具有三个尾部推进单元的BLI推进系统的制作方法

本发明涉及飞行器推进系统，并且更具体地涉及其组成和其在飞行器上的布局。

背景技术：

商用飞行器最通常具有的总体架构包括机身、包括两个机翼的机翼组件、以及位于机身后部上的尾翼。这种飞行器还包括推进系统，该推进系统包括一个或多个推进单元，最常用的是涡轮喷气发动机。推进单元可以根据各种构造安装在飞行器上。它们通常通过支撑挂架悬挂在机翼下方，但也可以通过挂架固定在机身后部或尾翼处。

当飞行器在空气中移动时，其外表面影响空气流动。特别地，当空气动力学轮廓在空气中移动时，在该空气动力学轮廓的表面处形成边界层。该边界层对应于这样的区域，在该区域中，由于与轮廓表面接触的空气的粘度而使空气流动的速度减慢。

推进单元通常被构造成不吸取在飞行器的空气动力学表面上形成的边界层。为此，推进单元最常见地被安装成使得它们的空气入口位于自由的空气流中，也就是说，几乎不受或者不受飞行器表面的干扰。例如，当推进单元悬挂在机翼组件下方或在飞行器后部上与机身相距一定距离时，就是这种情况。

然而，由推进单元吸入（injestion）该边界层具有某些优点：提高了这些飞行器的推进效率并减少了它们的比消耗，即相对于飞行器推力的燃料消耗。为了从这些优点中受益，因此推进单元可被构造成吸入边界层。这种推进单元通常由用于“boundarylayeringestion（边界层吸入）”的缩写bli来命名。bli型推进单元在飞行器上的一种可能构造是其安装在机身后部。

在专利申请us-a1-2017/0081034中描述了安装在机身后部的bli推进单元的示例。在下文中，在必要时，将相对于通过推进单元的气流的方向指示推进系统的部件或飞行器的其他组成元件的相对轴向位置。上面提到的现有技术文件中描述的飞行器推进系统包括安装在飞行器尾部处的bli型推进单元和安装在形成飞行器机翼组件的机翼下方的两个常规推进单元（这里是涡轮喷气发动机）。在这种构造中，飞行器的净推力或总推力是将bli推进单元的推力和两个涡轮喷气发动机的推力相加的结果。bli推进单元包括马达单元，马达单元机械地联接到其所驱动旋转的风扇。bli推进单元的马达单元由电动马达构成，且风扇位于马达单元的下游。

就其本身而言，涡轮喷气发动机包括风扇，该风扇在下游侧连接至形成涡轮喷气发动机的心脏的燃气轮机的轴，燃气轮机的轴驱动风扇和发电机旋转。每个涡轮喷气发动机可以驱动发电机，或者，如上面引用的现有技术文献中所公开的，它们可以机械地驱动在机翼处安装到机身中的发电机。在该构造中，bli推进单元的电动马达被馈送有由该发电机产生的电能，并且电缆网络将位于机翼处的发电机连接至位于机身尾部中的电动机。由涡轮喷气发动机直接产生的机械能向电能的转换，以及其向驱动bli推进单元的风扇的电动马达的传输导致5％至10％的能源效率损失，这大大减少了因使用后bli推进单元而产生的节能益处。此外，由发电机、电动马达和连接它们的电缆构成的电传输链大大增加了飞行器的重量，这也对燃料消耗产生了负面影响，并相应地减少了安装bli推进单元的预期益处。

由机械传动装置来代替电传输装置（机械传动装置会导致较低的能量损耗）在这种构造中是不现实的，因为机翼与机身尾部之间的长距离所导致的其重量将会过大。用单独的燃气轮机代替电动马达来构成bli推进单元的马达单元，这同样是不现实的，因为这将增加相当大的额外维护成本。

技术实现要素：

因此，本发明的目的在于提出一种飞行器推进系统，该飞行器推进系统通过优化其能量效率并通过优化由于bli推进单元安装在机身尾部中而产生的优点来减少飞行器推进系统的燃料消耗。

该目的通过本发明的主题实现，该主题涉及一种飞行器推进系统，该飞行器推进系统包括具有机头和尾部的机身以及位于所述机身的机头和尾部之间的机翼组件，所述推进系统包括：第一推进装置，该第一推进装置位于所述机身尾部处并且由包括风扇的至少一个bli推进单元构成；第二推进装置，该第二推进装置由至少一个双流涡轮喷气发动机构成；传动装置，该传动装置联接第一推进装置和第二推进装置，以便将由第二推进装置产生的能量的一部分传输到第一推进装置，从而所述第二推进装置产生用于驱动bli型推进单元的风扇旋转所需的能量。在所述推进系统中，由第一推进装置和第二推进装置产生的推力有助于产生飞行器的总推力。

因此，根据本发明的飞行器推进单元的特征在于，构成第二推进装置的至少一个双流涡轮喷气发动机至少位于在机身的尾部和飞行器的机翼组件之间的机身的后部的一侧上，并且第一推进装置产生飞行器的总推力的20％至80％。

将涡轮喷气发动机安排在机身后部中靠近安装了bli推进单元及其马达单元的尾部，这可以缩短能量必须在涡轮喷气发动机和bli推进单元之间传输的距离。这种布置导致减轻了允许将能量从涡轮喷气发动机传输到bli型推进单元的系统的重量，并减少了由该能量传输引起的能量损失。

在根据本发明的飞行器推进系统的特别有利的构造中，第二推进装置包括两个常规推进单元，其位于飞行器机身后部的两侧上，并且第一推进装置包括bli推进单元。

在推进系统中，所述传动装置优选地基本上是机械类型的。

更特别地，在推进系统中，传动装置包括机械地连接到第二推进装置的至少一个主传动轴和机械地连接到第一推进装置的副传动轴。

有利地，副传动轴通过其端部中的一个机械地连接到所述bli推进单元的风扇；并且传动装置包括两个主传动轴，每个主传动轴通过其端部中的一个机械地连接到常规推进单元中的一个。

额外地，传动装置集成有至少一个安全装置，该安全装置在过载的情况下中断机械能的传输。

优选地，安全装置集成到主传动轴和副传动轴中的每一个并且集成在常规推进单元的转子处。

bli推进单元的风扇的直径优选地包括在1.5和2.5m之间。

根据本发明的第二实施例，飞行器机身后部包括如上所述的推进系统。

常规推进单元各自优选地通过异型挂架连接到机身后部，并且主传动轴安装在所述挂架之后并且横向于机身的总轴线。

根据本发明的第三实施例，飞行器包括如上所述的机身后部。

附图说明

通过以下对本发明各方面的非限制性实施例的描述，将突出本发明的其他特征和优点。该描述参考了附图，这些附图也作为本发明的非限制性实施例的示例给出：

图1表示bli推进单元的半剖侧视图；

图2表示包括两个涡轮喷气发动机和bli推进单元的飞行器的俯视图；

图3表示包括根据本发明的推进系统的飞行器后部的局部截面侧视图；

图4表示具有根据本发明的推进系统的机身后部的一半的俯视图；

图5从上方示出了配备有根据本发明的推进系统的飞行器。

具体实施方式

在下文中，将相对于通过推进单元的气流的方向指示推进单元的部件的相对轴向位置。通常，飞行器由包括一个或多个推进单元的推进系统驱动。这些推进单元最通常是涡轮喷气发动机，其通常固定在飞行器机翼下方。然而，飞行器推进系统还可以包括边界层吸入（bli）推进单元。bli推进单元的最合适位置是机身后部处。实际上，将bli推进单元定位在机身尾部中使得其风扇能够吸入机身的边界层的全部或至少大部分，而减少了由湍流引起的风扇效率的损失。

如图1所示，当由bli推进单元1产生飞行器的推力时，bli推进单元1通常包括马达单元2，该马达单元2包括位于机身后部4中的马达3。马达3可以是燃气轮机、涡轮喷气发动机或任何其他类型的马达，例如电动马达。在图1中，马达3是燃气轮机。马达3具有通常联接到变速箱6的转子5。变速箱6的输出连接到风扇轴7以驱动风扇8旋转。变速箱6可以是行星齿轮系或能够使风扇轴7的转速适应转子5的转速的任何其他传动系统。在安装在机身后部4中的bli推进单元1中，马达3也位于机身后部中在风扇8的上游。风扇8位于马达3的下游，并且被容纳在发动机舱9中，该发动机舱具有内部管道10，由风扇8将空气吸入该内部管道中。

如果仅通过bli推进单元1推动飞行器，则燃气轮机会产生驱动风扇所需的能量。该燃气轮机可以容纳在机身后部4的内部或机身外部。在这种构造中，如果后bli推进单元或驱动它的燃气轮机不工作，飞行器将遭受全部推进力损失。一方面，如果燃气轮机位于机身的外部，则这增加了与飞行器周围的空气流接触的表面积，并因此增加了其空气动力阻力。另一方面，附加的涡轮机处于自由构造中时，其是非常嘈杂的。相反，如果燃气轮机位于机身内部，则需要热保护。该构造不能解决与驱动bli推进单元的风扇的燃气轮机的故障相关或与bli推进单元的故障相关的安全问题。抵达内部燃气轮机进行维护很困难，并且与单个推进单元的故障相关的问题也没有解决。与仅使用一个bli推进单元来推动飞行器相关的额外问题是其尺寸。为了推动商用飞行器，推进单元的尺寸变得相当大，具有的风扇直径约为3米。因此，后bli推进单元的尺寸限制了飞行器在起飞时的迎角，并因此限制了其最大起飞重量。

如图2所示的飞行器中所采用的，包括bli推进单元的飞行器推进系统的另一种架构除了位于机身尾部4中的bli推进单元1之外，还包括涡轮喷气发动机型的两个常规推进单元11。这些涡轮喷气发动机11中的每一个都位于机翼12下方，并且这两个涡轮喷气发动机产生飞行器推力的60％至80％。bli推进单元1本身提供了飞行器推力的20％至40％。在这种混合构造中，涡轮喷气发动机11产生驱动bli推进单元1的风扇旋转所需的能量。然而，由于涡轮喷气发动机11和bli推进单元1之间的距离较大，因此涡轮喷气发动机11和bli推进单元1之间的能量分配通过电气连接实现。

如图2所示，涡轮喷气发动机11的转子或者机械地连接到公共发电机13，或者每个都连接到相应的发电机。电力布线14将一个或多个发电机13连接至电动马达15，其中电动马达15机械地联接到如上所述的bli推进单元1的风扇。涡轮喷气发动机的机械能向电能的转换以及再向机械能的转换会导致包括在5％至10％之间的能量损失，这对推进系统的整体效率产生负面影响，并大大减少了具有bli推进单元以减少飞行器的燃料消耗的益处。而且，电传输链的组成元件（即一个或多个发电机13、电动马达15和布线14）给飞行器增加了相当大的额外重量。发电机在各个飞行阶段之间向bli推进单元输送恒定功率，该功率由电气系统的最大吸收能力限定。因此，在这种构造中，三个推进系统中的任何一个在这些不同的飞行阶段之间均没有最佳地起作用。由于所有这些原因，这些推进系统在燃料消耗方面仅提供了有限的改进。在推进系统的这种架构中，考虑到机翼12和机身尾部4之间的传动轴的长度以及由此产生的过多的附加重量，用机械传动装置代替电传输装置（机械传动装置会限制与传动相关的能量损失）是不可行的。同样地，除了涡轮喷气发动机11之外，增加单独的燃气轮机来驱动bli推进单元的风扇是不现实的，因为这将直接导致维护成本的增加。

本发明提出了上述bli推进系统的替代方案，其通过优化包括后bli推进单元的推进系统的结构而能够显著减少飞行器的燃料消耗。如图3和图4所示，根据本发明的推进系统除了包括单个的后bli推进单元1之外，还包括两个涡轮喷气发动机11，涡轮喷气发动机11位于机身后部4的两侧、在后bli推进单元1的上游。由后bli推进单元1提供的推力比例至少是飞行器总推力的三分之一。如果bli推进单元提供飞行器的所有推力，则后bli推进单元1的风扇直径将减小至1.75m左右，而不是3m。bli推进单元尺寸的减小允许飞行器在起飞时具有较大的迎角。两个涡轮喷气发动机11具有包括在大约5和6之间的气流旁通率。机械传动装置16在涡轮喷气发动机11和后bli推进单元1之间分配能量，以便驱动bli推进单元1的风扇旋转。

在这种构造中，在飞行器的起飞、爬升以及处于巡航速度的飞行阶段之间，推进系统的功率或推力在各个推进单元之间的分配不会很大地波动。取决于推进效率与飞行器起飞时的倾斜度（因此其最大起飞重量）之间的所需的折衷水平，通过优化后bli推进单元1的直径，由后bli推进单元1产生的总推力的比例包括在20％到80％之间。

每个涡轮喷气发动机11经由主角度传动装置17机械地连接至横向轴18。这些主角度传动装置17可以例如由锥齿轮或同动关节构成。这些横向轴18相对于飞行器的纵向轴线19横向地定位在机身后部4的两侧上。在机身处，在bli推进单元1上游，横向轴18机械地连接至副角度传动装置20的两侧，副角度传动装置20可以由一组锥形齿轮构成，其输出连接到沿着飞行器的轴线19定向的纵向轴21上。在其下游部分中，纵向轴机械地连接到后bli推进单元1的风扇8。位于机身尾部的bli推进单元1的风扇8连接到纵向轴21的下游部分。变速箱22可以插入纵向轴和风扇之间。可以归因于该机械传动装置的能量损失为仅1％的数量级，比电传输损失的5％至10％要小得多。此外，在根据本发明的推进系统中使用的机械传动装置的重量包括在300kg至500kg之间，这远远小于上述电传输装置的重量。

根据本发明的推进系统的机械传动装置的重量也小于由燃气轮机驱动的bli推进单元的马达单元的重量。实际上，在根据本发明的设计构思中，仅总功率的对应于bli推进单元的推进的部分（即33％至60％）通过机械传动装置。此外，根据本发明的推进系统比其中bli推进单元的风扇是由安装在机身外部的单独燃气轮机驱动旋转的推进系统的噪音低得多。

在根据本发明的推进系统中，每个涡轮喷气发动机11被固定到挂架23，挂架23将其连接到安装有它们的机身后部4。横向传动轴18位于挂架23之后并与之平行。涡轮喷气发动机11的挂架23定轮廓为使得它们中的每一个都能够集成到包围挂架和横向传动轴18的整流罩24。该整流罩24横向于机身的轴线19在机身后部4和包围涡轮喷气发动机11的发动机舱25之间延伸，并且在挂架23之前和横向传动轴18之后纵向地延伸。挂架23和横向传动轴18设有整流罩是为了减少飞行器的空气动力阻力。

后bli推进单元1的风扇8由传动轴线18、21驱动，该传动轴系将风扇8机械地连接至涡轮喷气发动机11的转子。根据本发明的推进系统的特定架构使得能够避免在推进单元1和11中的一个发生故障的情况下的总推力的损失。因此，如果由于任何原因使涡轮喷气发动机11中的一个失效，则保持运转的涡轮喷气发动机11继续提供其自身推力并继续驱动后bli推进单元1，后bli推进单元1因此能够对飞行器的总推力做出贡献。同样，在后bli推进单元1发生故障的情况下，两个涡轮喷气发动机11继续提供自己的动力。为了在推进单元1和11中的一个发生故障时隔离它，并确保其余推进单元的操作连续性，将一个或多个安全装置26集成到传动链中，该传动链将涡轮喷气发动机11的转子连接到后bli推进单元1的风扇8。在传动线（lignedetransmission）过载的情况下，这些安全装置26将驱动部件与接收部件分离。它们可以集成到纵向传动轴21或集成到每个横向传动轴18或集成在这三个传动轴上。独立地或与传动轴18和21的安全装置26一起，安全装置26可以集成到涡轮喷气发动机11和后bli推进单元1的转子中。

这些安全装置26可以从已知的机械装置中选择，该机械装置在通过传动线互连的驱动部件或接收部件被阻塞或过载的情况下能够中断传动线。在过载的情况下，这些装置使得能够提供连续的操作和/或防止损坏要保护的装置的机械元件。有各种类型的安全装置，可以分为两类。存在安全装置，该安全装置的一个部件被校准以在过载的情况下破裂，例如具有剪切螺钉或剪切轴的扭矩限制器。在这些装置中，包括在连接传动轴的两个部分的联接器中的机械元件在过载的情况下破裂。因此，将一个或多个马达构件连接到一个或多个接收构件的机械连接永久地中断，直到更换破裂的元件为止，这通常是容易的。因此，失效的构件与传动线分离，该传动线继续连接保持运转的机械构件。还存在安全装置，在马达构件或接收器构件过载的情况下，该安全装置可以暂时地中断传动轴链。因此，当过载消失时，传动链将恢复正常运转。在间歇性安全装置的一些中，马达扭矩的传输在过载阶段会完全中断，而在间歇性安全装置的其他那些中，最小扭矩会继续传输，这可以消除过载的某些原因而不会损坏接收器，例如bli推进单元1的风扇或一个或多个涡轮喷气发动机11的风扇。

在所有情况下，飞行器继续受益于在保持运转的推进单元之间以恒定的方式分配的部分推力。因此，飞行器能够保持运转和机动性直到着陆。

通过本发明的各方面所获得的优点的组合使得配备有根据本发明的推进系统的飞行器与配备有包括悬挂在机翼下方的两个涡轮喷气发动机的推进系统的飞行器（如图2所示）相比，能够将消耗减少约5％。实现该燃料节省，主要是多亏了因为涡轮喷气发动机和后bli推进单元之间的机械传动装置而减少的能量损失、更轻的传动线、bli推进单元的风扇推力的比例在各个飞行阶段之间的更少的波动，以及增加bli对飞行器推进力的影响的可能性。更具体地，与配备有如图2所示的推进系统的飞行器相比，配备有根据本发明的推进系统（其中后bli推进单元产生总推力的33％）的飞行器所实现的燃料消耗的减少包括在4.1％至4.6％之间。如果由后bli推进单元产生的推力比例增加到60％，则燃料消耗的减少可以包括在4.9％到5.4％之间。

尽管在上面的描述中，本发明的特定方面（特别是通过涡轮喷气发动机11的位置靠近bli推进单元1而允许实现的紧凑且基本机械的传动线的使用）已经在包括bli推进单元1和安装在机身后部的两个涡轮喷气发动机11的推进系统的背景下进行了描述，但它们可以与其他类型的推进单元以及连接它们的与上文所描述的不同的传动线一起在其他构型中采用。