提供了一种用于飞行器的空气注入组件。该飞行器包括沿着纵向方向在前端和后端之间延伸的机身，以及在机身的后端处安装到机身的边界层摄取风扇。空气注入组件包括多个注入口，注入口在边界层摄取风扇上游的位置处被限定在机身的表面上。通过流体通道向注入口提供补充气流，在注入口处注入补充气流以使至少一部分相对较高速度的边界层气流移位。以这种方式，进入边界层摄取风扇的气流更均匀，具有更小的涡流畸变，并且具有更低的平均速度。
An aircraft with a rear engine and an air injection module for the aircraft
【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】具有后发动机的飞行器和用于该飞行器的空气注入组件
本主题总体上涉及一种具有后发动机的飞行器，或者更具体地涉及一种具有用于增加后发动机效率的飞行器的机身。
技术介绍
传统的商用飞行器通常包括机身，一对机翼和提供推力的推进系统。推进系统通常包括至少两个飞行器发动机，例如涡轮风扇喷气发动机。每个涡轮风扇喷气发动机安装到飞行器的相应一个机翼上，例如安装在机翼下方的悬挂位置，与机翼和机身分开。这样的构造允许涡轮风扇喷气发动机与不受机翼和/或机身影响的分离的自由流气流相互作用。这种构造可以减少进入每个相应的涡轮风扇喷气发动机的入口的空气内的湍流量，这对飞行器的净推进力具有积极影响。然而，包括涡轮风扇喷气发动机在内的飞行器上的阻力也影响飞行器的净推进力。飞行器上的总阻力，包括表面摩擦和形状阻力，通常与接近飞行器的空气自由流速度和由于飞行器上的阻力而产生的飞行器下游尾流的平均速度之间的差值成比例。将风扇定位在飞行器机身的后端可以有助于在机身的后端上重新激励边界层气流。然而，考虑到机身后端的现有结构，例如一个或多个稳定器，由这种风扇摄取的气流可能不具有沿风扇的圆周方向的一致的速度分布。更具体地，机身后端处的结构可能产生尾流，导致涡流畸变和由风扇摄取的气流沿圆周方向的不一致的速度分布。因此，能够激励缓慢移动的空气形成跨越飞行器机身的边界层的飞行器将是有用的。具体地，设计成增加进入后发动机的相对低动量边界层气流的摄取并减少被摄取气流的速度分布的不均匀性和畸变的飞行器的机身将是特别有益的。
技术实现思路
本专利技术的方面和优点将部分地在以下描述中阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过实践本专利技术来学习。在本公开的一个示例性实施例中，提供了限定纵向方向，竖直方向和横向方向的飞行器。该飞行器包括沿着纵向方向在前端和后端之间延伸的机身，以及在机身的后端处安装到机身的边界层摄取风扇，边界层摄取风扇限定中心线并包括能够围绕中心线旋转的多个风扇叶片。空气注入组件包括：多个注入口，多个注入口在边界层摄取风扇上游的位置处被限定在机身的表面上；和流体通道，流体通道延伸通过机身并且与多个注入口流体连通，用于引导补充气流通过多个注入口。在本公开的另一示例性实施例中，提供了一种用于飞行器的空气注入组件。飞行器包括沿着纵向方向在前端和后端之间延伸的机身，以及在机身的后端处安装到机身的边界层摄取风扇。空气注入组件包括：多个注入口，多个注入口在边界层摄取风扇上游的位置处被限定在机身的表面上；和流体通道，流体通道延伸通过机身并且与多个注入口流体连通，用于引导补充气流通过多个注入口。参考以下描述和所附权利要求，将更好地理解本专利技术的这些和其他特征，方面和优点。包含在本说明书中并构成其一部分的附图示出了本专利技术的实施例，并与描述一起用于解释本专利技术的原理。附图说明本说明书中参考附图阐述了指向本领域普通技术人员的本专利技术的完整且可行的公开内容，包括其最佳模式。图1是根据本公开的各种示例性实施例的飞行器的俯视图。图2是图1的示例性飞行器的左舷侧视图。图3是根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。图4是根据本公开的示例性实施例的图1的示例性飞行器的机身的后端的示意性横截面视图。图5是根据本公开的另一示例性实施例的图1的示例性飞行器的机身的后端的示意性横截面侧视图。图6是根据本公开的另一示例性实施例的图1的示例性飞行器的机身的后端的示意性横截面侧视图。图7是根据本公开的另一示例性实施例的图1的示例性飞行器的机身的后端的示意性横截面侧视图。具体实施方式现在将详细参考本专利技术的实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标记来指代附图中的特征。附图和说明书中的相同或类似的标记已用于指代本专利技术的相同或相似的部分。如本文所用，术语“第一”，“第二”和“第三”可互换使用以将一个部件与另一个部件区分开，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，“下游”是指流体向其流动的方向。现在参考附图，其中相同的数字在整个附图中表示相同的元件，图1提供了示例性飞行器10的俯视图，其可以结合本专利技术的各种实施例。图2提供了如图1所示的飞行器10的左舷侧24视图。如共同地在图1和图2中所示，飞行器10限定了延伸穿过其的纵向方向12，竖直方向V，横向方向L，前端14和后端16。此外，飞行器10限定了在飞行器10的前端14和后端16之间延伸的平均线18。如本文所用，“平均线”是指沿着飞行器10的长度延伸的中点线，未考虑飞行器10的附件(例如下面讨论的机翼22和稳定器)。此外，飞行器10包括机身20和一对机翼20，机身20从飞行器10的前端14朝向飞行器10的后端16纵向延伸。如本文所用，术语“机身”通常包括飞行器10的本体的全部，例如飞行器10的尾翼和飞行器10的外表面或表皮。这些机翼22中的第一个机翼22从机身20的左舷侧24相对于纵向方向12横向向外延伸，并且第二个机翼22从机身20的右舷侧26相对于纵向方向12横向向外延伸。用于所示的示例性实施例的每个机翼22包括一个或多个前缘襟翼28和一个或多个后缘襟翼30。飞行器10还包括竖直稳定器32和一对水平稳定器36，竖直稳定器32具有用于偏航控制的舵襟翼34，水平稳定器36每个都具有用于俯仰控制的升降襟翼38。机身20另外包括外表面40。如图所示，每个稳定器基本上在单个平面内在根部部分和尖端部分之间延伸。例如，如图1和2所示，竖直稳定器32限定了沿竖直方向V分开的根部部分60和尖端部分62。另外，竖直稳定器32沿纵向方向12在前缘64和后缘66之间延伸。如图所示，竖直稳定器32在根部部分60处安装到机身20并且基本上沿着竖直方向V延伸到尖端部分62。以这种方式，连接线68被限定在竖直稳定器32和机身20的交叉处。更具体地，连接线68在竖直稳定器32的前缘64和后缘66之间延伸。然而，应该理解，在本公开的其他示例性实施例中，飞行器10可以附加地或替代地包括任何其他合适的稳定器构造，其可以或可以不沿着竖直方向V或水平/横向方向L直接延伸。另外，替代稳定器可以是任何合适的形状，尺寸，构造或取向，同时保持在本主题的范围内。图1和2的示例性飞行器10还包括推进系统。示例性推进系统包括多个飞行器发动机，其中至少一个安装到一对机翼22中的每一个上。具体地，多个飞行器发动机包括安装到一对机翼22的第一机翼的第一飞行器发动机42和安装到该对机翼22的第二机翼的第二飞行器发动机44。在至少某些示例性实施例中，飞行器发动机42，44可以被构造为以机翼下构造悬挂在机翼22下方的涡轮风扇喷气发动机。例如，在至少某些示例性实施例中，第一和/或第二飞行器发动机42，44可以以与下面参照图3描述的示例性涡轮风扇喷气发动机100基本相同的方式构造。然而，替代地，在其他示例性实施例中，可以提供任何其他合适的飞行器发动机。例如，在其他示例性实施例中，第一和/或第二飞行器发动机42，44可替代地构造为涡轮喷气发动机，涡轮轴发动机，涡轮螺旋桨发动机等。另外，推进系统包括后发动机200，后发动机200安装在飞行器10的机身20，靠近飞行器10的后端16，或者更具体本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种飞行器，其特征在于，所述飞行器限定纵向方向、竖直方向和横向方向，所述飞行器包括：机身，所述机身沿着所述纵向方向在前端和后端之间延伸；边界层摄取风扇，所述边界层摄取风扇在所述机身的后端处被安装到所述机身，所述边界层摄取风扇限定中心线并包括能够绕着所述中心线旋转的多个风扇叶片；和空气注入组件，包括：多个注入口，所述多个注入口在所述边界层摄取风扇上游的位置处被限定在所述机身的表面上；和流体通道，所述流体通道延伸通过所述机身的至少一部分并且与所述多个注入口流体连通，用于引导补充气流通过所述多个注入口。
【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2016.09.26 US 15/275,6101.一种飞行器，其特征在于，所述飞行器限定纵向方向、竖直方向和横向方向，所述飞行器包括：机身，所述机身沿着所述纵向方向在前端和后端之间延伸；边界层摄取风扇，所述边界层摄取风扇在所述机身的后端处被安装到所述机身，所述边界层摄取风扇限定中心线并包括能够绕着所述中心线旋转的多个风扇叶片；和空气注入组件，包括：多个注入口，所述多个注入口在所述边界层摄取风扇上游的位置处被限定在所述机身的表面上；和流体通道，所述流体通道延伸通过所述机身的至少一部分并且与所述多个注入口流体连通，用于引导补充气流通过所述多个注入口。2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述注入组件还包括增压风扇，所述增压风扇与所述流体通道流体连通，用于增加所述补充气流的压力。3.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，还包括燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括压缩机，并且其中，所述流体通道被构造成用于从所述飞行器的所述燃气涡轮发动机的所述压缩机抽取引气。4.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述空气注入组件进一步包括限定在所述机身的底表面上的多个进入口，并且其中，所述流体通道在所述多个进入口和所述多个注入口之间延伸。5.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述流体通道包括多个流体通道。6.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述机身的表面限定主气流参考线，并且所述流体通道和所述多个注入口限定辅助参考线，使得所述补充气流沿着所述辅助参考线被排出，并且其中，所述主气流参考线和所述辅助参考线限定了5度和85度之间的注入角。7.根据权利要求6所述的飞行器，其特征在于，其中，所述注入角小于四十五度。8.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述多个注入口被限定在所述机身的顶表面上。9.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述多个注入口沿着所述纵向方向被...
【专利技术属性】
技术研发人员：尼古拉·N·帕托丘科，伊凡·马尔塞维奇，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国,US
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