專利名稱：長航程快速混合式直升機和優(yōu)化升力旋翼的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及由于優(yōu)化升力旋翼而在巡航飛行時具有長航程和高前進速度的旋翼
飛行器。 更具體地說，本發(fā)明涉及與垂直起落飛機(VT0L)的先進概念有關的混合式直升 機。
背景技術：
這種先進的概念通過可安裝現(xiàn)代渦輪發(fā)動機來以合理的成本將傳統(tǒng)直升機的垂 直飛行效率與高速行進性能組合起來。 為了清楚地理解本發(fā)明的目的，適宜地應想到，總體來說重于空氣的飛行器對應 于飛機和旋翼飛行器。 術語"旋翼飛行器"用來表示任一運載工具，其中，其所有或一些升力是由具有基 本垂直軸線和較大直徑的一個或多個螺旋槳來提供的，該螺旋槳稱為旋翼或旋轉(zhuǎn)機翼。
在旋翼飛行器的范疇有若干不同的類型。 首先，有一種直升機，其中，由合適動力裝置驅(qū)動的至少一個主旋翼既提供升力又 提供推進力。直升機能夠懸停飛行，從而保持在三維空間中的一固定位置，并且直升機能夠 垂直地起飛和降落，還能夠沿任何方向(向前、向后、側(cè)向、向上、向下)移動。全世界生產(chǎn) 的大部分旋翼飛行器是直升機。 然后，有一種自轉(zhuǎn)旋翼機(由La Cierva首先制造)，自轉(zhuǎn)旋翼機是這樣一種旋翼 飛行器，其中，旋翼不接受動力，而是在旋翼飛行器的速度效應下自轉(zhuǎn)。推進力由渦輪發(fā)動 機來提供，或者由具有一在向前飛行中基本水平的軸線并用傳統(tǒng)發(fā)動機驅(qū)動的螺旋槳來提 供。這種構造不能垂直飛行，除非旋翼通過輔助裝置而首先開始旋轉(zhuǎn)，該輔助裝置能讓旋翼 旋轉(zhuǎn)得更快因此自轉(zhuǎn)旋翼機在具有非常陡斜率的航線上不能實施懸停飛行，而只能向上 或向下移動。也就是說，自轉(zhuǎn)旋翼機是一種飛行速度范圍廣(不易于失速)且可使用短跑 道的飛機。 旋翼推進飛機是一種介于直升機和自轉(zhuǎn)旋翼機之間的旋翼飛行器，其中，旋翼只 提供升力。在起飛、懸?；虼怪憋w行、以及降落階段，旋翼通常由發(fā)動機裝置來驅(qū)動，就像直 升機一樣。旋翼推進飛機還具有附加的推進系統(tǒng)，該推進系統(tǒng)與旋翼組件完全不同。在向前 飛行中，旋翼繼續(xù)提供升力，但只以自轉(zhuǎn)模式提供升力，即無需將動力傳輸至所述旋翼。菲 爾利(Fairey)噴氣式旋翼推進飛機是該概念的一實施例。 已經(jīng)或多或少地研究了另外幾種新穎的方式，有些已經(jīng)形成實際的實施例。
在這方面，可能要提及復合式旋翼飛行器，其在起飛和降落時像直升機，而在巡航 時像自轉(zhuǎn)旋翼機其由旋翼飛行器的前進速度驅(qū)動自轉(zhuǎn)的旋翼提供一些升力，其余升力由 輔助機翼、具有基本水平軸線的牽引式螺旋槳來提供，該牽引式螺旋槳產(chǎn)生平移所需的力。 例如，可能要提及實驗性的法范迪特(Farfadet)S0 1310復合式旋翼飛行器，其旋翼在起 飛/降落構造中通過反作用力來推進，而在巡航構造中自轉(zhuǎn)，然后由螺旋槳提供推進力。這
4種運載工具設有用于致動旋翼和螺旋槳的兩個單獨的渦輪。 可變式旋翼飛行器構成了另一特定的旋翼飛行器形式。該術語覆蓋了在飛行時改 變構造的所有旋翼飛行器起飛和降落時處于直升機構造；而巡航飛行時處于飛機構造， 例如兩個旋翼傾斜轉(zhuǎn)過約90。以用作螺旋槳。該傾斜旋翼概念例如已在貝爾波音(Bell Boeing)V22魚鷹(Osprey)旋翼飛行器中得以實施。 在這些各種旋翼飛行器中，直升機是最簡單的，結果，盡管其平移時的最大水平速 度僅為約300千米/小時(km/h)，小于復合式和可變式旋翼飛行器所可設想的最大水平速 度，但是直升機是成功的，而復合式和可變式旋翼飛行器在技術上更加復雜且更加昂貴。
在這種情況下，對于上述形式提出了改進以增強旋翼飛行器性能，而不導致解決 方案復雜、難以制造和操作、以及因此昂貴。 因此，專利GB-895 590披露了一種垂直起落飛行器，其包括下列主要部件
機身和兩個半翼，在機身的兩側(cè)上各有一個半翼，
水平穩(wěn)定器和方向舵控制器，
至少四個互連的驅(qū)動單元，
主旋翼， 至少兩個可逆槳距螺旋槳，它們相對于彼此可變，以及 在飛行員控制下的、用于將動力連續(xù)地或時時地傳遞至旋翼和螺旋槳的裝置。
在這種情況下，在起飛和降落期間、在垂直飛行期間、以及在低速水平飛行期間， 主旋翼通過動力單元來旋轉(zhuǎn)。在高速時，旋翼自由旋轉(zhuǎn)而動力并不傳遞至其，就像自轉(zhuǎn)旋翼 機，旋翼軸裝配有脫開裝置。 美國專利第3 385 537號披露了一種直升機，其以傳統(tǒng)方式包括機身、主旋翼和 尾旋翼。主旋翼通過第一動力單元來旋轉(zhuǎn)。該運載工具還裝配有兩個另外的發(fā)動機，每個 發(fā)動機設置在兩個半翼的最外端，而在所述機身的兩側(cè)上各設置一個半翼。該專利涉及例 如根據(jù)機動飛行時或強風期間施加在運載工具上的加速度來自動改變槳距，從而在旋翼和 半翼之間保持合適的升力分配。結果，對應的裝置可通過降低槳葉失速的風險來增大旋翼 飛行器的水平速度，槳葉失速構成為機械組件和結構的變形和損壞的來源。
美國專利第6 669 137號描述了一種飛行器，其裝配有在非常低速下運轉(zhuǎn)的旋 翼。在高速時，旋翼減速然后停止，而升力則由剪翼來提供。在最大速度時，旋翼和剪翼就 進入一確定構造，從而形成一種后掠翼。 根據(jù)美國專利第7 137 591號的旋翼飛行器具有尤其在起飛、降落和垂直飛行時 通過動力單元來旋轉(zhuǎn)的旋翼。推進螺旋槳用在巡航飛行中，而升力由旋翼的自轉(zhuǎn)來產(chǎn)生， 有可能借助于輔助機翼。此外，旋翼主軸可向前或向后稍稍傾斜從而避免由于機身姿態(tài)變 化而產(chǎn)生的效應，這種效應可能會由于增大旋翼飛行器的氣動阻力而損害旋翼飛行器的性 能。 美國專利第6 467 726號披露了一種旋翼飛行器，其包括至少 機身， 兩個高機翼， 至少四個推進螺旋槳， 至少兩個沒有周期距控制的主旋翼，每個主旋翼連接至兩個機翼中的一個，
兩個發(fā)動機，以及用于將動力傳遞至旋翼和螺旋槳的相關裝置，以及
用于每個螺旋槳和每個旋翼的總距控制系統(tǒng)。 在巡航飛行時，升力由兩個機翼來提供，從而通過經(jīng)由為此設置的離合器將旋翼
脫開或者通過合適地設定旋翼槳葉的總距來消除由旋翼產(chǎn)生的升力。 美國專利第6 513 752號披露了一種旋翼飛行器，其包括 機身和機翼， 兩個可變槳距螺旋槳， 具有"端部"質(zhì)量的旋翼， 驅(qū)動兩個螺旋槳和旋翼的動力源， 用于調(diào)節(jié)螺旋槳的槳距的控制裝置，從而 在向前飛行時，來自螺旋槳的推進力朝向旋翼飛行器的前部施加，以及 在懸停飛行時，通過使一個螺旋槳提供朝向旋翼飛行器前部的推力而使另一螺
旋槳提供朝向旋翼飛行器后部的推力來提供反扭矩功能，而旋翼由動力源來驅(qū)動， 該動力源包括發(fā)動機和離合器，離合器通過將旋翼與發(fā)動機脫開而由于上述質(zhì)量
能使旋翼旋轉(zhuǎn)得比所述發(fā)動機的輸出端更快。 換而言之，離合器能允許向前飛行中的自轉(zhuǎn)旋翼機模式。此外，設置在動力源和螺 旋槳之間的動力傳輸變速箱能使所述螺旋槳相對于所述動力源輸出端的速度以多個轉(zhuǎn)速 運轉(zhuǎn)。 在現(xiàn)有技術中，適宜地最終引用專利申請US-2006/0269414 Al，其涉及改進直升
機在垂直飛行期間和巡航飛行期間的性能的這一具體問題。旋翼的高轉(zhuǎn)速在垂直飛行期間
是所想要的從而增大升力，而在巡航期間，可減小所述轉(zhuǎn)速而增大直升機的前進速度。 因此，發(fā)明專利申請US-2006/0269414 Al更具體地涉及與被發(fā)動機裝置驅(qū)動的第
二動力變速箱相關聯(lián)的主變速箱。第二變速箱包括離合器裝置，離合器裝置在配合時將第
一轉(zhuǎn)速傳遞給主變速箱，而在脫開時將第二轉(zhuǎn)速傳遞給主變速箱，第二轉(zhuǎn)速低于第一轉(zhuǎn)速。
當然，主變速箱驅(qū)動旋翼。 然而，從上述設想可以看到，要改進旋翼飛行器性能的解決方案基本上基于下列 提議 借助驅(qū)動系統(tǒng)來使旋翼以兩個不同的轉(zhuǎn)速運轉(zhuǎn)，這兩個不同的轉(zhuǎn)速首先涉及垂 直飛行，其次涉及巡航飛行，驅(qū)動系統(tǒng)在發(fā)動機裝置、旋翼、螺旋槳和驅(qū)動系統(tǒng)的各個部件 之間具有可變的速比。，在巡航飛行期間使旋翼以自轉(zhuǎn)旋翼機模式運轉(zhuǎn)旋翼旋轉(zhuǎn)而動力未被傳遞，旋翼 提供旋翼飛行器的一些或所有升力，但也會導致阻力從而由于低的升力/阻力比就導致動 力損失，相反，直升機的旋翼沿著飛行員所想要的方向推進旋翼飛行器。 具體地說，可以觀察到，旋翼在巡航飛行期間像自轉(zhuǎn)旋翼機那樣自轉(zhuǎn)的運轉(zhuǎn)在原 則上必須將用于驅(qū)動旋翼旋轉(zhuǎn)的軸與整個動力傳輸系統(tǒng)脫開。 因此，這種脫開是借助諸如離合器來獲得的，該離合器只有防止旋翼通過動力源
旋轉(zhuǎn)的功能，并且只有在從垂直飛行向巡航飛行過渡期間才實施這一功能。 這種裝置因此意味著附加的重量和成本，并對安全性不利。，停止旋翼并重構旋翼，例如停止于一特定構造中的三槳葉旋翼在高速前進時、或?qū)嶋H上在停止之后用作飛行的后掠翼，可以設想在旋翼飛行器至飛機的過渡階段將旋翼翻 折到機身上。 可以理解，這些解決方案都使技術實施復雜化，并會增大重量，因此增大安裝的動 力和成本，而無法實現(xiàn)最佳的運載工具。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的一目的是提出一種用于混合式直升機的優(yōu)化旋翼，該混合式直升機在下 文中有時也稱作"運載工具"，其可克服上述局限性。 較佳的是，混合式直升機必須能夠在長期垂直飛行時有效地實施飛行任務，并且 能夠高速實施巡航飛行，同時還能使用長的航程。 在這個方面，性能和數(shù)據(jù)的各個例子對應于具體的和示例的應用，但在任何情況 下都不應理解成是限制性的。 在這種情況下，典型的飛行任務例如對應于在規(guī)定標準大氣壓的ISA條件下，在 1500米(m)高度處飛行400海里的距離時，以220節(jié)(kt)的速度在重約8噸(t)的運載工 具中運載16名乘客。 這種性能與諸如申請人的AS 332 MKII型之類的傳統(tǒng)直升機的性能相比是非常優(yōu) 異的，即使AS 332 MKII型直升機的性能尤其在相同噸位下已經(jīng)較為卓越也是如此對于 類似的航程，推薦巡航速度為141kt，快速巡航速度為153kt。 根據(jù)本發(fā)明，一種具有長航程和高前進速度的混合式直升機具有下列主要部件
機體，即運載工具的總體結構，具體包括
機身； 固定至機身的升力產(chǎn)生表面；以及，穩(wěn)定和操縱表面，S卩，用于俯仰的有具有至少一個俯仰控制表面的水平穩(wěn)定器， 所述俯仰控制表面可相對于前部或"水平面"運動；以及用于轉(zhuǎn)向的有至少一個合適的穩(wěn) 定器；以及—體的驅(qū)動系統(tǒng)，所述驅(qū)動系統(tǒng)由以下構成 機械互連系統(tǒng)，該機械互連系統(tǒng)位于首先的旋翼與其次的至少一個螺旋槳之間， 對旋翼的槳葉的總距和周期距進行控制，而對螺旋槳的槳葉的總距進行控制；以及
至少一個渦輪發(fā)動機，所述渦輪發(fā)動機驅(qū)動機械互連系統(tǒng)； 顯著之處在于，旋翼的轉(zhuǎn)速Q(mào)在高達所述混合式直升機的第一航線空速V1時等 于第一轉(zhuǎn)速Q(mào) 1，然后根據(jù)所述混合式直升機的航線空速、應用線性關系而逐漸減小。
如果以航線空速V來行進的混合式直升機的半徑為R的旋翼的轉(zhuǎn)速寫成Q ，則在 前進槳葉的端部處的合成空速為V+U，其中在該槳葉末端處，速度U等于QR。在這種情況 下，在沿橫坐標標繪速度V且沿縱坐標標繪轉(zhuǎn)速Q(mào)的坐標系中，所述線性關系的斜率有利 地等于(-l/R)。在前進槳葉的末端處的馬赫數(shù)則保持恒定。 實踐中，旋翼的轉(zhuǎn)速逐漸減小至對應于混合式直升機的第二航線空速V2(是最大 速度)的第二轉(zhuǎn)速Q(mào)2。 無論如何，應該理解，混合式直升機可以在任意航線空速的巡航飛行中飛行，只要 該航線空速小于或等于最大航線空速即可，因此，旋翼的轉(zhuǎn)速Q(mào)在V1下等于其第一轉(zhuǎn)速，然后在VI和第二航線空速或最大速度V2之間由以上線性關系來確定。 如下所述，在這種意義上這一特性是必要的，其可將前進旋翼槳葉的馬赫數(shù)保持
在約為0. 85的值，下文中稱為最大馬赫數(shù)。將該值設定為保持總是低于旋翼阻力顯著增大
時的阻力發(fā)散馬赫數(shù)，旋翼阻力顯著增大會影響運載工具的升力/阻力比進而其性能，同
時產(chǎn)生不利于所述運載工具的舒適性、安全性和部件壽命的振動。 旋翼直升機的旋翼轉(zhuǎn)速可由旋翼的直徑來調(diào)節(jié)，這是因為槳葉末端處的速度可由 熟悉本領域的技術人員限制到200m/s-250m/s的速度，從而避免劣化所述旋翼的氣動性 能。"前進槳葉"末端處的空速等于旋翼直升機的前進速度V所造成的空速加上旋翼旋 轉(zhuǎn)所造成的空速U。 因此，在旋翼的給定轉(zhuǎn)速下，在旋翼直升機的前進速度中的任何增大都會導致馬 赫數(shù)成比例地增大，馬赫數(shù)等于槳葉末端處的速度除以聲速。如上所述，適宜的是將馬赫數(shù) 保持成小于或等于阻力發(fā)散馬赫數(shù)，這是因為與氣流中的壓縮效應外觀相對應的槳葉末端 處的末端型面會導致上述缺點。 借助示例，且基于首先將最大馬赫數(shù)設為0.85、其次由于懸停飛行中直徑為16m 的旋翼旋轉(zhuǎn)而將槳葉末端處的速度設為220m/s，可以發(fā)現(xiàn)，在ISA條件(即5°C )下，當旋 翼飛行器以等于125kt的速度和1500m的高度前進時，前進槳葉的馬赫數(shù)達到0. 85。
因此可以理解，由于預期的最大前進速度遠遠大于該值(例如220kt)，所以重要 的是對馬赫數(shù)的任何增大進行補償。 根據(jù)本發(fā)明，因此提出了，從125kt開始，將旋翼轉(zhuǎn)速從所述旋翼的第一轉(zhuǎn)速Q(mào) 1 逐漸減小至其第二轉(zhuǎn)速Q(mào)2，從而在航線空速為220kt時將前進槳葉末端處的空速限制到 例如171m/s，從而將前進槳葉末端處的馬赫數(shù)保持在0. 85。 當然，旋翼轉(zhuǎn)速的這種減小伴隨著所述旋翼升力的減小。因此，機翼補償該升力減
小，從而在220kt時貢獻升力的31 % ，如同以上在一具體實施應用中所述。 還可觀察到，除非在懸停時，無論旋翼飛行器處于何種前進速度，機翼都產(chǎn)生升
力，而在懸停的情況下，產(chǎn)生與旋翼和所述機翼之間的氣動相互作用相關聯(lián)的"負升力"的
特殊效應。 因此，在巡航飛行中來自旋翼的升力有利地由合適的、較佳自動的裝置來控制，用 于控制總距同時使用旋翼轉(zhuǎn)速的設定值來使其符合所述旋翼轉(zhuǎn)速。 在這種情況下，對于所研究的具體形式，在高達約為125kt的第一前進速度、更確 切地稱作第一航線空速V1時，旋翼的轉(zhuǎn)速Q(mào)等于約為260轉(zhuǎn)每分(rpm)的第一轉(zhuǎn)速Q(mào)l。 在更高的速度下以及高達220kt的第二航線空速時，旋翼的轉(zhuǎn)速逐漸減小至約為205rpm的 第二轉(zhuǎn)速Q(mào)2。 較佳的是，因此使用下列值
旋翼的第一轉(zhuǎn)速Q(mào) 1 :263rpm ;
旋翼的第二轉(zhuǎn)速Q(mào) 2 :205rpm ;
第一航線空速VI : 125kt ;以及
第二航線空速V2 :220kt。 該較佳的解決方案對應于在150kt-220kt時約為12. 2的最大升力/阻力比，在150kt以上時，旋翼和機翼一起的升力/阻力比超過12。 因此，可以確認，在前進槳葉的末端處的馬赫數(shù)在高達第一航線空速時小于0.85， 然后在第一和第二航線空速之間時保持恒定且等于0. 85。 此外，至少一個渦輪發(fā)動機、至少一個螺旋槳、旋翼、以及機械互連系統(tǒng)的輸出轉(zhuǎn) 速是相互成比例的，在一體的驅(qū)動系統(tǒng)的正常運行條件下，無論混合式直升機的飛行構造 如何，所述比例都是恒定的。 因此可以理解，假如混合式直升機只有一個渦輪發(fā)動機，則旋翼和螺旋槳經(jīng)由機 械互連系統(tǒng)而旋轉(zhuǎn)。假如混合式直升機裝配有兩個以上渦輪發(fā)動機，則旋翼和螺旋槳通過 所述渦輪發(fā)動機經(jīng)由機械互連系統(tǒng)而被驅(qū)動旋轉(zhuǎn)。 換而言之，動力傳輸系統(tǒng)運行起來在渦輪發(fā)動機、螺旋槳、旋翼和機械互連系統(tǒng)之 間沒有任何可變的旋轉(zhuǎn)比。 因此，有利的是，無論處于運載工具的何種構造，旋翼總是由渦輪發(fā)動機驅(qū)動旋 轉(zhuǎn)，并且總是產(chǎn)生升力。 因此，在正常構造的飛行階段，即排除了發(fā)動機故障訓練或真實發(fā)動機故障而引 起的自轉(zhuǎn)中的飛行構造，所述至少一個渦輪發(fā)動機總是機械連接至旋翼。無論在正常構造 中的飛行階段如何，旋翼因此總是由所述至少一個渦輪發(fā)動機驅(qū)動旋轉(zhuǎn)，這是因為自轉(zhuǎn)飛 行構造并不構成正常構造的飛行形成部分的一階段。 此外，假設旋翼總是產(chǎn)生一些升力，則旋翼設計成在起飛、降落和垂直飛行階段提 供混合式直升機的所有升力，而在巡航飛行期間提供一部分升力，機翼有助于部分地支承 所述混合式直升機。 此外，如下文所更詳細描述的那樣，重要的是觀察到，混合式直升機達到高前進速 度的能力必須減小在旋翼的前進槳葉末端處的氣流速度，從而在所述氣流中避免任何壓縮 現(xiàn)象的風險。換而言之，必須減小所述旋翼的轉(zhuǎn)速而不會增大其平均升力系數(shù)，因此導致由 旋翼提供的升力減小。 因此，在巡航飛行時，旋翼向混合式直升機傳遞一部分升力，還可能對推進力或牽 引力有小的貢獻(充當直升機)，或者對阻力沒有任何貢獻(充當自轉(zhuǎn)旋翼機)。這些運行 條件因此導致為了能使旋翼提供牽引力而傳遞的動力較小。應能觀察到，對于推進力的小 貢獻可通過使旋翼轉(zhuǎn)盤朝向運載工具的前部僅小量傾斜來提供。該過程對于旋翼的升力/ 阻力比的劣化非常微小，因此在動力平衡方面比由螺旋槳傳遞推力的附加要求更加有利。
為了在巡航飛行中能如此，機翼提供所需的附加升力。 有利的是，機翼由兩個半翼構成，在機身的兩側(cè)上各有一個半翼。這些半翼可構成 高機翼，在這種情況下，半翼較佳地具有負的上反角。然而，半翼還可構成低機翼，較佳地具 有正的上反角，或者半翼實際上是任何上反角的中間機翼。這些半翼在平面圖中的形狀可 根據(jù)變型而對應于矩形、錐形、前掠、后掠……的半翼。.有利的是，對于最大許可起飛重量 約為8t的運載工具來說，總的翼展是7m-9m。 在一較佳的形式中，總的翼展基本上等于旋翼的半徑，即基本上等于8m，翼弦設定 為1.50m，即展弦比給定為約5.30。然而，這些尺寸并不排除機翼的不同展弦比。
在本發(fā)明的一變型中，機翼裝配有副翼。 較佳的是，混合式直升機裝配有兩個推進螺旋槳，在機身的兩側(cè)上、有利地在兩個半翼的端部各有一個螺旋槳。為了提供運載工具的所需性能，每個螺旋槳具有一可能但不 一定為2. 5m-4. 5m的直徑，在一 已作研究的具體形式中，螺旋槳的直徑是2. 6m，如下所述。
當然，因為旋翼總是由渦輪發(fā)動機機械地驅(qū)動，所以該旋翼產(chǎn)生"反旋翼扭矩"，該 "反旋翼扭矩"趨于使機身沿著與旋翼相反的方向轉(zhuǎn)動。 一般，制造商在機身的后部安裝反 扭矩旋翼來補償該旋翼扭矩。傳統(tǒng)直升機中的該反扭矩旋翼位于機身的后面一距離處，該 距離約為主旋翼半徑的1. 5倍，從而避免兩者之間的任何機械干涉。在垂直飛行中，這種旋 翼通常需要主旋翼動力的約12%。此外，來自所述旋翼的推力還可用來使直升機轉(zhuǎn)向。
有利的是，本發(fā)明的混合式直升機沒有反扭矩旋翼，從而簡化其機械組件，因此降 低旋翼飛行器的重量和成本。 在這種情況下，混合式直升機裝配有至少兩個螺旋槳，在機身兩側(cè)的對應半翼上
安裝該螺旋槳，反扭矩和轉(zhuǎn)向控制功能可通過使螺旋槳施加推力差來實現(xiàn)。 可以觀察到，螺旋槳可定位成與機翼或半翼的翼弦平面基本上對齊，或者螺旋槳
可在由支承主軸所連接至的機翼或半翼上方或下方偏移。 換而言之，在垂直飛行中，假設從上方看時旋翼逆時針旋轉(zhuǎn)，則左機身上的螺旋槳 朝向運載工具的后部施加推力(或"后推力")，而右機身上的螺旋槳產(chǎn)生朝向前部的推力 (或"前推力")。 然而，翼展有利地與旋翼半徑處于同一數(shù)量級，即盡可能的小，這是因為在巡航飛 行中旋翼的高升力/阻力比，如下所述。結果，兩個螺旋槳之間的距離也是與旋翼半徑處于 同一數(shù)量級。在這些條件下，來自螺旋槳的推力不一定大于來自反扭矩旋翼的推力。
此外，基于以上借助例子給出的幾何數(shù)據(jù)，螺旋槳的直徑必須從傳統(tǒng)直升機的 3. Om減小至混合式直升機的約2. 6m，從而允許所述旋翼和所述螺旋槳之間的足夠空間，由 此進一步增大反扭矩功能所需的動力。 無論如何，動力方面的這種不利性易于通過以下方式來進行補償垂直飛行中的 大動力裕度(見下文)，以及由于省略了反扭矩旋翼和相關的動力傳輸系統(tǒng)所造成的重量 和成本上的節(jié)省，動力傳輸系統(tǒng)的代表是水平和傾斜的動力傳輸軸以及稱為"中間"變速箱 和"后部"變速箱的變速箱。 在一變型中，也可如下實施反扭矩功能，在以上例子中，右螺旋槳產(chǎn)生雙倍推力， 而左螺旋槳不產(chǎn)生任何推力，應該理解，在周期距作用下，旋翼必須朝向旋翼飛行器的后部 傾斜以平衡來自右螺旋槳的推力。在這種情況下，可以發(fā)現(xiàn)，比在兩個螺旋槳提供相反方向 的推力時需要更大的動力。 當然，應該理解，折中的解決方案可對應于通過組合以上兩個概念(純壓力差或 者雙倍推力和沒有推力)來實施反扭矩功能。 可以容易地理解，由于構成一體驅(qū)動系統(tǒng)的各個部件的轉(zhuǎn)速之間的恒定比例，渦 輪發(fā)動機、螺旋槳、旋翼和機械互聯(lián)系統(tǒng)同樣以相應的第一速度和相應的第二速度運轉(zhuǎn)。換 而言之，第一和第二轉(zhuǎn)速定義成分別與第一和第二航線空速有關，它們可應用于渦輪發(fā)動 機、螺旋槳和機械互聯(lián)系統(tǒng)。應該觀察到，在上述應用中，這些第二轉(zhuǎn)速對應于第一轉(zhuǎn)速的 78% (標稱速度第一轉(zhuǎn)速的100% )。 當然，渦輪發(fā)動機、螺旋槳和機械互聯(lián)系統(tǒng)的轉(zhuǎn)速應用一線性或基本線性的關系 在其相應的第一和第二轉(zhuǎn)速之間逐漸減小，從而符合旋翼轉(zhuǎn)速在其第一和第二轉(zhuǎn)速之間的
10變化。 關于這一點，應該想到，決不會使用發(fā)動機裝置、旋翼、螺旋槳和一體驅(qū)動系統(tǒng)的 各個部件之間的轉(zhuǎn)速的可變比例。 當然，旋翼槳葉的總距和周期距適于根據(jù)運載工具的航線空速而匹配旋翼變化的 轉(zhuǎn)速。 類似地，可自動控制螺旋槳的總距以傳遞必要的推力。 在巡航飛行過程中，本發(fā)明的另一優(yōu)點包括控制旋翼的縱向周期距，從而將機身 的姿態(tài)保持在一等于航線斜率的俯仰角(或縱傾角)，從而將機身相對于空氣的迎角減小 至零，由此使所述機身的阻力最小化。因此，在水平巡航飛行期間，可將混合式直升機的縱 傾保持為零值。此外，有利的是，還可通過操作裝配至水平穩(wěn)定器的至少一個可動俯仰控制 表面，例如借助于電致動器，來調(diào)節(jié)機身的傾斜力矩，從而補償在所述混合式直升機的重心 中的任何偏移。理論上在由應變儀測量的、旋翼主軸相對于俯仰軸線的彎曲力矩減小至零 時，可獲得該調(diào)節(jié)。 有利的是，能對機身的傾斜力矩進行調(diào)節(jié)甚至使其減小至零，這是因為首先該俯 仰力矩直接作用在旋翼主軸中的彎曲力矩上并因此作用在其疲勞應力上，其次由于動力在 螺旋槳和旋翼之間分配的方式可引起運載工具的總體平衡。因為螺旋槳和旋翼具有不同的 對應效率，所以這種分配對于總體動力平衡有影響。 在該操作期間，動力在旋翼和螺旋槳之間的分配可隨著旋翼轉(zhuǎn)盤的傾斜角而顯著 變化，這是因為旋翼轉(zhuǎn)盤對于運載工具中的總阻力和推進力的變化有貢獻。例如，高速巡航 飛行時所需的動力主要是由于運載工具的寄生阻力。在140kt時，寄生阻力表現(xiàn)為總動力 需求的約50X，而在220kt時達到75%，即升力所需動力的三倍。高速時的效率因此取決 于使寄生阻力最小化。 混合式直升機的創(chuàng)新之處還在于它具有第一裝置和第二裝置，第一裝置用于根 據(jù)相對于所述混合式直升機的俯仰軸線施加在旋翼主軸上的彎曲力矩來控制、可供選擇地 自動控制所述至少一個俯仰控制表面的設定角度，第二裝置用于根據(jù)飛行條件控制所述旋 翼的槳葉的周期距，從而控制混合式直升機的縱傾。 可以容易地理解，通過改變至少一個俯仰控制表面和其次控制旋翼槳葉的周期距
來提供兩個自由度，可作出這種控制，這些第一裝置和第二裝置是彼此獨立的。 實踐中，可以簡化的方式手動地控制俯仰控制表面。這就必須在儀表板上提供指
標，以指示施加在旋翼主軸上的彎曲力矩，從而使飛行員能通過手動作用在所述可動俯仰
控制表面上或?qū)嶋H電致動器上來將該彎曲力矩保持在確定范圍內(nèi)。 在以改進的形式自動操作該俯仰控制表面時，所述第一裝置作出響應從而自動控 制所述至少一個俯仰控制表面的設定角度，由此將所述混合式直升機的傾斜力矩調(diào)節(jié)至較 佳地等于零的第一設定值。 這些第一裝置包括計算機，計算機控制電致動器從而使所述至少一個俯仰控制表 面轉(zhuǎn)過一角度，以使混合式直升機的傾斜力矩適于所述第一設定值。 為此，所述計算機根據(jù)由傳感器傳遞的信息來確定相對于俯仰軸線施加在旋翼主 軸上的彎曲力矩，當施加在旋翼主軸上的彎曲力矩位于與用于所述混合式直升機的俯仰力 矩的第一設定值(較佳地等于零)基本上對應的預定范圍內(nèi)時，所述計算機中止所述俯仰控制表面的運動。 換而言之，術語"俯仰力矩的第一設定值"可同樣表示所述俯仰力矩的一具體值或 較窄的值范圍，這尤其是由于施加在旋翼主軸上的彎曲力矩相對于混合式直升機的俯仰力 矩的依賴性。 此外，由于可對俯仰力矩進行控制且較佳地使其減小至零，還可合適地控制混合 式直升機的縱傾，具體地說將其減小至零以使寄生阻力最小化。第二裝置因此使所述縱傾 適于第二設定值，較佳地等于零。這些第二裝置包括至少一個控制周期距的周期距操縱桿， 具體地說經(jīng)由旋轉(zhuǎn)斜盤和槳距控制桿來控制旋翼槳葉的縱向周期距。 當然，應該想到，可涉及側(cè)向周期距而能使運載工具實施偏航操縱，而旋翼槳葉的 總距變化僅僅用來以相同的量來改變每個槳葉的升力。 當然，用于對混合式直升機提供偏航控制的穩(wěn)定器可以有利地包括前部的不動翅 片部分和可動部分或方向舵。顯然，運載工具可裝配有多個穩(wěn)定器，這些穩(wěn)定器是基本上垂 直的或者可能相對于垂線是傾斜的，每個穩(wěn)定器都設有方向舵。 通過適于傳遞動力的機械互聯(lián)系統(tǒng)可實現(xiàn)這些如上所述的各種功能。這種系統(tǒng)
必須能夠傳遞高的扭矩水平，這尤其是由于能吸收高的動力水平并能使旋翼相對低速地旋
轉(zhuǎn)。這需要驅(qū)動系統(tǒng)的各個部件之間轉(zhuǎn)速的大減速比，同時保持重量盡可能的小并確保良
好的耐久性和良好的總體安全性。 實踐中，機械互聯(lián)系統(tǒng)包括下列主要部件 位于機身內(nèi)的第一主變速箱，用于以263rpm的標稱轉(zhuǎn)速(旋翼的第一轉(zhuǎn)速的 100% )驅(qū)動旋翼、或旋翼的第一轉(zhuǎn)速來驅(qū)動旋翼； 兩個用于驅(qū)動螺旋槳的第二變速箱，每個第二變速箱以2， 000rpm的標稱轉(zhuǎn)速或 第一轉(zhuǎn)速驅(qū)動一個螺旋槳； 第一軸，該第一軸由第一變速箱來驅(qū)動，用來驅(qū)動旋翼； 兩個第二軸，每個第二軸位于對應的一個半翼中，基本上位于四分之一翼弦
處，將動力傳遞至旋翼和螺旋槳，這些軸的轉(zhuǎn)速在第二軸的標稱轉(zhuǎn)速或第一轉(zhuǎn)速下約為 3000rpm ;以及 兩個第二軸通過一個或多個渦輪發(fā)動機經(jīng)由一個或多個關聯(lián)模塊來驅(qū)動，關聯(lián)模 塊據(jù)渦輪發(fā)動機的類型將渦輪發(fā)動機的速度從21， 000rpm或6， 000rpm降低至用于所述軸 的第一轉(zhuǎn)速的3， 000rpm。 無論渦輪發(fā)動機安裝在機身上還是半翼上，該結構對于渦輪發(fā)動機都保持有效。 如果安裝在半翼上，則每個減速模塊結合在用于對應螺旋槳的第二變速箱中，而不是位于 第一變速箱的任一側(cè)上。 在基本的形式中，第一主變速箱具有兩個級，即 螺旋錐齒環(huán)由兩個錐齒輪來驅(qū)動，每個錐齒輪連接至一個所述第二軸；以及
所述環(huán)在裝置的第一轉(zhuǎn)速下運轉(zhuǎn)從而以1， 000rpm驅(qū)動周轉(zhuǎn)圓級的恒星齒輪，從 而使旋翼經(jīng)由在固定外環(huán)上旋轉(zhuǎn)的行星齒輪而旋轉(zhuǎn)。 根據(jù)渦輪發(fā)動機的輸出轉(zhuǎn)速，兩個關聯(lián)模塊包括一個或兩個減速級。 一般，單個級 足以滿足6， 000rpm的渦輪發(fā)動機輸出速度，而對于21， 000rpm的輸出速度來說，兩個級是 必需的。
此外，兩個第二變速箱裝配有對應的減速級，這是因為螺旋槳的第一轉(zhuǎn)速(標稱 轉(zhuǎn)速)約為2， 000rpm。 當然，渦輪發(fā)動機的數(shù)量是不受限制的。


在對以說明方式且參照附圖給出的對實施例的以下描述中，將更詳細地示出本發(fā) 明及其優(yōu)點，在附圖中 圖1是本發(fā)明的混合式直升機的一實施例的示意立體圖；
圖2是驅(qū)動系統(tǒng)的示意圖； 圖3是用于調(diào)節(jié)混合式直升機的縱傾的裝置的示意圖； 圖4是示出旋翼的轉(zhuǎn)速隨著混合式直升機的前進速度而變化的關系的示意圖；
在兩幅以上附圖中出現(xiàn)的部件將給予其中每一個相同的附圖標記。
具體實施例方式
在圖1中，可以看到根據(jù)本發(fā)明制造的混合式直升機1。 在通常的方式中，混合式直升機1包括機身2和旋翼10，機身在其前部具有駕駛艙 7，旋翼用于首先借助兩個渦輪發(fā)動機5和其次借助主第一變速箱MGB(在圖1中未示出) 來驅(qū)動槳葉11旋轉(zhuǎn)，這兩個渦輪發(fā)動機設置在機身2的頂部(在圖1中由于存在整流罩而 無法看到)且位于旋翼飛行器的縱向?qū)ΨQ平面的兩側(cè)上。 此外，混合式直升機1設有高機翼3，高機翼由設置在機身2頂部的兩個半翼8來 構成，這些半翼8在平面圖中是基本上矩形的且具有負的上反角。 混合式直升機1由兩個螺旋槳6來推進，這兩個螺旋槳由兩個渦輪發(fā)動機5來驅(qū) 動，在機翼3的各個外端設置一個螺旋槳6。 此外，在機身2的后端附近，設置用于穩(wěn)定和操縱目的的表面，S卩，對具有兩個可 相對于前部34運動的俯仰控制表面35的水平穩(wěn)定器30進行俯仰控制，且對各位于水平穩(wěn) 定器30的對應端部的兩個垂直穩(wěn)定器40進行轉(zhuǎn)向控制。 具體地說，水平穩(wěn)定器40和垂直穩(wěn)定器50形成朝向機身2倒置的U形。 有利的是，穩(wěn)定器40可以是垂直的或相對于垂線傾斜的，穩(wěn)定器40可由對應的不
動前部(或翅片)44和用于偏航控制的可動后部或方向舵45來構成。 從尺寸的角度來看，對于最大起飛許可重量約為8t的旋翼飛行器來說，混合式直
升機1現(xiàn)在對應于下列特征.旋翼直徑D:約16m; 螺旋槳直徑d :2. 6m ;'翼展L:8m;以及 *機翼的展弦比5.3。 此外，混合式直升機1裝配有一體的驅(qū)動系統(tǒng)4，該驅(qū)動系統(tǒng)不僅包括兩個渦輪發(fā) 動機5、旋翼10和兩個螺旋槳6，而且包括位于這些部件之間的機械互連系統(tǒng)15，如圖2示 意地所示，圖2是簡化示意圖，其中，應該理解，旋翼10和螺旋槳6在基本上垂直而不平行 的兩個平面中旋轉(zhuǎn)。
由于這種構造，混合式直升機1的顯著之處在于，渦輪發(fā)動機輸出端、螺旋槳、旋 翼、以及機械互連系統(tǒng)的轉(zhuǎn)速是相互成比例的，在一體驅(qū)動系統(tǒng)的正常工作條件下，無論混 合式直升機的飛行構造如何，該比例都是恒定的。 當然，在可能的機械故障情況下，也可啟用本發(fā)明范圍之外的特定裝置。
參見圖2，機械互連系統(tǒng)包括下列主要部件 第一或主變速箱MGB，其位于機身2內(nèi)且以263rpm的標稱轉(zhuǎn)速(或旋翼的第一 轉(zhuǎn)速)驅(qū)動旋翼10 ; 兩個第二變速箱PGB，每個變速箱PGB以2， 000rpm的標稱轉(zhuǎn)速驅(qū)動一個螺旋槳 6 ; 第一軸Al，該第一軸Al通過第一變速箱MGB來旋轉(zhuǎn)，用來驅(qū)動旋翼10 ;
兩個第二軸A2，每個第二軸位于對應的一個半翼8中，基本上位于四分之一翼 弦處，將動力傳遞至旋翼和螺旋槳6，該軸的轉(zhuǎn)速在第二軸的標稱轉(zhuǎn)速或第一轉(zhuǎn)速下約為 3， 000rpm ; 兩個第二軸A2通過兩個渦輪發(fā)動機5經(jīng)由兩個關聯(lián)模塊M來驅(qū)動轉(zhuǎn)動，關聯(lián)模 塊M根據(jù)渦輪發(fā)動機的類型將渦輪發(fā)動機5的速度從21， OOOrpm或6， OOOrpm降低至用于 所述軸的第一轉(zhuǎn)速的3， OOOrpm。在基本的形式中，第一或主變速箱MGB具有兩個級，即 螺旋錐齒環(huán)C1由兩個錐齒輪C2來驅(qū)動，每個錐齒輪C2連接至一個所述第二軸 A2 ;以及 所述環(huán)Cl在裝置的第一轉(zhuǎn)速下運轉(zhuǎn)從而以1， OOOrpm驅(qū)動周轉(zhuǎn)圓級的恒星齒輪
P，從而使旋翼經(jīng)由在固定外環(huán)CE上旋轉(zhuǎn)的行星齒輪S而旋轉(zhuǎn)。 上述各個設置向混合式直升機1給出了下列其它特征 對于航線空速大于150kt的情況，旋翼的升力/阻力比f約為12. 2 ; 對于航線空速大于150kt的情況，旋翼和機翼一起的升力/阻力比F約為12 ; 運載工具的最大速度220kt ;以及 旋翼升力在垂直飛行時直升機重量的1.05倍，在最大航線空速時所述重量 的0. 6-0. 9倍，旋翼10由渦輪發(fā)動機5來連續(xù)驅(qū)動，在巡航飛行中的吸收功率被減少至約 500kW。 較佳的是，應該觀察到，旋翼10的升力與混合式直升機1的重量之比依次取下列 中間值 .50kt時為0. 98;
'80kt時為0. 96;
125kt時為0. 90 ;
150kt時為0. 85 ;以及
200kt時為0. 74。 此外，混合式直升機1如下旋翼10的槳葉11的總距和周期距被控制并適于隨飛 行條件而變。
考慮到螺旋槳6，只有總距被控制并適于隨飛行條件而變。 此外，將混合式直升機1調(diào)節(jié)至高速巡航飛行，從而旋翼10施加升力并可能施加小的推進力，而不施加任何阻力。當然，這需要由所述旋翼10吸收動力以平衡由旋翼10的槳葉11的翼型阻力和誘導阻力所產(chǎn)生的扭矩，但該動力較小，即如上所述約500千瓦(kW)，這是因為在150kt以上時旋翼的升力/阻力比f約為12.2。 由于旋翼轉(zhuǎn)盤朝向旋翼飛行器的前部稍稍傾斜，就會施加小的推進力，該解決方案在動力平衡方面比來自螺旋槳的附加推進力可能更加有利，這是因為旋翼的升力/阻力比對于混合式直升機縱傾中的小變化相對不敏感。 此外，有利的是能調(diào)節(jié)機身的俯仰力矩，這是因為首先該俯仰力矩直接作用在旋翼主軸中的彎曲力矩上并因此作用在其疲勞應力上，其次由于動力在螺旋槳和旋翼之間分配的方式可引起旋翼飛行器的總體平衡。因為螺旋槳和旋翼具有不同的對應效率，所以這種分配對于總體動力平衡有影響。 結果，如圖3所示，在電致動器70的驅(qū)動下對裝配至水平穩(wěn)定器30的至少一個可動俯仰控制表面35進行較佳地為自動的操縱，可以調(diào)節(jié)或者甚至消除任何俯仰力矩，該俯仰力矩源自重心相對于所述混合式直升機的升力作用線所造成的偏移在由應變儀71測量的、旋翼主軸12相對于俯仰軸線的彎曲力矩減小至零時，可獲得該調(diào)節(jié)。 一般，該調(diào)節(jié)是相對較慢的，從而這種致動器常常稱為縱傾致動器。 此外，獨立的是，根據(jù)飛行條件來控制和改變旋翼10的縱向周期距，從而保持機身的姿態(tài)。較佳的是，將縱傾角保持成一等于航線的斜率的值，從而減小機身的迎角，由此減小機身的阻力。因此，在水平巡航飛行期間，可將混合式直升機1的縱傾保持為零值。
實踐中，可以簡化的方式手動地控制俯仰控制表面。這就必須在儀表板上提供指標，以指示施加在旋翼主軸12上的彎曲力矩，飛行員則必須通過手動作用在所述可動俯仰控制表面35上或?qū)嶋H電致動器70上來將該彎曲力矩保持在確定范圍內(nèi)。
在以改進的方式自動操縱俯仰控制表面35時，可通過計算機60來控制電致動器70，該計算機根據(jù)由傳感器71傳遞的信息來確定施加在旋翼主軸12上的彎曲力矩，該傳感器較佳地是設置在所述旋翼主軸12上的應變儀。這樣，當相對于俯仰軸線施加在旋翼主軸上的彎曲力矩位于與用于所述混合式直升機l的俯仰力矩的第一設定值(該第一設定值較佳地等于零)基本上對應的預定范圍內(nèi)時，計算機60中止圍繞其軸線AX移動所述至少一個俯仰控制表面35。 結果，計算機60、電致動器70和傳感器71構成第一裝置，用于根據(jù)相對于混合式直升機1的俯仰軸線施加在旋翼主軸12上的彎曲力矩來自動控制所述至少一個俯仰控制表面35的設定角度。當然，對于該操作可使用多個控制表面35。 獨立的是，第二裝置13、14、16、17根據(jù)飛行條件控制旋翼10的槳葉的周期距，從
而控制混合式直升機1的縱傾，使其適于與所述縱傾有關的第二設定值。 有利的是，所述第二設定值因此對應于與如上所述旋翼飛行器的航線斜率的值相
等的縱傾角。 因此，在混合式直升機1水平飛行期間，該第二縱傾值等于零。 所述第二裝置包括周期距操縱桿13，該周期距操縱桿控制伺服控制器14以經(jīng)由
旋轉(zhuǎn)斜盤16和槳距控制桿17來對旋翼10的槳葉11施加周期距。 實踐中發(fā)現(xiàn)，飛行員可使用人工地平儀，從而通過使用第二裝置13U4、16、17來
保持水平飛行中的零縱傾。
相反，當在航線上需要任意斜率時，需要實施合適的系統(tǒng)。 為此，所述第二裝置與用于自動伺服控制混合式直升機1的縱傾的裝置80相 關聯(lián)，該自動伺服控制裝置80 —體形成在自動駕駛儀81中，且具體包括全球定位系統(tǒng) (GPS) 82、姿態(tài)航向基準系統(tǒng)(AHRS) 83、以及風速計84，全球定位系統(tǒng)82用來確定所述航線 斜率，姿態(tài)航向基準系統(tǒng)83用來限定混合式直升機1的縱傾從而推導出所述混合式直升機 1的機身相對于氣流的迎角并使其為零，風速計84用來糾正與風相關聯(lián)的誤差。
該調(diào)節(jié)操作包括將機身2和旋翼10合適地定位在相對于氣流基本上為零的迎角 處，從而實現(xiàn)最小的總阻力和最大的升力/阻力比。與自轉(zhuǎn)旋翼機模式中的運轉(zhuǎn)相比，該平 衡是有利的，這是因為即使旋翼縱傾有小變動，旋翼的升力/阻力比也很難改變。因此，旋 翼被"拉動"，而在總效率上沒有任何改變。 從飛行力學的角度來看，應該想到，旋翼10用來在起飛、降落和垂直飛行階段提 供混合式直升機1的所有升力，在巡航飛行期間提供一些升力，而機翼3用來提供支承所述 混合式直升機1的一部分升力。 當然，因為旋翼10總是由渦輪發(fā)動機5機械地驅(qū)動，所以該旋翼10產(chǎn)生"抗旋翼
扭矩"，該"抗旋翼扭矩"趨于使機身2沿著與旋翼10相反的方向轉(zhuǎn)動。 本發(fā)明的混合式直升機1沒有反扭矩旋翼，從而簡化其機械組件，因此降低旋翼
飛行器的重量和成本。 因此，由于混合式直升機1具有兩個螺旋槳6，每個螺旋槳安裝在機身2 —側(cè)的半 翼8上，所以可利用推力差來提供轉(zhuǎn)向控制和反扭矩功能，該推力差是由兩個螺旋槳施加 的推力之差。 換而言之，在垂直飛行中，假設從上方看時旋翼10逆時針旋轉(zhuǎn)，則左機身上的螺 旋槳6朝向旋翼飛行器的后部施加推力("后推力")，而右機身上的螺旋槳6產(chǎn)生朝向前 部的推力("前推力")。 在一變型中，也可如下實施反扭矩功能，在以上例子中，右螺旋槳6產(chǎn)生雙倍推 力，而左螺旋槳6不產(chǎn)生任何推力，應該理解，旋翼10必須朝向旋翼飛行器的后部傾斜以平 衡來自右螺旋槳的推力。在這種情況下，可以發(fā)現(xiàn)，比在兩個螺旋槳提供相反方向的推力時 需要更大的動力。 因此，基于上述例子和圖4，在高達125kt的第一前進速度、更準確地稱為第一航 線空速VI時，旋翼10的轉(zhuǎn)速等于263rpm的第一轉(zhuǎn)速Q(mào) 1 。在更高的速度下以及高達220kt 的第二航線空速V2時，旋翼的轉(zhuǎn)速逐漸減小至205rpm的第二轉(zhuǎn)速Q(mào)2。旋翼10的轉(zhuǎn)速在 第一和第二航線速度之間逐漸減小可應用斜率為(-l/R)的線性關系而變化，其中R是旋翼 的半徑，且該線性關系處于沿橫坐標標繪速度V且沿縱坐標標繪旋翼IO的轉(zhuǎn)速Q(mào)的坐標系中。 熟悉本領域的技術人員知道，假如空速增大，則位于旋翼飛行器的旋翼前進槳葉 的端部處的馬赫數(shù)達到稱作"阻力發(fā)散"馬赫數(shù)的馬赫數(shù)。 然后，在最大馬赫數(shù)時，該最大馬赫數(shù)小于或等于槳葉的端部翼型的所謂阻力發(fā) 散馬赫數(shù)，旋翼的轉(zhuǎn)速需要隨著旋翼飛行器的前進速度的增大而逐漸減小從而避免超過該 極限。 假如聲速寫成c，則在前進槳葉端部處的馬赫數(shù)等于表達式(V+U)/c或?qū)嶋H上
16(V+QR)/c。在應用下列線性關系[(c.Mn-V)/R]時，對等于Mm的最大馬赫數(shù)施加影響相當 于會使Q變化。 假設最大馬赫數(shù)等于0. 85且垂直飛行中在槳葉端部處的外圍空速是220m/s(旋 翼的轉(zhuǎn)速是263rpm)，則在ISA條件(外界溫度5°C )下，前進槳葉的馬赫數(shù)在航線空速為 125kt且高度為1500米時達到0. 85。 在125kt-200kt的范圍內(nèi)，旋翼的轉(zhuǎn)速適于符合上述關系。 當旋翼飛行器的航線空速是220kt時，槳葉末端處空速由于旋轉(zhuǎn)而等于171m/ s(旋翼的轉(zhuǎn)速205rpm或旋翼標稱轉(zhuǎn)速的78% )，而前進參數(shù)y等于0. 66。在前進參數(shù) 的該值時，為了保持平均槳葉升力系數(shù)Czm小于0. 5且因此避免在后行槳葉處分離，如果槳 葉的翼弦沒有較大的增加(60%的增加會導致傳統(tǒng)的四槳葉直升機具有一米的翼弦)，就 無法保持旋翼的升力。顯然，槳葉在高速前進時的這種過大尺寸會導致旋翼飛行器的重量 顯著增加，并會損害其性能。因此，最大許可起飛重量約為8t的混合式直升機1的旋翼逐 漸由具有小翼展L的機翼3來接管，該機翼3在220kt傳遞了約31%的升力。在這些條件 下，當航線空速增大時，在垂直飛行中等于0.5(機翼貢獻的升力估計為4.5%)的槳葉升力 系數(shù)Czm在125kt時減小到0. 43，這是因為來自機翼3的升力增大了 ，而槳葉升力系數(shù)Czm 在220kt時增大到0. 54，這是因為旋翼轉(zhuǎn)速減小到其標稱轉(zhuǎn)速的78%。在這些條件下，旋 翼以約為12. 2的最大升力/阻力比運轉(zhuǎn)。 最后，本發(fā)明的混合式直升機1的總體結構與以下相關聯(lián) 在渦輪發(fā)動機5、旋翼10、螺旋槳6和機械互連系統(tǒng)15之間的恒定比例，在高達 運載工具的第一前進速度時，驅(qū)動系統(tǒng)以第一轉(zhuǎn)速旋轉(zhuǎn)，而當高達等于最大前進速度的第 二前進速度時，驅(qū)動系統(tǒng)的轉(zhuǎn)速減小至第二轉(zhuǎn)速； 用于無需尾旋翼就能將運載工具的縱傾控制和保持在零值的裝置70 ;
—體的驅(qū)動系統(tǒng)4 ;以及 機械互連系統(tǒng)15，與噴氣式推進旋翼相比有更好的機械效率和更小的噪音從而 是較佳的； 所有這些有助于獲得高性能。 因此，混合式直升機1的特點在于優(yōu)異的多功能性，能對運載工具的速度、航程和
重量之間的折衷進行最優(yōu)化。例如，對于重約8t、運載16名乘客的混合式直升機1來說，具
有約為2t的燃料，就可獲得下列性能 懸停持續(xù)時間4. 2小時; 220kt時可用航程511海里；以及 經(jīng)濟巡航速度125kt時可用航程897海里。 類似地，再舉一例，用約16. t的燃料以20kt的速度20分鐘就能實施400海里飛 行任務。 這些結果顯示了混合式直升機1的大量靈活性和適應性，以及與傳統(tǒng)直升機相比 的優(yōu)點。傳統(tǒng)直升機的巡航速度在飛行任務期間對于其燃料消耗只有很小影響，因此其最 大巡航速度相對接近于經(jīng)濟巡航速度，從而顯著增大運載工具的可用航程的唯一選擇就是 減小乘客數(shù)量以可在機上帶上附加的燃料。 當然，本發(fā)明在其實施方式方面可有許多變型。具體地說，重要的是觀察到，所述的本發(fā)明具體涉及總重約為8t的混合式直升機。然而，本發(fā)明可應用于任意重量的旋翼飛 行器，例如從小重量的無人駕駛飛機到非常大噸位的運載工具。盡管以上描述了若干實施 例，但是應該理解，窮舉地給出所有可能實施例是不可設想的。當然可設想用等效裝置來替 換所述裝置中的任一個而不超出本發(fā)明的范圍。
權利要求
一種具有長航程和高前進速度的混合式直升機(1)，所述直升機包括·機體，所述機體由以下構成·機身(2)；·固定至所述機身(2)的升力產(chǎn)生表面(3)；以及·穩(wěn)定和操縱表面，即，用于俯仰的有具有至少一個俯仰控制表面(35)的水平穩(wěn)定器(30)，所述俯仰控制表面(35)可相對于前部(34)運動；而用于轉(zhuǎn)向的有至少一個合適的穩(wěn)定器(40)；以及·一體的驅(qū)動系統(tǒng)(4)，所述驅(qū)動系統(tǒng)(4)由以下構成·機械互連系統(tǒng)(15)，所述機械互連系統(tǒng)(15)位于首先的具有半徑(R)的旋翼(10)與其次的至少一個螺旋槳(6)之間，對所述旋翼(10)的槳葉(11)的總距和周期距進行控制，而對所述螺旋槳(6)的槳葉的總距進行控制；以及·至少一個渦輪發(fā)動機(5)，所述渦輪發(fā)動機(5)驅(qū)動所述機械互連系統(tǒng)(15)；所述直升機的特征在于，在所述混合式直升機的正常構造中，無論飛行階段如何，所述旋翼(10)都由所述至少一個渦輪發(fā)動機(5)來連續(xù)驅(qū)動旋轉(zhuǎn)，所述旋翼(10)的轉(zhuǎn)速(Ω)在高達所述混合式直升機(1)的第一航線空速(V1)時等于第一轉(zhuǎn)速(Ω1)，然后根據(jù)所述混合式直升機(1)的航線空速、應用線性關系而逐漸減小。
2. 如權利要求l所述的混合式直升機(l)，其特征在于，在沿橫坐標標繪所述混合式直 升機(1)的航線空速(V)且沿縱坐標標繪所述旋翼的轉(zhuǎn)速(Q)的坐標系中，所述線性關系 的斜率等于(-l/R)。
3. 如權利要求1或權利要求2所述的混合式直升機(l)，其特征在于，從所述第一轉(zhuǎn)速 (Q 1)開始，所述旋翼(10)的轉(zhuǎn)速(Q)逐漸減小到在所述混合式直升機(1)的第二航線空 速(V2)時的第二轉(zhuǎn)速(Q2)。
4. 如權利要求1至3中任一項所述的混合式直升機(1)，其特征在于，所述旋翼(10) 的所述第一轉(zhuǎn)速(Q 1)約為260rpm。
5. 如權利要求4所述的混合式直升機(l)，其特征在于，所述旋翼(10)的所述第一轉(zhuǎn) 速(Ql)基本上等于263rpm，所述旋翼(10)的直徑基本上等于16m。
6. 如權利要求1至5所述的混合式直升機(l)，其特征在于，所述第一航線空速(VI) 基本上等于125kt。
7. 如權利要求3至6中任一項所述的混合式直升機(3)，其特征在于，所述旋翼(10) 的所述第二轉(zhuǎn)速(Q 2)基本上等于205rpm。
8. 如權利要求3至7中任一項所述的混合式直升機(1)，其特征在于，所述第二航線空 速(V2)基本上等于220kt。
9. 如任一前述權利要求所述的混合式直升機(l)，其特征在于，在前進槳葉(11)的端 部處的馬赫數(shù)在高達所述第一航線空速(VI)時小于0.85，而在處于所述第一航線空速和 第二航線空速之間時保持恒定且等于0. 85。
10. 如任一前述權利要求所述的混合式直升機(l)，其特征在于，對于大于150kt的航 線空速，所述旋翼(10)的升力/阻力比(f)是大約12. 2。
11. 如任一前述權利要求所述的混合式直升機(l)，其特征在于，對于大于150kt的航 線空速，所述機翼(3)和所述旋翼(10) —起的升力/阻力比(F)大于12。
12. 如任一前述權利要求所述的混合式直升機(l)，其特征在于，所述至少一個渦輪發(fā) 動機(5)、所述至少一個螺旋槳(6)、所述旋翼(10)、以及所述機械互連系統(tǒng)(15)的輸出轉(zhuǎn) 速是相互成比例的，在所述一體的驅(qū)動系統(tǒng)的正常運行條件下，無論所述混合式直升機(1) 的飛行構造如何，所述比例都是恒定的。
13. 如權利要求12所述的混合式直升機(l)，其特征在于，所述旋翼(10)首先提供起 飛、降落、懸停、垂直飛行所需的所有升力，其次總是提供巡航飛行所需的一部分升力，所述 旋翼(10)總是由所述至少一個渦輪發(fā)動機(5)來驅(qū)動旋轉(zhuǎn)，而不貢獻牽引力或阻力。
14. 如權利要求12所述的混合式直升機(l)，其特征在于，所述旋翼(10)首先提供起 飛、降落、懸停、垂直飛行所需的所有升力，其次總是提供巡航飛行所需的一部分升力，所述 旋翼(10)總是由所述至少一個渦輪發(fā)動機(5)來驅(qū)動旋轉(zhuǎn)，只貢獻很小的牽引力而不貢獻 阻力。
15. 如權利要求13或權利要求14所述的混合式直升機(1)，其特征在于，由所述旋翼 (10)產(chǎn)生的升力在零航線空速時是所述混合式直升機(1)的重量的約1.05倍，而在大于 220kt的航線空速時是所述直升機的重量的0. 69倍，中間值等于50kt時為0. 98倍；80kt 時為0. 96倍;125kt時為0. 90倍;150kt時為0. 85倍;170kt時為0. 81倍；以及200kt時 為0. 74倍。
16. 如任一前述權利要求所述的混合式直升機(l)，其特征在于，所述水平穩(wěn)定器(30) 和所述垂直穩(wěn)定器(40)形成朝向所述機身(2)的倒置U形的一件式組件。
17. 如任一前述權利要求所述的混合式直升機(l)，其特征在于，兩個渦輪發(fā)動機(5) 設置在所述機身(2)上。
18. 如權利要求1至16中任一項所述的混合式直升機(1)，其特征在于，兩個渦輪發(fā)動 機(5)設置在所述機翼(3)上，在所述機身(2)的兩側(cè)各設置一個所述渦輪發(fā)動機(5)。
19. 如任一前述權利要求所述的混合式直升機(l)，其特征在于，反扭矩功能由單個螺 旋槳(6)來提供。
20. 如權利要求1至18中任一項所述的混合式直升機(l)，其特征在于，反扭矩功能由 所述兩個螺旋槳(6)之間的推力差來提供，一個螺旋槳朝向所述混合式直升機(1)的前部 傳遞推力，另一螺旋槳朝向所述混合式直升機(1)的后部傳遞推力。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種混合式直升機(1)，該混合式直升機首先包括機體，該機體設有機身(2)、升力產(chǎn)生表面(3)和穩(wěn)定表面(30，35，40)，該混合式直升機其次包括驅(qū)動系統(tǒng)，該驅(qū)動系統(tǒng)由以下構成機械互連系統(tǒng)(15)，所述機械互連系統(tǒng)(15)位于首先的具有半徑(R)的旋翼(10)與其次的至少一個螺旋槳(6)之間，對所述旋翼(10)的槳葉(11)的總距和周期距進行控制，而對所述螺旋槳(6)的槳葉的總距進行控制；以及至少一個渦輪發(fā)動機(5)，所述渦輪發(fā)動機(5)驅(qū)動機械互連系統(tǒng)(15)。本發(fā)明的顯著之處在于，旋翼(10)的轉(zhuǎn)速(Ω)在高達所述混合式直升機(1)的第一航線空速(V1)時等于第一轉(zhuǎn)速(Ω1)，然后根據(jù)所述混合式直升機(1)的航線空速、應用線性關系而逐漸減小。
文檔編號B64C27/26GK101790480SQ200880025679
公開日2010年7月28日 申請日期2008年4月25日 優(yōu)先權日2007年5月22日
發(fā)明者P·羅伊士 申請人:尤洛考普特公司