用於減小飛行器噪音的方法和裝置的製作方法

2023-10-04 08:43:49 4

專利名稱：用於減小飛行器噪音的方法和裝置的製作方法
用於減小飛行器噪音的方法和裝置技術領域
本公開大體涉及飛行器構造，並且更具體地，涉及用於以減小飛行器噪音的方式來放置飛行器的發動機的設置。
背景技術：
燃料費用的增加和越來越嚴格的環境法(例如碳稅)推動著具有改進的燃料效率和減少碳消耗的飛行器推進系統的發展。已知的提供改進的燃料效率的一種推進系統或者推進器構造是開放式風扇推進器(open fan propulsor)。開放式風扇推進器可以被配置得類似於通常用在商用飛行器中的涵道渦扇發動機，除了開放式風扇推進器可以包括位於發動機艙前方或者外部上的反向旋轉轉子之外，與其相反，涵道渦扇發動機包括位於發動機艙內部的一個或更多個風扇。
與開放式風扇推進器相關的一個缺點是它們的高噪音輸出。研究顯示開放式風扇推進器產生不可接受的高噪音水平，這可能不良地影響機場附近的公眾。另外，在飛行器飛出期間，開放式風扇推進器的高噪音水平可能影響位於飛行器的飛行航線下面的公眾。此外，具有開放式風扇推進器的飛行器受主管團體例如聯邦航空局(FAA)和國際民間航空組織(ICAO)強制的越來越嚴格的噪音要求的約束。例如，FAA執行與ICAO —致的噪音認證規定，並且這對飛行器起飛或著陸期間飛行器可能產生的噪音量設置了限制。
對於噪音認證，FAA要求起飛噪音和著陸噪音的測量以便證實這些噪音低於預定限值。起飛噪音包括跑道側方噪音(sideline noise)和低空飛行噪音(flyover noise)。 在飛行器起飛期間在離跑道中心線一設定橫向距離處測量跑道側方噪音。在飛行器飛過測量位置時，在飛行航線下方離跑道的下遊端一設定距離處測量低空飛行噪音。對於著陸， FAA要求測量接近噪音，當飛行器接近跑道閾值時，在飛行器滑翔道下面的某位置處測量接近噪音。然而，接近噪音大體上但不排他地是在機身部件(例如起落架和機翼襟翼)上方或者周圍流動的空氣的結果。由於在接近期間飛行器發動機的相對低功率的設置，所以發動機噪音促成了飛行器的累積接近噪音的較大部分。
為了減小跑道側方噪音和低空飛行噪音，已經進行了研究以確定可以應用到開放式風扇推進器的發動機水平降噪技術。確定的發動機技術主要針對於推進器構造和開放式風扇推進器的反向旋轉的前部轉子和後部轉子的設置。例如，一種降噪技術提出前部轉子和後部轉子之間的間隔增加。其他降噪技術包括葉片剪裁以減小轉子葉片盤中的一個的整體直徑，和改變葉片形狀和構造以減緩帶轉子的葉片的噪音。遺憾地是，每種降噪技術都導致開放式風扇推進器的推力和燃料效率的下降。
可以看出，本領域需要用於在保持由開放式風扇推進器提供的燃料效率利益的同時降低開放式風扇飛行器產生的噪音的飛行器構造。理想地，在飛行器上不引入非空氣動力學表面且不增加已有的用於噪音阻擋目的的空氣動力學表面的尺寸和數量的情況下，實現噪音的減小。發明內容
以上提及的與開放式風扇推進器相關的需求通過本公開解決和減輕，在一個實施例中，本公開提供了用於包括機身、機翼和至少一個推進器的飛行器的構造。機翼具有包括機翼上表面、後梁和機翼後緣的部件。推進器包括至少一個開放式風扇，其包括一個或更多個轉子並且限定了轉子直徑和葉片繞其旋轉的轉子軸線。推進器可以優選地被安裝成使得一個或更多個轉子沿翼弦線測量縱向地位於後梁與機翼後緣之間，該翼弦線由與轉子軸線重合的豎直平面限定。轉子可以豎直地定位使得轉子直徑的最低點在機翼上表面以上。
在又一個實施例中，公開了用於開放式風扇飛行器的聲屏障的設置，開放式風扇飛行器包括大體管狀的機身和具有翼梢、機翼上表面、後梁和機翼後緣的機翼。該設置包括具有反向旋轉的前部轉子和後部轉子的推進器，前部轉子和後部轉子限定轉子直徑和轉子軸線，並且包括多個轉子葉片，每個轉子葉片具有葉片可以繞其樞轉的葉片間距軸線。前部轉子和後部轉子的葉片間距軸線可以限定它們之間的中點。推進器可以被安成使得轉子縱向地定位，使得中點沿翼弦線測量在後梁和機翼後緣之間，該翼弦線由與轉子軸線重合的豎直平面限定。另外，轉子可以被縱向定位，使得當機翼在接近Ι-g的機翼負載下向上偏斜時，中點在翼梢的最前面的點與最後面的點之間。轉子可以被豎直地定位，使得轉子直徑的最低點在機翼上表面的豎直上方。
還公開了減小由飛行器的推進器產生的噪音的方法。推進器可以包括具有轉子直徑和轉子軸線的至少一個開放式風扇。飛行器可以包括具有機翼上表面、後梁和機翼後緣的機翼。該方法可以包括將轉子沿翼弦線測量縱向定位在後梁與機翼後緣之間的步驟，該翼弦線由與轉子軸線重合的豎直平面限定。該方法另外可以包括縱向定位轉子使得轉子直徑的最低點在機翼上表面以上。
在又一個實施例中，公開了減小由飛行器的推進器產生的噪音的方法，其中推進器包括反向旋轉的前部轉子和後部轉子，前部轉子和後部轉子限定了轉子直徑和轉子軸線。前部轉子和後部轉子可以包括多個轉子葉片，每個轉子葉片包括葉片間距軸線。前部轉子和後部轉子的葉片間距軸線可以限定它們之間的中點。飛行器可以包括具有翼梢、後梁和機翼後緣的機翼。該方法可以包括安裝推進器使得中點沿翼弦線測量縱向地位於後梁與機翼後緣之間的步驟，該翼弦線由與轉子軸線重合的豎直平面限定。該方法另外可以包括當機翼在接近l-g的機翼負載下向上偏斜時將中點縱向定位在翼梢的最前面的點與最後面的點之間的步驟。轉子直徑的最低點可以豎直地位於機翼上表面以上。該方法另外可以包括豎直地定位前部轉子和後部轉子，使得當機翼在接近l-g的機翼負載下向上偏斜時轉子直徑的最高點在翼梢以下。
已經討論的特徵、功能和優點可以在本公開的各種實施例中獨立地實現，或者可以在另一些實施例中組合，其進一步的細節可以參考以下說明書和附圖。


當參考附圖時，本公開的這些和其他特徵將變得更顯而易見，其中相同的附圖標記表示類似的部件，其中
圖1是具有一對開放式風扇推進器的飛行器的實施例的後視立體圖的圖示說明， 該一對開放式風扇推進器被安裝成使得每個推進器的轉子中的至少一個轉子大體位於機翼以上並且/或者鄰近機翼後緣；
圖2是飛行器的正視圖，其圖示說明表示開放式風扇推進器的聲發射的橫向向外延伸的向量，並且還圖示說明了聲發射在接近l_g機翼負載下在偏斜機翼上的反射和針對未偏斜機翼的未反射的聲發射；
圖3是飛行器的側視圖，其圖示說明了提供轉子的聲屏障的飛行器的實施例，當機翼在接近l_g機翼負載下向上偏斜時，轉子的聲屏障由機翼的外側部分提供；
圖4是飛行器的俯視圖，其圖示說明了大體在機翼後梁後面的每個推進器的前部轉子和後部轉子的位置，並且還圖示說明了聲發射角度向量，其與飛行器的實施例中的機翼的外側部分相交；
圖5是沿圖1的線5取得的機翼和推進器的放大的剖面圖，並且其圖示說明了在飛行器的實施例中前部轉子和後部轉子的葉片節距軸線之間的中點的位置；
圖6是機翼和推進器的放大的剖面圖，並且其圖示說明了在一個實施例中推進器的安裝，這引起當機翼被取向成相對於自由流處於正迎角時，轉子軸線相對於機翼上表面上方的局部流動的負局部迎角；
圖7是沿圖3的線7取得的飛行器的部分截面圖的俯視圖，並且其圖示說明了使轉子大體上縱向不與飛行器艙內的乘客座位對齊的推進器的安裝的實施例；
圖8是飛行器的俯視圖，其圖示說明了一個實施例，其中轉子縱向地位於後梁的後面，並且機翼被配置成使得聲發射角向量在翼梢的最前面的點與最後面的點之間與機翼的外側部分相交；
圖9是飛行器的俯視示說明，其圖示說明了推動器構造中的推進器；
圖10是飛行器的俯視示說明，其圖示說明了渦扇構造中的推進器；
圖11是飛行器的俯視示說明，其圖示說明了渦扇，該渦扇被安裝成使得渦扇室的第二流出口縱向不在機翼前緣的前方；
圖12是飛行器的正視示說明，其圖示說明了飛行器的實施例中渦扇的豎直位置；
圖13是與具有開放式風扇推進器和機翼的飛行器有關的聲級衰減輪廓的圖，其中開放式風扇推進器安裝得如圖1-5所示，機翼處於類似於如圖2所示的未偏斜形狀；
圖14是與具有與圖2所示的類似的偏斜形狀的機翼的飛行器有關的聲級衰減輪廓的圖15是與飛行器相關的聲級衰減輪廓的圖，並且其中轉子縱向地位於後梁與後緣之間；
圖16是與飛行器相關的聲級衰減輪廓的圖，其中轉子的中點縱向地位於後梁與後緣之間，並且機翼配備有掠角，使得在機翼的外側部分設有由推進器發射的噪音的聲屏障；以及
圖17是流程圖，其圖示說明了可以在衰減由飛行器發射的噪音的方法中實施的一個或更多個操作。
具體實施方式
現在參考附圖，其中圖示是出於圖示說明本公開的優選實施例和各種實施例的目的，圖1中所示的是飛行器10的後透視示說明，飛行器10具有被配置成開放式風扇設置116的一對推進器100。推進器100可以相對於飛行器10的機身12和機翼13以利用在接近l_g的機翼負載46下飛行器10的機翼30的自然柔性的方式被定位，接近l_g的機翼負載46引起機翼30偏斜和向上彎曲。接近l_g的機翼負載46可以開始於起飛期間，並且可以在剩餘的飛行期間基本持續。應該注意，機翼負載在飛行期間大體可以變化。例如，在起飛期間，機翼負載可以取決於攀升速度和其他因素。
機翼30的柔性和機翼30的向上彎曲程度可以取決於機翼30所支撐的總質量、機翼30的剛度特性和其他因素。然而，一般而言，接近l_g的機翼負載46可以導致機翼30的偏斜構造，其可選地與如下所述的機翼二面角2 結合從而有利地提供對由推進器100產生的噪音的聲屏障。在這方面，機翼30可以提供在橫向方向上對於推進器噪音的反射性聲屏障，如下面更詳細描述的。此外，機翼30可以在大體向上或者豎直方向和其他方向上提供對於推進器噪音的反射性聲屏障，如下面描述的。
如最佳從圖2示出的，偏斜機翼44的向上彎曲可能部分由於機翼3的材料性質和構造。例如，機翼30可以至少部分地由例如纖維增強材料的複合材料構造，該纖維增強材料包括但不限於碳纖維增強聚合材料。與由常規(例如，金屬)構造的機翼所提供的柔性程度相比，機翼30的複合構造可以便於機翼30在負載下的相對大的柔性程度和向上彎曲程度。圖2圖示說明了在接近Ι-g的機翼負載46下偏斜機翼44相對於未偏斜機翼42的彎曲，該未偏斜機翼42以虛線顯示在偏斜機翼44下面。在本公開中，接近l_g的機翼負載 46可以包括由飛行器10的機翼30在起飛期間和上面提及的剩餘飛行部分期間支撐負載飛行器10的質量的過程中產生的空氣動力學提升力所導致的負載。在這方面，如此處公開的接近l_g的機翼負載46可以排除加在機翼30上的負載，例如陣風負載、機動負載和機翼 30可能承受的其他負載。
參考圖1，飛行器10被圖示為商業運輸飛行器10。在這方面，應該注意到，如此處公開的推進器100的設置可以應用於任何飛行器10而沒有限制，並且不限於附圖中圖示說明的類型的商用飛行器10。如圖1所示，飛行器10可以具有大體橢圓、圓柱形或管狀的機身12，其具有在飛行器10的前端14處的機頭18和在後端16處的尾翼20。尾翼20可以包括常規的空氣動力學面，包括但不限於用於偏航控制的豎直穩定器22和舵M以及用於俯仰控制(pitch control)的水平穩定器沈和升降舵觀。儘管圖示的是T型尾部構造，但尾翼20可以設置成任何設置，例如V型尾部構造或者常規的尾部構造，其中水平穩定器沈和/或升降舵觀被安裝成在豎直穩定器22和/或舵M的下部處鄰近機身12。
仍參考圖1，飛行器10可以包括從機身12的相反側面橫向向外延伸的一對機翼 30。飛行器10可以設置成低翼設置，其中機翼30可以在機身12的下部被連接到機身12， 以便於將推進器100大體安裝在機翼30的上方和/或後方，如下面更詳細描述的。每個機翼30都可以具有機翼上表面48、機翼下表面50、機翼前緣52和機翼後緣M。
簡要地參考圖4，機翼前緣52和機翼後緣M可以設有合適的掠角(分別用附圖標記230、232指示)，用於空氣動力學穩定和控制的目的以及用於聲屏障的目的，如下所述。 例如，機翼後緣討可以具有在近似0°到-15°的範圍內的掠角232，並且更優選的是近似-5°到-10°範圍內的掠角232。然而，機翼後緣討可以具有任何合適的掠角232。在這方面，機翼30的掠角230、232可以關於推進器100的縱向位置被優化，從而最大化對於推進器噪音的聲屏障，如下面更詳細描述的。每個機翼30可以包括內側部分60，其可以被限定為機翼30在機身12和由推進器100的轉子軸線114的橫向位置所限定的機翼30上的橫向位置之間延伸的那部分，如最佳從圖4所示。機翼30的外側部分62可以在轉子軸線114的橫向位置與翼梢34之間延伸。如能從如1看到的，每個翼梢34可以可選地包括翼梢裝置40或翼梢處理(wing tip treatment)。例如，圖1圖示說明了翼梢裝置40為被安裝到每個機翼30的翼梢34的傾斜尖端。然而，翼梢裝置40可以設置成任何構造而沒有限制，包括非平面的小翼構造，其可以從翼梢34大體豎直向上地延伸。還可以從機翼30省略翼梢裝置40。參考圖1，每個推進器100被圖示為通過從機身12向外延伸的塔架102被安裝到飛行器10。塔架102被圖示為從機身12的上部大體橫向向外延伸，如最佳從圖2中所見。 另外，圖2圖示說明了每個塔架102從機身12的上部略微向下朝推進器100傾斜。此外， 塔架102可以具有前掠角或後掠角。然而，塔架102可以被設置成適合用於安裝推進器100 的任意取向和構造，並且不限於如圖1-4所示的從機身12延伸的單個塔架102。例如，推進器100可以通過可以從機身12的任何位置延伸的多個支杆(未示出)安裝。此外，可以設想推進器100可以通過從機翼30向上且向後延伸的一個或更多個塔架102或支杆(未示出)被支撐在機翼30上。還應該注意，塔架102可以優選地被設置成非空氣動力學構造，並且/或者具有相對薄的橫截面形狀以便最小化氣動阻力並且消除對相對大的塔架-機身整流罩(未示出) 的需求，相對大的塔架-機身整流罩會不良地增加氣動阻力。更優選地，此處公開的飛行器 10設置的塔架102具有相對薄的橫截面形狀，並且/或者具有可以與機身12成為一體的非升力生成構造，其在塔架102和機身12的相交處具有相對小半徑的圓角(未示出)以便將氣動阻力最小化。然而，應該認識到，塔架102可以被提供成任何合適的設置，包括提供空氣動力學優點的設置。參考圖1，推進器100被圖示成開放式風扇設置116。例如，圖1圖示說明了每個推進器100包括一對反向旋轉並且軸向對齊的前部轉子IlOa和後部轉子110b，前部轉子和後部轉子每個都具有可繞轉子軸線114(圖4)旋轉的多個葉片122。此外，圖1圖示說明了牽引機設置120中的推進器100，其中前部轉子IlOa和後部轉子IlOb位於被裝納在核心箱體(core case) 104內的發動機核心(engine core) 106的前方。可替換地，推進器100可以被配置成如圖9所示的推動器設置(pusher arrangement) 118，其中前部轉子IlOa和後部轉子IlOb位於發動機核心105的後方，如下面更詳細描述的。此外，推進器100可以被配置成渦扇150設置，如在圖10-12中圖示說明並在下面描述的。參考圖2，其示出了飛行器10的正視圖，其圖示說明了推進器100，該推進器100 的轉子直徑(用附圖標記113指示)被限定為前部轉子IlOa和後部轉子IlOb的最大直徑並且在葉片122旋轉期間在葉片頂部130的最外側點處測量。儘管圖2-9圖示說明了的推進器100具有相等轉子直徑113的前部轉子IlOa和後部轉子110b，但本公開也考慮了具有單個轉子(未示出)的推進器100。例如，對於具有兩個轉子110的推進器，前部轉子IlOa 和後部轉子IlOb可以具有不相等的轉子直徑113。在這方面，還應該注意，在本公開中，對於具有不等直徑113的多個轉子110的多轉子推進器100，對轉子直徑113的參考是就最大轉子直徑113而言的。
參考圖1-5，在下面關於機翼30和機身12描述了本公開中飛行器10的推進器100 相對於圖中所述的飛行器坐標系200的定位。飛行器坐標系200在圖1中被圖示說明為笛卡爾坐標系統，其中X沿縱軸線202的方向指向後面，縱軸線202在飛行器10的前端14和後端16之間延伸。當從飛行器10的前端14向後看時，如圖2所示，Y軸線沿橫向軸線204 的方向橫向地指向左邊。Z軸線沿豎直軸線206的方向指向上面，如最佳從圖2所見。在本公開中，每個推進器100的定位基於推進器100的一個或更多個轉子相對於機翼30和機身12的縱向、橫向和豎直方向的位置。例如，對於具有前部轉子IlOa和後部轉子IlOb的推進器100，前部轉子IlOa和後部轉子IlOb的縱向位置可以基於前部轉子IlOa 和後部轉子IlOb的每個葉片122的葉片間距軸線124(圖5)的位置。如圖5所示，葉片122 在葉片根部128處從旋轉器108向外延伸。葉片122可以繞葉片間距軸線124樞轉，從而改變間距，這與轉子110的旋轉速度、推進器100的期望推力輸出和/或其他參數相對應。 轉子110可以包括轉子中心112(圖2)，其被限定為轉子110的幾何中心。前部轉子IlOa的葉片122的葉片間距軸線124位於距後部轉子IlOb的葉片122 的葉片間距軸線1 在一定距離(圖5中的附圖標記145)處，並且在前部轉子IlOa和後部轉子IlOb的葉片間距軸線IM之間的中間某距離(圖5中的附圖標記146)處限定轉子軸線114上的中點147。在圖1-9中所示的實施例中，前部轉子IlOa和後部轉子IlOb的縱向位置可以基於葉片間距軸線1 之間的中點147。對於具有單個轉子110(未示出)的推進器100，轉子110的縱向位置可以位於葉片122的葉片間距軸線124處。仍參考圖1-5，轉子110的橫向位置可以相對於橫向軸線204(圖2)被限定，並且可以基於轉子直徑113相對於機身12的橫向位置。前部轉子IlOa和後部轉子IlOb的豎直位置可以相對於豎直軸線206被限定，並且可以基於轉子直徑113相對於翼梢34的最高點126(圖2)的豎直位置，或者基於轉子直徑113相對於機翼上表面48或者機翼30的任何其他合適的特徵的最低點125(圖2)。如可從圖5看見的，每個推進器100可以被安裝成使得前部轉子IlOa和後部轉子 IlOb的中點147可以被縱向地定位為不比機翼30的後梁58更靠前。後梁58與中點147 之間的縱向距離可以由用附圖標記140指示的距離限定。中點147可以位於後梁58上的位置參考豎直平面208，從圖1中最佳看出。在轉子軸線114位於豎直平面208上的意義上，如圖1所示，豎直平面208與轉子軸線114重合。如圖1和圖5所示，豎直平面208可以限定在豎直平面208與機翼30相交的位置處的機翼部分214和翼弦線216。如本領域公知的，翼弦線216被限定為從機翼30截面的後緣M延伸到機翼30截面的前緣52的最前部位置的線。還應該注意，縱向地位於後梁58後面的中點147的描述不被解釋為在沿翼幅的所有位置處均將轉子110物理定位在後梁58的後面。如此處公開的轉子110的縱向位置是沿縱向軸線202的轉子110的位置，並且不被解釋為在不考慮轉子的橫向和豎直位置的情況下定位推進器100。如圖5所示，每個推進器100可以被安裝成這樣的實施例，即其中前部轉子IlOa 和後部轉子IlOb的中點147被縱向定位成不比沿翼弦線216測量的後梁58的最後側點更靠前。後梁58可以被限定為機翼30的最後側梁。圖5圖示說明了機翼30的前梁56，其位於後梁58的前面。儘管圖5圖示說明了前梁56和後梁58，但機翼30可以包括在前梁56 和後梁58之間的一個或更多個附加梁(未示出)並且/或者可以包括位於前梁56前面的附加梁(未示出)。如本領域所公知的，飛行器10的機翼30的梁大體上是用於承載飛行器 10的機翼30可能由於氣動升力而受到的大部分彎曲負載的主要結構元件。當機翼30沒有氣動地加載時，機翼30的梁還可以承載靜負載和動負載。有利地，在本公開中，將一個或更多個轉子110大體定位在後梁58後面降低了損失機翼30的結構完整性的風險，損失機翼30的結構完整性包括在推進器100的操作期間轉子110的葉片122的異常事件中損失後梁58的完整性。參考圖3-4，轉子110還可以優選地被安裝成使得當機翼30在近似l_g的機翼負載46 (圖2)下向上偏斜時，前部轉子IlOa和後部轉子IlOb的中點147縱向不比翼梢34 的最前側點34更靠前。然而，可設想中點147可以位於翼梢34的最前側點34的稍前方。 如圖4所示，翼梢34的最前側點34可以被限定為機翼前緣52與除去翼梢裝置40 (例如， 圖4所示的傾斜尖端)的翼梢34的交點。通過將推進器100定位成使得中點147不比翼梢34的最前側點34更靠前，有利地提供了對推進器100的噪音的聲屏障，如從圖2最佳看見的。在這方面，圖2圖示說明了橫向延伸的聲發射角度向量212，其在近似Ι-g的機翼負載46下被偏斜的機翼44上向上反射。聲發射角度向量212表示推進器100的聲發射。 圖2還圖示說明了相對於如可能發生於具有有限柔性的常規金屬構造的機翼30的可用未偏斜機翼42得到的減少的聲屏障，由偏斜機翼44的向上彎曲產生的增加量的聲屏障。此夕卜，圖2圖示說明了可以有助於聲屏障的機翼30的二面角(用附圖標記2 指示)，其中機翼30以在0°和近似15°或更大的角度之間的角度向上取向，並且更優選地是在近似5° 到10°之間的角度向上取向。機翼30的二面角(附圖標記228)可以在機翼30未氣動加載的情況下在轉子軸線114的內側60的機翼30上的某位置處測量。關於這方面，二面角 228可以在機翼根部32處或者在機翼30與機身12的連接處或交點處被測量。參考圖1-5，推進器100還可以被安裝成使得當機翼30在近似l_g的機翼負載46 下向上偏斜時，中點147被縱向定位成不比翼稍34的最後側點38(圖4)更靠後。圖4圖示說明了飛行器10的俯視圖，其示出從轉子110橫向向外延伸的聲發射角度向量212。在圖4中，聲反射角度向量212大體上可以代表如上所示由推進器100發射的噪音，並且可以被限定為沿轉子軸線114在中點147處的交點產生。在圖4中，從中點147延伸的聲發射角度向量212可以被視為在大體在翼梢34的最前側點34與最後側點38之間某位置處與機翼30相交，使得在機翼30在近似Ι-g的機翼負載46 (圖2)下偏斜期間當聲發射角度向量212從機翼上表面48反射時，機翼30提供對由轉子110產生的噪音的聲屏障。如之前指示的，當機翼30在近似Ι-g的機翼負載46 下向上偏斜時，翼梢34的最前側點38可以被限定為翼梢34與機翼後緣M的交點。對於單轉子推進器100的構造(未示出)，推進器100可以被定位為使得單轉子 (未示出)的葉片間距軸線124(圖5)縱向不比後梁58更靠前，這與圖5中所示的前部轉子IlOa和後部轉子IlOb的設置類似。另外，當機翼30在近似Ι-g的機翼負載46 (圖2) 下向上偏斜時，單轉子的葉片間距軸線1 優選地被縱向定位為不比翼梢34的最前側點34 更靠前。另外，當機翼30在近似Ι-g的機翼負載下向上偏斜時，單轉子(未示出)的葉片間距軸線1 優選地被定位為不比翼梢34的最後側點38更靠後。參考圖2和圖5，轉子110的豎直位置可以是使得轉子110縱向地位於機翼30上表面以上或者處於比機翼30上表面更高的高度。對於圖2和圖5所示的推進器100的反向旋轉的前部轉子IlOa和後部轉子110b，推進器100可以被安裝成使得轉子直徑113的最低點125豎直地位於機翼上表面48的上方或者處於比機翼上表面48更高的高度，如從圖 5最佳看到的。關於這方面，圖5圖示說明了沿機翼30處於橫向位置處的轉子直徑113的相對位置，其中豎直平面208與機翼30相交，如圖1所示。儘管圖5圖示說明了在機翼上表面48以上的相對大的間隔或距離處的轉子直徑 113，但推進器100可以被定位成使得轉子直徑113被定位在相對於機翼上表面48的任意豎直位置處。例如，轉子直徑113可以被定位在距機翼上表面48小於1英寸的豎直距離 142處。在實施例中，推進器100可以被豎直地定位，使得前部轉子IlOa和後部轉子IlOb 中的至少一個的轉子直徑113的最低點125不低於穿過機翼後緣M處的翼弦線216的邊界218的水平平面210。另外，並且參考圖2，推進器100可以被豎直地定位，使得如圖2所示，當機翼30在近似Ι-g的機翼負載46下向上偏斜時，前部轉子IlOa和後部轉子IlOb中至少一個的轉子直徑113的最高點1 豎直地低於翼梢34。仍參考圖2，每個推進器100都可以被安裝成使得前部轉子IlOa和後部轉子IlOb 中的至少一個的轉子直徑113被橫向地定位在距機身12不大於近似兩個轉子直徑113的距離144處。從轉子直徑113到機身12的距離144可以沿豎直平面(未示出)測量，該豎直平面被取向為與轉子軸線114(圖5)正交並且通過中點147。在優選實施例中，推進器 100可以被橫向定位使得轉子直徑113被橫向地定位在距機身12小於近似一個轉子直徑 113的距離144處。有利地，通過將前部轉子IlOa和後部轉子IlOb定位在距機身12相對短的距離144(例如，小於一個轉子直徑113)處，機身12為推進器100的噪音提供了額外的聲屏障優點，如以下描述的。參考圖6，其示出了相對於機翼30定位的推進器100的實施例的示意性圖示說明， 其中推進器100被取向使得轉子軸線114具有相對於在機翼30表面之上通過的局部流222 的負局部迎角226。如可從圖6看到的，機翼30被圖示說明為具有相對於如在飛行器10的起飛和爬升期間可能發生的自由流220的正迎角224。起飛和爬升是如上面提及的出於噪音認證目的通常測量跑道側方噪音和低空飛行噪音的飛行部分。有利地，儘管機翼30相對於自由流220具有正迎角224，但機翼30上表面的空氣動力學彎曲可以引起局部流222向下彎曲，從而提供轉子軸線114相對於局部流222的負局部迎角226。仍參考圖6，與轉子軸線114具有相對於局部流222的正局部迎角2 時所產生的噪音相比，轉子軸線114相對於局部流222的負局部迎角2 減小了前部轉子IlOa和後部轉子IlOb的噪音輸出。通常，在上至某個角度的情況下，迎角的每個負1°的增加通常導致由轉子110產生的噪音的近似IdB的衰減。在實施例中，推進器100可以被安裝成使得轉子軸線114具有在近似0°到-4°之間的負局部迎角226。然而，推進器100可以被取向成使得轉子軸線114相對於局部流222具有任意合適的局部迎角226，包括幅度大於-4° (即，-5°及以上)的局部迎角226。然而，推進器100可以被安裝成使得轉子軸線 114相對於機翼上表面48上方的局部流222具有中性迎角2 或者正局部迎角226。仍參考圖6，有利地，將推進器100定位使得轉子軸線114相對於局部流222具有負局部迎角226，減小了例如在起飛和爬升期間由飛行器10產生的噪音等級。在常規的開放式風扇構造中，葉片122可能經受入流，其可以被取向成處於在不穩定狀態下會在葉片122上引入非軸向對稱的加載的迎角，這會導致跑道側方噪音和低空飛行噪音的增加。此夕卜，常規的開放式風扇推進器通常被安裝在機翼30的前面，使得機翼風板(wing air foil) 的空氣動力學彎曲向上引入葉片122中，導致噪音增加。然而，通過有利地定位開放式風扇推進器100使得前部轉子IlOa位於後梁58的前面，如圖5所示，則機翼上表面48上方的局部流222被取向成相對於轉子軸線114處於負局部迎角2 處，導致噪音輸出減小。簡要地參考圖2，推進器100可以被豎直地定位使得轉子軸線114(圖5)豎直地低於機身12的最頂點。然而，如之前指示的，轉子100還可以被豎直地定位使得轉子直徑 113的最低點豎直地位於機翼上表面48以上(即，處於比機翼上表面48更高的高度)。此夕卜，推進器100可以被安裝成使得轉子直徑113的最頂點的豎直地不高於翼梢34，如圖2所示。在這方面，轉子110可以被定位在使得機翼30和機身12提供對於推進器100的噪音的聲屏蔽的任意合適豎直位置處。簡要地參考圖7，其示出機身12的部分截面圖的俯視圖，其圖示說明了被安裝在機身12的對側上的一對推進器100。如可看見的，機身12可以包括具有乘客座位72的艙 70部分。艙70還可以包括與商用飛行器10 (圖1) 一樣的一個或更多個廁所76和/或廚房74區域。在實施例中，一個或更多個推進器100可以被安裝成使得前部轉子IlOa和後部轉子IlOb大體縱向不與乘客座位72對齊。例如，如圖7所示，推進器100可以與艙70 的廁所76和/或廚房74區域縱向對齊。更具體地，推進器100可以被縱向定位成使得前部轉子110的轉子入口平面134和後部轉子110的轉子出口平面138縱向位於乘客座位72 的行之間。然而，每個推進器100可以被縱向定位在沿機身12的縱向的任何位置，並且不限於圖7所示的縱向位置。在圖7中，轉子入口平面134可以被限定為前部轉子110的葉片122(圖6)的葉片前緣132(圖6)的最前側點34(圖4)。轉子出口平面138可以被限定為後部轉子110的葉片122的葉片後緣134(圖6)的最後側點38。參考圖13和圖14，其示出飛行器10(圖1)的推進器噪音的衰減的聲學分析的結果，以圖示說明由與圖2中所示的類似的向上偏斜的機翼44提供的聲屏障優點。例如，圖 13是相對於飛行器10的機翼的近似前四分之一的聲級衰減輪廓250的圖，其中機翼30處於與圖2中虛線所示的未偏斜機翼42形狀類似的未偏斜42』構造。圖13的圖示說明了沿前向方向14』(即，平行於圖1的X軸線)和沿外側方向62』(即，平行於圖1的Y軸線) 的推進器100(圖1)的噪音的衰減。如可從圖13看到的，噪音衰減大體在推進器100的前方具有最大屏障252面積處最大，其在近似1000Hz時提供近似15dB的噪音衰減。如還能從圖13看到的，衰減大體沿外側方向62』減小。由於通過將轉子110(圖1)安裝成大體朝向機翼後緣M (圖1)或大體朝向其後部而提供的聲屏障，圖13中的衰減256還大體沿朝向機翼前緣52(圖4)的方向減小。另外，圖13中的衰減258可以大體被視為沿朝向機翼後緣M (圖4)的方向相對快速地減小。圖14是對於與圖13的圖所表示的相同的轉子110(圖1)位置的聲級衰減輪廓 250的圖，只是機翼在近似l_g的負載下向上偏斜46』，使得機翼30(圖1)具有與圖2中實線所示的形狀類似的偏斜機翼44』形狀。如可看到的，圖14圖示說明了由於偏斜機翼44』 的向上彎曲而導致的聲屏障區域的明顯增加。另外，相對於圖13中線的增加的斜率，圖14 圖示說明了用圖14中的256和258指示的線的斜率或扁率的減小。如以上指示的，線256 和258與機翼前緣52和機翼後緣M (圖4)的掃掠有關。在這方面，圖14圖示說明了偏斜機翼44』在減小聲級衰減輪廓250斜率情況中的效果，使得對於未偏斜機翼42』，相對於圖 13中所示的衰減輪廓的大體三角形形狀，衰減輪廓250在圖14中具有大體矩形形狀。如還能從圖14中看到的，最大屏障252面積相對於圖13的圖所表示的屏障面積在尺寸上大體增加。此外，圖14中屏障的面積相對於圖13中所示的屏障面積沿外側方向62』和沿前向方向14』增加。增加的聲屏障源自偏斜機翼44的向上彎曲，這使機翼30的外側62部分更靠近推進器100(圖2)並且由此增強了機翼30的噪音屏障效果。在圖14中，來自向上彎曲的機翼30的噪音衰減的面積增加(圖1)是部分由於聲發射角度向量212在偏斜機翼44(圖2)上反射到向上方向。關於這方面，本公開提供了一種飛行器10(圖1)的設置，其中推進器100以在200-500HZ的近似頻率範圍內提供至少近似2dB的聲屏障的方式被定位。此外，此處公開的飛行器10的設置促進了以上提及的在近似30°和95°之間的發射角度(在圖2中用附圖標記213指示)內在提及的頻率下的聲屏障，如圖2所示。在圖2中，向後看去，對於位於飛行器的右手側上的推進器100，聲發射角度213的0°位置直接位於轉子軸線114(圖5)之下。當在圖2中向後看轉子110時，聲發射角度(在圖2的附圖標記213)的90°位置朝向右機翼30的翼梢34橫向向外延伸。 儘管此處公開的飛行器10的設置提供了在近似30°到95°的發射角度(圖2中的附圖標記21 內的聲發射屏障，但可以設想推進器100可以被定位成提供更大角度範圍或者與圖 2中所示的發射角度(圖2中的附圖標記213)相比的不同範圍的發射角度的聲屏障。參考圖13-16的聲衰減圖，應該注意，這些圖示說明了在近似1000Hz的頻率時的噪音衰減。聲級衰減等級針對比所提及的1000Hz的頻率更高的頻率可以大體上增加。同樣，衰減等級針對比所提及的1000Hz的頻率更低的頻率可以大體上減少。還應該注意，對於圖1-9中所示的開放式風扇設置116和圖10-12中所示的渦扇150設置，由推進器100發射的噪音信號可以用在人可聽見的整個範圍(即，近似20Hz到2000Hz)變化。然而，對噪音衰減最重要的頻率是從近似500Hz到近似6000Hz的範圍內。參考圖8，其示出飛行器10 的俯視圖，其圖示說明了可替換實施例，其中推進器100被安裝成使得轉子110被縱向定位在機翼30的機翼後緣M的後面。在實施例中，圖8中所示的中點147可以被縱向定位在後梁58(圖5)的後面。在圖8中所示的實施例中，機翼30還優選地被構造成具有機翼前緣52掠角230，使得中點147縱向不比翼梢34的最前側點34更靠前。同樣，機翼後緣M 掠角230優選地被構造成使得中點147優選地被定位成縱向不比翼梢34的最後側點38更靠後。在圖8的實施例中，偏斜機翼44提供聲屏障到類似於圖4中所示的飛行器10的設置所提供的屏障的程度。在這方面，對於圖8的實施例，當機翼30近似Ι-g的機翼負載 46下向上偏斜時，在如圖2所示，推進器100和機翼30優選地被配置成使得轉子直徑113 的最高點126豎直地低於翼梢34。有利地，通過將推進器100縱向定位使得前部轉子IlOa 和後部轉子IlOb兩者都縱向地在機翼後緣M的後面，在葉片122異常事件中損害機翼30 的結構完整性的風險被顯著降低。此外，圖8的實施例可以提供基本類似於由圖4中所示的設置提供的聲屏障的聲屏障，其中前部轉子IlOa和後部轉子IlOb被豎直地定位在機翼上表面48之上，並且中點147縱向地在後梁58(圖幻的後方。參考圖15和圖16，其示出了聲學分析的結果，其中前部轉子IlOa和後部轉子 IlOb如圖1-5所示地被定位。在圖15和圖16的圖中，聲學分析基於與圖2中所示的類似
13的偏斜機翼44形狀。圖15和圖16圖示說明了聲級衰減輪廓250，其中前部轉子IlOa和後部轉子IlOb位於後梁58(圖5)和後緣M (圖5)之間。圖15圖示說明了噪音衰減，其中中點147縱向定位在翼梢34的最後側點38的後方。相反，圖16圖示說明了優選實施例，其中翼梢；34向後移動使得中點147縱向地位於翼梢最前側點34(圖8)和最後面的點38 (圖 8)之間。如能從圖15中看到的，相對於圖14中所示的最大屏障252面積的幾何尺寸，圖15 中最大屏障252面積的幾何尺寸大體上減小。相反，圖16圖示說明了圖8的優選實施例的聲性能，其中機翼前緣52和後緣M的掠角230、232導致翼梢34向後移動從而恢復最初由於移動轉子110到後梁58(圖幻的後面而損失的聲屏障。在這方面，圖16圖示說明了恢復的屏障254的區域，其表示由翼梢34的向後移動產生的額外屏障，如圖8所示。如能從圖16中看到的，最大屏障252面積的幾何尺寸相對大於圖15所示的最大屏障252面積。主要地參考圖2，飛行器10可以被構造成使得機身12具有不小於近似一個轉子直徑(用附圖標記113指示)的寬度或直徑(用附圖標記13指示)。機身12的寬度或直徑可以在前部轉子IlOa或後部轉子IlOb的縱向位置處測量。在優選實施例中，飛行器10 可以被構造成使得前部轉子IlOa和後部轉子IlOb被橫向定位成使得轉子直徑113具有與機身12的至少近似M英寸的橫向餘隙或距離144(圖2)。然而，如之前指示的，前部轉子 IlOa和後部轉子IlOb可以被橫向地定位在相對於機身12的任意位置處。主要地參考圖4，應該注意，此處公開的飛行器10的設置包括由於轉子110相對靠近機身12而造成的聲屏障優點。在這方面，機身12為前部轉子IlOa和後部轉子IlOb中的每一個提供了對推進器100的噪音的聲屏障，該推進器100的噪音在機身12的與給定的推進器100相對的側上感知或測量。機身12和偏斜機翼44的向上彎曲的組合提供了一程度的聲屏障，即在相對於每個推進器100的橫向方向上感知的噪音是由每個推進器100產生的噪音的一部分。此外，機身12提供了除由轉子110產生的噪音之外的推進器100(圖2)的噪音的聲屏障。例如，機身12提供了對由推進器100產生並且其大體在向後方向輻射的噴氣或排氣(圖10)噪音的聲屏障。此外，機身12提供了對於可能在推進器100內部產生的渦輪噪音以及可能內部產生的燃燒室噪音的聲屏障。在實施例中，機身12可以提供對高達近似推進器100的排氣噴嘴(未示出)直徑10倍的距離的噴氣噪音、渦輪噪音和燃燒室噪音的聲屏障。此處公開的飛行器10(圖1)的設置可以提供進一步的優點，在於機身12物理地使推進器100相互分離以避免對推進器100的損害和一個或更多個推進器100可能發生的異常。主要地參考圖9，其示出飛行器10的可替換實施例，其中推進器100被配置成推動器設置118。在圖9所示的推動器設置118中，前部轉子IlOa和後部轉子IlOb位於被容納在推進器100的核心箱體104內的發動機核心106(例如，渦輪)的後方。前部轉子IlOa 和後部轉子IlOb可以以類似於圖1-8中所示的和以上描述的牽引器設置120的方式被縱向、橫向和/或豎直地定位。參考圖10和圖11，其示出飛行器10的又一個可替換實施例，其中每個推進器100 可以被配置成渦扇150，例如低通或高通渦扇150。如可從圖10和圖11中看到的，渦扇150 可以包括用於容納可以具有多個風扇葉片的風扇的室152。室152可以具有限定入口軸線156的入口 154。另外，入口巧4可以包括醒目部分(hilite)158，其可以被限定為位於入口 1 的大體圓角環形前緣的最前位置處的被界定平面區域。醒目部分158可以在醒目平面160上並且可以具有醒目直徑161 (圖12)，其可以具有如圖13所示的幾何中心162。渦扇150可以基於醒目部分158、醒目平面160和醒目部分158的幾何中心162以類似於前部轉子IlOa和後部轉子IlOb的位置的方式通過使得中點147位於如圖4_5所示的前部轉子 IlOa和後部轉子IlOb的葉片間距軸線1 之間而被縱向、橫向和豎直地定位。例如，如圖10所示，渦扇150可以被安裝成使得醒目平面160縱向位於後梁58和機翼後緣M之間，當機翼後緣M沿由豎直平面208(圖1)限定的翼弦線216測量時。如圖1所示和以上所描述的，豎直平面208是可以與轉子軸線114(圖幻重合的平面。此外， 醒目平面160可以優選地被縱向定位在翼梢34的最前側點34和翼梢34的最後側點38之間，如最佳可從圖10看到的。主要地參考圖11，其示出了替換實施例中的飛行器10，其中渦扇150被安裝得鄰近機翼30的前緣52。更具體地，渦扇150可以被安裝成使得在室152的最後側點處的第二流動出口 164不比機翼30的前緣52更靠前，並且可以位於前緣52的後方的相對短的距離140處。在這一縱向位置中，在第二流動出口 164和主要的流動排氣口 166處產生的噪音可以由於由偏斜機翼44提供的聲屏障而被衰減。當機翼30以類似於圖2所示和以上針對開放式風扇設置116(圖2)描述的方式處於近似l_g的機翼負載46下時，這種聲屏障可以被增強。對於圖10-11中所示的渦扇設置，渦扇150可以如圖12所示地被豎直定位，其中室152可以被豎直地定位在機翼上表面48上方，與以上關於圖5中所示的開放式風扇設置 116描述的類似。更具體地，室152的最低點153可以被豎直地定位在機翼上表面48之上。 此外，圖10-11所示的渦扇150設置可以被安裝成使得當機翼30在近似Ι-g負載下向上偏斜時，醒目部分158的幾何中心162被豎直定位在翼梢34之下，從而使橫向方向的聲屏障最大化。在另一個實施例中，渦扇150可以被豎直定位成使得醒目部分158的最低點159 在機翼上表面48以上。另外，渦扇150可以被安裝成使得室152與室152的最大寬度處的機身12之間的最小距離168小於兩個室152直徑的近似組合長度。渦扇150可以被配置成任意合適的渦扇150設置，包括但不限於齒輪渦扇和涵道渦扇。參考圖17且另外參考圖1-11，其示出圖示說明可以在衰減如圖1-11所示的由飛行器10的推進器100產生的噪音的方法300中實施的一個或更多個操作的流程圖。圖17 中所示的方法的步驟302可以包括提供用於安裝在飛行器10(圖1)上的推進器100。如以上指示的，推進器100(圖1-11)可以包括一個或更多個轉子110(圖1-11)，每個轉子包括多個葉片122(圖1-9)。每個推進器100可以限定轉子直徑113(圖幻並且可以包括轉子 110可以繞其旋轉的轉子軸線114(圖1)。例如，推進器100可以包括反向旋轉的前部轉子 IlOa和後部轉子110b，如圖1所示。中點147(圖4)可以被限定為位於轉子軸線114上並且在前部轉子IlOa和後部轉子IlOb的葉片間距軸線1 之間的中間的某一距離146(圖 5)處。圖17的步驟304可以包括例如通過一個或更多個塔架102(圖4)將推進器 100(圖1-11)安裝到機翼30和/或機身12中的至少一個上，並且縱向定位轉子110使得中點147縱向不比飛行器10的機翼30的後梁58(圖幻更靠前並且不比沿由豎直平面208 (圖1)限定的翼弦線216測量的後緣M更靠後，其中豎直平面208與轉子軸線114 (圖 5)重合。此外，方法的步驟304可以包括縱向定位轉子110使得當機翼30在如圖4所示的近似l_g的機翼負載46下向上偏斜時，中點147縱向位於翼梢34的最前側點34和最後側點38之間。圖17中所示的方法的步驟306可以包括豎直地定位前部轉子IlOa和後部轉子 IlOb (圖2)使得轉子直徑113(圖2)的最低點125(圖2)豎直地在機翼上表面48以上，與圖4中所示的類似。另外，轉子110可以被豎直地定位使得轉子直徑113的最低點125不低於通過在機翼後緣M處的翼弦線216的邊界218的水平平面210，如圖5所示。方法的步驟308可以包括當機翼30在近似l_g的機翼負載46下向上偏斜時，將轉子直徑113(圖2)的最高點126(圖2)豎直地定位得豎直地低於翼梢34，如以上關於圖 2描述的。例如，圖2圖示說明了飛行器10的設置，其中轉子直徑113的最高點1 豎直地處於與翼梢34相同的高度。然而，轉子110可以被豎直地定位使得轉子直徑113的最高點126低於翼梢34的高度。轉子110可以可選地被豎直定位使得轉子軸線114(圖5)豎直地位於與機身12的上表面或冠部相同的高度。本公開關於前面的描述和相關的附圖所呈現的教示可以使本領域的技術人員受益，本領域的技術人員可以想到本公開的很多修改和其他實施例。此處描述的實施例表示圖示說明，而不是限制或詳盡的。儘管此處使用了特定的術語，但它們僅是用在一般的和描述性的意思，並且不是為了限制。一種用於飛行器10的設置，其包括機身12 ；機翼30，其具有機翼上表面48、後梁58和機翼後緣M ；以及推進器100，其包括具有轉子直徑113和轉子軸線114的至少一個轉子110，所述推進器100被安裝成使得轉子100根據以下定位沿由與所述轉子軸線114重合的豎直平面208限定的翼弦線216測量縱向地定位在所述後梁58和所述機翼後緣58之間；以及豎直地定位使得所述轉子直徑113的最低點125在所述機翼上表面48之上。根據權利要求1所述的設置，其中所述轉子110被定位為橫向地定位使得從所述轉子直徑113到所述機身12的最短距離144近似不大於兩倍轉子直徑113。根據權利要求1所述的設置，其中所述機翼30包括翼梢34，所述機翼30被配置成使得所述轉子110被定位為當所述機翼30在近似Ι-g的機翼負載46下向上偏斜時，該轉子110被縱向定位在所述翼梢；34的最前側點34與最後側點38之間。根據權利要求3所述的設置，其中 所述機翼後緣M具有在近似-5到-10度範圍內的掠角。根據權利要求3所述的設置，其中所述推進器100被安裝成使得所述轉子110根據以下被定位縱向定位在所述機翼後緣M的後方；豎直定位成使得所述轉子直徑113的最低點125不低於通過所述機翼後緣M處的所述翼弦線216的邊界218的水平平面210。根據權利要求1所述的設置，其中所述機翼30具有高達近似10度的二面角。根據權利要求1所述的設置，其中所述機翼30包括翼梢34，所述轉子被定位為被豎直地定位使得當所述機翼30在近似Ι-g的機翼負載46下向上偏斜時，所述轉子直徑113的最高點1 豎直地低於所述翼梢34。根據權利要求1所述的設置，其中所述轉子軸線114相對於所述機翼上表面48上方的局部流222具有負局部迎角 226。根據權利要求6所述的設置，其中所述局部迎角在近似0度到-4度之間。根據權利要求1所述的設置，其中所述機身12具有包括乘客座位72的艙70，所述轉子110被定位為縱向定位使得所述轉子110大體上不與所述乘客座位72對齊。根據權利要求1所述的設置，其中所述推進器100被配置為具有室152和入口巧4的渦扇150，所述入口巧4具有入口軸線156和限定醒目平面160的醒目部分158 ；所述渦扇150根據以下被安裝被縱向地安裝成使得所述醒目平面160沿由與所述入口軸線156重合的豎直平面 208限定的翼弦線216測量在所述後梁58和所述機翼後緣M之間；以及被豎直地定位使得所述醒目部分158的最低點159在所述機翼上表面48之上。根據權利要求8所述的設置，其中所述室152終止於第二流動出口 164處，所述渦扇150根據以下被安裝被縱向安裝成使得所述第二流動出口 164在所述機翼前緣52後方；以及被豎直地安裝使得所述室152的最低點153在所述機翼上表面48之上。一種用於開放式風扇飛行器的聲屏障的設置，包括大體管狀的機身12 ；機翼30，其具有翼梢34、機翼上表面48、後梁58和機翼後緣M ；以及推進器100，其具有反向旋轉的前部轉子和後部轉子110，前部轉子和後部轉子限定轉子直徑113和轉子軸線114，並且包括多個轉子110葉片，每個葉片具有葉片間距軸線， 所述前部轉子和後部轉子110的所述葉片間距軸線限定它們之間的中點147，所述推進器 100被安裝成使得所述前部轉子和後部轉子110根據以下定位被縱向地定位成使得所述中點147沿由與所述轉子軸線114重合的豎直平面208 限定的翼弦線216測量在所述後梁58和所述機翼後緣M之間；被縱向地定位成使得當所述機翼30在近似Ι-g的機翼負載46下向上偏斜時，所述中點147在所述翼梢34的最前側點和最後側點38之間；以及被豎直地定位成使得所述轉子直徑113的最低點125豎直地在所述機翼上表面48 之上。一種衰減由飛行器10的推進器100產生的噪音的方法，所述推進器100包括具有轉子直徑113和轉子軸線114的至少一個轉子110，所述飛行器10包括具有機翼上表面48、 後梁58和機翼後緣M的機翼30，所述方法包括以下步驟將所述轉子110縱向定位成沿由與所述轉子軸線114重合的豎直平面208限定的翼弦線216測量在所述後梁58和所述機翼後緣M之間；以及豎直地定位所述轉子110使得所述轉子直徑113的最低點125在所述機翼上表面 48之上。根據權利要求10所述的方法，其中縱向定位所述推進器100的步驟還包括縱向定位所述轉子110使得當所述機翼30在近似Ι-g的機翼負載46下向上偏斜時，所述轉子110在所述翼梢34的最前側點34和最後側點38之間。根據權利要求10所述的方法，還包括以下步驟給機翼30提供高達近似10度的二面角。根據權利要求10所述的方法，其中所述機翼30包括翼梢34，豎直地定位所述推進器100的所述步驟還包括當所述機翼30在近似Ι-g的機翼負載46下向上偏斜時，將所述轉子直徑113豎直地定位在所述翼梢34之下。根據權利要求10所述的方法，其中定位所述推進器100的所述步驟包括將所述轉子110縱向定位在所述機翼後緣M的後方；以及豎直地定位所述轉子110使得所述轉子直徑113的最低點125不低於通過所述機翼後緣M處的翼弦線216的邊界218的水平平面210。根據權利要求10所述的方法，還包括以下步驟將所述推進器100定向成使得所述轉子軸線114相對於所述機翼上表面48之上的局部流222具有負局部迎角α —根據權利要求10所述的方法，其中所述推進器100包括前部轉子IlOa和後部轉子110b，所述前部轉子和所述後部轉子包括多個轉子葉片122，每個葉片都具有葉片間距軸線124，所述前部轉子IlOa和後部轉子IlOb的所述葉片間距軸線IM限定它們之間的中點147，縱向定位所述轉子110的步驟包括當所述機翼30在近似Ι-g的機翼負載下向上偏斜時，將所述中點147定位在所述翼梢；34的最前側點34和最後側點38之間。一種衰減由飛行器10的推進器100產生的噪音的方法，所述推進器100具有反向旋轉的前部轉子IlOa和後部轉子110b，前部轉子IlOa和後部轉子IlOb限定轉子直徑113 和轉子軸線114，並且包括多個轉子110葉片，每個葉片具有葉片間距軸線，所述前部轉子 IlOa和後部轉子IlOb的所述葉片間距軸線限定它們之間的中點147，所述飛行器包括具有翼梢34、後梁58和機翼後緣M的機翼30，所述方法包括以下步驟將所述中點147縱向定位沿由與所述轉子軸線114重合的豎直平面208限定的翼弦線216測量在所述後梁58和所述機翼後緣M之間；當所述機翼30在近似Ι-g的機翼負載46下向上偏斜時，將所述中點147中心定位在所述翼梢34的最前側點和最後側點38之間；豎直地定位所述前部轉子和後部轉子110使得所述轉子直徑113的最低點125在所述機翼上表面48之上；以及
豎直地定位所述前部轉子和後部轉子110使得當所述機翼30在近似Ι-g的機翼負載46下向上偏斜時，所述轉子直徑113的最高點1 在所述翼梢34之下。
權利要求
1.一種用於飛行器(10)的設置，其包括機身(12)；機翼(30)，其具有機翼上表面(48)、後梁(58)和機翼後緣(54)；以及推進器(100)，其包括具有轉子直徑(11 和轉子軸線(114)的至少一個轉子(110)， 所述推進器(100)被安裝成使得所述轉子(100)根據以下被定位被縱向地定位成沿由與所述轉子軸線(114)重合的豎直平面O08)限定的翼弦線 (216)測量在所述後梁(58)和所述機翼後緣(54)之間；以及被豎直地定位使得所述轉子直徑(11 的最低點(12 在所述機翼上表面08)之上。
2.根據權利要求1所述的設置，其中所述轉子(110)被定位為被橫向地定位使得從所述轉子直徑(11 到所述機身(1 的最短距離(144)近似地不大於兩倍轉子直徑(113)。
3.根據權利要求1所述的設置，其中所述機翼(30)包括翼梢(34)，所述機翼(30)被配置成使得所述轉子(110)被定位為當所述機翼(30)在近似Ι-g的機翼負載G6)下向上偏斜時，該轉子被縱向地定位在所述翼梢(34)的最前側點(34)和最後側點(38)之間。
4.根據權利要求3所述的設置，其中所述推進器(100)被安裝成使得所述轉子(110) 根據以下被定位被縱向地定位在所述機翼後緣(54)的後方；被豎直地定位使得所述轉子直徑(11 的最低點(12 不低於通過所述機翼後緣(54) 處的所述翼弦線016)的邊界018)的水平平面010)。
5.根據權利要求1所述的設置，其中所述機翼(30)包括翼梢(34)，所述轉子(110)被定位為當所述機翼(30)在近似l_g的機翼負載下G6)向上偏轉時，該轉子被豎直地定位成使得所述轉子直徑(113)的最高點(126)豎直地低於所述翼梢(34)。
6.根據權利要求1所述的設置，其中所述轉子軸線(114)相對於所述機翼上表面G8)之上的局部流(222)具有負局部迎角 026)。
7.根據權利要求1所述的設置，其中所述機身(1 具有包括乘客座位(7 的艙(70)， 所述轉子(110)被定位為被縱向地定位使得所述轉子(110)大體上不與所述乘客座位(7 對齊。
8.根據權利要求1所述的設置，其中所述推進器(100)被配置為具有室(152)和入口(154)的渦扇(150)，所述入口(154) 具有入口軸線(156)和限定醒目平面(160)的醒目部分(158)；所述渦扇(150)根據以下被定位被縱向地定位使得沿由與所述入口軸線(156)重合的豎直平面Q08)限定的翼弦線 (216)測量所述醒目平面(160)在所述後梁(58)和所述機翼後緣(54)之間；以及被豎直地定位使得所述醒目部分(158)的最低點(159)在所述機翼上表面08)之上。
9.根據權利要求8所述的設置，其中所述室(15 終止於第二流動出口(164)處，所述渦扇(150)根據以下被安裝被縱向地安裝成使得所述第二流動出口(164)在所述機翼前緣(5 的後方；以及被豎直地定位使得所述室(15 的最低點(15 在所述機翼上表面08)之上。
10.一種衰減由飛行器(10)的推進器(100)產生的噪音的方法，所述推進器(100)包括具有轉子直徑(in)和轉子軸線(114)的至少一個轉子(110)，所述飛行器(10)包括具有機翼上表面(48)、後梁(58)和機翼後緣(54)的機翼(30)，所述方法包括以下步驟將所述轉子(110)縱向定位成沿由與所述轉子軸線(114)重合的豎直平面(208)限定的翼弦線測量在所述後梁(58)和所述機翼後緣(54)之間；以及豎直地定位所述轉子(110)使得所述轉子直徑(11 的最低點(12 在所述機翼上表面(48)之上。
11.根據權利要求10所述的方法，其中縱向定位所述推進器(100)的所述步驟還包括縱向定位所述轉子(110)使得當所述機翼(30)在近似Ι-g的機翼負載G6)下向上偏斜時，所述轉子(110)在所述翼梢(34)的最前側點(34)和最後側點(38)之間。
12.根據權利要求10所述的方法，其中所述機翼(30)包括翼梢(34)，豎直地定位所述推進器(100)的所述步驟還包括當所述機翼(30)在近似Ι-g的機翼負載G6)下向上偏斜時，豎直地將所述轉子直徑 (113)定位在所述翼梢(34)之下。
13.根據權利要求10所述的方法，其中定位所述推進器(100)的步驟包括縱向地將所述轉子(110)定位在所述機翼後緣(54)的後方；以及豎直地定位所述轉子(110)使得所述轉子直徑(11 的最低點(12 不低於通過所述機翼後緣(54)處的翼弦線016)的邊界018)的水平平面010)。
14.根據權利要求10所述的方法，其還包括以下步驟將所述推進器(100)定向成使得所述旋轉軸線(114)相對於所述機翼上表面G8)之上的局部流(222)具有負局部迎角(α》。
15.根據權利要求10所述的方法，其中所述推進器(100)包括前部轉子(IlOa)和後部轉子(110b)，所述前部轉子(IlOa)和所述後部轉子(IlOb)包括多個轉子葉片(122)，每個轉子葉片都具有葉片間距軸線(1 )，所述前部轉子(IlOa)和所述後部轉子(IlOb)的所述葉片間距軸線(124)限定它們之間的中點(147)，縱向定位所述轉子(110)的步驟包括當所述機翼(30)在近似Ι-g的機翼負載G6)下向上偏斜時，將所述中點(147)定位在所述翼梢(34)的最前側點(34)和最後側點(38)之間。
全文摘要
公開了一種用於飛行器的設置，所述飛行器包括機身、機翼和推進器。機翼可以具有機翼上表面、後梁和機翼後緣。推進器可以包括具有轉子直徑和轉子軸線的至少一個轉子。推進器可以被安裝成使得轉子被縱向定位在後梁和機翼後緣之間。推進器還可以被安裝成使得轉子直徑的最低點被豎直定位在機翼上表面以上。
文檔編號B64C3/00GK102530235SQ20111034323
公開日2012年7月4日 申請日期2011年10月25日 優先權日2010年11月15日
發明者J·蘭, K·L·鮑倫, M·D·莫爾 申請人:波音公司