[发明专利]用于飞行器的推进系统

权利要求书

1.一种用于飞行器(1)的推进系统(100、200)，所述推进系统包括至少一个转子(110、210)和机舱，所述机舱具有围绕所述至少一个转子(110、210)延伸的整流罩(120、220)，所述整流罩(120、220)被扇区化并且相对于所述转子(110、210)的旋转轴线(X)在周向方向(F1、F2)上包括至少一个固定扇形部(30、130a、130b、130ab、230ad、230bc)和可缩回扇形部(40a、40b、50、141a、141b、142a、142b、150a、150b、240a、240b、240c、240d、250a、250b、250c、250d)，所述可缩回扇形部(141a、141b、142a、142b、150a、150b、240a、240b、240c、240d、250a、250b、250c、250d)包括可伸缩地缩回到所述至少一个固定扇形部(130a；130ab；230ad)之中或之上的至少第一系列的可缩回扇形部(141a、142a、150a；240a、250a；240d、250d)，其特征在于，所述可缩回扇形部(141a、141b、142a、142b、150a、150b、240a、240b、240c、240d、250a、250b、250c、250d)还包括可伸缩地缩回到所述至少一个固定扇形部(130b；130ab；230bc)之中或之上的至少第二系列的扇形部(141b、142b、150b；240b、250b；240c、250c)，所述至少一个固定扇形部(30、130a、130b、130ab、230ad、230bc)具有围绕所述轴线(X)的小于或等于90°的角度范围。

2.根据前一项权利要求所述的推进系统(100、200)，其中，所述第一系列的扇形部的可缩回扇形部(141a、142a、150a；240a、250a；240d、250d)可伸缩地缩回到彼此内部并且缩回到所述至少一个固定扇形部(130a；130ab；230ad)内部，并且所述第二系列的扇形部的可缩回扇形部(141b、142b、150b；240b、250b；240c、250c)可伸缩地缩回到彼此内部并且缩回到所述至少一个固定扇形部(130b；130ab；230bc)内部。

3.根据前述权利要求中任一项所述的推进系统(100、200)，其中，所述可缩回扇形部(40a、40b、50)被配置为使得所述可缩回扇形部的缩回的触发取决于所述飞行器(1)的预定飞行条件或来自用户的自愿命令。

4.根据前一项权利要求所述的推进系统(100、200)，其中，所述可缩回扇形部(141a、141b、142a、142b、150a、150b、240a、240b、240c、240d、250a、250b、250c、250d)具有大致管状的形状，并且每个可缩回扇形部具有从一个周向端部向相对的周向端部减小的横向尺寸。

5.根据前述权利要求中任一项所述的推进系统(100、200)，其中，每个系列的扇形部包括：

-末端扇形部(50；150a、150b；250a、250b、250c、250d)；以及

-至少一个中间扇形部(40a、40b；141a、141b、142a、142b；240a、240b、240c、240d)；

所述第一系列的扇形部的末端扇形部(50；150a、150b；250a、250b、250c、250d)包括最终引导构件(52)和锁定构件(53)，所述最终引导构件和锁定构件被配置为与互补的最终引导构件(52)和锁定构件(53)协作，所述第二系列的扇形部的末端扇形部(50；150a、150b；250a、250b、250c、250d)利用所述互补的最终引导构件和锁定构件将所述机舱的整流罩(120、220)锁定在关闭位置。

6.根据前述权利要求中任一项所述的推进系统(100、200)，其中，所述扇形部(30、40a、40b、50)中的至少一些扇形部例如在其周向端部处包括密封构件，所述密封构件被配置为确保与一个或多个相邻扇形部的密封。