飞行器制造技术

一种飞行器(40)。飞行器(40)包括推进系统，该推进系统包括成对内燃机(10)，每台内燃机(10)驱动电力发电机(56)，每台电力发电机(56)电联接到多个电动推进器(46)。推进器(46)位于机翼(44)的前缘(45)的前面，使得在使用中由推进器所产生的气流流过机翼(44)。每台内燃机(10)和发电机(56)安装在相应机翼(44)上且位于该机翼(44)上的推进器(46)的推力中心(70)的外侧。

【技术实现步骤摘要】
飞行器
本专利技术涉及一种飞行器。尤其，本专利技术涉及一种具有分布式推进装置的飞行器。
技术介绍
传统的飞行器包括管状机身，该机身具有从其延伸出来以提供升力的机翼。呈例如涡轮风扇和涡轮螺旋桨形式的发动机被安装在飞行器上用于提供前进推力。用于安装飞行器发动机的传统位置是在机翼上。图1中示出现有的飞行器1，其中飞行器1包括机身2和机翼3。飞行器1由涡轮螺旋桨发动机4来提供动力，发动机4被安装成使得螺旋桨5位于机翼2的前面和机身2的任一侧。在以下方面对更有效的飞行器设计存在持续性需求：结构效率(即，使飞行器结构的总体重量最小化)、空气动力学效率(即，使在飞行过程中产生的气动阻力最小化)以及燃料效率(即，使执行特定飞行任务所需要的燃料最小化)。用于提高飞行器效率的一个解决方案是提供由分布式推进系统所驱动的飞行器。在分布式推进系统中，采用诸如内燃机的发电机生成电力或机械轴功率。这一功率被提供给远离内燃发电机的多个推进器，例如围绕飞行器分布的电动风扇(electricfan)。由皇家航空学会发表的“用于混合翼体飞行器的分布式涡轮机发电推进装置(DistributedTurboelectricPropulsionforHybridWingBodyAircraft)”(作者为HyunDaeKim、GeraldVBrown以及JamesLFelder)描述了若干分布式推进系统和飞行器构思。该文档描述了如下构思，在其中，较多数量的电动推进器由较少数量的内燃机来提供动力。先前所提出的构思，例如上述文档中所描述的那些构思，一般包括位于飞行器机身后部附近或处于机翼后缘处的分布式推进器。预期这些构思将会通过分布式推进器而获得源于“边界层吸入”的益处，其中靠近飞行器机身或机翼的边界层空气由位于机尾的推进器进行加速，从而填充由飞行器所产生的尾流(wake)以减小阻力(drag)。然而，这些构思仅提供相对受限的燃料效率益处，并且不能提供较传统设计而言显著的改善或任何结构效率上的改善。
技术实现思路
本专利技术的一个目的是至少在一定程度上缓解现有技术的问题。本专利技术在所附权利要求中得以阐述。根据本专利技术的第一方面，提供一种飞行器，该飞行器包括：纵向中心线；成对机翼，每个机翼从纵向中心线的相应侧延伸并且具有可选择性展开的高升力装置；以及推进系统，该推进系统包括多个电动推进器和发电机装置，该发电机装置包含驱动一台或多台电力发电机的内燃机，每台电力发电机电联接至一个或多个电动推进器，使得每台内燃机为多个电动推进器提供动力，其中，电动推进器位于机翼前缘和高升力装置的前面，以使得推进器所产生的气流在使用中流过机翼和(多个)高升力装置。人们已经发现，通过将推进器放置于机翼前缘的前面，由推进器所提供的滑流(slipstream)将会经过机翼和高升力装置。因此，升力与流速的平方成正比，与现有设计相比较，特别是在(多个)高升力装置展开并且飞行器的飞行速度较低的情况下，机翼将产生的更多升力。从而，可以提供较小的机翼，同时仍能满足给定的起飞或着陆距离要求，或者可提供相同的机翼面积以获得被改善的起飞和着陆性能。由于(多个)高升力装置在使用中会使来自推进器的滑流偏转，所以这种构思被称之为偏转滑流高升力系统。上述或每个发电机装置可以安装在机身内。可选地，上述或每个发电机装置可以安装在相应机翼上且位于那个机翼的推力中心的外侧。可装备成对发电机装置。内燃机可包含燃气涡轮发动机。由于飞行器的推进至少部分地由电动推进器来提供，所以内燃机及它们的发电机可远离推进器而定位。通过使发电机装置在推进器的推力中心外侧位于相应机翼上，相对较重的发电机装置可提供翼根弯矩卸荷(也称为“惯性卸荷”)，从而减小机翼结构上的载荷并且允许采用较轻的机翼结构，从而导致被改善的结构效率。本专利技术人还发现可通过进一步创新开发来进一步改善这些益处。每个机翼可以具有高展弦比。术语“展弦比”将被理解成是指机翼翼展的平方与其面积的比率。上述展弦比可大于10，可大于15，可小于30，在一个实施例中可大约为25。归功于因推进器和发电机布置的缘故而通过翼根弯矩卸荷所提供的被提高的结构效率，可提供比原本可通常有效地得以利用的情况更高展弦比的机翼。因此，与传统设计或先前所提出的分布式推进构思相比较，上述机翼将引起更小的诱导阻力，从而导致被减少的燃料消耗。另外，因为归功于偏转滑流效应而使得从机翼可利用的最大升力系数得以增大，所以可以在巡航升力系数与起飞或着陆升力系数保持给定比率的同时使巡航升力系数得以增大。需要被增大的巡航升力系数以从高展弦比机翼获取最大益处。由于巡航速度与起飞或着陆速度之比等于起飞或着陆升力系数与巡航升力系数之比的平方根乘以在跑道上的空气密度与在巡航高度上的空气密度之比，这意味着，未采用偏转滑流高升力系统(由本专利技术的上述分布式推进系统所实现)的传统飞行器，如果没有更缓慢地巡航(其降低飞行器的生产率)、以较高的速度起飞和着陆(其需要较长的跑道，提高制动能量要求等)或者在更高高度巡航(其使得压力舱的设计复杂化，可能导致监管机构为窗口大小设置限值，提高发动机尺寸要求，因此对于公共运输飞机来说一般是不可行的)，就无法发挥高展弦比机翼的空气动力学益处。因而，本专利技术的一个重要特征是，本专利技术不仅能够使用在结构重量方面不太昂贵的高展弦比机翼，而且使它们更具吸引力，原因是其增加了可合理地从该高展弦比机翼获取的空气动力学益处。上述内燃机可以被配置成提供推力。由上述内燃机所产生的总推力可以小于由上述电动推进器所产生的总推力。上述飞行器可包含竖直尾翼，该竖直尾翼平行于上述飞行器的中心线距上述飞行器重心某一距离而定位。如果上述飞行器包括位于每个机翼上的单个产生推力的内燃机，则每个内燃机的推力中心可垂直于上述飞行器的中心线自上述飞行器重心间隔某一距离而定位，该距离大于上述尾翼距上述飞行器重心的距离的四分之一。如果上述飞行器包括定位于每个机翼上的成对产生推力的内燃机，则该成对内燃机的推力中心可垂直于上述飞行器的中心线自上述飞行器重心间隔某一距离而定位，该距离大于上述尾翼距上述飞行器重心的距离的二分之一。上述内燃机可大体上位于翼梢处。由于上述内燃机只是产生一部分推力，其中剩余推力是由上述电动推进器所提供，所以产生较传统设计要小的推力，从而上述发动机可以较传统设计更靠外侧而定位。这是因为机翼上安装发动机的飞行器设计在至少有一台发动机无法工作的情况下必须是可控制的。在传统配置中，这种情况下由每台产生推力的发动机所提供的非对称推力将会导致偏航力矩(yawingmoment)，这必须通过竖直稳定器(其一般按此要求自行确定尺寸)予以抵消。在任何情况下，当仅有一台发动机操作时就通过配平阻力(trimdrag)来抵消一些推力。因此，在传统设计中，在发动机布置(并且因此翼根弯矩卸荷)与尾部尺寸(并且因此尾部所造成的重量和阻力)之间存在设计权衡。在许多传统设计中，特别是在双涡轮螺旋桨发动机的情况下，增大尾部尺寸的负作用胜过将发动机朝向翼尖在外侧放置所带来的机翼弯矩卸荷的所有益处，所以上述发动机尽可能在机翼上设置在内侧。然而，在本专利技术中，由于上述电动推进器提供大多数推力，上述内燃机可更靠外侧进行定位而不会在一台发动机失效的情况下造成过度偏航。此外，可减小竖直稳定本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞行器，包括：纵向中心线；成对机翼，每个机翼从所述纵向中心线的相应侧延伸，并且具有可选择性展开的高升力装置；以及推进系统，所述推进系统包括多个电动推进器和发电机装置，该发电机装置包括驱动一台或多台电力发电机的内燃机，每台电力发电机电联接至一个或多个电动推进器，使得每台内燃机为多个电动推进器提供动力，其中，所述电动推进器位于所述机翼的前缘和所述高升力装置的前面，使得在使用中所述推进器所产生的气流流过所述机翼和高升力装置。

【技术特征摘要】
2013.11.28 GB 1320988.71.一种飞行器，包括：纵向中心线；成对机翼，每个机翼从所述纵向中心线的相应侧延伸，并且具有可选择性展开的高升力装置；以及推进系统，所述推进系统包括多个电动推进器和发电机装置，该发电机装置包括驱动一台或多台电力发电机的燃气涡轮发动机，每台电力发电机电联接至一个或多个电动推进器，使得每台燃气涡轮发动机为多个电动推进器提供动力，其中，所述电动推进器位于所述机翼的前缘和所述高升力装置的前面，使得在使用中所述推进器所产生的气流流过所述机翼和高升力装置，并且其中所述发电机装置安装在相应机翼上且位于该机翼上的所述推进器的推力中心外侧。2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，每个机翼均具有大于10的展弦比。3.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述燃气涡轮发动机被配置为提供推力。4.根据权利要求3所述的飞行器，其特征在于，所述燃气涡轮发动机所产生的总推力小于所述电动推进器所产生的总推力。5.根据权利要求1所述的...

【专利技术属性】
技术研发人员：M默克森，
申请(专利权)人：劳斯莱斯有限公司，
类型：发明
国别省市：英国;GB