CN101327844B - 用于推进系统的推力发生器 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及用于推进系统的推力发生器，具体而言，提供了一种推力发生器(12)。该推力发生器(12)包括进气口(78)和集气室(72)，其中进气口(78)构造成在推力发生器(12)内引入空气(80)，而集气室(72)构造成从气体发生器(30)接收排气(64)并且在柯恩达轮廓(74)上提供排气(64)，其中柯恩达轮廓(74)构造成便于排气(64)附着到轮廓(74)上以形成边界层(106)并夹带来自进气口(78)的进入空气(80)以产生推力。

Description

用于推进系统的推力发生器
技术领域
本发明大体涉及推进系统，且更具体地，涉及用于提高推进系统效率的推力发生器(thrust generator)。
背景技术
各种推进系统为人们所了解和使用。举例说来，在由涡轮喷气发动机提供动力的喷气式飞行器中，空气进入入口，之后被旋转式压缩机压缩至更高的压力。压缩过的空气被传递到燃烧室，在此处其与燃料混合并被点燃。然后热的燃烧气体进入涡轮，在涡轮中提取动力(power)来驱动压缩机。在涡轮喷气机中，来自涡轮的排气被加速通过喷管以提供推力。
另外，通过推力喷管(propelling nozzle)将排气流膨胀至大气压力，推力喷管产生净推力来驱动喷气式飞行器。典型地，在涡轮喷气发动机中，推力喷管接近于阻塞(choke)。由于增加推力的唯一办法是增加排气流的热力可用性，因此，这种发动机的推进效率是有限的。
某些其它的推进系统采用涡轮风扇发动机。典型地，涡轮风扇发动机包括涡轮喷气发动机的基本核心以及附加的涡轮级，它们用于从排气中提取动力以驱动大型风扇，大型风扇使周围空气加速和加压并且通过其自身的喷管使周围空气加速。在涡轮风扇发动机内的压缩机、燃烧室和高压涡轮与在涡轮喷气式发动机中所用的那些相同且通常被称作发动机核心或气体发生器。然而，这种系统需要诸如风扇的运动部件和由低压涡轮机驱动的第二轴杆。由于对于诸如发动机短舱(nacelle)大小和风扇大小的参数的实际限制，这些装置具有有限的推进效率并且易于由于外物碎片(FOD)而导致发动机损坏。
因此，需要一种具有高推进效率和低燃料消耗率的推进系统。而且，还需要提供一种能够与现有推进系统一体地结合以提高这些系统的推进效率的装置。
发明内容
简言之，根据一个实施例，提供一种推力发生器。推力发生器包括进气口和集气室，其中进气口构造成在推力发生器内引入空气，而集气室构造成从气体发生器接收排气并且在柯恩达轮廓(Coanda profile)上提供排气，其中柯恩达轮廓构造成便于排气附着到轮廓上以形成边界层并且夹带来自进气口的进入空气来产生推力。
在另一实施例中，提供一种飞行器。该飞行器包括飞行器框架和气体发生器，气体发生器联接到飞行器框架上并构造成产生排气。飞行器还包括多个推力发生器，其联接到飞行器框架上并构造成从气体发生器接收排气并产生推力以驱动飞行器，其中多个推力发生器的每一个均包括具有柯恩达轮廓的推力发生器的至少一个表面，柯恩达轮廓构造成便于排气附着到轮廓上以形成边界层并且夹带来自进气口的进入空气以产生高流率和高速度的空气流。
在另一实施例中，提供产生推力的方法。该方法包括从气体发生器在推力发生器的柯恩达轮廓上引入排气以形成边界层，并且通过边界层夹带空气以从空气流的进口通量和排气通量之间的动量差来产生推力。
在另一个实施例中，提供提高飞行器推进效率的方法。该方法包括将至少一个推力发生器联接到飞行器的气体发生器，其中至少一个推力发生器构造成通过从气体发生器在柯恩达轮廓上使排气分流以形成边界层并且随后通过边界层夹带进入空气。
附图说明
当参看附图来阅读以下具体实施方式时，本发明的这些和其它特点、方面和优点将会变得更好理解，在所有附图中，相同的符号表示相同的部件，其中：
图1是根据本技术多方面的具有多个推力发生器的飞行器的图解说明。
图2是根据本技术多方面的图1的飞行器的气体发生器的示范性构造的图解说明。
图3是根据本技术多方面的来自图2的气体发生器的排气流分离的图解说明。
图4是根据本技术多方面的气体发生器与图1的飞行器的附连接机构的图解说明。
图5是根据本技术多方面的图1的推力发生器的示范性构造的图解说明。
图6是说明根据本技术多方面的图5的推力发生器的运行的方块图。
图7是根据本技术多方面的图5的推力发生器的柯恩达轮廓表面的图解说明。
图8是根据本技术多方面的在图5的推力发生器内的空气与排气的流量剖面的图解说明。
图9是根据本技术多方面的在图5的推力发生器中邻近柯恩达轮廓形成边界层的图解说明。
图10是关于现有推进系统和具有根据本技术多方面的图5的推力发生器的推进系统的推进效率的示范性分析结果的曲线图示。
图11是从现有推进系统和具有根据本技术多方面的图5的推力发生器的推进系统所产生的推力的示范性分析结果的曲线图示。
图12显示根据本技术多方面的具有位于飞行器机翼端部的推力发生器的示范性飞行器。
要件列表
10 飞行器
12 推力发生器
14 飞行器框架
16 气体发生器
18 机翼
30 气体发生器
32 压缩机
34 燃烧室
36 涡轮
38 轴杆
40 喷管
50 排气流
52 来自燃烧室的排气
54 到推力发生器的排气流
56 到推力发生器的排气流
60 附连机构
62支柱
64 排气
70 推力发生器
72 集气室
74 柯恩达轮廓
76 在柯恩达轮廓上的气体流动
78 进气口
80 空气流
82 高速流
84 夹带部段
86 推力发生部段
88 推力
92 槽
94 弯曲
96 喉部
100 流量剖面
102 排气 
104 柯恩达轮廓
106 边界层
108 进入空气
110 剪切层
112 高速流
120 关于推进效率的分析结果
122 飞行器速度
124 推进效率
126-128 现有推进系统的推进效率
130-132 带推力发生器的推进系统的推进效率
140 推力分析结果
142 核心流率
144 推力
146-148 现有推进系统的推力
150-152 带推力发生器的推进系统的推力
具体实施方式
如在下文中更详细地讨论，本技术的实施例的作用在于提高推进系统(诸如由涡轮喷气式发动机提供动力的喷气式飞行器)的效率。具体地，本技术利用工作流体和周围空气的组合产生推力来驱动推进系统，从而提高该系统的效率并且减小燃料消耗率。现转至附图并首先参看图1，示出了具有多个推力发生器(如标号12所示)的飞行器10。飞行器10包括飞行器框架14和联接到该飞行器框架14上的气体发生器16。在此示范性实施例中，气体发生器16包括喷气发动机，其构造成产生排气。如图所示，飞行器10包括位于飞行器的机翼18处的两个喷气发动机16。然而，可利用更多或更少的气体发生器或喷气发动机16来驱动飞行器10并且产生排气。
推力发生器12联接到机翼18上或者与机翼18一体地结合并且构造成从排气发生器16接收排气以产生推力用于驱动飞行器10。在此示范性实施例中，飞行器10包括四个推力发生器12，这些推力发生器12中的两个位于各机翼18之上。然而可以采用更多或更少的推力发生器。应注意的是用于飞行器10的多个推力发生器12可具有不同的大小，其通过单个气体发生器源16接收排气。另外，在某些实施例中，多个推力发生器12可布置在飞行器10的机身上。各推力发生器12构造成利用来自气体发生器16的排气来夹带进入空气以使用柯恩达轮廓(如将在下文中更详细地描述)产生高速流。如本文所用的术语“柯恩达轮廓”是指构造成便于流体流附着到附近表面上并且即使在表面朝远离流体运动的初始方向弯曲时依然保持附着在表面上的轮廓。
图2是图1的飞行器10的气体发生器16的示范性构造30的图解说明。燃气涡轮机30包括构造成用来压缩周围空气的压缩机32。燃烧室34与压缩机32流动连通并且构造成接收来自压缩机32的压缩空气并且燃烧燃料流以产生燃烧室排气流。此外，燃气涡轮机32包括位于压缩机34下游的涡轮36。涡轮36构造成使燃烧室排气流膨胀以驱动外部载荷。在所图示的实施例中，压缩机32经由轴杆38由涡轮36所产生的动力驱动。另外，在通常的燃气涡轮(诸如涡轮风扇)中，来自涡轮36的排气的高速喷气通过推力喷管40膨胀到大气压力，推力喷管40产生与喷气方向相反的方向上的净推力。
在此示范性实施例中，燃料流和空气在燃烧室34中在所要温度与所要压力下燃烧后产生排气。在动力提取(power extraction)以驱动气体发生器30的压缩机32后，所产生的排气即被引向推力发生器12(参看图1)。推力发生器12构造成形成增长的边界层并且夹带额外的空气流。在此示范性实施例中，被夹带的新鲜空气的一小部分在推力发生器12的会聚区的壁上在一小段距离上通过迅速夹带并与排气混合而迅速地与排气混合，导致具有高能量的增长的、稀释的排气/新鲜空气边界层。这是由于通过若干单独的槽引入排气的缘故，这些槽围绕允许在其间夹带新鲜空气的圆周。此外，所夹带空气的另一部分形成带有混合空气和排气增长边界层的剪切层，以进一步在推力发生器12的会聚部段使空气加速并且便于边界层和进入空气的进一步混合，以在推力发生器12的下游部段产生高速空气流。而且，推力发生器12的下游部段从入口夹带空气与高速混合气体之间的速度差来产生推力。此外，通过驱动排气绕柯恩达轮廓旋转所产生的径向静压力梯度的作用来扩大夹带。在一个示范性实施例中，下游部段包括发散部段。
因此在推力发生器12的核心中夹带的空气在飞行器10起飞状态下处于较低的速度，但在飞行中却处于高得多的速度，使得来自驱动排气的夹带和动量转移非常有效且飞行器速度与新产生的喷气速度之间的差异相对较小。这转变成对于推力发生器12更高的推进效率。上述推力发生器12便于通过排气夹带空气。在某些实施例中，推力发生器12所夹带的质量与排气的质量的比例在大约5到大约15之间。将在下文更详细地描述推力发生器12的运行。
在某些实施例中，排气的一部分通过推力喷管40(参看图2)膨胀以产生推力并且排气的其余部分被引向推力发生器12以提供附加的推力。备选地，多个推力发生器12构造成通过来自气体发生器30的排气产生驱动飞行器10所需的总推力。
图3是根据本技术的多方面来自图2的气体发生器30的排气流分离50的图解说明。在此示范性实施例中，来自涡轮36(参看图2)的排气流52被分离为流56和流58，其被引向推力发生器12(参看图1)。另外，加压排气流56和58被引到柯恩达轮廓上以形成边界层并且通过边界层夹带进入空气以产生推力。
通过经由单独的位置或通过槽在柯恩达轮廓上引入排气流56和58，导致流56和58的强烈的加速和方向改变，这便于在这些单独的喷气之间夹带进入空气。另外，进入空气加速并且在柯恩达轮廓的出口以接近周围压力的压力排出。有益地，空气的夹带、通过推力发生器12的能量和动量的迅速转移和跨越推力发生器12的较低的压降导致增强的推力发生。在某些实施例中，具有大约1200℉的温度的来自气体发生器30的排气流52被阻塞。因此，在推力发生器12外围的排气流56或58在推力发生器12的入口是音速的或超音速的，之后随着其膨胀和与周围空气混合而减慢。
在某些实施例中，来自图2的气体发生器的排气流56和58可被引向集气室用于在推力发生器12内引入排气流56和58。图4是根据本技术多方面的图2的气体发生器30与图1的飞行器10的附接机构60的图解说明。如图所示，气体发生器30通过机翼支柱62而联接到各机翼18(参看图1)上，或与其一体地结合。气体发生器30构造成产生排气52，排气52被导向如标号64所示的集气室。另外，集气室构造成将排气52径向地引进推力发生器12并且沿着柯恩达轮廓，如下文参看图5至图9所述。
图5是根据本技术多方面的图1的飞行器10的推力发生器12的示范性构造70的图解说明。如图所示，推力发生器70包括集气室72，集气室72构造成从气体发生器30(参看图4)接收排气64并且在柯恩达轮廓74上提供排气，柯恩达轮廓74构造成便于排气64附着到轮廓74上。在某些实施例中，使用燃料将热引进集气室72将增加能量并且导致排气64夹带更多的空气或将空气加速到更高的速度。在此示范性实施例中，集气室72是环形的，围绕着推力发生器70的整流罩(cowl)。在某些实施例中，集气室72可分隔成多个集气室，其提供排气槽的区段。在一个示范性实施例中，柯恩达轮廓74包括对数轮廓。在运行中，来自集气室72的加压排气流64沿着柯恩达轮廓74引入，如标号76所示。另外，推力发生器70包括用于将空气流80引进推力发生器70的进气口78。
在运行期间，加压排气76夹带空气流80以产生高速空气流82。具体地，柯恩达轮廓74便于相对快速地混合加压排气76与所夹带的空气流80并且通过从加压排气76转移能量和动量到空气流80而产生高速空气流80。在此示范性实施例中，柯恩达轮廓74便于加压排气76附着到轮廓76直到这样的点，在该点流的速度下降到初始速度的一小部分，同时赋予空气流80动量和能量。应该注意的是选择推力发生器70的设计使得其增进从周围环境流到推力发生器70出口的进入空气流80的加速，从而使从推力发生器70产生的推力最大。另外，可利用高速空气流80来产生推力用于驱动飞行器10。
图6是说明图5的推力发生器70的运行的方块图。如图所示，集气室72构造成接收来自排气发生器30的排气64。来自集气室72的排气64被引进推力发生器70的夹带部段84。如上所述，夹带部段84包括柯恩达轮廓74用于夹带空气84来以较高的比例和较高的速度产生混合气体(空气和排气)82。然后，将这种高度流82引向推力发生器70的推力发生部段86以从高度流82产生推力88。
有利地，使用推力发生器70，可将空气80的夹带速率增加到超过风扇的当前能力而无需在飞行器10(参看图1)中使用风扇和其它运动部件，对于风扇和其它运动部件，放大(scale-up)是较为困难的并且会导致高复杂性和质量。应注意的是从推力发生器70所产生的推力88取决于喷气82的质量和能量。在所示实施例中，高夹带速率和通过推力发生器70的快速动量转移便于从高速喷气82产生所要的推力88。此外，上述的推力发生器70并不具有相关的高阻滞核心(drag-core)，使得朝推力器70的核心移动的新鲜空气80的进入体积(incoming volume)以飞行器速度穿过并且仅略微加速。高夹带速率以及离开推力发生器70的速度值非常接近飞行器10的速度值，导致非常高的推进效率。有益地，推力88通过推力发生器70维持较高但用来获得推力的推力器(thruster)脱离速度在可比较的涡轮风扇发动机中较低，导致更高的推进效率。而且，平行地，所提出的气体发生器与推力器装置的有效旁通比高于使用常规涡轮风扇技术所能获得的有效旁通比。
图7是根据本技术多方面的图5的推力发生器70的柯恩达轮廓表面的图解说明。如图所示，来自集气室72的排气76被引进推力发生器70并且沿着柯恩达轮廓74。在示范性实施例中，压力增强器(未图示)联接到集气室72上且构造成增加集气室72中排气76的压力。在一个实施例中，推力增强器包括泵。在某些实施例中，推力发生器70可在阻塞状态下运行以提高推力发生器70的效率。另外，在飞行器70的特定运行状态下，诸如在起飞状态期间，推力发生器70构造成通过从气体发生器30增加集气室72中的排气压力或通过在集气室72中使用压力增强器增加集气室72中排气的压力而提高推力。柯恩达轮廓74便于排气76附着到轮廓上以通过在若干周向位置引入而形成边界层并且在这些位置之间夹带进入空气流80而产生高速空气流82。具体地，通过进气口78(参看图5)所供应的空气80形成带有边界层的剪切层以使空气流80在推力发生器70的会聚部段加速并且便于边界层与进入空气流80混合，以在推力发生器70的引出部段产生高速空气流82。将在下文中参看图8和图9来更详细地描述边界层和剪切层的形成以产生高速空气流82。
排气76经由多个个别地分布的槽72并且沿着柯恩达轮廓74被径向地引进推力发生器70的轴线，柯恩达轮廓74使用弯曲94来经由剪切与径向压力梯度的组合使夹带最大，同时确保边界层保持附着到推力发生器的壁上。因此，在柯恩达轮廓84的喉部区域76，流仍是附着的并且边界层具有相对较高的动量，最大速度为初始注入速度的大约0.8倍。应注意的是由于夹带更慢的空气流80和向所夹带的空气流80转移动量和能量，以及由于在壁处的某些摩擦损失，造成排气76的初始速度减小。而且，由于沿着辅助空气夹带的柯恩达轮廓的驱动流的弯曲，来自集气室72的高速排气76产生低压力区。
图8是根据本技术多方面的图5的推力发生器70内的空气与排气的流量剖面100的图解说明。如图所示，排气102被引进推力发生器70(参看图5)并且位于柯恩达轮廓104上。在所示的实施例中，排气102通过单独的槽92(参看图7)以充分高的速度和压力被引进推力发生器70。在运行中，柯恩达轮廓104便于排气102与轮廓104的附着以形成边界层106，边界层106夹带、增长并且便于排气102和空气108的一部分的混合。在此实施例中，优化轮廓104的几何形状和尺寸以获得所要的推力。另外，进入空气108的流的一部分被增长的混合边界层106夹带以形成带有边界层106的剪切层110。应注意的是通过绕柯恩达轮廓104的流线的弯曲所获得的径向静压力梯度来扩大周围空气108的夹带。另外，施加在流上的径向压力梯度与在边界层106处的剪切一起用于增加夹带。因此，由高能量边界层106与所夹带的空气流108的增长和混合所形成的剪切层110便于在推力发生器70内形成迅速和均匀的混合。将在下文中参看图9更详细地描述由推力发生器70中的柯恩达效应所造成的排气102到柯恩达轮廓104的附着。
图9是基于柯恩达效应在图5的推力发生器70中邻近轮廓104形成边界层106的图解说明。在所示的实施例中，排气102附着到轮廓104上并且即使在轮廓104的表面朝远离初始燃料流动方向弯曲时仍保持附着。更具体地，随着排气102减速，在流上存在压差，这使排气102更靠近轮廓104的表面偏转。如本领域技术人员所了解，当排气102在轮廓104上移动时，在排气102与轮廓104之间发生一定量的表面摩擦。对流102的这种阻力使排气102朝轮廓104偏转从而造成其粘在轮廓104上。另外，这种机制所形成的边界层106夹带进入空气流108以形成带有边界层106的剪切层110，从而促进空气流108与排气102的夹带与混合。而且，通过边界层106与所夹带的空气108的分离和混合所形成的剪切层110产生高速空气流112，其用于通过产生推力而提高推进系统效率。应注意的是在飞行器10(参看图1)起飞时，流108的速度减小且夹带速率较高。另外，当飞行器10在飞行中时，空气流108的速度变得更高且夹带也保持较高。因此，进入空气流107促进从排气102进行动量和能量转移，并且由于离开推力发生器70的喷气的速度与飞行器速度之间较低的差异导致更高的推进效率。
图10是现有推进系统与具有根据本技术多方面的图5的推力发生器70的推进系统的推进效率的示范性分析结果120的曲线图示。横坐标轴122表示以节(Knot)为单位所测量的飞行器速度，而纵座标轴124表示推进效率。在此实施例中，曲线126和128表示基于现有涡轮风扇和涡轮螺旋桨发动机的推进系统的推进效率。另外，曲线130和132表示带推力发生器70的推进系统的推进效率，推力发生器70所处的压力比分别为大约20 psig和35 psig。如图可见，带推力发生器70的推进系统的推进效率充分地高于基于现有涡轮风扇和涡轮螺旋桨发动机的推进系统的推进效率。另外，带有处于20 psig的压力比的推力发生器70的推进系统的推进效率相对高于带有处于35 psig的压力比的推力发生器70的推进系统的推进效率。如本领域技术人员所了解，可调整诸如柯恩达轮廓几何形状、压力比、排气压力等的多个参数以达成所要的推进效率。另外，所选的参数也会决定气体发生器的架构和布局，气体发生器可构造为具有低旁通比和高压力比的涡轮风扇发动机以允许排气流压力参数从其燃气涡轮核心循环排出状态释放(freed up)。
图11是从基于现有涡轮风扇推进系统和具有根据本技术多方面的图5的推力发生器70的推进系统所产生的推力的示范性分析结果140的曲线图示。横坐标轴142表示流率(lbm/sec)而纵座标轴144表示总推力(lbs)。在此实施例中，曲线146和148表示基于现有涡轮风扇的推进系统带有大约9的旁通比和大约1.5的风扇压力比与带有大约5的旁通比和1.8的风扇压力比的推力。另外，曲线150和152表示带有分别处于大约6和9的夹带速率的推力发生器70的推进系统所产生的推力。如图可见，带推力发生器的推进系统能够产生推力以推动推进系统并且基于推力发生器的设计和数目，所产生的推力可与基于现有涡轮风扇的推进系统相当。同样，可优化诸如空气夹带速率的多个参数以获得这种系统的期望效率。
上述的推力发生器70利用工作流体与周围空气的组合来产生推力用于驱动推进系统从而提高这种系统的效率和燃料消耗率。在某些实施例中，推力发生器70便于飞行器10(参看图1)的短距起落(STOL)和垂直起落(VTOL)。图12显示具有位于飞行器160的机翼18端部的推力发生器162的示范性飞行器160。在此示范性实施例中，从推力发生器162出现的高速喷气82便于飞行器160在VTOL运行状态期间垂直升起。在某些实施例中，推力发生器162可通过推力发生器162的旋转经由控制改变其在飞行中的方位以缩短起飞或降落距离。有利地，由于推力发生器162具有几个自由度，可采用推力发生器162来调整飞行器10在飞行中或飞行器10在空中悬停期间的姿态。
上述方法的各种方面可用于提高不同推进系统(诸如飞行器，水下推进系统和火箭以及导弹)的效率。上述技术采用推力发生器，其可与现有推进系统一体地结合并且利用驱动流体(诸如来自气体发生器的排气)来夹带辅助流体(secondary fluid)流以产生高速空气流。具体地，推力发生器采用柯恩达效应来产生高速空气流，高速空气流还可用于产生推力从而提高这些系统的效率。有利地，使用这种推力发生器的推力发生消除了对于运动部件(诸如基于现有涡轮风扇的推进系统中的风扇)的需要从而实质上降低了这种系统的运行成本，另外，推力发生器便于在多于一个位置处带有阻塞状态下的运行，从而提高这种系统的效率，尤其是在诸如短距起落(STOL)和垂直起落(VTOL)的运行条件下。
虽然在本文中仅说明和描述了本发明的某些特点，但本领域技术人员将想到许多的修改和变型。因此，应了解所附权利要求意图涵盖属于本发明真实精神内的所有此类修改和变型。

Claims (25)

1.一种推力发生器(12)，包括：
进气口(78)，其构造成在所述推力发生器(12)内引入空气(80)；
集气室(72)，其构造成从气体发生器(30)接收排气(64)并且在柯恩达轮廓(74)上提供所述排气(64)，其中，所述柯恩达轮廓(74)构造成便于所述排气(64)附着到所述轮廓(74)上以形成边界层(106)并且夹带来自所述进气口(78)的进入空气(80)以产生推力。
2.根据权利要求1所述的推力发生器(12)，其特征在于，所述气体发生器(30)包括飞行器发动机并且利用所述产生的推力来驱动飞行器(10)。
3.根据权利要求2所述的推力发生器(12)，其特征在于，所述推力发生器(12)在阻塞状态下运行，用于提高所述推力发生器(12)的效率。
4.根据权利要求2所述的推力发生器(12)，其特征在于，所述推力发生器(12)还包括压力增强器，所述压力增强器构造成增加所述集气室(72)中的所述排气(64)的压力。
5.根据权利要求1所述的推力发生器(12)，其特征在于，所述柯恩达轮廓(74)包括对数轮廓。
6.根据权利要求1所述的推力发生器(12)，其特征在于，通过经过所述进气口(78)的夹带增加一定数量的进入空气(80)并且所述进入空气(80)与所述边界层(106)迅速混合来增加位于所述推力发生器(12)的会聚区处的边界层厚度，同时便于所述边界层(106)的动量和能量经由剪切层(110)和径向压力梯度向所述进入空气(80)的转移，以在所述推力发生器(12)的下游部段产生高速空气流。
7.根据权利要求6所述的推力发生器(12)，其特征在于，所述推力发生器(12)的所述下游部段从空气流的进口通量与排放通量之间的动量差异产生推力。
8.根据权利要求1所述的推力发生器，其特征在于，所述集气室构造成将所述排气径向地引入所述推力发生器并沿所述柯恩达轮廓引导。
9.一种飞行器(10)，包括：
飞行器框架(14)；
气体发生器(30)，其联接到所述飞行器框架(14)上并构造成产生排气(64)；以及
多个推力发生器(12)，其联接到所述飞行器框架(14)上并构造成从所述气体发生器(30)接收所述排气(64)，从而产生推力用于驱动所述飞行器(10)，其中，所述多个推力发生器(12)中的每一个均包括具有柯恩达轮廓(74)的所述推力发生器(12)的至少一个表面，所述柯恩达轮廓(74)构造成便于所述排气(64)附着到所述轮廓(74)上以形成边界层(106)并且夹带来自进气口(78)的进入空气(80)以产生高流率和高速度的空气流。
10.根据权利要求9所述的飞行器，其特征在于，所述气体发生器包括：
压缩机，其构造成压缩周围空气；
燃烧器，其与所述压缩机成流动连通，所述燃烧器构造成接收来自所述压缩机组件的压缩空气，并燃烧燃料流以产生排气；
涡轮，其位于所述燃烧器的下游，并构造成使所述排气膨胀。
11.根据权利要求9所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括集气室，所述集气室构造成从所述气体发生器接收所述排气，并将所述排气径向地引入所述推力发生器且沿所述柯恩达轮廓引导。
12.根据权利要求11所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括压力增强器，所述压力增强器构造成增加所述集气室中的所述排气的压力。
13.根据权利要求9所述的飞行器，其特征在于，所述推力发生器在阻塞状态下运行，用于提高所述推力发生器的效率。
14.根据权利要求9所述的飞行器，其特征在于，所述柯恩达轮廓包括对数轮廓。
15.根据权利要求9所述的飞行器，其特征在于，经过所述进气口供应的所述空气形成剪切层以及增长和混合的边界层，从而加速所述推力发生器的会聚区处的空气，并通过所述边界层和所述进入空气的夹带而促进混合和增长，以在所述推力发生器的下游部段产生高速空气流。
16.根据权利要求15所述的飞行器，其特征在于，所述推力发生器的所述下游部段从空气流的进口通量与排放通量之间的动量差异产生推力。
17.根据权利要求9所述的飞行器，其特征在于，所述推力发生器可通过所述推力发生器的旋转经由控制来改变其在飞行中的方位以缩短起飞或降落距离。
18.根据权利要求17所述的飞行器，其特征在于，所述推力发生器构造成调整所述飞行器在飞行中或所述飞行器在空中悬停期间的姿态。
19.一种用于产生推力的方法，包括：
在推力发生器的柯恩达轮廓上从气体发生器引入排气以形成边界层；以及
通过所述边界层夹带空气以从空气流的进口通量和排气通量之间动量差异来产生推力。
20.根据权利要求19所述的方法，其特征在于，所述引入步骤包括从飞行器发动机接收所述排气。
21.根据权利要求19所述的方法，其特征在于，所述方法还包括形成夹带空气的剪切层以及所述边界层，从而加速所述推力发生器的会聚区处的空气，并通过所述边界层和来自进气口的进入空气的夹带而促进混合和增长，以在所述推力发生器的下游部段产生高速空气流。
22.一种提高飞行器的推进效率的方法，包括：
将至少一个推力发生器联接到所述飞行器的气体发生器上，其中，所述至少一个推力发生器构造成通过在柯恩达轮廓上使来自所述气体发生器的排气分流以形成边界层并且随后通过所述边界层夹带进入空气。
23.根据权利要求22所述的方法，其特征在于，所述方法还包括所述至少一个推力发生器在阻塞状态下运行，用于提高所述推力发生器的效率。
24.根据权利要求22所述的方法，其特征在于，所述方法还包括通过所述气体发生器或通过使用压力增强器来增加所述排气的压力。
25.根据权利要求22所述的方法，其特征在于，所述方法还包括通过在将排气引到所述柯恩达轮廓上之前向推力发生器集气室增加热量或燃料而增加所述排气能量的能量。
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