CN112644716A - 具有后发动机和辅助动力单元的飞行器 - Google Patents

具有后发动机和辅助动力单元的飞行器 Download PDF

Info

Publication number
CN112644716A
CN112644716A CN202011084848.9A CN202011084848A CN112644716A CN 112644716 A CN112644716 A CN 112644716A CN 202011084848 A CN202011084848 A CN 202011084848A CN 112644716 A CN112644716 A CN 112644716A
Authority
CN
China
Prior art keywords
aircraft
power unit
auxiliary power
fan
boundary layer
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202011084848.9A
Other languages
English (en)
Inventor
亚瑟·威廉·西巴赫
兰迪·M·沃德雷尔
安德鲁·布雷兹·斯特林费洛
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN112644716A publication Critical patent/CN112644716A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/18—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, wings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B64C21/01—Boundary layer ingestion [BLI] propulsion
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B64D15/02—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by ducted hot gas or liquid
    • B64D15/04—Hot gas application
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/026—Aircraft characterised by the type or position of power plants comprising different types of power plants, e.g. combination of a piston engine and a gas-turbine
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/20—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • B64D2041/002—Mounting arrangements for auxiliary power units (APU's)
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/326—Application in turbines in gas turbines to drive shrouded, low solidity propeller
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/327—Application in turbines in gas turbines to drive shrouded, high solidity propeller
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/50—Application for auxiliary power units (APU's)
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

提供了一种在前端和后端之间延伸的飞行器。该飞行器包括：定位在飞行器的后端附近的辅助动力单元，辅助动力单元具有辅助动力单元入口管道和辅助动力单元排气管道；以及定位在飞行器的后端附近的边界层摄取风扇，边界层摄取风扇具有支撑轴，其中，辅助动力单元排气管道延伸穿过边界层摄取风扇的支撑轴的一部分。

Description

具有后发动机和辅助动力单元的飞行器
技术领域
本主题总体上涉及一种飞行器推进系统，其包括位于飞行器的后端的发动机和辅助动力单元。
背景技术
传统的商用飞行器通常包括机身，一对机翼以及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被安装到飞行器的机翼中的相应一个，例如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/或机身影响的独立的自由气流相互作用。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的影响。
然而，在包括涡轮风扇喷气发动机的飞行器上的阻力也对飞行器的净推进力有影响。飞行器上的阻力(包括表皮摩擦，形式和感应阻力)的总量通常与接近飞行器的空气的自由流速度与飞行器下游的由于飞行器上的阻力产生的尾流的平均速度之差成正比。
已经提出了抵抗阻力的影响和/或提高涡轮风扇喷气发动机的效率的系统。例如，某些推进系统结合有边界层摄取系统，以将在例如机身和/或机翼上形成边界层的一部分相对缓慢移动的空气引导到涡轮风扇喷气发动机的风扇区段上游的涡轮风扇喷气发动机中。
此外，在某些构造中，可以使用燃气涡轮发动机来驱动发电机。例如，燃气涡轮发动机可以是飞行器的辅助动力单元(APU)，该APU包括用于为飞行器的各种系统产生电力的发电机。
发明内容
本发明的方面和优点将在下面的描述中部分地阐述，或者可以从描述中变得显而易见，或者可以通过实施本发明而获知。
在本公开的一个示例性实施例中，提供了一种在前端和后端之间延伸的飞行器。该飞行器包括：辅助动力单元，辅助动力单元定位在飞行器的后端附近；辅助动力单元具有辅助动力单元入口管道和辅助动力单元排气管道；以及边界层摄取风扇，边界层摄取风扇定位在飞行器的后端附近，边界层摄取风扇具有支撑轴，其中，辅助动力单元排气管道延伸穿过边界层摄取风扇的支撑轴的一部分。
在某些示例性实施例中，飞行器包括混合器，混合器与辅助动力单元和边界层摄取风扇连通，使得混合器接收并混合来自边界层摄取风扇的边界层气流和来自辅助动力单元排气管道的辅助动力单元排气流。
在某些示例性实施例中，飞行器包括在辅助动力单元排气管道与边界层摄取风扇的支撑轴之间的绝热部分。
在某些示例性实施例中，边界层摄取风扇限定中心轴线，并且包括：风扇，风扇可绕中心轴线旋转，并且包括附接到风扇轴的多个风扇叶片；机舱，机舱围绕多个风扇叶片；和结构构件，结构构件从边界层摄取风扇的支撑轴延伸到机舱。
在某些示例性实施例中，辅助动力单元排气管道包括旁路部分，旁路部分延伸穿过结构构件到机舱，其中，通过旁路部分到机舱的辅助动力单元排气流被构造为对机舱进行除冰。
在某些示例性实施例中，飞行器，包括：电动机，电动机的驱动轴偏离风扇轴；和齿轮，齿轮与驱动轴和风扇轴连通，以驱动边界层摄取风扇。
在某些示例性实施例中，辅助动力单元排气管道沿着边界层摄取风扇的轴向方向延伸穿过边界层摄取风扇的支撑轴的中心。
在某些示例性实施例中，边界层摄取风扇在飞行器的后端处被结合到飞行器的尾部中。
在某些示例性实施例中，边界层摄取风扇的一部分构成飞行器的后端。
在本公开的另一个示例性实施例中，提供了一种在前端和后端之间延伸的飞行器。该飞行器包括：辅助动力单元，辅助动力单元定位在飞行器的后端附近，辅助动力单元具有辅助动力单元入口管道和辅助动力单元排气管道；和后发动机。后发动机构造成在后端安装到飞行器，后发动机限定中心轴线并且包括：风扇，风扇可绕后发动机的中心轴线旋转，并且包括附接到风扇轴的多个风扇叶片；机舱，机舱围绕多个风扇叶片；和结构构件，结构构件从后发动机的一部分延伸到机舱，其中，辅助动力单元排气管道延伸穿过结构构件至机舱。
在某些示例性实施例中，后发动机包括具有驱动轴的动力源和延伸穿过风扇轴的支撑轴，其中，结构构件从支撑轴延伸到机舱，并且其中，辅助动力单元排气管道绕驱动轴和支撑轴延伸穿过结构构件到机舱。在某些示例性实施例中，辅助动力单元排气管道包括位于机舱的后缘处的出口部分。
在某些示例性实施例中，结构构件是入口导向轮叶。
在某些示例性实施例中，飞行器包括在辅助动力单元排气管道和入口导向轮叶之间的绝热部分。
在某些示例性实施例中，后发动机被构造为边界层摄取风扇。
在某些示例性实施例中，通过机舱内的辅助动力单元排气管道的辅助动力单元排气流被构造为对机舱进行除冰。
在某些示例性实施例中，辅助动力单元排气管道包括：第一辅助动力单元排气管道部分，第一辅助动力单元排气管道部分在第一方向上绕驱动轴延伸穿过结构构件的第一部分至机舱的第一部分；和第二辅助动力单元排气管道部分，第二辅助动力单元排气管道部分在第二方向上绕驱动轴延伸穿过结构构件的第二部分至机舱的第二部分，其中，第一辅助动力单元排气管道部分和第二辅助动力单元排气管道部分是分叉的。
在本公开的另一个示例性实施例中，提供了一种在前端和后端之间延伸的飞行器。该飞行器包括：辅助动力单元，辅助动力单元定位在飞行器的后端附近，辅助动力单元具有辅助动力单元入口管道和辅助动力单元排气管道；和边界层摄取风扇，边界层摄取风扇在飞行器的后端与辅助动力单元之间定位在飞行器的后端附近，边界层摄取风扇与辅助动力单元间隔开，其中，辅助动力单元排气管道径向向外延伸至飞行器的尾部。
在某些示例性实施例中，辅助动力单元排气管道包括位于飞行器的尾部的后缘的出口部分。
在某些示例性实施例中，辅助动力单元排气管道径向向外延伸至飞行器的竖直稳定器。
在某些示例性实施例中，辅助动力单元排气管道绕边界层摄取风扇延伸，从而防止了通过辅助动力单元排气管道的辅助动力单元排气流干扰边界层摄取风扇。
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。结合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，并且与说明书一起用于解释本发明的原理。
附图说明
在说明书中阐述了针对本领域的普通技术人员的本发明的完整而可行的公开，包括其最佳模式，其参考附图，其中：
图1是根据本公开的示例性实施例的飞行器的俯视图。
图2是根据本公开的示例性实施例的图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安装至图1的示例性飞行器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辅助动力单元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分别位于飞行器的后端附近的辅助动力单元和边界层摄取风扇的示意性横截面视图。
图6是根据本公开的示例性实施例的分别位于飞行器的后端附近的辅助动力单元和边界层摄取风扇的特写示意性横截面视图。
图7是根据本公开的示例性实施例的分别位于飞行器的后端附近的辅助动力单元和边界层摄取风扇的示意性横截面视图，其中辅助动力单元排气管道的旁路部分通过结构构件延伸至机舱。
图8是根据本公开的示例性实施例的分别位于飞行器的后端附近的辅助动力单元和边界层摄取风扇的示意性横截面视图，其中电动机的驱动轴偏离支撑轴。
图9是根据本公开的另一示例性实施例的分别位于飞行器的后端附近的辅助动力单元和边界层摄取风扇的示意性横截面视图。
图10是根据本公开的另一个示例性实施例的分别位于飞行器的后端附近的辅助动力单元和边界层摄取风扇的示意性横截面视图。
在几个视图中，对应的附图标记表示对应的部分。本文阐述的示例示出了本公开的示例性实施例，并且这些示例不应被解释为以任何方式限制本公开的范围。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的当前实施例，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。在附图和说明书中相同或相似的标记已经用于指代本发明的相同或相似的部分。
提供以下描述以使本领域技术人员能够制造和使用预期用于实现本发明的所描述的实施例。然而，对于本领域技术人员而言，各种修改，等同，变化和替代将保持显而易见。任何和所有这样的修改，变化，等同和替代旨在落入本发明的精神和范围内。
为了下文描述的目的，术语“上”，“下”，“右”，“左”，“竖直”，“水平”，“顶部”，“底部”，“横向”，“纵向”及其派生词应与在附图中定向的本发明有关。然而，应当理解，除非明确相反地指出，否则本发明可以采取各种替代变化。还应当理解，附图中示出的以及在以下说明书中描述的特定设备仅仅是本发明的示例性实施例。因此，与本文公开的实施例有关的特定尺寸和其他物理特性不应被认为是限制性的。
如本文所使用的，术语“第一”，“第二”和“第三”可以互换地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“前”和“后”指的是基于实际或预期行进方向的部件的相对位置。例如，“前”可以指基于飞行器的预期行进方向的飞行器的前部，而“后”可以指基于飞行器的预期行进方向的飞行器的后部。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”是指流体流自的方向，而“下游”是指流体流向的方向。
本公开的飞行器允许在飞行器的后端集成辅助动力单元(APU)和边界层摄取(BLI)风扇。在本公开的示例性实施例中，APU的辅助动力单元排气管道延伸穿过BLI风扇的支撑轴的一部分，以使得APU能够定位在飞行器的后端附近，同时还将BLI风扇添加至飞行器的后端附近的位置。
在本公开的另一示例性实施例中，APU的辅助动力单元排气管道延伸穿过结构构件到后发动机的机舱，以使得APU能够定位在飞行器的后端附近，同时还将BLI风扇添加至飞行器的后端附近的位置。
在本公开的另一示例性实施例中，APU的辅助动力单元排气管道径向向外延伸至飞行器的尾部，以使得APU能够定位在飞行器的后端附近，同时还将BLI风扇添加至飞行器的后端附近的位置。以这种方式，辅助动力单元排气管道绕BLI风扇延伸，从而防止了通过辅助动力单元排气管道的辅助动力单元排气流干扰边界层摄取风扇。
本公开的实施例通过允许在飞行器的后端集成APU和BLI风扇，减少了飞行器的排气噪声。此外，本公开的实施例包括辅助动力单元排气管道的旁路部分，其穿过结构构件延伸到机舱，其中，通过旁路部分到机舱的辅助动力单元排气流被构造为对机舱进行除冰。
本公开的实施例还可在集成的APU和BLI风扇系统的各个位置处包括温度传感器。例如，在示例性实施例中，温度传感器可以被包括在系统的区域处以测量紧接在BLI风扇的风扇叶片之前的空气温度，从而允许基于这样的温度读数来增加或减少对风扇的功率。此构造可以防止BLI风扇系统失速。
现在参考附图，其中在所有附图中，相同的附图标记表示相同的元件，图1提供了示例性飞行器10的俯视图，该飞行器10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的左舷侧视图。如图1和图2共同示出，飞行器10限定了延伸穿过其中的纵向中心线14，竖直方向V，横向方向L，前端16和后端18。此外，飞行器10限定了在飞行器10的前端16和后端18之间延伸的平均线15。如本文中所使用的，“平均线”是指沿着飞行器10的长度延伸的中点线，不考虑飞行器10的附件(诸如下面讨论的机翼20和稳定器)。
此外，飞行器10包括从飞行器10的前端16朝飞行器10的后端18纵向延伸的机身12和一对机翼20。如本文所使用的，术语“机身”通常包括飞行器10的整个主体，例如飞行器10的尾翼。第一个这样的机翼20从机身12的左舷侧22相对于纵向中心线14横向向外延伸，而第二个这样的机翼20从机身12的右舷侧24相对于纵向中心线14横向向外延伸。用于所示示例性实施例的每个机翼20包括一个或多个前缘襟翼26和一个或多个后缘襟翼28。飞行器10还包括具有用于偏航控制的方向舵襟翼32的竖直稳定器30以及分别具有用于俯仰控制的升降器襟翼36的一对水平稳定器34。机身12另外包括外表面或表皮38。然而，应当理解，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直接延伸的稳定器的任何其他合适的构造。
图1和图2的示例性飞行器10包括推进系统100，在此称为“系统100”。示例性系统100包括一对飞行器发动机和后发动机，一对飞行器发动机中的至少一个安装到一对机翼20中的每一个。对于所示实施例，飞行器发动机被构造为以机翼下构造悬挂在机翼20下方的涡轮风扇喷气发动机102、104。另外，后发动机被构造为一种发动机，该发动机被构造为摄取并消耗在飞行器10的机身12上形成边界层的空气。具体地，后发动机被构造为风扇，即边界层摄取(BLI)风扇106，其被构造为摄取并消耗在飞行器10的机身12上形成边界层的空气。BLI风扇106在机翼20和/或喷气发动机102、104的后部的位置处安装至飞行器10，使得平均线15延伸穿过其中。具体地，对于所示的实施例，BLI风扇106在后端18处固定地连接到机身12，使得BLI风扇106在后端18处并入到尾部中或与尾部混合。然而，应当理解，在各种其他实施例中，下面将讨论其中一些，BLI风扇106可以可替代地定位在后端18的任何合适的位置。
在各种实施例中，喷气发动机102、104可以被构造为向发电机108和/或能量存储装置110提供动力。例如，喷气发动机102、104中的一个或两个可以被构造为将机械动力从旋转轴(诸如LP轴或HP轴)提供给发电机108。另外，发电机108可以被构造为将机械动力转换为电力，并且将这种电力提供给能量存储装置110或BLI风扇106中的一个或两者。因此，在这样的实施例中，推进系统100可以被称为气电推进系统。然而，应当理解，图1和图2中描绘的飞行器10和推进系统100仅作为示例提供，并且在本公开的其他示例性实施例中，可以提供具有以任何其他合适方式构造的推进系统100的任何其他合适的飞行器10。
此外，将认识到的是，图1和图2的示例性飞行器可以包括辅助动力单元150。对于所描绘的实施例，辅助动力单元150被定位在机身12内靠近飞行器10的后端18。可以提供辅助动力单元150以产生用于操作或驱动一个或多个飞行器系统的电力。附加地或可替代地，辅助动力单元150可以被构造为产生电力，以例如启动飞行器发动机102、104中的一个或多个。
现在参考图3，在至少某些实施例中，喷气发动机102、104可以被构造为高旁路涡轮风扇喷气发动机。图3是示例性高旁路涡轮风扇喷气发动机200的示意性横截面视图，在本文中称为“涡轮风扇200”。在各种实施例中，涡轮风扇200可以代表喷气发动机102、104。如图3所示，涡轮风扇200限定了轴向方向A1(平行于供参考的纵向中心线或轴线201延伸)和径向方向R1。通常，涡轮风扇200包括风扇区段202和布置在风扇区段202下游的核心涡轮发动机204。
所示的示例性核心涡轮发动机204通常包括限定环形入口208的基本上管状的外壳206。外壳206以串行流动关系包围：压缩机区段，压缩机区段包括增压或低压(LP)压缩机210和高压(HP)压缩机212；燃烧区段214；涡轮区段，涡轮区段包括高压(HP)涡轮216和低压(LP)涡轮218；以及喷射排气喷嘴区段220。高压(HP)轴或线轴222将HP涡轮216驱动地连接到HP压缩机212。低压(LP)轴或线轴224将LP涡轮218驱动地连接到LP压缩机210。
对于所示实施例，风扇区段202包括可变螺距风扇226，该可变螺距风扇226具有以间隔开的方式联接至盘230的多个风扇叶片228。如图所示，风扇叶片228从盘230大致沿径向方向R1向外延伸。由于风扇叶片228可操作地联接到合适的致动构件232，所以每个风扇叶片228可相对于盘230绕螺距轴线P旋转，该致动构件232被构造为一致地共同改变风扇叶片228的螺距。风扇叶片228，盘230和致动构件232可通过LP轴224跨动力齿轮箱234一起绕纵向轴线201旋转。动力齿轮箱234包括用于将LP轴224的转速降低到更有效的风扇转速的多个齿轮。
仍参考图3的示例性实施例，盘230被可旋转的前毂236覆盖，该可旋转的前毂236被空气动力学成型，以促进气流通过多个风扇叶片228。另外，示例性风扇区段202包括环形风扇壳体或外机舱238，其周向围绕风扇226和/或核心涡轮发动机204的至少一部分。应当理解，机舱238可以构造成通过多个周向间隔开的出口导向轮叶240相对于核心涡轮发动机204而被支撑。此外，机舱238的下游区段242可在核心涡轮发动机204的外部上方延伸，以便在其间限定旁路气流通道244。
然而，应当理解，图3所示的示例性涡轮风扇发动机200仅作为示例，并且在其他示例性实施例中，涡轮风扇发动机200可以具有任何其他合适的构造。此外，应当理解，在其他示例性实施例中，喷气发动机102、104可以替代地被构造为任何其他合适的航空发动机。
现在参考图4，示出了图1和2的示例性辅助动力单元150的特写示意图。应当理解，在示例性实施例中，辅助动力单元150是发动机，并且更具体地，是限定轴向方向A、沿着轴向方向A延伸的轴线151、径向方向R以及周向方向(绕轴线151延伸)的涡轮发动机，并且还包括压缩机区段和涡轮区段。更具体地，对于所示实施例，压缩机区段包括压缩机152，并且涡轮区段包括涡轮154。压缩机152和涡轮154一起至少部分地限定了辅助动力单元150的核心空气流动路径156。此外，辅助动力单元150包括驱动轴158，驱动轴158联接至压缩机152或涡轮154中的至少一个，并且更具体地，驱动轴158在压缩机152和涡轮154之间延伸并联接压缩机152和涡轮154。以这种方式，压缩机152可与涡轮154一起旋转并由涡轮154驱动。
辅助动力单元150还限定入口160，入口160被构造为接收空气流，空气流可以是来自飞行器10的机身12外部的环境气流。在辅助动力单元150的操作期间，空气从入口160流到压缩机152，在此，(联接到驱动轴158的)压缩机152的叶轮162压缩空气流。此外，示例性辅助动力单元150包括燃烧区段164，其中所述的示例性燃烧区段164包括逆流燃烧器166。以这种方式，来自压缩机区段的压缩空气在与燃料混合并进入燃烧器166的燃烧室168之前在燃烧器166周围流动，在燃烧室168处燃料-空气混合物被燃烧以产生燃烧气体。燃烧气体流过涡轮区段的涡轮154，并且更具体地，驱动涡轮154的叶轮170，使涡轮154旋转。此外，驱动轴158联接至涡轮154的叶轮170，因此涡轮154的旋转会旋转/驱动驱动轴158。
仍然参考图4，辅助动力单元150包括辅助动力单元排气管道163(也参见图5-8)。来自辅助动力单元150的排气，例如辅助动力单元排气流，从出口161流出，并通过辅助动力单元排气管道163(也参见图5-8)。
另外，在一个示例性实施例中，发动机，或者更确切地说，辅助动力单元150，包括固定构件和旋转构件。旋转构件构造成在具有压缩机152或涡轮154中的一个或多个的辅助动力单元150的操作期间，绕辅助动力单元150的中心线轴线151旋转。相反，固定构件被构造成在辅助动力单元150的操作期间相对于旋转构件保持固定。对于所示实施例，旋转构件是辅助动力单元150的驱动轴158，而固定构件是固定支撑构件172。值得注意的是，固定支撑构件172固定地联接到位于辅助动力单元150的核心空气流动路径156内的入口支杆174，在辅助动力单元150的压缩机区段的压缩机152的上游。固定支撑构件172(也可以被描述为定子组件安装件)可以提供电机176的电隔离。然而，在其他实施例中，固定构件可以是在辅助动力单元150的操作期间相对于旋转构件保持静止的任何其他合适的部件。
此外，示例性辅助动力单元150还包括位于其前端的电机176。示例性电机176通常包括定子组件178和转子组件180。此外，如示意性所示，转子组件180通常包括转子182和转子轴184。类似地，定子组件178通常包括定子186和定子轴188。电机176可以被构造为任何合适类型的电机176，例如交流电机，直流电机，永磁电机，感应电机，有刷电机等。因此，将意识到，定子186，转子182或两者可包括一个或多个永磁体，电磁体，线圈等。
此外，所示的电机176通过电通信总线190的电线192电联接到电通信总线190。更具体地，电机176的定子186电联接至电通信总线190的电线192。电通信总线可以将电机176电连接到飞行器、推进系统等的电源电路。对于所示实施例，电通信总线190还包括控制器194。控制器194通常可以包括电力电子设备，传感器，计算机，处理器等。以这种方式，控制器194可以调节和/或引导提供给电机176的电力、从电机176提取的电力或两者。
此外，在辅助动力单元150的操作期间，转子组件180可相对于定子组件178旋转。更具体地，定子组件178联接至辅助动力单元150的固定构件，并且转子组件180联接至辅助动力单元150的旋转部件或以其他方式可与辅助动力单元150的旋转部件一起旋转，对于所描绘的实施例，该旋转部件为驱动轴158。因此，当作为发电机操作时，电机176的转子组件180可以由辅助动力单元150的驱动轴158驱动以产生电力，也称为从辅助动力单元150提取动力。相反，当作为电动机操作时，电机176的转子组件180可以驱动辅助动力单元150的驱动轴158，以例如启动辅助动力单元150。
不管操作模式如何，电机176的定子组件178均可产生或接收具有相对高电压，高电流水平或两者的电力。如果，例如，定子组件178的定子186内的绝缘层破裂或不足以容纳电力，则定子组件178产生或接收的电有可能通过电弧连接到电机176的一个或多个导电部件。在这种情况下，可以将电力通过例如转子组件180传导至辅助动力单元150的驱动轴158。一旦被传导到辅助动力单元150的驱动轴158，这种电就可以流过一个或多个相对敏感的部件，从而损坏这些部件(例如一个或多个轴承，传感器等)。
因此，对于所示的实施例，辅助动力单元150还包括电断路器196，驱动轴158通过电断路器196联接到转子组件180。具体地，对于所示实施例，转子组件180仅通过电断路器196联接到辅助动力单元150的驱动轴158，使得电断路器196被构造为在驱动轴158和电机176的转子组件180之间传递基本上所有的扭矩。例如，当作为电动机操作时，由电机176产生的基本上所有的扭矩都通过电断路器196从电机176的转子组件180的转子轴184传递到驱动轴158。类似地，当作为发电机操作时，由辅助动力单元150产生的(将被传递到电机176的)基本上所有的扭矩都通过电断路器196从驱动轴158传递到电机176的转子组件180的转子轴184。
为了防止电从电机176的转子组件180传导到辅助动力单元150的驱动轴158，电断路器196基本上完全由非导电材料形成。例如，在某些示例性方面，非导电材料可以是塑料材料，例如聚乙烯，聚丙烯，聚氯乙烯，丙烯腈丁二烯苯乙烯，酚醛或苯酚甲醛，聚醚醚酮，聚酰亚胺等中的一种或多种。
现在参考图5，提供了根据本公开的各个实施例的后发动机的示意性横截面侧视图。所示的后发动机在飞行器10的后端18处安装到飞行器10。具体地，对于所描绘的实施例，后发动机被构造为边界层摄取(BLI)风扇300。如本文所述，本公开的飞行器允许在飞行器的后端18处集成辅助动力单元(APU)和边界层摄取(BLI)风扇，即，组合的APU和BLI系统500。参照图5至图8，在本公开的示例性实施例中，APU 510的辅助动力单元排气管道或出口部分522延伸穿过BLI风扇300的支撑轴315的一部分，以使APU 510能够定位在靠近飞行器10的后端18的位置，同时还将BLI风扇300添加到靠近飞行器10的后端18的位置。以这种方式，BLI风扇300与辅助动力单元510一起形成了组合的APU和BLI系统500，两者都可以被安装在飞行器10的后端18附近。BLI风扇300可以以与以上参考图1和图2描述的BLI风扇106基本相同的方式构造，并且飞行器10可以以与以上参考图1和2描述的示例性飞行器10基本相同的方式构造。然而，在其他实施例中，后发动机可以替代地以任何其他合适的方式构造。
如图5所示，BLI风扇300限定了沿着纵向中心线轴线302延伸的轴向方向A2以及径向方向R2，纵向中心线轴线302延伸穿过其中以供参考。
通常，BLI风扇300包括可绕中心线轴线302旋转的风扇304，围绕风扇304的一部分延伸的机舱306和结构支撑系统308。风扇304包括多个风扇叶片310和风扇轴312。多个风扇叶片310附接到风扇轴312，并且大致沿涡轮风扇发动机的周向方向间隔开。
在某些示例性实施例中，多个风扇叶片310可以以固定的方式附接到风扇轴312，或者可替代地，多个风扇叶片310可以可旋转地附接到风扇轴312。例如，多个风扇叶片310可以被附接到风扇轴312，使得多个风扇叶片310中的每一个的螺距可以例如通过螺距改变机构(未示出)而被一致地改变。改变多个风扇叶片310的螺距可以增加BLI风扇300的效率和/或可以允许BLI风扇300获得期望的推力曲线。在这样的示例性实施例中，BLI风扇300可以被称为可变螺距BLI风扇。
风扇轴312机械地联接至至少部分地位于飞行器10的机身12内的电源314。在某些示例性实施例中，BLI风扇300可以构造有气电推进系统，例如以上参照图1描述的气电推进系统100。在这样的实施例中，电源314可以是从能量存储装置或发电机(例如，诸如图1和2的辅助动力单元150，能量存储装置110或发电机108)中的一个或两个接收电力的电动机，发电机108将从一个或多个安装在机翼下的飞行器发动机接收到的机械动力转换成电力。值得注意的是，电动机可以是内转电动机，或者可以是外转电动机。在任一实施例中，电动机可以进一步包括将电动机机械地联接至风扇轴312的齿轮箱。另外，在其他示例性实施例中，电源314可以替代地是任何其他合适的电源。例如，电源314可以可替代地被构造为燃气发动机，诸如燃气涡轮发动机或内燃发动机。此外，在某些示例性实施例中，电源314可以定位在例如飞行器10的机身12或BLI风扇300内的任何其他合适的位置。例如，在某些示例性实施例中，电源314可以被构造为至少部分地位于BLI风扇300内的燃气涡轮发动机。
如上所述，BLI风扇300另外包括用于将BLI风扇300安装到飞行器10的结构支撑系统308。当将BLI风扇300附接到飞行器10时，结构支撑系统308通常从飞行器10的机身12穿过风扇轴312延伸到BLI风扇300的机舱306。更具体地说，结构支撑系统308通常包括在第一端316和第二端317之间延伸的支撑轴315。值得注意的是，如本文所用，术语“支撑轴”通常是指任何结构构件，例如支撑梁或杆。在第一端316，支撑轴315通过支撑轴315的多个前附接臂318附接到飞行器10的机身12。例如，在支撑轴315的第一端316处的支撑轴315的多个前附接臂318可以附接到飞行器10的机身12的隔板322。
支撑轴315从第一端316沿向后方向延伸穿过风扇轴312的至少一部分。对于所示实施例，支撑轴315包括延伸穿过风扇轴312的中心的柱形主体部分319，支撑轴315的柱形主体部分319与风扇轴312同心。另外，支撑轴315的柱形主体部分319支撑风扇轴312的旋转。更特别地，对于所示实施例，在支撑轴315的主体部分319和风扇轴312之间提供轴承组件。所示的示例性轴承组件通常包括位于滚珠轴承326前方的滚柱轴承324。但是，应当理解，在其他实施例中，可以在支撑轴315和风扇轴312之间设置任何其他合适的轴承组件。可替代地，风扇轴312可以使用任何其他合适的轴承组件以任何其他合适的方式支撑以旋转。
仍参考图5，结构支撑系统308还包括从结构支撑轴315延伸至机舱306的一个或多个结构构件328。具体地，对于所示实施例，结构支撑轴315包括多个后支撑臂320和柱形支撑环321。多个后支撑臂320从支撑轴315的柱形主体部分319延伸到柱形支撑环321，并且一个或多个结构构件328附接到柱形支撑环321。另外，对于所示的实施例，一个或多个结构构件328包括多个周向间隔的结构构件328，该结构构件328附接到支撑轴315的第二端317，即，附接到柱形支撑环321。一个或多个结构构件328可为机舱306和例如BLI风扇300的尾锥330提供结构支撑。
对于图5所示的实施例，多个结构构件328基本上沿径向方向R2延伸至机舱306，以为机舱306提供结构支撑。另外，尽管未示出，但是在某些实施例中，结构构件328可以沿周向方向均匀地间隔开。然而，应当理解，所描绘的示例性结构支撑系统308仅以示例的方式提供，并且在其他示例性实施例中，可以提供任何其他合适的结构支撑系统308。例如，在其他示例性实施例中，结构构件328可以替代地相对于径向方向R2限定角度，并且还可以沿着周向方向不均匀地间隔开。另外，支撑轴315可以具有任何其他合适的构造。例如，在其他示例性实施例中，支撑轴315可以完全由柱形主体部分形成，使得柱形主体部分直接在前端安装到飞行器10的机身12。类似地，在其他实施例中，支撑轴315可以不包括后附接臂320或柱形支撑环321中的一个或两个。例如，在某些示例性实施例中，一个或多个结构构件328可以直接附接到支撑轴315的柱形主体部分319。此外，在其他实施例中，支撑系统308可以包括另外的支撑特征，例如静态支撑特征，其位于风扇轴312的径向内侧并且例如在支撑轴315内，或者位于别处，用于为结构构件328和机舱306提供期望的支撑量。
值得注意的是，仍参考图5的实施例，一个或多个结构构件328在多个风扇叶片310的后部位置处附接至机舱306，并从支撑轴315延伸至机舱306。一个或多个结构构件328可包括多个结构构件328，如图所示，其基本上沿径向方向R2延伸，并且沿BLI风扇300的周向方向基本上均匀地间隔开。例如，一个或多个结构构件328可包括三个或更多个结构构件328，五个或更多个结构构件328，八个或更多个结构构件328或十二或更多个结构构件328。然而，在其他示例性实施例中，一个或多个结构构件328可以包括任何其他合适数量的结构构件328，并且可以与纵向中心线302限定任何合适的角度。另外，在其他示例性实施例中，一个或多个结构构件328可以沿周向方向以任何合适的构造间隔开。应当理解，如本文所使用的，近似术语，例如“近似”，“基本上”或“大约”是指在百分之十的误差范围内。
此外，在至少某些示例性实施例中，一个或多个结构构件328可分别被构造为出口导向轮叶。如果构造为出口导向轮叶，则一个或多个结构构件328可构造用于引导空气流通过BLI风扇300。另外，通过这种构造，一个或多个结构构件328可被构造为固定出口导向轮叶，或可替代地，被构造为可变出口导向轮叶。例如，一个或多个结构构件328中的每一个可包括位于后端的可绕基本上径向轴线旋转的襟翼(未示出)，以改变结构构件(构造为出口导向轮叶)引导空气流的方向。
在多个风扇叶片310的后部以及在结构支撑系统308的一个或多个结构构件328的后部，BLI风扇300在机舱306和尾锥330之间还限定了喷嘴338。喷嘴338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330可以成形为使BLI风扇300上的阻力量最小。然而，在其他实施例中，尾锥330可以具有任何其他形状，并且可以例如在机舱306的后端的前方终止，使得尾锥330在后端由机舱306包围。另外，在其他实施例中，BLI风扇300可以不构造成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12的空气的边界层摄取空气并增加能量/加速这种空气，以减小飞行器10上的总阻力(从而增加飞行器10的净推力)。
仍然参考图5，BLI风扇300在BLI风扇300的前端336处，在机舱306和飞行器10的机身12之间限定了入口334。BLI风扇300的机舱306在飞行器10的后端18处围绕飞行器10的平均线15和飞行器10的机身12延伸。具体地，对于所描绘的实施例，例如在所描绘的实施例中，当将BLI风扇300安装到飞行器10时，BLI风扇300的入口334在周向方向上围绕飞行器10的平均线15和飞行器10的机身12延伸基本上三百六十度。
现在参考图6，提供了以上参考图1、2和5所描述的示例性飞行器10的后端18的特写视图。如上所述，飞行器10的机身12大致从飞行器10的前端16向飞行器10的后端18延伸，其中后发动机或BLI风扇300和APU 510安装在机身12，在飞行器10的后端18附近。机身12沿竖直方向V限定顶侧602和底侧604。而且，所描绘的示例性机身12限定了位于飞行器10的后端18附近的截锥体606。具体地，对于所示的实施例，截锥体606位于飞行器10的一对机翼20(图1和2)的后方。如本文所用，术语“截锥体”通常是指位于两个平行平面之间的形状的一部分。因此，对于所描绘的实施例，截锥体606被限定在第一或前平面608与第二或后平面610之间，前平面608和后平面610彼此平行并且垂直于飞行器10的纵向中心线14(图1和2)。参照图6，如上所述，飞行器10包括竖直稳定器30，该竖直稳定器具有用于偏航控制的方向舵襟翼32。
图5-8示出了本公开的示例性实施例。参照图5-8，现在将描述在前端16和后端18之间延伸的用于飞行器10的组合的APU和BLI系统500。如图5-8所示，本公开允许在飞行器10的后端18附近安装组合的APU和BLI系统500。
参照图5和图6，在示例性实施例中，APU和BLI系统500包括位于飞行器10的后端18附近的辅助动力单元510，以及位于飞行器10的后端18附近的边界层摄取风扇300。辅助动力单元510包括辅助动力单元入口管道或入口520和辅助动力单元排气管道或出口部分522。边界层摄取风扇300包括如上详细所述的支撑轴315。如图5和图6所示，在示例性实施例中，辅助动力单元排气管道522延伸穿过边界层摄取风扇300的支撑轴315的一部分。在一个实施例中，辅助动力单元排气管道522沿着边界层摄取风扇300的轴向方向，例如纵向中心线轴线302，延伸穿过边界层摄取风扇300的支撑轴315的中心。在一个实施例中，辅助动力单元510对应于如上关于图4所述的辅助动力单元150。如图5和图6所示，辅助动力单元排气管道522的出口部分528允许排气被排放或排出到大气中。
参照图6，在一个实施例中，辅助动力单元510的入口导管520定位在机身的顶侧602处，并朝着机身12的截锥体606的中央部分延伸至辅助动力单元510。此外，辅助动力单元510的排气管道或出口管道522从辅助动力单元510延伸出并穿过边界层摄取风扇512的支撑轴530的一部分。
在一个实施例中，边界层摄取风扇512的一部分构成飞行器10的后端18，如图5和图6所示。例如，如图5和图6所示，边界层摄取风扇512在飞行器10的后端18处被结合到尾部或尾锥330中。
参照图5-8，在示例性实施例中，APU和BLI系统500包括与辅助动力单元510和边界层摄取风扇300连通的混合器530，使得混合器530接收并混合来自边界层摄取风扇300的边界层气流和来自辅助动力单元排气管道522的辅助动力单元排气流。以这种方式，本公开的混合器530通过混合边界层气流和辅助动力单元排气流来为APU 510和/或飞行器10的其他部件提供噪声降低。
在一个实施例中，混合器530形成在尾锥330的最后部，并且与辅助动力单元排气管道522的出口连通。在一个实施例中，混合器530包括槽式混合器。在另一个实施例中，混合器530包括人字形混合器。在其他实施例中，混合器530包括用于在其中混合两个分开的流的其他混合器机构。
参照图6，在示例性实施例中，APU和BLI系统500在辅助动力单元排气管道522与边界层摄取风扇300的支撑轴315之间包括绝热部分540。以这种方式，BLI风扇300与离开辅助动力单元排气管道522的辅助动力单元排气流的较高温度热绝缘。
参照图7，在示例性实施例中，APU和BLI系统500包括用于对边界层摄取风扇300的机舱306进行除冰的机构。例如，辅助动力单元排气管道522包括旁路部分524，其通过结构构件328延伸到机舱306。以此方式，通过旁路部分524行进至机舱306的辅助动力单元排气流的较高温度被构造为对机舱306进行除冰。本质上，旁路部分524允许一些辅助动力单元排气流从辅助动力单元排气管道522被引导至机舱306的一部分，从而使用旁路部分524的这种构造提供除冰能力。如图7所示，旁路部分524可以延伸到机舱306的前边缘。可以想到通过机舱306的所有区域的旁路部分524的其他构造，例如，从机舱306的前边缘延伸到后边缘。
参照图8，在示例性实施例中，APU和BLI系统500包括具有电动机或动力源314的BLI风扇300，该电动机或动力源314具有与风扇轴312偏离的驱动轴341。在这种构造中，BLI风扇300还包括与驱动轴341和风扇轴312连通的齿轮344，以驱动BLI风扇300。在一个实施例中，齿轮344包括环形齿轮，单螺旋，双螺旋，正齿轮或其他齿轮机构，以允许偏离的驱动轴341驱动BLI风扇300的风扇轴312。可以想到，在一些实施例中，动力源或电动机314驱动齿轮344，并且在一些实施例中，动力源或电动机314是环形电动机。
图9示出了本公开的另一示例性实施例。参照图9，现在将描述在前端16和后端18之间延伸的用于飞行器10的组合的APU和BLI系统700。如图9所示，本公开允许在飞行器10的后端18附近安装组合的APU和BLI系统700。
参照图9，在示例性实施例中，APU和BLI系统700包括位于飞行器10的后端18附近的辅助动力单元710、以及位于飞行器10的后端18附近的后发动机或边界层摄取风扇712。辅助动力单元710包括辅助动力单元入口管道或入口720和辅助动力单元排气管道或出口部分722。
在一个实施例中，后发动机或边界层摄取风扇712对应于以上关于图5所述的后发动机或边界层摄取风扇300。如本文所述，后发动机被构造为边界层摄取风扇300、712。
参照图9，在本公开的示例性实施例中，APU 710的辅助动力单元排气管道722延伸穿过结构构件328到后发动机或BLI风扇712的机舱306，以使得能够将APU定位在飞行器10的后端18附近，同时还将BLI风扇712添加到靠近飞行器10的后端18的位置。参照图9，在一个实施例中，辅助动力单元排气管道722绕着驱动轴341和支撑轴315延伸穿过结构构件328到机舱306。
参照图9，在示例性实施例中，APU 710的辅助动力单元排气管道722包括第一辅助动力单元排气管道部分724和第二辅助动力单元排气管道部分726。在一个实施例中，第一辅助动力单元排气管道部分724在第一方向740上绕驱动轴341延伸穿过结构构件328的第一部分742到机舱306的第一部分744。此外，第二辅助动力单元排气管道部分726在第二方向746上绕驱动轴341延伸穿过结构构件328的第二部分748到机舱306的第二部分750。如图9所示，第一辅助动力单元排气管道部分724和第二辅助动力单元排气管道部分726被分叉。以这种方式，辅助动力单元排气管道722绕BLI风扇712延伸，从而防止了通过辅助动力单元排气管道722的辅助动力单元排气流干扰边界层摄取风扇712。
以这种方式，参考图9，在示例性实施例中，APU和BLI系统700通过包括延伸穿过结构构件328到机舱306的第一辅助动力单元排气管道部分724和第二辅助动力单元排气管道部分726而提供了用于对边界层摄取风扇712的机舱306进行除冰的机构。以这种方式，通过第一辅助动力单元排气管道部分724和第二辅助动力单元排气管道部分726行进到机舱306的不同部分的辅助动力单元排气流的较高温度被构造为对机舱306进行除冰。本质上，第一辅助动力单元排气管道部分724和第二辅助动力单元排气管道部分726允许一些辅助动力单元排气流从辅助动力单元排气管道722传送至机舱306的部分，从而使用辅助动力单元排气管道722的这种构造提供了除冰能力。如图9所示，第一辅助动力单元排气管道部分724和第二辅助动力单元排气管道部分726可以延伸到机舱306的所有部分。
在一个实施例中，辅助动力单元排气管道722包括位于机舱306的后缘730处的出口部分728。在一个实施例中，第一辅助动力单元排气管道部分724和第二辅助动力单元排气管道部分726提供位于机舱306的后缘730处的两个分开的出口部分728。
在示例性实施例中，APU 710的辅助动力单元排气管道722延伸穿过的结构构件328是BLI风扇或后发动机712的导向轮叶。通过BLI风扇712的导向轮叶或结构部件328(例如进口导向轮叶)排气，组合的APU和BLI系统700为风扇叶片310提供了径向一致的温度曲线。可以想到的是，APU 710的辅助动力单元排气管道722可以延伸穿过BLI风扇或后发动机712的任何部件，例如入口导向轮叶，出口导向轮叶或BLI风扇或后发动机712的其他部件。
参照图9，在示例性实施例中，APU和BLI系统700在辅助动力单元排气管道722与结构构件328(例如，后发动机或BLI风扇712的导向轮叶)之间包括绝热部分760。以此方式，BLI风扇712与离开辅助动力单元排气管道722的辅助动力单元排气流的较高温度热绝缘。
在一个实施例中，辅助动力单元710对应于如以上关于图4所述的辅助动力单元150。如图9所示，辅助动力单元排气管道722的出口部分允许排气被排放或排出到大气中。
图10示出了本公开的另一示例性实施例。参照图10，现在将描述在前端16和后端18之间延伸的用于飞行器10的组合的APU和BLI系统800。如图10所示，本公开允许在飞行器10的后端18附近安装组合的APU和BLI系统800。
参照图10，在示例性实施例中，APU和BLI系统800包括定位在飞行器10的后端18附近的辅助动力单元810，以及定位在飞行器10的后端18附近的后发动机或边界层摄取风扇812。辅助动力单元810包括辅助动力单元入口管道或入口820和辅助动力单元排气管道或出口部分822。
在一个实施例中，后发动机或边界层摄取风扇812对应于如上参照图5所述的后发动机或边界层摄取风扇300。如本文所述，后发动机构造为边界层摄取风扇300、812。
参照图10，在示例性实施例中，边界层摄取风扇812与辅助动力单元810间隔开，其中每个都定位在飞行器10的后端18附近。辅助动力单元排气管道822径向向外延伸至飞行器10的尾部，例如，辅助动力单元排气管道822径向向外延伸至飞行器10的竖直稳定器30，如图10所示。在一个实施例中，辅助动力单元排气管道822包括出口部分828，其位于飞行器10的尾部的后缘，例如，位于方向舵襟翼32的后缘，如图10所示。
参考图10，在本公开的示例性实施例中，APU 810的径向向外延伸至飞行器10的尾部(例如延伸至竖直稳定器30)的辅助动力单元排气管道822使APU 810能够定位在飞行器10的后端18附近，同时将BLI风扇812添加到靠近飞行器10的后端18的位置。以这种方式，辅助动力单元排气管道822绕BLI风扇812延伸，从而防止了通过辅助动力单元排气管道822的辅助动力单元排气流干扰边界层摄取风扇812的操作。
本公开的飞行器允许在飞行器的后端处集成辅助动力单元(APU)和边界层摄取(BLI)风扇。本公开的实施例通过允许在飞行器的后端处集成APU和BLI风扇，减少了飞行器的排气噪声。此外，本公开的实施例包括辅助动力单元排气管道的旁路部分，其通过结构构件延伸到机舱，其中，通过旁路部分到机舱的辅助动力单元排气流被构造成对机舱进行除冰。
本公开的实施例还可在集成的APU和BLI风扇系统的各个位置处包括温度传感器。例如，在示例性实施例中，温度传感器可以被包括在系统的区域处以测量紧接在BLI风扇的风扇叶片之前的空气温度，从而允许基于这样的温度读数来增加或减少对风扇的功率。此构造可以防止BLI风扇系统失速。
该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何设备或系统以及执行任何结合的方法。本发明的专利范围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这样的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没有实质性差异的等效结构元件，则这样的其他示例旨在落入权利要求的范围内。
虽然已经将本公开描述为具有示例性设计，但是可以在本公开的精神和范围内进一步修改本公开。因此，本申请旨在覆盖使用其一般原理的本公开的任何变化，使用或改编。此外，本申请旨在涵盖在本发明所属领域的已知或惯常做法范围内并且在所附权利要求的限制范围内的与本发明的这种偏离。
本发明的进一步方面通过以下条项的主题提供：
1.一种在前端和后端之间延伸的飞行器，所述飞行器包括：辅助动力单元，所述辅助动力单元定位在所述飞行器的所述后端附近，所述辅助动力单元具有辅助动力单元入口管道和辅助动力单元排气管道；和边界层摄取风扇，所述边界层摄取风扇定位在所述飞行器的所述后端附近，所述边界层摄取风扇具有支撑轴，其中，所述辅助动力单元排气管道延伸穿过所述边界层摄取风扇的所述支撑轴的一部分。
2.根据任何在前条项的飞行器，进一步包括混合器，所述混合器与所述辅助动力单元和所述边界层摄取风扇连通，使得所述混合器接收并混合来自所述边界层摄取风扇的边界层气流和来自所述辅助动力单元排气管道的辅助动力单元排气流。
3.根据任何在前条项的飞行器，进一步包括：绝热部分，所述绝热部分在所述辅助动力单元排气管道和所述边界层摄取风扇的所述支撑轴之间。
4.根据任何在前条项的飞行器，其中，所述边界层摄取风扇限定中心轴线，并且进一步包括：风扇，所述风扇能够绕所述中心轴线旋转，并且包括附接到风扇轴的多个风扇叶片；机舱，所述机舱围绕所述多个风扇叶片；和结构构件，所述结构构件从所述边界层摄取风扇的所述支撑轴延伸到所述机舱。
5.根据任何在前条项的飞行器，其中，所述辅助动力单元排气管道包括旁路部分，所述旁路部分延伸穿过所述结构构件到所述机舱，其中，通过所述旁路部分到所述机舱的辅助动力单元排气流被构造为对所述机舱进行除冰。
6.根据任何在前条项的飞行器，进一步包括：电动机，所述电动机的驱动轴偏离所述风扇轴；和齿轮，所述齿轮与所述驱动轴和所述风扇轴连通，以驱动所述边界层摄取风扇。
7.根据任何在前条项的飞行器，其中，所述辅助动力单元排气管道沿着所述边界层摄取风扇的轴向方向延伸穿过所述边界层摄取风扇的所述支撑轴的中心。
8.根据任何在前条项的飞行器，其中，所述边界层摄取风扇在所述飞行器的所述后端处被结合到所述飞行器的尾部中。
9.根据任何在前条项的飞行器，其中，所述边界层摄取风扇的一部分构成所述飞行器的所述后端。
10.一种在前端和后端之间延伸的飞行器，所述飞行器包括：辅助动力单元，所述辅助动力单元定位在所述飞行器的所述后端附近，所述辅助动力单元具有辅助动力单元入口管道和辅助动力单元排气管道；和后发动机，所述后发动机构造成在所述后端安装到所述飞行器，所述后发动机限定中心轴线并且包括：风扇，所述风扇能够绕所述后发动机的所述中心轴线旋转，并且包括附接到风扇轴的多个风扇叶片；机舱，所述机舱围绕所述多个风扇叶片；和结构构件，所述结构构件从所述后发动机的一部分延伸到所述机舱；其中，所述辅助动力单元排气管道延伸穿过所述结构构件至所述机舱。
11.根据任何在前条项的飞行器，其中，所述后发动机进一步包括：动力源，所述动力源具有驱动轴；和支撑轴，所述支撑轴延伸穿过所述风扇轴，其中，所述结构构件从所述支撑轴延伸到所述机舱，并且其中，所述辅助动力单元排气管道绕所述驱动轴和所述支撑轴延伸穿过所述结构构件到所述机舱。
12.根据任何在前条项的飞行器，其中，所述辅助动力单元排气管道包括位于所述机舱的后缘处的出口部分。
13.根据任何在前条项的飞行器，其中，所述结构构件是入口导向轮叶。
14.根据任何在前条项的飞行器，进一步包括：绝热部分，所述绝热部分在所述辅助动力单元排气管道和所述入口导向轮叶之间。
15.根据任何在前条项的飞行器，其中，所述后发动机被构造为边界层摄取风扇。
16.根据任何在前条项的飞行器，其中，通过所述机舱内的所述辅助动力单元排气管道的辅助动力单元排气流被构造为对所述机舱进行除冰。
17.根据任何在前条项的飞行器，其中，所述辅助动力单元排气管道包括：第一辅助动力单元排气管道部分，所述第一辅助动力单元排气管道部分在第一方向上绕所述驱动轴延伸穿过所述结构构件的第一部分至所述机舱的第一部分；和第二辅助动力单元排气管道部分，所述第二辅助动力单元排气管道部分在第二方向上绕所述驱动轴延伸穿过所述结构构件的第二部分至所述机舱的第二部分，其中，所述第一辅助动力单元排气管道部分和所述第二辅助动力单元排气管道部分是分叉的。
18.一种在前端和后端之间延伸的飞行器，所述飞行器包括：辅助动力单元，所述辅助动力单元定位在所述飞行器的所述后端附近，所述辅助动力单元具有辅助动力单元入口管道和辅助动力单元排气管道；和边界层摄取风扇，所述边界层摄取风扇在所述飞行器的所述后端与所述辅助动力单元之间定位在所述飞行器的所述后端附近，所述边界层摄取风扇与所述辅助动力单元间隔开，其中，所述辅助动力单元排气管道径向向外延伸至所述飞行器的尾部。
19.根据任何在前条项的飞行器，其中，所述辅助动力单元排气管道包括位于所述飞行器的所述尾部的后缘的出口部分。
20.根据任何在前条项的飞行器，其中，所述辅助动力单元排气管道径向向外延伸至所述飞行器的竖直稳定器。

Claims (10)

1.一种在前端和后端之间延伸的飞行器，其特征在于，所述飞行器包括：
辅助动力单元，所述辅助动力单元定位在所述飞行器的所述后端附近，所述辅助动力单元具有辅助动力单元入口管道和辅助动力单元排气管道；和
边界层摄取风扇，所述边界层摄取风扇定位在所述飞行器的所述后端附近，所述边界层摄取风扇具有支撑轴，
其中，所述辅助动力单元排气管道延伸穿过所述边界层摄取风扇的所述支撑轴的一部分。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，进一步包括混合器，所述混合器与所述辅助动力单元和所述边界层摄取风扇连通，使得所述混合器接收并混合来自所述边界层摄取风扇的边界层气流和来自所述辅助动力单元排气管道的辅助动力单元排气流。
3.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，进一步包括：
绝热部分，所述绝热部分在所述辅助动力单元排气管道和所述边界层摄取风扇的所述支撑轴之间。
4.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述边界层摄取风扇限定中心轴线，并且进一步包括：
风扇，所述风扇能够绕所述中心轴线旋转，并且包括附接到风扇轴的多个风扇叶片；
机舱，所述机舱围绕所述多个风扇叶片；和
结构构件，所述结构构件从所述边界层摄取风扇的所述支撑轴延伸到所述机舱。
5.根据权利要求4所述的飞行器，其特征在于，其中，所述辅助动力单元排气管道包括旁路部分，所述旁路部分延伸穿过所述结构构件到所述机舱，其中，通过所述旁路部分到所述机舱的辅助动力单元排气流被构造为对所述机舱进行除冰。
6.根据权利要求4所述的飞行器，其特征在于，进一步包括：
电动机，所述电动机的驱动轴偏离所述风扇轴；和
齿轮，所述齿轮与所述驱动轴和所述风扇轴连通，以驱动所述边界层摄取风扇。
7.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述辅助动力单元排气管道沿着所述边界层摄取风扇的轴向方向延伸穿过所述边界层摄取风扇的所述支撑轴的中心。
8.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述边界层摄取风扇在所述飞行器的所述后端处被结合到所述飞行器的尾部中。
9.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述边界层摄取风扇的一部分构成所述飞行器的所述后端。
10.一种在前端和后端之间延伸的飞行器，其特征在于，所述飞行器包括：
辅助动力单元，所述辅助动力单元定位在所述飞行器的所述后端附近，所述辅助动力单元具有辅助动力单元入口管道和辅助动力单元排气管道；和
后发动机，所述后发动机构造成在所述后端安装到所述飞行器，所述后发动机限定中心轴线并且包括：
风扇，所述风扇能够绕所述后发动机的所述中心轴线旋转，并且包括附接到风扇轴的多个风扇叶片；
机舱，所述机舱围绕所述多个风扇叶片；和
结构构件，所述结构构件从所述后发动机的一部分延伸到所述机舱；
其中，所述辅助动力单元排气管道延伸穿过所述结构构件至所述机舱。
CN202011084848.9A 2019-10-11 2020-10-12 具有后发动机和辅助动力单元的飞行器 Pending CN112644716A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US16/599,430 US20210107676A1 (en) 2019-10-11 2019-10-11 Aircraft Having an Aft Engine and Auxiliary Power Unit
US16/599,430 2019-10-11

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN112644716A true CN112644716A (zh) 2021-04-13

Family

ID=75347045

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011084848.9A Pending CN112644716A (zh) 2019-10-11 2020-10-12 具有后发动机和辅助动力单元的飞行器

Country Status (2)

Country Link
US (1) US20210107676A1 (zh)
CN (1) CN112644716A (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11814152B2 (en) * 2020-07-20 2023-11-14 The Boeing Company Methods and apparatus for accelerating an aircraft fuselage boundary layer via a fan powered by an auxiliary power unit of the aircraft

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2074654A (en) * 1980-04-16 1981-11-04 Rolls Royce Remote power system for aircraft
US20120031520A1 (en) * 2010-08-04 2012-02-09 Honeywell International Inc. Insulation assembly for use with an auxiliary power unit having an exhaust muffler
US20130104555A1 (en) * 2011-10-31 2013-05-02 Mustafa Dindar Turbofan engine mixer assembly
US20140127010A1 (en) * 2012-11-08 2014-05-08 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Nozzle with guiding devices
CN103958347A (zh) * 2011-11-29 2014-07-30 肖特兄弟公司 用于冷却飞行器机翼的系统和方法
US20170101191A1 (en) * 2015-10-09 2017-04-13 General Electric Company Aft engine for an aircraft
CN107757926A (zh) * 2016-08-19 2018-03-06 通用电气公司 用于电推进发动机的热管理系统
US20180354637A1 (en) * 2017-06-12 2018-12-13 United Technologies Corporation Aft fan counter-rotating turbine engine

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3039217B1 (fr) * 2015-07-22 2017-07-21 Snecma Aeronef comportant une turbomachine integree au fuselage arriere comportant un systeme de blocage des soufflantes
FR3043984B1 (fr) * 2015-11-25 2017-12-22 Snecma Avion propulse par une turbomachine muni d'un ecran acoustique

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2074654A (en) * 1980-04-16 1981-11-04 Rolls Royce Remote power system for aircraft
US20120031520A1 (en) * 2010-08-04 2012-02-09 Honeywell International Inc. Insulation assembly for use with an auxiliary power unit having an exhaust muffler
US20130104555A1 (en) * 2011-10-31 2013-05-02 Mustafa Dindar Turbofan engine mixer assembly
CN103958347A (zh) * 2011-11-29 2014-07-30 肖特兄弟公司 用于冷却飞行器机翼的系统和方法
US20140127010A1 (en) * 2012-11-08 2014-05-08 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Nozzle with guiding devices
US20170101191A1 (en) * 2015-10-09 2017-04-13 General Electric Company Aft engine for an aircraft
CN107757926A (zh) * 2016-08-19 2018-03-06 通用电气公司 用于电推进发动机的热管理系统
US20180354637A1 (en) * 2017-06-12 2018-12-13 United Technologies Corporation Aft fan counter-rotating turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
US20210107676A1 (en) 2021-04-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11673678B2 (en) Gas-electric propulsion system for an aircraft
CN106986037B (zh) 用于飞行器的后发动机
CA2963413C (en) Propulsion engine for an aircraft
US11149578B2 (en) Propulsion system for an aircraft
US20170101191A1 (en) Aft engine for an aircraft
CA2942212A1 (en) Aft engine for an aircraft
US11518499B2 (en) Nacelle for an aircraft aft fan
US10556702B2 (en) Aircraft having an airflow duct
EP3605804A1 (en) Electric machine arc path protection
EP3287371B1 (en) Nacelle for an aircraft aft fan
US10501196B2 (en) Nacelle for an aircraft aft fan
CN112644716A (zh) 具有后发动机和辅助动力单元的飞行器

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination