专利名称：垂直升降飞机的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种垂直升降飞机，S卩，具有可调节旋翼的混合式飞行器(aircraft)，所述混合式飞行器能够选择性地采用“飞机(aeroplane)”结构和“直升机”结构，以兼具固定机翼涡轮螺旋桨飞行器和直升机的优点在“飞机”结构中，旋翼定位成其轴线与飞行器的纵向轴线基本上平行，在“直升机”结构中，旋翼定位成其轴线与飞行器的纵向轴线基本上垂直且交叉。
背景技术：
如上所述的调节垂直升降飞机的旋翼的能力使得垂直升降飞机能像直升机一样 起飞和着陆，即，不需要跑道并沿着非常陡的轨道，以将地面噪声减到最小，例如，甚至是在市区起飞和着陆的情况下；并且，能够像飞机一样飞行，能够达到并保持大约500km/h的巡航速度，或以比直升机的大约300km/h的巡航速度高的任何速率、以及在7500米的典型巡航高度(该巡航高度大约是直升机的巡航高度的两倍)处飞行，并使得所述垂直升降飞机能够在大多数云体和大气扰动上方飞行。换句话说，相对于传统的直升机，垂直升降飞机具有以下优点几乎两倍的巡航速度；对于给定的有效负载和燃料供应，具有基本上两倍的飞行距离和时间，从而使得垂直升降飞机的运转成本更低廉；以及超过两倍的巡航高度，从而使得垂直升降飞机对大部分飞行过程中的天气条件(云、湍流)不敏感。另一方面，相对于传统的飞机，垂直升降飞机具有以下优点能够盘旋，并能够在有限空间内(甚至是在市区内)起飞和着陆。目前，基本上已知有两种垂直升降飞机结构“倾斜旋翼”，在该结构中，半翼(semi-wing)保持基本上固定，仅有电机-旋翼组件相对于半翼旋转；和“倾斜机翼”，在该结构中，通过将半翼和旋翼系统组件作为整体旋转来调节旋翼姿态。在US 6，220, 545中或在US-A-2009/0256026中示出了“倾斜旋翼”结构的实例。在EP-A-1057724中示出了 “倾斜机翼”结构的一个实例。已知的倾斜旋翼垂直升降飞机基本上包括机身、在机身的相对侧向侧部上伸出的一对半翼、以及相对于相应的半翼旋转的一对发动机舱。每个发动机舱容纳相关的电机-旋翼组件，所述电机-旋翼组件由此与发动机舱一起相对于对应的半翼旋转。特别地，半翼是笔直的，并且每个发动机舱基本上布置在相关半翼的末端处。因此，发动机舱的位置会减小半翼的升力面。在行业内存在这样一种需要，S卩，增加作用于处于飞行器模式和处于直升机模式中的倾斜旋翼垂直升降飞机上的升力。只要涉及飞机模式，就需要增加垂直升降飞机的升力面。只要涉及直升机模式，就需要减小在直升机模式中盘旋过程中的风遮蔽效应。更精确地，风遮蔽效应由旋翼的下降气流(downwash)部分地撞击到半翼上从而减小可用升力而引起。
此外，在行业内还存在这样的需要，尽可能减小旋翼所产生的噪声。从几个观点来看，在行业内还需要大幅增加垂直升降飞机的灵活性。特别地，在行业内首先还存在这样的需要，在执行任务过程中，当垂直升降飞机主要以飞机模式操作时，需要将空气动力效率增至最大，并且，在执行任务过程中，当垂直升降飞机主要以直升机模式操作时，需要减小重量。其次，需要 制造可简单地从无人驾驶配置转换成有人驾驶配置的模块化垂直升降飞机。在行业内，还需要尽可能增加垂直升降飞机的稳定性，特别是在直升机模式与飞机模式之间的转换过程中。最后，由于倾斜旋翼的存在，所以，还需要减小作用于半翼上的弯矩。US-A-2011/003135公开了一种垂直升降飞机，其包括机身、前翼和后翼、以及在机翼之间延伸的一对尾祐"(boom),每个尾祐1支撑一个旋翼。将旋翼布置在机身的侧向侧部上，每个旋翼在由机身的相关侧以及前翼和后翼限定的区域中倾斜。US-A-6, 434，768公开了一种垂直升降飞机，其包括机翼以及可以相对于机翼倾斜的一对反向旋转旋翼。反向旋转的旋翼同轴地安装，因此，都围绕相同的轴线旋转并倾斜。
发明内容
本发明的一个目的是提供一种垂直升降飞机，包括-一对半翼；-至少两个旋翼，所述至少两个旋翼可围绕第一轴线旋转，并且可以在直升机模式与飞机模式之间相对于所述半翼与所述第一轴线一起围绕相关的第二轴线倾斜；在使用中，所述第一轴线在所述直升机模式中与所述垂直升降飞机的纵向方向横切，并且，在使用中，所述第一轴线在所述飞机模式中与所述纵向方向基本上平行；其特征在于，所述半翼包括相关的通孔，当所述垂直升降飞机在使用中在所述直升机模式与所述飞机模式之间移动时，所述相关旋翼可以在所述通孔内倾斜。所述半翼形成三角翼。
将参考附图通过实例描述本发明优选的非限制性实施方式，附图中图I是处于飞机模式中的根据本发明的垂直升降飞机的透视图；图2是处于直升机模式中的图I的垂直升降飞机的透视图；图3是处于直升机模式与飞机模式之间的过渡模式中的图I和图2的垂直升降飞机的透视图；图4是第一操作配置中的图I至图3的垂直升降飞机的俯视图；图5是第二操作配置中的图I至图3的垂直升降飞机的俯视图；图6和图7是分别沿着图6的线VI-VI和VII-VII剖开的图4的第一部件的横截面；图8是第二操作配置中的图I至图3的垂直升降飞机的侧视图9是图I至图4的垂直升降飞机的另一部件的透视图，为了清楚起见去除了一些零件；图10是沿着图9的线X-X剖开的第四部件的横截面；图11至图17是图I至图4的垂直升降飞机的相应部件的透视图，为了清楚起见
去除了一些零件。
具体实施例方式图I至图3中的数字I总体上表示垂直升降飞机，即，能够选择性地在飞机模式中(图I)或在直升机模式中(图2)操作的混合飞行器。垂直升降飞机I基本上包括 -机身2，沿着垂直升降飞机I的纵向方向A为细长形的；-一对半翼3，在机身2的相对的相应侧向侧部上伸出；以及-一对旋翼4。更详细地，机身2具有前端15和后端16，所述前端和后端沿着方向A彼此相对，并限定垂直升降飞机I的相对端。机身2还包括(图6):-前部12，容纳驾驶舱31;以及-后部13。每个旋翼4基本上包括-壳体5 ；-轴6，围绕相关轴线B由壳体旋转地支撑；以及-尖顶部(ogive)14，围绕相关轴线B可旋转地与轴6成为一体。每个旋翼4还包括多个叶片27，在所示实施方式中是三个，所述叶片通过插入的毂28来相对于轴6铰接。详细地，旋翼4在相反方向上围绕相关轴线B旋转。这样，垂直升降飞机I不需要防旋转装置。参考图6，机身2在平行于方向A且正交于轴线C的平面中的横截面构造为翼面(airfoil) 35 的形状。更精确地，翼面35包括-由端部15限定的前缘；-由端部16限定的后缘；-连接端部15、16的顶侧37；以及-连接端部15、16的在顶侧37的相对侧上的底侧38。在所示实施方式中，顶侧和底侧37、38都是凸起的。在所示实施方式中，顶侧和底侧37、38相对于连接边缘15、16的直线翼弦39是对称的。这样，当垂直升降飞机I以相对于水平面稍微倾斜的方向A飞行(由于气流方向与翼弦39不平行)时，翼面35产生升力。垂直升降飞机I还包括
-V形尾部7，所述V形尾部从机身2的部分13向上伸出；以及-多个起落架9，从半翼3的底侧向下伸出。每个旋翼4还可以与其相应的轴线B —起相对于相应的半翼3倾斜。特别地，旋翼4和相关轴线B围绕正交于方向A的相应轴线C倾斜。更精确地，当垂直升降飞机I在直升机模式(图2)中操作时，旋翼4的轴线B与方向A基本上正交。这样，垂直升降飞机I是“所谓的”倾斜旋翼垂直升降飞机。当垂直升降飞机I在飞机模式(图I)中操作时，旋翼4的轴线B与方向A基本上平行。·有利地，垂直升降飞机I限定一对开口 8，当垂直升降飞机I在直升机模式与飞机模式之间运动时，旋翼4可以在所述开口内倾斜。特别地，每个半翼3限定相关的开口 8。每个半翼3基本上包括(图4和图5):-前缘10；以及-后缘11，所述后缘与前缘10相对，并且当垂直升降飞机I沿着方向A前进时与前缘10后方的气流相互作用。当从V形尾部7向端部15前进时，前缘10在相应的相对侧上朝着机身2会聚。更精确地，在从V形尾部7向端部15前进的过程中，平行于前缘10之间的轴线C测量的距离减小。每个前缘10包括(图4和图5):-第一弯曲伸展部41，在机身2的相关侧部上侧向地伸出；以及-直线伸展部42，在机身8的相关的相对侧上限定伸展部41的延展。每个后缘11包括-直线伸展部43，平行于轴线C并在V形尾部7的相关的侧向侧部上延伸；-弯曲伸展部44;以及-直线伸展部45，相对于伸展部43与伸展部44相对，并相对于轴线C倾斜。由于后缘11和前缘10的构造，半翼3形成“所谓的”三角翼。对应的伸展部42、45从由方向A和轴线C限定的平面向上伸出，以便形成布置在机身2的相应相对侧上的相关小翼(winglet) 19。每个开口 8均布置在机身2与相关轴线C平行的相关小翼19之间，并布置在与方向A平行的伸展部41、43之间。每个开口 8均围绕轴线D延伸，并且在所示实施方式中是圆形的。此外，每个开口 8均具有边缘29，在所示实施方式中是圆形的。当垂直升降飞机I在飞机模式(图I)中操作时，轴线B与相应轴线D正交，并且旋翼4从相关开口 8的相对的顶侧和底侧伸出。轴线B也与相关轴线C正交。当垂直升降飞机I在直升机模式(图2)中操作时，轴线B与相应轴线D平行，并且旋翼4轴向地包含在相关开口 8内。特别地，当垂直升降飞机I在直升机模式中操作时，旋翼4平行于轴线D的厚度小于或等于相关开口 8平行于轴线D的厚度。此外，垂直升降飞机I的重心位于轴线C所限定的公共方向上，并且布置在离轴线D相同的距离处。这样，当垂直升降飞机I以“直升机模式”操作时，垂直升降飞机I的向下重量向量被旋翼4的向上推力向量平衡，不会产生任何绕方向A的不稳定力偶。每个半翼3包括(图4和图5):-本体17，所述本体限定开口8 ；以及
-一对舷外翼18，所述舷外翼在机身2的相应相对侧上与本体17可分离地连接。结果，操作垂直升降飞机I可在以下配置中操作-在第一配置中操作，在该配置中，机翼18连接至并且在机身2的相对侧上从本体17伸出(图4);以及-在第二配置中操作，在该配置中，机翼18从本体17移除(图5和图8)。更精确地，本体17包括机身2和V形尾部7和开口 8。本体17由伸展部41、伸展部43、44，以及由位于与轴线C正交的平面上的一对壁32界定。本体17的沿着与轴线C正交的平面剖开的横截面包括一对翼面60、65 (图7)。翼面60沿着方向A在前缘10与边缘29的前部47之间界定。翼面60包括将前缘10和前部47连接的顶侧61和底侧62。翼面60围绕将后缘11和前部47连接的直线翼弦63对称地延伸。在所示实施方式中，顶侧61和底侧62都是凸起的。在从边缘29的前部47向前缘10前进的过程中，顶侧61与底侧62之间的正交于翼弦63测量的距离先是增加，然后减小。翼面65沿着方向A在边缘29的后部48与后缘11之间界定。翼面65包括将后部48和后缘11连接的顶侧66和底侧67。翼面65围绕将后缘11和后部48连接的直线翼弦68对称地延伸。在所示实施方式中，顶侧66和底侧67都是凸起的。在从后缘11向边缘29的后部48前进的过程中，顶侧61与底侧62之间的正交于翼弦63测量的距离先是增加，然后减小。而且，在此情况中，当垂直升降飞机I以相对于水平面稍微倾斜的方向A飞行(由于气流方向与翼弦63、68不平行)时，翼面60、65产生升力。每个机翼18包括相关的小翼19，并由相对侧上的相关伸展部42、45界定。每个机翼18还由相关小翼19的相对侧上的壁33界定。每个机翼18的壁33与本体17的相关壁32可分离地连接。特别地，每个机翼18向后扫掠，以提供翻滚稳性并减小机翼跨度，从而获得给定量的升力。垂直升降飞机I还包括一对升降副翼40，所述升降副翼布置在相应的伸展部45上和V形尾部7的相应侧部上。升降副翼40围绕平行于轴线C的轴线H铰接于本体17。这样，升降副翼40可相对于本体17向上和向下运动，以便在水平飞行的过程中控制俯仰和翻滚。
由于旋翼4从半翼3伸出，当垂直升降飞机I像飞机一样操作时，作用于升降副翼40上的气流速度特别高，从而增加升降副翼40的效率。每个旋翼4包括(图9):-环形遮板(shroud)20，所述遮板包绕(duct，以管形式包围)相关叶片27 ;以及-多个辐条30，所述辐条位于相关的相对边缘上，置于相应遮板20与壳体5之间。这样，当垂直升降飞机I从直升机和飞机模式开始运动时(反之亦然)，遮板20和辐条30围绕相关轴线C与每个旋翼4的叶片27 —体地旋转，反之亦然。相反，遮板20和辐条30相对于每个旋翼4的轴线B固定。更详细地，每个遮板20围绕相关轴线B延伸，并具有与正交于相关轴线B的相关 轴线E相关的厚度(图9和图10)。每个遮板20包括(图10)-前缘21和后缘22，所述前缘和后缘沿着相关轴线B彼此相对；-顶侧23，将边缘21、22连接；以及-底侧24，与顶侧23相对并将边缘21、22连接。如从图6和图7中显而易见的，遮板20的在由相关轴线E、B所定义的平面中截取的横截面构造为翼面25。换句话说，顶侧23和底侧24相对于将前缘21和后缘22连接的翼弦26不对称。详细地，顶侧23和底侧24都是凸起的。此外，在从前缘21向后缘22前进的过程中，翼面25的厚度(即，顶侧23与底侧24之间的正交于翼弦26测量的距离)先是增加，然后减小。垂直升降飞机I包括-一对致动器52，与相关旋翼4操作地连接，并适于使旋翼4围绕相关轴线C倾斜；以及-飞行控制计算机49(仅在图11中示意性地示出)，适于彼此独立地控制致动器52，以使得旋翼4可以彼此独立地围绕相关轴线C倾斜。每个致动器52依次包括-固定部件53;-撞击装置(ram)54，可以相对于部件53与方向A平行地滑动；以及-杆55，具有围绕平行于轴线C的轴线与撞击装置54铰接的第一端56，以及围绕轴线C与旋翼4的遮板20 —起整体倾斜的端部58。每个致动器52还包括用于控制撞击装置54平行于方向A的运动的控制单元51。接着，控制单元51由飞行控制计算机49基于多个飞行和任务参数来控制。电动机(未示出)引起撞击装置54相对于固定部件53的运动。此外，每个致动器52包括与相关轴线C平行地延伸的杆59。每个致动器52的杆59包括(图11和图12):-端部90，与杆55的端部58形成一体；以及-端部91，与端部90相对并装配至遮板20。更精确地，垂直升降飞机I包括多个连接件92 (在图12中仅示出了其中一个)，所述连接件用于将相关辐条30与遮板20连接。
详细地，每个连接件92包括装配至相关辐条30的一对壁94、以及装配至遮板20的周边部分并与杆59的端部91耦接的中央部95。特别地，通过使用花键配合，将每个端部91和对应的中央部95耦接。详细地，中央部95和杆59的端部91部分地容纳在由遮板20限定的腔体内(图12)。从直升机模式开始，每个致动器52可以使相关旋翼4朝着端部15或朝着端部16倾斜。换句话说，在从直升机向飞机模式过渡的过程中，每个致动器52可以使相关旋翼4相对于轴线D向前或向后倾斜。参考图13至图16，垂直升降飞机I包括电功率储存装置70 ;以及两对电机 (electric machine)71。每个电机71依次包括与储存装置70电连接的定子72，以及与相关旋翼4的轴6连接的转子73。每个电机71可以作为以下装置操作-电动机，通过使用储存于储存装置70中的电功率，直接围绕相关轴线B旋转地驱动相关轴6 ;或者-发电机，通过用风能引起旋翼4旋转而对储存装置70再充电。特别地，将转子73与轴6直接连接。在本描述中，用“直接连接”的表述来表明在转子73与轴6之间没有插入传动系统。因此，围绕轴6和相关转子73的轴线B的角速度是相等的。详细地，当电机71作为电动机操作时，用储存装置70对所述电机供应电流。详细地，每个电机71的定子72安装在相关旋翼4的壳体5内；并且每个电机71的转子73通过定子72可旋转地支撑(图13)。每个电机71的定子72包括环形本体120，所述环形本体沿着相关轴线B是细长的并限定多个有角度隔开的座121。特别地，每个电机71的座121相对于相应轴线B径向地延伸。定子72还包括限定螺旋狭槽78的磁芯79 (在图13中未示出，而仅在图14中示出)。磁芯79容纳于本体120内，并且狭槽78相对于轴线B是环形的。每个电机71的转子73包括布置于相关定子72的相关相对轴向侧上的一对环形板。在所示实施方式中，电机71是轴向通量无刷电机，即，产生主要在轴线B周围延伸的磁通量的类型的电机。每个电机71还包括-多个线圈75，所述线圈缠绕在芯部79上，容纳于狭槽78内，并且在使用中由储存装置70供以交流电；以及-多个永磁体76,所述永磁体与转子73有角度地一体形成,并轴向地置于转子73的板与本体120之间，以便通过线圈75所产生的磁场来围绕相关轴线B被旋转地驱动。
每个电机71的永磁体76在相关轴线B周围有角度地等距隔开。每个旋翼4的电机71相对于轴6连续布置。换句话说，轴6在轴线B周围受到的总转矩等于每个电机71所施加的转矩的和。通过使用电线，将线圈75与储存装置70电连接。储存装置70可以包括(图15和图16):-一个或多个蓄电池81 ;或-混合电池82以及与所述混合电池82操作性地连接的内燃机83。在图15所示的实施方式中，内燃机83对混合电池82再充电。特别地，内燃机83是柴油机并包括油箱84。 垂直升降飞机I还包括-公共芯部，所述公共芯部依次包括半翼3、机身2、旋翼4和电机71;以及-包括储存装置70的模块，所述模块可以与所述公共磁芯选择性地连接。在所示实施方式中，储存装置70是锂离子电池。垂直升降飞机I还包括电机控制器130 (图15和图16)，所述电机控制器从储存装置70接收电功率，并调节输入电机71的功率以控制旋翼4的轴6的运动。详细地，电机控制器130被储存装置70供以连续的电流，并且所述电机控制器将此连续电流转换成交流电并对电机71供应交流电。在相关轴6的制动阶段的期间，还可将电机71作为发电机操作。在此情况下，电机71产生储存于电池81或电池82内的电流。换句话说，当作为发电机操作时，电机71限定用于使相关旋翼4的轴6制动的制动装置。此外，在已经完成着陆后，可将垂直升降飞机I设置在飞机模式中。在这种情况下，作用于叶片27上的风流引起轴6的旋转。而且，在此情况下，电机71作为发电机操作并且产生电流，该电流储存于储存装置70内。致动器52和电池81 (或82)布置在机身2的部分13中。机身2可以容纳有效负载集装架(pallet)和/或传感器组件。对于每个旋翼4，垂直升降飞机I还包括三个可变长度的致动器100，所述致动器置于壳体5与相关叶片27之间(图17)。详细地，每个叶片27 (仅在图17中示意性地示出)沿着相关轴线G延伸，并通过相关的根部连接件99与毂28连接。每个连接件99包括C形附件101，所述附件相对于相应轴线G是偏心的。每个致动器100具有与壳体5连接的第一端102以及与相关叶片27的附件101连接的第二端103。每个致动器100的端部103还可以相对于端部102滑动。这样，致动器100导致相关叶片27围绕相关轴线G旋转。因此，每个叶片27的冲角改变。特别地，致动器100可以都改变以下项-所有相关叶片27的冲角，即所谓的“集合俯仰(collectivepitch)”；-相关叶片27在其围绕轴线B旋转的过程中冲角的周期变化，即所谓的“周期俯仰”；以及-改变所有相关叶片27的俯仰角，以确保每个叶片27产生的升力是相同的，以避免由于升力的不平衡而导致旋翼4的振动。每个致动器100还可以用于将给定的力施加到相关叶片27上，以抑制此叶片27的振动。在所示实施方式中，致动器100是机电的。垂直升降飞机还可包括升降舵(canard)和/或横尾翼(tailplane),以增强纵向稳定性。将垂直升降飞机I的操作描述为，从垂直升降飞机I在直升机模式中操作且机翼18与本体17 (所述本体由机身2和半翼3形成)连接的情况开始。
此配置是垂直升降飞机I的起飞和/或着陆的典型配置。当需要增加升力的值时，将机翼18与本体17连接。特别地，当垂直升降飞机I在直升机模式中操作时，轴线B与方向A正交并与轴线D平行。此外，旋翼4和相关遮板20完全包含在相关的开口 8内。换句话说,旋翼4和遮板20的厚度包含在平行于对应轴线D的相关开口 8的尺寸内。旋翼4相对于彼此在相反的方向上围绕相关轴线C旋转，以使得由旋翼4施加在垂直升降飞机I上的转矩平衡。 详细地，通过相关的成对电机71 (在此情况中，所述电机作为电动机而操作)来驱动每个旋翼4的轴6围绕相关轴线B旋转。非常短暂地，线圈75被储存装置70供以交流电，并且在永磁体76上产生可变的磁通。因此,永磁体76、以及由此转子73和轴6围绕相关轴线B被旋转地驱动。致动器100可以都用于以下项-改变所有相关叶片27的冲角，从而改变所谓的“集合俯仰”;和/或-改变相关叶片27在其围绕轴线B旋转的过程中冲角的周期变化，从而改变所谓的“周期俯仰”。当垂直升降飞机I在直升机模式中操作时，通过使一个旋翼4朝着机身2的端部15倾斜并使另一个旋翼4朝着机身2的端部16倾斜来控制偏转。这样，旋翼4产生与方向A平行的相应力，所述力是相等的且彼此相反。结果，垂直升降飞机I可以偏转。详细地，飞行控制系统49控制使相关旋翼4围绕相关轴线C且彼此独立地倾斜的致动器52。每个控制单元51控制撞击装置54平行于方向A的滑动。撞击装置54的平移导致杆55的旋转，并由此导致相关旋翼4和遮板20围绕相关轴线C的旋转。当必须在飞机模式中操作垂直升降飞机I时，致动器52使旋翼4和相关遮板20围绕相关轴线C并朝着端部15倾斜。当垂直升降飞机I在飞机模式中操作时，旋翼4和遮板20部分在相关半翼3的上方伸出，且部分在半翼3的下方伸出。
这样，旋翼4产生的气流撞击半翼3的布置于旋翼4和升降副翼40下方的部分。此外，当在飞机模式中操作时，垂直升降飞机I按相对于水平面稍微倾斜的方向A飞行，使得气流与相应翼面36、60、65的翼弦39、63、68限定非零的角度。大部分升力由机翼18提供。剩余部分的升力由机身2和包绕相关旋翼4的遮板20提供。小翼19增加垂直升降飞机I的总空气动力效率。在水平飞行的过程中，通过围绕轴线H旋转升降副翼40来控制翻滚和俯仰。详细地，升降副翼40可彼此独立地来控制。由于V形尾部7的未示出的通常可移动垂直表面，因而所述V形尾部确保水平飞 行中的纵向稳定性。可通过将电机71作为交流电发电机而不是电动机操作来制动旋翼4。这样，旋翼4的减速，以及由此轴6的减速，可导致将电能储存在电池81 (或82)中。如果任务剖面(mission profile)主要需要垂直升降飞机I在直升机模式中操作，那么将机翼18与本体17分离，而不改变垂直升降飞机I的之前描述的操作。当垂直升降飞机I在飞机模式中操作时，所述垂直升降飞机可通过使旋翼4朝着端部16倾斜并使轴线B与方向A基本上平行而向后运动。当垂直升降飞机I在地面上且需要对储存装置70再充电时，使旋翼4在面向风流的方向上围绕相关轴线C倾斜。在此阶段，风流驱动旋翼4的轴6旋转，这接着会导致电机71的转子73相对于定子72旋转。换句话说，将电机71作为对储存装置70再充电的发电机而操作。从以上描述中，根据本发明的垂直升降飞机I的优点将是显而易见的。特别地，垂直升降飞机I限定一对通孔8，旋翼4在所述通孔内倾斜。这样，当垂直升降飞机I在直升机模式中操作时，基本上不会将来自旋翼4的下风气流引导至半翼3上。结果，当垂直升降飞机I在直升机模式中操作时，在盘旋过程中半翼3基本上不会经受风遮蔽效应。此外，旋翼4在由半翼3限定的开口 8中倾斜。结果，半翼3环绕相关旋翼4，而不是和现有技术解决方案一样伸出而支承旋翼。这样，半翼3可以配置为可产生与在本说明书的介绍部分中描述的垂直升降飞机解决方案相比而言相当大量的升力。此外，当垂直升降飞机I在飞机模式中操作且轴线B相对于方向A倾斜时，遮板20具有翼面25，S卩，具有当被气流撞击时产生升力的横向截面。最后，机身2也限定翼面35并与本体17平滑地连接，所述本体随之限定翼面60、65。这样，当垂直升降飞机I在飞机模式中操作且方向A相对于水平面稍微倾斜时，机身2和本体17也有助于产生升力。事实上，在这些情况下，气流相对于相应翼面35、60、65的翼弦39、63、68倾斜。
因此，当与在本说明书的介绍部分中描述的垂直升降飞机解决方案相比时，垂直升降飞机I关于飞机模式和直升机模式所产生的升力都大幅增加。垂直升降飞机I还包括遮板20，所述遮板包绕旋翼4并与旋翼4 一起围绕对应的轴线C倾斜。这样，旋翼4的效率特别高，因为对于相同的直径，和旋翼4 一样，被包绕的推进器的推力比自由推进器的推力大。 此外，遮板20在减小相关旋翼4所产生的噪声方面是有效的。垂直升降飞机I还包括布置在半翼3的后缘11处的一对升降副翼40。这样，当垂直升降飞机I在飞机模式中操作时，将旋翼4产生的气流导向升降副翼40。因此，升降副翼40上的气流速度增加，从而增加升降副翼40的效率。机翼18与本体17可分离地连接。这样，根据待完成的任务，可优化垂直升降飞机I的飞行配置。详细地，当任务剖面主要包括前向飞行部分时，即，当垂直升降飞机I主要以高巡航速度在飞机模式中而不是在直升机模式中操作时，机翼18与本体17耦接。这样，大幅增加空气动力效率。相反，当任务剖面需要垂直升降飞机I主要以低速在直升机模式中以及在飞机模式中操作时，机翼18与本体17分离。这样，减小了垂直升降飞机I的总重量，因为任务剖面需要减小量的升力。半翼3形成三角翼。此三角翼形状使垂直升降飞机I的重心在轴线C的公共方向上,并位于离轴线D相同的距离处。这样，在飞机和直升机模式中，以及在这两个模式的过渡期间，垂直升降飞机I的稳定性大幅增强。特别地，当垂直升降飞机I作为“直升机模式”而操作时，垂直升降飞机I的向下重量向量优选地由旋翼4的向上推力向量平衡，而不会在方向A周围产生任何不稳定的力偶。机翼18还后向扫掠。这样，机翼18的跨度减小，并且机翼18产生的升力是相同的。此外，机翼18跨度的减小还用于减小垂直升降飞机I的视觉标志(visualsignature)。机身2可轻松地容纳驾驶舱31和/或有效负载集装架和/或传感器组件。这样，垂直升降飞机I具有带有公共芯部的模块化设计，所述公共芯部可优化以起不同的作用，例如，监视、智能、防火、减灾。最后，轴线D比半翼3的末端更靠近垂直升降飞机I的重心(布置于机身2上)。这样，当与在本说明书的介绍部分中描述的旋翼所产生的弯矩相比时，旋翼4的重量所产生的弯矩急剧减小。明显地，可对这里描述和示出的垂直升降飞机I进行改变，然而，这要在不背离如所附权利要求中限定的本发明的范围的前提下。特别地，每个旋翼4可用一对反向旋转的旋翼4来代替。在此情况中，回转惯量将基本上是零，并且每对旋翼4的倾斜将需要围 绕轴线C的减小的转矩。
权利要求
1.一种垂直升降飞机(I)，包括 -一对半翼(3)； -至少两个旋翼(4)，所述至少两个旋翼能围绕第一轴线(B)旋转，并能在直升机模式与飞机模式之间与所述第一轴线(B) —起围绕相关的第二轴线(C)相对于所述半翼(3)倾斜； 在使用中，所述第一轴线(B)在所述直升机模式中与所述垂直升降飞机(I)的纵向方向(A)横切，并且在使用中，所述第一轴线在所述飞机模式中与所述纵向方向(A)基本上平行； 其特征在于，所述半翼(3)包括相关的通孔(8)，当所述垂直升降飞机(I)在使用中在所述直升机与所述飞机模式之间移动时，所述相关旋翼(4)能在所述通孔内倾斜； 所述半翼(3)形成三角翼。
2.根据权利要求I所述的垂直升降飞机，其特征在于，当所述垂直升降飞机(I)在所述直升机模式中操作时，所述旋翼(4)完全容纳在所述开口(8)内。
3.根据权利要求I所述的垂直升降飞机，其特征在于，包括至少两个遮板(20)，所述遮板包绕相关的旋翼(4)，并能与所述相关的旋翼(4) 一起相对于所述半翼(3)倾斜。
4.根据权利要求3所述的垂直升降飞机，其特征在于，在平行于第一轴线(B)的平面中截取的横截面中，每个所述遮板(20)的形状构造为第一翼面(25)； 所述第一翼面(25)包括 -第一前缘(21)； -第一后缘(22)； -翼弦(26),连接所述第一前缘和后缘(21、22)； 所述第一翼面(25)相对于所述翼弦(26)是不对称的。
5.根据权利要求I所述的垂直升降飞机，其特征在于，当所述直升机(I)在所述飞机模式中操作时，每个所述旋翼(4)在所述半翼(3)的顶部上伸出。
6.根据权利要求I所述的垂直升降飞机，其特征在于，包括机身(2)，所述半翼(3)在相对的相关侧部上从所述机身伸出；所述机身(2)限定所述垂直升降飞机(I)的前端(15)，并依照所述垂直升降飞机的前进方向而行进； 每个所述半翼(3)均具有相应的第二前缘(10)，所述第二前缘朝着所述机身(2)会聚并以离彼此增加的距离延伸，从所述前端(15)开始并沿着所述前进方向(A)行进； 每个所述半翼(3)均具有基本上直线的第二后缘(11)，所述第二后缘与相关的第二前缘(10)相对，并沿着所述第一方向(A)行进； 每个所述开口(8)均布置在相关的所述半翼(3)的所述第二前缘(10)和所述第二后缘(11)的相应部分(41、45)之间，并沿着所述方向(A)行进。
7.根据权利要求6所述的垂直升降飞机，其特征在于，所述半翼(3)的在正交于所述第二轴线(C)的平面中截取的横截面包括 -第二翼面(60);以及 -第三翼面(65)，相对于所述第二翼面(60)布置在所述开口(8)的相对侧上； 所述第二翼面(60)由所述第二前缘(10)以及由第三后缘(29 ；47)界定； 所述第三翼面(65)由第三前缘(29 ；48)以及由所述第二后缘(11)界定；所述第三前缘和第三后缘(29 ;47、48)在相对于所述方向(A)的相对侧上界定所述开口(8)。
8.根据权利要求6所述的垂直升降飞机，其特征在于，包括一对升降副翼(40)，所述升降副翼能相对于相应的半翼(3)移动并由所述第二后缘(11)限定，并沿着所述方向(A)行进，以使得当所述垂直升降飞机(I)在所述直升机模式中操作时，所述旋翼(4)产生与所述升降副翼(40)相对的气流。
9.根据权利要求6所述的垂直升降飞机，其特征在于，所述机身(2)与所述半翼(3)平滑地连接，并且在正交于所述第二轴线(C)的平面中的横截面中配置为第四翼面(35)。
10.根据权利要求I所述的垂直升降飞机，其特征在于，每个半翼(3)均包括 -主体(17);以及 -一对机翼(18)，与所述主体(17)可分离地连接，以使得所述垂直升降飞机(I)能选择性地在以下配置中操作 -第一配置，在所述第一配置中，所述机翼(18)与所述主体(17)连接；以及 -第二配置，在所述第二配置中，所述机翼(18 )从所述主体(17 )释放。
11.根据权利要求10所述的垂直升降飞机，其特征在于，所述机翼(18)向后扫掠。
12.根据权利要求9所述的垂直升降飞机，其特征在于，包括 -公共芯部，所述公共芯部包括所述半翼(3)、所述开口(8)和所述旋翼(4);以及 -模块，所述模块能够选择性地容纳于所述机身(2)内； 所述模块包括驾驶舱(31)、有效负载集装架和/或传感器组件中的至少一个。
13.根据权利要求I所述的垂直升降飞机，其特征在于，所述旋翼(4)包括 -轴(6 )； -多个叶片(27 )，能围绕所述第一轴线(B)与所述轴(6 )整体地旋转，并围绕相应的第三轴线(G)相对于所述轴(6)铰接；以及 -多个致动器(100)，与相关的叶片(27)连接，以便引起所述叶片(27)围绕相关的第三轴线(G)旋转和/或以便将被引导以抑制所述叶片(27)的振动的力施加到相应的叶片(27)上。
14.根据权利要求13所述的垂直升降飞机，其特征在于，所述致动器(100)是机电致动器(100)。
15.根据权利要求I所述的垂直升降飞机，其特征在于，所述开口(8)具有相应的第三轴线(D)，并且，所述垂直升降飞机(I)包括位于与所述第二轴线(C)共同的方向上并布置在离所述第三轴线(D)相同距离处的重心。
全文摘要
本发明描述了一种垂直升降飞机(1)，其包括一对半翼(3)；至少两个旋翼(4)，其可围绕相关的第一轴线(B)旋转，并在直升机模式与飞机模式之间与第一轴线(B)一起围绕相关的第二轴线(C)相对于半翼(3)倾斜；在使用中，第一轴线(B)在直升机模式中与垂直升降飞机(1)的纵向方向(A)横切，并且在使用中，所述第一轴线在飞机模式中与纵向方向(A)基本上平行；垂直升降飞机(1)进一步包括至少两个通孔(8)，当所述垂直升降飞机(1)在使用中在所述直升机与所述飞机模式之间移动时，所述旋翼(4)可以在所述通孔内倾斜。
文档编号B64C27/26GK102897317SQ201210269560
公开日2013年1月30日 申请日期2012年7月30日 优先权日2011年7月29日
发明者王明 申请人:奥格斯塔韦斯兰股份公司