TW202248090A - 推進器翼後緣排氣區域控制 - Google Patents

推進器翼後緣排氣區域控制 Download PDF

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馬克 道格拉斯 摩爾
伊恩 安德里斯 維拉
德文 傑丹斯基
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美商衛斯伯航空公司
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Abstract

本發明描述一種推進器系統，其包括一推進器及一排氣區域控制機構。該排氣區域控制機構連接至該推進器之一出口且經構形以變動空氣透過其離開該推進器系統之區域。

Description

推進器翼後緣排氣區域控制
本發明大體上係關於一種具有一可變排氣區域之風管推進器。
習知推進器在入口及出口端兩者處具有圓形或否則環形橫截面。儘管整個圓形形狀之連續性可允許氣流順暢通過推進器，但具有含一圓形橫截面之一出口限制可操縱出口區域之方式。具有圓形出口橫截面之一些習知實例使用滑板來控制推進器之出口區域。然而，歸因於出口之圓形橫截面，滑板沿圓形出口之配置及滑板之控制較複雜。
揭示一種推進器風扇系統。在一個實施例中，該推進器風扇系統包含一排氣控制系統及一推進器風扇。該排氣控制系統連接至該推進器風扇且經構形以變動該推進器風扇系統之一排氣區域。藉由變動該排氣區域，可調整一推力大小及/或一推力方向。
在一個實施例中，該排氣控制系統包含一第一端、一第二端及一排氣區域控制機構。該第一端連接至經構形以產生推力之該推進器風扇之出口。該第一端具有實質上匹配該推進器風扇之該出口之一橫截面形狀之一第一橫截面形狀。然而，該排氣控制系統之該第二端具有不同於該第一橫截面形狀之一橫截面形狀。該排氣控制系統之該第二端之該橫截面形狀降低經構形以變動該排氣控制系統之該第二端之一區域之該排氣區域控制機構之複雜性。
在一個實施例中，該排氣控制系統連接至該推進器風扇且包含一可變長度。安置於連接至該推進器風扇之該排氣控制系統之端部處之一排氣區域控制機構經構形以變動該排氣控制系統之該長度。隨著該排氣控制系統之該長度改變，該推進器風扇之一排氣區域改變。
相關申請案之交叉參考
本申請案主張2021年3月3日申請之美國臨時專利申請案第63/156,073號、2021年3月3日申請之美國臨時專利申請案第63/156,063號、2021年3月3日申請之美國臨時專利申請案第63/156,067號及2021年3月3日申請之美國臨時專利申請案第63/156,076號之優先權，該等案之各者之全文以引用方式併入本文中。
圖及以下描述僅藉由繪示來描述某些實施例。熟習技術者將易於自以下描述認識到，可在不背離本文中所描述之原理之情況下採用本文中所繪示之結構及方法之替代實施例。現將詳細參考若干實施例，附圖中繪示實施例之實例。應注意，類似或相同元件符號可適當用於圖中且可指示類似或相同功能。 推進器 風扇 及驅動系統
在一個實施例中，揭示一種推進器風扇及驅動系統。一般而言，推進器風扇及驅動系統經構形以產生推力。推進器風扇及驅動系統可針對自飛機至諸如一吹葉機之手工具之各種應用產生推力。然而，推進器風扇及驅動系統之應用不限於本文中所描述之應用。
圖1繪示根據一個實施例之一推進器風扇100之一透視圖。一般而言，推進器風扇100包含共同減少由推進器風扇100在推力產生期間發出之噪音之複數個組件。因此，推進器風扇100減少噪音污染。例如，推進器風扇100包含一張緊葉片風扇，其包含複數個風扇葉片。藉由張緊葉片風扇，使風扇葉片之角度維持實質上相同，不論推進器風扇產生最大推力還是未操作(例如，靜止)。因此，與習知推進器風扇相比，減少噪音污染且提高推力效率。鑑於風扇葉片之角度維持在一預定容限範圍內，推進器風扇100減少噪音污染。例如，推進器風扇100發出在300英尺邊線/5,000 lbf處小於65 dBA之噪音。
根據一個實施例，圖2A繪示推進器風扇100之一第一分解圖且圖2B繪示推進器風扇100之一第二分解圖。推進器風扇100包含圖2A及圖2B中所展示之複數個不同組件。在一個實施例中，推進器風扇100包含一風管前緣201、一鼻錐203、一輪轂205、一葉片風扇209、一鎖定環210 (如圖8A至圖8C中所展示)、一張力環211、一馬達215、一殼體217、複數個外罩殼213A及213B、一定子219及一尾錐221。推進器風扇100之其他實施例可包含除圖2A及圖2B中所展示之外的其他組件。在一個實施例中，風管前緣201、外罩殼213及定子219之一部分(例如219C)共同形成收容推進器風扇之組件之一循環風管，如圖1中所展示。
圖3A、圖3B、圖3C及圖3D分別繪示根據一個實施例之推進器風扇100之一風管前緣201之一透視圖、一前視圖、一側視圖及一橫截面圖。在一個實施例中，風管前緣201經構形以將一潔淨空氣入流提供至推進器風扇100。在一個實施例中，風管前緣201經構形以連接至殼體217。風管前緣201可包含風管前緣201之一後表面上之複數個安裝孔223，如圖2B中所展示。緊固件(例如螺母及螺栓、鉚釘等等)放入安裝孔223中以將風管前緣201連接至殼體217之一第一端1001，如下文將進一步描述。
風管前緣201可包括共同形成風管前緣201之複數個面板。例如，風管前緣201可包含共同形成風管前緣201之一內表面309之第一複數個面板且包含共同形成風管前緣201之一外表面307之第二複數個面板，使得風管前緣201具有空氣透過其引導至葉片風扇209之一中空中心。第一及第二複數個面板可經由諸如緊固件(例如螺釘、螺母、螺栓)之各種緊固構件或經由焊接彼此連接。第一及第二複數個面板可由諸如鋁或鈦之金屬或諸如碳纖維之複合材料製成。替代地，風管前緣201可由一單塊材料製成且可(例如)經3D印刷。
在一個實施例中，風管前緣201包含一第一端303 (例如一入口)及一第二端305 (例如一出口)。第一端303接收空氣且空氣離開第二端305。如圖3C中所展示，第一端303之一直徑小於第二端305之一直徑，但在其他實施例中可為相同的。風管前緣201之第一端303及第二端305之直徑取決於推進器風扇100之應用。例如，飛機應用之風管前緣201之第一端303及第二端305之直徑比吹葉機應用大。
圖3D係根據一個實施例之沿圖3B中所展示之平面A-A'之風管前緣201之一橫截面圖。如先前所提及，風管前緣201包含一外表面307及一內表面309。外表面307及外表面309兩者自風管前緣201之第一端303朝向風管前緣201之第二端305延伸。空氣流動通過風管前緣201之內表面309。風管前緣201之內表面309之一曲度311A及風管前緣201之外表面307之一曲度311B經設計以平衡諸如不同條件(例如諸如巡航、起飛及降落之飛行條件)之各種因數及雷諾數(Reynolds number)。熟習技術者將能夠針對跨所關注速度狀態及飛行模式之有利壓力梯度調適風管前緣半徑。
圖4A、圖4B、圖4C及圖4D分別繪示根據一個實施例之推進器風扇100之一鼻錐203之一透視圖、一前視圖、一橫截面圖及橫截面之一透視圖。鼻錐203經構形以調節迎面氣流行為且減小氣動阻力。鼻錐203亦可構形有一葉輪以吸入冷卻空氣質量流且不顯著造成寬頻或音調噪音。
在一個實施例中，鼻錐203經構形以連接至馬達215且輪轂205安置於鼻錐203與馬達215之間。鼻錐203可包含鼻錐203之一後表面上之複數個安裝孔，如圖2B中所展示。緊固件207 (例如螺母及螺栓、鉚釘等等)放入安裝孔中以將鼻錐203連接至輪轂205之一第一端。如下文將進一步描述，緊固件207延伸穿過輪轂205且連接至馬達215之一第一端。
在一個實施例中，鼻錐203呈錐形形狀。然而，在其他實施例中，鼻錐203可具有不同形狀。如圖4A至圖4D中所展示，鼻錐203包含鼻錐203之一第一端處之一開口403 (例如一孔)。隨著葉片風扇209旋轉，空氣被汲取通過鼻錐203中之開口403以冷卻馬達215。冷卻內部組件所需之二次質量流設定鼻錐203開口403之內徑大小。熟習技術者將能夠根據不同電動馬達之熱要求及在最受限制條件(通常最大連續操作)下冷卻電動馬達所需之空氣來推導此直徑。
圖4C係根據一個實施例之沿圖4B中所展示之平面B-B'之鼻錐203之一橫截面圖。在一個實施例中，鼻錐203並非實心的，而是包含一腔。例如，在一個實施例中，鼻錐203包括一空氣通道405。空氣通道405自鼻錐203中之開口403延伸至圍繞鼻錐203之第二端(例如後表面)之圓周安置之複數個開口407。空氣自開口403流動通過空氣通道405且離開複數個開口407以冷卻馬達215。在一個實施例中，空氣通道405形成於鼻錐203之一外表面409與形成於鼻錐203內之一突出部411之間，如圖4C及圖4D中所展示。
在一個實施例中，突出部411自鼻錐203之第二端朝向鼻錐203之開口403向內突出。突出部411可具有類似於鼻錐203之一形狀。例如，突出部411亦呈錐形形狀。然而，在其他實施例中，突出部411可具有不同於鼻錐203之一形狀。
一般而言，突出部411具有經調諧以使質量氣流冷卻馬達215之一大小及形狀。在一個實施例中，突出部411包含經形成穿過突出部411之一空氣通道413，空氣自空氣通道413之一開口415流動通過空氣通道413而至鼻錐203之第二端上之一開口417。在一個實施例中，空氣通道413之一中心與鼻錐203中之開口403之一中心對準。
圖5A及圖5B分別繪示根據一個實施例之推進器風扇100之一輪轂205之一前視圖及一側視圖。輪轂205係推進器風扇100之中心部分且安置於葉片風扇209之一中心處，如下文將進一步描述。在一個實施例中，輪轂205經構形以連接至鼻錐203、鎖定環210及馬達215。
如圖5A至圖5B中所展示，在一個實例中，輪轂205呈圓柱形形狀。在一個實施例中，輪轂205之一第一端507之直徑匹配鼻錐203之第二端之一直徑。輪轂205之第一端507 (例如一前表面)包含經形成穿過輪轂205之一厚度之複數個安裝孔501A至501F。安裝孔501之位置使得當鼻錐203之第二端配合至鼻輪轂205之第一端507時，安裝孔501與鼻錐203之安裝孔對準。緊固件207經構形以穿過安裝孔501A至501F且連接至馬達215之一第一端(例如一前表面)。例如，緊固件207螺合至馬達215之第一端上之螺紋孔225中。
在一個實施例中，輪轂205亦包含延伸穿過輪轂205之厚度之複數個開口503，諸如開口503A及503B。複數個開口503具有匹配(例如，相同於)鼻錐203之後表面中之開口407之一形狀及大小。開口503經構形以在鼻錐203及輪轂205彼此配合時與鼻錐203之後表面中之開口407對準。因此，離開鼻錐203之開口407之空氣流動通過包含於輪轂205中之開口503。在一個實施例中，包含於輪轂中之複數個開口503具有不同大小。例如，開口503A小於開口503B。
在一個實施例中，輪轂205亦包含延伸穿過輪轂205之一厚度之一開口505。開口505定位於輪轂205之一中心處。在一個實施例中，開口505之一中心經構形以與鼻錐203之空氣通道413之一中心對準。因此，離開鼻錐203之空氣通道413之氣流流動通過輪轂205中之開口505以冷卻馬達215。
在一個實施例中，與第一端507對置之輪轂205之一第二端511包含圍繞輪轂205之第二端511之外圓周之一連接機構509。連接機構509經構形以將輪轂205連接至鎖定環210。在一個實施例中，連接機構509係螺紋，使得輪轂205螺合至鎖定環210中。一旦輪轂205連接至鎖定環210，則鎖定環210環繞輪轂205之外圓周。馬達215經構形以配合至輪轂205之第二端511之外端面。
在一個實施例中，輪轂205包含安置於輪轂205之第一端507與第二端511之間的一中間區域511。在一個實施例中，葉片風扇209經構形以在輪轂205穿過葉片風扇209之一中心放置時圍繞中間區域511之圓周安置。
圖6A及圖6B分別繪示根據一個實施例之推進器風扇100之一葉片風扇209之一透視圖及一前視圖。如圖6A至圖6B中所展示，葉片風扇209包含複數個葉片601。包含於葉片風扇209中之葉片601之總數顯著多於包含於具有2個至5個葉片之一習知推進器風扇中之葉片數。在一個實施例中，葉片風扇209可包含自20個葉片至840個葉片之葉片601之一範圍。然而，可使用大於5之任何數目個葉片。一般而言，包含於葉片風扇209中之葉片601之總數取決於應用。在一個實施例中，用於多葉片風扇之葉片之材料亦取決於多葉片風扇之應用類型。葉片可由諸如鋁或鈦之金屬或諸如碳纖維之一複合材料製成。
在一個實施例中，當葉片風扇209依一低尖端速度(約300 ft/sec至約450 ft/sec)旋轉時，葉片風扇209減少總葉片噪音。如本文中所描述，張緊風扇葉片209允許在機械材料限制內存在更多葉片且仍達成超音波特徵及低亞音速尖端速度。此外，較高數目個葉片601將音調噪音提高至超過人類聽覺上限之超音波頻率(對於典型成年人，≥16,000 Hz)中。此外，歸因於較高葉片計數之低葉片負載亦降低引起寬頻噪音之旋渦與旋渦碰撞之嚴重性。
如圖6A及圖6B中所展示，複數個葉片601經配置以形成具有其中安置輪轂205之一中空中心之一圓環形狀。各葉片601經定位使得葉片601之前緣及後緣之至少一部分與相鄰葉片601重疊。例如，一給定葉片之一前緣與給定葉片之左側之一葉片之後緣重疊且給定葉片之一後緣與給定葉片之右側之一葉片之一前緣重疊。複數個葉片601之重疊配置提供增加堅實度以對進氣流做功。調諧此堅實度考量局部氣動效應且可經調諧以考量可影響葉片中及葉片之間的層流附著之雷諾數。
圖7A、圖7B、圖7C及圖7D分別繪示根據一個實施例之包含於圖6A及圖6B中所展示之葉片風扇209中之一葉片601之一透視圖、一前視圖、一側視圖及一俯視圖。在一個實施例中，各葉片601包括一第一鎖定端605、一第二鎖定端603及安置於第一鎖定端605與第二鎖定端603之間的一翼片607。在其他實施例中，葉片601可包含除本文中所描述之特徵之外的其他特徵。
在一個實施例中，第一鎖定端605位於葉片601之尖端處。第一鎖定端605經構形以插入至張力環211中且將葉片601鎖定至張力環211中，使得葉片601之尖端張緊。藉由張緊葉片601之尖端，葉片601之尖端之俯仰(例如角度)在推力產生期間或在推進器風扇100靜止時實質上相同，藉此減少噪音污染。
如圖7A至圖7D中所展示，第一鎖定端605呈具有倒角邊緣之矩形形狀，但其他形狀可用於第一鎖定端605。在一個實施例中，第一鎖定端605具有大於翼片607之尖端之一寬度及厚度之一寬度及厚度。然而，在其他實施例中，第一鎖定端605可具有相同於或窄於葉片601之尖端之寬度。熟習技術者將調適邊緣、倒角、表面處理及擋板處理以考量歸因於張緊之局部應力及應變。
在一個實施例中，第二鎖定端603位於葉片601之根部處。第二鎖定端603經構形以插入至鎖定環210中且將葉片601鎖定至鎖定環210中。藉由張緊葉片601之根部，葉片601之根部之俯仰(例如角度)在推力產生期間或在推進器風扇100靜止時實質上相同，藉此減少噪音污染。如圖7A至圖7D中所展示，第二鎖定端603具有複數個不同表面(例如筆直表面及彎曲表面)以增加接觸鎖定環210之表面積以減少葉片偏轉。在一個實施例中，第二鎖定端603具有大於葉片601之根部且比第一鎖定端605之一寬度寬之一寬度。然而，在其他實施例中，第二鎖定端603可具有相同於或窄於葉片601之根部之寬度。
翼片607安置於第一鎖定端605與第二鎖定端603之間。在一個實施例中，翼片607包括翼片607中之一幾何扭轉609。幾何扭轉609係相對於葉片601之根部量測之翼片傾角之一變化。即，歸因於幾何扭轉609，翼片607包含跨翼片607之長度之複數個不同傾角。例如，翼片607在幾何扭轉609之一第一側處(例如，在圖7A至圖7C中之幾何扭轉609下方)可具有一第一傾角且在幾何扭轉609之一第二側處(例如，在圖7A至圖7C中之幾何扭轉609上方)可具有一第二傾角。
由於幾何扭轉609，當如圖7D中所展示般自葉片601之俯視圖觀看時，第一鎖定端605及第二鎖定端603彼此未對準。在一個實施例中，幾何扭轉609在更靠近葉片601之根部而非葉片601之尖端之翼片607之一部分處開始。根部與尖端弦之間的幾何扭轉609可變動多達45度。
返回參考圖6A及圖6B，在一個實施例中，葉片601經定位使得第二鎖定端603圍繞一圓周彼此相對平行配置，藉此在葉片風扇209之中心處形成孔。因此，第一鎖定端605亦彼此平行配置且各葉片601之翼片607歸因於翼片607中之幾何扭曲609而與一相鄰葉片601之另一翼片重疊。
圖8A、圖8B及圖8C分別繪示根據一個實施例之推進器風扇100之一鎖定環210之一透視圖、一前視圖及一側視圖。一般而言，鎖定環210經構形以連接至葉片風扇209及輪轂205且有益地張緊葉片601之根部。因此，葉片風扇209之葉片601在尖端及根部兩者處張緊以在操作期間維持葉片601之角度。鎖定環210可由諸如鋁或鈦之金屬或諸如碳纖維之一複合材料製成。
鎖定環210包含一第一端801及一第二端803。在一個實施例中，第一端801具有小於第二端803之一直徑之一直徑，藉此形成一錐形形狀。此形狀之調適取決於至風扇之一次內部流(即，非冷卻流)之需要且亦可在存在風扇時考量沿中心體之任何邊界層壓力梯度。在一個實施例中，鎖定環210之第一端801經構形以將葉片風扇209直接連接至鎖定環210，藉此將葉片風扇209鎖定至鎖定環210。鎖定環210之第一端801包含複數個鎖定齒805。在一個實施例中，鎖定齒805係依相對於垂直於鎖定環之第二端803之一參考之一角度自鎖定環210之一本體延伸之突出部。
複數個狹槽807形成於鎖定齒805之間。例如，一狹槽807形成於包含鎖定齒805A及鎖定齒805B之一對鎖定齒之間。狹槽807具有匹配葉片風扇209之第二鎖定端603之尺寸之一寬度及深度。狹槽807部分延伸穿過鎖定環210之厚度，諸如(例如)鎖定環210之厚度之¾。
在一個實施例中，複數個狹槽807之各者經構形以連接至葉片風扇209之複數個葉片601之一對應者。特定而言，各葉片601之第二鎖定端603插入至狹槽807之一者中，藉此透過第二鎖定端603及形成狹槽之鎖定齒805之表面直接接觸來將葉片601固定至鎖定環210。在一個實施例中，諸如環氧樹脂之一緊固件亦施加至各葉片601之第二鎖定端603以進一步加強葉片601與鎖定環210之間的連接。藉由將葉片601之第二鎖定端603鎖定至鎖定環210，葉片601之根部之俯仰在推力產生期間或靜止時維持實質上相同，藉此減少自推進器風扇100發出之可聽噪音，因為音調變化可被人耳感知。
在一個實施例中，鎖定環210之第二端803包含鎖定環210之第二端803之一內圓周處之一連接機構809。連接機構809經構形以(例如)將鎖定環210連接至輪轂205之連接機構509。在一個實施例中，連接機構809係匹配輪轂205之連接機構509之螺紋之螺紋，藉此允許輪轂205螺合至鎖定環210中。由於馬達215連接至輪轂205，所以輪轂205旋轉，藉此引起鎖定環210及葉片風扇209亦旋轉。
圖9A及圖9B分別繪示根據一個實施例之推進器風扇100之一張力環211之一透視圖及一側視圖。張力環211經構形以藉由圍繞葉片風扇209之圓周放置來連接至葉片風扇209。更明確而言，根據一個實施例，張力環211經構形以連接至葉片風扇209之所有第一鎖定端605。藉由將葉片601之第一鎖定端605鎖定至張力環211，葉片601之尖端之俯仰在推力產生期間及靜止時維持實質上相同，藉此減少自推進器風扇100發出之可聽噪音，因為音調變化可被人耳感知。因此，使用張力環211來預張緊葉片601減少歸因於尖端間隙之低效。在一個實施例中，張力環211由諸如鋁或鈦之金屬或諸如碳纖維之一複合材料製成。然而，在其他實施例中，可使用其他材料。
如圖9A及圖9B中所展示，張力環211包含一第一端903及一第二端905。在一個實施例中，第一端903具有實質上相同於第二端905之一直徑之一直徑。張力環211之本體909安置於第一端903與第二端905之間。
在一個實施例中，張力環211之本體909包含延伸穿過張力環211之整個厚度之複數個開口(例如狹槽) 907。各開口907經構形以連接至複數個葉片601之一者之一第一鎖定端605。因此，張力環211之各開口907與葉片601之間存在一對一關係。在一個實施例中，諸如環氧樹脂之一緊固件亦施加至各葉片601之第一鎖定端605以進一步加強葉片601與張力環211之間的連接。
在一個實施例中，複數個開口907依相對於垂直於第一端903或第二端905之一參考之一角度形成。形成開口907之角度匹配葉片601之第一鎖定端605之俯仰。開口907之尺寸實質上匹配第一鎖定端605之尺寸，使得一旦第一鎖定端605插入至張力環211之開口907中且第一鎖定端605與張力環211直接接觸，則第一鎖定端605鎖定至張力環211。
圖10A、圖10B及圖10C分別繪示根據一個實施例之推進器風扇100之一內風管殼體217 (下文中指稱一「殼體」)之一透視圖、一前視圖及一側視圖。在一個實施例中，殼體217經構形以收容(例如，部分環繞)推進器風扇100之組件。例如，在一個實施例中，葉片風扇209、輪轂205、張力環211、鎖定環210及馬達215收容於殼體217內。在其他實施例中，推進器風扇100之其他組件可容納於殼體217內。在一個實施例中，殼體217由諸如鋁或鈦之金屬或諸如碳纖維之一複合材料製成。然而，在不同實施例中，可使用其他材料。
在一個實施例中，殼體217呈圓柱形形狀且包含一第一端1001 (例如一入口)及一第二端1003 (例如一出口)。在一個實施例中，第一端1001具有大於第二端1003之一直徑之一直徑。第一端1001包含圍繞殼體217之第一端1001之圓周形成之複數個安裝孔1005。在一個實施例中，殼體217之第一端1001經構形以連接至風管前緣201之第二端305，使得風管前緣201之安裝孔223與殼體217之安裝孔1005對準。如先前上文所提及，緊固件207可用於將風管前緣201固定至風管殼體217之第一端1001。
在一個實施例中，殼體217之第二端1003包含圍繞殼體217之第二端1003之圓周形成之複數個安裝孔1007。在一個實施例中，殼體217之第二端1003經構形以連接至定子219之一第一端(例如一入口)。當殼體217之第二端1003連接至定子219之第一端時，殼體217之第二端1003中之安裝孔1007與定子219之第一端上之安裝孔對準。緊固件(例如螺母、螺栓、鉚釘)可用於將殼體217之第二端1003固定至定子219之第一端。
在一個實施例中，殼體217包含各經構形以收容推進器風扇之不同組件之複數個中間部分1009。複數個中間部分1009包含自第一端1001延伸之一第一中間部分1009A及自第二端1003延伸之一第二中間部分1009B。殼體217之中間部分1009安置於殼體217之第一端1001與第二端1003之間。
如圖10C中所展示，第一中間部分1009A具有不同於第二中間部分1009B之一直徑之一直徑。例如，第一中間部分1009A之直徑大於第二中間部分1009B之直徑。此外，第一中間部分1009A具有小於第一端1001之一直徑且第二中間部分1009B具有小於第二端1003之一直徑。
在一個實施例中，第一中間部分1009A經構形以收容輪轂205、葉片風扇209、鎖定環210及張力環211。由於張力環211具有收容於第一中間部分1009A中之組件之最大直徑，所以第一中間部分1009A之直徑1009A係基於張力環211之直徑。在一個實施例中，第一中間部分1009A之直徑實質上相同於張力環211之直徑，藉此歸因於(例如)一壓入配合而允許張力環211牢固緊固於第一中間部分1009A內。
在一個實施例中，第二中間部分1009B經構形以收容馬達215及定子219之一部分。第二中間部分1009B之長度係基於馬達215之一長度及收容於中間部分中之定子219之部分之一長度。第二中間部分1009B具有至少與馬達215及定子219之部分一樣長之一長度以將馬達215及定子219之部分容納於第二中間部分1009B中。在一個實施例中，第二中間部分1009B之直徑係基於進入及離開定子219之空氣之質量氣流。熟習技術者將能夠調適直徑以跨所關注之複數個設計速度誘發有利壓力梯度以最小化流動分離或漩渦。第二部分1009B之內腔亦可經調諧以減少噪音。
圖11A、圖11B、圖11C及圖11D分別繪示根據一個實施例之推進器風扇100之一定子219之一透視圖、一前視圖、一側視圖及一橫截面圖。在一個實施例中，定子219包括複數個定子葉片219A、一馬達外殼219B及一定子外殼219C。在其他實施例中，定子219可包含除圖11A至圖11D中所展示之組件之外的其他組件。
在一個實施例中，馬達外殼219B呈圓柱形形狀且包含一第一端1101及一第二端1103，如圖11D中所展示。圖11D繪示根據一個實施例之沿圖11B之平面C-C'之定子219之一橫截面圖。如圖11D中所展示，馬達外殼219B包含安置於第一端1101與第二端1103之間的一腔1105。腔1105可自第一端1101朝向第二端1103延伸，但不延伸至第二端1103。在一個實施例中，腔1105經構形以收容馬達215。即，馬達215放置於馬達外殼219B之腔1105內。因此，腔1105之形狀及大小取決於馬達215之形狀及大小。由於馬達215放置於腔1105內且馬達215間接連接至輪轂205，所以定子219亦充當一結構組件以支撐輪轂205及推進器100之其他組件。
在一個實施例中，馬達外殼219B包含穿過馬達外殼219B之一中心之一孔1113，如圖11B及圖11D中所展示。孔1113之直徑小於馬達215之一直徑以防止馬達215透過孔1113掉落。孔1113放置於馬達外殼219B中以輔助散熱，因此冷卻馬達215。
參考圖11B，定子219包含複數個定子葉片219A。定子葉片219A自馬達外殼219B徑向延伸。即，各葉片219A之根部連接至馬達外殼219B且定子葉片219A之翼片遠離馬達外殼219B向外延伸。在一個實施例中，各葉片219A依相對於一參考線量測之一角度遠離馬達外殼219B延伸，參考線自定子葉片219A自其延伸之馬達外殼219B上之一點垂直延伸。
在一個實施例中，定子葉片219A帶走來自馬達215之熱。由於葉片219A接觸收容馬達215之馬達外殼219B，所以通過葉片219A之空氣耗散由馬達215產生之熱。在一個實施例中，葉片219A之配置亦減少由葉片風扇209產生之噪音且控制由推進器風扇100產生之推力。定子葉片219A之葉片計數可經選擇使得定子之諧波抵消葉片風扇209之諧波。針對超音波風扇，由於沿葉片之局部低雷諾數，熟習技術者將看到，葉片風扇209可承載計數(例如總量)高於定子葉片219A之複數個葉片601以促進聲學效果。針對一特定組設計音調，此無論如何可變動增加自50%至200%葉片。
在一個實施例中，定子外殼219C經構形以收容定子葉片219A及馬達外殼219B。即，定子葉片219A放置於定子外殼219C內，使得定子外殼219C環繞葉片219A之圓周。在一個實施例中，定子外殼219C包含一第一端1107 (例如一入口)及一第二端1109 (例如一出口)。如圖11C中所展示，第一端1107具有大於第二端1109之一直徑之一直徑。因此，定子外殼219C可具有一錐形形狀。然而，在其他實施例中，定子外殼219C可具有其他形狀。
參考圖11D，在一個實施例中，葉片219A之尖端與定子外殼219C之一內表面1111接觸。因此，定子之葉片219A係固定的。藉由使葉片219A與定子外殼219C之內表面1111接觸，各葉片219A之位置不動。
圖12A、圖12B、圖12C及圖12D分別繪示根據一個實施例之推進器風扇100之一尾錐221之一透視圖、一前視圖、一側視圖及一橫截面圖。在一個實施例中，尾錐221經構形以透過空氣離開推進器風扇100來產生定子外殼219C之正確面積變化。尾錐221可由諸如鋁或鈦之金屬製成或可由諸如碳纖維之一複合材料製成。
尾錐221包含一第一端1201 (例如一入口)及一第二端1203 (例如一出口)。在一個實施例中，第一端1201包括大於第二端1203之一直徑之一直徑。在一個實施例中，尾錐221之直徑跨尾錐221之一長度而不同。如圖12C中所展示，尾錐221之直徑自第一端1201朝向第二端1203減小，直至到達一中間點1205。自中間點1205至第二端1203，尾錐221之直徑相對恆定。
在一個實施例中，尾錐221之第一端1201經構形以連接至定子219之馬達外殼219B之第二端1103。因此，尾錐221之第一端1201之直徑實質上匹配定子219之馬達外殼219B之第二端1103之一直徑。在一個實施例中，尾錐221之第一端1201包含與馬達外殼219B之第二端1103配合(例如，接觸)之一安裝表面1209。安裝表面1209可使用(例如)緊固件附接至馬達外殼219B。然而，在其他實施例中，可使用其他附接機構。
參考圖12D，展示沿圖12B中所展示之平面D-D'之尾錐221之一橫截面圖。在一個實施例中，尾錐221包含自尾錐之第一端1201開始至尾錐之第二端1203之貫穿尾錐221之長度形成之一腔1207。尾錐221之後端之塑形由自尾錐221之內部排出之二次流相對於葉盤及/或定子之後的噴流之膨脹來控制。
在一個實施例中，推進器風扇100包含一中心輪轂驅動馬達215。即，在一個實施例中，一單一馬達215用於驅動推進器風扇100。用於推進器風扇100之一實例性馬達係一電動馬達。然而，在其他實施例中，諸如一燃氣機或噴射渦輪之其他類型之馬達可用於推進器風扇100中。一般而言，可取決於推進器風扇100之應用來使用不同馬達類型及大小。 多馬達驅動系統
在另一實施例中，推進器風扇100可由複數個馬達而非上述僅一單一馬達215驅動。圖13A、圖13B及圖13C分別繪示根據一個實施例之推進器風扇100之一圓周多馬達驅動系統之一透視圖、一前視圖及一側視圖。
不是用一單一馬達215驅動推力，而是將複數個輔助馬達1301A、1301B、1301C及1301D放置於殼體217內以經由一環形齒輪1303驅動葉片風扇209。在一個實施例中，複數個輔助馬達1301可為電動馬達。然而，可使用其他類型之馬達。
在一個實施例中，環形齒輪1303可連接至張力環211。輔助馬達1301可替換上述馬達215或可結合馬達215使用。多馬達冗餘允許推進器風扇100系統之異常容錯。就(例如)四個輔助馬達1301而言，一單一輔助馬達之損失對推進器之正常操作而言幾乎無關緊要。即使損失另一個馬達，剩餘輔助馬達1301亦可超速產生足夠推力。
如圖13A至圖13C中所展示，輔助馬達1301A至1301D圍繞推進器100之圓周徑向散佈而非全部定位於推進器之輪轂205處。各輔助馬達1301之端部包含連接至環形齒輪1303之一齒輪。徑向配置無需限於相等角間隔。例如，風扇可由偏向風管之下四分之一之三個馬達驅動。此外，無需定子219支撐輪轂205來支撐中心收容馬達215，推進器可利用風管結構本身來處置馬達及其負載。除移除重量及阻力之外，此亦導致通常由定子流相互作用引起之更少頻寬噪音。在一個實施例中，輔助馬達1301依高達20,000 RPM操作更多，其中輔助馬達可相較於一5 kW/kg比功率之較重、較低速馬達產生一優異15 kW/kg比功率。輔助馬達1301一致地驅動環形齒輪1303以消除齒輪打滑(軸向及徑向方向)。此低承載導致較低齒輪噪音。
圖14繪示根據另一實施例之推進器風扇100之圓周驅動系統之又一實施例。圖14中所展示之實施例類似於圖13中所描述之實例。然而，圖14中所展示之驅動系統省略中心驅動馬達215且依靠輔助馬達1301來產生推力。 推進器陣列
圖15A及圖15B分別繪示根據一個實施例之一推進器風扇陣列1500之一前視圖及一透視圖。在一個實施例中，推進器風扇陣列1500包含經橫向配置以形成一列推進器風扇之複數個推進器風扇100。在圖15A及圖15B中所展示之實例中，推進器風扇陣列1500包含一第一推進器風扇100A、一第二推進器風扇100B及一第三推進器風扇100C。複數個推進器風扇100A至100C之各者包含本文中所描述之推進器風扇結構。儘管三個推進器風扇100包含於推進器風扇陣列1500中，但陣列可包含大於兩個之任何數目個推進器風扇。
圖16繪示根據一個實施例之一推進器風扇陣列1600之一實例性應用。如圖16中所展示，推進器風扇陣列1600包含本文中所描述之複數個推進器風扇。在一個實施例中，推進器風扇陣列1600經整合至一飛機1605之一風管機翼1603中。多個推進器風扇可經橫向組合以形成一風管機翼1603。風管機翼1603可經塑形以產生其中可根據需要添加雙翼機交錯、掃掠、錐度及上反角之一被動升降雙翼機。包含於陣列1600中之推進器風扇之總數及推進器風扇之大小取決於飛機之要求，諸如(例如)飛機上之乘客數、速度要求及飛機1605之高度要求。
將推進器風扇組合成一陣列取得若干控制及推力轉向機會。推力可僅在各個別推進器風扇100之間變動以誘發偏航、滾動或俯仰力矩。推進器風扇之間的相對展向俯仰差可用於促進較快爬升及下降。此可用安裝於後緣處之額外控制面進一步擴增。
風管之展向組合非常適於沿機翼整合或甚至整合為一雙翼機機翼本身。陣列可經配置及擴展為具有掃掠、交錯、上反角及錐度之一雙翼機機翼以滿足系統需要。將推進器風扇陣列整合為一完整雙翼機機翼之選擇取決於所需推力量(減去阻力)以及推進器風扇之相對大小。 推進器風扇應用
圖17A、圖17B及圖17C分別繪示根據一個實施例之一懸停無人機1700之一前視圖、一側視圖及一俯視圖。懸停無人機1700包含一推進器風扇陣列，其包含一第一推進器風扇100A、一第二推進器風扇100B及一第三推進器風扇100C。儘管僅三個推進器風扇包含於懸停無人機1700中，但懸停無人機1700可包含相較於圖17A至圖17C中所展示之額外推進器風扇或更少推進器風扇。
懸停無人機1700係包含本文中所描述之一推進器風扇陣列之一低噪音、電動垂直起降(VTOL)無人機。懸停無人機1700可用於近距離，諸如在城市環境中。懸停無人機1700可具有360度攝影機及感測器且可用於(例如)大於15分鐘之懸停飛行時間。在一個實例中，推進器風扇100A至100C可各具有一1 ft直徑及6.4 lb/ft 2之一擴增轉盤負載。懸停無人機1700可具有30磅之一最大起飛重量。
在圖17A中所展示之實例中，各推進器風扇100A至100C包含一輪轂驅動之中心定位馬達215以及上文先前所描述之輔助馬達1301。然而，懸停無人機1700可省略輔助馬達1301且僅包含中心定位馬達215，或可省略中心定位馬達215且僅包含輔助馬達1301。
圖18A、圖18B及圖18C分別繪示根據一個實施例之包含一推進器風扇陣列之一電影無人機1800之一前視圖、一側視圖及一俯視圖。一般而言，電影無人機1800係用於電影需要之一低噪音偏轉滑流VTOL無人機。電影無人機1800可為全電動或混合動力的。電影無人機1800可具有(例如)高達35磅之一萬向架固定式有效負載(例如一主攝影機)。電影無人機1800可為輔助攝影機及感測器。電影無人機1800可用於大於20分鐘之懸停飛行時間。在一個實施例中，電影無人機可具有大於50 mph之一最大巡航速度。
在一個實施例中，電影無人機1800係一雙翼機且具有一中性交錯。如圖18A中所展示，電影無人機1800包含一第一機翼1801及一第二機翼1803。第一機翼1801及第二機翼1803之各者包含一推進器風扇陣列，其包含複數個推進器風扇。例如，包含於機翼1801中之推進器風扇陣列包含推進器風扇100A、100B、100C及100D，而包含於機翼1803中之推進器風扇陣列包含推進器風扇100E、100F、100G及100H。因此，一半推進器風扇位於機身1805之一第一側處且剩餘一半推進器風扇位於機身1805之一第二側處。在圖18A至圖18C中所展示之實例中，推進器陣列包含八個推進器，但可使用任何數目個推進器。
圖18A至圖18C中所展示之電影無人機1800之各機翼1801、1803具有靠近機身1805之前部形成於兩個機翼之間的角掃掠。在圖18A至圖18C中所展示之實例中，機翼1801及1803可具有20度之一機翼上反角及30度之一機翼掃掠。然而，在不同實施例中，可使用其他角度。
在一個實施例中，在一個實例中，圖18A至圖18C中所展示之電影無人機1800具有75磅之一最大起飛重量及30磅之一目標最大有效負載重量。例如，各推進器風扇100可具有1 ft之一風扇直徑及6.0 lb/ft 2之一擴增轉盤負載。電影無人機1800之機身1805可具有5.5 ft之一長度及0.6 ft之一寬度。例如，電影無人機1800之翼展可為8.8 ft，其具有17.4 ft 2之一機翼面積及4.3 lb/ft 2之一機翼負載。
圖19A、圖19B及圖19C分別繪示根據一個實施例之包含一推進器風扇陣列之一運輸機1900之一前視圖、一側視圖及一俯視圖。運輸機1900係一視情況載人之VTOL飛機。運輸機1900可為混合動力或全電動的。例如，運輸機1900在1,000英尺至2,000英尺之一作業高度可具有20海里至60海里之一範圍及130節至250節之一巡航速度。
在一個實施例中，運輸機1900係一雙翼機且具有一略微負交錯。運輸機1900包含一第一機翼1901及一第二機翼1903。一角度靠近機身1905之前部形成於兩個機翼1901與1903之間。在圖19A至圖19C中所展示之實例中，機翼可具有5度之一機翼上反角及-25度之一機翼掃掠。然而，在不同實施例中，可使用其他角度。
在一個實施例中，一推進器風扇陣列經整合至各機翼1901及1903中。一第一推進器風扇陣列位於機身1905之一第一側處且整合至機翼1901中，且一第二推進器風扇陣列位於機身1905之一第二側處且整合至機翼1903中。例如，包含於機翼1901中之推進器風扇陣列包含推進器風扇100A、100B、100C及100D，而包含於機翼1903中之推進器風扇陣列包含推進器風扇100E、100F、100G及100H。因此，一半推進器風扇位於機身1905之一第一側處且剩餘一半推進器風扇位於機身1905之一第二側處。在圖19A至圖19C中所展示之實例中，推進器陣列包含八個推進器風扇，但可使用任何數目個推進器風扇。
在一個實施例中，在一個實例中，運輸機1900具有1,000磅之一最大起飛重量及220磅之一目標最大有效負載重量。各推進器風扇100可具有3 ft之一風扇直徑及6.0 lb/ft 2之一擴增轉盤負載。運輸機1900之機身1905可具有9.2 ft之一長度及3.75 ft之一寬度。運輸機1900之翼展可為28.7 ft，其具有106.3 ft 2之一機翼面積及9.4 lb/ft 2之一機翼負載。
圖20A、圖20B及圖20C分別繪示根據一個實施例之包含一推進器風扇陣列之一垂直起降(VTOL)飛機2000之一前視圖、一側視圖及一俯視圖。VTOL飛機2000係一視情況載人之VTOL飛機。VTOL飛機2000可為混合動力或全電動的。VTOL飛機2000在1,000英尺至2,000英尺之一作業高度可具有20海里至400海里之一範圍及130節至250節之一巡航速度。在一個實施例中，VTOL飛機2000能夠懸停。
在圖20A至圖20C中所展示之實例中，VTOL飛機2000係一雙翼機且具有一略微負交錯。VTOL飛機2000包含一第一機翼2001及一第二機翼2003。在一個實施例中，一角度靠近機身2005之前部形成於兩個機翼2001、2003之間。機翼2001、2003可具有5度之一機翼上反角及-25度之一機翼掃掠。然而，在不同實施例中，可使用其他角度。
在一個實施例中，一推進器風扇陣列經整合至各機翼2001及2003中。一第一推進器風扇陣列位於機身2005之一第一側處且整合至機翼2001中，且一第二推進器風扇陣列位於機身2005之一第二側處且整合至機翼2003中。例如，包含於機翼2001中之推進器風扇陣列包含推進器風扇100A、100B、100C及100D，而包含於機翼2003中之推進器風扇陣列包含推進器風扇100E、100F、100G及100H。因此，一半推進器風扇位於機身2005之一第一側處且剩餘一半推進器風扇位於機身2005之一第二側處。在圖20A至圖20C中所展示之實例中，推進器陣列包含八個推進器風扇，但可使用任何數目個推進器風扇。
在一個實例中，VTOL飛機2000具有5,000磅之一最大起飛重量及1,000磅(例如3個至4個乘客)之一目標最大有效負載重量。各推進器風扇100可具有5 ft之一風扇直徑及11.0 lb/ft 2之一擴增轉盤負載。例如，VTOL飛機2000之機身2005可具有24.7 ft之一長度及5 ft之一寬度。例如，VTOL飛機2000之翼展可為49 ft，其具有300 ft 2之一機翼面積及16.7 lb/ft 2之一機翼負載。
圖21A、圖21B及圖21C分別繪示根據一個實施例之包含一推進器風扇陣列之一遞送無人機2100之一前視圖、一側視圖及一俯視圖。遞送無人機2100可具有360度攝影機及感測器且可用於大於20分鐘之懸停飛行時間。在一個實施例中，遞送無人機2100可具有大於50 mph之一最大巡航速度。
遞送無人機2100係經構形以遞送一內部封裝之一電動尾坐式VTOL無人機之一實例。在所展示實例中，遞送無人機2100係一雙翼機且具有一中性交錯。在一個實施例中，遞送無人機2100包含一第一機翼2101及一第二機翼2103，且角掃掠靠近機身2105之後部形成於兩個機翼之間。
在一個實施例中，一推進器風扇陣列經整合至各機翼2101及2103中。一第一推進器風扇陣列位於機身2105之一第一側處且整合至機翼2101中，且一第二推進器風扇陣列位於機身2105之一第二側處且整合至機翼2103中。例如，包含於機翼2101中之推進器風扇陣列包含推進器風扇100A、100B及100C，而包含於機翼2103中之推進器風扇陣列包含推進器風扇100D、100E及100F。因此，一半推進器風扇位於機身2105之一第一側處且剩餘一半推進器風扇位於機身2105之一第二側處。在圖21A至圖21C中所展示之實例中，推進器陣列包含六個推進器風扇，但可使用任何數目個推進器風扇。
在一個實例中，遞送無人機2100具有55磅之一最大起飛重量及5.5磅之一目標最大有效負載重量。各推進器風扇100可具有1 ft之一風扇直徑及6.0 lb/ft 2之一擴增轉盤負載。遞送無人機2100之機身2105可具有6.7 ft之一長度及1.3 ft之一寬度。例如，遞送無人機2100之翼展可為8.8 ft，其具有21.9 ft 2之一機翼面積及2.5 lb/ft 2之一機翼負載。 自由葉片
由於本文中所描述之推進器風扇100具有高於150 mph之較高速度能力，所以期望透過葉片角度可變性或質量流節流來提供提高推進效率。如上文所描述，推進器風扇100包含顯著高於習知推進器之葉片計數。自一機械複雜性角度看，實施一典型可變螺距螺旋槳機構將過於繁重。
在一個實施例中，上文所描述之一推進器風扇陣列使用一自由機翼葉片結構併入至一飛機中。自由機翼葉片結構可實施於(例如)上文圖17至圖21中所描述之任何飛機中。自由機翼葉片係歸因於各葉片之氣動中心前方之質量平衡而能夠沿其徑向軸線自由旋轉之推進器風扇。即，葉片風扇209歸因於各葉片之氣動中心前方之質量平衡而能夠沿其徑向軸線自由旋轉。自由機翼葉片組合翼片設計、機翼質量平衡及一機翼樞軸來達成其中一機翼在所有飛行條件下依一恆定CL自動均載至一零俯仰力矩時自由樞轉之一能力。
自由葉片結構與推進器風扇100之組合針對葉片攻角(AoA)可變性產生一被動系統，同時維持一恆定葉片負載。此可向電動馬達驅動之推進器風扇100提供一獨特協同作用，因為電動馬達可跨一寬rpm範圍高效率操作。電動馬達可跨不同流入速度依較高或較低徑向速度操作，且葉片「浮動」以對準其AoA以維持相同均載升力係數(CL)。此能力亦可提供達成較低噪音之價值，作為避免葉片失速之一方法，葉片失速導致不同飛行條件及渦流位準處之高噪音。
使用自由葉片導致大量益處。例如，透過添加前緣葉片質量來俯仰平衡自由葉片始終處於接近其L/Dmax CL (通常為.5至1.0)之AoA。此確保葉片AoA始終匹配以與入流對準且永遠不存在分離流。此外，當內輪轂區域為空時，推進器風扇100可質量平衡，因為其經輪緣驅動以針對最輕質量平衡配重在葉片前面提供容積(且不暴露於流)。此容許推進器風扇100在不同飛行段期間使其rpm變動約50%以使葉片能夠始終接近其最佳前進比。自由葉片與電動馬達組合使用提供特定益處，因為不同於渦輪機或內燃機，電動馬達具有一廣泛高效率rpm。因此，渦輪機或內燃機需要在一給定功率依一固定rpm操作，而電動馬達不需要。此容許推進器在不同飛行段期間使其rpm變動約50%以使葉片能夠始終接近其最佳前進比。最後，歸因於較寬AoA變動及推力需要，自由葉片亦可有助於實現較大規模VTOL整合。 循環風管控制
在一個實施例中，一循環控制機構放置於風管前緣201處。循環控制機構經構形以在風管前緣201處吹送一空氣噴流。藉由將空氣施加至風管前緣201，風管前緣201能夠達成之前緣抽吸量擴增。在一個實施例中，電動馬達與離心或軸向壓縮機之組合將嵌入剩餘風管容積中以增加風管前緣201處之循環控制吹氣及/或抽吸。藉由在風管前緣201處應用分佈式電推進(DEP)用於內部循環控制吹氣，與向推進器投入額外動力相比，可用一較低功率達成靜態及低速推力擴增。DEP之此內部應用在推進器風扇100及飛機整合級兩者上最大化航空整合益處。例如，在風管前緣201處應用循環控制導致在相同風扇功率處靜態推力增加高達40%。
在一個實施例中，具有一高PR及進氣速度之一應急動力衝壓氣渦輪需要高循環控制噴流吹氣速度(即，接近音波噪音噴流)。低噪音低速噴流(約300 ft/sec)可被使用且可由小型內部風管電動離心鼓風機提供動力。
鑑於低得多PR及靜態風管流入速度，一較低速度循環控制噴流可對推進器之推力擴增同樣有效。循環控制效力依據Vjet/Vintake而變化。循環控制風管前緣吹氣之另一有趣態樣係避免大攻角處(即，過渡期間)之風管內前緣分離。此係風管式eVTOL之一重要考量，即，若入口氣流在風管前緣處分離，則由於風扇葉片經歷導致循環葉片負載之振盪流動條件，所以噪音顯著增加。
透過依約300 ft/sec之噴流速度在風管前緣201處應用循環控制吹氣，風管前緣吸力可增大以負責約75%之總靜態推力。在風管前緣201處吹氣在風管前緣上有效提供氣動形狀變形以夾帶額外環境空氣。隨著吹氣開啟，流入空氣「看到」一大得多之喇叭口風管前緣，其在靜態條件下係值得期望的。具有一實際喇叭口風管入口會在巡航時引起很大阻力。當吹氣相對無效時，可在巡航飛行期間關閉風管循環控制吹氣。一緊湊高速離心鼓風機依超音波葉片通過頻率操作以提供內部吹氣。儘管循環控制吹氣在高噴嘴噴流速度最有效(近音波最佳)，但吾人之噴嘴噴流已被設計用於較低噴流速度以達成低噪音(噴流噪音變動至噴嘴速度之1/10次方)。當此應用於風管前緣時，目標係最大化流入翻轉角且防止前緣風管前緣失速。
在一個實施例中，循環控制風管可應用於本文中所討論之任何飛機實施例中之風管前緣201。 排氣區域控制系統
如先前所提及，定子外殼219C之第二端1109係推進器風扇100之一排氣口(例如出口)。在一個實施例中，排氣口係空氣透過其自推進器風扇100流出而進入一開放環境之一區域。例如，排氣口係由最遠離鼻錐203之定子體219C之第二端1109界定之橫截面，空氣在其中自推進器風扇100流出。
在一個實施例中，一排氣控制系統連接至推進器風扇100以變動推進器風扇100之排氣之一區域(排氣區域)。排氣控制系統變動推進器風扇100之排氣區域以調節質量流，藉此調節來自一個別推進器風扇100之推力大小及/或一推力方向。例如，增大空氣透過其離開推進器風扇100之排氣區域導致推力相對於一預設排氣區域推力增大，而減小空氣透過其離開推進器風扇之排氣區域導致相對於預設排氣區域減小推力。下文將進一步描述排氣控制系統之不同構形。儘管以下描述係關於耦合至一個別推進器風扇100之一排氣控制系統之不同實施例，但排氣控制系統可添加至先前上文所描述之推進器風扇陣列。
圖22繪示根據一第一實施例之具有一排氣控制系統2201之推進器風扇系統2200之一第一透視圖且圖23繪示根據第一實施例之具有排氣控制系統2201之推進器風扇系統2200之一第二透視圖。在一個實施例中，推進器風扇系統2200包含先前上文所描述之推進器風扇100及連接至推進器風扇100之一排氣口之一排氣控制系統2201。
如上文所描述，定子219之第二端1109係推進器風扇100之排氣口。推進器風扇100之排氣區域之橫截面具有諸如一圓形之一第一形狀。在推進器風扇系統2200之第一實施例中，排氣控制系統2201連接至定子219之第二端1109以修改推進器風扇系統2200之排氣口之橫截面之一形狀以具有不同於第一形狀之一第二形狀。在一個實施例中，第二形狀係其中比變動第一形狀之區域更容易變動排氣口之區域之任何形狀。例如，第二形狀係具有形成一封閉區域之筆直邊緣之任何形狀，諸如(例如)一正方形、矩形、平行四邊形或三角形。歸因於圓形之彎曲性質，控制一圓形之區域比控制一矩形之區域更複雜。
在第一實施例中，排氣控制系統2201包含一過渡體2202、複數個襟副翼2205及一襟副翼控制機構(例如馬達2401及桿2403)。排氣控制系統2201可具有除本文中所描述之外的其他組件。在一個實施例中，過渡體2202經構形以使排氣口之一形狀自對應於推進器風扇100之排氣口之第一形狀過渡至對應於排氣控制系統2201之排氣口之第二形狀。
在一個實施例中，過渡體2202包含連接至定子體219C之第二端1109之一第一端2203。過渡體2202之第一端2203具有匹配定子體之第二端1109之形狀之一形狀(例如第一形狀)。例如，過渡體2202之第一端2203具有一圓形形狀，其具有匹配定子體之第二端1109之一直徑之一直徑。過渡體2202之第二端2204係推進器風扇系統2200之排氣口且具有第二形狀。
在一些實施例中，過渡體2202之第一端2203之區域實質上相同於過渡體2210之第二端2204之區域(例如，在10%內)以確保氣流在整個過渡體2202中保持穩定。為確保順暢及無噪音流動，過渡體2202經塑形以不具有內部接縫或邊緣或至少減少內部接縫或邊緣之數目。過渡體2202平緩傾斜或自具有第一形狀(例如一圓形橫截面)之第一端2203至具有第二形狀(例如一矩形橫截面)之第二端2204張開。過渡體2202由相同於定子體219C之材料製成且可為(例如)一金屬或複合材料。因此，過渡體2202提供一平滑過渡以改變推進器風扇系統2200之排氣區域形狀。
在一個實施例中，一伸長風管由推進器風扇100及排氣控制系統2201之組件形成。如圖22及圖23中所展示，伸長風管包括風管前緣201、外罩殼213A及213B、定子體219C及過渡體2202。
圖23繪示包含於排氣控制系統2201中之複數個襟副翼2205。襟副翼2205係經調整以變動推進器風扇系統2200之排氣區域之一排氣區域控制機構之一實例。如圖23中所展示，複數個襟副翼2205連接至過渡體2202之第二端2204。在圖23中所展示之實例中，複數個襟副翼2205包含總共四個襟副翼。然而，任何數目個襟副翼2205可包含於排氣控制系統2201中。
在一個實施例中，各襟副翼2205係具有一前緣及一後緣之一翼片。襟副翼2205可具有矩形橫截面且由(例如)一金屬或複合材料製成，但可使用其他橫截面形狀。複數個襟副翼2205之各者之前緣連接至過渡體2202之第二端2204。在一個實施例中，各襟副翼2205之前緣藉由一鉸鏈2405 (如圖24中所展示)連接至過渡體2202之第二端2204，藉此允許襟副翼2205之位置角或狀態改變以藉此變動推進器風扇系統2200之排氣區域。即，襟副翼2205可致動，使得當其等移動時，襟副翼2205可阻擋排氣區域之部分且限制區域或可移動至不限制排氣區域之一位置。
因此，在推進器風扇系統2200之第一實施例中，空氣透過風管前緣201流入至推進器風扇100中，通過葉片風扇209 (圖中未展示)、尾錐221及定子219A而進入過渡體2202且離開具有由過渡體2202之第二遠端產生之第二形狀之過渡體2202之排氣區域。連接至過渡體2202之第二端2204之襟副翼2205可致動，使得當其等移動時，推進器風扇系統2200之排氣區域經變動以控制推力大小及/或推力方向。
在一些實施例中，襟副翼2205可個別控制，使得各襟副翼之位置可獨立於其他襟副翼變動。例如，襟副翼2205A、2205B、2205C及2205D之各者可各在彼此不同方向上移動。在其他實施例中，平行襟副翼2205可一起經致動使得(例如)當一頂部襟副翼2205A朝向尾錐221向內移動時，底部襟副翼2205C朝向尾錐221向內移動相同量，且當一左襟副翼2205D朝向尾錐221向內移動時，右襟副翼2205B朝向尾錐221向內移動相同量。在其中存在各具有一排氣控制系統2201之一推進器風扇陣列之實施例中，各排氣控制系統2201之襟副翼2205可個別控制。在其他實施例中，相同位置中之襟副翼2205 (例如陣列之各推進器之頂部襟副翼2205A)可一起致動。
圖24繪示根據一個實施例之沿圖22中所展示之平面A-A'之推進器風扇系統2200之一橫截面圖。襟副翼2205經塑形以平滑延續風管之翼片形狀。在一個實施例中，各襟副翼2205由包含一馬達2401及桿2403之一襟副翼控制機構致動。馬達2401係一轉矩馬達或伺服馬達，其推動桿2403以伸長桿2403以藉此引起襟副翼2205朝向尾錐221向內移動或拉動桿2403以收縮桿2403以藉此引起襟副翼2205遠離尾錐221向外移動。
在所展示實施例中，當馬達2401推動桿2403時，襟副翼2205圍繞鉸鏈2405旋轉以導致襟副翼向內傾斜(例如，朝向尾錐221)。當馬達2401拉動桿2403以使其收縮時，襟副翼圍繞鉸鏈2405旋轉以向外傾斜(例如，遠離尾錐)。因此，當襟副翼2205向內移動時，推進器風扇系統2200之排氣區域之橫截面減小，藉此減小推力，假定葉片風扇209依一恆定RPM旋轉。同樣地，當襟副翼2205向外移動時，推進器風扇系統2200之排氣區域之橫截面增大，藉此增大推力，假定葉片風扇209依恆定RPM旋轉。因此，可節省功率，因為無需額外功率來提高葉片風扇209之速度以產生比致動排氣控制系統2201所需之功率消耗更多功率之更大推力。
儘管為了簡單而在圖中展示每襟副翼2205一單一馬達2401，但具有襟副翼2205之推進器之其他實施例將包含每襟副翼2205至少兩個馬達2401或伺服馬達以確保襟副翼在馬達或伺服馬達出故障時仍可控制。在一些實施例中，桿2403係一螺桿，其在馬達2401旋轉時取決於馬達2401之旋轉方向而向前或向後平移。
在一個實施例中，各襟副翼2205之馬達2401收容於定子體219C之一腔(例如一中空空間)中且桿2403自中空定子體219C運行至襟副翼2205之中空體中，其中桿錨定至襟副翼2205之一邊緣。應注意，當前所展示之桿2403附接至襟副翼2205之向內邊緣。在其他實施例中，當桿2403代以錨定至襟副翼2205之向外邊緣時，桿2403之擴展及收縮將使襟副翼2205在與上述方向相反之方向上移動(例如，延伸導致向外旋轉且收縮導致向內旋轉)。
在一個實施例中，鉸鏈2405類似於一門鉸鏈之鉸鏈，其中一銷螺合穿過連接至定子體219C之一插座及連接至襟副翼2205之一插座，藉此在鉸鏈2405處將定子體219C及襟副翼2205固持在一起。鉸鏈2405可放置於襟副翼2205之向內或向外邊緣之任一者上。亦可使用諸如球窩接頭之其他旋轉構件。
致動襟副翼2205可變動排氣區域之大小以變動推力且另外可經致動以改變氣流方向以變動升力。圖25A、圖25B及圖25C繪示根據一個實施例之襟副翼2205之不同位置。為簡單起見，鼻錐203、馬達外殼219B及尾錐221在圖25A至圖25C中展示為一單一中心部分2503。在圖25A中，頂部襟副翼2205A朝向中心部分2503向內傾斜，而底部襟副翼2205C向外傾斜。在其中推進器水平之一使用情況中，25A中之襟副翼2205之位置將導致空氣被向下導引以增大諸如用於垂直起飛之升力。
相反地，圖25B中之襟副翼2205之位置(頂部襟副翼2205A向外傾斜且底部襟副翼2205C向內傾斜)將導致空氣被向上推動以引起向下推力及一淨力矩，諸如降低及/或旋轉飛機。襟副翼2205之向外旋轉由α表示且可高達90°，而向內旋轉由β表示且可高達90°。
圖25C展示兩個襟副翼2205依幾乎最大角向內旋轉以導致推進器風扇系統2200之一可能最小排氣區域且因此導致空氣離開推進器風扇系統2200時之一最低推力。在一個實施例中，襟副翼之最大向內角係約60度，但可使用其他最大向內角。
在一個實施例中，襟副翼2205可具有0°之一預設位置，使得當無信號發送至馬達時，襟副翼處於預設位置。例如，圖24中展示襟副翼之預設位置。
圖26A、圖26B及圖26C繪示根據一第二實施例之推進器風扇系統2600之一橫截面圖。在一個實施例中，推進器風扇系統2600包含推進器風扇100及一排氣控制系統2601。與根據第一實施例之排氣控制系統2201相比，第二實施例之排氣控制系統2601包含一可致動尾錐2609及用於可致動尾錐2609之一控制機構。在第二實施例中，可致動尾錐2609經構形以藉由變動根據第二實施例之可致動尾錐2609之長度來變動推進器風扇系統2600之排氣區域。
在第二實施例中，可致動尾錐2609替換先前上文所描述之尾錐221。圖27繪示根據第二實施例之可致動尾錐2609之一詳圖。可致動尾錐2609包含一第一端2701及一第二端2703，其中第二端依類似於先前上文所描述之尾錐221之一方式連接至定子219。在一個實施例中，尾錐221之第二端包含複數個同心環2607，其中各環2607包含與另一同心環至少部分重疊之至少一端。複數個同心環2607可被視為一排氣區域控制機構，如下文將進一步描述。在各對環之間係防止空氣進入尾錐2609之中空體之一撓性密封件。
在實例性可致動尾錐2609中，複數個同心環包含一第一環2607A及一第二環2607B。第一環2607A具有對應於可致動尾錐2609之第一端2701且連接至定子219之一第一端及連接至第二環2607B之一第一端之一第二端。第一環2607A之第二端與第二環2607B之一第一端部分重疊，使得第一環2607A之第二端安置於第二環2607B內。如下文將進一步描述，同心環2607之間的重疊量可變動，藉此改變可致動尾錐2609之長度以改變推進器風扇系統2600之排氣區域。
在一個實施例中，可致動尾錐2609包含可致動尾錐2609之第一端2701與第二端2703之間的一中間部分2705，其具有大於第一端及第二端之一直徑之一直徑。因此，可致動尾錐2609之中間部分2705具有類似於一保齡球瓶之下半部之張開形狀之一張開形狀。當可致動尾錐2609伸長時，具有最大直徑之中間部分2705朝向定子219移動至排氣區域中，藉此減小排氣區域且減小推力。
參考圖26A，根據第二實施例，可致動尾錐2609經展示為處於一完全縮回狀態(例如位置)中。在完全縮回狀態中，同心環2607之位置經調整使得同心環2607之間出現最大重疊量。在完全縮回狀態中，排氣控制系統2601將推進器風扇系統2600之排氣區域增大至對應於推進器風扇系統2600之最大推力之一區域。例如，推力依最受約束設計速度增大。由於可致動尾錐2609之中間部分2705朝向定子219向內移動，所以排氣區域增大。
圖26C中繪示根據第二實施例之完全延伸狀態中之可致動尾錐2609。在完全延伸狀態中，同心環2607之位置經調整使得同心環2607之間出現最小重疊量。在完全延伸狀態中，排氣控制系統2601將推進器風扇系統2600之排氣區域減小至對應於推進器風扇系統2600之最小推力之一區域。例如，推力依一約束設計速度減小。由於可致動尾錐2609之中間部分2705遠離定子219向外移動，所以排氣區域減小，藉此增大排氣區域。
圖26B繪示根據第二實施例之完全延伸狀態與完全縮回狀態之間的一中間狀態中之可致動尾錐2609。在中間狀態中，同心環2607之位置經調整使得同心環2607之間出現一中間重疊量。中間重疊量大於完全延伸狀態中之最小重疊量但小於完全收縮狀態中之最大重疊量。儘管僅展示一單一中間狀態，但可致動尾錐2609可定位於完全延伸狀態與完全縮回狀態之間的複數個不同中間狀態中。
在一個實施例中，可致動尾錐2609之最小及最大長度隨使用其之應用而變動。例如，當推進器風扇系統2600用於一小型無人機中時，可致動尾錐2609可具有小於用於經構形以運輸人之一飛機中之可致動尾錐2609之長度範圍之一長度範圍。
在推進器風扇系統2600之第二實施例中，圖26中所展示之實施例之風管2603之一端部在形式上不同於圖25中所展示之推進器風扇系統2200之風管2501。推進器風扇系統2600之第二實施例中之風管2603之排氣區域可具有類似或相同於推進器風扇100之出口之一形狀。因此，推進器風扇系統2600之排氣區域可呈圓形，而推進器風扇系統2200之排氣區域呈(例如)矩形。在一個實施例中，風管2603之一內表面基於可致動尾錐2609之中間部分2705之外表面之一形狀來塑形(例如輪廓化)(例如，使得風管2603之內表面呈凹形，而尾錐2609呈凸形)。
如上文所提及，第二實施例之排氣控制系統2601包含用於致動可致動尾錐2609之一控制機構。控制機構可包含(例如)一馬達2605及桿2611。在其他實施例中，控制機制可包含其他組件。
馬達2605可為(例如)一伺服馬達或扭矩馬達。桿2611之一第一端連接至馬達且桿2611之一第二端連接至可致動尾錐2609之一尖端。桿2611可為(例如)一螺桿。馬達2605移動桿2611，使得桿推動或拉動尾錐2609之第二端以引起環2607滑過彼此以改變尾錐2609之長度。儘管展示一單一馬達2605，但在其他實施例中，存在多個馬達2605來致動一單一尾錐2609以在一馬達出故障時減少失控。
圖28繪示根據一第三實施例之一推進器風扇系統2800之橫截面圖。推進器風扇系統2800之第三實施例包含複數個排氣控制系統。例如，推進器風扇系統2800之第三實施例包含圖22至圖25中所展示之具有襟副翼2205之排氣控制系統2201及圖26至圖27中所展示之具有可致動尾錐2609之排氣控制系統2601。
在第三實施例中，排氣控制系統2201及排氣控制系統2601可經個別控制以變動推進器風扇系統2800之排氣區域。例如，圖28繪示包含於排氣控制系統2201中之襟副翼2205及包含於排氣控制系統2601中之可致動尾錐2609可個別致動。兩者或任一者可經變動以改變推力，如先前上文相對於排氣控制系統2201、2601之第一及第二實施例所描述。在一些使用情況中，襟副翼2205可用於改變升力，而尾錐2609用於變動推力。在其他情況中，諸如在需要高推力之起飛期間，尾錐2609及襟副翼2205兩者可經致動以儘可能減小排氣區域。 結論
說明書中參考「一個實施例」或「一實施例」意謂一特定特徵、結構或特性包含於本發明之至少一個實施例中。說明書各處出現之片語「在一個實施例中」未必係指相同實施例。
儘管已參考一個實施例及若干替代實施例特別展示及描述本發明，但熟習相關技術者應理解，可在不背離本發明之精神及範疇之情況下對本文作出各種形式及細節改變。
100:推進器風扇 100A:第一推進器風扇 100B:第二推進器風扇 100C:第三推進器風扇 100D:推進器風扇 100E:推進器風扇 100F:推進器風扇 100G:推進器風扇 100H:推進器風扇 201:風管前緣 203:鼻錐 205:輪轂 207:緊固件 209:葉片風扇 210:鎖定環 211:張力環 213:外罩殼 213A:外罩殼 213B:外罩殼 215:馬達 217:殼體 219:定子 219A:定子葉片 219B:馬達外殼 219C:定子外殼/定子體 221:尾錐 223:安裝孔 225:螺紋孔 303:第一端 305:第二端 307:外表面 309:內表面 311A:曲度 311B:曲度 403:開口 405:空氣通道 407:開口 409:外表面 411:突出部 413:空氣通道 415:開口 417:開口 501:安裝孔 501A至501F:安裝孔 503:開口 503A:開口 503B:開口 505:開口 507:第一端 509:連接機構 511:第二端/中間區域 601:葉片 603:第二鎖定端 605:第一鎖定端 607:翼片 609:幾何扭轉 801:第一端 803:第二端 805:鎖定齒 805A:鎖定齒 805B:鎖定齒 807:狹槽 809:連接機構 903:第一端 905:第二端 907:開口 909:本體 1001:第一端 1003:第二端 1005:安裝孔 1007:安裝孔 1009:中間部分 1009A:第一中間部分 1009B:第二中間部分 1101:第一端 1103:第二端 1105:腔 1107:第一端 1109:第二端 1111:內表面 1113:孔 1201:第一端 1203:第二端 1205:中間點 1207:腔 1209:安裝表面 1301:輔助馬達 1301A:輔助馬達 1301B:輔助馬達 1301C:輔助馬達 1301D:輔助馬達 1303:環形齒輪 1500:推進器風扇陣列 1600:推進器風扇陣列 1603:風管機翼 1605:飛機 1700:懸停無人機 1800:電影無人機 1801:第一機翼 1803:第二機翼 1805:機身 1900:運輸機 1901:第一機翼 1903:第二機翼 1905:機身 2000:垂直起降(VTOL)飛機 2001:第一機翼 2003:第二機翼 2005:機身 2100:遞送無人機 2101:第一機翼 2103:第二機翼 2105:機身 2200:推進器風扇系統 2201:排氣控制系統 2202:過渡體 2203:第一端 2204:第二端 2205:襟副翼 2205A:頂部襟副翼 2205B:右襟副翼 2205C:底部襟副翼 2205D:左襟副翼 2401:馬達 2403:桿 2405:鉸鏈 2501:風管 2503:中心部分 2600:推進器風扇系統 2601:排氣控制系統 2603:風管 2605:馬達 2607:同心環 2607A:第一環 2607B:第二環 2609:可致動尾錐 2611:桿 2701:第一端 2703:第二端 2705:中間部分 2800:推進器風扇系統
圖1係根據一個實施例之一推進器風扇之一透視圖。
圖2A係根據一個實施例之推進器風扇之一第一分解圖。
圖2B係根據一個實施例之推進器風扇之一第二分解圖。
圖3A、圖3B、圖3C及圖3D分別繪示根據一個實施例之推進器風扇之一風管前緣之一透視圖、一前視圖、一側視圖及一橫截面圖。
圖4A、圖4B、圖4C及圖4D分別繪示根據一個實施例之推進器風扇之一鼻錐之一透視圖、一前視圖、一橫截面圖及橫截面之一透視圖。
圖5A及圖5B分別繪示根據一個實施例之推進器風扇之一輪轂之一前視圖及一側視圖。
圖6A及圖6B分別繪示根據一個實施例之推進器風扇之一葉片風扇之一透視圖及一前視圖。
圖7A、圖7B、圖7C及圖7D分別繪示根據一個實施例之包含於圖6A及圖6B中所展示之葉片風扇中之一葉片之一透視圖、一前視圖、一側視圖及一俯視圖。
圖8A、圖8B及圖8C分別繪示根據一個實施例之推進器風扇之一鎖定環之一透視圖、一前視圖及一側視圖。
圖9A及圖9B分別繪示根據一個實施例之推進器風扇之一張力環之一透視圖及一側視圖。
圖10A、圖10B及圖10C分別繪示根據一個實施例之推進器風扇之一內風管殼體之一透視圖、一前視圖及一側視圖。
圖11A、圖11B、圖11C及圖11D分別繪示根據一個實施例之推進器風扇之一定子之一透視圖、一前視圖、一側視圖及一橫截面圖。
圖12A、圖12B、圖12C及圖12D分別繪示根據一個實施例之推進器風扇之一尾錐之一透視圖、一前視圖、一側視圖及一橫截面圖。
圖13A、圖13B及圖13C分別繪示根據一個實施例之推進器風扇之一圓周驅動系統之一透視圖、一前視圖及一側視圖。
圖14繪示根據另一實施例之推進器風扇之一圓周驅動系統。
圖15A及圖15B分別繪示根據一個實施例之一推進器風扇陣列之一前視圖及一透視圖。
圖16繪示根據一個實施例之一推進器風扇陣列之一實例性應用。
圖17A、圖17B及圖17C分別繪示根據一個實施例之包含一推進器風扇陣列之一懸停無人機之一前視圖、一側視圖及一俯視圖。
圖18A、圖18B及圖18C分別繪示根據一個實施例之包含一推進器風扇陣列之一電影無人機之一前視圖、一側視圖及一俯視圖。
圖19A、圖19B及圖19C分別繪示根據一個實施例之包含一推進器風扇陣列之一運輸機之一前視圖、一側視圖及一俯視圖。
圖20A、圖20B及圖20C分別繪示根據一個實施例之包含一推進器風扇陣列之一垂直起降(VTOL)飛機之一前視圖、一側視圖及一俯視圖。
圖21A、圖21B及圖21C分別繪示根據一個實施例之包含一推進器風扇陣列之一遞送無人機之一前視圖、一側視圖及一俯視圖。
圖22繪示根據一第一實施例之具有一排氣控制系統之推進器風扇系統之一第一透視圖。
圖23繪示根據第一實施例之具有排氣控制系統之推進器風扇系統之一第二透視圖。
圖24繪示根據第一實施例之具有排氣控制系統之推進器風扇系統之一橫截面圖。
圖25A、圖25B及圖25C繪示根據第一實施例之排氣控制系統之不同狀態。
圖26A、圖26B及圖26C繪示根據一第二實施例之具有一排氣控制系統之一推進器風扇系統之橫截面圖。
圖27繪示根據第二實施例之排氣控制系統之一詳圖。
圖28繪示根據一第三實施例之具有一排氣控制系統之一推進器風扇系統之一橫截面圖。
201:風管前緣
203:鼻錐
209:葉片風扇
213A:外罩殼
213B:外罩殼
219C:定子外殼/定子體
2200:推進器風扇系統
2201:排氣控制系統
2202:過渡體
2203:第一端
2204:第二端
2205:襟副翼

Claims (20)

  1. 一種排氣控制系統，其包括： 一第一端，其經構形以連接至經構形以產生推力之一推進器風扇之一出口，該第一端具有實質上匹配該推進器風扇之該出口之一橫截面形狀之一第一橫截面形狀； 一第二端，其具有不同於該第一橫截面形狀之一第二橫截面形狀，由該推進器風扇產生之排氣經構形以離開該排氣控制系統之該第二端；及 一排氣區域控制機構，其經構形以使該排氣控制系統之該第二端之一區域自一第一區域變動至小於該第一區域之一第二區域。
  2. 如請求項1之排氣控制系統，其中該排氣區域控制機構包括連接至該排氣控制系統之該第二端之複數個襟副翼。
  3. 如請求項2之排氣控制系統，其進一步包括： 一過渡體，其經構形以使該排氣控制系統自具有含該第一橫截面形狀之該第一端過渡至具有不同於該第一橫截面形狀之該第二橫截面形狀之該第二端，該過渡體包括該第一端及該第二端， 其中該複數個襟副翼之各者連接至該過渡體之該第二端上之複數個邊緣之一者。
  4. 如請求項2之排氣控制系統，其中該複數個襟副翼之至少一者經構形以獨立於該複數個襟副翼之另一者而致動。
  5. 如請求項2之排氣控制系統，其中該複數個襟副翼經構形以同時致動。
  6. 如請求項2之排氣控制系統，其中該複數個襟副翼經構形以朝向該第二端之一中心致動，使得該第二端之一區域減小，藉此減小該推進器風扇之該推力，且其中該複數個襟副翼經構形以遠離該第二端之該中心致動，使得該第二端之該區域增大，藉此增大該推進器風扇之該推力。
  7. 如請求項2之排氣控制系統，其中第一橫截面形狀包括一圓形橫截面且該第二橫截面形狀包括一矩形橫截面。
  8. 一種排氣控制系統，其包括： 一第一端，其經構形以連接至產生推力之一推進器風扇； 一第二端，其與該第一端對置； 一中間部分，其安置於該第一端與該第二端之間，該中間部分具有大於該第一端之一直徑及該第二端之一直徑之一直徑；及 一排氣區域控制機構，其安置於該第一端處，該排氣區域控制機構經構形以調整該排氣控制系統之一長度，使得該推進器風扇之一出口內之該中間部分之一位置改變，藉此變動該推進器風扇之該出口之一區域。
  9. 如請求項8之排氣控制系統，其中該排氣區域控制機構包括： 複數個重疊同心環，其等安置於該第一端處，該複數個同心環之各者之至少一部分與該複數個同心環之另一者之一部分重疊， 其中該排氣控制系統之該長度回應於該複數個同心環之間的一重疊量調整而調整。
  10. 如請求項9之排氣控制系統，其進一步包括： 一控制機構，其連接至該第二端，該控制機構經構形以調整該複數個同心環之間的該重疊量以變動該推進器風扇之該出口之該區域。
  11. 如請求項10之排氣控制系統，其中該控制機構經構形以增加該複數個同心環之間的該重疊量以減小該排氣控制系統之該長度，使得該中間部分更靠近該第一端，藉此增大該推進器風扇之該出口之該區域來增大推力。
  12. 如請求項10之排氣控制系統，其中該控制機構經構形以減少該複數個同心環之間的該重疊量以增大該排氣控制系統之該長度，使得該中間部分更遠離該第一端，藉此減小該推進器風扇之該出口之該區域來減小推力。
  13. 一種推進器系統，其包括： 一推進器風扇，其經構形以產生推力，該推進器風扇包含具有一第一橫截面形狀之一出口；及 一排氣控制系統，其經構形以變動該推進器系統之一出口之一區域，該排氣控制系統包括： 一入口，其連接至該推進器風扇之該出口，該推進器風扇之該出口及該排氣控制系統之該入口具有一第一橫截面形狀； 一出口，其具有不同於該第一橫截面形狀之一第二橫截面形狀，由該推進器系統產生之排氣經構形以離開該排氣控制系統之該出口；及 一第一排氣區域控制機構，其經構形以使該排氣控制系統之該出口之一區域自一第一區域變動至小於該第一區域之一第二區域。
  14. 如請求項13之推進器系統，其中該第一排氣區域控制機構包括連接至該排氣控制系統之該出口之複數個襟副翼。
  15. 如請求項14之推進器系統，其中該第一排氣控制系統進一步包括： 一過渡體，其經構形以使該排氣控制系統自具有含該第一橫截面形狀之該入口過渡至具有不同於該第一橫截面形狀之該第二橫截面形狀之該出口， 其中該複數個襟副翼之各者連接至該過渡體之該出口上之複數個邊緣之一者。
  16. 如請求項14之推進器系統，其中該複數個襟副翼之至少一者經構形以獨立於該複數個襟副翼之另一者而致動。
  17. 如請求項14之推進器系統，其中該複數個襟副翼經構形以同時致動。
  18. 如請求項14之推進器系統，其中該複數個襟副翼經構形以朝向該排氣控制系統之該出口之一中心致動，使得該排氣控制系統之該出口之一區域減小，藉此減小該推進器風扇之該推力，且其中該複數個襟副翼經構形以遠離該排氣控制系統之該出口之該中心致動，使得該排氣控制系統之該出口之該區域增大，藉此增大該推進器風扇之該推力。
  19. 如請求項13之推進器系統，其中第一橫截面形狀包括一圓形橫截面且該第二橫截面形狀包括一矩形橫截面。
  20. 如請求項13之推進器系統，其進一步包括安置於該推進器風扇之該出口內之一第二排氣控制系統，其中該第二排氣控制系統之一長度經調整以變動該推進器風扇之該出口之一區域。
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Family Cites Families (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2828603A (en) * 1948-04-09 1958-04-01 Westinghouse Electric Corp Afterburner for turbo jet engines and the like
US3173604A (en) 1962-02-15 1965-03-16 Gen Dynamics Corp Mixed flow turbo machine
US3174681A (en) 1963-02-27 1965-03-23 Aerovent Fan Company Inc Reversible propeller
US3807639A (en) * 1973-05-02 1974-04-30 Snecma Variable-geometry nozzles for jet propulsion engines
US5038559A (en) 1981-12-22 1991-08-13 Allied-Signal Inc. Method and apparatus for selectively varying an effective fluid flow area of a jet engine exhaust nozzle
US4844698A (en) 1986-06-17 1989-07-04 Imc Magnetics Corp. Propeller blade
US4813607A (en) * 1987-10-02 1989-03-21 Allied-Signal Inc. Variable-area thrust vectoring and reversing asymmetric aircraft exhaust nozzle
DE4012212A1 (de) * 1990-04-14 1991-10-24 Mtu Muenchen Gmbh Duese fuer ein hyperschalltriebwerk
FR2679599A1 (fr) 1991-07-24 1993-01-29 Snecma Perfectionnement aux roues a aubes de turbomachines.
GB9119853D0 (en) * 1991-09-17 1991-10-30 Rolls Royce Plc Method of and apparatus for removing and replacing a part or parts of a gas turbine engine powerplant
US6139277A (en) 1998-12-22 2000-10-31 Air Concepts, Inc. Motorized fan
US8636241B2 (en) 2005-04-20 2014-01-28 Richard H. Lugg Hybrid jet/electric VTOL aircraft
US7393182B2 (en) 2005-05-05 2008-07-01 Florida Turbine Technologies, Inc. Composite tip shroud ring
US7475548B2 (en) * 2005-09-09 2009-01-13 General Electric Company Vectorable nozzle with pivotable triangular panels
AT503840B1 (de) 2006-06-30 2010-09-15 Facc Ag Leitschaufelanordnung für ein triebwerk
GB2445555B (en) * 2007-01-09 2009-02-18 Rolls Royce Plc An aircraft configuration
SE0700823L (sv) 2007-03-30 2008-10-01 Volvo Aero Corp Komponent för en gasturbinmotor, jetmotor försedd med en sådan komponent, samt en flygmaskin försedd med en sådan jetmotor
GB201215908D0 (en) 2012-09-06 2012-10-24 Rolls Royce Plc Fan blade
EP2799334B1 (en) 2013-04-29 2016-09-07 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Blade rotary assembly with aerodynamic outer toroid spoiler for a shrouded propulsion rotary assembly
FR3018094B1 (fr) 2014-02-28 2021-12-03 Snecma Rotor de soufflante pour une turbomachine telle qu'un turboreacteur multiflux entraine par reducteur
JP6428128B2 (ja) 2014-10-08 2018-11-28 株式会社Ihi 静翼構造、及びターボファンエンジン
US9963981B2 (en) 2015-06-10 2018-05-08 General Electric Company Pitch change mechanism for shrouded fan with low fan pressure ratio
WO2017218841A1 (en) * 2016-06-15 2017-12-21 The Regents Of The University Of California Two-dimensional supersonic nozzle thrust vectoring using staggered ramps
US10724472B1 (en) * 2017-06-16 2020-07-28 Aerion Intellectual Property Management Corporation High flow plug nozzle apparatus and method of using the same
US11338926B2 (en) * 2018-08-10 2022-05-24 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Aircraft with electric propulsor
FR3087824B1 (fr) 2018-10-26 2021-10-15 Safran Aircraft Engines Module electrique de soufflante d'aeronef comportant des aubes a fixation amelioree
FR3087821B1 (fr) 2018-10-26 2021-12-03 Safran Aircraft Engines Module electrique de soufflante d'aeronef comportant des aubes a fixation perfectionnee
CN114144355B (zh) 2019-05-16 2023-06-23 杜希欧汽车公司 电动飞行器推进系统
CN111237084A (zh) 2020-02-17 2020-06-05 王镇辉 电能驱动喷气式航空发动机及航空器
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