CN109911194A - 一种采用分布式动力系统的短距或垂直起降飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种短距或垂直起降的飞行器。它主要包括升力体、升力风扇系统和推进系统，其中的升力风扇系统和推进系统组成分布式动力系统。升力风扇系统可以提供垂直和/或水平方向的力，并且可以调节力的大小和/或方向；推进系统也可以提供垂直和/或水平方向的力，力的大小和/或方向也可以调节。该飞行器在起降时，升力主要由风扇系统和/或推进系统提供。随着飞行器速度的增加，升力体提供的升力增加，升力风扇和推进单元提供的升力减小。在平飞状态下，升力风扇的进口和出口可以关闭，从而降低飞行阻力，提高升力。本发明的优点是飞行器起降对场地要求低，飞行器平飞效率高，飞行器的操控性和可靠性好。

Description

一种采用分布式动力系统的短距或垂直起降飞行器

技术领域

本发明属于一种飞行器，具体涉及一种能够进行短距或垂直起降的飞行器。

背景技术

传统固定翼飞机的特点是飞行速度快、飞行半径大，这种特性与人员和货物运输的需求匹配完美。但是大部分固定翼的飞机需要较长的跑道滑行，不能短距/垂直起降和在空中悬停，使用起来很不方便。

采用单个或多个旋翼的设计，是实现飞行器垂直起降的常用技术之一，如直升飞机和四旋翼飞行器。这类飞行器通常在升空之后仍然需要依靠旋翼来提供大部分的升力，飞行能耗大，速度、体积和载重受限。

有一种飞机通过改变旋翼的姿态，在起降时类似直升机，在平飞时类似采用螺旋桨的固定翼飞机，如V-22倾转旋翼机，美国一型具备短距/垂直起降(S/VTOL)能力的倾转旋翼机。V-22倾转旋翼机在外形上与固定翼飞机相似，但翼尖装有两台可旋转的发动机带动两具旋翼，在固定翼状态下，V-22好像是一架在两侧翼尖有两个超大的螺旋桨的飞机；在直升机状态下，V-22又好像是一架有两个偏小的旋翼的直升机。在垂直起降状态下，V-22是一架有两个偏小的旋翼的直升机，起飞之后旋翼倾转，转为采用螺旋桨驱动的固定翼平飞。这种垂直起降的飞机具有高速、航程远及油耗较低的优点，但是旋转倾斜旋翼的控制非常困难，容易因为一侧旋翼失稳造成整个飞机失去平衡，V-22飞机曾因为类似原因多次发生事故。

有一类飞行器通过改变发动机喷气的方向来实现短距/垂直起飞和水平飞行，如“鹞”式飞机。起飞的阶段，它的“天马”发动机向地面喷气，提供飞机垂直起飞的升力。随后改变喷气的方向，提供飞机平飞的推力，使飞机改为平飞。这种设计在起飞的时候需要大量高速的气体，起飞油耗大，缩短了飞机的航程。高速的喷气也使得这类飞机起飞时候噪音很大。

另一种短距/垂直起降动力飞行器采用一个升力风扇、一个发动机尾部喷管下偏和调姿喷管组合的方式，如F35。它的发动机F135前部采用的升力风扇可以提供比“天马”发动机更大的气流量，在起降和空中停留阶段降低油耗。这种飞行器的设计优先考虑了对高速、高机动性和隐身的要求，用于运输是不经济，而且这种飞行器在起飞和降落时噪音很大。

随着电源技术的发展，飞行器的分布式推进系统得到越来越多的研究，采用混合动力和纯电动的飞行器设计越来越多，分布式推进系统也有望在飞行器上得到更为广泛的应用。

目前垂直起降的飞行器都存在着各自的缺点，有的速度、体积和载重受到限制，有的飞行稳定性差，有的起降情况下油耗、噪音大，所以要基于最新发展的分布式动力系统概念，来发展新型的飞行器，克服传统垂直起降飞行器的缺点。

发明内容

本发明的目的是提出一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，它采用分布式推进系统，巡航时主要由升力体产生升力，巡航效率高，且具良好的飞行稳定性和操控性。

本发明的技术方案是：一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：它包括升力体，升力风扇系统和推进系统，其中，升力风扇系统和推进系统设在升力体上。

所述的升力体为翼身融合体。

所述的升力体包括设在机身前端的前部升力体和设在机身后端的后部升力体。

所述的升力体包括设在机身前端的升力体和升力体，所述的升力体还包括设在机身后端的升力体和升力体。

所述的升力体包括设在机身前端的升力体，所述的升力体还包括设在机身后端的升力体和升力体。

所述的升力体上设有升力风扇系统。

所述的升力体上设有推进系统。

所述的推进系统包括至少一个设置在升力体上的推进单元。

所述的推进系统为设置在升力体的后端的第一推进单元组和第二推进单元组。

所述的推进系统为多个螺旋桨形式的推进单元构成的推进单元组并通过支架和升力体连在一起。

所述的升力体后端的第一推进单元组的外侧设有第三推进单元组，所述的升力体后端的第二推进单元组的外侧设有第四推进单元组。

所述的推进单元的具体形式包括但不限于涡扇，和/或电机驱动的风扇，和/或螺旋桨，和/或开式转子。

所述的升力体上设有升力风扇系统，所述的升力风扇系统包括至少一个升力风扇。

所述的前部升力体、升力体上至少一个上面设有升力风扇系统，所述的升力风扇系统均包括至少一个升力风扇。

所述的升力体、升力体、升力体和升力体上至少一个上面设有升力风扇系统，所述的升力风扇系统均包括至少一个升力风扇。

所述的前部升力体、升力体、升力体上至少一个上面设有升力风扇系统，所述的升力风扇系统均包括至少一个升力风扇。

所述飞行器有不少于一个升力体上设有局部升力体，所述的局部升力体可以打开。

所述飞行器有不少于一个升力体上设有局部升力体，所述的局部升力体可以向后打开，局部升力体关闭后可覆盖升力体上的升力风扇系统。

所述飞行器有不少于一个升力体设有局部升力体，所述的局部升力体可以向前打开，局部升力体关闭后可覆盖升力体上的升力风扇系统。

所述飞行器有不少于一个升力体上设有局部升力体，所述的局部升力体可以向外侧方向打开，局部升力体关闭后可覆盖升力体和升力体上的升力风扇系统。

所述的升力体和升力体的上设有推进系统。

所述的推进单元组包括至少一个推进单元，推进单元组通过连接件连接到升力体后部的支座上。

所述的推进系统包括推进单元组、推进单元组、推进单元组和推进单元组，推进单元组、推进单元组、推进单元组和推进单元组之间彼此相连并安装在升力体上，推进单元组、推进单元组、推进单元组和推进单元组均至少包括一个推进单元。

所述的升力体上设有小翼和/或副翼。

所述的升力体上设有可折叠升力体。

所述的升力体后端的副翼上设有推进单元，设置推进单元和副翼的位置相对于升力体可调。

所述的推进单元以方向可调的方式设置在升力体后端。

所述的推进单元以方向可调的方式设置在升力体前部。

一种升力风扇系统，它包括风扇进口、风扇出口、扇叶、电机，电机与扇叶连接，扇叶的上方设有风扇进口，扇叶与其上部的风扇进口之间形成进气道，扇叶的下方设有风扇出口，叶片与其下方的风扇出口之间形成涵道。

所述的风扇进口和/或风扇出口采用叶栅型结构，可以打开、关闭，或处于打开和关闭之间的过渡位置。

所述的风扇进口和/或出口的每块进口叶栅板都有一个旋转轴心，在两个栅叶板之间采用阶梯型结构。

所述的风扇进口采用盖板的形式，盖板可平开或旋转开启。

一种推进系统，它包括推进单元，推进单元的前端为推进单元进气口，推进单元的后端为排气口。

所述的排气口为可变尾喷管，可变尾喷管的几何形状可变。

本发明的有益效果是：采用本发明的飞行器可以在短距离内起飞，也可垂直起飞，降低了对跑道的要求。在平飞状态下，飞行器的升力主要由升力体提供，与传统的直升机相比，飞行速度更快，航程更远。飞行器的短距及垂直起降和空中悬停主要采用分布式动力系统来实现，垂直起降比完全采用喷气产生升力的固定翼飞行器产生的噪音低；分布式的动力系统可以使得飞行器的载荷空间更为优化，载荷分布更为合理，装载量增大；飞行器可以依靠改变升力风扇和尾部推进系统产生力和/或力矩的大小和/或方向来进行控制；升力风扇系统和推进系统均由多个单元组成，可以控制的参数多，操控性好，机动性好，并可以提高飞行器的可靠性。采用升力风扇的部分在平飞的时候进口和出口可以合上，减少了平飞阻力，可以有效提高飞行器的升阻比，降低能耗。

附图说明

图1为本发明所提供的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器的第一种实施例；

图2为图1的侧视图；

图3为图1的俯视图；

图4为本发明所提供的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器在巡航时候的典型状态；

图5为本发明所提供的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器的第二种实施例；

图6为图5的侧视图；

图7为本发明所提供的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器的第三种实施例；

图8为飞行器前部的升力风扇系统局部细节图；

图9为升力风扇在飞行器上的一种布置方式；

图10为升力风扇在升力体上布置的第二种方式；

图11为图10中覆盖升力风扇的升力体合上状态下示意图；

图12为升力风扇在升力体上布置的第三种方式；

图13为升力风扇在升力体上布置的第四种方式；

图14为飞行器推进系统排气口向下时的截面图；

图15为图14中推进系统的倾斜时的示意图；

图16为推进系统排气口水平时的放大图；

图17为推进系统的第二种安装方式和位置；

图18为推进系统和副翼共同运动到达的一个位置；

图19为推进系统和副翼共同运动到达的第二个位置；

图20为推进系统处于某位置的截面图；

图21为推进系统的第三种安装方式和位置；

图22为多个推进单元进行组合的第一种方式；

图23为多个推进单元进行组合的第二种方式；

图24是多个推进单元进行组合的第三种方式；

图25是多个推进单元进行组合的第四种方式；

图26为推进系统在升力体上的第三种安装方式；

图27为推进单元的一种安装方式；

图28为一种推进单元示意图；

图29为图28中尾喷管打开状态示意图；

图30为推进单元实现矢量推进的一种方式；

图31为图30中尾喷管方向变化示意图；

图32为升力风扇示意图；

图33为图32中可变进口关闭状态示意图；

图34为图33中可变进口闭合时131A部分的局部放大图；

图35为是第二种风扇进口的闭合方式；

图36为多个升力风扇共用一个进口的示意图；

图37为两个升力风扇对应一个进口板的示意图；

图38为升力风扇进口板向上打开的示意图；

图39为升力风扇进口板向边上平开示意图；

图40为升力体上采用小翼的结构示意图；

图41为升力体上采用副翼结构示意图；

图42为两个升力体相连接的示意图；

图43为图42中升力体位置相对变化示意图；

图44为升力体处于一个典型的折叠状态图；

图45为图42的俯视图；

图46为升力体位置发生相对变化的一个示意图；

图47为本发明所提供的飞行器的一种实施例；

图48为图47的后视图；

图49为图47中升力体的一种状态示意图；

图50为图47中升力体的一种状态示意图；

图51为本发明所提供的飞行器的一种实施例；

图52为本发明所提供的飞行器的一种实施例；

图53为本发明所提供的飞行器的一种实施例；

图54为本发明所提供的飞行器的一种实施例；

图55为推进单元的一个状态示意图；

图56为推进单元的一个状态示意图。

图中，1000飞行器，1100升力风扇系统，1101升力风扇，1102进气开关，1103升力风扇系统，1104第一升力风扇组，1105第二升力风扇组，1106第三升力风扇组，1200推进系统，1201推进单元，1202第一推进单元组，1203第二推进单元组，1204第三推进单元组，1212第四推进单元组，1220推进单元组，1221推进单元组，1222推进单元组，1223推进单元组，1224推进单元组，1228推进单元组，1300升力体，1301舱体，2000飞行器，2300机身，2301升力体，2302升力体，2303升力体，2304升力体，2305升力体，2306升力体，2307局部升力体，2308局部升力体，2309升力体，2310升力体，2311局部升力体，2312局部升力体，2313升力体，2314升力体，2315局部升力体，2316局部升力体，2100升力风扇系统，2101升力风扇，2102升力风扇，2200推进系统，2201推进单元，3000飞行器，3300机身，3100升力风扇系统，3101升力风扇，3200推进系统，3201推进单元，3301前部升力体，3302后部升力体，300升力体，100升力风扇组，101升力风扇，201推进单元，202推进单元进气口，203排气口，204升力体上方，205升力体下方，213推进单元组，214推进单元，215连接件，216支座，221推进单元，222推进单元组，224推进单元组，225推进单元组，226推进单元组，227推进单元组，231推进单元，232推进单元组，233支架，236推进单元，300升力体，302升力体，303副翼，312升力体，322升力体，500推进单元，501进口，502扇叶，503电机，504机匣，511涵道，242可变尾喷管，231尾喷管，232尾喷管，233推进单元，550升力单元，301升力体，133风扇进口，511进气道，101涵道，512扇叶，513电机，134风扇出口，131旋转轴心，550升力风扇单元，134a夹角，301升力体，136升力体外部，137生力体内部，161叶栅板，163阶梯型结构，165斜批结构，101升力风扇单元，135叶栅板，144叶栅板，145进口盖板，146盖板连杆，413小翼，419副翼，414可折叠升力体，404b夹角，4000飞行器，4100升力风扇系统，4101升力风扇单元，4200推进系统，4201推进单元组，4202推进单元组，4300升力体，4402副翼，4403副翼，4405升力体，4406升力体，4407小翼，4408小翼，4405b夹角，4406b夹角，2000飞行器，4300升力体，4410升力体，4409升力体，4411副翼，4412副翼，2301升力体，2302升力体，2303升力体，2304升力体，2421小翼，2422小翼，2401副翼，2402副翼，2403副翼，2404副翼，2419升力体，2420升力体，3401副翼，3402副翼，3403副翼，3404副翼，3200推进系统，3201推进单元，3423升力体，3424升力体，3425升力体，3426升力体，5000飞行器，5100升力风扇系统，5101升力风扇单元，5200推进系统，5201推进单元组，5300升力体，5301升力体，5302升力体，5303升力体。

具体实施方式

以下结合附图和实施例对本发明进行进一步详细说明，显然，所描述的实施例是本发明的部分实施例，而不是全部的实施例。描述的具体实施例仅用于解释本发明，并不用于限定本发明。

一种用于短距/垂直起降的飞行器，包括升力体、升力风扇系统和推进系统。

升力体可以是一个翼身融合体，也可以包括若干个相对独立的部分，如机翼和/或机身和/或翼身融合体，当飞行器运行时，升力体会产生升力。

升力风扇系统和推进系统组成分布式的动力系统，产生可变方向和/或大小的合力和/或合力矩，用于飞行器起降、机动、盘旋和姿态调整等。

升力风扇系统包括不少于一个风扇，每个风扇所产生力的大小和/或方向可以变化，并能独立控制。通过控制单个风扇，或采用一定策略对若干个风扇进行联动控制，升力风扇系统能为飞行器提供不同的垂直于地面的升力和/或水平力，也能为飞行器提供不同的合力矩。

推进系统具有不少于两个推进单元，每个推进单元所产生力的大小和/或方向可以变化，并能独立控制。通过控制单个推进单元，或采用一定策略对若干个推进单元进行联动控制，推进系统能为飞行器提供不同的垂直于地面的升力和/或水平力，也能为飞行器提供不同的合力矩，推进单元的具体形式包括但不限于涡扇，和/或电机驱动的风扇，和/或螺旋桨，和/或开式转子等形式。

飞行器起降时，主要由分布式动力系统提供升力和/或水平力，以及用于姿态调整的力矩；起降过程中升力体也可能提供部分升力；飞行器从加速到平飞的过程中及飞行器平飞时，大部分推力由推进系统提供，升力风扇系统仅提供不多于一半的推力或处于关闭状态；随着飞行器的飞行速度的提高，升力体所产生的升力增大，由分布式动力系统产生的升力减小；飞行器平飞时，升力风扇可以停止工作，升力风扇的进口和出口面可以合上，达到减小飞行阻力的目的，并且提高升力。

飞行器可以通过控制风扇系统，和/或推进系统，和/或副翼结构，改变飞行器所受合力的大小和方向，和/或改变飞行器所的受力矩，从而控制飞行器的速度、航向和/或姿态等；飞行器可以在空中悬停和盘旋，通过控制升力风扇的和尾部推进单元产生力的大小和方向，和/或控制副翼结构，获得不同的合力和/或合力矩，实现各种速度、机动和飞行姿态；飞行器在遇到不稳定气流等情况时，控制系统会根据实际状态，使得分布式动力系统和/或副翼结构，产生恰当的力和力矩来进行对应；飞行器采用的分布式动力系统，可以灵活控制多个动力单元，调节的方法多、范围大，可操控性好。

推进单元的一种分布方式是位于升力体的上方，推进单元可以位于升力体的后端，也可以位于升力体的前端，推进单元进口的吸气特性可以控制升力体表面的流动分离，提高飞行器的性能和升力，特别是飞行器在低速情况下的性能；推进单元也可以分布在飞行器的上方和/或下方，通过和飞行器整体的耦合设计来获得良好的气动性能。

分布式动力系统可以通过控制升力风扇和推进单元来为飞行器提供不同大小和/或方向的力和/或力矩，用于部分或完全替代传统固定翼飞行器襟翼和/或尾翼和/或副翼的功能，控制飞行器的姿态，因此飞行器可以减少或不采用襟翼、尾翼和副翼等结构，使得飞行器结构更为简单。

通过对推进单元和升力体，升力风扇和升力体进行耦合设计，采用气体引射的方法增大流量，这样可以进一步增大推进单元输出的力。

实施例1：

图1至图3所示为本发明所提供的飞行器一种实施例。其中，升力体1300采用了整体翼身融合设计，升力体1300上可设置舱体1301，舱体1301可以用于载人和/或载物。以飞行方向F为参考，升力风扇系统1100位于升力体1300前部。推进系统1200位于升力体1300的尾部。升力风扇系统1100包括多个升力风扇1101，升力风扇1101主要位于升力体上。推进系统1200包括两个推进单元组，两个推进单元组分别为设置在飞行器升力体尾部中间线两侧的第一推进单元组1202和第二推进单元组1203，每个推进单元组都包多个独立的推进单元1201。图1中升力风扇系统1100中一共有14个升力风扇1101，其中升力风扇系统1100的进口和出口打开，当风扇运转时可以产生升力，或升力和水平方向的合力。图1中推进系统1200有16个推进单元1201，8个推进单元1201形成第一推进单元组1202位于飞行器尾部右侧，8个推进单元1201形成第二推进单元组1203，位于飞行器尾部左侧，推进单元1201可以产生推力和/或升力，在图中所示位置可以产生垂直向上的力，这个状态是飞行器垂直起降和悬停时的典型状态，当飞行器平飞速度增大时，升力体产生的升力增大，升力风扇产生的升力减小；当升力体产生的升力足够大时，升力风扇可以停止工作；当飞行器平飞时，部分或全部升力风扇停止工作。

图4中的推进系统在图1中实施例的基础上增加了第三推进单元组1204和第四推进单元组1212，这两个推进单元组均由1个推进单元组成。其中，第三推进单元组1204设置在第一推进单元组的外侧，第四推进单元组1212设置在第二推进单元组1203的外侧。第一推进单元组1202和第二推进单元组1203采用了一种安装形式，第三推进单元组1204和第四推进单元组1212采用了另外的安装形式，后文中将给出具体有关安装形式的描述。图4中的飞行器1000平飞时候的一个典型状态，此时升力风扇系统1100中所有升力风扇停止工作，升力风扇的进气开关1102关闭，从而减少飞行阻力，增加升力，飞行器加速和平飞的推力主要由推进系统1200提供。图4中推进系统1200主要提供加速和平飞的推力，推进系统可以采用不同的推进单元组，每个推进单元组可以具有相同或不同数量的推进单元形式和/或数量，也可以采用相同或不同安装形式。

图5和图6所示为本发明所提供的飞行器第二种实施例。飞行器2000的升力体分为相对独立的五个部分，包括机身2300、位于飞行器前部的升力体2301和升力体2302，位于飞行器尾部的升力体2303升力体和2304；其中升力体2301、升力体2302、升力体2303和升力体2304可以为机翼，也可以与机身2300一起形成翼身融合部分。升力风扇系统2100包括不少于一个升力风扇2101，升力风扇2101位于升力体上任意位置。图5中飞行器升力体2301上具有5个升力风扇，2302上具有5个升力风扇，2303上具有2个升力风扇，2304上具有2个升力风扇。局部升力体也可以不安装升力风扇，例如仅在升力体2301和升力体2302上安装升力风扇，升力体2303和升力体2304上不安装升力风扇。

图7所示为本发明所提供的飞行器第三种实施例。飞行器3000的升力体分为相对独立的三个部分，包括机身3300，位于飞行器前部的前部升力体3301和位于飞行器尾部的后部升力体3302；其中前部升力体3301和后部升力体3302可以为翼型，也可以与机身3300一起形成翼身融合部分；升力风扇系统3100由不少于一个升力风扇3101组成，升力风扇可以安装于升力体任意位置上。图8是位于升力体300上的升力风扇组100的局部放大图，升力风扇系统可以由一个或若干个升力风扇组组成，图中实施例的升力风扇组100一共有14个升力风扇101，这14个升力风扇可以相同，也可以不同，升力风扇101可以提供垂直向上的升力和/或水平方向的力。每个风扇可以单独控制。可以通过控制每个升力风扇生产力的大小和/或方向，使得整个升力风扇组为飞行器提供不同的力和/或力矩，该控制方法比传统飞行器的控制方法更加灵活，可以满足更高的控制要求。

图9所示的飞行器由若干个升力风扇组组成。飞行器1000的升力风扇系统1103由3个升力风扇组包括第一风扇组1104、第二风扇组1105和第三风扇组1106。其中，第二风扇组1105包括14个升力风扇1101，第一风扇组1104包括一个升力风扇，第三风扇组1106包括一个升力风扇。

图10所示的飞行器2000为升力风扇系统在升力体上的一种安装方式，这种安装方式可以用于本发明的所有飞行器。飞行器2000前部具有升力体2301，升力体2301上装有升力风扇组2100，升力风扇组2100有4个升力风扇；局部升力体2307和局部升力体2308可以打开和关闭。图10中局部升力体2307处于打开状态，打开方向向后，此状态下开启升力风扇可以产生升力，或者升力和水平力的合力。

图11中的局部升力体2307和局部升力体2308处于闭合状态，当飞行器平飞时，闭合的升力体2307可以降低阻力，提高升力。

图12所示的飞行器2000为局部升力体打开的另一种方式，这种安装方式可以用于本发明的所有飞行器。升力体2301上安装有升力风扇组2100，图中局部升力体2311和局部升力体2312向前打开，此状态下开启升力风扇可以产生升力，或者升力和水平力的合力；升力体2311和升力体2312合上后，飞行器的结构和图11中类似。

图13所示的飞行器2000为局部升力体打开的又一种方式，这种安装方式可以用于本发明的所有飞行器。升力体2313上安装有升力风扇组2100，图中局部升力体2315和局部升力体2316向外侧打开，此状态下开启升力风扇可以产生升力，或者升力和水平力的合力；局部升力体2315和局部升力体2316合上后，飞行器的结构和图11中类似。

在飞行器平飞状态下，升力风扇的进口和出口合上，从而降低飞行器的阻力，提高升力，这是该飞行器设计的主要特色之一；升力风扇的进口和出口合上可以是升力风扇进口和出口的特殊设计，也可以通过设计局部可以打开和关闭的升力体完成，或者两者均采用，或者结合采用。

推进单元可以通过改变排气方向的方法来改变推力的位置，一个具体的办法是通过旋转推进单元来改变排气的方向。图14是推进单元201在升力体302上的一种布置方式和所在位置，推进单元201设置在升力体的上方。推进单元201进气口202向上，排气口203向下，推进单元201输出的推力方向垂直向下，可以提供升力。推进单元201的角度可调整，并根据实际需要产生不同的力和力矩输出。

图15是推进单元201在升力体302上的第二个可能的位置，此时的推进单元201倾斜，推进单元201可以提供倾斜的推力，具有水平和垂直分量，可以用于飞行器的起降、加速和姿态调整等。

图16是推进单元201在升力体302上的第三个可能的位置，此时的推进单元201位于为水平状态，主要提供平飞的推力。也可以通过调整推进单元201结构来改变推力方向，例如改变推进单元尾喷管的喷气方向；如果采用这种方式，推进单元可以一直处于如图16的位置不旋转。

图17是推进单元201在升力体302上的一种可能的布置方式和所在位置。升力体302上具有副翼303，推进单元201和副翼303连接，且位于副翼上方。副翼303和升力体302可以相对升力体302发生转动。当升力体组件303转动到一定角度，推进单元201的进气口202向上，排气口203向下，推进单元输出的推力方向垂直向下，可以提供升力。

图18是中推进单元201的布置方式和图17一致，此时副翼303相对升力体302转动一定角度，使得推进单元201处于第二个位置，此时的推进单元可以提供斜向下的推力。

图19是中推进单元201的布置方式和图17一致，处于第三个位置；此状态下，推进单元可以提供平飞的推力。

图20给出了一种推进单元和升力体的布置方式和相对位置，推进单元201位于升力体302的下方。推进单元201推力方向变化的方式包括但不限于：自身旋转、与升力体组件一起旋转，或采用不旋转就能改变推力方向的推进单元.

图21给出了一种推进单元和升力体的布置方式和相对位置，有些推进单元，如204位于升力体302的上方，有些推进单元205位于升力体302的下方；推进单元推力方向变化的方式包括但不限于：自身旋转、与升力体组件一起旋转，或采用不旋转就能改变推力方向的推进单元；

图22给出了一种推进单元组的结构。推进单元组213有8个推进单元214，这些推进单元可以规格相同，或者部分相同，或者都不同；推进单元组通过链接215和支座216相连；链接215可以和支座216发生相对转动，从而改变推进单元组的相对位置和方向；在该示例中8个推进单元可以联动控制，从而获得不同的力和/或力矩，用于飞行器的姿态调整。

图23给出了若干个推进单元组在升力体上的一种布置方式。推进单元组227具有4个推进单元221，推进单元组226具有2个推进单元，推进单元组225具有1个推进单元，推进单元组224具有1个推进单元；其中推进单元组227，推进单元组226，推进单元组225通过链接和支座相连，推进单元组224采用升力体组件303的安装方式。

图24所示推进单元组232共有四个螺旋桨形式的推进单元231；推进单元组232通过支架233和升力体312连在一起；当螺旋桨处于图24所示位置时，可以产生升力；这种布局也适用于采用开式转子形式的推进单元。

图25显示了图24中推进单元安装方式情况下，推进单元231的另外一个位置，此时的推进单元可以产生飞行器平飞所需要的推力；推进单元也处于倾斜位置，产生同时具有水平和垂直方向的力；这种布局也适用于采用开式转子形式的推进单元。

图26在飞行器1000上示意了一种推进系统及其安装方式。飞行器上有5个推进单元组包括推进单元组1220、推进单元组1221、推进单元组1222、推进单元组1224和推进单元组1228，均安装在升力体1300上方。其中推进单元组1221有6个推进单元，推进单元组1222有6个推进单元，推进单元组1224有6个推进单元，1220有1个推进单元，1228有1个推进单元。它们分布于飞行器的后部，推进单元的组合和排布方式可以进行灵活调整。

图26在飞行器1000上升力风扇系统和推进系统共同组成分布式推进系统，组成该系统的每个升力风扇和每个推进单元所产生的力的大小和/或方向均单独可调，因此通过调节飞行器的分布式动力系统可以为飞行器的力和/或力矩所覆盖的范围远大于传统飞行器，操控性能更好。

图27显示了推进单元组222的一种方式，图中的推进单元组222具有两个推进单元，可以安装在升力体的侧面；这些推进单元也可以通过旋转等方式来改变推力方向，用于飞行器的飞行。

图28中是推进单元的一种实施例。推进单元500包括进口501、涵道511、扇叶502、电机503和可变尾喷管242，以及机匣和支撑机构。电机503位于涵道511内侧，电机503和扇叶502相连接并带动其旋转，产生推力。电机和动过支撑机构连接在机匣上；机匣和升力体300相连接。气流从进口501流入推进单元，电机503带动扇叶502旋转，涵道511为气流通道，气流从可变尾喷管242中流出，通过改变可变尾喷管242的几何形状，可以改变出口气流的方向，从而改变推力的方向。图28中的可变尾喷管242折叠在发动机的内部，推进单元主要提供推力。图29中，推进单元500的尾喷管242处于打开的位置，此状态下推进单元可以提供升力，或升力和水平方向的合力。

图28中的推进单元500位于升力体上方，当推进单元500工作吸入气体时，与推进单元相连接的升力体近壁在接近001A方向上的流速增加，使得升力体上表面压力减小，从而产生或增加升力.

图29中的推进单元500位于升力体上方，当推进单元500吸入气体时，与推进单元500相连接的升力体近壁在接近002A方向上的流速增加，使得升力体上表面压力减小，从而产生或增加升力；在飞行器垂直起降、盘旋等情况下，这种布置可以有效增加升力，减少分布式动力系统输出的升力，降低能耗和噪音。

图30和图31给出了推进单元的实现矢量推力的一个实施例，图30中推进单元233位于升力体上，推进单元配有可变方向的尾喷管231，图30中的推进单元尾喷管231方向向后，可以为飞行器提供推力；图34中推进单元233的尾喷管231的组成部分相对位置发生变化，使其产生升力，或升力和水平力的合力。

本发明中的升力风扇由电机驱动，图32是一种升力风扇单元的实施例，升力风扇550位于升力体301上，主要包括风扇进口133、风扇出口134、进气道511、涵道101、扇叶512和电机513，电机513位于涵道101轮毂的内侧。电机513与扇叶512连接，扇叶512的上方设有风扇进口133，扇叶512与其上部的风扇进口133之间形成进气道511，扇叶512的下方设有风扇出口134，叶片512与其下方的风扇出口134之间形成涵道101，风扇进口133和风扇出口134可以打开、关闭，或处于打开和关闭之间的过渡位置，图32中的风扇进口133和风扇出口134采用了叶栅型结构，处于打开状态，此时气流可以顺利进入涵道。

图33中的升力风扇单元550的可变进口133处于闭合状态，只有很少的气流或者没有气流进入或流出进口。可变风扇出口可以打开、关闭，或处于打开和关闭之间的过渡位置，图32中的可变风扇出口134处于打开，并和升力体具有夹角134a，夹角134a的范围为0到360度；通过改变134a的角度，可以控制出流气体的角度，形成矢量推力，从而为飞行器提供升力和/或水平方向的力。

图33中的升力风扇单元550的可变出口134处于闭合状态，只有很少的气流或者没有气流进入或流出可变出口。在飞行器飞行时，升力体可以产生足够的升力，因此部分或全部升力风扇单元可以停止运行；这些停止运行的升力风扇对应的可变进口、闭合可变出口可以闭合，从而有效减少飞行器的阻力，提高飞行器的升力；飞行器飞行时候，上表面压力低、下表面压力高，会形成压力差；在风扇叶片停止运行后，可变风扇进口关闭时，涵道内外也具有压力差，

图34为图33可变进口闭合时，131A的局部放大图。当飞行器具有一定的速度、风扇停止运行时，可变进口位于升力体内部137的压力大于外部136的压力，因此形成压力差，每块进口叶栅板都有一个旋转轴心，如叶栅板161的旋转轴心133，压力差对于板161所形成的力位于旋转轴心133的右侧，在两个栅叶板之间采用阶梯型结构163，可以利用压力差提高飞行器飞行时候的可变进口关闭时候的封严效果；也可以采用其他的结构，如图35中的斜劈结构165，来利用压力差提高飞行器飞行时候可变进口关闭时候的封严效果；加强封严结构也可以是梯形结构和斜劈结构的组合结构。

飞行器飞行时候，升力风扇单元出口和升力体下表面之间也存在压力差，也可以通过类似图35中的封严装置来增强封严效果。

当风扇叶片运行后，会降低风扇上游涵道内的压力，增大风扇下游涵道内的压力，这会给可变风扇进口和出口的打开提供额外的力；当风扇叶片转速增大后，如果可变风扇进口和出口的锁死机构打开，进出口可以在不使用运动控制机构的情况下打开，用于紧急情况下为飞行器提供升力，提高了飞行器的安全性。

当风扇数量超过一个的时候，可以若干个风扇共用一个可变风扇进口和/或可变风扇出口。这个时候从一个可变风扇进口进入的气体会进入多个风扇的涵道，图36中显示了四个升力风扇单元101共用一个可变进口144的情况。图37中显示了两个升力风扇共用一个可变进口139和一个可变出口140的情况。

风扇系统中每个风扇推力的大小和/或方向都可以控制，在安装不小于一个风扇的情况下，这样的话可以采用不同的安装角度来获得不同的水平方向的合力，从而实现对飞行器的控制；例如如果采用两个升力风扇，在升力风扇提供升力的同时，一个升力风扇提供沿飞行器前后的水平力，另一个提供左右的水平力，为飞行器的姿态控制提供动力；上述例子仅为说明，风扇数量可以更多，水平力的方向也可以更多。

风扇系统在提供升力的过程中，每个风扇所提供的力可以按照一定的策略进行，从而调整飞行器的力和/或力矩。升力风扇系统被升力体包容，在工作的时候可以有效降低噪音。

升力风扇可变进口板也可以采用其他的打开形式，例如图38中的向上打开，图39中的向边上平开。

图40所示，在飞行器任意升力体301上采用小翼413的结构，以提高飞行器的稳定性、操控性能和效率。

图41所示，在飞行器任意升力体303上采用副翼419，通过控制副翼419的位置和方向来增加所述飞行器的升力和可操控性。采用一定的结构和控制机制，使得飞行器升力体之间的位置可以发生相对变化。

图42中的升力体303和可折叠升力体414相连接，可以通过控制机构使得可折叠升力体414的角度发生变化，图43中的可折叠升力体414体现了可折叠升力体414发生变化后的一个可能的位置；图44为图43的后视图，可折叠升力体414相对与升力体303之间的角度404b的取值范围为0度到360度之间的任意角度，图44中的升力体处于一个典型的折叠状态，此时角度404b在0到120度之间；当两个升力体处于平滑过渡的角度时，当图44中的角度404b为120到200度时，可折叠升力体414为打开状态；当404b约为180度时，可折叠升力体完全打开。

图45是图42的俯视图，此时的可折叠升力体414处于打开的位置，在飞行的过程中，可折叠升力体414可以改变位置，如图46是中的可折叠升力体414是可折叠升力体414所可以到达的可能位置之一，此时可折叠升力体414的后掠角度发生变化，飞行器的外形轮廓会发生变化，飞行器的升力、力矩等特性会发生变化，从而使得飞行器能在不同飞行高度、速度等条件下获得更好的空气动力学性能。

图47飞行器4000是本发明的一个实施例，飞行器上具有升力风扇系统4100，由若干个升力风扇4101组成；推进系统4200，有推进单元组4201和4202组成；升力体4300上具有副翼4402和4403；升力体4300与升力体4405相连接；升力体4300与升力体4406相连接；升力体4405和升力体4406可以折叠，此时处于典型的折叠位置；升力体4405上具有小翼结构4407；升力体4406上具有小翼4408的结构；在实施过程中，飞行可以采用图47中的全部或部分特征，也可以采用不同的组合。

图48是图47的后视图，升力体4405和升力体4300之间的角度为4405b，范围为0度到360度之间的任意角度；升力体4406和升力体4300之间的角度为4406b，范围为0度到360度之间的任意角度；图48中的升力体4405和升力体4406处于典型折叠位置。

图49和图50是飞行器4000的另一个状态，图50是图49的后视图，此时的升力体4405和升力体4406处于完全打开状态；当飞行器平飞的时候，打开升力体4405和升力体4406可以增大飞行器的升力，改善飞行器的稳定性和操控性。

下面以飞行器4000为例，说明飞行器部分功能的实现方法。当所述飞行器在地面停放时，部分升力体可以折叠，以减少飞行器停放所需要的场地面积；当飞行器盘旋或悬停时候，可以改变4405b和4406b的角度；当飞行器进行短距/垂直起飞时，升力体4405和升力体4406处于折叠状态，飞行器的风扇系统4100和推进系统4200为飞行器提供起飞的部分或全部升力，使得飞行器离开地面，之后飞行器的升力体4405和升力体4406打开，以增加飞行器平飞时候的升力，改善稳定性和操控性；在飞行器降落时候，先降低飞行器的速度，由风扇系统4100和推进单元系统4200为飞行器提供的部分或全部升力，升力体4405和升力体4406可以在空中折叠，然后再下降，从而减少飞行器降落对场地的要求；分布式推进系统和折叠机翼的耦合使用也有利于改善飞行器降落时候的稳定性。飞行器也可以在升力体4405和升力体4406打开或折叠至任意角度的时候实现短距/垂直起降、悬停和盘旋。

图51给出了本发明的一个实施例，升力体4410和升力体4300连接，副翼4412位于升力体4410上；通过控制副翼4412可以对飞行器进行控制。

图52是本发明的一个实施例，在飞行器2000的若干个升力体上采用了副翼、可折叠升力体的结构，在升力体2302上采用了副翼2402，小翼2422；在升力体2301上采用了副翼2401和小翼2421；飞行器尾部升力体2303和升力体2419相连接，两者之间的角度可以按照图44中所示变化；升力体2303上具有副翼2403；飞行器尾部升力体2304和升力体2420相连接，两者之间的角度可以如图44中所示变化；升力体2304上具有副翼2404；在实施过程中，飞行器可以采用图52中的全部或部分特征，也可以采用不同的组合。

图53是本发明的一个实施例，在飞行器3000的若干个升力体上采用了副翼、可折叠升力体的结构，在升力体3301上采用了副翼3401和副翼3402，小翼3426和小翼3425；在升力体3302上采用了副翼3403和副翼3404；升力体3302和升力体3423和升力体3424相连接，升力体之间的角度可以按照图44中所示变化；在实施过程中，飞行可以采用图53中的全部或部分特征，也可以采用不同的组合。

图54所示为本发明所提供的飞行器一种实施例。其中，飞行器5000前部具有升力体5301，升力体5301上具有升力风扇系统5100，升力风扇系统包括至少一个升力风扇5101。升力体5300也可以同时为舱体，用于载人和/或载物。飞行器尾部具有升力体5302和升力体5303，上面具有升力风扇系统5102。推进系统5200和5201位于飞行器5000的尾部。

图55为推进单元236在升力体300上安装的一个实施例，单元236位于升力体300的前端，处于图55位置时，推进单元236可以产生垂直方向的升力。

图56为推进单元236在升力体300上变换到另一个位置的示意图，此时推进单元236可以产生沿水平方向的力，同时增加升力体的升力，提高升阻比。

本发明所保护的飞行器上，风扇单元、推进单元、升力体和副翼可以按照需要灵活组合，部件之间可以采用固定的，或者可变的方式进行组合。根据前述公开内容，在所附权利要求的范围内，本发明飞行器、风扇和推进系统、升力体的多种其他变例对于本领域技术人员将是可以想到的。由于在不背离本发明的范围的情况下，在前述结构中可进行各种改变，因而包含在上述说明中的或显示在附图中所有的内容应被理解为示例性的，而不是限制性的。本发明也涵盖一些扩展应用，例如用于飞行汽车等。

Claims (34)

1.一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：它包括升力体，升力风扇系统和推进系统，其中，升力风扇系统和推进系统设在升力体上。

2.如权利要求1所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述的升力体(1300)为翼身融合体。

3.如权利要求1所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述的升力体包括设在机身(3300)前端的前部升力体(3301)和设在机身(3300)后端的后部升力体(3302)。

4.如权利要求1所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述的升力体包括设在机身(2300)前端的升力体(2301)和升力体(2302)，所述的升力体还包括设在机身(2300)后端的升力体(2303)和升力体(2304)。

5.如权利要求1所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述的升力体包括设在机身(5300)前端的升力体(5301)，所述的升力体还包括设在机身(5300)后端的升力体(5302)和升力体(5303)。

6.如权利要求1-5任一所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述的升力体上设有升力风扇系统。

7.如权利要求1-6任一所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述的升力体上设有推进系统。

8.如权利要求1-7任一所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述的推进系统包括至少一个设置在升力体上的推进单元。

9.如权利要求7所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述的推进系统(1200)为设置在升力体(1300)的后端的第一推进单元组(1202)和第二推进单元组(1203)。

10.如权利要求7所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述的推进系统为多个螺旋桨形式的推进单元(231)构成的推进单元组(232)并通过支架(233)和升力体(312)连在一起。

11.如权利要求7-10任一所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述的升力体(1300)后端的第一推进单元组(1202)的外侧设有第三推进单元组(1204)，所述的升力体(1300)后端的第二推进单元组(1203)的外侧设有第四推进单元组(1212)。

12.如权利要求8-11任一所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述的推进单元的具体形式包括但不限于涡扇，和/或电机驱动的风扇，和/或螺旋桨，和/或开式转子。

13.如权利要求1-12任一所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述的升力体(1300)上设有升力风扇系统，所述的升力风扇系统包括至少一个升力风扇。

14.如权利要求3所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述的前部升力体(3301)、升力体(3302)上至少一个上面设有升力风扇系统，所述的升力风扇系统均包括至少一个升力风扇。

15.如权利要求4所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述的升力体(2301)、升力体(2302)、升力体(2303)和升力体(2304)上至少一个上面设有升力风扇系统，所述的升力风扇系统均包括至少一个升力风扇。

16.如权利要求5所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述的前部升力体(5301)、升力体(5302)、升力体(5303)上至少一个上面设有升力风扇系统，所述的升力风扇系统均包括至少一个升力风扇。

17.如权利要求1至16任一所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述飞行器有不少于一个升力体上设有局部升力体，所述的局部升力体可以打开。

18.如权利要求17所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述飞行器有不少于一个升力体(2301)上设有局部升力体(2307)，所述的局部升力体(2307)可以向后打开，局部升力体(2307)关闭后可覆盖升力体(2305)上的升力风扇系统。

19.如权利要求17所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述飞行器有不少于一个升力体(2301)设有局部升力体(2311)，所述的局部升力体(2311)可以向前打开，局部升力体(2311)关闭后可覆盖升力体(2301)上的升力风扇系统。

20.如权利要求17所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述飞行器有不少于一个升力体(2301)上设有局部升力体(2315)，所述的局部升力体(2315)可以向外侧方向打开，局部升力体(2315)关闭后可覆盖升力体(2301)和升力体(2302)上的升力风扇系统。

21.如权利要求4所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述的升力体(2303)和升力体(2304)的上设有推进系统(2200)。

22.如权利要求9至11任一所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述的推进单元组包括至少一个推进单元，推进单元组(213)通过连接件连接到升力体后部的支座上。

23.如权利要求1-21任一所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述的推进系统包括推进单元组(224)、推进单元组(225)、推进单元组(226)和推进单元组(227)，推进单元组(224)、推进单元组(225)、推进单元组(226)和推进单元组(227)之间彼此相连并安装在升力体上，推进单元组(224)、推进单元组(225)、推进单元组(226)和推进单元组(227)均至少包括一个推进单元。

24.如权利要求1-23任一所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述的升力体上设有小翼和/或副翼。

25.如权利要求1-24任一所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述的升力体上设有可折叠升力体。

26.如权利要求24所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述的升力体后端的副翼上设有推进单元，设置推进单元和副翼的位置相对于升力体可调。

27.如权利要求1-25任一所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述的推进单元以方向可调的方式设置在升力体后端。

28.如权利要求1-25任一所述的一种采用分布式动力系统的短距/垂直起降飞行器，其特征在于：所述的推进单元以方向可调的方式设置在升力体前部。

29.一种用于权利要求1-28任一所述的升力风扇系统，其特征在于：它包括风扇进口(133)、风扇出口(134)、扇叶(512)、电机(513)，电机(513)与扇叶(512)连接，扇叶(512)的上方设有风扇进口(133)，扇叶(512)与其上部的风扇进口(133)之间形成进气道(511)，扇叶(512)的下方设有风扇出口(134)，叶片(512)与其下方的风扇出口(134)之间形成涵道(101)。

30.如权利要求29所述的升力风扇系统，其特征在于：所述的风扇进口(133)和/或风扇出口(134)采用叶栅型结构，可以打开、关闭，或处于打开和关闭之间的过渡位置。

31.如权利要求29所述的升力风扇系统，其特征在于：所述的风扇进口和/或出口的每块进口叶栅板都有一个旋转轴心，在两个栅叶板之间采用阶梯型结构。

32.如权利要求29所述的升力风扇系统，其特征在于：所述的风扇进口采用盖板的形式，盖板可平开或旋转开启。

33.一种用于权利要求1-28任一所述的推进系统，其特征在于：它包括推进单元(201)，推进单元(201)的前端为推进单元进气口(202)，推进单元(201)的后端为排气口(203)。

34.如权利要求33所述的推进系统，其特征在于：所述的排气口(203)为可变尾喷管(242)，可变尾喷管(242)的几何形状可变。