CN103429495A - 带有后推进系统的飞机 - Google Patents

Abstract

飞机（1），包括沿飞机纵向方向X伸展的机身（2），包括在机身中间部分固定在机身上的机翼（3），包括位于机翼（3）之后的后机身（21），发动机（6）固定在后机身上。飞机另外包括空气动力面：水平前翼（4）、机翼端垂直面（5）和机翼副翼（31），它们保证飞机的稳定性和空气动力控制，并且按照任何所述空气动力面都不在飞机发动机之一的旋转部分爆裂情况下发动机（6）碎片的可能抛射空间（62）中的设置与机身（2）或机翼（3）连在一起。

Description

带有后推进系统的飞机

技术领域

本发明属于通过固定在机身后部分中的涡轮机推进的飞机的领域，飞机例如民用运输机或军用运输机。

更特别的是，本发明涉及具有伸长形机身的飞机，涡轮喷气发动机型或涡轮发动机型的推进发动机固定在该伸长形机身的后部。

背景技术

在飞机的领域中，当今广泛使用这样的结构：其可被视作是常规结构，包括在其中输送旅客或货物的伸长形机身，该结构还包括在机身前端和后端之间的机身中间部分中被固定于机身的机翼。

由于在飞机的空气动力方面和操作方面具备的优点，该常规结构得到广泛使用。

在空气动力方面，伸长形机身提供会较大的有效容积，同时具有较小的主横截面（

couple），并且翼展延伸可较大，这两点可以限制气动阻力。

在操作方面，机身的伸长形状可以没有特殊困难地设置用以允许进行旅客的迅速登机和下机操作的足够数量的出口，和具备一定数量的规章制度要求的应急出口，由于机翼在机身长度上占据的长度不大，因而机翼没有妨碍。

即便该常规结构在运输机领域中的确占很大主导，但是该常规结构对于推进发动机的位置，包括很不相同的两类。

第一类包括固定在机翼下的推进发动机，最常见的是相对机身对称设置的两个或四个发动机，例如空客A320飞机（两个发动机）或空客A380飞机（四个发动机）上，第二类包括在机身的每一侧固定在机身后部的推进发动机，例如Caravelle SE210飞机上，必要时可固定在机身中或机身上方。

为给运输机输送所需推力，一旦飞机重量超过几十吨，使用的发动机就为喷气涡轮发动机或涡轮发动机，喷气涡轮发动机或涡轮发动机包括涡轮机作为推力发生器，它们常常带动大直径鼓风器或复杂性或更大或较小的螺旋桨。

这些发动机可能发生故障，从而会在离心力的作用下导致发动机碎片以可能很高的能量喷射。

为遏制碎片，有时使用围绕作为鼓风器的流线型旋转部分的装甲体（blindage），实际上不可能、即以影响可接受重量的方式来在涉及能量大时通过该方式阻止碎片喷射。

为避免损坏飞机敏感部分、例如包括飞行控制装置或至关重要结构的部分，发动机安置在发动机碎片的可能路径避开这些敏感部分或不会导致飞机妨碍性损坏的位置。

在发动机固定在飞机后部的情况下，由于飞行控制装置集中在比较小的机身后部分中，因而问题更难考虑，常规结构中的飞机尾翼即水平尾翼和垂直尾翼也位于该机身后部分中。

现在，设计者已经通过喷气发动机的定位、特别是纵向定位以及增加飞行控制系统控制后置喷气发动机的安装问题，由于这些喷气发动机的尺寸比较有限和/或潜在碎片的能量有限，喷气发动机的纵向定位是约束性的但是可能的。

由于各种原因出现具有更大直径的旋转部分的发动机，特别是非流线型对转螺旋桨发动机，它们在机身后部的安装在某些方面似乎比在机翼下安装更加简单，但提出控制碎片喷射的问题。

已知地，这些发动机的安装方案在于，通过调整支柱，用这些发动机替代常规喷气发动机，所述支柱根据旋转部分的直径应远离发动机轴，如专利US5443229中所述，但是这些解决方案不能简单地抑制发动机旋转部分爆裂的后果，爆裂可能表现为后尾翼处的飞机控制系统或者后机身或尾翼结构的一部分的损坏，因此在设计中应考虑到这些损坏。

因此这类解决方案的实施非常昂贵和复杂，是特别影响重量和气动力之源。

发明内容

本发明提出一种飞机结构，该结构带来对于固定在飞机机身后部的涡轮发动机的安装的优化方案，可以使飞机设计者确定固定在机身后部的发动机的安装，而不承受常规飞机结构上为解决系统和飞行控制的安全性方面的已知约束。

为此，本发明的飞机包括沿飞机的纵向方向X伸展的机身，还包括机翼，所述机翼沿所述纵向方向在所述机身的中间部分中固定于所述机身，使得所述机身部分地朝机身前端的方向在所述机翼之前延伸，并且所述机身部分地朝机身后端的方向在所述机翼之后延伸，其包括又称为后机身的在机翼之后且在后端侧上的机身后部分，一个或多个位于所述机翼之后的发动机固定在所述机身后部分上。另外，所述后机身完全没有用于保证飞机稳定性和/或飞机空气动力控制的空气动力面，或至少没有对于保证飞机稳定性或飞机空气动力控制所必需的这类空气动力面，该条件至少涉及所述后机身的这样的区域：其位于一所述飞机发动机的旋转部分爆裂的情况下的发动机碎片可能抛射的空间内，有利的是，所有这些空气动力面都位于发动机和其碎片的可能抛射空间之前的部分中。

因此，在飞机飞行过程中导致碎片抛射的发动机爆裂的情况下，被抛射的发动机碎片不会到达空气动力面，因此避免了这些空气动力面或它们的设备受到损坏的任何危险，该损坏会影响飞机的稳定性及控制。

另外，与失衡发动机有关的振动不会直接施加于空气动力面，这避免了将这些空气动力面为考虑该飞行情况而使其结构尺寸过大，这样可避免这些空气动力面因受高振动水平而在其运行方面遭到损坏，这限制了振动对飞机飞行质量的影响，其中飞机在空气中的移动导致的风车模式转动引起发动机失衡。

为保证飞机的俯仰控制和稳定性，保证飞机围绕俯仰轴的空气动力控制和稳定性的空气动力面有利地在位于机翼之前的机身上的纵向位置与机身连在一起。

由于发动机在机身后部的位置，因而这些空气动力面，例如称为所谓鸭式的前翼，始终远离碎片抛射区，因此在发动机爆裂的情况下完全受到保护。

为保证飞机的偏航控制和稳定性，保证飞机围绕偏航轴的空气动力控制和稳定性的空气动力面有利地设置于机翼的自由端，其保持在发动机碎片的可能抛射空间之外。

因此安置于机翼端部的空气动力面，例如呈尺寸和形状适当的小翼的形式，用以保证追求的稳定性并设有围绕偏航轴线控制飞机的舵，这些空气动力面不会被发动机爆裂情况下的碎片抛射所损坏。

为保证飞机的横摇控制和稳定性，保证飞机围绕横摇轴的空气动力控制的空气动力面是在机翼后缘侧设置于机翼上的副翼，副翼在位于发动机碎片的可能抛射空间之外的区域与机翼连成一体。

在一特殊实施方式中，副翼包括受控气动阻力产生模式，用以保证围绕飞机偏航轴的飞机空气动力控制。

因此，例如鳄鱼型的副翼参与围绕偏航轴的飞机控制，用于补充或代替专用于飞机偏航控制和稳定性的机翼端空气动力面。

有利的是，本发明的飞机的发动机是喷气发动机或具有前螺旋桨或后螺旋桨的涡轮发动机。

用这样的发动机，提出的设置避免了空气动力面会处在碎片路径上，碎片势能会使得很难寻求停止或控制这些碎片。

在飞机的一实施方式中，所述飞机包括两个发动机，在机身的每一侧各有一个所述发动机，按照相对飞机坐标系中的垂直平面基本对称的布置设置在所述后机身上，必要时另外还包括第三发动机，所述第三发动机在所述后机身上设置在所述机身的上方并基本在飞机坐标系的垂直对称平面中，以满足需要时的规则要求和飞机推力需求。

所述机翼沿所述纵向方向在所述机身上的位置和所述机翼的几何掠形（flèche géométrique）确定成，与所述机翼连成一体的所述空气动力面都不在所述发动机的碎片抛射空间中。

合理选择机翼的这些几何参数，可以满足对飞机追求的定中心和巡航速度的要求，同时遵守空气动力面没有在发动机爆裂情况下被抛射的碎片损坏的风险的条件。

本发明还涉及制造满足以上描述的飞机的方法，在该方法中，由没有后机身的飞机结构所形成的飞机结构部分独立于后机身形成，将可以从一个飞机到另一飞机不同并与给定发动机类型对应的后机身，根据用于待制造飞机的希望的动力装置被组装到所述飞机结构部分上。

因此，该方法可以形成生产飞机的工业装置，在该工业装置中，用大部分共同的结构部分和部件来生产由装在飞机上的发动机类型区分的不同飞机。

附图说明

附图作为对本发明的非限定实施例的说明示意表示：

图1：根据本发明的飞机例子的透视图；

图2：图1飞机的俯视图，表示发动机爆裂情况下碎片抛射的可能区域；

图3a：根据本发明的一飞机例子的透视图，该飞机与图1飞机的不同之处在于高机翼和低前翼的形态；

图3b：根据本发明的一飞机例子的透视图，该飞机与图1飞机的不同之处在于喷气发动机型的发动机的形态；

图4和细部(a)-(g)：以透视图表示与图1飞机对应的无后机身的飞机部分、和不同的后机身，这些不同的后机身可以与使用不同类型或不同数量的发动机的飞机前部分相匹配。

具体实施方式

图1表示飞机1，飞机1按照已知的常规布置主要包括机身2和机翼3。

为进行描述的需要，飞机1与由三个正交方向定义的常规坐标系相结合：

-X方向，其与平行于机身轴线的飞机纵轴线平行，按照飞行移动方向朝飞机前方为正方向；

-Z方向，其与X方向垂直，当飞机水平飞行时朝飞机下方为正方向；

-Y方向，其与X方向和Z方向所确定的平面XZ垂直，朝飞机右侧为正方向。

在本描述中，位置或方向的相对表述具有与它们在飞机坐标系中共同的含义，尤其是：

-前方或向前表示朝正X方向，后方或向后表示朝负X方向；

-下方或向下表示朝正Z方向，上方或向上表示朝负Z方向；

-右侧或向右表示朝正Y方向，左侧或向左表示朝负Y方向，在一侧上根据情况无区别地表示正Y侧或负Y侧。

根据飞机设计领域中的惯例，对于转动或扭矩，参照围绕与X方向平行的飞机横摇转轴的横摇角、围绕与Y方向平行的俯仰轴的俯仰角、和围绕与Z方向平行的偏航轴的偏航角。

飞机机身2以运输机领域中的传统方式，是沿所述机身的与X方向平行的纵向方向伸长。

机翼3沿机身长度固定在机身中部分22中，即机身部分地在机翼之前朝机身前端24的方向延伸，部分地在机翼之后朝机身后端23的方向延伸，而机翼不一定距前端和距后端是等距离的。

在图1的考虑的例子中，机翼3还固定在机身下部分，该机身下部分是在基本为柱形的中间部分22中。

如图1上所示，本发明的飞机1还包括水平前翼4，水平前翼4按照所谓鸭式形态在机翼之前固定在机身上。水平前翼4包括具有相对机身可变化安装角或固定的基本水平的第一部分41，第一部分41从机身的每一侧基本对称地延伸，升降舵42在后缘侧铰接在第一部分上。

机翼3在其自由端设有偏航稳定器5。

每个偏航稳定器5主要由相对飞机坐标系的水平面XY至少足够倾斜或基本垂直的空气动力面构成，以便当飞机具有非零的空气动力侧滑时提供通过偏航稳定器沿Y方向产生的大气动作用力的分量。

每个偏航稳定器5包括固定的前部分51和在稳定器后缘侧铰接的方向舵52。

机翼3还在所述机翼的后缘侧包括一些用于围绕横摇轴控制飞机的副翼31。

必要时，与例如通过鳄鱼型舵横摇控制用的所追求的副翼局部升力无关地，每个副翼31包括受控气动阻力产生模式，使得通过在机翼右侧和机翼左侧之间引起不同的气动阻力，产生围绕偏航轴的控制扭矩。

该功能的应用在必要时允许使用包括小尺寸方向舵52、甚至必要时不包括方向舵的偏航稳定器5。

两个发动机6在机翼3之后并在后端23侧上，被固定在机身2的称为后机身的后部分21中。

通过支柱61将每个发动机6比较靠近机身后端23固定在机身一侧。

后机身21基本对应于相对纵向方向X的直截面从基本柱形的中间面22直到机身后端23减小的机身部分。

根据本发明，后机身21不包括飞机稳定性或飞机空气动力控制所需的任何空气动力控制面和任何空气动力面，在图中所示的情况下，后机身21实际上不包括用于飞机稳定性或空气动力控制的任何空气动力面，即使机身、发动机支柱或甚至发动机吊舱的特殊形状都一定附带地对稳定性有影响，虽然飞机设计者考虑了所述影响，但它们在飞机稳定性中都不是主要的。

因此，本发明的飞机不包括常规结构中与后机身结合的任何尾翼。

在本发明的飞机1中，前翼4在升降舵42的尺寸和总面积方面尺寸确定成保证飞机的俯仰稳定性和俯仰控制，偏航稳定器5以及它们的方向舵52和/或必要时鳄鱼式副翼的尺寸确定成保证飞机的偏航控制和稳定性。

要指出的是，实际上，至少对于其中包括螺旋桨发动机的某些类型发动机来说使每个后发动机6保持在距后机身21一定距离处的必要性，意味着使用支柱61，为减小气动阻力的支柱61形状附带地作用于纵向稳定性，但消除该作用基本不会影响纵向稳定性。

为优化考虑，有利的是，考虑飞机在正常形态时支柱61的纵向稳定器作用，同时考虑到支柱损坏会导致的减小但对于飞行质量和舒适度来说仍可接受的稳定性，来确定前翼4的尺寸。

在后机身21的区域中没有尾翼结构和没有安装许多属于与尾翼有关的飞行控制系统，可以实现比常规飞机结构中同时更轻和强度更大的后机身结构。

这样提供的用于设计后段结构的自由度还可实现支柱61与后机身21之间的接合部，所述接合部可以缓减发动机的旋转部分严重不平衡情况下和发动机正常运行过程中的振动，以减少向机身传递振动和噪音。

应注意考虑在包括大直径叶片的发动机、例如涡轮风扇喷气发动机或带有快速螺旋桨的涡轮推进器中的这种不平衡现象。

实际上，在失去螺旋桨或风扇的一个叶片或一叶片部分的情况下，发动机常常、甚至在熄灭后在飞行中继续按照所谓“风车（moulinet）”模式被空气流动带动转动。则发动机旋转部分的失衡是大振动的来源，这些大振动可能干扰结构和系统的良好运行。

在本发明的飞机中，这类振动仅对飞机的稳定性和控制具有非常小的影响，这是因为后机身21上没有对应这些功能的尾翼，另外，简化系统在所述后机身中的设置还方便通过性能良好的振动衰减部件固定发动机支柱。

在发动机在本发明飞机上的布置中，没有任何空气动力面——无论其固定在机身上还是机翼上（前翼4和偏航稳定器5）、也没有任何空气动力控制舵（升降舵42、方向舵52和机翼的副翼31）位于这样的区域中：该区域包括在发动机爆裂情况下可能抛射出的发动机碎片的抛射空间62内。

爆裂情况下发动机碎片抛射空间62实际上是已知的，通过如图2象征表示的对应与发动机不同旋转部分相关联的抛射锥形体的体积来表示。

这类抛射空间常常用锥形区域表示，这些锥形区域表现发动机旋转部分的碎片相对每个所述旋转部分的径向平面的可能的发散角。

飞机动力设备设计的本领域技术人员相当了解这些空间相对发动机的位置，这些位置属于发动机特征的构成部分，发动机设计者例如基于经验数据以及现在通过数字模拟工具建立所述发动机特征。

由于在本发明的飞机中，与飞机的稳定性和控制有关的所有敏感零件处在发动机爆裂情况下碎片抛射可能损坏到的区域之外，因此方便了负责保证飞机稳定性和控制的飞机控制装置的设计。

一方面，由于功率线（液压线和电力线）和控制线（电力总线、光学总线等）的走向无需避免在面对发动机爆裂危险的区域中通过，因而功率线和控制线的分离承受的限制远没有那么严苛。从所使用的结构中明显地体现出这一点，在该结构中，由于没有任何敏感零件设置在该区域中或该区域后，因而只有机身的最后部分可能会承受到抛射。

另一方面，由于传统安全原因应对故障有容忍度的控制零件本身的设计、特别是用于飞行控制装置和其执行机构的活动面，其设计和实现要简单得多，并且在这些零件的成本和重量方面具有有利的影响。

例如，在常规结构中应由两个零件实现的舵如方向舵，可在本发明的飞机中由单一零件实施。

图1上所示的本发明飞机可以在遵守本发明的原理中采用各种不同的结构形状。

机翼的形态可以与图1飞机的机翼形态不同。

例如，机翼3可以处在相对机身2的高位，如图3a的飞机例子上。

机翼也可采用不同的空气动力形态，如掠角基本为零的后掠翼，或前掠翼，即机翼端部在飞机坐标系中在机翼在机身上的接合线之前向前错开，该形态未被示出。在这些实施变型中，机翼2的任何部分都没有处于发动机爆裂情况下碎片抛射空间62中。

实际中，通过碎片抛射空间限制机翼几何掠形向根据机翼相对机身的位置的后侧。

水平前翼4的形态也可根据应实施的飞机的固有要求而不同，所述要求特别是空气动力要求、结构要求和对地面飞机周围的人员尤其是车辆的运动的约束。

水平前翼4例如被固定在机身2上的低位，如在图3a所示的形态上，其几何掠形可以如图1和图3a中的情况那样为正掠角，还可以根据未示出的形态为零掠角或为负掠角，水平前翼41和它的升降舵42在任何情况下都处在位于机身后部的发动机碎片抛射空间62之外。

水平前翼也可具有不同的几何形状，特别是对于其掠形、其展弦比或其拉长度。

本发明的飞机还可以根据不同形态使用不同类型的发动机。

图4作为本发明的实施例以非限定方式表示不同类型和不同设置的发动机。

因此，在同一飞机1或图4上所示的除后机身21外的类似飞机上，后机身可设置成带有：

-图4a：如图1飞机上那样，具有位于发动机后部的快速螺旋桨的涡轮发动机；

-图4b：具有位于发动机前部的快速螺旋桨的涡轮发动机；

-直径更大或更小的喷气发动机，有利地，所述喷气发动机根据所考虑的喷气发动机的主横截面的宽度以大致整体的形态安装在机身中；

-图4c：相对机身直径较小的喷气发动机，它们通过机身外可以看到的支柱被固定在机身上；

-图4d：中等直径并与机身基本相切的喷气发动机；

-图4e：相对机身的大直径的喷气发动机，其以半埋入机身的形态设置。

在一未示出的形态中，单一发动机固定在后机身上。

出于如总推力增加或规范要求的各种原因，第三发动机能以与其它发动机相类似的方式固定于机身后部、在机身上方并基本在飞机的垂直对称平面中，如图3f的例子中，图3f的例子对应于三发动机版的图3c设置，图3g的例子对应于三发动机版的图3d设置。

事实上，发动机数量、发动机类型、发动机尺寸和它们在机身上的设置可以在实际可能的限度内满足所有可能的组合。

例如，中等尺寸的发动机如喷气发动机或涡轮发动机，可以在支柱上的形态中设置成固定于机身侧面上，以保证优化的巡航推进；其还可以在埋入形态中与设置在机身上部上的更大直径的喷气发动机相结合，以尽量减小它的巡航阻力及提供额外起飞推力。

无论使用的发动机的类型和发动机的数量如何，本发明的飞机结构都提供了发动机碎片抛射对用于稳定和控制的空气动力面及与其相关的系统造成的问题的解决方案。

因此，该结构还给飞机设计者带来了在发动机类型选择中的大自由度、和用于每个发动机准确定位的增强的灵活性。

另外，通过将发动机碎片抛射的关键方面与飞机系统、特别是空气动力控制和稳定系统的设计的关键方面分开，使设计其动力装置可根本改变但不影响其它系统形态的飞机成为可能。

因此，可以在飞机设计的过程中晚些进行飞机发动机类型的选择。

同一飞机生产线可以实现使用不同发动机类型的式样，对结构组装的结果于是被限制为选择后段式样的结果。例如，喷气发动机版和螺旋桨涡轮发动机版可以由同一组装线形成。

本发明并不限于前面描述和表示的详细例子。

特别是，机翼和水平前翼的不同可能的设置可以根据飞机的固有的空气动力要求进行组合。

对偏航稳定器也可有其它设置，例如基本垂直的空气动力面在机身与机翼端部之间的中间位置设置在机翼上，限于机身每一侧一个空气动力面的对称布置优先，但不是强制性的。

提出的机身形状也可有许多变型，而这不会超出本发明，例如在机身前部与后部之间的机身截面的变化方面。

因此，本发明的飞机对于多种类型的动力装置具备用于保证飞机控制和其稳定性所需要的全部部件，而无需使用对飞机及其系统进行特别保护以避免在发动机爆裂情况下碎片抛射或风车模式下的高振动水平的风险的特别保护部件。

Claims (10)

1.飞机（1），所述飞机包括沿飞机的纵向方向X伸展的机身（2），还包括机翼（3），所述机翼沿所述纵向方向在所述机身的中间部分中固定于所述机身，使得所述机身部分地朝机身前端（24）的方向在所述机翼（3）之前延伸，并且所述机身部分地朝机身后端（23）的方向在所述机翼（3）之后延伸，其还包括称为后机身的机身后部分（21），所述飞机还包括至少一个固定于所述机身并位于所述机翼（3）之后的发动机（6），

其特征在于：

-固定于机身的所述发动机（6）被固定在后部位置，使得只有位于一所述发动机的旋转部分爆裂情况下的固定于机身的发动机（6）的碎片抛射空间（62）内的飞机部分是所述后机身（21）的部分；

-所述后机身（21）没有用于保证飞机稳定性和/或飞机空气动力控制的空气动力面。

2.如权利要求1所述的飞机，其中，围绕飞机俯仰轴的飞机稳定和/或飞机空气动力控制用的空气动力面（4）是在所述机翼（3）之前与所述机身（2）连成一体的。

3.如权利要求2所述的飞机，其中，围绕飞机偏航轴的飞机稳定和/或飞机空气动力控制用的空气动力面（5）设置在所述机翼（3）的自由端，其保持在所述发动机的碎片抛射空间（62）之外。

4.如权利要求3所述的飞机，其中，围绕飞机横摇轴的飞机空气动力控制用的空气动力面（31）是副翼，所述副翼在机翼后缘侧设置于所述机翼（3）上、在所述发动机的碎片抛射空间（62）之外。

5.如权利要求4所述的飞机，其中，所述副翼（31）包括受控气动阻力产生模式，用以保证围绕飞机偏航轴的飞机空气动力控制。

6.如上述权利要求中任一项所述的飞机，其中，所述发动机（6）是喷气发动机或螺旋桨在前侧或螺旋桨在后侧的螺旋桨涡轮发动机。

7.如权利要求6所述的飞机，其中，所述飞机包括两个发动机（6），在机身（2）的每一侧各有一个所述发动机，按照相对飞机坐标系中的垂直平面基本对称的布置设置在所述后机身（21）上。

8.如权利要求7所述的飞机，其中，所述飞机另外还包括第三发动机（6），所述第三发动机在所述后机身（21）上设置在所述机身（2）的上方并基本在飞机坐标系的垂直对称平面中。

9.如上述权利要求中任一项所述的飞机，其中，所述机翼（3）沿所述纵向方向在所述机身（2）上的位置和所述机翼（3）的几何掠形确定成，与所述机翼连成一体的空气动力面（5、31）都不在所述发动机（6）的碎片抛射空间（62）中。

10.制造如上述权利要求中任一项所述的飞机（1）的制造方法，其中，独立于后机身（21）制成由没有后机身（21）的飞机结构所形成的飞机结构部分；并且，根据用于待制造飞机的希望的动力装置，将后机身（21）组装到所述飞机结构部分上，所述后机身从一架飞机到另一架飞机会是不同的及对应于给定的发动机（6）的类型。

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