CN104870308B - 飞行器和用于操作飞行器的方法 - Google Patents

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Abstract

一种飞行器(10)，包括：具有纵向轴线(16)的机身(12)，至少一个直升机主旋翼(40)，该至少一个直升机主旋翼能够操作地安装至机身(12)，所述至少一个直升机主旋翼(40)包括能够绕旋转轴线旋转(44)的旋翼桨叶(41)，其中旋翼桨叶(41)能够在飞行中停止并且能够被改变以提供相对于纵向轴线(16)对称的翼面；以及所述飞行器(10)具有至少一个控制面(62、82)，该至少一个控制面能够被操作以在飞行中提供与所述至少一个直升机主旋翼(40)的旋转轴线(44)大致对齐的相对气流(306)。

Description

飞行器和用于操作飞行器的方法
技术领域
本发明涉及一种飞行器和用于操作飞行器的方法。
背景技术
只要是飞行自身，就一直存在对如下的机器的需求：该飞行可以在具有直升机的安全和效率的情况下垂直起飞、转换至机翼推动(wing borne)的高速飞行并且然后恢复至用于垂直降落的旋转翼飞行(rotary wing flight)。
直升机是能够从未准备的场地高效地垂直飞行的多用途飞行器，但是其向前速度受限。
飞机可以携带大型的高效载荷，能够进行高速、高效、远航程并且高高度的飞行，但是受限于需在大面积的陆地的准备好的表面和设施中操作。
自1900年代的早期第一架飞行器起飞以来，将所述两种类型的飞行组合的尝试已经引起了许多发明家的许多尝试。在1950年代与1960年代期间，在该研究领域做出了许多进展，关于垂直起飞和降落(VTOL)轮的关键的进展总结在网站www.vtol.org上。
在已经创造并且测试的所有机器中，仅少量的VTOL类型的机器进行了生产。其为如Harrier的军方喷气式VTOL飞机以及如V22鱼鹰式的转向旋翼飞行器(Tilt RotorAircraft)，但是，还没有一架真正的直升机与飞机的组合。麦克唐纳道格拉斯直升机(现在属于波音)的鸭式旋翼(CRW，canard rotor wing)飞行器是试图解决该问题的最近的示例。
在将旋翼飞行器(旋转翼飞行器)从旋转翼飞行转换为具有旋翼停止以用作固定翼的固定翼飞行(fixed wing flight)的所有尝试中，主要的问题是会由飞行器的向前运动在旋翼桨叶上产生不对称的升力。随着旋翼被降速至停止，该升力的不对称导致不稳定。
许多不同的设计构造已经尝试推进旋翼飞行器的性能超过由传统的旋翼界定的极限。随着任何旋转翼飞行器开始向前运动，在前行桨叶(advancing blade)与后行桨叶(retreating blade)之间的气流的不对称差异导致升力不平衡，该升力不平衡导致了不稳定性。对于传统的直升机，该不对称性也限制了其最大速度。
具有位于机身的顶部上的一个旋翼或多个旋翼的传统设计的旋翼飞行器，在用于升力增补的机翼和/或由与旋翼分离的推进装置产生向前的推力的能力、推力增补的帮助下，已经在过去提高了纯直升机的速度限制。这些构造已知为组合式直升机，并且使得旋翼能够根据需要解除，以产生升力和推力，因此，使得这些旋翼能够随着空速(airspeed)增加而卸载。卸载旋翼具有两个主要的优点：其允许旋翼的每分钟转速(RPM)更低并且允许旋翼桨叶上的迎角(angle of attack)降低。这些改变的结果意味着推迟在前行旋翼桨叶(advancing rotor blade)上产生接近音速的气流并且在后行桨叶碰到桨叶失速(blade)之前增加时间间隙，二者都意味着飞行器可以在这些问题再次变成限制音速之前更快地飞行。与可比较的固定翼飞行器相比，这些构造的设计复杂性、较高的总拉力以及动力消耗高得多，其超过了这些构造的优点。这些飞行器一直没有超过原型机阶段。
转向旋翼机(tilt rotor)是将直升机和飞机的能力中的一些组合在一台机器中的独特的机器。由于其较高的旋翼载荷，所以其在垂直飞行角色中没有直升机高效，并且在向前飞行时受限于涡轮螺旋桨飞行器的速度。为了实现直升机和固定翼飞行器两者的全部优点和能力，单个机器需要一种已知为Stop Rotor Aircraft的飞行器。
Stop Rotor Aircraft能够利用直升机特有的高效垂直飞行以及固定翼飞行器的高速、高海拔和长航程的能力。Stop Rotor Aircraft能够获得如自转旋翼飞机(autogiros)、直升机、组合式直升机、旋翼式螺旋桨飞机(gyrodyne)和转向旋翼机不能具有的速度和海拔。
现有技术包括两种类型的停止式旋翼飞行器(Stop Rotor Aircraft)方案，即，旋翼的旋转轴线大致被安装成与机身的纵向轴线成90度的传统设计机器，以及旋翼的旋转轴线与机身的纵向轴线平行的尾坐式垂直起落飞行器(tail sitter)或者头坐式垂直起落飞行器(nose sitter)。在该情况下，传统上设计的机器是具有传统设计的机身的机器，该机身使得机器能够使用轮子、滑道、浮板或滑行装置在其纵向轴线与地面大致平行的情况下起飞和降落。
坐地式垂直起落飞行器或头坐式垂直起落飞行器(tail or sitter)是以如下方式设计的机器，当在其旋转翼飞行模式中运行时，它们在起飞和降落期间需要它们的机身位于垂直方向中。
还存在提出的其它设计概念，例如可缩回、可展开和收缩的旋翼，但是，它们没有成功飞行过。
两种类型和三种方法
可以使用三种分离方法将停止式旋翼飞行器(Stop Rotor Aircraft)现有技术划分成两种不同类型的构造，用于实现飞行模式之间的转换。两种构造包括：第一，传统设计的机器，其中旋翼的旋转轴线安装成与机身的纵向轴线呈大致90度，以及第二，非传统设计的已知为坐地式垂直起落飞行器或头坐式垂直起落飞行器(Tail or Nose Sitters)，其具有与机身纵向轴线对齐的旋翼旋转轴线。通常，传统设计的机器被构建为使用平行于旋翼盘作用的气流执行径向气流的转换，并且坐地式垂直起落飞行器或头坐式垂直起落飞行器设计的机器被构建为使用平行于旋翼系统的旋转轴线作用的气流执行轴向气流的转换。
通过被构建为在气流平行于旋翼盘作用的情况下执行径向气流转换的机器而提出第一种转换方法。该机器是传统设计的机器，其中旋翼旋转轴线安装成与机身纵向轴线呈大致90度。该方案将加速飞行器进行机翼推动飞行，其中在该机翼推动飞行中，非旋转的机翼支撑飞行器，以允许旋翼减速然后停止并且锁定在适当的位置，然后其使得飞行作为固定翼飞行器继续。然后，利用相反的步骤使得转换回旋转翼飞行。然后，旋翼被再次启动用于垂直降落。这些飞行器旨在能够在其转换的飞行轨迹中运行延长的时间段。
这些传统设计的飞行器从早期的组合式旋翼飞行器概念机发展而来，该组合式旋翼飞行器概念机能够使用减速的旋翼运行，示例是1950年代的Fairy Rotodyne，theCarterCopter,和the DARPA Heli-Plane概念机。最近的生产停止式旋翼飞行器的尝试是Sikorsky S-72 Rotor Systems Research Aircraft(RSRA),the X-Wing和the BoeingX50A Canard Rotor Wing(CRW)。
试图停止或启动具有径向气流的旋翼系统的所有直升机和设计所碰到的主要问题是不对称的升力。这可适用于具有平行于旋翼盘运行的相对气流的任何旋翼系统。随着旋翼减速，每一侧之间的不平衡开始增加；最终气流在后行桨叶的全跨度上逆转。气流的每圈一次的旋转方向变化产生的不稳定性导致了显著的不稳定性，该显著的不稳定性阻止该概念机成功工作。
通过被构建为在气流平行于旋翼系统的旋转轴线作用的情况下执行轴向气流转换的机器，提出第二种转换方法。其是已知为坐地式垂直起落飞行器或头坐式垂直起落飞行器的非传统设计。使用与机身纵向轴线对齐的旋翼旋转轴线创建这些设计。如名字所示出的那样，由于它们的构造，，以在当处于旋转翼操作模式中时，坐地式垂直起落飞行器或头坐式垂直起落飞行器需要在纵向轴线大致竖直地指向天空或地面的方向的情况下起飞和降落。虽然该构造可以以固定翼模式执行传统的起飞和降落，但是其不能以旋转翼操作模式执行横滚式(rolling)起飞或降落。该飞行器能够在其转换的飞行轨迹中运行达延长的时间段。
使用该构造已经提出了多种旋翼飞行器设计方案，示例是二战中德国的Focke-Wulf Triebflügel和最近的Thorpe SEEOP Spin Wing。概念机原型的证明Thorpe SEEOPSpin Wing是仅有的停止式旋翼飞行器(Stop Rotor Aircraft)，该停止式旋翼飞行器已经成功地从旋转翼飞行改变成固定翼飞行以及再次改变回去。该提出的飞行器利用大型高效旋翼，但是由于旋翼驱动系统位于机身内部，所以其限制了其机身空间的功能。
在非常低或为零的空速下，在短暂的机会窗口期间通过机器执行第三种转换方法。所述飞行器是传统设计的机器，其中旋翼的旋转轴线被安装成与机身的纵向轴线呈90度。其可以采用双向旋翼桨叶或具有在转换期间翻转的一个桨叶的对称机翼。但是，还没有任何传统设计的机器能够在向前飞行时使旋翼停止并且然后重新使其启动用于垂直降落。使用双向旋翼系统的1937年的Herrick HV-2A Vertaplane可以在飞行中从固定翼模式变化至旋翼机模式，但是反之不行。US Naval Research Laboratory(NRL)Flip Rotor概念机是设计为使用传统机翼的示例。1954-58的P109Stopped Rotor概念机是使用短暂转换窗口的另一方案。
本发明试图克服或大体改进现有技术的缺陷中的至少一些，或至少提供一种可替代的方案。
应理解的是，如果本文引用了任何现有技术信息，那么所述引用并不构成下述承认：该信息形成了在澳大利亚或任何其它国家中的现有技术的公知常识的一部分。
发明内容
在本说明书中，术语相对气流指的是大气相对于飞行器运动的方向。其与飞行器相对于大气的运动方向相反并且位于距飞行器或机翼一距离处；空气的运动可以以单一方向表示。该方向是相对气流，该相对气流在其它文字部分中也被称为相对风或自由气流速度。
根据第一方面，本发明提供一种飞行器，包括：
具有纵向轴线的机身；
至少一个直升机主旋翼，该至少一个直升机主旋翼可操作地安装至机身，所述至少一个直升机主旋翼包括能够绕旋转轴线旋转的旋翼桨叶，其中旋翼桨叶能够在飞行中停止并且能够被改变以提供相对于纵向轴线对称的翼面；以及
所述飞行器具有至少一个控制面，该至少一个控制面能够被操作以在飞行中提供与所述至少一个直升机主旋翼的旋转轴线大致对齐的相对气流。
优选地，所述至少一个控制面能够控制所述飞行器在所述相对气流保持与所述至少一个直升机主旋翼的旋转轴线大致对齐的情况下行进。
优选地，所述至少一个直升机主旋翼的旋转轴线大致垂直于机身的纵向轴线。
优选地，所述飞行器包括重心，所述至少一个直升机主旋翼包括与所述重心大致对齐的旋转轴线。
优选地，还包括用于提供向前的推力的补充装置。
优选地，其中，所述至少一个直升机主旋翼能够被改变以在飞行之前提供相对于纵向轴线对称的翼面。
优选地，其中，所述至少一个直升机主旋翼能够被改变并且能够在飞行中从停止位置旋转，以提供升力，该升力具有大致垂直于纵向轴线的成分。
优选地，还包括反扭矩装置，该反扭矩装置可操作地安装至机身。
优选地，其中，旋翼桨叶能够被构造成相对于纵向轴线的非对称构造和对称构造。
优选地，还包括用于转换所述旋翼桨叶中的至少一个以便在非对称构造与对称构造之间构造所述旋翼桨叶的装置。
优选地，还包括旋翼锁定机构，该旋翼锁定机构用于将所述至少一个直升机主旋翼锁定至停止位置。
优选地，所述至少一个直升机主旋翼包括至少两个旋翼桨叶，该至少两个旋翼桨叶在停止时与机身的横向轴线对齐。
优选地，其中，所述至少两个旋翼桨叶安装至旋翼毂上，该旋翼毂适于使所述至少两个旋翼桨叶运动至相对于所述飞行器的横向轴线成锐角的位置处。
在另一实施例中，所述至少两个旋翼桨叶安装至旋翼毂上，该旋翼毂适于使所述至少两个旋翼桨叶运动至相对于所述飞行器的纵向轴线的各自的扫掠位置。
优选地，所述至少两个旋翼桨叶安装至所述旋翼毂的各自的毂部分上，该旋翼毂使得各个旋翼桨叶能够绕旋转轴线彼此独立地运动。
优选地，还包括安装至机身的至少一个固定翼。
优选地，其中，所述至少一个固定翼包括左侧鸭翼升力面和右侧鸭翼升力面。
优选地，其中，每一个鸭翼升力面包括固定的前飞行面和位于鸭翼后部的能够枢转的升降副翼控制面。
优选地，其中，所述升降副翼控制面被控制装置驱动，并且包括至少向上40度至向下90度的行程范围。
优选地，其中，所述飞行器还包括连接至机身的后部的至少一个垂直尾翼，所述至少一个垂直尾翼具有飞行器机舵。
优选地，还包括邻近垂直尾翼顶部的水平稳定器。
优选地，水平稳定器的左侧和右侧每一个都包括固定的前飞行面和能够枢转的控制面，每一个控制面都具有内部和延伸部，该内部位于固定的前飞行面的横向端部内，并且所述延伸部横向地设置在固定的前飞行面的横向端部之外。
优选地，稳定器控制面的每一个延伸部都具有比邻近的内部的翼弦深度更大的翼弦深度。
优选地，每一个延伸部的控制面的大部分设置在邻近的内部的后缘的尾部。
优选地，水平稳定器的控制面被具有至少向上90度至向下40度的行程范围的控制装置驱动。
优选地，还包括位于机身的后部处的水平稳定器。
优选地，水平稳定器的左侧和右侧每一个都包括固定的飞行面和能够枢转的控制面。
优选地，每一个控制面都包括内部和延伸部，该内部位于固定的前飞行面的横向端部内，并且所述延伸部延伸超过固定的前飞行面的横向端部。
优选地，还包括设置在固定的前飞行面的横向端部的每一个横向端部处的各自的垂直尾翼，每一个垂直尾翼都包括飞行器机舵。
优选地，所述内部绕沿固定的前飞行面的后部延伸的铰接线枢转。
优选地，所述延伸部在铰接线的前后延伸。
优选地，每一个延伸部都能够与其邻近的内部一起绕铰接线枢转。
优选地，控制面具有向上90度至向下40度的行程范围。
优选地，还包括能够枢转地安装至每一个内部的后缘上的各自的升降副翼。
优选地，升降副翼具有相对于其各自的内部的大约±30°的行程范围。
在另一方面，本发明提供一种操作能够进行旋转翼飞行模式和固定翼飞行模式的飞行器并且在所述飞行模式之间转换的方法，所述飞行器具有能够绕旋转轴线旋转的旋翼，所述方法包括如下步骤：
在旋转翼飞行模式和固定翼飞行模式中的一个中操作飞行器；
在飞行轨迹中稳定飞行器，在该飞行轨迹中，相对气流与旋翼的旋转轴线大致对齐，并且控制飞行器在该飞行轨迹中行进；并且
在旋转翼飞行模式和固定翼飞行模式中的另一个中操作飞行器。
优选地，所述旋转翼飞行模式是自转旋翼机飞行模式、直升机飞行模式和组合式直升机飞行模式中的一个。
优选地，飞行器包括至少一个直升机主旋翼，所述方法包括使用相对气流用于启动或停止旋翼的步骤。
在另一方面，本发明提供一种飞行器，包括：
具有纵向轴线的机身；以及
可操作地安装至机身的至少一个控制面，所述至少一个控制面能够被操作以在飞行中提供大致垂直于纵向轴线的相对气流，所述至少一个控制面在相对气流保持大致垂直于纵向轴线的情况下控制飞行器行进。
优选地，还包括至少一个直升机主旋翼，该至少一个直升机主旋翼可操作地安装至机身，其中，所述至少一个直升机主旋翼在飞行中能够被停止，并且能够被改变以提供与机身的横向轴线对齐的对称的翼面。
在另一方面，本发明还提供一种飞行器，包括：
具有纵向轴线的机身；
至少一个直升机主旋翼，该至少一个直升机主旋翼可操作地安装至机身，所述至少一个直升机主旋翼包括能够绕旋转轴线旋转的旋翼桨叶；
其中，旋翼桨叶能够被构造成相对于纵向轴线的非对称构造和对称构造。
优选地，还包括用于转换旋翼桨叶中的至少一个以便在非对称构造与对称构造之间构造旋翼桨叶的装置。
优选地，转换装置在使旋翼桨叶(多个旋翼桨叶)的前缘在过渡期间相对于飞行器的垂直轴线向下引导的情况下转换旋翼桨叶(多个旋翼桨叶)。
在另一方面，本发明还提供一种用于飞行器的机翼，所述机翼包括固定的前飞行面和能够枢转的控制面，该能够枢转的控制面具有内部和延伸部，该内部在固定的前飞行面的横向端部内延伸，并且所述延伸部延伸超过固定的前飞行面的横向端部。
优选地，所述延伸部具有大于所述内部的翼弦深度的翼弦深度。
优选地，延伸部的控制面的大部分设置在内部的后缘的尾部。
优选地，还包括能够枢转地安装至每一个内部的后缘上的各自的升降副翼。
本发明还提供一种飞行器，包括：
具有纵向轴线的机身；
至少一个直升机主旋翼，该至少一个直升机主旋翼可操作地安装至机身，所述至少一个直升机主旋翼包括能够绕旋转轴线旋转的旋翼桨叶，其中旋翼桨叶能够在飞行中停止，以便使旋翼桨叶提供相对于纵向轴线对称的翼面；以及
至少一个控制面，该至少一个控制面可操作地安装至机身，该至少一个控制面能够被操作以在飞行中提供与所述至少一个直升机主旋翼的旋转轴线大致对齐的相对气流。
优选地，还包括矢量推力装置，该矢量推力装置用于辅助所述至少一个控制面在飞行中提供与所述至少一个直升机主旋翼的旋转轴线大致对齐的相对气流。所述矢量推力装置优选包括一个或多个能够控制方向的推力装置、或向前推力装置的转向推力线和/或反扭矩装置。还公开了本发明的其它方面。
附图说明
尽管存在可能落入本发明的范围之内的任何其它形式，但是现在仍将参照附图仅通过示例描述本发明的优选实施例，其中：
图1是根据本发明的优选实施例的飞行器的示意的立体图；
图2是图1的飞行器的侧视图；
图3是图1的飞行器的主视图；
图4是图1的飞行器的俯视图；
图5是图1的飞行器的双向机翼的旋翼桨叶的示意的立体的端视图；
图6是当使用双向机翼的旋翼桨叶时的图1的飞行器的滑盘(swashplate)组件的示意图；
图7是图1的飞行器的从固定翼飞行模式至旋转翼飞行模式的示例性的飞行轨迹的示意图；
图8是在固定翼飞行模式期间的相对气流以及图1的飞行器的示意图；
图9是在进入转换飞行模式期间的图1的飞行器的示意图；
图10是作用在图5的拱形的机翼旋翼上的相对气流和合力的示意图；
图11是在过渡飞行包络线中的图1的飞行器的示意图，该过渡飞行包络线是与主旋翼的旋转轴线大致对齐的可接受的相对气流的范围；
图12是在转换飞行模式中的受控制飞行期间的图1的飞行器上的相对气流的示意图；
图13是在受控制的飞行期间的图1的飞行器的水平稳定器的控制面上的相对气流的示意图，其中(a)是主视图，并且(b)是立体图，并且(c)是根据另一实施例的水平稳定器的立体图；
图14是处于从固定翼飞行模式至旋转翼飞行模式的转换中的图1的飞行器的示意图；
图15是在转换至旋转翼飞行模式的初始阶段期间的图1的飞行器上的相对气流的示意图；
图16是在旋转翼飞行模式期间的相对气流和图1的飞行器的示意图；
图17是图1的飞行器的另一示例性的飞行轨迹的示意图，执行垂直起飞、然后加速并且以三个旋转翼飞行模式中的一个出发；
图18是进行从旋转翼飞行模式、通过过渡包络线进入固定翼飞行模式的转换的图1的飞行器的示意图；
图19是处于从旋转翼飞行模式至固定翼飞行模式的转换中的图1的飞行器的示意图；
图20是在自转旋转翼飞行模式期间的相对气流和图1的飞行器的示意图；
图21是在组合式直升机飞行模式期间的相对气流和图1的飞行器的示意图；
图22是使用对称翼型的旋翼桨叶的可选的主旋翼构造的示意图，其示出旋翼桨叶从固定翼飞行模式至旋转翼飞行模式的转换；
图23是示出当构造为小型UAV时的飞行器的示例性尺寸的图1的飞行器的俯视图；
图24是示出示例性尺寸的图23的飞行器的主视图；
图25是示出示例性尺寸的图23的飞行器的侧视图；
图26示意性地示出根据本发明的飞行器的变体实施例的立体图；
图27是用于飞行器的变体水平稳定器的示意的立体图；
图28是图27的变体飞行器的示意的后部立体图；
图29是示出(a)横向对齐以及(b)横向偏移位置的旋翼毂和桨叶夹具(bladegrip)的俯视图；
图30是变体旋翼毂和桨叶夹具的主视立体图；
图31是示出(a)横向对齐以及(b)向后扫掠位置的图30的变体旋翼毂的俯视图；
图32是在飞行面能够运动至扫掠位置以及在旋翼桨叶处于正常飞行位置时的示例性飞行器的俯视图；
图33示出图32的飞行器，其中旋翼桨叶处于扫掠位置，并且鸭翼控制面和稳定器控制面处于过渡相构造中。
具体实施方式
应注意，在下面的描述中，在不同的实施例中相似或相同的附图标记表示相似或相同的特征。
飞行器部件
图1至4示出了根据本发明的优选实施例的飞行器10。飞行器10包括大致细长的机身12、起落架20、位于机身前部13处的鸭翼(canard lifting surface)升力面60、位于机身中部14处的直升机主旋翼组件30、位于机身尾部15处的具有水平稳定器80的垂直尾翼70、和位于中部14处的补充的向前推力装置90。机身12包括纵向轴线16、横向轴线17和垂直轴线18。
机身12由固定的或可缩回的三轮式起落架20支撑，该三轮式起落架20包括支撑在前部13处的前轮22和由连接至中部14的各自的固定短翼(fixed stub wing)26支撑的一对后起落轮24。
直升机主旋翼组件30安装至位于中部14处的机身12的顶部和纵向中部。主旋翼组件30包括容纳旋翼主轴(rotor mast)32的外壳31，该旋翼主轴32通过减速箱34操作由发动机36驱动。旋翼毂33连接至旋翼主轴32的顶部，包括旋翼桨叶41a和41b的两桨叶式旋翼40连接至旋翼毂33。旋翼主轴32的旋转轴线44位于包含飞行器10的重心101(参见图12)的包络线内。机身12包括用于将使用的空气引导进发动机36的进气口49。
参见图6，直升机主旋翼组件30包括传统的直升机滑盘控制系统46以及用于进一步如下所述地将旋翼40锁定至停止位置的旋翼锁定机构48。在本实施例中，旋翼锁定机构48包括连接至旋翼主轴32的盘53、以及旋翼制动和锁定装置51。旋翼锁定机构48包括用于将旋翼桨叶41锁定在相对于机身12的期望的对准位置的装置。
两种构造的旋翼桨叶可以用于飞行器10。第一构造使用如图5和6所示的双向翼型110，并且该双向翼型110被称为旋翼桨叶41。翼型110包括相同的前缘112和后缘114，并且允许翼型110在向前和向后两个方向上运行。具有翼型110的旋翼桨叶41的顺桨轴(feathering axis)116设置在前缘112和后缘114的中间。
第二可选的构造使用通常用于直升机中并且在图1至4中被称为旋翼桨叶42a、42b的对称翼型部。应理解的是，在优选实施例中，旋翼40仅包括两个旋翼桨叶，即，旋翼桨叶41或旋翼桨叶42。开始，参照第一构造来描述飞行器10。下面将参照图22进一步描述第二构造。
回头参照图1至4，当旋翼40操作为旋转翼时，旋翼桨叶41a和41b的顶端限定一扫掠路径(swept path)42。鸭翼升力面60安装在前部13处，并且基本被设置在扫掠路径42的前方。鸭翼翼型(canard airfoil)的左和右两侧都包括固定的前飞行面61和能够枢转地连接在鸭翼翼型60的后部的大跨度的升降副翼(elevon)(升降舵(elevator)和副翼(aileron))控制面62。升降副翼控制面62被电磁伺服器驱动并且具有向上40度至向下90度之间的行程范围。
具有传统的飞行器方向舵72的垂直尾翼70被连接至机身12的尾部15的顶部并且位于旋翼顶端的扫掠路径42之外。与鸭翼升力面60大致等比例的水平稳定器80被连接至垂直尾翼70的顶部。水平稳定器80的左和右两侧都包括固定的前飞行面81和能够枢转的大跨度的升降副翼控制面82。
控制面82包括在固定的前飞行面81的横向端部85内延伸的内部84、和横向地设置在固定的前飞行面81的横向端部85之外的延伸部86。每一个延伸部86都具有比内部84的翼弦深度更大的翼弦深度。此外，每一个延伸部86的控制面的大部分都设置在邻近的内部84的后缘87的后部。控制面82由具有向上90度至向下40度的行程范围的机电控制装置驱动。
飞行器10还包括反扭矩装置91，该反扭矩装置91包括设置在尾翼70上的尾桨92，在主旋翼40被操作为旋转翼时使用该尾桨92。通过增加背部整流罩(dorsal fairing)94，改变机身12的大致圆柱形主体，该背部整流罩94覆盖用于尾桨92的反扭矩驱动轴96，该尾桨92机械地连接至发动机36。背部整流罩94还在过渡期间使用如下所述的竖直导向的气流帮助稳定飞行器10。
飞行器在飞行模式之间的转换
飞行器10的多个特征中的一个是其允许在飞行期间在至少两个飞行模式之间转换，其中两个飞行模式是直升机飞行模式和飞机飞行模式。在直升机飞行模式中，经由滑盘控制系统46，旋翼40以与传统的直升机类似的方式被用作旋转翼。反扭矩装置91也在该飞行模式中运行。在飞机飞行模式中，旋翼40被空气动力学地停止并且然后经由旋翼锁定机构48被锁定，并且旋翼桨叶41适于提供相对于纵向轴线16对称的翼面。由于旋翼桨叶41的顺桨轴116设置在前缘112与后缘114的中间，所以为了提供相对于纵向轴线16对称的翼面仅需要的操作是使得桨叶41停止以与横向轴线17对齐。补充的向前推力装置90被致动，以在该模式中提供向前的推力，并且飞行器10作为飞机飞行。
在飞行器10在飞行时在直升机与飞机飞行模式之间过渡的过程中，该过渡过程包括使旋翼40空气动力学地停止以进入旋翼40(图6b)的对称的停止位置或空气动力学地使得旋翼40(图6a)开始旋转，飞行器10飞行通过该转换飞行模式。在该转换飞行模式中，飞行器10的控制面62和82被致动以定向飞行器，以在飞行中提供与主旋翼40的旋转轴线44大致对齐的相对气流，因此提供飞行器10的受控制的飞行轨迹，在该飞行轨迹中，旋翼经受允许旋翼稳定地停止或稳定地启动的对称气流。在该转换飞行模式中，飞行器10能够根据海拔和/或入口速度维持飞行。飞行器被维持在该稳定的飞行轨迹中并且被控制以在该飞行轨迹中行进。
示例的飞行轨迹——固定翼起飞至旋转翼降落
参见图7和8，在主旋翼40处于锁定位置并且旋翼桨叶41与飞行器10的横向轴线17对齐的情况下，飞行器10以固定翼模式200启动。控制面62和82处于固定翼模式中(即与其各自的固定飞行面61和81大致对齐)。输入至控制面62和82的控制输入从传统的意义上作用，并且横滚命令(rolling command)经由集体桨距(collective pitch)变化被发送至旋翼桨叶41，该集体桨距变化导致每一个旋翼桨叶41的倾角的变化。由于主旋翼40被锁定为与飞行器10的横向轴线17对齐，所以现在集体变距输入产生了旋翼桨叶41的倾角的变化并且现在其用作全翼展，可变倾角的副翼导致向前飞行时的飞行器10产生横滚响应。
通过施加来自补充的向前推力装置90的推力来执行作为固定翼飞行器的起飞，该来自补充的向前推力装置90的推力导致向前运动增加，并且因此导致沿通常是跑道202的表面的空速增加。一旦获得足够的速度以产生实现飞行需要的升力，那么飞行器10就会通过控制面62和82在鸭翼60和稳定器80上的偏转而旋转。在起飞之后，在具有固定翼飞行器的速度和效率的情况下，飞行器10爬升204至巡航高度并且飞行206至其目的地。后部稳定器控制面82与鸭翼控制面62协调地工作，以在除了盘旋飞行(hovering flight)的全部飞行过程中控制飞行器的俯仰和横滚。
接近目的地时，执行下降208至一高度210，高度210在地域上方提供了足够的高度，以经由转换飞行模式执行转换操作。通常在机翼水平姿态212时在平飞高度处开始进入转换飞行模式。推力装置90的动力的减少导致向前速度的下降214，并且由于飞行器10的迎角增加以维持升力并且保持高度216，所以还存在使飞行器10不断减速的拉力的增加。
参见图7、9和10，在临界迎角218处，平滑地施加渐进的机头上仰(nose up pitch)控制，直至升降副翼控制面62和82达到全行程范围，这将导致旋翼桨叶41、鸭翼60和稳定器80渐进地失速(stallin)220(参见图9)。经由推力装置90施加的推力252可以被用来改变飞行轨迹254。由于特定的设计布局，所以在整个操作期间飞行器10维持控制。控制面62和82确保在转换飞行模式期间维持空气动力学控制。
参见图10，随着迎角增加超过临界迎角240(失速迎角(AOA)大约为16度)，气压梯度和相关的湍流产生不稳定242。在超过40度的迎角并且直到飞行器10的气流与旋转轴线44对齐的设计极限的90度迎角处，，湍流稳定246，并且拉力变成了作用在机翼248上的主要的力。在全行程上施加控制使得飞行器10能够通过该不稳定的区域进入迎角的相对稳定的后失速范围。
参见图7、9和12，在转换飞行模式中，由各个飞行器部件——机身12、主旋翼40、鸭翼60和稳定器80以及其各自的控制面62和82——产生的力的合力产生导致稳定的飞行轨迹250的力矩。参见图12，这在所述转换飞行模式中在停机的情况下使飞行器10稳定地处于垂直下降252中。
图11示出了稳定在过渡包络线320中的飞行器10，该过渡包络线320由允许从固定翼飞行转换至旋转翼飞行或反之也可发生的主旋翼40的气流306与旋转轴线44之间的相对角度253的范围所限定。在该包络线320中，相对气流306与旋转轴线44大致对齐。因此，控制面62和82允许飞行器10利用相对气流306行进，该相对气流306保持与主旋翼40的旋转轴线44大致对齐。
图12示出了在过渡剖面252期间作用在飞行器10上的力，其包括拉力302、飞行器重量304和相对气流306。由鸭翼60和水平稳定器80的控制面62和82产生的空气动力学力矩被控制以平衡拉力302，该拉力302使得能够使用与主旋翼40的旋转轴线44大致对齐的相对气流306进行稳定操作。这导致大致对称的气流作用在旋翼桨叶41a和41b上，以允许旋翼40的稳定的空气动力学停止或启动。
参见图13，控制面82的延伸部86在转换飞行模式中被设计为在层流312中操作，该层流312摆脱由水平稳定器80产生的湍流314。控制面82的控制面区域和行程范围被设计为提供足够的控制权和稳定性，以在包括进入过渡包络线、在过渡包络线中运行以及飞出过渡包络线的整个飞行阶段都控制飞行器10。
飞行器的重心(CG)101与压力中心(CP)102之间的关系导致稳定的飞行轨迹。在以足够的进入速度进入过渡包络线中时，该包络线可以处于任何姿态，但在没有来自补充的推力装置90的附加推力的情况下，仍将处于稳定在朝向地面的翼水平姿态中。图13(c)示出了根据另一实施例的水平稳定器80。在该实施例中，水平稳定器80包括固定的中心部81和分别具有可枢转的升降副翼82的可枢转横向部83。在正常飞行模式中，在升降副翼82作用正常的升降副翼的情况下，横向部83保持与固定的中心部81对齐。在受控制的飞行过渡模式中，具有升降副翼82的横向部83被操作以实现过渡模式。
参见图14至16，然后飞行控制计算机配置飞行器10以用于旋转翼过渡300，并且主旋翼40被旋翼锁定机构48解锁。回头参见图6a，然后预定的集体变距设置47经由滑盘控制系统46被施加给主旋翼40。这导致作用在主旋翼40上的总的气动力56使得该主旋翼40绕旋转轴线44加速。随着主旋翼每分钟转速增加，集体变距47被用来将每分钟转速控制在设计极限内。随着周期的控制输入变得有效，飞行模式被设置成旋转翼飞行并且飞行器以三个旋转翼模式中的任何一个飞行。因此，相对气流306被用于启动主旋翼40。
参见图15和16，一旦主旋翼40的每分钟转速已经稳定并且周期的控制输入变得有效，那么飞行器就会处于自动旋转下降54(参见图6a)中，并且飞行模式被设置成旋转翼飞行，然后动力可以被施加给主旋翼40和反扭矩装置91，以使飞行器10作为传统的直升机410飞行。
与在任何正常的直升机中的一样，经由滑盘控制系统46实现整个主旋翼40的控制，该滑盘控制系统46允许用于俯仰和横滚的周期变距(cyclic pitch)输入以及允许经由集体变距杆输入集体变距(collective pitch)。控制面62和82正确地响应飞行控制命令，以与直升机旋翼40一起工作，以实现命令的飞行轨迹。然后，飞行器10可以如传统的直升机那样执行任何旋转翼飞行轨迹，包括垂直起飞和降落在未准备的场所。
示例性的飞行轨迹——旋转翼起飞至固定翼降落
参见图17，垂直起飞能力402在直升机飞行模式410中是可用的。可选地，飞行器10可以在自转旋翼模式440中操作(参见图20)并且使用横滚启动实现起飞。飞行器10具有传统的集体的、周期的和反扭矩的控制响应，导致了全三维盘旋能力。通过经由滑盘控制系统46使旋翼盘周期性地倾斜405，可以从盘旋404开始在期望的方向上开始飞行，以如在传统的直升机中那样在任何方向上提供向前的推力和运动。可选地，可以使用补充的向前推力装置90开始向前的飞行，以使得飞行器10用作复合式直升机450(参见图21)。这根据其需求对主旋翼40卸载，以产生向前的推力。
由于飞行器10包括鸭翼60和水平稳定器80的固定飞行面，所以飞行器10技术上提供升力的组合。即，只要所述升力面60和80开始获得空速，那么通过这些升力面60和80就提供升力辅助。
与借助于鸭翼60和水平稳定器80上的拽引效应的纯直升机相比，在其中主旋翼40提供全部的向前推力的直升机飞行模式410中，爬升410a和巡航性能410b处于降低的效率中。相同的升力面60和80在自转旋翼飞行440(爬升440a和巡航440b)和组合直升机模式450(爬升450a和巡航450b)中帮助飞行器10。因此，因为由于能够使主旋翼40根据需求卸载以产生向前的推力和升力而导致可用的额外的推力，所以升力面60和80允许更高的速度。可以以所述旋转翼模式中的任何一种进行短程至中程飞行，从其可以进行横滚或垂直降落。
对于远程飞行，优选转换至固定翼模式200(图8)，其在空气动力学和操作上是更有效的。通过作为固定翼飞行器操作，获取了许多优点。可以从任何旋转翼模式进行至固定翼飞行模式的转换，并且至固定翼飞行模式的转换可以以下面的方式实现。
参见图17，在开始从旋转翼飞行模式至固定翼飞行模式的转换之前，需要足够的高度502。参见图18，一旦达到了足够的高度，那么就作出减速504，通常直至空速达到零。通过保持水平姿态并且进入垂直下降506，实现进入过渡包络线320。随着下降开始，飞行模式设置成过渡模式，控制面62和82设置为全行程范围(full up travel)并且保持在该全行程范围中。在该模式中，输入至旋翼系统的集体输入和周期输入不具有输入至其它控制面的输入。渐进的正集体变距508被施加以使主旋翼40空气动力学地失速。总拉力57作用在与主旋翼40的旋转的方向相反的方向上，并且使得主旋翼40快速地减速(图6b)。随着主旋翼的每分钟转速降低，飞行器10在相对气流与主旋翼旋转轴线44大致对齐的情况下在过渡包络线320中保持稳定。与上面给出的示例类似，通过非旋转控制面——鸭翼60及其升降副翼控制面62、尾翼70、方向舵72、水平稳定器80及其升降副翼控制面82和背部整流罩94产生的力，飞行器10被保持在转换飞行模式中。
集体变距被用来使主旋翼40飞行至将其与飞行器10的横向轴线17对齐的停止位置，在该点处，旋翼锁定机构48被接合，以锁定并且阻止任何进一步的旋转。飞行模式转换被设置为固定翼操作，该固定翼操作将控制面62和82设置回正常操作模式，在该正常操作模式中，控制面62和82响应俯仰和横滚输入。用于横滚的控制输入被发送至集体变距控制器，该集体变距控制器用于改变主旋翼40上的倾角，但是由于主旋翼40现在被锁定为与飞行器10的横向轴线17对齐并且不能旋转，所以当在向前飞行时倾角的改变现在给出对横滚的响应。
在应用或不应用来自补充的推力装置90的动力的情况下，通过输入至控制面62和82的桨距输入的平滑的减小，实现从过渡剖面510中的恢复，以导致迎角降低至鸭翼60和稳定器80上的临界失速迎角之下，并且因此导致气流再附着并且返回正常的固定翼飞行512。由于处于任何失速恢复操作中，所以在该过程中将产生一些高度损失。通过应用经由补充的向前推力装置90的推力，可以实现高度损失的减少。在有动力飞行和无动力飞行两种情况下，保持了控制响应，并且飞行器10作为固定翼飞行器200从过渡模式起飞。
在完成任务之后，可以如传统的固定翼飞行器那样作出降落或转换回旋转翼飞行时可用的。存在该实施例可使用的许多任务剖面的组合，并且有效载荷600能够针对操作员的需求定制。
可选的主旋翼构造——使用大倾角旋翼(LIR)的构造
图22示出了可选的主旋翼机翼构造，其使用通常用于直升机上的标准的对称的翼型部旋翼桨叶42a和42b。在该构造中，旋翼桨叶42a和42b连接至毂33，以使得其前缘112面向与主旋翼40作为旋转翼620使用的方向大致相反的方向。每一个桨叶42的顺桨轴116设置在从前缘112至后缘114的距离的大致约25％的位置处。这导致稳定的机翼。桨叶42具有用于集体变距控制和周期变距控制的装置以允许担任主直升机旋翼。
为了飞行器10作为固定翼610使用，控制系统46使得一个旋翼桨叶42b定向为与其在直升机模式中的定向相比相反的方向。该方向将该旋翼桨叶42b置于与相对的桨叶42a对称地对齐，并且当旋翼40被锁定在与飞行器的横向轴线17对齐的位置中时，旋翼40形成固定翼飞行面。在该构造中，两个前缘112都朝向即将到来的气流定向。
在固定翼飞行模式中，主旋翼40作为一组可变倾角固定翼运行。
通过控制面62和82在鸭翼60和稳定器80上操作以使飞行器10飞入过渡包络线320中，实现了从固定翼到旋转翼的转换。
在该过程中，旋转桨叶42也可以被操作，以维持与气流对齐，以使得翼型的前缘112逐渐地俯仰向下运动612，从而维持与相对气流的对齐，直至改变迎角(feather)与旋转轴线44对齐614。可替代地，翼型基本上被维持为固定翼，由此随着飞行器稳定在过渡包络线中而进入失速状态。然后，控制系统使翼型改变迎角至与旋转轴线44对齐614。该方法产生了增加的垂直拉力。为了完成该转换，控制系统在使机翼的前缘112向下运动至与旋翼的旋转轴线44对齐的情况下使机翼运动。
一旦其前缘112面向下地与旋转轴线44对齐，那么旋翼锁定机构48被移动，以解锁旋翼40，飞行模式被设置为旋转翼模式，并且一个翼型42b旋转超过垂直方向616，变成传统的直升机旋翼桨叶构造，在该直升机旋翼桨叶构造中，前缘112面向相反的方向620。结果，气动力使得两个旋翼桨叶42开始绕旋翼旋转轴线44的旋转。
随着旋翼的每分钟转速增加，周期变距变得有效，并且集体变距被用来控制旋翼的每分钟转速。现在，飞行器10作为旋转翼飞行器运行，并且可以飞出过渡包络线320。
通过使飞行器10降速至最小的向前速度，实现从旋转翼模式至固定翼模式的转换。此时，飞行控制系统被设置为转换模式，在该转换模式中，控制面62和82被定位成在过渡包络线320中控制飞行器。然后，动力从主旋翼40上移除，以使得飞行器开始进入过渡包络线320中。一旦稳定了，集体变距被施加给主旋翼40，其使得旋翼桨叶42空气动力学地失速。总的拉力导致快速的降速。随着旋翼的每分钟转速接近零，集体变距被操作，以使翼型改变迎角至与旋翼40的旋转轴线44对齐614。此时，旋翼被操作，以对齐旋翼40与飞行器10的横向轴线17，并且旋翼锁定机构48被接合以将旋翼桨叶42锁定为固定翼。此时飞行器10可以开始从过渡包络线320中恢复，并且同时控制系统经由集体变距使旋翼桨叶42运动，以使得两个前缘112朝向飞行器10的机头定向610，用于固定翼飞行。
使用诸如伺服马达的任何合适的机械或机电装置，可以执行用于旋转翼或固定翼飞行模式的多个桨叶42中的一个的反向。
飞行控制
现代的飞行器设计利用计算机的能力。通过允许控制那些使用否则机械装置将会变得不可能或将其困难并且成本高地实施的构造，现代计算机已经给飞行器工业带来了巨大变革。计算机化的飞行控制作为电传操作(Fly-by-Wire)控制系统被已知，其中，控制输入被计算机修改，以给控制面提供特定的输出。
电传操作(Fly by Wire)形式将具有专用的构造设置，其中，旋翼的周期性输入与鸭翼和稳定器的输入分隔开，因此使得主旋翼能够在转换发生时保持中立的周期性控制输入。与当前的一样将使用控制面，以将机器保持在转换构造中，由此使得主旋翼在没有产生俯仰或横滚干扰的情况下开始或停止旋转。
飞行控制器被编程，以在多个操作模式之间维持标准的控制输入。
对于对称翼型(LIR)旋翼形式，使用传统的对称翼型。其一个示例是已经用于许多成品的直升机上的NACA 0012轮廓。这些翼型在向后飞行时是不稳定的，并且需要不同的控制器构造，以使得翼型保持其前缘与相对气流大致对齐。
仅需要主旋翼40的一侧使其旋翼桨叶42的方向反向，以从固定翼模式转变至旋转翼操作模式，或从旋转翼模式转变至固定翼模式。
为了能够将对称翼型用作固定翼，翼型的前缘必须指向相对气流；否则，其将不稳定并且将尝试与气流对齐。在该实施例中，控制系统将使得配备有主旋翼的对称机翼在过渡期间能够水平运动至相对气流中，并且然后使旋翼的一侧上的方向反向，以使得它能够与用于固定翼操作的相反侧相匹配。
计算机化的飞行控制器使得在其处于旋转翼操作模式中时电子变相能够施加给对称的翼型旋翼形式中。在另一实施例中，计算机化的飞行控制器允许进行每一个飞行控制面的定制化的调整。这可以使用机上计算机内部地执行或从基于地面的控制系统执行。
因此，优选的实施例提供能够在高迎角处控制稳定飞行的飞行器。该飞行器能够实现相对气流与飞行器的纵向轴线成大致90度，由此使气流与主旋翼的旋转轴线对齐。在该飞行模式中，使用气动力使旋翼停止或启动。
该构造导致为从现有技术的典型转变的飞行轨迹。优选的实施例的飞行器能够利用固定翼和旋转翼飞行的好处。优选的实施例提供能够进行多模式——垂直、短程、传统的起飞和降落(VSCTOL)的飞行器。优选的实施例的飞行器可以在不同的操作模式中操作，包括固定翼、过渡相、旋翼机、直升机和组合式直升机。其还能够在飞行之前在地面上进行从一个模式至另一模式的转换。
因此，通过以没有任何现有技术提出的方式解决技术挑战，优选的实施例提供解决从固定翼至旋转翼或从旋转翼至固定翼飞行模式的转换传统设计的固定翼或旋转翼飞行器的技术挑战的方案。
图23至25示出了构造为大型无线电控制的机器(RC)或无人机(UAV)的飞行器10的示例尺寸。然后，应该清楚的是，飞行器10可以以任何需要的尺寸被制造，包括作为客机尺寸的飞行器被制造。
尽管已经描述了本发明的优选实施例，但是对本领域技术人员显而易见的是，可以对所述的实施例作出修改。例如，图26示出了飞行器10的可替代的实施例，包括：
·710-可选的水平稳定器构造80
·720-同轴的旋翼40a和40b
·730-成对的悬臂尾翼70a和70b
·740-具有安装稳定器/翼的主体的成对的鳍状尾翼70a和70b
·750-可选的螺旋桨发动机90
·760-串联旋翼，前主旋翼40a和后主旋翼40b
·770-重型升力三旋翼，前主旋翼40a以及第一和第二横向后主旋翼40b和40c
·780-重型升力双旋翼，第一和第二横向主旋翼40a和40b。
在上述实施例的每一个中，主旋翼(多个主旋翼)可以被停止并且适于相对于机身的纵向轴线对称。
可以对飞行器10作出其他修改。例如，飞行器可以包括用于改变其重心的装置，诸如设置在机身内的可移动的配置。反扭矩控制装置可以是诸如尾桨、可偏转的发动机排气或分界层控制系统的任何形式的反扭矩装置。
改进的水平稳定器
图27和28示出了改进的水平稳定器80b。稳定器80b是上述的T型尾翼设计稳定器80的变型。改进的稳定器80b连接至机身的尾部15并且在该实施例中包括一对垂直尾翼70。
在该T型尾翼设计稳定器80中，每一个控制面82的内部84和延伸部86作为一个单元一起运动。左侧和右侧控制面82彼此独立地运动，以在飞行器10的整个飞行包络线中控制飞行器10。这包括正常的操作和处于转换飞行模式中。
所述控制面82的尺寸和动力是用于进入转换飞行模式、进出转换飞行模式的控制的需要，但是对于正常操作，其提供比需要更多的控制权。
在改进的稳定器80b中，左侧和右侧两者都类似地包括固定的前飞行面81和可枢转的控制面82，但是，每一侧都还包括更小的升降副翼89。
控制面82每一个都类似地包括在固定的前飞行面81的横向端85内延伸的内部84以及横向地设置在固定的前飞行面81的横向端85之外的延伸部86。垂直尾翼70分别设置在固定的前飞行面81的横向端85处，并且每一个都包括传统的飞行器方向舵72。
内部84绕铰接线88枢转，该铰接线88沿固定的前飞行面81的后部延伸，该固定的前飞行面81保持静止并且提供与鸭翼60的固定的前飞行面61一样的垂直拉力。
延伸部86是全飞行控制面，该全飞行控制面从铰接线88的前部至尾部地延伸并且分别设置在垂直尾翼70的横向上。每一个延伸部86能够在向上90度至向下40度的行程范围内使用其相邻的内部84绕铰接线88枢转。
升降副翼89分别设置在每一个内部84的尾翼边缘87处。升降副翼89不需要大的行程范围，并且在具有相对于其各自的内部84大约±30°的降低的行程范围的情况下每一个可枢转地安装。
改进的稳定器80b是控制系统的改进，其中在俯仰和横滚控制由更小的升降副翼89提供的情况下，稳定器80b用于在正常飞行中修整。与T型尾翼形式中一样，升降副翼89根据鸭翼60和主旋翼40的输入工作。
当飞行器10准备进入转换飞行模式时，控制器被设置成使稳定器控制面82运动至其过渡位移的位置，该位置为大约向上90°的倾角。当控制面82绕铰链线88枢转时，延伸部86在由固定的前飞行面81产生的没有湍流的平顺气流中运行。
一旦其实现，飞行器10将进入并且停留在转换飞行模式剖面中，直至稳定器控制面82减小到用于正常飞行的倾角。升降副翼89能够运动，以便在过渡期间进行修整。
该稳定器构造使得在正常飞行中升降副翼89能够进行精确控制。
掠翼
停止式旋翼飞行器的一个主要的优点是其能够在固定翼模式中以高速和高高度处巡航。这正是限定停止式旋翼飞行器与任何其它高速旋转翼飞行器之间的区别所在。
在旋翼40被停止并且被锁定以作为固定翼运行的情况下，可以实现高度和高高度。这产生了许多优点，包括但不限于，在大多数天气之上飞行、更高的实际空速(TAS)、更低的燃油消耗以及更长的航程。
在其标准构造中，当旋翼40处于锁定的、固定翼位置中时，旋翼40将有效地具有长的平直翼(旋翼桨叶41)。具有高展弦比的旋翼40作为旋翼并且在低速飞行中作为机翼更有效，但是与掠翼相比，在增加的空速和马赫数的情况下导致了更高的拉力障碍。
改变旋翼40上的“翼扫掠”量的能力优选地非常受益于飞行器的用于高速飞行的能力。扫掠旋翼40将使得飞行器10以与标准的平直旋翼40的构造更高的马赫数巡航。
优选的实施例可以使用当其作为固定翼运行时在旋翼40上产生翼扫掠的两个可能的方法。
如图29所示，第一方法是使用步进马达或类似驱动机构使主旋翼40绕旋翼主轴32的旋转轴线44旋转，以使其与飞行器10的横向轴线17成一角度19地对齐，由此在固定翼飞行中使其与相对气流成一角度地对齐。
这个构思首先由Richard Vogt提出，并且在1942年的German Blohm&Voss的第202页中使用，并且随后被Burt Rutan1979年设计的的NASA Ames AD-1(Ames Dryden-1)Oblique Wing(Scissor Wing)飞行器阐明。
来自维基百科：
NASA Ames研究室的研究表明，在高达1.4马赫数(音速的1.4倍)处飞行的运输机尺寸的斜翼飞行器将具有比具有更多个传统翼显著更好的空气动力学性能。
在高速——亚音速和超音速时，机翼枢转直至相对于飞行器机身的60度，用于更好地高速性能。该研究示出，这些角度将减小气动拉力，允许更高的速度和在相同的燃料消耗的情况下更长的航程。
然后，在进入过渡飞行轨迹之前，旋翼40将被设置回与横向轴线17对齐，以转换至飞行器的旋转翼飞行模式。尽管该方法提供了多个优点，但是，它具有向前运动的一个机翼(桨叶41)和向后运动的一个机翼(桨叶41)，并且存在于向前掠翼相关的不稳定性。
第二方法需要更复杂的工程方案，但将允许两个旋翼桨叶41能够向后扫掠。与上述第一方法相比，其是优选的。
如图30和31所示，为了实现该方案，旋翼40的每一个桨叶都连接至分离的同轴的毂部33a和33b，毂部33a和33b使得各自的桨叶41能够彼此独立地绕旋转轴线44运动。
在旋转翼操作模式中，两个桨叶41彼此对齐并且与横向轴线17(图31(a))对齐地被定位。通过锁定机构将它们保持在该位置中。
一旦飞行器10已经从旋转翼飞行转换至固定翼飞行，那么桨叶41可以被解锁，并且向前运动至各自的扫掠角度位置19(图31(b))，用于有效的高速巡航飞行。
向前扫掠桨叶41允许利用多个柔性桨叶，该多个柔性桨叶在旋转翼飞行和固定翼飞行中都具有优点。
图32示出了示例性的飞行器10b，其中飞行面能够运动至扫掠位置，其中旋翼桨叶41处于与横向轴线17对齐的正常飞行位置中。
图33示出了飞行器10b，其中旋翼桨叶41处于扫掠位置中，并且鸭翼和稳定器控制面62和82处于过渡构造中。应注意的是，在过渡构造中具有扫掠的旋翼桨叶41和控制面62和82将不会同时执行。仅出于图示目的，图33仅仅示出了控制运动。在可能的修改中，飞行器可以包括与矢量推力装置组合的一个或多个控制面，用于在其中相对气流与旋翼的旋转轴线大致对齐的过渡飞行轨迹中稳定飞行器并且在该持续的飞行轨迹中控制飞行器的行进。矢量推力装置可以是一个或多个附加的方向可控制的推力装置，或它们可以是向前的推力装置90和/或反扭矩装置91的反向的推力线。
解释
实施例：
本说明书通篇中的参见“一个实施例”或“一实施例”指的是所述的特定的特征、结构或特性以及该实施例被包括在本发明的至少一个实施例中。因此，在本说明通篇中各个地方出现的短语“一个实施例”或“一实施例”不必总是指代相同的实施例，但可以指代相同的实施例。此外，在一个或多个实施例中，明显的是，本领域技术人员可以根据本公开以任何合适的方式对特定的特征、结构或特性进行组合。
类似的，应认识到，在本发明的示例性实施例的上述说明中，为了使本公开简单并且帮助理解各个发明方面中的一个或多个方面，本发明的各个特征有时在单一的实施例、附图或其说明中被组合在一起。然而，本公开的方法不应被理解为反映所要求保护的发明需要多于每一个权利要求中明确记载的特征的意愿。而是，如下面的权利要求所反映的那样，发明的多个方面落入比单个前述公开的实施例的全部特征更少的特征中。因此，在具体实施例之后的权利要求在此处被明确地纳入到该具体实施方式中，其中每一个权利要求作为本发明的一个单独的实施例存在。
此外，本领域技术人员应理解，尽管本文所述的一些实施例包括一些特征，而没有包括被包括在其它实施例中的其它特征，但是不同实施例的特征的组合应落入本发明的范围中，并且形成不同的实施例。例如，在下面的权利要求中，可以以任何的组合利用要求保护的实施例中的任一个。
对象的不同示例
除非另有说明，本文中所使用的系数形容词“第一”、“第二”、“第三”等的特定用途是描述共同的对象，仅仅表面所指的类似对象的不同示例，而不旨在暗示所述的对象必须成给定的顺序或时间顺序、空间顺序、成次序或成任何其它方式。
特定细节
在本文提供的说明中，提出了许多特定细节。然而，应理解的是，可以在没有这些特定细节的情况下实施本发明的实施例。在其它示例中，为了不使本说明书难以理解，已知的方法、结构和技术没有被详细地示出。
术语
在图示在附图中的本发明的优选实施例的描述中，为了清楚，将采用特定术语。然而，本发明不旨在局限于所选择的特定术语，并且应理解的是，每一个特定术语包括以实现类似的技术目的的类似方式运行的全部技术上的等同物。诸如“向前”、“向后”、“径向地”、“轴向地”、“向上”、“向下”等的术语用作方便提供参考点的词语并且不旨在构造为限制性的术语。
包括和具有
在下面以及本发明前述的说明中的权利要求中，除了由于表述语言或必要含义而需要所述文字的情况，词语“包括”及其变型用于非排除性的情况中，即在本发明的各个实施例中定义存在所述特征但是不排除其他特征的存在或增加。
下面术语中的任何一个：本文中使用的具有或其具有或它具有也是开放式的术语，其也意味着至少具有跟在该术语之后的元件/特征，但不排除其它元件/特征。因此，具有与包括的意思相同并且指代包括。
发明的范围
因此，尽管已经描述了相信是本发明的优选实施例的实施例，但是本领域技术人员将认识到，在不背离本发明的精神的情况下可以对其作出其它和进一步的修改，并且其旨在要求保护落入本发明的范围内的所有这样的变化和修改。例如，上面给出的任何原则仅是可以使用的程序的代表。功能可以增加或可以从方框图中删除，并且操作方法可以在功能模块之间互换。在本发明的范围之内，可以在上述方法中增加或删除步骤。
虽然已经参照特定的示例描述本发明，但是本领域技术人员将认识到本发明可以以多个其它方式实施。
工业实用性
根据上述内容明显可以得出，所述装置能够应用于飞行器工业中。

Claims (71)

1.一种飞行器，该飞行器能够以旋转翼飞行模式和固定翼飞行模式飞行并且能够在飞行中经由转换飞行模式进行转换，其中，飞行器在飞行中在所述旋转翼飞行模式和所述固定翼飞行模式中的一个之间转换；所述飞行器包括：
具有纵向轴线的机身，所述纵向轴线垂直于飞行器的垂直轴线；
机身具有垂直于纵向轴线和垂直轴线的横向轴线；
至少一个直升机主旋翼，该至少一个直升机主旋翼在其旋转轴线与飞行器的垂直轴线大致对齐地安装的情况下可操作地安装至机身；
所述至少一个直升机主旋翼包括能够绕其所述旋转轴线旋转的旋翼桨叶，并且其中，旋翼桨叶能够在飞行中被停止并且被改变以提供固定的翼面；
所述飞行器具有至少一个控制装置，该至少一个控制装置能够在飞行中在所述旋转翼飞行模式与所述固定翼中的一个之间的所述转换飞行模式中被操作；所述控制装置在飞行中使飞行器定向，以使得在相对气流流向整个飞行器的情况下行进；所述相对气流与所述至少一个直升机主旋翼的旋转轴线大致对齐并且处于相对于飞行器向上的方向上，所述至少一个控制装置还用于在飞行中在所述旋转翼飞行模式与所述固定翼飞行模式中的一个之间的转换中稳定和控制所述飞行器。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述飞行器包括推力装置，该推力装置用于当飞行器处于固定翼飞行模式中时提供向前的推力；当所述飞行器在旋转翼飞行模式中运行时，所述推力装置补充由所述旋翼提供的向前的推力。
3.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述控制装置包括控制面。
4.根据权利要求3所述的飞行器，其中，所述控制面能够被操作以使 飞行器定向，以在飞行中提供相对气流，该相对气流与所述至少一个直升机主旋翼的直升机主旋翼的旋转轴线大致对齐并且相对于飞行器处于向上方向，由此在转换期间稳定和控制所述飞行器。
5.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述至少一个直升机主旋翼在转换飞行模式的至少一部分期间被停止。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的飞行器，其中，在转换飞行模式期间，所述相对气流作用，以使得拉力变成作用在飞行器上的主要的气动力，以在转换飞行模式中稳定飞行器。
7.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述至少一个直升机主旋翼的旋翼桨叶能够在飞行中被停止并且被改变以提供与机身的纵向轴线成90度地大致对齐的固定的翼面。
8.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述至少一个控制装置能够控制飞行器，以使得当处于固定翼或旋转翼飞行中时在转换飞行模式中行进。
9.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述飞行器包括重心，所述至少一个直升机主旋翼包括与所述重心大致对齐的旋转轴线。
10.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述至少一个直升机主旋翼能够被改变以在飞行之前提供相对于纵向轴线固定的翼面。
11.根据权利要求1所述的飞行器，其中，当处于转换飞行模式中时，所述至少一个直升机主旋翼能够从停止位置旋转。
12.根据权利要求1所述的飞行器，还包括反扭矩装置，该反扭矩装置可操作地安装至机身，以控制在所述飞行器处于旋转翼飞行模式中时由 所述至少一个直升机主旋翼产生的扭矩。
13.根据权利要求1所述的飞行器，其中，旋翼桨叶能够被构造成相对于纵向轴线对称的构造和非对称的构造。
14.根据权利要求13所述的飞行器，还包括用于在非对称构造与对称构造之间构造所述旋翼桨叶中的至少一个的装置。
15.根据权利要求1所述的飞行器，还包括旋翼锁定机构，该旋翼锁定机构用于将所述至少一个直升机主旋翼锁定至停止位置。
16.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述至少一个直升机主旋翼包括至少两个旋翼桨叶，该至少两个旋翼桨叶在停止时与机身的横向轴线对齐。
17.根据权利要求16所述的飞行器，其中，所述至少两个旋翼桨叶安装至旋翼毂上，该旋翼毂适于使所述至少两个旋翼桨叶运动至相对于所述飞行器的横向轴线成锐角的位置处。
18.根据权利要求16所述的飞行器，其中，所述至少两个旋翼桨叶安装至旋翼毂上，该旋翼毂适于使所述至少两个旋翼桨叶运动至相对于所述飞行器的纵向轴线的各自的扫掠位置。
19.根据权利要求18所述的飞行器，其中，所述至少两个旋翼桨叶安装至所述旋翼毂的相应的毂部分上，该旋翼毂使得各个旋翼桨叶绕旋转轴线彼此独立地运动。
20.根据权利要求1所述的飞行器，还包括安装至机身的至少一个固定翼。
21.根据权利要求20所述的飞行器，其中，所述至少一个固定翼包括左侧鸭翼翼面和右侧鸭翼翼面，该左侧鸭翼翼面和右侧鸭翼翼面用于在向前飞行期间提供升力，并且作用以使得在转换飞行模式期间拉力变成稳定飞行器的主要的气动力。
22.根据权利要求21所述的飞行器，其中，每一个鸭翼升力面包括固定的前飞行面和位于鸭翼后部的能够枢转的升降副翼控制面。
23.根据权利要求22所述的飞行器，其中，所述升降副翼控制面包括后缘向上40度和后缘向下90度的行程范围。
24.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述飞行器还包括连接至机身的后部的至少一个垂直尾翼，所述至少一个垂直尾翼具有飞行器方向舵。
25.根据权利要求24所述的飞行器，还包括邻近垂直尾翼顶部的水平稳定器。
26.根据权利要求25所述的飞行器，其中，水平稳定器的左侧和右侧每一个都包括固定的前飞行面和能够枢转的控制面，固定的前飞行面和能够枢转的控制面两者用于在向前飞行期间提供升力，每一个能够枢转的控制面都具有内部和延伸部，该内部在固定的前飞行面的横向端部之内延伸，并且所述延伸部在横向上在固定的前飞行面的横向端部之外设置，所述控制面在固定翼飞行、向前旋转翼飞行和转换飞行期间提供气动控制，并且当处于转换飞行模式中时，水平稳定器的固定部作用，以使得拉力变成作用在固定的机翼或翼面上的主要的气动力，以在转换期间稳定飞行器。
27.根据权利要求26所述的飞行器，其中，水平稳定器的每一个能够枢转的控制面的每一个延伸部都具有比邻近的内部的翼弦深度更大的翼 弦深度。
28.根据权利要求27所述的飞行器，其中，每一个能够枢转的控制面的所述能够枢转的控制面的延伸部的大部分设置在邻近的内部的后缘的后部。
29.根据权利要求26所述的飞行器，其中，水平稳定器的控制面具有后缘向上90度和后缘向下40度的行程范围。
30.根据权利要求1所述的飞行器，还包括位于机身的后部处的水平稳定器。
31.根据权利要求30所述的飞行器，其中，水平稳定器的左侧和右侧每一个都包括固定的前飞行面和能够枢转的控制面。
32.根据权利要求31所述的飞行器，其中，每一个控制面都包括内部和延伸部，该内部在固定的前飞行面的横向端部之内延伸，并且所述延伸部延伸超过固定的前飞行面的横向端部。
33.根据权利要求32所述的飞行器，还包括设置在固定的前飞行面的横向端部的每一个横向端部处的相应的垂直尾翼，每一个垂直尾翼都包括飞行器方向舵。
34.根据权利要求32所述的飞行器，其中，所述内部绕沿固定的前飞行面的后部延伸的铰接线枢转。
35.根据权利要求34所述的飞行器，其中，所述延伸部在铰接线的前后延伸。
36.根据权利要求34所述的飞行器，其中，每一个延伸部都能够与其 邻近的内部一起绕铰接线枢转。
37.根据权利要求31所述的飞行器，其中，控制面具有后缘向上90度和后缘向下40度的行程范围。
38.根据权利要求32所述的飞行器，还包括能够枢转地安装至每一个内部的后缘上的相应的升降副翼。
39.根据权利要求38所述的飞行器，其中，升降副翼具有相对于其各自的内部的大约±30°的行程范围。
40.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述至少一个控制装置包括机翼，所述机翼包括固定的前飞行面和能够枢转的控制面，该能够枢转的控制面具有内部和延伸部，该内部在固定的前飞行面的横向端部内延伸，并且所述延伸部延伸超过固定的前飞行面的横向端部。
41.根据权利要求40所述的飞行器，其中，所述机翼定位为朝向或接近所述机身的后部。
42.根据权利要求40所述的飞行器，其中，所述机翼的延伸部具有大于所述内部的翼弦深度的翼弦深度。
43.根据权利要求40所述的飞行器，其中，所述机翼的能够枢转的控制面的延伸部的大部分设置在内部的后缘的后部。
44.根据权利要求42所述的飞行器，还包括能够枢转地安装至所述机翼的每一个内部的后缘上的相应的升降副翼。
45.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述至少一个直升机主旋翼的旋转轴线大致垂直于机身的纵向轴线。
46.根据权利要求2所述的飞行器，还包括矢量推力装置。
47.根据权利要求46所述的飞行器，其中，所述矢量推力装置包括一个或多个能够控制方向的推力装置、或向前推力装置的转向推力线和/或反扭矩装置。
48.根据权利要求25所述的飞行器，其中，水平稳定器的左侧和右侧每一个都包括固定的内部和能够枢转的外控制部，每一个能够枢转的外控制部都在其后缘上包含较小的升降副翼控制面。
49.根据权利要求48所述的飞行器，其中，水平稳定器的每一个能够枢转的外控制部具有后缘向上90度与后缘向下40度的行程范围。
50.根据权利要求49所述的飞行器，其中，较小的升降副翼具有相对于其各自的能够枢转的外控制部的大约±30度的行程范围。
51.根据权利要求50所述的飞行器，其中，水平稳定器的左侧和右侧用于在向前飞行期间提供升力，并且固定部作用以使得在转换飞行模式期间拉力变成主要的气动力。
52.根据权利要求51所述的飞行器，其中，包括其各自的升降副翼控制面的能够枢转的外控制部具有比其各自的固定的左内部和右内部的表面面积更大的表面面积。
53.根据权利要求1所述的飞行器，其中，鸭翼和水平稳定器以及所述至少一个控制装置定位在主旋翼末端的扫掠路径之外。
54.根据权利要求1所述的飞行器，其中，水平稳定器和所述至少一个控制装置相对于机身定位在主旋翼上方。
55.根据权利要求2所述的飞行器，其中，所述飞行器能够在转换飞行模式中被操作，在没有来自所述推力装置的额外推力的情况下稳定在朝向地面的机翼水平姿态，因此由于重力而降落。
56.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述飞行器能够根据进入高度和/或速度维持在转换飞行模式中飞行。
57.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述至少一个控制装置运动以产生控制力，以使固定的飞行面完全失速，以使得拉力变成作用在飞行器上的主要的气动力并且被平衡，以使得飞行器由于重力而降落至机翼水平状态。
58.根据权利要求14所述的飞行器，其中，构造装置在所述转换飞行模式期间旋翼桨叶的前缘向下定位至相对气流中的情况下使旋翼桨叶运动。
59.根据权利要求1所述的飞行器，其中，在转换飞行模式期间，所述至少一个直升机主旋翼在锁定之前被空气动力学地停止到与所述横向轴线对齐的位置。
60.一种操作能够进行旋转翼飞行模式、固定翼飞行模式和转换飞行模式的飞行器的方法，其中飞行器在飞行中在所述旋转翼飞行模式和所述固定翼飞行模式中的一个之间转换，
所述飞行器具有能够绕与飞行器的垂直轴线大致对齐的旋转轴线旋转的至少一个直升机主旋翼；
所述飞行器具有机身，所述机身具有垂直于飞行器的垂直轴线的纵向轴线；机身具有垂直于所述纵向轴线和所述垂直轴线的横向轴线；
所述飞行器包括推力装置，所述推力装置当处于固定翼飞行模式中时提供向前推力；
并且其中，通过至少一个控制装置进入飞行器的转换飞行模式，其中 操作至少一个控制装置以定向飞行器，以在飞行中在相对气流流向整个飞行器的情况下行进，所述相对气流与所述至少一个直升机主旋翼的旋转轴线大致对齐并且处于相对于飞行器向上的方向上；
所述方法包括如下步骤：
a)以旋转翼飞行模式和固定翼飞行模式中的一个操作飞行器；
b)进入转换飞行模式；
c)通过操作所述至少一个控制装置以稳定飞行器，以在转换飞行模式中行进；并且
d)如果从固定翼飞行模式转换至旋转翼飞行模式，启动直升机主旋翼；
e)如果从旋转翼飞行模式转换至固定翼飞行模式，停止主旋翼；
f)退出转换飞行模式；
g)以旋转翼飞行模式和固定翼飞行模式中的另一个操作飞行器，由此完成所述旋转翼飞行模式和所述固定翼飞行模式中的一个之间的转换。
61.根据权利要求60所述的方法，其中，飞行器设置有反扭矩装置，该反扭矩装置可操作地安装至机身，以在所述飞行器处于旋转翼飞行模式中时控制由所述至少一个直升机主旋翼引起的扭矩。
62.根据权利要求60所述的方法，其中，所述至少一个直升机主旋翼在所述转换飞行模式的至少一部分期间被停止。
63.根据权利要求60或62所述的方法，其中，在转换飞行模式期间，所述相对气流作用在水平稳定器的固定部分和鸭翼上，以使得拉力是主要的气动力，以在转换飞行模式中稳定飞行器。
64.根据权利要求60或62所述的方法，其中，飞行器包括至少一个直升机主旋翼，所述方法还包括在转换飞行模式中使用相对气流空气动力学地启动和停止主旋翼的步骤。
65.根据权利要求60或62所述的方法，其中，旋转翼飞行模式是自转旋翼机飞行模式、直升机飞行模式和组合式飞行模式中的一个。
66.根据权利要求60所述的方法，其中，在转换飞行模式期间，所述至少一个直升机主旋翼在锁定之前被空气动力学地停止到与所述横向轴线对齐的位置。
67.根据权利要求60所述的方法，其中，在足够的速度的情况下，能够在任何高度或姿态下完成进入转换飞行模式。
68.根据权利要求60所述的方法，其中，水平稳定器和所述至少一个控制装置相对于机身定位在主旋翼上方，由此产生导致在转换飞行模式中的稳定飞行轨迹的力矩。
69.根据权利要求60所述的方法，其中，所述飞行器在所述转换飞行模式中操作，在没有来自推力装置的额外推力的情况下稳定在朝向地面的机翼水平姿态，因此由于重力而降落。
70.根据权利要求60所述的方法，其中，所述飞行器按照需要根据进入高度和/或速度在所述转换飞行模式中运行。
71.根据权利要求60所述的方法，其中，所述至少一个控制装置运动以产生控制力，以使固定的飞行面完全失速，以使得拉力变成作用在飞行器上的主要的气动力并且被平衡，以使得飞行器由于重力而降落至机翼水平状态。
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