CN118205703A - 小翼喷射器构造 - Google Patents

Abstract

用于推进飞行器的喷射器系统。该系统包括扩散结构和联接至该扩散结构的管道。该管道包括壁，该壁具有穿过其形成的开口，并构造成将由飞行器产生的主要流体引入扩散结构。翼型位于通过开口到达扩散结构的主要流体的流中。

Description

小翼喷射器构造

本发明是申请号为2018800476033、申请日为2018年06月15日、发明名称为“小翼喷射器构造”的专利的分案申请。

版权声明

本公开受美国和国际版权法保护。Jetoptera。版权所有。该专利文件的一部分公开内容包含受版权保护的材料。版权拥有者不反对任何人以专利和商标局专利文件或记录中出现的方式对专利文件或专利公开进行传真复制，但在其他方面保留所有版权。

优先权要求

本申请要求于2017年6月16日提交的美国申请第15/625,907号的优先权，其全部公开内容通过引用合并于此，如同在此完全阐述一样。

背景技术

可以垂直悬停，起飞和降落的飞机通常称为垂直起降(VTOL)式飞机。此分类包括固定翼飞机、直升机和带有可倾斜动力旋翼的飞机。一些VTOL飞机也可以在其他模式下运行，例如短距起降(STOL)。VTOL是V/STOL(垂直和/或短距离起降)的子集。

为便于说明，目前具有VTOL能力的飞机的一个示例是F-35Lightning。引导垂直提升气流的传统方法包括使用可在单个方向上旋转的喷嘴，以及使用两组相互成90度角并位于外部喷嘴的扁平挡板叶片。类似地，F-35 Lightning的推进系统通过结合来自涡轮发动机的矢量推力和垂直定向的提升风扇来提供垂直提升力。提升风扇位于带有上，下翻盖门的托架中的座舱后面。发动机通过一个三轴承旋转喷嘴排气，该三轴承旋转喷嘴可以将推力从水平方向偏转到垂直方向的正前方。侧倾控制管在每个机翼中伸出，并由发动机风扇的空气提供推力。俯仰控制受提升风扇/发动机推力分配的影响。偏航控制是通过发动机旋转喷嘴的偏航运动实现的。通过有差别地打开和关闭两个侧倾控制管末端的孔来提供侧倾控制。提升风扇具有伸缩式“D”形喷嘴，以提供向前和向后方向的推力偏转。D型喷嘴的出口孔处固定有叶片。

飞机或无人驾驶飞机的设计通常包括其推进要素和将这些要素整合到其中的机身。传统上，飞机中的推进装置可以是涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机或涡轮轴发动机，活塞发动机，或配备有螺旋桨的电动机。小型无人机(UAV)中的推进系统(推进器)通常是活塞发动机或电动机，其通过轴向一个或多个螺旋桨提供动力。大型飞机的推进器，无论是有人驾驶还是无人驾驶，传统上都是喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机。推进器通常通过能够将力传递到飞机并承受载荷的吊架或支柱附接到飞机的机身、主体或机翼。空气和气体的新兴混合射流(喷气外流)将飞机以与喷气外流的流动相反的方向推进。

常规上，大型螺旋桨的气流射流不用于水平飞行中的升力，因此，除非像某些如今已经存在应用(即贝尔波音V-22鱼鹰(Bell Boeing V-22Osprey))中那样旋转，否则不会动用大量动能以使飞机受益。相反，大多数现有飞机上的升力是由机翼和机尾产生的。此外，即使在鱼鹰上发现了某些特殊的VTOL应用(例如，从过渡到水平飞行的起飞)，在水平飞行期间由螺旋桨本身引起的升力也很小，而且大部分升力仍来自机翼。

在飞机上产生升力的当前技术水平是在机翼和机翼元件(通常是翼型)上产生高速气流。翼型的特征在于弦线主要沿轴向方向延伸，从翼型的前缘到后缘。根据入射气流和弦线之间形成的迎角，并根据翼型升力产生的原理，低压空气流过吸力(上)侧，反之，根据伯努利定律，其移动速度高于下侧(压力侧)。飞机的空速越低，升力就越小，机翼的表面积越大，或者入射角就越大，包括起飞的情况在内。

大型UAV也不例外。通过设计具有合适的迎角、弦、翼展和外倾线的机翼翼型来产生升力。襟翼、狭槽和许多其他设备是用于通过增加升力系数和机翼表面积来最大化升力的其他常规工具，但是它将产生与飞机空速相对应的升力。(根据公式L＝1/2ρV²SC_L，增大面积(S)和升力系数(C_L)可以在较低的飞机空速(V0)处产生类似的升力，但代价是阻力和重量更高。)这些目前的技术在侧风较大的情况下也表现不佳，效率显着下降。

虽然小型UAV可以说是利用螺旋桨产生的推力来提升飞行器，但目前的技术严格依赖于对电动机速度的控制，而小型UAV可能具有或不具有使电动机旋转以产生推力和升力或通过倾斜螺旋桨过渡到水平飞行的能力。此外，使用这些推进元件的小型UAV具有与电池、功率密度和大型螺旋桨有关的效率低下的问题，这可能在盘旋方面会高效地但在水平飞行中效率低下，并且由于叶片的快速移动尖端而造成操作上的困难和危险。由于电动机系统和电池的重量已经远远超过飞行器重量的70％，因此大多数当前的四轴飞行器和其他电动飞行器仅能在很短的飞行时间内飞行，而不能有效率地提升或运载大量有效载荷。使用喷气燃料或通常在运输中使用的任何其他碳氢化合物燃料的类似飞行器将携带更多可用燃料至少一个数量级。这可以通过与电池系统相比碳氢化合物燃料的能量密度高得多(至少高一个数量级)以及碳氢化合物燃料基系统的重量与飞行器总重量之比低来解释。

因此，对飞机，特别是UAV和某些有人驾驶飞机的提高的效率，改进的能力和其他技术进步存在需求。

附图说明

图1是本发明的实施方案的截面图，其示出了喷射器的上半部以及内部流中的速度和温度分布。

图2示出了根据实施方案的图1的喷射器的表面的特征；

图3-4示出了根据一个或多个实施方案的进气结构的局部透视图。

发明详述

本申请旨在描述本发明的一个或多个实施方案。应该理解的是，诸如“必须”、“将要”之类的绝对术语以及特定数量的使用应被解释为适用于这样的实施方案中的一个或多个，但是不必一定如是所有这些实施方案。这样，本发明的实施方案可以省略或包括在这样的绝对术语的上下文中描述的一个或多个特征或功能的修改。另外，本申请中的标题仅用于参考目的，并且决不以任何方式影响本发明的含义或解释。

本发明的一个实施方案包括一种推进器，该推进器利用射控技术来夹带和加速周围的空气，并且输送高压气体(从气体发生器提供给推进器)和夹带的周围的空气的混合物的高速射流。本质上，该目的是通过排放邻近凸表面的气体来实现的。凸表面是所谓的柯恩达(Coanda)表面，该表面得益于在1936年9月1日授予Henri Coanda的美国专利第2,052,869号中所描述的柯恩达效应。原则上，柯恩达效应是射流发射的气体或液体趋向于接近壁轮廓的趋势，即使壁的曲率方向远离射流的轴线。本文关于一个或多个实施方案讨论的凸柯恩达表面不必由任何特定材料组成。

图1示出了喷射器200的上半部的横截面，该喷射器可以附接到飞行器(未示出)，例如(作为非限制性示例)UAV或诸如飞机的有人驾驶飞机。从例如可被飞行器采用的基于燃烧的发动机向诸如增压室211的管道供应比环境温度高的空气(即，加压的动力气流)。箭头600表示的这种加压的动力气流通过至少一个导管(例如主喷嘴203)引入喷射器200的内部。更具体地说，主喷嘴203构造成将动力流体流600加速至可变的预定期望速度直接作为壁射流在凸柯恩达表面204上方。另外，主喷嘴203提供可调节体积的流体流600。该壁射流继而用于通过进气结构206夹带诸如静止的或从箭头1所指示的方向以非零速度接近喷射器200的二次流体，例如由箭头1表示的环境空气。在各个实施方案中，喷嘴203可以以阵列并且弯曲的取向、螺旋的取向和/或之字形的取向布置。

流600和空气1的混合物可以在喷射器200的喉部225处纯轴向地移动。通过在诸如扩散器210的扩散结构中的扩散，混合和平滑过程继续进行，因此在喷射器200的轴向方向上的温度(800)和速度(700)的分布不再具有在喉部225处出现的高值和低值，而是在扩散器210的末端100处变得更加均匀。在气流600和空气1的混合物接近末端100的出口平面时，温度和速度分布几乎是均匀的。特别地，混合物的温度足够低以至于被引导向诸如机翼或控制面的翼型。

在一个实施方案中，并且如图2中最佳地示出的，当与普通的矩形主喷嘴203相比时，V形的产生涡流的次级喷嘴205交错，并且在稍后通过喷嘴203注入流体流质量流的平衡之前注入总流体流600的至少25％。在喷嘴203注入之前，喷嘴205的注入导致更高的夹带率，足以显着提高喷射器200的性能。次级喷嘴205通过剪切层引入了更有利的次级流夹带，并且相对于主喷嘴203既轴向交错，又周向交错。

主喷嘴203可包括翼型，例如三角翼结构226，其具有在三角翼结构的最内侧连接至主喷嘴203结构的中点的支撑腿227，三角翼结构的顶点指向流体流600流动以使夹带最大化。这进而产生两个涡流，这些涡流在朝向三角翼226的中心的方向上相对，并且从初级喷嘴203的两侧强烈夹带由喷嘴205引出的已经夹带的初级和次级流体流的混合物。在一个实施方案中，支撑腿227用作致动元件，该致动元件能够引起结构226振动。

另外，实施方案通过诸如放置在柯恩达表面204上的凹坑221之类的元件改善了用于流动分离延迟的表面。凹坑221防止了流动的分离并且显着增强了喷射器200的性能。另外，扩散器210的表面(见图1)还可包括凹坑222和/或其他延迟或防止边界层分离的元件。

本发明的其他实施方案可以采用不同于三角翼226的结构，以增强通过喷嘴203产生的气流的夹带和附着。

例如，一种方法可以采用热泳，其中使冷流体可用于冷却表面204，在该表面204上高速分离的倾向更大。通过冷却表面204的几个区域，热的运动流体通过热泳的力朝表面204的冷部分转移。在一个实施方案中，来自用作气体发生器的喷气发动机的压缩机排放口的引气被引向喷射器200的内部通道系统(未示出)，该内部通道系统允许冷却发生分离的热点。典型的温度差从未冷却的100F降至500F(喷嘴203的热流温度为1200，壁温降至700F)。

另一种方法可以采用电泳法，其中嵌入表面204中的元件(未示出)产生局部场，该局部场增强流体附着并延迟或消除分离。用于这些元件的电流源可以由与飞行器的主气体发生器联接的电池或发生器提供。

另一种方法可以以类似于电泳的方式使用等离子体，就像在使用电场时一样，尽管在这种情况下，在等离子体产生能量消耗较小的高海拔地区起作用。特殊放置的元件(未显示)可以增强附着力并消除分离。

另一种方法可以机械地减小或增大喷嘴203的高度。通过减小壁的高度，可以增加局部速度。这可以通过弯曲单个通道的入口部分来实现，在该通道中，热流从增压室被引导至喷嘴203，并以这种方式操纵该流。

在一个实施方案中，进气结构206可以是圆形构造。然而，在不同的实施方案中，并且如图3-4中最佳示出的那样，进气口结构206可以是非圆形的，并且实际上可以是不对称的(即，在将进气口结构平分的至少一个平面或可替代地任意给定平面的两侧不相同)。例如，如图3所示，进气结构206可包括第一和第二相对边缘301、302，其中第二相对边缘包括向第一相对边缘突出的弯曲部分。如图4所示，进气结构206可包括第一和第二横向相对边缘401、402，其中第一横向相对边缘具有比第二横向相对边缘更大的曲率半径。

尽管前述文本阐述了许多不同实施方案的详细描述，但是应当理解，保护范围由所附权利要求的措词限定。详细描述将仅被解释为示例性的，并且不描述每个可能的实施方案，因为描述每个可能的实施方案将是不切实际的，即使不是不可能的。可以使用当前技术或在本专利的申请日之后开发的技术来实现许多替代实施方案，其仍将落入权利要求的范围内。

因此，在不脱离本权利要求书的精神和范围的情况下，可以对本文描述和示出的技术和结构进行许多修改和变化。因此，应理解，本文描述的方法和装置仅是说明性的，并不限制权利要求的范围。

Claims (14)

1.用于推动飞行器的喷射器系统，该系统包括：

扩散结构；

连接至所述扩散结构的管道，该管道包括壁，该壁具有穿过其形成的开口，该开口构造成将由所述飞行器产生的主要流体引入所述扩散结构；以及

位于穿过开口的主要流体流中的翼型。

2.根据权利要求1所述的系统，还包括进气结构，所述进气结构联接至所述扩散结构，并且构造成将所述飞行器可进入的次级流体引入所述扩散结构，其中，所述扩散结构包括出口结构，推进流体以预定的可调速度从所述出口结构流出，并且所述推进流体包括初级流体和次级流体。

3.根据权利要求1所述的系统，其中，所述喷射器还包括凸表面，所述扩散结构联接至所述凸表面，并且所述管道联接至所述凸表面，并且构造成通过所述开口将所述主要流体引入所述凸表面。

4.根据权利要求1所述的系统，其中，所述翼型是三角形的。

5.根据权利要求3所述的系统，其中，所述凸表面包括多个凹部。

6.根据权利要求1所述的系统，还包括致动元件，所述致动元件联接至所述翼型并且构造成使所述翼型振动。

7.根据权利要求2所述的系统，其中，所述进气结构是不对称的。

8.飞行器，包括：

主体；

气体发生器，其联接到所述主体并产生气流。

与所述主体联接的扩散结构；

连接到所述气体发生器的管道，该管道包括壁，该壁具有穿过其形成的开口，这些开口构造成将气流引入所述扩散结构；以及

位于穿过开口的气流的流中的翼型。

9.根据权利要求8所述的飞行器，还包括进气结构，所述进气结构联接至所述扩散结构并且构造成将所述飞行器可进入的次级流体引入所述扩散结构，其中，所述扩散结构包括出口结构，推进流体以预定的可调速度从所述出口结构流出，并且所述推进流体包括气流和次级流体。

10.根据权利要求8所述的飞行器，其中，所述喷射器还包括凸表面，所述扩散结构联接至所述凸表面，并且所述管道联接至所述凸表面且构造成将通过所述开口的气流引入所述凸表面。

11.根据权利要求8所述的飞行器，其中，所述翼型是三角形的。

12.根据权利要求10所述的飞行器，其中，所述凸表面包括多个凹部。

13.根据权利要求8所述的飞行器，还包括致动元件，所述致动元件联接至所述翼型并且构造成使所述翼型振动。

14.根据权利要求9所述的飞行器，其中，所述进气结构是不对称的。