用于飞行器后风扇的入口组件的制作方法

本主题大体上涉及用于飞行器推进系统的后发动机，且更具体地涉及用于减小进入风扇的空气流的旋流畸变的后发动机的后风扇的入口组件。

背景技术：

常规商用飞行器大体上包括机身、一对机翼，以及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，诸如涡扇喷气发动机。各个涡扇喷气发动机安装到飞行器的相应一个机翼上，诸如在机翼下方的悬置位置，与机翼和机身分开。此构造允许涡扇喷气发动机与未由机翼和/或机身影响的单独的自由流空气流相互作用。该构造可减少进入各个相应涡扇喷气发动机的入口的空气内的湍流量，这具有对飞行器的净推进推力的积极影响。

然而，包括涡扇喷气发动机的飞行器上的阻力也对飞行器的净推进推力具有影响。包括表皮摩擦、形状和诱发阻力的飞行器上的阻力的总量大体上与接近飞行器的空气的自由流速度和由于飞行器上的阻力产生的飞行器下游的尾流的平均速度之间的差异成比例。

因此，已经提出了系统来抵消阻力的作用和/或改善涡扇喷气发动机的效率。例如，某些推进系统结合边界层摄入系统来将形成例如穿过机身和/或机翼的边界层的相对较慢的移动空气的一部分传送到涡扇喷气发动机的风扇区段上游的涡扇喷气发动机中。尽管该构造可通过再激励飞行器下游的边界层空气流来改善推进效率，但来自进入涡扇喷气发动机的边界层的相对较慢移动的空气流大体上具有非均匀或扭曲的速度轮廓。结果，此涡扇喷气发动机可经历效率损失而最小化或抵消飞行器上的减小阻力的任何益处。

此外，一些推进系统包括电驱动的后发动机，其在飞行器尾部上具有后风扇以通过摄入机身边界层来得到推进益处。在操作期间，后风扇的入口可发现从机身底部到顶部的向上流动引起的强旋流畸变。旋流畸变可能不利于风扇的可操作性，且可引起空气动力和/或操作问题。

因此，解决前述问题的用于后风扇的改进的入口组件将是本领域中受欢迎的。更具体而言，减小旋流畸变的后风扇的入口组件将是尤其有益的。

技术实现要素：

本发明的方面和优点将在以下描述中部分地阐明，或可从描述中清楚，或可通过实施本发明认识到。

在一个方面，本公开内容针对一种用于安装至飞行器的机身的后端的边界层摄入风扇组件。边界层摄入风扇组件包括可围绕边界层摄入风扇的中心轴线旋转的风扇。此外，风扇包括可围绕风扇轴旋转的多个风扇叶片。风扇组件还包括包绕风扇的多个风扇叶片的机舱。机舱限定关于飞行器的机身的入口。因此，当边界层摄入风扇安装在飞行器的后端处时，入口大致围绕飞行器的机身延伸。风扇组件还包括安装在入口内以用于减小进入入口的空气流的旋流畸变的低畸变入口组件。更具体而言，入口组件包括在入口内围绕风扇轴的圆周安装在一个或多个预定位置处的多个结构部件。该一个或多个预定位置大体上具有超过预定阈值的旋流畸变。因此，结构部件的放置引导空气流，以便减小其旋流畸变。此外，入口组件还包括构造在入口内以便进一步减小进入风扇的空气流的旋流畸变的至少一个额外的空气流调节元件。

在另一方面，本公开内容针对一种用于减小进入安装到飞行器的机身上的后风扇的空气流旋流畸变的低畸变入口组件。更具体而言，入口组件包括在入口内围绕风扇轴的圆周安装在一个或多个预定位置处的多个结构部件。该一个或多个预定位置大体上具有超过预定阈值的旋流畸变。因此，结构部件的放置引导空气流，以便减小其旋流畸变。此外，入口组件还包括构造在入口内以便进一步减小进入风扇的空气流的旋流畸变的至少一个额外的空气流调节元件。

在还有另一方面，本公开内容针对一种用于具有机身的飞行器的推进系统。推进系统包括构造成在其后端处安装到飞行器上的后发动机。后发动机限定中心轴线，且包括风扇，风扇具有可围绕沿中心轴线的风扇轴旋转的多个风扇叶片，以及包绕该多个风扇叶片的机舱。推进系统还包括安装在入口内的低畸变入口组件。入口组件包括在风扇前方的入口内围绕风扇的风扇轴的圆周安装在一个或多个预定位置处的多个结构部件，其中预定位置通过具有超过预定阈值的旋流畸变限定。因此，结构部件的放置引导空气流，以便减小其旋流畸变。此外，入口组件还包括构造在入口内以便进一步减小进入风扇的空气流的旋流畸变的至少一个额外的空气流调节元件。

技术方案1.一种用于安装至飞行器的机身的后端的边界层摄入风扇组件，所述边界层摄入风扇组件包括：

可围绕所述边界层摄入风扇组件的中心轴线旋转的风扇，所述风扇包括可围绕风扇轴旋转的多个风扇叶片；

包绕所述风扇的多个风扇叶片的机舱，所述机舱限定关于所述飞行器的机身的入口，当所述边界层摄入风扇安装在所述飞行器的后端处时，所述入口大致围绕所述飞行器的机身延伸；

安装在所述入口内的低畸变入口组件，所述入口组件包括：

在所述入口内围绕所述风扇的风扇轴的圆周安装在预定位置处的一个或多个结构部件，所述预定位置包括超过预定阈值的旋流畸变；以及

构造在所述入口内以便减小进入所述风扇的旋流畸变的至少一个空气流调节元件。

技术方案2.根据技术方案1所述的边界层摄入风扇组件，其中，所述一个或多个结构部件包括入口导叶或支柱中的至少一者。

技术方案3.根据技术方案2所述的边界层摄入风扇组件，其中，所述边界层摄入风扇组件还包括围绕所述风扇轴的圆周在所述预定位置处成组放置的多个入口导叶。

技术方案4.根据技术方案3所述的边界层摄入风扇组件，其中，所述多个入口导叶中的每一个包括构造成减小进入所述风扇的旋流畸变的形状和定向。

技术方案5.根据技术方案3所述的边界层摄入风扇组件，其中，所述风扇轴的圆周的仅一部分包括所述多个结构部件。

技术方案6.根据前述技术方案中任一项所述的边界层摄入风扇组件，其中，所述至少一个空气流调节元件包括涡流发生器、仿形表面、襟翼或可变入口导叶中的至少一者。

技术方案7.根据技术方案6所述的边界层摄入风扇组件，其中，所述至少一个涡流发生器或襟翼安装在所述多个结构部件中的一个上。

技术方案8.根据技术方案6所述的边界层摄入风扇组件，其中，所述仿形表面位于所述机舱的内表面上。

技术方案9.根据前述技术方案中任一项所述的边界层摄入风扇组件，其中，所述边界层摄入风扇组件还包括构造成减小进入所述风扇的流畸变的后缘吹气、后缘吸气或成角度流喷射中的至少一者。

技术方案10.根据前述技术方案中任一项所述的边界层摄入风扇组件，其中，所述预定位置相对于所述风扇轴的圆周大致均匀间隔开。

技术方案11.根据技术方案2所述的边界层摄入风扇组件，其中，所述入口导叶中的一个或多个的前缘半径设计为随进入所述风扇的空气流状况而变。

技术方案12.根据技术方案11所述的边界层摄入风扇组件，其中，所述入口导叶中的一个或多个的前缘半径随进入所述风扇的空气流状况而变沿翼展方向改变。

技术方案13.一种用于安装到飞行器的机身上的后风扇的低畸变入口组件，所述入口组件包括：

在所述入口内围绕所述风扇的风扇轴的圆周安装在一个或多个预定位置处的多个结构部件，所述一个或多个预定位置包括超过预定阈值的旋流畸变；以及

构造在所述后风扇的入口内以便减小进入所述风扇的旋流畸变的至少一个空气流调节元件。

技术方案14.根据技术方案13所述的入口组件，其中，所述多个结构部件包括入口导叶或支柱中的至少一者。

技术方案15.根据技术方案13或技术方案14所述的入口组件，其中，所述至少一个空气流调节元件包括涡流发生器、仿形表面、襟翼或可变入口导叶中的至少一者。

技术方案16.根据技术方案10所述的边界层摄入风扇组件，其中，所述入口导叶中的一个或多个的前缘半径随进入所述风扇的空气流状况而变沿翼展方向改变。

技术方案17.根据技术方案13所述的入口组件，其中，所述入口组件还包括围绕所述风扇轴的圆周在所述预定位置处成组放置的多个入口导叶。

技术方案18.根据技术方案13所述的入口组件，其中，所述风扇轴的圆周的仅一部分包括所述多个结构部件。

技术方案19.根据技术方案13所述的入口组件，其中，所述至少一个空气流调节元件安装在所述多个结构部件中的一个上。

技术方案20.根据技术方案16所述的入口组件，其中，所述入口组件还包括构造成减小进入所述风扇的流畸变的后缘吹气、后缘吸气或成角度流喷射。

技术方案21.一种用于具有机身的飞行器的推进系统，所述推进系统包括：

构造成在所述飞行器的后端处安装到所述飞行器上的后发动机，所述后发动机限定中心轴线，所述后发动机包括风扇，所述风扇包括可围绕风扇轴旋转的多个风扇叶片，以及包绕所述多个风扇叶片的机舱，所述机舱限定关于所述飞行器的机身的入口；以及

安装在所述入口内的低畸变入口组件，所述入口组件包括：

在所述入口内围绕所述风扇的风扇轴的圆周安装在一个或多个预定位置处的多个结构部件，所述一个或多个预定位置包括超过预定阈值的旋流畸变；以及

关于所述入口构造以便减小进入所述风扇的旋流畸变的至少一个空气流调节元件。

本发明的这些及其它特征、方面和优点将参照以下描述和所附权利要求变得更好理解。结合到说明书中且构成说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，且连同描述用于阐释本发明的原理。

附图说明

针对本领域的普通技术人员包括其最佳模式的本发明的完整且开放的公开内容在参照附图的说明书中提出，在附图中：

图1示出了根据本公开内容的飞行器的一个实施例的顶视图；

图2示出了图1的飞行器的左舷视图；

图3示出了安装到图1的飞行器的其中一个机翼上的燃气涡轮发动机的一个实施例的示意性截面视图；

图4示出了根据本公开内容的后发动机的一个实施例的示意性截面视图；

图5示出了沿图4的后发动机的轴向中心线看以便示出根据本公开内容的入口组件的一个实施例的图4的后发动机的示意性截面视图；

图6示出了根据本公开内容的入口导叶组件的入口导叶的一个实施例的截面视图，特别示出了在其后缘处具有可旋转襟翼的入口导叶；

图7示出了根据本公开内容的入口导叶组件的入口导叶的另一个实施例的截面视图，特别示出了具有构造在其上的涡流发生器的入口导叶；

图8示出了根据本公开内容的入口导叶组件的入口导叶的另一个实施例的截面视图，特别示出了直立的入口导叶；

图9示出了根据本公开内容的入口导叶组件的入口导叶的又一个实施例的截面视图，特别示出了倒置的入口导叶；

图10示出了根据本公开内容的入口导叶组件的入口导叶的再一个实施例的截面视图，特别示出了对称的入口导叶；以及

图11示出了根据本公开内容的入口导叶组件的入口导叶的一个实施例的翼展视图，特别示出了在翼展方向上具有变化的前缘半径的入口导叶。

构件列表

10飞行器

12机身

14纵向中心线

16机头区段

18尾部区段

20翼

22左舷

24右舷

26前缘襟翼

28后缘襟翼

30垂直尾翼

32方向舵襟翼

34水平尾翼

36升降舵襟翼

38机身的外表面

40根部

100推进系统

102喷气发动机

104喷气发动机

106bli风扇

108发电机

110能量储存装置

200涡扇喷气发动机

201纵向或轴向中心线

202风扇区段

204核心涡轮发动机

206外壳

208入口

210低压压缩机

212高压压缩机

214燃烧区段

216高压涡轮

218低压涡轮

220喷气排气区段

222高压轴/转轴

224低压轴/转轴

226风扇

228叶片

230盘

232促动部件

234动力齿轮箱

236毂

238风扇壳/机舱

240出口导叶

242下游区段

244旁通空气流通路

300bli风扇

302入口组件

304风扇

306机舱

307结构部件

308入口导叶

309支柱

310风扇叶片

311内表面

312风扇轴

314功率源

315空气流调节元件

316齿轮箱

318涡流发生器

318入口导叶组

319仿形表面

320上游端

321吸力侧

322下游端

323压力侧

324襟翼

325本体

326径向轴线

328第一位置

330中性位置

332第二位置

334入口

336bli风扇的前端

338出口导叶

340尾锥

342喷嘴

344前缘

346后缘

348中弧线

350弦线

352前缘半径

354翼展方向。

具体实施方式

现在将详细参照本发明的实施例，其一个或多个示例在附图中示出。该详细描述使用了数字和字母标号来表示附图中的特征。附图中相似或类似的标记用于表示本发明的相似或类似的部分。如本文使用的用语"第一"、"第二"和"第三"可互换使用，以将一个构件与另一个区分开，且不意在表示独立构件的位置或重要性。用语"上游"和"下游"是指相对于流体通路中的流体流的相对方向。例如，"上游"是指流体流自的方向，且"下游"是指流体流至的方向。

大体上，本公开内容针对一种用于减小进入安装到飞行器的机身上的后风扇的空气流旋流畸变的低畸变入口组件。此外，入口组件包括围绕风扇的风扇轴的圆周安装在一个或多个预定位置处的多个结构部件(例如，入口导叶、支柱或类似的)，以及构造在后风扇的入口内的至少一个空气流调节元件。更具体而言，预定位置具有超过预定阈值的旋流畸变。因此，入口组件构造成减小进入风扇的旋流畸变。

由于后风扇中为了结构完整性而大体上需要成排的入口导叶，故入口导叶可定制成通过引入导叶的变化来减小风扇流畸变。例如，在一个实施例中，部分圆周的入口导叶可成组地位于畸变最高的环带周围的某些位置处。此外，一个或多个入口导叶可以以提供结构支承和流动转向的支柱替换来抗畸变。本公开内容的入口组件还可结合空气流调节元件，诸如涡流发生器、后缘吹气、后缘吸气和/或高升力装置，诸如附接到结构部件上的襟翼。此外，本公开内容的入口组件还可包括机舱的内部区域划定或仿形，以引起抗旋流畸变的流场。因此，本发明减小了进入风扇的旋流畸变，且减小了入口导叶的重量和阻力损失。

现在参看附图，其中相同的数字表示附图各处的相同元件，图1示出了根据本公开内容的飞行器10的一个实施例的顶视图。图2示出了如图1中所示的飞行器10的左舷视图。如图1和图2中共同所示，飞行器10限定延伸穿过其间的纵向中心线14、垂直方向v、侧向方向l、前端16和后端18。

此外，飞行器10包括从飞行器10的前端16朝飞行器10的后端18延伸的机身12，以及一对机翼20。如本文使用的用语"机身"大体上包括飞行器10的所有本体，诸如飞行器10的尾部和飞行器10的外表面或表皮38。此机翼20中的第一个相对于纵向中心线14从机身12的左舷22沿侧向向外延伸，且此机翼20中的第二个相对于纵向中心线14从机身12的右舷24沿侧向向外延伸。此外，如示出的实施例中所示，绘出的各个机翼20均包括一个或多个前缘襟翼26和一个或多个后缘襟翼28。飞行器10还可包括具有用于偏航控制的方向舵襟翼32的垂直尾翼30，以及一对水平尾翼34，各自具有用于俯仰控制的升降舵襟翼36。然而，应当认识到的是，在本公开内容的其它示例性实施例中，飞行器10可额外或备选地包括可直接或可不直接沿垂直方向v或水平/侧向方向l延伸的尾翼的任何其它适合的构造。

此外，图1和图2的飞行器10包括本文称为"系统100"的推进系统100。系统100包括一对飞行器发动机以及后发动机，飞行器发动机中的至少一个安装到一对机翼20中的每一个上。例如，如图所示，飞行器发动机构造为以机翼下构造悬置在机翼20下方的涡扇喷气发动机102,104。此外，后发动机构造为摄入和消耗形成飞行器10的机身12上的边界层的空气的发动机。具体而言，后发动机构造为风扇，即，边界层摄入(bli)风扇106，其构造为摄入和消耗形成飞行器10的机身12上的边界层的空气。此外，如图2中所示，bli风扇106在机翼20和/或喷气发动机102,104后方的位置处安装到飞行器10上，使得中心轴线15延伸穿过其间。如本文使用的"中心轴线"是指沿bli风扇106的长度延伸的中点线。此外，对于所示实施例，bli风扇106在后端18处固定地连接到机身12上，使得bli风扇106结合到后端18处的尾部区段中或与其融合。然而，应当认识到的是，在各种其它实施例中(下文将论述其中一些)，bli风扇106可备选地定位在后端18的任何适合位置处。

在各种实施例中，喷气发动机102,104可构造成向发电机108和/或能量储存装置110提供功率。例如，喷气发动机102,104中的一个或两个可构造成将来自旋转轴(如，lp轴或hp轴)的机械功率提供至发电机108。此外，发电机108可构造成将机械功率转换成电功率，且将此电功率提供至一个或多个能量储存装置110和/或bli风扇106。因此，在此实施例中，推进系统100可称为气体-电推进系统。然而，应当认识到的是，图1和图2中绘出的飞行器10和推进系统100仅通过举例提供，且在本公开内容的其它示例性实施例中，任何其它适合的飞行器10都可提供成具有以任何其它适合方式构造的推进系统100。

现在参看图3，在某些实施例中，喷气发动机102,104可构造为高旁通涡扇喷气发动机。更具体而言，图3示出了本文称为"涡扇200"的高旁通涡扇喷气发动机200的一个实施例的示意性截面视图。在各种实施例中，涡扇200可代表喷气发动机102,104。此外，如图所示，涡扇200发动机10限定轴向方向a1(平行于为了参照而提供的纵向中心线201延伸)和径向方向r1。大体上，涡扇200包括风扇区段202和布置在风扇区段202下游的核心涡轮发动机204。

在特定实施例中，核心涡轮发动机204大体上包括限定环形入口208的大致管状的外壳206。应当认识到的是，如本文使用的诸如"大概"、"大体上"、"大致"或"大约"的近似用语是指在百分之三十的误差裕度内。外壳206包围(成串流关系)：包括增压器或低压(lp)压缩机210和高压(hp)压缩机212的压缩机区段；燃烧区段214；包括高压(hp)涡轮216和低压(lp)涡轮218的涡轮区段；以及喷气排气喷嘴区段220。高压(hp)轴或转轴222将hp涡轮216传动地连接到hp压缩机212上。低压(lp)轴或转轴224将lp涡轮218传动地连接到lp压缩机210上。

此外，如图所示，风扇区段202包括可变桨距风扇226，其具有以间隔开的方式联接至盘230的多个风扇叶片228。如绘出的那样，风扇叶片228从盘230大体上沿径向方向r1向外延伸。各个风扇叶片228可相对于盘230围绕桨距轴线旋转，这是由于风扇叶片228可操作地联接至适合的促动部件232，该促动部件232构造成一起地共同改变风扇叶片228的桨距。因此，风扇叶片228、盘230和促动部件232可一起由跨过动力齿轮箱234的lp轴224围绕纵轴线12旋转。在某些实施例中，动力齿轮箱234包括多个齿轮，以用于使lp轴224的转速逐级下降到更有效的旋转风扇速度。

仍参看图3，盘230由可旋转的前毂236覆盖，前毂236空气动力地定轮廓以促进空气流穿过多个风扇叶片228。此外，风扇区段202包括环形风扇壳或外机舱238，其沿周向包绕风扇226和/或核心涡轮发动机204的至少一部分。应当认识到的是，外机舱238可构造成由多个沿周向间隔开的出口导叶240相对于核心涡轮发动机204支承。此外，机舱238的下游区段242可在核心涡轮发动机204的外部上延伸，以便限定其间的旁通空气流通路244。

此外，应当认识到的是，图3中绘出的涡扇发动机200仅是举例来说的，且在其它示例性实施例中，涡扇发动机20可具有任何其它适合的构造。此外，应当认识到的是，在其它示例性实施例中，喷气发动机102,104可改为构造为任何其它适合的航空发动机。

现在参看图4，提供了根据本公开内容的各种实施例的后发动机的示意性截面侧视图，诸如在飞行器10的尾部区段18处安装到飞行器10上的后发动机。更具体而言，如图所示，后发动机构造为边界层摄入(bli)风扇300。bli风扇300可以以与上文参照图1和图2所述的bli风扇106大致相同的方式构造，且飞行器10可以以与上文参照图1和图2所述的示例性飞行器10大致相同的方式构造。

更具体而言，如图所示，bli风扇300限定沿中心轴线15延伸的轴向方向a2，中心轴线15为了参照而延伸穿过其间。此外，bli风扇300限定径向方向r2和周向方向c2(未示出)。大体上，bli风扇300包括可围绕中心轴线15旋转的风扇304、围绕风扇304的至少一部分延伸的机舱306，以及在机舱306与飞行器10的机身12之间延伸的一个或多个结构部件307。此外，风扇304包括大体上沿周向方向c2间隔开的多个风扇叶片310。此外，结构部件307在多个风扇叶片310前方的位置处在机舱306与飞行器10的机身12之间延伸。此外，机舱306围绕多个风扇叶片310延伸且环绕多个风扇叶片310，且如图4中所示，在bli风扇300安装到飞行器10上时，在飞行器10的后端18处围绕飞行器10的机身12延伸。值得注意的是，如本文使用的用语"机舱"包括机舱和任何结构风扇壳。

还如图4中绘出的那样，风扇304额外包括具有附接到其上的多个风扇叶片310的风扇轴312。尽管未示出，风扇轴312可由位于多个风扇叶片310前方的一个或多个轴承和可选的位于多个风扇叶片310的后方的一个或多个轴承可旋转地支承。此轴承可为滚柱轴承、滚珠轴承、推力轴承等的任何适合的组合。

在某些实施例中，多个风扇叶片310可以以固定方式附接到风扇轴312上，或备选地，多个风扇叶片310可旋转地附接到风扇轴312上。例如，多个风扇叶片310可附接到风扇轴312上，使得多个风扇叶片310中的各个的桨距可通过桨距改变机构(未示出)改变，(例如，一齐)。改变多个风扇叶片310的桨距可提高bli风扇300的效率，且/或可允许bli风扇300实现期望的推力轮廓。在此示例性实施例的情况下，bli风扇300可称为可变桨距bli风扇。

风扇轴312机械地联接至在多个风扇叶片310前方、至少部分地位于飞行器10的机身12内的功率源314。此外，如图所示，风扇轴312通过齿轮箱316机械地联接至功率源314。齿轮箱316可构造成调节功率源314或更确切而言功率源314的轴315的转速，使得bli风扇300的风扇304在期望的转速下旋转。齿轮箱316可为固定比齿轮箱，或备选地，齿轮箱316可限定可变齿轮比。就此实施例而言，齿轮箱316可操作地连接至例如飞行器10的控制器，以响应于一个或多个飞行状况来改变其比率。

在某些实施例中，bli风扇300可构造成具有气体-电推进系统，诸如上文参照图1所述的气体-电推进系统100。在此实施例中，功率源314可为电动马达，其从能量储存装置或发电机(诸如图1和图2中的能量储存装置110或发电机108)中的一个或两个接收功率，发电机108将从一个或多个机翼下安装的飞行器发动机接收到的机械功率转换成电功率。然而，在其它实施例中，功率源314可改为任何其它适合的功率源。例如，功率源314可备选地构造为燃气发动机，诸如燃气涡轮发动机或内燃机。此外，在某些示例性实施例中，功率源314可定位在例如飞行器10的机身12或bli风扇300内的任何其它适合的位置处。例如，在某些实施例中，功率源314可构造为至少部分地定位在bli风扇300内的燃气涡轮发动机。

如上文简要叙述的那样，bli风扇300包括用于将bli风扇300安装到飞行器10上的一个或多个结构部件307。更具体而言，如图5中所示，结构部件307可构造为用于风扇304的入口导叶308和/或构造为支柱309。此外，应当理解的是，结构部件307可构造为在机舱306与飞行器10的机身12之间延伸的固定入口导叶。备选地，结构部件307可构造为可变入口导叶。此外，如图所示，结构部件307大体上大致沿bli风扇300的径向方向r2在机舱306与飞行器10的机身12之间延伸，以用于将bli风扇300安装到飞行器10的机身12上。因此，结构部件307可定形和/或定向成引导和/或调整进入bli风扇300的空气流，例如，提高bli风扇300的效率，或减小流入bli风扇300的空气的畸变，这将在下文中更详细论述。

仍参看图4，bli风扇300还包括一个或多个出口导叶338和尾锥340。用于绘出的实施例的一个或多个出口导叶338在机舱306与尾锥340之间延伸，以用于引导空气流穿过bli风扇300，且可选地用于给bli风扇300增加强度和刚度。出口导叶338可沿周向方向c2均匀间隔开，或可具有任何其它适合的间距。此外，出口导叶338可为固定出口导叶，或备选地可为可变出口导叶。包括在机舱306与尾锥340之间延伸的多个出口导叶338允许最大化bli风扇300的效率。

此外，在多个风扇叶片310的后方，且对于绘出的实施例，在一个或多个出口导叶338的后方，bli风扇300额外限定机舱306与尾锥340之间的喷嘴342。因此，喷嘴342可构造成从流过其间的空气生成一定量的推力。此外，尾锥340可定形为最小化bli风扇300上的阻力的量。然而，在其它实施例中，尾锥340可具有任何其它形状，且例如可为机舱306的后端前方的端部，使得尾锥340在后端处由机舱306封闭。此外，在其它实施例中，bli风扇300可不构造成生成任何可测量的推力量，且可改为构造成从飞行器10的机身12的空气的边界层摄入空气，且增加能量/加速此空气来减小飞行器10上的总体阻力(且因此增大飞行器10的净推力)。

特别参看图4和图5，bli风扇300在机舱306与飞行器10的机身12之间的前端336处限定入口334。如上文所述，bli风扇300的机舱306在飞行器10的后端处围绕飞行器10的中心轴线15和飞行器10的机身12延伸。因此，如图所示，在bli风扇300安装到飞行器10上时(诸如绘出的实施例中)，bli风扇300的入口334围绕飞行器10的中心轴线15和飞行器10的机身12延伸大约三百六十度(360°)。此外，在还有另外的实施例中，bli风扇300或更确切而言机舱306的外表面可沿轴向方向a2具有任何其它适合的截面形状(与绘出的圆形形状对比)，且结构部件307可不沿周向方向c2均匀间隔开。

特别参看图5，示出了沿其轴向中心线15看以便示出根据本公开内容的入口组件302的bli风扇300的一个实施例的示意性截面视图。更具体而言，如图所示，所示bli风扇300包括围绕bli风扇300的风扇轴312的圆周安装在一个或多个预定位置处的多个结构部件307。例如，在某些实施例中，如本文所述的预定位置具有超过预定阈值的旋流畸变。换言之，对于某些实施例，可评估进入bli风扇300的空气流来确定其旋流图案。因此，结构部件307的位置和/或数目以及结构部件307的形状可设计和选择成随旋流图案或畸变而变。在另外的实施例中，如图5中所示，风扇轴312的圆周的仅一部分可包括结构部件307。备选地，结构部件307可围绕风扇轴312的整个圆周间隔开。因此，在特定实施例中，结构部件307可围绕风扇轴312沿bli风扇300的周向方向c2均匀间隔开。在备选实施例中，入口导叶组318可取决于畸变图案围绕风扇轴312沿bli风扇300的周向方向c2适当间隔开。

此外，如示出的实施例中所示，结构部件307可相对于风扇轴312的圆周沿周向分别位于大致十二点、大致三点、大致六点和/或大致九点处。应当理解的是，预定位置可在所示位置以及其间的任何位置处，且意在包含具有高旋流畸变的位置和/或空气流的调节将具有校正旋流畸变的最高影响的位置。此外，如提到那样，结构部件307可包括入口导叶308、支柱309或类似的，或它们的任何组合。

仍参看图5，入口组件302还可包括构造在入口334内的至少一个空气流调节元件315。因此，本公开内容的入口组件302构造成减小进入风扇30的空气流的旋流畸变。因此，本公开内容可包括结构部件307和/或空气流调节元件315的任何适合的组合，以便抵销进入bli风扇300的空气流的旋流畸变，其示例在下文更详细描述。

例如，如图5中所示，入口组件302可包括围绕风扇轴312的圆周在预定位置处成组318放置的多个入口导叶308(即，沿bli风扇300的周向方向c2间隔开)，各自大体上沿径向方向r2在机舱306与飞行器10的机身12之间延伸。例如，如图所示，入口组件302包括三个入口导叶308的单个组318。在备选实施例中，入口组件30可包括具有任何适合数目的入口导叶308的在任何周向位置处的多于一组318的入口导叶308。此外，对于具有一个以上的入口导叶组318的实施例，各组318可包括相同数目的入口导叶308或不同数目的入口导叶308。在另外的实施例中，入口组件302可包括组合成围绕风扇轴312的圆周的多个单独且不同的入口导叶组318的多个入口导叶308。

此外，入口组件302可包括大体上沿径向方向r2在机舱306与飞行器10的机身12之间延伸的一个或多个支柱309。大体上，支柱是设计成抗纵向压缩的结构构件。此外，本公开内容的支柱309在策略上置于预定位置处，以便沿周向更均匀地再分配进入风扇300的空气流，以便减小入口334处的旋流畸变。例如，如图所示，所示入口组件302包括至少两个支柱309，即，分别在三点钟和六点钟处。在另外的实施例中，入口组件302可包括多于两个或少于两个支柱309。

特别参看图5-图7，空气流调节元件315可包括涡流发生器317(图7)、仿形表面319(图5)、襟翼(图6)或任何其它空气流调节元件中的至少一者。更具体而言，如图5中所示，入口组件302可在机舱306的内表面311上包括划定的区域或仿形表面319，例如在十二点位置处，其构造成沿径向向内且远离仿形表面319推动空气流。因此，机舱306的内表面311的轮廓构造成引起抵抗进入入口334的空气流的旋流畸变的流场。此外，机舱306的表面311还可包括构造成调节空气流的一个或多个凹部。

此外，如图7中所示，一个或多个结构部件307可包括与其一起构造的涡流发生器317和/或襟翼334。更具体而言，图5和图6示出了可包括在入口组件302中的沿径向方向r2截取的入口导叶308的截面视图。如图所示，入口导叶308在前部上游端320与后部下游端322之间延伸。前部上游端320包括入口导叶308的前缘344，且后部下游端322包括入口导叶308的后缘346。入口导叶308的本体325相对于bli风扇300的机舱306和飞行器10的机身12固定，且包括压力侧323和吸力侧321。此外，如图所示，入口导叶308可包括构造在压力侧323或吸力侧321中的一个或多个上的一个或多个涡流发生器317。例如，如图所示，所示入口导叶308包括在其吸力侧321上的单个涡流发生器317。在额外实施例中，入口导叶308和/或支柱309可包括安装到其表面上以便再引导进入bli风扇300的空气流的任何数目和/或类型的涡流发生器或类似的表面特征。

此外，如图6中所示，入口导叶308还可在后端320处包括构造成围绕大致径向的轴线326旋转的可选襟翼324。例如，如图所示，襟翼324构造成在第一位置328(影线)、中性位置330、第二位置332(影线)和其间的可能无限数目的位置之间旋转。通过使襟翼324在各个位置之间旋转，入口导叶308可构造成改变其上流动的空气引导的方向。

在还有另一个实施例中，入口组件302可包括构造成减小进入bli风扇300的轴向或旋流畸变的后缘吹气或吸气。此外，入口组件302可包括成角度的流喷射。大体上，后缘吹气包含沿空气流的方向的流喷射。相比之下，成角度的流喷射包含成一定角度的流喷射。此外，流喷射可为稳定或不稳定的。如本文使用的后缘吹气大体上是指将空气在入口导叶308的后缘346处或附近或略微在后缘346上游喷射到入口334中的技术。例如，在一个实施例中，后缘吹气可包括通过构造在翼型件内的孔或槽口将空气流喷射到主空气流中。如本文使用的后缘吸气大体上是指在入口导叶308的后缘346处或附近或后缘346的略微上游从入口334排出空气的技术。因此，后缘吹气或后缘吸气两者构造成调节进入入口334的空气流，以便减小进入风扇300的空气流畸变。此外，后缘吹气可通过与空气流对准或成角度的稳定或脉动吹气达成，以达成与微型涡流发生器或补翼相同的效果。

现在参看图8-图10，示出了本公开内容的入口导叶308的额外实施例的截面视图。应当理解的是，此类特征也可适用于支柱。如图所示，各个入口导叶308可在风扇300中的特定位置处具有对应于进入bli风扇300的空气流状况的独特形状和/或定向。因此，任何形状组合可用于入口组件302中，且可基于进入bli风扇300的空气流的确定的旋流畸变来选择。

例如，如图所示，各个入口导叶308可具有弯曲直立的翼型件截面(图8)、弯曲倒置的翼型件截面(图9)，或对称的翼型件截面(图10)。更具体而言，如图8中所示，弯曲直立的入口导叶308大体上具有在翼型件的弦线350上方的中弧线348，其中后缘346具有向下的方向。此弯曲的翼型件通常在零冲角下生成升力，且由于空气沿后缘346移动，空气向下偏转。如图9中所示，倒置的入口导叶308大体上具有在翼型件的弦线350下方的中弧线348，其中后缘346具有向上的方向。当弯曲的翼型件上侧向下时，冲角可调整，以便升力向上。相比之下，如图10中所示，对称翼型件的中弧线348和弦线350是相同的(即，线348、350重叠且没有腔)。

应当理解的是，升力取决于翼型件的形状，尤其是弯曲的量(即，曲率，使得上表面比下表面更凸出)。换言之，增大翼型件的弯曲使流转向更大，这继而又大体上增大升力。流的局部转向可用于反抗局部流畸变，且导致由风扇摄入的更一致的流轮廓。

此外，大体上如图6-图11中所示，入口导叶308中的一个或多个的前缘半径352可设计成减小进入bli风扇300的空气流的旋流畸变。此外，如图10中所示，在某些实施例中，一个或多个入口导叶308的前缘半径352可随进入bli风扇300的空气流状况而变沿翼展方向354改变(例如，变得更大或更小)。因此，各个入口导叶308的前缘半径352可根据其接收的流状况设计。此外，如图所示，用于独立导叶308的弯曲角(即，弯曲)也可沿翼展方向354改变，以在入口导叶308的排放处将流有效变为更均匀的状态。

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