專利名稱：垂直升降飛機的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種垂直升降飛機(convertiplane),即，具有可調的轉子、能夠選擇性地呈現“飛機”結構和“直升機”結構的混合式飛機(hybrid aircraft)，在“飛機”結構中，轉子定位成其軸線與飛機的縱向軸線基本平行，在“直升機”結構中，轉子定位成其軸線與飛機的縱向軸線基本垂直且交叉，以兼具固定機翼渦輪螺旋槳飛機和直升機的優(yōu)點。如上所述的調節(jié)其轉子的能力使得垂直升降飛機像直升機一樣起飛和著陸，SP，不需要跑道和沿著非常陡的軌道，以將地面噪聲減到最小，例如，甚至是在市區(qū)起飛和著陸；并且使得垂直升降飛機像能夠達到并保持大約500km/h的巡航速度、或以任何比直升機的大約300km/h的巡航速度高的速度、以及7500米的典型巡航高度(其大約是直升機的巡航高度的兩倍)的飛機一樣飛行，并且使得垂直升降飛機在大多數云體和大氣擾動上方飛行。
換句話說，相對于傳統(tǒng)的直升機，垂直升降飛機具有以下優(yōu)點幾乎兩倍的巡航速度；對于給定的有效負載和燃料供應，基本兩倍的飛行距離和時間，從而使得其運轉起來更便宜；以及超過兩倍的巡航高度，從而使得其對大部分飛行過程中的天氣條件(云、湍流)不敏感。另一方面，相對于傳統(tǒng)的飛機，垂直升降飛機具有以下優(yōu)點能夠盤旋，并能夠在有限空間內，甚至是在市區(qū)，起飛和著陸。
背景技術：
目前，基本已知有兩種垂直升降飛機結構“傾斜轉子”和“機翼轉子”。在“傾斜轉子”結構中，半翼保持基本固定，僅是電機-轉子組件相對于半翼旋轉。此外,傾斜機構包括用于使相關轉子傾斜的一對致動器(actuator)以及連接致動器的軸。在US 6，220, 545中或在US-A-2009/0256026中示出了“傾斜轉子”結構和相關傾斜機構的實例。在“傾斜機翼”結構中，轉子姿態(tài)通過使半翼和轉子系統(tǒng)組件作為整體旋轉來調節(jié)。在EP-A-1057724中示出了“傾斜機翼”結構的一個實例。因此，在“傾斜轉子”結構和“傾斜機翼”結構兩者中，轉子同時傾斜。在兩種結構中，每個轉子基本包括圍繞其自己的軸線旋轉的軸以及鉸接在軸上的多個葉片。每個葉片具有可變的沖角，即，這種葉片上的參考線和定義葉片與空氣之間的相對運動的向量之間的可變角度。已知的垂直升降飛機包括用于在葉片圍繞軸的軸線的旋轉過程中循環(huán)地改變所有葉片的沖角的循環(huán)控制。換句話說，葉片的沖角在葉片相對于軸的軸線的角位置的基礎上改變。該循環(huán)控制導致轉子圓盤(rotor disk)相對于軸的固定軸線在特定方向上的傾斜。因此，轉子圓盤的傾斜在特定方向上產生推力，因此，直升機在特定方向上前進。
在已知的垂直升降飛機中，通過循環(huán)控制執(zhí)行大范圍的機動。例如，在已知的“傾斜轉子”垂直升降飛機中，通過使一個轉子的圓盤向前傾斜且同時使另一個轉子的圓盤向后傾斜來控制直升機結構中的偏航。結果，一個轉子在前向方向上產生推力且另一個轉子在后向方向上產生推力。這兩個推力彼此平行并交錯，因此在垂直升降飛機上產生偏航力矩。換句話說，通過在已知的垂直升降飛機中使用循環(huán)控制來控制盤旋時的偏航。
結果，偏航控制導致作用于轉子的軸上的相當大的控制力矩。這些控制力矩引起軸中的相當大的應力，這導致轉子的使用壽命縮短并導致維修成本昂貴。在行業(yè)內感覺到需要減小通過偏航運動在轉子元件上產生的應力，以增加轉子的使用壽命并降低轉子的維修成本。此外，參考已知的垂直升降飛機，最大偏航力矩以及由此偏航的及時性取決于轉子葉片的沖角的最大變化并取決于轉子的軸線之間的距離。因此，由于葉片的沖角的最大變化存在上限的事實而使降低偏航的及時性不利。在行業(yè)內感覺到需要盡可能地增加垂直升降飛機中的偏航的及時性。此外，還通過轉子圓盤的傾斜，即，通過循環(huán)地改變葉片的沖角，來實現直升機模式和飛機模式之間的低速轉換。最后，已知的垂直升降飛機以與傳統(tǒng)的直升機非常相似的方式向后移動。更精確地，在直升機模式中，圓盤轉子向后傾斜，以在垂直升降飛機上產生向后的推力。而且，在此情況中，轉子的軸受到相當大的控制力矩，并由此受到相當大的所產生的應力。在行業(yè)內感覺到需要減小通過上述垂直升降飛機運動在轉子元件上產生的應力，以增加轉子的使用壽命并降低轉子的維修成本。

發(fā)明內容
本發(fā)明的一個目的是，提供一種設計為以簡單、低成本的方式滿足至少一個以上需求的垂直升降飛機。根據本發(fā)明，提供了一種垂直升降飛機，包括-一對半翼；-第一轉子和第二轉子，所述第一轉子和第二轉子可圍繞相關的第一軸線旋轉，并能在直升機模式和飛機模式之間相對于所述半翼與所述第一軸線一起圍繞相關的第二軸線傾斜；在使用中，所述第一軸線在所述直升機模式中橫切于所述垂直升降飛機的縱向方向，并且，在使用中，所述第一軸線在所述飛機模式中基本平行于所述縱向方向；所述第一轉子和第二轉子可彼此獨立地圍繞相關的第二軸線傾斜；所述垂直升降飛機進一步包括-第一致動器，操作地連接至所述第一轉子，并適于使所述第一轉子圍繞相關的第二軸線傾斜；以及-第二致動器，操作地連接至所述第二轉子，并適于使所述第二轉子圍繞相關的第二軸線傾斜；其特征在于，包括-飛行控制系統(tǒng)，適于彼此獨立地控制第一致動器和第二致動器；所述第一致動器和第二致動器每個包括-固定部件；-活塞，可相對于所述固定部件滑動，并且在使用中由所述飛行控制系統(tǒng)控制；以及-桿，所述桿可圍繞相關的所述第二軸線旋轉，鉸接至所述活塞，并連接至相關的所述第一轉子和第二轉子，以導致所述第一轉子和第二轉子圍繞相關的第二軸線的傾斜。


·將參考附圖通過實例描述本發(fā)明的優(yōu)選的非限制性實施方式，其中圖I是處于飛機模式中的根據本發(fā)明的垂直升降飛機的透視圖；圖2是處于直升機模式中的圖I的垂直升降飛機的透視圖；圖3是處于直升機模式和飛機模式之間的過渡模式中的圖I和圖2的垂直升降飛機的透視圖；圖4是處于第一操作結構中的圖I至圖3的垂直升降飛機的頂視圖；圖5是處于第二操作結構中的圖I至圖3的垂直升降飛機的頂視圖；圖6和圖7是分別沿著圖6的線VI-VI和VII-VII剖開的圖4的第一元件的橫截面；圖8是處于第二操作結構中的圖I至圖3的垂直升降飛機的側視圖；圖9是圖I至圖4的垂直升降飛機的另一元件的透視圖，為了清楚起見，去除了一部分；圖10是沿著圖9的線X-X剖開的第四元件的橫截面；圖11至圖17是圖I至圖4的垂直升降飛機的相應元件的透視圖，為了清楚起見，去除了一部分；圖18示意性地示出了圖I至圖17的垂直升降飛機的偏航。
具體實施例方式圖I至圖3中的標號I整體上表示垂直升降飛機，即，能夠以飛機模式(圖I)或以直升機模式(圖2)選擇性地操作的混合式飛機。垂直升降飛機I基本包括-機身2，沿著垂直升降飛機I的縱向方向A延長；-一對半翼3，所述一對半翼在機身2的相對的相應側面上伸出；以及-一對轉子(rotor,旋翼)4。更詳細地，機身2具有前端15和后端16，所述前端和后端沿著方向A彼此相對，并限定垂直升降飛機I的相對端。機身2還包括(圖6):-前部12，容納駕駛艙31;以及
-后部13。每個轉子4基本包括-殼體5 ；-軸6，由殼體可圍繞相關軸線B旋轉地支撐；以及-尖頂部14(ogive)，可與軸6成一體地圍繞相關軸線B旋轉。每個轉子4還包括多個葉片27，在所示實施方式中是三個，所述多個葉片通過插入轂28而相對于軸6鉸接。
詳細地，轉子4在相反方向上圍繞相關軸線B旋轉。這樣，垂直升降飛機I不需要防旋轉裝置。參考圖6，機身2在平行于方向A且正交于軸線C的平面中的橫截面成形為翼面35。更精確地，翼面35包括-前緣，所述前緣由端部15限定；_后緣，所述后緣由端部16限定；-頂邊37，所述頂邊連接端部15，16;以及-底邊38，所述底邊在頂邊37的相對側上連接端部15，16。在所示實施方式中，頂邊和底邊37，38都是凸起的。在所示實施方式中，頂邊和底邊37，38相對于連接邊緣15，16的直線翼弦39是對稱的。垂直升降飛機I還包括-V形尾部7，所述V形尾部從機身2的部分13向上伸出；以及-多個起落架9，從半翼3的底邊向下伸出。每個轉子4還可能相對于相應的半翼3與其相應的軸線B —起傾斜。特別地，轉子4和相關軸線B圍繞正交于方向A的相應軸線C傾斜。軸線B也正交于相關軸線C。更精確地，當以直升機模式(圖2)操作垂直升降飛機I時，轉子4的軸線B基本正交于方向A。這樣，垂直升降飛機I是所謂的傾斜轉子垂直升降飛機。當以飛機模式(圖I)操作垂直升降飛機I時，轉子4的軸線B基本平行于方向A。垂直升降飛機I限定一對通孔8，當垂直升降飛機I在直升機模式和飛機模式之間移動時，相關的轉子4可能在該通孔內圍繞相關軸線C傾斜。特別地，每個半翼3限定一相關開口 8。每個半翼3基本包括-前緣10；以及-后緣11，與前緣10相對，并且，當垂直升降飛機I沿著方向A前進時，與前緣10后方的氣流相互作用。當從V形尾部7向端部15前進時，前緣10朝著機身2會聚在相應的相對側上。更精確地，平行于軸線C在前緣10之間測得的距離在從V形尾部7向端部15前進時減小。每個前緣10包括(圖4和圖5):
-第一彎曲伸展部分(stretch)41，在機身2的相關側上橫向地伸出；以及-直線伸展部分42，所述直線伸展部分在機身8的相關的相對側上限定伸展部分41的延長部分。每個后緣11包括-直線伸展部分43，與軸線C平行地延伸，并位于V形尾部7的相關側面上；-彎曲伸展部分44;以及-直線伸展部分45，相對于伸展部分43與伸展部分44相對，并相對于軸線C傾斜。后緣11和前緣10的結構的結果是，將半翼3構造為所謂的三角翼。 相應的邊緣42，45從由方向A和軸線C定義的平面向上伸出，以形成布置于機身2的相應的相對側上的相關小翼(winglet) 19。每個開口 8與相關軸線C平行地布置在機身2和相關小翼19之間，并與方向A平行地布置在邊緣10，11之間。每個開口 8圍繞軸線D延伸，并且，在所示實施方式中，所述開口是圓形的。此外,每個開口 8具有邊緣29,在所示實施方式中，所述邊緣是圓形的。當垂直升降飛機I以飛機模式(圖I)操作時，軸線B正交于相應軸線D，并且，轉子4從相關開口 8的相對的頂邊和底邊伸出。當垂直升降飛機I以直升機模式(圖2)操作時，軸線B平行于相應軸線D，并且，轉子4軸向地包含在相關開口 8內。特別地，當垂直升降飛機I以直升機模式操作時，轉子4平行于軸線D的厚度小于或等于相關開口 8平行于軸線D的厚度。每個半翼3包括(圖4和圖5):-本體17，所述本體限定開口8 ;以及-一對外翼18，在機身2的相應相對側上可分離地連接至本體17。結果，垂直升降飛機I可能在以下結構中操作-在第一結構中，在所述第一結構中，機翼18連接至本體17并在機身2的相對側上從本體17伸出(圖4);以及-在第二結構中，在所述第二結構中，機翼18從本體17上去除(圖5和圖8)。更精確地，本體17包括機身2和V形尾部7以及開口 8。本體17由伸展部分41、伸展部分43，44界定，并由位于正交于軸線C的平面上的一對壁32界定。本體17在正交于軸線C的平面中的橫截面包括一對翼面60，65 (圖7)。翼面60沿著方向A界定在前緣10和邊緣29的前部47之間。翼面60包括連接邊緣10和前部47的頂邊61和底邊62。翼面60圍繞連接邊緣11和前部47的直線翼弦63對稱地延伸。在所示實施方式中，頂邊61和底邊62都是凸起的。在從邊緣29的前部47向邊緣10前進時，正交于翼弦63測得的頂邊61和底邊62之間的距離先增加后減少。翼面65沿著方向A界定在邊緣29的后部48和后緣11之間。翼面65包括連接后部48和邊緣11的頂邊66和底邊67。
翼面65圍繞連接邊緣11和后部48的直線翼弦68對稱地延伸。在所示實施方式中，頂邊66和底邊67都是凸起的。在從邊緣11向邊緣29的后部48前進時，正交于翼弦68測得的頂邊61和底邊62之間的距離先增加后減少。每個機翼18在相對側上包括相關的小翼19并由相關的伸展部分42，45界定。每個機翼18還在相關小翼19的相對側上由壁33界定。每個機翼18的壁33可分離地連接至本體17的相關壁32。特別地，每個機翼18向后掃掠，以提供橫向動穩(wěn)性并減小機翼跨度，從而獲得給定量的升力。
垂直升降飛機I還包括一對升降副翼40，所述一對升降副翼布置在相應的伸展部分45上和V形尾部7的相應側上。升降副翼40圍繞平行于軸線C的軸線H鉸接至本體17。這樣，升降副翼40可相對于本體17向上和向下移動，以在水平飛行過程中控制傾斜(pitch)和側滾(roll)。由于轉子4從半翼3伸出的事實，當垂直升降飛機I像飛機一樣操作時，作用于升降副翼40上的氣流速度特別高，從而增加升降副翼40的有效性。每個轉子4包括-環(huán)形遮板(Shroud)20，所述環(huán)形遮板包繞(duct，以管的方式包圍)相關葉片27；以及-多個輻條30，所述多個輻條在相關的相對邊緣上介于相關遮板20與殼體5之間。這樣，當垂直升降飛機I從直升機和飛機模式移動時，遮板20和輻條30與每個轉子4的葉片27成一體地圍繞相關軸線C旋轉，反之亦然。相反地，遮板20和輻條30相對于每個轉子4的軸線B固定。更詳細地，每個遮板20圍繞相關軸線B延伸，并圍繞正交于相關軸線B的相關軸線E具有一定厚度(圖9和圖10)。每個遮板20包括-前緣21和后緣22，所述前緣和后緣沿著方向B彼此相對；-頂邊23，所述頂邊連接邊緣21，22;以及-底邊24，與頂邊23相對,并且所述底邊連接邊緣21，22。如從圖6和圖7中顯而易見的，遮板20在相關軸線E，B所定義的平面中剖開的橫截面構造為翼面25。換句話說，頂邊23和底邊24相對于連接前緣21和后緣22的翼弦26不對稱。詳細地，頂邊23和底邊24都是凸起的。此外，在從前緣21向后緣22前進時，翼面25的厚度(即，沿著方向F測得的頂邊23和底邊24之間的距離)先增加后減少。有利地，轉子4可能彼此獨立地圍繞相關軸線傾斜。詳細地，垂直升降飛機I包括-一對致動器52，操作地連接至相關轉子4，并適于使轉子4圍繞相關軸線C傾斜；以及
-飛行控制系統(tǒng)49(僅在圖11中示意性地示出)，適于彼此獨立地控制致動器52，使得轉子4可能彼此獨立地圍繞相關軸線C傾斜。每個致動器52又包括-固定部件53;-活塞(ram)54，所述活塞可能相對于部件53平行于方向A滑動；以及-桿55，具有圍繞平行于軸線C的軸線鉸接至活塞54的第一端56、以及圍繞軸線C與轉子4的遮板20 —起成一體地傾斜的端部58。每個致動器52還包括用于控制活塞54平行于方向A的運動的控制單元51。
控制單元51又由飛行控制系統(tǒng)49在多個飛行和航行參數的基礎上控制?；钊?4相對于固定部件53的運動由電動機(未示出)引起。此外，每個致動器52包括與相關軸線C平行地延伸的條桿件59。每個致動器52的條桿件59包括(圖11和圖12)-端部90,與桿55的端部58成一體；以及-端部91，與端部90相對并裝配至遮板20。更精確地，垂直升降飛機I包括用于將相關輻條30連接至遮板20的多個連接元件92 (在圖12中僅示出了其中一個)。詳細地，每個連接元件92包括一對壁94，裝配至相關輻條30 ;以及中心部分95，裝配至遮板20的外圍部分并與條桿件59的端部91接合。特別地，每個端部91和相應的中心部分95通過使用花鍵裝配而接合。詳細地，中心部分95和條桿件59的端部91部分地容納在由遮板20限定的腔體內(圖12)。從直升機模式開始，每個致動器52可能使相關轉子4朝著端部15或朝著端部16傾斜。換句話說，在從直升機模式向飛機模式的過渡過程中，每個致動器52可能使相關轉子4相對于軸線D向前或向后傾斜。參考圖13至圖16，垂直升降飛機I包括電功率儲存裝置70 ;以及兩對電機71。每個電機71又包括定子72，電連接至儲存裝置70 ;以及轉子73，連接至相關轉子4的軸6。每個電機71可能作為以下機構而操作-通過使用儲存于儲存裝置70中的電功率，直接驅動相關的軸6圍繞相關軸線B旋轉的電動機；或者-通過使用風能而導致轉子4旋轉，作為用于對儲存裝置70進行再充電的發(fā)電機。特別地，轉子73直接連接至軸6。在本描述中，用表達方式“直接連接”來表明轉子73和軸6之間沒有插入傳動系統(tǒng)。因此，圍繞軸6和相關轉子73的軸線B的角速度是相等的。詳細地，當電機71作為電動機操作時，通過儲存裝置70對這些電動機供應電流。詳細地，每個電機71的定子72裝配在相關轉子4的殼體5內；并且每個電機71的轉子73由定子72可旋轉地支撐(圖13)。每個電機71的定子72包括沿著相關軸線B延長并限定多個角度上隔開的座121的環(huán)形本體120。特別地，每個電機71的座121相對于相應軸線B徑向地延伸。定子72還包括限定螺旋槽78的磁芯79 (在圖13中未示出而僅在圖14中示出)。磁芯79容納于本體120內，并且，槽78相對于軸線B是環(huán)形的。每個電機71的轉子73包括布置于相關定子72的相關的相對軸向側上的一對環(huán)形板。在所示實施方式中，電機71是軸向通量無刷電機，即，產生主要圍繞軸線B延伸的磁通量的類型的電機。每個電機71還包括-多個線圈75，所述多個線圈纏繞在磁芯79上，容納于槽78內，并在使用中由儲存裝置70供應交流電；以及·-多個永磁體76,所述多個永磁體與轉子73有角度地成一體,并軸向地夾在轉子73的板和本體120之間，以由線圈75產生的磁場圍繞相關軸線B旋轉地驅動。每個電機71的永磁體76圍繞相關軸線B有角度地等距隔開。每個轉子4的電機71相對于軸6串聯地布置。換句話說，軸6圍繞軸線B所受到的總力矩等于每個電機71所施加的力矩之和。通過使用電線，線圈75電連接至儲存裝置70。儲存裝置70可包括(圖15和圖16):-一個或多個電池81 ;或者-混合電池82以及與所述混合電池82操作地連接的內燃機83。在圖15所示的實施方式中，內燃機83對混合電池82進行再充電。特別地，內燃機83是柴油機并包括油箱84。垂直升降飛機I還包括-公共芯體，所述公共芯體又包括半翼3、機身2、轉子4以及電機71;以及-包括儲存裝置70的模塊，所述模塊可能選擇性地連接至所述公共芯體。在所示實施方式中，儲存裝置70是鋰離子電池。垂直升降飛機I還包括電機控制器130 (圖15和圖16)，所述電機控制器接收來自儲存裝置70的電功率，并調節(jié)輸入到電機71中的功率，以控制轉子4的軸6的運動。詳細地，通過儲存裝置70對電機控制器130供應連續(xù)的電流，所述電機控制器將此連續(xù)的電流轉換成交流電，并對電機71供應交流電。在相關的軸6的制動階段期間，電機71還可作為發(fā)電機而操作。在此情況中，電機71產生儲存于電池81或電池82內的電流。換句話說，當作為發(fā)電機而操作時，電機71限定用于使相關轉子4的軸6制動的制動裝置。此外，在已完成著陸后，垂直升降飛機I可布置在飛機模式中。在這種情況中，作用于葉片27上的風流導致軸6的旋轉。而且，在此情況中，電機71作為發(fā)電機而操作，并且所述電機產生儲存于儲存裝置70內的電流。致動器52和電池81 (或82)布置在機身2的部分13中。機身2可能容納有效負載貨盤和/或傳感器組件。對于每個轉子4，垂直升降飛機I還包括三個長度可變的致動器100，所述致動器夾在殼體5和相關葉片27之間(圖17)。詳細地，每個葉片27 (僅在圖17中示意性地示出)沿著相關軸線G延伸，并通過相關的根部連接元件99連接至轂28。每個葉片27包括C形附件101，所述C形附件相對于相應的軸線G是偏心的。每個致動器100具有連接至殼體5的第一端102以及連接至相關葉片27的附件101的第二端103。每個致動器100的端部103還可相對于端部102滑動。這樣，致動器100導致相關葉片27圍繞相關軸線G的旋轉。因此，改變每個葉片27的沖角。
特別地,致動器100可改變-所有相關葉片27的沖角，即所謂的“集體傾斜”；以及-相關葉片27在其圍繞軸線B的旋轉過程中的沖角的循環(huán)變化，即所謂的“循環(huán)傾斜”。每個致動器100還可用于在相關葉片27上施加給定的力，以抑制此葉片27的振動。在所示實施方式中，致動器100是機電的。垂直升降飛機I的操作從其中垂直升降飛機I以直升機模式操作且機翼18連接至由機身2和半翼3形成的本體17的情況開始描述。此結構是垂直升降飛機I的起飛和/或著陸的典型結構。當需要增加的升力的值時，機翼18連接至本體17。特別地，當垂直升降飛機I以直升機模式操作時，軸線B正交于方向A并平行于軸線D。此外，轉子4和相關遮板20完全包含在相關的開口 8內。換句話說，轉子4和遮板20的厚度包含在相關開口 8的平行于相應軸線D的尺寸內。轉子4在相對于彼此相反的方向上圍繞相關軸線C旋轉，使得由轉子4在垂直升降飛機I上施加的力矩平衡。詳細地，通過相關的每個電機71 (在此情況中，其作為電動機而操作)驅動每個轉子4的軸6圍繞相關軸線B旋轉。非常簡要地，由儲存裝置70對線圈75供應交流電，并且所述線圈在永磁體76上產生可變的磁通量。結果,驅動永磁體76，并由此驅動轉子73和軸6，圍繞相關軸線B旋轉。致動器100可用于-改變所有相關葉片27的沖角，從而改變所謂的“集體傾斜”;和/或-改變相關葉片27在其圍繞軸線B的旋轉過程中的沖角的循環(huán)變化，從而改變所謂的“循環(huán)傾斜”。當垂直升降飛機I以直升機模式操作時，通過使一個轉子4朝著機身2的端部15傾斜并使另一個轉子4朝著機身2的端部16傾斜來控制偏航。這樣，轉子4產生與方向A平行的相應的力，所述力是相等的且彼此相反。結果，轉子4可能偏航。詳細地，飛行控制系統(tǒng)49控制致動器52，所述致動器使相關的轉子4圍繞相關軸線C彼此獨立地傾斜。每個控制單元51控制活塞54平行于方向A的滑動?；钊?4的平移導致桿55的旋轉，并由此導致相關的轉子4和遮板20圍繞相關軸線C的旋轉。當需要以飛機模式操作垂直升降飛機I時，致動器52使轉子4和相關遮板20圍繞相關軸線C并朝著端部15傾斜。這樣，軸線B首先相對于軸線D稍微傾斜(圖3)，然后布置為與方向A基本平行(圖I)。當以飛機模式操作垂直升降飛機I時，轉子4和遮板20部分地在相關的半翼3上方伸出且部分地在半翼3下方伸出。
這樣，由轉子4產生的氣流撞擊半翼3的布置于轉子4下方的部分和升降副翼40。此外，當以飛機模式操作時，垂直升降飛機I按相對于水平面稍微傾斜的方向A飛行，使得氣流與相應翼面36，60，65的翼弦39，63，68限定非零的角度。大部分升力由機翼18提供。剩余部分的升力由機身2和包繞相關轉子4的遮板20提供。小翼19增加垂直升降飛機I的總空氣動力效率。在水平飛行過程中，通過使升降副翼40圍繞軸線H旋轉來控制側滾和傾斜。詳細地，升降副翼40可彼此獨立地控制。V形尾部7由于其未示出的通常可移動的垂直面而確保水平飛行中的縱向穩(wěn)定性。轉子4可通過使電機71作為交流電發(fā)電機而不是電動機操作來制動。這樣，轉子4的減速，以及由此軸6的減速，導致將電能儲存在電池81 (或82)中。如果航行輪廓主要需要垂直升降飛機I以直升機模式操作，那么機翼18與本體17分離，而不用改變垂直升降飛機I的之前描述的操作。通過使轉子朝著端部16傾斜，垂直升降飛機I可向后移動，而不用改變葉片27的循環(huán)傾斜。通過使轉子4朝著端部15或端部16傾斜，可實現直升機模式之間和飛機模式之間的低速轉換，而不用改變葉片27的循環(huán)傾斜。在此轉換中，機身2保持水平。當垂直升降飛機I位于地面上且需要對儲存裝置70進行再充電時，使轉子4在面向風流的方向上圍繞相關軸線C傾斜。在此階段，風流驅動轉子4的軸6旋轉，這又導致電機71的轉子73相對于定子72的旋轉。換句話說，電機71作為對儲存裝置70進行再充電的發(fā)電機而操作。從以上描述中，根據本發(fā)明的垂直升降飛機I的優(yōu)點將是顯而易見的。 特別地，可能使轉子4彼此獨立地圍繞相關軸線C傾斜。這樣，當垂直升降飛機I作為直升機操作時，可能在不改變轉子4的葉片27的集體傾斜的情況下產生偏航力矩。事實上，對于相對于軸線D的相同角度，可通過使一個轉子4向前(即朝著端部15)傾斜并使另一個轉子4向后(即朝著端部16)傾斜來容易地控制偏航(圖18)。
在此情況中，轉子4的推力產生平行于方向A的相應的力，所述力彼此相等且交錯，從而導致作用于垂直升降飛機I上且平行于軸線B的偏航力矩。按照以上描述，可能在不干擾轉子4的葉片27的循環(huán)控制的情況下實現垂直升降飛機I的偏航。結果，當與本說明書的介紹部分中所描述的方案相比較時，軸6受到減小的控制力矩，并由此受到減小的應力。因此，當與本說明書的介紹部分中所描述的方案相比較時，增加轉子4的使用壽命并降低維修成本。此外，通過可能使一個轉子4朝著端部15傾斜并使另一個轉子4朝著端部16傾斜來增加垂直升降飛機I可獲得的偏航力矩。在這方面，重要的是指出，傾斜的轉子4的軸線D和軸線B之間的角度越大，偏航 力矩的量越大。當軸線B與方向A平行并使一個轉子4向后傾斜且使另一個轉子4平行于方向A地向后傾斜時，達到極限情況。在此情況中，偏航力矩達到最大值，所述最大值等于每個轉子4的推力乘以軸線C之間的距離。此外，轉子4可能從直升機模式開始圍繞相關軸線C向后(即，朝著端部16)傾斜。這樣，垂直升降飛機I可向后移動，而不會干擾轉子4的葉片27的循環(huán)控制。最后，通過簡單地使兩個轉子4圍繞相關軸線C并朝著端部15 (或端部16)傾斜，可實現直升機模式和飛機模式之間的向前(或向后)低速轉換。在此低速轉換過程中，機身2保持水平。而且，在此情況中，不需要干擾轉子4的葉片27的循環(huán)控制。因此，當與本說明書的介紹部分中所描述的方案相比較時，在垂直升降飛機I的上述運動中，軸6受到減小的控制力矩,并由此受到減小的應力。明顯地，可對在此描述和示出的垂直升降飛機I進行改變，然而，這是在不背離如所附權利要求中定義的本發(fā)明的范圍的前提下。
權利要求
1.一種垂直升降飛機(I)，包括 -一對半翼(3)； -第一轉子和第二轉子(4)，所述第一轉子和第二轉子能圍繞相關的第一軸線(B)旋轉，并能在直升機模式與飛機模式之間相對于所述半翼(3)與所述第一軸線(B) —起圍繞相關的第二軸線(C)傾斜； 在使用中，所述第一軸線(B)在所述直升機模式中橫向于所述垂直升降飛機(I)的縱向方向(A)，并且，在使用中，所述第一軸線在所述飛機模式中基本上平行于所述縱向方向(A);所述第一轉子和第二轉子(4)能彼此獨立地圍繞相關的第二軸線(C)傾斜； 所述垂直升降飛機(I)還包括 -第一致動器(52)，操作地連接至所述第一轉子(4)，并適于使所述第一轉子(4)圍繞相關的第二軸線(C)傾斜；以及 -第二致動器(52)，操作地連接至所述第二轉子(4)，并適于使所述第二轉子(4)圍繞相關的第二軸線(C)傾斜；其特征在于，包括 -飛行控制系統(tǒng)(49)，適于彼此獨立地控制第一致動器和第二致動器(52)； 所述第一致動器和第二致動器(50，52)每個包括 -固定部件(53)； -活塞(54)，能相對于所述固定部件(53)滑動，并在使用中由所述飛行控制系統(tǒng)(49)控制；以及 -桿(55)，所述桿能圍繞相關的所述第二軸線(C)旋轉，鉸接至所述活塞(54)，并連接至相關的所述第一轉子和第二轉子(4)，以導致所述第一轉子和第二轉子(4)圍繞相關的第二軸線(C)的傾斜。
2.根據權利要求I所述的垂直升降飛機，其特征在于，在從所述直升機模式向所述飛機模式的轉換過程中，所述第一轉子和第二轉子(4)每個能通過相應的第一致動器和第二致動器(50)而朝著所述垂直升降飛機(I)的前端(15)或后端(16)傾斜。
3.根據權利要求I所述的垂直升降飛機，其特征在于，所述第一致動器(52)包括用于導致所述活塞(54)相對于所述固定部件(53)滑動的電動機。
4.根據權利要求I所述的垂直升降飛機，其特征在于，包括第一遮板(20)，所述第一遮板包繞所述第一轉子(4)并連接至所述第一轉子； 所述第一致動器(52 )包括條桿件(59 )，在使用中，所述條桿件與所述桿(55 )成一體地圍繞所述軸線(C)旋轉，并裝配至所述遮板(20)。
5.根據權利要求4所述的垂直升降飛機，其特征在于，所述第一轉子(4)包括 -殼體(5)； -多個輻條(30 )，介于所述遮板(20 )與所述殼體(5 )之間；以及 -多個連接元件(92 )，用于將相關的輻條(30 )連接至所述遮板(20 ); 所述條桿件(59)連接至所述多個連接元件(92)中的一個連接元件。
6.根據權利要求5所述的垂直升降飛機，其特征在于，所述條桿件(59)通過花鍵裝配連接至所述一個連接元件(92 )。
7.根據權利要求6所述的垂直升降飛機，其特征在于，包括機身(2)， 所述半翼(3)在相關的相對側上從所述機身伸出；所述機身(2 )容納所述第一致動器和第二致動器(52 )。
全文摘要
本發(fā)明描述了一種垂直升降飛機(1)，包括一對半翼(3)；第一轉子和第二轉子(4)，所述第一轉子和第二轉子可圍繞相關的第一軸線(B)旋轉，并能在直升機模式與飛機模式之間相對于半翼(3)與第一軸線(B)一起圍繞相關的第二軸線(C)傾斜；在使用中，第一軸線(B)在直升機模式中橫切于垂直升降飛機(1)的縱向方向(A)，并且，在使用中，第一軸線在飛機模式中基本平行于縱向方向(A)；第一轉子和第二轉子(4)可彼此獨立地圍繞相關的第二軸線(C)傾斜。
文檔編號B64C27/22GK102897315SQ201210266858
公開日2013年1月30日 申請日期2012年7月30日 優(yōu)先權日2011年7月29日
發(fā)明者王明 申請人:奧格斯塔韋斯蘭股份公司