专利名称：飞艇推进系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及飞艇推进系统，具体地说，涉及用以操纵飞艇和控制推力矢量的推进系统。
一般具有三种软式飞艇单元囊式，多气囊串联式和内装多气囊的软包囊式。这种软式飞艇的一个特殊问题是由于在气囊内无刚性结构，推力装置只能装在吊舱上。因此，由于吊舱悬在飞艇的底部，由推进系统产生的操纵力不能作用在飞艇的压力中心上，因而其效率降低了。对于硬式飞艇来说大体上也是这样，硬式飞艇具有决定着飞艇外形的内部结构，内装若干气囊，外有气动力型蒙皮。尽管可将推进系统装在刚性结构的任一部位，通常也只是装在飞艇的底部或其近处以利维修。因此，要求推进系统在尽量减少飞艇附加重量的同时解决控制上的一些问题。
另一对软式和硬式飞艇都很重要的问题是其驻留的性能和。(或)停场时的操纵性能较差，特别是在有较明显的侧风的情况下。这主要是由于其截面面积较大，使飞艇会随风作风标状摆动。遇有阵风或明显的上下气流时更难控制。实际上对飞艇来说，一次飞行中最困难的一段就是停场操纵了。
以往采用过反距螺桨以求制动，也采用过差动推力以作定向控制，但效果都很有限。作为推进系统的函道风扇或函道螺浆效果较好，但仅用于停场和起飞，对飞艇来说在重量上显然是一个负担。这方面的例子可见之美国专利1,876,153(S.O.Spurrier的“Aerial Transportation Apparatus”)和4,402,475(V.H.Pavlecka的“Thrusters for Airship Control”)。专用的垂直起飞螺桨也曾用以提供起飞时的附加升力，但在重量上仍然是一个负担。这方面的例子可见之美国专利1,633,688(A.Rees的“Aircraft”)和5,026,003(W.R.Smith的“Lighter-Than-AirAircraft”)。
另一种方法是采用函道和非函道螺桨，使其能从与飞艇纵轴线方向一致的位置上转到垂直的位置上。这种系统在给出向上和向下的推力时无侧向推力。但，另一个缺点是，在将函道风扇装在吊舱的货舱上时，其排气在向下给出推力时会冲出气囊，除非将其装在极长的支臂上。此外，如飞艇很大，为取得足够的巡航速度，函道风扇和动力装置也必然很大。如将动力装置和函道风扇连成一体，也会在结构上造成过重的问题，因为支承和转动函道风扇和动力装置组合件的机构也会相当庞大。可转动的推进器的例子可见之英国专利26,897(J.Macinante的“Improvements In The PropulsionOf Aerial Or Water Vehicles”)和2,250,007A(S.Omiya的“Aerobatir Airship”)、美国专利1,019,635(F.Harlow的“Adjusfable Propeller”)、1,868,976(C.S.Hall的“AircraftPropelling Mechanism”)、1,879,345(A.H.Lawrence的“DirigibleAir Sailing Craft)和4,891,029(J.M.Hufchinson的”RemoteControl Lighter-Than-Air Toy”)。
在同期申请中的美国专利申请08/108 280(J.B.Kalisz等人的“Propulsion System For A Lighfer-Than-Air Vebicle”)提出了更为多能的系统。此发明具有一支臂，支臂具有纵轴线和第一、第二端，支臂的第一端在飞艇上作可转动的安装，其第二端从飞艇向外延伸。支臂绕其第一端可在一垂直于飞艇纵轴线的平面内转动。一推力发生装置装在支臂的第二端上，可绕一转动轴线在一垂直于支臂纵轴线的平面内转动。一动力装置与推力发生装置连接以提供动力。这样，在Kalisz等人的发明中，支臂可向下转动45度而推力装置可向下转动90度。这就使推力装置的排气避开气囊。此外，在以上两个发明中，支臂都可向上转动而使推力装置在飞艇停场后可避向一边，动力装置则最好装在飞艇(吊舱)上而用穿过支臂的轴系与推力装置连接，在Kalisz等人的发明中轴系穿过支臂延伸。也可将动力装置直接装在推力装置上。美国专利3,614,034(R.E.Townsend的“V/STOL Aircraft”)和3,451,648(O.E.Pabst等人的“Aircraft Having Movable Engines ForVertical Take-Off And Landing”)公开了用于可收起的升力风扇的系统，此系统用于飞机上，这种飞机具有专用的升力发动机，发动机在支承结构上可从机内收藏的位置上转到工作位置上。
问题在于在设置具有燃油高效的巡航动力装置的同时还要求停场所需的大功率。这在功率上就是二比一之差。在以上两个专利申请中，所建议的方案采用多个推进系统，系统具有装在吊舱内的具有燃油高效的柴油机。但，在支臂的端头装上很大的柴油机在重量上会造成明显的负担。采用推力重量比很高的涡轮轴发动机，将其直接装在推力装置上，可取得停场操纵所需推力，但巡航效率就会降低。
因此，本发明的一个主要目的是提供一种用于飞艇的推进系统。
本发明的另一主要目的是提供一种具有较高操纵性能的飞艇推进系统。
本发明的另一主要目的是提供一种既有巡航燃油高效又有停场所需较高推力的飞艇推进系统。
本发明的另一主要目的是提供一种能改变推力发生装置如函道或非函道的风扇或螺桨位置的飞艇推进系统，可取得侧向推力而其排气不会冲击飞艇气囊。
本发明的另一主要目的是提供一种飞艇推进系统，其推力发生装置如函道或非函道的风扇或螺桨的位置在停场时不会影响地面装运设备。
本发明为用于硬式或软式飞艇而具有纵轴线、横轴线和竖轴线的推进系统。在软式飞艇中，货舱和飞行控制台悬挂在气囊上，因而称之为吊舱。在硬式飞艇中，可采用整体结构而不必作悬挂处理。但，为便于讨论，货舱和飞行台一概称作货舱结构。
具体地说，很多推进系统在飞艇竖轴两侧作等数设置。每推进系统具有一可以是风扇、函道风扇、螺桨或函道螺桨的推力发生装置。但，从安全观点来看，函道风扇或函道螺桨较好，因为如果一个叶片断裂，函道壁体可防止叶片割破气囊。此外，两者之中，函道螺桨较好，因为在飞艇巡航速度下其效率较高。
最好将推力发生装置装在支臂端头，支臂在巡航状态下垂直于纵轴线而从飞艇向外作水平延伸。如飞艇为软式的，支臂装在吊舱上。在硬式结构中，可将支臂装在主支撑结构上；但，即使是硬式结构，还是愿意将推力发生装置装在货舱上以便维护、修理和拆卸。这在飞艇很大时更是如此。
推力装置在支臂自由端作可转动的安装，支臂可绕一转动轴线转动，转动轴线位于垂直于支臂纵轴线的平面内。最好使推力装置可从一使推力向前的位置转到使推力向后的位置，也就是转动正或负180度。这样，推力可垂直向上，垂直向下并向后。应指出，如采用推力反距螺桨或风扇，转动就可限于正或负90度。推力装置通过装在支臂端头上的第一致动装置转动。合用的第一致动装置具有装在推力装置上的环形齿轮，此齿轮与一装在液压或电动马达输出轴上的小齿轮啮合，马达装在支臂上。采用这种齿轮组可将推力装置锁定在任一选定位置上；但，也可采用其他机构。还必须指出，每个推力发生装置的推力轴线可作单独的定位以取得很多种推力矢量的组合作为操纵飞艇的另一辅助手段。
支臂在飞艇上作可转动的安装，使推力装置可通过第二致动系统从水平位置上作向上和向下的移位。一般来说，这是装在飞艇上的一起重螺旋装置，以其端部装在支臂上。向上移位是在飞艇停场时避开地面支援设备所要求的。向下移位是在推力装置作90度转动以取得侧面和向下的推力所的要求。在调节推力装置以取得向下的推力的同时使支臂移位可使沿某一角度方向的排气避开气囊。这在将推力装置装在货舱结构上处于气囊正下方时尤为必要。
最好用一动力装置向推力装置提供动力，包括一装在飞艇上具有燃油效率的动力装置和一直接装在推力发生装置上的高推力低重量的动力装置。在软式气艇的情况下，具有燃油高效的动力装置是装在吊舱结构内的。具有燃油高效的动力装置通过传动轴、万向接头和传动装置与推力发生装置连接以便转动支臂和推力装置。此外，在传动系统中装有离合器以使具有燃油效率的动力装置可与推力发生装置脱开。高推力低重量动力装置最好为一直接与推力发生装置连接的涡轮轴发动机，并可通过离合器使其脱开。由于在具有燃油高效的动力装置中最好采用具有较低功率重量比的柴油机，将这种柴油机装在飞艇中而使高推力低重量的动力装置(涡轮轴发动机)直接与推力发生装置连接，从减少重量的观点来看是必要的。如将柴油机直接装到推力发生装置上，重量上的负担就比较明显，而整个推进系统的结构是简化了。但如果考虑到一个40,000制动马力的涡轮轴发动机比一个3000马力的柴油机还轻，问题就十分明显了。
在第二实施例中，推力装置在一位置固定的支臂或其他刚性结构的自由段上作可转动的安装，可绕一转动轴线在一与竖轴线成一锐角的平面内转动。最好使推力装置可在此平面中作正或负180度转动。这样，向上(上升)的推力可用于起飞而向下的推力可用于停场，反推力和侧推力可用于这两种操作。使推力装置在成锐角的平面中转动足以使排气在要求向下的推力时避开气囊，但，在确实需要一较向上或向下的推力更大比例的侧向力以控制飞艇时，这一角度还可加大而超过为避开气囊所需的角度。当然，如螺桨或风扇是反距式的，则可使转动在锐角平面内限于正或负90度。因此，推力装置在其转动平面内至少可转动正或负90度。
如在第一实施例中所述，最好将具有燃油高效的动力装置装在吊舱结构内而将动力通过一装在位置固定的支臂内的传动轴传给推力发生装置。将一齿轮箱装在支臂的端部并与动力装置的输出轴连接，从而作出所需在方向上的改变。将高推力低重量的动力装置如在前一实施例中所述直接装在推力发生装置上。通过一装在支臂端头上的致动装置使推力发生装置转动如上述第一实施例所述。再者，必须指出，推力发生装置的推力轴线可单独进行定位以取得多种推力矢量的组合作为操纵飞艇的另一辅助手段。
在操纵中，起飞时使高推力低重量涡轮轴发动机接入而联机，使柴油机脱机。在可以取巡航状态时则使涡轮轴发动机分开而脱机，使各柴油机同时联机。在停场时则又作相反的操作。但，如需额外的功率，也可同时使用柴油机和涡轮轴发动机。
这些新颖的特点就其构造和操作方法来看无疑是本发明的特征所在，对这些特点及其他的目的和优点通过以下按附图所作说明将取得更好的了解，在说明中目前作为本发明的优选实施例是作为实例提出的。不难理解，附图仅用于说明而不能用以限定本发明的范围。
图1为装有本发明推进系统的飞艇的透视图。
图2为图1所示飞艇的部分前视图。
图3为可在本发明推进系统内使用的各种推力装置中几种装置的放大图。
图4A为图2的部分放大图，示出巡航状态下的推进系统及其推力装置。
图4B为类似于图4A的视图，示出停场状态(操纵飞艇的状态)下的推进系统及其推力装置。
图4C为类似于图4A的视图，示出停场状态(操纵飞艇的状态)下其推力装置转向下方的推进行系统及其推力装置。
图4D为类似于图4A的视图，示出停场后的推进系统及其推力装置。
图5为图4中推进系统沿5-5线的顶视图。
图6为图5中推进系统动力装置沿6-6线的侧视图。
图7为图5沿7-7线的部分剖面图。
图8为类似于图2的视图，示出推进系统的另一实施例，其中，支臂是固定的，推力装置可在一与飞艇竖轴线成一锐角的平面内转动。
图9为图7的部分放大图，对推进系统的一些细节作出剖示。
图1、2示出装有本发明推进系统的具有纵轴线12、竖轴线14和横轴线16的软式飞艇10，飞艇具有氦气囊18和作为货舱结构20的底部吊舱。应该指出，此推进系统也可用于硬式飞艇。此外，吊舱式货舱(悬挂货舱)对软式飞艇是必要的，而对硬式飞艇则并非必需。因此，吊舱式货舱也仅用作说明，以下对此一般称作货舱结构。飞艇10具有六个单独的带有推力发生装置的推进系统24，以函道螺桨26的形式沿货舱20安装，每边三个(图1中仅示出左侧的系统)。但，如图3所示，也可用函道风扇27、非函道螺桨28和非函道风扇29替代，因此，函道螺桨的采用和推力装置的数量仅供说明用。此外，螺桨或风扇可以而且最好是反距式的。
从图1、2、4A、4B、4C、4D、5、6、7中可以看出，每个推进系统24具有一对装在货舱20的地板33上、具有燃油高效的发动机如柴油机32A、32B。虽示出两台柴油机，应该理解，在某些飞艇上，单台发动机也已够用。此外，还可使用其他类型的具有燃油高效的发动机。发动机32A、32B具有位于同一中心线36上的传动轴34A、34B而与一在地板33上作可转动安装的传动装置38连接。两发动机32A、32B分别装有离合器39A、39B，以便可同时或分别与函道螺桨26脱开。支臂40以其第一端42与传动装置38连接，以其第二端44与函道螺桨26连接。支臂40是空心的，内装传动轴46以便从传动装置38连接到函道螺桨26进行传动。一摆动杆52以其第一端54在传动轴34A、34B的中心线36上与货舱30作枢转安装，以其第二端56与支臂40作枢转安装以承受支臂上的推力负荷。一作为致动装置的起重螺旋60装在货舱20上，以其一端62固定在支臂40上，用以使支臂绕中心线36转动。
函道螺桨26具有单体桨叶64，桨叶在一中心体66上作旋转安装。中心体同时通过支杆70支撑着函道68。支臂40的第二端44穿过函道68(函道可绕支臂转动)延伸，通过止推轴承(未示出)与中心体66连接而支撑此中心体。传动轴46与齿轮箱67连接而传动桨叶64。在函道螺桨26上装有作为高功率低重量动力装置的涡轮轴发动机71，此发动机通过传动轴72与齿轮箱67连接。还设有离合器73，用以使涡轮轴发动机71可在停止工作时与螺桨脱开。
函道螺桨26由装在支臂上的致动装置74转动，致动装置具有带小齿轮78的马达76，小齿轮与装在函道68上的环形齿轮80啮合。函道螺桨26可绕支臂40转动而不受支臂位置的影响。如函道螺桨为反距式的，就只需转动正或负90度，否则应转动整180度。
如图4A、4B、4C、4D所示，支臂40在工作时可通过起重螺旋60从其巡航状态40(图4A)转向停场或操纵状态40A(图4B)。在进行这种操纵时，可通过离合器39A、39B使柴油机32A、32B脱机，同时使涡轮轴发动机71联机。在停场时，函道螺桨26可转动90度如图中编号26A所示(图4C)，以便根据需要取得向下和侧向的推力或向上和侧向的推力。应指出，排气如图中编号82所示避开着气囊18。这样，在结构上使支臂作长度摆动和角度转动就足以使推力装置的排气在产生向下的推力时避开气囊。在将停场用索(未示出)固定时，支臂40可向上转动到停场后的状态40B(图4D)，使函道螺桨26不致影响任何地面停场设备(未示出)。应指出，在图1所示飞艇上装有六个函道螺桨26，通过单独地调整其中每个的转动位置并调整支臂40的位置，可在各函道螺桨之间得出大量的推力矢量的组合。在起飞时可作相反的操作，即，使涡轮轴发动机71联机而使柴油机脱机。在起飞后，涡轮轴发动机71停机而与螺桨64分开，使柴油发动机32A、32B同时接合作联机操作。当然，在起飞或停场而要求额外功率时可使两种发动机同时联机操作。
图8、9所示推进系统的第二实施例90，其中采用固定的支臂92以支撑函道风扇94。动力装置32A、32B与固定在货舱地板33上的传动装置(未示出)连接。支臂92的第一端96与传动装置(图8、9中未示出)连接，其第二端98通过齿轮箱100与函道风扇94连接。齿轮箱使转动平面作角度上的改变，角度的选择应在推力装置转动而给出向下的推力时使其排气避免开气囊(图示为带45度角的齿轮箱100)。类似于致动装置74的致动装置102用以使函道风扇94转动正或负90度或180度，这取决于函道风扇94是否装有反距风扇叶片。这种推进系统在停场时可产生侧推力。但，在停场后无法使函道风扇向上转动。其优点是可以通过比较简单的系统取得侧向推力。
本发明通过具体的实施例作了说明，应理解到，实施例仅用作说明，对熟悉本专业的人来说，还可作出很多变动和修改。因此，本发明仅受所附权利要求书中所提出精神和范围的限制。
本发明适用于飞机工业。
权利要求
1.一种用于飞艇的推进系统，飞艇具有纵轴线、横轴线和竖轴线，所述推进系统具有；一支臂，具有一纵轴线、第一端和第二端，所述支臂的所述第一端在飞艇上作可转动的安装，所述第二端从飞艇向外延伸，所述支臂可在一垂直于飞艇纵轴线的垂直平面内绕所述第一端向上和向下动作；一推力发生装置，在所述支臂的所述第二端上作可转动的安装，民述推力发生装置可在一垂直于所述支臂纵轴线的平面内至少作正或负90度的转动；一动力装置，与所述推力发生装置连接以便向其提供动力，所述动力装置包括一具有燃油高效的动力装置，装在飞艇内，为巡航状态提供足够的动力，所述具有燃油高效的动力装置具有与所述推力发生装置连接的输出传动轴；一低重量高功率动力装置，直接装在所述推力发生装置上，为在停场状态下提供足够的动力；第一离合器，用以使所述具有燃油效率的动力装置与所述推力发生装置脱开；第二离合器，用以使所述低重量高功率动力装置与所述推力发生装置脱开，推进系统还具有推力发生装置转动机构，用以使所述推力发生装置绕所述支臂的所述第二端转动；支臂转动机构，用以使所述支臂绕所述第一端转动。
2.按权利要求1所述推进系统，其中所述推力装置从风扇、函道风扇、螺桨和函道螺桨的类型中选定。
3.按权利要求2所述推进系统，其中使所述推力发生装置绕所述转动轴线转动的机构装在所述支臂上。
4.按权利要求3所述推进系统，其中所述支臂可绕所述第一端从一平行于飞艇横轴线的平面向上和向下转动。
5.按权利要求4所述推进系统，其中飞艇具有一装在飞艇底部的货舱，所述推进系统具有在货舱上作转动安装的支臂和装在货舱上的所述具有燃油高效的动力装置。
6.按权利要求5所述推进系统，具有所述具有燃油高效的动力装置，此装置具有一输出轴；一传动装置，与所述输出轴连接并具有一第二输出轴，所述传动装置装在货舱上并可转动，且具有一与所述支臂相重的转动轴线；所述支臂的所述第一端，与所述传动装置连接；所述第二输出轴，装在所述支臂内，与所述推力发生装置连接。
7.按权利要求6所述推进系统，其中所述使所述推力发生装置绕所述转动轴线转动的机构具有一环形齿轮，装在所述推力装置上；一马达，装在所述支臂上，所述支臂具有一装在马达上的小齿轮，小齿轮与所述环形齿轮啮合，从而用马达通过所述小齿轮转动所述推力装置。
8.按权利要求7所述推进系统，其中所述第二机构具有一装在所述飞艇上的起重螺旋，所述起重螺旋具有一与所述支臂连接的输出轴，从而使所述输出轴伸缩而使所述支臂绕所述第一端向下和向上转动。
9.按权利要求1或2或3或4或6或7或8所述推进系统，其中所述推力发生装置具有反距推力性能。
10.按权利要求9所述推进系统，其中所述推力装置可转动正或负180度。
全文摘要
本发明为一用于飞艇的推进系统。具体地说，推进系统具有一在飞艇上作可转动安装的推力发生装置，此装置可绕一转动轴线转动，此轴线位于一与飞艇竖轴线成一锐角的平面内，装置在此平面内从一使装置的推力轴线与纵轴线方向一致的位置转到一至少与之成正或负90度的位置上。一装在飞艇内的动力装置具有供巡航状态所需的动力和一与推力发生装置连接的输出传动轴。一直接装在推力发生装置上的低重量高功率的动力装置具有供停场状态所需的动力。
文档编号B64B1/26GK1135740SQ95190912
公开日1996年11月13日 申请日期1995年1月30日 优先权日1994年2月18日
发明者马克·H·韦克斯勒, 大卫德·E·卡里尔 申请人:洛克希德·马丁公司