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，且更具体地涉及减小进入风扇的空气流的旋流畸变的用于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，例如涡扇喷气发动机。各个涡扇喷气发动机安装到飞行器的机翼的相应一个上，例如在机翼下方的悬置位置中，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具有对飞行器的净推进推力的影响。包括表皮摩擦、形状(form)和诱发阻力(induceddrag)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与由于飞行器上的阻力而产生的来自飞行器下游的尾流的平均速度之间的差异成比例。

因此，已经提出了系统以抵消阻力的效果且/或以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穿过例如机身和/或机翼的边界层的相对较慢的移动空气的一部分发送到涡扇喷气发动机中。尽管该构造可通过再激励来自飞行器下游的边界层空气流来减小阻力，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分布(velocityprofile)。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效益。

此外，一些推进系统包括电动后发动机，其具有飞行器尾翼上的后风扇，以通过摄入机身边界层来得到推进效益。在操作期间，后风扇的入口可看到由于从机身底部到顶部的向上流引起的强旋流畸变(swirldistortion)。旋流畸变可能不利于风扇的可操作性，且可引起空气动力问题和/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阐明，或可从描述中清楚，或可通过实践本发明来学习。

一方面，本公开内容针对一种用于安装到飞行器的机身的后端上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。更具体而言，风扇包括可围绕沿中心轴线延伸的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或壳体。因此，机舱与飞行器的机身限定入口。更具体而言，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。风扇组件还包括构造成带有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，入口组件包括构造在入口内的一个或多个入口导叶，以及在入口处围绕风扇的风扇轴的圆周安装在预定径向位置处的一个或多个结构部件。因此，结构部件以及可选地入口导叶构造成减小进入风扇的入口的旋流畸变。

另一方面，本公开内容针对一种安装到飞行器的机身上的用于后风扇的低畸变入口组件。入口组件包括在入口处围绕风扇的风扇轴的圆周安装在预定位置处的多个结构部件。一个或多个预定位置可确定为进入入口的旋流畸变的函数。此外，入口组件可没有入口导叶。在这样的实施例中，结构部件沿轴向引导空气流以防止生成流向涡度(stream-wisevorticity)，从而消除对入口组件中的入口导叶的需要，或减少所需的入口导叶的数目。

再另一方面，本公开内容针对一种用于利用构造成减小风扇的入口处的旋流畸变的入口组件改造用于飞行器的机身的后端的边界层摄入风扇的方法。该方法包括确定具有超过预定阈值的旋流畸变的围绕风扇的风扇轴的圆周的一个或多个位置。更具体而言，确定具有超过预定阈值的旋流畸变的一个或多个位置的步骤可包括使用计算机模拟来确定围绕入口的圆周的哪些位置经历最高旋流畸变。因此，该方法还包括以一个或多个结构部件替换预定位置处的一个或多个入口导叶。

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。并入且构成本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。

技术方案1.一种用于安装到飞行器(10)的机身的后端的边界层摄入风扇组件(302)，所述边界层摄入风扇组件(302)包括：

风扇(304)，其可围绕所述边界层摄入风扇组件(302)的中心轴线旋转，所述风扇(304)包括可围绕风扇轴(312)旋转的多个风扇叶片(310)；

机舱(306)，其包绕所述风扇(304)的多个风扇叶片(310)，所述机舱(306)与所述飞行器(10)的机身(12)限定入口(334)，当所述风扇(304)安装在所述飞行器(10)的后端处时，所述入口(334)大致围绕所述飞行器(10)的机身(12)延伸；

低畸变入口组件(302)，其构造成带有所述入口(334)，所述入口组件(302)包括：

一个或多个入口导叶(308)，其构造在所述入口(334)内；以及

一个或多个结构部件(307)，其在所述入口(334)处围绕所述风扇(304)的风扇轴(312)的圆周安装在预定径向位置处，所述结构部件(307)构造成减小进入所述风扇(300)的入口(334)的旋流畸变。

技术方案2.根据技术方案1所述的边界层摄入风扇组件(302)，其特征在于，所述一个或多个结构部件(307)包括支柱(309)或边条中的至少一个。

技术方案3.根据技术方案1或2所述的边界层摄入风扇组件(302)，其特征在于，所述结构部件(307)中的一个或多个与所述风扇的机舱(306)或所述机身(12)中的至少一个整体结合。

技术方案4.根据技术方案3所述的边界层摄入风扇组件(302)，其特征在于，所述一个或多个结构部件(307)沿径向方向与所述风扇的机舱(306)整体结合，且延伸穿过所述机舱(306)。

技术方案5.根据前述技术方案中任一项所述的边界层摄入风扇组件(302)，其特征在于，所述结构部件(307)中的一个或多个沿轴向方向在所述风扇的机舱(306)前方延伸。

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(302)，其特征在于，所述结构部件(307)中的一个或多个沿轴向方向与所述风扇的机舱(306)间隔开且在所述机舱(306)上游。

技术方案7.根据前述技术方案中任一项所述的边界层摄入风扇组件(302)，其特征在于，所述结构部件(307)中的一个或多个包括构造成减小进入所述风扇(304)的旋流畸变的曲面截面形状。

技术方案8.根据前述技术方案中任一项所述的边界层摄入风扇组件(302)，其特征在于，所述结构部件(307)中的一个或多个围绕所述风扇轴(312)的圆周非均匀地间隔开。

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(302)，其特征在于，所述边界层摄入风扇组件(302)还包括围绕所述风扇轴(312)的圆周成组放置的多个入口导叶(308)。

技术方案10.一种用于利用构造成减小所述风扇的入口(334)处的旋流畸变的入口组件改造用于飞行器(10)的机身的后端的边界层摄入风扇的方法(400)，所述方法(400)包括：

确定具有超过预定阈值的旋流畸变的围绕所述风扇的风扇轴(312)的圆周的一个或多个径向位置；以及

以一个或多个结构部件(307)替换所述预定位置处的一个或多个入口导叶(308)。

技术方案11.根据技术方案10所述的方法(400)，其特征在于，一个或多个所述结构部件(307)包括支柱(309)或边条中的至少一个。

技术方案12.根据技术方案10或11所述的方法，其特征在于，所述方法(400)还包括以较少数目的结构部件(307)替换所有所述入口导叶(308)。

技术方案13.根据技术方案10,11或12所述的方法(400)，其特征在于，所述结构部件(307)中的一个或多个与所述风扇的机舱(306)或所述机身中的至少一个整体结合。

技术方案14.根据技术方案10,11,12或13所述的方法(400)，其特征在于，一个或多个所述结构部件(307)沿径向方向与所述风扇的机舱(306)整体结合且延伸穿过所述机舱(306)。

技术方案15.根据技术方案10,11,12,13或14所述的方法(400)，其特征在于，一个或多个所述结构部件(307)沿轴向方向在所述风扇的机舱(306)前方延伸。

实施方案1.一种用于安装到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：

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

机舱，其包绕所述风扇的多个风扇叶片，所述机舱与所述飞行器的机身限定入口，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；

低畸变入口组件，其构造成带有所述入口，所述入口组件包括：

一个或多个入口导叶，其构造在所述入口内；以及

一个或多个结构部件，其在所述入口处围绕所述风扇的风扇轴的圆周安装在预定径向位置处，所述结构部件构造成减小进入所述风扇的入口的旋流畸变。

实施方案2.根据实施方案1所述的边界层摄入风扇组件，其特征在于，所述一个或多个结构部件包括支柱或边条中的至少一个。

实施方案3.根据实施方案1所述的边界层摄入风扇组件，其特征在于，所述结构部件中的一个或多个与所述风扇的机舱或所述机身中的至少一个整体结合。

实施方案4.根据实施方案3所述的边界层摄入风扇组件，其特征在于，所述一个或多个结构部件沿径向方向与所述风扇的机舱整体结合，且延伸穿过所述机舱。

实施方案5.根据实施方案1所述的边界层摄入风扇组件，其特征在于，所述结构部件中的一个或多个沿轴向方向在所述风扇的机舱前方延伸。

实施方案6.根据实施方案1所述的边界层摄入风扇组件，其特征在于，所述结构部件中的一个或多个沿轴向方向与所述风扇的机舱间隔开且在所述风扇的机舱上游。

实施方案7.根据实施方案1所述的边界层摄入风扇组件，其特征在于，所述结构部件中的一个或多个包括构造成减小进入所述风扇的旋流畸变的曲面截面形状。

实施方案8.根据实施方案1所述的边界层摄入风扇组件，其特征在于，所述结构部件中的一个或多个围绕所述风扇轴的圆周非均匀地间隔开。

实施方案9.根据实施方案1所述的边界层摄入风扇组件，其特征在于，所述边界层摄入风扇组件还包括围绕所述风扇轴的圆周成组放置的多个入口导叶。

实施方案10.一种安装到飞行器的机身上的用于后风扇的低畸变入口组件，所述入口组件包括：

在所述入口处围绕所述风扇的风扇轴的圆周安装在预定径向位置处的多个结构部件，所述结构部件构造成减小进入所述风扇的入口的旋流畸变；并且

其中所述入口组件没有入口导叶。

实施方案11.根据实施方案10所述的入口组件，其特征在于，所述一个或多个结构部件包括支柱或边条中的至少一个。

实施方案12.根据实施方案10所述的入口组件，其特征在于，所述结构部件中的一个或多个与所述风扇的机舱或所述机身中的至少一个整体结合。

实施方案13.根据实施方案12所述的入口组件，其特征在于，所述一个或多个结构部件沿径向方向与所述风扇的机舱整体结合且延伸穿过所述风扇的机舱。

实施方案14.根据实施方案10所述的入口组件，其特征在于，所述结构部件中的一个或多个沿轴向方向在所述风扇的机舱前方延伸。

实施方案15.根据实施方案10所述的入口组件，其特征在于，所述结构部件中的一个或多个沿轴向方向与所述风扇的机舱间隔开且位于所述机舱上游。

实施方案16.根据实施方案10所述的入口组件，其特征在于，所述结构部件中的一个或多个包括构造成减小进入所述风扇的旋流畸变的曲面截面形状。

实施方案17.根据实施方案10所述的入口组件，其特征在于，所述结构部件中的一个或多个围绕所述风扇轴的圆周非均匀地间隔开。

实施方案18.一种用于利用构造成减小所述风扇的入口处的旋流畸变的入口组件改造用于飞行器的机身的后端的边界层摄入风扇的方法，所述方法包括：

确定具有超过预定阈值的旋流畸变的围绕所述风扇的风扇轴的圆周的一个或多个径向位置；以及

以一个或多个结构部件替换所述预定位置处的一个或多个入口导叶。

实施方案19.根据实施方案18所述的方法，其特征在于，所述一个或多个结构部件包括支柱或边条中的至少一个。

实施方案20.根据实施方案18所述的方法，其特征在于，所述方法还包括以较少数目的结构部件替换所有所述入口导叶。

附图说明

包括其最佳模式的针对本领域的技术人员的本发明的完整且能够实现的公开内容在参照附图的说明书中阐明，在附图中：

图1示出了根据本公开内容的飞行器的一种实施例的顶视图；

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的飞行器的机翼中的一个上的燃气涡轮发动机的一种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种实施例的示意性截面视图；

图5示出了根据本公开内容的入口组件的入口导叶的一种实施例的截面视图，具体示出了具有在入口导叶后缘处的可旋转襟翼的入口导叶；

图6示出了沿其轴中心线看的飞行器的后发动机的示意性截面视图，以便示出根据本公开内容的入口组件的一种实施例；

图7示出了沿其轴中心线看的飞行器的后发动机的示意性截面视图，以便示出根据本公开内容的入口组件的另一实施例；

图8示出了根据本公开内容的安装到飞行器的后端上的后发动机的一种实施例的侧视图，具体示出了具有与后发动机的后风扇的机舱整体结合的多个支柱的入口组件；

图9示出了根据本公开内容的安装到飞行器的后端上的后发动机的一种实施例的侧视图，具体示出了具有与后发动机的后风扇的机身整体结合且与机舱间隔开的多个边条的入口组件；

图10示出了沿其轴中心线看的飞行器的后发动机的示意性截面视图，以便示出根据本公开内容的入口组件的另一实施例；

图11示出了沿其轴中心线看的飞行器的后发动机的示意性截面视图，以便示出根据本公开内容的入口组件的再另一种实施例；

图12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实施例的截面视图，具体示出了竖立的入口导叶；

图13示出了根据本公开内容的入口导叶组件的入口导叶的再另一种实施例的截面视图，具体示出了倒置的入口导叶；

图14示出了根据本公开内容的入口导叶组件的入口导叶的还另一种实施例的截面视图，具体示出了对称的入口导叶；以及

图15示出了根据本公开内容的用于利用入口组件改造后发动机的后风扇以便减小风扇的入口处的旋流畸变的方法的一种实施例的流程图。

构件列表

10飞行器

12机身

14纵向中心线

16鼻锥区段

18尾部区段

20机翼

22左舷

24右弦

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储能装置

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动力变速箱

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鸭翼

312风扇轴

314动力源

316变速箱

318入口导叶组

320上游端

322下游端

324襟翼

325主体

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

400方法

402方法步骤

404方法步骤。

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。详细描述使用了数字和字母标号来表示附图中的特征。附图和描述中相似或类似的标记已经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构件区分开，且不旨在表示单独的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安装到飞行器的机身上的用于减小进入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处围绕风扇的风扇轴的圆周安装在预定位置处的多个结构部件，例如支柱或边条。一个或多个预定位置可确定为进入入口的旋流畸变的函数，例如，使用计算机模拟。因此，将一个或多个结构部件放置在预定位置处构造成减小进入风扇的空气流的旋流畸变。在一些实施例中，入口组件还可包括入口导叶，其中入口导叶中的一些利用较少数目的结构部件替换，以便减小入口组件的阻力(drag)和/或重量。在备选实施例中，入口组件可完全没有入口导叶。

现在参看附图，其中相同的数字表示贯穿附图的相同的元件，图1示出了根据本公开内容的飞行器10的一种实施例的顶视图。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、横向方向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纵向延伸的机身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的所有主体，例如飞行器10的尾翼和飞行器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的右弦24沿侧向向外延伸。此外，如所示实施例中所示，描绘的各个机翼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(yawcontrol)的方向舵襟翼32的垂直尾翼30，以及分别具有用于俯仰控制(pitchcontrol)的升降舵襟翼36的一对水平尾翼34。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，附加地或备选地，飞行器10可包括可或可不沿垂直方向v或水平/横向方向l直接延伸的尾翼的任何其它适合的构造。

此外，图1和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，该一对飞行器发动机中至少一个安装到一对机翼20中的各个上，以及包括后发动机。例如，如所示，飞行器发动机构造成以机翼下(under-wing)构造悬置在机翼20下方的涡扇喷气发动机102,104。此外，后发动机构造成摄入和消耗形成飞行器10的机身12上的边界层的发动机。具体而言，后发动机构造成摄入和消耗形成飞行器10的机身12上的边界层的空气，即，后发动机是边界层摄入(bli)风扇106。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后端18处的尾部区段混合。然而，应当认识到的是，在各种其它实施例(其中一些将在下文被论述)中，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/或储能装置110提供动力。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(例如lp轴或hp轴)的机械动力提供至发电机108。此外，发电机108可构造成将机械能转换成电能，且将此电能提供至一个或多个储能装置110和/或bli风扇106。因此，在这样的实施例中，推进系统100可称为气电推进系统。然而，应当认识到的是，图1和2中描绘的飞行器10和推进系统100仅通过示例提供，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的一种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，近似的用语，例如“大概”、“大体上”、“大约”或“大致”是指在百分之三十的误差容限内。外壳206包围成串流关系的包括增压器或低压(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，如所示，风扇区段202可包括可变桨距风扇226，其具有以间隔开的方式联接到盘230上的多个风扇叶片228。如描绘的那样，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依靠可操作地联接到适合的促动部件232上的风扇叶片228相对于盘230可围绕桨距轴线旋转，该促动部件232构造成一致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可一起由穿过动力变速箱234的lp轴224围绕纵轴线12旋转。在某些实施例中，动力变速箱234包括多个齿轮，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，该前毂236空气动力学地成轮廓，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中描绘的涡轮涡扇发动机200仅是举例来说的，且在其它示例性实施例中，涡扇发动机200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可改为构造成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，例如在飞行器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，如所示，bli风扇300限定沿中心轴线15延伸的轴向方向a2，该中心轴线15延伸穿过其间来用于参照。此外，bli风扇300限定径向方向r2和周向方向c2(图6和7)。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、以及可选地在飞行器10的机舱306与机身12之间延伸的一个或多个入口导叶308。在备选实施例中，如下文参照图6更详细所述，bli风扇300可没有入口导叶308。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，在存在时，入口导叶308在多个风扇叶片310前的位置处在飞行器10的机舱306与机身12之间延伸。更具体而言，如所示，入口导叶308大体上大致沿bli风扇300的径向方向r2在飞行器10的机舱306与机身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。此外，如图7中所示，入口导叶308可成组318放置在围绕风扇轴312的圆周的预定的位置处(即，沿bli风扇300的周向方向c2间隔开)。例如，如所示实施例中所示，入口组件302包括两组318的两个入口导叶308。在备选实施例中，入口组件302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两组318的入口导叶308。此外，对于具有多于一个入口导叶组318的实施例，各组318均可包括相同数目的入口导叶308或不同数目的入口导叶308。

此外，入口导叶308可定形和/或定向成引导和/或调节到bli风扇300中的空气流，以例如提高bli风扇300的效率，或减小流到bli风扇300中的空气的畸变。此外，应当理解的是，入口导叶308可构造为在飞行器10的机舱306与机身12之间延伸的固定入口导叶。备选地，入口导叶308可构造为可变入口导叶。

例如，如图5中所示，示出了沿径向方向r2截取的入口导叶308中的一个的截面视图。如所示，入口导叶308在前上游端320与后下游端322之间延伸。入口导叶308的主体325相对于bli风扇300的机舱306和飞行器10的机身12固定。此外，如所示，入口导叶308还可包括构造成围绕大致径向的轴线326旋转的后端320处的可选襟翼324。例如，如所示，襟翼324构造成在第一位置328(以影线示出)、中性位置330、第二位置332(以影线示出)和其间的可能无限数量的位置之间旋转。通过使襟翼324在各种位置之间旋转，入口导叶308可构造成改变这样的方向，在该方向上在其上流动的空气被引导。

此外，机舱306围绕多个风扇叶片310延伸且环绕该多个风扇叶片310，且如图4中所示，在bli风扇300安装到飞行器10上时，围绕飞行器10的后端18处的飞行器10的机身12延伸。显然，如本文使用的，用语“机舱”包括机舱以及任何结构上的风扇壳或壳体。还如图4中所描绘的那样，风扇304此外包括风扇轴312，该风扇轴312带有附接到其上的多个风扇叶片310。尽管未描绘，但风扇轴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地位于多个风扇叶片310后方的一个或多个轴承可旋转地支承。这样的轴承可为滚柱轴承、滚珠轴承、止推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可以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)例如一致地改变。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实现期望的推力分布(thrustprofile)。就此实施例而言，bli风扇300可称为可变桨距bli风扇。

风扇轴312机械地联接到至少部分地位于飞行器10的机身12内在多个风扇叶片310前方的动力源314上。此外，如所示，风扇轴312经由变速箱316机械地联接到动力源314上。变速箱316可构造成改变动力源314、确切地说动力源314的轴315的转速，使得bli风扇300的风扇304以期望的转速旋转。变速箱316可为固定比率变速箱，或备选地，变速箱316可限定可变齿轮比。就此实施例而言，变速箱316可以可操作地连接到例如飞行器10的控制器上，以响应于一个或多个飞行状态来改变其比率。

在某些实施例中，bli风扇300可构造成带有气电推进系统，例如上文参照图1描述的气电推进系统100。在此实施例中，动力源314可为电动机，其从储能装置或发电机(例如图1和2的储能装置110或发电机108)中的一个或两个接收电力，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能转换成电能。然而，在其它实施例中，动力源314可改为是任何其它适合的动力源。例如，动力源314可备选地构造成燃气发动机，例如燃气涡轮发动机或内燃机。此外，在某些示例性实施例中，动力源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，动力源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。

仍参看图4，bli风扇300还可附加地包括一个或多个出口导叶338和尾锥340。如所示实施例中所示，出口导叶338在机舱306与尾锥340之间延伸，用于将空气流引导穿过bli风扇300，且可选地用于将强度和刚度加至bli风扇300。此外，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。

此外，多个风扇叶片310后方，且对于所描绘的实施例而言，一个或多个出口导叶338的后方，bli风扇300此外限定机舱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上的一定量的阻力。然而，在其它实施例中，尾锥340可具有任何其它形状，且可例如在机舱306的后端前方结束，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的边界空气层摄入空气，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)。

具体参看图4以及图6-7，bli风扇300限定飞行器10的机舱306与机身12之间的前端336处的入口334。如上文提及的那样，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，如所示，当(例如在实施例中描绘的那样)bli风扇300安装到飞行器10上时，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延伸大致三百六十度(360°)。此外，在又一些实施例中，bli风扇300、确切地说机舱306的外表面可具有沿轴向方向a2的任何其它适合的截面形状(与所描绘的圆形形状相反)，且结构部件307可不沿周向方向c2均匀间隔开。

具体参看图6和7，示出了沿其轴向中心线15看的bli风扇300的各种实施例的示意性截面视图，以便示出根据本公开内容的构造成具有风扇300的入口334的低畸变入口组件302。更具体而言，如所示，入口组件302包括围绕bli风扇300的风扇轴312的圆周的安装在一个或多个预定径向位置处的多个结构部件307。例如，如图10中所示，如箭头352所示，如本文所述的预定径向位置可具有超过预定阈值的旋流畸变。此外，应当理解的是，预定径向位置可在所示位置以及其间的任何位置处，且意味着包含具有高旋流畸变的位置和/或在其中空气流的改变将具有校正旋流畸变的最高影响的位置。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(swirlpattern)。如果认为旋流畸变引起对风扇300的破坏，则结构部件307可选择成以便减小旋流畸变和减小此破坏。因此，结构部件307的位置和/或数目，以及结构部件307的形状和定向，可设计和选择成旋流图案的函数。因此，一个或多个结构部件307构造成调节到bli风扇300中的空气流，以例如提高bli风扇300的效率，或减小流到bli风扇300中的空气的畸变，这将在下文中更详细论述。

更具体而言，如图6-10中所示，一个或多个结构部件307可构造为支柱309(图6-8和10)、边条311(图9)、或任何其它适合的结构构件。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构造成沿轴向引导进入bli风扇300的空气流，从而防止流向涡度的生成，且消除某些实施例中的入口导叶308的需要。此外，边条大体上是指用于改善空气动力效率的机翼状凸起、翼型件或导叶(vane)。因此，本公开内容的支柱309和/或边条311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。在特定实施例中，结构部件307可沿围绕风扇轴312的bli风扇300的周向方向c2非均匀地间隔开。在备选实施例中，结构部件307可沿围绕风扇轴312的bli风扇300的周向方向c2均匀间隔开。

例如，如图6中所示，所示的入口组件302包括围绕风扇轴312的圆周非均匀地间隔开的至少四个支柱309。在其它实施例中，入口组件302可包括多于四个或少于四个的支柱309。此外，如图7中所示，入口组件302可包括围绕风扇轴312的圆周间隔开的支柱309和入口导叶308的组合。在再另一种实施例中，如图9中所示，入口组件302可包括多个边条311。

在附加实施例中，一个或多个结构部件307可与风扇300的机舱306或机身12中的至少一个整体结合。更具体而言，如图8中所示，一个或多个结构部件307可与机舱306整体结合，以便向该机舱306提供附加强度和/或支承。此外，如图11中所示，一个或多个结构部件307可沿径向方向r2与bli风扇300的机舱306整体结合且延伸穿过该机舱306，例如，如经由支柱309所示。在这样的实施例中，一个或多个结构部件307可构造成提供飞行器控制表面，以及减小进入bli风扇300的畸变。在其它实施例中，如图8中所示，一个或多个结构部件307可沿轴向方向a2在风扇300的机舱306前方延伸。

备选地，如图9中所示，一个或多个结构部件307(例如边条311)可与机身12整体结合。例如，如所示实施例中所示，所示边条311与机舱306间隔开距离d，且沿轴向方向a2位于bli风扇300的机舱306上游。

现在参看图12-14，示出了本公开内容的一个或多个结构部件307的各种实施例的截面视图。如所示，一个或多个结构部件307中的各个可具有对应于在风扇300中的特定位置处进入bli风扇300的空气流状态的独特形状和/或定向。因此，一个或多个结构部件307可为曲面的，以缓解旋流畸变和/或预旋流(pre-swirl)进入风扇300的流。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。

应当理解的是，由一个或多个结构部件307生成的升力取决于其截面的形状，尤其曲面量(即曲率，使得上表面比下表面更凸)。换言之，增大曲面大体上提高升力(lift)。因此，一个或多个结构部件307可定制成通过引入一个或多个部件307的变化来减小风扇流畸变。例如，如图11和12中所示，一个或多个结构部件307中的一个或多个可包括曲面的截面形状，其构造成减小进入bli风扇300的旋流畸变。更具体而言，如所示，一个或多个结构部件307可具有曲面的竖立翼型件截面(图12)、曲面的倒置翼型件截面(图13)，或对称翼型件截面(图14)。

更具体而言，如图12中所示，曲面的竖立结构部件307大体上具有翼型件的弦线350上方的中弧线348，其中结构部件307的后缘346具有向下的方向。这样的曲面翼型件通常在零冲角下生成升力，且由于空气遵循后缘346，故空气向下偏转。如图13中所示，倒置结构部件307大体上具有翼型件的弦线350下方的中弧线348，其中结构部件307的后缘346具有向上的方向。当曲面翼型件颠倒时，冲角可调整，以便升力向上。相比之下，如图14中所示，对称结构部件307的中弧线348和弦线350是相同的(即，线348,350重叠，且存在零曲面)。

现在参看图15，示出了用于利用本公开内容的入口组件302改造bli风扇300以便减小bli风扇300的入口334处的旋流畸变的方法400的一种实施例的流程图。如402处所示，方法400包括确定具有超过预定阈值的旋流畸变的围绕bli风扇300的风扇轴312的圆周的一个或多个位置。更具体而言，确定具有超过预定阈值的旋流畸变的一个或多个位置的步骤可包括使用计算机模拟和/或系统监测来确定围绕入口的圆周的哪些位置经历最高旋流畸变。如404处所示，方法400包括以一个或多个结构部件307替换预定位置处的一个或多个入口导叶308。更具体而言，如提及那样，一个或多个结构部件307可包括支柱309、边条311、或任何其它适合的结构构件。此外，在一种实施例中，方法400可包括以较少数目的结构部件307替换所有入口导叶。因此，改造的入口组件302构造成减小飞行器10的阻力和/或重量，同时还减小进入bli风扇300的旋流畸变。

在再另一种实施例中，应当理解的是，本公开内容还可包括用于最初将bli风扇300与减小bli风扇300的入口334处的旋流畸变的入口组件302组装的方法。例如，在这样的实施例中，该方法可包括确定具有超过预定阈值的旋流畸变的围绕bli风扇300的风扇轴312的圆周的一个或多个位置。此外，该方法包括安装一个或多个结构部件307，以及可选地安装预定位置处的一个或多个入口导叶308。因此，结构部件307可单独使用或与较少数目的入口导叶308组合来使用，以便减小飞行器10的阻力和/或重量，同时还减小进入bli风扇300的旋流畸变。

本书面描述使用了示例来公开本发明，包括最佳模式，且还使本领域的任何技术人员能够实施本发明，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何并入的方法。本发明的可以取得专利的范围由权利要求限定，且可包括本领域的技术人员想到的其它示例。如果此类其它实施例包括并非不同于权利要求的书面语言的结构元素，或如果它们包括与权利要求的书面语言无实质差别的等同结构元素，则期望此类其它示例在权利要求的范围内。