CN110116811A - 具有后发动机的飞行器 - Google Patents

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CN110116811A CN201910110027.9A CN201910110027A CN110116811A CN 110116811 A CN110116811 A CN 110116811A CN 201910110027 A CN201910110027 A CN 201910110027A CN 110116811 A CN110116811 A CN 110116811A
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fuselage
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fan
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姚吉先
N.N.帕斯托琴科
P.J.隆内曼
P.M.马里南
R.D.西达
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Abstract

飞行器包括边界层摄入风扇，其限定中心线且包括可围绕中心线旋转的多个风扇叶片。飞行器还包括沿着纵向方向在前端和后端之间延伸的机身，边界层摄入风扇在机身的后端处定位在机身内，机身在边界层摄入风扇的上游限定围绕边界层摄入风扇的中心线延伸至少大约180度的入口，机身还在边界层摄入风扇的下游限定排出口。

Description

具有后发动机的飞行器
技术领域
本主题大体上涉及具有后发动机的飞行器，或者更具体而言，涉及包括定位在机身内的后发动机的飞行器。
背景技术
常规的商用飞行器大体上包括机身、一对机翼和提供推力的推进***。推进***典型地包括至少两个飞行器发动机，诸如涡轮风扇喷气发动机。各个涡轮风扇喷气发动机典型地安装至飞行器的机翼中的相应的一个上，诸如处于在机翼下方的悬垂位置，与机翼和机身分开。此种构造允许涡轮风扇喷气发动机与不被机翼和/或机身冲击的单独的自由流式空气流相互作用。该构造可减少进入各相应的涡轮风扇喷气发动机的入口的空气内的湍流的量，这对飞行器的净推进推力有积极影响。
然而，在包括涡轮风扇喷气发动机的飞行器上的阻力也影响飞行器的净推进推力。包括蒙皮摩擦和形状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率与因飞行器上的阻力而产生的在飞行器下游的尾迹的平均速率之间的差异成比例。
将风扇定位在飞行器机身后端处可帮助重新激励在机身后端上方的边界层空气流和改进推进效率。然而，在飞行器机身的后端处包括风扇可通过干扰飞行器的可用起飞角度而消极地影响飞行器起飞或者着陆的能力。因此，能够激励缓慢移动的空气，从而跨过飞行器的机身形成边界层，而不消极地影响飞行器的起飞或着陆的能力的飞行器将是有用的。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中部分地被阐述，或可根据描述而是明显的，或可通过本发明的实践而习得。
在本公开的一个示范性实施例中，提供了一种限定纵向方向和垂直方向的飞行器。飞行器包括边界层摄入风扇，其限定中心线且包括可围绕中心线旋转的多个风扇叶片。飞行器还包括沿着纵向方向在前端和后端之间延伸的机身，边界层摄入风扇在机身的后端处定位在机身内，机身在边界层摄入风扇的上游限定围绕边界层摄入风扇的中心线延伸至少大约180度的入口，机身还在边界层摄入风扇的下游限定排出口。
在某些示范性实施例中，飞行器限定右舷侧和左舷侧，且其中，入口包括右舷侧上的第一部分和左舷侧上的第二部分。
例如，在某些示范性实施例中，入口的第一部分围绕边界层摄入风扇的中心线基本上连续地延伸至少大约90度，且其中，入口的第二部分也围绕边界层摄入风扇的中心线基本上连续地延伸至少大约90度。
例如，在某些示范性实施例中，边界层摄入风扇限定围绕中心线延伸的周向方向，且其中，入口的第一部分沿着周向方向限定不一致的形状，且其中，入口的第二部分也沿着周向方向限定不一致的形状。
例如，在某些示范性实施例中，入口的第一部分限定沿着垂直方向的上半部和沿着垂直方向的下半部，其中，入口的第一部分的下半部限定下半部入口区域，其中，入口的第一部分的上半部限定上半部入口区域，且其中，下半部入口区域大于上半部入口区域。
例如，在某些示范性实施例中，飞行器限定沿着垂直方向和边界层摄入风扇的中心线延伸的参照平面，且其中，入口的第一部分和入口的第二部分围绕参照平面为对称的。
在某些示范性实施例中，机身限定底侧，其中，入口至少部分地限定在机身的底侧处，其中，入口跨过机身的底侧围绕边界层摄入风扇的中心线基本上连续地延伸至少大约90度。
例如，在某些示范性实施例中，入口跨过机身的底侧围绕边界层摄入风扇的中心线基本上连续地延伸至少大约180度。
例如，在某些示范性实施例中，飞行器限定沿着垂直方向和边界层摄入风扇的中心线延伸的参照平面，其中，入口限定右舷区段和左舷区段，且其中，右舷区段和左舷区段围绕参照平面为对称的。
在某些示范性实施例中，机身限定在入口和排出口之间延伸的空气流路径，其中，边界层摄入风扇的多个风扇叶片至少部分地定位在空气流路径内。
例如，在某些示范性实施例中，空气流路径限定沿着纵向方向的长度，其中，边界层摄入风扇限定风扇直径，且其中，空气流路径的长度大于风扇直径并且长达风扇直径的大约15倍。
例如，在某些示范性实施例中，空气流管道的长度是风扇直径的至少大约1.5倍。
在某些示范性实施例中，机身限定沿着垂直方向的底侧，其中，在入口前方的机身的底侧的一部分限定前参照线，其中，在入口后方的机身的底侧的一部分限定后参照线，且其中，后参照线与前参照线基本上对齐。
在某些示范性实施例中，飞行器还包括稳定器，其联接至机身并从机身延伸，稳定器限定最前点，且其中，边界层摄入风扇在稳定器的最前点后方的位置处定位在机身内。
在某些示范性实施例中，边界层摄入风扇是电风扇。
在本公开的另一个示范性实施例中，提供了一种限定纵向方向和垂直方向的飞行器。飞行器包括边界层摄入风扇，其限定中心线且包括可围绕中心线旋转的多个风扇叶片。飞行器还包括机身，其沿着所述纵向方向在前端和后端之间延伸，边界层摄入风扇在机身的后端处定位在机身内，机身限定在边界层摄入风扇上游的入口、在边界层摄入风扇下游的排出口和沿着垂直方向的底侧，其中，在入口前方的机身的底侧的一部分限定前参照线，其中，在入口后方的机身的底侧的一部分限定后参照线，且其中，后参照线与前参照线基本上对齐。
在某些示范性实施例中，入口围绕边界层摄入风扇的中心线延伸至少大约180度。
例如，在某些示范性实施例中，飞行器限定右舷侧和左舷侧，且其中，入口包括右舷侧上的第一部分和左舷侧上的第二部分。
例如，在某些示范性实施例中，入口的第一部分围绕边界层摄入风扇的中心线基本上连续地延伸至少大约90度，且其中，入口的第二部分也围绕边界层摄入风扇的中心线基本上连续地延伸至少大约90度。
在某些示范性实施例中，入口至少部分地限定在机身的底侧处，其中，入口跨过机身的底侧围绕边界层摄入风扇的中心线基本上连续地延伸至少大约90度。
通过参照以下描述和所附权利要求，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。并入本说明书中并组成本说明的一部分的附图例示了本发明的实施例，并与该描述一起用来解释本发明的原理。
技术方案1. 一种飞行器，其限定纵向方向和垂直方向，所述飞行器包括：
边界层摄入风扇，其限定中心线且包括可围绕所述中心线旋转的多个风扇叶片；和
沿着所述纵向方向在前端和后端之间延伸的机身，所述边界层摄入风扇在所述机身的所述后端处定位在所述机身内，所述机身在所述边界层摄入风扇的上游限定围绕所述边界层摄入风扇的所述中心线延伸至少大约180度的入口，所述机身还在所述边界层摄入风扇的下游限定排出口。
技术方案2. 根据技术方案1所述的飞行器，其中，所述飞行器限定右舷侧和左舷侧，且其中，所述入口包括所述右舷侧上的第一部分和所述左舷侧上的第二部分。
技术方案3. 根据技术方案2所述的飞行器，其中，所述入口的所述第一部分围绕所述边界层摄入风扇的所述中心线基本上连续地延伸至少大约90度，且其中，所述入口的第二部分也围绕所述边界层摄入风扇的所述中心线基本上连续地延伸至少大约90度。
技术方案4. 根据技术方案2所述的飞行器，其中，所述边界层摄入风扇限定围绕所述中心线延伸的周向方向，且其中，所述入口的所述第一部分沿着所述周向方向限定不一致的形状，且其中，所述入口的所述第二部分也沿着所述周向方向限定不一致的形状。
技术方案5. 根据技术方案4所述的飞行器，其中，所述入口的所述第一部分限定沿着所述垂直方向的上半部和沿着所述垂直方向的下半部，其中，所述入口的所述第一部分的所述下半部限定下半部入口区域，其中，所述入口的所述第一部分的所述上半部限定上半部入口区域，且其中，所述下半部入口区域大于所述上半部入口区域。
技术方案6. 根据技术方案2所述的飞行器，其中，所述飞行器限定沿着所述垂直方向和所述边界层摄入风扇的所述中心线延伸的参照平面，且其中，所述入口的所述第一部分和所述入口的所述第二部分围绕所述参照平面为对称的。
技术方案7. 根据技术方案1所述的飞行器，其中，所述机身限定底侧，其中，所述入口至少部分地限定在所述机身的所述底侧处，其中，所述入口跨过所述机身的所述底侧围绕所述边界层摄入风扇的所述中心线基本上连续地延伸至少大约90度。
技术方案8. 根据技术方案7所述的飞行器，其中，所述入口跨过所述机身的所述底侧围绕所述边界层摄入风扇的所述中心线基本上连续地延伸至少大约180度。
技术方案9. 根据技术方案7所述的飞行器，其中，所述飞行器限定沿着所述垂直方向和所述边界层摄入风扇的所述中心线延伸的参照平面，其中，所述入口限定右舷区段和左舷区段，且其中，所述右舷区段和左舷区段围绕所述参照平面为对称的。
技术方案10. 根据技术方案1所述的飞行器，其中，所述机身限定在所述入口和所述排出口之间延伸的空气流路径，其中，所述边界层摄入风扇的所述多个风扇叶片至少部分地定位在所述空气流路径内。
技术方案11. 根据技术方案10所述的飞行器，其中，所述空气流路径限定沿着所述纵向方向的长度，其中，所述边界层摄入风扇限定风扇直径，且其中，所述空气流路径的所述长度大于所述风扇直径并且长达所述风扇直径的大约15倍。
技术方案12. 根据技术方案11所述的飞行器，其特征在于，空气流管道的长度是所述风扇直径的至少大约1.5倍。
技术方案13. 根据技术方案1所述的飞行器，其中，所述机身限定沿着所述垂直方向的底侧，其中，在所述入口前方的所述机身的所述底侧的一部分限定前参照线，其中，在所述入口后方的所述机身的所述底侧的一部分限定后参照线，且其中，所述后参照线与所述前参照线基本上对齐。
技术方案14. 根据技术方案1所述的飞行器，其中，所述飞行器还包括：
稳定器，其联接至机身并从机身延伸，所述稳定器限定最前点，且其中，所述边界层摄入风扇在所述稳定器的所述最前点后方的位置处定位在所述机身内。
技术方案15. 根据技术方案1所述的飞行器，其中，所述边界层摄入风扇是电风扇。
技术方案16. 一种飞行器，其限定纵向方向和垂直方向，所述飞行器包括：
边界层摄入风扇，其限定中心线且包括可围绕所述中心线旋转的多个风扇叶片；和
机身，其沿着所述纵向方向在前端和后端之间延伸，所述边界层摄入风扇在所述机身的所述后端处定位在所述机身内，所述机身限定在所述边界层摄入风扇上游的入口、在所述边界层摄入风扇下游的排出口和沿着所述垂直方向的底侧，其中，在所述入口前方的所述机身的所述底侧的一部分限定前参照线，其中，在所述入口后方的所述机身的所述底侧的一部分限定后参照线，且其中，所述后参照线与所述前参照线基本上对齐。
技术方案17. 根据技术方案16所述的飞行器，其中，所述入口围绕所述边界层摄入风扇的所述中心线延伸至少大约180度。
技术方案18. 根据技术方案17所述的飞行器，其中，所述飞行器限定右舷侧和左舷侧，且其中，所述入口包括所述右舷侧上的第一部分和所述左舷侧上的第二部分。
技术方案19. 根据技术方案18所述的飞行器，其中，所述入口的所述第一部分围绕所述边界层摄入风扇的所述中心线基本上连续地延伸至少大约90度，且其中，所述入口的所述第二部分也围绕所述边界层摄入风扇的所述中心线基本上连续地延伸至少大约90度。
技术方案20. 根据技术方案16所述的飞行器，其中，所述入口至少部分地限定在所述机身的所述底侧处，其中，所述入口跨过所述机身的所述底侧围绕所述边界层摄入风扇的所述中心线基本上连续地延伸至少大约90度。
附图说明
在参照附图的说明书中，阐述了本发明的针对本领域技术人员的完整和充分的公开，包括其最佳模式。
图1是根据本公开的各种示范性实施例的飞行器的俯视图。
图2是图1的示范性飞行器的左舷侧视图。
图3是图1的示范性飞行器的透视图。
图4是图1的示范性飞行器的后端的特写、截面图。
图5是图1的示范性飞行器的后端的特写、透视图。
图6是沿图4中的线6-6截取的图1的示范性飞行器的后端的截面图。
图7是根据本公开的另一示范性实施例的飞行器的后端的特写、截面图。
图8是沿图7中的线8-8截取的图7的示范性飞行器的后端的截面图。
图9是根据本公开的又一示范性实施例的飞行器后端的特写、截面图。
图10是沿图9中的线10-10截取的图9的示范性飞行器的后端的截面图。
图11提供根据本公开的实施例的飞行器的后端的特写、侧视截面图。
具体实施方式
现在将详细地参照本发明的呈现的实施例，其一个或更多个实例在附图中被例示出。详细的描述使用数字和字母标号来指示图中的特征。图和描述中的相似或类似的标号用于指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”可被可互换地使用，以将一个构件与另一个构件区分开，且不意图表示单独构件的位置或重要性。
用语“前”和“后”指燃气涡轮发动机或交通工具内的相对位置，且指燃气涡轮发动机或交通工具的正常操作姿态。例如，关于燃气涡轮发动机，前指更接近发动机入口的位置，且后指更接近发动机喷嘴或排出口的位置。
用语“上游”和“下游”指相对于流体路径中流体流的相对方向。例如，“上游”指流体流自的方向，且“下游”指流体流至的方向。
用语“联接”、“固定”、“附接至”等既指直接联接、固定或附接，也指通过一个或更多个中间构件或特征间接联接、固定、或附接，除非在本文中另外指定。
单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数引用，除非上下文另外清楚地规定。
如本文中遍及说明书和权利要求书使用的近似语言用于修饰任何定量表示，该定量表示在不导致其涉及的基本功能变化的情况下可在容许范围内变化。因此，由诸如“大约”、“近似”和“基本上”的一个或多个用语修饰的值不限于所指定的精确值。在至少一些实例中，近似语言可对应于用于测量该值的仪器的精确度，或者用于构造或者制造构件和/或***的方法或机器的精确度。例如，近似语言可指在百分之10的裕度内。
在此，且遍及说明书和权利要求书，范围限制可被组合和互换，此范围被识别并且其包括在本文中包含的所有子范围，除非上下文或语言另外指出。例如，在本文中公开的所有范围包括端点，且端点可与彼此独立地组合。
现在参照附图，其中，遍及附图，相同的标号指示相同的元件，图1提供如可结合本发明的各种实施例的示范性飞行器10的俯视图。图2提供如图1中例示的飞行器10的左舷侧24视图。图3提供图1中例示的飞行器10的透视图。如在图1到图3中共同示出的，飞行器10限定延伸穿过其中的纵向方向L、垂直方向V、横向方向T、前端14和后端16。
而且，飞行器10包括机身20和一对机翼22，机身20从飞行器10的前端14朝飞行器10的后端16纵向地延伸。如本文中使用的，用语“机身”大体上包括飞行器10的本体的全部，诸如飞行器10的尾翼和飞行器10的外表面或蒙皮。此机翼22中的第一个从机身20的左舷侧24相对于纵向方向L沿侧向向外延伸，且此机翼22中的第二个从机身20的右舷侧26相对于纵向方向L沿侧向向外延伸。所描绘的示范性实施例的机翼22中的各个包括一个或更多个前缘襟翼28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，和各自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还包括外表面40。
如例示的，垂直稳定器32限定沿着垂直方向V分开的根部部分60和末梢部分62。如还例示的，垂直稳定器32在根部部分60处安装至机身20，且基本上沿着垂直方向V延伸至末梢部分62。水平稳定器36联接至垂直稳定器32的末梢部分62且从其延伸。然而，应理解的是，在本公开的其它示范性实施例中，飞行器10可额外地或备选地包括可或者可不正好沿垂直方向V或水平/横向方向T延伸的任何其它适合的稳定器的构造。此外，备选的稳定器可为任何适合的形状、大小、构造或定向，同时仍在本主题的范围内。
图1到图3的示范性飞行器10还包括推进***。示范性推进***包括多个飞行器发动机，飞行器发动机中的至少一个安装至成对机翼22中的各个。具体而言，多个飞行器发动机包括安装至成对机翼22中的第一机翼的第一飞行器发动机42和安装至成对机翼22中的第二机翼的第二飞行器发动机44。在至少某些示范性实施例中，飞行器发动机42、44可构造为以翼下构造悬垂在机翼22下方的涡轮风扇喷气发动机。然而，备选地，在其它示范性实施例中，可提供任何其它适合的飞行器发动机。例如，在其它示范性实施例中，第一和/或第二飞行器发动机42、44可备选地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。而且，在其它实施例中，飞行器10或者更具体地说飞行器10的推进***可包括任何其它适合数量或构造（例如，安装位置）的飞行器发动机。
此外，推进***包括接近飞行器10的后端定位在飞行器10的机身20内的边界层摄入风扇100（在图2中示意地被描绘），如将在下面更详细阐释的。如也将在下面更详细论述的，机身20大体上限定在边界层摄入风扇100上游的入口102和在边界层摄入风扇100下游的排出口104。以此种方式，边界层摄入风扇100可通过由机身20限定的入口102摄入飞行器10后端16上方的边界层空气流106（见图4），重新激励此空气流106，且通过排出口104向外提供此空气流106，以增大飞行器10的推进***的净推进效益。
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的底侧延伸的起落装置，诸如轮46。机身20设计成允许飞行器10在后端16不刮擦地面的情况下以与地面的起飞角度48起飞和/或着陆。更具体而言，起飞角度48可限定为地面（平行于纵向方向L）和起飞平面50之间的角度。如将在下面论述的，在本文中描述的示范性机身20和边界层摄入风扇100设计成尽管包括飞行器10后端16处的边界层摄入风扇100，也允许飞行器10维持期望的起飞角度48。值得注意的是，对于所描绘的实施例，当飞行器10在地面上时，飞行器10的纵向方向L平行于地面。因此，也可用飞行器10的纵向方向L限定如所示的最大起飞角度48。
现在参照图4，提供了在上面参照图1到图3描述的示范性边界层摄入风扇100的特写截面图。更具体而言，图4提供在图2中描绘的飞行器10的后端16的特写截面图。
如所描绘的，机身20大体上包括位于入口102前方的主区段108和位于入口102后方的后区段110。后区段100包围边界层摄入风扇100。飞行器10还包括在机身20的后区段110内从机身20的主区段108延伸的内衬里112。值得注意的是，对于描绘的实施例，飞行器10的内衬里112用作用于边界层摄入风扇100的毂。对于示出的实施例，机身20的后区段110和飞行器10的内衬里112一起限定空气流径114。空气流径114大体上从由机身20限定的入口102延伸至由机身20限定的排出口104。此外，边界层摄入风扇100大体上限定中心线116、围绕中心线116延伸的周向方向C（例如，见图5和6），且包括可围绕中心线116旋转的多个风扇叶片120。边界层摄入风扇100的多个风扇叶片120至少部分地定位在空气流径114内。
飞行器10另外包括从内衬里112延伸至机身20的后区段110以支撑内衬里112和引导空气流106通过空气流径114的入口导叶113和出口导叶115。入口导叶113可在空气流106到达风扇100之前从空气流106移除流畸变，且出口导叶115可从来自风扇100的空气流106（即，风扇流）移除漩涡。而且，对于描绘的实施例，内衬里112形成延伸穿过排出口104的尾锥117。
飞行器10的推进***还包括功率源118，功率源118联接至边界层摄入风扇100以用于驱动边界层摄入风扇100。对于描绘的实施例，功率源118是电动机械，且更具体而言，是电动马达。电动马达联接至风扇轴122，其延伸至边界层摄入风扇100以用于驱动边界层摄入风扇100（即，用于使多个风扇叶片120围绕中心线116旋转）。以此种方式，将理解的是，描绘的示范性边界层摄入风扇100是电风扇。尽管未描绘，但电动马达可与任何适合的电功率源（诸如一个或更多个能量存储单元（诸如电池）或者其它电动机械/发电机）电连通。例如，至少某些示范性实施例，参照图1到图3在上面描述的翼下安装的燃气涡轮发动机42、44中的一者或者二者可构造成用于驱动发电机，发动机产生提供至电动马达从而驱动边界层摄入风扇100的电功率。
然而，应理解的是，在其它示范性实施例中，用于边界层摄入风扇100的功率源118可为任何其它适合的功率源118。例如，在其它实施例中，功率源118可为燃烧发动机，诸如燃气涡轮发动机，诸如涡轮轴发动机。此外，在其它示范性实施例中，边界层摄入风扇100可具有任何适当的构造。例如，在某些示范性实施例中，边界层摄入风扇100可包括可变桨距风扇叶片120，可包括在功率源118和风扇叶片120等之间的齿轮箱或其它速度改变机构。也设想其它构造。
仍参照图4中描绘的示范性实施例，垂直稳定器32联接至机身20的后区段110且从机身20的后区段110延伸。将理解的是，在其它实施例中，垂直稳定器32可另外地联接至机身20的主区段108且从机身20的主区段108延伸。而且，对于描绘的实施例，垂直稳定器32限定最前点124，在此垂直稳定器32的前缘与机身20相遇。对于描绘的实施例，边界层摄入风扇100在垂直稳定器32的最前点124后方的位置处定位在机身20内。
而且，对于描绘的实施例，空气流径114沿飞行器10的纵向方向L限定长度126。此外，边界层摄入风扇100限定风扇直径128。对于描绘的实施例，空气流径114的长度126大于风扇直径128且长达风扇直径128的大约十五（15）倍。更具体而言，对于描绘的实施例，空气流径114的长度126是风扇直径128的至少大约1.5倍，且小于风扇直径128的大约八（8）倍。然而。将理解的是，在其它实施例中，空气流径114的长度126可为风扇直径128的任何其它适合的倍数。
如还描绘的，机身20大体上限定沿着垂直方向V的底侧130和沿着垂直方向V的顶侧132。在入口102前方的机身20的底侧130的一部分，且更具体而言，接近入口102的机身20的主区段108的一部分，限定第一前参照线134。而且，在入口102后方的机身20的底侧130的一部分，且更具体而言，机身20的后区段110的一部分，限定第一后参照线135。对于描绘的实施例，第一后参照线135与第一前参照线134基本上对齐。例如，第一前参照线134和第一后参照线135中的各个可与纵向方向L限定基本上相同的角度，诸如上面论述的角度48'。
值得注意的是，以此种方式，机身20的后区段110大体上定形为机身20的主区段108的延续。因此，例如，相对于边界层摄入风扇100的中心线116，底侧130处的机身20的后区段110的最前点136在底侧130处的主区段108的最后点137的内侧。
仍参照图4中描绘的实施例，在入口102前方的机身20的顶侧132的一部分，且更具体而言，接近入口102的机身20的主区段108的一部分限定第二前参照线138，且在入口102后方的机身20的顶侧132的一部分，且更具体而言，机身20的后区段110的一部分限定第二后参照线140。对于描绘的实施例，第二后参照线140与第二前参照线138基本上对齐。
将理解的是，如本文中使用的，关于两个参照线的用语“与…基本上对齐”指此参照线在其间限定小于大约10度的角度，且两个参照线之间的最小间隔（在限定此参照线的两个构件之间的位置处）小于此构件之间的间隔的大约百分之10。因此，例如，关于第一前参照线134和第一后参照线135的用语“与…基本上对齐”指此参照线134、135在其间限定小于大约10度的最小角度，且两个参照线134、135之间的最小间隔（在机身20的主区段108和后区段110之间的位置处）小于沿着纵向方向L在机身20的主区段108和后区段110之间的间隔的大约百分之10。
将理解的是，机身20设计成使得边界层摄入风扇100可定位在其中，而不影响飞行器10的最大起飞角度（见图1的角度48）。此外，机身20设计成使得入口102可摄入机身20上方的相对低冲量的边界层空气流，使得由边界层摄入风扇100增添的净推力效益增大，且使得摄入更均匀地低冲量的空气流。
现在也具体地参照图5和图6，将理解的是，在边界层摄入风扇100的上游由机身20限定的入口102围绕边界层摄入风扇100的中心线116渐增地延伸至少大约180度。图5提供飞行器10的后端16的特写，透视图，且图6提供沿着图4中的线6-6的机身20的入口102的特写、截面图。
如所示的，对于描绘的示范性实施例，由机身20限定的入口102包括飞行器10的右舷侧26上的第一部分142和飞行器10的左舷侧24上的第二部分144。对于描绘的实施例，入口102的第一部分142和第二部分144由顶部连接部件146和底部连接部件147分开。顶部连接部件146和底部连接部件147各自在结构上将机身20的主区段108连接到机身20的后区段110，且进一步，对于描述的实施例，在结构上将飞行器10的内衬里112连接到此构件。
如可在图6中最清楚地看到的，将理解的是，入口102的第一部分142围绕边界层摄入风扇100的中心线116基本上连续地延伸至少大约九十（90）度，且进一步，入口102的第二部分144也围绕边界层摄入风扇100的中心线116基本上连续地延伸至少大约九十（90）度。更具体而言，对于描绘的实施例，入口的第一部分142和第二部分144各自围绕边界层摄入风扇100的中心线116基本上连续地延伸至少大约一百二十（120）度，诸如围绕边界层摄入风扇100的中心线116延伸至少大约一百五十（150）度，诸如围绕边界层摄入风扇100的中心线116延伸至少大约一百六十（160）度。
而且，对于描绘的示范性实施例，入口102的第一部分142沿着周向方向C限定不一致的形状，且进一步，入口102的第二部分144也沿着周向方向C限定不一致的形状。更具体而言，入口102的第一部分142限定沿着垂直方向V的上半部148和沿着垂直方向V的下半部149。上半部148和下半部149由基于围绕边界层摄入风扇100的中心线116在周向方向C上的总度数跨度在入口102的第一部分142的半途标记处从边界层摄入风扇100的中心线116延伸的第一半途点参照线150分开。类似地，入口102的第二部分144也限定沿着垂直方向V的上半部148和沿着垂直方向V的下半部149，入口102的第二部分144的上下半部148、149由第二半途点参照线152分开（类似地基于入口102的第二部分144的总度数跨度定位在第二部分144的半途标记处）。对于描绘的实施例，入口102的第一部分142的下半部149限定下半部入口区域，入口102的第一部分142的上半部148限定上半部入口区域。入口102的第一部分142的下半部入口区域大于入口102的第一部分142的上半部入口区域。值得注意的是，上半部入口区域和下半部入口区域限定于在入口102处与边界层摄入风扇100的中心线116垂直的平面中（即，图6中示出的平面）。
而且，飞行器10限定沿着垂直方向V且沿着边界层摄入风扇100的中心线116延伸的参照平面154（即，图4中描绘的视图）。对于描绘的实施例，入口102的第一部分142和入口102的第二部分144围绕参照平面154为对称的。因此，将理解的是，入口102的第二部分144的下半部149也限定下半部入口区域（等于入口102的第一部分142的下半部入口区域），以及上半部入口区域（等于入口102的第一部分142的上半部入口区域）。对于描绘的实施例，入口102的第二部分144的下半部入口区域大于入口102的第二部分144的上半部入口区域。
将理解的是，包括接近机身20的底侧130的较大入口区域可允许摄入较多的在机身20上方的相对低冲量的空气流，这可提高边界层摄入风扇100的效率，以及边界层摄入风扇100的使用寿命。
值得注意的是，在其它实施例中，机身20可具有任何其它适合的构造。例如，现在参照图7和图8，提供了根据本公开的另一示范性实施例的机身20（包括定位在其中的边界层摄入风扇100）的侧视图和截面图。更具体而言，图7提供飞行器10的后端16的侧视、特写图，且图8提供沿着图7中的线8-8截取的机身20的截面图。示范性机身20和边界层摄入风扇100可以与在上面参照图1到图6描述的示范性机身20边界层摄入风扇100基本上相同的方式构造。
例如，示范性机身20大体上限定入口102和排出口104，以及在其间延伸的空气流径114。边界层摄入风扇100大体上包括至少部分地定位在该空气流径114内且可围绕中心线116旋转的多个风扇叶片120。
此外，入口102大体上包括飞行器10的左舷侧24上的第一部分142和飞行器10的右舷侧26上的第二部分144。入口102的第一部分142围绕边界层摄入风扇100的中心线116连续地延伸至少大约九十（90）度，且入口102的第二部分144也从边界层摄入风扇100的中心线116基本上连续地延伸至少大约九十（90）度。而且，第一部分142和第二部分144各自沿着周向轴线C限定不一致的形状且包括下半部149，下半部149具有比上半部148大的入口区域（见上面参照图6针对上半部148和下半部149的限定的描述）。
然而，值得注意的是，对于图7和图8的实施例，入口102围绕边界层摄入风扇100的中心线116渐增地延伸基本上小于360度。例如，对于描绘的实施例，入口102围绕边界层摄入风扇100的中心线渐增地延伸小于大约三百四十（340）度，诸如小于大约三百一十（310）度，诸如小于大约二百八十（280）度。此外，对于图7和图8的示范性实施例，机身20在入口102处不限定基本上圆形的截面形状（不同于例如上面的图6的实施例），且相反限定具有比顶半部更大的截面区域的底半部。机身20的该喇叭口形状可进一步允许更多地摄入在机身20的底侧130上方的相对低冲量的边界层空气流。
而且，将理解的是，在又一其它实施例中，由机身20限定的入口102可具有任何其它适合的形状。例如，现在参照图9和图10，提供了根据本公开的另一示范性实施例的机身20（具有定位在其中的边界层摄入风扇100）。图9提供飞行器10后端16的特写、侧视、截面图，其中边界层摄入风扇100定位在飞行器10中，且图10提供沿着图9的线10-10由机身20限定的入口102的截面图。
图9和图10的飞行器10和机身20可以与在上面参照图1到图6描述的示范性飞行器10和机身20类似的方式构造。例如，示范性机身20大体上限定入口102和排出口104，以及在其间限定的空气流径114。此外，边界层摄入风扇100大体上包括定位在该空气流径114内且可围绕边界层摄入风扇100的中心线116旋转的多个风扇叶片120。
然而，对于图9和图10的实施例，机身20的后区段110基本上完全由顶部连接部件146连接至机身20的主区段108。这样可允许有围绕机身20的底侧130的更连续的入口102。更具体而言，具体参照图10，将理解的是，入口102至少部分地限定在机身20的底侧130处，且入口102跨过机身20的底侧130围绕边界层摄入风扇100的中心线116基本上连续地延伸至少大约九十（90）度。更具体而言，对于描绘的实施例，入口102跨过机身20的底侧130围绕边界层摄入风扇100的中心线116基本上连续地延伸至少大约一百八十（180）度。以此种方式，将理解的是，入口102包括围绕边界层摄入风扇100的中心线的至少底部九十（90）度延伸，且更具体而言，围绕边界层摄入风扇100的中心线116的至少底部一百八十（180）度延伸的基本上连续的底部区段。此外，如与上面描述的实施例一样，飞行器10限定沿着垂直方向V且沿着边界层摄入风扇100的中心线116延伸的参照平面154，且入口102包括右舷区段156和左舷区段158。对于所示出的实施例，入口102的右舷区段156和左舷区段158围绕参照平面154为对称的。
而且，将理解的是，在另外的其它实施例中，由机身20限定的入口102可具有任何其它适合的形状。例如，现在参照图11，提供了根据本公开的另一示范性实施例的的机身20（具有定位在其中的边界层摄入风扇100）。图11提供飞行器10（具有定位在其中的边界层摄入风扇100）的后端16特写、侧视、截面图。图11的飞行器10和机身20可以与在上面参照图9和图10描述的示范性飞行器11和机身20类似的方式构造。例如，示范性机身20大体上限定入口102和排出口104，其中空气流径114限定在其间。另外，边界层摄入风扇100大体上包括定位在该空气流径114内且可围绕边界层摄入风扇100的中心线116旋转的多个风扇叶片120。而且，机身包括后区段110和主区段108。
然而，对于描绘的实施例，机身20的后区段110基本上完全由飞行器10的稳定器，且更具体而言，由飞行器10的垂直稳定器32连接至机身20的主区段108。这可类似于图9和图10的实施例，允许有围绕机身20底侧130的更连续的入口102。
将理解的是，包括具有根据本文中描述的一个或更多个示范性实施例的限定边界层摄入风扇上游的入口的机身的飞行器，可允许在不会消极地影响飞行器起飞角度的情况下包括该边界层摄入风扇。此外，包括根据本文中描述的一个或更多个示范性实施例的机身可确保由机身限定的入口能够获取在机身底侧上方的期望量的相对低冲量的空气流。
本书面说明使用实例以公开本发明，包括最佳实施方式，并且还使任何本领域技术人员能够实践本发明，包括制造并且使用任何装置或***并且执行任何合并的方法。本发明的可取得专利的范围由权利要求限定，并且可包含本领域技术人员想到的其它实例。如果此种其它实例具有不异于权利要求的文字语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求的文字语言无显著差别的等同结构要素，则此种实例意图在权利要求的范围内。

Claims (10)

1. 一种飞行器，其限定纵向方向和垂直方向，所述飞行器包括：
边界层摄入风扇，其限定中心线且包括可围绕所述中心线旋转的多个风扇叶片；和
沿着所述纵向方向在前端和后端之间延伸的机身，所述边界层摄入风扇在所述机身的所述后端处定位在所述机身内，所述机身在所述边界层摄入风扇的上游限定围绕所述边界层摄入风扇的所述中心线延伸至少大约180度的入口，所述机身还在所述边界层摄入风扇的下游限定排出口。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述飞行器限定右舷侧和左舷侧，且其中，所述入口包括所述右舷侧上的第一部分和所述左舷侧上的第二部分。
3.根据权利要求2所述的飞行器，其中，所述入口的所述第一部分围绕所述边界层摄入风扇的所述中心线基本上连续地延伸至少大约90度，且其中，所述入口的第二部分也围绕所述边界层摄入风扇的所述中心线基本上连续地延伸至少大约90度。
4.根据权利要求2所述的飞行器，其中，所述边界层摄入风扇限定围绕所述中心线延伸的周向方向，且其中，所述入口的所述第一部分沿着所述周向方向限定不一致的形状，且其中，所述入口的所述第二部分也沿着所述周向方向限定不一致的形状。
5.根据权利要求4所述的飞行器，其中，所述入口的所述第一部分限定沿着所述垂直方向的上半部和沿着所述垂直方向的下半部，其中，所述入口的所述第一部分的所述下半部限定下半部入口区域，其中，所述入口的所述第一部分的所述上半部限定上半部入口区域，且其中，所述下半部入口区域大于所述上半部入口区域。
6.根据权利要求2所述的飞行器，其中，所述飞行器限定沿着所述垂直方向和所述边界层摄入风扇的所述中心线延伸的参照平面，且其中，所述入口的所述第一部分和所述入口的所述第二部分围绕所述参照平面为对称的。
7.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述机身限定底侧，其中，所述入口至少部分地限定在所述机身的所述底侧处，其中，所述入口跨过所述机身的所述底侧围绕所述边界层摄入风扇的所述中心线基本上连续地延伸至少大约90度。
8.根据权利要求7所述的飞行器，其中，所述入口跨过所述机身的所述底侧围绕所述边界层摄入风扇的所述中心线基本上连续地延伸至少大约180度。
9.根据权利要求7所述的飞行器，其中，所述飞行器限定沿着所述垂直方向和所述边界层摄入风扇的所述中心线延伸的参照平面，其中，所述入口限定右舷区段和左舷区段，且其中，所述右舷区段和左舷区段围绕所述参照平面为对称的。
10.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述机身限定在所述入口和所述排出口之间延伸的空气流路径，其中，所述边界层摄入风扇的所述多个风扇叶片至少部分地定位在所述空气流路径内。
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