CN109996722A - 具有后发动机的飞行器 - Google Patents

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Abstract

提供了一种飞行器，包括安装到机身后端的边界层摄取风扇。稳定器安装到机身并在根部部分和尖端部分之间延伸，以限定跨度长度，并沿着纵向方向在前缘和后缘之间延伸。稳定器限定最大厚度线，其对应于稳定器的沿着稳定器的跨度长度的最厚的横截面部分。最大厚度线在根部部分附近比在尖端部分处更靠近稳定器的前缘，导致远离边界层摄取风扇的入口吸取更高速度的空气的压力分布。

Description

具有后发动机的飞行器
技术领域
本主题总体上涉及一种具有后发动机的飞行器，或者更具体地涉及一种设计成增加后发动机效率的飞行器的稳定器。
背景技术
传统的商用飞行器通常包括机身，一对机翼和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，例如涡轮风扇喷气发动机。每个涡轮风扇喷气发动机安装到飞行器的相应一个机翼上，例如安装在机翼下方的悬挂位置，与机翼和机身分开。这样的构造允许涡轮风扇喷气发动机与不受机翼和/或机身影响的分离的自由流气流相互作用。这种构造可以减少进入每个相应的涡轮风扇喷气发动机的入口的空气内的湍流量，这对飞行器的净推进力具有积极影响。
然而，包括涡轮风扇喷气发动机在内的飞行器上的阻力也影响飞行器的净推进力。飞行器上的总阻力，包括表面摩擦和形状阻力，通常与接近飞行器的空气自由流速度和由于飞行器上的阻力而产生的飞行器下游尾流的平均速度之间的差值成比例。
将风扇定位在飞行器机身的后端可以有助于在机身的后端上重新激励边界层气流。然而，考虑到机身后端的现有结构，例如一个或多个稳定器，由这种风扇摄取的气流可能不具有沿风扇的圆周方向的一致的速度分布。更具体地，机身后端处的结构可能产生尾流，导致涡流畸变和由风扇摄取的气流沿圆周方向的不一致的速度分布。
因此，能够激励缓慢移动的空气形成跨越飞行器机身的边界层的飞行器将是有用的。具体地，设计成增加进入后发动机的相对低动量边界层气流的摄取并减少被摄取气流的速度分布的不均匀性和畸变的飞行器的稳定器将是特别有益的。
发明内容
本发明的方面和优点将部分地在以下描述中阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过实践本发明来学习。
在本公开的一个示例性实施例中，提供了限定纵向方向，竖直方向和横向方向的飞行器。该飞行器包括沿纵向方向在前端和后端之间延伸的机身，以及在机身后端安装到机身的边界层摄取风扇，边界层摄取风扇限定中心线并包括可围绕中心线旋转的多个风扇叶片和围绕多个风扇叶片的机舱。稳定器在根部部分和尖端部分之间延伸，以限定跨度长度，并沿纵向方向在前缘和后缘之间延伸。稳定器在根部部分处安装到机身，并限定最大厚度线，最大厚度线在根部部分和尖端部分之间延伸，并指示沿着稳定器的跨度长度的最大横截面厚度的位置，最大厚度线在根部部分附近比在尖端部分处更靠近稳定器的前缘。
在本公开的另一示例性实施例中，提供了一种安装到飞行器的机身的后端的边界层摄取风扇组件。飞行器限定纵向方向，竖直方向和横向方向。边界层摄取风扇组件包括可围绕边界层摄取风扇组件的中心轴线旋转的风扇，该风扇包括多个风扇叶片。机舱围绕风扇的多个风扇叶片，机舱限定与飞行器的机身的入口，当边界层摄取风扇安装到飞行器的后端时，入口实质上围绕飞行器的机身延伸。稳定器在根部部分和尖端部分之间延伸，并沿纵向方向在前缘和后缘之间延伸，稳定器在根部部分处安装到机身并且在根部部分和尖端部分之间具有多个水平横截面，稳定器限定延伸通过稳定器的多个水平横截面中的每一个的最厚部分的最大厚度线，最大厚度线在根部部分附近比在尖端部分处更靠近稳定器的前缘。
参考以下描述和所附权利要求，将更好地理解本发明的这些和其他特征，方面和优点。包含在本说明书中并构成其一部分的附图示出了本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。
附图说明
本说明书中参考附图阐述了指向本领域普通技术人员的本发明的完整且可行的公开内容，包括其最佳模式。
图1是根据本公开的各种示例性实施例的飞行器的俯视图。
图2是图1的示例性飞行器的左舷侧视图。
图3是根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。
图4是根据本公开的示例性实施例的安装到图1的示例性飞行器的后端的后发动机的示意性横截面视图。
图5是根据本公开的示例性实施例的安装到图1的示例性飞行器的后端的后发动机和竖直稳定器的示意性横截面侧视图。
图6是根据本公开的另一示例性实施例的安装到图1的示例性飞行器的后端的后发动机和竖直稳定器的示意性横截面侧视图。
图7A提供了沿图5的线A-A截取的图1的示例性飞行器的竖直稳定器的横截面视图。
图7B提供了沿图5的线B-B截取的图1的示例性飞行器的竖直稳定器的横截面视图。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标记来指代附图中的特征。附图和说明书中的相同或类似的标记已用于指代本发明的相同或相似的部分。如本文所用，术语“第一”，“第二”和“第三”可互换使用以将一个部件与另一个部件区分开，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，“下游”是指流体向其流动的方向。
现在参考附图，其中相同的数字在整个附图中表示相同的元件，图1提供了示例性飞行器10的俯视图，其可以结合本发明的各种实施例。图2提供了如图1所示的飞行器10的左舷侧24视图。如共同地在图1和图2中所示，飞行器10限定了延伸穿过其的纵向方向12，竖直方向V，横向方向L，前端14和后端16。此外，飞行器10限定了在飞行器10的前端14和后端16之间延伸的平均线18。如本文所用，“平均线”是指沿着飞行器10的长度延伸的中点线，未考虑飞行器10的附件(例如下面讨论的机翼22和稳定器)。
此外，飞行器10包括机身20和一对机翼20，机身20从飞行器10的前端14朝向飞行器10的后端16纵向延伸。如本文所用，术语“机身”通常包括飞行器10的本体的全部，例如飞行器10的尾翼和飞行器10的外表面或表皮。这些机翼22中的第一个机翼22从机身20的左舷侧24相对于纵向方向12横向向外延伸，并且第二个机翼22从机身20的右舷侧26相对于纵向方向12横向向外延伸。用于所示的示例性实施例的每个机翼22包括一个或多个前缘襟翼28和一个或多个后缘襟翼30。飞行器10还包括竖直稳定器32和一对水平稳定器36，竖直稳定器32具有用于偏航控制的舵襟翼34，水平稳定器36每个都具有用于俯仰控制的升降襟翼38。机身20另外包括外表面40。
如图所示，每个稳定器基本上在单个平面内在根部部分和尖端部分之间延伸。例如，如图1和2所示，竖直稳定器32限定了沿竖直方向V分开的根部部分60和尖端部分62。另外，竖直稳定器32沿纵向方向12在前缘64和后缘66之间延伸。如图所示，竖直稳定器32在根部部分60处安装到机身20并且基本上沿着竖直方向V延伸到尖端部分62。以这种方式，连接线68被限定在竖直稳定器32和机身20的交叉处。更具体地，连接线68在竖直稳定器32的前缘64和后缘66之间延伸。然而，应该理解，在本公开的其他示例性实施例中，飞行器10可以附加地或替代地包括任何其他合适的稳定器构造，其可以或可以不沿着竖直方向V或水平/横向方向L直接延伸。另外，替代稳定器可以是任何合适的形状，尺寸，构造或取向，同时保持在本主题的范围内。
图1和2的示例性飞行器10还包括推进系统。示例性推进系统包括多个飞行器发动机，其中至少一个安装到一对机翼22中的每一个上。具体地，多个飞行器发动机包括安装到一对机翼22的第一机翼的第一飞行器发动机42和安装到该对机翼22的第二机翼的第二飞行器发动机44。在至少某些示例性实施例中，飞行器发动机42，44可以被构造为以机翼下构造悬挂在机翼22下方的涡轮风扇喷气发动机。例如，在至少某些示例性实施例中，第一和/或第二飞行器发动机42，44可以以与下面参照图3描述的示例性涡轮风扇喷气发动机100基本相同的方式构造。然而，替代地，在其他示例性实施例中，可以提供任何其他合适的飞行器发动机。例如，在其他示例性实施例中，第一和/或第二飞行器发动机42，44可替代地构造为涡轮喷气发动机，涡轮轴发动机，涡轮螺旋桨发动机等。
另外，推进系统包括后发动机200，后发动机200安装在飞行器10的机身20，靠近飞行器10的后端16，或者更具体地，安装在机翼22和飞行器发动机42，44后面的位置。示例性后发动机200安装到飞行器10的机身20，使得平均线18延伸穿过其中。后发动机200通常被构造为摄取并消耗在机身20上形成边界层的空气的发动机，下面将参考图4至图6更详细地讨论。
具体参考图2，飞行器10另外包括起落架，例如轮子46，从机身20的底侧和从机翼22的底侧延伸。机身20被设计成允许飞行器10以与地面成起飞角48起飞和/或着陆，而后端16不刮地。更具体地，起飞角48可以被定义为地面(平行于纵向方向12)和起飞平面50之间的角度。如下面将讨论的，尽管在飞行器10的后端16附近添加了后发动机200，但是本文所述的示例性机身20和后发动机200被设计成允许飞行器10保持期望的起飞角48。值得注意的是，对于所描绘的实施例，当飞行器10在地面上时，飞行器10的纵向方向12平行于地面。因此，如图所示，最大起飞角48可以替代地由飞行器10的纵向方向12限定(在图2中示为角度48')。
现在参考图3，提供了示例性飞行器发动机的示意性横截面视图。具体地，对于所描绘的实施例，飞行器发动机被构造为高旁通涡轮风扇喷气发动机，在此称为“涡轮风扇发动机100”。如上所述，图1和图2中描述的示例性飞行器10的第一和/或第二飞行器发动机42，44中的一个或两个可以以与图3的示例性涡轮风扇发动机100基本相同的方式构造。然而，替代地，在其他示例性实施例中，飞行器发动机42，44中的一个或两个可以构造为任何其他合适的发动机，例如涡轮轴发动机，涡轮螺旋桨发动机，涡轮喷气发动机等。
如图3所示，涡轮风扇发动机100限定轴向方向A1(平行于提供参考的纵向中心线102延伸)和径向方向R1。通常，涡轮风扇10包括风扇部分104和设置在风扇部分104下游的核心涡轮发动机106。
所示的示例性核心涡轮发动机106通常包括基本上管状的外壳108，其限定环形入口110。外壳108以串行流动关系包围：压缩机部分，该压缩机部分包括增压器或低压(LP)压缩机112和高压(HP)压缩机114；燃烧部分116；涡轮部分，涡轮部分包括高压(HP)涡轮118和低压(LP)涡轮120；和喷射排气喷嘴部分122。高压(HP)轴或线轴124将HP涡轮118驱动地连接到HP压缩机114。低压(LP)轴或线轴126将LP涡轮120驱动地连接到LP压缩机112。压缩机部分，燃烧部分116，涡轮部分和喷嘴部分122一起限定了核心空气流动路径。
对于所描绘的实施例，风扇部分104包括可变节距风扇128，其具有以间隔开的方式联接到盘132的多个风扇叶片130。如图所示，风扇叶片130通常沿径向方向R1从盘132向外延伸并限定风扇直径D。借助于风扇叶片130可操作地联接到合适的致动构件134，每个风扇叶片130可相对于盘132绕俯仰轴线P旋转，该致动构件134被构造成一致地共同改变风扇叶片130的节距。风扇叶片130，盘132和致动构件134一起可通过跨越可选的动力齿轮箱136的LP轴126绕纵向方向12旋转。这种可选的动力齿轮箱136可包括多个齿轮，用于将风扇128相对于LP轴126的旋转速度调节到更有效的旋转风扇速度。
仍然参照图3的示例性实施例，盘132由可旋转的前轮毂138覆盖，该前轮毂138在空气动力学上成形为促进通过多个风扇叶片130的气流。另外，示例性风扇部分104包括环形风扇壳体或外机舱140，其周向地围绕风扇128和/或核心涡轮发动机106的至少一部分。应当理解，机舱140可以构造成通过多个周向间隔开的出口导向叶片142相对于核心涡轮发动机106支撑。此外，机舱140的下游部分144可以在核心涡轮发动机106的外部分上延伸，以便在它们之间限定旁路气流通道146。
然而，应当理解，图3中描绘的示例性涡轮风扇发动机100仅是示例性的，并且在其他示例性实施例中，涡轮风扇发动机100可以具有任何其他合适的构造，包括例如任何合适数量的轴或线轴，压缩机和/或涡轮。
现在还参考图4，提供了图1和图2的示例性后发动机200的特写示意性横截面视图。如所讨论的，示例性后发动机200在飞行器10的后端16附近安装到机身20。所示的后发动机200限定了沿纵向中心轴线220延伸的轴向方向A2，径向方向R2和圆周方向C2(未示出)，纵向中心线轴线220延伸穿过其中以供参考。
另外，对于所描绘的实施例，后发动机200被构造为边界层摄取发动机，其被构造为摄取和消耗在飞行器10的机身20上形成边界层的空气。后发动机200包括可绕中心轴线220旋转的风扇222，围绕风扇222的一部分延伸的机舱224，以及在机舱224和飞行器10的机身20之间延伸的一个或多个结构件226。风扇222包括通常沿圆周方向C2间隔开的多个风扇叶片228。另外，机舱224围绕多个风扇叶片228和机身20的一部分延伸并环绕多个风扇叶片228和机身20的一部分。具体地，当如图4中将后发动机200安装到飞行器10上时，机舱224围绕飞行器10的机身20的至少一部分延伸。
如图4中还描绘的，风扇222还包括风扇轴230，多个风扇叶片228附接到风扇轴230。虽然未示出，但是风扇轴230可以由位于多个风扇叶片228前方的一个或多个轴承可旋转地支撑，并且可选地，可以由位于多个风扇叶片228后方的一个或多个轴承可旋转地支撑。这种轴承可以是滚柱轴承，滚珠轴承，推力轴承等的任何合适的组合。
在某些示例性实施例中，多个风扇叶片228可以以固定方式附接到风扇轴230，或者可选地，多个风扇叶片228可以可旋转地附接到风扇轴230。例如，多个风扇叶片228可以附接到风扇轴230，使得多个风扇叶片228中的每个的节距可以通过节距改变机构(未示出)例如一致地改变。
风扇轴230机械地联接到动力源232，动力源232至少部分地位于飞行器10的机身20内。对于所描绘的实施例，风扇轴230通过齿轮箱234机械地联接到动力源232。齿轮箱234可以构造成改变动力源232的旋转速度，或者更确切地说改变动力源232的轴236的旋转速度，使得后发动机200的风扇222以期望的旋转速度旋转。齿轮箱234可以是固定比率的齿轮箱，或者可选地，齿轮箱234可以限定可变齿轮比。
动力源232可以是任何合适的动力源。例如，在某些示例性实施例中，动力源232可以是电源(例如，后发动机200可以被构造为具有第一和/或第二飞行器发动机42，44的气电推进系统的一部分)。然而，在其他示例性实施例中，动力源232可替代地构造为专用燃气发动机，例如燃气涡轮发动机。此外，在某些示例性实施例中，动力源232可定位在例如飞行器10的机身20或后发动机200内的任何其他合适位置。例如，在某些示例性实施例中，动力源232可以构造为至少部分地定位在后发动机200内的燃气涡轮发动机。
仍然参考图4，一个或多个结构件226在多个风扇叶片228前方的位置处在机舱224和飞行器10的机身20之间延伸。对于所示实施例的一个或多个结构件226基本上沿着机舱224和飞行器10的机身20之间的径向方向R2延伸，用于将后发动机200安装到飞行器10的机身20。然而，还应当理解，在其他示例性实施例中，一个或多个结构件226可以替代地基本上沿着轴向方向A2延伸，或者在轴向方向A2和径向方向R2之间的任何其他合适的方向上延伸。应当理解，如本文所使用的，近似项，例如“近似”，“实质上”或“大约”，是指在10％的误差范围内。
所描绘的一个或多个结构件226被构造为用于风扇222的入口导向叶片，使得一个或多个结构件226被成形和定向成引导和调节空气流进入后发动机200以增加后发动机200的效率。在某些示例性实施例中，一个或多个结构件226可以被构造为在机舱224和飞行器10的机身20之间延伸的固定入口导向叶片，或者可选地，一个或多个结构件226可以被构造为可变入口导向叶片。
此外，后发动机200包括一个或多个出口导向叶片238和尾锥240。用于所示实施例的一个或多个出口导向叶片238在机舱224和尾锥240之间延伸，例如，用于增加后发动机200的强度和刚度，以及用于引导空气流通过后发动机200。除了提供机舱224的结构支撑之外，出口导向叶片238构造成用于将风扇222后面的流动涡流转换成更大的压力升高以产生更大的推力。出口导向叶片238可以沿圆周方向C2均匀地间隔开，或者可以具有任何其他合适的间隔。另外，出口导向叶片238可以是固定出口导向叶片，或者可选地可以是可变出口导向叶片。
在多个风扇叶片228的后面，并且对于所描绘的实施例，在一个或多个出口导向叶片238的后面，后发动机200另外在机舱224和尾锥240之间限定喷嘴242。喷嘴242可以构造成从流过其中的空气产生一定量的推力，并且尾锥240可以成形为使后发动机200上的阻力最小化。然而，在其他实施例中，尾锥240可以具有任何其他形状，并且可以例如，在机舱224的后端的前方终止，使得尾锥240在后端被机舱224包围。另外，在其他实施例中，后发动机200可以不构造为产生任何可测量的推力量，而是可以构造成从飞行器10的机身20的空气的边界层摄取空气，并且增加能量/加速这种空气以减少飞行器10上的整体阻力(从而增加了飞行器10的净推力)。
仍然参考图4，后发动机200，或者更确切地说机舱224，在机舱224的前端246处限定入口244。入口244由机舱224和机身20限定，即，在机舱224和机身20之间。如上所述，后发动机200的机舱224围绕后发动机200的风扇222的多个风扇叶片228延伸并包围后发动机200的风扇222的多个风扇叶片228。对于所描绘的实施例，机舱224还至少部分地围绕后发动机200的中心轴线220延伸，并且至少部分地围绕飞行器10的平均线18延伸。具体地，对于所描绘的实施例，机舱224围绕后发动机200的中心轴线220延伸大约三百六十度(360°)，并且围绕飞行器10的平均线18延伸大约三百六十度(360°)。
值得注意的是，通过定位后发动机200使得后发动机200的机舱224至少部分地围绕飞行器10的后端16附近的机身20延伸，例如，机舱224的底部分248可以不干扰飞行器10的起飞角48(参见图2)。例如，如图所示，后发动机200的机舱224包括位于由机身20限定的起飞平面50的内侧的至少一部分(参见图2)。特别是对于所示的实施例，机舱224的整个底部分248与机身20的起飞平面50成直线或向内定位。对于至少某些现有技术的飞行器，机身20的起飞平面50表示用于飞行器后端的机身底部分的传统形状。
现在参考图5至图7，将更详细地描述示例性飞行器10的竖直稳定器32的形状。更具体地，图5和图6提供了根据可选示例性实施例的机身20和竖直稳定器32的侧视图，而图7A和7B分别提供了在A-A和B-B线处截取的竖直稳定器32的水平横截面视图。尽管这里使用竖直稳定器32用于解释的目的，但是应当理解，本主题的各方面可以应用于例如水平稳定器的其他稳定器和其他飞行器。类似地，尽管竖直稳定器32被示出为关于由竖直方向V和纵向方向12限定的平面对称，但是应当理解，本主题也可以与不对称稳定器一起使用。
如上所述，竖直稳定器32在根部部分60和尖端部分62之间延伸，以限定跨度长度。另外，竖直稳定器32沿纵向方向12在前缘64和后缘66之间延伸。竖直稳定器32在根部部分60处安装到机身20。现在具体参考图5，竖直稳定器32限定最大厚度线300。最大厚度线300沿着竖直稳定器32的跨度长度在根部部分60和尖端部分62之间延伸。最大厚度线300通常表示沿竖直稳定器32的跨度长度的最大横截面厚度的位置。更具体地，在沿着水平面截取的竖直稳定器32的任何给定横截面处，最大厚度线300延伸穿过沿横向方向L测量的横截面的最厚部分(如图6A和6B中的线302所示)。
例如，参见图7A和7B，竖直稳定器32限定了分别位于左舷侧24和右舷侧26附近的第一侧304和第二侧306。另外，竖直稳定器32限定弦线308，该弦线308是在前缘64和后缘66之间延伸的直线。值得注意的是，因为竖直稳定器32具有对称的横截面，所以弦线308将竖直稳定器32分成两个大小相等的半部。第一侧304和第二侧306沿横向方向L彼此分开，并且最大横截面厚度302限定在第一侧304和第二侧306之间。根据所示实施例，沿着竖直稳定器32的每个横截面与弦线308垂直地测量最大横截面厚度302。
再次参考图5，最大厚度线300在根部部分60处或根部部分60附近比尖端部分62处更靠近稳定器的前缘64。值得注意的是，如本文所用，根部部分可以指竖直稳定器32的沿着跨度长度的内部百分之二十，并且尖端部分可以指竖直稳定器32的沿着跨度长度的外部百分之二十。在这方面，随着竖直稳定器32进一步远离机身20延伸，竖直稳定器32的横截面的最大厚度进一步朝向飞行器10的后端16移动。例如，如图所示，竖直稳定器32限定了参考线310，参考线310在前缘64和后缘66之间的中间在根部部分60和尖端部分62之间延伸。最大厚度线300在竖直稳定器32的根部部分60附近位于参考线310的上游，并且在竖直稳定器32的尖端部分62附近位于参考线310的下游。
根据示例性实施例，最大厚度线300可以在根部部分60附近位于竖直稳定器32的最前面的百分之二十五中，并且在尖端部分62附近位于竖直稳定器32的最后百分之二十五中。例如，根据一个示例性实施例，在竖直稳定器32的根部部分60附近最大厚度线300位于到竖直稳定器32的前缘64比到参考线310更近的位置。仍然参考图5，机舱224的前唇缘或前端246限定竖直平面314。在竖直稳定器32的尖端部分62附近最大厚度线300沿纵向方向12设置在竖直平面314的下游。应当理解，图5和图6仅是示出两条可能的最大厚度线300的示例性实施例。最大厚度线300的任何其他合适的轮廓可用于实现特殊应用的边界层空气的期望摄取。
根据又一示例性实施例，根部部分60附近的竖直稳定器32的最大横截面厚度302大于尖端部分62附近的竖直稳定器32的最大横截面厚度302。例如，根据一个示例性实施例，根部部分60附近的最大横截面厚度302比尖端部分62附近的竖直稳定器的最大横截面厚度302大至少约10％，或至少约50％。
值得注意的是，在流过竖直稳定器32的空气流通过翼型的最厚部分之后，空气的速度增加并且空气的压力减小。因此，通过随着从机身20延伸，将竖直稳定器32的最厚部分向竖直稳定器32的后端移动，流过并沿着竖直稳定器32的空气的压力分布具有沿竖直方向V向上吸引高速气流(例如，在相对较慢移动的边界层气流上方的气流)的趋势。因此，竖直稳定器32构造成使得其沿着后发动机200的径向方向R2在机舱224外部，沿着竖直方向V向上推动高速气流层的至少一部分。
还应当理解，本文讨论的横截面和最大厚度线300仅用于解释本主题的各方面，并不旨在限制范围。例如，本主题的替代实施例可具有不同的最大厚度线，竖直稳定器的更具侵略性的轮廓，或者可以以适于更有效地分布由后发动机200摄取的边界层气流的任何其他方式构造。在这方面，竖直稳定器32可以设计成使后发动机200对低速空气的摄取最大化，以便为后发动机200提供关于后发动机200的圆周方向C2的更均匀的速度分布并且改善飞行器10的推进效率。另外，可以显著减少多个风扇叶片228上的振动，噪音和磨损。
本书面说明书使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差别的等效结构元件，则这些其他示例旨在权利要求的范围内。

Claims (20)

1.一种飞行器，所述飞行器限定纵向方向、竖直方向和横向方向，其特征在于，所述飞行器包括：
机身，所述机身沿着所述纵向方向在前端和后端之间延伸；
边界层摄取风扇，所述边界层摄取风扇在所述机身的所述后端处被安装到所述机身，所述边界层摄取风扇限定中心线并包括能够绕着中心线旋转的多个风扇叶片和围绕多个风扇叶片的机舱；和
稳定器，所述稳定器在根部部分和尖端部分之间延伸，以限定跨度长度，并沿着所述纵向方向在前缘和后缘之间延伸，所述稳定器在所述根部部分处被安装到所述机身并限定最大厚度线，所述最大厚度线在所述根部部分和所述尖端部分之间延伸，并指示沿着所述稳定器的所述跨度长度的最大横截面厚度的位置，所述最大厚度线在所述根部部分附近比在所述尖端部分处更靠近所述稳定器的前缘。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述稳定器限定参考线，所述参考线在所述前缘和所述后缘之间的中间在所述根部部分和所述尖端部分之间延伸，并且
其中，所述最大厚度线在所述根部部分附近位于所述参考线的上游并且在所述稳定器的所述尖端部分附近位于所述参考线的下游。
3.根据权利要求2所述的飞行器，其特征在于，其中，所述稳定器的所述根部部分附近的所述最大厚度线到所述稳定器的所述前缘比到所述参考线更近。
4.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述根部部分附近的所述稳定器的最大厚度大于所述尖端部分附近的所述稳定器的最大厚度。
5.根据权利要求4所述的飞行器，其特征在于，其中，所述根部部分附近的所述稳定器的最大厚度比所述尖端部分附近的所述稳定器的最大厚度大至少约10％。
6.根据权利要求4所述的飞行器，其特征在于，其中，所述根部部分附近的所述稳定器的最大厚度比所述尖端部分附近的所述稳定器的最大厚度大至少约50％。
7.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述机舱的前唇缘限定竖直平面，所述稳定器的所述尖端部分附近的所述最大厚度线沿着所述纵向方向被设置在所述竖直平面的下游。
8.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述最大厚度线被构造成使得所述稳定器沿着所述边界层摄取风扇的径向方向在所述机舱外部沿着所述竖直方向向上推动边界层气流的至少一部分。
9.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述稳定器是竖直稳定器，所述竖直稳定器被安装到所述机身的顶侧并且沿着所述竖直方向被定向。
10.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述稳定器关于由所述竖直方向和所述纵向方向限定的平面对称。
11.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述稳定器限定第一侧和第二侧，所述第一侧沿着所述横向方向与所述第二侧分离，并且所述最大横截面厚度限定在所述第一侧和所述第二侧之间。
12.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，沿着所述稳定器的每个横截面与弦线垂直地测量所述最大厚度线。
13.一种边界层摄取风扇组件，所述边界层摄取风扇组件安装到飞行器的机身的后端，所述飞行器限定纵向方向、竖直方向和横向方向，其特征在于，所述边界层摄取风扇组件包括：
风扇，所述风扇能够绕着所述边界层摄取风扇组件的中心轴线旋转，所述风扇包括多个风扇叶片；
机舱，所述机舱围绕所述风扇的所述多个风扇叶片，所述机舱限定入口，当所述边界层摄取风扇被安装在所述飞行器的后端时，所述入口实质上围绕所述飞行器的所述机身延伸；和
稳定器，所述稳定器在根部部分和尖端部分之间延伸并沿着所述纵向方向在前缘和后缘之间延伸，所述稳定器在所述根部部分处被安装到所述机身并且在所述根部部分和所述尖端部分之间具有多个水平横截面，所述稳定器限定延伸通过所述稳定器的所述多个水平横截面中的每一个水平横截面的最厚部分的最大厚度线，所述最大厚度线在所述根部部分附近比在所述尖端部分处更靠近所述稳定器的所述前缘。
14.根据权利要求13所述的边界层摄取风扇组件，其特征在于，其中，所述稳定器限定参考线，所述参考线在所述前缘和所述后缘之间的中间在所述根部部分和所述尖端部分之间延伸，并且
其中，所述最大厚度线在所述根部部分附近位于所述参考线的上游并且在所述稳定器的所述尖端部分附近位于所述参考线的下游。
15.根据权利要求14所述的边界层摄取风扇组件，其特征在于，其中，所述稳定器的根部部分附近的所述最大厚度线到所述稳定器的所述前缘比到所述参考线更近。
16.根据权利要求13所述的边界层摄取风扇组件，其特征在于，其中，所述根部部分附近的所述稳定器的最大厚度大于所述尖端部分附近的所述稳定器的最大厚度。
17.根据权利要求16所述的边界层摄取风扇组件，其特征在于，其中，所述根部部分附近的所述稳定器的最大厚度比所述尖端部分附近的所述稳定器的最大厚度大至少约40％。
18.根据权利要求13所述的边界层摄取风扇组件，其特征在于，其中，所述机舱的前唇缘限定竖直平面，所述稳定器的尖端部分附近的所述最大厚度线沿着所述纵向方向被设置在所述竖直平面的下游。
19.根据权利要求13所述的边界层摄取风扇组件，其特征在于，其中，所述稳定器限定第一侧和第二侧，所述第一侧沿着所述横向方向与所述第二侧分离，并且所述多个水平横截面中的每一个水平横截面的最厚部分被限定在所述第一侧和所述第二侧之间。
20.根据权利要求13所述的边界层摄取风扇组件，其特征在于，其中，沿着所述稳定器的所述多个水平横截面中的每一个水平横截面与弦线垂直地测量所述最大厚度线。
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