用于飞机的尾发动机制造技术

提供一种用于飞机(10)的推进系统(100)，其具有尾发动机，尾发动机构造成在飞机(10)的后端处安装到飞机(10)上。尾发动机包括风扇(304)，风扇可围绕尾发动机的中心轴线旋转，风扇具有附连到风扇轴(312)上的多个风扇叶片(310)。尾发动机还包括环绕多个风扇叶片(310)的机舱(306)和用于将尾发动机安装到飞机(10)上的结构支承系统(308)。当尾发动机安装到飞机(10)上时，结构支承系统(308)从飞机(10)的机身(12)通过风扇轴(312)而延伸到机舱(306)。当安装到飞机(10)上时，尾发动机可提高飞机(10)的净推力。

A tail motor for an aircraft

A propulsion system (100) for an aircraft (10) having a tail engine configured to be mounted on the aircraft (10) at the rear end of the aircraft (10). The tail engine includes a fan (304), and the fan may rotate about the central axis of the tail motor, which has a plurality of fan blades (310) attached to the fan shaft (312). The tail engine also includes a nacelle (306) surrounding a plurality of fan blades (310) and a structural support system (308) for mounting the tail engine to the aircraft (10). When the tail engine is mounted on the aircraft (10), the structural support system (308) extends from the fuselage (12) of the aircraft (10) through the fan shaft (312) to the engine compartment (306). When installed on the aircraft (10), the tail engine can increase the net thrust of the aircraft (10).

【技术实现步骤摘要】
用于飞机的尾发动机
本主题大体涉及飞机推进系统，它包括尾发动机。
技术介绍
传统的商用飞机一般包括机身、成对的机翼和提供推力的推进系统。推进系统典型地包括至少两个喷气发动机，诸如涡轮风扇喷气发动机。各个涡轮风扇喷气发动机安装到飞机的机翼中相应的一个上，诸如在机翼下方处于悬挂位置，与机翼和机身分开。这种构造允许涡轮风扇喷气发动机与不受机翼和/或机身影响的单独的自由流空气流相互作用。这个构造可减少进入各个相应的涡轮风扇喷气发动机的入口的空气内的扰动量，这对飞机的净推力有积极作用。但是，包括涡轮风扇喷气发动机的飞机上的阻力也对飞机的净推力有影响。包括表面摩擦、形状阻力和引起的阻力的飞机上的总阻力量一般与接近飞机的空气的自由流速度和在飞机下游的由于飞机上的阻力而产生的尾流的平均速度之间的差成比例。已经提供了用以对抗阻力作用和/或改进涡轮风扇喷气发动机的效率的系统。例如，某些推进系统结合了边界层摄入系统，以将形成跨越例如机身和/或机翼的边界层的一部分移动较慢的空气发送到涡轮风扇喷气发动机的风扇区段上游的涡轮风扇喷气发动机中。虽然这个构造可通过重新激励飞机下游的边界层空气流来减少阻力，但来自边界本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于飞机(10)的推进系统(100)，所述飞机(10)具有机身(12)，所述推进系统(100)包括：尾发动机，其构造成在所述飞机(10)的后端处安装到所述飞机(10)上，所述尾发动机限定中心轴线，并且包括：风扇(304)，其可围绕所述尾发动机的中心轴线旋转，并且包括附连到风扇轴(312)上的多个风扇叶片(310)；机舱(306)，其环绕所述风扇(304)的多个风扇叶片(310)，并且当所述尾发动机安装到所述飞机(10)上时，在所述飞机(10)的后端处围绕所述飞机(10)的中弧线(15)延伸；以及结构支承系统(308)，其用于将所述尾发动机安装到所述飞机(10)上，当所述尾发动机安装到所述飞...

【技术特征摘要】
2015.10.09 US 14/8792171.一种用于飞机(10)的推进系统(100)，所述飞机(10)具有机身(12)，所述推进系统(100)包括：尾发动机，其构造成在所述飞机(10)的后端处安装到所述飞机(10)上，所述尾发动机限定中心轴线，并且包括：风扇(304)，其可围绕所述尾发动机的中心轴线旋转，并且包括附连到风扇轴(312)上的多个风扇叶片(310)；机舱(306)，其环绕所述风扇(304)的多个风扇叶片(310)，并且当所述尾发动机安装到所述飞机(10)上时，在所述飞机(10)的后端处围绕所述飞机(10)的中弧线(15)延伸；以及结构支承系统(308)，其用于将所述尾发动机安装到所述飞机(10)上，当所述尾发动机安装到所述飞机(10)上时，所述结构支承系统(308)从所述飞机(10)的机身(12)通过所述风扇轴(312)而延伸到所述机舱(306)。2.根据权利要求1所述的推进系统(100)，其特征在于，所述尾发动机构造成边界层摄入风扇(300)。3.根据权利要求1所述的推进系统(100)，其特征在于，所述结构支承系统(308)包括延伸通过所述风扇轴(312)的支承轴(315)。4.根据权利要求3所述的推进系统(100)，其特征在于，所述支承轴...

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