用於旋翼式飛機的抗扭矩和偏航控制系統的製作方法
2023-10-05 05:43:59 2
專利名稱：用於旋翼式飛機的抗扭矩和偏航控制系統的製作方法
技術領域：
本發明涉及如直升機這樣的旋翼式飛機。本發明特別涉及用於在不使用傳統尾部旋翼的情況下，在旋翼式飛機中提供抗扭矩和偏航控制的系統和方法。
背景技術：
尾部旋翼是最常用的裝置，其用於提供偏航控制並且用於克服由旋翼式飛機(如直升機)中主旋翼產生的偏置扭矩。但是尾部旋翼具有許多實質性缺陷。例如，尾部旋翼會對在旋翼式飛機附近的地勤人員帶來嚴重的安全隱患。另外，尾部旋翼和地面上固定物之間的意外接觸每年均會引起大量的事故。尾部旋翼還需使用多個軸承，直角齒輪箱和高速軸系，因而會引發可靠性和維護性問題。
另外，其它類型武器的小型彈藥和炮彈可能不適應於尾部旋翼，從而會導致抗扭轉和偏航控制的突然及全部喪失，並導致飛機不可控制。這一致命性問題是軍用飛機所特別關注的。另外，尾部旋翼會大大影響旋翼式飛機的整個聲波特徵圖像波形，大大增加駕駛員的工作量，並且使旋翼式飛機在逆風條件中難以控制。
從能量消耗立場上看，尾部旋翼也具有實質性缺陷，尤其是，用於操縱尾部旋翼的能量通常佔旋翼式飛機整個軸輸出功率需求的很大部分，如百分之十五。因此，尾部旋翼的使用比用其他方式需要更大的動力裝置，並且增加旋翼式飛機的整個燃料消耗。
已經開發研製了無需尾部旋翼的系統。例如，美國專利Nos.3,059,877；4,200,2523和4,948,068(每個專利均可在本申請中全文參考使用)披露以環量控制(也稱作「環量控制風」)原理為基礎的抗扭矩和偏航控制系統。環量控制是一種空氣動力學現象，在該現象中，圍繞機體的大量流體由與機體表面相切噴射的一股氣流偏轉。大量氣流的偏轉在機體內產生與偏轉氣流反向的力。
旋翼式飛機內的環量控制是利用飛機發動機產生的壓縮空氣或安裝在機身內的輔助風扇實現的。壓縮空氣從飛機後部機身右側中向下的翼縫或尾梁中射出。所引發的噴氣或多層氣流沿尾梁的邊界流動，並且當經過尾梁時會使由主旋翼產生的下洗流偏轉。這種偏轉在尾梁上產生部分抵消由主旋翼產生的扭矩的側面壓力。
上述專利披露的系統通常不會產生足夠的力以充分抵消主旋翼的偏向扭矩。因而，通常利用反作用噴氣來補充利用環量控制產生的抗扭矩力。更特別的是，壓縮空氣的一股或多股噴氣通過安裝在尾梁後部的噴嘴側向射出。這些噴氣會產生抵消主旋翼扭矩的側向力。反作用噴氣還能提供以前由尾部旋翼提供的偏航控制。特別是，可以響應飛行員的操作對反作用噴氣進行節流。這個特性允許由噴氣產生的力(因此為飛機上的淨側向壓力)產生變化，從而有助於進行偏航控制。
基於環量控制的抗扭矩和偏航控制系統允許在沒有與尾部旋翼相關的大量缺點的情況下操縱旋翼式飛機。但是，在這些系統中使用的反作用噴氣需要相當大的能量進行操作。實際上，反作用噴氣的能量需求與具有相當性能的傳統尾部旋翼所需能量大致相等。因此，使用了用於抗扭矩和偏航控制的環量控制技術的飛機通常需要大致與類似旋翼式飛機相同功率的動力裝置並消耗大致相同量的燃料。
減少旋翼式飛機的全部能量需求能提供實質性益處。例如，降低飛機的能量需求有助於使用消耗更少量燃料的更小、更輕的發動機。這些減少能相應地增加飛機的行程和有效載重量。另外，可以將以前專用於尾部旋翼或噴氣推進器的能量用來驅動位於飛機後部的推進式風扇，從而與以前的方式相比，可以允許飛機獲得非常大的前進速度。
由以上論述可以得出，目前需要這樣一種抗扭矩和偏航控制系統，該系統無需使用尾部旋翼，並且與不使用尾部旋翼的能夠提供抗扭矩和偏航控制的當前系統相比，需要更少的能量來操作。
發明概述本發明的一個優選實施例提供了一種旋翼式飛機，其包括一個主旋翼，一根延伸通過由主旋翼產生的下洗流區的尾梁以及一個固定結合至尾梁上的第一線性噴嘴。所述第一線性噴嘴具有一個沿尾梁延伸的開孔，並且該噴嘴適於沿大致與尾梁外表面相切的方向排出一流體層。旋翼式飛機還包括一個可移動地結合至尾梁上的偏航控制件；和一個固定結合至尾梁上的第二線性噴嘴。所述第二線性噴嘴具有一個沿尾梁延伸的開孔，並且該噴嘴適於沿大致與偏航控制件外表面相切的方向排出一流體層。
本發明的另一優選實施例提供了一種旋翼式飛機，其包括一個機身，一個旋轉結合至機身上的主旋翼以及一個尾梁，該尾翼固定結合至機身上，以便使至少一部分尾梁位於由主旋翼產生的下洗流區內。旋翼式飛機還包括一個可移動地結合至尾梁下部的偏航控制件，以及一個線性噴嘴，其安裝在尾梁上並具有一個沿尾梁延伸的開孔。所述線性噴嘴適於沿大致與尾梁外表面相切和朝向偏航控制件的方向排出一流體層。
本發明的另一優選實施例提供了一種用於旋翼式飛機的抗扭矩和偏航控制的系統，所述旋翼式飛機具有一個主旋翼以及一根位於由主旋翼產生的下洗流區中的尾梁。該系統包括一個適於可移動地結合至尾梁上的偏航控制件；以及一個第一線性噴嘴，其適於沿大致與尾梁外表面相切的方向排放一股噴射流體，以產生沿外表面延伸的流體層。該系統還包括一個第二線性噴嘴，其適於沿大致與偏航控制件外表面相切的方向排出一股噴射流體，產生沿偏航控制件外表面延伸的流體層。
本發明的另一優選實施例提供了一種旋翼式飛機，其包括一個主旋翼，一根延伸通過由主旋翼產生的下洗流區的尾梁，以及一個固定結合至尾梁上的線性噴嘴。該線性噴嘴具有一個沿尾梁延伸的開孔，並且該噴嘴適於沿大致與尾梁外表面相切的方向排出一股噴射流體，以沿至少一部分外表面產生流體層，從而改變主旋翼下洗流的方向。所述旋翼式飛機還包括一個偏航控制件，其結合至尾梁上且可響應旋翼式飛機的駕駛員的輸入，可選擇地定位，以進一步改變主旋翼下洗流的方向，從而有助於旋翼式飛機的偏航控制。
本發明的另一優選實施例提供了一種旋翼式飛機，其包括一個主旋翼，一根延伸通過由主旋翼產生的下洗流區的尾梁，一個固定結合至尾梁上的第一線性噴嘴。該第一線性噴嘴具有一個沿尾梁延伸的開孔，並且適於沿大致與尾梁外表面相切的方向排出一流體層。所述旋翼式飛機還包括一個可移動地結合至尾梁上的偏航控制件；以及一個第二線性噴嘴，其固定結合至偏航控制件上。所述第二線性噴嘴具有一個沿偏航控制件延伸的開口，並適於沿大致與偏航控制件外表面相切的方向排出一流體層。
一種用於在直升機中抵消主旋翼扭矩及控制偏航的優選方法，所述直升機具有一個主旋翼和一根位於由主旋翼產生的下洗流區內的尾梁，該方法包括通過沿尾梁外表面導引一個噴射流體以由沿至少一部分所述外表面產生一流體層來改變主旋翼下洗流的流向；並且通過利用一個與尾梁相結合的可移動偏航控制件使流體層偏轉，進一步改變主旋翼下洗流的流向。
另一種用於在旋翼式飛機中抵消主旋翼扭矩及控制偏航的優選方法，所述旋翼式飛機具有一個主旋翼和一根位於由主旋翼產生的下洗流區內的尾梁，該方法包括通過沿大致與尾梁外表面相切的方向導引第一流體層，沿所述外表面形成第一流體層；並且通過利用第二線性噴嘴，沿大致與偏航控制件外表面相切的方向排出一第二流體層，沿一與尾梁相結合的可移動偏航控制件的外表面形成第二流體層。
附圖的簡要說明在結合附圖閱讀時，能更好地理解前述的概要以及對本發明優選實施例的以下詳細描述。為了說明本發明，附圖示出了優選的實施例。但是，本發明不應局限於附圖中披露的特定方式。在附圖中
圖1為本發明中具有抗扭矩和偏航控制系統的旋翼式飛機的示意性側視圖；圖2為剖面圖，其顯示了從後向前觀察，沿圖1中線2-2截取的圖1中所示的旋翼式飛機的尾梁和偏航控制件；圖2A為圖2中所示的尾梁和偏航控制件的剖面圖，其顯示了從後向前觀察的偏航控制件的運動路徑；圖3為從後向前觀察的圖2中所示的尾梁和偏航控制件的透視圖；圖4為一種旋翼式飛機的示意性側視圖，這種旋翼式飛機具有本發明的抗扭矩和偏航控制系統，以及一個推進式風扇；圖5為從後向前觀察的圖2，2A和3中所示的尾梁和偏航控制件的第一選擇實施例的剖面圖；圖6為從後向前觀察的圖2，2A和3中所示的尾梁和偏航控制件的第二選擇實施例的剖面圖。
對最佳實施例的詳細描述本發明提供了一種用於旋翼式飛機(如直升機)的抗扭矩和偏航控制系統。本發明還提供了一種用於在旋翼式飛機中抵消主旋翼扭矩和控制偏航的方法。結合一種特殊類型的直升機對本發明進行了說明。由於本發明實際上適用於任何類型的需要抗扭矩和偏航控制的旋翼式飛機時，因此，對該實施例的描述僅僅為了說明。
圖1描述了一種直升機12，其具有一個具有傳統結構的主旋翼14。從上面觀察，主旋翼14繞通過其中心的軸線16逆時針方向旋轉。具有傳統結構的機身18位於主旋翼14的下方。機身18包括一個容納駕駛員、乘客和貨物的座艙20。機身18還包括一動力裝置28，一傳動裝置30和一低壓力比、可變螺距的風扇32(所有這些均在圖1中以虛線示出)。動力裝置28通過傳動裝置30驅動主旋翼14和風扇32。本發明的選擇實施例可以包括一個用於驅動風扇32的獨立動力裝置。
直升機12還包括一個細長的尾梁22，其與機身18牢固結合且具有外表面22a。尾梁22從機身18中向後伸出。尾梁22延伸通過一個下洗流區(即當直升機12盤旋或以比較低的前進速度運動時，由主旋翼14的旋轉產生的渦區)。由主旋翼14產生的下洗流由圖中的箭頭26象徵性的表示。
尾梁22實質上是空心的。尾梁22的內表面22b限定有一個在尾梁22內的細長增壓腔31(參見圖2和3)。增壓腔31從風扇32向後延伸。具有傳統結構的一個垂直尾翼23和一個水平尾翼24牢固結合至尾梁22的後端。
三個線性(縱向)噴嘴或翼縫33，34，35安裝在尾梁22的右側(從後向前觀察)。在圖1中，將翼縫33，34，35描述為延伸了尾梁22的實質整個長度。這種結構僅僅用於說明。翼縫33，34，35的最佳長度根據因素(如給定的尾梁的尺寸和幾何形狀以及操作尾梁時的空氣動力條件)變化。
噴嘴33，34，35使增壓腔31與圍繞尾梁22的周圍環境保持流體連通。下面，將對涉及噴嘴33，34，35，增壓腔31和風扇32的操作細節進行說明。
根據本發明，偏航控制件37可移動地結合最接近下部噴嘴35的尾梁22的下部。偏航控制件37最好具有與噴嘴33，34，35大致相等的長度。偏航控制件37具有一個前緣37a和相對的側板37b和37c。如圖2所示，前緣37a最好為圓形，而每一側板37b，37c均最好具有弧形剖面輪廓。側板37b和37c從前緣37a伸出，並會聚於後緣37d。這種結構使偏航控制件37具有近似橢圓形機翼形狀的橫斷面輪廓。對這種特殊的橫斷面的詳細描述僅用於說明。根據因素(如偏航控制件37操作時的特定空氣動力條件)，所述輪廓可具有多種變化。
偏航控制件37還包括一個前緣37e和一個後緣37f(參見圖1)。前緣37e和後緣37f最好具有圓形輪廓(類似於前緣37a)，以便在向前飛行期間使阻力降至最小。
尾梁22和偏航控制件37具有近似橢圓形機翼形狀的結合橫斷面(參見圖2)。對這種特殊的橫斷面的描述僅為了說明。例如基於對空氣動力或結構的考慮，在剖面圖中可能有多種變化。
如圖2A所示，以允許偏航控制件37偏轉的任何常規方式，即以允許後緣37d沿圖2A中所示箭頭39所示的的路徑運行的方式，可以使偏航控制件37與尾梁22結合。例如，偏航控制件37可通過鉸鏈41結合尾梁22(如圖2和3所示)。偏航控制件37可根據飛行員的輸入可選擇地定位，並且可以通過任何如液壓或纜線這樣的傳統裝置(在圖2和3示意性地顯示了用於操縱偏航控制件37的液壓系統47)對其進行操縱。
本發明的操作細節如下。風扇32通過位於機身18上部的入口48吸入周圍的空氣(僅為了說明，在該位置處描述了入口48；實際上，入口48也可以位於機身18的任何位置)。風扇32壓縮周圍的空氣，並使壓縮空氣循環流入尾梁22內的增壓腔31。隨後，由於在增壓腔31和圍繞尾梁22的周圍環境之間的壓力差，迫使壓縮空氣通過噴嘴33，34，35或由這些噴嘴排出。對於給定的操作條件，風扇32的可變螺距允許穿過噴嘴33，34，35的壓力比達到最佳。
上部和中部噴嘴33，34的結構均能使一股線性噴氣或一層壓縮空氣沿大致與尾梁22外表面22a的鄰近部分相切的方向排出。通過噴嘴33，34形成的薄層空氣由圖2所示的箭頭43示意性地表示(為了清楚起見，在圖3中不包括箭頭43和26)。薄層43沿外表面22a、以大於主旋翼下洗流26的速度向下流動。由於在離心力和吸力之間的平衡，因此，薄層43仍保持附著在外表面22a上。空氣動力學的技術人員將這種現象稱為「柯恩達效應」。
當直升機12盤旋或豎直飛行或低速向前飛行時，較快運動的噴嘴排出空氣層43在尾梁22的右側輸送旋翼下洗流26。這種輸送會引起右側的下洗流26比左側的下洗流26更接近尾梁22的輪廓，從而產生圍繞尾梁22的順時針環流模式(參見圖2)。所強調的環流模式導致具有側向分量的力(由圖2中箭頭45所示)，該力以與主旋翼14的偏向扭矩相反的方向作用，從而能夠抵消偏向扭矩。事實上，可以將尾梁22概念化為在由主旋翼14產生的流體區域中工作的小展弦比機翼，同時側向力的分量45表示由機翼產生的升力。
下部噴嘴35的結構應能大致沿與偏航控制件37的側緣37b相切的方向排出線性噴氣或一層壓縮空氣(參見圖2)。由噴嘴35排出的空氣增大並驅動噴嘴排出的空氣層43，從而導致所述層43更接近偏航控制件37的側緣37b的輪廓。所述層43越過偏航控制件37的流動還會改變主旋翼下洗流26的路徑，從而增大淨側向力分量45。換句話說，偏航控制件37在旋翼下洗流26的環流模式上的作用會增大適用於抵消主旋翼14的偏向扭矩的淨力。下面，將對由附加的抗扭矩力提供的實質的優點進行論述。
偏航控制件37也有助於直升機12的偏航控制。特別是，如前所述，偏航控制件37可通過預定的運動範圍偏轉。偏航控制件37的位置會影響主旋翼下洗流26的方向改變的程度，而該程度又會影響由下洗流26施加的側向力分量45。因此，響應駕駛員的輸入而對偏航控制件37進行可選擇的定位允許駕駛員控制直升機12的偏航位置和偏航速度。
因此，偏航控制件37有助於直升機12的偏航控制，同時補充可通過改變主旋翼下洗流26環流模式獲得的抗扭矩力。換句話說，申請人已研製出了這樣一種系統和方法，該系統和方法通過只使用環量控制技術，便可以提供所有所需的偏航和抗扭矩力。
因此，本發明提供了可通過不使用尾部旋翼而控制主旋翼扭矩同時避免與無尾部旋翼直升機有關的本來缺陷獲得的實質性優點。更特別的是，本發明能省去或減少用以對控制偏航並補充利用環量控制技術產生的抗扭矩力的噴氣推進器的需要。前面所述的噴氣推進器會消耗相當多的能量。與此相比，使用環量控制技術產生抗扭矩和偏航力則需要相當小的能量。
因此，通常只依賴用於抗扭矩和偏航控制的環量控制的旋翼式飛機需要更小、更輕的動力裝置，並且與使用噴氣推進器的類似的飛機相比，將消耗更少的燃料。當這些類型飛機的消費者不斷對這類飛機的製造商施加壓力，要求增加其產品的行程和載重能力時，這些優點在旋翼式飛機中特別有益。作為可以選擇的方案，可以將不再需要驅動尾部旋翼或供給噴氣推進器動力的能量用來驅動推進式風扇，從而不必增加動力裝置的尺寸就能增加直升機的最大前進速度。例如，圖4描述一種使本發明與一推進式風扇202相結合的直升機200(另外，直升機200實質上與直升機12相同；在圖1和4中使用相同的參考標號來表示直升機12和200中共同的選定特徵)。
應理解即使在前面的描述中已闡明了本發明的許多特性和優點，以及結構的細節和本發明的功用，但是披露僅僅是說明性的，在本發明的原理(其整個範圍由權利要求表述的術語的廣義一般性含義說明)範圍內，在細節上，特別是在部件的形狀和尺寸以及布置上可作出多種改進。
例如，代替直升機12的單一細長部件37，在特定的用途中可使用多個偏航控制件。另外，通過將由動力裝置28產生的排氣引入增壓腔31內(代替使用通過如風扇32這樣的單一風扇壓縮的周圍空氣)，可提供用於噴嘴33，34，35的壓縮空氣。另外，用於規定旋翼式飛機的線性噴嘴的最佳數目根據例如直升機的尺寸、速度、形狀和空氣動力特性而變化。因此，本發明中可選擇的實施例所使用的線性噴嘴數目可大於或小於直升機12上的三個噴嘴33，34，35。另外，可選擇的實施例可以無需使用下部噴嘴，即，直接排氣至偏航控制件37上的噴嘴35。
圖5是一個可選擇的實施例的剖面圖，其包括一根尾梁49和一個可移動地與尾梁49結合的偏航控制件50。偏航控制件50具有一個內部通道(未示出)，所述內部通道用於將壓縮空氣導引至安裝在部件50的前緣50a上的一個線性噴嘴52。噴嘴52適於將壓縮空氣排放至偏航控制件50的側板50b上，如圖5的箭頭55所示。線性噴嘴53，54安裝在尾梁50上，並且與上述噴嘴33，34的功能基本相同。
圖6是另一可選擇實施例的剖面圖，其包括一根在其上安裝有線性噴嘴62，64，66的尾梁60以及一個可移動地與尾梁60結合的偏航控制件68。
權利要求
1.一種旋翼式飛機，其包括一個主旋翼；一根延伸通過由主旋翼產生的下洗流區的尾梁；一個第一線性噴嘴，其固定結合至尾梁上並具有一個沿尾梁延伸的開孔，所述第一線性噴嘴適於沿大致與尾梁外表面相切的方向排出一流體層；一個可移動地結合至尾梁上的偏航控制件；一個第二線性噴嘴，其固定結合至尾梁上並具有一個沿尾梁延伸的開孔，所述第二線性噴嘴適於沿大致與偏航控制件外表面相切的方向排出一流體層。
2.根據權利要求1所述的旋翼式飛機，其中偏航控制件可以響應來自旋翼式飛機駕駛員的輸入，相對於尾梁選擇定位。
3.根據權利要求1所述的旋翼式飛機，其中偏航控制件通過鉸鏈與尾梁結合。
4.根據權利要求1所述的旋翼式飛機，其中偏航控制件包括一個圓形前緣和每一個均具有大致弧形輪廓的第一、第二側板，所述第一、第二側板鄰接前緣並在偏航控制件的後緣處會聚。
5.根據權利要求4所述的旋翼式飛機，其中第二線性噴嘴適於沿大致與偏航控制件的第一側板相切的方向排出流體層。
6.根據權利要求1所述的旋翼式飛機，其中偏航控制件的長度大致與第一、第二線性噴嘴中的每一個噴嘴的長度相等。
7.根據權利要求1所述的旋翼式飛機，其中尾梁限定了一個與第一、第二線性噴嘴流體相通的增壓腔。
8.根據權利要求7所述的旋翼式飛機，其還包括一個與增壓腔流體相通的風扇。
9.根據權利要求8所述的旋翼式飛機，其中風扇為一種低壓力比、可變螺距的風扇。
10.根據權利要求8所述的旋翼式飛機，其還包括一個位於機身頂部並與風扇流體相通的空氣入口。
11.根據權利要求1所述的旋翼式飛機，其還包括一個固定結合至尾梁上並具有一個沿尾梁延伸的開孔的第三線性噴嘴，所述第三線性噴嘴適於沿大致與尾梁外表面相切的方向排出一流體層。
12.根據權利要求1所述的旋翼式飛機，其中從後向前觀察，第一、第二線性噴嘴固定結合至尾梁的右側。
13.根據權利要求1所述的旋翼式飛機，還包括一個固定結合在尾梁中與機身相對的端部的垂直尾翼。
14.根據權利要求1所述的旋翼式飛機，其中偏航控制件固定結合至尾梁底部。
15.根據權利要求1所述的旋翼式飛機，其中尾梁和偏航控制件具有近似於橢圓形機翼橫斷輪廓的組合橫斷輪廓。
16.根據權利要求1所述的旋翼式飛機，其還包括一個固定地結合至尾梁上的推進式風扇。
17.一種旋翼式飛機，其包括一個機身；一個旋轉結合至機身上的主旋翼；一個尾梁，其固定結合至機身上，以便使至少一部分尾梁位於由主旋翼產生的下洗流區內；一個可移動地結合至尾梁下部的偏航控制件；一個線性噴嘴，其安裝在尾梁上並具有一個沿尾梁延伸的開孔，所述線性噴嘴適於沿大致與尾梁外表面相切和朝向偏航控制件的方向排出一流體層。
18.根據權利要求17所述的旋翼式飛機，其還包括一個第二線性噴嘴，其固定結合至尾梁上且具有一個沿尾梁延伸的開孔，所述第二線性噴嘴適於沿大致與偏航控制件外表面相切的方向排出一流體層。
19.根據權利要求17所述的旋翼式飛機，其中偏航控制件可以響應來自旋翼式飛機駕駛員的輸入，相對於尾梁選擇定位。
20.根據權利要求17所述的旋翼式飛機，其中偏航控制件包括一個圓形前緣和每一個均具有大致弧形輪廓的第一、第二側板，所述第一、第二側板鄰接前緣並在偏航控制件的後緣處會聚。
21.根據權利要求20所述的旋翼式飛機，其中第二線性噴嘴適於沿大致與偏航控制件的第一側板相切的方向排出流體層。
22.根據權利要求17所述的旋翼式飛機，其中尾梁限定了一個與第一、第二線性噴嘴流體相通的增壓腔。
23.根據權利要求22所述的旋翼式飛機，其還包括一個與增壓腔流體相通的風扇。
24.根據權利要求23所述的旋翼式飛機，其還包括一個位於機身頂部並與風扇流體相通的空氣入口。
25.根據權利要求18所述的旋翼式飛機，其還包括一個安裝在尾梁上並具有一個沿尾梁延伸的開孔的第三線性噴嘴，所述第三線性噴嘴適於沿大致與尾梁外表面相切並朝向偏航控制件的方向排出一流體層。
26.一種用於旋翼式飛機的抗扭矩和偏航控制的系統，所述旋翼式飛機具有一個主旋翼以及一根位於由主旋翼產生的下洗流區中的尾梁，所述系統包括一個適於可移動地結合至尾梁上的偏航控制件；一個第一線性噴嘴，其適於沿大致與尾梁外表面相切的方向排放一股噴射流體，以產生沿外表面延伸的流體流動層；一個第二線性噴嘴，其適於沿大致與偏航控制件外表面相切的方向排出一股噴射流體，產生沿偏航控制件外表面延伸的流體流動層。
27.根據權利要求26所述的抗扭矩和偏航控制系統，其還包括一個第三線性噴嘴，其適於沿大致與偏航控制件外表面相切的方向排出一股噴射流體，以進一步產生沿偏航控制件外表面延伸的流體流動層。
28.一種旋翼式飛機，其包括一個主旋翼；一根延伸通過由主旋翼產生的下洗流區的尾梁；一個線性噴嘴，其固定結合至尾梁上且具有一個沿尾梁延伸的開孔，所述線性噴嘴適於沿大致與尾梁外表面相切的方向排出一股噴射流體，以沿至少一部分外表面產生流體流動層，從而改變主旋翼下洗流的方向；以及一個偏航控制件，其結合至尾梁上且可響應旋翼式飛機的駕駛員的輸入可選擇地定位，以進一步改變主旋翼下洗流的方向，從而有助於旋翼式飛機的偏航控制。
29.根據權利要求28所述的旋翼式飛機，其還包括一個固定結合至尾梁上且具有一個沿尾梁延伸的開孔的第二線性噴嘴，所述第二線性噴嘴適於沿大致與偏航控制件外表面相切的方向排出一流體層。
30.一種旋翼式飛機，其包括一個主旋翼；一根延伸通過由主旋翼產生的下洗流區的尾梁；一個第一線性噴嘴，其固定結合至尾梁上且具有一個沿尾梁延伸的開孔，所述第一線性噴嘴適於沿大致與尾梁外表面相切的方向排出一流體層；一個可移動地結合至尾梁上的偏航控制件；一個第二線性噴嘴，其固定結合至偏航控制件上且具有一個沿偏航控制件延伸的開孔，所述第二線性噴嘴適於沿大致與偏航控制件外表面相切的方向排出一流體層。
31.一種用於在直升機中抵消主旋翼扭矩及控制偏航的方法，所述直升機具有一個主旋翼和一根位於由主旋翼產生的下洗流區內的尾梁，該方法包括通過沿尾梁外表面導引一股噴射流體以沿至少一部分所述外表面產生一流體流動層來改變主旋翼下洗流的流向；並且通過利用一個與尾梁相結合的可移動偏航控制件使流體流動層偏轉，進一步改變主旋翼下洗流的流向。
32.一種用於在旋翼式飛機中抵消主旋翼扭矩及控制偏航的方法，所述旋翼式飛機具有一個主旋翼和一根位於由主旋翼產生的下洗流區內的尾梁，該方法包括通過沿大致與尾梁外表面相切的方向導引第一流體層，沿所述外表面形成第一流體流動層；並且通過利用第二線性噴嘴，沿大致與偏航控制件外表面相切的方向排出第二流體層，沿一與尾梁相結合的可移動偏航控制件的外表面形成第二流體流動層。
全文摘要
一種旋翼式飛機包括一個主旋翼，一根延伸通過主旋翼產生的下洗流區的尾梁，以及固定結合至尾梁上的第一、第二線性噴嘴。第一噴嘴適於沿大致與尾梁外表面相切的方向排出一流體層，以使旋翼下洗流轉向，從而產生用以抵消主旋翼的偏向扭矩的力。旋翼式飛機還包括一個可移動結合至尾梁上的偏航控制件。第二噴嘴適於沿大致與偏航控制件外表面相切的方向排出一流體層，以進一步使旋翼下洗流轉向，從而增加抵消主旋翼扭矩的力。
文檔編號B64C1/00GK1531496SQ02809215
公開日2004年9月22日 申請日期2002年4月30日 優先權日2001年5月1日
發明者富蘭克林·D·卡森, 富蘭克林 D 卡森 申請人:富蘭克林·D·卡森, 富蘭克林 D 卡森