機翼調(diào)節(jié)機構(gòu)的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種用于產(chǎn)生空氣動力升力的裝置，特別是可垂直起降的航行器。機翼配置(110)包括至少一個推進單元(111)，其中推進單元(111)包括旋轉(zhuǎn)質(zhì)量，其可圍繞轉(zhuǎn)動軸(117)旋轉(zhuǎn)。機翼配置(110)安裝在機身(101)使得機翼配置(110)可圍繞機身配置(110)的縱向機翼軸(112)傾斜，且使得機翼配置(110)可相對于機身(101)圍繞不同于縱向機翼軸(112)的另一個轉(zhuǎn)動軸旋轉(zhuǎn)。調(diào)節(jié)機構(gòu)圍繞縱向機翼軸(112)在回旋力(Fp)的影響下調(diào)節(jié)機翼配置(110)的傾角，回旋力促使機翼配置(110)圍繞縱向機翼軸(112)傾斜。
【專利說明】機翼調(diào)節(jié)機構(gòu)

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種可垂直起降的航行器和用于操作垂直起降航行器的方法。

【背景技術(shù)】
[0002]本發(fā)明的主要目的例如是在無跑道的情況下?lián)碛锌梢云痫w并降落的航行器。因此，在過去完成了多個關(guān)于所謂垂直起降航行器(VTOL)的研發(fā)工作。常規(guī)的VTOL航行器需要用來產(chǎn)生垂直升力的垂直推力。用于垂直起降的極限推力可通過大型螺旋槳或噴氣式發(fā)動機產(chǎn)生。螺旋槳可能在航行器的飛行途中由于高阻力而具有缺點。
[0003]用于可懸停飛行的航行器的有效方法由例如使用大機翼面積的直升航行器完成。在已知系統(tǒng)中，航行器包括用于垂直抬升航行器的發(fā)動機(例如，螺旋槳)和例如另一發(fā)動機，該發(fā)動機在飛行模式中產(chǎn)生使航行器達到期望的飛行速度的航行器加速度。
[0004]在懸停飛行模式中，航行器(例如，直升航行器)的旋轉(zhuǎn)的機翼或槳葉產(chǎn)生垂直升力。旋轉(zhuǎn)機翼包括翼弦線，其中航行器翼弦線與氣流流向之間的夾角可稱為迎角。較大迎角產(chǎn)生較大升力，較小迎角產(chǎn)生較小升力，但產(chǎn)生較少阻力。為了實現(xiàn)較高的旋轉(zhuǎn)機翼效率，調(diào)節(jié)迎角是有幫助的。因此，機翼可圍繞其縱軸方向傾斜。
[0005]為了控制并驅(qū)動這樣的機翼傾斜，使用了復(fù)雜且耗能的調(diào)節(jié)機構(gòu)，例如液壓或電驅(qū)動系統(tǒng)，其增加了航行器重量和調(diào)節(jié)機構(gòu)的誤差率。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]本發(fā)明目的是提供適當?shù)臋C翼調(diào)節(jié)機構(gòu)。
[0007]該目的可通過產(chǎn)生空氣動力升力的裝置，通過用于垂直起降的航行器和通過根據(jù)權(quán)利要求操作所述航行器的方法來實現(xiàn)。
[0008]根據(jù)本發(fā)明的第一方面，示出了用于產(chǎn)生空氣動力升力的裝置。該裝置包括機翼配置，其包括至少一個推進單元。該推進單元包括旋轉(zhuǎn)質(zhì)量，其可圍繞轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)，其中，機翼配置可圍繞機翼配置的縱向翼軸線傾斜。機翼配置可圍繞另一不同于縱向翼軸線的轉(zhuǎn)動軸旋轉(zhuǎn)。該裝置還包括用于圍繞縱向翼軸線調(diào)節(jié)機翼配置傾角的調(diào)節(jié)機構(gòu)，該調(diào)節(jié)考慮到旋進力的影響，旋進力促使機翼配置圍繞縱向翼軸線傾斜。旋進力尤其是由圍繞另一轉(zhuǎn)動軸的機翼配置的旋轉(zhuǎn)和圍繞轉(zhuǎn)動軸的旋轉(zhuǎn)質(zhì)量的旋轉(zhuǎn)所致。
[0009]根據(jù)本發(fā)明的另一方面，示出了用于垂直起降的航行器。該航行器包括上述裝置和機身。
[0010]機翼配置被安裝在機身上，使得機翼配置可圍繞機翼配置的縱向翼軸線傾斜，且使得機翼配置相對于機身可圍繞另一個不同于縱向翼軸線的轉(zhuǎn)動軸旋轉(zhuǎn)。
[0011]根據(jù)本發(fā)明的另一方面，描述了用于操作上述用于垂直起降的航行器的方法。根據(jù)該方法，在旋進力的影響下調(diào)節(jié)機翼配置的傾角，旋進力促使機翼配置圍繞縱向翼軸線傾斜。
[0012]推進單元可以是噴氣發(fā)動機、渦輪噴氣發(fā)動機、渦輪風(fēng)扇發(fā)動機、渦輪推進發(fā)動機、推進風(fēng)扇發(fā)動機、轉(zhuǎn)缸式發(fā)動機和/或螺旋槳發(fā)動機。具體的，本文中描述的推進單元是包含了可圍繞轉(zhuǎn)動軸旋轉(zhuǎn)的旋轉(zhuǎn)質(zhì)量的推進單元。旋轉(zhuǎn)質(zhì)量例如可以是螺旋槳和/或渦輪機級(旋轉(zhuǎn)渦輪槳葉)，其圍繞轉(zhuǎn)動軸旋轉(zhuǎn)。轉(zhuǎn)動軸例如可以是螺旋槳發(fā)動機的驅(qū)動軸和/或噴氣發(fā)動機的渦輪軸。轉(zhuǎn)動軸可以是非平行于縱向翼軸線的。額外的或可替換的，轉(zhuǎn)動軸可以不平行于另一個轉(zhuǎn)動軸(例如，機身軸)。推進單元可圍繞縱向翼軸線相對機翼配置或與機翼配置共同旋轉(zhuǎn)。
[0013]在一個實施例中，推進單元可適于產(chǎn)生3千克到5千克的推力。在懸停飛行模式下，可抬起大約25千克。用于垂直起降的航行器因此具有大約0.2到0.4的推力重量比，優(yōu)選0.3。
[0014]機翼配置包括縱向翼軸線，其中縱向翼軸線是指機翼配置可以圍繞其相對于機身傾斜的一個軸?？v向翼軸線可由運行的主翼梁或連接例如機翼配置的翼根與機體的螺栓來定義。機翼配置被安裝在機體的翼根處，其中在機翼的另一端，相對于翼根定義翼尖，翼尖是機翼配置的自由端?？v向機翼配置可以是平行于例如機翼的前沿和后沿。此外，縱向翼軸線可以是近似垂直于機體縱向軸的一個軸(例如，另一個轉(zhuǎn)動軸)。
[0015]機翼配置可包括第一機翼、第二機翼或多個機翼。每個機翼可包括空氣動力的機翼輪廓，其分別包括前沿和后沿，空氣撞擊前沿，并沿后沿流出機翼。機翼配置的翼弦線和機翼分別指想象的在翼型的截面處連接前沿和后沿的直線。翼弦線長度是前沿與后沿之間的距離。
[0016]機身描述了航行器的主要機體，其中總體上航行器的重心位于機身區(qū)域內(nèi)。在本發(fā)明的一個實施例中，機身可以是小型機體，機翼配置可旋轉(zhuǎn)地安裝到該小型機體，使得航行器可被定義為所謂的飛翼式航行器。特別地，機身可以是機翼的一個部分，且機身可包括等于機翼翼弦線(例如，寬度)的長度。可選的，例如機身包括其長度不長于連接前端和后端的機翼的翼弦線(例如，寬度)的情況。機身包括機頭和機尾部分。
[0017]另一個轉(zhuǎn)動軸是機翼配置圍繞其旋轉(zhuǎn)的軸，例如，圍繞機身。在一個實施例中，另一個轉(zhuǎn)動軸可以是機身的縱向機身軸(縱向?qū)ΨQ軸)。在一個實施例中，另一個軸可包含與縱向機身軸之間的夾角，并且因此可以非平行于縱向機身軸。
[0018]在懸停飛行模式中，機翼配置圍繞另一個軸而圍繞機身旋轉(zhuǎn)，使得由于機翼在空氣中的旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生一個升力，即使在沒有航行器(例如，機身)相對空氣運動的情況下。因此，通過在空氣中旋轉(zhuǎn)機翼配置可以實現(xiàn)懸停飛行模式。機身可與機翼配置共同圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸旋轉(zhuǎn)?？蛇x的，機翼配置可相對于機身旋轉(zhuǎn)，使得在懸停飛行模式中為產(chǎn)生升力只有機翼配置旋轉(zhuǎn)。此外，如果機翼配置在懸停飛行模式中旋轉(zhuǎn)，那么產(chǎn)生一個穩(wěn)定力矩(例如，回轉(zhuǎn)力矩，即角動量守恒)用來穩(wěn)定航行器。在固定翼模式下，機翼配置固定在機身上，而沒有機翼配置與機身之間的相對運動，使得通過航行器穿過空氣的向前運動而產(chǎn)生升力。
[0019]機翼配置在空氣中旋轉(zhuǎn)并且空氣具有已知的相對于機翼配置的氣流方向。所謂的迎角定義了機翼配置相對于氣流方向的定位，機翼配置通過迎角來移動。迎角被定義為機翼配置的翼弦線與氣流方向間的夾角，氣流進攻并沖擊機翼配置的前沿。如果迎角增大，抬升系數(shù)c增大，直到達到臨界迎角，在臨界迎角時一般會發(fā)生失速。
[0020]該裝置可以是上述航行器的一部分。而且，該裝置可以在空間上相對于用于夾持住裝置的夾持裝置或相對于地面而分別固定，并因此形成通風(fēng)機、鼓風(fēng)機、渦輪機級或壓縮機。
[0021]因此，為了充分地控制裝置，調(diào)節(jié)裝置的預(yù)設(shè)抬升是必要的。裝置的抬升可以通過例如機翼配置圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸的旋轉(zhuǎn)速度來定義，及通過調(diào)節(jié)迎角來定義。術(shù)語“升力”定義了一個力，該力促使裝置沿預(yù)定方向移動，例如，水平的或垂直的。例如，如果該裝置在空間上被固定，升力通過旋轉(zhuǎn)機翼配置而產(chǎn)生氣流。如果裝置不是空間上固定的，那么升力可導(dǎo)致裝置在空氣中的移動。
[0022]通過本發(fā)明，調(diào)節(jié)機構(gòu)以有效并簡單的方式調(diào)節(jié)機翼配置的傾角(和因此定義的迎角)。使用回旋力來調(diào)節(jié)機翼配置的傾角。其他主動圍繞縱向翼軸線驅(qū)動并且傾斜機翼配置的驅(qū)動機構(gòu)可能是已經(jīng)過時的。
[0023]調(diào)節(jié)機構(gòu)可包括一個連接機構(gòu)，其調(diào)節(jié)機翼配置的傾角且/或?qū)C翼配置連接到機身，其中調(diào)節(jié)機構(gòu)提供了機翼配置的圍繞縱向翼軸線的相對旋轉(zhuǎn)，和/或相對于機身的圍繞縱向翼軸線的移動，使得回旋力可將機翼配置圍繞縱向翼軸線傾斜。
[0024]調(diào)節(jié)機構(gòu)可包括引導(dǎo)元件，例如導(dǎo)軌或?qū)Р?，可采用例如對?yīng)的螺栓、(主)翼梁或其他引導(dǎo)元件來提供引導(dǎo)的并可控的在機翼和機身之間圍繞縱向翼軸線的相對運動。例如，在一個實施例中，(主)翼梁可固定在機身上，并且螺栓可與引導(dǎo)槽連接，使得螺栓沿引導(dǎo)槽的運動引起機翼圍繞主翼梁的轉(zhuǎn)動。
[0025]回旋力由圍繞另一個軸的機翼配置的旋轉(zhuǎn)引起，且由圍繞推進單元轉(zhuǎn)動軸的旋轉(zhuǎn)質(zhì)量的旋轉(zhuǎn)引起。旋轉(zhuǎn)質(zhì)量，如螺旋槳，試圖沿直線方向和切線方向相對于圓周路徑圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸驅(qū)動推進單元和機翼配置。由于圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸的機翼配置的旋轉(zhuǎn)，促使推進單元也圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸旋轉(zhuǎn)，使得約束力促使推進單元離開其預(yù)期的縱向和切向方向，并且使其沿圓周路徑圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸運動。由于該另一個力(約束力)作用在旋轉(zhuǎn)質(zhì)量上，其圍繞轉(zhuǎn)動軸旋轉(zhuǎn)，回旋力因此產(chǎn)生?；匦ρ匾粋€方向作用，該方向相對于沿旋轉(zhuǎn)質(zhì)量的旋轉(zhuǎn)方向圍繞轉(zhuǎn)動軸的另一個力大致垂直的(90° )移動。
[0026]該回旋力可依賴于圍繞轉(zhuǎn)動軸的旋轉(zhuǎn)質(zhì)量的旋轉(zhuǎn)速度、重量、圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸的機翼配置的旋轉(zhuǎn)速度和旋轉(zhuǎn)質(zhì)量的重心和圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸的機翼配置的旋轉(zhuǎn)速度。
[0027]調(diào)節(jié)機構(gòu)可適于使得回旋力促使機翼配置圍繞縱向翼軸線與第一旋轉(zhuǎn)方向傾斜。例如，作用在機翼配置上的升力促使機翼配置圍繞縱向翼軸線與第二旋轉(zhuǎn)方向旋轉(zhuǎn)，其中第一旋轉(zhuǎn)方向與第二旋轉(zhuǎn)方向指向相反。因此，機翼配置的傾角依賴于由回旋力產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩和由升力產(chǎn)生的相反指向的轉(zhuǎn)矩之間的平衡。
[0028]如果升力的轉(zhuǎn)矩小于回旋力的轉(zhuǎn)矩，那么回旋力支配繞縱向翼軸線的機翼配置的傾斜，使得縱向翼軸線將圍繞縱向翼軸線傾斜，并且迎角可能增大。增大的迎角也提高了升力。如果升力的轉(zhuǎn)矩與回旋力的轉(zhuǎn)矩平衡，可獲得恒定的機翼配置傾角。
[0029]如果例如升力的轉(zhuǎn)矩高于回旋力的轉(zhuǎn)矩，那么升力支配圍繞縱向翼軸線的機翼配置的傾斜。因此，機翼配置圍繞縱向翼軸線傾斜可以減小迎角。因此，升力將減小直到升力矩與旋轉(zhuǎn)力矩平衡。如果調(diào)節(jié)回旋力與升力之間的平衡點，將獲得恒定的且期望的機翼配置的傾角。如果，例如減小迎角，那么阻力也減小，其導(dǎo)致圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸的機翼配置的旋轉(zhuǎn)速度(如果對機翼配置施加一個恒定的驅(qū)動力矩)增加。特別地，平衡點依賴于推進單元旋轉(zhuǎn)質(zhì)量的旋轉(zhuǎn)速度。
[0030]因此，通過提供一種上述調(diào)節(jié)機構(gòu)，可實現(xiàn)機翼配置的傾角的迎角的簡單調(diào)節(jié)。可簡單地通過使用回旋力，圍繞縱向翼軸線調(diào)節(jié)機翼配置的期望傾角。例如，回旋力依賴于另一個轉(zhuǎn)動軸的機翼配置的旋轉(zhuǎn)速度和圍繞轉(zhuǎn)動軸的旋轉(zhuǎn)質(zhì)量的旋轉(zhuǎn)速度。因此，可通過控制機翼配置圍繞另一個旋轉(zhuǎn)軸的旋轉(zhuǎn)或通過控制推進單元，即圍繞轉(zhuǎn)動軸的旋轉(zhuǎn)質(zhì)量(螺旋槳)的旋轉(zhuǎn)速度來調(diào)節(jié)回旋力的大小。此外，通過上述調(diào)節(jié)機構(gòu)，可適應(yīng)的傾角是可自動調(diào)節(jié)的且可通過分別調(diào)節(jié)回旋力和升力的轉(zhuǎn)矩的平衡來自行作用。如果由升力產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩過低且由回旋力產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩高于由升力產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩，那么回旋力增大機翼配置的迎角，使得升力升高，反之亦然。因此，可實現(xiàn)由回旋力產(chǎn)生的自動且自行作用的升力調(diào)節(jié)，而不需要復(fù)雜的調(diào)節(jié)單元。
[0031]根據(jù)另一個實施例，回旋力促使機翼配置圍繞縱向翼軸線以第一轉(zhuǎn)動方向傾斜。調(diào)節(jié)機構(gòu)包括控制元件，該控制元件具有相對第一旋轉(zhuǎn)方向作用在相反方向或同一方向控制力，用來控制機翼配置的傾斜。
[0032]根據(jù)一個實施例，控制元件包括液壓泵、氣動泵、(拉伸或壓縮)彈簧、和/或伺服電機。
[0033]因此，采用例如彈簧的控制元件，可影響平衡點，在平衡點處回旋力的轉(zhuǎn)矩與升力的轉(zhuǎn)矩平衡。例如，如果基于預(yù)設(shè)的圍繞另一個機身轉(zhuǎn)動軸的機翼配置的旋轉(zhuǎn)，和/或基于預(yù)設(shè)的圍繞轉(zhuǎn)動軸的旋轉(zhuǎn)質(zhì)量的旋轉(zhuǎn)速度來期望實現(xiàn)更高的升力，那么調(diào)節(jié)控制元件以提供更高或更低的控制力。因此，通過使用控制元件，在預(yù)設(shè)的回旋力的情況下，可將機翼配置的迎角設(shè)置為更大或更小。因此，由于更大的迎角，可通過調(diào)節(jié)機構(gòu)的傾角來實現(xiàn)更大的升力。
[0034]根據(jù)另一個實施例，航行器包括控制裝置，其適于控制控制力。在另一個實施例中，控制裝置適于基于數(shù)據(jù)控制控制力，該數(shù)據(jù)表示圍繞轉(zhuǎn)動軸的推進單元中旋轉(zhuǎn)質(zhì)量(螺旋槳、渦輪槳葉)的旋轉(zhuǎn)速度、圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸的機翼配置的旋轉(zhuǎn)速度、重量、飛行高度、(機翼/機身)尺寸和機翼配置的迎角。所述參數(shù)值可通過傳感器系統(tǒng)測量，傳感器系統(tǒng)包括位于航行器上足夠多地點的傳感器。
[0035]因此，通過提供上述控制裝置，可將期望的升力和/或期望航行器高度的參數(shù)(數(shù)據(jù))表示值輸入到控制裝置中。因此，基于上述參數(shù)和數(shù)據(jù)(例如，旋轉(zhuǎn)質(zhì)量的旋轉(zhuǎn)速度、機翼配置的旋轉(zhuǎn)速度、迎角)，控制裝置計算出必要和所需的參數(shù)值，該參數(shù)值用于產(chǎn)生所需的回旋力，其引起所需迎角的調(diào)節(jié)，使得計算出所需的升力。
[0036]因此，例如，在不需要額外的用于主動調(diào)節(jié)機翼配置的機械零件的情況下，實現(xiàn)了適當?shù)目刂茩C構(gòu)和調(diào)節(jié)機構(gòu)以抵消升力。
[0037]根據(jù)另一個實施例，航行器包括套筒，機翼安裝在套筒上。套筒滑動地安裝在機身上，使得套筒可沿機身表面(即沿機身中軸)滑動，并使得套筒可圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸旋轉(zhuǎn)。
[0038]通過套筒將機翼配置附接在機身上。通過使用套筒，機翼配置例如出于固定的目的可圍繞套筒且可以不穿過機身。因此機翼配置和機身之間的相對運動通過使用套筒是不可實現(xiàn)的。通過套筒將機翼配置可旋轉(zhuǎn)地固定到機身的圓周表面。該套筒可以是封閉或開放的，機翼配置附接在套筒上，例如套筒的外表面。此外，套筒可滑動地夾緊機身的外表面，其中在套筒和機身之間形成一個滑動軸承。除了滑動軸承，套筒和機身外表面可適于形成例如球軸承而使得摩擦減小。
[0039]在套筒內(nèi)表面和機身外表面之間可插入軸承環(huán)，其不可轉(zhuǎn)動的固定在機身上或機翼配置上。例如，套筒可相對于軸承環(huán)滑動，其中軸承環(huán)不可滑動地固定在機身上。
[0040]可選的，根據(jù)另一個實施例，軸承環(huán)可滑動的安裝在機身上，使得軸承環(huán)可沿機身表面滑動，并使得軸承環(huán)可圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸旋轉(zhuǎn)。機身可隨軸承環(huán)圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸共同旋轉(zhuǎn)。
[0041]另外可選的，根據(jù)另一個實施例，軸承環(huán)可旋轉(zhuǎn)的安裝在機身上，使得軸承環(huán)可圍繞機身的中軸(或另一個轉(zhuǎn)動軸)旋轉(zhuǎn)，但其中軸承環(huán)安裝在機身上，使得軸承環(huán)沿中軸(或另一個轉(zhuǎn)動軸)不可移動。安裝有機翼配置的套筒可相對于軸承環(huán)沿中軸(或另一個轉(zhuǎn)動軸)移動，且套筒與軸承環(huán)共同圍繞中軸(或另一個轉(zhuǎn)動軸)旋轉(zhuǎn)。
[0042]軸承環(huán)可包括滾動軸承元件，其位于軸承環(huán)和機身表面之間，使得軸承環(huán)可圍繞機身旋轉(zhuǎn)。
[0043]為了提供上述機翼配置在機身上的固定，根據(jù)另一個實施例，航行器包括第一固定元件(例如，第一螺栓)和第二固定元件(例如，第二螺栓)。套筒包括細長的通孔，其可具有大致平行于中軸(或另一個轉(zhuǎn)動軸)的延伸。第一固定元件和第二固定元件例如以可旋轉(zhuǎn)的方式相互連接，空間上彼此相互分離地連接到機翼配置上。第一固定元件還連接到套筒，且第二連接元件還通過細長通孔分別連接到機身或軸承環(huán)。例如，第一固定元件和第二固定元件可以分別是第一螺栓和第二螺栓，或者第一翼梁和第二翼梁。例如，第一和第二固定元件的第一端分別可旋轉(zhuǎn)地連接到機翼配置的根部。例如，第一和第二固定元件的另外一端可旋轉(zhuǎn)地與套筒連接，且可旋轉(zhuǎn)地固定在機身或軸承環(huán)上。
[0044]將機翼配置連接至機身或軸承環(huán)的第二固定元件形成樞軸點，通過該樞軸點機翼配置的縱向翼軸線(即機翼轉(zhuǎn)動軸)運動。因此，機翼配置可圍繞樞軸點旋轉(zhuǎn)。
[0045]例如，如果套筒可沿機身或軸承環(huán)表面移動，例如，沿另一個轉(zhuǎn)動軸，第一固定元件(例如，螺栓)與套筒共同移動，而固定在機身或軸承環(huán)上的第二固定元件(例如，螺栓)則不沿另一個轉(zhuǎn)動軸移動。因此，通過沿機身移動套筒和因此第一固定元件，機翼配置圍繞樞軸點轉(zhuǎn)動，例如圍繞縱向翼軸線。圍繞縱向翼軸線的機翼配置的傾斜和因此套筒沿軸承環(huán)或機身的移動通過回旋力、升力、和/或控制力分別開始，直到實現(xiàn)回旋力產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩、升力產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩、和/或控制力產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩之間相對與支撐軸的平衡。
[0046]通過上述用于在機身上固定機翼配置的固定機構(gòu)來形成調(diào)節(jié)機構(gòu)的可靠的機械控制。
[0047]根據(jù)另一個實施例，機翼配置適于這樣的方式，即在固定翼飛行模式下，機翼配置不圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸旋轉(zhuǎn)。機翼配置還適于這樣的方式，即在懸停飛行模式下，在固定翼模式下，機翼配置圍繞縱向翼軸線相對于其水平方向傾斜，并且機翼配置還適于這樣的方式，即機翼配置圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸旋轉(zhuǎn)。
[0048]特別地，在懸停飛行模式下，機翼配置旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力。在固定翼飛行模式中，機翼配置固定在機身上而沒有機翼配置和機身之間的相對運動，使得通過航行器的前向運動，由穿過空氣移動的機翼配置產(chǎn)生升力。額外的，另外的一個與沿縱軸方向機身軸分開的機翼配置可附在機身上。
[0049]因此，通過實施例示出了垂直起降的航行器，其結(jié)合了固定翼飛行模式的航行器和懸停飛行模式的航行器。因此，可將在每種模式下二者的優(yōu)點結(jié)合起來。例如，固定翼航行器在巡航飛行時，即當航行器穿過空氣時更有效率。另一方面，在航行器的懸停飛行模式下，機翼，如直升機的機翼或槳葉旋轉(zhuǎn)，使得在懸停飛行模式下機翼本身產(chǎn)生升力。基于大型機翼長度，該模式與所熟知的VTOL航行器中的升力產(chǎn)生推進發(fā)動機相比更有效率。例如，所知的VTOL航行器由發(fā)動機功率而不是由機翼旋轉(zhuǎn)的空氣動力升力而產(chǎn)生升力。
[0050]根據(jù)另一個實施例，第一旋轉(zhuǎn)方向與第二旋轉(zhuǎn)方向不同。
[0051]在懸停飛行模式中，第一縱向翼軸線和第二縱向翼軸線彼此平行定向，例如共軸。在固定翼飛行模式中，第一縱向翼軸線和第二縱向翼軸線也可延伸彼此平行。在可選的實施例中，第一縱向翼軸線和第二縱向翼軸線可相對彼此非平行，使得獲得一個第一縱向翼軸線和第二縱向翼軸線之間的夾角。如果第一縱向翼軸線和第二縱向翼軸線包括彼此間的夾角，那么第一機翼和第二機翼可形成機翼的橫掃，特別是前向橫掃、掃掠、斜翼或變速掃掠(搖翼)。
[0052]根據(jù)另一個航行器的實施例，第一機翼的第一旋轉(zhuǎn)方向不同于第二機翼的第二旋轉(zhuǎn)方向。特別的，如果第一機翼從機身的一側(cè)延伸且第二機翼從機身的對側(cè)延伸，并且第一機翼和第二機翼圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸，即縱向機身軸旋轉(zhuǎn)，那么有必要將每個機翼邊緣，即機翼的前沿移動穿過空氣，使得空氣沖擊(沖撞)在前沿而不是后沿，這樣使得機翼輪廓產(chǎn)生升力。因此，為了將航行器從固定翼飛行模式變換到懸停飛行模式，第一機翼可圍繞其第一機翼縱向軸沿第一旋轉(zhuǎn)方向旋轉(zhuǎn)60° (度)至120°，特別是約90°，并且第二機翼可圍繞其第二機翼縱向軸沿第二旋轉(zhuǎn)方向旋轉(zhuǎn)60° (度)至120°，特別是約90°，該第二旋轉(zhuǎn)方向與第一旋轉(zhuǎn)方向相反。
[0053]在一個可選的實施例中，第一旋轉(zhuǎn)方向與第二旋轉(zhuǎn)方向相同也是可能的。
[0054]根據(jù)本發(fā)明的航行器可以是有人駕駛或無人駕駛的飛行器(UAV)。航行器可例如是無人駕駛航行器，其包括例如翼展為大約Im到4m(米)，重量大約為4kg到200kg(千克)。
[0055]特別地，根據(jù)該方法的實施例，回旋力(Fp)由如下方面控制:
[0056]a)控制推進單元的旋轉(zhuǎn)質(zhì)量圍繞轉(zhuǎn)動軸的旋轉(zhuǎn)速度，
[0057]b)控制機翼配置圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸的旋轉(zhuǎn)速度和機翼配置的迎角，
[0058]c)控制旋轉(zhuǎn)質(zhì)量的重量平衡，且/或
[0059]d)控制轉(zhuǎn)動軸、另一個轉(zhuǎn)動軸和/或縱向翼軸線之間的夾角。
[0060]在優(yōu)選的實施例中，專門地分別控制旋轉(zhuǎn)速度和/或推進單元的推力用于在懸停飛行模式下控制航行器。因此，實現(xiàn)了懸停飛行模式下簡化的控制動力。
[0061]必須注意到本發(fā)明的實施例是參考不同主題來描述的。特別地，一些實施例是參考設(shè)備型的權(quán)利要求，而其他實施例是參考方法型的權(quán)利要求。但是，除非特別指出，本領(lǐng)域技術(shù)人員將從上述和下面的說明書中獲得屬于一種主題的技術(shù)特征的任意組合，還可獲得涉及不同主題的技術(shù)特征之間的任意組合，特別是在設(shè)備型權(quán)利要求的技術(shù)特征和方法型權(quán)利要求的技術(shù)特征之間的任意組合可視為被本申請公開。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0062]本發(fā)明上面定義的方面和其他方面在下文的實施例中是顯而易見的，并且可參考實施例進行解釋。下文中將參考實施例對本發(fā)明進行更為詳細的描述，但本發(fā)明并不被實施例所限制。
[0063]圖1示出了根據(jù)本發(fā)明實施例的處于懸停飛行模式下的航行器的示意圖；
[0064]圖2示出了根據(jù)本發(fā)明實施例的調(diào)節(jié)機構(gòu)的示意圖；
[0065]圖3示出了根據(jù)本發(fā)明實施例的處于懸停飛行模式下的航行器的示意圖；
[0066]圖4示出了根據(jù)本發(fā)明實施例的處于固定翼飛行模式下的航行器的示意圖；
[0067]圖5示出了根據(jù)本發(fā)明實施例的產(chǎn)生空氣動力升力的裝置的實施例。

【具體實施方式】
[0068]附圖中的說明是示意性的。應(yīng)注意在不同附圖中，為相似或完全相同的元件提供相同的附圖標記。
[0069]圖1示出了根據(jù)本發(fā)明的實施例的用于垂直起降的航行器100的實施例。航行器100包括機身101，機翼配置110，其包括至少一個推進單元111和調(diào)節(jié)機構(gòu)。
[0070]推進單元111包括旋轉(zhuǎn)質(zhì)量(例如，螺旋槳或噴氣發(fā)動機的旋轉(zhuǎn)槳葉)，其可圍繞轉(zhuǎn)動軸117旋轉(zhuǎn)。機翼配置110安裝在機身101上，使得機翼配置110可圍繞機翼配置110的縱向翼軸線112傾斜。此外，機翼配置110安裝在機身101上，使得機翼配置110可圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸102 (例如，縱向機身軸)相對于機身101旋轉(zhuǎn)。該另一個轉(zhuǎn)動軸102不同于縱向翼軸線112。例如，另一個轉(zhuǎn)動軸102大致垂直于縱向翼軸線112。
[0071]調(diào)節(jié)機構(gòu)適于圍繞縱向翼軸線112，在回旋力Fp的影響下調(diào)節(jié)機翼配置110的傾角?；匦p促使機翼配置110圍繞縱向翼軸線112傾斜，使得預(yù)設(shè)的機翼配置110的迎角α可調(diào)節(jié)。回旋力Fp從圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸102的機翼配置110的旋轉(zhuǎn)和圍繞轉(zhuǎn)動軸117的旋轉(zhuǎn)質(zhì)量的旋轉(zhuǎn)中產(chǎn)生。
[0072]機翼配置110包括例如第一機翼113和第二機翼114。機翼113、114中的每一個分別包括前沿115、115’和后沿116、116’。
[0073]推進單元111、111’分別促使機翼113、114圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸102旋轉(zhuǎn)。通過機翼113、114圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸102的旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生升力Fl，使得航行器100可通過空氣飛行并懸停，如直升航行器。
[0074]機翼113、114分別圍繞縱向翼軸線112的傾角可以通過調(diào)節(jié)機構(gòu)在回旋力Fp的影響下調(diào)節(jié)?；匦p從旋轉(zhuǎn)中和機翼配置110圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸102的旋轉(zhuǎn)速度中，以及旋轉(zhuǎn)和圍繞轉(zhuǎn)動軸117的旋轉(zhuǎn)質(zhì)量的旋轉(zhuǎn)速度中產(chǎn)生。
[0075]如果第二機翼114例如圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸102旋轉(zhuǎn)，將促使具有旋轉(zhuǎn)質(zhì)量的推進單元111離開直線方向(其可與轉(zhuǎn)動軸117共軸)，并且促使其圍繞機身101沿圓周路徑移動。因此，產(chǎn)生另一個力Ff，其促使推進單元111沿圓周路徑運動。另一個力Ff特別地作用于推進單元111的旋轉(zhuǎn)質(zhì)量上，使得產(chǎn)生回旋力。至少回旋力的一個分量沿旋轉(zhuǎn)質(zhì)量旋轉(zhuǎn)方向指向相對于另一個力Ff的90°方向。如圖1所示，回旋力Fp的至少一個分量可沿機身軸(即另一個轉(zhuǎn)動軸)作用。
[0076]回旋力Fp作用于轉(zhuǎn)動軸117，其中旋轉(zhuǎn)質(zhì)量包括其在轉(zhuǎn)動軸117上的樞軸點。圖1示出了產(chǎn)生的升力F1。通過調(diào)節(jié)機構(gòu)，將縱向翼軸線112定義在回旋力Fp的著力點(attacking point)和沿翼弦線203方向產(chǎn)生的升力Fl的著力位置之間(見圖2)。換句話說，機翼113、114分別的轉(zhuǎn)軸(S卩，縱向翼軸線112)在回旋力的著力點和升力的著力點之間形成。
[0077]因此，如果回旋力Fp產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩高于升力Fl產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩，機翼113、114的每一個圍繞縱向翼軸線112旋轉(zhuǎn)。因此在圖2中詳細示出的迎角α增大，且升力Fl也增大。如果回旋力Fp產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩與升力Fl產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩平衡，可以得到期望的機翼配置110的傾角，艮P，第一機翼113和第二機翼114的傾角。
[0078]回旋力Fp的大小可通過推進單元111的旋轉(zhuǎn)質(zhì)量的旋轉(zhuǎn)速度和圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸102的機翼配置110的旋轉(zhuǎn)速度控制。因此，通過控制旋轉(zhuǎn)速度中的一個，可控制回旋力Fp并且因此迎角和升力Fl可以被控制。因此，通過調(diào)節(jié)機構(gòu)，可以調(diào)節(jié)期望的機翼配置110的傾角和因此期望的升力F1，使得可以簡單的方式控制航行器。用于調(diào)節(jié)例如傾角的復(fù)雜的驅(qū)動機構(gòu)不是必須的。
[0079]通過采用可旋轉(zhuǎn)地安裝在機身101上的套筒104，可以實現(xiàn)機翼配置110與機身101的連接。第二固定元件202 (見圖2)可由筒套104的細長通孔106導(dǎo)入。第一固定元件201 (見圖2)和第二固定元件202以例如可旋轉(zhuǎn)的方式相連，并空間上彼此與機翼配置110分離。第一固定元件201還與筒套104相連，且第二固定元件202還通過細長通孔106與機身101或軸承環(huán)分別相連。在筒套104和機身101之間插入軸承環(huán)。第一固定元件201和第二固定元件202可例如分別是第一螺栓和第二螺栓，或第一翼梁和第二翼梁。第一和第二固定元件的201和202的分別的第一端可旋轉(zhuǎn)地與機翼配置110的根部相連，第一和第二固定元件的201和202分別的相對端可旋轉(zhuǎn)地與套筒104相連，并可旋轉(zhuǎn)地固定在機身101和軸承環(huán)上。
[0080]軸承環(huán)可固定在機身101上，使得軸承環(huán)圍繞機身101不可旋轉(zhuǎn)。因此，套筒104與軸承環(huán)相連，使得套筒104圍繞軸承環(huán)可旋轉(zhuǎn)。可選地，軸承環(huán)與機身101相連，使得軸承環(huán)可圍繞機身101旋轉(zhuǎn)。因此，軸承環(huán)和套筒104 二者都可圍繞機身101旋轉(zhuǎn)。因此，軸承環(huán)與套筒104之間的旋轉(zhuǎn)不是必須的。
[0081]可選地，軸承環(huán)可安裝在機身101上，使得軸承環(huán)可圍繞機身101旋轉(zhuǎn)。因此，軸承環(huán)和套筒104 二者都可圍繞機身101旋轉(zhuǎn)。因此，軸承環(huán)與套筒104之間的旋轉(zhuǎn)不是必須的。套筒104還可相對軸承環(huán)沿機身的中軸(或另一個轉(zhuǎn)動軸102)移動。
[0082]另外，如圖1所示航行器100在尾部可包括多個尾部機翼107用來形成例如尾翼。對于尾翼107，著陸元件108可以折疊或伸縮的方式形成，使得在航行器100的著陸過程中，著陸元件，例如輪子或起落架可被啟用或停用。著陸元件可延伸出尾翼或收回進尾翼、機身或尾翼107。另外，著陸元件可包括空氣動力表面，使得在其可伸縮狀態(tài)下可形成額外的氣流面。通過額外的氣流面，尤其在航行器著陸和起飛的過程中，飛行特性可以得到改進。
[0083]此外，如圖1所示，在航行器100的尾部，可安裝另一個推進單元105，使得另一個推進單元105產(chǎn)生沿例如另一個轉(zhuǎn)動軸102的推力。另一個推進單元105可以例如使火箭發(fā)動機或噴氣式發(fā)動機。
[0084]圖2詳細示出了在回旋力Fp的影響下，用于調(diào)節(jié)機翼配置110的傾角的示例性調(diào)節(jié)機構(gòu)。例如，機翼配置110可通過插入套筒104和可選的軸承環(huán)將機翼配置110附接至機身101。第一固定元件201，如第一固定螺栓，將機翼配置110連接到套筒104。第二固定元件202，如第二固定螺栓，將機翼配置110通過細長通孔106連接到機身101或軸承環(huán)。
[0085]機翼113、114的每個的轉(zhuǎn)動軸(即縱向翼軸線112)特別地由第二固定元件202定義，該第二固定元件分別將機翼113、114可旋轉(zhuǎn)地連接到機身101或軸承環(huán)上?？蓪⒌诙潭ㄔ?02，例如螺栓分別固定在機身101或軸承環(huán)上，并固定在圍繞機身101呈圓周形分布的圓周槽內(nèi)，使得第二固定元件202可在槽內(nèi)圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸102運動，使得第二固定元件202可與機翼配置110共同旋轉(zhuǎn)。
[0086]第一固定元件201可在引導(dǎo)槽205內(nèi)固定在套筒104上，使得機翼配置110在圍繞第二固定元件202傾斜的過程中，第一固定元件201可沿引導(dǎo)槽205滑動以避免妨礙機翼配置101的傾斜。
[0087]因此，如果套筒104沿滑動方向207 (例如平行于另一個轉(zhuǎn)動軸(102))分別相對于機身101或軸承環(huán)移動，則第一固定元件201也會沿機身101移動，特別是沿另一個轉(zhuǎn)動軸102移動，其中，第二固定元件202沿另一個轉(zhuǎn)動軸102不改變位置，因為其分別固定在機身101或軸承環(huán)上。因此，通過沿另一個轉(zhuǎn)動軸102滑動套筒104，可實現(xiàn)圍繞第二固定元件202的機翼配置110的傾斜。
[0088]套筒104分別沿機身或軸承環(huán)的滑動，和因此沿另一個轉(zhuǎn)動軸102的滑動可由回旋力Fp和升力Fl觸發(fā)。如圖2所示，回旋力Fp作用于機翼配置110上，作用于115的前沿區(qū)域，特別是在推進單元的旋轉(zhuǎn)質(zhì)量111圍繞轉(zhuǎn)動軸117的區(qū)域?；匦p與第二固定元件202相隔Xl的距離，其形成了第一杠桿臂xl。在第二固定元件202和機翼配置110的后沿116之間的區(qū)域，產(chǎn)生的升力Fl具有著力點206，并且作用于機翼配置110。升力Fl分布在相對于回旋力Fp的相反方向，距第二固定元件202第二距離，其形成第二杠桿臂x2.
[0089]回旋力Fp和升力Fl圍繞第二固定元件202產(chǎn)生分別的相反的機翼配置110的轉(zhuǎn)矩。因此，如果由回旋力Fp產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩和第一杠桿臂xl大于由升力Fl產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩和第二杠桿臂x2，將促使機翼配置110以這樣的方式旋轉(zhuǎn)使得迎角α增大。在機翼配置110圍繞第二固定元件102旋轉(zhuǎn)的過程中，套筒104沿滑動方向207滑動，且第一固定元件101在套筒104的引導(dǎo)槽205內(nèi)滑動。
[0090]調(diào)節(jié)機翼配置110期望的傾角(即期望的迎角α)，如果由回旋力產(chǎn)生的力矩等于由升力Fl產(chǎn)生的力矩:
[0091]M(Fp, xl) = M(F1, x2)
[0092]如果升力Fl產(chǎn)生的力矩高于回旋力Fp產(chǎn)生的力矩，機翼配置110以這樣的方式旋轉(zhuǎn)，使得迎角α減小。因此升力Fl也減小，直到回旋力Fp產(chǎn)生的力矩與升力Fl產(chǎn)生的力矩相平衡。因此，示出了用于調(diào)節(jié)機翼配置110的傾角的自動調(diào)節(jié)的調(diào)節(jié)機構(gòu)，該機構(gòu)不需要引入復(fù)雜的驅(qū)動機構(gòu)來驅(qū)動機翼配置110的傾斜。
[0093]迎角α是機翼配置110的翼弦線203相對于氣流方向204的夾角，氣流來自于例如機翼配置I1在空氣中的旋轉(zhuǎn)。
[0094]為了影響機翼配置110的傾角和迎角α，機翼配置110圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸102的旋轉(zhuǎn)速度和圍繞轉(zhuǎn)動軸117的旋轉(zhuǎn)質(zhì)量的旋轉(zhuǎn)速度可以調(diào)節(jié)。
[0095]此外，為了影響機翼配置110的傾角和迎角α，可安裝控制元件103、103’使得控制元件103、103’產(chǎn)生控制力Fd，該力作用在機翼配置110的第一旋轉(zhuǎn)方向的相反方向，該第一旋轉(zhuǎn)方向由回旋力Fp產(chǎn)生?？蛇x地，控制元件103、103’產(chǎn)生控制力Fd，其作用在機翼配置110的第一旋轉(zhuǎn)方向的相同方向，該第一旋轉(zhuǎn)方向由回旋力Fp產(chǎn)生。例如，控制元件103可以是插設(shè)在套筒104和第二固定元件202之間的彈簧。因此，控制元件103，即彈簧，抑制套筒104沿機身101的滑動運動，該滑動運動由回旋力Fp引起。
[0096]在另一個實施例中，控制單元103、103’可產(chǎn)生可調(diào)節(jié)的控制力Fd，使得期望的控制力Fd是可調(diào)節(jié)的。通過例如伺服電機、渦輪傳動、和/或液壓元件調(diào)結(jié)控制力Fd，可實現(xiàn)機翼配置110的期望的傾角。
[0097]圖3示出了處于懸停飛行模式下的航行器。機翼配置110包括第一機翼113和第二機翼114，其沿機身101的反方向延伸。第一機翼113和第二機翼114安裝在套筒104上，其中第一機翼113和第二機翼114圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸102 (例如，機身軸)旋轉(zhuǎn)。機翼113、114圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸102的旋轉(zhuǎn)是分別由安裝在機翼113、114上的推進單元111、111’驅(qū)動的。驅(qū)動單元111、111’包括旋轉(zhuǎn)質(zhì)量(例如，螺旋槳)，其分別圍繞推進單元111、111’的轉(zhuǎn)動軸117、117’旋轉(zhuǎn)。機翼113、114適用于這樣的方式，使得在懸停飛行模式下，機翼113、114分別圍繞縱向翼軸線112、112’傾斜，使得由于機翼113、114圍繞機身101的分別的旋轉(zhuǎn)而產(chǎn)生升力Fl。
[0098]另外，圖3示出了機身101包括例如，四個尾翼107。尾翼107可在懸停飛行模式下或固定翼飛行模式下平衡機身101。此外，尾翼107可控制航行器110的飛行方向。在一個實施例中，尾翼107可圍繞縱向機身軸旋轉(zhuǎn)，例如，另一個轉(zhuǎn)動軸102。該尾翼107的旋轉(zhuǎn)可引起轉(zhuǎn)矩，該轉(zhuǎn)矩用于抵抗由機翼113、114的旋轉(zhuǎn)所導(dǎo)致的引入機身110的轉(zhuǎn)矩。
[0099]圖4示出了在固定翼飛行模式下的航行器100。在固定翼飛行模式下，第一機翼113和第二機翼114分別圍繞縱向翼軸線112、112’以這樣的方式傾斜，即，例如第一機翼113的翼弦線203和第二機翼114的翼弦線203是平行的。推進單元111、111’同樣相比圖3中所示的懸停飛行模式分別圍繞縱向翼軸線112、112’傾斜。在固定翼飛行模式中，推進單元111、111’產(chǎn)生推力用于在固定翼飛行模式下驅(qū)動航行器100。在固定翼飛行模式下，航行器100與懸停飛行模式下的前向運動相比更有效率地穿過空氣。尾翼107用于控制航行器100的飛行方向。機翼113、114也可包括可控的例如可形成副翼的表面部件。因此，可在固定翼飛行模式中實現(xiàn)對航行器更好的控制。
[0100]圖5示出了用于產(chǎn)生空氣動力升力的裝置。該裝置包括機翼配置110，其中在機翼配置I1的兩端區(qū)域分別安放了推進單元111。每個推進單元包括可圍繞轉(zhuǎn)動軸117旋轉(zhuǎn)的旋轉(zhuǎn)質(zhì)量。機翼配置110可圍繞縱向翼軸線112傾斜。此外，機翼配置110可圍繞另一個不同于縱向翼軸線112的轉(zhuǎn)動軸102旋轉(zhuǎn)。調(diào)節(jié)機構(gòu)圍繞縱向翼軸線112在回旋力Fp的影響下調(diào)節(jié)機翼配置110的傾角?；匦Υ偈箼C翼配置110圍繞縱向翼軸線112傾斜。
[0101]在圖5的實施例中，如上面實施例所示，機翼配置110是不與機身101相連的。換句話說，機翼配置110在第一機翼113和第二機翼114中是分開的。在機翼113、114 二者的接觸區(qū)可形成小型機身101，其中機身101可以是機翼配置110的一部分，且因此包括機身長度等于機翼配置110的翼弦線。
[0102]此外，如圖5所示，通過該裝置攜帶的重量501，例如貨物，可通過連接元件502，例如支撐纜索，固定在機翼配置110上，且在機翼配置110圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸102的旋轉(zhuǎn)點上。
[0103]因此，該裝置構(gòu)成了飛行運輸器，其可將重量501運輸?shù)狡谕牡攸c。該裝置可例如是通過在地面上的操作者遙控的。
[0104]應(yīng)當注意，術(shù)語“包括”不排除其他元件或步驟，并且“一個”不排除多個。同樣，不同實施例中描述的元件可以合并。同樣應(yīng)當注意，權(quán)利要求中的附圖標記不應(yīng)理解為限定權(quán)利要求范圍。
[0105]附圖標記列表:
[0106]100航行器
[0107]101 機身
[0108]102另一個轉(zhuǎn)動軸
[0109]103控制元件
[0110]104 套筒
[0111]105另一個推進單元
[0112]106細長通孔
[0113]107 尾翼
[0114]108著陸元件
[0115]110機翼配置
[0116]111推進單元
[0117]112縱向翼軸線
[0118]113 第一機翼
[0119]114 第二機翼
[0120]115 前沿
[0121]116 后沿
[0122]117轉(zhuǎn)動軸
[0123]201第一固定元件
[0124]202第二固定元件
[0125]203翼弦線
[0126]204氣流方向
[0127]205引導(dǎo)槽
[0128]206升力的著力點
[0129]207套筒的滑動方向
[0130]501 重量
[0131]502支撐繩
[0132]Fp回旋力
[0133]Ff另一個力
[0134]Fd控制力
[0135]Fl 升力
[0136]α 迎角
[0137]xl第一杠桿臂
[0138]χ2第二杠桿臂
【權(quán)利要求】
1.一種產(chǎn)生空氣動力升力的裝置，所述裝置包括: 機翼配置(110)，其包括至少一個推進單元(111)， 其中，所述推進單元(111)包括可圍繞轉(zhuǎn)動軸(117)旋轉(zhuǎn)的旋轉(zhuǎn)質(zhì)量， 其中所述機翼配置(110)可圍繞所述機翼配置(110)的縱向機翼軸(112)傾斜， 其中所述機翼配置(110)可圍繞不同于所述縱向機翼軸(112)的另一個轉(zhuǎn)動軸(102)旋轉(zhuǎn)，及 調(diào)節(jié)機構(gòu)，所述調(diào)節(jié)機構(gòu)用于調(diào)節(jié)在回旋力(Fp)的影響下圍繞所述縱向機翼軸(112)的所述機翼配置(110)的傾角，所述回旋力促使所述機翼配置(110)圍繞所述縱向機翼軸(112)傾斜。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的裝置， 其中所述回旋力(Fp)促使所述機翼配置(110)圍繞所述縱向機翼軸(112)與第一旋轉(zhuǎn)方向傾斜，及 其中所述調(diào)節(jié)機構(gòu)包括控制元件(103)，所述控制元件(103)具有控制力(Fd)，所述控制力(Fd)作用在與所述第一旋轉(zhuǎn)方向相同或不同的方向，用來控制所述機翼配置(110)的傾斜。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的裝置， 其中所述控制元件(103)包括液壓泵、氣動泵、彈簧、伺服電機和/或渦輪傳動裝置。
4.根據(jù)權(quán)利要求2或3所述的裝置，還包括: 適于控制所述控制力(Fd)的控制裝置。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的裝置， 其中所述控制裝置適于基于數(shù)據(jù)來控制所述控制力(Fd)，所述數(shù)據(jù)是表示所述推進單元(111)的旋轉(zhuǎn)質(zhì)量圍繞所述轉(zhuǎn)動軸(117)的旋轉(zhuǎn)速度、所述機翼配置(110)圍繞所述另一個轉(zhuǎn)動軸的旋轉(zhuǎn)速度、和所述機翼配置(110)的迎角α。
6.根據(jù)權(quán)利要求1至5任一項所述的裝置， 其中所述機翼配置(110)包括第一機翼(113)和第二機翼(114)， 其中所述縱向機翼軸(112)分為第一縱向機翼軸和第二縱向機翼軸， 其中所述第一機翼(113)沿所述第一縱向機翼軸從所述機身(101)延伸，且所述第二機翼(114)沿所述第二縱向翼軸線從所述機身(101)延伸， 其中所述第一機翼(113)可圍繞所述第一縱向翼軸線與所述第一旋轉(zhuǎn)方向傾斜，及 其中所述第二機翼(114)可圍繞所述第二縱向翼軸線與所述第二旋轉(zhuǎn)方向傾斜。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的裝置， 其中所述第一旋轉(zhuǎn)方向不同于所述第二旋轉(zhuǎn)方向。
8.根據(jù)權(quán)利要求1至7中任一項所述的裝置， 其中所述推進單元(111)包括渦輪噴氣發(fā)動機、渦輪風(fēng)扇發(fā)動機、渦輪螺旋槳發(fā)動機、螺旋槳風(fēng)扇發(fā)動機和/或螺旋槳發(fā)動機。
9.一種用于垂直起降的航行器(100)，所述航行器(100)包括: 根據(jù)權(quán)利要求1至8所述的裝置，及 機身(101)， 其中所述機翼配置(110)被安裝到所述機身(101)，使得所述機翼配置(110)可相對于所述機身(101)圍繞所述縱向翼軸線(112)傾斜，且使得所述機翼配置(110)可相對于所述機身(101)圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸旋轉(zhuǎn)。
10.一種根據(jù)權(quán)利要求9所述的航行器(100)， 其中所述調(diào)節(jié)機構(gòu)還包括套筒(104)，所述機翼配置(110)安裝在所述套筒(104)上，其中所述調(diào)節(jié)機構(gòu)還包括軸承環(huán)，其被插設(shè)在所述套筒(104)和所述機身(101)之間，其中套筒(104)和軸承環(huán)可旋轉(zhuǎn)地安裝在機身(101)上，使得所述套筒(104)和所述軸承環(huán)可圍繞另一個轉(zhuǎn)動軸(102)旋轉(zhuǎn)， 其中所述套筒(104)可沿所述軸承環(huán)滑動，用于調(diào)節(jié)所述機翼配置(110)的傾角。
11.根據(jù)權(quán)利要求10所述航行器(100)， 其中所述調(diào)節(jié)機構(gòu)包括第一固定元件(201)和第二固定元件(202)， 其中所述套筒(104)包括細長通孔(106)， 其中所述第一固定元件(201)和所述第二固定元件(202)空間上彼此分開，并與所述機翼配置連接(110)， 其中所述第一固定元件(201)還和所述套筒(104)相連，及 其中所述第二固定元件(202)還通過所述細長通孔(106)與所述軸承環(huán)相連。
12.一種根據(jù)權(quán)利要求9至11中的任一項所述的航行器(100)， 其中所述機翼配置(110)適于這樣的方式，即在固定翼飛行模式下，所述機翼配置(110)不圍繞所述另一個轉(zhuǎn)動軸(102)旋轉(zhuǎn)，及 其中所述機翼配置(110)還適于這樣的方式，即在懸停飛行模式下，所述機翼配置(110)可圍繞所述縱向翼軸線(112)相對其在所述固定翼飛行模式下的定向而傾斜，并且所述機翼配置(110)圍繞所述另一個轉(zhuǎn)動軸(112)旋轉(zhuǎn)。
13.一種用于操作根據(jù)權(quán)利要求1至8中的任一項所述的用于產(chǎn)生空氣動力升力裝置的方法，該方法包括: 圍繞所述縱向翼軸線(112)在所述回旋力(Fp)的影響下調(diào)節(jié)所述機翼配置(110)的傾角，所述回旋力促使所述機翼配置(110)圍繞所述縱向翼軸線(112)傾斜。
14.根據(jù)權(quán)利要求13所述方法，還包括 控制所述回旋力(Fp)， a)通過控制所述推進單元(111)的旋轉(zhuǎn)質(zhì)量圍繞所述轉(zhuǎn)動軸(117)的旋轉(zhuǎn)速度， b)通過控制所述機翼配置(110)圍繞所述另一個轉(zhuǎn)動軸(112)的旋轉(zhuǎn)速度，和所述機翼配置(110)的迎角(α)， c)通過控制所述旋轉(zhuǎn)質(zhì)量的重量平衡，和/或 d)通過控制所述轉(zhuǎn)動軸(117)、所述另一個轉(zhuǎn)動軸(102)和/或所述縱向翼軸線(112)之間的夾角。
【文檔編號】B64C29/02GK104470800SQ201380019843
【公開日】2015年3月25日 申請日期:2013年2月13日 優(yōu)先權(quán)日:2012年2月13日
【發(fā)明者】約翰內(nèi)斯·賴特 申請人:約翰內(nèi)斯·賴特