旋转涵道风扇(RDF)推进系统的制作方法

相关申请

本申请是由devinglennsamuelson于2013年12月3日提交的序列号为14095737的美国专利申请“旋转涵道风扇或rdf风扇电机(rotationalductedfan,orrdffanmotor)”的继续申请，上述美国专利申请通过引用被结合在此，并由此要求其优先权日的权益。

本申请关于飞行器推进系统，更具体地，关于新颖的旋转入口罩，并且还关于能量储存和维持系统。

发明背景

对于每桶精炼的原油，大约仅实现4加仑喷气燃料(jetfuel)。具体对于飞行器燃料而言，具有碳基燃料(诸如，油)自然资源的有限的全球供应。考虑其他混合(hybrid)系统或可替代生物燃料系统，对这些类型自然资源的供应和依赖性问题产生新的经济挑战，诸如，由于竞争市场导致的增加的消耗品成本、消耗品短缺或甚至气候破坏。鉴于当前的路线，随着全球经济增长，油的供需对全球范围的经济稳定性产生重大风险。这种焦虑源自自然资源的不平衡使用以及对于不可再生能源的过高的依赖性。飞行器的碳足迹从推进排放的大气输出和石油或生物燃料的提取与精炼过程两方面不利地影响环境。典型的150座飞行器平均每分钟消耗约100磅碳基燃料，或换种说法，每分种消耗将近15加仑碳基燃料。这种现实已启动对于开发电气推进系统的改进的效率和技术，所述电气推进系统使用可从多种其他可替代或可再生方法得到或储存的电能。除了供使用的能量资源的类型之外，还必须考虑支持商业交通行业中的此类新机器的操作所必要的配套基础设施。与燃烧型系统一起存在的其他问题包括适配安全的可燃烧容纳结构的设计限制，所述安全的可燃烧容纳结构加强了对仅使用静态流体容纳系统的需求，由此限制了历史上主要通过聚焦于流体密度而实现、通过压缩机、熵和静态喷嘴设计而实现的效率。其他飞行器推进系统当前还包括碳作为燃料的燃烧推进方法，诸如，燃烧喷气引擎、涡流风扇引擎、涡轮螺旋桨引擎以及液体或固体火箭燃料系统。此外，电气涵道风扇电机用于模型无线电受控的飞机行业中。

美国专利

专利号类型代码颁证日期专利权人

7281680b22007年10月16日melkuti

7540450b22009年6月2日brand等

7658346b22010年2月9日goosen

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8192153b22012年6月5日harvey等

8104707b12012年1月31日ohanianiii世等

8297925b22012年10月30日barrett

8382430b22013年2月26日parry等

8419372b22013年4月16日wood等

8511613b22013年8月20日droney等

8192153b22012年6月5日harvey等

8461713b22013年6月11日sammy

8511613b22013年8月20日droney

8535013b22013年9月17日care等

8540487b22013年9月24日bottome等

8549833b22013年10月8日hyde等

美国专利申请公布

公布号类型代码公布日期申请人

ep2196392a22010年6月16日annati等

wo2010106343a22010年9月23日brotherton-ratcliffe等

ep1851109a22007年11月7日goosen等

us8187126b22012年5月29日marino等

wo2013112331a12013年8月1日sheridan等

ca2545822c2012年6月12日wah等

ep1403499b12009年3月11日orlando等

ep2586706a22013年5月1日rebhi等

ep2031733b12013年3月13日tounosu等

ca2731206a12009年12月30日martin等

ep2151381b12013年5月8日entsminger等

ep0361901a11990年4月4日armstrong等

ep2361350a12011年8月31日lugg

ep2151380a22010年2与10日entsminger等

ep1977082a22008年10月8日lugg

wo2007001371a22007年1月4日parks等

ep2536006a12012年12月19日jiang等

ep2613033a22013年7月10日ribarov等

ep0801230a21997年10月15日rowlands等

没有其他当今存在的解决方案解决旋转涵道风扇推进电机解决的这三个问题。使用静态入口罩或传统的气体或电气涵道风扇电机不允许在系统的入口与尾部排放之间实现最大压力差。此外，传统的气体或电气涵道风扇电机和螺旋桨推进系统在外叶片尖端经受效率损失是常见的，这导致轴向推进推力损失。当前的碳作燃料的燃烧推进系统的运行成本是惊人的，例如，150座飞行器每分钟消耗近15加仑不可再生燃料源将对后代产生经济影响，燃烧推进系统产生噪声，所述噪声产生重量低效率，因为降噪成为设计的整体部分，并且需要反推力系统。

电气涵道风扇系统也具有缺点。传统的电气涵道风扇电机依赖于分开的电池源，这通过引线电阻而导致能量损失，所述引线电阻通过将电池或储存的能量与其使用点分开某个距离而产生。传统的电气风扇电机具有静态罩和航空翼面(aerofoil)叶片附接到的动态毂(hub)，与燃烧推进系统经受的那些损失类似，这在叶片尖端处导致空气流能量损失。

技术实现要素：

根据本发明，旋转涵道风扇电机的实施例包括单片式旋转涵道风扇转子、电推进系统、静态尾罩和接合系统，所述静态尾罩包括电化学能量储存。旋转涵道风扇转子是涵道风扇电机的部分，所述部分包括推进器、涵道、中心毂，并且具有增加从推进器的上游至下游的压力差的效果。电推进系统包括附连至旋转涵道风扇转子从而排斥附接至静态尾罩的磁性线圈的永磁体以及由被包括在尾罩内的电化学能量储存提供的电功率。

在另一有利的实施例中，尾罩包括一个装配区段，所述装配区段容纳电气控件，并具有用于钩闩式连接的装配吊钩条以及具有两个可替换电化学储存尾罩段的接合系统，其中，尾罩的电化学储存段具有用于推进系统的热交换器和电供应系统的效果。

提供机器以将电能转换为推力将是有利的。

提供用于形成流体压力差、减小入口处的压力并增加系统的压力尾部的物体也将是有利的。

提供利用磁场将电功率转换为机械旋转功的物体将是进一步有利的。

提供借助于尾涵道出口喷嘴处的层状流体流来利用从电化学活化至焓而产生的热能的机器将是进一步有利的。

本发明的目标将是提供用于减少可交换可充电电化学储存涵道段的飞行器非运行停机时间的方法。

附图说明

在结合后续的具体实施方式考虑时，可参考所附附图来获得对本发明的完整理解，在具体实施方式中：

图1是旋转涵道风扇电机的立体图；

图2是旋转涵道风扇电机的主视图；

图3是旋转涵道风扇电机的左视图；

图4是旋转涵道风扇电机的右视截面图；

图5是组装旋转涵道风扇电机的方法的立体图；

图6是可保养尾涵道罩的实施例的后视截面图；

图7是示例飞行器及其适用的旋转涵道风扇电机安装布置的立体图；

图8是用于生产商用旋转涵道风扇推进系统的流程图的平面图；并且

图9是与其他相关联的系统交互的旋转涵道风扇系统的平面图。

出于清晰和简洁的目的，贯穿所有附图，同样的元件和部件将具有相同的指定和编号。

具体实施方式

图1是旋转涵道风扇电机的立体图。更具体地参见附图，可在飞行器推进系统的上下文中描述本公开的实施例。图1中示出的实施例包括静态非旋转尾涵道110和旋转涵道风扇202。旋转涵道风扇被描述为绕平行于其推力的轴线旋转的动态转子，并且旋转涵道风扇由动态的且绕平行于其总体圆柱形形状的中心轴线绕轨旋转(rotateorbitally)的罩或涵道组成，并且旋转涵道风扇与中心毂和轴向地垂直于旋转轴线的多个推进器叶片或翼面(airfoil)的布置同心。旋转涵道风扇或绕轨式(orbital)风扇涵道由圆柱体组成，所述圆柱体具有多个推进器叶片，所述多个推进器叶片在它们显著较大的直径或叶片尖端处轴向地附连至大体上圆柱形形状的涵道的内表面。可以存在中心毂，所述中心毂使其外径能够附接至多个轴向布置的推进器叶片的最小有效(leastsignificant)直径，以便通过在绕共享的轴线同心的两个环之间的多个叶片来基本上邻接这两个环(外环和内环)。在最小有效直径或最小直径处，翼面进入缘(entrylip)正切于传入流体流旋转以产生前向升力，而其所附连的推进器叶片随着这些推进器叶片绕轴线108旋转而正产生正向真空和尾推力压力106。

图2是旋转涵道风扇电机的主视图。关于旋转涵道风扇电机，图2示出系统的前向部件——旋转涵道风扇单片式转子。参照图2，控制表面具有空气动力学性质，并且经设计以便在这些表面两者都绕轴线208共轴地旋转时在104处和多个106处产生前向提升，同时环绕地产生尾推力压力差。

图3是旋转涵道风扇电机的左视图。参考图3的附图实施例，伴随着总体上在旋转涵道104外部凸面式地定位的拖曳部件翼面，旋转涵道风扇入口缘308的有利实施例产生流体加速剂以用于旁通(bypass)。动态转子202和静态罩110彼此独立，由此它们通过磁力场间隙302分开。遵循磁场的排斥，图4提供新颖的能量转换机器的细节。

图4是旋转涵道风扇电机的右视截面图。参考图4，其包括：尾静态涵道110、绕轨式旋转涵道风扇转子202、钕永磁体406、414的各种布置以及用作用于从磁场中产生动能的系统的磁性线圈410、412的各种布置。此外，图4示出包含在静态尾涵道中的电化学电流储存电池空腔418。

图5是组装旋转涵道风扇电机的方法的立体图。更具体而言，图5示出旋转涵道风扇转子202如何被其静态尾罩或涵道外壳容纳的组装。在另一实施例502中，静态尾罩或涵道被分段为至少两部分，由此这些段中的一个装配至飞行器514和508且包括铰链(诸如，示例元件512中所示)，所述铰链允许至少一个其他静态尾罩或涵道外壳段504的保养或移除。

图6是可保养尾罩或尾涵道的实施例的后视截面图。参考图6，两个后部尾罩涵道段区域示出为具有集成的弯钩612的实施例区段606，所述集成的弯钩612组装到铰链吊钩512上。此设计实施例的方法允许通过将面板提升至敞开或可移除位置来进行保养，并且允许释放磁悬浮的旋转涵道风扇转子202以进行移除或替换，如图5中所示。

图7是示例飞行器及其适用的旋转涵道风扇电机安装布置的立体图。在所示实施例中，飞行器是指任何航空形式的货物运输，由此具有机身或机体710。在图7中所示的实施例示例中，固定翼飞行器702接纳装配至固定翼708或装配至机身710的推进旋转涵道风扇(rdf)电机102。在另一实施例中，竖直起飞的飞行器也将受益于用于推进载具的有利的电气推进能。

图8是用于生产商用旋转涵道风扇推进系统的流程图的平面图。参考图8，对于生产旋转涵道风扇推进系统并使其投入使用必要的工艺的七个步骤开始于设计阶段804，其中，电喷气飞行系统(electrijetflightsystem)对于结合尾涵道组件102或具有用于产生阻碍磁场以产生正切旋转能的插入式永磁体和电线圈的任何旋转单片覆盖式推进器来使用旋转涵道风扇转子保持设计权威和设计权。所有的材料在电喷气飞行系统的生产权威内分别被采购806或制造808。旋转涵道风扇推进系统810的系统集成包括来自机架制造商或改装公司的输入，由此，电喷气飞行系统定制设计和应用以为用户形成所需的推力、重量、尺寸、装配和要求。可遵守联邦法规要求篇章14(titlecfrrequirements)的联邦航空局应用并向其书面证明以支持所述旋转涵道风扇电机用于飞行器推进的商业使用812。虽然对于快速行进、对于较长航程具有持续的需求，但是一些飞行路径需要间歇的停靠点以进行保养。旋转涵道风扇电机的实施例的运行中(in-service)能力使其服从于旋转涵道风扇电机110及其静态尾涵道310段606的移除和替换，从而允许用于永磁体和磁线圈的冷却时间段并允许替换静态涵道段，所述静态涵道段利用电化学储存空腔418中所储存的电流来充满电。此有利的实施例对保养和周期性检查、维护手册、操作手册、服务公报、适航公告和rf(射频)干扰保护提供容易的途径。

图9是与其他相关联的系统交互的旋转涵道风扇系统的平面图。参考图9，示出包括旋转涵道风扇推进系统的三个主要系统902。包括902的实施例，旋转涵道风扇转子304由复合入口缘、推力推进器106和永磁体406、414组成。由复合材料组成的尾罩壳涵道110也可缠绕电化学电流储存的铝芯壳，并且传送设备允许使用再生磁性速度离合器轴，所述再生磁性速度离合器轴支撑在片状翼面叶片上，所述片状翼面叶片附连在有利的实施例中，允许对尾罩508中确切的一个片段的刚性连接。磁性线圈412和410从418的电化学储存和分散接收它们的系统能量，并且在实施例606中是可替换的。用于能量向线圈的释放的控件由电气分配系统906支配。

由于经改动而适配特定操作要求和环境的其他修改和变化对本领域技术人员将是显而易见的，因此本发明不视为限于出于公开目的而选择的示例，并且涵盖不构成本公开的真实精神和范围的背离的所有变化和修改。

由此，已经描述了本发明，专利证书想要保护的内容在所附权利要求书中呈现。