混合式飛機的製作方法

2023-05-30 00:05:46

專利名稱：混合式飛機的製作方法
技術領域：
本發明涉及一種混合式飛機，具體而言涉及一種能垂直起落(VTOL)和/或短距垂直起落(R-VTOL)和/或超短距起落(S-STOL)的混合式飛機。術語「混合式」指的是將四種升力原理動力學、地面效應、推力升力和靜升力綜合在飛機設計中。
在需要長距離快速有效並低成本地運輸重載和/或大量乘客時，導致設計多種多樣的中型到大型(30-100噸有效載荷)的飛機，有限制地成功應用於中到長距離範圍內，即在那裡有大型地面基礎設施可用於支持它們的工作。
目前沒有可用於運輸服務的這樣一種恰當平衡的設計，以便提供中型(30-40噸)有效載荷能力、有高達約400km/h的高巡航速度，有寬機身舒適的客艙、能大升力VTOL和超短矩起落(S-STOL)地工作、在常用的短到中(150-1000英裡)距離範圍內處於運輸經濟性良好的情況下、以及有能力從沒有準備的場地和/或落後的和/或存在航空地面設施的地點起飛，與此同時與民用飛機飛行活動和工作模式在功能上是兼容的。
新型飛艇設計出現在七十年代和八十年代中，它們可看作是一種企圖獲得特殊性能的飛機設計所作的努力。這些通常稱為輕於空氣(LTA)的飛行器的飛艇主要基於浮力上升原理。若使用淨升力氣體，則這種LTA飛行器的尺寸和體積非常大，以獲得巨大的(30-50噸)上升能力。這些飛行器有一系列嚴重的缺點。它們的低速控制特性差、在地面上很難操縱、以及用壓艙材料的方法使加載和卸載實際上難以操作。此外，這些飛行器不適應現有的航空支持設施，以及不能保持速度高於160km/h，因為其大的體積引起的巨大的阻力損失導致低劣的運輸能力。
曾企圖通過創造「混合式飛艇」來克服LTA飛行器在速度方面的缺點，如Piasecki等人在美國專利4591112中所介紹的那樣，在那裡在LTA上加推進裝置，使所提供的靜升力用於抵消結構和推進裝置的空載重量。這種設計仍然不能維持較高的速度，因為它保留了巨大的橫截面和相應的嚴重的阻力損失。這種混合式飛艇仍存在有相應的地面操縱問題，因為物理尺寸過大。它的低的速度性能(110-130km/h)尤其不適用於在商業上用於運載旅客。剩下的只是一種適用於起重作業的典型的完成專項飛行任務的飛機的設計思想。在這種設計中遇到的另一個嚴重的工程問題是，由此直升機型式的推進裝置引起的能尋址的振動力作用在推進裝置和飛機框架結構沒有良好組合在一起的大的空間範圍內。
此外，通過設計部分浮力式飛艇企圖改進混合式飛艇，浮力來源於其機身形狀引起的有限的升力。這種飛艇的一種例子公開在Clark等人的美國專利4052025中。這種飛艇實際上是尺寸極大的遠程飛行器，它不能使用現有的航空設施。這種飛艇非常複雜和製造成本高，每一塊機身壁板都有不同的造型。此外，螺旋形繞製作為基本結構的機身剛性不足，這就阻礙飛行器達到約400km/h的中高檔的巡航速度。由於其巨大的翼展和其他的尺寸設計導致產生一些工程問題，以及，類似於LTA飛艇，此部分浮力式飛艇產生嚴重的地面操縱問題。還有，此部分浮力式飛艇不能VTOL或R-VTOL。此類飛艇可以攜帶很大的有效載荷飛行很長的距離。然而，當與其他飛行器諸如大型噴氣式客機比較時，部分浮力式飛艇在有效負載能力和速度以及總生產力方面沒有競爭力。
在同樣的範疇內還作出了其他的努力，設計了一種部分浮力式飛行器，它把重點放在使用一種「噴氣襟翼」上並與產生升力的機身相結合，如在Miller，Jr的美國專利4149688中所述。此飛行器看來似乎適用於改進短距起落，它的針對VTOL性能的權利要求由於三角形的形狀不太適合於推進器尤其大尺寸的推進器有效地產生垂直推力而缺少有效性。後置的推進器妨礙良好的VTOL性能，因為它們的尾流衝擊在機身的後尖端上。此外，在VTOL工作中的推進器當按前面建議的位置並處於尾部時，將導致氣流下衝地面，對懸停中的飛機產生嚴重不平衡的俯仰力矩。此外，在結構上這種三角形的機身效率低和製造成本高。
直升飛機是方便的VTOL飛機，但操作複雜和成本高。因為直升飛機由它的發動機獲得其全部升力，當大部分可用的負荷通過消耗燃料時它不能運載大的有效載荷(≥10噸有效負載)飛行中長(1000英裡)距離。尤其昂貴的是用直升機載客和低密度的散貨，因而嚴重限制了有效利用機艙空間。儘管如此，直升機有利地用於將上述有效載荷運送到缺乏航空設施或地面通道的遙遠地區，在那裡它的VTOL能力證明在費用上是合算的。曾作出努力通過增加旋翼的尺寸和數量來改進直升機的運輸性能。然而這些飛機沒有明顯地改善直升機運輸的商用活力。
致力於解決某些區域性短程(至500英裡)飛機運輸問題的另一種飛機設計是傾轉旋翼飛機，這由Bell Boeing V-22也是已知的。這種傾轉旋翼飛機有大的可傾動的旋翼，它允許飛機既能VTOL和又能水平推進。此類飛機有固定的機翼，它們提供一些動態升力。類似於直升機，這種傾轉旋翼飛機製造和運行費用高，它不可能具有大的升力、載運大尺寸的貨物，以及提供有限的機艙空間和舒服程度。它沒有廉價地運送乘客的能力。傾轉旋翼飛機優於直升機的主要之點是能以較高的速度運輸有效載荷。然而，因為傾轉旋翼飛機相當高的成本，所以只限於完成軍用運輸任務，在這種情況下運輸速度是要考慮的事項，以及，限於執行某些選擇的特殊勘測任務。其結果是，相信迄今傾轉旋翼飛機並沒有在民用飛機上採用。
本發明發明了一種飛機，它在提供5和50噸之間的有效載荷能力、在航程範圍有效的巡航速度、無論是存在航空設施還是航空設施落後的情況下都能工作、以及能在無準備的場地降落等方面均能恰當地平衡。
此飛機能VTOL或R-VTOL和S-STOL，使用大約傳統飛機跑道長度的30％，以及有能力達到300-400km/h的中等巡航速度範圍。與傳統的飛機和直升機相比，此飛機有明顯增大的機艙和貨物裝載空間，以及有合理的生產、運行和維護費用。本發明的飛機可製成與傳統的飛機類似的尺寸以允許適應現有的航空維修和支持設施。
由於飛機的通用性及其高的成本效率，它的用途可以非常廣泛。例如，本發明的飛機可藉助於組合的R-VTOL和VTOL工作能力用於將旅客加上首先是輕的貨物或重載運輸到缺乏傳統的航空運輸設施的地區。此飛機可用於低速或低空飛行作業，諸如航測、巡邏、搜索和救援。此飛機可用於高度發達的工業區作為定點運送旅客和貨物在極短程(150-300km)多停靠穿梭運輸類型的服務航線上飛行。
按本發明的飛機有機體幾何形狀和前後排列的機翼布局，由於明顯減小起飛和降落速度至典型地為90-150km增加了毀機安全性；有產生升力的機身形狀，所以基本上不可能失速並在VTOL和R-VTOL中在機身下方提供一安全的氣墊。
按本發明的一項設計，此飛機包括一個機身和在機身周圍的多個翼剖面形狀的機翼。每個機翼上裝有一推進裝置，例如螺旋槳或硬式旋翼螺旋槳。每個機翼可繞其氣動壓力中性軸轉動，以及推進裝置也安裝成彼此可以獨立轉動。機翼和推進裝置的轉動是可控制的，並與提供升力推力、控制推力和前進推力相結合。在一種實施例中，所有部件的轉動均由計算機控制，以便例如在存在側風或類似情況下提供基本上即時的控制力。
機翼繞其中性軸轉動，所以只需用最小的力造成各機翼姿態明顯的改變。這就允許即時地利用螺旋槳尾流作用在機翼上產生的力的矢量獲得例如左右兩個機翼不同偏轉的控制力矩，以抵消側風引起的旋轉力矩。當需要較大的力來保持所要求的飛機姿態旋翼便可被操縱轉動，以產生附加的和相當大的控制力。
按本發明的另一項設計，飛機的機身形狀設計為產生明顯的地面升力效應以支持VTOL作方式和明顯改善VTOL升力特性。地面升力效應由多個間隔地圍繞機身排列的螺旋槳產生，以造成大的垂直推力。螺旋槳定位在相對於機身有一定距離處，使它們的尾流基本上不衝擊到機身。採用這種螺旋槳布局，在開始起飛時，被每個螺旋槳推力柱垂直向下壓的氣流量的50％，被地表面轉向內部移到機身下方。這些來自每個螺旋槳的氣流量衝擊並向上壓形成一個在機身下方的氣墊，起向上的作用產生地面升力效應。最好各螺旋槳都選擇朝機身中心點(在平面圖中看)的旋轉方向。例如，四個螺旋槳可以前和後以及左和右反轉。
在本發明的另一項設計中，在R-VTOL和S-STOL時機身具有主要的氣動升力。進入巡航後機身卸荷，所需要的最多到50％的氣動升力由翼型支持。這就將升阻比提高到與傳統設計的機翼為可比的值(8-11)。機身造型為在機身上表面和下表面有不同的彎度，藉此在氣流中產生更大的氣動升力。這種機身氣動升力使得用於R-VTOL或S-STOL的飛機與按VTOL工作方式的設計裝載量相比可以提高其有效載荷100％-120％。在最佳實施例中，飛機機身的尺寸選擇為使飛機的載貨量最大和阻力作用最小，從而優化其運輸生產率。
在本發明還有另一項設計中，機身的結構有能承受住約400km/hr飛行速度的剛性。飛機的機身設計為有多個橫環和排列在它們之間的模式承扭件，以構成三角形測地學類型的空腔殼框架。圍繞此空腔殼框架半剛性地安裝硬的複合蒙皮。內部增壓的附加措施使機體在正常的巡航負荷條件下與不增壓的飛機相比提高剛度約50％從而成為加壓張力結構。空腔殼框架的尺寸設計為在壓力破壞的情況下為機體提供結構完整性。在巡航速度降至約200-220km/h時可以連續安全飛行。
本發明的飛機可用任何適用的系統驅動。例如可以使用傳統的驅動系。按本發明的另一方面可以採用電渦輪驅動系統。電渦輪驅動系統包括一臺中央燃氣渦輪發動機和將功率傳送給推進裝置的機構。這種系統與傳統的系統相比有各種優點，包括重量輕和無需交叉連接和傳動。此外，渦輪可以安裝在機身內部提供了來自渦輪的熱燃氣的內部管道。在這種配置中排出的燃氣可用於熱交換的目的，以便加熱機艙、防止流路中關鍵表面結冰或在需要時利用燃氣中的熱量在靜升力系統中使用。
在本發明的另一項設計中，改進了產生升力的機身幾何形狀的設計，導致在航空領域創新的結構設計方法，它可以稱為「大部件機體方法」。這一方法可以由總數少得多的不同機體部件構成機體。機體的不同部分可以細分為少量中等尺寸的梁板和壁板構件，它們可以用複合成型技術生產，而不是昂貴的自動切割處理。連接技術和自定位部件使這種飛機的裝配容易進行。由於較低的速度和減小了氣動負荷，可以使用不太貴的材料，如凱夫拉爾(Kevlar)、E型玻璃纖維(E-Glass)和可成形的熱塑性塑料。
本發明的推進裝置可是任何適用的類型，例如旋翼螺旋槳或高速風扇。在使用高速風扇時它們圍繞機身布置，這種飛機稱為「先進的混合式飛機」(AHA飛行器)。最好圍繞機身的水平中心線安裝8至12個例如2.5至4米直徑的風扇，以及配備有一定範圍定向推力的推力偏轉器。其他的風扇可安裝成提供定向的或向前的巡航推力，例如在機身的尾部。這種飛機在所有的飛行模式中提供極佳的定向控制。
因此，按照本發明的一個重要的方面提供了一種飛機，它包括一個機身、圍繞機身彼此隔開距離地安裝的多個翼剖面形狀的機翼，每個機翼被安裝成可繞其氣動壓力中性軸轉動，在每個機翼上安裝一個推進裝置並可獨立於機翼地轉動。
按照本發明另一個重要的方面提供了一種飛機，它包括有上表面和下表面和幾何中點的機身，垂直軸線通過此中點，多個推進裝置圍繞此中點隔開距離地裝在機身上，每個推進裝置被配置成提供基本上平行於垂直軸線的推力，並產生方向朝機身下部表面的尾流，下部表面的形狀設計為聚集被偏轉到機身下方的尾流。
按照本發明另一個重要的方面提供了一種飛機，它包括有一縱向軸線的機身，機身的形狀設計為在氣流中提供基本的氣動升力，機身的展弦比在約1至2.5之間，以及機身弦厚比在約3至4.5之間。
按照本發明另一個重要的方面提供了一種飛機，它包括有一個橫截面形狀由四個弧形段相切連接組成的機身。
按照本發明的另一個重要的方面提供了一種飛機，它包括具有一根縱軸線的機身，機身有多個隔框，它們串排成每個基本上垂直於縱軸線定位，有多個承扭件，它們在相鄰的隔框之間串排，這些環和承扭件互相連接構成三角形框架。
按照本發明的另一個重要的方面提供了一種飛機，它包括有在其中固定有多個翼段的機身和有多個推進裝置，推進裝置由電渦輪驅動系統驅動，它包括一臺燃氣渦輪發動機、一臺交流發電機和功率調節與傳輸系統，後者用於將燃氣渦輪發動機產生的功率傳遞給推進裝置。
按照本發明的另一個重要的方面提供了一種飛機，它包括一個形狀設計為在氣流中提供基本氣動升力的機身；多個圍繞著機身安裝的機翼；多個圍繞機身配置的高速風扇和有一個推力轉向裝置，它安裝成與風扇結合起來提供一定範圍的定向推力。
下面藉助於附圖表示的本發明的具體實施例對上面簡要討論的本發明作進一步詳細的說明。這些附圖僅描繪了本發明的典型實施例，因此不能將它們看作是限制的範圍。在附圖中

圖1飛機透視圖，表示總體外部布局，螺旋槳處於水平推進位置；圖2按圖1的飛機側視圖，其螺旋槳處於垂直推力位置，圖中表示了機艙和駕駛艙的布局；圖3下部機身的內部透視圖，產生升力的機身上部蒙皮已取走；圖4a在橫截面內表示機身結構的幾何原理；圖4b表示機身構件結構幾何原理的示意透視圖；圖5a表示地面升力效應原理的前視圖；圖5b在產生升力的機身下方由四位置推進器產生的渦流分布平面圖；圖6a機身透視圖表示結構元件；圖6b沿圖6a中線6b-6b的橫截面；圖6c盒形板件的機身表面構件組合的透視圖；圖6d典型的獨立隔艙透視圖，表示龍骨、空腔殼框架和橫肋；圖7a通過框架節點連接器和纜索導引/夾緊裝置及多個空腔框架元件的透視截面圖；圖7b通過框架節點連接器和纜索導引/夾緊裝置及多個空腔框架元件的橫截面圖；圖8a殼框架節點連接透視圖，表示肋與外蒙皮的連接；圖8b殼框架節點連接和肋與外蒙皮的連接以及外蒙皮壁板連接元件的橫截面；圖8c表示肋在空腔殼框架和外蒙皮壁板之間連接關係的側視圖；圖8d外蒙皮壁板接頭剖視圖；圖8e另一種機身表面壁板的橫截面；圖8f另一種機身表面壁板和組合在一起的空氣管道的橫截面；圖9a按圖1的飛機的螺旋槳和翼段的透視圖，表示在本發明中可用的轉動範圍；圖9b表示獨立的翼段豎向翻轉能力和不同的豎向翻轉範圍的透視圖9c表示另一種螺旋槳布局的側視圖，有裝在發動機艙上的安定面；圖10表示飛行控制系統主要元件的框圖；圖11表示用於電渦輪驅動系統(TEDS)的系統迴路框圖；圖12a通過機身具有組合在一起的承載貫通梁的部位的橫剖面；圖12b在承載貫通梁和外伸架連接部位的內框架透視圖；圖12c外伸架和轉動翼段透視圖；圖13a另一種AHA飛艇平面圖；圖13b示意前視圖，表示推進器在另一種AHA飛艇內的布置；圖13c示意側視圖，表示推進器在另一種AHA飛艇內的布置；以及圖13d通過用於圖13a所示的另一種AHA飛艇內的風扇部件橫截面。
本發明的詳細說明從總體上概述飛機和機體主要結構單元的主要特點開始。然後說明以便於生產為基礎的「簡單幾何形狀」方面以及具體發明的增壓式殼體結構的機械方面，接著說明控制方面，隨後說明特別適用於本發明的飛機的先進推進系統。最後將提出本發明混合式飛機的第二種可替換的實施例。
圖1、2和9a表示了按本發明的混合式飛機(HA)(也稱為「飛機」)的最佳實施例。飛機包括產生升力的機身1和四個產生推力的旋翼螺旋槳23a、23b、23c、23d，它們沿機身兩側圍繞著中心線安裝在前和後外伸架74的端部(圖12a和12b)。由圖1可以最清楚地看出，四個翼段20a、20b、20c、20d按前後排列的方式布局，它們安裝成可在氣動壓力中性軸65(圖9a)處繞外伸架鉸接轉動。四個產生推力的旋翼螺旋槳23a、23b、23c、23d被裝在發動機艙21a、21b、21c、21d內的發動機驅動，在水平位置(在圖9a中用點劃線表示)它們安裝成提供推動飛機前進的推力，在垂直位置提供靜態的垂直的推力升力並在VTOL、懸停和R-VTOL中同步控制推力。旋翼螺旋槳的旋轉軸線24a可以分別轉動，並獨立地繞通過發動機艙21a的軸線22a相對於垂直線轉動從-10°至90°這樣一個典型的範圍。最好機翼20的軸線65與旋翼螺旋槳組件21、23的軸線22重合。如後面還要更詳細地討論的那樣，每個旋翼螺旋槳組件21a、23a均包括旋翼螺旋槳和發動機、減速器、潤滑系統、與裝在發動機艙內的橫向軸連接的連接裝置。橫向軸19、19′裝在機身內部的承載貫通梁內。
圖1、2、3、6a和6b表示整個「HA」機體主要的子系統部件的布局和主要的承載和分布構件的配置。在產生升力的機身1下部組合有一大的龍骨25。在龍骨25上方前後兩根承載貫通梁26、26′垂直於龍骨25延伸穿過機身1。這些梁26、26′與龍骨25和空腔框架殼結構41連接。輔助桁梁結構75、75′(圖12a)與龍骨25和殼結構41連接並橫穿下機身在後起落架8b、8c的位置從龍骨25的左側和右側伸出。桁梁結構75、75′吸收並將來自起落架8a、8b、8c的載荷重新分配到龍骨25和機身1的下部內。起落架是傳統的三輪起落架配置8a、8b、8c。設有用於提升外部貨物的支承點並有一在機身下部中段外面的鉤10和在機身內部的加強桁架10′。它在結構上與龍骨25是一個整體。
在下機身內還設計有橫肋50、50′。這些有桁架結構的肋50、50′與殼結構41和龍骨25組合在一起並遵循下機身的弧度。龍骨25、梁75、75′和橫肋50、50′一起形成機體的最強部份。下機身由盒形板件54構成的殼體30確定，盒形板件連接成在機身上分配附加的剛度。飛機的此下機身殼體30在工作時需要最大的機械錶面剛度。在下機身30上由於衝擊負荷作用有很大的氣動和機械錶面力，這種衝擊負荷發生在著陸時產生的地面效應，例如，VTOL時礫石的撞擊，以及在水上降落時產生的衝擊負荷。
飛機最好還包括封閉的外結構48、48′，它將機艙上半部與機艙下半部、在龍骨25內部構成的下艙13、由地板16和支承在肋50、50′上面的地板梁構成的上艙14分開。與傳統的飛機固定相比，雙層地板的設計具有明顯的優點，因為輕的單位體積載荷，例如乘客或包裹，可以載在上艙14內，而下艙13的空間設計為實際上適用於比重較大的貨物並能承受重的集中載荷。假定30噸有效載荷的民用「HA」下艙典型的機身寬度為6-7米，可以通過加艙板16以構成上艙14實現，例如高達下艙尺寸110％的大的附加艙面。在這種情況下，可以實現按重量計的100％飛機設計負載。上艙可以容納每立方英尺7-10磅的低密度貨物或加上乘客。當飛機按R-VTOL或S-STOL模式工作時這是特別有利的，因為與其按VTOL工作相比，它可以提升100％至120％的更多有效載荷。
為了便於運送旅客，設樓梯12a、12b作為下艙13和上艙14之間的引道。此外，設一後出入門5。貨物的裝和卸可通過一大的前部斜臺3進行，它打開了進入下艙13的入口。這就可以無需專用的裝、卸設備和在短時間內完成裝和卸。大的窗戶6可以方便地設在上艙14，這是可行的，因為與傳統的飛機相比在機艙與外界空域之間的壓差低得多。上層旅客主艙14的這種有例如尺寸為4×6英尺大窗戶6的設計特點，可允許從飛機內有特別良好的視野，這種飛機一般可在8000和12000英尺之間的高度航行。觀察孔7可組合在前斜臺3內，以允許從下艙13進行觀察。
殼結構41從機身長度的約18％延伸.至約85％。它由一系列橫環43和連接這些環的承扭件44構成，看起來類似測地式結構。殼結構41由於其以內在的三角網為基礎，所以形成剛性很大的內殼體，它比經典的齊柏林式環和縱梁結構吸收的扭轉力大約高100倍。為了簡化結構，機身1的殼結構部分41可以分成段43′(圖6d)，一段包括3-4個環43和相應的承扭件44，它們共同構成一個長度一般為5-7.5米的機身段。典型地，組合5-10段(取決於機身尺寸)構成整個機身。圍繞殼結構41按半柔性方式安裝蒙皮壁板42，以提供機身1承壓和氣動外罩。
空腔殼框架結構41在其端部有剛性環(未表示)，它們可用來固定楔形的機身前罩57和楔形的機身後罩57′。罩57、57′是自支承式的，並由與機身下部殼體30同樣的盒形板件54構成。如圖6c所示，這些構件54由夾層複合材料製成，包括凱夫拉爾(Kevlar)、石墨、蜂窩狀和凱夫拉爾組合。這些構件有利於端罩57、57′設計為模塊化結構。
在機身1體積較大的上部，如有必要的話，大部分空腔可利用來充靜升力氣體，例如氦或熱空氣。若飛機用於VTOL，則充有這種升力氣體是特別有用的。替代地或附加地，必要時大型設備例如用於接受塔臺指揮的寬散射角的雷達設備可按常規裝在此空間內。
機身，包括殼30、41、蒙皮42和罩57、57″最好保持處於張力狀態。甚至在地面時仍需要一定的剩餘內壓，例如1-1.5英寸水柱，以保持機體和機身處於這種推薦的張力狀態。因此，對於所有實用的目的，需要封閉的外結構48、48′，以便壓力密封地將艙13、14和門3、5與機身上部艙分開。封閉式外結構48的材料是柔性薄膜結構或夾層複合材料，它是較薄的，例如有厚度為1-3毫米，並比傳統的機身夾層複合材料的層數少。封閉式外結構通過龍骨25和梁27與吊索49帳篷狀構架的支承遠離艙13、14。
如圖1、2、4a和4b所示，機身形狀1以簡單和局部幾何對稱為基礎，橫截面總體上呈橢圓形，並朝機頭1′和機尾1″方向呈楔形漸縮。整個機身1尺寸，亦即其等效的翼表面，根據飛機所需要的R-VTOL或S-STOL上升性能和要求在90-135km/h的低速下起飛來確定。此外，機身的幾何形狀還提供良好的氣動巡航阻力特性，在中等大小的巡航速度一般為300-370km/h時，有令人滿意的設計為與VTOL中所需要的推進功率平衡的升阻比，例如8-12。此外，機身的幾何形狀有利於形成大的「氣墊」和對稱的地面效應模式，它們衝擊飛機下方的重心和機身的氣動中心。機身1形狀修圓，以利用內部增壓加強產生升力的機身的剛度，並形成一種適合於在水面降落和最小吃水(典型地為25釐米)的形狀。此形狀有利於降低生產費用，半軸對稱的橫截面有利於在機體生產中使用重複的板件，所以只需要少量不同的模具，一般為40-60套。
為方便起見，在說明機身的幾何形狀時遵循標準的幾何慣例，如X軸是橫穿飛機寬度的水平軸線；Y軸是垂直軸線；以及Z軸是沿飛機長度的軸線。機身橫截面輪廓包括兩個小弧段30、30′和符合相切的端部條件的兩個大弧段31、31′。角α和β用數量表示弧30、30′的端部從X軸旋轉的距離。
應當指出，橫截面接近橢圓形，但是與在數學上的橢圓的輪廓形狀是不一致的。機身的橫截面尺寸隨給定位置沿機身Z軸的長度「Z」值而改變。按已知的幾何定律，每個橫截面最大機身寬度X(X)和最大高度Y(X)值的關係可以確定如下
機身寬度值為X＝(0.5*X1*R0max)+rn(X)上機身高度值為Y＝(f)α，(X1*R0max)，rn(X)下機身高度值為Y′＝(f)β，(X1*R0max)，rn(X)其中X1是可以在2和3.5之間假定的值；R0max是選擇的原始旋轉體最大直徑；以及，rn(X)是在沿Z軸每個機身截面n中每個小弧30、30′的獨立的半徑。
機身橫截面總體上是一個切成兩半的具有原始最大半徑R0max的旋轉體30和插在兩個弧30和30′中心之間不變的中段32。基本半徑R0max的選擇決定了機身基本的最大高度。被確定的R0max乘以係數X後得出的R0max確定不變的中段32的寬度，並因而確定了機身的展弦比。獨立的值X主要取決於在要求的起飛速度下由給定的機身支持的氣動升力的大小。為獲得總體上結構良好的低機體重量和良好的氣動性能，不變的中段32必須在約0.75和2.5之間改變展弦比而取2*R0max和3.5 R0max之間的假定值。
另一個可利用來改變機身橫截面幾何形狀的因素是選擇弧段圍繞X軸的角度α和β。在產生升力機身的尺寸相同時，為了改善動態升力條件，可採用不同的弧段角值α和β。對於機身下部，確定弧角β＝75-85°通常是恰當的，而機身上部的弧角α＝60-70°證明是更可取的。這種幾何尺寸允許機身1在其頂弧31上有更大的彎度，從而產生更大的氣動升力。眾所周知，大彎度的翼剖面在機翼基準表面積相同時顯著增大升力係數。與此同時機身上部相對於下部增加彎度，通過將作為基礎的殼框架元件製成更大的拱形，有利於製成基本上破損安全的機身，並因而更不易發生所謂「Snap-through」破壞。在由最大的垂直突發負荷引起彎曲應力並使機身增壓系統破壞的情況下這是特別有意義的。
類似地，由上述方法得出下部角β為75-85°，使機身下部有比上部弧段31小得多的彎度31′的。其結果是，基本上平的機身底面有利於通過空氣聚集在產生升力的機身1下方以產生壓力升高獲得地面升力效應。較平的下部機身31′的可能有較弱的結構，但由於沿機身1下部中央安裝有剛性的結實的龍骨25和肋50、50′的因而得到彌補。
如圖2和4a所示，通常分段厚度為1.5-3米的機身橫截面連續變化，在其整個組件中典型地形成完全或半對稱的翼剖面形狀。這種短展弦比的翼型，弦長與弦厚之比可在1∶3.5至1∶5之間，亦即在側視圖中看為20％-28％弦厚。這種有中等細長度機體的飛機能更有效地抗結構變形，這種變形是由於巡航飛行時作用在機身上的彎矩引起的。
採用上述方法，可以獲得成形為具有良好氣動性能的最佳的面積與體積比的機身，此時有在約3和4.5之間的長細比。
如圖4b所示，每個弧長30、30′、31、31′可再細分成數量可選擇的幾個弧段，成為一般最容易彎曲的弧長為1-1.5米，機身的長度可分成2.5米的段。採用這樣的分段，機身可用只需要2或3種不同彎度的壁板覆蓋。這種分段也可應用於機身的環43和承扭件44。其結果是顯著降低構件生產和裝配費用。此外，對於某些用途，機身1可設計成前後基本對稱，如圖5b中虛線39所示，因此將形狀不同的機體構件數量減少到50％。
如圖5a和5b所示，在VTOL或懸停工作模式時，使用如圖所示的對稱機身和稱為「四角旋翼(guad-rotor)」的四個旋翼螺旋槳布局的飛機，或使用四個以上推力發生器的另一種實施例的飛機在全部向下推的衝擊氣柱35a、35b、35c、35d中向下流動空氣的50％，在衝擊地面後朝機身下方偏轉，如圖5a中箭頭所示。所有這些組合的反向旋轉的空氣旋渦盤在機身下方如36所示互相碰撞，並在重心38下面相交，重心與氣動中心基本上一致。當這些空氣旋渦碰撞時，它們產生了一個空氣壓力提高區，空氣壓力90°向上推並構成一個支承氣墊，如用36′所示。這引起一種噴泉效應。旋翼螺旋槳23a、23b、23c、23d的恰當布局和引起的下衝氣柱35a、35b、35c、35d，在比較寬的機身下面起捕集空氣的「屏障」的作用。前部螺旋槳23a、23d和後部螺旋槳23b、23c以及左和右螺旋槳反向旋轉改善這種效應，因而是優選的配置。採用這種反轉螺旋槳只有兩個縫隙37、37′可用於空氣逃逸。這種最佳的機身形狀實施例因而應有對稱的輪廓形狀39，或接近一個對稱的機體，如通過機身1所示。
用一個代表「HA」機身-旋翼幾何形狀的6米模型進行的試驗證實了這種設計思想的正確性，並提供了詳盡的實際得出的改善的升力的科學數據。試驗發現，當地面與機身曲線最低點之間的距離等於螺旋槳直徑時，地面升力效應力等於螺旋槳提供的原始推力的30％。當更貼近地面時，例如地面與機身最低點之間的距離在螺旋槳直徑的0.35-0.5倍之間，甚至測量到更強大的地面升力效應，例如高達發生的原始推力的36％。具體而言，螺旋槳葉盤負荷≥80kg/m2用於支持此效應。
如圖2所示，為避免因空氣被抽過機身輸往螺旋槳引起升力損失，尤其在螺旋槳定位成用於飛機懸停或VTOL，在平面圖內將旋翼布置在機身外周邊的外側。在最佳實施例中，水平的螺旋槳旋轉平面與在沿機身長度相應位置處外機身曲線的高度基本上在同一個垂直位置處。引起的氣流總是與螺旋槳平面相切並因而當輸入螺旋槳的空氣抽過機身表面時有最小的下吸效應。在圖5b中用C表示的在螺旋槳旋轉的外極限與機身外周邊之間的間隙，在平面圖中看應最好至少為螺旋槳直徑的15-20％。
產生升力的的機體1提供基本的結構框架，在它的外面固定推進系統。如圖9a、9b和12a-12c所示，大直徑的旋翼螺旋槳23a、23d裝在懸臂的外伸架74a、74d的端部。可迴轉的翼段20a、20d裝在機身和旋翼螺旋槳23a、23d之間。這些翼段的弦中心線40可相對於旋翼螺旋槳的迴轉而獨立地轉動。翼段最好安裝成可旋轉並在-10℃至130℃的範圍內相對於水平軸線定位，通常在巡航時定位在1-5°，在R-VTOL時40-75°，以及在某些懸停飛行的控制條件下達到130°。旋翼軸線24一般相對於水平線在0°至110°範圍內迴轉，在巡航飛行時螺旋槳軸線通常為0°，在懸停和用於控制和起飛工作模式的其他各種狀態為90°。在旋翼軸線位置與機翼位置之間角度差達到23°通常是符合實際需要的。
有這種不同的迴轉能力可帶來許多好處。具體而言有三方面的好處，它們體現了對現有的偏轉旋翼技術的重大改進。圖9a表示了垂直定向的翼段20a′和點劃線表示的水平定向的翼段20a。首先，本發明可以減少在VTOL和S-STOL時的外掛升力損失。當翼段20a′處於垂直位置時，基本上避免了螺旋槳尾流的阻塞，在機翼外伸架74上的下衝阻力減少到使VTOL升力損失約1.5％，而固定式不可迴轉的用作可偏轉螺旋槳外掛支承的機翼，通常引起的值是VTOL升力損失8％。
翼段的旋轉角可在S-STOL和轉為巡航的所有時間保持大於螺旋槳迴轉角一個正值。與傳統的固定式機翼偏轉式旋翼的飛機相比，這種布局不僅避免推力升力損失，而且增加產生的氣動升力，或反之，可用於減少在S-STOL著陸時的升力。此外，翼段20a、20b、20c、20d在存在螺旋槳推力尾流時成為提供升力的吹氣翼段20並控制在很低的速度，例如低於80km/h。這尤其有利於在著陸過程的最終時刻保持姿態控制。其結果是改善了在S-STOL和轉為飛行時的動態升力以及有更良好的飛機操縱特性。
第三，四個翼段20a、20b、20c、20d獨立偏轉，可以在四個機翼之間分配需要的氣動升力以維持巡航飛行。取決於速度和飛行模式，對任何給定的飛行包線的點，為保持飛機在空中飛行所需要的動態升力，由產生升力的機身和四個翼段產生的升力總和來提供。由於升力機身1的展弦比明顯地小於翼段20a、20b、20c、20d，因此它為了產生一定量的動態升力引起更大的誘導阻力。因此有利的是在巡航速度時產生升力的機身卸載，並可由四個翼段彌補從機身失去的動態升力部分。四個翼段20a、20b、20c、20d將產生同樣的動態升力總量，與此同時與由升力機身1本身承擔100％動態負荷相比總的阻力損失小得多。
如圖6a和6b所示，本發明的機身包括剛性的自支承式空腔殼框架41，圍繞著殼框架半柔性地固定由壁板42構成的半剛性蒙皮，當不受內壓時它基本上保持其總的表面幾何形狀。一般為0.5-0.75米的間隙53在殼41和壁板42之間構成。殼41和壁板42再加上內部增壓，共同構成重量輕剛性好的增壓式飛船，與機械結構相同但不增壓的飛船相比，有明顯增強(約50-55％)的抵抗彎矩的能力，以及框架曲線設計可獲得恰當的機身氣動表面形狀。這種機械的方法本發明人稱為「增壓式承扭殼框架」(PTSF)機身。
在機械工程中通過內部增壓增強容器的剛性是已知的方法，並在本發明之前已應用於空間和航空技術，但沒有提出可用於中到高速飛行的大尺寸飛機的適用的結構設計。通常，殼41是一系列垂直於Z軸定位的環43。在圖12a中表示的最佳實施例中，每個環43由多根管構成，這些管子構成有12至18個角頂點78的多邊形(圖中表示18個頂點的多邊形環)。每第二個環轉30°或相應地轉20°，因此造成有24-36排頂點78(在前視圖中看)的框架式橫截面。在圖6a和6b所示的另一種實施例中，環43的角頂78圍繞機身內輪廓橫截面的頂部和側部有規律地隔開距離，而環43′的下段改成包括更大量的構件，以提供與結構肋的接頭。
每個角頂78沿機身曲線的Z軸與每第二個環對齊。這些環43和互相連接的承扭梁44通過在角頂處的高架節點45的連接構成聯接的三角形網，節點45提供一定大小的到殼結構的高度間距。
如圖7a、7b和8a至8d所示，每個節點45基本上有環的形狀並有6個孔，螺栓45′可插入這些孔內，螺栓從環狀節點45的裡面安裝並嚙合在制在構件43、44的端部錐體43′、44′內的螺紋孔內。每個螺栓型接頭的節點45起連接6個殼框架41的管件的作用。垂直於環管件43與節點45交會的平面，最好在穿過節點45頂端製成的槽62內插入一鎖緊機構63。鎖緊機構63用一個銷釘46保持在槽內，並且它是夾緊裝置60的一部分，夾緊裝置可以就地夾緊纜索58和肋52的端頭或「帶齒」部分肋是半剛性的並跨接在裡面的剛性空腔殼框架41與半剛性的壁板42外蒙皮之間的空隙53。壁板42從機頭罩57到尾罩57′成三角形。纜索導引/夾緊裝置60一般長0.65米、高0.15米，並由一夾子60′構成，夾子固定了一對平的構件60″。平的構件60″粘結在肋52上並在組裝時被夾子60′嚙合。
為了進一步理解，下面將說明外蒙皮壁板42的固定機構、外蒙皮壁板42的結構和機械細節，它們與縱向連接肋52的連接以及它們的機械功能。
外蒙皮壁板42由輕質層疊的夾層複合材料製成。最佳的夾層結構提供最好的強度重量比，它藉助於目前容易得到的材料，並從外表面到內表面包括一個非常薄的例如0.005mm耐磨薄膜(例如Tedlar)層；利用芳族聚醯胺纖維(例如Kevlar)的三軸向織造層；大約10至15mm厚度的蜂窩體芯層；另一個利用芳族聚醯胺纖維的三軸向織造層；有效的氣體隔離薄膜的最終的內層，例如金屬化的Mylar，它在市場上是可買到的。夾層結構的這些層用膠合劑粘結。蜂窩層為夾層結構提供足夠的「面內」剛度以抵抗擺動和振動應力，當以約360km/h速度巡航飛行時這種應力傳入外表面內。這種壁板結構一般有約0.45-0.65kg/m2的重量。此壁板有等效於1.5mm厚的鋁板的抗扯強度，但只有鋁板重量的一小部分。這種壁板的單位抗拉強度幾倍於流行的軟式飛機柔軟結構。
在機身外蒙皮壁板的另一種實施例中，壁板由兩個柔性材料層和布置在它們之間的一個低密度蜂窩層組成。在另一種如圖8e所示的實施例中，兩個柔性材料的薄層42、42′用來構成一個內覆蓋層和一個外覆蓋層。具有在約15-30kg/m3之間的低密度的閉孔泡沫28被置於層42、42′之間。柔性層之間的空間在注入泡沫前吹脹，因此這兩個層在注入的泡沫硬化前起模具的作用。這種配置具有足夠的結構剛度來保持機身的橫截面形狀。在圖8f所示的另一種實施例中，蒙皮由兩個柔性的高抗拉強度的材料制的彼此隔開距離的層42、42′構成，以及在這兩層之間的空間28′由獨立的增壓設備與整個機身容積分開增壓。以此方式，使空間內較高的內壓增強了外蒙皮當地的剛度但不影響整個機身容積。
如上所述的夾層複合材料是用於構成壁板42的最佳材料。為了在機身上裝配蒙皮，夾層材料被切成重複的壁板42′，它們遵循由沿殼41周邊頂角78的順序確定的幾何形狀。在圖8b中表示了兩塊相鄰壁板42的交界接縫和一個垂直延伸的「帶齒的」肋52。「帶齒的」肋高跨比一般約0.20∶1至0.25∶1，並可由與壁板42相同的材料或其他輕質夾層材料製造。用於肋52與壁板42連接的結構方法使用整體式連接邊緣技術，它有理想的加熱和超聲焊裝配工藝並有利於這些單獨的零件的連接。如圖8b和8d所示，兩塊壁板42與肋52的互相連接藉助於接頭64來實現，接頭與肋52組合在一起並嚙合壁板42增厚的邊緣42a。壁板42的邊緣42a藉助於整體式邊緣技術增厚。具體而言，接頭64由上段64a和下段64b組成，它們通過緊固件2例如螺釘連接在一起。下段64b與肋52固定組合在一起。在分段64a、64b中制有相應的槽64a′、和64b′，所以在連接後在分段64a和64b之間形成通道，通道的形狀適合於安裝和牢固地固定壁板邊緣42a。在組裝蒙皮時，壁板42的邊緣42a裝入槽64b′中並將上段64a放在它上面，所以邊緣42a也裝入槽64a′內。然後插入緊固件2將分段64a和64b牢固地連接起來。由於採用接頭64，蒙皮的安裝可從機身外側進行。接頭64最好通過擠壓芳族聚醯胺例如Kevlar為連續延伸的長度構成。
為了連接肋52和空腔殼框架41的節點45，「齒」的頂部粘結在夾緊裝置60內。制在裝置60上的鎖銷63適應於每一個節點接頭45和槽62的幾何形狀和位置。由Kevlar制的纜索58沿肋52的邊緣組合。纜索58起主承拉件的作用，將部分由機身內部增壓引起的作用在機身外表面的張力傳給纜索導引/夾緊裝置60，再從那裡通過鎖銷63將所有有關的張力導入節點45。在鎖銷63插入節點45的槽62中後允許繞銷子46有一定量的橫向擺動。這就使半剛性的肋52在外壁板42與剛性框架41之間有一定量的橫向偏轉柔性。鎖銷63的幾何尺寸取決於機身內部增壓引起的蒙皮每單位面積的應力。此外，夾緊裝置60可以沿環件裝在節點45之間，以便根據要求進一步將負荷分布在框架中。沿每個環43的上部設有大約36個肋連接點。
外蒙皮由全套壁板42構成，每塊縱向壁板由12-24個三角形組成。這些壁板可以從機身頂部中心線向下安裝到與下殼30交會。在整個機身表面完全被壁板42構成的上機身蒙皮、下殼30、機頭罩57和機尾罩57′包圍後，機身內部可以增壓。增壓設備由軟式飛艇和充氣帳篷是已知的，故無需進一步說明。通過比外界大氣壓力略高的壓力，例如約3-12英寸水柱(3000Pascal)，外蒙皮壁板42被張緊。機身幾何形狀擴展成使有內壓的封入機身的氣體(空氣和/或上升氣體)在整個機身內部作用均勻的垂直於表面的壓力，並迫使壁板42沿徑向向外，作用在每塊壁板42上的面內表面張力傳入肋52。此張力因而通過纜索導引/夾緊裝置60傳給鎖銷63和節點45。這便使殼框架構件43、44受力支承。兩個相鄰節點45之間的肋52的拱形可以分配在兩個環43之間積聚的拉伸負荷。
如圖6b和7a所示，至少有一些空腔框架節點45有杆51和制在它上面的纜索環51′，後者圍繞著它們的銷子46安裝。杆51可採取任意幾何驅動角以便與龍骨25對齊。因此，從節點45內的中點，到杆51端的纜索環51′，張力線47在一個與環43相對應的節點45所在的位置延伸到龍骨25上部右角25a和左角25b。這些系列纜索47補償由內壓引起的通過表面拉伸保留的周向應力，同時還起將裝在下艙13和上艙14內集中的有效載荷引起的一些力通過龍骨結構25分配到殼41內的作用。此外，張力線47使殼框架結構41變得穩定而不存在內壓力。
詳細的工程應用，包括有限元素法和巡航飛行時飛機機身受力的垂直陣風模擬的定量分析表明，上述蒙皮壁板42、肋52和殼構件43、44、45的組合，因為存在內壓所以在很寬的速度範圍例如達到約360km/h巡航速度時基本上全都保持預應力狀態。只有在這種巡航速度下遭遇垂直陣風尤其陣風速度超過60英尺/秒時，連接到龍骨的某些構件才會受壓縮。在一般的巡航速度下殼41元件的這種受張力的特徵，意味著機身有優良的重量強度比。眾所周知，用諸如Kevlar和碳石墨材料制的構件，承拉伸載荷的能力比承壓縮載荷的能力大許多倍。用所介紹的結構方法可以達到平均的單位面積重量為2.2-2.5kg/m2(在規定的負荷條件下)。其結果是導致一種輕質的機體結構，對於最大起飛重量為40噸的飛機，有良好的一般為0.45至0.5空載重量百分率。在增壓失效的情況下，當飛機用鋁合金制時梁直徑為8-12釐米和壁厚為0.5-2毫米的空腔框架構件43、44的局部抗彎強度應確定為，使產生升力的機身的充分的結構和形狀完整性，能在較低的巡航速度為110-125節(knot)和60英尺/秒垂直陣風力矩的情況下保持。這將允許飛機即使在不利的氣候條件下也能返回基地。
如圖12a至12c所示，由於在較小的「混合式飛機」中，垂直靜升力分量在VTOL中對升力的平衡不起作用或只起較小的作用，所以很大的力(一般10-20噸)和振動將作用在外伸架74上。為了承力這種外伸架74應設計有足夠的剛度，同時還應比較輕。
機身內部承載貫通梁26(只表示了一根)最好是傳統的模式桁架結構或大直徑的管。通過一系列將梁26、26′與殼41連接的張力纜索73，使梁26與龍骨25和框架41緊密地組成一體，而剛性的管件72將龍骨25與梁26、26′連接起來，以形成有良好支承的梁26。梁26的端部71與殼體結構41直接連接，並產生一種剛度非常好的梁的局部網絡，適合於起「結構加固點」76的作用，外伸架74b、74c便支承在這裡。在網絡76內的有些梁件可以將力矩切向分配到機身空腔殼構件43、44中去，它們特別適合吸收作用在「面內」的力。結構加固點76提供足夠的剛性，以抵抗在其垂直面內和在其水平面內的彎矩，以經受沿兩個方向作用在此加固點上的旋翼推力。
外伸架74可以是如圖所示的正方形桁架或是管子。外伸架74的最大高度和寬度受翼段20翼型內部最大弦長高度幾何尺寸的限制。典型的外伸架74直徑為0.8m至1.8m。具體直徑的選擇參照翼段20的尺寸、所需要的推力以及螺旋槳尺寸。
因為每個翼段20可以與螺旋槳軸線有不同的迴轉，但往往與螺旋槳軸線本身傾轉同樣的角度，推力作用在外伸架74的端部上並引起彎矩，與翼段的位置共軸處的推力非常大。在VTOL懸停和S-STOL飛行模式中它們通常可能偏離至最大約18-22°角。因此，引入外伸架中的力矢量與作用在此結構上的最大負荷推力矢量相同。翼段最好是製成此裝置整體的一部分。當大體與推力軸線對齊時，翼段有比外伸架本身大得多的在其弦長平面內的慣性矩。
翼段20設計為一剛性的翼盒，它有剛性的肋66、壁板77，後者在肋77與複合夾層材料表面蒙皮68之間延伸。翼段有沿其長度的高的橫截面慣性矩。外伸架74的慣性矩以及翼段20的慣性矩在給定瞬間不管翼段轉多大角的位置下都疊加。這種明顯增加的剛性導致一個給定的結構重量。與單獨起支承相應載荷的作用相比，當組合機翼20和外伸架74時這些構件的各自最大的抗彎強度互相迭加。翼肋66插裝的支承是表面式支承69，能最佳地承受扭載荷。支承69可用複合材料製造以減輕重量，或可以用傳統的滾動軸承材料如鋼製造。
採用這種外伸架和機翼的幾何結構，在VTOL飛行模式中，當翼段20處於垂直位置時，在某些條件下還起控制力矩發生器的作用，保證有足夠的外伸架剛度。類似地，在向前飛行中，當翼段起常規的翼型作用以產生動態升力時，足夠的外伸架剛度可用來交替地承受作用在翼段20上並因而作用在外伸架上的取決於飛行模式以及動態升力負荷分布的推力和氣動升力。
本發明的飛機設計用於在80％的全部盛行風速下能準確懸停和停靠位置保持良好。控制系統硬體和軟體設備用於組合控制推進和力矢量的供給，它們可以使推力矢量迅速改變以實現姿態控制。較小的矢量改變可在零點幾秒內完成，而較大的矢量改變可在約0.5-1.5秒內發生。
商業上現有的大直徑可傾轉的旋翼螺旋槳，通常將傾轉速率限制在每秒0.7°-1.5°，以免由於陀螺力的慣性引起過大的應力。當考慮可能在約0.5-1秒中發生的突發陣風或風向改變的影響時，顯然，只偏轉螺旋槳24不能提供所需要的偏航力矩，以便在這種條件下保持機身在預紊流中的位置。這尤其發生在要求緊靠目標在地面上方懸停的情況下。
因此，翼段可轉動地安裝有其輔助的功能允許繞其中性軸以高達22°/秒的轉動速度快速旋轉。參見圖1、9a和9b，在飛機的Y軸線內開始旋轉時，以機載計算機為基礎的傳感系統測量加速度並確定需要停止或減慢這種有害旋轉的力。通過組合基本上垂直作用在傾轉後的翼段20a、20b、20c、20d上的正的和負的升力，在約0.2秒內由螺旋槳23a、23b、23c、23d所產生推力的約6-7％可用作偏航力矩，其中翼段從垂直位置向前傾轉高達22°，或分別向後轉動，在飛機的左側和右側按相反的方向。
偏航力矩的直接作用，或避免了在擾動高達約20節時在Y軸內開始轉動，和/或明顯降低在此軸線內的旋轉速度，直至轉得較慢的螺旋槳在約1.5-2秒內從垂直到達一個2-3°的轉角，在擾動波峰、陣風或風向轉變與飛機遭遇後，在機身的每一側再次不同地向前和向後傾轉。應用旋翼迴轉角標準的餘弦函數，在給定可用的垂直推力時，它確定垂直作用的推進器沿X軸可用的水平推力矢量，這提供了下列情景在旋翼螺旋槳傾轉3°時，除了已經由直接傾轉翼段產生的矢量外，有5.2％垂直推力矢量可以利用。子系統20a、20b、20c、20d和23a、23b、23c、23d產生的兩個控制矢量的每一個的百分數相加，足以造成強大的合成的偏航力矩。由現代直升機的控制已知，通常必須預留總推力的10-12％，以保證良好的可控制性。在「混合式飛機」中類似的數據表明，可例如從翼段獲得約7％加上可從旋翼獲得約5％。還應考慮到，在設計具有翼展約35-40米的典型的商業「HA」的情況下，可利用的矢量作用在長達20米的很長的力臂端部。這就提供了很有力的控制力矩，使飛機轉回到對準主風向。
當旋翼螺旋槳23a、23b、23c、23d有前和後不同的相對垂直方向為≥3°的傾轉角，則單獨通過傾轉螺旋槳有高達5％的垂直推力分量可用來產生「偏航」力矩。採用相對垂直方向有更大傾轉角的螺旋槳，當翼段20a、20b、20c、20d能類似於旋翼螺旋槳軸線增加迴轉也迴轉時，則其可以連續產生如前面所述確定的力矩。流過翼段的相對的下衝矢量保持不變。對於有約40000kp推力的典型的商業型「HA」，再加上機翼和推力軸線傾轉，有在「Y軸」內大於225000m-kg的控制力矩可以利用，這相當於作用在機身上的陣風高達約54節(28m/s或93ft/s)的擾動力矩。這接近於最高的陣風速度，當代飛機設計為應能在這種情況下安全飛行。這也等於當代直升機最精確的懸停特性，並足以保證對商業飛行時一般要求的「目標上空允許飛行時間」的85％。
表1表示系統的對稱的「一半」和對於兩種要控制的主要飛行模式懸停和巡航飛行螺旋槳推力矢量、旋翼軸向矢量和翼段正的和負的動態升力矢量的「不同的」組合和數量上的變化。包含在有關的姿態控制中需用的部件的說明在表1之後。
表1以表格的形式表示包含在飛行姿態控制中的元素。
表1
姿態控制，俯仰，發生在Z和X軸內的滾動力矩，通過並排和前後旋翼不同的共同的推力改變實現。為繞Y軸轉動的主偏航力矩通過右側螺旋槳向後傾轉到最大10°(從垂直起)以及左側螺旋槳向前傾轉同樣的程度來產生。偏航力矩在懸停控制中如前面已詳細說明的那樣還包括翼段。向前慢速平移模式通過所有四個螺旋槳共同向前傾轉2-5°達到。類似地，向後平移運動通過所有四個螺旋槳或所有四個翼段共回向後傾轉達到。在螺旋槳向後傾轉運動的情況下，最大向後傾轉角最好限制為10°。
側向平移運動的達到首先通過左和右旋翼之間不同的推力引入滾動力矩，然後按同樣的比例共同保持推力。其他的解決方案是只在一個軸的橫向中加循環或安裝別的設備，例如在機頭和機尾罩內垂直於機身中心線的風扇推進器(圖中未表示)，在這種情況下提供側向平移運動而沒有滾動。在另一種實施例中，在發動機艙21上安裝垂直穩定面88，88′(圖9c)。當螺旋槳軸線24處於垂直位置，在穩定面88、88′上的整體式方向艙89、89′共同向左或向右時，引起螺旋槳尾流偏轉，並因而在X軸內平移運動而沒有滾動角。
在S-STOL中，四個螺旋槳從水平傾轉到約70-75°位置，以保持有利的地面氣墊效應和優化升舉和向前的加速度矢量。四個翼段共同傾轉一個大於它們的相應的螺旋槳軸線15°度的傾轉角。從而提供了非常有效的「吹氣」控制面，螺旋槳氣流在此表面上加速，並因而翼段可以在S-STOL狀態提供俯仰和滾動控制力矩，尤其在80和110km/h(45-60節)的非常慢的飛行速度下，此時氣動控制面通常失去效能，因為在速度很低時缺少的空氣壓力基本上不作用在它們上面。方向控制(偏航控制)通過左和右螺旋槳之間不同的推力實現。
在一種可選擇的實施例中，有方向舵89、89′的垂直穩定面88、88′(圖9c)可用於形成吹氣的方向舵裝置。這種實施例提供的方向(偏航)控制在傳統的飛機設計中是已知的。這種穩定面-方向舵布局認為是實際可行的，但從結構的原因以及從採用先進的計算機控制以增加穩定性的設計方法來考慮並不是最佳實施例。
從VTOL開始，或通過螺旋槳軸線從水平大約到90°的懸停飛行模式起，推力矢量可通過緩慢地轉動四個螺旋槳共同地向前傾轉。此矢量的X軸向前分量使飛機向前加速。這導致增加前進速度和通過產生升力的機身以及四個翼段產生氣動升力。這引起減少所需要的推力升力的數值，並允許螺旋槳軸線進一步向下朝水平方向傾轉。在傾轉過程中，軸線的有效性與控制矢量發生的改變相關。這些都取決於基本的幾何定律。完全平移通常在速度≥165km/h(90節)時達到。
在巡航飛行時俯仰控制通過一對翼段，例如最靠近機頭的前面的左和右翼段，和後面的另一對不同地傾轉實現。滾動控制和協調轉彎可有效地通過機身每一側翼段的不同傾轉和左側及右側螺旋槳不同的推力達到。巡航飛行時的配平通過重心前後充油的不同油箱實現(圖中沒有表示)。方向穩定性通過左右螺旋槳對不同的推力變化保證，在另一種實施例中，可通過偏轉裝在穩定面88上的方向舵89協助。
飛機控制原理是圍繞已知的稱為「計算機主動增加穩定性(ActiveComputer Augment Stability)」的設計思想建立的。圖10表示上述主飛行控制系統硬體的部件布局框圖。基本控制原理包括下列控制元素控制機構4×可變的槳葉槳距，推力調節4×可變的螺旋槳傾轉軸線4×可變的翼段傾轉角4×可變的裝在螺旋槳尾流中的方向舵(可選用的)駕駛員可利用的控制機構1根駕駛杆，用於滾動和俯仰控制和便於在VTOL中控制懸停，用於過渡到側向運動和局部前後平移1個裝在駕駛杆上的按鈕用於螺旋槳軸線共同傾轉1個按鈕用於推力共同改變1塊腳踏板用於方向控制混合器駕駛員的5個輸入變量必須變換成操縱致動器的控制信號量，具體用於12或16個控制機構的每一個致動器由於飛機的循環時間比較慢，致動器的啟動用電動機便已足夠。這將允許省去液壓系統，省去了在任何飛機上主要的保養負擔如圖2所示，駕駛艙17設在機身1機頭罩57前部。駕駛艙的布局和駕駛設備可按任何適用的設計，例如最近由Boeing-Bell Helicopter設計的在V-22 Osprey中實現的那樣。
如圖10所示，上面所列的12或16個元素用電致動器控制並配置為具有二重餘度。全部受控元素的相互作用通過計算機80協調。此系統的方法典型地基於現代技術、電傳操縱(Fly-by-wire)或(Fly-by-light)光傳操縱的控制原理。計算機80裝在駕駛艙內，電傳操縱系統的所有部件與計算機連接。
系統的核心是三軸雷射陀螺儀83，用於測量在X、Y、Z軸內的轉角，它與計算機80相連，計算機連續地監控飛機的姿態改變。安裝有具有一般自動駕駛能力的自動駕駛儀，需要時由駕駛員接通。自動駕駛儀是既定程序的，以自動操縱某些重複的飛行模式，它們是由於各種工作中部分常規工作狀態所需要的。此外，控制系統主要基於「速率變化控制(Rate Change Control)」(RCC)原理，其中，雷射陀螺儀83提供有關在X、Y、Z空間坐標系內相對運動的變化速率。駕駛員通過駕駛杆和其他駕駛設備可設定用於飛機各種有關控制參數變化速率所要求的值，以便在任何給定的時刻予以修改和/或保持不變。「控制規律」的計算機子程序85處理描述飛機運動的預編程序的方程式，為混合器86提供數據，混合器將提供獨立的信號87a、87b、87c、87d給致動器組，以實現所要求的飛行控制。
最好在飛行控制系統中包括機載光傳感器82，以便向計算機提供有關飛機貼近地面時的平移運動數據。傳感器84是常規的，它向計算機80提供有關主要氣象條件的數據。
當代「穩態」的以雷射為基礎的陀螺技術也監控基準點的連續運動，例如飛機在任何給定時間點的實際位置，或在其飛行軌跡中飛機位置的最新發展。按另一種可供選擇的方案，機載總定位系統81可提供飛機實時位置的信息。與早期採用旋轉機械和電的部分組合的型式相比，這種尖端控制技術最近利用來降低商業系統的成本，目前可用於「穩態」的硬體結構形式，有高的可靠性和需要小的保養工作量。
圖10表示了一種高級的飛行控制系統，沒有使用機械的連接機構。上述光傳操縱是與電傳操縱系統相同的系統方法。不過光傳操縱採用光纖將數據從中央控制處理器傳輸到當地處理器和致動器。這對於飛機有效的物理尺寸是有利的，以及，有利的是飛機有時可能飛近強磁場，例如檢查高壓電源線。
此控制系統是全數字式的，並有三重或四重餘度的布局。這種系統也可以有先進的「學習模式」，它使計算機系統有能力「學習」和「免除」某些對陣風、地面效應、擾動等的反應。
為便於飛行操縱，尤其在地面基礎設施支持環境不足的情況下，在起落架內裝有載荷傳感器。這些載荷傳感器為由於迅速地改變飛機加載和卸載狀況引起的重心偏移提供自動的適時修正。這些數據保證安全和靈活地改變有效載荷，由空勤人員或「載荷技師」通過最小量的操作實施。
最好在本飛機中用兩套傳動系統。第一套傳動系統包括傳統的主傳動鏈部件。它們包括一臺傳統的燃氣渦輪軸發動機和一些輔助裝置發動機，減速器，離合器以及為前和後每對螺旋槳「單一的」橫穿軸系所需要的部件。軸19、19′(圖3)可以在該單元的發動機故障的情況下從前後兩對發動機中任一個傳遞約50％的推進功率到相對位置的螺旋槳去。軸19、19′可由貫通的承載結構26、26′支承。這些設備基本上是傳統的，無需進一步說明。
第二套最佳的傳動系統稱為電渦輪傳動系統(TEDS)。過去的10年，在輕型電動機和新傳動技術方面作出了有非常重要意義的進步。無電刷的永磁馬達和高速發電機技術再加上用於控制高電壓和大電流的半導體(可控矽)，在功能上得到了明顯的發展並大幅度地降低了成本。與傳統的電動機相比，這些傳動單元能在高轉速下運行，即在約10000和40000轉/分之間。重量與電渦輪傳動裝置輸出功率的關係為，對電動機每軸功率(達到0.2-0.25kg/kw)範圍，而對輸出功率在≥1000kw範圍的交流發電機約在0.10-0.15kg/kw範圍內。TEDS系統是已知的，但利用這種系統作為飛機主要的傳動系統在先沒有實現。由於一系列有力的使人信服的工程和運行方面的原因，這種電渦輪傳動系統(TEDS)作為一種補充的系統用於本發明的「混合式飛機」。
在圖11中用基本框圖表示TEDS布局。此系統包括按餘度布局的傳統的(檢安合格的航空)燃氣渦輪發動機90、90′，按餘度布局的高速、高密度的交流發電機93，它們每一個直接通過減速器92、92′連接到電功率調節和控制單元91、91′，減速器優化交流發電機的轉速。按餘度布局的高壓電源傳輸系統96將功率傳送給四臺無電刷永磁電動機99a、99b、99c、99d和減速器95a、95b、95c、95d，以驅動轉速恆定槳距可變的螺旋槳23a、23b、23c、23d。此系統最好有受機載中央計算機80控制的燃油電噴控制器。燃氣渦輪發動機90、90′和交流發電機93、93′最好裝在位於「HA」尾部的發動機艙104內。發動機艙最好定位成在飛行期間能從機身內接近的機身內部，以允許飛行中修理和調整。
燃氣渦輪軸發動機90主要用於驅動高速交流發電機93。設計為軸直接連接的等速驅動的交流發電機可在≥10000轉/分下運行。
電功率調節和控制單元91、91′包括電路系統，其中含有一套高性能可控矽和即時的電流、電波形狀和輸出功率的調節和控制裝置。它藉助於計算機進行控制，而此計算機則接收來自飛行控制計算機80的控制信號。這些控制信號必須傳送給各個致動器進行功率調整等，作為對駕駛員輸入的響應。
在使用者調整功率時，交流發電機93、93′將經單元91、91′調製的能量供給四臺無電刷永磁電動機99a、99b、99c、99d。這些電動機的驅動軸在約10000-12000轉/分之間旋轉。電動機轉速通過傳統的兩級減速器95a、95b、95c、95d降低速度，以便與尺寸經優化的螺旋槳的葉尖速度相匹配。高壓電源線96從發動機艙104延伸到四臺電動機。驅動電動機的繞組可布置在兩個分開的區段內，並在其中一個繞組有故障的情況下有固有的50％功率餘度。
螺旋槳是速度(轉/分)為常數的類型。為了保持螺旋槳速度不變，在升力改變時需要進行控制，改變槳距，以提供更多或更少的推力，電子燃油控制器控制燃油噴入燃氣渦輪發動機的量，它與由飛行計算機產生的載荷調節信號相應。具有恆速螺旋槳和電子燃油控制器的系統是很成熟的技術。
機身內部電廠帶來的優點是可以加熱升力氣體或機身內的空氣。燃氣渦輪在機身內的位置和它們的定位，應使部分由它們所產生的餘熱能在排氣離開飛機尾部前被抽出，使得實際上足以與尾部所安裝的熱交換器在機械上組合起來，與傳統的布局即廢熱必須從位於渦輪外部的管道輸送到位於機身內的熱交換器相比，更容易裝設「超級加熱(super-heating)」技術設備。如果需要，更切合實際地合理安置熱交換設備和較簡單的管道，以增加加熱機身內部氣體的可能性，由此來提高VTOL升力。
圖13a-13d表示了本發明飛機的另一種可供選擇的實施例。此飛機稱為高級混合式飛機(「AHA」飛艇)。這種實施例在推進和控制部件的布局方面與前面所討論的那些不同。
「AHA」的整個機身設計為產生升力的機身，有小到中等的展弦比，例如AR＝1-3，以及長細比例如在1∶4-1∶6之間，有對稱的優化地面效應的機體。需要時機身可充升力氣體，以便提供高達其最大起飛重量15％的靜升力。其總體設計依據遵循上面存在於最佳的「四旋翼」實施例中的基本原理。
產生升力的機身105有多個可迴轉的短翼段106a、106b、106c、160d它們按串聯方式在重心124的前和後安裝在機身上。在巡航和低速時，機翼106a-d提供俯仰控制和協調轉彎。在短翼106a、106b、106c、106d的端部安裝垂直安定面115a、115b、115c、115d和整體式方向舵116a、116b、116c、116d，以便於巡航飛行中的方向控制。短翼段可迴轉地安裝在其氣動壓力中性點處並可以從0°(水平)轉到25°。
在平面圖內沿最大直徑的機身中部安裝有多個風扇108a-108g和108a′-108g′。一般2-4個風扇部件裝在重心124的前和後以及左和右。風扇安裝在水平凸緣107和107′上，凸緣從機身105的最大周邊起延伸。風扇最好是通常在高出道比燃氣渦輪發動機第一級風扇中所用的那種，例如在市場上可從通用電氣公司買到的那些。它們通常用於當代大型噴氣式旅客機中，並與燃氣渦輪發動機一起各提供10000-30000公斤推力。這些風扇重量很輕且噪音低。通常總共8-14個風扇部件，直徑為1.5-4m，要求產生用於升起15至30噸飛機的推力。
如圖13d所示，在容納風扇的安裝凸緣107、107′內構成通道111。通道彼此間隔開，所以在風扇位置之間有約2米的距離，允許空氣無阻礙地供應每個風扇。在通道內風扇盤108下面可安裝一個高速無電刷高密度永磁電動機傳動部件99並直接傳動風扇。電動機傳動部件99最好有800-2500kw輸出功率。傳動各風扇108a-108g和108a′-108g′的電源由機身後部的中央電站113提供。前面結合圖11詳細說明的電渦輪傳動系統(TEDS)可以提供所需要的電源。
推力偏轉器109裝在通道111內風扇下面。推力偏轉器109可被有效地控制使推力從垂直推力軸線向左右側偏轉達25°。為了使推力偏轉產生的偏航力矩與引起前後平移運動無關，最好最靠近機頭和機尾的各四颱風扇108a、108b、108a′、108b′、108f、108g、108f′、108g′用的推力偏轉器它們的迴轉軸平行於機身105的Z軸，而用於其餘風扇的偏轉器它們的迴轉軸平行於X軸。
最好是，用於中央位置的風扇108d、108d′的推力偏轉器在風扇下方裝在一由滾柱軸承支承的圓形框架117內。推力偏轉器109所安裝的圓形框架117有恰當的機械裝置使之可以繞其軸線快速旋轉，從而可以迅速改變推力方向至少約180°，旋轉速度通常為每秒90°-120°。
裡面各裝有一颱風扇的通道111上部和下部開口可以用一套百葉窗擋板118、118′封閉，以便在VTOL時推進器未使用的情況下提供流線型的外罩。
以高速交流發電機119為基礎的電站113產生風扇電動機99運行所需的電功率。無電刷高速交流發電機119直接由大型燃氣渦輪發動機120傳動，它一般產生5000-10000kw輸出功率。電流輸出調節器受計算機控制並與飛機的飛行控制和導航系統連接，以保證供應給每臺無電刷電動機99經正確調整的電功率。
在機身105中心線後段，可在通道112a、112b、112c內安裝與上述那些類型相似的其他風扇108h、108i、108j(用虛線表示)，所以風扇的旋轉平面處於垂直位置。這些風扇位於產生升力機身105的約95％弦長處。這些風扇108h、108i、108j形成單獨的飛機前進的推進系統。傳動這些風扇所需要的電功率同樣由裝在電站113內的同一個高速交流發電機燃氣渦輪發動機組合提供。
這些風扇裝置108h、108i、108j的空氣進口通道114a、114b、114c組合在約85-90％機身弦長處後機身上下表面內。風扇的尾流經安裝在飛機後緣中央的通道112a、112b、112c排出。後風扇108h、108i、108j的進氣通道114a、114b、114c的位置安排成有利於減小附面層。進氣通道可成形在機身表面上作為附面層環形吸縫118，增加有效地尾流推進和有助於附面層控制，所有這些優點以疊加的方式提供。
AHA飛艇的方向控制能非常容易和準確地實現。使用由風扇108a-108g和108a′-108g′的推力偏轉器產生的作用在X和Z軸內的不同和共同的推力矢量，提供偏航力矩，以允許側向和前後低速平移運動。此外，風扇108d、108d′通過旋轉其偏轉器可以提供沿任何方向從0-180°的定向推力。這就允許矢量精確協調，以產生一個總的控制矢量圖，從而可以在懸停和VTOL時精確控制為任何要求的飛行方向。此外，裝在後部的風扇也可以配備推力偏轉器，並能用於在向前飛行和懸停時提供方向控制。這尤其用於在懸停或VTOL中遇到逆風時。
高速風扇108a-108g和108a′-108g′工作轉速很高約6000-10000轉/分。這些風扇的輪盤負荷比傳統的旋翼螺旋槳高50％，大約從80-90kg/m2增加到約140-160kg/m2，但按每馬力的公斤升力計量時，風扇下衝速度和裝置的升力特性仍保持在經濟合理的範圍內。推力柱密度保持在一個避免土壤衝刷的範圍內，土壤衝刷問題應在所有能懸停的飛機中加以考慮。
由於任何一臺發動機故障引起懸停中總推進裝置失效的危險，在這種情況下因為有較多數量可用的推進部件，再加上全度的功率發生以及由一或兩個VTOL風扇裝置故障引起的不平衡力矩很小，所以這種危險性減小。在最佳實施例中，若傳動風扇裝置的一或兩臺電動機損壞，剩下的12颱風扇將保證安全工作所需的總的推力水平，這些推力可由剩下的裝置產生，以及可用的總推力基本上仍保持為100％。在一臺渦輪發動機故障的情況下，通過增加剩下的作為主要功率提供者的渦輪發動機的輸出功率，可以保持推力特性。
在另一種可供選擇的實施例中，包括藉助於附面層控制和尾流推進氣動地降低巡航阻力。幾何布局導致減少尾流阻力20-30％，尤其在有較大的產生升力機身的飛機中。吸入空氣的燃氣渦輪發動機裝在靠近機尾並最好在機身弦長85-95％範圍內，這一情況使吸氣環形縫和約在機身長度85％處的空氣進氣道和後部推進系統能比較簡單合理地組合在一起。
顯然，可以在本發明的範圍內對圖示的實施例作出多種改變，以及所有這種改變均將視為被所附的權利要求覆蓋。
權利要求
1.一種飛機，它包括機身；多個機翼，機翼設計為翼型，彼此隔開距離地圍繞機身安裝，每個機翼被安裝成可繞其中性軸迴轉運動；以及，在每個機翼上安裝一個推進裝置並能獨立於機翼作迴轉運動。
2.一種飛機，它包括機身，機身有上表面和下表面以及一個中心點，垂直軸線通過此中心點；多個推進裝置，它們彼此隔開距離地圍繞中心點裝在機身上，每個推進裝置被設置為提供基本上平行於垂直軸線的推力，並產生方向朝機身下表面的尾流，下表面的形狀設計為能捕集在機身下方偏轉後的尾流。
3.一種飛機，它包括機身，機身有縱向軸線、上表面和下表面，形狀設計為能在空氣流中產生相當大的氣動升力，機身展弦比在約1至2.5之間，以及機身的弦厚比在約3至4.5之間。
4.按照權利要求3所述的飛機，其中，在上表面的彎度大於沿下表面的彎度。
5.按照權利要求3所述的飛機，其中，下表面設計為允許漂浮在水上，吹水深度約在10至20英寸(25-50cm)之間。
6.按照權利要求3所述的飛機，還包括四個裝在機身上並從機身向外延伸的外伸架，每個外伸架有安裝在它上面的一個翼段，每個翼段可繞其中性軸迴轉運動並設計成在氣流中產生氣動升力，由機翼提供的升力達到飛機巡航飛行時所需升力的45％。
7.按照權利要求6所述的飛機，還包括安裝在外伸架外端部的推進裝置，推進裝置可獨立於翼段迴轉。
8.按照權利要求6所述的飛機，其中，機身有一中心點，翼段基本對稱地圍繞此中心點布置。
9.按照權利要求8所述的飛機，其中，在平面圖中看機身沿其縱軸線基本對稱，以及下表面的形狀設計為提供相當大的地面效應升力。
10.按照權利要求9所述的飛機，其中，推進裝置與機身隔開距離，所以它們的尾流不衝擊在機身上，尾流引起的下衝氣流基本上圍繞著機身，從而基本避免在機身下方聚集的空氣團逃逸。
11.按照權利要求10所述的飛機，其中，推進裝置被安裝成，當它們處於推力垂直的位置時，它們的旋轉平面在機身水平中心線之上。
12.按照權利要求11所述的飛機，其中，翼段安裝在從機身水平中心線起最大機身直徑1.5倍的距離處。
13.一種飛機的機身，它的橫截面形狀由四個相切連接的弧段組成。
14.一種飛機，它包括機身，機身有縱向軸線和多個彎曲細長串排的框架構件，它們每一個基本上垂直於縱軸線定位，以及有多個承扭件串排在相鄰框架的細長框架構件之間，細長的框架構件和承扭件互相連接以構成三角形框架。
15.按照權利要求14所述的飛機還包括布置在框架外面的蒙皮和將蒙皮固定在框架上的裝置，固定用的裝置設置為將表面拉伸載荷從蒙皮傳給框架。
16.按照權利要求15所述的飛機，其中，固定用的裝置包括一連接條，在它的第一端固定蒙皮，在它的第二端固定纜索，纜索被安裝在框架上的鎖銷裝置嚙合。
17.按照權利要求16所述的飛機，其中，蒙皮是氣密層板以及機身內部增壓。
18.按照權利要求17所述的飛機，其中，機身內部增壓到約3000Pascal，以及機身受張力。
19.按照權利要求15所述的飛機還包括多根在框架內部延伸的張力纜索。
20.按照權利要求14所述的飛機還包括一根與機身機械地組合在一起的龍骨。
21.按照權利要求20所述的飛機還包括一對沿機身寬度延伸的承載貫通梁件，它們與框架和龍骨組合在一起，承載貫通梁設計成抑制振動以及在每根承載貫通梁端部固定一外伸架。
22.按照權利要求21所述的飛機，其中，每個外伸架設計為用於在它上面安裝一個翼段，機翼設計為剛性的機翼翼盒，並可繞其壓力中性軸迴轉運動地裝在外伸架上。
23.按照權利要求21所述的飛機，其中，機翼位於推進裝置尾流中，並有比推進裝置快的迴轉速率。
24.按照權利要求23所述的飛機，其中，機翼和推進裝置的迴轉位置由一個系統控制，此系統包括用於改變推進裝置槳距的裝置、迴轉推進裝置的裝置以及迴轉翼段的裝置。
25.按照權利要求24所述的飛機，其中，此系統是光傳操縱系統。
26.一種飛機，它包括機身、機身有多個安裝在它上面的翼段；及多個推進裝置，推進裝置由電渦輪傳動系統驅動，該系統包括至少一臺燃氣渦輪發動機、一臺交流發電機和一個功率調節和傳輸系統，後者用於將燃氣渦輪發動機產生的功率輸送給推進裝置。
27.按照權利要求26所述的飛機，其中燃氣渦輪發動機安裝在機身內部並在飛行中可以接近。
28.一種飛機，它包括機身，機身形狀設計為在氣流中產生相當大的氣動升力；多個圍繞著機身安裝的機翼；多個圍繞機身布置的高速風扇，風扇有與風扇相聯繫地安裝的推力偏轉裝置，用於形成在一定範圍內的定向推力。
29.按照權利要求28所述的飛機，其中，機身的形狀設計為展弦比在約2和3.5之間。
30.按照權利要求29所述的飛機，其中，有兩個機翼按前後排列定位在機身每一側上，以及，每個翼段可繞其壓力中性軸線迴轉運動。
31.按照權利要求29所述的飛機，其中，在機身的每一側上有四至六颱風扇，它們安裝在從機身向外延伸的凸緣內，風扇設置為提供垂直推力。
32.按照權利要求29所述的飛機，其中，推力偏轉裝置是定位在風扇尾流中的魚鱗板，並裝在一由滾柱軸承支承的框架內，以提供面內的魚鱗板旋轉。
33.按照權利要求31所述的飛機還包括多個定位成提供前進推力的高速風扇。
全文摘要
一種混合式飛機有VTOL、R－VTOL和S－STOL功能。飛機有產生升力的機身(1)和四個前後排列的翼段(20),它們前後排列並可繞其中性軸迴轉。每個翼段有安裝在它上面可迴轉的旋翼螺旋槳(21)組件,用於提供基本上在水平與垂直之間範圍內的推力。機翼和螺旋槳通過外伸架組合在機身上,外伸架設計成有很大的剛度並能將來自機翼和螺旋槳的力分配給機身。機身的形狀設計為在氣流中產生氣動升力並可使構成它所需要的不同彎度的壁板數量減到最少程度。機身設計為由覆蓋以半剛性壁板的增壓張力框架、有覆蓋的下部框架和包覆有頭錐的機頭構成。覆蓋構架的半剛性壁板由氣密和耐腐的層壓材料製造並藉助於連接肋和鎖銷裝置與框架連接。框架由多個彎曲細長串排的分段構成,垂直於機身縱軸線並藉助於承扭件連接。電渦輪傳動系統可用於驅動飛機。還介紹了一種高級混合式飛機,它有約8至12個高速風扇的替代旋翼螺旋槳。
文檔編號B64C39/10GK1202861SQ96198541
公開日1998年12月23日 申請日期1996年10月24日 優先權日1995年10月24日
發明者漢斯·J·伯恩 申請人:漢斯·J·伯恩