CN115485196A - 能够悬停的飞行器 - Google Patents
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Abstract
描述了一种飞行器(1)具有马达舱(8)；具有排放管(17)的马达系统(6)；设置在所述马达系统(6)外侧的换热器(20)；第一进气口(25)；第一管道(26)，换热器(20)沿其设置；第一收敛喷嘴(15)，其具有与排放管(17)和第一管道(26)流体连接的下游部分(39)，以形成适于冷却换热器(20)的第一流速的空气；在马达舱(8)中打开且远离第一进气口(25)的第二进气口(10)；第二收敛喷嘴(16)，其具有与排放管(17)和马达舱(8)流体连接的第二下游部分(49)，以形成从第二进气口(10)指向排放管(17)且走马达系统(6)的旁路的马达舱(8)的第二流速的冷却空气。
Description
相关申请的交叉引用
本专利申请要求2020年4月27日提交的意大利专利申请第20171458.1号的优先权，其全部公开内容通过引用并入本文。
技术领域
本发明涉及一种能够悬停的飞行器，特别是直升机或推力换向式飞机。
背景技术
已知直升机基本上包括机身、可围绕第一轴线旋转且设置在机身的顶部上的主旋翼以及设置在直升机的尾端处且可围绕与第一轴线横切的第二轴线旋转的反扭矩旋翼。
已知类型的直升机还包括马达系统以及用于将运动从马达系统的输出轴传递给主旋翼的传动组。
更详细地，在本领域中称为“涡轮轴”的马达系统产生开放式热力循环。
该马达系统包括：
支撑体；
适于允许第一流速的空气进入的进气口；
流体连接至进气口的压缩机，其被供应有所述第一流速的空气并且适于压缩所述第一流速的空气；
燃烧室，来自压缩机的经压缩的第一流速的空气在其中与第二流速的燃料混合并且经历燃烧过程，以产生第三流速的高温废气；以及
一个或多个涡轮机，离开燃烧室的第三流速的高温废气在其中通过驱动压缩机和马达系统的输出轴彼此独立地进行旋转而膨胀。
每个马达系统还包括：
收敛喷嘴，其设置在相应的涡轮机的下游并且适于加速第三流速的废气；以及
废气排放管，其终止于支撑体的相应的开口处并且收敛喷嘴设置在其中。
已知类型的直升机还包括润滑系统，其适于允许对马达系统进行润滑并且帮助对马达系统自身进行冷却。
更详细地，润滑系统包括：
用于润滑液(例如油)的收集罐；以及
分配回路，其被构造为将润滑液分配到马达系统的特定区域中并且允许所述润滑液返回到所述罐。
在所述循环期间，润滑液与马达系统的移动部件接触并因此提高其温度。
为了防止润滑液的温度过高，润滑系统在已知的方案中包括：
适于产生第四新鲜气流的风扇；以及
换热器，其允许通过与风扇所产生的第四气流进行换热而对润滑液进行冷却。
使用风扇或类似的主动系统导致直升机的重量增加。
启动所述风扇或类似的主动式系统还要求电气地直接取自于机载系统或者机械地通过马达系统实现且从马达轴可用的实际机械动力值中减去的一定比率的动力。
风扇和相关驱动组还要求在直升机内具有相应的容纳部，这有时会产生与其他系统和/或机身自身的结构和形状整合的问题。
最后，风扇和相关驱动组不可避免地具有故障的风险，因此使直升机的马达系统的整体可靠性变差。这些已知类型的方案还要求更频繁的检查和维护周期，因此增加了直升机的整体操作成本。
WO-A-2003/037715描述了一种用于飞行器的辅助动力单元的被动冷却系统。
该辅助动力单元被设计为给飞行器机载的多个系统供应电力和压缩空气。
该辅助动力单元基本上是配备有被容纳在短舱内的一对压缩机的燃气涡轮系统。
该辅助动力单元还包括用于冷却润滑液的换热器。
燃气涡轮以已知的方式包括用于容纳在短舱内的废气混合物的另外的排放管。
在第一实施方式中，短舱限定了：
用于为压缩机和换热器供应气流的单一进气口；以及
燃气涡轮的另外的排放管的出气口。
短舱还容纳：
设置在单一进气口下游的第一管道；以及
限定了第一管道的相应的分支的第二管道和第三管道。
更详细地，第二管道在第一管道与其中一个压缩机的第一吸气口之间延伸。
第三管道又分支为设置在第一管道下游的第一部分和第二部分。
第一部分将第一管道与另一个压缩机的第二吸气口流体连接。
第二部分流体连接第一管道并且设置在短舱的内容积内。换热器沿着第二部分设置。
燃气涡轮的另外的排放管具有包括逐渐减小的面积的收敛喷嘴。该喷嘴又具有与第二部分的短舱下游的内容积流体连接的下游部分。
以这种方式，排放管中的废气流导致废气的速度减小以及在喷嘴的下游部分处、因此在位于第二部分下游的短舱区域内的随之而来的降压。
所述降压导致第一气流穿过换热器并且第二气流朝向压缩机的第一吸气口和第二吸气口。
换句话说，喷嘴在其下游部分处限定了喷射器。
由于第二部分在短舱的容积内打开，因此第一气流对换热器和短舱的内容积二者进行冷却。
因此，不能独立地控制换热器的冷却和短舱的内容积的冷却。
WO-A-2003/037715描述了其他的实施方式，在它们的每一个中短舱的内容积的冷却气流通过喷射器驱动进入到马达系统的排放管中。
因此，同一个气流既冷却换热器又冷却短舱的内容积。
本领域中存在独立且最优地控制马达系统的壳体和换热器的冷却的需求。
这样做的目的在于在尺寸和功能方面优化马达系统的短舱的冷却和换热器的冷却。
发明内容
本发明的目的是实现一种能够悬停的飞行器，其允许以简单且经济的方式满足上述需求。
附图说明
为了更好地理解本发明，下面通过非限制性举例的方式并且参照附图描述优选实施方式，在附图中：
图1示出了根据本发明的直升机的立体图；
图2是图1的直升机和相关的马达系统的从上方观察且极度放大的视图，其极度放大并且为了清楚起见移除了一些部分；
图3是图1和2的直升机的马达系统的一些部件的根据第一视角且进一步放大的前视立体图；
图4是图3的马达系统的部件的分解图；
图5是图3和4的马达系统的部件的根据相对于图3的另一个视角且进一步放大的后视立体图；
图6和7示出了图3-5的部件的进一步放大的立体图，其中为了清楚起见移除了一些部分；
图8是图3-7的马达系统的部件的后视图；
图9示出了图1-8的马达系统的部件的分解图；
图10和11分别示出了图3-9的马达系统的部件的俯视图和立体图；
图12是图1-11的马达系统的另外的部件的前视图；
图13示出了图12的另外的部件的另一个实施方式；并且
图14示出了图13的另外的部件的另一个实施方式。
具体实施方式
参照图1，附图标记1表示直升机，其基本上包括设置有前头部5的机身2、设置在机身2的顶部且可围绕第一轴线旋转的主旋翼3以及由在头部5的相对侧从机身2突出的偏移部承载且可围绕与第一轴线横切的第二轴线旋转的尾旋翼4。
应注意，在本说明书的以下部分中，例如“上”、“下”、“前”、“后”等等的表述参照图1所示的直升机1的向前飞行或“悬停”状态来使用，并且其中主旋翼3设置在机身2的上方并且头部5设置在尾旋翼4的前方。
直升机1包括被容纳在由支撑体7界定的马达舱8中的马达系统6。
马达舱8与适于允许冷却气流进入到马达舱8自身中的进气口10流体连接。
直升机1还包括传动组(由于自身是已知的因此没有示出，并且不是本发明的一部分)，其适于将马达系统6的输出轴(也没有示出)连接至用于驱动可围绕轴线A旋转的主旋翼3的轴。
马达系统6表现为实现开放式焦耳-布雷顿热力循环的燃气轮机设备。
马达系统6基本上包括(图2)：
进气口9，其形成在机身2的侧部中并且第一流速的低温空气穿过其被吸入到马达舱8中；
压缩机11(仅示意性示出)，其设置有与进气口9流体连接的第一流速的空气的吸气管(没有示出)并且适于压缩所述第一流速的空气；
燃烧室13(仅示意性示出)，在其中由压缩机11压缩的第一流速的空气与第二流速的燃料进行反应，以产生第三流速的高温废气；以及
一对涡轮机14(仅示意性示出)，在其中离开燃烧室13的第三流速的高温废气膨胀从而驱动压缩机11和输出轴进行旋转。
特别地，压缩机11、涡轮机14和输出轴可围绕轴线A旋转。
进气口9横切于轴线A设置并且不同于进气口10。
马达系统6还包括用于排出第三流速的废气的管道17，其终止于支撑体7的相应的开口18处。
直升机1还包括润滑系统(自身是已知的因此没有详细示出)，其适于允许进行润滑并且帮助冷却马达系统6。
更详细地，润滑系统包括润滑液的收集罐(没有示出)、被构造为将润滑液分配到马达系统6的特定区域中并且允许所述润滑液返回到罐中的分配回路(没有示出)。
在所述循环期间，润滑液与马达系统6的移动部件接触并提高其温度。
润滑系统还包括换热器20，其允许通过与气流进行换热来冷却润滑液。
换句话说，换热器20是被润滑液穿过且通过气流冷却的辐射器。
换热器20设置在马达系统6的外侧。
直升机1还包括：
另外的进气口25，其在机身2的侧面上打开并且适于抽吸第四流速的空气；以及
管道26，换热器20沿其设置并且第四流速的空气从其中流过。
进气口25不同于进气口10。
管道26又包括：
入口部分27，其在进气口25与换热器20之间延伸；以及
一对通道28(图2、4和7-10)，它们从换热器20延伸并且相对于换热器20设置在部分27的相对侧上。
直升机1还包括收敛喷嘴15，其设置在涡轮机14的下游并且被第三流速的废气穿过。
喷嘴15具有轴线A的管状形状并且包括：
表面31，其在径向上位于轴线A的内侧并且形状为渐细的锥形，并且从涡轮机14朝向排放管17延伸；以及
多个叶片32，它们围绕轴线A等角度地间隔开并且以悬臂的方式从表面31朝向轴线A自身突出。
喷嘴15包括(图3、4和6-9)：
与涡轮机14流体连接的上游部分38；以及
与上游部分38相对且设置在排放管17那一侧上的下游部分39。
喷嘴15的下游部分39与管道26的通道28和排放管17流体连接。
参照图2，直升机1包括由喷嘴15的下游部分39和管道26的通道28形成的喷射器80。
词语“喷射器”或“喷射泵”在本说明书中指的是由收敛喷嘴形成的泵，在其中输送流体的主流并且具有与管道流体连接的下游部分。喷嘴的收敛形状使得静压力在喷嘴的下游部分中降低，这允许通过管道抽吸副流。所述主流和副流在喷嘴的出口部分中混合。
通道28包括与换热器20相对且在喷嘴15的下游部分39处打开的相应的开口43(图8)。
更准确来说，喷嘴15使得离开涡轮机14的第三流速的废气的静压力在下游部分39处降低。所述静压力降低使对换热器20进行冷却的第四流速的空气穿过管道26并且使其与第三流速的废气在下游部分中混合，从而通过下游部分39产生第五流速的废气和空气。
喷嘴15被部分地容纳在喷嘴16内并且设置在排放管17的上游。
喷嘴15的下游部分39与通道28流体连接。
有利地，直升机1包括另外的收敛喷嘴16(图2-7和9-11)并且具有与排放管17和马达舱8流体连接的下游部分49，从而产生从进气口10指向排放管17且走马达系统6的旁路的马达舱8自身的第六流速的冷却空气。
该第六流速的空气冷却马达舱8。
更详细地，喷嘴16包括与下游部分49相对且与喷嘴15的下游部分39流体连接的上游部分48。
下游部分49与马达舱8流体连接，这将在下面更详细地描述。
直升机1包括由喷嘴16和马达舱8形成的另外的喷射器90。
更准确来说，喷嘴16使得第五流速的空气和废气的静压力在下游部分49处降低。所述静压力降低使对马达舱8自身进行冷却的第六流速的空气穿过马达舱8并且在下游部分49中与第五流速的废气和空气混合，从而通过下游部分49产生第七流速的废气和空气。
参照图3-11，喷嘴15设置在喷嘴16的上游，并且从涡轮机14朝向排放管17延伸。
喷嘴15、16相对于轴线A同轴设置。
喷嘴15被部分地容纳在喷嘴16内且设置在排放管17的上游。
喷嘴15还在径向上与喷嘴16间隔开。
参照图3-8、10和11，直升机1还包括支撑换热器20的支撑体40。
支撑体40整体上限定了通道28和喷嘴16并且容纳喷嘴15。
更详细地，支撑体40从涡轮机14朝向排放管17整体上包括：
部分44，其相对于轴线A突出并且将喷嘴15容纳在其中并且限定了管道16的通道28；以及
管状部分45，其相对于轴线A被部分地容纳在部分44内且被部分地容纳在排放管17内，并且与其一起限定了喷嘴16。
部分44支撑换热器20并且限定了通道28。
特别地，部分44包括：
圆盘状壁46，其与轴线A正交并且在涡轮机14那一侧上界定支撑体40；以及
弧形壁47，其以悬臂的方式从壁46的在径向上与轴线A相对的端部边缘70朝向排放管17突出。
壁44、47环绕下方的部分45并且在部分45的上方打开。
壁46还包括在径向上位于端部边缘70内侧并且与其相对的端部边缘72。喷嘴15在周向上固定至端部边缘72(图7)。
壁46还包括上端部41，其是直线形的并且与轴线A正交，并且在部分45的下方封闭。
壁47包括一对上端部42，它们平行于轴线A并且连接至端部41。壁47也在部分45的下方封闭。
支撑体40还包括(图7)：
面对对应的壁47的相应的部分51(图8)的一对壁50；以及
在轴向上与壁46相对的壁52。
壁47、50在轴向上插在壁46、52之间的位置延伸。
壁47、50相对于与轴线A正交且在使用中竖直地设置的轴线B彼此对称地延伸。
更准确来说，每个壁50包括：
固定至换热器20的端部57；
自由且与相应的端部57相对的端部59.
每个壁52又包括固定换热器20且连接至相应的端部57的端部58。
壁50限定了从相应的公共端部57朝向相应的端部59延伸的自由的且在它们之间间隔开的发散尖端(图8)。
支撑体40限定了(图4)外周端部边缘60，其是打开的并且固定至换热器20。
边缘60通过壁46的端部41和壁57的端部58经由在轴向上彼此相对的相应的部分界定。
边缘60还通过壁47的端部42界定。
边缘60在所示的例子中是矩形的。
壁50的端部57被设置为平行于端部42且跨过边缘60。
更特别地，壁50的端部57将边缘60分为限定相应的通道28的与相应的开口43相对的相应的入口部分的两个相同的区域。
端部41、58在轴向上彼此相对。
端部42、57彼此相对并且在轴向上插在端部41、42之间。
参照图8，每个开口43在轴向上由相应的壁50的端部59和相应的壁52的与端部58相对的端部界定。
通道28在与相应的壁50正交的方向上从端部57朝向相应的端部59、即从换热器20朝向相应的开口43具有逐渐减小的厚度。
部分45从涡轮机14朝向排放管17包括(图6、8和11)：
环绕喷嘴15的壁65；以及
壁66，其在轴向上偏离喷嘴15并且设置有以悬臂的方式从壁66自身的径向内侧表面69朝向轴线A突出的多个叶片67以及多个贯通开口68。
特别是参照图8，壁65被成形为与轴线A同轴的圆弧。
壁65在相应的壁51的端部59之间延伸。
壁65环绕喷嘴15的对应的角宽度的弧形部分。
壁65在所示的例子中延伸跨过约90度的圆弧并且相对于与轴线A正交且在直升机1的常规飞行构造中竖直地设置的轴线B对称地延伸。
壁66嵌入到壁52中。
叶片67围绕轴线A等角度地间隔开并且设置在喷嘴15的相应的叶片32处、平行于轴线A延伸。
开口68围绕轴线A等角度地间隔开并且沿着轴线A伸长。
每个开口68与相应的叶片67关联。
叶片67以悬臂的方式在相应的开口68处从壁66突出。
壁66被部分地容纳在排放管17内。
更特别地，排放管17包括与开口18相对的环形端部71。端部71与在轴向上和壁46相对的壁65一起限定了环形槽81。
特别地，排放管17从端部71朝向开口18具有相对于轴线A收敛的部分73、具有恒定直径的部分74以及相对于轴线A发散的部分75。
槽81和开口68将马达舱8与喷嘴16的下游部分49流体连接。
壁66包括环形端部82，其在轴向上与壁46相对、被容纳在排放管17内并且在径向上与所述排放管17间隔开。
特别地(图12)，部分44相对于与轴线A正交且关于直升机1的常规操作构造设置在轴线A上方的轴线B对称地延伸。进气口25设置在主旋翼3的下方。以这种方式，主旋翼3产生的下洗流在进气口25内产生动态流，这进一步帮助冷却换热器20。
根据图13所示的替代实施方式，部分44针对相对于轴线A倾斜且关于直升机1的常规操作构造设置在轴线A上方的轴线C对称地延伸。
根据图14所示的替代实施方式，部分44针对相对于轴线A倾斜且关于直升机1的常规操作构造设置在轴线A下方的轴线D对称地延伸。
支撑体40还包括散热装置100，其被设置为保护换热器20免受马达系统6输送的热量的可能的损坏。
更详细地，装置100包括(图7)：
在径向上插在换热器20与喷嘴15之间的位置中施加在壁65上的网格101；以及
插在壁66与壁52之间的网格102。
特别地，网格101被成形为相对于轴线A对称的圆弧并且具有壁65的下部角延伸部。
网格101设置在壁50的下方。
网格102相对于轴线A倾斜地延伸。
直升机1还包括用于保护换热器20发生会暂时使换热器20中的油过热的可能的“热震(heat shock)”的装置。可能由于热气而发生所述过热，该热气因此倾向于在马达系统6停用时在喷嘴15中或者沿着排放管17小幅度地发生停滞。会发生换热器20的不可预料的过热的另一种情况是在通道28内存在火焰，例如由于马达系统6的故障和/或马达舱8中起火。
更详细地，装置55可在以下构造之间选择性地移动：
打开构造，其中其允许换热器20与排放管17之间进行流体连接；以及
关闭构造，其中其中断了换热器20与排放管17之间通过的流体连接。
更准确来说，装置55在马达系统6的常规操作期间和/或在通道28内不存在火焰的情况下设置在打开构造。
相反，装置55在马达系统6停用或在通道28内存在火焰时设置在关闭构造。
在本发明的一个实施方式中，装置55可通过被动系统(例如弹性元件、形状记忆金属合金等等)或主动系统(例如弹性、液压或气动致动器或者此处描述的原理的适当的组合)可逆地从打开构造移动到关闭构造。
直升机1还包括：
传感器54(仅在图8中示意性示出)，其适于检测马达系统6停用和/或在通道28内存在火焰的情况；以及
致动器(没有示出)，其通过传感器控制并且适于根据传感器检测到的内容使装置55在打开构造与关闭构造之间移动。
在图8所示的例子中，装置55由壁50形成，这些壁50围绕与轴线A平行的公共轴线铰接至支撑体40并且与相应的壁50的公共端部57一致。
端部59在装置55处于关闭构造时使相应的开口43打开并且在装置55处于打开构造时使所述开口43打开。
在使用中，第一流速的空气从进气口9吸入并且穿过进气管到达马达系统6的压缩机11。
进气口10允许气流进入到马达舱8中。
第一流速的空气在压缩机11内被压缩并且在燃烧室13内与第二流速的燃料进行反应，以产生高温和高压的第三流速的废气和空气。
随后，第三流速的废气和空气通过驱动压缩机11和输出轴围绕轴线A进行旋转而膨胀进入到涡轮机14中。
所述第三流速还通过在下游部分39处降低其静压力而进一步膨胀进入到喷嘴15中。
在下游部分39处的这种降低的静压力导致第四流速的空气通过进气口25和管道26被吸入。所述第四流速到达与喷嘴15的下游部分39流体连接的通道28的开口43。
所述第四流速的空气穿过换热器20对其进行冷却并且在喷嘴15的下游部分39中与第三流速混合，从而形成第五流速。
第五流速的废气和空气在喷嘴16中进一步膨胀，从而在喷嘴16自身的下游部分39处降低其自身的静压力。
借助于这种静压力的降低，喷射器90在下游部分49处产生位于马达舱8内且穿过进气口10的第六流速的低压空气。
所述第六流速的空气走压缩机11、燃烧室13和涡轮机14的旁路，并且冷却马达舱8。
所述第六流速的空气穿过槽81和部分45的开口68从马达舱8流向下游部分49，从而冷却马达舱8(图2)。
所述第六流速的空气在下游部分49处与第五流速的空气混合，从而形成第七流速的空气。
所述第七流速的空气穿过排放管17，直到其到达开口18，通过开口18其被排入到大气中。
装置55在马达系统6的常规操作期间和/或在通道28内不存在火焰时设置为打开构造。
在所述打开构造中，装置55不会干涉通道28中的气流的流动。
如果传感器54确认马达系统6停用或在通道28内存在火焰，则装置55例如通过相关的致动器(例如通过使壁50围绕与用于铰接至支撑体40的公共轴线旋转)而设置为关闭构造。
在所述关闭构造中，装置55防止火焰穿过通道28且朝向换热器20返回，从而保持它们的完整性。
装置100帮助散发优选位于马达舱8内的马达系统6产生的热量，进一步有助于保持换热器20的完整性。
更确切地说，由马达系统6加热的空气在喷嘴15内升高，直到其到达网格101、102为止，这允许其逸出且被处理。
通过检查根据本发明形成的直升机1的特征，其允许获得的优点是显而易见的。
特别地，喷嘴15的下游部分39与换热器20流体连接并且喷嘴16的下游部分49与马达舱8流体连接。
因此，喷射器80产生穿过并冷却换热器20的第四流速的空气。
喷射器90产生穿过并冷却马达舱8的第六流速的空气。
因为第四流速和第六流速的空气分别穿过排放管17上游的不同的路径，因此能够独立地控制换热器20的冷却和马达舱8的冷却，不同于本说明书的背景技术部分中描述的已知类型的方案。
因此，能够在不安装额外的装置的情况下更精确且准确地控制马达系统6的温度和/或马达舱8的温度，如可以在本说明书的背景技术部分中描述的已知类型的方案中看到的那样，安装额外的装置使直升机1的维护复杂并且加重了直升机的总重量。
叶片67限定了喷嘴15、16的延伸部。特别地，叶片67在流体动力学方面实现了喷嘴15与喷嘴16之间的相互作用。
事实上，如上所述，叶片67优选设置在喷嘴15的相应的叶片32处、平行于轴线A延伸。
借助于此，能够减少相应的喷嘴15、16内流动的第三流速和第五流速的空气和废气导致的湍流和流体动力损耗。
装置100允许散发马达舱8内的马达系统6的操作产生的热量，减少了损坏换热器20的风险。
通过使网格101位于马达系统6上方更有效地通过对流进行散热。借助于这个位置，存在于马达系统6中的“热”空气(因此还有存在于马达舱8中的更低密度的空气)自然倾向于朝向网格101、102移动并且远离换热器20。
装置55可选择性地在以下构造之间移动：
打开构造，其中其允许换热器20与排放管17之间通过通道28进行流体连接；以及
关闭构造，其中其中断了换热器20与排放管17之间通过通道28进行的流体连接。
以这种方式，随着在存在明火的情况下马达系统6停用时热空气停滞在通道28内，能够进一步减小损坏换热器20的风险。
通过附图12中的特征，部分44相对于与轴线A正交的轴线B对称地延伸并且设置在轴线A的上方。因此，通过进气口25进入的新鲜气流从主旋翼3产生的向下且朝向进气口25的气流所产生的动态流中受益。所述动态流与分别通过换热器20和马达舱8分别经由喷射器80、90产生的第四流速和第六流速的大小相同。
特别参照图13，部分44针对相对于轴线A倾斜的轴线C对称地延伸。在这种情况下，上述动态流的贡献少于图12的构造并且喷射器80、90分别通过换热器20和马达舱8产生第四流速和第六流速的主要部分。
参照图14，部分44针对相对于轴线A倾斜且关于直升机1的常规操作构造设置在轴线A下方的轴线D对称地延伸。
在所述构造中，旋翼3的动态贡献几乎可以忽略不计。因此，仅通过相应的喷射器80、90有效地实现第四流速的空气和第六流速的空气的吸入。
最后，显然可以针对上述的直升机1做出修改和变化，而不会因此脱离本发明的保护范围。
特别地，直升机1可包括具有操作性地连接至主旋翼3的相应的输出轴的一对马达系统6。
能够悬停的飞行器可以是推力换向式飞机而不是直升机1。
Claims (15)
1.一种能够悬停的飞行器(1)，其包括：
马达舱(8)；
马达系统(6)，其部分地容纳在所述马达舱(8)内并且又包括至少部分地在所述马达舱(8)的外侧延伸的排放管(17)；
换热器(20)，其设置在所述马达系统(6)的外侧；
第一进气口(25)，其与所述换热器(20)流体地连接；
第一管道(26)，其在所述第一进气口(25)与所述排放管(17)之间延伸，并且所述换热器(20)沿第一管道设置；
第一收敛喷嘴(15)，其具有与所述排放管(17)和所述第一管道(26)流体地连接的下游部分(39)，以形成适于冷却所述换热器(20)且在使用中穿过所述第一管道(26)的第一流速的空气；以及
第二进气口(10)，其在所述马达舱(8)中打开并且远离所述第一进气口(25)，
其特征在于，所述飞行器包括第二收敛喷嘴(16)，所述第二收敛喷嘴具有与所述排放管(17)和所述马达舱(8)流体地连接的第二下游部分(49)，以形成从所述第二进气口(10)指向所述排放管(17)且走所述马达系统(6)的旁路的所述马达舱(8)的第二流速的冷却空气。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述第一喷嘴(15)和所述第二喷嘴(16)彼此同轴。
3.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述第一喷嘴(15)被至少部分地容纳在所述第二喷嘴(16)内。
4.根据前述任一项权利要求所述的飞行器，其特征在于，其包括第一环形开口(81)，所述第一环形开口插在所述第二下游部分(49)与所述排放管(17)之间并且与所述马达舱流体连通以限定所述第二流速的空气的第一通道路径。
5.根据前述任一项权利要求所述的飞行器，其特征在于，其包括多个第二开口(68)，所述第二开口穿过所述第二喷嘴(16)并且与所述马达舱(8)流体地连接以限定所述第二流速的空气的第二通道路径。
6.根据前述任一项权利要求所述的飞行器，其特征在于，所述第一喷嘴(15)包括在使用中与所述第一流速的空气相互作用的多个第一叶片(32)，
所述第二喷嘴(16)包括在使用中与所述第二流速的空气相互作用并且限定了相应的所述第一叶片(32)的相应的延伸部的多个第二叶片(67)。
7.根据从属于权利要求5时的权利要求6所述的飞行器，其特征在于，每个所述第二叶片(67)设置在相应的所述第二开口(68)处。
8.根据前述任一项权利要求所述的飞行器，其特征在于，其包括单一的支撑体(40)，所述支撑体限定了所述第二喷嘴(16)并且所述换热器(20)固定在其上，
单一的所述支撑体(40)还限定了相对于所述第二进气口(25)与所述换热器(20)相对的所述第一管道(26)的至少一个通道(28)。
9.根据权利要求8所述的飞行器，其特征在于，单一的所述支撑体(40)包括：
第一壁(46)，其限定了所述第二喷嘴(16)；以及
一对通道(28)，它们至少部分地环绕所述第一喷嘴(15)并且与所述换热器(20)流体连通，
所述通道(28)在它们的与所述换热器(20)相对的开口(43)处与所述第一下游部分(39)流体连通。
10.根据权利要求9所述的飞行器，其特征在于，所述支撑体(40)包括横向于所述第一壁(46)的一对第二壁(50)，所述第二壁界定了从所述换热器(20)开始延伸并且在相应的所述开口(43)处中断的相应的所述通道(28)。
11.根据权利要求8-10中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述支撑体(40)包括散热装置(100，101，102)，所述散热装置朝向所述马达舱(8)打开并且与所述第一喷嘴(15)和所述第二喷嘴(16)中的至少一个热耦合，从而抑制从所述马达系统(6)到所述换热器(20)的热传递。
12.根据权利要求10或11所述的飞行器，其特征在于，其包括：
传感器(54)，其适于检测所述马达系统(6)停用和/或在其中一个所述通道(28)内存在火焰的情况；以及
所述第二壁(50)，其基于所述传感器(54)的检测而选择性地在以下构造之间移动：
打开构造，其中它们允许所述换热器(20)与所述排放管(17)之间通过所述通道(28)进行流体连接；以及
关闭构造，其中它们中断了所述换热器(20)与所述排放管(17)之间通过所述通道(28)进行的流体连接。
13.根据前述任一项权利要求所述的飞行器，其特征在于，所述换热器(20)是适于对在使用中润滑所述马达系统(6)的液体进行冷却的辐射器。
14.根据前述任一项权利要求所述的飞行器，其特征在于，所述马达系统(6)包括：
第三进气口(9)，其不同于所述第一进气口(25)和所述第二进气口(10)；
压缩机(11)，其在使用中从所述第三进气口(9)吸入第三流速的空气；
燃烧室(13)，其在使用中从所述压缩机(11)接收经过压缩的所述第三流速的空气，以在使用中在出口处提供第四流速的所述空气和废气；
至少一个涡轮机(14)，其适于在使用中使所述第四流速的空气和所述废气膨胀，
所述第一喷嘴(15)在使用中通过所述至少一个涡轮机(14)供应所述第四流速，
所述第二喷嘴(16)在使用中通过所述第一喷嘴(15)供应所述第四流速和所述第一流速并且在出口处提供第五流速，
所述第二喷嘴(16)在使用中通过所述第一喷嘴(15)供应所述第五流速和所述第二流速并且在出口处提供第六流速，并且
所述排放管(17)在使用中通过所述第二喷嘴(16)供应所述第六流速。
15.根据前述任一项权利要求所述的飞行器，其特征在于，其是直升机或推力换向式飞机；和/或
其特征在于，其包括设置在所述第一进气口(25)的上方的主旋翼(3)，以在使用中产生通过所述第一管道(26)的气流。
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