專利名稱：用于推進系統的推力發生器的制作方法
技術領域：
本發明大體涉及推進系統，且更具體地，涉及用于提高推進系統效率的推力發生器(thrust generator)。
背景技術：
各種推進系統為人們所了解和使用。舉例說來，在由渦輪噴氣發 動機提供動力的噴氣式飛行器中，空氣進入入口，之后被旋轉式壓縮 機壓縮至更高的壓力。壓縮過的空氣被傳遞到燃燒室，在此處其與燃 料混合并被點燃。然后熱的燃燒氣體進入渦輪，在渦輪中提取動力 (power)來驅動壓縮機。在渦輪噴氣機中，來自渦輪的排氣被加速通過 噴管以提供推力。另外，通過推力噴管(propelling nozzle)將排氣流膨脹至大氣壓 力，推力噴管產生凈推力來驅動噴氣式飛行器。典型地，在渦輪噴氣 發動機中，推力噴管接近于阻塞(choke)。由于增加推力的唯一辦法是 增加排氣流的熱力可用性，因此，這種發動機的推進效率是有限的。某些其它的推進系統采用渦輪風扇發動機。典型地，渦輪風扇發 動機包括渦輪噴氣發動機的基本核心以及附加的渦輪級，它們用于從 排氣中提取動力以驅動大型風扇，大型風扇使周圍空氣加速和加壓并 且通過其自身的噴管使周圍空氣加速。在渦輪風扇發動機內的壓縮 機、燃燒室和高壓渦輪與在渦輪噴氣式發動機中所用的那些相同且通 常被稱作發動機核心或氣體發生器。然而，這種系統需要諸如風扇的 運動部件和由低壓渦輪機驅動的第二軸桿。由于對于諸如發動機短搶 (nacelle)大小和風扇大小的參數的實際限制，這些裝置具有有限的推進 效率并且易于由于外物碎片(FOD)而導致發動機損壞。因此，需要一種具有高推進效率和低燃料消耗率的推進系統。而 且，還需要提供一種能夠與現有推進系統一體地結合以提高這些系統 的推進效率的裝置。發明內容簡言之，根據一個實施例，提供一種推力發生器。推力發生器包 括進氣口和集氣室，其中進氣口構造成在推力發生器內引入空氣，而集氣室構造成從氣體發生器接收排氣并且在柯恩達輪廓(Coanda profile)上提供排氣，其中柯恩達輪廓構造成便于排氣附著到輪廓上以 形成邊界層并且夾帶來自進氣口的進入空氣來產生推力。在另一實施例中，提供一種飛行器。該飛行器包括飛行器框架和 氣體發生器，氣體發生器聯接到飛行器框架上并構造成產生排氣。飛 行器還包括多個推力發生器，其聯接到飛行器框架上并構造成從氣體 發生器接收排氣并產生推力以驅動飛行器，其中多個推力發生器的每 一個均包括具有柯恩達輪廓的推力發生器的至少一個表面，柯恩達輪 廓構造成便于排氣附著到輪廓上以形成邊界層并且夾帶來自進氣口 的進入空氣以產生高流率和高速度的空氣流。在另一實施例中，提供產生推力的方法。該方法包括從氣體發生 器在推力發生器的柯恩達輪廓去》引入排氣以形成邊界層，并且通過邊 界層夾帶空氣以從空氣流的進口通量和排氣通量之間的動量差來產 生推力。在另一個實施例中，提供提高飛行器推進效率的方法。該方法包 括將至少一個推力發生器聯接到飛行器的氣體發生器，其中至少一個 推力發生器構造成通過從氣體發生器在柯恩達輪廓上使排氣分流以 形成邊界層并且隨后通過邊界層夾帶進入空氣。
當參看附圖來閱讀以下具體實施方式
時，本發明的這些和其它特點、方面和優點將會變得更好理解，在所有附圖中，相同的符號表示 相同的部件，其中圖1是根據本技術多方面的具有多個推力發生器的飛行器的圖解說明。圖2是根據本技術多方面的圖1的飛行器的氣體發生器的示范性 構造的圖解說明。圖3是根據本技術多方面的來自圖2的氣體發生器的排氣流分離的圖解說明。圖4是根據本技術多方面的、,氣體發生器與圖1的飛行器的附連接 機構的圖解說明。圖5是根據本技術多方面的圖1的推力發生器的示范性構造的圖 解說明。圖6是說明根據本技術多方面的圖5的推力發生器的運行的方塊圖。圖7是根據本技術多方面的圖5的推力發生器的柯恩達輪廓表面 的圖解說明。圖8是根據本技術多方面的在圖5的推力發生器內的空氣與排氣 的流量剖面的圖解說明。圖9是根據本技術多方面的在圖5的推力發生器中鄰近柯恩達輪 廓形成邊界層的圖解說明。圖10是關于現有推進系統和具有根據本技術多方面的圖5的推 力發生器的推進系統的推進效率的示范性分析結果的曲線圖示。圖11是從現有推進系統和具有根據本技術多方面的圖5的推力 發生器的推進系統所產生的推力的示范性分析結果的曲線圖示。圖12顯示根據本技術多方面的具有位于飛行器機翼端部的推力 發生器的示范性飛行器。要件列表10飛行器12推力發生器14飛行器框架16氣體發生器18機翼30氣體發生器32壓縮才幾34燃燒室36渦輪38軸桿40噴管50排氣流52來自燃燒室的排氣54到推力發生器的排氣流56到推力發生器的排氣流60附連4幾構62支柱64排氣70推力發生器72集氣室74柯恩達輪廓76在柯恩達輪廓上的氣體流動78進氣口80空氣流82高速流84夾帶部段86推力發生部段88推力92槽94彎曲96喉部100流量剖面102排氣104柯恩達輪廓106邊界層108進入空氣110剪切層112高速流120關于推進效率的分析結果 122飛行器速度 124推進效率126-128現有推進系統的推進效率130-132帶推力發生器的推進系統的推進效率140推力分析結果142核心流率144推力146-148現有推進系統的推力150-152帶推力發生器的推進系統的推力具體實施方式
如在下文中更詳細地討論，'本技術的實施例的作用在于提高推進 系統(諸如由渦輪噴氣式發動機提供動力的噴氣式飛行器)的效率。具 體地，本技術利用工作流體和周圍空氣的組合產生推力來驅動推進系 統，從而提高該系統的效率并且減小燃料消耗率。現轉至附圖并首先 參看圖1,示出了具有多個推力發生器(如標號12所示)的飛行器10。 飛行器10包括飛行器框架14和聯接到該飛行器框架14上的氣體發生器16。在此示范性實施例中，氣體發生器16包括噴氣發動機，其 構造成產生排氣。如圖所示，'飛行器10包括位于飛行器的機翼18處的兩個噴氣發動機16。然而，可利用更多或更少的氣體發生器或噴氣 發動機16來驅動飛行器10并且產生排氣。推力發生器12聯接到機翼18上或者與機翼18 —體地結合并且 構造成從排氣發生器16接收排氣以產生推力用于驅動飛行器10。在 此示范性實施例中，飛行器10包括四個推力發生器12，這些推力發 生器12中的兩個位于各機翼18之上。然而可以采用更多或更少的推 力發生器。應注意的是用于飛行器IO的多個推力發生器12可具有不 同的大小，其通過單個氣體發生器源16接收排氣。另外，在某些實 施例中，多個推力發生器12可布置在飛行器IO的機身上。各推力發柯恩達輪廓(如將在下文中更詳細地描述)產生高速流。如本文所用的 術語"柯恩達輪廓"是指構造成便于流體流附著到附近表面上并且即 使在表面朝遠離流體運動的初始方向彎曲時依然保持附著在表面上 的輪廓。圖2是圖1的飛行器IO的氣體發生器16的示范性構造30的圖 解說明。燃氣渦輪機30包括構造成用來壓縮周圍空氣的壓縮機32。 燃燒室34與壓縮機32流動連通并且構造成接收來自壓縮機32的壓 縮空氣并且燃燒燃料流以產生燃燒室排氣流。此外，燃氣渦輪機32 包括位于壓縮機34下游的渦輪36。渦輪36構造成使燃燒室排氣流膨 脹以驅動外部載荷。在所圖示的實施例中，壓縮機32經由軸桿38由 渦輪36所產生的動力驅動。另外，在通常的燃氣渦輪(諸如渦輪風扇) 中，來自渦輪36的排氣的高速噴氣通過推力噴管40膨脹到大氣壓力， 推力噴管40產生與噴氣方向相反的方向上的凈推力。在此示范性實施例中，燃料流和空氣在燃燒室34中在所要溫度 與所要壓力下燃燒后產生排氣。在動力提取(power extraction)以驅動氣 體發生器30的壓縮機32后，所產生的排氣即被引向推力發生器12(參看圖1)。推力發生器12構造成形成增長的邊界層并且夾帶額外的空 氣流。在此示范性實施例中，被夾帶的新鮮空氣的一小部分在推力發 生器12的會聚區的壁上在一小,段距離上通過迅速夾帶并與排氣混合 而迅速地與排氣混合，導致具有高能量的增長的、稀釋的排氣/新鮮空 氣邊界層。這是由于通過若干單獨的槽引入排氣的緣故，這些槽圍繞 允許在其間夾帶新鮮空氣的圓周。此外，所夾帶空氣的另一部分形成 帶有混合空氣和排氣增長邊界層的剪切層，以進一步在推力發生器12 的會聚部段使空氣加速并且便于邊界層和進入空氣的進一步混合，以在推力發生器12的下游部段產生高速空氣流。而且，推力發生器12 的下游部段從入口夾帶空氣與高速混合氣體之間的速度差來產生推 力。此外，通過驅動排氣繞柯恩達輪廓旋轉所產生的徑向靜壓力梯度 的作用來擴大夾帶。在一個示范性實施例中，下游部段包括發散部段。因此在推力發生器12的核心中夾帶的空氣在飛行器IO起飛狀態 下處于較低的速度，但在飛行卞卻處于高得多的速度，使得來自驅動 排氣的夾帶和動量轉移非常有效且飛行器速度與新產生的噴氣速度 之間的差異相對較小。這轉變成對于推力發生器12更高的推進效率。 上述推力發生器12便于通過排氣夾帶空氣。在某些實施例中，推力 發生器12所夾帶的質量與排氣的質量的比例在大約5到大約15之間。 將在下文更詳細地描述推力發生器12的運行。在某些實施例中，排氣的一部分通過推力噴管40(參看圖2)膨脹推力。備選地，多個推力發生器12構造成通過來自氣體發生器30的 排氣產生驅動飛行器10所需的總推力。圖3是根據本技術的多方面來自圖2的氣體發生器30的排氣流 分離50的圖解說明。在此示范性實施例中，來自渦輪36(參看圖2) 的排氣流52被分禹為流56和流58,其被引向推力發生器12(參看圖 1)。另外，加壓排氣流56和5S被引到柯恩達輪廓上以形成邊界層并 且通過邊界層夾帶進入空氣以產生推力。通過經由單獨的位置或通過槽在柯恩達輪廓上引入排氣流56和58，導致流56和58的強烈的加速和方向改變，這^f更于在這些單獨的 噴氣之間夾帶進入空氣。另外，進入空氣加速并且在柯恩達輪廓的出 口以接近周圍壓力的壓力排出。有益地，空氣的夾帶、通過推力發生 器12的能量和動量的迅速轉移和跨越推力發生器12的較低的壓降導 致增強的推力發生。在某些實施例中，具有大約1200。F的溫度的來自 氣體發生器30的排氣流52被阻塞。因此，在推力發生器12外圍的 排氣流56或58在推力發生器12的入口是音速的或超音速的，之后 隨著其膨脹和與周圍空氣混合而減慢。在某些實施例中，來自圖2的氣體發生器的排氣流56和58可被 引向集氣室用于在推力發生器12內引入排氣流56和58。圖4是根據 本技術多方面的圖2的氣體發生器30與圖1的飛行器IO的附接機構 60的圖解說明。如圖所示，氣體發生器30通過機翼支柱62而聯接到 各機翼18(參看圖l)上，或與其一體地結合。氣體發生器30構造成產 生排氣52，排氣52被導向如標號64所示的集氣室。另外，集氣室構 造成將排氣52徑向地引進推力發生器12并且沿著柯恩達輪廓，如下 文參看圖5至圖9所述。圖5是根據本技術多方面的圖1的飛行器IO的推力發生器12的 示范性構造70的圖解說明。如圖所示，推力發生器70包括集氣室72， 集氣室72構造成從氣體發生器30(參看圖4)接收排氣64并且在柯恩 達輪廓74上提供排氣，柯恩達輪廓74構造成便于排氣64附著到輪 廓74上。在某些實施例中，使用燃料將熱引進集氣室72將增加能量 并且導致排氣64夾帶更多的空氣或將空氣加速到更高的速度。在此 示范性實施例中，集氣室72是環形的，圍繞著推力發生器70的整流 罩(cowl)。在某些實施例中，集氣室72可分隔成多個集氣室，其提供 排氣槽的區段。在一個示范性實施例中，柯恩達輪廓74包括對數輪 廓。在運行中，來自集氣室72的加壓排氣流64沿著柯恩達輪廓74 引入，如標號76所示。另外，推力發生器70包括用于將空氣流80引進推力發生器70的進氣口 78。在運行期間，加壓排氣76夾帶空氣流80以產生高速空氣流82。 具體地，柯恩達輪廓74便于相對快速地混合加壓排氣76與所夾帶的 空氣流80并且通過>^人加壓排氣76轉移能量和動量到空氣流80而產 生高速空氣流80。在此示范性實施例中，柯恩達輪廓74便于加壓排 氣76附著到輪廓76直到這樣的點，在該點流的速度下降到初始速度 的一小部分，同時賦予空氣流80動量和能量。應該注意的是選擇推 力發生器70的設計使得其增進從周圍環境流到推力發生器70出口的 進入空氣流80的加速，從而使從推力發生器70產生的推力最大。另 外，可利用高速空氣流80來產生推力用于驅動飛行器10。圖6是說明圖5的推力發生器70的運行的方塊圖。如圖所示， 集氣室72構造成接收來自排氣發生器30的排氣64。來自集氣室72 的排氣64被引進推力發生器70的夾帶部段84。如上所述，夾帶部段 84包括柯恩達輪廓74用于夾帶空氣84來以較高的比例和較高的速度 產生混合氣體(空氣和排氣)82。然后，將這種高度流82引向推力發生 器70的推力發生部段86以從高度流82產生推力88。有利地，使用推力發生器70,可將空氣80的夾帶速率增加到超 過風扇的當前能力而無需在飛行器IO(參看圖l)中使用風扇和其它運 動部件，對于風扇和其它運動部件，放大(scale-up)是較為困難的并且 會導致高復雜性和質量。應注意的是從推力發生器70所產生的推力 88取決于噴氣82的質量和能量。在所示實施例中，高夾帶速率和通 過推力發生器70的快速動量轉移便于從高速噴氣82產生所要的推力 88。此外，上述的推力發生器70并不具有相關的高阻滯核心 (drag-core),使得朝推力器70的核心移動的新鮮空氣80的進入體積 (incoming volume)以飛行器速度穿過并且僅略微加速。高夾帶速率以 及離開推力發生器70的速度值非常接近飛行器10的速度值，導致非 常高的推進效率。有益地，推力88通過推力發生器70維持較高但用 來獲得推力的推力器(thruster)脫藥速度在可比較的渦輪風扇發動機中較低，導致更高的推進效率。而且，平行地，所提出的氣體發生器與 推力器裝置的有效旁通比高于使用常規渦輪風扇技術所能獲得的有 效旁通比。圖7是根據本技術多方面的圖5的推力發生器70的柯恩達輪廓 表面的圖解說明。如圖所示，來自集氣室72的排氣76被引進推力發 生器70并且沿著柯恩達輪廓74。在示范性實施例中，壓力增強器(未 圖示)聯接到集氣室72上且構造成增加集氣室72中排氣76的壓力。 在一個實施例中，推力增強器包括泵。在某些實施例中，推力發生器 70可在阻塞狀態下運行以提高推力發生器70的效率。另外，在飛行 器70的特定運行狀態下，諸如在起飛狀態期間，推力發生器70構造 成通過從氣體發生器30增加集氣室72中的排氣壓力或通過在集氣室 72中使用壓力增強器增加集氣室72中排氣的壓力而提高推力。柯恩 達輪廓74便于排氣76附著到輪廓上以通過在若干周向位置引入而形 成邊界層并且在這些位置之間夾帶進入空氣流80而產生高速空氣流 82。具體地，通過進氣口 78(參看圖5)所供應的空氣80形成帶有邊界 層的剪切層以使空氣流80在推力發生器70的會聚部段加速并且便于 邊界層與進入空氣流80混合，以在推力發生器70的引出部段產生高 速空氣流82。將在下文中參看圖^和圖9來更詳細地描述邊界層和剪 切層的形成以產生高速空氣流82。排氣76經由多個個別地分布的槽72并且沿著柯恩達輪廓74被 徑向地引進推力發生器70的軸線，柯恩達輪廓74使用彎曲94來經 由剪切與徑向壓力梯度的組合使夾帶最大，同時確保邊界層保持附著到推力發生器的壁上。因此，在柯恩達輪廓84的喉部區域76，流仍 是附著的并且邊界層具有相對較高的動量，最大速度為初始注入速度 的大約0.8倍。應注意的是由于夾帶更慢的空氣流80和向所夾帶的空 氣流80轉移動量和能量，以及由于在壁處的某些摩擦損失，造成排 氣76的初始速度減小。而且，由于沿著輔助空氣夾帶的柯恩達輪廓 的驅動流的彎曲，來自集氣室72的高速排氣76產生低壓力區。圖8是根據本技術多方面的圖5的推力發生器70內的空氣與排氣的流量剖面IOO的圖解說明。如圖所示，排氣102被引進推力發生 器70(參看圖5)并且位于柯恩達輪廓104上。在所示的實施例中，排 氣102通過單獨的槽92(參看圖7)以充分高的速度和壓力被引進推力 發生器70。在運行中，柯恩達輪廓104便于排氣102與輪廓104的附 著以形成邊界層106，邊界層106夾帶、增長并且便于排氣102和空 氣108的一部分的混合。在此實施例中，優化輪廓104的幾何形狀和 尺寸以獲得所要的推力。另外,.進入空氣108的流的一部分被增長的 混合邊界層106夾帶以形成帶有邊界層106的剪切層110。應注意的 是通過繞柯恩達輪廓104的流線的彎曲所獲得的徑向靜壓力梯度來擴 大周圍空氣108的夾帶。另外，施加在流上的徑向壓力梯度與在邊界 層106處的剪切一起用于增加夾帶。因此，由高能量邊界層106與所 夾帶的空氣流108的增長和混合所形成的剪切層IIO便于在推力發生 器70內形成迅速和均勻的混合。將在下文中參看圖9更詳細地描述 由推力發生器70中的柯恩達效應所造成的排氣102到柯恩達輪廓104 的附著。圖9是基于柯恩達效應在圖5的推力發生器70中鄰近輪廓104 形成邊界層106的圖解說明。在所示的實施例中，排氣102附著到輪 廓104上并且即使在輪廓104的表面朝遠離初始燃料流動方向彎曲時 仍保持附著。更具體地，隨著排氣102減速，在流上存在壓差，這4吏 排氣102更靠近輪廓104的表面偏轉。如本領域技術人員所了解，當 排氣102在輪廓104上移動時，在排氣102與輪廓104之間發生一定 量的表面摩擦。對流102的這種阻力使排氣102朝輪廓104偏轉從而 造成其粘在輪廓104上。另外，這種機制所形成的邊界層106夾帶進 入空氣流108以形成帶有邊界層106的剪切層110,從而促進空氣流 108與排氣102的夾帶與混合。而且，通過邊界層106與所夾帶的空 氣108的分離和混合所形成的剪切層IIO產生高速空氣流112,其用 于通過產生推力而提高推進系統效率。應注意的是在飛行器IO(參看圖l)起飛時，流108的速度減小且夾帶速率較高。另外，當飛行器IO在飛行中時，空氣流108的速度變得更高且夾帶也保持較高。因此， 進入空氣流107促進從排氣102進行動量和能量轉移，并且由于離開 推力發生器70的噴氣的速度與飛行器速度之間較低的差異導致更高 的推進效率。圖10是現有推進系統與具有根據本技術多方面的圖5的推力發 生器70的推進系統的推進效率的示范性分析結果120的曲線圖示。 橫坐標軸122表示以節(Knot)為單位所測量的飛行器速度，而縱座標 軸124表示推進效率。在此實施例中，曲線126和128表示基于現有 渦輪風扇和渦輪螺旋槳發動機的推進系統的推進效率。另夕卜，曲線130 和132表示帶推力發生器70的推進系統的推進效率，推力發生器70 所處的壓力比分別為大約20 psig和35 psig。如圖可見，帶推力發生 器70的推進系統的推進效率充分地高于基于現有渦輪風扇和渦輪螺 旋槳發動機的推進系統的推進效率。另外，帶有處于20psig的壓力比 的推力發生器70的推進系統的推進效率相對高于帶有處于35 psig的 壓力比的推力發生器70的推進系統的推進效率。如本領域技術人員 所了解，可調整諸如柯恩達輪廓幾何形狀、壓力比、排氣壓力等的多 個參數以達成所要的推進效率。另外，所選的參數也會決定氣體發生 器的架構和布局，氣體發生器可構造為具有低旁通比和高壓力比的渦 輪風扇發動機以允許排氣流壓力參數從其燃氣渦輪核心循環排出狀 態釋放(freedup)。圖11是從基于現有渦輪風扇推進系統和具有根據本技術多方面 的圖5的推力發生器70的推進系統所產生的推力的示范性分析結果 140的曲線圖示。橫坐標軸142表示流率(lbm/sec)而縱座標軸144表 示總推力(lbs)。在此實施例中，曲線146和148表示基于現有渦輪風 扇的推進系統帶有大約9的旁通比和大約1.5的風扇壓力比與帶有大 約5的旁通比和1，8的風扇壓力比的推力。另外，曲線150和152表 示帶有分別處于大約6和9的夾帶速率的推力發生器70的推進系統所產生的推力。如圖可見，帶推力發生器的推進系統能夠產生推力以 推動推進系統并且基于推力發生器的設計和數目，所產生的推力可與 基于現有渦輪風扇的推進系統相當。同樣，可優化諸如空氣夾帶速率 的多個參數以獲得這種系統的期望效率。上述的推力發生器70利用工作流體與周圍空氣的組合來產生推 力用于驅動推進系統從而提高這種系統的效率和燃料消耗率。在某些實施例中，推力發生器70便于飛行器IO(參看圖l)的短距起落(STOL) 和垂直起落(VTOL)。圖12顯示具有位于飛行器160的機翼18端部的 推力發生器162的示范性飛行器160。在此示范性實施例中，從推力垂直升起。在某些實施例中，推力發生器162可通過推力發生器162 的旋轉經由控制以縮短起飛或降落距離來改變其在飛行中的方位。有 利地，由于推力發生器162具有幾個自由度，可采用推力發生器162 來調整飛行器IO在飛行中或飛行器IO在空中懸停期間的姿態。上述方法的各種方面可用于提高不同推進系統(諸如飛行器，水 下推進系統和火箭以及導彈)的效率。上述技術采用推力發生器，其可 與現有推進系統一體地結合并且利用驅動流體(諸如來自氣體發生器 的排氣)來夾帶輔助流體(secondary fluid)流以產生高速空氣流。具體 地，推力發生器采用柯恩達效應來產生高速空氣流，高速空氣流還可 用于產生推力從而提高這些系統的效率。有利地，使用這種推力發生統中的風扇)的需要從而實質上降低了這種系統的運行成本，另外，推 力發生器便于在多于一個位置處帶有阻塞狀態下的運行，從而提高這 種系統的效率，尤其是在諸如短距起落(STOL)和垂直起落(VTOL)的 運行條件下。雖然在本文中僅說明和描述了本發明的某些特點，但本領域技術 人員將想到許多的修改和變型。因此，應了解所附權利要求意圖涵蓋 屬于本發明真實精神內的所有此類修改和變型。
權利要求
1.一種推力發生器(12)，包括進氣口(78)，其構造成在所述推力發生器(12)內引入空氣(80)；集氣室(72)，其構造成從氣體發生器(30)接收排氣(64)并且在柯恩達輪廓(74)上提供所述排氣(64)，其中，所述柯恩達輪廓(74)構造成便于所述排氣(64)附著到所述輪廓(74)上以形成邊界層(106)并且夾帶來自所述進氣口(78)的進入空氣(80)以產生推力。
2. 根據權利要求1所述的推力發生器(12),其特征在于，所述氣器(IO)。
3. 根據權利要求2所述的推力發生器(12)，其特征在于，所述推 力發生器(12)在阻塞狀態下運行，用于提高所述推力發生器(12)的效率。
4. 根據權利要求2所i4的推力發生器(12)，其特征在于，所述推 力發生器(12)還包括壓力增強器，所述壓力增強器構造成增加所述集 氣室(72)中的所述排氣(64)的壓力。
5. 根據權利要求1所述的推力發生器(12)，其特征在于，所述柯 恩達輪廓(74)包括對數輪廓。
6. 根據權利要求1所述的推力發生器(12),其特征在于，通過經 過所述進氣口 (78)的夾帶增加一定數量的進入空氣(80)并且所述進入 空氣(80)與所述邊界層(106)迅速混合來增加位于所述推力發生器(12) 的會聚區處的邊界層厚度，同時^_于所述邊界層(106)的動量和能量經 由剪切層(110)和徑向壓力梯度向所述進入空氣(80)的轉移，以在所述 推力發生器(12)的下游部段產生高速空氣流。
7. 根據權利要求6所述的推力發生器(12),其特征在于，所述推 力發生器(12)的所述下游部段從空氣流的進口通量與排放通量之間的 動量差異產生推力。
8. —種飛行器(IO)，包括 飛行器框架(14);氣體發生器(30)，其聯接到所述飛行器框架(14)上并構造成產生 排氣(64);以及多個推力發生器(12)，其聯接到所述飛行器框架(14)上并構造成 從所述氣體發生器(30)接收所述排氣(64)，從而產生推力用于驅動所述 飛行器(IO)，其中，所述多個推力發生器(12)中的每一個均包括具有柯 恩達輪廓(74)的所述推力發生器(12)的至少一個表面，所述柯恩達輪廓 (74)構造成便于所述排氣(64)附著到所述輪廓(74)上以形成邊界層(106) 并且夾帶來自進氣口(78)的進入空氣(80)以產生高流率和高速度的空 氣流。
9. 一種用于產生推力的方法，包括在推力發生器的柯恩達輪廓上從氣體發生器引入排氣以形成邊 界層；以及通過所述邊界層夾帶空氣以從空氣流的進口通量和排氣通量之間動量差異來產生推力。
10. —種提高飛行器的推進效率的方法，包括 將至少一個推力發生器聯接到所述飛行器的氣體發生器上，其中，所述至少一個推力發生器構造成通過在柯恩達輪廓上使來自所述 氣體發生器的所述排氣分流以形成邊界層并且隨后通過所述邊界層 夾帶進入空氣。
全文摘要
本發明涉及用于推進系統的推力發生器，具體而言，提供了一種推力發生器(12)。該推力發生器(12)包括進氣口(78)和集氣室(72)，其中進氣口(78)構造成在推力發生器(12)內引入空氣(80)，而集氣室(72)構造成從氣體發生器(30)接收排氣(64)并且在柯恩達輪廓(74)上提供排氣(64)，其中柯恩達輪廓(74)構造成便于排氣(64)附著到輪廓(74)上以形成邊界層(106)并夾帶來自進氣口(78)的進入空氣(80)以產生推力。
文檔編號B64D27/16GK101327844SQ200810124879
公開日2008年12月24日 申請日期2008年6月19日 優先權日2007年6月20日
發明者A·T·埃武萊特, L·C·哈伯 申請人:通用電氣公司