專利名稱：用于飛行器的自動旋翼系統(tǒng)的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種用于飛行器的旋翼系統(tǒng)，該旋翼系統(tǒng)包括具有一旋轉結構的旋 翼，該旋轉結構安裝成能繞一旋轉軸線旋轉并支承旋翼葉片的近端。該旋翼系統(tǒng)包括用于 向旋轉結構提供增壓的排氣的噴射渦輪，該旋轉結構具有至少一個噴管出口和至少一個噴 流導管，該噴流導管用于將增壓的排氣從渦輪傳輸?shù)絿姽艹隹?，以通過經(jīng)由噴管出口排出 增壓的排氣而導致旋轉結構的旋轉。
背景技術：
能夠通過旋轉翼豎直起飛和著陸的飛行器——例如直升機——典型地制成這樣 的構型，即，水平旋轉的主旋翼和豎直旋轉的尾旋翼聯(lián)接到變速箱并通過噴射渦輪發(fā)動機 提供動力。豎直的尾旋翼對于補償由主旋翼在飛行器機身上施加的力矩是必要的。尾旋 翼、變速箱和它們的聯(lián)接裝置占用了很多重量，這些重量否則可以是有用的載荷，或者可以 導致節(jié)省能量。已知不需要尾旋翼、變速箱和聯(lián)接軸的飛行器，但在該飛行器中，旋翼葉片通過末 端安裝的沖壓噴射發(fā)動機提供動力，該沖壓噴射發(fā)動機利用在旋轉翼末端的高的速度。然 而，顯而易見的是，沖壓噴射結構噪音非常大，耗能，且具有這樣的缺點，即，沖壓噴射發(fā)動 機從排氣中產(chǎn)生非常明亮的環(huán)。另外還存在其它結構，其中安裝在飛行器機身內的噴射渦輪產(chǎn)生增壓的空氣，該 增壓的空氣被引導至旋轉翼末端的噴管。然而，這需要復雜的技術并產(chǎn)生巨大損失。可選擇地，如在Jones等人的美國專利No. 3，052，305中公開的，公開了一種直升 機，該直升機具有在旋翼組件上同心/同軸安裝并與其一起旋轉的燃氣渦輪。來自發(fā)動機 的燃燒氣體(燃燒廢氣，combustion gas)被引出至葉片末端并被沿切向排出，以導致旋翼 的旋轉。另一個可供選擇的方案由Keller的美國專利No. 5，984，635公開，其中，直升機具 有一上方的空心的圓形的穩(wěn)壓箱(plenum)，該穩(wěn)壓箱與多個中空的旋翼葉片氣體連通。來 自于與直升機機身相鄰的兩個噴射發(fā)動機的增壓的氣體被供給葉片并在葉片末端被沿切 向排出。再一個可供選擇的方案由Eyre的英國專利申請GB 1229577公開，其中，直升機設 置有圓柱形葉片，該葉片具有基本上沿葉片的整個長度的氣體出口。從直升機艙室上方的 旋翼葉轂中的兩個燃氣渦輪提供氣體。這種系統(tǒng)的優(yōu)點是由于缺少傳動裝置和傳動軸而具 有小的重量。然而，這種系統(tǒng)的不利之處在于，這些圓柱形葉片——其與現(xiàn)在的空氣動力學 葉片外形差距很大——尚未在實踐中被證明其在使用過程中是安全的。所有這些現(xiàn)有技術的系統(tǒng)都是專用系統(tǒng)，這些系統(tǒng)缺少一般性的多功能性和可升 級性/可擴展性。

發(fā)明內容
本發(fā)明的目的是提供一種通用的直升機旋翼系統(tǒng)，該系統(tǒng)不需要變速箱和傳動軸，并利用了現(xiàn)有技術的空氣動力學旋翼葉片的眾所周知的多功能性。該目的通過一種旋翼系統(tǒng)實現(xiàn)，該旋翼系統(tǒng)分成最里面的驅動部分和最外面的常 規(guī)的旋翼葉片部分。最里面的驅動部分容納噴射渦輪，噴射流從該噴射渦輪經(jīng)導管被導向 設在旋翼葉片部分的前端之前的噴管。在結構細節(jié)上，本發(fā)明是一種用于飛行器的旋翼系統(tǒng)，該旋翼系統(tǒng)包括一旋轉結 構，該旋轉結構安裝成能繞一旋轉軸線旋轉并支承至少一個旋翼葉片的近端。該旋翼系統(tǒng) 還包括用于向旋轉結構提供增壓的排氣的噴射渦輪，該旋轉結構具有至少一個噴管出口和 至少一個用于將增壓的排氣從渦輪傳輸?shù)絿姽艹隹诘膰娏鲗Ч?。增壓的排氣從旋轉結構通 過噴管出口被排出，這導致旋轉結構的旋轉。優(yōu)選地，氣體的排出沿著相對于旋轉的切線方 向，與現(xiàn)有技術的系統(tǒng)中一樣。與前面提到的Eyre的英國專利申請GB 1299577公開的現(xiàn) 有技術的系統(tǒng)比較，只有旋轉結構包括噴流導管和噴管出口，旋翼葉片不包括噴流導管和 噴管出口。由此使得，旋翼系統(tǒng)由于具有驅動部分和一個或多個旋翼葉片的明顯分割而成為 簡化的系統(tǒng)，該驅動部分包括旋轉結構和渦輪。技術上的明顯分割使得驅動部分和旋翼葉 片可以被分別開發(fā)和生產(chǎn)。對于相同的驅動部分，不同大小的旋翼葉片或不同類型的旋翼 葉片可以被提供，并被連接到驅動部分的旋轉結構上。因此，驅動部分是用于各種不同的旋 翼構造的通用的解決方案，其能夠在不修改驅動部分而只通過安裝具有合適尺寸的旋翼葉 片的情況下容易地按比例匹配于、適配于和再用于其它構型中。事實上，傳統(tǒng)的現(xiàn)有技術的 直升機旋翼葉片可安裝到根據(jù)本發(fā)明的驅動部分。該驅動部分具有旋轉結構，該結構保持至少一個旋翼葉片——而不是多個旋翼葉 片——的近端，并給予旋翼葉片旋轉驅動力，以通過葉片實現(xiàn)飛行器的提升。優(yōu)選地，旋轉 結構構造成使得其有助于在旋轉和在向前飛行中都造成最小的阻力，且不增加系統(tǒng)的提 升，或至少不增加對系統(tǒng)的任何顯著的升力。從旋轉軸線到旋翼葉片的近端的距離比從旋 轉軸線到旋轉葉片的遠端的距離小得多。例如，旋轉的旋轉結構的半徑小于整個旋翼的半 徑的一半或三分之一。因此，典型地，旋轉的旋翼葉片所覆蓋的面積也比旋轉的旋轉結構所 覆蓋的面積大得多。另外，由于離旋轉軸線的距離較大，旋翼葉片的遠端的速度比旋轉結構 的速度大得多。因此，旋翼葉片的提升是產(chǎn)生升力的全部原因或至少是主要原因。旋翼系統(tǒng)是自動的，其支承結構只需要用于燃料和電線的管——優(yōu)選柔性管—— 的連接便可附接到飛行器機身上，從而由于不需要重的變速箱連同相關的傳動軸等而實現(xiàn) 顯著的重量減輕。同時，噴射流在不轉換為另一形式的能量——例如機械扭轉——的情況 下被直接利用，因此消除了轉換損失。在上述意義上的飛行器機身的非唯一性的示例是用于人的艙室、無人的貨艙、或 具有用于在飛行中拍照或測量的設備的艙室。根據(jù)本發(fā)明的旋翼系統(tǒng)主要是計劃用作直升機飛行器的旋轉翼。然而，本發(fā)明具 有一般性的特征，并同樣可用于飛機螺旋槳。通過在例如旋翼長度的40%處分割驅動部分和旋翼葉片部分，只損失了提升盤面 積的17%，這可由在最外面區(qū)域的只加長9%的旋翼葉片部分代替。相對于排氣噴管位于 葉片末端的現(xiàn)有技術的系統(tǒng)，通過將排氣噴管更靠近旋轉軸線設置，相應地降低了噴管速 度。這提高了根據(jù)本發(fā)明的系統(tǒng)的效率。
驅動部分優(yōu)選包括集成在旋翼系統(tǒng)中的徑流式噴射渦輪，使得該渦輪與旋轉結構 的旋轉軸線同軸線布置。噴射盤可選地具有設置在旋轉結構的導管的平面中的渦輪葉片。例如，噴射渦輪具有支承結構，該支承結構具有用于與飛行器機身非旋轉式連接 的第一側和旋轉式聯(lián)接到徑流式噴射盤的相對的第二側，該徑流式噴射盤具有壓縮機葉 片，在支承結構的第二側上設置有用于空氣進入的入口。具有噴射渦輪的驅動部分包括旋轉噴射盤、旋轉結構和支承結構。該噴射渦輪設 計成使得燃燒室穩(wěn)固地連接到支承結構上，并因而在沒有任何復雜的旋轉聯(lián)接裝置的情況 下直接連接到燃料和控制裝置。這通過下面的構造實現(xiàn)。噴射渦輪包括具有底座的旋轉噴 射盤，在該底座上設置有壓縮機葉片。壓縮機葉片具有固定到底座上的鄰近部分和遠離底 座的遠側部分。在壓縮機葉片的遠側部分上設置有連接壓縮機葉片的遠側部分與渦輪葉片 的盤件。從壓縮機葉片到燃燒室的空氣和從燃燒室到渦輪葉片的燃燒氣體在底座和盤件之 間的空間內流動。有利地，噴射渦輪可具有作為起動和發(fā)電機(generator)裝置的集成的永磁體電 磁馬達。旋轉的噴射盤包括磁體，旋翼系統(tǒng)的支承結構包括電磁體，該電磁體在此可直接電 連接到調節(jié)裝置。起動和發(fā)電機裝置因而只具有在支承結構和噴射渦輪的旋轉部分之間的 磁性聯(lián)接裝置，因此避免了復雜的旋轉聯(lián)接裝置。當旋翼系統(tǒng)用于直升機類型的飛行器時，飛行器的偏航可借助于集成的永磁體電 磁馬達相對于旋翼的角動量進行調節(jié)。旋轉結構容納磁體，支承結構容納電磁體。根據(jù)本發(fā) 明，電磁體與調節(jié)裝置直接電連接，用于控制旋轉結構和支承結構之間的相對運動。因此， 飛行器的偏航只具有在支承結構和旋翼之間的磁性聯(lián)接裝置。用于起動和發(fā)電機裝置兩者的電馬達和用于偏航調節(jié)的電馬達的可供選擇的示 例性實施例可以實現(xiàn)為具有鼠籠式轉子而不是永磁體的異步(感應)馬達。然而，鼠籠式 轉子將在特征結構中相對于電磁體采取遠側位置。例如，利用鼠籠式轉子與定子中的(磁) 極的數(shù)量匹配的自然能力也許是有益的。并且，鼠籠式轉子的滑動性能減少了機械結構上 的撕扯和磨損，提供了較小的峰值轉矩。用于根據(jù)本發(fā)明的旋翼的驅動部分可帶有入口保護裝置，例如蓋，該入口保護裝 置固定到旋轉葉片系統(tǒng)的支承結構上。將其固定到支承結構上使得該蓋的空氣吸入將指向 由支承結構確定的方向，例如與飛行器的飛行方向一致。特別是當高速飛行時，該蓋將使流 向噴射渦輪的入口的空氣流穩(wěn)定。該旋翼系統(tǒng)可升級/擴展成一個以上的旋翼葉片和一個以上的噴射渦輪。一個示 例是五個旋翼葉片的構型，并帶有兩個噴射渦輪。兩個噴射渦輪可設置成背靠背的構型，且 兩個渦輪構型實現(xiàn)了冗余。直升機的姿態(tài)控制——例如側斜(banking)——經(jīng)常通過周期的傾斜/俯仰控制 而發(fā)生，其中，在葉片在旋轉平面中運動的過程中，旋轉葉片的傾斜角是連續(xù)變化的。由于 根據(jù)本發(fā)明的旋翼系統(tǒng)是自動的并且只需要與飛行器機身的柔性連接件，因此，姿態(tài)可通 過連接飛行器的支承結構的六腿懸架進行控制。六腿懸架也稱作六腳架，是由V. Gough在 1955年發(fā)明的。六條腿是能縱向延伸的執(zhí)行元件，該元件提供了旋翼系統(tǒng)相對飛行器機身 的六條軸線上的自由度。該元件還提供了用于旋翼葉片部分的簡化的固定的傾斜角的可能 性，從旋轉翼得到的升力可通過旋轉速度進行調節(jié)。由于不需要復雜的總體的和周期的傾斜控制機構，這使得旋轉翼顯著簡化。在旋翼系統(tǒng)上的六腿懸架集成有在執(zhí)行元件失效的情況下的內置冗余。調節(jié)裝置 可通過計算針對作用的執(zhí)行元件的替換設置來補償失效的執(zhí)行元件。這將導致這樣的情 形，即，其中旋轉翼將采取相對于飛行器機身的替換高度，這對于耐飛性將是無關緊要的。 兩個執(zhí)行元件同時失效時仍可以操縱飛行器，但是失去了平衡。由于根據(jù)本發(fā)明的懸掛在六腳架上的自動旋翼系統(tǒng)構成了飛行器的所有控制裝 置，因此，飛行器機身可以靈活地設計。例如飛行器機身可設計成獨立于飛行方向指向任意 方向的圓形的罩艙(dome)。飛行器可以是用于軍事偵察任務的無人飛行器。這里的罩艙可 以是具有光學傳感器的傳感器罩艙，該光學傳感器可獨立于飛行方向指向任意方向。該罩 艙可以是雷達天線，并以獨立的轉速旋轉?？傊?，本發(fā)明涉及一種用于飛行器的自動旋轉翼，該旋轉翼分成驅動部分和旋翼 葉片部分。驅動部分容納有集成的噴射渦輪。集成的噴射渦輪只包括一個相對于支承結構 旋轉的構件——噴射盤。通過向支承結構提供電磁體和向噴射盤提供永磁體，起動和發(fā)電 機裝置可以簡單的方式結合。通過旋翼葉片的固定的傾斜設置和通過用于控制所得的總升 力的簡單的旋轉速度控制，旋翼系統(tǒng)還可進一步簡化。該系統(tǒng)還容納有用于通過利用旋翼 的角動量來使飛行器偏航的裝置，在六腳架中懸掛旋翼將構成用于飛行器的所有姿態(tài)控制 裝置，從而飛行器機身可采取任何形式而不需要尾部。旋轉葉片結構是自動單元，飛行器機 身可靈活地和獨立地設計?？缮?擴展的自動旋翼系統(tǒng)可應用到需要豎直起飛和著陸的各種類型的飛行 器。它們可以是用于運輸人員和貨物的飛行器，例如直升機，也可以是用于軍事偵察和搜索 任務的無人飛行器。由于根據(jù)本發(fā)明的旋翼系統(tǒng)構成用于飛行器的所有控制裝置，并且例 如不需要尾部部分，因此，飛行器機身可以靈活地設計。另外，飛行器可以是可獨立于飛行 方向指向任意方向的傳感器莢狀艙(pod)。飛行器例如可以是在空氣動力學包絡線中以獨 立的旋轉速度旋轉的雷達天線。下面描述獨立于上述發(fā)明的四個實施例，這四個實施例中的兩個或多個可以相互
口井O1——用于末端H有Ptlf的Π十片的驅云力部分如上所述，驅動部分包括噴射渦輪、旋轉結構和支承結構。通過略微改動旋轉結 構，驅動部分可用于現(xiàn)有技術的旋翼葉片——該葉片在葉片末端具有氣流排出噴管，例如 在美國專利5，984，635中公開的。需要的改動是在旋轉結構中的導管和葉片中的導管之間 的聯(lián)接裝置。在此情況中，導管不是在旋轉結構的排出噴管處結束，而是在與葉片的聯(lián)接裝 置處結束。在此例中，該獨立的實施例可被描述成用于飛行器的旋翼系統(tǒng)，該旋翼系統(tǒng)包括 具有旋轉結構的旋翼，該旋轉結構安裝成繞一旋轉軸線旋轉并支承至少一個旋翼葉片的近 端。該旋翼系統(tǒng)包括用于提供增壓的排氣至旋轉結構、并進一步進入至少一個旋翼葉片的 噴射渦輪，該噴射渦輪設有噴管出口和用于將增壓的排氣從渦輪和旋轉結構傳輸至噴管出 口的噴流導管，以通過經(jīng)由設在葉片表面中——例如葉片末端——的噴管出口排出增壓的 排氣而導致具有至少一個旋翼葉片的旋轉結構的旋轉。優(yōu)選地，噴射渦輪是與旋轉結構的旋轉軸線同軸線設置的徑流式噴射渦輪。噴射
7渦輪可選地具有支承結構，該支承結構具有非旋轉式連接到飛行器機身的第一側和旋轉式 聯(lián)接到具有壓縮機葉片的徑流式噴射盤的相對的第二側。在支承結構的第二側上可設置有 用于空氣進入的入口?？蛇x地，噴射盤具有底座，在該底座上設置有壓縮機葉片，壓縮機葉片具有固定 到底座上的鄰近部分和遠離底座的遠側部分，其中，在壓縮機葉片的遠側部分上設置有連 接壓縮機葉片的遠側部分與渦輪葉片的盤件，且在支承結構上設置有用于噴射渦輪的燃燒室。旋轉結構旋轉式聯(lián)接到支承結構上，優(yōu)選地通過電磁馬達，例如起動器或發(fā)電機 或兩者。這種電磁馬達可包括至少一個位于旋轉結構上的永磁體和至少一個位于支承結構 上的電磁體。有利地，電磁體電連接到用于調節(jié)支承結構相對于旋轉結構的偏航的調節(jié)裝 置。在一可選擇的示例性實施例中，用于偏航調節(jié)的電馬達可以實現(xiàn)為具有鼠籠式轉子而 不是永磁體的異步(感應)馬達。可選地，入口保護構裝置設置成部分地覆蓋入口，且通過不動的連接件固定到支 承結構上。該至少一個旋翼葉片可以如上所述以不動的傾斜角連接到旋轉結構上。這種改動后的旋翼系統(tǒng)可與如上所述的六腿懸架結合使用。這種改動后的旋翼系統(tǒng)也可以與如上所述的形式為圓形罩艙的飛行器機身結合 使用。替換方案2——噴射渦輪噴射渦輪的構造在關于具有氣體噴管出口的旋轉結構方面是有益的。然而，這對 于噴射渦輪自身的工作是不必要的。因此，該獨立的實施例可被描述為具有支承結構的噴射渦輪，該支承結構具有與 機身、例如飛行器機身非旋轉式連接的第一側和旋轉式聯(lián)接到具有壓縮機葉片的徑流式噴 射盤的相對的第二側。在支承結構的第二側上設置有用于空氣進入的入口。可選地，噴射盤具有底座，在該底座上設置有壓縮機葉片，壓縮機葉片具有固定 到底座上的鄰近部分和遠離底座的遠側部分，其中，在壓縮機葉片的遠側部分上設置有連 接壓縮機葉片的遠側部分與渦輪葉片的盤件，并在支承結構上設置有用于噴射渦輪的燃燒 室。噴射渦輪可設置有起動和發(fā)電裝置，其中在徑流式噴射盤上設置有磁體，在支承 結構上設置有與磁體共同作用的電磁體。電磁體電連接到調節(jié)裝置，因此，起動和發(fā)電裝置 只在支承結構和噴射盤之間具有磁性聯(lián)接裝置。在一可選擇的示例性實施例中，用于起動 和發(fā)電裝置兩者的電馬達可實現(xiàn)為具有鼠籠式轉子而不是永磁體的異步(感應)馬達。支承結構可以是不動的支承件。飛行器的旋轉結構可以優(yōu)選地通過電磁馬達旋轉式聯(lián)接到支承結構。這種電磁馬 達可包括至少一個位于旋轉結構上的永磁體和至少一個位于支承結構上的電磁體。有利 地，電磁體電連接到用于調節(jié)支承結構相對于旋轉結構的偏航的調節(jié)裝置?？蛇x地，入口保護裝置設置成部分地覆蓋入口，且通過不動的連接件固定到支承 結構上。這種噴射渦輪也可與現(xiàn)有技術的直升機旋翼結合，例如集成在美國專利No. 5，984，635公開的系統(tǒng)的穩(wěn)壓箱中，并連接旋翼與飛行器艙室。其也可替換在美國專利 No. 3，052，305中公開的渦輪，或集成在英國專利說明書GB 1，229，557的旋翼葉轂中。另外，噴射渦輪可不集成于飛行器中使用，而是作為一般的噴射渦輪，其中，在旋 轉的噴射盤的一側上設置有支承結構——例如作為不動部分——和在旋轉的噴射盤的相 對側設置有空氣吸入口是有益的，尤其是在燃燒室設置在支承結構上和壓縮機葉片經(jīng)由連 接盤件與渦輪葉片連接的情況中。這種噴射渦輪可有利地與上述可選方案1結合，或與如上所述以及在下面所述的 可選方案4中描述的六腿懸架結合使用。其也可以與如上所述的形式為圓形罩艙的飛行器 機身結合使用。3——■己云力織申鮮通過將磁體插入到傳統(tǒng)的噴射渦輪的噴射旋翼中、例如插入到旋轉的壓縮機葉片 中，以及通過在噴射渦輪的外側以圓形方式在磁體的旋轉平面中安裝電磁體，例如可選方 案2描述的用于噴射渦輪的起動和發(fā)電裝置也可有利地被用于傳統(tǒng)的噴射渦輪。如果電磁 體電連接到調節(jié)裝置，則起動和發(fā)電裝置只在噴射渦輪的不動部分和旋轉部分之間具有磁 性聯(lián)接裝置，這樣避免了復雜的聯(lián)接(裝置)。替換方案4——六腳架如上所公開的，如果被插入到旋翼系統(tǒng)和直升機艙室之間，則具有六腳架機構的 姿態(tài)控制裝置也可改進現(xiàn)有技術的直升機系統(tǒng)。該獨立的實施例可被描述為用于插入在飛行器機身例如艙室和飛行器的旋翼系 統(tǒng)之間的姿態(tài)控制機構，該姿態(tài)控制機構包括六腿懸架，該六腿懸架具有用于連接到旋翼 系統(tǒng)的第一連接件和用于連接到飛行器機身的第二連接件，其中，六腿懸架設計成具有六 條腿的六腳架，每條腿包括能縱向延伸的執(zhí)行元件。六腳架可與上文的三個可選方案中的一個或多個結合。


下面將結合示出了示例性實施例的附圖描述根據(jù)本發(fā)明的旋轉翼，其中圖1示出了從上方看到的具有特征分割和主要部件的旋轉翼；圖2示出了與旋轉翼的旋轉軸線同軸線布置的徑流式噴射渦輪的剖視圖；圖3示出了徑流式噴射盤；圖4示出了空氣入口保護裝置；圖5示出了旋轉翼的五翼式示例性實施例；圖6示出了背靠背布置的兩個噴射渦輪的示例性實施例；圖7示出了將旋轉翼和飛行器機身連接到飛行器的姿態(tài)控制裝置的六腿懸架(六 腳架)；圖8示出了六腿懸架(六腳架)的俯視圖；圖9示出了飛行器設計成圓形的傳感器罩艙的示例性實施例；圖10示出了使用商業(yè)現(xiàn)貨供應(commercial off-the-shelf)的噴射渦輪的旋翼 系統(tǒng)的剖視圖；圖11示出了根據(jù)本發(fā)明的推進型旋翼系統(tǒng)。
具體實施例方式圖1示出了從上方看到的旋翼系統(tǒng)，該系統(tǒng)分成驅動部分2和旋翼葉片部分3。驅 動部分2包括噴射渦輪4，噴射流從該噴射渦輪通過內部的噴流導管5到達噴管出口 6，從 而被導入旋轉結構7中。噴管出口 6設計成使得來自噴管出口 6的噴射流與旋轉結構7的 縱向軸線垂直并在旋轉平面內作用，以提供最大效果。系統(tǒng)的旋翼1包括旋轉結構7和旋 翼葉片3，該葉片通過它們的近端9——與它們的遠端相對——固定到旋轉結構7上，并與 旋轉結構7 —起繞旋轉軸線8旋轉。圖2示出了徑流式噴射渦輪4的剖視圖。旋翼系統(tǒng)的驅動部分2主要包括三個機 械結構，它們是-與飛行器連接的支承結構20；-旋轉結構7，該旋轉結構與葉片3—起繞旋轉軸線8旋轉，并通過電動偏航馬達 51聯(lián)接到支承結構20，該馬達51具有磁體18和電磁體19 ；-和徑流式噴射盤14，該噴射盤通過電起動器/發(fā)電機馬達50旋轉式聯(lián)接到支承 結構20，該馬達50具有磁體21和電磁體22。支承結構20包括噴射渦輪4的底座20’。空氣通過入口 12導入噴射盤14中，到達壓縮機葉片11，并向前通過燃燒室16到 達渦輪葉片17，噴射流從渦輪葉片通過導管5導入噴管出口 6。燃燒室16包括擴散器系統(tǒng) 和排氣導葉系統(tǒng)。在圖2中可以看到噴射盤14的特征設計。噴射盤14具有盤底座14’，在該底座上 設置有壓縮機葉片11。壓縮機葉片11具有固定到盤底座14’的鄰近部分11’和遠離盤底 座14’的遠側部分11”。在壓縮機葉片11的遠側部分11”上設置有連接壓縮機葉片11的 遠側部分11”與渦輪葉片17的盤件15。從壓縮機葉片11到燃燒室16的空氣和從燃燒室 16到渦輪葉片17的燃燒氣體在盤底座14’和盤件15之間的空間內流動。該設計有益地實現(xiàn)了燃燒室16穩(wěn)固地安裝在支承結構20上，使得燃料供應25、電 連接24和調節(jié)裝置23不必通過旋轉連接延伸到飛行器。根據(jù)本發(fā)明的噴射渦輪4具有集成的起動裝置和發(fā)電裝置，該起動裝置和發(fā)電裝 置包括具有磁體21和電磁體22的永磁體電馬達/發(fā)電機50。旋轉的盤14容納磁體21， 支承結構20容納電連接到調節(jié)裝置23的電磁體22。根據(jù)本發(fā)明的旋翼系統(tǒng)可通過集成的永磁體電馬達51控制飛行器的偏航。旋轉 結構7容納磁體18，不動的支承結構20容納電連接到調節(jié)裝置23的電磁體19。由于來自噴射渦輪4經(jīng)由出口 6排出的徑向引導的增壓的排氣導致旋轉結構7與 葉片2的旋轉，因此，在支承結構20上沒有施加顯著的旋轉反作用力。因此，與傳統(tǒng)的直升 機比較，不需要尾旋翼。直升機艙室相對于地球的旋轉調節(jié)(偏航)通過推進或減緩支承 結構20的電磁體19和旋轉結構7的磁體18之間的旋轉實現(xiàn)。圖3示出了從入口看到的徑流式噴射盤14的示例性實施例。壓縮機葉片11和連 接盤15將壓縮機葉片11的遠側部分11”和渦輪葉片17連接。圖4示出了具有帽式的空氣入口保護裝置的示例性實施例，其中裝置26固定27 到支承結構20上。因此，旋轉結構7和噴射盤14相對于帽26旋轉。箭頭28示出了飛行 方向。
圖5示出了具有旋轉結構V的五翼式構型的旋轉翼和具有與旋轉結構V的旋轉 軸線同軸線設置的噴射渦輪4的示例性實施例。圖6示出了設置成背靠背構型的噴射渦輪的示例性實施例，其中第二渦輪4’與旋 轉結構7的旋轉軸線8同軸線設置，該實施例具有兩個導管5、5’。第一渦輪具有第一入口 12，第二渦輪4’具有在相反方向上的第二入口 12’。第二渦輪4’引導排氣進入第二內部導 管5’，到達噴管出口。圖7示出了具有根據(jù)本發(fā)明的旋翼系統(tǒng)的飛行器31的示例性實施例。旋轉葉片 3以固定的傾斜角固定到驅動部分2的旋轉結構7上。從驅動部分2與葉片3結合得到的 升力29通過旋轉結構7的旋轉速度進行調節(jié)。這與傳統(tǒng)的直升機形成對比，在傳統(tǒng)的直升 機中，得到的力是通過總體的和周期的傾斜角進行調節(jié)的。飛行器31的姿態(tài)是通過六腿懸架34控制的，其中六腿懸架34制成將旋翼系統(tǒng)的 支承結構20和飛行器機身31相互連接的六腳架。因此，六條腿在三個點處連接到驅動部分 2，并在三個點處連接到機身31，使得每兩個相鄰的腿在它們的一端處具有一個共同的連接 點，而在它們的相對端處具有兩個不同的連接點。六條腿34是能縱向延伸的執(zhí)行元件，其 中基準三角形30固定到飛行器機身31上，并且，如在圖8中更詳細地示出的，能沿六條軸 線自由運動的三角形35固定到驅動部分2的支承結構20上。圖7中的情形是，飛行器機身的重心32關于飛行器機身31的垂直中心線33移位， 飛行器的懸架34橫向偏離旋翼系統(tǒng)1到達重心32的正上方位置，由此使飛行器保持平衡。圖8示出了圖7的情形的俯視圖，其中能沿6條軸線自由運動的三角形35借助于 六個能縱向延伸的執(zhí)行元件36相對于基準三角形30移位。圖9示出了安裝在飛行器上的旋轉翼，該飛行器設計成圓形的傳感器罩艙37，其 中罩艙37可獨立于飛行方向指向任意方向。同時，罩艙37也可以獨立的旋轉速度繞罩艙 37的重心水平旋轉。圖10示出了使用商業(yè)現(xiàn)貨供應的噴射渦輪44的旋翼系統(tǒng)的示例性實施例的剖 視圖，其中，支承結構42封裝噴射渦輪44，并借助于旋轉翼主支承系統(tǒng)43旋轉式聯(lián)接到相 匹配的旋轉結構7”。旋轉結構7”繞旋轉軸線8旋轉。在該示例性實施例中，噴射渦輪具 有面向飛行器的空氣入口 38和向噴管出口 6供給增壓的排氣的噴流導管5”。為了使旋轉 結構7”在支承結構42上自由旋轉，來自噴射渦輪44的增壓的排氣借助于曲徑式密封件 (labyrinth gasket) 41 (見放大圖)連接到旋轉結構7”。封裝在支承結構42內的噴射渦輪 44是有利的，使得燃料供應25和電連接24不需要通過旋轉的連接件延伸到飛行器。另外， 偏航系統(tǒng)也由商業(yè)現(xiàn)貨供應的電磁馬達47制成，借助于皮帶傳動48連接到旋轉結構7”。圖11示出了用于渦輪螺旋槳式飛機的螺旋槳式的旋翼系統(tǒng)53。原理與圖5示出 的旋翼的原理一致。但是，旋轉軸線是水平的而不是豎直的。
1權利要求
一種用于飛行器的旋翼系統(tǒng)，該旋翼系統(tǒng)包括具有旋轉結構(7，7，)的旋翼(1)，該旋轉結構安裝成繞一旋轉軸線(8)旋轉并支承至少一個旋翼葉片(3)的近端(9)，其中，所述旋翼系統(tǒng)包括至少一個用于向所述旋轉結構(7，7’)提供增壓的排氣的噴射渦輪(4，4’)，所述旋轉結構(7，7’)具有至少一個噴管出口(6)和至少一個噴流導管(5，5’)，該噴流導管用于將所述增壓的排氣從所述噴射渦輪(4，4’)傳輸?shù)剿鰢姽艹隹?6)，以通過經(jīng)由所述噴管出口(6)排出所述增壓的排氣而導致所述旋轉結構(7，7’)的旋轉，其特征在于，只有所述旋轉結構(7，7’)包括噴流導管(5，5’)和噴管出口(6)，所述旋翼葉片(3，3’)不包括噴流導管(5，5’)和噴管出口(6)。
2.根據(jù)權利要求1所述的旋翼系統(tǒng)，其特征在于，所述噴射渦輪(4)是與所述旋翼系統(tǒng)(I)的所述旋轉軸線(8)同軸線布置的徑流式噴射渦輪。
3.根據(jù)權利要求2所述的旋翼系統(tǒng)，其特征在于，所述噴射渦輪(4)具有支承結構 (20)，該支承結構具有用于非旋轉式連接到飛行器機身(31，37)的第一側和旋轉式連接到 徑流式噴射盤(14)的相對的第二側，該徑流式噴射盤具有壓縮機葉片(11)；在所述支承結 構(20)的所述第二側上設置有用于空氣進入的入口(12)。
4.根據(jù)權利要求3所述的旋翼系統(tǒng)，其特征在于，所述噴射盤(14)具有設置在所述旋 轉結構(7)的所述導管(5)的平面中的渦輪葉片(17)。
5.根據(jù)權利要求3或4所述的旋翼系統(tǒng)，其特征在于，所述噴射盤(14)具有盤底座 (14’)，在該底座上設置有壓縮機葉片(11)，所述壓縮機葉片(11)具有固定到所述盤底座 (14，)的鄰近部分(11，)和遠離所述盤底座(14，)的遠側部分(11”)；在所述壓縮機葉片(II)的所述遠側部分(11”)上設置有盤件(15)，該盤件連接所述壓縮機葉片(11)的所述 遠側部分(11”)與渦輪葉片(17)；在所述支承結構(20)上設置有燃燒室(16)。
6.根據(jù)權利要求3、4或5所述的旋翼系統(tǒng)，其特征在于，所述噴射渦輪包括將所述噴射 盤(14)聯(lián)接到所述支承結構(20)的集成的電磁起動器馬達(50)。
7.根據(jù)權利要求6所述的旋翼系統(tǒng)，其特征在于，所述電磁起動器馬達具有作為所述 噴射盤(14)的一部分的永磁體(21)和作為所述支承結構(20)的一部分的電磁體(22)。
8.根據(jù)權利要求6所述的旋翼系統(tǒng)，其特征在于，所述電磁起動器馬達是異步感應型 馬達。
9.根據(jù)權利要求2至8中任一項所述的旋翼系統(tǒng)，其特征在于，設置有入口保護裝置 (26)，該入口保護裝置部分地覆蓋入口(12)并通過不動的連接件(27)固定到所述支承結 構(20)。
10.根據(jù)前述權利要求中任一項所述的旋翼系統(tǒng)，其特征在于，所述至少一個旋翼葉片 (3)以不變的傾斜角連接到所述旋轉結構(7，7’ )上。
11.根據(jù)前述權利要求中任一項所述的旋翼系統(tǒng)，其特征在于，用于所述旋轉結構(7， V )的半徑小于所述旋翼(1)的半徑的一半。
12.根據(jù)前述權利要求中任一項所述的旋翼系統(tǒng)，其特征在于，所述旋轉結構(7)借助 于電磁馬達(51)旋轉式聯(lián)接到所述支承結構(20)上，該電磁馬達構造成用于調節(jié)所述飛 行器機身(31)相對于所述旋轉結構(7)的偏航。
13.根據(jù)權利要求11所述的旋翼系統(tǒng)，其特征在于，所述電磁馬達包括位于所述旋轉 結構(7)上的至少一個永磁體(18)和位于所述支承結構(20)上的至少一個電磁體(19)。
14.根據(jù)權利要求11所述的旋翼系統(tǒng)，其特征在于，所述電磁馬達是異步感應型馬達。
15.根據(jù)前述權利要求中任一項所述的旋翼系統(tǒng)(1)與姿態(tài)控制機構的組合，該機構 包括六腿懸架，該六腿懸架具有連接到所述支承結構(20)的第一連接件(35)和用于連接 到飛行器機身(31，37)的第二連接件(30)，其中，六腿懸架設計成具有六條腿(34)的六腳 架，每條腿包括能縱向延伸的執(zhí)行元件(36)。
16.根據(jù)權利要求12至14中任一項所述的旋翼系統(tǒng)與飛行器機身(31，37)的組合，該 飛行器機身的形式為圓形的傳感器罩艙(37)，并構造成用于相對于地面繞豎直旋轉軸線受 控地旋轉。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種用于飛行器的旋翼系統(tǒng)，該旋翼系統(tǒng)包括具有驅動部分(2)的旋翼(1)，該驅動部分安裝成繞旋轉軸線(8)旋轉并支承至少一個旋翼葉片(3)的近端(9)。該旋翼系統(tǒng)包括用于向旋轉結構(7)提供增壓的排氣的噴射渦輪(4)，該噴射渦輪具有至少一個噴管出口(6)和至少一個噴流導管(5)，該噴流導管用于將增壓的排氣從渦輪(4)傳輸?shù)絿姽艹隹?6)，以通過經(jīng)由噴管出口(6)排出增壓的排氣而導致旋轉結構(7)的旋轉。此外，只有旋轉結構(7)包括噴流導管(5)和噴管出口(6)，旋翼葉片(3)不包括噴流導管(5)和噴管出口(6)。
文檔編號B64C27/18GK101909994SQ200880122884
公開日2010年12月8日 申請日期2008年11月6日 優(yōu)先權日2007年11月7日
發(fā)明者G·拉丁 申請人:赫利斯堪的亞有限責任公司