CN110871895A - 机械分布式推进传动系和架构 - Google Patents

Abstract

本申请公开机械分布式推进传动系和架构，涉及一种具有集成式边界层吸入推进装置的航空器，其具有机械分布式推进系统。该机械分布式推进系统可包括用于产生机械驱动动力的发动机、驱动轴、方向反转传动装置和推进器风扇。驱动轴可被可操作地耦接到发动机以接收机械驱动动力。方向反转传动装置可具有第一旋转轴和第二旋转轴，第一旋转轴可操作地耦接到驱动轴以接收机械驱动动力，该方向反转传动装置被配置成将在第一旋转轴处接收的机械驱动动力从第一方向转向成在第二旋转轴处面向第二方向。推进器风扇可耦接到第二旋转轴，以将机械驱动动力转换成推力。

Description

机械分布式推进传动系和架构

本发明各方面在独立权利要求中限定，个方面的任选特征在从属权利要求中限定。

技术领域

本公开涉及增效航空器领域；更具体地说，涉及具有机械分布式推进传动系和架构的航空器。

背景技术

对改善商用航空器的燃料效率存在强烈的经济愿望。然而，自商用喷气机时代开始以来，基本的航空器平台并未发生变化。主要的商用航空器配置(管翼配置)是高度优化和成熟的平台，从中越来越难以进一步改善燃料效率。举例来说，虽然由于改善的空气动力学导致机翼扫掠略有减少，但从20世纪60年代到今天的管翼航空器的轮廓显示出相当大的相似性。几十年来，工程师们评估和优化了管翼配置的子系统和部件，以改善效率和安全性。例如，发动机配置已经从涡轮喷气发展到涡轮风扇，到旁通比约为8.0的高旁通比涡轮风扇，到提供高达12.0的更高旁通比的齿轮涡轮风扇。这个成熟平台的益处与改进平台的难度相抵消。也就是说，性能提高变得越来越难以实现。例如，发动机效率的改善是缓慢的并且正在达到涡轮风扇发动机的理论限制。通过将随着时间的推移而不断成熟的推进、空气动力学和结构效率改善的组合，航空器效率每年提高约1.5％(按每座位千克计算)。

为了以更快的速度为航空公司和消费者提供经济利益，可以使用新的配置。在整个商用喷气机时代，已经为航空器提出了各种重新配置，然而此类重新配置在现有的航空运输基础设施中不可行或对于开发而言过于激进。此外，该领域的人认为，单独推进系统的进步本身不能继续成为主要的促变因素。例如，当前设计实践的继续将导致机舱阻力增加、推进器重量增加以及由于大风扇而导致的机翼下安装挑战。

鉴于前述内容，需要一种与成熟的空气输送系统兼容的新型节能的航空器配置。推进系统和机体(airframe)之间的高度集成可能是未来配置所提供的大量节省的一个组成部分。然而，这种集成为发动机和机身制造商带来了新的挑战。

发明内容

本公开涉及一种先进的节省燃料的航空器，其具有能够吸入航空器边界层的集成式推进系统。例如，可提供这样的机身，其通过将推进系统集成到机身中，使得能够吸入航空器边界层以提供燃料效率益处，从而改善航空器燃料效率。在另一个示例中，可提供新的机械分布式推进传动系和架构以继续改善航空器燃料效率。

根据第一方面，用于在航空器中使用的机械分布式推进系统包括：发动机，以产生机械驱动动力；驱动轴，其可操作地耦接到发动机以接收机械驱动动力；方向反转传动装置，其具有第一旋转轴和第二旋转轴，第一旋转轴可操作地耦接到驱动轴以接收机械驱动动力，其中方向反转传动装置被配置成将在第一旋转轴处接收的机械驱动动力从第一方向转向为在第二旋转轴处面向第二方向；以及推进器风扇，其耦接到第二旋转轴，以将机械驱动动力转换成推力。

在某些方面，方向反转传动装置包括第一成角度驱动组件，用于将机械驱动动力的路径转变第一角度，以及第二成角度驱动组件，用于将机械驱动动力的路径转变第二角度。

在某些方面，第一角度和第二角度中的每个均相等。

在某些方面，第一角度和第二角度中的每个均为直角。

在某些方面，第一成角度驱动组件和第二成角度驱动组件经由直线驱动轴组件机械地彼此耦接。

在某些方面，第一成角度驱动组件包括具有第一旋转轴线的第一旋转轴和具有第三旋转轴线的第三旋转轴，第一旋转轴和第三旋转轴经由第一组锥齿轮机械地彼此耦接，其中第一旋转轴线和第三旋转轴线以第一角度相对于彼此定位。

在某些方面，第二成角度驱动组件包括具有第二旋转轴线的第二旋转轴和具有第四旋转轴线的第四旋转轴，第二旋转轴和第四旋转轴经由第二组锥齿轮机械地彼此耦接，其中第二旋转轴线和第四旋转轴线以第二角度相对于彼此定位。

在某些方面，第三旋转轴和第四旋转轴机械地彼此耦接。

在某些方面，第三旋转轴和第四旋转轴经由滑动花键耦接器机械地彼此耦接。

在某些方面，方向反转传动装置包括导管歧管和多个流体导管，以向方向反转传动装置供应润滑剂。

在某些方面，推进器风扇定位在航空器上以吸入在航空器的机身上流动的边界层。

在某些方面，推进器风扇与机身融合。

在某些方面，推进器风扇经由机身限定的一组整体机舱整流罩扩散器与机身融合。

在某些方面，推进器风扇与机身的后机身子组件集成。

在某些方面，机身包括具有非圆形横截面的中央机身子组件。

在某些方面，机身包括具有双气泡形横截面的中央机身子组件。

在某些方面，后机身子组件被制造为半硬壳式结构，其具有紧固到内部结构的多个机身蒙皮件，该机身蒙皮件可以使用复合材料制造。

在某些方面，机械分布式推进系统被构造成向前取向，其中发动机配置成向尾部排出排气。

在某些方面，机械分布式推进系统配置成反转取向，其中发动机配置成向前排出排气。

在某些方面，发动机被耦接到面向后的发动机排气装置以将排气改向尾部。

在某些方面，推进器风扇被单独定位且与发动机分开。

在某些方面，推进器风扇与机身集成在一起，并且发动机定位在机身内并位于推进器风扇的前方。

根据第二方面，一种航空交通工具包括：机身；机翼装置，其可操作地耦接到所述机身；在所述机身的尾部端的尾翼，尾翼具有多个飞行控制面；推进器风扇，其集成在所述机身的尾部端，所述机身的尾部端被成形有将流过机身的边界层引导至推进器风扇的几何形状；发动机，其位于机身内以用于产生机械驱动动力；以及方向反转传动装置，用于接收来自发动机的机械驱动动力，并将机械驱动动力从第一方向改向为面向第二方向。

在某些方面，第一方向与第二方向相反。

在某些方面，第一方向是从前端来的方向而第二方向朝向前端。

在某些方面，机身包括具有非圆形横截面的中央机身子组件。

在某些方面，机身包括具有双气泡形横截面的中央机身子组件。

根据第三方面，一种操作具有机械分布式推进系统的航空器的方法包括：使用发动机产生机械驱动动力；经由驱动轴从发动机接收机械驱动动力；经由方向反转传动装置从驱动轴接收机械驱动动力，其中方向反转传动装置包括第一旋转轴和第二旋转轴，第一旋转轴可操作地耦接到驱动轴；将在第一旋转轴处接收的机械驱动动力从第一方向转向为在第二旋转轴处面向第二方向；以及旋转推进器风扇，以将机械驱动动力转换成推力，其中推进器风扇可操作地耦接到第二旋转轴。

附图说明

通过参考以下说明书和附图可以容易地理解本公开的这些和其他优点，其中：

图1a示出了根据本公开的方面的示例航空器的等距视图。

图1b示出了示例航空器的俯视图。

图1c示出了示例航空器的侧视图。

图1d示出了示例航空器的后视图。

图1e至图1g分别示出了示例航空器的尾部端的俯视图、侧视图和后视图。

图1h示出了示例航空器的尾翼区段以及靠近推进器进气口的复杂几何特征。

图2和图3示出了集成式发动机与舷外发动机的尾流和喷射比较。

图4a至图4d示出了后机身子组件，其具有后置式集成式推进系统，该推进系统具有机械分布式推进系统架构。

图5a和图5b示出了示例推进器风扇模块。

图6a至图6c示出了处于反转取向的后置式集成式推进系统。

图7a至图7c示出了具有居中驱动轴的向前取向的后置式集成式推进系统。

图8a至图8c示出了具有外驱动轴的向前取向的后置式集成式推进系统。

图9示出了具有两个方向反转传动装置的传动装置组件。

图10a至图10f示出了示例方向反转传动装置的外部视图和横截面视图。

图11示出了在方向反转传动装置中使用的带有轴密封组件的一组旋转轴。

图12示出了示例配置，其中单个发动机被配置成经由单个驱动轴驱动多个推进器风扇。

具体实施方式

以下可以参考附图描述本公开的优选实施例。在以下描述中，没有详细描述公知的功能或构造，因为它们可能在不必要的细节上模糊本公开。在以下描述中，应当理解，术语诸如“第一”、“第二”、“顶部”、“底部”、“侧面”、“前面”、“后面”等是方便性词语且不被解释为限制性术语。此外，本文提供的任何和所有示例或示例性语言(“例如”、“诸如”等)的使用仅旨在更好地说明实施例，而不对实施例的范围构成限制。说明书中的语言不应被解释为指示任何未要求保护的元件作为本发明实践的必要条件。对于本公开，以下术语和定义应当适用。

当用于修改或描述值(或值的范围)时，术语“大约”和“约”意味着合理地接近该值或值的范围。因此，本文描述的实施例不限于仅被列举的值和值的范围，而是应当包括合理可行的偏差。

术语“航空交通工具”和“航空器”是指能够飞行的机器，包括但不限于跑道航空器和垂直起降(VTOL)航空器。

术语“和/或”表示由“和/或”连结的列表中的项目的任何一个或多个。作为示例，“x和/或y”表示三元素集{(x)、(y)、(x，y)}中的任何元素。换句话说，“x和/或y”表示“x和y中的一个或二者”。作为另一个示例，“x、y和/或z”表示七元素集{(x)、(y)、(z)、(x，y)、(x，z)、(y，z)、(x，y，z)}中的任何元素。换句话说，“x、y和/或z”表示“x、y和z中的一个或多个”。如本文所使用的，术语“示例性”意味着用作非限制性示例、实例或图示。如本文所使用的，术语“例如”和“如”引出一个或多个非限制性示例、实例或图示的列表。

术语“复合材料”是指包括添加剂材料和基质材料的材料。例如，复合材料可包括纤维添加剂材料(例如，纤维玻璃、玻璃纤维(“GF”)、碳纤维(“CF”)、芳族聚酰胺/对位芳族聚酰胺合成纤维、FML等)和基质材料(例如，环氧树脂、聚酰亚胺、铝、钛和氧化铝，包括但不限于塑料树脂、聚酯树脂、聚碳酸酯树脂、铸模树脂、聚合物树脂、热塑性塑料、丙烯酸树脂、化学树脂和干树脂)。此外，复合材料可包括嵌入基质材料中的特定纤维，而混合复合材料可经由向基础纤维/环氧基质中添加一些互补材料(例如，两种或更多种纤维材料)来实现。

本文公开了一种航空器，其经由具有机械分布式推进系统架构的后置式集成(即，融合到机身)推进系统通过(尤其是通过)边界层吸入(BLI)来提供优于现有喷气式客机的效率。本文公开的航空器可执行与现有的短程到中程窄体喷气式客机(例如，波音737-800)相当的飞行任务。为此，航空器可设计成使用与波音737-800相当的发动机操作，并且如果需要，使用现有材料制造，同时还大大减少对环境的影响。也就是说，与现有的短程到中程窄体(或宽体)航空器相比，本公开的航空器能够减少71％的燃料燃烧，降低噪音(例如，以分贝(EPNdB)为单位的60有效感知的噪音水平)，并且低温氧化(LTO)NOx减少87％。

效率增益是紧密集成的设计方法的结果，其将航空器视为单一的集成系统，而不是各个零件的组装。首先，采用后置式集成推进系统可降低推力要求，这意味着可以使用更小的发动机来减轻重量和燃料消耗。

其次，后置式集成推进系统可采用机械分布式推进系统架构，其提供许多益处。例如，机械分布式推进系统架构通过在多发动机部件中错开高速卷轴来降低横向冲击风险，表现出具有非包容发动机转子故障(UERF)1:20调节的更有利的顺应性，并且通过向前(或向后，视情况而定)移动发动机重心来表现出更有利的航空器重量和平衡。此外，机械分布式推进系统架构允许优化BLI风扇和进气口而不考虑发动机，同时还允许通过紧密集成的推进器实现低风扇压力比(FPR)并且由于风扇和发动机屏蔽而具有噪声益处。其结果是改善发动机的可达性，同时减少风扇机舱的润湿面积和重量。实际上，机械分布式推进系统架构需要对现有发动机核心架构的最小修改，因为修改可以限于传动系。

最后，航空器机身的横截面可为非圆形的；例如，机身可为双气泡形机身、椭圆形机身或具有非圆形横截面的另一机身。实际上，由宽的非圆形机身产生的升力增加意味着需要较小的机翼来承载航空器的重量，从而导致需要较少的燃料以飞行特定任务。在需要椭圆形机身的情况下，例如，基本上矩形的区段可定位在两个夹紧的圆形或半圆形区段之间。虽然航空器通常将被示为双气泡形航空器，但机身的横截面可为另一种非圆形形状。

图1a至图1h示出了根据本公开的方面的示例航空器100。具体地，图1a示出了航空器100的等距视图，而图1b示出了其俯视图。图1c示出了航空器100的侧视图，并且图1d示出了其后视图。图1e至图1h分别示出了具有尾翼106的航空器100的尾部端的俯视图、侧视图、后视图、等距视图。根据本公开的方面，航空器100可为固定翼航空器，其翼展约70英尺至270英尺，更优选约90英尺至140英尺，最优选约118英尺。航空器100的长度可为约90英尺至250英尺，更优选约90英尺至140英尺，最优选约115英尺。然而，如本领域技术人员将理解的，航空器100可以基于例如给定任务(即，飞行目标和/或飞行计划)按比例放大(或缩小)以促进特定目的。

虽然航空器100在本文中一般被描述为有人驾驶(例如，其包含用于人类操作员的驾驶舱)，但是当航空器100被配置用于无人驾驶航空器和/或完全自主式航空器时(即，不需要驾驶员控制)，可以省略驾驶舱。例如，航空器100可由机载自主式自动驾驶仪控制或由人类操作员、计算机操作员(例如，远程自动驾驶仪)或基站通过无线通信链路进行远程控制。视任务需求而定(例如，机动性、范围和有效负载能力)，航空器100的无人驾驶变体可根据任务需要(例如，机动性、范围和有效负载能力)相对于其有人驾驶对应物按比例缩小(例如，约40％至60％，或约50％)。

如图所示，航空器100通常包括机身102、两个主翼110、尾翼106和产生飞行所需的推力的集成式推进系统。如将讨论的，集成式推进系统可采用机械分布式推进系统架构设计，其中一组集成式推进器风扇108(图示为管道风扇)定位在机身102的尾部端(例如，在一组整体机舱整流罩扩散器116内)并且发动机414位于机身102内的别处。发动机414可经由动力传动系或传动系与推进器风扇108耦接，该动力传动系或传动系可配置成向前取向或反转取向。

航空器100还可包括起落架112(例如，机头端起落架112a和主起落架112b)、一个或多个燃料箱、航空电子设备舱、有效负载舱、热交换器(例如，带风扇的风冷油冷却器)、两个或更多个面向前的风扇进气口114以将空气(例如，来自机身102上方的边界层)供应到推进器风扇108，从而促进BLI。每个推进器风扇108的直径可为例如12英寸至60英寸，更优选24英寸至48英寸，最优选约38英寸。每个推进器风扇108可采用例如10至30个叶片，更优选15至25个叶片，最优选约18至20个叶片，具有约1.45FPR(约1.35非BLI当量)。

机身102可被分段，其中一个或多个纵向中央结构元件(例如，张力腹板)沿着机身102的长度纵向延伸。例如，机身102通常可包括前机身子组件102a、中央机身子组件102b和后机身子组件102c，其中前机身子组件102a、中央机身子组件102b、后机身子组件102c分开制造并经由一个或多个纵向结构部件连结。前机身子组件102a通常包括驾驶舱，而中央机身子组件102b通常限定有效负载区段(例如，用于货物和/或乘客)，视情况而定。后机身子组件102c限定尾部区段(例如尾翼106)并且尤其包括整体机舱整流罩扩散器116以容纳推进器风扇108或另一推进设备。后机身子组件102c可与尾翼106成一体或耦接到尾翼106。

机身102的横截面可为非圆形的，并且在某些方面，可采用双气泡形机身，其中其横截面类似于从纵向中央结构元件的每侧突出的两个“气泡”或凸起(lobe)，其可以贯穿机身102的长度(例如，从其机头到尾部)。例如，航空器100的中央机身子组件102b的横截面通常可限定在横截面的中央处连结的两个并排的圆柱形凸起，其与位于机身102顶部和底部上的凸起接头(因此形成“Y形接头”)处的结构元件(即，中央结构元件)形成尖头或平行交叉，以产生基本椭圆形的外模线机身102横截面。每个凸起可为例如半球形，椭圆形等。

除了促进集成式推进系统的BLI之外，非圆形机身102可以提供环境性能和效率的显著改善。例如，用非圆形机身102替换传统的管(即，圆形横截面)：(1)增加机身携带升力，其收缩小并减轻暴露的机翼区域；(2)提供抬头平衡力矩，其收缩水平尾部并进一步收缩机翼；(3)将机身侧面负载传递点移动得更远，使部分翼展负载和重量减小；(4)提供起落架，其具有较短的进入机身侧面的负载路径，从而产生较轻的起落架支撑结构；(5)由于尾部较短，允许较短的起落架支柱；(6)由于客舱/机身102较短而提供较少的窗户，从而减小重量；(7)通过使用地板中央支撑件(例如，中央结构元件)来减小地板梁的重量；和(8)容纳双垂直尾翼“Pi尾部”或“π尾部”结构，其减轻水平尾部，并容纳整体机舱整流罩扩散器116，用于朝向后端安装推进器。对称垂直安定面106b可附接到尾部支撑结构408，该尾部支撑结构408与尾部翼梁角对准。对称垂直安定面106b可布置成轻微的V形，如图1d所示。

图1e至图1g示出了后机身子组件102c和尾翼106的总体布置。后机身子组件102c可为半硬壳式结构，其具有紧固并粘附在内部结构周围的两个或三个主要航空器蒙皮件(例如，面板)。硬壳式结构是指机架与主体成一体的结构，而半硬壳式结构是指与真正的硬壳式相似，但是从常规的加固方式中得到至少一些强度的应力壳结构。尾翼106通常包括一个或多个水平安定面106a和垂直安定面106b。尾翼106可包括具有两个分裂方向舵106d和至少两个升降舵106c的冗余控制表面。尾翼106可被配置成多个尾部配置中的一个，包括例如机身安装式的尾部、十字形、T形尾部、飞行尾翼面，或如图1a至图1h所示，pi尾部(即，π尾部)。所示尾翼106的三个空气动力学表面(即，水平安定面106a和两个对称垂直安定面106b)可使用具有芯加强蒙皮的复合组件制造。尾翼106的空气动力学表面具有主升力翼梁和较小的后翼梁，空气动力学表面通过它们彼此附接并且通过结构上具有决定性的三点附接方式附接到机身102，其中两个位置在主翼梁上并且第三个位置在后翼梁上。用于将竖直安定面106b附接到后机身子组件102c的示例性技术包括：铲形翼梁延伸部，其突出到机身中，该机身具有倾斜的配合偏置隔板；以及位于两个主体的表面交叉处的“关节”型多凸耳装配布置。虽然示出了V形水平安定面106a，但也可以考虑其他形状，包括直的水平安定面。对称垂直安定面106b可附接到尾部支撑结构，该尾部支撑结构与尾部翼梁角度对准。对称垂直安定面106b可布置为轻微的V形，如图1d所示。

航空器100的机头端起落架112a和主起落架112b系统可采用空气和/或油型起落架支柱来在滑行和着陆期间吸收冲击。在某些方面，主起落架112b的冲击吸收能力可通过后连杆(trailing-link)增强件来增强。例如，主起落架112b可包括后连杆悬架，其中一个或多个连杆连接在轮轴和枢转点之间，并且垂直于轮轴且在轮轴的前方。机头端起落架112a转向系统可采用机电致动器，由航空器100的三重飞行计算机(或其他控制系统)指挥，通过滑阀驱动液压增压的机头端起落架112a转向油缸(steering ram)以获得所需的转向角。可通过旋转电位计产生转向角反馈。蓄能器可用于在低发动机速度下的高带宽操作期间提供足够的压力和流量。机头端起落架112a可例如能够左右转向60度至90度(例如，75度)的角。机头端起落架112a和主起落架112b可使用机载液压动力通过电控制的液压致动系统缩回和延伸。航空器100的制动系统也可为电控制的和液压致动的。控制可通过例如三重飞行控制单元到操作液压计量阀的机电致动器来实现。通过左和右制动系统压力传感器可以实现到三重飞行控制单元的反馈。可从发动机驱动的液压系统产生液压压力，并且通过使用梭阀将气动紧急压力供应直接用于制动卡钳供应来实现备用制动系统。

航空器100的机体结构，包括机身102、机翼110和尾翼106，可使用一种或多种金属、金属合金或复合结构制造，该复合结构可以包括复合层压板。例如，多种金属、金属合金或复合结构可通过共固化工艺、共粘合工艺或机械附接(例如，使用可使用铝、钛、轻合金等制造的金属配件)来组装和连结。虽然航空器100(例如，机身102)可由航空级金属合金制造，但是当制造具有复杂几何形状的结构时，复合材料提供优于金属的某些优点。例如，关于BLI特征，后机身子组件102c可采用复杂的几何形状来将边界层从中央机身子组件102b引导到推进器风扇108的风扇进气口114。图1h示出了后机身子组件102c的等距视图，该后机身子组件提供复杂的几何形状104，以使中央机身子组件102b的顶表面与整体机舱整流罩扩散器116交接。因此，模制的复合层压板可成形为符合并提供连续的结构质量以遵循复杂几何形状的轮廓，而没有重叠的或多个连结的金属部件的质量增加(mass penalty)或负载集中。关于航空器100，作为示例，后机身子组件102c提供复杂的几何形状以使中央机身子组件102b的上部表面与(一个或多个)整体机舱整流罩扩散器116交接，从而将边界层从中央机身子组件102b引导到与推进器风扇108相关联的面前向的风扇进气口114。因此，复合结构可更适合于后机身子组件102c和具有复杂几何形状104的任何其他结构。为了最大化可生产性和性能，机身蒙皮可与机身102的其他部件(诸如纵梁)共固化。

虽然航空器100通常被描述为具有机械分布式推进系统架构，该机械分布式推进系统架构具有随着双发动机414的双推进器风扇108，但也可考虑其他推进系统，包括现成的发动机(或其修改型式)、具有单个发动机的双风扇(其示例在图12中示出)、混合动力电动变型、具有后BLI推进器的吊舱变型等。例如，用于经由电动马达为集成推进器风扇108供应动力的示例性混合动力电动系统由Francesco Giannini等人的共同拥有的美国专利公开No.2017/0203839更详细地描述，其于2017年1月11日提交，并且标题为“HybridPropulsion Vertical Take-Off and Landing Aircraft(混合推进垂直起降航空器)”。

边界层吸入(BLI)推进。边界层吸入(BLI)通过经由推进系统将离开机身102的边界层重新激励来减少燃料消耗，从而显著改善航空器性能。如本领域技术人员可以理解的，术语边界层是指邻近航空器100的表面(例如，在机翼110或机身102上方)行进的气流的一部分，其中粘性力使周围的非粘性流动扭曲。然而，实现BLI会带来某些挑战，因为它将气流扭曲引入到发动机中。为了减轻扭曲，现有的商用运输航空器由大直径涡轮风扇发动机提供动力，该涡轮风扇发动机通常具有与涡轮机元件集成的直接驱动或平行同轴驱动风扇。

除了通过较小的空气动力学表面的良性循环和更有利的起落架放置以减轻重量之外，非圆形机身102提供结构上整体的机舱整流罩扩散器116，以使得能够安装用于BLI的推进器风扇108。此外，采用复合材料有利于以最小质量在风扇进气口114处制造复杂几何形状104。举例来说，两个或更多个推进器风扇108可集成到垂直安定面106b(例如，pi尾部)之间的机身102的体流场中。航空器100的推进器风扇108被配置成吸入在机身102上流动的大部分边界层。与传统的吊舱式发动机302(例如，如图3所示)相反，推进器风扇108能够吸入机身102上方的边界层以改善推进效率并减小阻力。此外，发动机反作用负载被设计成最佳地利用尾翼106到机身102接头的刚度并直接加载到机身蒙皮。虽然示出了两个推进器风扇108，但是本领域技术人员将理解，可根据给定航空器的推力需求和(一个或多个)推进器尺寸采用额外的推进器风扇108(或甚至单个集成推进器风扇108)。

为了说明BLI的益处，图2和图3分别示出了集成推进器风扇108相对于舷外发动机的尾流和喷射流。如图2所示，当推进器风扇108集成到机身102中时，航空器尾流和推进喷射流被组合，从而导致整体浪费的动能减少，并且因此改善推进效率。实际上，风洞测试证明了BLI的直接空气动力学效益。具体地，具有集成推进系统的航空器100产生约8％的空气动力学效益，这通过多个隧道入口、雷诺数和飞行条件得到证实。当在完全优化的航空器平台上使用时，8％的空气动力学直接效益可以通过螺旋减少重量、所需动力等转化为15％的系统燃料效益。

不管怎样，将推进器风扇108集成到机身102的后部：经由机身BLI改善推进效率；为发动机提供流动对准，允许最轻质机舱；极大减少发动机输出的偏航力矩；缩小垂直尾部区域和重量；提供噪音屏蔽，因为推进器风扇从地面无法看到；允许翼边条(fin strake)作为发动机/尾部安装挂架；以及提供额外的隔音屏蔽。干扰该流动路径的驱动器设计降低BLI的有效性。因此，设计具有BLI的航空器的障碍是消除从中央机身子组件102b通向并且进入推进器风扇108的气流中的所有干扰。另一个重大挑战是发动机核心机必须被移动远离进入发动机/推进器风扇的气流扭曲。实际上，在需要较大发动机以获得高动力的情况下，它们的密度应该位于前方以减轻重量/平衡问题，这需要机械联动装置以将输出轴动力从发动机连接到推进系统的后部(例如，推进器风扇108)。

因此，所公开的后置式集成推进系统可以采用机械分布式推进系统架构来解决发动机核心机位置挑战和集成BLI航空器配置的其他挑战。具体地，在机械分布式推进系统架构中，发动机414可以通过传动系机械地耦接到远处定位的推进器风扇108，该传动系可包括一个或多个齿轮箱以用于速度和方向变化。因此，在远处被提供动力的推进器风扇108可以针对扭曲容限进行优化，而没有发动机形状/质量的封装考虑。换句话说，机械分布式推进系统架构使得发动机414能够位于航空器100的有利安装区域中，同时推进器风扇108可定位成便于BLI。有利安装区域可根据UERF规则、航空器重量/平衡考虑因素、气流扭曲等来确定。

图4a至图4d示出了后机身子组件102c，其中机身蒙皮被移除，以更好地示出具有机械分布式推进系统架构的后置式集成推进系统。如图所示，后机身子组件102c可经由一个或多个隔板(诸如前隔板402、中间隔板404、后隔板406、尾部支撑结构408以及风扇支撑隔板424)来支撑后置式集成推进系统的部件，该隔板可与尾部支撑结构408集成在一起。隔板中的每个可由复合材料制成，其中位于防火区(即，高热区)中的复合材料可包括一层或多层陶瓷外层。后机身子组件102c还可采用一个或多个防火墙来减轻机身102的损坏，这可能是由后置式集成推进系统产生的热(或火灾)引起的。例如，前隔板402可成形为容纳可拆卸防火墙412，而中央防火墙410可位于中间隔板404和后隔板406之间(如图4b中最佳示出的)。可拆卸防火墙412和中央防火墙410中的每个可为非结构的(即，不承重的)并且由例如钛、钛合金等制成。

后置式集成推进系统通常包括一组推进器风扇108和一组发动机414，发动机414中的每个被配置成经由驱动轴416以及方向反转传动装置422驱动(即，旋转)推进器风扇108。传动系还可包括一个或多个齿轮箱426，以提供速度(例如，经由可调节的传动比)和/或方向变化。一个或多个齿轮箱426可在发动机414的输出端和方向反转传动装置422的输入端之间成列设置。例如，如图6a、图7a和图8a中最佳示出的，齿轮箱426可位于发动机414的输出端处，但在驱动轴416之前。

每个发动机414可为例如涡轮轴发动机(也称为涡轮轴机械驱动动力发电机)，其为燃气涡轮机的形式，该燃气涡轮机被优化以产生轴动力(即，机械驱动动力)而不是喷射推力。在一个示例中，发动机414可为3.5MW(5000shp)级涡轮轴发动机，但是可根据航空器100的设计或性能要求来选择尺寸。风扇支撑隔板424和推进器风扇108组可彼此耦接以限定推进器风扇模块500，如图5a所示，该模块可集成到后机身子组件102c中，如图5b所示，并经由方向反转传动装置422组(和变速箱426)机械地耦接到发动机414。

虽然方向反转传动装置422组被示出为暴露的，但是它们可被容纳在屏蔽整流罩内以改善航空器100的空气动力学，从而减少湍流。该组推进器风扇108可定位成使得其流场从机身102(例如，从中央机身子组件102b)卷走大部分边界层。驱动轴416和传动系的其他机械联动装置可由例如金属材料、复合材料和/或其他航空航天材料制成，诸如黄铜、铜合金、铝、钢、合金钢、不锈钢、钛、芳纶、硼、环氧复合材料、碳纤维等。

每个发动机414被示出具有面向前的发动机进气口418以接收到发动机414的气流供应以及面向后的发动机排气420以排出来自发动机414的排气。如图4d所示，后置式集成推进系统可以反转的取向配置，其中来自发动机414的排气428可从发动机414向前排出(例如，朝向航空器100的机头)，然后向后转向航空器100的尾部并且经由面向后的发动机排气420排出。虽然面前向的发动机进气口418在某些图中示出为定位在后机身子组件102c的侧面，但是面向前的发动机进气口418可定位在后机身子组件102c的其他位置上，尤其包括后机身子组件102c的底表面。同样地，虽然在某些图中将面向后的发动机排气420示出为定位在后机身子组件102c的底部上，但是面向后的发动机排气420可定位在后机身子组件102c上的其他位置，尤其包括后机身子组件102c的侧面或最后面区域(例如，后尖端)。

每个方向反转传动装置422可为U形的，使得方向反转传动装置422的第一端部被配置成经由驱动轴416从具有第一旋转轴线的发动机414接收机械驱动动力(例如，扭矩和旋转力)，并将机械驱动动力传递通过两个直角(即，90度)联轴器，然后在方向反转传动装置422的第二端部处输出机械驱动动力，该第二端部具有第二旋转轴线，该第二旋转轴线平行于第一旋转轴线，但相对于第一旋转轴线枢转180度。

如可以从本主题公开内容理解的，机械分布式推进系统架构的另一个优点是后置式集成推进系统的各种部件可重新布置以适应各种航空器配置。例如，当需要时，可重新布置后置式集成推进系统，以通过将发动机414的重心向后移动(即朝后)来提供有利的航空器重量和平衡。

图6a示出了处于反转取向的后置式集成推进系统，其中机体被省略，而图6b和图6c分别示出了安装在后机身子组件102c中的后置式集成推进系统的俯视图和侧视图。如图所示，后置式集成推进系统可以以反转取向配置，其中来自发动机414的排气可向前排出并且经由面向后的发动机排气420转向朝向航空器100的尾部。反转取向的优点是(一个或多个)发动机414的重心在机体102中向前并远离推进器风扇108移动。反转取向在具有较长机身102的航空器100中特别有用，在机身较长时期望向前移动重心，以在飞行期间维持平衡。虽然驱动轴416被示出为沿后机身子组件102c的纵向中心轴线并且在推进器风扇108组之间行进，但是驱动轴416可替代地沿后机身子组件102c的外侧面(即舷外)并且围绕推进器风扇108组(到其左侧和右侧)布置。

如图7a至图7c所示，后置式集成推进系统可以向前取向配置，其中来自发动机414的排气被朝后(向后)朝向航空器100的尾部排出并经由面向后的发动机排气420排出，避免了转向排气的需要。在此种布置中，发动机414的重心向后/朝后移动，朝向尾部。在不需要向前移动重心的航空器中，向前取向是有用的，诸如在具有较短机身的航空器的情况下或大型有效负载(例如，情报、监视和侦察(ISR))朝向航空器100的前部运输(例如，安装)的情况。换句话说，发动机414向后/朝后移动，以在机身102前部维持硬件位置的平衡。

图7a示出向前取向的后置式集成推进系统700，其中机体被省略，而图7b和图7c分别示出了安装在后机身子组件102c中的后置式集成推进系统的俯视图和侧视图。虽然驱动轴416被示出为沿后机身子组件102c的纵向中心轴线并且在推进器风扇108组之间行进，但是驱动轴416可替代地沿后机身子组件102c的外侧面并且围绕推进器风扇108组(其左侧和右侧)布置，如图8a至图8c所示。具体地，图8a示出了处于向前取向的后置式集成推进系统800，其中机体被省略，驱动轴416沿后机身子组件102c的外侧面定位，而图8b和图8c分别示出安装在后机身子组件102c中的后置式集成推进系统800的俯视图和侧视图。

图9示出了传动装置组件900，其具有经由结构隔板902以预先确定的角度(即，∠A)相对于彼此定位的两个方向反转传动装置422。可以理解，可根据推进器风扇108和发动机414的位置之间的距离来调节预先确定的角度。在操作中，发动机414产生机械驱动动力，其经由传动系传递到推进器风扇108。实际上，传动系将机械驱动动力从发动机414传递到推进器风扇108，推进器风扇108然后将机械驱动动力转换成飞行所需的推力(即，足以克服航空器主体阻力和惯性以便推进航空器100的空气动力学流动动力)。传动系可包括例如一个或多个驱动轴、耦接器和齿轮箱426，其提供速度和/或方向变化。

然而，现有的驱动轴设计可接受来自安装在机身102内部的发动机的机械驱动动力，并且简单地将机械驱动动力向后(前后)传递以在相同方向上离开机体的主结构，所公开的方向反转传动装置422能够将机械驱动动力从一个方向(例如，从向前到向后)转向到面向不同的方向(例如，从向后到向前)。更具体地，每个方向反转传动装置422在驱动轴输入端处经由驱动轴416并且经由旋转轴1016接收来自一个或多个前向定位的发动机414的机械驱动动力。然后，方向反转传动装置422经由两个成角度的驱动组件1002将该机械驱动动力转向以经由上部旋转轴1016在其输入端处面向前(向后到向前)并进入推进器风扇108的后部非临界面。下部旋转轴1016和上部旋转轴1016中的每个的外表面可成形为限定花键，该花键对应于定位在驱动轴416或推进器风扇108的中心毂(例如，中心毂的后面)上的花键。在一个示例中，输入旋转轴1016可以5400rpm(约5000马力)旋转，以在输出旋转轴1016处向推进器风扇108输出4800至5000ft-lbs的扭矩。

通过将发动机414远离推进器风扇108定位并且通过在推进器风扇的后部非临界面将机械驱动动力供应给推进器风扇108，到面向前的风扇进气口114的气流不受干扰。换句话说，方向反转传动装置422经由第一成角度驱动组件1002将来自发动机414的机械驱动动力的路径转变第一预先确定角度(示出为直角)以使动力路径向上朝向推进器风扇108。然后，方向反转传动装置422经由第二成角度驱动组件1002将机械驱动动力的路径转动第二预先确定角度(也示为直角)以进入推进器风扇108的中心轮毂的后面。图9中所示的传动装置组件900描绘了用于两个发动机414的驱动设计，所述两个发动机414将轴动力供应到后机身子组件102c的向后位置处的两个独立的方向反转传动装置422。在某些方面，传动装置组件900可包括轴盖904，以保护旋转驱动轴416(图9中省略)与环境隔离。提供结构隔板902以定位每个方向反转传动装置422的下端部并提供进入后机身子组件102c的负载路径。

图10a至图10d分别示出了示例性方向反转传动装置422的透视图、后视图、侧视图和剖视侧视图。方向反转传动装置422使得能够以与发动机414的驱动轴416以及与推进器风扇108对准所需的角度精确定位输入轴和输出轴。在离开上部成角度驱动组件1002时，机械驱动动力可传递到推进器风扇108输入驱动接口(例如，中心轮毂的后面)。

如图所示，方向反转传动装置422通常包括由直线驱动轴组件1004分开的一组成角度驱动组件1002。成角度驱动组件1002中的每个用于将机械驱动动力转变预先确定的角度(例如，如图所示的直角)，而当成角度驱动组件1002由于距离要求或为了允许它们之间的相对运动而不能直接耦接到彼此时，直线驱动轴组件1004在成角度驱动组件1002之间传递机械驱动动力。通过将直线驱动轴组件1004并入到方向反转传动装置422中(以及提供滑动花键联轴器)，还可适应由于热变化引起的尺寸变化。然而，可以预期，取决于成角度驱动组件1002之间所需的距离，可省略直线驱动轴组件1004。

成角度驱动组件1002中的每个包括成角度壳体1006和一组旋转轴组件1012，其中成角度壳体1006被配置成将该组旋转轴组件1012相对于彼此定位成预先确定的角度。成角度壳体1006还可包括可移除的检查盖1008，以接近该组旋转轴组件1012的内部部件。检查盖1008允许容易地接近方向反转传动装置422的内部部件，以便降低维护和/或维修成本。可移除的检查盖1008可经由多个紧固件(例如，螺栓)固定到成角度壳体1006或通过螺纹直接拧到成角度壳体1006。直线驱动轴组件1004通常包括直线壳体1024，并且在某些方面，包括与其耦接的导管歧管1022。直线壳体1024被配置成将第一成角度驱动组件1002的旋转轴组件1012与第二成角度驱动组件1002的旋转轴组件1012耦接。例如，直线壳体1024可使用滑动花键接头/连接件1028以提供旋转轴1016之间所需的对准和配合，以将机械驱动动力从一个成角度驱动组件1002(例如，下部成角度驱动组件1002)传递到另一个成角度驱动组件1002(例如，上部成角度驱动组件1002)。如图所示，第一成角度驱动组件1002和第二成角度驱动组件1002对准，使得来自第一成角度驱动组件1002的输出旋转轴线(轴线A)与到第二成角度驱动组件1002的输入旋转轴线相同。

图11示出了用在方向反转传动装置422中的一组带有轴密封组件1018的旋转轴。方向反转传动装置422的有利设计特征是在成角度壳体1006和直线壳体1024上使用焊接凸缘，这允许在放置最终焊接件之前旋转和对准附接凸缘1026。为此，旋转轴组件1012的轴安装件1014可包括凸缘1102，该凸缘1102经由一个或多个紧固件1010(例如，螺栓)被夹在和紧固在附接凸缘1026之间。一旦已经调节和/或验证了对准和配合，就可将附接凸缘1026和凸缘1102焊接在一起就位。成角度壳体1006和直线壳体1024中的每个可由例如金属材料和/或复合材料制成，诸如黄铜、铜合金、铝、钢、合金钢、不锈钢、钛、芳纶、硼、环氧复合材料、碳纤维等。

为了将机械驱动动力转换预先确定的角度，旋转轴1016中的每个可包括在一个端部处的精密锥齿轮1106和在轴部分另一端部处的花键1104(例如，脊)。如图所示，精密锥齿轮1106可在其径向中心处包括花键孔1108，花键孔1108可具有成形为限定花键的内壁表面。因此，可经由设计到锥齿轮1106和/或轴部件中的花键实现连接到该齿轮组和从该齿轮组连接。每个精密锥齿轮1106的节曲面可相对于其旋转轴线成45度角以提供90度转向，但是可设想其他角度以实现期望的转角。值得注意的是，参考图10d，直线壳体1024的长度的尺寸可设定成使得旋转轴1016中的每个可为相同的，从而降低工具加工成本并且在更换零件的管理中提供更大的灵活性。然而，在上部和下部成角度驱动组件1002之间的距离增大或减小的情况下，可对应地调节直线壳体1024内的旋转轴1016的长度。旋转轴1016可由例如金属材料、复合材料和/或其他航空器级材料制成，诸如黄铜、铜合金、铝、钢、合金钢、不锈钢、钛、芳纶、硼、环氧复合材料、碳纤维等。

机械驱动动力在高水平上的传递需要使用精密轴承和相关的支撑附件(例如，润滑系统、轴承组、保持器、密封件等)。例如，轴密封组件1018可定位在每个轴安装件1014与其相应的旋转轴1016之间，以将相对运动约束为仅所需的运动，同时减小旋转摩擦并支撑径向和轴向负载。如图11所示，轴密封组件1018尤其可包括舷内保持设备1110、多个滚珠轴承1112、多个中心环(例如，具有较小内环1116的较大外环1114)以及中心间隔件壳体(例如，具有较小内壳体1120的较大外壳体1118)。滚珠轴承1112中的每个可包括至少两个座圈以容纳多个滚珠并通过滚珠传递负载。轴密封组件1018经由舷内支撑件(例如，由轴安装件1014限定的突出部)和舷外保持设备1122并在它们之间固定在由轴安装件1014限定的空腔内。轴密封组件1018还可包括一个或多个径向密封件，以将润滑剂保持在由轴安装件1014限定的空腔内。在某些方面，支撑垫圈可定位在舷内支撑件和轴密封组件1018之间以支撑轴密封组件1018的后侧，使得轴密封组件1018装配在空腔内。轴安装件1014可由一种或多种金属材料制成，诸如黄铜、铜合金、铝、钢、合金钢、不锈钢、钛等。

航空器100可采用润滑系统来清洁、冷却、密封和减轻其各种部件(包括发动机414和方向反转传动装置422)中的腐蚀/生锈。为此，方向反转传动装置422的外部还有利于润滑系统供应和清扫流体导管1020。例如，方向反转传动装置422还可包括多个流体导管1020(例如，管道、软管等)和导管歧管1022以将流体导管1020带到便于维修的共同的位置。流体导管1020可被配置成在导管歧管1022处与润滑系统耦接，其中流体导管1020用于提供润滑剂进出方向反转传动装置422的各种部件。例如，流体导管1020的网络可定位在方向反转传动装置422上，以将润滑剂从润滑系统(经由导管歧管1022)输送到方向反转传动装置422内的指定区域并(经由导管歧管1022)返回到润滑系统。在某些方面，可基于例如期望的温度、粘度等将不同类型的润滑剂输送到方向反转传动装置422的不同区域。可沿流体导管1020的长度提供衬套1030以防止流体导管1020在附接点之间不期望地振动。

虽然方向反转传动装置422通常被描述为具有两个90度成角度驱动组件1002的U形，但是可以设想其他配置和角度。例如，如图10e和图10f所示，在旋转轴线的方向不需要反转，而是侧向偏移的情况下，上部成角度驱动组件1002可相对于下部成角度驱动组件1002围绕轴线A旋转，以提供S形传动装置。此外，驱动组件1002不需要成90度角，如图10f所示。方向反转传动装置422的优点在于，成角度驱动组件1002可围绕轴线A相对于彼此旋转，而不需要改变其部件。

虽然前述示例示出了其中一个发动机414驱动一个推进器风扇108的配置，但是机械分布式推进系统架构可替代地使用单个发动机414来驱动多个推进器风扇108。图12示出了其中单个发动机414被配置成经由单个驱动轴416驱动多个推进器风扇108的示例性布置1200。如图所示，单个驱动轴416经由齿轮箱机械地耦接到两个风扇驱动轴1202。为清楚起见，图中省略了各种壳体和整流罩以更好地示出齿轮传动布置。齿轮箱可采用例如多个锥齿轮以将机械驱动动力从单个驱动轴416传递到两个风扇驱动轴1202中的每个。为此，来自发动机414的单个驱动轴416和两个风扇驱动轴1202中的每个可包括锥齿轮，其中单个驱动轴416的锥齿轮1204的尺寸和形状被设定成驱动两个风扇驱动轴1202的锥齿轮1206中的每个。如图所示，风扇驱动轴1202中的每个还包括在其相对端部处的第二锥齿轮1208。第二锥齿轮1208的尺寸和形状被设定成驱动定位在推进器风扇108中的每个上的相应的锥齿轮。如图12所示，两个推进器风扇108可采用反向旋转排序。例如，一个推进器风扇108可以顺时针方式旋转，而一个或两个相邻推进器风扇108以逆时针方式旋转。

上述引用的专利和专利出版物以引用方式整体并入本文。尽管已经参考零件、特征等的特定布置描述了各种实施例，但是这些实施例并非旨在穷尽所有可能的布置或特征，并且实际上许多其他实施例、修改和变化可由本领域技术人员确定。因此，应该理解，本公开因此可以不同于上面具体描述的方式实施。

本公开包括下面条款中所描述的主题：

1.一种用于航空器(100)的机械分布式推进系统(700、800)，所述机械分布式推进系统(700、800)包括：

发动机(41、108、414)，以产生机械驱动动力；

驱动轴(416)，所述驱动轴(416)可操作地耦接到所述发动机(41、108、414)以接收所述机械驱动动力；

方向反转传动装置(900)，所述方向反转传动装置(900)具有第一旋转轴(1016)和第二旋转轴(1016)，所述第一旋转轴(1016)可操作地耦接到所述驱动轴(416)以接收所述机械驱动动力，

其中所述方向反转传动装置(900)被配置成将在所述第一旋转轴(1016)处接收的机械驱动动力从第一方向转向为在所述第二旋转轴(1016)处面向第二方向；以及

推进器风扇(4、108、800)，所述推进器风扇(4、108、800)耦接到所述第二旋转轴(1016)，以将所述机械驱动动力转换成推力。

2.根据条款1所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述方向反转传动装置(900)包括第一成角度驱动组件(1002)，用于将所述机械驱动动力的路径转变第一角度，以及第二成角度驱动组件(1002)，用于将所述机械驱动动力的路径转变第二角度。

3.根据条款2所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述第一角度和所述第二角度中的每个是相等的。

4.根据条款2或条款3所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述第一成角度驱动组件(1002)和所述第二成角度驱动组件(1002)经由直线驱动轴(416)组件机械地彼此耦接。

5.根据条款2、条款3或条款4所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述第一成角度驱动组件(1002)包括具有第一旋转轴线的所述第一旋转轴(1016)和具有第三旋转轴线的第三旋转轴(1016)，所述第一旋转轴(1016)和所述第三旋转轴(1016)经由第一组锥齿轮机械地彼此耦接，其中所述第一旋转轴线和所述第三旋转轴线以第一角度相对于彼此定位。

6.根据条款5所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述第二成角度驱动组件(1002)包括具有第二旋转轴线的所述第二旋转轴(1016)和具有第四旋转轴线的第四旋转轴(1016)，所述第二旋转轴(1016)和所述第四旋转轴(1016)经由第二组锥齿轮机械地彼此耦接，其中所述第二旋转轴线和所述第四旋转轴线以第二角度相对于彼此定位。

7.根据条款6所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述第三旋转轴(1016)和所述第四旋转轴(1016)经由滑动花键耦接器(1028)机械地彼此耦接。

8.根据前述条款中任一项所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述方向反转传动装置(900)包括导管歧管(1022)和多个流体导管，以向所述方向反转传动装置(900)供应润滑剂。

9.根据前述条款中任一项所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述推进器风扇(4、108、800)定位在所述航空器(100)上以吸入在所述航空器(100)的机身(102)上流动的边界层(110)。

10.根据条款9所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述推进器风扇(4、108、800)与所述机身(102)融合。

11.根据条款9或条款10所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述推进器风扇(4、108、800)经由由所述机身(102)限定的一组整体机舱整流罩扩散器与所述机身(102)融合。

12.根据条款9所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述推进器风扇(4、108、800)与所述机身(102)的后机身(102)子组件集成。

13.根据条款9所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述机身(102)包括具有双气泡形横截面的中央机身(102)子组件。

14.根据条款12所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述后机身(102)子组件被制造为半硬壳式结构，其具有紧固到内部结构的多个机身蒙皮件。

15.根据任何前述条款所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述机械分布式推进系统(700、800)以向前取向配置，其中所述发动机(41、108、414)被配置成向后排出排气。

16.根据任何前述条款所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述机械分布式推进系统(700、800)以反转取向配置，其中所述发动机(41、108、414)被配置成向前排出排气，其中所述发动机(41、108、414)耦接到面向后的发动机(41、108、414)排气口以向后转向排气。

17.一种航空交通工具，包括：

机身(102)；

可操作地耦接到所述机身(102)的机翼(110)组；

在所述机身(102)的后端的尾翼(106)，所述尾翼(106)具有多个飞行控制表面；

集成在所述机身(102)的后端处的推进器风扇(4、108、800)，所述机身(102)的后端被成形有将在所述机身(102)上流动的边界层(102)引导到所述推进器风扇(4、108、800)的几何形状；

位于所述机身(102)内的发动机(41、108、414)，以产生机械驱动动力；以及

方向反转传动装置(900)，以接收来自所述发动机(41、108、414)的机械驱动动力，并将所述机械驱动动力从第一方向转向为面向第二方向。

18.根据条款17所述的航空交通工具，其中所述第一方向是从前端来的方向，并且所述第二方向是朝向所述前端。

19.根据条款17或18所述的航空交通工具，其中所述机身(102)包括具有双气泡形横截面的中央机身(102)子组件。

20.一种操作具有机械分布式推进系统(700、800)的航空器(100)的方法，所述方法包括：

使用发动机(41、108、414)产生机械驱动动力；

经由驱动轴(416)从所述发动机(41、108、414)接收所述机械驱动动力；

经由方向反转传动装置(900)从所述驱动轴(416)接收所述机械驱动动力，其中所述方向反转传动装置(900)包括第一旋转轴(1016)和第二旋转轴(1016)，所述第一旋转轴(1016)可操作地耦接到所述驱动轴(416)；

将在所述第一旋转轴(1016)处接收的所述机械驱动动力从第一方向转向为在所述第二旋转轴(1016)处面向第二方向；以及

旋转推进器风扇(4、108、800)，以将机械驱动动力转换成推力，其中所述推进器风扇(4、108、800)可操作地耦接到所述第二旋转轴(1016)。

Claims (15)

1.一种用于航空器(100)的机械分布式推进系统(700、800)，所述机械分布式推进系统(700、800)包括：

发动机(41、108、414)，以产生机械驱动动力；

驱动轴(416)，所述驱动轴(416)可操作地耦接到所述发动机(41、108、414)以接收所述机械驱动动力；

方向反转传动装置(900)，所述方向反转传动装置(900)具有第一旋转轴(1016)和第二旋转轴(1016)，所述第一旋转轴(1016)可操作地耦接到所述驱动轴(416)以接收所述机械驱动动力，

其中所述方向反转传动装置(900)被配置成将在所述第一旋转轴(1016)处接收的机械驱动动力从第一方向转向为在所述第二旋转轴(1016)处面向第二方向；以及

推进器风扇(4、108、800)，所述推进器风扇(4、108、800)耦接到所述第二旋转轴(1016)，以将所述机械驱动动力转换成推力。

2.根据权利要求1所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述方向反转传动装置(900)包括第一成角度驱动组件(1002)，用于将所述机械驱动动力的路径转变第一角度，以及第二成角度驱动组件(1002)，用于将所述机械驱动动力的路径转变第二角度。

3.根据权利要求2所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述第一角度和所述第二角度中的每个是相等的。

4.根据权利要求2或权利要求3所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述第一成角度驱动组件(1002)和所述第二成角度驱动组件(1002)经由直线驱动轴(416)组件机械地彼此耦接。

5.根据权利要求2、权利要求3或权利要求4所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述第一成角度驱动组件(1002)包括具有第一旋转轴线的所述第一旋转轴(1016)和具有第三旋转轴线的第三旋转轴(1016)，所述第一旋转轴(1016)和所述第三旋转轴(1016)经由第一组锥齿轮机械地彼此耦接，其中所述第一旋转轴线和所述第三旋转轴线以第一角度相对于彼此定位。

6.根据权利要求5所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述第二成角度驱动组件(1002)包括具有第二旋转轴线的所述第二旋转轴(1016)和具有第四旋转轴线的第四旋转轴(1016)，所述第二旋转轴(1016)和所述第四旋转轴(1016)经由第二组锥齿轮机械地彼此耦接，其中所述第二旋转轴线和所述第四旋转轴线以第二角度相对于彼此定位。

7.根据权利要求6所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述第三旋转轴(1016)和所述第四旋转轴(1016)经由滑动花键耦接器(1028)机械地彼此耦接。

8.根据前述权利要求中任一项所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述方向反转传动装置(900)包括导管歧管(1022)和多个流体导管，以向所述方向反转传动装置(900)供应润滑剂。

9.根据前述权利要求中任一项所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述推进器风扇(4、108、800)定位在所述航空器(100)上以吸入在所述航空器(100)的机身(102)上流动的边界层(110)。

10.根据权利要求9所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述推进器风扇(4、108、800)与所述机身(102)融合。

11.根据权利要求9或权利要求10所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述推进器风扇(4、108、800)经由由所述机身(102)限定的一组整体机舱整流罩扩散器与所述机身(102)融合。

12.根据权利要求9所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述推进器风扇(4、108、800)与所述机身(102)的后机身(102)子组件集成。

13.根据任一前述权利要求所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述机械分布式推进系统(700、800)以向前取向配置，其中所述发动机(41、108、414)被配置成向后排出排气。

14.根据任一前述权利要求所述的机械分布式推进系统(700、800)，其中所述机械分布式推进系统(700、800)以反转取向配置，其中所述发动机(41、108、414)被配置成向前排出排气，其中所述发动机(41、108、414)耦接到面向后的发动机(41、108、414)排气口以向后转向排气。

15.一种操作具有机械分布式推进系统(700、800)的航空器(100)的方法，所述方法包括：

使用发动机(41、108、414)产生机械驱动动力；

经由驱动轴(416)从所述发动机(41、108、414)接收所述机械驱动动力；

经由方向反转传动装置(900)从所述驱动轴(416)接收所述机械驱动动力，其中所述方向反转传动装置(900)包括第一旋转轴(1016)和第二旋转轴(1016)，所述第一旋转轴(1016)可操作地耦接到所述驱动轴(416)；

将在所述第一旋转轴(1016)处接收的所述机械驱动动力从第一方向转向为在所述第二旋转轴(1016)处面向第二方向；以及

旋转推进器风扇(4、108、800)，以将机械驱动动力转换成推力，其中所述推进器风扇(4、108、800)可操作地耦接到所述第二旋转轴(1016)。

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