环形航空器的制作方法

专利名称：环形航空器的制作方法
专利说明本发明涉及一种航空器，即，具有外部机翼
机身轴线，如沿着机翼一机身轴线观看的话，该机翼 部限定两端敞开的导管。
背景技术：
技术人员都充分地理解到，飞机的设计应有最小的阻力和质量的特性，而有最大
的升力和气动弹性力学特性，以使飞机的基本设计参数可适合于达到特殊的目标，例如，包
括较佳的升力对阻力比、较佳的燃料效率、较长的续航性和较高的有效载重能力。 不管飞机是小型无人驾驶飞机(UAV)还是滑翔机或航班飞机或大型运输机，这些
基本的设计目标都是如此。 在许多UAV应用中，目的是提供用于短距起飞和降落(ST0L)或垂直起飞和降落 (VT0L)的装置，这样，当不能提供跑道时，可毫无困难地展开和回收航空器。对于UAV来说， 还需要包括用来悬停的装置，此时，在飞机相对于地面很少移动或完全没有移动的情况下， 可能需要监视、定位或通讯等的活动。在如此情况下，还要求UAV应能过渡到有效的向前飞 行阶段，反之亦然，以使飞机在VT0L、 ST0L或悬停阶段期间，无效率的飞行不致危及飞机的 续航能力。在某些情形中，有利的是，如此的UAV不仅从地面起飞，而且要从已经在空中飞 行的飞机中起飞，或者从本身可能在运动的陆地车辆上起飞，因此，如此的UAV需要有特殊 的能力，以便承受如此起飞包线所带来的要求条件。 大型UAV用于飞行高度高、航程长的情形中，其中，为了实现任务目标，可能需要 进行侦察或监视或成像或通讯之各种功能。在此情形中，UAV的续航特性变得比起飞或降落 方面更加重要，其中升力对阻力比必须很高，质量必须轻，强度对重量之比也必须很高。根 据空气动力学原理可得出增加机翼展弦比(AR)可使产生的阻力最小，其中，
AR = B2/S (B =翼展；S =投影的平面形状面积) 这形成细长的机翼，其中，最大效率必须与气动弹性的约束平衡，此时，机翼结构 还必须经受得住恶劣天气或起飞或降落过程中诱发的其它应力。因此，如此的UAV需要改 进的航空器形式，以便在续航能力、范围、燃料效率、或有效载荷能力方面提供较佳的性能。

发明内容
因此，本发明的一 目的是公开一种通用的环形航空器形式，其可在各种UAV应用 中有效地使用，包括那些立足于小型、敏捷航空器和大型飞行高度高续航时间长的航空器， 以及各种滑翔机。 本发明还有另一目的是揭示一种通用的环形航空器形式，其可有效地使用在各种
有人驾驶的航空器应用中，包括立足于滑翔机、轻载运输、重载运输以及客运飞机。
本发明的第一方面提供一种航空器，该航空器具有机翼一机身，所述机翼一机
一机身的航空器，该航空器限定机翼一 一机身显现为大致的环形，环形体的内身限定机翼一机身轴线，当沿着机翼一机身轴线观看时，机翼一机身显现为大致的环形，环 形体的内部限定两端敞开的导管；以及包括一对或多对推进装置的推进系统，每对推进装 置包括第一推进装置和第二推进装置，第一推进装置安装在机翼一机身上并定位在包括机 翼一机身轴线的平面的第一侧上，第二推进装置安装在机翼一机身上，定位在包括机翼一 机身轴线的平面的第二侧上，并可独立于第一推进装置进行操作。 较佳地，例如，通过转动推进装置，可独立于第二推进装置的推力方向调整第一推 进装置的推力方向。或者，各个推进装置包括推力发生器和多个布置成从推力发生器中接 受推进气体的导管，通过调整导管内推进气体的流动，各个推进装置的推力方向可独立于 另一推进装置的推力方向进行调整。在此情形中，各个导管通常包含在机翼一机身内，且至 少某些导管在机翼一机身内具有入口和出口 。 在某些实施例中，各个推进装置的推力矢量可在诸推力矢量为相同方向的第一结 构和诸推力矢量为相反方向的第二结构之间进行调整。 在本发明第一方面的一个实施例中，第一推进装置的推力大小可独立于第二推进 装置的推力大小进行调整，但不是调整推力方向。 因此，一般地说，推进装置操作的独立性含义在于，要么第一推进装置的推力方向 可独立于第二推进装置的推力方向进行调整；要么第一推进装置的推力大小可独立于第二 推进装置的推力大小进行调整；或者两者兼而有之。 较佳地，设置控制器装置，其构造成通过对推进装置发出相应的控制信号来独立 地操作推进装置。 本发明的第二方面提供具有机翼一机身的航空器，所述机翼一机身限定机翼一机 身轴线，当沿着机翼一机身轴线观看时，机翼一机身显现为大致的环形，环形体的内部限定 两端敞开的导管，其中，当从第一视角观看时，机翼一机身显现向前的扫掠，而当从垂直于 第一视角的第二视角位置观看时，机翼一机身显现向后的扫掠。 在本发明的某些实施例中，本发明第二方面的双扫掠结构提供了以下几个优点
參它能使环形航空器的重心更容易地与其压力中心分离，因此，提供俯仰稳定性
方面更佳的静态和动态裕度； 參机翼一机身的弹性环形结构有效地支持和阻尼减弱空气弹性力，否则该力会使 传统的平面向前扫掠机翼经受过度的张力或鼓翼载荷； 參向前扫掠的部件使得航空器更加能耐受相对高的攻角，该特性对于失速敏感度
低，当执行着陆、起飞或其它操纵时，该特性是重要的； 參向前扫掠的部件在某些情形中提高升力对阻力之比。 较佳地，机翼一机身具有带有两个或更多个头部的前缘以及带有两个或更多个尾
部的后缘，尾部可相对于头部转动地偏移(例如，转过90度)。 通常地，机翼一机身的至少部分的前缘和/或后缘遵循基本上螺旋曲线。 本发明的第三方面提供具有机翼一机身的航空器，所述机翼一机身限定机翼一机
身轴线，当沿着机翼一机身轴线观看时，机翼一机身显现为大致的环形，环形体的内部限定
两端敞开的导管，其中，机翼一机身承载其左侧上的至少一个方向舵和其右侧上的至少一
个方向舵。 在某些实施例中，机翼一机身承载其左侧上的两个或更多个方向舵和其右侧上的
5两个或更多个方向舵，机翼一机身形成有介于各个相邻成对方向舵之间的狭槽。
较佳地，机翼一机身具有投影的平面形状面积S和垂直于机翼一机身轴线的最大 外直径B，其中，比例B2/S大于0. 5。相对大直径的机翼一机身能使两个或更多个传感器的 阵列在机翼一机身上很好地间距开，从而提供大的传感器基线。这样，传感器阵列的有效分 辨能力可与传感器基线长度正比地增大。还有，相对高的比例B7S可给予高的升力对阻力 之比，能使航空器像滑翔机那样有效地飞行。 导管可沿着全长或部分长完全地关闭，或部分地打开，使狭槽沿着其长度延伸。导 管还可包括多个狭槽或端口，以在某些运行状态下有助于或修正其空气动力学的特性。


现将参照附图借助于实例来描述本发明各种实施例，附图中
图la是第一推进式航空器的前视图； 图lb是沿机翼一机身轴线并沿图1中线A-A截取的航空器右手侧的剖视图；
图lc是第二推进式航空器的右手侧的剖视图，其中，其推进器位于导管的前半部 内； 图2a是沿机翼一机身轴线并沿图2b中线B_B截取的航空器右手侧的剖视图，其
中，其推进器位于导管的后半部内； 图2b是第三推进式航空器的平面图； 图2c是沿机翼一机身轴线并沿图2d中线C-C截取的第四推进式航空器右手侧的 剖视图，其中，其推进器位于导管的前半部内；
图2d是第四推进式航空器的平面图； 图3a是第四推进式航空器的前视图，其推进器处于向上推的结构； 图3b是沿机翼一机身轴线并沿图3a中线D_D截取的第四推进式航空器右手侧的
剖视图； 图3c是第四推进式航空器的前视图，其推进器处于反向回旋推力的结构；
图3d是沿机翼一机身轴线并沿图3c中线D-D截取的第四推进式航空器右手侧的 剖视图； 图4a是第五推进式航空器的前视图，其推进器处于向前推的结构并位于导管后 半部后面； 图4b是沿机翼一机身轴线并沿图4a中线E_E截取的第五推进式航空器右手侧的 剖视图； 图4c是沿图4a中线F_F截取的第五推进式航空器的平面剖视图；
图5a是第六推进式航空器的前视图，其推进器保形地安装在环形翼身内；
图5b是沿图5a中线G_G截取的第六推进式航空器右手侧的剖视图；
图5c是图5a航空器的后视图；
图5d是图5a航空器的仰视图；
图6a是滑翔机的前视图； 图6b是沿机翼一机身轴线并沿图6a中线H-H截取的滑翔机右手侧的剖视图；
图6c是滑翔机的平面 图7a是第七推进式航空器的前视图；
图7b是图7a航空器的侧视图；以及
图7c是图7a航空器的平面图。
具体实施例方式
参照图la和lb，航空器1具有外部机翼一机身2，其由层流翼型演变而来(示于 图lb中)，它是围绕机翼一机身轴线3的回转体。因此，如果沿如图la所示的机翼一机身 轴线观看的话，外部机翼一机身2显现为环形。该环形体的内壁4限定导管5，导管5前后 敞开，这样，当航空器在空气中移动时，空气流过该导管，由于上下翼型表面流体的不同流 动而产生空气动力学的升力，在该实例中，只要该环形体的轴线相对于其轨线保持一定攻 角就会产生升力。 如图lb所示，翼型从狭窄头部6到最宽点7向外逐渐地呈锥形，然后，向内更快速 地锥形变化到尾端8。在该特殊实施例中，最宽点7定位在头部和尾端之间距离的大约2/3 处。如上所述的该特殊翼型具有对称的上下表面，在此实例中，在巡航条件下，这可提供最 小的阻力，并可在该航空器的变体和其它航空器中进行修改以修正升力、阻力系数和俯仰 力矩来适合于特殊的任务包线和由雷诺数的相关范围确定的相关的流体流型。
—对推进器9、10对称地安装在含有机翼一机身轴线3的垂直平面的相对侧上。在 此特殊实施例中，推进器显示为包括螺旋桨(或叶轮)11、12的涵道式电风机马达，它们安 装在L形支承轴13、 14上，支承轴又安装到机翼一机身上，如图lb所示，与最宽点7对齐。 螺旋桨安装在围筒15、16内，这样，在一部分马达运行范围内可提高螺旋桨效率。每个L形 轴可枢转地安装在机翼一机身上，以使它可独立于其它轴相对于机翼一机身围绕平行于航 空器俯仰轴线的轴线转过360度，因此，提供推力矢量的推进。围筒和L形轴都具有使用与 对于外部机翼一机身所描述的相似的、弦长和弦高之间的比例的翼型，这里，弦长和弦高之 间最佳关系又由这些部件的相关雷诺数所描述的相对流体流型所确定。因此，例如，推进器 9、10可在如图la和lb所示的同向结构和反向结构(未示出)之间转动，在同向结构中，推 进器提供推力从而向前和沿着机翼一机身轴线推进航空器，而在反向结构中，推进器致使 航空器围绕机翼一机身轴线连续地滚动。 航空器在其推进系统内使用四个独立运行的马达(未示出)两个无电刷DC电动 机用来驱动推进器，两个DC无电刷电动机用来驱动安装推进器马达的L形支承轴，其中，使 用机械的蜗轮蜗杆驱动减速机构，来传递马达和L形轴之间的驱动和载荷。后一方案也可 使用诸如步进电动机之类的替代型马达，只要运行载荷与马达的额定载荷相一致就可。同 样地，对于推进器可采用替代类型的马达，包括内燃机、燃气轮机或固体推进剂马达。
推力矢量的推进器提供用于沿机翼一机身轴线向前或向后运动、围绕机翼一机身 轴线回转或滚动、围绕航空器重心(CofG)俯仰或偏航的装置，在该实施例中，航空器重心 位于机翼一机身轴线下方在下环形体部分的上方，在含有机翼一机身轴线的垂直平面内， 当从头部测量起时，大约在弦长的15至23%处。如上所述，显然，两个推进器可成相反方 向，以便诱发航空器滚动。两个推进器还可成相同方向。例如，当两个推进器向下时，使它 们的推力矢量位于CofG上方，然后，航空器将头部俯向下。同样地，当两个推进器向上时， 使它们的推力矢量位于CofG下方，然后，航空器将头部仰向上。还可以明白到，推进器相对于航空器和相对于彼此的俯仰变化程度可用来达到航空器的俯仰、滚动和偏航。偏航也可由采纳不同螺旋桨转速时不同施加的推力诱发产生。因此可以看到，航空器可以在其自身控制之下进行俯冲、转向、滚动和爬升，因为航空器还包括控制器装置，其包括测量三个正交轴线内的线性加速度和三个正交轴线内的角加速度的装置，以及计算提供给推进系统的控制指令的处理方法。 因此，通过对驱动L形支承轴的电动机发出控制信号，推进器9的推力方向就可由控制器装置独立于推进器10的推力方向进行调整。还有，通过对驱动推进器的电动机发出控制信号，推进器9的推力大小就可由控制器装置独立于推进器10的推力大小进行调整。
航空器具有高度可操纵性，因为在动态控制下航空器的推力矢量的推进可布置成高的转动速率。还可以明白到，该航空器具有高度的稳定性。在第一实例中，当运动是沿着机翼一机身轴线时，则用抵消感应转矩的反向转动的推进器可达到相对高的速度，同时，反向推进器提供进一步滚动稳定性。在第二实例中，当围绕机翼一机身轴线产生回转运动时，则角动量增加并再次提高航空器的稳定性，当经受到外力时，可测量到这种情况，表现为航空器姿态或位置误差的减小。 该推进系统提供的显著优点是，当交替的操纵面不太有效时，可以低速提供有效的姿态控制。因此，可得出结论，可在低速时有效地使用大的推力矢量指令，而在快速飞行时，低的推力矢量指令将满足大部分特性范围的要求。该结构的另一显著优点是，航空器可相当轻松地从起飞过渡到向前飞，或过渡到悬停，或VTOL/STOL，反之亦然。该结构的还有另一显著优点是环形机翼一机身的低阻力特性，其在正常向前飞行中优先地允许高速过渡。
航空器的头部携带一对摄像机17、 18，其用于避免碰撞和进行摄像。机翼一机身的相对大的直径能使摄像机很好地间距开，因此提供长的立体基线，从而通过测量位于两个摄像机视域内的物体之间的视差来提供精确的范围估计。提供超声波发射器20和两个接收器21、22以用于声成像和检测。再者，由于飞行的时间差在分离的接收器之间处理，从而提高了定位精度，所以宽的基线是有利的。外部机翼一机身2含有内部空间，在图la中可见该内部空间。该外部机翼一机身最好用刚性复合材料制造，其使用玻璃或碳纤维细丝交替地层叠在环氧树脂层之间。或者， 一种较便宜少弹性的机翼一机身可用诸如聚亚安酯或高密度聚乙烯之类的合适硬聚合物模制。在质量减小是极为重要的某些情况下，则外部机翼一机身蒙皮可用诸如聚酯薄膜之类的韧性聚合物薄膜形成。如果机翼一机身受压的话，则也可用铝材来制造外部机翼一机身。内部空间可以受压，并容纳一对电池组21、22，一对尾部传感器23、24，以及四个沿着机翼一机身轴线间距开的环形的容器25-28。诸容器可装有航空器电子器件、某些推进副系统部件和其它物项，诸容器用轴向的或三边形支杆(未示出)连接起来，诸支杆享用环形容器采用的结构方法。在此特殊实施例中，环形容器最好用刚性复合材料制造，其使用玻璃或碳纤维细丝围绕环形容器螺旋形缠绕并交替地层叠在环氧树脂层之间。或者，环形容器可用诸如铝、不锈钢或电镀钢或钛之类的合适级的金属制造。这里公开的该螺旋形和环形结构设计成提供围绕机翼一机身的超空气弹性的回弹性，以便可有效地和安全地减小质量，而没有在环形体的任何截面处有主要应力载荷或应力集中风险。 环形机翼一机身的展弦比(AR)定义如下
AR = 2B2/S
8
其中，B是机翼一机身的翼展(定义为机翼一机身的最大外直径)，而S是机翼一机身的投影的平面形状面积。 在图la的航空器中，AR近似为2，但在可能要求其它展弦比应用的其它实施例中，该数值可以修改。显然，该航空器形式可以通过简单地改变其环形直径进行调整，展弦比低则反映窄的航空器，或展弦比高则反映宽的航空器。无论哪种情形，在某些情形下都可获得特殊的优点，因为使用低展弦比的环形形式可达到相当高的升力系数，而使用高展弦比的环形形式则可达到最佳滑翔坡度比，或相当的升力对阻力之比。 在图la和lb的实施例中，推进装置朝向航空器尾部安装，即，朝向图lb的右手侧。在图lc所示的第二实施例中，推进装置朝向航空器头部安装，即，朝向图lc的左手侧。图lc航空器的前视图等同于图lb航空器的前视图。 掠翼航空器显示在图2a和2b中。图2a和2b航空器的前视图等同于图lb航空器的前视图。 航空器机翼一机身的前缘30描绘了围绕翼身周边的一象限的螺旋曲线的形式，如此的螺旋形对着角度+ 9 ，当在如图2a所示的立面图中观看时，该角度e是与垂直于机翼一机身轴线3的垂直线3y之间的夹角。该螺旋曲线同样用于航空器机翼一机身的前缘周边的第三象限周围，而其镜面对称部分用于形成前缘的第二和第三象限。四个螺旋形部件连接在一起，以使前缘围绕机翼一机身的前部周边形成闭合的双山形扫掠。在此特殊实施例中，后缘形成同样闭合的双山形扫掠，其沿着轴线3平移翼型的弦长。在其它实施例中，可修改前缘和后缘的双山形扫掠之间的关系，例如，以便改变垂直升力和方向舵稳定表面之间的关系。 同样地，航空器机翼一机身的后缘31对着相对于线3y的正角(未标识)。因此，因为机翼一机身中弦线(即，前缘和后缘之间的中点处的直线)在机翼一机身上侧和下侧上对着相对于线3y的正角，当在立面图中观看时，机翼一机身显现向后的扫掠。相比之下，当在如图2b所示的平面图中观看时，航空器机翼一机身的前缘30对着角-e ，该角度-e是与垂直于机翼一机身轴线3的水平线3x之间的夹角。同样地，航空器机翼一机身的后缘31对着相对于线3x的负角(未标识)。因此，因为机翼一机身中弦线(即，前缘和后缘之间的中点处的直线)在机翼一机身左手和右手侧上对着相对于线3x的负角，当在平面图中观看时，机翼一机身显现向前的扫掠。 在一替代的实施例中，扫掠角S图示在图7c中(也标识为附图标记69)，扫掠角可在0至6(T和0至-60°之间变化，其中，S定义为由螺旋线H,y(SP，机翼一机身的中弦线)和正交于环形机翼一机身轴线的任何平面所对的角度，其中，Hxy取自于围绕环形机翼一机身的中弦线，而其中，S受两个弦之间的轴向位移tl所限制，所述两个弦的切向平面相对于切向平面为水平的弦(即，顶部和底部)为垂直的(即，左和右侧)。在此实例和其它的实施例中，S的平均值可在由两个与翼身轴线3相一致的正交平面所界限的四个象限中的每个象限内确定，在这些边界上，S变为零。轴向位移tl大于或等于环形体的弦的0. 1倍。这些关系将在图7c中再进行描述。 在图2a和2b的实施例中，推进装置朝向航空器尾部安装，即，朝向图2a和2b的右手侧。在图2c和2d的实施例中，推进装置朝向航空器头部安装，即，朝向图2c和2d的左手侧。图2c和2d的航空器前视图等同于图lb航空器的前视图。
图3a和3b示出图2c和2d的航空器其推进器处于上推的结构中，而图3c和3d示出图2c和2d的航空器其推进器处于反向回旋推进的结构中。 图4a-4c示出图2a和2b航空器的变体。图4a_4c中机翼一机身向后扫掠(平面中观看)，而图2a和2b的航空器中的机翼一机身向前扫掠(平面中观看)。在此结构中。与图2中所述机翼一机身的方案相比，静态和动态俯仰稳定性裕度减小，然而，推进器在推力矢量控制中具有较大的自由度，干扰很小以提升表面流体的流动。其结果，该方案对航空器敏捷程度提供进一步改进。 图5a是第六推进式航空器的前视图，其采用保形的推进系统。右舷螺旋桨(或叶轮)40安装在右舷主导管42的入口端口 44内，该右舷主导管42沿着机壳右舷侧一直延伸到主出口端口 45，而左舷螺旋桨(或叶轮)41安装在左舷主导管43的入口端口 44内，该左舷主导管43沿着机壳左舷侧一直延伸到主出口端口 (未示出)。 推进系统导管的管网结构是对称的，所以，下面将参照图5b只详细描述右舷的部件。右舷主导管42在入口 47处连接到前导管46，而在入口 49处连接到后导管48。前导管46在机壳底侧内具有左舷和右舷底侧出口端口 52、50，后导管48在机壳底侧内具有左舷和右舷底侧出口端口 53、51。 左舷主导管43也通过类似于入口 47、49的航空器左舷侧上的入口 (未示出)连接到导管46、48。 应注意到，上述所有导管都容纳在环形机翼一机身内。 阀(诸如蝶阀或滑板阀)设置在入口 47、49(以及航空器左舷侧上的相当的入口 )内，在底侧的出口端口 50-53内，在主出口端口 45(以及航空器左舷侧上的相当的主出口 )内，以及在左舷和右舷底侧出口端口之间的前和后导管46、48内。阀可通过脉宽调制控制器数字方式地进行打开和关闭。 阀可独立地操作，以调整导管内推进气体的流动，因此调整左舷和右舷推进系统所产生的推力大小和方向。例如，通过关闭入口 47、49(以及航空器左舷侧上的相当的入口)内的阀，并打开左舷和右舷主出口端口内的阀，可达到向前的推力。通过关闭(全部地或部分地)左舷和右舷主出口端口内的阀并打开其它阀，就可达到VT0L、 ST0L或悬停的状态。 底侧出口端口 50-53布置成包围定位水平参照系内的航空器重心(CofG)的垂直轴线。因此，在VTOL、STOL或悬停状态期间，推进器、马达、导管和阀可由合适的装置进行控制，以使推力可在四个端口 50-53之间调整，这样，可以精确地控制航空器姿势和合成的航空器加速度及速度。 以上描述的控制器装置是针对该环形机翼一机身的较早期变体。这里再特别描述的实施例带有导管式的电风机马达，但这些马达可用合适的替代马达代替，包括内燃机、燃气轮机或固体推进剂马达。 滑翔航空器显示在图6a-c中。航空器的机翼一机身具有如图6a所示的环形结构，其采纳类似于图2a和2b的机翼一机身的向前扫掠形状。机翼一机身使用类似的结构，并容纳与图1-4中所示航空器一样的各种传感器、电池组和环形容器。 因为滑翔机没有推进装置，所以，它具有完全保形的外形，没有上部构造处于导管内或从航空器外部伸出，而是具有两个升降舵32、33和两个方向舵30、31，它们保形地和正交地围绕机翼一机身后部安装。升降舵和方向舵通过连接机构固定到机翼一机身，其提供在±30°弧内的转动。升降舵和方向舵由图1至5的推进器控制中所揭示的蜗轮蜗杆机构来控制。 图7a-7c示出根据本发明另一实施例的推进式航空器。如对图2至6中揭示的航空器所述，环形机翼一机身的该特殊实施例还包括机翼扫掠角，尤其是，如对图2中所述航空器所解释的，呈对称双山形扫掠，只是在此实施例中，扫掠角S69近似为21度。 航空器具有双推进系统70、71，其类似于图2a/2b所示，但在该特殊实施例中，马达安装在环形体的下半部上。还有，与图2a/2b的推进系统相比(其中，各个推进装置的推力大小和方向可独立于其它推进装置的推力大小和方向进行调整)，矢量控制的致动部件不包括在图7a-7c的实施例中，于是，在此情形中，只有各个推进装置的推力大小可独立于其它推进装置的推力大小进行调整，而不是推力方向调整(除了在向前和向后模式之间切换之外)。还应注意到，在另一实施例(未示出)中，图2a/2b的推进系统可配装到图7a-7c的航空器中。 围绕环形体的马达位置可关于含有机翼一机身轴线的垂直平面对称地调整，其中，诸绝对的推力矢量需要校准以最佳地配合要求的飞行状态的范围。升降舵74、75和副翼72、73被包括在上弓形的机翼一机身部分上，而升降舵78、79和副翼76、77被包括在下弓形的机翼一机身部分上，方向舵80至82被包括在机翼一机身的左侧上，而方向舵83至85被包括在机翼一机身的右侧上。该环形航空器的形状特别适合于大型、高续航平台，这样的平台寻求质量最小化和运行效率的最大化，其中，敏捷性问题不是如此的普遍。环形机翼一机身的形状还是寻求特性准则的最宽大范围，其包括对于空气弹性载荷的回弹性，当展弦比变得很大时，这一点变得更加主要。 与图la中所示的圆形环形体相比，本环形体的宽度大于高度，如图7a中前视图所示。在此实施例中，翼展B和翼弦之间的比例关系是8 : 1，而翼展B对机翼一机身高度H之比是5 : 1。该实施例的展弦比从下式导出
AR = 2B2/S
其中，AR = 16 该特殊的展弦比适合于长续航周期的运行，其中，需要有效的翱翔。 机翼一机身布置成由四个弧形部件90至93连接起来的四个拱形部分94至97，
它们对双马达、燃料、电池、起落架、控制系统、储藏舱和有效载荷等提供结构的支承和保形
的容纳。机翼一机身的结构遵循图1至6的较早期机翼一机身所述的方法和材料，其中，在
其结构内大量地使用了复合的工艺技术。同样地，无论是在推或拉的结构中，马达可基于导
管式的电风机，或内燃机，或燃气轮机技术，并用包括光电和燃料电池技术的混合能源来增强。 机翼一机身航空器具有三个起落架部件40，在起飞和降落操作期间提供稳定性。两个升降舵和两个副翼部件72至79被包括在环形机翼一机身的各个上部和下部上，其中，固定这些部件的连接机构类似于对图6b中所述的航空器的形式所揭示的机构，而其控制机构使用如图1至6所揭示的航空器形式中所述的蜗轮蜗杆驱动器。使用又类似于图6b中所述的连接机构，将多个方向舵部件80至85布置在环形体的任一垂直侧上，控制机构基于图1至6中所述的航空器形式所揭示的控制机构，连同各个相邻对的方向舵之间张开的狭槽86至89，该狭槽提供各方向舵部件之间的纵向分离t2，其中，分离距离t2和方向舵部件中间弦长C 之间的比例&可在0. 5禾P 5之间变化，这样
Sr = t2/Cmr 其中，狭槽所对的垂直高度HOT可在环形体高度H的0. 3和0. 8倍之间变化。各个方向舵部件包括合适的副翼以确保沿着其离散表面光滑的空气动力学流动，其中，精确的副翼形状可类似于对环形机翼一机身的其它部分采用的形状，对于与方向舵弦的减小相关的雷诺数变化，调整可能是必要的。 在该特殊实施例中，三个方向舵部件80至82和83至85显示位于环形机翼一机身各个左侧和右侧上，两个张开的狭槽86、87和88、89也显示为在各个左侧和右侧上的方向舵部件之间。各个方向舵容纳可靠的连接，该连接将上和下机翼一机身部分连接在一起，以确保结构的完整性，并允许在围绕垂直轴线的规定的弧内转动，这里，该弧通常限制为小于±30° 。 在环形机翼一机身的该实施例中，环形体、狭槽和多个方向舵的组合起到将诱发的阻力、寄生阻力、质量和对于全部的环形机翼一机身航空器的横向流效应减到最小，同时，提供稳定性和对偏航的控制。双山形扫掠结构还提高环形机翼一机身的翱翔能力，这里，环形机翼一机身的上部和下部拱形提升部分的有效的向前扫掠增加了升力对阻力比。
这里所述的许多机翼一机身形状的高度转动对称性(沿着机翼一机身轴线观看)给出其它的优点，即，航空器在连续或瞬时滚动模式中运行。然而，本发明还涵盖本发明替代的实施例(未示出)，包括 參实施例，其中，导管被合适的隔板分为两个或更多个分开的导管 參实施例，其中，外部机翼一机身本身限定两个或更多个分开的导管 參实施例，其中，外部机翼一机身由翼型以围绕机翼一机身轴线回转小于360度
角的回转体演变而来。在此情形中，代替闭合的形式，导管将部分地打开，狭槽沿着其长度延伸。通过形成大于180度的角，最好接近于360度，机翼一机身将基本上保持环形，以便在任何滚动角处提供空气动力学的升力。 如果在总体准则的广大范围上估量的话，则上述环形空气中航空器在总体特性上达到显著的改进，包括升力对阻力之比、敏捷性、稳定性、续航能力、发射和回收、起飞或降落、功率对重量之比、燃料效率以及对于空气弹性载荷的回弹性等。
权利要求
一种航空器，具有机翼—机身，所述机翼—机身限定机翼—机身轴线，当沿着所述机翼—机身轴线观看时，所述机翼—机身显现为大致的环形，所述环形体的内部限定两端敞开的导管；以及包括一对或多对推进装置的推进系统，每对推进装置包括第一推进装置和第二推进装置，所述第一推进装置安装在所述机翼—机身上并定位在包括所述机翼—机身轴线的平面的第一侧上，所述第二推进装置安装在所述机翼—机身上，定位在包括所述机翼—机身轴线的所述平面的第二侧上，并可独立于所述第一推进装置进行操作。
2. 如权利要求1所述的航空器，其特征在于，所述第一推进装置的推力方向可独立于 所述第二推进装置的推力方向进行调整。
3. 如权利要求2所述的航空器，其特征在于，通过转动所述推进装置，可独立于所述第 二推进装置的推力方向调整所述第一推进装置的推力方向。
4. 如权利要求2所述的航空器，其特征在于，各个推进装置包括推力发生器和多个布 置成从推力发生器中接受推进气体的导管，其中，通过调整所述导管内推进气体的流动，所 述第一推进装置的推力方向可独立于所述第二推进装置的推力方向进行调整。
5. 如权利要求4所述的航空器，其特征在于，各个导管包含在所述机翼一机身内。
6. 如上述权利要求中任何一项所述的航空器，其特征在于，各个推进装置的推力矢量 可在所述诸推力矢量为相同方向的第一结构和所述诸推力矢量为相反方向的第二结构之 间进行调整。
7. 如上述权利要求中任何一项所述的航空器，其特征在于，所述机翼一机身的至少部 分相对于所述机翼一机身轴线扫掠。
8. 如权利要求7所述的航空器，其特征在于，当从第一视角观看时，所述机翼一机身显 现向前的扫掠，而当从垂直于所述第一视角的第二视角位置观看时，所述机翼一机身显现 向后的扫掠。
9. 如权利要求8所述的航空器，其特征在于，当在立面内观看时，所述外部机翼一机身 显现向前的扫掠，而当在平面内观看时，所述外部机翼一机身显现向后的扫掠。
10. 如上述权利要求中任何一项所述的航空器，其特征在于，所述第一推进装置定位在 包括所述机翼一机身轴线的垂直平面的第一侧上，而所述第二推进装置定位在包括所述机 翼一机身轴线的所述垂直平面的第二侧上。
11. 如上述权利要求中任何一项所述的航空器，其特征在于，还包括控制器装置，所述 控制器装置构造成通过对所述推进装置发出相应的控制信号来独立地操作所述推进装置。
12. —种具有机翼一机身的航空器，所述机翼一机身限定机翼一机身轴线，当沿着所述 机翼一机身轴线观看时，所述机翼一机身显现为大致的环形，所述环形体的内部限定两端 敞开的导管，其中，当从第一视角观看时，所述机翼一机身显现向前的扫掠，而当从垂直于 所述第一视角的第二视角观看时，所述机翼一机身显现向后的扫掠。
13. 如权利要求12所述的航空器，其特征在于，当在平面内观看时，所述机翼一机身显 现向前的扫掠，而当在立面内观看时，所述机翼一机身显现向后的扫掠。
14. 如权利要求12或13所述的航空器，其特征在于，所述机翼一机身具有带有两个或更多个头部的前缘以及带有两个或更多个尾部的后缘。
15. 如权利要求14所述的航空器，其特征在于，所述头部相对于所述尾部转动地偏移。
16. 如权利要求12至15中任何一项所述的航空器，其特征在于，所述机翼一机身的至少部分的所述前缘和/或后缘遵循基本上螺旋曲线。
17. —种具有机翼一机身的航空器，所述机翼一机身限定机翼一机身轴线，当沿着所述 机翼一机身轴线观看时，所述机翼一机身显现为大致的环形，所述环形体的内部限定两端 敞开的导管，其中，所述机翼一机身承载其左侧上的至少一个方向舵和其右侧上的至少一 个方向舵。
18. 如权利要求17所述的航空器，其特征在于，所述机翼一机身承载其左侧上的两个 或更多个方向舵和其右侧上的两个或更多个方向舵。
19. 如权利要求18所述的航空器，其特征在于，所述机翼一机身形成有介于各个相邻 成对方向舵之间的狭槽。
20. 如上述权利要求中任何一项所述的航空器，其特征在于，所述机翼一机身具有投影 的平面形状面积S和垂直于所述机翼一机身轴线的最大外直径B，其中，所述比例B7S大于 0. 5。
21. 如上述权利要求中任何一项所述的航空器，其特征在于，还包括三个或更多个起落 架部件，以在起飞和着陆操作期间提供稳定性。
22. 如上述权利要求中任何一项所述的航空器，其特征在于，还包括至少部分地容纳在 所述外部机翼一机身内的能源。
全文摘要
一种具有机翼—机身的航空器，机翼—机身限定机翼—机身轴线，当沿着机翼—机身轴线观看时，机翼—机身显现为大致的环形，环形体的内部限定两端敞开的导管。设置推进系统，其包括一对或多对推进装置，每对推进装置包括第一推进装置和第二推进装置，第一推进装置安装在机翼—机身上并定位在包括机翼—机身轴线的平面的第一侧上，第二推进装置安装在机翼—机身上并定位在包括机翼—机身轴线的平面的第二侧上。第一推进装置的推力方向可独立于第二推进装置的推力方向进行调整，并且/或者第一推进装置推力的大小可独立于第二推进装置推力大小进行调整。在某些实施例中，当从第一视角观看时，所述机翼—机身显现向前的扫掠，而当从垂直于第一视角的第二视角位置观看时，所述机翼—机身显现向后的扫掠。
文档编号B64C39/02GK101765540SQ200880012725
公开日2010年6月30日 申请日期2008年4月16日 优先权日2007年4月18日
发明者H·G·D·高斯林 申请人:移动科学有限公司