專利名稱：具有可變迎角機(jī)翼的旋翼飛行器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及直升機(jī)和其他旋翼飛行器。
背景技術(shù)：
簡(jiǎn)單地說，傳統(tǒng)直升機(jī)具有機(jī)身、主旋翼和尾部旋翼。每個(gè)旋翼具有多個(gè)旋翼槳葉 并由引擎驅(qū)動(dòng)。由引擎產(chǎn)生的動(dòng)力經(jīng)過軸、傳動(dòng)器和變速箱傳遞給旋翼。主旋翼經(jīng)由旋翼 主軸耦接到引擎。通常希望存在相對(duì)于機(jī)身具有可變迎角的主軸，以提供更多的向前推力。在傳統(tǒng) 直升機(jī)上，存在各種方式來實(shí)現(xiàn)可變主軸迎角，包括(1)利用相對(duì)于機(jī)身和引擎傾斜主軸 /傳動(dòng)組件；或(2)利用傾斜的主軸/傳動(dòng)器/引擎組件。這兩種方案都存在嚴(yán)重缺陷。例 如，對(duì)于前者，需要撓性驅(qū)動(dòng)軸；和對(duì)于后者，需要復(fù)雜的安裝系統(tǒng)。此外，在主旋翼用于增大向前推力時(shí)，通常需要增大升力。這通常采用僅提供升力 的單獨(dú)機(jī)翼來實(shí)現(xiàn)。通常，帶有增大升力的機(jī)翼的直升機(jī)要求從獨(dú)立的設(shè)備獲得輔助推力。 這種直升機(jī)最常被稱為復(fù)合直升機(jī)。雖然在能增加升力的直升機(jī)領(lǐng)域取得了巨大進(jìn)步，但是仍然存在明顯的缺陷。


被認(rèn)為是本發(fā)明獨(dú)特特征的新穎特征在說明書中論述。但是，本發(fā)明本身以及優(yōu) 選使用模式以及進(jìn)一步的目標(biāo)及其優(yōu)勢(shì)，在結(jié)合附圖閱讀時(shí)，通過參照以下詳細(xì)描述，將得 到最好的理解，在附圖中圖IA是具有符合本發(fā)明的可變迎角機(jī)翼系統(tǒng)的旋翼飛行器的斜視圖，圖中示出 旋翼飛行器位于地面上，處于“盤旋”模式；圖IB是圖IA所示旋翼飛行器的斜視圖，圖中示出該旋翼飛行器處于飛行中的“向 前飛行”模式；圖2是根據(jù)本發(fā)明，用于各種類型的旋翼飛行器的可變迎角機(jī)翼系統(tǒng)的平面圖；圖3是根據(jù)本發(fā)明，具有可變迎角機(jī)翼系統(tǒng)的旋翼飛行器的側(cè)視圖，所述旋翼飛 行器表示為“部隊(duì)運(yùn)輸機(jī)”型旋翼飛行器，處于盤旋模式；圖4是圖3所示旋翼飛行器的側(cè)視圖，該旋翼飛行器示出處于“向前飛行”模式；圖5是根據(jù)本發(fā)明，具有可變迎角機(jī)翼系統(tǒng)的旋翼飛行器的側(cè)視圖，所述旋翼飛 行器表示為“軍用武裝直升機(jī)”型旋翼飛行器；圖6是根據(jù)本發(fā)明，具有可變迎角機(jī)翼系統(tǒng)的旋翼飛行器的側(cè)視圖，所述旋翼飛 行器表示為“商用運(yùn)輸”型旋翼飛行器；圖7是圖6所示旋翼飛行器的機(jī)身的縱向截面圖，所述旋翼飛行器具有“客運(yùn)”結(jié) 構(gòu)；圖8是是圖6所示旋翼飛行器的機(jī)身的縱向截面圖，所述旋翼飛行器具有“貨運(yùn)” 結(jié)構(gòu)；
圖9是根據(jù)本發(fā)明，具有可折疊的可變迎角機(jī)翼系統(tǒng)的旋翼飛行器的側(cè)視圖，所 述可折疊的可變迎角機(jī)翼系統(tǒng)具有示于“展開”模式下的“折疊機(jī)翼”結(jié)構(gòu)；圖10是圖9所示旋翼飛行器的側(cè)視圖，示出處于“折疊”模式；圖11是根據(jù)本發(fā)明，具有可折疊的可變迎角機(jī)翼系統(tǒng)的旋翼飛行器的側(cè)視圖，所 述可折疊的可變迎角機(jī)翼系統(tǒng)具有示于“展開”模式的“折疊機(jī)身”結(jié)構(gòu)；圖12是圖11所示旋翼飛行器的側(cè)視圖，處于由虛線示出的“折疊”模式。
具體實(shí)施例方式雖然本發(fā)明容易制作各種改型并以替代形式實(shí)施，但是作為示例在附圖中示出了 本發(fā)明的具體實(shí)施方式
并在以下詳細(xì)描述。但是，應(yīng)該理解，描述具體實(shí)施方式
的目的并不 是將本發(fā)明限制于所公開的特定形式，而是相反，目的是覆蓋落入文中所述本發(fā)明精神和 范圍內(nèi)的全部改型、等同方案和替代形式。以下描述本發(fā)明的例述性實(shí)施方式。為了敘述清楚，并非實(shí)際實(shí)施方案的全部特 征都在說明書中描述。當(dāng)然應(yīng)該理解，隨著任何所述實(shí)施方式的發(fā)展，必須針對(duì)具體實(shí)施方 案做出許多決策，以實(shí)現(xiàn)開發(fā)者的具體目標(biāo)，諸如符合與系統(tǒng)相關(guān)或與商業(yè)相關(guān)的約束，這 些約束從一個(gè)實(shí)施方案到另一個(gè)實(shí)施方案將會(huì)不同。此外，應(yīng)該理解，這種開發(fā)工作可能復(fù) 雜且耗費(fèi)時(shí)間，但是仍然是從本公開文件內(nèi)容受益的本領(lǐng)域普通技術(shù)人員所從事的常規(guī)工 作。本申請(qǐng)中的發(fā)明主要涉及高速直升機(jī)/旋翼飛行器結(jié)構(gòu)概念。符合本申請(qǐng)的旋翼 飛行器對(duì)于常見于邊緣即直升機(jī)旋翼系統(tǒng)的后掠槳葉失速的高速問題以及旋翼撲動(dòng)速度 極限提供了獨(dú)特的解決方案。參照附圖中的圖IA和1B，示出了具有符合本發(fā)明的可變迎角(incident)機(jī)翼系 統(tǒng)113的旋翼飛行器101的優(yōu)選實(shí)施方式。在該優(yōu)選實(shí)施方式中，旋翼飛行器101是并排 雙旋翼復(fù)合旋翼飛行器，具有機(jī)身102和相對(duì)于機(jī)身102樞轉(zhuǎn)的可變迎角機(jī)翼組件113。機(jī) 身102包括駕駛艙、乘客/貨物部分和尾桁。旋翼飛行器101包括適當(dāng)?shù)钠鹇浼芙M件120 和尾翅組件115。尾翅組件115耦接到機(jī)身102的尾桁部分，并且可以包括舵板、蝶形尾部 組件或者其他適當(dāng)?shù)拇怪焙退椒€(wěn)定器?？勺冇菣C(jī)翼組件113包括機(jī)翼構(gòu)件117a和117b ；引擎105a和105b ；傳動(dòng)器 107a和107b ；主軸109a和109b ；以及可旋轉(zhuǎn)地分別耦接到主軸109a和109b的一對(duì)反向 旋轉(zhuǎn)的旋翼Illa和111b。在優(yōu)選實(shí)施方式中，引擎105a和105b、傳動(dòng)器107a和107b以 及主軸109a和109b分別相對(duì)于機(jī)翼構(gòu)件117a和117b固定。將安裝在機(jī)翼構(gòu)件117a和 117b末端或靠近末端的反向旋轉(zhuǎn)的旋翼Illa和Illb進(jìn)行布置，從而形成提升-推進(jìn)系統(tǒng)。 旋翼Illa和Illb分別安裝到主軸109a和109b，所述主軸分別安裝在傳動(dòng)器107a和107b 中，位于每個(gè)所述位置。主軸109a和109b的靜態(tài)取向使得主軸109a和109b向前傾斜，即 沿著向前飛行的方向，在翼弦與飛行方向?qū)?zhǔn)時(shí)，相對(duì)于機(jī)翼構(gòu)件117a和117b的翼弦處于 固定角度。引擎105a和105b安裝在相同機(jī)翼末端位置或該位置附近，并分別經(jīng)由傳動(dòng)器 107a和107b向旋翼Illa和Illb提供動(dòng)力，以產(chǎn)生推力。雖然引擎105a和105b的位置 在文中描繪為靠近機(jī)翼端部，但是引擎105a和105b可以位于旋翼飛行器101的其他區(qū)域， 諸如靠近機(jī)身102。引擎位置的這種變化對(duì)于文中可公開的每個(gè)實(shí)施方式都可行。優(yōu)選提
4供交叉軸系，以確保在一個(gè)引擎不操作(OEI)情況下，旋翼Illa和Illb兩者都可以操作。 因此，旋翼Illa和Illb ；引擎105a和105b ；傳動(dòng)器107a和107b ；交叉軸系以及任何包含 在機(jī)翼構(gòu)件117a和117b內(nèi)的子系統(tǒng)都相對(duì)于機(jī)翼構(gòu)件117a和117b取向固定。機(jī)翼構(gòu)件 117a和117b安裝到旋翼飛行器101的機(jī)身102，以使機(jī)翼構(gòu)件117a和117b可以相對(duì)于機(jī) 身102旋轉(zhuǎn)。這種旋轉(zhuǎn)圍繞樞轉(zhuǎn)軸線119，該樞轉(zhuǎn)軸線垂直于機(jī)身縱軸線，以使可變機(jī)翼迎 角組件113的旋轉(zhuǎn)改變機(jī)翼迎角，因此傾斜主軸119a和119b，從而提供可變的主軸傾角。在圖IA中，示出了旋翼飛行器101支座在地面上處于“盤旋”模式。在圖IB中， 示出旋翼飛行器101在飛行中處于“向前飛行”模式。在盤旋模式中，主軸109a和109b定 位在盤旋主軸位置121a、121b，此時(shí)主軸大致垂直取向，以使由旋翼Illa和Illb限定的旋 翼平面大致水平。主軸109a和109b的角度可以通過有選擇地改變可變迎角機(jī)翼組件113 的迎角角度來改變。在向前飛行模式中，可變迎角機(jī)翼組件113相對(duì)于機(jī)身102向前樞轉(zhuǎn)， 從而使得主軸109a和109b向前傾斜到向前飛行主軸位置123a、123b。在優(yōu)選實(shí)施方式中， 盤旋主軸位置121a、121b和向前飛行主軸位置123a、123b之間的角度α大約為25度。在 向前飛行主軸位置123a、123b時(shí)，旋翼平面的前端低于旋翼平面的后端。這種向前傾斜的 旋翼平面產(chǎn)生了向前的推力。這種獨(dú)特的結(jié)構(gòu)具有眾多優(yōu)勢(shì)。機(jī)翼構(gòu)件117a和117b提供 如下作用輔助提升、卸載旋翼升力、減少后掠槳葉失速并延緩動(dòng)力急劇升高?？勺冎鬏S傾 角提供輔助推進(jìn)力，并將旋翼取向?yàn)閾鋭?dòng)和旋翼載荷最小的方向?，F(xiàn)在還參照附圖中的圖2，示出了可變迎角機(jī)翼組件113的局部平面圖。共用提 升-推進(jìn)系統(tǒng)允許主軸109a和109b根據(jù)空速?gòu)拇怪狈聪蛉∠驗(yàn)檫x定的向前角度，從而提 供⑴優(yōu)化的旋翼末端軌跡平面；⑵額外的推進(jìn)力；和(3)升力增大?，F(xiàn)在還參照附圖中的圖3至7，本申請(qǐng)一項(xiàng)重要的特征在于，可變迎角機(jī)翼組件 113提供共用的提升-推進(jìn)系統(tǒng)，這種系統(tǒng)可以縮放大小并可以廣泛用在旋翼飛行器設(shè)計(jì) 和應(yīng)用中。例如，在圖3和4中，示出可變迎角機(jī)翼組件113安裝在部隊(duì)運(yùn)輸機(jī)型旋翼飛行 器131中。在圖5中，示出可變迎角機(jī)翼組件113安裝在軍用武裝直升機(jī)型旋翼飛行器133 中。在圖6中，示出可變迎角機(jī)翼組件113安裝在商用運(yùn)輸型旋翼飛行器135中。圖7和8 示出了可以與本申請(qǐng)中的發(fā)明一起使用的眾多機(jī)身結(jié)構(gòu)中的兩種。圖7是旋翼飛行器135 的縱向截面圖，該旋翼飛行器135具有“客運(yùn)”結(jié)構(gòu)，其中成排的乘客座椅137布置在機(jī)身的 乘客/貨物區(qū)段135內(nèi)側(cè)，而圖8是旋翼飛行器135的縱向截面圖，該旋翼飛行器具有“貨 運(yùn)”結(jié)構(gòu)，其中乘客/貨物區(qū)段138開放，以接收貨物139。機(jī)翼構(gòu)件117a和117b增加升力，從而卸載旋翼Illa和Illb的載荷，這允許旋翼 Illa和Illb在后掠槳葉發(fā)生失速之前，可以從空氣動(dòng)力學(xué)方面到達(dá)較高速度。結(jié)合機(jī)翼卸 載作用，主軸迎角變化允許旋翼平面末梢軌跡在飛行中取向，以提供額外的推進(jìn)力并且使 得旋翼Illa和Illb的撲動(dòng)最小。全部這些特征都有助于較之傳統(tǒng)直升機(jī)和旋翼飛行器具 有速度顯著更高的能力?，F(xiàn)在參照附圖中的圖9和10，示出的符合本申請(qǐng)的旋翼飛行器151具有機(jī)身153、 尾翼組件154、可折疊的可變迎角機(jī)翼組件155。在這種實(shí)施方式中，可變迎角機(jī)翼組件 155，類似于可變迎角機(jī)翼組件113，適配成相對(duì)于機(jī)身折疊成可變迎角機(jī)翼組件155與機(jī) 身153縱軸線大致對(duì)準(zhǔn)的位置。如圖所示，尾翼組件可以適配成向下折疊，避開可變迎角機(jī) 翼組件155。應(yīng)該理解，在這種實(shí)施方式中，旋翼槳葉也可以適配并配置成折疊成減小空間的存儲(chǔ)位置。這樣允許旋翼飛行器容易存放和運(yùn)輸?，F(xiàn)在參照附圖中的圖11和12，示出根據(jù)本申請(qǐng)的旋翼飛行器161具有可折疊機(jī) 身163 ；拼合尾桁組件165 ；和可變迎角機(jī)翼組件167?？勺冇菣C(jī)翼組件167，類似于可變 迎角機(jī)翼組件113，樞轉(zhuǎn)耦接到可折疊機(jī)身163。在這種實(shí)施方式中，可折疊機(jī)身163具有 折疊整流罩169，該整流罩樞轉(zhuǎn)并沿著箭頭A的方向向后折疊，如圖12中的虛線所示。此 外，拼合尾桁165配置成縱向分開，以使尾部區(qū)段171a和171b和尾翅173a和173b可以沿 著箭頭B方向向前旋轉(zhuǎn)，從而與可變迎角機(jī)翼組件167嵌套，如圖12中的虛線所示。此外， 在圖11和12的示例中，駕駛艙的可折疊后頂棚部分177可以向后方折疊，與可折疊裝載坡 道嵌套。在這種示例中，裝載坡道179向上折疊，與引擎的尾氣端口配合，如圖11所示。而 且，與圖9和10中的示例一樣，旋翼槳葉175還可以適配并配置成折疊成減小空間的存儲(chǔ) 位置。這樣允許旋翼飛行器可以方便地存放和運(yùn)輸。應(yīng)該理解，根據(jù)空間需求和應(yīng)用場(chǎng)合， 可以采用變化多樣的額外的折疊結(jié)構(gòu)。本申請(qǐng)的構(gòu)思獨(dú)特之處在于，本申請(qǐng)中的發(fā)明代表首次將整合系統(tǒng)限定為可以利 用共用的提升_推進(jìn)系統(tǒng)解決與高速直升機(jī)/旋翼飛行器相關(guān)的問題和局限，并代表首次 將可變迎角機(jī)翼應(yīng)用于直升機(jī)/旋翼飛行器，以使升力增大、主軸傾斜、撲動(dòng)減小與推進(jìn)力 相結(jié)合，來解決高速問題。根據(jù)前述內(nèi)容，顯然本申請(qǐng)中的發(fā)明具有顯著的益處和優(yōu)勢(shì)，特別是(1)通過消 除尾部旋翼或者輸送的抗扭矩系統(tǒng)損耗，使得盤旋升力效率更大；(2)機(jī)翼協(xié)同地提供了 升力增大和旋翼、主軸、傳動(dòng)器、引擎等等的安裝系統(tǒng)，所述安裝系統(tǒng)整體運(yùn)動(dòng)，消除了傳統(tǒng) 可變幾何形狀旋翼飛行器中遇到的困難；和(3)機(jī)翼迎角變化提供了主軸傾斜能力，這減 少了旋翼撲動(dòng)并提供推進(jìn)力。本申請(qǐng)中的發(fā)明的另一項(xiàng)優(yōu)勢(shì)在于，由于引擎、傳動(dòng)器和主軸 相對(duì)于機(jī)翼構(gòu)件處于固定關(guān)系，所以燃料線路、液壓線路、電纜和其他導(dǎo)管不必經(jīng)過旋轉(zhuǎn)部 件，諸如移動(dòng)吊艙。顯然已經(jīng)描述并例示了具有顯著優(yōu)勢(shì)的發(fā)明。以上公開的特定實(shí)施方式僅為例示 性質(zhì)，因?yàn)轱@然對(duì)于從文中教導(dǎo)受益的本領(lǐng)域技術(shù)人員而言，本發(fā)明可以改型并以不同但 等同的方式實(shí)踐。因此，顯然以上公開的實(shí)施方式可以改變或改動(dòng)，并且全部這種變體都應(yīng) 該認(rèn)為落入本發(fā)明的范圍和精神內(nèi)。因此，本申請(qǐng)尋求的保護(hù)已經(jīng)在說明書中論述。雖然 本發(fā)明以數(shù)量有限的形式示出，但是并不限于這些形式，而是在不脫離本發(fā)明的精神的前 提下，可以進(jìn)行各種改變和改動(dòng)。
權(quán)利要求
一種飛行器機(jī)身；連接到所述機(jī)身的起落架組件；連接到所述機(jī)身的尾翅組件；樞轉(zhuǎn)連接到所述機(jī)身的可變迎角機(jī)翼組件，所述可變迎角機(jī)翼組件包括樞轉(zhuǎn)地連接到所述機(jī)身的機(jī)翼構(gòu)件；固定地安裝到所述機(jī)翼構(gòu)件的引擎；經(jīng)由傳動(dòng)器連接到每個(gè)引擎的主軸，每個(gè)主軸相對(duì)于所述機(jī)翼構(gòu)件固定在一角度；和連接到每個(gè)主軸的旋翼；其中所述可變迎角機(jī)翼組件能圍繞樞轉(zhuǎn)軸線樞轉(zhuǎn)，從而允許所述主軸取向?yàn)橹辽俦P旋主軸位置和向前飛行主軸位置。
2.如權(quán)利要求1所述的飛行器，其特征在于，所述盤旋主軸位置和所述向前飛行主軸 位置之間的夾角大約為25度。
3.如權(quán)利要求1所述的飛行器，其特征在于，所述飛行器是部隊(duì)運(yùn)輸機(jī)型旋翼飛行器。
4.如權(quán)利要求1所述的飛行器，其特征在于，所述飛行器是軍用武裝直升機(jī)型旋翼飛 行器。
5.如權(quán)利要求1所述的飛行器，其特征在于，所述飛行器是商用運(yùn)輸型旋翼飛行器。
6.如權(quán)利要求1所述的飛行器，其特征在于，所述機(jī)身是可折疊的。
7.如權(quán)利要求1所述的飛行器，其特征在于，所述可變迎角機(jī)翼組件是可折疊的。
8.如權(quán)利要求1所述的飛行器，其特征在于，所述引擎安裝在所述機(jī)翼構(gòu)件末梢附近。
9.如權(quán)利要求1所述的飛行器，其特征在于，在所述主軸處于所述向前飛行主軸位置 時(shí)，所述旋翼提供向前推進(jìn)力。
10.如權(quán)利要求1所述的飛行器，其特征在于，在所述主軸處于所述向前飛行主軸位置 時(shí)，所述機(jī)翼構(gòu)件提供升力增加。
11.一種改善飛行器性能的方法，包括將可變迎角機(jī)翼組件樞轉(zhuǎn)地連接到機(jī)身，所述可變迎角機(jī)翼組件包括 樞轉(zhuǎn)地連接到所述機(jī)身的機(jī)翼構(gòu)件； 固定地安裝到所述機(jī)翼構(gòu)件的引擎；經(jīng)由傳動(dòng)器連接到每個(gè)引擎的主軸，每個(gè)主軸相對(duì)于所述機(jī)翼構(gòu)件固定在一角度；和 連接到每個(gè)主軸的旋翼；和圍繞樞轉(zhuǎn)軸線在盤旋主軸位置和向前方飛行主軸位置之間樞轉(zhuǎn)所述可變迎角機(jī)翼組 件，從而優(yōu)化所述飛行器的性能。
12.如權(quán)利要求11所述的方法，其特征在于，所述盤旋主軸位置和所述向前飛行主軸 位置之間的夾角大約為25度。
13.如權(quán)利要求11所述的方法，進(jìn)一步包括將所述機(jī)翼構(gòu)件定位在所述向前飛行主 軸位置，從而提供向前的推進(jìn)力。
14.如權(quán)利要求11所述的方法，進(jìn)一步包括將所述機(jī)翼構(gòu)件定位在所述向前飛行主 軸位置，從而提供升力增加。
全文摘要
一種并排雙旋翼復(fù)合旋翼飛行器具有機(jī)身和相對(duì)于所述機(jī)身樞轉(zhuǎn)的可變迎角機(jī)翼組件。所述飛行器還具有起落架組件和尾翅組件。所述可變迎角機(jī)翼組件樞轉(zhuǎn)連接到所述機(jī)身，并包括機(jī)翼構(gòu)件；固定安裝到所述機(jī)翼構(gòu)件或者所述旋翼飛行器其他部位的引擎；和相對(duì)于所述機(jī)翼構(gòu)件以固定角度連接的主軸。然后，引擎還可以位于所述旋翼飛行器的機(jī)身附近或者其他部位。所述可變迎角機(jī)翼組件能圍繞樞轉(zhuǎn)軸樞轉(zhuǎn)，從而允許所述主軸取向到至少盤旋主軸位置和向前飛行主軸位置。在所述主軸處于向前飛行主軸位置時(shí)，所述旋翼提供額外的向前推進(jìn)力，而所述機(jī)翼提供額外的升力。
文檔編號(hào)B64C3/38GK101939219SQ200980104691
公開日2011年1月5日 申請(qǐng)日期2009年2月11日 優(yōu)先權(quán)日2008年2月13日
發(fā)明者丹尼爾·B·羅伯遜, 戴維·J·魯?shù)罓柗? 沃爾特·C·喬伊納, 珍妮弗·D·蘭格斯頓, 達(dá)德利·E·史密斯 申請(qǐng)人:貝爾直升機(jī)泰克斯特龍公司