CN109279002B - 带有排放流动路径外部的风扇叶片的vtol交通工具 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种限定垂直方向和横向方向的飞行器。飞行机可包括机身、从机身延伸的翼、和混合电推进系统。混合电推进系统可包括功率源、沿翼布置且由功率源驱动的多个垂直推力电风扇、和向前推力推进器。功率源可包括燃烧发动机和电发生器。燃烧发动机也可限定用于排放燃烧气体的流动路径。向前推力推进器可选择性地或永久性地机械耦联至燃烧发动机。向前推力推进器可包括推进器风扇，其具有多个布置在用于排放燃烧气体的燃烧发动机的流动路径外部的风扇叶片。

Description

带有排放流动路径外部的风扇叶片的VTOL交通工具

相关申请

本申请基于并要求提交于2017年7月21日的美国临时专利申请系列号62/535,444的优先权。

技术领域

本主题大体涉及一种用于飞行器的推进系统，该飞行器具有垂直起飞与降落能力。

背景技术

飞行器已经开发成带有用于执行垂直起飞和降落的能力。这样的能力可允许飞行器到达相对崎岖的地形和偏远地点，在该处建造足够大到允许传统飞行器(缺乏垂直起飞能力)起飞或降落的跑道可能不切实际或不可实现。

典型地，这些能够执行垂直起飞和降落的飞行器具有发动机和推进器，其被矢量化以产生垂直推力和向前推力两者。然而，该使得推进器高效用于垂直起飞和降落的设计特征可能不能引起高效向前飞行。因此，现有的能够执行垂直起飞和降落的飞行器包括这样的推进器，其可良好适合于产生垂直推力，但是可能并非良好适合于高效向前飞行。在垂直起飞和降落和巡航效率之间的该差异被放大为巡航速度增加。能够更高效地执行垂直起飞和降落且结合高速度巡航的飞行器因而将是有用的。

发明内容

各方面和优点将在下面的描述中部分地阐明，或者可从描述中是明显的，或可通过本发明的实践而习得。

在一方面，本公开针对一种限定了垂直方向和横向方向的飞行器。该飞行器包括机身、从机身延伸的翼、和混合电推进系统。混合电推进系统包括功率源、沿翼布置的且由功率源驱动的多个垂直推力电风扇、和向前推力推进器。功率源包括燃烧发动机和电发生器。燃烧发动机也限定了用于排放燃烧气体的流动路径。向前推力推进器选择性地或永久性地机械耦联至燃烧发动机。向前推力推进器包括推进器风扇，其具有多个布置在用于排放燃烧气体的燃烧发动机的流动路径外部的风扇叶片。

在一个实施例中，燃烧发动机可包括壳体，其限定外部表面。另外，推进器风扇的多个风扇叶片可布置在燃烧发动机的壳体的外部表面外部。在另一实施例中，向前推力推进器可构造成可变桨距推进器。在这样的实施例中，向前推力推进器可包括外机舱，其至少部分地限定风扇空气流动路径且还包括桨距改变机构。桨距改变机构可定位在风扇空气流动路径内部和燃烧发动机的流动路径外部。在另一实施例中，燃烧发动机可限定出口，其沿基本上径向方向定位在风扇叶片内部且沿基本上轴向方向定位在风扇叶片下游、尾部、或二者。在另一实施例中，风扇叶片可沿轴向方向定位在燃烧发动机的涡轮区段的尾部、下游、或二者。

在另一实施例中，可变桨距推进器可限定桨距范围，其使向前推力推进器能够在操作期间产生向前推力、反向推力、和基本上不产生推力。在一个示例性实施例中，燃烧发动机可为涡轮轴发动机。在这样的实施例中，涡轮轴发动机可包括输出轴。另外，向前推力推进器可包括风扇轴，其选择性地或永久性地机械耦联至输出轴。在一个实施例中，向前推力推进器可在飞行器的尾端处安装至飞行器的机身。在另一实施例中，混合电推进系统还可包括耦联单元。另外，燃烧发动机可通过耦联单元机械耦联至向前推力推进器。

在另一实施例中，混合电推进系统还可包括变速机构。照此，燃烧发动机可通过变速机构机械耦联至向前推力推进器。在额外的实施例中，功率源还可包括电能存储单元。在这样的实施例中，多个垂直推力电风扇中的每个可电耦联至电发生器或电能存储单元中的至少一个或由其驱动。在一个示例性实施例中，功率源还可包括电马达，其电耦联至电能存储单元且由其驱动。另外，电马达可耦联至向前推力推进器且构造成驱动该向前推力推进器。

在额外的实施例中，多个垂直推力电风扇可集成到翼中且沿一指向固定以沿垂直方向产生推力。在一个特定实施例中，翼可为第一翼。另外，多个垂直推力电风扇可为第一多个垂直推力电风扇。在这样的实施例中，飞行器还可包括第二翼，其耦联至机身且从机身延伸。混合电推进系统还可包括第二多个垂直推力电风扇，其集成到第二翼中且定向成沿垂直方向产生推力。照此，第二多个垂直推力电风扇可沿一定长度的第二翼布置。

在另一实施例中，翼可为第一翼，且混合电推进系统的多个垂直推力电风扇可为第一多个垂直推力电风扇。在这样的实施例中，飞行器还可包括第二翼、第三翼、和第四翼。另外，混合电推进系统还可包括第二多个垂直推力电风扇，其集成到第二翼中且沿一定长度的第二翼布置，第三多个垂直推力电风扇，其集成到第三翼中且沿一定长度的第三翼布置，和第四多个垂直推力电风扇，其集成到第四翼中且沿一定长度的第四翼布置。同样，第二多个垂直推力电风扇、第三多个垂直推力电风扇、和第四多个垂直推力电风扇中的每个可定向成沿垂直方向产生推力。还应理解的是，飞行器还可包括如本文中描述的额外的特征中的任一。

在另一方面，本公开针对一种用于飞行器的混合电推进系统，其包括功率源、多个垂直推力电风扇、和向前推力推进器。功率源包括燃烧发动机和电发生器。功率源包括燃烧发动机，其限定用于排放燃烧气体的流动路径。多个垂直推力电风扇由功率源驱动。向前推力推进器选择性地或永久性地机械耦联至燃烧发动机且包括推进器风扇，其具有多个风扇叶片。另外，推进器风扇的多个风扇叶片布置在用于排放燃烧气体的燃烧发动机的流动路径外部。

在一个实施例中，燃烧发动机可包括壳体，其限定外部表面。另外，推进器风扇的多个风扇叶片可布置在向前推力推进器的壳体的外部表面外部。在另一实施例中，向前推力推进器可构造成可变桨距推进器，其包括至少一个桨距改变机构。照此，可变桨距推进器可限定桨距范围，其使向前推力推进器能够在操作期间产生向前推力、反向推力、和基本上不产生推力。

参考如下描述和所附权利要求，这些和其它特征、方面、和优点将变得更好理解。并入且构成该说明书的一部分的附图图示了本发明的实施例，并且结合描述用于解释本发明的某些原则。还应理解的是，混合电推进系统还可包括如本文中描述的额外特征中的任一。

技术方案1. 一种限定垂直方向和横向方向的飞行器，所述飞行器包含：

机身；

翼，其从所述机身延伸；以及

混合电推进系统，所述混合电推进系统包含：

功率源，其包含燃烧发动机和电发生器，所述燃烧发动机限定用于排放燃烧气体的流动路径；

多个垂直推力电风扇，其沿所述翼布置且由所述功率源驱动；以及

向前推力推进器，所述向前推力推进器选择性地或永久性地机械耦联至所述燃烧发动机，所述向前推力推进器包含具有多个风扇叶片的推进器风扇，所述多个风扇叶片布置在用于排放燃烧气体的所述燃烧发动机的流动路径外部。

技术方案2. 根据技术方案1所述的飞行器，其中

所述燃烧发动机包含限定外部表面的壳体，其中所述推进器风扇的所述多个风扇叶片布置在所述燃烧发动机的壳体的外部表面外部。

技术方案3. 根据技术方案1所述的飞行器，其中

所述向前推力推进器构造为可变桨距推进器。

技术方案4. 根据技术方案3所述的飞行器，其中

所述向前推力推进器包含外机舱，其至少部分地限定风扇空气流动路径且还包含桨距改变机构，且其中所述桨距改变机构定位在所述风扇空气流动路径内部和所述燃烧发动机的流动路径外部。

技术方案5. 根据技术方案1所述的飞行器，其中

所述燃烧发动机限定出口，其沿基本上径向方向定位在所述风扇叶片内部且沿基本上轴向方向定位在所述风扇叶片下游、尾部、或二者。

技术方案6. 根据技术方案1所述的飞行器，其中

所述风扇叶片沿轴向方向定位在所述燃烧发动机的涡轮区段的尾部、下游、或二者。

技术方案7. 根据技术方案3所述的飞行器，其中

所述可变桨距推进器限定桨距范围，其使所述向前推力推进器能够在操作期间产生向前推力、反向推力、和基本上不产生推力。

技术方案8. 根据技术方案1所述的飞行器，其中

所述燃烧发动机是涡轮轴发动机。

技术方案9. 根据技术方案8所述的飞行器，其中

所述涡轮轴发动机包含输出轴，其中所述向前推力推进器包含风扇轴，且其中所述输出轴选择性地或永久性地机械耦联至所述风扇轴。

技术方案10. 根据技术方案1所述的飞行器，其中所述向前推力推进器在所述飞行器的尾端安装至所述飞行器的机身。

技术方案11. 根据技术方案1所述的飞行器，其中

所述混合电推进系统还包含耦联单元，且其中所述燃烧发动机通过所述耦联单元选择性地机械耦联至所述向前推力推进器。

技术方案12. 根据技术方案1所述的飞行器，其中

所述混合电推进系统还包含变速机构，且其中所述燃烧发动机通过所述变速机构机械耦联至所述向前推力推进器。

技术方案13. 根据技术方案1所述的飞行器，其中

所述功率源还包含电能存储单元，且其中所述多个垂直推力电风扇中的每个电耦联至所述电发生器或所述电能存储单元中的至少一个或由其驱动。

技术方案14. 根据技术方案13所述的飞行器，其中

所述功率源还包含电马达，其中所述电马达电耦联至所述电能存储单元且由其驱动，且其中所述电马达耦联至所述向前推力推进器且构造成驱动所述向前推力推进器。

技术方案15. 根据技术方案1所述的飞行器，其中

所述多个垂直推力电风扇集成到所述翼中且沿一指向固定以沿所述垂直方向产生推力。

技术方案16. 根据技术方案1所述的飞行器，其中

所述翼是第一翼，其中所述多个垂直推力电风扇是第一多个垂直推力电风扇且其中所述飞行器还包含：

第二翼，其耦联至所述机身且从所述机身延伸，其中所述混合电推进系统还包含第二多个垂直推力电风扇，其集成到所述第二翼中且指向成沿所述垂直方向产生推力，所述第二多个垂直推力电风扇沿一定长度的第二翼布置。

技术方案17. 根据技术方案1所述的飞行器，其中

所述翼是第一翼，其中所述混合电推进系统的多个垂直推力电风扇是第一多个垂直推力电风扇，且其中所述飞行器还包含：

第二翼、第三翼、和第四翼，其中所述混合电推进系统还包含第二多个垂直推力电风扇，其集成到所述第二翼中且沿一定长度的第二翼布置，第三多个垂直推力电风扇集成到所述第三翼中且沿一定长度的第三翼布置，且第四多个垂直推力电风扇集成到所述第四翼中且沿一定长度的第四翼布置，其中所述第二多个垂直推力电风扇、所述第三多个垂直推力电风扇、和所述第四多个垂直推力电风扇中的每个指向成沿所述垂直方向产生推力。

技术方案18. 一种用于飞行器的混合电推进系统，包含：

功率源，其包含燃烧发动机和电发生器，所述燃烧发动机限定用于排放燃烧气体的流动路径；

多个垂直推力电风扇，其由所述功率源驱动；以及

向前推力推进器，所述向前推力推进器选择性地或永久性地机械耦联至所述燃烧发动机，所述向前推力推进器包含具有多个风扇叶片的推进器风扇，

其中，所述推进器风扇的多个风扇叶片布置在所述燃烧发动机的流动路径外部用于排放燃烧气体。

技术方案19. 根据技术方案18所述的混合电推进系统，其中

所述燃烧发动机包含限定外部表面的壳体，其中所述推进器风扇的多个风扇叶片布置在所述向前推力推进器的壳体的外部表面外部。

技术方案20. 根据技术方案18所述的混合电推进系统，其中

所述向前推力推进器构造成可变桨距推进器，所述可变桨距推进器还包含至少一个桨距改变机构，其中所述可变桨距推进器限定桨距范围，其使所述向前推力推进器能够在操作期间产生向前推力、反向推力、和基本上不产生推力。

附图说明

本发明的完整的和能够实现的公开(包括指引给本领域的普通技术人员的其最佳模式)在参考附图的说明书中阐述，在其中：

图1是根据本公开的各种示例性实施例的飞行器的透视视图。

图2是图1的示例性飞行器在垂直飞行位置中的顶示意图。

图3是图1的示例性飞行器在向前飞行位置中的顶示意图。

图4是如可并入到在向前飞行位置中的图1的示例性飞行器中的根据本公开的一个示例性实施例的翼的示意性侧视图。

图5是图4的示例性翼在垂直飞行位置中的示意性侧视图。

图6是图1的示例性飞行器的功率源的示意图。

图7是构造为涵道风扇的向前推力推进器的示例性示意图。

图8是构造为非涵道风扇的不同的向前推力推进器的示例性示意图。

图9是在第一位置中的根据本公开的一个示例性实施例的风扇叶片的轴向示意图。

图10是在第二位置中的图9的示例性风扇叶片的轴向示意图。

图11是在第三位置中的图9的示例性风扇叶片的轴向示意图。

在本说明书和附图中的参考符号的重复使用旨在代表本发明的相同或类似零件或元件。

具体实施方式

现在将详细参照本发明的实施例，其一个或多个示例在附图中图示。每个示例借助于解释本发明而非限制本发明来提供。事实上，对于本领域的技术人员将明显的是，在本发明中可作出各种修改和变化，而不背离本发明的范围或精神。例如，图示或描述为一个实施例的一部分的特征可连同另一实施例使用以产生还另一实施例。因而，旨在本发明覆盖在所附权利要求和其等同物的范围内的这样的修改和变化。

如本文使用的那样，用语“第一”、“第二”和“第三”可以可互换地使用来将一个构件与另一个构件区分开，且不意在表示独立构件的位置和重要性。

用语“前”和“后”指燃气涡轮发动机或运载器内的相对位置，且指的是燃气涡轮发动机或运载器的正常操作姿势。例如，关于燃气涡轮发动机，前指的是较接近发动机入口的位置，且后指的是较接近发动机喷嘴或排放部(exhaust)的位置。

用语“上游”和“下游”指的是相对于流体路径(fluid pathway)中的流体流的相对方向。例如，“上游”指液体流自的方向，且“下游”指流体流至的方向。

用语“耦联”、“固定”、“附接至”等指的是直接耦联、固定或附接以及通过一个或多个中间部件或零件来间接耦联、固定或附接两者，除非在本文中另外说明。

单数形式“一个”、“一种”、和“该”包括复数参照，除非上下文另外清楚地指出。

如在本文中贯穿说明书和权利要求使用的近似语言应用于修饰可许可改变而不导致其相关的基本功能的变化的任何数量表达。因此，由诸如“大约”、“近似”和“大致”的一个或多个用语修饰的值不限于说明的精确值。在至少一些情况下，近似语言可对应于用于测量值的仪器的精度，或用于构建或制造构件和/或系统的机器或方法的精度。例如，近似语言可指10%以内的容限。

在此以及贯穿说明书和权利要求，范围限制组合和互换，此范围是确定的且包括包含在其中的所有子范围，除非上下文或语言另外指示。例如，本文公开的所有范围包含端点，且端点可与彼此独立组合。

大体上提供一种飞行器，其能够执行垂直起飞和降落。飞行器限定垂直方向和横向方向。更具体地，飞行器包括机身、耦联至机身且从其延伸的翼、和混合电推进系统。照此，混合电推进系统包括功率源、多个垂直推力电风扇、和向前推力推进器。功率源包括燃烧发动机和电发生器。燃烧发动机限定用于排放燃烧气体的流动路径。另外，多个垂直推力电风扇沿一定长度的翼布置且由功率源驱动。向前推力推进器选择性地或永久性地机械耦联至燃烧发动机。此外，向前推力推进器包括推进器风扇，其具有多个风扇叶片。更具体地，多个风扇叶片布置在用于排放燃烧气体的燃烧发动机的流动路径外部。

根据本公开的一个或多个实施例的具有机械耦联至燃烧发动机的向前推力推进器的垂直起飞和降落飞行器可允许向前推力推进器与燃烧发动机的更稳固的和高效的耦联，同时仍允许由向前推力推进器产生的期望的控制量的向前推力量。将推进器风扇叶片布置在发动机排出口的流动路径外部可确保向前推力推进器的操作未由发动机排出口消极影响。此外，向前推力推进器的这样的安置可允许更顺滑流动至推进器风扇叶片且可因此导致更高效的飞行器。

现在参考附图，其中，同样的数字指示了贯穿附图(缩写“Figs.”)的相同的元件，图1至3描绘了根据各种本公开的各种实施例的飞行器10。更具体地，图1提供了示例性飞行器10的透视视图；图2提供了图1的示例性飞行器10在垂直推力构造中的示意性顶视图；并且图3提供了图1的示例性飞行器10在向前推力构造中的示意性顶视图。

如在图1至3中所示出的，飞行器10限定了纵向方向L(和在其中延伸的纵向中心线12)、垂直方向V、和横向方向T。此外，飞行器10限定了左舷14和相反的右舷16。

飞行器10包括机身18，其在前端20和尾端22之间大体上沿着飞行器10的轴向中心线12延伸。飞行器10此外包括四个附接至机身18或与机身18整体成形的翼。具体地，对于所描绘的实施例，飞行器10包括第一翼、第二翼、第三翼和第四翼，或更具体地，尾右舷翼24、尾左舷翼26、前右舷翼28、和前左舷翼30。这些翼24,26,28,30中的每个附接至机身18或与机身18整体成形，并且从机身18向外大体上沿着横向方向T(即相对于机身18向外)延伸。将认识到的是，尽管前左舷翼30和前右舷翼28被描绘为分离的翼，但在其它实施例中，前左舷翼30和前右舷翼28可整体成形，且共同附接至机身18。类似地，尽管尾左舷翼26和尾右舷翼24被描绘为分离的翼，但在其它实施例中，尾左舷翼26和尾右舷翼24可整体成形，且共同附接机身18。

尽管未描绘，在其它实施例中，飞行器10可此外包括一个或多个稳定器，诸如一个或多个垂直稳定器、水平稳定器等。此外，尽管未描绘，在某些实施例中，翼中的一个或多个可此外包括襟翼(flap)，诸如前缘襟翼或后缘襟翼，用于在飞行期间辅助控制飞行器10。

仍然参考图1至3，示例性飞行器10还包括混合电推进系统32，用于在操作期间提供飞行器10以期望的推力量。一般地说，示例性混合电推进系统32包括用于在操作期间产生垂直推力的多个垂直推力电风扇(或“VTE风扇”)、向前推力推进器34、和用于驱动多个VTE风扇和向前推力推进器34的功率源26。此外，对于所描绘的实施例，混合电推进系统32包括电通信总线38，用于例如从功率源36提供电功率给多个VTE风扇。

更具体地，对于所描绘的实施例，功率源36包括燃烧发动机40、电机42、和电能存储单元44。如将参考图6在下面更详细地描述的那样，燃烧发动机40构造成机械地驱动向前推力推进器34。更具体地，向前推力推进器34选择性地或永久性地机械耦联至燃烧发动机40。此外，燃烧发动机40耦联至电机42。此外，在至少某些实施例中，燃烧发动机40可驱动电机42，使得电机42可产生电功率。以这样的方式，电机42可构造为电发生器。另外，在这样的示例性实施例中，电机42可在飞行器10的至少某些操作期间提供电功率给例如多个VTE风扇、提供给电能存储单元44，或两者。以这样的方式，多个VTE风扇可由功率源36驱动并且更具体地，可至少部分地由电机42驱动。

尤其参考图2和3，电能存储单元44可以是电池或其它适宜的用于存储电功率的部件。电能存储单元44可从例如电机42(作为电发生器操作)接收电功率，并且存储电功率以用于在飞行器10的操作期间使用。例如，电能存储单元44可在某些操作期间从电机42(作为电发生器操作)接收和存储电功率，并且然后在其它操作期间提供电功率给多个VTE风扇。此外，在还其它操作中，电能存储单元44可提供电功率回给电机42，以例如历经短暂持续时间给尾风扇供能、在紧急操作期间给燃烧发动机40供能、或在高功率需求操作期间增加动力给前推力推进器34和/或给燃烧发动机40。因此，利用这样的示例性实施例，电机42可进一步构造为电马达。

参考飞行器10的多个翼中的第一个，并且更具体地参考图2中描绘的尾右舷翼24，混合电推进系统32包括第一多个VTE风扇46，其集成到尾右舷翼24中并且被指向以沿着垂直方向V产生推力。以这样的方式，第一多个VTE风扇46中的每个都是垂直升力风扇，并且如将在下文中更详细讨论的那样被固定就位，使得它们仅能够产生基本上沿着飞行器10的垂直方向V的推力。如将在下面更详细地讨论的那样，第一多个VTE风扇46中的每个电耦联至功率源36以从例如电机42或电能存储单元44接收电功率。

将认识到的是，如在本文中所使用的，术语“沿着飞行器10的垂直方向V”指的是由飞行器10的正常指向所限定的垂直方向。例如，如果飞行器10例如在某些操作期间向前倾斜，第一多个VTE风扇46可在这样的方向上提供推力，该方向仍然沿着飞行器10的垂直方向，但相对于绝对垂直方向倾斜。此外，在该上下文中，术语“基本上”指的是在飞行器10的垂直方向V的约三十度内。

此外，第一多个VTE风扇46大体上沿着横向方向T沿着一定长度的尾右舷翼24布置。此外，第一多个VTE风扇46包括沿着相对于飞行器10的机身18的横向方向T的最外的VTE风扇48和至少一个内部VTE风扇50。更具体地，对于图2的实施例，第一多个VTE风扇46包括三个内部VTE风扇50。然而，在其它实施例中，如将在下面更详细地讨论的那样，第一多个VTE风扇46可具有任何其它合适数量的内部风扇。将认识到的是，最外部的VTE风扇48是可变桨距风扇或可变速度风扇中的至少一个，以向飞行器10提供增加的稳定性。例如，在某些实施例中，最外部的VTE风扇48可为可变桨距风扇和可变速度风扇。如将认识到的，通过改变最外部的VTE风扇48的多个风扇叶片的桨距，由最外部的VTE风扇48产生的推力量可在不需要最外部的VTE风扇48的旋转速度的任何改变的情况下修改。

还将认识到的是，混合电推进系统32包括类似多个垂直推力电风扇，其集成到飞行器10的其它翼26,28,30中。这些电风扇中的每个类似地指向以产生基本上沿着飞行器10的垂直方向V的推力，并且以这样的方式因此也可构造为VTE风扇。更具体地，混合电推进系统32还包括第二多个VTE风扇52，其集成到尾左舷翼26中并且沿着一定长度的尾右舷翼26布置；第三多个VTE风扇54，其集成到前右舷翼28中并且沿着一定长度的前右舷翼28布置；和第四多个VTE风扇56，其集成到前左舷翼30中并且沿着一定长度的前左舷翼30布置。

与第一多个VTE风扇46一样，第二多个VTE风扇52包括沿着横向方向T的最外部的VTE风扇58。此外，第三多个VTE风扇54也包括沿着横向方向T的最外部的VTE风扇60并且第四多个VTE风扇56包括沿着横向方向T的最外部的VTE风扇62。第二多个VTE风扇52、第三多个VTE风扇54、和第四多个VTE风扇56的最外部的VTE风扇58,60,62分别类似地构造为可变桨距风扇或可变速度风扇中的一个。更具体地，对于图2的实施例，这样的最外部的VTE风扇58,60,62中的每个构造为可变桨距风扇。因此，这样的最外部的VTE风扇58,60,62中的每个可以以基本上相同的方式构造为第一多个VTE风扇46的最外部的VTE风扇48(见例如图4和5)。

参看回第一多个VTE风扇46，对于图2的实施例，第一多个VTE风扇46的内部VTE风扇50中的至少一个相比最外部的VTE风扇48不同地构造。更具体地，对于描绘的实施例，第一多个VTE风扇46的内部VTE风扇50每个构造为固定桨距风扇，而最外部的VTE风扇48构造为可变桨距风扇(上文讨论的)。这样的构造可允许第一多个VTE风扇46中的至少一些具有更简单的构造，而第一多个VTE风扇46可由于可变桨距最外部的VTE风扇48的包含还提供期望量的用于飞行器的稳定性。

类似地，第二多个VTE风扇52包括至少一个内部VTE风扇64，第三多个VTE风扇54包括至少一个内部VTE风扇66，并且第四多个VTE风扇56包括至少一个内部VTE风扇68。更具体地，第二多个VTE风扇52包括三个内部VTE风扇64，第三多个VTE风扇54包括一个内部VTE风扇66，并且第四多个VTE风扇56也包括一个内部VTE风扇68。对于描绘的实施例，相应多个VTE风扇52,54,56的至少一个内部VTE风扇64,66,68中的每个相比相应多个VTE风扇52,54,56的最外部的VTE风扇58,60,62不同地构造。

然而将认识到的是，在其它示例性的实施例中，相应多个VTE风扇46,52,54,56中的每个可具有任何其它合适数量的内部VTE风扇50,64,66,68。另外，在某些示例性实施例中，每个多个VTE风扇46,52,54,56的至少一个内部VTE风扇50,64,66,68可以以与相应多个VTE风扇52,54,56的最外部的VTE风扇48,58,60,62相同的方式构造。例如，在其他的示例性实施例中，第一多个VTE风扇46、第二多个VTE风扇52、第三多个VTE风扇54和第四多个VTE风扇56中的每个可构造为可变速度、固定桨距风扇，或备选地，每个可构造为可变速度、可变桨距风扇(在下文中描述的“可变速度”功能性)。

此外，如在图2中所描绘的，电通信总线38电连接功率源36、例如电机42和/或电能存储单元44至多个VTE风扇46,52,54,56中的每个。尤其，对于所描绘的实施例，电通信总线38包括主控制器80和多个电功率控制器82。主控制器80电连接至电机42和电能存储单元44两者，并且构造成例如将电功率从电机42和电能存储单元44中的一个或两个引导到多个VTE风扇46,52,54,56中的每个。例如，在某些操作中，主控制器80可将电功率从电机42引导至多个VTE风扇46,52,54,56中的每个，可将电功率从电能存储单元44引导至多个VTE风扇46,52,54,56中的每个，可将电功率从电机42引导至电能存储单元44(例如在向前飞行期间)，或可将电功率从电能存储单元44引导至电机42(例如在紧急操作或高功率需求操作期间)。其他的操作也被构想。

在图2的示例性实施例中，电通信总线38包括用于每个VTE风扇的电功率控制器82(即，第一多个VTE风扇46、第二多个VTE风扇52、第三多个VTE风扇54、和第四多个VTE风扇56中的每个VTE风扇)。此外，多个电功率控制器82中的每个关联于多个VTE风扇46,52,54,56中的一个VTE风扇。更具体地，还有，功率源36通过相应电功率控制器82电耦联至多个VTE风扇46,52,54,56中的每个VTE风扇。以这样的方式，电功率控制器82可修改从功率源36提供给每个相应VTE风扇的电功率。因此，对于所显示的实施例，混合电推进系统32包括十二个电功率控制器82，每个用于包括在混合电推进系统32内的十二个VTE风扇中的每个。

在某些示例性实施例中，电功率控制器82中的每个可为功率转换器、功率变化器、或功率变换器中的一个或多个。因此在某些示例性实施例中，电功率控制器82可构造成将从交流电(“AC”)电功率通过电通信总线38接收的电功率转换成直流电(“DC”)电功率，或反之亦然。另外，在至少某些实施例中，电功率控制器82可构造成修改从功率源36通过电通信总线38接收的电功率量(例如，电压或电流)(在将该电功率传递给相应VTE风扇前)。

因此，在至少某些实施例中，电功率控制器82中的每个可修改提供给相应VTE风扇的电功率量，其可允许飞行器10、更具体地可允许主控制器80修改多个VTE风扇46,52,54,56中的每个VTE风扇的旋转速度。例如，电功率控制器82中的每个可以可操作地通过例如有线或无线通信总线(未示出)耦联至主控制器80，使得主控制器80可控制提供给单独VTE风扇中的每个的电功率。

因此，将认识到的是，在至少某些实施例中，多个VTE风扇46,52,54,56中的每个VTE风扇可以是可变速度风扇。因此，通过修改通过相应电功率控制器82提供给每个VTE风扇的电功率量，飞行器10可修改相应VTE风扇的旋转速度，并且因而修改由相应VTE风扇提供的垂直推力量。以这样的方式，飞行器10可允许在垂直起飞和降落期间或其它垂直推力操作期间的更动态的控制。

然而应认识到的是，在其它示例性实施例中，飞行器10或更确切地说电通信总线38可不包括用于单独VTE风扇中的每个的电功率控制器82。替代地，例如，在其它实施例中，电通信总线38可包括用于单独多个VTE风扇46,52,54,56中的每个的单一电功率控制器82。然而，在还其它实施例中，可提供任何其它合适的构造。

此外，如上文中简要陈述的，且如在图2和3中所显示的，翼24,26,28,30中的每个是固定翼，其包括大体上在垂直推力位置(图2)和向前推力位置(图3)之间可运动的可变控制部分。更具体地，现在还参考图4和5，提供了第一多个VTE风扇46的内部VTE风扇50和尾右舷翼24的侧横截面视图，尾右舷翼24(以及如下文中更详细地讨论的其它翼26,28,30)大体上包括可变几何部分84。可变几何部分84在向前推力位置(图4)、一个或多个过渡位置(未示出)、和垂直推力位置(图5)之间可运动，并且另外大体上由相应翼24,26,28,30的表面部分形成。然而如将认识到的，翼24,26,28,30的主体或框架部分在该运动期间保持固定。

当可变几何部分84从向前推力位置移动到垂直推力位置时，第一多个VTE风扇46被暴露出。相反，当可变几何部分84从垂直推力位置移动到向前推力位置时，第一多个VTE风扇46基本上被完全覆盖。对于所描绘的实施例，当移动至垂直推力位置时，可变几何部分84形成了用于第一多个VTE风扇46的升力风扇排放装置。将认识到的是，如在本文中所使用的，术语“排放装置”大体上指位于相应风扇下游的任何结构，其构造成从相应风扇导引气流的至少一部分以增加这样的风扇的功率负载(即，产生的动力与接收的功率量的比)。例如，排放装置可大体上构造为用于相应风扇的喷嘴或扩散器。

更具体地，对于所描绘的实施例，尾右舷翼24或更确切地说尾右舷翼24的可变几何部分84大体上包括前区段86和尾区段88。简单地参考回图2和3，将认识到的是，对于所显示的实施例，可变几何部分84的前区段86和后区段88每个从第一多个VTE风扇46的最内部VTE风扇延伸至第一多个VTE风扇46的最外部VTE风扇48。以这样的方式，当可变几何部分84被移动到垂直推力位置时，由可变几何部分84形成的排放装置也从第一多个VTE风扇46的最内部VTE风扇延伸至第一多个VTE风扇46的最外部VTE风扇48。

具体地参考图4，当尾右舷翼24的可变几何部分84在向前推力位置中时，前区段86和尾区段88共同至少部分地限定了翼型件横截面形状。这可允许对于飞行器10的相对高效向前飞行。然而相反，如在图5中描绘地，当尾右舷翼24的可变几何部分84被移动到垂直推力位置时，可变几何部分84的前区段86和尾区段88共同形成排放装置。例如，在某些示例性实施例中，前区段86可安装在前轨道92上在尾右舷翼24内，使得当其从向前推力位置移动到垂直推力位置时，其向前沿着侧向方向横移且向下沿着垂直方向V枢转至图5中示出的位置。类似地，尾区段88可安装在尾轨道95上尾右舷翼24内，使得当其从向前推力位置移动到垂直推力位置时，其向尾部沿着侧向方向平移并且向下沿着垂直方向V枢转至图5中所示的位置。

将认识到的是，第一多个VTE风扇46中的每个限定风扇直径94，且对于描绘的实施例(见图2)，多个VTE风扇中的每个的风扇直径94基本上相同。另外，由尾右舷翼24的可变几何部分84形成的排放布置限定沿垂直方向V的长度96。对于描绘的实施例，长度96等于、或大于第一多个VTE风扇46中的每个VTE风扇的风扇直径94。更具体地，对于描绘的实施例，长度96至少比第一多个VTE风扇46中的每个VTE风扇的风扇直径94大大约百分之十。例如，在至少某些实施例中，长度96可相比第一多个VTE风扇46中的每个VTE风扇的风扇直径94大至少大约百分之十五、诸如至少大约百分之二十五、诸如至少大约百分之五十，且可小于或等于每个VTE风扇的风扇直径94的十倍。

将此外认识到的是，剩余翼26,28,30中的每个可类似地包括可变几何部分84，其在向前推力位置和垂直推力位置之间可运动，其中，这样的可变几何部分84当在垂直推力位置中时形成排放装置。然而将认识到的是，在其它示例性实施例中，每个翼24,26,28,30的可变几何部分84可具有任何其它合适的构造，用于对于集成在其中的每个相应多个VTE风扇46,52,54,56形成排放装置。

还将认识到的是，具有用于为多个VTE风扇46,52,54,56中的每个形成排放装置的可变几何部分84的翼24,26,28,30的包含(inclusion)在给定的风扇直径下可允许更高效率VTE风扇。或，备选地，多个VTE风扇46,52,54,56中的每个可比在其它情形下所需要的更小，以产生必要量的用于飞行器10的垂直推力来执行垂直起飞、垂直降落和普通盘旋操纵。

另外，以本文所描述的方式利用沿着相应翼24,26,28,30的长度的分布式VTE风扇的包含，结合由相应翼24,26,28,30形成的排放装置所允许的增加的效率，翼24,26,28,30中的每个可限定相比通常可能用于翼内风扇(fan-in-wing)构造更高的翼展比，提供用于相对高效的向前飞行。将认识到的是，如在本文中所使用的，术语“翼展比”参考翼24,26,28,30中的一个或多个，大体上指的是翼的展弦(span)与其平均翼弦(chord)的比。以这样的方式构造的翼的包含可允许总体更高效的飞行器10。

另外，如上文中简要提到的，混合电推进系统32构造为混合电推进系统，包括功率源36(功率源36具有燃烧发动机40和电机42)和向前推力推进器34，其中向前推力推进器34选择性地或永久性地机械耦联至功率源36的燃烧发动机40。更具体地，现在参看图6，提供了参考图1至3上文所描述的混合电推进系统32的功率源36的示例性燃烧发动机40的简化视图。对于所描绘的实施例，燃烧发动机40是涡轮轴发动机。涡轮轴发动机以串流顺序包括压缩机区段(包括低压压缩机98和高压压缩机100)、燃烧区段102、和涡轮区段(包括高压涡轮104和低压涡轮106)。在操作期间，空气流74被接收在压缩机区段内并且当其流经时、即当其从低压压缩机98流至高压压缩机100时被渐进地压缩。压缩气体然后被提供给燃烧区段102，其中，其混合有燃料并且被燃烧以产生热燃烧气体76。飞行器10还包括燃料箱108，用于提供燃料给燃烧区段102(见图2和3)。

热燃烧气体76膨胀通过涡轮区段，在该处从其提取出旋转能量。具体地，当气体流经且膨胀时，热燃烧气体旋转高压涡轮104和低压涡轮106。这些部件可被包封在壳体内，例如飞行器10的机身18，或燃烧发动机40的壳体19。热燃烧气体76可被例如从低压涡轮106排放至大气，如将在下文中更详细地讨论的。尤其，压缩机区段98,100；燃烧区段102；和涡轮区段104,106一起限定了穿过燃烧发动机40的核心空气流动路径75。

同样对于所描绘的实施例，高压涡轮104通过高压轴或卷轴112连接至高压压缩机100，使得高压涡轮104的旋转此外旋转高压压缩机100。类似地，低压涡轮106通过低压轴或卷轴114连接至低压压缩机98，使得低压涡轮106的旋转此外旋转低压压缩机98。

然而如将认识到，在图6中所描绘的示例性涡轮轴发动机仅借助于示例提供。在其它示例性实施例中，涡轮轴发动机可具有任意其它合适的构造。例如，在其它实施例中，涡轮轴发动机可包括任何其它合适数量的压缩机和/或任何其它合适数量的涡轮。另外，在还其它实施例中，燃烧发动机可为任何其它合适的燃烧发动机，诸如转式或内燃机。

仍参考图6，低压轴114此外驱动输出轴。更具体地，对于图6的实施例，低压轴114此外驱动涡轮轴发动机的第一输出轴、或前输出轴116，并且驱动涡轮轴发动机的第二输出轴、或尾输出轴118。前输出轴116延伸至电机42。因此，涡轮轴发动机的旋转至少在某些操作期间经由前输出轴116提供旋转能量至电机42。电机42继而又构造成转换旋转能量以产生电功率。更具体地，将认识到的是，电机42的至少某些实施例、诸如所显示的实施例可大体上包括转子120和定子122。涡轮轴发动机的旋转能量经由前输出轴116提供，并且构造成相对于定子122旋转电机42的转子120。该相对运动可产生电功率。

根据这样的示例性实施例的电机42和涡轮轴发动机的包含可允许电功率源36以产生相对较高量的电功率并且提供这样的电功率给混合电推进系统32的多个VTE风扇。

现在参看图6至8，图7示出了涵道向前推进器34的简化视图，且图8示出了非涵道向前推进器34的简化视图。如所示和前面所讨论的，燃烧发动机40还驱动混合电推进系统32的向前推力推进器34。对于所描绘的实施例，向前推力推进器34包括耦联至风扇轴126的推进器风扇124。涡轮轴发动机的尾输出轴118选择性地机械耦联至或永久性地机械耦联至风扇轴126以允许涡轮轴发动机来驱动推进器风扇124。更具体地，在操作期间，涡轮轴发动机的尾输出轴118可驱动风扇轴126来围绕风扇轴线128旋转推进器风扇124。具体参看图6和7，向前推力推进器34还可包括围绕风扇124的至少一部分的外壳体或外机舱130。以这样的方式，向前推力推进器34可称为涵道风扇(ducted fan，有时也称为导管风扇)。反之，向前推力推进器34可不包括外机舱130，如在图8中看到的，且可称为非涵道风扇。

将认识到的，如本文中所使用的，术语“永久性机械耦联至”参考风扇轴126和输出轴118，指的是如下耦联，其在飞行器10的操作期间、诸如飞行操作期间不允许输出轴118从风扇轴126解耦或在其它情形下相对于风扇轴126自由旋转。

仍参看图6至8，将认识到的是，描绘的示例性的混合电推进系统32还包括耦联单元148，其中涡轮轴发动机通过耦联单元148选择性地机械耦联至向前推力推进器34。耦联单元148可为离合器或扭矩转换器中的至少一个。更具体地，对于描绘的实施例，耦联单元148包括离合器，且更具体地，包括单向离合器。例如，在某些实施例中，单向离合器可为超越离合器(或斜撑离合器)。

另外，在某些示例性实施例中，如以部分剖切图描绘的，向前推力推进器34可此外包括驱动电机144，或更确切地说，驱动马达，耦联至风扇轴126。驱动电机144可通过电通信总线38(见图2)电耦联至功率源36，诸如至电机42或电能存储单元44中的一个或多个。驱动电机144可在例如紧急操作、或在噪音和/或发射敏感环境中接收电功率以驱动向前推力推进器34的推进器风扇124。在耦联单元148中的单向离合器的包含、诸如超越离合器可允许驱动电机144旋转推进器风扇124，而不必对应地旋转燃烧发动机40(即，用于描绘的环境的涡轮轴)。

应认识到的是，在其他实施例中，混合电推进系统32可不包括在燃烧发动机40和推进器风扇124之间的直接机械耦联。例如，至少推进器风扇124本身或强迫式风扇(compulsory fan)和VTE风扇中的所有或一些的组合可总体上电驱动。例如，电机144可经由由在飞行前预充电的和/或经由燃烧发动机40供能的电能存储单元44提供的功率驱动推进器风扇124。

然而将认识到的是，在其他示例性实施例中，耦联单元148的离合器可代替地为可在接合位置和解开位置之间受促动的双向离合器。当在接合位置中时，风扇轴126可连同涡轮轴发动机的尾输出轴118旋转(经由中间轴150)。相反地，当在解开位置中时，涡轮轴发动机的尾输出轴118可独立于风扇轴126旋转。例如，在某些实施例中，飞行器10可在例如垂直起飞、垂直降落、或盘旋操作期间将离合器移动到解开位置，其中不需要来自向前推力推进器34的向前推力。然而，当飞行器10过渡到向前推力操作、例如巡航操作时，离合器可移动至接合位置以允许向前推力推进器34产生用于飞行器10的向前推力。

另外仍然，飞行器10此外包括变速机构152，其中涡轮轴发动机通过变速机构152机械耦联至向前推力推进器34。更具体地，对于图6至8的实施例，变速机构152构造成变速箱。更具体地，变速机构152可构造为行星变速箱。另外，在还其他的实施例中，任何其他合适的变速机构152可被使用。例如，在其他示例性实施例中，变速机构152可为传动装置，使得燃烧发动机40通过传动装置机械耦联至向前推力推进器34。更具体地，在某些实施例中，传动装置可为连续可变传动装置或液压传动装置中的一个。

将认识到的是，尽管对于描绘的实施例，飞行器10包括位于耦联单元148前的变速机构152，但在其他实施例中，这些部件的相对位置可相反(其例如当例如描绘的耦联单元148解耦两个轴118,126时可降低在变速机构152上的磨损)。另外，尽管描绘的示例性飞行器10包括变速机构152、耦联单元148、和具有可变桨距风扇的向前推力推进器34，但在其他示例性实施例中，飞行器10可不包括这些部件/零件中的每个或任一。

在其他实施例中，飞行器10可依靠向前推力推进器34的风扇124的桨距的可变性，用于在例如垂直起飞和垂直降落操作期间中和来自向前推力推进器34的任何向前推力(在下文更详细地讨论)。此外，或备选地，在其他实施例中，飞行器10可依靠耦联单元148来在垂直起飞和垂直降落操作期间中和来自向前推力推进器34的向前推力(例如通过包括可促动离合器/双向离合器)。利用这样的实施例，飞行器10可因此包括带有向前推力推进器34的固定桨距风扇。此外，或备选地，仍然，在其他实施例中，飞行器10可依靠变速机构152，诸如连续可变传动装置(诸如无级可变传动装置)，来在垂直起飞和降落操作期间基本上中和来自向前推力推进器34的向前推力。利用这样的实施例，飞行器10可因此省略耦联单元148且还可包括带有向前推力推进器34的固定桨距风扇。另外，在还其他实施例中，这些三个部件/零件的任何其他合适的组合可被使用。还其他的实施例和组合也被构想。

还查看图6至8，还将认识到，对于描绘的实施例，向前推力推进器34可安装至飞行器10、诸如至飞行器10的机身18或燃烧发动机40的壳体19(在飞行器10的尾端22处)。向前推力推进器34限定沿燃烧发动机40的长度延伸的轴向方向A和相对于轴向方向A延伸出去的径向方向R。如具体在图6和7中看到的，向前推力推进器34可为涵道风扇，其包括外机舱130和一个或多个撑杆159，或其他结构构件，其在外机舱130和飞行器10的机身18和/或燃烧发动机40的壳体19之间延伸。然而在其他实施例中，如在图8中看到的，向前推力推进器可为不带有外机舱130的非涵道风扇。此外，向前推力推进器34可构造成边界层吸取风扇，其限定了围绕机身18或壳体19基本上360度延伸的入口132。以这样的方式，向前推力推进器34可在机身18或壳体19上吸取边界层空气流，并且可再供能该空气流以产生用于飞行器10的向前推力。更具体地，外机舱130、机身18、和/或壳体19的组合可至少部分地限定风扇空气流动路径77，其中向前推力推进器34的风扇124至少部分地定位在风扇空气流动路径77内。

另外，向前推力推进器34的推进器风扇124包括多个耦联至盘134的风扇叶片134，其中盘134经由旋转风扇框架157耦联至风扇轴126。风扇叶片134布置在从燃烧发动机40排放的燃烧气体76的核心空气流动路径75外部。在说明的实施例中，燃烧发动机可由机身18和/或壳体19包封。照此，机身18或壳体19可限定外表面21，其对于示出的实施例部分地限定风扇空气流动路径77。多个风扇叶片134布置在机身18和/或燃烧发动机40的壳体19的外表面21外部。例如，风扇叶片134可布置在风扇空气流动路径77中和核心空气流动路径75外部，且更具体地，用于燃烧气体76的排放路径基本上沿着向前推力推进器34的径向方向R。燃烧发动机40可包括在核心空气流动路径75处的出口79用于排放燃烧气体76。出口79可沿径向方向R定位在风扇叶片134内部且沿轴向方向A布置在风扇叶片134下游、尾部、或二者。照此，风扇叶片134布置在离开出口79的燃烧气体76外部。此外，风扇叶片134可沿轴向方向A定位在燃烧发动机40的涡轮区段的尾部、下游、或二者。更具体地，如在图6中看到的，风扇叶片134可定位在高压涡轮104和低压涡轮106两者的尾部。

如具体在图7和8中看到的，旋转风扇框架157可包括转子78，其沿一定长度的旋转风扇框架157延伸穿过核心空气流动路径75。更具体地，转子78布置在燃烧气体76的排放流中。照此，转子78可从排放的燃烧气体76中提取额外的能量以驱动向前推力推进器34。

另外仍然，在示出的实施例中，飞行器10可包括在燃烧发动机40的尾端处的尾椎23，其限定了核心空气流动路径75的尾端。更具体地，尾椎23可耦联至风扇轴126、耦联单元148或二者，以便于允许尾椎23围绕风扇轴线128旋转。照此，尾椎可与推进器风扇124以相同的旋转速率旋转。在另一实施例中，尾椎23可耦联至中间轴150、变速机构152、或二者，以便于允许尾椎23以与中间轴150相同的旋转速率围绕风扇轴线123旋转。

对于描绘的实施例，向前推力推进器34构造成可变桨距推进器。更具体地，多个风扇叶片134中的每个围绕相应桨距轴线138可旋转地耦联至盘136。向前推力推进器34还包括桨距改变机构140，其可随同多个风扇叶片134中的每个操作以使多个风扇叶片134中的每个围绕其相应的结局轴线138旋转，例如一致地。桨距改变机构140可定位在风扇轴126和风扇叶片134之间的任何位置。例如，如在图6中看到的，桨距改变机构140可定位在风扇轴126处。在另一实施例中，如在图7中看到的，桨距改变机构140可沿径向方向R定位在机身18和/或壳体19内部。更具体地，对于图7的实施例，桨距改变机构140沿径向方向R定位在风扇空气流动路径77内部且沿径向方向R定位在核心空气流动路径75外部。仍然在另一实施例中，如在图8中看到的，桨距改变机构140可沿径向方向R定位在机身18和/或壳体19外部。更具体地，桨距改变机构140可定位在风扇空气流动路径77中。

如将认识到的，改变多个风扇叶片134的桨距可允许在操作期间修改由向前推力推进器34产生的推力量，而不需要改变风扇124的旋转速度。例如，通常参看图9至11，提供了向前推力推进器34的多个风扇叶片134中的风扇叶片134的三个视图，每个沿风扇叶片134的桨距轴线138。对于图9的实施例，风扇在第一位置中，其限定了相对于第一周向方向C1的第一桨距角142。第一桨距角142可为相对于第一周向方向C1的正角。当推进器风扇124的多个风扇叶片134沿第一周向方向C1旋转时(其中推进器风扇124的多个风扇叶片134限定第一桨距角142)，风扇124产生向前推力。相反地，图10描绘了在第二位置中的推进器风扇124，其中风扇叶片134限定相对于第一周向方向C1的第二桨距角(未标记)。第二桨距角可基本上等于0。当推进器风扇124的多个风扇叶片134沿第一周向方向C1旋转时(其中多个风扇叶片134限定第二桨距角)，推进器风扇124基本上不产生推力。另外，图11描绘了在第三位置中的推进器风扇124，其限定了相对于第一周向方向C1的第三桨距角146。第三桨距角146可为相对于周向方向C1的负桨距角。当推进器风扇124的多个风扇叶片134沿第一周向方向C1旋转时(其中推进器风扇124的多个风扇叶片134限定第三桨距角146)，推进器风扇124产生方向推力。

以这样的方式，将认识到的是，对于描绘的实施例，推进器风扇124限定桨距范围(即，桨距角的范围)，其使可变桨距风扇124能够在操作期间产生向前推力、反向推力、和基本上不产生推力。因此，这可允许飞行器10在例如盘旋模式或其他垂直飞行模式中的更强的控制，且也可允许通过在向前飞行中的尾风扇在风力涡轮模式中操作其来实现电功率产生。

此书面描述使用示例性实施例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何并入的方法。本发明的可申请专利的范围由权利要求限定，且可包括本领域的技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差异的等同结构元件，则意在使这些其他示例处于权利要求的范围内。

Claims (18)

1.一种限定垂直方向和横向方向的飞行器，所述飞行器包含：

机身；

翼，其从所述机身延伸；以及

混合电推进系统，所述混合电推进系统包含：

功率源，其包含燃烧发动机和电发生器，所述燃烧发动机限定用于排放燃烧气体的流动路径；

多个垂直推力电风扇，其沿所述翼布置且由所述功率源驱动；以及

向前推力推进器，所述向前推力推进器通过在所述燃烧发动机的涡轮区段的尾部延伸的输出轴机械耦联至所述燃烧发动机，所述输出轴耦联至所述涡轮区段的低压卷轴，其中所述输出轴和所述发动机的一部分均容纳在所述燃烧发动机的流动路径内部的尾锥内，其中所述向前推力推进器包含具有多个风扇叶片的推进器风扇，所述多个风扇叶片布置在用于排放燃烧气体的所述燃烧发动机的流动路径外部并且与延伸通过尾椎、所述流动路径和所述机身的风扇框架耦联。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其中

所述燃烧发动机包含限定外部表面的壳体，其中所述推进器风扇的所述多个风扇叶片布置在所述燃烧发动机的壳体的外部表面外部。

3.根据权利要求1所述的飞行器，其中

所述向前推力推进器构造为可变桨距推进器。

4.根据权利要求3所述的飞行器，其中

所述向前推力推进器包含外机舱，其至少部分地限定风扇空气流动路径且还包含桨距改变机构，且其中所述桨距改变机构定位在所述风扇空气流动路径内部和所述燃烧发动机的流动路径外部。

5.根据权利要求1所述的飞行器，其中

所述燃烧发动机限定出口，其沿基本上径向方向定位在多个所述风扇叶片内部且沿基本上轴向方向定位在多个所述风扇叶片尾部。

6.根据权利要求1所述的飞行器，其中

多个所述风扇叶片沿轴向方向通过所述风扇框架定位在所述燃烧发动机的所述涡轮区段的尾部，并且其中所述风扇框架与沿所述轴向方向在所述燃烧发动机的涡轮区段尾部的桨距改变机构耦联。

7.根据权利要求3所述的飞行器，其中

所述可变桨距推进器限定桨距范围，其使所述向前推力推进器能够在操作期间产生向前推力、反向推力、和基本上不产生推力。

8.根据权利要求1所述的飞行器，其中

所述燃烧发动机是涡轮轴发动机。

9.根据权利要求8所述的飞行器，其中

所述涡轮轴发动机包含输出轴，其中所述向前推力推进器包含风扇轴，且其中所述输出轴选择性地或永久性地机械耦联至所述风扇轴。

10.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述向前推力推进器在所述飞行器的尾端安装至所述飞行器的机身。

11.根据权利要求1所述的飞行器，其中

所述混合电推进系统还包含变速机构，且其中所述燃烧发动机通过所述变速机构机械耦联至所述向前推力推进器。

12.根据权利要求1所述的飞行器，其中

所述功率源还包含电能存储单元，且其中所述多个垂直推力电风扇中的每个电耦联至所述电发生器或所述电能存储单元中的至少一个或由其驱动。

13.根据权利要求12所述的飞行器，其中

所述功率源还包含电马达，其中所述电马达电耦联至所述电能存储单元且由其驱动，且其中所述电马达耦联至所述向前推力推进器且构造成驱动所述向前推力推进器。

14.根据权利要求1所述的飞行器，其中

所述翼是从所述机身的第一侧延伸的第一翼，其中所述多个垂直推力电风扇是第一多个垂直推力电风扇且其中所述飞行器还包含：

第二翼，其耦联至所述机身且从所述机身的相反的第二侧延伸，其中所述混合电推进系统还包含第二多个垂直推力电风扇，其集成到所述第二翼中且指向成沿所述垂直方向产生推力，所述第二多个垂直推力电风扇沿一定长度的第二翼布置。

15.根据权利要求1所述的飞行器，其中

所述翼是第一翼，其中所述混合电推进系统的多个垂直推力电风扇是第一多个垂直推力电风扇，且其中所述飞行器还包含：

第二翼、第三翼、和第四翼，其中所述混合电推进系统还包含第二多个垂直推力电风扇，其集成到所述第二翼中且沿一定长度的第二翼布置，第三多个垂直推力电风扇集成到所述第三翼中且沿一定长度的第三翼布置，且第四多个垂直推力电风扇集成到所述第四翼中且沿一定长度的第四翼布置，其中所述第二多个垂直推力电风扇、所述第三多个垂直推力电风扇、和所述第四多个垂直推力电风扇中的每个指向成沿所述垂直方向产生推力。

16.一种用于飞行器的混合电推进系统，包含：

功率源，其包含燃烧发动机和电机，所述燃烧发动机限定用于排放燃烧气体的流动路径；

多个垂直推力电风扇，其由所述功率源驱动；以及

向前推力推进器，所述向前推力推进器选择性地或永久性地机械耦联至所述燃烧发动机，所述向前推力推进器包含具有多个风扇叶片的推进器风扇，

其中，所述推进器风扇的多个风扇叶片布置在用于排放燃烧气体的所述燃烧发动机的流动路径外部，并且其中所述电机在所述燃烧发动机的涡轮的尾部并且与至少部分地限定风扇空气流动路径的外机舱重叠。

17.根据权利要求16所述的混合电推进系统，其中

所述燃烧发动机包含限定外部表面的壳体，其中所述推进器风扇的多个风扇叶片布置在所述向前推力推进器的壳体的外部表面外部。

18.根据权利要求16所述的混合电推进系统，其中

所述向前推力推进器构造成可变桨距推进器，所述可变桨距推进器还包含至少一个桨距改变机构，其中所述可变桨距推进器限定桨距范围，其使所述向前推力推进器能够在操作期间产生向前推力、反向推力、和基本上不产生推力。

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