非管道式推进系统的制作方法

1.该技术大体涉及非管道式推进系统。


背景技术：

2.通常，飞行器推进系统的风扇通过加速穿过风扇的空气来产生推力。对推力产生效率不利的因素包括空气进入和通过风扇时的能量损失、对推力没有贡献的速度贡献(例如离开风扇的空气中的旋流和涡流)、飞行器推进系统的外表面上的摩擦阻力、以及飞行器推进系统的外表面上的与冲击波相关的阻力(例如波阻力)。因此，对于飞行器推进系统，目标是生成给定量的推力，而不需要向风扇提供过多的输入功率。因此，期望最小化推力产生中的低效率。
附图说明
3.本文公开了与非管道式推进系统有关的系统和设备的实施例。本说明书包括附图，其中：
4.图1示出了根据一些实施例的具有旋转轴线、前后叶片组件、前后壳体、发动机入口和发动机出口的示例性非管道式推进系统的正视横截面视图；
5.图2是根据一些实施例的附接到飞行器的机翼的示例性燃气涡轮发动机的示意立体图；
6.图3是根据一些实施例的示例性非管道式推进系统的横截面，示出了沿流动路径曲线的曲率；
7.图4示出了根据一些实施例的通过非管道式推进系统的叶片组件的空气流；
8.图5示出了当空气在非线性固体表面上移动时对空气的影响；
9.图6示出了根据一些实施例的限定用于后壳体的示例性流动路径曲线的三个表面位置的示意图；
10.图7示出了根据一些实施例的用于后壳体的流动路径曲线的示例；
11.图8示出了根据一些实施例的图7中的相同的三个流动路径曲线关于它们相对于轴向距离的一阶导数的示例性曲线图；
12.图9通过示出根据一些实施例的相对于图7中的三个曲线的轴向距离的二阶导数来说明曲率；
13.图10示出了根据一些实施例的图1的非管道式推进系统的相同的正视横截面视图，但元件编号特别参考前壳体或旋转器部分；
14.图11是描绘根据一些实施例的非管道式推进系统的前壳体的形状的图200；
15.图12是描绘根据一些实施例的非管道式推进系统的前壳体的形状界限的图1200；和
16.图13是根据一些实施例的操作非管道式推进系统的方法的流程图。
17.附图中的元件是为了简单和清楚而示出的并且不一定按比例绘制。例如，图中的
一些元件的尺寸和/或相对定位可能相对于其他元件被夸大，以帮助改进对本公开的各种实施例的理解。此外，在商业上可行的实施例中的有用或必需的常见但易于理解的元件通常没有被描绘，以便有助于对本公开的这些不同实施例的较少阻碍的视图。图中的非管道式推进系统的正视横截面视图描绘了由壳体的外表面与包括旋转轴线的平面的相交线形成的外部流动路径曲线。这样的横截面视图还指示了有助于理解本公开的实施例的结构，例如叶片。将剖视图限制在旋转轴线的单侧并不意味着系统关于旋转轴线轴对称。横截面视图用于说明某些特性，例如与叶片组件相关联的壳体的形状。此外，附图省略了不需要完全理解系统的某些方面的系统中的某些细节。某些动作和/或步骤可以以特定的发生顺序来描述或描绘，而本领域技术人员将理解，实际上并不需要这种关于顺序的特异性。除非本文另有阐述不同的具体含义，否则本文使用的术语和表达具有如上文所阐述的技术领域的技术人员根据这些术语和表达所赋予的普通技术含义。
具体实施方式
18.本公开的方面和优点将在以下描述中部分阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过本公开的实践而获知。
19.现在将详细参考本发明的当前实施例，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号来指代附图中的特征。附图和描述中的相似或类似的标号已用于指代本发明的相似或类似部分。
20.本文使用词语“示例性”来表示“用作示例、实例或说明”。本文描述为“示例性”的任何实施方式不一定被解释为优于或好于其他实施方式。
21.如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以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。
22.术语“前”和“后”是指燃气涡轮发动机或运载器内的相对位置，并且是指燃气涡轮发动机或运载器的正常操作姿态。例如，对于燃气涡轮发动机，前是指更靠近发动机入口的位置，而后是指更靠近发动机出口或排气口的位置。
23.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。
24.除非本文另有说明，否则术语“联接”、“固定”、“附接到”等既指直接联接、固定或附接，也指通过一个或多个中间部件或特征的间接联接、固定或附接。
25.术语“推进系统”一般是指产生推力的系统，该推力由推进器产生，并且推进器使用电动马达、热力发动机(诸如涡轮机)、或电动机和涡轮机的组合提供所述推力。
26.术语“壳体”是指包围推进系统并提供空气动力学外部的壳。壳体可以由毂、旋转器和机舱组成或包括毂、旋转器和机舱。此外，壳体可以绕旋转或静止轴线旋转，或轴向分段，使得一部分旋转而另一部分静止。
27.除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数引用。
28.对于对应于壳体外表面的流动路径曲线，轴向方向“z”平行于旋转轴线，半径“r”是距旋转轴线的距离。z-r平面由角坐标theta定位(即采用柱坐标系，其中坐标theta精确定位z-r平面在3d空间中的取向)。因为壳体外表面可能不是关于旋转轴线轴对称，所以流动路径曲线的形状可能取决于用于限定它的z-r平面。在说明书和权利要求书中，除了规定
它包括旋转轴线之外，用于限定流动路径曲线的z-r平面还包括最接近曲线所描述的壳体或与曲线所描述的壳体相关联的叶片组件内的叶片根部上的点。此外，对于沿壳体绕旋转轴线旋转的曲线的任何轴向位置z，不是指在相对于旋转轴线的指定z-r位置处的流动路径曲线上的半径，半径r是在该轴向z位置处垂直于旋转轴线的壳体横截面区域的“有效”半径。因此，对于壳体旋转的轴向位置，半径r是在垂直于旋转轴线的平面截面中具有相同壳体横截面区域的圆的半径。
29.术语“凸起”是指流动路径曲线上的位置，在此沿该曲线远离最近/相关联叶片组件(即，用于前壳体的前叶片组件的前方和用于后壳体的后叶片组件的后方)，半径达到最大值。
30.术语“局部最小值”是指流动路径曲线的段上的第一位置，从凸起朝向并通过相关联叶片根部的轴向范围，在此半径停止减小。如果半径从凸起通过相关联叶片根部的轴向范围单调减小，则局部最小值位于离凸起最远的流动路径曲线的段上的位置。因此，局部最小值是距最大半径位置最近的最小半径位置，其也在叶片根部的轴向范围内或在叶片根部与最大半径位置之间。应当理解，当确定局部最小值时，将忽略由壳体的部件之间的连接、配合或相对运动引起的流动路径曲线中的任何间隙或台阶。
31.如在整个说明书和权利要求书中使用的，近似语言被应用于修饰可以允许变化而不会导致与其相关的基本功能发生改变的任何定量表示。因此，由诸如“约”、“大约”和“基本上”的术语修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指在1％、2％、4％、10％、15％或20％的裕度内。
32.在此以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，除非上下文或语言另有说明，否则此类范围被识别并包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围都包括端点，并且端点可以相互独立地组合。
33.本文所述的技术涉及非管道式推进系统，特别是包围推进系统的一个或多个壳体的外表面的形状，对于该推进系统，壳体可以包括旋转器、毂和/或机舱。
34.涡轮风扇发动机的操作原理是中央燃气涡轮核心驱动旁通风扇，该风扇位于风扇管道和发动机核心之间的径向位置处。相反，非管道式推进系统的操作原理是使旁通风扇位于发动机机舱外侧。这允许使用能够作用于比涡轮风扇发动机更大量的空气的更大风扇叶片，从而与传统发动机设计相比提高了推进效率。
35.非管道式推进系统可以采用如在广泛的飞行器(例如无线电遥控模型飞机、无人机、活塞发动机螺旋桨飞行器、涡轮螺旋桨支线飞行器和大型涡轮螺旋桨军用运输机)上使用的螺旋桨系统的形式。另一种类型的非管道式推进系统(有时称为“开式转子”)由两个叶片组件组成，一个位于前部位置，一个位于后部位置，其中它们中的至少一个绕轴线旋转以将动力传递到生成推力的推进流。这样的两个叶片组件系统提供了一些优点，但也存在一些挑战，并且远不如单叶片排系统常见。如本文所用，术语“螺旋桨”可以指非管道式推进系统的单个叶片组件或由两个叶片组件组成的非管道式推进系统的前叶片组件。术语“风扇”可以指非管道式推进系统的螺旋桨或两个叶片组件。
36.根据本公开，非管道式推进系统能够实现高亚音速巡航飞行速度。巡航是飞行的一个阶段，其在飞行器爬升之后和开始下降之前平飞到设定高度时发生。因此，如本文所使
用的，巡航代表飞行器旨在操作的连续、高速和稳定的飞行条件。这种描述是为了将巡航与某些异常或瞬态条件(例如俯冲)区分开来，在异常或瞬态条件下，飞行器可以达到高飞行速度，但飞行器在从起飞到着陆的大部分任务中都不打算经历这种条件。
37.一种能够实现最高亚音速巡航飞行的非管道式推进系统可以具有以彼此空气动力学关系定位的两个叶片组件。如本文所用，“空气动力学关系”是指它们被定位成使得一个位于另一个的下游，因此由前叶片组件作用的空气的至少一部分随后由后叶片组件作用。这允许由前叶片组件赋予空气的切向速度(也称为旋流)被后叶片组件赋予的切向速度变化中和，即至少部分地抵消。叶片组件中的至少一个是旋转组件，其承载绕旋转轴线旋转并且位于发动机机舱外的翼型叶片阵列。另一个叶片组件可以是另一个旋转叶片组件(转子)，或者它可以是静止叶片组件(定子)。如果没有后叶片组件来抵消前叶片组件的旋流，高速飞行所需的每单位正面或环形风扇区域的高功率会使通过非管道式推进系统的空气中产生过多的旋流，从而导致产生推力的效率低下。出于这个原因，单螺旋桨推进系统(例如涡轮螺旋桨发动机上的螺旋桨)通常为巡航马赫数不超过0.72的飞行器提供动力。
38.如果非管道式推进系统包括都是转子的两个叶片组件，则前叶片组件和后叶片组件的叶片被布置成在相对方向上绕公共轴线旋转，并且沿该轴线轴向间隔开。例如，前转子组件和后转子组件的相应叶片可以同轴安装并间隔开，其中前转子组件的叶片被构造为绕轴线顺时针旋转，而后转子组件的叶片被构造为绕轴线逆时针旋转(反之亦然)。
39.如果两个叶片组件中的一个是定子，则该叶片组件不绕轴线旋转并且在空气动力学上放置在旋转叶片组件的上游或下游，分别是前叶片组件或后叶片组件。如果在空气动力学上放置在旋转叶片组件的上游，则静止叶片组件在与转子旋转方向相对的方向上向空气赋予切向速度，称为反旋流。由于旋转方向，后旋转叶片组件向空气赋予切向速度变化，以降低通过它的空气的切向速度的大小。如果在空气动力学上定位在旋转叶片组件的下游，则静止叶片组件赋予和转子赋予的切向速度方向相对的切向速度变化，称为去旋流。通过对它从旋转叶片组件接收到的空气进行去旋流，后叶片组件减小了通过它的空气的切向速度的大小。定子中的叶片通常称为“轮叶”。然而，本文使用的通用术语“叶片”和“叶片组件”用于旋转叶片组件或静止叶片组件。
40.对于静止叶片组件，飞行器结构可以与叶片组件混合、集成或合并。例如，用于将发动机安装到飞行器的挂架可以沿旋转叶片组件的旋转轴线占据与静止叶片组件中的至少一些叶片相同的轴向范围中的一些。此外，部分飞行器结构可以设计成用于前叶片组件的反旋流或后叶片组件的去旋流的目的。因此，飞行器结构可以增加甚至替换静止叶片组件中的一些叶片。
41.如本文所用，平行于旋转轴线和垂直于旋转轴线的距离指示的位置或坐标限定了所指示结构的外部流动路径表面。外部流动路径表面与叶片组件一起工作以影响工作流体(通常是空气)通过风扇的流动。由一个或多个壳体形成的外部流动路径表面将由风扇加速的气流和与推进系统相关联的内部机构、机械或设备隔开。随着飞行马赫数和通过风扇的空气加速度的增加，这些外部流动路径表面的形状对于避免高压损失或阻力变得越来越重要。此外，这些外部流动路径表面可以轴向远离叶片组件的附近凸起(即尺寸增加)，以容纳上述内部物品。
42.对于非管道式推进系统，高速飞行需要甚至更高的速度通过风扇并通过由一个或
多个壳体形成的流动路径表面。如本文所用，“风扇流”是由风扇加速以产生推力的流体流。这样的速度可能达到或超过音速，或1马赫。在某些条件下，高马赫流动会导致压力损失和阻力急剧增加，从而损害系统的推力产生性能或效率。这可能导致燃油效率低下。此外，可能期望限制风扇的直径以避免与重量、阻力和在飞行器上的安装相关联的不利。然而，紧凑型风扇导致风扇的每单位正面或环形区域的推力较高，因此与风扇直径没有受到如此限制的情况相比，其加速度更高。此外，系统的轴向长度，并因此界定风扇流的流动路径表面的长度，会影响阻力和重量。同时，减少轴向长度也可以通过导致较高大小的流动路径表面曲率，从而导致高马赫数区域来损害非管道式推进系统的性能。因此，期望提供一种非管道式推进系统，具有位于前叶片组件的上游和轴向范围内的壳体的外部流动路径形状，使飞行器能够以良好的效率以高亚音速飞行，并且在风扇内具有跨音速流动。还期望提供一种非管道式推进系统，具有位于后叶片组件的下游和轴向范围内的壳体的外部流动路径形状，使得飞行器能够以低损耗和低阻力以高亚音速飞行。
43.根据本公开，用于具有巡航马赫数m0为0.74或更大(例如0.74《m0《0.86)或在巡航马赫数0.78和0.84之间的亚音速飞行器的非管道式推进系统具有旋转轴线、前叶片组件、后叶片组件、前壳体和后壳体。前叶片组件和后叶片组件各自包括多个叶片，每个叶片具有靠近旋转轴线的根部和远离旋转轴线的尖端。流动路径曲线对应于后壳体外表面与包含旋转轴线和后叶片根部的最后点的平面的相交线。对于流动路径曲线，轴向方向z平行于旋转轴线，在向后或下游方向上增加。对于流动路径曲线，径向坐标r是距旋转轴线的距离。
44.流动路径曲线具有凸起和局部最小值。半径为rb的凸起位置是通过从后叶片根部的最后点向后行进到半径达到最大值的位置来找到的。半径为rh的局部最小位置是通过从凸起轴向向前行进到半径停止减小的位置来找到的。流动路径曲线的比rb/rh》1.08.。此外，凸起和局部最小值之间的轴向距离zb可以符合比zb/rh《2.41。此外，流动路径曲线可以具有半径为rm的位置，轴向位于凸起和局部最小值之间的中途，使得(rm/r
h-1)/(rb/r
h-1)》0.59。上述比可以根据预定巡航马赫数m0进行调整，如下面顺序呈现的eqs.1、2和3中所示：
[0045][0046][0047][0048]
以上方等式中，0.74《m0《0.86，并且常数a1、b1和c1的范围为1.11《a1《1.31、1.23《b1《1.63和0.59《c1《0.79。对应于后叶片根部的流动路径曲线的上述关系可以适用于与多个后叶片根部相关联的流动路径曲线，或与所有后叶片根部相关联的流动路径曲线。
[0049]
根据本公开，用于巡航马赫数m0为0.74或更大(例如0.74《m0《0.86)的亚音速飞行器的非管道式推进系统具有旋转轴线、前叶片组件、后叶片组件、前壳体和后壳体。前叶片组件和后叶片组件各自包括多个叶片，每个叶片具有靠近旋转轴线的根部和远离旋转轴线的尖端。流动路径曲线对应于前壳体外表面与包含旋转轴线和前叶片根部的最前点的平面的相交线。对于流动路径曲线，轴向方向z平行于旋转轴线，在向前或上游方向上增加。对于流动路径曲线，半径r是距旋转轴线的距离。在前壳体绕旋转轴线(例如，旋转器)旋转的轴向位置处，半径r是有效半径，即具有与垂直于旋转轴线的前壳体相同横截面区域的圆的半
径。
[0050]
流动路径曲线具有凸起和局部最小值。半径为r1的凸起是通过从前叶片根部的最前点向前行进到半径达到最大值的位置来找到的。半径为r2的局部最小位置是通过从凸起向后行进到前叶片根部的轴向范围内半径停止减小的位置来找到的。流动路径曲线的比r1/r2》1.029。此外，凸起和局部最小值之间的轴向距离z1可以符合比z1/r2《1.522。此外，前壳体可以具有最前点，其中局部最小值与流动路径曲线的最前端之间的轴向距离z2可以符合比z2/r2《4.115。可以调整上述比以适应预定巡航马赫数m0，如下面顺序呈现的eqs.4、5和6所示：
[0051][0052][0053][0054]
其中，0.74《m0《0.86，1.04《a2《1.14，0.78《b2《1.18并且2.19《c2《3.19。
[0055]
还根据本公开，用于巡航马赫数m0为0.74或更大(例如0.74《m0《0.86)的亚音速飞行器的非管道式推进系统包括由旋转轴线、前叶片组件和前壳体组成的旋转元件。前壳体或旋转器与前叶片组件一起绕旋转轴线旋转。前叶片组件包括多个叶片，每个叶片具有靠近旋转轴线的根部和远离旋转轴线的尖端。旋转器的轴向方向z平行于旋转轴线，在向前或上游方向上增加。旋转器形状的半径r是距旋转轴线的距离。径向坐标r是有效半径，即具有与垂直于旋转轴线的旋转器相同横截面区域的圆的半径。旋转器在前叶片组件前方的最大半径处具有半径为r1的凸起位置。从凸起轴向向后行进，旋转器具有半径为r2的局部最小值，其中在前叶片根部的轴向范围内半径停止减小。旋转器的形状使得比r1/r2》1.066。此外，凸起和局部最小值之间的轴向距离z1可以符合比z1/r2《1.522。此外，前壳体可以具有最前点，其中局部最小值与流动路径曲线的最前端之间的轴向距离z2可以符合比z2/r2《4.115。可以使用eqs.4、5和6调整上述比以适合预定巡航马赫数m0，其中0.74《m0《0.86、1.09《a2《1.14、0.78《b2《1.18并且2.19《c2《3.19。
[0056]
参考以下描述和所附权利要求，将更好地理解本公开和/或实施例的这些和其他特征、方面和优点。包含在本说明书中并构成本说明书一部分的附图示出了本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。
[0057]
在此以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，除非上下文或语言另有说明，否则此类范围被识别并包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围都包括端点，并且端点可以相互独立地组合。
[0058]
在下面的图中，相似的参考数字在图中描述的各个实施例中被用来指代相似的元件。
[0059]
图1示出了示例性非管道式推进系统100的正视横截面视图。如图1所示，非管道式推进系统100采用开式转子推进系统的形式并且具有被描绘为螺旋桨组件的旋转元件138，旋转元件138包括固定到前壳体106的叶片102的阵列并且被构造为围绕非管道式推进系统100的旋转轴线120旋转。非管道式推进系统100在示例性实施例中还包括非旋转静止元件142，非旋转静止元件142包括围绕旋转轴线120设置的叶片104(也称为轮叶)的阵列。这些
叶片可以布置成使得它们与螺旋桨的距离不都相等。这些叶片安装到静止框架并且不会相对于中心轴线120旋转。非旋转静止元件142包括静止后壳体126。前壳体106和后壳体126具有三维外表面。为了解释本文所公开的表面成形指南，沿流动路径曲线限定参数，这些参数对应于将外表面与包括旋转轴线的平面相交。因此，流动路径曲线105对应于前壳体106与包括旋转轴线的z-r平面的相交线。类似地，流动路径曲线125对应于后壳体126与包括旋转轴线的z-r平面的相交线。为了参考目的，图1还描绘了用箭头118表示的向前方向。
[0060]
如图1所示，示例性非管道式推进系统100还包括驱动机构128，驱动机构128通过传动装置(未示出)向旋转元件138提供扭矩和动力。在各种实施例中，驱动机构128(也称为发动机)可以是燃气涡轮发动机、电动机、内燃机或任何其他合适的扭矩和动力源，并且可以定位成靠近旋转元件138，或者可以通过适当构造的传动装置远程定位。传动装置将动力和扭矩从驱动机构128传递到旋转元件138，并且可以包括一个或多个轴、齿轮箱或其他机械或液压驱动系统。在图1中，驱动机构128示意性地描述为包括气体生成器130和动力涡轮132。包含气体生成器(例如压缩机、燃烧器和高速涡轮)和燃气涡轮发动机的动力涡轮的涡轮机的示例在us20210108597中示出和描述，特此通过引用将其全部并入用于所有目的。us10704410、us5190441、us9340277和us10358926中描绘了本文图1所示构造的替代构造，特此通过引用将其全部并入用于所有目的。
[0061]
当旋转元件138围绕旋转轴线120在给定方向上旋转时，旋转元件138的翼型叶片102的尺寸、形状和构造被设计为通过在图1所示的方向144上移动工作流体(例如空气)来产生推力。在这样做时，叶片102在流体在方向144上移动时向其赋予一定程度的旋流。静止元件的叶片104的尺寸、形状和构造被设计为减小流体的旋流大小，从而增加为旋转元件的给定轴功率输入生成推力的动能。每个旋转叶片102具有叶片根部122和叶片尖端124。每个静止叶片104都具有叶片根部136和叶片尖端134。对于旋转叶片102和静止叶片104，跨度限定为根部和尖端之间的距离。静止叶片104可以具有比旋转叶片102更短的跨度(例如，叶片102的跨度的50％)，或者可以根据需要具有比叶片102更长的跨度或与叶片102相同的跨度。在图1中，静止叶片104被示出为在它们各自的叶片根部136处固定到壳体126。在一些实施例中，一些或所有静止叶片104可以固定到飞行器结构(例如机翼、挂架或机身)，或与飞行器结构集成。静止元件的叶片104的数量可以小于或大于或等于旋转元件的叶片102的数量，并且通常大于两个或大于四个。在一些实施例中，旋转叶片102的数量与静止叶片104的数量的比在2:5和2:1之间。在一些实施例中，旋转叶片102的数量与静止叶片104的数量之间的差在2和-2之间。
[0062]
静止元件142的叶片104可以在空气动力学上定位在旋转叶片102的上游，以作为反旋流轮叶，即，赋予与旋转元件138的旋转方向相对的切向速度。或者，如图1所示，静止叶片104可以在空气动力学上定位在旋转叶片102的上游，以用作去旋流轮叶，即，赋予与旋转元件138相反的切向速度变化。残留在非管道式推进系统100下游的气流中的任何旋流等于产生动能的推力损失。
[0063]
可能期望多组旋转叶片102和多组静止叶片104中的任一个或两者合并有螺距改变机构，使得叶片可以相对于螺距旋转轴线独立地或相互结合地旋转。这种螺距变化可用于在各种操作条件下改变推力和/或旋流效应，包括提供在某些操作条件下(如在飞行器着陆时)可能有用的推力反转特征。
[0064]
入口127轴向地位于叶片104和叶片102之间。或者，入口127可以位于其他位置，例如叶片102的前方。被旋转叶片102加速并绕过入口127的空气质量与被旋转叶片加速并经由入口127进入发动机核心(未示出)的空气质量的比称为旁通比。在一些实施例中，叶片的扫掠面积(计算为πx[(叶片尖端半径)2–
(叶片根部半径)2])与入口的横截面面积(在z-r平面中测量)的比大于20:1或大于30:1，且小于80:1。
[0065]
值得注意的是，图1所示的示例性非管道式推进系统100仅作为示例。在其他示例性实施例中，它可以具有其他合适的构造。例如，代替如图所示地作为前旋转叶片组件和后静止叶片组件，这两个叶片组件可以相对于彼此反向旋转。作为另一个示例，前叶片组件可以静止，并且后叶片组件可以旋转。作为另一个示例，非管道式推进系统可以仅由旋转叶片组件(即，螺旋桨)组成。
[0066]
图2是根据本公开的某些方面附接到飞行器的机翼的示例性燃气涡轮发动机的立体图。图2描述了经由挂架220安装到机翼218的非管道式推进系统100，以便于安装到机架结构或机架结构的容纳。此外，每个叶片彼此之间和/或在相同的轴向z位置处的间距可以不都相等。这些是壳体126可以不是轴对称的示例。
[0067]
非管道式推进系统100包括基本包含在前壳体或旋转器106和后壳体126内的涡轮机。在一些构造中，前壳体106和后壳体126都包括分别与旋转叶片102和旋转叶片104相关联的旋转毂。在其他构造中，前壳体106和后壳体126中的一个完全旋转或包括旋转结构(例如旋转毂)，而另一个是与相应旋转叶片和静止叶片相关联的静止壳体。在一些实施例中，前壳体106可视为旋转器，并且后壳体126可视为机舱。后壳体126可包含涡轮机的压缩机、燃烧器和涡轮，随后是发动机出口121。
[0068]
在图2所示的示例非限制性示例中，非管道式推进系统100包括旋转组件(或转子)，旋转组件包括前壳体106和与前壳体106相关联的叶片102(也可以称为风扇、转子或螺旋桨)的翼型形状的组件。在该示例中，前壳体106是绕旋转轴线120旋转的旋转器。在其他构造中，前壳体可以不旋转，因为系统由静止的前叶片组件和旋转的后叶片组件组成。非管道式推进系统100还包括静止组件，静止组件可以包括发动机入口127和与后壳体126相关联的叶片104的翼型形状的静止组件。在这种构造中，壳体126和叶片104围绕轴线120不旋转，尽管叶片可以单独连结(articulate)以例如经由包含在壳体126内的机构修改螺距角、倾斜角或扫掠角。静止叶片104组件的至少一个功能是去除离开转子的气流中的旋流。
[0069]
后壳体126在轴向方向上从发动机入口127延伸到发动机出口121。后壳体126包含内部机械，内部机械为叶片102组件产生扭矩，并且限定形状设计成为通过叶片102和104并继续向下游行进的空气提供空气动力学效率(减少阻力)的表面。从发动机出口121排出的流产生一些推力，推动和/或推进飞行器前进。非管道式推进系统100的发动机产生的大部分推力来自经过壳体126的加速空气，或通过叶片104并绕过入口127的空气。在一些实施例中，发动机还可以包括第三流(第一流和第二流是由压缩机、燃烧器和涡轮限定的旁通和涡轮机核心气流)。
[0070]
为了简化图2中的说明，前壳体106被示出为连续旋转器。然而，每个壳体可以由具有各种机械部件的单独部分组成，以允许前叶片102组件和/或后叶片104组件的可变螺距角。每个壳体的这种专用部分的轴向范围可以与叶片102组件和/或叶片104组件的对应轴向范围大致相同，或者壳体的轴向范围可以比叶片的跨度或叶片组件的相应轴向范围更短
或更长(在轴向范围内)。图2中的点虚线指示叶片102的旋转轴线120。虚线曲线105和125分别表示对应于壳体106和126与包括旋转轴线120的平面的相交线的流动路径曲线。在前壳体106和相关联的前叶片102组件绕旋转轴线120旋转的示例性示例中，流动路径曲线的形状可以由有效半径与平行于旋转轴线120的轴向距离限定。然而，在后壳体126和相关联的后叶片104组件不绕旋转轴线120旋转的该示例中，半径与轴向位置的流动路径曲线形状取决于z-r平面绕旋转轴线的取向，即，对于与后壳体126相交的平面的不同位置，曲线可能具有不同的形状。
[0071]
参考图1和图2，由于叶片102组件和/或静止叶片104组件具有厚度，因此可能会出现通过叶片102和/或叶片104排的空气流的流动限制，称为堵塞。因此，空气流不仅由于生成推力而加速通过排，而且由于堵塞，空气流必须进一步加速。在高亚音速巡航中，例如飞行马赫数(m0)大于约0.74时，生成的推力和堵塞的这些综合效应可能导致通过排的空气流的速度的轴向分量接近音速(即马赫数为1)，称为阻塞(choking)，这可能导致叶片102或叶片104通道内的高压损失。较高的叶片102或叶片104计数(例如8到18)可能会使阻塞成为主要问题，因为对于气流通过叶片102组件加速，增加计数会增加叶片材料的总体堵塞。
[0072]
称为面积控制(area ruling)的策略可以降低叶片102或叶片104内的通道中的马赫数。为了可视化面积控制，图3示出了非管道式推进系统100的剖视图。流动路径曲线125对应于图1和图2的壳体126的外表面与截面平面的相交线，该截面平面包括旋转轴线120以及后叶片组件中的叶片104的后叶片根部136的最后点。因此，壳体126的外表面上的点是通过选择叶片根部136和从叶片根部136的最后点开始与旋转轴线120平行的上游或下游距离来确定。通过形成后壳体表面凹部404，可以减少叶片104的通道内的马赫数。后壳体凹区域404对应于谷，并且位于壳体的表面的局部最小半径处。参考通过叶片104并经过壳体(即，流动路径曲线125)的对应空气流，可以看出由于叶片104的位置处的壳体的凹形状，速度适当降低。为了实现产生期望结果的该凹区域404(降低叶片104处的马赫数以避免阻塞)，曲线125与旋转轴线120的远离叶片104的径向距离必须增加，从而导致下游凸曲率406和可能的上游凸曲率402。因此，壳体126不仅需要向外凸起以容纳推进系统的内部部件，还需要向外凸起以避免叶片104之间的通道中的阻塞。
[0073]
在叶片104上游的壳体表面上，壳体上还可以形成凸部分402。因此，壳体126可以向外凸起以容纳非管道式推进系统的内部部件，并向上游凸起以例如容纳部件或入口127。也可以期望将非管道式推进系统的轴向长度最小化。在限制轴向长度的同时避免阻塞的目标可能会导致壳体126的表面曲率增加，从而导致空气沿流动路径曲线125(特别是在凸部分处)的局部加速。如下所述，在高亚音速飞行中，流动路径曲线125的表面的凸部分附近的曲率可能存在挑战。
[0074]
图4示出了通过图1的非管道式推进系统100的风扇的空气流。相对于非管道式推进系统100和非管道式推进系统100的远上游502的空速具有速度v0(例如，对应于0.74《m0《0.86)，这是飞行器的飞行速度。更靠近风扇时，风扇的影响是在空气进入风扇时引起更高的空气速度。当空气通过风扇时，风扇为通过它的气流提供动力，以加速(即进一步提高速度)经过推进系统的其余部分的空气。在轴向方向上远下游506的区域中，气流达到排气速度ve。
[0075]
通过叶片104组件的气流，从远上游到远下游，可视为空气管(或风扇流管)508。风
扇流管508(滑流气流)的径向和轴向范围由散列区域指示。风扇流管508的外边界510与叶片102组件的径向最外区段(或尖端)124相交。风扇流管508的内边界514与流动路径曲线125附近的叶片104组件相交，并跟随紧邻叶片104组件下游的流动路径曲线125的形状。因为在该示例性示例中，发动机入口127从叶片102和104之间的最内径向区域吸入空气，所以风扇流管508不包括通过叶片102进入发动机入口127并通过发动机出口121排出的空气部分。风扇流管508内的任何轴向位置处的空气的平均轴向速度可通过该位置处的风扇流管508的环形横截面区域516可视化。对于沿风扇流管508的选定位置，风扇流管508的环形横截面区域516的示例为远上游502、机舱凸起504和远下游506。
[0076]
由于通过流管508内和入口127下游的任何环形区域的空气的质量流率相同，并且整个风扇流管508中的空气密度大致恒定，因此空气的平均轴向速度与环形区域516大致成反比。因此，在远上游502处，进入风扇的风扇流管508的速度尚未由于风扇而增加，环形区域516最大。在远下游506处，风扇流管508包括相对于远上游502中的空气速度具有更高速度的激励空气，因此环形区域516小于502处。相对于沿风扇流管508的环形区域的最小环形区域出现在靠近凸起504的壳体126上。在机舱凸起504处，空气已通过叶片104组件被激励，与旋转轴线的径向距离为最大半径，并且环形区域516相对于流动路径曲线125的其他提及的环形区域是最小的。因此，壳体126(限定流动路径曲线125的表面)上的空气流的平均轴向速度较高，并且归因于流动路径曲线125中的凸起。
[0077]
图5进一步解释了由于机舱上的空气流的高平均轴向速度而导致的问题，图5描绘了当空气在波浪状固体表面604上从左到右无摩擦流动时的效应。流线602指示从距表面604的不同距离开始的流体颗粒的路径。凹表面606或谷增加静压并降低空气的速度。相反，凸表面608或峰降低静压并增加空气的速度。因此，对于图1中的壳体126上的流动，静压的变化和伴随的空气速度的相对变化在很大程度上由与壳体126相关联的曲率控制。
[0078]
表面的曲率可以用对应的曲率半径表示。例如，在沿表面604的任意点处，可以限定曲率半径rc和曲率中心610。为了说明，图5示出了两个曲率半径612、614及其对应的中心(示出为“+”)610，其对应于两个表面位置。在到凸表面608的峰的左侧的距离处，曲率低，对应于较大的rc614。更靠近凸表面608的峰处，曲率高，对应于较小的rc612。凹表面606内的位置也有低曲率和高曲率。然而，对于凹表面606内的点，曲率中心位于曲线604上方，曲率半径指向表面604。
[0079]
如上所述，壳体126上的空气流可以具有比发动机下游的风扇流的平均速度ve更高的平均速度，这种效应可能会对高亚音速飞行造成问题。特别是，当流动路径表面125上的空气速度接近音速或马赫数＝1.0时，阻力开始急剧增加。一般来说，摩擦阻力的增加大致与空气速度的平方成正比。然而，随着马赫数增加，波阻力对阻力增加的贡献更大。波阻力是由冲击波产生的阻力，该冲击波在壳体表面126附近的空气流变成超音速(例如，马赫数》1.0)时形成。
[0080]
上述解释示出了导致高阻力的三个因素。第一个因素是高巡航飞行马赫数m0，例如0.74《m0《0.86。第二个因素是基于风扇环形区域和飞行速度的高无量纲巡航风扇净推力。产生推力的风扇对气流的相同加速度也会增加壳体126(例如机舱)上的阻力。以考虑飞行速度、环境条件和风扇环形区域的方式无量纲地表示推力，得出推力参数其中fnet
是巡航风扇净推力，σ0是环境空气密度，v0是巡航飞行速度，并且a
an
是风扇入口处的风扇流管横截面面积。使用作为最前转子叶片的尖端半径的最大半径和作为进入风扇的风扇流管的最小半径的最小半径来计算风扇环形面积a
an
。第三个因素是壳体126的最大半径相对于与后叶片根部136相关联的局部最小半径的比较大，同时壳体126的局部最小半径与最大半径之间的轴向长度和与后叶片根部136相关联的局部最小半径的比相对较小。
[0081]
高亚音速飞行(例如，0.74《m0《0.86)时波阻力问题的解决方案是基于非常规表面曲率策略，设计壳体126上的流动路径曲线125的形状。图6示出了流动路径曲线125上的三个表面位置702、704和706的示意图。对于图3和图4，流动路径曲线125对应于图1和图2中所示的壳体126的外表面与包括旋转轴线120和后叶片组件中的后叶片根部136的最后点的平面的相交线。因此，曲线125对应于从后叶片根部136上的最后点沿壳体126的表面轴向向前和向后行进。如果用于限定流动路径曲线125的后叶片具有可变取向(例如由螺距改变机构致动)，则用于定位流动路径曲线的最相关后叶片取向是当后叶片根部136的最后点位于最后时。如果后叶片根部136的最后点未附接到壳体126，例如，后叶片根部137和壳体126之间存在间隙间隔以允许螺距变化，或者后叶片104附接到机架并悬挂在壳体126上，则曲线125通过壳体126的表面上的最近点到后叶片根部136的最后点。沿流动路径曲线125的每个表面位置可以基于(z,r)坐标系708限定，其中z轴是旋转轴线120，r是距旋转轴线120的距离。
[0082]
流动路径曲线125具有对应于(z,r)坐标系708的(zb,rb)的凸起或最大半径位置704，并且具有最大半径rb。流动路径曲线125在704处凸起位置的前方具有对应于(z,r)坐标系708的(0,rh)的局部最小位置702，并且具有半径rh。(0,rh)和(zb,rb)处的表面位置确定了流动路径曲线125的段的轴向和径向范围，其中形状被设计为如本文所述，以解决高亚音速飞行的高波阻力问题。
[0083]
流动路径曲线125具有对应于(z,r)坐标系708中的(zb/2,rm)的第三位置706，并且具有第一表面位置702和第二表面位置704之间的中途的轴向距离。对于曲线125的段的固定端点702和704，指定706的位置对曲率分布有很大影响。半径rh113、rm117、rb111和轴向距离zb115也如图1所示。
[0084]
对于高亚音速巡航，在高亚音速巡航马赫数(即m0》0.74)下，实现低阻力而不增加壳体126的不必要的长度取决于点/端点/位置702、704和706的适当定位。例如，对于足够的凸起以抑制后叶片组件内的马赫数，有限的长度以避免过度的摩擦阻力和重量，以及接近凸起的有限凸曲率，可能期望rb/rh》1.081，zb/rh《2.103并且(rm/r
h-1)/(rb/r
h-1)》0.59。利用稍微更大的半径增加和更小的轴向距离，使得rb/rh》1.118，zb/rh《1.974并且(rm/r
h-1)/(rb/r
h-1)》0.64，可获得更好的结果。此外，对凸起施加上限，使得rb/rh《1.424可能是有益的。
[0085]
此外，上述比可以定制，以适应预定巡航飞行马赫数m0，具有常数a1、b1和c1，如eqs.1、2和3中所示
[0086][0087][0088]
[0089]
其中，m0》0.74、a1》1.11、b1《1.63并且c1》0.59。对每个参数的附加限制可能会产生更优化的构造，例如0.74《m0《0.86、1.11《a1《1.31、1.23《b1《1.63并且0.59《c1《0.79。用于构造后壳体126的常数的进一步约束的示例包括1.16《a1《1.31、1.23《b1《1.53并且0.64《c1《0.79。作为常数约束的另一个示例，1.16《a1《1.26、1.33《b1《1.53并且0.64《c1《0.74。
[0090]
表1提供了凸起半径(rb)111与局部最小半径(rh)113的比的示例，其中1.11《a1《1.31(粗体)并且0.74《m0《0.86。
[0091][0092]
表1
[0093]
表2提供了局部最小值和凸起位置之间的轴向距离115与局部最小半径(rh)113的比的示例，其中1.23《b1《1.63(粗体)并且0.74《m0《0.86。
[0094][0095]
表2
[0096]
表3提供了比(rm/r
h-1)/(rb/r
h-1)的示例，其中0.59《c1《0.79(粗体)并且0.74《m0《0.86。
[0097][0098]
表3
[0099]
除了适用于巡航飞行马赫数m0的范围外，曲线125的上述约束对于由环境密度、巡航飞行速度平方和风扇入口处的风扇流管环形面积归一化的无量纲巡航风扇净推力参数的范围可能特别有利。
[0100]
在上述推力参数中，f
net
是巡航风扇净推力，ρ0是环境空气密度，v0是巡航飞行速度，a
an
是垂直于进入风扇的风扇流管的旋转轴线的环形横截面面积。对于图1所示的示例性示例，环形面积将使用r
t
101、从旋转轴线120到前叶片组件中的叶片102的尖端的径向距离、以及相同轴向位置处的风扇流管的最小半径来计算。对于图1的示例，其中发动机入口流占据了前叶片组件环形区域的一部分，使用参数(诸如风扇推力、发动机入口流量和飞行
条件)来估计风扇流管的最小半径的方法将被本领域技术人员使用。推力参数可以大于或等于0.060(例如，大于0.080或大于0.084)。
[0101]
上面描述的用于解决持续高亚音速飞行(例如，0.74《m0《0.86)的波阻力问题的非常规表面曲率策略适用于本文所述的非管道式推进系统。在某些构造中，非常规表面曲率策略可适用于没有发动机入口(省略入口127)的非管道式推进系统；例如，转子不是由吸气式发动机驱动，而是由另一种类型的机器(例如电动机)驱动。图7描绘了可用于限定图1和图2中所示的壳体126的表面的三条示例性流动路径曲线125的曲线图800。流动路径曲线125靠近后壳体126，并且在(z,r)坐标系708的(0,rh)和(zb,rb)处的表面位置之间，如图6所示。
[0102]
为了解释图6中的点702、704和706如何限定后壳体126的形状以减少高速飞行时的阻力，在图7的曲线图800中，绘制了点702和点704之间的三条示例性流动路径曲线125，其中z和r通过局部最小半径rh进行无量纲化。为了便于比较，这三条曲线符合eqs.1、2和3，其中m0＝0.79、a1＝1.21并且b1＝1.43，仅在参数c1中存在差异。流动路径曲线802对应于c1＝0.50并且由三次多项式形状描述，标记为“三次”。流动路径曲线802给出了相对于曲线804和806的曲率平滑变化。流动路径曲线804对应于c1＝0.61并且标记为“ex1”。流动路径曲线806对应于c1＝0.69并且标记为“ex2”。在多于其长度的前三分之一上，流动路径曲线804(指定为“ex1”)具有比曲线802更快的半径随轴向距离增大。流动路径曲线806(指定为“ex2”)也具有比曲线802更快的半径增大，但与曲线802或804相比，壳体的峰半径(具有最大半径rb的流动路径曲线125位置)附近的半径变化较小。图8示出了图7中的曲线的r相对于z的一阶导数的曲线图900。所有曲线都以零的一阶导数开始和结束，因为端部在局部最小和最大半径处。图902、904和906对应于图7中的三次、ex1和ex2曲线的一阶导数。
[0103]
图9示出了图7中的三条曲线的r相对于z的二阶导数的曲线图1000。二阶导数指示曲率，并且正二阶导数指示凹曲率，而负二阶导数指示凸曲率。二阶导数的绝对值指示曲率的大小。曲线1002、1004和1006分别是如图7所示的流动路径曲线“三次”、“ex1”和“ex2”的二阶导数。三次多项式流动路径曲线具有最平滑的曲率变化(与轴向距离呈线性)。流动路径曲线“ex1”也具有单调变化的曲率，但是，其曲率1004在后叶片根部136附近开始较高，并朝向最大半径不断减小。以这种方式“前加载”曲率导致最大半径处的凸曲率的大小低于曲率1002。流动路径曲线“ex2”在第三曲率1006上具有较大的变化，这可以抑制叶片104的通道内的马赫数，并避免紧邻最大半径上游的高凸曲率。由于曲线“ex2”具有相对低的凸曲率，其中风扇流管加速度和流动路径曲线半径增加的综合效应可能会以其他方式导致马赫数过大，因此可以优选第三曲率1006(“ex2”)。
[0104]
如前所述，飞行器的飞行速度受到许多因素的限制。对于螺旋桨驱动的飞行器，螺旋桨在飞行器可以飞行的速度中起着重要作用。在高水平上，螺旋桨越大和/或螺旋桨具有的叶片数量越多，飞行器可以飞行得越快。不幸的是，虽然速度通常与螺旋桨尺寸和叶片数量成正比，但重量也是如此，并且大尺寸会给推进系统的安装和可行性带来问题。例如，随着螺旋桨尺寸和/或叶片数量的增加，螺旋桨的重量通常会增加，并且较大的螺旋桨可能很难适应同时为选定的机身构造维持地面或机身间隙。此外，在高亚音速飞行速度下，更大数量的叶片会增加螺旋桨叶片排中的流动区域堵塞，考虑到叶片周围的跨音速流动，这是一个问题。特别是，过多的堵塞会降低螺旋桨效率和可操作性范围。因此，创造能够以更高持
续速度(例如巡航速度)飞行的可接受飞行器需要的不仅仅是增加螺旋桨的尺寸和/或增加螺旋桨叶片的数量。
[0105]
图10示出了与图1相同的横截面视图，但对非管道式推进系统100的前部(特别是旋转元件138)进行了注释，旋转元件138包括被描绘为旋转器106和多个叶片102的前壳体。叶片102具有叶片根部122和叶片尖端124。叶片102在叶片根部122处固定到旋转器106。旋转元件138可以具有任何合适数量的叶片102。例如，在一个实施例中，旋转元件138包括8到18个叶片。作为旋转元件138的一部分，旋转器106和叶片102绕旋转轴线120旋转。相对于指示非管道式推进系统100，并因此飞行器的行进方向的箭头118，旋转器106具有最前点/端/位置108。
[0106]
前壳体106的形状设计为使得它沿其轴向长度具有不同的半径，并且其形状是沿由旋转器表面与包括旋转轴线120和前叶片根部122的最前点的平面的相交线形成的流动路径曲线105观察的。如前所述，流动路径曲线由壳体旋转的轴向位置处的有效半径限定。因此，在图10的所示示例中，选择用于构建平面的前叶片根部122不会影响流动路径曲线105。然而，在一些实施例中，前壳体106可以是静止的。因此，指定前叶片根部122以限定平面，并因此限定流动路径曲线105的惯例适用于其他实施例，因为这有助于限定前壳体106是静止的实施例的曲线。旋转器106的流动路径曲线105在轴向位置处具有凸起位置，其中半径到达叶片102的前叶片根部122的最前点的最大轴向前方，从而确定第一半径110(在图10中表示为“r
1”)。旋转器106的流动路径曲线105具有局部最小位置，其中从凸起轴向向后行进，半径达到叶片102附近的局部最小值，从而确定第二半径112(在图10中表示为“r
2”)。因此，第一半径110的轴向位置位于第二半径112的轴向位置的前方(即，在第二半径112的轴向位置和旋转器106的最前位置108之间)。叶片102的跨度限定为叶片根部122和叶片尖端124之间的距离。在一个实施例中，叶片102在中间跨度(即，从叶片根部到叶片尖端的叶片高度的50％)附近具有最大轴向距离/宽度140。在一个实施例中，叶片102固定到旋转器106，使得当定向或构造用于巡航操作时，叶片根部122的最前点靠近具有第二半径112的局部最小值，并且使得最大宽度140的0％至40％位于叶片根部122的最前点的前方。在另一个实施例中，最大宽度140的20％至40％位于叶片根部122的最前点的前方。
[0107]
在一个实施例中，第一半径110大于第二半径112，并因此限定旋转器106的凸起，旋转器上的位置从前叶片根部122轴向向前行进，其中半径达到最大值。第一距离114(在图10中用“z
1”表示)限定在具有第一半径110的凸起和具有第二半径112的局部最小值之间。第二距离(在图10中用“z
2”表示)限定在旋转器106的最前位置108和具有第二半径112的局部最小值之间。各种参数(即，第一半径110、第二半径112、第一距离114和第二距离116)可以基于飞行器的预定速度指定。也就是说，各种参数的合适值取决于飞行器的预定速度范围。在一些实施例中，飞行器的预定速度基于飞行器的期望空速。例如，飞行器的预定速度可以是飞行器被设计成在巡航时操作的速度或速度范围。飞行器的预定速度可以是任何合适的值，并且可以例如在0.74马赫和0.86马赫之间(本文也称为高亚音速巡航速度)。尽管飞行器的示例预定速度范围在0.74马赫和0.86马赫之间，但应注意，该范围可以大于或小于所提供的范围，并且具有更高和/或更低的最大值和最小值。例如，预定飞行马赫数可以在0.78和0.84之间。
[0108]
在高水平上，随着飞行器的预定速度增加，有利于旋转器上和叶片102组件内的低
压损失的凸起的尺寸(即，第一半径110与第二半径112的比)增加。简单地说，对于特定的飞行速度，凸起越大，通过叶片102排的流速越低。但是，随着凸起的尺寸增加，旋转器106所需的长度增加，旋转元件138的重量增加。因此，凸起的尺寸由基于飞行器的预定速度的许多因素决定。此外，第二半径112的最小尺寸通常由旋转元件138所需的设备(例如叶片保持硬件、螺距改变机构、配重系统、齿轮箱、齿轮箱冷却系统、润滑系统、轴承和驱动轴)决定。
[0109]
在由前叶片组件和后叶片组件组成的一个实施例中，无量纲凸起半径为r1/r2》1.029。在其他实施例中，凸起的尺寸由第一半径110和第二半径112的比描述，并由eq.4限定：
[0110][0111]
其中，r1是第一半径110，r2是与壳体106相关联的第二半径112，m0是飞行器的持续高速飞行(如巡航)的马赫数，并且a2是常数。在一个实施例中，a2的值在1.04到1.14的范围内。如eq.4所示，对于在该范围内的每个a2值，凸起的尺寸(即，第一半径110与第二半径112的比)随着飞行器的预定速度的增加而增加。具体地，对于最小值a2＝1.04，第一半径110与第二半径112的比在m0＝0.74时为1.029，在m0＝0.79时为1.040，在m0＝0.84时为1.051，并且在m0＝0.86时为1.055。对于最大值a2＝1.14，第一半径110与第二半径112的比在m0＝0.74时为1.103，在m0＝0.79时为1.140，在m0＝0.84时为1.177，并且在m0＝0.86时为1.192。表4提供了第一半径110与第二半径112的比的示例，其中1.04《a2《1.14(粗体)并且0.74《m0《0.86。
[0112][0113]
表4
[0114]
如前所述，旋转器106的几何形状还可以基于第一距离114(即，具有第一半径110的凸起与具有第二半径112的局部最小值之间的轴向距离)来描述。在由前叶片组件和后叶片组件组成的一个实施例中，无量纲轴向距离z1/r2《1.522。在另一个实施例中，第一距离114根据第一距离114与第二半径112的比来描述，并且由eq.5限定：
[0115][0116]
其中，z1是第一距离114，r2是第二半径112，m0是飞行器的持续高速飞行(如巡航)的马赫数，并且b2是一个值。在一个实施例中，b2的值在0.78到1.18的范围内。如eq.5所示，对于在该范围内的每个b2值，第一距离114随着飞行器的预定速度的增加而增加。简单地说，旋转器106的长度随着飞行器的预定速度的增加而增加。具体地，对于最小值b2＝0.78，第一距离114与第二半径112的比在m0＝0.74时为0.641，在m0＝0.79时为0.780，在m0＝0.84时为0.938，并且在m0＝0.86时为1.006。对于最大值b2＝1.18，第一距离114与第二半径112的比在m0＝0.74时为0.970，在m0＝0.79时为1.180，在m0＝0.84时为1.419，并且在m0＝0.86
时为1.522。表5提供了第一距离114与第二半径112的比的示例，其中0.78《b2《1.18(粗体)并且0.74《m0《0.86。
[0117][0118]
表5
[0119]
如前所述，旋转器106的几何形状还可以基于第二距离116(即，旋转器106的最前位置108和具有第二半径112的局部最小值之间的距离)来描述。在由前叶片组件和后叶片组件组成的一个实施例中，无量纲轴向距离z2/r2《4.115。在一个实施例中，第二距离116根据第二距离116和第二半径112之间的比来描述，并且由eq.6限定：
[0120][0121]
其中，z2是第二距离116，r2是第二半径112，m0是飞行器的持续高速飞行(如巡航)的马赫数，c2是一个值。在一个实施例中，c2的值在2.19到3.19的范围内。如eq.6所示，第二距离116随着飞行器的预定速度的增加而增加。简单地说，旋转器106的长度随着飞行器的预定速度的增加而增加。具体地，对于最小值c2＝2.19，第二距离116与第二半径112的比在m0＝0.74时为1.800，在m0＝0.79时为2.190，在m0＝0.84时为2.633，并且在m0＝0.86时为2.825。对于最大值c2＝3.19，第二距离116与第二半径112的比在m0＝0.74时为2.622，在m0＝0.79时为3.190，在m0＝0.84时为3.835，并且在m0＝0.86时为4.115。表6提供了第二距离216与第二半径112的比的示例，其中2.19《c2《3.19(粗体)并且0.74《m0《0.86。
[0122][0123]
表6
[0124]
虽然图10的讨论描述了与本文的教导一致的用于推进飞行器的非管道式推进系统，但图11的讨论提供了关于此类非管道式推进系统的旋转器的几何尺寸值的图的更多细节。
[0125]
图11是描绘根据一些实施例的非管道式推进系统的旋转器的外部流动路径形状的图200。y轴204表示由第二半径112归一化的旋转器半径r/r2，第二半径在最靠近具有第一半径110的凸起的叶片102的轴向范围内的局部最小值处。x轴202表示由第二半径112归一化的距第二半径112(即局部最小值)的轴向位置的轴向距离z/r2。
[0126]
图200示出了不同巡航马赫数m0的前壳体或旋转器106形状。具体地，图200包括第一图206、第二图208、第三图210和第四图212。第一图206、第二图208、第三图210和第四图
212中的每一个都来自相同的值a2＝1.09、b2＝0.98和c2＝2.69，但针对不同的巡航马赫数m0。第一图206对应于m0＝0.70，第二图208对应于m0＝0.74，第三图210对应于m0＝0.79，第四图212对应于m0＝0.84。从描绘了旋转器的大致形状和相对尺寸的图200可以看出，第一半径与第二半径的比以及第二距离与第二半径的比随着预定速度的增加而增加。
[0127]
除了指定前壳体尺寸比外，本文还描述了对流动路径曲线的形状的进一步约束。下面的超椭圆方程式可以提供沿流动路径曲线105的适当曲率分布，以避免沿凸起前方的前壳体部分的马赫数过大。在使用获得的r1、z1和z2指定旋转器的形状时，超椭圆表达式在凸起前方的流动路径曲线105上提供可选边界。下面给出将轴向坐标z与半径r相关的超椭圆的eq.7。
[0128]
或，等价地，
[0129]
在eq.7中，指数p和q限定经由上述eqs.4、5和6确定的比r1/r2、z1/r2和z2/r2的凸起前方的曲线的形状。图12提供了与图11中的图200类似的图1200。因此，图1200中的x轴202和y轴204以及曲线210与图200中的相同。曲线1208和1212符合通过eqs 4、5和6确定的与曲线210相同的比。然而，通过使用eq.7经由指数p和q的值确定了界定流动路径曲线105的适用点范围的曲线1208和1212。其中指数p＝1.5且q＝2.0的曲线1208在凸起前方的流动路径曲线105的合适点上形成下限。其中指数p＝3.0且q＝3.5的曲线1212形成凸起前方的流动路径曲线105的合适点的上限。因此，在从凸起到前壳体106的最前端108的轴向范围内，具有指数p和q范围的eq.7提供了点带或点范围，以限定前壳体106的形状。曲线210使用指数p＝2.0和q＝3.0与eq.7非常吻合。因此，下限的选择符合指数范围1.5《p《2.0和2.0《q《3.0，而上限的选择符合指数范围2.0《p《3.0和3.0《q《3.5。至少对于一些巡航飞行马赫数m0，例如图210所示的0.79，可以在更有限的界限内获得低损失流动路径曲线，使得流动路径曲线上的下限约束在1.7《p《2.0和2.5《q《3.0的范围内，而流动路径曲线上的上限约束在2.0《p《2.5和3.0《q《3.3的范围内。
[0130]
在一些构造中，对于一定范围内的无量纲巡航风扇净推力参数，上述旋转器形状参数可能特别有利。推力参数与前面限定的相同：推力参数可以大于或等于0.060(例如，大于0.080或大于0.084)。
[0131]
应认识到，前壳体106或旋转器不必绕螺旋桨的旋转轴线轴对称。例如，在靠近多个叶片的第二半径的轴向位置处，旋转器或毂表面的距离可以在周向方向上变化，以适应叶片附接或可变螺距机构。如前所述，对于沿前壳体106的绕旋转轴线120旋转的轴向位置，如具有旋转器的情况，半径(例如第二半径)被限定为具有垂直于旋转轴线的旋转器的相同横截面面积的圆的“有效”半径。因此，说明书和权利要求书中使用的术语“半径”是指在该轴向位置处具有旋转器的横截面面积的圆的半径。然而，对于静止的前壳体106，如对于其中前叶片组件静止并且后叶片组件旋转的非管道式推进系统的情况，流动路径曲线105对应于前壳体与包括旋转轴线和前叶片根部122的最前点的平面的相交线。如果前叶片102具有可变螺距，则最前点对应于将最前点定位在其最前位置的叶片取向，可能近似于巡航或设计点条件。在这种情况下，本文公开的流动路径曲线105可以对应于叶片根部122中的一个、多于一个叶片根部或所有叶片根部。在前叶片根部122的最前点没有附接到前壳体106
的情况下，例如，前叶片根部122和前壳体106之间存在间隙间隔以允许螺距变化，或者前叶片102附接到机架并悬挂在前壳体106上，则曲线105通过前壳体106的表面上的最近点到前叶片根部122的最前点。
[0132]
在一些实施例中，用于推进飞行器的非管道式推进系统的旋转元件包括固定到旋转器的多个叶片，其中旋转器被构造为绕旋转轴线旋转，其中旋转器包括第一半径和第二半径，其中第二半径靠近多个叶片，并且第一半径从第二半径向前，其中第一半径与第二半径的比在1.029到1.192的范围内，并且其中飞行器被构造为以预定速度行进。
[0133]
在一些实施例中，用于推进飞行器的非管道式推进系统的旋转元件包括固定到旋转器的多个叶片，其中旋转器被构造为绕旋转轴线旋转，其中旋转器上的流动路径曲线包括第一半径和第二半径，其中第一半径在相关联的多个叶片前方的凸起或最大半径处，其中第二半径在凸起后方的局部最小值处，其中第一距离限定在凸起的轴向位置和局部最小值之间，并且其中第二距离限定在旋转器的最前端和局部最小值的轴向位置之间，其中第一半径与第二半径的比在1.029到1.192的范围内，其中第一距离与第二半径的比在0.641到1.522的范围内，其中第二距离与第二半径的比在1.800到4.115的范围内，其中飞行器被构造为以预定速度行进。图13是操作用于推进飞行器的非管道式推进系统的方法1300的流程图。非管道式推进系统包括旋转器和固定到旋转器的多个叶片。该方法包括绕旋转轴线旋转旋转器的步骤1302和以大于或等于0.74马赫的预定速度操作飞行器的步骤1304。旋转器可以相对于图1和图2如本文所述地进行构造。例如，旋转器可以包括第一半径和第二半径，其中第二半径靠近多个叶片，第一半径从第二半径向前，其中第一半径与第二半径的比大于1.029。此外，第一半径与第二半径的比可由eq 4限定：
[0134][0135]
其中r1是第一半径，r2是第二半径，m0对应于飞行器的预定持续高速(如巡航)，并且a2是在1.04到1.14范围内的值。
[0136]
此外，第一距离限定在对应于第一半径的轴向位置和对应于第二半径的轴向位置之间，并且第一距离与第二半径的比小于1.522。此外，第一距离与第二半径的比可由eq.5限定：
[0137][0138]
其中z1是第一距离，r2是第二半径，m0对应于飞行器的预定持续高速(例如巡航)，并且b2是在0.78到1.18范围内的值。
[0139]
此外，第二距离限定在旋转器的最前端和对应于第二半径的轴向位置之间，并且第二距离与第二半径的比小于4.115。此外，第二距离与第二半径的比可由eq.6限定：
[0140][0141]
其中z2是第二距离，r2是第二半径，m0对应于飞行器的预定持续高速(如巡航)，并且c2是在2.19到3.19范围内的值。
[0142]
一种被构造用于高亚音速巡航的飞行器的非管道式推进系统，包括：旋转轴线；前叶片组件，所述前叶片组件由多个前叶片组成；后叶片组件，所述后叶片组件由多个后叶片
组成；前壳体；后壳体；其中，每个前叶片和每个后叶片包括靠近所述旋转轴线的叶片根部和远离所述旋转轴线的叶片尖端；其中，流动路径曲线对应于所述后壳体的外表面与包含所述旋转轴线和后叶片根部的最后点的平面的相交线；其中，对于所述流动路径曲线，轴向方向z平行于所述旋转轴线，并且半径r是距所述旋转轴线的距离；其中，所述流动路径曲线上具有半径rb的凸起位置是通过从所述后叶片根部上的所述最后点向后行进到第一半径达到最大值的位置来找到的；其中，所述流动路径曲线上具有半径rh的局部最小值是通过从所述凸起位置向前行进到第二半径在所述后叶片根部的轴向范围内停止减小的最近点来找到的；并且其中，比rb/rh》1.081。
[0143]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，轴向距离zb在所述凸起位置和所述局部最小值之间，并且其中，比zb/rh《2.103。
[0144]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，半径为rm的位置轴向地位于所述凸起位置和所述局部最小值之间的中途，并且其中，比
[0145]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，所述飞行器被构造为巡航飞行马赫数为0.74《m0《0.86，并且其中，其中1.11《a1《1.31。
[0146]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，其中1.23《b1《1.63。
[0147]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，其中0.59《c1《0.79。
[0148]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，1.16《a1《1.31。
[0149]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，1.23《b1《1.53。
[0150]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，0.64《c1《0.79。
[0151]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，1.16《a1《1.26。
[0152]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，1.33《b1《1.53。
[0153]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，0.64《c1《0.74。
[0154]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，所述飞行器被构造为具有无量纲巡航推力参数其中在巡航操作时：
[0155]
(i)f
net
是风扇净推力，
[0156]
(ii)ρ0是环境空气密度，
[0157]
(iii)v0是飞行速度，
[0158]
(iv)a
an
是进入风扇的风扇流管环形面积，并且
[0159]
(v)
[0160]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，
[0161]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，所述前叶片组件和所述前壳体绕所述旋转轴线旋转，并且其中，所述后叶片组件和所述后壳体是静止的。
[0162]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，所述流动路径曲线进一步对应于两个或更多个后叶片根部的相应最后点。
[0163]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，所述流动路径曲线进一步对应于至少一半所述后叶片根部的相应最后点。
[0164]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，所述前叶片组件和所述前壳体绕所述旋转轴线旋转，其中所述后叶片组件和所述多个后叶片固定到其的所述后壳体的一部分绕所述旋转轴线旋转，并且其中，所述后壳体旋转的给定轴向位置处的第三半径是有效半径，所述有效半径是在该轴向位置处具有垂直于所述旋转轴线的相同横截面区域的圆的第四半径。
[0165]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，所述前叶片组件和所述前壳体是静止的，其中所述后叶片组件和所述多个后叶片固定到其的所述后壳体的一部分绕所述旋转轴线旋转，并且其中，所述后壳体旋转的给定轴向位置处的第三半径是有效半径，所述有效半径是在该轴向位置处具有垂直于所述旋转轴线的相同横截面区域的圆的第四半径。
[0166]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，所述前叶片组件中的叶片数量大于4，其中所述后叶片组件中的叶片数量大于4，并且其中，所述前叶片组件中的所述叶片数量与所述后叶片组件中的所述叶片数量的比在2:5和2:1之间。
[0167]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，所述前叶片组件中的叶片数量在8和18之间。
[0168]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，所述前叶片组件中的所述叶片数量与所述后叶片组件中的所述叶片数量之间的差在2和-2之间。
[0169]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，比rb/rh》1.118。
[0170]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，轴向距离zb在所述凸起位置和所述局部最小值之间，并且其中，比zb/rh《1.974。
[0171]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，半径为rm的位置轴向地位于所述凸起位置和所述局部最小值之间的中途，并且其中，比
[0172]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，比rb/rh《1.424。
[0173]
一种被构造用于高亚音速巡航的飞行器的非管道式推进系统，包括：旋转轴线；前叶片组件，所述前叶片组件由多个前叶片组成；后叶片组件，所述后叶片组件由多个后叶片组成；前壳体；后壳体；其中，对于每个前叶片和每个后叶片，包括靠近所述旋转轴线的叶片根部和远离所述旋转轴线的叶片尖端；其中，流动路径曲线对应于所述前壳体的外表面与包含所述旋转轴线和前叶片根部的最前点的平面的相交线；其中，对于所述流动路径曲线，轴向方向z平行于所述旋转轴线，并且半径r是距所述旋转轴线的第一距离；其中，所述流动路径曲线上具有半径r1的凸起位置是通过从所述前叶片根部上的所述最前点向前行进到第一半径达到最大值的位置来找到的；其中，所述流动路径曲线上具有半径r2的局部最小值是通过从所述凸起位置向后行进到第二半径在所述前叶片根部的轴向范围内停止减小的最近点来找到的，并且其中，比r1/r2》1.029。
[0174]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，轴向距离z1在所述凸起位置
和所述局部最小值之间，并且其中，比z1/r2《1.522。
[0175]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，轴向距离z2在所述前壳体的最前端和所述局部最小值之间，并且其中，比z2/r2《4.115。
[0176]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，所述飞行器被构造为巡航飞行马赫数为0.74《m0《0.86，并且其中其中1.04《a2《1.14。
[0177]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，其中0.78《b2《1.18。
[0178]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，其中2.19《c2《3.19。
[0179]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，1.06《a2《1.14。
[0180]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，0.78《b2《1.08。
[0181]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，2.19《c2《2.99。
[0182]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，1.06《a2《1.12。
[0183]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，0.88《b2《1.08。
[0184]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，2.39《c2《2.99。
[0185]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，所述飞行器被构造为具有无量纲巡航推力参数其中在巡航操作时：
[0186]
(i)f
net
是风扇净推力，
[0187]
(ii)ρ0是环境空气密度，
[0188]
(iii)v0是飞行速度，
[0189]
(iv)a
an
是进入风扇的风扇流管环形面积，并且
[0190]
(v)
[0191]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，
[0192]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，所述前叶片组件和所述前壳体是静止的，并且其中，所述后叶片组件和所述多个后叶片附接到其的所述后壳体的一部分绕所述旋转轴线旋转。
[0193]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，所述流动路径曲线进一步对应于两个或更多个前叶片根部的相应最前点。
[0194]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，所述流动路径曲线进一步对应于至少一半前叶片根部的相应最前点。
[0195]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，所述前叶片组件和所述前壳体绕所述旋转轴线旋转，其中所述后叶片组件和所述多个后叶片固定到其的所述后壳体的一部分绕所述旋转轴线旋转，并且其中，所述前壳体旋转的给定轴向位置处的第三半径是有效半径，所述有效半径是在该轴向位置处具有垂直于所述旋转轴线的相同横截面区域的
圆的第四半径。
[0196]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，所述前叶片组件和所述前壳体绕所述旋转轴线旋转，其中所述后叶片组件和所述后壳体是静止的，并且其中，所述前壳体旋转的给定轴向位置处的第三半径是有效半径，所述有效半径是在该轴向位置处具有垂直于所述旋转轴线的相同横截面区域的圆的第四半径。
[0197]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，所述前叶片组件中的叶片数量大于4，其中所述后叶片组件中的叶片数量大于4，并且其中，所述前叶片组件中的所述叶片数量与所述后叶片组件中的所述叶片数量的比在2:5和2:1之间。
[0198]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，所述前叶片组件中的所述叶片数量在8和18之间。
[0199]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，所述前叶片组件中的所述叶片数量与所述后叶片组件中的所述叶片数量之间的差在2和-2之间。
[0200]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，比r1/r2》1.044。
[0201]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，轴向距离z1在所述凸起位置和所述局部最小值之间，并且其中，比z1/r2《1.393。
[0202]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，轴向距离z2在所述前壳体的最前端和所述局部最小值之间，并且其中比z2/r2《3.857。
[0203]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，跨度是所述叶片根部和所述叶片尖端之间的第二距离，其中所述前叶片组件中的所述多个前叶片定向用于巡航操作，其中所述前叶片组件中的所述多个前叶片在中间跨度附近具有最大轴向宽度，并且其中，所述最大轴向宽度的0％至40％位于前叶片根部的所述最前点的前方。
[0204]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，流动路径曲线(z,r)坐标系的原点在所述局部最小值的轴向位置处，其中轴向坐标z在向前方向上增加，其中凸起前方(z》z1)的曲线位于由限定的下限和上限内，其中下限的指数为1.5《p《2.0和2.0《q《3.0，并且其中，上限的指数为2.0《p《3.0和3.0《q《3.5。
[0205]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，所述下限的指数为1.7《p《2.0和2.3《q《3.0，并且其中，所述上限的指数为2.0《p《2.5和3.0《q《3.3。
[0206]
一种被构造用于高亚音速巡航的飞行器的非管道式推进系统，包括：旋转轴线；前叶片组件，所述前叶片组件由多个前叶片组成；前壳体；其中，对于每个叶片，包括靠近所述旋转轴线的叶片根部和远离所述旋转轴线的叶片尖端；其中，流动路径曲线对应于所述前壳体的外表面与包含所述旋转轴线和前叶片根部的最前点的平面的相交线；其中，对于所述流动路径曲线，轴向方向z平行于所述旋转轴线，并且半径r是距所述旋转轴线的距离；其中，所述流动路径曲线上具有半径r1的凸起位置是通过从所述前叶片根部上的所述最前点向前行进到第一半径达到最大值的位置来找到的；其中，所述流动路径曲线上具有半径r2的局部最小值是通过从所述凸起位置向后行进到第二半径停止减小的最近点来找到的，并且其中，比r1/r2》1.066。
[0207]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，轴向距离z1在所述凸起位置和所述局部最小值之间，并且其中，比z1/r2《1.522。
[0208]
根据任何前述条项所述的非管道式推进系统，其中，轴向距离z2在所述前壳体的最前端和所述局部最小值之间，并且其中，比z2/r2《4.115。

技术特征：
1.一种被构造用于高亚音速巡航的飞行器的非管道式推进系统，其特征在于，包括：旋转轴线；前叶片组件，所述前叶片组件由多个前叶片组成；后叶片组件，所述后叶片组件由多个后叶片组成；前壳体；后壳体；其中，每个前叶片和每个后叶片包括靠近所述旋转轴线的叶片根部和远离所述旋转轴线的叶片尖端；其中，流动路径曲线对应于所述后壳体的外表面与包含所述旋转轴线和后叶片根部的最后点的平面的相交线；其中，对于所述流动路径曲线，轴向方向z平行于所述旋转轴线，并且半径r是距所述旋转轴线的距离；其中，所述流动路径曲线上具有半径r
b
的凸起位置是通过从所述后叶片根部上的所述最后点向后行进到第一半径达到最大值的位置来找到的；其中，所述流动路径曲线上具有半径r
h
的局部最小值是通过从所述凸起位置向前行进到第二半径在所述后叶片根部的轴向范围内停止减小的最近点来找到的；并且其中，比r
b
/r
h
>1.081。2.根据权利要求1所述的非管道式推进系统，其特征在于，其中，轴向距离z
b
在所述凸起位置和所述局部最小值之间，并且其中，比z
b
/r
h
<2.103。3.根据权利要求2所述的非管道式推进系统，其特征在于，其中，半径为r
m
的位置轴向地位于所述凸起位置和所述局部最小值之间的中途，并且其中，比4.根据权利要求3所述的非管道式推进系统，其特征在于，其中，所述飞行器被构造为巡航飞行马赫数为0.74<m0<0.86，并且其中，其中1.11<a1<1.31。5.根据权利要求4所述的非管道式推进系统，其特征在于，其中，其中1.23<b1<1.63。6.根据权利要求5所述的非管道式推进系统，其特征在于，其中，其中0.59<c1<0.79。7.根据权利要求6所述的非管道式推进系统，其特征在于，其中，1.16<a1<1.31。8.根据权利要求7所述的非管道式推进系统，其特征在于，其中，1.23<b1<1.53。9.根据权利要求8所述的非管道式推进系统，其特征在于，其中，0.64<c1<0.79。10.根据权利要求9所述的非管道式推进系统，其特征在于，其中，1.16<a1<1.26。

技术总结
本文为非管道式推进系统提供了设备和系统。该系统包括用于高亚音速持续飞行的低阻力后壳体。多个叶片固定到后壳体，其中壳体限定从后叶片根部的轴向范围延伸到后壳体的后端的流动路径曲线。流动路径曲线由平行于旋转轴线的轴向方向和距旋转轴线的半径来描述。流动路径曲线包括第一点和第一点前方的第二点，第一点具有第一半径，其中半径在后叶片根部的后方达到最大值，第二点具有第二半径，其中半径停止减小。第一半径与第二半径的比大于或等于1.081。1.081。1.081。


技术研发人员：赛德
受保护的技术使用者：通用电气公司
技术研发日：2022.10.14
技术公布日：2023/4/19