飞行器减阻系统和内部冷却电动马达系统及使用它们的飞行器的制作方法

2021-02-13 10:02:17|

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飞行器减阻系统和内部冷却电动马达系统及使用它们的飞行器
[0001]
相关申请的交叉引用
[0002]
本申请要求2018年3月16日申请的bevirt等人的美国临时专利申请第62/643,763号的优先权，该申请的全部内容通过引用合并于此。本申请要求2018年7月6日申请的bevirt等人的美国临时专利申请第62/694,910号的优先权，该申请的全部内容通过引用合并于此。
技术领域
[0003]
本发明涉及航空领域，即一种用在航空器上的飞行器推进系统。
附图说明
[0004]
图1a是根据本发明的一些实施例的推进系统的示意图。
[0005]
图1是根据本发明的一些实施例的一些实施例的推进系统的示意图。
[0006]
图2a是根据本发明一些实施例的处于起飞形态的垂直起飞和降落飞行器。
[0007]
图2b是根据本发明的一些实施例的处于向前飞行形态的垂直起飞和降落飞行器。
[0008]
图3a是根据本发明一些实施例的机舱和旋翼的局部剖视图。
[0009]
图3b是根据本发明一些实施例的机舱和旋翼的局部剖视图。
[0010]
图3c是根据本发明一些实施例的机舱的局部后视图。
[0011]
图4a是根据本发明一些实施例的机舱和旋翼的阴影部分视图。
[0012]
图4b是根据本发明的一些实施例的机舱和旋翼的视图。
[0013]
图4c是根据本发明一些实施例的机舱内部的视图。
[0014]
图5a是根据本发明一些实施例的机舱和旋翼的阴影图。
[0015]
图5b是根据本发明一些实施例的机舱和旋翼的阴影图。
[0016]
图6a是根据本发明一些实施例的具有旁路的旋翼和机舱的阴影图。
[0017]
图6b是根据本发明的一些实施例的具有旁路的旋翼和机舱的视图。
[0018]
图6c是根据本发明一些实施例的具有旁路的旋翼和机舱的局部剖视图。
[0019]
图7a是根据本发明一些实施例的具有旁路的旋翼和机舱的阴影图。
[0020]
图7b是根据本发明一些实施例的具有旁路的旋翼和机舱的视图。
[0021]
图8是根据本发明一些实施例的旋翼和螺旋桨毂的视图。
[0022]
图9a是根据本发明一些实施例的具有液体冷却的马达的局部剖视图。
[0023]
图9b是根据本发明一些实施例的具有液体冷却的马达的局部剖视图。
[0024]
图9c是根据本发明一些实施例的具有液体冷却的马达和相关联的热交换器的局部剖视图。
[0025]
图10a是根据本发明一些实施例的适用于内部冷却的旋翼结构的照片。
[0026]
图10b是根据本发明一些实施例的适于内部冷却的旋翼结构的照片。
[0027]
图10c是根据本发明一些实施例的适于内部冷却的旋翼结构的侧视剖视图。
[0028]
图10d是根据本发明的一些实施例的适于内部冷却的旋翼结构的顶部局部视图。
[0029]
图11是根据本发明的一些实施例的冷却子系统流动路径的视图。
[0030]
图12是根据本发明一些实施例的旁路机构的示意图。
[0031]
图13是根据本发明一些实施例的扩散器的局部截面侧视图。
[0032]
图14呈现了根据本发明一些实施例的流动路径的代表性视图。
[0033]
图15a呈现了根据本发明的一些实施例的使用分段的风扇的流动路径的示意图。
[0034]
图15b是根据本发明一些实施例的使用分配到分段的风扇的分区的扩散器的流动路径的示意图。
[0035]
图15c是根据本发明一些实施例的使用分区的扩散器的流动路径的示意图。
[0036]
图16a示出了根据本发明的一些实施例的通过分区的扩散器的速度分布。
[0037]
图16b示出了根据本发明一些实施例的通过分区的扩散器的压力分布。
[0038]
图17a是在0％的吸入速度分数下的吸入速度的视图。
[0039]
图17b是在0％吸入速度分数下的湍流强度的视图。
[0040]
图18a是在10％的吸入速度分数下的吸入速度的视图。
[0041]
图18b是在10％的吸入速度分数下的湍流强度图。
[0042]
图19a是在20％的吸入速度分数下的吸入速度的视图。
[0043]
图19b是在20％的吸入速度分数下的湍流强度图。
[0044]
图20是根据本发明一些实施例的能量损失与体积流量分数之比的曲线图。

技术实现要素：

[0045]
一种具有减阻部分的飞行器推进系统，所述减阻部分适于减小飞行器的外部表面的至少一部分上的表面摩擦。减阻部分可以包括入口，以吸入气流。飞行器还可以具有适于在航空器中使用的内部冷却的电动马达。马达可以使它的定子朝向中心，并且具有外部旋翼。旋翼结构可以是空气冷却的并且可以是具有适于气流的内部格子的复杂结构。定子结构可以是液体冷却的并且可以是具有适于液体流动通过的内部格子的复杂结构。流体泵可以将液体冷却剂泵送通过马达定子的非旋转部分，然后通过热交换器，所述热交换器由已经流动通过马达旋翼的旋转部分的空气部分地冷却。减阻部分和冷却的电动马达部分可以共用同一入口。
具体实施方式
[0046]
一种飞行器推进系统，其可以减小对旋翼机舱以及整个飞行器的阻力。减阻部分可包括将空气吸入到旋翼后方的机舱中。空气的吸入可能会使吸入空气的入口后方的湍流边界层变薄或消除。所吸入的空气还可用于热管理子系统，以助于冷却用于为飞行器提供动力的电动马达。热管理子系统可包括从马达内部的冷却液到从进气口吸入的流动空气进行热交换。在一些方面，吸入的空气仅用于减小阻力。在一些方面，吸入的空气既用于减小阻力又用于冷却飞行器的马达。
[0047]
在一些方面，吸入的空气用于减小飞行器上的阻力，并且吸入的气流用于驱动联结到液体泵的风扇，所述液体泵通过马达驱动冷却剂，从而消除或减小用于驱动马达的热管理的电力需求。在一些方面，所吸入的空气可以分成单独的气流路径，一部分进气被引导
通过热管理子系统，然后被引导通过热交换器以冷却用于冷却马达的液体。然后，流经热交换器的相同空气也可以驱动联结到液体泵的风扇，从而提供对流冷却并驱动马达的冷却系统中的液体流。吸入的空气的另一部分可能绕过马达冷却系统。旁路的使用允许增加进气量，这可以允许调节进气量以减小飞行器上的阻力。
[0048]
如图1a-1b所示，飞行器推进系统100包括：旋翼101、包括减阻部分的机舱102、联结到旋翼和机舱的驱动机构103以及与驱动机构和系统周围的空气热连通的热管理子系统104。旋翼包括联结到毂106的一组叶片105，并且限定整流罩107。机舱102限定外表面108和内腔109，并且减阻部分包括入口110和出口111，并且可以包括扩散器112。驱动机构包括刚性地联结到毂的旋转部分122和联结至机舱的固定部分。热管理子系统104包括液体冷却机构123和热交换器121(例如散热器)，并且可以包括流致动器113。
[0049]
系统100可以可选地包括：至少部分地容纳在机舱的内腔中的倾斜机构120、电源114以及任何其他合适的部件。系统100可以起到减小飞行器的外部表面的至少一部分上的表面摩擦的作用。该系统可以操纵气流(例如，外部气流、内部气流等)以对流地冷却系统部件。该系统可以附加地或替代地起作用以：摄取形成在飞行器表面上(例如，在飞行器推进系统的旋翼和机舱之间的位置处)的边界层；并执行其他任何合适的功能。
[0050]
飞行器推进系统可与旋翼飞行器一起使用。旋翼飞行器优选地是具有多个飞行器推进系统(例如，旋翼组件、旋翼系统等)的倾转旋翼飞行器，其可在向前布置和悬停布置之间运行。然而，旋翼飞行器可以替代地是具有一个或多个旋翼组件的固定翼飞行器、具有一个或多个旋翼组件的直升机(例如，其中至少一个旋翼组件或飞行器推进系统基本上轴向定向以提供水平推力)，和/或由旋翼推动的任何其他合适的旋翼飞行器或运载器。旋翼飞行器优选地包括全电动动力总成(例如，电池供电的电动马达)以驱动一个或多个旋翼组件，但是可以附加地或替代地包括混合动力总成(例如，包括内燃机的气电混合动力)、内燃动力总成(例如，包括燃气涡轮引擎、涡轮螺旋桨引擎等)以及任何其他合适的动力总成。
[0051]
本文所用的与飞行器推进系统或其他方面相关的术语“旋翼”可以指旋翼、螺旋桨和/或任何其他合适的旋转气动致动器。虽然旋翼可以指的是利用铰接的或半刚性的毂的旋转气动致动器(例如，其中叶片到毂的连接可以是铰接的、柔性的、刚性的和/或以其他方式连接的)，并且螺旋桨可以指的是利用刚性毂的旋转气动致动器(例如，其中叶片到毂的连接可以是铰接的、柔性的、刚性的和/或以其他方式连接的)，当在本文中使用时，没有这样明确或暗含的的区别，并且“旋翼”的使用可以指铰接或刚性叶片的任何构造，和任何其他合适的构造，和/或叶片连接至中心构件或毂的任何其他合适的构造。同样地，术语“螺旋桨”的使用可以指铰接式的或刚性的叶片的任何一种配置以及任何其他合适的配置，和/或连接到中心构件或毂的叶片连接的任何其他合适的配置。因此，倾转旋翼飞行器可以被称为倾转螺旋桨飞行器和/或以其他方式适当地提及或描述的飞行器。
[0052]
如图1a和1b所示，飞行器推进系统100包括：旋翼、机舱、联结到旋翼和机舱的驱动机构，以及与驱动机构和系统周围的空气热连通的热管理子系统。旋翼包括联结到毂的一组叶片。机舱限定外表面、内腔、入口、扩散器和出口。在一些方面，机舱可具有用于穿过热管理子系统的空气的第一出口和用于绕过热管理子系统的空气的第二出口。驱动机构包括刚性地联结到毂的旋转部分和联结到机舱的固定部分。热管理系统包括液体冷却机构和热交换器(例如散热器)，并且可以包括流致动器。
[0053]
系统100可以可选地包括：至少部分地容纳在机舱的内腔中的倾斜机构，电源以及任何其他合适的部件。旋翼起着在驱动机构的作用下在流体中旋转的作用，以提供推力(例如，提供给附接的飞行器)。旋翼包括联结到毂的一组叶片以及至少部分地包围毂的整流罩或旋转器。旋翼可以可选地包括用于支撑和/或控制旋翼表面的任何合适的部件(例如，用于改变叶片桨距的连杆和/或致动器，用于保持叶片组和/或毂的结构元件等)。
[0054]
叶片组的功能是将旋翼的旋转动量传递给流体，从而使流体的至少一部分具有轴向动量(例如，以提供推力)。旋翼可以具有任何合适数量的叶片。旋翼优选地具有五个叶片，但是可替代地可以具有三个叶片、四个叶片、六个叶片以及任何其他合适数量的叶片。叶片可以刚性地固定到毂、固定到毂并且包括可变桨距能力(例如，通过适当的可变桨距连杆机构、周期性桨距控制等)，和/或通过一个或多个铰链(例如，拖拽铰链、襟翼铰链等)连接到毂或旋翼头，以使得在气动载荷下旋翼的旋转过程中叶片能够相对于毂或旋翼头超前、滞后和/或摆动。然而，叶片可以另外适当地彼此联结和/或另外适当地机械地连接以形成旋翼的至少一部分。在具体示例中，旋翼包括五个可变浆距叶片；在替代示例中，旋翼可具有任何合适数量的具有可变或固定浆距的叶片。
[0055]
旋翼叶片优选在叶片尖端处不受约束(例如，受任何种类的物理结构约束)，但是旋翼可以附加地或替代地包括包围叶片尖端(例如，诸如管道风扇的管道)的整流罩。在这样的变体中，整流罩可以起到阻尼旋转期间源自叶片尖端的声学特征分量(例如，声波)的作用。但是，旋翼叶片可以附加地或替代地以任何合适的方式被约束或不受约束。
[0056]
毂的作用是相互联结叶片组，并提供旋翼联结到驱动机构并从其接收旋转动力(例如轴动力)的区域。在各种变体中，毂可限定驱动机构的旋转部分的至少一部分(例如，包括旋翼和定子的电动马达的旋翼，电动马达的旋翼的一部分等)。在另外的变体中，毂可以直接或间接地联结至驱动机构的输出轴。
[0057]
整流罩的作用是限定旋翼与外部流体(例如，周围的空气)、在飞行器运动过程中形成边界层的表面以及除一组叶片外的旋翼的润湿表面的最前端接触点。整流罩还起到限定内腔的作用，以容纳推进系统的全部或部分元件(例如，驱动机构、热管理子系统、毂等)。
[0058]
整流罩的形状优选为使阻力最小。在变体中，整流罩与旋翼一起相对于机舱旋转，并且通过间隙与机舱分开。间隙可限定机舱的入口的至少一部分(例如，环形入口、分段的部分环带等)。在替代变体中，在旋翼运行期间，整流罩和/或其部分可以相对于机舱保持静态(例如，其中整流罩限定狭槽，叶片组通过该狭槽旋转)。整流罩在向前投影方向上的直径优选小于机舱的在向前投影方向上的最前端点的直径(例如，机舱的最靠近整流罩的点)；然而，整流罩的直径可替代地大于机舱在向前投影方向上的最前端的直径，基本等于机舱在向前投影方向上的最前端的直径，或根据飞行器推进系统的变化而具有不同的尺寸。
[0059]
机舱的功能是容纳飞行器推进系统的部件，并限定旋翼下游的飞行器推进系统各部分的外表面(例如，润湿表面、外部表面)。机舱还可以起到吸收外部流的作用，并在排出流(例如，通过出口)之前内部使其减速(例如，通过扩散器)。机舱限定外表面和内腔，并且可以包括减阻部分，其中，减阻部分可以限定入口、扩散器和/或出口。机舱应被理解为包括布置在驱动机构和旋翼的后方并在结构上支撑驱动机构和旋翼的机身的任何结构部分(例如，机头、机翼、机尾部分等)，以及飞机推进系统的任何其他合适的部件。
[0060]
在变体中，机舱是与机舱所连接(例如，刚性安装、通过倾斜机构可旋转地联结等)
到的机翼和/或尾部截然不同的结构构件。在这样的变体中，机舱优选地不被配置为提升体，而是可以附加地或可替代地被配置为在飞行期间向飞行器提供至少一些升力。在替代变体中，机舱可以与机舱连接到的机翼和/或尾部部分成一体。在这样的变体中，机舱可以限定升力和/或控制表面(例如，用作机翼和/或尾部部分的一部分)。然而，机舱可以相对于飞行器适当地构造和/或布置。
[0061]
外表面的作用是将机舱的内部特征和部件与外部气流分开。外表面还可以起到限定入口和/或出口的至少一部分的作用。外表面还可以起到限定旋翼后方的飞行器推进系统的润湿表面(例如，基本上所有润湿表面、大部分润湿表面等)的作用。外表面还可以起到限定最小化阻力的几何形状的作用(例如，促进层状边界层的形成和维持、防止流动分离等)。外表面优选地被成形为促进层流，该外表面可以包括：限定横截面，该横截面使沿轴向表面上的静压恢复最小，这可以导致不期望的流分离；加速沿外表面的最大下游部分的流动(例如，保持沿外表面方向定向的负压梯度)，以促进层流边界层的稳定性；和/或配置为促进沿机舱外表面的最大部分的层流的任何其他合适的几何特征。
[0062]
内腔的功能是限定保持飞行器推进系统和/或其他飞行器子系统的部件的体积。在变体中，这些被保持的部件可以包括倾斜机构的至少一部分、电源的全部或一部分、电力输送子系统(例如，配电电缆、导管等)、机械致动器(例如，用于飞行器的致动控制面)、驱动机构的全部或一部分以及任何其他合适的部件。
[0063]
减阻部分的功能是在飞行运行过程中减小对飞机推进系统的阻力，从而减小整个飞行器的阻力。减阻部分优选地被配置成减小向前飞行期间的阻力(例如，飞行器在向前布置中的运行，飞行器推进系统在向前构造中的运行等)，但是可以附加地或替代地在飞行器任何合适的运行模式(例如，悬停、垂直起飞和/或着陆、具有至少一部分飞行器的飞行器推进系统的子集的飞行器的在前进和悬停配置之间的前进运动)中减小阻力。减阻部分包括入口和出口；减阻机构可选地包括扩散器和/或旁路。
[0064]
在一些方面，航空器可以使用由电动马达驱动的叶片式螺旋桨以在起飞期间提供推力。螺旋桨/马达单元可以称为旋翼组件。在一些方面，航空器的机翼可以旋转，且前缘面向上，使得螺旋桨为起飞和降落提供垂直推力。在一些方面，机翼上的马达驱动的螺旋桨单元本身可以相对于固定机翼旋转，使得螺旋桨为起飞和降落提供垂直推力。马达驱动的螺旋桨单元的旋转可通过旋转螺旋桨和电动马达两者而允许改变推力的方向，因此不需要围绕或通过旋转接头的任何万向节或其他方法来进行扭矩驱动。
[0065]
在一些方面，根据本发明的实施例的航空器利用来自已经部署成垂直构造的旋翼组件的垂直推力从地面起飞。随着航空器开始增加高度，旋翼组件可以开始向前倾斜以便开始向前加速。随着航空器获得前进速度、机翼上的气流产生升力，使得旋翼不再需要使用垂直推力来保持高度。一旦航空器已经达到足够的前进速度，就可以沿其机舱收起用于在起飞期间提供垂直推力的一些或全部叶片。在一些方面，在垂直飞行中也使用用于垂直起飞和着陆的所有旋翼组件。支撑旋翼组件的机舱可以具有凹部，使得叶片可以嵌入凹部，从而大大减小脱离的旋翼组件的阻力。
[0066]
起飞后，航空器将通过将旋翼从垂直推力方向铰接到包括水平推力元件的位置开始过渡到向前飞行。当航空器开始以一定速度向前移动时，机翼将产生升力，因此需要较小的来自旋翼的垂直推力。随着旋翼被进一步朝着向前飞行、水平推力形态铰接，航空器获得
更高的速度。
[0067]
电动马达/螺旋桨组合位于铰接接头的外侧，可以将螺旋桨牢固地安装在马达上，即使螺旋桨相对于后机舱部分以各种姿态移动，也可以保持这种刚性。通过这种配置，来自马达的旋转动力不需要被平衡或以其他方式转移到旋转接头上。在一些方面，该部署是整个马达驱动的旋翼的部署。
[0068]
在根据本发明的一些实施例的第一垂直配置中，如图2a中的垂直起飞形态所示，航空器200使用固定机翼202、203，其可以是前掠机翼，具有适用于垂直起降和向前飞行的相同或不同类型的旋翼。飞行器主体201支撑左机翼202和右机翼203。机翼上的马达驱动的旋翼组件206、207包括可以收拢并嵌入机舱主体的螺旋桨。向后延伸的飞行器机身201也附接到升高的后稳定器204。后稳定器具有附接到其上的后旋翼组件205。尽管预期有两个乘客座位，但是在本发明的不同实施例中可以容纳其他数量的乘客。
[0069]
在一些方面，全部或部分机翼上安装的旋翼可以是适于在向前飞行配置中使用，而其他机翼上安装的旋翼可以适于在常规向前飞行期间完全收起。航空器200可以在右机翼203上具有四个旋翼，以及在左机翼202上具有四个旋翼。在每个机翼上的内侧旋翼组件可以具有安装在机翼上的旋翼206，该旋翼适于向上翻转到展开位置以进行垂直起飞和降落，在过渡到向前飞行的过程中退回到收起位置，然后在向前飞行期间使其叶片收起并嵌套。外侧旋翼组件207可以一致地从水平推力配置枢转到垂直推力配置。
[0070]
类似地，每个后稳定器204可以具有安装在其上的旋翼单元，这两个旋翼单元均适于在垂直起飞和着陆以及过渡模式期间使用。在一些方面，所有旋翼设计都是相同的，其中一部分与主叶片一起用于向前飞行。在一些方面，所有旋翼设计都是相同的，所有旋翼均用于向前飞行。在一些方面，可以有不同数量的旋翼单元安装到后稳定器204。
[0071]
在一些实施例中，航空器的电动马达由可充电电池供电。在单个电池出现故障的情况下，使用多个电池驱动一个或多个电源总线可以提高可靠性。在一些实施例中，电池可以沿着旋转部分散开，并且每个马达/导管风扇组件可以有一个电池。在一些实施例中，一个或多个电池可以部分或全部驻留在飞行器机体内，其中功率通过旋转联轴器被引到马达。在一些实施例中，电池驻留在具有可调节位置的架子上的飞行器体内，使得可以根据飞行员的体重来调节飞行器平衡。
[0072]
图2b示出了处于向前飞行配置中的航空器200。
[0073]
图3a以局部视图示出了机舱303，其提供根据本发明一些实施例的用于马达驱动的旋翼组件的支撑结构的气动盖。旋转器或整流罩301安装在旋翼302的前方(该视图中未示出螺旋桨)。图3b是机舱303的图，其示出了旋翼，为清楚起见，省略了一些其他部分。在一些方面，机舱可以是多件式机舱，其适于通过使用内部安装的展开机构来使机舱的前部从面向前的水平配置过渡到垂直的起飞和着陆配置。在一些方面，机舱可以是安装在翼梢上的机舱，该机舱适于通过围绕中心枢轴毂旋转而在水平和垂直飞行配置之间过渡。
[0074]
旋翼302绕内部定子旋转。旋翼302的外部表面与机舱303之间的空气间隙304允许空气进入机舱内部。在一些方面，机舱302的外部圆周表面还将具有进气口，其允许空气进入旋翼结构的内部区域。在一些方面，外部旋翼结构具有外部的表面蒙皮表面，在表面蒙皮表面之间具有内部支撑的格子部件，其允许空气流动以及使用该空气流来冷却该结构。流动通过该旋翼结构的空气在与通过空气间隙304的流入空气相邻的区域中从结构中排出。
然后这些气流可流经热交换器，该热交换器冷却流过马达的内部定子的液体。在一些方面，外部旋翼结构将不允许外部旋翼结构内的气流流动。通过空气间隙304进入的空气流可以起到降低航空器阻力的作用。
[0075]
图3c是机舱303的后部的图。后部气流出口305允许已经通过空气间隙304并通过旋翼结构进入机舱的流入空气排出。在一些方面，机舱303可以是具有内部展开机构的分体式机舱，其可以在机舱和马达驱动的组件从向前飞行配置过渡到垂直起飞和着陆配置时分开。一旦机舱被分开，从马达区域排出的空气可以通过分开机舱时产生的间隙排出。在一些方面，机舱可以是实心的机舱，并且从向前飞行配置到垂直起飞和着陆配置的过渡包括使整个机舱绕固定的枢轴旋转。在一些方面，航空器可以具有马达驱动的旋翼组件的组合，其中一些具有分开的机舱并且一些绕固定的枢轴旋转。在一些方面，如下所述，可能有一个或多个其他出口。
[0076]
图4a、4b、4c、5a和5b示出了根据本发明一些实施例的旋翼组件205。在该说明性实施例中，螺旋桨和整流罩联结至旋转结构302并且位于机舱303的前方。空气能够在机舱303的前方和旋翼的后方进入热交换器319。在一些方面，机舱303的前边缘限定空气间隙304，其允许空气流入机舱。在该实施例中，流入机舱内部的所有空气在经由气流出口305排出之前流经热交换器319。在热交换器的空气流动开口的后端处的阻挡结构402阻挡空气从热交换器的后面进一步向后流入机舱。尽管例如在图4c中示出了具有一些椭圆形开口的阻挡结构，但是可以预期的是，这些开口将为诸如电线之类的物品提供入口，并且在使用时不透气。空气流入热交换器319，然后流入机舱内的内部结构404的内部。气流然后可以通过通风孔405离开内部结构404的内部，然后在机舱303内流动并流出气流出口305。展开机构403适于使旋翼组件从向前飞行配置枢转到垂直起飞和着陆配置。支撑结构411支撑热交换器，并且还允许已经流过热交换器的气流随后进入机舱的内部结构404。
[0077]
图6a、6b、7a和7b示出了旋翼组件207的实施例，其中，气流可以流过热交换器，然后通过主气流出口501流出，但是还可以允许旁路流流过热交换器319的入口并通过旁路出口505流出。图6c示出了为使观察清楚而去除外机舱表面的旋翼组件。在该说明性实施例中，气流通过环间隙304流入。一部分气流可以流经热交换器的入口并进入热交换器后方的区域，在该区域中，其向后流动的气流被旁路阻塞结构507阻塞。旁路管道506流体地联结到热交换器后方和旁路阻挡结构507前方的区域。旁路管道允许旁路流继续流出至旁路出口505。机舱可以绕枢轴502枢转以从向前飞行配置过渡到垂直起飞和着陆配置。
[0078]
旁路流的增加使得通过环间隙进入的空气量比由热管理子系统可能使用或需要的空气量大。这种允许更大流量的空气的能力可以允许用户调整减阻部分以降低飞行器的能量损失。如下所述，在一些方面中，可以设置入口气流的体积流量相对于入口前方的边界层的体积流量之比，以减小阻力。在一些方面，利用旁路流以允许更多的进气流。
[0079]
进入环间隙304的空气流的另一部分可进入热交换器319并在内部机舱结构504的内部离开。内部机舱结构504可以具有气流通道508，该气流通道508适于允许内部机舱结构内的空气离开内部机舱结构的内部并在机舱503的内部行进。然后，机舱的该区域内的空气可以通过主气流出口501继续从机舱出来。
[0080]
图8是马达和螺旋桨毂的图，为清楚起见，省略了其中一些部件。螺旋桨毂310安装至旋翼302，并与旋翼一致地旋转。螺旋桨毂具有绕其外围间隔开的螺旋桨接口311。
[0081]
在本发明的一些实施例中，如图9a、9b和9c中的剖视图所示，显示了马达冷却系统的各个方面。在一些方面，冷却系统可使通过旋翼结构的空气冷却并使定子结构内的液体冷却。液体冷却系统可以使用热交换器，该热交换器促进从液体到流过热交换器的叶片的气流的热传递。通过旋翼结构的气流在离开旋翼结构然后进入热交换器之后也可以部分冷却流体。另外，冷却系统可以利用风扇来促进进一步的气流。在一些方面，没有空气流过旋翼结构。
[0082]
定子342联结到轴承的内圈。旋翼343联结到外座圈。旋翼343具有适于支撑包括磁体312在内的各种部件的旋翼支撑结构315。在示例性实施例中，旋翼支撑结构315可以具有金属表面蒙皮360、361，金属表面蒙皮360、361具有内部格子结构364，该内部结构364既可以在结构上支撑放置在旋翼支撑结构上的机械载荷，又可以允许空气流过结构以冷却结构。空气可能会通过表面蒙皮360中的空隙362进入旋翼支撑结构。在一些方面，空气进入空隙可以位于旋翼支撑结构的外周的前部周围。流过旋翼支撑结构的气流可以通过该结构的后部363离开。
[0083]
定子342可以具有适于内部流动的结构，例如定子绕线棒313下方的部分314。定子绕线棒的外圆周周围可能有一个流体捕获盖，例如玻璃纤维圆柱部分。流体捕获盖允许流体在定子绕线棒之间流动，以允许定子绕线棒和绕组的对流冷却。定子内是流体流动结构316，该流体流动结构316将流体从流体泵317引出，穿过流体流动结构316，向前穿过定子支撑结构314，再绕过定子绕线棒313回到流体捕获盖的下方，并通过热交换器319。
[0084]
通过热交换器的空气流可以是从旋翼支撑结构315的后面离开的空气和通过旋翼302的外部表面与机舱303之间的空气间隙304进入的其他空气的组合。在一些方面，存在固体旋翼支撑结构，其中进入热交换器的空气流不行进通过旋翼结构。在流过热交换器319之后，流体通过流体流动结构316返回到流体泵317。空气风扇318还促进空气流过热交换器319。尽管在图9a中示出放大图，但是空气风扇318可以联结至风扇318。在一些方面，流体泵317可以由马达驱动以驱动流体通过流体系统。在一些方面，空气风扇318可以由马达驱动以将空气拉过热交换器。在一些方面，同一马达可以驱动风扇和流体泵。在一些方面，流过热交换器的进气然后可以驱动风扇，风扇继而驱动流体泵。
[0085]
图10a和10b是根据本发明一些实施例的旋翼支撑结构的示例性部分的照片。如在图12的侧视图中所见，以及在图10c和图10d中所见，旋翼支撑结构具有顶部实心表面和底部实心表面，在两者之间具有格子部件支撑结构。在一些方面，旋翼支撑结构可以是使用金属3d打印构造的整体件。如图10d所示，在顶部实心表面的外圆周上的一系列空隙允许气流进入内部格子部件。然后，空气流能够经由旋翼支撑结构的外表面离开旋翼支撑结构的内部格子部件。
[0086]
图11示出了根据本发明一些实施例的流过液体冷却的电动马达的空气和流体。图11是剖视图，为清楚起见，其中泵317和风扇318处于分解视图位置。在示例性实施例中，流体驻留在流体流动结构316内，并从泵317流出，并在流体流动结构316内的流出通道内径向向外334流动，该流出通道可以是定子支撑结构的一部分或联结到定子支撑结构。发热电气部件可以安装在流体流动结构的前侧，并且流体流动结构内的流体可以冷却那些部件。然后，流体在定子支撑结构314内在与绕线棒和绕组相邻且从绕线棒和绕组径向向内的区域中流动332。然后，流体在定子支撑结构的前部离开定子支撑结构314的内部，然后向后336
穿过绕线棒313和绕组，并在流体捕获盖内径向延伸。然后，流体337通过热交换器319，在此处它被流过热交换器的空气流冷却。最终，流体338流过流体流动结构内的返回通道进入泵317。
[0087]
通过马达的气流通过旋翼支撑结构315进入路径331。然后，离开旋翼支撑结构的一些或全部气流也可以进入热交换器319。气流还绕着旋翼的外部流动330，并向下333流过热交换器319。外部气流330和内部气流331都可以通过气流间隙304进入。在实心旋翼的情况下，没有空气流过旋翼支撑结构。空气风扇318还可将空气吸入并通过上述气流系统。在一些方面，风扇可用于吸入大量空气，以便对飞行器的空气动力学产生有益的影响。在一些方面，例如在悬停模式下，风扇可以是空气流过热交换器的主要驱动器。马达和机舱之间的相对较窄的间隙用于吸收在马达上形成的边界层，这有助于清理机舱本身上的边界层流，从而促进机舱上的层流，从而减小阻力。在一些方面，机舱做成能够利用这种有益的影响的形状。在一些实施例中，没有气流穿过旋翼结构。在这样的实施例中，进入热交换器或旁路管道的所有气流都是外部气流330。
[0088]
在示例性实施例中，冷却剂泵可以每分钟泵送10-15升的冷却剂，该冷却剂可以是聚α烯烃冷却剂。进入热交换器的冷却液温度可能大约为85摄氏度，退出时可能为70摄氏度。当马达以700rpm的转速运行时，如果其连续悬停功率为75.5kw，扭矩为1030nm，则可能发生这种情况。在这种情况下，马达可能会散发6.3kw的热量。风扇气流可能在800-1500cfm之间变化。
[0089]
流量调节器181可以布置在相对于旁路管道183的各个位置，并且可以用于调节或引导进气的流动或流量。吸入的空气可以通过入口180进入，并且一部分气流可以绕过热交换器184并进入旁路管道183。风扇182可用于增加气流量。在一些方面，流量调节器用于改变进入旁路管道的流量的比例。在一些方面，致动系统可以接合机械导流器，例如百叶窗，其可以改变进入旁路管道183的流量。在一些方面，流量调节器还可以改变通过进气口180进气的空气总量。
[0090]
在本发明的一些实施例中，如图13所示，在旋翼绕轴197旋转的系统中，当进气191进入旁路管道195时，多通道扩散器196用于减慢进气191。多通道扩散器196可位于机舱194内，邻近进气口或在进气口后部，并且位于旁路管道195的前部区域中。在该示例性实施例中，来自流动空气190的所有进入空气191流过扩散器并进入管道。在一些方面，多通道扩散器可用于进气流中，然后在进入热控制系统和旁路管道之间进行分配。在一些方面，多通道扩散器可以用在整个通过热控制系统的进气流中。
[0091]
图14示出了相对于单通道流动路径的多通道扩散器的优点。在单通道流动路径中，随着通道的体积膨胀，进气260可与通道的内表面分离261。在多通道扩散器中，空气流270a、270b、270c流经由扩散器层271a、271b隔开的通道。从多通道扩散器内的通道排出的空气271a、271b、271c没有与通道的内表面分离。
[0092]
在变体中，如图15a所示，气流路径可以流入分段的风扇180中。如图15b所示，分段的风扇180优选地被配置为对应于机舱的分段的扩散器，但是可以以其他方式适当地配置。在该变体中，分段的风扇180可以起到从第一段181(例如，同心段的外部段)处的流中提取动量并且将动量提供给第二段183(例如，同心段的内部段)处的流。分段的风扇180可以包括分离器182，例如圆柱形分离器。在示例性情况下，进气185a、185b可在扩散器板189的不
同侧行进。扩散器板189可以在机舱186的前部区域处从热交换器188的外侧开始。扩散器板同心地将流分成两个气流路径185a、185b。由扩散器板提供的通道化气流可以继续通过热交换器并进入机舱内部。
[0093]
在本发明的一些实施例中，如图15c所示，多通道扩散器具有多个扩散器板189a、189b、189c、189d、189e、189f、189g。扩散器板可以在机舱186的前部区域处从热交换器188的外侧开始。扩散器板同心地将气流分成不同的流动路径。由扩散器板提供的通道化气流可以继续通过热交换器并进入机舱内部。在一些方面，扩散器板结构还充当气流的转向叶片。应当注意的是，通道扩散器的功能是分离具有不同总压力的气流区域。扩散器的功能是减慢气流并增加机舱内部的压力。
[0094]
减阻部分优选地通过促进在机舱的外表面的至少一部分上的层流来起到减小阻力的作用，该层流是通过在旋翼和机舱之间的位置处(由于旋翼和机舱之间的物理结构分离，边界层最有可能在旋翼下游完全湍流的位置)摄取边界层(例如，湍流边界层)而被物理地促进。吸入之后(例如，通过入口/空气间隙)，内部气流优选被扩展(例如，通过扩散器)并减速，以使内部气流和减阻机构之间的表面摩擦减小(例如，与流量成比例)。这可以导致净阻力减小，同时保持沿入口下游外表面的层流(例如，与湍流相比，表面摩擦也随之减小)。减阻部分还优选地使内部压力损失最小化(例如，在扩散器中，在联结的热交换器中等)。然而，减阻部分可以附加地或替代地以任何其他合适的方式减小减阻。
[0095]
在变体中，减阻部分可以在各种模式之间运行，包括全旁路模式、部分旁路模式和无旁路模式。在全旁路模式中，通过减阻部分的流不被驱动通过热管理子系统的热交换器(例如，流绕过热交换器)。在无旁路模式下，通过减阻部分的整个流被驱动通过热管理子系统的热交换器。在部分旁路模式中，对旁路分数(例如，通过绕过热交换器的减阻机构的流量的百分比)进行调节。部分旁路模式可以管理热交换器中的可能压力损失，该损失可能是由于在某些飞行器速度下以无旁路模式运行而导致的；在这种情况下，部分旁路模式可用于在进气和出口之间引导一部分吸入的空气，而无需使空气通过热交换器，以防止过多的空气流供应到热交换器(例如，并造成压力损耗或其他导致阻力和/或效率降低的损耗)。旁路部分可以被动地调节(例如，由流场本身来致动，作为流速的函数)和/或主动地调节(例如，通过诸如可变尺寸的孔口、阀等的可控的流致动器节流)。减阻部分优选地在运行模式之间使用旁路机构例如百叶窗运行，该旁路机构由机电致动器驱动，该机电致动器可以使气流重新引导通过减阻部分和/或远离减阻部分机构，例如，图12中的例子。然而，减阻部分可以附加地或替代地在各种运行模式和任何其他适当的运行模式之间适当地过渡。
[0096]
在变体中，减阻部分可以被动地运行。在该变体的示例中，减阻部分的部件优选地是静态的(例如，入口尺寸是固定的，扩散器形状和尺寸是固定的，出口尺寸是固定的等)，并且通过减阻部分的气流可以随系统速度(例如，飞行器的空速)缩放。在该变体的另一示例中，减阻部分的部件可以由流场动态地致动(例如，其中流场的压力向出口施加力并根据空速增大或减小出口的尺寸)。然而，减阻部分可以附加地或替代地以任何合适的方式被动地运行和/或主动地运行(例如，通过可致动的可变尺寸的出口等)。
[0097]
减阻部分的入口用于吸收通过旋翼的整流罩的后缘移动的气流。入口优选地成形为最小化和/或防止流动分离，以促进在入口下游的机舱的外表面上的层流。然而，入口可以以其他方式适当地成形。减阻部分可以被设计成使得以设计的空速吸入的空气量已经被
调整为使得减阻最小。
[0098]
入口优选地布置在旋翼系统的旋转外部表面(例如旋翼)和旋翼系统的静态外部表面(例如机舱的外表面)之间的分离区(例如间隙)附近。特别是，进气口最好布置在没有进气口的情况下旋翼下游流在旋翼系统上停滞的位置的近端，以利用停滞产生的高压区来驱动气流进入进气口(例如，除了主动流动致动之外或替代主动流动致动，例如经由流致动器或在出口和入口之间的大负压梯度)。入口优选地是环形区域，但是可以附加地或替代地是部分环带、分段的环带和/或具有任何其他合适的几何构造。
[0099]
出口的功能是重新引入内部气流(例如，从扩散器)到外部自由气流。出口还可起到限制通过减阻机构的流速的作用(例如，通过出口几何形状被动地，通过出口尺寸的致动等主动地)。出口可以相对于机舱的外表面布置在各个位置。出口可以布置在入口的后部的外表面处，并且在机舱的后缘或区域的上游。在替代变体中，出口可以布置在机舱的后缘或区域处(例如，在机舱尾部)。出口可以是环形区域(例如，以与入口类似的方式)、分段的环形区域、位于入口附近以最小化通过出口的外流对下游气流的影响的区域、和/或相对于机舱几何形状具有其他任何合适的几何分布或布置。
[0100]
出口可以是固定或可变的几何结构(例如，横截面尺寸、直径、形状等)。在其中出口具有可变尺寸的变体中，可以手动改变尺寸(例如，通过控制连杆、通过手动可调节的机械限流器(例如虹膜或其他孔口)、通过电传操纵器等)，或自动改变(例如，通过闭环控制器、通过速度相关的可变节气门等)。
[0101]
图16a是气流通过扩散器289进入机舱286内部时气流速度的速度量值建模输出。气流流过旋翼291的外表面，并进入旋翼291和机舱286之间的空气间隙。扩散器289是具有多个扩散器板的多通道扩散器。如图16a所示，在扩散器中以及通过机舱的气流速度已经减慢。如在图16b的压力分布建模输出中所见，在扩散器的外侧以及整个扩散器和机舱中看到增加的压力。如图16b所示，具有多个扩散器板的多通道扩散器的使用将较高的压力沿轴向向后分离到通道，从而防止空气在整个流动通道中再循环。如上所述，在扩散器板的后端，风扇通过动量传递来使风扇后方的压力均匀。扩散器通道内的压力差是外部流动态压力的一部分。在一些方面，扩散器通道内的压力差在外部动态压力的5％至100％的范围内。在一些方面，扩散器通道内的压力差在外部动态压力的10％至50％的范围内。
[0102]
根据本发明的一些实施例的用于系统的减阻部分的设计和调整的设计参数是体积流量分数。体积流量分数定义为入口空气的体积流率与旋翼后方和入口前方的边界层的体积流率之比。图20说明了能量损失270与体积流量比271的关系。水平轴271被设置为在不吸入进气的情况下在基线系统中看到的能量损失水平。如图所示，随着空气的进入，由于内部损失，能量损失上升了272。随着更多的空气进入，能量损失下降到273点。这是由于机舱的外部表面的层流恢复，如图19a所示。可以达到低能量损失点274，该能量损失点274表示的能量损失比不吸入进气的基准系统少。随着更多的进气进入，内部损失增加，总能量损失增加275。在一些方面，体积流量分数大于0.1。在一些方面，体积流量分数大于0.2。在一些方面，体积流量分数大于0.5。在一些方面，体积流量分数大于1.0。在一些方面，体积流量分数大于2.0。
[0103]
用于减小飞行器的能量损失的方法可以包括以下步骤：将空气吸入旋翼后方的区域中；将空气引导至扩散器中；以及排出空气。扩散器可将全部或部分吸入的空气引导通过
热管理系统。可以利用旁路通道来增加吸入空气的体积流率。
[0104]
图17a、18a和19a分别示出了在0％、10％和20％的吸入速度分数下的湍流强度。湍流强度是自由流中湍流能量波动相对于流能密度的分数。较亮的区域表示更多的湍流。吸入速度分数代表自由流的吸入速度分数。如图17a所示，在吸入速度分数为0％时，旋转器401相对地没有湍流边界层。随着流接近空气间隙入口402，湍流开始。在此示例中，空气间隙入口402没有吸气速度。沿整个机舱404都可看到湍流层403。如图18a所示，在10％的吸入速度分数下，旋转器401相对没有湍流边界层。随着流动接近空气间隙入口402，湍流开始。在此示例中，在空气间隙入口402处有10％的吸入速度分数。紧接在空气间隙入口402之后，整个机舱404都看到湍流层405变薄。湍流层随后使下游406变厚。如图19a所示，在20％的吸入速度分数下，旋转器401相对没有湍流边界层。随着流接近空气间隙入口402，湍流开始。在此示例中，在空气间隙入口402处有20％的吸入速度分数。刚好在空气间隙入口402之后的整个机舱404上看到湍流层405的显着变薄407(如果没有消除的话)。然后，湍流层开始408，然后在下游406变厚。
[0105]
图17b、18b和19c分别示出了在0％、10％和20％的吸入速度分数下的速度。这些结果表明，随着吸入速度分数的变化，机舱外部的流动图像不会显示太多。
[0106]
在一些实施例中，飞行器可以主动吸入空气以引起空气间隙入口处的吸气速度或引起空气间隙入口处的吸气速度的增加。在一些方面，如上所述，可以主动吸入空气以冷却电动马达。在一些方面，可以主动吸入空气，而不管该空气是否专门用于马达冷却。
[0107]
如图所示，机舱上的气流质量在吸力的10％和20％之间急剧变化。在一些方面，吸入速度分数大于10％。在一些方面，吸入速度分数大于15％。在一些方面，吸入速度分数大于20％。
[0108]
从以上描述显而易见的是，可以根据本文给出的描述来配置各种各样的实施例，并且本领域技术人员将容易想到附加的优点和修改。因此，本发明在其更广泛的方面不限于所示出和描述的具体细节和说明性示例。因此，可以在不偏离申请人的总体发明的精神或范围的情况下偏离这些细节。

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