CN103038132B - 驱动的飞行器、尤其构造为全翼飞机并且/或者带有较小的雷达讯号的飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞行器(10)，其带有机身和机翼体(12)且带有至少一个驱动流道(16)，驱动流道(16)从在机体表面(14)处指向前(+x)的空气入口(18)经由喷气式发动机(20)伸延穿过机体(12)至在机体表面(14)处向后(-x)通出的推进喷嘴(22)。喷气式发动机(20)的至少一部分、尤其整个喷气式发动机(20)在飞行器(10)的飞行方向(+x)上观察布置在空气入口(18)之前且驱动流道(16)具有适合于此地构造和布置的弯曲截段(24,28)。

Description

驱动的飞行器、尤其构造为全翼飞机并且/或者带有较小的雷达讯号的飞行器

技术领域

本发明涉及一种飞行器，即带有机身和机翼体(Rumpf- und Tragfluegelkorpus)及至少一个驱动流道(Antriebsstroemungspassage)，其从在机体表面处指向前的空气入口经由喷气式发动机(Strahltriebwerk)穿过机体伸延至在机体表面处向后通出的推进喷嘴(Schubduese)。

作为这样的这种类型的飞行器的示例，这里列举战略性远程轰炸机“Northrop B-2 Spirit”(图1)以及无人驾驶的试验性战斗机(英语：unmanned combat air vehicle, UCAV)“Boeing X-45”(图2)和“Northrop Grumman X-47 Pegasus”(图3)。上述飞行器名称和图示(图1至3)在互联网上在2010年5月的调查研究中找到。这样的飞行器此外从专利公开文件WO 2006/049553 A1、FR 2 888 211 A1和WO 2006/049555 A1中已知。

前面仅示例性地列举的飞行器共同的是，它们具有两个彼此相联系的特点，即一方面机身和机翼体的或多或少“最小化的”造型(相应于所谓的全翼飞机原理(Nurflueglerprinzip))和另一方面较小的雷达讯号(Radarsignatur)。

较低的雷达讯号、等同于借助于雷达发现飞行器的可能性较低，例如可通过吸收能量的涂漆(Anstrich)、外壳接缝(Aussenhautfuge)的传导能量的密封(或多或少代替许多小的维护活门(Wartungsklappe))、将负载安置在处于内部的舱(Schacht)中(代替作为外部负载)和另外的措施来完成或要求。

尤其地，飞行器(其仅应具有极其小的雷达讯号)必须具有带有机体表面和棱边的针对性的取向或回避的非常简单的外部几何构造。不利地布置的面例如竖直取向的侧尾翼面(Seitenleitwerksflaeche)引起如此多的雷达反向散射(Radarrueckstreuung)，使得不再可达到极其低的讯号。由于该理由，在较小的雷达讯号方面在机身和机翼体的造型(其至少近似遵守全翼飞机原理且因此不具有特别明显的机身或在机身与机翼之间具有流线型的过渡)中得出突出的优点。

按照信号特别有利的基本几何结构应显现带有一定的后缘掠角(Hinterkantenpfeilung)的简单的三角构造(Deltakonfiguration)，其不具有明显的机身，并且根据可能性应可展开。虽然也可考虑带有尖角的后缘，例如带有成所谓的Lambda构造(例如参见图1和2)的机翼的机体。然而在这样的Lambda构造中已产生在雷达讯号方面一定程度的恶化。为了获得极其小的雷达讯号，因此简单的三角构造(例如参见图3)是明显更好的解决方案。

飞行器主体的前述的且对于获得较小的雷达讯号有利的尽管非绝对必要的造型或基本几何结构(尤其例如根据如在图3中的类型显而易见)大多具有极端恶化的飞行特性直至空气动力学上不稳定的飞行性能的缺点。背景是，在该机体设计中所谓的空气动力学的中性点在飞行方向上观察相对远地处于前面。在考虑该要求的情况下，即飞行器的质量重心(Massenschwerpunkt)因此必须同样相对远地处于前面，良好地充分利用飞行器主体的(特别在后部的区域中充足地供使用的)容积是困难的，因为必须尽可能以高密度的部件(例如(多个)发动机(Triebwerk)、(多个)武器舱、装备、(多个)燃料箱等)来填充前部的区域，而必须以较小密度的部件(例如空气管路、喷管等)来填充后部的区域。这在实践中然而不是如此简单可能的，因为为此在前部的机体区域中太少的空间供使用且各个部件当然不能完全任意地被分布在机体中。

与此相关联的特别的问题对于开头所提及的类型的已知的飞行器在借助于从空气入口出发经由喷气式发动机穿过机体伸延至推进喷嘴的驱动流道驱动的方面产生。

在该已知的飞行器中，这些驱动流道中的一个或多个逆着飞行方向伸延通过飞行器主体。如果现在(相对密实的)发动机出于上面提到的原因被相对远地布置在前面，则空气入口相应地同样相对远地位于前面，然而这对于较小的雷达讯号极其有害的。在较小的雷达讯号方面，处于前面的空气入口就此而言是问题最大的部件，因为以此形成的空腔(Kavitaet)倾向于又将入射的雷达波在非常宽的区域(Aspektbereich)中辐射。从前面到发动机上“投射的雷达观测(Radarblick)”因此也是关键的，因为旋转的发动机部件导致反射的雷达讯号的调制并且以该方式可以使飞行器的识别(连同飞行器类型的辨识)成为可能。

空气入口的另一固有问题是，其在偏航角(Schiebewinkel)下产生侧向力，其取决于联接的驱动流道的质量流量和入口的形状。尤其相对远地在前面安装的空气入口因此在偏航(Schiebeflug)中产生使飞行器不稳定的偏航力矩(Giermoment)，其无论如何必须被平衡且尤其在缺少侧尾翼时可导致在飞行稳定性方面的严重问题。

发明内容

本发明的目的是对于开头所提及的类型的飞行器使在机体的造型方面更大的设计自由成为可能，尤其使根据带有相对于已知的飞行器改善的飞行特性的全翼飞机的类型的机体成为可能，并且/或者获得飞行器的雷达讯号的减小。

根据本发明的飞行器特征在于，喷气式发动机的至少一部分、尤其整个喷气式发动机在飞行器的飞行方向上观察布置在空气入口之前并且驱动流道具有适合于此地构造和布置的弯曲截段。

本发明的基本思想在于放弃空气入口和喷气式发动机的传统的相对布置并且使这些部件的位置相互“解耦”。相对于传统的飞行器，在根据本发明的飞行器中喷气式发动机向前并且/或者空气入口向后转移。

有利地，飞行器的质量重心因此可向前转移，这尤其对于带有相对远地处于前面的空气动力学的中性点的机身和机翼体来说飞行稳定性提高(或飞行不稳定性减小)。利用本发明，因此显著缓解了这样的机体构形的稳定性问题。

根据就此而言有趣的实施形式，例如设置成，机体大致以全翼飞机造型来构造。在一更特别的实施形式中，前机翼棱边(优选地相应大致直线地)以正的掠角(优选地至少40°)延伸直至飞行器的头部，而后机翼棱边(优选地相应大致直线地)以负的掠角(优选地在10°与30°之间的范围中)延伸直至飞行器的尾部。

原则上，在本发明中喷气式发动机和空气入口的位置几乎可任意地来选取或与飞行器的所希望的空气动力学的和/或雷达讯号适宜的特性相匹配。在喷气式发动机和空气入口的预设的位置中那么可确定连接这些部件的流道以及将喷气式发动机与推进喷嘴连接的流道。这些流道的精确的走向在一定的界限中可自由选择。原则上，仅空气入口、喷气式发动机和推进喷嘴的位置应作为这些流道的“固定点”来考虑。

因为喷气式发动机的至少一部分在飞行器的飞行方向上观察布置在空气入口之前，驱动流道必须具有至少两个用于流动转向的弯曲截段。

至少一个弯曲截段是必需的，以便将进入的空气供给给喷气式发动机的入口(例如压缩机级)。倘若喷气式发动机在此设置在“正常的安装位置”中、即以逆着飞行方向的推进方向(Schubrichtung)，则在该供给流道的区域中已需要两个弯曲截段。倘若喷气式发动机不是精确地在飞行方向上(更精确地说：反平行于所希望的推进方向)来安装，在喷气式发动机与推进喷嘴之间的通道中的另一弯曲截段可以是必需的。

倘若喷气式发动机然而在“倒转的安装位置”中、即以发动机出口(例如燃烧室，必要时带有后燃器(Nachbrenner))向前定向，则一个弯曲截段已足以将进入的空气供给给发动机入口。然而，在该情况中至少第二弯曲截段在发动机出口与推进喷嘴之间的流道中是必需的。

应理解的是，驱动流道的弯曲截段(以及其余的截段)应尽可能流动优化地、即以较小的流动阻力来构造和布置。

在一实施形式中设置成，驱动流道的至少一个、尤其全部弯曲截段设置流动转向大致180°。其中转向角尤其应落在160°至200°的范围中，例如在170°至190°的范围中。由弯曲截段引起的流动走向的弯曲可单轴地或双轴地来设置。

本发明的另外的优点通过空气入口的位置因此能够向后转移而产生。由于处于这样的空气入口与(相对远地布置在前面的)喷气式发动机之间的且相对轻的(不那么密实的)流道，有利于质量重心的有利的前移。此外，利用相对远地布置在后面的空气入口可缓解开头所提及的产生不稳定的偏航力矩的问题。对于该情况，即空气入口设置在飞行器的横向伸展部中间，类似的适用于其它的可能使不稳定的俯仰力矩。

在一实施形式中设置成，机体表面具有减小飞行器的雷达讯号的造型。在该方面，尤其根据全翼飞机设计和/或带有以(优选地)三角或(不那么优选地)Lambda几何结构的机翼的造型是有利的。

如果至少对于(特别关键的)前部的区域中、即在“从前面的雷达观测”中存在讯号，其相应于小于在相同尺寸和基本几何结构的飞行器的传统的造型中会得出的面积的10%、尤其小于1%的雷达反向散射面积，那么尤其应存在“减小雷达讯号的”造型。

在该方面，根据本发明使空气入口能够向后转移提供另一重大优点，即这样的空气入口至少在前面的区域中现在难以(如果能的话)借助于雷达来识别。此外，如果空气入口从雷达仪中可看见，那么通过在空气流入通道的走向中存在的弯曲截段也有效地阻止了到喷气式发动机上的直接的雷达观测。在本发明中所设置的(至少一个)弯曲截段在该方面一定程度上具有附加的用途。

在一实施形式中设置成，空气入口在飞行方向上观察布置在飞行器的质量重心之后并且/或者在机体的从上面观察的轮廓的几何的面重心(Flaechenschwerpunkt)之后。因此，在飞行稳定性和较低的雷达讯号方面可获得特别大的优点。

在一实施形式中设置成，空气入口的通入口(Muendung)在其外侧上由机体的向前渐缩的、例如缩成尖的区域来限制。这一方面是对于空气入口的低雷达讯号有时有利的造型。此外，该设计在尽可能有效的空气入口方面具有流动技术上的优点。向后变宽的机体区域为流入的空气提供一定的“行程(Lauflaenge)”，在其到达驱动流道的例如相对紧地布置在空气入口之后的弯曲截段之前。

在一实施形式中设置成，驱动流道至少一部分双重地、对称于机体的竖直的纵向中心平面来构造。备选于“双重的”构造，也可考虑三重、四重等的构造。

在一实施方案变体中，多个驱动流道包括所属的空气入口、喷气式发动机和可能还有推进喷嘴完全彼此分离地来布置。

在另一实施方案变体中，至少一个空气入口和/或流道的至少一个截段和/或至少一个喷气式发动机和/或至少一个推进喷嘴被应用为用于两个(或多个)这样的驱动流道的共同的部件。这可以以简单的方式通过在流道的区域中合适地布置的分支部(Verzweigung)和结合部(Zusammenfuehrung)来实现。

根据驱动流道(如上面所述在飞行器中也可安置有多个)的一实施形式，其包括：

- 联接到空气入口处的用于流动转向的第一弯曲截段，

- 联接到第一弯曲截段处的且在飞行方向上延伸的用于在飞行方向上流动导向的第一纵向截段，

- 联接到第一纵向截段处的用于流动转向的第二弯曲截段，和

- 联接到第二弯曲截段处的且逆着飞行方向延伸的用于逆着飞行方向流动导向的第二纵向截段。

概念“在飞行方向上延伸的截段”在此应意味着，所涉及的截段在飞行方向上观察消除了一定距离。对此不是强制必需的是，所涉及的截段(精确地)平行于飞行方向伸延。而是也可考虑与飞行器的飞行方向或纵向有角度的走向，其中，这样的角度然而优选地相对小(例如小于30°，尤其小于20°)。在一特别的实施形式中，第一纵向截段和/或第二纵向截段大致直线地伸延。在该实施形式的一特别的改进方案中，驱动流道在此具有两个弯曲截段，其相应设置了流动转向大约180°(例如在170°至190°的范围中)。

对于喷气式发动机的具体的布置或定向也存在不同的可能性。在开头所提及的带有第一和第二纵向截段及第一和第二弯曲截段的实施方案的一优选的实施方案变体中例如设置成，第一纵向截段包含喷气式发动机。相对于喷气式发动机例如布置在第二纵向截段中的优点在于，在喷气式发动机之后的走向中产生的流动损失比在发动机入口之前的流动损失或高的流动阻力能更好地“控制”(可通过更高的发动机功率补偿)。

在一实施形式中设置成，喷气式发动机的至少一部分、尤其整个喷气式发动机在飞行方向上观察布置在飞行器的质量重心之前并且/或者在机体的从上面观察的轮廓的几何的面重心之前。这使对于机身和机翼体的原本有问题的造型能够特别大程度地改善飞行特性。

这里说明的类型的飞行器的优选的应用是用作尤其带有非常大程度(例如大于99%)地减小雷达讯号的机体几何结构的无人驾驶的侦察机和/或战斗机(UAV或UCAV)。

附图说明

接下来根据实施例参考附图来进一步说明本发明。其中：

图1显示了根据现有技术的飞行器(Northrop B-2 Spirit)，

图2显示了根据现有技术的另一飞行器(Boeing X-45)，

图3显示了根据现有技术的另一飞行器(Northrop Grumman X-47 Pegasus)，

图4显示了根据本发明的一实施例的飞行器，

图5在侧视图中显示了带有所强调的细节的图4的飞行器，

图6在俯视图中显示了带有所强调的细节的图4的飞行器，

图7显示了在图4的飞行器中的驱动流道的设计几何构造的示意性的图示，

图8显示了根据一修改的实施例的相应于图7的图示，

图9显示了根据另一修改的实施例的相应于图7的图示，以及

图10显示了根据另一修改的实施例的相应于图7的图示。

具体实施方式

图1至3显示了这里感兴趣的类型的从现有技术中已知的飞行器的一些示例。

这些飞行器1中的每个包括带有机体表面3的机身和机翼体2。此外，每个飞行器1包括至少一个驱动流道4，其从在机体表面3处指向前(正的x方向)的空气入口5经由喷气式发动机6穿过机体2伸延至在机体表面3处向后通出的推进喷嘴7。

如从图1至3中可见，机体2相应根据“全翼飞机”的类型来构造，带有在几乎不可识别的机身与布置在其两侧的机翼之间的流线型的过渡。机体2的该特别的造型用于或多或少地急剧减小相应的飞行器1的雷达讯号。就此而言，不寻常的前缘掠角和后缘掠角或后缘的W形的锯齿(图1和2)也重要。因此，从前面或后面撞击到相应的飞行器上的雷达波不被向前或向后反射回，而是被向侧面(在非常窄的角度范围中)反射。为了获得极其小的雷达讯号，然而通常相对于其它造型优先考虑三角构造(图3)。

在图中标出的坐标系统表示了相应的飞行器的飞行方向或纵向“x”、横向“y”和高度方向“z”。

在图3中示出的飞行器1(带有“三角-基本形状”)中的严重问题在于，所谓的空气动力学的中性点在飞行方向上观察相对远地处在体积重心之前。空气动力学的中性点的位置在此通过机体2的特别的造型来限定，而质量重心的位置决定性地通过将相对密实的部件如喷气式发动机6和燃料储存箱安置在中间的和后部的机体区域中来限定。在此应考虑的是，喷气式发动机6应布置在所关联的空气入口5之后且空气入口5又不特别远地布置在前面，因为机体表面3的由该空气入口5形成的不连续性此外通过从前面到飞行体1上“投射的雷达观测”将可相对良好地识别。

空气入口5在相应的机体2的上侧上的在图1至3的飞行器1中显而易见的布置虽然导致了其对于雷达辐射(其例如从地面雷达出发从斜下方撞击到飞行器1上)的遮蔽。然而对于水平地或倾斜地从上面射入的雷达辐射(例如由空中支持的(luftgestuetzt)雷达系统发出)不产生这样的遮蔽。

在质量重心方面非常不利的在x方向上观察的在空气入口5与喷气式发动机6之间的距离的增大在所示出的飞行器1中由此产生，即就在空气入口5的通入口之后设置有带有相对大的结构长度的虹吸管式地弯曲的区域，以便阻止直接的到发动机6上的雷达观测。

所示出的类型的飞行器的非常不利的飞行特性造成飞行不稳定性，其简言之可与标枪(Dartpfeil)的飞行不稳定性相比，其被“倒过来”投射。相应地，如果不通过复杂的航空电子设备持久地来修正飞行位置，所示出的飞行器1将坠落。对此，必须发出持久地合适的控制指令到为此设置的部件(例如在机翼处的可调节的控制面等)处。

接下来，参考图4至10说明了相对地在飞行特征和/或在低的雷达讯号方面改善的飞行器的一些实施例。

图4说明了一种飞行器10(例如无人驾驶的飞机)，其如前面已说明的已知的飞行器那样具有带有机体表面14的机身和机翼体12及至少一个驱动流道、这里两个驱动流道16-1和16-2。

这两个驱动流道16-1、16-2对称于机体12的竖直的纵向中心平面来布置。接下来因此仅更精确地阐述(左边的)驱动流道16-1的结构。另一(右边的)驱动流道16-2具有相同的结构。

驱动流道16-1从在机体表面14处指向前(x方向)的空气入口18-1出发经由喷气式发动机20-1伸延至在机体表面14处向后通出的推进喷嘴22-1。

在实施形式中多重设置的、然而在其作用上类似的部件(诸如所提及的空气入口、发动机等)的附图标记被编号(相应通过连字符和连续的数字来补充)。接下来还通过未补充的附图标记来参考各个这样的部件或参考这样的部件的总体。

飞行器10的特点在于，喷气式发动机20-1在飞行方向x上观察布置在所关联的空气入口8-1之前(而不在之后)并且驱动流道16-1具有适合于此地构造和布置的弯曲截段。在所示出的实施例中，驱动流道16-1包括：

- 联接到空气入口处8-1的用于流动转向的第一弯曲截段24-1，其中，这里在竖直的x-z平面中设置有单轴的流动转向180°，

- 联接到第一弯曲截段24-1处的且在飞行方向(正的x方向)上延伸的用于在飞行方向上流动导向的第一纵向截段26-1，其中，这里设置有或多或少精确地在x方向上的走向且该第一纵向截段26-1包含喷气式发动机20-1，其延伸基本上要求截段26-1的整个结构长度，

- 联接到第一纵向截段26-1处的用于流动转向的第二弯曲截段，其中，这里然而在水平的x-y平面中同样设置有转向180°，

- 联接到第二弯曲截段28-1处的且逆着飞行方向(负的x方向)延伸的用于逆着飞行方向流动导向的第二纵向截段30-1，其中，这里如对于第一纵向截段那样设置有基本上精确地在(负的)x方向上的走向，使得两个纵向截段26-1和30-1在横向y上观察彼此并排地且平行或反平行于正的x方向伸延。

有利地，飞行器10的质量重心M相对远地处于前面并因此靠近空气动力学的中性点N。由此导致对于根据全翼飞机造型构造的机体12的更高的稳定性或明显改善的飞行特性。在该方面，此外空气入口18相对远地向后转移是有利的。这减小了可能出现的不希望的偏航力矩、尤其在偏航角下。在图4中此外绘出机体12的从上面观察的轮廓的几何的面重心的位置且以G来表示。

轮廓12的造型在所示出的实施例中用于减小飞行器10的雷达讯号。就此而言，空气入口18的布置同样是最有利的，因为其由处于更前面的轮廓区域更好地相对于雷达辐射来遮蔽，并且(通过弯曲截段24-1)非常有效地阻止到喷气式发动机20-1上的直接的雷达观测。

所示出的带有向后转移的空气入口18和“倒转的发动机安装”的飞行器10因此以优雅的方式排除了根据现有技术的飞行器的开头所阐述的问题。

如果喷气式发动机20的至少一部分布置在空气入口18之前，那么这些优点已产生。与根据图4的图示不同，即例如空气入口18相对于喷气式发动机20也可被布置在更前面，直至到(在x方向上观察)在发动机入口32与发动机出口34之间的区域中。然而通常更好的是一布置，如所示出的那样，在其中整个发动机20布置在空气入口18之前。

概念“喷气式发动机”这里(与驱动流道的其余截段相区分)应标明了该区域，在其中安置了对于在所涉及的发动机类型中的流动介质(空气或燃烧产物)的加速所必需的部件。对于通用的发动机类型，这是至少一个增压器级或压缩机级、接着的燃烧室和最后还联接的涡轮(用于驱动该至少一个增压器级或压缩机级)。

在所示出的实施例中，空气入口18非常有利地不仅位于质量重心M之后而且(紧紧)在几何的面重心G之后。

相对地，喷气式发动机20在所示出的实施例中完全位于几何的面重心G之前且喷气式发动机20的至少一部分位于质量重心M之前。

与根据图4(在其中驱动流道双重地(单独的驱动流道16-1和16-2)、对称于机体12的竖直的纵向中心平面来构造)的图示不同，也可非对称于竖直的纵向中心平面布置有一个或多个驱动流道。

同样不同于根据图4的图示，即例如也可(优选地)对称或(不那么优选地)非对称于竖直的纵向中心平面设置有仅仅唯一的驱动流道。为了建立对称性，第一和第二弯曲截段24和28可在x-z平面中相应设置弯曲的流动走向。这样的布置在中心的驱动流道此外例如可被与至少一对彼此对称的、偏心布置的驱动流道(例如如在图4中所示)相组合。

在图4中仅示例性地示出的布置几何结构或拓扑结构的其它的可能的修改方案例如从下面还进一步给出的与图7至10相联系的说明中得出。

图5和6中再次以侧视图(图5)或俯视图(图6)说明了带有直接联接在其处的第一弯曲截段24的空气入口18的非常远地处于后面的布置。

在这些图中可良好地识别出空气入口18的通入口在其外侧上如何由机体12的向前缩成尖的区域来限制。因此，在弯曲截段24到达之前对进入的空气有利地提供一定的行程。缩成尖的机体区域的两个侧棱鉴于减小雷达讯号如从图6中显而易见的那样平行于侧前的机翼棱边来定向。

空气入口18的通入口或其棱边也不同于所示出的实施例地来造型。通入口棱边平行于后面的(代替前面的)机翼棱边的定向例如也可以是对于较小的雷达讯号有利的。

在图5中，在弯曲截段24处此外可识别出相当普遍地对于在本发明的范围中所设置的弯曲截段有利的特点。其在于，所涉及的弯曲截段(这里：弯曲截段24)为了获得一定的转向角度(“理论转向角”，这里：180°)在第一伸延区域中设置了转向略微更大的角度(这里：大约190°，通常例如直至比“理论转向角”大20%)而在直接联接于此的第二伸延区域中设置了相对小的、相反的弯曲(这里：大约-10°)。(该特点也在图7至10的示意性的图示中表明。)因此可在一定的竖直的结构空间要求的情况下相对于连续均匀的弯曲(例如为了获得180°弯曲的半圆形)有利地减小流动阻力。

概括地，在根据图4至6的实施例中与现有技术相区别空气入口18向后转移，而喷气式发动机20在倒过来的安装位置中(在后面带有压缩机级或增压器级)向前转移。空气入口18经由特别设计于良好的效率的180°弯管(Kruemmer)(第一弯曲截段24)与喷气式发动机20相连接。发动机废气经由另一180°弯管(第二弯曲截段28)到达反平行于喷气式发动机20伸延的喷管(纵向截段30)中。优选地，推进喷嘴22(或单个推进喷嘴22-1与22-2的组合)如所示出的那样是平型喷嘴(Flachduese)，优选地带有偏航矢量控制。

在一有利的改进方案中，驱动流道16在它的直至喷气式发动机20的区域中、即例如尤其在空气入口18的区域中包括至少一个空气支路。在相关的部位处分出的空气例如可设置用于冷却目的。备选地或附加地，该空气可被供给给在“喷管”(纵向截段30)的区域中的所谓的喷射器或推进喷嘴22。为此，未示出的空气流道例如可从空气入口18出发伸延至推进喷嘴22。有利地，对于这样的空气流道得出相对小的长度。此外，因此可避免损害较小的雷达讯号的辅助空气入口。

利用本发明，可实现带有极其小的雷达讯号和尽管如此相对良好的飞行特性的飞行器。尤其可获得例如下列优点：

- 对于信号关键的入口被设置在飞行器的后部的区域中，由此其由结构(机体)本身很大程度上遮蔽入射的雷达波，特别在重要的前面的下部的区域中。

- 同时阻止对发动机的直接观测。

- 入口的结构长度可被明显增大并且与处于前面的入口相比提供更多空间用于吸收雷达的措施。

- 特别重的发动机可被进一步向前转移而特别轻的入口向后。这根据重心有利地起作用且非常明显地改善了结构的充分利用，如上面所说明的那样。

- 入口处的侧向力(其在前面的位置中导致了不稳定的偏航力矩)特别对于在启动时大的特定的质量流量在该情况中产生了偏航运动的稳定化，由此该构造在整个飞行包线(Flugenvelope)中至少容易稳定。由此，所需要的偏航控制势能和调节器耗费显著减少。

- 用于喷嘴等的喷射器(所有特别轻的部件)和冷却流在缺少讯号的构造中不应经由处于外面的辅助入口而是从发动机入口来供应。在处于后面的入口中，供给管路非常短。

- 在入口处正确设计180°弯管的情况中，弯管损失可被保持得较小，使得入口效率也良好。

接下来，参考图7至10示例性地说明了在(多个)驱动流道的区域中布置几何结构的一些修改。

图7再次显示了图4至6的已说明的实施例的原则上的布置几何结构。在该实施方案中，在横向(y方向)上彼此分离地设置有两个单独的驱动流道16-1和16-2。相应地，设置有两个喷气式发动机20-1和20-2。其相应“倒过来安装”，也就是说其发动机入口32在纵向(x方向)上相应处于其发动机出口34之后(也参见图4)。

图8至10以相应于图7的示意性的图示显示了一些可能的修改。对于起相同作用的部件在此使用相同的附图标记，相应通过用于实施形式的区分的小写字母来补充。在接下来的说明中，主要仅研究与已说明的实施例的区别而其余以此明确地参照之前的实施例的说明。

图8显示了相对于图7修改的布置几何结构，在其中喷气式发动机20a不布置在第一纵向截段26a的区域中而布置在第二纵向截段30a的区域中。相应地，该喷气式发动机20a设置在“正常的安装位置中”。该修改在流动损失方面通常比图7的几何结构更不利，然而在一定的应用情况中也可带来优点。

根据图7和8的设计的另一可能的修改在于，多个驱动流道不完全分离地来构造，而是部分地通过共同利用的部件。由此，例如代替在图7和8中分离地示出的两个推进喷嘴，备选地也可设置有唯一的共同用于两个驱动流道的推进喷嘴，其通过流动结合部(“Y形件”)联接到向后伸延的纵向截段30-1和30-2处。

图9说明了一类似的修改，在其中这样的流动结合部已直接布置在两个弯曲截段28b-1和28b-2之后，其又通到共同利用的喷气式发动机20b中。

图10显示了相对于根据图7的实施形式的另一修改，在其中第二弯曲截段28c-1和28c-2如在图7中那样处于x-y平面中，然而该流动在y方向上观察不朝向飞行器中心而是朝向飞行器外部转向。

备选于或附加于在图7至10中所示的“双重的”驱动流道，所涉及的飞行器例如也可装备有“单重的”驱动流道。

对于根据图7至10的实施形式共同的是，第一弯曲截段和第二弯曲截段相应设置了单轴弯曲的流动转向。然而这绝对不是强制的。与此相区别，第一弯曲截段和/或第二弯曲截段例如可设置双轴的弯曲。

此外，对于根据图7至10的实施例共同的是，第一弯曲截段相应设置了在竖直的x-z平面中的弯曲而第二弯曲截段相应设置了在水平的x-y平面中的弯曲。这也不是强制的。原则上，相应的弯曲轴线(例如在双轴的弯曲中“主弯曲轴线”)可或多或少任意地且很大程度上彼此独立地来设置。在一特别的实施形式中，与根据图7至10的示例相区别，例如设置成，不仅第一弯曲截段而且第二弯曲截段主要设置在x-z平面中的弯曲或者主要在x-y平面中的弯曲。

相当普遍地重要的仅是，驱动流道的所有的弯曲的“联合(Verkettung)”整体上导致，空气流动(在空气入口处)从它的在负的x方向上的定向出发经由驱动流道的部分地弯曲的走向最终又在负的x方向上定向地离开飞行器主体(在(多个)推进喷嘴处)。

Claims (11)

1.一种飞行器，其带有机身和机翼体(12)、喷气式发动机(20)及至少一个驱动流道(16)，所述驱动流道(16)从在机体表面(14)处指向前(+x)的空气入口(18)经由所述喷气式发动机(20)伸延穿过所述机身和机翼体(12)至在所述机体表面(14)处向后(-x)通出的推进喷嘴(22)，

其特征在于，所述喷气式发动机(20)的至少一部分在所述飞行器(10)的飞行方向(+x)上观察布置在所述空气入口(18)之前且所述驱动流道(16)具有适合于此地构造和布置的弯曲截段(24,28)。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，整个所述喷气式发动机(20)在所述飞行器(10)的飞行方向(+x)上观察布置在所述空气入口(18)之前。

3.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述空气入口(18)在飞行方向上观察布置在所述飞行器(10)的质量重心(M)之后并且/或者在所述机身和机翼体(12)的从上面观察的轮廓的几何的面重心(G)之后。

4.根据权利要求1-3中任一项所述的飞行器，其中，所述空气入口(18)的通入口在其外侧上由所述机身和机翼体(12)的向前渐缩的区域来限制。

5.根据权利要求4所述的飞行器，其中，所述区域缩成尖。

6.根据权利要求1-3中任一项所述的飞行器，其中，所述驱动流道(16)至少一部分双重地、对称于所述机身和机翼体(12)的竖直的纵向中心平面来构造。

7.根据权利要求1-3中任一项所述的飞行器，其中，所述驱动流道(16)包括：

- 联接到所述空气入口(18)处的用于流动转向的第一弯曲截段(24)，

- 联接到所述第一弯曲截段(24)处的且在飞行方向(+x)上延伸的用于流动导向的第一纵向截段(26),

- 联接到所述第一纵向截段(26)处的用于流动转向的第二弯曲截段(28)，和

- 联接到所述第二弯曲截段(28)处的且逆着飞行方向(-x)延伸的用于流动导向的第二纵向截段(30)。

8.根据权利要求7所述的飞行器，其中，所述第一纵向截段(26)包含所述喷气式发动机(20)。

9.根据权利要求1-3中任一项所述的飞行器，其中，所述喷气式发动机(20)的至少一部分在飞行方向(+x)上观察布置在所述飞行器的质量重心(M)之前并且/或者在所述机身和机翼体(12)的从上面观察的轮廓的几何的面重心(G)之前。

10.根据权利要求9所述的飞行器，其中，整个所述喷气式发动机(20)在飞行方向(+x)上观察布置在所述飞行器的质量重心(M)之前。

11.根据权利要求1-3中任一项所述的飞行器，其中，所述弯曲截段(24,28)中的至少一个具有用于流动转向确定的第一角度的第一伸延区域和直接联接到其处的用于流动转向小于第一角度的第二角度的带有相反的弯曲方向的第二伸延区域。