CN108349585A - 用于飞行器的流体推进系统以及推力和升力发生器 - Google Patents

用于飞行器的流体推进系统以及推力和升力发生器 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种飞行器，其包括主体和产生气体流的气体发生器。至少一个前部导管和尾部导管流体地联接到发生器。第一前部喷射器和第二前部喷射器流体地联接到至少一个前部导管。至少一个尾部喷射器流体地联接到至少一个尾部导管。前部喷射器分别包括供来自至少一个前部导管的气体流出的出口结构。至少一个尾部喷射器包括供来自所述至少一个尾部导管的气体流出的出口结构。第一初级翼型元件和第二初级翼型元件具有分别直接位于第一前部喷射器和第二前部喷射器下游的前缘。至少一个次级翼型元件具有直接位于所述至少一个尾部喷射器的出口结构下游的前缘。

Description

用于飞行器的流体推进系统以及推力和升力发生器
版权声明
本公开受到美国和国际版权法的保护。2016 Jetoptera。保留所有权利。本专利文献的公开的一部分包含有受版权保护的材料。版权所有者不反对任何人对本专利文献或专利公开进行传真复制，因为它出现在专利和商标局专利文件或记录中，但在其它方面保留所有版权。
优先权声明
本申请要求享有2015年9月2日提交的美国临时申请No.62/213,465的优先权，其全部公开内容通过参考包含于此，如同在此完全阐述一样。
背景技术
可以悬停、起飞和垂直着陆的飞机通常被称为垂直起飞和着陆(VTOL)飞机。该分类包括固定翼飞机以及直升机和带可倾斜的动力转子的飞机。某些VTOL飞机也可以在其它模式中操作，例如，短距起飞和着陆(STOL)。VTOL是V/STOL(垂直和/或短距起飞和着陆)的子集。
为了说明的目的，具有VTOL能力的当前飞机的示例是F-35 Lightning。引导垂直升力气流的传统方法包括使用喷嘴连同使用两组扁平挡板叶片，所述喷嘴可以沿单个方向旋转，所述两组扁平挡板叶片彼此成90度布置并且位于外部喷嘴处。类似地，F-35Lightning的推进系统使用垂直取向的升力风扇和来自涡轮发动机的矢量推力的组合来提供垂直升力。升力风扇在带有上下双扇弧形门的机舱中位于驾驶舱后方。发动机通过三轴承旋转喷嘴排气，所述三轴承旋转喷嘴可以将推力从水平偏转至垂直正前方。滚转控制管道从每个机翼中伸出，并且借助来自发动机风扇的空气被供应推力。俯仰控制受到升力风扇/发动机推力分裂影响。横摆控制是通过发动机旋转喷嘴的横摆运动。滚转控制通过差动地打开和关闭在两个滚转控制管道的端部处的孔来提供。升力风扇具有可伸缩的“D”形喷嘴以沿前后方向提供推力偏转。D形喷嘴在出口孔处具有固定的叶片。
飞机或无人驾驶飞机的设计更普遍地由其推进元件和将这些元件集成到其中的机体构成。常规地，飞机中的推进装置可以是涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机或涡轮轴发动机、活塞发动机或配备有螺旋桨的电动马达。小型无人机(UAV)中的推进系统(推进器)常规地是活塞发动机或经由轴向一个或若干个螺旋桨提供动力的电动马达。用于较大飞机的推进器，无论是有人还是无人，传统上都是喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机。推进器通常经由塔架或支柱被附装到飞机的机身或本体或机翼，所述塔架或支柱能够将力传递到飞机并且维持载荷。出现的空气和气体的混合射流(射流喷流(efflux))是沿与射流喷流的流动方向相反的方向推进飞机的事物。
常规地，大型螺旋桨的气流喷流在水平飞行中没有用于升力目的，并且因此大量的动能没有用于飞机的益处，除非其如同在今天现有的某些应用中旋转(即，Bell BoeingV-22 Osprey)以外。当然，在大多数现有的飞机上的升力通过机翼和尾翼产生。此外，甚至在Osprey中发现的那些特定VTOL应用(例如，起飞通过过渡而达到水平飞行)中，由螺旋桨自身引起的升力在水平飞行期间最小，并且所述升力中的大部分仍然来自机翼。
用于在飞机上产生升力的当前技术状态是在机翼和机翼元件上方产生高速气流，所述机翼和机翼元件通常是翼型。翼型的特征在于主要沿轴向方向从翼型的前缘延伸到后缘的翼弦线。基于在入射气流与翼弦线之间所形成的迎角，并且根据翼型升力产生的原理，较低压力的空气流过吸力(上)侧，并且相反，通过伯努利定律以高于下侧(压力侧)的速率(speed)运动。飞机的空速越低，升力越低，并且需要更高的机翼表面积或更高的入射角度，包括起飞时在内。
大型UAV对此规则不例外。升力是通过设计具有适当的迎角、翼弦、翼展和中弧线的机翼翼型来产生的。襟翼、狭槽和许多其它装置是用于经由增大升力系数和机翼表面积来使升力最大化的其它常规工具，但是它将产生与飞机的空速相对应的升力。(增大面积(S)和升力系数(CL)允许根据公式L＝1/2ρV2SCL在较低飞机空速(V0)下产生类似的升力量，但是代价是较高的阻力和重量。)这些当前的技术也表现不佳，在具有较高侧风的条件下效率大幅下降。
尽管较小的UAV可能使用由螺旋桨产生的推力来提升飞行器，但是当前的技术严格地依赖于电动马达速率的控制，并且较小的UAV会具有或会不具有这样的能力，即，所述能力是旋转马达以产生推力和升力或通过倾斜螺旋桨过渡到水平飞行。此外，使用这些推进元件的较小UAV遭受到与电池、功率密度和大型螺旋桨有关的低效率，所述电池、功率密度和大型螺旋桨会在悬停中高效，但是在水平飞行中低效，并且由于叶片的快速运动的尖端而在操作时产生困难和危险。大多数当前的四轴飞行器和其它电动飞行器仅能够有非常短的飞行时间，并且不能高效地提升或携带较大的有效载荷，如在飞行的任何时候电动马达系统和电池的重量会已经远远超过飞行器的重量的70％。使用喷气燃料或典型用在运输中的任何其它碳氢燃料的类似飞行器将携带多了至少一个数量级的可用燃料。这可以通过与电池系统相比明显更高的碳氢燃料的能量密度(高了至少一个数量级)以及更低的基于碳氢燃料的系统的重量与总飞行器重量之比来解释。
因此，在飞机中，尤其对于UAV和一些载人飞行器而言，需要提高的效率、改进的能力和其它技术进步。
附图说明
图1A至图1C示出在常规电动四轴飞行器与本发明的一个实施例之间在结构、力和控制中的某些差异。
图2A是常规机翼和飞机结构的俯视图；图2B是常规机翼和飞机结构的前视图。
图3是本发明的一个实施例的剖视图，其仅示出喷射器的上半部并且示出在内部流动内的速度(velocity)和温度的分布。
图4是本发明的实施例，其示出放置在翼型前方的推进器/喷射器。
图5是本发明的另一个实施例，其中推进器/喷射器作为另一个机翼翼型的一部分放置在控制表面的前方。
图6A至图6C从不同的视角示出图5中所示的本发明。
图7A是本发明的又一个实施例，其利用在其尾流中的射流喷流和翼型来向前推动飞机并且产生升力，从而代替机翼上的发动机。
图7B是图7A中所示的本发明的前视图。
图7C是以串联式机翼为特征的本发明的另一个实施例。
图8A是本发明的又一个实施例的侧视图，其特征在于串联式推力/升力发生系统，其中前部推力增强喷射器借助鸭翼产生推力并且后推力增强喷射器在尾部区域中产生推力和升力。
图8B是图8A中所示的本发明的透视图。
图9是图8A和8B中所示的本发明的透视图并且其特征在于飞机尾部装置和气体发生器底座。
图10A至图10E示出在翼型的恒定空速处的升力系数变化，其作为示出失速迎角的入射角的函数。
图11A至图11B示出在本发明的不同位置下的失速裕度改进。
图12A至图12C是本发明的又一个实施例，其特征在于处于与机翼相关的位置中的推进器的喷射器部件。
图13A至图13C示出本发明如何能够使用推力增强喷射器与放置在喷射器的尾流中的薄翼型协力来控制飞机的俯仰、滚转和横摆。
图14是本发明的一个实施例，其具有至柯恩达喷射器的扩散器壁的襟翼状元件，所述柯恩达喷射器自身被分成两半。
图15A至图15C从不同的视角示出本发明的一个实施例的3D特征。
图16A示出本发明的另一个实施例以改进失速的性能和裕度。
图16B至图16D从不同的视角示出图16A中所示的本发明。
图17A至图17C示出本发明的又一个实施例。
图18A至图18C示出用于柯恩达式喷射器的典型的常规布置。
图18D是本发明的一个实施例，其示出具有简单的初级喷嘴元件的圆形柯恩达喷射器。
图19A至图19D示出以具有较好性能的初级喷嘴为特征的本发明的不同实施例。
图19E示出在初级喷嘴的中央内放置的三角翼障碍物上方的流动。
图20解释本发明的实施例的热力学。
图21是用于改进流动分离延迟的特征和本发明的又一个实施例。
图22A至图22F示出本发明的不同3D特征和实施例。
图23示出根据本发明的实施例的某些特征。
图24演示如仅施加到用于VTOL的飞机的柯恩达式喷射器。
图25示出作为本发明的另一个实施例的喷射器的可替代的布置。
图26A示出高旁路(high-bypass)涡轮风扇发动机。
图26B示出作为本发明的一个实施例的、用作气体发生器的修改的涡轮风扇发动机。
图27A是以泄流(bleed)和导管网络为特征的本发明的一个实施例。
图27B是泄流和导管网络的另一个实施例。
图27C是示出控制器和传感器的泄流和导管网络的又一个实施例。
图27D是示出控制器和识别的传感器的泄流和导管网络的又一个实施例。
图28A至图28E是本发明的推进器的可能形状。
图29是在本发明的一个实施例中的推进系统在起飞或悬停时的可能布置。
图30A至图30B示出喷气发动机的热力学循环。
图31是本发明的一个实施例。
具体实施方式
本申请旨在描述本发明的一个或多个实施例。将应理解，诸如“必须”、“将要”和类似词语的绝对术语以及特定量的使用将应解释为可适用于一个或多个这样的实施例，但是不必适用于所有这样的实施例。照此，本发明的实施例可以省略或包括在这种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，并且应当不以任何方式影响本发明的含义或解释。
独立地和一起工作的本申请中公开的本发明允许UAV在不使用大型螺旋桨或风扇的情况下执行电动UAV的机动，而同时还使飞行器的自主性、范围和有效载荷与总重量之比最大化。诸如四轴飞行器的电动UAV可以悬停、垂直起飞和着陆，照此通过简单地控制与其附装的螺旋桨的转速来执行回路等。本发明消除对螺旋桨或大型风扇的需要，并且主要地用旋转的推力增强喷射器的流体控制来代替螺旋桨的转速的控制逻辑，所述旋转的推力增强喷射器被从飞行器上的气体发生器供给动力流体。当与电动UAV相比时，采用喷气发动机的非电动UAV典型地没有在低速下操作或没有高效地操作，并且其机动性受到限制。图1A至图1C示出在常规电动四轴飞行器与本发明的实施例之一的流体四轴飞行器之间在结构、力和转速中的某些差异。
本发明引入了显著地增大非电动UAV的机动性的若干元件。例如，本发明的一个实施例公开了一种可以部署在飞机上的新型推进装置(推进器)。另一个实施例描述了作为推进器的一部分在喷射器中实现的新颖的3D元素。又一个实施例公开了将推力发生器(推进器)和薄翼型机翼(提升元件)组合在一起的串联式系统，所述推力发生器(推进器)和薄翼型机翼(提升元件)两者可以部署在飞机上。又一个实施例描述了一种特定的串联式系统，所述串联式系统由喷射器喷嘴和放置在喷嘴的尾流中的薄翼型构成，并且使用来自喷嘴的喷射喷流以用于产生推力和升力。又一个实施例公开了喷射器在机翼上的新颖放置以允许用于较高的入射角飞行。又一个实施例公开了推进系统的热力学循环的应用，其具有提高效率和减小推进系统的总重量的任选有利特征。最后，又一个实施例描述了一种推力发生系统，其将VTOL能力与涡轮机械以及对飞行器的俯仰、滚转和横摆的控制组合在一起。在本申请中公开的前述实施例和本发明的更多的实施例中的每个都将在以下段落中进一步解释。
推进装置和推力系统
图2A和图2B描述了具有机翼安装的发动机的常规飞机，所述机翼安装的发动机产生推力，所述推力产生飞机的加速度和速率，这引起在机翼上产生升力；发动机的功能是产生推力，并且来自发动机的射流喷流不用于进一步产生升力，但是它会损失到环境中。射流喷流具有比飞机的速度高的速度，并且照此，由机翼产生的升力是飞机的空速的函数而不是本地发动机射流喷流速率的函数，其为当前应用的目标。
本发明的一个实施例包括推进器，所述推进器利用应用流体学来用于夹带和加速环境空气，并且将高压气体(从气体发生器供应到推进器)和夹带的环境空气的混合物的高速射流喷流以工程设计的方式直接朝向这样的翼型输送，即，所述翼型以对称或非对称的方式在推进器射流的尾流中正好放置在推进器的后方。
图3仅示出喷射器200的上半部的剖视图。增压室211被供给比环境空气更热的气体。对于非限制性的示例而言可以通过化石燃料燃烧的发动机或电动压缩机产生的压力动力气体流600经由导管与初级喷嘴203连通至喷射器的内侧。初级喷嘴203的每一设计，初级喷嘴将动力流体600加速到由喷射器性能所需的的速率。初级(动力)流体600作为壁喷流在柯恩达表面204上以高速出现，夹带有环境空气1，所述环境空气1可以处于静止状态或从附图的左侧以非零速率逼近喷射器。流600和环境1的混合物在喷射器的喉部225处纯粹地轴向运动。通过在扩散器210中的扩散，混合和平滑处理持续进行，所以沿轴向方向(700)的温度(750)和速度的分布不再具有如它们存在于喉部225处的高值和低值，而是在喷射器的出口处变得更为均匀。随着600和1的混合物逼近出口平面，温度和速度分布几乎是均匀的；尤其，混合物的温度低到足以被朝向翼型引导，所述翼型例如是机翼或控制表面。
在图4中，示出本发明的另一个实施例，其中推进器/喷射器200放置在翼型100的前方并且产生升力400。由于与飞机空速500相比推进器200出口射流喷流的速度300更高，所以在翼型100之上的局部流动具有比飞机的速率高的速率。推进器以较高的夹带速率将由气体发生器提供的较热动力流与进入的较冷环境空气流剧烈地混合。混合物是足够均质的，以将喷射器的热动力流600的温度减小到将没有机械地或结构上对翼型100或150产生影响的混合物温度分布750。离开推进器200的喷流射流的速度分布使得其将由于较高的局部速率而允许由翼型100产生更多的升力400。额外的控制表面可以在翼型100上实施，例如，这里所示的升降机表面150。通过改变这样的表面150的角度，考虑到射流喷流300的较高局部速度，飞机的姿态可以在较小的努力下迅速地改变。
图5示出推进器/喷射器200也可以作为另一个机翼翼型101的一部分被放置在控制表面152的前方。推进器可以是非轴对称的形状，并且控制表面可以被正好放置在所述推进器200的尾流中。推进器以较高的夹带速率将由气体发生器提供的较热动力流与进入的较冷环境空气流剧烈混合。类似地，混合物是足够均质的，以将喷射器的热动力流600的温度减小到将没有机械地或结构上对控制表面产生影响的混合物温度分布。在该实施例中，可以通过改变控制表面152的取向来控制横摆。推进器200的主要功能是产生推力，但它也产生升力或姿态控制。在该实施例中，横摆控制是沿着方向151，从而产生围绕飞机轴线10的转动。
图6A至图6C从不同的视角示出图5中的图示。
例如，由于推进器的矩形排气平面而具有矩形图案的新出现的射流也可以比螺旋桨和电动马达更容易且在更多方向上进行矢量化。在另一个示例中，由于推进器的矩形排气平面而具有矩形图案的新出现的射流被朝向放置在推进器的后方一定距离处的短机翼的前缘引导以最大化提升益处。如在本发明中所述的，推进器因此可以沿与射流喷流的方向几乎相反的方向产生对于飞机向前行进所必需的推力。另外，以比飞机的速率高的速率运动的且由所述推进器或喷射器引起的射流喷流将被用于增大升力，所述升力由在放置在所述推进器或喷射器后方的翼型之上的流动所产生。射流的速度将总是需要超过飞机的速度，并且两个速度之间的差异将需要是最小的，以便最大化推进效率。由此可见，在较低的但比飞机速率高的速率下提供推力的质量流量越高，推进效率越高。例如，使用由本领域的技术人员已知的推进效率等式：
PE＝2V0/(V+V0)
其中V是推进器出口射流速度，并且V0是飞机的空速，如果推进射流速度是飞机空速的150％，则飞机的空速将是出现的推进器的射流速度的50％，并且推进效率将是80％。在离开飞机的推进器的排气段之后，大多数常规喷气式飞机的排气流损失到环境中，并且没有从剩余的射流中获益，但是来自例如喷气发动机的射流仍然在尾流中携带能量。排气流动典型地是圆形射流，其以较高速率(并且因此为能量)与平行流动混合并且最终以较低速率与飞机尾涡对混合。一旦所述排气流动作为排气离开飞机发动机，则射流喷流不再有益于飞机，并且排气射流的速度越高，推进效率越低，并且能量浪费在环境中。
本发明的一个实施例利用从本发明推进器出现的混合流，所述混合流将以其它方式在常规飞机中损失到环境中，以便通过将所述混合流直线引导到薄翼型机翼或直接放置在所述推进器后方的其它表面而生成升力或产生方向改变能力，用于升力产生或飞机姿态改变。由于压缩气体的供应可以经由由飞机机体和机翼所包含的网络以分段的方式被进一步调制或使用，因此喷流射流的夹带和速度可以经由主要方法或次要方法被调节(dialed)。主要方法是指压力、流动、温度和/或分段(多个分段供应给横过飞机分配的多个推进器)的调制。分割的概念涉及方便地遍布飞机放置的多个推进器元件的使用，即，将单个大型推进器的功能分割到多个较小的推进器中，所述多个较小的推进器经由导管的网络被供应加压气体。次要方法会涉及改变推进器相对于该推进器的中性位置的位置或几何形状。例如，在水平飞行中，向推进器供应适当的气体压力和流动会引起在飞机空速的125％处的射流喷流。在125％射流喷流轴向速度大于飞机空速的情况下，推进效率变为88％。如果在经由环境空气的夹带产生相同的推力水平的情况下出现的速度在较高速率下变为110％，则推进效率提高到95％。
推力和升力发生器
本发明的另一个实施例总体上涉及经由串联式系统获得的推力和升力的组合，所述串联式系统由推力发生元件构成，所述推力发生元件将具有几乎轴向方向速度分量的高速非圆形喷流射流引导到位于喷流射流下游的薄翼型之上。该喷流射流的局部高轴向速度产生在比飞机速率普通机翼的升力相当地更高的水平下的升力，如～(射流速度)2。喷流射流是高能热气体以及夹带的环境空气的混合物，所述高能热气体从高压气体发生器出口经由导管提供到推力发生器。夹带的空气通过供应到在推力发生元件内的推力发生器的高压气体经由动量传递而被带入高动能水平流动。所产生的空气和气体的混合物从推力发生器中出现并且可以被朝向薄翼型前缘和/或翼型的压力侧引导以主要指向轴向下游方向。
在大多数的常规飞机中，目前不可能将喷流射流引导在翼型或机翼型(wingfoil)以利用其损失的能量。就涡轮喷气发动机而言，射流喷流的高温度实际上排除了其经由翼型产生升力的用途。典型的喷气式排气温度是1000摄氏度，并且当后燃用于增大推力时有时更高，如对于大多数军用飞机来说是真实的。当使用涡轮风扇发动机时，尽管在现代飞机上使用较高旁路，但是明显的非轴向方向剩余元件仍然存在，这是由于风扇旋转，尽管叶片主要轴向地引导风扇和核心排气流体。在非常高的温度下的核心热气体的存在以及出现的混合物的剩余转动运动，以及下洗气流中的射流的圆柱形特性，使得使用直接放置在涡轮风扇发动机后方的翼型不切实际。另外，来自诸如涡轮风扇发动机的喷气发动机的热流和冷流的混合长度以英里而不是以英寸发生。另一方面，目前使用较大的涡轮螺旋桨发动机产生与螺旋桨直径尺寸相当大的气流下洗圆柱形气流，在螺旋桨后方的旋转分量速度的程度较高，并且在较低速度下使大量空气运动。旋转分量使得难以将下游动能用于除推进以外的其它目的，并且因此动能的一部分损失且未被高效地利用。通过大型螺旋桨运动的某些空气也被引导到发动机的核心。总之，来自当前推进系统的射流喷流具有目前尚未开发的剩余能量和潜力。
在本发明的该实施例中，通过将流直线引导到薄翼型以用于升力发生，该流可以被用作升力发生流。例如，在射流喷流轴向速度比飞机空速大125％的情况下，与翼展通过飞机空气的空速清洗的情况相比，接收射流喷流的机翼的部分可以为相同的翼展产生高出50％以上的升力。使用该示例，如果射流喷流速度增大到150％，则升力变得比在飞机空速下的原始机翼高出45％以上，例如，如果使用来自涡轮的加压排气，则包括密度下降效应。
或者，紧接在飞行器已经完成起飞操纵并且正转换到水平飞行之后，诸如轻型机翼型的机翼可以直接部署在推进器的喷射器出口平面后方，从而对于来自发动机的更少的动力而言帮助产生更多的升力。
或者，使用本发明的该实施例，机翼不需要在翼展中一样长，并且对于相同的帘线，翼展可以减少超出40％以产生相同的升力。在由本领域的技术人员已知的该升力方程中：
L＝1/2ρV2SCL
其中S是机翼的表面积，ρ是密度，V是飞机(机翼)的速度，并且CL是升力系数。在机翼较薄且具有与原始机翼类似的弦、外倾角和CL的情况下，假如在水平飞行期间在任何时候射流被直接取向到机翼，具有例如10英尺的翼展的UAV可以将翼展减小到仅6英尺。如果混合比(或夹带比)较大，则温度对密度的有害影响要小得多，并且因此射流温度仅略高。
图7A描述了使喷气发动机放置在机翼上并且独立地产生推力的一种可替代方法。在图7A中，喷气发动机不再产生向前推动飞机的射流喷流，而是用作气体发生器并且产生动力气流以用于为嵌入机翼中以用于向前推进的一系列喷射器供以动力。在该实施例中，气体发生器(未示出)被嵌入到飞机的机体中，并且绿色部分表示入口、气体发生器和通向红色喷射器的导管，所述导管是扁平的并且与襟翼或副翼类似可以被致动，以便除了提供所需的推力以外还控制飞机的姿态。图7A进一步示出与第一(主要)机翼串联放置的另一个(次要)机翼，所述第一(主要)机翼正好在所述喷射器后方且容纳有推力增强喷射器。因此，次要机翼接收比飞机的空速明显更高的速度，并且照此次要机翼产生较高的升力，如所述升力是与空速的平方成正比的。在本发明的该实施例中，由于由气体发生器产生的动力流体(也称为初级流体)与作为环境空气的次级流体混合，次要机翼将看到适度更高的温度，所述次级流体是由动力流体以每份初级流体有介于5份至25份之间的次级流体的速率夹带的。照此，根据以下公式，由次要机翼看到的温度略高于环境温度，但是明显低于动力流体，从而允许次要机翼的材料支撑和维持升力载荷：T混合＝(T动力+ER*T环境)/(1+ER)，其中T混合是从喷射器出现的射流喷流的最终流体混合物温度，ER是每份动力空气夹带的环境空气份数的夹带速率，T动力是动力流体或初级流体的较热温度，并且T环境是逼近的环境空气温度。
图7B示出图7A中所示的飞机的前视图，箭头表示由较短的串联式机翼在机翼上缺乏发动机的情况下所产生的额外的升力。
图7C示出以串联式机翼为特征的本发明的另一个实施例。在该实施例中，作为推进器系统的一部分的推力增强喷射器701被放置在主要机翼(前翼)703上和经由导管连接并且从放置在机身内的气体发生器接收动力流体。喷射器产生推力并且将力机械地传递到飞机。喷流射流产生恒定的高速流，其被次级机翼(灰色机翼)702用于产生额外的升力。两个较短的机翼的组合比缺乏喷射器推力增强器的明显更大的翼展机翼产生更多的升力，所述喷射器推力增强器依赖于附装到所述较大机翼以产生推力的喷气发动机。
图8A和图8B示出本发明的又一个实施例。如在图8A和图8B中所示，串联式推力/升力发生系统被附装到飞行器804，其中包括用于进入上游空气的前缘和入口部分的前部推力增强喷射器801正好在鸭翼后方产生推力，这样的喷射器中的每一个都被定位在飞行器的右舷和左舷上。当水平飞行时，鸭翼以较高入射角且接近于失速被取向，其中推力增强喷射器的存在延长所述鸭翼803的失速裕度。推力增强喷射器801机械地将推力传递到结构804并且产生由充分混合的初级和次级空气流构成的下游射流喷流，其又用于在机翼802上产生明显更高的升力。该系统也以类似的方式在飞机的尾部上复制。推力增强喷射器801从气体发生器800接收压缩机泄流，而尾部推力增强器喷射器接收离开气体发生器800的燃气涡轮发动机的加压热气体。分别将用于801喷射器的压缩机泄流空气和用于尾部喷射器的热排气用作初级流体的组合引起：(1)由于喷射器夹带环境空气而引起的水平飞行中的推力增强；和(2)放置在所述喷射器后方的表面上产生的额外升力，所述表面例如是具有前缘的机翼802。放置在喷射器后方的这些元件通常是薄板结构，并且可以由复合材料构造出，包括但不限于陶瓷基复合材料(CMC)。该布置提供更大的灵活性以在从起飞到悬停的过渡期间切换到水平飞行和着陆。
图9提供图8A和图8B中的图示的尾部(或热)段的更多细节。具有前缘的薄板结构904被放置在一组热推力增强喷射器901的尾流中，所述一组热推力增强喷射器901具有前缘并且从气体发生器800接收初级(动力)流体作为热排气，所述气体发生器800位于驾驶舱805附近并且将空气夹带在喷射器901的进口902中。将气体发生器800的排气链接到元件901的导管被嵌入到垂直翅片结构950中。喷射器901将进入的环境空气夹带在入口区域902中并且将在出口903处的夹带的高速空气和动力气体混合物主要朝向薄尾部结构904喷射，这又产生额外的升力。在图8A和图8B中的元件801以及图9中的元件901二者可以围绕它们的主轴线旋转以用于VTOL和悬停控制。另外地，喷射器组901的每个喷射器都可以围绕与另一个喷射器相同的和/或独立的轴线转动。
图10A至图10E示出各种流动以及升力对入射角，其中点与每个实例中强调的入射角相对应。随着给定翼型的入射角增大，升力增大，直到翼型上的边界层的分离恰好在最大升力点之后确定失速(参见图10D)为止。
图10A证实在图8A和图8B中以零度(0°)入射角所示的鸭翼结构803的升力和入射角，其中圆点表示升力并且流线表示围绕鸭翼型的流动。图10B至图10D示出随着入射角或迎角增大到在图10D处被详细地表示的失速点的结构803的升力增大的结果。越过如图10D中所示的翼型的位置(相对于入射角)，例如，在图10E中所示的位置处，随着流动变成湍流、会分离并且流线不再平滑，升力迅速地减小。随着入射角增大，升力几乎线性地增大，但是在图10D中所示的入射角处，升力达到最大值，越过所述最大值，流动在翼型的上侧上分离。在图10E中，存在有再循环和增大的阻力、由相对的流动产生的升力损失以及发生边界层的分离。这导致升力显著下降并导致失速。
图11A和图11B示出图10A至10E的特征升力曲线，第二曲线示出失速裕度的延伸，其证实在喷射器相对于机翼放置成使得其延迟分离和促进以较高迎角吸入边界层的情况下的越过失速点的升力对入射角的改进。在图11B中，由于喷射器的存在，升力继续增大而没有与入射角相关的失速。将喷射器越过翼型的顶点放置允许重新附着或避免分离上边界层的流动，所述上边界层的流动在不存在吸入所述边界层的喷射器的情况下将由于所述翼型的较高入射角而以其它方式分离。喷射器在其入口处引入低压局部区域，迫使在机翼翼型的上侧之上发展的边界层吸入。通过越过图7C、图8A和图8B的鸭翼或翼型803的顶点放置推力增强器喷射器，失速裕度变得更大。这些结果表明，喷射器的存在延伸失速裕度并且允许用于通过在不存在喷射器的情况下将迎角增大越过所述翼型的失速迎角来产生更大的升力。另外，图11A和图11B示出喷射器相对于翼弦的可能放置以使流动围绕翼型重新流线化。
图12A至图12C示出本发明的又一个实施例。主要机翼和推力增强喷射器系统产生前向推力和高速射流喷流调整，其当与次级翼型(未示出，但是可以放置在喷射器下游的尾流或喷流中)联接时可以用于额外的升力发生。如在图12A中所示，喷射器由两个(2)气刀状的半部形成，它们一起通过使用初级流体或动力流体和以高速喷射初级流体和次级流体的最终混合物来产生环境空气的夹带、动量传递和加速度。两个半部1201和1202可以独立地转动和平移以相对于机翼定位自身，使得它们基于飞机姿态和任务(或任务中的点)、初级流体状况(流量、压力和温度)在任何时候优化增强。这允许由两个半部所形成的喉部在一个实例中具有特定值，但在另一个实例中具有更大或更小的值。例如，在起飞时，两个半部两者会指向下以使飞机能够垂直起飞。两个半部可以彼此独立运动在适当的位置中以在最大初级流体流量和最大夹带速率下使推力最大化，从而产生有利于使推力最大化的、一定的区域入口与喉部之比。然而，当水平飞行时，两个喷射器半部反而可以是水平的并且与机翼一起流线化，用于初级流体的较小压力、温度和流量的较小喉部区域再次使推力增强最大化。喉部区域、出口区域、入口区域以及它们的比率也可以根据推力算法的最大化来调节。半部1201和1202两者都分别包含增压室1211和1212，其连接到导管并且从例如气体发生器的压缩机泄流端口接收所述初级流体。两个半部一起形成可变入口区域1201a和可变出口区域1201b以及分别由壁1213和1214形成的扩散形状，以便最佳地扩散流动来使所述推力最大化。初级流体分别经由多个专门设计的喷嘴1203和1204以连续的或脉动的方式分别从增压室1211和1212引入到喉部区域中。
图12C进一步描述用于飞机的水平飞行的该喷射器的布置。图12C示出当本公开中描述的所有元件用于最高效率时，扁平喷射器可以被插入机翼翼型的厚度内。图12C示出所述喷射器内表面和外表面的轮廓，并且图12B示出与机翼集成在一起的所公开的扁平柯恩达喷射器的下半部1201和上半部1202的3D模型。可以被独立地致动的两个半部一起形成入口1201a和出口1201b；它们允许初级流体通过初级喷嘴1203高速引入到柯恩达表面1204之上。
图13A至图13C示出本发明如何能够使用推力增强喷射器与放置在喷射器的尾流中的薄翼型协力来控制飞机的俯仰、滚转和横摆。关于俯仰，冷喷射器和热喷射器可以围绕它们的主轴线独立地转动以促使飞机向前或向后俯仰。俯仰控制受到前部/尾部喷射器推力分裂和/或供给到喷射器的动力流体的流动的调制影响。关于滚转，喷射器可以独立地转动以促使飞机滚转。关于横摆，可以使用围绕垂直轴线的额外转动与定位在射流喷流后的尾流中的薄翼型的组合来引起飞机姿态的改变。本发明的该实施例在使用可以旋转的、传输载荷的和允许初级流体传到所述喷射器的特殊接头的情况下使这些操纵成为可能。
柯恩达装置
在本发明的又一个实施例中，串联式系统的推进器和/或推力发生器具有夹带大量空气并将其加速到射流喷流速率的能力。这是通过采用柯恩达装置来实现的。这些流动增强装置已经通过不同的出版物被总体上描述，所述不同的出版物将在下面更详细地讨论。例如，von Karman在他的论文“Theoretical Remarks on Thrust Augmentation”(Reissner Anniversary Volume,Contributions to Applied Mechanics，1949，第461页-第468页)中详细地描述了柯恩达装置为何经由多个射流引起明显更高的推力增强。类似地，美国专利No.3,795,367(Mocarski)公开了一种用于在超过1.8的高增强比下的空气夹带的装置，而美国专利No.4,448,354(Reznick)将一种线性柯恩达装置应用于喷气发动机的VTOL能力。在这些上述出版物和未在此提及的其它参考文献中，柯恩达装置的应用已经仅限于VTOL并且仅对于VTOL描述，而未应用于水平飞行。一个主要教导在于用于水平飞行的可扩展性和应用并非实际的，尤其对于柯恩达式的轴对称装置而言，其尺寸会诱导较大型的飞机的阻力增大。然而，用于小型UAV的应用会更适合于更高程度的集成。本发明的实施例能够将喷射器与机身和发动机或推进系统集成在一起，这是因为飞行器不需要考虑到较大座椅容量。如在这些实施例中公开的集成目前在大型商业航班中是不实际的或在商业上是不合理的。
本发明的该实施例改进了柯恩达装置并且使用新技术来应用该装置，以便更好地夹带和延迟或避免其在装置内的积极(aggressive)转弯中分离。虽然这些装置的紧凑性对于其在航空和其它领域的部署是至关重要的，但是为了增强空气夹带，入口部分需要是较大的。Reznick认为，圆形元件比线性元件更为高效。Mocarski表明夹带对于推力增强是至关重要的。扩散器部件需要足够长以确保在装置内部不发生边界层的分离，并且混合在装置的出口处完成。常规地，这些扩散器已经较长而具有非常平缓的斜坡，以便将边界分离风险最小化。
本发明示出借助这样的新颖元件来改进柯恩达装置中的夹带，即，所述新颖元件依赖于3D几何和流体流动效应以及在柯恩达装置中的分离避免技术的利用。本发明的优选实施例具有介于3至15之间的夹带比，优选地更高的夹带比。在本发明的另一个实施例中，该装置将从诸如气体发生器、活塞发动机(用于脉动操作)或压缩机或增压器的加压源接收动力气体。本发明的另一个特征是如下能力，即，通过收回和延伸表面以修改几何形状来改变用于推进的扁平喷射器的扩散器壁的形状，使得在飞机任务的所有点处获得最大性能。此外，当使用完全部署的扩散器壁将射流喷流向下引导时，不再需要将整个喷射器旋转90度以用于VTOL和悬停的需要。
本发明的另一个实施例将襟翼状元件引入到柯恩达喷射器的扩散器壁，所述柯恩达喷射器的扩散器壁自身分成2个半部，在图14中示出为各自与气刀类似的上半部1401和下半部201喷射器。元件115和215是致动器或连杆，使得所述表面能够分别运动到在110a和210a两者处的期望的扩散器位置。
本发明的又一个实施例公开了独立或一起工作的分级3D入口几何形状和/或初级流体狭槽3D特征连同在推进器上引入流动分离避免模式一起如何显著地改进推进器的性能。例如，如在图15A至图15C中所示，2D入口被3D入口代替。图15A至15C分别进一步示出改进了其在基线之上的性能的所公开的喷射器的多个3D元素以及在相同平面中具有入口、喉部和扩散器的2D喷射器。
入口还可以匹配形成在飞机的主要机翼翼型的顶点后方的边界层型面形状(如图16A中所示)，因此有助于吸入边界层和延迟整体失速(横过所有裕度改进)，在图25中进一步示出相对于翼型的位置。图11A和图11B示出相对于翼型及其边界层型面如此放置所述入口的益处。
图16A示出扁平喷射器到机翼结构以改进其较高入射角性能和失速裕度的一个实施例。喷射器从例如气体发生器进给初级流体，并且喷射器被定位成使得喷射器使在所述翼型之上的流动流线化以延迟失速。
图16B至图16D示出在图16A中所示的图示的不同角度，以及喷射器在机翼上的定位、将初级流体供应到喷射器的增压室及它们彼此和翼型的相对位置的细节。
在图14中描述的喷射器具有扁平的几何形状并且包含有上部分和下部分，两者都将动力流体作为壁射流与流动或流线的射流喷流方向大致垂直地引入在多个狭槽中，元件1401和201可以独立地围绕轴线102和202转动。称为柯恩达壁104和204的弯曲壁允许初级射流遵循曲率并且在过程中以超过3：1的比率夹带次级空气，所述次级空气通常来自于在诸如机翼的上表面边界层的翼型上方的流动。初级喷嘴103和203具有各种形状，所述各种形状带有各种3D效应以使夹带比最大化，例如，图22B中的三角迷你-翼212，或者初级喷嘴103和203可以是由所述增压室进给的流体振荡器，所述增压室被供应动力流体以产生在柯恩达壁之上的动力流体注射的脉动操作。混合流体在喉部区域(喷射器的最小面积)处达到纯轴向方向。除此以外，本发明引入分段的、可运动的扩散器段，例如，襟翼，只要它通过使所述喷射器的性能矢量化和/或最大化而在所述喷射器的性能中具有重要作用即可。
例如，在起飞时，所述喷射器的入口被固定并且仍然位于指向前方的图17A中的翼型1700的上方。图17A示出由上(1401)半喷射器和下(201)喷射器形成的这种喷射器与无人驾驶飞机的主要机翼协力的部署。两个半喷射器可以分别围绕轴线102和202转动，并且也可以根据任务要求平移。图17B和图17C示出如下情况，即，仅上半喷射器201主动地与初级流体一起使用，而1401被简单的襟翼代替。如前所述，201可以围绕轴线202转动并且相对于轴向位置平移。半喷射器在压力下从气体发生器(例如，气体涡轮发动机)接收初级流体，并且允许初级流体穿过初级喷嘴，所述初级喷嘴可以采用流体振荡器(即，以例如高达且包含2000Hz在内的一定频率脉动来产生次级流动的脉动夹带)。
在图14中，喷射器上半部扩散器210被延伸以形成弯曲表面210a并且向下导向混合的初级和次级流动。同时，下扩散器110也延伸到110a中，保持面积增长的适当比率并且混合特征以获得由飞机所需的最大推力。110a和210a中的某些部分会不被部署，并且110和210还根据适当的调度被独立地控制。另外，上201元件可以或可以不轴向运动以遵循任务的需要。在一个实施例中，不同量的初级流体和/或在不同条件下输送的流体可以以连续的或脉动的方式供应到上201或下1401元件。110a和210a扩散器表面可以包含有延迟或避免边界层分离的凹坑和其它元件。另外，如果完全延伸的110a在特定位置处被利用和潜在地被交错并且可以根据流体振荡器的操作模式而脉动以向喷射器供应脉动操作模式，则次级喷嘴也可以打开。
当从压缩机泄流部接收流体时，动力空气的温度较低。来自气体发生器的热端部的排气(来自涡轮的排气)例如对于在30psi压缩机空气排放的压力和5：1的夹带比下的1500F的动力气体温度以及100F的环境温度而言，混合物的温度变为335°F(180℃)，对此空气密度为1.6E-3slugs/ft3或0.84kg/m3，从环境下降约～30％。照此，当翼型被部署在主推进器后方时，即使考虑到密度减小效应，整个翼展也可以减小了～10％。对于10：1的夹带比(好于5：1设计)而言，对于类似的条件和飞机空速的125％的出现的射流，升力效益更高，这是因为混合密度现在在～200F的混合温度下更大，并且在由射流洗过的翼展之上产生的升力是～16％。在该示例中，机翼可以相应地减小长度。
推力发生器
本发明的另一个实施例总体上涉及一种新颖的3D推力发生器，其能够从增压室接收加压气体、在静止或运动条件(包括但不限于那些大于0.05马赫的条件)下夹带环境空气、借助高压气体经由动量和能量传递来加速空气以及将充分混合的流体引导到具有几乎轴向方向速度分量的高速非圆形喷流射流。喷流射流可以是高能热气体以及夹带的环境温度空气的混合物，所述高能热气体经由来自高压气体发生器出口的导管提供到推力发生器。夹带的空气可以借助供应到在推力发生器内的推进装置的高压气体经由动量传递而被带入高动能水平流动。所产生的空气和气体的混合物从推力发生器中出现并且主要指向与飞行器轨迹的方向相反的轴向下游方向。充分混合的流以高速提供几乎单向的较冷气体流，其可以用于经由放置在较冷射流的尾流中的翼型推进、悬停、升力发生和姿态控制。这在任何常规的喷气燃料发动机推进式飞行器中都没有看到。该推力发生器可以从机身独立、借助机身嵌入飞行器的前部或后部中和/或嵌入机翼中以用于失速裕度改进。
Reznick发明了一种圆形装置，初级喷嘴从柯恩达表面拆开，并且因此不产生壁射流。虽然Reznick教导额外的次级流体由于偏移到柯恩达表面而被接纳，但是所述圆形装置的应用在形状上是严格圆形的，并且因此不能在更为实际的应用中对飞机按比例扩大较大的流动，并且例如，随着阻力变得越来越大，仍然与机翼集成在一起。另外，这些狭槽也看起来在几何形状上是简单的，并且没有为混合增强呈现任何特定的3D特征。本发明引入流线型的推进器，其在出口平面处产生矩形形状的喷流，以便将能量用于在薄翼型中产生额外的升力，这违背Reznick的圆形应用而对其进行改进，所述Reznick的圆形应用不能沿着除其自身直径以外的较长翼型被有效地使用以用于在水平飞行中产生升力，并且不能部署在机翼之上以吸入机翼的边界层，作为本发明的实施例之一。
初级喷嘴几何结构
注意到，在所有描述的专利中，本发明人没有采用任何将增大初级射流到次级流动的区域的特征，并且因此存在所述发明的限制。此外，在柯恩达装置中不存在初级喷嘴的交错，除了中央初级喷嘴的Throndson的存在以外，所述中央初级喷嘴没有放置在柯恩达装置上，而是放置在柯恩达初级喷嘴的入口周长的中心。因此，初级喷嘴通常放置在相同的轴向平面内而不是交错的，或者初级喷嘴与相同尺寸和形状的相邻喷嘴在尺寸上是不同的。如果对于圆形柯恩达装置而言这任选地是有利的，则对于在柯恩达初级喷嘴的相对侧之间沿着其入口面最大尺寸的长度具有恒定间隙的非圆形柯恩达装置，由所述圆形柯恩达装置产生的推力在理想的情况中但在水平飞行期间将被等同地分配，如果采用这种装置来发生推力，则进入的次级空气将不均匀地被接纳到该装置中，并且因此推力发生将对机翼结构及其设计带来挑战。这主要是因为在前面提到的现有技术中，设想到这些装置在飞机飞行的起始和最后阶段处被使用，而不是用作用于从起飞到着陆且包括悬停和水平飞行在内的整个任务的单个推力发生推进器。事实上，Throndson的发明仅适用于垂直起飞和着陆和悬停，主要动力设施掌握经由涡轮喷气发动机或涡轮风扇提供推力的水平飞行功能。因此，在其发明中，包括柯恩达喷射器的装置在水平飞行中关闭并且形成机翼的翼型，即，在从起飞过渡之后在水平飞行期间没有操作或不活动。另一方面，Reznick教导了一种圆形装置，所述圆形装置具有用于推力增强的初级喷嘴，但是所述圆形装置没有借助机翼嵌入以用于水平飞行，而是利用该装置的进口和出口两者，用于除了作为本发明的发生推力以外。
图18A至图18D示出用于柯恩达式喷射器的常规布置。图18A示出来自现有技术的圆形形状的传统柯恩达喷射器。图18B示出嵌入机翼中的来自现有技术的扁平柯恩达型喷射器。初级流体的源是燃气涡轮发动机，并且喷射器任选地有利地意味着用于垂直起飞且在水平飞行中切断。图18B包含有作为Throndson的变量所公开的元素，包括直径、角度和长度。
图18C是Reznick的图3，并且示出另一个圆形实施例，其中采用了高度混合的喷嘴并且初级流体喷嘴远离喷射器的壁。因此，初级射流不再是壁射流。Reznick仅涵盖喷射器的圆形几何形状，其显然由于可扩展性的限制而意味着用于起飞辅助。
图18D示出具有圆形柯恩达喷嘴元件的本发明的一个实施例，增压室211被供应有初级流体，所述初级流体通过初级喷嘴203被加速并且作为壁射流被注射在表面204之上。
Throndson使用非圆形形式的喷射器，但也使用矩形狭槽。矩形狭槽在这样的应用中是有用的，但是对于逼近的次级空气的剪切射流夹带而言产生有限的表面。实际上，由上述发明人描述的矩形狭槽产生针对给定尺寸的矩形狭槽周长的射流夹带特征，2L+2h＝2(L+h)，其中L是每个狭槽的长度并且h是每个狭槽的高度。如果使用初级喷嘴的较大周长，包括3D特征的影响在内，则夹带明显更大量的次级流动。如图18A至18D中所示，将初级喷嘴的之字形或波浪形(正弦的)壁的顶点轴向交错，大大增强了次级空气的夹带，如在本公开中教导的。借助初级喷嘴经由嵌入流体振荡器的脉动操作进一步增强喷射器的效率和夹带特征。
图19A到19D示出在初级喷嘴中的某些提出的变化以用于更好的性能。图19A示出沿着喷射器的入口区域的圆周的初级喷嘴的之字形构型，而与简单的狭槽周长相比，暴露于次级流动的初级射流周长增加了一倍，因此经由在初级喷嘴的所述之字形壁之间中发展的湍流剪切层增大了夹带。图19B示出具有增大的粗糙周长以产生额外的湍流的矩形狭槽，并且因此与矩形狭槽的原始的光滑壁相比，将夹带增大1.5倍至4倍。图19B示意性地示出初级射流表面到次级或夹带空气的面积的增大，并且在轴向方向上解释了尖刺的3D结构。虽然通常在矩形狭槽布置中次级空气被主要夹带在两个相邻狭槽之间以及在外半径狭槽侧上，但是现在经由表面和3D效应大大增强了夹带。图19C分别解释了初级射流和次级射流，由3D特征产生的湍流大大改进了在较短距离内初级流动对次级流动的混合和动量传递。图19C示出由所述相邻的粗糙壁狭槽产生的相互作用和流动，其中红色箭头指示初级流体，而蓝色箭头指示夹带的次级流体。剪切层沿着壁形成，并且增加的周长对于相同输入的初级流动条件而言引起二次流动的明显更高的夹带。初级喷嘴的脉动操作进一步增强了夹带比。
本发明的另一个特征实施例是在初级喷嘴内引入有利的特征(参见图19E和图19E)。众所周知，在三角翼之上的流动产生与朝向三角翼中心的方向相对的旋涡。在初级喷嘴中的某些或全部中放置有微型特征以产生从初级喷嘴出现的这种旋涡。在这种情况下，旋涡有利地将显著更高的次级空气的量夹带到喷射器中，增强其混合并且以连续的或脉动的方式传递由从初级喷嘴出来的初级流体携带的动量。
图19E解释了在放置在初级喷嘴的中心内的三角翼障碍物之上的流动，其改变了流动的模式，使得其显著地增大正常初级喷嘴狭槽的夹带比，而不需要在流量中改变压力和温度。尤其，初级涡核在朝向所述狭槽或三角形翼的中心的方向上相对，从狭槽之间的区域夹带显著的次级流体。
图20描述了当前公开的热力学循环，工作流体和夹带流体演变以获得较高热力学效率。图20证实，在推进热力学循环图中，空气的夹带将在较低的温度值和熵值下确定点D向左的运动，所述点D表示初级气体和次级空气之间的混合状态。这对于较高推进效率装置是有利的，其中大量空气被夹带和加速到较低的出口射流速度，由于较高质量流量而保持较高推力水平，这是实现较高推进效率的关键要素。在图19A中，通过用在同一平面内的2x长周长的等边三角形代替正常矩形狭槽周长的每个长度来显示增大2倍的周长。可以通过将狭槽壁的所有顶点在各个平面中交错而进一步增大周长(参见图19B)。这种初级喷嘴的结果是通过在形成的剪切层内均匀混合而将作为二次流体的夹带的流体的量增加至少15％-50％。如果次级空气初始条件为低速，则矩形和非矩形周长形状的性能不会非常不同，然而，当喷射器向前运动并且逼近的二次空气速度明显较大例如在0.0马赫和0.25马赫之间时，则通过将初级喷嘴的最内侧和最外侧的尖刺放置在所述矩形狭槽的轴向平面的前方和后方，初级喷嘴的尖刺轮廓形状也可以显著地改进。换句话说，每个初级喷嘴现在都变成3D结构，其将以高效的方式延迟或预测次级空气的夹带，从而改进整体夹带速率。在柯恩达喷射器中，任选有利的是，快速且在较短距离内发生次级空气夹带和与初级空气混合以用于动量传递。将此和其它3D元素添加到初级喷嘴有助于改进所述喷射器的性能。
与如在该实施例中采用的初级喷嘴相关的另一个特征是在初级喷嘴流动路径内引入流体振荡器。这些流体振荡器在两个相邻的初级喷嘴之间提供例如高达2000Hz的切换以交替喷射壁流动，并且经由动力流体的脉动操作来提高夹带速率。
在本发明中实施的又一个特征是通过将喷嘴放置在沿着柯恩达表面的各个位置处并且因此经由在壁附近的多个轴向位置处以壁射流的方式且在增大次级流体的夹带和混合的模式中引入初级流动来使喷嘴及其特征交错。例如，图21示出这样的实施例，其中当与正常矩形狭槽相比时V形旋涡产生特征被交错，并且在稍后注射初级流体质量流的平衡之前注射总初级流体的至少25％。在矩形狭槽之前的这种喷射引起较高的夹带速率，所述较高的夹带速率足以显著提高喷射器的性能。此外，在图21中，喷嘴205在初级喷嘴203之前注射初级流体。喷嘴205具有经由剪切层引入更为有利的次级流动的夹带的特征，并且当与初级喷嘴203相比时这些喷嘴205在轴向和周向两者上交错。初级喷嘴203具有三角翼特征，所述三角翼特征设置有支撑腿，所述支撑腿连接到初级狭槽结构在其最靠内侧处的中点并且具有三角翼结构，所述三角翼结构顶着初级流体流动以产生沿方向相对的2个涡旋并且从初级喷嘴203的两侧强烈地夹带由喷嘴205引起的初级流体和次级流体的已经夹带的混合物。初级喷嘴的旋涡和V结构与矩形的、非交错的狭槽相比引起10％至100％的夹带改进以及从初级流动到次级流动的动量传递的整体改进。
此外，图21示出使用在光滑壁狭槽内调整(paced)的三角小翼的较简单的构造，以形成特定的三角翼流动和剪切层，所述特定的三角翼流动和剪切层与光滑壁矩形初级狭槽相比有利地将夹带比增加2倍以上。所有这些元件都可以被组合以用于获得最佳夹带比。本发明经由元件221改进用于流动分离延迟的表面。通过在柯恩达表面204上设置凹坑，所述柯恩达表面204具有相对积极的转弯，用于从初级喷嘴203径向起始的初级流动方向在最短距离上朝向喉部225变化到与推力方向相反的轴向方向。与图19D和图19E中所示的三角湍流器协力，这些凹坑防止流动分离并且显著地增强喷射器的性能。
图23示出根据本发明的实施例的某些特征。具体而言，图23将由Throndson使用的类似初级狭槽高度与由Throndson使用的比率相比以证实本发明的该实施例的改进。在改进的分离延迟凹坑被放置在柯恩达表面上的情况下，该实施例的转弯的半径与狭槽高度之比低于5:1。在图23中，对于类似的狭槽高度，半径R'比来自Throndson的专利的R半径小约2倍至3倍。由此可见，由于与采用弯曲柯恩达表面上的凹坑协力地使用对数律模型以更加积极地从在初级狭槽的出口处的纯粹径向流动转弯到在喉部处的纯粹轴向流动，所以能够有小于5：1的比率。结果，接着是无需流动分离的明显更快的转弯，所以装置的喉部会比由Throndson指定的喉部大至少25％至100％。与现有技术相比，扩散器的半角也可以明显更加积极，从而允许实施明显更短的扩散器以及在初级流动与次级流动之间更快的动量传递。照此，图23强调了本发明与现有技术之间的差异，尤其是在诸如湍流器、初级喷嘴、凹坑和可运动壁的更具积极性的元件改进现有技术的情况下。
柯恩达喷射器
通常，许多出版物已经描述了应用于飞机的柯恩达喷射器的设计。例如，美国专利No.3,664,611(Harris)教导了一种嵌入机翼中以用于垂直起飞和着陆目的的柯恩达式喷射器。该装置在巡航期间不活动，参见图24。Harris未提到使用喷流以用于在串联式布置中产生更多升力。此外，Harris没有将该装置应用于在平飞条件下使用。相反，与常规实践一致，该装置在水平飞行条件下塌陷到翼型机翼中。
另一方面，Mocarski教导，在柯恩达喷射器中，高能初级流体(也被称为动力流体)作为壁射流注射，并且这种装置的原理是确定夹带环境空气的低压区，随后是朝向喉部的混合收敛区，接着是扩散器以使混合物以高速膨胀回到环境压力。美国专利No.3、819,134(Throndson)对在Mocarski中描述的该概念修改并改进。
Throndson通过将初级流动添加到柯恩达式喷射器的中心中以进一步夹带次级流体和增强喷嘴的性能来描述该技术的增强，其中初级中心喷嘴使用总初级流体的30％至70％并且在柯恩达式参数喷嘴中使用平衡。Throndson声称，这种组合大大增强了推力增强，而没有对初级流体喷嘴几何结构注解，所述初级流体喷嘴几何结构看起来像简单的狭槽或孔口。另外，狭槽看起来是连续的或不连续的，而没有特定的特征。Throndson未提到使用喷流射流以用于向下游产生升力，并且实际上，它仅将该装置用于起飞和过渡及着陆，而非巡航条件，非常类似于Harris。
本发明通过在所有飞行条件下经由柯恩达装置的旋转以产生推力并且通过将薄翼型放置在射流喷流中而因此产生更多升力来进一步改进柯恩达喷射器。这种涡轮风扇发动机通常采用超越Harris和Throndson的至少有两个优点：
首先，使用在机翼的下游的喷射器，使得喷射器在巡航条件下吸入其有害的边界层，改进机翼的空气动力学性能并且允许有较高的入射角，从而增大其整体性能。本发明还允许喷射器在从起飞通过悬停、过渡、巡航和着陆的飞行的所有阶段中操作。一个实施例还允许与机翼的襟翼协力地使用半喷射器(如由Throndson或Harris所述的扁平喷射器的1/2)来形成非对称的柯恩达喷射器，所述非对称的柯恩达喷射器仅在边界层的外边缘处夹带所述边界层并且与所述机翼的所述襟翼形成扩散器，包括通过使所述襟翼和所述气刀式柯恩达喷射器协调运动而使所述推进器矢量化来用于起飞和着陆。
其次，通过在水平飞行中(而且还对于其它飞行条件)在最低限度上的下游(在喷射器的冲洗中)使用薄翼型，用于在更高速率流中产生额外升力，与前述专利中公开的那些相比，这允许翼型和推进器串联以在产生相当大的升力的同时变得更为紧凑和高效。在本发明的该实施例中，推进器喷流射流的形状和型面对于实现其新颖的效率和功能性是至关重要的。所述薄翼型被放置在离所述喷射器/推进器的出口平面方便的距离处，以便也在喷流射流的能量耗散到环境之前，使升力最大化。因为任何喷气推进装置的能量通常仅在飞机后面的非常长距离上消散，所以这是方便的且实用的。
也较重要的理解是，所述串联的两个元件都需要以高效的和优化的方式一起工作，包括以对该概念有利的某些角度和速率运动。推力器/推进器机械地将推力分量传递到飞机的机身或其主要机翼，而在推进器下游的薄翼型机械接触机身而非推进器，但又接收其喷流射流，以便使飞机的升力最大化并且允许经由所述薄翼型上的某些表面的运动来操纵。
本发明的另一个特征提供用于使用相同的喷嘴来提升飞机悬停和着陆以及巡航目的的能力。在美国专利No.8,910,464(Ambrose)中公开的升力系统表示VTOL喷气战斗机的共同主干。它由于在巡航模式中随身携带的额外重量即升力风扇及其辅助设备而具有局限性。在当前VTOL技术下，冷喷嘴(前喷嘴)和升降风扇在水平飞行期间关闭，这留下主要排气喷嘴以提供反作用力来在诸如巡航的前进运动条件下向前推进飞机。本发明的一个实施例将柯恩达喷嘴推力发生元件与飞机的推进系统组合在一起，允许在飞行的所有阶段处采用喷射器，从而使运动部件的重量最小化和消除运动部件。此外，能够在水平飞行期间以独特的方式使用这种喷射器来最小化阻力和最大化升力。
Mocarski提出用于具有连续或不连续的初级流体狭槽(其主要为圆形或线性)的柯恩达装置的相同技术。在所有这些专利中，柯恩达表面是圆形或2D光滑型面以确定简单的边界层附着，而不需要可以增强夹带、增大柯恩达表面的积极转弯或延迟其分离的特定元件。在柯恩达类型的喷射器中，至关重要的是表面的转弯允许壁喷流的边界层生长和与次级空气混合而没有变得分离。一旦来自初级喷嘴的初级流动射流变得分离，柯恩达喷射器将无法高效地操作或根本无法操作。因此，最重要的是表面曲率使得允许最大边界层生长和次级流体的夹带以及与其混合而在壁处没有分离。
另一方面，如果曲率太大，则该装置变得不切实际地长且在直径上不切实际地大，这也限制了次级流体夹带和混合的量并且诱导该装置的非常长的扩散部分。Throndson描述狭槽与柯恩达转弯的半径之比是介于1：5至1：15之间，但是小于1：5的比率对于快速转弯来说应当是理想的。Throndson清楚地阐明，与装置的轴线相比，柯恩达曲线的转弯理想地介于30度至110度之间。如果扩散段变得太大，则这对于用于平行飞行中的飞机的部署技术来说是重要的限制，如扩散器的长度将给飞机带来显著的额外阻力和重量。如果转弯变得大于110度，则扩散器会变得较短，并且在明显更短的距离上增强混合，确保在混合物从装置中离开之前均匀混合以及能量和动量传递到次级流动。注意到，扩散器的壁也是平坦的并且没有用于增强混合过程的3D元素。本发明的一个实施例尤其在喷射器的扩散区域中引入越过喉部的运动壁，使得有利于飞机的垂直起飞和着陆，无需将整个喷射器围绕其水平轴线运动，而是通过以下面描述的方式延伸分段的扩散器表面。
柯恩达表面
如由Reznick、Mocarski和Throndson所教导的柯恩达表面应当是圆形曲率，Throndson提供甚至更精确的细节，即，狭缝高度与半径之比的范围为1：5直至1：15。由本领域的技术人员优选的是对数律模型，这是因为它提供最快的边界层生长而没有分离壁射流。然而，本发明的一个实施例通过在柯恩达表面上引入凹坑而实现明显更为积极的转弯以显著地改进表面的转弯，以便在使混合物混合和运动到喉部和扩散器中的同时保持流动附着。优选的是积极的转弯，这是因为它允许用于快速混合和使流动沿轴向方向转弯通过喉部而进入扩散器段中的能力。事实上，快速运动的流体的转弯可以保持边界层的附着，而同时边界层生长而与中心流动混合。
在本发明中的凹坑可以具有不同的尺寸，可以是交错的或对齐的，可以位于转弯更积极的区域中，而不是位于流体的转弯较不积极的区域中。凹坑也可以被用在更积极的扩散器上，其中扩散器的半角不是恒定的而是可变的，所述扩散器的半角生长并且继而减小到0，如由图14中的元件105所示。
图14示出由本发明实现的改进之一，尤其当与Throndson相比时。图14将由Throndson所使用的类似的初级狭槽高度与在Throndson中提供的比率相比，以证明本发明的改进。具体而言，图14示出半喷射器的上半部和下半部，它们一起形成更好的、更灵活和高性能的喷射器，其可以适用于垂直起飞和悬停并且用于在巡航条件下的水平飞行。下部(1401)半喷射器壁更积极地利用初级喷嘴壁射流以使流动围绕轴线102更积极地转弯到表面103(柯恩达入口表面)之上。该曲线的最大高度点轴向地定位在离元件201的弯曲壁(靠近以蓝色示出的轴线)的类似最低位置约“G”距离的点处。因此，两个半喷射器(或气刀喷射器壁)1401和201是交错的，即，它们的入口没有轴向地定位在相同的位置处。类似地，1401和201的最小距离轴向位置交错开距离'G'，它们的扩散器110和210可以分别借助致动器115和215改变形状，其中形成110和210的分段的平坦表面变成弯曲横截面110a和210a，其分别在所述喷射器内部向下游或沿由任务指示的各种方向引导流动。图14还示出与现有技术相比的比率中的变化。
此外，在柯恩达表面上放置有改进的分离延迟凹坑的情况下，本发明的转弯的半径与狭槽高度之比低于5：1。结果，接着是无需流动分离的明显更快的转弯，所以装置的喉部会比由Throndson指定的喉部大至少25％至100％。此外，通过施加扩散器部件的半角的恒定变化(即，远离中心线的壁的非线性生长)并且将凹坑状表面使用到所述扩散器中，所述扩散器部件的半角的尺寸可以生长而没有使流体更加积极地分离，使得装置的总长度缩短。
另外，如果喷射器的上半部和下半部两者相对于流体供应和功能性单独地起作用但能够一起工作以用于将混合物夹带、混合和扩散到出口增压室，则通过在扁平扩散器的上表面和下表面两者上的额外扩散器运动壁大大改进性能。这继而也允许与机翼结构协力地实施更紧凑的装置以用于在水平飞行或垂直起飞、悬停和着陆中的推进原因，而不需要转动整个结构。
此外，凹坑的使用允许壁从初始点变化，直到围绕所述喷射器的周边的全部出口为止，因此允许与机翼结构良好集成。在喷射器的圆形端部处使用不同的结构，其中初级喷嘴上的凹坑或特定特征会不需要喷射器满意地执行。图22A示出具有如在本发明中所述的显著3D特征的喷射器。另外，在扩散器的下壁上的转弯的最积极的区域中，使用凹坑(图21中的元件221)也将允许向下更大转弯直到90度或者甚至更大。这比现有技术更积极(例如，Throndson；参见Fernholz，H.H."Z.Flugwiss.15，1967，Heft 4，pp136-142)。图14示出具有显著3D特征的喷射器的横截面，如在本公开中所述。图14还示出扩散器上的大部分分段的壁，其能够重新引导喷射器喷流射流并且能够从扩散器区域和混合区域中的变化使其性能最大化。喷射器的入口平面不是位于平面(非平面)中，并且因此能够将喷射器放置在机翼结构上方，使得边界层的吸入改进机翼翼型性能，如在图14中可以看到，在上半部喷射器和下半部喷射器的两个入口之间具有尺寸G(间隙)。因此，柯恩达表面(图14中的103；图22A中的204)没有在相同轴向位置处而是沿轴向时间历史方向较早在翼型表面的邻近处和较晚远离机翼翼型表面来接纳初级流体壁射流。
图22A至图22F示出本发明的不同的实施例，其中3D特征被用在入口中。图22F特征具有上半部喷射器。图22B示出作为三角湍流器放置在初级喷嘴内的元件212以及诸如222的凹坑，所述元件212相当大地增强次级流动的夹带，所述凹坑增强附着并且甚至防止在图22A至图22F以及图14的柯恩达弯曲壁803的最积极的转弯处分离。
在图22A至图22F中，元件212也被引入在初级喷嘴中以增强夹带，并且它们可以根据条件被采用或不被采用在喷射器的相对侧上来增强性能。凹坑221被放置在轮廓204和扩散器上以保证在最短距离上的良好动量传递并且尽可能均匀地产生初级流体和次级流体的混合物的出口速度和温度分布以及避免流动的分离。这些初级流体可以是来自压缩机泄流部的加压空气或来自燃气涡轮发动机的加压排气或两者的混合物，并且可以分离地进给到上半部喷射器1401和下半部喷射器201，在将推力发生效率最大化上添加了另一个自由度。
在图22A中，3D特征增大暴露于流动的周长并且允许用于更高的夹带比。在图22B和图22C中，专门设计的湍流器，例如放置在初级狭槽的中心中的三角翼，促使来自由例如气体发生器不断地供应的初级流体增压室的流动在通路中被加速并且被迫流过所述三角湍流器212。元件212迫使流动进入这样的模式中，即，所述模式经由一系列机构大大改进次级流动的夹带，所述一系列机构包括剪切层、转动和反向转动的湍流以及增加的所述初级喷嘴203的润湿周长。在初级喷嘴内嵌入的流体振荡器还提供用于经由在相邻初级喷嘴上的脉动操作来夹带的额外能力。
图25示出具有3D入口的优点的喷射器的布置，其中喷射器的下唇部(22)较靠近上翼型壁侧20并且越过所述翼型的顶点，与较远离翼型表面20的所述喷射器的上唇部(23)轴向地交错并且定位在所述上唇部(23)之前。唇缘的位置被建模以匹配由在翼型附近的气流引起的最可能的边界层速度分布(21)。与边界层的唇部23’的夹带相比，通过预测用唇部22夹带最靠近翼型壁的流，获得在入口处的较好的分配和喷射器性能。在本发明的一个实施例中，喷射器可以上下运动(沿与上翼型壁垂直的方向)以优化性能。通过较好的夹带处理，将允许用于在较高的迎角和喷射器自身的较好性能方面获得较好的翼型性能。将本公开与现有技术区分开的3D元素包括入口唇部22和23的位置、弯曲壁204的相对位置、喉部区域24的定位以及扩散器壁25的定位。在一个实施例中，喷射器的两个半部可以相对于彼此和翼型独立地运动，引起相对于飞机的性能不断地优化的位置。
图17A至图17C示出放置在翼型上的扁平喷射器，所述扁平喷射器形成机翼并且具有可以独立地运动的两个半部(参见图17A)，并且还示出这样的实施例，即，在所述实施例中喷射器的上半部仅与气刀类似地使用，但是形成带有放置在翼型上的机翼的襟翼的喉部和扩散器，匹配所需的性能(参见图17B)。在这些实施例中，襟翼可以包括或可以不包括初级喷嘴，并且襟翼与上半部喷射器独立地运动，所述上半部喷射器也被描述为气刀。这种系统的优点在于它是较简单的；它仍然通过经由吸入边界层避免机翼失速来允许在机翼上有较高入射角度，如在当前公开中所解释的，以及可能独立地转动襟翼和气刀以用于优化的性能和可操纵性。
尤其，图17A示出如上所述的扁平喷射器的实施例，诸如凹坑的元件在机翼的顶点后方被放置到机翼上并且使得其主要地吸入在机翼的上表面上方的边界层。另一方面，图17A至图17C示出气刀式喷射器的使用，所述气刀式喷射器迫使来自机翼上方的吸入的空气(作为次级流体)加速和向前推进飞机。在所有这些实施例中，喷射器都可以旋转。此外，在另一个实施例中，喷射器的入口也可以以有限的方式旋转，但是它们的扩散器壁可以延伸，如在图14中进一步解释的，如由飞行条件1401和201所指示的，改变的角度、排气区域等可以分别围绕轴线102和202独立地转动。
流体推进系统和循环
本发明的又一个实施例总体上涉及一种经由流体动量传递提供推力的推进循环和系统。推进系统包括：1)气体发生器，所述气体发生器提供若干高压空气或气体源的流到2)导管网络，所述导管网络将所述压缩流体引导到3)在各个站处安装在飞机上的增强推力发生元件。增强推力发生元件将具有主要轴向方向速度分量的高速喷流射流沿期望的方向引导，从而产生相对的推力。喷流射流是高能热气体的混合物，所述高能热气体经由来自高压气体发生器位置(例如，压缩机泄流部、燃烧泄流部、涡轮泄流部和/或排气喷嘴)的导管提供到推力发生元件，并且所述高能热气体的混合物被这样工程设计成以非常大的夹带速率夹带周围空气。在推力发生元件内，夹带的空气借助供应到所述推力发生元件的高压气体经由动量传递而被带入高动能水平流动；所产生的空气和气体的混合物从推力发生元件中出现，并且朝向所述薄翼型前缘和翼型的主要压力侧主要指向轴向方向，优选地指向使所述下游翼型上的升力最大化的方向。
图2-7示出本发明的一个实施例，其特征在于在VTOL配置中的推进装置。喷射器201和301被向下取向，并且推力使飞行器向上运动。喷射器同步转动，并且初级流体的流动被调制成匹配从用于喷射器201的压缩机泄流部和用于喷射器301的排气到前部和后部喷射器的推力的需要。
用于中长程飞机发动机的最高效的常规推进系统是高旁路涡轮风扇发动机。常规的涡轮风扇发动机采用至少两个轴，一个是为风扇和低压涡轮所共用的轴，另一个是为核心所共用的轴，所述核心可以由助推器、高压压缩机和高压涡轮组成。涡轮风扇发动机的较高效率由较高旁路比、较低风扇压力比导致以确定较高推进效率；并且由较高总压力比导致以用于较高热效率。飞机的比燃料消耗率与热和推进效率的乘积成反比。涡轮风扇的热损失主要是由于在部件(例如，压缩机、涡轮)中的燃烧和热力学损失以及低于100％的机械效率。一般而言，燃烧过程的不可逆性是导致较低热效率的主要成分，并且典型的高压比动力设备的热效率仅为40％。实用性和其它飞机限制(重量、阻力等)阻碍本领域中已知的用于改进热效率的方法的实施，所述方法例如为中间冷却、热回收和其它方法。
另一方面，当推进器以正好高于飞机的空速且尽可能接近飞机的空速的较小轴向速度加速最大量的空气质量流时，推进效率被最大化。这促使需要具有非常大的风扇直径和较高的风扇速度，增大了飞机的阻力和重量。目前，如风扇的直径的尺寸超过11英尺，最高效率的涡轮风扇发动机非常大。虽然增大的风扇直径提高了推进效率，但是由于整流罩的尺寸而增大阻力，并且通常执行折衷以获得理想的系统。目前的推进效率的水平超过85％，并且致力于在机翼上分配推力器以使其最大化。本领域的一个流行想法是分配的推进元件的概念。推力器可以被分配在飞机的机翼和机身上。大多数情况下，推力器是放置在机翼上的电气或机械驱动的风扇并且接收来自中央单元的机械功或电功率。由于所涉及的网络的复杂性，电动马达的重量以及它们在高海拔地区的可操作性，并且就机械传输网络、效率、复杂性和重量而言，这些概念难以实施。主导设计仍然是两个发动机设计。
当前主导设计的一个缺点是涡轮风扇发动机沉重且复杂。其总重量的30％以上仅仅是风扇系统，其包括风扇附件和驱动其的低压涡轮。大型转动分量意味着存在额外的设计限制，包括尖端速度的限制、对低压涡轮重量和尺寸的约束以及低压涡轮的入口温度。风扇叶片需要在专用风扇叶片吸入和风扇叶片输出测试中合格并获得认证。另外，风扇箱需要容纳这种风扇叶片的解放并且保护飞机的完整性。对于较小系统而言，如果将保持效率，则按比例缩小复杂的涡轮风扇系统的挑战性较为显著。尤其对于UAV和小型飞机而言，由于材料的限制，旁路比(BPR)水平明显较小。随着风扇的直径缩小，风扇需要更快地旋转以保持其效率，并且在更高的速度下发生尖端损失，从而导致较低的效率。对于小型涡轮风扇发动机而言，挑战在于，按比例缩小风扇(和压缩机)意味着转速必需急剧增大。本领域的技术人员理解，风扇的直径与流体的质量流的平方根成正比来缩放，而风扇的叶尖速度与直径和转速的乘积成正比(例如，Pi*直径*RPM)。因此，如果风扇的直径显著地减小，则相反地转速需要增大以保持相同的尖端速度(出于机械和可压缩性的原因)，否则性能损失显著增加。例如，如果直径为50英寸的风扇以2000RPM旋转，则对于相同的尖端速度而言，20英寸的风扇需要以5000RPM旋转，并且10英寸的风扇以10000RPM旋转，以此类推。这也意味着风扇压力比(FPR)将相应地增大，从而导致风扇的效率在较小直径范围内较低。此外，将难以实现容纳这种高应力的风扇部件，并且将引起较厚的风扇箱、增大重量并且将导致相对于系统及其轴承子系统的转子动力学的显著复杂化。这是为何大型风扇比小型风扇明显更为高效的原因。小型涡轮风扇发动机的现状比大型系统明显较不易执行，所述小型涡轮风扇发动机的BPR至少比大型风扇的BPR低3倍至4倍，并且小型涡轮风扇发动机具有更高的FPR，导致较低的效率(较高燃料燃烧)、较高转速(较高压力和维护)以及具有挑战的可操作性和热管理。涡轮螺桨发动机面临着同样的挑战，尽管对于非常小的系统来说，所述非常小的系统具有最佳的推进效率。它们的主要缺点是需要较大尺寸的螺旋桨来使大量的空气运动，并且难以在具有VTOL能力的系统中实施。现代涡轮螺旋桨发动机采用低压涡轮以驱动螺旋桨并且采用额外的辅助系统，例如，齿轮和轴承及其子系统、桨距控制系统及其它。
诸如涡轮风扇发动机和涡轮螺旋桨发动机的现代飞机推进射流的另一个要素是用于机舱增压的压缩机、涡轮冷却和用于发动机自身的可操作性的舷外排放需要一定量的泄流空气。典型的现代喷气发动机的压缩机泄流空气高达压缩机总排气量的20％。如果飞机在低空飞行或无人驾驶，则不需要指定用于机舱增压的压缩机泄流，并且该部分占总泄流的至少10％。如果涡轮未被冷却，则压缩机空气的另一个约10％可以在其达到燃烧之前被抽出，这是以较低的燃烧温度并且因此以循环效率为代价的。然而，随着新型非金属材料的进步及其高温和应力能力，涡轮并且确实高温段的大部分会由陶瓷基复合材料制成，不但消除了对冷却空气的需求，而且还允许用于更高的燃烧温度。例如，虽然受到目前非冷却的金属部件限制的涡轮入口温度被本领域的技术人员已知为约1750F，但是目前的CMC材料可以支持非冷却的2000F涡轮燃烧温度或更高。这引起明显更高的效率循环并且在大多数情况下减轻发动机的重量，对飞机整体有利。如果使用20％压缩机泄流空气的1750F燃烧温度循环非冷却的全金属部件发动机由借助陶瓷部件在2000F下燃烧的50％空气泄流压缩机取代，则循环效率会是相当的，而在压缩机排放站处压缩空气的50％可用于其它目的。
表1示出这种比较，即，所述比较为用于具有相同单位流量(即，1kg/s)的两个非冷却的发动机的各种空气泄流和各种泄流百分比以及向压缩机供应所需输入功率的涡轮的相同功率输出。第一行示出循环的压力比，第二行示出压缩机泄流，在第3行上示出金属发动机热效率计算，并且在最后两行中示出与金属方案相比，在相同效率下具有类似泄流和最大泄流的CMC方案的热效率。一般的假设是，涡轮在所有情况下均未冷却，但是为了其它目的，空气从压缩机泄流出来。该表示出，如果金属方案和CMC方案之间的泄流百分比保持相同，则在循环压力比超过8时，CMC发动机变得更为高效。相反地，如果发动机的效率保持与金属方案的效率类似，则可以显著地增大泄流空气百分比。这也可以通过如下来解释，即，保持与燃烧相同的燃料流动，但是降低空气流动，直到燃烧温度从1750F(最大金属非冷却技术)变为2000F(CMC非冷却技术)为止。通过从涡轮产生相同的动力出口来平衡压缩机动力入口，可以使更多的压缩机空气可用于更高的燃烧温度。基于此，本发明人已经设想到一种循环，即，所述循环允许大量的压缩机泄流经由流动网络被路由并且供应分配的增强推力装置的阵列，所述增强推力装置的阵列在飞机的类似或较好的热和整体效率下放置在增强和改进当前技术推进效率状态的位置处。
表格1
因此，常规的推进器不能按比例缩小而没有显著使其效率妥协。本发明的一个实施例通过使用改进的循环而克服当前的缺点，所述改进的循环消除了与低压涡轮一起的风扇子系统。照此，本发明的该实施例是一种系统，所述系统由于其高效、紧凑和高度集成的动力设备而尤其适用于较小飞机系统和UAV，尤其那些需要能够进行VTOL和STOL操作的系统。
推进器由与高压涡轮放置在同一轴上的“切碎的(chopped)”风扇和高压压缩机组成以形成气体发生器、连接到喷射器和推力增强喷射器的导管网络。该循环利用由切碎的风扇(仅核心预压缩)和高压单级或多级压缩机组成的压缩机系统，所述高压单级或多级压缩机优选为具有若干泄流端口的离心式压缩机。压缩机泄流端口可以泄流高达系统中的总气流的50％，其余部分则被引导到燃烧器系统。燃烧在恒定压力或体积下以燃料的形式添加热，并且产生指向涡轮的热气流。高压涡轮将热流体膨胀到比常规膨胀过程中的涡轮入口压力和温度低的压力和温度。优选地，涡轮和燃烧是需要较少或不需要冷却流动的高温材料，例如，现代CMC。涡轮在至少一个级中可以是向心的或轴向的，所述涡轮供应驱动压缩系统所需的工作。离开涡轮的排气处于比涡轮的入口状态更低的压力和温度下，但是为环境空气的压力的至少两倍，并且处于为当前涡轮风扇低发动机压涡轮水平所典型的温度下，即，1500F至1800F。因而，高压涡轮的膨胀过程仍然导致高能量，并非引导到低压涡轮的高温和高压流动经由导管被引导到通向流体推力发生推进器的飞机的各种位置。
导管也可以是绝缘的并且利用诸如CMC的高温材料。接收加压空气或热气体的推进器元件采用应用流体学来夹带和加速在第一段中的环境空气；并且在将动力流体和环境空气混合并且完成从高能量到低能量(环境空气)的彻底动量传递之后，使在第二扩散段中的混合的流动加速，从而将作为高压气体(从气体发生器供应到推进器)和夹带的环境空气的混合物的高速射流喷流以高速优选并且大部分沿轴向方向输送，本技术领域中已知某一轴向速度分布。所述推进器元件的夹带速率在输送的高压流体中的每一部分是介于3至15之间并且高达25。由于较高夹带和湍流以及流动的彻底混合，射流喷流的温度相应地明显更低。遵循物理学关于混合和动量传递的定律，来自推进器元件的射流喷流的速度接近但超过飞机空速。射流喷流本质上也是非圆形的，较少有或没有转动分量(如与涡轮螺旋桨发动机或甚至涡轮风扇发动机的大型螺旋桨相对)，并且射流喷流可以引导到翼型以在产生推力之后进一步回收其部分能量，例如，朝向放置在推进器后方一定距离处的短机翼的前缘引导以产生额外的升力。在所有实施例中，气体发生器是修改的涡轮风扇，其中风扇已经被切碎以仅提供核心流动。
图26A示出传统的旁路涡轮风扇发动机，其将流动的大部分旁通并且将核心流动和旁路流动在涡轮风扇的出口处混合。图26B示出具有切碎的风扇的涡轮风扇发动机，其仅允许核心流动和来自压缩机的泄流流动产生对于推进所需的推力。如与气体发生器800的热段2602相对，来自压缩机的泄流便利地遍布气体发生器800的冷段2601，使得气体发生器800在操作期间的任何时间处允许最大效率。例如，在起飞时，会要求更多的来自压缩机的泄流，并且转子的较高速率会是任选地有利的。在任务的该部分中，泄流端口被打开成使得压缩机操作在比没有泄流的情况更有利的状态下远离喘振线。例如在图26A中所表示的，目前的涡轮风扇发动机贯穿任务会仅允许用于最多15％泄流，但是通过以有利的方式改变切碎的风扇设计，可以在本发明中诱导更多的核心流动和更多的压缩机泄流，高达并且包含横穿发动机的总空气的50％泄流。正如本领域的技术人员将认识到的那样，也会涉及到多个泄流，以提高系统的效率，使在较低阶段处的泄流最大化并且使在较高压力下的泄流最小化。然而，在本发明中尤其应用仅在用于泄流的循环中故意涉及的流动的量。来自压缩机泄流端口的泄流空气经由导管被引导到用于增强的推力的推进器，所述推进器与翼型的上表面协力放置或以较高入射角紧接在翼型之后放置。
图27A示出在本发明中体现的泄流和导管网络的示例。该网络包括气体发生器800，其分别经由压缩机泄流端口251和351进给若干冷推力增强喷射器801和热推力增强喷射器901。随着来自元件1702(冷)和1707(热)的信号被馈送到微控制器900(未示出)，压力和温度传感器可以进行流动测量。经由压缩机泄流导管251从气体发生器800到推力增强喷射器801的流动由控制阀1703指示，由微控制器900控制。相同的控制器指示旋转接头1701(用于元件801)和1705(用于元件901)的致动。图27A进一步示出一系列四(4)个冷推力增强喷射器801，它们从所述气体发生器800的压缩机的相同端口251进给并且由微控制器900控制。
图27B示出如在图27A中所示的类似的网络，但是仅有两个冷推力增强喷射器由压缩机泄流端口从气体发生器800进给。旋转接头1701允许元件801在多个方向上旋转，并且还可以允许流体传到所述喷射器801。所述喷射器相对于飞机的位置从微控制器900经由电动或气动或机械器件来控制。用于测量在泄流端口251下游的导管中的流量、压力和温度的传感器1702被用于将信息馈送到微控制器。接着，微控制器命令元件801围绕旋转接头1701转动，同时命令经由控制阀1703调节流动。类似地，可以经由控制阀1707调节流量和关于旋转接头1705调节取向来调节元件901的推力大小和取向，直到飞机的位置是可接受为止。因此，除了气体发生器操作参数以及在推力增强喷射器中的每个上的推力的取向和大小以外，控制器还从推进系统导管网络被馈送信息。
图27C示出微控制器900及其网络，其示出至少十二(12)个输入和至少四(4)个输出。输出主要控制流量和推力(喷射器)取向，以便在其任务中的任何时候控制飞机的姿态。
图27D提供更多的网络的细节。来自压缩机泄流端口251和排气351的流动被进给到推力增强喷射器801和901。经由输入11输入到微控制器900的输入包括气体发生器的参数(转速、压缩机泄流空气温度和压力、排气压力和温度，等等)。输入26包括来自包含在系统中的加速计的馈送。输入30是陀螺仪。输入40是用信号通知飞机的高度的超声波或气压高度传感器输入。输入50是GPS输入。输入70是蓝牙输入。输入80是R/C接收器。
另外，图27D示出从导管上的传感器至控制器的反馈，如馈送信息2702和2706所示，用于经由控制阀1703和1707的致动来调节流动。控制阀分别经由电缆2703和2707连接到控制器，并且控制阀基于从控制器接收的输入调节。由传感器1702和1706相应地调整和测量流动，所述传感器1702和1706向控制器提供反馈信息以用信号通知相应地进行调节。类似地，通过控制器单独地或一起处理其它传感器11、26、30、40、50、60、70和80，并且经由电缆2701和2705传送喷射器801和901的位置的调节。
在本发明的另一个实施例中，推进器可以向下旋转以引导推力来用于改变飞机的姿态，以用于垂直起飞或短距起飞。图28A至图28E示出本发明中的推进器的可能形状。图28A示出相对简单的四极喷射器的系统，所述喷射器由在中心处的气体发生器进给。所述喷射器中的两个(冷)从压缩机泄流端口进给有压缩空气作为动力(或初级)空气，而热喷射器从气体发生器的排气端口接收排气。所有四个喷射器都在悬停模式中指向下，但是经由图27A至图27D中提到的参数的变化能够调节飞行器的姿态。图28B示出本发明的实施例，其中一个或多个装置可以嵌入飞机中。在图28B中，仅示出两个冷喷射器(在四个喷射器中的两个喷射器)。喷射器是扁平的，并且被放置在主要机翼的顶点后方，用于扩大主要机翼的失速裕度和产生高速喷流以用于在下游升力发生结构中使用。扁平的喷射器也可以沿着机翼的主轴线转动以用于悬停(主要向下指向地面)或用于调节飞行中的高度。图28C示出由四个喷射器(位于尾部的两个热喷射器和置于鸭式翼型后方的两个冷喷射器)以及嵌入鸭式(冷)喷射器侧的壳体系统内的喷射器组成的更复杂的鸭式系统。喷射器是扁平的并且在其出口平面处主要沿飞行的轴向方向产生矩形形状的射流喷流。或者，在图28D中示出具有3D元素的喷射器，其中入口和喉部和扩散器本质上是3D的(而非2D的)，其增强夹带和整体性能。在图28E中在机翼上方仅示出扁平的喷射器的上半部，其与所述机翼的襟翼配对以形成完整的结构，仅在喷射器的上半部(半喷射器，其与机翼的襟翼配对)处引入初级流体。
图29示出在本发明的一个实施例中的推进系统在起飞或悬停时的一种可能的布置。喷射器指向下以提升机体并且将其维持在悬停位置中。
图13示出配备有推进系统的UAV的可操纵性。该图示出用于尾部(热)和冷(鸭式)喷射器两者的俯仰、滚转和横摆定位。
在本发明的一个实施例中，在该实施例中，接收压缩机排放空气(在环境空气压力下至少两倍)和来自高压涡轮的热气体喷流(至少两倍于环境压力)两者的推进器在起飞时指向下，因此产生超过UAV重量的反推力以用于离地升空。美国专利No.8,087,618(Shmilovich等人)公开了这样一种装置的使用，所述装置被嵌入机翼系统中并且利用涡轮喷气发动机排气以用于仅在起飞时引导排气或压缩空气和利用压缩机泄流空气的微小部分(少于15％被提及)以用于对机翼的额外流动控制。尤其，这样没有增大推力，而只是通过在起飞过程中用压缩空气控制排气流来使排气流重新定向。本发明的一个实施例利用专门设计的动力设备，所述动力设备尤其从压缩机中提取超过20％的泄流空气并且在从起飞到着陆的整个飞行过程中将泄流空气引导到所述推进器。达到这一目的的具体方式是：通过设计一种压缩机，所述压缩机具有更开放的第一级，所述更开放的第一级可以容纳更多的流动；然后通过泄流大量流动的一部分，例如高达总气流的50％；并且通过将该部分始终引导到冷气体推进器和通过将剩余流动的整个部分用于热力学循环，其中流体后高压涡轮的剩余能量被引导到热气体推进器。压缩机泄流流动也可以经由采用流动控制器来调制，例如，调制向推进器输送流动的控制阀或流体阀。冷推进器和热推进器这两种类型的推进器都可以至少从90度旋转至120度，并且与飞行的前进方向相比独立地指向上和指向下。冷气体推进器可以嵌入或隐藏在机翼中或优选地嵌入或隐藏在非常高的入射角的第一机翼(鸭翼)的尾流中，并且通过将推进器的入口放置在鸭翼翼型附近且优选地放置在其弦线的最后三分之一中且更靠近后缘来增强其失速裕度。较高入射角会导致分离和失速，但是在所述位置处添加的推进器将使其可操作性远远延伸超出失速点。
在另一个实施例中，将诸如水或液氮的流体注射以冷却输送到热推进器的热气体可以通过增加动力空气的质量流量来增大由所述推进器产生的起飞推力。如果推进系统被嵌入到UAV中，则飞机上的水量会使得在起飞和任务结束之后当飞机上的燃料几乎已经消耗完时着陆将不需要添加至少25％且高达50％的额外推力。
在又一个实施例中，将来自高压涡轮的排气用作通向热喷射器的初级/动力流体可以用额外的冷空气压缩机泄流来增强，尤其在水平飞行期间，尤其维持进给到主热推进器的初级喷嘴的混合进料的较冷温度。这样，在恒定压力下混合和降低气体混合物的温度的情况下，可以在导管中使用更长寿命和/或更便宜的材料。冷压缩机空气泄流的调制可以经由阀来执行，所述阀将流动从供应冷推进器切换到供给热推进器的导管或者经由次级入口切换到热推进器的增压室来延长其寿命。在这种情况下，冷推进器变得与主机翼系统对齐或者会缩回在机体内，并且因此不参与推力发生。
在图30A中给出典型的喷气发动机的热力学循环。工作流体的演变从入口的端部(点2)经由压缩过程到3、经由从3到4的等压过程在恒定压力下添加燃料和燃烧、从4到5在涡轮上膨胀来描述。后者提供由压缩机所需的功和额外的能量，所述额外的能量可用于驱动用于涡轮风扇发动机的风扇(经由连接到风扇的涡轮)或就涡轮喷气发动机而言通过喷嘴直接膨胀到大气。本发明的该实施例消除驱动风扇所需的自由涡轮，将切碎的风扇连接到发动机的主轴并且使用点45处的燃烧气体的能量以在飞机的任务期间在所有点(起飞、过渡、水平飞行、悬停和着陆)处经由嵌入飞机的专门设计的喷射器夹带和增强推力。本发明的循环的热力学演变将45种气体经由几乎等熵膨胀在比通过涡轮的膨胀明显更高的高效率下来到较低压力。过程45-A'描述这种演变，并且可以被认为接近于等熵，如这种类型的喷嘴膨胀已知具有非常高的效率。工作流体演变45-A'经由位于上述喷射器内的多个初级狭槽发生。在P2静态条件下，通过恒定压力或恒定区域与逼近的环境空气的混合来继续膨胀。对于工作流体而言，演变遵循A'至D'，而环境空气从入口状态点C至D'处于恒定压力下。在恒定压力下的混合的过程中，混合物的最终温度取决于环境空气进入喷射器中的夹带比。如下所述，在本发明中利用专门设计的喷射器，其经由所述初级喷嘴的若干元件和喷射器的混合段使夹带比最大化到超过5：1的值(五份夹带空气对每一份初级工作流体)。接下来是泵送效应，其将较热的初级流体和夹带的环境空气的混合物的温度和压力分别升高到温度Τmix和比P环境高的压力P最大。这是在图30B的图解上的点D。混合物的近似等熵扩散和喷射是演变D至E，分别具有最终温度T出口和压力P出口，其中P出口等于在飞机速度下的环境压力。点D位置是在点2和点5之间，更靠近点2以获得更高的夹带比。继而，这种系统的优点是显而易见的，注意到大量的空气可以被夹带和激励以在较低的混合物温度和速度下产生推力。这又使得这种热力学循环的排气不仅用于推力发生，而且在循环的出口处，还用于有利地将所述排气引导到各种翼型之上以用于额外升力发生，或者使所述排气矢量化以用于飞机的VTOL和STOL能力。另外，在某些实施例中，所述喷射器的夹带入口的放置可以使得从诸如机翼的翼型引起的边界层吸入引起辅助翼型机翼的失速裕度的额外益处。在一个实施例中，第一组机翼翼型被这样定位成使得其以非常高的入射角操作，并且具有非常小的失速裕度。通过将所述喷射器正好放置在所述翼型顶点之后，在易于发展边界层分离的区域中，吸力侧(即，喷射器的夹带侧或入口侧)确定失速裕度被显著增强，从而允许在所述翼型/机翼上产生非常高的升力以获得失速自由。
此外，在期望短距起飞距离的某些情况下，来自涡轮风扇发动机的排气可以被引导到翼型(例如，襟翼)的吸力侧上。虽然这种技术已经使用若干概念，但是已经限制了结果。在本发明的该实施例中，至少对于暴露于推力元件涌出射流的机翼的部分而言，存在有与较高局部速度平方成比例的较高升力，这是因为其利用如下益处，即，将较高动能流体(排气的混合物的空气)直接引导到机翼或襟翼的压力侧而非吸力侧或以涡轮机械翼型(例如，涡轮)的方式直接大量引导到前缘。
另外，喷射器的排气处于显著较低的温度下并且又具有比空速高的平均出口速度，所述喷射器的排气可以被朝向次级下游薄翼型引导。喷射器将其喷流射流朝向薄的且会由加强的复合材料制造的翼型引导。与由所述翼型产生的升力相比，较高的喷流射流速度确定在所述翼型上的较高升力，所述翼型继而仅接收飞机的空速流动。相反，翼型的尺寸和形状可以显著地减小以产生与非常大的机翼类似的升力。现在回到喷射器的入口并且注意它们正好放置在翼型803上方，边界层的吸入越过所述翼型803的顶点发展到喷射器中，并且被所述喷射器吸入的该边界层确定翼型803的更好的失速裕度并且允许翼型803以较高的入射角高效地操作。
在图31中所示的另一个实施例中，所述冷喷射器801被放置在翼型803的后方和翼型802的前方，仍然通过增大由于所述翼型803的边界层的吸力引起的翼型803上的失速裕度和由于在801’的出口处高效地朝向翼型802引导的喷流射流的较高速度引起的升力来影响翼型803和翼型802两者。这允许翼型803和802两者位于更积极的水平飞行位置，较短翼型用于喷射器的相同升力和旋转以用于垂直起飞、悬停和飞机的操纵。还允许更有利地使用热力装置的喷流射流以针对升力发生使用，而不是浪费到环境中，如同用于现有技术的喷气发动机的当前状态的情况。
尽管这并不意味着是详尽的列表，但是本发明的不同实施例被设计成提供以下改进和优点中的某些或全部：
增强如下能力，即，所述能力为在所有飞行条件下使来自柯恩达式扁平喷射器的射流喷流的推力增强和矢量化最大化；
经由在初级喷嘴和柯恩达表面中引入特定3D特征来提高效率和缩短用于与飞机的机翼或机身较好集成的装置；
将这种装置嵌入机翼以利用机翼的特定几何形状来提高飞机的效率；
经由额外的特征提高初级喷嘴效率以夹带次级流体和在装置的最短时间段和长度内混合；
以非圆形的方式增强总体几何结构以允许其在除起飞、悬停和着陆以外的飞机的水平飞行中高效操作，同时提高飞机的推进效率和消除发动机短舱和飞机的机翼和机身上的主推进发动机的存在；
通过使用通常仅经由机械连接产生推力的射流喷流的剩余动能，由于喷流在机翼之上的较高局部速度，产生额外的推力和升力；
在通过延长作为推进和升力产生装置的推进器的扩散器壁保持相同的升力的同时，缩短机翼；
改进喷射器以在远离固定几何结构的喷射器的理想条件的条件下较好地工作(例如，通过使用喷射器的两个半部来优化操作和推进热力学循环，能够使它们相对于彼此运动并且添加襟翼状特征以使喷射器扩散器壁完全膨胀和收缩)；
由于从推进器出现的射流喷流混合物的较低温度和在比飞机的速度高的轴向速度分量，增大每个翼展比的升力；
由于其能够承受出现的混合物射流喷流的较高温度，所以包括复合材料作为用在薄翼型中的材料的类型；
因为翼型可以具有更细的宽度和更短的翼展并且具有较高的机械抗应力性能，所以减小飞机的总体尺寸和重量；
经由旋转和调节推进器和翼型两者的流动，显著地改进飞机的可操纵性和多功能性，包括允许用于V/STOL和悬停；和/或
通过允许用于具有小摆动和分布式推进系统的紧凑系统，尤其是在UAV、UAS和无人机中，增强飞机姿态控制、悬停和VTOL的能力。
此外，除了上面提到的许多特征以外，本发明的不同实施例还可以具有以下改进和优点中的某些或全部：
热力学循环较简单，其中喷射器/引射器型元件替换整个风扇和低压涡轮子系统功能性，因此将系统的重量降低至少30％。这对于由于上面解释的原因而导致涡轮风扇效率不高的较小UAV型系统而言是尤其有利的；
能够在没有使较大转动部件运动的情况下独立地旋转引射器型推进器或使其矢量化并且允许用于竖直地起飞和着陆；
能够在起飞和水平飞行期间以及在着陆和紧急情况时调制流向这些推进器的流动，因此在飞机的各个位置处施加不同的推力水平并且完全地隔离任何数量的所述推进器；
能够用相同功能性的非运动部件消除较大转动部件，即，用流体推进器/引射器代替风扇；从非运动部件对转动部件，预计部件寿命的直接改进，尤其对于风扇的尺寸要求非常高的速度的小型UAV和飞机而言；
对于导管和推进器而言，能够使用诸如复合材料、碳纤维基材料和CMC的轻质和高温材料；
能够调制泄流，使得在水平飞行时仅向热推进器供应热气或供应来自气体发生器的热排气和较冷的压缩机空气泄流的混合物；
如下益处，即，气体发生器在可选地有利地相同的转速下操作，在起飞和巡航之间的RPM的较大偏移没有远离喘振线或失速线；
如下益处，即，赋予推进器任何形状并且能够与飞机的机身和机翼大大集成；
如下益处，即，在所述推进器内具有较大的夹带和湍流混合，使得来自它们的排气的射流喷流的温度低到足以允许翼型用于飞机的升力或姿态控制而存在和适当地发挥功能，包括使用较高速度的射流产生更多的升力；和/或
如下益处，即，将推进器在机翼的外倾角顶点后方嵌入机翼中，在所述机翼的外倾角顶点处边界层将以其它方式以较高入射角分离，由此吸入所述边界层和延迟其分离并且增大所述机翼在水平飞行时的失速裕度。
应当注意到，可以使用本文描述的任何喷射器几何结构来配置喷射器701、801、901中的任一个。
虽然前述文本阐述了许多不同的实施例的详细描述，但是将应理解，保护范围由遵循的权利要求书的词语限定。详细的描述仅被解释为示例性的，并且没有描述每个可能的实施例，这是因为描述每个可能的实施例即使不是不可能的也是不切实际的。可以使用当前技术或在本专利申请日之后开发的技术来实现许多可替代的实施例，这些实施例将仍然落入权利要求书的范围内。
因此，可以在不脱离本权利要求书的精神和范围的情况下对在此描述和示出的技术和结构进行许多修改和变化。因此，将应理解，本文描述的方法和设备仅是说明性的，并且不限制权利要求书的范围。

Claims (23)

1.一种飞行器，其包括：
主体，所述主体具有前部分、尾部分、右舷侧和左舷侧；
气体发生器，所述气体发生器联接到所述主体并且产生气体流；
至少一个前部导管，所述至少一个前部导管流体地联接到所述发生器；
至少一个尾部导管，所述至少一个尾部导管流体地联接到所述发生器；
第一前部喷射器和第二前部喷射器，所述第一前部喷射器和所述第二前部喷射器流体地联接到所述至少一个前部导管，联接到所述前部分并且分别联接到所述右舷侧和左舷侧，所述前部喷射器分别包括出口结构，来自所述至少一个前部导管的气体从所述出口结构以能调节的预定速度流出；
至少一个尾部喷射器，所述至少一个尾部喷射器流体地联接到所述至少一个尾部导管并且联接到所述尾部分，所述至少一个尾部喷射器包括出口结构，来自所述至少一个尾部导管的气体从所述出口结构以能调节的预定速度流出；
具有前缘的第一初级翼型元件和第二初级翼型元件，所述初级翼型元件分别联接到所述右舷侧和左舷侧，所述第一初级翼型元件和第二初级翼型元件的前缘分别直接位于所述第一前部喷射器和所述第二前部喷射器的下游，使得来自所述前部喷射器的气体流过所述初级翼型元件的前缘；以及
至少一个次级翼型元件，所述至少一个次级翼型元件具有前缘并且联接到所述主体，所述至少一个次级翼型元件的前缘直接位于所述至少一个尾部喷射器的出口结构的下游，使得来自所述至少一个尾部喷射器的气体流过所述至少一个次级翼型的前缘。
2.根据权利要求1所述的飞行器，还包括第一鸭翼和第二鸭翼，所述第一鸭翼和所述第二鸭翼联接到所述前部分并且分别联接到所述右舷侧和左舷侧，所述鸭翼被配置为当所述飞行器处于运动中时发展流过所述鸭翼的环境空气的边界层，所述鸭翼分别直接位于所述第一前部喷射器和所述第二前部喷射器的上游，使得所述第一前部喷射器和所述第二前部喷射器流体地联接到所述边界层。
3.根据权利要求2所述的飞行器，其中，所述第一前部喷射器和所述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所述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吸入。
4.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述气体发生器被布置在所述主体中。
5.根据权利要求1所述的飞行器，其中，由所述发生器产生的气体流是推进所述飞行器的唯一手段。
6.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所述第二前部喷射器各自具有前缘，并且所述第一前部喷射器和所述第二前部喷射器中的每个的整体都能围绕与所述前缘平行取向的轴线转动。
7.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所述第二前部喷射器各自具有前缘，并且所述第一前部喷射器和所述第二前部喷射器中的每个的整体都能围绕与所述前缘垂直取向的轴线转动。
8.根据权利要求1所述的飞行器，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围绕与所述前缘平行取向的轴线转动。
9.根据权利要求1所述的飞行器，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围绕与所述前缘垂直取向的轴线转动。
10.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述出口结构中的至少一个是非圆形的。
11.根据权利要求1所述的飞行器，还包括驾驶舱部分，所述驾驶舱部分被配置为实现所述飞行器的有人操作。
12.根据权利要求1所述的飞行器，其中：
所述气体发生器包括其中所述气体流处于低温的第一区域和其中所述气体流处于高温的第二区域；
所述至少一个前部导管将来自所述第一区域的气体提供到所述第一前部喷射器和所述第二前部喷射器；并且
所述至少一个尾部导管将来自所述第二区域的气体提供到所述至少一个尾部喷射器。
13.一种飞行器，其包括：
主体，所述主体具有前部分、尾部分、右舷侧和左舷侧；
气体发生器，所述气体发生器联接到所述主体并且产生气体流，所述气体发生器包括其中所述气体流处于低温的第一区域和其中所述气体流处于高温的第二区域；
至少一个前部导管，所述至少一个前部导管流体地联接到所述发生器；
至少一个尾部导管，所述至少一个尾部导管流体地联接到所述发生器；
第一前部喷射器和第二前部喷射器，所述第一前部喷射器和所述第二前部喷射器流体地联接到所述至少一个前部导管，联接到所述前部分并且分别联接到所述右舷侧和左舷侧，所述前部喷射器分别包括出口结构，来自所述至少一个前部导管的气体从所述出口结构以能调节的预定速度流出，所述至少一个前部导管将来自所述第一区域的气体提供到所述第一前部喷射器和所述第二前部喷射器；以及
至少一个尾部喷射器，所述至少一个尾部喷射器流体地联接到所述至少一个尾部导管并且联接到所述尾部分，所述至少一个尾部喷射器包括出口结构，来自所述至少一个尾部导管的气体从所述出口结构以能调节的预定速度流出，所述至少一个尾部导管将来自所述第二区域的气体提供到所述至少一个尾部喷射器。
14.根据权利要求13所述的飞行器，还包括具有前缘的第一初级翼型元件和第二初级翼型元件，所述初级翼型元件分别联接到所述右舷侧和左舷侧，所述第一初级翼型元件和第二初级翼型元件的前缘分别直接位于所述第一前部喷射器和所述第二前部喷射器的下游，使得来自所述前部喷射器的气体流过所述初级翼型元件的前缘。
15.根据权利要求13所述的飞行器，还包括第一鸭翼和第二鸭翼，所述第一鸭翼和所述第二鸭翼联接到所述前部分并且分别联接到所述右舷侧和左舷侧，所述鸭翼被配置为当所述飞行器处于运动中时发展流过所述鸭翼的环境空气的边界层，所述鸭翼分别直接位于所述第一前部喷射器和所述第二前部喷射器的上游，使得所述第一前部喷射器和所述第二前部喷射器流体地联接到所述边界层。
16.根据权利要求15所述的飞行器，其中，所述第一前部喷射器和所述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所述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吸入。
17.根据权利要求13所述的飞行器，其中，所述气体发生器被布置在所述主体中。
18.根据权利要求13所述的飞行器，其中，所述第一前部喷射器和所述第二前部喷射器各自具有前缘，并且所述第一前部喷射器和所述第二前部喷射器中的每个的整体都能围绕与所述前缘平行取向的轴线转动。
19.根据权利要求13所述的飞行器，其中，所述第一前部喷射器和所述第二前部喷射器各自具有前缘，并且所述第一前部喷射器和所述第二前部喷射器中的每个的整体都能围绕与所述前缘垂直取向的轴线转动。
20.根据权利要求13所述的飞行器，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围绕与所述前缘平行取向的轴线转动。
21.根据权利要求13所述的飞行器，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围绕与所述前缘垂直取向的轴线转动。
22.根据权利要求13所述的飞行器，其中，所述出口结构中的至少一个是非圆形的。
23.根据权利要求13所述的飞行器，还包括驾驶舱部分，所述驾驶舱部分被配置为实现所述飞行器的有人操作。
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