CN101048313A - 用于旋翼飞机的推进反扭矩系统 - Google Patents

Abstract

本发明披露一种具有增强结构的旋翼飞机，其中简单的机翼与推进反扭矩系统相结合。推进反扭矩系统包括反扭矩推力器系统，在该系统中，可变间距的风扇安装在旋翼飞机尾桁的内部，而反扭矩推力器喷嘴安装在尾桁的末端。风扇由主旋翼驱动直接驱动。风扇的结构和位置允许来自引擎的主要排放气体与来自风扇的压缩气流混合。来自风扇和引擎的混合气流经过尾桁并从推力器喷嘴排出。

Description

用于旋翼飞机的推进反扭矩系统

技术领域

本发明涉及旋翼飞机。特别地，本发明涉及用于旋翼飞机的推进反扭矩系统。

背景技术

为了在传统直升机的生产性方面进行有意义的改进，需要增加30％的巡航速度，且必须在特定噪音和驾乘质量的约束条件下实现改进。历史上，直升机生产性的改进至少只是渐进的。其主要原因在于经典的直升机结构。在经典的直升机结构中，存在某些妨碍生产性改进的根本限制，包括：后斜螺旋桨失速、旋翼桨叶载荷、前进螺旋桨叶稍马赫数和增加的速度所需的功率上的大幅增加。这些物理限制导致振动增加，而导致较差的驾乘质量和组件寿命降低。此外，这些物理限制导致尺寸增加，在直升机设计为要解决这些限制时，结构的协同增长会使直升机的最终成本增加。

对该问题的典型解决办法是开发复合直升机，其中这些结构限制经由辅助设备来解决，诸如机翼、额外的引擎和推进器。这些方法的引入，由于它们使复杂度和重量增加，降低了直升机运行的安全性及其长期可靠性。

尽管带机翼、额外引擎和推进器的复合直升机的发展代表了直升机生产性方面的显著进步，但仍存在相当的缺陷。

发明内容

因此，本发明的目的是提供一种旋翼飞机，具有推进反扭矩系统，能改善旋翼飞机的生产性，同时即决经典直升机结构的限制。

本发明的另一目的是提供一种旋翼飞机，其中提升组合与推进组合相结合。

通过提供一种具有增强的直升机结构的旋翼飞机来实现这些目的，该直升机结构中，简单的机翼与推进反扭矩系统相结合。推进反扭矩系统包括反扭矩推力器系统，其中可变间距的风扇安装在旋翼飞机的尾桁中，而反扭矩推力器喷嘴安装在尾桁的末端。风扇经由短轴从主旋翼驱动直接得到驱动。风扇的这种结构和位置允许来自引擎的主要排放气体与来自风扇的气流混合。来自风扇和引擎的混合气流经过尾桁并从推力器喷嘴排出。本发明的旋翼飞机的所有实施例可构建为用于有人驾驶或无人驾驶的操作。

本发明具有显著的优点，包括：(1)旋翼飞机的巡航速度可以增加30-40节；(2)螺旋桨负荷及摆动显著降低；(3)桨毂和控制载荷的极限改善；(4)高速下的驾乘质量显著提高；(5)盘旋及飞越时的噪音水平显著降低；和(6)系统复杂度极大地降低；(7)旋翼飞机的红外(IR)特征显著降低，因为主要的引擎排放气体在与来自风扇的气流混合时很大程度地被稀释；(8)旋翼飞机的声学特征极大地降低，因为主引擎和推进反扭矩系统在旋翼飞机的尾桁内部；(9)在地面运行期间，旋翼飞机对于个人来说更加安全，因为主引擎和推进反扭矩系统都在飞行器的尾桁内部，由此消除了暴露在热排放气体或尾部螺旋桨的冲击之下的可能；(10)提供反扭矩推力，不需要采用通过辅助驱动系统驱动的风扇的尾部螺旋桨式装置或推力装置；和(11)。

在随后所书写的描述中其他目的、特征和优点将更加显而易见。

附图说明

在权利要求中阐述了认为是本发明特点的新颖特征。然而，通过结合所附附图来参考随后的详细描述，将能对本发明本身以及使用的优选模式及其进一步目的和优点作出最好的理解。

图1A为根据本发明的具有推进反扭矩系统的旋翼飞机俯视图；

图1B为图1A的旋翼飞机的部分切去的侧视图；

图2为图1A和1B的旋翼飞机的推进反扭矩系统俯视示意图；

图3A-3C为图2的推进反扭矩系统的推力喷嘴示意图；

图4A为根据本发明的具有推进反扭矩系统的旋翼飞机替换实施例的俯视图；和

图4B为图4A的旋翼飞机的部分切去的侧视图。

具体实施方式

本发明提出一种提升组合与推进组合的独特结合，以制造能以很高的速度行进的小型旋翼飞机。提升组合通过小机翼来提供，而推进组合通过气动推进反扭矩系统来提供。尽管本文中相对于直升机来描述本发明，但应理解，本发明可用于各种旋翼飞机。

参见附图中的图1A和1B中，显示了根据本发明的直升机11的优选实施例。图1A为直升机11的俯视图，而图1B为直升机11的侧剖视图。直升机11包括带有机舱部分15的机身13、机舱盖17、尾桁19、竖直尾翼18、水平稳定器21和可控舵22。直升机11由安装在尾桁19内的主涡轮轴16提供动力。引擎16经由驱动轴24和变速箱26向主旋翼系统21提供扭矩。主旋翼系统21包括旋转控制系统23、主旋翼轴25、旋翼毂27和旋翼桨叶29。

直升机11包括用于提升组合的装置和分离的用于推进组合的装置。在优选实施例中，通过小机翼31a和31b来提供提升组合，该小机翼31a和31b设置在机身13每一侧大约机舱部分15纵向中点的位置。尽管机翼31a和31b显示为后掠式机翼，应理解，机翼31a和31b可以是各种形状、尺寸和结构，取决于所需的工作特性。通过主要在尾桁19所带的推进反扭矩系统33来提供推进组合。

推进反扭矩系统33优选地为气动反扭矩推力器系统，具有在尾桁19内部携带的风扇模块35，和设置在尾桁19尾部端的反扭矩推力喷嘴37。在优选实施例中，风扇模块35与引擎16相结合，以使得风扇模块35和变速箱都通过驱动轴24来驱动。风扇模块35在尾桁19中位于引擎16的前端，且风扇模块35和引擎16设置在沿尾桁19的长度延伸的内管道系统36中。推力喷嘴37包括多个关节连接的控制导片41，且可以具有垂直翅片42。控制导片41的定位通过计算机以及电的或液压的致动器来控制，软件在直升机飞行控制计算机中或在引擎控制计算机中。

风扇模块35优选地包括入口引导片51、旋翼盘53、和定子55。在优选实施例中，旋翼盘53旋转，而入口引导片51和定子55不旋转；然而，入口引导片51、旋翼盘53和定子55的叶片可以是可变间距的叶片。应理解，取决于所需的工作性能，入口引导片51、旋翼盘53和定子55可以结合各种旋转盘及非旋转盘、可变间距叶片及固定叶片的各种结构。

为了在管道36和尾桁19内控制并保持相对低的温度，多个溢出门71设置在尾桁19的尾部附近。溢出门71将管道系统36中流动的过量空气排出至大气中，以在管道系统36内保持所选定的内部温度。溢出门71位于尾桁19的两侧，并互相协作地工作。这就确保通过溢出门71的气流产生的力被抵消。然而，应理解，溢出门可以以产生净侧向推力的方式工作。作为推力喷嘴37的反扭矩功能和偏航控制功能的补充，这一点特别有用。

现在额外地参见附图中的图2，对直升机11的独特结构和运行进行描述。通过被导向的、混合的、压缩的气流来提供反扭矩推力和尾面推进推力。这种混合的压缩气流是由风扇模块35和引擎16的独特的联合结构形成的。如上所解释的，风扇模块35通过相同的引擎动力涡轮轴来驱动，该引擎动力涡轮轴向主旋翼组件21的变速箱26提供动力。如此，不需要用于风扇模块35的辅助驱动系统。这就消除了为单独的风扇提供独立轴系的需要，由此减少部件数量、复杂度和重量。对于有人驾驶直升机11，可以在风扇35的传动系统中包括超速/惯性滑行离合器45，以允许在飞行中引擎16关闭时提供反扭矩推力。对于无人驾驶直升机，离合器45可以省略，以进一步降低复杂度、成本和重量。

在运行中，空气在引擎空气入口61进入引擎16并通过引擎排放喷嘴63排出。与此同时，空气进入风扇空气入口65并由管道系统36引导环绕引擎16。引擎排放喷嘴63优选地为菊瓣式喷嘴，能提供剪切层，用于扰乱从引擎16排出的气流，有助于来自风扇模块35的气流与来自引擎16的排出气流进行混合。应注意，来自引擎16的排气本身并不是推进的。推进力通过风扇模块35产生。

混合气流沿管道系统36流至尾桁10的端部，在该端部混合气流通过推力喷嘴37排出。风扇气流与主引擎排放气流的混合导致飞机排放气流极大地稀释，由此提供飞行器红外特征的显著降低。这能降低传统引擎排放气体红外抑制装置的成本、重量和复杂度。此外，由于主引擎16和反扭矩推进系统33都位于直升机11的尾桁19内部，所以推进反扭矩系统33使飞机的声学特征显著降低。

在优选实施例中，通过直升机11的飞行控制计算机来操作并控制推进反扭矩系统33。推进反扭矩系统33能执行许多不同的功能，包括：(1)提供反扭矩推力；(2)提供用于偏航控制的左右推力；(3)提供向前的推力；(4)通过将冷的风扇空气与热的来自引擎16的排放空气混合，来减少直升机11的红外(IR)特征；(5)通过将引擎16和风扇模块35置于尾桁16中来减少直升机11的声学特征；以及(6)提供间距距离和姿态控制。

现在参见附图中的图3A-3C，在三个俯视图中示意性地显示控制导片41的操作。在图3A中，控制导片41在向前推进的模式下纵向排列。在图3B中，控制导片在向左推力模式下铰接而向左。在图3C中，控制导片41在向右推力模式下铰接向右。控制导片41一致地铰接，并一起工作，以选择性地对引导管道系统36的混合气流。每个独立的控制导片41都在大致垂直的轴线上枢转，并可枢转地连接至相邻的控制导片41上。这可允许每组控制导片41的最大运动。

在运行中，来自风扇模块35的混合气流在具有选定的流动面积的前端进入控制导片41。当有必要或需要提供反扭矩推力或偏航控制侧向推力时，控制导片41通过与它们相对应的致动器而被移动到所需位置。在优选实施例中，由于控制导片被移动到左推力模式和右推力模式下，所以出口面积减小。这就增加了通过推力喷嘴37而产生的推力。

应理解，可以在不脱离本发明精神的情况下以各种方式构建推力喷嘴37。例如，推力喷嘴37可包括大致水平枢转的控制导片，允许对推力垂直再导向。这种水平控制导片允许推力喷嘴37用于间距和姿态控制。此外，尽管控制导片41显示为具有机翼形垂直截面，应理解，控制导片41可以以各种形状来形成，包括弯曲的、凹面的、凸面的以及不同形状的结合。

进而，推力喷嘴37可以构建为勺子形喷嘴，能绕尾桁19的纵向轴线旋转。这允许通过旋转推力喷嘴37的勺状部使气流分流到不同的流动通道，并选择性地导向通过该勺状部。例如，管道系统36可以分为数个纵向延伸的部分。推力喷嘴37的入口端可分成与管道系统的各部分相对准的部分。随着喷嘴被转动，来自某些部分的气流转向勺状部的其他部分。

从盘旋转入低速巡航模式，可通过改变风扇模块35叶片的间距并调整控制导片41的角度来精确地控制直升机11的偏航。在特定的设计速度之上，即大于100节，垂直尾翼18和可控方向舵22能消除对推进偏航的修正和控制的需要。当不再需要反扭矩推力时，控制导片41位于向前推力的模式，以使气流流过垂直翅片42，由此在向前飞行过程中提供推进推力。由此，推力喷嘴37随后提供额外的力，以将直升机11加速至高速巡航模式，其中机翼31a和31b为主旋翼系统21卸掉高达所需升力20％的负担。

主旋翼系统21，其能根据噪声考虑因素而在相对低的桨片端速下运行，由此既可以卸掉升力的负担又可以卸掉推进力的负担。这能导致显著降低螺旋桨负荷以及摆动，并改善高速下的驾乘质量。由于降低的主旋翼端速以及通过将风扇模块35装入尾桁19而确实消除了由尾部旋翼造成的反扭矩噪声，所以在盘旋和飞越过程中直升机11的总体噪声减少。可以消除组合(即额外的轴、变速箱、推进器、控制器等)的系统复杂度，同时能保持它们所需的特性。结果，直升机11具有速度、驾乘质量，以及带有相对简单的反扭矩系统的组合的旋翼小型化性能。

推进反扭矩系统33使用较少且较简单的部件，由此减少故障种类并增加安全性，同时减少成本和重量。此外，在地面运行期间，推进反扭矩系统33对于个人来说更加安全，因为主引擎16和推进反扭矩系统33都在直升机11的尾桁19的内部，由此消除了暴露在热的排放气体和尾翼冲击之下的可能性。

现在参见附图中的图4A和4B，显示了根据本发明可替换实施例的具有推进反扭矩系统直升机111。图4A为直升机111的俯视图，而图4B为直升机111的部分切去的侧视图。直升机111包括具有机舱部分115的机身113引擎舱盖117、尾桁119、垂直尾翼118、水平尾翼120和可控制方向舵122。直升机111通过装载于引擎舱盖117之内的主涡轮轴引擎116来提供动力。在本实施例中，引擎116包括排放口128，能允许来自引擎116的排放气体不经混合而排放到大气中。引擎116经由驱动轴124和变速箱126向主旋翼系统121提供扭矩。主旋翼系统121包括旋转控制系统123、主旋翼轴125、旋翼毂127和旋翼桨叶129。

如同直升机11一样，直升机111包括用于提升组合的装置和分离的、用于推进组合的装置。在优选实施例中，通过小机翼131a和131b来提供提升组合，该小机翼131a和131b设置在机身113每一例大约机舱部分115纵向中点的位置。尽管机翼131a和131b显示为后掠式机翼，应理解，机翼131a和131b可以是各种形状、尺寸和结构，取决于所需的工作特性。通过主要在尾桁119所带的推进反扭矩系统133来提供推进组合。

推进反扭矩系统133优选地为气动反扭矩推力器系统，具有在尾桁119内部的恒速风扇模块135，和设置在尾桁119尾部端的反扭矩推力喷嘴137。如图1A和1B一样，风扇模块135可以包括入口引导片151、旋翼盘153、和定子155。

风扇模块135在形式上和功能上与风扇模块35相同。如此，风扇模块135优选地包括入口引导片151、旋翼盘15、和定子155。在优选实施例中，旋翼盘153旋转，而入口引导片151和定子155不旋转；然而，入口引导片151的叶片、旋翼盘153和定子155可以是可变间距的叶片。应理解，取决于所需的工作性能，入口引导片151、旋翼盘153和定子155可以结合各种结构旋转盘及不旋转盘，可变间距及固定间距的叶片。

图4A和4B的实施例与图1A和1B的实施例的区别是，风扇模块135不与引擎116相结合，且不被相同的驱动轴所驱动，即不被驱动轴124驱动。在图4A和4B的实施例中，风扇模块135设置在引擎116下，并被从变速箱126伸出的第二驱动轴151所驱动。如此，直升机111的推进反扭矩系统133执行推进反扭矩系统33的所有推进反扭矩功能，只是推进反扭矩系统133不具有能将来自引擎116的热排放气体与来自风扇135的冷压缩空气混合的能力。此外，推进反扭矩系统133的管道系统136、推力喷嘴137、控制导片141和溢出门171所起功能与推进反扭矩系统33的管道系统36、推力喷嘴37、控制导片41和溢出门71相同。

应理解，图1A和1B的实施例特别适用于军事应用，且图3A和3B的实施例特别适用于商业应用。

显而易见，已经对具有显著优点的本发明进行了描述和显示。尽管本发明以有限数量的形式进行了展示，本发明并不限于这些形式，在不脱离本发明精神的情况下可以进行各种改变与修改。

Claims (24)

1、一种旋翼飞机，包括：

用于提升组合的装置；和

分离的用于推进组合的装置。

2、根据权利要求1所述的旋翼飞机，其中，用于所述提升组合的装置为设置在所述旋翼飞机侧面的多个机翼。

3、根据权利要求1所述的旋翼飞机，其中，用于所述推进组合的装置为气动推进反扭矩系统。

4、根据权利要求3所述的旋翼飞机，其中，所述气动推进反扭矩系统包括：

尾桁，设置在所述旋翼飞机的尾端；

引擎，设置在所述尾桁中，用于通过驱动轴向所述旋翼飞机的旋翼系统提供扭矩；

风扇模块，设置在所述尾桁中并通过所述驱动轴驱动，用于产生通过所述尾桁的压缩气流；

推力喷嘴，设置在所述尾桁的末端，用于选择性地产生反扭矩推力和向前推力；和

其中，所述风扇模块相对于所述引擎设置，以使得来自所述风扇模块的压缩气流与来自所述引擎的排放气体混合，以冷却来自所述引擎的排放气体。

5、根据权利要求4所述的旋翼飞机，其中，所述推力喷嘴包括：

至少一个控制导片，设置在所述尾桁的尾端，用于选择性地控制反扭矩推力和向前推力。

6、根据权利要求4所述的旋翼飞机，其中，所述风扇模块具有可变间距的风扇叶片。

7、根据权利要求4所述的旋翼飞机，其中，所述风扇模块包括：

入口引导片；

旋翼盘；和

定子。

8、根据权利要求7所述的旋翼飞机，其中，所述入口引导片、所述旋翼盘和所述定子为选定的旋转和非旋转结构以及选定的可变间距叶片和固定叶片结构的结合。

9、根据权利要求4所述的旋翼飞机，进一步包括：

惯性滑行离合器，设置在所述风扇和所述驱动轴之间，以允许在飞行中关闭所述引擎的自动旋转期间提供反扭矩推力。

10、根据权利要求4所述的旋翼飞机，进一步包括；

管道系统，设置在所述尾桁中，用于将气流经过所述尾桁导向推力喷嘴。

11、根据权利要求10所述的旋翼飞机，进一步包括：

可调整溢出门，设置在所述尾桁的尾端附近，用于选择性地从所述管道系统中释放过量的气流，且用于保持所述管道系统中选定的最大温度。

12、根据权利要求4所述的旋翼飞机，其中，所述控制导片铰接于左推力模式、右推力模式和向前推力之间，在该左推力模式中，所述控制导片相对于所述尾桁枢转且彼此相对枢转，以便将气流导向所述尾桁的左方，由此产生左推力；而在该右推力模式下，所述控制导片相对于所述尾桁枢转且彼此相对枢转，以便将气流导向所述尾桁的右方，由此产生右推力；在该向前推力模式下，所述控制导片纵向排列，以便将气流导出所述尾桁的尾端，由此产生向前的推力。

13、根据权利要求4所述的旋翼飞机，其中所述控制导片构建为产生减小的出口面积，由此增加由所述风扇模块产生的推力。

14、根据权利要求4所述的旋翼飞机，其中所述推力喷嘴为勺状喷嘴。

15、一种旋翼飞机，具有用于驱动旋翼系统的引擎，包括：

多个机翼，设置在所述旋翼飞机的侧面，以提供提升组合；和

气动推进反扭矩系统，包括：

尾桁，设置在所述旋翼飞机的尾端；

风扇模块，设置在所述尾桁中并通过所述引擎驱动，用于产生经过所述尾桁的压缩气流；和

推力喷嘴，设置在所述尾桁末端，用于选择性地产生反扭矩推力和向前推力。

16、根据权利要求15所述的旋翼飞机，其中所述喷嘴包括：

多个铰接的控制导片，设置在所述尾桁的尾端，用于选择性地控制反扭矩推力和向前推力。

17、根据权利要求15所述的旋翼飞机，其中所述风扇模块包括：

入口引导片；

旋翼盘；和

定子；

其中，所述入口引导片、所述旋翼盘和所述定子为选定地旋转和不旋转结构及选定的可变间距叶片和固定叶片结构的结合。

18、根据权利要求15所述的旋翼飞机，进一步包括：

惯性滑行离合器，与所述风扇相关联，以允许在飞行中关闭所述引擎的自动旋转期间提供反扭矩推力。

19、根据权利要求15所述的旋翼飞机，进一步包括：

管道系统，设置在所述尾桁中，用于将气流经过所述尾桁导向推力喷嘴。

20、根据权利要求19所述的旋翼飞机，进一步包括：

可调整溢出门，设置在所述尾桁的尾端附近，用于选择性地从所述管道系统中释放过量的气流，且用于保持所述管道系统中选定的最大温度。

21、根据权利要求16所述的旋翼飞机，其中，所述控制导片铰接于左推力模式、右推力模式和向前推力之间，在该左推力模式中，所述控制导片相对于所述尾桁枢转且彼此相对枢转，以便将气流导向所述尾桁的左方，由此产生左推力；而在该右推力模式下，所述控制导片相对于所述尾桁枢转且彼此相对枢转，以便将气流导向所述尾桁的右方，由此产生右推力；在该向前推力模式下，所述控制导片纵向排列，以便将气流导出所述尾桁的尾端，由此产生向前的推力。

22、根据权利要求16所述的旋翼飞机，其中，所述控制导片构建为产生减小的出口面积，由此增加由所述风扇模块产生的推力。

23、根据权利要求15所述的旋翼飞机，其中，所述推力喷嘴为勺状喷嘴。

24、一种能减少旋翼飞机红外特征的方法，包括以下步骤：

设置尾桁；

将引擎置于所述尾桁中；和

将风扇模块置于所述尾桁中，以使得来自所述风扇模块的压缩气流与来自所述引擎的排放气体混合，以冷却来自所述引擎的排放气体。

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