具有后发动机的飞行器制造技术

本发明专利技术提供了一种包括机身和后发动机的飞行器。机身限定顶侧、底侧、以及位于最接近飞行器的后端部的截头体。截头体限定在机身的顶侧处沿截头体延伸的顶部基准线，以及在机身的底侧处沿截头体延伸的底部基准线。顶部和底部基准线在截头体后方的基准点处汇合。机身还限定位于截头体的后方且从底部基准线向内凹陷的凹入部分。后发动机包括邻近于机身的凹入部分延伸的机舱，使得后发动机可被包括在飞行器内而不干扰例如飞行器的起飞角。

A vehicle with a rear engine

The invention provides an aircraft comprising a fuselage and a rear engine. The body defines a top side, bottom, side and rear end located proximate the frustum of aircraft. Frustum defined at the base along the top frustum lines extending in the top side of the fuselage, and at the bottom of the fuselage side along the bottom of the base line extension frustum. The confluence of reference point at the top and bottom line in the rear of the frustum. The fuselage is also defined in the rear and bottom frustum from baseline concave concave part. The rear engine includes a nacelle extending adjacent to the recessed portion of the fuselage so that the rear engine may be included in the aircraft without interfering with the takeoff angle of the aircraft, for example.

【技术实现步骤摘要】
具有后发动机的飞行器
本主题大体上涉及具有后发动机的飞行器，或者更具体地涉及设计成适应后发动机的飞行器的机身。
技术介绍
常规商用飞行器大体上包括机身、一对机翼，以及提供推力的推进系统。推进系统典型地包括至少两个飞行器发动机，如涡扇喷气发动机。各个涡扇喷气发动机安装于飞行器的机翼中的相应一个，如在机翼下方的悬置位置，与机翼和机身分开。此类构造允许涡扇喷气发动机与不被机翼和/或机身影响的单独的自由流空气流相互作用。该构造可减少进入各个相应涡扇喷气发动机的入口的空气内的湍流的量，这具有对飞行器的净推进推力的积极影响。然而，包括涡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。包括表皮摩擦、形式和诱发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度与由于飞行器上的阻力而产生的、飞行器下游的尾迹的平均速度之间的差异成比例。提出了系统来抵消阻力的影响，并且/或者改进涡扇喷气发动机的效率。例如，某些推进系统并入边界层摄入系统来将形成横跨例如机身和/或机翼的边界层的相对缓慢移动的空气的一部分在涡扇喷气发动机的风扇区段上游发送到涡扇喷气发动机中。尽管该构造可通过重新激励飞行器下游的边界层空气流来减小阻力，但从边界层进入涡扇喷气发动机的相对缓慢移动的空气流大体上具有非均一或扭曲的速度廓线。结果，此类涡扇喷气发动机可经历效率损失，最小化飞行器上的减小阻力的任何益处或使其无效。专用边界层摄入推进器可添加至飞行器。然而，如果此类边界层摄入推进器定位成在飞行器的后端部处摄入边界层摄入空气，则此类边界层摄入推进器可干扰飞行器的起飞角。因此，能够激励形成横跨飞行器的机身的边界层的缓慢移动的空气的飞行器将是有用的。具体而言，能够激励形成横跨飞行器的机身的边界层的缓慢移动的空气而不干扰飞行器的起飞角的飞行器将是特别有益的。
技术实现思路
本专利技术的方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或者可从描述为明显的，或者可通过本专利技术的实践学习。在本公开的一个示例性实施例中，提供了一种飞行器。飞行器在前端部与后端部之间延伸，且包括限定顶侧和底侧的机身。机身还限定位于最接近飞行器的后端部的截头体。截头体限定在机身的顶侧处沿截头体延伸的顶部基准线和在机身的底侧处沿截头体延伸的底部基准线。顶部和底部基准线在位于截头体后方的基准点处汇合。机身还限定位于截头体的后方且从底部基准线向内凹陷的凹入部分。飞行器还包括包含邻近于机身的凹入部分延伸的机舱的后发动机。在本公开的另一个示例性实施例中，提供了一种飞行器。飞行器限定纵向中心线，且包括一对机翼，每个机翼限定顶侧和底侧且具有从其底侧延伸的起落架。飞行器还包括限定顶侧和底侧的机身，机身的底侧和起落架一起与纵向中心线限定最大起飞角。机身还限定机身的底侧处的凹入部分，其位于该对机翼的后方且与纵向中心线限定大于最大起飞角的角。飞行器还包括后发动机，其位于该对机翼的后方，且包括邻近于机身的凹入部分延伸的机舱。本专利技术的第一技术方案提供了一种在前端部与后端部之间延伸的飞行器，所述飞行器包括：限定顶侧和底侧的机身，所述机身还限定位于最接近所述飞行器的所述后端部的截头体，所述截头体限定在所述机身的所述顶侧处沿所述截头体延伸的顶部基准线和在所述机身的所述底侧处沿所述截头体延伸的底部基准线，顶部和底部基准线在位于所述截头体后方的基准点处汇合，所述机身还限定位于所述截头体的后方且从所述底部基准线向内凹陷的凹入部分；以及包括邻近于所述机身的所述凹入部分延伸的机舱的后发动机。本专利技术的第二技术方案是在第一技术方案中，当所述飞行器限定竖直方向时，其中所述截头体由前平面和后平面部分地限定，其中所述截头体限定在所述前平面处的第一高度和在所述后平面处的第二高度，以及其中所述第一高度大于所述第二高度。本专利技术的第三技术方案是在第一技术方案中，所述后发动机的所述机舱包括位于所述底部基准线内侧的至少一部分。本专利技术的第四技术方案是在第一技术方案中，所述飞行器限定从所述前端部延伸至所述后端部的等分线，以及其中所述机舱围绕所述飞行器的所述等分线延伸基本360度。本专利技术的第五技术方案是在第一技术方案中，所述机舱包括底部部分，以及其中所述底部部分限定基本平行于所述底部基准线延伸的弦线。本专利技术的第六技术方案是在第一技术方案中，所述机舱包括底部部分和外表面，以及其中所述机舱的底部部分处的所述机舱的所述外表面的至少一部分基本平行于所述底部基准线延伸。本专利技术的第七技术方案是在第一技术方案中，所述机舱与所述机身限定入口，以及其中所述入口围绕所述机身延伸基本360度。本专利技术的第八技术方案是在第一技术方案中，所述后发动机限定中心轴线，其中所述机舱限定入口，以及其中所述入口限定相对于所述中心轴线的非轴对称形状。本专利技术的第九技术方案是在第一技术方案中，所述后发动机的所述机舱至少部分地围绕所述机身的所述凹入部分延伸。本专利技术的第十技术方案是在第一技术方案中，所述机舱限定具有定位在所述中心轴线上方的顶部半部和定位在所述中心轴线下方的底部半部的入口，其中所述入口的所述顶部半部限定顶部半部入口区域，其中所述入口的所述底部半部限定底部半部入口区域，并且其中所述底部半部入口区域大于所述顶部半部入口区域。本专利技术的第十一技术方案是在第一技术方案中，所述机舱包括前端部和底部部分，其中所述机舱的所述底部部分的所述前端部限定驻点，其中所述机舱的所述底部部分的所述前端部限定弯曲形状，以及其中当所述后发动机在最大能力下操作时所述驻点与具有最小曲率半径的所述前端部上的点对准。本专利技术的第十二技术方案是在第一技术方案中，所述截头体限定大于或等于大约0.2的长度与平均高度之比。本专利技术的第十三技术方案提供了一种限定纵向中心线的飞行器，所述飞行器包括：一对机翼，每个机翼限定顶侧和底侧且具有从其底侧延伸的起落架；限定顶侧和底侧的机身，所述机身的所述底侧和所述起落架一起与所述纵向中心线限定最大起飞角，所述机身还限定所述机身的所述底侧处的凹入部分，其位于所述一对机翼的后方且与所述纵向中心线限定大于所述最大起飞角的角；以及后发动机，其位于所述一对机翼的后方，且包括邻近于所述机身的所述凹入部分延伸的机舱。本专利技术的第十四技术方案是在第十三技术方案中，所述飞行器限定从前端部延伸至后端部的等分线，以及其中所述机舱围绕所述飞行器的所述等分线延伸基本360度。本专利技术的第十五技术方案是在第十三技术方案中，所述机舱与所述机身限定入口，以及其中所述入口围绕所述机身延伸基本360度。本专利技术的第十六技术方案是在第十三技术方案中，所述后发动机限定中心轴线，其中所述机舱限定入口，以及其中所述入口限定相对于所述中心轴线的非轴对称形状。本专利技术的第十七技术方案提供了一种限定纵向中心线且在前端部和后端部之间延伸的飞行器，所述飞行器包括：限定顶侧和底侧的机身，所述机身还限定位于最接近所述飞行器的所述后端部的凹入部分，所述机身的所述底侧处的所述机身的所述凹入部分限定相对于所述飞行器的所述纵向中心线的角；以及后发动机，其位于最接近所述飞行器的所述后端部且包括邻近于所述机身的所述凹入部分延伸的机舱，相对于所述纵向中心线的由所述机身的所述凹入部分限定的所述角大于在如果没有所述后发动机的操作的正常飞行期间用于产生分离流的阈值角。本专利技术的第十八技术方案本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种在前端部与后端部之间延伸的飞行器，所述飞行器包括：限定顶侧和底侧的机身，所述机身还限定位于最接近所述飞行器的所述后端部的截头体，所述截头体限定在所述机身的所述顶侧处沿所述截头体延伸的顶部基准线和在所述机身的所述底侧处沿所述截头体延伸的底部基准线，顶部和底部基准线在位于所述截头体后方的基准点处汇合，所述机身还限定位于所述截头体的后方且从所述底部基准线向内凹陷的凹入部分；以及包括邻近于所述机身的所述凹入部分延伸的机舱的后发动机。

【技术特征摘要】
2015.09.21 US 14/8595491.一种在前端部与后端部之间延伸的飞行器，所述飞行器包括：限定顶侧和底侧的机身，所述机身还限定位于最接近所述飞行器的所述后端部的截头体，所述截头体限定在所述机身的所述顶侧处沿所述截头体延伸的顶部基准线和在所述机身的所述底侧处沿所述截头体延伸的底部基准线，顶部和底部基准线在位于所述截头体后方的基准点处汇合，所述机身还限定位于所述截头体的后方且从所述底部基准线向内凹陷的凹入部分；以及包括邻近于所述机身的所述凹入部分延伸的机舱的后发动机。2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，当所述飞行器限定竖直方向时，其中所述截头体由前平面和后平面部分地限定，其中所述截头体限定在所述前平面处的第一高度和在所述后平面处的第二高度，以及其中所述第一高度大于所述第二高度。3.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述后发动机的所述机舱包括位于所述底部基准线内侧的至少一部分。4.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器限定从所述前端部延伸至所述后端部的等分线，以及其中所述机舱围绕所述飞行...

【专利技术属性】
技术研发人员：PM马里南，TL小贝克，KD默罗，姚吉先，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国,US