专利名称：用于流体动力学装置的推力转向护罩的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种流体动力学装置。更具体地i兌，本发明涉及用
在流体动力学装置中的4,力4争向护罩(thrust vectoring shroud, #>力 矢量护罩)的设计。具体地，本发明在用于利用鼓形转子型风扇来 产生推力的空气动力学提升装置方面是有益的。
本申请人还已研发出一种能够在飞行时盘旋(hover，悬停)在 固定位置中的新型飞4亍器。
背景技术：
用动力推动的飞行器(有人驾驶和无人驾驶的)有可能能够在 飞行时盘旋在固定位置中。这种飞4亍器的范围可涵盖从依赖空气垫 (cushion of air)贴近地面运行的飞^L到能够自由飞行并垂直起降 的那些飞行器。贴近地面运行的飞4几可祐/没计为用于运输和娱乐用 途，而与商业飞行器相比较，自由飞行的飞机通常可在较低海拔高 度下运行，并且可以考虑用在包括从机场至市区的往返飞机、住宅 至办公室通勤、搜寻与营救、以及监视操作的应用中。
最常见的贴近地面盘旋的飞行器是气垫飞行器，通常来说，气 垫飞行器是用于娱乐和一般运输以及渡运功能的飞行器。这种飞行 器具有限制其渗透入机动化的娱乐用产品以及人员和货物的 一般 运输的市场的多个缺点。
这种飞行器的一个重要局限性是，不能在具有诸如波浪、巨石、 河i是等大尺寸障碍物的地形上方运^亍，因为该飞^f亍器必须与地面进 行紧密接触以防气垫泄漏。气垫飞行器在运行高度上的任何增加都 会伴随不切实际的马力要求。另一个值得注意的局限性是，尽管使 用了独立风扇来获得侧向推力，但也不能够通过实际的马力要求获 得用于力口速、制动、上升梯度(climbing gradient)以及改变方向的 非常大的侧向推力。通常，气垫飞行器的"预定着陆区(footprint)" 由于其提升能力而可容许地较小，这是因为飞行器和适当外围裙形 部下面的整个区域封装(encapsulate)气垫以使得空气泄漏最小化， 所述气垫可以以〗氐功率要求(只要;也面与^君形部之间的间隙4交小) 在充足压力下运行。实际上，气垫飞行器的气垫提供了低摩擦滑动 表面，气垫飞行器可在该表面之上移动。
在较高海拔下运行的最普通且广泛使用的自由飞行垂直起降 (VTOL)飞行器是直升机。由于大直径轻质叶片结构所接触的非 常大量的空气，这种运载工具的成功是基于对这种VTOL能力以及 通过可承受的能量消耗实现盘旋飞行的能力的迫切需要。直升机的 主要不期望的特征是长的转动叶片，如果这些长转动叶片撞到这些 飞行器所需要的区域以及非常大的预定着陆区或最小化安全空间 要求中的任何东西的话，则这些长转动叶片对于人员以及对于飞行
器本身来说都是危险的，特别是在起降过程中。
进一步的不期望的特征包括对远程安装的螺旋桨的需求，该 远程安装的螺旋桨用于抵抗机身相对于主转子的驱动的转矩反作 用；复杂且较为易损的转子叶片的迎角控制；高维护要求；以及转 子叶片必须长、薄且较轻因而具有挠性且经受疲劳问题。以下事实 也应加到该未完全列示的局限性上，所述事实即，这些部件中任一 个发生故障都可能对飞行器和飞行器上的所有人员造成灾难性的 后果，因此很显然，期望提供一种替换设计。
在没有地面效应的飞行器中，可借助于风扇、螺旋桨、机翼或 其它系统通过空气团的加速而上升。当空气团沿向下的方向从静止 改变为给定速率时，产生了向上引导的反作用力。通常，被引导的 空气越多，用于产生给定升高所需的动力越少。由于增加空气量通 常涉及飞行器尺寸上的增加(如在用于直升机中的大直径高速叶片 中明显看出的)，因此这限定了本发明尝试解决的技术挑战。
直升机的转子叶片通过使空气向下并且平行于其转动轴(轴向 地)加速而上升。当直升机处于最大前进速度(通常，直升机被限
制为约320 km/hr的前进速度，并且叶片尖端相对于直升才几本身的 速度大约为900km/hr (即，250 m/s )的级另'J (order))时，在前进 的叶片上，转子叶片尖端的速率通常被设定为最大值，该最大值接 近于声速(l马赫)状态(在海平面且正常温度下大约为1250km/hr (即，约为350 m/s))。其余叶片必须在与其距转子轴线的距离成 比例的较低速率下运行。不幸的是，沿叶片的该非均匀速率意味着， 由于上升与速率平方成比例，因此尽管沿转子叶片的长度改变迎角 并且改变空气动力学分布状态(profile),但非常大的叶片长度未充 分利用。为了解决转子的这些问题，由于在最高速率区域处产生最 高的升高，因此在尖端处，在该悬臂结构上产生了非常高的弯曲力 矩。另外，为了从转子得到最大升高，叶片尖端必须在接近声速状 态的最高容许速率下运4亍，这意口未着会产生4交大噪音。相应地，由 于为了产生相同的升高而不能减小转子直径，因此速率将不得不增 加得超过声速状态，否则运行着的封套的一些部分将不得不受损。
此外，在能够自由飞行的空中盘旋飞行器的种类中，期望的目 的是在相同或减少的动力下实现有效载荷或升高的增加，从而提高 燃料效率并降低运行成本。
本发明的另 一个目的是提供用于飞行器的空气动力学提升装 置，以使得这种飞行器通过从具有更小预定着陆区的提升装置中产
生卓越的上升能力和/或减少的马力要求而提供优于直升机的性能 特征，或至少提供一种有用的替换。
因此本申请人研发出一种新的空气动力^是升装置，该空气动力 提升装置在具有较小预定着陆区的飞行器中使用鼓形扇型转子。该
风扇可^皮描述为i支形转子或径向i支形风扇，其可^皮定义为具有有利 地占据环形区域的叶片的风扇，该环形区域具有小于叶片径向节距
(pitch)的25%的径向深度。通过将转子叶片设置在距风扇的转动 轴线一定距离处，转子中的中心区域便利地提供给有效载荷，或者 在大尺寸飞行器的情况下，提供给飞行员和/或乘客。
这种鼓形转子型风扇的使用还提供了其它优点。 一个所述优点 在于，有效地使得叶片的整个长度完全用作空气动力学装置(与以 上所述的直升机叶片的尖端相比较)，这是因为叶片是竖直设置的 并且气流是径向的。另外，鼓形转子的设计允许每个叶片经由上部 和下部支承环支撑在任一端部处(再次与直升机叶片的悬臂式设计 形成对比)。另外，可4吏用简单的恒定截面的叶片4仑廓，这节约了 制造成本。
如以上所述的，虽然可采取措施来平衡驱动风扇所需的转矩 (例如通过在流出气流中使用适当的定子叶片或利用舵(如下面进 一步描述的))，但也可使用反向转动的转子对。无论是使用单个转 子或反向转动的转子对、还是在转子内侧或外侧或两侧上^f吏用定子 叶片，本发明都同样适用。
鼓形风扇型转子从转子沿径向向外方向产生气流，该气流不能 够产生用于持续飞行所需的足够升力。因此，为了产生上升推力， 该气流借助于围绕转子的护罩(shroud) /人径向向外方向(如转子 所提供的)被重新引导至基本向下的方向，从而产生向上推力。
在一种形式中，护罩包括附于转子顶部周围区域的挠性^^形 部。在该形式中，护罩可〗更利地(且可互换地)称作-君形部。然而， 这与传统气垫飞行器的裙形部形成对比，传统气垫飞4于器的4君形部 简单地保持与地面的紧密接触，而不是提供用于使气流偏转以便提 供推力和飞行器方向控制的手段。
挠性裙形部可具有刚性箍形式的下部边缘。可替换地，护罩可 由多个竖直设置的肋支撑。通过箍(或可替换地，肋部)的移动， 可才喿纵挠性4君形部的出口 ， /人而可4吏用定向喷嘴型效应来控制排出 空气的推力方向(即，推力的有效作用中心)并且/或者相对于飞4亍 器的重心改变上升力中心，从而向飞行器施加转矩。裙形部的出口 区i或可通过在平面内平移而移动，或者可才区4争，乂人而偵J寻-裙形部出 口区域的一部分相对于转子升高而另一部分下降。通过以这种方式 操纵出口区域，可改变推力向量和/或压力中心。作为另一种替换形 式，整个护罩或至少护罩的下部部分可相对于飞4于器平移，乂人而佳L 压力中心相对于飞行器的重心移动。在该后一种情况中，护罩可为
刚性的并且作为实心(solid)体以平移方式移动以实3见上升力中心 的改变。S君形部的转动(沿滚动方向或倾杀牛方向)可^皮叠加并相对 于平移运动被独立控制。使用具有上述任一种结构的护罩所具有的 优点是用于产生推力的所有空气还通过护罩作用，以控制飞行器 姿势。
应该注意的是，护罩无需整个都是挠性的。也可使用半刚性护 罩并且/或者用于护罩的材料可具有正交各向异性特性，因为该护罩 在应力的一个或多个方向4交力更而在应力的其它方向4交为柔韧。例 如，护罩可主要(或至少部分地)由挠性薄片或织物材冲牛(例如， 通常用于热空气球、风筝或降落伞的尼龙格(rip-stop nylon,防撕 裂尼龙))构成，该材冲牛在材冲牛平面内4交^更，^旦在垂直于该平面的 方向上是挠性的。例如护罩的顶部可为刚性的而<又下部部分是挠性
的。可替换地，护罩的沿其圓周方向延伸的某些部分可以是刚性的， 但中间部分是挠性的。在后一种情况中，可移动箍可适合于使其仅 移动护罩的挠性部分。
也可通过裙形部的适当控制来控制倾斜和滚转。设置在转子的 下游且位于护罩中被向下引导的气流中的 一 个或多个舵可适合于 提供偏航控制。也就是说，舵可使气流偏转至一侧或另一侧(沿圓 周来说)，从而导致力不平衡，这又表示为围绕转子中心轴线的转 矩，从而使得飞行器围绕竖直轴线转动(即，偏航运动)。便利地， 可使用沿直径方向相对的两个舵来提供力围绕转子的力的对称平 衡。可替换地，可使用多个下游定子叶片，诸如定子叶片。便利地， 所述定子叶片可围绕它们自身的轴线移动以提供飞行器的偏航控
制度。舵或下游定子叶片的永久性补偿(off-set)可用于抵抗穿过 转子的气流所产生的不平#5"的鼓形转子偏^^转矩。应该注意的是，
力的分布，而4又沿偏4元方向产生转矩。可替4灸地或附加地，永久性 偏转器表面可结合于上部管道(即，护罩的上表面)中，该上部管 道环绕径向气流并使径向气流偏转，乂人而产生用以平纟軒转子的驱动 转矩的反作用转矩。虽然这种挠性裙形部的使用已提供了便利的推 力转向手段，但对于这样的系统而言还存在某些局限性。
发明内容
本申请人已经发现，护罩的替换设计产生了期望的优点，这些 期望的优点包括在某些操作状态下增加每单位功率输入的推力，所 述某些操作状态包括没有地面效应(例如当飞行器距地表的高度大 于飞行器直径的两倍时)的那些4喿作状态。
因此，在本发明的一种形式中，4是供了一种流体动力学装置， 其包4舌围绕中心轴线i殳置并具有上游:;充体入口区i或和下游流体出
口区域的护罩，该护罩在所述上游流体入口区i或与所述下游流体出 口区域之间引导流体流，其中，该护罩^皮构造成^f吏得至少在流体动 力学装置的一些操作状态过程中，从流体出口区域排出的流体的至 少一部分朝向中心轴线:故引导。
本申请人已经发现，在流体动力学装置的某些操作模式中，将 气流改变方向至其自身上(即，将气流朝向集中区域定向或集中) 使得来自流体流的推力增强。这与沿平行方式远离地重新引导气流 形成7于比。
优选地，所述流体动力学装置为飞行器，所述流体为空气，并 且所述护罩用于将来自流体入口区域的气流沿基本向下的方向重 新引导，以产生用于飞行器的上升推力。
优选地，所述护罩围绕装置的中心轴线而i殳置，所述中心轴线 与飞行器所产生的推力是相同方向的。
优选地，所述护罩具有中间位置，在所述中间位置中，乂人护罩 的流体出口区域排出的大体上所有的流体或空气都4皮朝向所述中 心轴线而引导。
优选地，所述流体入口区域-使得流体沿平行于护罩的中心轴线 的方向进入护罩。
可替换地，所述流体入口区域-使得流体沿径向方向进入护罩。 优选地，所述护罩的入口侧是环形圈形式的。
优选地，所述流体出口区域4吏得流体(诸如空气)从出口区域 朝向公共集中区域(更优选地，朝向护罩的中心轴线)排出。为了 清楚起见，0度的排出角度是指流体流平行于所述中心轴线并远离
所述装置，90度的角度是指流体流正交于护罩的中心轴线并朝向所 述中心轴线(相反地，为了清楚起见，负90度或正270度的角度 是指气流正交于中心轴线并远离所述中心轴线)，而135度的角度 是指流体流朝向中心轴线向上定向并且朝向护罩的入口区域的 方向返回。
优选地，从护罩的流体出口区域排出的气流相对于护罩的中心 轴线的角度(在诸如飞行器的空气动力学装置的情况下)在45度 与135度之间。在本申请人进行的测试中已经发现，将气流定向在 相对于护罩出口成90度产生了用于飞行器的期望推力特征，尤其 是当处于自由飞行且远离任何地面效应时。
优选地，所述流体动力学装置或飞行器包括具有转子的至少一 个鼓形转子风扇，用于产生从转子的内部区域到转子的外部区域的 径向气流。^更利地，来自于转子的气流进入护罩的流体入口区域、 由所述护罩重新引导、并且在流体出口区域处A/v护罩中排出。
优选地，气流的重新引导是在从护罩的流体入口区域到护罩的 流体出口区域的大于90度的总气流角度下进行的。
当使用鼓形转子风扇来产生用于飞行器的推力的气流时，驱动 转子所需的转矩在装置的底盘上产生了相等且相反的转矩，该相反 的转矩称作偏航转矩。每当转子速度增大或减小时在底盘上也产生 偏4元转矩，该偏力元转矩导致底盘的偏航运动。可借助于使用作用在 流体流上的定子叶片4氏抗该偏4元转矩，以4氏消穿过转子的气流所产 生的偏4元转矩。而且，通过移动一些或所有定子叶片，可4吏由它们 产生的偏4元转矩增加或降〗氐，乂人而提供用于控制装置沿偏4元方向定 向的手段(means )。
通过使用巻绕鼓形转子风扇或围绕鼓形转子风扇形成封套并 在风扇下面脱离的护罩，该封套包括位于鼓形转子风扇下面的区 域，所述区域可便利地用于布置定子叶片。
因此，在使用鼓形转子风扇来产生用于产生推力的气流并具有 护罩的飞行器中，接近于护罩的出口区域且在转子下面设有多个定 子叶片，所述护罩将来自于流体入口区域(该流体入口区域i殳置在 护罩的顶部处并接近于转子的流体出口区域)的气流重新引导至转 子下面的出口区域，并且其中，飞4亍器的流体出口区域处的气流^皮
朝向护罩的轴线而引导。当气流相对于护罩的中心轴线成90度时， 定子叶片便利地直接定位在转子下面并且设置在围绕转子轴线的 环形区i或中。
优选地，至少一些定子叶片可净皮驱动或移动以4是供变化的偏航 转矩角度。至少 一个定子叶片可以例如通过可枢转的安装而可控制 地移动，以 <更于实现由至少 一 个定子叶片产生的偏航转矩角度。
如以上简要描述的，在鼓形转子风扇的加速或减速过程中，反 作用转矩沿偏航方向作用在飞行器的底盘上。可设置反向转动质量 来抵抗该反作用转矩。反向转动质量可为第二反向转动鼓形转子风 扇。最有利的是，所述反向转动质量也可被选择为提供与第一转子 相等且相反的回專争岁文应。
虽然这种反向转动质量可为多种形式中的任何一种，或为不同 形式的组合，但是将气流朝向装置的中心轴线重新引导的护罩的使 用提供了便利的定位，以便在护罩的流体出口区域中设置第二反向 转动鼓形转子风扇。
因此，提供了一种诸如飞行器的流体动力学装置，其包括具 有第 一转动方向的第 一鼓形转子风扇，用于产生径向向外流体流；
护罩，用于将来自于所述第一鼓形转子风扇的径向向外流体流重新
引导至所述第一鼓形转子风扇下面的区域；以及:&置在第一鼓形转 子风扇下面的所述区域中的第二鼓形转子风扇，所述第二鼓形转子 风扇具有第二转动方向。
优选地，所述第二鼓形转子风扇接收来自于护罩的径向向内流 动的流体并且朝向第二鼓形转子风扇的转动轴线径向向内排出所 述流体。
优选地，所述第二转动方向与第一转动方向相对。
优选地，所述装置或飞行器设有控制装置，用于改变所述第一 和第二鼓形转子风扇的相对转动速度。通过改变这两个转子的相对 转动速度，可控制所述装置或飞行器的偏航定向。
用于产生径向向内流体的鼓形转子型风扇的该反直，见 (counter-intuitive ) 4吏用有助于产生附加气流和4,力，以及提供偏 4元转矩4氏消功能。
在另一方面，本发明提供了一种飞行器，其包括围绕装置的 中心轴线i殳置并具有上游气;;充入口区i或和下游气;危出口区i或的护 罩，所述护罩在所述上游气流入口区域与所述下游气流出口区i或之 间引导气流，其中，所述护罩被构造成使得至少在飞行器的一些操 作状态过程中，从气流出口区域排出的基本上所有的气流都被朝向 中心轴线而引导。
从以下结合附图对本发明优选实施例的描述中可更全面地理 解本发明的流体动力学装置和飞行器，在附图中 图l是使用用于推力转向(vectoring,矢量)的挠性护罩的飞 4亍器的示意图。
图2是与图1所示飞行器相似的飞行器的截面图。
图3示出了图2中所示的飞行器，其中示出了护罩处于中间位 置以及处于偏转位置中。
图4是根据本发明第一实施例的飞行器的截面图。
图5是图4中所示飞行器的加以阴影的视图，以便于示出其它细节。
图6是图4中所示的飞行器的等距截面^L图。
图7是图4所示飞行器的从飞行器下方看过去的等距视图。
图8是本发明另一实施例的等距截面视图，该实施例使用反向 转子。
图9是图8所示飞行器的等距视图，其中护罩被移除。
图10是用于图8和图9中所示飞行器的转子和反向转子的驱 动细节的截面图。
具体实施例方式
参照图1，其中示出了飞行器100形式的流体动力学装置，该 流体动力学装置可用在多种应用中。飞行器100包括中心载荷承载 空间110,该中心载荷承载空间提供用于操作者(未示出)的驾驶 抢才喿作区域111 ，同时使得容许气流进入鼓形转子风扇120中的区
域最大化。操作者可面向前(如箭头112所示的)就座于驾驶舱111 中。进入鼓形转子风扇120的气流经由飞4亍器的中心区域(即，流 动穿过中心载荷承载空间110)进入鼓形转子风扇120中并由该鼓 形转子风扇120径向排出。通过护罩130将径向气流向下重新引导 以产生用于飞行器100的提升推力。因为该护罩130在一个或多个 应力方向4交力更而在其它应力方向4交为柔韦刃，因》匕该护罩可部分;也为 具有正交各向异性特性的挠性材料。护罩130的下部包括刚性外边 缘140。揭:作者可移动边^彖140以使护罩130可净皮偏转(deflect), /人而相4交于护罩130 —部分的流动面积而改变护罩另一部分的淨u动 面积，进而改变作用在飞行器上的推力的位置和/或取向。这种偏转 通过产生水平推力矢量和/或围绕飞4亍器重心的转矩(如下面参照图 3进一步描述的)而在飞行器100上^是供方向控制。示出了挠性护 罩130处于向前偏转位置中，可用于进行制动或换向搮:纵。
参照图2，其中示出了与图1中所示飞行器性质基本上相同的 飞行器100。图1和图2中所示的飞行器之间的相似零部件使用相 同的参考标号。与图1中所示的飞行器IOO对比，图2中所示的飞 行器100适合于自主操作(通常称作无人驾驶飞行器或UAV ),并 且图1所示飞行器的驾驶舱操作区域lll由有效载荷区域211替代。
在图2中，箭头201指示气流进入鼓形转子风扇120中的方向。 之后，通过护罩130使得气流偏转至箭头202所指示的基本上向下 的方向，从而产生用于飞行器100的上升推力。
如图2中可清楚看出的，图1和图2中飞行器100的护罩130 形成了平坦环形圈200形状的通常面向下的排气出口区域。因此从 护罩130排出的气流处于通常与飞行器的轴线210平行的方向中。
参照图3,其中示出了护罩130的中间4立置和驱动偏转位置131 (以虚线示出)。当护罩130处于中间位置中时，合力218作用穿
过重心。将护罩130驱动至偏转位置131 ^使得上升力的作用中心的 位置由于合力的位置移动至219 (尽管示为竖直箭头，但由于护罩 外面气流的转向，合力也可相对于飞行器的轴线倾斜)而发生改变。 这导致围绕重心产生转矩并且飞行器沿该方向转动。由此所产生的 飞行器倾斜使推力转向以横向推进飞行器。 一旦已实现所期望的倾 斜程度，则驱动护罩130以保持该期望的倾斜程度。尽管该图中未 示出，但护罩朝向偏转状态131的移动也可能导致合力矢量的方向 及其位置的改变。
参照图4,其中示出了根据本发明第一实施例的飞行器100的
示意性截面。
飞行器100与先前图中所示飞行器的性质基本上相同，并且相 似零部件使用与先前图中那些零部件相同的参考标号。
图4中的飞行器被构造成4是供能够自由飞行并且具有垂直起 降、盘旋并栖息(perch)以及注视(stare)能力的自主飞行器。
转子120围绕中心转动轴线210转动，以产生径向向外的气流。 通常由箭头201指示的气流流入飞行器100的中心区域中，穿过定 子215并进入转子120中。如箭头217所指示的，气流还从定子盖 216的上方被吸入并被吸到定子215的径向外侧上。转子120由安 装于底盘241的三个电机(图4中未示出，但在图7中以标号242 示出)驱动。转子120设有与电机摩擦驱动接合的下部外围边缘(未 示出)。由于电^L所产生的用于驱动转子120的驱动转矩，因而产 生了偏4元转矩(偏力元轴线被理解为飞4于器100的竖直轴线210)。
转子120的出口由具有中心轴线210的挠性-裙形部或护罩130 形式的护罩所环绕，该护罩将来自于流体(空气)入口区域220的
空气通过大约180度重新引导至流体(空气)出口区域222 (如箭 头223所示的)。
来自于空气出口区i或222的气流与护罩130的中心轴线210成 90度角。由于气流朝向护罩130的中心轴线210径向向内，因此该 气流向下偏转(如通常由箭头202指示的)以产生^^力。
可通过护罩130的环形边缘140的移动而使推力转向，该环形 缘边140在流体出口区域222的下部处附于^f君形部。
定子叶片240设在流体出口区域222处。这些定子叶片240提 供反作用偏航转矩，以帮助抵消由转子120产生的偏4元转矩。
图6示出了图4的飞^f亍器。转子120围绕轴线210转动以产生 径向向外的气流。空气流入到飞行器100的中心区域中，穿过定子 215并流入到转子120中。
转子120的出口由挠性裙形部或护罩130形式的护罩所环绕， 该护罩将来自于流体(空气)入口区域220的空气通过大约180度 重新引导至流体(空气)出口区域222 (如箭头223所示的)。
来自于空气出口区域222的气流与护罩130的中心轴线210成 90度角。由于气流朝向护罩130的中心轴线210径向向内，因此该 气流向下偏转(如通常由箭头202指示的)以产生推力。
可通过护罩130的环形边纟彖140的移动而偵:^惟力4t向，该环形 纟彖140在:;危体出口区i或222的下部处附于^君形部。
定子叶片240设在流体出口区域222处。这些定子叶片240提 供反作用偏航转矩，以帮助抵消由转子120产生的偏航转矩。
图7示出了图6中飞行器的完整的等距视图，还示出了驱动转 子120的电机242 (在图7中只示出了这三个电机中的两个)。
在替换实施例中，如图8中所示的，反方向转动的鼓形转子风 扇72(M皮定位于在图4至图7中由定子叶片240所占据的区域中并 替代所述定子叶片。反方向转动的鼓形转子风扇720径向向内泵送 空气，以辅助在气流202中产生附加推力。鼓形转子风扇720还4氐 消第一 (primary )转子120所产生的偏4元转矩和回转力。
图8示出了图6的飞行器。转子120围绕轴线210转动以产生
4圣向向外的气力t。
转子120的出口由挠性;裙形部或护罩130形式的护罩所环绕， 该护罩将来自于流体(空气)入口区域220的空气通过大约180度 重新引导至流体(空气)出口区域222 (如箭头223所示的)。
第二鼓形转子风扇720安装在护罩130的空气出口区域222中， 以围绕/>共轴线210 4争动。由于气it朝向护罩130的7>共轴线210 径向向内，因此该气流向下偏转(如通常由箭头202指示的)以产 生推力。当从飞行器100的顶部看过去时，第一转子120沿顺时针 方向旋转，而第二转子720沿逆时针方向旋转。便利地，转子120 和转子720可由相同的电机242提供动力和驱动(如参照图10将 进一步描述的)。
图9示出了图8中所示飞行器100的等距视图，其中，护罩130 被移除以便示出第一转子120 (当向下观察到飞行器时，该第一转 子沿顺时针方向旋转)和第二反方向转动的转子(沿逆时针方向旋 转)的布置的更多细节。扩散器226定位在这些转子的中间并辅助 重新引导从转子120到转子720的气流。
图IO示出了图8中飞4亍器左手侧的细节。电驱动电才几242通 过包含上部驱动滑4仑281和下部驱动滑4仑282的一组驱动滑4仑进4亍 驱动。这些驱动滑轮与转子120的向下悬垂的边纟彖(见驱动滑4仑281 、 282的左侧)摩擦驱动接合。转子120的该向下悬垂的边缘的另一 侧与惰轮(idler) 283摩擦驱动接合，该惰轮283与转子720的向 上设置的边缘摩擦驱动接合，从而向转子720提供驱动。通过转子 120和720的这种布置，这些转子也被轴向定位在飞行器100的底 盘中。
尽管已描述了多个实施例，但应该理解的是，本发明不仅可应 用于空气动力学提升装置中，并且不必然地局限于描述中所例示的 环形护罩。
此外，本发明构思了一个实施例，其中来自于护罩130的空气 的出口角度可从基本上面向下的方向(如图1和图2所示的)被控 制为基本上面向内的方向(如图3和图4所示的)。本发明还构思 了在转子风扇出口处将空气从径向向外的方向重新引导大于180度 的角度，以便使空气沿朝向飞行器下侧返回的方向从护罩中排出。
本申请人已经发现，如上所述的流体动力学装置或飞行器产生 了期望的优点，所述期望的优点包括在某些操作状态下增加每单位 功率输入的推力，所述某些操作状态包括没有地面效应(例如当飞 行器距地表的距离大于飞行器直径的两倍时)的那些操作状态。
对阅读了本公开的本领域普通技术人员来说，对本发明的流体 动力学装置或飞行器进行的其它改进和改变是显而易见的。所述改 进和改变落在本发明的^f呆护范围内。
权利要求
1.一种流体动力学装置，包括围绕中心轴线设置并具有上游流体入口区域和下游流体出口区域的护罩，所述护罩在所述上游流体入口区域与所述下游流体出口区域之间引导流体流，其中，所述护罩被构造成使得至少在所述流体动力学装置的一些操作状态过程中，从所述流体出口区域排出的流体的至少一部分被朝向所述中心轴线而引导。
2. 根据权利要求1所述的流体动力学装置，其中，所述装置为飞 4亍器，并且所述流体为空气。
3. 根据权利要求2所述的流体动力学装置，其中，所述护罩将来 自于所述流体入口区域的空气重新引导至基本向下的方向，以 产生用于所述飞行器的上升推力。
4. 根据权利要求3所述的流体动力学装置，其中，所述护罩围绕 所述中心轴线而设置，所述轴线与由所述飞行器产生的推力是 才目同方向的。
5. 根据权利要求1所述的流体动力学装置，其中，所述护罩具有 中间位置，在所述中间位置中，乂人所述护罩的流体出口区域排 出的大体上所有的流体都#1朝向所述中心轴线而引导。
6. 4艮据^^又利要求1所述的流体动力学装置，其中，所述流体入口 区域使得流体沿平行于所述护罩的轴线的方向进入所述护罩。
7. 根据权利要求1所述的流体动力学装置，其中，所述流体入口 区域使得流体沿径向方向进入护罩。
8. 根据权利要求6或7所述的流体动力学装置，其中，所述流体 入口区i或是环形圈形式的。
9. 根据权利要求1所述的流体动力学装置，其中，从所述流体出 口区域排出的流体相对于所述中心轴线的角度在45度与135 度之间。
10. 根据前述权利要求中任一项所述的流体动力学装置，包括具有 转子的至少一个鼓形转子风扇，用于产生从所述转子的内部区 域到所述转子的外部区域的径向气流。
11. 根据权利要求10所述的流体动力学装置，其中，来自于所述 转子的气流进入所述护罩的流体入口区域、由所述护罩重新引 导、并且在所述流体出口区域处从所述护罩中排出。
12. 根据权利要求11所述的流体动力学装置，其中，气流的重新 引导是在从所述护罩的流体入口区域到所述护罩的流体出口 区域的大于90度的气流总角度处进行的。
13. 才艮据权利要求10所述的流体动力学装置，其中，通过定位在 所述护罩中的定子叶片产生偏航转矩。
14. 根据权利要求13所述的流体动力学装置，其中，所述护罩构 成围绕所述鼓形转子风扇的封套，所述封套包括所述鼓形转子 风扇下面的区域，在所述区域中设置有定子叶片以产生偏力元转矩。
15. 根据权利要求14所述的流体动力学装置，其中，当所述气流 相对于所述护罩的中心轴线成90度时，所述定子叶片^皮^没置 在寿争子下面的区i或中。
16. 根据权利要求13所述的流体动力学装置，其中，所述定子叶 片中的至少一个可控制地移动，以《更于实现由所述至少一个定 子叶片产生的偏航转矩的角度。
17. 根据权利要求IO所述的流体动力学装置，其中，在所述鼓形转子风扇的加速或减速过程中，反作用转矩沿偏航方向作用在所述飞行器的底盘上，并且设置有反向转动质量来抵抗所述反 作用转矩。
18. 根据权利要求17所述的流体动力学装置，其中，在所述护罩 的流体出口区域中设置有相对于第一鼓形转子风扇反方向转 动的第二鼓形转子风扇。
19. 一种流体动力学装置，包括具有第一转动方向的第一鼓形转子风扇，用于产生径向 向夕卜流体流；护罩，用于将来自于所述第一鼓形转子风扇的径向向外 流体流重新51导至所述第 一鼓形转子风扇下面的区域；以及设置在所述第 一鼓形转子风扇下面的所述区域中的第二 鼓形转子风扇，并且其中，所述第二鼓形转子风扇具有第二转 动方向。
20. 根据权利要求19所述的流体动力学装置，其中，所述装置是 飞行器。
21. 根据权利要求19所述的流体动力学装置，其中，所述第二鼓 形转子风扇接收来自于所述护罩的流体并且将所述流体朝向 所述第二鼓形转子风扇的转动轴线径向向内排;汶。
22. 根据权利要求19至21中任一项所述的流体动力学装置，其中， 所述第二转动方向与所述第一转动方向相反。
23. 根据权利要求19至22中任一项所述的流体动力学装置，包括 用于改变所述第一鼓形转子风扇和所述第二鼓形转子风扇的 相对转动速度的控制装置。
24. —种飞行器，包括围绕装置的中心轴线设置并具有上游气流入口区域和下 游气流出口区域的护罩，所述护罩在所述上游气流入口区域与 所述下游气流出口区域之间引导气流，其中，所述护罩被构造成使得至少在所述飞行器的一些 操作状态过程中，从所述气流出口区域排出的基本上所有的气 流都净皮朝向所述中心轴线而引导。
全文摘要
本发明公开了一种用于流体动力学装置的推力转向护罩，该流体动力学装置(100)包括围绕中心轴线(210)设置并具有上游流体入口区域(215)和下游流体出口区域(222)的护罩(130)，该护罩(130)在上游流体入口区域(215)与下游流体出口区域(222)之间引导流体流，其中，所述护罩(130)被构造成使得至少在流体动力学装置(100)的一些操作状态过程中，从流体出口区域(222)排出的流体的至少一部分被朝向中心轴线(210)而引导。
文档编号B64C11/00GK101362510SQ20081009475
公开日2009年2月11日 申请日期2008年5月16日 优先权日2007年5月16日
发明者克里斯托弗·金·施伦克 申请人:因泰克私人有限公司