在许多传统设计中，特别是在双涡轮 螺旋桨发动机的情况下，增大尾部尺寸的负作用胜过将发动机朝向翼尖在外侧放置所带来 的机翼弯矩卸荷的所有益处，所以上述发动机尽可能在机翼上设置在内侧。然而，在本发明 中，由于上述电动推进器提供大多数推力，上述内燃机可更靠外侧进行定位而不会在一台 发动机失效的情况下造成过度偏航。此外，可减小竖直稳定器的尺寸，从而对飞行器的重量 和阻力均带来有益减小。
[0021] 上述电动推进器可电联接到两台或更多台电力发电机。因而，如果一台发电机失 效，则虽然功率有所降低但所有推进器仍可继续操作。结果，当内燃机中的一台失效时，电 动推进器不会产生偏航。因而，在对飞行器保持控制的同时，推进器所产生的所有推力可得 到利用。这又可提供飞行器经过改善的可操作性。
[0022] 每个电动推进器可包含螺旋桨。每个电动推进器可通过超导体电联接到相应的发 电机。
[0023] 每个机翼上可装备两个或更多的电动推进器。
[0024] 推进器可具有最大组合推力，并且可延伸经过机翼翼展的一部分，使得当推进器 生成它们的最大组合推力并且高升力装置展开时，机翼升力系数（参考自由流流速）大体 上是推进器生成它们的最小组合推力并且高升力装置展开时机翼升力系数的两倍或两倍 以上。由于在机翼上方的气流，推进器处于高功率时与其处于低功率相比较，机翼的升力系 数增大。由于最大推力和最大升力对于一项设计任务而言在起飞时均有要求，所以归功于 在高功率设置下所提供的增大升力，可使机翼在尺寸上得以减小。与高升力装置未展开时 的最小推力相比较，当推进器处于最大推力时升力系数也增大，然而这种情况下的增大一 般较小。鉴于数目很多的推进器，失去单个推进器将不会显著影响机翼的升力系数，从而提 供安全性。已经发现，当"发动机开车"升力系数是"发动机停车"升力系数的两倍时，将提 供尤其显著的益处，原因是在起飞时对于相同量的升力可使机翼小很多，或者增大的升力 可用于提尚起飞性能。
[0025] 可展开高升力装置可包含襟翼，该襟翼位于机翼的后缘处。正如本领域中所知，襟 翼可包含分裂式襟翼、简单襟翼、富勒（Fowler)襟翼、开缝襟翼或者襟翼和翼缝的其它组 合。可替代地或者此外，高升力装置可在机翼前缘处包含缝翼或多个缝翼。可装备多个可 展开高升力装置，它们可单独地展开。
【附图说明】
[0026] 现参考附图通过举例的方式来说明本发明的实施例，其中： 图1为现有飞行器的透视线框视图； 图2为根据本发明的第一飞行器的透视线框视图； 图3为内燃机的横截面视图；以及 图4为图2的飞行器的俯视图，示出各种组件之间的电连接。
【具体实施方式】
[0027] 参考图2示出第一飞行器40。该飞行器包括：机身42 ;成对机翼44,该机翼大致 垂直于机身42并从它那里延伸；以及位于机身42尾部的尾翼（empennage)。该尾翼包含 竖直尾翼和水平尾翼（tailplane)60、66。
[0028] 翼展由翼梢49之间的距离来定义。每个机翼44包括前缘45和后缘47,它们一起 定义在其间延伸的翼弦。翼展与翼弦长度之比定义展弦比（aspect ratio)。如从图2可 见，翼弦长度沿翼展变化，从邻近于机身42的翼根处相对较大的翼弦到翼梢49处相对较小 的长度。在像这样翼弦沿翼展变化的情况下，展弦比AR可定义为翼展b的平方除以机翼平 面的面积S :
【主权项】
1. 一种飞行器，包括：纵向中心线；成对机翼，每个机翼从所述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，所述推进系统包括多个电动推 进器和发电机装置，该发电机装置包括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， 所述电动推进器位于所述机翼的前缘和所述高升力装置的前面，使得在使用中所述推进器 所产生的气流流过所述机翼和高升力装置。
2. 根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述或每个发电机装置安装在相应机 翼上且位于该机翼上的所述推进器的推力中心外侧。
3. 根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述内燃机包含燃气涡轮发动机。
4. 根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器，其特征在于，每个机翼均具有高展弦 比，其可大于10,可大于20,可小于30,并且可大约为25。
5. 根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器，其特征在于，所述内燃机被配置为提 供推力。
6. 根据权利要求5所述的飞行器，其特征在于，所述内燃机所产生的总推力小于所述 电动推进器所产生的总推力。
7. 根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器包含竖直尾 翼，该竖直尾翼平行于所述飞行器的中心线距所述飞行器的重心一定距离而定位。
8. 根据权利要求7所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器包括位于每个机翼上的单 个产生推力的内燃机，每台内燃机的推力中心垂直于所述飞行器的中心线自所述飞行器的 重心间隔如下距离而定位，该距离大于所述尾翼距所述飞行器的重心的距离的四分之一。
9. 根据权利要求7所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器包括位于每个机翼上的 成对产生推力的内燃机，该成对内燃机的推力中心垂直于所述飞行器的中心线自所述飞行 器的重心间隔如下距离而定位，该距离大于所述尾翼距所述飞行器的重心的距离的二分之 〇
10. 根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器，其特征在于，所述内燃机大致位于 翼梢处。
11. 根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器，其特征在于，所述电动推进器电联 接到两台或两台以上电力发电机。
12. 根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器，其特征在于，每台电动推进器均包 含螺旋桨。
13. 根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器，其特征在于，在每个机翼上可装备 两个或更多电动推进器。
14. 根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器，其特征在于，所述推进器具有最大 组合推力，并且延伸经过所述机翼的翼展的一部分，使得当所述推进器生成它们的最大组 合推力时所述机翼的升力系数大体上是所述推进器生成它们的最小组合推力时所述机翼 的升力系数的两倍。
15. 根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器，其特征在于，所述可展开高升力装 置包括：位于机翼后缘处的至少一个襟翼；位于机翼前缘处的至少一个缝翼。
【专利摘要】一种飞行器(40)。飞行器(40)包括推进系统，该推进系统包括成对内燃机(10)，每台内燃机(10)驱动电力发电机(56)，每台电力发电机(56)电联接到多个电动推进器(46)。推进器(46)位于机翼(44)的前缘(45)的前面，使得在使用中由推进器所产生的气流流过机翼(44)。每台内燃机(10)和发电机(56)安装在相应机翼(44)上且位于该机翼(44)上的推进器(46)的推力中心(70)的外侧。
【IPC分类】B64D27-02, B64D29-02
【公开号】CN104670503
【申请号】CN201410700617
【发明人】默克森 M.
【申请人】劳斯莱斯有限公司
【公开日】2015年6月3日
【申请日】2014年11月28日
【公告号】CA2870506A1, EP2878538A1, US9096312, US20150144742