專利名稱：飛行器及其在垂直、水平和飛行過(guò)濾模式中的控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛行器，更具體說(shuō)，涉及一種改進(jìn)的飛行器，它具備垂直起飛和著陸飛行器，例如，旋轉(zhuǎn)翼飛行器和飛機(jī)，例如，固定翼或撓性翼飛行器的優(yōu)點(diǎn)，還涉及一種改進(jìn)的飛行器控制方法，它可保障在垂直和水平方向飛行，以及其間所有的過(guò)渡模式中的固有穩(wěn)定飛行。
背景技術(shù)：
在整個(gè)二十世紀(jì)期間，現(xiàn)有技術(shù)為各種不同類型的飛行器作出了改進(jìn)，一般說(shuō)，飛行器可區(qū)分為二種基本類型。第一類的飛行器通常稱為固定翼飛行器，而第二類飛行器通常稱為旋轉(zhuǎn)翼飛行器。
在固定翼飛行器中，發(fā)動(dòng)機(jī)將其輸出傳送至水平延伸的傳動(dòng)軸，而使螺旋槳旋轉(zhuǎn)，為固定翼飛行器旋轉(zhuǎn)提供水平推力。或者，發(fā)動(dòng)機(jī)也可以是通過(guò)排出熱氣體為固定翼飛行器提供水平推力的噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)。
傳統(tǒng)的固定翼飛機(jī)必須具有前方質(zhì)量中心(質(zhì)心)。如果不是這樣，而飛機(jī)機(jī)翼進(jìn)入失速狀態(tài)，則將缺乏降低機(jī)頭的手段來(lái)恢復(fù)飛行速度，因此，飛機(jī)將是內(nèi)在不穩(wěn)定的。在支軸的布置中飛機(jī)的設(shè)計(jì)物理學(xué)要求質(zhì)心在升力作用中心的前方以提供飛機(jī)在飛行模式中的固有飛行穩(wěn)定性，只要飛機(jī)處在飛行模式中。這種支軸布置提供了飛行中來(lái)自飛行器尾部的向下壓力，它起著配重靜止的前方質(zhì)心的作用。固定翼飛行器在低于特定飛行器的失速速度時(shí)是內(nèi)在不穩(wěn)定的。固定翼飛行器利用可換置的飛行表面，在向前飛行時(shí)，飛行器對(duì)于控制表面上方氣流所生成的力產(chǎn)生反作用，以實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器的控制。襟翼，升降舵，方向舵，副翼，和安定面都是這類飛行控制器的例子。
在旋轉(zhuǎn)翼飛行器中，旋轉(zhuǎn)翼飛行器包括具有用來(lái)轉(zhuǎn)動(dòng)旋翼的垂直延伸軸以便為旋轉(zhuǎn)翼飛行器提供垂直推力的發(fā)動(dòng)機(jī)。旋翼繞垂直延伸的軸旋轉(zhuǎn)時(shí)，旋翼的為旋轉(zhuǎn)翼飛行器提供垂直升力。旋轉(zhuǎn)翼飛行器必須有一擺錘質(zhì)心。旋轉(zhuǎn)翼飛行器在零前向空速時(shí)是穩(wěn)定的，因?yàn)轱w行器的質(zhì)心像擺錘那樣懸于旋轉(zhuǎn)翼的升力中心下面。旋轉(zhuǎn)翼飛行器靠制導(dǎo)推力而不是靠飛行控制來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器的控制。集合螺距(collective pitch)，差動(dòng)旋翼葉片推力，和交變螺距(cyclic pitch)都是這類制導(dǎo)推力飛行控制器的例子。旋轉(zhuǎn)翼導(dǎo)向器可以沿縱向，橫向和垂直方向改變旋翼的推力，以確定所需的飛行路徑。
旋轉(zhuǎn)翼飛行器和固定翼飛行器都有各自的優(yōu)缺點(diǎn)。旋轉(zhuǎn)翼飛行器因其旋轉(zhuǎn)翼的垂直推力而具有垂直起飛和著陸以及盤旋動(dòng)作的優(yōu)點(diǎn)。與固定翼飛行器比較，旋轉(zhuǎn)翼飛行器的缺點(diǎn)有不勝任橫穿全國(guó)的飛行，不能用于高速水平飛行，和較低的飛行高度。
與旋轉(zhuǎn)翼飛行器相比，固定翼飛行器的優(yōu)點(diǎn)是可以更有效地高速飛行和在更高的高空中飛行。固定翼飛行器的缺點(diǎn)是其相當(dāng)高的起飛和著陸速度，因此，起飛和著陸都需要相當(dāng)?shù)呐艿揽臻g。此外，固定翼飛行器不能低于工作空速飛行或盤旋動(dòng)作，因?yàn)樗俣炔蛔銜?huì)導(dǎo)致飛行器固定機(jī)翼上方的升力喪失。
試圖制造螺旋飛機(jī)或通過(guò)在運(yùn)載器上附加機(jī)翼而將其形成為飛機(jī)的嘗試都未能成功。自旋的旋翼在高前向速度下產(chǎn)生巨大的牽制力，還有與向前和向后彎曲狀旋翼葉片有關(guān)的所有問(wèn)題和質(zhì)心仍維持為與飛機(jī)固有不同的問(wèn)題。
已知的“螺旋飛機(jī)”的示例有美國(guó)專利3,934,843；4,730,795；6,086,016；5,758,844和6,343,768，它們都整體在此引為參考。
所有先前的技術(shù)均未能指明現(xiàn)有垂直飛行飛行器(直升機(jī))和現(xiàn)有水平飛行飛行器(飛機(jī))的質(zhì)心，包括動(dòng)態(tài)和靜態(tài)的，之間的根本區(qū)別。
所有先前的技術(shù)均未能說(shuō)明垂直飛行飛行器(直升機(jī))的前向運(yùn)動(dòng)和現(xiàn)有水平飛行飛行器(飛機(jī))的前向運(yùn)動(dòng)在效率方面的根本區(qū)別。
反之，所有先前的技術(shù)均未能說(shuō)明垂直飛行飛行器(直升機(jī))的垂直運(yùn)動(dòng)和現(xiàn)有水平飛行飛行器(飛機(jī))的垂直運(yùn)動(dòng)在效率方面的根本區(qū)別。
雖然本申請(qǐng)中參考的很多美國(guó)專利，和我知道的另一些專利都曾試圖提供一種兼有固定翼飛行器和旋轉(zhuǎn)翼飛行器的優(yōu)點(diǎn)的混合型飛行器，但前面提到的那些美國(guó)專利都未能實(shí)現(xiàn)這一目標(biāo)。沒(méi)有一個(gè)專利具備商業(yè)應(yīng)用價(jià)值。已有技術(shù)的混合型飛行器未能實(shí)現(xiàn)這一目標(biāo)的一個(gè)根本原因是在于作為固定翼飛行器運(yùn)行和作為旋轉(zhuǎn)翼飛行器運(yùn)行之間的過(guò)渡階段中出現(xiàn)的不穩(wěn)定階段。在此過(guò)渡階段，混合型飛行器的質(zhì)心在作為旋轉(zhuǎn)翼飛行器的運(yùn)行和作為固定翼飛行器的運(yùn)行之間移動(dòng)，反之亦然?；旌闲惋w行器質(zhì)心的運(yùn)動(dòng)導(dǎo)致混合型飛行器運(yùn)行中的基本不穩(wěn)定性，從而造成在這種過(guò)渡階段中很難控制混合型飛行器。這可參見(jiàn)圖1和圖2得到最好的解釋。
圖1是傳統(tǒng)旋轉(zhuǎn)翼飛行器10R的側(cè)視圖，它包括機(jī)身12R和發(fā)動(dòng)機(jī)14R。發(fā)動(dòng)機(jī)14R通過(guò)垂直傳動(dòng)軸20R耦合，以便旋轉(zhuǎn)旋翼30R，從而為旋轉(zhuǎn)翼飛行器10R提供垂直升力。尾段50R剛性固定于帶尾旋翼56R的機(jī)身12R上。尾旋翼56R具有與圖2傳統(tǒng)固定翼飛行器10F中的方向舵56F相同的功能。
旋轉(zhuǎn)翼飛行器10R旋翼30為旋轉(zhuǎn)翼飛行器10R提供升力中心(CL)。質(zhì)心(CM)像擺錘一樣懸掛在旋轉(zhuǎn)翼飛行器10R升力中心(CL)的下面。由于旋翼30R提供了正好在旋轉(zhuǎn)翼飛行器10R質(zhì)心(CM)上面的升力中心(CL)，因而旋轉(zhuǎn)翼飛行器10R可在零水平速度的盤旋模式中像重力穩(wěn)定擺錘那樣工作。旋轉(zhuǎn)翼飛行器30R的控制靠制導(dǎo)旋翼的推力來(lái)獲得。當(dāng)由旋翼產(chǎn)生的推力沿向后的方向引導(dǎo)時(shí)，旋轉(zhuǎn)旋翼30R以前的垂直推力的分量隨后提供一水平推力分量，以反抗制導(dǎo)推力而沿向前方向推進(jìn)旋轉(zhuǎn)翼飛行器10R。
當(dāng)由旋翼30R產(chǎn)生的推力進(jìn)一步沿向后方向傾斜而引發(fā)向前運(yùn)動(dòng)時(shí)，旋轉(zhuǎn)旋翼30R為旋轉(zhuǎn)翼飛行器10R提供的升力的分力按照所述推力在向后方向的角度的余弦遞減。這是旋轉(zhuǎn)翼飛行器10R的根本局限性。
圖2是包括機(jī)身12F和發(fā)動(dòng)機(jī)14F的傳統(tǒng)固定翼飛行器10F的側(cè)視圖。發(fā)動(dòng)機(jī)14F通過(guò)水平傳動(dòng)軸20F耦合而旋轉(zhuǎn)螺旋槳30F，從而為固定翼飛行器10F提供向前的運(yùn)動(dòng)。固定翼飛行器10F包括剛性固定在固定翼飛行器10F機(jī)身12F上的固定翼40F。通常，固定翼40F包括多個(gè)副翼42F和多個(gè)襟翼44F。尾段50F剛性固定在機(jī)身12F上并有一水平穩(wěn)定面54F和一垂直穩(wěn)定面52F。水平穩(wěn)定面54F包括多個(gè)升降舵58F而垂直穩(wěn)定面52F則包括一個(gè)方向舵56F。
固定翼飛行器10F的固定翼40F為固定翼飛行器10F提供升力中心(CL)。固定翼飛行器的質(zhì)心(CM)位于固定翼飛行器10F升力中心(CL)的前方。位于升力中心(CL)前方的質(zhì)心(CM)，即前方質(zhì)心是實(shí)現(xiàn)飛行動(dòng)態(tài)平衡所必須的，也是在失速狀態(tài)下恢復(fù)對(duì)固定翼飛行器10F的控制所要求的。
失速狀態(tài)存在于固定翼飛行器10F的迎角超出為維持流至機(jī)翼上表面的空氣流所必須的臨界角的時(shí)候。此時(shí)，氣流離開(kāi)機(jī)翼的上表面，從而破壞了飛行器的升力和控制。由于固定翼飛行器10F具有前方質(zhì)心，失速狀態(tài)下的升力喪失將使機(jī)翼的迎角減小，這樣就重新建立起固定翼40F上的迎面氣流，以提供足以支持固定翼飛行器10F的升力。固定翼40F升力的重新建立使飛行員可恢復(fù)對(duì)固定翼飛行器10F控制。雖然圖中給出了固定翼飛行器10F是由一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)螺旋槳驅(qū)動(dòng)的固定翼飛行器10F，但可以理解，同樣的工作原理也適用于兩種類型的噴氣式飛行器和各種多發(fā)動(dòng)機(jī)異型。
如前所述，我察覺(jué)到，很多現(xiàn)有技術(shù)都在不斷嘗試形成一種兼有旋轉(zhuǎn)翼飛行器10R和固定翼飛行器10F的各種優(yōu)點(diǎn)的混合型飛行器。不幸的是，這類現(xiàn)有技術(shù)的混合型飛行器未能解決旋轉(zhuǎn)翼飛行器10R和固定翼飛行器10F在質(zhì)心(CM)位置方面的基本差別。在垂直起飛期間，如果要使飛行器基本穩(wěn)定，則所有混合型飛行器都必須工作得像旋轉(zhuǎn)翼飛行器10R那樣具有位于混合型飛行器升力中心(CL)下面的像擺錘一樣的質(zhì)心(CM)。然而，在水平飛行期間，如果要混合型飛行器像固定翼飛行器那樣運(yùn)行并且是內(nèi)在穩(wěn)定的，則其質(zhì)心(CM)必須位于混合型飛行器升力中心(CL)的前面。在這種混合型中，在混合型飛行器從像旋轉(zhuǎn)翼飛行器10R那樣運(yùn)行向像固定翼飛行器10F那樣運(yùn)行過(guò)渡的期間，混合型飛行器質(zhì)心(CM)的運(yùn)動(dòng)會(huì)形成一段不穩(wěn)定時(shí)期。

發(fā)明內(nèi)容
因此，本發(fā)明的一個(gè)目的是將垂直起飛和著陸飛行器，例如，旋轉(zhuǎn)翼飛行器，和飛機(jī)，例如，固定翼或撓性翼飛行器的優(yōu)點(diǎn)結(jié)合在一種在包括水平，垂直和各種過(guò)渡飛行模式在內(nèi)的所有運(yùn)行模式中都是固有穩(wěn)定的改進(jìn)型飛行器中。
本發(fā)明的另一個(gè)目的是將垂直起飛和著陸飛行器，例如，旋轉(zhuǎn)翼飛行器，和飛機(jī)，例如，固定翼或撓性翼飛行器的優(yōu)點(diǎn)結(jié)合在一種克服了現(xiàn)有技術(shù)的各種困難并為飛行器技術(shù)提供明顯改進(jìn)的改進(jìn)型飛型器中。
本發(fā)明的另一個(gè)目的是將垂直起飛和著陸飛行器，例如，旋轉(zhuǎn)翼飛行器，和飛機(jī)，例如，固定翼或撓性翼飛行器的優(yōu)點(diǎn)結(jié)合在一種基于全新的飛行器設(shè)計(jì)和飛行器控制理論的改進(jìn)型飛行器中。
本發(fā)明的另一個(gè)目的是為飛行器提供一種不論是在其垂直飛行，水平飛行，或任意過(guò)渡模式中都適用的改進(jìn)控制方法。
本發(fā)明提供的飛行器包括機(jī)身；可操縱連接于機(jī)身的升力翼；具有相反遠(yuǎn)端和近端部分的吊桿，所述吊桿的近端部分可樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)地支承在所述機(jī)身上；和用位于所述吊桿遠(yuǎn)端部分處的推力源來(lái)生成用來(lái)推進(jìn)飛行器推力的發(fā)動(dòng)機(jī)，所述吊桿的可自由調(diào)節(jié)(即，不需飛行員的介入)的方位角使由所述發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力與作用在所述飛行器上的重力，升力和牽制力相平衡。
依照本發(fā)明的一個(gè)方面，本發(fā)明飛行器具有被建立的雙擺錘布置，第一重力錘與第二上升/牽制錘相互作用以提供垂直，水平和各種過(guò)渡飛行模式下的固有穩(wěn)定性。作用在飛行器上的重力形成重力擺錘。由機(jī)身和機(jī)翼產(chǎn)生的上升/牽制力形成上升/牽制擺錘因?yàn)槎€(gè)擺錘都作用在自由杠桿軸的近端，所以該上升/牽制錘與重力錘是相互作用的。
依照本發(fā)明的另一方面，有一機(jī)翼，它最好是一自由機(jī)翼，被組合在本發(fā)明飛行器中。最好是，該自由機(jī)翼固定至機(jī)身時(shí)，其升力中心處在本發(fā)明飛行器質(zhì)心處或其上方，并在垂直方向接近于質(zhì)心。自由翼可在沒(méi)有飛行員干預(yù)的情況下自由地繞固定點(diǎn)翼展方向的軸線做樞軸旋轉(zhuǎn)。自由翼有利于從垂直至水平飛行的平滑過(guò)渡。在本發(fā)明的范疇內(nèi)，在另一實(shí)施例中，所提供的可樞軸旋轉(zhuǎn)的機(jī)翼還可響應(yīng)于制導(dǎo)推力而被機(jī)械地強(qiáng)制呈現(xiàn)一適當(dāng)迎角。
依照本發(fā)明的又一個(gè)方面，吊桿起著自由杠桿的作用。吊桿可繞它的近端做樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)，最好是縱向轉(zhuǎn)至少90度并不一定要任何橫向制約。一對(duì)相對(duì)旋轉(zhuǎn)的推進(jìn)旋翼安裝在吊桿上，吊桿可繞另一個(gè)也是位于飛行器質(zhì)心處或其上方的展向軸線做樞軸旋轉(zhuǎn)。最好是，吊桿的軸線處在自由翼升力中心的軸線和飛行器的質(zhì)心之間。更好是，吊桿的近端和自由翼的升力中心和飛行器的質(zhì)心基本上是垂直方向?qū)R的。也在本發(fā)明的范疇內(nèi)，在另一實(shí)施例中，所提供的可繞樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)的吊桿響應(yīng)于制導(dǎo)推力而機(jī)械地強(qiáng)制呈現(xiàn)一適當(dāng)?shù)姆轿唤恰?br> 依照本發(fā)明的再一個(gè)方面，本發(fā)明飛行器在水平飛行和垂直飛行時(shí)都起著擺錘的作用——垂直飛行時(shí)相當(dāng)于重力擺錘和水平飛行時(shí)相當(dāng)于上升/牽制擺錘。介于純垂直或純水平之間的任何飛行是二種錘的相互作用。
依照本發(fā)明的又一個(gè)方面，所有飛行控制作用，不論是水平，垂直或各種過(guò)渡飛行模式，都可分解為推力制導(dǎo)和動(dòng)態(tài)飛行控制的合成作用。
依照本發(fā)明的再一個(gè)方面，本發(fā)明飛行器還包括在所述吊桿上的動(dòng)態(tài)飛行控制表面。該動(dòng)態(tài)飛行控制表面，當(dāng)工作時(shí)，傳給吊桿一個(gè)垂直于其安裝軸線的力。其結(jié)果是，作為制導(dǎo)推力擺錘的吊桿動(dòng)態(tài)平衡被移位了，于是吊桿被迫去尋找將平衡作用在其遠(yuǎn)端和近端的力的新的平衡角度。最好是，動(dòng)態(tài)平衡控制表面是輔助翼的一部分，而輔助翼則最好是自由翼。
依據(jù)又一方面，本發(fā)明采用了垂直和水平飛行公用的推進(jìn)系統(tǒng)，這種方法導(dǎo)致飛行器在垂直和水平飛行以及所有各種過(guò)渡飛行模式中都是固有穩(wěn)定的。本發(fā)明采用一種雙擺錘設(shè)置，第一擺錘是重力，或者說(shuō)靜態(tài)擺錘，第二擺錘是由機(jī)翼和飛行器上方氣流形成的上升/牽制擺錘。上升/擺錘具有變化或動(dòng)態(tài)的本質(zhì)，因?yàn)樗牧﹄S機(jī)翼和飛行器周圍氣流的速度而變。上升/牽制錘的作用是在水平飛行時(shí)將作用在自由杠桿傳動(dòng)軸近端的重力減小至零。機(jī)翼產(chǎn)生的垂直升力的副作用是水平方向的牽制，它形成與發(fā)動(dòng)機(jī)推力對(duì)抗的牽制擺錘。
本發(fā)明還提供了一種在水平飛行，垂直飛行或介于水平與垂直飛行之間的任何過(guò)渡飛行模式下控制飛行器的方法。該方法包括在所有飛行模式下，將飛行器作為推力制導(dǎo)擺錘來(lái)進(jìn)行控制。該方法在垂直飛行時(shí)將飛行器作為制導(dǎo)推力重力擺錘來(lái)控制，而在水平飛行時(shí)則作為制導(dǎo)推力上升/牽制擺錘來(lái)控制。在介于純垂直和純水平飛行間的過(guò)度階段，飛行器的控制仍作為制導(dǎo)推力擺錘來(lái)控制，該擺錘是重力擺錘和上升/牽制/力擺錘的凈力矢量的分解。
本發(fā)明還提供了一種飛行器，它包括機(jī)身，用來(lái)生成推進(jìn)飛行器的推力的推力產(chǎn)生裝置，用來(lái)制導(dǎo)所述推力以獲得制導(dǎo)推力的推力制導(dǎo)裝置，和用來(lái)響應(yīng)于所述制導(dǎo)推力，相對(duì)于機(jī)身來(lái)移動(dòng)所述推力發(fā)生裝置，以使作用在所述飛行器上的重力，上升和牽制力與所述制導(dǎo)推力相平衡的力平衡裝置。
在參考以下詳細(xì)說(shuō)明之后，對(duì)本領(lǐng)域技術(shù)人員來(lái)說(shuō)，本發(fā)明的其他目的和優(yōu)點(diǎn)將更為明白顯見(jiàn)。在下面的說(shuō)明中所示和描述的各優(yōu)選實(shí)施例只是為了更好地說(shuō)明本發(fā)明?？梢岳斫?，在不偏離本發(fā)明的前提下，本發(fā)明也可以有其他不同的實(shí)施例，它的某些細(xì)節(jié)可以在很多明顯不同的方面作出修改。相應(yīng)地，這里的附圖和說(shuō)明也應(yīng)視為示例而非約束。


為更好地理解本發(fā)明的本質(zhì)和目的，應(yīng)在參考各附圖的情況下閱讀下面的詳細(xì)說(shuō)明，附圖中圖1是傳統(tǒng)旋轉(zhuǎn)翼飛行器的側(cè)視圖；圖2是傳統(tǒng)固定翼飛行器的側(cè)視圖；圖3是依照其一個(gè)實(shí)施例的本發(fā)明改進(jìn)飛行器的側(cè)視圖；圖4是圖3改進(jìn)飛行器的頂視圖；圖5是圖3改進(jìn)飛行器的前視圖；圖6是展示圖3改進(jìn)飛行器的旋轉(zhuǎn)自由杠桿軸近端的詳圖；圖7是本發(fā)明改進(jìn)飛行器的示意圖，它展示了用于垂直起飛模式下垂直取向的自由杠桿吊桿和相對(duì)旋轉(zhuǎn)的旋翼。
圖8是類似于圖7的示意圖，它展示了使改進(jìn)飛行器向前運(yùn)動(dòng)的大致向前取向的自由杠桿旋轉(zhuǎn)軸和旋翼；圖9是類似于圖8的示意圖，它展示了使改進(jìn)飛行器進(jìn)一步向前運(yùn)動(dòng)的進(jìn)一步向前過(guò)渡取向的自由杠桿旋轉(zhuǎn)軸和旋翼；圖10是類似于圖9的示意圖，它展示了使改進(jìn)飛行器更向前運(yùn)動(dòng)的更向前過(guò)渡取向的自由杠桿旋轉(zhuǎn)軸和旋翼；圖11類似于圖10的示意圖，它展示了通過(guò)旋翼和借助于由自由翼提供的全部垂直升力使改進(jìn)飛行器完全向前推進(jìn)的完全沿向前方向取向的自由杠桿旋轉(zhuǎn)軸和旋翼；圖12是吊桿處于圖11中所示向前方向時(shí)的飛行器頂視圖；圖13A是將飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的力矩傳送至自由杠桿軸的可變耦合的原理剖視圖；圖13B和14是展示不同角度位置中的自由杠桿旋轉(zhuǎn)軸的側(cè)示圖；圖15是依照本發(fā)明第二實(shí)施例的改進(jìn)飛行器側(cè)視圖，它利用噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生推力，自由杠桿旋轉(zhuǎn)軸垂直向上取向；圖16是圖15飛行器的頂視圖；圖17是圖15的飛行器的前視圖；圖18是圖17的飛行器的右側(cè)自由杠桿旋轉(zhuǎn)軸和噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的放大視圖；圖19是圖18的側(cè)視圖；圖20-21和23是展示各種飛行模式下圖15的飛行器的示意圖，其中自由杠桿旋轉(zhuǎn)軸呈現(xiàn)各種取向；圖22是圖23的頂視圖；圖24是展示依照本發(fā)明另一實(shí)施例，垂直起飛前在地面上的飛行器側(cè)視圖的原理圖；圖25是展示圖24飛行器頂視圖的原理圖；圖26是展示水平飛行期間圖24飛行器側(cè)視圖的原理27是展示圖26飛行器頂視圖的原理圖；圖28是圖27的前視圖；圖29是圖24的前視圖；圖30是圖28的頂視圖；在全部附圖中，相同的標(biāo)號(hào)表示相同的零部件。
具體實(shí)施例方式
定義在此使用時(shí)，術(shù)語(yǔ)“推力中心”指的是推力的水平，垂直，和橫向軸線相交處的空間點(diǎn)。
在此使用時(shí)，術(shù)語(yǔ)“牽制中心”指的是牽制力的水平，垂直，和橫向軸線相交處的空間點(diǎn)。
在此使用時(shí)，術(shù)語(yǔ)“導(dǎo)向裝置”指是是用來(lái)制導(dǎo)由飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)力矩所產(chǎn)生的推力的機(jī)構(gòu)。
在此使用時(shí)，術(shù)語(yǔ)“動(dòng)態(tài)平衡”指的是在給定運(yùn)行范圍內(nèi)經(jīng)歷不斷變化時(shí)仍保持穩(wěn)定的一種狀態(tài)，因?yàn)樵谶\(yùn)行范圍內(nèi)輸入的任何變化會(huì)引起向新的，但不一定是穩(wěn)定和平衡的狀態(tài)轉(zhuǎn)移。
在此使用時(shí)，術(shù)語(yǔ)“自由杠桿”或“自由杠桿軸”或“自由杠桿吊桿”或“自由杠桿旋轉(zhuǎn)軸”指是的處于空間中的一個(gè)杠桿，它可自由地繞一個(gè)軸作樞軸旋轉(zhuǎn)以采取某一平衡作用于自由杠桿遠(yuǎn)端和近端上各種力的角度。換言之，自由杠桿的空間位置完全由作用在自由杠桿一端上的推力和作用在自由杠桿另一端上的牽制力和上升力的相互作用決定。
在此使用時(shí)，術(shù)語(yǔ)“自由翼”指的是以機(jī)翼可自由地繞其展向軸線做樞軸旋轉(zhuǎn)的方式安裝到飛行器機(jī)身上的機(jī)翼。換言之，自由翼在飛行期間具有完全由氣動(dòng)力決定的迎角。
在此使用時(shí)，術(shù)語(yǔ)“上升/牽制擺錘”或“牽制擺錘”指的是作用在飛行器上的重力與作用在飛行器上的牽制力和上升力相互作用的力矢量分解。
在此使用時(shí)，術(shù)語(yǔ)“靜態(tài)平衡”指的是在導(dǎo)致擾動(dòng)并隨后擾動(dòng)被消除后系統(tǒng)返回的穩(wěn)定，不變的平衡狀態(tài)。
在此使用時(shí)，術(shù)語(yǔ)“可變耦合”指的是在自由杠桿軸的全部運(yùn)動(dòng)范圍內(nèi)將發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的力矩通過(guò)自由杠桿軸傳送給旋翼的耦合。
其他術(shù)語(yǔ)在初次討論時(shí)予以定義。
圖3-6是本發(fā)明改進(jìn)飛行器110的各種視圖。改進(jìn)飛行器110包括機(jī)身112和發(fā)動(dòng)機(jī)114。機(jī)翼140最好是自由翼，可操縱地固定在機(jī)身112上以產(chǎn)生升力。改進(jìn)飛行器110的質(zhì)心(CM)像重力擺錘那樣懸掛在自由翼140的升力中心或者說(shuō)氣動(dòng)中心下面。
發(fā)動(dòng)機(jī)114通過(guò)延伸于其近端121和遠(yuǎn)端122之間的新穎自由杠桿軸或吊桿120與旋翼組合件耦合。軸120的近端121通過(guò)可變耦合件601與發(fā)動(dòng)機(jī)114(圖6，13A和13B)耦合。具體地說(shuō)，吊桿軸120的近端121可以不直接與發(fā)動(dòng)機(jī)114相連，而僅僅是可操縱地安排成可傳送發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出。軸120的遠(yuǎn)端122支承著旋翼組合件的相對(duì)旋轉(zhuǎn)旋翼130，以便為改進(jìn)飛行器110提供推力。在本發(fā)明的這個(gè)例子中，旋翼130是有旋翼葉片131和132的相對(duì)旋轉(zhuǎn)的旋翼130。相對(duì)旋轉(zhuǎn)的旋翼130使來(lái)自作用到自由杠桿120或作用到改進(jìn)飛行器110機(jī)身上的任何彎矩和失衡力矩減至最小。最好是，自由杠桿軸120的自由杠桿工作特性允許自由杠桿軸可在改進(jìn)飛行器110的運(yùn)行期間自由調(diào)節(jié)其傾斜度，以平衡各種推力，重力，升力和牽制力分量。作用到改進(jìn)飛行器110機(jī)身上的任何失衡力矩的最小化排除了對(duì)尾旋翼的需求。
在圖13A中示意地說(shuō)明了將飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)114產(chǎn)生的力矩傳送至自由杠桿軸120的可變耦合件601。發(fā)動(dòng)機(jī)114有與驅(qū)動(dòng)齒環(huán)170耦合的發(fā)動(dòng)機(jī)輸出軸1302，環(huán)齒170則與固定至軸120近端121上的齒桿160咬合。發(fā)動(dòng)機(jī)114產(chǎn)生的力矩從發(fā)動(dòng)機(jī)輸出軸1302傳送至齒環(huán)170從而傳送至齒桿160，并造成自由杠桿軸120繞其縱軸旋轉(zhuǎn)。最好是，環(huán)齒170和齒桿160都被封閉在齒輪箱1308中，齒輪箱1308示于圖14中，但在圖13B中則略去了。齒輪箱1308由飛行器機(jī)架可旋轉(zhuǎn)地支承在1304處。自由杠桿軸120和齒輪箱1308之間有一推力軸承1306。軸120的近端121由機(jī)身可樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)地支承，使自由杠桿軸或者說(shuō)吊桿120可自由地繞其近端，最好是在預(yù)定范圍內(nèi)做樞軸旋轉(zhuǎn)，如圖13B和14中所示。因?yàn)辇X環(huán)170和齒桿160在整個(gè)自由杠桿的運(yùn)動(dòng)范圍內(nèi)是咬合的，如圖13B和14中所示，因此，發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的力矩可通過(guò)自由杠桿軸不間斷地傳送至旋翼。最好是，自由杠桿軸120近端121的樞點(diǎn)與發(fā)動(dòng)機(jī)輸出軸1302是同軸的。為清晰起見(jiàn)，圖13A中略去了近端121的樞點(diǎn)。
如上所述，機(jī)翼140，它最好是自由翼，是可樞軸旋轉(zhuǎn)地固定在改進(jìn)飛行器110的機(jī)身112上的。自由翼，如在本領(lǐng)域所公知的(見(jiàn)，例如以它們的整體在此引為參考的美國(guó)專利5,509,623；5,769,359；5,765,777；5,560,568；5,395,073；5,430,057和5,280,863)，是一種以機(jī)翼可繞通常位于它的氣動(dòng)中心前方的展向軸線做自由樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)(即，沒(méi)有飛行員的介入)的方式固定到飛行器機(jī)身上的機(jī)翼。這種布置方式使機(jī)翼可具有完全由飛行期間的氣動(dòng)力確定，因此，僅受由機(jī)翼上升和牽制所強(qiáng)加的氣動(dòng)俯仰動(dòng)量支配的迎角。在沒(méi)有飛行員干預(yù)的情況下，由飛行期間正或負(fù)垂直風(fēng)陣撞擊機(jī)翼所引起的機(jī)翼旋轉(zhuǎn)導(dǎo)致入射角或機(jī)翼和飛行器機(jī)身之間傾角的變化，以使機(jī)翼呈現(xiàn)相對(duì)于氣流的恒定迎角，使飛行器在飛行期間實(shí)質(zhì)上不會(huì)失速。自由翼可為固定機(jī)翼模式中的飛行鎖定在相對(duì)于機(jī)身選定的預(yù)定固定迎角中。應(yīng)指出的是，用固定機(jī)翼或機(jī)械樞軸旋轉(zhuǎn)機(jī)翼替代上述自由機(jī)翼也在本發(fā)明的范疇之內(nèi)。然而，在改進(jìn)飛行器中使用自由機(jī)翼具有自由翼所產(chǎn)生的升力隨飛行器前向速度的增大而逐漸增大的優(yōu)點(diǎn)。換句話說(shuō)，飛行器的重量是逐漸“轉(zhuǎn)移”到自由翼上的。其結(jié)果是，飛行器可平滑地改變它的飛行模式，如從水平或垂直飛行改變至任何過(guò)渡飛行模式或相反。反之，如果，作為示例，采用的是固定機(jī)翼，固定翼通常不能在低于飛行器失速速度時(shí)產(chǎn)生升力。當(dāng)飛行器的前向速度到達(dá)失速速度時(shí)，飛行器的重量“突然”轉(zhuǎn)移至機(jī)翼，所造成的震動(dòng)可能使飛行器的乘務(wù)員和旅客感到不適。
最好是，自由翼140包括多個(gè)用于改進(jìn)飛行器110水平飛行時(shí)橫向控制的副(輔助)翼142。水平飛行期間，通過(guò)使用多個(gè)升降舵來(lái)調(diào)節(jié)自由翼140的迎角并提供橫向控制。在圖5中可以看到，自由翼140在146處可繞樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)地連接至機(jī)身112的支承部分148上，以繞展向軸線146自由旋轉(zhuǎn)。
改進(jìn)飛行器110可包括任意數(shù)量用于水平飛行時(shí)控制偏航運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性的機(jī)構(gòu)，包括翼梢垂直穩(wěn)定器和方向舵，安裝在尾部的垂直穩(wěn)定器和方向舵，或蛤殼式副翼。改進(jìn)飛行器110可包括任意數(shù)量用于垂直飛行時(shí)控制偏航運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性的機(jī)構(gòu)，包括旋翼氣流擾動(dòng)(rotor wash)內(nèi)的腹部方向舵，或差動(dòng)旋翼扭矩。在圖示實(shí)施例中，改進(jìn)飛行器110包括剛性固定在機(jī)身112上并有垂直穩(wěn)定器152和方向舵156的尾段150。
與現(xiàn)有技術(shù)旋轉(zhuǎn)翼飛行器10R相反，改進(jìn)飛行器110的自由杠桿軸120和旋翼130可自由動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)，以便在旋翼軸工作于基本垂直方向和基本水平方向之間時(shí)平衡推力和牽制力。軸120和旋翼130可相對(duì)于機(jī)身，在不傾斜機(jī)身112的狀態(tài)下，在基本垂直方向和基本水平方向之間自由地做樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)。
不論飛行器是處理垂直飛行中還是水平飛行中，改進(jìn)飛行器110的旋翼130都為改進(jìn)飛行器110提供通用推力(T)。改進(jìn)飛行器110的自由翼140根據(jù)機(jī)翼附近的氣流速度為改進(jìn)飛行器110提供可變升力(L)，這個(gè)升力雖然與改進(jìn)飛行器110的水平速度不呈線性關(guān)系，但它沒(méi)有不連續(xù)點(diǎn)，因?yàn)闄C(jī)翼不可能失速。改進(jìn)飛行器110的質(zhì)心(CM)位于改進(jìn)飛行器110的自由翼升力中心(CL)處或在其下方。在圖3-23的各實(shí)施例中，改進(jìn)飛行器的質(zhì)心(CM)位于自由翼或機(jī)翼升力中心(CL)的下方。在圖24-30的各實(shí)施例中，改進(jìn)飛行器的質(zhì)心(CM)當(dāng)機(jī)身水平取向時(shí)與機(jī)翼或自由翼的升力中心(CL)基本上處于相同高度。
旋翼130的推力(T)為改進(jìn)飛行器110提供上升和/或向前的推力。由旋翼130提供的上升和/或向前推力可隨吊桿120的向前傾斜角θ而變，這在下面參見(jiàn)圖7-11的說(shuō)明中可得到清楚的理解?？衫@樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)的自由翼140為改進(jìn)飛行器提供上升或牽制力。由自由翼140提供的升力或牽制力可隨自由翼附近的氣流，因此，也隨旋翼130提供的向前推力而變。旋翼130的可變升力和/或可變向前推力和可繞樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)的自由翼140的可變升力和軸120的特有自由杠桿運(yùn)動(dòng)協(xié)同作用，為改進(jìn)飛行器110提供恰當(dāng)?shù)南蚯巴屏颓‘?dāng)?shù)纳仙Γ瑢?duì)此下面將有更詳細(xì)的說(shuō)明。自由翼140為改進(jìn)飛行器110提供因旋翼角度取向而失去的必需垂直升力。
圖7是改進(jìn)飛行器110的原理圖，這展示了使改進(jìn)飛行器能在垂直模式下爬高的旋翼軸120和旋翼130的角度位置。
旋翼軸120和旋翼130朝向垂直方向，當(dāng)旋翼軸120朝向垂直方向時(shí)，旋翼130的全部推力取向上的方向。改進(jìn)飛行器110的質(zhì)心(CM)處于垂直取向旋翼軸120的升力中心的下方。在這種運(yùn)行模式下，自由翼140為改進(jìn)飛行器110提供的升力達(dá)到最小值或沒(méi)有升力。在這種運(yùn)行模式下，改進(jìn)飛行器110的運(yùn)行更像帶懸吊負(fù)荷的圖1所示旋轉(zhuǎn)翼飛行器10R。
圖8-11是類似于圖7的原理圖，它們展示了從垂直方向逐步向前的各種取向下的旋轉(zhuǎn)軸120和旋翼130。作用在自由杠桿軸遠(yuǎn)端122的來(lái)自旋翼130的推力是被制導(dǎo)的(例如，受圖5中示意性所示的飛行員控制導(dǎo)向裝置501的制導(dǎo))，以使改進(jìn)飛行器110產(chǎn)生向前的運(yùn)動(dòng)。向前運(yùn)動(dòng)在自由翼和機(jī)身上形成上升力和牽制力。凈重力產(chǎn)生的力作用在自由杠桿軸120的近端121上。上升和牽制力也作用在自由杠桿軸120的近端121，以建立自由杠桿軸的新傾角，以平衡作用在自由杠桿軸遠(yuǎn)端的制約重力的推力和作用在自由杠桿軸近端的上升和牽制力。自由杠桿軸120和旋翼130采取向前方向的取向?qū)⑵胶庾饔迷谧杂筛軛U軸遠(yuǎn)端的反抗重力的推力和來(lái)自機(jī)翼和飛行器的作用在自由杠桿軸近端的上升和牽制力。自由杠桿軸120當(dāng)作用在其遠(yuǎn)端和近端122，121的力相平衡時(shí)是穩(wěn)定的。當(dāng)受飛行員或飛行控制器干預(yù)而把推力制導(dǎo)至不同于穩(wěn)定角的某一角度時(shí)，將導(dǎo)致自由杠桿軸自動(dòng)尋找一個(gè)新的、平衡作用在飛行器上的推力、重力、上升和牽制力的平衡角度。
在圖8-11中，旋轉(zhuǎn)軸120穩(wěn)定在向前方向的不同角度(相應(yīng)為15°，45°，60°和90°)處，推力(T)的垂直分量(T·cosθ)取向上方向，用來(lái)提升改進(jìn)飛行器110。推力(T)的水平分量(T·sinθ)取水平方向，用來(lái)沿向前方向移動(dòng)改進(jìn)飛行器110。改進(jìn)飛行器110的向前運(yùn)動(dòng)形成跨越自由翼140的氣流。自由翼140的后緣逐漸向上轉(zhuǎn)動(dòng)(可在圖7-11中看到)，為改進(jìn)飛行器110的上升提供向上的升力。推力(T)的垂直分量(T·cosθ)與自由翼140的向上升力合在一起提供所需的上升能力，將改進(jìn)飛行器110保持在穩(wěn)定的高度。
在圖11中，用于提升改進(jìn)飛行器110的推力(T)的垂直分量為零。用來(lái)在前進(jìn)方向運(yùn)動(dòng)改進(jìn)飛行器110的推力(T)的水平分量是(T)。自由翼140的向上升力為提升改進(jìn)飛行器110提供所需的全部上升能力。飛行器的空速使改進(jìn)飛行器110周圍的牽制力等于推力(T)。
如前面提到的那樣，自由杠桿軸120可自由地傾斜其遠(yuǎn)端122的取向以在由飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)114旋加在自由杠桿120遠(yuǎn)端，被自由翼的升力和牽制分量，機(jī)身的牽制分量平衡的各推力分量與作用在自由杠桿軸近端的重力之間獲得動(dòng)態(tài)平衡。導(dǎo)向裝置(示意地示于圖的501處)制導(dǎo)由飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的水平和垂直推力，并導(dǎo)致自由杠桿軸自由地調(diào)整關(guān)于其近端121的傾角，以離開(kāi)已知平衡點(diǎn)到達(dá)所希望的新的平衡點(diǎn)。推力的制導(dǎo)可通過(guò)本領(lǐng)域常見(jiàn)的任何數(shù)量的機(jī)構(gòu)，諸如控制旋翼葉片傾角的集合(collective)和旋轉(zhuǎn)斜盤(swash plates)，旋翼葉片上的伺服調(diào)整片，或旋翼軸上的常平架機(jī)構(gòu)(gimballing)來(lái)實(shí)現(xiàn)。美國(guó)專利5,507,453中描述了另一示例性推力導(dǎo)向裝置，該專利在此整體引為參考。
作為導(dǎo)向裝置501功能的一個(gè)示例，對(duì)于穩(wěn)定水平飛行中的某已知前向速度，如果導(dǎo)向裝置改變給定的水平和垂直推力分量，使所產(chǎn)生的垂直推力大于水平推力，則自由杠桿軸將繞其近端自由轉(zhuǎn)動(dòng)，為飛行器尋找新的，較低空速但較高高度的平衡點(diǎn)。
上述依照本發(fā)明的飛行器的結(jié)構(gòu)包括一種雙擺錘布置，其中重力擺錘與升力/牽制擺錘相互作用，以提供垂直，水平和任意過(guò)渡飛行模式下的內(nèi)在穩(wěn)定性。重力或者說(shuō)靜態(tài)擺錘D從F或飛行器的質(zhì)心CM延伸到自由杠桿軸120近端121的樞點(diǎn)C。自由杠桿或者說(shuō)動(dòng)態(tài)擺錘A從自由杠桿軸120遠(yuǎn)端122處的推力中心B延伸至近端121的樞點(diǎn)C。在圖7中看得最清楚，當(dāng)改進(jìn)飛行器處于純垂直狀態(tài)時(shí)，重力擺錘和自由杠桿擺錘重迭并重合以包住F點(diǎn)處的擺錘質(zhì)量或飛行器的質(zhì)心CM和與從推力中心B至飛行器質(zhì)心CM的距離相等的力(矩)臂。
由于自由杠桿軸是自由地在樞點(diǎn)“C”上轉(zhuǎn)動(dòng)，樞點(diǎn)“C”是自由杠桿的近端，因此，來(lái)自質(zhì)心的所有的力都作用在自由杠桿的近端。機(jī)翼產(chǎn)生作用在機(jī)翼周圍氣流上的上升和牽制力，它又作用在飛行器上，但因?yàn)榘惭b在飛行器內(nèi)的是自由杠桿的可繞樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)的端，所以來(lái)自機(jī)翼的所有上升和牽制力都作用在自由杠桿的近端。機(jī)身產(chǎn)生作用在機(jī)身周圍氣流上的牽制(或許還有上升)力，它又作用在飛行器上，但由于安裝在飛行器內(nèi)的是自由杠桿的可繞樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)的端，所以來(lái)自機(jī)身的所有上升和牽制力也作用在自由杠桿的近端。重力形成重力擺錘而上升/牽制力形成上升/牽制擺錘，兩者相互作用，因?yàn)樗鼈兌甲饔迷谧杂筛軛U軸的近端。
在改進(jìn)飛行器中，重力與飛行器的上升/牽制力因?yàn)槎甲饔迷谧杂筛軛U軸的近端而相互作用，結(jié)果形成一動(dòng)態(tài)擺錘，它是所述各種力的力矢量分解。由機(jī)翼生成的升力，以及它的副產(chǎn)品牽制力，造成作用在自由杠桿軸近端的凈重力逐步減小直至零，與此同時(shí)，造成作用在所述近端的水平牽制力逐步增大直至等于作用在遠(yuǎn)端的推力。作用在所述近端的凈重力為零時(shí)，自由杠桿軸可在水平角度下獲得平衡。
雖然在前面講到的自由翼和自由杠桿軸是可自由繞軸轉(zhuǎn)動(dòng)的，但應(yīng)理解，也可以將自由翼和/或自由杠桿軸自由繞樞軸的轉(zhuǎn)動(dòng)限制在一預(yù)定范圍內(nèi)。例如，可以提供若干制動(dòng)件(未示出)來(lái)防止自由杠桿軸120的轉(zhuǎn)動(dòng)超出相應(yīng)于圖11和圖7中給出的水平和垂直位置。在由水平和垂直位置界定的角度區(qū)域內(nèi)，自由杠桿軸是可自由繞樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)的。提供用來(lái)將自由杠桿軸鎖定在給定角度上，例如，當(dāng)改進(jìn)飛行器在起動(dòng)飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)前停留在地面上時(shí)將其鎖定在垂直方向的鎖定機(jī)構(gòu)也在本發(fā)明范疇內(nèi)。飛行期間，鎖定機(jī)構(gòu)脫開(kāi)，以允許自由杠桿軸自由繞樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)。
圖15-23是本發(fā)明第二實(shí)施例的示圖，其中，旋翼由也可以是螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)等的噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)214替代。在這個(gè)實(shí)施例中，采用了二個(gè)自由杠桿軸220，每個(gè)軸支承一臺(tái)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)214。然而，提供任何數(shù)量的自由杠桿軸和噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)也在本發(fā)明的范疇內(nèi)。
每臺(tái)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)214通過(guò)延伸于近端221和遠(yuǎn)端222之間的自由杠桿軸220耦合。近端221通過(guò)元件260，270由機(jī)身212可繞樞轉(zhuǎn)地支承。
這個(gè)實(shí)施例中的改進(jìn)飛行器210還包括一個(gè)機(jī)翼240，它最好是自由翼，像圖3-11中所示第一實(shí)施例中的自由翼。最好是，自由翼240包括多個(gè)在改進(jìn)飛行器水平飛行時(shí)用作橫向控制的副翼。自由翼240的迎角是可調(diào)節(jié)的，水平飛行時(shí)的橫向控制可通過(guò)采用多個(gè)升降舵來(lái)提供。自由翼240連接至機(jī)身212的支承部分248，以繞展向軸線246自由轉(zhuǎn)動(dòng)。改進(jìn)飛行器210還包括尾段250，尾段250剛性固定在機(jī)身212上并有垂直穩(wěn)定器252和方向舵256。
改進(jìn)飛行器210的性能與第一實(shí)施例的飛行器110的相似。具體說(shuō)，當(dāng)由噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)214產(chǎn)生的推力被制導(dǎo)時(shí)，例如，如圖20中所示，自由杠桿軸220將自由地繞樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)以尋找新的動(dòng)態(tài)平衡點(diǎn)，如圖21中所示。最好是，在圖21的新的動(dòng)態(tài)平衡點(diǎn)處，自由杠桿軸220通常以與制導(dǎo)推力的推力線(一般說(shuō)，如圖20中所示噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)軸線的方向)相同的角度傾斜。圖22-23給出水平飛行時(shí)的第二實(shí)施例飛行器，此時(shí)，吊桿220和噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)214的推力線都是水平取向的。注意，自由翼240的迎角從圖21至23是逐漸改變的。
二臺(tái)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)214產(chǎn)生的推力可以同步或分別制導(dǎo)。噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)可用螺槳推進(jìn)器或滑輪螺槳發(fā)動(dòng)機(jī)替代。
圖24-30示出本發(fā)明的第三實(shí)施例，它基本上類似于第一實(shí)施例。具體說(shuō)，所示出的飛行器300處于起飛前停留在地面2400上的不動(dòng)狀態(tài)。飛行器300包括機(jī)身2415，自由翼2414，輪子或著陸齒鏈2402，2404，和有近端和受機(jī)身與遠(yuǎn)端支承旋翼2418可繞樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)支承的自由杠桿軸2416。
這個(gè)實(shí)施例與第一實(shí)施例的區(qū)別在于，輔助橫向和腹部動(dòng)態(tài)飛行控制表面，例如，2709，是在自由杠桿軸的遠(yuǎn)端和近端2422，2421之間，而最好是，如在圖27中看得最清楚那樣朝向遠(yuǎn)端2422，固定至所述自由杠桿軸上的。
橫向動(dòng)態(tài)飛行控制表面可以是帶控制表面的機(jī)翼，可繞樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)的機(jī)翼，或依照本發(fā)明的某優(yōu)選實(shí)施例，帶控制表面2709的自由翼2708。最好有一個(gè)輔助自由翼，因?yàn)樵谌鐖D29中所示的垂直或接近垂直飛行中，垂直方向推力所造成的升力受輔助翼存在的影響不大。腹部動(dòng)態(tài)飛行控制表面(未示出)可以是翼梢垂直方向舵，翼梢蛤殼型方向舵或十字形方向舵。
在第一實(shí)施例中，對(duì)旋翼130產(chǎn)生的推力的制導(dǎo)，例如，在傳統(tǒng)直升機(jī)中，是在旋翼葉片旋轉(zhuǎn)時(shí)，靠旋翼葉片131，132改變迎角來(lái)實(shí)現(xiàn)的。依照本發(fā)明的一個(gè)方面，葉片迎角的這個(gè)變化可通過(guò)使用旋轉(zhuǎn)斜盤(swashplates)，或用旋翼葉片上的伺服調(diào)節(jié)片來(lái)實(shí)現(xiàn)。依照本發(fā)明的另一方面，整個(gè)旋翼頭(接近圖3中的標(biāo)號(hào)122)可由旋翼軸的常平架機(jī)構(gòu)來(lái)傾斜。但是，所有這些方法在機(jī)械方面都比較復(fù)雜。第三實(shí)施例的輔助橫向(例如，2709)腹部控制表面提供了一種新的，改進(jìn)和簡(jiǎn)化的制導(dǎo)作用在自由杠桿遠(yuǎn)端的推力的方法。
更具體說(shuō)，在第三實(shí)施例中，輔助翼2708有橫向動(dòng)態(tài)飛行控制表面2709，該表面將垂直于輔助翼橫向支架的力加到自由杠桿軸上。自由杠桿軸的動(dòng)態(tài)平衡像被制導(dǎo)的推力擺錘一樣被轉(zhuǎn)移，于是該軸被迫去尋找平衡作用在自由杠桿軸遠(yuǎn)端和近端的各個(gè)力的新的平衡角。這樣，旋翼的向前和向后推力可以在自由杠桿軸接近垂直位置時(shí)得到控制，旋翼的向上和向下推力可以在自由杠桿軸接近水平位置時(shí)得到控制。輔助翼2708最好是自由翼，因?yàn)樵摍C(jī)翼將可繞其展向軸線自由地繞樞軸旋轉(zhuǎn)以平衡來(lái)自旋翼的垂直氣流和與飛行器向前運(yùn)動(dòng)相關(guān)的水平氣流。
類似地，輔助腹部動(dòng)態(tài)飛行控制表面將一個(gè)力加到它在自由杠桿軸的腹部支架上。而且，自由杠桿軸的動(dòng)態(tài)平衡也像被制導(dǎo)的推力擺錘一樣被位移，因而所述軸也被迫去尋找新的平衡角度。這樣，旋翼的橫向推力(飛行器的橫向滾動(dòng)軸線)可在自由杠桿軸接近于垂直位置時(shí)受到控制，而旋翼的偏航運(yùn)動(dòng)推力(飛行器的偏航運(yùn)動(dòng)軸線)可在自由杠桿軸接近于水平位置時(shí)受到控制。橫向和腹部控制表面中的任一個(gè)或兩個(gè)的差分位移將橫向滾動(dòng)力加到飛行器上。這樣，旋翼的推力可在自由杠桿軸接近于垂直位置時(shí)用來(lái)控制飛行器的偏航運(yùn)動(dòng)軸線，而在自由杠桿軸接近于水平位置時(shí)用來(lái)控制飛行器的橫向滾動(dòng)軸線。
本發(fā)明的改進(jìn)飛行器解決了與飛行器基本功能性用途有關(guān)的一系列問(wèn)題，并有超越現(xiàn)有技術(shù)的如下優(yōu)點(diǎn)。首先，本創(chuàng)新飛行器在所有飛行模式，不論是水平，垂直或任意過(guò)渡飛行模式中都是穩(wěn)定的。第二，本創(chuàng)新飛行器中的飛行安全性增強(qiáng)了，因?yàn)楸景l(fā)明飛行器中的機(jī)翼不會(huì)失速。第三，本發(fā)明飛行器的工作效率提高了，特別是在巡航飛行期間，因?yàn)闄C(jī)翼的尺寸可以小一些以產(chǎn)生較小的牽制力和旋翼可取大的尺寸。
雖然本發(fā)明是以有一定程度特殊性的它的優(yōu)化形式予以說(shuō)明的，但可以理解，以所述優(yōu)選形式給出的本公開(kāi)內(nèi)容只是作為示例，而仍可在不偏離本發(fā)明精神和范圍的前提下對(duì)各種零部件的結(jié)構(gòu)，組合和布置的細(xì)節(jié)作出許多變更。例如，雖然前面描述的實(shí)施例采用了一個(gè)旋翼作為產(chǎn)生推力的機(jī)構(gòu)，但為改進(jìn)飛行器提供產(chǎn)生推力的其他機(jī)構(gòu)，例如，一臺(tái)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)或多臺(tái)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，也在本發(fā)明的范圍內(nèi)。又例如，雖然前面描述的實(shí)施例采用了一個(gè)自由翼作為產(chǎn)生升力的其它機(jī)構(gòu)，但為改進(jìn)飛行器提供產(chǎn)生升力的機(jī)構(gòu)，例如，機(jī)械樞轉(zhuǎn)機(jī)翼，也在本發(fā)明的范圍內(nèi)。又例如，可采用計(jì)算機(jī)系統(tǒng)來(lái)確定可平衡推力和牽制力的自由杠桿軸的角度，然后用機(jī)械方法使杠桿運(yùn)動(dòng)至該角度。因此，這里的意圖是本專利權(quán)保護(hù)應(yīng)僅由所附權(quán)利要求書及其等價(jià)物中所包含的定義來(lái)限定。
權(quán)利要求
1.飛行器(110，210，300)，包括機(jī)身(112，212，2415)；與所述機(jī)身可操作相連的上升翼(140，240，2414)；具有相反的遠(yuǎn)端和近端部分(122，121)的吊桿(120)，所述吊桿的近端部分可繞樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)地支承在所述機(jī)身上；發(fā)動(dòng)機(jī)(114)；與發(fā)動(dòng)機(jī)相連的推進(jìn)源，用來(lái)在所述吊桿的遠(yuǎn)端產(chǎn)生用來(lái)推進(jìn)飛行器的推力；其中，所述吊桿可自由地繞其近端做樞軸旋轉(zhuǎn)，以采取可使所述發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力與作用在飛行器上的重力、上升和牽制力相平衡的方位角。
2.如權(quán)利要求1的飛行器，其中，所述機(jī)翼有一氣動(dòng)中心并可繞所述氣動(dòng)中心前方的翼展方向軸線做樞轉(zhuǎn)旋轉(zhuǎn)地安裝在機(jī)身上。
3.如權(quán)利要求2的飛行器，其中所述機(jī)翼是自由翼和機(jī)械樞轉(zhuǎn)翼之一。
4.如權(quán)利要求1的飛行器，其中所述吊桿是自由杠桿，它可自由地繞其近端部分做樞軸旋轉(zhuǎn)，以采取可使所述發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力與作用在飛行器上的重力、上升和牽制力相平衡的方位角。
5.如權(quán)利要求1的飛行器，還包括用來(lái)制導(dǎo)所述推力的機(jī)構(gòu)。
6.如權(quán)利要求1的飛行器，其中所述機(jī)翼有一氣動(dòng)中心，所述飛行器有一質(zhì)心(CM)，而機(jī)翼的氣動(dòng)中心位于飛行器的質(zhì)心處或其上方。
7.如權(quán)利要求6的飛行器，其中所述吊桿的近端部分位于所述機(jī)翼的氣動(dòng)中心和所述飛行器的質(zhì)心之間。
8.如權(quán)利要求1的飛行器，其中所述吊桿的近端部分與所述發(fā)動(dòng)機(jī)可操作相連以將發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出傳送至吊桿的遠(yuǎn)端部分，所述飛行器還包括將吊桿的近端可繞樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)地連接至發(fā)動(dòng)機(jī)的聯(lián)接器。
9.如權(quán)利要求1的飛行器，其中所述推進(jìn)源包括與所述吊桿的遠(yuǎn)端部分相連的旋翼(130)，所述旋翼由所述發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)以產(chǎn)生所述推力。
10.如權(quán)利要求9的飛行器，其中所述吊桿包括用來(lái)旋轉(zhuǎn)所述旋翼的旋轉(zhuǎn)軸，所述旋翼是反向旋轉(zhuǎn)旋翼(counter rotating rotor)。
11.如權(quán)利要求1的飛行器，其中所述吊桿可在向前方向至少繞樞軸旋轉(zhuǎn)90度。
12.如權(quán)利要求6的飛行器，其中，當(dāng)所述吊桿垂直向上取向時(shí)，位于吊桿遠(yuǎn)端部分上的推力中心被安排在飛行器的質(zhì)心上方。
13.如權(quán)利要求6的飛行器，其中，當(dāng)所述吊桿水平向前取向時(shí)，位于吊桿遠(yuǎn)端部分上的推力中心被安排在飛行器牽制中心的前方。
14.如權(quán)利要求1的飛行器，其中所述機(jī)身有一重力并對(duì)機(jī)身附近的氣流施加一牽制力，所述機(jī)翼對(duì)機(jī)翼附近的氣流施加上升和牽制力，所述吊桿繞樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)以形成所述機(jī)翼的所述推力、所述上升和牽制力，和所述機(jī)身的所述重力和牽制力的水平和垂直分量之間的動(dòng)態(tài)平衡。
15.如權(quán)利要求14的飛行器，還包括用來(lái)制導(dǎo)和調(diào)整所述推力的推力導(dǎo)向裝置，用以改變飛行器的動(dòng)態(tài)平衡。
16.如權(quán)利要求7的飛行器，其中所述吊桿近端部分的旋轉(zhuǎn)軸線，所述機(jī)翼的氣動(dòng)中心和所述飛行器的質(zhì)心基本上是垂直對(duì)齊的。
17.如權(quán)利要求1的飛行器，其中所述發(fā)動(dòng)機(jī)包括安裝在所述吊桿遠(yuǎn)端部分的噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)(214)。
18.如權(quán)利要求1的飛行器，還包括在所述吊桿上的至少一個(gè)動(dòng)態(tài)飛行控制表面，所述動(dòng)態(tài)飛行控制表面可受飛行員或飛行器控制系統(tǒng)的控制重新定向以制導(dǎo)推力，所述吊桿可自由地繞樞軸旋轉(zhuǎn)以采取可使發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力與作用在飛行器上的重力、上升和牽制力相平衡的新的方位角。
19.如權(quán)利要求18的飛行器，還包括安裝在所述吊桿上的輔助翼(2708)，其中所述動(dòng)態(tài)飛行控制表面是所述輔助翼的一部分。
20.如權(quán)利要求19的飛行器，其中所述輔助翼是自由翼。
21.如權(quán)利要求18的飛行器，其中所述至少一個(gè)動(dòng)態(tài)飛行控制表面包括橫向腹部動(dòng)態(tài)飛行控制表面(2709)。
22.一種控制水平飛行，垂直飛行或介于水平和垂直飛行之間的任意過(guò)渡飛行模式中的飛行器的方法，所述方法包括如下步驟直接或通過(guò)上升翼在吊桿遠(yuǎn)端部分產(chǎn)生足以提升飛行器的推力，所述吊桿被飛行器的機(jī)身可繞樞軸旋轉(zhuǎn)地支承在其近端部分；將推力朝所需飛行方向制導(dǎo)允許吊桿自由地繞樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)以采取可使被制導(dǎo)的推力與作用在飛行器上的重力、上升和牽制力相平衡的方位角。
23.如權(quán)利要求22的方法，其中所述繞樞軸的轉(zhuǎn)動(dòng)包括吊桿繞位于飛行器質(zhì)心處或其上方的旋轉(zhuǎn)軸線的樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)。
24.如權(quán)利要求22的方法，其中所述制導(dǎo)包括調(diào)整推力的水平分量以提供飛行器的預(yù)定空速。在此空速下，飛行器的機(jī)翼可在飛行器質(zhì)心處或其上方提供與飛行器重量相等的升力。
25.如權(quán)利要求22的方法，其中所述繞樞軸的轉(zhuǎn)動(dòng)包括允許吊桿在垂直為主要方向和水平為主要方向之間自由地繞其近端部分的樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)，以采取可使飛行器的重力、上升和牽制力與制導(dǎo)推力相平衡的角度。
26.如權(quán)利要求25的方法，其中，作為所述繞樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)的結(jié)果，推力被制導(dǎo)以建立一個(gè)吊桿自由采取的不同合成角度，作為作用在遠(yuǎn)端部分上的制導(dǎo)推力的結(jié)果而平衡作用在飛行器上的各種力。
27.如權(quán)利要求22的方法，還包括允許飛行器的自由翼響應(yīng)于所述推力制導(dǎo)而自由地繞樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)以產(chǎn)生對(duì)機(jī)翼周圍氣流的升力和牽制力。
28.如權(quán)利要求27的方法，還包括將所述機(jī)翼的升力中心(CL)置于飛行器的質(zhì)心處或其上方。
29.如權(quán)利要求22的方法，還包括強(qiáng)制飛行器的機(jī)翼響應(yīng)所述推力制導(dǎo)繞展向軸線做樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)以產(chǎn)生作用在機(jī)翼周圍氣流上的升力和牽制力，所述機(jī)翼有位于飛行器質(zhì)心處或在其上方的升力中心。
30.如權(quán)利要求22的方法，其中所述繞樞軸的轉(zhuǎn)動(dòng)是在無(wú)飛行員干預(yù)下自動(dòng)完成的。
31.一種飛行器，包括機(jī)身；用來(lái)產(chǎn)生推力以推進(jìn)飛行器的推力發(fā)生裝置；用來(lái)制導(dǎo)所述推力以獲得制導(dǎo)推力的推力制導(dǎo)裝置；可動(dòng)地將所述推力發(fā)生裝置連接至所述機(jī)身的力平衡裝置，用于響應(yīng)于所述制導(dǎo)推力來(lái)平衡作用在所述飛行器上并被所述制導(dǎo)推力反抗的重力，上升和牽制力。
32.一種用于在飛行器水平或垂直飛行和其所有過(guò)渡模式中控制飛行器的方法，所述方法包括如下步驟用推力源產(chǎn)生提升飛行器的足夠推力；制導(dǎo)所述推力以實(shí)現(xiàn)所述水平，垂直和過(guò)渡飛行模式中的一種飛行模式；所述推力作用在有遠(yuǎn)端和近端的轉(zhuǎn)動(dòng)件或吊桿上，所述吊桿可在飛行期間自由地繞其近端做縱向樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)；所述推力朝所述吊桿的遠(yuǎn)端作用，使得吊桿做垂直樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)推力在飛行器的質(zhì)心上方因而源于所述推力的推力線為垂直向下取向，以使飛行器像受制導(dǎo)的重力擺錘一樣運(yùn)行；所述推力朝所述吊桿的遠(yuǎn)端作用，使得當(dāng)?shù)鯒U做水平樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)推力在飛行器牽制中心的前方，因而源于所述推力的推力線為水平向后取向，以使飛行器像受制導(dǎo)的牽制力擺錘一樣運(yùn)行；
33.如權(quán)利要求32的方法，其中吊桿的近端被安排在飛行器的質(zhì)心處或其上方，和其中機(jī)翼提供在飛行器質(zhì)心處或其上方的升力，和其中在給定空速下機(jī)翼的升力與飛行器的重量相等。
34.如權(quán)利要求33的方法，其中吊桿可在主要是垂直的和主要是水平的取向之間自由地繞其近端做樞軸旋轉(zhuǎn)，所述吊桿可自由地采取可平衡飛行器和機(jī)翼的上升和牽制力的角度，以使飛行器在垂直飛行時(shí)像被制導(dǎo)的推力重力擺錘一樣運(yùn)行或在水平飛行時(shí)像被制導(dǎo)推力牽制力擺錘一樣運(yùn)行。吊桿在垂直和水平之間所取的任何角度都是可以使作用在重力擺錘上的各種力和作用在牽制力擺錘上的各種力相互平衡的角度。
35.如權(quán)利要求34的方法，其中推力被制導(dǎo)以建立一個(gè)吊桿自由采取的不同角度以平衡作用在重力擺錘上的力和作用在牽制力擺錘上的壓力。
36.如權(quán)利要求34的方法，其中采用的機(jī)翼是被所述機(jī)身可繞樞軸旋轉(zhuǎn)支承的自由翼，用以產(chǎn)生對(duì)自由翼周圍氣流的升力和牽制力。
37.如權(quán)利要求34的方法，其中采用的機(jī)翼是自由翼，它的升力中心在飛行器的質(zhì)心處或其上方。
38.如權(quán)利要求34的方法，其中采用的機(jī)翼是可繞樞軸旋轉(zhuǎn)機(jī)翼，它的升力中心在飛行器的質(zhì)心處或其上方。
39.一種在水平飛行中控制飛行器的方法，所述方法包括如下步驟用推力源產(chǎn)生對(duì)飛行器的推力；制導(dǎo)所述推力以實(shí)現(xiàn)所述水平飛行；所述推力作用在有遠(yuǎn)端和近端的轉(zhuǎn)動(dòng)件或吊桿上，所述吊桿可在飛行操作期間自由地繞其近端做縱向樞軸旋轉(zhuǎn)；所述推力朝所述吊桿的遠(yuǎn)端作用，使得當(dāng)?shù)鯒U做垂直樞轉(zhuǎn)時(shí)推力在飛行器質(zhì)心的上方，所述推力是被垂直向下導(dǎo)向的，以使飛行器像制導(dǎo)推力重力擺錘那樣運(yùn)行；所述推力朝所述吊桿的遠(yuǎn)端作用，使得當(dāng)所述吊桿做水平樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)推力在飛行器牽制中心的前方，因而所述推力是被水平向后導(dǎo)向的，以使飛行器像制導(dǎo)推力牽制力擺錘那樣運(yùn)行。
40.如權(quán)利要求39的方法，其中，吊桿的近端在飛行器的質(zhì)心處或其上方，和其中機(jī)翼在飛行器的質(zhì)心處或其上方提供升力，和其中在給定空速時(shí)機(jī)翼的升力與飛行器的重量相等。
41.如權(quán)利要求39的方法，其中吊桿可在主要是垂直的和主要是水平的方向之間繞其近端自由地做樞軸旋轉(zhuǎn)，所述吊桿可自由地采取可平衡作用在重力擺錘上的力和作用在牽制力擺錘上的力的角度。
42.如權(quán)利要求39的方法，其中推力被制導(dǎo)以建立一個(gè)吊桿自由采取的不同合成角，以平衡作用在重力擺錘上的力和作用在牽制力擺錘上的力。
43.如權(quán)利要求39的方法，其中采用的機(jī)翼是由所述機(jī)身可繞樞軸轉(zhuǎn)動(dòng)支承的自由翼，以產(chǎn)生對(duì)自由翼周圍氣流的升力和牽制力。
44.如權(quán)利要求39的方法，其中采用的機(jī)翼是自由翼，它的升力中心位于飛行器的質(zhì)心處或在其上方。
45.如權(quán)利要求39的方法，其中采用的機(jī)翼是可繞樞軸旋轉(zhuǎn)的翼，它的升力中心位于飛行器的質(zhì)心處或在其上方。
全文摘要
改進(jìn)飛行器包括推力源，機(jī)翼，和其功能像“自由杠桿‘并有遠(yuǎn)端和近端的吊桿，推力作用在遠(yuǎn)端上，吊桿可繞近端自由旋轉(zhuǎn)以平衡作用在吊桿近端和遠(yuǎn)端的各種力。近端可繞樞軸旋轉(zhuǎn)地安裝在機(jī)翼升力中心處或其下方和飛行器質(zhì)心的上方。杠桿處于垂直位置時(shí)，遠(yuǎn)端在飛行器質(zhì)心上方，以建立重力擺錘；杠桿處于水平位置時(shí)，遠(yuǎn)端在飛行器牽制中心的前方，以建立牽制力擺錘。所有過(guò)渡飛行都是所述二擺錘力矢量分解。導(dǎo)向裝置可調(diào)節(jié)推進(jìn)系統(tǒng)的垂直和水平推力分量。
文檔編號(hào)B64C27/32GK101061033SQ03813759
公開(kāi)日2007年10月24日 申請(qǐng)日期2003年6月11日 優(yōu)先權(quán)日2002年6月12日
發(fā)明者托馬斯·沙馳 申請(qǐng)人:托馬斯·沙馳