一种模块化的推进系统以及可以垂直起飞和降落的飞行器的制作方法

本申请要求2016年6月15日提交的罗马尼亚临时申请案a/00438/2016的权益，并通过引用整体合并于此。

本发明涉及一种模块化推进系统以及可以垂直起飞和降落(“垂直起降”)的飞行器，特别的是其通过混合动力或电驱动，用于将人或货物从一点运输到另一点，而不必需要机场跑道。

背景技术

垂直起降飞行器结合了直升机垂直飞行的能力，以及传统(固定翼)飞行器高速向前行驶时的高效率。此前虽然提出过一些解决方案，但还没有取得重大进展。

auroraflightsciences(极光飞行科学公司)采用了一项创新的解决方案，该解决方案提出使用一些电动的涵道风扇，位于主翼和鸭翼(前翼)上。这种解决方案的缺点在于，重型机翼主要靠非常复杂和笨重的机械结构起作用。另一方面，这种机翼不能折叠，飞行器的占地面积很大。这限制了飞行器在市区的使用，停机坪也必须有一个很大的面积。这种推进和驱动形式无法在非常大的飞行器上使用。

德国liliumgmbh公司提出了类似的解决方案，但具有相同的缺点。

因此，有必要使用高效的推进系统来运行垂直起降(vtol)飞行器，可以方便地进行操作和控制，并且具有较小的占地面积以便于在城市环境中操作和运行。

技术实现要素：

在一个实例中，一种垂直起降的飞行器包含一个模块化推进系统，该系统包括至少四组位于机身两侧的带有推力放大器或简易型的多螺旋桨推进器。每组带有推力放大器的多螺旋桨推进器，包括至少两个布置在一个长主轴上的相连的涵道风扇，并且被增加推力的共用圆环所包围。在共用圆环与涵道风扇之间形成了一个空间，而由于文丘里效应，在涵道风扇运行期间，该空间会形成真空。文丘里效应会对带有推力放大器的多螺旋桨推进器上方的空气产生很强的吸入效应。穿过共用圆环和涵道风扇之间的空气会和涵道风扇产生的主气流相混合，增加了气团的总动量并成比例增加了推力。在另一实例中，吸入效应发生在共用圆环和涵道风扇之间，并通过附壁效应进行了放大。带有推力放大器的多螺旋桨推进器可以是固定的，也可以根据特定的飞行程序以不同的角度旋转。如果多螺旋桨推进器是可旋转型的，那么旋转轴线可以与多螺旋桨推进器的主轴线重合、平行或者垂直。在向前飞行的时候，飞行器可以使用一些安装在两组多螺旋桨推进器之间的主翼。主翼可以很好的安装在多螺旋桨推进器产生的气流中，因此可以增加机翼下面的气压，从而提升机翼上方的负压。主翼在所有条件下都是可以折叠的，以获得更小的占地面积，从而减少起飞、降落或者停机的空间限制。

本发明具有以下优点：

带有推力放大器的多螺旋桨推进器与机翼分离，而且他们的机械装置简单可靠，重量更轻，而且能耗更低；

飞行器在紧急情况下可以像普通飞机一样使用机翼在机场跑道上滑行并降落；

将机翼更好的置于气流中，提升了飞行器效率；

简易型的或者带有推力放大器的多螺旋桨推进器可以标准化，然后用于不同类型的飞行器或飞艇。

附图说明

图1是具有单级推力放大器的多螺旋桨推进器的局部图；

图2是带有五个涵道风扇和两个主轴的推力放大器的多螺旋桨推进器示意图；

图3是具有两级推力放大器的多螺旋桨推进器的局部图；

图4是具有两级推力放大器和两个反向旋转风扇的多螺旋桨推进器的局部图；

图5是带有五个风扇和两个主轴的简易型多螺旋桨推进器示意图；

图6是垂直起降飞行器的等距视图，在飞行器前部有两组固定的多螺旋桨推进器，在飞行器后部有两组可移动的多螺旋桨推进器，在垂直飞行阶段机翼可以处于折起来的位置；

图7是图6的飞行器在起飞或者降落阶段，翅膀被伸展出来时的等距视图；

图8是图6的飞行器在过渡阶段的等距视图；

图9是图6的飞行器在向前飞行阶段的等距视图；

图10是有四组带有推力放大器的可移动的多螺旋桨推进器的垂直起降飞行器的等距视图，推进器的主轴在起飞或着陆阶段平行于飞机的中间平面；

图11是图10在过渡阶段的飞行器的等距视图；

图12是图10的飞行器在向前飞行阶段的等距视图；

图13是携带四组带有推力放大器的可移动多螺旋桨推进器的垂直起降飞行器的侧视图，推进器的主轴在起飞或着陆阶段垂直于飞机的中间平面；

图14是图13的飞行器在起飞和降落阶段的等距视图；

图15是图13的飞行器在过渡阶段的等距视图；

图16是图13的飞行器在向前飞行阶段的等距视图；

图17是图13中飞行器的变型；

图18是具有两个机体的飞行器的等距视图，两个机体使用两组带有推力放大器的可移动的多螺旋桨推进器，推进器的主轴在起飞或着陆阶段垂直于飞行器的中间平面；

图19是图18的飞行器在过渡阶段的局部视图；

图20是图18的飞行器在向前飞行时的局部视图；

图21是具有单个机体的飞行器的等距视图，其使用四组带有推力放大器的可移动的多螺旋桨推进器，推进器的主轴平行于飞行器的中间平面；

图22是带有两个热发电机的推力放大器的多螺旋桨推进器的混合动力驱动示意图；

图23是带有单个热发电机的推力放大器的多螺旋桨推进器的混合动力驱动示意图。

具体实施方式

在第一个实例中，一组带有推力放大器的多螺旋桨推进器1，包括多个涵道风扇2，每个都在涵道3内工作，如图1和2所示。每个风扇2是靠电机4驱动，电机优选无刷电机。电机4通过一些支撑件5悬挂在涵道3内。涵道3的壁符合空气动力学特性的形状。涵道3是彼此相切的，并且形成一个涵道墙7。涵道墙7被共用圆环8包围，这些圆环绕着涵道墙形成了一个空间9。共用圆环8和涵道墙7的外表面间的距离为d1。共用圆环8有一些壁10也设计为符合空气动力学的形状。共用圆环8通过一些交叉肋板12来支撑涵道壁7。涵道风扇2沿着主轴13对齐，如图2所示。其他的涵道风扇2和其他主轴14对齐，与主轴13平行。在运行时，当起飞时，涵道风扇2从上到下喷射空气。由于风扇2喷射的气流穿过涵道墙7和共用圆环8的内部间隙，因此由于文丘里效应而产生很强的负压(吸力)。这个负压会带走带有推力放大器的多螺旋桨推进器1的上方气团，增加向下的气流喷射，从而增加了气团的动量和推力。

在第二个实例中，带有推力放大器的多螺旋桨推进器20，包括多个涵道风扇21，每个都在涵道22中运行，如图3所示。每个风扇21都有些叶片23，呈现一些轴径向的外形，可以在两个方向上引导空气。在与叶片23的外端部相同的水平面上，有很多通道24，方向导向向下，与涵道22的外表面25连通，并且它们的出口被放置在突出物26中。每个通道24距离外表面25的距离为d2。每个风扇21由电机27驱动。在运行中，当电机27驱动风扇21时，部分的空气被离心并推到了通道24里面。在通道24的开口处，空气在附壁效应作用下，由外表面25将涵道22外部存在的空气裹挟向下。同时在空间9中，在涵道22和共用圆环8之间，由于文丘里效应而出现负压。因此，周围的空气加速度分为两个阶段，分别由于附壁效应和文丘里效应产生，增大了多螺旋桨推进器20的气流总量。

在第三实例中，具有推力放大器的多螺旋桨推进器40，包含多个如图4所示的涵道41。每个涵道41包含两个旋转方向相反的风扇42和43。风扇42是轴径式的，并且以与前面所述相同的两级过程的方式将空气流分成两部分。风扇43是轴向型的并且沿轴向推动空气。两个风扇42和43可以由相同的电机44驱动。风扇43由电机44直接作用，风扇42通过悬挂在涵道41内的逆变器45和一些支撑件46起作用。带有推力放大器的多螺旋桨推进器40的运行与前面描述的两级过程类似，但是不同之处在于，由于串联的安装了两个风扇42和43，涵道41内的气流增加了。

在第四个实例中，简易型的多螺旋桨推进器200包含多个涵道风扇201，每个都在如图5所示的涵道202中工作。每个风扇201由电机203驱动，优选无刷电机。电机203通过一些支撑件204悬挂在涵道202中。涵道202的壁符合空气动力学的形状。涵道202彼此相切，并且形成涵道墙205。部分的风扇201沿主轴线206对齐，其他的风扇201沿另一主轴线207对齐，主轴线207与轴线206平行。在运行时，涵道风扇201沿涵道202确定的方向喷射空气。

在第一实例中，飞行器50包括机身51，和一些可折叠的位于机身51两侧的主翼52，以及一个位于飞行器50后部，安装在尾翼54上的翼53，如图6、7、8、9所示。飞行器50使用模块化推进系统55，其包括两组固定的带有推力放大器的多螺旋桨推进器56，位于主翼52的前面的机身51两侧。以及两组可移动的带有推力放大器的多螺旋桨推进器57，位于主翼52的后面，在主翼52的上方，机身51两侧。每组多螺旋桨推进器56都带有推力放大器，并且其主轴线与飞行器50的中间平面平行，推进器位于空腔58中，可以通过收纳门59(如图9所示)关闭，缩回到机身51的内部。在多螺旋桨推进器56的下方可以使用类似的收纳门(未示出)来封闭空腔58。每组具有推力放大器的多螺旋桨推进器57，主轴垂直于飞行器50的中间平面，并且可以靠执行机构作用的轴60来旋转。多螺旋桨推进器56和57可以是在图1，3或4中描述的任何类型。在运行时，当从有限的空间起飞或降落时，主翼52向上折叠，如图6所示，多螺旋桨推进器56和57垂直定向，并且收纳门59和位于下方的缩回门59都是缩回状态。当飞行器50处于合适的高度时，主翼52伸展到用于向前飞行的位置，如图7所示。在从垂直飞行到水平飞行的过渡期间(反之亦然)，多螺旋桨推进器57是倾斜的，多螺旋桨推进器56继续使空气向下流动。飞行器50的速度随着多螺旋桨推进器57所产生的推进推力的水平分量的增加而增加，升力分别由主翼52和翼53提供。当多螺旋桨推进器57到达和他们初始位置垂直的位置时，多螺旋桨推进器56就停止工作，收纳门59关闭。在向前飞行时，升力通过多螺旋桨推进器57吸收主翼52上方的空气，放大其上方的负压并同时增加机翼53下方的压力来实现的。在降落的时候，该过程相反。模块化推进系统55也可以由图5的多螺旋桨推进器200构成。

在第二实例中，飞行器70具有机身71和一些位于机身71两侧的可折叠的主翼72，以及安装在飞行器70后方尾翼74上的翼73，如图10，11和12中所示。飞行器70使用一套模块化推进系统75，该系统由4组带有推力放大器的可移动的多螺旋桨推进器76组成，其中2组在主翼72前面，位于机体71的两侧，另外2组在主翼72后面，位于机体71两侧。每组螺旋桨推进器76的主轴平行于飞行器70的中间平面，而且可以通过执行机构(未示出)驱动的轴77旋转。位于前部的多螺旋桨驱动器76被直接安装在机体71上，而位于后部的多螺旋桨推进器76和一些支柱78相连，离机体71有足够的空间，以至于在向前飞行的时候，由前部的多螺旋桨推进器76喷射的气流可以通过支柱78和机体71之前，而不会被阻塞。多螺旋桨推进器76可以是图1，3，4中的任何类型。在运行时，在起飞或者降落过程中，多螺旋桨推进器76引导气流向下，如图10所示。在从垂直飞行到水平飞行的过渡阶段(反之亦然)，多螺旋桨推进器76是倾斜的，如图11所示。飞行器70的速度随着多螺旋桨推进器76所产生的推进推力的水平分量的增加而增加，升力分别由主翼72和翼73提供。在水平飞行中，多螺旋桨推进器76达到垂直位置。模块化推进系统75也可以由图5中的多螺旋桨推进器200构建。

在第三实例中，飞行器90包括机身91，和一些位于机身91两侧的可折叠的主翼92，以及安装在飞行器90的尾翼94上的翼93，如图13，14，15，16所示。飞行器90使用由四组带有可移动的推力放大器的多螺旋桨推进器96组成的模块化推进系统95，两组多螺旋桨推进器位于主翼92的前面，分列机身91两侧；另两组在主翼92后面，位于机身91两侧。每组多螺旋桨推进器96的主轴垂直于飞行器90中间平面，并且可以使用由执行机构(未示出)驱动的轴97旋转。位于飞行器90前部的多螺旋桨推进器96安装在与机身91地板相距d3的高度平面，在主翼92的水平面下。位于飞行器90后方的多螺旋桨推进器96安装在与飞行器90的地板相距d4的高度平面，在主翼92的平面之上。多螺旋桨推进器96可以是图1，3或4中描述的任何类型。在运行中，在起飞或着陆期间，多螺旋桨推进器96将加压的空气向下排出，如图14所示。在从垂直飞行到水平飞行的过渡期间(反之亦然)，多螺旋桨推进器96是倾斜的，如图15所示。飞行器90的速度随着推力的水平分量的增加而增加，在向前飞行中，多螺旋桨推进器96分别到达图16所示的位置，空气的喷射是水平的。由于多螺旋桨推进器96吸收了主翼92上方的空气，放大了上方的负压，与此同时，增加了翼93下方的压力，因此升力得到了提高。模块化推进系统95也可以由图5中的多螺旋桨推进器200构建。

第四实例来自前一个的变型，飞行器110具有机身111和位于机身111的两侧的一些主翼112，如图17所示。飞行器110使用由四组多螺旋桨推进器113组成的模块化动力推进系统，部分如前面的例子所示，不同之处在于，在另一端，多螺旋桨推进系统搁置在相对于机身111对称定位的两个框架114上。每个框架114固定在相应的主翼112上。每个框架114在后部包括延伸部分115，在该延伸部分115上固定有次翼116，次翼116连接两个框架114。次翼116由固定在机身111的垂直翼片117支撑。在该实例中，多螺旋桨推进器113被支撑在机身111和框架114上。在运行模式上，飞行器110类似于前面的示例。模块化推进系统也可以用图5中的多螺旋桨推进器200构建。

在第一实例中，飞艇130包括两个相同的主体131，两个驾驶室132悬挂在其中，如图18，19和20所示。主体131具有符合空气动力学特性的外形，可用于在向前飞行期间为飞艇131提供升力。两个主体131分别通过一些翼133和134连接，这些翼133和134也具有增加主体131刚性的作用。机翼133位于前部，机翼134被放置在后部，置于机翼133上方。飞艇130的模块化推进系统135由两组带有可移动的推力放大器的多螺旋桨推进器136组成，一组位于机翼133的前部和下部，另一个位于机翼133和134之间，在机翼133之上，机翼134之下。每组多螺旋桨推进器136具有垂直于主体131的主轴，并且可以通过执行机构(未示出)起作用的两个轴137旋转。多螺旋桨推进器136可以是图1，3或4中描述的任何类型。每个主体131在上表面上放置光伏电池138，可将太阳能转换成可用于补充飞艇130的能量储备的电能。主体131填充有比空气轻的氦气。当飞艇130未装负载时，可以由氦气提供足够的升力。当飞艇130装负载时，在起飞或着降落时，如图18所示，多螺旋桨推进器136向下排出空气压力，形成大于负载重量的推力。在从垂直飞行到水平飞行的过渡期间(反之亦然)，多螺旋桨推进器136是倾斜的如图19所示。飞艇130的速度随着多螺旋桨推进器136所产生的推进推力的水平分量的增加而增加，升力由机翼133和134和机体131提供。在向前飞行中，多螺旋桨推进器136在水平方向排出气流，如图20所示。位于飞艇130前部的多螺旋桨推进器136提升了机翼133下方的的压力，导致升力被增大。同时，由于位于飞艇130后方的多螺旋桨推进器136吸收了机翼133上方的空气，从而放大了上面的负压，同时增加了机翼134下方的压力。模块化推进系统135也可以由图5中的多螺旋桨推进器200构建。

在第二实例中，飞艇150包括主体151，驾驶室152悬挂在其上，如图21所示。主体151具有用于为飞艇150提供升力的符合空气动力学的形状。飞艇150使用由四组可移动的带有推力放大器的多螺旋桨推进器153组成，两组位于飞艇150前端，2组位于飞艇150后端。每组多螺旋桨推进器153的主轴线平行于飞艇150的中间平面。多螺旋桨推进器153可以是图1，3或4中描述的任何类型。主体151表面上带有光伏电池154，可将太阳能转换成电能，用于补充飞艇150的能量储备。多螺旋桨推进器153的运行类似于前述示例中所描述的。模块化推进系统也可以由图5中的多螺旋桨推进器200构成。

所描述的模块化推进系统可以使用如图22所示的冗余的混合动力单元170。混合动力单元170为至少四组电动机m1-1，m1-2，...，m1-n；m2-1，m2-2，...，m2-n；m3-1，m3-2，...，m3-n；m4-1，m4-2，...，m4-n提供电能，每组分别对应于带有推力放大器的多螺旋桨推进器。混合动力单元170通过可以分开或一起运行的两个热发电机171产生电能。每个热发电机171可以由内燃机和发电机，燃气轮机和发电机，或者自由活塞发动机和线性发电机构成。如果热发电机171使用内燃机，则必须具有排气能量和冷却能量的内部热回收功能，并且必须具有高功率密度。如果热发电机171使用燃气轮机，则其必须是具有废气热回收功能，并且必须具有高功率密度。热发电机171通过容器172提供燃料。每个热发电机171将其能量传递到控制器173(或逆变器)。两个控制器173将能量传送到公共分配器174。分配器174可以在内部包括一个能量存储系统175，可以是电池或超级电容器。分配器174根据所需以及飞行员的要求为电动机m1-1，m1-2，...，m1-n；m2-1，m2-2，...，m2-n；m3-1，m3-2，...，m3-n；m4-1，m4-2，...，m4-n分配能量。混合动力推进系统是冗余的，并且可以靠单个热发电机171运行。由于混合动力单元170的结构，上述飞行器即使在m1-1，m1-2，...，m1-n；m2-1，m2-2，...，m2-n；m3-1，m3-2，...m3-n；m4-1，m4-2，...m4-n中的一个或多个电动机的故障的情况下仍然可以安全地运行。

模块化推进系统的第二实例使用冗余类型的混合动力单元190，如图23所示，为至少四组对应于带有推力放大器的多螺旋桨推进器的电动机m1-1，m1-2，...，m1-n；m2-1，m2-2，...，m2-n；m3-1，m3-2，...，m3-n；m4-1，m4-2，...，m4-n提供动力。混合动力单元190通过热发电机191产生电能。热发电机191可以由内燃机和发电机，燃气轮机和发电机，或者自由活塞发动机和线性发电机构成。如果热发电机191使用内燃机，则必须具有排气和冷却能量的内部热回收功能，并且必须具有高功率密度。如果热发电机191使用燃气轮机，则其必须是具有废气热回收功能，并且必须具有高功率密度。热发电机191通过容器192提供燃料。热发电机191将其能量传递到控制器193。控制器193将能量传输到分配器194或存储系统195。存储系统195可以由电池或超级电容器制成。能量存储系统195具有的能量水平可以通过使用将太阳能转换成电能的光伏电池196来提升。分配器194根据所需及飞行员的控制为电动机m1-1，m1-2，...，m1-n；m2-1，m2-2，...，m2-n；m3-1，m3-2，...，m3-n；m4-1，m4-2，...，m4-n分配能量。混合动力推进系统是冗余的，并且可以由热发电机191或由能量存储系统195供电。由于混合动力单元190的结构，前述的飞行器可以在m1-1，m1-2，...，m1-n；m2-1，m2-2，...，m2-n；m3-1，m3-2，...，m3-n；m4-1，m4-2，...，m4-n的一个或多个电机故障的情况下安全的运行。所描述的模块化推进系统也可以使用电池系统来提供电能。

上述解决方案的任何可能的组合都将被认为是说明书和权利要求的一部分。