SE541609C2 - Framdrivningssystem för flygfarkost - Google Patents

Abstract

SammanfattningUppfinningen utgörs av ett med en flygfarkosts (1) skrov integrerat framdrivningskoncept, vilket framdrivningskoncept innefattar minst en differentierad hastighetsfläkt, vilka är anordnade på en axel som drivs av en eller flera drivenheter. Framdrivningskonceptet är avsett att ge korta start och landningssträckor, hög flyghastighet (hög subsonisk till transsonisk) och kunna ge låga IR-signaturer, låga radarsignaturer, liten tvärsnittsarea och lågt luftmotstånd. Framdrivningskonceptet kallas HPVO (High Performance Versatile Optimized propulsion). Uppfinningen är användbar både for flygfarkoster av typen för konventionell start och landning, ”CTOL” (Conventional Take Off and Landing), ”STOL” samt för vertikal start och landning, ”V(T)OL” (Vertical (Take) Off and Landing), samt för flygande vinge (blended body). Konceptet är tillämpbart både för stora och små flygfarkoster, bemannade såväl som obemannade.

Description

Framdrivningssystem för flygfarkost Bakgrund och problem Utvecklingen inom flyget civilt såväl som militärt karakteriseras av förbättrad bränsleekonomi, förbättrad flygsäkerhet, lägre skadliga avgasemissioner och minskat buller. Specifikt inom det militära flygområdet sker dessutom en utveckling mot förbättrade smygegenskaper, ”Stealth -signaturanpassning”.

Föreslagen uppfinning adresserar dessa förbättringsområden och kan med fördel tillämpas på flygande vingar eller farkoster av typ ”Blended wing body”, men även på vanliga flygplan, konstruktionen integreras då i vingarna. Uppfinningen möjliggör förbättrade egenskaper, som kort start- och landningssträcka (”STOL”, Short Take Off and Landing), lägre bränsleförbrukning och minskat buller samt en förbättrad flygsäkerhet och specifikt intressant inom det militära området; avsevärt förbättrade smygegenskaper, främst avseende radar- och IR-signaturer. Uppfinningen möjliggör vektorisering av dragkraften och kan i avancerade utföranden möjliggöra vertikal start och landning (”VTOL”, Vertical Take Off and Landing).

Tidigare kända lösningar enligt patenten nedan visar fläktar av tvärström styp. Fläktrotom i en tvärströmsfläkt har inget solitt rotomav, utan luften går genom navet, vilket framgår tydligt i till exempel figur 1 i US3178131, A. Denna konstruktion är inte lämplig för höga hastigheter då konstruktionen är vek. Vidare är den mycket känslig för skador av saker som kan komma in i konstruktionen. En ytterligare väsentlig skillnad mellan anordningen i US 3178131 och uppfinningen enligt ansökan är att US 3178131 visar ett system med avlånga fläktrullar. Även US 6016992, US 3082976 och US 3065928 visar även de system med fläktkonstruktioner där fläktarna är utformade som avlånga rullar, vilka dessutom är öppna inuti, så kallade tvärströmsfläktar. Om b är längden på rullen och D är diametern på rullen, i vilket mått D även fläktbladen inräknas, så är b»D för de tidigare kända lösningarna och för uppfinningen enligt ansökan b<=D. Den här skillnaden är viktig eftersom uppfinningen enligt ansökan förutsätter att luft som ska passera genom fläkten tas in axiellt och trycks ut radiellt. I de tidigare kända lösningarna som formmässigt liknar uppfinningen strömmar luften huvudsakligen in radiellt mot fläkten och ut radiellt från fläkten. De tidigare använda fläktarna har vidare ingen massiv mitt, utan är en vek konstruktion.

Närmare beskrivning av uppfinningen De problem i form av dålig bränsleekonomi, högt buller och skadekänsliga konstruktioner som dagens framdrivningskoncept dras med och som beskrivs i inledningen löses av uppfinningen enligt patentkraven. Uppfinningen utgörs av ett med en flygfarkosts skrov integrerat framdrivningssystem, vilket framdrivningssystem ger mycket korta start och landningssträckor, hög flyghastighet (hög subsonisk till transsonisk) och som kan utformas att ge både mycket låga IR-signaturer och låga radarsignaturer. Flygfarkosten får med integrationen av framdrivningssystemet en liten tvärsnittsarea, sedd framifrån, och får därmed lågt luftmotstånd. En vektorisering av de luftflöden som skapas runt flygfarkosten möjliggör också kortare anflygningssträcka och brantare stigning och ger därför mindre bullermatta. Vektoriseringen medför också förbättrad flygsäkerhet under start och landning, vilka därmed kan ske med lägre flyghastigheter.

Framdrivningssystemet, som härefter förkortas HPVO (High Performance Versatile Optimized propulsion), har unika funktionsegenskaper och strukturella egenskaper kombinerat med goda prestandaegenskaper. Uppfinningen är användbar både för flygfarkoster av typen för konventionell start och landning, ”CTOL” (Conventional Take Off and Landing), ”STOL” samt för vertikal start och landning, ”V(T)OL” (Vertical (Take) Off and Landing). Uppfinningen möjliggör ett optimalt framdrivningssystem av en flygfarkoster av typen flygande vinge eller ”Blended body”, inom ett mycket stort möjligt hastighetsintervall och med mycket bra smygegenskaper avseende IR- och radarsignaturer samt lägre buller.

Uppfinningen är tillämpbar både för stora och små flygfarkoster, bemannade såväl som obemannade och för flygfarkoster av typerna flygande vinge, blended body och vanligt flygplan. Med vanligt flygplan avses ett plan som har en kropp med vingar, som till exempel en MD-80 eller Boeing 737. Uppfinningen innebär att en eller flera motorer driver en axel eller flera axlar vilken/vilka i grundutförandet är placerade tvärs farkostens längdaxel. Vid axeln är anordnat minst en differentierad hastighetsfläkt (DVF). Den eller de differentierade hastighetsfläktama består av en fläkt i ett fläkthus med till- och frånkanaler för luft, och DVFema är monterade så att den eller de drivs av en axel vilken den roterar runt. I ritningarna har valts att visa axeln tvärs flygplanets längdriktning, men den kan även ligga något förskjuten i förhållande till. Benämningen differentierad hastighetsfläkt kommer av att den inkommande luften kommer in i fläkten med underljudshastighet och från sidan av fläkten och pressas ut ur fläkten med hög subsonisk till transonisk hastighet (ungefär 0.8 - 1.2 M) och ungefar vinkelrätt mot den riktning från vilken den kom in i fläkten.

I vingens framkant eller på dess främre del är ett minst ett luftintag anordnat. Luftintaget kan även placeras någonstans på översidan eller undersidan av flygfarkosten eller dess vinge. Luftintaget utformas så att det ger minsta möjliga radarreflex. Teknik för detta är allmänt känd varför den inte tas upp i föreliggande ansökan. Luften leds in till den differentierade DVF:en eller DVF:ema genom luftintaget/luftintagen. DVF:en eller DVF:ema accelererar och komprimerar luften och pressar ut den genom en eller flera öppningar (munstycken) i vingens/kroppens bakkant, på översidan eller på undersidan. Även kombinationer av bakkant, översida och undersida är tänkbara. Minst ett av munstyckena kan justeras genom att minst en klaff är anordnad vid den och manövrerbar.

Uppfinningen innebär en optimerad integration av framdrivningssystemet och skrovet, vilken uppnås genom att flygfarkostens skrovkomponenter är så utformade att de även utgör en delkonstruktion av framdrivningssystemet. Konstruktionen innebär hög lyftkraft, låg vikt, lågt luftmotstånd, god stabilitet vid låga hastigheter såväl som vid höga hastigheter, hög strömningskontroll, minskad ljudnivå och bra stealthegenskaper. Hög lyftkraft erhålls genom supercirkulation runt vingen och förebyggande av flödesseparation på vingar och vingklaffar genom att energi tillfors i gränsskiktet. Luftmotståndet blir lägre genom att zonen med lam inärt gränsskikt utsträcks.

Huvudkomponenten fläkten/fläktama i en HPVO består av en speciell differentierad hastighetsfläkt, DVF (Differential Velocity Fan), vilken drivs av någon typ av drivenhet, vilken till exempel kan utgöras av en gasturbin eller annan motor. Den differentierade hastighetsfläkten har ett antal fläktblad vilka vid fläktens rotation roterar så att luft sugs in genom ett på vingens övre sida beläget och av en klaff till sin storlek kontrollerat flushintag, komprimeras och pressas ut genom en öppning som är spaltformad i vingens eller flygkroppens bakre del.

Mångsidigheten hos systemet innefattar energetisering (”energizing”) av gränsskikt, ökad kontrollmöjlighet vid låg hastighet genom klaffblåsning, vektoriserad dragkraft, stor möjlig riktningsändring av dragkraft.

Systemet är aerodynamiskt okänsligt för variationer av strömningsvinklar mellan luftflödet som kommer in i DVF:en och yttre kanten av fläktbladen. Detta resulterar i en mycket platt fläktkarakteristika vilket gör systemet okänsligt för variationer i fläktbladsgeometrin. Vidare behövs inte konventionella ledskenor (statorer) eller variabla ledskenor. Den aerodynamiska utformningen av rotom är också okritisk eftersom hastigheten på inströmmande luften, relativa Machtalet, är lågt. Relativhastigheten på inströmmande luft, vilken luft träffar bladet, har underljudshastighet. Närmast navet kommer luften att träffa bladet i axiell riktning och ut mot periferin träffar luften bladet med en vinkel avvikande från axialplanet. Bladprofilen i rotom är därför mer aerodynamiskt okritisk än för konventionella fläktmotorer och mera mekaniskt tålig mot skador av främmande föremål, såsom is, hagel, fåglar, sand, vulkanaska med mera (Foreign Object Damage).

Avståndet mellan fläktbladen och fläkthuset är inte heller kritiskt, vilket det annars är i en vanlig fläkt- eller axialkompressorrotor. Konstruktionen är därmed både enkel att integrera i ett skrov eller vinge och mycket robust. En annan stor fördel, både vikt och utrymmesmässigt, är att framdrivningssystemet inte nödvändigtvis behöver någon växel mellan motor och DVF.

By-pass-ratio, BPR, (fläktflödesförhållandet) blir med DVF driven av en eller flera gasturbiner betydligt högre än för en konventionell turbofläktmotor. För den vanliga turbofläktmotom ges begränsningar i BPR genom att BPR ökar med fläktdiametem, vilket medför ett antal nackdelar. En nackdel är att avståndet mellan motorn och marken minskar, vilket medför att landningsstället måste utformas högre. En ökning av motorgondolens diameter ger förutom tidigare nämnda nackdel även en ökning i vikt samt ett ökat luftmotstånd både externt och internt i flygfarkosten. En annan nackdel är att med ökande fläktdiameter så ökar skillnaden mellan fläktrotom och kraftturbinens rotationshastigheter, vilket medför att antingen måste ett ytterligare turbinsteg läggas till eller så måste DVF:en förses med en växel, vilket innebär både ökade kostnader, behov av mer utrymme, ökad vikt och högre bränsleförbrukning. En annan for en del flygfarkoster mycket viktig aspekt är att även radarmålarean ökar med större motorer.

Ett vanligt BPR förhållande för en fläkt (fläktmotor, turbofläktmotor) ligger för en avancerad fläkt idag praktiskt ca runt 8 och för en okapslad fläkt teoretiskt över 20 upp mot 50, möjligen även något över 50. I kontrast till en vanlig fläkt har ett DVF-system för samma BPR mycket mindre rotordiameter och mindre projicerad yta som gränsar till de i fläkthöljet roterande fläktbladen. BPR för DVFen kan praktiskt utformas till cirka 15-30, varigenom den effektiva framdrivningsverkningsgraden kan bli så hög som 90 till 95%.

Figur 1 visar en genomskärning av en vinge enligt ett snitt A-A, vars läge i en flygfarkost, vilken visas i figur 2. i figur 1 visas även klaffamas läge vid normal flygning och med pilar som viar luftströmmarna i och runt vingen.

Figurerna 3-5 och 7-8 visar liksom figur 1 snittet A-A i figur 2, men med olika detaljer numrerade. I figur 8 avses ett sådant snitt, men genom en vinge av alternativ utföringsform.

Figur 6 visar närmare rotorbladens form vid basen och vid deras yttre kant. Med yttre avses den del som är radiellt längst ifrån DVF:en rotationscentrum. Bladen är bakåtlutande från rotationsriktningen och skålade framåt.

I figur 7 visas hur munstycksklaffen (10) och undre munstycksklaffen (11) samverkar i tre olika lägen Figur 9 visar hur luften strömmar inuti framdrivningssystemet sett ovanifrån.

Figur 10 visar hur luftströmmarna vilka visas ovanifrån i figur 9 ser ut sedda från sidan.

Figur 11 visar framdrivningssystemet sett ovanifrån och med fyra dvfter utritade. I figuren är även de snitt som visas i figur 12 och 13 markerade.

Figurerna 12 och 13 visar 2 olika snitt genom en vinge med framdrivningssystemet. I figurerna 12 och 13 har de luftströmmar som visas ovanifrån i figur 9 markerats.

Figur 14 visar en alternativ utföringsform med flera luftintag, öppningar och klaffar.

Siffran inom parentes anger åtminstone någon figur i vilken hänvisningsbeteckningen återfinns. 1. Flygfarkost (2) 2. Drivenhet (2) 3. Effektöverföringsanordning (2) 4. DVF, differentierad hastighetsfläkt (1-6, 9) . Luftintag (1) 6. Utloppsmunstycke (1, 3, 4-5, 8) 7. Främre vingkant (1,2) 8. Bränsletank (1, 3-5) 9. Luftintagsklaff (1, 3, 8) . Övre munstycksklaff (1, 5, 7) 11. Munstycksklaff/spoiler (1, 5, 7) 12. Rotomav (1, 6) 13. Öppning (1, 9) 14. Energetiserad luftström (1, 4, 8) . Bakre del, ovansidan vingen (4) 16. Sekundärt luftintag (3) 17. Undersida (1, 3, 8) 18. Översida (1, 3, 8) 19. Klaff (3) . Undre del fläkthus (3, 8) 21. Övre del fläkthus (3, 8) 22. Rotor (6,8) 23. Framåtriktning (1) 24. Bakåtriktning (1) . Böjd profil (6) 26. Rak profil (6) 27. Fläktblad (6) 28. Normal till rotoms yta (6) 29. Vinkel (6) . Fläkthus (8) 31. Klaff (9) 32. Klaff (9) 33. Öppning (9) 34. Öppning (9) . Klaff (9) 36. Klaff (9) 37. Klaff (9) 38. Skiljevägg mellan höger och vänster sida i fläkten (9) 39. Stagarmar (9) 40. Öppen fläktsida (9) 41. Främre luftkanal (9) 42. Bakre luftkanal (9) 43. Spill over (9) 44. Spalt (10) 45. Axel (1) 46. Formkropp (9) 47. Diameter (4) 48. Bredd (9) I figur 2 visas skissartat en del av en flygfarkost (1) med framdrivningssystemet enligt uppfinningstanken. Systemet innefattar en eller flera centralt placerade drivenheter (2), från vilka kraft kan överföras med en effektöverföringsanordning (3), till den eller de DVF:ema (4). De kraftöverförande anordningarna (3) kan också, men behöver inte, vara försedda med växlar för att kunna reglera varvtalet hos de DVF:ema (4) oavhängigt varvtalet hos drivenhetema (2), vilka även de kan vara försedd med möjlighet att reglera varvtalet.

I figur 2 visas ett luftintag (5), det finns även med i figurerna 1-5 och 8-9. Luftintaget (5) utformas med fördel ur stealthsynpunkt som ett flushintag, vilket dels kan vara täckt av nät med ett radarabsorberande material på ytan och som vidare med fördel kan utformas så att det inte har några skarpa höm eller kanter, vilka ger radarreflexer. Med flushintag avses ett luftintag som är en öppning i en slät yta och att inga kanter runt luftintaget är upphöjda så att det ger minimala radarreflexer. Att utforma luftintagen som flushintag görs även i syfte att minska luftmotståndet. Hur luftintag kan utformas för att ge så liten radarmålarea som möjligt är i sig känt och tas därför inte upp i föreliggande ansökan. I figur 2 visas hur luften strömmar inuti flygfarkosten (1), från luftintaget (5) vidare in mot DVF:en, vilken den kommer in mot axiellt, och hur den sedan av DVFien pressas ut radiellt i huvudsakligen en riktning, mot ett utlopssmunstycke (6) och en öppning (13). I figur 1 ses även en bränsletank (8).

I figur 1 visas snittet A-A i en flygfarkostsvinge. Snittet A-A är även markerat i figut 2. 1 figuren 1 visas flygfarkostens vinges främre kant (7), vars form avgörs av inom vilket hastighetsintervall som flygfarkosten (1) är avsedd att flyga. Vid luftintaget (5) är en luftintagsklaff (9) anordnad vilken luftintagsklaff (9) reglerar luftintagets (5) geometri.

I figur 1-5 visas utloppsmunstycken (6), vilka utformas som öppningar längs med vingen. Avgaserna från de drivenhetema (2) leds med fördel till utloppsm unstyckena (6), för att blandas med den svala luften som passerat genom de DVF:ema (4), i syfte att undvika kraftiga punktformiga IR-källor i vingens bakkant. När en drivenhet (2) används som inte ger några avgaser, till exempel en elmotor behövs inte detta. Utloppsmunstyckenas (6) form och riktning kommer att variera med hur en munstycksklaff (11) och en övre munstycksklaff (10), vilka visas i figurerna 1, 3-5 och 7, är riktade. I figur 1 och 2 visas en utföringsform med utloppsmunstycken (6) från drivenhetema (2) belägna på en översida (18) av flygfarkosten (1). Om de anordnas på översidan (18) kan goda stealthegenskaper lås sett från en undersida (17). På samma sätt kan goda stealthegenskaper sett ovanifrån fas om utloppsmunstyckena (6) placeras på undersidan (17). För en högt flygande luftfarkost skulle alltså utloppsmunstycken (6) på översidan (18) vara att föredra.

Luftintagsklaffen (9) är vid normal flygning ungefär i det läge som visas i figur 1. öppningen som uppstår vid luftintagsklaffen (9) i det här läget släpper in luft till en DVF:en (4). I figur 1 visas även en övre munstycksklaff (10) och en munstycksklaff (11), vilka i figuren visas ungefär inställda som för normal flygning. De är manövrerbart anordnade runt en axel (45) som går in figurens plan och som har markerats med vid samtliga manöverbara klaffar. I figuren visas även med raka pilar hur den inkommande ”oprocessade” luften strömmar och med tunna darriga pilar hur den av den DVF:en (4) ”energetiserade” luften (14) strömmar. 1 figur 1 och 4 visas hur en liten del av den luft vilken av DVF:en (4) tvingas strömma ut genom en öppning (13). Luftströmmen består av energetiserad luft (14), vilken strömmar över en bakre del av ovansidan av vingen (15) och över övre munstycksklaffen (10). Genom att den energetiserade luftströmmen (14) har fått energi av DVF:en (4) erhålls en kraftigare roderrespons än med vanliga vingutformningar. Även lyftkraften ökar markant jämfört med andra kända utformningar. Denna utformning med en öppning (13) som ger en strömning av energetiserad luft (14) längs bakre delen ovansidan av vingen (15) och över munstycksklaffen (10) ger genom ökad lyftkraft och ökad roderrespons möjlighet till start och landning såväl som flygning vid mycket låga hastigheter. Luftmotståndet blir lågt genom att ett gränskikt, som den energetiserade luftströmmar (14) utgör, förblir laminärt en längre sträcka än vid konventionella vingutformningar.

I figur 7 visas hur övre munstycksklaffen (10) och munstycksklaffen (11) samverkar i tre olika lägen i figuren markerade A, B och C. I läge A bromsar klaffama. Separata spoilrars för bromsning behövs inte till flygfarkoster med denna typ av framdrivning. I läge B erhålls en mycket kraftig bromsverkan och i C en ytterligare kraftigare bromsverkan. Med en därför anpassad balanserad vingkonstruktion kan flygfarkosten backa i läge C. I läge C, vilket även visas i figur 5, kan flygfarkosten alternativt ges en ”nose down” rörelse, vilken rörelse illustreras av pilen i figuren 5.

I figur 3 visas en alternativ utformning av flygfarkosten (1) vilken kan vara speciellt användbar då en lågflygande flygfarkost med uppifrån sett goda stealthegenskaper fordras eller då ytterligare luft krävs for att låta de DVF:en (4) avge mer framdrivningseffekt. Att kunna fa ytterligare effekt ut av DVF:ema (4) är en option som kan användas kontinuerligt under flygning eller så kan den användas vid start for att snabbt kunna komma upp i luften. I utföringsformen har ett sekundärt luftintag (16) anordnats på flygfarkostens (1) undersida (17). Detta sekundära luftintag (16) är stängbart med hjälp av en klaff (19) på samma sätt som det övre luftintaget (5) är stängbart med en klaff (9). Det sekundära luftintaget (16) kan användas som komplement till luftintaget (5) eller istället for detsamma. När luftintaget (5) stängs med den därför anpassade klaffen (9) blir den övre ytan av vingen en slät yta och ytan ger minimalt med radarekon sett från översidan (18). På samma sätt kan det sekundära luftintaget (16) stängas och på så sätt ge den undre sidan (17) en slät utformning. Utformningen enligt figur 3 ger möjlighet att köra med valfritt luftintag stängt för att på så sätt kunna anpassa stealth-egenskapema efter situationen. Även mängden luft som används av DVF:en (4) kan regleras. 1 grundutförandet är flygfarkosten (1) försedd med en eller flera centralt placerade drivenheter (2). Vilken typ av drivenheter (2) som väljs och hur luftintaget (5), sekundära luftintaget (16), utloppsmunstycket (6) och öppningen (13) anordnas och utformas väljs efter hur den ska användas operativt och hur stor den är. Luftfarkosten kan vara en liten obemannad farkost som drivs av en liten elmotor och ett batteri. Den kan också vara tillräckligt stor för att ta flera besättningsmän, och kan då utrustas med turbofläkt- eller turbopropmotor eller motorer av annan lämplig typ som klarar last och flygsträcka. För att ge stabilitet, dragkraft och lyftkraft och god bränsleekonomi används med fördel ett flertal differentierade hastighetsfläktar (4). De ska för att ge bästa effekt ligga i stort sett i linje med varandra och med drivenhetema (2). Mellan de centralt placerade drivenhetema (2) och de differentierade hastighetsfläktama anordnas en effektöverföringsanordningama (3), till exempel i form av en axel. På axeln kan andordnas knutar och växellåda, all sådan utrustning tar dock en del effekt i anspråk.

En alternativ utföringsform, vilken kan vara lämplig för större flygfarkoster, är att drivenhetema (2) anordnas intill de differentierade hastighetsfläktama (4) för att på så sätt få en robust konstruktion som klarar bortfall av en eller flera drivenheter, då det fortfarande är andra som fungerar. I denna utföringsform så driver varje drivenhet (2) en eller högst två differentierade hastighetsfläktar (4). 1 figur 8 visas hur DVF:en (4) består dels av en rotor (22) med fläktblad (27) och dels av ett fläkthus (30), vilket utgörs av hela kaviteten runt den DVF:en (4) och som har markerats som prickad i figuren. Den differentierade hastighetsfläkten (4) är placerad i fläkthuset (30), vars form är sådant att det är excentriskt orienterat relativt rotationsaxeln, rotationsaxeln ligger så att luftspalten mellan fläktbladen och undre delen av fläkthuset (20) är mindre än luftspalten i övre delen av fläkthuset (21).

Rotationsaxeln är markerad med i figur 8. DVF:en (4) och fläkthuset (30) samverkar med varandra så att den luft vilken genom DVF:en (4) rotation sugs in genom det eller de luftintagen (5,16) och energetiseras av DVF:en (4) genom att den passerar fläkthuset (30). Därefter strömmar luften ut genom dels genom öppningen (13) och dels genom utloppsmunstycket (6). Den luft som energetiserats av DVF:en (4) och som passerar genom öppningen (13) kommer att ge ett gränsskikt (14) i form av en energetiserad luftström (14) ovanpå vingen och på så sätt ge lyftkraft åt flygfarkosten (1). Resterande energetiserad luft (14) kommer att passera genom det andra munstycket (6), vilket som tidigare i ansökan beskrivits, är reglerbart med munstycksklaffar (10,11) så att dragkraften och styrning i tippoch rolled på flygfarkosten kan kontrolleras.

I figur 14 visas en alternativ utföringsform. 1 figur 14a visas en hur ett flertal öppningar (13, 33, 34), på bilden visas som exempel tre stycken, anordnas for att erhålla en längre sträcka längs vingens ovansida (18) med energetiserat flöde (14). Desto längre sträcka med energetiserat flöde, desto lägre luftmotstånd och högre lyftkraft. Öppningarna (13, 33, 34) kan även förses med klaffar (35, 36, 37) for att dels kunna reglera flödet och dels for att kunna ge stealthegenskaper sett från översidan (18). Klaffama (35, 36, 37) kan vara av lämplig typ i figur 14c visas en skjutklaff (32) och i figur 11 vikklaff (32). Ytterligare en utföringsform är att anordna ytterligare minst en klaff (31) vid utloppsmunstycket (6) med vilken klaffs (31) hjälp fläktens driftpunkt kan ändras och olika funktionaliteter fås genom att utloppsarean kan regleras samt att dragkraftsvektoms riktning kan varieras.

I figur 6 visas detaljer i DVF:en (4). 6a visar en bit av DVF:en (4), innerst ett rotomav (12) vid vilket fläktblad (27) är fästa. Rotomavet är solitt. 1 figur 6b visas hur fläktbladen (27) sträcker sig väsentligen radiellt ut från rotomavet (12) och parallellt med dess ytas normal (28), men med en vinkel (29) i förhållande till normalen (28) så att de kommer att luta bakåt, från fläktens rotationsriktning, rotationsriktningen är markerad i figurerna 6a och 6b. I figur 6c visas att fläktbladen (27) närmast rotomavet (12) har en väsentligen rak profil (26) och att de vid sin yttre kant har en böjd profil (25), detta framgår även i figur 6a.

I figur 9 visas ett tvärsnitt i horisontalplanet av framdrivningssystemet. Luften kommer in genom luftintaget (5), leds via en främre luftkanal (41) in radiellt mot DVF:en (4). Framför DVF:en är en formkropp (46) anordnad, vilken fungerar som strömningsdelare och minskar förlusterna som annars uppkommer på grund av tryckfall. DVF:en (4) hela sida mellan rotomavet (12) och utåt till bladens ytterperiferi är öppen så att luften har fri passage in (40) mellan fläktbladen (27). Mellan f DVFrens (4) båda sidor finns en skiljevägg (38), vilken hindrar att luft passerar mellan DVF:ens (4) ens högra och vänstra sida samt tillser att luften pressas ut ur DVF:en (4) radiellt. Luft som inte går in i DVF:en (4), överskottsluft, ”Spill over” (43), går vidare bakåt och passerar ut både genom öppningen (13) och genom utloppsmunstycket (6) tillsammans med den luft som passerat genom DVF:en (4). I figur 10 visas hur luften som passerar genom DVF:en (4) trycks av DVF:en (4) bakåt genom en bakre luftkanal (42), vilken blir bredare bakåt men också lägre, så att tvärsnittet hos bakre luftkanalen (42) successivt minskar vilket gör att luftens hastighet successivt ökar. DVF:ema (4) är monterade med ett antal stagarmar (39), vilka bär upp DVF:ema (4) och fixerar dessa i flygfarkosten (1). I figurerna 12 och 13 syns att av luft som kommer in i fläkthuset (30) genom främre luftkanalen (41) tvingas merparten axiellt in genom DVF:en (4) och pressas sedan radiellt ut genom att bakre luftkanalen (42).

I figur 10 visas hur främre och bakre luftkanalema (41, 42) är formade. DVF:en (4) är excentriskt anordnad i fläkthuset 30. Mellan DVF:en (4) och fläkthuset (30) finns en spalt (44). Spaltens (44) höjd är okritisk och i storleksordningen 1% av DVFrens (4) diameter.

I figur 11 visas ovanvy av en del av systemet i flygfarkosten (1). I figuren är två snitt A-A och B-B markerade. Dessa snitt visas i figurerna 12 och 13. Främre och bakre luftkanalema (41, 42) har en inbördes forskjutning i sidled så att luften tvingas in i DVF:en (4) axiellt och ut radiellt.

Luften in beskriver en spiralformad rörelse med minskande radie i vertikalplanet och luften som pressas ut beskriver en spiralformad rörelse med ökande radie i vertikalplanet. Varje DVF (4) har därför två främre luftkanaler (41) in, en på vardera sidan om DVF:en (4) och bakre luftkanalen (42) ut är placerad mellan de båda främre och bakre luftkanalema (41, 42) in.

Beskrivning av teoretisk modell för prestanda och verkningsgrad för den differentierade hastighetsfläkten Analys av prestanda och verkningsgrad för ett framdrivningssystem enligt uppfinningen. Den termodynamiska modellen för en HPVO måste härledas från fundamentala ekvationer för en turbojetmotor, eftersom de specifika karakteristika av kompressortyper som finns täckta av litteraturen, (axiella, radiella, diagonal flöden etc), inte kan tillämpas för de viktigaste komponenterna främst DVF i HPVO.

BPR= m2/ m1 Där m1= luftflödet genom gasgeneratorn, ”airflow gas generator” , gasturbinens luft , alltså luften som går in genom drivenheten (2). Vid elmotor är m10 m2= luftflödet genom fläkten, ”airflow fan” och entalpiminskningen i kraftturbinen: ?H=u<2>ej/ 2 Där uej= utströmningshastighet, ”jet velocity” i gasgeneratorn, fiktiv utströmningshastighet vid drivenheten Och uef= utströmningshastighet, ”jet velocity fan” utströmningshastigheten från DVFen T= dragkraft ”Thrust” a<=>flyghastigheten Image available on "Original document" ue= utströmningshastighet a<=>flyghastighet Image available on "Original document" ) T = m(ue-ua) Image available on "Original document" Ett alternativt sätt att räkna ut optimal BPR är genom att räkna på rörelseenergin, ”energy approach”, ”power”.

Image available on "Original document" Härledning av dragkraft och effekt för DVF cr- radiell hastighet c= absolut hastighet ”1”= inre diametern, nav ”2”= yttre diametern, tip r2tipradie r1? navradie Image available on "Original document" Image available on "Original document" C»x, Cr, r, r?, ri,?, s ri= inre radien för den kompakta nave 11 DVFen r?= radien, så långt som bladen når ut till i DVFen R?= Maxradien för fläkthuset i vilket DVFen är inrymd (obs spriralform) b’= avståndet över halva fläktbladet ?=halva sträckan mellan fläkt nr n och fläkt nr n+1 s = 2? 2b ? ~ b ?s ~ 4? Image available on "Original document" Image available on "Original document" T= Thrust, dragkraft (N) P=Power, effekt(Nm/s) Image available on "Original document" Med en differentierad hastighetsflåkt blir uc~ u?vilket innebär att framdrivningsverkningsgraden går mot 1.

Claims (4)

Krav

1. Framdrivningssystem för flygfarkost (1) vilket innefattar minst en differentierad hastighetsfläkt (4), vars rotationsaxel är tvärs flygfarkostens längd, den differentierade hastighetsfläkten (4) är inrymd och excentriskt anordnad i ett fläkthus (30) och har ett rotomav (12), vid vilket rotomav fläktblad (27) är fasta vilka sträcker sig väsentligen radiellt ut från rotomavet, samt minst en drivenhet (2) och minst en effektöverföringsanordning (3) för att överföra effekt från drivenheten (2) till den differentierade hastighetsfläkten (4), att nämnda framdrivningssystem kännetecknat av att den differentierade hastighetsfläktens bredd (48) är mindre eller lika med den differentierade hastighetsfläktens diameter (47) som inräknar även fläktbladen (27) och av att minst en främre luftkanal (41) och minst en bakre luftkanal (42) för luft är anordnade så att luft kan passera från luftintag (5, 16) bakåt i flygfarkosten i främre luftkanalen (41) och bakre luftkanalen (42) varvid statiska trycket i luften ökar och luftens hastighet minskar genom att främre luftkanalen (41) vidgas varefter luften axiellt passerar in i den differentierade hastighetsfläkten vilken roterar så att luften passerar ut radiellt från fläkten och in i den bakre luftkanalen (42) och att luftens hastighet ökar successivt i bakre luftkanalen (42), genom att dess tvärsnitt successivt minskar, varvid det statiska trycket minskar, vidare passerar en del av luften ut genom en öppning (13) på ovansidan av flygfarkosten, och ger ett energetiserat gränsskikt (14) på ovansidan av flygfarkosten under det att merparten av luften passerar genom utloppsmunstycken (6), som vart och ett är försett med en munstycksklaff (11) vilka munstycksklaffar kan regleras för att kunna alstra dragkraft genom att luft från de differentierade hastighetsfläktama passerar genom dem.

2. Framdrivningssystem för flygfarkost enligt krav 1,kännetecknat av att en merpart av den luft av luft som kommer in i fläkthuset (30) genom främre luftkanalen (41) passerar axiellt in genom den differentierande hastighetsfläkten (4) och sedan passerar sedan radiellt ut genom den bakre luftkanalen (42), genom att de främre (41) och bakre (42) luftkanalema har en inbördes förskjutning i sidled så att luften passerar in i den differentierande hastighetsfläkten (4) axiellt från främre luftkanalen (41) och ut radiellt ur den differentierade hastighetsfläkten till den bakre luftkanalen (42).

3. Framdrivningssystem för flygfarkost (1) enligt något av föregående krav, kännetecknat av att fläktbladen (27) är fasta mot rotomavet (12) med en vinkel (29) i förhållande till normalen (28) till rotornavet (12) så att de kommer att luta bakåt, från den differentierade hastighetsfläktens (4) rotationsriktning, samt att den del av fläktbladen (27) innerst närmast mot rotornavet (12), har en väsentligen rak profil (26) och att de vid sin yttre kant, längst ifrån rotornavets (12) centrum, har en böjd profil (25) så att de är välvda framåt.

4. Framdrivningssystem för flygfarkost enligt något av föregående krav kännetecknad av att den differentierade hastighetsfläkten (4) har en mellanvägg (38) som skiljer höger och vänster sida i den så att luft inte kan strömma tvärs den differentierade hastighetsfläkten (4).