本文公开使用主动流动控制的预冷却器进气管道和包括其的系统和方法。该系统包括喷气发动机的预冷却器进气管道，其配置为接收预冷却器空气流并引导预冷却器空气流进入热交换器。预冷却器进气管道包括流动引导表面和主动流动控制装置，其中流动引导表面限定预冷却器进气管道的至少部分。定位主动流动控制装置以调整邻近流动引导表面的边界层内边界层流体流动以当预冷却器空气流流动通过预冷却器进气管道时抵制边界层与流动引导表面的分离。方法包括通过使预冷却器空气流流动穿过流动引导表面和使用主动流动控制装置调整边界层抵制预冷却器进气管道中边界层分离的方法。
【技术实现步骤摘要】
本公开涉及用于喷气发动机的飞机短舱(nacelle)的预冷却器进气管道，以及更具体涉及预冷却器进气管道，其使用主动流动控制(active flow-control)以与邻近预冷却器进气管道的边界层内的边界层流体流动相互作用，调整和/或加强(充能，energize)该边界层流体流动，和涉及包括该预冷却器进气管道的系统和方法。
技术介绍
喷气发动机的飞机短舱可包括预冷却器进气管道，其可引导预冷却器空气流至热交换器组件上以冷却发动机引气，然后其被喷气发动机和/或被包括喷气发动机的飞机的另外的构件使用。预冷却器进气管道可以位于飞机短舱内并可被放置以接收可以由喷气发动机的压缩器加压的压缩空气流的一部分。因为预冷却器进口位于飞机短舱内，所以预冷却器进口的大小受飞机短舱大小约束。相反地，给定大小的预冷却器进口可规定可包含预冷却器进口的飞机短舱的需要大小。另外，预冷却器空气流的期望流动速率也可规定预冷却器进气管道的需要大小。在某些条件下，增加预冷却器空气流的流动速率而不增加预冷却器进气管道的大小可能是期望的。额外地或可选地，减小预冷却器进气管道的大小也可能是期望的，诸如以允许预冷却器进气管道被放置在较小的飞机短舱内和/或减小由预冷却器进气管道使用的飞机短舱内部的一部分，而不降低预冷却器空气流的流动速率。在历史上，已经使用传统的空气动力学原理来设计预冷却器进气管道的大小和/或形状。然而，这些传统的空气动力学原理可限制预冷却器进口的大小和/或形状，由此约束预冷却器空气流的流动速率的增加和/或飞机短舱大小的减小。考虑到这样的考虑事项，在下面进一步详细描述根据本公开的实例。
技术实现思路
本文公开了使用主动流动控制的预冷却器进气管道以及包括其的系统和方法。系统包括喷气发动机的预冷却器进气管道，其配置为接收预冷却器空气流并引导预冷却器空气流进入热交换器。预冷却器进气管道包括流动引导表面和主动流动控制装置，其中流动引导表面限定预冷却器进气管道的至少一部分。定位主动流动控制装置以调整邻近流动引导表面的边界层内的边界层流体流动，诸如当预冷却器空气流流动通过预冷却器进气管道时抵制(resist)边界层与流动引导表面的分离。主动流动控制装置可以以任何合适的方式调整边界层，诸如通过与边界层相互作用和/或加强边界层，以抵制边界层与流动引导表面的分离。在一些实施方式中，流动引导表面的曲率半径小于不包括主动流动控制装置的常规流动引导表面的曲率半径。在一些实施方式中，流动引导表面的长度小于常规流动引导表面的长度。在一些实施方式中，配置主动流动控制装置为将流动控制流体流通过注入孔注入边界层。在一些实施方式中，注入孔形成横扫喷口(sweeping jet)的一部分。在一些实施方式中，配置主动流动控制装置为将流动控制流体流连续地注入。在一些实施方式中，配置主动流动控制装置为将流动控制流体流间歇地注入。在一些实施方式中，配置主动流动控制装置为将多个流动控制流体流注入。在一些实施方式中，配置主动流动控制装置为在给定时间点改变正在被注入的多个流动控制流体流中的那个流动控制流体流。在一些实施方式中，主动流动控制装置包括涡流发生器，其配置为在边界层内产生涡流。在一些实施方式中，主动流动控制装置包括抽吸组件，其配置为从边界层移出吸入流。在一些实施方式中，预冷却器进气管道形成喷气发动机的飞机短舱的一部分。在一些实施方式中，飞机短舱形成飞机的一部分。方法包括抵制预冷却器进气管道中边界层分离的方法。方法包括使预冷却器空气流流动穿过流动引导表面以产生邻近流动引导表面的边界层。方法进一步包括使用主动流动控制装置调整边界层以抵制边界层与流动引导表面的分离。【附图说明】图1为飞机的实例的示意性代表，其可包括喷气发动机，喷气发动机可包括根据本公开的预冷却器进气管道。图2为图解可包括根据本公开的预冷却器进气管道的喷气发动机的实例的示意性局部不完整侧视图。图3为图解可包括根据本公开的预冷却器进气管道的喷气发动机的实例的示意性正视图。图4为图解根据本公开的预冷却器进气管道的实例的示意性横截面视图。图5为图解根据本公开的预冷却器进气管道的实例的示意性横截面视图。图6为比较常规流动引导表面与根据本公开的流动引导表面的示意性横截面视图。图7为比较根据本公开的两个流动引导表面的示意性横截面视图。图8为描述根据本公开的、抵制边界层与预冷却器进气管道分离的方法的流程图。【具体实施方式】图1-8提供包括根据本公开的主动流动控制装置150的预冷却器进气管道100的说明性、非排他性的实例，包括预冷却器进气管道100的喷气发动机40的飞机短舱54的说明性、非排他性的实例，包括喷气发动机40的飞机20的说明性、非排他性的实例，和/或操作其的方法的说明性、非排他性的实例。用作相似或至少基本上相似的目的的元件在图1-8的每个中以同一数字标记，并且参考图1-8的每个，这些元件在本文中可不被详细讨论。相似地，在图1-8的每个中可不标记所有元件，但为了前后一致在本文中可使用与其相关的参考数字。参考图1-8中一个或多个在本文中讨论的元件、构件和/或部件可被包括在图1-8的任一个中和/或与图1-8的任一个一起使用，而不背离本公开的范围。—般而言，可能被包括在给定的(即，具体的)实施方式中的元件以实线图解，而对给定的实施方式是任选的元件以虚线图解。然而，以实线示出的元件不是对所有实施方式都是必要的，并且以实线示出的元件可从给定的实施方式省略，而不背离本公开的范围。图1为飞机20的说明性、非排他性的实例的示意性代表，飞机20可包括喷气发动机40，喷气发动机40包括具有根据本公开的预冷却器进气管道100的预冷却组件60，同时图2-3为包括具有根据本公开的预冷却器进气管道100的预冷却组件60的喷气发动机40的更详细的但依然说明性、非排他性的实例。更具体地，图2为喷气发动机40的示意性局部不完整侧视图，而图3为喷气发动机40的示意性正视图。如图1中所图解，飞机20包括机身30，其可操作地附接至一个或多个喷气发动机40和/或配置为支撑一个或多个喷气发动机40。如图1中所进一步图解，喷气发动机40可包括飞机短舱54，其可被按尺寸制作和/或按形状制作以限定、包括和/或容纳喷气发动机40的多种构件。作为实例，喷气发动机40可包括进口 42，其配置为接收空气流43 ;和压缩器44，其配置为压缩空气流43 (或增加空气流43的压力)以产生压缩的空气流45。喷气发动机40还可包括燃烧器46，其配置为燃烧燃料流和压缩的空气流45的一部分53以产生燃烧流；和涡轮48，其配置为由燃烧流提供动力并为压缩器44提供动力。如图1-2中所图解的，喷气发动机40进一步可包括喷嘴50，其配置为允许燃烧流从喷气发动机40排出(或离开)。如图2中所最清楚地图解的，喷气发动机40可限定中间管道52，其配置为接收来自压缩器44的压缩的空气流45的一部分53 ;和预冷却器进气管道100，其配置为接收压缩的空气流45的另外部分，其在本文被称为预冷却器空气流65。预冷却器进气管道100可形成预冷却组件60的一部分并可提供和/或引导预冷却器空气流65至和/或接近热交换器66。热交换器66可配置为与预冷却器空气流65交换热能以产生热交换的空气流67。热交本文档来自技高网...
【技术保护点】
喷气发动机(40)的预冷却器进气管道(100)，其中所述预冷却器进气管道(100)被配置为接收来自由喷气发动机(40)的压缩器(44)加压的压缩的空气流(45)的预冷却器空气流(65)并引导所述预冷却器空气流(65)进入热交换器(66)，所述预冷却器进气管道(100)包括：流动引导表面(140)，其限定所述预冷却器进气管道(100)的至少部分并被成形以引导所述预冷却器空气流(65)进入所述热交换器(66)；和主动流动控制装置(150)，其被定位以调整邻近所述流动引导表面(140)的边界层(80)内的边界层流体流动(82)，以当所述预冷却器空气流(65)流动通过所述预冷却器进气管道(100)时抵制所述边界层(80)与所述流动引导表面(140)的分离。
【技术特征摘要】
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【专利技术属性】
技术研发人员：N·O·帕卡德，R·H·威利，P·R·托雷特，
申请(专利权)人：波音公司，
类型：发明
国别省市：美国;US
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