长航程快速混合式直升机的制作方法

专利名称：长航程快速混合式直升机的制作方法
技术领域：
本发明涉及在巡航飞行时具有长航程和高前进速度的旋翼飞行器。更具体地说，本发明涉及与垂直起落飞机(VT0L)的先进概念有关的混合式直升 机。
背景技术：
这种先进的概念通过可安装现代涡轮发动机来以合理的成本将传统直升机的垂 直飞行效率与高速行进性能组合起来。为了清楚地理解本发明的目的，适宜地应想到，总体来说重于空气的飞行器对应 于飞机和旋翼飞行器。术语“旋翼飞行器”用来表示任一运载工具，其中，其所有或一些升力是由具有基 本垂直轴线和较大直径的一个或多个螺旋桨来提供的，该螺旋桨称为旋翼或旋转机翼。在旋翼飞行器的范畴有若干不同的类型。首先，有一种直升机，其中，由合适动力装置驱动的至少一个主旋翼既提供升力又 提供推进力。直升机能够悬停飞行，从而保持在三维空间中的一固定位置，并且直升机能够 垂直地起飞和降落，还能够沿任何方向(向前、向后、侧向、向上、向下)移动。全世界生产 的大部分旋翼飞行器是直升机。然后，有一种自转旋翼机(由La Cierva首先制造)，自转旋翼机是这样一种旋翼 飞行器，其中，旋翼不接受动力，而是在旋翼飞行器的速度效应下自转。推进力由涡轮发动 机来提供，或者由具有一在向前飞行中基本水平的轴线并用传统发动机驱动的螺旋桨来提 供。这种构造不能垂直飞行，除非旋翼通过辅助装置而首先开始旋转，该辅助装置能让旋翼 旋转得更快因此自转旋翼机在具有非常陡斜率的航线上不能实施悬停飞行，而只能向上 或向下移动。也就是说，自转旋翼机是一种飞行速度范围广(不易于失速)且可使用短跑 道的飞机。旋翼推进飞机是一种介于直升机和自转旋翼机之间的旋翼飞行器，其中，旋翼只 提供升力。在起飞、悬停或垂直飞行、以及降落阶段，旋翼通常由发动机装置来驱动，就像直 升机一样。旋翼推进飞机还具有附加的推进系统，该推进系统与旋翼组件完全不同。在向前 飞行中，旋翼继续提供升力，但只以自转模式提供升力，即无需将动力传输至所述旋翼。菲 尔利(Fairey)喷气式旋翼推进飞机是该概念的一实施例。已经或多或少地研究了另外几种新颖的方式，有些已经形成实际的实施例。在这方面，可能要提及复合式旋翼飞行器，其在起飞和降落时像直升机，而在巡航 时像自转旋翼机其由旋翼飞行器的前进速度驱动自转的旋翼提供一些升力，其余升力由 辅助机翼、具有基本水平轴线的牵引式螺旋桨来提供，该牵引式螺旋桨产生平移所需的力。 例如，可能要提及实验性的法范迪特(Farfadet)S0 1310复合式旋翼飞行器，其旋翼在起 飞/降落构造中通过反作用力来推进，而在巡航构造中自转，然后由螺旋桨提供推进力。这 种运载工具设有用于致动旋翼和螺旋桨的两个单独的涡轮。
可变式旋翼飞行器构成了另一特定的旋翼飞行器形式。该术语覆盖了在飞行时改 变构造的所有旋翼飞行器起飞和降落时处于直升机构造；而巡航飞行时处于飞机构造， 例如两个旋翼倾斜转过约90°以用作螺旋桨。该倾斜旋翼概念例如已在贝尔波音(Bell Boeing) V22鱼鹰(Osprey)旋翼飞行器中得以实施。在这些各种旋翼飞行器中，直升机是最简单的，结果，尽管其平移时的最大水平速 度仅为约300千米/小时(km/h)，小于复合式和可变式旋翼飞行器所可设想的最大水平速 度，但是直升机是成功的，而复合式和可变式旋翼飞行器在技术上更加复杂且更加昂贵。在这种情况下，对于上述形式提出了改进以增强旋翼飞行器性能，而不导致解决 方案复杂、难以制造和操作、以及因此昂贵。因此，专利GB-895 590披露了一种垂直起落飞行器，其包括下列主要部件机身和两个半翼，在机身的两侧上各有一个半翼，水平稳定器和方向舵控制器，至少四个互连的驱动单元，主旋翼，至少两个可逆桨距螺旋桨，它们相对于彼此可变，以及在飞行员控制下的、用于将动力连续地或时时地传递至旋翼和螺旋桨的装置。在这种情况下，在起飞和降落期间、在垂直飞行期间、以及在低速水平飞行期间， 主旋翼通过动力单元来旋转。在高速时，旋翼自由旋转而动力并不传递至其，就像自转旋翼 机，旋翼轴装配有脱开装置。美国专利第3 385 537号披露了一种直升机，其以传统方式包括机身、主旋翼和 尾旋翼。主旋翼通过第一动力单元来旋转。该运载工具还装配有两个另外的发动机，每个 发动机设置在两个半翼的最外端，而在所述机身的两侧上各设置一个半翼。该专利涉及例 如根据机动飞行时或强风期间施加在运载工具上的加速度来自动改变桨距，从而在旋翼和 半翼之间保持合适的升力分配。结果，对应的装置可通过降低桨叶失速的风险来增大旋翼 飞行器的水平速度，桨叶失速构成为机械组件和结构的变形和损坏的来源。美国专利第6 669 137号描述了一种飞行器，其装配有在非常低速下运转的旋 翼。在高速时，旋翼减速然后停止，而升力则由剪翼来提供。在最大速度时，旋翼和剪翼就 进入一确定构造，从而形成一种后掠翼。根据美国专利第7 137 591号的旋翼飞行器具有尤其在起飞、降落和垂直飞行时 通过动力单元来旋转的旋翼。推进螺旋桨用在巡航飞行中，而升力由旋翼的自转来产生， 有可能借助于辅助机翼。此外，旋翼主轴可向前或向后稍稍倾斜从而避免由于机身姿态变 化而产生的效应，这种效应可能会由于增大旋翼飞行器的气动阻力而损害旋翼飞行器的性 能。美国专利第6 467 726号披露了一种旋翼飞行器，其包括至少机身，两个高机翼，至少四个推进螺旋桨，至少两个没有周期距控制的主旋翼，每个主旋翼连接至两个机翼中的一个，两个发动机，以及用于将动力传递至旋翼和螺旋桨的相关装置，以及
用于每个螺旋桨和每个旋翼的总距控制系统。在巡航飞行时，升力由两个机翼来提供，从而通过经由为此设置的离合器将旋翼脱开或者通过合适地设定旋翼桨叶的总距来消除由旋翼产生的升力。美国专利第6 513 752号披露了一种旋翼飞行器，其包括机身和机翼，两个可变桨距螺旋桨，具有“端部”质量的旋翼，驱动两个螺旋桨和旋翼的动力源，用于调节螺旋桨的桨距的控制装置，从而 在向前飞行时，来自螺旋桨的推进力朝向旋翼飞行器的前部施加，以及 在悬停飞行时，通过使一个螺旋桨提供朝向旋翼飞行器前部的推力而使另一螺 旋桨提供朝向旋翼飞行器后部的推力来提供反扭矩功能，而旋翼由动力源来驱动，该动力源包括发动机和离合器，离合器通过将旋翼与发动机脱开而由于上述质量 能使旋翼旋转得比所述发动机的输出端更快。换而言之，离合器能允许向前飞行中的自转旋翼机模式。此外，设置在动力源和螺 旋桨之间的动力传输变速箱能使所述螺旋桨相对于所述动力源输出端的速度以多个转速 运转。在现有技术中，适宜地最终引用专利申请US-2006/0269414 A1，其涉及改进直升 机在垂直飞行期间和巡航飞行期间的性能的这一具体问题。旋翼的高转速在垂直飞行期间 是所想要的从而增大升力，而在巡航期间，可减小所述转速而增大直升机的前进速度。因此，发明专利申请US-2006/0269414 A1更具体地涉及与被发动机装置驱动的第 二动力变速箱相关联的主变速箱。第二变速箱包括离合器装置，离合器装置在配合时将第 一转速传递给主变速箱，而在脱开时将第二转速传递给主变速箱，第二转速低于第一转速。 当然，主变速箱驱动旋翼。然而，从上述设想可以看到，要改进旋翼飞行器性能的解决方案基本上基于下列 提议 借助驱动系统来使旋翼以两个不同的转速运转，这两个不同的转速首先涉及垂 直飞行，其次涉及巡航飞行，驱动系统在发动机装置、旋翼、螺旋桨和驱动系统的各个部件 之间具有可变的速比。 在巡航飞行期间使旋翼以自转旋翼机模式运转旋翼旋转而动力未被传递，旋翼 提供旋翼飞行器的一些或所有升力，但也会导致阻力从而由于低的升力/阻力比就导致动 力损失，相反，直升机的旋翼沿着飞行员所想要的方向推进旋翼飞行器。具体地说，可以观察到，旋翼在巡航飞行期间像自转旋翼机那样自转的运转在原 则上必须将用于驱动旋翼旋转的轴与整个动力传输系统脱开。因此，这种脱开是借助诸如离合器来获得的，该离合器只有防止旋翼通过动力源 旋转的功能，并且只有在从垂直飞行向巡航飞行过渡期间才实施这一功能。这种装置因此意味着附加的重量和成本，并对安全性不利。 停止旋翼并重构旋翼，例如停止于一特定构造中的三桨叶旋翼在高速前进时、或 实际上在停止之后用作飞行的后掠翼，可以设想在旋翼飞行器至飞机的过渡阶段将旋翼翻折到机身上。可以理解，这些解决方案都使技术实施复杂化，并会增大重量，因此增大安装的动 力和成本，而无法实现最佳的运载工具。

发明内容
本发明的一目的是提出一种混合式直升机，在下文中有时也称作“运载工具”，其 可克服上述局限性。较佳的是，混合式直升机必须能够在长期垂直飞行时有效地实施飞行任务，并且 能够高速实施巡航飞行，同时还能使用长的航程。在这个方面，性能和数据的各个例子对应于具体的和示例的应用，但在任何情况 下都不应理解成是限制性的。在这种情况下，典型的飞行任务例如对应于在规定标准大气压的ISA条件下，在 1500米(m)高度处飞行400海里的距离时，以220节(kt)的速度在重约8吨(t)的运载工 具中运载16名乘客。这种性能与诸如申请人的AS 332 MKII型之类的传统直升机的性能相比是非常优 异的，即使AS 332 MKII型直升机的性能尤其在相同吨位下已经较为卓越也是如此对于 类似的航程，推荐巡航速度为141kt，快速巡航速度为153kt。根据本发明，一种具有长航程和高前进速度的混合式直升机具有下列主要部件 机体，即运载工具的总体结构，具体包括 机身; 固定至机身的升力产生表面；以及 稳定和操纵表面，S卩，用于俯仰的有具有至少一个俯仰控制表面的水平稳定器， 所述俯仰控制表面可相对于前部或“水平面”运动；以及用于转向的有至少一个合适的稳 定器；以及 一体的驱动系统，所述驱动系统由以下构成 机械互连系统，该机械互连系统位于首先的旋翼与其次的至少一个螺旋桨之间， 对旋翼的桨叶的总距和周期距进行控制，而对螺旋桨的桨叶的总距进行控制；以及 至少一个涡轮发动机，所述涡轮发动机驱动机械互连系统；显著之处在于，所述至少一个涡轮发动机、所述至少一个螺旋桨、所述旋翼、以及 所述机械互连系统的输出转速是相互成比例的，在所述一体的驱动系统的正常运行条件 下，无论所述混合式直升机的飞行构造如何，所述比例都是恒定的。因此可以理解，假如混合式直升机只有一个涡轮发动机，则旋翼和螺旋桨经由机 械互连系统而旋转。假如混合式直升机装配有两个以上涡轮发动机，则旋翼和螺旋桨通过 所述涡轮发动机经由机械互连系统而被驱动旋转。换而言之，动力传输系统运行起来在涡轮发动机、螺旋桨、旋翼和机械互连系统之 间没有任何可变的旋转比。因此，有利的是，无论处于运载工具的何种构造，旋翼总是由涡轮发动机驱动旋 转，并且总是产生升力。更确切地说，旋翼设计成在起飞、降落和垂直飞行阶段提供混合式直升机的所有
7升力，而在巡航飞行期间提供一部分升力，机翼有助于部分地支承所述混合式直升机。此外，如下文所更详细描述的那样，重要的是观察到，混合式直升机达到高前进速度的能力必须减小在旋翼的前进桨叶末端处的气流速度，从而在所述气流中避免任何压缩 现象的风险。换而言之，必须减小所述旋翼的转速而不会增大其平均升力系数，因此导致由 旋翼提供的升力减小。因此，在巡航飞行时，旋翼向混合式直升机传递一部分升力，还可能对推进力或牵 引力有小的贡献(充当直升机)，或者对阻力没有任何贡献(充当自转旋翼机)。这些运行 条件因此导致为了能使旋翼提供牵引力而传递的动力较小。应能观察到，对于推进力的小 贡献可通过使旋翼转盘朝向运载工具的前部仅小量倾斜来提供。该过程对于旋翼的升力/ 阻力比的劣化非常微小，因此在动力平衡方面比由螺旋桨传递推力的附加要求更加有利。为了在巡航飞行中能如此，机翼提供所需的附加升力。有利的是，机翼由两个半翼构成，在机身的两侧上各有一个半翼。这些半翼可构成 高机翼，在这种情况下，半翼较佳地具有负的上反角。然而，半翼还可构成低机翼，较佳地具 有正的上反角，或者半翼实际上是任何上反角的中间机翼。这些半翼在平面图中的形状可 根据变型而对应于矩形、锥形、前掠、后掠……的半翼。有利的是，对于最大许可起飞重量约 为8t的运载工具来说，总的翼展是7m-9m。在一较佳的形式中，总的翼展基本上等于旋翼的半径，即基本上等于8m，翼弦设定 为1. 50m,即展弦比给定为约5. 30。在本发明的一变型中，机翼装配有副翼。较佳的是，混合式直升机装配有两个推进螺旋桨，在机身的两侧上、有利地在两个 半翼的端部各有一个螺旋桨。为了提供运载工具的所需性能，每个螺旋桨具有一可能但不 一定为2. 5m-4. 5m的直径，在一已作研究的具体形式中，螺旋桨的直径是2. 6m，如下所述。当然，因为旋翼总是由涡轮发动机机械地驱动，所以该旋翼产生“反旋翼扭矩”，该 “反旋翼扭矩”趋于使机身沿着与旋翼相反的方向转动。一般，制造商在机身的后部安装反 扭矩旋翼来补偿该旋翼扭矩。传统直升机中的该反扭矩旋翼位于机身的后面一距离处，该 距离约为主旋翼半径的1. 5倍，从而避免两者之间的任何机械干涉。在垂直飞行中，这种旋 翼通常需要主旋翼动力的约12%。此外，来自所述旋翼的推力还可用来使直升机转向。有利的是，本发明的混合式直升机没有反扭矩旋翼，从而简化其机械组件，因此降 低旋翼飞行器的重量和成本。在这种情况下，混合式直升机装配有至少两个螺旋桨，在机身两侧的对应半翼上 安装该螺旋桨，反扭矩和转向控制功能可通过使螺旋桨施加推力差来实现。可以观察到，螺旋桨可定位成与机翼或半翼的翼弦平面基本上对齐，或者螺旋桨 可在由支承主轴所连接至的机翼或半翼上方或下方偏移。换而言之，在垂直飞行中，假设从上方看时旋翼逆时针旋转，则左机身上的螺旋桨 朝向运载工具的后部施加推力(或“后推力”)，而右机身上的螺旋桨产生朝向前部的推力 (或“前推力”)。然而，翼展有利地与旋翼半径处于同一数量级，即尽可能的小，这是因为在巡航飞 行中旋翼的高升力/阻力比，如下所述。结果，两个螺旋桨之间的距离也是与旋翼半径处于 同一数量级。在这些条件下，来自螺旋桨的推力不一定大于来自反扭矩旋翼的推力。
此外，基于以上借助例子给出的几何数据，螺旋桨的直径必须从传统直升机的 3. 0m减小至混合式直升机的约2. 6m，从而允许所述旋翼和所述螺旋桨之间的足够空间，由 此进一步增大反扭矩功能所需的动力。无论如何，动力方面的这种不利性易于通过以下方式来进行补偿垂直飞行中的 大动力裕度(见下文)，以及由于省略了反扭矩旋翼和相关的动力传输系统所造成的重量 和成本上的节省，动力传输系统的代表是水平和倾斜的动力传输轴以及称为“中间”变速箱 和“后部”变速箱的变速箱。在一变型中，也可如下实施反扭矩功能，在以上例子中，右螺旋桨产生双倍推力， 而左螺旋桨不产生任何推力，应该理解，在周期距作用下，旋翼必须朝向旋翼飞行器的后部 倾斜以平衡来自右螺旋桨的推力。在这种情况下，可以发现，比在两个螺旋桨提供相反方向 的推力时需要更大的动力。当然，应该理解，折中的解决方案可对应于通过组合以上两个概念(纯压力差或 者双倍推力和没有推力)来实施反扭矩功能。本发明的另一优点基于如下旋翼的转速在高达所述混合式直升机的第一航线空 速VI时等于第一转速Q1，然后随着运载工具的前进速度、应用线性关系逐渐减小。如果 以航线空速V来行进的混合式直升机的半径为R的旋翼的转速写成Q，则在前进桨叶的端 部处的合成空速为V+U，其中在该桨叶末端处，速度U等于QR。在这种情况下，在沿横坐标 标绘速度V且沿纵坐标标绘转速Q的坐标系中，所述线性关系的斜率有利地等于(-1/R)。 在前进桨叶的末端处的马赫数则保持恒定。实践中，旋翼的转速逐渐减小至对应于混合式直升机的第二航线空速V2(是最大 速度)的第二转速Q2。无论如何，应该理解，混合式直升机可以在任意航线空速的巡航飞行中飞行，只要 该航线空速小于或等于最大航线空速即可，因此，旋翼的转速Q在VI下等于其第一转速， 然后在VI和第二航线空速或最大速度V2之间由以上线性关系来确定。因此，该过程尤其可将旋翼桨叶的前进外端处的马赫数保持在不大于0. 85的值， 0. 85在下文中被称为最大马赫数。将该值设定为保持总是低于旋翼阻力显著增大时的阻力 发散马赫数，旋翼阻力显著增大会影响运载工具的升力/阻力比进而其性能，同时产生不 利于所述运载工具的舒适性、安全性和部件寿命的振动。旋翼直升机的旋翼转速可由旋翼的直径来调节，这是因为桨叶末端处的速度可由 熟悉本领域的技术人员限制到200m/s-250m/s的速度，从而避免劣化所述旋翼的气动性 能。“前进桨叶”末端处的空速等于旋翼直升机的前进速度所造成的空速加上旋翼旋 转所造成的空速U。因此，在旋翼的给定转速下，在旋翼直升机的前进速度中的任何增大都会导致马 赫数成比例地增大，马赫数等于桨叶末端处的速度除以声速。如上所述，适宜的是将马赫数 保持成小于或等于阻力发散马赫数，这是因为与气流中的压缩效应外观相对应的桨叶末端 处的末端型面会导致上述缺点。借助示例，且基于首先将最大马赫数设为0.85、其次由于悬停飞行中直径为16m 的旋翼旋转而将桨叶末端处的速度设为220m/s，可以发现，在ISA温度条件(即5°C )下，
9当旋翼飞行器以等于125kt的速度和1500m的高度前进时，前进桨叶的马赫数达到0. 85。因此可以理解，由于预期的最大前进速度远远大于该值(例如220kt)，所以重要 的是对马赫数在0. 85以上的任何增大进行补偿。根据本发明，因此提出了，从约125kt开始，将旋翼转速从所述旋翼的第一转速 ^ 1逐渐减小至其第二转速Q 2，从而在航线空速为220kt时将前进桨叶末端处的空速限制 到例如171m/s，从而将前进桨叶末端处的马赫数保持在0. 85。当然，旋翼转速的这种减小伴随着所述旋翼升力的减小。因此，机翼补偿该升力减 小，从而在220kt时贡献升力的31 %，如同以上在一具体实施应用中所述。还可观察到，除非在悬停时，无论旋翼飞行器处于何种前进速度，机翼都产生升 力，而在悬停的情况下，产生与旋翼和所述机翼之间的气动相互作用相关联的“负升力”的 特殊效应。因此，在巡航飞行中来自旋翼的升力有利地由合适的、较佳自动的装置来控制，用 于控制总距同时使用旋翼转速的基准值来使其符合所述旋翼转速。在这种情况下，对于所研究的具体形式，在高达约为125kt的第一前进速度、更确 切地称作第一航线空速VI时，旋翼的转速Q等于约为260转每分(rpm)的第一转速Q1。 在更高的速度下以及高达220kt的第二航线空速时，旋翼的转速逐渐减小至约为205rpm的 第二转速Q2。较佳的是，因此使用下列值 旋翼的第一转速Q 1 :263rpm ； 旋翼的第二转速Q 2 :205rpm ； 第一航线空速VI :125kt ；以及 第二航线空速 V2 :220kt。该较佳的解决方案对应于在150kt_220kt时约为12. 2的最大升力/阻力比，在 150kt以上时，旋翼和机翼一起的升力/阻力比超过12。因此，可以确认，在前进桨叶的末端处的马赫数在高达第一航线空速时小于0.85， 然后在第一和第二航线空速之间时保持恒定且等于0. 85。可以容易地理解，由于构成一体驱动系统的各个部件的转速之间的恒定比例，涡 轮发动机、螺旋桨、旋翼和机械互联系统同样以相应的第一速度和相应的第二速度运转。换 而言之，第一和第二转速定义成分别与第一和第二航线空速有关，它们可应用于涡轮发动 机、螺旋桨和机械互联系统。应该观察到，在上述应用中，这些第二转速对应于第一转速的 78% (标称速度第一转速的100% )。当然，涡轮发动机、螺旋桨和机械互联系统的转速应用一线性或基本线性的关系 在其相应的第一和第二转速之间逐渐减小，从而符合旋翼转速在其第一和第二转速之间的变化。关于这一点，应该想到，决不会使用发动机装置、旋翼、螺旋桨和一体驱动系统的 各个部件之间的转速的可变比例。当然，旋翼桨叶的总距和周期距适于根据运载工具的航线空速而匹配旋翼变化的 转速。类似地，可自动控制螺旋桨的总距以传递必要的推力。
在巡航飞行过程中，本发明的另一优点包括控制旋翼的纵向周期距，从而将机身 的姿态保持在一等于航线斜率的俯仰角(或纵倾角)，从而将机身相对于空气的迎角减小 至零，由此使所述机身的阻力最小化。因此，在水平巡航飞行期间，可将混合式直升机的纵 倾保持为零值。此外，有利的是，还可通过操作装配至水平稳定器的至少一个可动俯仰控制 表面，例如借助于电致动器，来调节机身的倾斜力矩，从而补偿在所述混合式直升机的重心 中的任何偏移。理论上在由应变仪测量的、旋翼主轴相对于俯仰轴线的弯曲力矩减小至零 时，可获得该调节。有利的是，能对机身的倾斜力矩进行调节甚至使其减小至零，这是因为首先该俯 仰力矩直接作用在旋翼主轴中的弯曲力矩上并因此作用在其疲劳应力上，其次由于动力在 螺旋桨和旋翼之间分配的方式可引起运载工具的总体平衡。因为螺旋桨和旋翼具有不同的 对应效率，所以这种分配对于总体动力平衡有影响。在该操作期间，动力在旋翼和螺旋桨之间的分配可随着旋翼转盘的倾斜角而显著 变化，这是因为旋翼转盘对于运载工具中的总阻力和推进力的变化有贡献。例如，高速巡航 飞行时所需的动力主要是由于运载工具的寄生阻力。在140kt时，寄生阻力表现为总动力 需求的约50%，而在220kt时达到75%，即升力所需动力的三倍。高速时的效率因此取决 于使寄生阻力最小化。混合式直升机的创新之处还在于它具有第一装置和第二装置，第一装置用于根 据相对于所述混合式直升机的俯仰轴线施加在旋翼主轴上的弯曲力矩来控制、可供选择地 自动控制所述至少一个俯仰控制表面的设定角度，第二装置用于根据飞行条件控制所述旋 翼的桨叶的周期距，从而控制混合式直升机的纵倾。可以容易地理解，通过改变至少一个俯仰控制表面和其次控制旋翼桨叶的周期距 来提供两个自由度，可作出这种控制，这些第一装置和第二装置是彼此独立的。实践中，可以简化的方式手动地控制俯仰控制表面。这就必须在仪表板上提供指 标，以指示施加在旋翼主轴上的弯曲力矩，从而使飞行员能通过手动作用在所述可动俯仰 控制表面上或实际电致动器上来将该弯曲力矩保持在确定范围内。在以改进的形式自动操作该俯仰控制表面时，所述第一装置作出响应从而例如经 由电致动器来自动控制所述至少一个俯仰控制表面的设定角度，由此将所述混合式直升机 的倾斜力矩调节至较佳地等于零的第一设定值。这些第一装置包括计算机，计算机控制电致动器从而使所述至少一个俯仰控制表 面转过一角度，以使混合式直升机的倾斜力矩适于所述第一设定值。为此，所述计算机根据由传感器传递的信息来确定相对于俯仰轴线施加在旋翼主 轴上的弯曲力矩，当施加在旋翼主轴上的弯曲力矩位于与用于所述混合式直升机的俯仰力 矩的第一基准值(较佳地等于零)基本上对应的预定范围内时，所述计算机中止所述俯仰 控制表面的运动。换而言之，术语“俯仰力矩的第一设定值”可同样表示所述俯仰力矩的一具体值或 较窄的值范围，这尤其是由于施加在旋翼主轴上的弯曲力矩相对于混合式直升机的俯仰力 矩的依赖性。此外，由于可对俯仰力矩进行控制且较佳地使其减小至零，还可合适地控制混合 式直升机的纵倾，具体地说将其减小至零以使寄生阻力最小化。第二装置因此使所述纵倾适于第二设定值，较佳地等于零。这些第二装置包括至少一个控制周期距的周期距操纵杆， 具体地说经由旋转斜盘和桨距控制杆来控制旋翼桨叶的纵向周期距。当然，应该想到，可涉及侧向周期距而能使运载工具实施偏航操纵，而旋翼桨叶的 总距变化仅仅用来以相同的量来改变每个桨叶的升力。当然，用于对混合式直升机提供偏航控制的稳定器可以有利地包括前部的不动翅 片部分和后部的可动部分或方向舵。显然，运载工具可装配有多个稳定器，这些稳定器是基 本上垂直的或者可能相对于垂线是倾斜的，每个稳定器都设有方向舵。通过适于传递动力的机械互联系统可实现这些如上所述的各种功能。这种系统 必须能够传递高的扭矩水平，这尤其是由于能吸收高的动力水平并能使旋翼相对低速地旋 转。这需要驱动系统的各个部件之间转速的大减速比，同时保持重量尽可能的小并确保良 好的耐久性和良好的总体安全性。实践中，机械互联系统包括下列主要部件 位于机身内的第一主变速箱，用于以263rpm的标称转速(旋翼的第一转速的 100% )驱动旋翼、或旋翼的第一转速来驱动旋翼； 两个用于驱动螺旋桨的第二变速箱，每个第二变速箱以2，OOOrpm的标称转速或 第一转速驱动一个螺旋桨； 第一轴，该第一轴由第一变速箱来驱动，用来驱动旋翼； 两个第二轴，每个第二轴位于对应的一个半翼中，基本上位于四分之一翼弦 处，将动力传递至旋翼和螺旋桨，这些轴的转速在第二轴的标称转速或第一转速下约为 3000rpm ；以及两个第二轴通过一个或多个涡轮发动机经由一个或多个关联模块来驱动，关联模 块据涡轮发动机的类型将涡轮发动机的速度从21，OOOrpm或6，OOOrpm降低至用于所述轴 的第一转速的3，OOOrpm。无论涡轮发动机安装在机身上还是半翼上，该结构对于涡轮发动机都保持有效。 如果安装在半翼上，则每个减速模块结合在用于对应螺旋桨的第二变速箱中，而不是位于 第一变速箱的任一侧上。在基本的形式中，第一主变速箱具有两个级，即 螺旋锥齿环由两个锥齿轮来驱动，每个锥齿轮连接至一个所述第二轴；以及 所述环在装置的第一转速下运转从而以1，OOOrpm驱动周转圆级的恒星齿轮，从 而使旋翼经由在固定外环上旋转的行星齿轮而旋转。根据涡轮发动机的输出转速，两个关联模块包括一个或两个减速级。一般，单个级 足以满足6，OOOrpm的涡轮发动机输出速度，而对于21，OOOrpm的输出速度来说，两个级是 必需的。此外，两个第二变速箱装配有对应的减速级，这是因为螺旋桨的第一转速(标称 转速)约为2，OOOrpm。当然，涡轮发动机的数量是不受限制的。


在对以说明方式且参照附图给出的对实施例的以下描述中，将更详细地示出本发明及其优点，在附图中图1是本发明的混合式直升机的一实施例的示意立体图；图2是驱动系统的示意图；图3是用于调节混合式直升机的纵倾的装置的示意图；图4是示出旋翼的转速随着混合式直升机的前进速度而变化的关系的示意图；在两幅以上附图中出现的部件将给予其中每一个相同的附图标记。
具体实施例方式在图1中，可以看到根据本发明制造的混合式直升机1。在通常的方式中，混合式直升机1包括机身2和旋翼10，机身在其前部具有驾驶舱 7，旋翼用于首先借助两个涡轮发动机5和其次借助主第一变速箱MGB (在图1中未示出) 来驱动桨叶11旋转，这两个涡轮发动机设置在机身2的顶部(在图1中由于存在整流罩而 无法看到)且位于旋翼飞行器的纵向对称平面的两侧上。此外，混合式直升机1设有高机翼3，高机翼由设置在机身2顶部的两个半翼8来 构成，这些半翼8在平面图中是基本上矩形的且具有负的上反角。混合式直升机1由两个螺旋桨6来推进，这两个螺旋桨由两个涡轮发动机5来驱 动，在机翼3的各个外端设置一个螺旋桨6。此外，在机身2的后端附近，设置用于稳定和操纵目的的表面，S卩，对具有两个可 相对于前部34运动的俯仰控制表面35的水平稳定器30进行俯仰控制，且对各位于水平稳 定器30的对应端部的两个合适的稳定器40进行转向控制。具体地说，水平稳定器40和垂直稳定器50形成朝向机身2倒置的U形。有利的是，稳定器40可以是垂直的或相对于垂线倾斜的，稳定器40可由对应的不 动前部(或翅片)44和用于偏航控制的可动后部或方向舵45来构成。从尺寸的角度来看，对于最大起飞许可重量约为8t的旋翼飞行器来说，混合式直 升机1现在对应于下列特征 旋翼直径D:约16m; 螺旋桨直径d :2. 6m ； 翼展L :8m;以及 机翼的展弦比5. 3。此外，混合式直升机1装配有一体的驱动系统4，该驱动系统不仅包括两个涡轮发 动机5、旋翼10和两个螺旋桨6，而且包括位于这些部件之间的机械互连系统15，如图2示 意地所示，图2是简化示意图，其中，应该理解，旋翼10和螺旋桨6在基本上垂直而不平行 的两个平面中旋转。由于这种构造，混合式直升机1的显著之处在于，涡轮发动机输出端、螺旋桨、旋 翼、以及机械互连系统的转速是相互成比例的，在一体驱动系统的正常工作条件下，无论混 合式直升机的飞行构造如何，该比例都是恒定的。当然，在可能的机械故障情况下，也可启用本发明范围之外的特定装置。参见图2，机械互连系统包括下列主要部件 第一或主变速箱MGB，其位于机身2内且以263rpm的标称转速(或旋翼的第一转速)驱动旋翼10 ； 两个第二变速箱PGB，每个变速箱PGB以2，OOOrpm的标称转速驱动一个螺旋桨 6 ； 第一轴A1，该第一轴A1通过第一变速箱MGB来旋转，用来驱动旋翼10 ； 两个第二轴A2，每个第二轴位于对应的一个半翼8中，基本上位于四分之一翼 弦处，将动力传递至旋翼和螺旋桨6，该轴的转速在第二轴的标称转速或第一转速下约为 3，OOOrpm ； 两个第二轴A2通过两个涡轮发动机5经由两个关联模块M来驱动转动，关联模 块M根据涡轮发动机的类型将涡轮发动机5的速度从21，OOOrpm或6，OOOrpm降低至用于 所述轴的第一转速的3，OOOrpm。在基本的形式中，第一或主变速箱MGB具有两个级，即 螺旋锥齿环C1由两个锥齿轮C2来驱动，每个锥齿轮C2连接至一个所述第二轴 A2 ；以及 所述环C1在装置的第一转速下运转从而以1，OOOrpm驱动周转圆级的恒星齿轮 P，从而使旋翼经由在固定外环CE上旋转的行星齿轮S而旋转。上述各个设置向混合式直升机1给出了下列其它特征 对于航线空速大于150kt的情况，旋翼的升力/阻力比约为12. 2 ； 对于航线空速大于150kt的情况，旋翼和机翼一起的升力/阻力比F约为12 ； 运载工具的最大速度220kt ；以及 旋翼升力在垂直飞行时直升机重量的1.05倍，在最大航线空速时所述重量 的0. 6-0. 9倍，旋翼10由涡轮发动机5来连续驱动，在巡航飞行中的吸收功率被减少至约 500kffo较佳的是，应该观察到，旋翼10的升力与混合式直升机1的重量之比依次取下列 中间值.50kt 时为 0. 98;.80kt 时为 0. 96; 125kt 时为 0. 90 ； 150kt 时为 0. 85 ；以及 200kt 时为 0. 74。此外，混合式直升机1如下旋翼10的桨叶11的总距和周期距被控制并适于随飞 行条件而变。考虑到螺旋桨6，只有总距被控制并适于随飞行条件而变。此外，将混合式直升机1调节至高速巡航飞行，从而旋翼10施加升力并可能施加 小的推进力，而不施加任何阻力。当然，这需要由所述旋翼10吸收动力以平衡由旋翼10的 桨叶11的翼型阻力和诱导阻力所产生的扭矩，但该动力较小，即如上所述约500千瓦(kW)， 这是因为在150kt以上时旋翼的升力/阻力比f约为12. 2。由于旋翼转盘朝向旋翼飞行器的前部稍稍倾斜，就会施加小的推进力，该解决方 案在动力平衡方面比来自螺旋桨的附加推进力可能更加有利，这是因为旋翼的升力/阻力 比对于混合式直升机纵倾中的小变化相对不敏感。
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此外，有利的是能调节机身的俯仰力矩，这是因为首先该俯仰力矩直接作用在旋翼主轴中的弯曲力矩上并因此作用在其疲劳应力上，其次由于动力在螺旋桨和旋翼之间分 配的方式可引起旋翼飞行器的总体平衡。因为螺旋桨和旋翼具有不同的对应效率，所以这 种分配对于总体动力平衡有影响。结果，如图3所示，在电致动器70的驱动下对装配至水平稳定器30的至少一个可动俯仰控制表面35进行较佳地为自动的操纵，可以调节或者甚至消除任何俯仰力矩，该俯 仰力矩源自重心相对于所述混合式直升机的升力作用线所造成的偏移在由应变仪71测 量的、旋翼主轴12相对于俯仰轴线的弯曲力矩减小至零时，可获得该调节。一般，该调节是 相对较慢的，从而这种致动器常常称为纵倾致动器。此外，独立的是，根据飞行条件来控制旋翼10的纵向周期距，从而控制机身的姿态。较佳的是，将纵倾角保持成等于航线的斜率，从而减小机身的迎角，由此减小机身的阻 力。因此，在水平巡航飞行期间，可将混合式直升机1的纵倾保持为零值。实践中，可以简化的方式手动地控制俯仰控制表面35。这就必须在仪表板上提供指标，以指示施加在旋翼主轴12上的弯曲力矩，飞行员则必须通过手动作用在所述可动俯 仰控制表面35上或实际电致动器70上来将该弯曲力矩保持在确定范围内。在以改进的方式自动操纵俯仰控制表面35时，可通过计算机60来控制电致动器 70，该计算机根据由传感器71传递的信息来确定施加在旋翼主轴12上的弯曲力矩，该传感 器较佳地是设置在所述旋翼主轴12上的应变仪。这样，当相对于俯仰轴线施加在旋翼主轴 上的弯曲力矩位于与用于所述混合式直升机1的俯仰力矩的第一设定值(该第一设定值较 佳地等于零)基本上对应的预定范围内时，计算机60中止围绕其轴线AX移动所述至少一 个俯仰控制表面35。结果，计算机60、电致动器70和传感器71构成第一装置，用于根据相对于混合式 直升机1的俯仰轴线施加在旋翼主轴12上的弯曲力矩来自动控制所述至少一个俯仰控制 表面35的设定角度。当然，对于该操作可使用多个控制表面35。独立的是，第二装置13、14、16、17根据飞行条件控制旋翼10的桨叶的周期距，从 而控制混合式直升机1的纵倾，使其适于与所述纵倾有关的第二设定值。有利的是，所述第二设定值因此对应于与如上所述旋翼飞行器的航线斜率相等的 纵倾角。因此，在混合式直升机1水平飞行期间，该第二纵倾值等于零。所述第二装置包括周期距操纵杆13，该周期距操纵杆控制伺服控制器14以经由 旋转斜盘16和桨距控制杆17来对旋翼10的桨叶11施加周期距。实践中发现，飞行员可使用人工地平仪，从而通过使用第二装置13、14、16、17来 确保水平飞行中的零纵倾。相反，当在航线上需要任意斜率时，需要实施合适的系统。为此，所述第二装置与用于自动伺服控制混合式直升机1的纵倾的装置80相 关联，该自动伺服控制装置80 —体形成在自动驾驶仪81中，且具体包括全球定位系统 (GPS) 82、姿态航向基准系统(AHRS) 83、以及风速计84，全球定位系统82用来确定所述航线 斜率，姿态航向基准系统83用来限定混合式直升机1的纵倾从而推导出所述混合式直升机 1的机身相对于气流的迎角并使其为零，风速计84用来纠正与风相关联的误差。
该调节操作包括将机身2和旋翼10合适地定位在相对于气流基本上为零的迎角 处，从而实现最小的总阻力和最大的升力/阻力比。与自转旋翼机模式中的运转相比，该平 衡是有利的，这是因为即使旋翼纵倾有小变动，旋翼的升力/阻力比也很难改变。因此，旋 翼被“拉动”，而在总效率上没有任何改变。从飞行力学的角度来看，应该想到，旋翼10用来在起飞、降落和垂直飞行阶段提 供混合式直升机1的所有升力，在巡航飞行期间提供一些升力，而机翼3用来提供支承所述 混合式直升机1的一部分升力。
当然，因为旋翼10总是由涡轮发动机5机械地驱动，所以该旋翼10产生“抗旋翼 扭矩”，该“抗旋翼扭矩”趋于使机身2沿着与旋翼10相反的方向转动。本发明的混合式直升机1没有反扭矩旋翼，从而简化其机械组件，因此降低旋翼 飞行器的重量和成本。因此，由于混合式直升机1具有两个螺旋桨6，每个螺旋桨安装在机身2 —侧的半 翼8上，所以可利用推力差来提供转向控制和反扭矩功能，该推力差是由两个螺旋桨施加 的推力之差。换而言之，在垂直飞行中，假设从上方看时旋翼10逆时针旋转，则左机身上的螺 旋桨6朝向旋翼飞行器的后部施加推力(“后推力”)，而右机身上的螺旋桨6产生朝向前 部的推力(“前推力”)。在一变型中，也可如下实施反扭矩功能，在以上例子中，右螺旋桨6产生双倍推 力，而左螺旋桨6不产生任何推力，应该理解，旋翼10必须朝向旋翼飞行器的后部倾斜以平 衡来自右螺旋桨的推力。在这种情况下，可以发现，比在两个螺旋桨提供相反方向的推力时 需要更大的动力。因此，基于上述例子和图4，在高达125kt的第一前进速度、更准确地称为第一航 线空速VI时，旋翼10的转速等于263rpm的第一转速Q 1。在更高的速度下以及高达220kt 的第二航线空速V2时，旋翼的转速逐渐减小至205rpm的第二转速Q2。旋翼10的转速在 第一和第二航线速度之间逐渐减小可应用斜率为(-1/R)的线性关系而变化，其中R是旋翼 的半径，且该线性关系处于沿横坐标标绘速度V且沿纵坐标标绘旋翼10的转速Q的坐标 系中。熟悉本领域的技术人员知道，假如空速增大，则位于旋翼飞行器的旋翼前进桨叶 的端部处的马赫数达到称作“阻力发散”马赫数的马赫数。然后，在最大马赫数时，该最大马赫数小于或等于桨叶的端部翼型的所谓阻力发 散马赫数，旋翼的转速需要随着旋翼飞行器的前进速度的增大而逐渐减小从而避免超过该 极限。假如声速写成c，则在前进桨叶端部处的马赫数等于表达式(V+U)/c或实际上 (V+QR)/c。在应用下列线性关系[(c.Mn-V)/R]时，对等于Mm的最大马赫数施加影响相当 于会使Q变化。假设最大马赫数等于0. 85且垂直飞行中在桨叶端部处的外围空速是220m/s (旋 翼的转速是263rpm)，则在ISA条件(外界温度5°C )下，前进桨叶的马赫数在航线空速为 125kt且高度为1500米时达到0. 85。在125kt_200kt的范围内，旋翼的转速适于符合上述关系。
当旋翼飞行器的航线空速是220kt时，桨叶末端处空速由于旋转而等于171m/ s (旋翼的转速205rpm或旋翼标称转速的78%)，而前进参数y等于0. 66。在前进参数 的该值时，为了保持平均桨叶升力系数Czm小于0. 5且因此避免在后行桨叶处分离，如果桨 叶的翼弦没有较大的增加(60%的增加会导致传统的四桨叶直升机具有一米的翼弦)，就 无法保持旋翼的升力。显然，桨叶在高速前进时的这种过大尺寸会导致旋翼飞行器的重量 显著增加，并会损害其性能。因此，最大许可起飞重量约为8t的混合式直升机1的旋翼逐 渐由具有小翼展L的机翼3来接管，该机翼3在220kt传递了约31%的升力。在这些条件 下，当航线空速增大时，在垂直飞行中等于0.5(机翼贡献的升力估计为4. 5%)的桨叶升力 系数Czm在125kt时减小到0. 43，这是因为来自机翼3的升力增大了，而桨叶升力系数Czm 在220kt时增大到0. 54，这是因为旋翼转速减小到其标称转速的78%。在这些条件下，旋 翼以约为12. 2的最大升力/阻力比运转。最后，本发明的混合式直升机1的总体结构与以下相关联 在涡轮发动机5、旋翼10、螺旋桨6和机械互连系统15之间的恒定比例，在高达 运载工具的第一前进速度时，驱动系统以第一转速旋转，而当高达等于最大前进速度的第 二前进速度时，驱动系统的转速减小至第二转速； 用于无需尾旋翼就能将运载工具的纵倾控制和保持在零值的装置70 ； 一体的驱动系统4 ；以及 机械互连系统15，与喷气式推进旋翼相比有更好的机械效率和更小的噪音从而 是较佳的；所有这些有助于获得高性能。因此，混合式直升机1的特点在于优异的多功能性，能对运载工具的速度、航程和 重量之间的折衷进行最优化。例如，对于重约8t、运载16名乘客的混合式直升机1来说，具 有约为2t的燃料，就可获得下列性能 悬停持续时间4. 2小时； 220kt时可用航程511海里；以及 经济巡航速度125kt时可用航程897海里。类似地，再举一例，用约16. t的燃料以20kt的速度20分钟就能实施400海里飞
行任务。这些结果显示了混合式直升机1的大量灵活性和适应性，以及与传统直升机相比 的优点。传统直升机的巡航速度在飞行任务期间对于其燃料消耗只有很小影响，因此其最 大巡航速度相对接近于经济巡航速度，从而显著增大运载工具的可用航程的唯一选择就是 减小乘客数量以可在机上带上附加的燃料。当然，本发明在其实施方式方面可有许多变型。具体地说，重要的是观察到，所述 的本发明具体涉及总重约为8t的混合式直升机。然而，本发明可应用于任意重量的旋翼飞 行器，例如从小重量的无人驾驶飞机到非常大吨位的运载工具。尽管以上描述了若干实施 例，但是应该理解，穷举地给出所有可能实施例是不可设想的。当然可设想用等效装置来替 换所述装置中的任一个而不超出本发明的范围。
权利要求
一种具有长航程和高前进速度的混合式直升机(1)，所述直升机包括·机体，所述机体由以下构成·机身(2)；·固定至所述机身(2)的升力产生表面(3)；以及·稳定和操纵表面，即，用于俯仰的有具有至少一个俯仰控制表面(35)的水平稳定器(30)，所述俯仰控制表面(35)可相对于前部(34)运动；而用于转向的有至少一个合适的稳定器(40)；以及·一体的驱动系统(4)，所述驱动系统(4)由以下构成·机械互连系统(15)，所述机械互连系统(15)位于首先的具有半径(R)的旋翼(10)与其次的至少一个螺旋桨(6)之间，对所述旋翼(10)的桨叶(11)的总距和周期距进行控制，而对所述螺旋桨(6)的桨叶的总距进行控制；以及·至少一个涡轮发动机(5)，所述涡轮发动机(5)驱动所述机械互连系统(15)；所述直升机的特征在于，所述至少一个涡轮发动机(5)、所述至少一个螺旋桨(6)、所述旋翼(10)、以及所述机械互连系统(15)的输出转速是相互成比例的，在所述一体的驱动系统的正常运行条件下，无论所述混合式直升机(1)的飞行构造如何，所述比例都是恒定的。
2.如权利要求1所述的混合式直升机(1)，其特征在于，所述稳定器(40)在前部包括 不动翅片(44)，所述不动翅片(44)装配有用于为飞行员提供偏航控制的可动转向方向舵 (45)。
3.如权利要求1或权利要求2所述的混合式直升机(1)，其特征在于，所述旋翼(10) 首先施加起飞、降落、悬停、垂直飞行所需的所有升力，其次总是提供巡航飞行所需的一部 分升力，所述旋翼(10)总是由所述至少一个涡轮发动机(5)来驱动旋转，而不参与牵引力 或阻力，从而减小吸收功率。
4.如权利要求1或权利要求2所述的混合式直升机(1)，其特征在于，所述旋翼(10) 首先施加起飞、降落、悬停、垂直飞行所需的所有升力，其次总是提供巡航飞行所需的一部 分升力，所述旋翼(10)总是由所述至少一个涡轮发动机(5)来驱动旋转，对牵引力有减小 的贡献而对阻力没有贡献，从而减小吸收功率。
5.如权利要求3或权利要求4所述的混合式直升机(1)，其特征在于，由所述旋翼(10) 产生的升力在零航线空速时是所述混合式直升机(1)的重量的约1.05倍，而在最大航线空 速时是所述直升机的重量的0. 6-0. 9倍。
6.如权利要求1至5中任一项所述的混合式直升机(1)，其特征在于，对于最大许可起 飞重量约为8t的所述混合式直升机(1)来说，所述最大航线空速约为220kt。
7.如任一前述权利要求所述的混合式直升机(1)，其特征在于，由两个半翼(8)构成的 机翼(3)的翼展基本上等于所述旋翼(10)的所述半径(R)。
8.如权利要求1至7中任一项所述的混合式直升机(1)，其特征在于，所述机翼(3)相 对于所述机身(2)处于较高的位置。
9.如权利要求8所述的混合式直升机(1)，其特征在于，所述机翼(3)的上反角是负的。
10.如权利要求1至7中任一项所述的混合式直升机(1)，其特征在于，所述机翼(3)相对于所述机身(2)处于较低的位置。
11.如权利要求10所述的混合式直升机(1)，其特征在于，所述机翼(3)的上反角是正的。
12.如权利要求1至7中任一项所述的混合式直升机(1)，其特征在于，所述机翼(3) 处于较高位置和较低位置之间的中间位置。
13.如权利要求7至12中任一项所述的混合式直升机(1)，其特征在于，所述机翼(3) 的展弦比(A)约为5. 30。
14.如任一前述权利要求所述的混合式直升机(1)，其特征在于，所述旋翼(10)的直径 (D)约为 16m。
15.如任一前述权利要求所述的混合式直升机(1)，其特征在于，对于大于150kt的航 线空速，所述旋翼(10)的升力/阻力比(f)约为12. 2。
16.如任一前述权利要求所述的混合式直升机(1)，其特征在于，对于大于150kt的航 线空速，由所述机翼(3)和所述旋翼(10)构成的组件的升力/阻力比(F)约为12。
17.如任一前述权利要求所述的混合式直升机(1)，其特征在于，所述螺旋桨(6)的直 径为 2. 5m-4. 5m。
18.如任一前述权利要求所述的混合式直升机(1)，其特征在于，所述螺旋桨(6)的直 径为2. 6m。
19.如任一前述权利要求所述的混合式直升机(1)，其特征在于，所述混合式直升机(I)装配有两个螺旋桨(6)，每个螺旋桨(6)位于所述机翼(3)的外端。
20.如任一前述权利要求所述的混合式直升机(1)，其特征在于，所述旋翼(10)的桨叶(II)的总距和周期距被控制并适于随飞行条件而变。
21.如任一前述权利要求所述的混合式直升机(1)，其特征在于，所述螺旋桨(6)的总 距被控制并适于随飞行条件而变。
22.如任一前述权利要求所述的混合式直升机(1)，其特征在于，所述水平稳定器(30) 和所述垂直稳定器(40) —起形成相对于所述机身(2)的倒置U形单元。
23.如任一前述权利要求所述的混合式直升机(1)，其特征在于，两个涡轮发动机(5) 设置在所述机身(2)上。
24.如权利要求1至22中任一项所述的混合式直升机(1)，其特征在于，两个涡轮发动 机(5)设置在所述机翼(3)上，在所述机身(2)的两侧各设置一个所述涡轮发动机(5)。
25.如任一前述权利要求所述的混合式直升机(1)，其特征在于，反扭矩功能由单个螺 旋桨(6)来实施。
26.如权利要求1至25中任一项所述的混合式直升机(1)，其特征在于，反扭矩功能由 所述两个螺旋桨(6)之间的推力差来实施，一个螺旋桨朝向所述混合式直升机(1)的前部 施加推力，另一螺旋桨朝向所述混合式直升机(1)的后部施加推力。
全文摘要
本发明涉及一种混合式直升机(1)，该混合式直升机首先包括机体，该机体设有机身(2)、升力产生表面(3)和稳定表面(30，35，40)，该混合式直升机其次包括驱动系统，该驱动系统由以下构成机械互连系统(15)，该机械互连系统(15)位于首先的具有半径(R)的旋翼(10)与其次的至少一个螺旋桨(6)之间，对旋翼(10)的桨叶(11)的总距和周期距进行控制，而对螺旋桨(6)的桨叶的总距进行控制；以及至少一个涡轮发动机(5)，所述涡轮发动机(5)驱动机械互连系统(15)。本发明的显著之处在于，所述至少一个涡轮发动机(5)、所述至少一个螺旋桨(6)、所述旋翼(10)、以及所述机械互连系统(15)的输出转速是相互成比例的，所述比例是恒定的。
文档编号B64C27/26GK101801785SQ200880025678
公开日2010年8月11日 申请日期2008年3月31日 优先权日2007年5月22日
发明者P·罗伊士 申请人:尤洛考普特公司