CN113602506A - 推进系统、具有推进系统的飞机和制造飞机的方法 - Google Patents

推进系统、具有推进系统的飞机和制造飞机的方法 Download PDF

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Abstract

本文教导了飞机的推进系统。推进系统包括但不限于发动机。推进系统还包括但不限于与发动机相关联的外罩。发动机和外罩被配置用于联接到飞机。推进系统还包括但不限于外部发动机部件。推进系统还进一步包括但不限于将外部发动机部件可操作地联接到发动机的联接器。外部发动机部件被配置为在与发动机间隔开的位置处联接到飞机。

Description

推进系统、具有推进系统的飞机和制造飞机的方法
相关申请的交叉引用
本申请要求2020年5月5日提交的美国临时申请第62/704,337号的权益，其整体通过引用并入本文。
技术领域
本发明总体上涉及飞机，并且更具体地涉及飞机的推进系统以及制造配备有推进系统的飞机的方法。
背景技术
飞机性能(例如，最大速度；巡航速度下的燃料消耗率)受到阻力以及其他因素的束缚。因此，期望尽最大可能地减小作用在飞机上的阻力。飞机的推进系统可能显著地助长作用在飞机上的阻力。推进系统的外围越大(例如，直径)，作用在推进系统上的阻力量将越大。因此，期望飞机的推进系统的外围尽可能地小。
飞机发动机的操作所必需的和/或辅助飞机发动机的操作的一些部件通常已经直接安装到飞机发动机的外表面，并安置在推进系统的外模线(outer mold line，OML)内。这些部件在本文中将被称为“外部发动机部件”，并且应包括与发动机的操作有关或辅助发动机的操作的、通常已经安装到发动机的外表面并安置在推进系统的OML内的任何部件。例如，发动机通常包括附件齿轮箱，其具有安装在发动机的外表面但被推进系统的短舱覆盖的线路可更换单元(例如，液压泵、起动机、发电机、燃料泵等)、控件(发动机电子控件、点火器箱等)和箱(油等)。因此，短舱通常已被成形/定尺寸以容纳这些部件。这使推进系统的外围比如果这些部件没有安装到发动机的外表面将具有的外围大。如上所述，这对由推进系统引起的阻力具有负面影响。然而，这些部件执行至关重要的功能，并且不能简单地从推进系统中去除。
因此，期望继续提供这些部件的功能，而不必扩大推进系统的外围以容纳它们。还期望提供制造这种推进系统的方法。此外，结合附图以及前述技术领域和背景技术，根据随后的概述和详细描述以及所附的权利要求，其他期望的特征和特性将变得显而易见。
发明内容
本文公开了飞机推进系统、飞机和制造飞机的方法。
在第一非限制性实施例中，飞机的推进系统包括但不限于发动机。推进系统还包括但不限于与发动机相关联的外罩。发动机和外罩被配置用于联接到飞机。推进系统还包括但不限于外部发动机部件。推进系统还进一步包括但不限于将外部发动机部件可操作地联接到发动机的联接器。外部发动机部件被配置为在与发动机间隔开的位置处联接到飞机。
在另一非限制性实施例中，飞机包括但不限于机身。飞机还包括但不限于机翼。飞机还包括但不限于与机身和机翼中的至少一者联接的推进系统。推进系统包括但不限于发动机、与发动机相关联的外罩、外部发动机部件以及将外部发动机部件可操作地联接到发动机的联接器。外部发动机部件在与发动机间隔开的位置处联接到飞机。
在又一非限制性实施例中，制造飞机的方法包括但不限于获得机翼、机身、发动机、发动机罩、外部发动机部件和联接器的步骤。该方法还包括但不限于将机翼与机身联接的步骤。该方法还包括但不限于将发动机罩安装到发动机的步骤。该方法还包括但不限于将发动机罩和发动机安装到机翼和机身中的一者的步骤。该方法还包括但不限于将外部发动机部件安装在与发动机间隔开的位置的步骤。该方法还进一步包括但不限于经由联接器将外部发动机部件联接到发动机的步骤。
附图说明
在下文中，将结合以下附图描述本发明，其中相似的标号表示相似的元件，并且：
图1是示出现有技术的推进系统的透明立体图；
图2是示出根据本文公开的教导制造的推进系统的非限制性实施例的透明立体图；
图3是配备有图2的推进系统的飞机的非限制性实施例的局部示意图；
图4是配备有图2的推进系统的飞机的替代的非限制性实施例的局部示意图；
图5是图2的推进系统的各种元件的示意图；以及
图6是示出根据本文公开的教导的组装飞机的方法的非限制性实施例的框图。
具体实施方式
以下详细描述本质上仅是示例性的，而且并不旨在限制本发明或本发明的应用和使用。此外，并不旨在受到在前述背景技术或以下详细描述中提出的任何理论的约束。
本文公开了用于与飞机一起使用的改进的推进系统。在非限制性实施例中，推进系统包括由短舱围绕的发动机，该短舱具有外模线。如本文所使用的，术语“外模线”是指所引用的飞机或飞机部件或飞机部分的外部外围。在非限制性实施例中，推进系统可以是通过一个或多个吊架安装到飞机的机身或机翼的吊舱式推进系统。在其他实施例中，推进系统可以是嵌入式推进系统，其不是通过吊架安装到飞机，而是直接安装到飞机，并且完全或部分地并入到机翼、机身或两者的OML中。在其他实施例中，在不脱离本公开的教导的情况下，可以采用其他安装布置。
在非限制性实施例中，发动机安装在短舱内，使得短舱在纵向和圆周方向上都完全包围发动机(换言之，短舱是安置发动机的外管，其纵向端部延伸超出发动机的纵向端部)。沿着短舱的每个纵向位置处的外模线的外围的形状和大小是对应纵向位置处的发动机的直径/外围的大小、加上在该纵向位置处附接到发动机的任何外部发动机部件的尺寸的大小、加上该纵向位置处的短舱的环形厚度的直接函数。在非限制性实施例中，发动机的整个外表面可以没有外部发动机部件，或者附接到发动机的外表面的外部发动机部件的数量是最小化的。这些外部发动机部件可以远程安装在飞机上的其他位置，包括但不限于用于将推进系统安装到飞机的吊架、飞机的机翼和飞机的机身。这些外部发动机部件的这种远程安装将允许短舱的内表面与发动机的外表面接触或紧密接近发动机的外表面。这进而允许短舱的外表面相应地没有突起和突出，而这些突起和突出通常需要是存在的，以容纳/安置这种外部发动机部件。这种突起和/或突出的不存在允许推进系统的外模线尽可能地小。这进而减小将作用在推进系统上并作为结果作用在整个飞机上的阻力量。
当外部发动机部件从发动机的外表面移除并重新定位到吊架、机翼、机身或飞机上的其他地方时，除了减小阻力之外，还有其他益处。例如，当距离发动机远程地安装时，与在发动机周围的短舱内提供的环境相比，这种部件暴露于很不严酷的热条件和低得多的振动水平。这种远程定位也可以有助于这种外部发动机部件的修理和更换。
可以通过对本申请所附的图示的审阅以及对下面的详细描述的审阅，来获得对上述飞机和推进系统以及制造推进系统的方法的更好的理解。
参考图1，示出了常规推进系统10的简化实施例的透明立体图。常规推进系统10包括围绕发动机14的外罩12。外部发动机部件16附接到发动机14。由于图1呈现了简化实施例，因此应当理解，附加部件通常包括在常规推进系统10中，但是为了简化图示的目的已被省略。例如，在其他实施例中，常规推进系统10可以包括推进系统入口、排气喷嘴和一个或多个附加外部发动机部件16，以及许多其他传达本文公开的教导所不需要的物品/结构/部件/机器。
在所示的实施例中，外罩12是沿着纵向轴线18纵向延伸长度L1的短舱。外罩12是纵向和周向地围绕发动机14和外部发动机部件16的管状结构。外罩12具有空气动力学外部，其被配置为在飞行期间与越过推进系统10的空气自由流相互作用。外罩12的一个目标是提供光滑、连续、不中断的表面，以避免在飞行期间自由流经过外罩12之上和周围时产生自由流中的扰动。外罩12的外表面中的不连续性引起自由流中的扰动，该扰动进而引起作用在推进系统10的外表面上的阻力(感应阻力)。这进而引起作用在推进系统10所附接到的飞机上的感应阻力。
发动机14可以包括任何合适的发动机，其被配置为消耗空气和燃料以使它们结合和燃烧，并且由于这种燃烧而生成提供推力的高能有向射流。例如且没有限制性地，发动机14可以包括涡轮风扇喷气发动机、涡轮螺旋桨喷气发动机、涡轮轴发动机、冲压喷气发动机、超燃冲压喷气发动机、可变循环涡轮风扇和组合循环推进系统。发动机14沿着纵向轴线18延伸长度L2。如图所示，L2小于L1，从而相对于外罩12建立管中管布置。在更复杂的实施例中，入口将位于发动机14的最前部分的上游并流体联接到发动机14的最前部分以形成漏斗，并且在某些情况下，减慢进入发动机13的空气自由流。另外，在更复杂的实施例中，喷嘴将位于发动机14的最后部分的下游并与之流体联接以引导和聚焦射流，从而控制所产生的推力。当存在时，入口和喷嘴都将至少部分地纵向和周向地被包围在外罩12内。
外部发动机部件16以一般的外观示出，并且旨在表示多个部件中的任何一个，这些部件常规地附接到发动机(诸如发动机14)的外表面，向发动机14提供输入或取得来自发动机14的输出，并且有助于发动机14的操作或与发动机14协作地接合。外部发动机部件14可以包括附件齿轮箱(“AGB”)、附件齿轮箱线路可更换单元(“LRU”)、电子发动机控制器(“EEC”)和点火器箱。其他外部发动机部件还可以包括但不限于油箱、蓄压器、发动机可变几何形状流路致动器、流体阀和排放杆。尽管在图1中仅示出单个外部发动机部件附接到发动机14，但是应当理解，一个以上的外部发动机部件可以附接到发动机14的外表面。
外罩12包括隆起20。隆起20包括由外罩12的区域限定的突起或突出，在该区域中，外罩12的外模线从外罩12的周围表面膨胀或径向伸出。隆起20的纵向和周向位置对应于外部发动机部件16在发动机14的外表面上的纵向和周向位置。以这种方式，隆起20在外罩12内提供内部槽或腔，其旨在和配置为容纳外部发动机部件16的存在。如果将其他外部部件附接在发动机14外表面周围并沿着发动机14外表面的其他位置，则将需要附加的隆起以容纳它们的存在。可替代地，代替提供隆起以容纳外部发动机部件，外罩12可以简单地具有较大的直径外围，以在外罩12的内表面与发动机14的外表面之间提供大的间隙，从而允许在沿着发动机14的外表面的任何期望位置处附接外部发动机部件。
隆起20的存在对迎面而来的自由流产生扰动。当自由流遇到隆起20时，它必须在隆起20周围偏离。如上所述，这种流动偏离引起升高的阻力水平。类似地，在不采用隆起、而是扩大外罩的整个直径以容纳外部发动机部件放置在沿着发动机14外表面的任何位置处的实施例中，存在自由流，而推进系统具有较大的横截面轮廓。与隆起20一样，较大的横截面轮廓也将引起升高的阻力水平。
在继续参考图1的情况下，图2是示出根据本公开的教导制造的推进系统30的简化实施例的透明立体图。推进系统30包括外罩32、发动机14、外部发动机部件16和联接器34。上面已经详细讨论了发动机14和外部发动机部件16，并且为了简洁起见，在此将不重复这些论述。
除了一处之外，外罩32与外罩12相同。外罩12具有隆起20，而外罩32没有隆起。相反，外罩32在外罩12具有隆起20的纵向和周向位置处具有光滑的、空气动力学连续的、不中断的外表面。以这种方式，外罩32提供较小的对流过推进系统30之上和周围的空气自由流的中断，因此感应到较小的阻力。与推进系统10的发动机14已经装配有多个外部发动机部件16并且其中外罩12具有较大的总体直径以容纳这种附加的外部发动机部件的情况相比，推进系统30的发动机14将这种外部发动机部件16从发动机14的外表面移除并重新定位，从而允许外罩32具有较小直径的总体外部外围。如上所述，这将导致飞行期间作用在推进系统30上的感应阻力减小。应当理解，尽管阻力减小是本文公开的教导的有益结果，但它不是所公开的配置的唯一益处。还可以获得其他益处。例如，在需要将发动机和外罩装配到相对狭窄的封装空间中的情况下，本文公开的教导可以是有益的。通过应用本文包含的教导也可以获得其他优点。
使得省略隆起20和/或缩小外罩32的外围的总体直径成为可能的原因是，从发动机14的外表面移除外部发动机部件16并将该部件重新定位到与发动机14间隔开的远程位置。通过使用联接器34，这种重新定位进而成为可能。联接器34可以包括任何机械的和/或电气的和/或操作性的和/或通信的联接结构、构件、设备、连杆或允许在外部发动机部件16与发动机14之间传递力或信号或输入或输出或指令的其他装置。例如且没有限制性地，联接器14可以包括电线、同轴线缆、机械连杆、线束、管、管束、导管、无线信号和取力轴。
外部发动机部件16与发动机14之间的这种联接允许外部发动机部件16继续向发动机14提供其功能，而无需物理安装在其上。以这种方式，联接器34使得推进系统30具有推进系统10的所有功能成为可能，但是具有更流线型的轮廓，从而导致由外罩/短舱引起的感应阻力量的可测量的减小。如下所述，外部发动机部件16可以在配备有推进系统30的飞机上的任何合适的位置处被安置/封装/安装。
在继续参考图1至图2的情况下，图3是配置有多个推进系统30的飞机40的非限制性实施例的局部示意图。为了易于图示，飞机40已被大大简化并省略了通常包括在飞机上的许多特征。
飞机40包括机身42、机翼44和多个推进系统30(推进系统30A和推进系统30B)。在所示的实施例中，飞机40包括超音速飞机，但是应当理解，本文公开的教导同样适用于被配置用于亚音速飞行的推进系统和飞机。另外，尽管本文提出的教导是在飞机的背景下公开的，但是应当理解，它们不限于此，并且还可以应用于其他类型的交通工具。
机身42可以包括任何常规机身。因此，机身42可以被配置为安置飞机客舱、驾驶舱、货物、货舱、厨房以及飞机40的操作所必需的各种其他类型的隔室和机器。此外，机身42可以包括一个或多个其中可以安置机器、部件和装置的内部腔。
机翼44可以包括任何常规机翼。因此，机翼44可以被配置为安置缝翼、副翼、燃料箱、起落架、襟翼和支持机翼44和飞机40的操作所必需的任何其他常规机器。此外，机翼44可以包括一个或多个其中可以安置机器、部件和装置的内部腔。
如图3中所示，推进系统30A以吊舱式配置通过吊架46安装到机身42，而推进系统30B以吊舱式配置通过吊架48安装到机翼44。应当理解，在飞机40的其他实施例中，在不脱离本公开的教导的情况下，可以仅采用单个推进系统。此外，在采用多个推进系统的实施例中，在不脱离本公开的教导的情况下，推进系统可以仅安装到机身42或机翼44中的一者而不是两者。
诸如吊架46和吊架48之类的吊架在相关领域中是众所周知的，并且被配置成为发动机14和外罩32两者提供结构支撑。此外，吊架可以包括一个或多个其中可以安置机器、部件和装置的内部腔。
在图3中所示的实施例中，推进系统30A和推进系统30B均被示为具有三个外部部件。推进系统30A包括外部部件50A、外部部件52A和外部部件54A，而推进系统30B包括外部部件50B、外部部件52B和外部部件54B。应当理解，在其他实施例中，在不脱离本公开的教导的情况下，推进系统30A和30B可以具有比图3中所示的更少或更多的外部部件。
关于推进系统30A，外部部件50A安装在吊架46内，外部部件52A安装在机身42内，外部部件54A安装在机翼44内。每个外部部件50A、52A和54A经由联接器34与推进系统30A的发动机14A联接。
类似地，关于推进系统30B，外部部件50B安装在吊架48内，外部部件52B安装在机身42内，而外部部件54B安装在机翼44内。每个外部部件50B、52B和54B经由联接器34与推进系统30A的发动机14B联接。
通过距离发动机14A和14B远程地定位外部部件50A、52A和54A以及50B、52B和54B，外罩12A和外罩12B的直径和/或外围比在这些外部发动机部件已直接安装到其相应的发动机的情况下可能具有的小。这种较小的直径和/或外围在垂直于迎面而来的空气自由流的方向上导致减小的横截面面积。这种横截面面积的减小用虚线56和58最好地示出。如果需要外罩12A和12B分别容纳外部部件50A、52A、54A以及50B、52B和54B，则虚线56和58表示外罩12A和12B的部分。如图所示，将外部发动机部件重新定位到远程位置允许外罩12A和12B的直径的显著减小，从而导致由推进系统30A和30B施加的阻力的显著减小。
在继续参考图1至图3的情况下，图4是配置有多个推进系统30(推进系统30A和推进系统30B)的飞机60的替代的非限制性实施例的局部示意图。飞机60与飞机40基本相同，除了一处之外，即，飞机60的推进系统30A和30B以嵌入式配置进行安装，而飞机40的推进系统30A和30B以吊舱式配置进行安装。在图4中所示的实施例中，推进系统30A嵌入到机身62中，而推进系统30B嵌入到机翼64中。在其他实施例中，在不脱离本公开的教导的情况下，推进系统可以专门地嵌入到飞机的机身中或专门地嵌入到飞机的机翼中。在又一实施例中，在不脱离本公开的教导的情况下，单个飞机可以具有以吊舱式布置安装的一个或多个推进系统以及以嵌入式布置安装的一个或多个推进系统。
类似于图3中所示的布置，在图4中，外部发动机部件52A和54A分别安装到机身62和机翼64，并经由联接器34与发动机14A联接。此外，外部发动机部件52B和54B分别安装到机身62和机翼64，并经由联接器34与发动机14B联接。如上所述，这种外部部件的远程定位允许外罩32A和32B的直径/外围的减小，如分别由虚线66和68所示。这进而导致由推进系统30A和30B施加的阻力的显著减小。
在继续参考图1至图4的情况下，图5是本文教导和描述的推进系统的非限制性实施例的各种元件的示意图。具体地，图5在示意性截面表示中示出了设置在发动机82周围的外罩80。在所示的实施例中，外罩80包括短舱，并且发动机82包括燃气涡轮发动机。在外罩80的内壁84与发动机82的外壁86之间形成间隙90。间隙90具有深度G，在一些实施例中，深度G可以在纵向方向(其由纵向轴线88表示)上稍有变化，并且在其他实施例中可以具有一致的大小。
图5在示意性正交视图中还示出了外部发动机部件92。外部发动机部件具有高度(或厚度)H、长度L和宽度W。如图所示，高度H的大小大于深度G的大小。此外，长度L的大小大于深度G的大小。此外，宽度W的大小大于深度G的大小。因此，无论角度或方向如何，外部发动机部件92都不能装配在间隙90内，因此不能安装到发动机82的外表面。为了允许将外部发动机部件92直接安装到外表面86，间隙90的大小将需要增加，直到其至少略大于外部发动机部件92的最小尺寸为止。相关地，将外部发动机部件92从外壁86移除并将外部发动机部件92重新定位到远程位置，这是使间隙90具有所示的小尺寸成为可能的原因。换言之，外部发动机部件92以与发动机82间隔开的关系进行安装允许外罩80在发动机82周围是“缩小包裹”的。这进而允许外罩80对于接近的空气自由流以尽可能小的横截面轮廓存在。以这种方式，该布置有助于减小总体阻力、增加燃料消耗率并增加所示推进系统所附接的任何飞机的范围。
在继续参考图1至图5的情况下，图6是示出用于制造飞机的方法100的框图。应当理解，所示方法步骤的数量不是限制性的，并且在不脱离本公开的教导的情况下，也可以采用具有更多数量的步骤的方法。此外，描绘方法步骤的顺序并不旨在是限制性的，并且在不脱离本公开的教导的情况下，方法步骤实际上可以以一个或多个不同的顺序来实践/执行。
在步骤102，获得机翼、机身、发动机、发动机罩、外部发动机部件和联接器。这些部件可以包括以上关于图1至图5及其对应的讨论所讨论的部件，或者在不脱离本公开的教导的情况下，可以获得替代实施例和/或其变型。
在步骤104，将机翼和机身联接在一起。这在相关领域中是众所周知的，并且在不脱离本公开的教导的情况下，可以采用用于接合这两个部件的任何合适的方法。
在步骤106，将发动机罩安装到发动机。这在相关领域中是众所周知的，并且在不脱离本公开的教导的情况下，可以采用用于接合这两个部件的任何合适的方法。
在步骤108，将发动机罩和发动机安装到机翼或机身。如果要安装多个发动机罩和多个发动机，则一个或多个可以安装到机翼，并且一个或多个可以安装到机身。
在步骤110，将外部发动机部件安装在与发动机间隔开的位置。在一些实施例中，可以将外部发动机部件安装到吊架，该吊架在将推进系统以吊舱式配置安装到飞机时使用。在其他实施例中，可以将外部发动机部件安装到飞机的机身。可以采用这种布置，而不管推进系统是否以吊舱式布置被安装到飞机或者推进系统是否以嵌入式布置被安装到飞机。在其他实施例中，可以将外部发动机部件安装到飞机的机翼。同样，可以采用这种布置，而不管推进系统是否以吊舱式布置被安装到飞机或者推进系统是否以嵌入式布置被安装到飞机。在多个外部发动机部件被远程安装的又一实施例中，在不脱离本公开的教导的情况下，可以采用前述安装布置的任何组合。
在步骤112，使用联接器将外部发动机部件联接到发动机。如果将多个发动机部件远程安装到飞机，则可以采用对应数量的联接器将每个外部发动机部件联接到发动机。
尽管在前述详细描述中已经提出了至少一个示例性实施例，但是应当理解，存在大量的变型。还应当理解，示例性实施例或多个示例性实施例仅是示例，并且不旨在以任何方式限制本发明的范围、适用性或配置。相反，前述详细描述将为本领域技术人员提供用于实现如本文考虑的示例性实施例的便利路线图。应当理解，在不脱离如所附权利要求书中阐述的本发明的范围的情况下，可以在示例性实施例中描述的元件的功能和布置上进行各种改变。

Claims (20)

1.一种飞机的推进系统，所述推进系统包括：
发动机；
与所述发动机相关联的外罩，所述发动机和所述外罩被配置用于联接到所述飞机；
外部发动机部件；以及
将所述外部发动机部件可操作地联接到所述发动机的联接器，
其中，所述外部发动机部件被配置为在与所述发动机间隔开的位置处联接到所述飞机。
2.根据权利要求1所述的推进系统，其中，所述外罩包括短舱。
3.根据权利要求1所述的推进系统，其中，所述发动机没有外部发动机部件。
4.根据权利要求1所述的推进系统，其中，所述外罩沿着所述外罩的与所述发动机的整个纵向长度相对应的纵向部分没有外围突起。
5.根据权利要求1所述的推进系统，其中，在所述外罩的内表面与所述发动机的整个外表面之间限定间隙，并且其中，所述间隙的最大大小小于所述外部发动机部件的最小外部尺寸。
6.一种飞机，包括：
机身；
机翼；
与所述机身和所述机翼中的至少一者联接的推进系统，其中，所述推进系统包括：
发动机，
与所述发动机相关联的外罩，
外部发动机部件，以及
将所述外部发动机部件可操作地联接到所述发动机的联接器，
其中，所述外部发动机部件在与所述发动机间隔开的位置处联接到所述飞机。
7.根据权利要求6所述的飞机，其中，所述外罩包括短舱。
8.根据权利要求6所述的飞机，其中，所述发动机和所述外罩经由吊架联接到所述机身和所述机翼中的一者。
9.根据权利要求8所述的飞机，其中，所述外部发动机部件安装在所述吊架内。
10.根据权利要求8所述的飞机，其中，所述外部发动机部件安装在所述机翼内。
11.根据权利要求8所述的飞机，其中，所述外部发动机部件安装在所述机身内。
12.根据权利要求6所述的飞机，其中，所述发动机和所述外罩嵌入在所述飞机的一部分内。
13.根据权利要求12所述的飞机，其中，所述外部发动机部件安装在所述机翼内。
14.根据权利要求12所述的飞机，其中，所述外部发动机部件安装在所述机身内。
15.根据权利要求6所述的飞机，其中，所述发动机没有外部发动机部件。
16.根据权利要求6所述的飞机，其中，所述外罩沿着所述外罩的与所述发动机的整个纵向长度相对应的纵向部分没有外围突起。
17.根据权利要求6所述的飞机，其中，在所述外罩的内表面与所述发动机的整个外表面之间限定间隙，并且其中，所述间隙的最大大小小于所述外部发动机部件的最小外部尺寸。
18.一种制造飞机的方法，所述方法包括：
获得机翼、机身、发动机、发动机罩、外部发动机部件和联接器；
将所述机翼与所述机身联接；
将所述发动机罩安装到所述发动机；
将所述发动机罩和所述发动机安装到所述机翼和所述机身中的一者；
将所述外部发动机部件安装在与所述发动机间隔开的位置；以及
经由所述联接器将所述外部发动机部件联接到所述发动机。
19.根据权利要求18所述的方法，其中，将所述发动机和所述发动机罩安装到所述飞机包括：利用吊架将所述发动机和所述发动机罩附接到所述机翼和所述机身中的一者。
20.根据权利要求18所述的方法，其中，将所述发动机和所述发动机罩安装到所述飞机包括：将所述发动机和所述发动机罩嵌入到所述机翼和所述机身中的一者中。
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US10676205B2 (en) * 2016-08-19 2020-06-09 General Electric Company Propulsion engine for an aircraft
US11111029B2 (en) * 2017-07-28 2021-09-07 The Boeing Company System and method for operating a boundary layer ingestion fan
US10800510B2 (en) * 2018-02-17 2020-10-13 Textron Innovations Inc. Selectively engageable aircraft driveshaft off-axis from component stow axis
US10759527B2 (en) * 2018-03-07 2020-09-01 Textron Innovations Inc. Torque path coupling assemblies for tiltrotor aircraft

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