CN103079955B - 私人飞机 - Google Patents

Abstract

一种安全、安静、容易控制、有效和紧凑的飞机构型通过多个垂直提升旋翼、串联机翼和前推推进器的组合来实现。垂直提升旋翼与前后机翼相结合使得提升中心与重力中心平衡，从而用于垂直和水平飞行。这种机翼和多个旋翼的系统具有允许用于盘旋、过渡或巡航飞行的有效载荷的重量相对大地变化，同时还提供竖直推力冗余的能力。推进系统使用具有足够小尺寸的多个提升旋翼和前推推进器，从而避免可能的叶片冲击，并为乘客提供增加的感知安全性和实际安全性。使用多个独立旋翼提供了冗余，并且消除了会使得飞行器在飞行中不能操作的单点失效模式。

Description

私人飞机

相关申请的交叉参考

本申请要求2010年7月19日提交的美国临时专利申请No.61/365761的权益，该临时申请的全部内容通过引用合并。

技术领域

本发明总体涉及一种私人飞机，其能够提供安全操作，同时实现有效控制。特别是，本发明包括具有垂直起飞和降落能力的飞机，并以用于盘旋、过渡和巡航飞行的控制方式提供垂直和水平推力。

背景技术

代替使用跑道来为机翼提供足够的地面速度从而提供足够提升，垂直起飞和降落需要飞机提供垂直和向前推力。垂直方向上产生的推力为飞行器提供提升；水平产生的推力提供向前运动。垂直起飞和降落(VTOL)飞机可以产生垂直和水平推力，并能够以平衡方式控制这些力。

转动机翼的飞机或直升机是一种常见类型的VTOL飞机。直升机具有大型旋翼，其提供垂直和水平推力。为了使得旋翼在一定空气速度范围上执行这种双重功能，旋翼通常非常复杂。根据飞行器的飞行条件，旋翼叶片必须围绕360度转动方位角处于不同取向角度上以提供需要的推力。因此，旋翼具有叶片取向角度的总体和轮转的变化。总体变化相同地改变了每个叶片的角度，而与360度转动方位角无关。轮转的变化作为360度转动方位角的函数来改变叶片攻角。轮转的控制允许旋翼在多个方向上倾斜，并且因此向前、向后、向左或向右引导旋翼的推力。这种方向提供控制力，以便在水平平面内运动直升机，并响应于例如阵风的干扰。

直升机旋翼非常大，并未被保护，会撞击到附近的障碍物。另外，它们利用机械上复杂的系统来控制总体和轮转的叶片角度。这种旋翼在机械上很复杂，并需要维护。旋翼通常以低速转动，这造成旋翼和马达之间的沉重的传动装置。这种传动装置或齿轮箱减小了飞行器的有效载荷潜力以及飞行器的安全性。由于整个飞行器系统上的机械复杂性，许多部件是单点失效。由于缺少冗余，需要经常检查和维护来保持飞行器安全。

发明内容

描述的实施方式提供一种私人飞机，其具有安全、安静和有效以及容易控制、高度紧凑的构型，其能够实现垂直起飞并过渡到向前飞行，且从向前飞行过渡到降落。在一种实施方式中，飞机构型包括多个旋翼，其被取向为在起飞、向向前飞行的过渡和从向前飞行的过渡以及降落过程中提供用于提升的垂直推力和控制。旋翼沿着机身的左舷侧和右舷侧纵向定位，两个或更多个旋翼定位在每侧。

机身承载可变重量的有效载荷。飞机在飞行器的前部和后部具有串联的机翼，其组合的提升中心靠近飞机的重力中心(CG)。机翼在巡航过程中提供提升和控制，一个或多个后部定位的推进器提供向前推力。垂直提升旋翼和前后串联机翼的组合限制了旋翼，允许飞机的重力中心运动，同时还使得飞行器保持垂直和水平飞行控制。前后机翼还被定位成提供界限，以避免外界物体对于提升旋翼的损害(FOD)。除了改变攻角和姿态之外，包括升降舵和副翼的控制表面能够通过调节提升中心补偿飞行过程中飞机CG中的变化。垂直提升旋翼围绕CG布置，并且每个旋翼的推力是可以调节的，如果CG变化，在垂直飞行中允许提升中心重新定位。

由于垂直提升旋翼的多个数量和独立性，垂直推力是冗余的，并且推力和控制即使在任何单个旋翼失效时也保持可用。由于具有提供大控制力的多个垂直旋翼，旋翼能够较小，即使在阵风条件下，对于操作也具有较快的响应速度。在一种实施方式中，单独的电动马达和控制器为每个垂直提升旋翼供能，从而为提升系统针对一个或多个提升旋翼的失效提供冗余。在一些实施方式中，垂直推力旋翼嵌入使其隐藏的导管中，并提供增加的提升。在其他实施方式中，保护外罩防止与其他物体的接触，并避免对于旋翼的FOD。保护外罩与直线垂直提升旋翼相结合为有效飞行提供了低的巡航拖曳。在多个实施方式中使用低末端速度垂直提升旋翼，以便在起飞、过渡和降落过程中产生低的城市噪音水平。包括低前机翼和具有小翼的高后机翼的实施方式提供了高的空气动力效率，同时还为飞机提供了偏航稳定性。在一些实施方式中，机翼折叠以便在盘旋或在地面上时提供紧凑的飞机占用面积。机翼的一些实施方式只在机翼折叠的内部具有控制表面，从而不需要铰接的控制连杆机构。由于用于垂直提升的提升旋翼与前推推进器分开，可以分别对于具体操作条件进行优化。针对一定范围的乘客尺寸或有效载荷，这种飞机可用于有驾驶员或无驾驶员的实施方式。

附图说明

图1是根据一种实施方式的私人飞机飞行器的顶视图。

图2示出了根据一种实施方式的私人飞机飞行器的第二视图。

图3示出了根据本发明的一种实施方式的私人飞机飞行器的前视图。

图4示出了根据一种实施方式的私人飞机飞行器的左侧视图。

图5示出了根据一种实施方式的具有带导管旋翼的私人飞机的视图。

图6示出了根据替代实施方式的带导管旋翼的私人飞机的视图。

图7A和7B示出了根据一种实施方式的带折叠机翼的私人飞机的视图。

具体实施方式

图1示出了根据一种实施方式的私人飞机100。飞机100包括垂直提升旋翼101；向前飞行推进器103；前机翼104；具有小翼106的后机翼105；保护外罩102(还公知为防护装置)以及机身107。机身107还包括降落装置和动力源(未示出)。图2示出了包括左舷侧主要降落装置和前部降落装置205的私人飞机100的第二视图。图3示出了私人飞机100的前视图，其中可以看到左舷降落装置、右舷降落装置和前部降落装置205。图4示出了根据一种实施方式的飞机100的左(左舷)侧的视图。

在多种实施方式中，飞机100的尺寸设置成容纳单个驾驶员和私人货物。例如，在多种实施方式中，飞机从前部到其最后表面的长度在15和20英尺之间，并且其翼展在15和20英尺之间。在替代实施方式中，如本领域普通技术人员所理解的，飞机可以更长或更短、更宽或更窄，而不偏离这里描述的原理。

飞机100在多种实施方式中主要由合成材料构造。机身107和机翼104、105由碳纤维合成材料制造。在替代实施方式中，机翼可具有附接到碳纤维合成机翼表皮的内侧和外侧的金属配件和凸肋。在一些实施方式中，机翼表皮可包括由碳纤维与例如凯夫拉尔的其他合成材料相结合制造的合成材料。在其他替代实施方式中，机身可包括由例如但不局限于钢或铝的材料制成的金属构架，并且合成表皮覆盖构架。合成机身表皮在此实施方式中由碳纤维、凯夫拉尔或本领域普通技术人员所理解的其他合成材料制成。驾驶舱窗口在一种实施方式中是聚碳酸酯，尽管也可使用其他轻质透明塑料。在一些实施方式中，防护装置11O由凯夫拉尔和碳纤维合成物制造。在替代实施方式中，它们只由碳纤维或只由凯夫拉尔或类似纤维制造。

旋翼101在一种实施方式中具有16英寸的半径，并且由碳纤维合成材料制造，并且在替代实施方式中，由附接到铝轮毂的碳纤维合成叶片制造。在其他实施方式中，旋翼由附接到铝轮毂的木质叶片或附接到碳纤维合成轮毂的木质叶片制造。旋翼可以是通过螺栓接合到马达组件的单个部件。

飞机100包括前机翼104和后机翼105。后机翼后掠并在其端部具有小翼106。小翼提供横向稳定性并减小由于后机翼上的提升造成的拖曳。机翼后掠改善了飞机的俯仰稳定性并增加了小翼对于横向稳定性的益处。在一些实施方式中，后机翼可以折叠，并因此保持与具有非后掠后机翼的飞机相同的总体飞行器长度。另外，后机翼的后掠为放入其中的旋翼提供了更多空间。在多种实施方式中，前机翼104同样在大致低于后机翼105的位置处附接到机身107。非平面的机翼提升系统使得机翼能够在巡航飞行过程中提供有效提升。如果与机身的附接受到限制，两个机翼的垂直分离被选择为尽可能地大。通过使得机翼垂直分离最大，减小了前机翼和后机翼之间的不利的空气动力作用。因此，由于飞机提升造成的拖曳被显著降低，例如与单个平面机翼提升系统相比降低了15-20%。

小翼106定位在后机翼105的末端，以便减小由于后机翼上的提升造成的拖曳，并提供偏航或方向稳定性和控制。出于足够的稳定性，建立特殊的小翼形状，这是本领域普通技术人员所理解的。在一些实施方式中，小翼向下延伸并通过减小飞机的侧滑角和空气流在飞机上产生的偏航力矩之间的关联来提供改善的可控性。在其他实施方式中，如图2所示，小翼106向上延伸。

在一种实施方式中，串联的机翼系统具有结合部，每个机翼上的机翼末端在此折叠，允许飞机100在受限制的空间内装配。例如，在一种实施方式中，折叠机翼使得飞机100可以存放在8′×7'×16'的空间或者由单个典型机库提供的空间内。在一种实施方式中，后机翼105具有8.4度的二面角。在其他实施方式中，二面角的范围在-10和10度之间。

垂直提升旋翼组件101安装在飞机100的每侧上。在一种实施方式中，推进构架114被固定在机身107的每侧。垂直提升旋翼组件101被安装在构架114的顶部。推进构架114通过支柱116附接到机身107。支柱116被定位成使得来自旋翼的下降气流不冲击在支柱上。在一些实施方式中，有3个支柱将每个构架连接到机身。在替代实施方式中，有2个或1个支柱将每个构架连接到机身。在其他实施方式中，支柱可以是前掠、后掠、上掠或下掠的，以改善构架与机身的附接。在一种实施方式中，垂直取向的支承结构在盘旋过程中提供来自垂直提升旋翼负载的增加弯曲刚性。

每个垂直提升旋翼组件101包括旋翼和马达。旋翼可包括附接到轮毂的叶片或可以制成具有一体轮毂的单个部件。轮毂提供与叶片连接的中央结构，并且在一些实施方式中，制成包围马达的形状。马达包括转动部件和固定部件。在一种实施方式中，转动部件与固定部件同心，公知为径向磁通马达。在此实施方式中，固定部件可形成马达的外环，公知为内转子马达，或者固定部件可形成马达的内环，公知为外转子马达。在其他实施方式中，转动和固定部件是平的，并且彼此相对布置，公知为轴向磁通马达。旋翼附接到马达的转动部件上。马达的固定部件附接到推进构架114。在一些实施方式中，马达是永磁马达，并且通过电子马达控制器控制。电子马达控制器以准确的顺序发送电流到马达，允许马达以希望速度或以希望扭矩转动。

注意到，飞机100的每侧包括多个旋翼组件101。垂直提升旋翼被构造成在水平巡航过程中产生独立于向前飞行推进器103产生的推力的推力。垂直提升旋翼提供足够的推力，使得飞机提升离开地面，并保持控制。在一种实施方式中，每个旋翼产生比盘旋所需的多的推力(例如多40％)，以在飞行包线的所有部分内保持控制。旋翼通过选择直径、叶片弦和叶片冲角分布来优化，以便在盘旋和低速飞行条件下提供具有最小消耗功率的所需推力。在多种实施方式中，一半的旋翼在一个方向上转动，并且另一半在相反方向上转动，从而平衡飞机上的反作用转矩。在图1所示的实施方式中，示出了每侧的四个垂直提升旋翼组件101。在替代实施方式中，更多或更少的垂直提升旋翼提供垂直提升和控制。在每侧具有至少两个旋翼时，产生关于重力中心平衡的垂直力的能力即使在一个旋翼失效时也得到保持。这通过减小失效旋翼相对象限上的推力来实现。在每侧具有三个旋翼时，可以得到飞行的所有三个轴线或方向上的控制。随着每侧上的旋翼数量增加，任一旋翼的损失造成垂直推力的总体损失减小。但是，对于每对额外的旋翼，增加了复杂性和造成失效的可能性，并增加了成本和重量。

在一种实施方式中，每侧的两个垂直提升旋翼组件101定位在CG前面，并且两个定位在CG后面。以此方式，盘旋中的旋翼提升中心与飞机100的重力中心相关定位。这种配置允许有效载荷在机身107中的纵向或横向定位变化，因为每个独立的垂直提升旋翼能够调整其推力，以便提供平衡的垂直提升，或替代地，提供不平衡的提升以提供控制。

向前飞行推进器103提供用于过渡到向前飞行、爬升、下降和巡航的推力。在一种实施方式中，两个或更多个前推推进器103沿着后机翼105的跨度安装。替代地，单个前推推进器在该跨度中央处安装在机身107的后部上。推进器可以在相反方向上转动，使得使其转动所需的扭矩不在飞机上产生净扭矩。同样，两个推进器的推力可差别地改变，以便产生偏航控制力矩。定位在机翼上对于推进器造成较小的入流干扰。在机身上使用单个推进器允许较少的部件和较小的重量，但是需要不同尺寸的马达，并且具有包括来自机身的干扰的入流。在一种实施方式中，单个推进器用于具有小型基于碳氢化合物燃料发动机的混合电系统中，以便在向前飞行中提供功率，和/或为电池系统重新充电。

机身107在飞行器的重力中心附近提供有效载荷体积以及用于垂直提升旋翼101、前机翼104和后机翼105的附接结构。向前飞行推进器103也附接到机身的后部。其他实施方式具有以提供与旋翼空气流干涉最少并同时经受弯曲载荷的方式附接到机身的保护外罩或导管。

垂直提升旋翼和向前推进器通过由动力系统供能的电动马达驱动。在一种实施方式中，动力系统包括附接到用于每个马达的一个马达控制器的电池。电池提供DC电压和电流，马达控制器将其转换成AC信号，使得马达响应于来自飞行计算机或其他来源的控制输入而转动。在替代实施方式中，旋翼和推进器通过包括具有小型基于碳氢化合物燃料发动机和较小电池的混合电系统的动力系统供能。碳氢化合物发动机在向前飞行中提供扩展范围，并且可为电池系统重新充电。

在多种实施方式中，垂直提升旋翼组件101通过导管或保护外罩102保护，以避免意外的叶片撞击。在一种实施方式中，如图5所示，旋翼叶片通过导管502完全和紧密环绕，其还提供增量提升。这种附加提升通过由于旋翼前部空气的增加速度而作用在导管表面上的抽吸力来产生。在另一实施方式中，旋翼只通过保护外罩102或防护装置宽松地环绕。参考图6，在使用垂直提升导管的那些实施方式中，导管包括具有或不具有导管罩601的实施方式，导管罩在巡航飞行过程中将导管相对于空气流密封，以减小飞行器拖曳。

垂直提升旋翼101在水平巡航过程中产生独立于向前飞行旋翼103产生的推力的推力。在一些实施方式中，这允许对于旋翼和推进器使用固定节距。这独立的推力产生，与相同的旋翼产生垂直和水平推力不同，允许旋翼101对于零空气速度的飞行性能和低噪音进行优化，而不需要可变节距机构。通过在盘旋和低速飞行条件下设计单节距叶片设置来优化旋翼。向前飞行推进器103针对巡航空气速度飞行性能进行优化，同样不需要可变节距机构。针对巡航操作，这些叶片设计有最佳节距、扭转、锥度和rpm。由于旋翼和推进器是完全独立的，它们能够具有不同性能，例如末端速度、每分钟转速(rpm)和直径，使其在它们的具体操作条件下最佳。这减小了推进系统的机械复杂性。

多个垂直提升旋翼101的纵向配置允许俯仰，滚转和偏航力矩以及垂直力直接经由旋翼组合上的直接推力或差分转矩的组合来产生。通过改变飞行器上的不同位置中的旋翼的推力，增加了控制力矩。通过改变一些旋翼上的推力，可以控制高度。直接推力和差分转矩的使用提供了可预测的控制力。结果是更快的响应速度和阵风响应能力，这通过小直径的垂直提升旋翼101的低惯性力矩以及电动马达的高转矩和响应速度来提高。组合地，此系统使得控制系统准确并易响应于驾驶员的控制输入。

注意到，多个独立控制旋翼的使用提供了冗余的提升系统。例如包括六个或更多个旋翼的系统在安全操作下允许盘旋和垂直上升，而没有向前的空气速度，即使一个或多个单独部件失效。

垂直提升旋翼101沿着与飞机飞行方向成直线地纵向配置，以减小巡航拖曳。其他实施方式使得旋翼以其他方式偏置，与主体空气流对准，或者提供更加紧凑的覆盖区域。一种实施方式具有与附接到机身107的水平取向的支承结构成直线的配置。

注意到，机翼104和105在一些实施方式中折叠。一些实施方式使得机翼折叠定位在载荷很小的位置，例如跨度的50%的外侧，以允许更加轻质的铰链。在其他实施方式中，前机翼不折叠。在其他实施方式中，机翼折叠，从而飞机可放入8′宽的空间内，例如典型的单个机库内。替代实施方式还包括以其他方式折叠前机翼，例如以机身下方或者沿着机身的侧部的剪刀式运动。这种剪刀式折叠经由前机翼的中心处的枢轴和销来实现，允许围绕中央枢转点向后转动。这种实施方式允许机翼围绕单个点铰接，以减小机翼结构深度最大位置处的重量，以及使得前机翼通过电机械致动器完全折叠到飞机侧部，从而促进驾驶员在盘旋或地面上时的更好可视性。在包括剪刀式折叠前机翼的实施方式中，降落装置包括单个前轮，并具有两个主要后降落装置轮。

后机翼105还在向前飞行的过程中提供一部分的飞机提升。在一种实施方式中，并参考图7A和7B，后机翼折叠302允许后机翼结构向下枢转，以允许地面操作或存放在更加紧凑的空间内。对于飞行器的宽度和高度来说，向下折叠允许小翼303放入小的门开口或停放存储空间内。在其他实施方式中，后机翼不折叠。替代实施方式还包括以其他方式折叠后机翼，例如如果希望较长的跨度，并且不能在清洁地面的同时折叠，则向上折叠并在后机翼的顶部。

在一种实施方式中，飞机100能够在前机翼和后机翼折叠的情况下起飞和降落。在垂直飞行中在机翼折叠的情况下起飞和降落，通过减小机翼提升性能和缩短机翼跨度，减小了飞行器由于不稳定的风况造成的阵风响应。由于在盘旋飞行中不需要机翼提升，而只在向前飞行中需要，可以等待展开机翼，直到离开地面实现足够的高度。避免地面机翼展开对于地面起飞和降落空间可用且风况不利的一些操作是有利的。电机械致动器提供致动力，使得机翼在开始向前飞行之前展开。

在一种实施方式中，控制表面定位在前机翼折叠301和后机翼折叠302的内部，以允许折叠，而控制线不需要在折叠铰链机构的外侧，从而通过较少的运动部件提供较小的机械复杂性。控制表面在向前飞行过程中空气动力学地提供俯仰、滚转和偏航控制，使得垂直提升旋翼不需要控制，除非处于低或零向前速度。需要更大向前飞行控制响应的其他实施方式也具有位于机翼折叠机构外侧的控制表面。其他实施方式只具有位于机翼外侧区段上的控制表面。

降落装置205设置轮，以允许飞机在位于地面上的同时运动。一个前主要降落装置204和两个后主要降落装置202在前机翼上提供较小的拖曳和较小的提升干涉。在其他实施方式中，降落装置是滑轨，而没有轮，因为飞机能够在没有向前运动的情况下起飞和降落。替代的实施方式包括两个前主要降落装置和一个后主要降落装置，以出于地面稳定性允许前降落装置分开很宽。在一些实施方式中，一些或所有的轮安装有电动马达，允许轮被驱动。这种马达允许飞行器在位于地面上的同时自动推进。

除了以上具体描述的实施方式之外，本领域普通技术人员将理解到本发明可另外以其他实施方式实施。例如，在替代实施方式中，飞机100被设计成容纳两个或多个乘员。在这种实施方式中，机翼跨度更大，旋翼具有更大直径，并且机身107更宽。在替代实施方式中，飞机100是无人飞行器，其能够在没有驾驶员或乘客的情况下飞行。没有乘客的实施方式具有另外的控制系统，该控制系统代替驾驶员经由地面链接或经由预定飞行路径轨迹来提供方向控制输入。

虽然在具体实施方式的上下文中提供了此描述，本领域普通技术人员将理解到许多替代实施方式可从所提供的教导中得到。另外，在书面的描述中，部件的特定命名、术语的利用等不是强制性或重要的，除非另外说明，并且执行本发明或其特征的机构可具有不同的名称、格式或样板。

最后，应该注意到说明书中所使用的语言主要选择用于阅读和指导目的，并不选择成限制或限定本发明的主题。因此，本公开旨在是说明性的，而不限制本发明的范围。

Claims (10)

1.一种飞机，包括：

机身；

前机翼，其联接到所述机身并定位在重力中心的前部；

后机翼，其连接到所述机身并定位在重力中心的后部，其中前机翼和后机翼不在相同水平平面内；

第一安装构架，其经由联接到机身的多个第一支柱从所述机身的左舷延伸，多个第一支柱与前机翼和后机翼分离并为第一安装构架提供支承；

第二安装构架，其经由联接到机身的多个第二支柱从所述机身的右舷延伸，多个第二支柱与前机翼和后机翼分离并为第二安装构架提供支承；

纵向布置的多个第一提升旋翼，每个提升旋翼在所述机身的左舷在所述前机翼和所述后机翼之间成直线地安装到所述第一安装构架，并能够独立于其它提升旋翼产生的垂直推力水平而产生垂直推力；

纵向布置的多个第二提升旋翼，每个提升旋翼在所述机身的右舷在所述前机翼和所述后机翼之间成直线地安装到所述第二安装构架，并能够独立于其它提升旋翼产生的垂直推力水平而产生垂直推力；以及

多个推进器，联接到所述后机翼并能够提供向前推力。

2.根据权利要求1所述的飞机，还包括：

第一外罩，其联接到所述机身并与所述多个第一提升旋翼共面，且大致围绕所述多个第一提升旋翼的外侧部分延伸；以及

第二外罩，其联接到所述机身并与所述多个第二提升旋翼共面，且大致围绕所述多个第二提升旋翼的外侧部分延伸。

3.根据权利要求1所述的飞机，其中，所述后机翼还包括联接到所述后机翼的外侧左舷边缘的第一小翼和联接到所述后机翼的外侧右舷边缘的第二小翼。

4.根据权利要求1所述的飞机，其中，所述多个第一提升旋翼是4个，并且所述多个第二提升旋翼是4个。

5.根据权利要求1所述的飞机，其中，所述多个第一提升旋翼和第二提升旋翼中的提升旋翼通过电动马达驱动。

6.根据权利要求1所述的飞机，其中，所述多个推进器中的第一推进器联接到所述后机翼的左舷侧，并且还包括多个推进器中的联接到所述后机翼的右舷侧的第二推进器。

7.根据权利要求1所述的飞机，还包括：

前降落装置，其联接到所述机身；

左舷主要降落装置，其联接到所述机身；以及

右舷主要降落装置，其联接到所述机身。

8.根据权利要求1所述的飞机，还包括联接到所述机身的滑轨降落装置。

9.一种用于飞行垂直起降飞机的方法，所述方法包括：

提供权利要求1所述的飞机；

使用多个第一提升旋翼和第二提升旋翼产生垂直推力，以造成飞机上升；

使用所述推进器为飞机产生向前推力。

10.根据权利要求9所述的方法，还包括：

通过减小第一提升旋翼和/或第二提升旋翼产生的垂直推力，同时增加所述推进器产生的向前推力，使得飞机从垂直飞行过渡到向前飞行。