專利名稱：具有至少兩個沿機翼的翼展方向相互隔開的螺旋槳驅動裝置的飛機的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種飛機，在其空氣動力機翼上分別設置有至少兩個沿機翼的翼展方 向相互隔開的驅動馬達，所述驅動馬達分別具有螺旋槳旋轉軸。
背景技術：
在沿飛機的翼展方向具有相互隔開的驅動馬達并且所述驅動馬達分別帶有螺旋 槳旋轉軸的這種飛機中，由于由各個馬達產(chǎn)生的空氣動力效應以及從與飛機有關的角度， 不考慮用于雙發(fā)動機飛機的特殊的設計標準。從通常的現(xiàn)有技術中已知一種運輸機，其在每個機翼上具有總共至少兩個螺旋槳 驅動裝置，在根據(jù)圖2的運輸機中，螺旋槳驅動裝置11、12、13、14設置成，使得為了產(chǎn)生飛 機1的推進，螺旋槳驅動裝置的螺旋槳旋轉軸lla、12a、13a、Ha沿相同的旋轉方向旋轉。在 圖2的圖示中，箭頭示意地表示螺旋槳旋轉軸lla、12a、13a、14a的用于使飛機1產(chǎn)生推進 的轉動方向。螺旋槳旋轉軸lla、lh、13a、Ha的為推進而設有的旋轉方向在空氣動力上且 在控制技術上不是最佳的，因為在這些旋轉方向情況下的螺旋槳產(chǎn)生相對于機身3的縱向 軸線非對稱的空氣動力效應，所述空氣動力效應通過襟翼的相應的調節(jié)運動補償，并且除 了用于控制所需的調解運動外，必須具有這些調節(jié)運動。然而，螺旋槳驅動裝置通常借助在 圖2中示出的推進旋轉方向來實現(xiàn)，因為在機翼5ajb上的所有驅動裝置能夠借助相同的 部件和子系統(tǒng)，例如相同的發(fā)動機、相同的傳動裝置和相同的螺旋槳實現(xiàn)，并且因此通過該 解決方案獲得大的后勤優(yōu)點且因此獲得成本優(yōu)點?；谶@些后勤優(yōu)點，總體上能夠減少用 于驅動裝置的制造成本以及部件和子系統(tǒng)的維護和備件庫存。此外能夠根據(jù)用于巡航飛行的設計來確定螺旋槳驅動的飛機1的螺旋槳的旋轉 方向，而放棄上述后勤優(yōu)點。因此，通常還考慮在圖3和4中示出的用于飛機1的推進的兩 個螺旋槳旋轉方向。在此，首先設有在圖3中示出的螺旋槳旋轉方向的相對于機身縱向方 向對稱的設置，因為這個布局在用于巡航的空氣動力設計方面是有利的，并且由于螺旋槳 旋轉方向的對稱的設置，在控制技術上也是有利的，因為襟翼運動不必進行用于補償非對 稱地出現(xiàn)的空氣動力效應的附加的平衡運動。因為具有這些螺旋槳驅動裝置旋轉方向的飛 機在空氣動力方面與在控制技術上一樣是有利的，所以當成本減少不必借助于螺旋槳驅動 裝置11、12、13、14的共性獲得特殊的重量時，在現(xiàn)有技術中使用該設置替代根據(jù)圖2的螺 旋槳旋轉方向的設置。理論上也能夠考慮根據(jù)圖4的螺旋槳旋轉方向的設置。在該設置中，同樣沒有提 供四個螺旋槳驅動裝置的結構形式的共性。此外，在螺旋槳旋轉方向的這樣的設置中，在巡 航方面的空氣動力設計與如圖3的設置相比更為不利，但是在該設置中獲得比在如圖3的 設置中更有利的用于飛機1的低速飛行特性。此外，由于螺旋槳旋轉方向的對稱的設置，螺 旋槳旋轉方向的這個設置在控制技術上是有利的。如圖4的螺旋槳旋轉方向的設置相對于 圖3的設置的另一個優(yōu)點是，在機身內部空間中的噪音引入低，因為在內部的，即位于機身旁的螺旋槳驅動裝置12、13的螺旋槳的在這些螺旋槳驅動裝置12、13和機身3之間的區(qū)域 內的螺旋槳端部部分上升時，與當螺旋槳旋轉方向如例如在圖2中所示設置時相比，更少 的渦流離開螺旋槳，使得位于內部的螺旋槳驅動裝置12、13的在這些螺旋槳驅動裝置和機 身3之間的區(qū)域內的螺旋槳端部件向下運動。這些優(yōu)點能夠在特殊的個別情況下進行權 衡，使得圖4的布局優(yōu)于提供驅動裝置的共性的其它布局。

發(fā)明內容
本發(fā)明的目的是，獲得一種可替代的飛機布局，從而能夠實現(xiàn)最佳的整架飛機。該目的借助權利要求1的特征得以實現(xiàn)。另外的實施形式在與該權利要求相關聯(lián) 的從屬權利要求中說明。根據(jù)本發(fā)明提供的飛機在兩個機翼上具有至少兩個沿翼展方向相互隔開的螺旋 槳驅動裝置，其分別帶有螺旋槳旋轉軸，其中控制裝置構成為，使得該控制裝置操縱用于產(chǎn) 生推進的螺旋槳驅動裝置，以致安裝在相應的螺旋槳旋轉軸上的螺旋槳的外部部分在面向 機身的一側上從上向下運動。在此，在根據(jù)本發(fā)明的飛機的每個機翼上的沿翼展方向相互隔開的螺旋槳驅動裝 置的設置中，尤其能夠提出，使得在各個機翼上，靠近機身的第一螺旋槳驅動裝置位于15% 到40%之間的翼展區(qū)域內，并且外部的螺旋槳驅動裝置位于40%到80%之間的翼展區(qū)域 內，其中翼展方向從機身開始限定，并且外部的翼尖位于通過翼展的100%限定的位置上。在本發(fā)明的另一個實施形式中，每個螺旋槳驅動裝置在同一個螺旋槳旋轉軸上具 有唯一的螺旋槳盤。根據(jù)另一個實施例能夠提出，機翼翼展的至少30%由螺旋槳盤覆蓋。根據(jù)本發(fā)明能夠提出，飛機的機翼形成+10度到+40度之間的后掠角。根據(jù)本發(fā)明，可替代或可附加地能夠提出，機翼翼展的至少50%由螺旋槳盤覆蓋。根據(jù)另一個實施例，飛機能夠構成為，使得螺旋槳盤在其最接近機翼前緣的那個 位置上，相對于機翼前緣具有局部的距離，即在該位置上出現(xiàn)的翼弦的至少5%的局部距
1 O根據(jù)另一個實施例，飛機能夠構成為，使得螺旋槳旋轉軸在螺旋槳輪轂上的相對 于主機翼前緣的距離或偏移或者螺旋槳旋轉軸在其與由螺旋槳盤限定的平面相交的位置 上的相對于主機翼前緣的偏移，在飛機的垂直平面內觀察，向上或向下為螺旋槳直徑的最 大 30%。


借助下面的圖說明本發(fā)明圖1示出根據(jù)本發(fā)明的具有螺旋槳旋轉方向的布局的飛機的示意圖；圖2示出具有螺旋槳旋轉方向的從通常的現(xiàn)有技術中已知的布局的飛機的示意 圖；圖3示出具有螺旋槳旋轉方向的從通常的現(xiàn)有技術中已知的布局的飛機的示意 圖；圖4示出具有螺旋槳旋轉方向的另一個可能的布局的飛機的示意圖。
具體實施例方式在這些圖中，螺旋槳的分別設有的旋轉方向借助于箭頭示出。在圖中，所示飛機的 相同的或類似功能的部件或零件配有相同的附圖標記。圖1示出具有機身3和兩個空氣動力機翼fejb的飛機1，在所述機翼上分別設置 有至少兩個沿翼展方向相互隔開的螺旋槳驅動裝置11、12、13、14，所述螺旋槳驅動裝置分 別具有螺旋槳旋轉軸11a、12a、13a、14a。在旋轉軸11a、12a、13a、14a上分別安裝有未示出 的螺旋槳。螺旋槳驅動裝置11、12、13、14由用于控制螺旋槳驅動馬達的控制裝置控制?？刂蒲b置和螺旋槳驅動裝置11、12、13、14構成為，使得在控制裝置的用于產(chǎn)生推 進的工作狀態(tài)下，螺旋槳驅動馬達被操縱，以致分別安裝在相應的螺旋槳旋轉軸上的螺旋 槳的外部部分在面向機身的一側上從上向下運動(圖1)?？刂蒲b置的用于產(chǎn)生推進的工作 狀態(tài)為如下工作狀態(tài)，在所述工作狀態(tài)下飛機在空中被驅動。因此根據(jù)本發(fā)明提出一種具有機身3和兩個空氣動力機翼的飛機1，在所述機翼 上分別設置有至少兩個沿翼展方向相互隔開的螺旋槳驅動裝置11、12、13、14，它們分別具 有螺旋槳旋轉軸lla、12a、13a、14a，其中飛機1具有用于控制螺旋槳驅動裝置11、12、13、14 的控制裝置。在控制裝置的用于產(chǎn)生推進的工作狀態(tài)下，螺旋槳驅動裝置11、12、13、14被 操縱，使得分別安裝在相應的螺旋槳旋轉軸上的螺旋槳的外部部分在面向機身3的一側上 從上向下運動。飛機尤其能夠為固定單翼飛機。根據(jù)本發(fā)明的飛機尤其能夠構成為上單翼飛機。此外根據(jù)本發(fā)明能夠提出，控制裝置和螺旋槳驅動裝置11、12、13、14設置成，使 得每個螺旋槳旋轉軸1 la、12a、13a、14a能夠附加地沿旋轉方向運動，在所述旋轉方向的情 況下，安裝在相應的螺旋槳旋轉軸lla、lh、13a、Ha上的螺旋槳在面向機身3的一側上從 下向上運動。根據(jù)本發(fā)明，在這些實施形式中可替代或可附加地提出，控制裝置和螺旋槳驅動 裝置11、12、13、14設置成，使得分別相對于機身縱向軸線對稱地相互設置的兩個螺旋槳驅 動裝置11、12、13、14能夠沿旋轉方向運動，在所述旋轉方向的情況下，分別安裝在相應的 螺旋槳旋轉軸上的螺旋槳在面向機身3的一側上從下向上運動，而另外的驅動裝置11、12、 13、14被操縱，使得分別安裝在相應的螺旋槳旋轉軸上的螺旋槳的外部部分在面向機身3 的一側上從上向下運動。如圖1的螺旋槳旋轉方向的設置在飛機1的巡航設計方面是不利的，因為該布局 產(chǎn)生較大的流動阻力，所述流動阻力基于尾隨流動的疊加獲得位于內部的螺旋槳驅動裝置 12,13和機翼fe、5b的螺旋槳。此外，在如圖1的螺旋槳旋轉方向的設置情況下，螺旋槳驅 動裝置11、12、13、14也不提供共性優(yōu)點。螺旋槳旋轉方向的該布局在飛機機身上的噪音引 入方面也是不利的，據(jù)此，如圖2或4的螺旋槳旋轉方向的布局是有利的?；谶@個原因，螺旋槳旋轉方向的根據(jù)本發(fā)明的布局在現(xiàn)有技術中不是已知的。在如圖1的螺旋槳旋轉方向的布局情況下，相對于期望達到，在位于內部的螺旋 槳驅動裝置12、13空轉時，基于該螺旋槳和主機翼之間的干涉，在與如圖3的螺旋槳旋轉方 向的布局情況相比具有較大的迎角時才進行在機翼上的流動分離。因此達到用于飛機1的 較大的最大升力。根據(jù)本發(fā)明，由于該特別的優(yōu)點，圖1的螺旋槳旋轉方向的布局提出，通過用于圖1的布局，能夠設有較簡單的高升力系統(tǒng)，并且也能夠設有較小的機翼fe、5b，以 用于滿足相應的功率頻譜。因此能夠較低成本地實現(xiàn)具有相關的高升力系統(tǒng)的機翼。此外 能夠實現(xiàn)具有相關的高升力系統(tǒng)且具有較輕的重量的機翼，使得飛機1在其飛行功率方面 也能夠較有利地實現(xiàn)。另外，在螺旋槳的根據(jù)本發(fā)明設有的旋轉方向的情況下，在機身側從上到下附加 地在主機翼的外部區(qū)域內達到主機翼的外部的控制面的，如尤其是副翼的改善的控制性 能。這由此產(chǎn)生，由外部的螺旋槳產(chǎn)生的氣流基于其借助所述控制面的空氣動力作用的干 涉附加地引起外部的控制面的，如尤其是副翼的改善的控制性能。通過結合了由通過位于 內部的螺旋槳驅動裝置產(chǎn)生的氣流得出的所述優(yōu)點的這個優(yōu)點，根據(jù)本發(fā)明的解決方案在 巡航飛行中和在起飛及降落時，即也在低速飛行中，相對于從現(xiàn)有技術中已知的解決方案， 在空氣動力上是特別有利的。根據(jù)本發(fā)明，如圖1的螺旋槳旋轉方向的布局能夠用于上單翼飛機、中單翼飛機 或下單翼飛機，并且在此尤其用于運輸機。盡管在如圖1的螺旋槳旋轉方向的設置中出現(xiàn)所述缺點。但是這些缺點通過機翼 的和高升力系統(tǒng)的相應的構造，即通過整架飛機布局的出乎意料優(yōu)點得到補償。尤其是在 飛機1的下面的參數(shù)中達到如圖1的螺旋槳旋轉方向的根據(jù)本發(fā)明設有的布局的特殊的優(yōu)占.
^ \\\ ·螺旋槳引擎借助在螺旋槳旋轉軸lla、lh、13a、Ha上的唯一的螺旋槳盤實現(xiàn)，也 就是說，在螺旋槳旋轉軸lla、12a、13a、14a中的任一個上都不連續(xù)地具有螺旋槳盤的多次 設置(“反旋式螺旋槳”)。主機翼fejb原則上能夠具有在-40°到+40°的范圍內的后掠角。但是如圖1 的螺旋槳旋轉方向的根據(jù)本發(fā)明的布局在機翼的后掠角在+10度到+40度之間時是特別有 利的。因此，盡管由于增加了在螺旋槳旋轉方向的根據(jù)本發(fā)明布局中產(chǎn)生的流動阻力，但是 巡航飛行區(qū)域飛機能夠處于較高的飛行速度范圍內。根據(jù)本發(fā)明，該后掠角范圍在同一個 螺旋槳旋轉軸lla、lh、13a、Ha上尤其設有唯一的螺旋槳盤或者單螺旋槳或多螺旋槳。在本文中，術語后掠角不同于通常的定義，并且尤其能夠為在機翼fe、5b的前緣 之間的相對于根據(jù)規(guī)定產(chǎn)生的流動或相對于飛機1的橫向軸線的俯視看到的角度。替代或除了所述實施形式外，當正試圖中由螺旋槳尾流掠過機翼翼展的至少30% 時，或者當由螺旋槳盤覆蓋機翼翼展的至少30%時，已經(jīng)出現(xiàn)根據(jù)本發(fā)明的效果。但是在具 有機翼翼展的至少50%的機翼由螺旋槳尾流掠過或者機翼翼展的至少50%由螺旋槳盤覆 蓋的情況下，能夠特別有利地實施根據(jù)本發(fā)明的布局。有利的是，機翼的這個覆蓋能夠直至 翼展的70%，并且此外在特殊的個別情況下也設有機翼的這個覆蓋。根據(jù)本發(fā)明，螺旋槳盤設置在主機翼5ajb前。在此，螺旋槳驅動裝置11、12、13、 14在根據(jù)本發(fā)明的實施例中構成為，使得螺旋槳盤在其最接近機翼前緣的那個位置上相對 于機翼前緣具有即在該位置上出現(xiàn)的翼弦的至少5%的局部距離。該局部距離相對于機翼 前緣能夠為在該位置上出現(xiàn)的局部翼弦的最大70%。螺旋槳旋轉軸lla、lh、13a、Ha能夠位于機翼上方或下方。在根據(jù)本發(fā)明的實施 例中，螺旋槳旋轉軸在螺旋槳輪轂上的相對于主機翼前緣的距離或偏移或者螺旋槳旋轉軸 在其與由螺旋槳盤限定的平面相交的位置上的相對于主機翼前緣偏移，在飛機的垂直平面內觀察，在向上或向下為螺旋槳直徑的最大30%。在另一個實施例中，引擎的螺旋槳盤的螺旋槳尖端的相互距離為機翼翼展的至少 5%。因此防止離開螺旋槳的邊緣渦流不產(chǎn)生擾動干涉。在另一個實施例中，內部的引擎的螺旋槳尖端相對于機身外側的距離為螺旋槳直 徑的至少10%并且為螺旋槳直徑的最大80%。在所述實施形式中的根據(jù)本發(fā)明的飛機最好以高于0. 6馬赫且直至最大0. 85馬 赫的亞音速范圍內的巡航速度飛行。
權利要求
1.一種飛機(1)，具有機身(3)和兩個空氣動力機翼，在所述機翼上分別設置有至少兩 個沿翼展方向相互隔開的螺旋槳驅動裝置(11、12、13、14)，所述螺旋槳驅動裝置分別具有 螺旋槳旋轉軸(lla、lh、13a、Ha)，其中所述飛機(1)具有用于控制所述螺旋槳驅動裝置 (11、12、13、14)的控制裝置，其特征在于，在所述控制裝置的用于產(chǎn)生推進的工作狀態(tài)下，所述螺旋槳驅動裝置 (11、12、13、14)被操縱，使得安裝在所述相應的螺旋槳旋轉軸(lla、12a、13a、14a)上的螺 旋槳的外部部分在面向所述機身( 的一側上從上向下運動。
2.如權利要求1所述的飛機(1)，其特征在于，每個螺旋槳驅動裝置(11、12、13、14)在 同一個螺旋槳旋轉軸(lla、12a、13a、14a)上具有唯一的螺旋槳盤。
3.如權利要求1或2所述的飛機(1)，其特征在于，所述機翼翼展的至少30%由所述螺 旋槳盤覆蓋。
4.如前述權利要求中任一項所述的飛機(1)，其特征在于，所述飛機(1)的機翼(5a、 5b)形成+10度到+40度之間的后掠角。
5.如前述權利要求中任一項所述的飛機(1)，其特征在于，所述機翼翼展的至少50% 由所述螺旋槳盤覆蓋。
6.如前述權利要求中任一項所述的飛機(1)，其特征在于，所述螺旋槳盤在其最接近 機翼前緣的那個位置上，相對于所述機翼前緣具有局部翼弦的至少5%的局部距離。
7.如前述權利要求中任一項所述的飛機(1)，其特征在于，所述螺旋槳旋轉軸在其與 由螺旋槳盤限定的平面相交的位置上的相對于主機翼前緣的偏移，在所述飛機的垂直平面 內觀察，向上或向下為螺旋槳直徑的最大30%。
8.如前述權利要求中任一項所述的飛機(1)，其特征在于，所述控制裝置和所述螺旋 槳驅動裝置(11、12、13、14)設置成，使得每個螺旋槳旋轉軸(lla、12a、13a、14a)能夠附加 地沿旋轉方向運動，在所述旋轉方向的情況下，安裝在所述相應的螺旋槳旋轉軸(lla、12a、 13aU4a)上的螺旋槳在面向所述機身( 的一側上從下向上運動。
9.如前述權利要求中任一項所述的飛機(1)，其特征在于，所述控制裝置和所述螺旋 槳驅動裝置(11、12、13、14)設置成，使得分別相對于機身縱向軸線對稱地相互設置的兩個 螺旋槳驅動裝置(11、12、13、14)能夠沿旋轉方向運動，在所述旋轉方向的情況下，分別安 裝在相應的螺旋槳旋轉軸上的螺旋槳在面向所述機身( 的一側上從下向上運動，而另外 的驅動裝置(11、12、13、14)被操縱，使得分別安裝在所述相應的螺旋槳旋轉軸上的螺旋槳 的外部部分在面向所述機身( 的一側上從上向下運動。
全文摘要
一種飛機(1)，具有機身(3)和兩個空氣動力機翼，在所述機翼上分別設置有至少兩個沿所述機翼的翼展方向相互隔開的螺旋槳驅動裝置(11、12、13、14)，所述螺旋槳驅動裝置分別具有螺旋槳旋轉軸(11a、12a、13a、14a)，其中所述飛機(1)具有用于控制所述螺旋槳驅動裝置(11、12、13、14)的控制裝置，其中在所述控制裝置的用于產(chǎn)生推進的工作狀態(tài)下，所述螺旋槳驅動裝置(11、12、13、14)被操縱，使得分別安裝在所述相應的螺旋槳旋轉軸上的螺旋槳的外部部分在面向所述機身(3)的一側上從上向下運動。
文檔編號B64D31/00GK102089209SQ200980127834
公開日2011年6月8日 申請日期2009年7月13日 優(yōu)先權日2008年7月11日
發(fā)明者丹尼爾·雷克策 申請人:空中客車營運有限公司