CN111792042A - 具有嵌入式发动机的飞机及其操纵方法 - Google Patents

具有嵌入式发动机的飞机及其操纵方法 Download PDF

Info

Publication number
CN111792042A
CN111792042A CN202010250227.7A CN202010250227A CN111792042A CN 111792042 A CN111792042 A CN 111792042A CN 202010250227 A CN202010250227 A CN 202010250227A CN 111792042 A CN111792042 A CN 111792042A
Authority
CN
China
Prior art keywords
aircraft
pair
engines
engine
exhaust
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
CN202010250227.7A
Other languages
English (en)
Inventor
N·H·普林斯
R·H·里贝克
E·L·劳森
B·A·哈勃
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.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing 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 Boeing Co filed Critical Boeing Co
Publication of CN111792042A publication Critical patent/CN111792042A/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; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plant of jet type
    • B64D27/20—Aircraft characterised by the type or position of power plant of jet type within or attached to fuselage
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/10—All-wing aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C15/00—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
    • B64C15/02—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plant of gas-turbine type
    • B64D27/14—Aircraft characterised by the type or position of power plant of gas-turbine type within or attached to fuselage
    • B64D27/40—
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS 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
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS 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; ARRANGEMENTS 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
    • B64D33/06—Silencing exhaust or propulsion jets
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/10—All-wing aircraft
    • B64C2039/105—All-wing aircraft of blended wing body type
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS 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
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0253—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS 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
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0266—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants
    • B64D2033/0286—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants for turbofan engines
    • 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

Abstract

本公开涉及具有嵌入式发动机的飞机及其操纵方法。一种具有混合机翼‑主体构造的飞机包括中心体、一副机翼、至少一对发动机、一对进气口和一对排气口。所述中心体具有翼型横截面、飞机中心线、后部、上模线、下模线和分别在飞机中心线的相对侧的一对中心体前缘部。所述机翼与所述中心体成一体。所述一对发动机位于所述飞机中心线的相对侧并且安装在所述上模线和所述下模线之间的所述中心体内。所述一对进气口分别沿着所述中心体前缘部定位并且分别流体地联接到所述一对发动机。所述一对排气口位于所述中心体的所述后部中并且分别流体地联接到所述一对发动机。

Description

具有嵌入式发动机的飞机及其操纵方法
技术领域
本公开总体上涉及飞机构造，并且更具体地，涉及具有嵌入式发动机的飞机。
背景技术
传统的飞机构造在空气动力学、货物运送能力和发动机噪声方面存在一些设计挑战。例如，管-机翼飞机具有产生气动阻力的管状机身，该气动阻力有损飞机的燃料效率。另外，机身的相对窄的形状限制了可用于运送货物和/或乘客的容积。对于具有悬挂在机翼上或安装在机身的尾端上的发动机的飞机，发动机产生的噪声会在噪声宵禁期间使飞机离开或到达机场受阻。
如可看出的，在本领域中需要一种应对上述与现有飞机构造的空气动力学、发动机噪声和货物运送能力关联的挑战的飞机。
发明内容
具体地，通过提供了一种呈具有嵌入式发动机的混合机翼-主体构造的飞机的本公开，应对和减轻了上述与常规飞机构造关联的需要。在一个示例中，混合机翼-主体构造具有中心体、一对翼、至少一对发动机、一对进气口和一对排气口。所述中心体具有翼型横截面、飞机中心线、后部、上模线、下模线和分别在所述飞机中心线的相对侧的一对中心体前缘部。所述机翼与所述中心体成一体。所述一对发动机位于所述飞机中心线的相对侧并且安装在所述上模线和所述下模线之间的所述中心体内。所述一对进气口分别沿着所述中心体前缘部定位并且分别流体地联接到所述一对发动机。所述一对排气口位于所述中心体的所述后部中并且分别流体地联接到所述一对发动机。
另外，公开了一种操作飞机的方法。所述方法包括将空气吸入分别沿着一对中心线前缘部定位的一对进气口，所述一对中心线前缘部分别在所述飞机的飞机中心线的相对侧。所述中心体具有翼型横截面。所述飞机具有与所述中心体成一体的一副机翼。所述方法包括使来自进气口的空气进入分别位于飞机中心线的相对侧的一对发动机。所述发动机安装在所述中心体的上模线和下模线之间的所述中心体内。所述方法还包括在所述一对发动机内燃烧燃料-空气混合物，并且从分别流体地联接到所述一对发动机的一对排气口排放燃料-空气混合物的燃烧的排气。
还公开了一种具有嵌入式发动机的飞翼构造的飞机。所述飞翼构造具有彼此成一体并且一起限定飞机中心线的一副机翼。所述机翼中的每一个具有上模线、下模线、机翼前缘部和机翼后缘部。所述飞机包括至少一对发动机，所述至少一对发动机位于所述飞机中心线的相对侧并且分别安装在所述上模线和所述下模线之间的所述一副机翼内。每个发动机都被构造为涡轮风扇发动机。所述飞机还包括一对进气口，所述一对进气口分别沿着所述机翼前缘部定位并且分别流体地联接到所述一对发动机。另外，所述飞机包括一对排气口，所述一对排气口分别流体地联接到所述一对发动机。
另外，公开了一种操作具有飞翼构造的飞机的方法。所述方法包括将空气吸入分别沿着一副机翼的一对机翼前缘部定位的一对进气口，所述一副机翼分别在所述飞机的飞机中心线的相对侧。所述一副机翼彼此成一体。所述方法另外还包括使来自所述进气口的空气进入所述飞机中心线的相对侧并且分别安装在上模线和下模线之间的所述一副机翼内的一对发动机中。所述一对发动机中的每一个都被构造为涡轮风扇发动机。所述方法还包括在所述一对发动机内燃烧燃料-空气混合物，并且从分别流体地联接到所述一对发动机的一对排气口排放燃料-空气混合物的燃烧的排气。
已讨论的特征、功能和优点可在本公开的各种示例中被独立地实现，或者可在其他示例中被组合，可参照以下描述和以下附图明白其的其他细节。
附图说明
通过参照其中类似标号始终是指类似部件的附图，本公开的这些特征和其他特征将变得更清楚，在附图中：
图1是飞机的示例的自上向下的向后看的立体图，该飞机被构造为飞翼平台并具有其中一对发动机被嵌入飞机的中心体中的混合机翼-主体构造，该立体图例示了分别沿着中心体前缘部定位的一对进气口；
图2是图1的飞机的自上向下的向前看的立体图，该立体图例示了位于中心体的后部中的一对排气口；
图3是图1的飞机的前端的向后看的视图，该视图例示了分别相对于一对发动机的发动机中心线偏移的一对进气口；
图4是图1的飞机的后端的向前看的视图，该视图例示了分别相对于一对发动机的发动机中心线偏移的一对排气口；
图5是图1的飞机的向前看的立体图，该立体图例示了位于中心体前缘部的前缘最靠前点下方的进气口；
图6是图1的飞机的侧视图，该侧视图例示了限定在中心体的上模线上的排气口；
图7是图1的飞机的俯视图，该俯视图例示了位于一对发动机之间的载荷舱并且还例示了与中心体成一体的机翼；
图8是沿着图7的线8-8截取的飞机的中心体的截面图，该截面图例示了在飞机中心线处的中心体的横截面形状；
图9是沿着图7的线9-9截取的飞机的截面图，该截面图例示了安装在上模线和下模线之间的中心体内的发动机，并且还例示了将进气口流体地联接到发动机的进气道和将发动机流体地联接到排气口的排气道；
图10是沿着图7的线10-10截取的飞机的截面图，该截面图例示了机翼的横截面；
图11是具有在飞机中心线的横向相对侧的两(2)对发动机的混合机翼-主体飞机的示例的俯视图；
图12是具有纵向上彼此偏离的一对发动机的混合机翼-主体飞机的示例的俯视图；
图13是具有从垂直安定面向前延伸的边条的混合机翼-主体飞机的示例的向后看的立体图，边条用于在声学上阻挡从排气口发出的排气噪声中的至少一部分；
图14是图13的混合机翼-主体飞机的侧视图，该侧视图例示了在纵向上与排气***叠以在声学上阻挡排气噪声的边条；
图15是图13的混合机翼-主体飞机的向前看的端视图，该端视图例示了在声学上阻挡来自排气口的排气噪声的边条和/或垂直安定面；
图16是图1的飞机的自上向下的向前看的立体图，该立体图例示了分别位于一对排气口的下游并且被构造用于操纵来自发动机的排气流的一对推力矢量襟翼；
图17是沿着图16的线17-17截取的飞机的截面图，该截面图例示了推力矢量襟翼中的一个从中立位置可竖直枢转到向上位置和/或向下位置；
图18是图1的飞机的自上向下的向前看的立体图，该立体图例示了靠近中心体前缘部定位并且被构造用于操纵来自发动机的排气流的一对推力矢量排气喷嘴；
图19是图18的飞机的自下向上的向前看的立体图，该立体图示出了推力矢量排气喷嘴；
图20是图18至图19的飞机的向前看的端视图，该端视图例示了处于中立位置的推力矢量排气喷嘴；
图21是沿着图20的线21-21截取的飞机的截面图，该截面图例示了可枢转地安装于中心体后部的推力矢量排气喷嘴；
图22是在操作具有混合机翼-主体构造的飞机的方法中包括的操作的流程图；
图23是具有飞翼构造的飞机的示例的自上向下的向后看的立体图，该立体图例示了彼此成一体并且其内嵌入有一对发动机的一副机翼；
图24是图23的飞机的自下向上的向前看的立体图，该立体图示出了沿着一副机翼分别的机翼前缘部定位的一对进气口；
图25是图23至图24的飞机的向后看的端视图，该端视图例示了各进气口偏离发动机中心线；
图26是图23至图24的飞机的向前看的端视图，该端视图例示了各排气口偏离发动机中心线；
图27是图23至图24的飞机的俯视图；
图28是沿着图27的线28-28截取的飞机的截面图，该截面图例示了飞机中心线处的翼型横截面；
图29是沿着图27的线29-29截取的飞机的截面图，该截面图示出了安装在机翼的上模线和下模线之间的发动机，并且还例示了将进气口流体地联接到发动机的进气道和将发动机流体地联接到排气口的排气道；
图30是沿着图27的线30-30截取的飞机的截面图，该截面图例示了机翼的横截面；
图31是在操作具有飞翼构造的飞机的方法中包括的操作的流程图。
具体实施方式
现在参照例示了本公开的各种示例的附图，示出了被构造为具有嵌入式发动机202的飞翼平台的飞机100的示例。图1至图21示出了呈具有嵌入式发动机202的混合机翼-主体构造110的飞机100的示例。图1至图2示出了混合机翼-主体构造110的立体图。飞机100包括具有翼型横截面的中心体120。另外，飞机100包括通过中心体120彼此分开的一副机翼140。混合机翼-主体构造110可能与常规的管-机翼飞机(未示出)的区别之处在于，混合机翼-主体构造110的机翼140中的每一个与中心体120成一体并且平滑地融合到中心体120中。中心体120从中心体120的机头122延伸到后部126。飞机100可由金属材料(例如，铝、钛等)和/或非金属材料(例如，诸如碳纤维复合材料这样的纤维增强型聚合物基体材料)构成。飞机100具有飞机中心线102，在本公开中，飞机中心线102是飞机100的纵轴线106。另外，飞机100具有上模线128、下模线130和分别在飞机中心线102的相对侧的一对中心体前缘部132。在本公开中，中心体120的上模线128可被描述为在中心体120上侧的外模线，并且中心体120的下模线130可被描述为在中心体120下侧的外模线。
在图1至图2中，飞机100包括推进***200，推进***200具有位于飞机中心线102的相对侧的至少一对发动机202。要注意的是，发动机202安装在上模线128和下模线130之间的中心体120内。在这方面，如图9中所示并在下面更详细描述的，发动机202嵌入飞机100的中心体120内。中心体120包括分别沿着一对中心体前缘部132定位的一对进气口240，中心体前缘部132可被描述为中心体120的翼面的前部区域。例如，如下所述，根据飞机空气动力学和其他考虑，进气口240可位于中心体前缘部132的前缘最靠前点134(图9)下方，或者进气口240可位于中心体前缘部132的前缘最靠前点134上方。例如，进气口240可位于前缘最前点134下方，这会引起进气口240具有更好的空气动力学，但是会让更多来自发动机风扇212(图9)的噪声传播到下方的地面。另选地，进气口240可位于前缘最靠前点134上方，这会引起较少的来自发动机风扇212的噪声传播到地面，但是对于进气口240的空气动力学提出了更大的挑战。一对进气口240分别流体地连接到一对发动机202。例如，中心体120可包括分别将一对进气口240流体地联接到一对发动机202的一对进气道244。中心体120还包括位于中心体120的后部126中的一对排气口260。一对排气口260分别流体地连接到一对发动机202。例如，中心体120可包括分别将一对排气口260流体地联接到一对发动机202的一对排气道264。
上模线128和下模线130限定中心体120的空气动力学轮廓。中心体120的大小和形状可使得发动机202按以下方式嵌入中心体120内：避免了对局部放置的减阻泡形罩或整流罩(未示出)的需要，原本必需局部放置的减阻泡形罩或整流罩来覆盖发动机202的会突出到空气动力学轮廓上方的部件或部分。在当前公开的飞机100的一些示例中，中心体120的翼型横截面可以是产生升力的形状。例如，中心体120的翼型横截面可通过致使迎面而来的气流以比迎面而来的气流经过中心体120的下模线130上方的速度高的速度经过中心体120的上模线128，在飞机100向前运动期间产生升力。气流速度的差异可能是由于中心体120的至少一部分的上模线128的弯曲程度相对高于中心体120的所述一部分的下模线130的弯曲程度。上模线128的较高弯曲程度会引起在中心体120上方的空气压力相对低并且在中心体120下方的空气压力相对高的区域。中心体120上方和下方的气压差会引起中心体120产生向上的净向上提升力。由中心体120产生的净向上提升力与由机翼140产生的升力的组合可在水平飞行期间支撑飞机100的重量。
通过将发动机202嵌入中心体120内而不是将发动机202安装在飞机外部(例如，在未示出的吊架上)(在飞机外部，发动机202将伸入气流中)，飞机100可减少或消除外部安装的发动机(未示出)将对飞机100的空气动力学产生的负面影响。例如，将发动机202嵌入中心体120内可减少或消除原本由外部安装的发动机产生的气动阻力。气动阻力的减小会引起燃料效率提高。例如，具有嵌入式发动机202的混合机翼-主体构造110的飞机100的燃料效率可比大小相近的管-机翼飞机的燃料效率低多达30％。
参照图3，示出了混合机翼-主体构造110的飞机100的向后看的视图，该视图示出了飞机100每一侧的机翼140平滑地融合到中心体120中。在所示出的示例飞机100中，机翼140从中心体120以相对于水平的上反角向上延伸。然而，在未示出的示例中，飞机100可包括没有上反角的机翼140。在未示出的替代示例中，机翼140可从中心体120以相对于水平的下反角向下延伸。
图3中还示出了从后部126向上延伸并位于飞机中心线102相对侧的一对垂直安定面170。垂直安定面170中的每一个可位于避面离开排气口260的被向后引导的排气流(未示出)直接撞击垂直安定面170的位置处。在所示出的示例中，垂直安定面170中的每一个以非垂直取向倾斜，这可有利地使飞机100的相对于垂直取向的稳定器(未示出)的可控制性得以改进。例如，倾斜的垂直安定面170可被构造为提供或辅助飞机100的俯仰控制和/或偏航控制。
在图3中，当沿着向后看的方向观察飞机100时，中心体120可具有大体平坦或略微弯曲的上表面。在飞机100的靠近飞机中心线102的中心部分中，中心体120的下表面可以是大体平坦或稍微弯曲的。在飞机100的每一侧，中心体120的下表面可朝着对应机翼140的下侧向上弯曲并且平滑地融合到机翼140的下表面中。中心体120的至少一部分的宽度可大于中心体120的整体高度或厚度。中心体120的宽度可除了容纳进气道244(图1至图2)、发动机202和排气道264(图1至图2)之外，还容纳载荷舱124(图7)。
在图3中还示出了分别在飞机100的相对侧沿着一对中心体前缘部132定位的一对进气口240。如以上提到的，一对进气口240分别流体地联接到一对发动机202。当沿着前后方向(例如，平行于飞机中心线102)观察飞机100时，进气口240中的每一个可与进气口240流体地联接到的发动机202大体对准。例如，当沿着平行于飞机中心线102的向后看的方向观察飞机100时，每个进气口240的横截面面积可与由包围封闭发动机202的发动机管道210(图6)限定边界的横截面面积至少部分交叠。每个进气口240与对应的发动机202对准可促进气流进入发动机202中。
在图3中，每个进气口240可被描述为具有进气口几何中心246，进气口几何中心246通常可被定义为当沿着平行于飞机中心线102的方向从飞机100前方的位置向后看地观察进气口240时由中心体前缘部132的外模线处的进气口240的周边限定边界的区域的区域形心。在未示出的一些示例中，每个进气口240可位于对应的中心体前缘部132上，使得对应发动机202的发动机中心线204延伸穿过进气口几何中心246。在图7中示出的示例中，当从自上向下方向观察飞机100时，每个发动机202的发动机中心线204可与飞机中心线102大体对准。然而，在本文中公开的飞机示例中的任一个中，每个发动机202的发动机中心线204可相对于飞机中心线102倾斜或侧倾，并且这可为从进气口240到发动机202的流动路径提供优势，和/或为从发动机202到排气口260的流动路径提供优势。
在图3中，每个进气口240可位于对应的中心体前缘部132上，使得进气口240的进气口几何中心246相对于对应发动机202的发动机中心线204偏移的距离达进气口偏移量248。例如，每个进气口240的进气口几何中心246可位于对应发动机202的发动机中心线204的内侧和下方。每个进气口240的进气口几何中心246的上述位置可能是由于进气口240位于中心体前缘部132上的前缘最靠前点134(例如，参见图9)下方引起的，进气口240位于中心体前缘部132上的前缘最靠前点134是用于减少或避免在各进气口240的大部分位于中心体前缘部132上的前缘最靠前点134上方时在高迎角时原本会出现的对迎面而来的气流造成干扰的手段，如以上提到的和以下描述的。在本公开中，内侧方向可被描述为当沿着自上向下方向观察飞机100时朝向飞机中心线102的水平方向。外侧方向可被描述为当沿着自上向下方向观察飞机100时背离飞机中心线102的水平方向。
仍然参照图3，当沿着平行于飞机中心线102的方向观察进气口240时，每个进气口240可具有非圆形的进气口形状。例如，每个进气口240可具有带有倒圆拐角的大体矩形或梯形形状。图3例示了进气口240中每个进气口的进口宽度大于进口高度。然而，在未示出的示例中，每个进气口240可具有大体圆形或椭圆形的形状，该形状可与可包围发动机202的发送机管道210的大体圆形形状互补。除了以上提到的矩形、梯形、椭圆形或圆形以外，每个进气口240可被构造成多种形状中的任一种。
参照图4，示出了混合机翼-主体构造110的飞机100的后端的向前看的视图，该视图例示了一对排气口260。在所示出的示例中，一对排气口260被限定在中心体120的后部126的上模线128(例如，上面)中。每个排气口260可部分地由可突出到中心体120的上模线128上方的排气道整流罩270限定。另外，每个排气口260可部分地由可从排气口260中的每一个向后延伸的排气道坡道272(图2)限定。每个排气道坡道272可以是在排气道整流罩270的后端处的上模线128中的凹陷。每个排气道坡道272的后端可平滑地融合到中心体120的后部126的上模线128中。
在图4中，每个排气口260具有出口几何中心266。类似于每个进气口240(图3)的上述进气口几何中心246(图3)，排气口几何中心266通常可被定义为当从飞机100后方的位置沿着平行于飞机中心线102的方向向前看地观察时由排气口260的周边限定边界的区域的区域形心。每个排气口260的区域的周边可部分地由排气口260的排气道整流罩270限定。排气口260中的每一个的排气口几何中心266可相对于对应发动机202的发动机中心线204偏移的距离达排气口偏移量268。
在图4中，每个排气口260的排气口几何中心266可垂直地位于发动机中心线204的上方，这可能是由于排气口260位于中心体120的上模线128中。如以下更详细描述的，排气口260位于上模线128中可有利地减少在排气口260被限定在中心体120的下模线130中时原本会出现的机场噪声。每个排气口260的排气口几何中心266也可位于对应发动机202的发动机中心线204的内侧。每个排气口260位于对应发动机中心线204的内侧可有利地减少倘若发动机202中的一个变得不可操作或者产生的推力不及其他发动机202时会出现的不对称推力。另外，将排气口260定位成使得每个排气口260的排气口几何中心266在对应发动机202的发动机中心线204的内侧可避免被向后引导的排气流(未示出)直接撞击到垂直安定面170上。
在图4中，当沿着面向前的方向观察排气口260时，每个排气口260可具有倒圆内角的大体矩形形状。在所示出的示例中，每个排气口260可具有比出口高度大的出口宽度。然而，排气口260可被设置成各种形状中的任一种。例如，当沿着面向前的方向观察时，每个排气口260可具有圆弧段的形状(未示出)，这可能是由于每个排气道坡道272是大体平面的并且各排气道整流罩270具有弧形的横截面。在未示出的其他示例中，每个排气口260可具有椭圆形的形状，或者每个排气口260可具有带有半圆形相对端部的平坦的上表面和平坦的下表面，半圆形相对端部将平坦的上下表面相联接。
图5是混合机翼-主体构造110的飞机100的向前看的立体图，该立体图示出了沿着中心体前缘部132定位的进气口240。还示出了在飞机100的上模线128中限定的排气口260。如以上提到的，每个排气口260可包括具有前端和后端的排气道整流罩270。在示例中，排气道整流罩270的前端可与中心体120的上模线128相切。排气道整流罩270的向后延伸的其余部分可突出到中心体120的上模线128上方。
仍然参照图5，如以上提到的，每个排气口260都可具有排气道坡道272，排气道坡道272的前端可位于上模线128的下方。排气道坡道272的后端可平滑地融合到中心体120的上模线128的空气动力学轮廓中。例如，排气道坡道272的后端可与上模线128相切。排气道整流罩270和/或排气道坡道272可由诸如钛合金或能够耐受来自排气口260的排气流的高温的其他材料这样的高温材料形成。有利地，排气口260在上模线128上的位置允许中心体120诸如在飞机100正在接近机场时提供对排气噪声的部分阻挡或屏蔽。另外，如下面更详细描述的，将发动机202嵌入中心体120内可相对于由常规的管-机翼飞机的暴露发动机产生的噪声减少机场社区噪声。
尽管未示出，但是在替代示例中，排气口260可被限定在中心体120的下模线130中，而不是在上模线128中。在未示出的其他示例中，排气口260可被分配到中心体120的上模线128和下模线130之间。在未示出的其他示例中，排气口260可被限定在中心体后缘部136上。例如，发动机202中的每一个的排气道可被融合到排气道整流罩270中，排气道整流罩270突出到上模线128上方并且突出到下模线130下方，并且可终止于中心体后缘部136处。
图6是在每个进气口240沿着中心体120的中心体前缘部132定位的示例中的混合机翼-主体构造110的飞机100的侧视图。还示出了在中心体120的上模线128中限定的排气口260。如以上提到的，飞机100可包括进气道244，进气道244将每个进气口240流体地联接到发动机202中的对应一个。每个发动机202可包括发动机管道210(图9)，发动机管道210可包围发动机202并且可用作流过发动机202的旁路流214(图9)的外壁，如下所述。飞机100另外还可包括排气道264，排气道264将每个发动机202流体地联接到排气口260中的对应一个。每个排气道264可由能够耐受高温排气流的材料(例如，钛合金)形成。
图7是混合机翼-主体构造110的飞机100的俯视图，该俯视图示出了具有从中心体120向外延伸的一副机翼140的飞机100的整体构造。如以上提到的，中心体120从机头122延伸到后部126。后部126可包括诸如图1至图7中示出的一对垂直安定面170这样的一个或更多个尾翼面。然而，飞机100可包括以多种不同构造中的任一种布置的一个或更多个尾翼面，不限于如图中所示的一对垂直尾翼。例如，尽管未示出，但是飞机100可包括用于偏航控制的单个居中定位的垂直尾翼(例如，在飞机中心线102上)，并且可选地可包括用于俯仰控制的安装在垂直尾翼上的水平安定面和/或升降舵。
在图7中，飞机100包括位于一对发动机202之间的载荷舱124。还示出了平滑地融合到中心体120中的机翼140。在所示出的示例中，机翼140后掠。然而，在未示出的其他示例中，机翼140可前掠，机翼140可不扫掠，或者机翼140可向前和向后可枢转，以便调节机翼140的掠角。如图7中所示，飞机100可能在每个机翼140和中心体120之间缺少明显的结构线或接头。在本公开中，每个机翼140与中心体120之间的分界线(例如，假想的前后延伸线)被描述为机翼-中心体接合部148。
仍然参照图7，可根据机翼140和中心体120的后缘掠角来限定机翼-中心体接合部148的位置。中心体120具有中心体后缘部136，中心体后缘部136具有相对于飞机100的横轴线108限定的中心体后缘掠角138。横轴线108被垂直于飞机中心线102取向。在图7中，机翼140中的每一个具有机翼前缘部142和机翼后缘部144。机翼后缘部144具有相对于横轴线108限定的机翼后缘掠角146。在所示出的示例中，机翼后缘掠角146可不同于中心体后缘掠角138。在飞机100的每一侧，机翼后缘部144与中心体后缘部136的相交处可被描述为后缘平面形中断147。机翼前缘部142与中心体前缘部132的相交处可被描述为前缘平面形中断143。在所示出的示例中，前缘平面形中断143与后缘平面形中断147对准。然而，混合机翼-构造110可被构造成使得前缘平面形中断143与后缘平面形中断部147相比位于更内侧或更外侧。
在混合机翼-主体构造110的一些示例中，机翼-中心体接合部148可位于后缘平面形中断147的内侧。例如，机翼-中心体接合部148可位于后缘平面形中断147的内侧并略在排气口260的外侧。在其他示例中，机翼-中心体接合部148可位于前缘平面形中断143处，或位于前缘平面形中断143的外侧。另选地，飞机100每一侧的机翼-中心体接合部148可位于前缘平面形中断143处。在另一示例中，机翼-中心体接合部148可位于前缘平面形中断143的内侧或外侧。在下面更详细描述的其他示例中，可依据相对于中心体120的翼面厚度与弦长之比的机翼140的翼面厚度与弦长之比来限定飞机100每一侧的机翼-中心体接合部148的位置。
如以上提到的，飞机100的中心体120可包括载荷舱124。在一些示例中，飞机100可被构造用作亚音速商用或军用货机，用于在载荷舱124中运送货物。有利地，中心体120的形状允许有大的载荷舱124。中心体120的相对宽的形状允许有相对宽的载荷舱124，该载荷舱124能够运送宽度比管-机翼飞机的机身中能运送的货物大的货物。在其他示例中，飞机100可被构造为在军用或商用应用中提供加油支持的空中加油飞机。另选地或另外地，载荷舱124可能能被构造为具有用于运送乘客的座椅的乘客舱(未示出)。尽管飞机100的机头122被示出为具有供机组人员驾驶飞机100的舱座，但是飞机100可选地可被构造为可被远程控制的无人机(UAV)和/或作为UAV进行操作。不管飞机100是无人驾驶的还是由机组人员驾驶，飞机100都可被构造成用于各种民用、商用、政府用和/或军用的应用。
在图7中，每个进气道244可与对应发动机202的发动机中心线204大体对准，以减少或避免气流进入发动机202造成干扰。当从自上向下方向观察飞机100时，每个排气道264可具有稍显S形的构造。S形构造可允许来自每个发动机202的排气平稳地流向排气口260，排气口260可位于对应发动机202的发动机中心线204的内侧。如以上提到的，将每个排气口260定位在对应发动机中心线204内侧的位置处可减少在一个发动机202变得不可操作时会出现的不对称推力。
图8是沿着飞机中心线102截取的图7的混合机翼-主体构造110的飞机100的中心体120的截面图。在所示出的示例中，中心体120具有在飞机中心线102处的翼型横截面。中心体120的上模线128可具有比下模线130相对更高的弯曲程度，并且这可引起产生升力。
在图9中，示出了混合机翼-主体构造110的飞机100的沿着发动机中心线204截取的截面图，并且示出了安装在上模线128和下模线130之间的中心体120内的发动机202。每个发动机202可被封闭在中心体120内部的发动机管道210内。还示出了将进气口240流体地联接到发动机202的进气道244以及将发动机202流体地联接到排气口260的排气道264。
在图9中，每个发动机202都可被构造为具有至少一个风扇212和芯216的涡轮风扇发动机。风扇212可在芯216的作用下可旋转地驱动，以便迫使空气的旁路流214通过发动机管道210和芯216之间的环形通道。芯216具有一个或更多个涡轮224、226和一个或更多个压缩机220、222。例如，芯216可包括低压压缩机220、高压压缩机222、低压涡轮224和高压涡轮226。压缩机220、222和涡轮224、226中的每一个都是具有多个以相对高的速度旋转的叶片的转子盘。旋转的压缩机220、222和涡轮224、226通过芯216抽出芯流218。旁路流214与芯流218的流出或排出的组合得到推进飞机100的推力。
在本文中公开的示例中的任一个中，发动机202可各自具有大于5的旁路比。例如，发动机202中的每一个可具有在约5-20的范围内的旁路比。然而，在其他示例中，发动机202中的每一个可具有小于5的旁路比或高于20的旁路比。旁路比可被描述为旁路流214的质量流量与芯流218的质量流量之比。应该注意，在本文中公开的飞机100的构造中的任一种中，发动机202不限于被构造为嵌入中心体120内的涡轮发动机，而是可包括替代的发动机构造。例如，飞机100的发动机202中的一个或更多个可被构造为嵌入中心体120内并且被构造为产生用于混合电动推进的电力的气体发生器(未示出)。
仍然参照图9，飞机100具有飞机重心104。发动机202中的每一个都具有发动机重心208，该发动机重心可在发动机重心偏移量209内纵向定位(即，沿着平行于飞机中心线102的方向-图8)。在一些示例中，发动机重心208可纵向地处于距飞机重心104的距离在从机头122(图8)的机头最靠前点到飞机重心104的水平距离的20％(即，在80％和120％之间)的范围内。可沿着飞机中心线102测量水平距离，并且水平距离可在飞机重心104和垂直于飞机中心线102并位于机头122的外模线上的假想垂直平面(例如，参考基准面-未示出)之间延伸。在本公开中，飞机重心104是空重重心，并且是基于飞机100的空重，飞机100的空重可被描述为在飞机100中不带燃料、货物或乘客的情况下飞机100的重量。然而，发动机重心208可相对于飞机重心104纵向地定位在任何位置，不限于上述布置。
有利地，发动机202在中心体120内的内部位置将每个发动机202的推力线垂直地定位在飞机重心104附近。另外，发动机202在飞机100的中心体120内的内部位置使得有机会优化发动机重心208的纵向位置。例如，每个发动机重心208在纵向上靠近飞机重心104的位置可增强飞机的飞行特性。另外，相对于因外部安装的发动机(未示出)引起的大推力俯仰力矩，以上描述和例示的发动机202的位置可减小因发动机202引起的推力俯仰力矩。此外，相对于将外部安装的发动机(未示出)支撑在诸如从飞机尾端向上突出的吊架上会需要的更大和更复杂的承载结构，发动机202在当前公开的飞机100的中心体120内的内部位置可减少将发动机202支撑在中心体120内的主承载结构(未示出)的长度和复杂度。相对于具有外部安装的发动机的类似飞机，在当前公开的飞机构造中，发动机支撑结构的长度和复杂度减少可引起飞机重量减轻。
除了上述关于发动机重心、推力俯仰力矩和飞机重量的优点之外，与对被支撑在向上延伸的吊架(未示出)上的外部安装的发动机的可触及性更困难相比，发动机202在中心体120内的内部位置可使对发动机202的可触及性(例如，为了维护和/或取下发动机)得以改善。更进一步，发动机202在中心体120内的内部位置可减少发动机202暴露于环境影响或者减少来自外部物体的损害。例如，发动机202在中心体120内的内部位置可消除发动机202与机场处的物体和/或车辆接触的可能性。另外，发动机202在中心体120内的内部位置可引起飞机100在起飞和着陆期间产生较少的噪声，从而可允许飞机100在一天内的早些时候和晚些时候以及有可能在机场宵禁时间期间操作。发动机202在中心体120相对侧的内部位置可改善倘若发动机202中的一个发生非包含式发动机故障(例如，转子叶片打出来)时每个发动机202的生存能力。
仍然参照图9，每个进气口240可至少部分地位于对应中心体前缘部132的前缘最靠前点134下方，并且这引起每个进气口240的进气口几何中心246(图3)位于对应发动机202的发动机中心线204下方。有利地，每个进气口240位于中心体前缘部132上的前缘最靠前点134下方避免了对经过机翼140的迎面而来的气流的空气动力学造成干扰。此外，每个进气口240位于对应中心体前缘部132上的前缘最前点134下方可避免在进气口240位于中心体前缘部132的前缘最靠前点134上方时在大迎角时会出现的进入进气口240的气流有可能被遮挡。在未示出的示例中，每个进气口240的空气可位于对应中心体前缘部132上，使得进气口几何中心246的垂直中心在前缘最靠前点134上，使得进气口横截面的一部分(例如，大致一半)位于前缘最靠前点134上方，并且进气口横截面的其余部分位于进气口240的前缘最靠前点134下方。
参照图7至图10，如以上提到的，可依据机翼140(图10)和中心体120(图9)的翼面厚度与弦长之比来限定飞机100每一侧的机翼-中心体接合部148(图7)的位置。如以上提到的，图9示出了在发动机中心线204的位置处的飞机100的中心体120的横截面。图10示出了飞机100(图9)的机翼140的横截面。翼面厚度与弦长之比表示翼面厚度与翼弦长的比率。翼面的翼弦长可被描述为从翼面的前缘到翼面的后缘的距离。翼面厚度可被描述为沿着翼弦长的翼面最大厚度。在飞机100的一个示例中，中心体120可具有至少10％的翼面厚度与弦长之比，并且每个机翼140可具有小于10％的翼面厚度与弦长之比。在这方面，飞机100每一侧的机翼-中心体接合部148可被限定为翼面厚度与弦长之比从小于10％变为至少10％的位置。
图11是其中推进***200包括位于飞机中心线102的横向相对侧的两(2)对发动机202的混合机翼-主体构造110的飞机100的示例的俯视图。在本公开中，横向方向可被描述为在水平面中并且平行于飞机100的横轴线108(图7)取向的方向。纵向方向可被描述为平行于飞机中心线102取向的前后方向。在图11中，飞机中心线102每一侧的相邻的一对发动机202可在纵向上彼此交错或偏移。相邻发动机202纵向偏移可防止一个发动机202的未包含式发动机故障(例如，由于转子叶片离开压缩机220、222和/或涡轮224、226中的一个–图9)影响相邻发动机202的可操作性。由飞机100每一侧的两(2)对发动机202提供的增加的冗余可增强飞机100的推进***200的可靠性。
在图11的示例飞机100中，发动机202可被设置为上述构造中的任一种，包括但不限于涡轮发动机。例如，嵌入中心体120内的一对或更多对发动机202可被构造为图9中示出的上述涡轮风扇发动机，并且可具有任何合适的旁路比。在其他示例中，在飞机中心线102每一侧嵌入中心体120内的发动机202中的一个或更多个可被提供作为用于产生用于电动推进的混合发动机(未示出)的电力的气体发生器(未示出)。例如，对于如图11中所示的具有在飞机中心线102每一侧的两(2)对发动机202的飞机100，飞机100每一侧的发动机202中的一个可以是涡轮发动机，并且相邻的发动机202可以是用于混合电动推进的气体发生器。在未示出的其他示例中，飞机100可具有在飞机中心线102每一侧嵌入中心体120内的三(3)对发动机202。例如，飞机中心线102每一侧的三(3)个发动机202中的两(2)个可以是涡轮发动机，而三(3)个发动机202中的第三个可以是用于混合发动机的气体发生器(未示出)。可理解的是，飞机100可被构造成包括嵌入中心体120内的任何数量的发动机202，不限于以上描述和/或例示的示例。
在本文中公开的飞机构造中的任一种中，推进***200可被构造为使得每个发动机202可具有将进气口240流体地联接到发动机202的专用进气道244以及将发动机202流体地联接到排气口260的专用排气道264。然而，料想到，飞机100可设置有推进***200，在推进***200中，一个或更多个发动机202与推进***200的至少一个其他发动机202共享进气道244的至少一部分和/或进气口240的至少一部分。另选地或另外地，推进***200可被构造成，使得一个或更多个发动机202与推进***200的至少一个其他发动机202共享排气道264的至少一部分和/或排气口260的至少一部分。作为示例，对于具有两(2)对发动机202的图11的飞机100，飞机中心线102每一侧的中心体前缘部132可具有单个进气口240(未示出)。飞机中心线102每一侧的发动机202中的每一个可具有可与单个进气口240联接的专用进气道244。
图12是具有纵向上彼此交错或偏离的一对发动机202的混合机翼-主体构造110的飞机100的示例的俯视图。发动机202位于飞机中心线102的横向相对侧。如果被构造为涡轮风扇发动机，则发动机202纵向偏移的距离可达发动机偏移量206，这样可防止一个发动机202的风扇212(图9)、压缩机220、222(图9)和/或涡轮机224、226(图9)的非包含式故障影响另一发动机202的可操作性。例如，发动机202纵向偏移的距离达发动机偏移量206，使得飞机中心线102一侧的发动机202的涡轮机224、226在飞机中心线102相对侧的发动机202的风扇212的纵向前方。
参照图13至图14，示出了具有从垂直安定面170向前延伸的边条174的混合机翼-主体构造110的飞机100的示例。如上所述，飞机100可包括位于飞机中心线102相对侧的一对垂直安定面170。垂直安定面170可倾斜(即，如所示出地非垂直取向)，或者垂直安定面170可垂直取向(未示出)。垂直安定面170中的每一个都具有安定面前缘172。在图14的示例中，一对排气口260可位于在垂直安定面170的纵向后部的位置处。更具体地，排气道264的后端可位于安定面前缘172的后方。对于具有边条174的飞机100的示例，排气道264的后端可位于边条前缘176的后方。
图15是飞机100的向前看的端视图，该端视图示出了垂直安定面170和/或边条174(图14至图15)在声学上阻挡了从排气口260发出的排气噪声中的至少一部分。排气噪声由被示出为从排气口260横向(例如，侧向)延伸的声发射矢量274部分地表示。然而，对于限定在中心体120的后部126的上模线128(图14)中的排气口260，排气噪声可(由于中心体120的上表面至少部分阻挡了排气噪声中的一些，引起向下方向发出，除此之外)大体全向地从排气口260发出。所示出的声发射矢量274可被垂直安定面170和/或边条174反射，并且可根据垂直安定面170的取向在大体向上方向上偏转。有利地，排气噪声的大体向上偏转可减少由飞机100产生的机场社区噪声的量，由此潜在地允许飞机100在机场宵禁时间期间(诸如，清晨和/或深夜期间)操作。
图16至图17例示了具有一对推力矢量襟翼276(例如，吹气襟翼)的混合机翼-主体构造110的飞机的示例，这对推力矢量襟翼276用于改变或操纵从发动机202排放的排气流(例如，发动机推力)。图16是飞机的自上向下的视图。图17是通过发动机中心线204的截面图，该截面图例示了推力矢量襟翼276中的一个。一对推力矢量襟翼276靠近中心体后缘部136安装，并且分别位于一对排气口260的下游。在这方面，推力矢量襟翼276位于排气道坡道272的下游。在所示出的示例中，推力矢量襟翼276中的每一个的最靠后边缘终止于与中心体后缘部136的最靠后边缘重合的位置处。然而，在未示出的示例中，推力矢量襟翼276的最靠后边缘可终止于在中心体后缘部136的最靠后边缘前方或后方的位置处。
在图16至图17中，推力矢量襟翼276能枢转，以改变分别由一对发动机202排放的排气流的方向。推力矢量襟翼276可独立地能枢转并且可彼此协调地致动。在所示出的示例中，推力矢量襟翼276从中立位置280可枢转到向上位置282和/或向下位置284。在中立位置280，推力矢量襟翼276的最靠后边缘可与中心体后缘部136的最靠后边缘对准或重合。推力矢量襟翼276中的每一个绕垂直于飞机中心线102(图16)取向的枢转轴线(未示出)可枢转。推力矢量襟翼276绕枢转轴线从中立位置280可枢转到多达+45度或更大角度的向上位置282，和/或从中立位置280可枢转到多达-45度或更大角度的向下位置284。当推力矢量襟翼276枢轴到向上位置282时，来自发动机202的排气流撞击到推力矢量襟翼276上，这样可在中心体120的后部126上产生向下的力，从而造成飞机100的机头向上俯仰。当推力矢量襟翼276枢转到向下位置284时，由于附壁效应(Coanda effect)，引起来自每个发动机202的排气流的至少一部分可能往往会跟随推力矢量襟翼276的向下偏转的表面，并且还可得到推力矢量襟翼276上方的低压力区域和推力矢量襟翼276下方的较高压力区域，这样引起可迫使中心体120的后部126向上，从而造成飞机100的机头向下俯仰。以这种方式，推力矢量襟翼276可增加飞机100的俯仰可控性和/或操纵性。
参照图18至图21，示出了其中一对排气口260包括用于操纵来自发动机202(图17)的排气流的方向的一对推力矢量排气喷嘴278的混合机翼-主体构造110的示例。图18是飞机100的自上向下的立体图，并且图19是飞机100的自下向上的立体图，示出了靠近中心体后缘部136定位的一对推力矢量排气喷嘴278。在所示出的示例中，推力矢量排气喷嘴278的最靠后边缘可终止于与中心体后缘部136的最靠后边缘相同的位置处，类似于推力矢量襟翼276的上述布置(图16至图17)。然而，在未示出的示例中，推力矢量排气喷嘴278可被安装成，使得推力矢量排气喷嘴278的最靠后边缘位于中心体后缘部136的最靠后边缘的前方，或者推力矢量排气喷嘴278的最靠后边缘可位于中心体后缘部136的最靠后边缘的后方。尽管被示出为具有大体矩形的横截面形状，但是推力矢量排气喷嘴278可被设置成各种横截面形状中的任一种，包括但不限于椭圆形的形状或圆形的形状。
图20是飞机100的端视图，该端视图示出了处于中立位置280的推力矢量排气喷嘴278。图21是飞机100的截面图，该截面图也示出了处于中立位置280的推力矢量排气喷嘴278。在图21中还示出了处于延伸位置的机头起落架123的示例。另外，主起落架125被示出为处于延伸位置的并且还被示出了回缩在中心体120内。在回缩位置，主起落架125可处于中心体120内，而没有突出超过中心体120的上模线128和/或下模线130。
在图18至图21中，推力矢量排气喷嘴278能彼此协调地枢转，以改变排气流的方向从而增加飞机100的俯仰可控性，类似于推力矢量襟翼276的上述布置。推力矢量排气喷嘴278中的每一个从中立位置280竖直地可枢转到向上位置282和/或向下位置284。每个推力矢量排气喷嘴278绕垂直于飞机100的前后方向取向的枢转轴线(未示出)可枢转。推力矢量排气喷嘴278从中立位置280枢转到多达+45度或更大角度的向上位置282，和/或从中立位置280可枢转到多达-45度或更大角度的向下位置284。在一些示例中，推力矢量排气喷嘴278中的每一个可以是如以上提到的绕枢轴上下枢转的整体结构。在未示出的替代示例中，推力矢量排气喷嘴278中的每一个可包括上喷嘴表面和下喷嘴表面，该上喷嘴表面和下喷嘴表面在它们自己的铰链上以独立但是彼此协调以便操纵排气流的方式向上和向下枢转。
图22是操作具有混合机翼-主体构造110的飞机100的方法300中包括的操作的流程图。方法300中的步骤302包括将空气吸入分别沿着分别在飞机100的中心体120的飞机中心线102相对侧的一对中心体前缘部132定位的至少一对进气口240中。如以上描述和图中示出的，中心体120具有翼型横截面。飞机100包括与中心体120成一体的一副机翼140。
在一些示例中，将空气吸入一对进气口240中的步骤302可包括将空气吸入分别至少部分位于一对中心体前缘部132的前缘最靠前点134下方的一对进气口240中。例如，图9例示了进气口240的整***于中心体前缘部132上的前缘最前点134下方。如以上提到的，进气口240位于中心体前缘部132上的前缘最靠前点134下方而不是前边缘最靠前点134上方可避免在飞机100处于高迎角时前缘的前缘最靠前点134遮挡进气口240。
方法300中的步骤304包括使来自进气口240的空气进入分别位于飞机中心线120相对侧的至少一对发动机202。尽管图1至图7例示了具有一对发动机202的飞机100的示例，但是可提供飞机具有嵌入中心体120内的任何数量的发动机202的示例。例如，图11中的上述示例示出了具有分别位于飞机中心线102相对侧的两(2)对发动机202的飞机100。如以上提到的，在飞机100的一些示例中，每个进气口240可与对应的发动机202大体对准，这可促进气流从进气口240进入发动机202中。每个发动机202都安装在中心体120的上模线128和下模线130之间的中心体120内。如上所述，上模线128和下模线130限定了具有能够产生气动升力的翼型横截面的中心体120的空气动力学轮廓。
在一些示例中，使空气进入一对发动机202的步骤304可包括使空气进入各自具有发动机重心208的一对发动机202，发动机重心208位于距飞机重心104的距离为从机头122的机头最靠前点到飞机重心104的距离的20％的范围内。如上所述，可沿着飞机中心线102测量机头122与飞机重心104之间的距离。另外，飞机重心104可以是飞机100中不带燃料、货物或乘客的情况下的空重重心。
方法300中的步骤306包括在一对发动机202内燃烧燃料-空气混合物。例如，每个发动机202可以是具有燃烧器(未示出)的涡轮风扇发动机，来自压缩机220、222的压缩空气经过该燃烧器。可将燃料喷射到压缩空气中，并且可点燃燃料-空气混合物，以产生高压排气，高压排气穿过涡轮224、226，从而造成涡轮224、226和在每个发动机202前方的风扇212旋转。在一些示例中，在一对发动机202内燃烧燃料-空气混合物的步骤306可包括在各自旁路比约为5-20的一对涡轮发动机内燃烧燃料-空气混合物。然而，飞机100可设置有旁路比高于20的发动机202，或者发动机202的旁路比可低于5。
方法300中的步骤308包括从分别流体地联接到一对发动机202的至少一对排气口260排放燃料-空气混合物的燃烧排气。从排气口260排放的排气产生用于推进飞机100的推力。在一些示例中，从一对排气口260排放排气的步骤308可包括从如图中所示的限定在中心体120的后部126的上模线128(例如，上侧)中的一对排气口260排放排气。然而，在未示出的其他示例中，步骤308可包括从限定在下模线130中的排气口260排放排气。
在其他示例中，步骤308可包括从被分配到上模线128和下模线130之间的排气口260排放排气，或者从位于中心体120的后部126的后缘部处的排气口260排放排气。在一些示例中，该方法可包括从与飞机100的一个或更多个发动机202对应的排气道整流罩270排放排气。另外，离开每个排气口260的排气可越过排气道坡道272，排气道坡道272可由高温材料形成并且可被装入上模线128和/或下模线130中。
在一些示例中，从一对排气口260排放排气的步骤308可包括从如图4中所示的各自分别位于一对发动机202的发动机中心线204内侧的一对排气口260排放排气。当从如图7中所示的自上向下方向观察飞机100时，每个排气口260可在朝向飞机中心线102的内侧方向上偏移。如以上提到的，将每个排气口260定位在飞机中心线附近(即，当从自上向下方向观察时)可减少倘若发动机202中的一个变为不可操作时的不对称推力。另外，使每个排气口260在内侧方向上偏移可避免排气流直接撞击到垂直安定面170上。
在其他示例中，从一对排气口260排放排气的步骤308可包括从靠近中心体后缘部136安装并分别位于一对排气口260的下游的一对推力矢量襟翼排放排气。该方法还可包括枢转推力矢量襟翼276(例如，彼此协调)，以改变排气流的方向。例如，该方法可包括使推力矢量襟翼276在中立位置280和向上位置282之间和/或在中立位置280和向下位置284之间枢转。如以上提到的，推力矢量襟翼276的枢转可增强飞机100的俯仰可控性，从而可改善飞机100的可操纵性。
在另一示例中，从一对排气口260排放排气的步骤308可包括从靠近中心体后缘部136定位的一对推力矢量排放喷嘴278(图18至图21)排放排气。该方法可包括彼此协调地枢转推力矢量排气喷嘴276，以改变来自飞机100的排气流的方向。如以上提到的，推力矢量排气喷嘴278可从中立位置280竖直枢转到向上位置和/或从中立位置280枢转到向下位置284，以增加飞机100的俯仰可控性。
排放排气的步骤308可包括使用位于后部126相对侧的一对垂直安定面170在声学上阻挡从一对排气口260发出的排气噪声的至少一部分。在这方面，图14中的飞机100的侧视图示出了位于在安定面前缘172的纵向后方的位置处的排气道整流罩270的后端。安定面前缘172后方的排气道整流罩270的位置可允许垂直安定面170在声学上阻挡从排气口260发出的排气噪声的至少一部分。例如，图15示出了从每个排气口260的排气口几何中心266在横向外侧方向上取向的声发射矢量。声发射矢量274表示可从排气口260发出的排气噪声的一部分。垂直安定面170可将声发射矢量274偏转到向上方向上，背离地面，这可带来减小原本由飞机100产生的机场社区噪声的大小的效果。在一些示例中，飞机100可包括从垂直安定面170中的每一个向前延伸的边条174(图13至图14)。每个边条174可增加对从排气口260发出的排气噪声的阻挡或屏蔽。
现在参照图23至图30，示出了呈具有嵌入式发动机202的飞翼构造112的飞机100的示例。飞机100包括彼此成一体的一副机翼140。在一些示例中，一副机翼140可在结构上彼此接合。飞机100可以缺乏联接这副机翼140的独特结构接头。不管飞机100是否包括联接机翼140的结构接头，一副机翼140之间的分界线都可被描述为机翼-机翼接合部150。机翼140中的每一个都具有上模线128、下模线130、机翼前缘部142和机翼后缘部144。一副机翼140的机翼前缘部142可会聚于飞机100的机头122处。
图23是飞机100的自上向下的视图，该视图示出了彼此成一体并且在其中嵌入有至少一对发动机202的一副机翼140。一副机翼140没有被诸如机身(未示出)、中心体和/或其他结构这样的任何中间结构分开。在一些示例中，一副机翼140可在一副机翼140的翼根(未示出)处彼此接合。从翼根到翼尖，机翼140中的每一个可具有大体恒定的翼型。从翼根到翼尖，每个机翼140的恒定翼型的大小可渐缩。
在未示出的一些示例中，飞翼构造112可包括可被安装在沿着机翼-机翼接合部150的一个或更多个位置处的舱盖或舱座。另选地或另外地，飞翼构造112可包括从一副机翼140的机翼后缘部144向后延伸的尾翼(未示出)。例如，一个或更多个尾桁(未示出)可从机翼140向后延伸。尾翼(未示出)可支撑诸如可垂直取向或非垂直取向(例如，倾斜)的水平尾翼和/或一个或更多个垂直尾翼这样的一个或更多个尾翼面。另选地或另外地，飞翼构造112可包括诸如安装在机翼140上的垂直翼这样的一个或更多个垂直尾翼(未示出)。
本文中公开的飞机构造中的任一种可包括用于对飞机100进行方向控制的多种其他飞行控制表面(未示出)中的任一个或更多个。例如，本文中公开的飞机构造中的任一种可包括升降副翼、副翼、襟翼、阻流板、减速板和/或机翼前缘部142上的一个或更多个高升力装置(诸如，前缘缝翼、克鲁格襟翼或其他高升力装置)。此外，本文中公开的飞机构造中的任一种可在翼尖上包括小翼(单个小翼或***小翼–未示出)。另外，可在飞翼构造112上实现混合机翼-主体构造110的部件(例如，进气口240、进气道244、发动机202、排气道264、排气口260等)中的任一个的上述大小、形状、构造和/或布置。
在图23至图30中，飞机100具有至少一对发动机202，这对发动机位于飞机中心线102的相对侧并且被分别安装在上模线128和下模线130之间的一副机翼140内。每个发动机202被构造为具有至少一个风扇212和芯216的涡轮风扇发动机，如图29中所示并且在下面更详细描述的。如关于混合机翼-主体构造110(图1至图21)所描述的，飞翼构造112的发动机202可不突出超过机翼140的上模线128或者超过其下模线130。
参照图23至图24，飞翼构造112的飞机100包括分别沿着机翼前缘部142定位的一对进气口240。一对进气口240分别流体地连接到一对发动机202。例如，一对进气道244可按与混合机翼-主体构造110(图1至图21)的上述进气道244类似的方式分别将一对进气道240流体地联接到一对发动机202。在本文中公开的飞机100示例中的任一个中，进气口240可不突出超过机翼前缘部142的上模线128或者超过其下模线130。在这方面，进气口240可不突出超过机翼140的翼型横截面。可按与混合机翼-主体构造110(例如，图1至图21)的中心体前缘部132上构造和定位进气口240类似的方式，在机翼140的机翼前缘部142上构造和定位飞翼构造112(例如，图23至图30)的进气口240。
如图24至图25中所示，每个进气口240可按与进气口240沿着混合机翼-主体构造110的中心体前缘部132的上述定位类似的方式，至少部分位于机翼前缘部142的前缘最靠前点134下方。例如，每个进气口240全部都可位于机翼前缘部142的前缘最靠前点134下方可避免对于位于机翼前缘部142的前缘最靠前点134上方的进气口240而言在高迎角时原本会出现的遮挡进入进气口240的气流。在一些示例中，每个进气口240都可位于对应的机翼前缘部142上，使得进气口几何中心246(图25)相对于发动机中心线204偏离的距离达进气口偏移量248(图25)。例如，每个进气口240的进气口几何中心246可位于发动机中心线204的内侧和下方，类似于图3中示出的上述布置。
参照图23和图26，飞机100还包括分别与一对发动机202流体地联接的一对排气口260。一对排气道264(图23)可分别将一对排气口260流体地联接到一对发动机202。如图23中所示，一对排气口260可分别按与排气口260在混合机翼-主体构造110的中心体120的上模线128中的上述定位类似的方式被分别限定在一副机翼140的上模线128中。类似于排气口260在混合机翼-主体构造110中的上述布置，排气口260中的每一个可被部分限定在可突出到相应机翼140的上模线128上方的排气道整流罩270中。另外，每个排气口260可部分地由可从排气口260向后延伸的排气道坡道272(图23)限定。排气道坡道272可被构造为机翼140的上模线128中的凹陷。每个排气道坡道272的后端可融合到机翼140的上模线128中。排气口260位于机翼140的上模线128中可有利地减少在排气口260被限定机翼140的下模线130中时原本会出现的机场噪声。
参照图26至图27，每个排气口260的排气口几何中心266(图26)偏移的距离可达排气口偏移量268。在所示出的示例中，排气口几何中心266可按与混合机翼-主体构造110的排气口260的上述定位类似的布置位于对应发动机202的发动机中心线204的内侧。图27是飞机100的俯视图，该俯视图示出了每个排气道264的略微S形构造，以允许来自每个发动机202的排气平稳地流到排气口260。如以上提到的，每个排气口260位于对应发动机中心线204的内侧可有利地减少倘若发动机202中的一个变得不可操作而会出现的不对称推力。在图27中还示出了可被包括在飞翼构造112中的载荷舱124的示例。
在本文中公开的飞机100构造中的任一个中，排气口260不限于被限定在上模线128中，而是可另选地被限定在飞翼构造112的机翼140的下模线130中，或者在混合机翼-主体构造110的中心体的下模线130中。在未示出的其他示例中，一对排气口260可被限定在上模线128和下模线130二者的组合中。例如，排气口260可被分配在突出到上模线128上方以及突出到机翼140的下模线130下方之间。在未示出的其他示例中，每个排气口260的最靠后边缘可终止于机翼后缘部144处。
尽管在图23至图27中未示出的，但是飞翼构造112可包括与图16至图17中示出的上述布置类似的推力矢量襟翼276。推力矢量襟翼276可分别靠近一副机翼140的机翼后缘部144安装，并且分别位于一对排气口260的下游。例如，每个推力矢量襟翼276可位于排气道斜道272的下游，分别靠近一副机翼140的机翼后缘部144。推力矢量襟翼276中的每一个按如上所述的方式可枢转(例如，向上和/或向下)，以改变排气流的方向从而增加飞机100的俯仰可控性。另选地，一对排气口260可包括一对推力矢量排气喷嘴278(未示出)，这对推力矢量排气喷嘴278分别靠近一副机翼140的机翼后缘部144定位，并且可与针对混合机翼-主体构造110的推力矢量排气喷嘴278的上述布置类似地构造，从而增加对飞机100的俯仰控制。
参照图28至图30，示出了沿着飞翼构造112的机翼140中的一个在不同位置处截取的截面图，并且例示了在每个位置处的翼型横截面。如以上提到的，机翼140中的每一个都具有从翼根(例如，在机翼-机翼接合部150处-图28)到翼尖(例如，靠近图30)可具有基本相同形状的翼型横截面，尽管从翼根(例如，在机翼-机翼接合部150处)到翼尖，翼型横截面的大小可渐缩。
图29是飞机100的截面图，该截面图示出了安装在机翼140的上模线128和下模线130之间的机翼140内的涡轮风扇发动机。还示出了将进气口240流体地联接到发动机202的进气道244以及将发动机202流体地联接到排气口260的排气道264。如以上提到的，每个涡轮风扇发动机具有至少一个风扇212和芯216。尽管示出具有单个大直径的风扇，但是涡轮风扇发动机可包括两个或更多个分级布置的相对小直径的风扇(未示出)。如以上关于图8中示出的混合机翼-主体构造110描述的，涡轮风扇发动机的芯216包括通过芯216抽出芯流218的一个或更多个涡轮机(例如，224、226)和一个或更多个压缩机(例如，220、222)。涡轮224、226和压缩机220、222的旋转驱动了风扇212，风扇212使空气在发动机管道210和芯216之间有旁路流214。旁路流214与芯流218的排出的组合提供了推进飞机100的推力。在本公开的一些示例中，发动机202中的每一个可具有5至20的旁路比。然而，发动机202可具有小于5的旁路比或大于20的旁路比。在这方面，涡轮风扇发动机可与没有风扇并因此没有旁路流的涡轮喷气发动机区别开。涡轮风扇发动机与大小近似相等的涡轮喷气发动机相比，可产生更少的噪声和/或可具有更高的燃料效率。
类似于针对混合机翼-主体构造110的上述发动机布置，飞翼构造112的发动机202可具有发动机重心(例如，图9)，该发动机重心纵向地处于(例如，沿着平行于飞机中心线102的方向-图27)在距飞机重心(例如，图9)的距离为从机头122(在飞机中心线102处-图27)的机头最靠前点到飞机重心的水平距离的20％(即，80％至120％)的范围内。然而，飞翼构造112有利地允许发动机重心处于相对于飞机重心的任何位置处。
尽管未示出，但是飞翼构造112可包括不止一对的发动机202。例如，类似于图11中示出的上述布置，飞翼构造112可包括在飞机中心线102相对侧的至少两(2)对发动机202。由飞机100每一侧的两(2)对发动机202提供的增加的冗余可增强用于飞翼构造112的推进***200的可靠性。在本文中公开的示例中的任一个中，发动机202可纵向地彼此交错或偏移。例如，类似于图12中示出的上述布置，飞翼构造112可包括纵向地彼此偏移的单对发动机202。发动机202纵向偏移可防止一个发动机202的未包含式发动机故障(例如，由于转子叶片离开压缩机或涡轮)影响相邻发动机202的可操作性，如以上提到的。
图31是操作具有混合飞翼构造112的飞机100的方法400中包括的操作的流程图，具有混合飞翼构造112的飞机100的示例在图23至图30中示出。方法中的步骤402包括将空气吸入分别沿着一副机翼140的一对机翼前缘部142定位的一对进气口240中，所述一副机翼140分别在飞机100的飞机中心线102相对侧。如上所述，一副机翼140彼此成一体。将空气吸入一对进气口240中的步骤402可包括将空气吸入分别至少部分位于一对机翼前缘部142的前缘最靠前点134下方的一对进气口240中，如图24中所示以及如上所述。
方法400中的步骤404包括使来自进气口240的空气进入位于飞机中心线120相对侧的一对发动机202。如上所述，一对发动机202分别安装在上模线128和下模线130之间的一副机翼140内。每个发动机202都被构造为如图29中所示以及如上所述的涡轮风扇发动机，涡轮风扇发动机包括分别产生用于产生发动机推力的旁路流214和芯流218的风扇212和芯216。使空气进入一对发动机202的步骤404还可包括使空气进入各自具有发动机重心208的一对发动机202，发动机重心208位于距飞机重心104的距离为从机头最靠前点到飞机重心104的距离的20％的范围内。如上所述，沿着飞机中心线102测量从机头122到发动机重心208的距离。另外，如以上提到的，发动机重心208可位于距飞机重心104的任何距离处。
方法400中的步骤406包括在一对发动机202内燃烧燃料-空气混合物。如以上提到的，发动机202被构造为各自都产生旁路流214和芯流218的涡轮风扇发动机。在一对发动机202内燃烧燃料-空气混合物的步骤406可包括在各自旁路比约为5-20的一对涡轮风扇发动机内燃烧燃料-空气混合物。然而，如以上提到的，发动机202可按低于5或高于20的旁路比设置。
方法400中的步骤408包括从分别流体地联接到一对发动机202的一对排气口260排放燃料-空气混合物的燃烧排气。在一些示例中，从一对排气口260排放排气的步骤408可包括分别从如图23、图26和图29中所示的在一对发动机140的上模线128中限定的一对排气口260排放排气。然而，在未示出的替代示例中，该方法可包括从在一副机翼140的下模线130中限定的排气口260排放排气，或者排气口260可被限定在上模线128和下模线130的组合中，如以上提到的。在一些示例中，从一对排气口260排放排气的步骤408可包括从各自分别位于一对发动机202(例如，图27)的发动机中心线204内侧的一对排气口260排放排气，这样可减少在发动机202中的一个变得不可操作时会出现的不对称推力。
在其他示例中，从一对排气口260排放排气的步骤408可包括使用分别靠近一副机翼130的机翼后缘部144安装的一对推力矢量襟翼276(未示出)使排气偏转以及枢转推力矢量襟翼276(例如，向上和/或向下)以改变来自发动机202的排气流的方向。在与图16的混合机翼-主体构造110的飞机100类似的示例中，飞翼构造112(例如，图23至图30)上的推力矢量襟翼276可位于排气口260的下游。作为推力矢量襟翼276的替代，从一对排气口260排放排气的步骤408可包括从分别靠近一副机翼130的机翼后缘部144定位的一对推力矢量襟翼278(未示出)排放排气以及枢转推力矢量排气喷嘴278(例如，竖直向上和/或向下)以改变排气流的方向。如上所述，推力矢量襟翼276和/或推力矢量排气喷嘴278可增强飞机100的俯仰可控性。
另外，本公开包括根据以下条款的示例：
1.一种具有混合机翼-主体构造的飞机，该飞机包括：
中心体，其具有翼型横截面、飞机中心线、后部、上模线、下模线和分别在所述飞机中心线的相对侧的一对中心体前缘部；
一副机翼，其与所述中心体成一体；
至少一对发动机，其位于所述飞机中心线的相对侧并且安装在所述上模线和所述下模线之间的所述中心体内；
一对进气口，其分别沿着所述一对中心体前缘部定位并且分别流体地联接到所述至少一对发动机；以及
一对排气口，其位于所述中心体的所述后部中并且分别流体地联接到所述至少一对发动机。
2.根据条款1所述的飞机，其中：
所述一对排气口被限定在所述中心体的所述后部的所述上模线中。
3.根据条款1所述的飞机，其中：
每个发动机都具有发动机中心线；并且
每个排气口都具有位于所述发动机中心线的内侧的排气口几何中心。
4.根据条款1至3中任一项所述的飞机，其中：
所述中心体的翼面厚度与弦长之比为至少10％；
每个机翼的翼面厚度与弦长之比具有小于10％；并且
所述飞机在所述翼面厚度与弦长之比从小于10％变为至少10％的位置处具有机翼-中心体接合部。
5.根据条款1至3中任一项所述的飞机，所述飞机还包括：
横轴线，其被垂直于所述飞机中心线取向；
所述中心体具有中心体后缘部，所述中心体后缘部具有相对于所述横轴线限定的中心体后缘掠角；
所述机翼中的每一个都具有机翼后缘部，所述机翼后缘部具有相对于所述横轴线限定的机翼后缘掠角；
在所述飞机的每一侧，所述机翼后缘掠角都与所述中心体后缘掠角不同，使得所述机翼后缘部与所述中心体后缘部的相交处限定了后缘平面形中断；并且
所述飞机的每一侧的机翼-中心体接合部都位于所述后缘平面形中断的内侧。
6.一种操作具有混合机翼-主体构造的飞机的方法，该方法包括：
将空气吸入分别沿着所述飞机的中心体的飞机中心线的相对侧的一对中心体前缘部定位的一对进气口中，所述中心体具有翼型横截面，所述飞机包括与所述中心体成一体的一副机翼；
使来自所述进气口的空气进入在所述飞机中心线的相对侧的并且安装在所述中心体的上模线和下模线之间的所述中心体内的一对发动机中；
在所述一对发动机内燃烧燃料-空气混合物；并且
从分别流体地联接到所述一对发动机的一对排气口排放燃料-空气混合物的燃烧的排气。
7.根据条款6所述的方法，其中，将空气吸入所述一对进气口中包括：
将空气吸入分别至少部分位于所述一对中心体前缘部的前缘最靠前点下方的所述一对进气口。
8.根据条款6所述的方法，其中，从所述一对排气口排放排气包括：
从各自位于所述一对发动机的对应发动机中心线的内侧的所述一对排气口排放排气。
9.根据条款6至8中任一项所述的方法，其中，在所述一对发动机内燃烧燃料-空气混合物包括：
在各自具有约5-20的旁路比的一对涡轮发动机内燃烧燃料-空气混合物。
10.根据条款6至8中任一项所述的方法，所述方法还包括以下步骤：
使用位于所述中心体的后部的相对侧的一对垂直安定面在声学上阻挡从所述一对排气口发出的排气噪声的至少一部分。
11.一种具有飞翼构造的飞机，该飞机包括：
一副机翼，其彼此成一体并且一起限定飞机中心线，所述一副机翼中的每一个都具有上模线、下模线、机翼前缘部和机翼后缘部；
至少一对发动机，其位于所述飞机中心线的相对侧并且分别安装在所述上模线和所述下模线之间的所述一副机翼内，每个发动机被构造为涡轮风扇发动机；
一对进气口，其分别沿着所述机翼前缘部定位并且分别流体地联接到所述至少一对发动机；以及
一对排气口，其分别流体地联接到所述至少一对发动机。
12.根据条款11所述的飞机，其中：
所述至少一对发动机中的每一个都具有5至20的旁路比。
13.根据条款11所述的飞机，其中：
所述一对排气口被分别限定在所述一副机翼的上模线中。
14.根据条款11至13中任一项所述的飞机，其中：
每个发动机都具有发动机中心线；并且
每个排气口都具有位于所述发动机中心线的内侧的排气口几何中心。
15.根据条款11至13中任一项所述的飞机，其中：
所述飞机具有机头和飞机重心；
所述至少一对发动机中的每一个都具有发动机重心；
所述至少一对发动机中的每一个的所述发动机重心位于距所述飞机重心的距离为所述机头的最靠前点到所述飞机重心的距离的20％的范围内；并且
所述距离是沿着所述飞机中心线测得的。
16.一种操作具有飞翼构造的飞机的方法，该方法包括：
将空气吸入分别沿着一副机翼的一对机翼前缘部定位的一对进气口，所述一副机翼分别在所述飞机的飞机中心线的相对侧，所述一副机翼彼此成一体；
使来自所述进气口的空气进入在所述飞机中心线的相对侧的并且分别安装在上模线和下模线之间的所述一副机翼内的一对发动机，所述一对发动机中的每一个被构造为涡轮风扇发动机；
在所述一对发动机内燃烧燃料-空气混合物；并且
从分别流体地联接到所述一对发动机的一对排气口排放燃料-空气混合物的燃烧的排气。
17.根据条款16所述的方法，其中，将空气吸入所述一对进气口中包括：
将空气吸入分别至少部分位于所述一对机翼前缘部别的前缘最靠前点下方的所述一对进气口。
18.根据条款16所述的方法，其中，从所述一对排气口排放排气包括：
从分别限定在所述一副机翼的所述上模线中的所述一对排气口排放排气。
19.根据条款16至18中任一项所述的方法，其中，从所述一对排气口排放排气包括：
从各自位于所述一对发动机的对应发动机中心线内侧的所述一对排气口排放排气。
20.根据条款16至18中任一项所述的方法，其中，在所述一对发动机内燃烧燃料-空气混合物的步骤包括：
在各自具有约5-20的旁路比的一对涡轮发动机内燃烧燃料-空气混合物。
对于本领域的普通技术人员，本公开附加的修改和改进可显而易见。因此，本文中描述和例示的部件的特定组合旨在仅表示本公开的某些示例，而并非旨在用作在本公开的精神和范围内的替代示例或设备的限制。

Claims (13)

1.一种具有混合机翼-主体构造(110)的飞机(100)，该飞机(100)包括：
中心体(120)，其具有翼型横截面、飞机中心线(102)、后部(126)、上模线(128)、下模线(130)和分别在所述飞机中心线的相对侧的一对中心体前缘部(132)；
一副机翼(140)，其与所述中心体成一体；
至少一对发动机(202)，其位于所述飞机中心线的相对侧并且安装在所述上模线和所述下模线之间的所述中心体内；
一对进气口(240)，其分别沿着所述一对中心体前缘部定位并且分别流体地联接到所述至少一对发动机；以及
一对排气口(260)，其位于所述中心体的所述后部中并且分别流体地联接到所述至少一对发动机。
2.根据权利要求1所述的飞机(100)，其中：
所述一对排气口(260)被限定在所述中心体(120)的所述后部(126)的所述上模线(128)中。
3.根据权利要求1所述的飞机(100)，其中：
每个发动机(202)都具有发动机中心线(204)；并且
每个排气口(260)都具有位于所述发动机中心线的内侧的排气口几何中心(266)。
4.根据权利要求1所述的飞机(100)，其中：
所述中心体(120)的翼面厚度与弦长之比为至少10％；
每个机翼(140)的翼面厚度与弦长之比都小于10％；并且
所述飞机在所述翼面厚度与弦长之比从小于10％变为至少10％的位置处具有机翼-中心体接合部(148)。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的飞机(100)，所述飞机(100)还包括：
横轴线(108)，其被垂直于所述飞机中心线(102)取向；
所述中心体(120)具有中心体后缘部(136)，所述中心体后缘部(136)具有相对于所述横轴线限定的中心体后缘掠角(138)；
所述机翼(140)中的每一个都具有机翼后缘部(144)，所述机翼后缘部(144)具有相对于所述横轴线限定的机翼后缘掠角(146)；
在所述飞机的每一侧，所述机翼后缘掠角都与所述中心体后缘掠角不同，使得所述机翼后缘部与所述中心体后缘部的相交处限定了后缘平面形中断(147)；并且
所述飞机的每一侧的机翼-中心体接合部(148)都位于所述后缘平面形中断的内侧。
6.根据权利要求1至4中任一项所述的飞机(100)，其中：
所述至少一对发动机(202)中的每一个都具有5至20的旁路比。
7.根据权利要求1至4中任一项所述的飞机(100)，其中：
所述飞机具有机头(122)和飞机重心(104)；
所述至少一对发动机(202)中的每一个都具有发动机重心(208)；
所述至少一对发动机中的每一个的所述发动机重心都位于距所述飞机重心的距离为从所述机头的最靠前点到所述飞机重心的距离的20％的范围内；并且
所述距离是沿着所述飞机中心线(102)测得的。
8.一种操作具有混合机翼-主体构造(110)的飞机(100)的方法，该方法包括：
将空气吸入分别沿着在所述飞机的中心体(120)的飞机中心线(102)的相对侧的一对中心体前缘部(132)定位的一对进气口(240)中，所述中心体具有翼型横截面，所述飞机包括与所述中心体成一体的一副机翼(140)；
使来自所述一对进气口的空气进入在所述飞机中心线的相对侧的并且安装在所述中心体的上模线(128)和下模线(130)之间的所述中心体内的一对发动机(202)中；
在所述一对发动机内燃烧燃料-空气混合物；并且
从分别流体地联接到所述一对发动机的一对排气口(260)排放燃料-空气混合物的燃烧的排气。
9.根据权利要求8所述的方法，其中，将空气吸入所述一对进气口(240)中包括：
将空气吸入分别至少部分位于所述一对中心体前缘部(132)的前缘最靠前点(134)下方的所述一对进气口。
10.根据权利要求8所述的方法，其中，从所述一对排气口(260)排放排气包括：
从各自位于所述一对发动机(202)的对应发动机中心线(204)的内侧的所述一对排气口排放排气。
11.根据权利要求8至10中任一项所述的方法，其中，从所述一对排气口(260)排放排气包括：
从分别限定在所述一对发动机(202)的所述上模线(128)中的所述一对排气口排放排气。
12.根据权利要求8至10中任一项所述的方法，其中，在所述一对发动机(202)内燃烧燃料-空气混合物包括：
在各自具有约5-20的旁路比的一对涡轮发动机内燃烧燃料-空气混合物。
13.根据权利要求8至10中任一项所述的方法，所述方法还包括：
使用位于所述中心体(120)的后部(126)的相对侧的一对垂直安定面(170)在声学上阻挡从所述一对排气口(260)发出的排气噪声的至少一部分。
CN202010250227.7A 2019-04-01 2020-04-01 具有嵌入式发动机的飞机及其操纵方法 Pending CN111792042A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US16/372,337 US11247776B2 (en) 2019-04-01 2019-04-01 Aircraft having embedded engines
US16/372,337 2019-04-01

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN111792042A true CN111792042A (zh) 2020-10-20

Family

ID=70110228

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010250227.7A Pending CN111792042A (zh) 2019-04-01 2020-04-01 具有嵌入式发动机的飞机及其操纵方法

Country Status (3)

Country Link
US (1) US11247776B2 (zh)
EP (1) EP3718886B1 (zh)
CN (1) CN111792042A (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112498694A (zh) * 2020-12-09 2021-03-16 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种辅助起降运输机
CN113107704A (zh) * 2021-04-17 2021-07-13 浙江大学 一种适用无尾式飞翼布局飞行器的大弯度扁平喷管

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
USD985426S1 (en) * 2020-09-04 2023-05-09 The Boeing Company Aerial vehicle
KR102492920B1 (ko) * 2020-10-05 2023-01-31 연세대학교 산학협력단 날개형상 비행체
CN113071690A (zh) * 2021-03-31 2021-07-06 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于矢量推力无人机喷管控制逻辑设计方法
RU209424U1 (ru) * 2021-08-18 2022-03-16 Публичное акционерное общество (ПАО) "Туполев" Воздухозаборник двигателя самолета
US11878798B2 (en) * 2021-09-17 2024-01-23 Jetzero, Inc. Blended wing body aircraft with a fuel cell and method of use
US11541576B1 (en) * 2021-09-17 2023-01-03 Blended Wing Aircraft, Inc. Systems and methods for manufacture of a modular aircraft
US11772809B2 (en) * 2021-11-27 2023-10-03 Airbus Defence and Space GmbH Fuselage for an aircraft with fuselage-integrated tailplane
US20230192270A1 (en) * 2021-12-16 2023-06-22 Natilus Inc. Cargo-Bay Layout for Blended-Wing-Body Aircraft
CN115571351A (zh) * 2022-11-21 2023-01-06 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种兼顾高低速性能和隐身性能的飞翼布局背负式进气道
CN117087865B (zh) * 2023-10-20 2024-01-26 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种飞翼气动飞行器及控制方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1818257A2 (en) * 2006-02-14 2007-08-15 Lockheed Martin Corporation Integrated inward turning inlets and nozzles for hypersonic air vehicles
CN103209892A (zh) * 2010-07-28 2013-07-17 航空集团联合控股公司 具有集成的空气动力构型的飞行器
US20160207630A1 (en) * 2015-01-21 2016-07-21 Rolls-Royce Plc Aircraft
CN106438103A (zh) * 2016-05-30 2017-02-22 西北工业大学 一种s弯收‑扩喷管结构
US20180009525A1 (en) * 2016-03-15 2018-01-11 Selex Galileo Inc. Method and system for a small unmanned aerial system for delivering electronic warfare and cyber effects
CN108639339A (zh) * 2018-03-30 2018-10-12 彩虹无人机科技有限公司 一种无人机气动布局

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5699662A (en) * 1996-05-28 1997-12-23 Lockheed Martin Corporation Infrared suppression exhaust duct system for a turboprop propulsion system for an aircraft
US5909858A (en) * 1997-06-19 1999-06-08 Mcdonnell Douglas Corporation Spanwise transition section for blended wing-body aircraft
US5893535A (en) * 1997-06-19 1999-04-13 Mcdonnell Douglas Corporation Rib for blended wing-body aircraft
US7455264B2 (en) * 1997-08-26 2008-11-25 Mcdonnell Douglas Corporation Reconfiguration control system for an aircraft wing
US6527224B2 (en) * 2001-03-23 2003-03-04 The Boeing Company Separate boundary layer engine inlet
US6568632B2 (en) 2001-04-04 2003-05-27 The Boeing Company Variable size blended wing body aircraft
US7644888B2 (en) * 2002-05-15 2010-01-12 The Boeing Company High-speed aircraft and methods for their manufacture
US7093798B2 (en) 2004-01-30 2006-08-22 The Boeing Company Transformable airplane
US6923403B1 (en) * 2004-03-18 2005-08-02 Faruk Dizdarevic Tailed flying wing aircraft
US20070023571A1 (en) * 2005-07-15 2007-02-01 Kawai Ronald T Quiet airplane configuration
US7665689B2 (en) * 2006-11-24 2010-02-23 The Boeing Company Unconventional integrated propulsion systems and methods for blended wing body aircraft
FR2934563B1 (fr) * 2008-08-04 2010-09-10 Airbus France Aile volante comportant un moteur monte sur un mat.
FR2938824A1 (fr) 2008-11-26 2010-05-28 Aircelle Sa Nacelle integree sur aile volante
US8322655B1 (en) * 2009-03-25 2012-12-04 The Boeing Company Twin-boom empennage
US8256706B1 (en) * 2009-10-08 2012-09-04 The Boeing Company Integrated hypersonic inlet design
DE102009050748A1 (de) * 2009-10-27 2011-05-05 Airbus Operations Gmbh Flugzeug mit an einem zentralen Rumpfkörper angebundenen Seitenleitwerken und Verfahren sowie Regeleinheit zum Kompensieren eines negativen Nickmoments
US8366050B2 (en) 2009-11-21 2013-02-05 The Boeing Company Blended wing body cargo airplane
GB201108951D0 (en) * 2011-05-24 2011-10-05 Bae Systems Plc Air vehicles
US20170137138A9 (en) * 2012-08-29 2017-05-18 John William Hunter Solar relay aircraft powered by ground based solar concentrator mirrors in dual use with power towers
US20170197701A1 (en) * 2015-06-02 2017-07-13 Iowa State University Research Foundation, Inc. Cooling of aerospace flight systems
WO2017098374A1 (en) * 2015-12-09 2017-06-15 Bombardier Inc. Blended wing body aircraft
FR3046136B1 (fr) * 2015-12-23 2019-07-05 Airbus Operations Porte pour bord d'attaque d'une aile volante a bords lateraux paralleles au plan de symetrie.

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1818257A2 (en) * 2006-02-14 2007-08-15 Lockheed Martin Corporation Integrated inward turning inlets and nozzles for hypersonic air vehicles
CN103209892A (zh) * 2010-07-28 2013-07-17 航空集团联合控股公司 具有集成的空气动力构型的飞行器
US20160207630A1 (en) * 2015-01-21 2016-07-21 Rolls-Royce Plc Aircraft
US20180009525A1 (en) * 2016-03-15 2018-01-11 Selex Galileo Inc. Method and system for a small unmanned aerial system for delivering electronic warfare and cyber effects
CN106438103A (zh) * 2016-05-30 2017-02-22 西北工业大学 一种s弯收‑扩喷管结构
CN108639339A (zh) * 2018-03-30 2018-10-12 彩虹无人机科技有限公司 一种无人机气动布局

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
徐永和: "《军事理论教程》", vol. 1, 31 March 2009, 西安：电子科学技术出版社, pages: 182 - 184 *
施鹤群: "《21世纪高科技与人类 高科技武器篇》", vol. 1, 31 December 1999, 上海：华东理工大学出版社, pages: 130 - 131 *
邓雪姣;杨青真;施永强;李岳锋;: "唇口斜切修型对S形进气道RCS影响", 航空计算技术, no. 05, 25 September 2013 (2013-09-25) *
马怡;潘志雄;罗烈;: "X-47B飞翼气动布局设计分析", 《军事理论教程》, no. 12, 15 December 2014 (2014-12-15) *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112498694A (zh) * 2020-12-09 2021-03-16 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种辅助起降运输机
CN113107704A (zh) * 2021-04-17 2021-07-13 浙江大学 一种适用无尾式飞翼布局飞行器的大弯度扁平喷管

Also Published As

Publication number Publication date
EP3718886B1 (en) 2023-06-28
US20200307789A1 (en) 2020-10-01
EP3718886A1 (en) 2020-10-07
US11247776B2 (en) 2022-02-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3718886B1 (en) Aircraft having embedded engines
EP3363731B1 (en) Ejector and airfoil configurations
US11492099B2 (en) Aircraft nacelle having electric motor and thrust reversing air exhaust flaps
EP3093235B1 (en) Aircraft
US6938854B2 (en) Integrated and/or modular high-speed aircraft
US8015797B2 (en) Thrust reverser nozzle for a turbofan gas turbine engine
EP2452877B1 (en) Method and apparatus for reducing aircraft noise
US8186617B2 (en) Aircraft having a lambda-box wing configuration
US20090084889A1 (en) Aircraft having a reduced acoustic signature
WO2009098442A2 (en) Wing control devices
US4709880A (en) Method and system for improved V/STOL aircraft performance
CN115489716B (zh) 集成有分布式涵道风扇的机翼和电动飞机
CN112722243B (zh) 一种用于短距/垂直起降的分布式电涵道风扇动力***
JP7217272B2 (ja) ウィングレットエジェクタ構成
EP2564051B1 (en) Aircraft turbofan
RU2789425C1 (ru) Летательный аппарат с гибридной силовой установкой
EP3904202B1 (en) A rear end section for an aircraft
US11772779B2 (en) Propulsion unit with improved boundary layer ingestion
RU2297371C2 (ru) Интегральный и/или модульный высокоскоростной самолет
CN115196008A (zh) 一种基于混合电推进的超高速直升机构型
JPH02225199A (ja) Ｓｔｏｌ航空機

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