用于飞行交通工具的垂直起飞和降落系统的构造的制作方法

用于飞行交通工具的垂直起飞和降落系统的构造
1.分案说明
2.本发明专利申请是一个分案专利申请。本分案专利申请的原始申请(即：母案，事务所卷号iim183079)，是国际申请日为2017年3月10日、国际申请号为pct/us2017/021975、中国国家申请号为201780023901.4、发明名称为“用于飞行交通工具的垂直起飞和降落系统的构造”的发明专利申请。
3.公告
4.本公开根据美国和/或国际版权法被保护。2017jetoptera公司。所有权利被保留。这个专利文献的公开内容的一部分包含受版权保护的材料。版权拥有者不反对任何人对于如在专利和/或商标局专利文件或记录中出现的专利文献或专利公开进行复制，但另外保留所有版权。优先权声明和相关申请的交互引用
5.本技术要求2016年3月11日提交的美国临时申请no.62/307,318的优先权，该申请的内容在此通过引用并入如同在这里被完全阐明。本技术也是2016年9月2日提交的美国专利申请no.15/256,178的部分延续申请，其要求2015年9月2日提交的题为fluidic propulsive system and thrust and lift generator for unmanned aerial vehicles的美国临时专利申请62/213,465的优先权，所述美国专利申请和美国临时专利申请中的每一个的内容在此通过引用并入如同在这里被完全阐明。


背景技术：

6.每一种vtol飞行器都面临着关于发动机(一个或多个)的尺寸设计和各个力的平衡的难题。见daniel raymer,aircraft design:a conceptual approach(aiaa education series),page 754(5th ed.2012)。
7.垂直起飞可以通过高的推力重量比而实现。相比之下，在水平飞行(巡航)期间，升力有助于飞行器，并且推力要求远远较小。然而，如果意图设计水平飞行一段时间的飞行器，则vtol要求将使发动机要求过于限制性，添加许多重量，这些重量然后在巡航条件中被携带然而却没有用处。因此，巡航占主导地位的vtol飞行器的发动机的尺寸设计和推力匹配成为一个主要问题。
8.平衡是vtol飞行器设计的最重要的驱动因素之一。在起飞阶段期间，推力必须绕飞行器分布，并且各个力矩绕质心平衡，以便飞行器保持平衡。如果推力的源仅仅在一个部位中，则飞行器不能获得平衡。例如，即使诸如harrier的水平飞行器在空气中被平衡，飞行器也需要在一些特别选择的部位中使用数个推力产生元件，以便力矩总是抵消(被计算为力(推力)
×
绕飞行器质量的中心的力矩臂)。如果推力的大部分位于例如飞行器的后部部分中(如典型地在vtol飞行器中见到的)，这是难以实现的。
附图说明
9.图1示出本发明的一个实施例的俯视图；
10.图2是图1中所示的本发明的实施例的后视图；
11.图3是图1中所示的本发明的实施例的前视图；
12.图4以分解等距视图示出本发明的一个替代实施例；
13.图5以后视立体图示出本发明的一个替代实施例；
14.图6a、6b、6c和6d示出相对于降落/起飞表面从起飞到水平飞行的本发明的一个实施例的进展过程；
15.图7示出根据本发明的一个实施例的凸显流动的站的涡轮轴/涡轮螺旋桨发动机的上半部。
具体实施方式
16.本技术意图描述本发明的一个或更多个实施例。将理解，诸如“必须”，“将”等等的绝对术语以及特别量的使用将被解释为适用于这种实施例的一个或更多个，但并非必须适用于所有这种实施例。因此，本发明的实施例可以省略或包括这种绝对术语的情况下描述的一个或更多个特征或功能的修改。此外，本技术中的标题仅用于参考目的，并且无论如何不应当影响本发明的含义或解释。
17.总体而言，本技术涉及用于无人飞行交通工具的推力增大。具体地说，本技术中公开的本发明的一个或更多个实施例提供垂直起飞和降落(vertical take-off and landing,vtol)和短距起飞和降落(short take-off and landing,stol)飞行器的难题的独特解决方案。这里使用的术语“立式起落飞行器”(tailsitter)可以涉及本发明的一个或更多个实施例。
18.本发明的一个实施例通过提高和增大推力而解决发动机的推力重量比和尺寸设计的问题。在本发明的一个优选实施例中，喷射器/推力器它们自身被设计用来允许超过2:1和接近3:1的增大。这意味着这些推力器被设计用来产生是常规涡轮喷射器产生的推力的2-3倍的推力。2015年9月2日提交的题为fluidic propulsive system and thrust and lift generator for unmanned aerial vehicles的美国临时专利申请62/213,465(“465临时申请”)和2016年9月2日提交的美国专利申请no.15/256,178(“178申请”)中公开了一些推力增大设计。这里使用的“推力器”应当指的是具有465临时申请中描述的显著增大的这种喷射器/推力器以及其任何后续型式或改进型。
19.在本发明的一个优选实施例中，推力器与作为主要流动源的气体产生器一起使用。虽并非必须使用本发明中供应主要流动的具有气体产生器的这种推力器，但使用这种推力器可提高推力增大的效果。
20.另外的增大可以通过次级主喷射器而实现，该次级主喷射器可以通过连同例如充当遮罩的立式起落飞行器的封闭/盒式翼使用来自推力器的排气而形成。翼也可以具有任何其它形状，该形状的设计方式使得能够将推力器的高速排气用作由翼(“遮罩”)和推力器形成的喷射器的主要喷嘴。遮罩的效果还可以将推力增大至少10-25％。实际上，推力器和遮罩可以具有例如1.1(从带有遮罩的推力器)乘以2.5(从推力器)增大的推力增大的组合效果，这导致获得2.75的总增大。因此，这种系统在起飞时通过将由简单的涡轮喷射器产生的推力增大大约2.75倍，而可以产生等于飞行器的重量的推力。
21.在任何在其尾部上垂直起飞的飞行器中，飞行器将自然地需要调节其姿态从而以可接受的姿态趋向平稳，并且减小其推力以便保持飞行器以不变的巡航速度向前飞行。通
过节流减小的推力减小可以调节克服飞行器的阻力所需功率，这也可以意味着整个系统的较小增大并且足以向前推进飞行器并且维持其速度。
22.在本发明的一个实施例中，150磅飞行器可以使用适合于变成气体产生器的75磅力涡轮喷射器。2015年12月4日提交的题为micro-turbine gas generator and propulsive system的美国临时专利申请62/263,407(“407临时申请”)和2016年12月2日提交的美国专利申请no.15/368,428(“428申请”)中公开了这种构思。该407临时申请和428申请在这里通过引用整体并入。在这个实施例中，这些推力增大喷射器可以产生例如1.75倍原始值的增大，这意味着75乘以1.75，这导致131.25磅力的增大推力。在推力器周围没有遮罩的情况下，推力可能被限制到这个值并且可能不允许推力使飞行器离开地面。然而，在诸如盒式结构的翼在主推力器周围以遮蔽这些推力器的情况下，推力的总增大变成例如1.15乘以131.25，得到150.94磅力，并且因此超过飞行器的重量且允许起飞。
23.随着燃料在立式起落飞行器上被消耗，交通工具(飞行器)的重量变得更轻并且飞行器的加速度变得更大，因此起飞以递增的速度和加速度发生。因为飞行器可能不是有人的，该加速度可能超过目前人类限制的加速度，该目前人类限制的加速度由于人类安全和无生命威胁标准而被限制。在一个实施例中，加速度可以超过20倍重力加速度。因此，在短的时间之后，该飞行器可能具有通过节流和控制表面改变而改变其姿态并且实现水平飞行的能力。升力在飞行器改变其姿态时增加，而组合的增大由于节流拉回也在值上减小。立式起落飞行器然后可以通过伴随地减小第一水平中的推力器的发动机载荷(ergo气体产生器主要流)并且允许盒式翼产生适当的升力以维持该姿态，同时推力器产生足够的推力以克服阻力，而实现水平飞行。
24.相反，在接近目的地时，飞行器的姿态可以通过增加攻角被调节并且推力增大再次取代对升力的需要，在向前速度减小并且飞行器最终可以垂直降落时，在其尾部部分上，通过推力器和其组合的增大效果被平衡。
25.本发明的一个或更多个实施例通过具有比在质心附近平衡它们所需的小的力矩臂能够克服平衡力和力矩的问题，这通过具有跨越飞行器中的各种部位的推力分布而实现。这转而允许这些实施例具有更多控制并且使得它更容易维持盘旋/竖立位置。
26.如465和407临时申请中所述，独特的技术允许跨越飞行器的各种部位的推力分布，在各种推力器中实现增大水平(例如，在前面，在盘旋阶段起降中被使用且在水平飞行被关掉的前翼后面的“前部喷射器”，而在后面，产生大部分推力的“尾部喷射器”)。
27.常规小的(《250lbf推力)小型喷射发动机通常在单个部位，典型地在排气部分的中心提供推力。一些小的涡轮风扇也在飞行器上的集中点中提供推力。本发明的一个或更多个实施例允许以近乎线性和/或非圆形方式(与圆形方式相反)的推力的分布，并且因此按照翼或其它机翼的长度分布推力和/或控制飞行器的表面。在立式起落飞行器中，来自压缩机的主要热的流和该流的排出空气部分被用作增大推力器的原动流体。因为这个实施例允许线性的主要非圆形的并且不分布在集中点的推力的分布，它实现飞行器的更好的推进效率。此外，存在任选地有利的特征是根据机翼的形状模制和成形推力器以获得更好的性能(例如，增加给定前翼的失速裕度(如果推力器被布置在其下游)，或增大主翼上的升力(如果推力器被布置在所述主翼的上游的最佳部位))。分布的推力因此通过将另外75磅力涡轮喷射器热的且快速的流从涡轮喷射发动机的后部处的集中部位分布到例如飞行器上
的至少四个部位而改善飞行器的性能。在这个例子中，推力器以最佳的方式被安装在飞行器上的这四个部位，使得它们(i)分别接收来自压缩机排出系统的加压空气或气体流和气体产生器的排气并且(ii)将否则将由四个主要流的简单等熵膨胀引起的四个推力中的每一个推力增大1.5-3倍。这也导致获得从这四个部位的有利的分布的流动和推力，从而提高飞行器操作性和推进效率。
28.本发明的一个实施例(涡轮螺旋桨stol型式)包括基于由气体产生器的排出系统提供的原动流体的推力的增大。该排出系统为端口和右舷前推力器提供来自该排出的原动空气。对于由排出系统提供的原动空气的每一个磅/秒，前推力器提供对应于100-300磅力的特别推力的增大。由于部件的有限效率和缺乏先进技术，这个值到目前为止超过通过小的涡轮喷射发动机获得的典型的50-65磅力/磅/秒特别推力。当变成气体产生器时，压缩空气的价值通过使用该系统的前部和后部中的推力器而被利用，导致获得超过2:1的增大比率。因此，可以基于相同的能量输入而获得更大的推力。
29.在这种实施例中，控制阀用于提供端口和右舷推力器之间的流动的平衡。空气的调节可以通过布置在发动机排出和控制阀盒之间的一些阀而获得。通过打开或关闭到前推力器的一个或两个的通路并且改变原动流体供应，这些阀允许对每一个推力器上的流动加以控制和/或对两个前推力器之间的原动空气的流动加以平衡。这转而产生推力的不平衡，并且该不平衡导致飞行器姿态的改变。推力器也可以绕它们的主轴线旋转，而同时为了主要流动(原动流体流动)被调节。这允许对俯仰和翻滚加以控制以及对偏航施加一些有限控制，以及对上述各目标的组合加以控制。
30.在一个实施例中，推力器通过过渡件或导管被供应由产生器输送的排气(减去排出空气)的高压热流。过渡件将气体产生器的排气连接到所述后推力器。推力器将这种输送用作原动空气来增大推力。这种喷射增大系统被特别地设计用来允许以另外燃料消耗为代价的交通工具(飞行器)的快速移动，导致超过200mph的飞行器的空气速度和接近80-90％的推进效率。该系统导致一种典型特别燃料消耗：对于产生每一lbf(磅力)而言0.8-1.1磅燃料/小时，这是低旁通风扇的特点，但没有风扇或驱动风扇的涡轮。这些水平远远高于通常通过小的涡轮喷射器(无人机目前市场的大部分)获得的典型性能——对于每一磅力而言1.5磅/小时。该系统本身也可以以远远更小的尺度而实现低旁通涡轮风扇的特别燃料消耗的性能、并且还不使用自由涡轮和风扇，从而能够降低整个推进系统的重量和复杂性，并且能够省却大型移动组件，诸如风扇/自由涡轮组件。
31.在一个实施例中，如果飞行器的任务是以较高推进效率的较长持续时间/范围和较慢空气速度，则推进系统的后部部分可以被制成为具有足够的柔性，以便被涡轮/推进器系统取代，同时保持常见的相同的气体产生器(在推进系统前部)并且增大“冷”推力器。涡轮将接收与喷射增大系统的情况中相同的流动，但可以从气体产生器排气流动提取能量并且将其转变成用于使推进器旋转的机械功而不是在推出式推力器中流体地增大流动。接口是非常类似的，所做的更换包括将过渡件导管移除，而采用一种导管，这种导管将热的加压气体引导向驱动推进器的自由涡轮，此后排气沿下游方向被排出并且进入推进器的尾流。这种柔性系统的优点是，通过类似的布置，涡轮螺旋桨推进器或喷射增大系统可以是可互换的，允许使用者基于即将到来的任务而选择系统。因此，所描述的涡轮螺旋桨推进器系统可以实现对于每一个马力或等同推力(lbf)而言低于0.6磅/小时的特别燃料消耗水平。在
本发明的一个实施例中，uav可能能够输送包裹远至200英里，该包裹以150英里每小时的平均巡航速度离开。
32.此外，推进器可完美地由例如这里描述的盒式翼系统包含，因此由涡轮螺旋桨产生的噪音可通过直接(盒式翼)和间接装置(翼内的噪音减轻材料)而显著减小。此外，涡轮螺旋桨仍受益于前推力器的存在和用来为它们提供动力的排出空气的使用，不仅允许vtol，但在适当的并且不需要vtol的情况下，也允许短距起飞和降落。
33.在本发明的一个或更多个实施例中，短距起飞和降落(stol)概念可以通过前推力器的使用而实现，以显著地降低起飞所需的跑道长度。通过旋转推力器，另外的定向推力可以被取向以在起飞期间增加俯仰并且与常规飞行器相比减小所需长度。前推力器可以在巡航或闲荡期间被关掉，或者在飞行的各种阶段被再激活以增大升力或推力或增大上述二者。推力的增大可以通过推力器的特别设计而实现。升力的增大可以通过关于鸭翼(前翼)和主要盒式翼的前推力器的布置而实现。前推力器的下游部位延迟前翼的失速，在失速发生之前允许以较高攻角和较高升力系数的操作。这是由于在推力器的前部产生的较低压力延迟翼的顶部上的分离(在高的攻角下大多数翼上的失速的主要原因)。由于主翼的升力增大主要地由于局部高于飞行器的空气速度的由前推力器引起的增加的流动，这个所述流动被引导过盒式翼的底部部分，并且如熟悉这种情况的那些人已知的，增大主翼的升力。
34.图1-3从不同的立体图示出根据本发明的一个实施例的交通工具100。在图1-7中，交通工具100具有特别强调vtol能力的喷射增大推进系统。更具体地说，交通工具100包括主体101，该主体具有前部部分102和尾部部分103。主体101可以包括驾驶舱部分(未示出)，该驾驶舱部分被构造用来实现交通工具100的有人操作。正如所有飞行/航行器那样，交通工具100具有右舷侧和端口侧。流体产生器104连接到主体101并且产生流体流。在一个实施例中，流体产生器104被布置在主体101中。至少一个前部导管(图3中的111)和至少一个尾部导管112流体连接到产生器104。
35.第一前部喷射器和第二前部喷射器105、106流体连接到至少一个前部导管111、连接到前部部分102、并且分别连接到右舷侧和端口侧。前部喷射器105、106分别包括出口结构107、108，流体从至少一个前部导管111以预定的可调节速度流出出口结构。另外，前部喷射器105、106中的每一个的整体能够绕平行于前部喷射器的前边缘取向的轴线(即，横向轴线)而旋转，以提供具有向前和向上分量的推力取向，例如允许交通工具100起飞并且以远远更陡峭的攻角继续爬升，并且从而缩短所需的跑道长度。在爬升的结尾或在爬升期间，通过关闭发动机/气体产生器104的排出阀并且相应地改变气体产生器的速度和操作，驱动后部推进系统(例如，尾部喷射器109、110)，可以将前部喷射器105、106再对准到主飞行方向或完全关掉。在降落之后，前部喷射器105、106可以旋转180度以提供相对于降落方向相反的推力，缩短降落长度。在一个实施例中，前部喷射器105、106中的每一个的整体能够绕垂直于前部喷射器的前边缘取向的轴线而旋转。
36.第一尾部喷射器和第二尾部喷射器109、110流体连接到至少一个尾部导管112并且连接到尾部部分103。尾部喷射器109、110包括出口结构113、114，流体从至少一个尾部导管112以预定的可调节速度流出出口结构。另外，尾部喷射器109、110中的每一个的整体能够绕平行于尾部喷射器的前边缘取向的轴线(即，横向轴线)而旋转。在一个实施例中，尾部喷射器109、110中的每一个的整体能够绕垂直于尾部喷射器的前边缘取向的轴线而旋转。
37.在一个实施例中，流体产生器104包括：第一区域，在所述第一区域中，流体流处于低温；以及第二区域，在所述第二区域中，流体流处于高温。至少一个前部导管111从第一区域将流体提供到前部喷射器105、106，并且至少一个尾部导管112从第二区域将流体提供到尾部喷射器109、110。
38.主要机翼元件115连接到尾部部分103。元件115位于前部喷射器105、106直接下游，使得来自前部喷射器的流体流过主要机翼元件的至少一个空气动力学表面。在一个实施例中，主要机翼元件115是封闭翼，该封闭翼具有前边缘121和后边缘122，封闭翼的前边缘和后边缘限定内部区域123。尾部喷射器109、110至少部分地布置在内部区域123内(即，在前边缘121和后边缘122之间)，并且能够在内部区域内相对于机翼元件115以可控方式移动(例如，前进，缩回等等)。因此，主要机翼元件115在尾部喷射器109、110周围形成遮罩，因此形成大喷射器。
39.交通工具100还包括第一前翼和第二前翼117、118，所述第一前翼和第二前翼连接到前部部分102并且分别连接到右舷侧和端口侧。前翼117、118被构造用来当交通工具100运动时使流过前翼的周围空气形成边界层。前翼117、118分别位于前部喷射器105、106的直接上游，使得前部喷射器流体连接到边界层。前部喷射器105、106分别包括入口部分(即，前边缘)119、120，并且前部喷射器被布置成使得边界层被这些入口部分吸纳(ingested)。
40.图4以分解视图示出根据一个替代实施例的交通工具400。为简洁起见，对于图4中所示的元件——这些元件的特性相同于它们在图1-3中所示的对应元件——使用相同的附图标记表示。交通工具400包括：流体产生器104，尾部喷射器109、110，用来将热的加压排气引导到尾部喷射器的尾部导管112，以及后推力器支承柱401。交通工具400还包括：前翼117、118，排出空气歧管402以及前导管111，该前导管将排出空气歧管连接到具有马达控制阀404的控制阀盒403，该马达控制阀调节到前部喷射器105、106二者的流体流动和在各前部喷射器之间的主要流动供应的平衡。柔性管路405将压缩的排出空气从控制阀盒403引导到前部喷射器105、106。前部喷射器105、106中的每一个包括凸缘406和马达407以便使前部喷射器绕轴408旋转。
41.交通工具400还包括：主要机翼元件115——其具有诸如方向舵、升降副翼、升降舵等等的控制表面；另外的封闭翼机翼元件409；以及次级封闭翼机翼元件410。次级机翼元件410具有位于尾部喷射器109、110的出口结构113、114的直接下游的前边缘，使得来自尾部喷射器的流体流过至少一个次级机翼元件的表面。交通工具400还包括中心翅片和方向舵124，尾部部分103承载箱，流体产生器104，和控制装置，以及前部部分102。
42.图5示出根据一个替代实施例的飞行器500。为简洁起见，对于图5中所示的元件——这些元件的特性相同于它们在图1-3中所示的对应元件——使用相同的附图标记表示。飞行器500包括特别强调短距起飞和降落(stol)能力的涡轮螺旋桨推进系统。飞行器500包括除了尾部喷射器109、110外的交通工具100的所有特征。替代地，飞行器500包括由涡轮(未示出)驱动的推进器510，而该涡轮由流体产生器104提供动力。一个实施例可以包括支承组件520(诸如腿或其它适当装置)，该支承组件向飞行器500提供支承，使得当飞行器500静止时在推进器510和降落/起飞表面之间存在足够的空间和/或偏移。支承组件520优选地从尾部部分103延伸并且基本上平行于主体101。
43.图6示出相对于交通工具100的降落/起飞表面600从起飞到水平飞行的进展过程
(a-d)。可移动的前部喷射器105、106可以负责直到水平飞行(巡航)的飞行中的交通工具100姿态的微调。这个实施例的一个方面是，尾部喷射器109、110较大并且使用热气体作为主要流体，并非必须旋转以控制姿态，而前部喷射器105、106较小并且通过来自压缩机排放或排出的较冷气体操作，可以旋转以维持交通工具100的姿态并且将其飞行中取向驱动到希望的位置和姿态。前部喷射器105、106然后可以从关闭排出端口的中心控制阀被关掉，和/或缩回在前部部分102内，允许流体产生器104在节流拉下条件下操作(小于100％速度)并且仍然在后部中产生热气体以向尾部喷射器109、110供应主要流体，排出阀在关闭状态。借助来自盒式翼的微小贡献或不借助来自盒式翼的贡献，2:1的增大在水平飞行中仍然是可能的，该盒式翼充当由尾部喷射器109、110和机翼元件115自身形成的较大或大喷射器的遮罩。
44.将尾部喷射器109、110(该尾部喷射器产生高速空气流动)与主要机翼元件115组合以产生额外推力增大的有益效果，在以立式起落飞行器构造而起飞时，是特别有用的。尾部喷射器109、110变成经典喷射器的主要喷嘴。然后，主要机翼元件115与尾部喷射器109、110一起形成大喷射器，与没有遮罩的简单推力器相比，产生大致1.1-1.2的推力增大。尾部喷射器109、110它们自身也可以产生超过2的，可能接近3:1的推力增大。因此，替代通过仅使用两个涡轮喷射器获得单位推力，获得了最小值为2
×
1.1＝2.2并且最大值高达3
×
1.2＝3.6的增大系数的总推力增大，使得更重的飞行器能够起飞。在它趋向平稳到巡航状况时，发动机可以被节流减速，并且所述增大也减小以匹配且克服阻力，且在水平飞行中向前推进飞行器。
45.图7示出上半部涡轮轴/涡轮螺旋桨发动机，凸显流动的各个站(stations)。底半部包含相同的发动机，该相同的发动机去除了轴和驱动该轴的涡轮(在这个情况中，该涡轮是驱动推进器的自由涡轮)，并且使用气体产生器来驱动本发明的优选实施例的喷射增大系统。图7示出将任选地有利于将涡轮轴设计的发动机转变为用于喷射增大系统的气体产生器的改变，并且凸显被公开的系统的可互换性。
46.在图7中，牵引推进器构造在上半部中被示出。相比之下，本发明的一个实施例具有指向右边的轴，推动推进器位于右边。顶半部包含压缩机、燃烧器以及两个涡轮：一个涡轮连接到压缩机，一个涡轮通过轴连接到推进器。站2代表压缩机入口；压缩机出口站3；燃烧器入口31；燃烧器出口4；第一涡轮(连接到压缩机并且驱动压缩机)入口41；第一涡轮出口44；自由涡轮的入口45；自由涡轮的出口5，涡轮的出口6和排气；以及(总系统的)排气8。站3的排出系统在这个实施例中用作该系统的前推力器的原动流体。工作流体的其余部分被气体产生器用于驱动自由涡轮，该自由涡轮提取动力以驱动推进器。在下半部中，该系统去除了自由涡轮和轴(并且隐含地去除了推进器)，但所有其它元件保持是相同的。该系统是类似的，其中第一涡轮驱动压缩机，除了自由涡轮被消除，允许该系统变成气体产生器，该气体产生器在站44处产生压力，在1248.65k(kelvin)的总温度下产生202.514千帕(kilopascals)的总压力。这个能量承载流动现在可以用作本发明的优选实施例的喷射增大系统的尾部喷射器109、110的原动流体。
47.其它气体产生器可以被设计用来在正常操作条件下产生大约为2的压力比。本发明的一个实施例可以导致获得超过1.5的增大比率，并且推力器的各种设计可以达到并且包括2.75:1的增大比率。因此，在这些条件下操作的这个实施例的喷射增大系统可以将推
力增大1.4-3倍。相反，在相同量的燃料用于产生站44处的条件时，特别的燃料消耗被减小，并且从那个条件下的排气(该排气用作后部和前部推力器中的原动流体)获得1.4倍的更大推力。当与常规的小涡轮喷射器燃料消耗(典型地对于每一磅力而言的消耗为1.5磅/小时)相比时，通过所公开的喷射增大系统的特别燃料消耗以1.4倍降低，达到对于产生每一磅力而言燃料消耗为大约1.07磅/小时。一个或更多个实施例表明：与原始的对于产生每一磅力而言燃料消耗为1.5磅/小时相比，达到2.0倍的降低，向系统赋予非常高的性能(对于产生每一磅力推力而言燃料消耗为0.75磅/小时)，而无需使用自由涡轮。
48.虽然前述文字陈述许多不同实施例的详细描述，但应当理解，保护范围由下面的权利要求的言语限定。详细描述将被解释为仅仅是示例性的，而且并未描述每一个可能实施例，因为描述每一个可能实施例将是不现实的(如果不是不可能的)。许多替代实施例可以使用目前的技术或本专利的提交日期之后发展的技术而实现，这将仍然落在权利要求的范围内。
49.因此，在这里描述且示出的技术和结构中可以作出许多修改和变化而不偏离本权利要求的精神和范围。因此，应当理解，这里描述的方法和设备仅仅是说明性的并且并非用以限制权利要求的范围。