CN109996725A - 具有后发动机的飞行器和用于该飞行器的空气注入组件 - Google Patents

具有后发动机的飞行器和用于该飞行器的空气注入组件 Download PDF

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Abstract

提供了一种用于飞行器的空气注入组件。该飞行器包括沿着纵向方向在前端和后端之间延伸的机身，以及在机身的后端处安装到机身的边界层摄取风扇。空气注入组件包括多个注入口，注入口在边界层摄取风扇上游的位置处被限定在机身的表面上。通过流体通道向注入口提供补充气流，在注入口处注入补充气流以使至少一部分相对较高速度的边界层气流移位。以这种方式，进入边界层摄取风扇的气流更均匀，具有更小的涡流畸变，并且具有更低的平均速度。

Description

具有后发动机的飞行器和用于该飞行器的空气注入组件
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具有用于增加后发动机效率的飞行器的机身。
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机身将是特别有益的。
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。该飞行器包括沿着纵向方向在前端和后端之间延伸的机身，以及在机身的后端处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能够围绕中心线旋转的多个风扇叶片。空气注入组件包括：多个注入口，多个注入口在边界层摄取风扇上游的位置处被限定在机身的表面上；和流体通道，流体通道延伸通过机身并且与多个注入口流体连通，用于引导补充气流通过多个注入口。
在本公开的另一示例性实施例中，提供了一种用于飞行器的空气注入组件。飞行器包括沿着纵向方向在前端和后端之间延伸的机身，以及在机身的后端处安装到机身的边界层摄取风扇。空气注入组件包括：多个注入口，多个注入口在边界层摄取风扇上游的位置处被限定在机身的表面上；和流体通道，流体通道延伸通过机身并且与多个注入口流体连通，用于引导补充气流通过多个注入口。
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，并与描述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图1的示例性飞行器的机身的后端的示意性横截面视图。
图5是根据本公开的另一示例性实施例的图1的示例性飞行器的机身的后端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图1的示例性飞行器的机身的后端的示意性横截面侧视图。
图7是根据本公开的另一示例性实施例的图1的示例性飞行器的机身的后端的示意性横截面侧视图。
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7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。根据替代实施例，风扇叶片130可以替代地具有固定的节距。风扇叶片130，盘132和致动构件134一起可通过跨越动力齿轮箱136的LP轴126绕纵向方向12旋转。动力齿轮箱136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。应当理解，动力齿轮箱136是可选的，并且在一些实施例中不使用。
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。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4至图7，将更详细地描述被构造用于提供改进的边界层摄取的注入组件300。更具体地，图4至7提供了作为飞行器10的一部分的具有各种构造的注入组件300。尽管各种注入组件300是不同的，但是将使用类似的附图标记来描述它们。另外，尽管参考示例性飞行器10进行了描述，但是应当理解，注入组件300可以限定在任何合适的飞行器的机身中，以提供补充气流以使主要边界层气流在机身上移位和/或重定向。根据具体应用，还可以根据需要修改注入组件300，以增加进入后发动机200的边界层气流的摄取。
具体参考图4，根据示例性实施例，空气注入组件300包括限定在机身20的表面上的注入口302。更具体地，根据所示实施例，注入口302在后发动机200的上游位置处定位在机身20的顶侧202上，并且更具体地在入口244的上游。注入口302与延伸穿过机身20的流体通道304流体联接。根据图4的示例性实施例，流体通道304在进入口306和注入口302之间延伸。以这种方式，流体通道304经由进入口306接收补充气流(由箭头308指示)并将其供应到注入口302。
如下所述，在飞行器10的操作期间，主气流(由箭头310指示)可沿着发动机200的周向方向C2具有不均匀的速度分布。具体地，机身20的顶侧上的主气流310可以比机身20的底侧上的主气流310具有更大的动量。进入口306定位成从飞行器10的机身20外部的位置接收补充气流308，并且注入口302定位成以至少部分地移动和/或重新引导高动量主气流310的方式，例如，通过沿竖直方向V向上推动它，排出补充气流308。根据图4所示的实施例，进入口306限定在机身20的底侧204中。另外，进入口306沿着纵向方向12定位在注入口302的上游。注入口302和流体通道304可以定位和定向成使得补充气流308使较高速度的主气流310绕过风扇入口244。以这种方式，低动量补充气流308进入风扇入口244并且导致围绕后发动机200的周向方向C2的更均匀的速度分布。
例如，仍然参考图4，机身202的顶侧202限定主气流310线，路径或轨迹(如第一参考线312所示)。类似地，流体通道304和注入口302限定补充气流308的方向(如第二参考线314所示)。根据所示实施例，第一参考线312(对应于主气流310)和第二参考线314(对应于补充气流308)限定了注入角316。注入角316可以设计成确保补充气流308沿着轨迹从注入口302排出，该轨迹根据需要重新引导主气流310。例如，注入角316可以在五度和85度之间。根据其他实施例，注入角316小于四十五度。可以选择注入角316，使得相对较低速度的补充气流308至少部分地使相对高速的主气流310移位或重新引导该主气流310，使得进入入口244的所得速度分布沿着周向方向C2基本恒定。如图5所示，注入口302构造成使得注入角316与主气流310部分对齐。
仍然参考图4，注入组件300还可包括用于控制补充气流308的各种特征。例如，所示的示例性注入组件300包括增压风扇320。增压风扇320与流体通道304流体连通，以增加补充气流308的压力或速度。另外，注入组件300包括阀322，用于控制通过流体通道304的补充气流308。对于所描绘的实施例，增压风扇320是定位在流体通道304内的电风扇，并且阀322是可变吞吐量的阀，其配置用于控制补充气流308的流速。
另外，注入组件300包括一个或多个传感器，包括例如定位在流体通道304中或定位成邻近流体通道304的气流管道传感器324，用于确定通过流体通道304的补充气流308的压力或速度中的一个或多个。值得注意的是，飞行器10还包括用于测量飞行器10的参数的附加传感器，其也可用于控制注入组件300。例如，飞行器10包括传感器326，用于测量进入风扇入口244的气流的压力或速度中的至少一个。
此外，对于所描绘的实施例，注入组件300另外包括控制器330，其在某些示例性实施例中可被配置为主飞行器控制器的一部分，通过一个或多个有线或无线通信总线可操作地连接到增压风扇320，阀322和传感器324，326。控制器330可以被配置为至少部分地响应于由传感器324，326测量的压力和/或速度来操作增压风扇320和/或阀322。
控制器330可以是任何合适的控制器。例如，控制器330可以包括一个或多个计算装置，其具有一个或多个处理器和一个或多个存储器装置，用于存储一个或多个处理器可访问的信息。控制器还可包括可操作地连接到一个或多个有线或无线通信总线的通信接口，允许控制器330与飞行器10的各种其他部件通信。
然而，应该理解的是，图4中描绘的示例性实施例可仅作为示例提供。在其他示例性实施例中，飞行器10和注入组件300可以替代地以任何其他合适的方式配置。例如，现在参见图5和图6，根据本公开的其他示例性实施例描述了限定在飞行器10的机身20中的替代注入组件300的横截面侧视图。图5和图6的示例性飞行器10可以以与图4的示例性飞行器10基本相同的方式配置，因此，相同的标号表示相同或相似的部分。
参考图5，飞行器10包括在进入口306和注入口302之间延伸的流体通道304，进入口306定位成从机身20外部的位置接收气流，并且注入口302定位成排出补充气流308以使后发动机200的上游的主气流310至少部分地移位或重新引导该主气流310。然而，对于所描绘的实施例，流体通道304的进入口306包括在飞行器10的机身20的底侧204处由飞行器10的机身12限定的多个进入口306。另外，对于所描绘的实施例，流体通道304的注入口302包括多个注入口302。多个注入口302沿着机身20的顶侧202布置在后发动机200的上游。
多个进入口306和注入口302可以沿着机身20以任何合适的方式布置，以实现用于特定应用的期望的补充气流308。例如，根据示例性实施例，进入口306和注入口302可沿纵向方向12(如图所示)和/或沿周向方向C2(未示出)间隔开。进入口306和注入口302可以线性布置，或以Z字形图案布置，或者以任何其他合适的图案布置。其他图案和配置也是可能的并且在本主题的范围内。
另外，进入口306和注入口302中的每一个可以基本上均匀地间隔开并且基本上相同的尺寸，或者可选地，可以在间距和/或尺寸上变化，以便根据需要更有效地供应补充气流308。例如，进入口306和注入口302可以是圆形，椭圆形，正方形，长方形或任何其他合适的形状或形状的组合。类似地，流体通道304可以沿着进入口306和注入口302之间的直线布置，或者可以沿着任何合适的路径穿过机身20，以改善补充气流308的速度，注入角或流速。此外，应当理解，在其他示例性实施例中，进入口306可包括任何合适数量的进入口306，并且类似地，注入口302可包括任何合适数量的注入口302。
对于图5中描绘的实施例，多个进入口306在随后分离到多个注入口302之前会聚到流体通道304的单一本体部分332。然而，在其他实施例中，例如图6中所示，流体通道304可包括从相应的进入口306延伸到相应的注入口302的多个流体通道304。每个相应的进入口306可以由机身20的底侧204处的飞行器10的机身20限定，或者可选地，可以限定在任何其他合适的位置。
参考图7，根据一些示例性实施例，流体通道304可从机身20的表面以外的位置接收补充气流308。例如，如图所示，流体通道304构造成用于从燃气涡轮发动机100(例如，第一或第二飞行器发动机42，44)的压缩机(例如LP压缩机112)抽取引气。此外，可以使用一个或多个压力调节器来调节从LP压缩机112接收的补充气流308的压力，以实现补充气流308的期望速度，流速等。其他实施例可包括从风扇222或后发动机200的下游接收高压空气。
如上所述的注入组件300可用于更有效地分配由后发动机200摄取的边界层气流。注入口和流体通道的形状，尺寸，构造可以被优化以使边界层气流移位以最大化通过后发动机20的低速空气的摄取，以向后发动机200提供围绕机身20和风扇入口244的周向方向的更均匀的速度分布，并且提高飞行器10的推进效率。另外，流入后发动机200的边界层空气的速度可以类似于从上半部到下半部，从而提高了推进效率，同时减少了多个风扇叶片228上的振动，噪音和磨损。补充气流308源可以从飞行器10内或周围的任何合适位置抽取，并且可以以任何合适的方式可操作地联接到注入口302，以实现边界层气流的最佳移位。然而，值得注意的是，从机身20的下半部抽取补充气流308导致沿着下半部的较低压力，从而减小上半部和下半部之间的压力差并减小涡流畸变。
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，其特征在于，所述飞行器限定纵向方向、竖直方向和横向方向，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所述中心线旋转的多个风扇叶片；和
空气注入组件，包括：
多个注入口，所述多个注入口在所述边界层摄取风扇上游的位置处被限定在所述机身的表面上；和
流体通道，所述流体通道延伸通过所述机身的至少一部分并且与所述多个注入口流体连通，用于引导补充气流通过所述多个注入口。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述注入组件还包括增压风扇，所述增压风扇与所述流体通道流体连通，用于增加所述补充气流的压力。
3.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，还包括燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括压缩机，并且
其中，所述流体通道被构造成用于从所述飞行器的所述燃气涡轮发动机的所述压缩机抽取引气。
4.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述空气注入组件进一步包括限定在所述机身的底表面上的多个进入口，并且其中，所述流体通道在所述多个进入口和所述多个注入口之间延伸。
5.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述流体通道包括多个流体通道。
6.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述机身的表面限定主气流参考线，并且所述流体通道和所述多个注入口限定辅助参考线，使得所述补充气流沿着所述辅助参考线被排出，并且
其中，所述主气流参考线和所述辅助参考线限定了5度和85度之间的注入角。
7.根据权利要求6所述的飞行器，其特征在于，其中，所述注入角小于四十五度。
8.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述多个注入口被限定在所述机身的顶表面上。
9.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述多个注入口沿着所述纵向方向被间隔开。
10.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述多个注入口实质上被均匀地间隔开。
11.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述多个注入口实质上大小均匀。
12.一种用于飞行器的空气注入组件，所述飞行器包括沿着纵向方向在前端和后端之间延伸的机身，以及在所述机身的所述后端处被安装到所述机身的边界层摄取风扇，其特征在于，所述空气注入组件包括：
多个注入口，所述多个注入口在所述边界层摄取风扇上游的位置处被限定在所述机身的表面上；和
流体通道，所述流体通道延伸通过所述机身的至少一部分并且与所述多个注入口流体连通，用于引导补充气流通过所述多个注入口。
13.根据权利要求12所述的空气注入组件，其特征在于，还包括增压风扇，所述增压风扇与所述流体通道流体连通，用于增加所述补充气流的压力。
14.根据权利要求12所述的空气注入组件，其特征在于，其中，所述飞行器还包括燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括压缩机，并且
其中，所述流体通道被构造成用于从所述飞行器的所述燃气涡轮发动机的所述压缩机抽取引气。
15.根据权利要求12所述的空气注入组件，其特征在于，其中，多个进入口被限定在所述机身的底表面上，并且所述流体通道在所述多个进入口和所述多个注入口之间延伸。
16.根据权利要求12所述的空气注入组件，其特征在于，其中，所述流体通道包括多个流体通道。
17.根据权利要求12所述的空气注入组件，其特征在于，其中，所述机身的表面限定主气流参考线，并且所述流体通道和所述多个注入口限定辅助参考线，使得所述补充气流沿着所述辅助参考线被排出，并且
其中，所述主气流参考线和所述辅助参考线限定5度和85度之间的注入角。
18.根据权利要求17所述的空气注入组件，其特征在于，其中，所述注入角小于45度。
19.根据权利要求12所述的空气注入组件，其特征在于，其中，所述多个注入口被限定在所述机身的顶表面上。
20.根据权利要求12所述的空气注入组件，其特征在于，其中，所述多个注入口实质上大小均匀。
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