与机身集成的螺旋桨驱动的推进系统的制作方法

本发明涉及一种螺旋桨驱动的飞行器(例如，航空器)，其包括一个或多个具有牵引螺旋桨的推进系统。

背景技术：

相对于运动轨迹，横流风分量可用以在机翼中产生向前推力。帆船中应用了这一原理，当风向和帆船轨迹之间形成一定最小角度时，相对于风推动帆船。

20世纪70年代，美国航空航天局(nasa)的科学家richardwhitcomb开发出“小翼”的构思，其现在广泛应用于航空器设计中。它们是基于与帆船相同的原理。相对于航空器的翼，小翼是较小的机翼，其位于翼尖上，处于几乎垂直的位置。小翼利用在翼尖处产生的横流，产生向前的推力。

另一方面，单盘螺旋桨在下游流中产生明显的涡流分量，所得到的旋转角度ω是螺旋桨推力系数的函数。作为大致数量级，ω在起飞功率时的20度至巡航条件的大约5度之间变化。

与螺旋桨下游流中的涡流相关联的能量代表推进效率的损失。它可以由安装在螺旋桨后面的定子或叶片部分地回收，就像容纳在喷气发动机的机舱中的风扇的情况那样。

回收螺旋桨涡流能量的另一种方法是通过将推进系统适当地集成到飞行器的机身上，如下文参照本发明的实施例所述。

技术实现要素：

总体上，本文公开的实施例涉及通过将推进系统集成到飞行器的机身上来回收螺旋桨涡旋气流(propwashairflow)(涡流)能量。更具体地，本文公开的实施例涉及到具有至少一个推进系统的螺旋桨驱动的飞行器(例如，航空器)，该推进系统具有至少一个发动机和至少一个航空牵引螺旋桨，所述航空牵引螺旋桨在由发动机驱动时产生螺旋桨涡旋气流。至少一个机翼设置在至少一个航空牵引螺旋桨的螺旋桨涡旋气流中。机翼相对于螺旋桨涡旋气流的涡流旋转角而成形和定向，以便响应于至少一个机翼上的螺旋桨涡旋气流，在飞行器上产生向前的力分量。

飞行器可以包括能够相对于彼此反向旋转的至少两个螺旋桨。作为替代，飞行器可以包括能够相对于彼此共同旋转的至少两个螺旋桨。

根据一些实施例，飞行器可以是具有左舷牵引螺旋桨推进系统和右舷牵引螺旋桨推进系统的航空器。这种航空器的机翼因此可以包括左舷水平尾翼和右舷水平尾翼，所述左舷水平尾翼相对于左舷牵引推进系统的左舷螺旋桨涡旋气流的涡流旋转角(ω)定向，所述右舷水平尾翼相对于右舷牵引推进系统的右舷螺旋桨涡旋气流的涡流旋转角(ω)定向，以分别响应于左舷水平尾翼上的左舷螺旋桨涡旋气流和右舷水平尾翼上的右舷螺旋桨涡旋气流，在航空器上产生向前的力分量。

左舷牵引螺旋桨推进系统和右舷牵引螺旋桨推进系统可以附接到左舷水平尾翼和右舷水平尾翼的相应的末端附近。

根据一些实施例，航空器可以包括左舷牵引螺旋桨推进系统、右舷牵引螺旋桨推进系统，左舷水平尾翼、右舷水平尾翼以及左舷垂直尾翼、右舷垂直尾翼。因此，左舷水平尾翼、左舷垂直尾翼和右舷水平尾翼、右舷垂直尾翼各自可相对于左舷螺旋桨涡旋气流的涡流旋转角(ω)和右舷螺旋桨涡旋气流的涡流旋转角(ω)定向，以便响应于在左舷水平尾翼、左舷垂直尾翼和右舷水平尾翼、右舷垂直尾翼上的螺旋桨涡旋气流，在航空器上产生相应的向前的力分量。在这些实施例中，左舷牵引螺旋桨推进系统和右舷牵引螺旋桨推进系统分别附接到左舷水平尾翼和右舷水平尾翼的末端附近。

在仔细考虑以下对本发明优选示例性实施例的详细描述之后，本发明的这些和其它方面及优点将变得更加清楚。

附图说明

结合附图参考以下对示例性的非限制的说明性实施例的详细描述，本发明公开的实施例将更好和更完全地被理解，其中：

图1是根据本发明的实施例的具有集成的螺旋桨驱动的推进系统的航空器的透视图；

图2是图1所示的航空器的俯视图；

图3是图1所示的航空器的后机身区域的放大俯视图，示出了安装在左舷水平稳定器和右舷水平稳定器各自的相应末端上的双引擎螺旋桨驱动的推进系统；

图4是沿着图3中的线4-4截取的航空器的尾翼和螺旋桨驱动的推进系统的右舷组件的放大侧视图；

图5是如图3所示的尾翼和螺旋桨驱动的推进系统的右舷组件的进一步放大俯视图，示意性地示出了由于螺旋桨涡旋气流而在右舷垂直尾翼上形成的空气动力分量；和

图6是如图4所示的航空器的尾翼和螺旋桨驱动的推进系统的右舷组件的进一步放大侧视图，示意性地示出了由于螺旋桨涡旋气流而在右舷水平尾翼上形成的空气动力分量。

具体实施方式

本发明涉及螺旋桨驱动的飞行器(例如航空器)，其包括具有牵引螺旋桨的一个或多个推进系统。更具体地，本文描述的本发明基本上体现在推进系统与机身的空气动力学整合中，旨在回收螺旋桨涡流的一部分能量，从而提高飞行器的能量效率。

这里所示的实施例在相关的情况下也是示例性的。因此，本发明不限于具体公开的实施例。本文公开的实施例是双引擎螺旋桨航空器的结构，其推进系统安装在水平尾翼的末端。

图1示出了透视图，而图2示出了体现本发明的示例性航空器结构的平面图。飞行方向由箭头11表示。

所公开的航空器结构具有细长的机身20，并且设置有空气动力学机翼，包括右舷翼21和左舷翼22、右舷水平尾翼71和左舷水平尾翼72、右舷垂直尾翼51和左舷垂直尾翼52。

机身20限定航空器的中心轴线12，这里称为x机体轴线。

右舷发动机的壳体33和左舷发动机的壳体34分别安装在水平尾翼71和72的末端处，其中牵引螺旋桨位于这些机翼的前面。右舷螺旋桨和左舷螺旋桨应具有相反的旋转方向。

在所公开的实施例中，垂直尾翼51和52安装在螺旋桨后面，但是在所提出的发明的范围内，其它实施例可以具有不同的尾部结构。

图3示出了航空器结构的后部的平面图，图4示出了尾翼和推进系统的右侧(右舷)组件的侧视图。如这些图所示，水平尾翼和垂直尾翼的大部分浸入其相应的涡旋气流(螺旋桨下游流)中。

在图3和图4中，弯曲的箭头47和48表示了涡旋气流的旋转方向(senseofrotation)。即：在右舷螺旋桨的后方是逆时针旋转，在左舷螺旋桨的后方是顺时针旋转。

图5示出了安装在水平尾翼71的末端处的右手侧(右舷)推进系统33的放大平面图。该图旨在说明由于涡旋气流45而产生在垂直尾翼51中的推力分量。

平面图中的螺旋桨轴线35相对于航空器的x机体轴线12向外倾斜。该倾斜角37是螺旋桨盘31的外倾角(toe-outangle)θo。

外倾角θo通常被设置成将螺旋桨盘31与已被机身在上游扰乱的进入气流对准。在平面图中，θo通常小于5度。外倾角θo取决于机身的几何形状。然而，一些实施例可不具有外倾角θo。

螺旋桨旋转方向使得其涡流旋转角43引起入射到垂直尾翼51上的向内流增加，从而增加它的向内空气动力分量53。

涡旋气流45的涡流旋转角ω的大小取决于推力系数。此外，ω沿着螺旋桨叶片翼展(span)变化。

因此，垂直尾翼上的局部空气动力学入射角通过其相对于x机体轴线12的几何入射角、加上涡流旋转角43、加上螺旋桨外倾角37组合而形成。此外，水平尾翼的空气动力学干扰可能会明显地改变垂直尾翼上的局部空气动力学入射角。

对于给定的飞行条件，局部空气动力学入射角沿着垂直尾翼翼展是可变的。

除了涡流效应之外，螺旋桨盘31后面的下游流45具有增加的动压，该动压是推力系数的函数。通常，下游流动压可以在爬升推力下高20％，在巡航推力下高约8％。

因此，在涡旋气流45中，垂直尾翼51产生垂直于局部气流方向41的空气动力53。该力分解成垂直于航空器的x机体轴线12的横向分量55，和平行于航空器x机体轴线12的纵向向前分量57。

除了垂直于局部气流41的力分量53之外，存在平行于局部气流41的力分量59，该力分量是由涡旋气流45在垂直尾翼51上产生的阻力(drag)。

垂直尾翼51有意地成形为使得力分量57和59的向量相加的结果最大化，因此产生最有利的前推力。由于这些力分量随航空器的飞行包线(flightenvelope)是可变的，因此应考虑多个飞行条件。

通常，垂直尾翼的翼剖面(airfoilsection)是对称的，并且不具有扭转角(即：从根部到尖部的几何入射角的变化)。然而，根据前面段落的说明，在示例性实施例中，翼剖面向内弯曲，并且可以具有扭转角。

上面的讨论解释了位于航空器的右手侧(右舷)的垂直尾翼中产生的力。类似的解释适用于左手侧(左舷)的垂直尾翼，因为它是右手侧的镜像。

用于垂直尾翼设计的相同原理也可以应用于水平尾翼。图6示出了安装在水平尾翼71的尖部处的右手(右舷)推进系统的放大侧视图。它示出了由于涡旋气流45而出现在水平尾翼71中的推力分量。

侧视图中的螺旋桨轴线35相对于航空器的x机体轴线12向上倾斜。该倾斜角39是螺旋桨的上推角θu。

螺旋桨上推角θu，通常被设定为将螺旋桨盘31对准进入气流，该进入气流主要受到翼21的下向气流(downwash)的影响。

在侧视图中，螺旋桨上推角θu通常小于5度。螺旋桨上推角θu取决于机身几何形状和螺旋桨盘的位置。一些实施例可不具有螺旋桨上推角θu。

螺旋桨旋转方向使得其涡流旋转角43引起入射到水平尾翼71上的向下流增加，从而增加其向下空气动力73。

如先前已经提到的，涡旋气流45的涡流旋转角43取决于推力系数。此外，涡流旋转角43沿着螺旋桨叶片翼展变化。

因此，水平尾翼的局部空气动力学入射角通过其相对于x机体轴线12几何入射角、加上涡流旋转角43、加上螺旋桨上推角39组合而形成。此外，垂直尾翼的空气动力学干扰可能会明显地改变水平尾翼的局部空气动力学入射角。

对于给定的飞行条件，局部空气动力学入射角沿着水平尾翼翼展是可变的。

如上所述，除了涡流效应之外，螺旋桨后面的下游流具有增加的动压，该动压是推力系数的函数。因此，在涡旋气流45内，水平尾翼71产生垂直于局部空气动力流方向41的空气动力73。该力分解为垂直于航空器的x机体轴线12的横向分量75，和平行于航空器x机体轴线12的纵向向前分量77。

除了垂直于局部气流41的力分量73之外，存在平行于局部气流41的力分量79，其是由涡旋气流45在水平尾翼71上产生的阻力。

水平尾翼71有意地成形为使得力分量77和79的向量相加的结果最大化，因此产生最有利的前推力。由于这些力分量随航空器的飞行包线是可变的，因此应考虑多个飞行条件。

根据前面段落中的描述，在示例性实施例中，除了在水平尾翼中使用弧形剖面外，还可以构造有特定的扭转角(即：从根部到尖部的几何入射角的变化)。

上面的讨论解释了在水平尾翼的右侧(右舷)机翼中产生的力。类似的解释适用于水平尾翼的左侧(左舷)机翼，因为它是右侧的镜像。

除了由水平尾翼上的迎角分布产生的升力外，升降舵81和82应对航空器在任何飞行条件下提供适当的修整和纵向控制。

此外，推进系统可能有机会被明确地规定以更好地适应与机身的集成，旨在提高飞行器的燃料效率。

如上所述，本发明不限于所公开的实施例，而是相反，旨在覆盖包括在所附权利要求的精神和范围内的各种修改和等同布置。