具有边界吸入流体推进元件的流线型机身

本公开受美国和/或国际版权法保护。

本申请要求于2018年5月29日提交的标题为“具有边界吸入流体推进元件的流线型机身(Streamline Airframe with Boundary Ingestion Fluidic PropulsiveElements)”的第62/677,419号美国临时专利申请的优先权，所述美国临时专利申请的内容特此以全文引用的方式并入本文中。

背景技术

飞机设计的许多目标当中包括最小化或消除主要旋转部件、减少飞机的总重量以及降低飞机的总剖面阻力。

附图说明

图1是描绘喷射器的上半部以及内部流内的速度和温度分布的本发明的一个实施例的横截面；

图2示出根据一实施例的图1的喷射器的表面的特征；

图3-4示出根据一个或多个实施例的进气结构的部分透视图；

图5示出根据一实施例的喷射器内部几何形状的横截面变更；

图6示出根据一实施例的飞机的俯视平面图；

图7-8示出根据一实施例的在机翼或机身内的缩回位置中的推进器；并且

图9-10示出根据一实施例的在展开位置中的推进器。

具体实施方式

本专利申请旨在描述本发明的一个或多个实施例。应理解，例如“必须”、“将”等的绝对术语以及特定数量的使用应被认作适用于此类实施例中的一个或多个，但未必适用于所有此类实施例。因而，本发明的实施例可以省略或包含对在此类绝对术语的上下文中所描述的一个或多个特征或功能性的修改。

图1示出例如喷射器200的推进器的上半部的横截面，所述推进器可以附接到运载工具(未展示)，例如作为非限制性示例的UAV或载人飞行器，例如飞机。充气室211被供应有来自例如可以由运载工具采用的基于燃烧的发动机的比环境热的空气(即，加压的动力气流)。由箭头600标示的此加压的动力气流经由例如主要喷嘴203的至少一个导管被引入到喷射器200的内部。更具体地说，主要喷嘴203被配置成将动力流体流600作为壁面射流直接在凸科恩达(Coanda)表面204上方加速到可变的预定期望速度。另外，主要喷嘴203提供可调节体积的流体流600。此壁面射流继而用以通过进气结构206夹带辅助流体，例如由箭头1标示的环境空气，所述辅助流体可以静止或从由箭头1指示的方向以非零速度接近喷射器200。在各种实施例中，喷嘴203可以以阵列并以弯曲定向、螺旋定向和/或z字形定向而布置。

流600和空气1的混合物可以在喷射器200的喉部区段225处仅仅轴向地移动。通过在例如扩散器210的扩散结构中的扩散，混合和平滑过程继续，因此在喷射器200的轴向方向上的温度分布(800)和速度分布(700)不再具有存在于喉部区段225处的高值和低值，而是在扩散器210的终端100处变得更均匀。随着流600和空气1的混合物接近终端100的出口平面，温度和速度分布几乎均匀。特定来说，混合物的温度足够低以被导向例如机翼或控制表面的翼型件。

在一实施例中，并且如图2中最佳地所示出，与普通矩形主要喷嘴203并且在稍后由喷嘴203注入其余流体流质量流之前注入至少25％的总流体流600相比，V形涡流生成辅助喷嘴205是交错的。在喷嘴203的注入之前由喷嘴205进行的此注入产生足以显著地提高喷射器200的性能的较高夹带率。辅助喷嘴205经由剪切层引入辅助流的更有利的夹带，且相对于主要喷嘴203既轴向地又周向地交错。

主要喷嘴203可以包含三角机翼结构226，所述三角机翼结构具备支撑腿，所述支撑腿在其最内侧处连接到主要喷嘴203结构的中点，其中三角机翼结构顶点指向流体流600流。这继而生成两个涡流，所述涡流在方向上相对并从主要喷嘴203的两侧强有力地夹带由喷嘴205产生的已夹带的主要和辅助流体流混合物。

另外，一实施例经由例如放置在科恩达表面204上的凹坑221的元件改进用于流分离延迟的表面。凹坑221防止流分离并显著地增强喷射器200的性能。另外，扩散器210(参见图1)的表面还可以包含凹坑222和/或延迟或防止边界层分离的其它元件。

在一实施例中，进气结构206可以是圆形配置。然而，在不同的实施例中，并且如图3-4中最佳地所展示，进气结构206可以为非圆形，且实际上不对称(即，在将进气结构平分的至少一个或替代地为任何给定平面的两侧上不相同)。例如，如图3中所展示，进气结构206可以包含第一和第二相对边缘301、302，其中第二相对边缘包含朝向第一相对边缘突出的弯曲部分。如图4中所展示，进气结构206可以包含第一和第二侧向相对边缘401、402，其中第一侧向相对边缘相比于第二侧向相对边缘具有较大曲率半径。

参考图5，一实施例可以包含至少一个内部致动元件(例如致动器和/或连杆)601、602，所述内部致动元件安置在喷射器200的外表面603、604和内表面605、606之间。在所示出的实施例中，致动器601被配置成在第二表面不移动时使第一表面605相对于第二表面606移动(例如朝向和远离喷射器200的中心轴线)。类似地，第二致动器602被配置成在第一表面不移动时使第二表面606相对于第一表面605移动。将喷射器200的内部几何形状变更成多种配置的此能力允许喷射器在多种飞行条件(例如升空、起飞、巡航飞行等)中最佳地操作。

一个或多个实施例主要使用流体推进喷射器/推进器系统(FPS)推进。例如，第15/456,450号、第15/221,389号和第15/256,178号美国专利申请中描述了示例性FPS系统，所述美国专利申请特此以引用的方式并入本文中，如同在本文中完全阐述一样。一个或多个实施例将一个或多个流体推进喷射器/推进器系统(FPS)和分布式推进组合，从而消除了从运载工具伸出的“突起物”，且使机身完全为流线型并主动地吸入/控制其中形成阻力的边界层，由此节省了燃料并延长了行进范围。

参考图6，一实施例使用一个或多个气体发生器610a-c以经由一系列导管616向附接到例如机身612的主体和机翼614的基于科恩达效应的喷射器200进行馈送，因此可以提供抽吸和壁面射流两者以降低阻力、延迟流分离(其会导致阻力和早期失速)并包含分布式推进，全部均横越机身和机翼。

喷射器200的一个或多个实施例可以以除圆形之外的形状而配置，且可以使用主要流体以夹带(吸进或吸入)大量空气，并通过将主要和辅助(夹带的)流体(例如来自涡轮机和环境空气的气体)混合而将此空气加速到较高速度。一实施例可以包含燃气涡轮机，所述燃气涡轮机向多个这些喷射器200进行馈送(经由气动网络—而不是像大多数分布式推进系统一样的机械网络)，所述喷射器已与飞机机身612和/或机翼614几乎“齐平地”安装，从机身或其它机载位置内部接收压缩热流体，且使用所述压缩热流体以从形成于喷射器前方的机身上方的边界层夹带更多空气，与喷射器内部的热气体混合并将其以壁面射流方式还与机身平行地或相切地向下游排出。

可以使用控制阀以可控方式将热流体分布到喷射器200。数量很多且可以由薄金属的陶瓷复合材料制成的这些喷射器200可以像鸟身上的羽毛一样布置到机身612和机翼614上，以在被智能地分布以覆盖飞机的大区域(即，交错)的壁面射流中针对抽吸/夹带入口且针对排气相互补充。因为根据各种实施例的喷射器200可以被给出任何形状(矩形、圆形、新月形、弧形等)，所以飞机的任何部件可以被覆盖(这与下列情况相反：将抽吸侧放置在大型飞机的机身的端部处，从而将其效应限制于局部条件且不有效，并且引入了出于噪声和效率起见而限制RPM的大旋转部件(旋翼/风扇)。此外，在高雷诺数和由分配网络馈送到喷射器200的气体的高温的条件下，损耗最小，并且FPS系统实际上将消除主要旋转部件，同时减轻重量。热导管616的网络可以用超轻材料进行隔热，并且阀可以用于在需要之处和在需要之时致动和允许流或拒绝流到达喷射器200。

如图6-10中所示出，一实施例包含一个或多个气体发生器610a-c，其与多个喷射器200以流体方式连接，所述喷射器在图7-8中最佳地所示出的第一配置中是不活动的且安置在机身612或机翼614的内部内。如图9-10中最佳地所示出，喷射器200可以由适当的致动构件引起以按需要从机身612或机翼614的内部显露，从而迫使由气体发生器610a-c产生的气体流夹带大量空气并在飞机的大部分主体上方生成抽吸区。此配置的特定优点是，边界层被“重新供能”并变成能够产生推力的射流。另外，推力现在真正横越飞机而“分布”，从而保证非常大的推进效率。这与来自至少具有20:1的压力比的气体发生器的高热效率的组合将使飞机非常高效，还包含由喷射器200的分布保证的较低阻力。

尽管已如上文所提及而示出和描述了本公开的优选实施例，但可以在不脱离本公开的精神和范围的情况下进行许多改变。因此，所描述的系统和技术的范围不受优选实施例的公开内容的限制。实际上，应完全参考所附权利要求书来确定所描述的系统和技术。

权利要求书限定了其中要求独占性质或特权的本公开的实施例。