专利名称：具有可变迎角机翼的旋翼飞行器的制作方法
技术领域：
本发明涉及直升机和其他旋翼飞行器。
背景技术：
简单地说，传统直升机具有机身、主旋翼和尾部旋翼。每个旋翼具有多个旋翼桨叶 并由引擎驱动。由引擎产生的动力经过轴、传动器和变速箱传递给旋翼。主旋翼经由旋翼 主轴耦接到引擎。通常希望存在相对于机身具有可变迎角的主轴，以提供更多的向前推力。在传统 直升机上，存在各种方式来实现可变主轴迎角，包括(1)利用相对于机身和引擎倾斜主轴 /传动组件；或(2)利用倾斜的主轴/传动器/引擎组件。这两种方案都存在严重缺陷。例 如，对于前者，需要挠性驱动轴；和对于后者，需要复杂的安装系统。此外，在主旋翼用于增大向前推力时，通常需要增大升力。这通常采用仅提供升力 的单独机翼来实现。通常，带有增大升力的机翼的直升机要求从独立的设备获得辅助推力。 这种直升机最常被称为复合直升机。虽然在能增加升力的直升机领域取得了巨大进步，但是仍然存在明显的缺陷。
被认为是本发明独特特征的新颖特征在说明书中论述。但是，本发明本身以及优 选使用模式以及进一步的目标及其优势，在结合附图阅读时，通过参照以下详细描述，将得 到最好的理解，在附图中图IA是具有符合本发明的可变迎角机翼系统的旋翼飞行器的斜视图，图中示出 旋翼飞行器位于地面上，处于“盘旋”模式；图IB是图IA所示旋翼飞行器的斜视图，图中示出该旋翼飞行器处于飞行中的“向 前飞行”模式；图2是根据本发明，用于各种类型的旋翼飞行器的可变迎角机翼系统的平面图；图3是根据本发明，具有可变迎角机翼系统的旋翼飞行器的侧视图，所述旋翼飞 行器表示为“部队运输机”型旋翼飞行器，处于盘旋模式；图4是图3所示旋翼飞行器的侧视图，该旋翼飞行器示出处于“向前飞行”模式；图5是根据本发明，具有可变迎角机翼系统的旋翼飞行器的侧视图，所述旋翼飞 行器表示为“军用武装直升机”型旋翼飞行器；图6是根据本发明，具有可变迎角机翼系统的旋翼飞行器的侧视图，所述旋翼飞 行器表示为“商用运输”型旋翼飞行器；图7是图6所示旋翼飞行器的机身的纵向截面图，所述旋翼飞行器具有“客运”结 构；图8是是图6所示旋翼飞行器的机身的纵向截面图，所述旋翼飞行器具有“货运” 结构；
图9是根据本发明，具有可折叠的可变迎角机翼系统的旋翼飞行器的侧视图，所 述可折叠的可变迎角机翼系统具有示于“展开”模式下的“折叠机翼”结构；图10是图9所示旋翼飞行器的侧视图，示出处于“折叠”模式；图11是根据本发明，具有可折叠的可变迎角机翼系统的旋翼飞行器的侧视图，所 述可折叠的可变迎角机翼系统具有示于“展开”模式的“折叠机身”结构；图12是图11所示旋翼飞行器的侧视图，处于由虚线示出的“折叠”模式。
具体实施例方式虽然本发明容易制作各种改型并以替代形式实施，但是作为示例在附图中示出了 本发明的具体实施方式
并在以下详细描述。但是，应该理解，描述具体实施方式
的目的并不 是将本发明限制于所公开的特定形式，而是相反，目的是覆盖落入文中所述本发明精神和 范围内的全部改型、等同方案和替代形式。以下描述本发明的例述性实施方式。为了叙述清楚，并非实际实施方案的全部特 征都在说明书中描述。当然应该理解，随着任何所述实施方式的发展，必须针对具体实施方 案做出许多决策，以实现开发者的具体目标，诸如符合与系统相关或与商业相关的约束，这 些约束从一个实施方案到另一个实施方案将会不同。此外，应该理解，这种开发工作可能复 杂且耗费时间，但是仍然是从本公开文件内容受益的本领域普通技术人员所从事的常规工 作。本申请中的发明主要涉及高速直升机/旋翼飞行器结构概念。符合本申请的旋翼 飞行器对于常见于边缘即直升机旋翼系统的后掠桨叶失速的高速问题以及旋翼扑动速度 极限提供了独特的解决方案。参照附图中的图IA和1B，示出了具有符合本发明的可变迎角(incident)机翼系 统113的旋翼飞行器101的优选实施方式。在该优选实施方式中，旋翼飞行器101是并排 双旋翼复合旋翼飞行器，具有机身102和相对于机身102枢转的可变迎角机翼组件113。机 身102包括驾驶舱、乘客/货物部分和尾桁。旋翼飞行器101包括适当的起落架组件120 和尾翅组件115。尾翅组件115耦接到机身102的尾桁部分，并且可以包括舵板、蝶形尾部 组件或者其他适当的垂直和水平稳定器。可变迎角机翼组件113包括机翼构件117a和117b ；引擎105a和105b ；传动器 107a和107b ；主轴109a和109b ；以及可旋转地分别耦接到主轴109a和109b的一对反向 旋转的旋翼Illa和111b。在优选实施方式中，引擎105a和105b、传动器107a和107b以 及主轴109a和109b分别相对于机翼构件117a和117b固定。将安装在机翼构件117a和 117b末端或靠近末端的反向旋转的旋翼Illa和Illb进行布置，从而形成提升-推进系统。 旋翼Illa和Illb分别安装到主轴109a和109b，所述主轴分别安装在传动器107a和107b 中，位于每个所述位置。主轴109a和109b的静态取向使得主轴109a和109b向前倾斜，即 沿着向前飞行的方向，在翼弦与飞行方向对准时，相对于机翼构件117a和117b的翼弦处于 固定角度。引擎105a和105b安装在相同机翼末端位置或该位置附近，并分别经由传动器 107a和107b向旋翼Illa和Illb提供动力，以产生推力。虽然引擎105a和105b的位置 在文中描绘为靠近机翼端部，但是引擎105a和105b可以位于旋翼飞行器101的其他区域， 诸如靠近机身102。引擎位置的这种变化对于文中可公开的每个实施方式都可行。优选提
4供交叉轴系，以确保在一个引擎不操作(OEI)情况下，旋翼Illa和Illb两者都可以操作。 因此，旋翼Illa和Illb ；引擎105a和105b ；传动器107a和107b ；交叉轴系以及任何包含 在机翼构件117a和117b内的子系统都相对于机翼构件117a和117b取向固定。机翼构件 117a和117b安装到旋翼飞行器101的机身102，以使机翼构件117a和117b可以相对于机 身102旋转。这种旋转围绕枢转轴线119，该枢转轴线垂直于机身纵轴线，以使可变机翼迎 角组件113的旋转改变机翼迎角，因此倾斜主轴119a和119b，从而提供可变的主轴倾角。在图IA中，示出了旋翼飞行器101支座在地面上处于“盘旋”模式。在图IB中， 示出旋翼飞行器101在飞行中处于“向前飞行”模式。在盘旋模式中，主轴109a和109b定 位在盘旋主轴位置121a、121b，此时主轴大致垂直取向，以使由旋翼Illa和Illb限定的旋 翼平面大致水平。主轴109a和109b的角度可以通过有选择地改变可变迎角机翼组件113 的迎角角度来改变。在向前飞行模式中，可变迎角机翼组件113相对于机身102向前枢转， 从而使得主轴109a和109b向前倾斜到向前飞行主轴位置123a、123b。在优选实施方式中， 盘旋主轴位置121a、121b和向前飞行主轴位置123a、123b之间的角度α大约为25度。在 向前飞行主轴位置123a、123b时，旋翼平面的前端低于旋翼平面的后端。这种向前倾斜的 旋翼平面产生了向前的推力。这种独特的结构具有众多优势。机翼构件117a和117b提供 如下作用辅助提升、卸载旋翼升力、减少后掠桨叶失速并延缓动力急剧升高。可变主轴倾 角提供辅助推进力，并将旋翼取向为扑动和旋翼载荷最小的方向。现在还参照附图中的图2，示出了可变迎角机翼组件113的局部平面图。共用提 升-推进系统允许主轴109a和109b根据空速从垂直反向取向为选定的向前角度，从而提 供⑴优化的旋翼末端轨迹平面；⑵额外的推进力；和(3)升力增大。现在还参照附图中的图3至7，本申请一项重要的特征在于，可变迎角机翼组件 113提供共用的提升-推进系统，这种系统可以缩放大小并可以广泛用在旋翼飞行器设计 和应用中。例如，在图3和4中，示出可变迎角机翼组件113安装在部队运输机型旋翼飞行 器131中。在图5中，示出可变迎角机翼组件113安装在军用武装直升机型旋翼飞行器133 中。在图6中，示出可变迎角机翼组件113安装在商用运输型旋翼飞行器135中。图7和8 示出了可以与本申请中的发明一起使用的众多机身结构中的两种。图7是旋翼飞行器135 的纵向截面图，该旋翼飞行器135具有“客运”结构，其中成排的乘客座椅137布置在机身的 乘客/货物区段135内侧，而图8是旋翼飞行器135的纵向截面图，该旋翼飞行器具有“货 运”结构，其中乘客/货物区段138开放，以接收货物139。机翼构件117a和117b增加升力，从而卸载旋翼Illa和Illb的载荷，这允许旋翼 Illa和Illb在后掠桨叶发生失速之前，可以从空气动力学方面到达较高速度。结合机翼卸 载作用，主轴迎角变化允许旋翼平面末梢轨迹在飞行中取向，以提供额外的推进力并且使 得旋翼Illa和Illb的扑动最小。全部这些特征都有助于较之传统直升机和旋翼飞行器具 有速度显著更高的能力。现在参照附图中的图9和10，示出的符合本申请的旋翼飞行器151具有机身153、 尾翼组件154、可折叠的可变迎角机翼组件155。在这种实施方式中，可变迎角机翼组件 155，类似于可变迎角机翼组件113，适配成相对于机身折叠成可变迎角机翼组件155与机 身153纵轴线大致对准的位置。如图所示，尾翼组件可以适配成向下折叠，避开可变迎角机 翼组件155。应该理解，在这种实施方式中，旋翼桨叶也可以适配并配置成折叠成减小空间的存储位置。这样允许旋翼飞行器容易存放和运输。现在参照附图中的图11和12，示出根据本申请的旋翼飞行器161具有可折叠机 身163 ；拼合尾桁组件165 ；和可变迎角机翼组件167。可变迎角机翼组件167，类似于可变 迎角机翼组件113，枢转耦接到可折叠机身163。在这种实施方式中，可折叠机身163具有 折叠整流罩169，该整流罩枢转并沿着箭头A的方向向后折叠，如图12中的虚线所示。此 外，拼合尾桁165配置成纵向分开，以使尾部区段171a和171b和尾翅173a和173b可以沿 着箭头B方向向前旋转，从而与可变迎角机翼组件167嵌套，如图12中的虚线所示。此外， 在图11和12的示例中，驾驶舱的可折叠后顶棚部分177可以向后方折叠，与可折叠装载坡 道嵌套。在这种示例中，装载坡道179向上折叠，与引擎的尾气端口配合，如图11所示。而 且，与图9和10中的示例一样，旋翼桨叶175还可以适配并配置成折叠成减小空间的存储 位置。这样允许旋翼飞行器可以方便地存放和运输。应该理解，根据空间需求和应用场合， 可以采用变化多样的额外的折叠结构。本申请的构思独特之处在于，本申请中的发明代表首次将整合系统限定为可以利 用共用的提升_推进系统解决与高速直升机/旋翼飞行器相关的问题和局限，并代表首次 将可变迎角机翼应用于直升机/旋翼飞行器，以使升力增大、主轴倾斜、扑动减小与推进力 相结合，来解决高速问题。根据前述内容，显然本申请中的发明具有显著的益处和优势，特别是(1)通过消 除尾部旋翼或者输送的抗扭矩系统损耗，使得盘旋升力效率更大；(2)机翼协同地提供了 升力增大和旋翼、主轴、传动器、引擎等等的安装系统，所述安装系统整体运动，消除了传统 可变几何形状旋翼飞行器中遇到的困难；和(3)机翼迎角变化提供了主轴倾斜能力，这减 少了旋翼扑动并提供推进力。本申请中的发明的另一项优势在于，由于引擎、传动器和主轴 相对于机翼构件处于固定关系，所以燃料线路、液压线路、电缆和其他导管不必经过旋转部 件，诸如移动吊舱。显然已经描述并例示了具有显著优势的发明。以上公开的特定实施方式仅为例示 性质，因为显然对于从文中教导受益的本领域技术人员而言，本发明可以改型并以不同但 等同的方式实践。因此，显然以上公开的实施方式可以改变或改动，并且全部这种变体都应 该认为落入本发明的范围和精神内。因此，本申请寻求的保护已经在说明书中论述。虽然 本发明以数量有限的形式示出，但是并不限于这些形式，而是在不脱离本发明的精神的前 提下，可以进行各种改变和改动。
权利要求
一种飞行器机身；连接到所述机身的起落架组件；连接到所述机身的尾翅组件；枢转连接到所述机身的可变迎角机翼组件，所述可变迎角机翼组件包括枢转地连接到所述机身的机翼构件；固定地安装到所述机翼构件的引擎；经由传动器连接到每个引擎的主轴，每个主轴相对于所述机翼构件固定在一角度；和连接到每个主轴的旋翼；其中所述可变迎角机翼组件能围绕枢转轴线枢转，从而允许所述主轴取向为至少盘旋主轴位置和向前飞行主轴位置。
2.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述盘旋主轴位置和所述向前飞行主轴 位置之间的夹角大约为25度。
3.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器是部队运输机型旋翼飞行器。
4.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器是军用武装直升机型旋翼飞 行器。
5.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器是商用运输型旋翼飞行器。
6.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述机身是可折叠的。
7.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述可变迎角机翼组件是可折叠的。
8.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述引擎安装在所述机翼构件末梢附近。
9.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，在所述主轴处于所述向前飞行主轴位置 时，所述旋翼提供向前推进力。
10.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，在所述主轴处于所述向前飞行主轴位置 时，所述机翼构件提供升力增加。
11.一种改善飞行器性能的方法，包括将可变迎角机翼组件枢转地连接到机身，所述可变迎角机翼组件包括 枢转地连接到所述机身的机翼构件； 固定地安装到所述机翼构件的引擎；经由传动器连接到每个引擎的主轴，每个主轴相对于所述机翼构件固定在一角度；和 连接到每个主轴的旋翼；和围绕枢转轴线在盘旋主轴位置和向前方飞行主轴位置之间枢转所述可变迎角机翼组 件，从而优化所述飞行器的性能。
12.如权利要求11所述的方法，其特征在于，所述盘旋主轴位置和所述向前飞行主轴 位置之间的夹角大约为25度。
13.如权利要求11所述的方法，进一步包括将所述机翼构件定位在所述向前飞行主 轴位置，从而提供向前的推进力。
14.如权利要求11所述的方法，进一步包括将所述机翼构件定位在所述向前飞行主 轴位置，从而提供升力增加。
全文摘要
一种并排双旋翼复合旋翼飞行器具有机身和相对于所述机身枢转的可变迎角机翼组件。所述飞行器还具有起落架组件和尾翅组件。所述可变迎角机翼组件枢转连接到所述机身，并包括机翼构件；固定安装到所述机翼构件或者所述旋翼飞行器其他部位的引擎；和相对于所述机翼构件以固定角度连接的主轴。然后，引擎还可以位于所述旋翼飞行器的机身附近或者其他部位。所述可变迎角机翼组件能围绕枢转轴枢转，从而允许所述主轴取向到至少盘旋主轴位置和向前飞行主轴位置。在所述主轴处于向前飞行主轴位置时，所述旋翼提供额外的向前推进力，而所述机翼提供额外的升力。
文档编号B64C3/38GK101939219SQ200980104691
公开日2011年1月5日 申请日期2009年2月11日 优先权日2008年2月13日
发明者丹尼尔·B·罗伯逊, 戴维·J·鲁道尔夫, 沃尔特·C·乔伊纳, 珍妮弗·D·兰格斯顿, 达德利·E·史密斯 申请人:贝尔直升机泰克斯特龙公司