪圖，以便使激波和馬赫線的布置可視化。
利用NASA的Overflow, —種公眾可以獲得的、用以模擬入口-機(jī)艙-擴(kuò)散器構(gòu)造內(nèi)部和周圍的流場的有限元雷諾平均計算機(jī)代碼，執(zhí) 行CFD分析。代碼利用從初始條件、通常為自由流的與時間有關(guān)的積 分，接著收斂為穩(wěn)定態(tài)解。計算機(jī)代碼采用結(jié)構(gòu)overset網(wǎng)格以及非 粘性和粘性模型解。后過程計算用來識別關(guān)鍵參數(shù)，例如亞音速擴(kuò)散 器壓力恢復(fù)、附加阻力、機(jī)罩阻力、流動變形描述、前緣和輪轂流動 阻塞和安裝的SFC。
用來分析處理的基于SFC的成本等式以后采用用于帶有附加阻 力和機(jī)罩阻力減去等式內(nèi)的凈推力的安裝的動力裝置的典型形式。公 式以基線(直表面)入口構(gòu)造為基準(zhǔn)。等式如下
<formula>formula see original document page 21</formula>
等式變量定義為 s入口總壓力恢復(fù)
Dadd 附加阻力，lbf
Dcowl機(jī)罩阻力，lbf
FN 凈推力，lbf
SFC 比燃料消耗量，lbm/hr/lbf
WFE 引擎燃料流量，lbm/hr 應(yīng)當(dāng)明白，總壓力恢復(fù)相對于基線的偏差通過基于引擎循環(huán)的導(dǎo) 數(shù)調(diào)解，該導(dǎo)數(shù)描述了恒定推力和恒定物理引擎氣流下燃料流量的變 化。在超音速設(shè)計航速下，利用用于應(yīng)用的研究性引擎的三點恢復(fù)檢
驗，使該導(dǎo)數(shù)線性化。噴嘴的外表面以直錐形表面為模型，但其相關(guān) 阻力不包括在機(jī)罩阻力術(shù)語在內(nèi)。
所有分析都是假定穩(wěn)態(tài)條件、利用固定幾何形狀、軸對稱的、充
分外壓縮和1.9馬赫的設(shè)計速度執(zhí)行的，相當(dāng)于在自由流飛行器航速 為11.8馬赫時假定的當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)。選擇在激波基體測量的、為1.3的 恒定末端激波馬赫數(shù)，來平衡性能和流動穩(wěn)定性問題。在現(xiàn)有技術(shù)中 已知，來源于壓縮表面長釘尖端的初始圓錐激波在用于低流動溢出的 設(shè)計速度時靠近機(jī)罩前緣放置。
在利用初始的基于MOC的分析法進(jìn)行直壓縮表面的分析時，可 考慮各種各樣的構(gòu)造。具有相對于中心線測量的從8度到34度的初始 圓錐半角的單錐形(單個直)表面結(jié)構(gòu)進(jìn)行計算，增量為2度。雙錐 形(二個直)表面結(jié)構(gòu)也要計算，其包括從8度到34度(增量為2 度)的初始圓錐半角和從2度到16度(增量為2度)的第二表面轉(zhuǎn)角 的所有表面組合。激波分開限制了可以分析的總轉(zhuǎn)角的最大程度。
命名規(guī)則用來描述各個構(gòu)造的壓縮表面幾何形狀。對于直表面族， 采用四位命名法，開頭兩個數(shù)字表示入口的初始圓錐半角，其次的兩 個數(shù)字表示由第二表面提供的附加轉(zhuǎn)角。例如，1016雙錐形是直表面 入口構(gòu)造，IO度的用于初始壓縮表面的初始半角，隨后是第二錐形表 面上的16度的附加轉(zhuǎn)角。
圖4-A顯示了為1.9馬赫當(dāng)?shù)亓魉俣O(shè)計的傳統(tǒng)雙錐形軸對稱外 壓縮入口 800的中心線橫截面。雙錐形直表面入口 800用作基線基準(zhǔn) 入口，以便分析，并釆用在初始圓錐壓縮表面801上轉(zhuǎn)動的18度半角 801a和在第二壓縮表面802上的8度附加轉(zhuǎn)角802a?；€入口 800 還包括3.1度的中心體肩部背面角度803。肩部背面角度指的是壓縮表 面的后端相對于緊挨著流動路徑過渡成為亞音速擴(kuò)散器的點下游的表 面之間的角度。肩部背面角度的幅度由幾個設(shè)計變量確定，包括所應(yīng) 用的引擎循環(huán)所需的擴(kuò)散輪廓和機(jī)罩角度的幅度。例如，在恒定的末 端激波馬赫數(shù)下，較小的機(jī)罩角度需要較大的背面角度，以保持相同 的亞音速擴(kuò)散輪廓。如果背面角度不隨著機(jī)罩角度的減小而增大，則
可能出現(xiàn)下游亞音速流動路徑的明顯收縮，這與外壓縮入口的設(shè)計要 求相矛盾。
入口 800在機(jī)罩前緣804產(chǎn)生14.1度的當(dāng)?shù)亓鲃咏嵌?，并帶?9.5 度的外機(jī)罩前緣角度804a。前緣上的機(jī)罩內(nèi)側(cè)上的表面角度與末端激 波處的當(dāng)?shù)亓鲃咏嵌葘?zhǔn)。正如前面所解釋的，該設(shè)計實踐防止了復(fù) 雜激波或不利的流動條件在機(jī)罩前緣上的形成。所以，前面限定的位 于機(jī)罩前緣的當(dāng)?shù)亓鲃咏嵌却_定了沿著機(jī)罩內(nèi)表面的初始角度。如果 必要，外機(jī)軍角度將大于內(nèi)機(jī)罩表面上的角度，以便為結(jié)構(gòu)和制造考 慮而提供壁容積以及容許模線從機(jī)罩前緣向后平滑地過渡到最大機(jī)艙 直徑。對于該入口例子，選擇19.5度的外機(jī)罩角度，來滿足這些設(shè)計 要求。這種構(gòu)造依照命名規(guī)則標(biāo)記為1808雙錐形，在本領(lǐng)域中已知， 該構(gòu)造提供了合理的總壓力恢復(fù)和末端激波馬赫數(shù)，如下面的分析所 示。
對于依照本發(fā)明實施例的松弛等熵壓縮表面，所研究的從7度到 26度的初始圓錐半角增量不大于2度。在每個初始圓錐半角增值處計 算等熵壓縮值，其范圍從20%到100%，增量不大于10%。注意，100% 壓縮表示傳統(tǒng)設(shè)計的等熵表面(非混合)，而0%表示直表面，其中初 始直表面后面沒有壓縮可歸因于等熵壓縮。
命名規(guī)則也用于松弛等熵壓縮族。四位數(shù)字命名規(guī)則用來識別松 弛等熵壓縮入口的特性，開頭兩位數(shù)字同樣指初始圓錐半角。但是， 其次的二位數(shù)字以百分比的形式表示等熵壓縮程度。例如，1280等熵 應(yīng)當(dāng)是松弛等熵壓縮入口構(gòu)造，用于初始壓縮表面的12度初始圓錐半 角，隨后是生成80%完全等熵壓縮的等熵壓縮表面。
圖4-B顯示了依照本發(fā)明實施例為1.9馬赫當(dāng)?shù)亓魉俣O(shè)計的木> 弛等熵軸對稱外壓縮入口 900的中心線橫截面。松弛等熵壓縮入口卯0 在初始圓錐或壓縮表面901上采用了 8度的半角轉(zhuǎn)動901a。松弛等熵 壓縮表面902產(chǎn)生90%的壓縮程度。松弛等熵壓縮入口 900還包括11.5 度的中心體肩部背面角度903。入口 900在機(jī)罩前緣904產(chǎn)生3.2度的 當(dāng)?shù)亓鲃咏嵌龋в?2.0度的外機(jī)罩前緣角度904a。這個入口構(gòu)造
依照命名規(guī)則標(biāo)記為0890等熵，其是依照本發(fā)明實施例的松弛等熵壓 縮入口，顯示了集成機(jī)身性能和音爆評價的改進(jìn)。
雙錐形和松弛等熵壓縮構(gòu)造兩者在機(jī)罩前緣上都采用了少量的鈍
度，以避免不切實際的和不可能的陡山肖機(jī)翼前沿幾何形狀。另外，亞 音速擴(kuò)散器流動路徑設(shè)計成稍微收縮，以便縮短緊挨著末端激波基體 之后的縱向距離。稍微的初始收縮減少了肩部轉(zhuǎn)角的即刻階越變化的 需要，否則應(yīng)當(dāng)采用這種改變以快速引導(dǎo)所需要的亞音速擴(kuò)散區(qū)域輪 廓。通過減小轉(zhuǎn)角幅度，在非設(shè)計條件、超臨界流動狀態(tài)，末端激波 基體處的流動再加速趨勢減到最小，改進(jìn)了總壓力恢復(fù)和下游邊界層 健康。本領(lǐng)域技術(shù)人員眾所周知，可以采用收縮在外壓縮入口上的初 始流動路徑，假如在其應(yīng)用中仔細(xì)的話，不會不利地影響設(shè)計條件下 的入口的整體性能。
使用 一分析透平風(fēng)扇引擎循環(huán)計算模型用于在此述的分析。該循 環(huán)以引擎、例如General Electric F404透平風(fēng)扇和Rolls-Royce Tay 650 透平風(fēng)扇為代表。分析引擎由帶有可變面積噴嘴的兩滑閥高旁通比率 循環(huán)構(gòu)成。工作溫度特性以超音速航行時2000小時的高溫段壽命要求 為基礎(chǔ)。引擎構(gòu)造尺寸依照IOO，OOO磅起飛總重級運載工具滿足推力 要求，采用雙引擎配置。風(fēng)扇尺寸在平均噴射速度下滿足起飛推力要 求，從而能夠?qū)崿F(xiàn)10dB累積限度的IV級機(jī)場噪音要求。應(yīng)當(dāng)理解， 在各種引擎上都可以采用本發(fā)明的實施例，并且，對于一組給定的引
擎流動特性，可以調(diào)整實施例，使性能達(dá)到最優(yōu)。
在本研究中使用的入口和機(jī)艙構(gòu)造的尺寸以該引擎循環(huán)在最大持 續(xù)功率下運行時的巡航氣流特性為基礎(chǔ)。作為馬赫數(shù)函數(shù)的引擎研究 循環(huán)的相對恒定的校正氣流一 覽表消除了可變?nèi)肟诤聿棵娣e控制系統(tǒng) 的需要，允許采用固定的入口中心體幾何形狀配置。通過應(yīng)用有代表 性水平的飛行器放氣抽出和馬力排出，引擎循環(huán)模型提供了凈推力、 燃料流量和壓力恢復(fù)敏感信息，壓力恢復(fù)敏感信息與基于SFC的成本 函數(shù)一起用于計算入口結(jié)構(gòu)。
圖5至7顯示了基于MOC的分析法的結(jié)果，其中等值線圖疊加
在入口設(shè)計空間上，以輸送關(guān)鍵結(jié)果。直表面入口結(jié)構(gòu)的圖表顯示在
圖5-A、 6-A和7-A中，其包括描繪在水平軸線上的初始圓錐半角和 描繪在豎直軸線上的第二表面轉(zhuǎn)角。依照本發(fā)明實施例的等熵入口結(jié) 構(gòu)的圖表顯示在圖5-B、 6-B和7-B中，其包括以百分比形式描繪在豎 直軸線上的壓縮程度和描繪在水平軸線上的初始圓錐半角。
對本領(lǐng)域技術(shù)人員來說，顯而易見，末端激波馬赫數(shù)隨著由入口 壓縮表面生成的總流動轉(zhuǎn)角的函數(shù)的變化而變化。對于設(shè)計為當(dāng)?shù)刈?由流值為1.9馬赫的軸對稱外壓縮入口來說，26度的總半平面轉(zhuǎn)角提 供的末端激波馬赫數(shù)約為1.3，該值作為在此的分析的設(shè)計目標(biāo)，表示 用于確保足夠的激波和流動穩(wěn)定性的較好設(shè)計實踐。同樣，只有在如 圖5-A、 6-A和7-A中貫穿傳統(tǒng)直表面設(shè)計空間的短劃線所表示的26 度的總轉(zhuǎn)動才能產(chǎn)生與等熵結(jié)果的目標(biāo)對比，所有這些也利用馬赫數(shù) 為1.3的目標(biāo)末端激波來產(chǎn)生。
圖5-A顯示了在1.9馬赫當(dāng)?shù)亓魉贂r對于各種傳統(tǒng)雙錐形入口構(gòu) 造的非粘性總壓力恢復(fù)結(jié)果，圖5-B顯示了在1.9馬赫當(dāng)?shù)亓鲃铀俣?時對于各種依照本發(fā)明實施例的等熵入口構(gòu)造的非粘性總壓力恢復(fù)結(jié) 果?？梢钥吹?，壓力恢復(fù)通常隨著轉(zhuǎn)角的增加而增加。轉(zhuǎn)角的增大使 總的上游流動壓縮增加，并因而使末端激波強(qiáng)度減小。激波強(qiáng)度的這 種減小引起末端激波兩側(cè)的壓力損失相應(yīng)降低。在圖5-A中，應(yīng)該注 意，隨著它接近0.96總壓力恢復(fù)輪廓，以及出現(xiàn)在大約18度初始圓 錐半角和8度第二表面轉(zhuǎn)角或者出現(xiàn)在1808雙錐形設(shè)計點，恢復(fù)性能 沿著恒定26度流動轉(zhuǎn)動線達(dá)到最佳。在圖5-B中，壓力恢復(fù)也改進(jìn)了 壓縮程度。如圖所示，0890等熵設(shè)計點示出了與1808雙錐形同樣的 恢復(fù)壓力。但是，應(yīng)當(dāng)指出，08卯等熵為了下面所述的交換原因，特 意錯過了峰值恢復(fù)潛在性。
圖6-A顯示了在1.9馬赫當(dāng)?shù)亓鲃铀俣葧r對于各種傳統(tǒng)雙錐形入
口構(gòu)造的機(jī)罩阻力系數(shù)結(jié)果，圖6-B顯示了在1.9馬赫當(dāng)?shù)亓鲃铀俣?時對于各種依照本發(fā)明實施例的等熵入口構(gòu)造的機(jī)罩阻力系數(shù)結(jié)果。
直表面阻力值在相等的總轉(zhuǎn)角處幾乎恒定，這是因為機(jī)軍角度在恒定
的末端激波馬赫數(shù)下變化很小。對本領(lǐng)域技術(shù)人員來說，顯而易見， 機(jī)罩角度和總阻力隨著總轉(zhuǎn)角的增大而增大。
在圖6-B中可以確認(rèn)的是，機(jī)罩阻力在固定初始半角處隨著壓縮 程度的降低而減小，這是因為降低的壓縮暗示該機(jī)罩角度同時減小。 與所采用的引擎循環(huán)相匹配的吸入機(jī)罩區(qū)域中的限制強(qiáng)迫當(dāng)?shù)夭艓渍肿?力最小區(qū)域在較小初始圓錐半角處形成。另外，較大的初始圓錐半角 限制了等熵表面所需的壓縮量，從而降低了在較小機(jī)罩角度時的效率， 并因而減小了阻力。不過，應(yīng)當(dāng)指出，與1808雙錐形相比，0890等 熵呈現(xiàn)很大改進(jìn)的機(jī)罩阻力特性。正如上所述，對于松弛等熵壓縮入 口結(jié)構(gòu)，這種改進(jìn)可歸因于由于機(jī)罩前緣上的當(dāng)?shù)亓鲃愚D(zhuǎn)動較少而引 起的機(jī)罩角度減小。為了分析目的，對于所有分離的入口結(jié)果，入口 阻力系數(shù)數(shù)據(jù)利用機(jī)罩面積進(jìn)行歸 一化。
圖7-A顯示了在1.9馬赫當(dāng)?shù)亓鲃铀俣葧r對于各種傳統(tǒng)雙錐形入 口構(gòu)造的比燃料消耗結(jié)果，圖7-B顯示了在1.9馬赫當(dāng)?shù)亓鲃铀俣葧r 對于各種依照本發(fā)明實施例的等熵入口構(gòu)造的比燃料消耗量結(jié)果。圖 7-A和7-B對比了直表面入口結(jié)構(gòu)和松弛等熵壓縮入口結(jié)構(gòu)實施例之 間安裝的SFC，結(jié)果關(guān)于基線1808雙錐形入口所計算的值的百分比 變化來顯示。所以，負(fù)值表示相對于基準(zhǔn)點的SFC改進(jìn)。
如圖7-A沿著表示26度恒定總流動轉(zhuǎn)角(1.3恒定末端激波馬赫 數(shù))的短劃線所示，可以看到，相對于1808雙錐形基線點，SFC沒 有改進(jìn)。這種結(jié)果是可預(yù)料得到的，因為沿著如前所述的恒定轉(zhuǎn)角線， 機(jī)罩阻力或總壓力恢復(fù)可能沒有任何明顯改進(jìn)。實際上，如圖所示， 1808雙錐形基線點沿著恒定轉(zhuǎn)角線的26度線獲得最佳SFC。較大的 轉(zhuǎn)角(較小末端激波馬赫數(shù))提供了改進(jìn)的壓力恢復(fù)，但是這個好處 愈加地由較高機(jī)罩角度引起的附加機(jī)罩阻力所抵消。最終結(jié)果是比基 線點高的SFC。反之，較小轉(zhuǎn)角導(dǎo)致相對于基線點的SFC改進(jìn)受到限 制，但是這些結(jié)果是不相干的，因為由較小轉(zhuǎn)角引起的末端激波馬赫 數(shù)大于由通用的超音速設(shè)計實踐所支配的末端激波馬赫數(shù)。
如圖7-B所示，幾乎所有的等熵入口設(shè)計空間都顯示了相對于
1808雙錐形基線點的SFC改進(jìn)。在等熵設(shè)計空間，由小于100%的等 熵壓縮程度產(chǎn)生的機(jī)罩阻力減小(圖6-B)對基于SFC的成本等式內(nèi) 與減少的總壓力恢復(fù)(圖5-B)有利地進(jìn)行交換。如圖7-B所示，松 弛等熵壓縮入口結(jié)構(gòu)0890等熵的所推算的安裝的SFC改進(jìn)比1808雙 錐形大8%。這些結(jié)果表明，附加的SFC改進(jìn)可能帶有更低壓縮程度 和更高初始圓錐半角的組合，但是隨后的CFD分析顯示，粘滯效應(yīng)妨 礙了相對于設(shè)計空間的該區(qū)域中的0890等熵構(gòu)造的明顯改進(jìn)，正如下 文進(jìn)一步論述的。
利用高度精確CFD粘性分析工具對本發(fā)明的松弛等熵壓縮入口 實施例進(jìn)行分析，包括0890等熵。選擇構(gòu)造，使之覆蓋一整套的設(shè)計 參數(shù)(初始半角和壓縮程度)、工作特性(流動變形和堵塞)和安裝性 能。沿著26度流動轉(zhuǎn)動線，為CFD粘性分析選擇兩個直表面入口結(jié) 構(gòu)構(gòu)造基線1808雙錐形入口和2600單錐形入口 。應(yīng)該注意，2600 單錐形類似于B-58轟炸機(jī)的入口設(shè)計，B-58轟炸機(jī)能夠以2馬赫飛 行速度飛行。
圖8-A顯示了在1.9馬赫當(dāng)?shù)亓鲃铀俣葧r對于1808雙錐形入口構(gòu) 造的基于半平面計算流體動力學(xué)(CFD)的馬赫數(shù)解，所述入口構(gòu)造 帶有位于850處的扇面。圖8-B顯示了在1.9馬赫當(dāng)?shù)亓鲃铀俣葧r對 于依照本發(fā)明實施例的08卯等熵入口構(gòu)造的基于半平面CFD的馬赫 數(shù)解，所述入口構(gòu)造帶有位于860處的扇面。在設(shè)計航速和近臨界氣 流下執(zhí)行CFD分析。在圖8-A中，1808雙錐形解顯示了很好限定的 激波結(jié)構(gòu)和強(qiáng)的機(jī)罩激波。
在圖8-B，0890等熵入口表明壓縮區(qū)域散焦在初始圓錐激波之后。 這種壓縮散焦是松弛等熵壓縮過程的人為現(xiàn)象，其在早先論述過。由 減小的機(jī)軍角度引起的較弱機(jī)罩激波也是顯然的，如圖4-B所示。沿 圖8-A中1808雙錐形的擴(kuò)散器中心體的邊界層厚度看起來小于沿圖 8-B中0890等熵擴(kuò)散器中心體的邊界層厚度，這表明對于松弛等熵壓 縮入口，在中心體肩部存在附加轉(zhuǎn)角的不利影響。
圖9-A顯示了在1.9馬赫當(dāng)?shù)亓鲃铀俣葧r1808雙錐形入口構(gòu)造在
各種質(zhì)量流量比下的基于半平面CFD的馬赫數(shù)解的圖表(MFR,定 義為入口所收集的質(zhì)量流與流過突出到自由流的機(jī)罩前緣區(qū)域的流量 之比)，圖9-B顯示了在1.9馬赫時依照本發(fā)明實施例的等熵入口構(gòu)造 在各種質(zhì)量流量比下的基于半平面CFD的馬赫數(shù)解的圖表。本領(lǐng)域技 術(shù)人員應(yīng)當(dāng)明白，在CFD分析時，質(zhì)量流量比借助于插入下游亞音速 流動路徑中的質(zhì)量流量插塞幾何形狀控制。
參見圖9-A，應(yīng)該注意，隨著質(zhì)量流量比(插塞面積)的增加， 末端激波愈加被向后拉入擴(kuò)散器。在質(zhì)量流量比為0.9786時，可以觀 察到在末端激波頂端和機(jī)罩前緣之間出現(xiàn)間隙，這表明少量流動溢出 (流動稍微亞臨界)。在質(zhì)量流量比為0.9876時，末端激波此時基本 附著于機(jī)罩前緣，表明極少溢出(流動近臨界)。在質(zhì)量流量比為0.9881 時，流動稍微超臨界，末端激波被更深地夾帶在擴(kuò)散器內(nèi)部的基體上。 在質(zhì)量流量比為0.9883時，超臨界激波結(jié)構(gòu)變得更加不利，對本領(lǐng)域 技術(shù)人員來說顯而易見的是，這提升了邊界層厚度，使下游流動面積 減小至小于吸入口處值的一個值。由于邊界層增大，激波串被排出， 溢出增加。激波串的這種排出可以由圖9-A中的最終CFD解在MFR 為0.9119時證明。
參見圖9-B，如同圖9-A—樣，末端激波隨著質(zhì)量流量的增加而 被愈加向后拉。雖然圖9-B中的解沒有達(dá)到激波串被排出的點，但是 它們提供了這樣的證明松弛等熵壓縮入口在超臨界流量值下可以允 許末端激波基體的明顯夾帶，就像圖9-A中的雙錐形入口一樣。這已 由圖9-B中解在MFR值為0.9851和0.9860時證明，其中，末端激波 基體被強(qiáng)烈地傾斜成亞音速擴(kuò)散器流動路徑。正如支撐下游擴(kuò)散器內(nèi) 的末端激波在高M(jìn)FR時的明顯夾帶的能力所示的，圖9-A中的1808 雙錐形和圖9-B中的08卯等熵兩者都表明對于超臨界質(zhì)量流量的緩和 容許誤差。
圖IO顯示了描繪在1.9馬赫當(dāng)?shù)亓鲃铀俣葧r對于四種入口構(gòu)造的 作為入口質(zhì)量流量插塞面積(x軸線)函數(shù)的基于CFD的質(zhì)量流量比 (y軸線)的曲線圖，其中四種入口構(gòu)造為1808雙錐形、0890等熵、
0895等熵和1470等熵。繪制MFR與質(zhì)量流量插塞面積關(guān)系，可以提 供各入口的流動泵送能力和對擴(kuò)散器邊界層特性影響的任何相應(yīng)敏感 的表示。例如，對于給定的插塞面積呈現(xiàn)較大質(zhì)量流量的入口暗示那 些構(gòu)造經(jīng)受了較少的下游邊界層誘導(dǎo)流動堵塞。并且，在較小插塞面 積下質(zhì)量流量比呈現(xiàn)向下的中斷的入口表明該構(gòu)造具有更易受隨著質(zhì) 量流量增加而邊界層變厚影響的擴(kuò)散曲線。從圖IO可以看到，較高壓 縮程度的入口每單位插塞面積流過更多的流量。這是因為，較高壓縮 程度的入口由于較大機(jī)罩角度而具有較小的中心體肩部背面角度。較 小的中心體肩部背面角度產(chǎn)生更平緩的下游邊界層，并因而產(chǎn)生較小 的流動阻塞。
圖11顯示了描繪在1.9馬赫當(dāng)?shù)亓鲃铀俣葧r對于四種入口構(gòu)造的 作為質(zhì)量流量比(x軸線)函數(shù)的基于CFD的總壓力恢復(fù)(y軸線) 的曲線圖，這四種入口構(gòu)造為1808雙錐形、0890等熵、0895等熵和 1470等熵。與利用MOC的早期結(jié)果不同，這些基于CFD的分析包 括粘性亞音速擴(kuò)散器損失。根據(jù)圖11中的峰值恢復(fù)點和較高流量值下 的恢復(fù)快速損失，各入口構(gòu)造的近臨界流動面積是很顯然的。由于末 端激波強(qiáng)度在機(jī)罩前緣附近減小，較高等熵壓縮程度傳送了較好的恢 復(fù)。正如前面所指出的，0890等熵入口表明具有比1808雙錐形稍微
差的恢復(fù)特性。
圖12顯示了描繪在1.9馬赫當(dāng)?shù)亓鲃铀俣葧r對于四種入口構(gòu)造的 與作為質(zhì)量流量比(x軸線)函數(shù)的基于CFD的附加阻力系數(shù)(y軸 線)的曲線圖，這四種入口構(gòu)造為1808雙錐形、0890等熵、0895 等熵和1470等熵。附加阻力是由入口周圍多余流量溢出引起的入口產(chǎn) 生阻力的分量。圖12中所示的數(shù)據(jù)表明，對于所描繪的入口構(gòu)造的附 加阻力系數(shù)的差別是微小的，假如入口在近臨界流量處流動，1808雙 錐形、0890等熵、0895等熵入口的值小。對本領(lǐng)域技術(shù)人員來說，顯 而易見，附加阻力系數(shù)隨著流量溢出的增加而非?？焖俚卦龃?。
圖13顯示了描繪在1.9馬赫當(dāng)?shù)亓鲃铀俣葧r對于四種入口構(gòu)造的 作為質(zhì)量流量比(x軸線)函數(shù)的基于CFD的機(jī)罩阻力系數(shù)(y軸線)
的曲線圖，這四種入口構(gòu)造為1808雙錐形、0890等熵、0895等熵 和1470等熵。和同6中基于MOC的結(jié)果一樣，圖13舉例說明了直 表面入口結(jié)構(gòu)和依照本發(fā)明實施例的松弛等熵壓縮入口結(jié)構(gòu)之間的潛 在性能差別。如圖13所示，機(jī)罩阻力隨MFR平穩(wěn)地增大，等熵壓縮 的較低程度由于如上所述的它們的較小機(jī)罩角度而產(chǎn)生最小量的機(jī)罩 阻力。傳統(tǒng)1808雙錐形入口構(gòu)造呈現(xiàn)比如圖13所示的三個等熵入口 更大的機(jī)罩阻力，在某些情況下超過兩倍多。
應(yīng)當(dāng)指出，盡管圖13中的任何構(gòu)造的機(jī)罩阻力數(shù)據(jù)最低，1470 等熵入口不能既實現(xiàn)低機(jī)罩阻力，又實現(xiàn)低溢出流量狀態(tài)。如圖12
所示，由于惡劣的亞音速擴(kuò)散器邊界層增厚特性，1470等熵入口可得 到的最低附加阻力系數(shù)約為0.02。同樣，與依照本發(fā)明的其它松弛等 熵壓縮入口實施例相比，粘性效應(yīng)防止1470等熵入口實現(xiàn)低附加阻力 值。這種亞音速擴(kuò)散器邊界層增厚特性通常對所有低壓縮松弛等熵壓 縮入口都可以看到，從而阻止它們充分地利用它們的其它低機(jī)罩阻力 特征。
圖14顯示了描繪在1.9馬赫當(dāng)?shù)亓鲃铀俣葧r對于四種入口構(gòu)造的 作為質(zhì)量流量比(x軸線)函數(shù)的基于CFD的安裝的比燃料消耗量(y 軸線)的曲線圖，這四種入口構(gòu)造為1808雙錐形、0890等熵、0895 等熵和1470等熵。利用基于CFD的分析法和如上所述的SFC成本等 式生成圖14-A所示的結(jié)果。正如基于MOC的結(jié)果一樣，SFC數(shù)據(jù) 表示為基線1808雙錐形的值在近臨界質(zhì)量流量的百分比，負(fù)值表示相 對性能改進(jìn)。0890等熵入口在近臨界流量表示相對于近臨界流量下的 基線1808雙錐形改進(jìn)約9.9%。
圖14-B顯示了以百分比描繪在1.9馬赫當(dāng)?shù)亓鲃铀俣葧r兩種傳統(tǒng) 入口和八種依照本發(fā)明實施例的等熵入口在近臨界流量下的基于
CFD的安裝的比燃料消耗量(y軸線)的曲線圖。雖然為了簡明起見， 在圖10至14-A中只顯示了 1808雙錐形、0890等熵、0895等熵和1470 等熵入口 ，但是，都是采用CFD分析法來計算八種松弛等熵壓縮入口 0890等熵、0895等熵、1070等熵、1090等熵、1470等熵、1490等熵、
1850等熵、1870等熵。選擇等熵入口 ，使之覆蓋一整套的設(shè)計參數(shù)(初 始半角和壓縮程度)、工作特性(流動變形和堵塞)和安裝性能。SFC 數(shù)據(jù)再次表示為基線1808雙錐形的值在近臨界質(zhì)量流量的百分比，負(fù) 值表示相對性能改進(jìn)。
利用由CFD分析直表面入口和松弛等熵壓縮入口產(chǎn)生的結(jié)果，各 入口在近臨界流量下的SFC數(shù)據(jù)顯示在圖14-B中。對于能夠?qū)崿F(xiàn)近 臨界質(zhì)量流量和低附加阻力的那些入口 (除1070等熵、1470等熵和 1850等熵之外的全部入口 )來說，基于CFD的結(jié)果與如圖7-B所示 的基于MOC的預(yù)測結(jié)果對稱。在圖7-B和圖14-B中，對于采用適度 高壓縮程度(大于約70%)的松弛等熵壓縮入口，指示接近10%的性 能改進(jìn)。利用較少壓縮(大約70%或更少)的那些構(gòu)造具有較低性能， 這是因為它們的高附加阻力特征強(qiáng)于它們較小機(jī)罩前緣角度帶來的機(jī) 罩阻力好處。
如上所示，松弛等熵壓縮入口結(jié)構(gòu)的設(shè)計入口性能特征利用高度 精確分析工具顯示了改進(jìn)和有效性。為了進(jìn)一步確認(rèn)本發(fā)明的發(fā)現(xiàn)， 也分析了在低超音速馬赫數(shù)下的非設(shè)計特性。為了說明非設(shè)計特性， 對照本發(fā)明的0895等熵實施例，計算了 1808雙錐形。
圖15顯示了描繪在設(shè)計和非設(shè)計情況下馬赫數(shù)時對于1808雙錐 形入口和0895等熵入口的作為質(zhì)量流量比函數(shù)的基于CFD的機(jī)罩阻 力系數(shù)(y軸線)的曲線圖。顯示了 1808雙錐形在當(dāng)?shù)亓鲃玉R赫數(shù)為 1.9、 1.7和1.5時的機(jī)罩阻力系數(shù)數(shù)據(jù)。顯示了 0895等熵在當(dāng)?shù)亓鲃?馬赫數(shù)為1.9、 1.7、 1.5和1.3時的機(jī)罩阻力系數(shù)數(shù)據(jù)。應(yīng)該注意，與 直表面入口相比，0895等熵構(gòu)造在整個馬赫范圍和質(zhì)量流量比范圍下 都保持了機(jī)罩阻力優(yōu)點。盡管沒有在圖中顯示，但是，還應(yīng)當(dāng)注意到， 0895等熵比1808雙錐形適度地改進(jìn)了非設(shè)計條件下的附加阻力。
最后，針對與典型的超音速研究飛機(jī)集成的松弛等熵壓縮入口結(jié) 構(gòu)的實施例，執(zhí)行強(qiáng)化的基于CFD的分析。并將結(jié)果和與研究飛機(jī)集 成的(基線)傳統(tǒng)直表面入口相比較。使用集成的入口分析法確定松 弛等熵壓縮入口關(guān)于音爆傳播的效果。通過集成傳統(tǒng)和松弛等熵壓縮
入口構(gòu)造，并利用CFD和傳統(tǒng)音爆傳播方法的組合分析結(jié)果，實現(xiàn)音 爆分析。為便于結(jié)合，利用Overflow軟件——CFD分析工具對所分 析的研究飛機(jī)構(gòu)造生成運載工具阻力極性和迎角特性。
利用大約九百萬個網(wǎng)格點模擬這些構(gòu)造。對于機(jī)翼和機(jī)身表面應(yīng) 用歐拉方法，而利用粘性Navier-Stokes求解入口 -機(jī)艙-標(biāo)塔區(qū)域內(nèi)的 更復(fù)雜流場。對機(jī)翼-機(jī)身的歐拉結(jié)果應(yīng)用摩擦增量，以說明粘性效應(yīng)。 利用基于Overflow的CFD結(jié)果，收集飛行器周圍的全三維近場空氣 動力流場，并啟動音爆傳播程序。在縮回位置模擬如下所述的前端運 載工具形狀變體，以減少解析費用，這不會影響入口對音爆地面信號 的評價，這是因為由前端變體提供的信號形狀很大程度上與非聚合激 波串統(tǒng)的機(jī)翼和入口激波無關(guān)，并且不會改變機(jī)翼和入口激波。用于 音爆近場分析的Overflow CFD網(wǎng)格結(jié)構(gòu)包括飛行器下面的附加網(wǎng)格 塊，以獲得對距離運載工具較大距離的高流場分解。
通過托馬斯代碼，NASA Ames Research Center開發(fā)的、用于外 推近場壓力以確定地平面音爆特性的算法，使用從CFD解獲得的近場 對稱平面壓力標(biāo)記啟動音爆傳播。
圖16-A、圖16-B和圖16-C分別顯示了用于分析的研究機(jī)構(gòu)造的 頂視圖、前視圖和側(cè)視圖。研究機(jī)是100,000磅起飛總重級平臺，設(shè) 計用于馬赫1.8的長距離航速。如圖16-A和16-C所示，運載工具廣 泛地利用由當(dāng)前低音爆變體技術(shù)中的進(jìn)展帶來的面積-體積分布改進(jìn)。 通過避免與大規(guī)模層流構(gòu)思相關(guān)的不確定性和高開發(fā)風(fēng)險，構(gòu)造采用 可變翼刮板(圖16顯示了在延長和后掠位置的機(jī)翼)，以保證起飛、 進(jìn)場和降落時的良好性能和操縱質(zhì)量。機(jī)翼本身結(jié)合了亞音速機(jī)翼前 沿，能保持極好的內(nèi)體積特性。
如圖16-A和16-C所示，將變體技術(shù)結(jié)合到機(jī)身前段，以為超音 速飛行提供縱向伸長。理論上預(yù)知，該變體技術(shù)通過將初始運載工具 過壓力分成一系列強(qiáng)度減小的小激波，可大大減小音爆脈沖。運載工 具的有效延長也有助于防止小激波聚合成不期望的、高脈沖的N波過 壓力模式。變體技術(shù)的包括，正如在美國專利號6,698,684中所述的，
該專利整體在此并入，對于相同的峰值音爆超壓目標(biāo)，能夠改進(jìn)機(jī)身 區(qū)域重新分布。新面積分布提供了可與大座艙公司噴氣機(jī)相匹敵的座 艙容積以及為尾翼結(jié)構(gòu)風(fēng)壓角和結(jié)構(gòu)硬度提供了更大改進(jìn)的機(jī)身后段 容積余量。
研究機(jī)結(jié)合有兩個引擎，上機(jī)翼，引擎機(jī)艙配置，該配置提供定 位幅度和聲學(xué)優(yōu)勢?？深A(yù)知的是，上述機(jī)翼位置在超音速飛行期間提 供遠(yuǎn)場音速過壓力保護(hù)以及減少機(jī)場環(huán)境噪聲。
應(yīng)當(dāng)明白，機(jī)罩保護(hù)減少了由超音速下的入口機(jī)艙產(chǎn)生的激波能 的主要部分的向下蔓延。雖然在減小音爆強(qiáng)度方面行之有效，但是， 入口激波與機(jī)翼上表面的相互作用也減少了機(jī)翼的空氣動力性能，并 且形成了特別易受推進(jìn)系統(tǒng)集成化和入口激波強(qiáng)度影響的運載工具構(gòu) 造。所以，當(dāng)?shù)厝肟谕ㄟ^機(jī)罩流線，例如本發(fā)明的松弛等熵壓縮入口 結(jié)構(gòu)，實現(xiàn)性能改進(jìn)，該當(dāng)?shù)厝肟诋a(chǎn)生微弱的機(jī)罩激波，這對整個運 載工具音爆特性和整個運栽工具性能優(yōu)勢的作用較小，減少了入口-機(jī)身激波相互作用。
飛行器性能和音爆特性的實際改進(jìn)程度取決于實際的飛行器結(jié)構(gòu) 和飛行性能。同樣，下面所述的性能和音爆數(shù)據(jù)表明，僅采用研究機(jī) 上的松弛等熵壓縮入口形狀，就可以獲得典型的改進(jìn)程度。該結(jié)果以
兩種運載工具構(gòu)造進(jìn)行比較， 一個使用了傳統(tǒng)基線1808雙錐形入口 ， 另 一個采用了 0890等熵入口 。
圖17顯示了在自由流1.8馬赫時對于顯示在飛行器左側(cè)的傳統(tǒng) 1808雙錐形入口和顯示在飛行器右側(cè)的0890等熵入口的機(jī)翼和機(jī)身 表面的基于CFD的表面壓力解的頂視圖。由于飛行器對稱性和分析 法，為了描述的簡單起見，圖17剖開一半，以便直接比較傳統(tǒng)入口和 松弛等熵壓縮入口的集成化。隨后移除圖17中所示的機(jī)艙表面，以允
許看到機(jī)艙下方的激波機(jī)翼相互作用。應(yīng)該注意，依照本發(fā)明實施例 的松弛等熵壓縮入口減少了如圖17所示的激波強(qiáng)度。低激波強(qiáng)度還產(chǎn) 生與機(jī)翼上表面的更有利的曲線后相交線。
當(dāng)利用松弛等熵壓縮的一體入口時，可以看到研究機(jī)的巡航阻力
改進(jìn)超過7%。這些結(jié)果表明，在分離的分析作用期間可以看到，一 旦機(jī)艙與機(jī)身集成化，可以基本保持松弛等熵壓縮入口結(jié)構(gòu)的性能特 征。
圖18顯示了研究機(jī)上的傳統(tǒng)1808雙錐形入口和研究上的0890 等熵入口的飛行器音爆標(biāo)記的遠(yuǎn)場音爆過壓力解。圖18描繪了環(huán)境的 壓力變化(y軸線)與以毫秒為單位的時間(x軸線)的曲線。圖18 比較了 51,000英尺和1.8馬赫的航行狀態(tài)的結(jié)果。由于激波特征較弱， 與使用1808雙錐形的結(jié)果相比，使用0890等熵入口的峰值飛行器過 壓力在向前最大限度1000已經(jīng)減小9%,在向后最大限度1001已經(jīng) 減小將近16%。至第一峰值的上升時間1002也推遲了將近10%。
雖然上述分析包括如圖16-A、 16-B和16-C所示的飛行器結(jié)構(gòu)的 使用，但是，對本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來說顯而易見的是，依照本發(fā)明 實施例的松弛等熵壓縮入口結(jié)構(gòu)也可以用于另外的飛行器結(jié)構(gòu)上。進(jìn) 一步，在不脫離本發(fā)明的范圍和精神的情況下，依照本發(fā)明的實施例， 可以改變松弛壓縮等熵入口結(jié)構(gòu)的位置、配置、數(shù)量和尺寸。
松弛等熵壓縮入口結(jié)構(gòu)增加了用于增進(jìn)入口機(jī)罩區(qū)域的結(jié)構(gòu)幅 度，同時允許控制其它關(guān)鍵入口設(shè)計參數(shù)，例如末端激波馬赫數(shù)、擴(kuò) 散器流動畸變和總壓力恢復(fù)。如圖所示，減小的機(jī)罩表面角度可以改 進(jìn)入口阻力和干涉阻力特性。機(jī)罩的變小斜面還可以在超音速飛行期 間降低入口對整體運載工具音爆特性的作用，并減少用于緊密耦合在 一起的入口之間的空氣動力交叉干涉潛在性。
依照本發(fā)明實施例的松弛等熵壓縮入口結(jié)構(gòu)不利用復(fù)雜的輔助系 統(tǒng)或可變幾何形狀，實現(xiàn)了對傳統(tǒng)直表面入口結(jié)構(gòu)的改進(jìn)。但是，可 以考慮，本發(fā)明可以與其它系統(tǒng)組合，例如入口旁通流動方法，基于 放氣的邊界層管理系統(tǒng)，空氣動力改裝中心體撐桿，基于表面處理的 邊界層管理技術(shù)和方法，或者其它系統(tǒng)和方法。同樣，可以考慮，依 照本發(fā)明實施例的入口可以與各種推進(jìn)系統(tǒng)組合，包括但不限于，燃 氣輪機(jī)，沖壓式噴氣引擎，超音速沖壓式噴氣引擎，或者組合循環(huán)。
也應(yīng)當(dāng)理解，松弛等熵壓縮設(shè)計方法可以應(yīng)用于任何外壓縮或混 合壓縮入口構(gòu)思，包括軸對稱、局部錐形和二維吸入口。實際上，利 用本發(fā)明的實施例，用于外壓縮入口的機(jī)罩角度可以簡化為接近那些 采用傳統(tǒng)混合壓縮入口的機(jī)罩角度，從而合并外壓縮幾何形狀的內(nèi)激 波穩(wěn)定性的穩(wěn)固性和混合壓縮的高安裝性能。
為便于說明和描述，本發(fā)明提供了特定實施例的上述說明書。它 們不用來窮盡或?qū)⒈景l(fā)明限制在所公開的精確形式中。顯然，鑒于以 上所述教導(dǎo)，許多修改和變形都是可能的。雖然實施例的選擇和描述 是為了更好地解釋本發(fā)明的原理及其實際應(yīng)用，從而使本領(lǐng)域其它技 術(shù)人員更好地運用本發(fā)明，但是，帶有適合于特定用途的各種改進(jìn)的 各種實施例也是可能的。本發(fā)明的范圍僅由在此所附的權(quán)利要求書及 其等同物限定。
權(quán)利要求
1. 一種超音速入口，其包括:構(gòu)造成產(chǎn)生初始激波的機(jī)翼前沿；位于機(jī)翼前沿下游的壓縮表面，其具有至少一個構(gòu)造成產(chǎn)生等熵壓縮的彎曲區(qū)段；機(jī)罩前緣，其與壓縮表面在空間上分開，使得機(jī)罩前緣和壓縮表面限定一用于接收超音速流的入口開口；壓縮表面構(gòu)造成產(chǎn)生第二激波，在預(yù)定航速時的超音速入口運行期間，所述第二激波從壓縮表面延伸至與初始激波在基本與機(jī)罩前緣相鄰的點相交；和由彎曲區(qū)段產(chǎn)生的等熵壓縮以一系列馬赫線為特征，其中，在預(yù)定航速時的超音速入口運行期間，至少多條馬赫線沒有集中在基本與機(jī)罩前緣相鄰的點上。
2. 如權(quán)利要求1所述的超音速入口，其中，沒有一條馬赫線集中 在基本與機(jī)罩前緣相鄰的點上。
3. 如權(quán)利要求1所述的超音速入口，其中，第二激波包括與該點 相鄰的弓形區(qū)域，并且至少多條馬赫線在弓形區(qū)域與第二激波相交。
4. 如權(quán)利要求3所述的超音速入口，其中，當(dāng)?shù)诙げǖ墓螀^(qū) 域接近焦點時，弓形區(qū)域的切線接近正交于自由流狀態(tài)下的超音速流 的方向。
5. 如權(quán)利要求3所述的超音速入口，其中，激波馬赫數(shù)沿著第二 激波的長度變化，并且與壓縮表面相鄰的激波馬赫數(shù)基本小于與該點 相鄰的激波馬赫數(shù)。
6. 如權(quán)利要求3所述的超音速入口，其中，激波馬赫數(shù)沿著第二 激波的長度變化，并且橫過第二激波的弓形區(qū)域的激波馬赫數(shù)的第一 梯度大于沿著從壓縮表面至弓形區(qū)域的第二激波的激波馬赫數(shù)的第二 梯度。
7. 如權(quán)利要求3所述的超音速入口，其中，超音速流的流動轉(zhuǎn)角 沿著第二激波的長度變化，并且與機(jī)罩前緣相鄰的第二激波的流動轉(zhuǎn) 角小于與壓縮表面相鄰的第二激波的流動轉(zhuǎn)角。
8. 如權(quán)利要求1所述的超音速入口，其中，機(jī)罩前緣基本與與機(jī) 罩前緣相鄰的流動角度對準(zhǔn)。
9. 如權(quán)利要求1所述的超音速入口 ，其中，壓縮表面包括位于彎 曲區(qū)段的上游的基本直的區(qū)段。
10. 如權(quán)利要求1所述的超音速入口 ，其中，入口開口是軸對稱入 口開口 。
11. 如權(quán)利要求1所述的超音速入口，其中，入口開口是非軸對稱 入口開口 。
12. 如權(quán)利要求1所述的超音速入口，其中，機(jī)罩前緣和壓縮表面 至少部分地形成外壓縮入口 。
13. 如權(quán)利要求1所述的超音速入口 ，其中，機(jī)罩前緣和壓縮表面 至少部分地形成混合壓縮入口 。
14. 一種超音速推進(jìn)系統(tǒng)，其包括 具有空氣吸入口和排氣系統(tǒng)的引擎；聯(lián)接到引擎的空氣吸入口的亞音速擴(kuò)散區(qū)段，其構(gòu)造成將流動擴(kuò) 散至適于引擎的預(yù)定亞音速狀態(tài)；通過一喉部聯(lián)接到亞音速擴(kuò)散器的超音速壓縮部分，其包括壓縮 表面和機(jī)罩前緣，機(jī)罩前緣與壓縮表面在空間上分開，使得機(jī)罩前緣和壓縮表面限定一用于接收超音速流的入口開口 ；壓縮表面構(gòu)造成產(chǎn)生脫離壓縮表面的機(jī)翼前沿的初始激波和第二 激波，所述第二激波從壓縮表面的下游區(qū)段延伸至與初始激波在基本 與機(jī)罩前緣相鄰的點相交，壓縮表面包括至少一個以一系列馬赫線為 特征的彎曲區(qū)段，其中，在預(yù)定航速時的超音速引擎運行期間，至少 多條馬赫線沒有集中在基本與機(jī)罩前緣相鄰的點上。
15. 如權(quán)利要求14所述的超音速推進(jìn)系統(tǒng)，其中，沒有一條馬赫 線集中在基本與機(jī)罩前緣相鄰的點上。
16. 如權(quán)利要求14所述的超音速推進(jìn)系統(tǒng)，其中，第二激波包括 與該點相鄰的弓形區(qū)域，并且至少多條馬赫線在弓形區(qū)域與第二激波 相交。
17. 如權(quán)利要求16所述的超音速推進(jìn)系統(tǒng)，其中，當(dāng)?shù)诙げǖ?弓形區(qū)域接近該點時，弓形區(qū)域的切線接近正交于自由流狀態(tài)下的超 音速流的方向。
18. 如權(quán)利要求16所述的超音速推進(jìn)系統(tǒng)，其中，激波馬赫數(shù)沿 著第二激波的長度變化，并且與壓縮表面相鄰的激波馬赫數(shù)基本小于 與該點相鄰的激波馬赫數(shù)。
19. 如權(quán)利要求16所述的超音速推進(jìn)系統(tǒng)，其中，激波馬赫數(shù)沿 著第二激波的長度變化，并且橫過第二激波的弓形區(qū)域的激波馬赫數(shù) 的第一梯度大于沿著從壓縮表面到弓形區(qū)域的第二激波的激波馬赫數(shù) 的第二梯度。
20. 如權(quán)利要求14所述的超音速推進(jìn)系統(tǒng)，其中，機(jī)罩前緣基本 與與機(jī)罩前緣相鄰的流動角度對準(zhǔn)。
21. —種超音速飛行器，其包括 構(gòu)造成用于超音速飛行的機(jī)身；安裝到機(jī)身上的至少一個引擎，其具有空氣吸入口和排氣系統(tǒng)；聯(lián)接到引擎的空氣吸入口的亞音速擴(kuò)散區(qū)段，其構(gòu)造成將流動擴(kuò) 散至適于引擎的預(yù)定亞音速狀態(tài)；通過一喉部聯(lián)接到亞音速擴(kuò)散器的超音速壓縮部分，其包括壓縮 表面和機(jī)罩前緣，機(jī)罩前緣與壓縮表面在空間上分開，使得機(jī)罩前緣 和壓縮表面限定一用于接收超音速流的入口開口 ；壓縮表面構(gòu)造成產(chǎn)生脫離壓縮表面的機(jī)翼前沿的初始激波和第二 激波，所述第二激波從壓縮表面的下游區(qū)段延伸至與初始激波在基本 與機(jī)罩前緣相鄰的點相交，壓縮表面包括以一系列馬赫線為特征的彎 曲區(qū)段，其中，在預(yù)定航速時的超音速引擎運行期間，至少多條馬赫 線沒有集中在基本與機(jī)罩前緣相鄰的點上。
22. 如權(quán)利要求21所述的超音速入口，其中，沒有一條馬赫線集 中在基本與機(jī)罩前緣相鄰的點上。
23. 如權(quán)利要求21所述的超音速飛行器，其中，第二激波包括與 該點相鄰的弓形區(qū)域，并且至少多條馬赫線在弓形區(qū)域與第二激波相 交。
24. 如權(quán)利要求23所述的超音速飛行器，其中，當(dāng)?shù)诙げǖ墓?形區(qū)域接近該點時，弓形區(qū)域的切線接近正交于自由流狀態(tài)下的超音 速流的方向。
25. 如權(quán)利要求23所述的超音速飛行器，其中，激波馬赫數(shù)沿著 第二激波的長度變化，并且與壓縮表面相鄰的激波馬赫數(shù)基本小于與 該點相鄰的激波馬赫數(shù)。
26. 如權(quán)利要求23所述的超音速飛行器，其中，激波馬赫數(shù)沿著 第二激波的長度變化，并且橫過笫二激波的弓形區(qū)域的激波馬赫數(shù)的 第一梯度大于沿著從壓縮表面到弓形區(qū)域的第二激波的激波馬赫數(shù)的 第二梯度。
27. 如權(quán)利要求21所述的超音速飛行器，其中，機(jī)罩前緣基本與 與機(jī)罩前緣相鄰的流動角度對準(zhǔn)。
28. —種用于超音速推進(jìn)系統(tǒng)的超音速流減速的方法，該方法包括以預(yù)定超音速航行；在具有壓縮表面和機(jī)罩前緣的入口中接收超音速流，機(jī)罩前緣與 壓縮表面在空間上分開，使得機(jī)罩前緣和壓縮表面限定一用于接收超 音速流的入口開口；從入口的壓縮表面的機(jī)翼前沿上產(chǎn)生初始激波；產(chǎn)生第二激波，在預(yù)定超音速時的超音速入口運行期間，所述第 二激波從壓縮表面延伸至與初始激波在基本與機(jī)罩前緣相鄰的點相交；由壓縮表面的彎曲區(qū)段產(chǎn)生超音速流的等熵壓縮，該彎曲區(qū)段以 一系列馬赫線為特征，其中，在預(yù)定超音速時的超音速入口運行期間， 至少多個從彎曲區(qū)段延伸的馬赫線沒有集中在基本與機(jī)罩前緣相鄰的 點上。
全文摘要
本發(fā)明的實施例涉及一種通過設(shè)置入口的壓縮表面形狀改進(jìn)凈推進(jìn)力的、采用松弛等熵壓縮的超音速入口。入口的松弛等熵壓縮表面形狀能起到減少機(jī)罩前緣表面角度的作用，從而改進(jìn)入口阻力特性和干涉阻力特性。使用依照本發(fā)明的超音速入口，也證明能夠在維持性能的同時減少峰值音爆超壓。
文檔編號B64D33/02GK101384486SQ200680052414
公開日2009年3月11日 申請日期2006年12月15日 優(yōu)先權(quán)日2005年12月15日
發(fā)明者D·C·豪, P·A·亨納, T·R·康納斯 申請人:灣流航空公司