CN114144356A

CN114144356A - 具有边界层吸入的改进型推进组件

Info

Publication number: CN114144356A
Application number: CN202080052240.XA
Authority: CN
Inventors: 菲利普·杰拉德·查内兹; 让-米歇尔·丹尼尔·保罗·布瓦特; 尼古拉斯·杰罗姆·让·坦托特
Original assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2019-07-17
Filing date: 2020-07-06
Publication date: 2022-03-04
Also published as: EP3999422A1; FR3098790B1; US20220274687A1; US11772779B2; EP3999422B1; WO2021009433A1; FR3098790A1

Abstract

航空器的推进组件，包括沿纵轴线(X)延伸并封闭内壳的机身(10)，至少一个固定到所述机身(10)并包括进气口部分(20a)的涵道发动机(20)，所述进气口部分(20a)至少部分地设置在所述内壳中，至少一个增压室(50)，设置在所述进气口部分(20a)上游的内壳中并与所述进气口部分(20a)流体连通，形成在所述机身(10)的外壁上的至少一个进气口(30)，所述进气口(30)的入口(30a)部分地由所述机身(10)的外壁界定，所述进气口(30)被配置为吸入外部空气并将其偏向所述增压室(50)。

Description

具有边界层吸入的改进型推进组件

技术领域

本发明涉及边界层吸入航空器发动机领域，更具体地说，涉及用于包括此类发动机的航空器的推进组件，以及包括此类推进组件的航空器。

背景技术

为了提高航空器发动机的效率，特别是那些推动远程航空器，如商务或长途型飞机的发动机，一种已知的技术是基于边界层吸入(BLI)的原理，通过布置发动机，使其能够吸收在飞机机身上形成的边界层，减少阻力，同时提高发动机的推进效率。

更具体地说，发动机的布置使其进气部分与机身表面平齐，或部分集成到航空器的机身中，从而使沿所述机身壁发展的边界层直接被吸入发动机中。因此，边界层吸入技术至少有两个优点。

一方面，被吸收的边界层不再摩擦位于发动机进气口下游的机身部分，因为它被该进气口吸收并转化为推进力，这一事实允许限制航空器的阻力。

另一方面，由于边界层的存在，进入发动机的气流的平均马赫数大大低于航空器的飞行马赫数，这一事实的特点是平均总压力较低，因此气流的平均速度低于飞行速度。因此，发动机的推力可以通过低于常规安装方式的喷嘴喷出速度来获得，术语“常规”特别指指发动机布置在航空器机翼下方或横向安装在机身上，距离大于风扇直径一倍的配置。事实上，推力与喷射速度和发动机进气口的速度之差成正比。因此，通过降低进气口的速度，有可能在较低的喷射速度下获得相同的推力。因此，推进系统产生此速度差所需的总能量力较低，从而降低了所需的燃料流速。

然而，这种边界层吸入技术存在缺点。特别是，尽管发动机进气口的平均马赫数低于传统的安装方式，尤其是在机翼下方或机身后面布置有机舱和挂架的情况下，但该平均值掩盖了进气口部分总压力的强烈空间畸变。这种畸变是由于靠近机身壁的边界层的速度比进气口部分的其余部分低。进入发动机的气流的这种强烈的不均匀性在空气动力学性能和航空机械行为方面具有显著的负面影响。特别是，它对风扇的聚能效率和其气动弹性有负面影响。

因此，需要一种至少部分地克服上述缺点的推进组件。

发明内容

本公开涉及一种用于航空器的推进组件，包括：

-沿纵轴线延伸并封闭内壳的机身，

-至少一个固定到所述机身并包括进气口部分的涵道发动机，进气口部分至少部分地设置在所述内壳中，

-至少一个增压室，设置在所述进气口部分上游的内壳中并与所述进气口部分流体连通，

-机身外壁上形成的至少一个进气口，所述进气口的入口部分地由所述机身外壁界定，所述进气口被配置为吸入外部空气并将其偏向增压室。

在本公开中，术语“上游”和“下游”是指来自推进组件外部区域的外部空气的流动方向，进入内壳并向上流动至发动机的进气口部分，通过增压室。

机身的纵向轴线对应于航空器的纵向轴线，在后者的前后之间延伸。纵向轴线可以平行于发动机的旋转轴线。“涵道式发动机”是指由通常为环形的壁或机舱包围的发动机。发动机优选为涵道旁通发动机，从上游到下游包括风扇、低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮和低压涡轮，整体包裹在整流罩中。或者，发动机可以是分布式推进发动机，其包括由气体发生器直接驱动的涵道风扇，该气体发生器从上游到下游包括压缩机、燃烧室和涡轮，或者气体发生器通过电动马达驱动。发动机的进气口部分对应于发动机风扇所在的平面。此外，应当理解，进气口的入口一方面由所述进气口的与机身壁分开的壁界定，另一方面由机身壁本身界定。也就是说，进气口包括附接至机身并连续连接至机身壁的壁。进气口的壁例如可以采用固定到机身壁的半管的形式，从而机身壁本身部分地界定了进气口的入口部分。因此，当航空器在运动时，沿机身外壁形成的边界层直接被进气口吸入。该边界层的吸入因此允许提高发动机的推进效率。

此外，增压室是一个空腔，用于使进入发动机的气流在气流速度矢量的圆周和方位角分布方面均化，同时进一步降低该发动机入口处的平均马赫数。更具体地，在发动机入口部分上游使用增压室允许在发动机上游获得低流速，同时最小化该气流的畸变。由于进气口对边界层的吸入，这允许联合优化推进效率和风扇的多变效率(通过最小化畸变)，同时极大地限制了风扇叶片的航空机械应力。

在一些实施方式中，发动机的进气口部分完全设置在机身的内壳中。

因此进气口部分从机身外部是不可见的。由进气口部分占据的整个表面因此与增压室流体连通，这允许进一步改善发动机进气口处的气流和压力的均化。

在一些实施方式中，在垂直于发动机的进气口部分的视图中，增压室的表面完全包括进气口部分的表面。

也就是说，在垂直于发动机进气口部分的视图中，即平行于机身纵轴线的视图中，增压室在包括发动机进气口部分的平面上的投影环绕，即完全包围所述进气口部分。这允许进一步改进发动机进气口部分的整个表面上的流动和压力的均匀化，从而改进风扇的多变效率。

在一些实施方式中，进气口是固定进气口，组件包括至少一个可伸缩进气口，其被配置为可在打开位置的关闭位置之间移动，所述打开位置用于通过可伸缩进气口吸入外部空气并将其引向增压室，所述关闭位置防止外部空气通过可伸缩进气口进入增压室。

“固定”是指进气口的入口部分的尺寸在所有飞行、地面或静止阶段保持恒定。也就是说，形成固定进气口的壁在所有这些阶段期间相对于机身保持静止。相反，“可伸缩”是指进气口的入口部分的尺寸可以根据飞行、地面或静止阶段而变化。因此，在打开位置，可伸缩进气口允许将更大量的空气吸入增压室。在静态条件下或在起飞阶段，当组件的运动速度较低或为零时，以及当为发动机提供动力所需的空气流量较大时，这种吸入空气量的增加尤其有用。然后，当起飞阶段结束时，这些可伸缩的进气口或次级或辅助进气口被谨慎地关闭，也就是说，直接从打开位置切换到关闭位置而没有中间或渐进位置。优选地，在关闭位置，可伸缩进气口完全集成到机身壁的外部形状中，也就是说，在机身外壁的连续性中，不会沿机身表面产生任何起伏。这允许限制在机身外部的流动中产生湍流的风险，湍流会影响发动机的效率。此外，可伸缩进气口处于打开位置的区域的特征可以是小于15000英尺的高度和/或小于0.45的飞行马赫数。

在一些实施方式中，固定进气口的入口部分至少等于发动机的入口部分。

当组件包括多个固定进气口和/或多个发动机时，固定进气口的入口部分的总和必须至少代表发动机入口部分的总和，以便允许对增压室的正确供应。

在一些实施方式中，处于打开位置的可伸缩进气口的入口部分介于固定进气口的部分的25％和50％之间。对于某些飞行阶段，可以添加一个或多个可伸缩进气口。

这些值允许确保增压室中有足够的空气吸入流量，以实现发动机的最佳效率。

在一些实施方式中，推进组件包括至少一个空气吸入坡道，该空气吸入坡道相对于所述壁的参考表面在机身的外壁中挖空，并从位于进气口上游的所述外壁的一部分延伸至所述进气口的入口部分。

“中空坡道”是指在机身壁中形成的倾斜斜面，即相对于机身壁的参考表面挖空的部分，参考表面是位于坡道周围的机身壁的平均表面，不显示任何起伏。该参考表面对应于机身的整体外壳。换言之，中空坡道代表机身壁的凹入部分，在内壳的方向上。相反，进气口代表机身壁的凸出部分，在与内壳相反的方向上。该坡道的存在允许优化进气口的最大横截面并减慢气流。

在一些实施方式中，推进组件包括至少一个可移动的导流板，该导流板设置在增压室中并且配置为从展开位置切换到缩回位置，在所述展开位置，其被配置为将外部空气引向发动机的进气口部分，在所述缩回位置，其被折叠在增压室的内壁上。

导流板可以通过枢轴连杆固定到增压室的壁或机身上。它们在展开位置和缩回位置之间的移动可以通过控制单元远程控制，控制单元还控制可伸缩进气口。导流板的展开位置允许当气流减慢时，形成将空气以更直接的方式引向发动机入口的渠道或通道。这允许减少该气流在增压室中的再循环和压降。导流板处于展开位置的区域的特征也可以是低于15000英尺的高度和/或低于0.45的飞行马赫数。因此，在飞行阶段，对于较高的气流速度，导流板靠着增压室的内壁缩回，以免阻碍空气进入增压室。

在一些实施方式中，推进组件包括两个固定进气口，所述两个固定进气口沿所述机身的径向方向形成在机身外壁上，在所述机身的相对两端。

“径向”是指垂直于机身纵向轴线的方向。这两个固定的进气口允许将足够量的空气吸入增压室，以实现发动机的最佳运行。两个固定进气口的存在特别适用于存在两个发动机的情况。

在一些实施方式中，增压室的至少一些内壁包括吸声材料。

声学材料尤其可以采用蜂窝结构的形式。特别地，蜂窝的单元可以插入在朝向增压室内部定向的穿孔蒙皮和实心蒙皮之间，穿孔蒙皮允许声波穿透到其中它们将被衰减的单元中。有利地，可以提供由声学多孔层(“隔膜”)隔开的两级声学单元，这两个层具有不同的厚度，因此可以衰减不同的波频率。吸声材料的存在进一步允许改善由风扇发出的声能的消散。

在一些实施方式中，机身具有基本上椭圆形的截面，包括长轴和短轴，长轴与短轴之间的比率介于1和2.5之间。

“基本上椭圆形”是指机身具有细长形状的截面，例如长方形或卵形形状。长轴与短轴各自在垂直于机身纵轴线的方向上延伸。这种类型的机身的使用特别适合于在宽度方向上，即在垂直于机身纵轴线的方向上并排设置两个或更多个发动机。

在一些实施方式中，增压室具有平行六面体形状。

这种形状具有易于在航空器结构方面实施的优点，并且特别适用于具有细长截面的机身。

在一些实施方式中，增压室的平行六面体形状包括沿长轴延伸的宽度、沿纵轴线延伸的长度和沿短轴延伸的高度。

在一些实施方式中，增压室的宽度介于2.1E和2.8E之间，其中E是发动机入口部分的直径。发动机入口部分的直径E可以介于1.5m和2.5m之间。在一些实施方式中，增压室的长度介于1.1E和2.5E之间。在一些实施方式中，增压室的高度介于1.3E和2.0E之间。

增压室的尺寸与发动机进气部分的直径之间的这些比率值允许限制室内的再循环现象，同时优化流动的增压效果，即流动的减慢，最小化变形和发动机入口处流动的均匀化。这允许进一步提高风扇的多变效率，同时极大地限制风扇叶片上的航空机械应力。

在一些实施方式中，在固定进气口的入口处，机身壁与限定所述固定进气口的入口的固定进气口的壁之间的最大间距介于0.5E和0.8E之间。

进气口的入口包括在一个平面中，并由在该平面中形成第一曲线的进气口壁和形成曲率半径不同于第一曲线的第二曲线的机身壁限定。因此，在该平面内，对于给定的第一曲线的半径，机身壁和固定进气口的壁之间的间距是第一曲线的点和第二曲线的点之间的距离。该间距的值与发动机进气部分的直径之间的比率允许优化进入增压室的空气流速。

在一些实施方式中，组件包括沿长轴线并排设置的两个发动机，增压室配置成为两个发动机提供动力。

也就是说，增压室包含两个发动机的入口部分。这种配置允许一起提高两个风扇的多变效率。

本公开还涉及一种包括根据前述实施方式中任一项所述的推进组件的航空器。

该航空器优选为快速型，其特征在于巡航阶段的飞行马赫数大于0.6，并且能够覆盖一定的尺寸范围，使得从“公务机”类型到长途飞机的乘客运输成为可能。该航空器也可以是“飞翼”型。

附图说明

通过阅读以下通过非限制性实施例给出的本发明的各种实施例的详细描述，将更好地理解本发明及其优点。该描述参考了附图，其中：

图1表示根据现有技术，使用边界层吸入原理的航空器的透视图；

图2A表示根据本公开的一个实施方式的推进组件的透视图，包括处于关闭位置的可伸缩进气口，图2B表示其中可伸缩进气口处于打开位置的图2A的推进组件；

图3表示沿垂直于图2A和2B的推进组件的纵向轴线的切割平面的视图；

图4示意性地表示根据本公开的一个实施方式的推进组件的透明顶视图，该推进组件包括两个可伸缩进气口；

图5表示图4所示推进组件的侧视图；

图6表示图4和5所示推进组件的单独增压室的透视图；

图7表示图4所示推进组件的改进示例的俯视图和局部视图；

图8表示图4所示推进组件的改进示例的俯视图和局部视图；

图9表示图4所示推进组件的另一个修改示例的俯视图。

具体实施方式

图1显示了根据现有技术，使用边界层吸入原理的航空器的透视图。航空器包括机身1和固定在航空器后部的机身1上的两个发动机2。发动机2布置成使得它们的进气口部分2a部分布置在由机身1包围的内壳中。这样，从航空器外部只能看到发动机2的一部分，另一部分隐藏在航空器内部。因此，在航空器飞行过程中机身1外壁上形成的边界层被发动机2直接吸入。

说明书的其余部分参照图2A至5描述了根据本公开的一个实施方式的推进组件。在说明书的其余部分中描述的实施方式呈现了机身具有大致椭圆形或长方形形状并且包括并排设置的两个发动机的配置。然而，本发明不限于这种配置。机身可以具有圆柱形或其他形状。此外，引擎的数量可以多于两个。

图2A示意性地示出了根据本公开的推进组件的透视图。推进组件包括包围内壳的机身10，在图2A中不可见。机身10沿纵轴线X延伸。在垂直于纵轴线X的剖面图中(图3)，机身10具有沿垂直于纵轴线X的方向延伸的长轴L和沿垂直于纵轴X和长轴L的方向延伸的短轴l。长轴L和短轴l之间的比率可介于1和2.5之间。

在说明书的其余部分中，术语“上方”、“侧面”、“侧部”及其派生词是沿着由机身形成的椭圆的长轴和短轴来考虑的。更具体地说，俯视图对应于沿平行于短轴l的方向的视图，即垂直于由轴线X和L形成的平面的视图，侧视图对应于沿平行于长轴L的方向的视图，即由轴线X和l形成的垂直视图。换句话说，当推进组件布置在航空器上时，机身10的侧面对应于布置航空器机翼的侧面，机身10的顶部对应于可以布置尾翼的表面。

两台发动机20沿长轴L并排布置。在本实施方式中，发动机20完全布置在机身10的内罩内，在图2A中不可见。特别地，发动机20的进气口部分20a完全布置在内壳中，因此完全被机身10的壁包围。当然，发动机20的喷射喷嘴20b布置在内壳的外部。为此，当推进组件安装在航空器上时，可在机身10的后端提供允许发动机20通过的开口(未表示)。这样，发动机20固定在机身10上，使得它们的进气口部分20a设置在内壳中，并且使得它们的空气喷射喷嘴20b设置在机身10的外部，从而允许喷射气体。

推进组件包括两个固定的进气口30，这些进气口30沿主轴L设置在机身10的任一侧，即，设置在机身10的侧面上。在机身10的外壁中，进气口30或吸气口(scoop)在机身10的外壁上形成不连续的部分，或在所述壁上形成通风口。具体地，进气口30的上游端具有与机身10的壁分离的弧形壁，并且在机身10的该区域基本上遵循机身10的外壁的形状。然而，进气口30的壁的曲率半径小于同一区域中机身10的壁的曲率半径。因此，进气口30的壁和机身10在该上游端的壁一起形成具有新月形形状的入口部分30a。进气口30的下游端连续地连接到机身10的壁上。

优选地，固定进气口30的入口部分30a的总和至少等于发动机的进气口部分。例如，进气口30的入口部分30a的总和可以等于：发动机数量x CD xπ((E/2)²)，其中E是发动机入口部分的直径，CD是介于1.1和1.3之间的系数。此外，进气口30和机身10之间的最大间距D介于0.5E和0.8E之间，其中E是发动机20的入口部分20a的直径。进气口30和机身10之间的间距被认为是对于给定的进气口空气30半径，在入口部分30a处，进气口30的壁和机身10的壁之间的距离。

除了固定进气口30之外，推进组件还包括至少一个可伸缩进气口40。一个或多个可伸缩进气口40设置在机身10的顶部，即机身10的上表面。图4示出了两个可伸缩进气口40设置在机身10上方的示例。它们可在关闭位置和打开位置之间移动。可以通过机械枢轴实现从关闭位置到打开位置的切换，反之亦然。在打开位置，可伸缩进气口40具有入口部分40a，其代表固定进气口30的入口部分30a的25％至50％。例如，对于直径为85英寸的风扇，对应于大约216厘米的直径，处于打开位置的可伸缩进气口40的入口部分40a介于0.8和1.2平方米之间，固定进气口30的入口部分30a介于3和3.5平方米之间。在关闭位置，可伸缩进气口40具有零入口部分40a。

增压室50设置在机身10的内壳中。在该示例中，增压室具有平行六面体形状。该形状适合机身10的一般形状。然而，增压室的这种形状不是限制性的并且可以根据所述机身的形状而变化。特别地，增压室的形状可以大致遵循机身内壁的形状。例如，如果机身具有圆柱形形状，则增压室本身可以具有圆柱形形状。

在该实施方式中，增压室50具有沿长轴L延伸的宽度50a、沿纵轴线X延伸的长度50b和沿短轴l延伸的高度50c。优选地，宽度50a介于2.1E和2.8E之间，长度介于1.1E和2.5E之间，并且高度50c介于1.3E和2.0E之间。

此外，发动机20布置成使得它们的入口部分20a完全面向增压室50，使得入口部分20a的整个表面与增压室50的容积连通。为此，进气口部分20a的下端设置在增压室50的底壁上方，进气口部分20a的上端设置在增压室50的上壁下方。也就是说，由宽度50a和高度50c形成的表面大于两台发动机20的进气口部分20a的总和并且包含这两个进气口部分20a。

固定进气口30与增压室50流体连通，使得由固定进气口30吸入的空气被偏转并被引导到增压室的内部。同样地，当可伸缩进气口40处于打开位置时，它们与增压室50流体连通，使得由可伸缩进气口40吸入的空气被偏转并被引导到增压室50的内部。相反地，当伸缩式进气口40处于关闭位置时，外部空气将不再通过伸缩式进气口40进入增压室50。也就是说，在这种配置中，只有固定进气口30允许将外部空气吸入增压室50。此外，在该配置中，可伸缩进气口40的壁位于机身10的壁的连续性中，与参考表面相比，赋予其平滑的外观而没有起伏。

图7和8示出了本发明实施方式的修改示例，其中推进组件包括形成在机身10的壁中的坡道12。更具体地，坡道12可以形成在每个进气口30的上游。在推进组件的俯视图中，坡道12具有在机身10的壁中形成并挖空的倾斜斜面的形状，并且从位于进气口30上游的所述壁的一部分下降到所述进气口30的入口部分30a，从而增加入口部分30a。

图9示出了本发明实施方式的另一个修改示例，其中推进组件包括可移动的导流板60。更具体地说，可以为每个固定进气口30提供一个可移动的导流板60。可移动的导流板60可在展开位置(在图9中以实线示出)和缩回位置(在图9中以虚线示出)之间移动。在展开位置，可移动导流板60将通过增压室50中的固定进气口30进入的空气朝向发动机20的入口部分20a偏转。在缩回位置，可移动的导流板60折叠在增压室50的内壁上，因此不再允许空气偏转。

尽管已经参照具体的示例性实施例对本发明进行了描述，但显而易见的是，在不偏离权利要求书所定义的本发明的一般范围的情况下，可以对这些示例进行修正和改变。特别地，可以在附加实施例中组合不同图示/提及实施例的个别特征。因此，应在说明性而非限制性的意义上考虑说明书和附图。

Claims

1.一种用于航空器的推进组件，包括：

沿纵轴线(X)延伸并封闭内壳的机身(10)，

至少一个固定到所述机身(10)并包括进气口部分(20a)的涵道发动机(20)，所述进气口部分(20a)至少部分地设置在所述内壳中，

至少一个增压室(50)，设置在所述进气口部分(20a)上游的内壳中并与所述进气口部分(20a)流体连通，并配置为均化和降低进入发动机的气流的速度(20),

所述机身(10)的外壁上形成的至少一个进气口(30)，所述进气口(30)的入口(30a)部分地由所述机身(10)的外壁界定，所述进气口(30)被配置为吸入外部空气并将其偏向所述增压室(50)。

2.根据权利要求1所述的组件，其中，所述发动机(20)的进气口部分(20a)完全设置在所述机身(10)的内壳中。

3.根据权利要求1或2所述的组件，其中，在垂直于所述发动机(20)的进气口部分(20a)的视图中，所述增压室(50)的表面完全包括所述进气口部分(20a)的表面。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的组件，其中，所述进气口(30)是固定进气口，所述组件包括至少一个可伸缩进气口(40)，其被配置为在可打开位置和关闭位置之间移动；所述打开位置用于通过所述可伸缩进气口(40)吸入外部空气并将其引向所述增压室(50)，所述关闭位置防止外部空气通过所述可伸缩进气口(40)进入所述增压室(50)。

5.根据权利要求1至3中任一项所述的组件，包括至少一个空气吸入坡道(12)，所述空气吸入坡道相对于所述壁的参考表面在所述机身(10)的外壁中挖空，并从位于所述进气口(30)上游的所述外壁的一部分延伸至所述进气口(30)的入口部分(30a)。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的组件，包括至少一个可移动的导流板(60)，所述导流板设置在所述增压室(50)中并且配置为从展开位置切换到缩回位置，在所述展开位置，所述可移动的导流板(60)被配置为将外部空气引向所述发动机(20)的进气口部分(20a)，在所述缩回位置，所述可移动的导流板(60)被折叠在所述增压室(50)的内壁上。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的组件，包括两个固定进气口(30)，所述两个固定进气口沿所述机身(10)的径向方向形成在所述机身(10)外壁上，位于所述机身(10)的相对两端。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的组件，其中，所述增压室(50)的至少一些内壁包括吸声材料。

9.根据权利要求1至8中任一项所述的组件，其中，所述机身(10)具有基本上椭圆形的截面，包括长轴(L)和短轴(I)，所述长轴(L)和短轴(I)之间的比率介于1和2.5之间。

10.根据权利要求9所述的组件，其中，所述增压室具有平行六面体形状，包括沿所述长轴(L)延伸的宽度(50a)、沿所述纵轴线(X)延伸的长度(50b)和沿所述短轴(l)延伸的高度(50c)；其中，所述宽度(50a)介于2.1E和2.8E之间，所述长度(50b)介于1.1E和2.5E之间，所述高度(50c)介于1.3E和2.0E之间，其中E是所述发动机的进气口部分(20a)的直径。

11.根据权利要求4至10中任一项所述的组件，其中，在所述固定进气口(30)的入口处，所述机身(10)的壁和限定所述固定进气口(30)的入口的所述固定进气口(30)的壁之间的最大间隔(D)在0.5E和0.8E之间，其中E是所述发动机(20)的进气口部分(20a)的直径。

12.根据权利要求1至11中任一项所述的组件，包括沿所述长轴(L)并排布置的两台发动机(20)，所述增压室(50)被配置为为所述两台发动机(20)提供动力。

13.一种航空器，包括根据前述权利要求中任一项所述的推进组件(C)。