CN110901928B - 用于飞行器的后发动机机舱形状 - Google Patents

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Abstract

提供了一种包括机身和后发动机的飞行器。机身从飞行器的前端部朝飞行器的后端部延伸。后发动机邻近飞行器的后端部安装于机身，并且包括风扇和机舱。风扇能够绕着后发动机的中心轴线旋转，并且包括多个风扇叶片。后发动机的机舱包绕多个风扇叶片，并且限定具有前端部的底部部分。此外，机舱限定底部部分的前端部处的弯曲表面，弯曲表面包括基准点，其中弯曲表面限定最小曲率半径。机舱还限定从基准点正交延伸的正交基准线。正交基准线与后发动机的中心轴线限定大于零的角，以例如允许最大量的空气流进入后发动机中。

Description

用于飞行器的后发动机机舱形状
本申请为2016年9月21日提交的专利申请“用于飞行器的后发动机机舱形状”（申请号：201610836926.3，申请人：通用电气公司）的分案申请。
技术领域
本主题大体上涉及用于飞行器的后发动机，或者更具体地涉及用于并入到飞行器中的具有特别设计的机舱的后发动机。
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。推进系统典型地包括至少两个飞行器发动机，如涡扇喷气发动机。各个涡扇喷气发动机安装于飞行器的机翼中的相应一个，如在机翼下方的悬置位置，与机翼和机身分开。此类构造允许涡扇喷气发动机与不被机翼和/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的量，这具有对飞行器的净推进推力的积极影响。
然而，包括涡扇喷气发动机的飞行器上的阻力也影响飞行器的净推进推力。包括表皮摩擦、形式和诱发阻力的飞行器上的阻力的总量大体上与接近飞行器的空气的自由流速度与由于飞行器上的阻力而产生的、飞行器下游的尾迹的平均速度之间的差异成比例。
提出了系统来抵消阻力的影响，并且/或者改进涡扇喷气发动机的效率。例如，某些推进系统并入边界层摄入系统来将形成横跨例如机身和/或机翼的边界层的相对缓慢移动的空气的一部分在涡扇喷气发动机的风扇区段上游发送到涡扇喷气发动机中。尽管该构造可通过重新激励飞行器下游的边界层空气流来减小阻力，但从边界层进入涡扇喷气发动机的相对缓慢移动的空气流大体上具有非均一或扭曲的速度廓线。结果，此类涡扇喷气发动机可经历效率损失，最小化飞行器上的减小阻力的任何益处或使其无效。
专用边界层摄入推进器可添加至飞行器。然而，如果此类边界层摄入推进器定位成在飞行器的后端部处摄入边界层摄入空气，则此类边界层摄入推进器可干扰飞行器的起飞角。因此，能够激励形成横跨飞行器的机身的边界层的缓慢移动的空气的飞行器将是有用的。具体而言，能够激励形成横跨飞行器的机身的边界层的缓慢移动的空气而不干扰飞行器的起飞角的飞行器将是特别有益的。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或者可从描述为明显的，或者可通过本发明的实践学习。
在本公开的一个示例性实施例中，提供了一种后发动机。后发动机限定中心轴线，并且构造成在飞行器的后端部处安装于飞行器。后发动机包括能够绕着中心轴线旋转并且包括多个风扇叶片的风扇。后发动机还包括包绕风扇的多个风扇叶片的机舱。机舱限定具有前端部的底部部分。机舱限定底部部分的前端部处的弯曲表面，弯曲表面包括基准点，其中弯曲表面限定最小曲率半径。机舱还限定从基准点正交延伸的正交基准线。正交基准线与后发动机的中心轴线限定大于零的角。
在本公开的另一个示例性实施例中，提供了一种飞行器。飞行器在前端部与后端部之间延伸并且限定纵向中心线。飞行器包括从飞行器的前端部朝飞行器的后端部延伸的机身，以及邻近飞行器的后端部安装于机身的后发动机。后发动机限定平行于飞行器的纵向中心线延伸的中心轴线。后发动机包括能够绕着中心轴线旋转并且包括多个风扇叶片的风扇，以及包绕风扇的多个风扇叶片的机舱。机舱限定具有前端部的底部部分。机舱限定底部部分的前端部处的弯曲表面，弯曲表面包括基准点，其中弯曲表面限定最小曲率半径。机舱还限定从基准点正交延伸的正交基准线。正交基准线与后发动机的中心轴线限定大于零的角。
在本公开的又一个示例性实施例中，提供了一种后发动机。后发动机限定中心轴线，并且构造成在飞行器的后端部处安装于飞行器。后发动机包括能够绕着中心轴线旋转的风扇，风扇包括多个风扇叶片。后发动机还包括包绕风扇的多个风扇叶片并且限定具有前端部的底部部分的机舱。机舱限定机舱的底部部分的前端部处的驻点，具有从驻点正交延伸的正交基准线。正交基准线与后发动机的中心轴线限定大于零的角。
技术方案1. 一种后发动机，其限定中心轴线并且构造成在飞行器的后端部处安装于飞行器，所述后发动机包括：
风扇，其能够绕着所述中心轴线旋转并且包括多个风扇叶片；以及
机舱，其包绕所述风扇的所述多个风扇叶片并且限定具有前端部的底部部分，所述机舱限定包括基准点的所述底部部分的所述前端部处的弯曲表面，其中所述弯曲表面限定最小曲率半径，所述机舱还限定从所述基准点正交延伸的正交基准线，所述正交基准线与所述后发动机的所述中心轴线限定大于零的角。
技术方案2. 根据技术方案1所述的后发动机，其特征在于，所述机舱的所述底部部分包括内侧表面和外侧表面，并且其中所述基准点定位成相比所述内侧表面更接近所述外侧表面。
技术方案3. 根据技术方案1所述的后发动机，其特征在于，所述机舱的所述底部部分的所述前端部限定驻点，并且其中当所述后发动机以最大容量操作时，所述驻点与具有所述最小曲率半径的所述前端部上的所述基准点对准。
技术方案4. 根据技术方案1所述的后发动机，其特征在于，所述正交基准线与所述后发动机的所述中心轴线限定大于大约十度的角。
技术方案5. 根据技术方案1所述的后发动机，其特征在于，所述正交基准线与所述后发动机的所述中心轴线限定大于大约二十度的角。
技术方案6. 根据技术方案1所述的后发动机，其特征在于，所述机舱限定入口，其中由所述机舱限定的所述入口在安装于所述飞行器的机身时围绕所述飞行器的机身延伸大致360度。
技术方案7. 根据技术方案1所述的后发动机，其特征在于，所述机舱包绕所述后发动机的所述中心轴线。
技术方案8. 一种飞行器，其在前端部与后端部之间延伸并且限定纵向中心线，所述飞行器包括：
机身，其从所述飞行器的所述前端部朝所述飞行器的所述后端部延伸；以及
后发动机，其邻近所述飞行器的所述后端部安装于所述机身，所述后发动机限定平行于所述飞行器的所述纵向中心线延伸的中心轴线，所述后发动机包括：
风扇，其能够绕着所述中心轴线旋转并且包括多个风扇叶片；以及
机舱，其包绕所述风扇的所述多个风扇叶片并且限定具有前端部的底部部分，所述机舱限定包括基准点的所述底部部分的所述前端部处的弯曲表面，其中所述弯曲表面限定最小曲率半径，所述机舱还限定从所述基准点正交延伸的正交基准线，所述正交基准线与所述后发动机的所述中心轴线限定大于零的角。
技术方案9. 根据技术方案8所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器限定从所述前端部延伸至所述后端部的等分线，并且其中所述机舱围绕所述飞行器的所述等分线延伸大致360度。
技术方案10. 根据技术方案8所述的飞行器，其特征在于，所述机舱的所述底部部分进一步限定弦线，并且其中所述正交基准线与所述弦线限定大于零的角。
技术方案11. 根据技术方案8所述的飞行器，其特征在于，所述机舱的所述底部部分的所述前端部限定驻点，并且其中当所述后发动机以最大容量操作时，所述驻点与具有所述最小曲率半径的所述前端部上的所述基准点对准。
技术方案12. 根据技术方案8所述的飞行器，其特征在于，所述正交基准线与所述后发动机的所述中心轴线限定大于大约十度的角。
技术方案13. 根据技术方案8所述的飞行器，其特征在于，所述正交基准线与所述后发动机的所述中心轴线限定大于大约二十度的角。
技术方案14. 根据技术方案8所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器限定从所述前端部延伸至所述后端部的等分线，并且其中所述机舱围绕所述飞行器的所述等分线延伸大致360度。
技术方案15. 根据技术方案8所述的飞行器，其特征在于，所述机舱与所述飞行器的所述机身限定所述入口。
技术方案16. 根据技术方案15所述的飞行器，其特征在于，由所述机舱限定的所述入口围绕所述飞行器的所述机身延伸大致360度。
技术方案17. 根据技术方案8所述的飞行器，其特征在于，所述机舱围绕所述后发动机的所述中心轴线延伸大致360度。
技术方案18. 一种后发动机，其限定中心轴线并且构造成在飞行器的后端部处安装于飞行器，所述后发动机包括：
风扇，其能够绕着所述中心轴线旋转并且包括多个风扇叶片；以及
机舱，其包绕所述风扇的所述多个风扇叶片并且限定具有前端部的底部部分，所述机舱限定所述机舱的所述底部部分的所述前端部处的驻点，具有从所述驻点正交延伸的正交基准线，所述正交基准线与所述后发动机的所述中心轴线限定大于零的角。
技术方案19. 根据技术方案18所述的飞行器，其特征在于，所述机舱的所述底部部分的所述前端部限定弯曲表面，并且其中当所述后发动机以最大容量操作时，所述驻点与具有最小曲率半径的所述前端部上的点对准。
技术方案20. 根据技术方案18所述的飞行器，其特征在于，所述机舱的所述底部部分进一步限定弦线，并且其中所述正交基准线与所述后发动机的所述弦线限定大于零的角。
本发明的这些及其它的特征、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。并入在本说明书中并且构成本说明书的部分的附图示出了本发明的实施例，并且连同描述用于阐释本发明的原理。
附图说明
包括针对本领域技术人员的其最佳模式的本发明的完整且开放的公开在参照附图的说明书中阐述，在该附图中：
图1为根据本公开的各种示例性实施例的飞行器的俯视图。
图2为图1的示例性飞行器的左舷侧视图。
图3为根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性截面视图。
图4为图1的示例性飞行器的后端部的近视示意性截面视图。
图5为根据本公开的示例性实施例的后发动机的示意性截面视图。
图6为沿图5的示例性后发动机的中心线轴线截取的图5的示例性后发动机的入口的截面视图。
图7为图5的示例性后发动机的底部部分的近视示意性截面视图。
部件列表
10 飞行器
12 纵向中心线
14 飞行器的前端部
16 飞行器的后端部
18 等分线
20 机身
22 机翼
24 左舷侧
26 右舷侧
28 前缘襟翼
30 后缘襟翼
32 垂直稳定器
34 方向舵襟翼
36 水平稳定器
38 升降舵襟翼
40 表皮
42 第一飞行器发动机
44 第二飞行器发动机
100 涡扇喷气发动机
102 纵向或轴向中心线
104 风扇区段
106 芯部涡轮发动机
108 外壳
110 入口
112 低压压缩机
114 高压压缩机
116 燃烧区段
118 高压涡轮
120 低压涡轮
122 喷气排气区段
124 高压轴/转轴
126 低压轴/转轴
128 风扇
130 叶片
132 盘
134 促动部件
136 动力齿轮箱
138 机舱
140 风扇壳或机舱
142 出口导叶
144 下游区段
146 旁通空气流通路
200 后发动机
202 机身的顶侧
204 机身的底侧
206 截头体
208 前平面
210 后平面
212 顶部基准线
214 底部基准线
215 基准点
216 凹入部分
218 凹形部分
220 中心线轴线
222 风扇
224 机舱
226 结构部件
228 风扇叶片
230 风扇轴
232 功率源
234 齿轮箱
236 传动轴
238 OGV
240 机身末端
242 喷嘴
244 入口
246 机舱的前端部
248 机舱的底部部分
250 弦线
252 机舱的后端部
254 内表面
256 外表面
258 入口的顶部半部
260 入口的底部半部
262 基准线
264 驻点
266 曲率半径
268 正交基准线
270 268与220之间的角
272 268与250之间的角。
具体实施方式
现在将详细参照本发明的本实施例，其一个或更多个实例在附图中示出。详细描述使用了数字和字母标记来表示附图中的特征。附图和描述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。如本文中使用的，用语"第一"、"第二"和"第三"可以可互换地使用，以将一个构件与另一个区分开，并且不旨在表示独立构件的位置或重要性。用语"上游"和"下游"是指相对于流体通道中的流体流的相对方向。例如，"上游"是指流体流自的方向，而"下游"是指流体流至的方向。
现在参照附图，其中同样的标记遍及附图指示相同的元件，图1提供了如可并入本发明的各种实施例的示例性飞行器10的俯视图。图2提供了如图1中所示的飞行器10的左舷侧24视图。如图1和2中共同所示，飞行器10限定延伸穿过其的纵向中心线12、垂直方向V、侧向方向L、前端部14和后端部16。此外，飞行器10限定在飞行器10的前端部14与后端部16之间延伸的等分线18。如本文中使用的，"等分线"是指沿飞行器10的长度延伸的中点线，不考虑飞行器10的附属物(如机翼22和下文所论述的稳定器)。
此外，飞行器10包括从飞行器10的前端部14朝飞行器10的后端部16沿纵向延伸的机身20，以及一对机翼22。此类机翼22中的第一机翼相对于纵向中心线12从机身20的左舷侧24沿侧向向外延伸，并且此类机翼22中的第二机翼相对于纵向中心线12从机身20的右舷侧26沿侧向向外延伸。用于所绘示例性实施例的机翼22中的各个包括一个或更多个前缘襟翼和一个或更多个后缘襟翼30。飞行器10还包括具有用于偏航控制的方向舵襟翼34的垂直稳定器32，以及均具有用于俯仰控制的升降舵襟翼38的一对水平稳定器36。机身20附加地包括外表面40。
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，其中的至少一个安装于一对机翼22中的各个。具体而言，多个飞行器发动机包括安装于一对机翼22中的第一机翼的第一飞行器发动机42，以及安装于一对机翼22中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可构造为以机翼下构造悬置在机翼22下方的涡扇喷气发动机。例如，在至少某些示例性实施例中，第一飞行器发动机42和/或第二飞行器发动机44可以以与下文参照图3所述的示例性涡扇喷气发动机100大致相同的方式构造。然而，作为备选，在其它示例性实施例中，可提供任何其它适合的飞行器发动机。例如，在其它示例性实施例中，第一飞行器发动机42和/或第二飞行器发动机44可作为备选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。
此外，推进系统包括邻近飞行器10的后端部16或更具体而言在机翼22和飞行器发动机42,44后方的位置处安装于飞行器10的机身20的后发动机200。示例性后发动机200安装于飞行器10的机身20，使得等分线18延伸穿过其。后发动机200将在下面参照图4至7更详细论述。
具体参照图2，飞行器10还包括从机身20的底侧和从机翼22的底侧延伸的起落架，如轮46。机身20设计成允许飞行器10与地面成起飞角48起飞和/或着陆，而后端部16不刮擦地面。如将在下面论述的，本文中所述的示例性机身20和后发动机200设计成允许飞行器10保持期望的起飞角48，不管邻近飞行器10的后端部16的后发动机200的添加。值得注意地，对于所绘实施例，当飞行器10在地面上时，飞行器10的纵向中心线12平行于地面。因此，如所示，最大起飞角48可作为备选以飞行器10的纵向中心线12限定(示为图2中的角48')。
现在参照图3，提供了示例性飞行器发动机的示意性截面视图。具体而言，对于所绘实施例，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100"。如上文所论述，图1和2中所述的示例性飞行器10的第一飞行器发动机42和/或第二飞行器发动机44中的一个或两者可以以与图3的示例性涡扇发动机100大致相同的方式构造。
如图3中所示，涡扇发动机100限定轴向方向A1(平行于出于参照提供的纵向中心线102延伸)，以及径向方向R1。大体上，涡扇10包括风扇区段104和设置在风扇区段104下游的芯部涡轮发动机106。
绘出的示例性芯部涡轮发动机106大体上包括大致管状的外壳108，其限定环形入口110。外壳108包围成串流关系的包括增压器或低压(LP)压缩机112和高压(HP)压缩机114的压缩机区段；燃烧区段116；包括高压(HP)涡轮118和低压(LP)涡轮120的涡轮区段；以及喷气排气喷嘴区段122。高压(HP)轴或转轴124将HP涡轮118传动地连接于HP压缩机114。低压(LP)轴或转轴126将LP涡轮120传动地连接于LP压缩机112。压缩机区段、燃烧区段116、涡轮区段和喷嘴区段122一起限定芯部空气流动路径37。
对于所绘实施例，风扇区段104包括可变桨距风扇128，其具有以间隔开的方式联接于盘132的多个风扇叶片130。如所绘，风扇叶片130从盘132大体上沿径向方向R向外延伸，并且限定风扇直径D。各个风扇叶片130能够依靠风扇叶片130操作性地联接于适合的促动部件134来关于盘132绕着桨距轴线P旋转，适合的促动部件134构造成一致地共同改变风扇叶片130的桨距。风扇叶片130、盘132和促动部件134能够通过横跨动力齿轮箱136的LP轴126绕着纵轴线12一起旋转。动力齿轮箱136包括多个齿轮，用于将风扇128关于LP轴126的转速调整至更有效的风扇转速。
仍参照图3的示例性实施例，盘132由可旋转的前毂138覆盖，可旋转的前毂138空气动力地定轮廓，以促进穿过多个风扇叶片130的空气流。此外，示例性风扇区段104包括环形风扇壳或外机舱140，其沿周向包绕风扇128和/或芯部涡轮发动机106的至少一部分。将认识到的是，机舱140可构造成由多个沿周向间隔的出口导叶142关于芯部涡轮发动机106支承。此外，机舱140的下游区段144可在芯部涡轮发动机106的外部分之上延伸，以便限定其间的旁通空气流通路146。
然而，应当认识到的是，图3中所绘的示例性风扇发动机100仅经由实例，并且在其它示例性实施例中，涡扇发动机100可具有任何其它适合的构造，包括例如任何适合数量的轴或转轴、压缩机和/或涡轮。
现在参照图4，提供了上文参照图1和2所述的示例性飞行器10的后端部16的近视图。如上文所论述，飞行器10的机身20大体上从飞行器10的前端部14朝飞行器10的后端部16延伸，其中后发动机200邻近飞行器10的后端部16安装于机身20。机身20沿垂直方向V限定顶侧202和底侧204。
此外，所绘示例性机身20限定定位成邻近飞行器10的后端部16的截头体206。具体而言，对于所绘实施例，截头体206定位在飞行器10的一对机翼22后方。如本文中使用的，用语"截头体"大体上是指位于两个平行平面之间的形状的部分。因此，对于所绘实施例，截头体206限定在第一或前平面208与第二或后平面210之间，前平面208和后平面210平行于彼此并且垂直于飞行器10的纵向中心线12(见图1和2)。如以影线所绘，截头体206限定在机身20的顶侧202处沿截头体206延伸的顶部基准线212，以及在机身20的底侧204处沿截头体206延伸的底部基准线214。值得注意地，所绘截头体206在其接近飞行器10的后端部16时具有大体上锥形形状，使得顶部基准线212和底部基准线214在截头体206后方的基准点215处汇合。具体而言，示例性截头体206限定前平面208处沿垂直方向V的高度，其大于后平面210处沿垂直方向V的高度。
所绘示例性截头体206限定大体上截头圆锥形状，其具有在前平面208与后平面210之间的直的顶侧和直的底侧。因此，截头体206的顶部基准线212在机身20的顶侧202处沿截头体206的表面(即，沿机身20的表面40)延伸，并且底部基准线214在机身20的底侧204处沿截头体206的表面(即，也沿机身20的表面40)延伸。然而，在其它实施例中，截头体206可改为限定在机身20的顶侧202和/或机身20的底侧204处具有前平面208与后平面210之间的曲线的表面。在此类实施例中，顶部基准线212和底部基准线214可改为在机身20的顶侧202与底侧204处沿前平面208与后平面210之间的截头体206的表面的等分线延伸。
仍参照图4，机身20还限定位于截头体206后方的凹入部分216。凹入部分216从底部基准线214向内(即，朝飞行器10的等分线18)在机身20的底侧204处凹陷。类似地，对于所绘实施例，凹入部分216还从顶部基准线212向内在机身20的顶侧202处凹陷。此外，如所绘，凹入部分216包括如从底部基准线214观看的底部凹形部分218。此外，将认识到的是，机身20的底侧204处的凹入部分216与纵向中心线12限定角219。由机身20的底侧204处的凹入部分216与纵向中心线12限定的角219大于与纵向中心线12限定的最大起飞角48(见图2)。例如，角219可比最大起飞角48大至少大约百分之十。
在至少某些示例性实施例中，由机身20的底侧204处的凹入部分216与纵向中心线12限定的角219还可大于用于在正常飞行期间产生分离流的阈值角(如果不用于后发动机200的操作)。具体而言，角219可使得如果后发动机200在正常飞行期间(即，在飞行器10的正常巡航速度和高度期间)不存在并且不操作，则空气将与机身20的底侧204处的凹入部分216分离。例如，在某些示例性实施例中，角219可为至少大约十三度。然而，在其它示例性实施例中，角219可改为至少大约十四度、至少大约十五度，或至少大约十六度。如将认识到的，如本文中使用的，用语"分离(separation)"或"分离(separate)"在用于描述流体流时，是指其中围绕物体的流体流变为与物体的表面分开，并且改为采用可导致此类物体上的增大阻力的涡流和/或涡旋形式的情况。
值得注意地，仍参照图4，对于所绘实施例，截头体206由机身20的部分形成，其中机身20开始从圆柱形本体部分至凹入部分216成锥形。因此，截头体206可限定大于或等于大约0.2的长度(沿纵向中心线12)与平均高度(即，前平面208处和后平面210处的平均高度)之比，如大于或等于大约0.25、0.4或0.5。此外，如可在例如图2中所见，底部基准线214可与纵向中心线12限定与飞行器10的起飞角48大致相同的角。应当认识到的是，如本文中使用的，近似的用语，如"近似"、"大致"或"大约"是指在百分之十的误差裕度内。
现在还参照图5，提供了图1和2的示例性后发动机200的近视示意性截面视图。如所论述，示例性后发动机200邻近飞行器10的后端部16安装于机身20。绘出的后发动机200限定沿延伸穿过其用于参照的纵向中心线轴线220延伸的轴向方向A2、径向方向R2，以及周向方向C2(见图6)。
此外，对于所绘实施例，后发动机200构造为边界层摄入发动机，其构造成摄入和消耗在飞行器10的机身20之上形成边界层的空气。具体对于所绘实施例，后发动机200构造为安装于飞行器10的机身20的边界层摄入风扇。
后发动机200包括能够绕着中心线轴线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与飞行器10的机身20之间延伸的一个或更多个结构部件226。风扇222包括大体上沿周向方向C2间隔的多个风扇叶片228。此外，机舱224围绕多个风扇叶片228延伸并且环绕多个风扇叶片228，并且延伸到机身20的凹入部分216附近。具体而言，当如在图5中，后发动机200安装于飞行器10时，机舱224围绕飞行器10的机身20的至少一部分延伸。
也如图5中所绘，风扇222还包括具有附接于其的多个风扇叶片228的风扇轴230。尽管未绘出，但风扇轴230可由位于多个风扇叶片228前方的一个或更多个轴承以及可选地位于多个风扇叶片228后方的一个或更多个轴承可旋转地支承。此类轴承可为滚柱轴承、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228可以以固定方式附接于风扇轴230，或者作为备选，多个风扇叶片228可以可旋转地附接于风扇轴230。例如，多个风扇叶片228可附接于风扇轴230，使得多个风扇叶片228中的各个的桨距可通过桨距改变机构(未示出)例如一致地改变。
风扇轴230机械地联接于至少部分地位于飞行器10的机身20内的功率源232。对于所绘实施例，风扇轴230通过齿轮箱234机械地联接于功率源232。齿轮箱234可构造成修改功率源232或更确切地功率源232的轴236的转速，使得后发动机200的风扇222在期望的转速下旋转。齿轮箱234可为固定比齿轮箱，或者作为备选，齿轮箱234可限定可变齿轮比。
功率源232可为任何适合的功率源。例如，在某些示例性实施例中，功率源232可为电功率源(例如，后发动机200可构造为具有第一飞行器发动机42和/或第二飞行器发动机44的气体-电推进系统的部分)。然而，在其它示例性实施例中，功率源232可作为备选构造为专用燃气发动机，如燃气涡轮发动机。此外，在某些示例性实施例中，功率源232可定位在例如飞行器10的机身20或后发动机200内的任何其它适合的位置处。例如，在某些示例性实施例中，功率源232可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。
仍参照图4和5，一个或更多个结构部件226在多个风扇叶片228前方的位置处在机舱224与飞行器10的机身20之间延伸。用于所绘实施例的一个或更多个结构部件226大致沿径向方向R2在机舱224与飞行器10的机身20之间延伸，用于将后发动机200安装于飞行器10的机身20。然而，还应当认识到的是，在其它示例性实施例中，一个或更多个结构部件226可改为大致沿轴向方向A2延伸，或者沿轴向方向A2与径向方向R2之间的任何其它适合的方向延伸。
所绘一个或更多个结构部件226构造为用于风扇222的入口导叶，使得一个或更多个结构部件226定形和定向成引导和调节空气进入后发动机200中的流动，以提高后发动机200的效率。在某些示例性实施例中，一个或更多个结构部件226可构造为在机舱224与飞行器10的机身20之间延伸的固定入口导叶，或者作为备选，一个或更多个结构部件226可构造为可变入口导叶。
此外，后发动机200包括一个或更多个出口导叶238和机身末端240。用于所绘实施例的一个或更多个出口导叶238在机舱224与机身末端240之间延伸，用于例如向后发动机200增加强度和刚度，以及用于将空气流引导穿过后发动机200。出口导叶238可沿周向方向C2(见图6)均匀间隔，或者可具有任何其它适合的间距。此外，出口导叶238可为固定出口导叶，或者作为备选可为可变出口导叶。
在多个风扇叶片228后方，并且对于所绘实施例，在一个或更多个出口导叶238后方，后发动机200附加地限定机舱224与机身末端240之间的喷嘴242。喷嘴242可构造成从流动穿过其的空气生成一定量的推力，并且机身末端240可定形成最小化后发动机200上的阻力的量。然而，在其它实施例中，机身末端240可具有任何其它形状，并且例如可为机舱224的后端部前方的端部，使得机身末端240在后端部处由机舱224包围。此外，在其它实施例中，后发动机200可不构造成生成任何可测量的量的推力，并且改为可构造成从飞行器10的机身20的边界空气层摄入空气，并且使此类空气增加能量/加速此类空气来减小飞行器10上的总体阻力(并且因此增大飞行器10的净推力)。
仍参照图4和5，并且现在还参照图6，后发动机200或更确切地机舱224限定机舱224的前端部246处的入口244。入口244由机舱224与机身20限定，即，在机舱224与机身20之间。如上文提到的，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延伸并且包绕其。对于所绘实施例，机舱224还至少部分地围绕后发动机200的中心轴线220延伸，至少部分地围绕飞行器10的等分线18延伸，并且至少部分地围绕飞行器10的机身20的凹入部分216延伸。具体而言，对于所绘实施例，机舱224围绕后发动机200的中心轴线220延伸大致三百六十度(360°)，围绕飞行器10的等分线18延伸大致三百六十度(360°)，并且围绕飞行器10的机身20的凹入部分216延伸大致三百六十度(360°)。
值得注意地，通过将后发动机200定位成使得后发动机200的机舱224至少部分地围绕机身20的凹入部分216延伸，机舱224的底部部分248可不干扰例如飞行器10的起飞角48(也见图2)。例如，如所示，后发动机200的机舱224包括位于由截头体206(也见图3)限定的底部基准线214内侧的至少一部分。具体对于所绘实施例，机舱224的底部部分248的整体定位成与截头体206的底部基准线214成一直线或在其内侧。对于至少某些现有技术的飞行器，截头体206的底部基准线214指示了飞行器的后端部处的机身的底部部分的常规形状。
然而，在后发动机200的机舱224围绕机身20的凹入部分216定位时，并且在机舱224的至少底部部分248从截头体206的底部基准线214陷入(sink-in)时，从机身20的底部部分248进入后发动机200的空气可不沿平行于后发动机200的中心轴线220的方向流动(如对于飞行器发动机而言常规的；见例如图1和2中的第一飞行器发动机42和第二飞行器发动机44)。因此，机舱224的底部部分248定形和定向成更完全地捕集此类空气流。例如，对于所绘实施例，机舱224的底部部分248限定在前端部246与后端部252之间延伸的弦线250。机舱224的底部部分248定向成使得由机舱224的底部部分248限定的弦线250大致平行于由截头体206限定的底部基准线214延伸。类似地，机舱224的底部部分248限定内表面254和外表面256。对于所绘实施例，机舱224的底部部分248的外表面256的至少一部分也大致平行于截头体206的底部基准线214延伸。
此外，还参照图6，假定位于机身20限定的截头体206后方的机身20的凹入部分216的形状，在机身20之上进入后发动机200中的边界层空气流可不沿机身20的周向方向C2均匀地分布。具体而言，流入后发动机200中的边界层空气的动量可相比于机身20的顶侧202(见图4)，在机身20的底侧204处较小。因此，由机舱224与飞行器10的机身20限定的入口244可相对于后发动机200的中心轴线220限定非轴对称形状。例如，围绕机身20大致延伸大约三百六十度(360°)的入口244包括定位在中心轴线220上方的顶部半部258和定位在中心轴线220下方的底部半部260。入口244的顶部半部258和底部半部260绘出为由延伸穿过中心轴线220的水平基准线262分开。此外，入口244的顶部半部258限定顶部半部入口区域，并且入口244的底部半部260限定底部半部入口区域。底部半部入口区域大于顶部半部入口区域，使得入口244可构造成捕集在机身20的底侧204之上以较小动量流动的足够量的边界层空气。
此外，对于所绘实施例，入口244的非对称形状是底部半部260大于顶部半部258的结果，以捕集期望量的边界层空气。因此，在其它实施例中，入口240可限定沿径向方向R2的高度H和中点245(即，沿径向方向R2的入口240的中途点)。顶部半部258可改为限定为定位在中点245上方的入口244的一部分，并且底部半部260可改为限定为定位在中点245下方的入口244的一部分。如同以上论述的实施例一样，入口244的顶部半部258限定顶部半部入口区域，并且入口244的底部半部260限定底部半部入口区域，其中底部半部入口区域大于顶部半部入口区域。例如，在该实施例中(或在以上实施例中)，底部半部入口区域可比顶部半部入口区域大至少大约百分之十。
值得注意地，机舱224还限定相对于后发动机200的中心轴线220的前端部246处的非轴对称形状，以便适应由机舱224限定的入口244的非轴对称形状。例如，机舱224可限定后发动机200的突出平面247处的非轴对称形状，突出平面247由后发动机200的前端部246限定。如所绘，对于所绘实施例，突出平面247不是垂直平面。在又一些示例性实施例中，机舱224可附加地限定垂直基准平面(未标出)，基准平面沿垂直方向V和侧向方向L(见图1和2)延伸。机舱224还可限定基准平面处的非对称形状。应当认识到的是，如本文中使用的，用语相对于中心线轴线220"非轴对称"是指并未展现关于中心线轴线220对称的截面形状，并且用语"非对称"简单地是指并未展现关于中心点对称的截面形状。
回头参照图5，并且现在还参照图7，将描述后发动机200的机舱224的底部部分248的前端部246。具体而言，图7提供了图5中的后发动机200的机舱224的底部部分248的近视截面视图。
如上文所论述，进入所绘后发动机200的空气可不沿平行于后发动机200的中心轴线220的方向流动。这可为机身20的凹入部分216和后发动机200的机舱224的至少底部部分248的陷入构造的结果。为了最大化由后发动机200捕集的空气的量，示例性机舱224的底部部分248的前端部246具体构造成适应后发动机200设计成接收的空气的离轴流动。
具体而言，机舱224的底部部分248的前端部246限定基准点，其对于所绘实施例为驻点264。用语"驻点"大体上是指其中流体的局部速度等于零的流场中的点。当后发动机200以最大容量操作时，所绘驻点264与具有最小曲率半径266的前端部246上的点对准。此外，驻点264定位成邻近机舱224的底部部分248的外侧表面256(即，驻点264定位成比机舱224的底部部分248的内侧表面254更接近机舱224的底部部分248的外侧表面256)。此外，机舱224的底部部分248的前端部246限定正交基准线268，其从机舱224的底部部分248的前端部246上的驻点264正交延伸。正交基准线268与后发动机200的中心轴线220限定大于零的角270。值得注意地，如本文中使用的，当正交基准线268从后发动机200的中心轴线220向外延伸(如所示)时，正交基准线268与后发动机200的中心轴线220之间的角大于零。例如，在某些示例性实施例中，限定在正交基准线268与后发动机200的中心轴线220之间的角270可大于大约五度，大于大约十度，大于大约十五度，或大于大约二十度。
此外，如先前叙述的，机舱224的底部部分248限定弦线250。对于所绘实施例，从驻点264正交延伸的正交基准线268还与弦线250限定大于零的角272。此外，机舱224的底部部分248定向成捕集最大量的边界层空气，以及适应例如飞行器10的起飞角48。因此，如所绘，弦线250还与中心轴线220限定大于零的角274。例如，在至少某些示例性实施例中，角274可大于或等于大约五度，大于或等于大约十度，大于或等于大约十五度，或者大于或等于大约二十度。
具有以上文所述的方式定形的机身和/或以上文所述的方式构造的后发动机的飞行器可通过将后发动机并入在飞行器的推进系统中来允许提高的总体推进效率，而不会不利地影响飞行器的起飞角，并且有效地捕集来自机身的边界层空气流。
该书面的描述使用实例以公开本发明(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并且执行任何并入的方法)。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它实例。如果这些其它实例包括不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果这些其它实例包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件，则这些其它实例意图在权利要求的范围内。

Claims (13)

1.一种飞行器，其限定纵向中心线并在前端部与后端部之间延伸，所述飞行器包括：
限定顶侧和底侧的机身，所述机身还限定邻近所述飞行器的所述后端部的截头体，所述截头体限定在所述机身的顶侧处沿所述截头体延伸的顶部基准线，以及在所述机身的底侧处沿所述截头体延伸的底部基准线；以及
后发动机，其邻近所述飞行器的所述后端部安装到所述机身上；
其中所述后发动机包括机舱，其中所述机舱的至少一部分位于所述顶部基准线或所述底部基准线的至少其中一个的内侧。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述飞行器限定从所述前端部向所述后端部延伸的等分线，并且其中所述机舱至少部分地围绕所述飞行器的所述等分线延伸。
3.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述机舱至少部分地限定用于所述后发动机的入口。
4.根据权利要求3所述的飞行器，其中所述机舱与所述机身限定用于所述后发动机的所述入口。
5.根据权利要求3所述的飞行器，其中所述入口至少部分地围绕所述飞行器的所述机身延伸。
6.根据权利要求1所述的飞行器，其中：
所述飞行器还包括一组起落架，其从所述机身的所述底侧延伸，其中所述机身的所述底侧和所述起落架一起与所述纵向中心线限定最大起飞角，所述机身还在所述机身的底侧处限定后部，所述后部邻近所述机身的后端部，并且与所述纵向中心线限定大于所述最大起飞角的角度；
所述机身还限定邻近所述飞行器的所述后端部的截头体，所述截头体限定在所述机身的顶侧处沿所述截头体延伸的顶部基准线，以及在所述机身的底侧处沿所述截头体延伸的底部基准线；以及
其中所述机舱的至少一部分位于所述顶部基准线或所述底部基准线的至少其中一个的内侧。
7.根据权利要求6所述的飞行器，其中所述飞行器限定从前端部到后端部延伸的等分线，并且其中所述机舱围绕所述飞行器的所述等分线的至少一部分径向地延伸。
8.根据权利要求6所述的飞行器，其中所述机舱与所述机身限定入口，并且其中所述入口围绕所述机身的至少一部分径向地延伸。
9.根据权利要求6所述的飞行器，其中所述后发动机限定中心轴线，其中所述机舱限定入口，并且其中所述入口相对于所述中心轴线限定非轴线对称形状。
10.根据权利要求1所述的飞行器，其中：
所述机身还限定邻近所述飞行器的所述后端部定位的凹入部分，所述凹入部分相对于所述飞行器的所述纵向中心线限定角度；
所述飞行器还包括一组起落架，其从所述机身的所述底侧延伸，其中所述机身的所述底侧和所述起落架一起与所述纵向中心线限定最大起飞角，所述机身还在所述机身的底侧处限定后部，所述后部邻近所述机身的后端部，并且与所述纵向中心线限定大于所述最大起飞角的角度，以及
所述后发动机包括邻近所述机身的所述凹入部分延伸的机舱。
11.根据权利要求10所述的飞行器，其中由所述机身的所述凹入部分相对于所述纵向中心线限定的所述角度大于如果后发动机在正常飞行期间不存在用于产生分离流的阈值角。
12.根据权利要求10所述的飞行器，其中由所述机身的所述凹入部分限定的所述角度大于十三度。
13.根据权利要求10所述的飞行器，其中所述飞行器限定从所述前端部到所述后端部延伸的等分线，并且其中所述机舱围绕所述飞行器的所述等分线延伸大约360度。
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