帶有電力推進(jìn)裝置的飛行器的制造方法
【專利摘要】一種帶有電力推進(jìn)裝置(20)的飛行器，所述飛行器包括機(jī)身、附接在機(jī)身上的機(jī)翼(12)、和附接在機(jī)身的后部分(16)上的尾翼(13)。電力推進(jìn)裝置(20)被安置在機(jī)身的每一側(cè)上，電能發(fā)生器(22)與儲電和供電裝置(23)被大致沿機(jī)身的縱向?qū)ΨQ軸線安置。飛行器還集成有混合動力裝置。
【專利說明】帶有電力推進(jìn)裝置的飛行器

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種用于運(yùn)送有效載荷的飛行器，例如或用于運(yùn)送乘客或用于運(yùn)送貨 物的民用飛行器。

【背景技術(shù)】
[0002] 以傳統(tǒng)的方式，飛行器具有機(jī)身，駕駛艙位于機(jī)身的前面。
[0003] 機(jī)身在駕駛艙之后具有用于運(yùn)送有效載荷的中央部分。通常，用于容納乘客的客 艙在機(jī)身的中央部分中，中央部分可選地具有用于運(yùn)送貨物的貨艙。還可設(shè)置該中央部分 以只用于容納貨物。
[0004] 其位置和形狀取決于飛行器設(shè)計的機(jī)翼被附接于機(jī)身。
[0005] 另外，尾翼被附接于機(jī)身的后部分。該尾翼通常被附接于方向舵。
[0006] 機(jī)身的后部分通常專用于容置技術(shù)艙。
[0007] 飛行器通常還具有發(fā)動機(jī)，例如被固定在飛行器機(jī)翼之下的兩個發(fā)動機(jī)。
[0008] 這些發(fā)動機(jī)構(gòu)成飛行器推進(jìn)裝置，通常為內(nèi)燃機(jī)，供給內(nèi)燃機(jī)以存儲在飛行器的 儲存罐中的燃料。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0009] 本發(fā)明的目的在于提供一種飛行器，其能夠減少燃料消耗和源自燃燒的二氧化碳 以及其它污染物的排放。
[0010] 為此，本發(fā)明提供一種飛行器，飛行器包括機(jī)身、附接在機(jī)身上的機(jī)翼、和附接在 機(jī)身的后部分上的尾翼。
[0011] 根據(jù)本發(fā)明，飛行器包括被安置在機(jī)身的每一側(cè)上的電力推進(jìn)裝置、電能發(fā)生器 以及儲電和供電裝置，電能發(fā)生器與儲電和供電裝置被基本沿機(jī)身的縱向?qū)ΨQ軸線安置。
[0012] 因此，飛行器集成有與電力推進(jìn)裝置和電能發(fā)生器相結(jié)合的混合動力裝置，通常 由如燃?xì)鉁u輪即燃燒渦輪的消耗燃料的熱力發(fā)動機(jī)形成混合動力裝置。
[0013] 在飛行器中集成混合動力裝置，能夠減少飛行器的燃料消耗，因此減少傳統(tǒng)燃燒 導(dǎo)致的二氧化碳和其它污染物的排放。
[0014] 電能發(fā)生器以及儲電和供電裝置被沿機(jī)身的縱向?qū)ΨQ軸線安置，且電力推進(jìn)裝置 分布在機(jī)身的每一側(cè)上，允許得到飛行器中重量的良好分布與飛行器推進(jìn)系統(tǒng)的平衡分 配。
[0015] 根據(jù)一種實施方式，電力推進(jìn)裝置具有分別在機(jī)身的每一側(cè)安置在機(jī)翼上的至少 兩個鼓風(fēng)電動機(jī)。
[0016] 機(jī)翼的翼根的前緣優(yōu)選地被安置在機(jī)身的后面，在與機(jī)身的前端相距一段距離 處，該距離大致為機(jī)身長度的60%至70%之間。
[0017] 在一種有利的實施方式中，尾翼包括通過安定面在每一側(cè)延長的翼型部，電能發(fā) 生器被集成在機(jī)身的后部分中。
[0018] 有利地，機(jī)身在上表面上具有向電能發(fā)生器導(dǎo)氣的空氣引導(dǎo)部。
[0019] 在一有利的實施方式中，飛行器具有在所述電力推進(jìn)裝置的上方、從機(jī)身上表面 起延伸的整流罩，所述電力推進(jìn)裝置被容置在整流罩、機(jī)身和機(jī)翼之間。
[0020] 事實上，整流罩具有中央部段，所述中央部段在被安置于機(jī)翼上的所述電力推進(jìn) 裝置的上方、從所述機(jī)身的上表面起延伸，所述整流罩的中央部段分別在機(jī)身的每一側(cè)具 有側(cè)緣，側(cè)緣基本堅直且被固聯(lián)于機(jī)翼。
[0021] 有利地，整流罩包括朝機(jī)身的后端方向延伸的后部段，所述整流罩的后部段的寬 度自整流罩的中央部段直到機(jī)身的后端減小。
[0022] 在一種實施方式中，電能發(fā)生器與排氣管相配合，所述排氣管的內(nèi)表面具有廢氣 處理工作表面。
[0023] 排氣管有利地具有自電能發(fā)生器的氣體出口朝向機(jī)身后端變寬的形狀。
[0024] 在一種實施方式中，飛行器在機(jī)身的每一側(cè)另外包括突出于機(jī)身的接合面，接合 面在所述尾翼與所述機(jī)翼的翼根的后緣之間延伸。
[0025] 接合面有利地基本在與機(jī)翼相同的平面中延伸。
[0026] 在一種實施方式中，所述儲電和供電裝置被安置在飛行器的重心附近，其中飛行 器裝配有電力推進(jìn)裝置和電能發(fā)生器。
[0027] 在一種實施方式中，所述儲電和供電裝置與機(jī)身的內(nèi)部形狀相匹配。
[0028] 事實上，飛行器包括在機(jī)身的每一側(cè)對稱安置在機(jī)翼上的多個鼓風(fēng)電動機(jī)。
[0029] 在一種實施方式中，機(jī)身包括的前部分具有沿俯仰軸測定的寬度、沿偏航軸測定 的高度，所述寬度和高度自機(jī)身的前端起沿飛行器的縱向方向增大。
[0030] 在一種實施方式中，機(jī)身包括后部分和用于運(yùn)送有效載荷的中央部分，在后部分 中安置有電能發(fā)生器，機(jī)身的寬度從中央部分和后部分直至機(jī)身的后端減小。
[0031] 事實上，儲電和供電裝置向電力推進(jìn)裝置供應(yīng)電能。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0032] 本發(fā)明的其它特征和優(yōu)點還將在以下描述中體現(xiàn)出來。
[0033] 在以非限制性示例的方式給出的附圖中：
[0034] 圖1為根據(jù)本發(fā)明的一種實施方式的飛行器的前側(cè)透視圖；
[0035] 圖2為圖1的飛行器的后側(cè)透視圖；
[0036] 圖3為圖1的飛行器的正面透視圖；
[0037] 圖4為圖3中的細(xì)節(jié)A的放大示圖；
[0038] 圖5為圖1的飛行器的局部示意圖，示出推進(jìn)系統(tǒng)的組成件的安置；和
[0039] 圖6為示出圖1的飛行器的推進(jìn)系統(tǒng)的聯(lián)接的示圖。

【具體實施方式】
[0040] 在接下來的整個描述中，術(shù)語"前面"和"后面"參照飛行器及飛行器的飛行移動 方向。
[0041] 下和上的相對位置的概念參照例如在飛行器巡航飛行時或飛行器在地面時定位 的。
[0042] 而且，定義沿又被稱為縱向軸線X的橫滾軸測取的飛行器的長度，定義沿俯仰軸Y 測取的飛行器的寬度，定義沿飛行器的偏航軸Z測取的飛行器的高度。
[0043] 以非限制性示例的方式，以下描述的飛行器為用于運(yùn)送乘客的跨音速飛行器，例 如其在一些內(nèi)部布置構(gòu)型中允許運(yùn)送至少一百名乘客。
[0044] 但是，本發(fā)明不限于這種飛行器，本發(fā)明還可涉及被最常稱為"貨機(jī)"的飛行器。
[0045] 如在附圖中清楚所示的，飛行器10具有機(jī)身11和附接于機(jī)身11的機(jī)翼12。機(jī)翼 12具有在機(jī)身11的兩側(cè)對稱延伸的兩個側(cè)翼。
[0046] 尾翼13被附接于機(jī)身11。
[0047] 在該實施方式中，尾翼13具有通過安定面13b在每一側(cè)延長的翼型部13a。
[0048] 更具體地，翼型部13a于此處在機(jī)身11的兩側(cè)延伸，具有朝上稍微彎曲的形狀，該 彎曲的形狀通過安定面13b在每一側(cè)延長。
[0049] 根據(jù)尾翼13的實施方式，安定面13b自翼型部13a朝上傾斜，甚至基本堅直。
[0050] 大尺寸的安定面13b能夠使制成無中部垂直安定面的飛行器，同時與橫滾軸和俯 仰軸結(jié)合。
[0051] 因此，尾翼13總體上呈U形的形狀，由從飛行器10向高處延伸的安定面13b和翼 型部13a構(gòu)成。
[0052] 如圖5中清楚所不，機(jī)身11具有前部分14、中央部分15和后部分16。
[0053] 機(jī)身11的前部分14于此處用于容置駕駛艙，駕駛艙的內(nèi)部有操控臺。
[0054] 操控臺尤其具有用于操控飛行器的所有操控元件：控制屏、通信裝置等。
[0055] 當(dāng)然，駕駛艙可被安置在除機(jī)身的前部分14中外的其它部位。機(jī)身的前部分14 則可用于運(yùn)送有效載荷。
[0056] 機(jī)身11的中央部分15用于運(yùn)送有效載荷。
[0057] 在示出的實施方式中，有效載荷主要由乘客組成。
[0058] 為此，在機(jī)身11的中央部分15上設(shè)置有舷窗17和一個或多個通道門18。
[0059] 用于容置乘客行李和可選地其它商品的貨艙，被安置在機(jī)身的中央部分15中，且 在用于容置乘客的客艙之下。
[0060] 這種配置在飛行器中是完全傳統(tǒng)型的，不需要在此處詳細(xì)描述。
[0061] 在該實施方式中，機(jī)身11的前部分14具有沿俯仰軸Y測定的寬度和沿偏航軸Z 測定的高度，寬度和高度自機(jī)身11的前端Ilb起沿飛行器10的縱向方向X增大。
[0062] 因此，前部分14具有的寬度和高度沿自飛行器10的機(jī)頭IOb起的縱向方向X遞 增。
[0063] 寬度和高度自飛行器10的機(jī)頭IOb起以連續(xù)的方式遞增。
[0064] 前部分14因此具有總體呈尖拱形的初始形狀。
[0065] 更具體地，在機(jī)身11的前部分14中，尤其在駕駛艙玻璃窗19處沒有任何斷點。 [0066] 因此，前部分14具有的形廓確保更良好的空氣中穿行性和優(yōu)化飛行器的空氣動 力性能。該機(jī)身11的前部分14因此可有助于總升力的一部分。
[0067] 當(dāng)然，機(jī)身11的前部分的特殊形狀完全不是限制性的，所描述的本發(fā)明實施方式 的其它特征可被應(yīng)用在具有不同形狀的機(jī)身前部分的飛行器中。
[0068] 另外，機(jī)身11的寬度從機(jī)身的前部分14直到機(jī)身11的后端Ila減小。
[0069] 因此，機(jī)身11的中央部分15和后部分16具有的寬度直到機(jī)身11的后端Ila以 連續(xù)的方式遞減。
[0070] 另外，在機(jī)身11的中央部分15中，沿偏航軸Z測定的高度基本上保持恒定。機(jī)身 11的中央部分15具有沿飛行器10的縱向方向X的較大長度，因而形成較大的乘客區(qū)域以 及就客艙的配置來說提供了多種可能性。
[0071] 反之，后部分16具有的沿偏航軸Z測定的高度，則從中央部分15直到機(jī)身11的 后端Ila減小。
[0072] 因此，后部分16具有的寬度和高度則直到機(jī)身11的后端Ila以連續(xù)的方式遞減。
[0073] 當(dāng)然，機(jī)身的中央部分和后部分的具體形狀完全是非限制性的，所描述的本發(fā)明 實施方式的其它特征可被應(yīng)用在具有不同形狀的機(jī)身中央部分和/或后部分的飛行器中。
[0074] 如圖中清楚所示的，在所描述的實施方式中，機(jī)身的后部分16用于至少部分地集 成有現(xiàn)在要描述的飛行器10的推進(jìn)系統(tǒng)。
[0075] 根據(jù)其原理，飛行器10的推進(jìn)系統(tǒng)為結(jié)合電力推進(jìn)裝置20、電能發(fā)生器22以及儲 電和供電裝置23的混合動力裝置。
[0076] 優(yōu)選地，由燃料型的液態(tài)或氣態(tài)能量源供給電能發(fā)生器22。
[0077] 以非限制性示例的方式，電能發(fā)生器為燃?xì)鉁u輪，燃?xì)鉁u輪使用飛行器10中機(jī)載 的碳?xì)淙剂?、通常為存儲于飛行器10的存儲罐中的煤油作為燃料。
[0078] 電能發(fā)生器22僅被專用于發(fā)電，不產(chǎn)生飛行器推進(jìn)系統(tǒng)中的有用的推力。
[0079] 電能發(fā)生器22適于供應(yīng)所述儲電和供電裝置23。
[0080] 儲電和供電裝置23例如由電池構(gòu)成，電池適于存儲由電能發(fā)生器22生成的電能。
[0081] 使用電池用以向電力推進(jìn)裝置20供應(yīng)電流。
[0082] 優(yōu)選地，在電能發(fā)生器22發(fā)生故障的情況下，電池還應(yīng)該保證向電力推進(jìn)裝置20 供應(yīng)足夠電力。
[0083] 如附圖中清楚所示的，電力推進(jìn)裝置20被安置在機(jī)身11的每一側(cè)上。
[0084] 在該實施例中，電力推進(jìn)裝置20包括被安置在機(jī)身11的每一側(cè)上的鼓風(fēng)電動機(jī) 21。
[0085] 尤其如圖3和4中清楚所示的，電力推進(jìn)裝置20包括被對稱安置在機(jī)身11的每 一側(cè)上的多個鼓風(fēng)電動機(jī)21。
[0086] 在該實施方式中，三個鼓風(fēng)電動機(jī)21被安置在機(jī)身11的每一側(cè)上。
[0087] 當(dāng)然，鼓風(fēng)電動機(jī)21的數(shù)量沒有任何的限制。
[0088] 具體地，電力推進(jìn)裝置可包括在機(jī)身11的每一側(cè)各安置的一個或兩個鼓風(fēng)電動 機(jī)、甚至數(shù)量大于三個的鼓風(fēng)電動機(jī)。
[0089] 使用在機(jī)身11的每一側(cè)的多個鼓風(fēng)電動機(jī)21而非單獨一個，允許采用一些小尺 寸的鼓風(fēng)電動機(jī)，因此有利于將它們整合于飛行器的整個結(jié)構(gòu)。
[0090] 多個小尺寸鼓風(fēng)電動機(jī)的使用還能夠降低由推進(jìn)系統(tǒng)發(fā)出的噪音。
[0091] 在以非限制性的方式所示的實施方式中，電力推進(jìn)裝置20被安置在飛行器的機(jī) 翼12上。
[0092] 因此，如圖5中清楚所示的，鼓風(fēng)電動機(jī)21被分別在機(jī)身11的每一側(cè)安置于機(jī)翼 12的各個側(cè)翼上。
[0093] 另外，電能發(fā)生器22與儲電和供電裝置23被基本沿機(jī)身11的縱向?qū)ΨQ軸線X安 置。
[0094] 電能發(fā)生器22另外被集成在機(jī)身11的后部分16中。
[0095] 儲電和供電裝置23被安置在裝配有電力推進(jìn)裝置20和電能發(fā)生器22的飛行器 10的重心附近。
[0096] 儲電和供電裝置23、電能發(fā)生器22和電力推進(jìn)裝置20的定位允許得到飛行器推 進(jìn)系統(tǒng)的組成件的平衡分配。
[0097] 例如，在尤其如圖5中所示的實施方式中，儲電和供電裝置23被安置在機(jī)身11的 后部分16中，在機(jī)翼12的翼根處，且在飛行器10的主起落架（未示出）和電力推進(jìn)裝置 20之前。
[0098] 因此保證了良好的重量分布以平衡飛行器。
[0099] 優(yōu)選地，儲電和供電裝置23被安置在機(jī)身11的內(nèi)部，在形成客艙的中央部分15 的后面，儲電和供電裝置所具有的形狀與機(jī)身11的內(nèi)部形狀相匹配。
[0100] 因此，儲電和供電裝置23還保證了飛行器10的結(jié)構(gòu)性功能。
[0101] 因此會注意到，儲電和供電裝置23保證雙重功能：基于由電能發(fā)生器22提供的電 能的電存儲和電供應(yīng)功能；以及飛行器上的負(fù)載分布功能，尤其能使飛行器上的推進(jìn)系統(tǒng) 的不同組成件的平衡分配。
[0102] 另外，在該實施方式中，電能發(fā)生器22被集成在機(jī)身11的后部分16中。
[0103] 被附接在機(jī)身11的后部分16上的尾翼13的U形形狀，特別適合于電能發(fā)生器22 在機(jī)身11的后部分16中的安置。
[0104] 除了飛行器負(fù)載的良好分布外，推進(jìn)系統(tǒng)的不同組成件的相對安置旨在便于電聯(lián) 接電能發(fā)生器22、儲電和供電裝置23和電力推進(jìn)裝置20。
[0105] 具體地，將電能發(fā)生器22、儲電和供電裝置23與電力推進(jìn)裝置20彼此靠近布置， 來限制必要接線的長度。
[0106] 另外，在該實施方式中，此處用于支撐電力推進(jìn)裝置20的機(jī)翼12被安置在機(jī)身11 的后部分16處。
[0107] 根據(jù)非限制性的一個實施例，機(jī)翼12的翼根的前緣12a被安置在機(jī)身11的后面， 在與機(jī)身11的前端Ilb相距一段距離處，該距離基本上在機(jī)身11的長度的60%至70%之 間。
[0108] 非限制性地，在機(jī)身11的寬度由前部分14直到機(jī)身11的后端Ila減小的所述實 施方式中，機(jī)翼12在機(jī)身11的后部分16中的附接允許將機(jī)翼12附接到較窄的機(jī)身段，因 此能夠遵守面積定律提供更長的機(jī)翼12。
[0109] 另外，此處以非限制性示例的方式，機(jī)翼12在各個側(cè)翼的端部具有堅直的端部翼 片 12b。
[0110] 此外，在附圖中所示的實施方式中，機(jī)翼12相對于機(jī)身11在較低處安置。
[0111] 尤其如圖3和4中清楚所示的，在允許集成混合動力系統(tǒng)的該實施方式中，飛行器 10具有自機(jī)身11的上表面且在電力推進(jìn)裝置20的上方延伸的整流罩30。
[0112] 因此，鼓風(fēng)電動機(jī)21于此處被包圍在唯一的和相同的整流罩30中。
[0113] 整流罩30在電力推進(jìn)裝置20的上方并且直到機(jī)身11的后端11a，在機(jī)身11的兩 側(cè)朝向飛行器外部延長機(jī)身11的上表面。
[0114] 因此，電力推進(jìn)裝置20完全被整流罩30、機(jī)身11和機(jī)翼12環(huán)繞。
[0115] 更確切地，整流罩30于此處具有中央部段31，中央部段31自機(jī)身11的上表面且 在被安置于機(jī)翼12上的電力推進(jìn)裝置20的上方延伸。
[0116] 具體地，整流罩30的中央部段31在機(jī)身11的每一側(cè)分別具有側(cè)緣32,側(cè)緣32基 本堅直且固聯(lián)于機(jī)翼12。
[0117] 因此，整流罩30的寬度自機(jī)身11起增大，以使整流罩30的中央部段31在機(jī)身11 的每一側(cè)、且在鼓風(fēng)電動機(jī)21的前端的上方延長，鼓風(fēng)電動機(jī)被放置在機(jī)翼12最外面。
[0118] 整流罩30的中央部段31則在鼓風(fēng)電動機(jī)21的上方寬度保持恒定。整流罩30的 寬度繼而自鼓風(fēng)電動機(jī)21的后端直到機(jī)身11的后端Ila減小。
[0119] 由于側(cè)緣32被固聯(lián)于機(jī)翼12,因而整流罩30與機(jī)翼12接合，包圍整個電力推進(jìn) 裝置20,此處即被安置在機(jī)身11的每一側(cè)上的所有鼓風(fēng)電動機(jī)21。
[0120] 整流罩30還包括后部段33,后部段33延伸直到機(jī)身11的后端11a，整流罩30的 后部段33的寬度自整流罩30的中央部段31直到機(jī)身11的后端Ila減小。
[0121] 因此，整流罩30的后部段33在尾翼13處寬度減小，更確切地，直到在飛行器10 的尾部處寬度減小，其中在尾部處，該后部段與機(jī)身11的后端Ila重合。
[0122] 因此，如圖2中清楚所示的，在該實施方式中，整流罩30在俯視圖中基本為十字形 的形狀。
[0123] 如圖2和3中清楚所示的，機(jī)身11在上表面上具有向電能發(fā)生器22導(dǎo)氣的空氣 引導(dǎo)部34。
[0124] 以非限制性示例的方式，該空氣引導(dǎo)部34具有漏斗形狀，構(gòu)成低平的空氣入口， 接下來也被稱為勺形部34。
[0125] 以非限制性示例的方式，空氣入口可具有NACA翼型凹口，其能夠最大化在電能發(fā) 生器20上游的壓縮及對勺形部34進(jìn)行補(bǔ)充。勺形部構(gòu)成帶有引導(dǎo)空氣直到電能發(fā)生器22 的空氣引導(dǎo)面的動態(tài)空氣入口。
[0126] NACA翼型空氣入口的運(yùn)行原理是由于在凹口的側(cè)部上生成兩股旋潤，產(chǎn)生朝向機(jī) 身11內(nèi)部的負(fù)壓，以朝電能發(fā)生器22的方向吸氣。
[0127] 當(dāng)然，NACA型進(jìn)氣口僅為機(jī)身中的空氣入口的一種實施例，對勺形部34類型的動 態(tài)空氣入口的效率起輔助作用。
[0128] 更通常地，飛行器10包括靠近機(jī)身11的一個或多個空氣入口，以吸收自飛行器10 的機(jī)頭IOa擴(kuò)散的空氣邊界層及因此降低飛行器的壓差阻力。
[0129] 空氣引導(dǎo)部34能夠保證對通常由燃?xì)鉁u輪構(gòu)成的電能發(fā)生器22的空氣供應(yīng)。
[0130] 如圖5中所示的，基本沿一條傾斜軸線安置電能發(fā)生器22,傾斜軸線與縱向軸線X 在飛行器10的縱向垂直平面中形成角度。
[0131] 該電能發(fā)生器22的這種傾斜安置能夠通過最小化更明顯曲度會造成的壓力損 耗，改善入口進(jìn)氣。
[0132] 以舉例的方式，在該實施方式中，電能發(fā)生器22與排氣管40相配合。
[0133] 可以在電能發(fā)生器22的放出廢氣的后端和機(jī)身11的后端Ila之間設(shè)置較大的距 離。
[0134] 通常，可設(shè)置大約四米的長度。
[0135] 排氣管40因此可具有較長的長度，以形成大尺寸的氣體排放容積。
[0136] 排氣管40可具有自電能發(fā)生器22的氣體出口直到機(jī)身11的后端Ila變寬的形 狀。
[0137] 具體地，排氣管40的內(nèi)表面可具有處理廢氣的工作表面，以減少排放污染物到大 氣中。
[0138] 排氣管40的工作表面與廢氣相互作用以對廢氣進(jìn)行處理。
[0139] 以舉例的方式，該工作表面可通過催化沉積實現(xiàn)，該催化沉積類似于在機(jī)動車輛 的排氣消音器中所使用的催化沉積。
[0140] 這種工作表面適于直接處理從電能發(fā)生器22輸出的廢氣，尤其是來自渦輪燃燒 的氣體。
[0141] 排氣管40于此處具有被壓扁的錐形形狀，自電能發(fā)生器22起將廢氣引導(dǎo)直到機(jī) 身11的具有排氣孔的后端11a。
[0142] 另外，氣體輸出段應(yīng)另外考慮到從電能發(fā)生器22輸出的加熱空氣的膨脹。
[0143] 此外，在與機(jī)身11的后部分16相結(jié)合的該實施方式中，機(jī)身11的結(jié)構(gòu)具有降低 飛行器10的正面阻力的優(yōu)點，其中機(jī)身11的后部分16的寬度和高度朝機(jī)身11的后端Ila 的方向遞減。
[0144] 排氣管40的錐形形狀的目的還在于將廢氣流導(dǎo)向機(jī)身11的出口。
[0145] 將注意到，通過使用唯一的渦輪而大大方便了來自飛行器10的廢氣的處理，這種 處理允許在飛行器10中局部安置顆粒過濾器。
[0146] 唯一渦輪的使用還能夠降低推進(jìn)系統(tǒng)的噪音。排氣管40的表面還可被裝配有聲 波處理表面，因此可限制聲波發(fā)射。
[0147] 在所示的實施方式中，飛行器10另外在機(jī)身11的每一側(cè)都包括突出于機(jī)身11的 接合面50。
[0148] 通過接合面50聯(lián)接尾翼13和機(jī)翼12。
[0149] 尤其如圖2中清楚所示的，該接合面50在尾翼13和機(jī)翼12的翼根處的后緣12c 之間延伸。更具體地，接合面50在翼型部13a處被聯(lián)接到尾翼13。
[0150] 在一有利的實施方式中，接合面50基本在與機(jī)翼12相同的平面中延伸，因此形成 從機(jī)翼12直到尾翼13的延展部。
[0151] 在接合面結(jié)合于寬度自前部分14直到機(jī)身11后端Ila減小的機(jī)身11時，接合面 50的存在是特別有利的。
[0152] 機(jī)身11的其直徑比前部分14小的后部分16因此由該接合面50支撐。
[0153] 此外，通過與前面所描述的整流罩30相結(jié)合，在整流罩30和接合面50之間形成 通道51。更具體地，通道51于此處被形成于整流罩30的后部段33、U形尾翼13和接合面 50之間。
[0154] 通道51適于將空氣流引導(dǎo)直到飛行器10的后端，來自電能發(fā)生器22的廢氣于飛 行器10的后端處排出。
[0155] 所有這些結(jié)構(gòu)因此構(gòu)成圍繞飛行器機(jī)身11的新的舉升和包圍表面，而能夠向飛 行器提供提高升力及降低飛行器正面阻力的空氣動力學(xué)設(shè)計。
[0156] 此外，機(jī)翼12、接合面50和U形尾翼13形成能夠容納噪聲錐（C0ne de bruit) 的屏蔽表面。
[0157] 該配置因此能夠在飛機(jī)10飛越的區(qū)域中最小化導(dǎo)向地面的聲音危害及限制向地 面的聲音發(fā)射。
[0158] 而且，在所描述的實施方式中，電力推進(jìn)裝置20被安置在機(jī)身11的后部分16處， 而不在中央部分15中的乘客的高度上。因此限制了飛行器10的客艙內(nèi)部的噪音和聲音污 染。
[0159] 另外，機(jī)身11的后部分16通常為僅用于技術(shù)艙的死空間。
[0160] 反之，在前面所描述的實施例中，機(jī)身的后部分16用于容置飛行器10的推進(jìn)系 統(tǒng)。
[0161] 在圖6中示意性示出的推進(jìn)系統(tǒng)使用混合動力裝置，以使其可被集成在根據(jù)前面 的實施方式描述的飛行器中。
[0162] 在該例子中，電能發(fā)生器為渦輪22,渦輪利用燃燒燃料，產(chǎn)生為此處由電池23構(gòu) 成的儲電和供電裝置充電的電力。
[0163] 電池23于是直接與電力推進(jìn)裝置20相聯(lián)接，電力推進(jìn)裝置20此處由六個鼓風(fēng)電 動機(jī)21組成，則在機(jī)身11的每一側(cè)上分別布置一半數(shù)量的所述鼓風(fēng)電動機(jī)21。
[0164] 出于渦輪旨在產(chǎn)生電力的唯一操作點，推進(jìn)系統(tǒng)中的僅產(chǎn)生電能的渦輪22與生 成飛行器10移動所需推力的電力推進(jìn)裝置20之間的分離，能夠減小和優(yōu)化渦輪22的尺 寸。
[0165] 因此，渦輪22提供為電池23充電的所需要的電能，尤其是在飛行器10的巡航模 式的期間。
[0166] 具體地，在飛行器10起飛和爬升時，借助于被存儲在電池23中的電能，將獲得所 需的額外推力。
[0167] 另外注意到，在渦輪22出現(xiàn)故障的情況下，電池23可以是有用的。
[0168] 當(dāng)然，本發(fā)明不限于前面所描述的實施例。
[0169] 因此，飛行器的推進(jìn)系統(tǒng)的不同構(gòu)件的安置不是任何限制性的，可單獨或彼此組 合地實施前面所描述的定位例子。
【權(quán)利要求】
1. 一種飛行器，所述飛行器包括機(jī)身（11)、附接于所述機(jī)身（11)的機(jī)翼（12)、和附接 于所述機(jī)身（11)的后部分（16)的尾翼（13)，其特征在于，所述飛行器包括電力推進(jìn)裝置 (20)、電能發(fā)生器（22)以及儲電和供電裝置（23)，其中所述電力推進(jìn)裝置被安置在所述機(jī) 身（11)的每一側(cè)上，所述電能發(fā)生器（22)與所述儲電和供電裝置（23)被大致沿機(jī)身（11) 的縱向?qū)ΨQ軸線（X)安置。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器，其特征在于，所述電力推進(jìn)裝置（20)具有分別在機(jī) 身（11)的每一側(cè)安置在機(jī)翼（12)上的至少兩個鼓風(fēng)電動機(jī)（21)。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的飛行器，其特征在于，所述機(jī)翼（12)的翼根的前緣（12a) 被安置在機(jī)身（11)的后面，在與機(jī)身（11)的前端（11b)相距一段距離處，所述距離大致為 所述機(jī)身（11)的長度的60%至70%之間。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1到3中任一項所述的飛行器，其特征在于，所述尾翼（13)包括由安 定面（13b)在每一側(cè)延長的翼型部（13a)，電能發(fā)生器（22)集成在機(jī)身（11)的后部分（16) 中。
5. 根據(jù)權(quán)利要求1到4中任一項所述的飛行器，其特征在于，所述機(jī)身（11)在機(jī)身的 上表面上具有向所述電能發(fā)生器（22)導(dǎo)氣的空氣引導(dǎo)部（34)。
6. 根據(jù)權(quán)利要求1到5中任一項所述的飛行器，其特征在于，所述飛行器具有整流罩 (30)，所述整流罩在所述電力推進(jìn)裝置（20)的上方從所述機(jī)身（11)的上表面起延伸，所述 電力推進(jìn)裝置（20)被容置在所述整流罩（30)、機(jī)身（11)和機(jī)翼（12)之間。
7. 根據(jù)權(quán)利要求6所述的飛行器，其特征在于，整流罩（30)具有中央部段（31)，所述 中央部段在被安置于機(jī)翼（12)上的所述電力推進(jìn)裝置（20)的上方、從所述機(jī)身（11)的上 表面起延伸，所述整流罩（30)的中央部段（31)分別在機(jī)身（11)的每一側(cè)具有側(cè)緣（32)， 所述側(cè)緣基本堅直并被固聯(lián)于機(jī)翼（12)。
8. 根據(jù)權(quán)利要求6或7所述的飛行器，其特征在于，所述整流罩包括后部段（33)，所述 后部段朝所述機(jī)身（11)的后端（11a)的方向延伸，所述整流罩（30)的后部段（33)的寬度 自整流罩（30)的中央部段（31)直到機(jī)身（11)的后端（11a)減小。
9. 根據(jù)權(quán)利要求1到8中任一項所述的飛行器，其特征在于，電能發(fā)生器（22)與排氣 管（40)相配合，所述排氣管（40)的內(nèi)表面具有用于處理廢氣的工作表面。
10. 根據(jù)權(quán)利要求9所述的飛行器，其特征在于，排氣管（40)具有自電能發(fā)生器（22) 的氣體出口朝向機(jī)身（11)的后端（11a)變寬的形狀。
11. 根據(jù)權(quán)利要求1到10中任一項所述的飛行器，其特征在于，所述飛行器另外在機(jī)身 的每一側(cè)還包括突出于機(jī)身（11)的接合面（50)，所述接合面在所述尾翼（13)和所述機(jī)翼 (12)的翼根的后緣（12c)之間延伸。
12. 根據(jù)權(quán)利要求11所述的飛行器，其特征在于，所述接合面（50)與機(jī)翼（12)基本在 相同的平面中延伸。
13. 根據(jù)權(quán)利要求1到12中任一項所述的飛行器，其特征在于，所述儲電和供電裝置 (23)被安置在飛行器（10)的重心附近，其中所述飛行器裝配有電力推進(jìn)裝置（20)和電能 發(fā)生器（22)。
14. 根據(jù)權(quán)利要求1到13中任一項所述的飛行器，其特征在于，所述儲電和供電裝置 (23)與機(jī)身（11)的內(nèi)部形狀相匹配。
15. 根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的飛行器，其特征在于，所述飛行器包括在機(jī)身 (11)的每一側(cè)對稱地安置在機(jī)翼上的多個鼓風(fēng)電動機(jī)（21)。
16. 根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的飛行器，其特征在于，所述機(jī)身包括前部分 (14)，所述前部分具有沿俯仰軸（Y)測定的寬度、和沿偏航軸（Z)測定的高度，所述寬度和 高度自機(jī)身（11)的前端（lib)起沿飛行器（10)的縱向方向（X)增大。
17. 根據(jù)權(quán)利要求16所述的飛行器，其特征在于，所述機(jī)身具有后部分（16)和用于運(yùn) 送有效載荷的中央部分（15)，在所述后部分中安置有所述電能發(fā)生器（22)，機(jī)身（11)的寬 度自中央部分（15)和后部分（16)直到機(jī)身（11)的后端（11a)減小。
18. 根據(jù)權(quán)利要求1到17中任一項所述的飛行器，其特征在于，所述儲電和供電裝置 (23)向電力推進(jìn)裝置（20)供應(yīng)電能。
【文檔編號】B64D27/24GK104229144SQ201410317268
【公開日】2014年12月24日 申請日期:2014年6月13日 優(yōu)先權(quán)日:2013年6月14日
【發(fā)明者】S·維亞拉, J·扎內(nèi)博尼, B·圣雅爾姆 申請人:空中客車公司