CN113518746B - 用于飞行器的推进系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器的推进系统(100)，该推进系统包括至少一个转子(110)和围绕至少一个转子(110)延伸的机舱整流罩(120)，所述机舱整流罩(120)被扇区化并且包括至少一个固定扇形部(130a、130b)和相对于转子(110)的旋转轴线(X)在周向方向(F1、F2)上可缩回扇形部(141a、141b、142a、142b)，其特征在于，可缩回扇形部(141a、141b、142a、142b)包括可伸缩地缩回到至少一个固定扇形部(130a)之中或之上的至少第一系列的扇形部(141a、142a)和可伸缩地缩回到至少一个固定扇形部(130b)之中或之上的至少第二系列的扇形部(141b、142b)，至少一个固定扇形部(130a、130b)具有围绕轴线(X)的小于或等于90°的角度范围。

Description

用于飞行器的推进系统

技术领域

本发明涉及用于飞行器的推进系统的领域。本发明尤其涉及一种具有可伸缩机舱整流罩的推进系统。

背景技术

现有技术尤其包括文献CH-A2-711721、US-A1-2006/284007、US-A1-2016/023754和WO-A1-2017/154552。

用于飞行器的推进系统包括至少一个转子或螺旋桨，该转子或螺旋桨包括安装在旋转轴上的多个叶片。

存在一些飞行器，特别是竖直起飞和着陆(VTOL)飞行器，当这些飞行器包括单个转子时具有单转子推进系统，或者当这些飞行器包括成对分组的反向旋转的转子时具有反向旋转转子推进系统。

这些推进系统具有涵道转子(转子被环形的机舱整流罩包围)，或者具有自由转子，推进系统、特别是转子(自由转子或涵道转子)能够被安装在枢轴上，从而允许推进系统、并因此允许转子在竖直位置与水平位置(例如，竖直起飞或着陆的竖直取向和向前飞行或飞行器模式的水平取向)之间进行定向。

涵道转子具有多个令人关注的优点，诸如：

-转子直接排放的噪声信号显著降低；

-保护转子的叶片免受周围障碍物的影响；

-改进的转子性能，特别是在悬停飞行器或处于低的前进速度时。

事实上，在悬停飞行时，由于涵道机舱对转子下游空气流的影响，涵道机舱在起飞期间或处于低的前进速度下为转子提供了额外的推力，这与涵道机舱上方的该空气流(也称为流管)的流动方向有关。更准确地说，在不具有机舱整流罩并且具有自由转子的情况下，转子的下游空气流向内自然收缩。换言之，流管的直径向下游减小，直到其直径等于转子的横截面的一半为止。

相比之下，对于涵道转子，机舱整流罩的出口截面限定了流管的形状，即在机舱整流罩的出口处的具有基本恒定的横截面的圆柱形形状，从而防止该流管自然收缩。

推进平衡取决于机舱整流罩的出口截面，使得机舱整流罩的出口截面越大，推进平衡就越大。实际上，由于机舱整流罩的存在而产生的推力因此是在所述整流罩的前缘处产生的，这是通过由于气流绕过机舱整流罩而产生的局部低压来实现的。进入推进系统的空气流率越大，换言之，机舱整流罩的出口截面越大，这种低压就越大，因此所产生的推力也就越大。

然而，在处于高速时，涵道转子的推进效率降低。事实上，随着飞行器的前进速度的增加，由于机舱整流罩的存在而引起阻力迅速增加，涵道转子的性能下降。因此，根据转子的转速和尺寸，推进效率降低。

因此，对于涵道转子，在飞行器巡航时，即在处于高的前进速度时，有利于屏蔽噪声发射和提高转子周边的安全性，而不利于推进效率。

另一方面，对于自由转子推进系统(转子周围不具有机舱整流罩)而言，可能的机舱整流罩不会引起阻力，使得当飞行器的前进速度较高时，推进效率是最佳的，从而特别地允许更高的飞行操作高度，或者甚至允许更强的飞行续航能力。

然而，转子周围不具有整流罩会导致更高的噪声发射，从而造成严重的噪声危害。另外，转子叶片不再受到保护，这增加了撞击障碍物的风险，并因此降低了转子的安全性，这在靠近地面或着陆结构飞行时尤其危险或有害。最后，在不具有机舱整流罩的情况下，对于自由转子而言，在悬停飞行或处于低的前进速度时机舱整流罩的推进效果的益处也丧失了。

因此，自由转子和整流罩转子具有互补的优势。通过装配具有机舱整流罩(用作与转子成一直线的屏障)的推进系统，可以将机舱整流罩的推力效果的益处与自由转子推进系统的益处结合起来，同时在以低的前进速度飞行或悬停飞行期间减少噪声污染，该自由转子推进系统在更高的前进速度的飞行阶段或当飞行环境在转子保护或噪声污染方面不存在任何限制时具有更好的效率。

在当前的技术中，存在在围绕涡轮机转子的机舱整流罩上游(在涡轮机运行期间沿空气流的流动方向)的具有可调节机罩的涡轮机。该机罩被配置为相对于涡轮机的纵向轴线轴向滑动，以改变机舱整流罩的入口几何形状，从而提供增加的推力和降低噪音。机罩包括多个段，这些段可以在机舱整流罩的上游径向向外延伸，并且相对于涡轮机的纵向轴线缩回，使得在低速下，在配备有这种涡轮机的飞行器起飞或着陆期间，机罩完全延伸，而在高速下，机罩完全缩回。

尽管这种布置解决了对转子的声学和飞行器在飞行中的空气动力学性能进行优化的问题，但没有解决所有上述问题，机舱整流罩总是存在于转子周围，从而在高的前进速度下会引起额外的阻力。

还提出了用于飞行器的转子机舱整流罩可以部分地围绕转子周向地缩回。这种机舱整流罩包括固定壁和可动壁，该可动壁被配置为相对于固定壁移动，以便部分地露出转子，特别是在飞行器的着陆阶段期间，以便限制转子的离地间隙，露出的转子部分朝向地面。然而，与保持固定在转子周围的机舱整流罩的角度部分相比，机舱整流罩的缩回角度部分仍然较小，使得该解决方案也不能解决上述问题。

因此，需要为上述问题提供一种简单且有效的解决方案。

本发明的目的是提供一种简单且快速地适应用于飞行器的推进系统的解决方案，以便根据飞行阶段和这些飞行器运行的环境来优化它们的航空和声学性能，同时确保转子的安全性。

发明内容

本发明涉及一种用于飞行器的推进系统，所述推进系统包括至少一个转子和机舱，所述机舱具有围绕所述至少一个转子延伸的整流罩，所述机舱的整流罩被扇区化，并且相对于转子的旋转轴线在周向方向上包括至少一个固定扇形部和可缩回扇形部，其特征在于，可缩回扇形部包括可伸缩地缩回到所述至少一个固定扇形部之中或之上的至少第一系列的可缩回扇形部，以及可伸缩地缩回到所述至少一个固定扇形部之中或之上的至少第二系列的扇形部，所述至少一个固定扇形部具有围绕所述轴线的小于或等于90°的角度范围。

因此，根据本发明的推进系统能够根据飞行器的需要，以简单且快速的方式受益于涵道转子或自由转子。

根据实施例的示例，第一系列的扇形部的可缩回扇形部可伸缩地缩回到彼此内部并且缩回到所述至少一个固定扇形部之内，并且第二系列的扇形部的可缩回扇形部可伸缩地缩回到彼此内部并且缩回到所述至少一个固定扇形部之内。

有利的是，可缩回扇形部被配置为使得其缩回的触发取决于飞行器的预定飞行条件或者来自用户的自愿命令。

有利的是，可缩回扇形部具有大致管状的形状，并且每个可缩回扇形部具有从一个周向端部向相对的周向端部减小的横向尺寸，从而使得所述可缩回扇形部在缩回位置容易地彼此嵌套，同时确保所述可缩回扇形部在展开或缩回期间的伸缩驱动。这种截头圆锥形状也确保了两个相邻扇形部之间的密封。

有利的是，所述每个系列的扇形部包括：

-末端扇形部；以及

-至少一个中间扇形部；

第一系列的扇形部的末端扇形部包括最终引导构件和锁定构件，所述最终引导构件和锁定构件被配置为与互补的最终引导构件和锁定构件协作，第二系列的扇形部的末端扇形部被设置成利用所述互补的最终引导构件和锁定构件将机舱的整流罩锁定在展开位置。

因此，机舱的整流罩被保持在安全展开位置。

有利的是，扇形部中的至少一些扇形部包括密封构件，例如，在其周向端部处包括密封构件，所述密封构件被配置为确保与一个或多个相邻扇形部的密封。

除了确保机舱的整流罩的密封之外，这些密封构件还允许在扇形部的内部供应热空气，以确保在必要时进行除霜。

有利的是，推进系统包括用于致动每个系列的扇形部的展开和缩回的致动装置，所述致动装置包括双向滑动驱动系统，所述双向滑动驱动系统用于从固定扇形部或在固定扇形部之中或之上可伸缩地展开和缩回所述扇形部。

根据有利的实施例，双向驱动系统包括小齿轮和由同一电动马达驱动的齿条段，双向系统被配置为在所述末端扇形部的至少一个齿条上接合小齿轮，然后，在机舱的整流罩展开的情况下依次从固定扇形部逐步地在每个中间扇形部的齿条上接合小齿轮，或者在机舱的整流罩缩回的情况下依次在每个中间扇形部的齿条上接合小齿轮直至固定扇形部为止。

优选且有利的是，扇形部包括具有U形横截面的至少一个滑动段。

因此，所述扇形部可以沿周向展开，从而确保机舱的整流罩也能沿周向良好地展开。

本发明还涉及一种用于从机舱的整流罩的缩回位置或展开位置命令根据本发明的飞行器的推进系统的机舱的整流罩的方法，其特征在于，可缩回扇形部相对于转子的旋转轴线在周向方向上从所述至少一个固定扇形部可伸缩地展开或者嵌套在所述至少一个固定扇形部之中或之上。

根据用于实施根据本发明的命令方法的示例，从机舱的整流罩的缩回位置展开机舱的整流罩包括以下步骤：

-检测自动命令或手动命令展开机舱的整流罩的预定飞行条件；

-向控制和命令框发送展开扇形部的请求；

-命令双向驱动系统伸出以根据围绕转子的周向方向从所述固定扇形部或每个固定扇形部展开机舱的整流罩；

-通过所述末端扇形部或每个末端扇形部的锁定构件将机舱的整流罩锁定在展开位置；

-检测并警告用户处于展开位置的主动锁定状态。

有利的是，用于自动命令展开机舱的整流罩的预定飞行条件是飞行器的悬停阶段或飞行器的前进速度小于或等于180km/h。

根据用于实施根据本发明的命令方法的另一示例，从机舱的整流罩的展开位置缩回机舱的整流罩包括以下步骤：

-检测自动命令或手动命令缩回机舱的整流罩的预定飞行条件；

-向控制和命令框发送缩回扇形部的请求；

-命令双向驱动系统收缩以根据围绕转子的周向方向缩回机舱的整流罩，直至这些扇形部在所述固定扇形部或每个固定扇形部中完全互锁；

-将机舱的整流罩锁定在缩回位置；

-检测并警告用户处于缩回位置的主动锁定状态。

有利的是，用于自动命令缩回机舱的整流罩的预定飞行条件是飞行器的前进速度大于180km/h。

如上所述，穿过自由转子或涵道转子推进系统是简单、快速且安全的。

最后，本发明涉及一种飞行器，其特征在于，所述飞行器包括至少一个具有上述特征中任一项的推进系统，推进系统被安装成以便借助于枢轴在飞行器上进行枢转，所述枢轴偏离转子或穿过转子。

按照这种方式，飞行器可以容易地从常规模式切换到竖直起飞和着陆模式，从而容易地适应其预期运行的环境。

附图说明

在下面的详细描述中，本发明的其他特征和优点将变得显而易见，为了便于理解本发明，参考了附图，在附图中：

[图1]图1是根据本发明的推进系统的第一实施例的示意性透视图，示出了机舱整流罩处于展开位置，推进系统处于水平位置；

[图2]图2是类似于图1的视图，示出了处于竖直位置的推进系统；

[图3]图3是类似于图1的视图，示出了缩回的机舱整流罩；

[图4]图4是类似于图1的视图，其中，机舱整流罩几乎完全缩回；

[图5]图5是配备有根据本发明的推进系统的飞行器的示意图，其中，机舱被显示为其整流罩处于围绕转子的展开位置；

[图6]图6是类似于图5的视图，其中，一些机舱被显示为其整流罩处于缩回位置，而其他机舱被显示为其整流罩处于展开位置；

[图7]图7是根据本发明的推进系统的第二实施例的示意性透视图，示出了具有处于展开位置的整流罩的机舱，推进系统被示出为处于水平位置；

[图8]图8是类似于图7的视图，其中，机舱整流罩几乎完全缩回；

[图9a]图9a是示出了机舱整流罩的两个相邻扇形部的嵌套的示意图；

[图9b]图9b是示意性的无量纲的横截面细节图，示出了机舱整流罩的两个相邻扇形部的驱动隆起部；

[图10]图10是末端扇形部的示例的示意性详细视图；

[图11]图11是示出了根据本发明的机舱整流罩及其驱动系统的一组扇形部的示意性详细视图；

[图12]图12是示出了处于展开位置的根据本发明的驱动系统的一组滑动段的透视图；

[图13]图13是示出了处于缩回位置的根据本发明的驱动系统的滑动段的局部剖视图和详细前视图；

[图14]图14是图11中所示的驱动系统的齿隙调节小齿轮系统的详细视图；

[图15]图15是示出了根据本发明的齿条/小齿轮系统的齿部偏移调节装置的详细视图。

具体实施方式

在本公开中，术语“远侧”和“近侧”用于指代每组扇形部相对于该组扇形部的固定扇形部的定位。术语“内部”和“外部”用于指代每个扇形部的组成部分。

推进系统通常包括：

-机舱；

-发动机及其命令和控制系统；

-并且在螺旋桨或转子推进系统的情况下，推进系统包括一个或多个螺旋桨或转子。

机舱是允许将发动机集成到飞行器中的元件，其由以下部件组成：

-整流罩(允许发动机装配有机罩、给转子装配整流罩、在飞行器运行期间捕获空气的流动、产生推力效应、使涡轮喷气发动机上的推力反向等)；

-安装在发动机上的设备(诸如，表示电气、液压和气动网络的发动机组装单元(Engine Build-up Unit,EBU))；以及

-用于附接到飞行器的系统。

图1至4以简化的方式示出了根据本发明的飞行器推进系统100的第一实施例。

推进系统100在此包括至少一个转子110和围绕所述至少一个转子110延伸的机舱整流罩120。推进系统100可以固定地安装在飞行器1上。或者，推进系统100可以安装在枢轴10上，偏离转子110的旋转轴线X。枢轴10一方面通过任何方式固定到推进系统100，另一方面固定到飞行器1，并且允许推进系统100在飞行器1上定向，从而允许推进系统100根据箭头F借助于已知的致动器围绕枢轴10的纵向轴线L1在如图1中所示的水平位置与如图2中所示的竖直位置之间倾斜。这种倾斜使得飞行器1能够从飞机的常规模式切换到VTOL或直升机模式。

推进系统100的转子110通过桅杆111连接到飞行器1，该桅杆支撑马达112(例如，电动马达)，从而以本身已知的方式经由动力轴驱动转子110旋转。根据所示的非限制性示例，每个转子110包括两个叶片113。

机舱整流罩120被分成多个扇形部。根据图1至图4中所示的示例，机舱整流罩120被分成八个扇形部，这八个扇形部被分成两个系列，与第一系列的扇形部相关的扇形部由字母“a”表示，与第二系列的扇形部相关的扇形部由字母“b”表示。

因此，机舱整流罩120包括：

-两个固定扇形部130a、130b；

-四个中间扇形部141a、142a、141b、142b；以及

-两个末端扇形部150a、150b。

因此，扇形部被分组为多个系列，第一系列包括固定扇形部130a、两个中间扇形部141a、142a和末端扇形部150a，第二系列包括固定扇形部130b、两个中间扇形部141b、142b和末端扇形部150b。第一系列和第二系列被配置为共同协作，以形成机舱整流罩120。

推进系统100的机舱整流罩120可以经由其固定扇形部130a、130b直接安装在飞行器1的机翼部分或机身上，或者安装在枢轴10上。

中间扇形部和末端扇形部可以相对于转子110的旋转轴线X在周向方向上缩回。更具体地，根据第一示例性实施例，末端扇形部150a可伸缩地缩回到远端中间扇形部142a内，远端中间扇形部142a本身可伸缩地缩回到近端中间扇形部141a内，近端中间扇形部141a本身可伸缩地缩回到固定扇形部130a内。类似地，末端扇形部150b可伸缩地缩回到远端中间扇形部142b内，远端中间扇形部142b本身可伸缩地缩回到近端中间扇形部141b内，近端中间扇形部141b本身可伸缩地缩回到固定扇形部130b内。

根据另一示例性实施例(未示出)，这些扇形部可以缩回到彼此之上以及缩回固定扇形部之上。即，末端扇形部150a可伸缩地缩回到远端中间扇形部142a之上，远端中间扇形部142a本身可伸缩地缩回到近端中间扇形部141a之上，近端中间扇形部141a本身可伸缩地缩回到固定扇形部130a之上。类似地，末端扇形部150b可伸缩地缩回到远端中间扇形部142b之上，远端中间扇形部142b本身可伸缩地缩回到近端中间扇形部141b之上，近端中间扇形部141b本身可伸缩地缩回到固定扇形部130b之上。

在下文中，根据实施例示出了该缩回(参照附图)，其中，可缩回扇形部被配置为从更远侧到更近侧可伸缩地缩回至彼此之中，然后缩回到固定扇形部之中，这并非是限制性的。

可以设想仅具有一个“a”和“b”系列共有的固定扇形部130ab，而不是两个固定扇形部130a和130b，于是机舱整流罩120被分成七个扇形部。

因此，机舱整流罩120可以从如图1和图2中所示的围绕转子的完全展开位置移动到如图4中所示的完全缩回位置，于是，转子110相当于自由转子。实际上，在该示例中，固定扇形部130a、130b围绕转子110的旋转轴线X的角度范围之和小于或等于90°，使得在机舱整流罩120的缩回位置，推进系统100的转子110被同化为自由转子。

图5和图6示出了包括四个推进系统100的飞行器1，该推进系统具有双反向旋转转子110。参照图5，推进系统100均被显示为具有完全围绕转子110展开的机舱整流罩120。参照图6，示出了两个推进系统100，其中，机舱整流罩120仍然围绕其各自的转子110完全展开，而示出了另外两个推进系统100，其中，机舱整流罩120的可缩回扇形部完全缩回到固定扇形部130ab之内。

飞行器1在此被示出为处于常规模式，即平移飞行模式或“飞机”模式。然而，枢轴10允许飞行器1进入VTOL(竖直飞行模式)，从而为飞行器提供升力。

在所示的示例中，一些推进系统100安装在飞行器1的机翼的吸力侧。然而，这些推进系统也可以安装在飞行器1的机翼的压力侧。

图7和图8示出了根据本发明的飞行器推进系统200的第二实施例。

类似于第一实施例，推进系统200在此包括至少一个转子210和围绕所述至少一个转子210延伸的机舱整流罩220。推进系统200可以固定地安装在飞行器上。或者，推进系统200可以安装在枢轴20上，从而垂直于转子210的旋转轴线X穿过转子210。枢轴20一方面通过任何方式固定到推进系统100，另一方面固定到飞行器，并且允许推进系统200在飞行器上定向，从而允许推进系统200根据箭头F借助于已知的致动器在水平位置(如图7或图8中所示)与竖直位置(未示出)之间围绕枢轴20的纵向轴线L2倾斜。这种倾斜使得飞行器能够从飞机的常规模式切换到VTOL或直升机模式。

推进系统200的转子210通过桅杆211连接到飞行器，该桅杆支撑马达212(例如，电动马达)，从而以本身已知的方式经由动力轴驱动转子210旋转。根据图示的示例，转子210的桅杆211与枢轴20合并。根据所示的非限制性示例，每个转子210包括两个叶片213。

机舱整流罩220被分成多个扇形部。根据图7和图8中所示的示例，机舱整流罩220被分成十个扇形部，这十个扇形部被分成四个系列，用字母“a”、“b”、“c”和“d”表示。

因此，机舱整流罩220包括：

-两个固定扇形部230ad、230bc；

-四个中间扇形部240a、240b、240c和240d；以及

-四个末端扇形部250a、250b、250c和250d。

因此，扇形部被分组为多个系列，第一系列包括固定扇形部230ad的一部分、中间扇形部240a和末端扇形部250a；第二系列包括固定扇形部230bc的一部分、中间扇形部240b和末端扇形部250b；第三系列包括固定扇形部230bc的一部分、中间扇形部240c和末端扇形部250c；并且第四系列包括固定扇形部230ad的一部分、中间扇形部240d和末端扇形部250d。四个系列被配置为成对协作，以便形成机舱整流罩220。

在该实施例中，固定扇形部230ad为扇形部系列“a”和“d”所共有，并且固定扇形部230bc为扇形部系列“b”和“c”所共有。可以设想，每个系列具有其本身的固定扇形部，于是机舱整流罩220被分成十二个扇形部。

推进系统200的机舱整流罩220可以经由其固定扇形部230ad、230bc直接安装在飞行器的机翼部分或机身上，或者安装在枢轴20上。

中间扇形部和末端扇形部可以相对于转子210的旋转轴线X在周向方向上缩回。更具体地，根据第一非限制性实施例，末端扇形部250a可伸缩地缩回到中间扇形部240a之内，中间扇形部240a本身可伸缩地缩回到固定扇形部230ad之内。类似地，末端扇形部250b可伸缩地缩回到中间扇形部240b之内，中间扇形部240b本身可伸缩地缩回到固定扇形部230bc之内；末端扇形部250c可伸缩地缩回到中间扇形部240c之内，中间扇形部240c本身可伸缩地缩回到固定扇形部230bc之内；并且末端扇形部250d可伸缩地缩回到中间扇形部240d之内，中间扇形部240d本身可伸缩地缩回到固定扇形部230ad之内。

如上所述，设想了另一实施例，但未示出，其中，可缩回扇形部250a-240a和250d-240d可伸缩地缩回到固定扇形部230ad之上，可缩回扇形部250b-240b和250c-240c可伸缩地缩回到固定扇形部230bc之上。

因此，机舱整流罩220可以从如图7中所示的围绕转子的完全展开位置移动到如图8中所示的完全缩回位置，于是，转子210相当于自由转子。实际上，在该示例中，固定扇形部230ad、230bc围绕转子210的旋转轴线X的角度范围之和小于或等于90°，使得在机舱整流罩220的缩回位置，推进系统200的转子210被同化为自由转子。

为了便于理解，在上述两个实施例共有的其余讨论部分中，固定扇形部将由附图标记30表示，中间扇形部将由附图标记40表示，并且末端扇形部将由附图标记50表示。

构成机舱整流罩120、220的扇形部的数量可以根据空气动力学和机械约束来选择。

图9a、图9b和图10示出了可缩回扇形部。更具体地，图9a示出了两个中间扇形部40a、40b，图9b是图9a的详细视图，图10示出了末端扇形部50。

如前所述，附图示出了一个实施例，在该实施例中，可缩回扇形部50、40a、40c被配置为从最远端到最近端一个缩回到另一个的内部，并且缩回到固定扇形部30之中。然而，下面详细描述的特征可以适用于这样的实施例，在该实施例中，可缩回扇形部被配置为从最远端到最近端一个缩回到另一个之上，并且缩回到固定扇形部之上。

可缩回的中间扇形部40a、40b和末端扇形部50以及固定扇形部30通常为管状的形状(因此具有内腔)，具有纵向长轴和横截面。

扇形部30、40a、40b和50各自具有横向尺寸，该横向尺寸从被称为近端30’、40a’、40b’、50’的周向端部向被称为远端30”、40a”、40b”、50”的相对的周向端部减小。换言之，扇形部30、40a、40b、50的近端周向端部30”、40a”、40b”、50”的截面具有比扇形部30、40a、40b、50的远端周向端部30’、40a’、40b’、50’的截面更大的尺寸，因此使这些扇形部具有截头圆锥形状，从而允许这些扇形部在缩回位置容易地彼此嵌套。或者，在可缩回扇形部相互嵌套并且嵌套在固定扇形部之上的实施例中，每个扇形部具有横向尺寸，该横向尺寸从被称为远端的周向端部向被称为近端的相对的周向端部减小，因此使这些扇形部具有截头圆锥形状，从而允许这些扇形部在缩回位置容易地相互嵌套。

为了实现这种嵌套，每个扇形部的尺寸小于其要嵌套的扇形部的尺寸。或者，每个扇形部的尺寸大于其要嵌套的扇形部的尺寸。例如，根据第一实施例，远端中间扇形部40b具有比近端中间扇形部40a更小的尺寸。由于可缩回扇形部40a、40b、50均旨在嵌套在固定扇形部30之中，因此该固定扇形部30是具有最大尺寸的扇形部，以便在缩回位置容纳所有其它扇形部。因此末端扇形部50是具有最小尺寸的扇形部。

扇形部30、40a、40b和50的截头圆锥形状确保了这些扇形部在其展开或缩回期间的伸缩驱动。伸缩是指通过将远侧扇形部滑入近侧扇形部，或通过将远侧扇形部滑出近侧扇形部，每个远侧扇形部嵌套在相邻的近侧扇形部之中，或者从相邻的近侧扇形部伸出。

每个扇形部的周向端部具有隆起部(图9b)，从而确保两个相邻的扇形部在机舱整流罩120、220的展开和缩回操作期间连接在一起。例如，中间扇形部40a在内表面上在其远端周向端部40a”处具有环形隆起部41a，中间扇形部40b在外表面上在其近端周向端部40b’处具有环形隆起部41b，扇形部40a的隆起部41a能够与扇形部40b的凸缘41b配合，以确保扇形部40a、40b在展开和缩回机舱整流罩120、220的操作期间连接在一起。这种连接可以通过任何其他合适的方式来实现。

可缩回扇形部40a、40b、50被配置为使得它们的展开或缩回的触发取决于飞行器1的飞行条件或者取决于用户通过命令的自愿动作，如下所述。

扇形部30、40a、40b和50的截头圆锥形状也确保了两个相邻扇形部之间的密封。

有利的是，扇形部30、40a、40b和50具有适于推进系统100、200运行期间空气流的流动的空气动力学轮廓。

扇形部30、40a、40b和50构成环形机舱整流罩120、220的角度部分，这些扇形部也具有弯曲的形状。

扇形部30、40a、40b和50由具有必要强度的结构材料制成，诸如，例如铝合金或碳纤维复合材料。有利的是，构成扇形部30、40a、40b和50的结构也可以具有声发射吸收特性，以便在机舱整流罩120、220展开时降低转子110、210的噪声。

末端扇形部50在远端处具有板51，该板51被配置为邻接另一组扇形部的末端扇形部的板，以确保当机舱整流罩120、220展开时两组扇形部进行接触。为了在两个系列的末端扇形部50结束展开而进行接触时引导它们，每个末端扇形部50还可以包括最终引导构件52。例如，该引导构件52可以包括由一个系列的末端扇形部50承载的销，该销被配置为与由另一系列的末端扇形部50承载的凹口配合。

第一系列的扇形部的末端扇形部50还包括锁定构件53，该锁定构件被配置为与第二系列的扇形部的末端扇形部设有的互补的锁定构件配合，该互补的锁定构件(诸如，例如电控机电闩锁)用于将机舱整流罩锁定在展开位置，并且还改进机舱整流罩120、220的密封和空气动力学。

然而，该实施例意味着在该机舱整流罩120、220的内部存在有线电缆，为此需要在机舱整流罩120、220展开和缩回运动的同时提供卷绕或退绕系统，或者提供直接应用在机舱整流罩120、220的组成元件中的电轨道组(诸如，例如将在下面描述的机架)。

按照这种方式，锁定构件53的另一优选实施例是机械闩锁，对其施加第一压力实现锁定，对其施加第二压力实现解锁。

出于明显的安全原因，期望的是能够确保机舱整流罩120、220被正确地锁定在展开位置。按照这种方式，推进系统100、200还可以包括控制装置(诸如，例如模拟开关)，以确保机舱整流罩120、220被正确地锁定在展开位置。该控制装置可以有利地被配置为警告用户或计算机机舱整流罩120、220在展开位置的主动锁定。类似地，如果模拟开关检测到机舱整流罩120、220在展开位置的不正确锁定，则可以向飞行器的用户发送警告(例如，通过声音装置或指示灯)，例如，在飞行器驾驶舱的仪表板上向飞行器的用户发送警告。

为了进一步改进机舱整流罩的密封，特别是两个相邻扇形部之间的密封，扇形部30、40a、40b和50中的至少一些扇形部例如在其周向端部处还设置有密封构件(未示出)。

这些密封构件例如是刷式密封件，其在每个扇形部30、40a、40b和50的外表面上被布置在这些扇形部的周向端部处，并且被配置为在机舱整流罩120、220展开或缩回期间与面向这些刷式密封件的每个扇形部30、40a、40b和50的内表面配合。这种解决方案是优选的，因为除了实现与一个或多个相邻扇形部密封之外，这些刷式密封件不阻止热空气供应到管状扇形部30、40a、40b和50的内腔，以在必要时使得这些管状扇形部能够除冰。

或者，密封可以通过任何其他方式实现，或者通过精确地调节扇形部30、40a、40b和50来实现(尽管这不是优选的)。

为了实现扇形部30、40a、40b和50的伸缩展开或者通过使扇形部30、40a、40b和50成对地连续嵌套而缩回，每个系列的扇形部30、40a、40b和50设置有用于致动的装置，诸如，具有齿条-小齿轮缸的双向驱动系统2。图11至图15示出了用于整流罩120、220的这种双向驱动系统的细节，在该示例中，整流罩120、220具有八个扇形部，这八个扇形部被分成两个系列，每个系列具有四个扇形部30、40a、40b、50。

双向驱动系统2包括多个小齿轮3a、3b、3c以及分别与滑动段6a、6b、6c成一体的多个齿条段4a、4b、4c。

齿条和小齿轮对由单个电动马达5驱动。

如在图11和图14中可以看出，末端扇形部50的齿条4a是被设计成与独特的小齿轮3a配合的单个齿部。另一方面，远端中间扇形部40a的齿条4b是双齿部的，并且旨在与两个小齿轮3b配合。类似地，近端中间扇形部40b的齿条4c具有双齿部，并且旨在与两个小齿轮3c配合。

双向驱动系统2被配置为延伸到管状扇形部30、40a、40b和50的内腔中。滑动段6a与末端扇形部50相关联。滑动段6b与远端扇形部40a相关联。滑动段6c与近端扇形部40b相关联。最后的滑动段6d与固定扇形部30相关联。然而，可以将多个滑动段分配给同一个扇形部。

如在图11中可以看出，滑动段6a、6b、6c、6d是同心的。这些滑动段具有U形的横截面，并且是弯曲的，以便遵循扇形部30、40a、40b和50的弯曲形状。滑动段6a、6b、6c、6d的尺寸被设计和配置成通过滑入彼此而成对地嵌套在一起。

有利的是，滑动段6a、6b、6c、6d的尺寸可以被设计成当整流罩120、220受到气动力、重力和动态力时确保整流罩120、220在其所有配置中的机械强度。

有利的是，这些相对于彼此进行相对运动的滑动段的表面可以涂覆有自润滑涂层，以防止卡住或过度磨损的风险。

齿条段4a、4b、4c的尺寸被设计和配置为可以成对地进行滑动嵌套，类似于扇形部30、40a、40b和50。

双向系统2的尺寸被设计和配置成避免在机舱整流罩120、220展开或缩回期间与转子110、210进行接触的任何风险。

双向系统2被配置为驱动小齿轮3a、3b和3c，小齿轮3a、3b和3c经由相同的轴与电动马达5一体地旋转。末端扇形部50的小齿轮3a接合在齿条段4a上，以驱动相关联的滑动段6a，然后，在机舱整流罩120、220展开的情况下，依次从最远端到最近端从固定扇形部30逐步地驱动每个中间扇形部40a、40b的小齿轮，或者在机舱整流罩120、220缩回的情况下，朝向固定扇形部30驱动每个中间扇形部40a、40b的小齿轮。换言之，远端中间扇形部40b的小齿轮3b接合齿条段4b，以驱动相关联的滑动段6b，然后近端中间扇形部40a的小齿轮3c接合齿条段4c，以驱动相关联的滑动段6c。

与固定扇形部30相关联的滑动段6d不联接到任何齿条或小齿轮，并且保持固定。

双向驱动系统2还包括用于将滑动段6a、6b、6c、并因此将可缩回扇形部40a、40b、50锁定在展开位置的构件7b、7c、7d。这些锁定构件包括例如机械构件，该机械构件包括被配置为配合的两个元件(凸轮和棘爪或销和凹口类型)，并且这两个元件中的一个元件被布置在齿条段4a、4b、4c的近端处，另一元件被布置在滑动段6b、6c、6d的远端处，从而使得能够机械地固定或释放与相邻扇形部相关联的齿条段。该锁定构件7b、7c、7d也可以是机电类型的。

通过锁定构件7b、7c、7d连续地锁定相邻的段而依次进行滑动段6a、6b、6c的展开和缩回，并因此进行扇形部30、40a、40b、50的展开和缩回。

因此，当扇形部30、40a、40b、50围绕转子110、210展开时，电动马达5沿第一方向旋转并驱动所有小齿轮3a、3b、3c旋转。最初，小齿轮3a接合齿条段4a的齿部，以驱动相关联的滑动段6a离开滑动段6b，直到滑动段6a通过锁定构件7b固定到滑动段6b为止。然后，小齿轮3b接合在齿条段4b的齿部上，以驱动经固定的滑动段6a和6b，特别是驱动滑动段6b离开滑动段6c，直到滑动段6b通过锁定构件7c固定到滑动段6c为止。最后，小齿轮3c接合在齿条段4c的齿部上，以驱动经固定的滑动段6a、6b和6c，特别是驱动滑动段6c离开滑动段6d，直到滑动段6c通过锁定构件7d固定到滑动段6d为止。

类似地，当扇形部30、40a、40b、50围绕转子110、210缩回时，电动马达5沿与第一方向相反的第二方向旋转，并驱动所有小齿轮3a、3b、3c旋转。最初，锁定构件7d被解锁，并且小齿轮3c接合在齿条段4c的齿部上，以驱动由锁定构件7b和7c连接的滑动段6a、6b和6c，直到滑动段6c缩回到滑动段6d中为止。随后，锁定构件7c被解锁，并且小齿轮3b接合齿条段4b的齿部，以驱动由锁定构件7b固定的滑动段6a和6b，直到滑动段6b缩回到滑动段6c中为止。最后，锁定构件7b被解锁，并且小齿轮3a接合齿条段4a的齿部，以驱动滑动段6a，直到滑动段6a缩回到滑动段6b中为止。

有利的是，小齿轮3a、3b、3c可以包括本身已知的齿部偏移调节系统8，其使得所有小齿轮3a、3b和3c仅具有一个旋转轴。例如，齿部偏移调节系统8包括邻接在设置于小齿轮3a、3b和3c中的凹槽中的销。

扇形部围绕转子110、210的展开和缩回也可以通过其他方法实现，例如，通过专用的气动系统。

因此，可以通过检测需要推进系统100、200从自由转子配置切换到涵道转子配置的预定飞行条件，来手动或自动地控制推进系统100、200的机舱整流罩120、220从缩回机舱整流罩120、220的位置(即，当机舱整流罩120、220的可缩回扇形部40a、40b和50完全嵌套在固定扇形部30中时)展开。实际上，如果由于飞行器1在居住区或包括可能对转子造成危险的障碍物的环境上飞行而需要减少噪音干扰，则用户可以手动启动机舱整流罩120、220的展开。在自动模式下，如果检测到处于悬停阶段(即如果飞行器1在空中静止)、在没有支撑或倒退的情况下上升、或者当检测到飞行器1处于低的前进速度时(这意味着机舱整流罩的推力效果应该是优选的)，可以触发机舱整流罩120、220的展开。如果飞行器1的前进速度小于或等于180km/h，则可以在自动模式下触发机舱整流罩120、220的展开。

因此，当检测到这种手动控制或者这样的条件时，展开扇形部40a、40b和50的请求被发送到控制和命令框，该控制和命令框命令双向驱动系统2延伸，以展开机舱整流罩120、220。

如上所述，对小齿轮-齿条对3a-4a、3b-4b和3c-4c进行驱动。

因此，扇形部40a、40b、50根据围绕转子110、210的周向方向(沿图1至图4以及图7和图8中的箭头F1的方向)展开，从末端扇形部50开始，末端扇形部50滑出远端中间扇形部40a，然后远端中间扇形部40a滑出近端中间扇形部40b，最后近端中间扇形部40b滑出固定扇形部30。

因此，可缩回扇形部展开，直到它们与被配置为成对协作的每个系列的扇形部的末端扇形部50进行接触为止。在展开行程结束时，末端扇形部50的引导构件52引导末端扇形部50，以使末端扇形部50的相应的板51彼此相对。然后，每个末端扇形部50的锁定构件53被致动，以将机舱整流罩120、220锁定在展开位置。于是，转子110、210是涵道转子。

类似地，例如，当检测到飞行器1处于高的前进速度时(意味着转子的推进效率必须是优选的)，通过检测需要推进系统100、200从涵道转子配置切换到自由转子配置的预定飞行条件，可以手动或自动地命令推进系统100、200的机舱整流罩120、220从机舱整流罩120、220的展开位置(即，当机舱整流罩完全围绕转子110、210展开时)缩回。根据示例性实施例，如果飞行器1的前进速度高于180km/h，则可以在自动模式下触发机舱整流罩120、220的缩回或打开。

因此，当检测到这样的手动命令或这样的条件时，末端扇形部50的锁定构件53被解锁，以允许之前由其相应的末端扇形部50连接的一系列扇形部分离。然后，将使扇形部40a、40b和50缩回的请求发送到控制和命令框，该控制和命令框命令双向驱动系统2收缩，以便缩回机舱整流罩120、220。

如上所述，对小齿轮-齿条对3a-4a、3b-4b和3c-4c进行驱动。

结果，扇形部40a、40b、50围绕转子110、210沿周向方向(沿图1至图4以及图7和图8中的箭头F2的方向)缩回，从嵌套在远端中间扇形部40a中的末端扇形部50开始，然后远端中间扇形部40a嵌套在近端中间扇形部40b中，最后近端中间扇形部40b嵌套在固定扇形部30中。

当一个系列的可缩回扇形部40a、40b和50都相互嵌套并且嵌套在该系列的固定扇形部30之内时，则认为转子110、210是自由转子。

根据本发明的推进系统100、200还包括用于将机舱整流罩120、220锁定在缩回位置(换言之，当一个系列的可缩回扇形部40a、40b和50都彼此嵌套并且嵌套在该系列的固定扇形部30之内时)的构件。这些构件例如是由固定扇形部30和末端扇形部50承载的互补机械构件，这些互补构件于是被配置为将末端扇形部50固定到固定扇形部30，并因此也将所有的中间扇形部固定到固定扇形部。用于将扇形部锁定在缩回位置的另一种解决方案是阻止电动马达5旋转。

在此，再次，出于明显的安全原因，建议能够确保将机舱整流罩120、220适当地锁定在缩回位置。按照这种方式，诸如为模拟开关的控制装置可以有利地被装配到推进系统100、200，并且被配置为警告用户或计算机机舱整流罩120、220被主动锁定在缩回位置。类似地，如果模拟开关检测到机舱整流罩120、220不正确地锁定在缩回位置，则可以向飞行器的用户发送警告(例如，通过声音装置或指示灯)，例如，在飞行器驾驶舱的仪表板上向飞行器的用户发送警告。

因此，根据本发明的推进系统100、200能够根据飞行器1的需要以简单且快速的方式受益于涵道转子或自由转子。当机舱整流罩120、220围绕转子110、210展开时，获得完整的转子整流罩。因此，根据本发明的推进系统100、200的机舱整流罩120、220通过其形状、其构造及其制造材料，能够作为声屏障来抵抗由转子110、210的旋转产生的噪声，从而保证更好地衰减声发射，并且还提高了转子相对于可能的障碍物的安全性，同时受益于在悬停飞行或处于低的前进速度时有用的机舱整流罩的推力效果。当机舱整流罩120、220缩回到固定扇形部时，实际上消除了由可能的机舱整流罩的存在而引起的阻力，并且在高的前进速度下的推进效率大大提高，从而释放了转子110、210。

因此，根据本发明的飞行器具有令人关注的优点，即能够根据需要具有涵道转子或自由转子。

Claims (16)

1.一种用于飞行器（1）的推进系统（100、200），所述推进系统包括至少一个转子（110、210）和机舱，所述机舱具有围绕所述至少一个转子（110、210）延伸的整流罩（120、220），所述整流罩（120、220）被扇区化并且相对于所述转子（110、210）的旋转轴线（X）在周向方向（F1、F2）上包括至少一个固定扇形部（30、130a、130b、130ab、230ad、230bc）和可缩回扇形部（40a、40b、50、141a、141b、142a、142b、150a、150b、240a、240b、240c、240d、250a、250b、250c、250d），所述可缩回扇形部（141a、141b、142a、142b、150a、150b、240a、240b、240c、240d、250a、250b、250c、250d）包括可伸缩地缩回到所述至少一个固定扇形部（130a；130ab；230ad）之中或之上的至少第一系列的可缩回扇形部（141a、142a、150a；240a、250a；240d、250d），其特征在于，所述可缩回扇形部（141a、141b、142a、142b、150a、150b、240a、240b、240c、240d、250a、250b、250c、250d）还包括可伸缩地缩回到所述至少一个固定扇形部（130b；130ab；230bc）之中或之上的至少第二系列的扇形部（141b、142b、150b；240b、250b；240c、250c），所述至少一个固定扇形部（30、130a、130b、130ab、230ad、230bc）具有围绕所述旋转轴线（X）的小于或等于90°的角度范围。

2.根据权利要求1所述的推进系统（100、200），其中，所述第一系列的扇形部的可缩回扇形部（141a、142a、150a；240a、250a；240d、250d）可伸缩地缩回到彼此内部并且缩回到所述至少一个固定扇形部（130a；130ab；230ad）内部，并且所述第二系列的扇形部的可缩回扇形部（141b、142b、150b；240b、250b；240c、250c）可伸缩地缩回到彼此内部并且缩回到所述至少一个固定扇形部（130b；130ab；230bc）内部。

3.根据权利要求1或2所述的推进系统（100、200），其中，所述可缩回扇形部（40a、40b、50）被配置为使得所述可缩回扇形部的缩回的触发取决于所述飞行器（1）的预定飞行条件或来自用户的自愿命令。

4.根据权利要求3所述的推进系统（100、200），其中，所述可缩回扇形部（141a、141b、142a、142b、150a、150b、240a、240b、240c、240d、250a、250b、250c、250d）具有大致管状的形状，并且每个可缩回扇形部具有从一个周向端部向相对的周向端部减小的横向尺寸。

5.根据权利要求1或2所述的推进系统（100、200），其中，每个系列的扇形部包括：

- 末端扇形部（50；150a、150b；250a、250b、250c、250d）；以及

- 至少一个中间扇形部（40a、40b；141a、141b、142a、142b；240a、240b、240c、240d）；

所述第一系列的扇形部的末端扇形部（50；150a、150b；250a、250b、250c、250d）包括最终引导构件（52）和锁定构件（53），所述最终引导构件和锁定构件被配置为与互补的最终引导构件（52）和锁定构件（53）协作，所述第二系列的扇形部的末端扇形部（50；150a、150b；250a、250b、250c、250d）利用所述互补的最终引导构件和锁定构件将所述机舱的整流罩（120、220）锁定在展开位置。

6.根据权利要求1或2所述的推进系统（100、200），其中，所述扇形部（30、40a、40b、50）中的至少一些扇形部包括密封构件，所述密封构件被配置为确保与一个或多个相邻扇形部的密封。

7.根据权利要求5所述的推进系统（100、200），其中，所述推进系统包括用于致动每个系列的扇形部（40a、40b、50、141a、141b、142a、142b、150a、150b、240a、240b、240c、240d、250a、250b、250c、250d）的展开和缩回的致动装置，所述致动装置包括双向滑动驱动系统（2），所述双向滑动驱动系统用于从所述固定扇形部（30、130a、130b、130ab、230ad、230bc）或在所述固定扇形部之内或之上可伸缩地展开和缩回所述扇形部。

8.根据权利要求7所述的推进系统（100、200），其中，所述双向滑动驱动系统（2）包括小齿轮（3a、3b、3c）和由同一电动马达（5）驱动的齿条段（4a、4b、4c），所述双向滑动驱动系统（2）被配置为在所述末端扇形部（50）的至少一个齿条（4a）上接合小齿轮（3a），然后，在所述机舱的整流罩（120、220）展开的情况下依次从所述固定扇形部（30）逐步地在每个中间扇形部（40a、40b）的齿条上接合小齿轮（3b、3c），或者在所述机舱的整流罩（120、220）缩回的情况下依次在每个中间扇形部的齿条上接合小齿轮直至所述固定扇形部（30）为止。

9.根据权利要求8所述的推进系统（100、200），其中，所述扇形部（30、40a、40b、50）包括具有U形横截面的至少一个滑动段（6a、6b、6c、6d）。

10.根据权利要求6所述的推进系统（100、200），其中，所述密封构件位于扇形部（30、40a、40b、50）中的至少一些扇形部的周向端部处。

11.一种用于从机舱的整流罩（120、220）的缩回位置或展开位置命令根据权利要求1至10中任一项所述的用于飞行器（1）的推进系统（100、200）的机舱的整流罩（120、220）的方法，其特征在于，可缩回扇形部（40a、40b、50、141a、141b、142a、142b、150a、150b、240a、240b、240c、240d、250a、250b、250c、250d）相对于转子（110、210）的旋转轴线（X）在周向方向（F1、F2）上从所述至少一个固定扇形部（130a、130b；130ab；230ad；230bc）可伸缩地展开或者嵌套到所述至少一个固定扇形部之中或之上。

12.根据权利要求11所述的命令方法，其中，从所述机舱的整流罩（120、220）的缩回位置展开所述机舱的整流罩（120、220）包括以下步骤：

- 检测自动命令或手动命令展开所述机舱的整流罩（120、220）的预定飞行条件；

- 向控制和命令框发送展开所述可缩回扇形部（40a、40b、50）的请求；

- 命令双向滑动驱动系统（2）伸出以根据围绕所述转子（110、210）的周向方向（F1）从所述固定扇形部或每个固定扇形部（30）展开所述机舱的整流罩（120、220）；

- 通过每个系列的扇形部的末端扇形部（50）的锁定构件（53）将所述机舱的整流罩（120、220）锁定在展开位置；

- 检测并警告用户处于所述展开位置的主动锁定状态。

13.根据权利要求12所述的命令方法，其中，自动命令展开所述机舱的整流罩（120、220）的预定飞行条件是所述飞行器（1）的悬停阶段或者所述飞行器（1）的前进速度小于或等于180km/h。

14.根据权利要求11所述的命令方法，其中，从所述机舱的整流罩（120、220）的展开位置缩回所述机舱的整流罩（120、220）包括以下步骤：

- 检测自动命令或手动命令缩回所述机舱的整流罩（120、220）的预定飞行条件；

- 向控制和命令框发送缩回所述可缩回扇形部（40a、40b、50）的请求；

- 命令双向滑动驱动系统（2）收缩以根据围绕所述转子（110、210）的周向方向（F2）缩回所述机舱的整流罩（120、220），直至所述扇形部在所述固定扇形部或每个固定扇形部（30）中完全互锁；

- 将所述机舱的整流罩锁定在缩回位置；

- 检测并警告用户处于所述缩回位置的主动锁定状态。

15.根据权利要求14所述的命令方法，其中，自动命令缩回所述机舱的整流罩（120、220）的预定飞行条件是所述飞行器（1）的前进速度大于180km/h。

16.一种飞行器（1），其特征在于，所述飞行器包括至少一个根据权利要求1至10中任一项所述的推进系统（100、200），所述推进系统（100、200）被安装成通过枢轴（10、20）在所述飞行器（1）上进行枢转，所述枢轴偏离转子（110、210）或穿过转子。