CN106986035B - 用于飞行器的后发动机 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种用于包括多个主发动机的飞行器(200)的推进系统。多个主发动机包括至少第一主发动机(252)和第二主发动机(254)，其各自构造成安装至飞行器(200)的一对机翼(210)中的相应一个。推进系统还包括构造成用于安装在飞行器(200)的尾部区段(208)处的后发动机。多个主发动机尺寸确定成在不使用后发动机的情况下提供足够用于飞行器(200)起飞的推力量，使得后发动机可构造为非首要可靠的发动机。

Description

用于飞行器的后发动机
技术领域
本主题大体上涉及包括后发动机的飞行器推进系统。
背景技术
常规商用飞行器大体上包括机身、一对机翼，以及提供推力的推进系统。推进系统通常包括至少两个飞行器发动机，诸如涡扇喷气发动机。各个涡扇喷气发动机安装到飞行器的相应一个机翼上，诸如在机翼下方的悬置位置，与机翼和机身分开。此构造允许涡扇喷气发动机与未由机翼和/或机身影响的单独的自由流空气流相互作用。该构造可减少进入各个相应涡扇喷气发动机的入口的空气内的湍流量，这具有对飞行器的净推进推力的积极影响。
附加的飞行器发动机例如可整体结合到飞行器的竖直稳定器中来向飞行器提供附加推力。提供的飞行器发动机中的每一个(包括机翼下方安装的飞行器发动机和竖直稳定器整体结合的飞行器发动机)都尺寸确定成在以最大能力操作时提供基本相等量的推力。此外，各个飞行器发动机均尺寸确定成使得在操作时，累加的推力量足以用于飞行器正常起飞。
因此，在此构造下，所需的是，各个飞行器发动机均能够正确地操作，以便完成飞行任务。例如，在此构造下，飞行器不能在没有所有都正确操作的机翼下方安装的飞行器发动机和竖直稳定器整体结合的飞行器发动机的情况下正常起飞。因此，在增大飞行器的总推力的同时，竖直稳定器整体结合的飞行器发动机还可提高飞行器将由于机械问题而触地的可能性。
因此，具有能够有助于飞行器的净推力而不增大飞行器由于机械问题触地的几率的与机翼下方安装的飞行器发动机分开的发动机的飞行器的推进系统将是有用的。具体而言，具有能够有助于飞行器正常起飞操作不需要的飞行器的净推力(或其它利益)的与机翼下方安装的飞行器发动机分开的发动机的飞行器的推进系统将是特别有益的。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中部分地阐明，或可从描述中清楚，或可通过实施本发明理解到。
在本公开内容的一个示例性实施例中，提供了一种用于具有一对机翼和尾部区段的飞行器的推进系统。推进系统包括多个主发动机，多个主发动机包括至少第一主发动机和第二主发动机。第一主发动机构造成安装到飞行器的一对机翼中的第一个上，且第二主发动机构造成安装到飞行器的一对机翼中的第二个上。推进系统还包括构造成安装在飞行器的尾部区段处的后发动机。多个主发动机尺寸确定成在不使用后发动机的情况下提供足够用于飞行器起飞的推力量。
在本公开内容的另一个示例性实施例中，提供了一种飞行器。飞行器包括在鼻端与尾部区段之间延伸的机身，在鼻端与尾部区段之间的位置处从机身的相对侧向外延伸的一对机翼，以及多个主发动机。多个主发动机中的至少第一个安装到一对机翼中的第一个上，且多个主发动机中的至少第二个安装到一对机翼中的第二个上。多个主发动机中的各个均尺寸确定成在最大能力下操作时生成最大主发动机推力。飞行器还包括安装在飞行器的尾部区段处的后发动机。后发动机尺寸确定成在以最大能力操作时生成最大后发动机推力，最大后发动机推力比最大主发动机推力大或小至少百分之十。
在本公开内容的示例性方面中，提供了一种用于操作飞行器的方法。飞行器包括一对机翼、安装到飞行器的尾部区段处的后发动机，以及多个主飞行器发动机。多个主发动机中的至少第一个安装到一对机翼中的第一个上，且多个主发动机中的至少第二个安装到一对机翼中的第二个上。该方法包括操作多个主飞行器发动机来生成足够用于飞行器起飞的推力量，以及在飞行器的起飞操作模式期间在低于全部能力下操作后发动机。
本发明的这些及其它特征、方面和优点将参照以下描述和所附权利要求变得更好理解。并入且构成本说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，且连同描述用于阐释本发明的原理。
附图说明
包括针对本领域的技术人员的其最佳模式的本发明的完整且开放的公开内容在参照附图的说明书中提出，在附图中：
图1为按照本公开内容的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性截面视图。
图2为按照本公开内容的示例性实施例的后发动机的示意性截面视图。
图3为根据本公开内容的各种示例性实施例的飞行器的顶视图。
图4为图3的示例性飞行器的左舷侧视图。
图5为按照本公开内容的示例性方面的用于操作飞行器的方法的流程图。
零件列表
10 涡扇喷气发动机
12 纵向或轴向中心线
14 风扇区段
16 核心涡轮发动机
18 外壳
20 入口
22 低压压缩机
24 高压压缩机
26 燃烧区段
28 高压涡轮
30 低压涡轮
32 喷气排气区段
34 高压轴/转轴
36 低压轴/转轴
37 核心空气流动通路
38 风扇
40 叶片
42 盘
44 促动部件
46 动力变速箱
48 机舱
50 风扇壳或机舱
52 出口导叶
54 下游区段
56 旁通空气流通路
100 BLI风扇
102 中心线轴线
104 风扇
106 机舱
108 结构部件
110 风扇叶片
112 风扇轴
114 能量源
116 变速箱
118 IGV的前端
120 IGV的后端
122 本体
124 襟翼
126 径向轴线
128 第一位置
130 中间位置
132 第二位置
134 入口
136 BLI风扇的前端
138 OGV
140 尾锥
142 喷嘴
200 飞行器
202 机身
204 纵向中心线
206 鼻部区段
208 尾部区段
210 机翼
212 左舷侧
214 右舷侧
216 前缘襟翼
218 后缘襟翼
220 竖直定位器
222 方向舵襟翼
224 水平稳定器
226 升降舵襟翼
228 机身的外表面
250 推进系统
252 喷气发动机
254 喷气发动机
256 BLI风扇
258 发电机
260 储能装置。
具体实施方式
现在将详细参照本发明的实施例，其一个或更多个实例在附图中示出。该详细描述使用了数字和字母标号来表示附图中的特征。附图中相似或类似的标记用于表示本发明的相似或类似的部分。如本文中所使用的，用语"第一"、"第二"和"第三"可互换使用，以将一个构件与另一个区分开，且不旨在表示独立构件的位置或重要性。用语"上游"和"下游"是指相对于流体通路中的流体流的相对方向。例如，"上游"是指流体流自的方向，且"下游"是指流体流至的方向。
本公开内容提供了一种用于飞行器的推进系统，其具有多个主飞行器发动机和可有助于飞行器的净推力的后发动机。多个主飞行器发动机可例如为机翼下方安装的涡扇喷气发动机，其尺寸确定成给飞行器提供足量的推力来用于正常起飞。相比之下，后发动机可安装在飞行器的尾部区段处，且例如可在飞行器的爬升结束期间和/或飞行器的巡航期间使用。显然，在这些高的高度状态期间，穿过多个主飞行器发动机的相对高的校正流是典型的，且因此用于多个主飞行器发动机中的各个的相应风扇通常尺寸确定成适应相对高的校正流。然而，在这些高的高度的飞行状态期间使用后风扇可允许穿过多个主飞行器发动机的减少量的校正流，且因此允许多个主飞行器发动机中的各个的风扇的尺寸减小。由穿过多个主飞行器发动机的减小的校正流提供的所得推力减小可由后发动机补充来实现飞行器的期望的净推力。显然，多个主飞行器发动机的风扇尺寸的该减小可减小多个主飞行器发动机的总体重量，这可有助于整体的推进系统的效率提高。
现在将参照附图，其中相同的数字指出的附图各处的相同元件。具体而言，图1提供了示例性主飞行器发动机的示意性截面视图。具体而言，对于所示实施例，主飞行器发动机构造为高旁通涡扇喷气发动机，其在本文中称为"涡扇发动机10"。如图1中所示，涡扇发动机10限定轴向方向A1(平行于出于参照提供的纵向中心线12延伸)，以及径向方向R1。大体上，涡扇10包括风扇区段14和设置在风扇区段14下游的核心涡轮发动机16。
绘出的示例性核心涡轮发动机16大体上包括基本管状的外壳18，其限定环形入口20。外壳18包围成串流关系的包括增压器或低压(LP)压缩机22和高压(HP)压缩机24的压缩机区段；燃烧区段26；包括高压(HP)涡轮28和低压(LP)涡轮30的涡轮区段；以及喷气排气喷嘴区段32。高压(HP)轴或转轴34将HP涡轮28传动地连接到HP压缩机24上。低压(LP)轴或转轴36将LP涡轮30传动地连接到LP压缩机22上。压缩机区段、燃烧区段26、涡轮区段和喷嘴区段32一起限定核心空气流动通路37。
对于所示实施例，风扇区段14包括可变桨距风扇38，其具有以间隔开的方式联接到盘42上的多个风扇叶片40。如图所示，风扇叶片40从盘42大体上沿径向方向R向外延伸，且限定风扇直径D。各个风扇叶片40通过风扇叶片40关于盘42围绕桨距轴线P是可旋转的，风扇叶片40可操作地联接到适合的促动部件44上，部件44构造成一起地共同改变风扇叶片40的桨距。风扇叶片40、盘42和促动部件44通过跨过动力变速箱46的LP轴36围绕纵轴线12是一起可旋转的。动力变速箱46包括多个齿轮，以用于将风扇38关于LP轴36的转速调整至更有效的风扇转速。
仍参看图1的示例性实施例，盘42由可旋转的前毂48覆盖，前毂48空气动力学地异型为促进空气流穿过多个风扇叶片40。此外，示例性风扇区段14包括环形风扇壳或外机舱50，其沿周向包绕风扇38和/或核心涡轮发动机16的至少一部分。将认识到的是，机舱50可构造成由多个沿周向间隔开的出口导叶52关于核心涡轮发动机16支承。此外，机舱50的下游区段54可在核心涡轮发动机16的外部上延伸，以便限定其间的旁通空气流通路56。
然而，应当认识到的是，图1中所示的示例性风扇发动机10仅是举例来说的，且在其它示例性实施例中，涡扇发动机10可具有任何其它适合的构造，例如包括任何其它适合数目的轴或转轴、压缩机和/或涡轮。
现在将参照图2。图2提供了按照本公开内容的各种实施例的后发动机的示意性截面侧视图。绘出的后发动机在飞行器110的尾部区段111处安装到飞行器110上。具体而言，对于所示实施例，后发动机构造为边界层摄入(BLI)风扇100。如图2中所示，BLI风扇100限定延伸穿过其间用于参照的沿纵向中心线轴线102延伸的轴向方向A2，以及径向方向R2。
大体上，BLI风扇100包括围绕中心线轴线102可旋转的风扇104、围绕风扇104的一部分延伸的机舱106，以及在机舱106与BLI风扇100安装到其上的飞行器110的机身109之间延伸的一个或更多个结构部件108。风扇104包括大体上沿周向方向间隔开的多个风扇叶片112。此外，一个或更多个结构部件108在多个风扇叶片112的前方的位置处在机舱106与飞行器110的机身109之间延伸。此外，如图2中那样，当BLI风扇100安装到飞行器110上时，机舱106围绕多个风扇叶片112和飞行器110的机身109的至少一部分(在尾部区段111处)和飞行器110的等分线延伸且环绕它们。特别对于所示实施例，机舱106围绕机身109和等分线延伸基本三百六十度。
如也在图2中所示的，风扇104还包括具有附接到其上的多个风扇叶片112的风扇轴113。尽管未示出，但风扇轴113可通过位于多个风扇叶片112前方的一个或更多个轴承和可选地位于多个风扇叶片112的后方的一个或更多个轴承可旋转地支承。此轴承可为滚柱轴承、滚珠轴承、止推轴承等的任何适合的组合。
在某些示例性实施例中，多个风扇叶片112可以以固定方式附接到风扇轴113上，或作为备选，多个风扇叶片112可旋转地附接到风扇轴113上。例如，多个风扇叶片112可附接到风扇轴113上，使得多个风扇叶片112中的各个的桨距可通过桨距改变机构(未示出)(例如，一齐地)变化。改变多个风扇叶片112的桨距可提高BLI风扇100的效率，且/或可允许BLI风扇100实现期望的推力分布图。利用此示例性实施例，BLI风扇100可称为可变桨距BLI风扇。
风扇轴113机械地联接到至少部分地位于飞行器110的机身109内的能量源114上。对于所示实施例，风扇轴113经由变速箱116机械地联接到能量源114上。变速箱116可构造成改变能量源114或具体是能量源114的轴115的转速，使得BLI风扇100的风扇104在期望的转速下旋转。变速箱116可为固定比变速箱，或作为备选，变速箱116可限定可变齿轮比。
能量源114可为任何适合的能量源。例如，在某些示例性实施例中，能量源可为电能源(例如，BLI风扇100可构造为诸如下文参照图3和4所述的气体-电推进系统250的气体-电推进系统的一部分)。然而，在其它示例性实施例中，能量源114可作为备选构造为燃气发动机，诸如燃气涡轮发动机。此外，在某些示例性实施例中，能量源114可定位在例如飞行器110的机身109或BLI风扇100内的任何其它适合的位置处。例如，在某些示例性实施例中，能量源114可构造为至少部分地定位在BLI风扇100内的燃气涡轮发动机。
如上文简要所述，BLI风扇100包括用于将BLI风扇100安装到飞行器110上的一个或更多个结构部件108。用于所示实施例的一个或更多个结构部件108基本沿BLI风扇100的径向方向R2在机舱106与飞行器110的机身109之间延伸，以用于将BLI风扇100安装到飞行器110的机身109上。应当认识到的是，如本文中所使用的，诸如"大概"、"基本"或"大约"的近似用语是指在百分之十的误差裕度内。
此外，对于所示实施例，一个或更多个结构部件108构造成用于风扇104的入口导叶。具体而言，一个或更多个结构部件108成形和定向成引导和调节进入BLI风扇100的空气流，以提高BLI风扇100的效率。在某些示例性实施例中，一个或更多个结构部件108可构造为在机舱106与飞行器110的机身109之间延伸的固定入口导叶。然而，对于所示实施例，一个或更多个结构部件108构造为可变入口导叶。具体而言，一个或更多个结构部件108各自包括后端处的襟翼124，其构造成围绕径向轴线在多种位置之间旋转来改变在其上流过的空气的方向。
仍参看图2，BLI风扇100限定前端136处的在机舱106与飞行器110的机身109之间的入口134。如上文所述，BLI风扇100的机舱106在飞行器110的后端处围绕飞行器110的机身109延伸。因此，对于所示实施例，当BLI风扇100安装到飞行器110上时(诸如所示实施例中)，BLI风扇100的入口134围绕飞行器110的机身109延伸基本三百六十度(360°)。显然，在某些实施例中，一个或更多个结构部件108可沿BLI风扇100的周向方向均匀地间隔开。但在其它示例性实施例中，结构部件108可不沿周向方向均匀地间隔开。
此外，BLI风扇100包括一个或更多个出口导叶138和尾锥140。用于所示实施例的一个或更多个出口导叶138在机舱106与尾锥140之间延伸，以用于将强度和刚度加至BLI风扇100，且用于引导空气流穿过BLI风扇100。出口导叶138可沿周向方向均匀间隔开，或可具有任何其它适合的间距。此外，出口导叶138可为固定出口导叶，或作为备选可为可变出口导叶。
多个风扇叶片112后方，且对于所示实施例，一个或更多个出口导叶138后方，BLI风扇100还限定机舱106与尾锥140之间的喷嘴142。喷嘴142可构造成从流过其间的空气生成一定推力量，且尾锥140可成形为最小化BLI风扇100上的阻力量。然而，在其它实施例中，尾锥40可具有任何其它形状，且例如可为机舱106的后端前方的一端，使得尾锥140在后端处由机舱106封闭。此外，在其它实施例中，BLI风扇100可不构造成生成任何可测量的推力量，且可改为构造成从飞行器110的机身109的边界空气层摄入空气，且增加能量/加速此空气来减小飞行器110上的总体阻力(且因此增大飞行器110的净推力)。
应当认识到的是，图2中所示的BLI风扇100仅通过举例，且在其它示例性实施例中，可提供任何其它适合的BLI风扇或后发动机。在其它示例性实施例中，例如，BLI风扇100可具有任何其它适合的构造。例如，在其它示例性实施例中，BLI风扇100的一个或更多个结构部件108可沿轴向延伸，这与绘出的径向构造相反。此外，尽管绘出的示例性BLI风扇100包括位于多个风扇叶片112下游的多个出口导叶138，但在其它示例性实施例中，BLI风扇100可不包括多个出口导叶138。利用此构造，尾锥140可或可不例如与风扇轴113和多个风扇叶片112一起围绕纵向中心线102旋转。此外，在某些示例性实施例中，BLI风扇100安装到其上的飞行器110的竖直稳定器和/或水平稳定器可在飞行器110的机身109与BLI风扇100的机舱106之间延伸，可能形成一个或更多个结构部件108的一部分。作为备选，在又一些实施例中，BLI风扇100安装到其上的飞行器110的竖直稳定器和/或水平稳定器可改为附接到BLI风扇100的机舱106上。
现在将参照图3和4。图3提供了可结合本发明的各种实施例的示例性飞行器200的顶视图，且图4提供了如图3中所示的飞行器200的左舷侧视图。
如图3和4中共同所示，飞行器200包括在飞行器200的前或鼻部区段206与后或尾部区段208之间沿纵向延伸的机身202。此外，飞行器200限定纵向中心线204和等分线205，等分线205在鼻部区段206与尾部区段208之间延伸。如本文中所使用的，"等分线"是指沿飞行器200的长度延伸的中点线，未考虑飞行器200的附体(诸如机翼和下文所述的稳定器)。
飞行器200还包括一对机翼210。此机翼210中的第一个相对于纵向中心线204从机身202的左舷侧212沿侧向向外延伸，且此机翼210中的第二个相对于纵向中心线204从机身202的右舷侧214沿侧向向外延伸。所示示例性实施例的各个机翼210包括一个或更多个前缘襟翼216和一个或更多个后缘襟翼218。飞行器200还包括具有用于偏航控制的方向舵襟翼222的竖直稳定器220，以及各自具有用于俯仰控制的升降舵襟翼226的一对水平稳定器224。机身202还包括外表面或表皮228。
此外，图3和4中的示例性飞行器200包括按照本公开内容的示例性实施例的推进系统250，这里称为"系统250"。示例性系统250包括多个主飞行器发动机，其各自构造成安装到机翼210上。具体而言，所示的示例性系统包括第一主飞行器发动机252和第二主飞行器发动机254。第一主飞行器发动机252构造成安装到飞行器200的一对机翼210中的第一个上，且第二主飞行器发动机254构造成安装到飞行器200的一对机翼210中的第二个上。具体而言，在机翼下方构造中，第一主飞行器发动机252和第二主飞行器发动机254均各自悬置在相应机翼210下方。在某些示例性实施例中，第一主飞行器发动机252和/或第二主飞行器发动机254可构造为涡扇发动机，诸如上文参照图1所述的示例性涡扇发动机10。然而，作为备选，在其它示例性实施例中，第一主飞行器发动机252和/或第二主飞行器发动机254改为构造成任何其它适合的飞行器发动机，诸如涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、涡轮核心发动机等。此外，在另外的其它示例性实施例中，系统250可包括任何其它适合数目的主飞行器发动机。
此外，示例性推进系统250包括构造成在机翼210和/或主飞行器发动机252,254后方的位置处(例如在飞行器200的尾部区段208处)安装到飞行器上的后发动机256。在至少某些示例性实施例中，后发动机254可构造为边界层摄入(BLI)风扇，诸如上文参照图2所述的BLI风扇100。因此，后发动机256可在飞行器200的尾部区段208处固定地连接到飞行器200的机身202上。利用此构造，后发动机256并入尾部区段208中或与其混合。然而，应当认识到的是，在各种其它实施例中，后发动机256作为备选可定位在尾部区段208的任何适合位置处，且/或可备选地提供任何其它适合的后发动机。
在各种实施例中，主飞行器发动机252,254可构造成将动力提供至发电机258和/或储能装置260。例如，喷气发动机252,254中的一个或两个可构造成将来自旋转轴(诸如LP轴或HP轴)的机械动力提供至发电机258。此外，发电机258可构造成将机械功率转换成电功率，且将此电功率提供至储能装置260或后发动机256中的一个或两个。因此，在此实施例中，推进系统250可称为气体-电推进系统。然而，应当认识到的是，图3和4中绘出的飞行器200和推进系统250仅通过举例提供，且在本公开内容的其它示例性实施例中，任何其它适合的飞行器200可提供成具有以任何其它适合方式构造的推进系统250。
仍参看图3和4，示例性推进系统250构造成使得主飞行器发动机252,254在不使用后发动机的情况下向飞行器200提供足量的推力来用于飞行器200正常起飞。
例如，第一主飞行器发动机252和第二主飞行器发动机254可各自尺寸确定成在以最大能力("最大主发动机推力TPE")操作时生成一定量的推力。相比之下，后发动机256可为不同能力的发动机，使得其生成不同于主飞行器发动机的推力量。例如，后发动机256可尺寸确定成在以最大能力("最大后发动机推力TAE")操作时生成最大后发动机推力，最大后发动机推力TAE不同于最大主发动机体力TPE。例如，在某些示例性实施例中，最大后发动机推力TAE可比最大主发动机推力TPE大或小至少百分之十。具体而言，然而，对于所示实施例，后发动机256构造为低能力的发动机，使得其生成少于主飞行器发动机的推力。例如，后发动机256可尺寸确定成生成小于最大主发动机推力TPE的最大后发动机推力TAE。例如，最大后发动机推力TAE可达到最大主发动机推力TPE的大约百分之八十五(即，后发动机256可尺寸确定成在后发动机256以最大能力操作时生成小于或等于最大主发动机推力TPE的大约百分之八十五的推力量)。
应当认识到的是，如本文中所使用的，"在最大能力下操作"是指基本在满油门下操作相应的发动机，以生成发动机能够在正常操作条件下安全地产生的最大推力量。此外，当一个发动机的最大推力量与不同发动机(或更多个发动机)的最大推力量相比较时，这些最大量是指相同或相似条件下的最大量(即，针对高度、温度、马赫数等的差异校正)。
此外，在某些示例性实施例中，多个主飞行器发动机(对于所示实施例包括第一主飞行器发动机252和第二主飞行器发动机254)可一起构造成在各个主飞行器发动机在全部能力("最大主发动机推力TPE,TOTAL")下操作时生成累加的最大量推力。最大主发动机推力TPE,TOTAL可为足以使飞行器200在正常条件下起飞的推力量。例如，对于给定尺寸和重量的飞行器200，最大主发动机推力TPE,TOTAL可为足够用于飞行器200在常规速度下从常规尺寸的飞机跑道或跑道起飞。在此实施例的情况下，后发动机256可尺寸确定成生成最大主发动机推力TPE,TOTAL的一部分。例如，在某些实施例中，最大后发动机推力TAE可小于最大主发动机推力TPE,TOTAL的大约百分之三十五。
然而，应当认识到的是，在其它示例性实施例中，后发动机256可具有关于多个主发动机的任何其它适合的尺寸。例如，在其它示例性实施例中，最大后发动机推力TAE可达到最大主推力TPE的大约百分之八十，达到最大主推力TPE的大约百分之七十五，或达到最大主推力TPE的大约百分之七十。类似地，在其它实施例中，最大后发动机推力TAE可改为小于累加的最大主发动机推力TPE,TOTAL的大约百分之三十，小于累加的最大主发动机推力TPE,TOTAL的大约百分之二十，小于累加的最大主发动机推力TPE,TOTAL的大约百分之十五，或小于累加的最大主发动机推力TPE,TOTAL的至少百分之十。
在以上构造的情况下，后发动机256可认作是非首要可靠的发动机。如本文中所使用的，"非首要可靠的发动机"是指发动机不必用于正常起飞或用于到达最终目的地。因此，在非首要可靠的发动机的情况下，飞行器200可在此发动机故障的情况下到达其最终目的地。
按照本公开内容的一个或更多个实施例的包括后发动机的推进系统可允许更有效的总体推进系统。例如，包括按照本公开内容的一个或更多个实施例的后发动机可允许减小多个主飞行器发动机的风扇直径，使得主飞行器发动机的重量也降低。(显然，尽管包括后风扇可导致推进系统的净重增大，但总体效率增益可优于增大的净重。)多个主飞行器发动机的风扇直径的减小可在例如飞行器的爬升的顶部和/或巡航操作期间导致减小的推力生成量(例如，由于穿过多个主飞行器发动机的校正流量的减小)。然而，后发动机可在此操作状态期间补充主飞行器发动机的推力生成，以产生用于飞行器的期望量的净推力。
现在参看图5，提供了按照本公开内容的示例性方面的用于操作飞行器的方法(300)的流程图。图5中所示的示例性方法(300)可使用上文参照图3和4所示的飞行器和/或推进系统。因此，在某些示例性方面中，图5中所示的方法(300)可应用于具有多个机翼、多个主飞行器发动机和后发动机的飞行器。此外，多个主发动机中的至少第一个可安装到一对机翼中的第一个上，且多个主发动机中的至少第二个可安装到一对机翼中的第二个上。此外，后发动机可安装到飞行器的尾部区段上。
如图所示，方法(300)大体上包括在(302)处操作多个主飞行器发动机来生成足够用于飞行器在起飞操作模式期间起飞的推力量。此外，图5中所示的示例性方法(300)包括在(304)处，在飞行器的起飞操作模式期间，在低于全部能力下操作后发动机。例如，在(304)处，在起飞操作模式期间，在低于全部能力下操作后发动机可包括在低于后发动机的全部能力的大约百分之八十下，在低于后发动机的全部能力的大约百分之六十五下，在低于后发动机的全部能力的大约百分之五十下，在低于后发动机的全部能力的大约百分之三十五下，或在低于后发动机的全部能力的大约百分之二十下操作后发动机。因此，利用此示例性方法，飞行器可主要使用由多个主飞行器发动机生成的推力起飞。
然而，在起飞之后，示例性方法(300)可在较高能力下操作后发动机，诸如在全部能力下。例如，所示示例性方法还包括在(306)处，在飞行器的爬升操作模式或飞行器的巡航操作模式中的至少一者期间在百分之五十的能力或更大下操作后发动机。具体而言，在至少某些示例性实施例中，在(306)处操作后发动机可包括在百分之七十五的能力或更大、百分之九十或更大，或百分之九十五或更大下操作后发动机。飞行器的爬升操作模式和飞行器的巡航操作模式中的各个均可在起飞之后开始。显然，在起飞之后在(306)处操作后发动机可允许后发动机的更有效操作。具体而言，在爬升和巡航操作模式期间，可存在围绕机身流动的更多边界层空气，使得更多边界层空气可由后发动机消耗，且后发动机的效率可更高。
此外，如上文在图3和4中简要谈及那样，在至少某些示例性方面中，后发动机可至少部分地由多个主飞行器发动机中的一个或更多个来供能。因此，在某些示例性方面中，用于操作飞行器的方法(300)可包括将来自多个主飞行器发动机的能量提供至后发动机来在飞行器的起飞完成之后操作后发动机。
本书面描述使用了实例来公开本发明，包括最佳模式，且还使本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何并入的方法。本发明的专利范围由权利要求限定，且可包括本领域的技术人员想到的其它实例。如果此类其它实施例包括并非不同于权利要求的书面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求的书面语言无实质差别的等同结构元件，则期望此类其它实例在权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种用于具有一对机翼(210)和尾部区段(208)的飞行器(200)的推进系统，所述推进系统包括：
包括至少第一主发动机(252)和第二主发动机(254)的多个主发动机，所述第一主发动机(252)构造成安装至所述飞行器(200)的所述一对机翼(210)中的第一个，且所述第二主发动机(254)构造成安装至所述飞行器(200)的所述一对机翼(210)中的第二个；以及
构造成安装在所述飞行器(200)的所述尾部区段(208)处的后发动机，所述多个主发动机尺寸确定成在不使用所述后发动机的情况下提供足够用于所述飞行器(200)起飞的推力量，
其中所述后发动机为包括一个或更多结构部件的边界层摄入风扇(256)，所述结构部件构造为可变入口导叶并包括后端处的襟翼，所述襟翼构造成围绕径向轴线在多种位置之间旋转来改变在其上流过的空气的方向。
2.根据权利要求1所述的推进系统，其特征在于，所述第一主发动机(252)和所述第二主发动机(254)各自构造为涡扇喷气发动机。
3.根据权利要求1所述的推进系统，其特征在于，所述边界层摄入风扇(256)包括限定入口(134)的机舱(106)，所述入口(134)在所述边界层摄入风扇(256)安装至所述飞行器(200)时在所述飞行器(200)的所述尾部区段(208)处围绕所述飞行器(200)的机身(202)延伸三百六十度。
4.根据权利要求1所述的推进系统，其特征在于，所述第一主发动机(252)和所述第二主发动机(254)各自尺寸确定成在最大能力下操作时生成最大主发动机推力，以及其中所述后发动机尺寸确定成在最大能力下操作时生成达到所述最大主发动机推力的百分之八十五。
5.根据权利要求1所述的推进系统，其特征在于，所述第一主发动机(252)和所述第二主发动机(254)各自尺寸确定成在最大能力下操作时生成最大主发动机推力，以及其中所述后发动机尺寸确定成在最大能力下操作时生成达到所述最大主发动机推力的百分之七十五。
6.一种用于操作飞行器的方法，所述飞行器具有一对机翼、安装在所述飞行器的尾部区段处的后发动机、和多个主飞行器发动机，所述多个主发动机中的至少第一个安装至所述一对机翼中的第一个，以及所述多个主发动机中的至少第二个安装至所述一对机翼中的第二个，所述方法包括：
操作所述多个主飞行器发动机来生成足够用于所述飞行器起飞的推力量；以及
在所述飞行器的起飞操作模式期间在低于全部能力下操作所述后发动机，
其中所述后发动机为包括一个或更多结构部件的边界层摄入风扇，所述结构部件构造为可变入口导叶并包括后端处的襟翼，所述襟翼构造成围绕径向轴线在多种位置之间旋转来改变在其上流过的空气的方向。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，在起飞操作模式期间在低于全部能力下操作所述后发动机包括在所述起飞操作模式期间在低于百分之七十五的能力下操作所述后发动机。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，还包括：
在所述飞行器的爬升操作模式或所述飞行器的巡航操作模式中的至少一者期间在百分之五十能力或更大下操作所述后发动机。
9.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述多个主飞行器发动机在全部能力下操作时一起生成累加的最大主发动机推力，其中所述后发动机在全部能力下操作时限定最大后发动机推力，以及其中所述最大后发动机推力小于所述累加的最大主发动机推力的百分之三十。
10.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，还包括：
将来自所述多个主飞行器发动机中的一个或更多个的能量提供至所述后发动机，以在所述飞行器的所述起飞操作模式完成之后操作所述后发动机。
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