本發明提供了一種限定進氣口的短艙，該進氣口用于將自由流氣流輸送和調節到導管風扇氣體渦輪引擎的風扇。該短艙進氣口包括流體串聯的進氣口唇緣和擴散器。該進氣口唇緣在其最前端處具有突顯部，該突顯部為限定該短艙的內表面和外表面之間的邊界的閉環，并且該擴散器終止于該風扇前端面處的其最后端處。該進氣口具有周向延伸的沖擊控制凸塊或形成于其上的一系列周向間隔開的沖擊控制凸塊。在通過包括該凸塊或該一系列凸塊的該進氣口的縱向橫截面上：該凸塊或該一系列凸塊中的每個凸塊具有以流體串聯的上斜坡、最大值和下斜坡形成的輪廓，該上斜坡和該下斜坡中的至少一者在該輪廓上形成拐點或曲率間斷點，并且該拐點或該曲率間斷點軸向位于該突顯部和軸向向后距離該突顯部不超過0.6L的位置之間，其中L是該突顯部和該前扇面之間的軸向距離。

技術領域

本公開涉及導管風扇氣體渦輪引擎的短艙進氣口。

背景技術

導管風扇渦輪引擎的短艙提供了進氣口，該進氣口包括流體串聯的進氣口唇緣和擴散器。進氣口的作用是在進入流到達風扇前對進入流進行控制和擴散。必須仔細設計限定進氣口的引擎短艙幾何形狀，以便在低總壓損失的情況下對流進行減速和擴散。進氣口處的任何低效都會導致通過其他引擎部件的損失連續放大。因此，進氣壓力損失增加1%可導致總體引擎推力產生相等或更大的損失。具體地講，如果進氣口唇緣上的流以高入射角分離，則可能對風扇產生顯著影響。分離流導致風扇堵塞，并且不僅降低了引擎性能，而且如果分離流足夠大則可能導致整個引擎失速。

如圖1中示意性所示，當自由流W流以大迎角α進入引擎進氣口時，圍繞進氣口唇緣的流的加速度X導致形成正常沖擊Y。唇緣下部的這種沖擊導致邊界層Z變厚，并且如果迎角足夠高，則可能發生大的分離。

因此，引擎進氣口必須被設計成避免在各種工作條件（包括極端迎角或高橫風）下的分離。由于引擎的旁路比率越來越高，引擎進氣口的直徑在增加，因此為了補償這種情況并減輕重量和阻力，希望引擎進氣口變得更短。例如參見Peters, A., Spakovszky, Z.S., Lord, W. K.和Rose, B. (2015), Ultrashort nacelles for low fan pressure ratio propulsors, Journal of Turbomachinery, 137(2):021001，以及Christie, R.,Heidebrecht, A.和MacManus, D. (2017), An automated approach to nacelle parameterization using intuitive class shape transformation curves, Journalof Engineering for Gas Turbines and Power, 139(6):062601。然而，這種較短的進氣口更具侵略性并且具有更陡的擴散角，這加劇了在非設計條件下沖擊引起的分離的問題。單獨地，希望短艙變得更細長（即，減小短艙的內表面和外表面之間的距離以減少阻力），但這也可能加劇橫流分離和沖擊波/邊界層相互作用。

一般來講，本公開使用沖擊控制凸塊來減輕引擎進氣沖擊的影響，從而導致沖擊引起的分離減小并且引擎進氣口的安全工作范圍增加。

發明內容

根據第一方面，提供了短艙，其限定用于將自由流氣流輸送和調節到導管風扇氣體渦輪引擎的風扇的進氣口，該進氣口包括流體串聯的進氣口唇緣和擴散器，該進氣口唇緣在其最前端處具有突顯部，該突顯部為限定短艙的內表面和外表面之間的邊界的閉環，并且該擴散器終止于風扇前端面處的其最后端處；

其中該進氣口具有周向延伸的沖擊控制凸塊或形成于其上的一系列周向間隔開的沖擊控制凸塊；并且