一种飞机,装配有旁路涡轮引擎(12),所述旁路涡轮引擎(12)具有至少部分嵌入所述飞机的机身(14)中的舱体(16),每个引擎(12)的空气入口通过两个边界层引导壁(20)连接到所述机身,这些壁(20)从所述空气入口(18)向上游延伸,并沿上游方向相互分离地张开。
1.一种飞机(10),装配有旁路涡轮引擎(12),所述旁路涡轮引擎(12)具有至少部分嵌入所述飞机的机身(14)中的舱体(16),所述飞机的特征在于,每个引擎(12)的空气入口通过两个边界层引导壁(20)连接到所述机身,这些引导壁(20)从所述空气入口(18)向上游方向延伸,并沿该上游方向相互分离地张开。
2.根据权利要求1所述的飞机,其特征在于,所述引导壁(20)的相对于所述机身的高度从所述引擎(12)的空气入口(18)向上游而减小。
3.根据权利要求1或2所述的飞机,其特征在于,所述引导壁相对于彼此形成25°至50°的角度。
4.根据权利要求1或2所述的飞机,其特征在于,每个引擎的引导壁弯曲而具有凹侧,所述凹侧面向位于所述两个引导壁之间的空间。
5.根据权利要求1所述的飞机,其特征在于,所述引导壁在所述机身与所述空气入口的周边部位之间延伸,其中所述周边部位与所述机身分隔开,将所述周边部位与所述引擎的轴线相连的半径在它们之间形成在120°至180°范围内的角度。
6.根据权利要求1所述的飞机,其特征在于,所述机身(14)的位于所述两个引导壁(20)之间的部分具有S形轮廓。
7.根据权利要求1所述的飞机,其特征在于,所述舱体(16)的仅上游部分嵌入所述机身(14)中。
8.根据权利要求7所述的飞机,其特征在于,所述舱体(16)的上游部分的至少1/3、最多50%嵌入所述机身(14)中。
9.根据权利要求1所述的飞机,其特征在于,每个引擎(12)的下游部分与所述机身分隔开,并通过一平壁(26)连接到所述机身(14)上,所述平壁(26)在所述引擎与所述机身之间的空间的整个区域中从所述引擎(12)向下游延伸。技术领域
本发明涉及一种民用飞机,其装配有旁路涡轮引擎,该引擎具有部分嵌入飞机机身中的舱体。
背景技术
目前的民用飞机由安装在机翼下或安装在机身后部位置的涡轮喷气发动机推进,它们通过支架连接到其上。在降低燃料消耗的应用环境中,各引擎制造商转向部分嵌入到机身内的引擎,由此可省略支架及其整流结构,并因而减轻推进组件的重量。而且,将引擎部分集成到机身中可使引擎直径增大,从而可期望使用具有较大旁路比的引擎。最后,减少舱体与飞机周围空气流的接触面积用来减少阻力。在飞行中,大致零速度的边界层围绕飞机机身形成,并产生空气动力学阻力。长期以来认为,引擎不应吸纳边界层,因为这可引起风扇的严重变形和轴振动,因而飞机被装配以边界层“滞留结构”,边界层“滞留结构”位于部分嵌入的引擎空气入口的上游。然而,更近的研究已经显示出,吸收引擎的边界层的一部分,可显著降低飞机空气动力学阻力,并显著降低透入引擎中的空气的速度,并由此增大引擎的效率。
发明内容
本发明的具体目的在于,通过吸收边界层以限制飞机空气动力学阻力而减少飞机的燃料消耗。对此,本发明提供一种飞机,装配有旁路涡轮引擎,该引擎具有至少部分嵌入所述飞机机身中的舱体,该飞机的特征在于,每个引擎的空气入口通过两个边界层引导壁连接到所述机身,这些壁从所述空气入口向上游延伸,并沿上游方向相互分离地张开。对于每个引擎,两个壁因而从引擎空气入口向上游集成到机身中,所述壁朝向空气入口朝向彼此会聚,并形成半引道或半锥斗以收集和引导边界层。在操作中,边界层被朝向引擎空气入口引导而超过宽于引擎空气入口的程度,由此使飞机的空气动力学阻力进一步降低。这种更大的边界层吸收还使得可通过降低空气在其入口处的速度而提高引擎的效率。有利地,所述引导壁的与所述机身相关的高度从它们的上游端到每个引擎的空气入口增大,由此使得可在引擎的近处将最大量的边界层恢复和吸收到引擎中,并减少引擎周围的随生涡流。所述引导壁可相对于彼此形成约25°至50°的角度。每个引擎的引导壁还可弯曲而具有凹侧,所述凹侧面向位于所述两个引导壁之间的空间,由此用于比平面引导壁更好地改善对边界层空气的引导。根据本发明的另一特征,所述引导壁在所述机身与所述空气入口的与所述机身间隔开的周边部位之间延伸,因此将所述部位与引擎轴线相连的半径在它们之间形成在120°至180°范围内的角度。根据本发明的又一特征,所述机身的位于所述两个引导壁之间的部分具有S形轮廓,其中具有朝向引擎空气入口的凹侧,由此使空气可在两个引导壁之间加速,并能够使空气抽吸作用增大并增强边界层吸收。引导壁与S形轮廓的组合使得每个引擎的边界层吸收能够加倍。根据本发明的另一特征,所述舱体的仅上游部分嵌入所述机身中,由此使热气体能够在与机身相距一段距离之处喷射到机身之外。有利地,每个舱体的嵌入机身中的上游部分对应于舱体周边的至少1/3、最多50%。有利地,每个引擎的下游端与所述机身分隔开,并通过一平壁连接到所述机身,所述平壁在所述引擎与所述机身之间的空间的整个区域中从所述引擎向下游延伸。此壁通过以下方式为机身提供热防护:首先,防止由引擎喷射的热气流与机身接触,其次,避免在引擎下游部分与机身之间形成涡流。
附图说明
通过阅读以下利用非限制性示例并参照附图进行的描述,本发明可被更好地理解,且本发明的其他细节、优点和特征将显见,其中:图1是本发明中飞机的示意性立体图;图2是图1中虚线框定部分的放大图;图3是本发明中飞机的示意性局部侧视图;和图4是本发明的航空引擎的示意性平面图。
具体实施方式
首先参见图1,其中显示出民用飞机10装配有两个涡轮喷气发动机12,两个涡轮喷气发动机12安装在飞机机身14的后部分上,在其两侧上。飞机10的引擎12包括舱体16,舱体16具有部分嵌入机身14中的其上游部分。这种类型的引擎12的安装采用有时被称为“埋置引擎”的结构,用于消除在传统上将引擎连接到飞机上的支架及其整流结构,并用于减少舱体与飞机10周围流动空气的接触面积,由此降低空气动力学阻力。在飞行中,边界层围绕飞机10的机身14形成,并产生飞机的空气动力学阻力。在巡航飞行中,对于约30米(m)长的飞机而言,这种边界层可具有30厘米(cm)至40cm量级的厚度。本发明提出一种装置,能够通过将边界层吸纳在飞机10的引擎12内而尽可能消除在机身14上形成的边界层。为此目的,每个引擎12的空气入口18包括两个壁20,两个壁20连接到飞机10的机身14,并沿上游方向相互分离地张开。每个壁20的高度远离空气入口18而向上游减小,从而在其上游端变为零。这种与这些壁朝向引擎空气入口会聚相关的高度变化,使边界层的最大尺度能够导向引擎12的内侧。如图2中可见,两个壁20连接到引擎12的空气入口的周边的两个部位21,这两个部位21大致沿直径相对,或者相互沿角向分开以处于约120°至约180°范围内的角度。由两个壁20形成的角度处于约25°至约50°的范围内。每个引擎的引导壁在机身顶部分上延伸,并在其上游端连接在一起。每个引擎的引导壁可弯曲而具有凹侧,凹侧面向位于两个引导壁之间的空间,由此用于比平面引导壁更好地改进边界层的空气引导。整流板23从这些壁中的每个向下游延伸,并将两个引擎沿侧向连接在一起,以确保空气从这些壁向下游良好地流动。整流板还从引导壁向下游延伸,在机身的底部分(未示出)上延伸。图3显示出飞机10的机身14上形成的边界层的流线22。可以看到,实际上未与引擎12的空气入口18对准的流线22通过朝向引擎12的空气入口的引导壁20而引入。根据本发明的另一特征,位于两个引导壁20之间的机身表面具有S形轮廓(在图4中的虚线24),并包括在引擎空气入口旁边的凹侧,由此使边界层的空气能够加速并增强引擎对边界层的捕获。舱体16的上游部分被部分嵌入机身14中,其下游部分与机身14分隔开,由此使热气体能够在与机身14分开一段距离处喷射。舱体的嵌入部分呈现舱体上游部分的约1/3至最多一半。如图4中所示,引擎12的下游端通过大致沿径向定位的壁26连接到引擎12和飞机10的机身14上。通过防止引擎12与机身14之间形成热气体涡流和防止形成额外阻力,该壁用于保护机身14免受由引擎12喷射的热气体的影响。引导壁20与机身14的具有S形轮廓的表面的组合使用,使得机身14的边界层的约50%的空气能够被导引至引擎12中,用于具有嵌入机身14中约1/3的舱体的前部分的引擎12。由于将舱体16部分嵌入机身中所致的重量和阻力的减少,和对边界层的部分吸收,使得燃料消耗能够降低约3%至5%。