CN116902202A - 混合翼身飞行器 - Google Patents

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CN116902202A CN202310380056.3A CN202310380056A CN116902202A CN 116902202 A CN116902202 A CN 116902202A CN 202310380056 A CN202310380056 A CN 202310380056A CN 116902202 A CN116902202 A CN 116902202A
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穆斯塔法·丁达尔
蒂莫西·理查德·德普伊
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Abstract

一种混合翼身飞行器，包括具有空气动力学升力表面的本体区段。本体区段包括上本体和下本体。混合翼身飞行器还包括进一步限定本体区段的多个混合机翼区段。混合翼身飞行器在本体区段中包括一个或多个凹槽。一个或多个凹槽从上本体朝向下本体延伸。混合翼身飞行器还包括至少部分地安装在一个或多个凹槽内的一个或多个开式风扇发动机。一个或多个开式风扇发动机摄取混合翼身飞行器的边界层的一部分。

Description

混合翼身飞行器
技术领域
本公开涉及混合翼身飞行器。
背景技术
混合翼身飞行器是固定翼飞行器，其具有不同的机翼和本体结构，这些结构平滑地混合在一起，没有明确的分界线。典型的混合翼身飞行器包括高升力机翼和宽翼型本体。机翼和宽翼型本体使整个飞行器能够有助于生成升力。混合翼身飞行器包括安装在其上的发动机，用于为混合翼身飞行器提供推进力。
附图说明
通过以下各种示例性实施例的描述，本公开的特征和优点将显而易见，如附图中所示，其中相似的附图标记通常表示相同、功能类似和/或结构类似的元件。
图1A是根据本公开的方面的其上安装有开式风扇发动机的示例性混合翼身飞行器的前侧视图。
图1B是根据本公开的方面的图1A的示例性混合翼身飞行器的后侧视图。
图1C是根据本公开的方面的图1A的示例性混合翼身飞行器的正视图。
图1D是根据本公开的方面的图1A的示例性混合翼身飞行器的俯视平面图。
图1E是根据本公开的方面的沿图1D中的线A-A截取的示例性混合翼身飞行器的横截面视图。
图1F是根据本公开的方面的图1A的示例性混合翼身飞行器的侧视图。
图1G是根据本公开的方面的图1A的示例性混合翼身飞行器的示意侧视图。
图2是根据本公开的方面的另一个示例性混合翼身飞行器的示意侧视图。
图3是根据本公开的方面的另一个示例性混合翼身飞行器的示意侧视图。
图4是根据本公开的方面的图1A的示例性混合翼身飞行器的示意侧视图。
图5是根据本公开的方面的另一个示例性混合翼身飞行器的示意侧视图。
图6是根据本公开的方面的图1A的示例性混合翼身飞行器的示意侧视图。
图7是根据本公开的方面的另一个示例性混合翼身飞行器的示意侧视图。
图8A是根据本公开的方面的另一个示例性混合翼身飞行器的示意侧视图。
图8B是根据本公开的方面的图8A的示例性混合翼身飞行器的俯视图。
图9是根据本公开的方面的另一个示例性混合翼身飞行器的放大侧视图。
具体实施方式
通过考虑以下详细描述、附图和权利要求，本公开的特征、优点和实施例被阐明或显而易见。此外，应当理解，以下详细描述是示例性的，并且旨在提供进一步的解释而不限制所要求保护的本公开的范围。
下面详细讨论各种实施例。虽然讨论了具体实施例，但这只是为了说明的目的。相关领域的技术人员将认识到，在不脱离本公开的精神和范围的情况下可以使用其他部件和构造。
如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以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。
除非本文另有说明，否则术语“联接”、“固定”、“附接”、“连接”等既指直接联接、固定、附接或连接，也指通过一个或多个中间部件或特征的间接联接、固定、附接或连接。
除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数引用。
如本文在整个说明书和权利要求书中使用的，近似语言被应用于修饰可以允许变化而不会导致与其相关的基本功能发生改变的任何定量表示。因此，由诸如“约”、“近似”、“大致”和“基本上”的术语修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或用于构造部件和/或系统或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指在单个值、值范围和/或限定值范围的端点的百分之一、百分之二、百分之四、百分之十、百分之十五或百分之二十的裕度内。
如可在本文中使用的，术语“轴向”是指基本平行于混合翼身飞行器的中心线延伸的方向和取向。此外，术语“径向”和“径向地”是指基本垂直于混合翼身飞行器的中心线延伸的方向和取向。此外，如本文所用，术语“周向”和“周向地”是指绕混合翼身飞行器的中心线延伸的方向和取向。
在航空航天工业中，重点已经放在生产环境友好型飞行器上。一种减少排放的方法聚焦于替代燃料技术，例如氢燃料或电池。然而，与传统燃料相比，此类替代燃料需要飞行器上的附加存储。目前的传统飞行器(例如管翼飞行器)没有为此类替代燃料提供足够的存储空间。此外，增加传统飞行器的尺寸以补偿附加存储会由于增加的重量而降低这种飞行器的航程能力。因此，本公开提供了混合翼身飞行器。与传统飞行器相比，混合翼身飞行器提供附加存储空间，同时与传统飞行器相比还维持远程能力和提高的效率。
本公开还提供用于混合翼身飞行器的开式风扇推进器，也称为开式风扇发动机。与涡轮风扇发动机或涡轮螺旋桨发动机相比，开式风扇发动机进一步提高了整体效率。开式风扇发动机(例如桨扇发动机)包括用于提供超高旁通比的非管道式风扇。以此方式，与管道式风扇发动机(例如，涡轮风扇发动机)相比，开式风扇发动机提高了推进效率。通过将开式风扇发动机嵌入混合翼身飞行器的边界层内，可以进一步提高开式风扇发动机的推进效率。在边界层内嵌入开式风扇发动机允许开式风扇发动机利用边界层摄取。边界层摄取包括利用边界层的一部分的开式风扇发动机，使得开式风扇发动机的风扇叶片摄取边界层的一部分。开式风扇发动机加速边界层的气流。边界层摄取主要是为了进一步提高开式风扇架构发动机的整体推进效率。将开式风扇发动机嵌入混合翼身内的附加益处是，这种构造部分或完全阻止开式风扇发动机的直接视线噪声传播。这减少了从开式风扇发动机传播到地面的环境噪声和社区噪声。此外，混合翼身结构内的开式风扇架构的半嵌入式物理安装有助于通过在混合翼身飞行器的壁内应用适当的声学衬套来减轻噪声问题。声学衬套有助于减少噪声反射，以及沿混合翼身飞行器和围绕混合翼身飞行器掠过的噪声。声学衬套还减少传播到飞行器机舱中的噪声。
然而，与管道式风扇发动机相比，由于开式风扇发动机的风扇未被遮盖，开式风扇发动机暴露于侧风效应、碎片，且包括增加的噪声。此外，虽然管道式风扇发动机可以安装在飞行器的表面(例如，由于管道或护罩为风扇提供保护)，但开式风扇发动机需要飞行器的表面和风扇叶片之间的空间，以便风扇叶片不接触表面。以此方式，很难在混合翼身飞行器的边界层中安装开式风扇发动机。因此，本公开提供了将开式风扇发动机安装在混合翼身飞行器的一个或多个凹槽中，使得开式风扇发动机嵌入混合翼身飞行器的边界层内。因此，开式风扇发动机利用边界层摄取，如上详述。开式风扇发动机定位在一个或多个凹槽中，以摄取混合翼身飞行器的边界层的至少百分之一。优选地，开式风扇发动机定位在一个或多个凹槽中以摄取混合翼身飞行器的边界层的至少百分之二十或更多。通过摄取混合翼身飞行器的边界层的至少百分之二十或更多，开式风扇发动机的推进效率可以提高约百分之三或更多。此外，将开式风扇发动机安装在一个或多个凹槽内提供防护开式风扇发动机免受侧风效应和交叉发动机碎片的影响。一个或多个凹槽还为开式风扇发动机提供声学阻尼效应。也可以在凹槽内安装声学衬套以进一步提供声学阻尼。因此，本公开的一个或多个凹槽允许开式风扇发动机安装在混合翼身飞行器的边界层内，同时还提供管道式风扇发动机的益处(例如，声学阻尼、防止侧风效应和交叉发动机碎片的影响)而没有实际使用管道式风扇发动机。
现在参考附图，图1A是根据本公开的方面的具有安装在其上的一个或多个开式风扇发动机16的示例性混合翼身飞行器10(也称为BWB 10)的前侧视图。图1B是BWB 10的后侧视图。图1C是BWB 10的正视图。图1D是BWB 10的俯视平面图。如图1A至1D所示，BWB 10包括本体区段12、多个混合机翼区段14和一个或多个开式风扇发动机16。如图1A所示，BWB 10包括轴向方向(A)、周向方向(C)和径向方向(R)。
本体区段12从前端15延伸到后端17。本体区段12包括上本体18和下本体20。下本体20的外表面成形为提供空气动力学升力表面。每个混合机翼区段14在结构上与本体区段12混合，并进一步限定本体区段12。结构混合维持从混合机翼区段14到本体区段12的空气动力学升力连续性。例如，本体区段12和混合机翼区段14限定能够根据已知空气动力学原理为BWB 10提供空气动力学升力的基本不间断的机翼构件。BWB 10还可以包括一个或多个尾部组件(例如，竖直稳定器和/或水平稳定器)，以提供稳定性和提供控制表面。本体区段12可以限定包括驾驶舱、机舱和/或载货区的内部。与传统管式飞行器相比，BWB 10在本体区段12的内部包括附加存储空间。因此，BWB 10可以储存替代燃料。例如，BWB 10可以储存氢燃料。在一些示例中，BWB 10可以包括电动飞行器，并且BWB 10可以储存电池。
本体区段12包括位于BWB 10的后方区域25的一个或多个凹槽30。在图1A-1D的实施例中，一个或多个凹槽30包括各自用于容纳单个开式风扇发动机16的两个凹槽30。根据需要，一个或多个凹槽30当然可以包括任意数量的凹槽，以容纳任意数量的开式风扇发动机16。一个或多个凹槽30的尺寸和形状被设计成容纳一个或多个开式风扇发动机16。每个开式风扇发动机16都通过一个或多个挂架46附接到相应的凹槽30，如图1A和1B所示并在下面进一步详述。此外，一个或多个凹槽30可包括用于将开式风扇发动机16嵌入BWB 10的边界层中的尺寸和/或形状，如下文进一步详述。例如，一个或多个凹槽30的尺寸和形状被设计成使得与没有一个或多个凹槽30的BWB 10的边界层相比，一个或多个凹槽30的区域中的BWB 10的边界层更厚。
图1E是沿图1D中的线A-A截取的BWB 10的横截面视图。如图1E中所示，一个或多个凹槽30各自包括周向轮廓壁32。周向轮廓壁32在周向方向(C)上延伸并且在本体区段12的上本体18中限定轮廓。例如，周向轮廓壁32在第一端34和第二端36之间延伸。周向轮廓壁32在第一端34和第二端36之间形成轮廓。例如，周向轮廓壁32包括大致U形轮廓。以此方式，周向轮廓壁32在周向轮廓壁32的上部从上本体18延伸，并在周向轮廓壁32的下部朝向下本体20延伸。一个或多个凹槽30彼此周向间隔开，使得每个凹槽30的周向轮廓壁32混合到上本体18中并且凹槽30彼此不接触。在一些示例中，每个凹槽30的周向轮廓壁32混合到相邻凹槽30的周向轮廓壁32中。
周向轮廓壁32可以根据需要包括任何形状或任何尺寸，用于将开式风扇发动机16嵌入BWB 10的边界层中，如下文进一步详述。周向轮廓壁32从上本体18延伸并且在上游部分混合到轴向轮廓壁38中，并在下游部分混合到轴向壁44中，如下面参考图1F所示和详述的。以此方式，周向轮廓壁32在下游部分混合到下本体20中。
图1F是BWB 10的侧视图。在图1F中，为了清楚起见，移除了混合机翼区段14。如图1F所示，一个或多个凹槽30各自包括轴向轮廓壁38。轴向轮廓壁38在轴向方向(A)上延伸，并且在本体区段12的上本体18中限定轮廓。例如，轴向轮廓壁38在近端第一端40和远端第二端42之间延伸。第二端42定位在第一端40的后方。轴向轮廓壁38在第一端40和第二端42之间形成轮廓。轴向轮廓壁38从上本体18延伸到轴向壁44。例如，轴向轮廓壁38混合到轴向壁44中。轴向壁44从轴向轮廓壁38的第二端42延伸到BWB 10的后端。轴向壁44定位成邻近下本体20的顶表面。以此方式，轴向轮廓壁38混合到下本体20中。在一些示例中，轴向壁44与下本体20径向间隔开，使得轴向轮廓壁38不混合到下本体20中。轴向轮廓壁38可包括任何形状和/或任何尺寸，以将开式风扇发动机16嵌入一个或多个凹槽30中，如下文进一步详述。
轴向轮廓壁38相对于上本体18以轮廓角θ从上本体18延伸。例如，轴向轮廓壁38包括具有轮廓角θ的斜面。轮廓角θ可以在约零度和约九十度(0°到90°)之间。在一些示例中，轮廓角θ可以在约零度和约六十度(0°到60°)之间。优选地，轮廓角θ在约零度和约三十度(0°到30°)之间，以提供上本体18和轴向轮廓壁38之间的平滑过渡，使得边界层不在一个或多个凹槽30处分离。当轮廓角θ大于三十度时，边界层可能开始分离。例如，当轮廓角θ大于四十五度(45°)时，在一个或多个凹槽30中可能发生不期望的流动变形。与光滑的边界层相比，流动变形可能降低开式风扇发动机16的效率。因此，轮廓角θ优选地在零度和三十度之间，以确保边界层在BWB 10的基本上所有飞行条件下都不会分离。
每个开式风扇发动机16都包括非管道式风扇区段31(如图1F所示)。非管道式风扇区段31包括具有多个风扇叶片33的一个或多个风扇转子。非管道式风扇区段31还包括一个或多个出口导向轮叶35。在示例性实施例中，开式风扇发动机16各自包括一个风扇转子级和一个出口导向轮叶级。根据需要，开式风扇发动机16当然可以包括任何数量的风扇转子或任何数量的出口导向轮叶级。出口导向轮叶35包括用于引导来自风扇转子的气流的一组静止轮叶。出口导向轮叶35可包括可变导向轮叶，使得出口导向轮叶35可以被控制以改变出口导向轮叶35的螺距。在一些示例中，非管道式风扇区段31包括第二风扇转子级而不是出口导向轮叶35。根据需要，非管道式风扇区段31可包括任何数量的风扇转子级和/或可包括任何数量的出口导向轮叶级。
非管道式风扇区段31不包括围绕多个风扇叶片33的护罩或管道。以此方式，多个风扇叶片33是开放的，使得多个风扇叶片33不包括盖。因此，开式风扇发动机16包括开式转子发动机，也称为桨扇发动机。这种发动机通过利用外部风扇叶片提供更高的旁通比，并因此与管道式风扇发动机相比提高了推进效率。此外，在某些示例性实施例中，风扇转子可以限定至少10英尺(例如至少11英尺，例如至少12英尺，例如至少13英尺，例如至少15英尺，例如至少17英尺，例如高达28英尺，例如高达26英尺，例如高达24英尺，例如高达18英尺)的转子直径。
发动机的各种实施例(例如本文描绘和描述的开式风扇发动机16)可以基于本文提供的结构允许等于或高于0.5马赫，或高于0.75马赫的正常亚音速飞行器巡航高度操作。在某些实施例中，开式风扇发动机16允许在巡航高度处在0.55马赫和0.85马赫之间，或在0.75马赫到0.85马赫之间的正常飞行器操作。在某些实施例中，开式风扇发动机16允许风扇叶片尖端速度等于或小于七百五十英尺/秒(fps)。
此外，应当理解，功率负载和/或转子叶片尖端速度的范围可以对应于某些结构、核心尺寸、推力输出等，或者对应于核心发动机和风扇转子处的其他结构。然而，如前所述，在本文提供的一种或多种结构在本领域中可能是已知的程度上，应当理解，至少出于部分地基于益处与损失冲突、期望的操作模式或远离本领域的其他形式教导的原因，本公开可以包括先前不知道要组合的结构的组合。
由于开式风扇发动机16的风扇是非管道式的并且暴露于环境，因此与管道式风扇发动机相比，开式风扇发动机16可能易于产生侧风效应、碎片和增加的噪声。因此，本公开的开式风扇发动机16安装在一个或多个凹槽30中，如下文进一步详述。
每个挂架46附接到相应凹槽30的轴向壁44。每个挂架46还在非管道式风扇区段31后方的位置处附接到相应的开式风扇发动机16。以此方式，挂架46在凹槽30中将开式风扇发动机16附接到BWB 10。因此，开式风扇发动机16至少部分地嵌入BWB 10的边界层内。边界层是在BWB 10的表面(例如，上本体18)上方流动的薄空气层。边界层在BWB 10的前端15处最薄并且朝向BWB 10的后端17最厚。与在边界层外部通过BWB 10的气流速度相比，边界层包括较低速度的气流。边界层中的气流的速度从BWB 10的上本体18的顶表面增加到边界层结束处的标称极限，并且自由流气流开始。因此，上本体18的顶表面处的气流的速度为零，并且气流的速度增加直到边界极限的标称极限。因此，开式风扇发动机16被定位用于边界层摄取。边界层摄取包括开式风扇发动机16利用边界层的一部分，使得多个风扇叶片33的至少一部分摄取边界层的一部分并且开式风扇发动机16加速边界层的气流。与没有受益于本公开的发动机相比，边界层摄取提供了噪声的降低、排放的减少以及推进发动机效率的增加。因此，一个或多个凹槽30使得本公开的开式风扇发动机16能够大致嵌入上本体18下方以摄取边界层，如下文进一步详述。
图1G是BWB 10的示意侧视图。如图1G所示，BWB 10包括边界层80。BWB 10的边界层80被限定为从BWB 10的上本体18到标称极限82的薄空气层。标称极限82是边界层80结束且自由气流开始的地方。因此，边界层80的厚度被限定为从BWB 10的上本体18到标称极限82。
如图1G所示，边界层80在一个或多个凹槽30处最厚。因此，一个或多个凹槽30允许开式风扇发动机16安装在上本体18的顶表面下方，使得开式风扇发动机16基本上完全嵌入边界层80中。以此方式，开式风扇发动机16安装在边界层80的最厚区域中，并且开式风扇发动机16摄取基本上整个边界层80(例如，约百分之一百)。当开式风扇发动机16完全嵌入或部分嵌入边界层80时，如下文进一步详述，多个风扇叶片33被设计为承受由边界层80内的气流的变化速度引起的高负载(例如，变形)。例如，多个风扇叶片33可以由于气流的变化速度而经历各种径向或各种周向压力分布。在这种情况下，多个风扇叶片33的一部分开始经历可能导致多个风扇叶片33的该部分故障的颤动。因此，开式风扇发动机16的多个风扇叶片33包括空气动力学和刚性设计，以在开式风扇发动机16安装在边界层80内时提供扭曲容差。
一个或多个凹槽30限定深度，一个或多个凹槽30从该深度从上本体18朝向下本体20延伸。该深度被限定为从上本体18到一个或多个凹槽30的轴向壁44。在图1A至1G的实施例中，一个或多个凹槽30的深度是最大深度。例如，轴向轮廓壁38从上本体18延伸到下本体20，使得轴向壁44位于下本体20处(图1F所示)。一个或多个凹槽30的这种深度允许开式风扇发动机16完全嵌入边界层中，如下文进一步详述。在这样的示例中，开式风扇发动机16在轴向方向上至少部分地被轴向轮廓壁38围绕，并且在周向方向上至少部分地被周向轮廓壁32围绕(如图1C、1E和1F所示)。这种构造为开式风扇发动机16提供开式风扇发动机16免受侧风效应影响的防护，保护开式风扇发动机16免受碎片的影响，并提供减少的声学传播。因此，一个或多个凹槽30为非管道式开式风扇发动机16提供了管道的益处，同时维持由开式风扇发动机16提供的效率增加，如上详述。与具有较浅凹槽或没有凹槽的BWB飞行器相比，一个或多个凹槽30的这种深度还提供了BWB 10的总重量降低。
图2是根据另一个实施例的混合翼身飞行器(BWB)210的示意侧视图。BWB 210包括具有一个或多个凹槽230的上本体218，一个或多个凹槽230具有与图1A至1G的一个或多个凹槽30不同的构造。在图2的实施例中，一个或多个凹槽230包括与下本体20径向间隔开的轴向壁244。例如，一个或多个凹槽230不延伸至下本体20。一个或多个凹槽230的深度大于零且小于一个或多个凹槽30的最大深度。一个或多个凹槽230的这种深度提供了边界层280，边界层280包括不同于BWB 10的边界层80的标称极限82的标称极限282。以此方式，BWB210的边界层280在一个或多个凹槽230处的厚度与BWB 10的一个或多个凹槽30处的边界层80的厚度不同。例如，边界层280的厚度小于边界层80的厚度。一个或多个凹槽230的这种深度允许开式风扇发动机16部分嵌入BWB 210的边界层280内，同时与其中一个或多个凹槽30处于最大深度的BWB 10相比，在BWB 210中提供附加的内部存储空间。与其中一个或多个凹槽30处于最大深度的BWB 10相比，这种构造提供较少的开式风扇发动机16的效率增加。
开式风扇发动机16安装在一个或多个吊架246上。一个或多个吊架246比吊架46更长，使得多个叶片33和一个或多个出口导向轮叶35不接触一个或多个凹槽230的轴向壁244。当然，一个或多个吊架246可以包括用于将开式风扇发动机16安装在BWB 210的边界层280内的任何长度。
图3是根据另一个实施例的混合翼身飞行器(BWB)310的示意侧视图。BWB 310包括具有一个或多个凹槽330的上本体318，一个或多个凹槽330具有与图1A至1G的一个或多个凹槽30不同的构造。在图3的实施例中，一个或多个凹槽330包括与下本体20径向间隔开的轴向壁344。例如，一个或多个凹槽330不延伸至下本体20。一个或多个凹槽330的深度大于约零并且小于图2的实施例的一个或多个凹槽230的深度。一个或多个凹槽330的这种深度提供了边界层380，边界层380包括不同于BWB 10的边界层80的标称极限82的标称极限382。以此方式，BWB 310的边界层380在一个或多个凹槽330处的厚度与BWB 10的一个或多个凹槽30处的边界层80的厚度不同。例如，一个或多个凹槽330处的边界层380的厚度小于一个或多个凹槽30处的边界层80的厚度，并且小于一个或多个凹槽230处的边界层280的厚度。与BWB 210和BWB 10相比，一个或多个凹槽330的这种深度允许开式风扇发动机16最少地嵌入边界层380内，同时在BWB 310中提供最大的内部存储空间。与图1G和图2的实施例相比，这种构造提供较少的效率增加。此外，这种构造提供对侧风效应的最小防护或不提供防护，并且提供对碎片的最小防护或不提供防护。因此，一个或多个凹槽30、230、330的深度基于最大化开式风扇发动机16可以嵌入边界层80、280、380内的量，并且针对侧风效应、交叉碎片效应和噪声提供防护件，同时平衡BWB 10的内部存储空间并最小化BWB 10的总重量来选择。
开式风扇发动机16安装在一个或多个吊架346上。一个或多个吊架346比吊架46更长，使得多个叶片33和一个或多个出口导向轮叶35不接触一个或多个凹槽230的轴向壁344。当然，一个或多个吊架246可以包括用于将开式风扇发动机16安装在BWB 210的边界层280内的任何长度。
图4是BWB 10的示意侧视图。开式风扇发动机16包括发动机浸没参数，也称为推进器浸没参数。当开式风扇发动机16安装在一个或多个凹槽30中时，推进器浸没参数限定开式风扇发动机16相对于轴向壁44的高度。以此方式，推进器浸没参数限定开式风扇发动机16相对于本体区段12的上本体18的嵌入量。推进器浸没参数包括开式风扇发动机16的高度(H)与开式风扇发动机16的直径(Dfan)之比。高度(H)限定为从一个或多个凹槽30的底表面(例如，轴向壁44)到开式风扇发动机16的中心纵向轴线19测量的高度。直径(Dfan)被限定为多个风扇叶片33的直径。因此，推进器浸没参数限定为H/Dfan。以此方式，当开式风扇发动机16安装在一个或多个凹槽30中时，推进器浸没参数越接近于零，风扇叶片33越接近一个或多个凹槽30的底表面。同样，当开式风扇发动机16安装在一个或多个凹槽30中时，推进器浸没参数越大，风扇叶片33越远离一个或多个凹槽30的底表面。
推进器浸没参数可以大于约0.5且小于或等于约1.0。这种范围提供用于边界层摄取的开式风扇发动机16的径向定位，以提高推进效率，如上详述。优选地，推进器浸没参数约为0.5。在图4中，推进器浸没参数约为0.5。当推进器浸没参数约为0.5时，开式风扇发动机16基本上完全嵌入边界层80内，并且开式风扇发动机16将获得基本上完全边界层摄取的益处，如上文讨论的。此外，当推进器浸没参数约为0.5时，多个风扇叶片33定位成邻近一个或多个凹槽30的底表面，而不接触一个或多个凹槽30的底表面。径向定位开式风扇发动机16使得推进器浸没参数小于约0.5可以提供空气动力学干扰，使得与推进器浸没参数大于约0.5的情况相比，开式风扇发动机16的推进效率将降低。
图5是BWB 10的示意侧视图。在图5中，推进器浸没参数约为1.0。当推进器浸没参数约为1.0时，开式风扇发动机16部分嵌入边界层80内，并且仅摄取边界层80的一小部分。如图5所示，开式风扇发动机16安装在一个或多个吊架546上。一个或多个吊架546比吊架46更长。以此方式，开式风扇发动机16通常定位在上本体18上方，并因此通常安装在边界层80的外部，使得开式风扇发动机16仅摄取边界层80的一小部分(例如，少于百分之一)。当推进器浸没参数大于约1.0时，与推进器浸没参数小于约1.0时相比，开式风扇发动机16的效率降低。
图6是BWB 10的示意侧视图。开式风扇发动机16包括发动机轴向位置参数，也称为推进器轴向位置参数。推进器轴向位置参数限定开式风扇发动机16相对于BWB 10的长度(Lwing)的轴向位置(Lfan)。BWB 10的长度(Lwing)限定为从BWB 10的前端15到后端17的轴向长度。推进器轴向位置参数包括开式风扇发动机16的轴向位置(Lfan)与BWB 10的长度(Lwing)之比。Lfan被限定为从BWB 10的前端15到最前风扇叶片33的前缘(LE)37测量的长度。因此，推进器轴向位置参数被限定为Lfan/Lwing。以此方式，推进器轴向位置参数越小，开式风扇发动机16离BWB 10的前端15越近。同样，推进器轴向位置参数越大，开式风扇发动机16离BWB10的前端15越远。推进器轴向位置参数可以大于约0.2且小于约1.2。与BWB 10的前端15处的边界层80相比，这样的范围使得开式风扇发动机16被安装在边界层80的较厚部分内，同时还平衡了BWB 10的重心。例如，如果推进器轴向位置参数小于0.2，则边界层80可能不够厚，以至于开式风扇发动机16可能完全嵌入边界层80内。此外，如果推进器轴向位置参数大于1.2，则BWB 10的重心可能没有充分平衡。
在图6的实施例中，推进器轴向位置参数约为0.75。优选地，推进器轴向位置参数大于约0.75且小于约1.0。与推进器轴向位置参数更接近于约0.2的构造相比，这种构造使得开式风扇发动机16完全嵌入边界层80中，以提供推进效率的最大增加。
图7是根据另一个实施例的示例性混合翼身飞行器(BWB)710的示意侧视图。如图7所示，BWB 710包括具有一个或多个凹槽730的上本体718。一个或多个凹槽730定位成比BWB10的一个或多个凹槽30更靠近前端15。一个或多个凹槽730的这种定位提供了边界层780，边界层780包括不同于BWB 10的边界层80(图1G)的标称极限82的标称极限782。例如，边界层780比边界层80更薄。一个或多个凹槽30的轴向壁744可以比BWB 10的一个或多个凹槽30的轴向壁44更长。开式风扇发动机16安装在一个或多个吊架746上。一个或多个吊架746比吊架46更长，使得多个叶片33和一个或多个出口导向轮叶35不接触一个或多个凹槽730的轴向壁744。当然，一个或多个吊架746可以包括用于将开式风扇发动机16安装在BWB 210的边界层280内的任何长度。
在图7的实施例中，推进器轴向位置参数大于约0.2且小于约0.5。因此，与BWB 10上的开式风扇发动机16的定位相比，开式风扇发动机16定位成更靠近前端15。以此方式，开式风扇发动机16部分嵌入边界层780中。与推进器轴向位置参数大于约0.75且小于约1.0的构造相比，这种构造包括较少的开式风扇发动机16的推进效率的增加。此外，与推进器轴向位置参数大于约0.75且小于约1.0的构造相比，这种构造提供更大的重量减轻，但更小的存储空间。在图7的实施例中，开式风扇发动机16部分嵌入边界层780中。例如，开式风扇发动机16摄取边界层780的约百分之二十。
图8A是根据另一个实施例的示例性混合翼身飞行器(BWB)810的示意侧视图。图8B是BWB 810的俯视图。如图8A和8B所示，开式风扇发动机16安装在BWB 810的一个或多个凹槽30的后方。开式风扇发动机16通过挂架846附接到一个或多个凹槽30。以此方式，挂架846从BWB 810的一个或多个凹槽30向后延伸到开式风扇发动机16，并且BWB 810的后端817比BWB 10的后端17延伸得更长。
在图8A和8B的实施例中，吊架846包括单个整体结构。吊架846包括轴向长度871和径向高度873。挂架846的轴向长度871限定为从挂架846安装在BWB 810上的位置到挂架846安装在开式风扇发动机16上的位置的长度。径向高度873限定为从挂架846安装在BWB 810上的位置到挂架846安装到开式风扇发动机16的位置的高度。以此方式，开式风扇发动机16安装在一个或多个凹槽30的后方，并且径向地安装在一个或多个凹槽30的上方。因此，挂架846允许开式风扇发动机16定位在一个或多个凹槽30的后方，并且仍然完全嵌入边界层80内。吊架846的径向高度873可以被选择为使得推进器浸没参数大于约0.5且小于或等于约1.0，如上详述。
在图8A和8B的实施例中，推进器轴向位置参数大于1.0。这种构造提供了将开式风扇发动机16完全嵌入边界层80中(图8A)，但不提供声学防护、侧风效应保护或交叉碎片保护。此外，这种构造中的吊架846比BWB 10的吊架46大，并因此增加了BWB 810的总重量。优选地，推进器轴向位置参数大于约0.75且小于约1.0，如上详述，以便在边界层80的最厚区域将开式风扇发动机16完全嵌入边界层80内，同时还提供BWB 10的平衡重心并提供防护件以保护开式风扇发动机16免受侧风效应、交叉碎片效应和噪声的影响。
图9是根据另一个实施例的示例性混合翼身飞行器(BWB)910的后方区域925的放大侧视图。如图9所示，BWB 910包括一个或多个凹槽930。一个或多个凹槽930可以是凹槽30、230、330、730中的任何一个，如上详述。BWB 910包括布置在一个或多个凹槽930中的声学衬套970。声学衬套970的示例是在美国专利申请公开No.2022/0025814中示出和描述的声学衬套，其公开内容通过引用整体并入本文。声学衬套970提供阻尼或减弱声波，包括与开式风扇发动机16相关联的声波。声学衬套970包括定位在声学屏974和基本上无孔背板976之间的声学核心972。在一些示例中，声学屏974包括穿孔板、网(例如，由线材、布、纤维和/或细丝形成)或其组合。声学核心972由中空蜂窝结构或设置在声学屏974和背板976之间的谐振单元组成。谐振单元包括限定中空谐振空间的多个单元壁。声学衬套970安装在一个或多个凹槽930内。例如，声学衬套970可以通过结合(例如，粘合剂)、通过紧固机构(例如，螺栓等)或通过法兰来安装。
如图9所示，声学衬套970包括两个这样的声学衬套970a、970b。第一声学衬套970a安装在一个或多个凹槽930的轴向轮廓壁938上。第二声学衬套970b安装在轴向壁944上。在一些示例中，声学衬套970a和声学衬套970b可以形成单个声学衬套970。在一些示例中，声学衬套970安装在周向轮廓壁32(图1)上。声学衬套970可以安装在一个或多个凹槽930内的任何位置，以提供开式风扇发动机16的声学阻尼。在一些示例中，第三声学衬套970c也安装在一个或多个吊架946上。因此，除了由一个或多个凹槽930提供的声学阻尼之外，声学衬套970提供附加声学阻尼或衰减，如上详述。声学衬套970还包括用于承受冲击的强度，例如来自故障负载(例如，发动机叶片脱落)的冲击。
本公开的实施例提供安装在BWB的一个或多个凹槽内的开式风扇发动机，使得开式风扇发动机嵌入BWB的边界层内以用于边界层摄取。以此方式，与没有受益于本公开的BWB相比，本文公开的实施例提高了开式风扇架构发动机的整体推进效率。此外，将开式风扇发动机嵌入混合翼身内部分或完全阻止开式风扇发动机的直接视线噪声传播，从而减少环境噪声并减少从开式风扇发动机传播到地面的社区噪声。一个或多个凹槽中的声学衬套有助于减少噪声反射，以及沿BWB和围绕BWB掠过的噪声。声学衬套还可以减少传播到飞行器机舱中的噪声。
此外，将开式风扇发动机安装在一个或多个凹槽内提供防护开式风扇发动机免受侧风效应和交叉发动机碎片的影响。一个或多个凹槽还为开式风扇发动机提供声学阻尼效应。因此，本公开的一个或多个凹槽允许开式风扇发动机安装在BWB的边界层内，同时还提供管道式风扇发动机的益处(例如，声学阻尼、保护免受侧风效应和交叉发动机碎片的影响)，而无需实际使用管道式风扇发动机。
本公开的进一步方面由以下条项的主题提供。
一种混合翼身飞行器，包括本体区段、多个混合机翼区段和一个或多个开式风扇发动机。所述本体区段具有空气动力学升力表面。所述本体区段包括上本体和下本体。所述多个混合机翼区段进一步限定所述本体区段。所述一个或多个凹槽在所述本体区段中，并且所述一个或多个凹槽从所述上本体朝向所述下本体延伸。所述一个或多个开式风扇发动机至少部分地安装在所述一个或多个凹槽内。所述一个或多个开式风扇发动机摄取所述混合翼身飞行器的边界层的一部分。
根据前述条项所述的混合翼身飞行器，其中，所述一个或多个凹槽延伸到所述下本体。
根据任何前述条项所述的混合翼身飞行器，进一步包括安装到所述一个或多个凹槽的声学衬套。
根据任何前述条项所述的混合翼身飞行器，进一步包括安装在所述一个或多个开式风扇发动机中的每一个的吊架上的声学衬套。
根据任何前述条项所述的混合翼身飞行器，所述一个或多个开式风扇发动机定位在所述一个或多个凹槽内，以摄取所述混合翼身飞行器的所述边界层的至少百分之一。
根据任何前述条项所述的混合翼身飞行器，由所述一个或多个开式风扇发动机摄取的所述边界层的量是所述一个或多个开式风扇发动机相对于所述混合翼身飞行器的轴向位置和径向位置的函数。
根据任何前述条项所述的混合翼身飞行器，所述一个或多个开式风扇发动机由推进器浸没参数表征。所述推进器浸没参数大于约0.5且小于或等于约1.0。
根据任何前述条项所述的混合翼身飞行器，所述推进器浸没参数约为0.5。
根据任何前述条项所述的混合翼身飞行器，所述推进器浸没参数由从所述一个或多个凹槽的底表面到所述一个或多个开式风扇发动机的中心纵向轴线的所述一个或多个开式风扇发动机的高度与所述一个或多个开式风扇发动机的直径的关系限定。
根据任何前述条项所述的混合翼身飞行器，所述一个或多个开式风扇发动机由推进器轴向位置参数表征。所述推进器轴向位置参数大于约0.2且小于约1.2。
根据任何前述条项所述的混合翼身飞行器，所述推进器轴向位置参数大于约0.75且小于约1.0。
根据任何前述条项所述的混合翼身飞行器，所述推进器轴向位置参数由所述一个或多个开式风扇发动机的轴向位置和所述混合翼身飞行器的轴向长度限定。
根据任何前述条项所述的混合翼身飞行器，所述一个或多个凹槽包括轴向轮廓壁和周向轮廓壁。
根据任何前述条项所述的混合翼身飞行器，所述轴向轮廓壁以约零度和约三十度之间的轮廓角从所述本体区段的所述上本体延伸。
根据任何前述条项所述的混合翼身飞行器，所述周向轮廓壁大致为U形。
一种混合翼身飞行器，包括本体区段、多个混合机翼区段、所述本体区段中的一个或多个凹槽和一个或多个开式风扇发动机。所述本体区段具有空气动力学升力表面。所述本体区段包括上本体和下本体。所述多个混合机翼区段进一步限定所述本体区段。所述一个或多个凹槽在所述本体区段中，所述一个或多个凹槽包括从所述上本体朝向所述下本体延伸的轴向轮廓壁。所述周向轮廓壁从所述上本体朝向所述下本体延伸。所述一个或多个开式风扇发动机安装在所述一个或多个凹槽内。所述一个或多个开式风扇发动机摄取所述混合翼身飞行器的边界层的至少百分之一。
根据任何前述条项所述的混合翼身飞行器，所述一个或多个开式风扇发动机由推进器浸没参数表征。所述推进器浸没参数大于约0.5且小于或等于约1.0。
根据任何前述条项所述的混合翼身飞行器，所述推进器浸没参数约为0.5。
根据任何前述条项所述的混合翼身飞行器，所述一个或多个开式风扇发动机的特征在于推进器轴向位置参数。所述推进器轴向位置参数大于约0.2且小于约1.2。
根据任何前述条项所述的混合翼身飞行器，所述推进器轴向位置参数大于约0.75且小于约1.0。
根据任何前述条项所述的混合翼身飞行器，所述一个或多个凹槽延伸到所述下本体。
根据任何前述条项所述的混合翼身飞行器，进一步包括安装到所述一个或多个凹槽的声学衬套。
根据任何前述条项所述的混合翼身飞行器，进一步包括安装在所述一个或多个开式风扇发动机中的每一个的吊架上的声学衬套。
根据任何前述条项所述的混合翼身飞行器，由所述一个或多个开式风扇发动机摄取的所述边界层的量是所述一个或多个开式风扇发动机相对于所述混合翼身飞行器的轴向位置和径向位置的函数。
根据任何前述条项所述的混合翼身飞行器，所述推进器浸没参数由从所述一个或多个凹槽的底表面到所述一个或多个开式风扇发动机的中心纵向轴线的所述一个或多个开式风扇发动机的高度与所述一个或多个开式风扇发动机的直径的关系限定。
根据任何前述条项所述的混合翼身飞行器，所述推进器轴向位置参数由所述一个或多个开式风扇发动机的轴向位置和所述混合翼身飞行器的轴向长度限定。
根据任何前述条项所述的混合翼身飞行器，所述轴向轮廓壁以约零度和约三十度之间的轮廓角从所述本体区段的所述上本体延伸。
根据任何前述条项所述的混合翼身飞行器，所述周向轮廓壁大致为U形。
尽管前面的描述是针对优选实施例的，但是对于本领域的技术人员来说，其他变化和修改将是显而易见的，并且可以在不脱离本公开的精神或范围的情况下进行。此外，结合一个实施例描述的特征可以结合其他实施例使用，即使上面没有明确说明。

Claims (10)

1.一种混合翼身飞行器，其特征在于，包括：
本体区段，所述本体区段具有空气动力学升力表面，所述本体区段包括上本体和下本体；
多个混合机翼区段，所述多个混合机翼区段进一步限定所述本体区段；
一个或多个凹槽，所述一个或多个凹槽在所述本体区段中，所述一个或多个凹槽从所述上本体朝向所述下本体延伸；以及
一个或多个开式风扇发动机，所述一个或多个开式风扇发动机至少部分地安装在所述一个或多个凹槽内，所述一个或多个开式风扇发动机摄取所述混合翼身飞行器的边界层的一部分。
2.根据权利要求1所述的混合翼身飞行器，其特征在于，其中，所述一个或多个凹槽延伸到所述下本体。
3.根据权利要求1所述的混合翼身飞行器，其特征在于，进一步包括声学衬套，所述声学衬套安装到所述一个或多个凹槽。
4.根据权利要求1所述的混合翼身飞行器，其特征在于，进一步包括声学衬套，所述声学衬套安装在所述一个或多个开式风扇发动机中的每一个的吊架上。
5.根据权利要求1所述的混合翼身飞行器，其特征在于，其中，所述一个或多个开式风扇发动机定位在所述一个或多个凹槽内，以摄取所述混合翼身飞行器的所述边界层的至少百分之一。
6.根据权利要求5所述的混合翼身飞行器，其特征在于，其中，由所述一个或多个开式风扇发动机摄取的所述边界层的量是所述一个或多个开式风扇发动机相对于所述混合翼身飞行器的轴向位置和径向位置的函数。
7.根据权利要求1所述的混合翼身飞行器，其特征在于，其中，所述一个或多个开式风扇发动机由推进器浸没参数表征，所述推进器浸没参数大于约0.5且小于或等于约1.0。
8.根据权利要求7所述的混合翼身飞行器，其特征在于，其中，所述推进器浸没参数约为0.5。
9.根据权利要求7所述的混合翼身飞行器，其特征在于，其中，所述推进器浸没参数由从所述一个或多个凹槽的底表面到所述一个或多个开式风扇发动机的中心纵向轴线的所述一个或多个开式风扇发动机的高度与所述一个或多个开式风扇发动机的直径的关系限定。
10.根据权利要求1所述的混合翼身飞行器，其特征在于，其中，所述一个或多个开式风扇发动机由推进器轴向位置参数表征，所述推进器轴向位置参数大于约0.2且小于约1.2。
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