减少横向管道出口流阻力的设备的制作方法

相关申请的交叉引用

本专利申请要求2017年12月28日提交的美国临时申请号62/611,143的优先权，其全部内容通过引用合并于此。

本发明涉及飞行器整流罩，并且更具体地涉及绕着飞行器或其他运载工具的管道出口定位的整流罩组件。

背景技术：

飞行器和其他类型的运载工具上的流体管道出口经常遭受设计妥协的影响，使其方向无法平行于或接近平行于其形成表面。如在美国专利no.6,767,261所示的分布式喷气推进，接近平行的方位是最佳的。更具体地，当流体管道出口相对于它们从其延伸的表面近似具有平行的方位时，通过利用管道流向流体表面流供能，或者通过允许低速管道流以最小阻力与高速表面流混合，使推力最大化而阻力最小化。

不直接用于推进的流体管道可以包括冷却，排气，废水和其他众所周知的流体出口。当流体管道出口相对于表面流体流定向在十度以内时，管道流的附加阻力最小，并且主要独立于管道出口流与表面流体流速度的比率。该比率称为管道的“相对速度”。但是，运载工具结构或其他方面的考虑通常会迫使管道出口相对于表面流以更高的角度定向。

对于通常超过十度的管道出口角度，相对于表面流体速度的较高管道流体速度将导致管道流离开飞行器的表面，并破坏管道出口前面，周围和后面的流动。这导致表面和管道流的再循环，这通常会导致流体动力阻力和噪声。

为了使成角度管道出口流沿着不平行于管道的表面转向，已经使用了各种现有技术的装置，其结果各不相同。在不同的操作条件下，管道相对速度可能会发生很大变化。因此，期望的是，任何这样的装置在发生高管道相对速度和高管道出口角度的情况下都应该是有效的，同时在低管道相对速度下对表面流阻力的影响也最小。

同样，具有推进作用的成角度管道也可以权衡阻力，以获得高于最佳管道角度的机械简单性，其中，推力将减小而阻力和噪声将增加。因此，期望提供一种简单的方式来使推进管道流转向以与表面流平行，这减小了管道约束，增加了推力并减小了阻力和噪音。

使用柯恩达效应来改变气流已经被广泛使用了很多年。柯恩达效应允许流体流跟随弯曲表面，例如在机翼的襟翼上，如美国专利no.4,447,028所述。可以将实现柯恩达效应的整流罩直接放置在高角度出口管道的下游。柯恩达整流罩可以成功地用于具有较高管道相对速度的小角度管道上，如果管道相对速度较低，则可以以较大角度成功使用。在长度小于三个管道直径且轮廓高度小于管道直径的一半(0.5)的情况下，仅用柯恩达整流罩以较高的相对速度从出口管道转向高角度流是不可能的。为有效起见，柯恩达整流罩的前缘与管道出口平行，并转向以将管道流附着到表面，且与表面的夹角小于15度。

使用涡流发生器来循环有组织的流动以减小或消除再循环区域在本领域中也是众所周知的，用于控制流体的流动。来自管道出口的高角度流体流会产生较大的再循环区域，这通常需要非常大的涡流发生器来组织流动。如此大的涡流发生器会引起明显的阻力和噪音，从而抵消了组织再循环的好处。

现在参考图1-3的现有技术附图。图中示出在飞行器表面处的成角度管道出口周围和内部的空气湍流。飞行器10包括具有在飞行器10的外表面12处形成的管道出口22的大角度管道20(例如，大于10度)，并且成角度管道20在出口22处与外表面12相交并终止于外表面12处。在图1-3的现有技术中，飞行器的前端和后端分别在图的左侧和右侧。因此，飞行器向左飞行，并且在飞行器表面处流动的空气沿从左到右的方向，如图3箭头“a”所示，其中管道20和出口22在飞行器的底部示意性地示出。管道20与前后方向成一定角度，以在与表面气流结合时帮助最小化来自管道出口的流体湍流。管道20及其出口22的成角度(例如，四十度)是设计选择的问题，其通常由飞行器的附近或相邻定位的结构确定。

例如，终止于出口22的管道20常常在其中具有突起，弯曲部，障碍物和其他结构限制件30，这会在管道流中引起明显的流体流扰动32。这些结构限制件30中的一些可以在管道20内产生流体再循环32，这经常导致背压和管道流的限制。也有人已观察到，管道出口22相对于相应的运载工具表面12的角度越大，将由表面流引起的管道20中的再循环32越多，从而导致更大的管道流限制。

为了解决不希望的再循环效应，已知在管道出口22安装一系列成角度的轮叶(vane)以组织流体流并将其转向表面轴线。但是，成角度的轮叶也会造成管道流限制，以及当管道的流体流极少或没有流体流时，造成表面阻力。如果管道出口22最初被设计成没有轮叶，则增加轮叶的附加限制会损害取决于设计的管道效率的任何流体流系统的性能。因此，需要更好地控制来自许多公共出口管道22的表面边界层以及在许多公共出口管道22的表面边界层处的流体流。

美国专利no.3,525,486公开了一种涡流发生器在管道内部的布置，以帮助将流转向表面轴线。对于许多应用，这对管道流产生了不可接受的限制。

鉴于现有技术中的前述和其他缺陷，期望提供一种流体流管道出口设备，例如围绕现有管道出口及其周围表面区域的整流罩和轮叶的组件，使其产生了单独使用这些设备无法实现的效果。

技术实现要素：

通过用于减少飞行器或其他运载工具中的成角度管道的管道出口阻力的成角度管道出口整流罩组件的各种实施例，避免和/或解决了现有技术中的上述缺点和不足。该成角度管道出口整流罩组件包括：具有向上倾斜的斜坡部分的轮叶整流罩，该斜坡部分包括安装在管道出口的前缘的前方的前缘，该斜坡部分在管道出口的一部分向后并向上延伸，该斜坡在运载工具的纵向轴线的一方向上对齐；具有细长主体的柯恩达整流罩，该细长主体的前缘围绕管道出口的后缘，细长主体具有预定的高度、宽度并根据管道出口的尺寸向后延伸预定的长度；一对位于管道出口的后方的涡流发生器，每个涡流发生器位于柯恩达整流罩的相对侧面，并且彼此成角度。

在一个实施例中，轮叶整流罩的斜坡部分具有弯曲的上表面，其引导沿着飞行器的外表面的表面气流以向上倾斜的角度远离管道出口。在另一方面，轮叶整流罩的斜坡部分具有弯曲的下表面，其将离开管道出口的管道流体流在朝向柯恩达整流罩的方向上引导或转向。在另一方面，轮叶整流罩的斜坡部分具有基于管道出口的尺寸的预定长度。在又一方面，斜坡部分的在其前缘和后缘之间测量的长度为管道出口的直径的0.5至0.9倍。在另一方面，轮叶整流罩的斜坡部分的从飞行器的表面测量的预定高度基于管道角度的一半和斜坡部分的长度。

在另一个实施例中，斜坡进一步包括向下延伸到成角度管道中的舌状部分。在一方面，舌状部分被构造成并延伸一定距离，使得该舌状部分足以覆盖成角度管道内的结构障碍物。

在又一个实施例中，柯恩达整流罩的形状基本为三角形。一方面，柯恩达整流罩的高度在每四十五度管道角度的管道出口直径的0.15至0.25倍的范围内。在另一方面，柯恩达整流罩的高度为每四十五度管道角度的管道出口直径的0.2倍。在又一方面，柯恩达整流罩的长度在每四十五度管道角度的管道出口直径的1.5至3.0倍的范围内。在另一方面，柯恩达整流罩的长度为每四十五度管道角度的管道出口直径的3.0倍。

在又一个实施例中，该对涡流发生器中的每一个均从运载工具的外表面基本垂直地延伸。在一方面，该对涡流发生器位于管道的后方，在两个管道直径内。在另一方面，该对涡流发生器中的每一个与管道出口的中心线成十五度至三十度之间的角度，从而产生在柯恩达整流罩后面汇聚的反向旋转涡流。在又一方面，该对涡流发生器中的每一个都包括安装在运载工具的外表面上的基座和从该基座向外且基本垂直地延伸的背侧构件。在另一个实施例中，该对涡流发生器的背侧构件具有弯曲的前缘。

附图说明

图1是飞行器的外部的现有技术的前向透视图，该飞行器的外部具有成角度管道，该管道终止于管道出口，并且图示了湍流管道流和接近管道出口的表面气流。

图2是图1的成角度管道和管道出口的现有技术的横截面图，图示了在飞行器的管道出口内和周围的湍流气流；

图3是图1的成角度管道和管道出口的现有技术的横截面图，显示了在飞行器的管道出口内和周围的湍流气流的计算机模拟图；

图4是本发明的管道出口整流罩组件的前向透视图，该组件具有围绕飞行器的成角度管道出口布置并安装的前轮叶整流罩，柯恩达整流罩和一对涡流发生器整流罩。

图5是沿图4的线5-5截取的管道出口和管道出口整流罩组件的横截面图，图示了管道出口内和管道出口周围气流湍流的减少。

图6a-6i描绘了图4的管道出口整流罩组件的前轮叶整流罩的各种视图。

图7a-7f描绘了图4的管道出口整流罩组件的柯恩达整流罩的各种视图。

图8a-8e描绘了图4的管道出口整流罩组件的涡流发生器整流罩之一的各种视图。

图9是图4的围绕成角度管道安装的出口整流罩组件的前向透视图，图示了在靠近管道出口的飞行器表面上的气流；

图10是图4的具有出口整流罩组件的飞行器的横截面图，该出口整流罩组件围绕成角度管道出口安装并显示在管道出口内和管道出口周围呈现的非湍流气流模式的计算机模拟图；以及

图11a(现有技术)和图11b是分别没有围绕管道出口整流罩组件安装出口整流罩组件以及围绕管道出口整流罩组件安装出口整流罩组件的飞行器的横截面图，并且比较地图示了在有管道出口整流罩组件和没有管道出口整流罩组件的情况下，将高温、低速管道流与低温、高速表面流在管道出口内部和周围混合的计算机模拟。

为了进一步促进对本发明的理解，在适当时使用了相同的附图标记来表示附图中相同或相似的元件。此外，除非另外指出，否则附图中所示的特征未按比例绘制，而是仅出于说明目的而示出。

具体实施方式

本发明涉及一种整流罩组件，该整流罩组件以不平行于飞行器的外表面的方式围绕飞行器或其他运载工具的成角度管道出口定位，并且为了控制流出管道出口的流体流。更具体地，本发明的整流罩组件以最小化的再循环和阻力沿飞行器的外表面上的表面流的方向转向离开管道出口的流体流。整流罩组件包括：用于定向表面流与管道流的上游轮叶，用于帮助将横向管道流沿表面流的方向转向的下游柯恩达整流罩，以及一对涡流发生器，每个涡流发生器都位于柯恩达整流罩的相对侧面，彼此成角度，以最小化再循环，管道限制和整体运载工具阻力来组织管道出口下游的合成所得的流。本发明的整流罩组件产生比任何一个整流罩部件单独实现的管道和表面流更有组织的混合。

参照图4和5，本发明涉及一种管道出口整流罩组件100，其用于围绕飞行器10的管道出口22定位，以帮助最小化通常在现有技术管道出口处观察到的湍流和阻力。附图说明性地描绘了具有圆形的，九英寸直径的排气管道的实施例，该排气管道与飞行器或运载工具的外表面呈四十度角。前轮叶整流罩示例性地包括可选的结构特征，以平滑地消除管道内的设计缺陷或结构障碍。具体地，轮叶整流罩具有在管道出口的一部分上以及管道内部延伸的构件，以“填充”结构起伏突起的下游侧。以下相对于附图4、5和其他支持的图示出并讨论专门解决该结构起伏问题的说明性前轮叶整流罩。

更具体地，整流罩组件100包括位于管道出口22的前缘24处的轮叶整流罩110，位于管道出口22的后部或后部管道边缘处的柯恩达整流罩130，以及相对于柯恩达整流罩130横向定位的至少一个涡流发生器轮叶150。前轮叶整流罩110，柯恩达效应整流罩130和涡流发生器150的布置共同改变在飞行器10的外表面12处从管道出口22流出的流体流的方向，以更好地与飞行器上的外表面12上的流体流的方向和角度一致。

尽管以飞行器管道20来描述本发明，该飞行器管道20是用作引导气流或其他流体流，以通过在飞行器的外表面12上形成的出口或端口22释放到大气或外部环境中的导管。这种类型的运输运载工具不被认为是限制性的，因为整流罩组件100可以在期望改变离开管道出口的流体流的方向的其他类型的运载工具上实施。例如，整流罩组件100可以被实施在船舶，轮船上以及其他运载工具中，或者被实施在期望改变从管道出口相对于外表面的流体的流动方向的管道出口和外表面接口。

此外，整流罩组件100与具有9英寸直径的横向圆形管道22一起显示和描述，该横向圆形管道22与表面12呈40度角度地定向。该管道20对于大型飞行器是典型的，其常常用作为客舱增压系统的热交换器出口。本领域普通技术人员将理解的是，相对于运载工具表面的管道的使用，尺寸和角度不被认为是限制性的，因为本发明的整流罩组件100可以被构造成在外表面上容纳任何尺寸的管道出口。

现在参考图4、5和6a-6i，前轮叶整流罩110位于管道出口22的前缘24附近。前轮叶110包括上斜坡部分112和可选的下部舌状部分120，后者将在下面进一步详细讨论。斜坡部分112具有：弯曲的上表面114，该弯曲的上表面114的前缘113在管道出口22的前缘的前方与飞行器的表面12邻接；以及升高的(向上倾斜的)后缘115，其引导表面空气沿飞行器外表面以远离管道出口22的向上倾斜角度流动。斜坡部分112还具有弯曲的下表面116，其在出口22的后缘26处沿朝向柯恩达整流罩130的方向引导或转向管道流体流。上表面114的形状优选为凸形，斜坡部分112的下表面116优选地是凹形，以分别引导和转向表面气流和管道气流。

轮叶整流罩110的斜坡部分112具有基于管道出口尺寸的预定长度。特别地，在斜坡部分的前缘和后缘之间线性测量的斜坡部分的长度在0.5至0.9倍的管道出口直径之间的范围内，并且优选地为0.7倍的管道出口直径。此外，从运载工具的表面12测量的，靠近斜坡部分112的后缘115或在其后缘115处的最大高度由斜坡部分110的长度和管道角度的一半来确定。例如，具有四十度的角度和0.7倍直径的长度的九英寸管道20将具有2.1英寸[(sin(0.5)(40°))](9英寸)(0.7倍的直径)的高度。

参考图5的截面图，上表面114和下表面116部分地在出口管道22上延伸，使得在出口管道的前缘24处流动的空气表面将沿着斜坡部分112的弯曲的上表面114，如箭头“b”所示。此外，在管道出口22的前缘24处的管道流(箭头“c”)也通过斜坡112的下表面116转向科恩达整流罩130。分别通过斜坡112的上表面114和下表面116的表面流和管道流混合并共同流过柯恩达整流罩130，该柯恩达整流罩130进而重新定向，即，将所得的混合流体流朝向并沿着飞行器10的外表面12返回，从而减少了管道出口22附近的湍流和阻力。

位于管道20的前缘24的前轮叶整流罩110最好将管道20和表面12的角度二等分，二等分的角度在十(10)度内，并且从管道出口22的前缘24向后延伸长度小于管道出口22直径的一半(0.5)。例如，四十度成角度管道20的九英寸管道输出端口将以相对于表面12的十到三十度之间的角度定位(例如优选为大约20度)，并且在管道出口22上延伸小于4.5英寸。在一个实施例中，前轮叶整流罩110的斜坡部分112覆盖管道出口的前缘部分宽度的百分之四十至百分之九十(40％-90％)，尽管这种范围不被认为是限制性的。例如，前缘宽度上的覆盖范围可以为正负百分之十(10％)。

斜坡部分112的下表面116是从管道表面向上朝着后缘115平行延伸的平滑曲线。在一个实施例中，下表面116是样条曲线状，尽管这种形状不认为是限制性的。上表面114在管道角度的1/2的其前端部分处具有曲率，并且在管道角度的1/4的其后尾部分处具有曲率。

如图2所示，从出口22出来的箭头“c”所示的管道流体流与飞行器10的表面12上的如箭头b所示的气流碰撞或相互混合。来自管道c的流体流导致表面气流远离形成出口22的飞行器10的外表面12扩散和/或再循环(箭头“d”)，从而导致来自管道流和表面流的组合或混合气流发散，再循环和减速，从而增加了出口管道22后方的阻力。如图5所示，斜坡部分112使管道流c转向以减小流体流离开管道22并与表面流b混合的角度，从而减小了出口管道22后面的阻力。

如以上关于图2所讨论的，终止于出口22的管道20通常在其中具有突起，弯曲部，障碍物和其他结构限制件30，这会在管道流中引起显著的流体流扰动32。这些结构限制件30中的一些可以在管道20内产生流体再循环32，这经常导致背压和管道流的限制。

在另一个实施例中，如图6a-6i所示，前轮叶整流罩110包括从斜坡部分112的下表面延伸的舌状部分120。在图6a和图6i中，分别图示了前轮叶整流罩110的顶部、后右侧透视图和底部、前右侧透视图。图6e是前轮叶整流罩110的右侧118的右侧立面图。图6c是其俯视前右侧视图，图6g是其仰视后右侧视图。图6b和图6h分别是前轮叶整流罩110的俯视图和仰视图。图6d和6f分别是图6e的右侧立面图的左侧视图和右侧视图。

再次参考图2，该图图示了在管道20内延伸的障碍物30，其引起再循环和管道流动限制，即，在管道20内的阻力。为了解决由障碍物30引起的再循环/阻力问题，前轮叶整流罩110的舌状部分120被插入管道20中，并延伸一段适合覆盖障碍物30的距离，从而最小化或消除了由障碍物30引起的不希望的流动再循环效应。

现在参考图6a-6i所示，舌状部分120包括弯曲的下表面122，其示例性地与管道20的内表面相符。尽管讨论的管道20具有主要是圆形或弯曲的内表面，但是这种形状不被认为是限制性的，并且舌状部分120优选地被构造成与管道20的内表面相符。舌状部分120的弯曲的下表面122在朝向斜坡部分112的下表面116的方向上延伸并与下表面116成一体，以形成前轮叶整流罩110的下侧表面111。舌状部分120的上表面124包括凹口或开口125，其适于适配在障碍物30周围，如图5所示。

前轮叶整流罩110位于管道出口22上方，使得前缘113(图6a)位于管道出口22的前方，并且升高的后缘115在管道出口22上延伸。斜坡部分112的下侧119(图6e)被成形为与安装其的外表面12相符。类似地，舌状部分120的上表面124也与管道20的内表面和障碍物30的形状相符。

在此描述和示出的前轮叶整流罩110适用于相对于管道出口所处的表面12大于20度且小于90度的管道角度。优选地，在运载工具的操作的至少百分之二十期间，最大管道相对速度是在二十度管道角度下的表面流的两倍与在90度管道角度下的表面流的一半之间，尽管这样的管道速度和角度值不被认为是限制性的。

现在参考图4、5和7a-7f，图示了柯恩达整流罩130。柯恩达整流罩130的形状略呈三角形，并且定位在管道出口22的后缘26后方并且从管道出口22的后缘26向后延伸。更具体地说，柯恩达整流罩130被安装在管道出口22下游的机身的表面12上，其前缘132位于管道出口22的后缘26处。柯恩达整流罩130的长度优选地小于管道出口22的直径的三倍，尽管这种长度不被认为是限制性的。

现在参考图7a-7f所示，柯恩达整流罩130包括前缘132，后缘134，底部135和顶表面136。底部135可以是实心的或在安装在飞行器10的外表面12上时形成为空腔。柯恩达整流罩130的前缘132顺应管道出口22的下游的一半，优选地，管道出口角度的初始过渡表面角度在+/-五(5)度内。前缘132被示出为圆形，并且围绕管道出口22的后缘26的形状。然而，这种圆形形状不被认为是限制性的，因为前缘132可以被成形为与任何其他管道出口22形状一致。

柯恩达整流罩130的长度是根据管道20相对于飞行器10的表面12的角度确定的，该长度是从最前面的前缘132到最后面的后缘134纵向测量的。特别地，柯恩达整流罩130优选地具有每四十五(45)度管道角度大约三个管道出口直径的长度。柯恩达整流罩“lc”的长度可以用数学表示为：lc＝(dp*m)/45度，其中“dp”是管道出口的直径(例如，英寸)，“m”是三(3)的倍数值，尽管这种倍数值不被认为是限制性的。例如，倍数值m可以在1.5至3.0倍的管道出口直径的范围内，并且仍然可操作以最小化气流的再循环。因此，柯恩达整流罩130的长度对于大于四十五度的管道角度较长，而对于小于四十五度的管道角度较短。

对于不同角度的管道20，柯恩达整流罩130的长度可以通过以下公式确定：lc＝(dp*ml)/45＝x/da，其中“lc”是柯恩达整流罩沿着纵轴方向的长度(例如，英寸)。dp是管道出口的直径(例如，英寸)，ml是长度的倍数(例如1.5-3.0)，“da”是管道角度，“x”是由上述公式求出的长度值。因此，长度值“x”＝lc＝(dp*ml*da)/45。

例如，对于直径为9英寸的管道，并且选择三(3)的长度倍数时，管道角度(da)为三十度的管道20的柯恩达整流罩长度约为两个管道出口直径，即18英寸。类似地，对具有更陡峭的六十七度角度的管道20应用相同的一组标准，柯恩达整流罩长度将具有大约4.5个管道出口直径的长度，即40.5英寸。如上所述，尽管柯恩达整流罩130的长度优选地每四十五(45)度管道角度具有大约三个管道出口直径的长度，但是基于管道20的每四十五度角度的出口直径的长度不被认为是限制性的，因为柯恩达整流罩可在每四十五(45)度管道角度的1.5-3.0倍管道出口直径范围内操作。

柯恩达整流罩130的最大高度“hc”大约等于或略小于每四十五度管道角度的高度的管道出口直径的五分之一(0.20)。因此，管道角度越陡，柯恩达整流罩的高度就越大。相反，对于较浅的管道角度，每45度需要的高度较小。对于任何成角度管道20，柯恩达整流罩的最大高度可以通过以下公式找到：hc＝(dp*mh)/45＝x/da，其中“hc”是柯恩达整流罩的高度(例如，英寸)，dp是管道出口的直径(例如，英寸)，mh是高度倍数(例如0.15到0.25)，“da”是管道角度，“x”是通过上述公式求解的高度值。因此，高度值“x”＝hc＝(dp×mh×da)/45。

例如，对于角度为四十度并且具有九英寸直径的管道出口22的管道20，高度倍数mh选择为0.2，柯恩达整流罩130将具有大约1.6英寸的高度。对于具有六十五度管道角度(da)且具有九英寸直径的管道出口22的管道20，使用相同的高度倍数0.2，柯恩达整流罩将具有大约2.6英寸的高度hc。

参照图4和7a-7f所示，柯恩达整流罩130在其最宽的横截面(垂直于管道出口的纵轴)处的宽度可以在1.5至最大大约3.0倍的管道直径的范围内。柯恩达整流罩130围绕管道出口22的后缘26的至少一部分(例如，一半)，并且在朝向柯恩达整流罩的后缘134的方向上宽度增加，最大宽度大约为相对于管道出口22的纵向轴线垂直于后缘的最后部分。宽度在形成三角形柯恩达整流罩130的顶点的柯恩达后缘134的方向上逐渐减小。柯恩达整流罩130的上表面136优选地在整流罩的后点133处在小于管道角度的33％处终止。例如，如果管道20的角度为四十五度，则柯恩达整流罩的后缘134在15度处终止。

如图7e和7f所示，横向于柯恩达整流罩的纵向中心线，沿着上表面136的高度是相当恒定的。靠近柯恩达整流罩的外围或侧向边缘的上表面136以锥形137增加，以朝着安装柯恩达整流罩的飞行器表面12的方向向下延伸。如图7c所示，上表面136的高度在柯恩达整流罩130的纵向方向上相当恒定，并且沿向后方向逐渐向下弯曲至后缘的后点133，在此处沿柯恩达整流罩130的侧向边缘以相同的方式为飞行器10的表面12增加该锥形。

参照图4，整流罩组件100进一步包括一对涡流发生器150，其位于飞行器表面12上，在管道出口22的后方，并且位于与柯恩达整流罩的侧面平行的二十(20)度内。每个涡流发生器150与管道出口22的中心线横向间隔开的距离优选小于一个管道直径。参照图8a-8e，示例性地图示了涡流发生器整流罩150之一的各种视图。图8a描绘了顶部，前视透视图。图8b图示了侧视立面图。图8c图示了俯视图，图8d图示了后立面图，图8e图示了涡流整流罩150的仰视图。整流罩150包括：具有底表面153的基本细长的平面基座152，该底表面与安装其的飞行器表面12相符；和上表面154，如图8d所示，细长的直立或背侧构件156从该上表面垂直向上延伸。然而，本领域普通技术人员将理解的是，直立构件156可以例如在朝向柯恩达整流罩130的侧向部分的方向上倾斜。图示了细长的背侧构件156具有与基底152相同的纵向长度，尽管这种基底长度不被认为是限制性的。涡流发生器的每个背侧构件156的长度由三倍于高度的常规涡流发生器的最佳比例确定。例如，九英寸的管道直径将具有在0.90至2.7英寸范围内的高度以及在2.7至8.1英寸范围内的相应的长度。涡流发生器150的背侧构件156的高度为管道直径的百分之十至百分之三十。另外，背侧构件156的前缘158优选地具有凸形，并且从背侧构件156的顶边缘159向下弯曲至基部152的上表面153，尽管这种凸形不被认为是限制性的。优选地，涡流发生器在前缘上配备有完整的高度半径。

涡流发生器150位于管道的后方在两个管道直径范围内。发生器相对于管道的纵向轴线成十五(15)到三十(30)度之间的角度，并产生一对汇聚的，反向旋转的涡流，这些涡流在柯恩达整流罩后面汇聚。涡流发生器的目的是在管道出口流的每一侧产生有组织的涡流，以帮助防止自由流和管道流的紊乱再循环。

前轮叶整流罩110，柯恩达整流罩130和涡流发生器的构型可以通过三维cad软件程序来生成(例如，由美国曼哈顿的达索程序沃尔瑟姆公司的solidworks程序)。本领域普通技术人员将理解的是，任何市售的计算机辅助设计软件都可以根据预定的尺寸和清晰度来生成整流罩轮廓。为了更好地理解本发明，示例性地使用了波音737飞行器的计算机模型，但是这种模型飞行器不被认为是限制性的。

再次参考图5，图示了飞行器10在空中飞行，其管道流从管道出口22离开。表面空气b流过前轮叶整流罩110的斜坡部分112，并且在管道出口22的开口区域上略微向上转向。同时，离开管道20的管道流c由覆盖在管道20中的障碍物30和随斜坡部分110的下侧116的轮廓的舌状部分120偏转。管道流在管道内在向后方向上转向，由管道障碍物30引起的再循环和限制最小。从出口22离开的管道流c与通过斜坡112的表面流b相互混合，具有最小的再循环，并且相互混合的流流过柯恩达整流罩130，使得所得的流体流遵循柯恩达整流罩130的轮廓，并朝着飞行器表面12的方向转向。整流罩130侧向的所得的流体流通过向内成角度的相对的涡流发生器150在管道出口22的纵向轴线的方向上进一步向后成流线型。因此，如图9所示，使管道出口22后方，管道出口22上方并且从管道出口22向后的湍流最小化。特别地，参考图1和9，图1中用虚线表示横向速度的“片段”，其图示了未修改的管道出口22的高度混乱的流动，而图9图示了本发明的整流罩组件100如何为经修改的管道出口22提供高度有组织的流动。

图3、10、11a-11b是计算机模拟飞行器的屏幕截图的各种视图的图示，以示出在有和没有将本发明的管道出口整流罩组件100安装在飞行器上的情况下对气流的比较效果。图3a和11a是不具有本发明的管道出口整流罩组件100的现有技术飞行器的横截面图。图10和图11b是具有安装在机身的一部分上的本发明的管道出口整流罩组件100的飞行器的横截面图。这些附图是从颜色编码的计算机模拟中获取的，这些模拟是由发明人使用第五代aiaa阻力预测研讨会的著名nasa“公共资源模型”(crm)配置和执行的，尽管这种模拟程序不被认为是限制性的。进行的仿真来自767/777/a330/a350类飞行器的行业标准模型。crm在整个行业中用于风洞和计算流体动力学(cfd)工作中，以加深对阻力及其预测方法的了解。这些图图示了在没有管道出口整流罩组件的未修改模型飞行器上的气流，以及绕着位于飞行器机身上的成角度管道出口安装成角度管道出口整流罩组件的修改模型上的气流。在解释这些图时，引起阻力的来自成角度管道20的不期望的流动被弯曲或再循环(例如，反向)，而较低的阻力流则弯曲和再循环较少。在飞行器的特定区域，高表面压力区域(hp)用深色阴影表示，而低表面压力(lp)区域用较浅的阴影表示。

参照图3所示，湍流的具体量是由成角度管道20中的障碍物30以及离开管道出口22并与表面流碰撞的管道流引起的。比较起来，图10图示了前轮叶110主要消除了管道内的再循环和限制，并且在柯恩达整流罩130上的管道流和表面流的混合被进一步引导并在一对涡流发生器150之间成流线型，导致柯恩达整流罩130的后面产生平滑，湍流较小的表面流。

参照图11a，温度图图示了未经修改的管道出口22的高温，低速管道流与低温，高速表面流的混乱混合。相反，图11b图示了用于具有本发明的整流罩组件100的改进的管道出口22混合的有组织的温度流。因此，图3和图11a图示了不期望的大角度的再循环气流离开成角度管道出口22。相反，本发明的管道出口整流罩组件100使气流在柯恩达整流罩130周围衰减或变平，并在一对涡流发生器150之间成流线型，从而使组合的或所得的表面和管道流以最小的湍流靠近飞行器10的表面12。

整流罩组件100可以由模制的玻璃纤维和环氧树脂构成，以便在多个步骤中实现电磁透明。替代地，整流罩可以由复合材料制成，例如石英，玻璃纤维，碳纤维，凯夫拉尔纤维，vectran(维克特拉纤维)或其他航空级增强纤维和塑料。整流罩组件100还可以由诸如铝，钢，不锈钢，钛或其他航空航天等级金属的金属制成，或者由复合材料和金属材料的组合制成。用于制造整流罩组件100的过程可以包括模制，机加工，添加剂制造或这些实践的组合。一旦整流罩组件100的制造过程完成，就可以将整流罩组件作为套件附接到旧飞行器上，或者将新飞行器设计的一部分并入机身中。

有利地，本发明的管道出口整流罩组件100可以在机身设计已经被冻结或已经投入生产之后实施。对于新设计的飞行器，整流罩组件可以是迭代的，并且可以针对其他组件进行优化。本领域普通技术人员可以将其理解为，管道出口整流罩组件100的其他实施例可以以上述针对各种飞行器模型的类似方式形成并定位在机身上的不同位置处。

尽管前述内容针对本发明的实施例，但是本领域普通技术人员可以基于该描述来预见本发明的其他和进一步的实施例和优点，而不会脱离本发明的由以下权利要求书确定的基本范围。