本主題大體上涉及具有后發(fā)動機的飛行器,或者更具體地涉及設(shè)計成適應(yīng)后發(fā)動機的飛行器的機身。
背景技術(shù):
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(jìn)系統(tǒng)。推進(jìn)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(yīng)一個,如在機翼下方的懸置位置,與機翼和機身分開。此類構(gòu)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(gòu)造可減少進(jìn)入各個相應(yīng)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(jìn)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(jìn)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(jìn)渦扇噴氣發(fā)動機的效率。例如,某些推進(jìn)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(fēng)扇區(qū)段上游發(fā)送到渦扇噴氣發(fā)動機中。盡管該構(gòu)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(jìn)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(jìn)器可添加至飛行器。然而,如果此類邊界層攝入推進(jìn)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(jìn)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(shù)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(xué)習(xí)。
在本公開的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,且包括限定頂側(cè)和底側(cè)的機身。機身還限定位于最接近飛行器的后端部的截頭體。截頭體限定在機身的頂側(cè)處沿截頭體延伸的頂部基準(zhǔn)線和在機身的底側(cè)處沿截頭體延伸的底部基準(zhǔn)線。頂部和底部基準(zhǔn)線在位于截頭體后方的基準(zhǔn)點處匯合。機身還限定位于截頭體的后方且從底部基準(zhǔn)線向內(nèi)凹陷的凹入部分。飛行器還包括包含鄰近于機身的凹入部分延伸的機艙的后發(fā)動機。
在本公開的另一個示例性實施例中,提供了一種飛行器。飛行器限定縱向中心線,且包括一對機翼,每個機翼限定頂側(cè)和底側(cè)且具有從其底側(cè)延伸的起落架。飛行器還包括限定頂側(cè)和底側(cè)的機身,機身的底側(cè)和起落架一起與縱向中心線限定最大起飛角。機身還限定機身的底側(cè)處的凹入部分,其位于該對機翼的后方且與縱向中心線限定大于最大起飛角的角。飛行器還包括后發(fā)動機,其位于該對機翼的后方,且包括鄰近于機身的凹入部分延伸的機艙。
本發(fā)明的第一技術(shù)方案提供了一種在前端部與后端部之間延伸的飛行器,所述飛行器包括:限定頂側(cè)和底側(cè)的機身,所述機身還限定位于最接近所述飛行器的所述后端部的截頭體,所述截頭體限定在所述機身的所述頂側(cè)處沿所述截頭體延伸的頂部基準(zhǔn)線和在所述機身的所述底側(cè)處沿所述截頭體延伸的底部基準(zhǔn)線,頂部和底部基準(zhǔn)線在位于所述截頭體后方的基準(zhǔn)點處匯合,所述機身還限定位于所述截頭體的后方且從所述底部基準(zhǔn)線向內(nèi)凹陷的凹入部分;以及包括鄰近于所述機身的所述凹入部分延伸的機艙的后發(fā)動機。
本發(fā)明的第二技術(shù)方案是在第一技術(shù)方案中,當(dāng)所述飛行器限定豎直方向時,其中所述截頭體由前平面和后平面部分地限定,其中所述截頭體限定在所述前平面處的第一高度和在所述后平面處的第二高度,以及其中所述第一高度大于所述第二高度。
本發(fā)明的第三技術(shù)方案是在第一技術(shù)方案中,所述后發(fā)動機的所述機艙包括位于所述底部基準(zhǔn)線內(nèi)側(cè)的至少一部分。
本發(fā)明的第四技術(shù)方案是在第一技術(shù)方案中,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,以及其中所述機艙圍繞所述飛行器的所述等分線延伸基本360度。
本發(fā)明的第五技術(shù)方案是在第一技術(shù)方案中,所述機艙包括底部部分,以及其中所述底部部分限定基本平行于所述底部基準(zhǔn)線延伸的弦線。
本發(fā)明的第六技術(shù)方案是在第一技術(shù)方案中,所述機艙包括底部部分和外表面,以及其中所述機艙的底部部分處的所述機艙的所述外表面的至少一部分基本平行于所述底部基準(zhǔn)線延伸。
本發(fā)明的第七技術(shù)方案是在第一技術(shù)方案中,所述機艙與所述機身限定入口,以及其中所述入口圍繞所述機身延伸基本360度。
本發(fā)明的第八技術(shù)方案是在第一技術(shù)方案中,所述后發(fā)動機限定中心軸線,其中所述機艙限定入口,以及其中所述入口限定相對于所述中心軸線的非軸對稱形狀。
本發(fā)明的第九技術(shù)方案是在第一技術(shù)方案中,所述后發(fā)動機的所述機艙至少部分地圍繞所述機身的所述凹入部分延伸。
本發(fā)明的第十技術(shù)方案是在第一技術(shù)方案中,所述機艙限定具有定位在所述中心軸線上方的頂部半部和定位在所述中心軸線下方的底部半部的入口,其中所述入口的所述頂部半部限定頂部半部入口區(qū)域,其中所述入口的所述底部半部限定底部半部入口區(qū)域,并且其中所述底部半部入口區(qū)域大于所述頂部半部入口區(qū)域。
本發(fā)明的第十一技術(shù)方案是在第一技術(shù)方案中,所述機艙包括前端部和底部部分,其中所述機艙的所述底部部分的所述前端部限定駐點,其中所述機艙的所述底部部分的所述前端部限定彎曲形狀,以及其中當(dāng)所述后發(fā)動機在最大能力下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(zhǔn)。
本發(fā)明的第十二技術(shù)方案是在第一技術(shù)方案中,所述截頭體限定大于或等于大約0.2的長度與平均高度之比。
本發(fā)明的第十三技術(shù)方案提供了一種限定縱向中心線的飛行器,所述飛行器包括:一對機翼,每個機翼限定頂側(cè)和底側(cè)且具有從其底側(cè)延伸的起落架;限定頂側(cè)和底側(cè)的機身,所述機身的所述底側(cè)和所述起落架一起與所述縱向中心線限定最大起飛角,所述機身還限定所述機身的所述底側(cè)處的凹入部分,其位于所述一對機翼的后方且與所述縱向中心線限定大于所述最大起飛角的角;以及后發(fā)動機,其位于所述一對機翼的后方,且包括鄰近于所述機身的所述凹入部分延伸的機艙。
本發(fā)明的第十四技術(shù)方案是在第十三技術(shù)方案中,所述飛行器限定從前端部延伸至后端部的等分線,以及其中所述機艙圍繞所述飛行器的所述等分線延伸基本360度。
本發(fā)明的第十五技術(shù)方案是在第十三技術(shù)方案中,所述機艙與所述機身限定入口,以及其中所述入口圍繞所述機身延伸基本360度。
本發(fā)明的第十六技術(shù)方案是在第十三技術(shù)方案中,所述后發(fā)動機限定中心軸線,其中所述機艙限定入口,以及其中所述入口限定相對于所述中心軸線的非軸對稱形狀。
本發(fā)明的第十七技術(shù)方案提供了一種限定縱向中心線且在前端部和后端部之間延伸的飛行器,所述飛行器包括:限定頂側(cè)和底側(cè)的機身,所述機身還限定位于最接近所述飛行器的所述后端部的凹入部分,所述機身的所述底側(cè)處的所述機身的所述凹入部分限定相對于所述飛行器的所述縱向中心線的角;以及后發(fā)動機,其位于最接近所述飛行器的所述后端部且包括鄰近于所述機身的所述凹入部分延伸的機艙,相對于所述縱向中心線的由所述機身的所述凹入部分限定的所述角大于在如果沒有所述后發(fā)動機的操作的正常飛行期間用于產(chǎn)生分離流的閾值角。
本發(fā)明的第十八技術(shù)方案是在第十七技術(shù)方案中,由所述機身的所述凹入部分限定的所述角大于大約十三度。
本發(fā)明的第十九技術(shù)方案是在第十七技術(shù)方案中,由所述機身的所述凹入部分限定的所述角大于大約十五度。
本發(fā)明的第二十技術(shù)方案是在第十七技術(shù)方案中,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,以及其中所述機艙圍繞所述飛行器的所述等分線延伸基本360度。
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(quán)利要求變得更好理解。并入在本說明書中并且構(gòu)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(lǐng)域技術(shù)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?xì)鉁u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豎直穩(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(fēng)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(fēng)扇
130葉片
132盤
134促動部件
136動力齒輪箱
138機艙
140風(fēng)扇殼或機艙
142出口導(dǎo)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(zhǔn)線
214底部基準(zhǔn)線
215基準(zhǔn)點
216凹入部分
218凹形部分
220中心線軸線
222風(fēng)扇
224機艙
226結(jié)構(gòu)部件
228風(fēng)扇葉片
230風(fēng)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(zhǔn)線
264駐點
266曲率半徑
268正交基準(zhǔn)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(xì)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(xì)描述使用了數(shù)字和字母標(biāo)記來表示附圖中的特征。附圖和描述中相似或類似的標(biāo)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(gòu)件與另一個區(qū)分開,并且不旨在表示獨立構(gòu)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(biāo)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、豎直方向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的豎直穩(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(jìn)系統(tǒng)。示例性推進(jìn)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(gòu)造為以機翼下構(gòu)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(gòu)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(gòu)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(jìn)系統(tǒng)包括最接近飛行器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(xì)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(shè)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(shè)計成允許飛行器10保持期望的起飛角48,不管最接近飛行器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(dāng)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(gòu)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(gòu)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(fēng)扇區(qū)段104和設(shè)置在風(fēng)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(guān)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(fēng)扇區(qū)段104包括可變槳距風(fēng)扇128,其具有以間隔開的方式聯(lián)接于盤132的多個風(fēng)扇葉片130。如所繪,風(fēng)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(fēng)扇直徑d。各個風(fēng)扇葉片130能夠依靠風(fēng)扇葉片130操作性地聯(lián)接于適合的促動部件134來關(guān)于盤132繞著槳距軸線p旋轉(zhuǎn),適合的促動部件134構(gòu)造成一致地共同改變風(fēng)扇葉片130的槳距。風(fēng)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(fēng)扇128關(guān)于lp軸126的轉(zhuǎn)速調(diào)整至更有效的風(fēng)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(jìn)穿過多個風(fēng)扇葉片130的空氣流。此外,示例性風(fēng)扇區(qū)段104包括環(huán)形風(fēng)扇殼或外機艙140,其沿周向包繞風(fēng)扇128和/或芯部渦輪發(fā)動機106的至少一部分。將認(rèn)識到的是,機艙140可構(gòu)造成由多個沿周向間隔的出口導(dǎo)葉142關(guān)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(yīng)當(dāng)認(rèn)識到的是,圖3中所繪的示例性風(fēng)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(gòu)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最接近飛行器10的后端部16安裝于機身20。機身20沿豎直方向v限定頂側(cè)202和底側(cè)204。
此外,所繪示例性機身20限定位于最接近飛行器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(zhǔn)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(zhǔn)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(zhǔn)線212和底部基準(zhǔn)線214在截頭體206后方的基準(zhǔn)點215處匯合。具體而言,示例性截頭體206限定前平面208處沿豎直方向v的高度,其大于后平面210處沿豎直方向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(zhǔn)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(zhǔn)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(zhǔn)線212和底部基準(zhǔn)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(zhǔn)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(zhǔn)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(zhǔn)線214觀看的底部凹形部分218。此外,將認(rèn)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還可大于用于在如果沒有后發(fā)動機200的操作的正常飛行期間產(chǎn)生分離流的閾值角。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(rèn)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(dǎo)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(zhǔn)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(yīng)當(dāng)認(rèn)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最接近飛行器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(gòu)造為邊界層攝入發(fā)動機,其構(gòu)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(gòu)造為安裝于飛行器10的機身20的邊界層攝入風(fēng)扇。
后發(fā)動機200包括能夠繞著中心線軸線220旋轉(zhuǎn)的風(fēng)扇222、圍繞風(fēng)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(gòu)部件226。風(fēng)扇222包括大體上沿周向方向c2間隔的多個風(fēng)扇葉片228。此外,機艙224圍繞多個風(fēng)扇葉片228延伸并且環(huán)繞多個風(fēng)扇葉片228,并且鄰近于機身20的凹入部分216延伸。具體而言,當(dāng)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(fēng)扇222還包括具有附接于其的多個風(fēng)扇葉片228的風(fēng)扇軸230。盡管未繪出,但風(fēng)扇軸230可由位于多個風(fēng)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(fēng)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(fēng)扇葉片228可以以固定方式附接于風(fēng)扇軸230,或者作為備選,多個風(fēng)扇葉片228可以可旋轉(zhuǎn)地附接于風(fēng)扇軸230。例如,多個風(fēng)扇葉片228可附接于風(fēng)扇軸230,使得多個風(fēng)扇葉片228中的各個的槳距可通過槳距改變機構(gòu)(未示出)例如一致地改變。
風(fēng)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(fēng)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(gòu)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(fēng)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(gòu)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(jìn)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(gòu)造為專用燃?xì)獍l(fā)動機,如燃?xì)鉁u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(gòu)造為至少部分地定位在后發(fā)動機200內(nèi)的燃?xì)鉁u輪發(fā)動機。
仍參照圖4和5,一個或更多個結(jié)構(gòu)部件226在多個風(fēng)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(gòu)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(yīng)當(dāng)認(rèn)識到的是,在其它示例性實施例中,一個或更多個結(jié)構(gòu)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(gòu)部件226構(gòu)造為用于風(fēng)扇222的入口導(dǎo)葉,使得一個或更多個結(jié)構(gòu)部件226定形和定向成引導(dǎo)和調(diào)節(jié)空氣進(jìn)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(gòu)部件226可構(gòu)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(dǎo)葉,或者作為備選,一個或更多個結(jié)構(gòu)部件226可構(gòu)造為可變?nèi)肟趯?dǎo)葉。
此外,后發(fā)動機200包括一個或更多個出口導(dǎo)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(dǎo)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(dǎo)穿過后發(fā)動機200。出口導(dǎo)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(dǎo)葉238可為固定出口導(dǎo)葉,或者作為備選可為可變出口導(dǎo)葉。
在多個風(fēng)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(dǎo)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(gòu)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(gòu)造成生成任何可測量的量的推力,并且改為可構(gòu)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(fēng)扇222的多個風(fēng)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(zhǔn)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(zhǔn)線214成一直線或在其內(nèi)側(cè)。對于至少某些現(xiàn)有技術(shù)的飛行器,截頭體206的底部基準(zhǔn)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(zhǔn)線214陷入(sink-in)時,從機身20的底部部分248進(jìn)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(zhǔn)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(zhǔn)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(jìn)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(zhǔn)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(gòu)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(yīng)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不是豎直平面。在又一些示例性實施例中,機艙224可附加地限定豎直基準(zhǔn)平面(未標(biāo)出),基準(zhǔn)平面沿豎直方向v和側(cè)向方向l(見圖1和2)延伸。機艙224還可限定基準(zhǔn)平面處的非對稱形狀。應(yīng)當(dāng)認(rèn)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(guān)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(guān)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(jìn)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(gòu)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(gòu)造成適應(yīng)后發(fā)動機200設(shè)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(zhǔn)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(dāng)后發(fā)動機200以最大能力操作時,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(zhǔn)。此外,駐點264定位成最接近機艙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(zhǔn)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(zhǔn)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(dāng)正交基準(zhǔn)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(zhǔn)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(zhǔn)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(zhǔn)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(yīng)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(gòu)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(jìn)系統(tǒng)中來允許提高的總體推進(jìn)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(lǐng)域技術(shù)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(quán)利要求限定,并且可包括本領(lǐng)域技術(shù)人員想到的其它實例。如果這些其它實例包括不與權(quán)利要求的字面語言不同的結(jié)構(gòu)元件,或者如果這些其它實例包括與權(quán)利要求的字面語言無顯著差別的等同結(jié)構(gòu)元件,則這些其它實例意圖在權(quán)利要求的范圍內(nèi)。