装配有用于紧急升力辅助的装置的直升机的制作方法

本发明涉及一种直升机，尤其是装配有在主发动机发生故障的情况下用于紧急升力辅助的装置的直升机。

背景技术：

常规地，直升机包括用于升力以及推力的主旋翼，该主旋翼形成旋转翼，该旋转翼由包括主传动齿轮箱和至少一个主发动机(诸如涡轮发动机)的驱动系统进行驱动。直升机的主传动齿轮箱的目的特别是将旋翼的升力传递到直升机的整个结构。直升机还包括反扭矩构件，该反扭矩构件通常由被联接到驱动系统的第二旋翼(尾旋翼)形成。

存在单发动机直升机，即，直升机的驱动系统只包括单个发动机。还存在多发动机直升机，尤其是双发动机直升机或三发动机直升机，即，直升机的驱动系统包括多个发动机。

不论所讨论的直升机的类型(单发动机或多发动机)，驱动系统的发动机的故障减少了驱动系统向直升机的用于升力和推力的主旋翼供应的动力，这可能会对直升机及其乘客造成灾难性的后果。

例如，在单发动机直升机的情况下，主发动机的动力损失需要飞行员采取自动旋转的复杂操纵以用于紧急着陆。统计显示，在某些情况下，这种操纵可能会导致“硬”着陆，从而对直升机造成严重损害。

因此，已经被提出的是，特别是由本申请人提出的是，在直升机上安装能够非常快速地提供附加动力的装置，以通过在该操纵的任何阶段防止旋翼速度下降来确保单发动机直升机的自动旋转的安全操纵。

在多发动机直升机的情况下，不同的解决方案也已经被提出，特别是由本申请人提出的，提供过剩的动力，以使得能够在直升机旋翼的水平处维持足够的动力。例如，所提出的解决方案之一包括在工作涡轮中注入流体以临时增加它们的动力，从而克服发动机的损耗或故障。另一种解决方案包括通过向该工作涡轮的气体发生器供应机械动力来为工作涡轮提供机械辅助。另一种解决方案包括直接向直升机旋翼或驱动系统的主传动齿轮箱提供过剩的动力。

对于单发动机或多发动机应用，所提出的所有解决方案旨在对直升机的驱动系统提供过剩的动力，以最终在主旋翼水平处提供过剩的动力，这使得能够限制旋翼速度下降，从而维持足够的使直升机保持飞行的升力，或者至少降低直升机下降的速度。

这些不同的解决方案共有的缺点之一是用于升力的主旋翼的运动链(主传动齿轮箱、旋翼，桨距控制器、尾旋翼等)中的故障不能通过供应动力来补偿。因此，所提出的解决方案中没有一个能够克服主旋翼的运动链中的故障。

而且，在多发动机直升机的情况下，有必要加大涡轮发动机的尺寸，以便能够在发动机中的一个发生故障时使直升机保持飞行。这些加大尺寸的涡轮发动机在重量和燃料消耗方面是不利的。

此外，在文献us4676457a中已经提出，为直升机装配结合在机身中的推进单元以限制下降速度。然而，关于为直升机配备附加的装置以便能够在需要时提供过剩的推进动力的解决方案，这需要更复杂的直升机结构和驱动系统结构，从而使得直升机更重，这在重量和燃料消耗方面也是不利的。

因此，申请人寻求一种能克服已知解决方案的缺点的、新的解决方案。

技术实现要素：

本发明旨在提供一种直升机，该直升机能够在不对直升机的驱动系统施加压力的情况下产生额外的垂直推力。

在本发明的至少一个实施例中，本发明还旨在在发动机故障的情况下提供独立于直升机的驱动系统的过剩动力。

在本发明的至少一个实施例中，本发明还旨在提供一种包括在主旋翼发生故障的情况下用于升力的、能够维持一定升力水平的直升机。

在本发明的至少一个实施例中，本发明还旨在提供一种在重量或燃料消耗方面不具有不利特征的这种直升机。

为此，本发明涉及一种直升机，包括结构框架、与所述结构框架成一体的、用于升力和推力的至少一个主旋翼，以及用于驱动所述主旋翼的驱动系统，该驱动系统包括动力传动齿轮箱和至少一个主发动机。

根据本发明的直升机进一步包括多个额外的助推器动力单元，该多个额外的助推器动力单元被固定到所述结构框架并且被构造成在直升机的驱动系统发生故障的情况下能够为直升机提供额外的升力。

根据本发明的直升机的特征在于每个助推器动力单元被可拆卸地安装在结构框架上。

在危急情况下，这种额外的升力尤其能够弥补驱动系统的动力不足。

在全文中，直升机的结构框架表示由刚性部件形成的刚性结构，刚性部件诸如为被组装在一起以形成直升机的机身的框架、横梁、支柱、箱、拱门、板等。

因此，根据本发明的直升机可以弥补其驱动系统(动力传动齿轮箱、发动机、旋翼等)的任何故障，并且通过应用被固定到直升机的结构框架的额外的助推器动力单元来维持一定升力水平。换言之，如果需要，根据本发明的直升机能够产生额外的垂直推力，而不涉及直升机的用于升力和推力的旋翼。根据本发明的直升机的额外的助推器动力单元形成直升机的用于紧急升力辅助的装置。

由于额外的助推器动力单元独立于驱动系统，因此它们不具有侵入性，并且不会更改直升机在正常情况下的运行状况。此外，它们不需要改变直升机的设计。

根据本发明的直升机还使得额外的助推器动力单元能够仅在需要时进行安装。尤其地，额外的助推器动力单元之后有可能配备于不同的直升机。例如，有可能具有多个额外的助推器动力单元用于装备直升机机队的多架直升机。对于每个任务来说，额外的助推器动力单元被安装在为该任务而选定的机队的直升机上。对于后续的任务，如果另一架直升机被选定，则相同的动力单元可以在之后从第一架直升机上被卸下，并被安装在新选定的直升机上。

相对于已知的直升机，根据本发明的直升机提供了改进的安全性。

而且，在多发动机直升机的情况下，本发明意味着不再需要使发动机尺寸过大来弥补涡轮发动机可能的故障。因此，主发动机的比耗量得到改善。

有利地，根据本发明，结构框架包括被布置在用于升力和推力的主旋翼附近的上框架，以及，额外的助推器动力单元被固定在这些上框架上。

根据该有利的实施例，额外的助推器动力单元被固定在结构框架的被布置在主旋翼附近的上框架上。这些上框架将垂直升力传递到直升机的机身。动力单元在直升机的结构框架的上部的水平处的布置使得能够限制在动力单元启动时发生转动或失去控制的风险。

有利地，根据本发明，额外的助推器动力单元包括烟火式装置。

根据该有利的实施例，动力单元采用烟火式装置。这些烟火式装置使得能够在不占用大量空间的情况下非常快速地产生推力。例如，这些烟火式装置包括固体推进剂气体发生器、用于点燃固体推进剂的装置，以及用于气体的排出喷嘴，该用于点燃固体推进剂的装置被电子控制并被连接到用于触发点火装置的计算机。

有利地，根据本发明，额外的助推器动力单元被构造成使得每个助推器动力单元能够提供恒等的推进动力，以及，额外的助推器动力单元以使得它们沿相交于单个点的方向施加推力的方式在所述结构框架上被布置并定向，该单个点被称为会聚点。

有利地，根据该变型，会聚点在旋翼叶片的平面中被布置在旋翼的中心处，以这种方式使得额外的助推器动力单元的推力的合力是垂直的并且被施加在旋翼桅杆的顶部处。

动力单元的这种布置和定向使得能够产生垂直的推力合力。而且，在会聚点处被施加到结构框架的扭矩为零，这消除了由于动力单元而引起直升机旋转的风险。

有利地，根据本发明，会聚点是直升机的重心。

有利地，根据本发明的直升机进一步包括控制单元，该控制单元被连接到每个助推器动力单元并且被构造成在直升机的驱动系统发生故障的情况下控制每个助推器动力单元的启动。

例如，该控制单元是用于控制直升机的电子计算机(通过英文缩写eecu而更为人所知)。例如，该计算机与控制涡轮发动机的装置集成为一体，以用于全权数字发动机控制(通过英文缩写为fadec而为人所知)。控制单元还可以被连接到用于检测直升机的高度的装置，诸如高度计，以用于在直升机的涡轮发动机中的一个上检测到故障的情况下一旦达到临界高度时自动控制动力单元的启动。根据该变型，控制单元被构造成能够在接近地面时自动启动额外的助推器动力单元。

根据本发明的一个有利的变型，直升机配备有均匀分布在结构框架上的四个额外的助推器动力单元。

本发明还涉及一种直升机，其特征在于，由上文或下文提及的特征中的一些或全部进行组合。

附图说明

通过参照附图阅读下文中仅仅以非穷举的方式给出的说明，本发明的其它目的、特征和优点将变得清楚，在附图中：

图1是一直升机的示意图，该直升机旨在配备有用于紧急升力辅助的装置以形成根据本发明的一个实施例的直升机，

图2是根据本发明的一个实施例的直升机的局部剖视示意图，

图3是根据本发明另一实施例的直升机的局部剖视示意图。

具体实施方式

在附图中，为了示例说明和清楚的目的，尺寸和比例并未严格遵守规定。参照附图，在以下的详细描述中，除非另有说明，直升机的每个元件都按照直升机水平时的布置进行描述。该布置在图1至图3中示出。

而且，所有附图中的相同、相似或类似的元件由相同的附图标记表示。最后，术语纵向、横向和垂直参照如图所示的l、t、v轴系统被非穷尽地使用。纵向方向对应于直升机的主方向。

图1示出了包括结构框架5的直升机。该结构框架5在图1中以虚线示出。该框架形成直升机的机身，并且包括被组装在一起以形成直升机的机身的上框架6、支柱7、下框架8、横梁等。

直升机还包括与结构框架5成一体的、用于升力和推力的主旋翼10。旋翼10被联接到叶片9以用于升力和推力。直升机还包括用于驱动主旋翼10的驱动系统。该驱动系统包括动力传动齿轮箱11以及两个主发动机12a、12b。

图2是根据本发明的一个实施例的、从图1中的直升机获得的直升机的示意图。该视图被剖开以显示出结构框架5的上框架、支柱、下框架、横梁等。除了关于图1描述的部件和元件之外，该直升机还包括固定在结构框架5的上框架6上的四个额外的助推器动力单元21a、21b、21c、21d。每个动力单元被构造成能够在直升机的主发动机12a、12b发生故障的情况下根据命令提供直升机的额外升力。

动力单元例如是烟火式火箭，其包括固体推进剂气体发生器、用于点燃固体推进剂的装置以及用于排出气体的喷嘴。任何其他类型的动力单元可以被使用以实施本发明。

优选地，所有的动力单元是相同的并且被构造成能够提供相同的动力。它们被可拆卸地固定在结构框架5的上框架5上，例如通过装配有螺母类型的系统的固定套环被可拆卸地固定在结构框架的上框架上。此外，动力单元被向下定向，以使它们施加向下的推力。由每个动力单元21a、21b、21c、21d产生的推力在图2和图3中由带标记字母p的箭头示意性地示出。

根据有利的实施例，来自每个动力单元的升力供应被缓和。为此，动力单元被构造成使其所能够产生的最大动力为直升机的主发动机的最大动力的量级的20％，并且是用于30秒的时间量级。动力单元仅用于在地面附近使直升机的降落暂时放慢，而不能在直升机的一个或多个主发动机发生故障时提供持续的飞行。

图3是根据本发明的另一个实施例的直升机的示意图，其中，额外的助推器动力单元21a、21b、21c、21d以使得它们沿相交于单个点(被称为会聚点)的方向施加推力p的方式在结构框架5上被布置并定向。该点在图3中被标记为字母c。图3中的视图也被剖开以显示出结构框架5的上框架、支柱、下框架、横梁等。在图3的实施例中，会聚点c在叶片9的平面中被布置在旋翼10的中心。根据该实施例，额外助推器动力单元21a、21b、21c、21d的推力p的合力是垂直的，这限制了直升机的转动和旋转的任何风险。

动力单元的启动可以通过控制单元来控制，控制单元被连接到每个助推器动力单元并且被构造成在直升机的驱动系统发生故障的情况下控制每个助推器动力单元的启动。

该控制单元还可以被连接到用于检测直升机的高度的装置，诸如高度计或任何等效装置。如果有必要，例如在紧急情况下，该控制单元也可以在任务期间由飞行员手动地控制，以避开障碍物或在敌人火力下采取回避行动。

根据有利的实施例，动力单元的推力轴线可以使用喷嘴或襟翼类型的构件来定向，以确保直升机的水平姿态。

本发明不仅限于所描述的实施例。本发明也适用于单发动机直升机。本发明还可以包括多于四个(或者更少)的用于提供紧急升力辅助的额外的助推器动力单元。

此外，该详细说明描述了被安装在直升机的结构框架的上框架上的动力单元。根据未示出的其他实施例，动力单元当然可以被布置在结构框架的任何点处，特别是被布置在直升机滑橇上。