周缘控制喷射器 |
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| 申请号 | CN201180018409.0 | 申请日 | 2011-03-10 | 公开(公告)号 | CN102834623B | 公开(公告)日 | 2015-02-18 |
| 申请人 | 艾法斯公司; | 发明人 | M·S·德罗奇; | ||||
| 摘要 | 提供了一种用于增大涵道 风 扇推 力 的系统，所述系统包括周缘喷射器，其具有内整流罩构件（107）和外整流罩构件（101）。由于外加了安装在内整流罩构件与外整流罩构件的尾缘之间的 致动器 （111），该系统可用于在涵道风扇内产生控制力矩。周缘喷射器可被分段以形成各个喷射器控制部段。 | ||||||
| 权利要求 | 1.用于涵道风扇的气流增大系统，其中所述涵道风扇包括管道和推进器，所述气流增大系统包括： |
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| 说明书全文 | 周缘控制喷射器技术领域背景技术[0003] 小展弦比（low aspect ratio）管道（其翼弦（chords）相对其直径来说极大）常常被运用在被设计为从动力垂直飞行过渡为水平飞行再返回的飞机中，因为管道的巨大翼弦增加了水平飞行的机翼面积。此外，小展弦比管道还适用于减少离开推进器的涡流的反转推进器或定子叶片，藉此在气流离开管道之前将其矫直。矫直离开的气流就增强了推力和效率。虽然阻力与将定子叶片置于风扇下洗气流内有关，通过定子塑形可部分地抵消该效应。 [0004] 相反，来自其翼弦相对其直径来说极短的高展弦比管道的气流典型地展示了不容易抵消的高位涡流，因为短翼弦使得很难在管道内安装有效的定子或反转推进器。来自涵道风扇的涡流可带来多种问题，特别是与地面效应有关的问题。如果风扇使用常规控制面，这些问题可进一步恶化。但是高展弦比管道的优点在于风扇或推进器的静推力增加的同时可减小在极高前进速度下的动量阻力。 [0005] 喷射器技术是成熟的空气动力学概念，其中通过增加经过夹带的动量气流来增加喷流的推力。不幸的是，得到该增大的推力的代价典型地是损害了重量和阻力以及装配招致的体积障碍。此外，喷射器通常要求长的扩散器和混合部段从而实现充分的增大，这就使得很难将它们集成为现实的飞机构造。 [0006] 关于喷射器技术的最初研究集中在理解和增加现有的增大。已经发现，直接导致增大的夹带机构可通过导入漩涡即旋流被改进。近来，调查者发现脉动气流或“泵送”对紊流混合效率的强烈影响，现在已知这是喷射器有效性的主导机理之一。虽然最初的研究表明泵送频率在大约110-135Hz时能够优化增大，随后的研究显示通过选择性地调节脉冲频率以符合喷射器腔室特性可实现甚至更大的收益。与泵送有关的问题是大多数喷射器应用使用喷流作为主要气流，使得很难摆动。 [0007] 在动力升力飞机中，主要的推力向量通常垂直指向地面。这就意味着当涵道风扇被用于主要升力时，升力面基本平行于水平面。一般的控制策略是修改涵道风扇的推力向量以控制飞行器的方向。为了改变高度就变得很简单，改变发动机节流阀或共同变化风扇叶片的螺距即可。但是这就更难在剩余的自由度中施加控制力。 [0008] 为相对水平面或在涵道风扇的升力面内向前、向后或横向移动，典型地倾斜管道并且旋转其推力从而以所需方向“推动”风扇。这种技术的重要性是横向力通过倾斜产生横向力，并且通过产生轴位于垂直于横向的管道平面内的旋转力矩完成该倾斜。因此，产生控制力实际上是产生旋转力矩的问题。 [0009] 因为关节型旋翼的复杂性，大多数涵道风扇飞机运用固定螺距的推进器和安装在管道的下洗气流或入口侧内的空气动力控制面来提供沿三个轴的控制力矩。作为该方法的结果，有时需要控制面来一次性诱发多个控制力矩例如偏航和翻滚以提供协调转弯。这又导致控制面的饱和，这是在飞行器的设计和运行期间必须考虑的问题，以避免在飞行期间减少或损失控制力。 [0010] 为使安装在下洗气流（downwash）中的控制面有效，优选它们被置于管道出口平面后1.5-2.0旋翼（rotor）直径之间。因此，飞行器的高度可被显著地增加。虽然这种高度增加对于小直径风扇是可接受的，对于更大直径的风扇来说这种构造是不现实的。 [0011] 地面效应带来的另一个问题涉及空气动力控制面在涵道风扇飞行器中的使用。更特别地，下洗气流与地面之间的相互作用以与正常飞行遇到的不同角度影响了控制面，通过减少或颠倒了其力矩而潜在地使得控制面无效。为减少该效应，许多涵道风扇飞行器在其齿轮上挺立以保持控制面处于洁净空气中并且最小化了地面效应。可选地，飞行器可使用特别设计的发射平台，其限制了接近地面可能出现的不良飞行特点。 [0012] 与空气动力学控制面相关的另一微妙之处发生在当控制面与高展弦比管道一同使用时。这种情形下，控制面被置于其中的下洗气流的固有涡流限制了攻击角度的有效范围，因为很小的变化就可令表面部分故障。 [0013] 已被成功使用于抵消这些效应的一个方法是将控制面置于入口侧上气流仍然基本垂直于升力面的涵道风扇之上。这种技术对于高、低展弦比管道是同样有效的，因为入口气流缺少涡流。在入口侧内安装控制面的下侧是因为管道之上的气流更慢，需要更大的控制面来提供所需的控制水平。通过将控制面降至入口速度更接近适合出口速度的管道内，可将该效应控制在某个程度上。 [0014] 与将控制面置于管道入口处相关的更大问题是控制面与飞行器重心（CG）之间的协调，需要这种协调来避免控制耦合的介入。当所需的输出（如向右翻滚）伴随着必须由飞行员或控制系统补偿的无意识响应（如俯仰）时，控制耦合就发生了。在飞行和飞行器运行期间例如由于燃料使用或有效载荷被装载或去除而导致CG在变化这个事实使得控制面与CG之间的协调复杂化了。因为CG离开了其初始位置，至升力面的力臂改变了长度，相应地改变了俯仰或翻滚的耦合力矩。更糟的是，如果CG要从其初始位置向升力面上部或下部移动，力矩的方向将颠倒。由于这些问题，管道入口内的控制面主要用于偏航控制，因为偏航控制较少受到飞行器CG的影响并且相关的空气动力径向地穿过管道被平衡。 [0015] 虽然已经研究了多种不同方法来解决这些控制问题，至今的成功仍然有限。因此，需要与涵道风扇一起使用的改进控制系统。本发明提供了这样一种系统。 发明内容[0016] 提供了一种用于涵道风扇的气流增大系统（airflow augmentation system），所述系统包括分别邻近于风扇管道的内、外表面安装的内整流罩构件和外整流罩构件。所述内整流罩构件被安装在所述推进器的下洗气流内，并且所述内、外整流罩构件的尾缘延伸至所述管道的所述尾缘下部。所述内整流罩构件的前缘与所述推进器的平面间隔的距离等于或小于在所述内整流罩构件的所述前缘处测定的推进器弦长的1/10。所述内整流罩构件的内表面基本平行于所述管道的所述尾缘的内表面。所述内整流罩构件的内表面与所述管道的中心内表面形成小于18度的角，更优选形成15-18度的角。所述内整流罩构件的内表面与管道的相邻内表面的间隔的距离可以是所述推进器半径的至少10%，更优选所述推进器半径的5-15%。所述内整流罩构件的内表面与管道的相邻内表面的距离足以捕捉由所述推进器产生的气流的至少20%。所述外整流罩构件的内表面的前缘基本平行于相邻管道表面并且所述外整流罩构件的所述尾缘基本平行于所述内整流罩构件的所述尾缘。 [0017] 在该气流增大系统的另一特征中，所述内整流罩构件通过多个内整流罩间隔器安装于所述管道，并且所述外整流罩构件通过多个外整流罩间隔器安装于所述管道。相邻的内整流罩和外整流罩间隔器可由单个间隔器形成。 [0018] 在该气流增大系统的另一特征中，所述内整流罩构件包括多个孔，所述多个孔作用为再连接分离的气流。所述多个孔的每个位于所述内整流罩构件与整流罩构件间隔器的相交处附近。 [0019] 在该气流增大系统的另一特征中，该系统包括多个致动器，每个被安装在所述内整流罩构件的所述尾缘与所述外整流罩构件的所述尾缘之间。每个致动器可被置于第一打开位置与第二关闭位置之间。在第一位置，每个致动器为穿过所述管道与所述内整流罩之间的气流提供了最小轮廓和由此的最小阻力。在第二位置，致动器将进入所述内整流罩与所述管道之间的气流向外重新定向在所述外整流罩与所述管道之间。当所述致动器处于所述打开位置时在对应于所述曲形的圆柱轴平行于对应于主要气流的向下向量处致动器可为曲形。致动器可耦合于控制系统，所述控制系统使得使用者能够分别选择每个致动器的位置或致动器群的位置。优选地，致动器群由喷射器控制部段构成，其中每个喷射器控制部段包括一部分所述内整流罩、一部分所述外整流罩和位于各个部段末端处的整流罩间隔器。所述控制系统可使用控制线缆或机电伺服来控制每个致动器的所述位置。 附图说明[0021] 图1提供了根据本发明优选实施例的风扇管道（fan duct）的透视图； [0022] 图2提供了图1所示的风扇管道的侧视图； [0023] 图3提供了控制部段的截面图，该图未示出整流罩间隔器（cowling stand-offs）； [0024] 图4提供了如图3所示的控制部段的相同截面图，但包括整流罩间隔器； [0025] 图5提供了喷射器的顶视图； [0026] 图6提供了图1所示实施例的部分透视图，示出内整流罩内用于再连接分离气流的孔； [0027] 图7提供了图3所示控制部段的截面图并且致动器处于打开位置； [0028] 图8提供了图3所示控制部段的截面图并且致动器处于关闭位置； [0029] 图9提供了喷射器控制部段的透视图并且四个致动器都处于打开位置； [0030] 图10提供了喷射器控制部段的透视图并且四个致动器都处于关闭位置； [0031] 图11提供了内外整流罩的截面图并且外整流罩包括弯曲的边缘；以及[0032] 图12提供了用于示例性的串管式飞机的喷射器布局。 具体实施方式[0033] 下文中，术语“重心”和“CG”可互换地被使用。类似地，术语“推进器”和“风扇”可互换地被使用。要注意，多个附图中相同的附图标记代表相同的部件或相同功能的部件。此外，附图仅为示出但不限制本发明的范围并且不能被视为是成比例的。 [0034] 通过捕捉推进器表面处推进器下洗气流的梢端部并且增大该气流以推进和控制，进行此处描述的涵道风扇控制方法。捕捉的气流可根据命令围绕管道被重新定向从而提供俯仰和翻滚力矩以及推力调节。这样，系统趋近关节型旋翼的性能，同时保留了涵道风扇的优点。用于实现这些优点的方式是通过固定于管道尾缘的周缘喷射器且致动器位于混合部段内。本发明的周缘喷射器提供了优于现有技术构造的多个优点。首先，由于喷射器的额外加大，提高了由简单地反转气流可实现的控制力。第二，当使得气体穿过管道而不转向即无控制输入时，喷射器被成形为矫直管道外部的周围空气并且将其夹带至流场内，增加推进并且补偿系统的重量和阻力。第三，在力产生的最大力矩，它们从旋转轴开始行动，喷射器的周缘位置产生了推进器气流可实现的力的最大力矩。第四，使气流转向所需的机构质量和惯性很小并且固定于固定部件而非旋转推进器，它们是机电致动的理想选择。 [0035] 图1和图2分别提供了本发明优选实施例的透视图和侧视图。要注意，在这些附图以及此处提供的某些其它附图中，未示出推进器在管道内，从而简化了这些附图。 [0036] 根据本发明，涵道风扇系统100包括外整流罩101，外整流罩101被例如使用多个安装间隔器105固定于管道103周缘的尾缘。类似地，使用多个安装间隔器109将内整流罩107固定于管道103内缘的尾缘。如下详述和详示，可使用具有用于将外整流罩101和内整流罩107连接于管道103的装置的单个间隔器，藉此取代各个间隔器105和109。致动器111作为控制系统对于喷射器的使用是至关重要的，在图2中不可见仅在图1中部分可见。 [0037] 如图所示，外整流罩构件101和内整流罩构件107被分割为多个离散的控制部段，各个控制部段由整流罩安装间隔器（即间隔器105和109）限定。因此，优选地，安装间隔器105和109如图所示被对齐，更优选它们由同一片材料构成。在某种程度上，控制部段的数目决定了由控制系统施加的精细控制水平。假设要在系统复杂性与控制灵敏度之间找到平衡，并且假设大多数应用需要某控制水平，发明人已经发现在至少一个优选实施例中风扇的周长应当被分为18个20度的控制部段。 [0038] 图3和4提供了控制部段的截面图。虽然图3仅示出整流罩控制面与该特定的控制部段有关，图4还包括整流罩间隔器401。供参考，这些附图包括推进器梢端301。如上所述，内整流罩107是位于推进器下沉气流（propeller downdraft）中的周缘元件，通过图4中的安装间隔器401连接于管道。内整流罩107的前缘303和间隔器401的前缘403几乎延伸至推进器301的平面305，仅在推进器平面305与前缘303和403之间留下了很小的间隔307。间隙307足以防止旋转推进器301与内整流罩107/间隔器401之间互相干涉。 优选地，间隙307约为在喷射器入口边处测定的推进器翼弦的1/10的数量级。在一个优选实施例中，间距307约为0.25英寸。 [0039] 当内整流罩107永久性地位于推进器下洗气流（propeller downwash）中，它被设计为使施加给涵道风扇的阻力（drag）最小化，这是很重要的。如图3所示，内整流罩107的平面309与平面313形成了分叉角311，平面313对应于管道103的中心壁部315。优选地，角311约为15度，并且通常不大于18度，从而防止阻力产生分离。要注意，在示出的本发明的实施例中并且优选地，内整流罩107的表面大致平行于管道的尾缘317。虽然前缘303和403必须非常接近上述调节器平面，整流罩107的总高度应当被保持的尽可能小从而最小化寄生阻力（parasitic drag）。内整流罩107的尾缘319延伸至管道103的尾缘317的下部以形成混合区域321。 [0040] 优选地，内整流罩107被构造为捕捉由推进器301产生的10%-20%的气流，更优选推进器301产生气流的约20%。因此，假设来自推进器和穿过管道的气流均匀，内整流罩107的入口与内管道表面315之间的分开距离是推进器半径的5%-10%，更优选约为推进器半径的10%。 [0041] 外整流罩101是位于管道103外侧的周缘元件。优选地，相同的安装间隔器401与内整流罩107和外整流罩101一同使用，如图4所示。因为外整流罩101不需要延伸至推进器301的平面305，它可以如图所示比内整流罩107短。外整流罩101的截面是收敛-张开的（convergent-divergent）。整流罩101的前缘323大致平行于管道103的相邻外表面，同时整流罩101的尾缘325大致平行于内整流罩107的尾缘319。外整流罩101有两个作用。首先，它重新定向了被致动器所转向的气流，如下详述。第二，它形成了喷射器的外壁，因为它被成形为当穿过装置的气流没有被致动器转向时夹带周围的空气。 [0042] 整流罩间隔器401或各个整流罩间隔器105和109径向地沿管道尾缘设置并且作用为喷射器的结构支撑，即支撑内整流罩107和外整流罩101。这些间隔器增强进入喷射器的气流同时为各个喷射器腔室提供端板，藉此基本将每个喷射器腔室与相邻的喷射器腔室隔离开来。 [0043] 内整流罩107和外整流罩101一起形成了围绕管道103尾缘317的整个周缘的收敛锥截面，该收敛锥的顶部在管道103的每一侧上是开放的。每个整流罩构件与管道的距离优选是恒定的，以使气流通道无阻碍且不产生反压力。内整流罩和外整流罩优选如此成形以使当与安装间隔器结合时每个喷射器腔室的出口区域为矩形，该出口区域出现在腔室的收敛颈部处。图5中示出了本发明的这个方面，该图提供了喷射器的顶视图。要注意，该附图不包括管道、推进器或致动器。如图所示，在本发明的优选实施例中，外整流罩101的前缘501和内整流罩107的区域503是弯曲的并且分别大致平行于管道的外表面和内表面。相比之下，外整流罩101的尾缘505和内整流罩107的尾缘507是直线的并且与安装间隔器401一同形成了矩形喷射器颈部。要注意，尾缘505和507为清楚起见在图5中用虚线示出，因此它们很容易与整流罩的前缘区分开。向矩形颈部的过渡简化了致动器设计并且增大了夹带的周围空气的混合，藉此提高了喷射器推力。当致动器被触发——此处也称为张开（deployed）时，喷射器颈部的矩形截面的重要性变得很明显，因为在该位置致动器的边缘与正方形壁相切以形成重新定向气流的停闭（close-out）。 [0044] 整流罩形成的张开-收敛（divergent-convergent）部段增大了内整流罩107的捕捉角同时避免了分离。因为整流罩的收敛部段增大了进入它的气流的速度，该部段内的压力也相应地降低。在至少一个优选实施例中，内整流罩107如图6所示包括在内截面处的多个小孔601。优选地，孔601的直径约为0.040英寸，间隔距离约0.3英寸，并且位于捕捉角最大由此气流分离最可能区域的角落内。由于压力差，孔601形成了内管道气流的抽吸，藉此再连接任何分离的气流并且允许比分开通常允许的角度更大的角度。本方法提高了喷射器捕捉面积的同时也使得致动器保持其较小尺寸。 [0045] 图7-10示出优选的致动器构造。除加上了致动器701外，图7和8是基于图3之前提供的截面图。图9和10提供了带有四个致动器的喷射器控制部段的透视图。图7和9示出致动器处于“打开”位置，使得空气在其间自由流动。图8和10示出致动器处于“关闭”位置，导致空气被重新定向。要注意，管道103在图9和10中未示出从而更清楚地呈现致动器。 [0046] 优选的致动器实施例是处于混合区域内的三或四个弯曲面701构成的。当如图7和9所示致动器处于打开位置——此处也称为未张开位置时，每个致动器的圆柱轴平行于主要气流的下洗气流向量。这样，每个致动器呈现最小轮廓和由此的最小阻力。每个致动器的曲形形状向外引导主要气流并且产生加强与夹带气流混合的漩涡，从而得到更大的推力增强。由于每个致动器的内部暴露于风扇气流，该效果还导致风扇气流以将其矫直和向外引导它。 [0047] 当关闭——此处还被称为张开时，每个致动器如图8和10所示大约旋转90度。该移动就位导致每个致动器的纵轴边缘大致抵靠在整流罩开口的矩形边上，从而阻碍了收敛部段的气流并且将其朝外整流罩重新定向（参见图8）。因为每个致动器引起的流道变化具有恒定的面积并且收敛的下降气流形成于内整流罩107与管道103之间，推进器不会受到致动器操作引起的反压力或不良反馈。 [0048] 由于每个致动器的较小尺寸，致动器能够迅速从一个位置（如打开位置）转换至交替位置（如关闭位置）。假设使用控制线缆，改变致动器位置所需的有限移动简化了控制系统设计，因为需要极小的控制线缆位移就能实现致动器移动。优选地，控制系统被设计为中和作用于致动器上的空气动力载荷，这样致动器既不偏向打开位置也不偏向关闭位置，藉此最小化了控制系统负载。这种构造的结果是系统既可被伺服控制也可被传统的控制线缆所控制。 [0049] 虽然图7-10示出的曲形致动器是优选的，可以理解本发明不局限于特定的致动器形状。例如，致动器可成形为颠倒的合页（hinge）。当张开时，这种致动器将裂开并且覆盖锥体的底部开口，重新定向气流离开外整流罩的顶部、管道的外侧。在装载或打开位置（stowed or open position），大约在整流罩形成的锥体中心处致动器与管道的尾缘相切。这样，在装载位置，致动器可对气流呈现较小的流线形翼型，由此使得阻力最小化。这种致动器布置就确保了在不使用时它处于主要气流之外，并且它形成大致与扩张角相同的角度从而平行于气流。 [0050] 在操作期间，每个推进器叶片越过由内整流罩107、管道103和间隔器401形成的每个喷射器入口。主要气流被内整流罩107向外引导并且穿过喷射器的收敛部段321。在管道的尾缘处，外整流罩101和管道103的外表面形成的腔室与收敛部段321处的主要气流相连通。这就导致第二外侧气流进入主要气流，引起推力增加（例如参见图3和7）。 [0051] 用于夹带从而增加推力的机构是通过主要气流与外侧气流的切变混合。通过加强混合例如通过最优化混合区域内的致动器来增大该增加。此外，通过调节主要气流的泵送频率来增大该增加。 [0052] 与真正的喷射气流相反，穿过本发明的每个周缘喷射器的主要气流不具有恒定速度，因为气流被推进器或风扇的叶片所驱动。因为使用推进器/风扇，当推进器/风扇的叶片越过并且“泵送”气流穿过特定的喷射器控制部段时，穿过每个喷射器控制部段的气流出现了。因此泵送的频率是推进器的RPM功能和推进器/风扇叶片的数量。通过对喷射器几何形状、推进器叶片螺距、叶片数量和运行RPM的适当选择，本发明能够最优化泵送频率。例如在优选实施例中，叶片螺距被调节为在2000rpm的推进器速度下提供所需的推力，这样在选择了五叶片的推进器时，每个喷射器控制部段的泵送频率是172Hz。 [0053] 根据本发明，通过在各个喷射器控制部段内或多个喷射器控制部段内触发致动器来完成控制，例如通过触发连续的控制部段。通过在控制部段内将一组致动器的位置从打开位置转换为关闭位置，被捕捉的推力在该位置处被重新定向，藉此取消了推力增加。这就导致了涵道风扇朝控制部段倾斜。如果数个相邻控制部段内的致动器被同时关闭，倾斜力更大并且斜率增加。 [0054] 当所有致动器被一致关闭时，被内整流罩捕捉的推力就转向，提供了改变涵道风扇推力而不改变发动机节流阀的机构。由于几个原因，这种控制推力的方法很重要。首先，它允许发动机加速至飞行速度，同时有效地作为停车闸将其推力减至防止飞行。在本发明出现之前，仅用关节型旋翼而非固定螺距系统才是可行的。第二，改变涵道风扇同时以恒定速度运行电机的能力使得能够使用具有低扭矩或以恒定速度最有效地运行的发动机，例如燃气涡轮发动机。之前这种类型的发电厂没有选择固定螺距系统，因为它在负荷下的反应太迟缓了。 [0055] 致动器的张开即触发产生的力不是线性的，同时直至部段内的致动器几乎完全张开时才产生喷射器控制部段的全部有效力。因此，用单个致动器进行的精细力控制本来是很难的。如果喷射器控制部段的跨度很大比如约为90度，这就很成问题了，因为触发的控制部段将产生巨大的和几乎同时的无益于控制的力。为解决该问题，本发明利用多个较小的喷射器控制部段来调节控制力和应用率。例如，在优选实施例中如上所述，使用18个20度的喷射器控制部段。 [0056] 特定喷射器控制部段产生的力矩是喷射器控制部段与旋转轴之间的距离的函数，并且即使产生的力相同也因此随着每个部段的位置而变化。表I示出了本发明的该特征，用于利用力为4.8lbs的60英寸的涵道风扇的单个管道平台。 [0057]杠杆臂 力矩 喷射器ID 位置（度数） 横向 纵向(ft lbs) 翻滚(ft lbs) 俯仰(ft lbs) 1 0-20 0.0 31.0 0.0 12.3 2 20-40 10.6 29.1 4.2 11.6 3 40-60 19.9 23.7 7.9 9.5 4 60-80 26.8 15.5 10.7 6.2 5 80-100 30.5 5.4 12.2 2.1 6 100-120 30.5 -5.4 12.2 -2.1 7 120-140 26.8 -15.5 10.7 -6.2 8 140-160 19.9 -23.7 7.9 -9.5 9 160-180 10.6 -29.1 4.2 -11.6 10 180-200 0.0 -31.0 0.0 -12.3 11 200-220 -10.6 -29.1 -4.2 -11.6 12 220-240 -19.9 -23.7 -7.9 -9.5 13 240-260 -26.8 -15.5 -10.7 -6.2 14 260-280 -30.5 -5.4 -12.2 -2.1 15 280-300 -30.5 5.4 -12.2 2.1 16 300-320 -26.8 15.5 -10.7 6.2 17 320-340 -19.9 23.7 -7.9 9.5 18 340-360 -10.6 29.1 -4.2 11.6 [0058] 表1 [0059] 本发明提供的控制对于动力升力飞行器是优选的，因为控制是产生的力矩而非力的函数。因此通过选择性地触发特定的喷射器控制部段，可实现精细的飞机控制。 [0060] 致动器操作的非线性在其它方面是有利的，因为能够使用低成本和可靠的螺线管致动器。这些装置类似于线性致动器的操作，但具有仅两个位置的简单性：压缩和完全展开。 [0061] 如前所述，可使用本发明的不带致动器的喷射器构造，从而提供一种增大涵道风扇推力的有效方式。虽然这种构造不提供上述优选实施例的控制系统，这种构造仍然提供了推力增大。 [0062] 应当了解，上述实施例可被改进而不脱离本发明的基本要素和优点。例如，喷射器的具体形状、致动器控制的类型（如控制线缆、机电伺服等）、致动器机构、喷射器控制部段的数量等都可被改进。图11示出一个这种改进，其中喷射器的形状已根据图3、4和7-10所示的改进了。更特别地，图11的截面图示出了附加于外整流罩1103的弯曲入口边缘1101。弯曲边缘1101可附加于优选仅用于推力增大的喷射器，或包括致动器从而提供以上详述的控制的喷射器。要注意，为清楚起见图11未示出致动器或推进器/风扇。 [0063] 飞行器集成（Vehicle Integration） [0064] 有许多涵道风扇垂直起飞和降落（VTOL）飞机的非常规构造，其中两个主要构造是单管和串管式VTOL平台。因此，下面简单讨论一下本发明应用于这些构造的情况。 [0065] 单管道平台 [0066] 单管道平台在20世纪40年代被Hiller所普及并且作为用于小直径的无人机（UAV）的可行平台延续至今。在该构造中，单涵道风扇是空中平台。典型地通过位于下洗气流内的控制面进行控制从而诱发控制力矩。这些飞行器的控制不能典型地按照俯仰（pitch）和翻滚（roll）来限定，因为这种类型平台的优点就是可以任何方向向前移动。但为了简化下面的描述，下面将继续该常规方式。 [0067] 集成本发明的控制喷射器提供了不受高度从而不受地面效应影响的俯仰和翻滚控制的有效装置。在这种飞机中，优选偏航控制保留常规控制面的任务。将喷射器控制部段耦合于常规控制面的优点是两方面的。首先，在该构造中，控制面仅用于偏航控制并且因此控制面饱和不成为问题。第二，因为本发明的喷射器制造了更少涡流的气流域，控制面的有效性得以提高。此外，当打开时本发明的致动器可被构造为作为定子，从而提供了抵消推进器扭矩且使得不需要反向旋转推进器或单独定子叶片的装置。 [0068] 要了解，将本发明的喷射器控制部段集成到适宜的控制系统的方法有很多。例如，可在飞行员的控制下触发每个喷射器控制部段。可选地，每隔一个喷射器控制部段可被置于飞行员的控制下，同时其余喷射器控制部段可被飞行器的飞行计算机所控制，从而提供稳定性和减轻狂风干扰。可选地，所有的喷射器控制部段可被飞行计算机所控制。 [0069] 串管式平台 [0070] 串管式平台一般被构造为具有大致在同一平面内的两个管道并且向前运动的方向位于从其中心线拉出的向量上。可选地，涵道风扇可位于重心之上，远远高于地面，同时向前的行进方向沿着它们之间的直线。虽然没有前述构造那么稳定，该方法有助于减轻地面效应的不良影响。虽然本发明可与串式构造一同使用，此处描述和图12示出的示例性应用利用了前述构造。串管式平台1200包括前部的涵道风扇1201、后部的涵道风扇1203和框架1205。要了解，串管式平台可使用任何种类的飞行器框架并且框架1205仅代表这种框架。为简化附图，平台1200的许多特征已从图12中被去除，例如推进器、控制系统等。 [0071] 在平台1200中，用于两个涵道风扇1201/1203的喷射器如图所示以顺时针方向被依次标号1-18。使用这种常规方式，纵（翻滚）轴1207穿过每个管道的1和10号喷射器，并且纵轴和向前运动向量被限定为朝1号喷射器运动。横向（俯仰）轴1209随后被定义为在管道平面内垂直于纵轴1207的直线，如图12所示等距地位于管道之间。 [0072] 在上述基本形式中，触发管道1201中的喷射器7和管道1203中的喷射器4将产生围绕纵轴1207朝这些喷射器的翻滚力矩，该力矩等于两个喷射器的控制力乘以喷射器与纵轴之间的距离。通过选择性地触发接近飞行器中心的喷射器以诱发翻滚（例如管道1201中的喷射器7/8和管道1203中的喷射器3/4），纵向距离从几何学上被最小化了以使管道之间的推力差不产生俯仰力矩。这是减少本发明系统固有的控制耦合的示例。 [0073] 在利用本发明且基于图12所示设计的600磅试验飞机中，利用前部管道1201中的所有喷射器控制部段2、3、4、7、8、12、13、16、17、18和后部管道1203中的喷射器控制部段3、4、9、8、11、12、16、17就实现充分的飞行器控制。虽然可在这种构造中运用额外的喷射器控制部段以提供额外的控制力，但这个喷射器控制部段的数目已经足够了，其余的喷射器可用于自动化稳定性和/或缓解大风控制系统。要注意，在前部涵道风扇1201中运用6个喷射器（即2、3、4、16、17、18）用于首倾俯冲，但在后部涵道风扇1203中仅运用4个喷射器（即8、9、11、12）用于自动上仰。用于首倾俯冲的喷射器控制部段的数量相对用于自动上仰的数量之间的差值是为了抵消这种类型的飞机在前进速度增加时自动复位的倾向，同时后部喷射器仅用于外倾以停止。利用上述喷射器控制部段，这种示例性构造产生了下面的表II-V所示的控制力矩。要注意，在表II-V中，喷射器附图标记前面的字母“A”不是它是对应于后部涵道风扇1203的喷射器。类似地，喷射器附图标记前面的字母“F”不是它是对应于前部涵道风扇1201的喷射器。 [0074] [0075] 表II 向前俯仰控制力矩 [0076] [0077] 表III 向后俯仰控制力矩 [0078] [0079] 表IV 向左翻滚控制力矩 [0080] [0081] 表V 向右翻滚控制力矩 |
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