專利名稱：垂直起落飛機的制作方法
背景技術(shù)：
其兩邊對稱設(shè)置有可從水平位置向上轉(zhuǎn)動90°的螺旋槳或旋翼的飛機或直升機稱為螺旋槳/旋翼可轉(zhuǎn)飛機。螺旋槳軸線處于垂直位置時，氣流向下，推力向上，飛機可位于垂直平面中或在空中懸停。螺旋槳軸線處于水平位置時，推力向前，飛機可水平飛行。此時升力由機翼或水平穩(wěn)定面之類升力面四周的相對氣流生成。在嚴格垂直與嚴格水平之間，螺旋槳可取任何斜角，相應(yīng)造成飛行路線傾斜和稱為向前和向后變換的加速-減速方式。
這種飛機把直升機的低速飛行能力及其垂直起落能力與普通飛機的高速水平飛行能力結(jié)合在一起。普通飛機的速度可達普通直升機的兩倍，直升機低于250km/h(每小時170英里)，而普通飛機超過500km/h(每小時300英里)。但是，由于現(xiàn)有旋翼可轉(zhuǎn)飛機機械和結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性，因此其空載重量比同樣大小的飛機重，制造成本也高。此外，這類飛機的空氣動力學(xué)性能、穩(wěn)定性、飛行動力學(xué)和控制由于低速下由螺旋槳在飛機各升力面四周移動的大量空氣效應(yīng)而很難提高。這一大量空氣稱為螺旋槳洗流。
下列三個設(shè)計因素特別重要。
1)螺旋槳洗流對飛機機翼的效應(yīng)螺旋槳或旋翼通常裝在發(fā)動機上，而發(fā)動機裝在一用作結(jié)構(gòu)支撐件的機翼的兩端上。但是，這種布置在從水平飛行變換成垂直飛行時造成問題。螺旋槳洗流的方向角不直接隨螺旋槳的轉(zhuǎn)動角度的變化而變。只要水平速度和由普通升力面生成的升力的數(shù)值較低，大部分升力由螺旋槳本身提供。由于這一現(xiàn)象，螺旋槳在飛機開始向水平飛行變換時向前轉(zhuǎn)動得很慢，然后在機翼開始提供更多升力時加快。相反，螺旋槳造成的洗流的斜角起先很快變化，隨著飛機從垂直飛行向水平飛行變換而慢下來。
迄今為止，在現(xiàn)有技術(shù)中，使用如下兩種布局避免由螺旋槳本身及其相對機翼的洗流斜角的不同速率造成的問題a)水平機翼固定在飛機上，螺旋槳本身向上轉(zhuǎn)動。但是，這種布局有一個重大缺點。當(dāng)螺旋槳處于垂直位置時，螺旋槳洗流向下直接作用在機翼上，從而生成一可與負升力相當(dāng)?shù)南蛳铝?。這一升力損耗減小了飛機的載重量。
b)水平機翼固定在螺旋槳上而隨螺旋槳的轉(zhuǎn)動而轉(zhuǎn)動。這消除了負升力問題，但又造成另一個問題。當(dāng)機翼向上轉(zhuǎn)動而飛機仍有水平速度時，機翼的整個表面直接位于氣流路徑中。猛擊這一巨大表面的大量空氣造成穩(wěn)定性和控制問題。
2)轉(zhuǎn)動機構(gòu)在旋翼可轉(zhuǎn)直升機中，俯仰運動由改變旋翼的周期性槳距實現(xiàn)。在螺旋槳可轉(zhuǎn)飛機中，所述俯仰運動可由改變一垂直軸線輔助尾槳的推力實現(xiàn)。在上述兩種情況下，螺旋槳或旋翼在現(xiàn)有螺旋槳可轉(zhuǎn)或旋翼可轉(zhuǎn)飛機中的轉(zhuǎn)動用一裝在機翼或機身上的伺服致動器實現(xiàn)。不用說，這一致動器必須絕對可靠。如該機構(gòu)失靈，飛機便無法降落，因為如螺旋槳或旋翼卡住在水平位置，飛機降落時直徑很大的螺旋槳或旋翼就會撞到地面。
3)滾轉(zhuǎn)和偏航的結(jié)合一般通過改變螺旋槳槳距和轉(zhuǎn)角來控制反對稱運動、即滾轉(zhuǎn)和偏航。對于整個機翼與螺旋槳一起轉(zhuǎn)動的飛機來說，使用機翼上受螺旋槳洗流作用的襟翼控制滾轉(zhuǎn)和偏航運動。但是，這些控制的效果隨螺旋槳或機翼的轉(zhuǎn)角而變，決定于螺旋槳是完全垂直還是完全水平還是垂直與水平之間的某一位置。在垂直飛行時，改變槳距會影響飛機的滾轉(zhuǎn)速度，但在水平飛行時，槳距的改變會影響飛機的偏航速度。同樣，轉(zhuǎn)動螺旋槳或轉(zhuǎn)動襟翼會改變偏航，但在水平飛行時會改變滾轉(zhuǎn)。飛行員要在這么多控制因素前頭腦清醒地操縱它們是十分困難的，因此必須用計算機控制飛行。
現(xiàn)有旋翼可轉(zhuǎn)飛機中使用極復(fù)雜、極精巧的裝置處理這三個設(shè)計問題。由于結(jié)構(gòu)復(fù)雜，成本高，限制了這類飛機的應(yīng)用。此外，復(fù)雜結(jié)構(gòu)造成的高成本還使旋翼可轉(zhuǎn)技術(shù)無法用于構(gòu)成大部分飛機市場的小型飛機。
本發(fā)明對這三個設(shè)計問題提供新解決方案。
下列現(xiàn)有技術(shù)是本申請人所知道的Hoffman的美國專利1,981,700；Hill的美國專利3,289,980；Shye的美國專利3,358,946；Bryan的美國專利3,409,248；Johnson的美國專利3,488,018；Cabrol的美國專利4,541,593；Ruban的美國專利4,641,800；Bullard的美國專利4,881,701；Gennaro的美國專利5,320,306；Ducan的美國專利5,419,514。
本發(fā)明專利與這些專利的不同之處在于，本發(fā)明提出現(xiàn)有技術(shù)不曾提出的特殊結(jié)構(gòu)的機翼、水平穩(wěn)定面、螺旋槳支架、控制技術(shù)及其致動方式。
本發(fā)明概述本發(fā)明涉及垂直起落飛機。本發(fā)明包括下列目的、方面和特征1)第一設(shè)計特點與飛機的螺旋槳、機翼和水平穩(wěn)定面的位置有關(guān)。這三個部件分成三個獨立組件。
a)每一螺旋槳裝在一固定懸臂上。該懸臂位于機身上方中途、飛機重心緊后方。該懸臂完全起支撐作用。因此，其橫截面盡可能小，確保它起到用作螺旋槳支架的支撐作用。
b)飛機的機翼固定、無法轉(zhuǎn)動。它呈傘形，用單根或雙根斜支架固定在機身上。每一機翼頂端有一倒翅。該機翼位于飛機后端、螺旋槳軸線后方，以便完全不受洗流影響。
c)水平穩(wěn)定面位于飛機前端，呈鴨翼狀。這一位置補償機翼的極端靠后位置而有助于中點靠近支撐螺旋槳的懸臂。每一鴨翼上有一供飛行員用來改變飛機氣動力矩的襟翼。
這一布局的目的是消除發(fā)明背景中所述設(shè)計要點中的螺旋槳洗流問題。機翼保持固定，不受螺旋槳洗流影響。這一構(gòu)型消除了垂直飛行中發(fā)生的負升力問題以及在變換飛行方式過程中出現(xiàn)的大迎角。這一構(gòu)型的唯一缺點是懸臂生成額外阻力。但是，由于機翼本身沒有襟翼和其他突起，從而實際上它不生成過大阻力，因此補償了由懸臂生成的很小阻力。
2)第二重要設(shè)計特點與螺旋槳本身有關(guān)。與大多數(shù)螺旋槳驅(qū)動飛機一樣，裝在一中心輪轂上的槳葉的總槳距可變動。這就是說，三個(或更多)槳葉的槳距可一起變動到同樣程度，造成螺旋槳推力的變動。此外，與大多數(shù)直升機相同，每一槳葉在螺旋槳縱向和橫向軸線上的周期性槳距也可變動。這一周期性槳距變動意味著，三個(或多個)槳葉中的每一槳葉的槳距可按槳葉方位的正弦或余弦函數(shù)變動。螺旋槳軸線垂直時，以向后方向為0°基準，正弦函數(shù)在螺旋槳槳盤的外半上增加槳距、在內(nèi)半上減小槳距，這在本申請中稱為橫向周期性槳距變動?；鶞时３植蛔?，余弦函數(shù)在螺旋槳槳盤的后半上增加槳距、在前半上減小槳距，這稱為縱向周期性槳距變動。但與普通直升機不同，槳葉無法上下拍動。它們不是鉸接；它們可轉(zhuǎn)動地固定連接在輪轂上。因此與鉸接旋翼不同，周期性槳距變動不產(chǎn)生螺旋槳及其推力相對輪轂的轉(zhuǎn)動，而是產(chǎn)生由槳葉作用在該輪轂上的氣動力矩(或所生成推力的一相當(dāng)徑向位移)。
3)第三個重要設(shè)計特點與螺旋槳的轉(zhuǎn)動有關(guān)。螺旋槳的轉(zhuǎn)動不用任何類型的伺服致動器控制。螺旋槳由槳葉周期性槳距變動造成的力矩自動自由轉(zhuǎn)動。這一現(xiàn)象下文詳述。
但螺旋槳不用任何機械致動裝置的自由上下轉(zhuǎn)動受執(zhí)行下列4項任務(wù)的一組件的限制a)連接一與每一螺旋槳連接的連桿隨螺旋槳的轉(zhuǎn)動而轉(zhuǎn)動，確保各螺旋槳的轉(zhuǎn)角相同；它把該轉(zhuǎn)動傳到一中心裝置，該中心裝置確保螺旋槳的轉(zhuǎn)角不超過90°。而且，每一連桿有足夠的彈性，從而各螺旋槳之間或螺旋槳與該中心裝置之間可有2°或3°的轉(zhuǎn)角差。
b)轉(zhuǎn)動速度的控制螺旋槳的轉(zhuǎn)動速度受構(gòu)成該中心裝置一部分的一液壓阻尼裝置的限制。
c)確保螺旋槳的轉(zhuǎn)角在0°-90°范圍內(nèi)i)該中心裝置有一阻擋機構(gòu)確保螺旋槳的轉(zhuǎn)角不超過90°，即螺旋槳軸線一旦垂直便不再向后轉(zhuǎn)動。該阻擋機構(gòu)只不過是在螺旋槳一旦處于垂直位置上時供該中心裝置抵靠其上的止檔。
ii)當(dāng)螺旋槳軸線處于水平位置即轉(zhuǎn)角為0°時，用由駕駛員控制的一鎖定裝置把各螺旋槳短艙鎖定在其懸臂上，從而防止螺旋槳轉(zhuǎn)動。
d)旋翼轉(zhuǎn)動的制動該中心裝置包括一液壓阻尼裝置，該液壓阻尼裝置中有一裝置使得駕駛員可抑制螺旋槳的轉(zhuǎn)動自由，從而在一定時間中把螺旋槳的轉(zhuǎn)角保持在0°-90°之間的某一角度上。當(dāng)飛機無需長時間以20-30m/s(每秒65-100英尺)低速飛行、從而螺旋槳轉(zhuǎn)角無需保持在0°或90°之外角度時可不用該阻尼裝置。
因此，本發(fā)明的第一個目的是提供垂直起落(VTOL)飛機。
本發(fā)明的另一個目的是提供這樣一種飛機，其中，機翼裝在飛機的后端，而水平穩(wěn)定面裝在飛機前端。
本發(fā)明的另一個目的是提供這樣一種飛機，其中，螺旋槳裝在與機翼分開的支架上。
本發(fā)明的另一個目的是提供這樣一種飛機，其中，用控制裝置、而不是使用任何類型的伺服致動器在水平位置與垂直位置之間轉(zhuǎn)動螺旋槳軸線。
本發(fā)明的另一個目的是提供這樣一種飛機，其中，反對稱滾轉(zhuǎn)和偏航控制裝置在懸?？罩信c水平飛行之間不互換。
從下面結(jié)合附圖對優(yōu)選實施例的詳述中可清楚看出本發(fā)明的上述和其它目的、方面和特征。
附圖的簡要說明圖1-12相繼示出本發(fā)明飛機從停在一柏油地面上到垂直起飛、從垂直起飛到水平飛行的變換、水平飛行、從水平飛行到垂直下降的變換、垂直下降、從垂直下降到降落地面的各種運行方式。
圖13為順序示出圖1-6的總圖；圖14為順序示出圖7-12的總圖；圖15示出螺旋槳軸線處于垂直位置、飛機懸?？罩袝r由橫向周期性槳距變動生成的各力；圖16示出螺旋槳軸線處于水平位置、飛機變換飛行方式時由橫向周期性槳距變動生成的各力；圖17為從左上角看去的本發(fā)明飛機的立體圖；圖18為左螺旋槳短艙的后視圖，為示出詳情某些部件除去；圖19為左螺旋槳短艙和中心裝置的前視圖，為示出詳情某些部件除去；圖20示意出本發(fā)明飛行控制的總布局。
優(yōu)選實施例詳述從圖17可見，總的用標號10表示的本發(fā)明飛機包括一有一座艙部13的機身11，該座艙部有一供飛行員進入座艙14的可打開的座艙蓋15。該機身11有一前端12和一后端16。
座艙14后部有由一個或多個發(fā)動機構(gòu)成的發(fā)動機裝置。標號17示意發(fā)動機之一。在飛機10的后端，單一機翼19用固定支架21和23裝在機身11上。從圖17可見，機翼19呈V形，機翼19的兩端各下懸一垂直翅片25。
機身11的兩邊各裝有一支撐懸臂27和29。兩懸臂的與機身11相對的頂端各有一樞軸31，左螺旋槳短艙33和右螺旋槳短艙35可轉(zhuǎn)動地裝在這兩個樞軸上。每一短艙33、35裝有可由發(fā)動機17轉(zhuǎn)動的螺旋槳37，這在下文詳述。
機身11前端上的一水平穩(wěn)定面40包括方向相反的兩平行鴨翼41，兩鴨翼上各有一個可由駕駛員以公知方式操縱的可轉(zhuǎn)動襟翼43。
如上所述，圖18和19分別為左螺旋槳短艙33的后視圖和正視圖。從圖18和19可見，每一短艙包括下述部件。
傳動裝置包括一傳動箱47，其中有兩個傘齒輪49和51，這兩個傘齒輪配合，從而與發(fā)動機之一17連接的傳動軸45的轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)過90°，從而可合適轉(zhuǎn)動螺旋槳37。螺旋槳軸53為空心軸，它與螺旋槳輪轂55連接，該輪轂在所示實施例中包括三個剛性芯軸57，每一芯軸可轉(zhuǎn)動地支撐一槳葉59。本發(fā)明飛機包括槳距變動裝置。
從圖18可看得很清楚，每一槳葉的根部有用兩個軸承與其芯軸57連接的插入物61，其中用標號63表示的一個軸承為軸頸軸承，另一個用標號65表示的軸承為深槽斜接觸球軸承。該軸承65吸收向心力，這兩個軸承吸收由氣動升力和阻力生成的力和運動，同時允許各槳葉可作圍繞芯軸57的受控轉(zhuǎn)動而變動槳距。
從圖19可見，橫過槳葉軸線的桿67裝在槳葉根部，用來控制其槳距。從圖18和19可見，總槳距控制組件由一穿過螺旋槳空心軸53、從其兩端伸出的內(nèi)桿69構(gòu)成。在螺旋槳空心軸的后端，該桿69用螺桿螺母傳動機構(gòu)71作軸向運動，而該螺桿螺母傳動機構(gòu)又受其兩端各有一萬向節(jié)74和76的扭力剛性桿73的驅(qū)動，該剛性桿在左右兩螺旋槳37上的作用相同，從而保持它們的槳距同步。在螺旋槳空心軸53前端，內(nèi)桿69上裝有一星形組件75，該星形組件的各分支上各連接有一槳距控制桿77。
周期性槳距控制組件由一與傳動箱81前部連接的旋轉(zhuǎn)斜盤79構(gòu)成。旋轉(zhuǎn)斜盤79的縱向和橫向轉(zhuǎn)動受駕駛員的控制。該周期性槳距控制組件還包括隨螺旋槳轉(zhuǎn)動、其上的臂的數(shù)量與槳葉59的數(shù)量相同的另一轉(zhuǎn)盤83。
在每一槳葉上，一槳距變動控制桿77對由駕駛員操縱的周期性槳距和總槳距變動進行相加。在一端87，該桿用一小連桿與槳葉槳距桿67連接。在另一端89，槳距控制桿77也用一小連桿與轉(zhuǎn)盤83連接。
在靠近其中點的一點91處，槳距控制桿77與總槳距控制星形組件75連接。這種布局的星形組件75、旋轉(zhuǎn)斜盤79、槳距控制桿77和小連桿構(gòu)成上述總槳距和周期性槳距變動裝置。
旋轉(zhuǎn)斜盤79在其中性位置時，其轉(zhuǎn)盤83與螺旋槳軸線垂直，從而不傳遞槳距控制桿端部89的軸向運動。因此該端89保持靜止。星形組件75沿軸向移動槳距控制桿77的中點91、從而其端部87和槳葉槳距桿67而使各槳葉移動距離相同，實現(xiàn)所謂的總槳距變動。
在該星形組件75的任何位置以及槳葉總槳距的任何值上，如駕駛員從旋轉(zhuǎn)斜盤79的中性位置轉(zhuǎn)動旋轉(zhuǎn)斜盤，轉(zhuǎn)盤83就平行地轉(zhuǎn)動。此時，轉(zhuǎn)盤83的各臂端在軸向上遵從其方位的正弦或余弦函數(shù)。各臂端的軸向運動經(jīng)小連桿傳遞到槳距控制桿77的端部89后傳遞到其中點91保持與星形組件75相同給定位置的同一槳距控制桿77的端部87，最終傳遞到槳葉槳距桿67。駕駛員可通過選擇旋轉(zhuǎn)斜盤79的轉(zhuǎn)動相位和幅度實現(xiàn)螺旋槳的上述橫向和縱向周期性槳距變動。
按照本發(fā)明，螺旋槳37圍繞樞軸93的轉(zhuǎn)動無需任何機械致動器，而是依靠一被動組件。該組件包括一構(gòu)成彈性連接的扭桿95。該扭桿95用齒條97和齒輪99傳動機構(gòu)把螺旋槳37的轉(zhuǎn)角傳給該中心組件。桿95的扭轉(zhuǎn)彈性使各螺旋槳轉(zhuǎn)角之間可差約2°-3°。從圖19中可看得最清楚，齒條97與一桿101連接，該桿與阻尼裝置連接，該阻尼裝置包括一在一液壓缸105中往復(fù)運動的阻尼活塞103，該液壓缸的兩端由導(dǎo)管107和109互連，導(dǎo)管107和109由一校準噴嘴111互連。噴嘴的直徑足夠小，從而液壓缸兩端之間的泄漏很小，從而螺旋槳的轉(zhuǎn)動速度很慢。導(dǎo)管107中有一閥113，駕駛員可以公知方式控制它，它包括一制動裝置，該制動裝置關(guān)閉時齒條97無法移動，從而齒輪99無法轉(zhuǎn)動。用一阻擋機構(gòu)防止螺旋槳的轉(zhuǎn)動超過90°，該阻擋裝置只是一個止檔，即液壓缸的頂壁，它限制了活塞103在液壓缸105中的運動上限。
一鎖定機構(gòu)由一可插入一穿過樞軸93的中心的孔115中的雄榫114構(gòu)成。該雄榫114可用一電磁鐵117拉出而松開該鎖定機構(gòu)，電磁鐵117萬一失靈，可用一用作后備保險裝置的纜繩119拉出該雄榫。
從圖20可見，控制飛機飛行的控制裝置包括駕駛員的與一球形接頭123連接的控制桿121，該球形接頭使控制桿可前后、左右運動和圍繞其軸線轉(zhuǎn)動?？刂茥U121用四個柔性球軸承控制柔性控制驅(qū)動軸與螺旋槳短艙中的周期性控制機構(gòu)直接連接。用標號125表示的兩根柔性控制驅(qū)動軸在座艙地板下方與控制桿的底端連接而受控制桿121的左右運動的驅(qū)動。柔性控制驅(qū)動軸125的位于螺旋槳短艙的端部127作用在橫向周期性槳距控制盤上，精確補償周期性槳距控制桿的端部89與實際槳葉方位之間的相位差，在圖20中該相位差約為45°。用標號129表示的另兩根柔性控制驅(qū)動軸在座艙地板下方與一短橫桿131連接，該短橫桿與控制桿連接而隨控制桿的前后運動和轉(zhuǎn)動而運動。柔性控制驅(qū)動軸129位于螺旋槳短艙中的端部133如上所述作用在縱向周期性槳距控制盤上。
如下文詳述，使用這些簡單的控制連接即可實現(xiàn)本發(fā)明飛機10的所有飛行操作?？刂茥U121的左右運動可造成橫向槳距控制盤的反對稱變動，從而實現(xiàn)飛機的滾轉(zhuǎn)運動?？刂茥U121的前后運動可造成縱向槳距控制盤的對稱變動，從而飛機可作上下俯仰運動。當(dāng)制動閥113如上所述打開時，控制桿121的前后運動還可修正螺旋槳的轉(zhuǎn)角?？刂茥U121的轉(zhuǎn)動通過橫桿131可造成縱向槳距控制的反對稱變動，從而由于扭桿95的彈性轉(zhuǎn)而改變螺旋槳的轉(zhuǎn)角及其洗流的方向。這造成低速飛行時和飛行方式變換期中所需的偏航力矩?？刂茥U121的轉(zhuǎn)動代替了現(xiàn)有飛機中的腳蹬。但是，需要時可安裝腳蹬而以公知方式與橫桿131連接。但是，本發(fā)明公開的布局可使飛行員只用一個手操縱飛機10，而不是用一手和腳。如所公知，通過選擇驅(qū)動機構(gòu)125和129兩端的桿的長度，即可改變對控制輸入的反應(yīng)靈敏性。
把結(jié)合圖17-20對本發(fā)明的上述說明謹記在心，下面結(jié)合圖1-16說明本發(fā)明飛機10的所有操作。
下述對槳距控制和變換操作以及滾轉(zhuǎn)和偏航控制的說明可使讀者明白，如何使用本發(fā)明概述中的上述三個重要設(shè)計特點解決在發(fā)明背景中所概述的與三個設(shè)計要點有關(guān)的問題。
第一個方面涉及飛機的對稱自由度的控制，即飛機的俯仰和螺旋槳的轉(zhuǎn)動。
在公知的發(fā)動機功率和螺旋槳槳距下，對稱作用控制運動影響螺旋槳轉(zhuǎn)動速度及其推力。假定所述螺旋槳速度按照公知原則調(diào)節(jié)，因此駕駛員可把注意力集中在飛機的俯仰和螺旋槳的轉(zhuǎn)動上。例如，在典型飛機中，兩同步的螺旋槳裝有一使螺旋槳槳距變動相同的裝置，該變動用一槳距控制致動機構(gòu)實現(xiàn)。駕駛員的控制裝置使他可為各飛行方式選擇螺旋槳轉(zhuǎn)速設(shè)定值，例如″起飛轉(zhuǎn)速″或″飛行轉(zhuǎn)速″。設(shè)定值一旦選定，在該整個飛行方式期間保持不變；駕駛員在飛行中無需進行微小變動使螺旋槳轉(zhuǎn)速設(shè)定值保持不變。一內(nèi)部調(diào)節(jié)器對螺旋槳槳距不斷作出微小變動，以確保螺旋槳運行在把飛行保持在選定方式下所需的合適轉(zhuǎn)速下。
此外，駕駛員用左手操縱油門桿，從而控制發(fā)動機17的功率設(shè)定。各油門相連，從而當(dāng)所有發(fā)動機17正常工作時各發(fā)動機的功率改變相同。在某一發(fā)動機失靈時，駕駛員可提高其他發(fā)動機的功率，從而補償失靈發(fā)動機的功率。這一緊急事故處理可使用現(xiàn)有方法自動進行，從而駕駛員的左手無需始終操縱油門。
在上述現(xiàn)有控制方法的基礎(chǔ)上，本發(fā)明的飛機俯仰和螺旋槳轉(zhuǎn)動的控制方法如下飛機俯仰控制飛機俯仰由周期性螺旋槳槳距的縱向分量的對稱變動控制。槳距的這些變動造成由外部氣動力作用到螺旋槳上的一俯仰力矩。這一力矩從螺旋槳通過阻尼裝置、阻擋裝置、鎖定裝置和制動裝置經(jīng)中心裝置傳到機身11上。這些裝置結(jié)合圖17-20如上所述。
當(dāng)該力矩傳過阻尼裝置時，其大小被由螺旋槳轉(zhuǎn)動速度造成的一氣動力矩減小。但是，螺旋槳的轉(zhuǎn)動速度(0.75rpm)較之螺旋槳的轉(zhuǎn)速(600-1200rmp)足夠小，因此螺旋槳的轉(zhuǎn)動速度造成的該力矩可忽略不計。
這一周期性槳距控制方法與普通直升機大致相同。這一方法無需使用槳距控制輔助尾槳或雙聯(lián)主旋翼。
此外，這一周期性槳距控制方法不受飛機水平速度或螺旋槳轉(zhuǎn)角的影響。因此，這一方法非常有效而可使用在所有飛行方式中，不管飛機是起飛、降落、水平飛行還是在垂直與水平飛行之間變換。
螺旋槳的轉(zhuǎn)動下述各小節(jié)說明飛機從垂直飛行變換成水平飛行，然后又從水平飛行變回垂直飛行時發(fā)生的情況。這些說明分步進行。每一步進一步用相應(yīng)標號的


。
步驟1。飛機垂直起飛后在機場上空懸停。駕駛員檢查完各項事宜后選擇合適的螺旋槳轉(zhuǎn)速和功率設(shè)定值。其中的一項是確保鴨翼41上的襟翼43全部展開。
飛機懸?？罩袝r螺旋槳向下抽吸的氣流在機翼19和鴨翼41上方的流速很低。由機翼19和鴨翼41上方的氣流生成的氣動力可忽略不計，從而沒有負升力。此時，飛機只受螺旋槳的控制，其推力Fr提供所有升力。
飛機的重心設(shè)計成位于螺旋槳轉(zhuǎn)動軸線以及懸臂27和29前方，以確保在低速飛行時飛機俯仰的穩(wěn)定性。飛機在重心處的重量相對螺旋槳轉(zhuǎn)動軸線生成一力矩使得機頭向下俯仰。該力矩必須與由螺旋槳的周期性槳距生成的一向上俯仰平衡。為生成這一力矩，駕駛員必須把周期性槳距控制在中性位置后方的一位置上并設(shè)定一大功率值，以便保持穩(wěn)定的水平懸停。由螺旋槳造成的力矩與由靠前重心造成的力矩在通過阻擋機構(gòu)和制動裝置時互相抵銷。
步驟2。駕駛員決定從垂直飛行變換成水平飛行，為此，稍稍提高發(fā)動機功率而向下俯仰機頭。例如，如駕駛員決定以2.5m/s2(0.25gs)(8.2fps2(0.25gs))的加速度實現(xiàn)該操作，所需推力Fr為(I2+0.252)1/2＝1.03，即推力比飛機重量大3％。
此外，該操作所需向下俯仰角為tan-1(0.25)＝14°。因此，此時飛機的推力必須為其重量的103％，向下俯仰角為14°。
此時，螺旋槳生成的氣流流譜與步驟1相同。這就是說，螺旋槳洗流向下向后轉(zhuǎn)動一約14°角，一假想直線穿過重心。如此經(jīng)過約5秒鐘后飛機達到12.5m/s(41fps)的水平速度。經(jīng)整整10秒鐘后從垂直飛行變換成水平飛行，飛機達到25m/s(82fps)的水平速度。
步驟3。在水平低速下，螺旋槳向下彎曲機翼四周的氣流而使它流到機翼19的頂面上。這造成機翼的負升力(-fa)，從而在飛機上作用一向上俯仰力矩。在鴨翼41四周，氣流不受螺旋槳影響。由于鴨翼41上的襟翼43全部展開，因此鴨翼41生成正升力(fe)，從而生成作用在飛機上的第二向上俯仰力矩。
由機翼負升力生成的力矩與由其襟翼43展開的鴨翼41的正升力生成的力矩相加生成一更大向上俯仰力矩，其大小隨飛機的向前速度的增加而增加。這一力矩開始抵銷由飛機重心靠前生成的向下俯仰力矩。最后，這兩個相反的力矩互相平衡，隨著水平速度不斷增加，向上俯仰力矩變得大于向下俯仰力矩。
因此，隨著飛機速度上升，駕駛員必須不斷把周期性控制從步驟1和2中它在中性位置之后位置向前移動，以便抵銷機頭向上俯仰的趨勢。這使得推力向量Fr作用在螺旋槳中心后方一點上。在此點上，阻擋機構(gòu)的單向止檔不受壓，制動閥113的關(guān)閉是螺旋槳軸線仍處于垂直(90°)位置的唯一原因。
步驟4。螺旋槳要向前轉(zhuǎn)動，必須打開制動閥113。制動閥打開時，螺旋槳開始自動向前轉(zhuǎn)動。如飛機中不使用由駕駛員控制的制動機構(gòu)，周期性槳距控制桿一旦向前移動超過中性位置，螺旋槳就開始向前轉(zhuǎn)動。
在螺旋槳向前轉(zhuǎn)動過程中，由周期性槳距變動造成、如上所述稍有減小的力矩經(jīng)阻尼裝置傳到飛機。噴嘴111的直徑選擇成狹到足以把螺旋槳的轉(zhuǎn)動速度限制在很小值(0.75rpm＝4.5degree/s)上，因此駕駛員通過調(diào)節(jié)周期性槳距生成的控制力矩的變動很小。
在從垂直飛行變換成水平飛行的這一步驟中，駕駛員的唯一工作是保持預(yù)定的飛機加速度和向上爬高路線。任何必需的矯正都使用這周期性槳距控制桿完成。例如，如飛機的向上俯仰角太大，矯正飛行路線唯一需要做的是向前移動周期性槳距控制桿，降低機頭。
至于螺旋槳的轉(zhuǎn)動，在從垂直飛行向水平飛行變換的開始階段實際上的情況是螺旋槳本身并不向下轉(zhuǎn)動，而是飛機向上轉(zhuǎn)動。這就是說，螺旋槳并不相對地面轉(zhuǎn)動，而是飛機本身相對地面轉(zhuǎn)動。飛機從步驟2的機頭向下轉(zhuǎn)動到水平，然后轉(zhuǎn)動到機頭向上。機身11的這一轉(zhuǎn)動消除了由主機翼19造成的負升力，從而消除其向上俯仰力矩。向上俯仰力矩的這一消除得到由其襟翼43仍展開的鴨翼41生成的提高的升力(fe)的補償。
此時，由于飛機水平速度只有10-20m/s(32-64fps)，因此飛機的大部分升力仍直接由螺旋槳的推力Fr生成。但是，隨著水平飛行速度的提高和飛機開始向上俯仰，升力開始越來越多地由機翼19和鴨翼41生成。
在此之前，功率位于其最大、滿功率設(shè)定值。飛機的水平速度一旦達到25m/s(82fps)，飛機不加速而保持其位置所需功率低于發(fā)動機的與發(fā)動機停車(OEI)極限相等的最大功率量。因此，駕駛員可把發(fā)動機17的油門向后設(shè)定在低功率上。
步驟5。10秒鐘后，飛機的水平速度達到50m/s(164fps)。在此速度下，機翼和水平穩(wěn)定面40生成的升力(fa+fe)與飛機重量Mg平衡。在未取得平衡之前，駕駛員可減小制動力，使螺旋槳轉(zhuǎn)動到其全水平位置。
步驟6。向前變換完成。螺旋槳處于其全水平位置，用受駕駛員控制的鎖定機構(gòu)鎖定在該位置上。飛機加速到其爬高速度70m/s(227fps)，然后加速到其航行速度100-125m/s(328-410fps)(實際航行速度決定于飛機高度)。此時飛機正常航行。其迎角和配平減小，以便飛機以任何速度和高度在空中飛行。駕駛員用襟翼43配平飛機，從而周期性槳距控制可在中性位置附近保持不變，駕駛員輕松自如地駕駛飛機。
螺旋槳槳距和飛機17的功率根據(jù)爬高、然后航行的方式選擇。
步驟7。飛機正常航行，襟翼43收起，周期性槳距控制位于中性位置附近。推力Fr作用在各螺旋槳的中心軸線上。
飛機的水平飛行速度為100-125m/s(328-410fps)。飛行員開始下降飛機。隨著駕駛員向后拉動油門減小功率飛機速度降低到50m/s(164fps)。機翼的迎角增加，駕駛員展開襟翼43進行補償以便平衡機翼升力，周期性槳距控制保持在中性位置附近。
當(dāng)飛機達到50m/s(164fps)水平速度時，駕駛員以-3m/s(-10fps)的速率和6％的斜率穩(wěn)定該下降。
步驟8。飛機在這一向后變換階段的方式與步驟6的飛機方式相同。但是，由于飛機下降而不是爬高，因此飛機功率減小。
在從水平飛行向垂直飛行實際變換開始前，螺旋槳轉(zhuǎn)速設(shè)定成合適值。該設(shè)定值與起飛時相同，它們都高于航行時的設(shè)定值。
步驟9。隨著駕駛員收起襟翼43，開始從水平飛行向垂直飛行的實際變換。由于襟翼43收起，由機翼升力造成的力矩必需與由螺旋槳造成的向上俯仰力矩平衡。駕駛員在收起襟翼43時還必需向后拉動周期性槳距控制，以便保持飛機姿態(tài)。此時，螺旋槳的推力Fr與其中心軸線平行而施加在螺旋槳槳盤的低點上。
步驟10。把螺旋槳鎖定在短艙上的鎖定裝置松開，閥113打開。螺旋槳由于由周期性槳距造成的向上俯仰力矩而慢慢向上轉(zhuǎn)動。所有氣動力矩都從螺旋槳經(jīng)阻尼裝置傳到機身11上。
10-20秒種后，螺旋槳從全水平位置(0°)轉(zhuǎn)動到全垂直(90°)位置。螺旋槳在抵靠阻擋機構(gòu)時大致停止轉(zhuǎn)動。螺旋槳一旦達到90°位置，所有氣動力矩從螺旋槳經(jīng)阻擋機構(gòu)傳到機身11。
當(dāng)螺旋槳向后轉(zhuǎn)動時它們生成的推力Fr很小，大部分升力由水平穩(wěn)定面40和機翼(fe+fa)生成。
步驟11。駕駛員進一步降低飛行速度，從而繼續(xù)從水平飛行向垂直飛行變換。增加發(fā)動機功率從而增加槳距和推力Fr。飛機保持機頭稍稍翹起姿態(tài)，從而推力有一向后分量，以便降低飛機速度。
此時，螺旋槳的洗流所造成的氣流流譜減小機翼的迎角和機翼生成的升力(fa)。當(dāng)飛機水平速度降低到25m/s(82fps)時，大多數(shù)升力的生成從機翼轉(zhuǎn)移到螺旋槳。襟翼43收起的水平穩(wěn)定面40生成的升力可忽略不計。
駕駛員一旦看到降落地點就得準備降落而完成從水平飛行向垂直飛行的變換。再次增加發(fā)動機功率，機頭翹得更高。螺旋槳洗流的作用同步驟3，從而機翼生成負升力。但是，由于機頭上翹以及飛機向下飛行，因此所生成的負升力比步驟3中小得多。此外，飛機的飛行方式還確保螺旋槳緊抵其垂直止檔而不向下轉(zhuǎn)動。周期性槳距控制桿保持后拉，以確保螺旋槳不斷抵靠垂直止檔。
步驟12。在極低速度下，螺旋槳生成的氣流變得與步驟1和2中相同。為了完成向后變換，駕駛員調(diào)節(jié)功率把飛機保持在降落地點上空所需高度上。然后，駕駛員如普通直升機那樣降落飛機。
下面說明飛機的反對稱自由度的控制，即滾轉(zhuǎn)和偏航。
當(dāng)飛機懸停空中或飛行速度極低時，滾轉(zhuǎn)控制由橫向周期性槳距的反對稱變動實現(xiàn)，螺旋槳的總槳距不改變。駕駛員向左或向右移動周期性槳距控制桿即可進行這些變動。各螺旋槳的總槳距必需保持相同設(shè)置。該周期性槳距變動在螺旋槳槳盤的左右半部上造成升力差。該升力差所造成的滾轉(zhuǎn)力矩經(jīng)螺旋槳輪轂和短艙傳到機身11上。該滾轉(zhuǎn)力矩非常有效，周期性槳距只須變動2°或3°，就會生成滾轉(zhuǎn)力矩。此外，駕駛員在控制桿上只須稍稍用力就可改變槳距，因此無需任何機械放大裝置。如改變總槳距就得使用放大裝置。
偏航控制由縱向周期性槳距的反對稱變動實現(xiàn)。用縱向周期性槳距的對稱變動控制飛機俯仰如上所述。在控制偏航時，由各螺旋槳周期性槳距變動造成的相反俯仰力矩互相抵銷。但是，由于連桿的彈性，各螺旋槳的轉(zhuǎn)動角度之間可有2°或3°的相位差(反對稱)。由于轉(zhuǎn)動角度的這些差以及由此造成的各螺旋槳的升力的前后分量的差，從而生成一偏航力矩。這一力矩的大小足以使飛機偏航。
順便說一句，在飛行速度極低時，必需有高效偏航控制機構(gòu)抵銷陣風(fēng)以及由橫向風(fēng)在飛機上造成的氣流側(cè)滑角。
在水平高速飛行時可有效使用上述滾轉(zhuǎn)控制方法。即，在所有飛行方式中可使用同樣的滾轉(zhuǎn)控制方法。在高速飛行時，橫向周期性槳距的反對稱變動造成作用在螺旋槳轉(zhuǎn)動平面中的徑向力。這些力生成滾轉(zhuǎn)力矩。
需要對螺旋槳生成徑向升力的背后原因作出解釋。解釋圖見圖15和16。徑向升力是由螺旋槳中很大的軸向速度V以及其后總槳距的很大提高造成的。例如，在航行速度V等于槳葉的頂端速度ωR時，各槳葉頂端處有一45°總槳距角。而且，總槳距角在槳葉上越靠近槳葉根部的位置上越大。如航行速度為槳葉頂端速度的一半，則總槳距角在槳葉從0到0.5R的一半長度上大于45°。在這些條件下，橫向周期性槳距的變動Δi在螺旋槳槳盤(螺旋槳槳盤為由螺旋槳快速轉(zhuǎn)動生成的假想圓盤)的左右兩邊之間生成升力差ΔF。螺旋槳槳盤平面中的升力分量ΔFr大于軸向升力分量ΔFa。螺旋槳槳盤平面中在螺旋槳槳盤左右兩邊的分量相加，生成一很大的徑向升力。如右螺旋槳順時針轉(zhuǎn)動，而左螺旋槳逆時針轉(zhuǎn)動，則由徑向升力ΔFr生成的力矩(圖16)的作用方向與飛機懸停空中(圖15)時螺旋槳生成的力矩相同。因此，使用橫向周期性槳距變動控制滾轉(zhuǎn)的這一方法在所有飛行方式中都有效而可從起飛到著地用作控制滾轉(zhuǎn)的唯一方法。
至于縱向周期性槳距的反對稱變動，如果如低速飛行時那樣不鎖定鎖定機構(gòu)，螺旋槳的反對稱轉(zhuǎn)動會生成另一個滾轉(zhuǎn)力矩，但不生成偏航力矩。因此，在高速水平飛行時似乎需要有偏航控制機構(gòu)。但是，本發(fā)明的一個特點是飛機結(jié)構(gòu)簡化，無需這類控制機構(gòu)，從而該飛機中沒有這類機構(gòu)。
與較低飛行速度下不同，高速飛行飛機四周的氣流作用在裝在機翼19一端上的垂直穩(wěn)定面(翅25)上，從而使飛機具有所需的偏航穩(wěn)定性。因此飛機在高速水平飛行時無需偏航控制機構(gòu)。與其他高速飛行的現(xiàn)有飛機一樣，只需要俯仰和滾轉(zhuǎn)控制機構(gòu)，因此本飛機在高速水平飛行時駕駛員只須處置這兩個控制機構(gòu)。使用滾轉(zhuǎn)控制即可有效地使飛機轉(zhuǎn)彎，因此螺旋槳鎖定在0°位置上，不使用縱向周期性槳距的反對稱變動。
當(dāng)飛機在垂直與水平飛行方式之間變換時，上述控制方法不管低速飛行還是高速飛行仍然有效而可使用。周期槳距橫向分量的反對稱變動使飛機滾轉(zhuǎn)并造成可忽略不計的偏航。這就是說，飛機在向右滾轉(zhuǎn)的同時向右轉(zhuǎn)彎，但轉(zhuǎn)彎程度可忽略不計?？v向周期性槳距的反對稱變動在飛機中速飛行時造成偏航，螺旋槳只稍稍轉(zhuǎn)動。隨著飛機的水平速度的提高，生成一較小而可忽略不計的滾轉(zhuǎn)。但是，由于有機翼的翅25保持偏航穩(wěn)定性，因此飛機加速到其航行速度過程中無需進行偏航控制。
重要的是要看到，由螺旋槳生成徑向升力的優(yōu)點與本發(fā)明第二個設(shè)計特點即組合使用周期性槳距可變螺旋槳和剛性輪轂直接有關(guān)。該徑向升力與由于很大的總槳距(45°)造成的橫穿螺旋槳的一力矩相伴而生。槳葉鉸接的直升機旋翼在設(shè)計上就無法傳遞這樣一個橫向力矩，而是作用在自身身上，從而抵銷、消除該力矩從而所有徑向升力。其周期性槳距無法變動的現(xiàn)有飛機螺旋槳無法受駕駛員的操縱而生成任何徑向升力。
因此，用一優(yōu)選實施例公開的本發(fā)明實現(xiàn)了本發(fā)明的所有前述目的而提供了一種全新、實用的垂直起落飛機。
本領(lǐng)域普通技術(shù)人員當(dāng)然可在本發(fā)明精神和范圍內(nèi)對本發(fā)明作出種種變動、修正和更改。
因此，本發(fā)明只受后附權(quán)利要求的限制。
權(quán)利要求
1.一種垂直起落飛機，包括各由一短艙(33，35)支撐的左右兩螺旋槳(37)，兩短艙安裝成可在水平與垂直位置之間轉(zhuǎn)動，每一螺旋槳包括由駕駛員操縱、沿橫向周期性變動其槳距的裝置和滾轉(zhuǎn)控制裝置，其特征在于，該俯仰控制裝置反對稱地與橫向周期性槳距變動裝置連接而與兩短艙(33，35)的轉(zhuǎn)動無關(guān)；兩螺旋槳的轉(zhuǎn)動方向相反，右螺旋槳順時針轉(zhuǎn)動，左螺旋槳逆時針轉(zhuǎn)動，從而當(dāng)兩短艙從垂直位置轉(zhuǎn)動成水平位置時氣動力的周期性徑向分量在槳葉上的滾轉(zhuǎn)作用的方向與軸向分量相同、與之相加，然后取代之。
2.按權(quán)利要求1所述的飛機，其特征在于，受駕駛員操縱的控制裝置與周期性槳距變動裝置之間的連接包括一不受螺旋槳短艙(33，35)的轉(zhuǎn)動的影響的控制柔性控制驅(qū)動軸。
全文摘要
本發(fā)明公開一種垂直起落飛機，包括一有一前端(12)和一后端(16)的機身(11)；裝在該后端上并支撐在其上方的一機翼(19)；裝在該前端上的一水平穩(wěn)定面(40)，從機身兩側(cè)伸出、在機翼與水平穩(wěn)定面之間的兩相對懸臂(27，29)，每一懸臂在與機身相對的頂端上裝有一可轉(zhuǎn)動的螺旋槳短艙(33)，短艙中有一螺旋槳(37)，該螺旋槳有一轉(zhuǎn)動軸線；以及驅(qū)動螺旋槳(37)的驅(qū)動裝置(17)；每一螺旋槳可在其轉(zhuǎn)動軸線呈水平的第一位置與其轉(zhuǎn)動軸線呈垂直的第二位置之間轉(zhuǎn)動。
文檔編號B64C27/605GK1392084SQ0112360
公開日2003年1月22日 申請日期1997年5月22日 優(yōu)先權(quán)日1996年5月22日
發(fā)明者讓·蘇萊－拉里維埃 申請人:讓·蘇萊－拉里維埃