用于具有折叠螺旋桨臂和溃缩区起落架的旋翼飞行器的辅助动力系统的制作方法

本申请要求2017年6月1日提交的美国临时申请序列号62/513,677的权益，该临时申请据此全文以引用方式并入本文。

背景技术：

本发明属于旋翼飞机领域，尤其用于提高直升机的安全性和性能。

直升机的升空能力完全取决于转子叶片的旋转移动，并且直升机本身不具有代表许多固定翼飞机的任何滑行特性。因此，如果直升机中的主推进装置发生故障，则当不再向转子系统递送动力时，转子速度下降。由转子系统产生的升力很大程度上取决于转子速度。在足够高的海拔高度处，主推进装置的故障将允许飞行员成功地进入自转模式，其中直升机的下降用于将动力传递到转子系统中，从而使转子叶片旋转、提供升力，并从而降低下降速率。在适当设计的转子系统中，直升机将能够在自转模式下经受住硬着陆，但只有在下降期间有足够的能量被耦接到该转子系统中时才可以。由于现有技术的直升机设计的限制，除非直升机在动力故障时处于或高于最小海拔高度，否则不能将足够的能量耦接到转子系统中。

然而，直升机的许多飞行应用是在远低于安全自转的最小海拔高度的低海拔高度处进行的，并且必须在该低海拔高度处进行。这些海拔高度区(通常称为“死人区”)表示这样的海拔高度：在其以下，单引擎直升机中的动力故障通常将导致摔机着陆。

许多飞行操作往往在死人区中进行。高比例的飞机损失是由于在低海拔高度区和中海拔高度区中主推进系统出现损失或部分损失，随后直升机不能自转到未受损的着陆而造成的。

因此，需要这样的装置：其将允许在因任何理由主推进系统遭受损失或实质上失能的情况下，旋转飞机的乘客受到最小的损害并得以生存。

技术实现要素：

根据各种实施方案，本发明涉及垂直起飞和装载(vtol)的旋转飞机或直升机，其具有处于四螺旋桨臂构型的八个螺旋桨，其中每个螺旋桨臂都具有两个反向旋转的螺旋桨。

本发明的各种实施方案中的螺旋桨臂可以被折叠。折叠的螺旋桨臂被设计成允许存放在单个汽车大小的车库中。折叠的螺旋桨臂允许飞机被存放在车库中。螺旋桨臂通过锁定销铰接并保持在延伸位置。缩回锁定销允许乘客或飞行员将螺旋桨臂向下折以妥善放置飞机。

每个螺旋桨可以由三相交流马达供电。每个马达从直流接收其交流电力，并接收到三相交流逆变器模块。每个逆变器模块从冗余直流总线接收其电力。

该飞机的主要动力装置是产生电力的气体燃烧引擎。如果该气体引擎出现故障，则电池备用系统将安全地使飞机下降以进行受控着陆。大部分的电池电力将在约三分钟的飞行时间内耗尽。

直流总线是冗余的，因为即使在气体燃烧引擎发生故障的情况下，直流总线电池组也将安全地使飞机下降。直流总线由确保电池组总是被充电的电池管理系统管理。一旦电池管理系统感测到气体燃烧引擎已经发生故障，主系统飞行控制器就将使飞机进入紧急下降模式，这将安全地使飞机下降。与其他电驱动旋翼飞行器相比，本发明的各种实施方案的直流总线和气体燃烧引擎的一个附加优点是，一旦着陆，则该旋翼飞行器几乎立即准备好飞行，因为当气体燃烧引擎在工作时电池连续充电并产生动力。

本发明的各种实施方案还可以包括被设计成缓和硬着陆的起落架溃缩区。起落架可以由碳纤维制成，并且被独特地设计成在硬着陆时分阶段破裂，这将所有的力施加在起落架上而不是乘客上。起落架被设计成在机身撞击地面之前分三个阶段溃缩或断裂。起落架将分阶段破裂，从而在转动时减慢机身撞击地面的力。

在一个实施方案中，起落架在每一侧上都具有五个三角形，包括两个中心三角形，每个中心三角形都具有指向下的三角形顶点。首先撞击地面的起落架底部区段比具有附接到机身的三个点的顶部区段长。该设计吸收硬着陆的能量。

假设有两名乘客，或多达400磅的有效载荷，重心大致位于机身的中部，邻近中心防火隔板。该飞机被设计成笔直地下降。在硬垂直着陆时，如上所述，第一阶段将迫使两个起落架片件彼此分离。第二阶段将迫使最靠近重心的内部三角形分离和破裂。最后阶段的力施加在起落架的剩余三个三角形上。

紧急着陆可以基于故障事件发生时飞机所处的高度来表征。例如，在发动机故障的情况下，冗余直流总线或电池组将供应足够的电力，以在约四分钟的飞行时间内安全地使飞机下降。如果发生完全故障(即，引擎出现故障并且电池组未充电)，则将部署弹道降落伞。可以预期，这种场景将是极其罕见的，因为如果电池组未被充电，则详细的飞行前诊断测试将不允许垂直起飞。

在4,000英尺与150英尺海拔高度之间的紧急着陆可以利用弹道降落伞。然而，对于在150英尺以下的紧急着陆，没有足够的时间来接合降落伞，因此这将被认为是硬着陆。当在低于150英尺的海拔高度下出现故障时，飞机将不会自由落体，因为螺旋桨将仍在旋转但逐渐减速，这进而将减慢自由落体下降。

在各种实施方案中，本发明是具有机身和四个转子臂的旋转飞机，其中每个转子臂都具有远侧端部和近侧端部。每个转子臂的近侧端部都安装到机身。该飞机有八个转子。每个转子臂都具有安装到其远侧端部的两个转子。第一组转子在与第二组转子相反的方向上旋转，且每组转子安装在每个转子臂上。第一组转子的每个转子的旋转轴线与第二组转子的一个转子的旋转轴线重合。该飞机还可以具有八个电动马达，每个电动马达都耦接到转子中的一个。电池电耦接到电动机，并且逆变器耦接到电池。转换器耦接到逆变器，并且发电机耦接到转换器。内燃机耦接到发电机以产生电能来给电池充电，并从而给马达提供动力以使转子旋转。

本发明的这些方面和其他方面克服了现有技术中的各种缺点。

附图说明

通过参考结合附图对本发明实施方案作出的以下描述，本发明的上述和其他特征和优点以及实现它们的方式将变得更加明显，并且本发明本身将被更好地理解，其中：

图1是根据本发明的旋翼飞行器的一个实施方案的透视图，其中驾驶舱上的一对门打开；

图2是与图1类似的视图，其中驾驶舱门关闭；

图3是根据本发明的一个实施方案的图1至图2的旋翼飞行器的转子臂的正视图，该转子臂容纳电池组；

图4是根据本发明的一个方面的类似于图3的视图，其中转子臂处于塌缩构型；

图5a至图7b是根据本发明的一个实施方案的正从延伸位置行进到塌缩位置的转子臂上的铰链组件的剖视图；

图8是根据本发明一个实施方案的机身的一部分的示意性剖视图，示出了内燃机隔舱和发电机隔舱；以及

图9是根据本发明的一个方面的电力生成系统的示意图。

具体实施方式

参见图1和图2，示出了根据本发明的旋翼飞行器10的一个实施方案。旋翼飞行器10包括机身12。机身12包括驾驶舱14，该驾驶舱能够经由一对铰接到机身12任一侧的驾驶舱门16进入。机身12还包括机械隔舱18，其同样能够经由一对铰接门20(图2)进入，这对铰接门中的一个位于机身12的任一侧上。

旋翼飞行器10还可以包括支撑机身12离开地面的起落架22。在各种实施方案中，起落架12包括两个沿机身12的任一横向侧边缘定位的滑橇。驾驶舱14可以包括通过机身12上的向前观察窗28面向前方的飞行员座椅24和副飞行员或乘客座椅26。窗30也可以包括在驾驶舱门16上，用于从驾驶舱14侧向观察。

转子臂组件32安装在机身12的顶部上，并且包括四个转子臂34，每个转子臂都相对于彼此延伸大约90°。转子臂34以固定取向安装到机身12。每个转子臂34包括固定的近侧部分36和可塌缩的远侧部分38。每个转子臂34的固定部分36和可塌缩部分38可以通过铰链组件40接合在一起。

一对反向旋转的转子42安装在每个转子臂34的远侧端部处，并且相对于彼此大致垂直地定向。每个转子42都耦接到同样安装在转子臂34的远侧端部处的电动马达44。因此，在根据本发明的旋翼飞行器10的各种实施方案中，八个转子42由八个不同的电动马达44驱动，每个电动马达安装在四个转子臂34之一的远侧端部处，如图1和图2中所大致示出的。转子臂组件32的中心毂48可以包括适于容纳应急降落伞(未示出)的圆柱形舱盒50。

图3至图4各自示出了根据本发明的各种实施方案的代表性转子臂34。转子臂34包括将转子臂34的两个部分36、38接合在一起的铰链组件40。参见图3，每个转子臂34的固定近侧部分36可以在其中包括电池组46。如图3和图4中所示，每个转子臂34的远侧端部包括上部电动马达44a和下部电动马达44b，它们各自具有安装到其上的转子叶片42a、42b。根据本发明的各种实施方案的下部转子叶片42b比对应的上部转子叶片42a长大约一英尺。

铰链组件40包括锁定销52，该锁定销将转子臂34的可塌缩部分38保持在锁定的操作或延伸位置。如图5a至图7b中所具体示出的，铰链组件柄部54定位在铰链组件40的下侧上。如图5a中所示，一对杆56从柄部组件54的每个端部竖直向上延伸，以锁定铰链组件40。铰链组件40的枢转轴线允许转子臂34的可塌缩部分38相对于转子臂34的固定部分36向下枢转。当向下拉动柄部54时，杆56脱离铰链组件并允许转子臂34的可塌缩部分38向下旋转，以便处于相对于转子臂34的固定部分36成大约90°的塌缩位置。这种布置在图4中示出，其中转子臂34中的一个处于塌缩位置。当所有四个转子臂34都处于塌缩位置时，旋翼飞行器10明显更紧凑，以便存放在单个汽车车库或其他可用的存放场所中。每个转子臂34都由碳纤维材料构成，以提供适当的强度并使重量参数最小化。

参见图8，机身12包括机械隔舱18，该机械隔舱被分成两个部分58、60并且由定位在这些部分之间的隔框62分开。防火隔板78将驾驶舱14与机械隔舱18分离。后部部分58容纳燃烧引擎64，在一个实施方案中，该燃烧引擎是honda气体燃烧引擎。引擎64可以包括涡轮增压器以增加其输出。用于引擎64的进气口80位于隔框62附近。引擎64的输出轴延伸穿过隔框62并耦接到一对75kw发电机66，在各种实施方案中，这对发电机可以是yasap400发电机，www.yasamotors.com/products/p400series/。发电机66可以是液体冷却的，并且液体的输入端口82安装在发电机的顶部，如图8中所示。来自双发电机66的输出为75kw交流电的形式，该交流电耦接到一对交流到直流转换器68，在一个实施方案中，这对转换器是可从sevcon获得的gen4-s10高压控制器，www.sevcon.com/products/high-voltage-controllers/gen4-s1o/。每个转换器68包括用于三相输入的三个输入端子84和用于直流输出的两个输出端子86。

来自转换器68的输出以直流电的形式被引导到转子臂34，并且耦接到直流到3相交流速度逆变器70(图3至图4，在一个实施方案中，该逆变器可以是可得自reinhardtmotionsystems,llc的reinhardtmotionsystems3相交流速度逆变器pm100dz，www.rinehartmotion.com/standard.htm。逆变器70在300至800vdc下提供150arms连续的200arms峰。每个逆变器70都被容纳在转子臂34内并且可以在可塌缩部分38中，交流电形式的输出耦接到相关联转子臂34上的每个马达44。如图3中所示，冷却器76也可以包括在转子臂的可塌缩部分38中。在各种实施方案中，每个马达44可以是emrax3相交流马达模型228hv，其利用正弦3相布置的轴向磁通同步永磁体马达/发电机。马达44可得自斯洛文尼亚的emraxd.o.o.，http://emrax.com/products/emrax-228/。

该电力系统还包括容纳在每个转子臂34内的电池组46，在一个实施方案中，该电池组由sony直流电池单元vtc5构成，可得自liionwholesale，https://liionwholesale.com/products/sony-18650-vtc5-battery-genuine-tested-20-30a-2600mah-flat-top-wholesale-discount？utm_medium＝cpc&utm_source＝googlepla&gclid＝ckgo1moh-tmcfzqnswodrvkhlg&variant＝3247460164。电池组46由电池管理系统72控制，该电池管理系统可以是www.stw-technic.com/products/electrification-products/mbms-battery-management/。每个转子42都耦接到相关联的马达44，并且可得自犹他州hurricane公司的powerfin螺旋桨，优选地是安装在powerfinsapex系列双毂上的f、b、c或e型螺旋桨叶片，www-.powerfin.com/product-line。

根据本发明的各种实施方案的旋翼飞行器10还包括stw主系统飞行控制器，其可得自乔治亚州peachtreecorners的stwtechnic,lp，www.stw-technic.com/products/canbus-modules/freely-programmable/esx-3xl/。该控制器可以提供多达136个软件可配置输入和输出，并且可以是可定制的且可以被配置用于旋翼飞行器应用。

如图1和图2中所示，根据本发明的各种实施方案的旋翼飞行器包括支撑机身12的一对起落架22。机身12、转子臂34和起落架22可以各自由碳纤维构成。

起落架22被设计成在紧急着陆场景期间在特定的冲击力下溃缩。每个起落架22的最下部部分22a被设计成最初溃缩，并且起落架22上的中部第二溃缩区22b将为紧急着陆提供附加的缓冲，因为使中部溃缩区溃缩所需要的冲击力更大。起落架22的上部部分22c是用于较大作用力紧急着陆场景的又一个溃缩区。

驾驶舱14中的每个座椅24、26都可以安装有溃缩支架74，其在紧急着陆情况下为飞行员和乘客提供更进一步的缓冲。

根据本发明的各种实施方案的旋翼飞行器的附加部件可以包括gps、遥测和/或感测和躲避技术，及其他特征。

根据本发明的一般原理的上述公开内容和至少一个实施方案的前述详细描述，本领域的技术人员将容易理解本发明容许的各种修改。因此，我们希望仅受以下权利要求及其等效物的范围的限制。