旋升飛機的製作方法

2023-05-30 00:06:01

專利名稱：旋升飛機的製作方法
技術領域：
本發明涉及一種旨在提高被稱為旋升飛機的飛行器性能的新方法及裝置。
有兩種通過在空氣中的運動得到提升力的重於空氣的飛行器(1)飛機，具有固定機翼並由諸如推進器或噴氣發動機等推進裝置在空氣中推進而在機翼產生提升力，及(2)旋翼飛行器或旋轉機翼飛行器，其槳葉旋轉在上部形成一螺旋槳盤以產生提升力。
有三種利用螺旋槳槳葉提供提升力的旋翼飛行器(a)直升機，其螺旋槳槳葉提供垂直推進力同時由於螺旋槳盤可在支承與旋轉垂直支架上傾斜而提供水平推進力。(b)自轉旋翼機，由旋轉機翼提供提升力而由推進器提供向前的推進力。自轉的實現是相對氣流向後通過傾斜螺旋槳盤從而部分空氣向上流過槳葉之間並流過螺旋槳盤，而不是向直升飛機中那樣空氣向下流過螺旋槳盤。由於空氣向上流過螺旋槳盤，螺旋槳就象風驅動風車一樣被驅動。(c)旋升飛機，其螺旋槳用於垂直與低速飛行，但在高速巡航下螺旋槳處於完全卸載狀態(無提升力)並由機翼提供全部的提升力。旋升飛機是高速、低螺旋槳盤載荷的旋翼機。
自從1923年Juan de la Cierva在西班牙發明自轉旋翼機以來，探求一種高速低螺旋槳盤載荷並且巡航性能等同或優於飛機的旋翼機的工作一直在進行。這導致了英國及美國的幾家公司成功地生產出自轉旋翼機，其中Pitcairn是最著名的基地。在二十世紀三十年代，自轉旋翼機技術得到了迅速發展，其安全性和實用性也得到了證實及認可。郵政運輸自轉旋翼機在費城郵局上空飛翔。四或五架地點式自轉旋翼機(place autogyro)以及更小型的自轉旋翼機得以生產，Pitcairn在1930年至1940年間單獨開發並製造14種型號的這種飛機。這些飛機的性能與當時的飛機一樣，其最高速度可達150英裡/小時(mph)。
自轉旋翼機技術的發展解決了直升機的螺旋槳揮動及控制問題，從而導致了其自三十年代末開始以來的成功開發並持續到今天。所有高速旋翼機的設計思想包括在巡航飛行中的一些螺旋槳卸載問題。實際上，英國FraireRotodyne於1959年利用其尖端噴氣式自動旋轉螺旋槳來起飛與降落創下了旋翼機191mph的封閉航線速度記錄。這一記錄首次在1961年被俄國KamovKA-22型機以221mph的速度打破。1956年在美國，McDonnell XV-1型葉端噴口複合自轉旋翼機達到了一非官方的200mph的飛行速度。經過六十年代、七十年代、八十年代直到今天，慢速及止動螺旋槳的思想一直為BellHelicopter、McDonnell Douglas(Hughes)及Sikorsky所研究。Sikorsky、DARPA及NASA所研究的X型機翼止動螺旋槳的構想得到了最大的技術發展，但由於其極端的複雜性，在正準備開始其飛行開發測試時被取消了。
一種慢速甚或是止動螺旋槳的高速旋翼機不必是複雜的。這已被1937年Herrick的兩葉止動螺旋槳自轉旋翼機在飛行中使螺旋槳制動與啟動的事實所證實。然而為了實現旋升飛機以最高速度飛行，需要在其水平飛行期間儘可能地減低提升力至接近為零以對螺旋槳卸載。1964年11月3日授權給The Ryan Aeronautical Company的美國專利3155341描述了同樣的這一目標。旋升飛機的潛力還遠未實現，並且其發展由於飛機工業的興趣轉向其它目標而受到阻礙。
本發明的目的是提供一種改進的旋升飛機，使其能達到更高的速度及飛行高度。
總體上說，本發明目的由一改進的螺旋槳槳葉實現，該槳葉的邊緣剛度(EI)至少是80000磅平方英寸每磅飛機總重，並且槳葉具有足夠的重量以在槳葉預旋轉期間螺旋槳槳葉俯仰角調至最小提升力位置時至少儲存100英尺磅每磅飛機總重的旋轉動能。接著螺旋槳驅動系統的離合器被釋放，並且螺旋槳槳葉俯仰角被調整至提升位置以使旋升飛機爬升到至少50英尺的高度。推進器的速度及推進力增大以提高水平飛行速度、保持飛行高度，開始由螺旋槳槳葉提供主要的提升力，一直到由機翼提供全部的提升力。為了使飛行速度達到最大，應用了一種改進的飛行控制方法。利用這種方法，減小螺旋槳盤的迎角並且把螺旋槳槳葉相對螺旋槳盤的俯仰角減至為零以使飛行中的阻力減至最小。在水平飛行期間，螺旋槳槳葉承載，一直到速度達到螺旋槳可以卸載之前，機翼相對水平安定面保持一固定的迎角，不再改變。當槳葉卸載之後，螺旋槳盤的迎角與水平安定面保持互相平行，並且保持迎角基本為零。
以上所述以及本發明其他的目的、特徵及優點通過下面的詳細描述將更加明顯。


圖1是體現本發明原理的旋升飛機的透視圖；圖2是圖1中旋升飛機的側視圖，其中機身一部分剖開以示出其內部的部分元件；圖3是實現本發明的控制方法或系統的示意圖；圖4是一局部剖及元件分解透視圖，示出了螺旋槳槳葉優選實施例的細節；圖5是圖4中螺旋槳槳葉的透視圖；圖6是去除一部分的局部透視圖，以示出優選俯仰角控制機構；圖7至圖11是示出圖1中旋升飛機在不同飛行狀態下螺旋槳盤及升降舵位置的側視圖。
參考圖1，標號11表示依據本發明原理製造的旋升飛機。其包括一具有前部15及雙尾後部17的機身13。機身前部15支承一對固定的機翼19、21，機翼各有一副翼23及25。機身13的前部15還有一風擋27，該風擋部分地封閉一容納飛行員及乘務員或乘客的座艙(未示出)。從機身13的前部15向上伸出支承大慣性螺旋槳31的支架。機身13的前部15尾部安裝的是一推進器33。在機身的後部17雙尾上是尾翼35及37，其中尾翼各有一方向舵39、41。尾翼35及37之間是一升降舵43。雖然未在圖中示出，副翼23、25及方向舵39、41是由座艙通過傳統的控制機構所控制。螺旋槳槳葉俯仰角、螺旋槳盤迎角及升降舵43的控制如圖3所示並在後面予以解釋。
圖2是示於圖1中旋升飛機的側視圖，其去除了部分機身，以示出發動機101及用於旋轉推進器33的主動軸103。所優選的發動機是為NASCAR空轉迴路開發的262立方英寸V-6型通用發動機(General Motors)，在渦輪增壓前Dynometer測試達450馬力。在渦輪增壓的情況下，發動機功率超過600馬力，可驅動90英寸推進器33。一離合器及皮帶傳動裝置105在離合器嚙合時利用帶輪110驅動旋轉主動軸109以使螺旋槳31旋轉，其中帶輪110可以水平移動以拉緊皮帶107。
圖1中旋升飛機11的優選控制機構示意於圖3。主控制杆201是用傳統方法設計，一附加肘節控制杆203位於其頂部。主控制杆201有一止動部205以阻止其被向前推過垂直位置(它可被向後拉過幾乎45°)。肘節控制杆203有一止動部207以阻止其被相對控制杆201向後旋轉(它可被向前旋轉幾乎45°)。在主控制杆201的底部有兩軛209及211。第一軛209直接與主控制杆201相連，並且通過從動液壓缸213、215操縱襟翼/副翼23及25。第二軛211與主控制杆201的前後樞軸銷217相連，這樣當主控制杆201左右移動時，軛209及211均移動，但軛211可在前後獨立於主控制杆201旋轉。第二軛211通過從動缸219及221操縱上主動軸/螺旋槳主軸109與水平安定面43。第二軛211的前後運動由肘節控制杆203通過推/拉杆223控制，這樣當控制手柄203向前旋轉時，推/拉杆223使第二軛211相對第一軛209繞樞軸銷217旋轉。一位於主控制杆201與第二軛211之間的彈簧225有助於保持肘節控制杆203頂靠其止動部207，直到主控制杆201被向前推碰至其止動部205。因此彈簧225的作用類似一制動器以讓飛行員知道主控制杆201碰到了其止動部205，並且應採取主動措施克服彈簧225旋轉肘節控制杆203。一配平機構(未示出)可用於平衡彈簧225。
聯動/從動缸213、219及221的設置是當主控制杆及肘節控制杆201、203碰到各自的止動部205及207時，水平安定面43使機翼19、21相對氣流保持合適的迎角以得到最佳升阻比(飛機的最有效飛行狀態)，襟翼23及25處於零角度並且主軸109基本垂直於水平安定面43。主軸109、水平安定面43及機翼19、21的關係示於圖7至圖11的五種不同的操作模式中。
圖7示出旋升飛機11在最慢速的飛行狀態，由螺旋槳31提供主要的提升力。注意主軸109相對飛機/推進器中心線227大約向後傾斜了16°，示於圖3中的襟翼23、25將被降至最大限度並且水平安定面43平行於飛機/推進器中心線227。因為飛機的重心(C.G.)位置儘可能地接近螺旋槳31與機翼21的升力中心，水平安定面43隻須產生足夠的升力以抵消由於升力未通過重心而導致的任何力矩，因此水平安定面相對氣流的迎角幾乎為零。所以水平安定面43控制著飛機相對氣流的俯仰角。這種情況的一個例外是在最慢速的飛行下，高螺旋槳阻力與水平安定面上的低動壓的綜合作用導致飛機上仰，直到作用在飛機上的重力及其它作用力(力矩)平衡時為止。
圖8示出旋升飛機11比圖7中速度高的狀態，這時由螺旋槳31及機翼21共同提供升力。主控制杆201、襟翼25及螺旋槳主軸109還沒有向後傾斜到最大程度，水平安定面43仍然平行於飛機/推進器中心線227並且未改變其與機翼的相對角度，但是水平安定面處於更高的空氣流速及動壓下，其應近乎與氣流平行，使機翼處於最佳迎角以得到最佳升阻比。
圖9是控制杆示意圖所顯示的狀態，飛機處於最佳升阻比(最有效巡航)狀態。此時主控制杆201頂靠前止動部205，襟翼25的迎角為零且螺旋槳主軸109基本垂直於飛機滑流，以至螺旋槳基本不產生升力。這時螺旋槳31可以而且將要以低轉速轉動。如果基本無升力的螺旋槳31旋轉得太慢以至不能保持穩定，則螺旋槳主軸109將向後充分傾斜以得到所需轉速。
圖10示出飛機在比圖9所示速度更高的狀態。肘節控制杆將向前旋轉，襟翼25的迎角應為零並且水平安定面43相對飛機中心線旋轉，使飛機及機翼轉彎(pitch over)，減小機翼的迎角，因此飛機可更快地飛行，而不需產生比保持水平飛行更大的升力。
為具備垂直起降能力，需要很大的螺旋槳慣量及邊緣剛度非常高的螺旋槳槳葉。該螺旋槳槳葉的優選實施例的邊緣剛度(FI)至少是80000磅平方英寸每磅飛機總重，如圖4、5、6所示。利用圖4-6中的螺旋槳結構，邊緣剛度可達280000磅平方英寸每磅飛機總重。這裡，螺旋槳31的構造通常是利用1982年12月28日公開的美國專利4366387「Wind-Driven GeneratorApparatus and Method of Making Blade Supports Therefor」中的技術。優選螺旋槳31有一位於翼面或蒙皮303內的梁301，該螺旋槳由槳葉的一頂端延伸至另一頂端，自由通過一中空的內部305，可扭轉以改變俯仰角並可彎曲以改變錐角。
如圖4所示，梁301是一優選的具有網307的錐形工字梁件，織網307由兩個單向碳纖維構成的縱向緣條309及311聯接。雖然圖4僅示出了螺旋槳槳葉31的一部分，但它是整體一致或連續的，其工字梁及縱向緣條309、311均延伸穿過槳葉中心。這種結構是美國專利4366387中公開的風力驅動槳葉結構的變型。這一整體或連續結構的優點在於省卻兩半槳葉中心處的聯接機構，因此簡化了大慣性螺旋槳的結構並增加了其所必需的強度及邊緣剛度。
網307是按±45°分層並含有碳纖維及環氧樹脂的織品組成的複合材料。在肋313的外側，另一與網307結構相似的網315與梁緣309、311的頂端相連形成一矩形箱梁。
在肋313的外側，梁301通過一環氧樹脂微粒混合物319與槳葉蒙皮303連接。蒙皮303由能承受適宜載荷的單向、呈±45°分布的碳纖維層組成。每一槳葉的外側均有一慣性配重321，一種具體情況，該配重形成優選的槳葉端部形狀，其有一中空部可容納梁301並與之相接。每一配重321均重50磅並由於廢鈾的高密度而優選由廢鈾構成。
螺旋槳旋轉器323所暗藏的是圖6所示的螺旋槳槳葉俯仰角控制機構。此機構採用一俯仰角操縱臂401、一球形軸承402以及連接推/拉杆407與槳葉俯仰角操縱臂401的旋翼槳距搖臂403。標號405表示梁/槳葉扭轉軸線，而標號406代表槳葉擺動軸線。由於推/拉杆407上下運動，搖臂403繞搖臂支承叉404樞轉以升降槳葉俯仰角操縱臂401並導致槳葉繞球形軸承402及槳葉/梁扭轉軸線旋轉。油門節距推/拉杆407通過螺旋槳軸410操作。由座艙裡的飛行員操縱這一機構以改變螺旋槳槳葉31的俯仰角，使其從最大速度的水平飛行中基本呈零度到起飛時所需最大提升力時的俯仰角。
運行中，螺旋槳31用於垂直和慢速飛行，但在高速巡航下其基本是卸載的(無提升力)，而由機翼19提供全部的提升力。當螺旋槳31不再提供任何升力時，在前行槳葉和後行槳葉之間並不存在升力的不平衡，因此螺旋槳31的速度可以降下來(至125轉/分或更低)大大減少了阻力。阻止直升飛機和自轉旋翼機非常快速飛行的情況(也就是前行槳葉的葉尖速度過快及後行槳葉的葉尖失速)被消除了。注意這些情況的發生是因為後行槳葉必須產生與前行槳葉相同的繞擺動軸線406的力矩。由於前後行槳葉之間的氣流速度不同，槳葉俯仰角必須改變以使槳葉旋轉時保持其升力不變。在飛機的一速度下，當後行槳葉的槳葉俯仰角接近失速以保持升力恆定時，使飛機速度更快的唯一辦法是增大螺旋槳轉速/葉尖速度以增大流過前行槳葉和後行槳葉的氣流速度。在某些情況下流過前行槳葉的氣流速度接近音速，阻力顯著增大。
因為較低的螺旋槳轉速及相應的低葉尖速度，圖1中的旋升飛機11可能達到400mph的前進速度，而直升飛行及自轉旋翼機通常的飛行速度小於200mph。直升飛機的官方世界速度記錄小於250mph，單純的自轉旋翼機(在飛行期間的任何時間都是非動力的)則小於125mph。從理論上說自轉旋翼機可以比直升飛機飛得更快，因為其螺旋槳不必同時提供升力及推進力，但是由於過去的50年中對單純的自轉旋翼機開發較少，因此其最大速度小於直升飛機。
由於機翼19、21在相對低的降落速度下不必提供升力，它們比相似尺寸的固定機翼飛機的機翼要小得多(大約為其1/4到1/8)，其阻力顯著減小。所導致的飛機提升面(螺旋槳及機翼)的總型面阻力小於類似的固定機翼飛機，因而潛在地導致同等功率下的更大速度。螺旋槳31是非止動的，因為在某些情況下其減速時沒有足夠的離心力使其保持穩定。加在螺旋槳31各端部的極大的慣性配重321能使轉速降低得更多。
為具備垂直起降能力，螺旋槳31應有非常大的慣性。這一慣性部分地由能使螺旋槳31以超過正常低速飛行的轉速兩倍的超速旋轉而得到。為進一步增大慣性，在槳葉上增加了優選由廢鈾構成的配重321。以飛機翼展32英尺、機翼面積65平方英尺、轉了直徑32英尺、空載重量1000磅及總重2500磅作為基線，每一槳葉上50磅的配重，使每一螺旋槳總重為100磅。雖然這一配重看起來是一種負擔，但具有連續工作齒輪箱及尾槳的直升飛機為了得到同樣的提升能力不僅需要重得多的配重，而且更為複雜。為垂直起飛，螺旋槳31旋轉至500轉/分的超轉速，其螺旋槳俯仰角設置為零(零升力)。由於飛機仍在地面上，不需要尾槳抵消作用在螺旋槳上的扭矩。同樣由於此時螺旋槳31尚未產生任何升力，減小了對功率的要求並且這一特徵加上預旋轉所需的短暫時間允許有一非常輕的減速系統。安全性也得到了保證，因為螺旋槳31在飛行中總是非動力的，既使在預飛行旋轉期間如果減速系統失效，飛機也是在地面上的。當螺旋槳31達到了速度且飛行員準備起飛時，在螺旋槳槳葉俯仰角增加之前首先發生的事情是預轉離合器分離，因此去除了螺旋槳31上的扭矩。這一特徵對於飛機離開地面後避免其在偏航方向上開始旋轉是必要的。由於高螺旋槳轉速及槳葉配重的綜合因素，螺旋槳31具有足夠的慣性能以儲存至少達100英尺磅每磅飛機總重以提升2500磅的飛機至50英尺高，並且在推進器103推力的輔助作用下將飛機在4秒內加速至50mph。由於推進器103提供向前推進力，螺旋槳轉速減慢下來，螺旋槳盤後傾使部分空氣從下邊流過螺旋槳31以驅動螺旋槳並使螺旋槳在低速前進狀態下能提供升力。
實現非常大的螺旋槳槳葉慣性(高轉速及槳葉配重)的困難是很大的，因為它要求極端高的槳葉邊緣剛度(EI)，大約是80000磅平方英寸每磅飛機總重。螺旋槳槳葉的第一邊緣固有頻率必須比螺旋槳31將運行的最高轉速大(約大10％)。在預飛行旋轉期間最大螺旋槳轉速為550mph時，第一邊緣頻率至少應為600周/分(CPM)。給槳葉加配重的作用是降低螺旋槳自然頻率。配重的最有效位置應是在最頂端，但由於體積的限制，配重位於外側5英尺處。為實現非常大的螺旋槳槳葉慣性所要求的這樣高的邊緣剛度是任何現有直升飛機槳轂及俯仰角變化機構所不可能實現的。螺旋槳的固有頻率隨邊緣剛度平方根的增加而增加；例如若增大兩倍的螺旋槳固有頻率需要邊緣剛度增大四倍。極高的邊緣剛度與俯仰角變化的綜合已通過利用一儘可能寬的工字梁315而實現。為得到寬梁315，葉弦寬度從槳葉根部的寬端開始逐漸變窄。工字梁相對其剛度來說，其本身抗扭性差。因此，這種梁的結構可以被設計成具有非常高的邊緣剛度以得到較高的邊緣固有頻率、具有相對低的平面剛度以使螺旋槳槳葉在不產生高應力的情況下形成錐面及具有較低的抗扭剛度，這樣6.5英尺的梁可以在螺旋槳31的中空根部或內部305處扭轉，以使槳葉俯仰角的變化達到10°。這一工字梁315省卻了必須承受離心載荷的傳統輪轂軸承、提供了俯仰角的變化並產生了所需的邊緣剛度。為減輕重量、提高可靠性且增加剛度，梁315連續穿過輪轂323。為進一步增大邊緣剛度、降低抗扭剛度，梁315由高模量的單向碳纖維構成。由於單向碳纖維是翼展向延伸，其並不對抗扭剛度產生影響，影響抗扭剛度的主要是梁緣條的橫截面形狀及環氧樹脂的剪切模量。
為降低螺旋槳31的轉速以得到高速的飛行，必須設計成當氣流首次遇到前向進入氣流的螺旋槳前緣時或者是螺旋槳轉過180°後當氣流首次遇到沿其方向運動的螺旋槳後緣全長時螺旋槳不顫振。如果螺旋槳的葉尖速度小於飛機的前進速度，則氣流首先將從後緣全長上穿過。螺旋槳的葉尖速度有可能低到飛機前進速度的三分之一。在通常的直升飛機和自轉旋翼機的設計中，螺旋槳的葉尖速度通常超過飛機速度的兩倍。如果螺旋槳的升力中心被設計成穿過螺旋槳的重心(C.G.)或者採用一扭轉性能較硬的螺旋槳，就可以控制顫振。螺旋槳的升力中心位於從先與氣流接觸的螺旋槳邊算起的螺旋槳橫向或弦的大約四分之一處。在氣流既流過前緣又流過後緣的情況下，經常變化的升力中心不可能調整到穿過螺旋槳重心，因此螺旋槳將比氣流主要是從前緣流過的旋翼飛機或直升飛機螺旋槳具有更大的顫振潛在可能性。為克服這一潛在顫振問題，必須把重心置於最高速氣流流過螺旋槳前緣與流過後緣時其顫振的潛在性均相同的位置。最大的預旋轉速度和飛機在最小螺旋槳速度下的最大前行速度形成了由螺旋槳遇到、流過其前後緣的最大氣流速度。在這種情況下，最佳重心位置應在從螺旋槳前緣算起大約弦長的29％處。由於螺旋槳升力中心不可能在所有運行情況下都能穿過螺旋槳重心，因此螺旋槳必須製成抗扭性非常強以避免顫振。這一剛度可由設計螺旋槳使其弦長逐漸減小及螺旋槳厚度在根部比在端部大許多而實現，由此其扭轉效率由端部向根部提高。注意到在給定蒙皮厚度時，抗扭剛度隨螺旋槳橫截面積平方的增加而增加。因此，螺旋槳橫截面積向螺旋槳根部處增加，其抗扭剛度顯著地增大。螺旋槳端部的厚度與弦長之比需大約10％以使螺旋槳葉尖速度高時的阻力最小，但在螺旋槳根部這一比例可以高達35％，螺旋槳阻力卻沒有明顯的變化。為進一步增大抗扭剛度，螺旋槳蒙皮由±45°的高模量碳纖維組成。
為了使螺旋槳31卸載，這一過程從飛機有前進速度且有氣流流過機翼時就可以開始，螺旋槳槳葉相對螺旋槳旋轉平面(螺旋槳盤)的俯仰角應先減小為零。但是，只要螺旋槳盤相對進入的氣流後傾，此時的螺旋槳迎角就不為零。隨著飛機前進速度的增大及機翼產生更大的升力，當機翼產生100％飛機升力時螺旋槳盤力向幾乎與氣流平行的方向前傾。螺旋槳盤只有在保證所需的螺旋槳轉速時才會向後傾斜。如果螺旋槳盤一直前傾到與氣流平行，通過螺旋槳的氣流將變為零，因此去除保持螺旋槳旋轉的驅動力。接著螺旋槳轉速將減慢，直到產生災難性後果的沒有足夠的離心力以保持螺旋槳31穩定。假如螺旋槳盤向前傾斜超過其與氣流平行的位置(此時氣流從頂端流過螺旋槳)，螺旋槳將重新啟動旋轉，不過此時螺旋槳將產生機翼必須予以克服以保持水平飛行的負升力。螺旋槳盤相對氣流的角度對於保持螺旋槳所需轉速是非常重要的。為了簡單安全地實現這一目標，隨後描述下述的控制思想。直到螺旋槳盤前傾到足以使螺旋槳轉速降低到所需轉速之前，水平安定面43是固定不動的。此後，水平安定面43與螺旋槳盤一起動作，這樣水平安定面43與螺旋槳盤間的角度保持恆定。由於水平安定面43相對滑流的角度基本不變，螺旋槳盤相對滑流的角度也將保持不變以保證螺旋槳轉速接近其所需轉速。
控制杆201通過改變螺旋槳主軸109的角度來控制螺旋槳盤的角度。帶有一可擺動的螺旋槳輪轂的螺旋槳盤將儘量與螺旋槳主軸109保持垂直。控制杆201具有一與控制水平安定面的連杆機構互連的制動器，可防止螺旋槳盤在水平安定面開始動作前過於前傾。前面曾提過的配平機構可改變水平安定面與螺旋槳盤之間的角度關係。配平調整可以是手動的，或者用一轉速反饋伺服機構自動進行。出於安全性的考慮，兩種情況都使用了低轉速螺旋槳轉速報警裝置。轉動螺旋槳所需的功率(從氣流穿過螺旋槳)近似是螺旋槳轉速的三次方函數，因此轉速是內在穩定的並且僅需要小的主軸位置配平調整就可保持轉速為最佳狀態。配平調整所以較小是由於水平安定面保證了整個螺旋槳平面的氣流角度恆定。
飛行員接下述方式操縱推/拉杆407及控制杆201。在螺旋槳預旋轉期間(飛行之前)，推/拉杆407使槳葉處於其原有的零俯仰角位置並且控制杆201被前推至其最有效飛行狀態制動位置。一旦螺旋槳31處於所需躍動起飛轉速，螺旋槳離合器即被釋放，同時推/拉杆407降低以增大螺旋槳俯仰角，提升飛機離開地面。控制杆201保持向前以得到最小前進阻力，故飛機推進器33可儘可能快地加速飛機。一旦推/拉杆407已降至最大螺旋槳俯仰角位置(由止動器一起控制)，控制杆被拉回以增加流過螺旋槳的氣流並保持螺旋槳轉速及必要的升力。推/拉杆407控制螺旋槳俯仰角並當螺旋槳31慣性消失時控制其提供的升力值。最大爬升角度是通過綜合快速拉動油門變距杆及後傾螺旋槳而使發動機油門全開。但最佳爬升速度是當螺旋槳31卸載且機翼在其最佳提升力與阻尼迎角之比時(最有效飛行狀態)實現的。為最快地實現這一飛行狀態，飛行員按要求拉動油門變距杆離開地面，而飛機在水平飛行中加速。一旦油門變距杆被拉到底，控制杆即按要求拉回以持續水平飛行。由於飛機在水平飛行中繼續加速，油門變距杆可以回到零間距，隨後控制杆被前推直到碰上其最有效飛行狀態制動器。此刻飛機以最有效速度飛行，同時也接近於最佳上升速度。這一速度隨飛機重量及密度高度變化。實際上機翼總是在具有既定機翼迎角的最佳提升阻尼比的情況工作。這一最佳迎角由機翼與水平安定面零升力線之間的關係形成，並保持不變直到控制杆被前推超過最有效飛行狀態制動位置。這一從機理上準確了解最有效飛行速度的特徵在其它飛機上是不存在的。
一旦飛機已達到最有效飛行速度，飛行員即有幾種選擇。(1)如果他希望飛得更快而不上升，就必須減小機翼的升力係數，這樣由於氣流速度增加，所有的機翼升力(等於飛機重量)可以保持不變。升力係數「CL」所需的變化由下述升力公式可知。L＝0.5×P×V2×CL×A，式中L指升力，P指空氣密度，V指空氣速度，A是機翼面積。升力係數可通過轉動水平安定面及飛機俯仰角而改變，但同時降低機翼效率(對於既定升力，阻力增加)。這時，隨著飛行員飛得更快，阻力隨面積的增加而增加、功率隨速度立方的增加而增加，結果使燃料效率(加侖/英裡)減小。(2)如果他不希望上升而繼續以最有效速度飛行，則必須降低發動機功率及相應的推進力直到推進力等於阻力。(3)如果他希望飛得更快且仍保持同樣的燃料效率，則必須先上升，把控制杆前推碰上其最有效飛行狀態制動器。隨著飛機爬升，空氣變得稀薄了(密度P減小)，迫使既定重量的飛機飛得更快。由於空氣稀薄，阻力也減小了。最終的結果是飛機飛得更快了，僅功率有一線性增加，這樣飛機的燃料效率保持不變。如果繼續上升，其速度和功率需求也增加(但燃料效率仍不變)直到功率達到所需為止。隨著飛機重量減輕(燃料消耗)，在既定高度飛行所需的功率減小。這一新出現的功率變量使飛機上升直到功率重新平衡為止。為了在更高的高度得到儘可能大的功率，發明人設計對發動機進行渦輪增壓，因此可以在不損失燃料效率的情況下實現最大飛行速度。這些在更高的高度能飛得更快的特徵是眾所皆知的，但將飛機自動設置為最有效速度的控制系統卻是獨一無二的。
從上述內容可知，發明人已經創造了一個具有顯著優點的發明，其中包括以上描述中顯而易見的內容。
旋升飛機11的優點中包括這一事實螺旋槳轉速及升力是由尖端軌跡操縱機構(環形)而不是由油門變距杆間距的變化控制。從旋轉機翼提升到固定機翼提升的轉變是由飛機速度增加時保持一固定的最小油門變距杆間距及前傾主軸而得到，於是減少了流入螺旋槳的氣流，而按期望減少螺旋槳轉速、升力及槳葉擺動。一旦達到所需螺旋槳轉速，即不允許把螺旋槳主軸相對滑流進一步前傾。
雖然本發明僅對其形式之一進行了描述，但並不限於此。在不脫離本發明精神的情況下可進行不同的改變及修改。
權利要求
1.一種駕駛旋升飛機的方法，其中所述旋升飛機具有一可變俯仰角的螺旋槳槳葉、一推進器、一機翼、一水平安定面、一發動機及一可嚙合或脫開螺旋槳槳葉的離合器，所述方法包括以下步驟使螺旋槳槳葉的邊緣剛度至少達到80000磅平方英寸每磅飛機總重，並且槳葉重量能使其在一速度旋轉以至少儲存100英尺磅每磅飛機總重；在所述速度下旋轉螺旋槳槳葉以形成螺旋槳盤，而發動機預旋轉離合器嚙合且螺旋槳槳葉俯仰角被設置為最小升力位置；脫開預旋轉離器並改變螺旋槳槳葉俯仰角至提升位置，以使飛機上升到至少50英尺的高度；增大推進器的速度及推進力以得到保持所選高度所必需的水平速度的增加，先由螺旋槳槳葉提供主要的升力直到機翼提供全部升力為止；在水平飛行期間，減小螺旋槳盤的迎角及螺旋槳槳葉的俯仰角至基本為零升力以減小螺旋槳槳葉旋轉速度，使阻力最小。
2.如權利要求1所述的方法，還包括如下步驟在除最慢速飛行的水平飛行期間，一般保持機翼的固定迎角及水平安定面的零迎角，而螺旋槳槳葉承載；在水平飛行期間螺旋槳槳葉卸載後，一般保持螺旋槳盤及水平安定面為零迎角。
3.一種駕駛旋升飛機的控制方法，其中所述旋升飛機具有一用於水平飛行的機翼、一用於垂直及水平飛行的螺旋槳槳葉及一水平安定面，所述控制方法包括如下步驟在水平飛行期間通常保持機翼的固定迎角及水平安定面的零迎角，而螺旋槳槳葉承載；在水平飛行期間螺旋槳槳葉卸載後，通常保持螺旋槳盤及水平安定面為零迎角。
4.如權利要求3所述的方法，其中水平飛行期間槳葉卸載時，螺旋槳槳葉的旋轉速度減慢，直到在整個後行槳葉上的氣流首先以從後緣流至前緣而不是從前緣流至後緣。
5.一種改進的旋升飛機，其具有一可變俯仰角的螺旋槳槳葉、一推進器、一機翼、一水平安定面、一發動機及一聯接或脫開所述螺旋槳槳葉的發動機預旋轉離合器，包括如下方面所述螺旋槳槳葉邊緣剛度至少是80000磅平方英寸每磅飛機總重；並且槳葉重量能使其在一速度下旋轉以至少儲存100英尺磅每磅飛機總重；當所述發動機預旋轉離合器嚙合時，所述發動機用於在所述速度下旋轉所述螺旋槳槳葉；當所述發動機預旋轉離合器嚙合時，飛行控制機構將所述螺旋槳槳葉俯仰角設置為最小升力位置；當所述預旋轉離合器脫開後，所述飛行控制機構用於改變所述螺旋槳槳葉俯仰角至提升位置，以使飛機上升到至少50英尺的高度；發動機速度控制機構增大發動機及推進器的速度與推進力以得到保持所選高度所必需的水平速度的增加，先由所述螺旋槳槳葉提供主要升力直到由所述機翼提供全部升力；在水平飛行期間，所述飛行控制機構也用於減小所述螺旋槳槳葉的俯仰角及迎角至基本為零升力，以減小所述螺旋槳槳葉的旋轉速度，使阻力最小。
6.如權利要求5所述的旋升飛機，還包括在水平飛行期間所述螺旋槳槳葉承載時，所述飛行控制機構用於保持所述機翼的固定迎角及所述水平安定面的零迎角；在水平飛行期間所述螺旋槳槳葉卸載後，所述飛行控制機構還用於保持所述螺旋槳盤及所述水平安定面的零迎角。
7.一駕駛旋升飛機的控制裝置，其中所述旋升飛機具有一用於水平飛行的機翼、一用於垂直及水平飛行的螺旋槳槳葉及一水平安定面，該裝置包括如下內容在水平飛行期間所述螺旋槳槳葉承載時，飛行控制機構用於保持所述機翼的固定迎角及所述水平安定面的零迎角；在水平飛行期間所述螺旋槳槳葉卸載後，所述控制機構還用於保持所述螺旋槳盤與所述水平安定面的零迎角，這時兩者呈平行關係。
8.一種改進的旋升飛機，其具有一可變俯仰角的螺旋槳槳葉、一推進器、一機翼、一水平安定面、一發動機及一嚙合或脫開所述螺旋槳槳葉的發動機預旋轉離合器，包括所述螺旋槳槳葉具有一結構及重量能使其在一速度下旋轉以至少儲存每磅飛機總重100英尺磅的動能；當所述發動機預旋轉離合器嚙合時，所述發動機用於在所述速度下旋轉所述螺旋槳槳葉；當所述發動機預旋轉離合器嚙合時，飛行控制裝置設置所述螺旋槳槳葉俯仰角至最小升力位置；當預旋轉離合器脫開後，所述飛行控制裝置用於改變所述螺旋槳槳葉俯仰角至提升位置以使飛機上升到至少50英尺的高度；一發動機速度控制器增大發動機、推進器的速度及推進力以得到保持高度所必需的增大的水平速度，先由所述螺旋槳槳葉提供主要升力直到所述機翼提供全部升力；在水平飛行期間，所述飛行控制裝置也用於減小所述螺旋槳槳葉的俯仰角和迎角至基本為零升力以減小所述螺旋槳槳葉旋轉速度，使阻力最小。
9.如權利要求8所述的本發明還包括機翼尖部配重以得到所述動能。
10.如權利要求8所述的本發明還包括在水平飛行期間所述螺旋槳槳葉承載時，所述飛行控制機構用於保持所述機翼的固定迎角及所述水平安定面的零迎角；在水平飛行期間所述螺旋槳槳葉卸載後，所述飛行控制機構還用於保持所述螺旋槳盤及所述水平安定面的零迎角。
11.如權利要求9所述的本發明還包括在水平飛行期間所述螺旋槳槳葉承載時，所述飛行控制機構用於保持所述機翼的固定迎角及所述水平安定面的零迎角；在水平飛行期間所述螺旋槳槳葉卸載後，所述飛行控制機構還用於保持所述螺旋槳盤及所述水平安定面的零迎角。
12.如權利要求11所述的本發明，其中所述螺旋槳槳葉的邊緣剛度至少是80000磅平方英寸每磅飛機總重。
全文摘要
一具有螺旋槳槳葉(31)的旋升飛機(11),該槳葉具有足夠的邊緣剛度及重量以儲存至少是每磅飛機總重100英尺磅的旋轉動能,而在槳葉預旋轉期間螺旋槳槳葉(31)俯仰角被設為最小升力位置。然後驅動螺旋槳(31)的離合器(105)脫開並且螺旋槳槳葉(31)俯仰角被改變到提升位置。水平速度被增大以保持高度,先由螺旋槳槳葉(31)提供主要升力直到機翼(19,21)提供全部升力。在水平飛行期間螺旋槳槳葉(31)承載時,機翼(19,21)被保持在固定迎角且水平安定面(43)固定不動。在水平飛行期間槳葉(31)卸載後,螺旋槳盤(31)及水平安定面(43)被保持為零迎角。
文檔編號B64C27/00GK1195327SQ96196708
公開日1998年10月7日 申請日期1996年8月22日 優先權日1995年8月31日
發明者小傑伊·卡特 申請人:卡特考普特斯公司