CN109319109A - 牵引输能源式涵道旋翼飞吊器及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及牵引输能源式涵道旋翼飞吊器及其控制方法。飞吊器是以提吊重物为主的涵道旋翼飞行器。气动结构以大直径主涵道共轴正反转双旋翼为中心承担主升力。在旋翼系统中设置变惯量装置，使其产生差动变惯量诱导产生陀螺效应的定轴性，而具有抗湍流转捩风能力。在多环层主涵道外设置多个小直径涵道旋翼体，其连接臂可做伸缩扭摇摆四自由度动作，起到辅助升力和方向姿态控制及防涡环。主涵道下端设主喷口内周围设侧喷口，内置摆动导风板调控方向和主动式防涡环。又设等离子能量波发生器主动式防涡环和改善雷诺数。本飞吊器为有线牵引输电力或燃料的动力机驱动。使其具有抗逆风和大吊载能力，能在恶劣环境气候条件下持久作业。

Description

牵引输能源式涵道旋翼飞吊器及其控制方法

本申请是申请人于2012年3月28日递交的申请号为201210085568.9、发明名称为“牵引输能源式 涵道旋翼飞吊器”的发明专利申请的分案申请。

技术领域

利用涵道旋翼空气动力的升力做为可垂直起降动力用于一些领域所需起重、提吊、搬运作业的飞行 设备。

背景技术

在常规起重作业领域中都是用传统的液压衍架结构系统与动、定滑轮组成的各式各样起重设备。在 一些领域里很多起重作业都超出了传统起重机吊臂工作范围。例如：海、陆、空远距离悬空吊运货物和 救生作业等，一般都选用大型直升机进行远距离悬空吊运作业。但是，使用直升机有很多限制，由于宠 大的旋翼不易在窄小空间中作业，十分危险。抗侧风、逆风、湍流转捩风能力十分有限。不易在空气湿 度大、低气压，地面平整或盆形洼地长时低空悬停飞行和垂直快速起降，否则会诱导出典型的涡环气态 场，极易造成直升机失事。现有技术的传统直升机在遇有涡环先兆气态时一般是驾驶员采取人工操作或 者自动驾驶仪进行干涉驾驶系统，使其在空中作往复晃动飞行或晃动悬停飞行。斜向起降，以这种被动 方式防涡环飞行，在很多窄小空域中是不允许也没有这种空间机会。

在恶劣气候条件下作业的直升机一般选用单旋翼抗扭矩尾浆的大功率类型。因为此种机型具有陀螺 效应的定轴性。在悬停时具有抗湍流转捩风能力。虽然章动性被旋翼挥舞角克服，但存在的进动性，悬 停飞行时定位不稳易产生水平横向飘移，使其悬停抗侧风能力很有限。向前飞时旋翼浆面受的气动力两 侧不平衡，遇有强逆向湍流转捩风时易失衡，汶川震灾救援中那架直升机失事与此因有关。共轴双旋翼 直升机的正反转旋翼若在悬停飞行作业时转动惯量相互抵消，不存在陀螺效应的三性。其抗湍流转捩风 和侧风能力不如单旋翼直升机，因此，现有技术的直升机的固有特点限制了在恶劣气候和小空域的作业范围。

目前：现有技术可悬停飞行的类似旋翼式的飞行器都因为存在这种先天性特殊的气动结构和布局所 产生不安全性因素和气动结构诱导下的涡环气流及其抗湍流转捩风能力有限等先天性问题。传统技术上 大都用增加功率和前飞运动惯量，很少用改变气动结构和布局分配不同任务的方式。没有将主升力和推 进力气动结构分开设置的类似旋翼式飞行器，没有完善专项不用躲避自身所诱导的先兆涡环气场，主动 式抗击、干扰、预防根除涡环气动结构的技术方法和设备。因此，解决主动式抗防涡环和抗湍流转捩风、 侧风、逆风能力，是当前旋翼飞行式起吊设备在恶劣环境下作业急需要解决的问题。

发明内容

本实施方案是在空中以悬停，水平低速移动为主要飞行姿态，能在恶劣气候条件下具有抗湍流转捩 风和侧风能力。主动式和被动式多项防涡环能力，有长时续航持久飞行悬空吊运，并能在大风中抗逆风 作业为主的有线输能牵引式涵道旋翼或风扇飞行器。为了解决上述问题，本实施方案和设备能实现适应 这种环境作业的能悬停飞行姿态的飞行吊载设备简称为——飞吊器。

1.解决气动结构和布局及抗恶劣环境条件相应技术功能方案：

一：同功率，同浆盘下优选具有很大升力系数和高效爬升率，适合悬停驻点定位和水平低速飞行姿态的 控制能力，能在窄小空间作业防碰撞的气动结构：

在大直径主涵道内设置共轴正反转双旋翼或风扇系统，旋翼或风扇叶尖处安置带空腔的涵圈， 该涵圈外径壁与主涵道内径壁间隙有相对高速度旋转，其间隙会形成负压区，增加了大直径主涵道 的吸附升力。在大直径主涵道内设置多环层主涵道H1、H2，提供强化滑流吸附流的附壁效应，增强 大直径主涵道悬停水平稳定姿态。

在大直径主涵道体外对称同水平设置连接多个副小直径涵道单轴单旋翼系统，其连接臂可做对 称或单向伸缩和扭摇摆四自由度动作，该多个副小直径涵道单轴单旋翼系统固有的定轴性和辅助升 力可承担飞吊器飞行方向和调控飞行姿态及抗进动性、抗强逆风，使悬停和飞行具有稳定控制特性。

二：设置具有较强的抗湍流转捩风和侧风及逆风能力的结构而保持飞行姿态。

在大直径主涵道共轴正反转双旋翼或风扇系统中设置动态的变惯量系统，在飞吊器飞控计算机指 令上下正反旋转的可变惯量的旋翼或风扇系统产生差动变惯量从而诱导出大直径主涵道旋翼或风扇系 统产生陀螺效应的变量定轴性，与外对称同水平布置的多个小直径副涵道单轴单旋翼或风扇系统固有 存在的定轴性一起共同作用，这种设置组合其特性类似机械式陀螺仪的定轴性。具有悬停抗湍流转捩 风能力。

在主涵道周围对称布置的多个小直径副涵道旋翼该连接臂可做伸缩扭摇摆四自由度对称动作，可 抗侧风和飞吊器的进动性，非对称动作调控姿态和方向。

飞吊器上连接的输能源牵力索与功能行走底盘相牵连，像风筝一样在牵曳线的牵引下可抗逆风在 空中飞翔，并长时输能源，具有长时续航能力。

三：设置较强的主动抗击预防涡环先兆气流和改善雷诺数的方法及配套设备而不改变自身所在空中的飞

行姿态高度和起落驻点定位及方向的控制能力三种气动结构。

(1)在飞吊器气动机构和布局中分配不同任务，以大直径主涵道旋翼体承担主升力，周围对称布置的 小直径多副涵道旋翼承担辅助升力和主控方向及主动防涡环，在其连接臂的伸缩扭摇摆器四自由度的动 作，各自同时对称动作形成的独立气流场，可相互协助、又可相互干扰、为干扰抗涡环先兆气流的形成 提供了先天条件，在不影响飞行姿态和悬停飞行作业定位要求的情况下用各自独立气动结构的气流场相 互干扰对方气流运动方向，从而建立主动防涡环机制。

(2)在主涵道下端设置了主喷口，侧壁对称布置了侧喷口道，在其导风道中设置了导风板作用下喷出 摆动的水平穿插气流和等离子体能量波流与主涵道主喷口下洗气流经驻点返程上升环流运动方向的气流 产生交叉，干扰、轰击防预主涵道旋翼系统在起降时的气流运行路线避兔涡环先兆气流的形成。这是一 种主动式抗防涡环的一种设置结构，是在不影响和不牺牲飞行姿态，并符合作业要求下主动抗击、防止 涡环形成。

(3)在主涵道内设置了微波电晕放电等离子能量波发生器释放等离子体的电磁焦耳热能复合能量冲激 波，引起周围空气发生气流状态变化和化学反应，产生气流的能量交换，激励、激荡，干扰涡环先兆气 流场的形成机制。用分子、离子物理化学方法和设备主动抗防涡环和改善雷诺数以使本方案飞吊器具有 的技术性能可在恶劣环境条件下正常作业。

四：飞吊器选用动力装备具有能在缺氧、有毒烟气条件下正常作业能力，解决提高续航能力结构组成。

(1).优选用有线供电力的电动机驱动大小直径主副涵道旋翼气动结构。

(2).优选用有线输燃气发动机驱动主涵道旋翼，小直径副涵道旋翼用电机驱动。

(3).优选用有线输气化燃油发动机驱动主涵道旋翼，小直径副涵道旋翼用电机驱动。

(4).选用管线供应能源，使飞吊器有长久续航能力，供能源线又是牵力线，相当于动力风筝工作原 理，在牵力作用下具有抗逆风飞行作业能力。

(5).燃料能源供应优选有线并联管线，一管供燃气管，一管供富氧气管，可使飞吊器在有毒烟气、 无氧、缺氧高空域环境条件下正常工作持续作业。牵引线中设燃气或燃油管和富氧管，气管用并联双 管输能源线方法，并提供燃料和富氧气体为密封抗压管。

五：飞吊器采用防水设计，电动机外壳用密封散热冷却结构。选用燃气、燃油发动机使用涡轮增压功能， 在发动机排尾气口设单向抽压式蜗轮轴排气阀系统增强在瀑雨天气条件下的飞行能力。

六：在飞吊器牵引索L中选用双能源输送管外包裹飘浮喷高压气管，能使拖拽的牵 引能源索克服重力飘浮在空中。牵力能源索外层设有耐磨导雷电金属网层，防雷电。在旋翼、风扇系统中设置电加热防冰 系统。

2、本实施方案气动结构和布局选择及特点分析：

(1)涵道旋翼式适合悬停和前飞速度低特性。涵道风扇式适合高速旋转，下洗流气动力大，但是，风扇 一般不选变矩、垂直升降调整速度慢的特性。

(2)涵道旋翼式特点是旋转速度低于风扇式，下洗流，压力可随旋翼的变矩而随时调整，适合垂直升降 调速快灵活特性。

(3)涵道高度影响水平移动飞行的重要因素，高度大风阻大，但有利于垂直升降及悬停的飞行，增加悬 停状态气流附壁效应效率高，增加悬停姿态的稳定性。

3、飞吊器气动结构和布局选项设置功能部件工作原理：

(1)现有技术旋翼飞行器气动结构特点分析和本方案气动结构选项比较：

现有技术的各种类型旋翼飞行器与本方案特别优选气动结构和布局比较分析如图22示意了各原理特 征。

图22-16：表示了现有技术单旋翼有尾抗扭矩的直升机。气动特点具有陀螺效应的三性，定轴性、 进动性、章动性。章动性被旋翼的挥舞机构克服，大直径的旋翼外露，固有的进动性不易在窄小空间飞 行。具有的定轴性可在悬停飞行时抗湍流转捩风能力。在高速前飞时，遇强逆向湍流时易失衡。在空气 湿度大、低气压、无风、小风、高温下的地平或地凹的环境下，低高度悬停和垂直起降速度不适的情况 下易诱导产生涡环气态场易失速坠落。如美国阿帕奇和新型隐型黑鹰直升机的气功特性就是这种代表机 型。

图22-15：表示是共轴上下正反转双旋翼直升机，其气动特性当上下旋翼同直径、同速正反旋转时， 在悬停或水平飞行时旋翼转动惯量相互抵消，直升机不存在陀螺效应的三性。抗湍流转捩风能力和抗侧 风能力不如单旋翼直升机。在同功率、同浆盘情况下，升力系数、承载能力大于单旋翼直升机。靠上下 旋翼的半差动或全差动转向，此时上下旋翼瞬间诱导产生陀螺效应的定轴性。其章动性、进动性被上下 正反转旋翼共轴机构克服。同时大直径的旋翼外露不易在窄小空间飞行。俄卡-52、27等系列就是这类机 型气动特征。

图22-14：表示单轴单涵道旋翼飞行器，飞行方向和抗扭矩是由下部导风板OP作用，气动特点， 在单轴旋翼外加装了涵道，在相同浆盘、同功率下升力系数和效率高于孤立旋翼机。结构简单，具有陀 螺效应的三性，定轴性体现了抗湍流转捩风能力。进动性使其在悬停时不稳性，抗侧风能力不佳，章动 性使这种涵道旋翼型有钟摆现象。

例如：零尼韦尔公司研制的MAV和OAV-1，哈尔滨工业大学的TQ-01飞行器，哈尔滨盛世特种飞行器 有限公司的飞碟式涵道旋翼飞行器都是这种机型。

图22-13：是共轴上下正反旋转双旋翼涵道旋翼飞行器，其气动特点是：升力系数和爬升率高于同 功率、同浆盘孤立共轴上下正反转双旋翼飞行器的升力系数和爬升率，在悬停时不存在陀螺效应的三性。 抗湍流转捩风能力，抗侧风能力都不佳。与图22-15飞行器气动特点的近似。具有定轴性，进动性，章 动性已被自身结构克服。此种气动布局其中一个旋翼停机，整机易失衡。方向控制不完善。

图22-12：是三单轴三涵道共平面一字形气动布局旋翼飞行器。与双轴单旋翼气动特征图22-10近似。 随着涵道旋翼数量的增加承载升力也在增加，安全性也增加。若中间旋翼有故障还能保证飞行器整体平 衡，若其中一侧旋翼偏向承担方向控制的同时会造成整机平衡及重心偏离或其中一侧旋翼停机易造成整 机失衡，气动结构的布局形成飞行安全性先天性不足。

图22-11：是三角形三单轴三涵道共平面一体气动布局风扇飞行器。这种是两风扇间距近的小直径涵 道风扇、旋翼，这两小的与另一大直径涵道风扇、旋翼间距离远的三轴单风扇锐角三角形气动布局特征， 与图22-9也近似，具有陀螺效应的三性，具有抗湍流转捩风能力，但抗侧风能力弱。随着涵道风扇、旋 翼数量的增加承载升力也在增加。若其中一个旋翼有故障易造成飞行器整体失衡，若其中一个旋翼偏向 承担方向控制的同时会造成整机平衡及重心偏离或易造成整机失衡，气动结构布局形成飞行安全性先天 性不足，安全性差。

图22-10：是平行双轴单旋翼双涵道式平面并排气动布局飞行器。具有陀螺效应的三性。具有的定轴 性有一定抗湍流转捩风能力，每个旋翼的章动性、进动性被自身的连体结构克服和平衡。横向抗侧风能 力弱，驻点定位悬停控制困难。其中一个旋翼出现故障易造成整体飞行器失衡，若其中一个旋翼偏向， 承担方向控制的同时会造成整机平衡及重心偏离或易造成整机失衡，气动结构组成使飞行安全先天性不 足，美国《阿凡达》电影中双涵道旋翼直升机，鱼鹰倾斜双旋翼机就是这种气动结构特征。

图22-9：是三角形三轴涵道共平面气动布局单旋翼飞行器。于三轴单旋翼气动特征图22-11近似。 随着涵道旋翼数量的增加承载升力也在增加。具有陀螺效应的三性，具有抗湍流转捩风能力，但抗侧风 能力弱。若其中一个旋翼有故障也易造成飞行器整体失衡，若其中一个旋翼偏向承担方向控制的同时会 造成整机平衡及重心偏离或易造成整机失衡，气动结构形成飞行安全性先天性不足，安全性差。

图22-8：是十字对称布局的四轴孤立单旋翼机，此种结构旋翼外露也不易在窄小空间飞行时，易碰 撞障碍物，整体在飞行中具有定轴性和进动性，有一定的抗湍流转捩风能力。进动性的存在飞行中有飘 移倾向，章动性被结构自身克服。若其中一个旋翼停机，整机易失衡。如早期1916年的玻斯采特直升机 在《岁月之旋》书中第47-48页就有叙述其安全问题。现技术的美国鱼鹰倾斜4旋翼概念机就是这种结 构和布局。若其中一个旋翼偏向承担方向控制的同时会造成整机平衡及重心偏离或其中一个旋翼停机易 造成整机失衡，气动结构的布局设计形成飞行安全先天性不足。

图22-7：是十字对称布局的四轴涵道单旋翼机。此种结构和布局，能在窄小空间飞行，有防护旋翼 作用。整体具有定轴性和进动性。有一定的抗湍流能力，比孤立机升力系数高，整机进动性依然存在， 飞行中有飘移倾向。每个旋翼的章动性被自身结构克服。若其中一个旋翼偏向承担方向控制的同时会造 成整机平衡及重心偏离或其中之一旋翼停机易造成整机失衡，《阿凡达》电影中四角布局的喷气式或四涵 道旋翼机型就是这种气动布局，其中一个气动结构损坏，就造成整机失衡，气动结构和布局设计形成飞 行安全先天性不足。

图22-6：表示五涵道五轴六旋翼机。中央主涵道上下正反转旋翼升力系数高，爬升限高，承担主升 力。中央主涵道上下正反转旋翼同速时旋转的扭矩相互抵消。在主涵道四周同水平面上对称布局四副涵 道旋翼，该连接臂设计成可伸缩、可扭摇摆能做四个自由度动作，承担辅助升力和方向控制。这四副涵 道旋翼具有陀螺效应三性：定轴性、进动性和章动性。进动性可被四副涵道旋翼的对称动作克服，章动 由其臂结构克服。中央主涵道上下旋翼产生差动时可产生陀螺效应的定轴性与四副旋翼固有的陀螺效应 的定轴性配合具有抗湍流转捩风能力。若其中一个小直径旋翼有停机或主旋翼停机，都不易会引起整机 失平衡。有高效的结构气动布局和安全性。

图22-5：表示五涵道五轴五旋翼机，其特点与图22-6机型特点近似，主涵道是单旋翼有旋转扭矩， 具有抗湍流转捩风能力。但在四副旋翼水平姿态时，整体易存在进动性和扭矩和固有的飘移特性，四副 旋翼无涵道无防撞保护，需要其中或四个副涵道旋翼调角度来克服进动性和抗扭矩，但也损失升力分量。 其气动结构和布局的安全性与图22-6机近似。

图22-4：表示中央大直径主涵道旋翼在四周三角对称布局小直径的副涵道旋翼体，结构气动特性诱 导存在具有陀螺效应的三性，进动性、章动性被自行结构克服。中央主涵道的旋翼有旋翼扭矩，整机存 在的定轴性具有抗突变湍急转捩风能力，在中央大直径涵道中也可设置共轴正反转旋翼系统，也可选差 动方法共强化整机定轴性，增强抗转捩风能力，若其中一个副涵道旋翼停机，易造成整机失衡，若中央 主机停机，还可维持整机平衡，具有安全保障。

图22-3：表示中央主涵道旋翼和四周配有奇数多个副涵道旋翼的气动结构布局，整机有旋转扭矩存 在，整机具有陀螺效应的三性，章动性已被自身结构克服，进动性可被多个副涵道旋翼摆动的对称角度 可以克服。具有的定轴性可具备抗湍流转捩风能力，具有更强与图22-6五涵道五轴六旋翼型上下旋翼差 动产生扭矩时的抗扭拒能力。

图22-2：表示中央主涵道旋翼承担主升力。四周配有偶数副涵道旋翼气动结构布局。整机的抗扭矩 相互抵消。具有的进动性可由四周小直径副涵道旋翼克服，章动性由结构克服。定轴性的存在具备抗湍 流突切变转捩风能力，但是结构太复杂。

图22-1：是一种多涵道单轴旋翼设置在圆周布局的碟形一体机体内多涵道机型。中心空位留乘驾驶 员位置。这种气动特点具有定轴性和进动性。章动性被自身结构克服，碟形机因受风面积大抗湍流转捩 风、侧风能力也有限。进动性引起飞行器产生飘移现象。

通过上述分析及对比，现有技术可悬停飞行的飞行器都因为存在先天性气动结构 布局所带来安全隐患，同时存在诱导下的涡环流，其抗湍流转捩风、侧风、逆风能力差的先 天性问题。特别优选图22-6型，优选22-5、22-3、22-2型，首先从气动结构选型专项装置上解决上述几个主导问题才能使其在恶劣 环境下作业。

(2)气动结构和布局选型设计及功能原理：

特别优选：图22-6五涵道五轴六旋翼型，设中央大直径主涵道共轴正反转旋翼承担主升力，在主涵 道四周同水平面对称布局小直径四副涵道旋翼，该连接臂设置可伸缩、扭摇摆能做四自由度动作，承担 辅助升力和方向控制及防涡环。这四副涵道旋翼具有陀螺效应三性：定轴性。其进动性、章动性被其连 接结构克服。中央主涵道上下旋翼产生差动时可产生陀螺效应的定轴性与四副旋翼固有的陀螺效应的定 轴性配合具有抗湍流转捩风能力。若其中一个小直径旋翼有停机或主旋翼停机，都不易会引起整机失平 衡。有高效的结构气动布局和安全性。本方案的选项，做为飞吊器实施方案的技术支持基础。

(3).优选在以大直径主涵道共轴上下正反旋转旋翼体做为中央主涵道旋翼主升力气动系统承担主升力， 升力系数高，升限高。

(4).优选在中央大直径主涵道为中心，周围同水平面对称布置四个以上小直径副涵道单轴单旋翼升力 系统，在其连接臂可伸缩、可扭摇摆，能做四自由度动作，承担辅助升力和强化的方向和姿态控制 及主动式防涡环。

(5).优选在大直径涵道中设置同心圆多环层涵道和上下共轴不同直径浆盘尺寸的旋翼或风扇选项，增 加气动附壁效应，以提高悬停飞行稳定性或前飞姿态控制稳定性。

4：优选主涵道共轴正反转主旋翼中设置变惯量系统及功能原理：

在主涵道设置共轴上下正反旋转双旋翼或风扇升力系统，在双浆毂中设置变惯量系统。优选三种 结构方案：

第1种是直喷惯量液式变惯量系统结构。

第2种是电动机卷扬线拉送活塞输惯量液的变惯量系统结构。

第3种是电动机驱动螺杆转轴送活塞输惯量液的变惯量系统结构。

例举第1种为阐述例，在主涵道设置共轴上下正反旋转双旋翼升力系统，在双浆毂中设置储存变 量惯量液装置，并连接每个旋翼中所穿连变迎角的转轴，为空心轴，轴内导流变惯量液，每翼尖处连 接空腔涵圈，该为闭环式空心涵圈。当变量惯液在旋翼旋转离心力作用下，同时飞吊器中心控制计算 机下达指令后，其中一个主旋翼3上、或3下旋翼的储惯量液罐的阀门打开。变惯量液顺旋翼迎角转 轴的中心空腔导液管喷涌到旋翼尖处连接的涵圈，即惯量圈腔内。并控制上下旋翼转速不变，旋翼迎 角不变，该旋翼产生转动惯量的增量，此时主旋翼3上、3下之间产生差动转动惯量，即主涵道旋翼 体5产生转动惯量的增量I_Δ，根据物理学刚体旋转运动特性：^[4]

当刚体是对称刚体时，角动量的向量(方向)与角速度向量(方向)是一致的。因此根据公式可 简算：

J＝I·ω即：角动量＝转动惯量×角速度 (1)

J＝M·R²·ω＝M·ω·R² (2)

即：角动量＝质量×角速度×半径²

I＝M·R²即：转动惯量＝质量×半径² (3)

I＝∫^R ₀2πσr²dr＝πσR⁴/2＝M·R² (4)

即：转动惯量＝圆心0点→半径的定积分的物质质量密度×半径²

飞吊器系统是对称结构，可认定为对称刚体，因此，根据角动量守恒定律原则，当旋转旋翼高速旋 转时，旋翼角动量守恒，内设置的惯量液体质量不变，但是，

根据公式(4)(I＝∫^R ₀2πσr²dr＝πσR⁴/2＝M·R²)中放置液体的半径发生变化后，产生了半径平方 乘质量的积的增量，即：ΔR²改变从而引起角动量产生增量(差量)ΔJ随之旋翼间产生的差动转动惯量 增量(差量)ΔI，此增量值是旋翼系统转动惯量的增值量。此时的旋翼角速度就会减少。飞控计算机为 了维持升力，即为了维持流经主涵道下洗气流量不变，在不改变旋翼总矩迎角和转速的情况下，飞吊器 不会产生上下耦合飞行高度姿态差，飞控计算机会指令保持旋翼转速不变的情况下，变化一个旋翼的转 动惯量。此时该旋翼与另一个旋翼间产生转动惯量差动量。从而诱导出主涵道共轴正反双旋转旋翼系统 产生陀螺效应的变量定轴性。所产生的进动性这个副作用可由四副涵道旋翼系统同时对称摆动一个角度， 被四副涵道旋翼所作不同对称动作角度的气动力所克服。章动性由自身的结构而克服。主涵道共轴旋翼 系统产生的定轴性与四副涵道旋翼系统A、B、C、D固有的各自定轴性共同组合类似机械式陀螺仪的特性， 使飞吊器1整体具有强化的定轴性，赋予了飞吊器抗侧风、抗湍流突切变转捩风能力。

例如：共轴双旋翼直升机的转向是靠两种方式实现的，一种是旋翼迎角半差动式，一种是旋翼迎角全 差动式，即上下旋翼的其中一套旋翼迎角变矩半改变方式或上下旋翼同时全变总矩方式，瞬间诱导出上 下旋翼转动惯量未抵消产生的扭矩作用机身实现转向。

我们从上述例中分析发现这种方式机理实际上也诱导出上下旋翼产生瞬间差动 惯量，同时也诱导出瞬间陀螺效应的定轴性。我们在此机理基础上设计创新特殊旋翼、风 扇、螺旋浆装置系统中设置可变惯量的装置。即在主涵道旋翼、风扇、螺旋浆总系统中设计 形成差动变惯量系统，利用共轴上下旋翼的恒定转动惯量转变为差动变惯量机制，从而诱 导出产生陀螺效应的变量定轴性。使飞吊器具备产生抗湍流转捩风能力。

上下旋翼都装变惯量系统，若选择下旋翼变惯量增大，降低重心，适合悬停飞行，具有定轴性的抗湍 急转捩风能力。若选择上旋翼变惯量增大，提高重心，适合飞吊器前倾斜姿态飞行，同样具有抗湍流转 捩风能力。

在上述情况下飞吊器具有很大定轴性、及扭矩。为了增强抗扭矩作用在大主涵道外所设的四个小直径 涵道基础上可再多设一个涵道旋翼，即设五个小直径涵道旋翼系统，像单旋翼直升机尾翼一样强化抗扭 矩。在飞吊器拖拽的有线信号能源牵引索L的拖拽拉力影响下也起平衡和抗扭矩作用。

优选设计主旋翼的变惯量惯系统，沿旋翼长度方向即旋翼迎角轴管内设置可伸缩移动液体质量的方法 的一种装置，改变转动惯量的质量半径参数的变化，使旋翼的转速不变的情况下，达到惯量的增减的装 置----称为变惯量系统。

在上述飞吊器主旋翼系统设计中根据气候实际作业需要时可产生定轴性，抗湍流转捩风功能。若不需 要时，上下旋翼或风扇的转速相等，迎角不变，转动惯量相等，向量方向相反，扭矩相互抵消，飞吊器 中主涵道旋翼系统无定轴性，可灵活控飞行姿态。

现有技术的单旋翼直升机类飞行器虽然具有定轴性，但是，在旋翼转速不变时，这种旋翼惯量诱导 的定轴性是相对恒定的量值，若要产生这种增量值的变化，即变大或变小，就需要改变旋翼转速。也不 能消失即抵消，又不能随机需求而产生大小的变量值，这种单旋翼不存在差动变惯量效应，惯量变化反 应十分迟钝，若根据实际需求而能抗湍流转捩风的惯量诱导的定轴性的量值。同时会引起飞行旋翼空气 动力耦合高度落差大，若是大空域，飞行高度大的是有允许飞行条件的，但很多低空域和有线供能的旋 翼垂直起降的飞行器，由其是本案飞吊器的作业环境和空域条件是不允许的，在这种耦合落差很大的飞 行作业中会引起飞行安全问题。

本方案的变惯量系统赋予飞吊器随需求而产生的惯量值的变化是动态变惯量值，诱导出可变量值的 定轴性。飞吊器飞控计算机接收到传感器感受和预测到的湍流突侧风、转捩风的信号，指令旋翼稳定转 速和迎角不变，使变惯量系统产生的惯量增量，即上下旋翼产生差动变惯量值ΔI诱导出可抗当前湍流转 捩风的定轴性值。从而赋予飞吊器可随机抗湍流转捩风能力。

5：优选在主涵道内设置主动式防涡环气流和改善雷诺数的方法设备及原理：

(1).分析涡环产生的机理：

涡环是旋翼飞行器在周围空气低气压、湿度大、霧雾、雨天、低风速、无风、或高温上蒸气候、在 驻点(起降场地)环境窄小平整场地、低洼盆地以特定的飞行姿态和速度范围内垂直起降等条件下极易 诱导出的一种特殊的、规则的环涡气流场，易导至旋翼飞行器旋翼失速，造成失事，涡环是可悬停飞行的旋翼类飞行器诱导出的“幽灵”。

在《直升机的世界.岁月之旅》^[3]第115-116页上对于涡环发生机理的论述：在直升机下降速度和 贯穿旋翼浆盘气流速度之比为0.4-0.8速度范围内时，旋翼浆尖附近的流场紊乱，拉力和扭矩的脉动明 显加大为涡环的发生和形成阶段。

该比值在0.8-1.2范围中，这时旋翼拉力脉动最为严重且拉力(升力)大幅下降，直升机操纵极为 困难，为典型的涡环状态。

当该比值超过1.2之后，拉力和扭矩的脉动逐渐变小，拉力逐渐增大，涡环现象逐渐消失。当该比值 增加到1.8之后，涡环基本消失。所以，应当尽量避免直升机垂直升降速度与旋翼浆盘气流速度之比在 0.8-1.2的范围内。在针对涡环产生的原因，采用人工操纵直升机改出的措施，最常用的办法是增加功率， 降低下降速度，在悬停和侧飞时遇涡环，操控驾驶杆，使直升机斜向飞行起降，改出涡环先兆气流。

现有技术的直升机和倾斜旋翼机的气动结构和布局承担升力、推进力、规避式防涡环，三重任务合一， 其气动结构之间和布局不可相对位移，不存在先天性的多套独立气动场的组合，不能相互作用、干扰和 协作，其在执行防涡环时，影响了升力和推进力，引起机体在空中垂直运动耦合动态面落差巨大，是以 牺牲飞行姿态为代价换取实现防涡环和摆脱涡环先兆气流场。

在《申请号为：200480012319.0的专利》^[6]中是用主升力和推进力为一体的旋翼机上的气动结构 既负责执行防涡环，又负责执行飞行全项任务，这是一种被动式防涡环方法和设备，是一种涡环告警式 装置，是根据直升机拉力、扭矩的脉动幅度及平均值发生的异常变化等参数计算出涡环边界典线。飞行 器中心计算机装置向驾驶员发出警告，同时也指令气动机构产生相应动作改出涡环先兆气流场。是用自 动驾驶仪代替人工操作，气动结构在空中产生上下左右晃动飞行防涡环，躲避自身诱导的涡环气场，在 空中飞行运动空间垂直落差量动态很大，在一些窄小空域飞行危险系数十分大，有些情况是不允许的也 没有这样空域机会。

这种方法早在此专利前就有了由驾驶员人工操纵驾驶使直升机在空中晃动飞行和斜向起降，是一种 被动方式进行防涡环。

美国V-22鱼鹰机对涡环状态十分敏感，美国波音、贝尔等公司研制的多功能涡环告警装置，是用预 警后，主动优先躲避自身诱导的涡环气场方式，是一种变相的‘主动’，若在特定唯一驻点必须垂直起降， 发生涡环气场先兆气流，防涡环设备发出警告信号时，就的放弃正常起降，显然在很多现实情况下这种 警告装置在特定场合下并不实用，不能预先根除涡环先兆流和涡环场。

上述这些措施和装置都属于被动预防措施的防涡环一种方法，这种方法存在操控难度和风险及一定的 局限性。例如：一案例中美国西科斯基公司是世界顶尖制造直升机的公司制造的最先进的隐形黑鹰直升 机，据分析：装用的可能还是被动预警类防涡环技术的设备，在周围高潮热气温条件下，高墙院内，类 似凹形驻点，又必须在此凹形特定驻点快速垂降，则形成涡环气动场使旋翼失速摔机，分析此种直升杭 机可能未从根本上解决和根除旋翼机的“幽灵”-涡环。

所以，其预防避免控制的防涡环数据范围0.4-0.8、0.8-1.2的比值范围是现有传统技术直升机气动 结构累积总结的数据，又因环境、气候、高度、驻点不同，此参考数值意义有限。并不一定适应所有型 气动结构和布局的旋翼机，这种方法和设备更不适用于本实施方案的整体飞吊器。

旋翼飞行器一般都是对称规则外形的气动结构及布局。又在自身诱导出的规则的对称的环涡气场中作 业。主动、预先、全环境、全天侯克服、根除涡环气流场是旋翼飞行器加强飞行安全必不可缺的技术要 求。因此，飞吊器需要设计相应的完善气动结构和创新主动式抗防涡环功能的技术方法及装置。以便本 方案在不良气候和驻点安全作业起降。

(2).本实施方案的飞吊器采用三种方法和设备主动防涡环：

(一)：采用将气动结构及布局分配不同的任务解决主动式防涡环方法：如图2标示了飞吊器气动结构 防涡环方法及装置示意图。

首先将控制垂直主升力和控制姿态、方向、水平调控推进力任务分开，分配给不同 的气动机构执行。以大直径主涵道共轴正反转双旋翼气动机构组件承担垂直主升力，保持 水平升力面变量任务。在其周围对称同水平设置四个小直径副涵道单轴单旋翼气动机构， 随其在连接臂能做伸缩、扭摇摆的四自由度的同时对称动作或不对称动作，承担辅助升力、 水平横向推进力和控制方向及防飞吊器进动、抗防涡环的任务。

飞吊器大直径主涵道旋翼气机构与四个或多个小直径副涵道旋翼气动机构形成 的都是独立的气动场，各自气动场能相对运动，各自的湍流面气体分子弹性碰撞产生能量 交换传达空气动力，可互相助力也可相互干扰，为飞吊器整体防涡环提供了先天性条件。

飞吊器在起降或悬停飞行中，大直径主涵道旋翼气动机构承担全机总承载的主要升力和水平姿态平 衡面。主旋翼气动流垂直排向下方到驻点面。在特殊气候、湿度、温度、场地平衡面或凹盆形地面的反 射作用下，又在飞吊器对称规则外形的影响下，如图2所示可能形成返回周围空中的涡环先兆气流状态 流Q3、Q4、Q5、Q6、Q7。此时飞吊器的飞控计算机经传感器检测到的涡环先兆流信号反馈进行运算，指 令装配在主涵道周围对称布局的小直径副涵道旋翼采取动作，为了不影响飞吊器总体平衡和飞行姿态的 稳定面。四个副涵道旋翼将同时作对称的有节奏的四自由度动作。对于每个小直径副涵道旋翼体就相当 于一架单旋翼直升机的主旋翼。用仿人工或类似自动驾驶仪的防涡环被动方式进行作四自由度的摆、摇、

扭、伸缩的方式使各自气动场气流Q11、Q12相互干扰防涡环Q4、Q5。这种方式也干涉、扰乱了主涵道旋 翼体5的下洗气流所诱导的涡环先兆流及外围上返空中的气流场。从而达到这种不牺牲飞行姿态而主动 防止涡环先兆气流的形成。四副涵道旋翼系统同时对称、有节奏的动作防止飞吊器的进动和防涡环。对 称动作控制操纵飞吊器的飞行姿态。保持水平姿态，起到飞吊器的辅助升力作用。统一向一侧倾斜，调 控飞行方向，可主动防止飞吊器遭受侧吹风，稳定飞行姿态。图2标示了这种方法的特征。

(二)：采用物理式空气分子弹性碰撞方法主动防涡环方法及原理系统结构：

在主涵道下端设置一个无底盆形喷口9，在其周围斜壁开了对称布置的扁长方侧喷口10，在侧喷 口风道中设置往返摆动的导风板。在起飞或下降时导风板自动打开，从侧喷口10喷射出水平直射摆动气 流Qp、Qp1运动路线与主喷口9向下喷的气流Q9、Q2、Q3经地面驻点后环状返上到主涵道外上端吸口的 运动路线的涡环先兆气流Q4、Q5、Q6、Q7产生交叉，从而干扰、切断、阻止了上返气流运动方向，用这 种物理的方法主动防止涡环先兆气流的形成。图2标示了这种方法的特征。

(三)：采用电晕放电、微波生成等离子技术主动式物理化学空气分子弹性和非弹性碰撞特性防涡环方法及 原理。图7、15表示了用等离子体技术防涡环和改善雷诺数。

在主涵道中静子12、13和主涵道H1、H2壁内或下端的主喷口9处安装了电晕放电、微波等离子发射锅 式、或百褶裙涵圈式能量波发生器。

当飞吊器在起飞或降落时，或者低空悬停作业时，由于空气湿度大，气压低，气湿潮热无风或低于1-2 低风速时，地面平整或凹形极易诱导出涡环气态场，为了防止这种涡环先兆气流形成，飞吊器的飞控计算机 下指令让等离子能量波发生器工作，用粒子射流轰击涡环先兆气流分子，改变原气流运动轨迹，抗防涡环先 兆流的形成。同时为了能在湿度大恶劣气候条件下正常作业，就要克服因空气黏性引起严重的低雷诺数，空 气动力恶化问题，用等离子流改变旋翼周围环境条件从而改善空气动力雷诺数。

本实施方案的等离子能量波发生器中应用等离子生成技术是现有公知成熟技术。将该技术进行创新 调整适合应用到旋翼飞行器空气动力中解决抗防涡气态场和提高旋翼在恶劣气候的雷诺数，减小湿气黏 度，改善旋翼空气动力。将这种等离子技术特性进行有机的结合和技术进步，研发适合飞吊器的能量、 功率、频率波段、规格、标准、发射范围进行技术创新，达到专用于旋翼飞行器主动式防止根除涡环先 兆气流和改善雷诺数的方法和设备——简称防涡环改善雷诺数等离子能量波发生器。

(A).选用等离子技术^[1]防涡环工作原理：

在旋翼空气动力作用下，空气分子进入等离子能量波发生器，在频率功率电压作用的电晕放电能量 场粒子能量作用下，空气分子发生电离，形成等离子云。

气体转化为等离子体，每个粒子需要1～30eV的能量，等离子体是物质中能量较高的物质聚集态， 其中的粒子具有较高的活性.离子体和普通气体存在一些共同点，如它们均满足气体状态方程，它们却 有截然不同的性质，主要的区别列有三点：.

[1].普通气体中粒子是电中性的，本身不带电，而等离子体是由大量的粒子和离子组成，因此粒 子是带电的，离子带正电，电子带负电。

[2].普通气体中粒子之间的相互作用主要是相互之间的碰撞，是短程牛顿力的作用，其有效作用 半径远小于粒子平均自由程，粒子都是匀速直线运动，当它碰到另一个粒子时，速度大小和方向可认为 瞬时地发生突变，因此粒子运动轨迹是直线线段连成的折线.而等离子体大量带电粒子之间的相互作用， 即长程库仑力的作用，多个带电粒子之间的集体相互作用要压倒两个粒子之间的碰撞，带电粒子大角度 的偏转是多重小角度偏转积累而成，所以带电粒子的运动轨迹不是简单折线而是不断发生波折并逐渐形 成大拐弯的曲线.

[3].常温下普通气体粒子间的碰撞一般是弹性碰撞，而等离子体中粒子间的碰撞除弹性碰撞之外 还有非弹性碰撞，而且大量的是非弹性碰撞.引发产生等离体。

等离子体是物质第四态表现：

(a)温度高，粒子动能大。

(b)作为带电粒子的集合体，具有类似金属的导电性能，等离子体从整体上看是一种导电流体。

(c)化学性质活泼，容易发生化学反应。

(d)具有发光特性。其具有独特的物理和化学性质：

激发AB+e-----AB^*+e

退激AB^*------AB+hv(光子)：表现发光特性应用于光学

离解AB+e——A+B+e：表现化学性质应用于化学

电离AB+e——AB⁺+2e----A⁺+B+2e表现导电性应用于电气学

电子、离子在电场中被加速：表现高速粒子应用于力学

粒子间碰撞产生热效应，粒子和固体表面的碰撞：表现高温应用于热学

等离子的多样特性是因其内部电子和气体分子间的磁撞的个性。遵循四个麦克斯韦电磁场、磁流体 动力学、电流体动力学、流体力学、运动学、热力学方程。

等离子体具有波能和振荡特性，其离子体表现出激发、运动能、传播和衰减的历程，对等离子体的 约束、稳定、加能、辐射的控制技术是实际具体应用的重要部分。

等离子体波的特性由等离子体本身的性质和它所处的生成的物理条件决定的。等离子体是由各种带 电粒子及中性粒子所混合组成的气态体，其中的波和热压强与电磁力有关，在其存在三种力----热压 强梯度，静电力和磁力起着准弹性恢复力的作用。

在等离子体发生器中经直接释放出的电晕粒子会通过碰撞过程对其他空气粒子产生影响，并交换动 量、动能、内能和电荷。使粒子发生离解和电离并复合产生化学反应，同时产生光子发射和吸收等物理 过程。

等离子体间的碰撞不一定直接接触，所带电粒子间产生相互作用可为库仑力，即使两个粒子离得很 远，既然存在着相互作用，碰撞截面为无穷大。每个粒子同时受到其它许多粒子的库仑力。粒子运动速 度和轨道发生改变，所发生的碰撞结果使得等离子体中粒子速度和能量服从麦克斯韦——玻开兹曼分布。 并引起各种现象：

一种是弹性碰撞，粒子只改变运动方向，总动量和动能守恒无论是那个粒子的内能都没有改变时， 即不发生化学反应。没有新粒子或光子产生的是弹性碰撞。

另一种是非弹性碰撞。在碰撞过程中引起粒子内能变化，伴随着新粒子或光子的产生是非弹性碰撞。 当质量M1＝M2时转移能量约为M1/4。若能量大时能改变分子或原子内部结构。激发和电离周围气体场。 使气体间发生化学反应。

在等离子体反应器中加入工作气体，空气或一些适当的气态物质(如稀有气体、氢气、氮气、二氧 化碳、一氧化氮、水蒸气等)后，在外界电磁场强耦合作用下其分子、离子、原子间产生解离、电离、 分解、电荷转移、离子复合、自由基复合等反应，等离子体中各种激发态物质的作用可以分为均相作用 和非均相作用两类。可以改变原来反应物的转化率和产物的选择性：

在地球大气环境中98％的空气是氮气和氧气，氮气含78％，氧气含20.9％，在如在雷电的电晕放电等 离子体高能量离子粒子非弹性碰撞引发了如下反应：

2NO+O2＝＝2NO2

2NO2<＝＝＝>N2O4+57KJ

这些均相催化作用，可以归结为加入的工作气体改变了高激发态物质间的能量或电荷的传递。虽然 这些均相催化作用之间还未发现一个普遍的共同规律，但在特定能量场中出现均相催化。在此，潘宁 效应(Penningeffect)可能起了重要作用，表示如下：

M^*+A--＞A⁺+M+e^-

M^*+A₂-->2A+M

式中：M为加入的气体分子或原子；A为反应物分子或原子；*为粒子处在激发态。潘宁效应的存在 可以促进反应物的电离或解离活化^[1]。在这种非弹性碰撞粒子间能量的释放、交换、激励，产生了连锁化学反应和多米诺骨牌效应，对周围空气分子产生冲击，振荡和扰动涡环先兆气流。同时附加产生的放 电次声波的共同作用对涡环先兆气流运动方向产生了干扰，解决主动式防涡环问题。

(B).选用等离子技术^[1]改善旋翼空气动力的雷诺数工作原理：

等离子能量波发生器释放粒子和离子冲击动能量的同时又释放焦耳热能量和振荡激波，作用周围涡 环流空气分子同时又作用了飞吊器中气流场空气水分子，下洗气流中水分子产生膨胀，在反作用力下对 升力起到地面效应的气垫效应，又提高了雷诺数。

空气若湿度大，密度就低，黏性也大。干燥空气密度高，黏性减小。雷诺数增大。 在飞吊器起降过程中本案设置进行微波电晕放电、等离子发生器释放大量的复合能量作用下，对下洗气 流柱气团的湿度减小向干燥倾向转移，空气密度也随着增大，黏性减小，能量波穿透空气对空气分子中 水分子产生作用的过程也减低了空气黏性力。

根据雷诺公式^[2]：

Re＝ρ/μ×V×L雷诺数＝密度/黏性×速度×长度(弦长)

或：Re＝VL/v雷诺数＝速度·长度/流体黏性系数

雷诺数^[2]是无量纲，对于雷诺数效应的全面理解是：相对于每一点流体的速度，旋翼边界层中空气 由质量产生的惯性力和黏性力的比是重要的。这一比率将随季节情况和高度的不同有变化^[2]，在夏季潮 湿气侯中雷诺数偏低，在冬季干燥气候中雷诺数趋高。总结的各气候特点比较，实际结论是干燥的空气 雷诺数高。

虽然，在一定环境、时辰、季节中空气密度和黏性是旋翼飞行器空气动力的不可控的参量，对于飞 行器旋翼的转速V、旋翼弦长L在制造时以定规格，但在不同自然环境和气候情况下，飞行器作业时所在 空域的空气密度和黏性的参数在定局的情况下用人为的方法改变。为了改变雷诺数，本方案在飞吊器设 置发射锅式电晕放电等离子能量波发生器，或百褶裙涵圈式微波等离子能量波发生器改变飞行器旋翼周 围局部空气的密度和黏性参数，从而提高旋翼空气动力雷诺数，改变空气动力环境，利于飞吊器作业安 全十分重要。

雷诺数越低旋翼总阻力影响也越大，湿度大的空气黏度也大，低雷诺数直接结果就是导致飞吊器旋 翼过早失速。在释放等离子能量的作用下，空气动力环境得到改善，既防止了涡环气流先兆气场的形成， 又防止了飞吊器旋翼过早失速。在飞吊器设置等离子能量波发生器，在其作用下改善旋翼的空气动力环 境，由其是涵道内旋翼弦长外三分之二段主要空气动力作用的翼面，增加下洗气流空气微团的动量，提 高升力系数，改善了空气动力的雷诺数，又根除了涡环产生的机制。

选用释放等离子体射流，激化涡环气体分子结构和运动方向，预先防止和根除旋 翼诱导的涡环先兆流运行机制和形成环境，利用该原理方法和功能装置实现应用于空气动 力学的主动抗防涡环先兆流及改善雷诺数。

6、飞吊器动力及辅助机构的优选项：

1、选用电力驱动：

(一)在主涵道共轴旋翼或风扇中心轴处设置电动机，四副涵道旋翼中心轴处也设置电动机驱动。 选单轴单旋翼电机驱动，确保利用其定轴性，具有抗湍流转捩风能力，选共轴正反转双旋翼，增加气动 力效率，上下旋翼同速时转动惯量抵消不存定轴性，有利飞吊器机动性。用有线电缆供电。

(二)在主涵道内径壁内与上风扇和下风扇对应位置，设置电动机定子绕组，在上旋翼或风扇和下 旋翼或风扇叶端设惯量涵圈01，外径壁内设置永久高磁铁做电动机转子。形成一种厚度薄、大直径、开 放式电动机式内置涵道旋翼或风扇新技术结构特征，这种特征的特点是低转速，大扭矩，节省能源的涵 道旋翼或风扇动力系统。

2.选用燃气或气化燃油式发动机驱动方式：

一.选用燃气或气化燃油式涡扇式发动机，专设计用二级压气风扇机替代上下正反转旋翼、风扇，中 部中心设有燃烧室，下部设有正反转涡轮驱动上部的正反转共轴上下旋翼或风扇。主要负责驱动主涵道 共轴正反转旋翼或风扇承担主升力系统。

二.选用燃气、气化燃油式涡轴发动机做主涵道共轴正反转双旋翼或风扇动力。

三.选用燃气、气化燃油式活塞式发动机做主涵道共轴正反转双旋翼或风扇动力。

四.选用燃气、气化燃油式航空涡扇、涡轴、活塞式发动机做为主涵道共轴正反转双旋翼或风扇系统 提供动力驱动。

五.在选用燃气、气化燃油做能源供应的发动机驱动系统中，设置减速变速器和发电机配备，发电机 发的电为飞吊器伺服机构供电，和主涵道外对称布置的多对小直径副涵道旋翼系统的驱动电动机供电。 选单轴单旋翼电机驱动，确保利用其定轴性，具有抗湍流转捩风能力，选共轴正反转双旋翼，增加气动 力效率，上下旋翼同速时转动惯量抵消不存定轴性，有利飞吊器机动性。

六：飞吊器配有牵引索，具备牵力作用，抗逆风作业时提供牵力作用，此牵引索中配装能源供应管 线。

(1)选用电力驱动时，输能牵引索中设有正负极电力线和信号线。

(2)选用燃气、气化燃油式发动机时输能牵引索中设有光传导信号线。并联燃气、气化燃油管和富 氧供气管。能使飞吊器发动机在无氧的烟气中也能正常工作。

7：辅助装置设置方法和设备。

飞吊器起飞一段距离，拉长拖拽的输能牵引索在重力作用下坠拖拽，是一种很大阻力和负担。为了 减轻这种负担，在两条能源管线外套一层密封的防火纤维软管，在此管不同段开有一些不同方向的喷气 孔。在此管中鼓进高压空气，高压空气从小喷气孔喷出产生作用与反作用力，能使输能牵引索克服重力 飘浮在空中。

在输能牵引索的下端连接卷在卷扬器上。卷扬器设置转换器。若是供电的设有正负极电力和光电信 号转换器。若是燃气或气化燃油供应的配有燃气、气化燃油、富氧气管转换器。上述都配有输能牵引索 飘浮作用的高压空气储气瓶转换和高压气泵。在卷扬器的下端，若是供电的配用专用发电机或插接外电 源器和蓄电池组。若是供燃气、燃油配有高压燃气泵和燃气罐或燃油气化装置及增压泵和油箱。等组成 一套完整的能源供应系统。

选供燃油系统：在燃油箱外另安装雾化气化器，使燃油气化后用增压泵输送输能牵引索中的燃气管 内，在该管织有轻质网状电加热管为给沿途燃油气化态接力通道提供热能量条件，使其输送管在很轻的 状态下输能源。本案的所设是为飞吊器提供选能源的机会。设置控制室操控台由中心计算机及程序负责 总操控和管理。

8：飞吊器能源和信号管理系统优选方案：

优选有线式、无线式，在飞吊器上装多通道接收发机，负责无线电或光通信号管理指挥。能源自带 燃料箱或高能电池组及发电机。

通过上述几项设置，飞吊器具有在恶劣环境气候条件下，抗湍流转捩风、抗侧风。主动式防涡环，

增强了升力和爬升效率，能长时续航，具有在抗强逆风恶劣环境中作业能力，是一种具备实战效能提吊 功能的飞行器。

综上所述，结合附图和附图标记说明及结构功能简介进一步公开本方案具体实施例，使其变为现实 的飞吊器。

附图说明

图1标示特别优选的五涵道五轴六旋翼机型本方案-飞吊器工作状态受力原理六维度空间移动七种飞行姿态 八种主要控制示意图。

L标示有线控制飞吊器的牵引索，具有传输电力、燃气、富氧空气、控制信号、牵引力，在本方案牵 引索上设压缩空气喷气式飘浮器、或优选安装电力双旋翼飘浮器，简称：输能牵引索。输电力的表 示为L，输燃料的表示为L气。

O标示飞吊器重心部位。

A标示飞吊器副涵道旋翼设置在距牵引索L及控制台最近的副涵道旋翼组件，提供辅助升力、方向力 矩。

B标示飞吊器副涵道旋翼设置在牵引索L左侧的副涵道旋翼组件，提供辅助升力、方向力矩。

C标示飞吊器副涵道旋翼设置在牵引索L对面及副涵道旋翼组件A对面的副涵道旋翼、或旋翼组件， 提供辅助升力、方向力矩。

D标示飞吊器副涵道旋翼设置在牵引索L右侧的及副涵道旋翼组件A对面的副涵道旋翼组件，提供辅 助升力、方向力矩。

ω_上标示飞吊器上主旋翼角速度和顺时钟旋转方向。

ω_下标示飞吊器下主旋翼角速度和逆时针旋转方向。

ω_A、ω_B、ω_C、ω_D标示A、B、C、D副旋翼角速度和旋转方向。

A_切、B_切、C_切、D_切标示A、B、C、D副旋翼旋转扭矩、旋转线速度方向。

E_左标示飞吊器受力相对控制台方位向左移动方向和左方向力。

E_右标示飞吊器受力相对控制台方位向右移动方向和右方向力。

E远标示飞吊器受力相对向远离牵引索L及控制台方位点方向移动，受E远方向力。

E近标示飞吊器受牵引索L拉力大于其它力向相对控制台方位移动，受E远方向力。

F标示飞吊器克服其它力影响远离牵引索L点的力。向前飞行力F大于其它力时飞吊器沿E远方向移 动为F和F_b的合力。

F_升标示飞吊器克服其它力影响、产生的升力，升力大于其它力时飞吊器上升。

FW标示飞吊器受的重力，重力大于其它力时飞吊器下降。

F_L标示飞吊器受牵引索L拉力影响向综合卷扬器192点及控制台方位点移动， 牵引索L力的分力，牵力F_L力大于其它力时。

F_右标示飞吊器在综合力作用下产生向右的扭矩力。

F_左标示飞吊器在综合力作用下产生的左的扭矩力。

E₁<->E₂标示飞吊器四个副旋翼臂96.97的伸缩，作用力及方向。

F₁<->F₂标示飞吊器四个副旋翼臂96.97段扭摇，作用力及方向。

F₃<-＞F₄标示飞吊器四个副旋翼做连接在弯月架99两端的摇摆轴100往复转动内外摇摆作用力及方 向。

Q左 标示飞吊器受左侧气流影响。

Q右 标示飞吊器受右侧气流影响。

Q顺标示飞吊器受来自与牵引索L力方向一致的气流影响简称为顺风。

Q逆标示飞吊器受来自与牵引索L力方向相反的气流影响简称为逆风。

W标示为重物。

图2标示飞吊器在遇到特殊气候情况下起降时防涡环的工作状态示意图。

Q₁，Q₈标示进入上主旋翼涵道并经上静子2整流后受上旋翼3上力矩作用的气流。

Q₂，Q₉标示排出下主旋翼涵道主喷口9，并经过下主旋翼3下力矩作用，经下静 子8整流后排出的下洗气流。

Q₃标示主旋翼涵道主喷口9排出的主气流Q₂经下静子8整流后向地面的气流。

Q₄标示排出的主气流Q₃遇地面后折返回空中的主气流。

Q₅、Q₆、Q₇标示应受特殊气候和起降场地影响涡环先兆气流和方向。

Q₁₀标示进入副涵道旋翼圈108旋翼102的滑气流。

Q₁₁、Q₁₂标示副涵道旋翼圈108旋翼102作用经下静子101、103整流后排出下洗气流，起干扰涡环先 兆流Q5的作用气流。

Q₁₃标示进入多环层主涵道旋翼的滑气流Q₁、Q₈吸附力带动影响作用下，进入外环层主一涵道H1与内 环层主二涵道H2之间环腔4的滑流气流，并有附壁效应。

Q₁₄标示进入外环层主一涵道H1与内环层主二涵道H2之间环腔4的滑流气流Q₁₃，经过中静子13整流 后的下洗气流，并有附壁效应。

Q_P标示外环层主一涵道H1和内环层主二涵道H2主喷口9内侧排风道10，并经导风板26整流导排出 的具有风压的防涡环喷射混合气流。

Q_P1标示侧排喷口10喷射气流Q_P作用，与气流Q₅交叉后干扰冲击防涡环气态的气流。

Z₁标示中静12、13处设置的电晕放电等离子发生器释放的防涡环气流的等离子能量波。

Z₂标示外环层主一涵道H1和内环层主二涵道H2上设置的电晕放电等离子发生器释放的防涡环气流 的等离子能量波。

图3标示飞吊器上下主旋翼直径大小设置和设置多环层主涵道及动力装置，电动机结构设置的方案示意 剖视图。

图3-1标示飞吊器双环层主涵道设置方案的外环层主一涵道H1高度大于内环层主二涵道H2高度尺寸， 内环层主二涵道H2安装在中静子12、13上部与上静子2之间的方案。上主旋翼3上直径小于下 主旋翼3下直径的结构，其上主旋翼3上设置变惯量涵圈01，下主旋翼设置不变惯量惯量圈，电 动机设置在中心轴6处，方案示意图。

图3-2标示飞吊器双环层主涵道设置方案的外环层主一涵道H1高度大于内环层主二涵道H2高度尺寸， 内环层主二涵道H2安装在中静子12、13下部与下静子8之间的方案。上主旋翼3上直径大于下主 旋翼3下直径的结构，其上主旋翼3上设置不变惯量涵圈01，下主旋翼设置变惯量惯量圈Ol，电动 机设置在中心轴6处，方案示意图。

图3-3标示飞吊器双环层主涵道设置方案，外环层主一涵道H1套在内环层主二涵道H2外，涵道高度尺 寸同样，上下主旋翼直径同样尺寸，都设在内环层主二涵道H2内，其电动机定子绕组18结构设置 在内环层主二涵道H₂内壁20外径壁内，永磁铁转子17设在上下主旋翼3上、3下的涵圈壁惯量圈02上、02下外侧壁上，其02上、02下圈不设变惯量仓方案示意图。

1标示飞吊器总称。

2标示内外环层主涵道旋翼体5上静子，上下主旋翼中心轴6上支撑架。防止上滑气流的附带气流产 生龙卷畸变，起到整流作用、形成双环层涵道腔的上支架。

3标示旋翼总称。

3_上标示上主旋翼。

3_下标示下主旋翼。

4标示外环层主一涵道H1内径壁与内环层主二涵道H2外径壁之间的涵道腔。

5标示飞吊器内外环层主涵道旋翼、风扇体总称。

6标示飞吊器支撑上、下、中静子横向垂直竖向支撑架上下主旋翼中心主轴。

7标示飞吊器主喷口9盆状侧斜面上设的防涡环侧喷风口10处的长方扁形状进口。

8标示飞吊器下静子，支撑下部双环层涵道形成涵道腔，是上下主旋翼中心轴6下支撑主体结构架， 功能作用是整流3_上、3_下的下洗气流，防止产生龙卷畸变。

9标示飞吊器主涵道下端无底盆形状主喷口，提高空气动力效率产生主升力。

10标示飞吊器主涵道下端主喷口9内环盆斜状面设防涡环气流的侧喷口。

11标示飞吊器外环层主一涵道H1壁。

12标示飞吊器内环层主二涵道H2中静子，作用是整流上主旋翼3_上的下洗气动流。

13标示飞吊器内外主涵道H1、H2间中静子，附壁效应滑流或上旋翼3_上下洗气流整流。

14标示飞吊器外环层主一涵道H1间与其外壳29间的内腔，可设等离子发生器仓。

15标示飞吊器上下主旋翼变惯量圈01_上、01_下外壁与主涵道内径壁间隙腔。产生压。

16标示飞吊器上、下主旋翼中变矩轴和通变惯量液管道。

17标示设置在主旋翼惯量涵圈01圈外壁上的电动机转子永磁铁。

18标示设置在主涵道壁内的电动机定子绕组。

19标示内环层主二涵道H₂的外径壁。

20标示内环层主二涵道H₂的内径壁。

M_上标示上主旋翼3_上驱动电机。

M_下标示下主旋翼3_下驱动电机。

H1标示外环层主一涵道。

H2标示内环层主二涵道。

01标示主旋翼惯量涵圈含变惯量仓腔结构的涵圈。

02标示主旋翼惯量涵圈不含变惯量仓腔结构的涵圈。

01上标示上主旋翼惯量涵圈含变惯量仓腔结构。

02上标示上主旋翼惯量涵圈不含变惯量仓腔结构。

01下标示下主旋翼惯量涵圈含变惯量仓腔结构。

02下标示下主旋翼惯量涵圈不含变惯量仓腔结构。

图4标示飞吊器主旋翼电机定子绕组设置在外环层主一涵道H1、内环层主二涵道H2圈壁内，永磁铁转 子设在主旋翼惯量涵圈上，其主涵道下端与下静子之间设主喷口9的优选结构示意图。

图4-1标示飞吊器电动机定子绕组设置在单环层主涵道内径壁内，转子永磁铁设置在旋翼惯量圈上的结 构，俯视局部剖视示意图。

图4-2标示飞吊器电机设置在单环层主涵道壁内，转子永磁铁设在旋翼惯量圈上，在主涵道体5下端与 下静子8之间设主喷口9的结构主视剖视图。

图4-3标示飞吊器主喷口9部件仰视剖视图。

图4-4标示飞吊器主喷口9中设侧喷10防涡环气流的结构局部剖视立体示意图。

2标示飞吊器上静子，也标示了主旋翼中心轴6支撑架的结构关系。

8标示飞吊器下静子，也标示了主一、二涵道腔的下端与主喷口9结合部位关联。

9标示飞吊器主喷口主体。

10标示飞吊器主喷口9中设的辅助调方向和防涡环侧喷口。

17标示设置在主旋翼惯量涵圈上转子永磁铁优选结构俯视剖视图。

18标示飞吊器主旋翼电动机定子绕组线圈设置在主涵道内径壁结构俯视剖视图。

21标示主旋翼惯量涵圈上电动机转子永磁铁环托架。

22标示主旋翼惯量涵圈上电动机转子永磁铁外紧箍环。

23标示主旋翼中心轴6上端托架法兰盘。

24标示主涵道下端口与主喷口9部件上端展口结合部位。

25标示主涵道主喷口9内盆形斜面上展形下收口形环面。

26标示侧喷口10长方扁形7内风道38腔内导风板，用于调方向和防涡环气流。

27标示主旋翼电动机及变惯量系统外设的电磁发生器总称。

28标示飞吊器外环层主涵道体内环状口形主横梁。

29标示飞吊器主旋翼涵道外鼓形壳。

30标示主旋翼变惯量系统总称。

30喷标示主旋翼喷液式变惯量系统总称。(圈6标示)

30线标示主旋翼线拉活塞送液式变惯量系统总称。(图13标示)

30轴标示主旋翼蜗轴活塞送液式变惯量系统总称。(图14标示)

31标示侧喷口10导风板摆动件转轴。

32标示侧喷口10导风板转轴。

33标示侧喷口10导风板26驱动蜗轴。

34标示侧喷口10导风板26驱动齿条和导风板移动方向。

35标示侧喷口10导风板驱动蜗轮形齿条。

36标示侧喷口10导风板驱动电机。

37标示导风板驱动蜗轴支架。

38标示侧喷口10内扁长方风道腔。

39标示导风板驱动蜗轮形齿条导轨槽。

图5标示主旋翼变惯量惯量涵圈01仓各种实施例方案示意图。

图5-1标示月牙形仓，主视局部剖视图。

图5-2标示弯矩形仓。主视局部剖视图。

图5-3标示主旋翼变惯量惯量涵圈01仓的俯视局部剖视图。

图5-4标示圆形仓腔示意图。

图5-5标示三角形仓腔示意图。

图5-6标示上主旋翼变惯量涵圈01仓和惯量液储蓄罐43结构关系主视剖视图。

图5-7标示下主旋翼变惯量涵圈01仓和惯量液储蓄罐43结构关系主视剖视图。

图5-8标示主旋翼变惯量惯量涵圈01仓仰视局部剖视图。

图5-9标示变惯量液罐43中释液电磁柱阀局部剖视立体图。

图5-10标示上下主旋翼变惯量或非变惯量涵圈装双扁环带镂空内镶斜翅涵圈OH。

Oa标示月牙形惯量仓示意图。

Ob标示月弯矩形惯量仓示意图。

Oc标示圆形惯量仓的示意图。

Od标示三角形惯量仓示意图。

Oe标示矩形惯量仓的示意图。

Oo标示惯量仓腔总称。

01标示环形含惯量仓和不含惯量仓惯量涵圈。

OJ标示环形含惯量仓和不含惯量仓惯量涵圈01斜翅及长、宽、斜角、方向示意图。

OH标示双扁环带镂空内镶斜翅涵圈。

160标示主旋翼变矩轴中心导惯量液体管道腔。

40标示变惯量涵圈01仓00的卸液口。

40a标示变惯量涵圈01仓00卸液口40自感电的电动开关。

41标示变惯量储液罐泄液柱阀。

42标示变惯量涵圈内径边壁面，内截面弯月形0a为直环面、矩弯形0b为凹弯环面、圆形0c为斜角 环面、斜三角形0d为内倾斜环面、正矩形0e为直环面，此环面影响惯量涵圈内旋翼尖升力、气流 的形阻和边沿尾涓气流状态。

43标示旋转变惯量主储液罐。

44标示泄液阀电磁线圈。

45标示泄液阀电磁铁。

46标示泄液阀吸合柱。

47标示泄液阀吸合柱弹簧。

48标示泄液阀电磁铁整体。

49标示泄液阀释液喷口。喷向旋翼迎角轴腔160内(变惯量液通道)。

图6标示飞吊器主旋翼电动机和喷液式变惯量系统总体结构示意主剖视图。

图6-1标示上下主旋翼电动机和中心轴6部位的喷液变惯量系统部件主剖视图。

图6-2标示转动的变惯量储液罐与不转动的预存罐关联结构轴测剖视示意图。

50标示主旋翼变惯量系统预储液仓。

51标示预储液仓外注惯量液口，与中心轴6联接，不转动。

52标示预储液仓导液竖管，又是中心轴6内导液轴管。

53标示预储液仓中心轴6内导液管的横向导液管。

54标示预储液仓腔。

55标示预储液门形输导流管。

56标示门形导流管进液口。

57标示门形导流管出液口。

58标示主储液仓进口(靠离心力吸进仓内)。

59标示主旋翼轴承滚珠架。

60标示主旋翼轴承内圈封箍。

61标示主旋翼轴承外圈封箍。

62标示旋转变惯量储液罐仓中部斜面顶端泄液口。

63标示旋转变惯量主储液罐内腔。

64标示主旋翼轴承外圈。

65标示主旋翼轴承滚珠。

66标示主旋翼轴承内圈。

67标示惯量储液罐离心灌注液凹环仓。

68标示上主旋翼电动机设在中心轴处的转子永磁铁。

69标示上下主旋翼电动机设在中心轴处的转子与定子间隙。

70标示上下主旋翼电动机设在中心轴处的定子线圈匝绕组。

71标示中静子内设的电力.信号线通道导管内腔。

72标示中心轴6上电动机定子线圈匝绕组的接线口。

73标示泄液阀吸合柱滑道。

74标示中心轴6内设的注惯量液内竖向导管。

75标示中心轴6内设的注惯量液内导管返流注液竖向管。

76标示中心轴6内设的电线引导管和外配设备的导线接联器。

77标示中心轴6内设的注惯量液内竖向导管74底部进返注流管的出口。

78标示下主旋翼电动机支承法兰托。

79标示下主旋翼电机和变贯量系统封盖。

80标示泄液阀滑动导管。

81标示惯量储液仓离心斜壁。

82标示惯量储液仓直壁。

83标示中心轴6内设的横向通液道。

84标示中心轴6内设注惯量液内竖向导管74与返流注液竖向管75之间的横向通液孔。

85标示中心轴6内设注液竖向导管与返流竖向管之间的支架塞环。

图7标示防涡环气流发射锅式电晕放电等离子能量波发生器示意图。

图7-1标示在涵道上设置的发射锅式电晕放电等离子能量波发生器剖视示意图。

图7-2标示涵道上设置的发射锅式电晕放电等离子能量波发生器剖视示意图。

图7-3标示中静子宽栅上设置的发射锅式电晕放电等离子能量波发生器剖视图。

图7-4标示发射锅式电晕放电等离子能量波发生器结构局部剖视示意图。

图7-4A标示发射锅式电晕放电等离子能量波发生器单频电容耦合等效电路图。

图7-4B标示发射锅式电晕放电等离子能量波发生器双频电容耦合等效电路图。

图7-4C标示ECR微波等离子体发生器结构工作原理示意图。

86标示主喷口9部件座，等离子能量波发生器托架。

87标示等离子能量波发生器阴极模块。

88标示等离子能量波发生器发射阴极板。

89标示等离子能量波发生器发射聚能锅。

89Q标示等离子能量波发生器发射锅强注空气即工作气体通道。

90标示等离子能量波发生器发射阳极板。

91标示等离子能量波发生器阳极模块。

92标示中静子支架上的等离子能量波发生器发射器。

93标示中静子等离子能量波发生器支架。

94标示等离子能量波发生器正极电线接头(阳极线)。

95标示等离子能量波发生器负极电线接头(阴极线)。

M.B标示电容耦合匹配器。

ω高频标示高频波电源。

K高标示高频电极(阳极板)。

A地标示接地电极(阴极板)。

B磁标示电子回旋谐振磁化耦合场洛伦兹力磁力线示意

图8标示双环层主涵道飞吊器三视图。

图8-1标示双环层主涵道飞吊器俯视示意图。

图8-2标示双环层主涵道飞吊器主视剖视示意图。

图8-3标示双环层主涵道飞吊器仰视剖视示意图。

96标示飞吊器主旋翼涵道体5与副旋翼涵道体A、B、C、D连接臂可伸缩节。

97标示飞吊器主旋翼涵道体5与副旋翼涵道体A、B、C、D连接臂可扭摆旋转节。

98标示飞吊器主旋翼涵道体5与副旋翼涵道体A、B、C、D连接臂97节外套输能牵引索L连的牵引 架106结合器，具有自滑转和电动控制转动功能。

99标示副旋翼涵道体A、B、C、D与臂伸缩96连接的弯月架。

100标示驱动副旋翼涵道体A、B、C、D摇摆步进电动机中心轴管联合体。

101标示驱动副旋翼涵道体A、B、C、D摇摆扭矩中心管轴100和三角静子结合体。

102标示副旋翼或风扇，单轴单旋翼

103标示副旋翼涵道体A、B、C、D薄片刃形下静子。

104标示副旋翼涵道体A、B、C、D旋翼或风扇单轴单旋翼102驱动电动机总称。

105标示飞吊器输能牵引索L连的牵引架106内导线通道。

106标示飞吊器抗扭拒和输能牵引索L抛物线形输电牵引架，简称牵引架。

107标示飞吊器输能牵引索L与牵引架106连接的环腔接口。

108标示小直径A、B、C、D副涵道涵圈，内环壁直线形，外壁为鼓形连下静子总称H4，。

109标示飞吊器内外双环层主涵道间滑流环腔4中静子13整流环形气道口。

110标示飞吊器中用于固定外装设备法兰环竖向支承架。

111标示飞吊器中固定外装设备支架法兰盘紧固孔。

112标示飞吊器上固定外装设备支架法兰环。

113标示飞吊器固定中心轴6轴毂又是下静子8连接盘与外接设备平台158组合。

114标示内环层主二涵道H2紧固件。

图9标示飞吊器输能牵引索(输电式)。

图9-1标示飞吊器输能牵引索主视剖视立体示意图。

图9-2标示飞吊器输能牵引索截面剖视示意图。

L标示飞吊器输能牵引索。输电表示为L，输燃料表示为L气

y₀标示飞吊器输能牵引索中信号控制线。

y₊标示飞吊器输能牵引索中电源正极线。

y-标示飞吊器输能牵引索中电源负极线。

115A标示飞吊器输能牵引索耐磨、耐温、防水、防低温外表膜，最外层。

115B标示外表膜下耐高温、防低温、防水、高强、防蠕变纤维复合层，内三层。

116标示耐高温金属丝网屏壁层，内二层。

117标示高拉伸强度，抗高蠕变、防水纤维复合层，最内层。

图10标示飞吊器上下静子为马刀弧型，单环层主涵道设提吊绞盘的主视剖视图。

118标示驱动副旋翼涵道体A、B、C、D臂扭摇节97的主动扭摇步进电动机。

119标示驱动副旋翼涵道体A、B、C、D臂扭摇节97的主动小蜗轮。

120标示副旋翼涵道体A、B、C、D臂扭摇节97的被动大蜗轮。

121标示驱动副旋翼涵道体A、B、C、D臂扭摇节97的被动臂轴。

122标示驱动副旋翼涵道体A、B、C、D臂伸缩节96的被动蜗齿臂轴。

123标示驱动副旋翼涵道体A、B、C、D臂伸缩节96的主动蜗轮。

124标示驱动副旋翼涵道体A、B、C、D臂伸缩节96的主动伸缩步进电机。

125标示飞吊器起落架升降步进电机组件共四个(M₁、M₂、M₃、M₄)。

126标示驱动飞吊器起落架升降的蜗杆。

127标示驱动飞吊器起落架升降的蜗轮式螺母管。

128标示驱动飞吊器起落架升降弹簧支架托盘。

129标示飞吊器起落架升降弹簧支架托盘。

130标示飞吊器起落架升降弹簧。

131标示飞吊器起落架升降的升降杆。

132标示飞吊器起落架移动的胶轮。

133标示飞吊器着陆后移动行走电机组件总称共四个(M₅、M₆、M₇、M₈电机)。

134标示飞吊器起落架。

135标示飞吊器外配提吊绞盘。

136标示提吊绞盘卷扬筒及索。

137标示提吊绞盘提吊索导索口。

138标示提吊绞盘驱动蜗轮轴机构。

139标示提吊绞盘驱动蜗轮轴机构电力线通道。

140标示飞吊器提吊绞盘吊索钳。

141标示提吊绞盘吊索钳驱动步进电机及驱动杆联动机构。

142标示提吊绞盘抱栏钳臂。

143标示飞吊器提吊绞盘提吊索

143J标示提吊索钩。

144标示提吊绞盘抱栏钳电动静子座。

145标示提吊绞盘抱栏钳电动转子盘。

图11标示飞吊器控制电路通道俯视剖视示意图。

146标示副旋翼臂内电路通道。

147标示副涵道旋翼体A、C电力线和信号线在主涵道内的电线通道。

148标示主涵体填充轻质发泡材料，减共振。

149标示副涵道旋翼体A、B、C、D摇摆轴100内电路通道，副涵道旋翼体A、B、C、D驱动旋翼电机 MA、MB、MC、MD的电源通道。

150标示飞吊器的输能牵引索连接的牵引架106选用轻质高强度材料制造。

151标示副旋翼A、B、C、D摇摆转轴100贯穿弯月架99另端，安装轴承总承。

152标示副旋翼A、B、C、D涵道的月弯架99中心腔电力、信号通道。

153标示上下主旋翼用高强纤维材料制造。

154标示副涵道旋翼A、B、C、D摇摆轴100中提供电机电源通道。

155标示副涵道旋翼A、B、C、D弯月架内电路通道，摇摆电机mA1、mB1、mC1、mD1和旋翼电机104 电源通道。

156标示飞吊器输能牵引索连接牵引架106拉力传感器L1及固定索L紧固器总承。

图12标示飞吊器单环层主涵道结构轴侧剖视图和小直径副涵道旋翼体的选项示意图。

图12-1标示飞吊器单环层主涵道结构轴侧剖视示意图。

图12-2标示飞吊器的小直径副涵道旋翼体A、B、C、D的共轴正反转双旋翼或风扇示意图。

157标示飞吊器输能牵引索连接牵引架106中信号控制线y0和电源线y+、y-。

158标示飞吊器中心轴6轴毂113外配装设备及电力、控制信号接插口平台，

159标示提吊绞盘135联接法兰盘电路插接孔座。

160a标示上下主旋翼电动机转子体与惯量储液罐43联接的凸键。

160b标示上下主旋翼电动机转子体与惯量储液罐43上的联接键凹槽。

161标示飞吊器外配设备万向联接器电插孔。

162标示飞吊器外配设备万向联接器。

164标示万向联接器中节调方向法兰盘。

165标示联接外配设备万向联接器法兰盘。

图13标示飞吊器旋翼线拉活塞式变惯量系统。

图13-1标示飞吊器旋翼线拉活塞式变惯量系统主剖视图。

图13-2标示飞吊器旋翼线拉活塞式变惯量系统轴侧剖视图。

30线标示线拉活塞送液式变惯量系统总称。

166标示上旋翼动力电线入口。

167标示上旋翼高能电磁发生器导线阴极线及入口。

168标示高能电磁发生器线圈绕组。

169标示高能电磁发生器电磁铁。

170标示线变惯量系统电磁感应发电线圈。

171标示线拉活塞送液式变惯量系统电磁感动电机电力线。

172标示线拉活塞送液式变惯量系统电磁感动电机。

173标示变惯量绕线器绕线。

174标示变惯量绕线器绕线轴。

175标示变惯量液。

176标示变惯量拉线式活塞。

176a标示变惯量拉线活塞泄液口。

176b标示变惯量活塞泄液阀管回程弹簧。

176A标示变惯量活塞移动方向，该方向移动到顶端泄液阀管泄液口176a被打开方向，同时惯量涵圈 01上的卸液口40被泄液阀管卸液塞177a关闭方向。

176B标示变惯量活塞移动方向，该方向离开顶端泄液阀管泄液口176a被关闭方向，同时惯量涵圈01 上的卸液口40被泄液阀管卸液塞177a打开方向。

177标示变惯量活塞泄液阀管。

177a标示变惯量活塞泄液阀管上设置的主旋翼涵圈00卸惯量液孔40开关塞。

177b标示变惯量活塞泄液阀管端头泄液口。

177c标示变惯量活塞泄液阀管腔。

178标示变惯量作业中释放段活塞释收线。

179标示上旋翼主电机电力线阴极线。

180标示旋翼系统驱动主上电机电力线阳极线。

181标示飞吊器中心轴6中上旋翼电动机电力线通道中心轴管。

182标示上旋翼高能电磁发生器导线阳极线及入口。

183标示下旋翼高能电磁发生器供电导线通道。

184标示飞吊器中心轴6中下旋翼电动机电力线通道中心轴管。

185标示下旋翼高能电磁发生器导线阳极线及入口。

186标示下旋翼主电机电力线阳极线。

187标示下旋翼高能电磁发生器导线阴极线及入口。

188标示下旋翼主电机电力线阳极线。

189标示飞吊器旋翼系统中心轴6与下静子8紧固螺栓结构。

图14标示飞吊器主旋翼蜗轴活塞式变惯量系统。

图14-1标示飞吊器主旋翼蜗轴活塞式变惯量系统主剖视图。

图14-2标示飞吊器主旋翼蜗轴活塞式变惯量系统轴侧剖视图。

30轴标示蜗轴活塞送液式变惯量系统总称。

190标示变惯量系统螺母式活塞螺纹轴。

191标示变惯量系统螺母式活塞螺纹轴上螺纹。

192标示变惯量系统螺母式活塞。

193标示变惯量系统螺母式活塞螺纹轴轴承。

194标示变惯量系统电机反转发电感应线圈。

195标示变惯量系统电机反转发电感应线圈高能电磁发生器电磁铁。

196标示变惯量系统电机反转发电感应线圈高能电磁发生器电磁线绕组。

M上+、-标示上旋翼电机正负动力线。

M下+、-标示下旋翼电机正负动力线。

A+-标示上旋翼变惯量电机正转时高能电磁发生器工作正负电线。

B+-标示下旋翼变惯量电机正转时高能电磁发生器工作正负电线。

C+-标示上旋翼变惯量电机反转时高能电磁发生器工作正负电线。

D+-标示下旋翼变惯量电机反转时高能电磁发生器工作正负电线。

图15标示双环层主涵道等离子能量波发生器示意图。

图15-1标示双环层主涵道等离子能量波发生器轴测图。

图15-2标示双环层主涵道等离子能量波发生器主剖视原理示意图。

图15A标示百褶裙涵圈式等离子能量波发生器结合感应耦合(ICP)原理等效电路图。

图15Ba标示百褶裙涵圈式等离子能量波发生器结合介质阻档低频源方法等效电路圈。

图15Bb标示百褶裙涵圈式等离子能量波发生器结合介质阻档高频源方法等效电路圈。

197标示百褶裙涵圈式双环层主涵道等离子能量波发生器。

197LRF标示百褶裙涵圈式等离子能量波发生器仓外侧的电感耦合环形线圈(电感耦合等离子方法 选型项)。

198A标示外涵道能量波等离子发生器主一涵道H1顶端空气进口调气门。

198B标示外涵道能量波等离子发生器主一涵道H1顶端空气进口。

199A标示外涵道能量波等离子发生器主一涵道H1壁侧空气进口调气门。

199B标示外涵道能量波等离子发生器主一涵道H1壁侧空气进口。

200标示双环层主涵道内环层主二涵道H2内外壁间等离子反应仓腔。

201A标示内涵道能量波等离子发生器内环层主二涵道H2顶端空气进口调气门。

201B标示内涵道能量波等离子发生器内环层主二涵道H2顶端空气进口。

202A标示内涵道能量波等离子发生器壁内环层主二涵道H2侧空气进口调气门。

202B标示内涵道能量波等离子发生器壁内环层主二涵道H2侧空气进口。

203标示外涵道能量波等离子发生器设与主一涵道H1内壁19与壳29间侧壁位置面。

204标示外涵道能量波等离子发生器与主涵道主侧喷口10结合的侧离子流喷口。

205标示外环层主一涵道H1内壁与外壳29间腔14设等离子能量波发生器仓腔。

206标示侧喷口10防涡环等离子流Q1i及侧喷气流Q P的混合流。

207标示主喷口9喷出的等离子混合流，其作用防涡环先兆流和产生气垫效应的助流。

208标示主喷口9喷出的等离子流Q1i及侧喷气流QP混合流，其作用提高改善飞吊器起降空气动力 雷诺数和提高主升力。

209标示等离子发生器频率功率电路模块仓。

210标示等离子发生器电路阳极连线。

211标示等离子发生器电路阴极连线。

212标示双涵圈等离子发生器联结段为内环层主二涵道H2段结构中静子12。

213标示双涵圈等离子发生器联结段为内外环层主涵道H1、H2间中静子13。

214标示内圈内径设光面等离子发生器壁，可使旋翼下洗流范图不产生涡旋流。

215标示外环层主一涵道H1等离子发生器内径壁环面开进气口位置。

216标示内环层主二涵道H2中静子12上端改善上主旋翼3上雷诺数等离子喷口。

217标示内外环层主涵道H1、H2间环腔4改善滑流附壁效应助推升力等离子喷口。

218标示外环层主一涵道H1等离子发生器等离子喷射口接连侧喷口10防涡环。

219标示内外环层主涵道H1、H2间环腔4改善滑流附壁效应助推升力等离子喷口。

220标示外环层主一涵道H1等离子发生器等离子流下喷口，提高空气动力气垫效应。

221标示内环层主二涵道H2中静子12下端改善下主旋翼3下雷诺数的等离子流喷口。

222标示内环层主二涵道H2等离子发生器主下喷口，提高气垫效应、空气动力升力。

RF 标示交流高频电源。

IRF 标示高频电流。

Ip 标示高频电流IRF在初级线圈中耦合时的自电感电流。

La 标示高频电流IRF在初级线圈中耦合时的自电感。

Lg 标示环状等离子体中涡电流电感。

Lp 标示环状等离子体中惯性电感。

Ra 标示高频电流IRF在初级线圈中耦合时的电阻。

Rp 标示等离子体产生焦耳热的直流电阻。

M感 标示互感。

f频 标示交流频源电压频率。

Vop 标示交流电压峰值。

V* 标示低频电压值条件下回路中积分电流为零时的电压值。

V*op 标示高频电压值条件下回路中积分电流为零时的电压值。

Cd 标示介质电容量。

Cg 标示放电等离子气隙的电容量。

R离子 标示放电等离子气隙等效电阻。

图16标示设置燃气、气化油发动机和相对应的减速变速器飞吊器结构。

图16-1标示设置燃气或气化油发动机和相对应的减速变速器飞吊器结构主剖视图。

图16-2标示设置燃气或气化油发动机和相对应的减速变速器飞吊器结构俯视图。

图16-3标示设置燃气或气化油发动机和相对应的减速变速器飞吊器结构仰视图。

223标示飞吊器防速坠安全伞。

224标示飞吊器发电机定子绕组。

225标示飞吊器发电机永磁转子。

226标示燃气或气化油发动机。

227标示发动机供燃气、气化油管接口。

228标示发动机供压缩富氧空气管接口。

229标示发动机自然空气补充进气口空气及虑清器。

230标示减速变速箱。

231标示为小直径副涵道旋翼A、B、C、D各电机提供电力的飞吊器自发电通道。

图17标示飞吊器作业时输能牵引索在空中抗重力、侧风能飘浮的原理和状态示意图

图17-1标示燃料发动机飞吊器输能牵引索在空中用压缩空气喷气飘浮原理示意图。

图17-2标示电动飞吊器输能牵引索在空中用电动旋翼飘浮器的原理示意图。

232标示输能牵引索卷扬器主轴腔及索L气变向头。

234标示输能牵引索卷扬器中飘浮压缩空气转接器转接座及各层密封总承。

235A标示燃气储能瓶。

235B标示燃油箱。

235C标示燃油雾化器。

235D标示燃油泵。

236标示富氧空气储气瓶。

237标示输能牵引索飘浮的压缩空气储气瓶。

238标示输能牵引索飘浮的压缩空气压缩机。

239标示输能牵引索飘浮的下部角度喷孔，承担a段飘浮力喷气孔。

240标示输能牵引索飘浮上部角度喷孔，承担飘浮稳定喷气孔。

241标示输能牵引索飘浮下部角度喷孔，承担b段飘浮力喷气孔。

242标示输能牵引索飘浮力轻质柔性压缩空气管腔。

243标示输能牵引索飘浮力稳控喷气飞吊器储气仓高空补充足氧空气换气阀。

244标示输能牵引索飘浮力稳控喷气飞吊器储气仓高空补充空气及万向器综合体。

245标示输能牵引索飘浮力轻质柔性压缩空气管。

246标示输能牵引索的可随时插拔调角度扭摇摆四自由度涵道旋翼飘浮器。

246翅标示输能牵引索的可随时插拔调角度扭摇摆四自由度电动涵道旋翼飘浮器翅。

246a标示输能牵引索旋翼飘浮器翅插柄电力阳极触点。

246b标示输能牵引索旋翼飘浮器翅插柄电力阴极触点。

246c标示输能牵引索旋翼飘浮器翅插柄托。

246d标示输能牵引索旋翼飘浮器翅上下调角度的静子半圆蜗轮。

246e标示输能牵引索旋翼飘浮器翅上下调角度的动子蜗轴。

246f标示旋翼飘浮器翅上下调角度的驱动电机。

246g标示旋翼飘浮器翅上的旋翼扭摇驱动电机及联结轴。

247标示旋翼飘浮器与输能牵引索联结的插拔座。

247a标示输能牵引索旋翼飘浮器插拔座上电力阳极触孔点。

247b标示输能牵引索旋翼飘浮器插拔座上电力阴极触孔点。

247c标示旋翼飘浮器输能牵引索插拔座卡。

247d+-标示旋翼飘浮器输能牵引索插拔座供电导线。

a标示飞吊器输能牵引索受飘浮力最大的喷口最多的向上拱度最高段。

b标示飞吊器输能牵引索受飘浮力适中的向上拱度小于a段喷口少的过度段。

c标示飞吊器飞行作业时输能牵引索受a、b段飘浮力拖拽段。

Q燃气标示内通燃气、气化燃油气。

Q富氧标示内通富氧空气。

Q空气标示内通高压空气。

Q油气A标示输燃料管内层通燃油雾化气电加热网管

Q油气B标示输燃料管外层抗拉伸、保温层耐蠕变管。

图18标示输燃气、气化油气牵引索卷扬器示意图。

248标示输燃气、气化油气牵引索卷扬盘。

249标示输燃气、气化油气牵引索卷扬盘驱动蜗轮轴结构。

250标示输燃气、气化油气牵引索卷扬盘驱动蜗轮轴结构电动机。

251标示输燃气、气化油气卷扬器牵引索L导向器。

252标示输燃气、气化油气卷扬器牵引索L导向器架轨。

253标示飞吊器、输燃气、气化油气及输电牵引索卷扬器上防雷电接地转接器。

254标示飞吊器、输燃气、气化油气牵引索卷扬器上飘浮压缩空气转接器233转接头。

255标示富氧空气转接器转接头。

256标示燃气、气化油转接器转接头。

257标示信号转接头。

258标示卷扬器中心轴内层燃气管最内层管。

259标示卷扬器中心轴内层富氧空气管中层管。

260标示卷扬器中心轴内层飘浮压缩空气管外层管。

Q燃气标示内通燃气、气化燃油气。

Q富氧标示内通富氧空气。

y0标示信号线。

图19：标示飞吊器系统电器与设备结构相互位置分布关联示意图。

1：主旋翼涵道结构上电器设置。

M_上标示上主旋翼电动机。

M_下标示下主旋翼电动机。

V_上标示上主旋翼惯量储液罐泄液阀电磁机构。

V_下标示下主旋翼惯量储液罐泄液阀电磁机构。

X_上标示上主旋翼转速传感器。

X_下标示下主旋翼转速传感器。

f₁标示检测C-D间风速方向传感器和超声波测距器联合体。

f₂标示检测A-D间风速方向传感器和超声波测距器联合体。

f₃标示检测A-B间风速方向传感器和超声波测距器联合体。

f₄标示检测B-C间风速方向传感器和超声波测距器联合体。

P₁标示A附近下部大气压传感器。

P₂标示A附近上部大气压传感器。

P₃标示D附近下部大气压传感器。

P₄标示D附近上部大气压传感器。

P₅标示C附近下部大气压传感器。

P₆标示C附近上部大气压传感器。

P₇标示B附近下部大气压传感器。

P₈标示B附近上部大气压传感器。

Z₁标示设置在内外环层主涵道等离子能量波发生器释放的等离子激波。

Z₂标示设置在中静子上的等离子能量波发生器释放的等离子激波。

K₀标示飞吊器的飞控计算机(二余度设置)。

K_W标示无线摇控飞控计算机。

T₁、T₂标示飞吊器控制垂直方向陀螺仪。

T₃、T₄标示飞吊器控制水平方向陀螺仪。

GPS标示飞吊器定位仪。

N标示飞吊器备用电池组。

d₁、d₂、d₃标示飞吊器光学和红外摄像器。

h标示飞吊器高度传感器。

J照标示飞吊器照明灯和激光照射器结合体。

y标示飞吊器扬声器。

2：四个副旋翼涵道体上设置的电器部件。

(一)A标示副旋翼及涵道体综合体。

MA标示副旋翼驱动主电动机。

M_A1标示副旋翼内外摇摆驱动步进电机。

M_A2标示副旋翼臂伸缩，扭摇动作驱动步进电机复合机构体。

A₁标示副旋翼转速传感器。

A₂标示m_A1摇摆位置传感器。

A₃标示m_A2伸缩位置传感器。

A₄标示m_A2扭摇角度传感器。

(二)B标示副旋翼及涵道体综合体。

M_B标示副旋翼B电动机。

M_B1标示副旋翼内外摇摆驱动电机。

M_B2标示副旋臂伸缩、扭摇驱动电机复合机构体。

B₁标示副旋翼转速传感器。

B₂标示m_B1摇摆位置传感器。

B₃标示m_B2伸缩位置传感器。

B₄标示m_B2扭摇角度位置传感器。

(三)C标示副旋翼及涵道体综合体。

M_C标示副旋翼C电动机。

M_C1标示副旋翼内外摇摆驱动步进电机。

M_C2标示副旋翼臂伸缩，扭摇驱动步进电机复合机构体。

C₁标示副旋翼转速传感器。

C₂标示M_C1摇摆角度传感器。

C₃标示M_C2伸缩位移传感器。

C₄标示M_C2扭摇角度位置传感器。

(四)D标示副旋翼及涵道体综合体。

M_D标示副旋翼D电动机。

M_D1标示副旋翼内外摇摆驱动步进电机。

M_D2标示副旋翼臂伸缩，扭摇驱动步进电机。

D₁标示副旋翼转速传感器。

D₂标示M_D1摇摆角度传感器。

D₃标示M_D2伸缩位置传感器。

D₄标示M_D2扭摇角度位置传感器。

M₁M₂M₃M₄标示飞吊器起落架升降电机。

M₅M₆M₇M₈标示飞吊器起落架行走移动电机。

M₉标示提吊绞盘电动机。

M₁₀标示输能牵引索卷扬器电机。

M₁₁标示飞吊系统功能底盘直线位移驱动电机。

M₁₂标示飞吊系统功能底盘往复旋转驱动电机。

K标示作业功能系统总开关。

K₁标示控制台中心计算机。

K₂标示飞吊器飞行方向控制手柄。

K₃标示提吊绞盘的提吊索升降控制手柄。

K₄标示飞吊器其它功能件转换操作钮，自动/半自动，锁定飞行姿态功能位转换、底盘电动轮行驶 操控功能位/提吊绞盘索升降转换功能位。

K₅标示飞吊器升降控制手柄。

K₇标示飞吊系统功能底盘直线移动和转动的控制器。

K₈标示发电机和备用电源蓄电池组自动控制和手动控制转换器。

Xn1标示控制台与功能底盘直线位移和转动的控制器间的控制信号线。

Xn2标示控制台与发电机间控制信号线。

Xn3标示控制台与发电机电池组之间控制信号线。

Xn4标示飞吊器卷扬器收放输能牵引索L长度和牵力传感器与控制台信号线。

Xn5标示飞吊系统功能底盘行驶总系统功能控制器K7控制信号电力总线。

Xn6标示飞吊系统功能底盘转动器的控制信号电力总线。

Xn7标示飞吊系统功能底盘直线移动器的控制信号电力总线。

Xn8标示飞吊系统功能底盘行驶停车电磁吸力器控制信号电力总线。

Xn9标示飞吊系统功能底盘行驶停车液压支柱器控制信号电力总线。

Xn10标示飞吊系统功能底盘行驶、停车电动轮控制信号电力总线。

CI1、CI2、CI3、CI4标示飞吊系统功能底盘行驶停车电磁吸力器。

ya1、ya2、ya3、ya4标示飞吊系统功能底盘行驶停车液压支柱器。

M01、M02、M03、M04标示飞吊系统功能底盘行驶、停车电动轮。

Sa标示飞吊系统功能底盘行驶、停车电动轮的刹车器。

X₁X₂X₃X₄标示飞吊器起落架升降传感器。

X₅标示飞吊器输能牵引索L卷扬器长度和牵力传感器。

X₆X₇X₈标示飞吊系统功能件底盘直线位移传感器。

X₉X₁₀X₁₁X₁₂标示飞吊系统功能件底盘转动角度位置传感器。

PN标示控制台屏幕。

G₀标示飞吊器牵引索控制总线中光纤信号的光电转换器。

y₀标示飞吊器牵引索控制总线中的光纤线。

y₊标示飞吊器牵引索控制总线中正极线及电源转换器。

y-标示飞吊器牵引索控制总线中负极线及电源转换器。

图20标示飞吊系统和功能底盘各电器控制变量电路结构示意框图。

图21标示飞吊系统控制变量手柄动作信号流向示意框图。

图22标示现有技术的各种类型旋翼飞行器与本方案优选气动结构和布局特征的原理分析比较示意图。

图22-1：标示一种多涵道单轴旋翼设置在圆周布局的碟形一体机体内多涵道机型。

图22-2：标示中央主涵道旋翼承担主升力。四周配有偶数副涵道旋翼气动结构布局型。

图22-3：标示中央主涵道旋翼和四周配有奇数多个副涵道旋翼的气动结构布局型。

图22-4：标示中央大直径主涵道旋翼在四周三角对称布局小直径的副涵道旋翼体型。

图22-5：标示五涵道五轴五旋翼机型。

图22-6：标示五涵道五轴六旋翼机型。

图22-7：标示十字对称布局的四轴涵道单旋翼机型。

图22-8：标示十字对称布局的四轴孤立单旋翼机型。

图22-9：标示三角形三轴涵道共平面气动布局单旋翼飞行器。

图22-10：标示平行双轴单旋翼双涵道式平面并排气动布局飞行器。

图22-11：标示三角形三单轴三涵道共平面一体气动布局风扇飞行器。

图22-12：标示三单轴三涵道共平面一字形气动布局旋翼飞行器。

图22-13：标示共轴上下正反旋转双旋翼涵道旋翼飞行器。

图22-14：标示单轴单涵道旋翼飞行器。

图22-15：标示是共轴上下正反转双旋翼直升机。

图22-16：标示了现有技术单旋翼有尾抗扭矩的直升机。

具体实施例

一.飞吊器气动机构和布局具体实施优选项方案：

(一).飞吊器大直径主涵道旋翼体5优选方案：

1.飞吊器的大直径主涵道旋翼体5外形似偏鼓状29，在偏鼓形壳29与外环层主一涵道H1之间的体 腔14设环状口形主梁28，优选设单环层大直径主涵道内壁为上下直线状环圈壁标示为11。优选设双环 层主涵道的外环主一涵道H1内壁为上下直线状环圈内径壁11，其与主涵道旋翼体5的外壳29的鼓形面 组合，统称谓外环层主一涵道H1。内环层主二涵道H2为上下都为直线状环圈内径壁20，外径壁19，统 称谓内环层主二涵道H2。

2.在大直径主涵道旋翼体5上端口部设上静子2方案：

在大直径主涵道旋翼体5上端口部设上静子2似马刀形，可选弯形和直形，刀背为弧状朝上，刀刃朝 下，单环层主涵道旋翼体5设的上静子2一端连接在主涵道旋翼体5上端口边上，双环层主涵道旋翼体5 设的上静子2的一端连外环层主一涵道H1和内环层主二涵道H2上端口部，另一端都与中心轴6上部轴 毂23连接。优选配上静子2是为防止上滑流吸附流发生龙卷畸变，提高上旋翼气动升力效率。形状和设 置方法刃朝下，是为防止产生边沿尾涡流和减小形阻。图3、图4、图8、图9、图10、图12标示结构特 征。

3.在大直径主涵道旋翼体5中部设置有中静子12、13方案：

在大直径主涵道旋翼体5中部装有中静子12、13，单环层主涵道旋翼体5的中静子12形成一个区。 双环层主涵道旋翼体5的分两区，设外环层主一涵道H1与内环层主二涵道H2之间的分区为中静子13， 内环层主二涵道H2内径间分区为中静子12。其中静子形似中式剑体截面，有微倾角逆向上旋翼转动方向 略斜设置。中静子12一端连接中心轴6的轴毂，另一端贯穿连内环层主二涵道H2内径壁20后又贯穿外 径壁19后直接连外环层主一涵道H1内径壁11又与主涵道环状口形横主梁28连固，其形成中静子13和 环形腔4为滑流附壁效应区。优选设置中静子12、13是为上旋翼3上的下洗气流整流，防畸卷和环形腔 4附壁效应滑流整流。

图2、图3、图4、图8、图9、图10、图12标示其技术结构特征。

4.在大直径主涵道旋翼体5中以中静子12、13为界分上下两个气动区方案：

在大直径主涵道旋翼体5中以中静子12、13为界分上下两个气动区，以上静子2与中静子12、13 之间为上气动区，以中心主轴6为转动中心设置上主旋翼或风扇系统3上，以下静子8与中静子12、13 之间为下气动区，以共轴中心主轴6为转动中心设置下主旋翼3下，上下旋翼或风扇系统3上、3下正反 旋转。主涵道气动旋翼或风扇系统5承担主升力。

优选涵道共轴正反旋转双旋翼或风扇气动系统5是需要时可抵消旋转扭矩，在同盘面积下与单旋翼或风 扇比较，共轴正反转旋翼或风扇有效高升力效率。

图2、图3、图4、图8、图9、图10、图12标示其技术结构特征。

5.设置的上下主旋翼或风扇3上、3下叶片数为不等同奇数方案：

在设计飞吊器1方案中设置的上下主旋翼或风扇3上、3下叶片数为不等同的奇数，选上主旋翼或风 扇3上叶片多于下主旋翼或风扇3下叶片数，其特点防止气动系统产生共振和减小下主旋翼或风扇形阻。 图12标示其技术结构特征。

6.在主涵道旋翼体5下端口部设置下静子8方案：

在主涵道旋翼体5下端口部设置下静子8似马刀形可选弯形和直形，刀背为弧状朝下，刀刃朝上，单 环层主涵道旋翼体5的一端连接在主涵道下端口边上，双环层主涵道旋翼体5的一端连外环层主一涵道 H1和内环层主二涵道H2下端口部，另一端都与中心轴6下部轴毂113连接，该毂盘113又与外配功能器 件平台158联结成组合法兰台，设有飞吊器专用和非专用其它功能部件的外接电源插口和控制信号插口。 优选设置下静子8为了防止主下洗气流畸变，提高升力效率。

图2、图3、图4、图8、图9、图10、图12标示其技术结构特征。

7.优选单环层主涵道结构设置：

主涵道旋翼体5的外壳29形似偏鼓状，外壳29与外环层主一涵道H1之间内设置环状口形主梁28， 承担主刚性支承，单环层大直径主涵道H1的内壁为上下直线状环圈壁面11环腔，环腔上口沿连设上静 子2，下口沿连设下静子8，环腔中部连设有中静子12，共同以中心轴6为中心同心圆转动中心，并设轴 毂与上中下静子相连，形成大直径单环层主涵道体)腔体结构，适合整体倾斜姿态飞行优势。同样优选 单环层大直径主涵道风扇体、单环层大直径主涵道螺旋浆体同类结构形式。图10、图11、图12标示该 结构。

8.优选双环层主涵道结构设置：

飞吊器)中心主涵道是：双环层大直径主涵道旋翼体5外壳形似偏鼓状29与外环层主一涵道壁H1 之间内设环状口形主梁28，外环层主一涵道H1内壁为上下直线状环圈壁环腔。内套内环层主二涵道H2 内外径上下内外壁都为直线状环圈壁，共为同心圆。双环层大直径主涵道旋翼体5腔上口沿连设上静子2， 下口沿连设下静子8，环腔中部的内环层主二涵道H2的内腔连设有中静子12区，连接贯穿内环层主二涵 道H2的内径壁20和外径壁19，然后与外环层主一涵道H1内径壁11连接贯穿后连接在环状口形主梁28 上，内外双环层主涵道之间的中静子为13区，其之间环腔4形成滑流区气流Q13、Q14具有附壁效应， 具有增强悬停飞行姿态稳定性优势。本案形成大直径双环层主涵道体5腔体结构技术特性。同样优选双环层大直径主涵道风扇体、双环层大直径主涵道螺旋浆体式类同结构形式。图3、图8、图16标示该结 构。

9.优选内外双环层主涵道旋翼体5，上下主旋翼3上、3下优选同直经结构设置：

飞吊器1设置双环层大直径主涵道旋翼体5，内外双环层主涵道H1、H2内外套，上下主旋翼3上、3 下优选同直径结构，以中心轴6共轴正反转，共同设置在内环层主二涵道H2内并与之配套直径，设外环 层主一涵道H1直径大与内环层主二涵道H2直径尺寸，形成中静子13区环形涵腔4。外环层主一涵道H1 高度与内环层主二涵道H2高度相同，都从上静子2上沿边连至下静子8下沿边之间。所形成的环形涵腔 4具有吸附滑流附壁效应气流动力，提高气动力系数。上下主旋翼3上、3下和双环层内外主涵道H1、H2 都以中心轴6为同心圆。其特点适合悬停飞行。同样优选双环层大直径主涵道风扇体、双环层大直径主 涵道螺旋浆体式类同结构形式。图3-3、图8标示了这种结构

10.优选内外双环层主涵道旋翼5，上主旋翼3上大与下主旋翼3下直径设置的结构：

飞吊器1设双环层大直径主涵道旋翼体5中内外双环层主涵道和上下主旋翼结构选项是：优选上主 旋翼3上制成大直径，下主旋翼3下制成小直径，在外环层主一涵道H1直径选大直径与上主旋翼3上直 径配套，其外环层主一涵道H1高度设为与上静子2上沿边连接至下静子8下沿边之间。内环层主二涵道 H2直径与下主旋翼3下直径配套，内环层主二涵道H2高度设为与中静子12上边沿连至下静子8下边沿 并相连，同时将内环层主二涵道H2与外环层主一涵道H1之间的中静分区为中静13。在中静13下部形成 的环形涵腔4为上主旋翼3上的下洗气流强整流，提高气动力系数。上下主旋翼和双环层内外主涵道都 以中心轴6为同心圆。其特点重心高，适合倾斜前飞行。同样优选双环层大直径主涵道风扇体、双环层 大直径主涵道螺旋浆体式类同结构形式。图3-2标示这种结构。

11.优选内外双环层主涵道旋翼体5，上主旋翼3上直径小于下主旋翼3下直径设置的结构：

飞吊器1设双环层大直径主涵道旋翼体5中主涵道和主旋翼结构选项是：优选上主旋翼3上制成小直 径尺寸，下主旋翼3下制成大直径尺寸，在外环层主一涵道H1直径选大直径与下主旋翼3下直径配套， 其外环层主一涵道H1高度设为上静子2上沿边连至下静子8下沿边之间。内环层主二涵道H2直径与上 主旋翼3上直径配套，内环层主二涵道H2高度设为与上静子2上边沿连至中静子12下边沿并相连，同 时将内环层主二涵道H2与外环层主一涵道H1之间的中静分区为中静13。在中静子13上部形成的环形涵 腔4为上主旋翼3上与上部内环层主二涵道H2体和下主旋翼3下共同的强吸滑气流形成的强吸附气流区 具有强附壁效应气流动力，提高气动力系数。上下主旋翼和双环层内外主涵道都以中心轴6为同心圆。其特点重心低适合悬停飞行。同样优选双环层大直径主涵道风扇体、双环层大直径主涵道螺旋浆体式类 同结构形式。图3-1标示该种结构

(二).设置多个小直径涵道旋翼体A、B、C、D优选方案：

1：在主涵道旋翼体5壳外四周对称设置四个或多个小直径的副涵道旋翼体分别为A、B、C、D或E 多个，其涵道108内壁为直面H4筒状壁，外面为鼓形弧状壁，内设的单轴旋翼或风扇102由电动机MA、 MB、MC、MD，分别驱动的系统总称104，可选电机直驱或变速机构传递驱动。该系统104设在呈十字形下 静子中心，其薄片静子103方向设为与臂转动节97、伸缩节96方向一致，与另一下静子101为三角形宽 静子呈十字交叉，做为旋翼系统104支承架，三角形宽静子101内设电导线通道，电力线为旋翼或风扇 系统104提供电能。三角形宽静子101内贯穿摇摆空心轴100，其中一端穿镶接在弯月架99一端并在此 与摇摆电机MA1、MB1、MC1、MD1分别连接，空心轴100另一端穿连弯月架99另一端，并安装转动轴承。 此时小直径的副涵道旋翼或风扇体A、B、C、D在摇摆电机MA1、MB1、MC1、MD1分别驱动下围绕空心轴 100可做摇摆动作。四个小直径的副涵道旋翼体A、B、C、D连接臂为两节，伸缩节96和转动节97组合 在一起。在主环状口形梁架28上装扭摇动作驱动步进电机118，本电机分别称之mA2、mB2、mC2、mD2。 配装小直径蜗齿轮119、与大直径蜗齿轮120啮合连套在扭摇动作驱动套轴联合体121并连转动节97。 该另一端连接在主涵道旋翼体5壳体内主环状口形梁架28上的凸状固定转轴28T上，在转动节97另一 端套进伸缩节96此伸缩臂的一端内设伸缩被动蜗轴122、啮合伸缩主动蜗轮传动器123、连接伸缩主动 步进电机系统124、伸缩节96另一端连接在弯月架99的中段最窮弧处上固定。并设供电力的电线通道。 在选项结构组合下共同动作可作伸缩、扭、摇、摆、四自由度动作。起到辅助升力和强化调控方向及防 涡环功能作用。优选在小直径的副涵道上中下端增添上中下静子防上滑流附带气流龙卷畸变和为下洗流整，提高气动效率。优选小直径副涵道旋翼体A、B、C、D设单轴单旋翼电机驱动，确保利用其定轴性， 具有抗湍流转捩风能力，优选设共轴正反转双旋翼，增加气动力效率，上下旋翼同速时转动惯量抵消不 存定轴性，有利飞吊器机动性。

图8、图10、图11、图12、图16标示其技术结构特征。

二：优选大直径主涵道旋翼体5设置变惯量机构30喷、30线、30轴具体实施方案：

图6-1是旋翼电动机结构与喷液式变惯量系统30喷主剖视图。

图6-2是喷液式变惯量系统30喷轴测剖视图。

变惯量机构特性功能：在共轴上下旋翼系统、风扇系统、螺旋浆系统中设置变惯量机构。其功能 使飞吊器上下主旋翼产生上下差动变惯量诱导产生陀螺效应的变量定轴性，达到抗湍流转捩风能力的 功能。

(1).优选喷液式变惯量机构30喷结构组成及工作原理：

一.喷液式变惯量机构30喷总体结构组成：

在单环层或双环层主涵道内，以中心轴6为中心，上静子2与中静子12、13间和下静子8与中静 子12、13分为上下两气动区部分，在此上下气动区设有上下正反转共轴主旋翼或风扇系统，在其驱动装 置电机M3上和M3下的永磁转子68外壳82处设置喷液式变惯量系统30喷，惯量储液罐43内为环形腔 储变惯量液仓63，贴近永磁转子68处的壁是平直环状壁82，内腔63外径的内壁62是中部向外突的三 角形，在三角形中部角处设泄液口三角面口62，该外安装有泄液阀41，顺泄液阀出口49外连接释液道 160，此道是一个金属刚性管又是旋翼迎角轴管16，在旋翼或风扇需要变惯量时，飞控计算机Ko发出拾 指令供电给上旋翼3上或下旋翼3下其中一套系统的电磁线圈44、电磁铁45产生吸力，泄液阀吸铁46 被吸进入吸铁46滑道仓73，克服阀弹簧47力泄液阀41柱打开泄液口49，惯量液在提前预存在变惯量储液罐43，惯量液在离心力作用下，同时在泄液阀41打开后喷涌通过泄液口49注流通过旋翼迎角轴管 腔160，到达旋翼或风扇叶尖端头处所专设本方案带空腔惯量涵圈01腔00内，在此质量流体M·R2中放置 物质质量的半径发生了即：ΔR²变量，从而产生了旋翼变惯量增量(差量)ΔI。上旋翼3上、下旋翼3 下旋翼系统产生了差动惯量的增量(差量)ΔI诱导出定轴性。使飞吊器主涵道共轴旋翼系统体具有了抗 湍流转捩风能力。类似陀螺定轴性原理、无论在多大鞭子抽力作用下、在设定的质量和转速下保持旋转 姿态不变。此迎角管16贯通旋翼连接外涵圈可称变惯量涵圈01。此惯量涵圈01内为环形空内腔00，具 有变惯量增量功能，由于上下旋翼的差动惯量，从而诱导出飞吊器陀螺效应的定轴性。与外周所对称同平面设的多个或四小直径副涵道族旋翼固有的定轴性相结合使飞吊器具有抗湍流转捩风能力。当不需要 主旋翼或风扇差动惯量时，飞控计算机K0指令主涵道壁内电磁感应器40b通电产生强磁场，惯量涵圈01 仓内00的电感电动开关40a切割磁力线产生电流驱动自身内芯转动打开阀孔，惯量液从惯量涵圈01的 泄液孔40喷流出，惯量减小恢复原状惯量，差动惯量消失。上下旋翼转动惯量相等，方向相反，上下两 翼转动惯量抵消，主涵道旋翼体5的定轴性也消失，此时飞行调姿灵活性增大。从而实现喷液式变惯量 方法和相应设备。

二.翼尖惯量涵圈设置：惯量涵圈0o可选形。

五种内腔型：一种月牙形0a，图5-1标示这种结构。

一种弯矩形0b，图5-2标示这种结构。

一种圆形0C，图5-4标示这种结构。

一种三角形0d，图5-5标示这种结构。

一种矩形0e，图5-6标示这种结构。

两种外型：a.翼尖双环壁镂空内镶斜翅型涵圈0H。图5-10标示这种结构。

b.翼尖单环扁带壁外镶斜翅型涵圈0J。图5-1、2、8、标示这种结构。

三：翼尖惯量涵圈内外设置斜翅制造镶装方法：

飞吊器1中上下主旋翼3上、3下翼尖惯量涵圈01外径环状外壁设计制有顺旋转方向的一定宽度 的斜翅0J，斜翅倾度上端贴翼尖涵圈01旋转方向上沿边，下端贴壁甩后至下沿边附近，倾斜角度方向和 长度与主旋翼3上、3下旋转方向顺向，翅高顺旋向贴惯量涵圈01上沿，翅尾逆旋向贴惯量涵圈01下沿， 并根据其部位旋转功率及速度马赫数选定倾角和长度及翅条数，增强主涵道内壁与惯量涵圈外壁间隙的 负压吸附力。选翼尖双环带涵圈内镂空镶斜翅型0H。选翼尖单环扁带涵圈外镶斜翅型OJ。

一般飞吊器1是在100米-300间低空飞行作业，空气密度和湿度很大，飞吊器旋翼浆盘直径远远 小于一般小型直升机旋翼浆盘直径，在尺寸限制下，若遇恶劣湿度大气候低雷诺数时，又需变主旋翼迎 角，为了保持飞吊器垂直高变稳定，为了尽可能提高升力承载能力，在翼尖惯量圈01外设斜翅OJ，同时 选大动率动力和旋翼转速调速范围宽，为了防翼尖线速度超音障马赫数太大产生空气激波，尽量选小迎 角，权衡转速和最大升力效率，折衷求的优选斜翅倾角范围在：斜翅OJ在设计倾角时选择5°-25°之间，。 斜翅宽控制在40-200mm，斜翅长度控制在200-600mm，设置斜翅数量尽量少的选择。转速、长度、同 直径圆中设斜翅数决定激波噪声。在同倾角情况下转速低、斜翅长度大、同直径圆中设斜翅数少激波噪 声小，反之噪声大，在一些救援中让周围人员警觉、警示和盲人听觉指向，设计时有必要产生不刺耳的 风车葫芦风呜声为此项技术选择。

四.翼尖惯量涵圈内外设置斜翅镶装条件和结构：

[a].飞吊器(1)中的上下主旋翼3上、3下翼尖惯量涵圈01的设置及形状设置优选：当上旋 翼3上直径尺寸小于下旋翼3下直径尺寸时，上旋翼3上的翼尖惯量涵圈01设置为空心的内腔，截面 形状可为月牙形Oa、矩弯形Ob、圆形Oc、三角形Od、长方形Oe，上旋翼3上安装变惯量系统30喷、 30线、30轴。下旋翼3下不安装变惯量系统，下旋翼3下的翼尖涵圈01为外镶斜翅型翼尖单环扁带涵 圈OJ、内镶斜翅型翼尖镂空双环带涵圈OH。

[b].当上旋翼3上直径尺寸大于下旋翼3下直径尺寸时，在下旋翼3下安装变惯量系统30喷、30 线、30轴。翼尖涵圈01内腔为空心，截面形状可为月牙形0a、矩弯形0b、圆形0c、三角形0d、长方形 0e。旋翼3上不安装变惯量系统，上旋翼3上的翼尖涵圈01为外镶斜翅型翼尖单环扁带涵圈0J、内镶斜 翅型翼尖镂空双环带涵0H。

[c].当上下主旋翼3上、3下同直径时都选装同种变惯量系统30喷、30线、30轴，其惯量涵圆 01的内腔0o都设同形状内腔，截面形状可为月牙形0a、矩弯形0b、圆形0c、三角形0d、长方形0e， 其外壁都设斜翅0J。图5-1、5-2、5-8标示该结构。

[d].在上下主旋翼3_上、3_下的翼尖涵圈01设计为镂空双扁带涵圈0H，内设斜翅0J，在该翼尖涵圈 内双环壁间设计制有顺旋转方向的一定宽度的斜翅0J，斜翅倾度上端贴翼尖双环壁涵圈0H旋转方向上沿 边，下端贴壁甩后至下沿边附近，倾斜角度方向和长度与主旋翼3上、3下旋转方向顺向并根据其部位旋 转功率及速度马赫数选定倾角和长度及翅数。以增加吸附负压，提高升力系数。图5-10标示该种结构。

[e].在上下主旋3_上、3_下翼尖变惯量涵圈01或非变惯量涵圈外壁设计制有顺旋转方向的一定宽度 的单扁带涵圈外镶斜翅OJ，斜翅倾度上端贴翼尖惯量涵圈01旋转方向上沿边，下端贴壁甩后至逆向下沿 边附近，倾斜角度方向和长度与主旋翼3上、3下旋转方向顺向并根据其部位旋转功率及速度马赫数选定 倾角和长度及设置斜翅条数。共轴正反转上、下主旋翼3_上、3_下翼尖涵圈01与内外主涵道H1、H2壁间 隙形成高负压区15增加气动吸力，提高升力系数。

五.中心轴6结构：在中心轴6中由三层管套在一起组成。内管是注液口51管74，中层管75是惯量液返 程注管，外管76是上下风扇电动机M上、M下电力线、信号线通道。

六.在中心轴6外管76与上下电机M3的定子绕组70相连，电机间隙69，电机永磁转子68，电机外壳82， 也是变惯量液主仓63的内径壁82为一体结构。电机M3上、M3下两端由辊柱轴承内圈60、滚柱59、 外圈61联承运转。

七.惯量液的灌注：用灌注壶将液体从注口51预先在飞吊器起飞前灌注，液体进入内管74通过横向通液 道83和管口53注进惯量液预储罐54、再通过门型管55吸口56吸进，转流注进导流槽57，通过漏 口58注进变惯量液仓43内腔63做为变惯量液储仓系统。图6标示了该原理及结构。

(2)优选电驱动卷线活塞输送惯量液式变惯量系统30线结构组成及工作原理：

在变惯量储液仓腔63内上下一端改设有步进电机172，步进电机172连接卷扬器174的轴，在该 轴上绕有拉线173，此线在旋翼变矩迎角轴内管16中与设有可沿该管内腔160滑动的活塞176连接。

当需要在上旋翼或风扇3上和下旋翼或风扇3下之间产生差动惯量时，飞控计算机KO指令供电给上旋 翼3上或下旋翼3下其中一套系统的电磁铁169及电磁线圈绕组168，供电产生强磁场，变惯量仓的 电磁感应发电圈170切割电磁力线产生电能，经导线171供电动机172运行带动卷扬器174释放拉线 173，在迎角轴管16内腔160中的活塞176向176A方向滑到该惯量涵圈01迎角轴管16内腔160外径 端头，有惯量液175A流到活塞尾部，活塞176中两个泄液阀177因离心力作用被主惯量涵圈01内腔 壁顶开，一方面关闭了惯量涵圈01内仓00的卸液孔40，同时惯量液175A经两个泄液阀管177腔177c 流经从活塞176泄液口176a喷进旋翼惯量涵圈01惯量仓00内增大惯量，产生了差动惯量的增量ΔI 诱导出定轴性。使飞吊器1系统具有抗湍流转捩风能力。

若飞吊器需耍灵活调姿飞行不需要定轴性时，飞控计算机KO指令活塞176在拉线178拉力作用下 向176B方向移动，活塞176上泄液阀177在弹簧176b回弹下泄液阀管177关闭了泄液口176a，惯量 涵圈01上卸液孔40被活塞176上的泄液阀管177塞头177a拉力作用下打开，惯量涵圈01仓00中惯 量液175A在离心力作用下象洗衣机甩干筒一样卸甩出惯量液175A。上下主旋翼惯量变一样，转速相 同，方向相反，角动量相互抵消，主涵道旋翼体5定轴性消失，具有一定的飞行调姿灵活性，由于小 直径四副涵道旋翼体A、B、C、D的定轴性还存在，仍保持一定飞行稳定性和定轴性。图13标示该原 理结构。

(3)优选电动蜗轴活塞输送惯量液式变惯量系统30轴结构组成及工作原理：

在原变惯量储液仓63内中部改设有步进电机172，步进电机172连接螺纹轴器190，螺纹轴器 190在轴上制有螺纹191，在该轴上套有螺母式活塞192，设伸进迎角轴16内腔16o，在该轴190端头 与镶在惯量涵圈01腔的内仓00的壁上的轴承193穿联。在该原变惯量储液仓63的外层储液仓175 内储有变惯量液175A，当需要在M3上和M3下间产生差动惯量时，飞控计算机KO指令为电磁铁169 及电磁线绕组168供电产生强磁场，变惯量仓63的电磁感应发电线圈170切割了电磁力线产生电能经 导线171供给电机172运转驱动螺纹轴190旋转，在该轴螺纹191推动下套在该轴上的螺母式活塞192 顺轴和旋翼迎角轴管160腔中滑动，活塞192沿176A方向滑动到外径端头，活塞192端头外露的泄 液阀管177的塞头177a被顶开，一方面关塞了惯量涵圈01内仓00的卸液孔40，另方面泄液阀管177 的泄液口176a被打开，惯量液175a经泄液阀管腔177c从泄液口176a释进惯量涵圈01内腔00内并 在离心力作用下产生了差动惯量的增量诱导出定轴性。使飞吊器主涵道旋翼体5共轴旋翼或风扇系统 具有了抗湍流转捩风能力。

若飞吊器需要灵活调姿飞行不需要主涵道体5定轴性时，飞控计算机KO指令螺母式活塞192在螺 纹轴190及螺纹191作用下向176B方向移动，活塞192上泄液阀管177在弹簧176b回弹下泄液阀管 177关闭了泄液口176a，惯量涵圈01上卸液孔40被活塞192上的泄液阀管177塞头177a拉力作用下 打开，惯量涵圈01仓00中惯量液175A在离心力作用下象洗衣机甩干筒一样卸甩出惯量液175A。当 上下主旋翼转速一样时惯量相同，方向相反，角动量相互抵消，主涵道旋翼体5定轴性消失，具有一 定的飞行调姿灵活性，由于小直径四副涵道旋翼体A、B、C、D的定轴性还存在，仍保持一定飞行稳定 性和定轴性。图14标示了该原理结构。

三.本实施方案的飞吊器采用三种结构防涡环和相应设备结构组成：

(1)：飞吊器1采用设计多组气动结构及布局分配不同的任务主动防涡环。

图2标示了飞吊器气动结构防涡环方法及装置示意图。

首先设置不同气动结构将垂直主升力和水平方向控制推进力分开，分配给不同的气动机构执行。飞 吊器飞控计算机Ko从高度仪h接收的高度信号指今以大直径主涵道旋翼体5共轴正反转双旋翼或风扇3 上、3下气动机构承担垂直主升力，保持水平升降面变量任务。在飞吊器外环层主涵道旋翼或风扇体5 周围设置的上下8个大气压传感器P1、P2、P3、P4、P5、P6、P7、P8，不同部位感知不同方向的来流气 压差和四个方向风速器F1、F2、F3、F4测的风速信号，及承担不同稳定检测责任的陀螺仪T1、T2、T3、 T4提供先兆气流对飞吊器的姿态影响的信号，飞控中心机算机KO进行综合评诂分析指令其周围对称同 水平设置四个小直径副涵道单轴单旋转旋翼或风扇体A、B、C、D气动机构，随其连接的两节臂伸缩节96、 转动节97能做E1<->E2方向伸缩和往复扭转及摇摆方向的四自由度的同时 有节奏的对称动作或不对称动作，承担辅助升力和水平方向控制推进力及防飞吊器进动、抗侧风、抗湍 流转捩风及防涡环的任务。

飞吊器1大直径主涵道旋翼5气动机构与四个或多个小直径副涵道旋翼A、B、C、D…气动机构形成 的都是各自独立的气动场，能相对运动，各自的湍流面气体分子弹性碰撞产生能量交换传达空气动力， 可互相助力也可相互干扰，为飞吊器防涡环提供了先决条件。

飞吊器在起降或悬停飞行中，大直径主涵道旋翼5气动机构承担全机总承载的主要升力和水平姿态 平衡面。主涵道旋翼5下洗的主气流Q2、Q9垂直排向下方到驻点面气流Q3。在特殊气候、湿度、温度、 场地平衡面或凹盆形地面的反射作用下，又在飞吊器1对称规则外形影响下，可能形成返回周围空域中 的涡环先兆气流状态流Q4、Q5、Q6、Q7。此时飞吊器1的飞控计算机Ko经各传感器检测到的涡环先兆流 信号反馈进行运算，指令装配在主涵道周围对称布局的小直径副涵道旋翼体A、B、C、D采取动作，为了 不影响飞吊器总体平衡和飞行姿态的稳定面。四个副涵道旋翼体A、B、C、D将同时作对称的有节奏的四 自由度动作E1<->E2、F1<->F2、F3<->F4。对于每个小直径副涵道旋翼体A、B、C、D就相当于 一架单旋翼直升机的主旋翼。用仿人工或类似自动驾驶仪的防涡环，被动方式进行作四自由度的摆、摇、扭、伸缩的方式，使各自气动场气流Q11、Q12相互干扰防涡环。这种方式也干涉了和扰乱了主涵道旋翼 体5的下洗主气流诱导的涡环先兆外围上返空中的气流场Q4、Q5、Q6、Q7。从而达到这种不牺牲飞行姿 态而主动式防止了涡环先兆气流场的形成。小直径四副涵道旋翼系统A、B、C、D在飞控计算机Ko指令 下：

a：同时对称有节奏的动作防止了飞吊器的进动和防涡环。

b：不对称动作控制操纵飞吊器的飞行方向。

c：同时保水平姿态，起到飞吊器的辅助升力作用。

d：同时自动统一向一侧倾斜姿态运转，防止飞吊器遭受侧吹风影响，稳定飞行姿态。

(2)：采用物理式空气分子弹性碰撞主动防涡环方法及原理系统结构：

在大直径主涵道旋翼体5下端口部与下静子8之间装有一个环状类似无底盆形主喷口9，环状周圈呈 盆边斜形25，上接端部24与主涵道旋翼体5外层主一涵道内壁H1同直径对接，下端收敛口似盆无底状。 在其内径盆周斜状面25四周对称水平设置扁长方形27侧喷口10，对称偶数或奇数个布置，侧喷口10 内腔风道38安装了带上下竖轴32的长方形片状导风板26，在飞吊器飞控计算机Ko的指令下步进电机 36齿轮33及固定轴承机构37共同驱动齿条35在轨道39内往复带动导风板26的动作围绕转轴32随34 方向往复摆动。按设计要求，飞控计算机Ko指令导风板26进行开、闭、往复以技术要求速度摆动。当 导风板26自动打开到与侧喷口10腔道38侧面平行状和复往摆动，从侧喷口10喷射出水平直射摆动的 气流Qp、Qp1。运动路线与下主喷口9的下洗气流Q2、Q9喷向地面驻点流Q3后沿飞吊器1外形环状向上返流Q4到主涵道旋翼体5外上端吸口处的运动路线形成的涡环先兆气流Q4、Q5、Q6、Q7产生交叉，从 而冲击、切断、阻止、干扰了上返气流Q2、Q9、Q3、Q4、Q5、Q6、Q7运动方向，切断涡环先兆流，实现 防涡环。当导风板26自动打开到与侧喷口10腔道38侧面平行状一定角度，达到调方向功能。主喷口9 是收敛口，有强下洗流风压，承担主升力功能。在主喷口9内设侧喷口10的有机组合技术原理实现物理 性主动式防止涡环先兆气态场的形成。同时作用了周围空气，等离子流喷出的作用涡环先兆流运动方向， 又改善周围空气黏性提高雷诺数。图2、图3、图4-2、图4-3、图4-4、图10标示其结构和工作原理技 术特征。

(3)：飞吊器1采用等离子^[1]物理化学空气分子弹性和非弹性碰撞特性主动式防涡环方法及原理设 备：

优选用在交流微波频段功率和电磁场耦合过程同时又与等离子体的相互作用通常是共振的相互作 用。在这种互作用中，生成的等离子体作为一种介电媒质又参与耦合离解的电子群的互相作用，能产成 共同谐振高能等离子体激波释放。交流微波产生的等离子体电子温度为5eV-15eV，比直流(DC)或射频 (RF)产生的等离子体电子温度le V-2e V有更高的电子温度。如果交流微波功率为千瓦级，等离子体 中的电子密度可接近频率所确定的临界密度。可选频率为2.2-2.5GHz间，密度可达6-7x10¹⁶m^-3。交流 微波等离子体可以在很宽的气压范围内产生，可选大气压强范围，设计自动调整的等离子反应器，选择 适合的射频源段、功率、强度、生成等离子体。

优选用交流电容耦合、电感耦合、电磁波耦合(微波等离子耦合)、.电子回旋谐振(ECR)磁化微波 等离子生成方法、介质阻挡放电等离子体生成原理方法与本案等离子发生器技术特征相结合解决防涡环 和改善雷诺数的具体实施方法和设备。

(一).选用电容耦合、电子回旋谐振(ECR)磁化微波等离子生成方法、介质阻挡放电生成等离子体的 技术方法选项与优选发射锅式能量波等离子体发生器89具体实施例：

[A].发射锅式等离子体反应发生器89结构组成具体实施例：

防涡环能量波发生器阴极电路模块87伸出负极线95与阴极发射极板88相接，阳极电路模块91伸出 阳极线94与阳极发射极板90相接，阴极发射极板88和阳极发射极板90共同设在发射器锅89中并且平 行对称设置作为放电极板，放电极板间的相对气隙间隔约1一3Cm之间组成电晕放电等离子云，该发射 锅89底部设有强流空气孔89Q，是由主旋翼吸附流和下洗流的作用风压流进，为生成等离子云提供工作 气体。该发射锅89等离子生成系统有偶数若干个组成，对称环形状布置安装在大直径主涵道外环层主一 涵道H1壁内下端与主喷口9接镶处上端的能量波等离子发生器环状托架86上。该发射锅89装置若干个 又分别安装在中静子12、13中一个三角形宽中静子架93内，共同和主涵道外环层主一涵道圈H1内壁下 端与主喷口9接镶处设的环状托架86发射聚能锅89发生器组成飞吊器防涡环电晕放电能量波等离子体 发生器89、92。建立电子离子动能粒子场，选用非弹性碰撞方法产生等离子体作用于气流分子、原子、 粒子，使其能量的传递、交换、激励，产生连锁化学化应和多米 诺骨牌效应，对周围空气分子运动方向 产生冲击，引起气流场的振荡和干扰了涡环先兆气流，用等离子粒射流所含的动能量干涉周围空气分子 粒子的运动方向达到防涡环作用。同时附加产生的放电次声波的共同作用下对可能产生的涡环先兆气流 进行了干扰。从而防止和根除涡环形成先兆气流的形成环境。

当飞吊器在起飞或降落时，或者低空悬停作业时，飞吊器飞控计算机Ko下指令让等离子能量波发 生器工作。由于空气湿度大，气压低，空气湿潮热无风或低于1-2低风速时，地面平整或凹形极易诱导 出涡环气态场，为了防止这种涡环先兆气流形成，能量波发生器提前工作。图2、图7标示其结构及工作 原理示意。

[B].发射锅式等离子体生成的选项方法和原理优选具体实施例：

1.选用交流电容耦合生成等离体具体实施例：

优选图7例为述：在交流电容耦合电晕放电等离子能量波发生器发射锅89中设置放电平行板阴极板 88和阳极板90，设加自然空气做为工作气体，在两极板间施加12-14MHz之间高频功率的激励下产生电 容耦合等离子体。放电条件优选常压，电极间距选2cm-4cm之间，高频功率选30W一300W可调，其生成 等离子体密度可调控在10¹⁵m^-3--10¹⁸m^-3量级范围。该技术特点：

一.选常压自然空气做为工作气体时，可控制极板间放电离子分布均匀。

二.选用本方案发射锅组合托架方法能够容易生成所需辐射面积大口径等离子体。

三.在发射锅中设电极间距为可调型集积鞘层可维持稳定等离子体状态。

(1)可选标准交流单频电容耦合型等离子生成方法的应用：

设匹配器，在匹配器和阳极发射极板90的高频电极K波之间连接隔离电容，当在该耦合极板间加上 12-14MHz的高频功率时，可使放电装置获得最佳的功耗和保护阳极频源(91)、阴极频源(87)功率频源 模块电源，。在其中阴极88加有RF电压(自给偏压)后两电极板间会产生负直流电。而等离子体中的正 离子被电极鞘层加速后轰击阳电极90板K波。通过这种设置可改变单频电容耦合等离子发生器的放电功 率后调控离子轰击能量和通量，从而用这种方法设置该防涡环型能量波等离子发生器形成这种工作特性。 图7-4A示意等效电路原理。

(2).选交流双频电容耦合型等离子体生成方法的应用：

a.在两极间施加不同频率产生等离子体。在阳电极90板K施加放电用的高频电压：

ωK/2π＝8MHz-60MHz，承担调控等离子体密度。在放置有基板的阴电极88板A施加频率较低的高 频电压：ωA/2π＝0.6MHz-1.5MHz，负责调控自给偏压(离子轰击能量)。

b.选双频型是在每个极上如阴电极88或阳电极90同时加两个频率ωK、ωA，的高频电压来调控离子 密度和离子轰击能量的方式。等离子体是通过外部的高频电场对电子的加速作用引起电离而产生等离子 体，在这种高频放电中，在两电极88、90间与等离子体间形成一个高压容性鞘层，流过鞘层的射频电流 导致了鞘层的随机或无碰撞加热，而流过发射锅两极间主体等离子体区的射频电流导致了主体等离子体 区的欧姆加热，即称焦耳加热。频射的等离子体含有动能的释放而改变涡环先兆流形成机制和改善雷诺 数。图7-4B标示了这种原理可选应用在发射锅、百褶裙式等离子发生器。

(3).选用电子回旋谐振(ECR)磁化微波等离子生成方法的应用于发射锅式：

图7-4C标示该方法示意图。

该方法选用图7发射锅式发生器底部中安装收敛喇叭状几何结构，在喇叭状几何结构的底部设有 2.45GHz频率，功率1KW，磁场强0.1T量级的波导器。在其处设置阻抗匹配陶瓷真空腔式馈入窗，并在 此真空腔窗的底部设谐振面栅栏，谐振面栅栏与波导器的馈入窗之间形成谐振腔，谐振面栅栏与喇叭状 口之间形成共振腔，通过馈入谐振腔的入射频波功率，再在喇叭状共振腔的磁场中生成高密度(10¹⁷m^-3) 等离子体。在此底处谐振面栅栏与喇叭状口与其中部之间共振腔外壳面处设裹环形磁场谐振整型线圈， 在其线圈使用同频率的振荡电场施加入此共振腔内，形成电子回旋谐振磁化耦合场在洛伦兹力B磁，在 洛伦兹力B磁作用下做环绕磁力线回旋运动，电场频率ω与电子回旋角频率ωce一致时发生电子共振加 速、加能，即ωce＝ω为电子回旋共振聚能量，使共振腔内离子、电子获更高动能，利用该原理的ECR 等离子体装置由于吸收微波能量的高速电子频繁地引起电离使低气压下能获更高密度、共振的接力作用 获更高能量的等离子体。这种方法选用在发射锅式等离子体发生器选项技术电路设计原理中，以生成高 能等离子应用于适合更宽范围的防涡环流和改善雷诺数的设备制造理论依据。

(二).选用电容耦合、电感耦合、电磁耦合、介质阻挡放电生成等离子体的方法选项与百褶裙双环层涵

道式等离子体能量波发生器结合的具体施实例：

(1)可选用交流电感耦合(ICP)型等效电路研制等离子体生成方法^[1]与百褶裙涵圈式结合生成 等离子体：图15-1、图15-2、图15A标示了这种等效电路示意图。

本案中是选用图15表示的百褶裙涵圈式等离子发生器，将高频功率交流RF频源电路209连接并提 供以2π/ω周期的高频电流IRF传输给围绕在百褶裙涵圈发生器197舱外侧的耦合环形线圈197LRF中， 流经的交变电流IRF产生交变磁场电感La、内电阻Ra共同形成似变压器的初极线圈(耦合环形线圈 197LRF)功能，此时引起百褶裙涵圈发生器197舱腔205中产生感应电场，激发其中设为常压自然空气 Q1、Q13做为工作气体，被电离产生管柱状等离子体云。同时在腔205中产生的管柱状等离子云又与外耦 合环形线圈197LRF交变电流IRF的感应场强产生互动电感M感，在原有耦合成稳态管柱状等离子体中伴 有涡电流Ip、运动速度Vc。这种互为作用情况下，在此时外耦合环形线圈197LRF像变压器初极线圈特征，耦合到的管柱状等离子云环圈像变压器次极线圈一样的特征。产生呈现初耦合电感Lg、涡电流Ip、 惯性电感互感场强电感：Lp＝(I/s)(me/NOe2)，此对原等离子体有“趋肤效应”，其半径方向的截 面深度即环柱圈宽度呈δ尺寸，并与腔205气隙同宽，截面积S与反应腔205同截面积，等离子体呈等 效电阻：Rp＝(I/s)/δ的存在提供产生焦耳热能。所吸收功率：Pabs＝ω²M²Rp/ω²(Lg+Lp)²+R²p ×I²RF后获的复合等离子体，具有高能量状态特性表现。耦合环形线圈197LRF线圈流经12-14MHz高频 电流，感应耦合等离子体工作频率，可选调节低频8KHz至高频达60MHz范围，选用常压供自然空气做工 作气体，生成等离子体释放能量功率可达：P abs＝ω²M²Rp/ω²(Lg+Lp)²+R²p×I²RF。的工作特性 ^[1]，优选百褶裙涵圈式交流电感耦合能量波等离子发生器生成的等离子体具有高能、高密度、稳定特性 应用于防涡环和改善飞吊器1作业时空气动力雷诺数。

(2).选用交流电磁波耦合(微波等离子体)型等效电路研制等离子体生成方法^[1]与百褶裙涵圈式197 结合生成等离子体：

(a).选用微波等离子体的反应器匹配的波导器^[1]类似短粗注射器形205a，选设频率为900MHz---3.0 GHz，控波长6-13.0cm之间，功率选设几百瓦至几千瓦波导器，进行耦合反应，分别设置安装在双环层 百褶裙涵圈式微波等离子体发生器197腔205中、200上端环形面上，同样插进百褶裙涵圈每个弧腔200 内波导器200a，该波导管与反应腔205、200两侧壁面平行，将调试的微波功率馈进波导器内一个渐变的 谐振腔，再在中间介质管中充以常压空气做工作气体。调整微波功率以常压空气条件下适应建立强势轴 向电场，它使腔205、200中工作气体(自然常压空气)击穿，产生并维持等离子体的释放。选用该结构 特点：可避免微波功率从大气压进入低气压真空系统时出现的阻抗匹配问题，可使微波功率以简单方式 耦合到等离子体。

(b).设置微波等离子体^[1]双环层百褶裙涵圈式发生器197形成多模弧形反应腔，腔弧半径和高度 可选与波长的整数倍比关系，其中电磁场分布出现多模结构。为了降低表面积一容积比，改善约束条件， 避免在等离子体腔205、200中形成电模式结构，可用多模弧状腔反应器197多折弧状多模腔205、200 的弧半径和高度选项尺寸应与波长数做为参照数，一般选项大于波长数，以至模式竞争不冲突，使微波 功率均匀分布于整个多折弧环状裙腔205、200体中增加获得均匀等离子体的机会。

选圆柱谐振腔型微波等离子体波导器，设选频率1.5-3.00GHz范围，控波长6-13cm之间，将波导器 微波功率馈窗平面装设在百褶裙涵圈式多模弧形反应器197腔仓205、200顶端环形面的安装仓位上，对 应每个弧形反应腔205、200。在该反应腔205、200中，波导器微波功率通过耦合窗馈入，在大气压下的 波导与真空系统隔离，阻抗匹配后，几千瓦的稳态高频功率可馈入谐振腔，工作气体(空气)分子被电 离，在常压下形成等离子体。选用微波交流电磁微波耦合生成的等离子体电子温度5eV～15eV离子密度 高6-7×10¹⁶m^-3。选气压范围宽，选自然常压生成。

(3).选用交流介质阻挡放电(DBD)型等效电路研制等离子体生成方法^[1]：

图15B标示了这种等效电路示意图。该方法可选用^[1]在发射锅式(89)和百褶裙涵圈式(197)。

本方法选用两种频率段，一种以100KHz以下为低频交流生成方式图15B(a)标示，另一种以100KHz 以上为高频交流生成方式图15B(b)标示。

选百褶裙涵圈式发生器为例阐述：

用低频介质阻挡方法：在低频交流功率频源电路(f频)209一端输出连接百褶裙涵圈式发生器197 中反应腔205中的阳极面210做为介质电容Cd等效体，另一输出以Vop外界电压值又与反应腔205的阴 极面211连接形成的气隙等效电容量Cg连接形成百褶裙涵圈式发生器197介质阻挡放电等离子生成腔电 路耦合回路，同时在Cg两端分别设配，一端连接滤波二极管施低频电压值V*，另一端连接滤波二极管施 高频电压值Vop，作用的方法生成等离子。

用高频介质阻挡方法：在高频交流功率频源电路(f频)209一端输出连接发生器197中反应腔205 中的阳极面210做为介质电容Cd，另一输出以Vop外界电压值又与反应腔205的阴极面211连接形成的 气隙等效电容量Cg连接形成发生器197介质阻挡放电等离子生成腔设定气隙等离子电阻为R电离电路耦 合回路中施高频电压值为Vop方法生成等离子。

在本案中介质电容量Cd，与放电气隙腔200、205电容量Cg组成了介质阻挡等效等离子生成反应腔 体205、200，气隙间形成等离子体等效电阻R离子，作用的电压Vop其峰值V*、V*op分别是低频和高频 条件下回路中积分电流为零时的电压值，此时Cd远大于Cg，Cd端电压Vd非常重要，其大小与放电功率 有关，在放电周期内是一个常量。在放电气隙腔200、205间电压Vg小于Vd时不放电，这时介质电容Cd 与气隙间空气体Q1、Q 13电容Cg是串联关系。当放电间隙腔205电压Vg达到Vd时开始放电并持续达 到外供电压最大值Vop为止。当Vg≈Vd时持续放电中Vd为平均值，产生等离子的量率由在反应腔200、 205中的间隙宽度尺寸和空气压力(浓度)及气体种类施压及输电流大小所决定。在197反应器腔200、205施加的电压不变情况下增大输入功率主要改变输入电流大小，提高频率电压将产生较大折合场强导致 电子能量升高，提高释放离子动量，增大电流就会增大输入功率将导致增大了离子密度，同时增加焦耳 热能的释放，其作用释放的动量与气体原子、周围空气分子产生离子、原子、激发态活性物种并发生化 学反应及粒子冲量转换，作用与周围气流原运动方向和解离空气水分子提供抗防涡环改善雷诺数先决条 件。

(4)百褶裙涵圈式等离子体发生器197结构组成具体实施例：

优选在飞吊器1主涵道旋翼体5单环层或双环层主涵道内设置单或双涵道百褶裙式单或双环层能量 波等离子发生器197。在主涵道旋翼体5的外环层主一涵道H1壁与外鼓形壳29之间的腔14内设有同直 径，同涵道管长的外环层百褶裙涵圈式能量波等离子发生器197的仓腔205，为尽最大化增环形面积，提 高离子体产出率，设计成多折圆弧连排仓腔205。在该仓顶设上进空气口198B并设环形圈状电动滑动调 气门198A，该仓内径面壁11内侧设空气进口199B和上下电动滑动调气门199A，此内径面为阴极面并连 接频波功率电路模块仓209的阴极线及阴极211，该仓外壁面203与外鼓形壳29相贴，此环面203为阳 极面，并连接射电源电路模块仓209的阳极线及阳极210。形成外环层等离子发生器仓205。在内环层主 二涵道H2内径壁20与外径壁19间设内环层能量波等离子发生器仓200、为尽最大化增环形面积，提高 离子体产出率，设计成多折圆弧连排仓腔200，该仓外径环侧面设空气进口202B，设上下电动调气门202A， 在此顶端设圆孔空气进口201B并设电动滑动环圈形调气门201A，外径壁19开空气进口202B的面与频波 功率电路模块仓209的阴极线及阴极211相连，该仓的内径环壁214与内环层主二涵道H2的内径壁20 联结，设为阳极面210并连接频波功率电路模块仓209的阳极线及阳极210。在外环层主一涵道H1壳29 与仓205的侧壁面203与主涵道主侧喷口10结合的一侧设离子流喷口204、离子流内道218与侧喷口10 连接对口，释放等离子流QLi和下洗侧喷气流Q P2混合射流206。辅助调方向和防涡环。在双环层主涵 道等离子发生器197双环仓200、205下端喷出的等离子流QLi和下洗侧喷气流QP混合射流207、208、 220、222，其作用是提高空气动力主升力及气垫效应协助力，有助于空气释薄的高空悬停飞行助力和低 空起降改善旋翼空气动力雷诺数。在内环层主二涵道H2中静子12等离子发生器内涵仓200的内径段212 上下端一侧设等离子喷射口216、221。改善上下旋翼气动面雷诺数。

在内外环层主涵道H1、H2间中静13环腔4等离子发生器双涵仓200、205之间段结构213上下端一 侧设等离子喷射口217、219。用于提高增强滑流附壁效应气动力。在外环层等离子发生器外侧面203外 环镶设耦合线圈197LRF其电感耦合生成等离子方法。

设置等离子能量波发生器，其功能作用在低空时：增加干燥气垫流，提高气垫效应，改善飞吊器1 在大湿度气候条件下起降飞升力效率，改善空气动力雷诺数，主动式抗防涡环，防旋翼失速摔机。在高 空时：增加升力、提高升力系数、爬升率。

图15标示了该功能结构。

四.选用等离子技术^[1]改善旋翼空气动力的雷诺数的设备：

空气若湿度大，空气密度就低，黏性也大。干燥空气密度高，黏性减小。雷诺数增大。在飞吊器1 结构中设发射锅式89或百褶裙式197等离子能量波发生器释放的等离子能量与周围空气分子作用，又同 时作用了飞吊器1中气流中水分子，水分子气珠产生膨胀，在反作用力下对升力起到接力地面效应的气 垫效应，对进入涵道的气流柱气团的湿度减小，向干燥倾向转移。等离子体能量波穿透空气作用于水分 子过程也减低了空气黏性力。在其作用下改善旋翼的空气动力环境，增加气流空气微团的动量，具有气 垫效应，也增加了升力系数，改善了空气动力的雷诺数，又根除了涡环产生的机制。

五：飞吊器动力装置和输送供能源的优选具体机构实施方案：

1.飞吊器电动机动力方案：

飞吊器优选电动机驱动时电动机设置及电力线连接路径为两种方案：

一：在飞吊器1主涵道旋翼系统5以中心轴6设置电力线连联通道实施例：

在飞吊器1主涵道旋翼系统5中，以中心轴6为核心在上静子2和中静子12、13之间安装上主旋翼3上，在中静子12、13与下静子8之间安装下主旋翼3下。设置电动机M上、M下的永磁转子68与上下 定子绕组70对应，并与中心轴6固联。电力线y+、y-和信号线yo穿引通过输能牵引索L连进飞吊器牵 引架106中部的接口管腔107，然后分左右两路通过牵引架106的两路电力、信号导线通道105引进，通 过飞吊器1与牵引架106臂毂箍98内的导线通道120联接中静子12、13中的导线通道71，再进入中心 轴6的外层轴套76，再进入定子绕组70接线孔72以连结在电动机M上和M下的定子绕组70的接电点。 另一路余度电力线从牵引架106毂箍98内分岔通过上静子2内的导线通道2o与中心轴6的外层套76层， 从上向下进接线孔72以连结在电动机M上、M下定子绕组接电点72。电动机转子为永磁转子68，永磁转 子68的壁外联接变惯量系统30喷、30线、30轴。

小直径四副涵道旋翼系统A、B、C、D由电动机驱动，电力线从主涵道旋翼体5外环层主一涵道H1 的内壁11与鼓形壳29间腔14内分岔通过导线通道147及146以联通臂转动节97并连接伸缩节96内的 轴管通道而进入弯月架99内的导线通道155，先联接摇摆轴100的步进电动机mA、mB、mC、mD，然后通 过小直径四副涵道旋翼系统A、B、C、D的涵道下静子101中的导线通道154与四副涵道旋翼电动机总承 104的定子绕组连结电接点，在此三角下静子101与摇摆轴100是联合体，又是小直径四副涵道旋翼电动 机组件104的主支托架，与片状下静子103呈十字支承主托架。

二.优选飞吊器旋翼气动机构的电动机驱动及布局：

(a).飞吊器1主涵道旋翼体5气动系统的主旋翼或风扇3上、3下动力设置在中心轴6为中心轴上， 以中静子13、12与上静子2之间设置上主旋翼3上的电动机M上。以中静子13、12与下静子8之间设 置下主旋翼3下的电动机M下。上下电动机选为直接驱动，或设变速器传递驱动，上主旋翼3上与下主 旋翼3下为正反对转共轴涵道旋翼气动系统，也可优选涵道风扇气动系统、涵道螺旋浆系统，优选中心 轴6设置电动机为主旋翼动力，承担主升力，为有线供电。

(b).优选在单环层主涵道H1内壁11内与外壳29之间内腔14中以中静子12与上静子2之间设 上电动机M上定子绕组18，以中心轴6为同心圆转动轴的上主旋翼3上尖端的惯量涵圈01为实心扁 方状截面环形外壁设上电动机M上的永磁铁17转子。以中静子12与下静子8之间设下电动机M下定 子绕组18，以中心轴6为同心圆转动轴的下主旋翼3下尖端的惯量涵圈01为实心扁方状截面环形外 壁设下电动机M下的永磁铁17转子。此状单环层主涵道旋翼体5实际成为上下双层共轴正反转两套大 直径扁形旋翼体电动机动力联合系统。同样优选大直径主涵道风扇体、螺旋浆体同类结构。为有线供 电。

(c).优选双环层主涵道旋翼体5电动机的设置，在外环层主一涵道H1内套设置的内环层主二涵道 H2内壁20和外壁19之间以中静子12与上静子2之间设上电动机M上定子绕组18。以中心轴6为同心 圆转动轴的上主旋翼3上尖端的惯量涵圈01为实心扁方状截面环形外壁设上电动机M上的永磁铁17转 子。以中静子12与下静子8之间设下电动机M下定子绕组18，以中心轴6为同心圆转动轴的下主旋翼3 下尖端的惯量涵圈01为实心扁方状截面环形外壁设下电动机M下的永磁铁17转子。此状双环层主涵道 旋翼体5实际成为上下双层共轴正反转两套大直径扁形旋翼体电动机动力联合体系统。

主涵道体5的外环层主一涵道H1在外，内环层主二涵道H2在内，互相套在一起，形成滑流区4涵 道腔，其滑流Q13具有强的附壁效应。上下旋翼3上、3下电动机系统直径相同、共轴正反转、设在内环 层主二涵道H2内都以中心轴6同心圆。本方案技术设置形成大功率、大扭矩、低转速、变速范围大、可 直驱、高度小直径大、薄片开放形涵道旋翼式电动机联合体，同样优选大直径主涵道风扇体、螺旋浆体 同类结构形式。为有线供电。图8、图10、图11、图12、图16标示其技术结构特征。

2.飞吊器燃料发动机动力结构方案：

优选燃气涡扇、燃气涡轮、燃气涡轴、燃气活塞发动机驱动方法和燃油气化输送方法的涡扇、涡轮、 涡轴、活塞发动机驱动方法：

a.选用燃气、气化燃油式涡扇式发动机226，设进燃气、或气化油气管Q燃气输送系统，同时设富氧供气 管Q富氧与专设有可调进气阀口229配合使用供富氧空气，专设计用二级压气机风扇替代上下双正反 转旋翼，中部中心设有燃烧室，下部设有双级正反转涡轮驱动，通过减速变速器(230)传递驱动给上 部的正反转共轴3_上、3_下旋翼系统。主要负责驱动大直径主涵道旋翼体5共轴双正反转旋翼3_上、3_下 承担主升力系统。并设发电机永磁转子224、电感线圈定子225通过电力线通道231电力线为小直径副 涵道旋翼系统A、B、C、D电动机MA、MB、MC、MD提供电力能源和作伸缩、扭摇摆四自由度动作的电 力驱动电力能源，成为燃料动力飞吊器系统。

b.选用燃气、气化燃油涡轮发动机做主涵道旋翼体5共轴正反转双旋翼或风扇动力。

c.选用燃气、气化燃油涡轴发动机做主涵道旋翼体5共轴正反转双旋翼或风扇动力。

d.选用燃气、气化燃油活塞发动机做主涵道旋翼体5共轴正反转双旋翼或风扇动力。

e.在选用燃气、气化燃油做能源供应的发动机驱动系统，设置减速器和发电机配备，为飞吊器伺服机构 和小直径副涵道旋翼系统A、B、C、D…的电动机驱动供电。

图16、17表示了动力选配。

六：飞吊器辅助装置具体实施方案：

1.输能牵引索L的设置：

飞吊器配有输能牵引索L，具备牵力作用，抗逆风作业时提供牵力作用，此输能牵引能索L中 配装能源供应线：

优选输电力的，简称：输能牵引索L。优选输燃料的，简称：输能牵引索L气。

(1)优选用电力驱动具体实施例：

牵引架106联结输能牵引索L，在牵引索L结构中设有光缆y0传递信号，两头设有光电转换器 Go，安装有正极电力线y+和负极电力线y-。牵引索L同时承担着牵力。在逆风中牵力的提供像风筝 的牵线一样的功能，使飞吊器具有抗逆风作业能力。牵引索L设多层，从内向外设内1层包襄信号 光缆y0正极线y+，负极线y-，为抗高蠕变性、抗高强拉伸强度纤维防水复合内中心层117。其外为 耐高温金属丝网屏蔽层，轻合金丝网，起屏蔽作用，又是防静电、防雷电引线作用又起散热作用为 内2层116。在外耐高温、防低温、防水、高强耐拉伸抗蠕变纤维复合层为第3层115。最外设耐磨、 耐高温、耐低温、防水外表复合膜114为最外防护层组成。图9标示该结构。

(2)优选用燃气、气化燃油发动机式动力输能牵引索L气具体实施例：

选用燃气、气化燃油发动机式时牵引能源供应索L简称为：输能牵引索L气。该索中设有燃 气管或、气化燃油管O+，并联富氧供气管O-。内设有光纤传导信号线yo。能使飞吊器发动机在缺 氧的烟气中也能正常工作。在高空氧气稀薄环境也能正常工作。燃料输送管内的设置：

在燃料输送管中最内层设置柔性导电加热网状管Q油气A，控制适当温度，保持燃油呈雾化状 态在管中运行，油气分子相互碰撞，动能传递，电加热管网热能呈热能助推油气分子，在接力状态 下对油气分子加热运行产生输送压推力，内层管外是保温层和承担抗拉、耐蠕变层Q油气B，在输 燃料管地面端头接在燃油雾化器235C上，下连燃油泵235D，并连接安装燃油箱235B，另一端与飞 吊器燃料发动机相连组成使用燃料能源的动力系统的发动机。

该燃料输送系统也可应用于燃气发动机系统，专用于寒带地区作业的燃料能源动力系统飞吊器 1。图16、图17-1、图18标示了该方案示意图。

(3)：输能牵引索L气飘浮具体实施方法：

a：优选在输能牵引索L气外层管中加高压空气在段设孔喷气悬浮方法：

飞吊器起飞一段距离，拉长拖拽的输能牵引索L气在重力作用下有着很大的坠拖拽阻力和负 担。为了减轻这种负担，将两条能源管和光纤传导信号线：燃气管Q燃气、富氧气管Q富氧、光 纤传导信号线y0，并联在内芯防水套中，外套一层轻质柔性防火纤维软管即外层管245，采取 在此索L气不同段开有一些不同方向的喷气孔，侧上弧面少设孔，下部弧面多设孔，喷出高压气 方法将索L气飘浮起。

选a段下部多开有小角度叉开的下喷气孔239，喷出高压气Qp承担输能牵引索L气主升力作 用，在中上部两侧弧面开喷孔240控制稳定姿态，a段是全索L气最高全躬段。在b段下部不同 小角度，在侧下弧面开少数喷口241喷出高压气Qp提供小于a段的辅助升力，控制稳定索L气 姿态，此b段为半躬态。在C段不设升力孔，C段为拖拽段。使输能牵引索L气在空中形成水平 向～形飘浮。使其不易在空中翻拧和自身喷气摆动。在此牵引索L气管中鼓进高压空气，高压 空气从小喷气孔喷出产生作用与反作用力，能使输能牵引索L气克服重力飘浮在空中，一方面抗 拖拽力。也可在此管层中鼓加进水份大的空气，又能起到强化防火耐温功能。

图17-1标示了在输能牵引索L气的外层管245中设高压空气压缩机238和储气瓶237鼓进 高压空气后，输能牵引索L气的外层管245的喷孔239喷出高压气Op，起到托起输能牵引索L气 克服重力在空中飘浮作用示意。

b：优选输能牵引索L配电动型小直径双涵道旋翼飘浮器方案：

输能牵引索L在a段配电动型小直径双涵道旋翼飘浮器246，随时根据不同使用长度装配插 接座247，配插电动型小直径双涵道旋翼飘浮器246起到克服重力托起输能牵引索L在空中飘浮 作用。图17-2标示小直径双涵道旋翼飘浮器246，起到托起牵力能源供应索L克服重力在空中飘 浮作用示意。

设在a段的飘浮器246上用大动率，飘浮躬度最高，承担主升力。设在b段的飘浮器246用 适中功率，飘浮躬度小于a段，起辅助升力作用，C段不设飘浮器246，为拖拽段。通过这三段状 态的设置，输能牵引索L在空中的姿态稳定，不翻拧。双涵道旋翼飘浮器246的插电连接座247 由输能牵引索L的a段和b段索L上固定接连的一段刚性同直径的套管形插座构成，该插电连接 座247分三层，内管内腔通飞吊器主电力线和信号线。.内管与中层管之间的夹层设置专供飘浮器 246的电力线247d以及设置与飘浮器246插销基座246c电极阳极246b、阴极246a对应的触点阳 极247b、阴极247a，外层为对称的四分之一圆弧瓦形卡槽247c，卡住固定飘浮器246。双涵道旋 翼飘浮器246由旋翼或风扇102安在小涵道108内，并由电机104驱动，涵道108内径下部设整 流下静子窄片103，宽片101内设贯穿空心通轴100。并在此贯穿涵道108两头与弯月架99两头 穿联，一头装摇摆电机ma，一头设摇摆轴承，此时电动涵道旋翼飘浮器246可作摇摆动作转动。

在双涵道旋翼飘浮器246的臂内一头设有步进电机及传动轴系统246g与弯月架99中部连接，使 其作扭摇动作。在双涵道旋翼飘浮器246臂内另头设有步进电机246f及传动蜗轴246e与半圆蜗 轮定子246d形成相对于插销基座246c做仰俯上下摆动的动作。该臀插销座246c插在插座管247 卡247c内连通电力，飘浮器246可作六自由度动作姿态控制，完成输能牵引索L在空中飘浮功能。

c：若不需牵引能源供应索L有飘浮功能的，在特种场合作业的，在制造最外两层纤维层时选用中空 管式纤维管编织，纤维管具有毛细渗浸高压冷却液或高压冷却空气的阶段式疏微孔低密度的能达 到强化防火耐温作用。

(4).在输能牵引索L气的下端连卷在卷扬器M10上的设置：

在输能牵引索L气的下端连卷在卷扬器M10上，卷扬器设置有各种转换器：

a：若优选是供电的设有正极、负极电力转换器y+、y-和光电信号转换器G0。连接发电机N1和蓄电池 组N2或插接外电源器N3并联供电。

b：若优选是燃气或气化燃油供应的在卷扬器248的一端配有燃气、气化燃油转换器256、富氧气管转 换器255、飘浮喷空气转换器254、信号光电转换器257，并设避雷电接地转换器253。燃气、燃 油配有高压燃气泵和燃气罐235或燃油气化装置及增压泵和油箱。上述都配有输能牵引索L气飘 浮作用的高压空气转换器254和高压气泵238或配小直径双涵道旋翼飘浮器246托浮功能组成一 套完整的能源供应系统。

(5).牵引架106的设置：

飞吊器1牵引架106对称位的臂伸缩节96所连的转动节97外圆上安装了转动环箍98上连接牵 引架106，截面为长偏弧圆形。设有内腔105为椭圆形，刚性结构。牵引架106两端头与飞吊器1 的对称臂的转动节97外套转动环箍98联结。该环箍98内设驱动电机及齿轮系统和离合器组合器 28T，可自由滑转，可强制操控电力驱动旋转牵引架106，中部窮端设有法兰环箍107上有输能牵引 索L相连。并设有拉力传感器LO和光电转换器G0。在牵引架106通道腔105中设有电力线y+、y- 和信号线y0。为飞吊器1飞控计算机提供传输信号。为飞吊器1上下主旋翼电机M上、M下和四个 小直径副涵道旋翼电机MA、MB、MC、MD等各电器提供电力和传导操控信号，又为地面控制室提供控 制返馈信号。图8、图10、图11标示该结构。

(6).在飞吊器1顶中心轴6轴毂23上设有防速坠应急安全伞系统223和存放仓及罩。此伞同样应用于 电驱动飞吊器1系统。

(7).设置控制室中的控制台中心计算机K1及程序负责总操控和管理。

图19标示飞吊器牵力能源供应索L结构组成及功能电器关联示意。

图21标示飞吊器结构组成及功能电器关联电框图示意及说明简介：

七：飞吊器性能工作原理概述：

图1标示飞吊器工作原理：

主涵道旋翼体5中主旋翼3上、3下共轴相互正反时针转，转速不变，转速相等，上主旋翼3上 的角速度ω上与下主旋翼3下角速度ω下相等，即ω上＝ω下飞吊器水平悬停状态时主涵道旋翼体 5无定轴性，不存在陀螺效应，有机动性。

四副涵道旋翼A、B、C、D各自对称正反对转，转速相等，旋翼或风扇的扭矩在十字对称结构中 相互取的平衡，每个单轴单涵道旋翼具有转动惯量，都有陀螺效应诱导出定轴性。四副涵道旋翼A、B、 C、D各自的定轴性同时对称作用在飞吊器总体结构上，赋予飞吊器具有定轴性。当刚体是对称刚体时， 角动量的向量(方向)与角速度向量(方向)是一致的，可按以下公式从简算：

当M上＝M下，R²上＝R²下，ω上＞ω下或ω上＜ω下时或当M上＝M下，ω上＝ω下或R²上＞R²下，R²上＜R²下时上下主旋翼3上、3下产生差动转动惯量，即产生转动惯 量的增量IΔ，根据角动量守恒定律原则，当旋转旋翼高速旋转时，旋翼角动量守恒。

质量不变，但是，根据公式(4)(I＝∫^R ₀2πσr²dr＝πσR⁴/2＝M·R²)^[4]中放置物质质量的半径发生 了即：ΔR²改变从而引起角动量产生增量(差量)ΔJ，随之旋翼转动惯量增量(差量)ΔI，产生陀螺 效应诱导出主涵道系统5定轴性，加上四个副涵道旋翼系统A、B、C、D固有的各自定轴性，能使飞吊 器1整体具有强化的定轴性，赋予了抗侧风、抗湍流转捩风能力。

副涵道旋翼体A、B、C、D根据飞吊器1承载负荷和环境气流情况可单独或几个组合承担方向控制 功能，类似单旋翼直升机尾旋翼功能，可随机发挥机动性，调控飞行姿态。

设发生受右侧风Q右的方向作用时，四个副涵道旋翼系统A、B、C、D的臂中的C臂扭转摇F1→ F2方向，A臂扭转摇F1→F2方向，D摆摇F3→F4方向，B摆摇F3→F4方向，若Q右更强时B的臂向 E1→E2伸长，B臂力矩增加。

设受左侧风Q左的方向作用时，C臂扭转为F1→F2，A臂扭转为F1→F2，B摆摇F3→F4，D摆摇 F3→F4，若风更大时，D臂由E1→E2伸长，增加力臂E1→E2的长度，抗风能力增大。争取平衡和方位 姿态不变。

设飞吊器受顺风Q顺方向的风作用时。为保原姿态和定位。B臂由F1→F2方向扭转，D臂由F1→ F2扭转，A摆摇F3→F4，C摆摇F3→F4。

若遇顺风更大时，由B和D的臂间为转动轴心，A臂E1→E2向伸长，增加力矩抗风能力增大。争取 平衡和方位姿态不变。

设飞吊器受逆风方向的风作用时，D的臂轴扭转F1→F2，B臂轴扭转F1→F2。C臂摆摇F3→F4，A 臂摆摇F3→F4，若逆风Q逆方向风更大时，C臂由E1→E2向伸长，增加C臂力矩，抗风能力增大，争 取平衡和方位姿态不变。图2表示这种控制示意。

上述为悬停设为参照点的各旋翼动作的简略阐述分析。

八.飞吊器工作状态受力原理六个维度空间移动七种飞行姿态八种主要控制状态作为参照设点气动分析： 图1标示飞吊器工作状态受力原理六个维度空间移动七种飞行姿态八种主要控制示意。

飞吊器1在图21电路以飞控计算机K0为飞行管理核心自动控制作用下表现出受力原理可达六个维 度七种飞行姿态八种控制方法：

一.飞吊器1受逆风Q逆作用很大，顺逆风方向飞行E远，松弛输能牵引索L卷扬器，放松输能牵引 索L，副涵道旋翼A、B、C、D同时扭摆，D扭为F1→F2，B扭为F1→F2，A扭摆为F3→F4，C扭摆为F3 →F4，动作方向，当风施加的力F力大于牵引索力FL力时F力>FL力。飞吊器受逆风和飞行空气动力向 前远处飞行途中状态。

二.反之，飞吊器1向E近移动时，输能牵引索L在卷扬器拉力作用下FL力＞风施加的F力，E右受 力＝E左受力时，同时A、B、C、D摆扭的方向与飞吊器1向E远移动的方向正好相反。是输能牵引 索L牵引飞吊器抗逆风作业或回程飞行途中状态受力。

三.若飞吊器1向E左方向飞行时，设风施加的F力＝FL力，副涵道旋翼A、B、C、D扭摆的角度 于抗Q右风的角度相反，飞吊器1受的合力F左力＜F右力。即飞吊器受左侧合力F左力小于受右侧合 力F右力，受右侧风力和气动力影响飞吊器1向左方向飞行

四.若飞吊器1向E右移动时，设风施加的F力＝FL力，A、B、C、D扭摆的角度于抗Q左风的角 度相反，飞吊器受的合力F左力＞F右力。即飞吊器受左侧合力F左力大于受右侧合力F右力，受左侧 风力和气动力影响飞吊器1向右方向飞行。

五.若飞吊器1受到3上的ω上和3下的ω下及A、B、C、D的ω_{A、B、C、D}旋翼的气动合力升力F升＞Fw 重力飞吊器上升。即飞吊器1在主涵道旋翼体5和四副涵道旋翼体A、B、C、D共同水平姿态配合下，受 的旋翼气动升力F升大于重力Fw，飞吊器进行提吊重物作业状态，飞控计算机Ko指令调控各旋翼气动机 构的功率输出控制变量。

六.飞吊器1受到上下主旋翼3上的ω上和3下的ω下主升力及副旋翼A、B、C、D的气动合力升力 F升＜重力Fw飞吊器1降落。即飞吊器1在主涵道旋翼体5和四副涵道旋翼体A、B、C、D共同水平姿 态配合下，受的旋翼气动升力F升小于重力Fw，飞吊器进行提吊重物作业状态下降落或在提吊重物时用 提吊绞盘器下卸载重物时，保持飞行落差平衡，飞控计算机Ko指令调控各旋翼气动机构的功率输出控制 变量。

七.F升＝Fw、F左＝F右、F力＝FL力时飞吊器1保持悬停姿态于空中飞行。

八.飞吊器1产生定轴性时，若选3上和3下转速不等，ω上＞ω下或ω上＜ω下上下旋翼角速度差 值越大时，产生差动惯量越大，但会造成飞行姿态落差变量大。优选上下主旋翼的转速不变、旋翼迎角 不变，ω上＝ω下、选变动质量物位置半径的变化，即设变惯量系统：R² _上＞R² _下、或R² _上＜R² _下上下旋 翼转动惯量的质量半径差值越大，I_上≠I_下上下旋翼转动惯量I、角动量J不等即：上下旋翼转动惯 量不等时，所产生的转动惯量增量(差量)ΔI越大，诱导的飞吊器定轴性越大，加上同时四个副旋翼 的固有定轴性是保持飞吊器稳定姿态的先决条件，在其技术特性共同作用下，所产生抗不同方向侧风和 湍流转捩风的合力。飞吊器1的3上或3下的转速可随时调整，当在3上的角速度ω上＞ω下的3下角 速度。3上转速大于3下转速，产生的变惯量重心偏高适合倾斜前飞但落差大。优选R² _上＞R² _下、I_上＞I _下时重心偏上以适应飞吊器1体倾斜姿态侧方向飞行，主涵道旋翼体5并呈现定轴性具有抗湍流转捩风 能力。当在(3下)转速大于(3上)转速ω上＜ω下同样影响飞行落差。优选R² _上＜R² _下、I_上＜I_下时 重心偏低以适应飞吊器1体水平姿态悬停飞行。优选设置调整刚体质量物半径的改变R2上≠R2下参数 方式实现产生差动变惯量，诱导主涵道旋翼5的陀螺效应的变量定轴性的方法。飞吊器飞控计算机(K0) 预先设置A、B、C、D的扭摆角度和ωA、ωB、ωC、ωD的角速度、J角动量、I转动惯量的控制变 量率参数，自动谐同将大值径涵道旋翼5的差动变惯量参数进行配合，以实现飞吊器1以悬停提吊重物 为主飞行姿态的稳定性及抗湍急转捩风能力。在可克服重物负载的地球引力作用下与受的各种合力有机 的谐调，实现在不同环境、气流状况下完成飞吊作业的方法和相应气动机构设置布局及装配图20电器 电路控制变量框图配合管理操控飞吊器飞行作业相应设备。

九.飞吊系统电器与设备结构相互位置及作用分布关联示意具体实施例：

图19：标示飞吊系统电器与设备结构相互位置及作用分布关联示意图。

主要三大部分组成：1.飞吊系统部分、2.操控及自动制系统部分、3.辅助行驶系统部分：

1：飞吊系统部分：

(1)主涵道旋翼体5结构上电器设置及型类。

本飞吊器1主涵道体5承担了主升力，在围绕中心轴6上主旋翼3上安装驱动电动机组件M上， 下主旋翼3下安装驱动电动机组件M下，优选电力驱动具体实施例。

在上主旋翼3上轴毂内上端设变惯量电磁机构V上，下主旋翼3下轴毂内上端设变惯量电磁机构 V下，为变惯量系统中的电感系统提供磁力源。

为了测控上主旋翼转速设传感器X上和下主旋翼转速传感器X下，。配合变惯量系统在飞控计算机 K0控制下使飞吊器具有差动惯量诱导的陀螺效应定轴性，从而增加抗湍流突切变转捩风能力。

为此在飞吊器1外主涵道体5的四个对称方向上设置了四套传感器联合体：检测C-D间风速方向传 感器和超声波测距器联合体f1、检测A-D间风速方向传感器和超声波测距器联合体f2、检测A-B间风速 方向传感器和超声波测距器联合体f3、检测B-C间风速方向传感器和超声波测距器联合体f4，为飞控计 算机K0提供探测四周风速、风向和飞吊器1在窄小空域测距飞行提供数据，实现自动控制。

在外环层主一涵道体H1上四个对称方向的上下部位设置A附近上下部大气压传感器P1、P2。D附 近上下部大气压传感器P3、P4。C附近上下部大气压传感器P5、P6。B附近上下部大气压传感器P7、 P8。配合上述在高空提供四个方向和上下气流压差数据，为精确控制飞行姿态抗风能力的自动飞控提供 参数。

在内外环层主涵道H1、H2下部位设置等离子能量波发生器释放能量激波等离子Z1，也可优选设置 在中静子12、13上的电晕放电能量波发生器释放能量激波等离子Z2。为飞吊器1在恶劣环境下救生作 业，防涡环和改善雷诺数提供了技术支持。

飞吊器1需要配备有线电路飞控计算机K₀和无线控制飞控器电路板Kw，双系统(二余度设置)确保 飞吊器救生作业的正常运行的可靠性。为了飞吊器飞行姿态的自动稳定控制和方向自动调整主涵道体5 内外接设备平台(158)上设置了控制垂直方向的陀螺仪T 1、T 2和控制水平方向陀螺仪T 3、T4。及控 制飞行高度安装了高度仪h。

在飞吊器1主涵道体上安装定位仪GPS解决夜间远距与目标间的位差，能远距自动导航提供参数。 为了能在视距内人工探找目标在飞吊器安装了强光照明射灯和激光照射器精确定位瞄准专用结合体J照 及便于昼夜操控员视觉观察探控安装光学和红外摄像器d1、d2、d3相结合操控员通过控制台屏幕PN 观察进行救生作业。

为了便于指挥被救者配合和指导在飞吊器外接设备平台上安装了扬声器Y。在救生作业中为不超重 专设有飞吊器提吊绞盘设重力传感器P力测控。并在外接设备平台设置多向联接插座和提吊绞盘电动 器M9。为飞吊器上的电器提供备用电源设置了蓄电池N。

(2)：四个副涵道旋翼体ABCD上设置的电器部件。

四个副涵道旋翼体ABCD承担飞吊器1辅助升力和方向及防涡环。为了实现这些方面职能，在相应部 位设置了相关器件：

(一)A标示副旋翼及涵道体结合体。

小直径副涵道旋翼体A设置在飞吊器1与操控员之间方位，由对称水平布置，与 主涵道体5的伸缩臂96、97相连，其小直径副涵道旋翼体A优选电机MA驱动。

优选飞吊器1大直径主涵道旋翼体5由燃气、燃油发动机及变速箱驱动时，小直径副道旋翼体A由电 动机MA驱动的方案。小直径副旋翼102转速控制参数由传感器A₁承担。在小直径副涵道旋翼的半弯月架 99与副涵道旋翼A涵道108的一侧安装了外摇摆驱动步进电机m_A1。实现四自由度动作的一个组成部分摇 摆动作，由摇摆位置传感器A₂承担角度检测参数精确测控。在大直径主涵道体5外层主一涵道壁H1与其 外壳29之间内安装小直径副旋翼A的臂97节中可伸缩，扭摇作动驱动步进电机复合机构体m_A2。可实现四 自由度动作的一个组成部分扭摇动作和伸缩动作。这些动作由m_A2伸缩位置传感器A₃及m_A2扭摇角度位置传 感器A₄负责检测和提供位置参数。上述完成四自由度动作提供数据。

(二)B标示副旋翼及涵道体结合体。

小直径副涵道旋翼体B设置在飞吊器1与操控员之间的左侧方位，由对称水平布置，与主涵道体5 的伸缩臂96、97相连，其小直径副涵道旋翼体B优选电机MB驱动。

优选飞吊器1大直径主涵道旋翼体5由燃气、油发动机及变速箱驱动时，小直径副涵道旋翼体B由 电动机MB驱动的方案。小直径副旋翼102转速控制参数由传感器B₁承担。在小直径副涵道旋翼B的半 弯月架99与小直径副涵道旋翼B涵道108的一侧安装了外摇摆驱动步进电机m_A1。实现四自由度动作的 一个组成部分摇摆动作，由摇摆位置传感器B 2承担角度检测参数精确测控。

在大直径主涵道体5外层主一涵道壁H1与其外壳29之间内安装小直径副旋翼B臂97节中可伸缩， 扭摇作动驱动步进电机复合机构体mB2。可实现四自由度动作的一个组成部分扭摇动作和伸缩动作。这些 动作由m_B2伸缩位置传感器B₃及m_B2扭摇角度位置传感器B₄负责检测和提供位置参数。上述完成四自由度 动作提供数据。

(三)C标示副旋翼及涵道体结合体。

小直径副涵道旋翼体C设置在飞吊器1与操控员之间对面方位，由对称水平布置，与主涵道体5的 伸缩臂96、97相连，其小直径副涵道旋翼体C优选电机MC驱动。

优选飞吊器1大直径主涵道旋翼体5由燃气、油发动机及变速箱驱动时，小直径副涵旋翼体C由电 动机MC驱动的方案。小直径副旋翼102转速控制参数由传感器C₁承担。

在小直径副涵道旋翼C的半弯月架99与小直径副涵道旋翼C涵道108的一侧安装了外摇摆驱动步 进电机m_C1。实现四自由度动作的一个组成部分摇摆动作，由摇摆位置传感器C₂承担角度检测参数精确 测控。

在大直径主涵道体5外层主一涵道壁H1与其外壳29之间内安装小直径副旋翼C臂97节中可伸缩， 扭摇作动驱动步进电机复合机构体m_C2。可实现四自由度动作的一个组成部分扭摇动作和伸缩动作。这些 动作由m_C2伸缩位置传感器C₃及m_C2扭摇角度位置传感器C₄负责检测和提供位置参数。上述完成四自由度 动作提供数据。

(四)D标示副旋翼及涵道体结合体。

小直径副涵道旋翼体D设置飞吊器1与操控员之间的右侧方位，由对称水平布置，与主涵道体5 的伸缩臂96、97相连，其小直径副涵道旋翼体D优选电机MD驱动。

优选飞吊器1大直径主涵道旋翼体5由燃气、油发动机及变速箱驱动时，小直径副涵道旋翼体D由电 动机MD驱动的方案。小直径副旋翼102转速控制参数由传感器D₁承担。

在小直径副涵道旋翼D的半弯月架99与小直径副涵道旋翼D涵道108的一侧安装了外摇摆驱动步进 电机m_D1。实现四自由度动作的一个组成部分摇摆动作，由摇摆位置传感器D₂承担角度检测参数精确测控。

在大直径主涵道体5外层主一涵道壁H1与其外壳29之间内安装小直径副旋翼D臂97节中可伸缩， 扭摇作动驱动步进电机复合机构体m_D2。可实现四自由度动作的一个组成部分扭摇动作和伸缩动作。这些 动作由m_D2伸缩位置传感器D₃及m_D2扭摇角度位置传感器D₄负责检测和提供位置参数。上述完成四自由度 动作提供数据。

(五)起落架及提吊绞盘系统：

飞吊器1的主涵道体5下端与下静子8结连处设置了四个起落架，在此架下端内安装了蜗轮轴升降 系统，配有驱动电机M₁M₂M₃M₄，其设升降高低传感器X₁X₂X₃X₄以检测升降高度。并设行走驱动电 机M₅M₆M₇M₈直驱轮。起到辅助落驻点移动作用。

在飞吊器1救生作业时外配了专业提吊绞盘电动机M₉。为提吊作业提供驱动力。

2：操控及自动制系统部分：

飞吊器1的控制是由输能牵引索L提供能源和信号总线及辅助飞行牵拽力，主要承担电力，或燃料 能源输送和牵引力，其伺服系统的输能牵引索卷扬器的驱动力电机M10承担牵力。飞吊器输能牵引索L 卷扬器长度和牵力传感器X₅为其动能实现正常工作提供参数，传导数据是由信号线Xn4与控制台建立全 控关系。飞吊器的作业动作是由控制台和控制台中心计算机K₁负责，在控制台上设有救援作业动能系统 总开关K负责总系统启动。飞吊器上的提吊绞盘的提吊索钩的升降由提吊索升降控制手柄K3负责，飞吊 器升降控制手柄K5控制飞吊器升降。转换操作钮K₄负责飞吊器和其它电器工作功能开关转换(负责提吊绞盘索升降K3档锁定一项时转为自控，手动控K3转换成操控底盘行驶前进后退)，飞行方向控制手柄K2 控制飞吊器飞行方向。飞吊器上设有扬声器Y是与控制台设的麦克风MK建立有线和无线语音系统和光 学、红外摄像机d1、d2、d3影像系统并通过控制台屏幕PN观察，完成指挥救生配合的语音影像勾通系 统。

飞吊系统的电力是由发电机N1，控制室蓄电池组N2。外插电源系统N3共同负责，并由发电机和备 用电源电池组自动控制和手动控制转换器K8和控制线Xn3进行自动转换和选择。控制台与发电机间控制 信号线Xn2负责对发电机的控制。

飞吊器1输能牵引索L控制总线端头设有光纤信号的光电转换器G0、输能牵引索L控制总线中设有 阳极电力导线y+和阴极电力导线y-及光纤信号线y₀承担与飞吊器1的作业是功能的调控和管理。

3：辅助行驶系统部分：

飞吊救生系统功能盘优选活动型时在控制台设有近距行驶系统的操控手柄K3(由K4动能转换开关转 换成)负责前进或倒车控制或再设方向盘控制方向，在行驶底盘上安装有可变速单独驱动电动机车轮M01、 M02、M03、M04。由控线Xn10连接调控，并设有停驶稳定系统刹车Sa控制信号线Xn5连接调控。在行驶 底盘停驶时设有电磁吸附器CI1、C12、CI3、CI4，电磁吸附器由控制线Xn8连接调控，在行驶底盘上 设有液压支承稳定柱ya1、ya2、ya3、ya4系统，液压支承稳定柱系统由控制线Xn9连接调控。

飞吊系统，功能底盘辅助动作设有控制台与功能底盘直线位移由控线Xn7连接调控和转动的控制器 间连有控制信号线由控线Xn6连接调控、功能部件底盘作直线移动、转动、液压、电磁吸附器、行驶控 制都由转换器K7负责由控线Xn1连接中转调控，功能盘直线位移位置由传感器X6、X7、X8和控制线Xn7 负责，功能盘360°度转动角度位置由传感器X9、X10、X11、X12和控制线Xn6负责。

十.飞吊系统功能底盘各电器电路控制变量结构示意框图实施例：

图20标示飞吊系统功能底盘各电器电路控制变量结构示意框图。

飞吊系统电路控制变量简要说明：

当控制室人员按下电源总开关K后，开关接通主电源，各个设备启动，自检结束后待机，此时可以 进行各种操作：

1、飞吊器起飞时电路变量控制：

当系统进入待机状态后，控制室操作员上推飞吊器升降控制手柄K5和飞行方向控制手柄K2，调方向 做准备，飞吊器的主涵道旋翼体和四个副涵道旋翼体根据飞吊器升降控制手柄K5推的大小自动控制转速。 当上推起飞手柄即飞吊器升降控制手柄K5后，飞吊器升降控制手柄K5下面的滑动变阻器向上滑动，变 阻器输出电压值由零增加Δu，最大增至48V(所有控制器电源为48V)，此变阻器输出电压通过模数转换 AD转换为10bit数字信号，数字信号通过电光/光电转换器Go转换为光信号，光信号通过光纤yo传输 至飞吊器，安装于飞吊器上的电光/光电转换器Go将光信号重新转换为电信号，电信号通过总线到达飞 吊器控制计算机即飞控计算机K0，根据此电信号代表的数字信息，即可以控制飞吊器主/副涵道旋翼体的 转速。飞控计算机K0将根据光纤传输的控制手柄数据产生与此数据相关联(按照一定控制率PID)频率 为5KHZ、峰值为12V一定脉冲宽度的PWM信号，此PWM信号控制开关管的闭合时间，从而控制主副旋翼 电机转速，此时所有传感器准备就绪，开始工作，控制图见图21手柄动作信号流向图，当飞吊器升降控 制手柄K5的上推角度越大，则输出电压信号越强，经过光纤传输至飞控计算机KO上数据值越大，则产 生的PWM信号占空比σ愈大，PWM信号占空比σ越大，则由PWM信号控制的驱动门开的时间就越长，因 此，加于电机两端电压有效值越大，因此旋翼M_上、M_下转速就越高。当旋翼转速达到起飞初值后，控 制室操作员按下飞吊器锁开关K4，地面控制器发送一高电平信号至飞吊器锁控制器，飞吊器锁电磁铁消 磁，随着飞吊器的升高，卷扬器电机M10逆时针旋转将输能牵引索L送出，输能牵引索L中电力线y+、 y-/控制光纤总线yo随飞吊器被拉升至空中。

2.飞吊器飞行中电路的变量控制：

主旋翼M_上、M_下启动后，旋翼转速传感器X_上、X_下检测上下主旋翼转速。转速传感器选择为非 接触式的霍尔元件传感器，霍尔转速传感器产生峰值为48V的正脉冲，此脉冲信号通过传感器内部的处 理电路将脉冲信号的周期/频率进行测量，输出1字节转速数据信息，数据信息通过信息标头标示(表征 为转速信息)至总线yo，由总线yo传输至飞控计算机Ko。实现速度实时反馈，根据实时速度信息，调 整控制器输出的PWM信号占空比σ，从而将速度稳定在误差允许范围内。控制转速采用比较成熟的PID 控制，PID控制是将误差信息进行放大，微分和积分处理得到控制数据。实际转速为nr，控制室手柄位 置信息通过飞吊器中的控制计算机KO解析后理论转速为n，因此转速误差e＝n-nr，控制量输出为 w＝P(e[i]+I(∑e[i])+D(e[i]-e[i-1]))，此控制量累加于控制PWM信号占空比σ的调制量W中，当实 际转速超过理论控制速度时，e[i]为负值，叠加于W后，W值减小，因此输出PWM信号占空比σ减小，驱动门开启时间减小，从而上下主旋翼电动机两端电压有效值减小，转速降低；相反，当实际转速低于理 论值时，PWM信号占空比σ增大，驱动门开通时间增长，旋翼电动机两端电压有效值增加，从而增加转 速，仅考量转速，未加任何形式的变量。

以上分析为简单的速度闭环控制，此种情况没有加入其它干扰，当有风干扰以及涡流时候控制分析 如下：

大气压计P1、P2、P3、P4、P5、P6、P7、P8、风速/风向传感器F1、F2、F3、F4输出的模拟量通过 自带的AD转换器转换后，将模拟量转换为数字量，加入数据标头后方便于飞吊器控制器读取，飞行状态 控制陀螺仪T1、T2、T3、T4直接输出数字信号通过RS485总线传输至飞控计算机Ko。16位气压、风速、 陀螺仪数据被飞控计算机Ko读取后，飞控计算机Ko得知当前飞行状态，以及是否产生涡流现象。气压 值、风速、旋翼转速、飞行姿态等信息，除了每部分进行相应PID算法后，进行数据的融合，每种传感 器量分配一定权重，占用控制主副旋翼PWM信号的部分权重，某部分失效后、或者某种传感器数值超出 此权重范围值、权重值自动增减，通过权重分配，将几种飞行控制信息融合后，叠加于控制PWM信号占 空比σ变化的直接控制量W(W上、W下、WA、WB、WC、WD)；当风速超出某范围后，飞控计算机Ko向变 惯量系统30液电磁阀41控制器V_上、V_下发送高电平，开启惯量液电磁阀41，惯量液在离心力作用下喷 入其中上下一套主旋翼惯量涵圈01内0o，增加转动惯量使上下旋翼产生差动惯量，同时保持主旋翼M 上M下转速和叶角，以诱导产生陀螺效应之定轴性、章动性、进动性的三性。虽然陀螺效应的章动性被 同轴正反向转动旋翼结构克服，但是进动性仍然存在，需要利用小直径四副涵道旋翼A、B、C、D，进行 有节奏的对称的扭摇摆四自由度方向调节控制。使飞吊器不致于因转动力矩的不平衡而导致飞吊器旋转， 同时拖拽的输能牵引索L具有对飞吊器抗扭矩作用类似直升机尾旋翼功能。由于产生上下主旋翼转动差 动惯量诱导的陀螺效应定轴性。赋予飞吊器瞬间抗湍流转捩风能力。

此时的控制方式与无风状态下的控制方式不同，各个传感器数据权重不同，风速值权重要比正常无 风状态下权重大些。

当飞吊器垂直起飞或降落时或飞行中空气湿度大等气候因素雷诺数太低时，或两主旋翼上下气压传 感器检测值满足涡环先兆流时，飞控计算机KO适当加重气压计权重值，同时，飞控计算机Ko向等离子 能量波发生器197或89发送高电平脉冲信号，打开等离子能量波发生器197或89，产生等离子能量波Z， 改善空气动力的雷诺数的环境条件，或预防涡环，从而消除涡环现象的先兆流。

四个副涵道旋翼体A、B、C、D由飞控计算机Ko自动控制，飞行方向控制手柄K2控制飞行方向，部 分改变四个副涵道旋翼体状态，飞控计算机K0通过当前飞行姿态，是否有湍流转捩风冲击，是否有涡环 流等现象对四副旋翼进行实时控制，在无转捩湍流风和涡环流时，四个副涵道旋翼体主要控制飞吊器飞 行方向，主要控制方法为PID控制，控制量W_A，W_B，W_C，W_D基本相等，风速信息、涡流信息被检测到 以后，由于飞吊器转动差动惯量很大，本身也具有飞行运动惯性的因素，因此飞行状态不会马上改变， 而此时四个副涵道旋翼体A、B、C、D就已经根据传感器检测的状态实施控制四自由度动作，从而相对于 实际控制具有一定的超前性。

飞吊器安装的高度信息、旋翼转速信息、气压信息等用于飞行姿态控制，同时通过光纤yo传输至控 制台，控制台中心计算机K1将数据读取后，进行与控制台中心计算机K1中的模版数据做为参照样版数 据进行调整飞控计算机KO飞行姿态，同时发送至相应的仪表进行显示。

3.飞吊器作业电路变量操控：

当飞吊器1飞至作业现场上空域后，打开随机光学摄像机d1-d3，夜间改开红外摄像机，拍摄情况， 由操作员协助，按下K4，信号通过光纤yo传输至飞控计算机KO，发出四路脉冲信号，由提吊索升降控 制手柄K3作用于提吊绞盘135以释放提吊索143下降到作业工具的高度，此时作业工具底部四角的超声 波高度传感器给出信号近现场状态。飞吊器1平稳悬停待作业成功后。飞吊器1启动向上方和前飞行时， 控制台中心计算机K1和飞控计算机K0配合控制飞吊器1及提吊绞盘135的提吊索143长度，由其控制 作业工具始终离现场适当升降高度，实际现场具有起浮面高度，由操控员在控制台上控制所述升降高度 以保持所述升降高度随现场高度变化，吊运回驻点上空悬停飞行提吊绞盘135释放卸载，控制收吊索下 降高度卸载，谐调控制变量配合。

4.飞吊器降落时电路变量调控：

飞吊器旋翼转速降低，飞吊器降落，当飞吊器降落时其姿态陀螺仪T感应到飞吊器不平衡，则控制 相应的起落架升降步进电机动作，使飞吊器平稳降落，同时可以适应降落不平的状态。再由飞吊器1降 落存放仓。

本具体实施方案的电路控制变量结构按此框图做为雏形设置实施和发展型的基础。

为了使本方案能实现产品作业方法，所列具体的描述及配附图。

本方案中设置的方法及装置和结构实现并不是对本方案的限定，而是首选和优选，优选气动结构的 组合搭配和气动任务分配及所配本方案功能技术设置及构件。是为了实现本方案的具体描述统称。本具 体实施例的论述撰写充分公开实际构造是为了具有实用性和可实现性，是为实现本方案成为实体产品。

Claims (10)

1.一种牵引输能源式涵道旋翼飞吊器(1)，其特征是：以单环层或多环层主涵道旋翼体(5)为中心的气动结构承担主升力，在主涵道旋翼体(5)内设置共轴正反转的上下主旋翼(3_上、3_下)，上下主旋翼的翼尖安装惯量涵圈(O₁)，惯量涵圈(O₁)具有内腔，惯量涵圈(O₁)的外壁贴装斜翅(O_J)，

在主涵道旋翼体(5)外周围对称或非对称同水平面设置多个直径小于主涵道旋翼体(5)的单轴单旋翼式或共轴双旋翼式副涵道旋翼体(A、B、C、D、E)，承担辅助升力和调控方向及飞行姿态并且防涡环，

连接臂为两节，即包括转动节(97)和直径小于该转动节的伸缩节(96)，该转动节(97)一端与主涵道旋翼体(5)连接并与内部驱动传动机构连接，另一端套进伸缩节(96)的一端，此伸缩节(96)的另一端与副涵道旋翼体(A、B、C、D、E)的弯月架(99)的圆弧中部连接固定，弯月架(99)两端穿过摇摆轴(100)与副涵道旋翼体(A、B、C、D、E)中的三角形下静子(101)贯穿安装，

多个副涵道旋翼体(A、B、C、D、E)在相应电动机驱动下能单独或共同地做对称有节奏的或非对称的相对于主涵道旋翼体(5)的伸缩、扭摇、摇摆运动，每个副涵道旋翼体能随连接臂和弯月架(99)一起运动，每个副涵道旋翼体(A、B、C、D、E)形成的各自独立气动场与主涵道旋翼体(5)形成的独立主气动场之间协同配合以具有承担辅助升力和主控姿态及方向功能，或者各自独立相互干扰以具有主动式防涡环功能，

在主涵道旋翼体(5)的外环层主一涵道(H1)的下端口部与下静子(8)之间，与该下端口部同直径且共同以中心轴(6)为同心圆，设置无底盆形主喷口(9)，该主喷口(9)的内腔四周的盆形收敛斜面(25)设置扁长方形(27)的对称或非对称数套水平侧喷口(10)，该水平侧喷口(10)内为扁长方形风道(38)，该风道(38)内设置往复电驱动导风板(26)，承担辅助调方向和主动防涡环，

在上主旋翼(3上)和/或下主旋翼(3下)中设置差动变惯量系统(30_喷、30_线、30_轴)，用于抗湍流转捩风，

在主涵道旋翼体(5)与副涵道旋翼体(A、B、C、D、E)的连接臂中选一双对称连接臂，在转动节(97)外套设转动毂箍(98)以连接抛物线形弯管状输能牵引架(106)，输能牵引架(106)的内管腔(105)连通光纤信号线(y_o)、电力阳极线(y_十)和阴极线(y_-)，输能牵引架(106)的中部窮弯处设置有接口管腔(107)以连接输能牵引索(L)，在输能牵引索(L)中设置有光纤信号线(y_o)、电力阳极线(y_十)和阴极线(y_-)，并分别通过卷扬器与伺服系统相连，伺服系统包括控制台、发电机(N1)、蓄电池组(N2)或外接电源系统(N3)；

在输能牵引索(L)上设置双涵道旋翼飘浮器(246)以使输能牵引索(L)在空中飘浮以提供拖拽牵力使飞吊器(1)抗强逆风作业；

飞吊器的动力系统是燃气或气化燃油发动机系列动力系统，输能牵引索(L)是专用于输气态燃料和信号的输能索(L_气)，输能索(L_气)中装配可飘浮的压缩空气管系统，压缩空气管系统鼓有高压气并且在不同段和角度设置喷气孔以使输能索(L_气)能在空中飘浮，该输能索(L_气)连接带有转换器的卷扬器(248)、燃气或气化燃油管(Q_燃)和富氧空气管(Q_富氧)，再连接燃料箱罐、控制台和飞吊系统功能底盘。

2.根据权利要求1所述的牵引输能源式涵道旋翼飞吊器(1)，其特征是：主涵道旋翼体(5)为单环层主涵道旋翼体(5)，其中心主涵道为单环层主涵道，即所述外环层主一涵道(H1)，单环层主涵道旋翼体(5)的外壳(29)为偏鼓状，外壳(29)与外环层主一涵道(H1)之间的内腔(14)设置环状口形主梁(28)以承担主刚性支承，外环层主一涵道(H1)的内壁为上下直线状环圈壁，以中心轴(6)为中心与该内壁的上口沿边相连设置有上静子(2)、与该内壁的下口沿边相连设置有下静子(8)、与该内壁的中部相连设置有中静子，从而形成单环层主涵道旋翼体(5)的腔体结构，适合整体倾斜姿态飞行。

3.根据权利要求1所述的牵引输能源式涵道旋翼飞吊器(1)，其特征是：主涵道旋翼体(5)为双环层主涵道旋翼体(5)，其中心主涵道为双环层主涵道，即包括所述外环层主一涵道(H1)和内环层主二涵道(H2)，双环层主涵道旋翼体(5)的外壳(29)为偏鼓状，外壳(29)与外环层主一涵道(H1)之间的内腔(14)设置环状口形主梁(28)，外环层主一涵道(H1)的内径壁(11)为上下直线状环圈壁，内径套装内环层主二涵道(H2)，内环层主二涵道(H2)的内径壁(20)和外径壁(19)都为直线状环圈壁，以中心轴(6)为中心共为同心圆并与主涵道旋翼体(5)的腔上口沿相连设置有上静子(2)、腔下口沿相连设置有下静子(8)，中静子包括第一中静子区(12)和第二中静子区(13)，内环层主二涵道(H2)的内径壁(20)间相连设置有第一中静子区(12)，第一中静子区(12)贯穿内环层主二涵道(H2)的内径壁(20)和外径壁(19)以与外环层主一涵道(H1)的内径壁(11)连接，在贯穿外环层主一涵道(H1)的内径壁(11)后连接在环状口形主梁(28)上，外环层主一涵道(H1)的内径壁(11)与内环层主二涵道(H2)的外径壁(19)之间的中静子为第二中静子区(13)，外环层主一涵道(H1)的内径壁(11)与内环层主二涵道(H2)的外径壁(19)之间的环腔(4)形成滑流区，流经该滑流区的气流(Q₁₃、Q₁₄)具有附壁效应以增强悬停飞行姿态稳定性，由此形成双环层主涵道旋翼体(5)的腔体结构。

4.根据权利要求2或3所述的牵引输能源式涵道旋翼飞吊器(1)，其特征是：在所述中心主涵道(H2、H1)的壁腔内及下端口处设置百褶裙涵圈式等离子能量波发生器(197)，和/或者在中静子上设置电晕放电发射锅式等离子能量波发生器，用于主动式抗防涡环及改善雷诺数。

5.根据权利要求1所述的牵引输能源式涵道旋翼飞吊器(1)，其特征是：在主涵道旋翼体(5)的上端口部与垂向的主涵道壁之间呈钝角横斜向方位对称地设置数个上静子(2)，上静子(2)为马刀形的刚性结构以防止上滑流吸附流发生龙卷畸变从而提高上主旋翼气动升力效率，马刀形包括弯形或直形，刀背截面上沿为弧状朝上且刀刃朝下以防止上静子(2)下沿边产生尾涡流和减小诱导形阻，在单环层主涵道旋翼体的情况下，上静子(2)一端连接在主涵道旋翼体(5)的上端口部边沿，另一端连于中心轴(6)上部的轴殻(23)处，在双环层主涵道旋翼体的情况下，中心主涵道包括外环层主一涵道(H1)和内环层主二涵道(H2)，上静子(2)一端连接外环层主一涵道(H1)和内环层主二涵道(H2)的上端口部边沿，另一端连接于中心轴(6)上部的轴殻(23)处。

6.根据权利要求5所述的牵引输能源式涵道旋翼飞吊器(1)，其特征是：在主涵道旋翼体(5)的腔内中部设置与主涵道的内径垂直壁横向的中静子，中静子的一端以中心轴(6)为中心同心圆呈放射状多栅联结布置，在单环层主涵道旋翼体(5)的情况下，中静子设置一个区，在双环层主涵道旋翼体(5)的情况下，中静子设置二个区，即包括位于内环层主二涵道(H2)中的第一中静子区(12)以及位于外环层主一涵道(H1)与内环层主二涵道(H2)之间的第二中静子区(13)，中静子的另一端贯穿内环层主二涵道(H2)的壁，然后贯穿外环层主一涵道(H1)的壁，然后与环状口形主梁(28)连接固定，中静子的截面为中式剑体截面形状，设置为两刃面上下竖立，第一或第二中静子区之一为宽形中静子架(93)，截面形状为三角形，三角形的上尖为30°，下部两角各为75°布置，中静子为刚性支承结构，用于承担上主旋翼下洗气流整流、防畸卷及提高气动力。

7.根据权利要求6所述的牵引输能源式涵道旋翼飞吊器(1)，其特征是：在下部两角各为75°的连接面上设置发射锅式等离子发生器装置以用等离子能量激波改善旋翼空气动力雷诺数。

8.根据权利要求1所述的牵引输能源式涵道旋翼飞吊器(1)，其特征是：下静子(8)设置在主涵道旋翼体(5)的下端口部并且与垂向的主涵道壁间呈钝角横斜下向方位设置，下静子(8)为马刀形的刚性结构，以防止旋翼下洗主气流和双环层涵道之间的滑流吸附流发生龙卷畸变、承担整流以及提高气动升力效率和附壁效应，马刀形包括弯形或直形，刀背为弧状朝下且刀刃朝上以防止下静子(8)上沿边减小诱导形阻，在单环层主涵道旋翼体的情况下，下静子(8)一端连接在主涵道旋翼体(5)下端口部边沿，另一端连于中心轴(6)下部轴毂(113)处，在双环层主涵道旋翼体的情况下，下静子(8)一端连接外环层主一涵道(H1)和内环层主二涵道(H2)的下端口部边沿，另一端连接于中心轴(6)下部的轴毂(113)处，该轴毂(113)与外配功能器件安装平台(158)组合，外配功能器件安装平台(158)上设置有外接电源插口和控制信号插口。

9.根据权利要求2、3或6所述的牵引输能源式涵道旋翼飞吊器(1)，其特征是：在主涵道旋翼体(5)中以中静子为界分上下两个气动区，在中静子上端与上静子(2)之间为上气动区，以共轴的中心轴(6)为转动中心设置上主旋翼(3上)，在中静子下端与下静子(8)之间为下气动区，以共轴的中心轴(6)为转动中心设置下主旋翼(3下)，该上主旋翼(3上)和该下主旋翼(3下)为同直径或不同直径、同速或不同速的气动系统，用于承担主气动升力。

10.一种权利要求1所述的牵引输能源式涵道旋翼飞吊器(1)的控制方法，其特征是：当按下系统总开关(K)后，系统总开关接通主电源，各个设备启动，自检结束后待机，此时能够进行各种操作：

1.当系统进入待机状态后，操作员上推飞吊器各手柄：

飞行方向控制手柄(K2)、飞吊器升降控制手柄(K5)，飞吊器的主涵道旋翼体和四个副涵道旋翼体根据飞吊器升降控制手柄(K5)上推的大小自动控制转速，当上推飞吊器升降控制手柄(K5)后，该飞吊器升降控制手柄(K5)下面的滑动变阻器向上滑动，变阻器输出电压值由零增加(Δu)，最大增至48V，控制器电源为48V，变阻器输出电压通过模数转换转换为10bit数字信号，数字信号通过电光/光电转换器转换为光信号，光信号通过光纤信号线(yo)传输至飞吊器，安装于飞吊器上的电光/光电转换器将光信号重新转换为电信号，电信号通过总线到达飞吊器的飞控计算机(K0)，飞控计算机(K0)根据此电信号代表的数字信息，控制飞吊器的主、副涵道旋翼体的转速，飞控计算机(K0)将根据光纤信号线传输的控制手柄数据产生与此数据相关联的PWM信号，对PWM信号进行PID控制，PWM信号的频率为5KHZ、峰值为12V，此PWM信号控制着控制开关管的闭合时间，从而控制主、副涵道旋翼体上的电动机转速，此时所有传感器准备就绪，开始工作，当飞吊器升降控制手柄(K5)的上推角度越大，则输出电压信号越强，经过光纤信号线传输至飞控计算机(K_o)上的数据值越大，则产生的PWM信号占空比(σ)愈大，PWM信号占空比(σ)越大，则由PWM信号控制的驱动门开的时间就越长，因此，加于主涵道旋翼体的上下主旋翼电动机两端电压有效值越大，因此主涵道旋翼体的上下主旋翼转速就越高，当上下主旋翼转速达到起飞初值后，控制室操作员按下飞吊器锁开关即转换操作钮(K4)，地面控制器发送一高电平信号至飞吊器锁控制器，飞吊器锁电磁铁消磁，飞吊器开始起飞，随着飞吊器的升高，卷扬器驱动力电机(M10)逆时针旋转将输能牵引索(L)送出，输能牵引索(L)和电力缆/控制光纤总线随飞吊器被拉升至空中，

2.飞吊器飞行控制中电路的变量：

上下主旋翼启动后，旋翼转速传感器(X_上、X_下)检测上下主旋翼的转速，转速传感器选择为非接触式的霍尔转速传感器，霍尔转速传感器产生峰值为48V的正脉冲，此脉冲信号通过传感器内部的处理电路将脉冲信号的周期/频率进行测量，输出1字节转速数据信息，数据信息通过表征转速信息的信息标头标示至总线，由总线传输至飞控计算机(K₀)，实现速度实时反馈，根据实时速度信息，调整控制器输出的PWM信号占空比(σ)，从而将速度稳定在误差允许范围内，其中控制转速采用PID控制，实际转速为nr，飞吊器升降控制手柄和飞行方向控制手柄位置信息通过飞吊器中的飞控计算机(K_o)解析后理论转速为n，因此转速误差e＝n--nr，控制量输出为w＝P(e[i]+I(∑e[i])+D(e[i]-e[i-1]))，其中i为时间，此控制量累加于对PWM信号占空比(σ)进行控制的调制量(W)中，当实际转速超过理论控制速度时，e[i]为负值，叠加于调制量(W)后，调制量(W)值减小，因此输出PWM信号占空比(σ)减小，驱动门开启时间减小，从而上下主旋翼电动机两端电压有效值减小，转速降低；相反，当实际转速低于理论值时，PWM信号占空比(σ)增大，驱动门开通时间增长，上下主旋翼电动机两端电压有效值增加，从而增加转速，仅考量转速，没有加入任何其他形式的变量；当有风干扰以及涡流时候控制分析如下，大气压计(P)、风速/风向传感器(F)输出的模拟量通过自带的AD转换器转换后，将模拟量转换为数字量，加入数据标头后方便飞吊器控制器读取，飞行状态控制陀螺仪(T1、T2、T3、T4)直接输出数字信号通过RS485总线传输至飞控计算机(K₀)，16位气压、风速、陀螺仪数据被飞控计算机(K0)读取后，飞控计算机(K0)得知当前飞行状态，以及是否产生涡流现象，气压值、风速、旋翼转速、飞行姿态信息，除了每部分进行相应PID算法后，进行数据的融合，每种传感器量分配一定权重，占用控制PWM信号的部分权重，某部分失效后、或者某种传感器数值超出权重范围值、权重值自动增减，通过权重分配，将飞行控制信息融合后，叠加于对PWM信号占空比(σ)变化进行控制的直接控制量(W_上、W_下、W_A、W_B、W_C、W_D)；当风速超出一范围后，飞控计算机(K₀)向变惯量液电磁阀控制器(V_上、V_下)发送高电平，开启变惯量液电磁阀，变惯量液被抽入上下主旋翼的涵圈内，增加转动惯量，同时保持上下主旋翼转速，以产生陀螺效应之定轴性、章动性、进动性的三性，需要利用四个副涵道旋翼体(A、B、C、D)进行有节奏的对称的扭摇、摇摆方向调节控制，使飞吊器不致于因转动力矩的不平衡而导致飞吊器旋转，由于产生上下主旋翼差动惯量诱导的陀螺效应的定轴性，赋予了飞吊器瞬间抗突变湍流转捩风、湍急侧风的能力，此时的控制方式与无风状态下的控制方式不同，各个传感器数据权重不同，风速值权重要比正常无风状态下权重大些，当飞吊器垂直起飞或降落时或飞行中空气湿度大导致雷诺数太低时，或上下主旋翼上下气压传感器检测值满足涡环先兆流时，飞控计算机适当加重气压计权重值，同时，飞控计算机向能量波发生器(Z)发送高电平脉冲信号，打开等离子能量波发生器，产生等离子能量波以改善空气动力的雷诺数或预防涡环，从而消除涡环现象的先兆流，

四个副涵道旋翼体(A、B、C、D)由飞控计算机(K₀)自动控制，飞行方向控制手柄(K2)控制飞行方向，亦即部分改变四个副涵道旋翼体的状态，四个副涵道旋翼体主要控制方式由飞控计算机控制，飞控计算机通过当前飞行姿态、是否有突变转捩湍流风冲击、是否有涡环流对四个副涵道旋翼体进行实时控制，在无转捩湍流风、无涡环流时，四个副涵道旋翼体主要控制飞吊器飞行方向，所述实时控制的主要控制方法为PID控制，控制量(W_A、W_B、W_C、W_D)基本相等，风速信息、涡流信息被检测到以后，由于飞吊器转动差动惯量很大，本身也具有飞行运动惯性的因素，因此飞行状态不会马上改变，而此时四个副涵道旋翼体(A、B、C、D)就已经根据传感器检测的状态实施控制动作，从而相对于实际控制具有一定的超前性，飞吊器安装的高度信息、旋翼转速信息、气压信息除了被用于飞行姿态控制，同时通过光纤信号线传输至控制台，控制台中心计算机(K1)将数据读取后，进行与控制台中心计算机(K1)中做为参照样版数据的模版数据比较以调整飞吊器中飞控计算机的工作飞行姿态，同时发送至相应的仪表进行显示，

3.飞吊器作业电路控制：

当飞吊器(1)飞至作业现场上空域后，打开随机光学摄像机(d1-d3)，夜间改开红外摄像机，拍摄情况，由操作员协助，按下飞吊器锁开关即转换操作钮(K4)，信号通过光纤信号线传输至飞控计算机(K0)，飞控计算机发出四路脉冲信号，由提吊索升降控制手柄(K3)作用于提吊绞盘(135)以释放提吊索(143)下降到作业工具的高度，此时所述作业工具底部四角的超声波高度传感器给出作业工具近现场状态的信号，飞吊器平稳悬停待作业成功后，飞吊器启动向上方和前移飞行时，控制台中心计算机(K1)和飞控计算机(K₀)配合控制飞吊器(1)及提吊绞盘(135)的提吊索(143)的长度，由其控制所述作业工具始终离现场适当升降高度，实际现场具有起浮面高度，由操控员在控制台上控制所述升降高度以保持所述升降高度随现场高度变化，吊运回驻点上空悬停飞行卸载后，再由飞吊器降落存放仓，

4.飞吊器降落电路调控：

飞吊器上下主旋翼转速降低，飞吊器降落，当飞吊器降落时其姿态陀螺仪(T)感应到飞吊器不平衡，则控制相应的起落架升降步进电机(M1、M2、M3、M4)动作，使飞吊器平稳降落，同时能够适应降落不平的状态，飞吊器悬停飞行时，提吊绞盘释放提吊索或收起提吊索飞行。