具有在其进气口前方带有排气口的燃烧发动机的飞行器的制作方法

1.本发明涉及在机身中具有燃烧发动机的飞行器。更具体地，本发明涉及在后部机身中具有辅助动力单元的商用飞行器以及商用飞行器的进气和排气构型。


背景技术：

2.在当前的商用飞行器中，来自发动机的排放气体总是朝向飞行器的后方排出。传统上位于后部机身中的辅助动力单元发动机也是这种情况，该辅助动力单元发动机具有朝向后部机身的末端或位于后部机身的末端处的排气口。发动机的排放气体总是朝向飞行器的后方排出，特别是相对于所述发动机的进气口向后排出，以避免发动机吸入排放气体而不是新鲜空气或者吸入与新鲜空气混合的排放气体。
3.尽管这在零空气速度或小的空气速度下可能是奏效的，但是当发动机在飞行条件下工作时，会出现逆流效应，这意外地将一些排放气体带回到进气口中。这可能影响发动机的效率及其寿命，同时也增加了飞行器的维护成本。
4.此外，具有用于辅助动力单元的开放后端部的商用飞行器的当前设计增大了飞行器在飞行条件下的阻力。
5.承载在飞行的大部分时间或全部时间期间保持关闭的发动机从燃料燃烧的角度而言并不是最佳的。为了提高商用飞行器的能量效率，人们努力在整个飞行期间使用辅助动力单元作为能量源，从而降低对主发动机能量产生的要求、主发动机的尺寸以及相应的主发动机的重量。因此，这种变化可能对商用飞行器的能量消耗有很大的影响。然而，为了可以在整个飞行期间、并且特别是在高海拔和高空气速度下使用辅助动力单元，必须应对挑战。


技术实现要素：

6.本发明旨在提供一种具有高空气动力学效率的飞行器。
7.本发明旨在提供一种具有高发动机效率、特别是高辅助动力单元效率的飞行器。
8.本发明旨在提供一种具有可以在飞行器飞行的不同阶段期间使用的辅助动力单元的飞行器。
9.本发明提出了一种飞行器，该飞行器包括：
[0010]-机身，该机身沿着纵向轴线从前端部延伸至后端部，所述机身包括蒙皮，
[0011]-发动机，该发动机：
[0012]
·
包括在蒙皮中形成开口的进气口，
[0013]
·
包括在蒙皮中形成开口的排气口，
[0014]
·
位于机身的后部机身部段中，
[0015]
其特征在于，排气口沿着纵向方向位于进气口的前方。
[0016]
飞行器具有正常的飞行方向，并且在全文中，诸如前部、头部、向前、前方、后方、向后、后部或尾部的术语应根据该正常的飞行方向沿着该飞行器的纵向轴线来理解。例如，驾
驶舱位于飞行器的头部处，而稳定器位于飞行器的尾部处，使得驾驶舱位于稳定器的前方。
[0017]
在本发明中，后部机身具有朝向飞行器前端部的前端部和朝向飞行器后端部的后端部。在一些实施方式中，后部机身的后端部形成机身和/或飞行器的后端部。
[0018]
发动机是燃烧发动机，它从大气中吸入空气以用于燃烧并且将燃烧产生的气体排出。机身蒙皮上的进气开口通过进气导管连接至发动机。类似地，发动机通过排气导管连接至机身蒙皮上的排气开口。
[0019]
在本发明中，排气口位于进气口的前方。以另一种方式说，排气口比进气口更靠近后部机身部段的前端部。也可以说，进气口与后部机身部段的后端部之间的距离小于排气口与后部机身部段的后端部之间的距离。
[0020]
尽管将排气口放置成比进气口更朝向前方可能看起来不自然，因为排放气体重新进入到进气口中，但是发明人已经确定，飞行器的后部机身部段周围的压力分布使这种构型成为可能并且是有益的。实际上，发明人已经确定，在飞行期间，飞行器的后部机身周围的动态压力在后部机身部段的末端处比沿着其侧部更高。因此，发明人已经确定，将进气口朝向后部机身部段的后端部放置有利于从大气朝向发动机的空气循环。类似地，在后部机身部段的侧向侧部上、在后部机身部段的后端部的前方压力较低，将排气口放置在这样的区域中有助于将排放气体朝向大气排出。
[0021]
此外，以下描述中详述的其他特征可以进一步增强这种构型。
[0022]
飞行器的纵向轴线上的预定点与排气开口的点之间的被称为排气矢量的矢量和飞行器的纵向轴线上的所述预定点与进气开口的点之间的被称为进气矢量的矢量形成至少85度的分离角度。
[0023]
该特征确保进气口和排气口具有足够的纵向距离和/或径向距离，以确保排放气体不会重新进入进气口。
[0024]
有益地，排气矢量和进气矢量形成至少90度、有益地为至少120度并且在一些情况下为180度的分离角度。
[0025]
包括飞行器的纵向轴线和排气开口的点的被称为排气平面的第一平面与包括飞行器的纵向轴线和进气开口的点的被称为进气平面的第二平面彼此形成至少85度的分离角度。
[0026]
排气平面可以包含排气矢量，并且进气平面可以包含进气矢量。
[0027]
在排气矢量与进气矢量之间成90度或更大角度时，进气口可以位于机身的侧向侧部上，而排气口位于机身的另一侧向侧部上。例如，进气口可以位于左舷侧(或者相反地位于右舷侧)，并且排气口位于右舷侧(相应地位于左舷侧)。
[0028]
进气口和排气口可以通过从机身突出的物理分隔器彼此分隔开。因此，来自排气口的排放气体流可以不到达进气口，因为物理分隔器将朝向飞行器后端部的排放气体流与朝向进气口的新鲜空气流分隔开。
[0029]
特别地，在本发明的实施方式中，进气口和排气口可以通过飞行器的水平尾翼或竖向尾翼在后部机身部段中彼此在径向上分隔开。因此，水平尾翼或竖向尾翼可以在进气口与排气口之间形成物理分隔器。进气口和排气口中的每一者都与水平尾翼或竖向尾翼分隔开预定距离，该预定距离适于使水平尾翼或竖向尾翼周围的空气流中的任何干扰最小化以及避免热排放气体损坏水平尾翼或竖向尾翼。
[0030]
尽管如此，在一些实施方式中，进气口和排气口两者都位于飞行器的水平尾翼和竖向尾翼后方的机身部分中。
[0031]
进气口可以在后部机身部段的侧向侧部上敞开。
[0032]
进气开口可以位于后部机身部段的侧向侧部上。进气开口可以被包括在两个平面之间，这两个平面包括飞行器的纵向轴线并且分别与飞行器的所述纵向轴线形成+50度和-50度的角度、并且更具体地形成在+30度与-30度之间的角度。进气开口可以位于后部机身部段的左舷侧或右舷侧。
[0033]
进气口可以包括适于在飞行期间使沿着机身流动的空气朝向进气导管转向的斗状件。该斗状件可以适于在发动机关闭时至少部分地关闭进气开口。
[0034]
替代性地或组合地，进气口可以包括襟翼，以在发动机关闭时至少部分地关闭进气开口。所述襟翼可以朝向进气导管的内部打开。
[0035]
排气口可以在后部机身部段的上侧部或下侧部上敞开。
[0036]
排气开口可以位于后部机身部段的上侧部或下侧部上。排气开口可以被包括在两个平面之间，这两个平面包括飞行器的纵向轴线并且分别与竖向形成+50度和-50度的角度、并且更具体地形成在+30度与-30度之间的角度。
[0037]
进气口位于后部机身部段的侧向侧部上、排气开口位于上侧部或下侧部上确保排放气体不会与由进气口吸入的新鲜空气混合。
[0038]
排气口可以包括适于将排放气体朝向大气导引的叶片。
[0039]
排气口可以包括适于在飞行期间促进排放气体流向大气的叶片。叶片还可以引导排放气体远离进气口。
[0040]
发动机可以是辅助动力单元。
[0041]
在商用飞行器中，辅助动力单元是位于后部机身部段中的燃烧发动机。它们在处于地面上时为飞行器提供动力用于启动主发动机，以及在主发动机失效的情况下提供应急动力源。然而，为了相对于这种发动机所代表的重量和飞行器必须承载的重量来优化机载能量产生，可以预见的是，辅助动力单元也可以在标称飞行条件期间使用。
[0042]
在此提出的进气和排气构型对这样的发动机特别有益，因为飞行中后端机身周围的压力分布有利于新鲜空气的吸入和排放气体的排出。由此改善了发动机的能量消耗。
[0043]
辅助动力单元具有纵向轴线，并且该纵向轴线可以与飞行器的纵向轴线形成至少10度的倾斜角度。
[0044]
当倾斜的发动机的排气侧向上定向时，辅助动力单元的这种倾斜对于上侧部上的排气口特别有益，或者当倾斜的发动机的排气侧向下定向时，辅助动力单元的这种倾斜对于机身的下侧部上的排气口特别有益。
[0045]
辅助动力单元的前端部可以放置成高于辅助动力单元的后端部。
[0046]
尽管大多数辅助动力单元倾斜成它们的后端部高于它们的前端部，但是本发明允许辅助动力单元以其他方式倾斜。这对于机身的下侧部上的排气开口特别有益。
[0047]
在本发明的飞行器中，后部机身部段后端部可以是封闭的。
[0048]
在根据本发明的飞行器中，机身的后端部包括封闭的尾锥。这种构型在空气动力学上特别有效。实际上，由于后部机身后端部具有封闭端部，空气可以在机身的这一部分周围以非常低的阻力流动，并且特别地，在飞行器机身周围流动的空气流可以以最小的涡流
重新结合。根据本发明的实施方式，飞行器尾锥的飞行物理特性、制造和设计可以在没有apu排气的约束的情况下被优化。
[0049]
尾锥尾端可以例如具有锥形形状或凹形抛物面形状。
[0050]
本发明的飞行器可以包括位于进气口与发动机之间的进气导管，所述进气导管包括形成u形形状的至少一个部分。
[0051]
进气导管的u形部分允许进气导管的第一部分与进入进气口的空气流的方向相比以小角度定向，从而有助于吸入外部新鲜空气，同时将空气引向发动机，该发动机可以沿着飞行器的纵向方向位于进气口的纵向位置的前方。进气导管的u形截面还允许空气在机身上的进气口的相反侧进入发动机中：例如，如果进气口在机身的左舷侧，则进气导管可以将空气引向发动机的右舷侧。
[0052]
替代性地，在其他实施方式中，进气导管可以从进气开口到发动机是直形的。这样的实施方式在安装体积和重量方面提供了益处，但空气流的空气动力学特性受到阻碍。在这种构型中，进气导管将空气在机身上的进气口侧的同一侧带到发动机。
[0053]
进气口可以包括发散的气室，以在空气流被发动机吸入之前使空气流稳定并增加空气流的压力。
[0054]
本发明还扩展至以上描述和以下关于附图的描述中所描述的特征的其他可能组合。特别地，本发明扩展至包括关于飞行器所描述的特征的飞行器后部机身部段。
附图说明
[0055]
参照附图，在以下描述中对现有技术和本发明的一些特定示例性实施方式和方面进行了描述。
[0056]
图1是现有技术的飞行器的后部部段机身的纵向横截面的示意性侧视图。
[0057]
图2是现有技术的飞行器周围的压力分布的示意性侧视图。
[0058]
图3a是根据本发明的第一实施方式的后部部段机身的纵向横截面的示意性俯视图。
[0059]
图3b是根据本发明的第二实施方式的后部部段机身的纵向横截面的示意性俯视图。
[0060]
图4是图3a的第一实施方式的后部部段机身的纵向横截面的示意性侧视图。
[0061]
图5是根据本发明的第三实施方式的后部部段机身的纵向横截面的示意性侧视图。
[0062]
图6是根据图4的实施方式的本发明的实施方式中的后部部段机身的示意性纵向视图。
[0063]
图7是根据本发明的飞行器的示意图。
具体实施方式
[0064]
在图1中，示出了现有技术的机身14的后部机身部段。该后部机身部段包括限定机身的包封部的蒙皮15。后部机身部段在后端部17与前端部18之间延伸，后部机身部段在前端部18处与机身14的另一部段附接。后部机身部段容纳燃烧发动机10。燃烧发动机是辅助动力单元(apu)。
[0065]
apu 10包括在机身14的蒙皮15中形成开口的排气口16。排气口通过排气导管11连接至发动机。排气口16位于后部机身部段的后端部17处并且形成飞行器的后端部。可以注意到的是，后端部17的形状主要是为了容纳排气口16而确定的。后端部17的形状在空气动力学方面不是最佳的。
[0066]
apu 10还包括在机身14的蒙皮15中形成开口的进气口13。进气口13经由进气导管12连接至发动机。进气口位于飞行器的机身14的下侧部上，朝向后部机身部段的前部。因此，进气口13远在排气口16之前，以避免发动机10通过进气口13重新吸入排放气体。尽管如此，如将结合图2所示，当飞行器处于飞行中时，后部机身部段周围的动态空气压力分布可能引起发动机10通过进气口13重新吸入一些排放气体。
[0067]
图2示出了飞行条件下具有其水平尾翼26和竖向尾翼25的后部机身部段周围的空气压力分布。每条线界定了具有不同压力水平的两个区域。第一区域20具有比区域22低的压力，区域22本身具有比区域23低的压力。区域23具有比区域24低的压力。区域24位于竖向尾翼25的后部处和机身14的后端部处。因此可以观察到，进气口13的位置处的压力低于排气口16处的压力。这不仅影响发动机的效率——发动机必须燃烧额外的燃料来补偿该压力差——而且如前所述可能导致发动机10通过进气口13重新吸入排放气体。
[0068]
本发明意在解决这些问题，在图3至图6中示出了本发明的一些示例性实施方式。
[0069]
在图3a和图4的实施方式中，发动机30安装在飞行器的机身14的后部机身部段中。
[0070]
发动机30包括在后部机身部段的左舷侧敞开的进气口31。进气口31与包括飞行器的纵向轴线39的平面相交。进气口31通过进气导管33液压连接至发动机。
[0071]
空气导管适于空气从进气口31朝向发动机30循环，其中，发动机相对于飞行器的纵向方向位于进气口31的前方。进气导管33是弯曲的。如在图3a的俯视图观察到的，进气导管33具有u形形状。进气导管33的第一部分在机身中从进气口31向后行进。进气导管33的第二部分是弯曲的，并且进气导管33的第三部分从第二弯曲部分朝向机身的前部行进。由此，进气导管33的第一部分与在空气进入进气口31之前沿着机身的自然空气流动方向形成的角度被最小化，并且该空气的能量和速度被至少部分地保持。发动机的能量效率因此被优化。
[0072]
发动机30还包括在机身14的上侧部上敞开的排气口32。排气口32与包括飞行器的纵向轴线39的垂直平面相交。排气口32通过排气导管34液压连接至发动机。因此，进气口31和排气口32绕飞行器的纵向轴线39彼此成大约90度角。排气口32在纵向上位于进气口31的前方，使得排气口32比进气口31更朝向飞行器的前部。因此，如在图2观察到的，进气口31受益于尾锥的尾部区域24中的较高空气压力，而向前区域23的较低压力有利于排放气体从发动机排出。
[0073]
排气口32包括导引叶片40。导引叶片40适于导引排放气体。为排气口32设置导引叶片40可以允许将排气口32在纵向上或在绕纵向轴线39的角向上放置得更靠近进气口31。实际上，由于导引叶片40，排放气体可以被导向与进气口31相反的方向。导引叶片也可以确保流向大气的排放气体具有更高的层流性。
[0074]
为了便于气体通过排气口32排出并且使发动机的能量消耗最小化，发明人已经确定排气导管34的弯曲和长度可以最小化。因此，发明人已经确定的是，一些实施方式可以受益于发动机30的纵向轴线38与纵向轴线39之间至少10度的倾斜。在一些实施方式中，该倾
斜角度可以大于13度，例如高达大约25度。在图3a和图4中所示的实施方式中，发动机30的纵向轴线38与飞行器的纵向轴线39之间的倾斜角度为大约20度。这大于通常在辅助动力单元30的纵向轴线38与飞行器的纵向轴线39之间发现的角度，如可以在图1观察到的，该角度通常为大约6度至8度。
[0075]
如图3a、图3b、图4和图5的实施方式中所示，本发明允许空气动力学尾锥37形成机身的后端部17。该尾锥37除了空气动力学之外没有其他限制。因此，可以改善飞行器的空气动力学特性并且使飞行器的燃料燃烧最小化。
[0076]
图3b的实施方式与图3a和图4的实施方式的不同之处仅在于没有斗状件35，而是由襟翼36代替。尽管图3a和图4的实施方式的斗状件35朝向机身的蒙皮15的外部延伸，以朝向进气导管33汲取空气，但是图3b的实施方式的襟翼36朝向进气导管33的内部打开，以使由抽吸在机身14周围流动的空气而引起的阻力最小化。
[0077]
斗状件35和襟翼36两者都可以在打开位置(分别向外和向内)与关闭位置之间致动，在打开位置中，斗状件35和襟翼36允许通过发动机30从大气中抽吸空气，在关闭位置中，斗状件35和襟翼36关闭由机身的蒙皮15中的进气口31形成的开口。因此，当发动机关闭时，进气口的阻力最小化或为零。
[0078]
在图5中，示出了另一实施方式。该实施方式类似于图3a和图4的实施方式，具有位于后部机身部段的左舷侧上的进气口以及尾锥37。然而，不同之处在于，排气口32被放置在后部机身部段的下侧部上。为了便于气体通过排气口32排出并且使发动机30的能量消耗最小化，发动机被倾斜，其中，发动机的前端部高于发动机的后端部。发动机30的纵向轴线38与飞行器的纵向轴线39之间的倾斜角度与图3a和图4的实施方式中相同轴线之间形成的倾斜角度相比具有相反的符号。
[0079]
图6表示在本发明的实施方式中进气口31与排气口32之间的角度分离，该实施方式可以对应于图4的实施方式。
[0080]
在该实施方式中，示出了机身14，更具体地，示出了飞行器的后部机身部段的筒形外蒙皮15。该机身包括形成用于apu 30的进气口31的第一开口和形成apu 30的排气口32的第二开口。进气口仍然可以如图4的实施方式中那样在纵向上位于排气口32的后方。
[0081]
飞行器的纵向轴线39也表示为点。从该图示中可以看出进气口31与排气口32之间的角度分离。实际上，纵向轴线39上的点与进气口31的点之间的进气矢量44将和纵向轴线39上的点与排气口32的点之间的排气矢量43形成分离角度42。在该示例中，该分离角度42大于85度，例如为大约95度。
[0082]
同样，包括进气口31的点和纵向轴线39的进气平面46与包括排气口32的点和纵向轴线39的排气平面45形成分离角度42。
[0083]
本发明的实施方式的这种角度表示提供了未在图4的实施方式中示出的特征的表示：飞行器可以包括从机身14突出的物理分隔器47。这种物理分隔器47可以改善进气口31与排气口32之间的空气流分离。
[0084]
在图7中，示出了根据本发明的飞行器41，其中后部机身部段以横截面示出。该飞行器的后部机身部段对应于图4的实施方式。在该图中，可以容易地观察到在尾锥中进气口31位于排气口32的后方，特别是排气口不在尾锥的尾部后端部17处。
[0085]
在图中未示出的替代性实施方式中，进气导管从进气口到发动机可以具有直的形
状，没有弯曲部段。在这样的实施方式中，为了使进气导管的长度和重量最小化，该进气导管将空气带到与机身上的进气口侧相同的发动机侧：例如，如果进气口在左舷侧，则进气导管将空气带到发动机的左舷侧。
[0086]
在图中未示出的替代性实施方式中，进气口和排气口可以位于相反的两侧，例如：分别位于机身的左舷侧和右舷侧上，或者位于机身的下侧部和上侧部上。
[0087]
本发明不限于本文中作为示例公开的特定实施方式。本发明还包括本文中没有明确描述的其他实施方式，这些实施方式可以包括本文中描述的特征的各种组合，特别是本发明的不同元件的几何形状和安装的变型。

技术特征：
1.一种飞行器(41)，包括：-机身(14)，所述机身(14)沿着纵向轴线(39)从前端部延伸至后端部(17)，所述机身(14)包括蒙皮(15)，-发动机(30)，所述发动机(30)：
·
包括在所述蒙皮(15)中形成开口的进气口(31)，
·
包括在所述蒙皮(15)中形成开口的排气口(32)，
·
位于所述机身(14)的后部机身部段中，其特征在于，所述排气口(32)沿着纵向方向(39)位于所述进气口(31)的前方。2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征还在于，所述飞行器(41)的所述纵向轴线(39)上的预定点与所述排气口(32)的点之间的被称为排气矢量(43)的矢量和所述飞行器(41)的所述纵向轴线(39)上的所述预定点与所述进气口(31)之间的被称为进气矢量(44)的矢量形成至少85度的分离角度(42)。3.根据权利要求1或2中的任一项所述的飞行器，其特征还在于，包括所述飞行器(41)的所述纵向轴线(39)和所述排气口(32)的点的被称为排气平面(45)的第一平面与包括所述飞行器的所述纵向轴线(39)和所述进气口(31)的点的称为进气平面(46)的第二平面彼此形成至少85度的分离角度(42)。4.根据权利要求1至3中的任一项所述的飞行器，其特征还在于，所述进气口(31)和所述排气口(32)通过从所述机身(14)突出的物理分隔器(47)彼此分隔开。5.根据权利要求1至4中的任一项所述的飞行器，其特征还在于，所述进气口(31)在所述后部机身部段的侧向侧部上敞开。6.根据权利要求1至5中的任一项所述的飞行器，其特征还在于，所述排气口(32)在所述后部机身部段的上侧部或下侧部上敞开。7.根据权利要求1至6中的任一项所述的飞行器，其特征还在于，所述排气口(32)包括适于将排放气体朝向大气导引的叶片(40)。8.根据权利要求1至7中的任一项所述的飞行器，其特征还在于，所述发动机(30)是辅助动力单元。9.根据权利要求8所述的飞行器，其特征还在于，所述辅助动力单元(30)具有纵向轴线(38)，并且该纵向轴线(38)与所述飞行器的纵向轴线(39)形成至少10度的倾斜角度。10.根据权利要求8或9中的任一项所述的飞行器，其特征还在于，所述辅助动力单元(30)的前端部被放置成高于所述辅助动力单元的后端部。11.根据权利要求1至10中的一项所述的飞行器，其特征还在于，所述后部机身部段的后端部(17)是封闭的。12.根据权利要求1至11中的一项所述的飞行器，其特征还在于，所述飞行器包括位于所述进气口(31)与所述发动机(30)之间的进气导管(33)，并且所述进气导管(33)包括形成u形形状的至少一个部分。

技术总结
本发明涉及一种飞行器(41)，该飞行器(41)包括机身(14)和发动机(30)，机身(14)包括蒙皮(15)并且沿着纵向轴线(39)从飞行器的前端部延伸至后端部(17)，发动机(30)包括在蒙皮(15)中形成开口的进气口(31)以及在蒙皮(15)中形成另一开口的排气口(32)，所述发动机位于后部机身部段中，其中，排气口(32)沿着纵向方向(39)位于进气口(31)的前方。(39)位于进气口(31)的前方。(39)位于进气口(31)的前方。


技术研发人员：马科斯
受保护的技术使用者：空中客车西班牙运营有限责任公司
技术研发日：2022.07.07
技术公布日：2023/3/30