CN107428416A - 旋转涵道风扇(rdf)推进系统 - Google Patents
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Abstract
根据本发明，旋转涵道风扇电机的实施例包括单片式旋转涵道风扇转子、电推进系统、静态尾罩和接合系统，所述静态尾罩包括电化学能量储存。旋转涵道风扇转子是涵道风扇电机的部分，所述部分包括推进器、涵道、中心毂，并且具有增加从推进器的上游至下游的压力差的效果。电推进系统包括附连至旋转涵道风扇转子从而排斥附接至静态尾罩的磁性线圈的永磁体以及由被包括在尾罩内的电化学能量储存提供的电功率。
Description
相关申请
本申请是由Devin Glenn Samuelson于2013年12月3日提交的序列号为14095737的美国专利申请“旋转涵道风扇或RDF风扇电机(ROTATIONAL DUCTED FAN,OR RDF FANMOTOR)”的继续申请，上述美国专利申请通过引用被结合在此，并由此要求其优先权日的权益。
技术领域
本申请关于飞行器推进系统，更具体地，关于新颖的旋转入口罩，并且还关于能量储存和维持系统。
发明背景
对于每桶精炼的原油，大约仅实现4加仑喷气燃料(jet fuel)。具体对于飞行器燃料而言，具有碳基燃料(诸如，油)自然资源的有限的全球供应。考虑其他混合(hybrid)系统或可替代生物燃料系统，对这些类型自然资源的供应和依赖性问题产生新的经济挑战，诸如，由于竞争市场导致的增加的消耗品成本、消耗品短缺或甚至气候破坏。鉴于当前的路线，随着全球经济增长，油的供需对全球范围的经济稳定性产生重大风险。这种焦虑源自自然资源的不平衡使用以及对于不可再生能源的过高的依赖性。飞行器的碳足迹从推进排放的大气输出和石油或生物燃料的提取与精炼过程两方面不利地影响环境。典型的150座飞行器平均每分钟消耗约100磅碳基燃料，或换种说法，每分种消耗将近15加仑碳基燃料。这种现实已启动对于开发电气推进系统的改进的效率和技术，所述电气推进系统使用可从多种其他可替代或可再生方法得到或储存的电能。除了供使用的能量资源的类型之外，还必须考虑支持商业交通行业中的此类新机器的操作所必要的配套基础设施。与燃烧型系统一起存在的其他问题包括适配安全的可燃烧容纳结构的设计限制，所述安全的可燃烧容纳结构加强了对仅使用静态流体容纳系统的需求，由此限制了历史上主要通过聚焦于流体密度而实现、通过压缩机、熵和静态喷嘴设计而实现的效率。其他飞行器推进系统当前还包括碳作为燃料的燃烧推进方法，诸如，燃烧喷气引擎、涡流风扇引擎、涡轮螺旋桨引擎以及液体或固体火箭燃料系统。此外，电气涵道风扇电机用于模型无线电受控的飞机行业中。
美国专利
专利号类型代码颁证日期专利权人
7281680 B2 2007年10月16日Melkuti
7540450 B2 2009年6月2日Brand等
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美国专利申请公布
公布号 类型代码 公布日期 申请人
EP2196392 A2 2010年6月16日Annati等
WO2010106343 A2 2010年9月23日Brotherton-Ratcliffe等
EP1851109 A2 2007年11月7日Goosen等
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CA2545822 C 2012年6月12日Wah等
EP1403499 B1 2009年3月11日Orlando等
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EP2031733 B1 2013年3月13日Tounosu等
CA2731206 A1 2009年12月30日Martin等
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没有其他当今存在的解决方案解决旋转涵道风扇推进电机解决的这三个问题。使用静态入口罩或传统的气体或电气涵道风扇电机不允许在系统的入口与尾部排放之间实现最大压力差。此外，传统的气体或电气涵道风扇电机和螺旋桨推进系统在外叶片尖端经受效率损失是常见的，这导致轴向推进推力损失。当前的碳作燃料的燃烧推进系统的运行成本是惊人的，例如，150座飞行器每分钟消耗近15加仑不可再生燃料源将对后代产生经济影响，燃烧推进系统产生噪声，所述噪声产生重量低效率，因为降噪成为设计的整体部分，并且需要反推力系统。
电气涵道风扇系统也具有缺点。传统的电气涵道风扇电机依赖于分开的电池源，这通过引线电阻而导致能量损失，所述引线电阻通过将电池或储存的能量与其使用点分开某个距离而产生。传统的电气风扇电机具有静态罩和航空翼面(aero foil)叶片附接到的动态毂(hub)，与燃烧推进系统经受的那些损失类似，这在叶片尖端处导致空气流能量损失。
发明内容
根据本发明，旋转涵道风扇电机的实施例包括单片式旋转涵道风扇转子、电推进系统、静态尾罩和接合系统，所述静态尾罩包括电化学能量储存。旋转涵道风扇转子是涵道风扇电机的部分，所述部分包括推进器、涵道、中心毂，并且具有增加从推进器的上游至下游的压力差的效果。电推进系统包括附连至旋转涵道风扇转子从而排斥附接至静态尾罩的磁性线圈的永磁体以及由被包括在尾罩内的电化学能量储存提供的电功率。
在另一有利的实施例中，尾罩包括一个装配区段，所述装配区段容纳电气控件，并具有用于钩闩式连接的装配吊钩条以及具有两个可替换电化学储存尾罩段的接合系统，其中，尾罩的电化学储存段具有用于推进系统的热交换器和电供应系统的效果。
提供机器以将电能转换为推力将是有利的。
提供用于形成流体压力差、减小入口处的压力并增加系统的压力尾部的物体也将是有利的。
提供利用磁场将电功率转换为机械旋转功的物体将是进一步有利的。
提供借助于尾涵道出口喷嘴处的层状流体流来利用从电化学活化至焓而产生的热能的机器将是进一步有利的。
本发明的目标将是提供用于减少可交换可充电电化学储存涵道段的飞行器非运行停机时间的方法。
附图说明
在结合后续的具体实施方式考虑时，可参考所附附图来获得对本发明的完整理解，在具体实施方式中：
图1是旋转涵道风扇电机的立体图；
图2是旋转涵道风扇电机的主视图；
图3是旋转涵道风扇电机的左视图；
图4是旋转涵道风扇电机的右视截面图；
图5是组装旋转涵道风扇电机的方法的立体图；
图6是可保养尾涵道罩的实施例的后视截面图；
图7是示例飞行器及其适用的旋转涵道风扇电机安装布置的立体图；
图8是用于生产商用旋转涵道风扇推进系统的流程图的平面图；并且
图9是与其他相关联的系统交互的旋转涵道风扇系统的平面图。
出于清晰和简洁的目的，贯穿所有附图，同样的元件和部件将具有相同的指定和编号。
具体实施方式
图1是旋转涵道风扇电机的立体图。更具体地参见附图，可在飞行器推进系统的上下文中描述本公开的实施例。图1中示出的实施例包括静态非旋转尾涵道110和旋转涵道风扇202。旋转涵道风扇被描述为绕平行于其推力的轴线旋转的动态转子，并且旋转涵道风扇由动态的且绕平行于其总体圆柱形形状的中心轴线绕轨旋转(rotate orbitally)的罩或涵道组成，并且旋转涵道风扇与中心毂和轴向地垂直于旋转轴线的多个推进器叶片或翼面(airfoil)的布置同心。旋转涵道风扇或绕轨式(orbital)风扇涵道由圆柱体组成，所述圆柱体具有多个推进器叶片，所述多个推进器叶片在它们显著较大的直径或叶片尖端处轴向地附连至大体上圆柱形形状的涵道的内表面。可以存在中心毂，所述中心毂使其外径能够附接至多个轴向布置的推进器叶片的最小有效(least significant)直径，以便通过在绕共享的轴线同心的两个环之间的多个叶片来基本上邻接这两个环(外环和内环)。在最小有效直径或最小直径处，翼面进入缘(entry lip)正切于传入流体流旋转以产生前向升力，而其所附连的推进器叶片随着这些推进器叶片绕轴线108旋转而正产生正向真空和尾推力压力106。
图2是旋转涵道风扇电机的主视图。关于旋转涵道风扇电机，图2示出系统的前向部件——旋转涵道风扇单片式转子。参照图2，控制表面具有空气动力学性质，并且经设计以便在这些表面两者都绕轴线208共轴地旋转时在104处和多个106处产生前向提升，同时环绕地产生尾推力压力差。
图3是旋转涵道风扇电机的左视图。参考图3的附图实施例，伴随着总体上在旋转涵道104外部凸面式地定位的拖曳部件翼面，旋转涵道风扇入口缘308的有利实施例产生流体加速剂以用于旁通(bypass)。动态转子202和静态罩110彼此独立，由此它们通过磁力场间隙302分开。遵循磁场的排斥，图4提供新颖的能量转换机器的细节。
图4是旋转涵道风扇电机的右视截面图。参考图4，其包括：尾静态涵道110、绕轨式旋转涵道风扇转子202、钕永磁体406、414的各种布置以及用作用于从磁场中产生动能的系统的磁性线圈410、412的各种布置。此外，图4示出包含在静态尾涵道中的电化学电流储存电池空腔418。
图5是组装旋转涵道风扇电机的方法的立体图。更具体而言，图5示出旋转涵道风扇转子202如何被其静态尾罩或涵道外壳容纳的组装。在另一实施例502中，静态尾罩或涵道被分段为至少两部分，由此这些段中的一个装配至飞行器514和508且包括铰链(诸如，示例元件512中所示)，所述铰链允许至少一个其他静态尾罩或涵道外壳段504的保养或移除。
图6是可保养尾罩或尾涵道的实施例的后视截面图。参考图6，两个后部尾罩涵道段区域示出为具有集成的弯钩612的实施例区段606，所述集成的弯钩612组装到铰链吊钩512上。此设计实施例的方法允许通过将面板提升至敞开或可移除位置来进行保养，并且允许释放磁悬浮的旋转涵道风扇转子202以进行移除或替换，如图5中所示。
图7是示例飞行器及其适用的旋转涵道风扇电机安装布置的立体图。在所示实施例中，飞行器是指任何航空形式的货物运输，由此具有机身或机体710。在图7中所示的实施例示例中，固定翼飞行器702接纳装配至固定翼708或装配至机身710的推进旋转涵道风扇(RDF)电机102。在另一实施例中，竖直起飞的飞行器也将受益于用于推进载具的有利的电气推进能。
图8是用于生产商用旋转涵道风扇推进系统的流程图的平面图。参考图8，对于生产旋转涵道风扇推进系统并使其投入使用必要的工艺的七个步骤开始于设计阶段804，其中，电喷气飞行系统(Electrijet Flight System)对于结合尾涵道组件102或具有用于产生阻碍磁场以产生正切旋转能的插入式永磁体和电线圈的任何旋转单片覆盖式推进器来使用旋转涵道风扇转子保持设计权威和设计权。所有的材料在电喷气飞行系统的生产权威内分别被采购806或制造808。旋转涵道风扇推进系统810的系统集成包括来自机架制造商或改装公司的输入，由此，电喷气飞行系统定制设计和应用以为用户形成所需的推力、重量、尺寸、装配和要求。可遵守联邦法规要求篇章14(Title CFR Requirements)的联邦航空局应用并向其书面证明以支持所述旋转涵道风扇电机用于飞行器推进的商业使用812。虽然对于快速行进、对于较长航程具有持续的需求，但是一些飞行路径需要间歇的停靠点以进行保养。旋转涵道风扇电机的实施例的运行中(in-service)能力使其服从于旋转涵道风扇电机110及其静态尾涵道310段606的移除和替换，从而允许用于永磁体和磁线圈的冷却时间段并允许替换静态涵道段，所述静态涵道段利用电化学储存空腔418中所储存的电流来充满电。此有利的实施例对保养和周期性检查、维护手册、操作手册、服务公报、适航公告和RF(射频)干扰保护提供容易的途径。
图9是与其他相关联的系统交互的旋转涵道风扇系统的平面图。参考图9，示出包括旋转涵道风扇推进系统的三个主要系统902。包括902的实施例，旋转涵道风扇转子304由复合入口缘、推力推进器106和永磁体406、414组成。由复合材料组成的尾罩壳涵道110也可缠绕电化学电流储存的铝芯壳，并且传送设备允许使用再生磁性速度离合器轴，所述再生磁性速度离合器轴支撑在片状翼面叶片上，所述片状翼面叶片附连在有利的实施例中，允许对尾罩508中确切的一个片段的刚性连接。磁性线圈412和410从418的电化学储存和分散接收它们的系统能量，并且在实施例606中是可替换的。用于能量向线圈的释放的控件由电气分配系统906支配。
由于经改动而适配特定操作要求和环境的其他修改和变化对本领域技术人员将是显而易见的，因此本发明不视为限于出于公开目的而选择的示例，并且涵盖不构成本公开的真实精神和范围的背离的所有变化和修改。
由此，已经描述了本发明，专利证书想要保护的内容在所附权利要求书中呈现。
Claims (23)
1.一种用于将所储存的电能转换为飞行器推力推进的旋转涵道风扇(rdf)推进系统，包括：
用于总体上提供推进推力以驱动飞行器的装置；
用于跨入口控制表面提供经加速的流体流以减小流体压力、加速流体并减小上游流体压力从而产生升力的装置；
用于通过将旋转势能转换为线性推力，产生所述推进器的上游的流体相对于所述推进器下游的流体的压力差来产生推力的装置，所述用于产生推力的装置刚性地连接至所述用于跨入口控制表面提供经加速的流体流以减小流体压力、加速流体并减小上游流体压力从而产生升力的装置；
用于将外部空气动力学设计的可变线长提供给用于低速流体流的空气动力学控制表面的装置，所述将外部空气动力学设计的可变线长提供给用于低速流体流的空气动力学控制表面由以下步骤组成：容纳用于储存电化学能量的芯，以及提供包含磁浮线圈的刚性静态轴承壳；
用于将旋转势能转换为推力能的装置，转换是通过以下方式：跨所述用于将旋转势能转换为推力能的装置的动态吸入控制表面加速吸入流体，形成导致前向升力的低压力区域，所述吸入流体诸如是空气，所述用于将旋转势能转换为推力能的装置刚性地连接至所述通过将旋转势能转换为线性推力、产生所述推进器上游的流体相对于所述推进器下游的流体的压力差来产生推力的装置，并且刚性地连接至所述用于跨入口控制表面提供经加速的流体流以减小流体压力、加速流体并减小上游流体压力从而产生升力的装置；
用于提供排斥推力轴承从而允许304悬浮并允许具有无摩擦轴承旋转的装置；
用于提供推进电机的外部静态翼面的受控拖曳表面的装置，所述用于提供推进电机的外部静态翼面的受控拖曳表面的装置功能性地构造至所述用于将外部空气动力学设计的可变线长提供给用于低速流体流的空气动力学控制表面的装置，所述将外部空气动力学设计的可变线长提供给用于低速流体流的空气动力学控制表面由以下步骤组成：容纳用于储存电化学能量的芯，以及提供包含磁浮线圈的刚性静态轴承壳；
用于在所述旋转涵道风扇转子与所述静态尾罩之间提供磁推力悬浮的装置；
用于提供相反磁力、藉此产生所述旋转涵道风扇的轴向旋转的装置，所述用于提供相反磁力、藉此产生所述旋转涵道风扇的轴向旋转的装置环绕地嵌入至所述用于将外部空气动力学设计的可变线长提供给用于低速流体流的空气动力学控制表面的装置，所述将外部空气动力学设计的可变线长提供给用于低速流体流的空气动力学控制表面由以下步骤组成：容纳用于储存电化学能量的芯，以及提供包含磁浮线圈的刚性静态轴承壳；
用于将电能转换为磁场能的装置，所述用于将电能转换为磁场能的装置可插入地耦合至所述用于将外部空气动力学设计的可变线长提供给用于低速流体流的空气动力学控制表面的装置，所述将外部空气动力学设计的可变线长提供给用于低速流体流的空气动力学控制表面由以下步骤组成：容纳用于储存电化学能量的芯，以及提供包含磁浮线圈的刚性静态轴承壳；
用于提供抵抗410推进器线圈从而产生悬浮无摩擦轴承的磁场的装置；
用于提供用于再生功率离合器的磁力场的装置；
用于提供电功率的电化学储存的装置，所述用于提供电功率的电化学储存的装置化学计量地容纳至所述用于将外部空气动力学设计的可变线长提供给用于低速流体流的空气动力学控制表面的装置，所述将外部空气动力学设计的可变线长提供给用于低速流体流的空气动力学控制表面由以下步骤组成：容纳用于储存电化学能量的芯，以及提供包含磁浮线圈的刚性静态轴承壳；
用于提供用于保养所述电线圈和电池罩段的方法的装置，所述用于提供用于保养所述电线圈和电池罩段的方法的装置活动地划定至所述用于总体上提供推进推力以驱动飞行器的装置；
用于提供电化学能量的储存、将电能转换为磁场并有助于下游流体压力的有向层状推力的装置；
用于提供将顶部尾涵道罩512耦合至飞行器翼或飞行器机身的邻接装配结构以为所述飞行器提供推进功率的装置；
用于提供实心铰链以悬挂确切的两个罩段的装置，所述用于提供实心铰链以悬挂确切的两个罩段的装置可替换地连接至所述用于提供电化学能量的储存、将电能转换为磁场并有助于下游流体压力的有向层状推力的装置；
用于提供接口装配的装置，所述接口装配完成所述流体流的容纳，提供飞行器装配实施例，为可移除罩段提供吊钩铰链或连接件，所述用于提供接口装配的装置基本上连接至所述用于提供实心铰链以悬挂确切的两个罩段的装置，基本上连接至所述用于提供将顶部尾涵道罩512耦合至飞行器翼或飞行器机身的邻接装配结构以为所述飞行器提供推进功率的装置，并且交替地构造至用于将外部空气动力学设计的可变线长提供给用于低速流体流的空气动力学控制表面的装置，所述将外部空气动力学设计的可变线长提供给用于低速流体流的空气动力学控制表面由以下步骤组成：容纳用于储存电化学能量的芯，以及提供包含磁浮线圈的刚性静态轴承壳；
用于提供吊钩扣布置以允许所述尾罩电储存段的安装或所述尾罩电储存段从所述尾罩飞行器装配的段移除的装置；以及
用于提供包括旋转涵道风扇推进系统的子系统的装置，所述用于提供包括旋转涵道风扇推进系统的子系统的装置操作地涵盖所述用于提供用于保养所述电线圈和电池罩段的方法的装置。
2.如权利要求1所述的旋转涵道风扇(rdf)推进系统，其中，所述用于总体上提供推进推力以驱动飞行器的装置包括由非铁材料制成的旋转涵道风扇转子和罩以及用于空气流双通102旋转涵道风扇电机的空气动力学的组件。
3.如权利要求1所述的旋转涵道风扇(rdf)推进系统，其中，所述用于跨入口控制表面提供经加速的流体流以减小流体压力、加速流体并减小上游流体压力从而产生升力的装置包括动态翼面、复合材料、流体加速控制表面、凸面控制表面104旋转涵道风扇入口表面。
4.如权利要求1所述的旋转涵道风扇(rdf)推进系统，其中，所述用于通过将旋转势能转换为线性推力，产生所述推进器上游的流体相对于所述推进器下游的流体的压力差来产生推力的装置包括具有可变俯仰线长的翼面，由轻量且强劲的复合材料制成，附接至涵道的入口控制表面、多个叶片、翼面前向升力控制表面106转子推进器叶片。
5.如权利要求1所述的旋转涵道风扇(rdf)推进系统，其中，用于将外部空气动力学设计的可变线长提供给用于低速流体流的空气动力学控制表面的装置包括空气动力学外部形状、平滑表面、硅铝矾土硅石和复合构造、绝热设计考虑、供空气动力学外部引起拖曳且增加系统的压力尾部的可变线长、至少部分空心的芯以及实心且结构刚性的支撑磁排斥场轴承110静态尾罩，所述将外部空气动力学设计的可变线长提供给用于低速流体流的空气动力学控制表面由以下步骤组成：容纳用于储存电化学能量的芯，以及提供包含磁浮线圈的刚性静态轴承壳。
6.如权利要求1所述的旋转涵道风扇(rdf)推进系统，其中，所述用于将旋转势能转换为推力能的装置包括航空翼面入口202旋转涵道风扇转子入口，所述将旋转势能转换为推力能通过以下方式：跨所述用于将旋转势能转换为推力能的装置的动态吸入控制表面加速吸入流体，形成导致前向升力的低压力区域，所述吸入流体诸如是空气。
7.如权利要求1所述的旋转涵道风扇(rdf)推进系统，其中，所述用于提供排斥推力轴承从而允许304悬浮并允许具有无摩擦轴承旋转的装置包括旋转涵道风扇转子与静态尾罩之间的间隙，无摩擦302推力磁场间隙。
8.如权利要求1所述的旋转涵道风扇(rdf)推进系统，其中，用于提供推进电机的外部静态翼面的受控拖曳表面的装置包括凸面外部，所述凸面外部总体上是圆的，不具有空隙或不受控风障312静态尾罩翼面。
9.如权利要求1所述的旋转涵道风扇(rdf)推进系统，其中，所述用于在所述旋转涵道风扇转子与所述静态尾罩之间提供磁推力悬浮的装置包括环绕轴线208、406永久推力磁体布置的多个钕磁体。
10.如权利要求1所述的旋转涵道风扇(rdf)推进系统，其中，所述用于提供相反磁力、藉此产生所述旋转涵道风扇的轴向旋转的装置包括多个磁性线圈410悬浮磁性线圈。
11.如权利要求1所述的旋转涵道风扇(rdf)推进系统，其中，用于将电能转换为磁场能的装置包括电线圈412磁性推力场控制线圈。
12.如权利要求1所述的旋转涵道风扇(rdf)推进系统，其中，所述用于提供抵抗410推进器线圈从而产生悬浮无摩擦轴承的磁场的装置包括多个钕磁体414永久悬浮轴承磁体。
13.如权利要求1所述的旋转涵道风扇(rdf)推进系统，其中，用于生成用于再生功率离合器的磁力场的装置包括钕永磁体416再生离合器永磁体。
14.如权利要求1所述的旋转涵道风扇(rdf)推进系统，其中，所述用于提供电功率的电化学储存的装置包括硅铝矾土硅石壳、电池化学418电化学转换腔室。
15.如权利要求1所述的旋转涵道风扇(rdf)推进系统，其中，所述用于提供用于保养所述电线圈和电池罩段的方法的装置包括可移除旋转涵道转子、可移除罩电池、固定的顶部罩装配、永久吊钩铰链502系统保养细节。
16.如权利要求1所述的旋转涵道风扇(rdf)推进系统，其中，所述用于提供电化学能量的储存、将电能转换为磁场并有助于下游流体压力的有向层状推力的装置包括可移除凸面外部，所述可移除凸面外部包括多个磁性线圈504静态尾罩电化学储存段，具有电化学储存空腔。
17.如权利要求1所述的旋转涵道风扇(rdf)推进系统，其中，所述用于提供将顶部尾涵道罩512耦合至飞行器翼或飞行器机身的邻接装配结构以为所述飞行器提供推进功率的装置包括508飞行器装配，具有空气动力学外部形状。
18.如权利要求1所述的旋转涵道风扇(rdf)推进系统，其中，用于提供实心铰链以悬挂确切的两个罩段的装置包括实心高强度条，附连至508装配段512尾罩段铰链架。
19.如权利要求1所述的旋转涵道风扇(rdf)推进系统，其中，所述用于提供接口装配的装置包括514上部尾罩涵道段，所述接口装配完成所述流体流的容纳，提供飞行器装配实施例，为可移除罩段提供吊钩铰链或连接件。
20.如权利要求1所述的旋转涵道风扇(rdf)推进系统，其中，所述用于提供吊钩扣布置以允许所述尾罩电储存段的安装或所述尾罩电储存段从所述尾罩飞行器装配的段移除的装置包括在其芯中包含用于储存电流的电化学材料的空腔，在罩壳606尾部可保养罩段的外部上包括复合钩。
21.如权利要求1所述的旋转涵道风扇(rdf)推进系统，其中，所述用于提供包括旋转涵道风扇推进系统的子系统的装置包括902rdf推进系统。
22.一种用于将所储存的电能转换为飞行器推力推进的旋转涵道风扇(rdf)推进系统，包括：
由非铁材料制成的旋转涵道风扇转子和罩以及用于空气流双通102旋转涵道风扇电机的空气动力学的组件，用于总体上提供推进推力以驱动飞行器；
动态翼面、复合材料、流体加速控制表面、凸面控制表面104旋转涵道风扇入口表面，用于跨入口控制表面提供经加速的流体流以减小流体压力、加速流体并减小上游流体压力从而产生升力；
具有可变俯仰线长的翼面，由轻量且强劲的复合材料制成，附连至涵道的入口控制表面、多个叶片、翼面前向升力控制表面106转子推进器叶片，用于通过将旋转势能转换为线性推力产生所述推进器上游的流体相对于所述推进器下游的流体的压力差来产生推力，刚性地连接至所述104旋转涵道风扇入口表面；
空气动力学外部形状、平滑表面、硅铝矾土硅石和复合构造、绝热设计考虑、供空气动力学外部引起拖曳且增加系统的压力尾部的可变线长、至少部分空心的芯以及实心且结构刚性的支撑磁排斥场轴承110静态尾罩，用于将外部空气动力学设计的可变线长提供给用于低速流体流的空气动力学控制表面，所述将外部空气动力学设计的可变线长提供给用于低速流体流的空气动力学控制表面由以下步骤组成：容纳用于储存电化学能量的芯，以及提供包含磁浮线圈的刚性静态轴承壳；
航空翼面入口202旋转涵道风扇转子入口，用于将旋转势能转换为推力能，转换通过以下方式：跨所述航空翼面入口202旋转涵道风扇转子入口的动态吸入控制表面加速吸入流体，形成导致前向升力的低压力区域，所述吸入流体诸如是空气，所述航空翼面入口202旋转涵道风扇转子入口刚性地连接至所述106转子推进器叶片且刚性地连接至所述104旋转涵道风扇入口表面；
旋转涵道风扇转子与静态尾罩之间的间隙、无摩擦302推力磁场间隙，用于提供排斥推力轴承从而允许304悬浮并允许具有无摩擦轴承旋转；
凸面外部，总体上是圆的，不具有空隙或不受控风障312静态尾罩翼面，用于提供推进电机的外部静态翼面的受控拖曳表面，功能性地构造至所述110静态尾罩；
多个钕磁体，围绕轴线208、406永久推力磁体布置，用于在所述旋转涵道风扇转子与所述静态尾罩之间提供磁推力悬浮；
多个磁性线圈410悬浮磁性线圈，用于提供相反磁力，藉此产生所述旋转涵道风扇的轴向旋转，所述多个磁性线圈410悬浮磁性线圈环绕地嵌入至所述110静态尾罩；
电线圈412磁性推力场控制线圈，用于将电能转换为磁场能，可插入地耦合至所述110静态尾罩；
多个钕磁体414永久悬浮轴承磁体，用于提供抵抗410推进器线圈从而产生悬浮无摩擦轴承的磁场；
钕永磁体416再生离合器永磁体，用于提供用于再生功率离合器的磁力场；
硅铝矾土硅石壳、电池化学418电化学转换腔室，用于提供电功率的电化学储存，化学计量地容纳至所述110静态尾罩；
可移除旋转涵道转子、可移除罩电池、固定的顶部罩装配、永久吊钩铰链502系统保养细节，用于提供用于保养所述电线圈和电池罩段的方法，活动地划定至所述102旋转涵道风扇电机；
可移除凸面外部，包括多个磁性线圈504静态尾罩电化学储存段，具有电化学储存空腔，用于提供电化学能量的储存、将电能转换为磁场并有助于下游流体压力的有向层状推力；
508飞行器装配，具有空气动力学外部形状，用于提供将顶部尾涵道罩512耦合至飞行器翼或飞行器机身的邻接装配结构以为所述飞行器提供推进功率；
实心高强度条，附连至508装配段512尾罩段铰链架，用于提供实心铰链以悬挂确切的两个罩段，可替换地连接至所述504静态尾罩电化学储存段；
514上部尾罩涵道段，用于提供接口装配，所述接口装配完成所述流体流的容纳，提供飞行器装配实施例，为可移除罩段提供吊钩铰链或连接件，所述514上部尾罩涵道段基本上连接至所述508飞行器装配，并且交替地构造至所述110静态尾罩；
在其芯中包含用于储存电流的电化学材料的空腔，在罩壳606尾部可保养罩段的外部上包括复合钩，用于提供吊钩扣布置以允许所述尾罩电储存段的安装或所述尾罩电储存段从所述尾罩飞行器装配的段移除；以及
902rdf推进系统，用于提供包括旋转涵道风扇推进系统的子系统，操作地涵盖所述502系统保养细节。
23.一种用于将所储存的电能转换为飞行器推力推进的旋转涵道风扇(rdf)推进系统，包括：
由非铁材料制成的旋转涵道风扇转子和罩以及用于空气流双通102旋转涵道风扇电机的空气动力学的组件，用于总体上提供推进推力以驱动飞行器；
动态翼面、复合材料、流体加速控制表面、凸面控制表面104旋转涵道风扇入口表面，用于跨入口控制表面提供经加速的流体流以减小流体压力、加速流体并减小上游流体压力从而产生升力；
具有可变俯仰线长的翼面，由轻量且强劲的复合材料制成，附连至涵道的入口控制表面、多个叶片、翼面前向升力控制表面106转子推进器叶片，用于通过将旋转势能转换为线性推力，产生所述推进器上游的流体相对于所述推进器下游的流体的压力差来产生推力，刚性地连接至所述104旋转涵道风扇入口表面；
复合合金或总体上非铁的合金，附连至包括前缘和尾缘两者的转子推进器叶片根，圆柱形，旋转轴线平行于圆柱度108中心毂，所述复合合金或总体上非铁的合金用于为所有推进器叶片提供单片式连接，并且包括用于形成磁场以与再生功率离合器耦合的永磁体，所述复合合金或总体上非铁的合金刚性地连接至所述106转子推进器叶片；
空气动力学外部形状、平滑表面、硅铝矾土硅石和复合构造、绝热设计考虑、供空气动力学外部引起拖曳且增加系统的压力尾部的可变线长、至少部分空心的芯以及实心且结构刚性的支撑磁排斥场轴承110静态尾罩，用于将外部空气动力学设计的可变线长提供给用于低速流体流的空气动力学控制表面，所述将外部空气动力学设计的可变线长提供给用于低速流体流的空气动力学控制表面由以下步骤组成：容纳用于储存电化学能量的芯，以及提供包含磁浮线圈的刚性静态轴承壳；
航空翼面入口202旋转涵道风扇转子入口，用于将旋转势能转换为推力能，转换通过以下方式：跨所述翼面入口202旋转涵道风扇转子入口的动态吸入控制表面加速吸入流体，形成导致前向升力的低压力区域，所述吸入流体诸如是空气，所述航空翼面入口202旋转涵道风扇转子入口刚性地连接至所述106转子推进器叶片且刚性地连接至所述104旋转涵道风扇入口表面；
旋转涵道风扇转子和静态尾罩之间的间隙、无摩擦302推力磁场间隙，用于提供排斥推力轴承从而允许304悬浮并允许具有无摩擦轴承旋转；
翼面304旋转涵道风扇转子的凸面表面，用于提供凸面翼面表面以产生对于前向推力的拖曳，刚性地连接至所述202旋转涵道风扇转子入口，可旋转地连接至所述110静态尾罩，并且磁性地容纳至所述102旋转涵道风扇电机；
平滑、无破裂的纹理化表面，由轻量且刚性308旋转前缘的复合材料制成，所述纹理化表面用于在其最前缘提供前向控制表面，所述前向控制表面被包括在所述旋转涵道风扇转子202的前缘处，所述纹理化表面用于充当流体门，所述流体门形成产生前向(上游)升力的绕轨式低压力表面，所述纹理化表面刚性地连接至所述202旋转涵道风扇转子入口，并刚性地连接至所述104旋转涵道风扇入口表面；
平滑表面，相对于旋转轴线208、310尾罩出口表面为平行的内控制表面，用于有助于出口流体压力的片状流动而没有涡电流干扰；
凸面外部，总体上是圆的，不具有空隙或不受控风障312静态尾罩翼面，用于提供推进电机的外部静态翼面的受控拖曳表面，功能性地构造至所述110静态尾罩；
实心、复合402静态涵道双向推力轴承结构，用于将强劲且轻量的结构提供给装配磁性线圈和连接器，所述实心、复合402静态涵道双向推力轴承结构在结构上构造至所述110静态尾罩；
多个钕磁体，环绕轴线208、406永久推力磁体布置，用于在所述旋转涵道风扇转子与所述静态尾罩之间提供磁性推力悬浮，环绕地紧固至所述304旋转涵道风扇转子；
多个磁性线圈410悬浮磁性线圈，用于提供相反磁力，藉此产生所述旋转涵道风扇的轴向旋转，所述多个磁性线圈410悬浮磁性线圈环绕地嵌入至所述110静态尾罩；
电线圈412磁性推力场控制线圈，用于将电能转换为磁场能，可插入地耦合至所述110静态尾罩；
多个钕磁体414永久悬浮轴承磁体，用于提供抵抗410推进器线圈从而产生悬浮无摩擦轴承的磁场，刚性地嵌入至所述304旋转涵道风扇转子；
钕永磁体416再生离合器永磁体，用于提供用于再生功率离合器的磁力场，刚性地嵌入至所述108中心毂；
硅铝矾土硅石壳、电池化学418电化学转换腔室，用于提供电功率的电化学储存，化学计量地容纳至所述110静态尾罩；
可移除旋转涵道转子、可移除罩电池、固定的顶部罩装配、永久吊钩铰链502系统保养细节，用于提供用于保养所述电线圈和电池罩段的方法，活动地划定至所述102旋转涵道风扇电机；
可移除凸面外部，包括多个磁性线圈504静态尾罩电化学储存段，具有电化学储存空腔，用于提供电化学能量的储存、将电能转换为磁场并有助于下游流体压力的有向层状推力；
508飞行器装配，具有空气动力学外部形状，用于提供将顶部尾涵道罩512耦合至飞行器翼或飞行器机身的邻接装配结构以为所述飞行器提供推进功率；
实心高强度条，附连至508装配段512尾罩段铰链架，用于提供实心铰链以悬挂确切的两个罩段，可替换地连接至所述504静态尾罩电化学储存段；
514上部尾罩涵道段，用于提供接口装配，所述接口装配完成所述流体流的容纳，提供飞行器装配实施例，为可移除罩段提供吊钩铰链或连接件，所述514上部尾罩涵道段基本上连接至所述512尾罩段铰链架，基本上连接至所述508飞行器装配，并且交替地构造至所述110静态尾罩；
在其芯中包含用于储存电流的电化学材料的空腔，在罩壳606尾部可保养罩段的外部上包括复合钩，用于提供吊钩扣布置以允许所述尾罩电储存段的安装或所述尾罩电储存段从所述尾罩飞行器装配的段移除；
612尾罩装配钩，用于向上部罩段提供连接可保养罩段以允许可保养运动和移除，刚性地连接至所述606尾部可保养罩段，并且可移除地连接至所述512尾罩段铰链架；
702旋转涵道风扇推进系统应用绘图，用于提供飞行器上的各种推进装配位置的示例；
710机身，用于装载货物、人员或装备；
902 rdf推进系统，用于提供包括所述旋转涵道风扇推进系统的子系统，操作地涵盖所述502系统保养细节；
906迭代电流控制模块(iccm)，用于在多个线圈之间提供电磁场循环的开-关切换，活动地涵盖所述902RDF推进系统，电连接至所述412磁推力场控制线圈，并且电连接至所述410悬浮磁性线圈。
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