CN107521705B - 用于包括具有边界层吸入推进的发动机的飞行器的组件 - Google Patents

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Abstract

为了从通过飞行器组件(1)的发动机的边界层吸入的原理中进一步受益，本发明提供了该组件的机身尾部(10)，机身尾部包括前部(12)，前部分成至少两个彼此间隔开的不同的尾部(14)，并且所述不同的尾部(14)中的每个尾部与所述发动机(2)中的一个发动机的接纳器(18)的旋转环结合。

Description

用于包括具有边界层吸入推进的发动机的飞行器的组件
技术领域
本发明涉及飞行器领域，所述飞行器包括配备有具有边界层吸入推进的发动机的机身尾部。众所周知，边界层吸入推进与吸入在机身的尾部周围流动的具有弱动能的气流的发动机对应。这种技术减少了推进所用的动能以及飞行器的阻力，从而降低了燃料消耗。
背景技术
如何在机身尾部附接具有边界层吸入推进的发动机已众所周知。例如，这涉及从机身尾部向上突起或向一侧突起的并排放置的两个半沉式发动机。
然而，在这种类型的构型中，两个发动机仅能够吸入在机身尾部流动的空气的边界层的一部分。对于这些构型，边界层在不关于进气口轴线轴向对称的情况下同样被吸入，从而产生发动机的进气流的变形。
因此，存在进行优化以便从边界层吸入推进的原理中进一步受益的需求。
发明内容
为了至少部分地满足该需求，本发明涉及一种用于飞行器的组件，所述组件包括机身尾端以及至少两个发动机，所述至少两个发动机具有在机身尾端上流动的边界层吸入推进，每个发动机包括接纳器，接纳器配装有旋转环，叶片元件从旋转环沿径向向外伸出。根据本发明，机身尾端包括前部，前部分成至少两个彼此间隔开的不同的尾部，并且所述不同的尾部中的每个尾部与发动机中的一个发动机的旋转环结合。
因而，本发明要求将机身分成若干尾部，每个尾部与发动机相关联，使得发动机的接收器可以吸入在与该发动机的相关联的尾部上流动的所有边界层。这有利地更加提升了飞行器的整体性能。
本发明还要求具有以下可以单独或组合采用的可选特性的实施方案。
每个尾部从前到后依次包括：
-具有朝向后方收缩形状的机身前部件；
-旋转环；以及
-尾部件。
发动机的接纳器沿横向方向和/或沿所述组件的高度方向彼此间隔开。可选地，两个发动机的两个接纳器沿纵向方向彼此间隔开，使得分别承载两个接纳器的两个不同的尾部的两条平行的纵向轴线之间的距离小于两个接纳器中的一个接纳器的叶片元件的半径和另一个接纳器的叶片元件的半径的和。
每个发动机包括驱动所述发动机的接纳器的气体发生器，所述气体发生器包括压缩机组件、燃烧室和涡轮机组件，所述气体发生器优选地设置在接纳器的前方。替代性地，气体发生器可以放置在接纳器的后方。
存在另一种可能，每个接纳器可以通过电动马达驱动。
每个发动机优选地具有倒置的设计，在所述倒置的设计中，涡轮机组件位于压缩机组件的前方，通过尾部的用于排出废气的孔口优选地设置在气体发生器的前方。
对于彼此面对的两个发动机，两个气体发生器的各自的纵向轴线相对于所述组件的纵向方向倾斜，使得两个压缩机组件间隔的距离小于两个所述涡轮机组件间隔的距离。
两个气体发生器的各自的纵向轴线相对于组件的纵向方向倾斜，使得所述发动机中的一个发动机的涡轮机组件的涡轮盘内接在不与所述发动机中的另一个发动机的气体发生器相交的假想的横向涡轮平面中，或者使得所述发动机中的所述另一个发动机的涡轮机组件的涡轮盘内接在不与所述发动机中的所述一个发动机的气体发生器相交的假想的横向涡轮平面中。
每个接纳器是外露的推进器，所述推进器的叶片优选地具有变量正时。
替代性地，每个接纳器是由发动机机舱包围的风扇，发动机机舱通过前支承臂和/或出口导引叶片结合至相关联的机身尾部。
每个发动机机舱构造并设计成确保来自所述组件的一个或更多个尾翼的力在相关联的尾部的方向上的传递，和/或组件包括位于尾翼与尾部之间的至少一个力传递梁。
发动机机舱彼此机械地结合。
每个发动机机舱包括推力反向装置，优选地包括由一个或更多个移动整流罩覆盖的推力反向格栅。
组件包括两个尾翼。
优选地，两个尾翼和发动机机舱具有组件的穿过两个尾翼和发动机机舱的同一个假想的横向平面。
最后，本发明还涉及一种包括例如上文中所描述的组件之类的组件的飞行器，该飞行器优选地为商用型的。
本发明的其他优势和特点将会体现在以下详细的和非限制性的描述中。
附图说明
本说明书应参照附图给出，在附图中：
图1示出了根据本发明的飞行器的立体图；
图2示出了根据本发明的一个优选实施方式的组件的放大立体图，该组件属于前图所示的飞行器；
图3为与图2的立体图类似的立体图，具体示出了该组件的机身尾端；
图3a为与图3的立体图类似的俯视图，示出了一个替代性实施方式；
图4为图2中示出的组件的俯视图；
图5为沿着图4的线V-V截取的截面图；
图5a为沿着图4的线Va-Va截取的截面图；
图5b至图5d示出了其他构型的尾翼的立体图；
图6为沿着图5的线VI-VI截取的截面图；
图7为根据本发明的另一优选实施方式的组件的俯视图；
图8为与图6的截面图类似的截面图，示出了推力反向装置；
图9为图8中示出的组件的俯视图；以及
图10为与图6的截面图类似的截面图，示出了根据本发明的另一优选实施方式的组件。
具体实施方式
首先参照图1，图1示出了商用型的飞行器100，该飞行器包括与其后端相对应的组件1，该组件设置有发动机2。在该飞行器上，机翼4没有配备发动机，即使可以存在这种情况，也并未脱离本发明的范围。发动机2仅布置在组件1上，现在将参照图2至图6来描述其一个优选实施方式。在这些图中，术语“前”和“后”应被考虑为是关于飞行器的由于发动机2产生的推力而运动的方向8。
组件1包括形成飞行器的机身的尾端的机身尾端10。该部分10包括前部12，前部12的一个前端12a具有机身外形，机身外形例如可以是椭圆形、圆形或者类似的形状。
前部12在沿其后端12b的方向移动时在前部的中央逐渐收缩，直到前部分成标记为14的两个不同的机身尾部为止。这两个尾部14，优选地具有相同的旋转体形状，在组件的横向方向Y上彼此间隔开。在本文中，应指出的是按照惯例，X方向对应于组件1的纵向方向，也等同于该组件1的每个发动机的纵向方向。方向X平行于每个发动机2的纵向轴线5。另一方面，方向Y对应于相对于组件1横向定向的方向，也等同于每个发动机的横向方向，而方向Z则对应于竖向方向或高度方向。这三个方向X、Y、Z相互正交并形成直三面体。
每个尾部14被设计成与发动机2中的一个发动机的全部或部分结合。因此，在要求两个发动机沿着方向Y间隔开的优选实施方式中，提供两个尾部14。在将添加与前两个发动机沿着方向Y和方向Z中的每者间隔开以形成三角形布置的第三个发动机的不同情况下，则将提供三个机身尾部。在四个发动机的情况下，这四个发动机可以布置成正方形或长方形形式，分别结合在四个机身尾部14中。
在图2至图6中示出的优选实施方式中，提供有两个机身尾部14，这两个机身尾部沿着方向Y彼此间隔开，并且从机身尾部12的后端12b开始沿着方向X并行。从这个后端12b开始，每个尾部14首先具有逐渐变窄的向后收缩的前部件14-1，例如形成截头圆锥形状或类似形状。该尾部14结合其关联的发动机2的元件，如将在下面说明的，并且尾部14向后终止于尾部件14-2，该尾部件14-2具有圆形截面和基本恒定的直径，该尾部件是子弹型、收缩型或更复杂的形状。
在该优选实施方式中，每个机身尾部14在其相关联的发动机2的纵向轴线5上定中心。此处，每个发动机都是带有在相应的机身尾部14上流动的边界层吸入推进的涡轮喷气式发动机。因此，更确切地参照图4，每个发动机2装备有驱动接纳器18的气体发生器16。该发生器16设置在该接纳器18前面，这使得发生器16能够整体地或部分地被结合在机身尾部14的收缩的前部件14-1内。这避免了飞行器后端处的相当大的重量，并有利于平衡后端，同时减少平衡阻力。
气体发生器16具有所谓的倒置设计，在该倒置设计中，涡轮机组件20被布置在压缩机组件22的前面，其中燃烧室24位于涡轮机组件20与压缩机组件22之间。如图6中示意性地所示的，这使得可以将用于排出来自涡轮机组件20的热气的孔口28布置在发生器的上游。这些孔口28穿过机身前部件14-1，因此采用提供若干优势的前部位置。
首先，对于通过孔口28在远距离的上游喷出的热气，在这些气体对飞行器尾部产生任何影响之前，通过在相当长距离上与周围空气混合而促进了热气的冷却。
此外，孔口28的这种远距离上游布置简化了能量回收系统的使用，这有利于提高发动机的效率并为飞行器舱提供动力。
此处，接纳器是涡轮风扇，其包括也被称为风扇毂的旋转环30，也被称为风扇叶片的叶片元件32从旋转环30伸出。如图3中最佳地示出的，结合在机身尾部14中的旋转环30置于两个部件14-1与14-2之间，确保了两个部件之间的空气动力连续性。这使得该风扇能够吸入绕机身尾部14流动超过360度的所有边界层。因此，边界层在相对于进气口轴线轴向对称的情况下被吸入，从而防止了发动机的进气流的任何变形，该变形可能会导致该风扇的效率下降并且导致增加该风扇的操作问题的风险。
该风扇18被结构化的发动机机舱36包围，发动机机舱通过周向地彼此间隔开的径向支承臂40与前部件14-1机械地结合，并且通过出口导引叶片42或OGV与尾部件14-2机械地结合。两个发动机机舱36中的每个发动机机舱同样可以具有能够定向的风扇喷嘴，即，可以被竖向地和水平地引导以产生矢量推力的喷嘴。
在图3中，示出了两个机身尾部14具有相同的长度，两个旋转环30被布置在同一个横向平面内。即便如此，在图3a中所示的一个替代性实施方式中，两个旋转环30可以相对于彼此轴向地错开，使得发动机中的一个发动机的叶片元件32与另一个发动机的叶片元件32轴向偏置。因此，这些叶片元件32可以在轴向方向上部分地重叠。换句话说，这使得可以使两个机身尾部14更加靠近，则两个机身尾部14的两条平行的纵向轴线5间隔的距离Ds能够小于发动机中的一个发动机的叶片元件32的半径R1与另一个发动机的叶片元件32的半径R2的和。
在本文中，应当指出的是，图3a中示出的实施方式具有关于在水平面上沿横向方向彼此间隔开的两个发动机的纵向偏移。即便如此，该实施方式同样可以应用于沿竖向方向彼此间隔开的两个发动机。
图4和图5示出了对该组件1提供两个尾翼50，两个尾翼布置在发动机2的两侧。在不脱离本发明的范围的情况下同样可以考虑具有一个尾翼或比两个尾翼更多数目的尾翼的解决方案。
在本发明中，两个尾翼50不一定都是竖向的，而是可以倾斜成离开组件1的中心轴线52向上行进。在这种情况下，两个尾翼被认为具有V形形状。然而，可以使用其它布置，诸如图5b中所示的T形布置，或者如图5c所示的提供双尾翼。在后一种也被称为“双尾”的实施方式中，在飞行器的尾部结构的每侧设置有两个尾翼50，两个尾翼分别是大致竖向的和大致水平的，或者替代地相对于竖向方向和水平方向略微倾斜。最后，图5d中示出的另一种可能在于将常规尾翼50整体地或者部分地附接至发动机机舱。例如，中央尾翼同样部分地附接至机身、附接至发动机机舱的前部。
两个尾翼50以及两个发动机机舱36大致横向地对齐，从而具有组件1的穿过两个尾翼50以及两个发动机机舱36的同一个假想横向平面P1。
为了再次吸收来自两个尾翼50中的每个尾翼的力，设置与每个发动机2相关联的梁60，梁60大体上沿方向X延伸。在梁的后端60a的区域中，该梁将尾翼50的前端结合至发动机机舱36的前结构部，从而确保来自尾翼50的力经由支承臂40和出口导引叶片42沿部件14-1、14-2的方向的传输。
此外，梁60的前端60b连接至机身的前部件14-1，这使得可以为尾翼50与该前部件14-1之间的力提供不同的路径。此外，应当指出的是，在尾端中，两个发动机机舱通过材料韧带64同样彼此机械地结合。
同样应指出的是，参照图5a，这两个发动机机舱36可以在靠近后端60a处部分地合并。换句话说，这两个发动机机舱36各自不延伸360度，而是在较小的角度区段上的两点处彼此结合，以仅形成单一结构，该单一结构优选地在其中央处具有竖向收缩的形状。
在图7中示出的实施方式中，另一益处来自于气体发生器16位于具有向后收缩的形状的机身前部件14-1中的事实。事实上，这使得可以使气体发生器倾斜，从而提供发生器的不再与风扇的纵向轴线5合并而是相对于风扇的纵向轴线5倾斜的纵向轴线5’。
这两个倾斜，优选地是对称的，使得气体发生器16沿向前的方向远离中心轴线52，这意味着两个压缩机组件22之间的间隔距离小于两个涡轮机组件20之间的间隔距离。换句话说，两个气体发生器16相对于组件的中间纵向平面以V形对称地布置。
这使得可以使每个发动机2的涡轮机组件20的涡轮盘内接在不与另一个发动机的气体发生器16相交的假想的横向涡轮平面P2中。由于该特征，便于推进器叶片破碎的风险的管理，该风险也被称为UERF或“发动机非包容转子失效”风险。事实上，不再需要在两个气体发生器之间提供特定的遮蔽件，这有利地允许降低组件的总重量。
图8和图9示出了下述事实：发动机机舱包括此处为格栅70的推力反向装置，推力反向装置在不活动位置中由能够沿着方向X平移移动的一个或更多个整流罩72覆盖。也可以提供通过旋转的运动或另一运动。优选地提供两个格栅70，这两个格栅分别布置在发动机机舱的顶部和底部处，或者分别布置在12点钟的位置和6点钟的位置处，使得反向推力流不会扰乱尾翼50上横向提供的气流。
最后，应指出的是，另一优选实施方式可能在于具有涡轮螺旋桨式发动机，在涡轮螺旋桨式发动机中，接纳器是如图10中示意性地示出的推进器18’，并且推进器18’具有外露叶片32’并优选地具有变量正时，以特别地提供推力反向功能。在不脱离本发明的范围的情况下，还可以设想一种用电动马达驱动接纳器的解决方案。
当然，本领域技术人员可以对刚已经仅通过非限制性示例描述的本发明提供各种改型。具体而言，上面已经描述的各实施方式不是互相排斥的，而是可以互相结合的。

Claims (16)

1.一种用于飞行器(100)的组件(1)，所述组件(1)包括机身尾端(10)以及至少两个发动机(2)，所述至少两个发动机(2)具有借助在所述机身尾端上流动的边界层的吸入的边界层吸入推进，每个发动机(2)包括接纳器(18，18’)，所述接纳器(18，18’)配装有旋转环(30)，叶片元件(32，32’)从所述旋转环沿径向向外伸出，
其中，所述机身尾端(10)包括前部(12)，所述前部(12)分成至少两个彼此间隔开的不同的尾部(14)，并且所述不同的尾部(14)中的每个尾部与所述发动机(2)中的一个发动机的所述旋转环(30)结合。
2.根据权利要求1所述的组件，其中，每个尾部(14)从前到后依次包括：
-具有朝向后方收缩的形状的机身前部件(14-1)；
-所述旋转环(30)；以及
-尾部件(14-2)。
3.根据权利要求1所述的组件，其中，所述发动机(2)的所述接纳器(18，18’)沿所述组件的横向方向(Y)和/或沿所述组件的高度方向(Z)彼此间隔开，并且可选地，两个所述发动机的两个所述接纳器(18，18’)沿纵向方向(X)彼此间隔开，使得分别承载两个所述接纳器(18，18’)的两个所述不同的尾部(14)的两条平行的纵向轴线(5)之间的距离(Ds)小于两个所述接纳器中的一个接纳器的所述叶片元件(32，32’)的半径(R1)和另一个接纳器的所述叶片元件(32，32’)的半径(R2)的和。
4.根据权利要求1所述的组件，其中，每个发动机(2)包括驱动所述发动机的所述接纳器(18，18’)的气体发生器(16)，所述气体发生器包括压缩机组件(22)、燃烧室(24)和涡轮机组件(20)，所述气体发生器(16)设置在所述接纳器(18，18’)的前方。
5.根据权利要求4所述的组件，其中，每个发动机(2)具有倒置的设计，在所述倒置的设计中，所述涡轮机组件(20)位于所述压缩机组件(22)的前方，穿过所述尾部的用于排出废气的孔口(28)设置在所述气体发生器(16)的前方。
6.根据权利要求5所述的组件，其中，对于彼此面对的两个发动机(2)，两个所述气体发生器(16)的各自的纵向轴线(5’)相对于所述组件的纵向方向(X)倾斜，使得两个所述压缩机组件(22)间隔的距离小于两个所述涡轮机组件(20)间隔的距离。
7.根据权利要求6所述的组件，其中，两个所述气体发生器(16)的各自的纵向轴线(5’)相对于所述组件的所述纵向方向(X)倾斜，使得所述发动机(2)中的一个发动机的所述涡轮机组件(20)的涡轮盘内接在不与所述发动机中的另一个发动机的所述气体发生器(16)相交的假想的横向涡轮平面(P2)中，以及所述发动机(2)中的所述另一个发动机的所述涡轮机组件(20)的涡轮盘内接在不与所述发动机中的所述一个发动机的所述气体发生器(16)相交的假想的横向涡轮平面(P2)中。
8.根据权利要求1所述的组件，其中，每个接纳器是外露的推进器，所述推进器的叶片元件具有可变正时。
9.根据权利要求1所述的组件，其中，每个接纳器是由发动机机舱(36)包围的风扇，所述发动机机舱(36)通过前支承臂(40)和/或出口导引叶片(42)结合至相关联的所述机身尾端(10)。
10.根据权利要求9所述的组件，其中，每个发动机机舱(36)构造并设计成确保来自所述组件的一个或更多个尾翼(50)的力在相关联的所述尾部(14)的方向上的传递，和/或其中，所述组件包括位于尾翼(50)与所述尾部(14)之间的至少一个力传递梁(60)。
11.根据权利要求9所述的组件，其中，所述发动机机舱(36)彼此机械地结合。
12.根据权利要求9所述的组件，其中，每个发动机机舱(36)包括推力反向装置，包括由一个或更多个移动整流罩(72)覆盖的推力反向格栅(70)。
13.根据权利要求1所述的组件，其中，所述组件包括两个尾翼(50)。
14.根据权利要求9所述的组件，其中，所述组件包括两个尾翼(50)。
15.根据权利要求14所述的组件，其中，两个所述尾翼(50)和所述发动机机舱(36)具有所述组件的穿过两个所述尾翼(50)和所述发动机机舱(36)的同一个假想的横向平面(P1)。
16.一种飞行器(100)，所述飞行器(100)包括根据权利要求1所述的组件(1)。
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