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CN113226925A - 自适应的竖直起降推进系统 - Google Patents

自适应的竖直起降推进系统 Download PDF

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CN113226925A
CN113226925A CN201980082161.0A CN201980082161A CN113226925A CN 113226925 A CN113226925 A CN 113226925A CN 201980082161 A CN201980082161 A CN 201980082161A CN 113226925 A CN113226925 A CN 113226925A
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A·埃弗莱特
T·斯莫伍德
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Jetoptera Inc
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Abstract

一种用于飞机的推进系统，包括增压室，该增压室有进气端口和输出端口。风扇与马达联接，该马达设置成向风扇提供动力，被供以动力的风扇用于压缩进入进气端口的环境空气。一个或多个喷射器通过一个或多个阀而与增压室流体联接。喷嘴布置在输出端口内，并包括一组叶片。所述系统在第一构型中操作，在该第一构型中，喷嘴叶片关闭，压缩的环境空气只通过所述一个或多个阀离开增压室进入所述一个或多个喷射器中。所述系统在第二构型中操作，在该第二构型中，所述一个或多个阀关闭，喷嘴叶片打开，且压缩的环境空气只通过输出端口离开增压室。

Description

自适应的竖直起降推进系统
版权声明
本发明受美国和国际版权法
Figure BDA0003111476380000011
2019 Jetoptera的保护。保留所有权利。该专利文件的一部分公开内容包含受版权保护的材料。版权所有者不反对任何人传真复制专利文件或专利公开内容，因为它在专利和商标局专利文件或记录中公开，但在任何情况下均保留所有版权。
优先权要求
本申请要求美国临时申请62/758441(申请日为2018年11月9日)、美国临时申请62/817448(申请日为2019年3月12日)和美国临时申请62/839541(申请日为2019年4月26日)的优先权，这些文献的整个内容被本文参引，就像全部在本文中阐述一样。
背景技术
设计竖直起降(VTOL)飞机的一个主要挑战是将推进系统的尺寸设置成在VTOL和悬停阶段以及巡航条件下都有效。由于总重量中的推进系统部分需要保持较低，以便使得有效负载和燃料储备最大，因此挑战是怎样使用系统，该系统在起飞(只通过推力来升高的模式)或悬停中产生的推力比在机翼飞行和巡航条件下产生的推力大大约4-6倍。在第一种情况下，推力平衡飞机的重量，并需要更大的发动机和功率或推力，而在巡航条件下，需要的发动机尺寸小得多，以便平衡阻力，因为飞机的机翼平衡重量。
传统上，VTOL通过分开的系统(升高/巡航损失重量，但分开推力)或纯旋翼飞机例如直升机(损失机翼飞行能力)来实现。采用VTOL功能的最成功的飞机在竖直和机翼飞行阶段都使用相同的系统。实例是跳跃式喷气飞机，例如Harrier Hawker，它为涡轮风扇喷气飞机提供矢量(但最终在机翼飞行阶段的任务中发动机尺寸过大)，以及V22鱼鹰，它使用具有倾斜功能的涡轮螺旋桨。倾斜转子方法并非没有危险，包括振动、涡环状态(VRS)和较大占地面积以及复杂的体系结构。
对于较小系统(即2-4个乘客的飞机)，特别是在不断增长的城市空中活动市场中，大型的升高+巡航飞机是主要设计。特别是对于电动VTOL，由于效率原因，这会导致非常大的占地面积和运动部件(在8-16个大型转子之间)。运载4-6名乘客的翼展可能与小型支线飞机的翼展一样大。由于目前的低能量密度电池，飞机的重量也导致了大尺寸机翼和具有多个转子的复杂操作，从而增加了危险。
附图说明
下面将参考以下附图详细介绍本发明的优选和替代实施例，附图中：
图1表示了实施例在VTOL构型中的三维透视图；
图2表示了根据实施例的具有FPS系统元件的巡航构型的三维透视图，该FPS系统元件用作空气制动器，用于过渡至VTOL；
图3表示了根据实施例的处于VTOL构型的可变叶片的透视图；
图4表示了根据实施例的处于全巡航构型的可变叶片的透视图，其中FPS系统元件伸出，用于空气制动；
图5表示了根据实施例的从VTOL中间过渡至机翼飞行构型和45度FPS系统元件的透视图，这时飞机只由于FPS系统元件而加速；
图6表示了根据实施例的处于巡航构型的系统元件的透视图；
图7-8表示了本发明的替代实施例，它使用机翼集成的FPS系统元件，该FPS系统元件使得推力增强装置可以在向前飞行时隐藏；以及
图9是本发明实施例的喷射器的剖视图，表示了喷射器的上半部分以及在内部流内的速度和温度的分布。
具体实施方式
本专利申请将介绍本发明的一个或多个实施例。应当理解，使用的绝对术语例如“必须”、“将”等以及特定数量应当解释为适用于一个或多个这样的实施例，但并不对于所有这些实施例都是必须的。因此，本发明的实施例可以省略在这种绝对术语的上下文中所述的一个或多个特征或功能，或者包括它们的变化形式。
根据实施例的流体推进系统(FPS)引入了一种替代方法，其中，没有旋转部件的推进器可以倾斜，以便从悬停过渡至巡航。在VTOL和悬停过程中，可以使用增压流体作为源来获得推力增加。一个或多个实施例可以包括一种系统，该系统在飞行的所有阶段(竖直和机翼飞行)中都使用，同时仍然获得沿向前运动方向的推力的增加。
实施例包括升高+巡航的方案，它涉及包含空气的流体的压缩源(例如风扇或压缩机)以及可以在竖直飞行(VTOL+悬停)中的增加的推力和在巡航中的分离的涡轮风扇构型之间转换的双重能力。这种构型和操作将消除速度限制，并使得VTOL飞行器可以在非常高的速度下向前运动，有更高的海拔能力，并通过显著降低燃料燃烧(燃料消耗比)来非常高效地操作。
更叙述性地，风扇或压缩机或类似机器接收机械功，并将周围空气压缩至在1.5-2.5之间的压力比。该部件可以有一级或多级，并可以优选地由燃气涡轮级(例如涡轮轴发动机的自由涡轮)来驱动，而不需要减速齿轮。该元件可选地很有利，因为重量和运动部件的减少将允许采用更轻更简单的结构。
参考图1，轴11从涡轮轴发动机的自由涡轮或电马达来接收机械动力，并将该动力传递给风扇21，以便将空气压缩至上述压力比。空气被泵送至直接在风扇21下游的增压室12中，且空气可以从该增压室12被引导至侧部端口13和14内，或者沿轴向向下游通过具有可变叶片16的喷嘴。叶片16可以通过本领域已知的机构而完全关闭或完全打开。例如，一种这样的机构可以是在典型压缩机中采用的可变引导叶片。另一机构可以是机械螺杆，该机械螺杆使得叶片16的轮毂旋转并迫使叶片关闭。当关闭时，如图1和3中所示，将迫使来自风扇21的全部流体流进入增压室12的侧部端口13和14和进入FPS系统元件17、18，该FPS系统元件17、18通过阀15而与增压室12流体连接。
在一个实施例中，风扇21从涡轮轴类型的燃气涡轮的自由涡轮接收例如1000kW的功率，该自由涡轮例如以25000RPM旋转。该值是机器(例如典型的涡轮轴发动机结构)在全速时在减速齿轮之前的典型值。假定风扇部分的效率为80％，这样的功率和速度可以产生例如1.8个大气压的压缩空气流(大约1.8的压力比或180kPa)和大约15kg/s的流量。
风扇21自身可以由超轻材料制造，例如钛或者甚至复合材料，该风扇21使用宽弦的复合扫掠风扇叶片，用于提高效率，且制造成叶状的单件。还包括具有低噪声特征的设计。
在15kg/sec和180-200kPa的总压力下，并假定空气温度为353开尔文，气流22分开并传送至嵌入飞机机身内的FPS元件17、18。在例如美国专利申请No.15/221389(申请日为2016年7月27日)和No.15/256178(申请日为2016年9月2日)中更详细地介绍为喷射器的FPS元件17、18可以增加推力(这两篇文献被本文参引，就像全部在本文中阐述一样)，这将是由于流体流简单地加速和膨胀至大气压力(至少2:1和直到3:1的比率)。在该实例中，通过喷射器增加而获得的推力在下面的公式1中给出：
Figure BDA0003111476380000041
当使用简单喷嘴时，推力则为5.65kN。在本例中，空气常数为287J/kg-K，空气指数因子为1.4，空气风扇21压缩的排出温度为353K，增加比率为2，总质量流速为15kg/s。
在FPS元件17、18进一步优化的情况下，对于供给风扇21的相同1000kW的机械输入功率，总推力可以达到2.5的增加比率，即14.122kN。
图9表示了喷射器200的上半部分的剖视图，该喷射器200结构和功能与元件17、18的结构和功能相似或相同。从例如基于燃烧的发动机向增压室211供给高于环境温度的空气(即增压动力气流)该发动机可以由飞行器使用。由箭头600表示的这种增压动力气流通过至少一个导管(例如主喷嘴203)而被引入喷射器200的内部。更具体地说，主喷嘴203用于直接在凸形Coanda表面204上将运动流体流600加速至可变的预定合适速度，作为壁射流。另外，主喷嘴203提供可调节容积的流体流600。该壁射流再用于通过进气结构206而夹带二次流体，例如由箭头1表示的环境空气，该二次流体可以静止或者沿箭头1所示的方向以非零速度接近喷射器200。在各种实施例中，喷嘴203可以布置成阵列以及沿弯曲方向、螺旋方向和/或之字形方向。
气流600和空气1的混合物可以在喷射器200的喉部225处纯沿轴向运动。通过在扩散结构(例如扩散器210)中扩散，继续进行混合和平滑处理，因此沿喷射器200轴向的温度(800)和速度(700)型面不再有在喉部部分225处的高值和低值，而是在扩散器210的终端100处变得更均匀。当气流600和空气1的混合物接近终端100的出口平面时，温度和速度型面是几乎均匀的。特别是，混合物的温度足够低，以便使其被导向翼型例如机翼或控制面。
当叶片16关闭且风扇21供给该功率时，可以从该系统获得足够的推力，以使得重量在例如1100到1400kg之间的飞机可以升高。这种类型的飞机可以通过旋转FPS元件17、18向上引导推力，其通过端口13和14而由风扇21供给，该FPS元件也可以通过旋转接头23而相对于它们的主轴旋转。FPS元件17、18的旋转或矢量化首先可以在竖直起飞时和还在悬停时通过小的角度变化来改变飞机的姿态，并最终通过FPS元件的旋转而转变为机翼飞行操作，以便使推力指向45度(如图5中所示)直到垂直于图1所示的初始VTOL位置的90度。
旋转接头23中的角度(该角度也允许气流通向元件17、18)可以逐渐变化，以便实现飞机从悬停至加速的完美平衡，并使得飞机机翼的升力在前进速度时比在飞机失速速度时增加例如10％。例如，根据VTOL飞机实施例的飞机可以在悬停于固定点之后在几十秒内达到50mph的速度，同时仍然通过沿飞行方向向上指向45度的FPS17、18来平衡一些重量，还沿向前方向加速，且机翼开始支承向前飞行的飞机的例如50％重量。这时，当飞机仍然迅速加速至100mph时，FPS元件17、18运动至完全水平位置(90度或更多，垂直于它们的初始VTOL位置)，且纯粹使用FPS系统来实现在阻力和推力之间的平衡(即，所有空气22都通过端口13和14发送，以便向FPS元件供给动力流体)。接近例如150mph的向前空气速度，叶片16开始打开，并允许气流22通过叶片，从而以更快速的方式向前推动飞机。在向完全机翼飞行操作的所述过渡中，由于空气进入FPS元件17、18所施加的增大的冲压阻力，FPS的增加速率降低。在机翼飞行操作中获得的最终推力可以通过转换成完全打开叶片16(如图2和4中所示)和关闭阀15而增加，从而阻止空气供给端口13和14，并迫使全部空气22通过叶片16而离开增压室12，从而产生加速气流25，并沿向前方向推进飞机，且机翼飞行模式的速度可以由风扇21的RPM来调节。
这样，实施例通过使用相同的动力装置通过轴11来将机械功供给风扇21而解决了在分离的起飞和巡航动力装置之间不匹配的问题。另外，流向提供机械动力的主燃气轮机的燃料的减少导致风扇21减速，类似于涡轮风扇的操作。通过在过渡结束时和在全机翼高速飞行时切断通向FPS元件17、18的空气，通过机械功的减少来降低风扇速度将节省燃料，并可以在高度、速度和可操纵性上有宽得多的飞行包线，因为飞机用于向前运动所需的推力明显降低。例如，对于高速巡航，使用FPS元件17、18的VTOL所需的30％推力这时可以通过使用喷嘴叶片16来提供，同时风扇21在低于最大速度的速度下操作。这意味着根据公式2调节至在1.0的增加比率的情况下计算的推力：
Figure BDA0003111476380000061
当飞机处于完全机翼飞行模式时。获得这种推力的典型通用航空飞机将毫无问题地加速至超过400mph的速度和处于高海拔。相反，可以通过关闭叶片16和迫使空气通过端口13和14而实现从巡航(如图6中所示)转变至悬停的过渡，以便打开FPS元件17、18操作，并使得FPS元件17、18从几乎水平和嵌入飞机的机身中反向旋转运动至几乎竖直位置，用于悬停或着陆。通过FPS元件17、18的旋转，它们也可以用作空气制动器，从而使飞机减速至机翼逐渐提供更少升力的程度，而元件17、18提供了对于飞机重量的大部分平衡。在飞机充分减速和在悬停模式下几乎静止时，风扇21的调制(这时在叶片系统16完全关闭且端口13和14完全打开的情况下操作)使得推力可以减小至飞机降落的点。
这样的系统有以下优点：
除了帮助从竖直至巡航(机翼飞行)操作平稳过渡的元件的旋转，FPS元件17、18没有其它运动部件。
复杂性最小。
在压力比为1.8的模式下从风扇21排出的空气的低温意味着低温和轻重量的材料可以用于FPS元件17、18，例如耐热塑料复合材料。
维护更容易实现。
通过转换风扇的操作类型，可以在巡航中实现高速。
燃气轮机可以用电马达代替，用于与高能量密度的电池一起使用。
可以使用高效系统和相同尺寸的涡轮轴涡轮，因此成本和重量减至最小。
飞机40的实施例还可以通过将FPS系统集成至空气动力学控制表面(例如机翼)中来进一步改进，用于降低在高速飞行过程中的阻力。这种实施例在图7和8中表示。在图7中，功能与元件17、18类似的推进元件30、31旋转至水平构型，以便匹配主飞机机翼41的轮廓。在这种构型中，推力只通过涡轮风扇喷嘴16来产生，且阀15关闭，从而防止气流通过FPS元件30和31。如图8中所示，FPS推进元件30、31以及伴随表面32-37相对于机翼41旋转，从而产生向上的推力，用于悬停和VTOL。在这种构型中，可变喷嘴叶片16关闭，且全部气流被引导通过FPS元件30和31。
图7表示了这种替代实施例的几何形状。压缩空气从主增压室12进入装置30、31中的壁射流(未示出)中。这些壁射流夹带环境空气横过后表面32、33，该环境空气以高旁通比率通过狭缝形周边。表面32和33由侧壁34a、34b、35a、35b而局部外接。这些侧壁朝向翼型后边缘36和37逐渐变细。
在图7中，表面32、33起到在与水平方向(飞行方向)成小于45度的角度处产生更大升力(升力增加)的作用。在这种情况下和在关注的速度下，看见来自元件30和31的出现流的表面32、33的吸力侧将受到比飞机40的速度更大的局部速度。在这种情况下，恰好在转换至涡轮风扇喷嘴射流模式操作之前，由表面32、33的吸力侧和压力侧上的压力差产生的附加升力将产生更大升力，这在工业上是公知的，并遵守伯努利条件。从在飞行器的VTOL、加速和爬升过程中使用元件30和31来用于推进转换至引导压缩空气通过喷嘴叶片16的力矩预计与飞机在最快安全速度下运动的最佳情况相符，与阀15良好协调，从而使飞机40进行转换和姿态调整。从使用压缩空气作为动力/主空气与夹带空气一起进入推进器(元件30和31)转换至在高速下通过膨胀通过喷嘴叶片16的直接射流将与元件30和31通过夹带空气来产生太大RAM阻力的点重合，以便可以产生足够的净力来进一步加速飞机40。例如，采用这种系统的飞行器可以加速至在150-200mph范围内的速度，并达到稳态飞行；为了使飞行器加速至每小时400英里，需要进行转换。由于不再使用元件30和31以及不再产生足以加速的净力，因此飞行器可能增大速度和燃料消耗。这时，由这些元件夹带的空气质量以及因此增加的推力可能降至低于可接受的水平，且转换成通过在喷嘴叶片16中膨胀来使用压缩空气流速使得可以进一步加速。这时，推进器30、31将可以与流线型型面对齐，从而减少了在操作时存在的阻力和RAM阻力。对于减速以及在低速状态下以低速但更高效率地经济飞行，反向也有效。这样的系统导致最快的、具有VTOL功能的可能的商业或军事应用。
从推进器(流体)夹带模式转换至风扇模式导致在两种状态之间的最佳热效率和推进效率。在大约低于125mph的状态下，使用通过夹带环境空气的流体(推力增加)而获得较高的热效率和更好的推进效率，即使RAM阻力随夹带而增加。夹带比率可以是例如>10，且压缩空气和夹带空气的混合物的速度可以达到105m/s(235mph)。当随着速度而夹带减少和RAM增加时，转换成使用全部主空气作为直接射流将产生超过125mph的速度。这样，热效率在不同比率下和较高总效率下增加，因为获得在推进效率和热效率之间的乘积。
本发明的一个或多个实施例包括以下特征：
一种适用于推进系统的VTOL可以将飞机的推力从竖直飞行转变成机翼飞行，它包括：风扇或压缩机；增压室，该增压室与可以完全打开和关闭的一组叶片连通，并有至少一个其它开口，该其它开口可以完全打开和关闭，以使得所述风扇排出空气从风扇发送至辅助推力增加系统。
在系统中，辅助推力增加系统产生在1.25和3之间的增加。
在系统中，风扇在所述增压室中产生在1.1和3.0之间的压力比。
在系统中，附加开口端口可以打开和关闭。
在系统中，辅助推力系统可以从完全竖直的位置旋转至完全水平的位置，另外可以以流线型方式缩回或嵌入机身中。
系统有可运动叶片系统，该叶片系统可以转动和加速空气，以便提高巡航速度，或者完全关闭它们，以便供给增加系统。
使用该系统的飞机可以采用燃气轮机作为风扇的机械功输入。
使用该系统的飞机可以采用电马达作为风扇的驱动器。
使用该系统的飞机可以采用混合动力系统作为风扇驱动器。
一种飞机采用多个系统，其中，辅助推力系统旋转，以便减小阻力和处于无效状态，同时风扇空气被引导完全通过单个推进喷嘴。
尽管前述文本阐述了多个不同实施例的详细说明，但是应当理解，保护范围由后面的附加权利要求的措辞来确定。详细说明将只是解释为示例性，而不是介绍每一个可能的实施例，因为介绍每一个可能的实施例将不现实(即使不是不可能)。多个替代实施例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，它们仍将落入权利要求的范围内。
因此，在不脱离本发明权利要求的精神和范围的情况下，可以对本文所述和所示的技术和结构进行多种修改和变化。因此，应当理解，本文所述的方法和装置只是示例说明，并不限制权利要求的范围。

Claims (3)

1.一种用于飞机的推进系统，包括：
增压室，该增压室有进气端口和输出端口；
风扇，该风扇与马达联接，该马达设置成向风扇提供动力，被提供以动力的风扇设置成压缩进入所述进气端口的环境空气；
一个或多个喷射器，该喷射器通过一个或多个阀而与增压室流体联接；以及
喷嘴，该喷嘴布置在输出端口内，该喷嘴包括一组叶片，其中：
所述系统在第一构型中操作，在该第一构型中，喷嘴叶片关闭，压缩的环境空气只通过所述一个或多个阀离开所述增压室进入所述一个或多个喷射器中，以及
所述系统在第二构型中操作，在该第二构型中，所述一个或多个阀关闭，所述喷嘴叶片打开，压缩的环境空气只通过所述输出端口离开所述增压室。
2.据权利要求1所述的系统，其中：喷射器能够相对于所述增压室旋转至少90°角。
3.根据权利要求1所述的系统，其中：所述一个或多个喷射器包括：
凸形表面；
扩散结构，该扩散结构与所述凸形表面联接；
至少一个导管，所述至少一个导管与所述凸形表面联接，并设置成将由飞行器产生的主流体引入至所述凸形表面；以及
进气结构，该进气结构与所述凸形表面联接，并设置成将可进入飞行器的二次流体引入至扩散结构中，其中，该扩散结构包括终端，该终端用于提供所述系统的出口，用于引入的主流体和二次流体离开。
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