本主題大體上涉及用于飛行器的后發(fā)動機，或者更具體地涉及用于并入到飛行器中的具有特別設計的機艙的后發(fā)動機。

背景技術：

常規(guī)商用飛行器大體上包括機身、一對機翼，以及提供推力的推進系統(tǒng)。推進系統(tǒng)典型地包括至少兩個飛行器發(fā)動機，如渦扇噴氣發(fā)動機。各個渦扇噴氣發(fā)動機安裝于飛行器的機翼中的相應一個，如在機翼下方的懸置位置，與機翼和機身分開。此類構造允許渦扇噴氣發(fā)動機與不被機翼和/或機身影響的單獨的自由流空氣流相互作用。該構造可減少進入各個相應渦扇噴氣發(fā)動機的入口的空氣內(nèi)的湍流的量，這具有對飛行器的凈推進推力的積極影響。

然而，包括渦扇噴氣發(fā)動機的飛行器上的阻力也影響飛行器的凈推進推力。包括表皮摩擦、形式和誘發(fā)阻力的飛行器上的阻力的總量大體上與接近飛行器的空氣的自由流速度與由于飛行器上的阻力而產(chǎn)生的、飛行器下游的尾跡的平均速度之間的差異成比例。

提出了系統(tǒng)來抵消阻力的影響，并且/或者改進渦扇噴氣發(fā)動機的效率。例如，某些推進系統(tǒng)并入邊界層攝入系統(tǒng)來將形成橫跨例如機身和/或機翼的邊界層的相對緩慢移動的空氣的一部分在渦扇噴氣發(fā)動機的風扇區(qū)段上游發(fā)送到渦扇噴氣發(fā)動機中。盡管該構造可通過重新激勵飛行器下游的邊界層空氣流來減小阻力，但從邊界層進入渦扇噴氣發(fā)動機的相對緩慢移動的空氣流大體上具有非均一或扭曲的速度廓線。結(jié)果，此類渦扇噴氣發(fā)動機可經(jīng)歷效率損失，最小化飛行器上的減小阻力的任何益處或使其無效。

專用邊界層攝入推進器可添加至飛行器。然而，如果此類邊界層攝入推進器定位成在飛行器的后端部處攝入邊界層攝入空氣，則此類邊界層攝入推進器可干擾飛行器的起飛角。因此，能夠激勵形成橫跨飛行器的機身的邊界層的緩慢移動的空氣的飛行器將是有用的。具體而言，能夠激勵形成橫跨飛行器的機身的邊界層的緩慢移動的空氣而不干擾飛行器的起飛角的飛行器將是特別有益的。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的方面和優(yōu)點將在以下描述中部分地闡述，或者可從描述為明顯的，或者可通過本發(fā)明的實踐學習。

在本公開的一個示例性實施例中，提供了一種后發(fā)動機。后發(fā)動機限定中心軸線，并且構造成在飛行器的后端部處安裝于飛行器。后發(fā)動機包括能夠繞著中心軸線旋轉(zhuǎn)并且包括多個風扇葉片的風扇。后發(fā)動機還包括包繞風扇的多個風扇葉片的機艙。機艙限定具有前端部的底部部分。機艙限定底部部分的前端部處的彎曲表面，彎曲表面包括基準點，其中彎曲表面限定最小曲率半徑。機艙還限定從基準點正交延伸的正交基準線。正交基準線與后發(fā)動機的中心軸線限定大于零的角。

在本公開的另一個示例性實施例中，提供了一種飛行器。飛行器在前端部與后端部之間延伸并且限定縱向中心線。飛行器包括從飛行器的前端部朝飛行器的后端部延伸的機身，以及鄰近飛行器的后端部安裝于機身的后發(fā)動機。后發(fā)動機限定平行于飛行器的縱向中心線延伸的中心軸線。后發(fā)動機包括能夠繞著中心軸線旋轉(zhuǎn)并且包括多個風扇葉片的風扇，以及包繞風扇的多個風扇葉片的機艙。機艙限定具有前端部的底部部分。機艙限定底部部分的前端部處的彎曲表面，彎曲表面包括基準點，其中彎曲表面限定最小曲率半徑。機艙還限定從基準點正交延伸的正交基準線。正交基準線與后發(fā)動機的中心軸線限定大于零的角。

在本公開的又一個示例性實施例中，提供了一種后發(fā)動機。后發(fā)動機限定中心軸線，并且構造成在飛行器的后端部處安裝于飛行器。后發(fā)動機包括能夠繞著中心軸線旋轉(zhuǎn)的風扇，風扇包括多個風扇葉片。后發(fā)動機還包括包繞風扇的多個風扇葉片并且限定具有前端部的底部部分的機艙。機艙限定機艙的底部部分的前端部處的駐點，具有從駐點正交延伸的正交基準線。正交基準線與后發(fā)動機的中心軸線限定大于零的角。

技術方案1.一種后發(fā)動機，其限定中心軸線并且構造成在飛行器的后端部處安裝于飛行器，所述后發(fā)動機包括：

風扇，其能夠繞著所述中心軸線旋轉(zhuǎn)并且包括多個風扇葉片；以及

機艙，其包繞所述風扇的所述多個風扇葉片并且限定具有前端部的底部部分，所述機艙限定包括基準點的所述底部部分的所述前端部處的彎曲表面，其中所述彎曲表面限定最小曲率半徑，所述機艙還限定從所述基準點正交延伸的正交基準線，所述正交基準線與所述后發(fā)動機的所述中心軸線限定大于零的角。

技術方案2.根據(jù)技術方案1所述的后發(fā)動機，其特征在于，所述機艙的所述底部部分包括內(nèi)側(cè)表面和外側(cè)表面，并且其中所述基準點定位成相比所述內(nèi)側(cè)表面更接近所述外側(cè)表面。

技術方案3.根據(jù)技術方案1所述的后發(fā)動機，其特征在于，所述機艙的所述底部部分的所述前端部限定駐點，并且其中當所述后發(fā)動機以最大容量操作時，所述駐點與具有所述最小曲率半徑的所述前端部上的所述基準點對準。

技術方案4.根據(jù)技術方案1所述的后發(fā)動機，其特征在于，所述正交基準線與所述后發(fā)動機的所述中心軸線限定大于大約十度的角。

技術方案5.根據(jù)技術方案1所述的后發(fā)動機，其特征在于，所述正交基準線與所述后發(fā)動機的所述中心軸線限定大于大約二十度的角。

技術方案6.根據(jù)技術方案1所述的后發(fā)動機，其特征在于，所述機艙限定入口，其中由所述機艙限定的所述入口在安裝于所述飛行器的機身時圍繞所述飛行器的機身延伸大致360度。

技術方案7.根據(jù)技術方案1所述的后發(fā)動機，其特征在于，所述機艙包繞所述后發(fā)動機的所述中心軸線。

技術方案8.一種飛行器，其在前端部與后端部之間延伸并且限定縱向中心線，所述飛行器包括：

機身，其從所述飛行器的所述前端部朝所述飛行器的所述后端部延伸；以及

后發(fā)動機，其鄰近所述飛行器的所述后端部安裝于所述機身，所述后發(fā)動機限定平行于所述飛行器的所述縱向中心線延伸的中心軸線，所述后發(fā)動機包括：

風扇，其能夠繞著所述中心軸線旋轉(zhuǎn)并且包括多個風扇葉片；以及

機艙，其包繞所述風扇的所述多個風扇葉片并且限定具有前端部的底部部分，所述機艙限定包括基準點的所述底部部分的所述前端部處的彎曲表面，其中所述彎曲表面限定最小曲率半徑，所述機艙還限定從所述基準點正交延伸的正交基準線，所述正交基準線與所述后發(fā)動機的所述中心軸線限定大于零的角。

技術方案9.根據(jù)技術方案8所述的飛行器，其特征在于，所述飛行器限定從所述前端部延伸至所述后端部的等分線，并且其中所述機艙圍繞所述飛行器的所述等分線延伸大致360度。

技術方案10.根據(jù)技術方案8所述的飛行器，其特征在于，所述機艙的所述底部部分進一步限定弦線，并且其中所述正交基準線與所述弦線限定大于零的角。

技術方案11.根據(jù)技術方案8所述的飛行器，其特征在于，所述機艙的所述底部部分的所述前端部限定駐點，并且其中當所述后發(fā)動機以最大容量操作時，所述駐點與具有所述最小曲率半徑的所述前端部上的所述基準點對準。

技術方案12.根據(jù)技術方案8所述的飛行器，其特征在于，所述正交基準線與所述后發(fā)動機的所述中心軸線限定大于大約十度的角。

技術方案13.根據(jù)技術方案8所述的飛行器，其特征在于，所述正交基準線與所述后發(fā)動機的所述中心軸線限定大于大約二十度的角。

技術方案14.根據(jù)技術方案8所述的飛行器，其特征在于，所述飛行器限定從所述前端部延伸至所述后端部的等分線，并且其中所述機艙圍繞所述飛行器的所述等分線延伸大致360度。

技術方案15.根據(jù)技術方案8所述的飛行器，其特征在于，所述機艙與所述飛行器的所述機身限定所述入口。

技術方案16.根據(jù)技術方案15所述的飛行器，其特征在于，由所述機艙限定的所述入口圍繞所述飛行器的所述機身延伸大致360度。

技術方案17.根據(jù)技術方案8所述的飛行器，其特征在于，所述機艙圍繞所述后發(fā)動機的所述中心軸線延伸大致360度。

技術方案18.一種后發(fā)動機，其限定中心軸線并且構造成在飛行器的后端部處安裝于飛行器，所述后發(fā)動機包括：

風扇，其能夠繞著所述中心軸線旋轉(zhuǎn)并且包括多個風扇葉片；以及

機艙，其包繞所述風扇的所述多個風扇葉片并且限定具有前端部的底部部分，所述機艙限定所述機艙的所述底部部分的所述前端部處的駐點，具有從所述駐點正交延伸的正交基準線，所述正交基準線與所述后發(fā)動機的所述中心軸線限定大于零的角。

技術方案19.根據(jù)技術方案18所述的飛行器，其特征在于，所述機艙的所述底部部分的所述前端部限定彎曲表面，并且其中當所述后發(fā)動機以最大容量操作時，所述駐點與具有最小曲率半徑的所述前端部上的點對準。

技術方案20.根據(jù)技術方案18所述的飛行器，其特征在于，所述機艙的所述底部部分進一步限定弦線，并且其中所述正交基準線與所述后發(fā)動機的所述弦線限定大于零的角。

本發(fā)明的這些及其它的特征、方面和優(yōu)點將參照以下描述和所附權利要求變得更好理解。并入在本說明書中并且構成本說明書的部分的附圖示出了本發(fā)明的實施例，并且連同描述用于闡釋本發(fā)明的原理。

附圖說明

包括針對本領域技術人員的其最佳模式的本發(fā)明的完整且開放的公開在參照附圖的說明書中闡述，在該附圖中：

圖1為根據(jù)本公開的各種示例性實施例的飛行器的俯視圖。

圖2為圖1的示例性飛行器的左舷側(cè)視圖。

圖3為根據(jù)本公開的示例性實施例的燃氣渦輪發(fā)動機的示意性截面視圖。

圖4為圖1的示例性飛行器的后端部的近視示意性截面視圖。

圖5為根據(jù)本公開的示例性實施例的后發(fā)動機的示意性截面視圖。

圖6為沿圖5的示例性后發(fā)動機的中心線軸線截取的圖5的示例性后發(fā)動機的入口的截面視圖。

圖7為圖5的示例性后發(fā)動機的底部部分的近視示意性截面視圖。

部件列表

10飛行器

12縱向中心線

14飛行器的前端部

16飛行器的后端部

18等分線

20機身

22機翼

24左舷側(cè)

26右舷側(cè)

28前緣襟翼

30后緣襟翼

32垂直穩(wěn)定器

34方向舵襟翼

36水平穩(wěn)定器

38升降舵襟翼

40表皮

42第一飛行器發(fā)動機

44第二飛行器發(fā)動機

100渦扇噴氣發(fā)動機

102縱向或軸向中心線

104風扇區(qū)段

106芯部渦輪發(fā)動機

108外殼

110入口

112低壓壓縮機

114高壓壓縮機

116燃燒區(qū)段

118高壓渦輪

120低壓渦輪

122噴氣排氣區(qū)段

124高壓軸/轉(zhuǎn)軸

126低壓軸/轉(zhuǎn)軸

128風扇

130葉片

132盤

134促動部件

136動力齒輪箱

138機艙

140風扇殼或機艙

142出口導葉

144下游區(qū)段

146旁通空氣流通路

200后發(fā)動機

202機身的頂側(cè)

204機身的底側(cè)

206截頭體

208前平面

210后平面

212頂部基準線

214底部基準線

215基準點

216凹入部分

218凹形部分

220中心線軸線

222風扇

224機艙

226結(jié)構部件

228風扇葉片

230風扇軸

232功率源

234齒輪箱

236傳動軸

238ogv

240機身末端

242噴嘴

244入口

246機艙的前端部

248機艙的底部部分

250弦線

252機艙的后端部

254內(nèi)表面

256外表面

258入口的頂部半部

260入口的底部半部

262基準線

264駐點

266曲率半徑

268正交基準線

270268與220之間的角

272268與250之間的角。

具體實施方式

現(xiàn)在將詳細參照本發(fā)明的本實施例，其一個或更多個實例在附圖中示出。詳細描述使用了數(shù)字和字母標記來表示附圖中的特征。附圖和描述中相似或類似的標記用于表示本發(fā)明的相似或類似的部分。如本文中使用的，用語"第一"、"第二"和"第三"可以可互換地使用，以將一個構件與另一個區(qū)分開，并且不旨在表示獨立構件的位置或重要性。用語"上游"和"下游"是指相對于流體通道中的流體流的相對方向。例如，"上游"是指流體流自的方向，而"下游"是指流體流至的方向。

現(xiàn)在參照附圖，其中同樣的標記遍及附圖指示相同的元件，圖1提供了如可并入本發(fā)明的各種實施例的示例性飛行器10的俯視圖。圖2提供了如圖1中所示的飛行器10的左舷側(cè)24視圖。如圖1和2中共同所示，飛行器10限定延伸穿過其的縱向中心線12、垂直方向v、側(cè)向方向l、前端部14和后端部16。此外，飛行器10限定在飛行器10的前端部14與后端部16之間延伸的等分線18。如本文中使用的，"等分線"是指沿飛行器10的長度延伸的中點線，不考慮飛行器10的附屬物(如機翼22和下文所論述的穩(wěn)定器)。

此外，飛行器10包括從飛行器10的前端部14朝飛行器10的后端部16沿縱向延伸的機身20，以及一對機翼22。此類機翼22中的第一機翼相對于縱向中心線12從機身20的左舷側(cè)24沿側(cè)向向外延伸，并且此類機翼22中的第二機翼相對于縱向中心線12從機身20的右舷側(cè)26沿側(cè)向向外延伸。用于所繪示例性實施例的機翼22中的各個包括一個或更多個前緣襟翼和一個或更多個后緣襟翼30。飛行器10還包括具有用于偏航控制的方向舵襟翼34的垂直穩(wěn)定器32，以及均具有用于俯仰控制的升降舵襟翼38的一對水平穩(wěn)定器36。機身20附加地包括外表面40。

圖1和2的示例性飛行器10還包括推進系統(tǒng)。示例性推進系統(tǒng)包括多個飛行器發(fā)動機，其中的至少一個安裝于一對機翼22中的各個。具體而言，多個飛行器發(fā)動機包括安裝于一對機翼22中的第一機翼的第一飛行器發(fā)動機42，以及安裝于一對機翼22中的第二機翼的第二飛行器發(fā)動機44。在至少某些示例性實施例中，飛行器發(fā)動機42,44可構造為以機翼下構造懸置在機翼22下方的渦扇噴氣發(fā)動機。例如，在至少某些示例性實施例中，第一飛行器發(fā)動機42和/或第二飛行器發(fā)動機44可以以與下文參照圖3所述的示例性渦扇噴氣發(fā)動機100大致相同的方式構造。然而，作為備選，在其它示例性實施例中，可提供任何其它適合的飛行器發(fā)動機。例如，在其它示例性實施例中，第一飛行器發(fā)動機42和/或第二飛行器發(fā)動機44可作為備選構造為渦輪噴氣發(fā)動機、渦輪軸發(fā)動機、渦輪螺旋槳發(fā)動機等。

此外，推進系統(tǒng)包括鄰近飛行器10的后端部16或更具體而言在機翼22和飛行器發(fā)動機42,44后方的位置處安裝于飛行器10的機身20的后發(fā)動機200。示例性后發(fā)動機200安裝于飛行器10的機身20，使得等分線18延伸穿過其。后發(fā)動機200將在下面參照圖4至7更詳細論述。

具體參照圖2，飛行器10還包括從機身20的底側(cè)和從機翼22的底側(cè)延伸的起落架，如輪46。機身20設計成允許飛行器10與地面成起飛角48起飛和/或著陸，而后端部16不刮擦地面。如將在下面論述的，本文中所述的示例性機身20和后發(fā)動機200設計成允許飛行器10保持期望的起飛角48，不管鄰近飛行器10的后端部16的后發(fā)動機200的添加。值得注意地，對于所繪實施例，當飛行器10在地面上時，飛行器10的縱向中心線12平行于地面。因此，如所示，最大起飛角48可作為備選以飛行器10的縱向中心線12限定(示為圖2中的角48')。

現(xiàn)在參照圖3，提供了示例性飛行器發(fā)動機的示意性截面視圖。具體而言，對于所繪實施例，飛行器發(fā)動機構造為高旁通渦扇噴氣發(fā)動機，其在本文中稱為"渦扇發(fā)動機100"。如上文所論述，圖1和2中所述的示例性飛行器10的第一飛行器發(fā)動機42和/或第二飛行器發(fā)動機44中的一個或兩者可以以與圖3的示例性渦扇發(fā)動機100大致相同的方式構造。

如圖3中所示，渦扇發(fā)動機100限定軸向方向a1(平行于出于參照提供的縱向中心線102延伸)，以及徑向方向r1。大體上，渦扇10包括風扇區(qū)段104和設置在風扇區(qū)段104下游的芯部渦輪發(fā)動機106。

繪出的示例性芯部渦輪發(fā)動機106大體上包括大致管狀的外殼108，其限定環(huán)形入口110。外殼108包圍成串流關系的包括增壓器或低壓(lp)壓縮機112和高壓(hp)壓縮機114的壓縮機區(qū)段；燃燒區(qū)段116；包括高壓(hp)渦輪118和低壓(lp)渦輪120的渦輪區(qū)段；以及噴氣排氣噴嘴區(qū)段122。高壓(hp)軸或轉(zhuǎn)軸124將hp渦輪118傳動地連接于hp壓縮機114。低壓(lp)軸或轉(zhuǎn)軸126將lp渦輪120傳動地連接于lp壓縮機112。壓縮機區(qū)段、燃燒區(qū)段116、渦輪區(qū)段和噴嘴區(qū)段122一起限定芯部空氣流動路徑37。

對于所繪實施例，風扇區(qū)段104包括可變槳距風扇128，其具有以間隔開的方式聯(lián)接于盤132的多個風扇葉片130。如所繪，風扇葉片130從盤132大體上沿徑向方向r向外延伸，并且限定風扇直徑d。各個風扇葉片130能夠依靠風扇葉片130操作性地聯(lián)接于適合的促動部件134來關于盤132繞著槳距軸線p旋轉(zhuǎn)，適合的促動部件134構造成一致地共同改變風扇葉片130的槳距。風扇葉片130、盤132和促動部件134能夠通過橫跨動力齒輪箱136的lp軸126繞著縱軸線12一起旋轉(zhuǎn)。動力齒輪箱136包括多個齒輪，用于將風扇128關于lp軸126的轉(zhuǎn)速調(diào)整至更有效的風扇轉(zhuǎn)速。

仍參照圖3的示例性實施例，盤132由可旋轉(zhuǎn)的前轂138覆蓋，可旋轉(zhuǎn)的前轂138空氣動力地定輪廓，以促進穿過多個風扇葉片130的空氣流。此外，示例性風扇區(qū)段104包括環(huán)形風扇殼或外機艙140，其沿周向包繞風扇128和/或芯部渦輪發(fā)動機106的至少一部分。將認識到的是，機艙140可構造成由多個沿周向間隔的出口導葉142關于芯部渦輪發(fā)動機106支承。此外，機艙140的下游區(qū)段144可在芯部渦輪發(fā)動機106的外部分之上延伸，以便限定其間的旁通空氣流通路146。

然而，應當認識到的是，圖3中所繪的示例性風扇發(fā)動機100僅經(jīng)由實例，并且在其它示例性實施例中，渦扇發(fā)動機100可具有任何其它適合的構造，包括例如任何適合數(shù)量的軸或轉(zhuǎn)軸、壓縮機和/或渦輪。

現(xiàn)在參照圖4，提供了上文參照圖1和2所述的示例性飛行器10的后端部16的近視圖。如上文所論述，飛行器10的機身20大體上從飛行器10的前端部14朝飛行器10的后端部16延伸，其中后發(fā)動機200鄰近飛行器10的后端部16安裝于機身20。機身20沿垂直方向v限定頂側(cè)202和底側(cè)204。

此外，所繪示例性機身20限定定位成鄰近飛行器10的后端部16的截頭體206。具體而言，對于所繪實施例，截頭體206定位在飛行器10的一對機翼22后方。如本文中使用的，用語"截頭體"大體上是指位于兩個平行平面之間的形狀的部分。因此，對于所繪實施例，截頭體206限定在第一或前平面208與第二或后平面210之間，前平面208和后平面210平行于彼此并且垂直于飛行器10的縱向中心線12(見圖1和2)。如以影線所繪，截頭體206限定在機身20的頂側(cè)202處沿截頭體206延伸的頂部基準線212，以及在機身20的底側(cè)204處沿截頭體206延伸的底部基準線214。值得注意地，所繪截頭體206在其接近飛行器10的后端部16時具有大體上錐形形狀，使得頂部基準線212和底部基準線214在截頭體206后方的基準點215處匯合。具體而言，示例性截頭體206限定前平面208處沿垂直方向v的高度，其大于后平面210處沿垂直方向v的高度。

所繪示例性截頭體206限定大體上截頭圓錐形狀，其具有在前平面208與后平面210之間的直的頂側(cè)和直的底側(cè)。因此，截頭體206的頂部基準線212在機身20的頂側(cè)202處沿截頭體206的表面(即，沿機身20的表面40)延伸，并且底部基準線214在機身20的底側(cè)204處沿截頭體206的表面(即，也沿機身20的表面40)延伸。然而，在其它實施例中，截頭體206可改為限定在機身20的頂側(cè)202和/或機身20的底側(cè)204處具有前平面208與后平面210之間的曲線的表面。在此類實施例中，頂部基準線212和底部基準線214可改為在機身20的頂側(cè)202與底側(cè)204處沿前平面208與后平面210之間的截頭體206的表面的等分線延伸。

仍參照圖4，機身20還限定位于截頭體206后方的凹入部分216。凹入部分216從底部基準線214向內(nèi)(即，朝飛行器10的等分線18)在機身20的底側(cè)204處凹陷。類似地，對于所繪實施例，凹入部分216還從頂部基準線212向內(nèi)在機身20的頂側(cè)202處凹陷。此外，如所繪，凹入部分216包括如從底部基準線214觀看的底部凹形部分218。此外，將認識到的是，機身20的底側(cè)204處的凹入部分216與縱向中心線12限定角219。由機身20的底側(cè)204處的凹入部分216與縱向中心線12限定的角219大于與縱向中心線12限定的最大起飛角48(見圖2)。例如，角219可比最大起飛角48大至少大約百分之十。

在至少某些示例性實施例中，由機身20的底側(cè)204處的凹入部分216與縱向中心線12限定的角219還可大于用于在正常飛行期間產(chǎn)生分離流的閾值角(如果不用于后發(fā)動機200的操作)。具體而言，角219可使得如果后發(fā)動機200在正常飛行期間(即，在飛行器10的正常巡航速度和高度期間)不存在并且不操作，則空氣將與機身20的底側(cè)204處的凹入部分216分離。例如，在某些示例性實施例中，角219可為至少大約十三度。然而，在其它示例性實施例中，角219可改為至少大約十四度、至少大約十五度，或至少大約十六度。如將認識到的，如本文中使用的，用語"分離(separation)"或"分離(separate)"在用于描述流體流時，是指其中圍繞物體的流體流變?yōu)榕c物體的表面分開，并且改為采用可導致此類物體上的增大阻力的渦流和/或渦旋形式的情況。

值得注意地，仍參照圖4，對于所繪實施例，截頭體206由機身20的部分形成，其中機身20開始從圓柱形本體部分至凹入部分216成錐形。因此，截頭體206可限定大于或等于大約0.2的長度(沿縱向中心線12)與平均高度(即，前平面208處和后平面210處的平均高度)之比，如大于或等于大約0.25、0.4或0.5。此外，如可在例如圖2中所見，底部基準線214可與縱向中心線12限定與飛行器10的起飛角48大致相同的角。應當認識到的是，如本文中使用的，近似的用語，如"近似"、"大致"或"大約"是指在百分之十的誤差裕度內(nèi)。

現(xiàn)在還參照圖5，提供了圖1和2的示例性后發(fā)動機200的近視示意性截面視圖。如所論述，示例性后發(fā)動機200鄰近飛行器10的后端部16安裝于機身20。繪出的后發(fā)動機200限定沿延伸穿過其用于參照的縱向中心線軸線220延伸的軸向方向a2、徑向方向r2，以及周向方向c2(見圖6)。

此外，對于所繪實施例，后發(fā)動機200構造為邊界層攝入發(fā)動機，其構造成攝入和消耗在飛行器10的機身20之上形成邊界層的空氣。具體對于所繪實施例，后發(fā)動機200構造為安裝于飛行器10的機身20的邊界層攝入風扇。

后發(fā)動機200包括能夠繞著中心線軸線220旋轉(zhuǎn)的風扇222、圍繞風扇222的一部分延伸的機艙224，以及在機艙224與飛行器10的機身20之間延伸的一個或更多個結(jié)構部件226。風扇222包括大體上沿周向方向c2間隔的多個風扇葉片228。此外，機艙224圍繞多個風扇葉片228延伸并且環(huán)繞多個風扇葉片228，并且延伸到機身20的凹入部分216附近。具體而言，當如在圖5中，后發(fā)動機200安裝于飛行器10時，機艙224圍繞飛行器10的機身20的至少一部分延伸。

也如圖5中所繪，風扇222還包括具有附接于其的多個風扇葉片228的風扇軸230。盡管未繪出，但風扇軸230可由位于多個風扇葉片228前方的一個或更多個軸承以及可選地位于多個風扇葉片228后方的一個或更多個軸承可旋轉(zhuǎn)地支承。此類軸承可為滾柱軸承、滾珠軸承、止推軸承等的任何適合的組合。

在某些示例性實施例中，多個風扇葉片228可以以固定方式附接于風扇軸230，或者作為備選，多個風扇葉片228可以可旋轉(zhuǎn)地附接于風扇軸230。例如，多個風扇葉片228可附接于風扇軸230，使得多個風扇葉片228中的各個的槳距可通過槳距改變機構(未示出)例如一致地改變。

風扇軸230機械地聯(lián)接于至少部分地位于飛行器10的機身20內(nèi)的功率源232。對于所繪實施例，風扇軸230通過齒輪箱234機械地聯(lián)接于功率源232。齒輪箱234可構造成修改功率源232或更確切地功率源232的軸236的轉(zhuǎn)速，使得后發(fā)動機200的風扇222在期望的轉(zhuǎn)速下旋轉(zhuǎn)。齒輪箱234可為固定比齒輪箱，或者作為備選，齒輪箱234可限定可變齒輪比。

功率源232可為任何適合的功率源。例如，在某些示例性實施例中，功率源232可為電功率源(例如，后發(fā)動機200可構造為具有第一飛行器發(fā)動機42和/或第二飛行器發(fā)動機44的氣體-電推進系統(tǒng)的部分)。然而，在其它示例性實施例中，功率源232可作為備選構造為專用燃氣發(fā)動機，如燃氣渦輪發(fā)動機。此外，在某些示例性實施例中，功率源232可定位在例如飛行器10的機身20或后發(fā)動機200內(nèi)的任何其它適合的位置處。例如，在某些示例性實施例中，功率源232可構造為至少部分地定位在后發(fā)動機200內(nèi)的燃氣渦輪發(fā)動機。

仍參照圖4和5，一個或更多個結(jié)構部件226在多個風扇葉片228前方的位置處在機艙224與飛行器10的機身20之間延伸。用于所繪實施例的一個或更多個結(jié)構部件226大致沿徑向方向r2在機艙224與飛行器10的機身20之間延伸，用于將后發(fā)動機200安裝于飛行器10的機身20。然而，還應當認識到的是，在其它示例性實施例中，一個或更多個結(jié)構部件226可改為大致沿軸向方向a2延伸，或者沿軸向方向a2與徑向方向r2之間的任何其它適合的方向延伸。

所繪一個或更多個結(jié)構部件226構造為用于風扇222的入口導葉，使得一個或更多個結(jié)構部件226定形和定向成引導和調(diào)節(jié)空氣進入后發(fā)動機200中的流動，以提高后發(fā)動機200的效率。在某些示例性實施例中，一個或更多個結(jié)構部件226可構造為在機艙224與飛行器10的機身20之間延伸的固定入口導葉，或者作為備選，一個或更多個結(jié)構部件226可構造為可變?nèi)肟趯~。

此外，后發(fā)動機200包括一個或更多個出口導葉238和機身末端240。用于所繪實施例的一個或更多個出口導葉238在機艙224與機身末端240之間延伸，用于例如向后發(fā)動機200增加強度和剛度，以及用于將空氣流引導穿過后發(fā)動機200。出口導葉238可沿周向方向c2(見圖6)均勻間隔，或者可具有任何其它適合的間距。此外，出口導葉238可為固定出口導葉，或者作為備選可為可變出口導葉。

在多個風扇葉片228后方，并且對于所繪實施例，在一個或更多個出口導葉238后方，后發(fā)動機200附加地限定機艙224與機身末端240之間的噴嘴242。噴嘴242可構造成從流動穿過其的空氣生成一定量的推力，并且機身末端240可定形成最小化后發(fā)動機200上的阻力的量。然而，在其它實施例中，機身末端240可具有任何其它形狀，并且例如可為機艙224的后端部前方的端部，使得機身末端240在后端部處由機艙224包圍。此外，在其它實施例中，后發(fā)動機200可不構造成生成任何可測量的量的推力，并且改為可構造成從飛行器10的機身20的邊界空氣層攝入空氣，并且使此類空氣增加能量/加速此類空氣來減小飛行器10上的總體阻力(并且因此增大飛行器10的凈推力)。

仍參照圖4和5，并且現(xiàn)在還參照圖6，后發(fā)動機200或更確切地機艙224限定機艙224的前端部246處的入口244。入口244由機艙224與機身20限定，即，在機艙224與機身20之間。如上文提到的，后發(fā)動機200的機艙224圍繞后發(fā)動機200的風扇222的多個風扇葉片228延伸并且包繞其。對于所繪實施例，機艙224還至少部分地圍繞后發(fā)動機200的中心軸線220延伸，至少部分地圍繞飛行器10的等分線18延伸，并且至少部分地圍繞飛行器10的機身20的凹入部分216延伸。具體而言，對于所繪實施例，機艙224圍繞后發(fā)動機200的中心軸線220延伸大致三百六十度(360°)，圍繞飛行器10的等分線18延伸大致三百六十度(360°)，并且圍繞飛行器10的機身20的凹入部分216延伸大致三百六十度(360°)。

值得注意地，通過將后發(fā)動機200定位成使得后發(fā)動機200的機艙224至少部分地圍繞機身20的凹入部分216延伸，機艙224的底部部分248可不干擾例如飛行器10的起飛角48(也見圖2)。例如，如所示，后發(fā)動機200的機艙224包括位于由截頭體206(也見圖3)限定的底部基準線214內(nèi)側(cè)的至少一部分。具體對于所繪實施例，機艙224的底部部分248的整體定位成與截頭體206的底部基準線214成一直線或在其內(nèi)側(cè)。對于至少某些現(xiàn)有技術的飛行器，截頭體206的底部基準線214指示了飛行器的后端部處的機身的底部部分的常規(guī)形狀。

然而，在后發(fā)動機200的機艙224圍繞機身20的凹入部分216定位時，并且在機艙224的至少底部部分248從截頭體206的底部基準線214陷入(sink-in)時，從機身20的底部部分248進入后發(fā)動機200的空氣可不沿平行于后發(fā)動機200的中心軸線220的方向流動(如對于飛行器發(fā)動機而言常規(guī)的；見例如圖1和2中的第一飛行器發(fā)動機42和第二飛行器發(fā)動機44)。因此，機艙224的底部部分248定形和定向成更完全地捕集此類空氣流。例如，對于所繪實施例，機艙224的底部部分248限定在前端部246與后端部252之間延伸的弦線250。機艙224的底部部分248定向成使得由機艙224的底部部分248限定的弦線250大致平行于由截頭體206限定的底部基準線214延伸。類似地，機艙224的底部部分248限定內(nèi)表面254和外表面256。對于所繪實施例，機艙224的底部部分248的外表面256的至少一部分也大致平行于截頭體206的底部基準線214延伸。

此外，還參照圖6，假定位于機身20限定的截頭體206后方的機身20的凹入部分216的形狀，在機身20之上進入后發(fā)動機200中的邊界層空氣流可不沿機身20的周向方向c2均勻地分布。具體而言，流入后發(fā)動機200中的邊界層空氣的動量可相比于機身20的頂側(cè)202(見圖4)，在機身20的底側(cè)204處較小。因此，由機艙224與飛行器10的機身20限定的入口244可相對于后發(fā)動機200的中心軸線220限定非軸對稱形狀。例如，圍繞機身20大致延伸大約三百六十度(360°)的入口244包括定位在中心軸線220上方的頂部半部258和定位在中心軸線220下方的底部半部260。入口244的頂部半部258和底部半部260繪出為由延伸穿過中心軸線220的水平基準線262分開。此外，入口244的頂部半部258限定頂部半部入口區(qū)域，并且入口244的底部半部260限定底部半部入口區(qū)域。底部半部入口區(qū)域大于頂部半部入口區(qū)域，使得入口244可構造成捕集在機身20的底側(cè)204之上以較小動量流動的足夠量的邊界層空氣。

此外，對于所繪實施例，入口244的非對稱形狀是底部半部260大于頂部半部258的結(jié)果，以捕集期望量的邊界層空氣。因此，在其它實施例中，入口240可限定沿徑向方向r2的高度h和中點245(即，沿徑向方向r2的入口240的中途點)。頂部半部258可改為限定為定位在中點245上方的入口244的一部分，并且底部半部260可改為限定為定位在中點245下方的入口244的一部分。如同以上論述的實施例一樣，入口244的頂部半部258限定頂部半部入口區(qū)域，并且入口244的底部半部260限定底部半部入口區(qū)域，其中底部半部入口區(qū)域大于頂部半部入口區(qū)域。例如，在該實施例中(或在以上實施例中)，底部半部入口區(qū)域可比頂部半部入口區(qū)域大至少大約百分之十。

值得注意地，機艙224還限定相對于后發(fā)動機200的中心軸線220的前端部246處的非軸對稱形狀，以便適應由機艙224限定的入口244的非軸對稱形狀。例如，機艙224可限定后發(fā)動機200的突出平面247處的非軸對稱形狀，突出平面247由后發(fā)動機200的前端部246限定。如所繪，對于所繪實施例，突出平面247不是垂直平面。在又一些示例性實施例中，機艙224可附加地限定垂直基準平面(未標出)，基準平面沿垂直方向v和側(cè)向方向l(見圖1和2)延伸。機艙224還可限定基準平面處的非對稱形狀。應當認識到的是，如本文中使用的，用語相對于中心線軸線220"非軸對稱"是指并未展現(xiàn)關于中心線軸線220對稱的截面形狀，并且用語"非對稱"簡單地是指并未展現(xiàn)關于中心點對稱的截面形狀。

回頭參照圖5，并且現(xiàn)在還參照圖7，將描述后發(fā)動機200的機艙224的底部部分248的前端部246。具體而言，圖7提供了圖5中的后發(fā)動機200的機艙224的底部部分248的近視截面視圖。

如上文所論述，進入所繪后發(fā)動機200的空氣可不沿平行于后發(fā)動機200的中心軸線220的方向流動。這可為機身20的凹入部分216和后發(fā)動機200的機艙224的至少底部部分248的陷入構造的結(jié)果。為了最大化由后發(fā)動機200捕集的空氣的量，示例性機艙224的底部部分248的前端部246具體構造成適應后發(fā)動機200設計成接收的空氣的離軸流動。

具體而言，機艙224的底部部分248的前端部246限定基準點，其對于所繪實施例為駐點264。用語"駐點"大體上是指其中流體的局部速度等于零的流場中的點。當后發(fā)動機200以最大容量操作時，所繪駐點264與具有最小曲率半徑266的前端部246上的點對準。此外，駐點264定位成鄰近機艙224的底部部分248的外側(cè)表面256(即，駐點264定位成比機艙224的底部部分248的內(nèi)側(cè)表面254更接近機艙224的底部部分248的外側(cè)表面256)。此外，機艙224的底部部分248的前端部246限定正交基準線268，其從機艙224的底部部分248的前端部246上的駐點264正交延伸。正交基準線268與后發(fā)動機200的中心軸線220限定大于零的角270。值得注意地，如本文中使用的，當正交基準線268從后發(fā)動機200的中心軸線220向外延伸(如所示)時，正交基準線268與后發(fā)動機200的中心軸線220之間的角大于零。例如，在某些示例性實施例中，限定在正交基準線268與后發(fā)動機200的中心軸線220之間的角270可大于大約五度，大于大約十度，大于大約十五度，或大于大約二十度。

此外，如先前敘述的，機艙224的底部部分248限定弦線250。對于所繪實施例，從駐點264正交延伸的正交基準線268還與弦線250限定大于零的角272。此外，機艙224的底部部分248定向成捕集最大量的邊界層空氣，以及適應例如飛行器10的起飛角48。因此，如所繪，弦線250還與中心軸線220限定大于零的角274。例如，在至少某些示例性實施例中，角274可大于或等于大約五度，大于或等于大約十度，大于或等于大約十五度，或者大于或等于大約二十度。

具有以上文所述的方式定形的機身和/或以上文所述的方式構造的后發(fā)動機的飛行器可通過將后發(fā)動機并入在飛行器的推進系統(tǒng)中來允許提高的總體推進效率，而不會不利地影響飛行器的起飛角，并且有效地捕集來自機身的邊界層空氣流。

該書面的描述使用實例以公開本發(fā)明(包括最佳模式)，并且還使本領域技術人員能夠?qū)嵺`本發(fā)明(包括制造和使用任何裝置或系統(tǒng)并且執(zhí)行任何并入的方法)。本發(fā)明的可專利范圍由權利要求限定，并且可包括本領域技術人員想到的其它實例。如果這些其它實例包括不與權利要求的字面語言不同的結(jié)構元件，或者如果這些其它實例包括與權利要求的字面語言無顯著差別的等同結(jié)構元件，則這些其它實例意圖在權利要求的范圍內(nèi)。