具有基于边界层吸入式风扇的阻力补偿装置的飞行器制造方法及图纸

本发明专利技术提出了一种飞行器(2)，该飞行器包括：具有渐缩的后部形状的机身、用于使飞行器(2)在跑道上移动的起落架、附接至机身的机翼、用于提供主推力的至少一个主发动机以及后部风扇(14)，其中，后部风扇(14)附接至机身的尾部部段，其中，飞行器(2)设计成用于在从跑道起飞期间执行围绕起落架的起飞旋转，使得机身的尾部部段靠近跑道，其中，后部风扇(14)是具有风扇叶片(36)的敞开式风扇，风扇叶片(36)沿径向方向延伸至机身的纵向轴线，其中，风扇叶片(36)定尺寸成至少等于沿着机身的流的边界层的厚度且小于跑道与机身的尾部部段之间在起飞旋转期间的间隙。

Aircraft with resistance compensation device based on boundary layer suction fan

The invention provides an aircraft (2), which includes a fuselage with a shrinking rear shape, a landing gear for the aircraft (2) moving on the runway, a wing attached to the fuselage, at least one main engine for providing the main thrust and a rear fan (14), in which the rear fan (14) is attached to the tail of the fuselage. The aircraft (2) is designed for carrying out the takeoff rotation around the landing gear during takeoff from the runway so that the tail section of the fuselage is close to the runway, in which the rear fan (14) is an open fan with a fan blade (36), and the fan blade (36) extends along the radial direction to the longitudinal axis of the fuselage, in which the fan blade (36) is extended along the longitudinal axis of the fuselage. The size of the fan blade (36) is at least equal to the thickness of the boundary layer along the flow of the fuselage and less than the gap between the runway and the tail section of the fuselage during the takeoff and rotation.

【技术实现步骤摘要】
具有基于边界层吸入式风扇的阻力补偿装置的飞行器
本专利技术涉及具有基于边界层吸入式风扇的阻力补偿装置的飞行器。
技术介绍
飞行器的整体效率可以通过多种不同的措施来提高。可以通过提高推进效率来减少燃料消耗，并且因此提高飞行器的效率。此外，减小空气动力阻力有利于减小推进所需的动力。阻力的减小可以通过各种主动和被动的减阻装置来完成。被动装置通常可以包括飞行器的流动表面的改进设计/优化设计并且可以包括积极地影响气流的引入装置。主动装置可以包括在否则将会使层流变成湍流的条件下用于特别地通过从边界层去除空气而主动地影响空气动力流的边界层以保持层流的装置。已知的是概念飞行器，该概念飞行器包括通用于商用客运飞行器的设计，其中，商用客运飞行器包括常见的筒形机身和下单翼(lowwing)。作为附加特征，涵道风扇安装在机身的后部部段或尾部部段处。该风扇提供一定的推进力，并且由于围绕风扇的并且向机身的尾部部段提供环形间隙的飞行器短舱，该风扇的目的在于对在机身上形成的空气动力流的边界层进行抽吸。这允许补偿机身的粘性阻力。
技术实现思路
在机身的尾部部段处设置涵道风扇可以使用于飞行器起飞和着陆的尾部空隙减小。如果期望保持用于起飞和着陆的尾部空隙，则机身的尾部部段需要被完全重新设计以避免损坏涵道风扇。这增大了用于设计、制造和认证飞行器的成本。因此，本专利技术的目的是提出一种飞行器，该飞行器具有改进的阻力行为，并且同时没有明显增大用于飞行器的重新设计和重新认证的成本。该目的通过具有权利要求1的特征的飞行器来实现。有利的实施方式和进一步的改进可以从从属权利要求和下面的描述获悉。提出了一种飞行器，该飞行器包括：具有渐缩的后部形状的机身、用于使飞行器在跑道上移动的起落架、附接至机身的机翼、用于提供主推力的至少一个主发动机以及后部风扇。后部风扇附接至机身的尾部部段。飞行器设计成用于在从跑道起飞期间执行围绕起落架的起飞旋转，使得机身的尾部部段靠近跑道。后部风扇为具有风扇叶片的敞开式风扇，风扇叶片沿径向方向延伸至机身的纵向轴线。风扇叶片定尺寸成至少等于在巡航飞行条件期间沿着机身的流的边界层厚度，并且最大为边界层厚度的二倍。飞行器的总体设计可以类似于或等于相同类型的常见飞行器，例如，商运飞行器。唯一的不同之处在于结合了位于机身的后部部段上、即位于飞行器的后端部处的敞开式风扇。由于敞开式风扇的位置，敞开式风扇吸入机身的由于气流与机身表面之间的摩擦而受到阻滞的边界层。因此，敞开式风扇经受边界层流入，并且因此为边界层吸入式风扇。后部风扇的设计可以由两个主要因素来确定。第一主要因素为边界层厚度。风扇叶片应当具有如下长度：风扇叶片沿着该长度经受边界层流入，也就是说，该长度至少等于边界层在巡航飞行条件期间的厚度，使得风扇叶片能够总体上吸入边界层。为了确保对整个边界层的吸取，风扇叶片应当具有超出边界层厚度的长度。第二主要因素为机身在起飞旋转期间可获得的尾部空隙。尽管风扇叶片的长度应当可靠地覆盖预期的边界层厚度，但风扇叶片不应当具有极其过长的长度。因此，风扇叶片应当仅略微超出边界层厚度。风扇叶片的长度可以在于巡航飞行期间的单边界层厚度至双边界层厚度的范围内。就这一点而言，阐述了这些因素对于具有位于翼盒下方或与翼盒直接相邻的区域下方的主起落架的商用飞行器的常见设计概念而言是特别有效的，其中，翼盒可以放置在机身的较低的中央区域中。在这种情况下，机身的尾部部段包括位于扭折(kink)区域或扫掠区域后方的向上倾斜的下侧部。通常，在起飞旋转期间，机身绕主起落架旋转，使得位于筒形部段的端部的略微后方的机身区域靠近跑道。在这种情况下，扭折区域或扫掠区域可以包括距跑道的最小距离，其中，该最低点的向后较远的区域可以具有与扭折区域或扫掠区域相比在向后的方向上增大的距离。因此，具有普通设计的带向上倾斜的下侧部的纵向筒形机身的普通商用飞行器允许结合小尺寸的后部风扇，该后部风扇包括具有至少等于边界层厚度的尺寸的风扇叶片。后部风扇允许边界层吸入以至少部分地补偿机身的粘性阻力。同时，避免了对机身的尾部部段的改进。敞开式风扇允许被放置在机身的后端部处，并且由于敞开式风扇相对低的径向延伸而不会阻碍起飞旋转。进一步指出，边界层厚度被认为是速度等于自由流速的99％的流动层与流动表面相距的距离。边界层厚度对于机身的尺寸和大小而言是固有的。飞行器机身在巡航飞行条件下的边界层厚度的常见估算对每米机身长度而言等于1厘米。作为示例，机身长度为约40m的商用飞行器包括约40cm的边界层厚度，使得在此情况下，敞开式后部风扇的叶片长度应当至少等于40cm。此外，对于机身长度在约80m范围内的大型飞行器，叶片长度可以至少等于80cm。将位于包括尾部部段的渐缩的后形状部的上方的气流再压缩将增大该厚度。该估算清楚地表明，提供边界层吸入式的敞开式后部风扇只需要相当小的安装空间，这在普通设计的商用飞行器中是非常有可能获得的。因此，不需要对机身进行大刀阔斧式改进。当然，这种敞开式后部风扇——该敞开式后部风扇经受边界层流动——的概念还适用于其他飞行器设计。上述澄清性示例不应当被解释为以任何方式限制保护范围或本专利技术。边界层在流动表面与围绕飞行器的自由流之间具有一定的速度分布。在直接位于表面上的点处，流动层的速度可以被认为是零，而与流动表面相距较大距离的流动层的速度增大。速度分布取决于若干因素，其中还包括空气的粘度。为了使后部风扇适应这样的边界层流动，后部风扇包括后部风扇的局部桨距角在叶片长度上的一定演变，这适于边界层流动的速度分布。在有利的实施方式中，风扇叶片包括多个局部入射角，所述多个局部入射角从风扇叶片的径向内部的部段沿径向向外的方向、即从毂至梢部减小。风扇叶片翼型件的期望的局部迎角通过使叶片翼型件的局部扭曲和入射适于边界层速度分布来实现。风扇叶片的径向内部的位置可以包括较低的叶片入射角，以便在由于下述原因而引起的相对较慢的气流内能够包括恰当的叶片迎角：所述相对较慢的气流是由于机身表面附近的非常低的边界层速度以及推进器的由该位置处的最小半径引起的相对较低的行进速度而引起的。根据预期的边界层速度分布以及推进器的尺寸，局部入射角沿径向向外的方向减小。局部叶片入射角的变化是均衡的，以便反映风扇的相应的径向部段相比于更向内的部段的更高的平移速度和气流随着距流动体的距离增大而更高的速度。根据风扇的设计保持边界层流入的局部迎角在叶片长度上大致相似或者保持这些局部迎角在相对较窄的角度范围内可能是可行的。通过提供适当变化的局部入射角，边界层吸入因此可以具有最大效率。为了执行期望的旋转，后部风扇连接至驱动单元，该驱动单元适于使后部风扇至少以第一旋转速度旋转。驱动单元可以通过各种不同类型的装置来实现，这些装置可以包括但不限于电动马达、燃料燃烧驱动器或者与其他旋转装置比如主发动机联接的扭矩传递装置、以及它们的组合。扭矩传递装置可以包括轴和连杆的布置。作为替代性实施方式，液压部件或气动部件可以用于将机械动力从所述至少一个主发动机传递至后部风扇。第一旋转速度的大小可以设定成在后部风扇处提供推力，从而最大限度地补偿机身的粘性阻力。这从边界层吸入效果来说为飞行器的效率提供了最大益处，因为边界层吸入式后部风扇的重点在于提供减小由边界层引起的阻力，但没有为飞本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞行器(2)，包括：具有渐缩的后部形状的机身(4)、附接至所述机身(4)的机翼(6)、用于使所述飞行器(2)在跑道(20)上移动的主起落架(8)、用于提供主推力的至少一个主发动机(18)、以及后部风扇(14、40)，其中，所述后部风扇(14、40)附接至所述机身(4)的尾部部段(12)，其中，所述飞行器(2)设计成在从所述跑道(20)起飞期间执行围绕所述主起落架(8)的起飞旋转，使得所述机身(4)的所述尾部部段(12)靠近所述跑道(20)，其中，所述后部风扇(14、40)是具有风扇叶片(36、42)的敞开式风扇，所述风扇叶片(36、42)沿径向方向延伸至所述机身(4)的纵向轴线(16)，其中，所述风扇叶片(36、42)定尺寸成至少等于沿着所述机身(4)的流的边界层(34)的厚度且小于所述跑道(20)与所述机身(4)的所述尾部部段(12)之间在所述起飞旋转期间的间隙。

【技术特征摘要】
2016.11.29 EP 16201209.01.一种飞行器(2)，包括：具有渐缩的后部形状的机身(4)、附接至所述机身(4)的机翼(6)、用于使所述飞行器(2)在跑道(20)上移动的主起落架(8)、用于提供主推力的至少一个主发动机(18)、以及后部风扇(14、40)，其中，所述后部风扇(14、40)附接至所述机身(4)的尾部部段(12)，其中，所述飞行器(2)设计成在从所述跑道(20)起飞期间执行围绕所述主起落架(8)的起飞旋转，使得所述机身(4)的所述尾部部段(12)靠近所述跑道(20)，其中，所述后部风扇(14、40)是具有风扇叶片(36、42)的敞开式风扇，所述风扇叶片(36、42)沿径向方向延伸至所述机身(4)的纵向轴线(16)，其中，所述风扇叶片(36、42)定尺寸成至少等于沿着所述机身(4)的流的边界层(34)的厚度且小于所述跑道(20)与所述机身(4)的所述尾部部段(12)之间在所述起飞旋转期间的间隙。2.根据权利要求1所述的飞行器(2)，其中，所述风扇叶片(36、42)包括多个局部叶片入射角，所述多个局部叶片入射角从所述风扇叶片(36、42)的径向内部的部段沿径向向外的方向形成，以适应所述机身(4)的所述边界层(34)的速度分布。3.根据权利要求2所述的飞行器(2)，其中，所述后部风扇(14、40)的外径处的局部叶片入射角小于所述后部风扇(14、40)的内径处的局部叶片入射角。4.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器(2)，其中，所述后部风扇(14、40)连接至驱动单元(32)，所述驱动单元(32)适于使所述后部风扇(14、40)至少以第一旋转速度旋转。5.根据权利要求4所述的飞行器(2)，其中，所述第一旋转速度被选择成使得所述后部风扇(14、40)产生推力，所述推力最大限度地补偿所述机身(4)的粘性阻力。6.根据权利要求4或5所述的飞行器(2)，其中，所述第一旋转速度在第一巡航高度处被选择成第一巡航速度。7.根据权利要求4至6中的任一项所述的飞行器(2)，其中，所述驱动单元(32)还适于使所述后部风扇(14、40)针对至少第二飞行状态以至少第二旋转速度旋转。8.根据前述权...

【专利技术属性】
技术研发人员：贝恩德·特拉梅尔，
申请(专利权)人：空中客车德国运营有限责任公司，
类型：发明
国别省市：德国,DE