CN1525920A - 一体化和/或模块化高速飞行器 - Google Patents

一体化和/或模块化高速飞行器 Download PDF

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Abstract

一种一体化和/或模块化高速飞行器及其设计和制造方法。所述飞行器可以具有超音速或者近音速巡航马赫数。在一个实施例中，所述飞行器包括与三角翼和向后逐渐变细的机身一体化的尾部主体，从而限定平滑的前部对后部的面积分布。一种推进系统，包括发动机、进气口和排气喷管，该推进系统可以与所述尾部主体结合为一体，至少部分埋入机翼中。在一个实施例中，进气口的入口可以位于机翼之下，并且排气喷管的出口可以位于机翼中或者机翼之上。S形进气道可以向尾部安装的一体化发动机分配空气。所述发动机可以包括尾部安装的升降舵、机翼安装的升降副翼和前部安装的鸭式翼，用于仰俯控制。所述飞行器的结构可以模块化，从而利用近音速与超音速结构的共同优势。

Description

一体化和/或模块化高速飞行器
技术领域
本发明涉及高度一体化和/或模块化的高速飞行器结构以及用于设计和制造这种结构的方法。
背景技术
商业航空运输业的一个目的是将乘客和货物尽可能快地从一个地点运送到另一个地点。因此，许多商业运输飞行器以大约0.8-0.85的巡航马赫数飞行。由于对航空公司及其客户的时间约束日益增加，因此最好能够以较高速度经济地运送乘客和货物。但是，以跨音速或超音速(大于大约0.85马赫)飞行的飞行器比类似大小的亚音速飞行器需要更大的相对推力。为了在高海拔和高马赫数的情况下产生足够的推力，同时减小空气阻力的相应增加，传统跨音速或超音速飞行器包括低函道比的涡扇发动机或者直涡轮喷气发动机。这种结构通常在巡航条件下具有很高的燃料消耗率，这种燃料消耗率通常超过了在空气动力学效率中的任何固有优势，结果导致净燃料效率比低速飞行器低得多。这种低燃料效率还会导致大气排放物增加。
传统跨音速或超音速飞行器通常以很高的喷射速度运转，以产生足够的推力来进行起飞，这将会导致很严重的机场和城市噪声问题。减小噪音的一种方法是延长发动机进气道和排气喷管，并对排气喷管结合使用噪声控制。这种方法的一个缺点是这种处理通常增加推进系统的重量，这将增加机翼结构载荷以及飞行器对机翼颤动的敏感性。如果加厚机翼以增加其承重能力，则飞行器的波阻也将会增加。机翼重量的增加也将使飞行器必须携带的燃料量增加，这进而增加了用来支撑所述燃料的结构的重量，进而又需要更多的燃料。因此，很难开发出一种有效的、高效率的并且在环境上可以接收的以跨音速和/或超音速马赫数飞行的飞行器。
图1A和图1B分别说明了根据现有技术的超音速巡航飞行器100a的顶部等距视图和底部等距视图。飞行器100a包括机身102a、三角机翼104a、悬挂在机翼104a上的推进系统106a和后尾翼俯仰控制装置107。作为选择，飞行器100a可以包括无尾翼或鸭式俯仰装置。在任一种结构中，飞行器暴露的截面区域的纵向配置和机翼平面形状的纵向配置有助于控制跨音速和超音速波阻(即超过约0.85马赫时由于空气压缩性效应而经历的空气阻力增加)。因此，机身102a可以很长、很细并且“进行面积律(area-ruled)”，以减小在超音速时的波阻效应。
面积律的机身102a可以导致机身中部比机身前部和后部狭窄(即缩腰“wasted”结构)。使机身腰部变细可以补偿由于机翼104a和推进系统106a存在而导致的截面积增加。推进系统106a可以包括安装在机翼104a下面的四个发动机短舱108a，以使不利的空气动力学干扰阻力减至最小，并将发动机的旋转机械与位于机翼中的主翼梁和油箱分开。噪声抑制器喷管110a通常悬臂状伸出机翼104a的机翼后缘112a，并因此导致在机翼104a上产生较大悬臂载荷。
图1C至图1E分别说明了根据现有技术的高速跨音速巡航运输飞行器100b结构的侧视图、俯视图和机身截面视图，所述飞行器100b具有机身102b、后掠翼104b和悬挂在机翼104b上的发动机短舱106b。机身102b具有接近机翼/机身连接处105的显著变窄或缩腰部分。因此，机身102b设计得可以避免或者至少减小增加的空气阻力，所用方式与图1A和图1B所述大体相同。这种结构具有几个缺点，包括增加了结构重量，增加了颤动载荷的危险，以及减小了有效载荷能力。由于为了减小跨音速和超音速空气阻力所需的机身缩腰，图1A至图1E的结构在结构上效率低并且减小了有效载荷能力。
发明内容
本发明着眼于高速飞行器及飞行器制造方法。在本发明的一个方面中，飞行器包括用于运载有效载荷的机身部分和悬挂在机身部分上的机翼部分。机翼部分包括具有前缘的前部、具有后缘的尾部、上表面和下表面。所述飞行器还可以包括至少接近机翼部分的尾部的推进系统，所述推进系统的至少一部分位于机翼部分的上表面与下表面之间。推进系统包括至少一个进气孔，该进气孔位于机翼部分下表面之下或者机翼部分上表面部分之上，并且至少一个发动机位于所述至少一个进气孔尾部并垂直从所述至少一个进气孔偏移。推进系统还在所述至少一个发动机尾部包括至少一个排气喷管。在本发明的另一个方面，所述飞行器还包括悬挂在推进系统前方的机身部分上的至少一个鸭式翼。在本发明的另一个方面，所述机身部分沿机身轴伸长，并且飞行器可以包括仰俯控制表面，所述仰俯控制表面具有尾部机翼后缘，所述尾部机翼后缘位于排气喷管内排气喷管与机身轴之间。
在本发明的另外一个方面，所述推进系统在进气口与发动机之间包括向后弯曲的S形风管。飞行器可以在大约0.95至0.99的持续巡航马赫数的情况下飞行，或者，作为选择，飞行器可以在大约1.5至3.0的持续巡航马赫数的情况下飞行。所述机身部分包括前部、邻近推进系统的尾部以及前部与尾部之间推进系统前面的中间部分。机身部分可以从中间部分至尾部连续地逐渐变细。
本发明还着眼于一种模块化飞行器系统，该系统包括具有有效载荷部分的机身部分和后掠翼部分，所述后掠翼部分悬挂在机身部分上并具有上表面和下表面。所述飞行器系统还包括可互换地位于机身部分上的第一和第二机头部分，其中第一机头部分用于进行直到大约0.99马赫的亚音速飞行，第二机头部分用于进行超音速飞行。所述系统还可以包括第一和第二发动机短舱，所述短舱可互换地与机翼部分的尾部相连，其中第一短舱用于进行直到大约0.99马赫的亚音速飞行，第二短舱用于进行超音速飞行。
本发明还着眼于一种用于制造飞行器的方法。在本发明的一个方面中，所述方法包括将机翼部分安装在机身部分上，其中所述机翼部分包括具有机翼前缘的前部、具有机翼后缘的尾部、上表面和下表面。机身部分可以设计用于运载有效载荷并沿机身轴伸长。所述方法还可以包括通过将所述推进系统安装在机翼部分的尾部并使推进系统的至少一部分位于机翼部分的上表面与下表面之间，从而将推进系统连接在机身部分上。所述推进系统包括至少一个进气口，所述进气口位于机翼部分的下表面之下或者机翼部分的上表面之上，其中所述推进系统还包括至少一个涡轮风扇发动机，该发动机位于尾部并从至少一个进气口垂直偏移。所述推进系统还包括位于至少一个发动机尾部的至少一个排气喷管，以及位于至少一个发动机与至少一个进气口之间的通常为S形的风管。所述方法还包括在推进系统与机身轴之间定位仰俯控制表面，或者在机身部分上安装鸭式翼。
附图说明
图1A和图1B说明了根据现有技术的具有狭窄机身的超音速运输机的结构；
图1C至图1E说明了根据现有技术的具有狭窄机身的超音速/跨音速运输机；
图2是根据本发明实施例的具有一体化推进系统和尾部机体的超音速运输机的部分示意性等比例侧视图；
图3是根据本发明实施例的大体与图2所示相似的飞行器的部分示意性等比例后视图；
图4A至图4C分别是根据本发明实施例的大体与图2所示相似的飞行器的部分示意性俯视图、正视图和侧视图；
图5是根据本发明实施例的与飞行器尾部机体一体化的推进系统的部分示意性截面侧视图；
图6A是根据本发明实施例的具有一体化推进系统的飞行器的总横截面积和所选择部件横截面积；
图6B说明了根据本发明另外实施例的缩腰与非缩腰机身结构的比较；
图6C说明了根据本发明实施例的可选择的非缩腰乘客座位排列；
图7说明了根据本发明实施例与飞行器相对应的预报起飞总重与噪音等级的比较；
图8是根据本发明实施例的具有向外倾斜尾翼的高速飞行器结构的尾部的部分示意性等比例俯视图；
图9是根据本发明实施例的具有向内倾斜尾翼的高速飞行器结构的尾部的部分示意性等比例俯视图；
图10是根据本发明另外实施例的具有一体化尾部安装推进系统的高速运输机的部分示意性俯视图，叠加在具有非一体化推进系统的飞行器上；
图11A至图11C是根据本发明另外实施例的高速飞行器尾部机体和喷管的部分示意性截面侧视图；
图12是根据本发明实施例的近音速运输机的等比例右部正视图；
图13是根据本发明实施例的图12所示的近音速运输机的等比例左部正视图；
图14是一个表格，列出了用于根据本发明实施例的近音速运输机的典型数据；
图15A至图15C是根据本发明实施例的大体与图12和图13所示相似的近音速运输机的部分示意性等比例俯视图、正视图和侧视图；
图15D至图15F是根据本发明另外实施例的近音速运输机的部分示意性俯视图、正视图和侧视图；
图16A说明了将传统亚音速飞行器与根据本发明实施例的近音速运输机的预测飞行总时间进行比较的数据；
图17A是根据本发明另外实施例的近音速飞行器的部分示意性等比例视图；
图17B是根据本发明实施例具有与尾部机体一体化的推进系统的超音速商用喷气机的部分示意性等比例后视图；
图18是根据本发明另外实施例的具有一体化推进系统的飞行器尾部的部分示意性视图，推进系统中进气口位于机翼之上；
图19是根据本发明另外实施例的具有一体化推进系统的近音速运输机的部分示意性等比例视图，推进系统中进气口位于机翼之上；
图20A至图20G是根据本发明另外实施例的近音速或超音速飞行器的进气口结构的部分示意性视图；
图21是根据本发明另外实施例的与飞行器尾部机体一体化并具有进气口吸入门的发动机短舱的部分示意性等比例俯视图；
图22是根据本发明另外实施例的包括一个或三个一体化发动机短舱的飞行器尾部机体的部分示意性等比例俯视图；
图23是根据本发明另外实施例的飞行器尾部机体的部分示意性等比例俯视图，其中所述尾部机体具有安装在吊杆上的尾翼；
图24是根据本发明另外实施例的以近音速或超音速巡航马赫数飞行的模块化飞行器的部分示意性俯视图。
具体实施方式
下面的说明将使本发明的实施例得到详细和透彻的理解。但是，本领域普通技术人员将能够理解，不需要这些细节介绍也可以实现本发明。在某些情况下，对众所周知的结构和功能未做说明或者详细介绍，目的是避免使本申请的实施例说明过于冗长。
在附图中，相同的附图标记表示相同或者大体相似的元件。为了清楚地辨认出对于任何特定元件的讨论，附图标记中的最高有效位数字表示表示首先被引入的元件的附图标记(例如，元件 1202在图12中是被首先引入并进行介绍的)。附图中显示的尺寸、角度和其他说明代表本发明的特定实施例。如上所述，根据恰实施例的结构可以具有其他说明。
图2至图11C及相关说明涉及根据本发明实施例的具有尾部安装、一体化推进系统的超音速飞行器。图12至图17A及相关说明涉及根据本发明其他实施例的具有尾部安装、一体化推进系统的近音速飞行器。图17B及相关说明总体上涉及根据本发明其他实施例的具有尾部安装、一体化推进系统的超音速商用喷气机。图18至图23及相关说明涉及根据本发明其他实施例的一体化推进系统的部件。图24及相关说明涉及根据本发明其他实施例的模块化飞行器结构。
图2是根据本发明实施例的具有一体化推进系统和尾部机体的超音速飞行器200的部分示意性等比例视图。在一个实施例中，飞行器200设计用来以大约2.4的巡航马赫数运送大约300名乘客。在其他实施例中，飞行器200可以具有其他的有效载荷能力和其他巡航马赫数，例如巡航马赫数从大约1.5至大约3.0。
图3是大体与图2所示相似但是具有缩短机身202的飞行器200的部分示意性等比例俯视图。图4A至图4C分别是根据本发明实施例的大体与图2所示相似的飞行器200的部分示意性俯视图、正视图和侧视图。请参看图3和图4A至图4C，一种实施例的飞行器200包括机身202(沿机身轴203伸长)、三角翼204、与尾部机体214一体化的推进系统206。在本实施例的其他方面(如图4B所示)，机身202具有一般椭圆形的截面形状，从而更易于容纳双走廊的座位结构。在其他实施例中，机身202可以具有诸如圆形截面形状的其他形状。在任一实施例中，机身202可以从中部至尾部连续地逐渐变细，从而改善飞行器200的空气阻力特性，下面将会对其进行更详细的说明。机翼204可以具有普通三角翼结构，例如三重三角翼结构，如图3和图4A所示。作为选择，机翼204可以具有单或双重三角翼结构，或者连续弯曲尖拱或双弯曲结构。所述飞行器还可以包括前面安装的倾斜鸭式翼228和垂直尾翼230。在其他实施例中，所述尾翼可以具有其他结构，下面会参照图8和图9进行更详细的说明。
现在请参看图4A至图4C，推进系统206可以具有位于相对长的发动机短舱218(图4C)中的发动机216(图4A)。在本实施例的一个方面中，每个发动机短舱218可以包括具有进气孔223的进气口220和将进气孔223与发动机216相连接的S形进气道221，进气孔223位于机翼204的下表面237下面。发动机短舱218可以还包括位于机翼204上或其上面的排气管或排气喷管222。在可选择的实施例中，进气孔223可以位于机翼204上面，下面会参照附图18和19进行详细说明。在图4A至图4C所示的实施例的另外方面中，进气口220和排气喷管222可以适当位于传统的机翼安装位置的尾部。例如，进气口220可以位于30％机翼弦位置的尾部。排气喷管222可以位于机翼204的后缘224(图4A)的尾部，并且在后缘224上接近机翼弦线或在机翼弦线之上。发动机216可以位于主机翼翼盒226之后，并伸展至机翼后缘224尾部，下面会参照附图5对其进行详细说明。
图5是沿图4A的线5-5获取的飞行器200尾部的部分示意性截面侧视图。如图5所示，发动机短舱218的最大横截面区域位于主机翼翼盒226之后，从而发动机短舱218至少部分隐藏在机翼204前面之后。至少部分发动机短舱218和发动机216的任何旋转部件也可以位于飞行器200的有效载荷或者机舱部分232尾部。例如，发动机的旋转部件(例如风扇叶片、压缩机叶片和涡轮叶片)可以位于机身202的增压部分的尾部，这样可以降低在旋转部件发生故障的情况下机舱减压的可能性。发动机216的旋转部件还可以位于机翼204中任何燃料的尾部，这样可以降低在旋转部件发生故障的情况下发生火灾的可能性。在任何一个实施例中，发动机216可以稍向下倾斜，如图5所示，或作为选择，发动机216大约为水平。在另外的实施例中(例如当进气口安装在机翼之上，下面会参照图18和图19进行说明)，发动机216可以向上倾斜。
在图5所示实施例的一个方面，起落架234可以朝向机舱部分232背面并在发动机短舱218前面安装。在本实施例的另一个方面，起落架整流罩235的位置可以覆盖起落架234，并且可以位于发动机短舱218前面机身202逐渐变细的区域内。另外的整流罩236可以使发动机短舱218的上部与机翼204的上表面238平滑地融合在一起。
在本发明的一个方面中，由发动机短舱218(并且在一个实施例中整流罩235)产生的横截面积增加可以与机身202的横截面积减小相符合，以形成具有低的净锋面的平滑总面积分布。因此，与具有其他推进系统位置的结构相比，这种结构可以减小在近音速时空气阻力极大提高的可能性。
图6A说明了与根据本发明实施例的结构相对应的面积分布实例。联合机翼和机体以及(朝向机身尾部)联合机翼、机体和发动机短舱的面积分布形成了平稳变化函数，能够在近音速时极大地减小波阻的影响。
图6B说明了根据本发明实施例的机身202的座位安排。为了进行对比，图6B还说明了一种机身202a，其具有大约相同的座位容量但采用缩腰结构。图6C说明了另外两种具有非缩腰结构的机身202b和202c的实施例。
请返回图4A，机身200的尾部机体214可以包括安装在每个排气管222内的平坦区域或“海狸尾翼(beaver tails)”240。平坦区域240可以为发动机短舱218提供支撑结构并形成一体化的水平稳定器。平坦区域240可以与尾部机体214一体化并产生总的飞机升力的一部分，并且能够反抗发动机216的静态重量和惯性载荷的一部分。尾部机体214还包括活动升降舵表面242，升降舵表面242可以与外翼升降副翼244和鸭式翼228结合使用，以提供纵向(即俯仰轴)调整和控制功能。
在该实施例的一个方面中，使用三个表面(升降舵242，副翼244和鸭式翼228)可以允许在宽范围的重心条件运行，否则，适应具有朝向飞行器后部安装的体积和重量较大的发动机的结构将是困难或不可行的。在本实施例中另一方面中，鸭式翼228，副翼244和升降舵242可以同时偏转，以便在三个表面都产生上升并且升起飞行器200的重心。在另一个实施例中，升降舵242可以与排气喷管222一体化以提供推力导向(下面将参照图10和11A-C更详细地描述)。在另一个实施例中，例如当副翼244和升降舵242产生合适的俯仰控制时，可以省去鸭式翼228。这种结构可以适用于构造为加油飞机的飞行器，轰炸机，商用喷气式飞机或其他飞行器类型，该飞行器类型在飞行期间或在飞行之间重心的移动受到限制。
在本实施例的一个方面中，尾翼230可以是垂直的，并且可以安装在支撑发动机216的相同支撑件上，位于与发动机216大约相同的纵剖线上。因此，与针对发动机和尾翼具有分别的支撑结构的结构相比，飞行器200的总重量可以得到减轻。作为选择，单尾翼可以直接安装在机身202上接近尾部机体214的位置上。在其他实施例中，尾翼230可以是全动的，或者作为选择，尾翼230可以包括具有活动方向舵的固定部分。
上面参照图2至图6C说明的飞行器200的实施例的一个特征是，通过将推进系统206与尾部机体214一体化，与其他发动机安装结构相比，可以减小机身202的横截面积上受到的作用。因此，机身202不需要在其中心变窄，机身在中心变窄会对它的有效载荷容量、结构特性和声震特性造成负面影响。
上面参照图2至图6C说明的飞行器200的实施例的另一个优点是，相对于其他结构，推进系统206的总长可以增加，而且不会对上述面积律应用造成负面影响，并且不会在实质上增加机翼后缘224后部的悬臂载荷。因此进气口220和排气喷管222都可以使用吸音板或其他噪声降低装置来进行出来，从而减小飞行器200产生的噪音对环境的影响。例如，图7说明了上面参照图2至图6C说明的飞行器的预测数据，数据比较了具有和不具有尾部安装一体化推进系统的飞行器的噪音等级。两种飞行器都设计用来运载300名乘客，并以大体相同的超音速巡航马赫数飞越5500海里。如图7所示，不具有尾部安装一体化推进系统的飞行器最大起飞重量从753500磅增加至796800磅，此时油门收回(起飞后)的噪音等级减小从低于联邦航空条例第III章第36部分噪音规定5dB至低于7dB。相反，具有尾部安装一体化推进系统的飞行器最大起飞重量从652109磅增加至672411磅，当油门收回的噪音等级减小到低于联邦航空条例第III章第36部分噪音规定10dB，并低于跑道侧方噪音测量线(起飞时跑道末端)噪音等级的噪音规定6dB。因此，根据本发明实施例的具有一体化推进结构的飞行器(a)与其他结构相比可以具有较低起飞总重，(b)并从噪音观点来看比其他结构更加稳固，因为可以在较大范围内减小噪音等级，而不会造成飞行器重量的同样增加。
上面参照图2至图6C说明的飞行器200的实施例的另一个优点是，至少发动机短舱218的一部分“隐藏”在机翼204凸出的锋面之后并与机翼204一体化。因此，与非一体化结构相比，机身200可以容纳具有更大直径(目的是具有更大推力和/或更高的发动机函道流量比)的发动机216，不会产生大的空气动力学障碍。另外，使发动机短舱218一体化可以减小发动机短舱218的外露浸湿面积，因而飞行器的总表面摩擦减小。另外，进气道221的S形可以遮挡飞行器外部区域向前传播由发动机螺旋桨叶片和/或其他发动机部件产生的噪音。
使发动机短舱218与飞行器机翼204和尾部机体214一体化的另一个特征是这种设置可以更有效地支撑发动机216。例如，发动机216不需要悬挂或者吊挂在机翼204下面，并且排气喷管222可以与尾部机体214一体化，而不是悬挂在机翼204之后。如上所述，这种特征的一个优点是排气喷管222可以制造得较长(能够提高声学处理)，而不过大增加由排气喷管产生的结构载荷。例如，在一个实施例中，与具有悬挂机翼安装发动机短舱的设置相比，排气喷管222可以增长约150英寸。
上面参照图2至图6C说明的飞行器200的实施例的另一个特征是，它可以在尾部机体214上包括平坦仰俯控制区或“海狸尾翼(beaver tails)”240。平坦区240的一个优点是它可以增加内翼的总弦长，从而减小厚度对弦的比率(并因而减小空气阻力)，或者可以增加机翼翼盒深度。另一个优点是平坦区240可以将一部分气动升力分配到尾部机体上，从而减小机翼翼盒结构载荷。平坦区240的另一个优点是，与其他不具有该特征的结构相比，它与三角翼平面形状相结合，能够减小或延迟大角度攻击不稳定问题。
上面参照图2至图6C说明的飞行器200的实施例的另一个特征是，三角翼平面形状能够产生足够的升力，从而减少或者消除采用升力增强装置的需要，例如机翼前缘和/或后缘开槽和/或未开槽的副翼。因此，与传统结构相比，机翼的机械复杂性可以减小。
上面参照图2至图6C说明的飞行器200的实施例的另一个特征是，机身202不需要缩腰或者减小截面积以容纳机翼204和/或推进系统206。因此，可以使用更短、直径更大的机身来安装同样数量的乘客座位。与具有较长(更易于变形)机身的飞行器相比，较短的机身可以飞行器的总重量并可以提高飞行器的驾驶品质。
在另一个实施例中，飞行器200可以具有与上面参照图2至图6C说明的飞行器不同的特征。例如，进气孔223可以具有一般椭圆形外形(如图4B所示)，或者，作为选择，进气孔223可以具有其他外形和结构，例如下面参照图20A至图20G详细说明的外形和结构。在某些实施例中，减小进气孔223的高度对宽度比率是有益的，从而能够更完全地使进气口与飞行器一体化。每个进气口220可以将空气提供至单一发动机，或者作为选择，每个进气口220可以将空气提供至多台发动机，下面会参照图10进行更详细的说明。进气口220可以具有用于超音速飞行的活动内表面，或者作为选择，进气口可以具有固定几何参数，例如安装在亚音速飞行器中时，下面会参照图12至图17A对其进行说明。
排气喷管222可以具有喷射器一抑制器结构，所述结构具有固定或可变的几何参数，并可以具有一般圆形、矩形或其他外形。在一个实施例中，排气喷管222可以包括喷气发动机叶片喷口，设计用于提高噪声抑制，这一点在美国待审查专利申请No.09/671870中有更详细的介绍，该申请在2000年9月27日提交，在此一起并入作为参考。在其他实施例中，排气喷管222可以提供推力导向，下面会参照图10和图11A至图11A对其进行更详细的说明。在一个实施例中，所述机翼可以具有发动机短舱218舷外的从大约28度至大约38度的机翼前缘后掠角，并且可以具有发动机短舱218舷内的从大约45度至大约75度或更大的机翼前缘后掠角。在其他实施例中，所述机翼后掠角可以具有其他数值。
在另外的实施例中，所述飞行器还可以具有其他结构。例如，如图8所示，根据本发明实施例的飞行器800可以具有与上面参照图2至图6C说明的尾部机体214相同的一体化尾部机体814。飞行器800还可以包括向外倾斜的尾翼830。作为选择，如图9所示，飞行器800可以包括具有向内倾斜尾翼930的尾部机体814。对尾翼特定结构的选择可以根据飞行器其他特征的空气动力学和控制特性来进行。
图10是根据本发明另外实施例的具有一体化发动机短舱1018和尾部机体1014的机身1000的部分示意性俯视图。为了易于说明，飞行器1000的俯视图叠加在具有非一体化推进系统的飞行器100a上(与图1A所示相同)。在图10所示实施例的一个方面中，飞行器1000具有机身1002、机翼1004和两个发动机短舱1018，每个发动机短舱1018具有安装在机身1002和/或机翼1004之下的进气口1020。每个进气口1020可以为两个发动机1016提供空气。在本实施例的另一个方面中，飞行器1000包括邻近尾部机体1014上表面的排气喷管1022。升降副翼1042位于排气喷管1022的尾部，用于引导由发动机1016产生的推力。例如，如在图11A中的部分示意性截面图所示，升降副翼1042可以直接位于发动机1016的尾部并在上游排气喷管上襟翼1043之下。可以调整升降副翼1042和上襟翼1043的位置来根据飞行器的速度控制上游喷管喉道1045的面积。图11A中所示设置与典型的亚音速巡航条件相对应(具有任选的喷射器流量)，图11B中所示设置与典型的起飞条件相对应。在其他实施例中，排气喷管1022可以具有其他导引结构。例如，上襟翼1043可以是延伸的尾部，用于提供额外推进导引。在其他的可替代结构中，推进导引可以设置在偏航和/或滚动方向以及仰俯平面内。
图12是根据本发明实施例的具有尾部安装、一体化推进系统的近音速飞行器1200的部分示意性等比例右部正视图。图14是一个代表了图12和图13所示的飞行器1200的尺寸数据的表格。图15A至图15C分别说明了与图12和图13所示飞行器大体相似的飞行器1200的实施例的俯视图、侧视图和正视图。现在请参看图12至图15C，飞行器1200包括机身1202、机翼1204和与尾部机体1214结合为一体的发动机短舱1218，结合的方式与上面参照图2至图6C所述相同。因此，(请参看图15C)，每个发动机短舱1218可以包括安装在机翼1204之下的包括进气孔1223的进气口1220、进气口1220尾部的发动机1216以及延伸至机翼上表面1238之上的排气喷管1222。飞行器1200还包括略微向内倾斜的尾翼1230。如图15B所示。作为选择，在其他实施例中所述尾翼可以向外倾斜或者垂直定位。飞行器1200还可以包括鸭式翼1228，鸭式翼1228与升降舵1242和升降副翼1244配合使用，能够控制飞行器的仰俯姿态，方式与上面参照图2至图6C所述相同。
图15D至图15F分别说明了具有与图15A至15C所示不同特性的近音速飞行器1200的俯视图、前视图和侧视图。为了进行比较，图15A至15C的结构在图15D至图15F中以虚线表示。图15D至图15F所示的飞行器1200可以具有机身1202a，其相对图15A至15C所示机身1202加长。在本实施例的一个方面中，机身1202a具有恒定横截面积，以获得增加的长度。图15D至图15F所示飞行器1200包括进气口1220a，进气口1220a在侧视图中后掠并比进气口1220更呈直角，并且相对于发动机短舱1218加长的发动机短舱1218a用于容纳混合流量排气喷管。飞行器1200的尾部机体1214a可以具有轻微弯曲并与起落架整流罩1235a光滑并连续地融合。机翼1204a可以具有略微不同的尖端外形，并且可以具有导流片1206a，与图15A至15C所示机翼相应部分相比，导流片1206a在翼展方向上更加后掠并更短。图15D至图15F所示的飞行器1200可以包括比图15A至15C所示相应结构更下垂和更尖的机头1205a。与图15A至15C所示的相应结构相比，图15D至图15F所示的鸭式翼1228a和尾翼1230a具有更低的后掠角、更低的纵横比和更大的尺寸。在其他实施例中，飞行器1200具有其他尺寸、外形和结构的特征和元件。
在图12至图15F所示的实施例的一个方面中，飞行器1200可以具有近音速的巡航速度。例如，在一个实施例中所述巡航速度可以是大约0.85马赫至大约0.99马赫，在本发明的一个特别方面中，所述巡航速度可以是大约0.95马赫至大约0.98马赫。飞行器1200可以具有大约250英尺的长度并设计运载大约210至260名乘客，飞行距离从大约5000至大约11000海里。在另外的实施例中，飞行器1200可以具有大约350英尺或更大的长度并设计运载最多500名或更多的乘客，飞行距离与上述相同。在另外的实施例中，飞行器具有较短的飞行距离，例如从大约2000至大约5000海里。
在一个实施例中，近音速飞行器1200可以包括许多上述参照超音速飞行器200说明的特征。因此，飞行器1200可以实现上述参照图2至图6C说明的许多或者全部优点。例如，当与一体化尾部机体1214结合使用时，飞行器的机身1202可以在其尾部逐渐变细，以提供一致的总面积分布。发动机短舱1218和发动机1216可以如上所述至少部分被机翼1204隐藏。发动机1216的尾部一体化可以提供更有效的发动机短舱1218支撑结构以及增加的进气口和排气喷管长度，这样可以适应增加的噪音处理。发动机短舱1218可以容纳函道比大于1.0的发动机1216，例如，函道比从大约5至大约7或9，或者超音速巡航运输机具有的其他函道比。发动机1216可以产生根据飞行器结构的推力等级。例如，在一个实施例中推力等级可以从大约75000磅至大约10000磅。如上面参照图2至图6C所示，内翼的空气动力学长细比可以增加(或者机翼翼盒深度增加)和高升力系统，例如复杂前缘和后缘副翼和开槽系统可以减少和/或取消。三角翼1204和尾部机体1214可以成为一体，可以减小或延迟大角度攻击不稳定问题。
上面参照图12至图15F说明的飞行器1200的实施例的另外优点是，它比传统亚音速运输机更经济和节约燃料。例如，图16A用图线说明了与两种传统结构相比根据本发明实施例的结构的航程和飞行总时间。这里，飞行总时间指从取掉轮挡滑出到着陆后放好轮挡为止之间的时间。图16A将根据本发明实施例的飞行器与两种传统亚音速运输机(用字母“B”和“C”表示)进行8500海里飞行所用预测飞行总时间(用字母“A”表示)进行比较。根据本发明实施例的飞行器与传统亚音速巡航运输机相比飞行总时间预测降低15％。在其他实施例中，所述降低具有其他数值。在任何一个实施例中，所述降低可以用诸如乘务人员费用和燃料费用等与飞机相关的现金运营成本(cash airplane-related operatingcost/CAROC)来说明。
图16B说明了与两种传统亚音速运输机(用字母“B”和“C”表示)的航程相比，根据本发明实施例的飞行器预测航程(用字母“A”表示)。如图16B所示，对于固定的16小时飞行总时间，根据本发明实施例的飞行器比传统亚音速运输机的航程大15％。在另外的实施例中，所述飞行器可以具有其他航程。例如，在一个实施例中，所述飞行器可以设计用来运载大约200至300名乘客飞行大约11000海里。这种结构的优点是，所述飞行器可以在20个小时的飞行时间内不着陆地飞行至世界的任何地点。
在另外的实施例中，具有尾部安装一体化推进系统的飞行器可以具有其他结构。例如，图17A说明了与上面参照图12至图15C说明的飞行器1200类似的飞行器1200a的等比例右部后视图，但是飞行器1200a具有较小的有效载荷以及机身1202a，机身1202a在尾部机体1214a的后缘前面终止。图17B是一种超音速商用喷气机1700的部分示意性等比例后视图，喷气机1700具有设计用来运载10名乘客的机身1702、机翼1704、鸭式翼1728和尾翼1730。喷气机1700还可以包括两个发动机短舱1718，每个发动机短舱安装一个发动机(图17B中未示出)并与尾部机体1714结合为一体，方式与上面参照大型超音速商用运输机和近音速商用运输机说明的方式相似。因此，较小飞行器的实施例(例如近音速飞行器1200a和超音速商用喷气机1700)可以包括许多参照上面的结构说明的上述特征。
在另外的实施例中，所述飞行器可以具有其他结构。例如，所述飞行器的有效载荷能力范围从小型、中型、大型商用喷气机直至500个乘客座位甚至更多。在其他的实施例中，所述飞行器可以设计用于空中格斗、对地攻击、远距离轰炸或者侦察任务。所述飞行器的持续巡航马赫数从大约0.9至大约2.7或更高。所述飞行器可以设计包括一个、两个、三个或四个主发动机，或者在其他实施例中具有其他数量的主发动机。这里，主发动机与诸如辅助动力装置等辅助发动机相区别。
图18是根据本发明另外实施例的飞行器1800尾部的部分示意性截面侧视图视图，飞行器1800具有机身1802、机翼1804和与机翼1804一体化的发动机短舱1818。在本实施例的一个方面中，发动机短舱1818包括具有进气孔1823的进气口1820，进气孔1823位于机翼1804的上表面1838之上。在本实施例的另外方面中，进气孔1823可以从机翼的上表面1838偏移，以减小在机翼1804前表面产生吸入附面层的可能性。作为选择，进气孔1823可以与机翼的上表面1838齐平安装，并且机翼的上表面1838和/或进气口1820可以包括附面层控制系统，例如放气系统。在任何实施例中，进气口1820还可以包括普通S形的进气道1821，进气道1821将进气孔1823与发动机1816相连。因此，发动机的至少一部分位于机翼的上表面1838与机翼1804的下表面1837之间。
将进气孔1823安装在机翼1804之上比安装在机翼1804之下的一个优点是，例如在起飞或降落过程中，进气孔1823吸入由起落架(图18中未示出)弹起的异物的可能性降低。相反，进气孔1823位于机翼下表面(如上面参照图2至图17B所述)的优点是，在大角度攻击时进入进气口的流量不大可能从机翼表面处被分离。在任何实施例中，朝向机翼尾部定位发动机短舱或者至少部分地将发动机短舱埋入机翼中可以产生上面参照图2至图17B所述的全部或者许多优点。另外，图18所示飞行器1800的实施例可以包括上述其他特征，例如非缩腰机身、发动机短舱1818与机身1802之间的仰俯控制表面和/或鸭式翼。
在另外的实施例中，飞行器可以具有其他机翼上进气口结构。例如，如图19所示，飞行器1900包括机身1902、三角翼1904和一对发动机短舱1918，每个发动机短舱具有邻近机翼1904上表面1938安装的进气口1920。发动机(图19中未示出)和排气喷管1922可以位于机翼上表面1938中或者其上，和/或机翼上表面1938之下，和/或机翼下表面1937之下。每个发动机短舱1918可以包括进气口分流器或戽斗1921，用于除去进气口1920前面机翼1904上产生的附面层。在本实施例的一个方面中，附面层空气可以被引导至发动机的一个部分。进气口1920可以将不受附面层影响的空气提供至发动机的另外部分。在可选择的实施例中，进气口分流器1921向舱外排出附面层空气，或者可以用活动附面层控制系统来补充或替代，所述系统激发和/或除去进气口1920上游的进气口附面层。在一个实施例中，具有按照与图19所示相同的方式构成的进气口和涡轮风扇发动机的飞行器适于大约0.95至0.98的巡航马赫数。作为选择，具有这种进气口和涡轮风扇发动机结构的飞行器于大约1.2的巡航马赫数。在其他实施例中，所述飞行器适于其他的巡航马赫数。
图20A至图20G是根据本发明另外实施例的可替代上面参照图2至图19说明的任何进气孔的进气孔的部分示意性视图。例如，图20A说明了半圆形进气孔2023a。图20B说明了矩形进气孔2023b。图20C说明了具有分支2027的矩形进气孔2023c，分支2027用于从单一进气孔为多个发动机提供空气。图20D说明了从机翼下表面2037偏移的具有分流器2028的椭圆形进气孔2023d。在其他实施例中，图20A至图20D和上述以及下面的附图所示的进气孔的各个方面可以结合使用。例如，椭圆形进气孔2023d可以包括分支，和/或矩形进气孔2023b可以包括分流器2028。
图20E说明了根据本发明实施例的非弯曲和非倾斜进气孔2023e(例如所述进气孔的侧壁边缘至少大约垂直)。图20F说明了根据本发明实施例的倾斜进气孔2023f。图20G说明了弯曲和倾斜的进气孔2023g。如上所述，在本发明的另外实施例中这些进气孔的各个方面可以结合使用。在上述任何结构中的进气道以S形方式弯曲的程度取决于各种因素，例如起落架高度、是否存在分流器、起飞时飞行器旋转度数和/或输入气流从进气道弯曲壁分离的点等。
图21是根据本发明另外实施例的具有发动机短舱2118的飞行器2100的尾部的部分示意性等比例视图。在本实施例的一个方面中，发动机短舱2118包括具有位于机翼2104之下的进气孔2123的进气口2120和进气孔2123尾部的S形进气道2121，该进气道2121与上述S形进气道相似。在本实施例的另外方面中，进气道2121可以包括一个或多个吸入门，设计用于在低速、大推力飞行(例如起飞)时增加进入发动机(图21未示出)的气流。例如，进气道2121可以包括位于发动机前面的进气道2121的上表面上的吸入门2129a。在另外的实施例中，除了顶部安装的吸入门2129a或者代替顶部安装的吸入门2129a，进气道2121可以包括位于进气道2121下表面上的吸入门2129b。在另外的实施例中，发动机短舱2118可以包括进气道2121内舷侧表面上的吸入门2129c(如图21所示)，或者位于外舷侧表面。在另外的实施例中，发动机短舱2118可以包括其他吸入门结构或者其他进入气流增强装置。
图22是根据本发明实施例的飞行器2200的部分示意性等比例视图，飞行器2200具有机身2202、三角翼2204和三个发动机短舱2218(显示为发动机短舱2218a-c)。在本实施例的一个方面中，第一和第二发动机短舱2218a和2218b位于机身2202的相对侧，第三发动机短舱2218c与机身轴2203成一直线位于第一与第二发动机短舱2218a和2218b之间。在本实施例的另外方面中，第三发动机短舱2218c可以包括位于机身2202之上的进气孔2223。进气孔2223可以与机身2202平齐安装，或者作为选择，进气孔2223可以从具有分流器的机身2202偏移，如图22所示。在任何实施例中，第三发动机短舱2218c可以具有S形进气道，从进气孔2223向发动机提供空气，发动机至少部分埋入机翼2204上表面和/或机身2202之下，方式与上面参照图18所述相同。在本实施例的另外方面中，飞行器2200可以包括单一垂直尾翼2230。在另外的可替代实施例中，第一与第二发动机短舱2218a和2218b可以取消，用于单发动机(或多发动机、单发动机短舱)结构。这种结构可以适用于专用航空飞行器、商用喷气机、战斗机或对地攻击机。
图23是飞行器2300的尾部部分示意性等比例视图，飞行器2300具有机身2302、三角翼2304和具有升降舵表面2342的尾部机体2314。根据本发明的实施例，飞行器2300还可以包括至少部分埋入机翼2304中的两个发动机短舱2318和两个垂直尾翼2330，垂直尾翼2330位于悬臂2331上以延伸至发动机短舱2318尾部。在本实施例的另外方面中，悬臂2331可以安装在发动机短舱2318外舷。作为选择，悬臂2331可以安装在发动机短舱2318内舷和机身2302外舷。将垂直尾翼2330定位在悬臂2331尾部的优点是，通过相对飞行器2300的重心提供更大的力矩臂，垂直尾翼2330提供增加的控制力。
在另外的实施例中，飞行器所选部件具有模块化设置。例如，飞行器所选部件可以与其他部件相结合，方式是依据飞行器是用于亚音速还是超音速巡航飞行。在一个实施例中，飞行器具有亚音速和超音速飞行器共有的固定机舱、鸭式翼、尾翼和内翼结构。根据飞行器是用于亚音速飞行还是超音速飞行，可以在生产线上对于指定的飞行器选择外翼、机头和发动机短舱(或飞行器制造后替换)。在一个实施例中，内翼与外翼的区分可以与发动机短舱的位置相一致。在其他实施例中，区分可以具有其他位置。在任何的实施例中，模块化结构特征的优点是，许多元件(例如机舱、鸭式翼、尾翼和/或内翼部分)对于亚音速和超音速飞行器是共用的。因此，可以有效地制造和维护亚音速和超音速飞行器。
图24是根据本发明另外实施例的模块化飞行器结构的部分示意性俯视图。在本实施例的一个方面中，飞行器2400包括设计用于超音速和近音速巡航马赫数飞行的机身2402、机翼2404和鸭式翼2428。飞行器2400还可以包括可互换发动机短舱2418，设计用于近音速或超音速巡航马赫数飞行。在本实施例的另外方面中，当飞行器2400设计用于近音速巡航马赫数飞行时，飞行器2400包括连接至机身2402的近音速机头部分2405a，并且当飞行器2400设计用于超音速巡航马赫数飞行时，飞行器2400包括连接至机身2402的超音速机头部分2405b。当飞行器2400设计用于超音速飞行时，可以在机翼2404上加入机翼前缘凸齿2404a。当飞行器的近音速飞行结构从基线结构加长时，例如当在机身2402的前部和后部之间加入机身整流锥2402a时，也可以在机翼2404上加入机翼前缘凸齿2404a。在其他实施例中，飞行器2400可以具有其他模块化结构，所述模块化结构可以利用近音速和超音速飞行器方面的共同优点。
从上述说明可以了解到，虽然为了说明的目的而对本发明的特定实施例进行了说明，在不背离本发明原理的前提下可以进行各种修改。例如，在特定飞行器结构中说明的许多上述特征和元件可以并入根据本发明实施例的其他飞行器结构中。因此，本申请只由所附的权利要求和要求本申请的优先权的申请的权利要求所限定。

Claims (90)

1.一种飞行器，包括：
用于运载有效载荷的机身部分；
悬挂在所述机身部分上的机翼部分，所述机翼部分包括具有前缘的前部、具有后缘的尾部，所述机翼部分还包括上表面和下表面；
至少接近机翼部分的尾部的推进系统，所述推进系统的至少一部分位于机翼部分的上表面与下表面之间，所述推进系统包括至少一个进气孔，该进气孔位于机翼部分下表面之下或者机翼部分上表面部分之上，至少一个发动机位于所述至少一个进气孔尾部并垂直从所述至少一个进气口偏移，至少一个排气喷管位于至少一个发动机尾部；和
至少一个鸭式翼悬挂在推进系统前方的机身部分上。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述机身部分沿机身轴伸长，并且其中所述推进系统包括两个进气孔、至少两个发动机和两个排气喷管，一个进气孔、至少一个发动机和一个排气喷管位于所述机身部分一侧，并且另外一个进气孔、至少一个另外的发动机和另外一个排气喷管位于所述机身部分另外一侧，机身轴通过两个发动机之间，并且其中所述飞行器还包括两个与所述机翼部分的尾部一体的水平控制表面，一个控制表面位于一个排气喷管内舷，另外一个控制表面位于另外一个排气喷管内舷。
3.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述推进系统在至少一个进气孔与至少一个发动机之间包括向上和向后弯曲的S形风管。
4.根据权利要求1所述的飞行器，还在机翼后缘包括活动升降副翼表面。
5.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述机身部分包括前端、尾端和推进系统前面前端与尾端之间的中间部分，并且其中机身部分从前端至中间部分连续地并单调地逐渐变细，并且从中间部分至尾部连续地并单调地逐渐变细。
6.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述排气喷管位于机翼后缘尾部。
7.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述进气孔位于机翼前缘尾部。
8.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述机身部分包括最前点、最后点、邻近最前点的锥形前部、邻近最后点的锥形后部和所述前部与后部之间的中间部分，所述中间部分具有恒定的横截面积。
9.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述机身部分设计用来运载大约10至500名乘客。
10.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述机翼部分和推进系统设计至少在约0.95至约0.99中的一个持续巡航马赫数的条件下飞行。
11.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述机身部分具有模块化结构，第一机头部分设计用于最大大约0.99马赫的持续亚音速飞行，第一机头部分可以与用于超音速飞行的第二机头部分互换。
12.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述发动机的函道比大于大约1.0。
13.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述推进系统包括第一发动机短舱，该短舱设计用于最大大约0.99马赫的持续亚音速飞行，第一发动机短舱可以与用于持续超音速飞行的第二发动机短舱互换。
14.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述机翼部分和推进系统设计用于至少在约1.5至约3.0中的一个持续超音速巡航马赫数的条件下飞行。
15.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述机身设计用于商业乘客有效载荷、商业货物有效载荷和/或商用喷气机有效载荷。
16.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述机身设计用于军事有效载荷。
17.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述机翼部分具有三角翼外形。
18.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述机翼部分具有双三角翼外形，邻近机身的第一部分具有第一后掠角，第一部分外侧的第二部分具有第二后掠角，第二后掠角小于第一后掠角。
19.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述机翼部分具有凸出的锋面，其中发动机的至少一部分直接位于凸出的锋面之后。
20.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述机翼部分包括燃料容积，用于携带推进系统使用的燃料，并且其中所述发动机包括旋转部件，而且其中所述发动机的全部旋转部件都位于燃料容积后部。
21.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述机身部分包括增压区域，并且其中所述发动机包括旋转部件，而且其中所述发动机的全部旋转部件都位于机身部分增压区域后部。
22.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述推进系统设计用于在跑道侧方噪音测量线产生不大于从大约98.5dB至大约102.5dB的噪音等级，油门收回的噪音等级不大于从大约92dB至大约95dB。
23.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述机身部分、机翼部分和推进系统的组合的航程是从大约2000海里至大约11000海里。
24.根据权利要求1所述的飞行器，其中机身具有圆形横截面外形。
25.根据权利要求1所述的飞行器，其中机身具有椭圆形横截面外形。
26.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述发动机的至少一部分安装在机翼后缘尾部。
27.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述机身部分具有有效载荷容积并且发动机位于效载荷容积后部。
28.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述进气孔的位置为至少两台发动机提供吸入的空气。
29.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述机身部分具有钝头机头，设计用于以高亚音速巡航马赫数持续飞行。
30.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述机身部分具有尖头机头，设计用于以超音速巡航马赫数持续飞行。
31.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述推进系统包括所述机身部分一侧上的第一发动机和所述机身部分另外一侧上的第二发动机，并且其中所述飞行器还包括：
第一尾翼表面，其相对水平线倾斜并以与第一发动机大约相同的纵剖线连接至飞行器；
第二尾翼表面，其相对水平线倾斜并以与第二发动机大约相同的纵剖线连接至飞行器。
32.根据权利要求1所述的飞行器，还包括第一和第二尾翼表面，所述尾翼表面安装在机身部分的相对侧面，每个尾翼表面相对机身部分向内倾斜，相对机身部分向外倾斜，或者相对机身部分垂直朝向。
33.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述机翼前缘具有从大约28度至大约75度的后掠角。
34.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述排气喷管包括至少一个活动、推力换向的喷管表面，用于在选择的方向上对从发动机排出的至少一部分排气流进行换向。
35.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述发动机只是主发动机。
36.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述发动机是两个、三个或四个主发动机中的一个。
37.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述机身部分沿机身轴延长，并且所述飞行器包括：
在至少一个排气喷管与机身轴之间的仰俯控制表面；
悬挂在机身部分上的鸭式翼；和
位于机翼部分尾部上的升降副翼，并且其中所述仰俯控制表面、升降副翼和鸭式翼可以活动，以控制飞行器的仰俯姿态和/或升力。
38.一种飞行器，包括：
用于运载有效载荷并沿机身轴延长的机身部分；
悬挂在所述机身部分上的机翼部分，所述机翼部分包括具有前缘的前部、具有后缘的尾部，所述机翼部分还包括上表面和下表面；
至少接近机翼部分的尾部的推进系统，所述推进系统包括至少一个进气孔，该进气孔位于机翼部分下表面之下或者机翼部分上表面部分之上，至少一个发动机位于所述至少一个进气孔尾部并垂直从所述至少一个进气口偏移，至少一个排气喷管位于至少一个发动机尾部，所述推进系统还包括进气孔与发动机之间的S形进气道；和
具有后缘的仰俯控制表面，位于排气喷管与机身轴之间的排气喷管内舷。
39.根据权利要求38所述的飞行器，其中所述机身沿机身轴伸长，并且其中所述推进系统包括全部位于机身部分一侧上的第一进气孔、第一发动机和第一排气喷管，以及位于机身轴相对一侧上的第二进气孔、第二发动机和第二排气喷管，并且其中所述仰俯控制表面包括位于第一排气喷管与机身轴之间的第一部分和位于第二排气喷管与机身轴之间的第二部分。
40.根据权利要求38所述的飞行器，还包括：
悬挂在所述机身部分上的鸭式翼；和
位于所述机翼部分尾部的升降副翼，并且其中所述仰俯控制表面、升降副翼和鸭式翼可活动，用于控制飞行器的仰俯姿态和/或升力。
41.根据权利要求38所述的飞行器，其中所述推进系统在至少一个进气孔与至少一个发动机之间包括向上和向后弯曲的S形进气道。
42.根据权利要求38所述的飞行器，其中所述进气孔位于机翼前缘后部。
43.根据权利要求38所述的飞行器，其中所述机翼部分和推进系统设计至少在约0.95至约0.99中的一个持续巡航马赫数的条件下飞行。
44.根据权利要求38所述的飞行器，其中所述机翼部分和推进系统设计用于至少在约1.5至约3.0持续超音速巡航马赫数中的一个的条件下飞行。
45.根据权利要求38所述的飞行器，其中所述机身设计用于商业乘客有效载荷、商业货物有效载荷和/或商用喷气机有效载荷。
46.根据权利要求38所述的飞行器，其中所述机翼部分具有三角翼外形。
47.根据权利要求38所述的飞行器，其中所述机身部分包括增压区域，并且其中所述发动机包括旋转部件，而且其中所述发动机的全部旋转部件都位于机身增压区域后部。
48.一种飞行器，包括：
用于运载有效载荷的机身部分；
悬挂在所述机身部分上的机翼部分，所述机翼部分包括具有前缘的前部、具有后缘的尾部，所述机翼部分还包括上表面和下表面；
安装在机翼部分上的推进系统，所述推进系统包括至少一个进气孔，该进气孔位于机翼部分上表面中或之上并位于机翼前缘后部，至少一个发动机位于所述至少一个进气孔尾部，至少一个排气喷管位于至少一个发动机尾部，发动机的至少一部分位于机翼部分上表面与机翼部分下表面之间。
49.根据权利要求48所述的飞行器，其中所述机身部分沿机身轴伸长，并且其中所述推进系统包括两个进气孔、至少两个发动机和两个排气喷管，一个进气孔、至少一个发动机和一个排气喷管位于所述机身部分一侧，并且另外一个进气孔、至少一个另外的发动机和另外一个排气喷管位于所述机身部分另外一侧，机身轴通过两个发动机之间，并且其中所述飞行器还包括两个与所述机翼部分的尾部一体的水平控制表面，一个控制表面位于一个排气喷管内舷，另外一个控制表面位于另外一个排气喷管内舷。
50.根据权利要求48所述的飞行器，其中所述推进系统在至少一个进气孔与至少一个发动机之间包括向上和向后弯曲的S形风管。
51.根据权利要求48所述的飞行器，其中所述机翼部分和推进系统设计至少在约0.95至约0.99中的一个持续巡航马赫数的条件下飞行。
52.根据权利要求48所述的飞行器，其中所述机翼部分和推进系统设计用于至少在约1.5至约3.0中的一个持续超音速巡航马赫数的条件下飞行。
53.根据权利要求48所述的飞行器，其中所述机翼部分包括燃料容积，用于携带推进系统使用的燃料，并且其中所述发动机包括旋转部件，而且其中所述发动机的全部旋转部件都位于燃料容积后部。
54.根据权利要求48所述的飞行器，其中所述机身部分包括增压区域，并且其中所述发动机包括旋转部件，而且其中所述发动机的全部旋转部件都位于机身部分增压区域后部。
55.根据权利要求48所述的飞行器，其中所述机身部分、机翼部分和推进系统的组合的航程是从大约2000海里至大约11000海里。
56.根据权利要求48所述的飞行器，其中所述机身部分沿机身轴延长，并且所述飞行器还包括：
在至少一个排气喷管与机身轴之间的仰俯控制表面；
悬挂在机身部分上的鸭式翼；和
位于机翼部分尾部上的升降副翼，并且其中所述仰俯控制表面、升降副翼和鸭式翼可以活动，以控制飞行器的仰俯姿态和/或升力。
57.一种飞行器，包括：
用于运载有效载荷的机身部分；
悬挂在所述机身部分上的机翼部分，所述机翼部分包括具有前缘的前部、具有后缘的尾部，所述机翼部分还包括上表面和下表面；和
安装在机翼部分上的推进系统，所述推进系统包括至少一个进气孔，该进气孔位于机翼部分上表面中或之上并位于机翼前缘后部，至少一个发动机位于所述至少一个进气孔尾部，至少一个排气喷管位于至少一个发动机尾部，并且其中所述推进系统还包括第一进气道，第一进气道与机翼部分的上表面隔开并与发动机的第一部分流体相通，所述推进系统还包括第二进气道，第二进气道位于第一进气道与机翼部分上表面之间，第二进气道与发动机的第二部分流体相通。
58.根据权利要求57所述的飞行器，其中所述发动机的至少一部分位于机翼部分上表面与机翼部分下表面之间。
59.一种飞行器，包括：
用于运载商业乘客和/或货物有效载荷的机身部分；
悬挂在所述机身部分上的机翼部分，所述机翼部分包括前缘、后缘和邻近后缘的尾部，所述机翼部分还包括上表面和下表面，设计至少在约0.95至约0.99中的一个持续巡航马赫数的条件下飞行；
位于机翼部分的尾部的推进系统，所述推进系统在机翼部分的上表面和下表面之间至少部分覆盖在机翼部分中，所述推进系统包括至少一个进气孔，该进气孔位于机翼部分下表面之下或者机翼部分上表面部分之上并且在机翼前缘尾部，至少一个发动机位于所述至少一个进气孔尾部并垂直从所述至少一个进气口偏移，至少一个排气喷管位于至少一个发动机尾部，所述推进系统设计至少在约0.95至约0.99中的一个持续巡航马赫数的条件下飞行。
60.根据权利要求59所述的飞行器，其中所述推进系统包括两个进气孔、至少两个发动机和两个排气喷管，一个进气孔、至少一个发动机和一个排气喷管位于所述机身部分一侧，并且另外一个进气孔、至少一个另外的发动机和另外一个排气喷管位于所述机身部分另外一侧，机身部分通过两个发动机之间，并且其中所述飞行器还包括两个与所述机翼部分的尾部一体的水平控制表面，一个控制表面位于一个排气喷管内舷，另外一个控制表面位于另外一个排气喷管内舷。
61.根据权利要求59所述的飞行器，其中所述推进系统在至少一个进气孔与至少一个发动机之间包括向上和向后弯曲的S形风管。
62.根据权利要求59所述的飞行器，其中所述机身部分沿机身轴延长，并且所述飞行器包括：
在至少一个排气喷管与机身轴之间的仰俯控制表面；
悬挂在机身部分上的鸭式翼；和
位于机翼部分尾部上的升降副翼，并且其中所述仰俯控制表面、升降副翼和鸭式翼可以活动，以控制飞行器的仰俯姿态和/或升力。
63.根据权利要求59所述的飞行器，其中所述机身部分包括沿尾部方向逐渐变细的尾部，并且其中所述推进系统轴向邻近所述机身部分的尾部。
64.一种商用运输飞行器，包括：
用于运载商业有效载荷的机身部分，所述机身部分包括最前点、最后点所述最前点与最后点之间的中间部分，机身部分还具有这样的横截面积分布，从最前点至中间部分单调地增加，在中间部分恒定，并且从中间部分至最后点单调减小；
悬挂在所述机身部分上的机翼部分，所述机翼部分包括具有前缘的前部、机翼部分还包括具有后缘的尾部；和
一体地安装在机翼部分的尾部的推进系统，所述推进系统包括至少一个进气孔，该进气孔位于机翼部分下面和机翼前缘尾部，至少一个发动机位于所述至少一个进气孔尾部并位于其上，至少一个排气喷管位于至少一个发动机尾部，所述推进系统在发动机前面还包括S形进气道，所述推进系统设计在持续巡航马赫数约0.95至约0.99的条件下飞行。
65.根据权利要求64所述的飞行器，其中所述机身部分、机翼部分和推进系统的结合横截面积分布从机身部分最前点至机身部分中部单调增加，并从机身部分中部至机身部分最后点单调减小。
66.一种近音速商用运输飞行器，包括：
用于运载商业有效载荷的机身部分，所述机身部分包括最前点、最后点，所述最前点与最后点之间的中间部分，最前点形成钝头机头部分，设计用于高亚音速巡航马赫数飞行，机身部分还具有这样的横截面积分布，从最前点至中间部分单调地增加，在中间部分近似恒定，并且从中间部分至最后点单调减小；
悬挂在机身部分上的三角翼形机翼部分，所述机翼部分包括具有前缘的前部和具有后缘的尾部，前缘包括内舷部分和外舷部分，内舷部分具有第一后掠角，外舷部分具有第二后掠角，第二后掠角小于第一后掠角；和
一体地安装在机翼尾部的推进系统，所述推进系统设计在持续巡航马赫数约0.95至约0.99的条件下飞行，所述推进系统包括机身部分一侧上的第一发动机短舱和机身部分另外一侧上的第二发动机短舱，每个发动机短舱包括：
位于机翼下面和机翼前缘后部的进气孔；
位于进气孔尾部和上面的发动机，发动机的函道比为至少大约1.0，发动机的至少一部分位于机翼前缘后部；
位于进气孔与发动机之间的S形向上并向后弯曲的进气道；和
位于发动机尾部的排气喷管。
67.根据权利要求66所述的飞行器，其中所述排气喷管包括至少一个可动的流动面，用于使发动机排出的气体方向变换。
68.根据权利要求66所述的飞行器，其中所述发动机的函道比为大约5.0至大约7.0。
69.根据权利要求66所述的飞行器，其中所述每个发动机设计用于产生大约75000至100000磅的推力。
70.一种模块化飞行器系统，包括：
具有有效载荷部分的机身部分；
悬挂在机身部分上并具有上表面和下表面的后掠翼部分；
可互换地位于机身部分之上的第一和第二机头部分，第一机头部分设计用于最大在持续巡航马赫数0.99的条件下飞行，第二机头部分设计用于超音速飞行；和
可互换地与机翼部分尾部相连的第一和第二发动机短舱，第一发动机短舱设计用于最大在持续巡航马赫数约0.99的条件下飞行，第二发动机短舱设计用于超音速飞行。
71.根据权利要求70所述的飞行器系统，其中每个所述第一和第二发动机短舱包括位于机翼部分上表面之上或者机翼部分下表面之下的进气孔，每个发动机短舱还包括位于所述上表面与下表面之间的发动机，以及位于发动机与进气孔之间的S形进气道。
72.根据权利要求70所述的飞行器系统，还包括所述机身部分与第一或者第二发动机短舱之间的仰俯控制表面。
73.根据权利要求70所述的飞行器系统，还包括悬挂在机身部分上的鸭式翼。
74.根据权利要求70所述的飞行器系统，还包括机翼前缘凸齿，当第二发动机短舱与机翼部分的后部相连时所述机翼前缘凸齿位于机身部分与机翼部分之间。
75.根据权利要求70所述的飞行器系统，还包括
机身整流锥，位于机身部分的第一与第二部分之间，用于加长机身部分；和
机翼前缘凸齿，当机身整流锥位于机身部分的第一与第二部分之间时，所述机翼前缘凸齿位于机身整流锥与机翼部分之间。
76.一种模块化飞行器系统，包括：
具有有效载荷部分的机身部分；
悬挂在机身部分上的鸭式翼；
悬挂在机身部分上的内翼部分；
悬挂在内翼部分和机身部分至少之一上的尾翼；
可互换地设置在机身部分上的第一和第二机头部分，第一机头部分设计用于最大在马赫数约0.99的亚音速条件下飞行，第二机头部分设计用于超音速飞行；
可互换地设置在内翼部分上的第一和第二外翼部分，第一外翼部分设计用于最大在马赫数0.99的亚音速条件下飞行，第二外翼部分设计用于超音速飞行；
可互换地设置在第一和/或第二机翼部分上的第一和第二发动机短舱，第一发动机短舱设计用于最大在马赫数0.99的亚音速条件下飞行，第二发动机短舱设计用于超音速飞行。
77.根据权利要求76所述的飞行器系统，还包括
机身整流锥，位于机身部分的第一与第二部分之间，用于加长机身部分；和
机翼前缘凸齿，当机身整流锥位于机身部分的第一与第二部分之间时，所述机翼前缘凸齿位于机身整流锥与机翼部分之间。
78.一种制造飞行器的方法，包括：
将机翼部分安装在机身部分上，其中所述机翼部分包括具有机翼前缘的前部、具有机翼后缘的尾部、上表面和下表面，所述机身部分设计用于运载有效载荷并沿机身轴伸长；
所述方法还包括通过将所述推进系统安装在机翼部分的尾部并使推进系统的至少一部分位于机翼部分的上表面与下表面之间，从而将推进系统连接在机翼部分上，所述推进系统包括至少一个进气口，所述进气口位于机翼部分的下表面之下或者机翼部分的上表面之上，所述推进系统还包括至少一个涡轮风扇发动机，该发动机位于至少一个进气口尾部并从至少一个进气口垂直偏移，所述推进系统还包括位于至少一个发动机尾部的至少一个排气喷管，以及位于至少一个发动机与至少一个进气口之间的S形的风管；和
在推进系统与机身轴之间定位仰俯控制表面，或者在机身部分上安装鸭式翼。
79.根据权利要求78所述的方法，其中所述推进系统包括两个进气孔、至少两个发动机和两个排气喷管，并且其中连接所述推进系统包括将一个进气孔、至少一个发动机和一个排气喷管定位于所述机身部分一侧，并且将另外一个进气孔、至少一个另外的发动机和另外一个排气喷管定位于所述机身部分另外一侧，机身轴通过两个发动机之间，并且所述方法还包括将所述飞行器的两个水平控制表面与所述机翼部分的尾部形成一体，一个控制表面位于一个排气喷管内舷，另外一个控制表面位于另外一个排气喷管内舷。
80.根据权利要求78所述的方法，还包括在至少一个进气孔与至少一个发动机之间连接向上和向后弯曲的S形风管。
81.根据权利要求78所述的方法，还包括将进气孔定位在机翼前缘尾部。
82.根据权利要求78所述的方法，其中所述机身部分包括最前点和最后点，并且其中所述方法还包括使邻近最前点的机身部分前部逐渐变细，使邻近最后点的机身部分后部逐渐变细，并且在最前点和最后点之间提供中间部分，中间部分具有恒定横截面积。
83.根据权利要求78所述的方法，还包括使所述机翼部分和推进系统设计至少在0.95至0.99中的一个持续巡航马赫数的条件下飞行。
84.根据权利要求78所述的方法，还包括使所述机翼部分和推进系统设计用于至少在持续超音速巡航马赫数1.5至3.0的条件下飞行。
85.根据权利要求78所述的方法，其中所述机翼部分包括燃料容积，用于携带推进系统使用的燃料，并且其中所述发动机包括旋转部件，而且其中所述方法包括将所述发动机的全部旋转部件都定位于燃料容积后部。
86.根据权利要求78所述的方法，其中所述机身部分包括增压区域，并且其中所述发动机包括旋转部件，而且其中所述方法包括将所述发动机的全部旋转部件都定位于机身部分增压区域后部。
87.根据权利要求78所述的方法，还包括为机身部分提供圆形横截面外形。
88.根据权利要求78所述的方法，还包括定位进气孔，为至少两个发动机提供吸入的空气。
89.根据权利要求78所述的方法，还包括：
在至少一个排气喷管与机身轴之间定位仰俯控制表面；
将鸭式翼连接至机身部分；和
在机翼部分尾部提供升降副翼，其中所述仰俯控制表面、升降副翼和鸭式翼可活动，用于控制飞行器的仰俯姿态和/或升力。
90.根据权利要求78所述的方法，其中所述发动机包括第一部分和第二部分，并且其中进气道为第一进气道，并且其中所述方法还包括：
将推进系统的进气孔定位在机翼部分上表面之上；
使第一进气道与机翼部分上表面分离定位，并且使第一进气道与发动机第一部分流体相通；和
使第二进气道位于第一进气道与机翼部分上表面之间，第二进气道与发动机第二部分流体相通。
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