專利名稱：驅動的飛行器、尤其構造為全翼飛機并且/或者帶有較小的雷達訊號的飛行器的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種根據權利要求1的前序部分所述的驅動的飛行器，即帶有機身和機翼體(Rumpf- und Tragfluegelkorpus)及至少一個驅動流道(Antriebsstroemungspassage),其從在機體表面處指向前的空氣入口經由噴氣式發(fā)動機(Strahltriebwerk)穿過機體伸延至在機體表面處向后通出的推進噴嘴(Schubduese)。
背景技術：
作為這樣的這 種類型的飛行器的示例，這里列舉戰(zhàn)略性遠程轟炸機“NorthropB-2 Spirit”(圖1)以及無人駕駛的試驗性戰(zhàn)斗機(英語unmanned combat air vehicle,UCAV) “Boeing X-45” (圖 2)和 “Northrop Grumman X-47 Pegasus”(圖 3)。前面僅示例性地列舉的飛行器共同的是，它們具有兩個彼此相聯系的特點，即一方面機身和機翼體的或多或少“最小化的”造型(相應于所謂的全翼飛機原理(Nurflueglerprinzip))和另一方面較小的雷達訊號(Radarsignatur)。較低的雷達訊號、等同于借助于雷達發(fā)現飛行器的可能性較低，例如可通過吸收能量的涂漆(Anstrich)、外殼接縫(Aussenhautfuge)的傳導能量的密封(或多或少代替許多小的維護活門(Wartungsklappe))、將負載安置在處于內部的艙(Schacht)中(代替作為外部負載)和另外的措施來完成或要求。尤其地，飛行器(其僅應具有極其小的雷達訊號)必須具有帶有機體表面和棱邊的針對性的取向或回避的非常簡單的外部幾何構造。不利地布置的面例如豎直取向的側尾翼面(Seitenleitwerksflaeche)引起如此多的雷達反向散射(Radarrueckstreuung)Jl!得不再可達到極其低的訊號。由于該理由，在較小的雷達訊號方面在機身和機翼體的造型(其至少近似遵守全翼飛機原理且因此不具有特別明顯的機身或在機身與機翼之間具有流線型的過渡)中得出突出的優(yōu)點。按照信號特別有利的基本幾何結構應顯現帶有一定的后緣掠角(Hinterkantenpfeilung)的簡單的三角構造(Deltakonfiguration),其不具有明顯的機身，并且根據可能性應可展開。雖然也可考慮帶有尖角的后緣，例如帶有成所謂的Lambda構造(例如參見圖1和2)的機翼的機體。然而在這樣的Lambda構造中已產生在雷達訊號方面一定程度的惡化。為了獲得極其小的雷達訊號，因此簡單的三角構造(例如參見圖3)是明顯更好的解決方案。飛行器主體的前述的且對于獲得較小的雷達訊號有利的盡管非絕對必要的造型或基本幾何結構(尤其例如根據如在圖3中的類型顯而易見)大多具有極端惡化的飛行特性直至空氣動力學上不穩(wěn)定的飛行性能的缺點。背景是，在該機體設計中所謂的空氣動力學的中性點在飛行方向上觀察相對遠地處于前面。在考慮該要求的情況下，即飛行器的質量重心(Massenschwerpunkt)因此必須同樣相對遠地處于前面，良好地充分利用飛行器主體的(特別在后部的區(qū)域中充足地供使用的)容積是困難的，因為必須盡可能以高密度的部件(例如(多個)發(fā)動機(Triebwerk)、(多個)武器艙、裝備、(多個)燃料箱等)來填充前部的區(qū)域，而必須以較小密度的部件(例如空氣管路、噴管等)來填充后部的區(qū)域。這在實踐中然而不是如此簡單可能的，因為為此在前部的機體區(qū)域中太少的空間供使用且各個部件當然不能完全任意地被分布在機體中。與此相關聯的特別的問題對于開頭所提及的類型的已知的飛行器在借助于從空氣入口出發(fā)經由噴氣式發(fā)動機穿過機體伸延至推進噴嘴的驅動流道驅動的方面產生。在該已知的飛行器中，這些驅動流道中的一個或多個逆著飛行方向伸延通過飛行器主體。如果現在(相對密實的)發(fā)動機出于上面提到的原因被相對遠地布置在前面，則空氣入口相應地同樣相對遠地位于前面，然而這對于較小的雷達訊號極其有害的。在較小的雷達訊號方面，處于前面的空氣入口就此而言是問題最大的部件，因為以此形成的空腔(Kavitaet)傾向于又將入射的雷達波在非常寬的區(qū)域(Aspektbereich)中福射。從前面到發(fā)動機上“投射的雷達觀測(Radarblick) ”因此也是關鍵的，因為旋轉的發(fā)動機部件導致反射的雷達訊號的調制并且以該方式可以使飛行器的識別(連同飛行器類型的辨識)成為可倉泛?？諝馊肟诘牧硪还逃袉栴}是，其在偏航角(Schiebewinkel)下產生側向力，其取決于聯接的驅動流道的質量流量和入口的形狀。尤其相對遠地在前面安裝的空氣入口因此在偏航(Schiebeflug)中產生使飛行器不穩(wěn)定的偏航力矩(Giermoment),其無論如何必須被平衡且尤其在缺少側尾翼時可導致在飛行穩(wěn)定性方面的嚴重問題。

發(fā)明內容
本發(fā)明的目的是對于開頭所提及的類型的飛行器使在機體的造型方面更大的設計自由成為可能，尤其使根據帶有相對于已知的飛行器改善的飛行特性的全翼飛機的類型的機體成為可能，并且/或者獲得飛行器的雷達訊號的減小。根據本發(fā)明的飛行器特征在于，噴氣式發(fā)動機的至少一部分、尤其整個噴氣式發(fā)動機在飛行器的飛行方向上觀察布置在空氣入口之前并且驅動流道具有適合于此地構造和布置的彎曲截段。本發(fā)明的基本思想在于放棄空氣入口和噴氣式發(fā)動機的傳統的相對布置并且使這些部件的位置相互“解耦”。相對于傳統的飛行器，在根據本發(fā)明的飛行器中噴氣式發(fā)動機向前并且/或者空氣入口向后轉移。有利地，飛行器的質量重心因此可向前轉移，這尤其對于帶有相對遠地處于前面的空氣動力學的中性點的機身和機翼體來說飛行穩(wěn)定性提高(或飛行不穩(wěn)定性減小)。利用本發(fā)明，因此顯著緩解了這樣的機體構形的穩(wěn)定性問題。根據就此而言有趣的實施形式，例如設置成，機體大致以全翼飛機造型來構造。在一更特別的實施形式中，前機翼棱邊(優(yōu)選地相應大致直線地)以正的掠角(優(yōu)選地至少40° )延伸直至飛行器的頭部，而后機翼棱邊(優(yōu)選地相應大致直線地)以負的掠角(優(yōu)選地在10°與30°之間的范圍中)延伸直至飛行器的尾部。原則上，在本發(fā)明中噴氣式發(fā)動機和空氣入口的位置幾乎可任意地來選取或與飛行器的所希望的空氣動力學的和/或雷達訊號適宜的特性相匹配。在噴氣式發(fā)動機和空氣入口的預設的位置中那么可確定連接這些部件的流道以及將噴氣式發(fā)動機與推進噴嘴連接的流道。這些流道的精確的走向在一定的界限中可自由選擇。原則上，僅空氣入口、噴氣式發(fā)動機和推進噴嘴的位置應作為這些流道的“固定點”來考慮。因為噴氣式發(fā)動機的至少一部分在飛行器的飛行方向上觀察布置在空氣入口之前，驅動流道必須具有至少兩個用于流動轉向的彎曲截段。至少一個彎曲截段是必需的，以便將進入的空氣供給給噴氣式發(fā)動機的入口(例如壓縮機級)。倘若噴氣式發(fā)動機在此設置在“正常的安裝位置”中、即以逆著飛行方向的推進方向(Schubrichtung),則在該供給流道的區(qū)域中已需要兩個彎曲截段。倘若噴氣式發(fā)動機不是精確地在飛行方向上(更精確地說反平行于所希望的推進方向)來安裝，在噴氣式發(fā)動機與推進噴嘴之間的通道中的另一彎曲截段可以是必需的。倘若噴氣式發(fā)動機然而在“倒轉的安裝位置”中、即以發(fā)動機出口(例如燃燒室，必要時帶有后燃器(Nachbrenner))向前定向，貝U—個彎曲截段已足以將進入的空氣供給給發(fā)動機入口。然而，在該情況中至少第二彎曲截段在發(fā)動機出口與推進噴嘴之間的流道中是必需的。應理解的是，驅動流道的彎曲截段(以及其余的截段)應盡可能流動優(yōu)化地、即以較小的流動阻力來構造和布置。在一實施形式中設置成，驅動流道的至少一個、尤其全部彎曲截段設置流動轉向大致180°。其中轉向角尤其應落在160°至200°的范圍中，例如在170°至190°的范圍中。由彎曲截段引起的流動走向的彎曲可單軸地或雙軸地來設置。本發(fā)明的另外的優(yōu)點通過空氣入口的位置因此能夠向后轉移而產生。由于處于這樣的空氣入口與(相對遠地布置在前面的)噴氣式發(fā)動機之間的且相對輕的(不那么密實的)流道，有利于質量重心的有利的前移。此外，利用相對遠地布置在后面的空氣入口可緩解開頭所提及的產生不穩(wěn)定的偏航力矩的問題。對于該情況，即空氣入口設置在飛行器的橫向伸展部中間，類似的適用于其它的可能使不穩(wěn)定的俯仰力矩。在一實施形式中設置成，機體表面具有減小飛行器的雷達訊號的造型。在該方面，尤其根據全翼飛機設計和/或帶有以(優(yōu)選地)三角或(不那么優(yōu)選地)Lambda幾何結構的機翼的造型是有利的。如果至少對于(特別關鍵的)前部的區(qū)域中、即在“從前面的雷達觀測”中存在訊號，其相應于小于在相同尺寸和基本幾何結構的飛行器的傳統的造型中會得出的面積的10%、尤其小于1%的雷達反向散射面積，那么尤其應存在“減小雷達訊號的”造型。在該方面，根據本發(fā)明使空氣入口能夠向后轉移提供另一重大優(yōu)點，即這樣的空氣入口至少在前面的區(qū)域中現在難以(如果能的話)借助于雷達來識別。此外，如果空氣入口從雷達儀中可看見，那么通過在空氣流入通道的走向中存在的彎曲截段也有效地阻止了到噴氣式發(fā)動機上的直接的雷達觀測。在本發(fā)明中所設置的(至少一個)彎曲截段在該方面一定程度上具有附加的用途。在一實施形式中設置成，空氣入口在飛行方向上觀察布置在飛行器的質量重心之后并且/或者在機體的從上面觀察的輪廓的幾何的面重心(Flaechenschwerpunkt)之后。因此，在飛行穩(wěn)定性和較低的雷達訊號方面可獲得特別大的優(yōu)點。在一實施形式中設置成，空氣入口的通入口(Muendung)在其外側上由機體的向前漸縮的、例如縮成尖的區(qū)域來限制。這一方面是對于空氣入口的低雷達訊號有時有利的造型。此外，該設計在盡可能有效的空氣入口方面具有流動技術上的優(yōu)點。向后變寬的機體區(qū)域為流入的空氣提供一定的“行程(Lauflaenge) ”，在其到達驅動流道的例如相對緊地布置在空氣入口之后的彎曲截段之前。在一實施形式中設置成，驅動流道至少一部分雙重地、對稱于機體的豎直的縱向中心平面來構造。備選于“雙重的”構造，也可考慮三重、四重等的構造。在一實施方案變體中，多個驅動流道包括所屬的空氣入口、噴氣式發(fā)動機和可能還有推進噴嘴完全彼此分離地來布置。在另一實施方案變體中，至少一個空氣入口和/或流道的至少一個截段和/或至少一個噴氣式發(fā)動機和/或至少一個推進噴嘴被應用為用于兩個(或多個)這樣的驅動流道的共同的部件。這可以以簡單的方式通過在流道的區(qū)域中合適地布置的分支部(Verzweigung)和結合部(Zusammenfuehrung)來實現。根據驅動流道(如上面所述在飛行器中也可安置有多個)的一實施形式，其包括
-聯接到空氣入口處的用于流動轉向的第一彎曲截段，
-聯接到第一彎曲截段處的且在飛行方向上延伸的用于在飛行方向上流動導向的第一縱向截段，
-聯接到第一縱向截段處的用于流動轉向的第二彎曲截段，和-聯接到第二彎曲截段處的且逆著飛行方向延伸的用于逆著飛行方向流動導向的第二縱向截段。概念“在飛行方向上延伸的截段”在此應意味著，所涉及的截段在飛行方向上觀察消除了一定距離。對此不是強制必需的是，所涉及的截段(精確地)平行于飛行方向伸延。而是也可考慮與飛行器的飛行方向或縱向有角度的走向，其中，這樣的角度然而優(yōu)選地相對小(例如小于30° ,尤其小于20° )。在一特別的實施形式中，第一縱向截段和/或第二縱向截段大致直線地伸延。在該實施形式的一特別的改進方案中，驅動流道在此具有兩個彎曲截段，其相應設置了流動轉向大約180° (例如在170°至190°的范圍中)。對于噴氣式發(fā)動機的具體的布置或定向也存在不同的可能性。在開頭所提及的帶有第一和第二縱向截段及第一和第二彎曲截段的實施方案的一優(yōu)選的實施方案變體中例如設置成，第一縱向截段包含噴氣式發(fā)動機。相對于噴氣式發(fā)動機例如布置在第二縱向截段中的優(yōu)點在于，在噴氣式發(fā)動機之后的走向中產生的流動損失比在發(fā)動機入口之前的流動損失或高的流動阻力能更好地“控制”(可通過更高的發(fā)動機功率補償)。在一實施形式中設置成，噴氣式發(fā)動機的至少一部分、尤其整個噴氣式發(fā)動機在飛行方向上觀察布置在飛行器的質量重心之前并且/或者在機體的從上面觀察的輪廓的幾何的面重心之前。這使對于機身和機翼體的原本有問題的造型能夠特別大程度地改善飛行特性。這里說明的類型的飛行器的優(yōu)選的應用是用作尤其帶有非常大程度(例如大于99%)地減小雷達訊號的機體幾何結構的無人駕駛的偵察機和/或戰(zhàn)斗機(UAV或UCAV)。


接下來根據實施例參考附圖來進一步說明本發(fā)明。其中 圖1顯示了根據現有技術的飛行器(Northrop B-2 Spirit),
圖2顯示了根據現有技術的另一飛行器(Boeing X-45)，
圖3顯示了根據現有技術的另一飛行器(Northrop Grumman X-47 Pegasus),
圖4顯示了根據本發(fā)明的一實施例的飛行器，
圖5在側視圖中顯示了帶有所強調的細節(jié)的圖4的飛行器，
圖6在俯視圖中顯示了帶有所強調的細節(jié)的圖4的飛行器，
圖7顯示了在圖4的飛行器中的驅動流道的設計幾何構造的示意性的圖示，
圖8顯不了根據一修改的實施例的相應于圖7的圖不，
圖9顯不了根據另一修改的實施例的相應于圖7的圖不，以及 圖10顯不了根據另一修改的實施例的相應于圖7的圖不。
具體實施例方式圖1至3顯示了這里感興趣的類型的從現有技術中已知的飛行器的一些示例。這些飛行器I中的每個包括帶有機體表面3的機身和機翼體2。此外，每個飛行器I包括至少一個驅動流道4，其從在機體表面3處指向前(正的X方向)的空氣入口 5經由噴氣式發(fā)動機6穿過機體2伸延至在機體表面3處向后通出的推進噴嘴7。如從圖1至3中可見，機體2相應根據“全翼飛機”的類型來構造，帶有在幾乎不可識別的機身與布置在其兩側的機翼之間的流線型的過渡。機體2的該特別的造型用于或多或少地急劇減小相應的飛行器I的雷達訊號。就此而言，不尋常的前緣掠角和后緣掠角或后緣的W形的鋸齒(圖1和2)也重要。因此，從前面或后面撞擊到相應的飛行器上的雷達波不被向前或向后反射回，而是被向側面(在非常窄的角度范圍中)反射。為了獲得極其小的雷達訊號，然而通常相對于其它造型優(yōu)先考慮三角構造(圖3)。在圖中標出的坐標系統表示了相應的飛行器的飛行方向或縱向“X”、橫向“y”和高度方向“z”。在圖3中示出的飛行器I (帶有“三角-基本形狀”)中的嚴重問題在于，所謂的空氣動力學的中性點在飛行方向上觀察相對遠地處在體積重心之前。空氣動力學的中性點的位置在此通過機體2的特別的造型來限定，而質量重心的位置決定性地通過將相對密實的部件如噴氣式發(fā)動機6和燃料儲存箱安置在中間的和后部的機體區(qū)域中來限定。在此應考慮的是，噴氣式發(fā)動機6應布置在所關聯的空氣入口 5之后且空氣入口 5又不特別遠地布置在前面，因為機體表面3的由該空氣入口 5形成的不連續(xù)性此外通過從前面到飛行體I上“投射的雷達觀測”將可相對良好地識別。空氣入口 5在相應的機體2的上側上的在圖1至3的飛行器I中顯而易見的布置雖然導致了其對于雷達輻射(其例如從地面雷達出發(fā)從斜下方撞擊到飛行器I上)的遮蔽。然而對于水平地或傾斜地從上面射入的雷達輻射(例如由空中支持的(Iuftgestuetzt)雷達系統發(fā)出)不產生這樣的遮蔽。在質量重心方面非常不利的在X方向上觀察的在空氣入口 5與噴氣式發(fā)動機6之間的距離的增大在所示出的飛行器I中由此產生，即就在空氣入口 5的通入口之后設置有帶有相對大的結構長度的虹吸管式地彎曲的區(qū)域，以便阻止直接的到發(fā)動機6上的雷達觀測。
所示出的類型的飛行器的非常不利的飛行特性造成飛行不穩(wěn)定性，其簡言之可與標槍(Dartpfeil)的飛行不穩(wěn)定性相比，其被“倒過來”投射。相應地，如果不通過復雜的航空電子設備持久地來修正飛行位置，所示出的飛行器I將墜落。對此，必須發(fā)出持久地合適的控制指令到為此設置的部件(例如在機翼處的可調節(jié)的控制面等)處。接下來，參考圖4至10說明了相對地在飛行特征和/或在低的雷達訊號方面改善的飛行器的一些實施例。圖4說明了一種飛行器10(例如無人駕駛的飛機)，其如前面已說明的已知的飛行器那樣具有帶有機體表面14的機身和機翼體12及至少一個驅動流道、這里兩個驅動流道16-1 和 16-2。這兩個驅動流道16-1、16-2對稱于機體12的豎直的縱向中心平面來布置。接下來因此僅更精確地闡述(左邊的)驅動流道16-1的結構。另一(右邊的)驅動流道16-2具有相同的結構。驅動流道16-1從在機體表面14處指向前(X方向)的空氣入口 18-1出發(fā)經由噴氣式發(fā)動機20-1伸延至在機體表面14處向后通出的推進噴嘴22-1。在實施形式中多重設置的、然而在其作用上類似的部件(諸如所提及的空氣入口、發(fā)動機等)的附圖標記被編號(相應通過連字符和連續(xù)的數字來補充)。接下來還通過未補充的附圖標記來參考各個這樣的部件或參考這樣的部件的總體。飛行器10的特點在于，噴氣式發(fā)動機20-1在飛行方向X上觀察布置在所關聯的空氣入口 8-1之前(而不在之后)并且驅動流道16-1具有適合于此地構造和布置的彎曲截段。在所示出的實施例中，驅動流道16-1包括
-聯接到空氣入口處8-1的用于流動轉向的第一彎曲截段24-1，其中，這里在豎直的x-z平面中設置有單軸的流動轉向180°，
-聯接到第一彎曲截段24-1處的且在飛行方向(正的X方向)上延伸的用于在飛行方向上流動導向的第一縱向截段26-1，其中，這里設置有或多或少精確地在X方向上的走向且該第一縱向截段26-1包含噴氣式發(fā)動機20-1,其延伸基本上要求截段26-1的整個結構長度，
-聯接到第一縱向截段26-1處的用于流動轉向的第二彎曲截段，其中，這里然而在水平的x-y平面中同樣設置有轉向180°，
-聯接到第二彎曲截段28-1處的且逆著飛行方向(負的X方向)延伸的用于逆著飛行方向流動導向的第二縱向截段30-1，其中，這里如對于第一縱向截段那樣設置有基本上精確地在(負的)x方向上的走向，使得兩個縱向截段26-1和30-1在橫向y上觀察彼此并排地且平行或反平行于正的X方向伸延。有利地，飛行器10的質量重心M相對遠地處于前面并因此靠近空氣動力學的中性點N。由此導致對于根據全翼飛機造型構造的機體12的更高的穩(wěn)定性或明顯改善的飛行特性。在該方面，此外空氣入口 18相對遠地向后轉移是有利的。這減小了可能出現的不希望的偏航力矩、尤其在偏航角下。在圖4中此外繪出機體12的從上面觀察的輪廓的幾何的面重心的位置且以G來表示。輪廓12的造型在所示出的實施例中用于減小飛行器10的雷達訊號。就此而言，空氣入口 18的布置同樣是最有利的，因為其由處于更前面的輪廓區(qū)域更好地相對于雷達輻射來遮蔽，并且(通過彎曲截段24-1)非常有效地阻止到噴氣式發(fā)動機20-1上的直接的雷達觀測。所示出的帶有向后轉移的空氣入口 18和“倒轉的發(fā)動機安裝”的飛行器10因此以優(yōu)雅的方式排除了根據現有技術的飛行器的開頭所闡述的問題。如果噴氣式發(fā)動機20的至少一部分布置在空氣入口 18之前，那么這些優(yōu)點已產生。與根據圖4的圖示不同，即例如空氣入口 18相對于噴氣式發(fā)動機20也可被布置在更前面，直至到(在X方向上觀察)在發(fā)動機入口 32與發(fā)動機出口 34之間的區(qū)域中。然而通常更好的是一布置，如所示出的那樣，在其中整個發(fā)動機20布置在空氣入口 18之前。概念“噴氣式發(fā)動機”這里(與驅動流道的其余截段相區(qū)分)應標明了該區(qū)域，在其中安置了對于在所涉及的發(fā)動機類型中的流動介質(空氣或燃燒產物)的加速所必需的部件。對于通用的發(fā)動機類型，這是至少一個增壓器級或壓縮機級、接著的燃燒室和最后還聯接的渦輪(用于驅動該至少一個增壓器級或壓縮機級)。在所示出的實施例中，空氣入口 18非常有利地不僅位于質量重心M之后而且(緊緊)在幾何的面重心G之后。相對地，噴氣式發(fā)動機20在所示出的實施例中完全位于幾何的面重心G之前且噴氣式發(fā)動機20的至少一部分位于質量重心M之前。與根據圖4 (在其中驅動流道雙重地(單獨的驅動流道16-1和16-2)、對稱于機體12的豎直的縱向中心平面來構造)的圖示不同，也可非對稱于豎直的縱向中心平面布置有一個或多個驅動流道。同樣不同于根據圖4的圖示，即例如也可(優(yōu)選地)對稱或(不那么優(yōu)選地)非對稱于豎直的縱向中心平面設置有僅僅唯一的驅動流道。為了建立對稱性，第一和第二彎曲截段24和28可在x-z平面中相應設置彎曲的流動走向。這樣的布置在中心的驅動流道此外例如可被與至少一對彼此對稱的、偏心布置的驅動流道(例如如在圖4中所示)相組
八
口 o在圖4中僅示例性地示出的布置幾何結構或拓撲結構的其它的可能的修改方案例如從下面還進一步給出的與圖7至10相聯系的說明中得出。圖5和6中再次以側視圖(圖5)或俯視圖(圖6)說明了帶有直接聯接在其處的第一彎曲截段24的空氣入口 18的非常遠地處于后面的布置。在這些圖中可良好地識別出空氣入口 18的通入口在其外側上如何由機體12的向前縮成尖的區(qū)域來限制。因此，在彎曲截段24到達之前對進入的空氣有利地提供一定的行程?？s成尖的機體區(qū)域的兩個側棱鑒于減小雷達訊號如從圖6中顯而易見的那樣平行于側前的機翼棱邊來定向?？諝馊肟?18的通入口或其棱邊也不同于所示出的實施例地來造型。通入口棱邊平行于后面的(代替前面的)機翼棱邊的定向例如也可以是對于較小的雷達訊號有利的。在圖5中，在彎曲截段24處此外可識別出相當普遍地對于在本發(fā)明的范圍中所設置的彎曲截段有利的特點。其在于，所涉及的彎曲截段(這里彎曲截段24)為了獲得一定的轉向角度(“理論轉向角”，這里180° )在第一伸延區(qū)域中設置了轉向略微更大的角度(這里大約190°，通常例如直至比“理論轉向角”大20%)而在直接聯接于此的第二伸延區(qū)域中設置了相對小的、相反的彎曲(這里大約-10° )。(該特點也在圖7至10的示意性的圖示中表明。)因此可在一定的豎直的結構空間要求的情況下相對于連續(xù)均勻的彎曲(例如為了獲得180°彎曲的半圓形)有利地減小流動阻力。概括地，在根據圖4至6的實施例中與現有技術相區(qū)別空氣入口 18向后轉移，而噴氣式發(fā)動機20在倒過來的安裝位置中(在后面帶有壓縮機級或增壓器級)向前轉移。空氣入口 18經由特別設計于良好的效率的180°彎管(Kruemmer)(第一彎曲截段24)與噴氣式發(fā)動機20相連接。發(fā)動機廢氣經由另一 180°彎管(第二彎曲截段28)到達反平行于噴氣式發(fā)動機20伸延的噴管(縱向截段30)中。優(yōu)選地，推進噴嘴22 (或單個推進噴嘴22-1與22-2的組合)如所示出的那樣是平型噴嘴(Flachduese)，優(yōu)選地帶有偏航矢量控制。在一有利的改進方案中，驅動流道16在它的直至噴氣式發(fā)動機20的區(qū)域中、即例如尤其在空氣入口 18的區(qū)域中包括至少一個空氣支路。在相關的部位處分出的空氣例如可設置用于冷卻目的。備選地或附加地，該空氣可被供給給在“噴管”(縱向截段30)的區(qū)域中的所謂的噴射器或推進噴嘴22。為此，未示出的空氣流道例如可從空氣入口 18出發(fā)伸延至推進噴嘴22。有利地，對于這樣的空氣流道得出相對小的長度。此外，因此可避免損害較小的雷達訊號的輔助空氣入口。利用本發(fā)明，可實現帶有極其小的雷達訊號和盡管如此相對良好的飛行特性的飛行器。尤其可獲得例如下列優(yōu)點
-對于信號關鍵的入口被設置在飛行器的后部的區(qū)域中，由此其由結構(機體)本身很大程度上遮蔽入射的雷達波，特別在重要的前面的下部的區(qū)域中。-同時阻止對發(fā)動機的直接觀測。-入口的結構長度可被明顯增大并且與處于前面的入口相比提供更多空間用于吸收雷達的措施。-特別重的發(fā)動機可被進一步向前轉移而特別輕的入口向后。這根據重心有利地起作用且非常明顯地改善了結構的充分利用，如上面所說明的那樣。-入口處的側向力(其在前面的位置中導致了不穩(wěn)定的偏航力矩)特別對于在啟動時大的特定的質量流量在該情況中產生了偏航運動的穩(wěn)定化，由此該構造在整個飛行包線(Flugenvelope)中至少容易穩(wěn)定。由此，所需要的偏航控制勢能和調節(jié)器耗費顯著減少。-用于噴嘴等的噴射器(所有特別輕的部件)和冷卻流在缺少訊號的構造中不應經由處于外面的輔助入口而是從發(fā)動機入口來供應。在處于后面的入口中，供給管路非常短。-在入口處正確設計180°彎管的情況中，彎管損失可被保持得較小，使得入口效率也良好。接下來，參考圖7至10示例性地說明了在(多個)驅動流道的區(qū)域中布置幾何結構的一些修改。圖7再次顯示了圖4至6的已說明的實施例的原則上的布置幾何結構。在該實施方案中，在橫向(y方向)上彼此分離地設置有兩個單獨的驅動流道16-1和16-2。相應地，設置有兩個噴氣式發(fā)動機20-1和20-2。其相應“倒過來安裝”，也就是說其發(fā)動機入口 32在縱向(X方向)上相應處于其發(fā)動機出口 34之后(也參見圖4)。圖8至10以相應于圖7的示意性的圖示顯示了一些可能的修改。對于起相同作用的部件在此使用相同的附圖標記，相應通過用于實施形式的區(qū)分的小寫字母來補充。在接下來的說明中，主要僅研究與已說明的實施例的區(qū)別而其余以此明確地參照之前的實施例的說明。圖8顯示了相對于圖7修改的布置幾何結構，在其中噴氣式發(fā)動機20a不布置在第一縱向截段26a的區(qū)域中而布置在第二縱向截段30a的區(qū)域中。相應地，該噴氣式發(fā)動機20a設置在“正常的安裝位置中”。該修改在流動損失方面通常比圖7的幾何結構更不利，然而在一定的應用情況中也可帶來優(yōu)點。根據圖7和8的設計的另一可能的修改在于，多個驅動流道不完全分離地來構造，而是部分地通過共同利用的部件。由此，例如代替在圖7和8中分離地示出的兩個推進噴嘴，備選地也可設置有唯一的共同用于兩個驅動流道的推進噴嘴，其通過流動結合部(“Y形件”)聯接到向后伸延的縱向截段30-1和30-2處。圖9說明了一類似的修改，在其中這樣的流動結合部已直接布置在兩個彎曲截段28b-l和28b-2之后，其又通到共同利用的噴氣式發(fā)動機20b中。圖10顯示了相對于根據圖7的實施形式的另一修改，在其中第二彎曲截段28c-l和28c-2如在圖7中那樣處于x-y平面中，然而該流動在y方向上觀察不朝向飛行器中心而是朝向飛行器外部轉向。備選于或附加于在圖7至10中所示的“雙重的”驅動流道，所涉及的飛行器例如也可裝備有“單重的”驅動流道。對于根據圖7至10的實施形式共同的是，第一彎曲截段和第二彎曲截段相應設置了單軸彎曲的流動轉向。然而這絕對不是強制的。與此相區(qū)別，第一彎曲截段和/或第二彎曲截段例如可設置雙軸的彎曲。此外，對于根據圖7至10的實施例共同的是，第一彎曲截段相應設置了在豎直的x-z平面中的彎曲而第二彎曲截段相應設置了在水平的x-y平面中的彎曲。這也不是強制的。原則上，相應的彎曲軸線(例如在雙軸的彎曲中“主彎曲軸線”)可或多或少任意地且很大程度上彼此獨立地來設置。在一特別的實施形式中，與根據圖7至10的示例相區(qū)別，例如設置成，不僅第一彎曲截段而且第二彎曲截段主要設置在x-z平面中的彎曲或者主要在x-y平面中的彎曲。相當普遍地重要的僅是，驅動流道的所有的彎曲的“聯合(Verkettung) ”整體上導致，空氣流動(在空氣入口處)從它的在負的X方向上的定向出發(fā)經由驅動流道的部分地彎曲的走向最終又在負的X方向上定向地離開飛行器主體(在(多個)推進噴嘴處)。
權利要求
1.一種飛行器，其帶有機身和機翼體(12)及至少一個驅動流道(16)，所述驅動流道 (16)從在機體表面(14)處指向前(+X)的空氣入口(18)經由噴氣式發(fā)動機(20)伸延穿過所述機體(12)至在所述機體表面(14)處向后(-X)通出的推進噴嘴(22)，其特征在于，所述噴氣式發(fā)動機(20)的至少一部分、尤其整個所述噴氣式發(fā)動機(20) 在所述飛行器(10)的飛行方向(+X)上觀察布置在所述空氣入口(18)之前且所述驅動流道(16)具有適合于此地構造和布置的彎曲截段(24，28)。
2.根據權利要求1所述的飛行器，其中，所述空氣入口(18)在飛行方向上觀察布置在所述飛行器(10)的質量重心(M)之后并且/或者在所述機體(12)的從上面觀察的輪廓的幾何的面重心(G)之后。
3.根據前述權利要求中任一項所述的飛行器，其中，所述空氣入口(18)的通入口在其外側上由所述機體(12)的向前漸縮的、例如縮成尖的區(qū)域來限制。
4.根據前述權利要求中任一項所述的飛行器，其中，所述驅動流道(16)至少一部分雙重地、對稱于所述機體(12)的豎直的縱向中心平面來構造。
5.根據前述權利要求中任一項所述的飛行器，其中，所述驅動流道(16)包括-聯接到所述空氣入口(18)處的用于流動轉向的第一彎曲截段(24)，-聯接到所述第一彎曲截段(24)處的且在飛行方向(+X)上延伸的用于流動導向的第一縱向截段(26)，-聯接到所述第一縱向截段(26)處的用于流動轉向的第二彎曲截段(28)，和 -聯接到所述第二彎曲截段(28)處的且逆著飛行方向(-X)延伸的用于流動導向的第二縱向截段(30)。
6.根據權利要求5所述的飛行器，其中，所述第一縱向截段(26)包含所述噴氣式發(fā)動機(20)。
7.根據前述權利要求中任一項所述的飛行器，其中，所述噴氣式發(fā)動機(20)的至少一部分、尤其整個所述噴氣式發(fā)動機(20)在飛行方向(+X)上觀察布置在所述飛行器的質量重心(M)之前并且/或者在所述機體(12)的從上面觀察的輪廓的幾何的面重心(G)之N / .刖。
8.根據前述權利要求中任一項所述的飛行器，其中，所述彎曲截段(24，28)中的至少一個具有用于流動轉向確定的第一角度的第一伸延區(qū)域和直接聯接到其處的用于流動轉向小于第一角度的第二角度的帶有相反的彎曲方向的第二伸延區(qū)域。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種飛行器(10)，其帶有機身和機翼體(12)且?guī)в兄辽僖粋€驅動流道(16)，驅動流道(16)從在機體表面(14)處指向前(+x)的空氣入口(18)經由噴氣式發(fā)動機(20)伸延穿過機體(12)至在機體表面(14)處向后(-x)通出的推進噴嘴(22)。噴氣式發(fā)動機(20)的至少一部分、尤其整個噴氣式發(fā)動機(20)在飛行器(10)的飛行方向(+x)上觀察布置在空氣入口(18)之前且驅動流道(16)具有適合于此地構造和布置的彎曲截段(24,28)。
文檔編號B64D27/16GK103038132SQ201180029410
公開日2013年4月10日 申請日期2011年6月14日 優(yōu)先權日2010年6月16日
發(fā)明者B.比希勒, J.多恩瓦爾德, G.維德金德 申請人:伊德斯德國股份有限公司