飞行器的制造方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种飞行器。尤其，本发明涉及一种具有分布式推进装置的飞行器。
【背景技术】
[0002] 传统的飞行器包括管状机身，该机身具有从其延伸出来以提供升力的机翼。呈例 如涡轮风扇和涡轮螺旋桨形式的发动机被安装在飞行器上用于提供前进推力。用于安装飞 行器发动机的传统位置是在机翼上。图1中示出现有的飞行器1，其中飞行器1包括机身2 和机翼3。飞行器1由涡轮螺旋桨发动机4来提供动力，发动机4被安装成使得螺旋桨5位 于机翼2的前面和机身2的任一侧。
[0003] 在以下方面对更有效的飞行器设计存在持续性需求：结构效率（即，使飞行器结 构的总体重量最小化）、空气动力学效率（即，使在飞行过程中产生的气动阻力最小化）以 及燃料效率（g卩，使执行特定飞行任务所需要的燃料最小化）。用于提高飞行器效率的一个 解决方案是提供由分布式推进系统所驱动的飞行器。
[0004] 在分布式推进系统中，采用诸如内燃机的发电机生成电力或机械轴功率。这一 功率被提供给远离内燃发电机的多个推进器，例如围绕飞行器分布的电动风扇（electric fan) 〇
[0005] 由皇家航空学会发表的"用于混合翼体飞行器的分布式涡轮机发电推进装置 (Distributed Turboelectric Propulsion for Hybrid Wing Body Aircraft) "（作者为 Hyun Dae KinuGerald V Brown以及James L Felder)描述了若干分布式推进系统和飞行 器构思。该文档描述了如下构思，在其中，较多数量的电动推进器由较少数量的内燃机来提 供动力。先前所提出的构思，例如上述文档中所描述的那些构思，一般包括位于飞行器机身 后部附近或处于机翼后缘处的分布式推进器。预期这些构思将会通过分布式推进器而获得 源于"边界层吸入"的益处，其中靠近飞行器机身或机翼的边界层空气由位于机尾的推进器 进行加速，从而填充由飞行器所产生的尾流（wake)以减小阻力（drag)。然而，这些构思仅 提供相对受限的燃料效率益处，并且不能提供较传统设计而言显著的改善或任何结构效率 上的改善。
【发明内容】
[0006] 本发明的一个目的是至少在一定程度上缓解现有技术的问题。
[0007] 本发明在所附权利要求中得以阐述。
[0008] 根据本发明的第一方面，提供一种飞行器，该飞行器包括：纵向中心线；成对机 翼，每个机翼从纵向中心线的相应侧延伸并且具有可选择性展开的高升力装置；以及推进 系统，该推进系统包括多个电动推进器和发电机装置，该发电机装置包含驱动一台或多台 电力发电机的内燃机，每台电力发电机电联接至一个或多个电动推进器，使得每台内燃机 为多个电动推进器提供动力，其中，电动推进器位于机翼前缘和高升力装置的前面，以使得 推进器所产生的气流在使用中流过机翼和（多个）高升力装置。
[0009] 人们已经发现，通过将推进器放置于机翼前缘的前面，由推进器所提供的滑流 (slipstream)将会经过机翼和高升力装置。因此，升力与流速的平方成正比，与现有设计相 比较，特别是在（多个）高升力装置展开并且飞行器的飞行速度较低的情况下，机翼将产生 的更多升力。从而，可以提供较小的机翼，同时仍能满足给定的起飞或着陆距离要求，或者 可提供相同的机翼面积以获得被改善的起飞和着陆性能。
[0010]由于（多个）高升力装置在使用中会使来自推进器的滑流偏转，所以这种构思被 称之为偏转滑流高升力系统。
[0011] 上述或每个发电机装置可以安装在机身内。可选地，上述或每个发电机装置可以 安装在相应机翼上且位于那个机翼的推力中心的外侧。可装备成对发电机装置。内燃机可 包含燃气涡轮发动机。
[0012] 由于飞行器的推进至少部分地由电动推进器来提供，所以内燃机及它们的发电机 可远离推进器而定位。
[0013] 通过使发电机装置在推进器的推力中心外侧位于相应机翼上，相对较重的发电机 装置可提供翼根弯矩卸荷（也称为"惯性卸荷"），从而减小机翼结构上的载荷并且允许采 用较轻的机翼结构，从而导致被改善的结构效率。本发明人还发现可通过进一步创新开发 来进一步改善这些益处。
[0014] 每个机翼可以具有高展弦比。术语"展弦比"将被理解成是指机翼翼展的平方与 其面积的比率。上述展弦比可大于10,可大于15,可小于30,在一个实施例中可大约为25。 归功于因推进器和发电机布置的缘故而通过翼根弯矩卸荷所提供的被提高的结构效率，可 提供比原本可通常有效地得以利用的情况更高展弦比的机翼。因此，与传统设计或先前所 提出的分布式推进构思相比较，上述机翼将引起更小的诱导阻力，从而导致被减少的燃料 消耗。
[0015] 另外，因为归功于偏转滑流效应而使得从机翼可利用的最大升力系数得以增大， 所以可以在巡航升力系数与起飞或着陆升力系数保持给定比率的同时使巡航升力系数得 以增大。需要被增大的巡航升力系数以从高展弦比机翼获取最大益处。
[0016] 由于巡航速度与起飞或着陆速度之比等于起飞或着陆升力系数与巡航升力系数 之比的平方根乘以在跑道上的空气密度与在巡航高度上的空气密度之比，这意味着，未采 用偏转滑流高升力系统（由本发明的上述分布式推进系统所实现）的传统飞行器，如果没 有更缓慢地巡航（其降低飞行器的生产率）、以较高的速度起飞和着陆（其需要较长的跑 道，提高制动能量要求等）或者在更高高度巡航（其使得压力舱的设计复杂化，可能导致监 管机构为窗口大小设置限值，提高发动机尺寸要求，因此对于公共运输飞机来说一般是不 可行的），就无法发挥高展弦比机翼的空气动力学益处。
[0017] 因而，本发明的一个重要特征是，本发明不仅能够使用在结构重量方面不太昂贵 的高展弦比机翼，而且使它们更具吸引力，原因是其增加了可合理地从该高展弦比机翼获 取的空气动力学益处。
[0018] 上述内燃机可以被配置成提供推力。由上述内燃机所产生的总推力可以小于由上 述电动推进器所产生的总推力。
[0019] 上述飞行器可包含竖直尾翼，该竖直尾翼平行于上述飞行器的中心线距上述飞行 器重心某一距离而定位。如果上述飞行器包括位于每个机翼上的单个产生推力的内燃机， 则每个内燃机的推力中心可垂直于上述飞行器的中心线自上述飞行器重心间隔某一距离 而定位，该距离大于上述尾翼距上述飞行器重心的距离的四分之一。如果上述飞行器包括 定位于每个机翼上的成对产生推力的内燃机，则该成对内燃机的推力中心可垂直于上述飞 行器的中心线自上述飞行器重心间隔某一距离而定位，该距离大于上述尾翼距上述飞行器 重心的距离的二分之一。上述内燃机可大体上位于翼梢处。
[0020] 由于上述内燃机只是产生一部分推力，其中剩余推力是由上述电动推进器所提 供，所以产生较传统设计要小的推力，从而上述发动机可以较传统设计更靠外侧而定位。这 是因为机翼上安装发动机的飞行器设计在至少有一台发动机无法工作的情况下必须是可 控制的。在传统配置中，这种情况下由每台产生推力的发动机所提供的非对称推力将会导 致偏航力矩（yawing moment)，这必须通过竖直稳定器（其一般按此要求自行确定尺寸）予 以抵消。在任何情况下，当仅有一台发动机操作时就通过配平阻力（trim drag)来抵消一 些推力。因此，在传统设计中，在发动机布置（并且因此翼根弯矩卸荷）与尾部尺寸（并且 因此尾部所造成的重量和阻力）之间存在设计权衡。