飞行器制造技术

本发明专利技术涉及一种飞行器(1)，该飞行器(1)包括：在机头部段(15)与机尾部段(17)之间沿纵向轴线(13)延伸的机身(3)；安装至机身(3)的机翼(5)；安装至机身(3)的机尾部段(17)的尾翼单元(7)；以及都安装至机身(3)的机尾部段(17)的第一推进单元(9)和第二推进单元(11)，使得第一推进单元(9)的第一旋转轴线(19)和第二推进单元(11)的第二旋转轴线(21)都在由纵向轴线(13)和偏航轴线(25)经过的竖直中心平面(23)中延伸。本发明专利技术的目的是提供一种允许引擎的简单制造、维护和改造的中心线安装的双引擎飞行器，其实现为第一推进单元(9)和/或第二推进单元(11)布置在机身(3)外部。

【技术实现步骤摘要】
飞行器
本专利技术涉及一种飞行器，特别涉及一种包括机身、机翼、尾翼单元、第一推进单元和第二推进单元的中心线安装的多引擎飞行器，优选双引擎飞行器。
技术介绍
机身在机头部段与机尾部段之间沿飞行器的纵向轴线延伸。机翼安装至机头部段与机尾部段之间的机身。尾翼单元安装至机身的机尾部段。第一推进单元和第二推进单元都安装至机身的机尾部段，使得第一推进单元的第一旋转轴线和第二推进单元的第二旋转轴线都在由飞行器的纵向轴线和偏航轴线经过的竖直中心平面中延伸，特别是在飞行器的竖直对称平面中延伸。第一推进单元和第二推进单元安装至机身的机尾部段不一定意味着第一推进单元和第二推进单元直接安装至机身。第一推进单元和第二推进单元也可以通过例如塔架安装至机身。第一推进单元和/或第二推进单元可以呈整个的喷气引擎的形式，该喷气引擎包括风扇、螺旋桨或旋翼形式的推进发生器，并且包括涡轮机组形式的电力发电机，该涡轮机组包括压缩机、燃烧室和涡轮。但是，第一推进单元和/或第二推进单元也可以仅是喷气引擎的推进发生器的形式，而电力发电机不一定要与推进发生器形成在一起或在相同的位置布置或成一列布置。在任何情况下，第一推进单元的第一旋转轴线和第二推进单元的第二旋转轴线都与推进发生器的旋转轴线相关，即与风扇、螺旋桨或旋翼的旋转轴线相关。本文使用的空间术语，例如水平的、竖直的、上面的或下面的是指飞行器在地面上的正常位置。从US2015/0291285A1中已知中心线安装的单引擎飞行器，并且从US2016/0214727A1中已知具有一个中心线安装的引擎的三引擎飞行器。但是，出于授权和效率的考虑，中心线安装的双引擎飞行器将是优选的。从例如US7,407,133B2和US5,855,340中已知这种中心线安装的双引擎飞行器。但是这些飞行器具有两个都整合在机身结构中的喷气引擎形式的推进单元，使得不能直接进入引擎。
技术实现思路
由于这些原因，本专利技术的目的是提供一种中心线安装的双引擎飞行器，其允许引擎的简单制造、维护和改造。通过第一推进单元和/或第二推进单元布置在机身外部来实现该目的。优选地，两个推进单元都布置在机身外部。这意味着，至少推进单元的旋转部件完全布置在机身外部。“机身外部”的表述必须被理解为机身的外部蒙皮的外面，外部蒙皮限定机身内部与外部的界限。通过第一推进单元和第二推进单元布置在机身外部，能够简单且快速地进入推进单元，从而简化了推进单元的维护、检查、修理和安装。此外，机身内部的空间可以用于其他目的，例如容纳乘客或货物。此外，飞行器可以在基本不改变机身几何形状的情况下容易地配备不同类型或尺寸的引擎，从而提高飞行器的模块化。此外，在发生非包容的引擎旋翼故障(UERF)的情况下，机身的结构损坏显著减少。最后，引擎布置在机身外部也存在结构优点和空气动力学优点。根据优选实施方式，第一推进单元和第二推进单元沿纵向轴线错开，优选地使得第一推进单元不沿纵向轴线与第二推进单元重叠。优选地，第一推进单元和第二推进单元中的一个的旋转部件不沿纵向轴线与第一推进单元和第二推进单元中的另一个重叠。通过这种方式，在发生非包容的引擎转子故障的情况下，故障引擎的旋转部件不会对另一个非故障引擎造成损坏。根据另一优选实施方式，机身的机尾部段具有机尾端部，其中，第一推进单元安装至机身的机尾端部。通过这种方式，在发生非包容的引擎转子故障的情况下，损坏的旋转部件不会对机身造成任何损坏。特别地，优选的是，第一推进单元包括第一引擎机舱。机身的机尾部段收缩至机尾端部。第一推进单元安装至机身的机尾端部，使得在第一引擎机舱与机身的机尾部段处的机尾机身蒙皮部段之间形成第一进气口。通过这种方式，能够在第一推进单元处实现边界层摄入(BLI)。进一步优选的是，第一进气口绕机身的机尾部段周向延伸，优选地延伸360°，即第一进气口在机身的机尾部段的整个周向上延伸。通过这种方式，能够在机身的机尾部段的整个周向上实现边界层摄入。进一步优选的是，第一推进单元，特别是第一进气口，构造成用于边界层摄入，优选用于进气口的360°的范围上的边界层摄入。特别地，第一推进单元构造成用于边界层摄入意味着内管、压缩机部段、燃烧室、涡轮部段和外流管以及任何风扇部段都构造成用于边界层摄入。边界层摄入使得挨着蒙皮表面的低能量边界层被吸入引擎，从而允许降低引擎的转速，这又提高了引擎的效率并且减少了声音排放。根据优选实施方式，第一推进单元以第一旋转轴线基本与纵向轴线对齐的方式布置。通过这种方式，第一推进单元产生中央推力。在另一优选实施方式中，第二推进单元布置在机身的机尾部段的上侧，优选地安装至机身的机尾部段的上侧，使得优选地，第二旋转轴线布置成在第一旋转轴线上方。通过这种方式，第二推进单元可以与第一推进单元错开，并且第二旋转轴线可以与第一旋转轴线隔开。特别地，优选的是，第二推进单元包括第二引擎机舱。第二引擎机舱至少在唇缘部中沿其周向在机身的机尾部段被上机身蒙皮部段遮断，使得在第二引擎机舱的唇缘部与上机身蒙皮部段之间形成第二进气口。换句话说，第二进气口被限定在由第二引擎机舱的唇缘部形成的周向边界与上机身蒙皮部段之间。通过这种方式，也可以在第二推进单元处实现一定量的边界层摄入。特别地，优选的是，第二引擎机舱的唇缘部被上机身蒙皮部段遮断的周向部段相对于第二推进单元的第二旋转轴线具有5°与180°之间的角度延伸，优选10°与120°之间，更优选20°与90°之间，最优选30°与60°之间。通过这种方式，尽管第二推进单元在机身的机尾部段的上侧布置在机身外部，但是能够实现大量的边界层摄入。进一步优选的是，第二推进单元，特别是第二进气口至少在第二引擎机舱的唇缘部被上机身蒙皮部段遮断的周向部段的区域中构造成用于边界层摄入。通过这种方式，可以降低第二推进单元的转速，从而提高引擎的效率并减少引擎的噪声排放。根据替代实施方式，第二推进单元包括第二引擎机舱，其中，第二引擎机舱以至少第二引擎机舱的唇缘部与机身的机尾部段处的上机身蒙皮部段隔开的方式布置，以便在第二引擎机舱的唇缘部与上机身蒙皮部段之间形成间隙。通过这种方式，在第二推进单元处不提供边界层摄入，因此仅第一推进单元需要构造成用于边界层摄入。根据优选实施方式，尾翼单元形成为包括第一安定翼(stabilizer)和第二安定翼的V形尾翼。第一安定翼在水平方向与竖直方向之间倾斜并且优选地包括第一控制表面。第二安定翼在水平方向与竖直方向之间倾斜并且优选地包括第二控制表面。第二安定翼相对于竖直中心平面与第一安定翼对称布置。通过这种V形尾翼，省略了竖直安定翼和方向舵，从而可以节省重量。在当前中心线安装的双引擎构造的飞行器中竖直安定翼和方向舵并不是必需的，这是因为在一个推进单元发生故障的情况下，剩下的推进单元不产生不对称的推力。特别地，优选的是，第二推进单元安装至塔架。塔架又安装至机身的机尾部段。第一安定翼和第二安定翼在相反侧安装至第二推进单元，特别地安装至第二引擎机舱，安装至塔架或直接安装至机身的机尾部段。通过这种方式，第一安定翼和第二安定翼可以在不同的位置直接地或间接地安装至机身并且具有不同的结构路径。优选地，第一引擎机舱通过优选形成为杆或梁的支撑元件连接至塔架。通过这种方式，第一引擎机舱又可以相对于塔架被额外地支撑。除了本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞行器(1)，包括：机身(3)，所述机身(3)在机头部段(15)与机尾部段(17)之间沿纵向轴线(13)延伸；机翼(5)，所述机翼(5)安装至所述机身(3)；尾翼单元(7)，所述尾翼单元(7)安装至所述机身(3)的所述机尾部段(17)；以及第一推进单元(9)和第二推进单元(11)，所述第一推进单元(9)和所述第二推进单元(11)都安装至所述机身(3)的所述机尾部段(17)，使得所述第一推进单元(9)的第一旋转轴线(19)和所述第二推进单元(11)的第二旋转轴线(21)都在由所述纵向轴线(13)和偏航轴线(25)经过的竖直中心平面(23)中延伸，其特征在于，所述第一推进单元(9)和/或所述第二推进单元(11)布置在所述机身(3)外部。

【技术特征摘要】
2016.11.14 EP 16198762.31.一种飞行器(1)，包括：机身(3)，所述机身(3)在机头部段(15)与机尾部段(17)之间沿纵向轴线(13)延伸；机翼(5)，所述机翼(5)安装至所述机身(3)；尾翼单元(7)，所述尾翼单元(7)安装至所述机身(3)的所述机尾部段(17)；以及第一推进单元(9)和第二推进单元(11)，所述第一推进单元(9)和所述第二推进单元(11)都安装至所述机身(3)的所述机尾部段(17)，使得所述第一推进单元(9)的第一旋转轴线(19)和所述第二推进单元(11)的第二旋转轴线(21)都在由所述纵向轴线(13)和偏航轴线(25)经过的竖直中心平面(23)中延伸，其特征在于，所述第一推进单元(9)和/或所述第二推进单元(11)布置在所述机身(3)外部。2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述第一推进单元(9)和所述第二推进单元(11)沿所述纵向轴线(13)错开，使得所述第一推进单元(9)不沿所述纵向轴线(13)与所述第二推进单元(11)重叠。3.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述机身(3)的所述机尾部段(17)具有机尾端部(27)，并且其中，所述第一推进单元(9)安装至所述机身(3)的所述机尾端部(27)。4.根据权利要求3所述的飞行器，其中，所述第一推进单元(9)包括第一引擎机舱(29)，其中，所述机身(3)的所述机尾部段(17)收缩至所述机尾端部(27)，并且其中，所述第一推进单元(9)安装至所述机身(3)的所述机尾端部(27)，使得在所述第一引擎机舱(29)与所述机身(3)的所述机尾部段(17)处的机尾机身蒙皮部段(33)之间形成第一进气口(31)。5.根据权利要求4所述的飞行器，其中，所述第一进气口(31)绕所述机身(3)的所述机尾部段(17)周向地延伸。6.根据权利要求4所述的飞行器，其中，所述第一推进单元(9)构造成用于边界层摄入(BLI)。7.根据权利要求2所述的飞行器，其中，所述机身(3)的所述机尾部段(17)具有机尾端部(27)，并且其中，所述第一推进单元(9)安装至所述机身(3)的所述机尾端部(27)。8.根据权利要求5所述的飞行器，其中，所述第一推进单元(9)构造成用于边界层摄入。9.根据权利要求1至6中的任一项所述的飞行器，其中，所述第一推进单元(9)以所述第一旋转轴线(19)与所述纵向轴线(13)对齐的方式布置。10.根据权利要求1至6中的任一项所述的飞行器，其中，所述第二推进单元(11)布置在所述机身(3)的所述机尾部段(17)的上侧(35)。11.根据权利要求9所述的飞行器，其中，所述第二推进单元(11)布置在所述机身(3)的所述机尾部段(17)的上侧(35)。12.根据权利要求10所述的飞行器，其中，所述第二推进单元(11)包括第二引擎机舱(37)，其中，所...

【专利技术属性】
技术研发人员：丹尼尔·雷克策，劳尔·卡洛斯·拉马斯·森丁，
申请(专利权)人：空中客车德国运营有限责任公司，空中客车西班牙运营有限责任公司，
类型：发明
国别省市：德国,DE