具有可變迎角機翼的旋翼飛行器的製作方法

2023-11-30 08:54:56 1

專利名稱：具有可變迎角機翼的旋翼飛行器的製作方法
技術領域：
本發明涉及直升機和其他旋翼飛行器。
背景技術：
簡單地說，傳統直升機具有機身、主旋翼和尾部旋翼。每個旋翼具有多個旋翼槳葉 並由引擎驅動。由引擎產生的動力經過軸、傳動器和變速箱傳遞給旋翼。主旋翼經由旋翼 主軸耦接到引擎。通常希望存在相對於機身具有可變迎角的主軸，以提供更多的向前推力。在傳統 直升機上，存在各種方式來實現可變主軸迎角，包括(1)利用相對於機身和引擎傾斜主軸 /傳動組件；或(2)利用傾斜的主軸/傳動器/引擎組件。這兩種方案都存在嚴重缺陷。例 如，對於前者，需要撓性驅動軸；和對於後者，需要複雜的安裝系統。此外，在主旋翼用於增大向前推力時，通常需要增大升力。這通常採用僅提供升力 的單獨機翼來實現。通常，帶有增大升力的機翼的直升機要求從獨立的設備獲得輔助推力。 這種直升機最常被稱為複合直升機。雖然在能增加升力的直升機領域取得了巨大進步，但是仍然存在明顯的缺陷。


被認為是本發明獨特特徵的新穎特徵在說明書中論述。但是，本發明本身以及優 選使用模式以及進一步的目標及其優勢，在結合附圖閱讀時，通過參照以下詳細描述，將得 到最好的理解，在附圖中圖IA是具有符合本發明的可變迎角機翼系統的旋翼飛行器的斜視圖，圖中示出 旋翼飛行器位於地面上，處於「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於飛行中的「向 前飛行」模式；圖2是根據本發明，用於各種類型的旋翼飛行器的可變迎角機翼系統的平面圖；圖3是根據本發明，具有可變迎角機翼系統的旋翼飛行器的側視圖，所述旋翼飛 行器表示為「部隊運輸機」型旋翼飛行器，處於盤旋模式；圖4是圖3所示旋翼飛行器的側視圖，該旋翼飛行器示出處於「向前飛行」模式；圖5是根據本發明，具有可變迎角機翼系統的旋翼飛行器的側視圖，所述旋翼飛 行器表示為「軍用武裝直升機」型旋翼飛行器；圖6是根據本發明，具有可變迎角機翼系統的旋翼飛行器的側視圖，所述旋翼飛 行器表示為「商用運輸」型旋翼飛行器；圖7是圖6所示旋翼飛行器的機身的縱向截面圖，所述旋翼飛行器具有「客運」結 構；圖8是是圖6所示旋翼飛行器的機身的縱向截面圖，所述旋翼飛行器具有「貨運」 結構；
圖9是根據本發明，具有可摺疊的可變迎角機翼系統的旋翼飛行器的側視圖，所 述可摺疊的可變迎角機翼系統具有示於「展開」模式下的「摺疊機翼」結構；圖10是圖9所示旋翼飛行器的側視圖，示出處於「摺疊」模式；圖11是根據本發明，具有可摺疊的可變迎角機翼系統的旋翼飛行器的側視圖，所 述可摺疊的可變迎角機翼系統具有示於「展開」模式的「摺疊機身」結構；圖12是圖11所示旋翼飛行器的側視圖，處於由虛線示出的「摺疊」模式。
具體實施例方式雖然本發明容易製作各種改型並以替代形式實施，但是作為示例在附圖中示出了 本發明的具體實施方式
並在以下詳細描述。但是，應該理解，描述具體實施方式
的目的並不 是將本發明限制於所公開的特定形式，而是相反，目的是覆蓋落入文中所述本發明精神和 範圍內的全部改型、等同方案和替代形式。以下描述本發明的例述性實施方式。為了敘述清楚，並非實際實施方案的全部特 徵都在說明書中描述。當然應該理解，隨著任何所述實施方式的發展，必須針對具體實施方 案做出許多決策，以實現開發者的具體目標，諸如符合與系統相關或與商業相關的約束，這 些約束從一個實施方案到另一個實施方案將會不同。此外，應該理解，這種開發工作可能復 雜且耗費時間，但是仍然是從本公開文件內容受益的本領域普通技術人員所從事的常規工 作。本申請中的發明主要涉及高速直升機/旋翼飛行器結構概念。符合本申請的旋翼 飛行器對於常見於邊緣即直升機旋翼系統的後掠槳葉失速的高速問題以及旋翼撲動速度 極限提供了獨特的解決方案。參照附圖中的圖IA和1B，示出了具有符合本發明的可變迎角(incident)機翼系 統113的旋翼飛行器101的優選實施方式。在該優選實施方式中，旋翼飛行器101是並排 雙旋翼複合旋翼飛行器，具有機身102和相對於機身102樞轉的可變迎角機翼組件113。機 身102包括駕駛艙、乘客/貨物部分和尾桁。旋翼飛行器101包括適當的起落架組件120 和尾翅組件115。尾翅組件115耦接到機身102的尾桁部分，並且可以包括舵板、蝶形尾部 組件或者其他適當的垂直和水平穩定器。可變迎角機翼組件113包括機翼構件117a和117b ；引擎105a和105b ；傳動器 107a和107b ；主軸109a和109b ；以及可旋轉地分別耦接到主軸109a和109b的一對反向 旋轉的旋翼Illa和111b。在優選實施方式中，引擎105a和105b、傳動器107a和107b以 及主軸109a和109b分別相對於機翼構件117a和117b固定。將安裝在機翼構件117a和 117b末端或靠近末端的反向旋轉的旋翼Illa和Illb進行布置，從而形成提升-推進系統。 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器107a和107b 中，位於每個所述位置。主軸109a和109b的靜態取向使得主軸109a和109b向前傾斜，即 沿著向前飛行的方向，在翼弦與飛行方向對準時，相對於機翼構件117a和117b的翼弦處於 固定角度。引擎105a和105b安裝在相同機翼末端位置或該位置附近，並分別經由傳動器 107a和107b向旋翼Illa和Illb提供動力，以產生推力。雖然引擎105a和105b的位置 在文中描繪為靠近機翼端部，但是引擎105a和105b可以位於旋翼飛行器101的其他區域， 諸如靠近機身102。引擎位置的這種變化對於文中可公開的每個實施方式都可行。優選提
4供交叉軸系，以確保在一個引擎不操作(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 ；傳動器107a和107b ；交叉軸系以及任何包含 在機翼構件117a和117b內的子系統都相對於機翼構件117a和117b取向固定。機翼構件 117a和117b安裝到旋翼飛行器101的機身102，以使機翼構件117a和117b可以相對於機 身102旋轉。這種旋轉圍繞樞轉軸線119，該樞轉軸線垂直於機身縱軸線，以使可變機翼迎 角組件113的旋轉改變機翼迎角，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支座在地面上處於「盤旋」模式。在圖IB中， 示出旋翼飛行器101在飛行中處於「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，可變迎角機翼組件113相對於機身102向前樞轉， 從而使得主軸109a和109b向前傾斜到向前飛行主軸位置123a、123b。在優選實施方式中， 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，旋翼平面的前端低於旋翼平面的後端。這種向前傾斜的 旋翼平面產生了向前的推力。這種獨特的結構具有眾多優勢。機翼構件117a和117b提供 如下作用輔助提升、卸載旋翼升力、減少後掠槳葉失速並延緩動力急劇升高。可變主軸傾 角提供輔助推進力，並將旋翼取向為撲動和旋翼載荷最小的方向。現在還參照附圖中的圖2，示出了可變迎角機翼組件113的局部平面圖。共用提 升-推進系統允許主軸109a和109b根據空速從垂直反向取向為選定的向前角度，從而提 供⑴優化的旋翼末端軌跡平面；⑵額外的推進力；和(3)升力增大。現在還參照附圖中的圖3至7，本申請一項重要的特徵在於，可變迎角機翼組件 113提供共用的提升-推進系統，這種系統可以縮放大小並可以廣泛用在旋翼飛行器設計 和應用中。例如，在圖3和4中，示出可變迎角機翼組件113安裝在部隊運輸機型旋翼飛行 器131中。在圖5中，示出可變迎角機翼組件113安裝在軍用武裝直升機型旋翼飛行器133 中。在圖6中，示出可變迎角機翼組件113安裝在商用運輸型旋翼飛行器135中。圖7和8 示出了可以與本申請中的發明一起使用的眾多機身結構中的兩種。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」結構，其中成排的乘客座椅137布置在機身的 乘客/貨物區段135內側，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」結構，其中乘客/貨物區段138開放，以接收貨物139。機翼構件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在後掠槳葉發生失速之前，可以從空氣動力學方面到達較高速度。結合機翼卸 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，以提供額外的推進力並且使 得旋翼Illa和Illb的撲動最小。全部這些特徵都有助於較之傳統直升機和旋翼飛行器具 有速度顯著更高的能力。現在參照附圖中的圖9和10，示出的符合本申請的旋翼飛行器151具有機身153、 尾翼組件154、可摺疊的可變迎角機翼組件155。在這種實施方式中，可變迎角機翼組件 155，類似於可變迎角機翼組件113，適配成相對於機身摺疊成可變迎角機翼組件155與機 身153縱軸線大致對準的位置。如圖所示，尾翼組件可以適配成向下摺疊，避開可變迎角機 翼組件155。應該理解，在這種實施方式中，旋翼槳葉也可以適配並配置成摺疊成減小空間的存儲位置。這樣允許旋翼飛行器容易存放和運輸。現在參照附圖中的圖11和12，示出根據本申請的旋翼飛行器161具有可摺疊機 身163 ；拼合尾桁組件165 ；和可變迎角機翼組件167。可變迎角機翼組件167，類似於可變 迎角機翼組件113，樞轉耦接到可摺疊機身163。在這種實施方式中，可摺疊機身163具有 摺疊整流罩169，該整流罩樞轉並沿著箭頭A的方向向後摺疊，如圖12中的虛線所示。此 外，拼合尾桁165配置成縱向分開，以使尾部區段171a和171b和尾翅173a和173b可以沿 著箭頭B方向向前旋轉，從而與可變迎角機翼組件167嵌套，如圖12中的虛線所示。此外， 在圖11和12的示例中，駕駛艙的可摺疊後頂棚部分177可以向後方摺疊，與可摺疊裝載坡 道嵌套。在這種示例中，裝載坡道179向上摺疊，與引擎的尾氣埠配合，如圖11所示。而 且，與圖9和10中的示例一樣，旋翼槳葉175還可以適配並配置成摺疊成減小空間的存儲 位置。這樣允許旋翼飛行器可以方便地存放和運輸。應該理解，根據空間需求和應用場合， 可以採用變化多樣的額外的摺疊結構。本申請的構思獨特之處在於，本申請中的發明代表首次將整合系統限定為可以利 用共用的提升_推進系統解決與高速直升機/旋翼飛行器相關的問題和局限，並代表首次 將可變迎角機翼應用於直升機/旋翼飛行器，以使升力增大、主軸傾斜、撲動減小與推進力 相結合，來解決高速問題。根據前述內容，顯然本申請中的發明具有顯著的益處和優勢，特別是(1)通過消 除尾部旋翼或者輸送的抗扭矩系統損耗，使得盤旋升力效率更大；(2)機翼協同地提供了 升力增大和旋翼、主軸、傳動器、引擎等等的安裝系統，所述安裝系統整體運動，消除了傳統 可變幾何形狀旋翼飛行器中遇到的困難；和(3)機翼迎角變化提供了主軸傾斜能力，這減 少了旋翼撲動並提供推進力。本申請中的發明的另一項優勢在於，由於引擎、傳動器和主軸 相對於機翼構件處於固定關係，所以燃料線路、液壓線路、電纜和其他導管不必經過旋轉部 件，諸如移動吊艙。顯然已經描述並例示了具有顯著優勢的發明。以上公開的特定實施方式僅為例示 性質，因為顯然對於從文中教導受益的本領域技術人員而言，本發明可以改型並以不同但 等同的方式實踐。因此，顯然以上公開的實施方式可以改變或改動，並且全部這種變體都應 該認為落入本發明的範圍和精神內。因此，本申請尋求的保護已經在說明書中論述。雖然 本發明以數量有限的形式示出，但是並不限於這些形式，而是在不脫離本發明的精神的前 提下，可以進行各種改變和改動。
權利要求
一種飛行器機身；連接到所述機身的起落架組件；連接到所述機身的尾翅組件；樞轉連接到所述機身的可變迎角機翼組件，所述可變迎角機翼組件包括樞轉地連接到所述機身的機翼構件；固定地安裝到所述機翼構件的引擎；經由傳動器連接到每個引擎的主軸，每個主軸相對於所述機翼構件固定在一角度；和連接到每個主軸的旋翼；其中所述可變迎角機翼組件能圍繞樞轉軸線樞轉，從而允許所述主軸取向為至少盤旋主軸位置和向前飛行主軸位置。
2.如權利要求1所述的飛行器，其特徵在於，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.如權利要求1所述的飛行器，其特徵在於，所述飛行器是部隊運輸機型旋翼飛行器。
4.如權利要求1所述的飛行器，其特徵在於，所述飛行器是軍用武裝直升機型旋翼飛 行器。
5.如權利要求1所述的飛行器，其特徵在於，所述飛行器是商用運輸型旋翼飛行器。
6.如權利要求1所述的飛行器，其特徵在於，所述機身是可摺疊的。
7.如權利要求1所述的飛行器，其特徵在於，所述可變迎角機翼組件是可摺疊的。
8.如權利要求1所述的飛行器，其特徵在於，所述引擎安裝在所述機翼構件末梢附近。
9.如權利要求1所述的飛行器，其特徵在於，在所述主軸處於所述向前飛行主軸位置 時，所述旋翼提供向前推進力。
10.如權利要求1所述的飛行器，其特徵在於，在所述主軸處於所述向前飛行主軸位置 時，所述機翼構件提供升力增加。
11.一種改善飛行器性能的方法，包括將可變迎角機翼組件樞轉地連接到機身，所述可變迎角機翼組件包括 樞轉地連接到所述機身的機翼構件； 固定地安裝到所述機翼構件的引擎；經由傳動器連接到每個引擎的主軸，每個主軸相對於所述機翼構件固定在一角度；和 連接到每個主軸的旋翼；和圍繞樞轉軸線在盤旋主軸位置和向前方飛行主軸位置之間樞轉所述可變迎角機翼組 件，從而優化所述飛行器的性能。
12.如權利要求11所述的方法，其特徵在於，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.如權利要求11所述的方法，進一步包括將所述機翼構件定位在所述向前飛行主 軸位置，從而提供向前的推進力。
14.如權利要求11所述的方法，進一步包括將所述機翼構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
一種並排雙旋翼複合旋翼飛行器具有機身和相對於所述機身樞轉的可變迎角機翼組件。所述飛行器還具有起落架組件和尾翅組件。所述可變迎角機翼組件樞轉連接到所述機身，並包括機翼構件；固定安裝到所述機翼構件或者所述旋翼飛行器其他部位的引擎；和相對於所述機翼構件以固定角度連接的主軸。然後，引擎還可以位於所述旋翼飛行器的機身附近或者其他部位。所述可變迎角機翼組件能圍繞樞轉軸樞轉，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。在所述主軸處於向前飛行主軸位置時，所述旋翼提供額外的向前推進力，而所述機翼提供額外的升力。
文檔編號B64C3/38GK101939219SQ200980104691
公開日2011年1月5日 申請日期2009年2月11日 優先權日2008年2月13日
發明者丹尼爾·B·羅伯遜, 戴維·J·魯道爾夫, 沃爾特·C·喬伊納, 珍妮弗·D·蘭格斯頓, 達德利·E·史密斯 申請人:貝爾直升機泰克斯特龍公司