CN111727312B - 航空飞行器垂直起降***的配置 - Google Patents
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Abstract
飞行器,包括主体。流体发生器联接到主体并产生流体流。至少一个尾管流体地联接至发电机。第一和第二前部喷射器联接至主体,并分别联接至飞行器的右舷侧和左舷侧。前部喷射器分别包括出口结构,流体从该出口结构流出。至少一个尾部喷射器流体地联接至尾导管。尾部喷射器包括出口结构,流体从该出口结构流出。主翼型元件包括具有前缘和后缘的封闭翼。封闭翼的前缘和后缘限定了内部区域。至少一个推进装置至少部分地布置在内部区域内。
Description
版权声明
本公开受美国和/或国际版权法保护。Jetoptera公司。版权所有。该专利文件的一部分公开内容包含受版权保护的材料。版权拥有者不反对任何人以专利和/或商标局专利文件或记录中出现的方式对专利文件或专利公开进行传真复制,但在其他方面保留所有版权。
优先权要求
本申请要求2017年6月27日提交的美国临时申请第62/525,592号的优先权。
背景技术
每个VTOL飞机都面临着发动机尺寸和力平衡的挑战。参见丹尼尔·雷默(DanielRaymer),《飞机设计:一种概念方法》(AIAA教育系列),第754页(2012年第5版)。
可以以高推力重量比实现垂直起飞。相反,在水平飞行(巡航)期间,升力对飞机有贡献,而推力要求要小得多。但是,如果要设计一架水平飞行一段时间的飞机,则VTOL要求将使发动机要求过于严格,从而增加了很多重量,这些重量随后在没有功能的巡航条件下随身携带。因此,以巡航为主导的VTOL飞机的发动机尺寸和推力匹配成为主要问题。
平衡是用于VTOL飞机设计的最重要的驱动因素之一。在起飞阶段,推力必须分布在飞机周围,并且力矩必须在质心附***衡,以使飞机保持平衡。如果推力源仅在一个位置,则飞机将无法平衡。例如,即使当诸如Harrier之类的卧式飞机在空中保持平衡时,飞机也需要在专门选择的位置采用多个推力产生元件,以便始终抵消力矩(以力(推力)x围绕飞机质量的中心的力矩臂计算)。如果大部分推力位于例如飞机的后部(通常在VTOL飞机中所见的),这将很难实现。
附图说明
图1是本发明的实施方案的俯视图;
图2是图1所示的本发明的实施方案的后视图;
图3是图1所示的本发明的实施方案的正视图;
图4以分解等距视图示出了本发明的替代实施方案;
图5以后透视图示出了本发明的替代实施方案;
图6A-6D示出了本发明的实施方案相对于着陆/起飞表面从起飞到水平飞行的渐进过程;并且
图7示出了根据本发明的实施方案的涡轮轴/涡轮螺旋桨发动机的上半部,其具有流动站的亮点。
图8以俯视图示出了本发明的一个实施方案。
图9是图8所示的实施方案的侧视截面图。
图10是图8所示的实施方案的正视图。
图11是图8所示的实施方案的后视图。
图12是本发明的替代实施方案的俯视图。
图13是图12所示的实施方案的侧视截面图。
图14是图12所示的实施方案的正视图。
图15是图8中所示实施方案的在起飞到巡航过渡期间的侧视截面图。
图16示出了图8所示的实施方案的巡航位置。
发明详述
本申请旨在描述本发明的一个或多个实施方案。应该理解的是,诸如“必须”、“将要”之类的绝对术语以及特定数量的使用应被解释为适用于这样的实施方案中的一个或多个,但是不必一定如是所有这些实施方案。这样,本发明的实施方案可以省略或包括在这样的绝对术语的上下文中描述的一个或多个特征或功能的修改。另外,本申请中的标题仅用于参考目的,并且决不以任何方式影响本发明的含义或解释。
本申请总体上涉及用于无人机的推力增强。特别地,在本申请中公开的本发明的一个或多个实施方案提供了针对垂直起降(VTOL)飞机和短距离起降(STOL)飞机的挑战的独特解决方案。如本文中所使用的,术语“Tailsitter”和“Flying Vehicle”可以指本发明的一个或多个实施方案。
本发明的实施方案通过增加和增强推力来解决推力重量比和发动机尺寸的问题。在本发明的优选实施方案中,喷射器/推力器本身被设计成允许超过2∶1且接近3∶1的增强。这意味着这些推力器设计成产生的推力比传统涡轮喷气发动机产生的推力大2-3倍。在2016年7月27日提交的题为FLUIDIC PROPULSIVE SYSTEM的美国专利申请第15/221,389号(“‘389申请”)和2016年9月2日提交的美国专利申请第15/256,178号(“‘178申请”)中公开了推力增强设计,其每一个申请均通过引用并入本文,如同在此完整阐述一样。如本文所用,“推力器”是指’389申请及其任何后续版本或改进中所述的具有显着增强功能的喷射器/推力器。
在本发明的优选实施方案中,推力器与气体发生器一起使用作为主要流量的源。尽管在本发明中不必将这样的推力器与供应主要流量的气体发生器一起使用,但是利用这样的推力器可以提供推力增强的效果。
通过第二主喷射器可以实现进一步的增强,该第二主喷射器可以通过使用来自推力器的排气结合例如用作护罩的Tailsitter的封闭/箱形翼来形成。机翼也可以采用设计成允许推力器的高速排气用作由机翼(“护罩”)和推力器形成的喷射器的主喷嘴的任何其他形状。护罩的作用可进一步将推力增加至少10-25%。实际上,推力器和护罩可具有例如1.1(来自带护罩的推力器)乘以2.5(来自推力器)增强的推力增强的组合效果,从而导致总的增强值为2.75。因此,这样的***可以通过增加由简单涡轮喷气发动机产生的推力来产生与起飞时飞机重量相等的推力。
在任何在其尾部垂直起飞的飞机中,飞机自然会需要调整其姿态以在可接受的姿态下保持水平并减小其推力,以保持飞机以恒定的巡航速度向前飞行。通过节气门减小来减少推力可以调节克服飞机阻力所需的功率,这也可能意味着整个***的增强程度较小,足以推动飞机前进并保持其速度。
在本发明的一个实施方案中,150磅(lbs)的飞机可以采用75磅力(lbf)的涡轮喷气发动机,该涡轮喷气发动机适于成为气体发生器。该概念在2015年12月4日提交的题为“MICRO-TURBINE GAS GENERATOR AND PROPULSIVE SYSTEM”的美国临时专利申请62/263,407(“‘407临时申请”)和2016年12月2日提交的美国专利申请第15/368,428号(“‘428号申请”)中进行了披露。‘407临时申请和‘428申请在此全文引入作为参考。在该实施方案中,这些推力增加喷射器可以产生例如原始推力的1.75倍的增加,这意味着75乘以1.75,这导致131.25磅力的增加推力。如果在推力器周围没有护罩,则推力可能会限制在该值,并且可能不允许推力将飞机提离地面。然而,利用围绕主推力器的机翼(例如盒形结构)来覆盖这些推力器,推力的总体增强例如变为1.15乘以131.25,从而导致150.94磅力,因此超过了飞机重量并允许起飞。
当在Tailsitter上消耗燃料时,飞行器的重量变得更轻并且飞行器的加速度变得更大,因此起飞以增加的速度和加速度发生。因为飞行器可能没有人居住,所以加速度可能会超过当前为人类安全和非生命危险标准所限制的人类极限加速度。在一实施方案中,加速度可以超过重力加速度的20倍。这样,在短时间之后,飞行器可能具有通过节气门和控制面变化来改变其姿态并实现水平飞行的能力。当飞行器改变姿态时,升力会增加,而由于节气门向后拉,组合的增强也会降低。然后,通过在第一级同时降低发往推力器的发动机负荷(因此气体发生器的主流)并允许盒形机翼产生适当的升力来保持姿态,而推力器产生足够的推力来克服阻力,从而Tailsitter可以实现水平飞行。
相反,在接近目的地时,可以随着增加的迎角来调整飞机的姿态,并且随着前进速度降低并且飞机最终可以在其尾部垂直降落,推力的增加再次取代了升力的需要,它的尾部由推力器及其组合的增强效果平衡。
本发明的一个或多个实施方案能够通过具有比在质心附***衡力和力矩所需的力矩臂更小的力矩臂来克服力和力矩的平衡的问题,这是通过使推力分布遍布飞机上的各个位置来实现的。进而,这允许这些实施方案具有更多的控制,并且使得更容易保持悬停/竖立位置。
如在'389和'407申请中所讨论的,独特的技术允许在飞机的各个位置分布推力,并在各种推力器实现增强水平(例如,在前部,“前部喷射器”位于鸭式翼之后,在悬停阶段起飞和降落时使用,在水平飞行时关闭,在后部,“尾部喷射器”产生大部分推力)。
传统的小型(推力<250磅力的推力)微型喷气发动机通常在单个位置(通常在排气部分的中心)提供推力。一些小型涡轮风扇还会在飞机的集中点提供推力。与圆形方式相反,本发明的一个或多个实施方案允许以近似线性和/或非圆形的方式分布推力,从而沿机翼或其他翼型和/或飞机的操纵面的长度分布推力。在Tailsitter中,来自压缩机的气流的主流,热流和引气部分均用作增强推力器的动力流体。因为该实施方案允许推力以线性的,主要是非圆形的且分布的而不是在集中的点的方式分布,所以它实现了飞机的更好的推进效率。此外,还具有根据翼型的形状对推力器进行成型和成形以获得更好的性能的可选的有利特征(例如,如果将推力器放置在给定的鸭式翼的下游,则增加给定的鸭式翼的推力裕度,或者如果将推力器放置在主翼上游的最佳位置,则在主翼上增加升力)。因此,所分配的推力通过将另外75磅力的涡轮喷气热气流和快速气流从涡轮喷气发动机背面的集中位置分配到例如飞机上的至少四个位置,从而改善了飞机的性能。在此示例中,推力器以最佳方式安装在飞行器的这四个位置,以使它们(i)分别从压缩机放气***和气体发生器的排气口接收压缩空气或气流,以及(ii)增加这四个推力中的每个推力,否则这四个推力中的每个推力都将是四个主流的简单等熵膨胀的1.5-3倍。这也导致来自四个位置的有利的分布流和推力,从而增强了飞机的机动性和推进效率。
本发明的实施方案(涡轮螺旋桨发动机STOL版本)包括基于由气体发生器的放气***提供的动力流体的推力的增加。放气***为左舷和右舷前推力器提供来自排气的动力空气。对于放气***提供的每磅/秒动力空气,前推力器提供的增加量对应于100-300磅力的比推力。由于部件效率有限和缺乏先进技术,该值远远超过了小型涡轮喷气发动机获得的典型比推力50-65lbf/lb/sec。当变成气体发生器时,通过在***的前部和后部使用推力器来利用压缩空气的值,从而导致增强比超过2:1。这样,可以从相同的能量输入获得更多推力。
在这样的实施方案中,采用控制阀以提供左舷和右舷推力器之间的流量平衡。空气的调制可以通过在发动机放气口和控制阀箱之间放置阀门来实现。这些阀通过打开或关闭通向前推力器中的一个或两个的通道并改变动力流体的供应,来控制每个推力器上的流量和/或平衡两个前推力器之间的动力空气流。反过来,这会导致推力不平衡,并且不平衡会导致飞机姿态发生变化。推力器还可以绕其主轴旋转,同时针对主要流量(动力流体流量)进行调节。这允许控制俯仰和侧滚以及偏航的一些受限控制及其组合。
在一个实施方案中,通过过渡件或导管向推力器提供由发电机输送的排气的高压热气流(减去引气)。过渡件将气体发生器的排气连接到所述后推力器。推力器将这种输送作为动力空气来增加推力。该喷射增强***经过专门设计,可让飞行器快速移动,但消耗的额外燃料成本高,导致飞行器的空速超过200MPH,推进效率接近80-90%。该***的典型的特定油耗为每lbf产生0.8-1.1lb/hr的燃料,这是低旁通风扇的典型特性,但没有风扇或涡轮驱动风扇。这些水平比通常由小型涡轮喷气发动机(当前大多数的无人机市场)获得的典型的每lbf 1.5lb/hr的性能要好得多。该***还可以在本身不使用自由涡轮机和风扇的情况下,以较小的规模实现低旁路涡轮风扇的单位燃料消耗性能,从而降低了整个推进***的重量和复杂性,并且消除了大型的移动组件,例如风扇/自由涡轮机组件。
在一个实施方案中,如果飞机的任务是较长的持续时间/范围和较高的推进效率下较慢的空速,则推进***的后部可以被制成足够灵活以由涡轮/螺旋桨***代替,同时保持通用的,相同的气体发生器(推进***的前部)和增加“冷”推力器。涡轮机将接收与射流增强***相同的流量,但可以从气体发生器的排气流中提取能量,并将其转化为用于旋转螺旋桨的机械功,而无需在喷射器式推力器中对流量进行流体增强。接口非常相似,替换方法是用一个导管将过渡件导管移除,该导管将热的加压气体引向驱动螺旋桨的自由涡轮机,然后将排气沿下游方向排出并排入螺旋桨的冲洗液中。这种灵活的***的优点是,在类似的布置中,涡轮螺旋桨推动器或喷气增强***可以互换,从而允许用户根据手头的任务选择***。这样,所描述的涡轮螺旋桨推动器***可以实现每单位马力或等效推力lbf实现低于0.6lb/h的单位燃料消耗水平。在本发明的一个实施方案中,UAV能够以150英里/小时的平均巡航速度递送包裹,直到200英里远。
此外,例如,螺旋桨可被本文所述的箱形翼***完美地容纳,因此,涡轮螺旋桨发动机产生的噪声可通过直接的方式(箱形翼)和间接的方式(方式内部的降噪材料)显着降低。此外,涡轮螺旋桨发动机还受益于前推力器的存在以及使用引气为它们提供动力,不仅允许VTOL,而且在适当的情况下且不需要VTOL的情况下,允许短距起降。
在本发明的一个或多个实施方案中,短距起降(STOL)的概念可以通过使用前推力器来实现,这大大降低了起飞所需的跑道长度。与传统飞机相比,通过旋转推力器,可以定向附加的矢量推力,以增加起飞时的俯仰并减少所需的长度。可以在巡航或游荡期间关闭前推力器,或在飞行的各个阶段重新启动前推力器,以增加升力、推力或两者。推力的增加可以通过推力器的特有设计来实现。升力的增加可以通过将前推力器相对于鸭式翼(前翼)和主箱形翼的布置来实现。前推力器的下游位置延迟了鸭式翼的失速,从而允许在失速发生之前以较高的迎角和较高的升力系数运行。这是由于推力器前面产生的压力较低,延迟了机翼顶部的分离,这是大多数机翼在高迎角下失速的主要原因。由于主翼而引起的升力增加主要是由于前推力器产生的流量增加,该流量局部高于飞行器的空速,该流量被引导经过箱形翼的底部,这是众所周知的,因此,增加了主翼的升力。
图1-3以不同的透视图示出了根据本发明的实施方案的飞行器100。在图1-3中,飞行器100具有特别是VTOL能力的射流增强推进***。更具体地,飞行器100包括具有前部102和尾部103的主体101。主体101可以包括被配置为使得能够进行飞行器100的载人操作的驾驶舱部分(未示出)。与所有的飞行/航行交通工具一样,飞行器100具有右舷侧和左舷侧。流体发生器104联接至主体101并产生流体流。在一实施方案中,流体发生器104设置在主体101中。至少一个前导管(图3中的111)和至少一个尾导管112流体地联接至发生器104。
第一和第二前部喷射器105,106流体联接至至少一个前导管111,联接至前部102并分别联接至右舷侧和左舷侧。前部喷射器105、106分别包括出口结构107、108,来自至少一个前导管111的流体以预定的可调节速度从出口结构107、108流出。另外,每个前部喷射器105、106的整体可绕平行于前部喷射器的前缘定向的轴线(即,横向轴线)旋转,以提供具有向前和向上分量的推力定向,例如,允许飞行器100起飞并以更陡的迎角继续爬升,从而减小了所需的跑道长度。在爬升结束时或在爬升过程中,可以通过关闭发动机/气体发生器104的放气阀并相应地调整气体发生器的速度和操作而驱动后部推进***(例如,尾部喷射器109、110)来将前部喷射器105、106重新对准主要飞行方向或完全关闭。着陆后,前部喷射器105、106可以旋转180度,以提供与着陆方向相反的推力,从而缩短着陆长度。在一个实施方案中,前部喷射器105、106中的每个的整体可绕垂直于前部喷射器的前缘定向的轴线旋转。
第一和第二尾部喷射器109、110流体地联接到至少一个尾导管112并联接到尾部103。尾部喷射器109、110包括出口结构113、114,来自至少一个尾导管112的流体以预定的可调速度从出口结构113、114流出。另外,每个尾部喷射器109、110的整体可绕平行于尾部喷射器的前缘定向的轴线(即,横向轴线)旋转。在一个实施方案中,每个尾部喷射器109、110的整体可绕垂直于尾部喷射器的前缘定向的轴线旋转。
在一个实施方案中,流体发生器104包括其中流体流处于低温的第一区域和其中流体流处于高温的第二区域。至少一个前导管111从第一区域向前部喷射器105、106提供流体,并且至少一个尾导管112从第二区域向尾部喷射器109、110提供流体。
主翼型元件115联接到尾部103。元件115直接位于前部喷射器105、106的下游,以使来自前部喷射器的流体流过主翼型元件的至少一个空气动力学表面。在一个实施方案中,主翼型元件115是具有前缘121和后缘122的闭合翼,该闭合翼的前缘和后缘限定内部区域123。尾部喷射器109、110至少部分地布置在内部区域123内(即,在前缘121和后缘122之间)并且可相对于翼型元件115在内部区域内可控地移动(例如,前进,后退等)。主翼型元件115围绕尾部喷射器109、110形成护罩,从而形成宏观喷射器。
飞行器100进一步包括联接至前部102并分别联接至右舷侧和左舷侧的第一和第二鸭式翼117、118。鸭式翼117、118构造成在飞行器100运动时形成在鸭式翼上流动的环境空气的边界层。鸭式翼117、118分别直接位于前部喷射器105、106的上游,使得前部喷射器流体地联接至边界层。前部喷射器105、106分别包括入口部分(即,前缘)119、120,并且前部喷射器被定位成使得边界层被入口部分摄取。
图4以分解图示出了根据替代实施方案的飞行器400。为了简洁起见,具有与图1-3中所示的对应物相同的特征的图4中所示的元件具有相同的特征使用相同的附图标记表示。飞行器400包括流体发生器104,尾部喷射器109、110,将热的加压排气引导至尾部喷射器的尾导管112,以及后推力器支撑支柱401。飞行器400还包括鸭式翼117、118,引气歧管402和将引气歧管连接到控制阀箱403的前导管111,控制阀箱403具有电机控制阀404,该电机控制阀404既调节流向前部喷射器105、106的流体流量,又调节前部喷射器之间的主流量供应平衡。挠性管线405将来自控制阀箱403的压缩引气引导至前部喷射器105、106。前部喷射器105、106中的每一个包括凸缘406和用于使前部喷射器绕轴408旋转的电机407。
飞行器400还包括具有控制面的主翼型元件115(例如方向舵,电子舵,升降舵等),附加的闭合翼式翼型元件409和辅助闭合翼式翼型元件410。辅助翼型元件410具有前尾缘,前尾缘直接位于尾部喷射器109、110的出口结构113、114的下游,使得来自尾部喷射器的流体流过至少一个辅助翼型元件的表面。飞行器400还包括中央鳍和舵124,载罐的尾部103,流体发生器104和控制装置以及前部102。
图5示出了根据替代实施方案的飞行器500。为了简洁起见,具有与图1-34中所示的对应物相同的特征的图5中所示的元件使用相同的附图标记表示。飞行器500包括涡轮螺旋桨推进***,其特别着重于短距起降(STOL)能力。飞行器500包括除尾部喷射器109、110之外的飞行器100的所有特征。取而代之的是,飞行器500包括由涡轮机(未示出)驱动的螺旋桨510,该涡轮机进而由流体发生器104提供动力。实施例可以包括支撑组件520,例如腿或其他合适的装置,其向飞行器500提供支撑,使得当飞行器500静止时,螺旋桨510与着陆/起飞表面之间具有足够的空间和/或偏移。支撑组件520优选地从尾部103延伸并且基本上平行于主体101。
图6A-6D示出了相对于飞行器100的着陆/起飞表面600从起飞到水平飞行的过程。可移动的前部喷射器105、106可以负责在飞行中将飞行器100的姿态微调至水平飞行(巡航)。该实施方案的一个方面是,较大的尾部喷射器109、110采用热气体作为主要流体,并不一定需要旋转以控制姿态,而前部喷射器105、106则较小并且以来自压缩机的排放或排出的较冷的气体运行,可以旋转以维持飞行器100的高度和姿态,并在飞行中将其定向驱动到期望的位置和姿态。然后可以从关闭排放口的中央控制阀关闭前部喷射器105、106,和/或缩回前部102的内部,从而允许流体发生器104在节气门拉动条件下(小于100%速度)运行,放气阀仍然关闭,并且仍然在后面产生热气体,以向尾部喷射器109、110提供主要流体。在水平飞行中仍然可能达到2:1的增加,而由箱形翼贡献很小或没有贡献,作为由尾部喷射器109、110和翼型元件115本身形成的较大或宏观喷射器的护罩。
当以四旋翼配置起飞时,将产生高速气流的尾部喷射器109、110与主翼型元件115组合以产生附加推力增强的有益效果特别有用。尾部喷射器109、110成为传统喷射器的主喷嘴。然后,与没有护罩的简单推力器相比,主翼型元件115与尾部喷射器109、110一起形成宏观喷射器,产生的推力增强约为1.1-1.2。尾部喷射器109、110本身也可以产生大于2的推力增强,可能接近3:1。这样,不是简单地使用两个涡轮喷气发动机来获得推力单位,而是获得了增强因子为最小2*1.1=2.2且最大为3*1.2=3.6的总推力增强,从而可以起飞较重的飞行器。当它稳定到巡航状态时,发动机可以被节流,并且增强也减小以匹配并克服阻力并在水平飞行中推动飞行器前进。
图7示出了涡轮轴/涡轮螺旋桨发动机的上半部,其具有流动站的亮点。下半部分包含相同的发动机,该发动机被剥去了轴和驱动轴的涡轮机(在这种情况下,自由涡轮机驱动螺旋桨),并使用气体发生器驱动本发明优选实施方案的射流增强***。图7示出了将可选地有利于将涡轮轴设计的发动机转换成用于喷气增强***的气体发生器的变化,并且突出了所公开的***的互换性。
在图7中,在上半部示出了拉拔器螺旋桨构造。相反,本发明的一个实施方案具有指向右侧的轴,推动器螺旋桨位于该轴处。上半部分包含压缩机、燃烧室和两台涡轮机,其中一台涡轮机连接到压缩机,另一台涡轮机通过轴连接到螺旋桨。站2代表压缩机入口;压缩机出口站3;燃烧器入口31;燃烧器出口4;第一涡轮机(连接到压缩机并驱动压缩机)入口41;第一涡轮出口44;自由涡轮机的入口45;自由涡轮机的出口5,涡轮和排气的出口6;和(来自整个***的)排气8。在该实施方案中,来自站3的放气***用作***前推力器的动力流体。其余的工作流体被气体发生器用来驱动自由涡轮机,自由涡轮机正在提取动力来驱动螺旋桨。在下半部分,***从自由涡轮机和轴(以及隐含的螺旋桨)上拆下,但其他所有元件保持不变。该***是相似的,除了取消了自由涡轮机之外,第一涡轮机驱动压缩机,从而使该***成为气体发生器,其在站44处产生的总压力为202.514千帕斯卡,总温度为1248.65开尔文。现在,可以将这种携带能量的流用作本发明的优选实施方式的射流增强***的尾部喷射器109、110的动力流体。
可以将其他气体发生器设计成在正常操作条件下产生大约2的压力比。本发明的实施方案可以导致增加比超过1.5,并且推力器的各种设计可以达到并包括2.75:1增强比。这样,在这些条件下运行的该实施方案的射流增强***可以将推力增加1.4-3倍。相反,由于相同的燃料量用于在站44产生工况,因此单位燃料消耗得以减少,并且在该工况下用作后推力器和前推力器中的动力流体的排气获得的推力是其的1.4倍。当与常规小型涡轮喷气发动机的燃料消耗(通常为1.5lb/hr/lbf)进行比较时,所公开的喷射增强***的单位燃料消耗降低了1.4倍,降至每lbf生产约1.07lb/hr的燃料。一个或多个实施方案显示,与最初每lbf生产1.5lb/hr的燃料相比,降低了2.0倍,使该***在每lbf推力下可生产高性能0.75lb/hr的燃料,而无需使用自由涡轮机。
本发明的实施方案包括两个后气体发生器;第一个后部大型可移动推力器;第二个后部大型可移动推力器;过渡件,用于将热的加压排气从每个后部气体发生器引导至后部推力器;支撑推力器;歧管,压缩机引气;将放气歧管连接到控制阀箱的管道;控制阀,调节流向前推力器的流量作为额外的动力流体,并调节前推力器主流量供应之间的平衡;电机控制阀;挠性管线,将压缩引气从控制阀箱引导至前推力器;前推力器主体;前推力器法兰;旋转前推力器的电机;端板/小翼鸭式翼;前移动式鸭式翼;第一设计箱形翼和操纵面(方向舵,操纵杆,升降舵);第二设计箱形翼;设计后掠式箱形翼;中央鳍和舵;载有罐的机身主箱,气体发生器,控制装置;和前机身;以及用于前推力器的前置气体发生器。
图8-11示出了本发明的一个实施方案的不同的透视图,该实施方案具有特别是VTOL能力的喷射增强推进***。图12-14示出了包括控制翼型的另一实施方案的不同透视图。在图15和图16中,示出了飞行中的飞行器处于从垂直起飞到巡航状态的过渡位置。
本发明的实施方案通过提高和增强推力并使用分布在整个飞行中的飞行器中的多个气体发生器来解决推力重量比和发动机尺寸的第一个问题。在本发明的优选实施方案中,推力器本身被设计成允许超过2∶1且接近3∶1的增强。这意味着这些推力器的设计产生的推力是传统涡轮喷气发动机产生的推力的2-3倍。‘389申请中披露了推力增强设计。
在本发明的优选实施方案中,推力器与气体发生器一起用作主要流的来源。图8-11以不同的透视图示出了根据本发明的实施方案的飞行器5。在图8-11中,飞行器5具有特别是VTOL能力的射流增强推进***。更具体地,飞行器5包括具有前部60和尾部65的主体55。主体55可包括构造成能够进行飞行器5的载人操作的驾驶舱部35。与所有飞行/航行的交通工具一样,飞行器5有右舷侧和左舷侧。流体发生器45a,45b联接至主体55并产生流体流。在一个实施方案中,流体发生器45a,45b布置在主体55中。尾导管70a,70b流体地联接至发生器45a,45b。
前部流体发生器25a,25b朝着前部60联接至主体55。第一和第二前部喷射器20a,20b通过第一和第二前部导管75a,75b流体联接至前部流体发生器25a,25b,联接至前部60并分别联接至右舷侧和左舷侧。前部喷射器20a,20b分别包括出口结构(未示出,但是类似于图1所示的出口结构107,108),来自前部流体发生器25a,25b的流体以预定的可调节速度从该出口结构中流出。另外,每个前部喷射器20a,20b的整体能够绕平行于前部喷射器的前缘定向的轴线(即,横向轴线)旋转,以提供具有向前和向上分量的推力定向,例如,飞行器5起飞并以更大的迎角继续爬升,从而减少了所需的跑道长度。
在爬升结束时或在爬升过程中,可以通过关闭前部流体发生器25a,25b,将前部喷射器缩回到主体55中,并相应地调整气体发生器的速度和操作,从而驱动后推进***(例如,尾部喷射器10a,10b),来使前部喷射器20a,20b重新对准主要飞行方向或完全关闭。在着陆时,前部喷射器20a,20b可以旋转180度,以提供与着陆方向相反的推力,从而缩短着陆长度。在一个实施方案中,每个前部喷射器20a,20b的整体能够绕垂直于前部喷射器的前缘定向的轴线旋转。
第一和第二尾部喷射器10a,10b流体地联接到尾导管70a,70b并且联接到尾部65。尾部喷射器10a,10b包括出口结构(未示出,但是类似于图1所示的出口结构113、114),来自尾导管70a,70b的流体以预定的可调节速度从该出口结构中流出。另外,每个尾部喷射器10a,10b的整体能够绕平行于尾部喷射器的前缘定向的轴线(即,横向轴线)旋转。在一个实施方案中,每个尾部喷射器10a,10b的整体能够绕垂直于尾部喷射器的前缘定向的轴线旋转。
主翼型元件15联接到尾部65。元件15直接位于前部喷射器20a,20b的下游,使得来自前部喷射器的流体流过主翼型元件的至少一个空气动力学表面。在一个实施方案中,主翼型元件15是闭合的机翼,其具有(类似于图1中示出并参考图1讨论的元件121、122和123)前缘和后缘,闭合机翼的前缘和后缘限定内部区域。尾部喷射器10a,10b至少部分地布置在内部区域内(即,在前缘和后缘之间),并且相对于翼型元件15在内部区域内可控地移动(例如,前进,后退等)。这样,由主翼型元件15在尾部喷射器10a,10b周围形成护罩,从而形成宏观喷射器。
飞行器100还包括联接至前部60并分别联接至右舷侧和左舷侧的第一和第二鸭式翼30a,30b。鸭式翼30a,30b构造成在飞行器5处于运动中时形成在鸭式翼上流动的环境空气的边界层。鸭式翼30a,30b分别直接位于前部喷射器20a,20b的上游,使得前部喷射器流体地联接至边界层。前部喷射器20a,20b分别包括入口部分(即,类似于在图1中示出并参考图1讨论的入口部分119、120),并且前部喷射器被定位成使得边界层被入口部分摄取。第一和第二鸭式翼30a,30b均具有前缘,并且第一和第二鸭式翼的每一个的整体能够绕平行于前缘定向的轴线旋转。
在水平飞行期间,可以通过辅助的主要喷射器来实现进一步的增强,该辅助的主要喷射器可以通过使用来自推力器10a,10b的排气结合例如用作护罩的飞行器5的箱形翼15来形成。机翼还可以采用任何其他形状,其设计方式应允许推力器10a,10b的高速排气用作机翼15(“护罩”)和推力器形成的喷射器的主喷嘴。护罩的作用可进一步将推力增加至少10-25%。实际上,推力器10a,10b和护罩可以具有例如1.1(来自带护罩的推力器)乘以2.5(来自推力器)的增强的推力增强的组合效果,这导致2.75的总增强。因此,本领域的技术人员将理解,这样的***将通过增加由简单的涡轮喷气发动机产生的推力来产生推力,该推力克服以速度运动的飞行器的阻力。
与箱形翼15结合的推力器10a,10b产生附加的推力增强。起飞时,这种效果特别有用。推力器10a,10b成为传统喷射器的主要喷嘴。然后,与没有护罩的简单推力器相比,护罩(与推力器10a,10b一起形成宏观喷射器)产生的推力增强约为1.1-1.2。如果使用根据实施方案的推力器,则推力器10本身也可以产生大于2的推力增强,接近3∶1。这样,不是简单地使用两个涡轮喷气发动机来获得推力单位,而是获得了增强因子最小2*1.1=2.2且最大为3*1.2=3.6的总推力增大,从而允许较重的飞行器起飞。当它稳定到巡航状态时,发动机被节流,并且增加也减小以匹配并克服阻力并在水平飞行中推动飞行器5向前。
在任何垂直起飞的飞机中,飞机自然需要调整其姿态以在可接受的姿态下保持稳定并减小其推力,以保持飞机以恒定的巡航速度向前飞行。通过节气门减小来减少推力可以调整仅克服飞机阻力所需的功率,这也可能意味着整个***的增强程度较小,足以推动飞机前进并保持其速度。
在本发明的一个实施方案中,一架1500磅的飞机可以采用两架300磅力级的涡轮喷气发动机,以使其成为飞机后部的气体发生器(后部气体发生器),另外两架150磅力级的涡轮喷气发动机适于成为飞机机头中的气体发生器(前向气体发生器)。在此实施方案中,这些推力增强喷射器可产生例如原始推力的1.75倍的推力,这意味着300乘以1.75,这将为每个推力器产生525磅力的推力,因此在飞机的后部总计为1050磅力。推力器10可通过推力器的旋转或通过整个气体发生器和推力器组件的旋转而旋转成指向下方。随着飞行器5的高度升高,推力器10或整个组件发生器-推力器在向前移动的水平飞行位置旋转,而推力器的热气穿过形成护罩的箱形翼15定向在最终水平飞行位置。利用围绕主推力器10a,10b的机翼(例如箱形结构)以在水平飞行中将这些推力器罩住的情况,推力的整体增强例如变为1.15乘以525lbf,从而导致603.75lbf,因此迅速加速飞行器前进。
前向发电机25a,25b将类似地增加推力以获得在飞机5的前向区域中组合的lbf,从而平衡飞行器并提供安全的起飞和着陆姿态。一旦飞行器5处于安全高度和前进速度,就可以关闭前向发电机25a,25b,并且可以将它们相关的前进推力器20缩回到机身内部以减小阻力。当接近于着陆或过渡到悬停时,前推力器20可以再次延伸,伴随着前推气体发生器的重启。应当注意,推力器10、20可以包括涡轮喷气发动机和/或涡轮螺旋桨或由涡轮喷气发动机和/或涡轮螺旋桨组成。
随着燃料在飞行器5上的消耗,飞行器的重量变得更轻并且飞行器的加速度变得更大,因此增加了速度和加速度。因为飞行器5是有人居住的,所以加速度不必超过为人类安全和不危及生命的标准所限制的当前人类极限加速度。这样,在短时间之后,飞行器5可以具有通过节气门和控制面改变来改变其姿态并实现水平飞行的能力。当飞行器5改变其姿态时,升力增加,而由于节气门向后拉,组合的增强值也减小。然后,飞行器5可通过在第一水平高度上同时减小流向推力器10的发动机负荷(因此,气体发生器主流)并允许箱形翼15产生保持姿态所需的升力来实现水平飞行,而推力器仅产生足够的推力来克服阻力。
相反,在接近目的地时,可以以增加的迎角来调节飞机5的姿态,并且随着前进速度的降低,飞机最终可以垂直降落,推力的增加又取代了升力的需要,它的尾部由推力器10、20及其组合的增强效果所平衡。
本发明的一个或多个实施方案能够通过具有在质心附***衡它们所需的较小的力矩臂来克服力和力矩的平衡的第二个问题,这是通过在飞机的各个位置具有推力的分布来实现的。进而,这允许这些实施方案具有更多的控制,并且使得更容易保持悬停/竖立位置。
如在'389和'407申请中所讨论的,独特的技术允许将推力分布在飞机的各个位置,并且在各种推力器中达到了增强水平(例如,在前部,在鸭式翼(可动鸭式翼)的后方的推力器20,仅在悬停阶段起飞和着陆时使用,在水平飞行时关闭,而在后部则为“热推力器”10,以产生大部分推力)。
在图8的1500#重型飞行器5的实施方案中,两个较小的前向发电机25a,25b放置在飞行器的前部,每个发电机向较小的推力器10a,10b供电。这些靠近鸭式翼30放置的前向发电机25a,25b和推力器20a,20b的作用是通过平衡力矩和力结合后部较大的推力器10来辅助起飞并达到水平飞行条件,在这种情况下,飞行器5的空气动力特性会产生足够的升力,并由后推力器***进行补充。
在由飞行器5产生的升力变得足够的点,前向发电机25a,25b和推力器20在机身内关闭并缩回,从而减小了阻力,并且当仅后部推力器10操作时允许飞行器高速行驶。
在一个实施方案中,1500#飞行器在机头中使用组合的500#增强推力器20,由两个由150lbf涡轮喷气发动机改造的前向发电机25a,25b供给气体。增强1.75可以为每个***产生262.5lbf的推力,而机头总推力为525lbf。当飞行器5达到气动升力足够的速度时,这些前向发电机25a,25b逐渐节流并最终关闭,推力器10a,10b已完全旋转到巡航位置并产生足以克服阻力的推力。
在接近和着陆时,在来自发电机45a,45b压缩机排出口的热引气的辅助下,前推力器20再次启动,以补充升程降低并允许对飞行器5进行控制,后推力器10重新定位在着陆/起飞位置。
传统的小型(推力<1500lbf)微型喷气发动机通常在单个位置(通常在排气部分的中心)提供推力。一些小型涡轮风扇还会在飞机的集中点提供推力。与现有技术中的圆形方式相反,本发明的一个或多个实施方案允许以近似线性和/或非圆形的方式分配推力,从而沿机翼或其他翼型和/或飞机的控制面的整个长度分配推力。在飞行器5中,所有气体发生器和压缩机引气流都可以用作增强推力器的动力流体。因为该实施方案允许推力以线性的,主要是非圆形的且分布的而不是在集中点的方式分布,所以它实现了飞机的更好的推进效率。此外,还具有根据翼型的形状对推力器进行成型和成形以获得更好的性能的可选的有利特征(例如,如果将推力器放置在给定鸭式翼的下游,则可以增加给定鸭式翼的失速裕度,或者如果将推力器放置在主翼上游的最佳位置,则增加主翼上的升力)。所分配的推力通过从涡轮喷气发动机后部的集中位置(例如,飞机上的至少四个位置)分配其他的例如600lbf涡轮喷气发动机热且快的流来改善飞机的性能。另外,它将允许VTOL或STOL。在此实施例中,推力器以最佳方式安装在飞行器的这四个位置,以使它们(i)分别接收来自压缩机放气***的加压空气或气流和气体发生器的排气或二者的组合;(ii)增大四个推力中的每个推力,否则这四个推力将由四个主流简单等熵膨胀1.5-3倍得出。这也导致来自四个位置的有利的分布流和推力,从而增强了飞机的机动性和推进效率。
图15-16示出了飞行器5从起飞到水平巡航飞行的渐进过程,该飞行器在尾端具有可移动的后推力器10并且在前端具有可伸缩的前推力器20,其中前推力器负责在飞行中将飞机姿态微调至水平飞行(巡航)。该实施方案的优点之一是前推力器20较小,并且使用来自前向发电机25a,25b的热气体作为主要流体,如果控制表面放置在它们下游的位置,则前推力器20不必旋转很多,甚至根本不需要旋转即可控制姿态,而更大的后推力器10则可利用来自发电机45a,45b的排气进行操作,能够旋转以保持飞机的高度和姿态并在飞行中将其方位驱动到所需位置和姿态。然后,可以通过关闭前向发电机25a,25b来关闭前推力器20,和/或将其缩回机身内部,从而使飞行器仅依靠在节气门拉动条件(小于100%速度)下运行的后发动机飞行,仍然产生热气体以向热推力器10供应主要流体。在水平飞行中仍然可能以2:1的速度增强,而作为由热推力器和机翼本身形成的较大或宏观喷射器的护罩的箱形翼15作用较小或不起作用。
实施方案包括本发明的涡轮螺旋桨发动机STOL版本。增强型推进***的涡轮螺旋桨发动机版本由基于两个前置气体发生器提供的动力流体的相同的前推力增强***组成。通过向左舷和右舷前推力器20a,20b提供来自后气体发生器压缩机的放气的附加动力空气,还可以将发电机45a,45b的放气***用于进一步增强前推力器。对于由放气***和前置气体发生器排气口提供的排气的每磅/秒动力空气,前推力器可提供相当于100-300lbf的比推力的增量。由于部件效率有限和缺乏先进技术,该值远远超过了小型涡轮喷气发动机获得的典型的50-65lbf/lb/sec的比推力。当变成气体发生器时,通过在***的前部和后部使用推力器,可以利用压缩空气和废气的组合值,从而使增压比超过2:1。这样,可以从相同的能量输入获得更多推力。
在一个实施方案中,采用控制阀以提供左舷和右舷推力器10a,10b之间的流量平衡。空气的调节可以通过在发动机放气口和控制阀箱80之间放置阀门来实现。这些阀门可以通过打开或关闭前推力器之一或两个的通道并改变动力流体的供给来控制每个推力器上的流量和/或两个前推力器之间的动力空气流量的平衡。反过来,这会导致推力不平衡,并且不平衡会导致飞机姿态发生变化。推力器还可以绕其主轴旋转,同时针对主要流量(动力流体流量)进行调节。这允许控制俯仰和侧滚以及偏航的一些受限控制及其组合。
实施方案包括本发明的射流增强推进***STOL版本。在该实施方案中,飞行器后推进***由射流增强***组成。涡轮喷气发动机通过飞机的机翼供应高速排气,实际上产生的动力至少是其原始推力的1.05倍至1.15倍。涡轮喷气发动机实际上正在输送动力气体以增强宏观喷射器的推力,该宏观喷射器的护罩是箱形翼本身。射流增强***经过专门设计,可以使飞行器快速行驶,但会消耗额外的燃料,从而使飞行器的空速超过200MPH,推进效率超过75%。该***产生的典型比油耗为每磅力1.3-1.4lb/hr,比小型涡轮喷气发动机的1.5倍典型比率更经济。这些水平比通常由小型涡轮喷气发动机(当前大多数的无人机市场)获得的典型的1.5lb/hr/lbf/hr的性能要好得多。该***还可以在本身不使用自由涡轮机和风扇的情况下,以较小的规模实现低旁路涡轮风扇的单位燃料消耗性能,从而降低了整个推进***的重量和复杂性,并且消除了大型,移动组件,例如风扇/自由涡轮机组件。
替代地或附加地,如果飞机的任务是较长的持续时间/范围和较高的推进效率下的较慢的空速,则推进***的后部可以被制成足够灵活以被涡轮机/螺旋桨***代替同时保留通用的相同气体发生器(推进***的前部)并增加推力器。涡轮机将接收与射流增强***相同的流量,但将从气体发生器的排气流中提取能量,并将其转化为用于旋转螺旋桨的机械功,而不是在喷射器式推力器中以流体方式增大流量。接口非常相似,替换方法是用一个导管将过渡件导管移除,该导管将热的加压气体引向驱动螺旋桨的自由涡轮机,然后将排气沿下游方向排出并排入螺旋桨的冲洗液中。这种灵活的***的优点是,在类似的布置下,涡轮螺旋桨推动器或喷气增强***可以互换,从而允许客户根据手头的任务选择***。这样,所描述的涡轮螺旋桨推动器***可以实现每单位马力或等效推力lbf低于0.6lb/h的单位燃料消耗水平。在本发明的一个实施方案中,飞行中的飞行器能够以150英里/小时的平均巡航速度运送单人远至200英里远。
此外,例如,螺旋桨可被完美地包含在其他地方所述的箱形翼***中,因此,涡轮螺旋桨发动机产生的噪声可通过直接(箱形翼)和间接装置(机翼内部的降噪材料)显着降低。此外,涡轮螺旋桨发动机还得益于前推力器的存在以及使用引气为它们提供动力,不仅允许VTOL,而且在适当的情况下且不需要VTOL的情况下,还可以进行短距离起降。
在本发明的一个或多个实施方案中,可以通过使用前推力器来实现短起飞和着陆(STOL)的概念,这大大降低了起飞所需的跑道长度。与传统飞机相比,通过旋转推力器,可以定向附加的矢量推力,以增加起飞时的俯仰并减少所需的长度。可以在巡航或游荡期间关闭前推力器,或在飞行的各个阶段重新启动前推力器,以增加升力、推力或两者。推力的增加可以通过推力器的特有设计来实现。升力的增加可以通过将前推力器相对于鸭式翼(前翼)和主箱形翼的布置来实现。前机翼的下游位置延迟了前机翼的失速,从而允许在失速发生之前以更大的迎角和更高的升力系数运行。这是由于推力器前面产生的压力较低,延迟了机翼顶部的分离,这是大多数机翼在高迎角下失速的主要原因。由于主翼而引起的升力增加主要是由于前推力器产生的流量增加导致的,该流量局部高于飞行器的空速,该流量被引导经过箱形翼的底部,这是众所周知的,因此,增加了主翼的升力。
相同的原理可以应用于STOL实施方案。在一个实施方案中,左舷前推力器以有利于推力定向的角度旋转,具有向前和向上的分量,从而允许飞行器以更陡的迎角起飞并继续爬升,从而减小了所需的跑道长度。在爬升结束时或在爬升过程中,可以通过关闭发动机/气体发生器的放气阀并相应地调整气体发生器的速度和操作,仅驱动后部推进***(例如喷气增强***或涡轮螺旋桨),从而将前推力器重新对准主要飞行方向或完全关闭。着陆后,前推力器可以旋转180度,以提供与着陆方向相反的推力,从而缩短着陆长度。
在一个实施方案中,并参考图12-14,飞行器1200具有喷射增强推进***,其特别强调VTOL能力。更具体地,飞行器1200包括类似于具有前部和尾部的主体55的主体。主体可以包括被配置为使得能够进行飞行器1200载人操作的驾驶舱部分1208。与所有飞行/航行交通工具一样,飞行器1200具有右舷侧和左舷侧。至少一个流体发生器1211联接至主体并产生流体流。在一个实施方案中,流体发生器1211设置在主体中。至少一个前导管和至少一个尾导管流体地联接到发生器1211。
第一和第二前部喷射器1201、1202流体联接至至少一个前导管,该前导管联接至前部并且分别联接至右舷侧和左舷侧。前部喷射器1201、1202分别包括出口结构,来自至少一个前导管的流体以预定的可调速度从该出口结构流出。另外,每个前部喷射器1201、1202的整体能够绕平行于前部喷射器的前缘定向的轴线(即,横向轴线)旋转,以提供具有向前和向上分量的推力定向,例如,允许飞机1200起飞并以更大的迎角继续爬升,从而减小了所需的跑道长度。在爬升结束时或在爬升过程中,可以通过关闭发动机/流体发生器1211的放气阀,将前部喷射器缩回主体,并相应地调整气体发生器的速度和操作,从而驱动后部推进***(例如,尾部喷射器1203、1204),来使前部喷射器1201、1202重新对准主要飞行方向或完全关闭。在着陆时,前部喷射器1201、1202可以旋转180度,以提供与着陆方向相反的推力,从而缩短着陆长度。在一个实施方案中,每个前部喷射器1201、1202的整体能够绕垂直于前部喷射器的前缘定向的轴线旋转。
第一和第二尾部喷射器1203、1204流体地联接到至少一个尾导管并且联接到尾部。尾部喷射器1203、1204包括出口结构,来自至少一个尾导管的流体以预定的可调速度从该出口结构流出。另外,每个尾部喷射器1203、1204的整体可绕平行于尾部喷射器的前缘定向的轴线(即,横向轴线)旋转。在一个实施方案中,每个尾部喷射器1203、1204的整体可绕垂直于尾部喷射器的前缘定向的轴线旋转。
在一个实施方案中,流体发生器1211包括其中流体流处于低温的第一区域和其中流体流处于高温的第二区域。至少一个前导管将流体从第一区域提供到前部喷射器1201、1202,并且至少一个尾导管将流体从第二区域提供到尾部喷射器1203、1204。
主翼型元件1215联接到尾部。元件1215直接位于前部喷射器1201、1202的下游,使得来自前部喷射器的流体流过主翼型元件的至少一个空气动力学表面。在一个实施方案中,主翼型元件1215是具有前缘和后缘的封闭翼,封闭翼的前缘和后缘限定内部区域。尾部喷射器1203、1204至少部分地布置在内部区域内(即,在前缘和后缘之间),并且相对于翼型元件1215在内部区域内可控地移动(例如,前进,后退等)。这样,由主翼型元件1215围绕尾部喷射器1203、1204形成护罩,从而形成宏观喷射器。
飞行器1200还包括联接至前部并分别联接至右舷侧和左舷侧的第一和第二鸭式翼1209、1210。鸭式翼1209、1210构造成当飞行器1200在运动时形成在鸭式翼上流动的环境空气的边界层。鸭式翼1209、1210分别直接位于前部喷射器1201、1202的上游,使得前部喷射器流体地联接至边界层。前部喷射器1201、1202分别包括入口部分(即,前缘),并且前部喷射器被定位成使得边界层被入口部分摄取。飞行器1200可以进一步包括控制翼型1205、1206、1207。
尽管前述文本阐述了许多不同实施方案的详细描述,但是应当理解,保护范围由所附权利要求的措词限定。详细描述将仅被解释为示例性的,并且不描述每个可能的实施方案,因为描述每个可能的实施方案将是不切实际的,即使不是不可能的。可以使用当前技术或在本专利的申请日之后开发的技术来实现许多替代实施方案,其仍将落入权利要求的范围内。
因此,在不脱离本权利要求书的精神和范围的情况下,可以对本文描述和示出的技术和结构进行许多修改和变化。因此,应理解,本文描述的方法和装置仅是说明性的,并不限制权利要求的范围。
Claims (13)
1.飞行器,包括:
主体,其具有前部、尾部、右舷侧、左舷侧和形成于其中以容纳飞行员的驾驶舱;
第一流体发生器,联接到所述主体并产生第一流体流;
至少一个尾管,流体联接到第一发生器;
第一前部喷射器和第二前部喷射器,联接到前部并分别联接到右舷侧和左舷侧,所述前部喷射器分别包括出口结构,流体以预定的可调速度从该出口结构流出;
至少一个尾部喷射器,其流体联接到至少一个尾导管并联接到尾部,至少一个尾部喷射器包括出口结构,来自至少一个尾导管的流体以预定的可调速度从该出口结构流出;以及
主翼型元件,其联接到尾部并且包括具有前缘和后缘的封闭翼,所述封闭翼的前缘和后缘限定内部区域,至少一个尾部喷射器至少部分地布置在内部区域内;
第一和第二鸭式翼,所述第一和第二鸭式翼联接到所述前部并且分别联接到右舷侧和左舷侧,所述鸭式翼被构造成当所述飞行器在运动中时形成在所述鸭式翼上流动的环境空气的边界层,所述鸭式翼分别直接位于第一和第二前部喷射器的上游,使得第一前部喷射器和第二前部喷射器流体地联接到边界层。
2.根据权利要求1所述的飞行器,其中,所述第一鸭式翼和第二鸭式翼均具有前缘,并且所述第一和第二鸭式翼的每一个的整体能够绕平行于所述前缘定向的轴线旋转。
3.根据权利要求1所述的飞行器,其中,所述第一前部喷射器和第二前部喷射器分别包括第一入口部分和第二入口部分,并且所述第一前部喷射器和第二前部喷射器被定位成使得所述边界层被所述入口部分摄取。
4.飞行器,包括:
主体,其具有前部、尾部、右舷侧、左舷侧和形成于其中以容纳飞行员的驾驶舱;
第一流体发生器,联接到所述主体并产生第一流体流;
至少一个尾管,流体联接到第一发生器;
第一前部喷射器和第二前部喷射器,联接到前部并分别联接到右舷侧和左舷侧,所述前部喷射器分别包括出口结构,流体以预定的可调速度从该出口结构流出;
至少一个尾部喷射器,其流体联接到至少一个尾导管并联接到尾部,至少一个尾部喷射器包括出口结构,来自至少一个尾导管的流体以预定的可调速度从该出口结构流出;以及
主翼型元件,其联接到尾部并且包括具有前缘和后缘的封闭翼,所述封闭翼的前缘和后缘限定内部区域,至少一个尾部喷射器至少部分地布置在内部区域内;
第二和第三流体发生器,联接到所述主体并分别产生第二流体流和第三流体流;
第一和第二前导管,分别流体地联接到第二和第三发生器,其中第一和第二前部喷射器分别流体地联接到第一和第二前导管并分别接收第二和第三流体流。
5.飞行器,包括:
主体,其具有前部、尾部、右舷侧、左舷侧和形成于其中以容纳飞行员的驾驶舱;
第一流体发生器,联接到所述主体并产生第一流体流;
至少一个尾管,流体联接到第一发生器;
第一前部喷射器和第二前部喷射器,联接到前部并分别联接到右舷侧和左舷侧,所述前部喷射器分别包括出口结构,流体以预定的可调速度从该出口结构流出;
至少一个尾部喷射器,其流体联接到至少一个尾导管并联接到尾部,至少一个尾部喷射器包括出口结构,来自至少一个尾导管的流体以预定的可调速度从该出口结构流出;以及
主翼型元件,其联接到尾部并且包括具有前缘和后缘的封闭翼,所述封闭翼的前缘和后缘限定内部区域,至少一个尾部喷射器至少部分地布置在内部区域内;
其中,由所述第一发生器产生的所述第一流体流是所述飞行器的唯一推进装置。
6.飞行器,包括:
主体,其具有前部、尾部、右舷侧、左舷侧和形成于其中以容纳飞行员的驾驶舱;
第一流体发生器,联接到所述主体并产生第一流体流;
至少一个尾管,流体联接到第一发生器;
第一前部喷射器和第二前部喷射器,联接到前部并分别联接到右舷侧和左舷侧,所述前部喷射器分别包括出口结构,流体以预定的可调速度从该出口结构流出;
至少一个尾部喷射器,其流体联接到至少一个尾导管并联接到尾部,至少一个尾部喷射器包括出口结构,来自至少一个尾导管的流体以预定的可调速度从该出口结构流出;以及
主翼型元件,其联接到尾部并且包括具有前缘和后缘的封闭翼,所述封闭翼的前缘和后缘限定内部区域,至少一个尾部喷射器至少部分地布置在内部区域内;
其中,所述第一和第二前部喷射器均具有前缘,并且所述第一和第二前部喷射器中的每一个的整体能够绕平行于所述前缘定向的轴线旋转。
7.飞行器,包括:
主体,其具有前部、尾部、右舷侧、左舷侧和形成于其中以容纳飞行员的驾驶舱;
第一流体发生器,联接到所述主体并产生第一流体流;
至少一个尾管,流体联接到第一发生器;
第一前部喷射器和第二前部喷射器,联接到前部并分别联接到右舷侧和左舷侧,所述前部喷射器分别包括出口结构,流体以预定的可调速度从该出口结构流出;
至少一个尾部喷射器,其流体联接到至少一个尾导管并联接到尾部,至少一个尾部喷射器包括出口结构,来自至少一个尾导管的流体以预定的可调速度从该出口结构流出;以及
主翼型元件,其联接到尾部并且包括具有前缘和后缘的封闭翼,所述封闭翼的前缘和后缘限定内部区域,至少一个尾部喷射器至少部分地布置在内部区域内;
其中,在所述飞行器的巡航状态期间,所述第一前部喷射器和第二前部喷射器能够缩回到所述主体中。
8.飞行器,包括:
主体,其具有前部、尾部、右舷侧、左舷侧和形成于其中以容纳飞行员的驾驶舱;
第一流体发生器,联接到所述主体并产生第一流体流;
至少一个尾管,流体联接到第一发生器;
第一前部喷射器和第二前部喷射器,联接到前部并分别联接到右舷侧和左舷侧,所述前部喷射器分别包括出口结构,流体以预定的可调速度从该出口结构流出;
至少一个尾部喷射器,其流体联接到至少一个尾导管并联接到尾部,至少一个尾部喷射器包括出口结构,来自至少一个尾导管的流体以预定的可调速度从该出口结构流出;以及
主翼型元件,其联接到尾部并且包括具有前缘和后缘的封闭翼,所述封闭翼的前缘和后缘限定内部区域,至少一个尾部喷射器至少部分地布置在内部区域内;
其中,所述至少一个尾部喷射器具有前缘,并且所述至少一个尾部喷射器的整体能够绕平行于所述前缘定向的轴线旋转。
9.飞行器,包括:
主体,其具有前部、尾部、右舷侧、左舷侧和形成于其中以容纳飞行员的驾驶舱;
第一流体发生器,联接到所述主体并产生第一流体流;
至少一个尾管,流体联接到第一发生器;
第一前部喷射器和第二前部喷射器,联接到前部并分别联接到右舷侧和左舷侧,所述前部喷射器分别包括出口结构,流体以预定的可调速度从该出口结构流出;
至少一个尾部喷射器,其流体联接到至少一个尾导管并联接到尾部,至少一个尾部喷射器包括出口结构,来自至少一个尾导管的流体以预定的可调速度从该出口结构流出;以及
主翼型元件,其联接到尾部并且包括具有前缘和后缘的封闭翼,所述封闭翼的前缘和后缘限定内部区域,至少一个尾部喷射器至少部分地布置在内部区域内;
其中,当所述飞行器飞行时,所述尾部喷射器相对于所述内部区域可控地移动。
10.飞行器,包括:
主体,其具有前部、尾部、右舷侧、左舷侧和形成于其中以容纳飞行员的驾驶舱;
第一流体发生器,联接到所述主体并产生第一流体流;
至少一个尾管,流体联接到第一发生器;
第一前部喷射器和第二前部喷射器,联接到前部并分别联接到右舷侧和左舷侧,所述前部喷射器分别包括出口结构,流体以预定的可调速度从该出口结构流出;
至少一个尾部喷射器,其流体联接到至少一个尾导管并联接到尾部,至少一个尾部喷射器包括出口结构,来自至少一个尾导管的流体以预定的可调速度从该出口结构流出;以及
主翼型元件,其联接到尾部并且包括具有前缘和后缘的封闭翼,所述封闭翼的前缘和后缘限定内部区域,至少一个尾部喷射器至少部分地布置在内部区域内;
其中:
所述流体发生器包括其中流体流处于低温的第一区域和其中流体流处于高温的第二区域;
所述至少一个前导管将流体从所述第一区域提供到所述第一和第二前部喷射器;并且
所述至少一个尾导管将流体从第二区域提供到所述至少一个尾部喷射器。
11.飞行器,包括:
主体,其具有前部、尾部、右舷侧、左舷侧和容纳飞行员的驾驶舱;
第一流体发生器,联接到主体并产生第一流体流;
至少一个尾管,流体联接到第一发生器;
第一前部喷射器和第二前部喷射器,联接到前部并分别联接到右舷侧和左舷侧,所述前部喷射器分别包括出口结构,流体以预定的可调速度从该出口结构流出;
至少一个螺旋桨,流体地联接到至少一条尾导管并且联接到尾部;以及
主翼型元件,其包括具有前缘和后缘的封闭翼,该封闭翼的前缘和后缘限定内部区域,所述至少一个螺旋桨至少部分地布置在所述内部区域内;
第一和第二鸭式翼,所述第一和第二鸭式翼联接到所述前部并且分别联接到所述右舷侧和左舷侧,所述鸭式翼被构造成当所述飞行器在运动中时形成在所述鸭式翼上流动的环境空气的边界层,所述鸭式翼分别直接位于第一和第二前部喷射器的上游,使得第一和第二前部喷射器流体地联接到边界层。
12.根据权利要求11所述的飞行器,其中,所述第一和第二鸭式翼均具有前缘,并且所述第一和第二鸭式翼的每一个的整体能够绕平行于所述前缘定向的轴线旋转。
13.根据权利要求11所述的飞行器,其中,所述第一前部喷射器和第二前部喷射器分别包括第一入口部分和第二入口部分,并且所述第一前部喷射器和第二前部喷射器被定位成使得所述边界层被所述入口部分摄取。
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