飞机推进系统、其制造方法及使用
阅读：174发布：2020-05-13
专利汇可以提供飞机推进系统、其制造方法及使用专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 提供了一种用于飞机的推进系统。该系统包括一个或多个推 力 产生部分，其中一个或多个推力产生部分包括一个或多个涵道装置(8)。涵道装置至少部分地由两个或更多个基本平行的壁构件(6)形成或限定。设置至少一个扑动或摆动的机翼构件(4)，其至少部分地位于或 定位 在基本上在所述一个或多个涵道装置内，其中，至少一个机翼构件的扑动或摆动运动产生推力，使飞机在使用中飞行。，下面是飞机推进系统、其制造方法及使用专利的具体信息内容。
1.一种用于飞机的推进系统，所述系统包括一个或多个推力产生部分，其中所述一个或多个推力产生部分包括一个或多个涵道装置，所述涵道装置至少部分地由两个或多个基本上平行的壁构件形成或限定，其特征在于，至少一个扑动或摆动的机翼构件至少部分地位于或定位在基本上在所述一个或多个涵道装置内，其中至少一个机翼构件的扑动或摆动运动产生推力，使飞机在使用中飞行。
2.根据权利要求1所述的推进系统，其中，所述涵道装置壁构件至少部分地限定进入所述涵道装置的空气入口和/或从所述涵道装置出来的空气出口。
3.根据权利要求2所述的推进系统，其中，所述扑动或摆动的机翼构件完全位于基本上在所述入口和所述出口之间的所述涵道内。
4.根据权利要求1所述的推进系统，其中，所述扑动或摆动的机翼构件是基本对称或对称的机翼。
5.根据权利要求4所述的推进系统，其中，所述扑动或摆动的机翼构件包括前边缘或前缘以及后缘或后边缘，其中所述前边缘或前缘位于所述涵道装置入口处和/或基本上朝向所述涵道装置入口，以及所述后缘或后边缘定位或定向为使得后缘或后边缘基本上位于所述入口和机翼前缘的下游，基本上朝向涵道装置出口和/或位于涵道装置出口处。
6.根据权利要求5所述的推进系统，其中，所述后缘是可变形的和/或柔性的。
7.根据权利要求5或6所述的推进系统，其中，所述后缘是锯齿状的。
8.根据权利要求1所述的推进系统，其中，至少第一或另外的推力产生部分包括多个基本上平行的壁构件，所述壁构件至少部分地限定多个涵道装置。
9.根据权利要求8所述的推进系统，其中，多个涵道以阵列布置，阵列包括至少一排和/或至少一列。
10.根据权利要求9所述的推进系统，其中，基本上限定所述涵道装置的壁构件或限定多个涵道装置或涵道装置阵列的壁基本上等距地间隔。
11.根据权利要求10所述的推进系统，其中，所述壁构件或其表面逐渐变细和/或发散。
12.根据权利要求10所述的推进系统，其中，相邻的壁构件或其表面之间的距离基本上在所述扑动或摆动的机翼构件的下游区域处或附近减小和/或逐渐变细。
13.根据权利要求1所述的推进系统，其中，至少一个推力产生部分位于水平或基本上水平的平面中。
14.根据权利要求1所述的推进系统，其中，至少一个推力产生部分定位在竖直或基本上竖直的平面中。
15.根据权利要求9所述的推进系统，其中，所述推力产生部分和/或涵道装置阵列可选择性地移动。
16.根据权利要求14所述的推进系统，其中，基本垂直于即将到来的气流来放置或定位的推力产生部分用作具有循环控制元件的常规的机翼。
17.根据前述权利要求中任一项所述的推进系统，其中，所述系统包括至少一个定子或静翼构件，所述定子或静翼构件基本上位于所述扑动或摆动的机翼构件的下游。
18.根据权利要求17所述的推进系统，其中，所述静翼构件基本上位于所述涵道装置内。
19.根据权利要求17所述的推进系统，其中，至少部分或全部的所述静翼构件基本上位于所述涵道装置的外部，位于所述出口的下游。
20.根据权利要求11或17所述的推进系统，其中，相邻的壁构件的表面在基本上在所述扑动的机翼构件和所述静翼构件之间的点逐渐变细。
21.根据权利要求20所述的推进系统，其中，所述壁构件的表面在靠近所述固定机翼或定子构件的点和/或基本上在所述固定机翼或定子构件的上游的点逐渐变细或汇聚。
22.根据前述权利要求中任一项所述的推进系统，其中，所述系统包括机身装置、机舱和/或吊舱装置，用于定位一个或多个飞行控制装置、人员和/或货物。
23.根据权利要求22所述的推进系统，其中，所述机身装置基本上中心地位于一个或多个推力产生部分上或内。
24.根据前述权利要求中任一项所述的推进系统，其中，所述系统包括端板，至少部分所述端板延伸超过所述涵道装置的入口和/或可扑动的机翼构件的前缘。
25.根据权利要求24所述的推进系统，其中，所述系统包括基本上位于所述端板的顶部的外部并且朝向所述端板的顶部的材料带。
26.根据前述权利要求中任一项所述的推进系统，其中，叶片装置基本上位于所述一个或多个推力产生部分的出口之下或之中。
27.根据权利要求1所述的推进系统，其中，通过控制一个或多个扑动的机翼构件或其排或阵列的扑动频率或扑动周期来实现飞行控制和/或飞行效率。
28.根据权利要求27所述的推进系统，其中，所述扑动的机翼的可扑动的和/或部分旋转的运动是由至少一个凸轮和/或驱动轴布置诱发或引起的。
29.根据权利要求1所述的推进系统，其中，所述一个或多个涵道装置包括一个或多个旋转或可旋转的圆柱体。
30.根据权利要求29所述的推进系统，其中，可以选择和/或控制所述圆柱体的旋转速度。
31.一种飞机，所述飞机包括一个或多个涵道装置，所述涵道装置至少部分地由两个或多个壁构件形成或限定，其特征在于，至少一个扑动或摆动的机翼构件位于或定位在基本上在所述一个或多个涵道装置内，其中至少一个机翼构件的扑动或摆动运动产生推力。
32.根据权利要求31所述的飞机，其中，一个或多个常规的推进装置用于提供向前或其它方向的推力。
33.根据权利要求32所述的飞机，其中，常规的推进装置包括一个或多个喷气发动机和/或螺旋桨。
34.根据权利要求31所述的飞机，其中，所述飞机包括起落架装置。
35.一种制造适用于飞机的推进装置或系统的方法，所述系统包括一个或多个涵道装置，所述涵道装置至少部分地由两个或多个基本上平行的壁构件形成或限定，其特征在于，至少一个扑动或摆动的机翼构件基本上位于或定位在所述一个或多个涵道装置内，其中至少一个机翼构件的扑动或摆动运动产生推力，所述制造方法包括步骤：挤压或拉挤一个或多个壁构件和/或机翼构件。
36.根据权利要求9所述的推进系统，其中，所述涵道阵列包括在以径向方式布置的阵列的前部或后部的发散的涵道组，其设置成减小使用中在阵列的前部或后部产生的阻力。
37.根据权利要求36所述的推进系统，其中，在所述阵列的后部定位有空气动力学整流罩，所述空气动力学整流罩在使用中成形为避免或最小化由自由流气流或推进射流引起的流动分离或不期望的压力梯度。
38.根据权利要求17所述的推进系统，其中，所述机翼或定子的前缘包括一个或多个结节。
39.根据权利要求1所述的推进系统，还包括凸轮，所述凸轮包括位于单个轴上的至少一个成形的盘或凹槽，所述成形的盘或凹槽可由单个发动机操作并且其形状由合适的连杆操纵以提供振荡运动。
40.根据权利要求39所述的推进系统，还包括用作电动轴承的成形的盘或凹部，所述盘或凹部使兼容的连杆能够在不接触盘或凹部的情况下进行对其操纵。
41.根据权利要求1所述的推进系统，其中，设置的所述涵道装置和机翼以及一个或多个定子与即将到来的气流经向对准。
42.根据权利要求41所述的推进系统，其中，设置涵道装置和机翼的阵列以防止机翼失速，并且还可以在垂直和水平飞行模式下提供推力。
43.根据权利要求29所述的推进系统，其中，所述一个或多个旋转或可旋转的圆柱体或类似物位于涵道或涵道阵列中，并且成形板位于下游侧，以使边界层向下游转向。
44.根据权利要求43所述的推进系统，其中，将转向的边界层引导到涵道的部分中，从而促进更低的能量空气和更高的能量空气的混合。
45.根据权利要求44所述的推进系统，其中，加宽涵道的靠近圆柱体的部分以减慢该区域中的空气，以减少在上游和下游流动的空气之间的相互作用。
46.根据权利要求1所述的推进系统，其中，设置一个或多个端板，所述端板具有可展开的部分，其在无动力下降的情况下可开展以增加飞机阻力并帮助减慢下降。
飞机推进系统、其制造方法及使用
技术领域
[0001] 本发明涉及用于飞机的推进系统，特别涉及适用于飞机垂直起降(VTOL)的推进系统。这可以用于但不限于：货物和包裹交付、通勤、城市内旅行、渡轮和公共汽车服务、紧急服务、观察、电信中继、娱乐和运动、能源供应、战场供应和疏散、建筑工地起重、高层建筑电梯的替代和农业用途。
背景技术
[0002] VTOL飞机将能够解决城镇交通拥堵的问题。需要它们更快、更通用地响应紧急服务和军事。在常规起降飞机缺乏操作基础设施的情况下，出于观察目的需要它们。
[0003] 没有VTOL，很难在合理的时间范围和成本范围内到达世界的某些地区。然而，噪音、成本、飞机占地面积和安全问题阻止了此类设备的广泛采用，因此对于大多数人和世界表面的大部分地区来说，这些问题仍未解决。
[0004] 机翼是产生推力的最有效方法，其使用空气作为流体介质。使用旋转机翼(风扇、螺旋桨和旋翼)可以最有效地实现垂直起飞；然而，这种方法的缺点是会产生大量的噪声，并且由于达到了很高的转速，当机翼暴露在外时，可能很危险。随着推力产生量的增加，这个问题变得更大。由于沿机翼长度的角速度差异以及导致翼尖附近的能量损失的三维气动效应(以涡旋的形式，这也是噪声的主要来源)，也很难有效地利用机翼掠过的所有盘面积。这导致降低的效率(针对特定区域)、大量噪声和较大的飞机占地面积，从而减少了降落地点的选择和存储便利性。
[0005] 即将到来的气流速度的变化意味着旋转机翼(螺旋桨)必须改变其排距，以在整个风速范围内保持高效。直升机必须更改旋翼桨叶的桨距，以避免由于后退和前进叶片之间的气流速度差异而引起的任何不平衡。处理这些问题需要增加重量、成本和复杂性的零件。
[0006] 旋转机翼还存在“涡环状态”的问题，其中飞机的下降速度会导致空气向上推动通过旋翼内部，从而产生较小的推力。这会导致严重的升力损失。
[0007] 高效旋转机翼的制造要求机翼沿着机翼的长度变化以适应不断变化的角速度，这伴随着高机翼载荷和振动问题而增加了制造成本。
[0008] 以“多轴直升机”形式的小型VTOL飞机因其低成本和易用性而在许多业务中广受欢迎。当它们变大时，它们通常不能维持适当的安全或噪声水平以供一般使用，由于旋翼需要同时提供升力和向前推力，它们也不能有效地在更长的距离上运输负载。可以通过结合增加机翼和通过旋转螺旋桨或使用尺寸和位置适合于向前飞行的螺旋桨来克服这个问题；然而，这增加了成本和复杂性，并且仍然没有解决噪声和安全问题。
[0009] 计算机编程的进步将使单旋翼直升机型设备易于驾驶(由于旋翼直径大，在垂直飞行中非常有效)。但是，它仍然具有多个可能导致完全故障的点，并且使用单个上升螺旋桨的结构可能会使其成本保持较高。无论如何，这都不会解决安全性、占地面积或噪音问题。
[0010] 在使用多个发动机和风扇以及适当冗余电源的情况下，使用分布式推进将整体增加系统冗余，从而提高安全性。对于在人口稠密区域的常规操作而言，噪声可能仍然太大，并且叶片仍然会对附近的人和动物构成危险。
[0011] 任何使用多个直径相对较小的螺旋桨的系统都不会在发生推进故障时以安全速度自动旋转或下降。尽管在某些情况下降落伞可能会有所帮助，但往往是飞机没有足够的高度来使降落伞或自动旋转功能起作用而高度又足以造成伤害的“死人区”。在任何情况下，这些系统都会增加成本和复杂性，从而降低了它们对于旨在广泛使用的系统的需求。
[0012] 涵道风扇往往会增加重量，并产生控制问题(由于涵道边缘的非线性压力变化和阻力矩)，并且由于其三维形状和工程要求而价格昂贵。尽管涵道可以减少噪音，但必须构造相对小的直径的涵道(由于增加的重量)，这意味着涵道需要更大的功率，这可能会导致增加噪音。
[0013] 在矩形区域内，旋转机翼系统只能到达矩形系统区域的π/4(不使用专门设计的涵道)，对于特定的矩形区域而言，这降低了效率和增加了盘负载(这是在城市操作或存储的重要指标)。
[0014] 在显著减轻噪声和安全隐患的程度上，减少旋转机翼的暴露可能会导致效率、控制和重量问题。当在侧风中或当涵道向前移动时，涵道的使用会导致控制上的困难，并且使用保护性元件(例如护罩、网或条)往往会阻碍气流，从而降低效率。尽管正确安装的涵道会有所帮助，但两种解决方案都增加了重量，并且都无法有效降低噪音。
发明内容
[0015] 因此，本发明的目的是提供解决上述问题的用于飞机的推进系统。
[0016] 本发明的另一个目的是提供包括推力产生设备的飞机，该飞机减少高能运动零件的暴露、降低成本、降低噪声并且保持可接受的效率和重量水平、并因此保持可接受的巡航速度、负载和航程水平。
[0017] 本发明的又一目的是提供在完全系统故障的情况下能够安全下降的飞机。
[0018] 在本发明的第一方面中，提供用于飞机的推进系统，所述系统包括一个或多个推力产生部分，其中所述一个或多个推力产生部分包括一个或多个涵道装置，所述涵道装置至少部分地由两个或更多个基本平行的壁构件形成或限定，其特征在于，至少一个扑动(flapping)或摆动(waving)的机翼构件至少部分地位于或定位在基本上在所述一个或多个涵道装置内，其中至少一个机翼构件的扑动或摆动运动产生推力，使飞机能够在使用中飞行。
[0019] 这样，当扑动或摆动的机翼构件扑动或摆动时，其在至少部分扑动的机翼构件和涵道装置壁之间产生交替的高压、减小的腔和低压、膨胀的腔。涵道装置的总体积以及机翼构件与两个涵道壁之间的夹角保持基本恒定。
[0020] 通常，涵道装置壁构件至少部分地限定进入涵道装置的空气入口和/或从涵道装置出来的空气出口。进一步典型地，扑动或摆动的机翼构件位于基本上在入口和出口之间的涵道内。
[0021] 在一个优选实施例中，所有的扑动或摆动的机翼构件都位于或容纳在涵道装置内。已证明涵道壁的存在可以大大提高效率。
[0022] 通常，空气从入口流向出口，因为在扑动或摆动的机翼构件的下游，通过其扑动动作(克诺尔-贝茨效应，Knoller-Betz effect)产生作用于机翼构件和涵道装置壁构件表面的压力变化，而产生了产生涡旋的推力。这有时被称为卡门反向涡街(Karman reverse vortex street)。涵道装置壁通过形成使其相对于涵道装置壁构件表面经历迎角的涵道或通道而限制了扑动的机翼构件的动作(地面效应，ground effect)。涵道壁的存在还有助于防止向前运动中边界层的分离，并通过避免相对于即将到来的自由流气流调节机翼排距中值(median wing pitch)的需要来帮助简化机构。
[0023] 在一个实施例中，扑动或摆动的机翼构件是基本对称或对称的机翼。通常，当沿着纬向轴观察时，扑动或摆动的机翼构件的横截面基本上是对称的泪滴形或垂坠形的翼面。这样，当对称地定位在壁构件之间时，扑动的机翼构件产生发射的形状，壁构件在出口方向上至少部分地限定涵道和机翼构件。
[0024] 技术人员将理解，机翼和壁之间的发散角也决不会太大以至于允许由压力变化引起的流动分离。这些角度有助于确定可用于给定的扑动或摆动的翼弦的最大振幅。机翼达到的最大振幅也可能取决于涵道壁的接近值及其对效率的影响。
[0025] 已经发现大约20度的夹角是较佳角度之一，但是可以使用其它角度，例如，较大的角度可以产生具有相同的总涵道壁接近值的更大的推力(尽管这往往以效率为代价)。在附图中示出了一些有效的比例，但是这些比例可以根据不同的条件和需求而改变。
[0026] 扑动或摆动的机翼构件包括位于或大体上朝向涵道装置入口的前边缘或前缘。扑动或摆动的机翼构件包括至少一个后缘或后边缘，其中所述机翼构件定位或定向成使得后缘或后边缘大体上在入口和机翼前缘的下游、大体上朝向和/或在涵道装置出口处。
[0027] 通常，当沿机翼构件的纬向轴观察时，至少扑动或摆动的机翼构件的后缘或后边缘进行摆动或扑动运动，而机翼构件保持固定在基本上在前缘处的点和/或轴线处或朝向前缘的点和/或轴线。
[0028] 在一个实施例中，后缘是可变形的和/或柔性的。
[0029] 在一实施例中，后缘是锯齿状的。
[0030] 典型地，扑动或摆动的机翼构件的扑动或摆动运动是围绕轴线的枢转或部分旋转运动。典型地，旋转和/或枢转的轴线基本上位于或至少朝向扑动或摆动的机翼构件的前边缘。进一步典型地，当沿着枢轴点或旋转轴线观察时，扑动的机翼构件的前部或前缘的轮廓出现基本静止，同时可扑动的机翼的后部或尾部在涵道装置内振荡。
[0031] 在本发明的优选实施例中，至少第一或另外的推力产生部分包括多个基本平行的壁构件，所述壁构件至少部分地限定多个涵道装置。
[0032] 典型地，每个涵道包括至少一个扑动或摆动的机翼构件。
[0033] 在一个实施例中，飞机包括布置成至少一排和/或至少一列的涵道阵列。典型地，多个涵道布置成阵列。
[0034] 阵列的使用，优选由与飞机设计相适应的有效尺寸的、机械上可行的涵道装置或涵道组成，可以更均匀地分散推力，并且不需要深度非常大的涵道装置(如该情况：将一个或相对少量的涵道装置用于成比例的大推力区域)。因此，可以独立于阵列前、后和侧面创建的区域大小来创建任何推力区域。这有助于减少阻力和控制问题。较大数量的涵道装置或涵道允许对单个涵道装置或成对的、三个的或更多的涵道装置的推力变化进行更大程度的控制，并且可以更好地避免由于扑动或摆动的机翼构件的扑动动作引起的惯性和振动问题。这也意味着在每个扑动或摆动的机翼构件上的负载较小，并且可以增加翼展与推力比，这更安静且更有效。因此，阵列可以使涵道达到最佳比例，同时覆盖更大的推力区域。各个涵道入口区域可以调整大小，以减少对高能运动零件的接近。
[0035] 在一个实施例中，基本上限定涵道装置的壁构件或限定多个涵道装置或涵道装置阵列的壁基本上等距地间隔开。进一步典型地，扑动或摆动的机翼构件与涵道壁大致等距地放置或定位。
[0036] 在一个实施例中，基本上在扑动或摆动的机翼构件和出口之间的涵道装置的长度和形状有助于确保存在有利于空气从入口到出口的通道的压力梯度。典型地，它保持一定量的低压空气，该低压空气将更多的空气向下吸入涵道装置，并允许更高和更低能量的空气进行更大的混合。这有时被称为射流喷射器(jet ejector)。
[0037] 进一步典型地，更大或更长的涵道装置的长度和/或形状可用于帮助均衡穿过出口的流速，从而提高效率。
[0038] 典型地，涵道装置壁构件的存在增加了由扑动的机翼构件产生的气压变化。对于给定的推力，这可以提高效率并降低扑动的频率。限定涵道装置的壁构件在其表面上经历的压力变化与扑动的机翼构件上的类似(取决于它们的接近值)，因此它们有助于降低扑动的频率(对于给定的推力)，因此减少了潜在的机械问题。壁有效地使扑动或摆动的机翼构件像振幅已增大一样起作用，这有助于减少机翼对附加的升沉运动的需要，从而降低机械复杂性。它们还可以执行翼梁、机翼盒的功能、或作为任何机身的部分(减轻重量和复杂性)、并帮助扑动的机翼构件避开地面物体和人员。
[0039] 涵道壁与机翼之间的距离已显示出，在具有最佳机翼扑动幅度和机翼至壁的距离的一定距离下，可以提高效率。接近值还取决于将表面摩擦损失和阻力最小化的需要。
[0040] 当第一构件向前运动时，使用机翼和涵道组合阵列可以有助于在第一构件的向后侧上保持期望的压力分布。这是因为在涵道装置内产生的压力可以帮助防止边界层分离。
[0041] 在一个实施例中，推力产生部分或阵列中的至少一个在一个方向上对准或定位以产生推力，以辅助垂直起飞和/或着陆。典型地，将推力产生部分定位在水平或基本水平的平面中。进一步典型地，从竖直或基本竖直的涵道产生的推力是在向下的方向上。
[0042] 在一个实施例中，推力产生部分或阵列中的至少一个在一个方向上对准或定位以产生推力，以辅助巡航飞行。典型地，将推力产生部分定位在垂直或基本垂直的平面中。进一步典型地，从水平或基本水平的涵道产生的推力在侧向的方向上。
[0043] 在一实施例中，系统包括至少两个推力产生部分或阵列。在一实施例中，一个或多个推力产生部分或阵列可用于起飞或着陆和/或一个或多个推力产生部分可用于巡航或定向飞行。
[0044] 在一个实施例中，推力产生部分和/或涵道装置的阵列中的一个或多个是可移动的。典型地，至少一个推力产生部分和/或涵道装置阵列可选择性地移动或可倾斜。
[0045] 在一个实施例中，基本垂直于即将到来的气流放置或定位的推力产生部分可以像具有循环控制元件的常规机翼一样起作用。
[0046] 在一个实施例中，推力产生部分的角度是成一定角度的，使得这样的零件的阵列以倾斜的角度面对即将到来的流动。这可以帮助在VTOL和巡航要求之间做出折衷，特别是在使用导向叶片系统来导向射流以更好地适应飞行条件和推力要求的情况下。可以减少巡航中产生的阻力，并且可以减轻流动从涵道和机翼前缘脱离的问题以及控制和效率问题。
[0048] 在阵列的后部或前部，可以使涵道汇聚或发散，从而形成径向布置。这可以使任何即将到来的气流更容易到达涵道，还有助于减少阻力并防止流动分离，尤其是在阵列的最后表面上减少阻力并防止流动分离。这种布置也可以用于在巡航中提供更多的向前推力。
[0049] 当涵道垂直于飞行方向时，使用与巡航飞行方向对准的涵道装置意味着可以增加涵道装置通道的深度，而不会增加由限定涵道装置的前壁和后壁构件的尺寸引起的阻力和控制问题。在这种情况下，涵道阵列侧面的区域仍然会增加。
[0050] 涵道装置的前缘和扑动的机翼构件的前缘之间的距离可能会影响水平飞行中后向表面上的压力，因此需要考虑，特别是巡航速度方面。这是因为扑动或摆动的动作引起的压力变化以及涵道装置壁施加的约束。涵道前缘的形状可以调整为更好地适应向前飞行的条件；例如，通过使涵道的前部朝向即将来临的气流弯曲，或使整个阵列向前倾斜，然后将涵道出口弯曲到所期望的角度。
[0051] 在本发明的优选实施例中，该系统包括至少一个定子或静翼(static wing)构件，该定子或静翼构件基本上位于扑动或摆动的机翼构件的下游。通常，静翼构件基本上位于涵道装置内。
[0052] 在一实施例中，静翼构件位于涵道装置的出口处和/或与涵道装置隔开一距离。
[0053] 在一实施例中，限定涵道装置的壁构件或其表面可以逐渐变细和/或发散。
[0054] 在一个实施例中，相邻的壁构件或其表面之间的距离基本上在扑动或摆动的机翼构件的下游区域处或附近减小和/或逐渐变细。典型地，相邻壁构件的表面在基本上在扑动的机翼构件和静翼构件之间的一点逐渐变细。更典型地，壁构件的表面在靠近固定翼或定子构件上游和/或基本上在固定翼或定子构件上游处逐渐变细或汇聚。
[0055] 涵道装置壁或限定涵道装置的壁构件的靠近定子或静翼构件前缘的区域可成形为减小定子前缘处的流动分离和涡旋。通过使涵道壁和定子之间的通道变窄，可以控制压力，以帮助减少涡旋并帮助防止流动分离。
[0056] 在一个实施例中，至少部分或全部静翼构件基本上位于涵道装置的外部，在出口的下游。
[0057] 在扑动的机翼构件下游产生的射流具有降低效率的纬向速度/涡旋分量。将静翼构件或定子叶片大体上放置在涵道装置的中心，在扑动或摆动的机翼构件的下游，用于减小该涡旋/速度，从而使流动变直以提高效率(卡兹迈尔效应，Katzmayer effect)。同样，在涵道翼组或构件的阵列中，有利的是避免使离开涵道的涡旋彼此干扰。较直的流动将导致出口下游的湍流减少，并提高效率。
[0058] 添加更多的定子，这些定子小于主定子，并且以大致相等的距离在定子与涵道壁之间，且位于主定子前缘的大致下游，可以通过进一步降低涡旋来提高效率。这些对气流的影响以及它们与涡旋的相互作用与主定子相似，可以假设较大的系统可以从多次重复这种布置中受益。添加这些附加定子的值取决于推力产生系统的要求和尺寸。
[0059] 在一个实施例中，涵道装置的至少部分成形为用作扩散器装置。典型地，涵道装置的所述部分邻近定子。优选地，涵道装置的下部成形为用作扩散器装置。进一步典型地，涵道装置的所述下部成形为朝向其底部发散(或变宽)。因此，这为压力恢复提供了扩散器部分，并均衡了整个涵道的速度/流动分布。
[0061] 在一实施例中，机舱装置用于容纳一个或多个人。典型地，如果有人驾驶飞机，则机舱装置为一个或多个飞行员提供住宿。
[0062] 在一个实施例中，机舱装置基本上被第一推力产生部分和/或第一和另外的推力产生部分包围。
[0063] 在一个实施例中，一个或多个推力产生阵列布置成能够容纳可以快速改变的模块化货物。
[0064] 在一个实施例中，至少第一推力产生部分和/或一个或多个阵列包括端板。典型地，将端板定位成使得它们位于涵道装置入口和/或可扑动的机翼构件前缘的水平上方。
[0065] 端板在涵道水平上方的定位可用于创建较低的压力区域，以帮助避免涵道内的流动分离。这意味着通过在端板前缘上产生很大比例的升力，可以有效地创建单个矩形涵道。
[0066] 在一个实施例中，材料带基本上位于端板顶部的外部并朝向端板的顶部。这有助于减少由侧风引起的控制问题。这是因为材料带和端板之间的间隙防止侧风直接吸入涵道装置中。直接吸入涵道装置的侧风会在边缘上方产生升力，如果发生失速，升力可能会突然改变。较薄的端板前缘也将有助于解决此问题，因为在较薄的边缘上可以产生较少的升力。
[0067] 在一实施例中，端板有助于减少在翼尖产生的三维效应(涡旋)，这有助于提高效率并降低噪音。
[0068] 压力变化在整个翼展上均等地发展(与螺旋桨不同，在螺旋桨的情况下压力和流速朝着翼尖变化，导致更强的翼尖涡旋)。对于给定的翼展，这可能比螺旋桨的效率更高，并且还将有助于降低噪音。但是，仍然希望将端板定位在尽可能可行地靠近机翼的位置，以减少残留的三维效应。
[0069] 在一实施例中，叶片装置基本上位于一个或多个推力产生部分的外流下方或内部。典型地，叶片装置可用于阵列的下游以用于控制或推进目的，并且还用于使射流发散，使得下洗流更分散，从而有助于避免地面干扰。端板还可用于改变射流，例如使射流膨胀或收缩。
[0070] 在一实施例中，为了控制飞行的目的，可以改变、控制和/或预定扑动或摆动的机翼构件的扑动频率。典型地，可以控制阵列或阵列中的机翼构件的扑动频率。
[0071] 可以通过控制一个或多个扑动的机翼构件或它们的排或它们的阵列的扑动频率或扑动周期来实现飞行控制。
[0072] 与螺旋桨不同，扑动频率还可用于在整个即将到来的气流速度范围内维持效率和控制，而无需更改机翼排距(可变的排距控制将用于螺旋桨或用于直升机旋翼循环)。可能会改变振幅以进一步改变条件，以更好地适应巡航或例如用于更大的推力。
[0074] 当将典型的旋转电动机用作主要动力时，扑动或摆动的机翼构件成对地或优选地以三个或更多个连接。如果使用线性发动机或压电致动器，则机翼的连通性将相应改变。典型地，必须设置扑动的机翼构件的迎角，以使发动机负载保持恒定(当机翼反转方向并改变速度时)。适当的凸轮将确保该动作。这也有助于利用作为动量存储在机翼本身中的能量。
[0075] 在一个实施例中，凸轮系统联接至能量存储系统、弹簧和/或类似物。
[0077] 在一个实施例中，该系统包括至少一个凸轮和曲轴，以在扑动、或摆动的机翼构件上施加扑动、摆动或升沉运动。典型地，一个或多个扑动的机翼构件经由主轴或轴和/或类似物附接到曲轴。进一步典型地，扑动的机翼构件安装在附接到曲轴的一端的主轴上。
[0078] 在一个实施例中，凸轮和曲轴布置包括一对磁体装置。典型地，磁体装置是一对永磁体。
[0081] 进一步典型地，凸轮成形为根据扑动或摆动的机翼构件的期望的周期性加速度和振幅来提供正弦运动。
[0082] 典型地，磁性联轴节确保凸轮/轴承设备中的摩擦很小或没有摩擦，并且避免了成组的滚柱轴承、弹簧和/或类似物的需要。它还可以减少噪音和振动。
[0083] 典型地，发动机连接到至少一个扑动的机翼构件，以保持发动机更均匀地负载。避免弹簧是有用的，因为弹簧会随着偏转角的增加而存储能量，这是发动机已经在做大量工作的周期中的一个点。因此，这需要额外的能量并且将需要增加发动机功率。此外，弹簧只能针对一组条件进行优化。但是，它们可能有助于恢复因惯性而损失的能量。
[0084] 通过使用位于单个主轴上的导体盘或槽，可以通过单个发动机操作任意数量的机翼。
[0085] 涵道装置和机翼构件的几何形状可以起作用，使得扑动的元件基本上是二维的，例如通过对机翼使用压电零件。空气动力学保持几乎不变。
[0086] 在使用电动机的情况下，将扑动的机翼的尺寸设定使得主轴可以安装在前缘中从而在翼展范围内平均分配扭矩是很有用的。如果使用压电致动，则可能需要不同的几何形状。
[0088] 本领域技术人员将理解，可以创建涵道装置的“协调”组，其扑动的机翼构件的调和将协调地工作；但是，这将消除使用各个涵道进行控制目的的可能性，因为需要将扑动的频率联系起来。
[0089] 如果机翼要进行额外的升沉运动，则可以通过调和前缘和后缘涡旋之间的相互作用来提高效率。
[0090] 也可能将边界层控制设备安装到定子前缘，这将有助于减轻该区域中涡旋的产生。
[0091] 扑动动作的工作由限定涵道壁的壁构件辅助，该壁构件用于优化扑动的机翼所产生的压力变化并提高效率。如果涵道壁不存在，则将需要更多的运动机翼，这将增加重量和成本。在没有涵道壁的情况下，不同机翼组的频率变化(控制所必需的)将在相邻机翼之间随机地产生不同的角度，因此，如果两个机翼的扑动相位振幅更多地变得同相或异相，则产生的压力将发生变化，从而改变效率和推力。
[0092] 活动机翼通常仅使用扑动的动作而没有升沉动作。这是为了避免在静态和向前飞行中的前缘分离和涡旋。它还避免了需要处理由具有两个运动轴而产生的力的复杂而沉重的机构。涵道壁在帮助增加由扑动的机翼产生的射流的宽度方面很重要，从而避免了对升沉运动的需要。然而，有可能单独地利用升沉动作或与涵道协同地利用升沉动作和相关的振荡动作。
[0093] 由于涵道的存在而产生的压力考虑因素会限制发散角，从而限制扑动幅度。但是，使用灵活的后缘可以增加翼弦，而不会增加幅度。在这种情况下，柔性部件的平均目标是保持与涵道壁大致平行。
[0094] 如果使用某些形式的压电致动(或其它机构)，其中活动元件位于机翼表面上，则可能会以增加翼弦而不会增加振幅或以其他可能会提高效率或推力的类似方式来控制扑动和/或弯曲的形状。
[0095] 在一个实施例中，在扑动的机翼和/或静翼上形成有锯齿状的机翼后缘。典型地，后缘是柔性的和/或脊状的/锯齿状的，这有助于降低噪声。
[0096] 在一个实施例中，可以在机翼、涵道或定子的前缘上使用一系列的前缘隆起，有时也称为“结节”。
[0097] 包括许多机翼/涵道的系统具有很高的坚固性(升力表面到推力区域)。轻载机翼数量多，意味着能量/机翼面积比低。这样既降低了噪音，又降低了制造成本(由于机翼承受的力较小，因此它们需要的高性能材料或复杂的工程设计较少)。由于传递给接触的任何人或任何物体的能量更少，因此提高了安全性。
[0098] 在优选的实施例中，机身装置和/或端板也可以成形为用于控制目的。
[0099] 可以设置涵道装置的宽度和阵列的整体比例的大小使得其在无动力下降过程中会“自动旋转”，从而在下降过程中减慢到更安全的速度。在这种情况下，机翼的扑动动作将从流过阵列的空气中提取能量。
[0100] 端板可适于具有可展开的表面，该表面可在无动力下降期间打开以增加阻力并进一步减慢下降速度。这可以利用端板外侧的带来帮助将襟翼固定在适当位置。
[0101] 涵道的尺寸也可能受到减少运动零件可及性的需求的影响。
[0103] 如果翼展变得很长，则可能有必要在长度方向上以一定间隔添加额外的轴承，以防止出现振动和不必要的振荡问题。
[0104] 在一实施例中，一个或多个涵道装置和/或机翼构件与即将到来的气流对准。典型地，这可以减少阻力以实现更高的巡航速度。此外，它还减少了由前沿流动分离引起的潜在问题。在该实施例中，运动机翼和定子可以固定到机翼或其它合适的空气动力学结构上，以减少由即将到来的气流产生的阻力或控制问题。
[0105] 附接在机翼上的阵列可用于垂直起飞或非常短的起飞，并可以防止失速，特别是在机翼倾斜的飞机设计中。
[0106] 典型地，在大多数或所有涵道装置和/或机翼与即将到来的气流对准的实施例中，没有端板，并且扑动的机翼的端部需要相应地成形。进一步典型地，扑动的机翼和涵道装置不用于在向前飞行中产生升力，并且需要常规的机翼或纯推力来产生升力。
[0107] 在一个实施例中，在控制、空气动力学或构造目的需要时，扑动的机翼元件可以并联和/或串联布置。
[0108] 在一实施例中，一个或多个常规螺旋桨可用于提供向前或其它方向的推力。
[0109] 在一实施例中，涵道装置阵列可以倾斜和/或推力产生部分倾斜以产生向前推力或非垂直推力。替代地或附加地，叶片用于提供向前推力和/或引导推力。
[0112] 在一实施例中，一个或多个涵道装置包括一个或多个马格努斯效应(Magnus effect)设备，例如旋转或可旋转的圆柱体、皮带和/或类似物。典型地，可以选择和/或控制圆柱体的旋转速度，从而将其用于选择性地产生升力或推力。进一步典型地，使用包括圆柱体的涵道装置阵列。
[0113] 典型地，可以通过改变包含圆柱体的每个涵道装置的射流速度和/或通过改变个别涵道装置内的圆柱体旋转速度来控制圆柱体的旋转速度，从而使涵道装置处的射流转向出口或排放口。进一步典型地，通常可以实现向前飞行(或侧向飞行，取决于阵列位置)所需的推力，而无需使阵列倾斜或使用控制叶片。
[0114] 典型地，可以使用任何合适的马格努斯效应设备，包括间隔的盘(Thom转子)或运动皮带，来实现旋转圆柱体的上述效果。
[0115] 在一个实施例中，当马格努斯效应设备与扑动或摆动的机翼构件结合使用时，它可以代替定子或静翼构件的作用或另外地起作用。典型地，这种设备还可以充当控制装置。进一步典型地，它可以起到增强已经从扑动的机翼产生的推力的作用，因此可以增加总推力。
[0116] 典型地，它也可以用于精细控制和用于其它冗余。进一步典型地，它可以用于优先考虑降低噪声的飞行部分。
[0117] 它也可以用作边界层控制的一种手段，以实现不同的涵道出口几何形状和/或缩短涵道长度(在这种情况下，附接在圆柱体上的高能边界层的部分被“剥离”并经过边缘适当成形并偏转到所期望的边界层控制表面上)。通过旋转圆柱体产生的低压意味着它们还可以用作一种射流喷射器(jet ejector)。
[0118] 在一个实施例中，将一个或多个旋转圆柱体放置在涵道中，成形板位于靠近圆柱体的下游侧。将该板浸没在边界层内，以使边界层的部分向下游转移。高速空气的这种射流以与涵道中较低能量的空气混合的方式被引导。这种“夹带”的空气增加了流过涵道的空气量。使涵道成形为(典型是变得更窄)促进其与用于压力恢复的扩散器部分配合使用，并使其在涵道上的速度分布均匀。该涵道还可以允许在圆柱体和壁之间的更宽的部分。然后，该区域中的流动将变慢，这将减少由于与夹带到边界层(在圆柱体和壁之间的点的上游方向)中的流动相互作用而产生的损失。
[0119] 旋转圆柱体概念可以与任何振荡的机翼概念结合使用，也可以以类似的阵列单独工作。
[0120] 在本发明的第二方面，提供了飞机，所述飞机包括一个或多个涵道装置，所述涵道装置至少部分地由两个或多个壁构件形成或限定，其特征在于，至少一个扑动或摆动的机翼构件为位于或定位在基本上在所述一个或多个涵道装置内，其中至少一个机翼构件的扑动或摆动运动产生推力。
[0121] 在本发明的第三方面，提供了一种制造适用于飞机的推进装置或系统的方法，所述系统包括一个或多个涵道装置，所述涵道装置至少部分地由两个或更多个基本平行的壁构件形成或限定，其特征在于，至少一个扑动或摆动的机翼构件基本上位于或定位在所述一个或多个涵道装置内，其中至少一个机翼构件的扑动或摆动运动产生推力，所述制造方法包括步骤：挤压或拉挤一个或多个壁构件和/或机翼构件。
[0122] 典型地，所述推进装置可以被模制和/或3D打印。
[0123] 在一个实施例中，翼面或翼状结构用于保持或在结构上支撑涵道装置和/或扑动或摆动的机翼构件。典型地，当阵列向前对准并且机身装置和/或端板不能完成此任务时，这种布置是有利的。进一步典型地，该结构机翼或机翼结构也可以用于向前飞行中的升力。
[0124] 在本发明的另一方面，提供了一种凸轮系统，所述系统包括至少一个凸轮或导体盘以及曲轴，其中所述曲轴经由一个或多个磁性装置联接到凸轮或导体盘。
[0125] 典型地，所述磁性装置是永磁体或一对永磁体。
[0126] 可以使用利用凹进的运动轨迹和带有合适轴承的曲轴的类似系统。
附图说明
[0127] 现在参考以下附图描述本发明的特定实施例，其中：
[0128] 图1a-5c示出了根据本发明的实施例的推进系统的一个或多个推力产生部分的视图；
[0129] 图6a-14b示出了根据本发明的实施例的利用推进系统的飞机的视图；
[0130] 图15a-21b示出了根据本发明的实施例的包括用于驱动摆动或扑动的凸轮和曲轴布置的机翼的扑动部分的视图；和
[0131] 图22a-32示出了根据本发明实施例的利用推进系统的飞机的视图。
具体实施方式
[0132] 与涡轮机和推进器一起使用的扑动扑翼设备已经尝试了很多次。然而，所产生的设备太重、太低效或太复杂，或者需要成问题的高的扑动频率才能成功地用作航空推进系统。他们都没有有效的、固有的控制装置。对于机翼，特别是除了使用扑动动作之外，还使用升沉动作的系统需要更多的轴和/或更大的重量以避免振动和剪切力引起的问题。它们还遇到由于在前缘的涡旋形成和分离而产生的空气动力学复杂性。没有适当涵道的好处，孤立的扑动扑翼或此扑翼阵列效率低下，并且可能没有有效的固有控制(使用扑动频率改变推力以达到控制目的)。使用涵道中仅扑动的机翼阵列意味着不必进行升沉运动，但仍可实现较大的受控推力区域。可以创建无涵道的扑动的机翼的阵列，这些阵列可能产生推力，但是这种做法不太实用且可能需要附加的控制系统。
[0133] 因此，本发明涉及飞机，尤其涉及用于所述飞机的新型推进系统。图1a示出了系统2的优选实施例，该系统2包括位于壁6之间的扑动的机翼4，扑动的机翼4基本平行地延伸并且具有相同的长度，从而形成基本矩形的涵道8的阵列。当机翼扑动时，它们产生在所述机翼4和壁6表面之间的交替的高压、减小的空腔和低压、膨胀的空腔。涵道的总体积以及机翼与两壁之间的夹角保持恒定。
[0134] 在使用中，空气从入口10流向喷嘴12，因为在机翼4的下游通过机翼的扑动动作(克诺尔-贝茨效应(Knoller-Betz effect))产生作用在机翼和涵道壁6的表面上的压力变化，其产生了产生涡旋流的推力。这有时被称为卡门反向涡街(Karman reverse vortex street)。涵道壁6通过形成涵道8来限制扑动的机翼的动作，涵道8使涵道壁经历相对于涵道壁表面的迎角(地面效应(ground effect))，这有助于防止向前运动中的边界层分离并有助于通过避免相对于即将到来的自由流动的气流来调节机翼排距中值的需要而保持机构简易化。机翼4的形状沿喷嘴12的方向在涵道和机翼之间产生发散的形状。发散角随机翼的震荡运动而变化。
[0135] 在机翼4的下游产生的涡旋具有降低效率的纬向速度分量。定子叶片14在机翼的涵道下游中心处的放置起到减小这种涡旋的作用，使流动变直以提高效率(卡兹迈尔效应，Katzmayer effect)。同样，在机翼组阵列16中，有利的是避免离开涵道8的涡旋相互干扰。较直的流动将在喷嘴12的下游引起较少的湍流并提高效率。
[0136] 当使用旋转电动机作为主要动力时，机翼4必须至少成对，并且优选成三对布置，并且机翼的迎角必须设定为使发动机负载保持恒定(当机翼反转其方向和改变速度时)。适当的凸轮18将确保该动作。
[0137] 扑动动作的工作由涵道壁6辅助，涵道壁6用于优化扑动的机翼4产生的压力变化。图1a示出涵道壁，其表面的轮廓适合于优化流动。在没有涵道壁6的情况下，不同机翼组的频率变化(控制所必需)将在相邻机翼之间随机地产生不同的角度，因此，如果两个机翼的扑动相位振幅更多地变得同相或异相，那么将改变产生的压力，从而改变效率和推力。
[0138] 图1b示出了一个实施例，其中壁6的轮廓不一样，并且机翼4仅深入一点地设置在涵道8中。涵道端板20有助于保持结构刚度。这也用作主轴的外壳，在此示例中，将多个涵道8连接在一起以增加结构的刚度并减轻其重量。
[0139] 如果将端板20结构升高到涵道入口的高度以上，则可以将其用于在入口阵列上方产生一定量的低压，这将有助于减少气流停滞在机翼或涵道前缘的可能性。
[0140] 在具有涵道壁6的情况下，对于相同的频率，可以增加在机翼的后缘处产生的产生射流的推力的强度。由于涵道壁在其表面上经历与在机翼上相似的压力变化(取决于它们的接近值)，因此有助于降低扑动频率(对于给定推力)，并且对于给定推力，降低对更多的活动零件的需要。壁有效地使机翼像振幅已增大一样起作用。它们还可以执行翼梁、机翼盒或作为机身部分的功能(降低重量和复杂性)，并帮助扑动的机翼避开地面物体和人员。图1c示出了优选的涵道壁布置。
[0141] 使用机翼4和涵道8组合的阵列16可有助于当组件在向前运动中时在组件的向后侧上保持期望的压力分布。这是因为涵道内的压力有助于防止边界层分离。
[0142] 涵道前缘22和扑动的机翼的前缘24之间的距离可能会影响水平飞行中后向表面上的压力，因此需要考虑其，特别是在巡航速度方面进行考虑。这是由于扑动动作引起的压力变化和涵道壁6施加的约束。
[0143] 扑动的机翼4和涵道8通过在向前飞行中充当常规(受边界层控制)的机翼来帮助整体效率。需要阵列16以允许有效地确定翼弦和涵道宽度相对于频率以及关于控制和冗余的大小。它还允许许多不会造成扭矩问题(由于扑动运动)的涵道长度，或者在最前和最后一个涵道壁处产生阻力和控制问题的涵道长度。增加每面积机翼涵道8的数量将增加推力分布，并可以按正确的比例帮助效率、噪音、安全性和控制性。
[0144] 在一实施例中，机翼4的前缘必须设计成沿机翼的长度等分地传递扭矩。由于该特征需要相当大的宽度，因此有利的是，将扑动的机翼4的前缘用作升力产生表面，并且使扑动的机翼4具有锥度，该锥度有助于限定涵道8的发散。这也有助于机翼的结构保持轻巧，因为其几何形状适合于防止机翼在空气和机翼自身惯性共同产生的应变下变形。
[0145] 柔性机翼后缘可用于增加弦而不会增加振幅，这可提高效率，因为它增加了机翼紧贴壁的部分。
[0146] 任一机翼(静的和扑动的)的后缘可以为锯齿状或以其它方式成形以降低噪音，如图3所示。
[0147] 可以改变涵道壁6的几何形状，以帮助减小在定子机翼14上产生的涡旋或前缘涡旋，或者甚至有助于通过涵道的喷射速度。
[0148] 可以使用不同类型的致动器(例如压电致动器或附接到机翼后缘或机翼上方的杠杆上的线性电动机)来代替发动机和机翼前缘主轴。可以改变涵道8的几何形状(不一定改变操作的空气动力学原理)，例如具有逐渐变细的或直的涵道和“二维”的扑动元件。
[0149] 涵道8和机翼4的行为方式与“循环控制”机翼相同，可用于提高向前飞行的效率，其中通过防止边界层分离来延迟失速的发生。
[0150] 阵列16可以与常规推进器组合以获得更大的巡航速度。大型机翼/涵道的阵列16能够使用扑动的机翼从空气中提取能量(类似于直升机自动旋转的效果)，充当减慢飞机下降的“内置”装置，以及起到降落伞的作用。
[0151] 位于端板20的顶部的外部并朝向端板20的顶部的材料带26将有助于减少由侧风引起的控制问题。这是因为材料带和端板之间的间隙防止侧风直接吸入涵道中。直接吸入涵道8的侧风会在边缘上方产生升力，如果发生失速，升力可能会突然改变。较薄的侧板20前缘也有助于解决该问题，因为能够在较薄的表面上产生较小的升力。
[0152] 放置在阵列16下方的叶片28可用于控制或推进目的，并且还可用于使射流发散，使得下洗流更分散，从而有助于避免地面干扰。在优选的实施例中，机身和/或端板也可以成形为用于控制目的。
[0153] 涵道8的长度(以及因此整个机翼涵道的比例)可以朝着阵列16的前部和/或后部缩短，以减小由最前和最后涵道壁6产生的阻力和力。
[0154] 可以使用一组径向定位的发散的涵道(带有或不带有扑动的机翼和定子)来减少阵列后部的阻力和控制问题。随着这些涵道数量的增加(发散角受到流动分离的限制，因此需要多个机翼)，与巡航中的自由流相比，涵道壁的迎角逐渐减小，因此产生的阻力和控制问题更少。
[0155] 为了帮助着陆，特别是无动力着陆，已经设计了起落架30，以帮助降低下降的最后部分的空速。它由一个或多个支柱组成，这些支柱可以穿过机舱的前部和后部，并可以根据需要穿过机身，以提供额外的长度以延长减速时间。可以使用空气阻尼、弹簧或任何适当的方法来提供必要的悬挂。起落架元件优选地彼此独立，以帮助在不平坦的地面上提供稳定性。
[0157] 现在转到图15a-16，其中示出了凸轮40和曲轴42的布置以驱动机翼4的摆动或扑动部分。在图16所示的优选实施例中，曲轴42在其一端具有一对永磁体，它们与作为导体盘的凸轮一起工作以产生电动轴承。在此凸轮/轴承的布置中几乎没有摩擦，甚至没有摩擦，并且避免了如图15所示的滚柱/滚珠轴承和/或弹簧44的需要。
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