用于包括具有边界层注入推进的发动机的飞行器的组件制造技术

为了从通过飞行器组件(1)的发动机的边界层吸入的原理中进一步受益，本发明专利技术提供了该组件的机身尾部(10)，机身尾部包括前部(12)，前部分成至少两个彼此间隔开的不同的尾部(14)，并且所述不同的尾部(14)中的每个尾部与所述发动机(2)中的一个发动机的接纳器(18)的旋转环结合。

【技术实现步骤摘要】
用于包括具有边界层注入推进的发动机的飞行器的组件
本专利技术涉及飞行器领域，所述飞行器包括配备有具有边界层注入推进的发动机的机身尾部。众所周知，边界层注入推进与吸入在机身的尾部周围流动的具有弱动能的气流的发动机对应。这种技术减少了推进所用的动能以及飞行器的阻力，从而降低了燃料消耗。
技术介绍
如何在机身尾部附接具有边界层注入推进的发动机已众所周知。例如，这涉及从机身尾部向上突起或向一侧突起的并排放置的两个半沉式发动机。然而，在这种类型的构型中，两个发动机仅能够吸入在机身尾部流动的空气的边界层的一部分。对于这些构型，边界层在不关于进气口轴线轴向对称的情况下同样被吸入，从而产生发动机的进气流的变形。因此，存在进行优化以便从边界层注入推进的原理中进一步受益的需求。
技术实现思路
为了至少部分地满足该需求，本专利技术涉及一种用于飞行器的组件，所述组件包括机身尾部以及至少两个发动机，所述至少两个发动机具有在机身尾部上流动的边界层注入推进，每个发动机包括接纳器，接纳器配装有旋转环，叶片元件从旋转环沿径向向外伸出。根据本专利技术，机身尾部包括前部，前部分成至少两个彼此间隔开的不同的尾部，并且所述不同的本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于飞行器(100)的组件(1)，所述组件(1)包括机身尾部(10)以及至少两个发动机(2)，所述至少两个发动机(2)具有在所述机身尾部上流动的边界层注入推进，每个发动机(2)包括接纳器(18，18’)，所述接纳器(18，18’)配装有旋转环(30)，叶片元件(32，32’)从所述旋转环沿径向向外伸出，其中，所述机身尾部(10)包括前部(12)，所述前部(12)分成至少两个彼此间隔开的不同的尾部(14)，并且所述不同的尾部(14)中的每个尾部与所述发动机(2)中的一个发动机的所述旋转环(30)结合。

【技术特征摘要】
2016.06.20 FR 16557191.一种用于飞行器(100)的组件(1)，所述组件(1)包括机身尾部(10)以及至少两个发动机(2)，所述至少两个发动机(2)具有在所述机身尾部上流动的边界层注入推进，每个发动机(2)包括接纳器(18，18’)，所述接纳器(18，18’)配装有旋转环(30)，叶片元件(32，32’)从所述旋转环沿径向向外伸出，其中，所述机身尾部(10)包括前部(12)，所述前部(12)分成至少两个彼此间隔开的不同的尾部(14)，并且所述不同的尾部(14)中的每个尾部与所述发动机(2)中的一个发动机的所述旋转环(30)结合。2.根据权利要求1所述的组件，其中，每个尾部(14)从前到后依次包括：-具有朝向后方收缩的形状的机身前部件(14-1)；-所述旋转环(30)；以及-尾部件(14-2)。3.根据权利要求1所述的组件，其中，所述发动机(2)的所述接纳器(18，18’)沿所述组件的横向方向(Y)和/或沿所述组件的高度方向(Z)彼此间隔开，并且可选地，两个所述发动机的两个所述接纳器(18，18’)沿纵向方向(X)彼此间隔开，使得分别承载两个所述接纳器(18，18’)的两个所述不同的尾部(14)的两条平行的纵向轴线(5)之间的距离(Ds)小于两个所述接纳器中的一个接纳器的所述叶片元件(32，32’)的半径(R1)和另一个接纳器的所述叶片元件(32，32’)的半径(R2)的和。4.根据权利要求1所述的组件，其中，每个发动机(2)包括驱动所述发动机的所述接纳器(18，18’)的气体发生器(16)，所述气体发生器包括压缩机组件(22)、燃烧室(24)和涡轮机组件(20)，所述气体发生器(16)优选地设置在所述接纳器(18，18’)的前方。5.根据前述权利要求所述的组件，其中，每个发动机(2)具有倒置的设计，在所述倒置的设计中，所述涡轮机组件(20)位于所述压缩机组件(22)的前方，穿过所述机身尾部的用于排出废气的孔口(28)优选地设置在所述气体发生器(16)的前方。6.根据前述权利要求所述的组件，其中，对于彼...

【专利技术属性】
技术研发人员：卡米尔·内古列斯库，吉恩米歇尔·罗赫罗，雷诺·富尔，
申请(专利权)人：空中客车运营简化股份公司，
类型：发明
国别省市：法国,FR