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公开(公告)号：CN105464838A
公开(公告)日：2016-04-06
申请号：CN201510530679.X
申请日：2015-08-26
申请人： 波音公司
IPC分类号： F02K1/78
CPC分类号： F02K1/06 , B64C9/38 , B64D33/04 , F02K1/10 , F05D2250/43 , F05D2260/96 , Y02T50/671
摘要： 一种流导向涡扇发动机，其采用形成喷管的固定几何结构扇套和核心整流罩，所述喷管包含非对称收敛/发散(con-di)和/或弯曲部分，弯曲部分从中性面呈角度地变化用于在第一工况下降低压力以引起流转向和在第二工况下是轴向对称相等压力，用于大体轴向流。
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公开(公告)号：CN107054670A
公开(公告)日：2017-08-18
申请号：CN201611120507.6
申请日：2016-12-05
申请人： 波音公司
IPC分类号： B64D27/18
CPC分类号： B64D27/18 , B64D27/26 , B64D2027/264 , Y02T50/44
摘要： 在一个示例实施例中，一种用于将喷气发动机(10)安装到飞行器的机翼(12)的支柱(14)包括多个发动机架(312、316)以及空间构架桁架(600)，其由机翼(12)支撑并包括前部和后部，所述前部(602)联接到发动机架(312、316)并支撑发动机架(312、316)，所述后部(604)从前部(602)的后端向上和向后延伸。通过从发动机(10)的核心排气区(20)移除支柱(14)的后端，可以实现支柱(14)的重量和阻力的显著减小，以及相关联的飞行器的比燃料消耗率的相应增加。
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公开(公告)号：CN105443247A
公开(公告)日：2016-03-30
申请号：CN201510596113.7
申请日：2015-09-18
申请人： 波音公司
CPC分类号： F02C7/185 , B64C21/025 , B64C21/04 , B64D33/02 , B64D33/10 , B64D2013/0618 , B64D2033/0226 , B64D2033/0286 , F01D25/125 , F02C6/08 , F02C7/141 , F02C9/16 , F05D2210/30 , F05D2270/17 , F15D1/008 , F15D1/06 , Y02T50/56 , Y02T50/671 , Y02T50/675
摘要： 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。
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公开(公告)号：CN107235152B
公开(公告)日：2022-05-06
申请号：CN201710156002.3
申请日：2017-03-16
申请人： 波音公司
IPC分类号： B64D13/02
摘要： 公开了用于飞行器的推力恢复出流阀(200)。示例推力恢复出流阀(200)包括流控制构件(216)，所述流控制构件(216)具有第一气动表面(230)和第二气动表面(246)以限定在推力恢复出流阀(200)的入口(204)和出口(208)之间的流体流动通道的至少一部分。第一气动表面(230)的第一部分(422)和第二气动表面(246)的第一部分(434)在流体流动通道的入口(204)和喉部(408)之间提供收敛的轮廓。第一气动表面(230)的第二部分和第二气动表面(246)的第二部分在流体流动通道的喉部(408)和出口(208)之间提供发散的轮廓。流体流动通道相对于飞行器的外表面(412)以小角度被定位，以使离开流体流动通道的流体能够提供被定向为基本上平行于飞行器的外表面(412)且与阻力的方向相反的推力恢复矢量(416)。
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公开(公告)号：CN105464838B
公开(公告)日：2019-05-21
申请号：CN201510530679.X
申请日：2015-08-26
申请人： 波音公司
IPC分类号： F02K1/78
CPC分类号： F02K1/06 , B64C9/38 , B64D33/04 , F02K1/10 , F05D2250/43 , F05D2260/96 , Y02T50/671
摘要： 一种流导向涡扇发动机，其采用形成喷管的固定几何结构扇套和核心整流罩，所述喷管包含非对称收敛/发散部分和/或弯曲部分，弯曲部分从中性面呈角度地变化用于在第一工况下降低压力以引起流转向和在第二工况下是轴向对称相等压力，用于大体轴向流。
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公开(公告)号：CN107054670B
公开(公告)日：2021-12-21
申请号：CN201611120507.6
申请日：2016-12-05
申请人： 波音公司
IPC分类号： B64D27/18
摘要： 在一个示例实施例中，一种用于将喷气发动机(10)安装到飞行器的机翼(12)的支柱(14)包括多个发动机架(312、316)以及空间构架桁架(600)，其由机翼(12)支撑并包括前部和后部，所述前部(602)联接到发动机架(312、316)并支撑发动机架(312、316)，所述后部(604)从前部(602)的后端向上和向后延伸。通过从发动机(10)的核心排气区(20)移除支柱(14)的后端，可以实现支柱(14)的重量和阻力的显著减小，以及相关联的飞行器的比燃料消耗率的相应增加。
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公开(公告)号：CN107235152A
公开(公告)日：2017-10-10
申请号：CN201710156002.3
申请日：2017-03-16
申请人： 波音公司
IPC分类号： B64D13/02
摘要： 公开了用于飞行器的推力恢复出流阀(200)。示例推力恢复出流阀(200)包括流控制构件(216)，所述流控制构件(216)具有第一气动表面(230)和第二气动表面(246)以限定在推力恢复出流阀(200)的入口(204)和出口(208)之间的流体流动通道的至少一部分。第一气动表面(230)的第一部分(422)和第二气动表面(246)的第一部分(434)在流体流动通道的入口(204)和喉部(408)之间提供收敛的轮廓。第一气动表面(230)的第二部分和第二气动表面(246)的第二部分在流体流动通道的喉部(408)和出口(208)之间提供发散的轮廓。流体流动通道相对于飞行器的外表面(412)以小角度被定位，以使离开流体流动通道的流体能够提供被定向为基本上平行于飞行器的外表面(412)且与阻力的方向相反的推力恢复矢量(416)。
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