專利名稱：旋翼飛行器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種旋翼飛行器，并特別涉及一種旋翼飛行器中的控制系統(tǒng)，用于平衡旋翼的扭矩和控制旋翼的提升方向。本發(fā)明進(jìn)一步涉及提供一種控制機(jī)構(gòu)，用于傾斜旋翼類型飛行器，或用于傳統(tǒng)飛行器中的方向控制。
背景技術(shù)：
在傳統(tǒng)直升機(jī)中，主旋翼在水平平面中旋轉(zhuǎn)以提供豎直提升力，所述提升力的量通過集中斜度控制來進(jìn)行控制，所述斜度控制一致改變旋翼葉片的迎角。將推進(jìn)力矢量改變角度以產(chǎn)生前向、側(cè)向或后向的飛行，是通過周期性的斜度控制來實(shí)現(xiàn)的，所述周期的斜度控制作用在旋翼葉片上，以將旋翼盤面傾斜離開水平面，從而產(chǎn)生水平(縱向或側(cè)向)的推進(jìn)力。從直升機(jī)機(jī)身施加到旋翼的扭矩通過推進(jìn)器來平衡，所述推進(jìn)器傳統(tǒng)上安裝在直升機(jī)的尾部，以控制直升機(jī)機(jī)身的偏航。
將集中的和周期性的斜度控制提供到主旋翼葉片，導(dǎo)致旋翼心軸處的復(fù)雜和昂貴的結(jié)構(gòu)，增加了制造和維護(hù)成本。而且，傳統(tǒng)的直升機(jī)旋翼葉片被鉸接在根部，從而隨著施加周期的斜度控制以將旋翼盤面相對于飛行器機(jī)身進(jìn)行傾斜，就產(chǎn)生了葉片的適合的“擺動”運(yùn)動。
直升機(jī)幾乎不工作于受限環(huán)境，例如，用于從建筑物的窗戶中救援室內(nèi)人員，這是因?yàn)?，旋翼末端與固定結(jié)構(gòu)的接觸具有災(zāi)難性結(jié)果。針對這種考慮而提出的一個方案是，提供一種包圍主旋翼的管道或罩，其能夠經(jīng)受低速沖擊而不損壞旋翼葉片。這樣的罩難以設(shè)置在進(jìn)行周期性斜度控制的飛行器中，這是因?yàn)?，在所述罩中需要大的空間來容納葉片的擺動運(yùn)動，從而使得所述罩笨重得讓人無法接受。
在傾斜旋翼飛行器中，旋翼被安裝到飛行器機(jī)身用于在起飛位置與飛行位置之間進(jìn)行傾斜，在所述起飛位置中，一個或多個旋翼提供豎直提升力以將飛行器升離地面，而在所述飛行位置中，一個或多個旋翼提供前向推進(jìn)力，飛行器通過傳統(tǒng)的作用在機(jī)翼上的空氣動力學(xué)力而被支持。所述機(jī)翼和旋翼可作為一個整體而相對于機(jī)身進(jìn)行旋轉(zhuǎn)，或者，所述機(jī)翼可固定在機(jī)身上，而只針對一個或多個旋翼進(jìn)行樞轉(zhuǎn)安裝。
為了在起飛和降落期間提供傾斜旋翼飛行器的控制，當(dāng)作用在機(jī)翼和尾部平面上的空氣動力學(xué)力由于低氣流速度而較小時，一個或多個旋翼提供了集中的和周期性的斜度控制，這是因?yàn)椋鄙龣C(jī)類型的航空器以及單旋翼航空器也需要偏航控制機(jī)構(gòu)，通常為尾部旋翼，其在盤旋和低速飛行過程中工作。旋翼組件的復(fù)雜性因而增大，而且飛行器的制造和維護(hù)成本均增加。
本發(fā)明意在提供一種用于旋翼飛行器或用于傾斜旋翼飛行器的控制機(jī)構(gòu)，該控制機(jī)構(gòu)使用主旋翼，而不進(jìn)行周期性的斜度控制。可選地，主旋翼可為斜度固定的旋翼，所述旋翼的頭結(jié)構(gòu)由于不使用集中的和周期性的斜度控制結(jié)構(gòu)而被進(jìn)一步簡化。所述控制系統(tǒng)還意在平衡主旋翼的扭矩，從而在盤旋、降落和起飛期間在直升機(jī)中以及傾斜翼飛行器中提供偏航控制，而無需傳統(tǒng)的尾部旋翼或尾部推進(jìn)器。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的一個方面提供一種用于旋轉(zhuǎn)翼飛行器的控制機(jī)構(gòu)，該控制機(jī)構(gòu)能夠同時平衡提升旋翼的扭矩并提供側(cè)向控制，而無需對旋翼葉片進(jìn)行周期性斜度控制。
本發(fā)明的另一方面涉及一種具有一個或多個斜度固定的提升旋翼的旋轉(zhuǎn)翼飛行器，其能夠提供抗平衡扭矩和側(cè)向推進(jìn)力控制。
在本發(fā)明的又一個方面中，提供一種用于傾斜旋翼飛行器的控制機(jī)構(gòu)。在這樣的飛行器中，一個或多個旋翼被安裝到飛行器，用于在水平平面中旋轉(zhuǎn)，從而產(chǎn)生提升力，以支持處于盤旋、起飛和降落模式中的飛行器，所述一個或多個旋翼可傾斜以在大致豎直的平面中旋轉(zhuǎn)，從而提供用于傳統(tǒng)機(jī)翼承載飛行的前向推進(jìn)力。
在本發(fā)明的一個實(shí)施例中，用于旋轉(zhuǎn)翼飛行器的控制機(jī)構(gòu)包括多個推進(jìn)器，其被安裝到飛行器機(jī)身，并相對飛行器的主提升旋翼而設(shè)置，使得推進(jìn)器的作用線所處的平面在與主旋翼盤面的平面隔開，并且該作用線相對于旋翼盤面沿圓周指向。推進(jìn)器陣列可位于主旋翼的上方和/或下方，并且所述陣列可或者安裝到機(jī)身上，或者安裝到從旋翼軸向延伸的吊桿上。
推進(jìn)器陣列能夠提供轉(zhuǎn)矩或扭矩以抵消主旋翼的扭矩，并同時提供相關(guān)于主旋翼軸線而徑向指向的并不處于旋翼平面中的力。
當(dāng)徑向力被施加在不處于旋翼平面中的位置時，或更具體地說，當(dāng)徑向力被施加在豎直方向上與飛行器重心隔開的位置時，飛行器被迫傾斜。這樣的傾斜運(yùn)動使來自主旋翼的提升力產(chǎn)生側(cè)向分量，并且飛行器沿著側(cè)向力的方向側(cè)向移動。為了保持高度，增大了提升動力。
在本發(fā)明的具有處于旋翼平面上方和下方的推進(jìn)器陣列的實(shí)施例中，徑向力的合力可處于旋翼平面的上方、下方或之中。上述最后一種情況能夠?yàn)閭?cè)向運(yùn)動提供精細(xì)控制，這是因?yàn)?，如果?cè)向力作用通過飛行器的重心，則側(cè)向力的施加無法使旋翼盤面傾斜。使用兩種推進(jìn)器陣列，飛行器可沿著任何方向側(cè)向運(yùn)動，而同時保持旋翼盤面處于水平，從而側(cè)向運(yùn)動只通過推進(jìn)力而產(chǎn)生。
優(yōu)選地，在每個陣列中提供三個推進(jìn)器，各推進(jìn)器之間所間隔的圓周角最優(yōu)選為大致相等。推進(jìn)器最優(yōu)選地相對于飛行器機(jī)身的縱向軸線而對稱定位。用于抵消旋翼扭矩的純力偶通過使來自各推進(jìn)器的推進(jìn)力相等而產(chǎn)生。可以通過改變來自每個推進(jìn)器的推進(jìn)力的量以及可選地改變其圓周方向，產(chǎn)生用于抵消旋翼扭矩的力偶與用于提供導(dǎo)向控制的可導(dǎo)向側(cè)向力的組合。雖然三個推進(jìn)器為優(yōu)選數(shù)目，但也可使用四個或更多個推進(jìn)器，其優(yōu)選地被安裝在相對于飛行器的縱向軸線的對稱位置處。
不過，在可替代機(jī)構(gòu)中，可提供相對取向的兩個推進(jìn)器。所述推進(jìn)器可操作以產(chǎn)生抵消旋翼扭矩的力偶，而側(cè)向推進(jìn)力可通過使來自各推進(jìn)器的推進(jìn)力不等而產(chǎn)生。一對推進(jìn)器作為一個整體安裝，以圍繞主旋翼軸線而轉(zhuǎn)動，使得由推進(jìn)器所產(chǎn)生的側(cè)向推進(jìn)力的方向可通過將推進(jìn)器組件選擇性地轉(zhuǎn)動到相對于飛行器機(jī)身的所需方位來進(jìn)行控制。
使用推進(jìn)器來產(chǎn)生抗扭矩力偶和控制飛行方向的側(cè)向力，免除了在主提升旋翼上的周期性斜度控制的需要，從而簡化了旋翼的頭結(jié)構(gòu)。
由于在主旋翼上未使用周期性斜度控制，因此旋翼盤面的平面相對于飛行器機(jī)身大致固定，而包圍管道可安裝到機(jī)身以包圍旋翼，而使得在旋翼末端處縫隙最小，從而改善旋翼性能。所述管道也可用作罩以提供保護(hù)從而防止葉片末端接觸固定結(jié)構(gòu)，進(jìn)而允許航空器在封閉環(huán)境中被操作或者接近于建筑物或峭壁，這些地方對于傳統(tǒng)的飛行器而言是極度危險的。在這種航空器中的推進(jìn)器可定位于所述罩的內(nèi)側(cè)，以保護(hù)其免于和豎直面撞擊，或者可具有其自身的保護(hù)性遮蔽物。所述罩可替代地可為包圍旋翼盤面的結(jié)構(gòu)，但該結(jié)構(gòu)并不處于盤面的平面中，而是在其上方或下方，其具有相同的功能，以通過保護(hù)旋翼和/或推進(jìn)器來減少接觸固件結(jié)構(gòu)的發(fā)生。
推進(jìn)器可為反作用噴嘴，其從所述管道的表面中的入口來進(jìn)給，該進(jìn)給使用的是由主旋翼施壓的空氣。
不使用周期性斜度控制，還使得旋翼葉片的設(shè)計能夠針對其斜度、翼長和不同半徑下的曲度而被優(yōu)化，以將提升力均勻地分布在旋翼轉(zhuǎn)圈半徑上，從而增大旋翼效率。
在本發(fā)明的可替代實(shí)施例中，提供了用于傾斜旋翼飛行器的控制機(jī)構(gòu)。在這樣的飛行器中，一個或多個旋翼被安裝到飛行器，用于在水平平面中旋轉(zhuǎn)，以產(chǎn)生提升力來支撐處于盤旋、起飛和降落模式下的飛行器。一個或多個旋翼可樞轉(zhuǎn)到豎直平面中，從而為傳統(tǒng)的飛行器的機(jī)翼承載飛行提供前向推進(jìn)力。旋翼可以可樞轉(zhuǎn)地安裝到飛行器機(jī)身，飛行器的機(jī)翼相對于機(jī)身被固定?？商娲?，所述機(jī)翼和一個或多個旋翼均可以可樞轉(zhuǎn)地連接到機(jī)身，使得當(dāng)處于旋翼承載飛行時，機(jī)翼中暴露于旋翼下降氣流的區(qū)域最小化。飛行控制機(jī)構(gòu)包括如前所述的多個推進(jìn)器，其相對于飛行器的一個或多個旋翼而固定，并可隨之而相對于機(jī)身樞轉(zhuǎn)，使得推進(jìn)器的作用線不處于旋翼轉(zhuǎn)圈的平面中，并相對于旋翼盤面沿圓周取向。推進(jìn)器被設(shè)置為使得其能夠提供轉(zhuǎn)矩以抵消旋翼的扭矩，并且/或者提供相對于旋翼軸線徑向取向的徑向力。
如前述第一機(jī)構(gòu)中所述，傾斜旋翼航空器的推進(jìn)器可為三個，其被相對于主旋翼而固定定位，并可操作以傳送推進(jìn)力，所述推進(jìn)力處在與主旋翼平面平行且隔開的平面中，并且沿著相對于主旋翼的圓周方向。通過單獨(dú)控制每個推進(jìn)器的推進(jìn)力的大小和圓周方向，可產(chǎn)生用于抵消旋翼扭矩的轉(zhuǎn)矩以及可選的用于將飛行器在水平平面中移動的徑向力，從而控制處于盤旋和低速飛行情況下的飛行器。傾斜旋翼航空器可具有兩個或更多個主旋翼，每個主旋翼均具有一套推進(jìn)器。
在未示出的可替代的傾斜旋翼飛行器機(jī)構(gòu)中，各推進(jìn)器可安裝到飛行器機(jī)身，以提供側(cè)向和縱向的控制力和/或轉(zhuǎn)矩，同時一個或多個傾斜旋翼被安裝到機(jī)身以提供用于飛行的提升力和前向推進(jìn)力。傾斜旋翼可安裝到傾斜機(jī)翼，或者，固定機(jī)翼可安裝到機(jī)身，以支撐傾斜旋翼。
對于傳統(tǒng)的機(jī)翼承載飛行，當(dāng)傾斜旋翼飛行器操作其一個或多個旋翼而使其向豎直平面傾斜時，控制表面(副翼)可設(shè)置在機(jī)翼中，以輔助或替代推進(jìn)器來提供抵消轉(zhuǎn)矩以平衡旋翼扭矩。類似地，采用這種模式，傳統(tǒng)的方向舵和升降舵表面可設(shè)置以輔助或替代推進(jìn)器，來控制飛行方向。在一個實(shí)施例中，推進(jìn)器可實(shí)施在鴨型控制表面中，該控制表面安裝到從主旋翼轉(zhuǎn)圈向前(即，向上游)延伸的吊桿。


現(xiàn)在將參照附圖對本發(fā)明的各實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)描述，其中相應(yīng)的部件對應(yīng)相同的附圖標(biāo)記。在附圖中圖1顯示了包括本發(fā)明控制結(jié)構(gòu)的第一旋翼飛行器的示意性側(cè)視圖；圖2是顯示了第一控制機(jī)構(gòu)中旋翼和推進(jìn)器的相對定位的透視圖；
圖3是從旋翼上方觀察的軸向視圖，其顯示了盤旋飛行中的推進(jìn)力；圖4是類似于圖3的視圖，其顯示了向前飛行中的推進(jìn)力；圖5是類似于圖3的視圖，其顯示了側(cè)向飛行中的推進(jìn)力；圖6是使用本發(fā)明控制結(jié)構(gòu)的采用旋翼承載飛行配置的傾斜旋翼飛行器的透視圖；圖7是采用機(jī)翼承載飛行配置的圖6中的傾斜旋翼飛行器的透視圖。
具體實(shí)施例方式
現(xiàn)在參見圖1，旋翼飛行器1包括采用豎直縱長桿形式的機(jī)身2。在機(jī)身2的上端，主旋翼3連接到所述機(jī)身。主旋翼3包括旋翼葉片3a和旋翼心軸3b。旋翼軸3b通過旋翼軸承4而被安裝到機(jī)身2。
在機(jī)身2的下端，形式為一對起落橇的起落架2a被安裝到所述機(jī)身。
吊桿5從機(jī)身2向上延伸通過主旋翼的中心，在吊桿5的上端安裝有三個徑向臂6。在每個徑向臂6的徑向外端設(shè)有推進(jìn)器7。在所示實(shí)施例中，推進(jìn)器7為斜度可調(diào)螺旋槳，它們的軸被設(shè)置為沿相同的圓周方向與徑向臂6相切。斜度控制致動器8利用斜度控制桿9而關(guān)聯(lián)到每個推進(jìn)器7。
對主旋翼3和推進(jìn)器7的驅(qū)動是通過安裝到機(jī)身2的馬達(dá)10來實(shí)現(xiàn)的。馬達(dá)10利用齒帶驅(qū)動器12來驅(qū)動傳送軸11。傳送軸11平行于機(jī)身2而延伸，在其上端具有與主旋翼心軸3b上的齒輪輪齒14相嚙合的驅(qū)動齒輪13。
在傳送軸11的中間長度處，齒帶驅(qū)動機(jī)構(gòu)15進(jìn)一步將動力從傳送軸11傳送到傳動軸16，傳動軸16延伸穿過主旋翼軸承4的中心，并沿著吊桿5的長度延伸而終止于錐齒輪17。錐齒輪17與三個圓錐齒輪18嚙合，每個圓錐齒輪18安裝到容納于相應(yīng)的徑向臂6中的相應(yīng)的驅(qū)動軸件19。在徑向臂6的徑向外端處，驅(qū)動軸件19利用第二錐齒輪組件20向推進(jìn)器7提供動力。
圖1中所示到實(shí)施例為遠(yuǎn)程可控?zé)o人駕駛飛行器，并包括控制信號接收器21，其鏈接到用于控制馬達(dá)10的動力輸出的控制致動器(未示出)?？刂菩盘柦邮掌?1還鏈接到斜度控制致動器8，使得由每個推進(jìn)器7產(chǎn)生的推進(jìn)量和周轉(zhuǎn)方向可獨(dú)立于其他推進(jìn)器而改變。不過，將認(rèn)識到的是，有人駕駛類型的旋翼飛行器將包括導(dǎo)航艙，其提供以控制輸入用于將控制信號施加于致動器8。導(dǎo)航艙可安裝到主旋翼上方的吊桿5或徑向臂6，或安裝到主旋翼下方的吊桿5。
所述遠(yuǎn)程控制系統(tǒng)包括發(fā)送器22，其響應(yīng)四個控制輸入23a、23b、23c和23d中的每一個，而傳送四信道控制信號。在本實(shí)施例中，三個控制輸入23b、23c和23d具有中性中心位置，并可移動到在其相應(yīng)中性位置的任一側(cè)上的正位置和負(fù)位置。這三種控制被設(shè)置為，使得控制輸入的中性位置對應(yīng)于由相應(yīng)控制信道所控制的飛行器運(yùn)動的穩(wěn)定狀態(tài)?？刂戚斎?3b、23c或23d中的一個運(yùn)動到中性位置的正向側(cè)，會導(dǎo)致一個或多個致動器8從其中間位置沿一個方向移動，其移動量正比于控制輸入的位移量。控制輸入23a鏈接到馬達(dá)速度控制器。為了增大由主旋翼3所產(chǎn)生的推進(jìn)量，控制輸入23a朝向其范圍的上限移動，而為了減小推進(jìn)，控制輸入朝向其范圍的下限移動。由主旋翼產(chǎn)生的提升力通過改變馬達(dá)速度而進(jìn)行控制，以將所述飛行器提升離開地面并控制高度。
控制輸入23b、23c和23d可操作以控制水平飛行的方向和飛行器的方位角(即，飛行器所“面對”的方向)，這些將在下文中進(jìn)行描述。
圖1中所示的旋翼飛行器的主旋翼3為固定斜度的旋翼，使得由旋翼所產(chǎn)生的提升量通過改變引擎速度而進(jìn)行控制。不過，可以預(yù)見的是，主旋翼3可具有可變斜度的葉片，并且在控制信號接收器21的控制之下，可提供集中斜度控制。于是，所述旋翼可為恒速旋翼，其中通過調(diào)節(jié)旋翼葉片的集中斜度控制可改變提升力。應(yīng)理解的是，無論何種情況，提升力的改變將會導(dǎo)致施加于旋翼的扭矩的改變，這將需要由推進(jìn)器所施加的轉(zhuǎn)矩的相應(yīng)改變，以控制機(jī)身的偏航。
在圖1中所示的飛行器中，飛行器的重心位置被設(shè)置為低于主旋翼3的盤面，從而使飛行器能夠調(diào)節(jié)其固有的穩(wěn)定性。所述重心位置可替代地可處于旋翼盤面位置之處或之上，但在這樣的實(shí)施例中，可能會需要傳感器來檢測飛行器的斜度和轉(zhuǎn)動，使得能夠施加自動補(bǔ)償來保持高度。
旋翼飛行器操作為了操作如圖1中所示的旋翼飛行器，飛行器立于其起落橇或起落架2a上，并且馬達(dá)10被啟動以轉(zhuǎn)動主旋翼3和推進(jìn)器7。為了實(shí)現(xiàn)垂直起飛，控制輸入23a朝向其中性位置的“正向”側(cè)移動，從而增大馬達(dá)10的速度，進(jìn)而增大由主旋翼3所產(chǎn)生的提升力，同時，推進(jìn)器的斜度控制器被保持在適當(dāng)位置，以提供來自所述三個推進(jìn)器的每一個的相等的推進(jìn)力，從而抵消施加于主旋翼的扭矩。隨著馬達(dá)速度的增大，來自主旋翼的提升力和來自推進(jìn)器的推進(jìn)力基本上一起增大，直到由主旋翼所產(chǎn)生的提升力足以克服飛行器的重力進(jìn)而起飛。然后，推進(jìn)器7的斜度控制致動器8被精細(xì)調(diào)節(jié)，以使每個推進(jìn)器產(chǎn)生等量的推進(jìn)力，以抵消飛行器機(jī)身的任何偏航趨勢。由于推進(jìn)器對稱分布，因此，它們的相等的推進(jìn)力僅產(chǎn)生抵消旋翼扭矩的轉(zhuǎn)矩，而不產(chǎn)生凈側(cè)向力。一旦達(dá)到所需盤旋高度時，馬達(dá)10的速度降低，直到飛行器的提升力與重力處于平衡狀態(tài)，從而實(shí)現(xiàn)盤旋，而控制輸入23a被調(diào)節(jié)使得控制輸入23a的中性位置對應(yīng)于盤旋所需的馬達(dá)速度。為了降落，通過將控制輸入23a朝向其中性位置的負(fù)向側(cè)移動，馬達(dá)速度降低以減小提升力。在提升力的這些變化期間，施加于旋翼的扭矩將改變，而由推進(jìn)器所產(chǎn)生的推進(jìn)力的量受到控制，使得由推進(jìn)器所產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩等于所述旋翼扭矩，從而阻止機(jī)身沿豎直軸線偏航。
控制飛行器的偏航，即，控制飛行器所“指向”的方向，通過控制輸入23b來實(shí)現(xiàn)，控制輸入23b操作以改變由各推進(jìn)器7一致產(chǎn)生的推進(jìn)力，從而或者增大或者減小所產(chǎn)生的推進(jìn)力。為了實(shí)現(xiàn)機(jī)身在偏航時轉(zhuǎn)向左方(從上方所見的逆時針方向)，控制輸入23b從其中性位置不停地移向其正向側(cè)。這導(dǎo)致所有三個致動器8增大推進(jìn)器螺旋槳的斜度，其增大的量正比于控制輸入23b從其中性位置的移動，從而增大其推進(jìn)力。于是，由推進(jìn)器施加于機(jī)身的轉(zhuǎn)矩超過由主旋翼施加于機(jī)身的扭矩，從而導(dǎo)致機(jī)身向左方偏航。為了阻止機(jī)身的轉(zhuǎn)動，控制輸入23b不停地向其負(fù)向側(cè)移動，然后返回其中性位置。
現(xiàn)在參見圖2，以透視圖的方式顯示了飛行器的三個推進(jìn)器和主旋翼的相對定位，其中所參照的三軸線坐標(biāo)系的原點(diǎn)處于飛行器的重心處。標(biāo)記為“轉(zhuǎn)動”的軸線沿機(jī)身的縱向向前方向。標(biāo)記為“斜度”的軸線為橫切于機(jī)身的水平軸線，而豎直軸線標(biāo)記為“偏航”。
為了傾斜旋翼盤面并進(jìn)而產(chǎn)生旋翼提升力的水平分量，通過將飛行器相應(yīng)地沿斜度和/或轉(zhuǎn)動軸線進(jìn)行傾斜，實(shí)現(xiàn)飛行器的前向和/或側(cè)向的平移。
將轉(zhuǎn)動軸線設(shè)置為飛行器機(jī)身的“前向”方向，則徑向臂6a從吊桿5向前延伸，而“前向”推進(jìn)器7a被安裝在徑向臂6a的末端處。類似地，右手或右舷推進(jìn)器7b被安裝到右手或右舷徑向臂6b，而左手或左舷推進(jìn)器7c被安裝到左手或左舷徑向臂6c。
為了控制飛行器圍繞三個主軸線的轉(zhuǎn)動，連接到相應(yīng)推進(jìn)器7的螺旋槳斜度控制致動器8，被操作以改變由推進(jìn)器所產(chǎn)生的推進(jìn)力的大小，這樣，通過三個推進(jìn)力矢量的作用，提供了抵消旋翼扭矩的轉(zhuǎn)矩，并且，如果需要，還提供了在平行于主旋翼盤面的平面中的徑向力。所述徑向力，如果對準(zhǔn)飛行器的前后向軸線，則將產(chǎn)生正向(前向)或負(fù)向(后向)的傾斜轉(zhuǎn)矩，該轉(zhuǎn)矩將向前或向后傾斜所述飛行器，并促使飛行器向前或向后平移。
如果所述徑向力對準(zhǔn)飛行器的橫切軸線，那么徑向力將促使飛行器轉(zhuǎn)向左方或轉(zhuǎn)向右方。這種轉(zhuǎn)動運(yùn)動將傾斜主旋翼盤面所處的平面，繼而飛行器將向側(cè)向運(yùn)動。
通過將所述徑向力設(shè)置為相對于飛行器的前后向軸線(轉(zhuǎn)動軸線)呈一選定的角度，能夠產(chǎn)生轉(zhuǎn)動運(yùn)動和傾斜運(yùn)動的組合，這導(dǎo)致飛行器在所述徑向力的方向上平移。
為了控制飛行器的偏航，即，為了控制飛行器的前后向軸線的方位角方向，推進(jìn)力的大小被一致增大或減小，這樣，由此形成的飛行器機(jī)身的轉(zhuǎn)矩略大于或略小于主旋翼扭矩。這樣的非平衡扭矩導(dǎo)致飛行器機(jī)身圍繞主旋翼軸線而轉(zhuǎn)動，提供了對于飛行器所指方向的控制。
推進(jìn)器控制在圖1所示實(shí)施例中，每個推進(jìn)器7由斜度可變螺旋槳所構(gòu)成，所述螺旋槳被斜度控制致動器8通過斜度控制桿9所控制。雖然螺旋槳的旋轉(zhuǎn)方向保持不變，但推進(jìn)力矢量的圓周方向可通過將螺旋槳葉片設(shè)置在正向或負(fù)向斜度角而改變。于是，每個推進(jìn)器可傳輸相對于主旋翼軸線沿順時針或逆時針方向(從上方所見)而設(shè)置的推進(jìn)力。推進(jìn)器螺旋槳葉片的斜度角和推進(jìn)器螺旋槳的旋轉(zhuǎn)速度，控制所產(chǎn)生的力的大小。
可使用三個單獨(dú)的控制信道來控制旋翼飛行器的斜度、轉(zhuǎn)動和偏航，來遠(yuǎn)程控制如圖1中所示的旋翼飛行器。第四個控制信道用于通過控制馬達(dá)10來控制主旋翼速度。
現(xiàn)在參見圖3，其中可見由上方所見的視圖，其示意性例示了主旋翼3和三個推進(jìn)器7。主旋翼沿著從上方所見的逆時針方向旋轉(zhuǎn)，因此，機(jī)身相對于主旋翼扭矩而言進(jìn)行順時針轉(zhuǎn)動的運(yùn)動。飛行器的前后方向在圖中豎直向上，因而前向推進(jìn)器7a處于最上方。推進(jìn)器7a、7b和7c被布置為，其中一個推進(jìn)器相對于飛行器機(jī)身而位于主旋翼軸線的正前方，而承載另兩個推進(jìn)器7的臂相對于飛行器縱向軸線呈120°而向后和向外延伸。
盤旋飛行在盤旋飛行中，由每個推進(jìn)器7a、7c和7b分別產(chǎn)生的推進(jìn)力T1、T2和T3被設(shè)為相等，使得在吊桿5的上端所得到的力為逆時針方向的純力偶，以平衡來自主旋翼3的順時針反作用轉(zhuǎn)矩。換句話說，吊桿5的上端所經(jīng)受的不是側(cè)向力，而僅為扭轉(zhuǎn)力。每個推進(jìn)力T1、T2和T3的大小將取決于徑向臂6的長度R，并取決于施加于主旋翼3的扭矩的瞬時值。在盤旋飛行中，飛行器的任何偏航趨勢，將通過一致增大或減小推進(jìn)器7的推進(jìn)力T1、T2和T3而被校正?？赏ㄟ^反饋控制系統(tǒng)來協(xié)助穩(wěn)定的盤旋，其中，回轉(zhuǎn)探測器探測飛行器機(jī)身的偏航，并將信號提供到斜度控制致動器8，以根據(jù)所檢測到的偏航方向來增大或減小推進(jìn)器螺旋槳的斜度，從而消除了不希望產(chǎn)生的任何偏航轉(zhuǎn)動。針對偏航控制的控制信道，響應(yīng)于輸入23b而被調(diào)節(jié)，使得控制輸入在穩(wěn)定盤旋中處于其中性位置。為了“轉(zhuǎn)動”飛行器，控制輸入朝向其正向側(cè)移動，而所有三個致動器8一致增加其相應(yīng)的推進(jìn)器螺旋槳的斜度，所增大的量正比于控制輸入移動。力T1、T2和T3一起增大，而飛行器沿逆時針方向轉(zhuǎn)動，即向左轉(zhuǎn)動。通過將控制輸入23b朝向其負(fù)向側(cè)移動，飛行器向右轉(zhuǎn)動而仍然盤旋。
前向飛行為了由盤旋飛行轉(zhuǎn)向前向飛行，控制系統(tǒng)需要在吊桿5的上端處產(chǎn)生向前的側(cè)向力，以便使飛行器傾斜而俯沖。這將使主旋翼3的盤面傾斜，從而向上和向前引導(dǎo)旋翼3的主推進(jìn)力，從而促使向前飛行。
為了使飛行器傾斜而俯沖，左手推進(jìn)器7的推進(jìn)力T2減小，而右手推進(jìn)器的推進(jìn)力T3增大相同的量。前向推進(jìn)器7的力T1保持不變。這種情況如圖4所示，其中推進(jìn)力T2和T3的縱向和側(cè)向分量以矢量形式顯示。
由推進(jìn)器7所產(chǎn)生的用于抵抗主旋翼扭矩的轉(zhuǎn)矩不變，這是因?yàn)?，由于減小推進(jìn)力T2而導(dǎo)致的圍繞旋翼軸線的轉(zhuǎn)矩減小，被增大推進(jìn)力T3而產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩增大所補(bǔ)償。
將推進(jìn)力T1、T2和T3在縱向方向上(即，圖4中所示的豎直方向)分解，則推進(jìn)力T2和T3的側(cè)向分量L2和L3相加以抵消推進(jìn)力T1的側(cè)向分量。這樣，不產(chǎn)生凈側(cè)向力，飛行器沒有轉(zhuǎn)動的趨向。
推進(jìn)力T2的向后作用的縱向分量P2小于推進(jìn)T3的向前作用的縱向分量P3，而且由前向推進(jìn)器7所產(chǎn)生的推進(jìn)力T1沒有縱向分量。因此，吊桿5的上端經(jīng)受等于(P3-P2)的凈前向力。這種力會使飛行器傾斜而俯沖，使得主旋翼盤面向前傾斜。于是，由旋翼產(chǎn)生的提升力具有用于支持飛行器的向上分量和用于產(chǎn)生前向飛行的前向分量。向提升旋翼提供的動力將不得不增加，這是因?yàn)樘嵘Φ呢Q直分量由于旋翼傾斜而減小，而且，當(dāng)飛行器的前端向下傾斜時，由推進(jìn)器產(chǎn)生的側(cè)向力將具有小的向下分量。
當(dāng)飛行員希望使飛行器向前飛行時，遠(yuǎn)程控制發(fā)送器的斜度控制輸入23c從其中性位置朝向“前向”位置移動，其移動量正比于前向傾斜所需的量。信號被發(fā)送到控制信號接收器21，指令增大T3并等量地減小T2。根據(jù)所需向前傾斜的量，控制電路通過操作連接到推進(jìn)器7c和7b的斜度控制致動器8，來等量地增大推進(jìn)器7c的推進(jìn)力T3并減小推進(jìn)器7b的推進(jìn)力T2。
應(yīng)認(rèn)識到的是，隨著旋翼盤面從豎直到傾斜，將需要略微增大提升力來保持高度，這是因?yàn)?，由旋翼產(chǎn)生的提升力的豎直向上分量將略微減小。這種提升力的增大要求將略微增大旋翼扭矩的要求，而三個推進(jìn)器將不得不略微增大其推進(jìn)力以補(bǔ)償增大的扭矩要求。進(jìn)一步，當(dāng)飛行器重心低于旋翼時，則從豎直變?yōu)閮A斜將由于提升力和與重力矢量的不對準(zhǔn)而產(chǎn)生回復(fù)轉(zhuǎn)矩。這種回復(fù)轉(zhuǎn)矩最終將平衡由推進(jìn)器所產(chǎn)生的傾斜轉(zhuǎn)矩，導(dǎo)致穩(wěn)定的前向飛行。
為了從前向飛行回到盤旋飛行，控制輸入23c回到其中性位置，而三個推進(jìn)器的推進(jìn)力T1、T2和T3通過增大T2而減小T3再次均衡。施加于飛行器的俯沖傾斜轉(zhuǎn)矩于是被消除，而飛行器回到其穩(wěn)定狀態(tài)，其重心位于主旋翼軸線的下方。
側(cè)向飛行為了引導(dǎo)飛行器以“側(cè)向”方向飛行，需要有轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)矩。因此，必須將側(cè)向力施加于吊桿5的上端。圖5例示了來自推進(jìn)器7的推進(jìn)力的必要變化，以實(shí)現(xiàn)側(cè)向飛行，即如圖中所見的向右飛行。
從T1、T2和T3相等的盤旋狀態(tài)始，增大左手推進(jìn)器的推進(jìn)力T2，而且也等量地增大右手推進(jìn)器的推進(jìn)力T3。前向推進(jìn)器的推進(jìn)力T1的減少量兩倍于上述增大量，以保持偏航的平衡。
將推進(jìn)力縱向分解，則推進(jìn)力T3的前向分量P3平衡推進(jìn)力T2的后向分量P2，因此不產(chǎn)生傾斜。
向右作用的力，即推進(jìn)力T2和T3的側(cè)向分量L2和L3，超過了推進(jìn)力T1的向左作用的力，因此，向右的凈力施加于吊桿5的頂部，導(dǎo)致飛行器向右轉(zhuǎn)動。這樣使得主旋翼盤面傾斜，并導(dǎo)致飛行器向右飛行。主旋翼提升力將不得不再次略增，以補(bǔ)償主旋翼推進(jìn)方向的傾斜，而旋翼扭矩的任何增加都將需要所有三個推進(jìn)力T1、T2和T3的略微的和等量的增大來進(jìn)行補(bǔ)償。
當(dāng)飛行員希望使飛行器向右方飛行時，遠(yuǎn)程控制發(fā)送器的轉(zhuǎn)動控制器23d從其中性位置移動朝向“正向”位置，其移動量對應(yīng)于所需的側(cè)向速度?？刂齐娐吠ㄟ^操作推進(jìn)器7a、7b和7c的斜度控制致動器8，來相應(yīng)地等量增大推進(jìn)力T2和T3，并將推進(jìn)力T1減小兩倍于所述量。
為了將飛行器轉(zhuǎn)向左方，控制輸入23d朝向“負(fù)向”位置移動，其移動量正比于所需的側(cè)向速度。致動器8將推進(jìn)力T2和T3從盤旋平衡值減小相應(yīng)量，并將推進(jìn)力T1從盤旋平衡值增大兩倍于上述的減小量。這導(dǎo)致施加于吊桿的轉(zhuǎn)矩不變，而朝向左方的側(cè)向力被施加于吊桿的上端，導(dǎo)致飛行器向左轉(zhuǎn)動。在上述兩種情況下，所述轉(zhuǎn)動被飛行器的重力的回復(fù)移動所對抗，直到達(dá)到穩(wěn)定的側(cè)向速度。
將控制輸入23d返回其中性位置，使得推進(jìn)力T1、T2和T3相等，并且，由重力引起的回復(fù)轉(zhuǎn)矩，使得飛行器回到盤旋狀態(tài)。
可替代控制機(jī)構(gòu)為了使得飛行器的飛行更加直觀，四個獨(dú)立的控制輸入23a、23b、23c和23d可以合并為單一的“操縱桿”類型的控制和單一的高度(馬達(dá)速度)控制。該“操縱桿”控制將具有三個自由度，例如，前后向運(yùn)動，側(cè)到側(cè)運(yùn)動，和操縱桿圍繞其軸線的轉(zhuǎn)動。這些輸入的每一個均對應(yīng)于一個控制信道，并將導(dǎo)致推進(jìn)器7的推進(jìn)力組合的改變。例如，將操縱桿圍繞其軸線而順時針或逆時針轉(zhuǎn)動，可通過從中性位置或平衡位置一致增大或減小推進(jìn)器7的推進(jìn)力，來控制飛行器的方位角。操縱桿的前后向運(yùn)動可對應(yīng)于由在先前示例中的控制輸入23b所實(shí)現(xiàn)的斜度控制，使得操縱桿從中性位置的前向運(yùn)動將導(dǎo)致右推進(jìn)器的推進(jìn)力T3的增大以及左推進(jìn)器的推進(jìn)力T2的等量減小。類似地，操縱桿的后向運(yùn)動將導(dǎo)致T2的增大和T3的等量減小，該量對應(yīng)于操縱桿從中性位置移動的量。
操縱桿的側(cè)向運(yùn)動，將通過等量地增大推進(jìn)力T2和T3并將推進(jìn)力T1減小兩倍于所述增加量的量，或者相反，而使得所有三個推進(jìn)器的推進(jìn)力同時變化，以使得飛行器相應(yīng)地向右或向左飛行。
因此，可使用操縱桿控制器，通過同時在側(cè)向和縱向移動操縱桿，來同時實(shí)現(xiàn)傾斜和轉(zhuǎn)動運(yùn)動。而且，可通過轉(zhuǎn)動操縱桿而使飛行器同時偏航。獨(dú)立的“減速”控制器，和可選的主旋翼斜度控制器，可提供作為在一個或多個控制信道上的獨(dú)立的或組合的控制輸入。
當(dāng)操縱桿移動朝向離開其中心中性位置的任意位置時，發(fā)送器中的控制電路將獨(dú)立檢測側(cè)向控制偏斜量、縱向控制偏斜量、和轉(zhuǎn)動(偏航)控制偏斜量，并將這些轉(zhuǎn)化為推進(jìn)器的推進(jìn)力T1、T2和T3的為實(shí)現(xiàn)不同飛行器運(yùn)動的增大量和減小量。針對每個推進(jìn)器的增大量和減小量，然后被求和并向接收器發(fā)送信號，使得推進(jìn)力T1、T2和T3的值能夠被增大或減小三個所需改變之和，使得飛行器進(jìn)入新的飛行方式中?？深A(yù)見的是，這種可替代的控制機(jī)構(gòu)可通過結(jié)合控制柱(control column)的機(jī)械聯(lián)動裝置來實(shí)施，所述機(jī)械聯(lián)動裝置可沿著兩個水平方向移動，并可圍繞豎直軸線而轉(zhuǎn)動，以控制針對推進(jìn)器的輸入。
傾斜旋翼飛行器結(jié)構(gòu)圖6和7例示了包括本發(fā)明控制機(jī)構(gòu)的傾斜旋翼飛行器。
參見這些附圖，傾斜旋翼飛行器包括機(jī)身30，其容納控制艙31并具有起落架起落橇32。
引擎殼34安裝在機(jī)身上方并處于一對安裝架33之間，引擎殼34在其前端處支撐主旋翼35。一對機(jī)翼36從引擎殼34側(cè)向延伸，機(jī)翼的平面垂直于主旋翼35的平面。吊桿37從主旋翼35向前延伸，吊桿37的前端連接有三個控制表面。方向舵38對準(zhǔn)飛行器的前后向軸線，而一對升降舵39側(cè)向延伸。升降舵39具有向下傾斜大約60°的下反角末端部分(anhedral tipsection)40。在升降舵的末端部分40中，并在方向舵38的末端處，推進(jìn)器41安裝在控制表面中。推進(jìn)器所處的平面相對于主旋翼35呈大致的徑向，這樣，它們就能夠提供相對于主旋翼的沿圓周方向的推進(jìn)力。
引擎殼34、機(jī)翼36、吊桿37以及控制表面38和39，作為一個單元，可相對于機(jī)身30而在圖6中所示的“豎直”位置與圖7中所示的“水平”位置之間樞轉(zhuǎn)。圖6中所示的位置適用于在降落和起飛期間進(jìn)行旋翼承載飛行(rotor-borne flight)而且適用于盤旋。圖7中所示的位置適用于較高速前向飛行，其中飛行器由機(jī)翼36所支撐。
機(jī)翼36具有傳統(tǒng)的副翼表面36a，并且還可具有諸如副翼或板條(未示出)的增大提升裝置?？刂票砻?8和39可具有可移動方向舵38a和可移動升降部分39a，這將在下文中進(jìn)行描述。
圖6和圖7中所示的飛行器，在圖6中所示的結(jié)構(gòu)中將會垂直起落，并可轉(zhuǎn)換到如圖7中所示的用于前向飛行的結(jié)構(gòu)。
在降落和起飛階段期間，推進(jìn)器41操作以抵消主旋翼35的扭矩，從而控制飛行器的偏航，并提供低速前向和側(cè)向的飛行運(yùn)動。一旦飛行器已經(jīng)起飛，則來自主旋翼的推進(jìn)力隨著引擎殼34的前向傾斜而同時增大，使得飛行器的前向速度增大。隨著前向速度增大，機(jī)翼36提供提升力的增大量，以支撐飛行器的重量，而且引擎殼34可如圖7中所示而朝向水平位置進(jìn)一步傾斜，使得主旋翼最終僅提供向前的推進(jìn)力以推進(jìn)飛行器，而同時飛行器的重量由機(jī)翼支撐。
控制表面38和39在盤旋飛行過程中由于在這樣的低氣流速度下所產(chǎn)生的低空氣動力而無效。不過，隨著飛行器的前向速度增大，方向舵38和升降舵39可產(chǎn)生足夠的空氣動力來控制飛行器的飛行方向，因而，推進(jìn)器41的操作可隨著飛行器的前向速度的增加而逐漸減少。
機(jī)翼36被安裝到引擎殼34，以隨其轉(zhuǎn)動。在這種具有用于豎直飛行的飛行器機(jī)構(gòu)的結(jié)構(gòu)中，機(jī)翼提供針對由主旋翼引起的下降氣流的最小阻力。不過，可以預(yù)見的是，機(jī)翼36可直接安裝到飛行器的機(jī)身，可選地可定位以使它們針對旋翼下降氣流的阻礙最小化。
為了實(shí)現(xiàn)從前向飛行轉(zhuǎn)換到盤旋飛行以降落，通過減小主旋翼推進(jìn)力并同時將引擎殼34從其水平位置轉(zhuǎn)動到豎直位置，來降低飛行器速度。在該轉(zhuǎn)換階段期間，由機(jī)翼36所產(chǎn)生的提升力將減小，但由主旋翼35所產(chǎn)生的提升力的量將增大，而且組合的提升力將繼續(xù)支撐飛行器的重量。一旦達(dá)到圖6中所示的“豎直”位置，則飛行器完全由主旋翼提升力來支撐，而對飛行器轉(zhuǎn)動、傾斜和偏航的控制通過使用推進(jìn)器41來實(shí)現(xiàn)。
飛行器控制系統(tǒng)將優(yōu)選地被計算機(jī)化，使得飛行器的瞬時前向速度和飛行姿態(tài)以及其結(jié)構(gòu)被監(jiān)控，而由飛行員實(shí)施的任何控制輸入將被轉(zhuǎn)換為方向舵38a和升降舵39a的可移動部分的適合的控制偏移、副翼36a的運(yùn)動，和由推進(jìn)器41所產(chǎn)生的推進(jìn)力的控制。
飛行器的主旋翼35可為可變斜度旋翼，其僅提供以集中斜度控制，或者，可為固定斜度旋翼。相同地，推進(jìn)器41可為可變斜度的扇葉或螺旋槳，或者可為沿著主旋翼的圓周方向?qū)?zhǔn)的噴射推進(jìn)器。
控制系統(tǒng)的另外的應(yīng)用除了上述的在側(cè)向方向上控制旋翼飛行器以外，推進(jìn)器陣列還可用來施加水平力以控制如下物體的水平定位，例如，諸如船舶或航空器的浮體，支撐在腳輪上的主體，氣墊船，或懸置在纜線上的負(fù)載。這種應(yīng)用可用來控制由盤旋飛行器降下的纜線端，以便取回負(fù)載，或?qū)抑秘?fù)載精確放置在地面上。
使用推進(jìn)器陣列的控制系統(tǒng)，還可通過將所述陣列安裝到飛行器機(jī)身并引導(dǎo)推進(jìn)器相切于縱向軸線(即在提升的翼中心的向前或向后的方向)，而被用作針對在固定翼飛行器中的諸如副翼、升降舵和方向舵的傳統(tǒng)控制表面的可替代方案。
本公開內(nèi)容的范圍包括在此公開的或者明顯的或者不明顯的任何新穎的特征或特征組合，或任何其概括，無論其是否相關(guān)于本發(fā)明或是否解決了任何或所有本發(fā)明所關(guān)注的問題。申請人在此提請注意的是，在本申請或源于此的任何進(jìn)一步的申請的審查過程中，新的權(quán)利要求可能會陳述這樣的特征。特別是，參照所附的權(quán)利要求，從屬權(quán)利要求的特征可結(jié)合獨(dú)立權(quán)利要求的特征，而相應(yīng)的獨(dú)立權(quán)利要求的特征可按照任何適合的方式進(jìn)行組合，并且并不僅限于權(quán)利要求中所列舉的組合。
權(quán)利要求
1.一種旋轉(zhuǎn)翼飛行器，包括機(jī)身；主旋翼，其可在主旋翼平面中相對于所述機(jī)身而旋轉(zhuǎn)，用于支撐飛行中的所述飛行器；和多個控制推進(jìn)器，每個所述控制推進(jìn)器可操作以提供推進(jìn)力，所述推進(jìn)力作用在相對于所述主旋翼的切向方向上，并作用在與所述主旋翼平面平行且隔開的平面中。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的旋轉(zhuǎn)翼飛行器，其中，所述多個控制推進(jìn)器包括一對相對取向的推進(jìn)器，所述一對相對取向的推進(jìn)器被安裝用于相對于所述機(jī)身而圍繞所述主旋翼的軸線選擇性轉(zhuǎn)動。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的旋轉(zhuǎn)翼飛行器，其中，所述多個推進(jìn)器包括在所述主旋翼的圓周方向上隔開的三個或更多個推進(jìn)器。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的旋轉(zhuǎn)翼飛行器，其中，所述推進(jìn)器沿著所述主旋翼的圓周方向等距隔開。
5.根據(jù)前述任一權(quán)利要求所述的旋轉(zhuǎn)翼飛行器，其中，所述推進(jìn)器被安裝到相應(yīng)的徑向臂，所述徑向臂從安裝到所述機(jī)身的吊桿延伸并軸向延伸通過所述主旋翼的心軸。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的旋轉(zhuǎn)翼飛行器，在根據(jù)權(quán)利要求2所述的情況下，其中所述推進(jìn)器被安裝在從所述吊桿延伸的徑向臂上，所述徑向臂可圍繞所述主旋翼的心軸轉(zhuǎn)動，從而改變所述推進(jìn)器相對于所述主旋翼的圓周位置。
7.根據(jù)前述任一權(quán)利要求所述的旋轉(zhuǎn)翼飛行器，其中，每個所述推進(jìn)器包括在所述主旋翼的徑向平面中旋轉(zhuǎn)的螺旋槳。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的旋轉(zhuǎn)翼飛行器，其中，所述螺旋槳為斜度可變的螺旋槳，適于將推進(jìn)力沿著相對于所述主旋翼的任一圓周方向傳送。
9.根據(jù)權(quán)利要求7或8所述的旋轉(zhuǎn)翼飛行器，其中所述推進(jìn)器的螺旋槳通過傳動軸而被驅(qū)動，所述傳動軸軸向延伸而通過所述主旋翼的心軸。
10.根據(jù)權(quán)利要求1-6中任一權(quán)利要求所述的旋轉(zhuǎn)翼飛行器，其中每個所述推進(jìn)器包括可導(dǎo)向的反作用噴嘴。
11.根據(jù)前述任一權(quán)利要求所述的旋轉(zhuǎn)翼飛行器，其中所述旋翼定位于所述機(jī)身的上方，而所述推進(jìn)器定位于所述旋翼的上方。
12.根據(jù)權(quán)利要求11所述的旋轉(zhuǎn)翼飛行器，包括安裝在所述旋翼下方的推進(jìn)器第二陣列。
13.根據(jù)前述任一權(quán)利要求所述的旋轉(zhuǎn)翼飛行器，其中所述主旋翼為斜度固定的旋翼。
14.根據(jù)權(quán)利要求1-12中任一權(quán)利要求所述的旋轉(zhuǎn)翼飛行器，其中所述主旋翼具有集中斜度控制。
15.根據(jù)前述任一權(quán)利要求所述的旋轉(zhuǎn)翼飛行器，其中所述主旋翼至少部分地被保護(hù)罩所圍繞。
16.根據(jù)權(quán)利要求15所述的旋轉(zhuǎn)翼飛行器，其中所述罩包括圍繞所述主旋翼的管道。
17.一種根據(jù)前述任一權(quán)利要求的遠(yuǎn)程駕駛的旋轉(zhuǎn)翼飛行器。
18.一種控制旋轉(zhuǎn)翼飛行器的方法，所述旋轉(zhuǎn)翼飛行器包括機(jī)身、主旋翼和推進(jìn)器陣列，所述推進(jìn)器陣列被安裝到所述機(jī)身并被布置在與所述主旋翼的平面平行且隔開的平面中，以將推進(jìn)力沿著相對于所述主旋翼的圓周方向而傳送，所述方法包括控制由每個所述推進(jìn)器所產(chǎn)生的力的大小和圓周方向，以產(chǎn)生轉(zhuǎn)矩來抵抗施加于所述主旋翼的扭矩，并可選地產(chǎn)生在相對于所述主旋翼的軸線的選定徑向方向上的力。
19.根據(jù)權(quán)利要求18所述的方法，其中所述推進(jìn)器陣列包括兩個相對取向的推進(jìn)器，而由相應(yīng)的推進(jìn)器所產(chǎn)生的力的大小之差產(chǎn)生徑向力，并且所述徑向力的徑向方向通過將所述推進(jìn)器陣列相對于所述機(jī)身圍繞所述主旋翼的軸線轉(zhuǎn)動而選定。
20.根據(jù)權(quán)利要求18所述的方法，其中所述推進(jìn)器陣列包括相對于所述機(jī)身而固定并沿著所述主旋翼的圓周方向而隔開的三個或更多個推進(jìn)器，并且，通過改變由相應(yīng)的推進(jìn)器所產(chǎn)生的推進(jìn)力的大小和/或圓周方向而產(chǎn)生徑向力，從而產(chǎn)生在相對于所述主旋翼的軸線的選定徑向方向上的合力。
21.一種傾斜旋翼飛行器，包括具有縱向軸線和橫切軸線的機(jī)身，和安裝到所述機(jī)身并用于在第一位置與第二位置之間進(jìn)行傾斜運(yùn)動的旋翼，在所述第一位置中，所述旋翼可在大致平行于所述縱向軸線和橫切軸線的平面中旋轉(zhuǎn)，在所述第二位置中，所述旋翼可在大致垂直于所述縱向軸線并平行于所述橫切軸線的平面中旋轉(zhuǎn)，所述飛行器進(jìn)一步包括被安裝用于通過所述旋翼進(jìn)行傾斜運(yùn)動的多個控制推進(jìn)器，每個所述推進(jìn)器可操作以提供推進(jìn)力，所述推進(jìn)力作用在相對于所述旋翼的切線方向上，并作用在與所述旋翼的平面平行且隔開的平面中。
22.根據(jù)權(quán)利要求21所述的傾斜旋翼飛行器，進(jìn)一步包括安裝到所述機(jī)身從而在前向飛行中支撐所述飛行器的一對機(jī)翼。
23.根據(jù)權(quán)利要求21所述的傾斜旋翼飛行器，進(jìn)一步包括安裝用于通過所述旋翼進(jìn)行傾斜運(yùn)動的一對機(jī)翼，所述機(jī)翼的翼弦方向大致對準(zhǔn)所述旋翼的軸線。
24.根據(jù)權(quán)利要求21-23中任一權(quán)利要求所述的傾斜旋翼飛行器，其中，所述控制推進(jìn)器被安裝到相應(yīng)的徑向臂的徑向外端，所述徑向臂從吊桿延伸，而所述吊桿軸向突出于所述旋翼并可隨之傾斜。
25.根據(jù)權(quán)利要求24所述的傾斜旋翼飛行器，其中，所述徑向臂被設(shè)置具有空氣動力學(xué)控制表面，當(dāng)所述旋翼處于其所述第二位置時，所述空氣動力學(xué)控制表面可操作以控制前向飛行的所述飛行器。
26.根據(jù)權(quán)利要求25所述的傾斜旋翼飛行器，其中，當(dāng)所述旋翼處于其所述第二位置時，所述徑向臂被定位在所述機(jī)身的前方，并提供豎直控制表面和一對水平控制表面。
27.根據(jù)權(quán)利要求26所述的傾斜旋翼飛行器，其中，所述水平控制表面具有下反角末端部分，而相應(yīng)的推進(jìn)器被安裝在所述末端部分中。
28.根據(jù)權(quán)利要求21-27中任一權(quán)利要求所述的傾斜旋翼飛行器，每個所述推進(jìn)器包括在所述主旋翼的徑向平面中旋轉(zhuǎn)的螺旋槳。
29.根據(jù)權(quán)利要求27所述的傾斜旋翼飛行器，其中每個所述推進(jìn)器包括可導(dǎo)向的反作用噴嘴。
30.根據(jù)權(quán)利要求21-29中任一權(quán)利要求所述的傾斜旋翼飛行器，其中所述主旋翼為斜度固定的旋翼。
31.根據(jù)權(quán)利要求21-29中任一權(quán)利要求所述的傾斜旋翼飛行器，其中所述主旋翼具有集中斜度控制。
32.根據(jù)權(quán)利要求21-31中任一權(quán)利要求所述的傾斜旋翼飛行器，其中所述旋翼被管道所包圍。
33.一種用于旋轉(zhuǎn)翼飛行器的飛行控制系統(tǒng)，所述飛行器具有可操作以產(chǎn)生提升力以便支持飛行中的所述飛行器的主旋翼，所述控制系統(tǒng)包括多個控制推進(jìn)器，每個所述控制推進(jìn)器可操作以提供推進(jìn)力，所述推進(jìn)力作用在相對于所述主旋翼的切向方向上，并作用在與所述主旋翼平面平行且隔開的平面中；和控制裝置，用于根據(jù)由飛行員施加的控制輸入，控制由每個所述推進(jìn)器所產(chǎn)生的推進(jìn)力的大小和圓周方向。
34.根據(jù)權(quán)利要求33所述的飛行控制系統(tǒng)，其中所述推進(jìn)器為在與主旋翼平面徑向相交的平面中旋轉(zhuǎn)的螺旋槳，并且所述控制裝置包括相應(yīng)的致動器和聯(lián)動機(jī)構(gòu)，該聯(lián)動機(jī)構(gòu)可被所述致動器操作，以改變每個所述螺旋槳的集中傾斜。
35.根據(jù)權(quán)利要求34所述的飛行控制系統(tǒng)，其中，所述控制裝置可操作以響應(yīng)由飛行員施加的單個控制輸入，從而改變一個或多個所述螺旋槳的斜度。
36.一種控制旋轉(zhuǎn)翼飛行器的方法，所述飛行器包括機(jī)身、主旋翼和多個控制推進(jìn)器，每個所述推進(jìn)器可操作以提供推進(jìn)力，所述推進(jìn)力作用在相對于所述主旋翼的切線方向上，并作用在與所述主旋翼的平面平行且隔開的平面中，所述方法包括確定所需的飛行方向；調(diào)節(jié)由所述推進(jìn)器所產(chǎn)生的力的大小和/或方向，使得這些力產(chǎn)生轉(zhuǎn)矩，該轉(zhuǎn)矩抵消所述主旋翼的扭矩，并且這些力的合力還產(chǎn)生朝向所需飛行方向的徑向力。
37.根據(jù)權(quán)利要求36所述的方法，其中提供相對取向的兩個推進(jìn)器，并且，所述徑向力的方向通過將所述一對推進(jìn)器沿著所述主旋翼的軸線而轉(zhuǎn)動來進(jìn)行控制。
38.根據(jù)權(quán)利要求36所述的方法，其中提供三個或更多個推進(jìn)器，所述推進(jìn)器相對于所述主旋翼而沿圓周隔開，并且，通過改變由每個所述推進(jìn)器所產(chǎn)生的力的大小和/或圓周方向，控制所述徑向力的合力的方向。
全文摘要
本發(fā)明描述了一種旋轉(zhuǎn)翼飛行器，其包括機(jī)身(5)，主旋翼(3)，其相對于所述機(jī)身而在主旋翼平面中可旋轉(zhuǎn)，用于支撐飛行中的所述飛行器；和多個控制推進(jìn)器(7)，每個所述控制推進(jìn)器可操作以提供推進(jìn)力，所述推進(jìn)力作用在相對于所述主旋翼的切向方向上，并作用在與所述主旋翼平面平行且隔開的平面中。所述多個控制推進(jìn)器可包括相對取向的一對推進(jìn)器，所述一對推進(jìn)器被安裝用于圍繞所述主旋翼的軸線相對于所述機(jī)身而進(jìn)行選擇性轉(zhuǎn)動?？商娲厍覂?yōu)選地，所述多個推進(jìn)器可包括沿著所述主旋翼的圓周方向而分開的三個或更多個推進(jìn)器。本發(fā)明還描述了一種傾斜旋翼飛行器，其中提供了推進(jìn)器陣列，用于盤旋飛行中的側(cè)向控制和前向飛行中的方向控制。
文檔編號B64C27/82GK101027214SQ200580032288
公開日2007年8月29日 申請日期2005年9月22日 優(yōu)先權(quán)日2004年9月23日
發(fā)明者保羅·文森茨 申請人:托克及蒂爾德有限公司