用于飞行器的倾转旋翼推进系统的制作方法

本主题大体上涉及一种用于具有多个倾转旋翼的飞行器的推进系统，以及包括该推进系统的飞行器。

背景技术：

已经开发出具有执行垂直起飞和着陆的能力的飞行器。这种能力可允许飞行器到达相对崎岖的地形和偏远地区，在那里构造足够大的跑道以允许传统飞行器(缺乏垂直起飞能力)起飞或着陆可能是不切实际或不可行的。

典型地，这些能够执行垂直起飞和着陆的飞行器具有被引导以产生垂直推力和向前推力的发动机。然而，垂直起飞和着陆所需的推力量可不等于飞行器维持向前飞行所需的推力量。因此，能够执行垂直起飞和着陆的现有飞行器包括的发动机可非常适合于产生垂直推力，但是可不太适合于高效的向前飞行。因此，能够除了实现更高效的向前飞行之外还执行垂直起飞和着陆的飞行器将是有用的。

技术实现要素：

本发明的方面和优点将在以下描述中部分地得到阐述，或可根据描述而显而易见，或可通过实践本发明而习知。

在本公开的一个实施例中，提供了一种飞行器。示例性飞行器包括在前端和后端之间延伸的机身，以及附接到机身或与机身一体地形成的机翼组件。该飞行器还包括混合电动推进系统。混合电动推进系统包括左舷推进器和右舷推进器，左舷推进器和右舷推进器各自在机身的相反侧附接到机翼组件，并且可在向前推力位置和垂直推力位置之间旋转。混合电动推进系统还包括具有内燃机和发电机的电功率源，该发电机由内燃机驱动以产生电功率。发电机与左舷推进器和右舷推进器电连通，以向左舷推进器和右舷推进器提供功率。

在本公开的另一示例性实施例中，提供了一种用于飞行器的混合电动推进系统。该飞行器包括附接到机身或与机身一体地形成的机翼组件。推进系统包括左舷推进器和右舷推进器，左舷推进器和右舷推进器各自配置成用于在机身的相反侧附接到机翼组件，并且可在向前推力位置和垂直推力位置之间旋转。混合电动推进系统还包括具有内燃机和发电机的电功率源。发电机由内燃机驱动以产生电功率，发电机与左舷推进器和右舷推进器电连通，以为左舷推进器和右舷推进器提供功率。

本发明的这些及其它特征、方面和优点将参照以下描述和所附权利要求而变得更好理解。并入且构成本说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，且连同描述用于阐释本发明的原理。

附图说明

在参照附图的说明书中阐述了本发明的针对本领域技术人员的完整且充分的公开，包括其最佳模式，在附图中：

图1是根据本公开的各种示例性实施例的飞行器的透视图。

图2是图1的示例性飞行器的俯视示意图。

图3是处于向前推力位置的图1的示例性飞行器的机翼组件的侧部的侧视示意图。

图4是处于垂直推力位置的图3中描绘的机翼组件的侧部的另一侧视示意图。

图5是根据本公开的示例性实施例的主推力推进器的侧视示意图。

图6是根据本公开的示例性实施例的次推力推进器的侧视示意图。

图7是根据本公开的示例性实施例的电功率源的示意图。

图8是根据本公开的另一示例性实施例的飞行器的俯视示意图。

图9是根据本公开的又一示例性实施例的飞行器的俯视示意图。

图10是根据本公开的示例性实施例的飞行器的机翼组件的侧部的侧视示意图。

图11是根据本公开的再一示例性实施例的飞行器的俯视示意图。

图12是根据本公开的又一示例性实施例的飞行器的俯视示意图。

图13是根据本公开的再一示例性实施例的飞行器的俯视示意图。

图14是如可结合在图13的示例性飞行器中的辅助推进器的侧视示意图。

图15是根据本公开的示例性方面的用于操作燃气涡轮发动机的推进系统的方法的流程图。

图16是根据本公开的另一示例性方面的用于操作燃气涡轮发动机的推进系统的方法的流程图。

具体实施方式

现在将详细参照本发明的本实施例，其一个或多个示例在附图中被示出。本详细描述使用了数字和字母标记来指代附图中的特征。附图和说明书中相同或相似的标记用于指代本发明的相同或相似的部分。如本文使用的，用语"第一"、"第二"和"第三"可被可互换地使用，以将一个构件与另一个区分开，且不旨在表示独立构件的位置或重要性。用语"前"和"后"是指沿飞行器的相对位置，其中前是指更靠近飞行器的鼻部区段的位置，而后是指更靠近飞行器的尾部区段的位置。用语"左舷"和"右舷"是指飞行器的侧部，其中左舷是指飞行器在朝前时向左的一侧，而右舷是指飞行器在朝前时向右的一侧。

本申请大体上涉及具有允许垂直起飞和着陆的多个倾转旋翼的飞行器，多个倾转旋翼由混合电动推进系统驱动。更确切地说，本公开涉及一种飞行器，其具有机身以及附接到机身或与机身一体地形成的机翼组件。提供了一种混合电动推进系统，其具有左舷推进器和右舷推进器，左舷推进器和右舷推进器中的各个在机身的相反侧附接到机翼组件并且可在向前推力位置和垂直推力位置之间旋转。混合电动推进系统还包括电功率源，该电功率源包括内燃机和发电机。例如，内燃机可为涡轮轴发动机。发电机与左舷推进器和右舷推进器电连通，以向左舷推进器和右舷推进器提供功率。

现在参照附图，其中遍及附图相同的数字表示相同元件，图1提供了如可结合本发明的各种实施例的示例性飞行器10的透视图。图2提供了图1的示例性飞行器10的俯视示意图。如图1和图2共同所示，飞行器10限定纵向l(和延伸穿过其中的纵向中心线12)、垂直方向v和横向方向t。另外，飞行器10限定左舷侧14和右舷侧16。

飞行器10包括机身18，机身18大体上沿飞行器10的纵向中心线12在前端20和后端22之间延伸，并且限定在飞行器10的机身18的前端20和后端22之间延伸的中线24。如本文使用的，用语"机身"大体上包括飞行器10的所有本体，如飞行器10的尾翼。另外，如本文所用的，"中线"是指沿机身18的长度延伸的中点线，未考虑飞行器10的附件(如下面讨论的机翼组件或任何稳定器)。

飞行器10另外包括附接到机身18或与机身18一体地形成的机翼组件。确切地说，对于描绘的实施例，飞行器10包括前翼组件26和后翼组件28，前翼组件26在机身18的前端20附近附接到机身18或与机身18一体地形成，而后翼组件28在机身18的后端22附近附接到机身18或与机身18一体地形成。值得注意的是，对于描绘的实施例，前翼组件26和后翼组件28各自配置为两个单独的翼区段或翼侧。确切地说，前翼组件26包括左舷侧30和右舷侧32，并且后翼组件28类似地包括左舷侧34和右舷侧36。前翼组件26的左舷侧30和右舷侧32各自在沿纵向中心线12的大致相同位置处单独地附接到机身18。类似地，后翼组件28的左舷侧34和右舷侧36也各自在沿纵向中心线12的大致相同位置处单独地附接到机身18。然而，应该认识到，在其它实施例中，前翼组件26或后翼组件28中的一者或两者可与机身18一体地形成和/或可由单个连续的区段形成。

尽管未示出，但在其它实施例中，飞行器10可另外包括一个或多个稳定器，如一个或多个垂直稳定器、水平稳定器等。此外，应该认识到，尽管未示出，但在某些实施例中，前翼组件26或后翼组件28中的一个或多个可另外包括襟翼，如前缘襟翼或后缘襟翼，用于在飞行期间辅助控制飞行器10。

仍参照图1和图2，示例性飞行器10还包括用于在操作期间为飞行器10提供期望量的推力的混合电动推进系统38。概括地说，示例性推进系统38包括在机身18的相反侧附接到机翼组件的左舷推进器和右舷推进器、相对于左舷推进器和右舷推进器在远处定位的电功率源40，以及用于将电功率源40电连接到推进器的主电连通总线42。另外，主电连通总线42可与控制器45一起操作，以通过主电连通总线42将电功率分配给各种推进器。值得注意的是，对于描绘的实施例，推进系统38另外包括一个或多个能量存储装置44(如一个或多个电池)和次电连通总线46。一个或多个能量存储装置44电连接到主电连通总线40和次电连通总线46。另外，出于冗余目的而提供次电连通总线46，并且各个推进器另外通过次电连通总线46电连接到电功率源40。

确切地说，对于描绘的实施例，推进系统38包括在机身18的相反侧附接到前翼组件26的左舷前推进器和右舷前推进器，以及类似地在机身18的相反侧附接到后翼组件28的左舷后推进器和右舷后推进器。如将在下面更详细讨论的，这些推进器中的各个均配置为相对大直径的主推力风扇("pt风扇")。因此，左舷前推进器是左舷前pt风扇48，右舷前推进器是右舷前pt风扇50，左舷后推进器是左舷后pt风扇52，并且右舷后推进器是右舷后pt风扇54。左舷前pt风扇48、右舷前pt风扇50、左舷后pt风扇52和右舷后pt风扇54中的各个经由主电连通总线42与电功率源40电连通，使得各个推进器由电功率源40提供功率。应该认识到，虽然本文中将各种推进器描述为"风扇"，但是该用语并不旨在将本公开限制于任何单一类型的电动推进器。除非受权利要求书的特别限制，否则在本公开的其它实施例中，本文中描述为"风扇"的任何推进器可另外或备选地配置为任何其它合适的推进装置，包括但不限于导管式风扇、无导管风扇、单级风扇(即，具有单级螺旋桨的风扇)，以及多个反向旋转级风扇(即，具有多级反向旋转螺旋桨的风扇)。

仍参照图1和图2，除了向前飞行之外，描绘的示例性飞行器10适于实现基本垂直的起飞和/或着陆。例如，图1描绘了处于垂直起飞模式的飞行器10，并且图2描绘了飞行器10和向前或横向飞行模式。

如将认识到的，至少部分地由于各个机翼组件包括倾转区段，描绘的示例性飞行器10可在垂直起飞模式和水平飞行模式之间移动。例如，对于图1和图2中描绘的示例性飞行器10，前翼组件26的左舷侧30包括倾转区段56，前翼组件26的右舷侧32包括倾转区段58，后翼组件28的左舷侧34包括倾转区段60，并且后翼组件28的右舷侧36包括倾转区段62。相应机翼组件26,28的倾转区段56,58,60,62可以任何合适的方式附接到相应机翼组件26,28的相应固定机翼区段(未标记)。例如，倾转区段56,58,60,62可使用旋转连接、滑环接口或以任何其它合适的方式附接到相应的固定机翼区段。另外，对于描绘的实施例，各个pt风扇48,50,52,54附接到相应机翼组件26,28的相应倾转区段56,58,60,62。确切地说，对于描绘的实施例，左舷前pt风扇48附接到前翼组件26的左舷侧30的倾转区段56，右舷前pt风扇50附接到前翼组件26的右舷侧32的倾转区段58，左舷后pt风扇52附接到后翼组件28的左舷侧34的倾转区段60，并且右舷后pt风扇54附接到后翼组件28的右舷侧36的倾转区段52。

此外，还简要地参照图3和图4，提供了处于两种操作模式的飞行器10的机翼组件的侧部的侧视示意图。例如，在某些实施例中，描绘的机翼可为前翼组件26的左舷侧30，如上面参照图1和图2描述的。如描绘的，这些倾转区段56,58,60,62中的各个可在水平/向前飞行位置(图2和图3)和垂直飞行位置(图1和图4)之间移动。倾转区段56,58,60,62在水平飞行位置与垂直飞行位置之间的移动另外使相应的pt风扇48,50,52,54在向前推力位置与垂直推力位置之间移动。因此，左舷前pt风扇48和右弦前pt风扇50和左舷后pt风扇52和右弦后pt风扇54中的各个可通过相应的倾转区段56,58,60,62在向前推力位置和垂直推力位置之间移动。确切地说，各个倾转区段56,58,60,62在水平飞行位置与垂直飞行位置之间旋转至少约90°，以使相应的pt风扇48,50,52,54在相应的向前推力位置与垂直推力位置之间旋转。然而，应该认识到，在其它示例性实施例中，多个pt风扇48,50,52,54可备选地以任何其它合适的方式在向前推力位置和垂直推力位置之间移动。例如，在其它实施例中，pt风扇48,50,52,54中的一个或多个可包括铰接组件，其用于使pt风扇在向前推力位置与垂直推力位置之间倾转至少约90度。

仍参照图1和图2，除了多个pt风扇48,50,52,54之外，描绘的示例性推进系统38还包括多个相对小直径的次推力风扇("st风扇")。例如，描绘的示例性推进系统38在各个机翼组件的各个机翼侧包括st风扇。确切地说，推进系统38包括左舷前st风扇64、右舷前st风扇66、左舷后st风扇68和右舷后st风扇70。对于描绘的实施例，st风扇64,66,68,70中的各个也附接到相应机翼组件26,28的相应倾转区段56,58,60,62。因此，左舷前st风扇64附接到与左舷前pt风扇48相同的倾转区段56，右舷前st风扇66附接到与右舷前pt风扇50相同的倾转区段58，左舷后st风扇68附接到与左舷后pt风扇52相同的倾转区段60，并且右舷后st风扇70附接到与右舷后pt风扇54相同的倾转区段62。因此，对于描绘的实施例，通过相应机翼组件26,28的相应倾转区段56,58,60,62的旋转，st风扇64,66,68,70中的各个也可在向前推力位置和垂直推力位置之间移动。然而，在此应该认识到，在其它示例性实施例中，多个st风扇64,66,68,70中的一个或多个可备选地以任何其它合适的方式在向前推力位置与垂直推力位置之间移动。例如，在其它实施例中，st风扇64,66,68,70中的一个或多个可包括铰接组件，其用于使st风扇在向前推力位置和垂直推力位置之间倾转至少约90度。

此外，对于描绘的实施例，st风扇64,66,68,70中的各个沿飞行器10的横向方向t与相应的pt风扇48,50,52,54间隔开。确切地说，对于描绘的实施例，st风扇64,66,68,70中的各个定位成相比于相应的pt风扇48,50,52,54更远离飞行器10的纵向中心线12。更确切地说，对于描绘的实施例，st风扇64,66,68,70中的各个沿横向方向t附接到相应的机翼组件26,28的外端。

如同pt风扇48,50,52,54一样，多个st风扇64,66,68,70中的各个也经由主电连通总线42(以及出于冗余目的的次电连通总线46)电连接到电功率源40。此外，对于描绘的实施例，多个pt风扇48,50,52,54中的各个以及多个st风扇64,66,68,70中的各个配置为电动推进器。因此，多个st风扇64,66,68,70中的各个电连接到电功率源40并由电功率源40驱动。

更确切地说，现在还参照图5和图6，对于描绘的实施例，多个pt风扇48,50,52,54中的各个配置为电风扇，并且多个st风扇64,66,68,70中的各个也配置为电风扇。图5提供了根据本公开的示例性实施例的pt风扇的侧视示意图，并且图6提供了根据本公开的示例性实施例的st风扇的侧视示意图。

首先参照图5，示例性pt风扇大体上配置为无导管电风扇72。无导管电风扇72大体上包括风扇区段74，风扇区段74包括多个风扇叶片76，其中多个风扇叶片76中的各个从径向外末梢78延伸到基座80。各个风扇叶片76在基座80处附接到无导管电风扇72的毂82。毂82通过风扇轴84附接到无导管电风扇72的罩88内的电动机86位置。电动机86经由主电连通总线42与电功率源40电连通，或更具体地，对于描绘的实施例，通过主电连通总线42的电线90与电功率源40电连通。值得注意的是，无导管电风扇72的风扇区段74限定了风扇直径92，对于描绘的实施例，风扇直径92是指在无导管电风扇72的操作期间界定风扇叶片76的外末梢78的圆的直径。

现在参照图6，示例性st风扇大体上配置为导管式电风扇94。导管式电风扇94类似地包括风扇区段96，风扇区段96包括多个风扇叶片98，其中多个风扇叶片98中的各个从径向外末梢100延伸到基座102。各个风扇叶片98在基座102处附接到导管式电风扇94的毂104。毂104通过风扇轴106附接到位于导管式电风扇94的罩110内的电动机108。电动机108经由主电连通总线42与电功率源40电连通，或更具体地，对于描绘的实施例，通过主电连通总线42的电线112与电功率源40电连通。导管式电风扇94还包括包围风扇区段96的外机舱114和导管式电风扇94的罩110。罩110和外机舱114一起限定空气流通路116。提供多个支柱118用于将罩110连接到外机舱114。如同无导管风扇区段74一样，导管式风扇区段96限定风扇直径120。

尽管未示出，但是无导管电风扇72或导管式电风扇94中的一者或两者可另外包括在相应的电动机86,108和风扇区段74,96之间的变速箱，用于增大或减小相应的风扇区段相对于相应的电动机86,108的旋转速度。此外，在某些实施例中，无导管电风扇72或导管式电风扇94中的一者或两者可包括一个或多个机构，该机构用于在操作期间改变多个风扇叶片76,98中的各个的桨距。

在某些实施例中，与导管式风扇94相比，无导管风扇72可限定相对大的风扇直径92。另外，与导管式风扇94相比，无导管风扇72可配置成产生相对大量的推力。因此，在起飞操作状态或其它垂直飞行操作期间，无导管风扇72可用作推力的主要来源。相比之下，导管式风扇94可具有相对小的风扇直径120并且可产生相对小量的推力。然而，在某些飞行操作期间，导管式风扇94可比无导管风扇72更高效地操作。因此，导管式风扇94可在诸如向前飞行操作期间(如在巡航操作期间)用作推力的主要来源。

然而，如将认识到的，在其它实施例中，在垂直升降/飞行状态期间，除了多个pt风扇48,50,52,54之外，还可使用多个st风扇64,66,68,70中的一个或多个，并且另外或备选地，在水平/向前飞行状态期间，除了多个st风扇64,66,68,70之外，还可使用多个pt风扇48,50,52,54中的一个或多个。另外，如将参照下面的一个或多个附图讨论的，在某些实施例中，推进系统38可不包括多个st风扇64,66,68,70中的各个，可不包括多个pt风扇48,50,52,54中的各个，或可包括任何其它合适数量/形式的电动推进装置。

仍然参照图1和图2，对于描绘的实施例，电功率源40相对于电动推进器在远处定位在飞行器10的机身18内，在机身18的后端22附近。然而，值得注意的是，在其它实施例中，电功率源40可改为定位在飞行器10的机身18内的任何其它合适的位置或别的地方。另外，电功率源40大体上包括内燃机和由内燃机驱动的发电机122，以用于产生电功率。对于描绘的实施例，内燃机和发电机安装在飞行器10的机身18内，在机身18的后端22附近。在操作期间，主电连通总线42将发电机122连接到上述电动推进器的各个上。

现在还参照图7，提供了示例性内燃机和发电机122的示意图。对于描绘的实施例，内燃机配置为涡轮轴发动机124。涡轮轴发动机124包括成串流顺序的包括低压压缩机126和高压压缩机128的压缩机区段、燃烧区段130，以及包括高压涡轮132和低压涡轮134的涡轮区段。在操作期间，空气流接收在压缩机区段内并且在其流动穿过其中时(即，当其从低压压缩机126流到高压压缩机128时)逐渐受压缩。然后将压缩空气提供给燃烧区段130，在那里，压缩空气与燃料混合并燃烧以产生热燃烧气体。热燃烧气体通过涡轮区段膨胀，从涡轮区段提取旋转能。确切地说，当热燃烧气体流动穿过高压涡轮132和低压涡轮134并且膨胀时，热燃烧气体使高压涡轮132和低压涡轮134旋转。如以虚线描绘的，这些构件可封闭在例如飞行器10的机身18内的壳136内。尽管未描绘，但是热燃烧气体可从低压涡轮134排出，例如排到大气中。

还如描绘的，对于描绘的实施例，高压涡轮132通过高压轴或转轴138连接到高压压缩机128，使得高压涡轮132的旋转另外使高压压缩机128旋转。类似地，低压涡轮134通过低压轴或转轴140连接到低压压缩机126，使得低压涡轮134的旋转另外使低压压缩机126旋转。此外，对于描绘的实施例，低压轴140另外驱动延伸到发电机122的输出轴142。因此，涡轮轴发动机124的旋转向发电机122提供旋转能，发电机122配置成转换旋转能以产生电功率。如将认识到的，在某些实施例中，发电机122大体上可包括转子144和定子146。涡轮轴发动机124的旋转能经由输出轴142被提供并且配置成使发电机122的转子144相对于定子146旋转。这种相对移动可产生电功率。

根据这种示例性实施例包括涡轮轴发动机124和发电机122可允许电功率源40产生相对多量的电功率并且向推进系统38的多个电动推进器提供此电功率。例如，在至少某些示例性实施例中，涡轮轴发动机124可为相对大的涡轮轴发动机124，其配置成产生至少约1000马力("hp")，使得发电机122产生至少约0.75兆瓦("mw")。确切地说，在某些实施例中，涡轮轴发动机124可配置成产生至少约1320hp，使得发电机122产生至少约9.69mw，如至少约1500hp，使得发电机122产生至少约1.12mw，如至少约1660hp，使得发电机122产生至少约1.4mw。应该认识到，如本文使用的，近似用语如"约"或"大致"是指在10%的误差裕度内。

在至少某些实施例中，推进系统38可配置成使得涡轮轴发动机124和发电机122能够产生足量的电功率以同时驱动推进系统38的各个电动推进器。仅作为示例，对于涡轮轴发动机124产生约1660hp并且发电机产生约1.4mw的实施例，四个pt风扇48,50,52,54中的各个可包括175kw电动机，并且类似地，各个st风扇64,66,68,70可包括175kw的电动机。因此，利用此实施例，电动推进系统38可配置成在某些操作期间(如在起飞或其它垂直推力操作期间)基本上充分地为各个电动推进器提供功率。

相比之下，在其它实施例中，推进系统38可配置成使得涡轮轴发动机124和发电机122不能同时充分地为包括的各个电动推进器提供功率。仅作为示例，对于涡轮轴发动机124产生约1660hp并且发电机产生约1.4mw的实施例，四个pt风扇48,50,52,54中的各个可包括350kw电动机，并且类似地，各个st风扇64,66,68,70可包括350kw的电动机。因此，在此实施例的情况下，多个pt风扇48,50,52,54可配置成在起飞或其它垂直推力操作期间操作，而多个st风扇64,66,68,70可配置成在向前推力操作期间操作。另外或备选地，辅助电功率源可用于在这些"峰值"操作期间驱动某些推进器。例如，在某些实施例中，涡轮轴发动机124和发电机122与推进系统38的一个或多个能量存储装置44组合的涡轮轴发动机124和发电机122可用于驱动除了一个或多个st风扇64,66,68,70之外的四个pt风扇48,50,52,54。

然而，应该认识到，描绘的示例性涡轮轴发动机124仅作为示例而被提供，并且在其它示例性实施例中，涡轮轴发动机124可具有任何其它合适的配置。例如，在其它实施例中，涡轮轴发动机124可包括任何其它合适数量的压缩机或涡轮，以及任何其它合适数量或配置的轴或转轴。

此外，应该认识到，在其它实施例中，电功率源40还可具有任何其它合适的配置。例如，现在参照图8，提供了根据本公开的另一示例性实施例的飞行器10和推进系统38。图8中描绘的示例性推进系统38可以与上面图1和图2中描绘的示例性推进系统38基本相同的方式配置。因此，相同的数字可指相同或相似的部分。

例如，如描绘的，飞行器10大体上包括机身18，其中前翼组件26在机身18的前端20附近附接到机身18，并且后翼组件28在机身18的后端22附近附接到机身18。前翼组件26包括具有：左舷区段，其具有附接到其上的左舷前pt风扇48和左舷前st风扇64；以及右舷区段，其具有附接到其上的右舷前pt风扇50和右舷前st风扇66。后翼组件28类似地包括：左舷区段，其具有附接到其上的左舷后pt风扇52和左舷后st风扇68；以及右弦区段，其具有附接到其上的右舷后pt风扇54和右弦后st风扇。

另外，推进系统38包括电功率源40。电功率源40大体上包括内燃机和发电机122。然而，对于描绘的实施例，电功率源40还包括多个内燃机和相应的多个发电机122。确切地说，对于描绘的实施例，电功率源40包括第一涡轮轴发动机124a和第二涡轮轴发动机124b。第一涡轮轴发动机124a驱动第一发电机122a，并且第二涡轮轴发动机124b驱动第二发电机122b。第一涡轮轴发动机124a和第二涡轮轴发动机124b以及第一发电机122a和第二发电机122b可以与上面参照图7描述的示例性涡轮轴发动机124和发电机122基本相同的方式配置。这种配置可允许电功率源40为推进系统38提供必要量的电功率，并且还可在推进系统38中提供冗余。

再次参照图1和图2，对于描绘的实施例，描绘的示例性飞行器10的推进系统38配置为基本平衡的推进系统38。例如，推进系统38包括两个前pt风扇(即，左舷前pt风扇48和右舷前pt风扇50)和两个前st风扇(即，左舷前st风扇64和右舷前st风扇66)，以及两个后pt风扇(即，左舷后pt风扇52和右弦后pt风扇54)和两个后st风扇(即，左舷后st风扇68和右舷后st风扇70)。左舷前pt风扇48和右舷前pt风扇50各自限定前pt风扇直径148，并且左舷前st风扇64和右舷前st风扇66各自限定前st风扇直径150。类似地，左舷后pt风扇52和右弦后pt风扇54各自限定后pt风扇直径154，并且左舷后st风扇68和右弦后st风扇70各自限定后st风扇直径156。对于描绘的实施例，前pt风扇直径148与后pt风扇直径154基本相同，并且前st风扇直径150与后st风扇直径156基本相同。

此外，对于描绘的实施例，前pt风扇48,50一起限定最大前pt推力能力，并且后pt风扇52,54也限定最大后pt推力能力。类似地，对于描绘的实施例，前st风扇64,66一起限定最大前st推力能力，并且后st风扇68,70也限定最大后st推力能力。对于描绘的实施例，最大前pt推力能力与最大后pt推力能力基本相同，并且最大前st推力能力也与最大后st推力能力基本相同。

另外，应该认识到，描绘的示例性飞行器10限定最小必要的起飞推力。最小必要起飞推力是指当承载最大额定重量的货物时，飞行器10执行垂直起飞所需的最小量的垂直推力。在某些实施例中，最大前pt推力能力和最大后pt推力能力一起可大于或等于飞行器10的最小必要起飞推力。然而，在其它实施例中，最大前pt推力能力和最大后pt推力能力一起可不大于或等于飞行器10的最小必要起飞推力。然而，对于此示例性实施例，最大前pt推力能力和最大后pt推力能力以及最大前st推力能力和最大后st推力能力大于或等于飞行器10的最小必要起飞推力。

然而，应该认识到，在其它实施例中，飞行器10和推进系统38可改为具有任何其它合适的配置。例如，现在参照图9，提供了根据本公开的另一示例性实施例的飞行器10和推进系统38。图9中描绘的示例性推进系统38可以与上述图1和图2中描绘的示例性推进系统38基本相同的方式配置。因此，相同的数字可指代相同或相似的部分。

例如，如描绘的，飞行器10大体上包括机身18，其中前翼组件26在机身18的前端20附近附接到机身18，并且后翼组件28在机身18的后端22附近附接到机身18。前翼组件26包括：左舷区段，其具有附接到其上的左舷前pt风扇48和左舷前st风扇64；以及右舷区段，其具有附接到其上的右舷前pt风扇50和右舷前st风扇66。后翼组件28类似地包括：左舷区段，其具有附接到其上的左舷后pt风扇52和左舷后st风扇68；以及右弦区段，其具有附接到其上的右舷后pt风扇54和右弦后st风扇。

左舷前pt风扇48和右舷前pt风扇50各自限定前pt风扇直径148。类似地，左舷后pt风扇52和右弦后pt风扇54各自限定后pt风扇直径154。另外，前pt风扇48,50一起限定最大前pt推力能力，并且后pt风扇52,54也限定最大后pt推力能力。然而，对于描绘的实施例，前pt风扇直径148不同于后pt风扇直径154。确切地说，对于描绘的实施例，后pt风扇直径154大于前pt风扇直径148。此外，对于描绘的实施例，最大前pt推力能力不同于最大后pt推力能力。更确切地说，对于描绘的实施例，最大后pt推力能力大于最大前pt推力能力。

值得注意的是，前st风扇64,66一起限定最大前st推力能力，而后st风扇68,70也限定最大后st推力能力。对于描绘的实施例，前st推力能力与后st推力能力基本相同。

然而，应该认识到，尽管最大推力能力存在差异，但在至少某些实施例中，前pt风扇48,50的最大前pt推力能力和后pt风扇52,54的最大后pt推力能力仍然可大于或等于飞行器10的最小必要起飞推力。前pt风扇48,50和后pt风扇52,54之间的最大推力能力的不平衡可至少部分地归因于飞行器10的重量分布或前翼组件26和后翼组件28的相对定位。另外或备选地，后pt风扇52,54可简单地更大或更强大以提供飞行器10的更大的最大速度。

现在还简要地参照图10，提供飞行器10的机翼组件的机翼区段的示意图，应该认识到，在某些实施例中，前pt风扇48,50或后pt风扇52,54中的一者或两者在某些飞行状态期间不需要操作。例如，在例如巡航操作期间，飞行器10可从前st风扇64,66或后st风扇68,70中的一者或两者接收期望量的向前推力。在此实施例的情况下，至少某些pt风扇48,50,52,54可包括多个风扇叶片76，其可在相应的风扇不使用时从伸展位置移动到收起位置，以减少飞行器10上来自此风扇叶片76的阻力量。例如，如图10中描绘的，一个或多个风扇叶片76可邻近风扇的核心罩88折回，使得风扇叶片76在飞行器10上产生较小的阻力。然而，应该认识到，在其它实施例中，风扇叶片76可在从伸展位置移动到收起位置时不折回，而是可改为配置成至少部分地缩回，或可配置成顺桨的(即，旋转成使得叶片76的桨距角平行于空气流方向)。

值得注意的是，在本公开的其它实施例中，推进系统38可不包括上述所有推进器。例如，现在参照图11，提供根据本公开的另一示例性实施例的推进系统38的示意图，推进系统38不包括后st风扇68,70。然而，在其它方面，图11的推进系统38可以与上面参照图9描述的推进系统38基本相同的方式配置。图11中描绘的示例性飞行器10和推进系统38可设计有能够起飞同时还设计用于高效的巡航操作的推进器。例如，后pt风扇52,54的最大后pt推力能力可大于前pt风扇48,50的最大前pt推力能力。此外，对于至少某些示例性实施例，前pt风扇48,50和后pt风扇52,54的最大推力能力的组合可小于飞行器10的最小必要起飞推力。然而，对于这样的示例性实施例，前st风扇64,66可配置成辅助起飞操作。因此，在此实施例的情况下，前st风扇64,66、前pt风扇48,50和后pt风扇52,54的最大推力能力可一起大于或等于飞行器10的最小必要起飞推力。

应该进一步认识到，图9和图11中描绘的实施例也仅是作为示例。例如，在其它实施例中，前pt风扇48,50可改为限定比后pt风扇52,54的最大推力能力和风扇直径更大的最大推力能力和更大的风扇直径。此外，在此实施例中，飞行器10可包括或可不包括前st风扇64,66，并且改为可包括后st风扇68,70。

此外，应该认识到，在另外其它实施例中，推进系统38可不包括安装到前翼组件26和/或后翼组件28的任何st风扇。另外或备选地，推进系统38可不包括安装到前翼组件26和/或后翼组件28的任何pt风扇。例如，在某些实施例中，推进系统38可包括附接到前翼组件26或后翼组件28中的一者的pt风扇，以及附接到前翼组件26或后翼组件28中的另一者的st风扇。另外或另外备选地，推进系统38可在前翼组件26和/或后翼组件28中的一者或两者上包括更大数量的pt风扇或st风扇。

例如，现在参照图12，描绘了根据本公开的另一示例性实施例的飞行器10的推进系统38。图12中描绘的示例性推进系统38可以与上面参照图1和图2描述的示例性推进系统38基本相同的方式配置。因此，相同的数字可指代相同或相似的部分。

如描绘的，飞行器10大体上包括在前端20和后端22之间延伸的机身18，其中前翼组件26在前端20附近附接到机身18，并且后翼组件28在后端22附近附接到机身18。推进系统38另外包括左舷前pt风扇48、右舷前pt风扇50、左舷后pt风扇52和右舷后pt风扇54。然而，对于描绘的实施例，各个pt风扇改为配置为多个pt风扇。更确切地说，对于描绘的实施例，左舷前pt风扇48包括多个pt风扇，右舷前pt风扇50包括多个pt风扇，左舷后pt风扇52包括多个pt风扇，并且右舷后pt风扇54包括多个pt风扇。更确切地说，仍对于图12的实施例，左舷前pt风扇48包括一对pt风扇，右舷前pt风扇50包括一对pt风扇，左舷后pt风扇52包括一对pt风扇，并且右舷后pt风扇54包括一对pt风扇。

尽管图12的推进系统38包括安装到前翼组件26和后翼组件28的左舷侧和右弦侧中的各个的两个风扇，但是在其它实施例中，推进系统38可改为包括安装到机翼组件的任何其它合适数量的风扇。例如，在某些实施例中，推进系统38可包括安装到前翼组件26或后翼组件28之一的左舷侧和右舷侧30,32,34,36中的各个的多个pt风扇和/或st风扇，以及安装到前翼组件26或后翼组件28中的另一者的左舷侧和右舷侧30,32,34,36的不同数量的pt风扇和/或st风扇。

此外，在其它实施例中，推进系统38可具有任何其它合适类型的推进器。例如，现在参照图13，描绘了根据本公开的又一示例性实施例的用于飞行器10的推进系统38。图13的示例性推进系统38和飞行器10可以与上面参照图1和图2描述的示例性推进系统38基本相同的方式配置。因此，相同的数字可指代相同或相似的部分。

例如，飞行器10大体上包括机身18，机身18大体上沿纵向中心线12在前端20和后端22之间延伸。前翼组件26在机身18的前端20附近附接到机身18，并且后翼组件28在机身18的后端22附近附接到机身18。示例性推进系统38包括附接到前翼组件26和后翼组件28中的一者或两者的多个推进器。更具体而言，对于描绘的实施例，推进系统38包括多个左舷侧推进器(例如，左舷前pt风扇48、左舷后pt风扇52、左舷前st风扇64和左舷后st风扇68)和多个右舷侧推进器(例如，右舷前pt风扇50、右舷后pt风扇54、右舷前st风扇66和右舷后st风扇70)。这些推进器中的各个经由主电连通总线42和次电连通总线46与远程定位的电功率源40电连通。

此外，对于描绘的实施例，示例性推进系统38还包括安装到飞行器10的机身18的辅助推进器。对于描绘的实施例，辅助推进器配置为后风扇158，并且更具体而言是在机身18的后端22处附接到机身18的导管式后风扇。然而，通过与推进系统38的其它推进器相比，后风扇158经由辅助风扇轴160机械地联接到内燃机(即，涡轮轴发动机124)。如以虚线描绘的，推进系统38可包括变速箱162，后风扇158通过变速箱162机械地联接到涡轮轴发动机124。变速箱162可为用于降低后风扇158相对于涡轮轴发动机124的旋转速度的减速变速箱，或备选地，变速箱162可增大后风扇158相对于涡轮轴发动机124的旋转速度。如还以虚线描绘的，推进系统38可另外包括联接单元164，使得后风扇158通过联接单元164选择性地机械联接到涡轮轴发动机124。联接单元164可包括例如离合器或其它类似的联接器件。此外，在某些实施例中，推进系统38可另外包括一个或多个齿轮，如偏移齿轮、连杆机构等(未示出)，其用于经由后风扇158轴160将后风扇158机械地联接到涡轮轴发动机124。

现在还参照图14，提供了图13的示例性推进系统38的后风扇158的侧视横截面图。后风扇158限定中心轴线166，对于描绘的实施例，中心轴线166与飞行器10的纵向中心线12对准，并且还与飞行器10的中线24对准。如描绘的，示例性后风扇158大体上包括多个风扇叶片168，风扇叶片168可通过风扇轴160围绕中心轴线166旋转。确切地说，多个风扇叶片168中的各个在基座170处附接到毂172，毂172与轴160联接。

后风扇158另外包括多个前支承部件174或支柱、外机舱176和尾锥178。多个前支承部件174沿周向方向c(即，围绕中心轴线166延伸的方向；未示出)间隔开，并在机身18和外机舱176之间延伸。外机舱176围绕飞行器10的中线24和后风扇158的中心轴线166延伸大致三百六十度(360°)。因此，后风扇158还在前端处限定入口180，其也围绕飞行器10的中线24并围绕后风扇158的中心轴线166延伸大致360°。值得注意的是，前支承部件174可用作后风扇158的入口导叶。另外，在某些实施例中，后风扇158可另外或备选地包括位于多个风扇叶片76的后部的后支承部件，后支承部件在外机舱176和尾锥178之间延伸。

在后风扇158的操作期间，后风扇158配置成摄取在机身18的外表面上流动的边界层空气流。后风扇158通过入口180接收边界层空气，并通过多个风扇叶片168的旋转重新激励这种空气流。值得注意的是，如上所述，多个风扇叶片168可通过推进系统38的涡轮轴发动机124经由风扇轴160旋转。重新激励的空气流通过限定在外机舱176和尾锥178之间的喷嘴182离开。重新激励的空气可通过喷嘴182产生推力，或备选地，重新激励的空气可简单地减少飞行器10上的阻力量。

此外，仍参照图14，描绘的示例性推进系统38的后风扇158还可包括推力增强器184，推进增强器184可在向前推力位置和垂直推力位置之间移动(在垂直推力位置以虚线描绘)。当处于垂直推力位置时，推力增强器184可配置成使空气流重新引导通过后风扇158的喷嘴182，使得后风扇158产生基本上垂直的推力。对于描绘的实施例，推力增强器184包括多个机舱延伸部186，当处于向前推力位置时，机舱延伸部186可嵌入外机舱176内，用于使外机舱176的后部部分延伸和枢转。另外，推力增强器184包括多个尾锥延伸部188，用于使尾锥178延伸和枢转。然而，在其它实施例中，推力增强器184可以任何其它合适的方式配置。

现在参照图15，提供了根据本公开的示例性方面的操作飞行器的推进系统的示例性方法(200)。图15的方法(200)可与上面参照图1至图14描述的示例性推进系统中的一个或多个和飞行器一起使用。因此，推进系统可包括多个前推进器和多个后推进器，各个推进器由电功率源提供功率并可在向前推力位置与垂直推力位置之间旋转。

如描绘的，示例性方法(200)包括在(202)将多个前推进器和多个后推进器移动到垂直推力位置。另外，示例性方法(200)包括在(204)从电功率源向多个前推进器和多个后推进器提供第一前后电功率比率，使得多个前推进器和多个后推进器各自产生垂直推力。在(204)提供第一前后电功率比率可包括在起飞操作模式、悬停操作模式或着陆操作模式中的一个或多个期间提供第一前后电功率比率。

另外，示例性方法(200)包括在(206)将多个前推进器和多个后推进器移动到向前推力位置。一旦处于向前推力位置，示例性方法(200)包括在(208)从电功率源向多个前推进器和多个后推进器提供第二前后电功率比率，使得多个前推进器和多个后推进器中的一个或多个产生向前推力。

值得注意的是，对于示例性方法(200)，电功率的第一前后比率与电功率的第二前后比率不同。例如，在某些方面，第一前后电功率比率大于第二前后电功率比率。然而，备选地，在其它方面，第二前后电功率比率大于第一前后电功率比率。这样的示例性方面允许推进系统包括配置成用于在例如垂直推力操作(如起飞、悬停和着陆操作)期间使用的某些推进器，而其它推进器另外配置成用于例如巡航操作期间使用。

如将认识到的，根据以上描述，在某些方面，多个前推进器可配置为多个前主推进器，并且推进系统还可包括多个前辅助推进器。类似地，多个后推进器可配置为多个后主推进器，并且推进系统还可包括多个后辅助推进器。在此示例性实施例的情况下，示例性方法(200)可另外包括在(210)，当多个前主推进器和多个后主推进器处于垂直推力位置时，从电功率源向多个前辅助推进器和后辅助推进器提供第一量的电功率。该方法还可包括在(212)，当多个前主推进器和后主推进器处于向前推力位置时，从电功率源向多个前辅助推进器和后辅助推进器提供第二量的电功率。对于描绘的示例性方面，第二量的电功率大于第一量的电功率。例如，在某些示例性方面，第一量的电功率可小于第二量的电功率的约一半。在此示例性方面的情况下，主推进器可能最适合于垂直推力操作，并且辅助推进器可能最适合于向前推力操作。确切地说，在此示例性方面的情况下，主推进器可用于例如起飞、悬停和着陆操作，而辅助推进器可用于例如巡航操作。

仍然参照图15的示例性方面，示例性方法(200)可进一步应用于还包括安装到飞行器机身的辅助推进器的飞行器的推进系统。辅助推进器可安装在机身的后端，并且还可配置成摄取和重新激励在飞行器机身上流动的边界层空气。因此，在某些示例性方面，辅助推进器可为边界层摄取的后风扇。在此示例性方面的情况下，示例性方法(200)还包括：在(214)，当多个前推进器和多个后推进器处于垂直推力位置时，从电功率源向辅助推进器提供第一量的功率。示例性方法(200)还包括在(216)，当多个前推进器和多个后推进器处于向前推力位置时，从电功率源向辅助推进器提供第二量的功率。对于描绘的示例性方面，第二量的功率大于第一量的功率。例如，第一量的功率可小于第二量的功率的约一半。因此，对于描绘的方面，辅助推进器大体上可配置成在向前飞行操作期间(如在巡航操作期间)使用。

然而，另外或备选地，推进系统还可包括配置有辅助推进器的推力增强器。在此实施例的情况下，方法(200)可包括当主推进器处于垂直推力位置时将推力增强器移动到垂直推力位置，并且当主推进器处于向前推力位置时将推力增强器移动到向前推力位置。另外备选地，方法(200)可改为包括在垂直推力位置与向前推力位置之间移动辅助推进器。

现在参照图16，提供了根据本公开的另一示例性方面的方法(300)的流程图，该方法(300)可与根据一个或多个上述实施例的包括多个主推力推进器和多个次推力推进器的推进系统一起使用。

方法(300)包括在(302)将多个主推力推进器移动到垂直推力位置。在某些示例性方面，在(302)将多个主推力推进器移动到垂直推力位置还可包括将多个次推力推进器移动到垂直推力位置。方法(300)还包括在(304)向多个主推力推进器提供功率以产生用于垂直定向飞行的垂直推力，并同时向多个次推力推进器提供第一量的电功率。

示例性方法(300)还包括在(306)将多个主推力推进器移动到向前推力位置。而且，在某些示例性方面，在(306)将多个主推力推进器移动到向前推力位置可包括将多个次推力推进器移动到向前推力位置。方法(300)接下来包括在(308)向多个次推力推进器提供第二量的电功率以产生用于水平定向飞行的向前推力。对于描绘的示例性方面，第二量的电功率大于第一量的电功率，使得多个次推力推进器在向前飞行位置和向前飞行期间比处于垂直推力位置时和在垂直定向飞行期间产生更多的推力。

在某些示例性方面，第二量的电功率是第一量的电功率的至少约两倍，如第一量的电功率的至少约四倍。此外，在某些示例性方面，第一量的电功率可小于第二量的电功率的10％。此外，与推进系统一起配置的飞行器可限定最小必要的起飞推力。在此示例性方面，在(304)向多个主推力推进器提供功率以产生垂直推力可包括向多个主推力推进器提供功率以在最小必要起飞推力的至少约10％的范围内产生垂直推力。

本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，且还使本领域任何技术人员能够实践本发明，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何并入的方法。本发明的可专利性范围由权利要求限定，且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果此类其它示例包括不异于权利要求的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差别的等同结构要素，则此类其它示例旨在处于权利要求的范围内。