CN117836207A - 用于航空器的升力、推进和控制的系统 - Google Patents

Abstract

描述了一种用于为飞行器交通工具提供升力、推进和控制的系统，以有利于竖直起飞和降落/短距起飞和降落操作。该系统被配置为提供具有前缘和后缘的机翼、部分地嵌入机翼中并邻近该机翼的后缘安装的横流风扇，以及用于该横流风扇的出口通道，该出口通道沿着系统的后缘提供分布流以在向前飞行中实现高推进效率，并实现用于竖直起飞和降落的基本竖直的射流。

Description

用于航空器的升力、推进和控制的系统

技术领域

本发明涉及用于航空器的升力、推进和控制的系统和方法。更具体地，在竖直、水平和过渡飞行操作期间，控制系统的元件以实现飞行器的所需升力、推进和控制。

背景技术

当前飞行器技术的进步促进了具有更高效率的推进系统。此外，随着更强且更轻的材料、增材制造工艺、计算机控制系统的引入，电力源和其他替代能源的使用的进一步发展使得竖直起飞和降落(VTOL)/短距起飞和降落(STOL)交通工具的发展不仅用于军事目的，而且用于商业目的。

如今，这些VTOL和STOL系统中的大多数采用矢量推力机构来提供竖直飞行能力。这是通过以多种方式设计推进系统来实现的。然而，这些推进系统通常需要使整个交通工具和/或发动机和/或推进器旋转或倾斜，从而需要复杂的结构和机构。

由Mortier于1893年开发的横流风扇(CFF)或切向风扇广泛用于供暖、通风和空调(HVAC)行业。相对于直径而言，风扇通常较长，因此沿着风扇的长度，气流大致保持二维(2D)。CFF使用具有前向弯曲叶片的叶轮，其放置在由后壁和涡流壁组成的壳体中。与径向机器不同，主流横向行进穿过叶轮，经过叶片两次。

图1示出了现有技术的系统，其示出常见HVAC配置的截面图。为了使航空器有效地向前飞行，推进器必须以与向前飞行方向成小角度的方式吸收和排出气流。传统的HVAC型CFF壳体，特征是从入口到出口大约90度的转弯，不太适合该应用。

CFF的流行源于其处置流动畸变和提供高压力系数的能力。实际上是矩形风扇，其直径易于缩放以适应可用空间，并且长度可调节以满足特定应用的流速要求。由于气流既径向进入又径向离开叶轮，因此横流风扇非常适合飞行器应用，特别是在期望展向后缘空气射流用于分布式推进的情况下。由于气流的2D性质，因此风扇容易集成到机翼中，以用于推力产生和矢量化与边界层控制两者。

除了提高推进效率外，嵌入式推进还提供了降低的噪音和提高的安全性，这是因为推进器现在埋在飞行器的结构内(例如，没有暴露的推进器)。此外，通过消除发动机挂架/机舱支撑结构，飞行器寄生阻力可以减小高达18％至20％，因此改进巡航效率和航程。

在飞行器机翼中提供横流风扇的尝试在很大程度上是不成功的。例如，一些系统设计使用嵌入传统飞机机翼中间内的横流风扇。其他系统设计在传统运输机后缘附近分布全嵌入式横流风扇，其中轴和联接器将它们连接到翼尖和翼根安装的燃气轮机。空气通过通道从两个机翼表面进入风扇中，并在后缘处排出。然而，这些系统设计限制了风扇尺寸和通道。此外，由于压缩性效应(即堵塞)，CFF可能不是高速应用的可行选项。由于风扇放置不佳和壳体设计不佳，因此这些配置达不到预期。这些缺陷导致风扇性能低、循环控制减小和产生低推力。

还进行了一些尝试来改变CFF出口区域的几何形状，以通过相对小的角度将出口流矢量化，用于例如STOL飞行期间的前向飞行中的大攻角飞行和/或俯仰控制。然而，由于难以实现两种应用的空气动力学高效的几何形状，因此尚未考虑使用同一风扇和出口通道的高效VTOL飞行。

特别是在现有技术中，Kummer和Dang等人公开了对安装在横流风扇后部的襟翼的各种表面的改变，以帮助在大攻角下实现短距起飞和降落(STOL)与失速特性。特别地，2012年5月10日公布的美国专利公布号2012/0111994(Kummer)公开了一种绕其前缘旋转的入口面，并且还公开了一种绕其前缘扭曲的下襟翼面和一种将改变与转子的间隙的风扇背面。

注意，这可以适用于VTOL操作。然而，该形式的VTOL通常被认为是不可接受的，其中飞行器乘客必须面向天空起飞和降落，身后的地面是半可见的。随后于2017年10月10日发布的美国专利号9,783,291B2(Kummer)公开了将轴流风扇添加到具有横流风扇的飞行器以避免该问题，并提供进一步的向下推力以实现有效的VTOL操作，尽管提高了复杂性和重量。

因此，运输人员的许多VTOL飞行器被布置成使得机身保持大致水平，并且通过例如使机翼或旋翼和马达吊舱上的推进元件旋转来将用于推进和VTOL的推力矢量化。另一种流行的替代方案是为竖直飞行和水平飞行提供单独的旋翼(Aurora等人)。该设计的进一步的优点是VTOL所需的推力比水平飞行所需的推力大许多倍，并且这可以显著改进向前飞行的推进效率和抬升效率两者。然而，这增加了系统的成本和复杂性。

因此，需要一种具有矢量推力机构的改进和先进的推进系统。此外，需要一种具有矢量推力机构的模块化设计的推进系统，以用于以更好的效率和降低的复杂性将VTOL/STOL能力赋予交通工具。

发明内容

在实施例中，本发明提供了一种用于飞行器交通工具的升力、推进和控制的系统，以有利于竖直起飞和降落(VTOL)/短距起飞和降落(STOL)操作，该系统包括：

a.从前缘延伸到后缘的至少一个机翼。

b.转子，其是至少部分地嵌入机翼中并且与该机翼基本上相同长度并且邻近该机翼的后缘安装的横流风扇转子；以及

c.用于横流风扇的出口通道，其被配置为沿着系统的后缘提供分布流以在向前飞行中实现高推进效率，并提供用于竖直起飞和降落的基本竖直的射流。

该系统还设置有可绕转子轴线旋转的襟翼，其中该襟翼具有上面和下面，并且其中机翼包括具有上面(16)的柔性唇缘，该上面(16)形成出口通道。

在实施例中，该系统可设置有襟翼，该襟翼连接到机翼并可绕转子轴线旋转，并且该机翼包括柔性唇缘。

该系统还包括出口通道，该出口通道还包括：

a.在一侧上的襟翼的下面；以及在另一侧上的柔性唇缘的上面。

出口通道还被配置为与横流风扇的预定风扇速度以及柔性唇缘和襟翼的位置组合来喷射产生竖直升力所需的纵向空气射流。在示例中，预定的速度可以是风扇的适当速度，以产生飞行器的竖直升力所需的纵向空气射流。

在实施例中，该系统可以还包括若干元件，这些元件被配置在飞行器机体中的多个位置处，并且包括厚机翼、嵌入式横流风扇和出口通道。此外，出口通道沿着系统的后缘产生分布流，以用于在向前飞行中获得高推进效率，并且出口通道可以被重新配置为产生用于竖直起飞和降落(VTOL)的基本竖直的射流。

在实施例中，本发明提供了一种用于航空器的升力、推进和控制元件，该元件可以配置在飞行器机体中的多个位置。该系统进还配置有从前缘延伸到后缘的机翼和横流风扇转子，该横流风扇转子至少部分地嵌入机翼中并且与机翼基本上相同长度并且邻近机翼的后缘安装，并且该风扇的出口通道具有两个面，这两个面包括

i.襟翼的下面，其连接到机翼并可绕转子轴线旋转，该襟翼还具有上面，该上面的内边缘控制到转子的入口流动面积。

ii.柔性唇缘的上面，其与襟翼下面协同移动并基本平行于该襟翼下面以引导来自风扇的气流，使得沿着元件的长度形成基本均匀分布的推力。

在实施例中，该系统提供如所述的出口通道，其中襟翼和柔性唇缘被机械连接并移动以产生推力，可以从基本水平的方向到基本竖直的方向将该推力矢量化。

在实施例中，襟翼和柔性唇缘被连接并移动通过一角度，使得可以通过大于70度的角度将推力矢量化。

在实施例中，本发明提供了如所述的出口通道，其中襟翼和柔性唇缘被连接，使得每个同时但以不同的角速率移动，以在矢量推力的角度和质量流两者中传递期望的变化。

在实施例中，本发明提供了如所述的出口通道，其中襟翼和柔性唇缘被连接并致动或移动通过一角度，使得推力可以通过大于70度的角度被矢量化。

在实施例中，本发明提供了如所述的出口通道，其中襟翼和唇缘的致动角度的变化产生推力的大小和/或方向的变化，该变化用于控制飞行器的姿态。

在实施例中，本发明提供了如所述的出口通道，其中襟翼的上面的内边缘相应地旋转以增加到转子的入口流动面积，使得当与增加的转子速度组合时，当襟翼旋转到产生竖直推力以用于VTOL操作的位置时，增加的质量流可从风扇获得。

在实施例中，本发明提供了一种具有分布流的机翼、嵌入式横流风扇和出口通道元件，该分布流在向前飞行中具有低寄生阻力。

在实施例中，本发明提供了一种具有分布流的机翼、嵌入式横流风扇和出口通道元件，其中机翼具有大于30％的厚度翼弦比，并且任何流分离都受到横流风扇中的边界层吸入的限制。

在实施例中，本发明提供了一种机翼、嵌入式横流风扇和出口通道元件，其中横流风扇的转子速度独立于飞行器上的任何其他风扇，并且速度相对于其他风扇变化，以帮助控制飞行器的姿态和飞行方向。

在实施例中，本发明提供了一种机翼、嵌入式横流风扇和出口通道元件，其中横流风扇的转子直径在机翼的翼弦的10％至30％之间，并且更具体地在15％至25％的范围内。

在实施例中，本发明提供了一种机翼、嵌入式横流风扇和出口通道元件，其中机翼的上表面半径在50％至60％的范围之间。在示例中，该范围可以被配置为翼弦的55％和58％，并且在上表面的超过三分之一、基本上平坦的下表面上延伸，并且在下表面的超过三分之一和形成嵌入式横流风扇的后壁的后表面上延伸。

在实施例中，本发明提供了一种机翼、嵌入式横流风扇和出口通道元件，该元件有利于减小向前飞行中的寄生阻力，该寄生阻力随着攻角的增加而减小，直到该攻角达到在5度和15度之间的最大值。在另一个实施例中，攻角可以在5度至15度的范围之外变化。

在实施例中，本发明提供了一种机翼、嵌入式横流风扇和出口通道元件，其中横流风扇吸入机翼的边界层，并从而有利于在5度和20度之间的攻角下的无失速操作。在另一个实施例中，攻角可以在5度至20度的范围之外变化。

在实施例中，本发明提供了一种翼型、嵌入式横流风扇和出口通道元件，其中出口通道可被配置为使射流从元件的后缘偏转通过与射流方向成50度和90度之间的角度，以用于实现最佳的向前飞行。

在前述实施例中，攻角、机翼的表面半径、出口通道元件等的范围也可以被配置为在本文定义的范围之外变化。上述实施例讨论了示例实现方式，并且不限于此。

附图说明

本文所附附图是为了便于理解本发明。附图示出本发明的实施例，并且不意图限制本发明。现在将仅以示例的方式描述附图，在附图中：

图1示出了现有技术的横流风扇。

图2是根据本发明的实施例的基线直列式壳体的示意图。

图3示出了升力、推进和控制系统的图示，其示出当被配置用于向前飞行时襟翼和柔性唇缘的出口通道几何形状。

图4是升力、推进和控制系统的示意图，其示出当配置被用于VTOL操作时襟翼和柔性唇缘的出口通道几何形状。

图5示出了根据本发明的机翼、嵌入式横流风扇和出口通道几何形状的截面，其示出襟翼和柔性唇缘的移动范围。

图6是示出了根据本发明的当被配置用于VTOL时围绕和通过机翼和横流风扇元件的气流的图示。

图7是示出根据本发明的当被配置用于水平向前飞行时围绕和通过机翼和横流风扇元件的气流的图示。

具体实施方式

在具体实施方式中，将参考附图更详细地讨论不同的替代方案。然而，应当理解，附图并不意图在将本发明的范围限制于附图中所描绘的主题。本发明的范围在所附的权利要求中定义。

在示例性实施例中，组合地示出各种特征和细节。参考特定示例描述若干特征的事实不应被解释为暗示那些必要的特征必须一起包括在本发明的所有实施例中。相反，参考不同实施例描述的特征不应被解释为相互排斥。如本领域技术人员将容易理解的，发明人已经设想了结合本文所描述的特征的任何子集并且不明确地相互依赖的实施例，并且这些实施例是意图的公开内容的一部分。然而，对所有此类实施例的明确描述将无助于理解本发明的原理，并因此为了简单起见，省略了一些排列。

在实施例中，一些术语，诸如“航空器和飞行器”在整个描述中交替使用，并且不意图限制本发明的范围。

图1示出了现有技术的横流风扇。CFF设有入口和出口、填充区、后壁和涡流壁。第一级和第二级用于管理通过CFF的通流。如前所指示，图1示出横流风扇的供暖、通风和空调(HVAC)配置的截面图。为了使航空器有效地向前飞行，推进器必须以与向前飞行方向成小角度的方式吸入和排出气流。传统的HVAC型CFF壳体，其特征是从入口到出口大约90度的转弯，不太适合该应用。

图2是根据本发明的实施例的基线直列式壳体的示意图。横流风扇(CFF)组件10由转子14、后壁11和涡流壁12组成。所实现的通流如标号16所示。

图3示出了升力、推进和控制系统的图示，其示出当被配置用于向前飞行时襟翼和柔性唇缘的出口通道几何形状。如图3所示，看到机翼20、附接到机翼20并形成其一部分的柔性唇缘24、横流风扇转子14、可绕转子14的轴线旋转并安装的襟翼26，以及源自横流风扇转子14并由襟翼26的下面17和柔性唇缘24的上面16形成的出口通道15。柔性唇缘24和襟翼26的位置如图3所示。在柔性唇缘24和襟翼26被配置在该位置并具有适当的风扇速度的情况下，来自通道15的纵向空气射流从升力、推进和控制系统的长度喷出，以实现分布式推进，并且期望地获得向前飞行推进效率的益处。协同地，襟翼26的面19的边缘18限制到横流风扇的入口面积，从而为获得最佳推进效率提供通过风扇的最佳流速。

图4是升力、推进和控制系统的示意图，其示出当被配置用于VTOL操作时襟翼和柔性唇缘的出口通道几何形状。在如图4所示的VTOL配置中，与图3相比，柔性唇缘24和襟翼26移动到不同的位置。所示为机翼20、附接到机翼20并形成其一部分的柔性唇缘24、横流风扇转子14、可绕转子14的轴线旋转并安装的襟翼26以及源自横流风扇转子14并由襟翼26的下面17和柔性唇缘24的上面16形成的出口通道15。在柔性唇缘24和襟翼26被配置在该位置的情况下，即在柔性唇缘和襟翼相对于图3旋转，并具有适当的风扇速度的情况下，来自通道15的纵向空气射流从升力、推进和控制系统的长度喷出，以实现基本竖直的射流，从而产生用于VTOL操作的向上推力或竖直升力。协同地，面19的边缘18移动以产生到横流风扇的大得多的入口面积，从而为竖直推力提供通过风扇的最佳流速。

图5示出了根据本发明的机翼、嵌入式横流风扇和出口通道几何形状的横截面，其示出襟翼和柔性唇缘的移动范围。现在参考图5，看到具有上表面半径21并且相对于气流方向23成攻角22的机翼20，以及由转子14、后壁11和涡流壁12组成的横流风扇组件、可旋转通过角度25并具有上表面16的后柔性唇缘24、绕转子轴线27旋转的襟翼26(其可旋转通过角度28并具有下面17)、由柔性唇缘的上面16和襟翼的下面17形成的出口通道15。在实施例中，角度28可以被配置为与角度25不同。在实施例中，根据本发明，攻角22被设置为与通道射流的出口角结合来实现最大升阻比。此外，风扇入口面积与风扇出口面积的面积比可以被配置为通过襟翼26的移动来优化，以用于实现在上部位置的高推进效率和在下部位置的高竖直推力两者。

此外，尽管风扇效率相对较低，但本发明与传统的推进技术相比具有竞争力。由襟翼26形成的升高的入口消除了如果风扇完全嵌入机翼20内所产生的风扇尺寸限制。此外，横流风扇性能对甚至大量尾流吸入也非常不敏感，使得其非常适合该类配置。本发明的风扇能够拉入边界层，而不管其厚度如何。

参考图3、图4和图5中看到的厚机翼20，即使对于小攻角22，尾流也可能相当大，从而产生大的压力阻力。这使得非常厚的机翼截面对于大多数飞行器应用来说是不切实际的，因为阻力损失超过了在升力或内部体积方面获得的任何好处。在没有后部安装的横流风扇转子14的抽吸作用的情况下，即使只有小的攻角，气流也会分离。后缘附近的嵌入式横流风扇通过将气流往回拉向表面并进入风扇通道中来消除气流分离，从而产生非常高的升力系数。这继而引起了低的飞行中飞行器失速速度，而不需要使用额外的高升力装置，诸如开缝襟翼和前缘缝翼，但更重要的是，有利于小型短高升力机翼，这些机翼可以容易地被配置为本文所述的用于紧凑型航空器的升降元件。

在向前飞行中，由来自通道15的长展向空气射流生成的分布式推进产生了被称为分布式推进的现象，该现象可用于在向前飞行时生成非常高的推进效率。这与发动机机舱、挂架和干扰阻力的缺失所引起的较低阻力一起抵消了任何低风扇效率。

通过使用襟翼26和柔性唇缘24的协调控制来将推力矢量化，从而打开到横流风扇的入口并增加风扇速度，足以实现VTOL的额外升力是可能的。该配置在图4、图5和图7中示出。其中示出柔性唇缘和襟翼的宽范围的权限。

在实施例中，确定具有横流风扇的VTOL飞行器的更理想的升力、推进和控制元件将期望地使气流从基本水平方向到基本竖直方向矢量化，但也将在VTOL期间提供有效增加的推力，这是因为VTOL操作所需的推力显著大于向前推进所需的推力。该额外推力可以通过增加转子速度来实现，但这会降低提升效率或功率负载。为了抵消该效率损失，增加了风扇面积。

图3和图4中描述的实施例实现了系统，其中襟翼绕转子轴线旋转，使得风扇的入口和出口面积的比率与出口通道空气射流的重定向协同变化。在第一位置，弯曲或变形的唇缘与襟翼协调，以提供用于向前飞行推进效率的所期望出口流矢量和穿过风扇的所期望面积比两者，然后移动到第二位置的襟翼和唇缘提供穿过风扇的面积比的充分变化和出口流矢量的重定向，以提供有效的VTOL操作。有效的VTOL操作允许机翼元件和附接的机身以及乘客在起飞、降落和过渡到巡航飞行期间保持基本水平。

图6是示出了根据本发明的当被配置用于VTOL时围绕和通过机翼和横流风扇元件的气流的图示。可以观察到襟翼和柔性唇缘的位置变化以实现所需的VTOL。

图7是示出了根据本发明的当被配置用于水平向前飞行时围绕并通过机翼和横流风扇元件的气流的图示。图7中观察到，为水平向前飞行实现所需推力时，襟翼和柔性唇缘的位置变化与先前的图6不同。

本发明的系统实现了具有襟翼和柔性唇缘的位置变化的两种配置，并因此改变了空气通道，并有助于实现飞行器的向前飞行运动与竖直起飞和降落两者所需的推力。

Claims (14)

1.一种用于为飞行器交通工具提供升力、推进和控制的系统，以有利于竖直起飞和降落(VTOL)/短距起飞和降落(STOL)操作，所述系统包括：

a.从前缘延伸到后缘的至少一个机翼(20)；

b.横流风扇的转子(14)，至少部分地嵌入所述机翼(20)中并且具有与所述机翼基本上相同的长度并且邻近所述机翼的所述后缘安装；以及

c.用于所述横流风扇的出口通道(15)，配置为沿着所述系统的所述后缘提供分布流，以在向前飞行中实现高推进效率，并实现用于竖直起飞和降落的基本竖直的射流。

2.根据权利要求1所述的系统，还包括被布置成能够绕转子轴线(27)旋转的襟翼(26)，其中所述襟翼具有上面(9)和下面(17)，并且其中所述机翼包括具有上面(16)的柔性唇缘(24)，所述柔性唇缘的上面(16)形成所述出口通道(15)。

3.根据权利要求2所述的系统，其中所述出口通道(15)包括：

b.在一侧上的所述襟翼(26)的下面(17)；以及

c.在另一侧上的所述柔性唇缘(24)的上面(16)。

4.根据权利要求2所述的系统，其中所述出口通道(15)还配置为与所述横流风扇(14)的预定风扇速度以及所述柔性唇缘(24)和所述襟翼(26)的位置组合来喷射产生竖直升力所需的纵向空气射流。

5.根据权利要求2所述的系统，其中所述襟翼(26)被配置为与所述柔性唇缘的下面一致且基本平行地移动。

6.根据权利要求2所述的系统，其中所述出口通道(15)的所述襟翼(26)和所述柔性唇缘(24)机械连接并且被配置为产生推力，能够从基本水平的方向到基本竖直的方向将推力矢量化。

7.根据权利要求2所述的系统，其中所述出口通道(15)的所述襟翼(26)和所述柔性唇缘(24)还配置为同时但以不同的角速率移动，以在矢量化的推力的角度和质量流两者中传递期望的变化。

8.根据权利要求7所述的系统，其中所述襟翼(26)和所述柔性唇缘(24)配置为移动通过一角度以获得推力，能够通过大于70度的角度将推力矢量化以产生推力的大小和方向的变化。

9.根据权利要求7所述的系统，其中所述襟翼(26)和所述柔性唇缘(24)被连接并移动通过一角度，使得能够通过大于70度的角度将推力矢量化。

10.根据权利要求1所述的系统，其中所述机翼(20)具有大于30％的厚度翼弦比，并且流分离受到进入所述横流风扇中的边界层吸入的限制。

11.根据权利要求1所述的系统，其中所述机翼(20)是弯曲的，所述机翼的上表面半径在翼弦的50％至60％之间，并且其中弯曲部在所述上表面的至少三分之一、基本上平坦的下表面上延伸，并且在所述下表面的至少三分之一和形成嵌入式横流风扇的后壁的后表面上延伸。

12.根据权利要求1所述的系统，其中所述横流风扇(14)的转子直径配置在所述机翼(20)的翼弦的10％至30％之间。

13.根据权利要求1所述的系统，其中所述系统被配置为还提供沿着所述横流风扇的分布流，所述横流风扇在向前飞行中具有低寄生阻力，并且阻力随着攻角(22)的增加而减小，直到攻角(22)达到5度和15度之间的最大值。

14.根据权利要求1所述的系统，其中所述横流风扇(14)被配置为吸入所述机翼的边界层，以有利于在5度和20度之间的攻角(22)下无失速操作。