TW202417320A - 具有襟翼的涵道翼 - Google Patents

Abstract

一種涵道翼經構形以連接至一飛機。該涵道翼包含整合式噴流翼之一陣列。各噴流翼包含一推進器風扇、一上機翼部分及延伸超出該上機翼部分之一端之一下機翼部分。各噴流翼包含形成於該上機翼部分與該下機翼部分之間之一涵道，其中該推進器在該涵道內。此外，各噴流翼可具有在該噴流翼之前緣或尾緣處之一或多個襟翼。該噴流翼可具有控制該推進器風扇之入口面積或出口面積之襟翼以及控制該飛機是否可在複數種不同起飛模式之一者中操作之襟翼。

Description

具有襟翼的涵道翼

本發明大體上係關於一種包含一推進器風扇陣列之飛機。更具體言之，本發明大體上係關於具有整合式電動涵道風扇之涵道翼，其等容許用於飛機之習知起降(CTOL)、垂直起降(VTOL)及短距起降(STOL)之可變氣流模式。

當前電動習知起降噴氣式飛機利用通常利用開放轉子及推進器之推進器風扇。此等類型之習知推進器風扇已達到其等之聲學極限。習知推進器包含支撐在一單端上之兩個至五個葉片，藉此將葉片計數限於五個或更少葉片。為了使習知推進器發出人耳較不易感知之一頻率之聲音，必須增加風扇之速度。然而，歸因於僅由單端結構支撐，習知推進器無法以一較高速度驅動。此外，由於習知推進器風扇僅支撐在一單端處，故風扇葉片之角度可在葉片風扇以更快速度旋轉時改變，此導致人耳可聽到之節距之改變。因此，傳統習知起降噴氣式飛機增加噪音污染。

揭示一種飛機，其具有一涵道翼與噴流翼(jetfoil)之一嵌入式陣列。該飛機可經構形以攜載乘客、貨物或一組合。各噴流翼包含一推進器以及在一些實施例中，一系列襟翼以控制飛機之起降模式以及推進器之入口及出口之面積。噴流翼陣列一起形成一涵道翼。一組襟翼可取決於襟翼之設定角度控制起降模式，從而取決於襟翼之角度而容許CTOL、VTOL或STOL。另一組襟翼控制推進器之入口及出口之入口及出口面積以便跨一系列空速最佳化效率。推進器嵌入涵道翼之前緣中以最小化邊界層空氣之吸入。在一些實施例中，涵道翼之部分可用於攜載有效負載，諸如感測器、設備、電池或燃料。

相關申請案之交叉參考

本申請案主張2022年6月29日申請之美國臨時專利申請案第63/356,891號之權利，該案之全文以引用的方式併入。

圖(Figures/FIGS.)及以下描述僅藉由圖解描述某些實施例。熟習此項技術者自以下描述將容易認知，可採用本文中繪示之結構及方法之替代實施例而不脫離本文中描述之原理。現將詳細參考若干實施例，在附圖中繪示該若干實施例之實例。應注意，在實際可行之情況下，類似或相同元件符號可在圖中使用且可指示類似或相同功能性。

圖1A、圖1B、圖1C、圖1D、圖1E、圖1F及圖1G繪示根據一項實施例之具有涵道翼之一飛機100之不同視圖。取決於涵道翼之一或多個襟翼之定向，飛機100可在複數種不同起降模式之一者中操作，諸如一習知起降(CTOL)、一垂直起降(VTOL)模式及一短距起降(STOL)模式，如下文將進一步描述。

具體言之，根據一實施例，圖1A繪示飛機100之一左前俯視透視圖，圖1B繪示具有涵道翼之飛機100之一右側視圖，圖1C繪示具有涵道翼之飛機100之一正視圖，圖1D繪示具有涵道翼之飛機100之一左側視圖，圖1E繪示具有涵道翼之飛機100之一後視圖，圖1F繪示具有涵道翼之飛機100之一仰視圖且圖1G繪示具有涵道翼之飛機100之一俯視圖。在一項實施例中，包含於涵道翼中之襟翼之使用容許飛機100取決於所需應用而在CTOL、STOL與VTOL模式之間轉變。

一般言之，例如，飛機100可為能夠攜載乘客及貨物之一支線飛機。取決於飛機100之構形，飛機100經構形以攜載複數個乘客，諸如5位至30位以上乘客。在一項實施例中，飛機100係全電動的，其具有小於200哩之一目視飛行規則(VFR)範圍；可為混合電動的(使用一增程器)以根據儀器飛行規則(IFR)達成高達500哩；或非電動的，其用於大於500哩之距離。

全電動飛機100可包含具有一384 kWh容量、255 Whr/kg @電池組級之一電池組，該電池組係液冷式、防延燒且四元冗餘的。電池組可包含具有一Farasis圓柱形生產、305 Whr/kg @胞元級、2C放電/充電及2000循環壽命之電池胞元。混合電動實施例可使用一增程器，諸如一勞斯萊斯(Rolls-Royce) 250 kW渦輪發電機。

在一項實施例中，飛機100 (例如，一飛機)包括一機身101、複數個涵道翼103、噴流翼109之一陣列、複數個吊桿105、複數個水平尾翼111 (例如，機翼)、複數個垂直尾翼107 (例如，機翼)及一或多個起落機構113。水平尾翼111及垂直尾翼107共同形成飛機100之尾翼。應注意，在其他實施例中，飛機100可包含除圖1A至圖1E中展示以外之其他組件。

機身101係飛機100之一主體。機身101係一中空結構。機身101可為一個連續結構或可為包括共同形成機身101之多個組件之一模組化結構。在一項實施例中，機身101含有一或多個有效負載。在一項實施例中，飛機100係全電動的。然而，在如上文先前描述之其他實施例中，飛機100可利用一混合電力系統以實現更長耐久性、更大有效負載及/或更長航程。

在一項實施例中，機身101亦可包括用於控制飛機100之電動組件。用於控制飛機100之電動組件之實例包含用於控制噴流翼109之陣列且致動飛機100之一或多個控制表面(例如，控制副翼、方向舵、升降舵、調整片、襟翼、擾流板、前緣縫翼等)之一或多個控制器，諸如一或多個處理器及(若干)記憶體裝置。

整合至涵道翼103中之噴流翼109之陣列可包含複數個推進器201 (在圖2中展示)。在一項實施例中，各噴流翼包括涵道翼103之一部分及噴流翼109之一涵道內之一對應推進器201。各噴流翼109經構形以連接至至少一個其他噴流翼109以共同形成涵道翼103。在2022年6月29日申請之美國臨時專利申請案第63/356,891號處描述一例示性推進器201，該案之全文以引用的方式併入。

在一項實施例中，推進器201整合至涵道翼103之前緣而非涵道翼103之尾緣中。將推進器201之陣列整合至涵道翼103之前緣而非涵道翼103之尾緣中提供數個優點。例如，相較於定位於機翼之尾緣處之推進器，推進器201具有更少邊界層吸入，且涵道翼103屏蔽位於地面上之人免受由推進器201產生之噴流噪音的影響，此係因為涵道翼103之尾緣用作一噪音屏蔽件。因此，飛機100減少歸因於涵道翼103之噪音污染。此外，由於康達(Coanda)效應，涵道翼103具有高升力擴充，小於具有分開的吊艙式推進器之一機翼之總濕面積且歸因於涵道翼103之入口而具有較高攻角下之經減少流入扭曲。

包含於涵道翼103中之推進器201之數目取決於飛機100之應用。例如，可在涵道翼103中使用32個推進器，但在其他實施例中，可使用任何數目個推進器。例如，複數個推進器201可以4465 lb之一最大靜態推力產生835 kW連續/ 1128 kW連續功率。

一或多個起落機構113可附接至機身101之一底表面。例如，起落機構113可為一起落架(例如，一三輪式起落架)或一起落滑橇。然而，在其他實施例中，可使用其他起落機構113。

涵道翼103係飛機100之主內側機翼。涵道翼103係將機身101、吊桿105、水平尾翼111及垂直尾翼107連接在一起之中心元件。涵道翼103定位於機身101之一第一端(例如，一前部)與一第二端(例如，一後部)之間。在一項實施例中，涵道翼103經構形以為飛機100提供用於飛行之升力且具有相對於機身101之一上反角以提供穩定性。然而，在其他實施例中，涵道翼103可具有相對於機身101之一下反角。涵道翼103可由一複合材料製成，諸如碳纖維、金屬(例如，鋁或鈦)或一合金。

在一項實施例中，涵道翼103包含安置於機身101之一第一側(例如，右側)處之一第一側103A及安置於機身101之一第二側(例如，左側)處之一第二側103B。涵道翼103之第一側103A包含跨涵道翼103之第一側103A之長度依序安置之第一複數個整合式推進器201A。類似地，涵道翼103之第二側103B包含跨涵道翼103之第二側103B之長度依序安置之第二複數個整合式推進器201B。可個別地控制整合於涵道翼103之第一側103A及第二側103B之各者中之不同組推進器201。亦即，例如，第一複數個整合式推進器201A可與第二複數個整合式推進器201B分開控制。

在一項實施例中，涵道翼103之第一側103A及第二側103B連接至機身101之底表面，如圖1A至圖1G中展示。然而，在其他實施例中，涵道翼103之第一側103A及第二側103B可連接至機身101之上表面，此容許經改良離地間隙、乘客進/出及貨物裝載/卸載。如下文將進一步描述，涵道翼103包含一或多個控制表面(諸如襟翼及副翼)以在飛行期間以及在起降期間控制飛機100。

在一項實施例中，涵道翼之第一側103A及第二側103B可經構形為連接至機身101之底表面或上表面之一個連續結構。替代地，涵道翼103之第一側103A及第二側103B可為各耦合至機身101之底表面或上表面之分開的結構。

在一項實施例中，飛機100包含連接至涵道翼103之頂端之吊桿105。各吊桿105之主體相對於機身101之前部向後延伸，使得各吊桿之一端定位於機身101之端的前方，如在圖1B及圖1D中之飛機之側視圖中展示。吊桿105之鼻尖可用於前向式攝影機及感測器系統。此環形體積之後部係用於放置主電池系統之空間。將電池放置於環形體積之後部容許依涵道翼103之結構、氣動彈性及自然諧波特性調諧翼展負載重量。吊桿105中之體積可用於額外感測器(光學、聽覺、視覺、嗅覺等)以及導航燈。吊桿105亦具備用於冷卻電池及感測器組件之一進氣口。

在一項實施例中，飛機100包含附接至吊桿105之端之水平尾翼111。如圖1A至圖1D中展示，水平尾翼111經配置為一外側水平尾翼配置。亦即，各水平尾翼111在一水平方向上延伸遠離連接至水平尾翼111之吊桿105之一側表面。相較於一習知機身安裝之水平安定面，水平尾翼111之外側水平尾翼配置減少用於阻力及質量減少之濕區域。將尾翼115移動至外側亦移動尾翼遠離推進器201之陣列之下洗，此使低速及起飛時之控制複雜化。

附裝於吊桿105之端處之水平尾翼111具備升降舵表面以在飛行之全部階段提供縱向穩定性。藉由將水平尾翼111放置於外側，水平尾翼111不在推進器201之下洗中，此使低速及起飛時之控制複雜化，從而需要更大變動以進行配平。因此，根據指示噴流翼109之下洗之位置之氣流模型化判定吊桿105之長度。此外，亦根據氣流模型化判定吊桿105之長度，使得水平尾翼111定位於涵道翼103繞吊桿105之渦流捲起之一上洗場中。因此，隨著渦流捲起提供額外升力，水平尾翼111之有效性增加。因此，在巡航條件下，水平尾翼具有指向向前飛行方向之一淨升力向量以及一正推力分量，藉此減少電池消耗。在一項實施例中，水平尾翼111包含一大致5度上反角以幫助解決飛機100之降落期間之水平頂端撞擊。例如，水平尾翼111可具有可使用機電致動器致動之襟翼。

垂直尾翼107 (例如，垂直安定面)定位於吊桿105之後端處於吊桿105之上表面上以減少吊桿及尾翼撞擊問題。在一項實施例中，一單一垂直尾翼附接至一對應吊桿105之一上表面且自吊桿105之上表面在一向上方向上延伸朝向天空，使得垂直尾翼107高於吊桿105。各垂直尾翼107可具有一可移動控制表面，諸如實現偏航控制之方向舵。垂直尾翼107之可移動控制表面繞連接至垂直尾翼107之部分之一端樞轉以使飛機100保持與飛機100之運動方向成一直線。為了改變飛機100之運動方向(例如，偏航控制)，可移動控制表面可移動(例如，樞轉)。吊桿105之渦流捲起亦輔助垂直尾翼107之有效性。渦流捲起之進一步氣動最佳化可容許垂直尾翼107相對於更習知飛機設計較小(尾翼體積係數)同時維持類似或更佳效能。

圖2繪示根據一項實施例之來自整合至涵道翼103中之噴流翼109陣列之一噴流翼109之一橫截面。藉由將涵道直接整合至翼片前緣中以形成涵道翼103，涵道阻力及重量被最小化同時提供針對最低噪音之最小風扇流入扭曲。涵道翼103對準氣流且使對於高升力前緣縫翼之需要無效。在一項實施例中，各噴流翼109包含經構形以產生推力之推進器201、一上機翼部分230、下機翼部分250及一或多個襟翼210。

在一項實施例中，一噴流翼109之上機翼部分230包括包含於噴流翼109中之涵道之上半部。上機翼部分230經構形以控制推進器201之排氣流。下機翼部分250經構形以控制飛機100之不同起降模式。下機翼部分250包含在下機翼部分250之前緣處且延伸至與上機翼部分230之後端對準之一位置之一第一下機翼部分250A。在一些實施例中，下機翼部分250可包含經構形以在不同角度之間樞轉之一襟翼，其中特定角度可與特定起降模式相關聯。例如，襟翼之一個角度可與一習知起降模式相關聯，襟翼之另一角度可與一垂直起降模式相關聯，且又一角度可與一短距起降模式相關聯。

下機翼部分250A重疊上機翼部分230且連接至上機翼部分230。上機翼部分230及第一下機翼部分250A共同形成噴流翼109之整合式涵道。推進器201安置於噴流翼109之上機翼部分230與下機翼部分250之第一下機翼部分250A之間。

下機翼部分250亦包含一第二下機翼部分250B。第二下機翼部分250B自第一下機翼部分250A之端延伸至下機翼部分250之尾緣。如圖2中展示，第二下機翼部分250B與上機翼部分230不重疊。

在一項實施例中，一或多個襟翼210連接至上機翼部分230及下機翼部分250。在一項實施例中，襟翼210包含經構形以附接至上機翼部分230之一第一襟翼210A及經構形以附接至下機翼部分250之一第二襟翼210B。各襟翼210之一個端經構形以附接至涵道翼103之一邊緣。在一項實施例中，襟翼210之一者之一個端經構形以附接至涵道翼103之尾緣。在另一實施例中，襟翼210之一者之一個端經構形以附接至涵道翼103之前緣。各襟翼210經構形以繞附接點樞轉至涵道翼103之邊緣。襟翼210可基於其附接點而具有一不同構形。

例如，第二襟翼210B經構形以繞附接點樞轉至下機翼部分250之尾緣且可經構形以引導來自推進器201之氣流以控制升力及阻力。第二襟翼210B藉由控制來自推進器201之氣流之方向而容許複數種起飛模式，包含VTOL、STOL及CTOL。在另一實例中，第一襟翼210A經構形以繞附接點樞轉至上機翼部分230之尾緣且經構形以控制推進器201之排氣之出口之面積，藉此控制用於有效風扇操作之質量流條件，及隨後推力。在一些實施例中，各襟翼210係一單元件襟翼。在其他實施例中，一些襟翼210係一多元件襟翼。

此外，涵道翼103將低速升力自1.8之一習知CLmax擴充至6.0以上。相較於習知機翼設計，此實現高三倍之機翼負載但使用小三倍之機翼面積。當相較於習知機翼設計時，將涵道直接整合至涵道翼103之翼片前緣中在高速巡航時亦具有更低阻力(例如，大於40%)。達成高升力而無需添加一高俯仰力矩。此外，涵道至涵道翼103之噴流翼前緣中之整合改良搭乘品質且以小於3,000之起降平衡場長度實現61節之一低失速速度。

包含於涵道翼103中之噴流翼109之陣列跨多個速度擴充機翼之升力且在整個飛行限域(flight envelope)中提供推力。藉由將噴流翼109之陣列嵌入涵道翼103中，減小阻力，同時最大化所產生推力之效率。在一些實施例中，涵道翼103亦包含用於側滾控制之副翼以及用於跨飛行之各種階段進行配平之額外襟翼。

襟翼210包含在涵道翼103之頂部尾緣(例如，上機翼部分230)處之第一襟翼210A以及在涵道翼103之底部尾緣處之第二襟翼210B兩者，可偏轉以便依據特定巡航速度定製排氣之面積比且確保推進器排氣流保持附著至下機翼之上表面。定製面積比確保在全部巡航速度下之最佳效率而無需可變節距推進器葉片。在一項實施例中，可自動依據空速變化而對襟翼210之偏轉進行機械或電子排程。

歸因於推進器整合至涵道翼103之前緣中，上機翼部分230及下機翼部分250如同一雙翼機般起作用，其中涵道陣列之垂直部分增加結構之結構剛性。如圖2中展示，下機翼部分250長於上機翼部分230，使得下機翼部分250延伸超出附接至上機翼部分230之襟翼210A之端。前緣整合亦確保跨攻角及飛行速度減少至推進器201面之扭曲。此係顯著的，因為前緣之後方之整合將需要額外掛架以避免邊界層吸入，從而導致更大阻力。

整合之複雜性產生具備一主翼樑及針對剛性之至少兩個輔助翼樑之一涵道翼103。例如，涵道翼103可具備多達50個推進器以提供多引擎冗餘性。此等推進器之各者係使用來自一FADEC (全權數位引擎控制)之(若干)相同信號驅動，使得飛行員可用一單一節流閥控制跨推進器201之陣列之推力。包含於噴流翼109之陣列中之推進器201之各者係可替換的。推進器201之陣列之前緣可為了維護目的樞轉以使維護人員能夠接取以視需要移除風扇、定子或電動馬達。然而，推進器201自身在不同起降模式之各者期間不樞轉。掠角可被引入至涵道翼103以使升力中心與推力中心共置以避免跨速度形態之任何機頭向下俯仰力矩。取決於吊桿及尾翼與內側機翼之相對配置，亦可實現結構重量益處。

如下文將進一步描述，噴流翼109之陣列之各涵道自入口唇緣處之一橢圓形過渡至自風扇面至定子區域之一圓柱形區段，且接著過渡至一矩形橫截面，此容許飛機100之排氣形成平滑地附著至下翼片之上表面之一清潔薄層。噴流翼109經特殊設計以平衡氣動及推力考量而不引入俯仰力矩。在涵道內係容置驅動各推進器201之一電動馬達之一中心體。若需要，至馬達之配線經引導穿過一或多個定子用於電力及主動冷卻。在一些實施例中，上機翼部分230及下機翼部分250可含有一或多個有效負載，諸如電子器件、感測器、燃料、貨物或機械元件。

圖3A至圖3F繪示根據一些實施例之飛機100之涵道翼103之一例示性應用之不同視圖。如圖3A至圖3F中展示，涵道翼103包含可彼此獨立地旋轉之複數個第二襟翼210B。如圖3A至圖3F中展示，襟翼210B旋轉至容許一系列起飛模式之一系列位置中。

推進器201組合成一陣列開創若干控制及推力向量化機會。推力可簡單地在各個別推進器201之間變化以引發偏航、側滾或俯仰力矩。噴流翼109之間之相對展向節距差異可用於促進更快爬升及下降。此可用安裝於尾緣處之額外控制表面進一步擴充。

噴流翼109內之涵道之展向組合非常適合沿著機翼整合或甚至作為雙翼機機翼自身。陣列可經配置且擴展為具有掠角、錯位角、上反角及錐角之一雙翼機機翼以符合系統需要。將推進器201之陣列整合為一完整雙翼機機翼之選擇取決於所需推力之量(減去阻力)以及推進器201之相對大小。

例如，圖3A繪示針對CTOL或在飛行之巡航部分期間之第二襟翼210B在下機翼部分250上之位置。如圖3A、圖3E及圖3F中展示，當飛機處於CTOL模式中時，第二襟翼210B處於一第一位置(例如，一第一角度)中。第二襟翼210B之第一位置針對CTOL或飛行期間之巡航經最佳化。在一項實施例中，第二襟翼210B之預設位置最大化涵道翼103之整體長度。取決於實施例，可獨立於其他襟翼210 (諸如第一襟翼210A)控制第二襟翼210B。

圖3B繪示針對VTOL之第二襟翼210B在下機翼部分250上之一第二位置。當飛機處於VTOL模式中時，第二襟翼210B以第二襟翼210B之可能樞轉之一最大角度(例如，一第二角度)傾斜(例如，樞轉)向下以在如由箭頭301指示之向下方向上引導由推進器201產生之推力之方向。藉由引導推力向下，飛機100經構形以用於VTOL。在一項實施例中，第二襟翼210B之最大樞轉角度係一45度角。若使用大於45度之一角度，則存在效率之一損失。

圖3C及圖3D繪示用於STOL之第二襟翼210B在下機翼部分250上之一第三位置。在一項實施例中，飛機100之STOL能力使飛機100能夠起飛且自起飛滑跑之開始起之一預定距離(例如，1,500呎)內越過具有一預定高度(例如，50呎)之一障礙物且能夠在越過障礙物之後之1,500預定距離內停止。因此，當跑道或降落區域之長度相對短時，飛機100能夠起飛或降落。

當處於STOL模式中時，第二襟翼210B處於第三位置處，該第三位置係介於針對CTOL之第二襟翼210B之第一位置與針對VTOL之第二襟翼210B之第二位置之間之一中間位置。在一項實施例中，第二襟翼210B處於介於針對VTOL之第二襟翼210B之最大可能樞轉角度與針對CTOL之第二襟翼210B之角度之間之一中間角度。圖3E及圖3F繪示在針對CTOL最佳化之位置中之針對CTOL之在下機翼部分250上之第二襟翼210B作為與圖3C及圖3D之一比較。

應注意，在CTOL模式、STOL模式及VTOL模式中，整合至涵道翼103中之推進器201之角度係固定的。亦即，推進器201不旋轉以改變推力之方向以容許CTOL、STOL或VTOL。實情係，第二襟翼210B之位置(例如，角度)改變以實現飛機100之各模式且推進器201在飛機100之不同模式期間維持一固定角度。

圖4A及圖4B分別繪示根據一項實施例之形成涵道翼103之噴流翼109之一陣列之一透視圖及一橫截面視圖。圖4A及圖4B繪示共同構成涵道翼103之不同噴流翼109。在一項實施例中，噴流翼109之陣列包含經橫向配置以形成涵道翼103之一部分之一第一噴流翼109A、一第二噴流翼109B及一第三噴流翼109C。第一噴流翼109A包含一第一推進器201A、一第一上機翼部分230A及一第一下機翼部分250A。第二噴流翼109B包含一第二推進器201B、連接至自第一噴流翼109A之第一上機翼部分230A之一端之一延伸件之一第二上機翼部分230B及連接至自第一噴流翼109A之第一下機翼部分250A之一端之一延伸件之一第二下機翼部分250B。最後，第三噴流翼109C包含一第三推進器201C、連接至自第二噴流翼109B之第二上機翼部分230B之一端之一延伸件之一第三上機翼部分230C及連接至自第二噴流翼109B之第二下機翼部分250B之一端之一延伸件之一第三下機翼部分250C。雖然在圖4A及圖4B中展示三個噴流翼109，但在噴流翼109之陣列中可存在任何數目個噴流翼。

在一些實施例中，如圖4A及圖4B中展示，分別地在第一上機翼部分230A、第二上機翼部分230B與第三上機翼部分230C之間以及在第一下機翼部分250A、第二下機翼部分250B與第三下機翼部分250C之間之連接係彎曲而非筆直矩形線及邊緣。在此等實施例中，對應推進器201之入口及出口之形狀可為更圓錐形的，且遵循該等邊緣之襟翼210可係類似地彎曲的。此曲線之一個益處係其可需要更少材料，且具有對應重量益處。在未展示之其他實施例中，推進器201之間之連接可更平滑，從而導致上機翼部分230與下機翼部分250之各者之間之一直線邊緣。在其中上機翼部分230具有不彎曲但取而代之筆直之一邊緣，且下機翼部分250具有不彎曲但取而代之筆直之一邊緣之此實施例中，涵道翼103上方之氣流將更均勻且更類似於跨完整涵道翼103之一2維流。此外，在具有更筆直邊緣之此實施例中，對應襟翼210將匹配上機翼部分230及下機翼部分250之邊緣之形狀。

圖5A至圖5D繪示具有各種襟翼配置之包含於根據一些實施例之涵道翼103中之一噴流翼109之橫截面視圖。具體言之，圖5A繪示如上文先前描述之包含第一襟翼210A及第二襟翼210B之一噴流翼109之一橫截面視圖。圖5B繪示除第一襟翼210A及第二襟翼20B之外亦包含一第三襟翼210C之一噴流翼109之一橫截面視圖。圖5B繪示除第一襟翼210A及第二襟翼20B之外亦包含一第四襟翼210D之一噴流翼109之一橫截面視圖。圖5D繪示除第一襟翼210A及第二襟翼20B之外亦包含第三襟翼210C及第四襟翼210D兩者之一噴流翼109之一橫截面視圖。彼此獨立地控制複數個襟翼210之各者。

參考圖5A，在一項實施例中，各噴流翼109包含具有一入口直徑及一出口直徑之一推進器201。噴流翼109具有具備一對應入口直徑之一入口500A及具備一對應出口直徑與一預設位置之一出口500B，其中入口直徑大於出口直徑。

上機翼部分230包含一第一端501及與第一端501相對之一第二端503。下機翼部分250亦包含一第一端505及與下機翼部分250之第一端505相對之一第二端507。在一項實施例中，上機翼部分230之第一端501及下機翼部分250之第一端505之各者係修圓的，如圖5A中展示。

在一項實施例中，上機翼部分230之第一端501 (即，前緣)在下機翼部分250之第一端505 (即，前緣)之前方。亦即，在一項實施例中，上機翼部分230之第一端501延伸超出下機翼部分250之第一端505，使得上機翼部分230之第一端501與下機翼部分250之第一端505不重疊。此導致傾斜而非垂直於氣流之噴流翼109之一入口表面區域。傾斜入口表面區域輔助低速效能且減少入口流場扭曲。

在一項實施例中，上機翼部分230具有形狀為凸形之一外表面509及形狀為凹形之一內表面511。上機翼部分230之外表面509非平行於上機翼部分230之內表面511，如圖5A中展示。在一項實施例中，上機翼部分230之厚度自上機翼部分230之第一端501至上機翼部分230之第二端503變化。具體言之，上機翼部分230之厚度自上機翼部分230之第一端501至介於上機翼部分230之第一端501與第二端503之間之上機翼部分230之一中間部分513增加。在一項實施例中，中間部分513對應於(例如，重疊)推進器201在噴流翼109內之位置。因此，在一項實施例中，上機翼部分230之最厚部分與推進器201對準。上機翼部分230之厚度自上機翼部分230之中間部分513至上機翼部分230之第二端503減小。

下機翼部分250具有面向上機翼部分230之內表面511之一內表面515。下機翼部分250之內表面515連接至上機翼部分230之內表面511以共同形成推進器201安置於其中之噴流翼109之涵道之內表面。下機翼部分250之內表面515包含形狀為凹形之一第一部分519及形狀為凸形之一第二部分521。

在一項實施例中，下機翼部分250之內表面515之凹形第一部分519重疊上機翼部分230之凹形內表面511。在一項實施例中，下機翼部分250之內表面515之凹形第一部分519包含於上文先前描述之第一下機翼部分250A中。推進器201安置於形成噴流翼109之涵道之下機翼部分250之內表面515之凹形第一部分519與上機翼部分230之內表面511之凹形部分之間。在一項實施例中，藉由上機翼部分230及下機翼部分250形成之涵道在與推進器201重疊之下機翼部分250之內表面515之凹形第一部分519及上機翼部分230之凹形內表面511中具有最大內徑。如圖5A中展示，推進器201比涵道之出口500B更接近入口500A。

下機翼部分250之上內表面515之凸形第二部分521包含於第二下機翼部分250B中且因此與上機翼部分230不重疊。下機翼部分250亦具有一外表面517。在一項實施例中，下機翼部分250之外表面517之形狀自下機翼部分250之第一端505至下機翼部分250之第二端507係凸形的。

在一項實施例中，下機翼部分250之厚度自下機翼部分250之第一端505至下機翼部分250之第二端507變化。具體言之，下機翼部分250之厚度自下機翼部分250之第一端505至對應於(例如，重疊)上機翼部分230之第二端503之下機翼部分250之一中間部分523增加。因此，下機翼部分250之最厚部分與上機翼部分230之第二端503對準。下機翼部分250之厚度自下機翼部分250之中間部分523至下機翼部分250之第二端507減小。

由於上機翼部分230之內表面511及下機翼部分250之內表面515兩者之凹形及凸形形狀，噴流翼之涵道之一內徑(及因此面積)自上機翼部分230之第一端501及下機翼部分250之第一端505兩者至上機翼部分230之第二端503及下機翼部分250之中間部分523變化。如圖5A中展示，涵道之直徑(及因此面積)自噴流翼之入口500A至重疊上機翼部分之中間部分513之涵道之一部分增加，且自中間部分513至介於上機翼部分230之第二端503與下機翼部分250之中間部分523之間之涵道之出口500B減小。

如先前提及，一或多個襟翼210可連接至噴流翼109。在圖5A中，上機翼部分230之第二端503包含一第一襟翼210A且下機翼部分250之第二端507包含一第二襟翼210B。第一襟翼210A經構形以控制噴流翼109之出口500B (例如，排氣出口)之出口面積。可藉由向下樞轉第一襟翼210A，藉此改變第一襟翼210A之角度且改變出口之直徑而將出口500B之該面積自其最大面積減小至一最小出口面積。噴流翼109之出口面積之控制容許在飛機100之各種速度下之最佳化氣流且容許跨各種速度之最大效率。

相比之下，第二襟翼210B控制排氣流之方向，藉此改變推力之方向。如先前提及，第二襟翼210B之角度(例如，位置)對應於飛機100之一特定模式。在圖5A中，第二襟翼210B之角度對應於CTOL模式，但第二襟翼210B可向下傾斜至對應於飛機100之VTOL模式之一最大角度或對應於飛機100之STOL模式之一中間角度。

圖5B繪示噴流翼109之另一實施例。圖5B中展示之實施例類似於圖5A中展示之實施例。因此，自各描述省略圖5A及圖5B中之兩個實施例共同之組件。

在圖5B之實施例中，一第三襟翼210C被增設至上機翼部分230之第一端501。因此，圖5B中之噴流翼109包含在上機翼部分230之第二端503處之第一襟翼210A、在下機翼部分250之第二端507處之第二襟翼210B及在上機翼部分230之第一端501處之第三襟翼210C。第一襟翼210A及第二襟翼210B執行上文關於圖5A描述之相同功能。第三襟翼210C可經構形以依不同角度定位以改變噴流翼109之入口500A之入口面積。例如，第三襟翼210C之角度可向下朝向推進器201之一中心改變以控制噴流翼109之入口500A之入口面積。除噴流翼109之出口面積之外亦對入口面積之控制進一步最佳化在飛機100之各種速度下之入口氣流以最大化跨各種速度之效率。

圖5C繪示噴流翼109之另一實施例。圖5C中展示之實施例類似於圖5A中展示之實施例。因此，針對各描述省略圖5A及圖5C中之兩個實施例共同之組件。

在圖5C之實施例中，一第四襟翼210D被增設至下機翼部分250之第一端505。因此，圖5C中之噴流翼109包含在上機翼部分230之第二端503處之第一襟翼210A、在下機翼部分250之第二端507處之第二襟翼210B及在下機翼部分250之第一端505處之第四襟翼210D。第一襟翼210A及第二襟翼210B執行上文關於圖5A描述之相同功能。第四襟翼210D可經構形以依不同角度定位以改變噴流翼109之入口500A之入口面積。例如，第四襟翼210D之角度可向上朝向推進器201之一中心改變以控制噴流翼109之入口500A之入口面積。除噴流翼109之出口面積之外亦對入口面積之控制進一步最佳化在飛機100之各種速度下之入口氣流以最大化跨各種速度之效率。

圖5D繪示噴流翼109之又一實施例。圖5D中展示之實施例類似於圖5A至圖5C中展示之實施例。因此，針對各描述省略圖5A至圖5C中之兩個實施例共同之組件。

在圖5C之實施例中，第三襟翼210C被增設至上機翼部分230之第一端503且第四襟翼210D被增設至下機翼部分250之第一端505。因此，圖5D中之噴流翼109包含在上機翼部分230之第二端503處之第一襟翼210A、在下機翼部分250之第二端507處之第二襟翼210B、在上機翼部分230之第一端501處之第三襟翼210C及在下機翼部分250之第一端505處之第四襟翼210D。第一襟翼210A及第二襟翼210B執行上文關於圖5A描述之相同功能。第三襟翼210C及第四襟翼210D可經構形以依不同角度定位以改變噴流翼109之入口500A之內徑，且因此改變噴流翼109之入口500A之入口面積。藉由具有第三襟翼210C及第四襟翼210D兩者，相較於在噴流翼109之入口處具有一單一襟翼210之圖5B及圖5C之實施例，可更多地調整噴流翼109之入口500A之入口面積以進一步最佳化在飛機100之各種速度下之入口氣流。

在一項實施例中，涵道翼103可包含連接至各襟翼210以控制襟翼210之角度之一控制機構。在一項實施例中，控制機構可包含一伺服馬達及一桿。桿之一端連接至伺服馬達且桿之一第二端連接至襟翼210B。伺服馬達可延伸桿以樞轉襟翼210朝向其最大可能角度且可回縮桿以使桿返回至其預設位置。

圖6A至圖6C繪示根據一些實施例之經構形以攜載乘客610及貨物620之飛機100之機身101之各種俯視圖及側視圖。如圖6A至圖6C中展示，飛機100可包含定位於機身101之前部之一或多個乘客610，其中貨物620定位於乘客610之後方。

圖7A至圖7E繪示根據一項實施例之經構形以攜載乘客610之飛機100之機身101之俯視圖及側視圖。在本文中展示之實例中，兩個飛行員位於機身101之前部，其中一安全隔板分離客艙。在一項實施例中，乘客610坐在兩個隔室中。第一隔室具備俱樂部座椅，其中體型較大的乘客可坐在最接近飛行員之列中以改良重量及跨佈局之平衡。由俱樂部座椅實現之後向座椅自然促進改良飛行員之安全性。

在一項實施例中，後客艙具備供面向後方之兩個乘客使用之座椅。一寬觀察窗可位於機身101之後端以改良自此等座椅之可見性。

一5乘客構形類似於圖中展示之乘客構形，惟移除後客艙，兩個俱樂部列可各支援兩個座椅，且飛行員隔室僅可支援一單一飛行員除外。9乘客構形可經重新構形以支援更小個體(即，可想要作為一整體飛行之一家庭)之12個座椅。各列乘客座椅靠背可向下折疊以顯露行李隔室。此等座椅靠背可在飛行中向下折疊以容許運輸更大行李，可能收取一額外費用。

在說明書中提及「一項實施例」或「一實施例」意謂包含於本發明之至少一項實施例中之一特定特徵、結構或特性。片語「在一項實施例中」在說明書中之各個位置中之出現不一定係指同一實施例。

雖然已參考一項實施例及若干替代實施例特別展示並描述本發明，但熟習相關技術者應理解，可在其中作出形式及細節之各種改變而不脫離本發明之精神及範疇。

100:飛機 101:機身 103:涵道翼 103A:第一側 103B:第二側 105:吊桿 107:垂直尾翼 109:噴流翼 109A:第一噴流翼 109B:第二噴流翼 109C:第三噴流翼 111:水平尾翼 113:起落機構 115:尾翼 201:推進器 201A:整合式推進器 201B:整合式推進器 201C:第三推進器 210:襟翼 210A:第一襟翼 210B:第二襟翼 210C:第三襟翼 210D:第四襟翼 230:上機翼部分 230A:第一上機翼部分 230B:第二上機翼部分 230C:第三上機翼部分 250:下機翼部分 250A:第一下機翼部分 250B:第二下機翼部分 250C:第三下機翼部分 301:箭頭 500A:入口 500B:出口 501:第一端 503:第二端 505:第一端 507:第二端 509:外表面 511:內表面 513:中間部分 515:內表面 517:外表面 519:第一部分 521:第二部分 523:中間部分 610:乘客 620:貨物

圖1A繪示根據一項實施例之具有一涵道翼之一飛機之一左前俯視(top-front-left)透視圖。

圖1B、圖1C、圖1D、圖1E、圖1F及圖1G分別繪示根據一項實施例之具有涵道翼之飛機之一右側視圖，具有涵道翼之飛機之一正視圖，具有涵道翼之飛機之一左側視圖，具有涵道翼之飛機之一後視圖，具有涵道翼之飛機之一仰視圖及具有涵道翼之飛機之一俯視圖。

圖2繪示根據一項實施例之包含於涵道翼中之一噴流翼之一橫截面視圖。

圖3A、圖3B、圖3C、圖3D、圖3E及圖3F繪示根據一項實施例之飛機之各種後視圖及側視圖，其中機翼被設定為用於不同起降模式之各種角度。

圖4A及圖4B分別繪示根據一項實施例之涵道風扇之一噴流翼陣列之一透視圖及一側視圖。

圖5A、圖5B、圖5C及圖5D分別繪示根據一第一實施例之具有在噴流翼之尾緣處之襟翼之涵道翼之噴流翼之一橫截面視圖，根據一第二實施例之具有在噴流翼之尾緣及一前緣處之襟翼之涵道翼之噴流翼之一橫截面視圖，根據一第三實施例之具有在噴流翼之尾緣及另一前緣處之襟翼之涵道翼之噴流翼之一橫截面視圖及根據一第四實施例之具有在噴流翼之尾緣及前緣處之襟翼之涵道翼之噴流翼之一橫截面視圖。

圖6A、圖6B及圖6C繪示根據一些實施例之經構形以攜載乘客及貨物之飛機之各種俯視圖及側視圖。

圖7A、圖7B、圖7C、圖7D及圖7E繪示根據一項實施例之經構形以攜載乘客之飛機之俯視圖及側視圖。

103:涵道翼

109:噴流翼

201:推進器

210A:第一襟翼

210B:第二襟翼

230:上機翼部分

250:下機翼部分

250A:第一下機翼部分

250B:第二下機翼部分

Claims (29)

1. 一種經構形以附接至一飛機之涵道翼，該涵道翼包括： 複數個噴流翼，其等各連接至來自該複數個噴流翼之至少一個其他噴流翼以共同形成該涵道翼，各噴流翼包含： 一上機翼部分，其具有一第一端、與該第一端相對之一第二端、介於該上機翼部分之該第一端與該第二端之間之一外表面及與該上機翼部分之該外表面相對且介於該上機翼部分之該第一端與該第二端之間之一內表面； 一下機翼部分，其具有一第一端、與該下機翼部分之該第一端相對且延伸超出該上機翼部分之該第二端之一第二端、介於該下機翼部分之該第一端與該第二端之間之一外表面及自該上機翼部分之該內表面延伸以形成該噴流翼中之一涵道之一內表面，該涵道自該上機翼部分及下機翼部分之該等第一端延伸至該上機翼部分之該第二端及介於該下機翼部分之該第一端與該第二端之間之該下機翼部分之一中間部分；及 一推進器風扇，其在該噴流翼之該涵道中，該推進器風扇比該上機翼部分之該第二端更接近該上機翼部分及該下機翼部分之該等第一端， 其中該涵道之一直徑自該上機翼部分及該下機翼部分之該等第一端至該上機翼部分之該第二端及該下機翼部分之該中間部分改變。
2. 如請求項1之涵道翼，其中該上機翼部分之該第二端包括經構形以變化該涵道之一出口之一直徑之一第一襟翼，該涵道之該出口在該上機翼部分之該第二端與該下機翼部分之該中間部分之間。
3. 如請求項2之涵道翼，其中該第一襟翼經構形以藉由在對應於該第一襟翼之一第一角度之一第一位置與對應於大於該第一角度之一第二角度之該第一襟翼之一第二位置之間樞轉而變化該涵道之該出口之該直徑。
4. 如請求項2之涵道翼，其中該下機翼部分之該第二端包含一第二襟翼，該第二襟翼經構形以在對應於與該飛機之一習知起降模式相關聯之該第二襟翼之一第一角度之一第一位置、對應於大於該第二襟翼之該第一角度且與該飛機之一垂直起降模式相關聯之該第二襟翼之一第二角度之一第二位置及對應於介於該第二襟翼之該第一角度與該第二角度之間且與該飛機之一短距起降模式相關聯之該第二襟翼之一第三角度之一第三位置之間樞轉。
5. 如請求項4之涵道翼，其中該上機翼部分之該第一端或該下機翼部分之該第一端之至少一者分別包含經構形以變化該涵道之一入口之一直徑之一第三襟翼或一第四襟翼，該涵道之該入口在該上機翼部分之該第一端與該下機翼部分之該第一端之間。
6. 如請求項5之涵道翼，其中該第三襟翼及該第四襟翼之各者經構形以藉由在對應於該第三襟翼或該第四襟翼之一第一角度之一第一位置與對應於大於該第三襟翼或第四襟翼之該第一角度之一第二角度之該第三襟翼或該第四襟翼之一第二位置之間樞轉而變化該涵道之該入口之該直徑。
7. 如請求項1之涵道翼，其中該上機翼部分之該第一端延伸超出該下機翼部分之該第一端，使得該上機翼部分之該第一端與該下機翼部分之該第一端不重疊。
8. 如請求項1之涵道翼，其中介於該上機翼部分之該第一端與該下機翼部分之該第一端之間之該涵道之一入口係傾斜的。
9. 如請求項1之涵道翼，其中該上機翼部分之該外表面在該上機翼部分之該第一端與該第二端之間係凸形的，且該上機翼部分之該內表面在該上機翼部分之該第一端與該第二端之間係凹形的。
10. 如請求項9之涵道翼，其中該上機翼部分之一厚度自該上機翼部分之該第一端至介於該上機翼部分之該第一端與該第二端之間之該上機翼部分之一中間部分增加，且該上機翼部分之該厚度自該中間部分至該上機翼部分之該第二端減小。
11. 如請求項10之涵道翼，其中該下機翼部分之該外表面在該下機翼部分之該第一端與該第二端之間係凸形的，且該下機翼部分之該內表面之一第一部分在該下機翼部分之該第一端與該下機翼部分之該中間部分之間係凹形的，且該下機翼部分之該內表面之一第二部分在該下機翼部分之該中間部分與該下機翼部分之該第二端之間係凸形的。
12. 如請求項11之涵道翼，其中該下機翼部分之一厚度自該下機翼部分之該第一端至該下機翼部分之該中間部分增加，且該下機翼部分之該厚度自該下機翼部分之該中間部分至該下機翼部分之該第二端減小。
13. 如請求項12之涵道翼，其中該下機翼部分之該中間部分與該上機翼部分之該第二端對準。
14. 如請求項1之涵道翼，其中該推進器風扇經構形以針對該飛機之習知起降模式、該飛機之垂直起降模式及該飛機之短距起降模式保持一相同角度。
15. 一種飛機，其包括： 一機身； 複數個涵道翼，其等連接至該機身，該等涵道翼之各者包含經構形以產生推力之噴流翼之一整合陣列； 複數個吊桿，各吊桿附接至來自該複數個涵道翼之一對應涵道翼之一端；及 複數個水平尾翼，各水平尾翼連接至來自該複數個吊桿之該等吊桿之一對應者之一端； 其中噴流翼之該整合陣列中之各噴流翼包括： 一上機翼部分，其具有一第一端、與該第一端相對之一第二端、介於該上機翼部分之該第一端與該第二端之間之一外表面及與該上機翼部分之該外表面相對且介於該上機翼部分之該第一端與該第二端之間之一內表面； 一下機翼部分，其具有一第一端、與該下機翼部分之該第一端相對且延伸超出該上機翼部分之該第二端之一第二端、介於該下機翼部分之該第一端與該第二端之間之一外表面及自該上機翼部分之該內表面延伸以形成該噴流翼中之一涵道之一內表面，該涵道自該上機翼部分及下機翼部分之該等第一端延伸至該上機翼部分之該第二端及介於該下機翼部分之該第一端與該第二端之間之該下機翼部分之一中間部分；及 一推進器風扇，其在該噴流翼之該涵道中，該推進器風扇比該上機翼部分之該第二端更接近該上機翼部分及該下機翼部分之該等第一端， 其中該涵道之一直徑自該上機翼部分及該下機翼部分之該等第一端至該上機翼部分之該第二端及該下機翼部分之該中間部分改變。
16. 如請求項15之飛機，其進一步包括： 複數個垂直尾翼，各垂直尾翼連接至來自該複數個吊桿之該等吊桿之一對應者之該端。
17. 如請求項15之飛機，其中該上機翼部分之該第二端包括經構形以變化該涵道之一出口之一直徑之一第一襟翼，該涵道之該出口在該上機翼部分之該第二端與該下機翼部分之該中間部分之間。
18. 如請求項17之飛機，其中該第一襟翼經構形以藉由在對應於該第一襟翼之一第一角度之一第一位置與對應於大於該第一角度之一第二角度之該第一襟翼之一第二位置之間樞轉而變化該涵道之該出口之該直徑。
19. 如請求項17之飛機，其中該下機翼部分之該第二端包含一第二襟翼，該第二襟翼經構形以在對應於與該飛機之一習知起降模式相關聯之該第二襟翼之一第一角度之一第一位置、對應於大於該第二襟翼之該第一角度且與該飛機之一垂直起降模式相關聯之該第二襟翼之一第二角度之一第二位置及對應於介於該第二襟翼之該第一角度與該第二角度之間且與該飛機之一短距起降模式相關聯之該第二襟翼之一第三角度之一第三位置之間樞轉。
20. 如請求項19之飛機，其中該上機翼部分之該第一端或該下機翼部分之該第一端之至少一者分別包含經構形以變化該涵道之一入口之一直徑之一第三襟翼或一第四襟翼，該涵道之該入口在該上機翼部分之該第一端與該下機翼部分之該第一端之間。
21. 如請求項20之飛機，其中該第三襟翼及該第四襟翼之各者經構形以藉由在對應於該第三襟翼或該第四襟翼之一第一角度之一第一位置與對應於大於該第三襟翼或第四襟翼之該第一角度之一第二角度之該第三襟翼或該第四襟翼之一第二位置之間樞轉而變化該涵道之該入口之該直徑。
22. 如請求項15之飛機，其中該上機翼部分之該第一端延伸超出該下機翼部分之該第一端，使得該上機翼部分之該第一端與該下機翼部分之該第一端不重疊。
23. 如請求項15之飛機，其中介於該上機翼部分之該第一端與該下機翼部分之該第一端之間之該涵道之一入口係傾斜的。
24. 如請求項15之飛機，其中該上機翼部分之該外表面在該上機翼部分之該第一端與該第二端之間係凸形的，且該上機翼部分之該內表面在該上機翼部分之該第一端與該第二端之間係凹形的。
25. 如請求項24之飛機，其中該上機翼部分之一厚度自該上機翼部分之該第一端至介於該上機翼部分之該第一端與該第二端之間之該上機翼部分之一中間部分增加，且該上機翼部分之該厚度自該中間部分至該上機翼部分之該第二端減小。
26. 如請求項25之飛機，其中該下機翼部分之該外表面在該下機翼部分之該第一端與該第二端之間係凸形的，且該下機翼部分之該內表面之一第一部分在該下機翼部分之該第一端與該下機翼部分之該中間部分之間係凹形的，且該下機翼部分之該內表面之一第二部分在該下機翼部分之該中間部分與該下機翼部分之該第二端之間係凸形的。
27. 如請求項26之飛機，其中該下機翼部分之一厚度自該下機翼部分之該第一端至該下機翼部分之該中間部分增加，且該下機翼部分之該厚度自該下機翼部分之該中間部分至該下機翼部分之該第二端減小。
28. 如請求項27之飛機，其中該下機翼部分之該中間部分與該上機翼部分之該第二端對準。
29. 如請求項15之飛機，其中該推進器風扇經構形以針對該飛機之習知起降模式、該飛機之垂直起降模式及該飛機之短距起降模式保持一相同角度。