用於超音速飛行器的等熵壓縮入口的製作方法

2023-10-25 05:34:57 1

專利名稱：用於超音速飛行器的等熵壓縮入口的製作方法
技術領域：
本發明的實施例涉及用於超音速飛行器的超音速入口，更尤其是 涉及形狀設置成能減少阻力和音爆強度的超音速入口 。
背景技術：
許多超音速飛行器採用了燃氣輪機，燃氣輪機能夠以超音速推進 飛行器。但是，這些燃氣輪機通常在引擎上遊面處在大約0.3到0.6 馬赫範圍內的亞音速流上運轉。入口使進入的氣流減速至與燃氣輪機 需求匹配的速度。為此，使用由壓縮表面和相應流動路徑構成的超音 速入口來使超音速流減速至強的末端激波。在末端激波的下遊，亞音 速流利用亞音速擴散器進一步減速至相應於燃氣輪機需求的速度。
在現有技術中眾所周知，超音速入口和擴散方法的效率是在入口 的進入側和排出側之間空氣流中有多少總壓力損失的函數。入口的總 壓力恢復由排出側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， 具有一環形開口。超音速入口包括位於一漸縮超音速擴散器和一發散 亞音速擴散器之間的喉部。而且超音速入口一般分為三種類型內壓 縮、混合壓縮和外壓縮。
內壓縮入口在入口管道內部完全實現了超音速和亞音速壓縮。該 入口類型的主要理論優點是，由於完全內在激波串而使機罩角度非常 低。雖然這種入口設計理論上顯得是有利的，但是，實際上，它需要
複雜的、使性能惡化的激波控制系統，以便定位激波串，"啟動"入口， 以及保持動力激波穩定性以避免入口對激波串排出的高靈敏性("未啟 動")。與這類入口相關的挑戰限制其基本只能用於為大馬赫數而設計
的噴氣式飛彈應用上。在大約3.5馬赫速度以下，混合壓縮和外壓縮 入口在性能和複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壓縮的融合，並在性 能和複雜性之間尋求比完全在從大約2.5到3.5的馬赫範圍內由內壓縮 設計提供的更實際的平衡。混合壓縮入口的激波串的內部分比完全內 部設計對氣流擾動的敏感性較小，並具有比設計成同樣速度的完全外 壓縮入口低的機罩角度和阻力。但是混合壓縮仍然需要複雜的控制系 統，用以啟動內激波串以及穩定性管理以避免入口未啟動。混合壓縮 的兩個顯著的應用包括XB-70Valkyrie和SR-71Blackbird飛行器上的 入口 。
外壓縮入口最適合大約2.5馬赫以下的應用。在該速度範圍內， 外壓縮設計簡單，這通常比其一般較差的壓力恢復更重要。因為激波 串是完全外部的，所以，機罩角度以及由此安裝的阻力特性往往比內 壓縮設計和混合壓縮設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流動路徑的外部，所以，它不受由上遊或下 遊流動擾動產生的突然未啟動排出的影響。因而，外壓縮激波穩定性 優於混合壓縮結構或內壓縮結構，不需要相當複雜的入口控制系統。 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 。
傳統的入口設計方法基本集中在通過最大化總入口壓力恢復並由 此最大化總引擎推力來改進推進系統性能上。複雜的輔助系統和可變 形狀入口通常用於實現這個目的。雖然高壓力恢復毫無疑問提供了某 些改進，最大化壓力恢復通常以顯著入口阻力和入口複雜性為代價， 其特性通常與穩固的和低成本的操作結構背道而馳。
例如，增大壓力恢復的努力包括基於放氣的方法，在本領域中應 當明白，基於放氣的方法通過激波強度管理和邊界層消除來改進入口
壓力恢復。Concorde使用在入口喉部排放抽取的氣體的方法，削弱了 末端激波的強度，從而改進了總壓力恢復。但是，基於放氣的方法通 常處理大部分吸入流以生成所希望的結果， 一 旦放出氣流最終被傾倒 在機外，將遭受相應的有關阻力的困難。另外，通常需要由複雜流動 軌跡裝置構成的寬泛的輔助系統。
入口斜面定位是另一種方法，其通過壓縮激波串統的更優化布置， 尤其是壓縮激波串統在非設計條件下的更優化布置，改進壓力恢復。 Concorde、 F-14和F-15都是採用斜面定位用以改進壓力恢復的飛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，這 導致入口部分計算和複雜性的較大增加。這種系統引入了潛在失效點， 顯著增加了開發和操作成本。
傳統超音速入口設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期應用的性能和綜合需求，例如飛行器設
計航速和/或末端激波馬赫數。對於外壓縮入口來說，壓縮表面構造通 常將入口產生的激波以超音速設計航速聚集在機罩顯著部分或機罩前
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良 的壓力恢復、低流動性溢流阻力和可預測的後激波亞音速流環境，後 激波亞音速流環境適用於更基本的分析技術和解釋對最早超音速入口 結構的技術追蹤能力。
外壓縮入口設計實踐還使用機罩前緣角度來使機罩前緣與末端激
波和機軍前緣附近的當地超音速流對準。使前緣與當地流對準，有助 於防止有害的亞音速擴散流動面積輪廓或複雜內激波結構在前緣區域 的形成，這減少了入口壓力恢復和流動泵送效率以及破壞的擴散器流 動穩定性。
但是，在現有技術中可知，隨著超音速設計速度的增大，使流動 減速至固定末端激波馬赫數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向，導致機罩前緣角度的相應增大(為 了使機罩前緣角度與末端激波處的當地流動對準)。機罩前緣角度的任 何增大都會產生額外的入口前面區域，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外壓縮入口在較高超音速馬赫數時失去 耐久性的關鍵原因。
控制機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，以使機罩形狀和尺寸最小化。 Sanders的構思包括將傳統的矩形吸入口變形成更複雜、但具有更高 性能的3-D幾何形狀，從前面觀察，該3-D幾何形狀最初類似於軸對 稱的圓周扇形吸入口，而且壓縮表面在外半徑上，機罩在內半徑上。 在前面觀察，機罩側面橫過類似的圓周角度圓弧延伸，但是由於其位 於內半徑上，所以機罩的物理圓弧是減小的。轉換(transcribed)圓 周距離的減小據說是有效地減弱了機罩阻力。這種入口構思的實踐性 受到3-D幾何形狀帶來的飛行器集成化挑戰的限制。例如，從組裝角 度來看，橫截面形狀可能比用於裝在機艙內的推進系統的等效軸對稱 結構更難以集成。另外，複雜入口形狀有可能形成複雜的畸變圖形， 這或者需要在亞音速擴散器中大規模緩和技術，或者需要利用具有更 穩固操作性能的引擎。
另一種減小機罩前緣角度以減小阻力的方法包括通過增大入口末 端激波馬赫數來減小流動轉角。但是，利用較高末端激波馬赫數對安 裝的阻力的改進往往為來自由較強末端激波所引起的壓力恢復的減小 的推力損失所抵消。正如本領域技術人員所知的， 一旦引入粘性流效 應，增大末端激波馬赫數實際上也遇到了明顯的限制。較高末端激波 馬赫數加重了激波邊界層相互作用，並較少了激波基體邊界層健康 (health )。基體區域中激波強度的增大也減少了入口俯沖邊緣，從而 減少了亞臨界流節流能力。另外，末端激波馬赫數的增大最終增加了 需要複雜邊界層管理或入口控制系統的可能性。
入口壓縮表面通常分組為"直的"或"等熵的"。等熵表面通常表
現為連續彎曲的表面，這些表面在壓縮過程期間產生連續的無窮微弱 的小激波。相比之下，直表面通常表現為平的斜面或圓錐截面，它們 產生離散的傾斜或圓錐激波。雖然採用等熵表面的入口理論上比採用 設計為同樣工作條件的直表面的入口具有更好的壓力恢復，但是，與
實際的粘滯效應一起減少了等熵入口的整體性能，並且與其等效直表 面相應物相比，可能導致較差的邊界層健康。傳統上設計為相同末端 激波馬赫數的直入口和等熵入口兩種類型也在機罩前緣上產生同樣的 流動轉角，並因而產生同樣的機罩前緣角度。同樣，直表面入口結構 和傳統的等熵入口結構兩者都不能提供相對於另一個更好的機罩阻力 優勢。
同樣，在利用傳統前緣激波聚焦設計機械上簡單的入口壓縮表面 時，傳統結構沒有提供任何用於調節入口和機罩前緣的幾何布置的有 效幅度。因為隔離的機罩阻力特性相對不可改變，所以，入口阻力釋 放在過去一直局限於使入口機身幹涉作用最小化上。

發明內容
本發明的實施例採用了入口結構的壓縮表面的鬆弛等熵壓縮形
狀。正如在此所使用的，術語"鬆弛等熵壓縮"relaxed isentropic compression""表面指的是以一 系列馬赫線為特徵的等熵壓縮表面， 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致壓縮總程度低於設計為同樣 標準的傳統等熵壓縮表面所產生的壓縮程度。鬆弛等熵壓縮設計方法 可以應用於任何外壓縮或混合壓縮入口構思，包括軸對稱、局部錐形 和二維的吸入口 。用於設計成具有鬆弛等熵壓縮表面的外壓縮入口的 機軍角度可以簡化為接近那些採用傳統混合壓縮入口的機罩角度，從 而將外壓縮幾何形狀的內激波穩定性的穩固性和混合壓縮幾何形狀的
高安裝性能結合。
為了在下文更充分地解釋，鬆弛等熵壓縮入口形狀提供了用於提 升入口機罩區域的結構幅度方面的增加，同時允許控制其他的主要入 口設計參數，例如末端激波馬赫數，擴散流動畸變和總壓力恢復。松 弛等熵壓縮入口形狀還能夠減小機罩表面角度，並因而能夠構造成改 進入口阻力和幹涉阻力特性。機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，並減少用於緊密聯接的
入口之間的空氣動力交叉幹涉的潛在性。
本發明的實施例可包括超音速入口 ，所述超音速入口包括構造成 產生初始激波的機翼前沿和位於機翼前沿下遊的壓縮表面，並具有至 少一個構造成產生等熵壓縮的彎曲區段。超音速入口還可包括與壓縮 表面空間上分開的機罩前緣，使得機罩前緣和壓縮表面限定用於接收 超音速流的入口開口。壓縮表面可以構造成產生第二激波，在預定航 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 激波在基本與機罩前緣相鄰的點相交。由彎曲區段產生的等熵壓縮以 一系列馬赫線為特徵，其中，在預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罩前緣相鄰的點上。


雖然說明書以尤其指出並清楚地要求保護本發明的實施例，但是， 應當相信，結合附圖，從下列描述中將更好地明白本發明的實施例，
的最佳方式，以及貫穿這些附圖，同樣的參考標記表示同樣的部分，
其中
圖l-A顯示了傳統直表面外壓縮入口的橫截面；
圖l-B顯示了對於圖l-A中所示的傳統直表面外壓縮入口的非粘 性流的解；
圖2-A顯示了依照本發明實施例的鬆弛等熵壓縮外壓縮入口的橫
圖2-B顯示了對於傳統等熵壓縮表面的非粘性流的解；
圖2-C顯示了對於圖2-A中所示的鬆弛等熵壓縮表面的非粘性流
圖3-A顯示了依照本發明實施例的鬆弛等熵壓縮外壓縮入口和亞 音速擴散器的橫截面，以對吸入口和引擎之間匹配的較差橫斷面面積 例子進行說明；
圖3-B顯示了依照本發明實施例的鬆弛等熵壓縮外壓縮入口和亞
音速擴散器的橫截面，以對吸入口和引擎之間匹配的較好橫斷面面積
例子進行說明；
圖4-A顯示了為1.9馬赫當地流速而設計的傳統雙錐形或成對直 表面軸對稱外壓縮入口的中心線橫截面；
圖4-B顯示了依照本發明實施例為1.9馬赫當地流速而設計的松 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馬赫時對於各種傳統軸對稱單錐形和雙錐形 入口構造的非粘性總壓力恢復結果；
圖5-B顯示了在1.9馬赫時對於依照本發明實施例的各種軸對稱 等熵入口構造的非粘性總壓力恢復結果；
圖6-A顯示了在1.9馬赫時對於各種傳統軸對稱單錐形和雙錐形 入口構造的機軍阻力係數結果；
圖6-B顯示了在1.9馬赫時對於依照本發明實施例的各種軸對稱 等熵入口構造的機罩阻力係數結果；
圖7-A顯示了在1.9馬赫時對於各種傳統軸對稱單錐形和雙錐形 入口構造的比燃料消耗量結果；
圖7-B顯示了在1.9馬赫時對於依照本發明實施例的各種軸對稱 等熵入口構造的比燃料消耗量結果；
圖8-A顯示了在1.9馬赫時對於傳統軸對稱雙錐形入口構造的基 於半平面CFD的馬赫數解；
圖8-B顯示了在1.9馬赫時對於依照本發明實施例的軸對稱等熵 入口構造的基於半平面CFD的馬赫數解；
圖9-A顯示了在1.9馬赫時對於傳統軸對稱雙錐形入口構造的用 於各種質量流量比或MFR的基於半平面CFD的馬赫數解；
圖9-B顯示了在1.9馬赫時對於依照本發明實施例的軸對稱等熵 入口構造的用於各種質量流量比或MFR的基於半平面CFD的馬赫數
圖10顯示了在1.9馬赫時對於各種傳統軸對稱入口和依照本發明 實施例的等熵入口的與入口質量流量堵塞區域有關的基於CFD的質
量流量比數據；
圖ll顯示了在1.9馬赫時對於各種傳統軸對稱入口和依照本發明 實施例的等熵入口的與質量流量比有關的基於CFD的總壓力恢復數 據；
圖12顯示了在1.9馬赫時對於各種傳統軸對稱入口和依照本發明 實施例的等熵入口的與質量流量比有關的基於CFD的附加阻力係數 數據；
圖13顯示了在1.9馬赫時對於各種傳統軸對稱入口和依照本發明 實施例的等熵入口的與質量流量比有關的基於CFD的機罩阻力係數
圖14-A顯示了在1，9馬赫時對於各種傳統軸對稱入口和依照本發 明實施例的等熵入口的與質量流量比有關的基於CFD的比燃料消耗 量數據；
圖14-B顯示了在1.9馬赫時對於各種傳統軸對稱入口和依照本發 明實施例的等熵入口在近臨界流的基於CFD的比燃料消耗量數據；
圖15顯示了在設計工況和非設計工況當地馬赫數時對於各種傳 統軸對稱入口和依照本發明實施例的等熵入口的與質量流量比有關的 基於CFD的機罩阻力係數；
圖16-A至圖16-C分別顯示了超音速噴氣式飛行器構造的頂視 圖、前視圖和側視圖17顯示了在自由流1.8馬赫時對於安裝在飛行器左側的傳統軸 對稱入口和安裝在飛行器右側的依照本發明實施例的軸對稱等熵入口 的機翼和機身表面的基於CFD的壓力解；和
圖18顯示了在1.8馬赫航速時對於研究機上的傳統軸對稱入口和 研究機上的依照本發明實施例的軸對稱等熵入口的研究機音爆特性。
具體實施例方式
現在參照這些附圖，將更加充分地描述本發明，在這些附圖中顯 示了本發明的各種實施例。但是，本發明的主題可以具體為多種不同
的形式，而且不應當被看作為局限於在此所闡述的實施例。
本發明實施例涉及超音速入口形狀，其通過鬆弛等熵壓縮表面改 進了淨推進力。正如上所述，術語"鬆弛等熵壓縮，，表面指的是以一 系列馬赫線為特徵的等熵壓縮表面，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。依照本發明的實施例，利用鬆弛等熵壓 縮入口構造，可實現整體性能的改進，即使在入口呈現較差的總壓力 恢復特性的時候。進一步地，採用鬆弛等熵壓縮形狀的入口可以實現 純粹的改進，不會依賴於複雜的輔助系統或可變幾何形狀。
圖l-A顯示了利用前緣激波聚焦構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具有由初始轉角 110a處的第一直表面lll和第二轉角110b處的第二直表面112構成的 成對直表面構造。入口 100還包括機罩前緣120，該機罩前緣120位 於偏離入口 100的中心線測量的機罩角度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之後， 一擴散器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，並收 集區域B中所示的氣流。當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 之間的過渡區形成第二激波210。最後，在第二直表面112和肩部130 之間的過渡區形成末端激波220。機罩激波230被示出離開機罩前緣 120向上延伸。如圖l-A所示，應該注意，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。聚焦在機罩前緣上的或 緊靠著機罩前緣的激波用來使收集流區域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顯示了對於圖l-A中所示的直表面外壓縮入口 100的非粘 性流解。利用諸如特徵線分析方法(MOC)的分析技術可獲得非粘性 流解，這種解不需要考慮流體的粘度。限定下述特徵線分析方法處理 的基本計算方法對本領域技術人員來說是眾所周知的，並且可以得到，
其代碼在公知領域中。與由高級工具引起的粘滯相比，例如計算流體
動力學(CFD)，非粘性解可快速獲得，不需要大規模的計算策略。非 粘性解通常具有適用於執行初始參數檢驗和設計空間定義的精確度。 但是，對本領域技術人員來說，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 聚焦在機罩前緣區域240的激波的標準設計構思。該解特性網格示出 了初始激波200、第二激波210和末端激波220，並且在視覺上證明了 在末端激波220之前的超音速流的壓縮。本領域技術人員應當明白， 激波聚焦可以設計成具有通過使激波聚焦在機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顯示了依照本發明實施例的鬆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 具有在初始轉角310a處構造的初始直表面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包括彎曲區段312,彎曲區 段312後面是直區段313。雖然只有第二壓縮表面311的彎曲區段312 產生等熵壓縮，但是，整個壓縮表面310在此都作為鬆弛等熵壓縮表 面。為了對比，傳統等熵壓縮表面500的例子以短劃線顯示。入口 300 包括機罩前緣320，該機罩前緣320位於偏離入口 300的中心線測量 的機罩角度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之後， 一亞 音速擴散器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，並收集區域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，應該注意， 壓縮表面310不能產生如圖l-A所示的第二激波。在壓縮表面310和 肩部330之間的過渡區形成末端激波410。機罩激波420 ^皮示出離開
機罩前緣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i殳計作法和分析工具，例如MOC和CFD，對於給定的 入口類型和設計條件，可以形成如圖2-A中短劃線所示的傳統等熵壓 縮表面500 (在圖2-A中沒有顯示與傳統等熵壓縮表面500相關的末 端激波)。圖2-B顯示了對於圖2-A中的傳統等熵壓縮表面500的非粘 性流解。依照傳統等熵設計作法，初始激波510和末端激波520聚焦 在機罩前緣320區域，形成焦點530。另外，傳統等熵壓縮表面500 包括初始直表面540，初始直表面後面是彎曲區段550，所述彎曲區段 550可以構造成產生超音速流的等熵壓縮。彎曲區段550後面可以是 另一直區段560。本領域技術人員應當明白，如圖2-B中的非粘性流 解所示，傳統等熵壓縮表面500的特徵在於，使從彎曲區段550上發 射的馬赫線聚集在聚焦點530上。如圖2-B所示，由彎曲區段550產 生的馬赫線示出了等熵壓縮，馬赫線沿它們的長度聚結，最終聚焦在 聚焦點530上。
利用傳統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於傳統等熵壓縮表面的鬆弛等熵壓縮幾 何形狀。邊界條件，例如壓縮程度，當地馬赫數(例如，越過(overwing) 馬赫數)，末端激波馬赫數，初始錐角或轉角，以及本領域已知的其它 條件，可用來利用分析工具識別實現邊界條件的表面幾何形狀。反覆 改變邊界條件可用來以可控的和可預測的方式改變壓縮表面310的幾 何形狀，從而提供達到所期望的設計目標的方法(例如優化用於特定 引擎的鬆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之後的位置的馬 赫數與沿末端激波410的平均馬赫數之差為基準。當兩個表面都設計 為同樣的設計條件時，鬆弛等熵壓縮表面的壓縮程度以傳統等熵壓縮 表面的壓縮和鬆弛等熵壓縮表面的壓縮之間的差為基準。本領域技術 人員應當明白，分析工具可以構造成利用各種輸入值(例如，平均末 端激波馬赫數，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為基礎控制目標馬赫數。 也可以應用其他方法或手段產生等熵壓縮幾何形狀310。例如， 除壓縮程度之外，也可以基於備選設計方案生成表面形狀。備選方案 可包括，但不局限於，沿末端激波的長度或平均流動畸變的氣流角分 布。
圖2-C顯示了對於圖2-A中所示的鬆弛等熵壓縮進口結構的實施 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 罩前緣320區域內。與如圖l-B和2-B中所示的馬赫線相反，圖2-C 中描繪的馬赫網格解示出了從彎曲區段312射出的馬赫線係為什麼沒 有聚焦在焦點430上的原因。作為替代，圖2-B中的馬赫線包括鬆弛 壓縮區域，如圖2-B中的區域450所示，該區域被引入入口開口或遠 離機罩前緣320。區域450中的馬赫線朝著壓縮表面310展開，並與 末端激波的區域450相交，而不是完全聚焦在焦點430上，如圖l-B 和2-B所示。對本領域普通技術人員來說，顯而易見，馬赫線的擴散 性或在焦點430上聚焦不好表明，在機罩前緣附近的一些傳統流動壓 縮，如圖2-B所示，朝著壓縮表面310向內展開，而不是被限制在機 罩前緣320前面的焦點430附近。
因此，在區域450中所收集的流動面積的上區域(或軸對稱入口 的外環形區域)經歷散焦或鬆弛壓縮，並因而在機罩前緣進行較小的 當地流動轉動。當機罩前緣與機罩上的當地流動對準時，機罩前緣320 區域中的較小當地流動轉動導致較小的機罩前緣角度310b,如圖2-A 所示。正如下面將要更加詳細地描述的，依照本發明實施例的較小機
罩前緣角度可用來減小機罩阻力。
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，但隨後，隨著末端激波接近機罩前緣區域而呈現彎曲 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動。 末端激波的速度梯度從壓縮表面到機罩前緣比如圖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 範圍。在圖2-A中，機罩前緣320附近的末端激波彎曲的程度表示機
罩前緣附近的當地流動角度。當彎曲由於由鬆弛等熵壓縮幾何形狀
310引起的當地壓縮440減少而變得更加明顯時，當地流動角度使其 本身更嚴格地與自由流流動方向對準。這可以在當末端激波接近焦點 430時的區域450的曲度中看到。因為機罩也與機罩前緣320上的當 地流動角度對準，所以，機罩角度310b減小。
依照本發明的實施例，壓縮表面310使用了鬆弛等熵壓縮表面， 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比傳統等熵壓縮表面500產生較少的壓縮，但是，壓縮表面310
參數的入口的傳統等熵壓縮解的目標末端激波馬赫數。通過在基體 410a保持同樣的末端激波馬赫數，鬆弛等熵壓縮入口可構造成避免引 入嚴重的激波邊界層相互作用。
雖然可以使用鬆弛等熵壓縮表面維持末端激波基體的末端激波馬 赫數，但是，由於流動壓縮在接近機罩前緣320的區域450中的末端 激波之後向內展開，可以觀察到有總壓力恢復損失。在現有技術中應 當明白，總壓力恢復損失可導致引擎性能的降低。正如下面詳細所示 的，由機罩前緣角度減小而引起的機罩阻力的減小補償了由所觀察到 的總壓力恢復損失引起的引擎性能的降低。此外，依照本發明的實施 例，在鬆弛等熵壓縮入口結構中可以保持如圖l-A所示的入口結構的 機械簡化。
應當指出，如圖2-A所示的壓縮表面310可被認為是混合結構。 依照本發明的實施例，鬆弛等熵壓縮入口結構包括在壓縮幾何形狀機 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顯示了依照本發明實施例的軸對稱鬆弛等熵壓縮外壓縮入 口 600和亞音速擴散器620的橫截面，舉例說明了吸入口和引擎之間 較差匹配區域的一個例子。了解吸入收集區域和最大機艙區域之間的 匹配特性，有助於確定利用鬆弛等熵壓縮能夠實現的安裝的阻力益處 的幅度。例如，如圖3-A所示，吸入區域601比最大機艙區域602小， 導致機罩幾何輪廓不會從入口前緣610處的機罩角度的減小明顯獲
益。較差區域匹配導致限定為最大機艙區域602與吸入區域601之差 的機罩前面區域較大。隨著前面區域的增大，機艙模線630變得更難 以通過機罩前緣610處的形狀起到明顯作用，從而降低了通過鬆弛等 熵壓縮幾何形狀可得到的阻力和音爆改進。
較高的比流量能力是新型渦輪機器設計的標誌，給定風扇尺寸的 更大流量需求允許入口收集直徑相對於引擎直徑增大。這可以與本發 明的實施例組合在一起使用，以能夠在入口的吸入區域與最大機艙區 域之間進行更加流線型的匹配，如圖3-B所示。
圖3-B顯示了依照本發明實施例的軸對稱鬆弛等熵壓縮外壓縮入 口 700和亞音速擴散器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，吸入區域701接近最大 機艙區域702，導致機罩幾何輪廓可以從入口前緣710處的機罩角度 的減小明顯獲益。對於在吸入口直徑701與最大機艙直徑702之間良 好匹配的入口幾何形狀700，機罩角度的減小可以生成沿著機艙向後 進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域匹 配的入口引起的模線相比，可以更明顯地改進阻力和音爆特性。同樣， 吸入口與引擎區域的匹配可適合於充分獲得鬆弛等熵壓縮入口結構的
阻力和音爆好處。
正如上所述，機罩前緣角度減小帶來的性能好處也可以在入口結 構的其它地方獲得補償。相對於傳統入口，例如圖l-A中的入口 100， 設計為同樣運行條件的鬆弛等熵壓縮入口可以在亞音速擴散器內經受 增大的流動變形和附加的邊界層厚度。對於某些鬆弛等熵壓縮入口構 造，由於沿著末端激波的外部長度的超音速馬赫數較高，也證明總壓 力恢復減少。
此外，沿著末端激波長度由鬆弛等熵壓縮產生的強速度梯度，尤 其是當接近機罩前緣時，在擴散器內部形成不均勻的激波後速度和壓 力場。對引擎來說，不均勻的激波後速度和壓力場可作為畸變的增加。 正如本領域技術人員所周知的，假如大部分流動缺陷通過風扇，附加 的畸變對渦輪機械來說是可以允許的，從而避免被更敏感的壓縮機夾
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 壓縮機而非穿過壓縮機流動的引擎實現。但是，應當理解，也可以想
到其它引擎構造，使之與依照本發明的入口一起使用。
另外，應當理解，由於使流入引擎面的收集流平穩減速所需要的 內表面幾何形狀變化，末端激波基體後面的邊界層可能增加。隨著機 罩前緣角度的減小，緊挨著末端激波基體後面的擴散表面角度也減小， 以保持擴散區域輪廓。因此，可以緊挨著擴散器肩部上的末端激波基 體的後面引入更明顯的轉角，而非向亞音速擴散器引入更平滑的過渡 表面。該角度分開或更大轉角增強了肩部峰值附近的激波後流動再加 速，並且增大了下遊邊界層厚度。
在確定本發明各種實施例的有效性時，可選擇基於比燃料消耗量
(SFC)的成本函數，用以比較鬆弛等熵壓縮入口構思相對於傳統直 表面構造的相對益處。初次分析依賴於非粘性流分析，以增加用於松 弛等熵壓縮入口的實施例的成本函數。另夕卜，利用Overflow,由NASA 開發的一種高度精確、三維、粘性計算流體動力學(CFD)軟體包， 可評價鬆弛等熵壓縮入口結構的某些實施例和/或關鍵性結果。
利用基於特徵線分析方法的分析工具，推導非粘性入口壓縮分析 法。MOC程序可配置成以設計方式選擇運行，其中輸入壓縮表面的 特徵，例如，當地自由流馬赫數、末端激波馬赫數、表面角度和離開 前緣的激波界限(margin)。然後MOC程序配置成產生壓縮表面幾何 形狀和滿足所述邊界條件所需要的機罩前緣坐標。 一旦限定了表面， 就可以在MOC代碼內以直接分析方式採用幾何形狀定義，其中在非 設計條件或結合機艙外壁幾何形狀定義計算所述幾何形狀。
應當明白，MOC代碼能夠利用單一直表面、多個直表面或鬆弛 或傳統等熵壓縮表面運轉二維和軸對稱入口布置。使用者限定的表面 馬赫數分布也可以作為邊界條件輸入，以限定慣用表面。注意，對於 直入口壓縮表面布置，不能規定末端激波馬赫數，如同其落入給定構 造一樣。但是，對於等熵表面，末端馬赫數是所需要的輸入，以便提 供帶有沿著壓縮表面完成等熵流動轉動流程的客觀目標的MOC。
除幾何表面定義和機罩前緣位置之外，MOC代碼的關鍵輸出參 數還包括激波串總壓力恢復、附加的(溢出相關)阻力係數、機罩激 波阻力係數和流動變形。而且要計算末端激波幾何形狀的空間定義， 包括當地激波前和激波後馬赫數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地馬赫數和壓力數據 係數。正如圖l-B、 2-B和2-C所示，MOC解網格可以採用圖示方式 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-機艙-擴散器構造內部和周圍的流場的有限元雷諾平均計算機代碼，執 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的積 分，接著收斂為穩定態解。計算機代碼採用結構overset網格以及非 粘性和粘性模型解。後過程計算用來識別關鍵參數，例如亞音速擴散 器壓力恢復、附加阻力、機罩阻力、流動變形描述、前緣和輪轂流動 阻塞和安裝的SFC。
用來分析處理的基於SFC的成本等式以後採用用於帶有附加阻 力和機罩阻力減去等式內的淨推力的安裝的動力裝置的典型形式。公 式以基線(直表面)入口構造為基準。等式如下
formula see original document page 21
等式變量定義為 s入口總壓力恢復
Dadd 附加阻力，lbf
Dcowl機罩阻力，lbf
FN 淨推力，lbf
SFC 比燃料消耗量，lbm/hr/lbf
WFE 引擎燃料流量，lbm/hr 應當明白，總壓力恢復相對於基線的偏差通過基於引擎循環的導 數調解，該導數描述了恆定推力和恆定物理引擎氣流下燃料流量的變 化。在超音速設計航速下，利用用於應用的研究性引擎的三點恢復檢
驗，使該導數線性化。噴嘴的外表面以直錐形表面為模型，但其相關 阻力不包括在機罩阻力術語在內。
所有分析都是假定穩態條件、利用固定幾何形狀、軸對稱的、充
分外壓縮和1.9馬赫的設計速度執行的，相當於在自由流飛行器航速 為11.8馬赫時假定的當地馬赫數。選擇在激波基體測量的、為1.3的 恆定末端激波馬赫數，來平衡性能和流動穩定性問題。在現有技術中 已知，來源於壓縮表面長釘尖端的初始圓錐激波在用於低流動溢出的 設計速度時靠近機罩前緣放置。
在利用初始的基於MOC的分析法進行直壓縮表面的分析時，可 考慮各種各樣的構造。具有相對於中心線測量的從8度到34度的初始 圓錐半角的單錐形(單個直)表面結構進行計算，增量為2度。雙錐 形(二個直)表面結構也要計算，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)的第二表面轉角 的所有表面組合。激波分開限制了可以分析的總轉角的最大程度。
命名規則用來描述各個構造的壓縮表面幾何形狀。對於直表面族， 採用四位命名法，開頭兩個數字表示入口的初始圓錐半角，其次的兩 個數字表示由第二表面提供的附加轉角。例如，1016雙錐形是直表面 入口構造，IO度的用於初始壓縮表面的初始半角，隨後是第二錐形表 面上的16度的附加轉角。
圖4-A顯示了為1.9馬赫當地流速而設計的傳統雙錐形軸對稱外 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 入口，以便分析，並釆用在初始圓錐壓縮表面801上轉動的18度半角 801a和在第二壓縮表面802上的8度附加轉角802a。基線入口 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 面的後端相對於緊挨著流動路徑過渡成為亞音速擴散器的點下遊的表 面之間的角度。肩部背面角度的幅度由幾個設計變量確定，包括所應 用的引擎循環所需的擴散輪廓和機罩角度的幅度。例如，在恆定的末 端激波馬赫數下，較小的機罩角度需要較大的背面角度，以保持相同 的亞音速擴散輪廓。如果背面角度不隨著機罩角度的減小而增大，則
可能出現下遊亞音速流動路徑的明顯收縮，這與外壓縮入口的設計要 求相矛盾。
入口 800在機罩前緣804產生14.1度的當地流動角度，並帶有19.5 度的外機罩前緣角度804a。前緣上的機罩內側上的表面角度與末端激 波處的當地流動角度對準。正如前面所解釋的，該設計實踐防止了復 雜激波或不利的流動條件在機罩前緣上的形成。所以，前面限定的位 於機罩前緣的當地流動角度確定了沿著機罩內表面的初始角度。如果 必要，外機軍角度將大於內機罩表面上的角度，以便為結構和製造考 慮而提供壁容積以及容許模線從機罩前緣向後平滑地過渡到最大機艙 直徑。對於該入口例子，選擇19.5度的外機罩角度，來滿足這些設計 要求。這種構造依照命名規則標記為1808雙錐形，在本領域中已知， 該構造提供了合理的總壓力恢復和末端激波馬赫數，如下面的分析所 示。
對於依照本發明實施例的鬆弛等熵壓縮表面，所研究的從7度到 26度的初始圓錐半角增量不大於2度。在每個初始圓錐半角增值處計 算等熵壓縮值，其範圍從20%到100%，增量不大於10%。注意，100% 壓縮表示傳統設計的等熵表面(非混合)，而0%表示直表面，其中初 始直表面後面沒有壓縮可歸因於等熵壓縮。
命名規則也用於鬆弛等熵壓縮族。四位數字命名規則用來識別松 弛等熵壓縮入口的特性，開頭兩位數字同樣指初始圓錐半角。但是， 其次的二位數字以百分比的形式表示等熵壓縮程度。例如，1280等熵 應當是鬆弛等熵壓縮入口構造，用於初始壓縮表面的12度初始圓錐半 角，隨後是生成80%完全等熵壓縮的等熵壓縮表面。
圖4-B顯示了依照本發明實施例為1.9馬赫當地流速而設計的木> 弛等熵軸對稱外壓縮入口 900的中心線橫截面。鬆弛等熵壓縮入口卯0 在初始圓錐或壓縮表面901上採用了 8度的半角轉動901a。鬆弛等熵 壓縮表面902產生90%的壓縮程度。鬆弛等熵壓縮入口 900還包括11.5 度的中心體肩部背面角度903。入口 900在機罩前緣904產生3.2度的 當地流動角度，並帶有12.0度的外機罩前緣角度904a。這個入口構造
依照命名規則標記為0890等熵，其是依照本發明實施例的鬆弛等熵壓 縮入口，顯示了集成機身性能和音爆評價的改進。
雙錐形和鬆弛等熵壓縮構造兩者在機罩前緣上都採用了少量的鈍
度，以避免不切實際的和不可能的陡山肖機翼前沿幾何形狀。另外，亞 音速擴散器流動路徑設計成稍微收縮，以便縮短緊挨著末端激波基體 之後的縱向距離。稍微的初始收縮減少了肩部轉角的即刻階越變化的 需要，否則應當採用這種改變以快速引導所需要的亞音速擴散區域輪 廓。通過減小轉角幅度，在非設計條件、超臨界流動狀態，末端激波 基體處的流動再加速趨勢減到最小，改進了總壓力恢復和下遊邊界層 健康。本領域技術人員眾所周知，可以採用收縮在外壓縮入口上的初 始流動路徑，假如在其應用中仔細的話，不會不利地影響設計條件下 的入口的整體性能。
使用 一分析透平風扇引擎循環計算模型用於在此述的分析。該循 環以引擎、例如General Electric F404透平風扇和Rolls-Royce Tay 650 透平風扇為代表。分析引擎由帶有可變面積噴嘴的兩滑閥高旁通比率 循環構成。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。引擎構造尺寸依照IOO，OOO磅起飛總重級運載工具滿足推力 要求，採用雙引擎配置。風扇尺寸在平均噴射速度下滿足起飛推力要 求，從而能夠實現10dB累積限度的IV級機場噪音要求。應當理解， 在各種引擎上都可以採用本發明的實施例，並且，對於一組給定的引
擎流動特性，可以調整實施例，使性能達到最優。
在本研究中使用的入口和機艙構造的尺寸以該引擎循環在最大持 續功率下運行時的巡航氣流特性為基礎。作為馬赫數函數的引擎研究 循環的相對恆定的校正氣流一 覽表消除了可變入口喉部面積控制系統 的需要，允許採用固定的入口中心體幾何形狀配置。通過應用有代表 性水平的飛行器放氣抽出和馬力排出，引擎循環模型提供了淨推力、 燃料流量和壓力恢復敏感信息，壓力恢復敏感信息與基於SFC的成本 函數一起用於計算入口結構。
圖5至7顯示了基於MOC的分析法的結果，其中等值線圖疊加
在入口設計空間上，以輸送關鍵結果。直表面入口結構的圖表顯示在
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角。依照本發明實施例的等熵入口結 構的圖表顯示在圖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。
對本領域技術人員來說，顯而易見，末端激波馬赫數隨著由入口 壓縮表面生成的總流動轉角的函數的變化而變化。對於設計為當地自 由流值為1.9馬赫的軸對稱外壓縮入口來說，26度的總半平面轉角提 供的末端激波馬赫數約為1.3，該值作為在此的分析的設計目標，表示 用於確保足夠的激波和流動穩定性的較好設計實踐。同樣，只有在如 圖5-A、 6-A和7-A中貫穿傳統直表面設計空間的短劃線所表示的26 度的總轉動才能產生與等熵結果的目標對比，所有這些也利用馬赫數 為1.3的目標末端激波來產生。
圖5-A顯示了在1.9馬赫當地流速時對於各種傳統雙錐形入口構 造的非粘性總壓力恢復結果，圖5-B顯示了在1.9馬赫當地流動速度 時對於各種依照本發明實施例的等熵入口構造的非粘性總壓力恢復結 果。可以看到，壓力恢復通常隨著轉角的增加而增加。轉角的增大使 總的上遊流動壓縮增加，並因而使末端激波強度減小。激波強度的這 種減小引起末端激波兩側的壓力損失相應降低。在圖5-A中，應該注 意，隨著它接近0.96總壓力恢復輪廓，以及出現在大約18度初始圓 錐半角和8度第二表面轉角或者出現在1808雙錐形設計點，恢復性能 沿著恆定26度流動轉動線達到最佳。在圖5-B中，壓力恢復也改進了 壓縮程度。如圖所示，0890等熵設計點示出了與1808雙錐形同樣的 恢復壓力。但是，應當指出，08卯等熵為了下面所述的交換原因，特 意錯過了峰值恢復潛在性。
圖6-A顯示了在1.9馬赫當地流動速度時對於各種傳統雙錐形入
口構造的機罩阻力係數結果，圖6-B顯示了在1.9馬赫當地流動速度 時對於各種依照本發明實施例的等熵入口構造的機罩阻力係數結果。
直表面阻力值在相等的總轉角處幾乎恆定，這是因為機軍角度在恆定
的末端激波馬赫數下變化很小。對本領域技術人員來說，顯而易見， 機罩角度和總阻力隨著總轉角的增大而增大。
在圖6-B中可以確認的是，機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罩角度同時減小。 與所採用的引擎循環相匹配的吸入機罩區域中的限制強迫當地才幾罩阻 力最小區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罩角度時的效率， 並因而減小了阻力。不過，應當指出，與1808雙錐形相比，0890等 熵呈現很大改進的機罩阻力特性。正如上所述，對於鬆弛等熵壓縮入 口結構，這種改進可歸因於由於機罩前緣上的當地流動轉動較少而引 起的機罩角度減小。為了分析目的，對於所有分離的入口結果，入口 阻力係數數據利用機罩面積進行歸 一化。
圖7-A顯示了在1.9馬赫當地流動速度時對於各種傳統雙錐形入 口構造的比燃料消耗結果，圖7-B顯示了在1.9馬赫當地流動速度時 對於各種依照本發明實施例的等熵入口構造的比燃料消耗量結果。圖 7-A和7-B對比了直表面入口結構和鬆弛等熵壓縮入口結構實施例之 間安裝的SFC，結果關於基線1808雙錐形入口所計算的值的百分比 變化來顯示。所以，負值表示相對於基準點的SFC改進。
如圖7-A沿著表示26度恆定總流動轉角(1.3恆定末端激波馬赫 數)的短劃線所示，可以看到，相對於1808雙錐形基線點，SFC沒 有改進。這種結果是可預料得到的，因為沿著如前所述的恆定轉角線， 機罩阻力或總壓力恢復可能沒有任何明顯改進。實際上，如圖所示， 1808雙錐形基線點沿著恆定轉角線的26度線獲得最佳SFC。較大的 轉角(較小末端激波馬赫數)提供了改進的壓力恢復，但是這個好處 愈加地由較高機罩角度引起的附加機罩阻力所抵消。最終結果是比基 線點高的SFC。反之，較小轉角導致相對於基線點的SFC改進受到限 制，但是這些結果是不相干的，因為由較小轉角引起的末端激波馬赫 數大於由通用的超音速設計實踐所支配的末端激波馬赫數。
如圖7-B所示，幾乎所有的等熵入口設計空間都顯示了相對於
1808雙錐形基線點的SFC改進。在等熵設計空間，由小於100%的等 熵壓縮程度產生的機罩阻力減小(圖6-B)對基於SFC的成本等式內 與減少的總壓力恢復(圖5-B)有利地進行交換。如圖7-B所示，松 弛等熵壓縮入口結構0890等熵的所推算的安裝的SFC改進比1808雙 錐形大8%。這些結果表明，附加的SFC改進可能帶有更低壓縮程度 和更高初始圓錐半角的組合，但是隨後的CFD分析顯示，粘滯效應妨 礙了相對於設計空間的該區域中的0890等熵構造的明顯改進，正如下 文進一步論述的。
利用高度精確CFD粘性分析工具對本發明的鬆弛等熵壓縮入口 實施例進行分析，包括0890等熵。選擇構造，使之覆蓋一整套的設計 參數(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度流動轉動線，為CFD粘性分析選擇兩個直表面入口結 構構造基線1808雙錐形入口和2600單錐形入口 。應該注意，2600 單錐形類似於B-58轟炸機的入口設計，B-58轟炸機能夠以2馬赫飛 行速度飛行。
圖8-A顯示了在1.9馬赫當地流動速度時對於1808雙錐形入口構 造的基於半平面計算流體動力學(CFD)的馬赫數解，所述入口構造 帶有位於850處的扇面。圖8-B顯示了在1.9馬赫當地流動速度時對 於依照本發明實施例的08卯等熵入口構造的基於半平面CFD的馬赫 數解，所述入口構造帶有位於860處的扇面。在設計航速和近臨界氣 流下執行CFD分析。在圖8-A中，1808雙錐形解顯示了很好限定的 激波結構和強的機罩激波。
在圖8-B，0890等熵入口表明壓縮區域散焦在初始圓錐激波之後。 這種壓縮散焦是鬆弛等熵壓縮過程的人為現象，其在早先論述過。由 減小的機軍角度引起的較弱機罩激波也是顯然的，如圖4-B所示。沿 圖8-A中1808雙錐形的擴散器中心體的邊界層厚度看起來小於沿圖 8-B中0890等熵擴散器中心體的邊界層厚度，這表明對於鬆弛等熵壓 縮入口，在中心體肩部存在附加轉角的不利影響。
圖9-A顯示了在1.9馬赫當地流動速度時1808雙錐形入口構造在
各種質量流量比下的基於半平面CFD的馬赫數解的圖表(MFR,定 義為入口所收集的質量流與流過突出到自由流的機罩前緣區域的流量 之比)，圖9-B顯示了在1.9馬赫時依照本發明實施例的等熵入口構造 在各種質量流量比下的基於半平面CFD的馬赫數解的圖表。本領域技 術人員應當明白，在CFD分析時，質量流量比藉助於插入下遊亞音速 流動路徑中的質量流量插塞幾何形狀控制。
參見圖9-A，應該注意，隨著質量流量比(插塞面積)的增加， 末端激波愈加被向後拉入擴散器。在質量流量比為0.9786時，可以觀 察到在末端激波頂端和機罩前緣之間出現間隙，這表明少量流動溢出 (流動稍微亞臨界)。在質量流量比為0.9876時，末端激波此時基本 附著於機罩前緣，表明極少溢出(流動近臨界)。在質量流量比為0.9881 時，流動稍微超臨界，末端激波被更深地夾帶在擴散器內部的基體上。 在質量流量比為0.9883時，超臨界激波結構變得更加不利，對本領域 技術人員來說顯而易見的是，這提升了邊界層厚度，使下遊流動面積 減小至小於吸入口處值的一個值。由於邊界層增大，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，末端激波隨著質量流量的增加而 被愈加向後拉。雖然圖9-B中的解沒有達到激波串被排出的點，但是 它們提供了這樣的證明鬆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 基體被強烈地傾斜成亞音速擴散器流動路徑。正如支撐下遊擴散器內 的末端激波在高MFR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於超臨界質量流量的緩和 容許誤差。
圖IO顯示了描繪在1.9馬赫當地流動速度時對於四種入口構造的 作為入口質量流量插塞面積(x軸線)函數的基於CFD的質量流量比 (y軸線)的曲線圖，其中四種入口構造為1808雙錐形、0890等熵、
0895等熵和1470等熵。繪製MFR與質量流量插塞面積關係，可以提 供各入口的流動泵送能力和對擴散器邊界層特性影響的任何相應敏感 的表示。例如，對於給定的插塞面積呈現較大質量流量的入口暗示那 些構造經受了較少的下遊邊界層誘導流動堵塞。並且，在較小插塞面 積下質量流量比呈現向下的中斷的入口表明該構造具有更易受隨著質 量流量增加而邊界層變厚影響的擴散曲線。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 程度的入口由於較大機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生更平緩的下遊邊界層，並因而產生較小 的流動阻塞。
圖11顯示了描繪在1.9馬赫當地流動速度時對於四種入口構造的 作為質量流量比(x軸線)函數的基於CFD的總壓力恢復(y軸線) 的曲線圖，這四種入口構造為1808雙錐形、0890等熵、0895等熵和 1470等熵。與利用MOC的早期結果不同，這些基於CFD的分析包 括粘性亞音速擴散器損失。根據圖11中的峰值恢復點和較高流量值下 的恢復快速損失，各入口構造的近臨界流動面積是很顯然的。由於末 端激波強度在機罩前緣附近減小，較高等熵壓縮程度傳送了較好的恢 復。正如前面所指出的，0890等熵入口表明具有比1808雙錐形稍微
差的恢復特性。
圖12顯示了描繪在1.9馬赫當地流動速度時對於四種入口構造的 與作為質量流量比(x軸線)函數的基於CFD的附加阻力係數(y軸 線)的曲線圖，這四種入口構造為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餘流量溢出引起的入口產 生阻力的分量。圖12中所示的數據表明，對於所描繪的入口構造的附 加阻力係數的差別是微小的，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。對本領域技術人員來說，顯 而易見，附加阻力係數隨著流量溢出的增加而非常快速地增大。
圖13顯示了描繪在1.9馬赫當地流動速度時對於四種入口構造的 作為質量流量比(x軸線)函數的基於CFD的機罩阻力係數(y軸線)
的曲線圖，這四種入口構造為1808雙錐形、0890等熵、0895等熵 和1470等熵。和同6中基於MOC的結果一樣，圖13舉例說明了直 表面入口結構和依照本發明實施例的鬆弛等熵壓縮入口結構之間的潛 在性能差別。如圖13所示，機罩阻力隨MFR平穩地增大，等熵壓縮 的較低程度由於如上所述的它們的較小機罩角度而產生最小量的機罩 阻力。傳統1808雙錐形入口構造呈現比如圖13所示的三個等熵入口 更大的機罩阻力，在某些情況下超過兩倍多。
應當指出，儘管圖13中的任何構造的機罩阻力數據最低，1470 等熵入口不能既實現低機罩阻力，又實現低溢出流量狀態。如圖12
所示，由於惡劣的亞音速擴散器邊界層增厚特性，1470等熵入口可得 到的最低附加阻力係數約為0.02。同樣，與依照本發明的其它鬆弛等 熵壓縮入口實施例相比，粘性效應防止1470等熵入口實現低附加阻力 值。這種亞音速擴散器邊界層增厚特性通常對所有低壓縮鬆弛等熵壓 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罩阻力 特徵。
圖14顯示了描繪在1.9馬赫當地流動速度時對於四種入口構造的 作為質量流量比(x軸線)函數的基於CFD的安裝的比燃料消耗量(y 軸線)的曲線圖，這四種入口構造為1808雙錐形、0890等熵、0895 等熵和1470等熵。利用基於CFD的分析法和如上所述的SFC成本等 式生成圖14-A所示的結果。正如基於MOC的結果一樣，SFC數據 表示為基線1808雙錐形的值在近臨界質量流量的百分比，負值表示相 對性能改進。0890等熵入口在近臨界流量表示相對於近臨界流量下的 基線1808雙錐形改進約9.9%。
圖14-B顯示了以百分比描繪在1.9馬赫當地流動速度時兩種傳統 入口和八種依照本發明實施例的等熵入口在近臨界流量下的基於
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，都是採用CFD分析法來計算八種鬆弛等熵壓縮入口 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計參數(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 數據再次表示為基線1808雙錐形的值在近臨界質量流量的百分比，負 值表示相對性能改進。
利用由CFD分析直表面入口和鬆弛等熵壓縮入口產生的結果，各 入口在近臨界流量下的SFC數據顯示在圖14-B中。對於能夠實現近 臨界質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，基於CFD的結果與如圖7-B所示 的基於MOC的預測結果對稱。在圖7-B和圖14-B中，對於採用適度 高壓縮程度(大於約70%)的鬆弛等熵壓縮入口，指示接近10%的性 能改進。利用較少壓縮(大約70%或更少)的那些構造具有較低性能， 這是因為它們的高附加阻力特徵強於它們較小機罩前緣角度帶來的機 罩阻力好處。
如上所示，鬆弛等熵壓縮入口結構的設計入口性能特徵利用高度 精確分析工具顯示了改進和有效性。為了進一步確認本發明的發現， 也分析了在低超音速馬赫數下的非設計特性。為了說明非設計特性， 對照本發明的0895等熵實施例，計算了 1808雙錐形。
圖15顯示了描繪在設計和非設計情況下馬赫數時對於1808雙錐 形入口和0895等熵入口的作為質量流量比函數的基於CFD的機罩阻 力係數(y軸線)的曲線圖。顯示了 1808雙錐形在當地流動馬赫數為 1.9、 1.7和1.5時的機罩阻力係數數據。顯示了 0895等熵在當地流動 馬赫數為1.9、 1.7、 1.5和1.3時的機罩阻力係數數據。應該注意，與 直表面入口相比，0895等熵構造在整個馬赫範圍和質量流量比範圍下 都保持了機罩阻力優點。儘管沒有在圖中顯示，但是，還應當注意到， 0895等熵比1808雙錐形適度地改進了非設計條件下的附加阻力。
最後，針對與典型的超音速研究飛機集成的鬆弛等熵壓縮入口結 構的實施例，執行強化的基於CFD的分析。並將結果和與研究飛機集 成的(基線)傳統直表面入口相比較。使用集成的入口分析法確定松 弛等熵壓縮入口關於音爆傳播的效果。通過集成傳統和鬆弛等熵壓縮
入口構造，並利用CFD和傳統音爆傳播方法的組合分析結果，實現音 爆分析。為便於結合，利用Overflow軟體——CFD分析工具對所分 析的研究飛機構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格點模擬這些構造。對於機翼和機身表面應 用歐拉方法，而利用粘性Navier-Stokes求解入口 -機艙-標塔區域內的 更複雜流場。對機翼-機身的歐拉結果應用摩擦增量，以說明粘性效應。 利用基於Overflow的CFD結果，收集飛行器周圍的全三維近場空氣 動力流場，並啟動音爆傳播程序。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 波串統的機翼和入口激波無關，並且不會改變機翼和入口激波。用於 音爆近場分析的Overflow CFD網格結構包括飛行器下面的附加網格 塊，以獲得對距離運載工具較大距離的高流場分解。
通過託馬斯代碼，NASA Ames Research Center開發的、用於外 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 對稱平面壓力標記啟動音爆傳播。
圖16-A、圖16-B和圖16-C分別顯示了用於分析的研究機構造的 頂視圖、前視圖和側視圖。研究機是100,000磅起飛總重級平臺，設 計用於馬赫1.8的長距離航速。如圖16-A和16-C所示，運載工具廣 泛地利用由當前低音爆變體技術中的進展帶來的面積-體積分布改進。 通過避免與大規模層流構思相關的不確定性和高開發風險，構造採用 可變翼刮板(圖16顯示了在延長和後掠位置的機翼)，以保證起飛、 進場和降落時的良好性能和操縱質量。機翼本身結合了亞音速機翼前 沿，能保持極好的內體積特性。
如圖16-A和16-C所示，將變體技術結合到機身前段，以為超音 速飛行提供縱向伸長。理論上預知，該變體技術通過將初始運載工具 過壓力分成一系列強度減小的小激波，可大大減小音爆脈沖。運載工 具的有效延長也有助於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，
該專利整體在此併入，對於相同的峰值音爆超壓目標，能夠改進機身 區域重新分布。新面積分布提供了可與大座艙公司噴氣機相匹敵的座 艙容積以及為尾翼結構風壓角和結構硬度提供了更大改進的機身後段 容積餘量。
研究機結合有兩個引擎，上機翼，引擎機艙配置，該配置提供定 位幅度和聲學優勢。可預知的是，上述機翼位置在超音速飛行期間提 供遠場音速過壓力保護以及減少機場環境噪聲。
應當明白，機罩保護減少了由超音速下的入口機艙產生的激波能 的主要部分的向下蔓延。雖然在減小音爆強度方面行之有效，但是， 入口激波與機翼上表面的相互作用也減少了機翼的空氣動力性能，並 且形成了特別易受推進系統集成化和入口激波強度影響的運載工具構 造。所以，當地入口通過機罩流線，例如本發明的鬆弛等熵壓縮入口 結構，實現性能改進，該當地入口產生微弱的機罩激波，這對整個運 載工具音爆特性和整個運栽工具性能優勢的作用較小，減少了入口-機身激波相互作用。
飛行器性能和音爆特性的實際改進程度取決於實際的飛行器結構 和飛行性能。同樣，下面所述的性能和音爆數據表明，僅採用研究機 上的鬆弛等熵壓縮入口形狀，就可以獲得典型的改進程度。該結果以
兩種運載工具構造進行比較， 一個使用了傳統基線1808雙錐形入口 ， 另 一個採用了 0890等熵入口 。
圖17顯示了在自由流1.8馬赫時對於顯示在飛行器左側的傳統 1808雙錐形入口和顯示在飛行器右側的0890等熵入口的機翼和機身 表面的基於CFD的表面壓力解的頂視圖。由於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，以便直接比較傳統入口和 鬆弛等熵壓縮入口的集成化。隨後移除圖17中所示的機艙表面，以允
許看到機艙下方的激波機翼相互作用。應該注意，依照本發明實施例 的鬆弛等熵壓縮入口減少了如圖17所示的激波強度。低激波強度還產 生與機翼上表面的更有利的曲線後相交線。
當利用鬆弛等熵壓縮的一體入口時，可以看到研究機的巡航阻力
改進超過7%。這些結果表明，在分離的分析作用期間可以看到，一 旦機艙與機身集成化，可以基本保持鬆弛等熵壓縮入口結構的性能特 徵。
圖18顯示了研究機上的傳統1808雙錐形入口和研究上的0890 等熵入口的飛行器音爆標記的遠場音爆過壓力解。圖18描繪了環境的 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馬赫的航行狀態的結果。由於激波特徵較弱， 與使用1808雙錐形的結果相比，使用0890等熵入口的峰值飛行器過 壓力在向前最大限度1000已經減小9%,在向後最大限度1001已經 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所示的飛行器結構的 使用，但是，對本領域普通技術人員來說顯而易見的是，依照本發明 實施例的鬆弛等熵壓縮入口結構也可以用於另外的飛行器結構上。進 一步，在不脫離本發明的範圍和精神的情況下，依照本發明的實施例， 可以改變鬆弛壓縮等熵入口結構的位置、配置、數量和尺寸。
鬆弛等熵壓縮入口結構增加了用於增進入口機罩區域的結構幅 度，同時允許控制其它關鍵入口設計參數，例如末端激波馬赫數、擴 散器流動畸變和總壓力恢復。如圖所示，減小的機罩表面角度可以改 進入口阻力和幹涉阻力特性。機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，並減少用於緊密耦合在 一起的入口之間的空氣動力交叉幹涉潛在性。
依照本發明實施例的鬆弛等熵壓縮入口結構不利用複雜的輔助系 統或可變幾何形狀，實現了對傳統直表面入口結構的改進。但是，可 以考慮，本發明可以與其它系統組合，例如入口旁通流動方法，基於 放氣的邊界層管理系統，空氣動力改裝中心體撐杆，基於表面處理的 邊界層管理技術和方法，或者其它系統和方法。同樣，可以考慮，依 照本發明實施例的入口可以與各種推進系統組合，包括但不限於，燃 氣輪機，沖壓式噴氣引擎，超音速沖壓式噴氣引擎，或者組合循環。
也應當理解，鬆弛等熵壓縮設計方法可以應用於任何外壓縮或混 合壓縮入口構思，包括軸對稱、局部錐形和二維吸入口。實際上，利 用本發明的實施例，用於外壓縮入口的機罩角度可以簡化為接近那些 採用傳統混合壓縮入口的機罩角度，從而合併外壓縮幾何形狀的內激 波穩定性的穩固性和混合壓縮的高安裝性能。
為便於說明和描述，本發明提供了特定實施例的上述說明書。它 們不用來窮盡或將本發明限制在所公開的精確形式中。顯然，鑑於以 上所述教導，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明的原理及其實際應用，從而使本領域其它技 術人員更好地運用本發明，但是，帶有適合於特定用途的各種改進的 各種實施例也是可能的。本發明的範圍僅由在此所附的權利要求書及 其等同物限定。
權利要求
1. 一種超音速入口，其包括:構造成產生初始激波的機翼前沿；位於機翼前沿下遊的壓縮表面，其具有至少一個構造成產生等熵壓縮的彎曲區段；機罩前緣，其與壓縮表面在空間上分開，使得機罩前緣和壓縮表面限定一用於接收超音速流的入口開口；壓縮表面構造成產生第二激波，在預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罩前緣相鄰的點相交；和由彎曲區段產生的等熵壓縮以一系列馬赫線為特徵，其中，在預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罩前緣相鄰的點上。
2. 如權利要求1所述的超音速入口，其中，沒有一條馬赫線集中 在基本與機罩前緣相鄰的點上。
3. 如權利要求1所述的超音速入口，其中，第二激波包括與該點 相鄰的弓形區域，並且至少多條馬赫線在弓形區域與第二激波相交。
4. 如權利要求3所述的超音速入口，其中，當第二激波的弓形區 域接近焦點時，弓形區域的切線接近正交於自由流狀態下的超音速流 的方向。
5. 如權利要求3所述的超音速入口，其中，激波馬赫數沿著第二 激波的長度變化，並且與壓縮表面相鄰的激波馬赫數基本小於與該點 相鄰的激波馬赫數。
6. 如權利要求3所述的超音速入口，其中，激波馬赫數沿著第二 激波的長度變化，並且橫過第二激波的弓形區域的激波馬赫數的第一 梯度大於沿著從壓縮表面至弓形區域的第二激波的激波馬赫數的第二 梯度。
7. 如權利要求3所述的超音速入口，其中，超音速流的流動轉角 沿著第二激波的長度變化，並且與機罩前緣相鄰的第二激波的流動轉 角小於與壓縮表面相鄰的第二激波的流動轉角。
8. 如權利要求1所述的超音速入口，其中，機罩前緣基本與與機 罩前緣相鄰的流動角度對準。
9. 如權利要求1所述的超音速入口 ，其中，壓縮表面包括位於彎 曲區段的上遊的基本直的區段。
10. 如權利要求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. 如權利要求1所述的超音速入口，其中，機罩前緣和壓縮表面 至少部分地形成外壓縮入口 。
13. 如權利要求1所述的超音速入口 ，其中，機罩前緣和壓縮表面 至少部分地形成混合壓縮入口 。
14. 一種超音速推進系統，其包括 具有空氣吸入口和排氣系統的引擎；聯接到引擎的空氣吸入口的亞音速擴散區段，其構造成將流動擴 散至適於引擎的預定亞音速狀態；通過一喉部聯接到亞音速擴散器的超音速壓縮部分，其包括壓縮 表面和機罩前緣，機罩前緣與壓縮表面在空間上分開，使得機罩前緣和壓縮表面限定一用於接收超音速流的入口開口 ；壓縮表面構造成產生脫離壓縮表面的機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遊區段延伸至與初始激波在基本 與機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 特徵的彎曲區段，其中，在預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罩前緣相鄰的點上。
15. 如權利要求14所述的超音速推進系統，其中，沒有一條馬赫 線集中在基本與機罩前緣相鄰的點上。
16. 如權利要求14所述的超音速推進系統，其中，第二激波包括 與該點相鄰的弓形區域，並且至少多條馬赫線在弓形區域與第二激波 相交。
17. 如權利要求16所述的超音速推進系統，其中，當第二激波的 弓形區域接近該點時，弓形區域的切線接近正交於自由流狀態下的超 音速流的方向。
18. 如權利要求16所述的超音速推進系統，其中，激波馬赫數沿 著第二激波的長度變化，並且與壓縮表面相鄰的激波馬赫數基本小於 與該點相鄰的激波馬赫數。
19. 如權利要求16所述的超音速推進系統，其中，激波馬赫數沿 著第二激波的長度變化，並且橫過第二激波的弓形區域的激波馬赫數 的第一梯度大於沿著從壓縮表面到弓形區域的第二激波的激波馬赫數 的第二梯度。
20. 如權利要求14所述的超音速推進系統，其中，機罩前緣基本 與與機罩前緣相鄰的流動角度對準。
21. —種超音速飛行器，其包括 構造成用於超音速飛行的機身；安裝到機身上的至少一個引擎，其具有空氣吸入口和排氣系統；聯接到引擎的空氣吸入口的亞音速擴散區段，其構造成將流動擴 散至適於引擎的預定亞音速狀態；通過一喉部聯接到亞音速擴散器的超音速壓縮部分，其包括壓縮 表面和機罩前緣，機罩前緣與壓縮表面在空間上分開，使得機罩前緣 和壓縮表面限定一用於接收超音速流的入口開口 ；壓縮表面構造成產生脫離壓縮表面的機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遊區段延伸至與初始激波在基本 與機罩前緣相鄰的點相交，壓縮表面包括以一系列馬赫線為特徵的彎 曲區段，其中，在預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罩前緣相鄰的點上。
22. 如權利要求21所述的超音速入口，其中，沒有一條馬赫線集 中在基本與機罩前緣相鄰的點上。
23. 如權利要求21所述的超音速飛行器，其中，第二激波包括與 該點相鄰的弓形區域，並且至少多條馬赫線在弓形區域與第二激波相 交。
24. 如權利要求23所述的超音速飛行器，其中，當第二激波的弓 形區域接近該點時，弓形區域的切線接近正交於自由流狀態下的超音 速流的方向。
25. 如權利要求23所述的超音速飛行器，其中，激波馬赫數沿著 第二激波的長度變化，並且與壓縮表面相鄰的激波馬赫數基本小於與 該點相鄰的激波馬赫數。
26. 如權利要求23所述的超音速飛行器，其中，激波馬赫數沿著 第二激波的長度變化，並且橫過笫二激波的弓形區域的激波馬赫數的 第一梯度大於沿著從壓縮表面到弓形區域的第二激波的激波馬赫數的 第二梯度。
27. 如權利要求21所述的超音速飛行器，其中，機罩前緣基本與 與機罩前緣相鄰的流動角度對準。
28. —種用於超音速推進系統的超音速流減速的方法，該方法包括以預定超音速航行；在具有壓縮表面和機罩前緣的入口中接收超音速流，機罩前緣與 壓縮表面在空間上分開，使得機罩前緣和壓縮表面限定一用於接收超 音速流的入口開口；從入口的壓縮表面的機翼前沿上產生初始激波；產生第二激波，在預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罩前緣相鄰的點相交；由壓縮表面的彎曲區段產生超音速流的等熵壓縮，該彎曲區段以 一系列馬赫線為特徵，其中，在預定超音速時的超音速入口運行期間， 至少多個從彎曲區段延伸的馬赫線沒有集中在基本與機罩前緣相鄰的 點上。
全文摘要
本發明的實施例涉及一種通過設置入口的壓縮表面形狀改進淨推進力的、採用鬆弛等熵壓縮的超音速入口。入口的鬆弛等熵壓縮表面形狀能起到減少機罩前緣表面角度的作用，從而改進入口阻力特性和幹涉阻力特性。使用依照本發明的超音速入口，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 優先權日2005年12月15日
發明者D·C·豪, P·A·亨納, T·R·康納斯 申請人:灣流航空公司