专利名称：减小阻力和热应力的集成发动机排气系统和方法
技术领域：
本发明涉及飞行器推进系统，更具体地，本发明涉及用于使飞行器的 阻力和/或热应力减小的集成发动机排气系统和方法。
背景技术：
包括运输机的许多类型的飞行器装备有翼吊式涡轮风扇发动机。在该 配置中，来自翼吊式发动机的废气流可能撞击在机翼表面上。 一些传统的 飞行器可以利用废气流在低速搡作期间增大机翼升力，并使该飞行器能具 有在较短的区域起飞和着陆的能力。
虽然使用现有的翼吊式涡轮风扇发动机已经实现了希望的结果，但是 还有改进的空间。例如，阻力减小将使能在更短的机场进行飞行器操作。 另外，由于高温废气冲击到一些飞行器结构的襟翼和机翼表面上，因此这 些表面必须被设计成以承受极端的热载荷。可能需要钛襟翼而不是铝襟 翼，来承受苛刻的热环境。 一般地，这些设计中的考虑增加了飞行器的重 量并增加了制造成本。因此，减轻与翼吊式发动机相关的重量和成本负担 的新系统将会具有效用。
发明内容
本发明致力于集成的发动机排气系统以及方法，用于为飞行器提供较 低的阻力和减小的热应力。本发明的实施例与现有技术相比可有利地减小 起飞和着落距离、减小飞行器重量、减少燃料消耗、降低生产和维护成本 并降低噪声水平。
在一个实施例中，飞行器的推进系统包括配置成安装在飞行器的机翼 组件上的发动机装置。发动机装置包括发动机以及可操作地联接到该发动 机的排气系统。排气系统包括配置成用于从发动机排出废气流的至少一个 喷嘴。喷嘴包括可变部分，该可变部分配置成将喷嘴的出口孔从第一形状 改变到第二形状，以改变邻近机翼组件的至少 一部分废气流场的流场形
4状，从而减小机翼组件上的阻力和热载荷中至少一个。在另一实施例中， 排气系统包括排出中心废气流的内喷嘴以及排出二次废气流的外喷嘴，所 述外喷嘴具有可变部分，该可变部分配置成用于改变外喷嘴的出口孔。
下面将参照附图详细描迷本发明的实施例。
图1是根据本发明实施例的飞行器的局部立体图2是图1的飞行器的排气系统以传统操作模式操作的放大立体图； 图3是图1的飞行器的排气系统以根据本发明实施例的代表性的非传
统操作模式操作的放大立体图4是以图2所示的传统操作模式操作的排气系统的立体图，其中包 括废气流场的剖视图5是以图3所示的非传统操作模式操作的排气系统的立体图，其中 包括废气流场的剖视图6是以传统操作模式操作的排气系统在机翼组件上的沖击型式和图 4的废气流场的立体图7是以代表型的非传统操作模式操作的排气系统在机翼组件上的沖 击型式和图5的废气流场的立体图8示出根据本发明实施例的发动机废气的翼展载荷分布的效果；
图9是以图2所示的传统操作模式操作的排气系统的机翼温度分布的 下部正视图IO是以图3所示的非传统操作模式操作的排气系统的机翼温度分 布的下部正4见图；和
图11和12是根据本发明可选择实施例的飞行器排气系统的立体图。
具体实施例方式
本发明涉及集成发动机排气系统以及用于为飞行器提供较低的阻力和 减小热应力的方法。本发明的某些实施例的许多具体细节会在下面的描述 和图1-12中进行阐述，以帮助全面地理解这些实施例。然而，本发明可具 有另外的实施例，或者可以在没有下面描述的一个或多个细节的条件下而实施。根据本发明的集成发动机排气系统和方法可减小联接有推进和高升力 (或动力升力)系统的飞行器的空气动力阻力、重量、以及生产和维护成 本。 一般地，本发明的实施例利用一种可变形状的风扇排气喷嘴，以在操 作期间控制废气流场的形状。得到的废气流场(包括外流场和内流场中的一 个或两个)影响机翼翼展载荷，这样，与现有技术的系统相比，使机翼组件 上的热应力和诱导阻力减小。
图1是根据本发明实施例的飞行器100的局部立体图。飞行器100包 括机身102以及包括主翼部分106的机翼组件104。前缘缝翼部分108沿 着主翼部分106的前缘延伸，襟翼部分110沿着主翼部分106的后缘延伸。
飞行器100还包括通过吊架112联接到机翼组件104的发动机装置 120。发动机装置120包括发动机般122,以及位于发动机装置120的下游 (或尾部)端部处的排气系统124。可以采用任何合适的涡轮风扇发动机，包 括例如由康涅狄格州的费尔菲尔德的General Electric、康涅狄格州的东哈 特福德的Pratt & Whitney 、和英国伦敦的Rolls-Royce制造的这些发动机。
图2是图1的排气系统124的放大立体图。排气系统124包括细长 的内喷嘴126,该内喷嘴126被配置成从发动机装置120的燃烧室部分排 出中心废气流(core exhaust flow);以及相对较短的外喷嘴128，该外喷嘴 128布置在内喷嘴126的周围并且定位成邻近发动机抢122的后缘部分。 外喷嘴128被配置成用于排出通过发动机装置120的相对较冷的风扇函道 气流(fan flow)。该类型的喷嘴净皮称为分离流喷嘴(separate flow nozzle)。混 流喷嘴(未示出)被配置成与此相反，内部的中心喷嘴(inner core nozzle)较 短，而扇形喷嘴较长。中心喷嘴被埋在扇形外喷嘴的内部。本发明的实施 例也可应用于混流喷嘴。
外喷嘴128还构造成可控地被调节，使得其出口孔形状可以改变。例 如，如图2所示，在传统搡作模式130中，外喷嘴128具有圓形的出口 孔。与内喷嘴126的外表面协作，外喷嘴128形成环形的喷嘴出口 132, 用于在传统操作模式130中排出风扇函道气流。
根据本发明的实施例，外喷嘴128的出口孔的形状可被调节成非圆形 形状。图3表示非传统操作模式134中的排气系统120。在该实施例中， 外喷嘴128的出口孔包括扁平的上部部分136,而出口孔的其余部分变型为使得出口面积与传统喷嘴的出口面积相同。使非传统喷嘴的出口孔的面 积保持与传统发动机的出口孔面积相同，确保了相似的发动机额定推力并
维持了发动机循环的相容性。因此，内外喷嘴126、 128协作地形成非环 形的喷嘴出口 138,用于在非传统操作模式134中排出风扇函道气流。在 一个具体的实施例中，例如，在非传统操作模式134中，内喷嘴126与外 喷嘴128的扁平上部部分136之间的间距减小为传统操作模式130中内外 喷嘴126、 128之间的相应间距的一半(50%)。
外喷嘴128可采用各种机构来实现出口孔形状的期望变化。例如，在 一个实施例中，外喷嘴128包括共同地形成出口孔的多个襟翼。可以通过 一组能使外喷嘴128的出口孔被调节成非圆形形状的致动器，来可控地调 节这些襟翼。所述多个襟翼可由任何已知的装置可控地致动，所述装置包 括液压致动器、电致动器或形状记忆合金(SMA)致动器。更具体地，所述 多个襟翼和外喷嘴128的相关致动系统可包括例如授权给Rey等人的美国 专利No.7,004，047 B2、授权给Bmchez等人的美国专利No.5,893，518、授 权给Barcza的美国专利No.5,245,823 、授权给Hauer的美国专利 No.4,994,660、授权给Freid的美国专利No.4,245,787、授权给Nash等人的 美国专利No.4,000,610 、以及已公开的Webster的美国专利申请 No.11/014,232和Rey等人的美国专利申请No.l 1/049,920中总体上披露的 这些系统和方法中的任一种。
图4是以传统操作模式130(图2)操作的排气系统124的立体图，其中 包括废气流场400的剖视图。在传统操作模式1.30中，外喷嘴128的出口 孔是圓形的，废气流场400基本上是轴对称的。成形为环状的风扇函道气 流402从外喷嘴128发出，并布置成围绕从内喷嘴126发出的位于中央、 近似轴对称的中心流404。
为了进行比较，图5是以非传统操作模式134(图3)操作的排气系统 124的立体图，其中包括废气流场500的剖视图。在非传统操作模式134 中，外喷嘴128的出口孔是非圆形的，并包括扁平的上部部分136。因 此，废气流场500是非轴对称的，非环形的风扇函道气流502从外喷嘴 128发出并布置成围绕从内喷嘴126发出的近似轴对称的中心流404。如 图5所示，非传统废气流场500的上部部分506在形状上是变化的，并且 与图4所示的轴对称的传统废气流场400的可比4支的上部部分406相比，没有那么集中。
图6是以传统操作模式130操作的排气系统124的机翼组件104上的 压力分布600以及图4的废气流场(例如用马赫数表示)400的立体图。类似 地，图7是以非传统操作模式134(图3)操作的排气系统124的压力分布 700以及废气流场(例如用马赫数表示)500(图5)的立体图。图6和7所示的 压力分布600、 700之间的比较表示与传统的废气流场400相比，在非 传统操作模式134中，废气流场500使得机翼组件104的襟翼110上的压 力分布更均匀。更具体地，在该实施例中，传统操作模式130(图6)的压力 分布600由相对集中的压力图样标出，其具有位于中央的、相对较高的峰 值压力值(表示为中央较暗的区域)。另一方面，非传统操作模式134的压 力分布700呈现为相对不那么集中的压力图样，峰值压力值(表示为中央相 对较亮的区域)相对较低。因此，在非传统操作模式134中，机翼组件104 上的诱导阻力减小，并且翼展载荷分布更平滑。
图8表示根据本发明实施例的发动机废气在翼展载荷分布上的形状变 化的效果。更具体地，图8表示沿着机翼的截面升力对沿翼展方向的位置 的曲线图1200。第一升力分布1202表示以传统操作模式130(图2)操作的 排气系统124的预计阻力数据(利用Oswald效率因子"e"),第二载荷分 布1204表示以非传统操作模式134(图3)操作的排气系统124的预计阻力 数据。如图8所示，非传统操作模式134由于其峰值压力值相对较低、压 力图样相对不那么集中，故提供比传统操作模式130更有利的载荷分布。 对于双发动机飞行器，由于可变的风扇排气，预计空气动力效率相对于传 统的轴对称构造增加大约10%。该效率与诱导阻力分量成比例地相关。因 此，由于诱导阻力是飞机阻力的最大组成部分(包括高升力条件期间)，因 此总阻力可以显著减小。可以由四发动机飞行器实现空气动力效率成比例 增大的增益。总阻力的减小转变为所需发动机功率的减小，因此使得起飞 距离变短。
图9和10表示排气系统124分别以传统和非传统搡作模式130、 134 操作的机翼温度分布800、 900。图9和10所示的机翼温度分布800、 900 的比较表示与传统的废气流场400相比，在非传统操作模式134中，废 气流场500使得襟翼110上的温度更低。更具体地，在该实施例中，传统 操作模式130(图9)的温度分布800呈现出相对集中的温度图样，其具有位于中央的、相对较高的峰值温度值(表示为中央较暗的区域)。另一方面，
非传统操作模式134的温度分布900呈现出相对不那么集中的温度图样，
其具有相对较低的峰值温度值(表示为中央相对较亮的区域)。因此，在非
传统操作模式134中，机翼组件104上的热载荷较小。
本发明的实施例可提供优于现有技术的显著优点。与传统的流场冲击 相比，通过利用非圓形风扇排气与通过发动机舱的周围流和发动机中心废 气的相互作用，本发明的实施例改变了废气流的湍流混合，从而，喷嘴流 场与机翼和襟翼表面的相互作用获得更平顺的压力增加和温度降低。因 此，可利用本发明的实施例来调节翼展载荷分布，减小诱导阻力，加强喷 流混合以及加速温度降低。
由本发明提供的阻力减小的经济和操作影响可能是显著的，可允许使 用更小的发动机或更短的跑道。减小发动机尺寸又可使飞行器重量减小， 燃料消耗量减小，维护成本减小和噪声级减小。类似地，结构温度极限的 减小可允许使用铝襟翼而不是钛襟翼，这使得生产成本和飞行器重量减 小。
将认识到的是，可构想出本发明的各种可选择实施例，本发明不限于 上面所描述的特定实施例。在下面对可选择实施例的讨论中，与前面描述 的实施例相比未改变的部件用相同的附图标记表示。为了简明，将仅描述 不同于以前所述的实施例的基本结构和操作区别。
图11表示根据本发明可选择实施例的飞行器排气系统1024的立体 图。在该实施例中，在非传统操作模式1034中，排气系统1024的外喷嘴 1028包括扁平的上部部分1036和扁平的下部部分1038。所得到的外喷嘴 1028的出口孔是围绕轴对称的内喷嘴126布置的非圆形形状。因此，得到 的非传统废气流场(未示出)在接近机翼组件处形状发生变化，并且与图4 所示的轴对称的传统废气流场400的可比较的上部部分406相比，没有那 么集中(例如，在机翼组件104的表面处具有相对较低的峰值压力和温度 值)。
类似地，图12表示根据本发明另一可选择实施例的飞行器排气系统 1124的立体图。在非传统的操作模式1134中，排气系统1124的外喷嘴 1128可控地定位成具有垂直短轴的近似椭圆的形状。同样，得到的非传统 废气流场(未示出)形状发生变化，并且与图4所示的轴对称的传统废气流场400的可比较的上部部分406相比，没有那么集中(例如，在才几翼组件 104的表面处具有相对较低的峰值压力和温度值)。因此，正如上面更充分 描述的，减小阻力和减小热载荷的优点可通过各种可选择的排气系统实施 例得以实现。
虽然已经示出并描述了本发明的优选实施例和可选择实施例，但正如 上面所指出的，在不偏离本发明的精神和范围的条件下可进行许多改变。 因此，本发明的范围不限于优选实施例的公开内容。而是，本发明应当完 全参照所附的权利要求来确定。
权利要求
1. 一种飞行器的发动机排气系统的操作方法，包括在飞行器的机翼组件上设置发动机装置，所述发动机装置包括排气系统，该排气系统具有配置成用以排出废气流的至少一个喷嘴；使所述发动机装置的发动机工作，以提供包括从所述至少一个喷嘴发出的废气流的喷嘴流场；和将所述至少一个喷嘴的出口孔形状从第一形状可控地改变为第二形状，以改变邻近机翼组件的至少一部分喷嘴流场的流场形状，从而减小机翼组件上的阻力和热载荷中至少之一。
2. 如权利要求1的方法，其中，可控地改变所述至少一个喷嘴的出 口孔形状包括可控地改变所述至少一个喷嘴的出口孔形状以提供具有扁平 的上部部分和扁平的下部部分中至少之 一 的非圆形的出口孔。
3. 如权利要求1的方法，其中，可控地改变所述至少一个喷嘴的出 口孔形状包括可控地改变所述至少一个喷嘴的出口孔形状以提供近似椭圆 形的出口孔。
4. 如权利要求l的方法，其中设置包括具有至少一个喷嘴的排气系统的发动机装置包括设置包括 具有内喷嘴和外喷嘴的排气系统的发动机装置，所述内喷嘴配置成用以排 出中心废气流，所述外喷嘴布置在内喷嘴周围并配置成用以排出二次废气、、六.使所述发动机装置的发动机工作包括使所述发动机装置的发动机工 作以提供喷嘴流场，该喷嘴流场包括从内喷嘴发出的中心废气流和从外喷 嘴发出的二次废气流；并且可控地改变出口孔形状包括将外喷嘴的出口孔形状从第一形状可控 地改变为第二形状，以改变邻近机翼组件的至少一部分喷嘴流场的流场形 状。
5. 如权利要求4的方法，其中，可控地改变外喷嘴的出口孔形状包 括可控地改变外喷嘴的出口孔形状以提供具有扁平的上部部分和扁平的 下部部分中至少之一的非圆形的出口孔。
6. 如权利要求4的方法，其中，使所述发动机装置的发动机工作包括使涡轮风扇发动机工作以提供包括从内喷嘴发出的中心废气流和从外 喷嘴发出的风扇废气流的喷嘴流场。
7. 如权利要求4的方法，其中，在机翼组件上设置发动机装置包 括设置包括具有轴对称的内喷嘴的排气系统的发动机装置。
8. 如权利要求7的方法，其中，可控地改变外喷嘴的出口孔形状包 括使内喷嘴保持为轴对称的内喷嘴，以及下述中至少之一设置具有扁平的上部部分的非圆形的出口孔；设置具有扁平的上部部分和扁平的下部部分的非圓形的出口孔；和 设置近似椭圓形的出口孔；并且其中，可控地改变外喷嘴的出口孔形 状还包括使机翼组件上的阻力和热载荷中至少之一减小。
9. 一种用于飞行器的推进系统，包括发动机装置，配置成安装在飞行器的机翼组件上，所述发动机装置包括发动机；和排气系统，可操作地联接到发动机，所述排气系统具有配置成用 于从发动机排出废气流的至少一个喷嘴，其中，所述至少一个喷嘴包括可 变部分，该可变部分配置成用于使所述至少一个喷嘴的出口孔从第一形状 改变成第二形状，以改变邻近机翼组件的至少 一 部分喷嘴流场的流场形 状，从而与以第一形状搡作的可变部分相比，减小了机翼组件上的阻力和 热载荷中至少之一。
10. 如权利要求9的系统，其中，所述至少一个喷嘴的可变部分配置 成用于提供包括扁平的上部部分和扁平的下部部分中至少之一的非圆形出 口孔以及近似椭圆形的出口孑L。
11. 如权利要求9的系统，其中，所述排气系统具有配置成用于从发 动机排出中心废气流的内喷嘴以及布置在内喷嘴周围并配置成用于从发动 机排出二次废气流的外喷嘴，其中，外喷嘴包括可变部分，该可变部分配置成用于改变外喷嘴的外出口孔。
12. 如权利要求ll的系统，其中，内喷嘴包括轴对称的内喷嘴。
13. 如权利要求12的系统，其中，第二形状包括扁平的上部部分、 扁平的下部部分和近似椭圆形的出口孔中至少之一 。
14. 如权利要求ll的系统，其中，发动机包括涡轮风扇发动机。
全文摘要
公开了用于减小阻力和热载荷的集成发动机排气系统和方法。在一个实施例中，推进系统包括配置成安装在飞行器的机翼组件(104)上的发动机装置(120)。发动机装置包括发动机(122)和可操作地联接到发动机的排气系统。排气系统包括配置成用于从发动机排出废气流的至少一个喷嘴(126)。喷嘴包括可变部分，该可变部分配置成用于将喷嘴的出口孔从第一形状改变成第二形状，以改变邻近机翼组件的至少一部分喷嘴流场的流场形状，从而减小机翼组件上的阻力和热载荷中至少之一。在另一实施例中，排气系统包括排出中心废气流的内喷嘴(126)以及排出二次废气流的外喷嘴(128)，外喷嘴具有配置成用于改变外喷嘴的出口孔的可变部分。
文档编号B64D33/04GK101426681SQ200780014623
公开日2009年5月6日 申请日期2007年4月6日 优先权日2006年4月24日
发明者戴维·M·史密斯, 约拉姆·亚德林, 罗杰·W·克拉克, 阿文·什米洛维科 申请人:波音公司