本主題大體涉及飛機推進系統(tǒng)，它包括尾發(fā)動機。

背景技術：

傳統(tǒng)的商用飛機一般包括機身、成對的機翼和提供推力的推進系統(tǒng)。推進系統(tǒng)典型地包括至少兩個噴氣發(fā)動機，諸如渦輪風扇噴氣發(fā)動機。各個渦輪風扇噴氣發(fā)動機安裝到飛機的機翼中相應的一個上，諸如在機翼下方處于懸掛位置，與機翼和機身分開。這種構造允許渦輪風扇噴氣發(fā)動機與不受機翼和/或機身影響的單獨的自由流空氣流相互作用。這個構造可減少進入各個相應的渦輪風扇噴氣發(fā)動機的入口的空氣內的擾動量，這對飛機的凈推力有積極作用。

但是，包括渦輪風扇噴氣發(fā)動機的飛機上的阻力也對飛機的凈推力有影響。包括表面摩擦、形狀阻力和引起的阻力的飛機上的總阻力量一般與接近飛機的空氣的自由流速度和在飛機下游的由于飛機上的阻力而產生的尾流的平均速度之間的差成比例。

已經提供了用以對抗阻力作用和/或改進渦輪風扇噴氣發(fā)動機的效率的系統(tǒng)。例如，某些推進系統(tǒng)結合了邊界層攝入系統(tǒng)，以將形成跨越例如機身和/或機翼的邊界層的一部分移動較慢的空氣發(fā)送到渦輪風扇噴氣發(fā)動機的風扇區(qū)段上游的渦輪風扇噴氣發(fā)動機中。雖然這個構造可通過重新激勵飛機下游的邊界層空氣流來減少阻力，但來自邊界層的進入渦輪風扇噴氣發(fā)動機的移動較慢的空氣流大體具有不均勻或不正常的速度分布。因此，這樣的渦輪風扇噴氣發(fā)動機可經受效率損失，從而最大程度地減小或消除由于飛機上的阻力減少而產生的任何好處。

因此，包括用于減少飛機上的阻力量的一個或多個構件的推進系統(tǒng)將是有用的。更特別地，包括用于減少飛機上的阻力量而不相當大的程度上導致噴氣發(fā)動機的效率降低的一個或多個構件的推進系統(tǒng)尤其將是有益的。

技術實現要素：

將在以下描述中部分地闡述本發(fā)明的各方面和優(yōu)點，或者根據該描述，本發(fā)明的各方面和優(yōu)點是明顯的，或可通過實踐本發(fā)明來學習其各方面和優(yōu)點。

在本公開的一個示例性實施例中，提供一種用于飛機的推進系統(tǒng)，飛機具有機身。推進系統(tǒng)包括尾發(fā)動機，其構造成在飛機的后端處安裝到飛機上。尾發(fā)動機限定中心軸線，并且包括風扇，風扇可圍繞尾發(fā)動機的中心軸線旋轉。風扇包括附連到風扇軸上的多個風扇葉片。尾發(fā)動機還包括機艙，機艙環(huán)繞風扇的多個風扇葉片，并且當尾發(fā)動機安裝到飛機上時，機艙在飛機的后端處圍繞飛機的中弧線延伸。尾發(fā)動機還包括結構支承系統(tǒng)，以將尾發(fā)動機安裝到飛機上。當尾發(fā)動機安裝到飛機上時，結構支承系統(tǒng)從飛機的機身通過風扇軸而延伸到機艙。

在本公開的另一個示例性實施例中，提供一種用于在飛機的后端處安裝到飛機上的邊界層攝入風扇。邊界層攝入風扇包括可圍繞邊界層攝入風扇的中心軸線旋轉的風扇。風扇包括附連到風扇軸上的多個風扇葉片。邊界層攝入風扇還包括環(huán)繞風扇的多個風扇葉片的機艙，以及用于將尾發(fā)動機安裝到飛機上的結構支承系統(tǒng)。當尾發(fā)動機安裝到飛機上時，結構支承系統(tǒng)從飛機的機身通過風扇軸而延伸到機艙。

技術方案1.一種用于飛機的推進系統(tǒng)，所述飛機具有機身，所述推進系統(tǒng)包括：

尾發(fā)動機，其構造成在所述飛機的后端處安裝到所述飛機上，所述尾發(fā)動機限定中心軸線，并且包括：

風扇，其可圍繞所述尾發(fā)動機的中心軸線旋轉，并且包括附連到風扇軸上的多個風扇葉片；

機艙，其環(huán)繞所述風扇的多個風扇葉片，并且當所述尾發(fā)動機安裝到所述飛機上時，所述機艙在所述飛機的后端處圍繞所述飛機的中弧線延伸；以及

結構支承系統(tǒng)，其用于將所述尾發(fā)動機安裝到所述飛機上，當所述尾發(fā)動機安裝到所述飛機上時，所述結構支承系統(tǒng)從所述飛機的機身通過所述風扇軸而延伸到所述機艙。

技術方案2.根據技術方案1所述的推進系統(tǒng)，其特征在于，所述尾發(fā)動機構造成邊界層攝入風扇。

技術方案3.根據技術方案1所述的推進系統(tǒng)，其特征在于，所述結構支承系統(tǒng)包括延伸通過所述風扇軸的支承軸。

技術方案4.根據技術方案3所述的推進系統(tǒng)，其特征在于，所述支承軸與所述風扇軸同心，以及其中，所述推進系統(tǒng)進一步包括在所述風扇軸和所述支承軸之間的軸承組件。

技術方案5.根據技術方案3所述的推進系統(tǒng)，其特征在于，所述結構支承系統(tǒng)進一步包括從所述結構支承軸延伸到所述機艙的一個或多個結構部件。

技術方案6.根據技術方案5所述的推進系統(tǒng)，其特征在于，所述一個或多個結構部件各自構造成出口導葉。

技術方案7.根據技術方案1所述的推進系統(tǒng)，其特征在于，所述結構支承系統(tǒng)包括在所述多個風扇葉片后部的位置處附連到所述機艙上的一個或多個結構部件。

技術方案8.根據技術方案1所述的推進系統(tǒng)，其特征在于，所述風扇軸以機械的方式聯(lián)接到功率源上，所述功率源至少部分地定位在所述飛機的機身內。

技術方案9.根據技術方案8所述的推進系統(tǒng)，其特征在于，所述功率源構造成電動機。

技術方案10.根據技術方案8所述的推進系統(tǒng)，其特征在于，所述功率源構造成外轉子電動機。

技術方案11.根據技術方案8所述的推進系統(tǒng)，其特征在于，所述推進系統(tǒng)進一步包括兩個或更多個噴氣發(fā)動機，其中，所述兩個或更多個噴氣發(fā)動機至少部分地驅動發(fā)電機，以及其中，所述功率源構造成與所述發(fā)電機處于電連通的電動機。

技術方案12.根據技術方案1所述的推進系統(tǒng)，其特征在于，所述風扇構造成可變槳距風扇。

技術方案13.根據技術方案1所述的推進系統(tǒng)，其特征在于，所述機艙限定入口，當所述尾發(fā)動機安裝到所述飛機上時，所述入口圍繞所述飛機的中弧線延伸基本360度。

技術方案14.根據技術方案1所述的推進系統(tǒng)，其特征在于，所述尾發(fā)動機構造成安裝到具有成對的機翼的飛機上，以及其中，所述推進系統(tǒng)進一步包括兩個或更多個噴氣發(fā)動機，它們各自安裝到所述飛機的成對的機翼中的一個上。

技術方案15.根據技術方案1所述的推進系統(tǒng)，其特征在于，所述結構支承系統(tǒng)構造成當所述尾發(fā)動機安裝到所述飛機上時，安裝到所述飛機的機身的艙壁上。

技術方案16.一種用于在飛機的后端處安裝到所述飛機上的邊界層攝入風扇，所述邊界層攝入風扇包括：

風扇，其可圍繞所述邊界層攝入風扇的中心軸線旋轉，并且包括附連到風扇軸上的多個風扇葉片；

機艙，其環(huán)繞所述風扇的多個風扇葉片；以及

結構支承系統(tǒng)，其用于將所述尾發(fā)動機安裝到所述飛機上，當所述尾發(fā)動機安裝到所述飛機上時，所述結構支承系統(tǒng)從所述飛機的機身通過所述風扇軸而延伸到所述機艙。

技術方案17.根據技術方案16所述的邊界層攝入風扇，其特征在于，所述結構支承系統(tǒng)包括延伸通過所述風扇軸的支承軸。

技術方案18.根據技術方案17所述的邊界層攝入風扇，其特征在于，所述支承軸與所述風扇軸同心，以及其中，所述推進系統(tǒng)進一步包括在所述風扇軸和所述支承軸之間的軸承組件。

技術方案19.根據技術方案17所述的邊界層攝入風扇，其特征在于，所述結構支承系統(tǒng)進一步包括從所述結構支承軸延伸到所述機艙的一個或多個結構部件。

技術方案20.根據技術方案19所述的邊界層攝入風扇，其特征在于，所述一個或多個結構部件各自構造成出口導葉。

參照以下詳細描述和所附權利要求，本發(fā)明的這些和其它特征、方面和優(yōu)點將變得更好理解。附圖結合在此說明書中且構成其一部分，附圖示出本發(fā)明的實施例，并且和描述一起用來說明本發(fā)明的原理。

附圖說明

在說明書中對本領域普通技術人員闡述本發(fā)明的完整和能夠實施的本公開，包括其最佳模式，說明書參照了附圖，其中：

圖1是根據本公開的各種示例性實施例的飛機的俯視圖。

圖2是圖1的示例性飛機的左視圖

圖3是安裝到圖1的示例性飛機上的燃氣渦輪發(fā)動機的示意性橫截面圖。

圖4是根據本公開的示例性實施例的尾發(fā)動機的示意性橫截面圖。

圖5是沿著圖4的示例性尾發(fā)動機的軸向中心線看到的圖4的示例性尾發(fā)動機的示意性橫截面圖。

圖6是根據本公開的另一個示例性實施例的尾發(fā)動機的示意性橫截面圖。

圖7是根據本公開的又一個示例性實施例的尾發(fā)動機的示意性橫截面圖。

部件列表

10飛機

12機身

14縱向中心線

15中弧線

16鼻區(qū)段

18尾區(qū)段

20機翼

22左舷

24右舷

26前緣翼片

28后緣翼片

30豎向穩(wěn)定器

32舵翼片

34水平穩(wěn)定器

36升降舵翼片

38機身的外表面

100推進系統(tǒng)

102噴氣發(fā)動機

104噴氣發(fā)動機

106bli風扇

108發(fā)電機

110能量存儲裝置

200渦輪風扇噴氣發(fā)動機

201縱向或軸向中心線

202風扇區(qū)段

204核心渦輪發(fā)動機

206外殼

208入口

210低壓壓縮機

212高壓壓縮機

214燃燒區(qū)段

216高壓渦輪

218低壓渦輪

220噴氣排氣區(qū)段

222高壓軸/軸桿

224低壓軸/軸桿

226風扇

228葉片

230盤

232促動部件

234動力齒輪箱

236機艙

238風扇殼或機艙

240出口導葉

242下游區(qū)段

244旁通空氣流道

246空氣

248入口

250第一空氣部分

252第二空氣部分

254燃燒氣體

256定子導葉

258渦輪轉子葉片

260定子導葉

262渦輪轉子葉片

264風扇噴嘴排氣區(qū)段

300bli風扇

302中心線軸線

304風扇

306機艙

308結構支承系統(tǒng)

310風扇葉片

312風扇軸

314功率源

315支承軸

316支承軸的第一端

317支承軸的第二端

318前臂

319圓柱形本體

320后臂

321圓柱形運動環(huán)

322機身的艙壁

324滾柱軸承

326滾珠軸承

328結構部件

330尾錐

334入口

336bli風扇的前端

338噴嘴

340前支承部件。

具體實施方式

現在將詳細參照本發(fā)明的目前的實施例，在附圖中示出實施例的一個或多個示例。詳細描述使用數字和字母名稱來引用圖中的特征。使用圖和描述中的相同或類似的名稱來表示本發(fā)明的相同或類似的部件。如本文所用，用語“第一”、“第二”和“第三”可互換地用來區(qū)分一個構件與另一個構件，而且不意于表示單獨的構件的位置或重要性。用語“上游”和“下游”指的是相對于流體路徑中的流體流的相對方向。例如，“上游”指的是流體流出的方向，而“下游”則表示流體流往的方向。

現在參照附圖，其中相同標號在圖中指示相同元件，圖1提供可結合本發(fā)明的各種實施例的示例性飛機10的俯視圖。圖2提供圖1中示出的飛機10的左視圖。如圖1和2中共同顯示的那樣，飛機10限定延伸通過飛機10其中的縱向中心線14、豎向方向v、側向方向l、前端16和后端18。此外，飛機10限定中弧線15，中弧線15在飛機10的前端16和后端18之間延伸。如本文所用，“中弧線”指的是中點線，它沿著飛機10的長度延伸，而不考慮飛機10的附屬物(諸如下面論述的機翼20和穩(wěn)定器)。

此外，飛機10包括沿縱向從飛機10的前端16延伸向飛機10的后端18的機身12，以及成對的機翼20。如本文所用，用語“機身”大體包括飛機10的所有本體，諸如飛機10的尾翼。第一個這樣的機翼20相對于縱向中心線14從機身12的左邊22沿側向向外延伸，并且第二個這樣的機翼20相對于縱向中心線14從機身12的右舷24沿側向向外延伸。所描繪的示例性實施例的各個機翼20都包括一個或多個前緣翼片26和一個或多個后緣翼片28。飛機10進一步包括具有用于進行偏轉控制的舵翼片32的豎向穩(wěn)定器30，以及成對的水平穩(wěn)定器34，水平穩(wěn)定器34各自具有用于進行槳距控制的升降舵翼片36。機身12另外包括外表面或表皮38。但應理解的是，在本公開的其它示例性實施例中，飛機10可另外或備選地包括可或可不直接沿著豎向方向v或水平/側向方向l延伸的任何其它適當構造的穩(wěn)定器。

圖1和2的示例性飛機10包括推進系統(tǒng)100，在本文稱為“系統(tǒng)100”。示例性系統(tǒng)100包括一對噴氣發(fā)動機和尾發(fā)動機，該對噴氣發(fā)動機中的至少一個安裝到成對的機翼20中的各個上。對于所描繪的實施例，噴氣發(fā)動機構造成渦輪風扇噴氣發(fā)動機102、104，其懸掛在機翼20下方呈下翼構造。另外，尾發(fā)動機構造成發(fā)動機，該發(fā)動機構造成吸入和消耗在飛機10的機身12上面形成邊界層的空氣。特別地，尾發(fā)動機構造成風扇，即，邊界層攝入(bli)風扇106，其構造成吸入和消耗在飛機10的機身12上面形成邊界層的空氣。bli風扇106在機翼20和/或噴氣發(fā)動機102、104后部的位置處安裝到飛機10上，使得中弧線15延伸通過其中。特別地，對于所描繪的實施例，bli風扇106在后端18處不動地連接到機身12上，使得bli風扇106結合到后端18處的尾區(qū)段中或與其融合成一體。但是，應當理解，在各種其它實施例中(將在下面論述其中一些)，bli風扇106可備選地定位在后端18的任何適當的位置處。

在各種實施例中，噴氣發(fā)動機102、104可構造成對發(fā)電機108和/或能量存儲裝置110提供功率。例如，噴氣發(fā)動機102、104中的一個或兩者可構造成將來自旋轉軸(諸如lp軸或hp軸)的機械功率提供給發(fā)電機108。另外，發(fā)電機108可構造成將機械功率轉換成電功率，并且將這種電功率提供給能量存儲裝置110或bli風扇106中的一個或兩者。因此，在這種實施例中，推進系統(tǒng)100可稱為氣電推進系統(tǒng)。但應理解的是，僅僅以示例的方式提供圖1和2中描繪的飛機10和推進系統(tǒng)100，而且在本公開的其它示例性實施例中，可提供具有以任何其它適當的方式構造而成的推進系統(tǒng)100的任何其它適當的飛機10。

現在參照圖3，在至少某些實施例中，噴氣發(fā)動機102、104可構造成高旁通渦輪風扇噴氣發(fā)動機。圖3是示例性高旁通渦輪風扇噴氣發(fā)動機200的示意性橫截面圖，其在本文稱為“渦輪風扇200”。在各種實施例中，渦輪風扇200可代表噴氣發(fā)動機102、104。如圖3中顯示的那樣，渦輪風扇200限定軸向方向a1(平行于為了參照而提供的縱向中心線201延伸)和徑向方向r1。大體上，渦輪風扇200包括風扇區(qū)段202和設置在風扇區(qū)段202下游的核心渦輪發(fā)動機204。

大體描繪的示例性核心渦輪發(fā)動機204包括基本管狀外殼206，其限定環(huán)形入口208。外殼206以連續(xù)流的關系包圍：壓縮機區(qū)段，其包括增壓器或低壓(lp)壓縮機210和高壓(hp)壓縮機212；燃燒區(qū)段214；渦輪區(qū)段，其包括高壓(hp)渦輪216和低壓(lp)渦輪218；以及噴氣排氣噴嘴區(qū)段220。高壓(hp)軸或軸桿222傳動地將hp渦輪216連接到hp壓縮機212上。低壓(lp)軸或軸桿224傳動地將lp渦輪218連接到lp壓縮機210上。

對于所描繪的實施例，風扇區(qū)段202包括可變槳距風扇226，它具有多個風扇葉片228，風扇葉片以間隔開的方式聯(lián)接到盤230上。如所描繪的那樣，風扇葉片228大體沿著徑向方向r1從盤230向外延伸。各個風扇葉片228可相對于盤230圍繞變槳軸線p旋轉，因為風扇葉片228操作性地聯(lián)接到適當的促動部件232上，促動部件232構造成同時一致地改變風扇葉片228的槳距。風扇葉片228、盤230和促動部件232可通過動力齒輪箱234上的lp軸224來圍繞縱向軸線12共同旋轉。動力齒輪箱234包括多個齒輪，以使lp軸224的旋轉速度逐步下降到更高效的旋轉風扇速度。

仍然參照圖3的示例性實施例，盤230由可旋轉前輪轂236覆蓋，前輪轂236在外形上以空氣動力學的方式設置成促進空氣流通過多個風扇葉片228。另外，示例性風扇區(qū)段202包括環(huán)形風扇殼或外機艙238，其沿周向圍繞風扇226和/或核心渦輪發(fā)動機204的至少一部分。應當理解，機艙238可構造成相對于核心渦輪發(fā)動機204由多個沿周向間隔開的出口導葉240支承。此外，機艙238的下游區(qū)段242可在核心渦輪發(fā)動機204的外部部分的上面延伸，以便在它們之間限定旁通空氣流道244。

但應理解的是，圖3中描繪的示例性渦輪風扇發(fā)動機200僅僅是作為示例，而且在其它示例性實施例中，渦輪風扇發(fā)動機200可具有任何其它適當的構造。另外，應當理解，在其它示例性實施例中，噴氣發(fā)動機102、104可改為構造成任何其它適當的航空發(fā)動機。

現在參照圖4，提供根據本公開的各種實施例的尾發(fā)動機的示意性橫截面?zhèn)纫晥D。所描繪的尾發(fā)動機在飛機10的后端18處安裝到飛機10上。特別地，對于所描繪的實施例，尾發(fā)動機構造成邊界層攝入(bli)風扇300。bli風扇300可按與上面關于圖1和2所描述的bli風扇106基本相同的方式構造而成，并且飛機10可按與上面關于圖1和2所描述的示例性飛機10基本相同的方式構造而成。但是，在其它實施例中，尾發(fā)動機可改為按任何其它適當的方式構造而成。

如圖4中顯示的那樣，bli風扇300限定沿著縱向中心線軸線302(為了參照，延伸通過其中)延伸的軸向方向a2，以及徑向方向r2和周向方向c2(參見圖5)。

大體上，bli風扇300包括可圍繞中心線軸線302旋轉的風扇304、圍繞風扇304的一部分延伸的機艙306，以及結構支承系統(tǒng)308。風扇304包括多個風扇葉片310和風扇軸312。多個風扇葉片310附連到風扇軸312上，并且大體沿著渦輪風扇發(fā)動機10的周向方向c2間隔開(圖5)。

在某些示例性實施例中，多個風扇葉片310可按固定的方式附連到風扇軸312上，或者備選地，多個風扇葉片310可旋轉地附連到風扇軸312上。例如，多個風扇葉片310可附連到風扇軸312上，使得多個風扇葉片310中的各個的槳距可通過例如槳距改變機構(未顯示)而一致地改變。改變多個風扇葉片310的槳距可提高bli風扇300的效率，以及/或者可允許bli風扇300實現期望推力分布。由于這種示例性實施例，bli風扇300可稱為可變槳距bli風扇。

風扇軸312以機械的方式聯(lián)接到功率源314上，功率源314至少部分地定位在飛機10的機身12內。在某些示例性實施例，bli風扇300可構造有氣電推進系統(tǒng)，諸如上面關于圖1所描述的氣電推進系統(tǒng)100。在這種實施例中，功率源314可為電動機，電動機接收來自能量存儲裝置或發(fā)電機中的一個或兩者的功率—諸如圖1和2的能量存儲裝置110或發(fā)電機108，發(fā)電機108將接收自一個或多個安裝在翼下的噴氣發(fā)動機的機械功率轉換成電功率。值得注意的是，電動機可為內轉子電動機，或者備選地可為外轉子電動機。在任一實施例中，電動機可進一步包括以機械的方式將電動機聯(lián)接到風扇軸312上的齒輪箱。另外，仍然在其它示例性實施例中，功率源314可改為是任何其它適當的功率源。例如，功率源314可備選地構造成燃氣機，諸如燃氣渦輪發(fā)動機或內燃機。此外，在某些示例性實施例中，功率源314可定位在例如飛機10的機身12或bli風扇300內的任何其它適當的位置處。例如，在某些示例性實施例中，功率源314可構造成至少部分地定位在bli風扇300內的燃氣渦輪發(fā)動機。

如上面簡要地陳述的那樣，bli風扇300另外包括結構支承系統(tǒng)308，以將bli風扇300安裝到飛機10上。當bli風扇300附連到飛機10上時，結構支承系統(tǒng)308大體從飛機10的機身12通過風扇軸31而延伸到bli風扇300的機艙306。更特別地，結構支承系統(tǒng)308大體包括在第一端316和第二端317之間延伸的支承軸315。值得注意的是，如本文所用，用語“支承軸”大體指的是任何結構部件，諸如支承梁或桿。在第一端316處，支承軸315通過支承軸315的多個前附連臂318附連到飛機10的機身12上。例如，支承軸315的在支承軸315的第一端316處的多個前附連臂318可附連到飛機10的機身12的艙壁322上。

支承軸315從第一端316，沿向后方向，延伸通過風扇軸312的至少一部分。對于所描繪的實施例，支承軸315包括圓柱形本體部分319，其延伸通過風扇軸312的中心，其中支承軸315的圓柱形本體部分319與風扇軸312同心。另外，支承軸315的圓柱形本體部分319支持風扇軸312的旋轉。更特別地，對于所描繪的實施例，在支承軸315的本體部分319和風扇軸312之間提供軸承組件。大體描繪的示例性軸承組件包括定位在滾珠軸承326前面的滾柱軸承324。但應理解的是，在其它實施例中，可在支承軸315和風扇軸312之間提供任何其它適當的軸承組件。備選地，風扇軸312可按任何其它適當的方式，使用任何其它適當的軸承組件來支持旋轉。

仍然參照圖4，結構支承系統(tǒng)308進一步包括從結構支承軸315延伸到機艙306的多個結構部件328。特別地，對于所描繪的實施例，結構支承軸315包括多個后支承臂320和圓柱形支承環(huán)321。多個后支承臂320從支承軸315的圓柱形本體部分319延伸到圓柱形支承環(huán)321，并且一個或多個結構部件328附連到圓柱形支承環(huán)321上。另外，對于所描繪的實施例，一個或多個結構部件328包括多個沿周向間隔開的結構部件328，其附連到支承軸315的第二端317上，即，附連到圓柱形支承環(huán)321上。一個或多個結構部件328可對機艙306以及例如bli風扇300的尾錐330提供結構支承。

對于圖4中描繪的實施例，多個結構部件328基本沿著徑向方向r2延伸到機艙306，以對機艙306提供結構支承。另外，雖然未描繪，結構部件328在某些實施例中可沿著周向方向c2均勻地間隔開(圖5)。但應理解的是，所描繪的示例性結構支承系統(tǒng)308僅僅是以示例的方式提供的，而且在其它示例性實施例中，可提供任何其它適當的結構支承系統(tǒng)308。例如，在其它示例性實施例中，結構部件328可改為相對于徑向方向r2限定角，并且可進一步沿著周向方向c2不均勻地間隔開。另外，支承軸315可具有任何其它適當的構造。例如，在其它示例性實施例中，支承軸315可完全由圓柱形本體部分形成，使得圓柱形本體部分直接在前端處安裝到飛機10的機身12上。類似地，在其它實施例中，支承軸315可不包括后附連臂320或圓柱形支承環(huán)321中的一個或兩者。例如，在某些示例性實施例中，一個或多個結構部件328可直接附連到支承軸315的圓柱形本體部分319上。此外，仍然在其它實施例中，支承系統(tǒng)308可包括額外的支承特征，例如，靜態(tài)支承特征，其定位在風扇軸312的徑向內側，而且例如，定位在支承軸315內，或者定位在別處，只要對結構部件328和機艙306提供合意量的支承。

值得注意的是，仍然參照圖4的實施例，一個或多個結構部件328附連到機艙306上，并且從支承軸315延伸到機艙306，在多個風扇葉片310后部的位置處。一個或多個結構部件328可包括多個結構部件328，它們如所描繪的那樣基本沿著徑向方向r2延伸，并且沿著bli風扇300的周向方向c2(圖5)基本均勻地間隔開。例如，一個或多個結構部件328可包括三個或更多個結構部件328、五個或更多個結構部件328、八個或更多個結構部件328，或者十二個或更多個結構部件328。但是，在其它示例性實施例中，一個或多個結構部件328可包括任何其它適當數量的結構部件328，并且可關于縱向中心線302限定任何適當的角。另外，在其它示例性實施例中，一個或多個結構部件328可沿著周向方向c2以任何適當的構造間隔開。應當理解，如本文所用，諸如“大致”、“基本”或“大約”的近似語指的是在百分之十的誤差邊界之內。

此外，在至少某些示例性實施例中，一個或多個結構部件328可各自構造成出口導葉。如果構造成出口導葉，一個或多個結構部件328可構造成引導空氣流通過bli風扇300。另外，由于這種構造，一個或多個結構部件328可構造成固定出口導葉，或者備選地構造成可變出口導葉。例如，一個或多個結構部件328中的各個可包括翼片(未顯示)，其定位在后端處，可圍繞基本徑向軸線旋轉，以改變結構部件(構造成出口導葉)引導空氣流的方向。

在多個風扇葉片310和結構支承系統(tǒng)308的一個或多個結構部件328后部，bli風扇300另外在機艙306和尾錐330之間限定噴嘴338。噴嘴338可構造成從流過其中的空氣中產生一定量的推力，而且尾錐330可在形狀上設置成最大程度地減少bli風扇300上的阻力量。但是，在其它實施例中，尾錐330可具有任何其它形狀，而且例如可在機艙306的后端的前面結束，使得尾錐330在后端處被機艙306封閉。另外，在其它實施例中，bli風扇300可不構造成產生任何可測量的推力，而是改為可構造成從飛機10的機身12的空氣的邊界層吸入空氣，并且對這種空氣添加能量/速度，以減小飛機10上的總阻力(并且從而提高飛機10的凈推力)。

現在還簡要地參照圖5，提供bli風扇300的前端336的簡化示意性橫截面圖。如所描繪的那樣，bli風扇300在bli風扇300的前端336處，在機艙306和飛機10的機身12之間限定入口334。如上面所提到的那樣，bli風扇300的機艙306圍繞飛機10的中弧線15延伸，并且在飛機10的后端18處圍繞飛機10的機身12延伸。特別地，對于所描繪的實施例，諸如在所描繪的實施例中，當bli風扇300安裝到飛機10上時，bli風扇300的入口334沿周向方向c2圍繞飛機10的中弧線15和飛機10和機身12延伸基本三百六十度(360°)。

現在參照圖6，提供根據本公開的另一個示例性實施例的bli風扇300。圖6的示例性bli風扇300可按與上面參照圖4所描述的示例性bli風扇300基本相同的方式構造而成。因此，相同或類似的標號可表示相同或類似的構件。

如所描繪的那樣，圖6的示例性bli風扇300大體包括可圍繞中心線軸線302旋轉的風扇304、圍繞風扇304的一部分延伸的機艙306，以及結構支承系統(tǒng)308。風扇304大體包括多個風扇葉片310和風扇軸312，多個風扇葉片310附連到風扇軸312上。另外，機艙306圍繞多個風扇葉片310沿著周向方向c2延伸，從而封閉多個風扇葉片310。

結構支承系統(tǒng)308可按類似于圖4的示例性結構支承系統(tǒng)308的方式構造而成。例如，示例性結構支承系統(tǒng)308可大體包括在第一端316處附連到飛機10的機身12上的支承軸315，以及附連到支承軸315的第二端317上的一個或多個結構部件328。一個或多個支承部件328從支承軸315的第二端317延伸到bli風扇300的機艙306，以支承bli風扇300，而且特別是支承bli風扇300的機艙306。

另外，對于所描繪的實施例，bli風扇300包括多個前支承部件340。前支承部件340可為對bli風扇300(而且尤其是對bli風扇300的機艙306)提供結構支承和剛性的結構前支承部件。另外，或備選地，前支承部件340可構造成入口導葉。特別地，一個或多個前支承部件340可在形狀和定向上設置成引導和調節(jié)進入到bli風扇300中的空氣流，例如，為了提高bli風扇300的效率，或者減少流到風扇300中的空氣畸變。在某些示例性實施例中，一個或多個前支承部件340(構造成入口導葉)可構造成固定入口導葉，或者備選地，構造成可變入口導葉。例如，前支承部件340可各自包括翼片(未顯示)，翼片定位在后端處，可圍繞基本徑向軸線旋轉，以改變前支承部件340(構造成入口導葉)引導空氣流的方向。

另外，現在參照圖7，提供根據本公開的另一個示例性實施例的bli風扇300的示意性橫截面圖。圖7的示例性bli風扇300還可按與圖4的示例性bli風扇300基本相同的方式構造而成，并且因而相同或類似的標號表示相同或類似的構件。

但是，對于圖7的實施例，bli風扇300包括飛機10的豎向穩(wěn)定器30，其結合到bli風扇300的結構支承系統(tǒng)308中。特別地，對于所描繪的實施例，飛機10的豎向穩(wěn)定器30在飛機10的機身12和bli風扇300的機艙306之間延伸，從而對bli風扇300提供結構支承，或者特別是對bli風扇300的機艙306提供結構支承。對于這種示例性實施例，豎向穩(wěn)定器30可構造成圖7的bli風扇300的示例性結構支承系統(tǒng)308的前支承部件。雖然未描繪，但在其它示例性實施例是，水平穩(wěn)定器(諸如圖1和2的水平穩(wěn)定器34)和/或按任何其它適當的方向定向的任何其它適當的穩(wěn)定器可另外或備選地構造成bli風扇300的前支承部件。

包括根據本公開的示例性實施例的后部風扇的飛機可允許后部風扇產生推力，以及/或者以高效的方式對飛機的空氣的邊界層添加能量。特別地，包括根據本公開的示例性實施例的尾發(fā)動機的飛機可允許空氣流到bli風扇的風扇，而不要求這種空氣流在定位在風扇的多個風扇葉片前面的一個或多個結構部件上面或其周圍流動。

本書面描述使用示例來公開本發(fā)明，包括最佳模式，并且還使本領域任何技術人員能夠實踐本發(fā)明，包括制造和使用任何裝置或系統(tǒng)，以及實行任何結合的方法。本發(fā)明的可取得專利的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示例。如果這樣的其它示例包括不異于權利要求的字面語言的結構要素，或者如果它們包括與權利要求的字面語言無實質性差異的等效結構要素，則它們意于處在權利要求的范圍之內。