本发明是在由国防高级研究计划局(DARPA)授予的合同编号HR0011-14-C-001下的政府支持下完成的。政府对本发明享有一定的权利。
相关申请的交叉引用
本申请根据美国法典第35条§119(e)主张2016年1月15日提交的标题为“Hybrid Propulsion Vertical Take-Off and Landing Aircraft”(混合动力推进式垂直起降航空器)的临时专利申请号为No.62/279,380的优先权，其内容通过引用并入本文。
技术领域
本发明涉及垂直起降航空器领域；更具体地涉及混合动力推进式航空器；甚至更具体地涉及具有偏转翼(tilt-wing)配置的混合动力推进式航空器。垂直起降航空器可以是有人驾驶或无人驾驶的。
背景技术：
长期以来一直需要垂直起降(“VTOL”)飞行器，这些飞行器能够在有限空间内部署。事实上，很多情况下，飞行器尤其是无人驾驶飞行器(“无人机(UAV)”)能够垂直发射和恢复，而不需要复杂或重型的地面支援设备。在跑道不可用或无法到达的情况下，有机部署UAV的能力尤其具有吸引力。然而，直到最近，与合并飞行的悬停阶段相关联的效率损失、与从垂直飞行(例如悬停)到水平飞行(例如，前进飞行或巡航)的转换相关联的复杂性以及减少或消除地面人员在暴露的高速转子前的暴露的必要性阻碍了开发高效VTOL UAV的尝试。
然而，近年来，在提高VTOL航空器和VTOL UAV的整体效率方面得到了进展。例如，与Robert Parks共同拥有的美国专利No.7,857,254公开了一种短/垂直起降航空器，其主要以电风机发动机形式，并且其次以内燃发动机的形式存储所需起飞动力/功率(power)。类似地，与James Donald Paduano等人共同拥有的美国专利公开No.2015/0021430公开了可以从有限空间发射/发动(launched)的长航时、高纵横比VTOL UAV。
然而，尽管如此，仍然需要进一步改进的VTOL航空器，诸如可以采用偏转翼配置的混合动力推进式航空器。如本文所公开的，混合动力推进式航空器可以用于陆基操作、船上操作、需要短程或长程部署的操作以及商业应用。
技术实现要素：
本发明涉及一种混合动力推进式航空器；甚至更具体地涉及具有偏转翼配置的混合动力推进式航空器。垂直起降航空器可以是有人驾驶或无人驾驶的。
根据第一方面，一种混合动力推进式垂直起降(VTOL)飞行器包括：机身；与多个发电机可操作地联接的发动机，诸如涡轮轴发动机，所述发动机和多个发电机位于机身内；主翼组，主翼组包括第一多个集成涵道式风机，所述第一多个集成涵道式风机中的每个与所述多个发电机中的至少一个可操作地联接；以及鸭翼/前翼(canard wing)组，鸭翼组包括第二多个集成涵道式风机，所述第二多个集成涵道式风机中的每个与所述多个发电机中的至少一个可操作地联接，其中主翼组或鸭翼组枢轴地附接到机身。
根据第二方面，一种混合动力推进式垂直起降(垂直起降VTOL)飞行器包括：机身；与一个或更多个发电机可操作地联接以产生电功率的发动机，发动机和一个或更多个发电机位于机身内；主翼组，其具有第一多个集成涵道式风机以共同地产生第一总推力，所述第一多个集成涵道式风机中的每个由与所述一个或更多个发电机中的至少一个可操作地联接的电风机马达驱动；以及鸭翼组，其具有第二多个集成涵道式风机以共同地产生第二总推力，所述第二多个集成涵道式风机中的每个由与所述一个或更多个发电机中的至少一个可操作地联接的电风机马达驱动，其中，混合动力推进式VTOL飞行器可在悬停模式和水平飞行模式下操作，其中，鸭翼组和主机翼组中的每个被配置为在悬停模式中的垂直机翼配置与水平飞行模式中的水平机翼配置之间转换。
在某些方面，鸭翼组和主翼组枢转地附接到机身。
在某些方面，所述鸭翼组和所述主翼组提供升力和推进两者。
在某些方面，主翼组和鸭翼组中的至少一个是下反角的。
在某些方面，所述第一多个集成涵道式风机或第二多个集成涵道式风机中的一个或更多个包括可独立控制的可调节推力喷嘴。
在某些方面，所述第一多个集成涵道式风机和所述第二多个集成涵道式风机中的每个包括可独立控制的可调节推力喷嘴。
在某些方面，所述第一多个集成涵道式风机和所述第二多个集成涵道式风机中的每个沿主翼组的翼展均匀分布。
在某些方面，第一多个集成涵道式风机沿主翼组的翼展均匀分布。
在某些方面，第二多个集成涵道式风机沿鸭翼组的翼展均匀分布。
在某些方面，一个或更多个发电机包括第一发电机，其可操作地与以下部件联接：(1)所述第一多个集成涵道式风机中的两个，每个位于机身的相对侧上；以及(2)所述第二多个集成涵道式风机中的两个，每个位于机身的相对侧上。
在某些方面，一个或更多个发电机包括第一发电机和第二发电机，第二发电机可操作地与以下部件联接：(1)所述第一多个集成涵道式风机中的两个，每个位于机身的相对侧上；以及(2)所述第二多个集成涵道式风机中的两个，每个位于机身的相对侧上。
在某些方面，一个或更多个发电机包括第一发电机、第二发电机和第三发电机，第三发电机可操作地与以下部件联接：(1)所述第一多个集成涵道式风机中的两个，每个位于机身的相对侧上；以及(2)所述第二多个集成涵道式风机中的两个，每个位于机身的相对侧上。
在某些方面，混合动力推进式VTOL飞行器还包括变速箱/齿轮箱(gearbox)，其中所述发动机和所述一个或更多个发电机中的每个与变速箱可操作地联接而没有介入的驱动轴。
在某些方面，所述第一多个集成涵道式风机和所述第二多个集成涵道式风机中的每个包括具有位于其中的推力组件的涵道室，涵道室具有带有一个或更多个气流槽的上部前缘，以引导气流通过上部前缘并进入涵道室。
在某些方面，涵道室的长度与直径之比介于1.5和2.5之间。
在某些方面，所述第一多个集成涵道式风机和所述第二多个集成涵道式风机中的每个包括(1)具有多个风机叶片的风机和(2)俯仰控制机构，俯仰控制机构被配置成调节所述多个风机叶片中的每个的俯仰。
在某些方面，所述第一多个集成涵道式风机或所述第二多个集成涵道式风机中的至少一个包括(1)具有多个风机叶片的风机和(2)俯仰控制机构，俯仰控制机构被配置成调节所述多个风机叶片中的每个的俯仰。
在某些方面，所述多个风机叶片中的每个包括俯仰臂，每个俯仰臂与平移俯仰锥联接，其中平移俯仰锥被配置成垂直于由风机旋转限定的平面横向行进，从而驱动每个俯仰臂。
在某些方面，混合动力推进式VTOL飞行器还包括飞行控制单元，以使用扭矩检测技术或通过比较电压信号和电流信号的相位或波形中的至少一个来检测第一集成涵道式风机的第一电风机马达是否与第二集成涵道式风机的第二电风机马达不同步。例如，可以提供同步监测系统，其防止涵道式风机的马达与其他风机马达和/或发电机失去同步。
在某些方面，混合动力推进式VTOL飞行器还包括飞行控制单元，以将与所述第一多个集成涵道式风机或所述第二多个集成涵道式风机中的至少一个的操作参数有关的反馈提供给发电机控制器，发电机控制器与所述一个或更多个发电机中的一个或更多个可操作地联接。
在某些方面，每个电风机马达在所述悬停模式和所述水平飞行模式之间的转换期间以恒定的马达速度运行。
在某些方面，在所述悬停模式与所述水平飞行模式之间的转换期间，每个电风机马达和/或一个或更多个发电机中的每个以每分钟恒定转速(RPM)运行。
在某些方面，每个电风机马达在悬停模式和水平飞行模式之间的转换期间以恒定的频率运行。
在某些方面，由所述一个或更多个发电机产生的电功率被供应到第一多个集成涵道式风机和第二多个集成涵道式风机，而不转换或逆变(invert)所述电功率。例如，来自一个或更多个发电机的电压电平和/或功率电平可以保持在相同的电平。
在某些方面，由所述一个或更多个发电机产生的电功率被滤波以去除噪声并且经由利兹线或具有变化的直径的金属管被供应到第一多个集成涵道式风机和第二多个集成涵道式风机。
在某些方面，主翼组是模块化的，使得第一多个集成涵道式风机中的一个或更多个是涵道式风机模块，所述涵道式风机模块被配置为与相邻的集成涵道式风机可拆卸地联接。例如，涵道式风机模块可以在隔板处与相邻的集成涵道式风机可拆卸地联接。
附图说明
参考以下描述和附图将容易理解本发明的这些和其他优点，在附图中：
图1a示出了示例混合动力推进式航空器的前视图。
图1b示出了图1a的混合动力推进式航空器的侧视图。
图1c示出了图1a的混合动力推进式航空器的俯视平面视图。
图1d和1e分别示出了图1a的混合动力推进式航空器的后视和前视等距视图。
图1f和图1g示出省略了主体面板部分的混合动力推进式航空器的侧视图。
图2示出了第二示例混合动力推进式航空器，其采用较少的鸭翼涵道式风机。
图3a和3b分别示出了涵道式风机布置的前视等距视图和后视等距视图。
图3c和3d示出了具有在打开位置的槽门的涵道式风机布置。
图3e和3f示出了具有在关闭位置的槽门的涵道式风机装置。
图4a和4b分别示出了涵道式风机的侧面和顶部横截面视图。
图4c示出了混合动力推进式航空器的正面等距视图。
图5a至5c示出了具有俯仰控制机构的示例推力组件。
图6a至图6c示出了主翼的示例结构布局。
图7示出了鸭翼的示例结构布局。
图8示出了示例主翼枢转配置。
图9a和9b示出了示例鸭翼枢转配置。
图10a和图10b分别示出了示例变速箱的前视和后视等距视图。
图11示出了分布式推进布置中的风机马达的电气映射图。
图12示出了具有飞行控制单元的同步监测系统。
具体实施方式
以下将参照附图描述本发明的优选实施例。在下面的描述中，众所周知的功能或结构没有详细描述，因为它们可能使本发明在不必要的细节上变得模糊。对于本公开，应适用下列术语和定义。
如本文所使用的，术语“电路(circuits)”和“电路(circuitry)”是指物理电子组件(即硬件)和任何软件和/或固件(“代码”)，任何软件和/或固件(“代码”)可以配置硬件、由硬件执行和或以其他方式与硬件相关联。如本文所使用的，例如，当执行第一组一行或更多行代码时，特定处理器和存储器可以包括第一“电路”，并且当执行第二组一行或更多行码时可以包括第二“电路”。如本文所使用的，“和/或”意为由“和/或”联接的列表中的任何一个或更多个项目。作为示例，“x和/或y”意为三元素集{(x)，(y)，(x，y)}中的任何元素。换言之，“x和/或y”意为“x和y中的一个或两个”。作为另一个示例，“x、y、和/或z”是指七元素集{(x)，(y)，(z)，(x，y)，(x，z)，(y，z)，(x，y，z)}中的任何元素。换言之，“x、y和/或z”意为“x、y和z中的一个或更多个”。
如本文所使用的，术语“示例性”意为用作非限制性示例、实例或说明。如本文所使用的，术语“例如(e.g.)”和“例如(for example)”列出了一个或更多个非限制性示例/实例或说明的清单。如本文所使用的，无论该功能的性能被禁用还是未被启用(例如，通过操作员可配置的设置、工厂修整等)，不论何时电路包括执行该功能所必需的硬件和代码(如果需要的话)，电路都是“可操作的”以执行该功能。如本文所使用的，当用于修改或描述值(或值的范围)时，单词“大约”和“近似”意为合理地接近该值或值的范围。由此，本文描述的实施例不仅限于所列举的值和值的范围，而是应该包括合理可行的偏差。
如本文所使用的，术语“飞行器(aerial vehicle)”和“航空器(aircraft)”是指能够飞行的机器，包括但不限于传统航空器和VTOL航空器。VTOL航空器可以包括固定翼航空器(例如，鹞式喷气战机)、旋翼式航空器(例如，直升机)和/或倾转旋翼航空器/偏转翼航空器。
如本文所使用的，术语“通信(communicate)”和“通信(communicating)”是指(1)将数据从源传输或以其他方式传送到目的地，和/或(2)将数据递送到通信介质、系统、信道、网络、设备、电线、电缆、光纤、电路和/或链路以传送到目的地。本文使用的术语“数据库”是指相关数据的组织体，而不管数据或其组织体被表示的方式。例如，相关数据的组织体可以是表格、映射图、网格、数据包、数据报、帧、文件、电子邮件、消息、文档、报告、列表或以任何其他形式呈现的数据中的一个或更多个的形式。
如本文所用的术语“复合材料”是指包括添加剂材料和基质材料的材料。例如，复合材料可包括纤维添加材料(例如，纤维玻璃、玻璃纤维(“GF”)、碳纤维(“CF”)、芳族聚酰胺/对位芳族聚酰胺合成纤维、FML等)和基质材料(例如，环氧树脂、聚酰亚胺、铝、钛和氧化铝，包括但不限于塑料树脂、聚酯树脂、聚碳酸酯树脂、浇铸树脂、聚合物树脂、热塑性塑料、丙烯酸树脂、化学树脂和干树脂)。此外，复合材料可以包括嵌入基质材料中的特定纤维，而混合复合材料可以通过向基础纤维/环氧树脂基质添加一些补充材料(例如，两种或更多种纤维材料)来实现。
本文公开了一种混合动力推进式航空器100，其具有提高的机动性和灵活性，特别是在水平飞行中，其已经证明了类似于直升机的侧滚和俯仰速率。混合动力推进式航空器100是混合动力电动的，因为它使用多个可独立可控的交流(AC)马达驱动的涵道式风机来产生推进力，风机从一个或更多个涡轮驱动的发电机(例如，如本文示出的，三个发电机)接收AC电力。来自涵道式风机的推力可以使用可变俯仰风机(例如，通过俯仰控制机构520)独立控制，而电动马达以相同的速度旋转并且与联接到其的发电机同步。混合动力推进式航空器100还可以采用偏转翼和可调节的推力喷嘴来引导和控制由每个涵道式风机产生的推力。
混合动力推进式航空器100的设计在许多方面是有利的。首先，它允许垂直起降，同时减轻从垂直飞行(即悬停)到水平飞行转换期间不期望的瞬态行为。即，混合动力推进式航空器100提供快速且恒定高度的转换，其不要求混合动力推进式航空器100爬升或俯冲以便转换。其次，航空器可在空速范围内的任何一点进行修整，且在转换期间没有任何不稳定的状态或推力不足。第三，混合动力推进式航空器100在垂直和水平飞行中都是高效的，而传统的VTOL航空器在一个或另一个中的飞行效率要少得多。第四，混合动力推进式航空器100不采用裸露的转子(例如，风机叶片512)，其可能威胁乘客、地勤人员或装备的安全。相反，混合动力推进式航空器100的风机叶片512和推力组件500被例如机翼结构或其部分罩住。第五，混合动力推进式航空器100的尾流很冷，并且处于航空器的极端位置。第六，有效载荷舱和驾驶舱靠近地面，从而提供提高的可达性。最后，当推进动力消耗最小时，混合动力推进式航空器100在巡航时提供大量的有效载荷功率。即，通过使用混合电功率，虽然在垂直飞行期间可能需要大部分电功率，但是在水平飞行期间可以获得大量的过剩功率。例如，在某些方面，仅需要水平飞行过程中产生的功率的约35％来维持水平飞行，因此剩下65％的功率用于非飞行相关的功率需求，诸如为有效载荷装备供电。
图1a至图1g示出了根据本发明的一个方面的示例混合动力推进式航空器100。图1a示出了混合动力推进式航空器100的前视图，而图1b示出了混合动力推进式航空器100的侧视图。图1a示出了处于垂直机翼配置(垂直飞行模式)以产生垂直推力的混合推进式航空器100的一侧，并且混合推进式航空器100的另一侧处于水平机翼配置(水平飞行模式)以产生水平推力。图1c示出了混合动力推进式航空器100的俯视平面视图，而图1d和图1e分别示出了混合动力推进式航空器100的后视和前视等距视图。最后，图1f和图1g示出了混合动力推进式航空器100的侧视图，其中省略了主体面板部分以更好地示出混合动力推进式航空器100的某些内部部件。
混合动力推进式航空器100通常被描述为无人驾驶和完全自主的(即，不需要远程控制飞行员)，但是可以添加驾驶舱以使有人能够操作。类似地，混合动力推进式航空器100可由人类操作者、计算机操作者(例如，远程自动驾驶仪)或基站通过无线通信链路进行远程控制。混合动力推进式航空器100还可以容纳被配置为承载乘客的在主翼104与鸭翼106之间的舱室。
混合动力推进式航空器100可以具有大约10至100英尺的主翼展和5至50英尺的鸭翼翼展。机身的长度可以是大约10到75英尺，而示例性混合动力推进式航空器100的总高度可以是5到20英尺。当装载有效载荷并且是湿的(即，包括诸如燃料、油等的流体)时，混合动力推进式航空器100可重约300至12,000磅。如本领域技术人员将理解的，基于例如飞行目标和/或飞行计划，混合动力推进式航空器100能够被放大或缩小以促进特定目的。因此，单个涵道式风机可被添加到机翼或从机翼移除以提供给定航空器尺寸所需的推力。替换地，涵道式风机可以被放大或缩小尺寸以实现目标推力功率。例如，在某些方面，推力组件500可以被可移除地配置为模块以能够在飞行中快速替代或替换。
混合动力推进式航空器100通常包括机身102、两个主翼104、两个鸭翼106以及使用多个涵道式风机(例如，主涵道式风机108和鸭翼涵道式风机110)产生飞行所需的推力的分布式电动推进系统。例如，如图3a和3b中最佳所示，每个机翼可被布置成具有横跨机翼或机翼组的翼展的多个直接相邻(即彼此邻接)的集成涵道式风机。每个涵道式风机通常包括位于涵道室414内的推力组件500，涵道室414由下主翼面302和上主翼面304以及主翼104和鸭翼106的肋部限定。
在某些方面，机翼或其部分可以是模块化的，其中附加的涵道式风机模块可被快速添加、移除和/或替代(例如，使用不同级别的涵道式风机)。例如，每个涵道式风机模块可以包括推力组件500和涵道室414。涵道式风机模块的涵道室414可被配置为与相邻的涵道式风机模块的涵道室414(例如，在分离器板408处)可拆卸地联接。将提供电连接器以促进涵道式风机模块之间的功率传输。在这样的示例中，机翼的长度可以由所采用的涵道式风机模块的数量来引导。
混合动力推进式航空器100还包括起落架118(例如，前端起落架和主起落架)、一个或更多个燃料箱120、航空电子设备舱122、有效载荷舱124、热交换器126(例如，具有风机的空冷式油冷却器)、向发动机112供应空气的面向前方的进气口128、联接到从发动机112排气的发动机112的尾端的面向后方的发动机排气喷嘴114以及功率分布和同步航空电子模块130。排气喷嘴114沿其长度可具有恒定的面积。代替起落架118或除起落架118之外，混合动力推进式航空器100可采用着陆滑行。
为了给发动机舱提供气候控制，可以在机身102的蒙皮(例如，相邻发动机112和/或主发电机116)中提供一个或更多个切口或开口。一个或更多个冷却风机可以在每个开口处位于发动机舱中并且被配置成将空气吸入发动机舱中，从而冷却发动机112、主发电机116和/或其他部件。发动机112可以包括一个或更多个起动器电池，以在点火时向所述发动机112提供起动电流。冷却风机还加压发动机舱，并且迫使空气通过排气口或机身的缝隙。起落架118可以与门一起缩回，从而减少水平飞行期间的阻力。
混合动力推进式航空器100的结构包括机身102和机翼104、106，其可以使用复合材料(或其层压板)来制造，复合材料尤其包括石墨、纤维玻璃或芳族聚酰胺和蜂窝芯夹层结构并且使用金属配件(例如，铝、钛、轻质合金等)连接。混合动力推进式航空器100的结构还可以包括嵌入的导体，其可以在整个混合动力推进式航空器100中传送功率和/或数据信号。例如，嵌入的导体可以形成为导体夹层组件，诸如由共同拥有的题为“Apparatus and Method for an Aircraft Conductor Sandwich Assembly Embedded to an Aircraft Structure(用于航空器结构中的嵌入的航空器导体夹层组件的装置和方法)”的美国专利No.8,937,254更详细描述的。此外，这些导体可能驻留在飞行器的外模线(OML)上，以辅助热管理并使用自由流空气进行冷却。另外，导体可被放置在整个航空器结构中以辅助加热可能需要环境控制和/或为航空器结构提供附加益处(如除冰或防冰特性)的各种部件，通过紧靠需要加热的表面的热发电机导体完成。
如图1a和图1c最佳示出的，主翼104和鸭翼106位于机身102的每一侧上。限定主翼组的两个主翼104和限定鸭翼组的两个鸭翼106枢转地安装到混合动力推进式航空器100的机架(例如，在机身102的顶侧)以提供偏转翼功能。例如，机身102可以包括多个致动器控制的枢转连接器802、902，其响应于来自飞行控制器的信号而选择性地枢转主翼104和鸭翼106。在某些方面，当不使用或在前进飞行期间，鸭翼106可部分或全部缩回到机身102中。
两个主翼104中的每个优选地具有相同的长度，从而为机身102的每侧上的机翼组提供平衡。类似地，两个鸭翼106中的每个优选地具有相同的长度。当主翼组和/或鸭翼组处于垂直机翼结构(例如垂直飞行模式)或中间倾斜机翼结构(例如，在机翼位于垂直和水平之间的转换期间)时，主翼和鸭翼组可以以上反角布置，从而补偿或减轻重心的任何变化并控制推力的中心。如本领域普通技术人员将理解的，上反角是指负的二面角，即，两翼相对于水平轴线的向下角度。在其他方面，主翼104和/或鸭翼106可被倾斜。
主翼组的两个主翼104可被彼此固定地联接，使得它们倾斜并一致操作。为此，如关于图6a至图6c所描述的，两个主翼104可以共享一个或更多个连续的翼梁和/或蒙皮面板。类似地，如关于图7所描述的，两个鸭翼106可被彼此固定地联接。然而，在某些方面，可以预期主翼104和/或两个鸭翼106的倾斜可以被独立地控制。即，一个翼可以相对于机身102以第一角度倾斜，而其余三个翼中的某些可以以不同的角度倾斜，从而提高灵活性和/或动态地抵消阵风或其他外力。
分布式电力推进系统通常包括发动机112、变速箱132、一个或更多个主发电机116以及多个涵道式风机，所述多个涵道式风机中的每个由电动马达驱动。多个涵道式风机可包括位于主翼104上的多个主涵道式风机108以及位于鸭翼106上的多个鸭翼涵道式风机110。如图所示，发动机112可被配置成驱动变速箱132。合适的发动机112包括例如涡轮轴和涡轮发动机。涡轮轴发动机是指经优化以产生轴功率而不是喷射推力的燃气涡轮发动机。发动机112可被安装到例如第一舱壁136，而变速箱132被安装到第二舱壁134。
分布式电力推进系统采用全电动传动系统。发动机112和主发电机116也位于同一处，从而避免了在它们之间需要长驱动轴，并且避免了在主发电机116和电动马达之间需要任何驱动轴(这会导致效率损失)。例如，发动机112和主发电机116可以直接联接到变速箱132。而且，由于主发电机116和风机马达506同步运行并且以单个电压和频率运行，所以不需要在发电机116和风机马达506之间使用电子器件来逆变或转换电源供给的电压或整流/调制频率。实际上，即使使用电子效率高的部件，这种电子设备也会消耗功率。例如，不需要无刷马达控制器、整流器、DC-DC转换器、调节器等，其甚至假定高效的电子器件，也会消耗一些可测量的功率量。然而，额外的功率电子器件可用于提供系统益处，诸如经调节的功率因数、辅助同步或在低功率和电压或额定电压和功率下的其他各种益处。虽然主发电机116和风机马达506可以以不同的速度运行，但取决于主发电机116和风机马达506中的极数(恒定的电“传动比”)，风机马达506以基本恒定的RPM运行。此外，全电动传动系统可以在一个频率下运行，其中可以滤除噪声以减轻电磁干扰(“EMI”)。最后，整个全电动传动系统中的电压可以再次保持在恒定值，而不需要转换到涵道式风机马达506的电源供给。
变速箱132进而能够与多个发电机联接，该多个发电机包括一个或更多个主发电机116(例如，1至5个发电机，更优选3个发电机)和/或一个或更多个辅助发电机1004，其可以为机载配件或系统供电。变速箱132还可被配置成驱动其他设备，诸如液压泵1010、油泵1008等。混合动力推进式航空器100可采用液压系统来控制，例如机翼偏转致动器/马达、(一个或更多个)主起落架致动器、(一个或更多个)前起落架致动器、主起落架制动器等。
主发电机116向多个风机马达提供AC功率。每个涵道式风机采用具有风机马达506的推力组件500，该风机马达506可根据其在混合动力推进式航空器100上的位置和/或所需的推力而在尺寸和额定功率上可变。然而，本领域的技术人员将会理解，可以使用额外的或更少的主发电机116，这取决于期望的功率或推力，其尤其由涵道式风机的数量和/或尺寸(或其中的马达)引导。
根据一个方面，例如，混合动力推进式航空器100可采用10到24个，更优选地约16到20个主涵道式风机108，以及2到16个，更优选地6到12个鸭翼涵道式风机110。主涵道式风机108的风机直径可以为大约20至40英寸，而鸭翼涵道式风机110的风机直径可以为大约10至30英寸。主涵道式风机108和鸭翼涵道式风机110可以沿着翼展均匀地间隔开，从而在风机叶片尖端之间仅留下标称间隙(例如彼此邻接)。
为了管理功率分配，可以通过根据能够由飞行控制计算机执行的算法来俯仰风机叶片来改变由每个涵道式风机分配的推力量。即，通过可变俯仰风机叶片(例如，通过俯仰控制机构520)，可以独立控制来自每个涵道式风机的功率，同时保持电动马达处于相同的速度。因此，操作者可以单独调节每个涵道式风机的推力，从而使操作者(无论是计算机还是人工控制的)能够改变在给定翼展上的升力分布。换言之，涵道式风机可以以相同的马达速度运行，但是可以通过改变风机的俯仰而独立地调节来自每个涵道式风机的推力，而不改变马达速度。可以调节喷嘴的效率(例如，控制喷嘴面积)和推力矢量。为此目的，推力喷嘴可以位于涵道式风机的每个(后端)的后部。推力喷嘴是可调节的(例如，通过喷嘴致动器628和后缘控制表面406)，以使操作者能够单独调节例如每个涵道式风机的推力矢量和/或推力本身。随着DC电子器件的增加，类似的方法可以用于风机的控制器速度的附加效用以及俯仰、具有固定俯仰的正好的速度或其任意组合。
混合动力推进式航空器100可以采用多个传感器结合飞行控制器通过调节一个或更多个可调节涵道式风机和/或可调节的推力喷嘴来检测和抵消任何飞行异常(例如阵风、偏离飞行计划等)以根据需要重新分配推力或推力方向。在操作中，操作者可以在整个垂直、转换和水平飞行状态下以其最大性能状态操作机翼的每个部件(例如，涵道式风机)，由此减轻升力损失。例如，当遇到飞行异常时，操作者可以调节推力以加载或卸载一个或更多个风机马达以维持马达和发电机的同步。而且，该配置允许风机马达506以相同的速度被驱动，同时为操作者提供调节给定涵道式风机的推力的能力。实际上，操作者能够在不改变风机马达速度的情况下调节沿着翼展的推力来改变升力分布，从而使机翼能够作为提升推进器(即，机翼能够提供升力和推进力两者)来运行。如关于图5a至图5c所描述的，操作者还可以调节风机叶片俯仰以改变推力。具体地，风机叶片俯仰可以被调节以在各种操作模式期间整体上提高混合动力推进式航空器100的效率。例如，在混合动力推进式航空器100需要较少动力的操作模式中，风机叶片俯仰可以是平坦俯仰，使得它们吸取非常小的功率。结果如上所述，混合推进式航空器100可以在需要较少功率的操作模式(诸如水平飞行模式)期间产生过量的功率。
混合动力推进式航空器100的部件优选地被定位使得混合动力推进式航空器100的重心保持基本恒定，而不管机翼是水平的(水平飞行位置)还是向上的(垂直飞行位置)，以及有效载荷舱124和/或燃料箱120是空的还是满的。如本领域普通技术人员能够理解的，术语重心一般指的是如果混合动力推进式航空器100被悬浮，则其将在所有位置平衡的点-即混合动力推进式航空器100的在所有方向上的假设平衡点。可以使用已知技术(例如，使用计算机辅助设计(CAD)软件或使用已知的数学等式)来确定重心。
为此目的，燃料箱120可以被分配以保持飞行器的重心。重心在图1f和图1g中被标识为COG。例如，混合动力推进式航空器100可以采用前部燃料箱和后部燃料箱，其中的每个都可以被重力填充。输送泵可以位于两个箱之间以促进重心修整。燃料箱可以被密封。挡板可以安装在燃料箱120中以减轻任何晃动和燃料不足问题。每个箱可以采用一个或更多个燃料液位传感器。例如，每个箱可以使用两个燃料液位传感器用于冗余(即，如果一个失效或者以其他方式失灵)。燃油排放装置能够位于机身102的底部，在前部油箱下方。而且，有效载荷舱124可以位于混合推进式航空器100的重心附近并且沿着中心线龙骨(按体积)分成两个舱室。在某些方面，有效载荷舱124可容纳飞行终止系统和飞行仪表。
混合动力推进式航空器100的顶侧的开口从安装在主翼104和鸭翼106上或安装在主翼104和鸭翼106中的部件(例如，涵道式风机、致动器等)接收导体138。来自风机马达506的导体138可操作地联接到位于机身102内的(一个或更多个)主发电机116。来自其他电子器件(例如外围航空电子器件、控制表面致动器、灯、传感器等)的导体138可以可操作地联接到位于机身102内的其他设备，诸如主发电机116、辅助发电机1004和/或其他机载系统或设备。
为了增加流线和减小阻力，可拆卸的上整流件140可以位于开口、导体138和其他线束之上。居于发电机处或发电机附近的独特的发电机控制和同步硬件避免了发电机和风机马达之间的任何其他电力电子器件的需要，因为发电机以直线方式驱动马达。功率可以通过利兹线和/或具有不同直径和材料的金属管在导体中承载以进行更有效的功率传输，其中每个减少与AC功率相关联的损耗，特别是在更高的频率下，至少部分由于蒙皮影响的损失。利兹线包括若干根单独绝缘的磁线，磁线绞合或编织成均匀图案，使得每根绞线倾向于占据整个导体的横截面中的所有可能的位置。
航空电子设备舱122可以容纳控制各种航空器部件和功能的各种导航和飞行控制系统。导航和飞行控制系统可以与惯性导航系统(“INS”)通信地联接，惯性导航系统(“INS”)与惯性测量单元和全球定位系统(“GPS”)接收器、机载数据存储设备(例如，硬盘驱动器、闪存等)、无线通信设备或实际上任何其他期望的服务器通信地联接。GPS提供绝对无漂移位置值，其能够用于重置INS解决方案，或者能够通过使用数学算法(如卡尔曼滤波器)与其混合。航空电子设备舱122还可以容纳例如可用于收集数据和/或监视区域的情报、监视和侦察(“ISR”)监视有效载荷。例如，混合推进式航空器100可以配备有一个或更多个照相机、音频设备和其他传感器，特别是需要大量电力的那些传感器。由混合动力推进式航空器100收集的任何视频或其他数据可以无线地实时通信到地面控制站。混合动力推进式航空器100还可以配备为将所述视频和数据存储到机载数据存储设备。在某些方面，可以调节鸭翼涵道式风机110的数量以实现目标重量与功率比。即可以在鸭翼106或主翼104中使用更少的风机和马达来减小混合动力推进式航空器100的总重量。
图3a和图3b分别示出了涵道式风机(例如形成主翼104和鸭翼106的风机)的布置的前视和后视等距视图。如图所示，涵道室414由下主翼面302、上主翼面304以及位于相邻推力组件500之间的一个或更多个隔板408限定。上主翼面304和下主翼面302的后缘可以包括多个控制表面406(例如，副翼或翼板)，其可以被独立控制以调节推力喷嘴。例如，可以控制控制表面406以调节特定涵道式风机的推力喷嘴的面积(即，喷嘴面积)。即，喷嘴致动器628(位于分隔板408内)可以被致动以驱动控制表面406，从而调节喷嘴面积和推力矢量。
一个或更多个气流槽402可位于上主翼面304的上前缘412处。一个或更多个气流槽402引导气流进入涵道室414并朝向推力组件500。每个气流槽402可以使用槽门410选择性地被密封/阻塞。图3c和图3d示出处于打开位置(即，允许气流穿过气流槽402)的槽门410，而图3e和图3f示出处于关闭位置(即，阻止气流通过气流槽402)的槽门410。上前缘中的气流槽402以垂直飞行模式和大迎角(AoA)保持涵道室414内的流动不分离。通过气流槽402的不断减小的面积(即，从入口到出口)确保了气流槽402内的平稳流动。槽门410可轻微弹出以确保它们正确关闭以进行水平飞行，由此当需要流量控制时，压差将拉开槽门410。最后，下主翼面302的迎风前缘404相对较厚，因此增加了悬停和转换性能。
图4a和图4b分别示出了涵道式风机的侧面和顶部横截面视图，而图4c示出了混合动力推进式航空器100的正面等距视图。如图所示，涵道室414的长度(C)与直径(D)的比相对短。该比可以是例如在1.5至2.5之间，更优选地约2。飞行器的性能和几何形状由喷嘴面积(A喷嘴)与风机面积(A风机)和盘载荷的比决定。例如，随着喷嘴面积的增加，低速/悬停和高速时的效率提高。例如，面积比在悬停时增加，并且在高速前进时减小。控制表面406具有变平的内表面以产生高速性能，而厚分隔板408允许在不分隔的情况下以较低的面积比变化。分隔板408可以包括由整流罩覆盖的肋，整流罩可以容纳一个或更多个控制器或致动器(例如，喷嘴致动器628)。
图5a至图5c示出了配置有俯仰控制机构520的示例推力组件500。图5a示出了完整推力组件500的侧视图。推力组件500通常包括机舱502、旋转风机504、电风机马达506、结构轮毂508、气动定子510和整流锥540。旋转风机504包括多个风机叶片512(例如2至10个，更优选地4至7个风机叶片512)，而气动定子510包括多个定子叶片514(例如2至6个，更优选地4个定子叶片514)。电风机马达506包括具有磁体(统称为506a)和马达定子506b的马达内外铁。包括铜线圈的马达定子506b是静止的(即不旋转)。如图5b所示，结构轮毂508配置有多个马达固定槽518，每个马达固定槽的尺寸和形状被设计成接收定子叶片514或其部分。结构轮毂508将马达定子506b螺栓联接到气动定子510的定子叶片514。
风机马达506可以是无刷直流(“BLDC”)马达，其已经显示在所公开的配置中是高效的，但是可以使用其他马达类型，包括但不限于无刷(BL)马达、电子整流马达(ECM或EC马达)、无刷电动马达、鼠笼式、感应式、有刷、交流马达等。在某些方面，用于主涵道式风机108的风机马达506大于用于鸭翼涵道式风机110中的风机马达506。
图5c示出了推力组件500的正面平面图，其中机舱502被移除。风机叶片512经由多个叶片夹516和俯仰壳体联接到旋转轮毂。风机叶片512的俯仰可以通过俯仰控制机构520动态控制。俯仰控制机构520可以包括俯仰臂、俯仰连杆、扭矩板和平移俯仰锥。
俯仰臂纵向延伸到每个俯仰壳体中，并且当被致动时，其施加轴向运动，这引起叶片夹516和风机叶片512轴向旋转，从而改变俯仰角。每个俯仰臂由俯仰连杆驱动，该俯仰连杆将俯仰臂联接到平移俯仰锥上。平移俯仰锥选择性地朝向和远离轮毂(方向A)横向移动，但是通过花键引导以经由转子俯仰桅杆与轮毂一起旋转。换言之，平移俯仰锥被配置成垂直于由风机的旋转限定的平面(平面p)横向地行进。平移俯仰锥可以由俯仰控制马达通过例如滚珠螺杆驱动的花键引导的俯仰致动杆横向地驱动，滚珠螺杆驱动的花键引导的俯仰致动杆不旋转，但是在旋转的转子俯仰桅杆上施加侧向力(在方向A上)。
在操作中，俯仰控制马达的轴旋转，引起螺杆驱动致动杆沿方向A选择性地伸出和缩回。致动杆使得平移俯仰锥相应地以致动杆方向A行进。当平移俯仰锥行进时，联接到平移俯仰锥的多个俯仰连杆也沿方向A行进。俯仰连杆将扭转力施加到俯仰臂上，使其围绕枢转点轴向旋转。
飞行控制系统能够使用俯仰控制机构520来改变给定涵道式风机的风机叶片俯仰，从而单独控制涵道式风机的推力(并且改变所需的扭矩和电流)。为了补偿电流消耗的增加或减少，风机叶片会相应地改变俯仰，从而根据需要加载或卸载马达以保持同步。作为响应，发动机112可被节流或以其他方式配置成提供必要的额外扭矩，同时以相关联的(一个或更多个)发电机116保持RPM。由此，只要风机马达506不超过扭矩极限，风机马达506将与主发电机116同步地旋转。多个主轴轴承可以在轮毂和俯仰致动杆的外壳之间的接触点之间提供减小的摩擦。类似地，主轴轴承可以设置在每个叶片夹516和俯仰外壳之间，以在风机叶片512俯仰(即，轴向旋转)时减轻摩擦。
图6a至图6c示出了主翼104的示例性结构布局，主翼104通常包括下主翼面302、上主翼面304和多个肋骨站626，其中下主翼面302用作主要结构部件。下主翼面302通常包括前翼梁602、中翼梁604和下后翼梁606。上主翼面304包括上前缘支撑件620和上后翼梁622。下后翼梁606和上后翼梁622的主要功能是便于安装后缘控制表面406和定子叶片514。当主翼104被配置为一致地运行时，前翼梁602和中翼梁604可以通过中央部分(即，主翼104枢转地联接到机身102的点)连续。结构蒙皮610可以设置在下主翼面302的上侧和下侧上，在推力组件500的下方连续延伸。
在一个方面，三个肋可以位于每个肋部站626(例如，每个推力组件500之间的区域)处，其最终覆盖整流罩以限定分隔板408。在下主翼面302中可以设置两个肋。具体地，前部肋614可以位于前翼梁602和中翼梁604之间，而后部肋616可以位于中翼梁604和下后翼梁606之间。前肋614和后肋616可位于结构蒙皮610下方。第三肋即上肋618可以将下主翼面302联接至上主翼面304，同时还被配置成限定相邻推力组件500之间的垂直屏障。上肋618将来自推力线和上副翼的力矩传递到下翼梁。上前缘支撑件620可以通过中心部分是连续或不连续的，但是在每个肋部站626处被固定到上肋618以防止来自机翼挠曲的局部屈曲。上前缘支撑件620能够被承载为来自入口载荷的箍构件。在某些方面，上前缘支撑件620可被制造为包含多个涵道的弧形形状的单个部件。
后缘控制表面406可被致动以调节每个涵道式风机处的推力喷嘴，从而通过差速和/或矢量推力来控制混合动力推进式航空器100的侧滚、偏航和俯仰。后缘控制表面406在相邻推力组件500之间的每个肋部站626处分开。肋部站626可以用整流罩覆盖以形成隔板408，从而提供容纳各种控制器、传感器、导体等的中空空间。后缘控制表面406使用附接到肋和后梁的相交处的轴承和枕块布置来保持就位。各种后缘控制表面406可以使用扭矩管630联成在一起。致动器628在肋部站626处连接到一个或更多个肋(例如，隐藏在由整流罩限定的空间中)。每个致动器628与推臂632联接，该推臂632附接到用于给定控制表面406的扭矩管630。由此，每个控制表面406可以通过选择性地致动给定的致动器628而被分开且独立地控制。
图7示出了鸭翼106的示例性结构布局，其在结构上类似于主翼104，但是按比例缩小，因此需要更少的结构部件。下鸭翼翼面710用作主要结构部件，并且包括前管翼梁702和下后翼梁704。上鸭翼翼面712包括上前缘支撑件706和上后翼梁708。下后翼梁704和上后翼梁708通过中央部分是不连续的，以便于安装后缘控制表面406和定子叶片514。上鸭翼翼面712在每个肋部站处被固定到肋处以防止来自机翼挠曲的局部屈曲。结构蒙皮可被设置在下鸭翼翼面710的上侧和下侧上，在推力组件500下方连续延伸。鸭翼肋714位于每个肋部站(例如，每个推力组件500之间的区域)处。鸭翼肋714将下鸭翼翼面710联接到上鸭翼翼面712，同时还被配置成在相邻推力组件500之间限定垂直屏障。鸭翼肋714将来自推力线和上副翼的力矩传递到下翼梁。后缘控制表面406以与关于图6c中的主翼104所讨论的基本相同的方式运行。
图8示出了用于将主翼104枢转地联接到机身102的示例主翼枢转配置800。主翼104可以使用多个枢转连接器802枢转地连接到机身102，枢转连接器802可以是致动器控制的。合适的致动器包括但不限于液压致动器、电动致动器或液压或电动驱动的平移螺旋杆。如图所示，各种导体804在靠近主翼枢转点的中翼梁604处从主翼104离开。导体804经由机身102的表面中的导体开口联接到配电系统。将导体804定位于主翼枢转点处使得导体扫掠最小化，从而减轻损坏导体804的风险。在操作中，主翼能够在10秒或更短的时间内从悬停位置旋转到水平飞行位置。
图9a和图9b示出了用于将鸭翼106枢转地联接到机身102的示例性鸭翼枢转配置900。鸭翼106可以使用多个枢转连接器902枢转地联接到机身102，枢转连接器902与图8的枢转连接器802一样可以是致动器控制的。例如，枢转连接器902可以是将前管翼梁702附接到机身102的框架的枕块轴承配件910。线性致动器机构914经由控制短杆912转动鸭翼106的前管翼梁702。导体904可以布置成服务回路，其随着前管翼梁702旋转而在直径上收缩和扩大。这种服务回路减轻了扭结，同时防止松动或松开布线。例如，四个前服务回路906和五个后服务回路908可以位于前管翼梁702的每一侧上。导体904可以朝向混合动力推进式航空器100的后端行进，其中导体904可以通过单个导体开口与用于主翼104的导体804一起联接到混合动力推进式航空器100，从而最小化机身102中的开口的数量。
虽然每个主翼104和两个鸭翼106被示出为相对于机身102(在垂直机翼配置和水平机翼配置之间)整体枢转，但是可以设想，仅主翼104和/或两个鸭翼106的部分可以相对于机身102枢转。例如，主翼104和/或两个鸭翼106可以被制造为具有固定的翼部(例如，固定的前缘部分)和铰接的翼部(例如，其中铰链像襟翼一样沿纵向延伸的枢转后缘部分)，在其上定位有多个涵道式风机108、110以产生总推力。在这个示例中，铰接的翼部将被控制和枢转，以便在悬停模式下的垂直机翼配置与水平飞行模式下的水平机翼配置之间引导来自涵道式风机108的总推力。在某些方面，多个涵道式风机108中的每个都可以根据推力/速度以及(相对于机翼104或其他涵道式风机108的)枢转角度被单独控制。例如，多个涵道式风机108、110中的每个可独立于剩余涵道式风机108、110中一个或更多个相对于机身102枢转。
图10a和图10b分别示出了与多个主发电机116、多个辅助发电机1004、一个或更多个油泵1008以及一个或更多个液压泵1010联接的变速箱132的前视和后视等距视图。在操作中，变速箱132经由输入驱动轴1002接收来自发动机112的旋转输入。变速箱132将旋转输入分配给多个主发电机116、一个或更多个辅助发电机1004，并且在适用时将旋转输入分配给油泵1008和液压泵1010。提供一个或更多个发电机控制和同步单元(GCSU)1006以提供三个主发电机的基本控制、监测和保护，同时还允许马达到发电机的低速启动和同步。其他发电机控制单元为发电机116和两个辅助发电机1004提供基本的控制、监测和保护。液压泵1010可以用于操作机翼偏转致动器(例如，用于主翼104和鸭翼106)以及起落架致动器和制动器。
图11示出了风机马达506的电气映射图1100，其在导体或发电机116故障的情况下允许可持续的不对称推力。换言之，通过控制通过分布式推进的功率的重新分配来实现容错。如电气映射图1100所示，在具有18个主涵道式风机108和6个鸭翼涵道式风机110的布置中，三个主发电机116(即，G1、G2、G3)中的每个为相等数量的均匀分布的主风机马达506(即，主马达1至18)和鸭翼风机马达506(即，鸭翼马达1至6)供电。即，由给定的发电机驱动的风机马达506均匀地分布在给定的机翼104、106翼展上，使得推力在机身102的每侧上均衡。例如，第一发电机(G1)116可以为鸭翼马达3和6以及主马达1、6、7、10、14和17供电。剩余的马达在第二发电机(G2)116和第三发电机(G3)116之间均匀分配。具体地，第二发电机(G2)116可以为鸭翼马达1和4以及主马达2、5、9、12、13和18供电，而第三发电机(G3)116可以为鸭翼马达2和5以及主马达3、4、8、11、15和16供电。由此，如果第一至第三发电机(G1-G3)116中的任何一个发生故障，则剩余的马达将被均匀分配，并且混合动力推进式航空器100将保持平衡以减轻任何侧滚力矩。虽然未示出，但混合动力推进式航空器100还可以包括一个或更多个电池组以存储由一个或更多个发电机116产生的功率。在发动机112发生故障的情况下，一个或更多个电池组可用于为主涵道式风机108和/或鸭翼涵道式风机供电。一个或更多个电池组可以使用例如磷酸铁锂电池。可以理解，由一个或更多个发电机116产生的AC功率在被传送到所述一个或更多个电池组之前可以先经由整流器转换为DC，在这种情况下，能够使用马达控制器或逆变器来驱动使用DC功率的马达。
在某些方面，涵道式风机可采用反向旋转排序和载荷。例如，一个涵道式风机可以顺时针旋转，而两个相邻的涵道式风机则逆时针旋转。类似地，位于机身102的一侧上的涵道式风机可相对于位于机身102的相对侧上的涵道式风机反向旋转。尽管示例性电气映射图1100采用18个主涵道式风机108和6个鸭翼涵道式风机110，但是维持相同载荷和均匀分布的相同原理可以应用于具有不同数量的风机马达506的无数布置，例如图1a的布置，该布置具有18个主涵道式风机108和12个鸭翼涵道式风机110。
图12示出具有防止一个风机马达506与其他风机马达506和发电机116不同步的飞行控制单元(“FCU”)1202的同步监测系统1200。总之，FCU 1202通过例如扭矩或电流检测、波形分析和比较两个信号的相位角来检测风机是否或即将不同步。叶片俯仰角可以被调节以增加或减少风机马达506上的给定载荷，而涡轮转速调节器保持恒定速度。FCU 1202通过监测马达电压(经由电压传感器1206)和马达电流(经由电流传感器1204)、闭合风机俯仰回路以实现自动驾驶仪的命令俯仰、如果扭矩接近预定极限则减小俯仰角(并通知自动驾驶仪)以及向飞行控制器和/或GSCU 1006提供包括尤其电流和电压相量、每分钟转数(“RPM”)、风机速度、温度、俯仰角等风机马达参数，来完成该任务。实际上，电压和电流之间的相位角可以用于预测风机马达506和/或发电机116之间的同步的损失，由此使得能够使用低风险的现成硬件来代替定制硬件。同步可以通过在发电机的低速启动期间调节GCSU 1006来实现。例如，FCU 1202可以以平坦俯仰配置风机叶片512以减少启动期间马达506上的载荷。随着马达506开始与发电机116一起旋转，叶片俯仰角可以逐渐增加。在某些方面，马达506上的载荷可以随着每个RPM而增加，以提供更稳定和稳健的同步。FCU还可以控制断路器或其他电子设备以从总线上断开马达(例如，故障或有缺陷的马达)以保护系统。另外，FCU可以提供各种功率电子器件的命令和控制，其增强了从启动到正常操作的风机的电气操作(包括提供来自次级功率总线的模态阻尼、制动或临时功率提升的能力)。
上面引用的专利和专利出版物在本文通过引用整体并入。虽然已经参考部件、特征等的特定布置描述了各种实施例，但是这些并不意味着穷尽所有可能的布置或特征，并且实际上许多其他实施例、修改和变化对于本领域技术人员来说是可确定的。由此，应该理解，因此可以以不同于上面具体描述的方式来实施本发明。