具有后发动机的飞行器的制作方法

本发明总体上涉及一种具有后发动机的飞行器，或者更具体地涉及一种设计成增加后发动机的效率的飞行器的机身。

背景技术：

传统的商用飞行器通常包括机身，一对机翼和提供推力的推进系统。推进系统通常包括至少两个飞行器发动机，例如涡扇喷气发动机。每个涡扇喷气发动机安装到飞行器的相应一个机翼上，例如安装在机翼下方的悬挂位置，与机翼和机身分开。这样的配置允许涡扇喷气发动机与不受机翼和/或机身影响的分离的自由流气流相互作用。这种配置可以减少进入每个相应的涡扇喷气发动机的入口的空气内的湍流量，这对飞行器的净推进力具有积极影响。

然而，包括涡扇喷气发动机的飞行器上的阻力也影响飞行器的净推进力。飞行器上的总阻力，包括表面摩擦力和形状阻力，通常与接近飞行器的自由气流速度和由于飞行器上的阻力而产生的飞行器下游尾流的平均速度之间的差值成比例。

将风扇定位在飞行器机身的后端可有助于在机身的后端上重新激励边界层气流并提高推进效率。然而，考虑到机身后端的现有结构，例如一个或多个稳定器，由这种风扇摄取的气流可能不具有沿风扇的圆周方向和径向方向的均匀速度或总压力分布。更具体地，机身后端处的结构可以产生边界层或尾流，导致涡流变形和由风扇摄取的气流的速度或总压力分布产生扭曲。

因此，能够激励缓慢移动的空气形成跨越飞行器机身的边界层的飞行器将是有用的。具体地，设计成增加进入后发动机的相对低动量边界层气流的摄取，并且减少摄取气流的速度分布的不均匀性和变形的飞行器的机身将是特别有益的。

技术实现要素：

本发明的内容和优点将部分地在以下描述中阐述，或者可以是从描述中显而易见的，或者可以通过本发明的实践来学习。

在本公开的一个示例性实施例中，提供一种飞行器，该飞行器限定纵向方向、竖直方向和横向方向。飞行器包括机身，机身沿纵向方向在前端和后端之间延伸。飞行器还包括边界层摄取风扇，边界层摄取风扇在机身的后端处被安装至机身，边界层摄取风扇限定中心线，并且包括可绕中心线旋转的多个风扇叶片和围绕多个风扇叶片的机舱。该机身限定在边界层摄取风扇的上游的横截面，该横截面限定水平参考线，水平参考线延伸通过边界层摄取风扇的中心线，以限定具有上半部分横截面面积的上半部分和具有下半部分横截面面积的下半部分。横截面的上半部分横截面面积大于横截面的下半部分横截面面积。

在本公开的另一示例性实施例中，提供了一种飞行器，该飞行器限定纵向方向、竖直方向和横向方向。飞行器包括机身，机身沿纵向方向在前端和后端之间延伸，机身限定顶表面和底表面。飞行器还包括边界层摄取风扇，边界层摄取风扇在机身的后端安装至机身，边界层摄取风扇限定中心线，并且包括可绕中心线旋转的多个风扇叶片和围绕多个风扇叶片的机舱。机身限定在边界层摄取风扇的上游的横截面，横截面限定圆周和水平参考线，其中，水平参考线沿横向方向延伸越过横截面的最宽部分，机身进一步在横截面处限定参考圆并且具有作为参考圆的直径的水平参考线。机身的横截面的上半部分的圆周的至少一部分位于参考圆的外部，并且其中，机身的横截面的下半部分的圆周的至少一部分位于参考圆的内部。

在本公开的又一示例性实施例中，提供一种飞行器，该飞行器限定纵向方向，竖直方向和横向方向。飞行器包括机身，机身沿纵向方向在前端和后端之间延伸，机身限定表面。边界层摄取风扇在机身的后端安装至机身，边界层摄取风扇限定中心线，并且包括可绕中心线旋转的多个风扇叶片和围绕多个风扇叶片的机舱。稳定器被附接至机身并且在前缘和后缘之间延伸。机身的表面限定第一点，第一点位于垂直于纵向方向的平面中，且位于稳定器的前缘与机身相遇的位置；第二点，第二点位于垂直于纵向方向的平面中，且位于稳定器的后缘与机身相遇的位置；以及拐点。机身的表面进一步限定：表面的第一部分，第一部分在第一点和拐点之间延伸，第一部分是凸起的；和表面的第二部分，第二部分在拐点和第二点之间延伸，第二部分是凹入的。

参考以下描述和所附权利要求，将更好地理解本发明的这些和其他特征、内容和优点。附图结合并构成该说明书一部分，附图示出了本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。

附图说明

参考附图，说明书中针对本领域的普通技术人员阐述了本发明的完整且可行的公开，包括其最佳模式。

图1是根据本公开的各种示例性实施例的飞行器的俯视图。

图2是图1的示例性飞行器的左舷侧视图。

图3是根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。

图4是根据本公开的示例性实施例的安装至图1的示例性飞行器后端的后发动机的示意性横截面图。

图5提供根据本公开的示例性实施例的安装至图1的示例性飞行器的后端的后发动机的另一示意性横截面侧视图。

图6提供根据本公开的示例性实施例的安装至图1的示例性飞行器的后端的后发动机的另一示意性横截面侧视图。

图7提供根据本主题的示例性实施例的沿着图5的线x-x截取的图1的示例性飞行器的机身的示意性横截面图。

图8提供根据本主题的另一示例性实施例的沿着图5的线x-x截取的图1的示例性飞行器的机身的示意性横截面图。

具体实施方式

现在将详细参考本发明的当前实施例，其中的一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标记来指代附图中的特征。附图和描述中的相同或类似的标记被用于指代本发明的相同或类似的部分。如本文所用，术语“第一”，“第二”和“第三”可互换使用以区分一个部件与另一个部件，并且不意欲表示各个部件的位置或重要性。术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，“下游”是指流体向其流动的方向。

现在参考附图，其中相同的数字在整个附图中表示相同的元件。图1提供了示例性飞行器10的俯视图，其可以结合本发明的各种实施例。图2提供了如图1所示的飞行器10的左舷侧24视图。如共同地在图1和2中所示，飞行器10限定了穿过其延伸的纵向方向12，竖直方向v，横向方向l，前端14和后端16。此外，飞行器10限定了在飞行器10的前端14和后端16之间延伸的平均线18。如本文所用，“平均线”是指沿着飞行器10的长度延伸的中点线，不考虑飞行器10的附属物(例如下面讨论的机翼22和稳定器)。

此外，飞行器10包括机身20以及一对机翼22，机身20从飞行器10的前端14朝向飞行器10的后端16纵向延伸。如本文所用，术语“机身”通常包括飞行器10的主体的全部，例如飞行器10的尾翼和飞行器10的外表面或表皮。这些机翼22中的第一个机翼22从机身20的左舷侧相对于纵向方向12横向向外延伸，并且第二个机翼22从机身20的右舷侧26相对于纵向方向12横向向外延伸。用于所示的示例性实施例的每个机翼22包括一个或多个前缘襟翼28和一个或多个后缘襟翼30。飞行器10还包括竖直稳定器32和一对水平稳定器36，竖直稳定器32具有用于偏航控制的舵翼34，每个水平稳定器36具有用于俯仰控制的升降襟翼38。机身20另外包括外表面40。

如图所示，每个稳定器基本上在单个平面内，在根部和尖端部之间延伸。例如，如图1和图2所示，竖直稳定器32限定了沿竖直方向v分开的根部60和尖端部62。另外，竖直稳定器32沿纵向方向12在前缘64和后缘66之间延伸。如图所示，竖直稳定器32在根部60处安装到机身20并且基本上沿着竖直方向v延伸到尖端部62。以这种方式，在竖直稳定器32和机身20的交叉处限定了连接线68。更具体地，连接线68在竖直稳定器32的前缘64和后缘66之间延伸。然而，应当理解，在本公开的其他示例性实施例中，飞行器10可以附加地或替代地包括可以或可以不沿竖直方向v或水平/横向方向l直接延伸的任何其他合适的稳定器配置。另外，替代稳定器可以是任何合适的形状、尺寸、配置或取向，同时保持在本公开的范围内。

图1和图2的示例性飞行器10还包括推进系统。示例性推进系统包括多个飞行器发动机，其中至少一个安装在一对机翼22中的每一个上。具体地，多个飞行器发动机包括安装到机翼22的第一机翼的第一飞行器发动机42和安装到该对机翼22的第二机翼的第二飞行器发动机44。在至少某些示例性实施例中，飞行器发动机42，44可以被配置为以翼下构造悬挂在机翼22下方的涡扇喷气发动机。例如，在至少某些示例性实施例中，第一飞行器发动机42和/或第二飞行器发动机44可以以与下面参照图3描述的示例性涡扇喷气发动机100基本相同的方式配置。然而，替代地，在其他示例性实施例中，可以提供任何其他合适的飞行器发动机。例如，在其他示例性实施例中，第一飞行器发动机42和/或第二飞行器发动机44可替代地配置为涡轮喷气发动机，涡轮轴发动机，涡轮螺旋桨发动机等。

另外，推进系统包括后发动机200，后发动机200安装在飞行器10的机身20，靠近飞行器10的后端16，或者更具体地，安装在机翼22和飞行器发动机42，44后面的位置。示例性后发动机200安装到飞行器10的机身20上，使得平均线18穿过其延伸。后发动机200通常被配置为摄取并消耗在机身20上形成边界层的空气的发动机，下面将参考附图4到附图8进行更详细地讨论。

具体参见图2，飞行器10还包括起落架，例如轮子46，从机身20的底侧和机翼22的底侧延伸。机身20设计成允许飞行器10以与地面成起飞角48起飞和/或着陆，而后端16不刮擦地面。更具体地，起飞角48可以被定义为地面(平行于纵向方向12)和起飞平面50之间的角度。正如下面将要讨论的，尽管在飞行器10的后端16附近添加了后发动机200，但是这里描述的示例性机身20和后发动机200被设计成允许飞行器10保持期望的起飞角48。值得注意的是，对于所述实施例，当飞行器10在地面上时，飞行器10的纵向方向12与地面平行。因此，如图所示，最大起飞角48也可以替代地由飞行器10的纵向方向12限定(在图2中示为角度48’)。

现在参考图3，提供示例性飞行器发动机的示意性横截面视图。具体地，对于所描述的实施例，飞行器发动机被配置为高旁通涡扇喷气发动机，在本文中称为“涡扇发动机100”。如上所述，如图1和图2描述的示例性飞行器10的第一飞行器发动机42和/或第二飞行器发动机44中的一个或两个可以以与图3中的示例性涡扇发动机100基本相同的方式配置。然而，替代地，在其他示例性实施例中，飞行器发动机42和第二飞行器发动机44中的一个或两个可以配置为任何其他合适的发动机，例如涡轮轴发动机，涡轮螺旋桨发动机，涡轮喷气发动机等。

如图3所示，涡扇发动机100限定轴向方向a1(平行于设置用于参考的纵向中心线102延伸)和径向方向r1。通常，涡轮风扇10包括风扇部分104和设置在风扇部分104下游的核心涡轮发动机106。

所示的示例性核心涡轮发动机106通常包括基本上管状的外壳108，其限定环形入口110。外壳108以串行流动关系包围：包括增压器或低压(lp)压缩机112和高压(hp)压缩机114的压缩机部分；燃烧部分116；包括高压(hp)涡轮118和低压(lp)涡轮120的涡轮部分；和喷射排气喷嘴部分122。高压(hp)轴或线轴124将hp涡轮118驱动地连接到hp压缩机114。低压(lp)轴或线轴126将lp涡轮120驱动地连接到lp压缩机112。压缩机部分，燃烧部分116，涡轮部分和喷嘴部分122一起限定了核心空气流动路径。

对于所描绘的实施例，风扇部分104包括可变节距风扇128，其具有以间隔开的方式联接到盘132的多个风扇叶片130。如图所示，风扇叶片130通常沿径向方向r1从盘132向外延伸并限定风扇直径d。借助于风扇叶片130可操作地连接到合适的致动构件134，每个风扇叶片130可相对于盘132绕俯仰轴线p旋转，致动构件134构造成一致地共同改变风扇叶片130的节距。风扇叶片130，盘132和致动构件134一起可通过跨越动力齿轮箱136的lp轴126绕纵向方向12旋转。动力齿轮箱136包括多个齿轮，用于将风扇128相对于lp轴126的旋转速度调节到更有效的旋转风扇速度。

仍然参考图3的示例性实施例，盘132由可旋转的前轮毂138覆盖，前轮毂138在空气动力学上成形为促进气流通过多个风扇叶片130。此外，示范性风扇部分104包括环形风扇壳体或外机舱140，其周向地围绕风扇128和/或核心涡轮发动机106的至少一部分。应该理解的是，机舱140可以构造成通过多个周向间隔开的出口导向叶片142相对于核心涡轮发动机106而被支撑。此外，机舱140的下游部分144可以在核心涡轮发动机106的外部分上延伸，以便在它们之间限定旁路气流通道146。

然而，应该理解的是，图3中描绘的示例性涡扇发动机100仅是示例性的，并且在其他示例性实施例中，涡扇发动机100可以具有任何其他合适的配置，包括例如任何合适数量的轴或线轴，压缩机和/或涡轮。

现在还参考图4，提供了图1和图2的示例性后发动机200的特写示意性横截面图。如所讨论的，示例性后发动机200在飞行器10的后端16附近安装到机身20。所述的后发动机200限定了沿纵向中心轴线220延伸的轴向方向a2，径向方向r2和圆周方向c2(参见图7)，纵向中心线轴线220延伸穿过其中以供参考。

另外，对于所描述的实施例，后发动机200被配置为边界层摄取发动机，其被配置为摄取和消耗在飞行器10的机身20上形成边界层的空气。后发动机200包括可绕中心轴线220旋转的风扇222，围绕风扇222的一部分延伸的机舱224，以及在机舱224和飞行器10的机身20之间延伸的一个或多个结构构件226。风扇222包括通常沿圆周方向c2间隔开的多个风扇叶片228。另外，机舱224围绕多个风扇叶片228和机身20的一部分延伸并环绕多个风扇叶片228和机身20的一部分。具体地，当如图4中将后发动机200安装到飞行器10上时，机舱224围绕飞行器10的机身20的至少一部分延伸。

如图4中还示出的，风扇222还包括风扇轴230，多个风扇叶片228附接到风扇轴230。虽然未示出，但是风扇轴230可以由位于多个风扇叶片228前方的一个或多个轴承可旋转地支撑，并且可选地，可以由位于多个风扇叶片228后面的一个或多个轴承可旋转地支撑。这种轴承可以是滚子轴承，滚珠轴承，推力轴承等的任何合适的组合。

在某些示例性实施例中，多个风扇叶片228可以以固定方式附接到风扇轴230，或者可选地，多个风扇叶片228可以可旋转地附接到风扇轴230。例如，多个风扇叶片228可以附接到风扇轴230，使得多个风扇叶片228中的每个的节距可以通过节距改变机构(未示出)例如一致地改变。

风扇轴230机械地联接到至少部分地位于飞行器10的机身20内的动力源232。对于所描述的实施例，风扇轴230通过齿轮箱234机械地联接到动力源232。齿轮箱234可以配置成改变动力源232的旋转速度，或者更确切地说改变动力源232的轴236的旋转速度，使得后发动机200的风扇222以期望的旋转速度旋转。齿轮箱234可以是固定比率的齿轮箱，或者可选地，齿轮箱234可以限定可变齿轮比。

动力源232可以是任何合适的动力源。例如，在某些示例性实施例中，动力源232可以是电力源(例如，后发动机200可以被配置为具有第一飞行器发动机42和/或第二飞行器发动机44的气电推进系统的一部分)。然而，在其他示例性实施例中，动力源232可替代地配置为专用燃气发动机，例如燃气涡轮发动机。此外，在某些示例性实施例中，动力源232可以定位在例如飞行器10的机身20或后发动机200内的任何其他合适位置处。例如，在某些示例性实施例中，动力源232可以配置为至少部分地定位在后发动机200内的燃气涡轮发动机。

仍然参考图4，一个或多个结构构件226在多个风扇叶片228前方的位置处，在机舱224和飞行器10的机身20之间延伸。所示实施例的一个或多个结构构件226基本上在机舱224和飞行器10的机身20之间沿径向方向r2延伸，用于将后发动机200安装到飞行器10的机身20上。然而，还应当理解，在其他示例性实施例中，一个或多个结构构件226可以替代地基本沿轴向方向a2延伸，或沿轴向方向a2和径向方向r2之间的任何其它合适方向延伸。应当理解，如本文所使用的，近似项，例如“近似”，“基本上”或“大约”，是指在10％的误差范围内。

所描述的一个或多个结构构件226被配置为用于风扇222的入口导向叶片，使得一个或多个结构构件226被成形和定向成引导和调节进入后发动机200的空气流，以增加后发动机200的效率。在某些示例性实施例中，一个或多个结构构件226可被配置为在机舱224和飞行器10的机身20之间延伸的固定入口导向叶片，或者可选地，一个或多个结构构件226可以配置为可变入口导向叶片。

此外，后发动机200包括一个或多个出口导向叶片238和尾锥240。用于所示实施例的一个或多个出口导向叶片238在机舱224和尾锥240之间延伸，用于增强后发动机200的强度和刚度，以及用于引导空气流通过后发动机200。出口导向叶片238可以沿圆周方向c2均匀地间隔开(见图7)，或者可以具有任何其他的合适间距。另外，出口导向叶片238可以是固定的出口导向叶片，或者可选地可以是可变的出口导向叶片。

在多个风扇叶片228的后面，并且对于所描绘的实施例，在一个或多个出口导向叶片238的后面，后发动机200另外在机舱224和尾锥240之间限定喷嘴242。喷嘴242可以配置成从流过其中的空气产生一定量的推力，并且尾锥240可以成形为最小化后发动机200上的阻力。然而，在其他实施例中，尾锥240可以具有任何其他形状，并且例如可以在机舱224的后端的前方终止，使得尾锥240在后端被机舱224包围。另外，在其他实施例中，后发动机200可以不配置为产生任何可测量的推力量，而是可以配置成从飞行器10的机身20的空气的边界层摄取空气并且增加能量/加速这种空气以减少飞行器10上的整体阻力(从而增加了飞行器10的净推力)。

仍然参考图4，后发动机200，或者更确切地说机舱224，在机舱224的前端246处限定入口244。入口244由机舱224与机身20限定，即在机舱224和机身20之间。如上所述，后发动机200的机舱224围绕后发动机200的风扇222的多个风扇叶片228延伸并包围后发动机200的风扇222的多个风扇叶片228。对于所示的实施例，机舱224还至少部分地围绕后发动机200的中心轴线220延伸，并且至少部分地围绕飞行器10的平均线18延伸。具体地，如所示的实施例，机舱224绕后发动机200的中心轴线220延伸大致三百六十度(360°)，并且围绕飞行器10的平均线18延伸大致三百六十度(360°)。

值得注意的是，通过定位后发动机200使得后发动机200的机舱224至少部分地围绕飞行器10的后端16附近的机身20延伸，例如，机舱224的底部分248可以不干扰飞行器10的起飞角48(参见图2)。例如，如图所示，后发动机200的机舱224包括位于由机身20限定的起飞平面50的内侧的至少一部分(参见图2)。特别是对于所示的实施例，机舱224的整个底部分248与机身20的起飞平面50成直线或向内定位。对于至少某些现有技术的飞行器，机身20的起飞平面50指示用于飞行器后端的机身底部分的传统形状。

现在参照图5至图8，将更详细地描述示例性飞行器10的后端16的形状以及用于提供改进的边界层摄取的特征。更具体地，图5和6提供了安装到机身20的后发动机200的示意性横截面侧视图。图7和8提供了沿图5中的线x-x截取的机身的示意性横截面视图。

参照图5，根据示例性实施例，机身20的顶侧202限定顶表面302，边界层空气沿着顶表面302流过飞行器10。类似地，底侧204限定底表面304，边界层空气沿着底表面304流过飞行器10。如上所述，希望加速低速边界层气流以提高推进效率。这里描述的飞行器10的特征实现了这些和其他目的。

根据所描述的实施例，顶表面302限定第一点310，第一点310位于垂直于纵向方向12的平面中并且定位在垂直稳定器32的前缘64与机身20相遇的位置处或之后。此外，顶表面302限定第二点312，第二点312位于垂直于纵向方向12的平面中，在第一点310的下游。例如，第二点312可位于竖直稳定器32的后缘66与机身20相遇的位置处或前方。顶表面302还限定了沿着机身20的顶表面302定位在第一点310和第二点312之间的上拐点314。如图所示，顶表面302的第一部分316在第一点310和上拐点314之间延伸，并且顶表面302的第二部分318在上拐点314和第二点312之间延伸。

如图5所示，当从机身20的外部向下看到顶表面302上时，第一部分316是凸曲线。此外，当从机身20的外部向下看到顶表面302上时，第二部分318是凹曲线。在这方面,机身20通常在靠近后发动机200的凹表面上游来限定凸表面。以这种方式，边界层气流可以更有效地分布在后发动机200内。因此，后发动机200可以摄取所需量的较慢移动的边界层气流，并且可以将该低速空气作为相对较高速度的空气排出，从而提高飞行器10的推进效率。

应当理解，底表面304和靠近机身20的后端16绕着机身20周向定位的任何其他表面可以具有与顶表面302类似的轮廓。例如，底表面304限定例如位于与第一点310相同的平面中的第一点320。另外，底表面304限定例如位于与第二点312相同的平面中的第二点322。应当理解，第一点320和第二点322可以替代地沿着机身20的底表面304定位在任何合适的位置。底表面304还限定沿着机身20的底表面304定位在第一点320和第二点322之间的下拐点324。如图所示，底表面304的凸第一部分326在第一点320和下拐点324之间延伸，并且底表面304的凹第二部分328在下拐点324和第二点322之间延伸。

如图所示，机身20在到后发动机200的入口244上游限定上拐点314和下拐点324。根据所述实施例，上拐点314和下拐点324限定在同一平面中，在竖直稳定器32的前缘64和竖直稳定器32的后缘66之间。例如，上拐点314和下拐点324可以限定在竖直稳定器32的前缘64和后缘66之间的中间点。但是，应当理解，上拐点314和下拐点324可以限定在机身20上的任何合适位置。例如，上拐点314和下拐点324可以限定在垂直于纵向方向12的平面中，即沿着连接线68从前缘64到后缘66的路径的四分之三。此外，上拐点314和下拐点324可以沿纵向方向12定位在不同的位置(即可以在不同的垂直平面中)。还应当理解，这里讨论的上拐点314和下拐点324的位置仅用于解释本主题的各方面。机身20的顶表面302和底表面304的其他位置和配置是可能的，并且在本主题的范围内。

参照图5，根据示例性实施例，机身20的顶表面302限定切线350，切线350平行于顶表面302延伸且与机舱224的前唇部246相交。根据所示实施例，切线350限定在线xx与机身20交叉处(大约在竖直稳定器32的前缘64和后缘66之间的一半处)。但是，其他位置也是可能的。值得注意的是，根据所示实施例，机身20的顶表面302进一步限定了位于后端16处且刚好位于后发动机200上游的凹陷部分354。凹陷部分354被限定为顶表面302向内朝向机身20(即朝向飞行器10的平均线18)凹陷。然而，因为相对较高速度的边界层空气不能像低速空气那样容易地跟踪凹陷部分354，所以相对较高速度的空气沿着由切线350限定的轨迹延续，从而避免了后发动机200的摄取。

应该理解的是，图5中所示的机身20的形状仅是一个示例性机身20的形状。根据替代实施例，机身20可以以适合于优化摄取边界层空气的任何方式成形。例如，参考图6所示，机身20可以沿机身20的后端限定若干区域，每个区域是凹的、凸的或直的并且具有变化的曲率半径。

更具体地，根据所描述的示例性实施例，机身20限定第一区域360，第一区域360沿着连接线68在前缘64和沿着连接线68的第一点之间延伸。例如，当从机身20外部向下看到顶表面302上时，第一区域360是凸起的。另外，第一区域360可以具有相对大的曲率半径，即第一半径361。根据示例性实施例，第一区域360可以进一步限定沿着其长度的平均角度，该平均角度相对于纵向方向12约为10度或更小。

机身20还限定第二区域362，第二区域362沿着连接线68在第一区域360和沿着连接线68的第二点之间延伸。例如，当从机身20外部向下看到顶表面302上时，第二区域362也是凸出的。第二区域362可以具有曲率半径，即第二半径363，其与第一半径361相比相对较小。例如，根据一个示例性实施例，第一半径361与第二半径363的比率可以是2：1、3：1、4：1或更高。此外，根据示例性实施例，第二区域362可以进一步限定沿着其长度的平均角度，该平均角度相对于纵向方向12约为20度或更小。

机身20还限定了第三区域364，其沿着连接线68从第二区域362朝向连接线68的端部延伸。例如，第三区域364可以终止于连接线68的端部，或者风扇128前面的任何其他位置。第三区域364是凹形的并且可以具有曲率半径，即第三半径365，其与第二半径363相比相对较大。例如，第三半径365可以与第一半径361大致相同。应当理解，上述区域仅用于解释本主题的各方面。可以存在少于或多于三个的不同的区域，并且每个区域可以是凹的，凸的或具有任何合适的曲率半径。

现在参照图7和图8，将根据本主题的示例性实施例描述机身20的两个可选的横截面视图。尽管用于描述机身的横截面的轮廓是不同的，但是将使用类似的附图标记来描述它们。还应当理解，本文讨论的横截面仅用于解释本主题的各方面，并不旨在限制范围。根据具体应用，机身20的横截面轮廓可以根据需要沿机身20的长度变化，以改善进入后发动机200的边界层气流的摄取。

现在具体参照图7，将描述根据本主题的示例性实施例的第一横截面330。根据所示实施例，横截面330可以沿图5中的线x-x截取。然而，应当理解，横截面330可以沿着纵向方向12定位在机身20的任何合适位置处。例如，横截面330可以限定在前缘64和后缘66之间的中间点处。或者，横截面330可以限定在沿着纵向方向12的位置，该位置是沿着连接线68从前缘64到后缘66的路径的四分之三。

如图所示，横截面330限定水平参考线332，水平参考线332沿横向方向l在横截面330的侧之间延伸。此外，水平参考线332穿过后发动机200的中心轴线220延伸(也参见图4)。以这种方式，水平参考线332限定了横截面330的上半部分334，该部分沿着竖直方向v定位在水平参考线332上方。此外，水平参考线332限定了横截面330的下半部分336，该部分沿着竖直方向v定位在水平参考线332下方。特别地，根据所示实施例，上半部分334的上半部分横截面面积大于下半部分336的下半部分横截面面积。以这种方式，入口244可被配置为捕获流过机身20的足够且均匀量的边界层空气。例如，根据示例性实施例，上半部分334的上半部分横截面面积可比下半部分336的下半部分横截面面积大至少约10％。

如图7所示，机身20还限定参考圆338。参考圆338限定在与横截面330相同的平面中，具有与中心轴线220对应的中心点340，并且具有等于水平参考线332长度或者比水平参考线332长度略长(例如，小于百分之二十)的直径。横截面330限定圆周342，参考圆338限定圆周344。根据所示实施例，横截面330上半部分334的圆周342的至少一部分位于参考圆338的外部。另外，横截面330的下半部分336的圆周342的至少一部分位于参考圆338内。以这种方式，横截面330通常可以更厚，或者在上半部分334上相对于下半部分336具有更大的横截面面积。横截面330可以设计成使边界层气流移位，以使后发动机200最大化摄取低速空气并提高飞行器10的推进效率。

如图7和8所示，横截面330可以从参考圆338移位，使得机身20具有用于边界层摄取的改进轮廓。横截面轮廓对于沿纵向方向12的其他位置处截取的横截面可以是类似的，或者可以根据应用而变化。然而，根据示例性实施例，横截面330的圆周342等于参考圆338的圆周344。以这种方式，沿着成形为横截面330的机身的表面阻力可以基本上类似于沿着成形为参考圆338的机身的表面阻力。

根据替代实施例，水平参考线332沿横向方向l横跨横截面330的最宽部分延伸。在这样的实施例中，水平参考线332与中心轴线220相交与否都可以。例如，如图7所示，水平参考线332沿竖直方向v定位在中心轴线220上方。然而，横截面330的圆周342再次是恒定的。这种配置可用于在风扇入口244周围的边界层气流上提供更均匀的流动分布。

如图7所示，横截面330的上半部分334可以相对于参考圆338具有最大位移370。根据所示实施例，横截面330的上半部分334的最大位移370的点相对于竖直方向v围绕圆周方向约为45度和315度。类似地，横截面330的下半部分336可以相对于参考圆338具有最大位移372。根据所示实施例，横截面330的下半部分336的最大位移372的点相对于竖直方向v围绕圆周方向c2约为135度和225度。应当理解，这些最大位移的角度仅是近似的并且可以根据应用而变化。根据所示实施例，上半部分334的最大位移370等于下半部分336的最大位移372。

参照图8，根据示例性实施例，横截面的下半部分336可相对于参考圆338向内逐渐变细。更具体地，如图所示，下半部分336的每一侧相对于竖直基准线(未示出)沿着圆周方向c沿着七点钟位置和九点钟位置之间的基本直线逐渐变细。然而，根据替代实施例，下半部分336可采用适于改善进入后发动机200的边界层空气量的任何形状。

具有以上述方式成形的机身和/或以上述方式配置的后发动机的飞行器可以允许捕获最佳量及最佳分布的来自机身的边界层空气流。更具体地，机身20的成形导致沿着机身20和风扇入口244的圆周方向c2的边界层气流的更均匀分布。流入后发动机200的边界层空气的速度可以类似于从上半部分334到下半部分336，因此提高了推进效率，同时减少了多个风扇叶片228上的振动，噪音和磨损。

该书面描述使用示例以公开本发明，包括最佳模式，并且也使本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统，以及执行任何组合方式。本发明的专利范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求的字面语言相同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差别的等效结构元件，则这些其他示例意图在权利要求的范围内。