用于电动或混合动力飞行器的推进系统及飞行器的制作方法

1.本实用新型涉及用于电动或混合动力飞行器的推进系统及飞行器。


背景技术：

2.螺旋桨在放置在与其直径相比非常大的宽度的流中时将力转换为力的能力受到其吸入并通过螺旋桨扫过的区域的流体的量和速度的限制。为了提升到超出这个水平，已经使用了螺旋桨周围的护罩或管道。在文献中已经进行了相当多的努力和讨论，涉及这种管道推进器推进的可能性。另外，虽然已经对基于喷射器的推进增强进行了广泛的研究超过60年，但是其在亚音速/ 不可压缩推进器中的应用受到了有限的关注。
3.另一方面，存在许多采用基于管道风扇的分布式电力推进的飞行器概念。这种简单的配置，没有增强器，提供有限的推力和相对高的噪音水平。


技术实现要素：

4.本实用新型的主要目的是产生用于低速流动的多螺旋桨推进系统的力，其采用先进的流动混合装置以增加其放大并最小化其伴随流场对周围环境的影响。
5.本实用新型的另一个主要目的是提供一种产生力的轴流支撑系统，该系统采用先进的流体动力喷射器原理，通过使用翼型属性来引起力放大。
6.本实用新型克服了上述缺点，提出了以下技术方案：
7.一种用于电动或混合动力飞行器的推进系统，具有推力增强器的多螺旋桨由若干管道风扇组成，所述管道风扇使用蜂窝结构且至少布置成一排，所述蜂窝结构具有与管道数量相等的多个文丘里喷嘴，每个文丘里喷嘴是会聚
ꢀ‑
发散型的，并且每个管道风扇由至少一个电动机和管组成，电动机操作至少一个转子，管围绕转子，通过支撑件固定电动机，每个多螺旋桨具有上表面和下表面，并且每个管道风扇固定在相应的文丘里喷嘴内并使由转子产生的加压空气在文丘里喷嘴的狭窄部分中流动。
8.每个管道风扇基本上由至少一个作用转子的电动机和以最小距离围绕转子的管子组成，引导由转子传递的空气。每个管道风扇固定在相应的文丘里喷嘴内，并使加压空气流入喷嘴的狭窄部分。由于文丘里效应，多螺旋桨排出的气流被放大，气团的脉冲产生推力。蜂窝结构上方出现额外的负压，产生凹陷，同时放大推力。电动机具有圆柱形定子。在圆柱形定子的端部安装有偏转器，该偏转器具有外部圆形表面，该外部圆形表面在最有利的方向上引导每个风险喷嘴内的气流以获得最大的抽吸效果。
9.在其他实施例中，使用不同的其他装置来引导文丘里喷嘴内的气流。
10.其他实施例描述了具有垂直起飞和着陆的不同电动或混合动力飞机，其使用所提出的推进系统。
11.其他实施例描述了使用所提出的推进系统的具有短起飞和着陆的不同电动或混合动力飞机。
12.具有推力增强器的推进系统具有以下优点：
13.‑
推力增大器增加了推进的空气量，相应的平均风速降低。
14.‑
绕过的空气以比环境空气快得多的速度移动，但速度低于内部空气；这降低了内部气流与其周围空气之间的速度差异，进一步提高了效率并降低了噪音。
15.‑
与简单的管道风扇相比，与地面的射流接触面非常大，减少了所需的功率和地面的侵蚀。
16.‑
再循环空气流量在起飞时减少。
17.‑
增加第二喷嘴增加了推进系统作为翼型的行为，再次提高了效率。
18.使用这些推进系统的飞机是一种方便和安全的方式，可以在两个地点之间运送乘客而无需特殊安排。由于文丘里效应的影响提高了推进效率，并且在水平飞行期间机翼的存在显着提高了巡航速度和驾驶自主性。由于使用了大量电动机，在其中一些电动机发生故障的情况下，飞机可以继续运行而不会引起事故，从而导致高水平的冗余。根据设想，单个飞机在飞行期间是稳定的并且具有非常紧凑的尺寸，因此飞机占地面积和所需的地面存储是最小的。飞行员在飞行过程中的自然位置以及较低的起飞和降落空间使飞机成为日常使用的理想选择。
附图说明
19.下面参考附图给出本实用新型的许多实施例，其中：
20.图1示出了具有蜂窝结构的多螺旋桨和具有中心偏转器和分隔壁的类型的推力增强器的截面图；
21.图2示出了带有推力增强器的多螺旋桨的截面图，带有简单的管状偏转器；
22.图3示出了具有推力增强器的多螺旋桨的截面图，该增压器具有带凹口的管状偏转器；
23.图4示出了带有反向旋转螺旋桨的带有推力增强器的多螺旋桨的截面图；
24.图5是具有中心偏转器且没有分隔壁的推力增强器的多螺旋桨的横截面图；
25.图6是从起飞和着陆阶段的具有蜂窝状结构的两个多螺旋桨的单独垂直起飞和着陆飞机的前部的等距视图；
26.图7是图6的飞机在过渡阶段的等距视图；
27.图8是图6的飞机在前飞阶段的等距视图；
28.图9是图6的飞机后部的等距视图；
29.图10是具有两个多螺旋桨的单独垂直起飞和着陆飞行器的等距视图，该多螺旋桨具有处于起飞和着陆阶段的折叠翼；
30.图11是图10的飞机在过渡阶段的等距视图；
31.图12是图10的飞机在前飞阶段的侧视图；
32.图13是垂直起飞和降落飞机的等距视图，其中两个多螺旋桨处于起飞和着陆阶段；
33.图14是图13的飞机在前飞阶段的等距视图；
34.图15是垂直起降飞机的等距视图，其中四个多螺旋桨处于起飞和着陆阶段；
35.图16是图15的飞机在前飞阶段的等距视图；
36.图17是具有单个多螺旋桨的飞翼型短起飞和着陆飞行器的等距视图。
具体实施方式
37.在第一实施例中，具有推力增强器的多螺旋桨1包括若干第一管道风扇 2，所述第一管道风扇2使用蜂窝结构3布置成至少一排，所述蜂窝结构3 具有与图中的第一管道风扇2的数量相等的多个文丘里喷嘴4。每个文丘里喷嘴4都是会聚
‑
发散型的。每个第一管道风扇2基本上由至少一个电动机5组成，该电动机5操作至少一个转子6，管7围绕转子6，并通过第一支撑件8固定电动机5。每个多螺旋桨1具有上表面，每个第一管道风扇2 固定在相应的文丘里喷嘴4内，并使由转子6产生的加压空气在文丘里喷嘴 4的狭窄部分11中流动。还设置有偏转器12。电动机5将由转子6推动的空气导向文丘里喷嘴4的壁。由于在转子6排出的主空气射流的表面上出现微小的涡流，离开文丘里喷嘴4的空气是以高速吸收，引起第二次额外的空气射流，与主要射流同心。通过使用文丘里效应，由多个螺旋桨1排出的气流被放大了一个重要的量。由转子6引起的涡流放大了由文丘里喷嘴4吸收的空气与主空气压力射流的混合，进一步增加了文丘里喷嘴4中的空气速度。由于出现负压，推力更加放大，在上表面9上的负压分布由第一曲线 13、第二曲线14和第三曲线15表示。
38.在图2所示的实施例中，每个文丘里喷嘴4安装在第二管道风扇22的下游，锥形偏转器20是管状的，通过第二支撑件21固定，如图2所示。在操作中，锥形偏转器20使产生的主空气射流偏转。通过第二管道风扇22 朝向文丘里喷嘴4的壁。
39.在图3所示的实施例中，每个文丘里喷嘴4安装在第三管道风扇33的下游，通过第三支撑件31固定的带凹口的锥形偏转器30，如图3所示。带凹口的锥形偏转器30具有一些可以采用各种形式的凹口32。在操作中，带凹口的锥形偏转器30使由第三管道风扇33产生的主空气射流朝向文丘里喷嘴4壁的壁偏离，同时产生微涡流，这改善了主空气射流与来自文丘里喷嘴 4的二次射流的混合。
40.在另一个实施例中，每个文丘里喷嘴4内安装有两个管道风扇的块 40，顶部的上管道风扇41和底部的下管道风扇42具有不同的直径，如图4 所示。上管道风扇41具有第一转子43，第一电动机44在一个旋转方向上驱动。下管道风扇42具有第二转子45，转子45由第二电动机46沿相反的旋转方向驱动。上管道风扇41对较小直径的下管道风扇42进行增压。在操作中，产生三个同心气流，两个由第一转子43和第二转子45引起，另一个由文丘里喷嘴4中的文丘里效应引起。在这种情况下，由于两个中心喷嘴的流量增加，产生了额外的凹陷。在文丘里喷嘴4中。因此，产生的推力被显着放大。
41.在另一个实施例中，具有推力增强器的多螺旋桨50由若干第一管道风扇2组成，所述第一管道风扇2使用蜂窝结构52至少一排布置，蜂窝结构 52具有与图5中的第一管道风扇2的数量相等的多个文丘里喷嘴53。两个相邻的文丘里喷嘴53具有统一的侧面54，以便减小相应的第一管道风扇2 之间的距离。
42.在第一实施例中，具有垂直起飞和着陆的单独的飞机80采用一对固定的多螺旋桨81，其具有推力增强器和蜂窝结构，其连接到飞机80的第一框架82，如图6所示。在第一框架82的内部设置有飞行员83。多个螺旋桨 81固定在飞行员83和飞行器80的重心上方，分别对称地位于飞行员83 的两侧。第一框架82采用空气动力学结构。第一框架82通过主支撑件84 悬挂，主支撑件84在两个多螺旋桨81之间形成连接。支撑座86的多个杆 85与飞行员83连接在其上。在支撑座86后面安装有多个杆85。安装电池组87，其为多螺旋桨81提供电能(图9)。电池组87是可拆卸型的，并且在每次任务之后可以容易地用其他充满电的电池更换。在两
个多个螺旋桨 81之间并且在它们之上，中央翼88通过支撑元件固定。其他翼90固定在第一框架82上。在每个多螺旋桨81的底部安装至少一个由致动器(未示出)驱动的翼片91。引导器83通过固定在第一框架82上的带92固定在支撑座86上。在起飞和降落时，多个螺旋桨81垂直引导气流，如图6所示。对飞机80的翼片91进行操作，使翼片倾斜，水平力出现，使飞机80 向前移动。翼具有有利的入射角，在过渡(图7)和向前飞行(图8)期间产生升力。
43.在第二实施例中，具有垂直起飞和着陆的单个飞行器100采用一对多螺旋桨101，其具有推力增强器和蜂窝结构，其通过中心接头附接到飞行器 100的第二框架102。如图10、图11和图12所示，中心接头103包含一个致动器(未示出)，该致动器可以在过渡阶段(图11)和前飞阶段(图 12)同时倾斜两个多螺旋桨101。在多螺旋桨101上安装有一些折叠翼 104。在起飞，着陆和停放期间，折叠翼104围绕多螺旋桨101缩回以具有如图10中的最小尺寸。起飞后，在没有建筑物或其他相邻建筑的某个高度处如图11和12所示，折叠翼104延伸到操作位置，每个都垂直于相应的多螺旋桨101。在过渡中，多螺旋桨101略微倾斜并且飞机100开始向前运动(图11)。在向前飞行中，飞行器100倾斜，使得由多螺旋桨101产生的空气流动方向几乎是水平的(图12)。
44.在另一个实施例中，具有垂直起飞和着陆的飞机140采用一对多螺旋桨 141，其具有推力增强器，对称地位于组合翼142的端部，如图13和14所示。组合翼142在下侧包含一对下翼143，其具有减小的跨度。每个水平下翼143在其一端延伸有倾斜翼144，该倾斜翼144与具有较大跨度的水平上翼145连续。两个水平上翼145由桥翼146统一。水平下翼143对称地固定在中央机身147上，优选地具有圆柱形状。每个多螺旋桨141构造为单排蜂窝结构并且安装在中间区域中的轴148上。轴148由致动器(未示出)作用，并且当气流垂直指向时，可以使多螺旋桨141从起飞位置(图 13)旋转，当空气流动时，可以使前飞行位置(图14)旋转。中央机身 147可以是来自现有的传统起飞和降落飞机的改装机身。
45.在另一个实施例中，从前面的例子得到的具有垂直起飞和着陆的飞机 160采用两对多螺旋桨，其具有推力增强器，两个在后部141上，两个在前部161上，如图15中所示。对称地位于中央机身162前部的前多螺旋桨 161都安装在由致动器(未示出)作用的轴(未示出)上。每个多螺旋桨 161是具有前翼163的整体，其用作鸭翼以在向前飞行期间稳定飞行器 160，如图16中所示。
46.在另一个实施例中，具有短起飞和着陆距离的飞机170如图17中所示。飞翼型机身171具有两个垂直稳定器172.在两个垂直稳定器172之间安装有多螺旋桨173，具有单排蜂窝结构。在第一变型中，多螺旋桨173被固定，水平地引导气流。在第二变型中，多螺旋桨173可以通过致动器(未示出)稍微旋转，以在起飞期间增加升力并缩短起飞距离。