CN107719637A - 具有横流风扇系统的飞行器尾翼 - Google Patents

Abstract

一方面，本发明提供一种飞行器，该飞行器包括：机身，其具有从前部部分延伸穿过后部部分的纵向轴线；从后部部分延伸的第一尾翼构件和第二尾翼构件；以可旋转的方式安装至第一尾翼构件的第一横流风扇系统；以及以可旋转的方式安装至第二尾翼构件的第二横流风扇系统。第一横流风扇系统和第二横流风扇系统构造成在飞行器上提供向前向推力矢量和反扭矩矢量。第一横流风扇系统和第二横流风扇系统能够具有大致竖向地定向的旋转轴线。另一方面，提供了一种飞行器，其包括：机身，该机身具有前部部分和尾翼部分；以及由尾翼部分支承的横流风扇系统。各实施方式包括可配装到飞行器的横流风扇系统以及用于为飞行器配装横流风扇系统的方法。

Description

具有横流风扇系统的飞行器尾翼

相关申请的交叉引用

该申请要求于2016年8月10日提交的美国专利申请No.15/233,897和2016年8月31日提交的美国专利申请No.15/252,916的优先权，上文提到的每个专利申请的全部内容在此通过参引并入本文。

技术领域

本公开总体上涉及具有横流风扇系统的飞行器尾翼，并且特别地涉及由飞行器的尾翼部分支承的横流风扇系统。

背景技术

直升机的产生飞行所需要的升力的主旋翼还在直升机的机身上产生反扭矩力。直升机的位于主旋翼的后方的尾翼旋翼用于反作用于这种扭矩并且控制直升机的偏航。尾翼旋翼通常安装在与飞行器的飞行方向垂直的水平轴线上。尾翼旋翼的桨叶通常改变俯仰以控制推力方向和强度。

传统的尾翼旋翼存在若干缺陷。首先，因为尾翼旋翼桨叶较大并且是敞开暴露的，因此其易于在操作的同时碰撞到人或其他物体。第二，由传统尾翼旋翼产生的噪声可能是高得不可接受，从而产生了低空飞行的消声问题。该噪声在低噪声环境或在秘密行动期间是不理想的。传统的尾翼旋翼还会在飞行期间产生翼型阻力，并且/或在侧飞期间引起推力减少。

因此，产生了用于在飞行器上使用的改进的反扭矩系统的需要，该改进的反扭矩系统具有噪声降低的特征、降低的冲击风险以及减小的翼型阻力，同时还提供了在多于一个方向上的推力。

发明内容

一方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括：机身，该机身具有从前部部分延伸穿过后部部分的纵向轴线；第一尾翼构件和第二尾翼构件，该第一尾翼构件和该第二尾翼构件从后部部分延伸；第一横流风扇系统，该第一横流风扇系统以可旋转的方式安装至第一尾翼构件；以及第二横流风扇系统，该第二横流风扇系统以可旋转的方式安装至第二尾翼构件。

在实施方式中，第一横流风扇系统和第二横流风扇系统构造成在飞行器上提供前向推力矢量。

在另一实施方式中，第一横流风扇系统和第二横流风扇系统构造成提供对飞行器的偏航控制。

在一种实施方式中，第一横流风扇系统和第二横流风扇系统构造成在飞行器上提供反扭矩矢量。

在又一实施方式中，第一横流风扇系统和第二横流风扇系统均构造成围绕旋转轴线旋转。

在又一实施方式中，旋转轴线与机身的纵向轴线大致垂直。

在实施方式中，旋转轴线与横向于机身的纵向轴线的平面相交。

在另一实施方式中，第一横流风扇系统和第二横流风扇系统均包括与护罩相关联的可变推力横流风扇组件。

在一种实施方式中，可变推力横流风扇组件包括至少一个可变推力横流风扇组件单元。

在一个实施方式中，可变推力横流风扇组件具有纵向轴线并且包括第一驱动器板和第二驱动器板以及控制组件，第一驱动器板和第二驱动器板具有以可旋转的方式安装在第一驱动器板与第二驱动器板之间的多个叶片，所述多个叶片从纵向轴线径向向外地布置，使得当横流风扇组件绕纵向轴线旋转时所述多个叶片具有大致圆形的行进路径，所述多个叶片能够在多个倾斜角构型之间移动；该控制组件联接至所述多个叶片，控制组件能够操作成改变所述多个叶片的倾斜角构型以产生可变推力。

在又一实施方式中，控制组件还包括能够操作成相对于第一驱动器板和第二驱动器板旋转的控制凸轮。

在还一实施方式中，控制组件还包括相对于第一驱动器板和第二驱动器板式基本上不能旋转的控制凸轮。

在实施方式中，可变推力横流风扇组件的纵向轴线与机身的纵向轴线垂直。

在一种实施方式中，可变推力横流风扇组件的纵向轴线与横向于机身的纵向轴线的平面相交。

在另一实施方式中，护罩包括外壳体和内壳体，外壳体和内壳体中的每一者均具有外部空气动力学表面。

第二方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括机身和横流风扇系统，该机身具有前部部分和尾翼部分，该横流风扇系统由尾翼部分支承。横流风扇系统可以以可旋转的方式联接至尾翼部分。

在实施方式中，横流风扇系统是可变推力横流风扇系统。

在一种实施方式中，横流风扇系统构造成绕旋转轴线旋转，该旋转轴线大致垂直于机身的纵向轴线。

第三方面，提供了构造成能够配装到飞行器上的横流风扇系统，该横流风扇系统包括与可旋转的护罩相关联的可变推力横流风扇组件。

在实施方式中，在操作期间，穿过横流风扇系统的气流在飞行器上产生前向推力矢量。

在另一实施方式中，在操作期间，穿过横流风扇系统的气流在飞行器上产生反扭矩矢量。

第四方面，提供一种用于为飞行器配装横流风扇系统的方法，该方法包括：提供横流风扇系统；以及将横流风扇系统连接至飞行器的驱动系统，使得在正常操作期间，驱动系统为横流风扇系统提供动力。

在一种实施方式中，用于配装的方法包括：将横流风扇系统安装至飞行器的尾翼部分。

根据以下结合作为本公开内容的一部分的并且通过示例的方式图示所公开的发明的原理的附图的详细描述，其他方面、特征和优点将变得明显。

附图说明

在所附权利要求中对被认为是本公开的实施方式的特性的新颖特征进行了阐述。然而，通过参考结合附图阅读的以下详细描述，将最佳地理解实施方式本身、使用的优选方式以及实施方式的其他目的和优点，在附图中：

图1A至图1D是根据本公开的示例性实施方式的示例性飞行器的示意图，其中，该飞行器具有安装至尾翼部段、从而在向前飞行模式中提供推力的一对横流风扇系统；

图2A至图2D是根据本公开的示例性实施方式的示例性飞行器的示意图，其中，该飞行器具有安装至尾翼部段、从而提供反扭矩力操作的一对横流风扇系统；

图3是根据本公开的示例性实施方式的可变推力横流风扇系统的等距视图；

图4A至图4C是根据本公开的示例性实施方式的可变推力横流风扇系统的侧视图；

图5A至图5C是根据本公开的示例性实施方式的可变推力横流风扇系统的叶片的侧视图，其中，叶片具有多种倾斜角度；

图6是根据本公开的示例性实施方式的可变推力横流风扇系统的叶片的俯视图；

图7A至图7E是根据本公开的示例性实施方式的产生可变推力的可变推力横流风扇系统的叶片的示意图；

图8是图示了根据本公开的示例性实施方式的可变推力横流风扇系统的位置与推力的图表；

图9是用于根据本公开的示例性实施方式的可变推力横流风扇系统的内部管道的等距视图；

图10是根据本公开的示例性实施方式的可变推力横流风扇系统的示意性底部视图；

图11是根据本公开的示例性实施方式的可变推力横流风扇系统的示意图；以及

图12是根据本公开的示例性实施方式对飞行器配装横流风扇系统的方法的流程图。

具体实施方式

下面对设备和方法的说明性实施方式进行描述。为清楚起见，在该说明书中可能没有对实际实施方案的所有特征都进行描述。显然应当理解的是，在任何这种实际实施方式的开发过程中都必须做出许多具体的实施决定，以实现开发者的特定目标，例如符合体系相关和业务相关的限制，这些限制随实施方案的不同而不同。此外，应当理解的是，这样的开发工作可能是复杂且耗时的，但仍然是那些掌握本公开的益处的本领域普通技术人员的常规工作。

在本说明书中，在描述附图中的装置时，可以参考各个部件之间的空间关系以及部件的各方面的空间取向。然而，如本领域技术人员在完整阅读本申请之后将认识到的，本文中所描述的装置、构件、设备等可以以任何期望的取向定位。因此，由于本文中所描述的装置可以以任何期望的方向定向，因而使用诸如“在…上方”、“在…下方”、“上”、“下”的术语或其他类似术语来描述各个部件之间的空间关系或描述这些部件的各方面的空间取向应当被理解成描述这些部件之间的相对关系或这些部件的各方面的空间取向。

由飞行器的尾翼部分支承的至少一个横流风扇系统构造成在飞行运行期间提供推力和反扭矩力。横流风扇系统大体竖向地定向并且可以包括翼型形状的护罩。如本文中进一步详细描述的，横流风扇系统构造成选择性地向飞行器提供前向推力矢量和反扭矩矢量。当横流风扇系统处于后部(aft)位置时，如图1A至图1D中所示的，气流穿过横流风扇系统，以在高速向前飞行模式中产生前向推力矢量。横流风扇系统可以旋转成在悬停和低速飞行模式中产生反扭矩矢量。在一实施方式中，可以调节横流风扇系统中的风扇叶片的倾斜(pitch)来为飞行器提供偏航(yaw)控制。

参照图1A至图1D以及图2A至图2D，示意性地图示了示例性飞行器10。飞行器10具有主旋翼(rotor)系统2，主旋翼系统2具有多个主旋翼桨片4。可以对主旋翼桨叶4的倾斜共同地且循环进行操纵来选择性地控制飞行器10的方向、推力和升力。飞行器10具有为飞行器10提供地面支承的起落架系统6。飞行器10包括左侧部8和右侧部9。飞行器10包括机身12和后部部分14，后部部分14具有从机身12的后部延伸的尾桁(tailboom)。

应当理解的是，飞行器10仅仅是可以实施本文中公开的实施方式的各种飞行器的示例。举例来说，其他飞行器实施物可以包括混合式飞行器、倾斜旋翼飞行器、无人飞行器、旋翼机和各种直升机构型。说明性实施方式也可以用在飞机上。应当理解的是，尽管飞行器特别适合于实施本公开的实施方式，但是非飞行器的交通工具和设备也可以实施所述实施方式。

在运行期间，主旋翼2沿由箭头26指示的方向旋转。这种旋转在机身12上产生由箭头28指示的方向上的扭矩。在横流风扇系统30处于后部位置的情况下，如图1A至图中1D所示，气流穿过横流风扇系统32、34，以针对高速前进飞行模式产生前向推力矢量。如图2A至图2D中所示，横流风扇系统32、34中的每个横流风扇系统可以独立地旋转，以在悬停和低速飞行模式中产生反扭矩矢量。可以调节横流风扇系统32、34中的风扇叶片的倾斜，以为飞行器10提供偏航控制。

本文中的图示出了形成三维参考系XYZ的三个相互正交的方向X、Y和Z。纵向轴线X对应于沿前后方向延伸穿过机身12的中心的滚转(roll)轴线。被称为“横向”的水平轴线Y垂直于纵向轴线并沿左右方向延伸。水平轴线Y对应于机身12固有的俯仰(pitch)轴线(也称为控制俯仰轴线或“CPA”)。X-Y轴线对应于被视为是“水平”的X-Y平面。竖向轴线Z是垂直于X-Y轴线延伸并定向的偏航(yaw)轴线。X-Z平面和Y-Z平面被视为是“竖向”的。

从飞行器10的后部部分14水平地延伸有第一尾翼构件36和第二尾翼构件38并且第一尾翼构件36和第二尾翼构件38支承竖向地安装在其上的一对横流风扇系统30。在一实施方式中，该对横流风扇系统30是第一可变推力横流风扇系统32和第二可变推力横流风扇系统34。在其他实施方式中，仅一个横流风扇系统32与飞行器10的后部部分或尾翼部分14相关联。应当理解的是，本文中描述的横流系统可以具有多种构型。例如，可以设置由飞行器的尾翼部分支承的一个、两个、三个、四个或更多个横流风扇系统。

在示例性实施方式中，第一可变推力横流风扇系统32和第二可变推力横流风扇系统34分别安装在水平尾翼构件36、38的远端部40、42上。远端部40、42包括内侧端部40b、42b和外侧端部40a、42a。在其他实施方式中，第一横流风扇系统32和第二横流风扇系统34可以分别布置在外侧端部40a、外侧端部42a。在另一实施方式中，第一横流风扇系统32和第二横流风扇系统34被安装至飞行器的后部部分14。在设想到的实施方式中，至少一个横流风扇32被安装至尾翼部分或者被安装在尾翼部分内，其中，尾翼部分包括单个竖向稳定器或多个稳定器。

在一实施方式中，该对横流风扇系统30连接至驱动系统18。在图示的实施方式中，驱动系统18包括发动机20、传动装置21和驱动轴22。发动机20和传动装置21为驱动轴22提供扭矩和旋转能量以使主旋翼2旋转。另外，发动机20和传动装置21为驱动轴22提供扭矩和旋转能量。驱动轴22可以是连接至位于水平尾翼构件36、38中的一系列短轴的单个长轴。驱动轴22可以优选地具有挠性联接件以允许挠曲。驱动轴22的后部端部机械地联接至螺旋锥齿轮组件23，螺旋锥齿轮组件23将动力方向从沿着机身轴线22a改变至沿着尾翼轴线24a。在一个实施方式中，机身轴线22a是驱动轴22的中心线轴线且大体平行于飞行器的机身12的纵向轴线X。在一实施方式中，尾翼轴线24a是尾翼的驱动轴24的中心线轴线且大体平行于机身12的轴线Y。在另一实施方式中，尾翼轴线24a是尾翼的驱动轴24的中心线轴线且大体平行于机身12的轴线Z。将理解的是，所设想到的实施方式构造成示出了传统的发动机20以及将机械动力传递至驱动轴22、24的传动装置21。在其他实施方式中，可以使用电动系统、液压系统和燃烧动力系统及其组合来驱动该对横流风扇系统30。

应当指出的是，由于发动机20在飞行运行期间优选地以恒定的旋转速度或速率运行，所以使用传动装置21中的齿轮装置来将发动机输出调节成对于该对横流风扇系统30而言的最佳旋转速度。

可变推力横流风扇系统32、34分别包括护罩50、52，护罩50、52具有用以对位于其中的可变推力横流风扇组件60、62进行保护的外部空气动力学轮廓。护罩50包括外壳体50a和内壳体50b，外壳体50a和内壳体50b各自具有外侧表面和内侧表面。外壳体50a和内壳体50b具有上壳体50c和下壳体50d。护罩52包括外壳体52a和内壳体52b，外壳体52a和内壳体52b各自具有外侧表面和内侧表面。外壳体52a和内壳体52b具有上壳体52c和下壳体52d。护罩50、52的外部可以具有空气动力学轮廓并对布置在其中的横流风扇组件进行保护。此外，使横流风扇系统32、34的可移动部件布置在相应的护罩50、52内消除了尾翼旋翼的撞击，从而在地面操作期间为人员提供了明显更安全的环境。

护罩50、52各自的外壳体50a、52a和内壳体50b、52b以可旋转的方式联接至水平尾翼构件36、38的远端部40、42。护罩50、52分别包括管道56、58，管道56、58将引导来自横流风扇组件60、62的加速气流以产生前向推力矢量和反扭矩矢量中的至少一者。护罩50、52构造成选择性地且独立地被致动器33a、35a(在图1A、图1C中示意性地示出)旋转。致动器33a、35a可以是布置在外壳体50a、52a中的线性致动器或旋转致动器。在实施方式中，内壳体50b、52b与外壳体50a、52a相互连接，使得当外壳体50a、52a旋转时，内壳体50b、52b也旋转。在其他实施方式中，在外壳体50a、52a的每个外壳体和内壳体50b、52b的每个内壳体中分别布置有致动器33a、35a，以允许其独立旋转。当护罩50、52如图1A至图1D中示出的那样处于后部位置时，护罩50、52引导来自风扇60、62的加速气流，以在飞行器10上产生前向推力矢量63、65。当护罩50、52如图2A至图2D中示出的那样从后部旋转时，护罩引导来自风扇60、62的加速气流，以在飞行器10上产生反扭矩矢量67、69。

可变推力横流风扇组件60、62中的每一者分别在内部管道56、58内以可旋转的方式安装至水平尾翼构件36、38的远端部40、42。如本文所论述的，第一可变推力横流风扇组件60和第二可变推力横流风扇组件62分别具有响应于驱动轴24的旋转而绕旋转轴线R1、R2旋转的多个叶片64、66。在示例性实施方式中，叶片4的梢端在运行期间形成弧B，并且横流风扇组件32、34的旋转轴线R1、R2可以位于弧B上。在其他实施方式中，旋转轴线R1、R2设置在弧B的后方或前方。

在一个实施方式中，可变推力横流风扇组件60、62的叶片64、66基于传动装置21的传动比而以与主旋翼2的速度成比例的恒定速度旋转。使可变推力横流风扇组件60、62的叶片64、66以恒定速度旋转是有利的，这是因为这消除了实现可变速旋转所需的任何额外的系统和相关的复杂性。在另一实施方式中，第一可变推力横流风扇系统32和第二可变推力横流风扇系统34中的每一者独立地绕旋转轴线R1、R2旋转，并且第一可变推力横流风扇系统32和第二可变推力横流风扇系统34可以分别由致动器33、35控制。可变推力横流风扇组件60、62中的每一者可以是一个横流风扇单元。在示例性实施方式中，横流风扇组件60可以包括上横流风扇单元60a和下横流风扇单元60b，横流风扇组件62可以包括上横流风扇单元62a和下横流风扇单元62b。

可变推力横流风扇组件60、62分别在水平尾翼构件36、38上大体竖向地定向。在实施方式中，第一可变推力横流风扇组件60和第二可变推力横流风扇组件62的各自的旋转轴线R大体垂直于机身12的纵向轴线。在设想到的实施方式中，第一可变推力横流风扇组件60和第二可变推力横流风扇组件62的各自的旋转轴线R与横向于机身纵向轴线12的水平面Y相交。

在运行期间，空气进入横流风扇系统32、34的管道56、58的进气区域，并借助于可变推力横流风扇组件60、62被加速。经横流风扇加速的空气行进穿过相应的管道56、58的排气区域并且从相应的管道56、58的排气区域被排出，从而产生推进力。因此，护罩50、52的位置控制推进力的方向。

如图1A至图1D中所示，第一可变推力横流风扇系统32被示出为具有位于上盖50c的纵向轴线上的推力线T1。第二可变推力横流风扇系统34被示出为具有位于上盖52c的纵向轴线上的推力线T2。在向前飞行期间，横流风扇系统32、34的推力线T1、T2大体彼此平行并且处于“后部”位置。推力线T1、T2在处于后部位置时与尾翼轴线24a成大体约90度的角度A’、A”。加速空气离开护罩50、52以在后部位置产生前向推力矢量63、65。

现在参照图2A至图2D，飞行器的飞行员可以选择性地使横流风扇系统32、34绕相应的旋转轴线R1、R2旋转，以为飞行器提供反扭矩和偏航控制。当处于悬停和低速飞行模式时，第一可变推力横流风扇系统32的推力线T1和第二可变推力横流风扇系统34的推力线T2可以从后部位置旋转至反扭矩位置。推力线T1、T2的各自的反扭矩位置通常不平行，并且相对于尾翼轴线24a可以在小于90度至大约小于-90度的角度范围内。在实施方式中，第一可变推力横流风扇系统32被示出为具有相对于尾翼轴线24a成大约10度的推力线T1。在此位置中，横流风扇组件32可以为飞行器10提供反扭矩推力矢量。第二可变推力横流风扇系统34被示出为具有与尾翼轴线24a成小于90度的角度A的推力线T2，以提供反扭矩推力矢量和偏航控制。

飞行器10构造成使得主旋翼系统2沿由箭头26指示的顺时针方向旋转，这在机身12上产生方向28上的扭矩。在这种构型中，由旋转的横流风扇系统32、34产生的反扭矩矢量67、69用于抵消由于旋翼系统的旋转而在飞行器10上产生的扭矩28。应当理解的是，飞行器10的其他实施方式可以具有沿逆时针(与顺时针方向26相反)旋转的旋翼系统。在这种构型中，横流风扇系统32、34将沿相反方向旋转，以沿由箭头26指示的方向引导反扭矩推力矢量。横流风扇系统32、34可以为其他飞行器或非飞行器交通工具提供反扭矩、正扭矩、定向推力、前向推力或反向推力中的至少一者。因此，在这些实施方式中，横流风扇系统32的推力线T1和横流风扇系统34的推力线T2可以具有无数的取向。

第一可变推力横流风扇组件60和第二可变推力横流风扇组件62可以通过响应于来自相应的致动器组件48、49的指令而改变叶片64、66的倾斜或迎角来产生可变且可逆的加速气流，所述可变且可逆的加速气流产生前向方向、正扭矩方向和反扭矩方向上的推力矢量。致动器组件48、49可以接收来自飞行员经由踏板或其他源的输入，以操作及控制横流风扇组件60、62。

可变推力横流风扇组件60、62是大致对称的；因此，出于效率的考虑，可变推力横流风扇系统60、62将仅关于可变横流风扇系统60进行公开。然而，本领域普通技术人员基于本文中公开的可变推力横流风扇系统60将完全理解可变推力横流风扇系统62。在实施方式中，可变推力横流风扇组件60包括第一横流风扇组件单元60a和第二横流风扇组件单元60b。第一横流风扇组件单元和第二横流风扇组件单元中的每一者均以可旋转的方式联接至尾翼构件36的远端部40。

参照图3、图4A至图4C、图5A至图5C、图6以及图7A至图7E，可变推力横流风扇组件单元60a被示出为水平地定向并且通过底部视图来图示控制机构及其操作。横流风扇组件单元100包括前驱动器板104和后驱动器板106，前驱动器板104和后驱动器板106连接至驱动轴108并且能够被驱动轴108旋转，其中，驱动轴108机械地连接至驱动轴22。横流风扇组件单元100还包括叶片110a至110g。每个叶片110a至110g具有相应的前端部112a至112g和相应的后端部114a至114g。叶片110a至110g中的每个叶片的前端部112a至112g以可旋转的方式联接至前驱动器板104的后侧。叶片110a至110g的后端部114a至114g以可旋转的方式联接至后驱动器板106的前侧116。因此，当驱动轴108使前驱动器板104和后驱动器板106旋转时，叶片110a至110g可以在绕驱动轴108旋转的同时旋转或枢转。在图示的实施方式中，横流风扇组件单元100与叶片110a至110g一起沿由箭头117指示的方向旋转。如本文中所使用的，术语“联接”可以包括通过任何方式的直接联接或间接联接，包括移动和非移动的机械连接。

前驱动器板104形成有连杆孔118a至118g。驱动器板106还形成在图示的实施方式中不能够被观察到的对应的连杆孔。如图6中最佳所示，叶片110a的前端部112a包括前驱动器销122并且叶片110a的后端部114a包括后驱动器销124。叶片110b至110g包括类似的前驱动器销和后驱动器销。前驱动器销中的每个前驱动器销能够被插入前驱动器板104的相应的连杆孔118a至118g内并能够在相应的连杆孔118a至118g内旋转。同样地，后驱动器销中的每个后驱动器销能够被插入由后驱动器板106形成的相应的连杆孔内并能够在相应的连杆孔内旋转。在图示的实施方式中，驱动器销122、124与相应的端帽126、128成一体并联接至相应的端帽126、128，如图6中最佳所示的。在另一实施方式中，驱动器销122、124可以是沿纵向延伸穿过叶片110a的本体的轴(未示出)的相反的两个端部。

可变推力横流风扇组件单元100包括控制凸轮130，控制凸轮130能够相对于横流风扇组件单元100、特别是相对于前驱动器板104沿着轴线132移动。在图示的实施方式中，控制凸轮130以与横流风扇组件单元100大致相同的速度和方向117旋转。控制凸轮130联接至叶片110a至110g。特别地，控制凸轮130通过连杆134a至134g联接至叶片110a至110g。特别地参照图5A中的连杆134a，连杆134a具有内端部136和外端部138。连杆134a的外端部138固定地联接至叶片110a的前驱动器销122，并且因此叶片110a相对于连杆134a不旋转。类似地，如所图示的，各连杆134a至134g固定地联接至叶片110a至110g中的相应的叶片。

连杆134a的内端部136以可滑动的方式在凸轮130的随动件槽140a处联接至控制凸轮130。类似地，连杆134b至134g的内端部在控制凸轮130的随动件槽140b至140g处联接至控制凸轮130。随动件槽140a至140g允许连杆134a至134g的内端部相对于控制凸轮130同心地移动，同时约束连杆134a至134g的内端部沿径向方向的移动。再次参照作为所有连杆134a至134g的代表的连杆134a，连杆134a的内端部136包括随动件销142a，随动件销142a至少部分地插入随动件槽140a中并以可滑动的方式与随动件槽140a接合。实际上，随动件销142a可以沿着随动件槽140a的整个长度或部分长度滑动。在一些实施方式中，随动件销142a可以在连杆134a的位于控制凸轮130的相反两侧的两个部分之间延伸。类似地，位于各连杆134a至134g的内端部上的随动件销142a至142g以与针对连杆134a所描述的方式相同或相似的方式与其相应的随动件槽140a至140g可滑动地接合。特别地参照图4A，控制凸轮130是具有中心点144和半径146的大致圆形。随动件槽140a至140g中的每个随动件槽形成圆的一部分或圆弧并且具有中心点144和半径148。在图示的实施方式中，控制凸轮130的半径146比随动件槽140a至140g的半径148大。总之，控制凸轮130、连杆134a至134g和随动件销142a至142g可以被视为是联接至叶片110a至110g的控制组件。

特别参照图5A，叶片110a具有前缘150和翼弦线152。翼弦线152从叶片110a的前缘150延伸到后缘154。翼弦线152具有限定为L的长度。在一些实施方式中，前部驱动器销122可以定位成与前缘150相距大约L/4或四分之一弦的距离。在其他实施方式中，无论是否利用前部驱动器销122，叶片110可以是能够绕与前缘150相距L/4的点旋转的。在又一实施方式中，前部驱动器销122或用于叶片110a的旋转点可以位于沿弦线152的任意位置处。叶片110a至110g中的每个叶片与参照图5A中的叶片110a所描述的相比关于旋转点或前部驱动器销的放置是相同或相似的。

在示出的实施方式中，叶片110a至110g与其所联接的相应的连杆134a至134g形成锐角。特别地参照图5A，连杆134a具有中心线156。叶片110的弦线152与连杆134a的中心线156之间形成的角158是锐角。在其他实施方式中，角158可以是其他类型的角，比如钝角。在示出的实施方式中，控制凸轮130示出为是圆形的，然而，本公开的控制凸轮可以呈能够实现所示出的实施方式中描述的控制凸轮功能中的一些或全部控制凸轮功能的任何形状。例如，控制凸轮130可以呈不规则形状，但同时仍形成随动件槽140a至140g。

横流风扇组件单元100以及因此的叶片110a至110g可以根据应用而具有任何长度。改变叶片110a至110g的长度可以有助于适应叶片110a至110g中的每个叶片上的离心载荷。借助于非限制性示例，叶片110a至110g可以是大约一英寸或更多英寸或一英尺或更多英尺。另外，尽管所示出的实施方式示出了横流风扇组件单元100具有七个叶片110a至110g，但横流风扇组件单元100可以根据特定的应用而具有大于七或小于七的任何数目的叶片。每个叶片所附的连杆、随动件槽、随动件销或其他部件的数目也可以随着叶片数目的改变而变化。根据示例性的实施方式，叶片110a至110g优选地具有适于提供推力的形状。借助于非示例性示例，叶片110a至110g可以呈翼型形状、弧形形状或泪珠状形状。叶片110a至110g也可以是沿着每个叶片的弦线对称或非对称的。叶片110a至110g可以具有适于承受特定应用的离心载荷的任何厚度或硬度，并且可以由任何适当的材料形成，包括金属比如铝和复合材料比如碳环氧树脂。叶片110a至110g可以是中空的或实心的并且可以使用任何适当的制造方法来形成。

为了产生推力，叶片110a至110g可以响应于控制凸轮130沿着轴线132的运动而移动成无数个倾斜角构型中的一个倾斜角构型。控制凸轮130能够相对于前部驱动器板104运动，并且特别地，控制凸轮130能够沿着大致平行于前部驱动器板104移动或平移到无数个位置。通过沿着轴线132行进，控制凸轮130经由连杆134a至134g使叶片110a至110g旋转。尽管叶片110a至110g中的每个叶片可以具有不同的倾斜角度，但所有的叶片110a至110g的位置在整体意义上被称为倾斜角构型。在一些实施方式中，控制组件能够操作成改变叶片110a至110g的倾斜角构型以选择性地沿多个方向——包括第一方向和相反的第二方向——产生推力。

在示出的实施方式中，叶片110a至110g沿着圆形的行进路径160以沿由箭头117指示的逆时针方向的方式旋转。根据倾斜角构型，每个叶片110a至110g可以在每次回转期间在围绕圆形行进路径160的任意特定点处具有正的、负的或为零的倾斜角。叶片110a示出为在图5A中具有大致为零的倾斜角，在图5B中具有正的倾斜角并且在图5C中具有负的倾斜角。特别地参照图5A，圆形的行进路径160是前部驱动器销122行进所沿的路径。还示出了叶片110a的切线投影162。出于参考的目的，切线投影162在圆形行进路径与前部驱动器销122交叉的点处与圆形行进路径160相切。切线投影162也可以是与叶片110a的旋转点的圆形行进路径相切的线。在图5A中，叶片110a可以被认为具有大致为零或非常小的倾斜，因为叶片110a的切线投影162与弦线152之间的角度大致为零或非常接近于零。

参照图4B和图5B，叶片110a示出为具有正倾斜角。如果后缘154被偏移离开圆形行进路径160的中心点165并且弦线152与切线投影162之间形成的角164是非零的，则叶片110a具有正倾斜角。参照图5C，叶片110a具有负倾斜角，因为叶片110a的后缘154被朝向圆形行进路径160的中心点165偏移并且弦线152与切线投影162之间形成的角164是非零的。

参照图4A至图4C，示出了控制凸轮130的三个位置，在图4A中，控制凸轮130与驱动轴108、前部驱动器板104和圆形行进路径160大致同心。在此状态下，叶片110a至110g处于中立构型，并且叶片110a至110g中的每个叶片在围绕圆形行进路径160的每次回转期间具有大致为零的倾斜，如图4A所示。当叶片110a至110g处于中立构型时，所有的叶片110a至110g具有为零的迎角，并且因此在任一方向上都不产生推力。

参照图4B，叶片110a至110g由于控制凸轮130相对于飞行器移动到左侧位置而处于右推力构型。在右推力构型中，叶片110a至110g中的叶片的倾斜角在围绕圆形行进路径160的每次回转旋转期间在正倾斜角与负倾斜角之间波动，使得由此产生右推力。当控制凸轮130处于使叶片110a至110g处于右推力构型的位置时，叶片110a至110g关于控制凸轮130偏心地旋转。控制凸轮130当处于右推力位置中时也关于驱动轴108和横流风扇组件单元100两者的旋转轴线是偏心的。而且，当处于所示出的实施方式的右推力位置时，同控制凸轮130的最右侧边缘与前部驱动器板104之间相比，控制凸轮130的最左侧边缘与前部驱动器板104靠的更近。控制凸轮130沿与当叶片110a至110g沿着圆形行进路径160旋转时产生的推力相反的方向移动。

叶片110a、110b、110g位于圆形行进路径160的左侧部分上并且各自具有根据它们在旋转周期的相应位置的变化的正倾斜角。在所有的叶片110a至110g中，大致位于圆形行进路径160最左侧的叶片110a具有最大的正倾斜角。随着每个叶片110a至110g移动进入或者移动出所示出的叶片110a所处的大致最左侧位置，每个叶片110a至110g逐步地移动达到或移动出叶片110a的最大正倾斜角。

叶片110c、110d、110e、110f各自位于叶片110a至110g的圆形行进路径160的右侧部分上。位于圆形行进路径160的右侧部分上叶片110c、110d、110e、110f各自具有变化的负倾斜角。每个叶片110a至110g在其到达圆形行进路径160的最右侧点时具有其最大负倾斜角。叶片110a至110g的倾斜角在圆形行进路径160的最顶部和最底部处大致为零，由此在竖向方向上引起大致为零的推力。叶片110a至110g在沿圆形行进路径160的每次回转期间两次具有大致为零的倾斜角，即在圆形行进路径160的最顶部和最底部处均具有大致为零的倾斜角。总之，图4B中示出的叶片110a至110g的右推力构型在叶片110a至110g沿由箭头117所指示的方向旋转时对飞行器产生了向右的推力。应当理解的是右推力可以根据飞行器的旋翼的旋转方向而是正扭矩推力(pro-torque thrust)或反扭矩推力。因而，图4B中示出的右推力构型可以是正扭矩推力构型或反扭矩推力构型。

参照图4C，控制凸轮130已经相对于飞行器从图4A的中立位置向右移动以使叶片110a至110g移动到左推力构型中。在左推力构型中，叶片110a至110g沿着箭头117旋转以为飞行器产生左推力。应当理解的是左推力可以根据飞行器的旋翼的旋转方向而是正扭矩推力或反扭矩推力。因而，图4C中示出的左推力构型可以是正扭矩推力构型或反扭矩推力构型。类似于图4B中示出的右推力构型，在左推力构型中，在围绕圆形行进路径160的每次回转期间，叶片110a至110g改变倾斜角。特别地，在左推力构型中，叶片110a至110g中的每个叶片在围绕圆形行进路径160的每次回转期间在正倾斜角与负倾斜角之间波动。

在左推力构型中，控制凸轮130已经沿与由叶片110a至110g所产生的向左的推力相反的方向移动。而且，控制凸轮130的最左侧点与前部驱动器板104的最左侧点之间的距离大于控制凸轮130的最右侧点与前部驱动器板104的最右侧点之间的距离。左侧推力构型中的圆形行进路径160相对于控制凸轮130是偏心的。在左推力构型中，控制凸轮130相对于驱动轴208和横流风扇单元70的旋转轴线也是偏心的。在左推力构型中，位于圆形行进路径160的右侧部分上的叶片110a、110b、110g各自具有彼此不同的正倾斜角。位于圆形行进路径160的左侧部分上的叶片110a、110b、110g各自具有不同的负倾斜角。叶片110a至110g当处于每次回转的最顶点或最底点处时具有大致为零的倾斜角，由此在示出的实施方式中产生大致为零的竖向推力。叶片110a至110g在沿圆形行进路径160的每次回转期间，两次具有大致为零的倾斜角，即在圆形行进路径160的最顶点和最底点处分别具有为零的倾斜角。

在图4B和图4C中示出的右推力构型和左推力构型中，每个叶片110a至110g可以产生大约沿位于每个叶片的四分之一弦点与圆形行进路径160的中心点165之间的径向线的升力或推力。由每个叶片110a至110g产生的推力可以与单个叶片的迎角或倾斜角成比例。以所描述的方式，飞行器的飞行员可以通过改变控制凸轮130的横向位置来改变可变推力横流风扇组件单元100的推力。文中描述的方向相反的左推力和右推力由单个横流风扇组件单元100产生，该横流风扇组件单元100以大致等于驱动轴208的转速的大致恒定的速度旋转。实际上，控制凸轮230可以处于沿着轴线232的无数个位置中以在向右或向左的方向上产生无数的潜在推力强度。通过一次方式产生可逆的推力，飞行器的飞行员通过控制凸轮130的位置可以管理由飞行器在飞行期间所经历的偏转力和扭矩力。

接下来参照图7A至图7E和图8，示意性示出了可变推力横流风扇组件单元，并且可变推力横流风扇组件单元整体上指示为200。可变推力横流风扇组件200包括被示出为处于各种倾斜角构型的多个叶片210a至210h，各种倾斜角构型响应于从飞行器的飞行员接收到的输入而改变。图7A至图7E示出了具有上部部分274a和下部部分274b的壳体274。所示出的横截面来自可变推力横流风扇组件30的俯视图，使得壳体274具有左侧部分270和右侧部分272。在所示的实施方式中，应当指出的是，叶片210a至210h与它们所附接的相应的连杆形成钝角。如以上所讨论的，叶片210a至210h可以与它们相应的连杆形成钝角或锐角。而且，在所示的实施方式中，叶片210a至210h在飞行器飞行期间以大致恒定的速度沿逆时针方向旋转。

具体地参照图7C，叶片210a至210h在控制凸轮(未示出)与叶片210a至210h的圆形行进路径260大致同心时处于中立倾斜角构型。可以接收来自飞行器的飞行员的使控制凸轮从中立位置偏移的输入。例如，输入可以是飞行器驾驶舱中的一个或更多个反扭矩踏板。反扭矩踏板可以允许如在图8的x轴线上表示为连续统的不同程度的输入强度。

特别地，反扭矩踏板可以允许范围在从-100％到100％之间的输入以及-100％与100％之间的所有点。输入控制件的其他示例包括控制杆、按钮、旋钮、滑块、语音控制件、触摸屏控制件或电子输入这些仅举了几个例子，其中，控制凸轮可以通过输入控制件而被移动以产生可逆的推力。这些输入控制件中的每个输入控制件可以允许在图8的x轴线上表示的输入位置的连续统。以这种方式，由可变推力横流风扇系统单元200产生的可逆的推力可以具有由源自飞行器的驾驶舱或其他地方的输入位置确定的方向和强度。

在叶片210a至210h具有中立倾斜角构型的该示例中，产生大致为零的推力。示出了当控制凸轮处于中立构型时作为控制凸轮的中心点的中立位置中心点279。此外，源自飞行器的输入控制件的输入位置可以是0％，如由图8中的点278所指示的。移动到图7A，由处于所描绘的倾斜角构型的叶片210a至210h产生最大的向右推力280。在这种右推力构型中，最大右推力280在可变推力横流风扇组件的推力范围(-100％至100％)的100％处，如由图8中的点282所指示的。最大的右推力280对应于来自上述示例性输入控制件中的一种输入控制件的为100％的输入位置。

在图7A的最大右推力的构型中，控制凸轮已经从控制凸轮的中立位置276以最大允许程度向右移动。通过示出中立位置中心点279相对于控制凸轮的中心点281来示意性地示出控制凸轮已经移动的距离。还应当指出的是，控制凸轮已经沿与由叶片210a至210h产生的推力相同的方向移动。这与图3、图4A至图4C、图5A至图5C和图6中所示的其中控制凸轮沿与由可变推力横流风扇系统单元100的叶片产生的推力相反的方向移动的说明性实施方式相反。在其他因素中，控制凸轮相对于推力方向移动的方向可以由每个叶片与其相应的连杆之间的角度是锐角还是钝角而导致。低密度空气202流动通过叶片210a至210h，如由高密度气流箭头206所指示的。应当指出的是，空气沿与由叶片210a至210h产生的推力相反的方向流动通过叶片210a至210h。

移动到图7B，叶片210a至210h保持处于右推力倾斜角构型。然而，控制凸轮比其在图7A中更靠近中立位置276，由此产生比图7A中的最大右推力280小的中等右推力322。随着叶片210a至210h的最大倾角减小并且通过可变推力横流风扇组件单元200的气流减小——如由减小密度的气流箭头204所指示——而产生减小的推力。通过示出中立位置中心点279相对于控制凸轮的中心点318而示意性地示出控制凸轮已经移动的距离。参照图8，中等右推力284是最大右推力280的约20％，如由点286所指示的。在所示的实施方式中，50％的输入位置产生为最大右推力280的约20％的中等右推力280。

在图7A和图7B所示的右推力构型中，由于每个叶片210a至210h遵循圆形行进路径260，因此叶片210a至210h在横流风扇组件的每次回转期间在正倾斜、零倾斜、负倾斜、零倾斜和回到正倾斜之间转变。随着叶片210a至210h接近圆形行进路径260的最左侧点，叶片具有逐渐增大的正倾斜，从而在圆形行进路径260的最左侧点处达到最大的正倾斜。此后，随着叶片210a至210h从圆形行进路径260的最左侧点回退，叶片具有逐渐减小的正倾斜，从而在圆形行进路径260的最底点附近达到零倾斜。随着叶片210a至210h接近圆形行进路径260的最右侧点，叶片具有逐渐增大的负倾斜，从而在圆形行进路径260的最右侧点处达到最大负倾斜。此后，随着叶片210a至210h从圆形行进路径260的最右侧点回退时，叶片具有逐渐减小的负倾斜，从而在圆形行进路径260的最顶点附近达到零倾斜。每个叶片210a至210h在横流风扇组件的每次回转中重复该循环。

参照图7E，由处于所描绘的倾斜角构型的叶片210a至210h产生最大左推力288，最大左推力288对应于图8中的点290以及-100％至100％的连续统中的-100％位置。当叶片210a至210h产生最大左推力288时，控制凸轮已经向中立位置276的左侧移动最大允许距离。通过示出中立位置中心点279相对于控制凸轮的中心点281来示意性地示出控制凸轮已经移动的距离。在所示的实施方式中，控制凸轮的向左移动对应于向左的推力。由叶片210a至210h产生的左推力与通过叶片210a至210h的如由高密度气流箭头206所指示的气流方向相反。如图8所示，最大左推力288对应于来自上述示例性输入控制件中的一个示例性输入控制件的为-100％的输入位置。

最终，参照图7D，叶片210a至210h在所描绘的倾斜角构型中产生中等的左推力292。中等的左推力292小于最大的左推力288。特别地，中等的左推力292是最大的左推力288的约20％，如由图8中的点294所指示的。控制凸轮与处于图7E的最大左推力构型相比更靠近中立位置276。通过示出中立位置中心点279相对于控制凸轮的中心点281来示意性地示出控制凸轮已经移动的距离。为了实现中等的左推力292，输入位置设置在上述示例性输入控制件中的一种示例性输入控制件的-50％处，如图8所示。随着叶片210a至210h的最大倾角减小并且通过可变推力横流风扇组件单元200的气流减小——如由减小密度的气流箭头208所指示——而产生减小的推力。

在图7D和图7E所示的左推力构型中，由于每个叶片210a至210h遵循圆形行进路径260，因此叶片210a至210h在横流风扇组件的每次回转期间在正倾斜、零倾斜、负倾斜、零倾斜和回到正倾斜之间转变。随着叶片210a至210h接近圆形行进路径260的最右侧点，叶片具有逐渐增大的正倾斜，从而在圆形行进路径260的最右侧点处达到最大的正倾斜。此后，随着叶片210a至210h从圆形行进路径260的最右侧点回退，叶片具有逐渐减小的正倾斜，从而在圆形行进路径260的最顶点附近达到零倾斜。随着叶片210a至210h接近圆形行进路径260的最左侧点，叶片具有逐渐增大的负倾斜，从而在圆形行进路径260的最左侧点处达到最大负倾斜。此后，随着叶片210a至210h从圆形行进路径260的最左侧点回退，叶片具有逐渐减小的负倾斜，从而在圆形行进路径260的最底点附近达到零倾斜。每个叶片210a至210h在横流风扇组件的每次回转中重复该循环。

图7A至图7E图示了基于叶片210a至210h的倾斜角构型的推力的变化，其中，叶片210a至210h的倾斜角构型响应于控制凸轮运动而变化。如所图示和描述的，由可变推力横流风扇组件单元200产生的推力在强度和方向——向左方向或向右方向——两者上是可变的，并且因此是可反向的。尽管在图7A至图7E中已经示出了叶片210a至210h的五个倾斜角构型，本领域技术人员应理解的是，通过使控制凸轮沿着横向于飞行器的行进方向的轴线上的无数可能的点移动，叶片210a至210h可以具有无数的倾斜角构型，从而产生无数推力强度。实际上，参照图8，推力强度和方向可以根据图示的曲线、包括曲线上任意点变化。以这种方式，飞行员可以改变输入控制的输入位置以改变由可变推力横流风扇组件单元200产生的推力强度和方向，从而管理飞行器的偏航和反扭矩。即使已经描绘和描述了特定的输入与扭矩曲线，本领域技术人员应理解的是，用于特定实施例的输入与扭矩曲线将基于如下因素而改变：该因素包括尺寸、形状和用于形成叶片的材料、叶片的数目、横流风扇系统的旋转速度和其他参数。

参照图9，示意性图示了总体上由300指示的用于横流系统的管道。管道300提供了用于横流风扇组件的移动部的封罩并且迫使空气流遵循预定的路径。管道300可以安装在飞行器10的护罩50、52中或与护罩50、52一体地形成。管道300与护罩50、52一起能够保护风扇叶片不受外物影响并且通过在人与叶片之间形成屏障而防止损伤。

在图示的实施方式中，管道300包括进气区域302、排气区域304以及布置在进气区域302与排气区域304之间的风扇区域306。进气区域302和排气区域304允许空气穿过管道300，使得通过根据上文描述的示意性实施方式的横流风扇组件60、62在风扇区域306中产生推力。

在一个实施方式中，管道300的每个进气区域302和排气区域304可以包括多个竖向板条305以用于对可变推力横流风扇系统的气流和推力提供方向性控制。板条305可以基于来自飞行员的输入而是可调节的或可移动的，以能够实现推力矢量操作。例如，板条305可以被倾斜使得由横流风扇组件产生的推力具有左分量和右分量，从而提供对飞行器的偏航控制。

在另一实施方式中，管道300的每个进气区域302和排气区域304能够包括用于对横流风扇系统的气流和推力进行附加控制的可调节或可移动的水平板条。此外，虽然管道300示出为具有相反布置的进气区域302和排气区域304，本公开的管道可以具有在其他位置和其他取向中的管道，其中包括顶部管道、底部管道、左侧管道、右侧管道或绕横流风扇组件布置的两个或更多个管道的任意组合。管道300能够绕旋转轴线R旋转，该旋转轴线R表示文中公开的旋转轴线R1或R2，使得可以产生沿自旋转轴线R开始的径向方向的推力。

管道300可以用于实现允许更高效的推力的压差。在一些示例中，使用这种压差，推力的80％至100％的提高可能是可实现的。

图10至图11示出了总体上由400指示的可变推力横流风扇系统的示意图。可变推力横流风扇系统400包括护罩460和根据示例性实施方式的可变推力横流风扇组件470。护罩460可以具有彼此大致平行地定向的第一壳体构件460a和第二壳体构件460b。第一壳体构件460a和第二壳体构件460b中的每一者包括进气区域461a、461b、风扇区域462a、462b以及排气区域463a、463b。

图10是可变推力横流风扇系统400的底部示意图，使得进气区域461a、461b在其中接纳气流并且气流流入布置在第一壳体构件460a的风扇区域462a和第二壳体构件460b的风扇区域462b中的可变推力横流风扇组件470。可变推力横流风扇组件470产生足以产生推力的空气流，该空气流在第一壳体构件460a的排气区域463a与第二壳体构件460b的排气区域463b之间排出。第一壳体构件460a和第二壳体构件460b可以由致动器组件433旋转。在其他实施方式中，第一壳体构件460a和第二壳体构件460b可以定向成使得排气区域463a、463b用作空气入口，并且进气区域461a、461b用于将推力从风扇区域462a、462b向外引导以使推力离开可变推力横流风扇系统400。

现在参照图10至图11，可变横流风扇组件470包括多个叶片410a至410h，多个叶片410a至410h绕可旋转风扇轴线R旋转并且以可旋转的方式联接至驱动器板412、414。叶片410a至410h经由驱动器销422a至422h固定地联接至相应的连杆434a至434h。与先前图示的实施方式形成对比，控制凸轮430相对于驱动器板412、414和驱动轴408是不旋转的。相反，控制凸轮430包括一个连续的随动件槽440，随动件销422a至422h可以沿着随动件槽440移动。铰接构件431通过销430a固定地连接至控制凸轮430并且通过销431a固定地连接至第一壳体构件460a。随着风扇组件470旋转以产生推力，第一壳体构件410a的排气区域463a和第二壳体构件460b的排气区域463b大体上沿着轴线C引导推力，如图10中所示。

为了改变推力的方向，第一壳体构件460a和第二壳体构件460b可以由致动器组件433旋转。当第一壳体构件460a被致动器433旋转时，铰接构件431也旋转。第一壳体构件460a能够绕铰接轴线H旋转，该铰接轴线H独立于该可旋转的风扇轴线R并且与可旋转的风扇轴线R相关，并且第一壳体构件460a使铰接构件431和控制凸轮430旋转。由第一壳体构件460a引起的铰接构件431和控制凸轮430的旋转将推力的方向改变成是竖向定向的以用于竖向飞行模式。

示意性地示出了致动器组件433，并且该致动器组件433可以是线性致动器、旋转致动器或能够使第一壳体构件460a旋转的另一类型的致动器装置。致动器装置可以以液压的方式、电的方式或以另外的方式被供以动力。在实施方式中，致动器组件433使壳体构件460a旋转，该壳体构件460a与第二壳体构件460b互相连接。在一种实施方式中，第一壳体构件460a和第二壳体构件460b在从属部件与主动部件之间以双路的方式连接。可以设想到，致动器组件433可以位于第二壳体构件460b上以使第二壳体构件460b旋转，这能够使第一壳体构件460a旋转。在其他实施方式中，致动器组件433可以邻近于可旋转驱动轴布置、与可旋转驱动轴连接或作为可旋转驱动轴的一部分。

铰接构件431、控制凸轮430、连杆434a至434h、驱动器销422a至422h以及随动件销422a至422h一起可以被认为是联接至叶片410a至410h的控制组件。如先前描述的，控制凸轮430借助于铰接构件431的运动可能使叶片410a至410h移动到不同的倾斜角构型，以调节推力的大小和方向。如文中讨论的，存在叶片410a至410h的无数倾斜构型。有利地，对于可变推力横流风扇系统400而言，不需要对控制组件进行供能的独立系统。

在一种实施方式中，飞行器被制造成包括位于飞行器的尾翼部分中的至少一个横流风扇系统。本公开的一些实施方式可以包括构造成能够配装到飞行器上的横流风扇系统以及为飞行器配装横流风扇系统的方法。构造成能够配装的横流风扇系统可以包括与文中描述的可旋转护罩相关联的可变推力横流风扇组件。参照图12，为飞行器配装横流风扇系统500的方法可以包括：提供横流风扇系统的步骤501；将横流风扇系统安装到飞行器的尾翼部分的步骤505；以及将横流风扇系统连接至飞行器的驱动系统的步骤509，使得在正常操作期间，驱动系统为横流风扇系统提供动力。将理解的是，横流风扇系统可以在各个位置中安装到现有的飞行器，例如，安装至飞行器的机身的侧表面、顶表面、或底表面和/或飞行器的尾翼部分。

虽然图示的各实施方式被描述成用于对飞行器或对其上安装有可变推力横流风扇系统的任何物体产生推力和反扭矩力，图示的各实施方式还可以用作例如在发电机中的涡轮机。在这些替代性的实施方式中，可以改变叶片的倾斜角构型，以便更有效地接纳或控制流体，比如空气或水，以使横流风扇组件以产生能量的方式转动。

出于图示和描述的目的，已经呈现了本公开的各实施方式的上文描述。其目的不是穷举性的或使本公开受限于所公开的精确形式，并且鉴于上文教示，各改型和变型是可能的，或可以根据公开的实践来获得。为了解释本公开的各原理和其实践应用，各实施方式被选择和描述，以使得本领域技术人员能够采用适于所预计的特定用途的本公开的各个实施方式以及各种改型。其他替换方式、改型、改变和省略可以在不背离本公开内容的范围的情况下在设计、操作状态和各实施方式的设置方面做出。对本领域技术人员而言，当参照说明书时，示意性实施方式的各种改型和组合以及其他实施方式将是明显的。因此，所附权利要求意在涵盖任意这些改型或各实施方式。

Claims (23)

1.一种飞行器，包括：

机身，所述机身具有从前部部分延伸到后部部分的纵向轴线；

第一尾翼构件和第二尾翼构件，所述第一尾翼构件和第二尾翼构件从所述后部部分延伸；

第一横流风扇系统，所述第一横流风扇系统以可旋转的方式安装至所述第一尾翼构件；以及

第二横流风扇系统，所述第二横流风扇系统以可旋转的方式安装至所述第二尾翼构件。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述第一横流风扇系统和所述第二横流风扇系统构造成在所述飞行器上提供前向推力矢量。

3.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述第一横流风扇系统和所述第二横流风扇系统构造成提供对所述飞行器的偏航控制。

4.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述第一横流风扇系统和所述第二横流风扇系统构造成在所述飞行器上提供反扭矩矢量。

5.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述第一横流风扇系统和所述第二横流风扇系统均构造成围绕旋转轴线旋转。

6.根据权利要求5所述的飞行器，其中，所述旋转轴线大致垂直于所述机身的纵向轴线。

7.根据权利要求5所述的飞行器，其中，所述旋转轴线与横向于所述机身的纵向轴线的平面相交。

8.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述第一横流风扇系统和所述第二横流风扇系统均包括与护罩相关联的可变推力横流风扇组件。

9.根据权利要求8所述的飞行器，其中，所述可变推力横流风扇组件包括至少一个可变推力横流风扇组件单元。

10.根据权利要求9所述的飞行器，其中，所述可变推力横流风扇组件单元具有纵向轴线并且包括第一驱动器板和第二驱动器板以及控制组件，所述第一驱动器板和所述第二驱动器板具有以可旋转的方式安装在所述第一驱动器板与所述第二驱动器板之间的多个叶片，所述多个叶片从纵向轴线径向向外地布置，使得当所述横流风扇组件绕纵向轴线旋转时所述多个叶片具有大致圆形的行进路径，所述多个叶片能够在多个倾斜角构型之间移动；所述控制组件联接至所述多个叶片，所述控制组件能够操作成改变所述多个叶片的所述倾斜角构型，以产生可变推力。

11.根据权利要求10所述的飞行器，其中，所述控制组件还包括能够操作成相对于所述第一驱动器板和所述第二驱动器板旋转的控制凸轮。

12.根据权利要求10所述的飞行器，其中，所述控制组件还包括相对于第一驱动器板和所述第二驱动器板基本上不能旋转的控制凸轮。

13.根据权利要求10所述的飞行器，其中，所述可变推力横流风扇组件的纵向轴线与所述机身的纵向轴线垂直。

14.根据权利要求8所述的飞行器，其中，所述可变推力横流风扇组件的纵向轴线与横向于所述机身的纵向轴线的平面相交。

15.根据权利要求8所述的飞行器，其中，所述护罩包括外壳体和内壳体，所述外壳体和所述内壳体中的每一者均具有外部空气动力学表面。

16.一种飞行器，包括：

机身，所述机身具有前部部分和尾翼部分；以及

横流风扇系统，所述横流风扇系统由所述尾翼部分支承，

其中，所述横流风扇系统以可旋转的方式联接至所述尾翼部分。

17.根据权利要求16所述的飞行器，其中，所述横流风扇系统是可变推力横流风扇系统。

18.根据权利要求16所述的飞行器，其中，所述横流风扇系统构造成围绕旋转轴线旋转，所述旋转轴线大致垂直于所述机身的纵向轴线。

19.一种横流风扇系统，所述横流风扇系统构造成能够配装到飞行器上，并且包括与可旋转的护罩相关联的可变推力横流风扇组件。

20.根据权利要求19所述的飞行器，其中，在操作期间，穿过所述横流风扇系统的气流在所述飞行器上产生前向推力矢量。

21.根据权利要求19所述的飞行器，其中，在操作期间，穿过所述横流风扇系统的气流在所述飞行器上产生反扭矩矢量。

22.一种用于为飞行器配装横流风扇系统的方法，所述方法包括：

提供横流风扇系统；以及

将所述横流风扇系统连接至所述飞行器的驱动系统，使得在正常操作期间，所述驱动系统为所述横流风扇系统提供动力。

23.根据权利要求22所述的方法，还包括将所述横流风扇系统安装至所述飞行器的尾翼部分。