CN105473443B - 采用新空气动力和技术方案的多用途且安全的垂直起降飞机 - Google Patents

Abstract

所提出的垂直起降飞机能够像直升机一样起飞并且随后能够像常规飞机一样水平飞行。所述飞机包括：具有可变跨度的可变倾角前翼，其在机身下方且安装在呈文丘里管形成的结构上；后翼，其具有两个第二推进器，用于控制安装在其中的载具在螺距和辊方面的稳定性；两个反向旋转的以枢转方式安装的导管式第一推进器，其配备有提供于驾驶舱的侧面上的彼此正交的四个襟翼；发动机，其放置在所述驾驶舱的后方，接近重心；静态均衡系统，用于控制所述飞机的所述重心，所述飞机由放置于所述机身的下部部分中的重物组成，在履带机架上纵向自动最近到机身；数字飞行控制系统。

Description

采用新空气动力和技术方案的多用途且安全的垂直起降飞机

以驻地为罗马，诺门塔那诺伐，25,00141,P.IVA 10876161000的公司UNIT 1srl和居住在相同地点F.C.:GVNPTR49D14F585U的发明人皮特罗.乔凡纳(arch.PietroGiovenga)等的名义。

技术领域

垂直起降飞机通常是根据以下基本概念来构想和设计：其能够像直升机一样起飞且随后像由普通机翼支撑飞行的飞机一样水平飞行。

发明内容

公司想要注册保护的专利与发明人为彼得罗·乔凡纳(PietroGiovenga)申请号为RM2012A000046的在先申请的撤案具有相同的主题，在上述撤案的基础上关于专利技术方案的使用方面做了一些变换修改，将这些变换修改增加到具有所有大小和用途的垂直起降飞机项目中来，这些变换修改应用于飞机部件的控制方案中，尤其是当前部和后部的螺旋桨的螺距周期性变化时；因此关于所述新型垂直起降飞机，其还可实施为被称为“GRIFO”的超轻型飞机。所述垂直起降飞机设计成具备允许使用者更容易地操作此飞机的特征，从而允许以新的方式飞行。所讨论的垂直起降飞机具有很广泛的使用功能，这些功能集中在一个飞机中，相较于现在，这些功能中的每一个应用于特定的飞机中(参看图1、图2、图3、图4、图5、图6，所有位置中的附图)。

所述被称为“GRIFO”的垂直起降飞机(即本专利的客体)在确保飞机的飞行能力的同时允许获得在较低和极低飞行速度下的机动性，从而具备以低成本保持移动的能力。飞机使用的便利性是显而易见的(参看表1，在所有位置中的3d设计图)。

具体实施方式

超轻型飞机Grifo具有以下可操作的功能特性：

机身：从110cm至140cm可变的内部高度(参看图13、图14、图15)，从90cm至120cm可变的内部宽度(参看图14)，从160cm至220cm可变的机舱长度，从400cm至500cm可变的机身长度(参看图13)；

离地净高：从120cm至140cm可变的螺旋桨轴杆离地高度、从50cm至80cm可变的机身离地高度、从20cm至50cm可变的前翼离地高度；

翼展：从400cm至500cm可变的最小尺寸(参看图8)、从850cm至970cm可变的最大尺寸(参看图7)；

翼面承重，考虑前翼和尾部飞机表面：从10.50至15.00平方米可变的最大翼面积，从6.50平方米至10.50平方米可变的最小翼面积；

不含液体的总重量：不超过230.00kg；燃料：接近80kg；2名乘客：接近200kg；有效负载：接近40kg；总起飞重量：接近550kg；

承载能力：2人，并列乘坐或前后排列。

“Grifo”类型的垂直起降飞机的一般航空特征

飞机由以下项组成：

·前置可变长度轴承翼(参看图7所示的最大机翼延伸以及图8所示的最小机翼延伸)；

·每个半翼配备有两个襟翼，其中一个襟翼根据控制系统的设置运行，另一个襟翼由飞行员通过机载设备操控(参看图7、图8)。主机翼(前部)具有调整适应不同飞行安排所必需的特征，其可以关于所采用的翼型在其纵向重心轴上旋转一系列度数(参看图9)，并且主机翼的部分可收回(伸缩)到附接在机身的机翼的一部分中。此解决方案用于在垂直降落和起飞时减小飞行器的尺寸并且还在于某些操作条件下的减小飞行阻力。机翼具有可在3°至6°的范围内变化的垂直二面角以有助于飞行器的稳定性。通过施加在机翼上的两个垂直“末端翼”以改善飞行效率和稳定性。前翼通过两个托架连接到机身，所述托架支撑旋转轴，所述机翼可围绕所述旋转轴关于所选的每个特定翼型以一定角度旋转。(参看示出机翼旋转的图9)。

·支撑机翼的支架是结构的一部分，并且这些支架在末端中具有容纳轴承的狭槽，所述轴承允许置于中心区域支撑机翼的翼肋之间的管轴与飞机结构的耦合。通过由管理飞机设置的机载计算机操作的两个液压或电动致动器来开始移动。

·支架构造成可产生“文丘里管”区域，在所述文丘里管部分中造成空气流加速。增加置于机身下方的机翼部分的升力，而不会在管子的其它壁上产生相反方向的升力。(参看附图中4/9页，其突出具有3D“文丘里管”(图8)的设计)。

·后翼载波，其充当尾部，尾部的最大长度等于前翼的最小长度(参看图12)，其配备有四个襟翼，其中两个由控制系统设置操作，另外两个用于飞机的调节。在翼型中设置两个共面的第二推进器，第二推进器为螺旋桨推进器(参看图12)，其可具有适合于飞机的尺寸的推力。这些具有用于飞行器俯仰稳定性的致动器的功能。所述第二推进器由控制系统设置控制。稳定第二推进器通过电动机旋转并且配备有通过第二推进器的倒转在0.01秒内由电动机械致动器改变推力方向的系统。通过管理结构确保由飞行员确定的位置的保持(悬停)，所述管理结构基于偏转翼的控制功能计算出，偏转翼设置在第一推进器的插管端部的气流中，第一推进器为导管式推进器，偏转翼可替代地或共同地通过控制右或左第一推进器的螺距以实现作为用于直升飞机的循环系统的替代选择的功能。(图12后翼、部件控制推进器、用于控制和调节的4个襟翼的视图)；

·机身，宽度和长度之间的比率约为1：4.5，同时宽度和高度之间的比率可以为约1：1.5。(参看图16、图17、图18，机身的平面图，侧视图和俯视图，部件的侧视图、飞行器的水平俯视图、飞行器的水平正视图)。

·设置在机身侧面上的两个反向旋转的第一推进器(参看图l2)，第一推进器为导管式推进器，其可以在首尾机身的方向上通过第一推进器推力从垂直位置到水平位置旋转大致100°(通常90°)，这与旋转轴相一致，并且根据飞机的整体阻力分布结果而设置，以防止转化力矩不能达到适合飞行器部件的最佳值。第一推进器通过由管状元件组成的结构支撑，所述管状元件具有合适的尺寸，管状元件横向连接到机身的首尾部的轴线以及设置在机身内部的发动机支撑结构。在管状元件内部设置用于电动机的支持杆，通过应用反向圆锥齿轮将发动机移动到反向旋转的第一推进器。(参看图l9、图20，旋转导管式反向旋转推进器、在适当位置上垂直的推进器、旋转用于改变飞行的推进器等的特点)。

·每个第一推进器的插管支撑四个彼此正交的襟翼(参看图19、图20、图7、图8)以偏转第一推进器的空气流从而在垂直飞行和低速安置时控制飞机。具体而言，飞行控制系统在两种安置中的这些不同系统中发挥不同的作用来帮助飞行。当第一推进器以低速垂直推进时，仅第一推进器的襟翼用于控制飞行器飞行，并且在单向或另一方向上允许飞行器围绕其垂直轴以相对于俯仰方向或水平转弯方向上做任何角度的向前、向后、侧向移动。在襟翼的水平飞行安置期间，第一推进器协助机翼的副翼向上述(它们)那样移动，从而允许转向右和左、向上和向下，并且促使垂直尾部在飞机安置时随侧风飘动。飞机具有重叠耦合且彼此独立的两个发动机，用于为超轻型飞机提供200hp至300hp(马力)范围内的最大功率，且可为经认证的飞机上提供更高的功率。(参看图21匹配发动机和传输系统)

·发动机设置在驾驶舱后方，并且非常接近机身内部的飞机重心。发动机通过特定自由轮连接以吸收相同的两个发动机之间的速度变化；两个第一推进器通过使用包括齿冠和链以及驱动轴和锥齿轮等的混合的传输系统连接，这允许相反的第一推进器旋转以消除倾斜力矩、惯性矩和扭转力矩。垂直起降飞机还可以通过共轴设置于第一推进器的管状支架内部的电动机驱动。类似于那些吸热反应(较小功率、更大扭矩)，电动机的效率(效能)将由发电机提供，所述发电机能够将电力供应到电池从而以充分自主地快速着陆。发电机和电池设置在机身内部的驾驶舱后方，处于提供用于所提及的内燃机的位置。第一推进器的集线器装配有螺距可变化第一推进器的系统，其具有根据重量可变的合适直径，插管有连接到插管的空气流的四个副翼管理。最大推力将根据载体的起飞重量而变化，所述载体具有带有至少三个可变间距叶片的两个第一推进器。

·飞行器的系统静态平衡重心由放置于机身的最低部分中的重物组成，其纵向移动到机身的履带机架上(图22)，以便在起飞时在垂直定向上均衡重物的安置，且随后当飞机在水平安置中移动时设定垂直起降飞机的重量，从而将载具的重心设定于用于此类飞行的最佳位置中，将此重心设置于机翼推动中心上。(参看图22系统重心重量管理、重量可移动、导轨)。

·操作特征：

140/250海里(节)每小时的巡航速度，超过300海里每小时的最大速度，约3h至850km的自主性(航程)、取决于发动机功率以及用于乘客的其它重要支架的可变的约5.000米的切线。

在垂直方向上以5x5m的空间起飞和着陆的能力，具备完全自动模式的可能，两者均如机场跑道上的普通飞机一样。

自动数字化飞行控制的管理系统：

垂直起降飞机具有以下传感器：

·至少三个陀螺仪，用于控制三条轴以在任何条件下根据稳定性起飞或着陆。

·流速计，用于测量飞机相对于空气的速度，具有其它功能的GPS，与海平面处以及地上相比的海拔处的对地速度，导航系统的位置坐标，还参考标示道路的领土地图和陆上导航特定高度地图，以确保空中导航的更好的安全性。

·飞机高度计；

·检测垂直起飞和着陆接近度的传感器。

·能够计算机翼升力的翼面积的伸展传感器，用于管理从垂直飞行到水平飞行的过渡。

·用于观察飞机周围的多边视图的5个相机，从而在飞行员不使用无线电遥控的飞行期间，尤其是在起飞和着陆期间帮助驾驶。

·用于指示飞机相对于地平线的安置(定位)的仪器。

·用于机翼结构的翼伸展结构的倾角的度数传感器，机翼结构的伸展传感器用于计算升力,且管理从水平安置到垂直安置的过渡和从垂直安置到水平安置的过渡，并且根据高速飞行状态下飞机的阻力调节机翼的尺寸。

用于处理飞行数据的HW系统：

·连接有三台计算机。第一台直接管理飞机，第二台在第一台发生故障的情况下发挥作用，第三台用于管理和控制前两台个人计算机。

考虑到通过传感器检测到的参数，通过计算机检查：

·通过以下项实现的飞行器的稳定性：管理在两个飞行静态安置中用于重心控制的重物；设置于后尾中的第二推进器的管理，用于控制飞机的动态水平摇动和俯仰；在水平飞行期间飞行器的机翼上的辅助襟翼的管理。

·从垂直飞行到水平飞行的过渡，根据飞行员的需求以及飞行器的位置在安置的过渡期间保持正确的飞行参数，根据环境参数以及飞机的电势而变化的飞机转移的速度，考虑机翼升力组件和电动机升力组件以及这两个组件的位置的突变。

·根据飞行安置(定位)需要的发动机功率控制程序。

·用于机翼和襟翼的倾角(夹角)的自动变化的液压控制，用于从垂直飞行到水平飞行的安置(定位)变化过程中提供最大的升力和最小曳力(阻碍)以及最大的速度；所述机翼具有在2°到13°范围内进行水平飞行方式的功能。机翼上的前襟翼相对于飞机翼型的弦(轮廓)的仰角在0°与60°之间的范围内。为了不影响水平设置时第二推进器的垂直推力(在第二推进器从水平设置位置过渡到垂直设置位置的过程中)，在飞行期间前翼襟翼需调节到最大倾角；襟翼达到0°倾角。

·利用电动机械致动器对不同的系统中的多个襟翼进行分区化管理操控，从而实现飞行安置控制。

·根据飞机速度自动控制以将附加翼通过液压伸出(抽出)和缩回。

·考虑飞机的安置以及速度，用于第二推进器轴的100°旋转的液压系统的控制。

·螺旋桨螺距的电气自动控制，用于在飞机的各种安置情形中实现最大性能。

·对设置在后尾的螺旋桨的管理，用于垂直安置飞行中对飞机进行动态控制。

·设置在机身底部的配重的管理，从而允许在适当轨道上移动的不同定位状态下使飞机具有最佳的重心。

·设置在后尾上的螺旋桨通过以恒定速度旋转的电动机驱动运转，最重要特征是螺旋桨通常转向步骤0且螺距连续地变化以管理飞机的安置和稳定性，尤其是在垂直飞行状态下。在计算机系统的定位控制下，通过电子致动器的响应从而在0.01秒内执行螺距的管理操作。

机载仪器设备：

空速指示仪、高度计、飞行器定位控制、导航中心、智能自动驾驶仪、飞行的无线电控制、足够大小的监控器以便使用一些相机提供环绕飞机的360°水平和垂直外部视窗，甚至利用红外线在夜晚提供外部视窗，以支持飞行器的起飞和着陆。仪器包括发动机。导航系统可用于通过遥控进行无人飞行，或者沿着期望航线自动飞行后自动返回并着陆。飞机基地的飞行控制计算机将始终控制飞行器。

可选的设备：雷达、以快速动态排出的降落伞、通过激光刷控制前方障碍物。

飞机的一些可能用途：

·进行区域监视，即使在没有飞行员的情况下；

·人员可从面积有限起飞区快速移动。

·在无飞行员的情况下的进行民防和急救(救援)；

·在低海拔处的任何情况下执行警务和军事行动，包括应对使用轻型火炮设备的暴动；

·用于匿名地安全点对点移动。

Claims (10)

1.一种可垂直起降飞机，其包括：起支撑作用的机身，其用于支持两个复合翼面，其中，一个翼面设置在前部，另一个翼面设置在后部；所述两个复合翼面都以符合空气动力学的方式承载，可垂直起降飞机的机身内部设置串联连接的两个发动机，两个发动机设置在飞行员的后方；第一推进器为导流式推进器且具备循环变化的螺距，第一推进器设置在机身的两侧，第一推进器的主干线位于穿过飞机重心的垂直面内；后部翼面翼型的端部内设置有两个螺距可逆的第二推进器，第二推进器为小推进器，机身的下部中设置有纵向自动推进的配重；以及由三台计算机管理的数字化控制系统对飞行的特点进行控制，所述计算机从包括加速度计、回转仪、弯曲度测量计和整齐度测量计的传感器上接收数据，导航和驾驶系统使用GPS道路地图和航空地图，其特征在于：所述飞机具有由带垂直部分和水平部分的机身部分组成，所述机身的垂直部分和水平部分彼此符合宽度/高度与长度之间的比例为1：4.5，所述机身通过作为结构支撑的两个架子支撑与飞机相连的翼面，这些架子设计成使所述机身从前翼高出30厘米，此架子构造借助整流罩形成文丘里管，所述文丘里管增强位于机舱下方的机翼区域的承重能力，架子能够支撑铝质管轴，铝质管轴设置于作用在机翼上的空气升力的中心轴上，在所述管轴中，与所述机身集成，设置与机翼前部以及与轴承集成的管子，从而允许这些部件旋转以改变倾角，在低速飞行时通过较大的倾角提供更大的升力，以及在高速飞行时通过较小的倾角以减小空气阻力，前翼能够围绕其纵轴旋转14°的角度范围、纵轴平行于所述飞机的水平飞行平面，通常从3°到6°并且前翼的末端能够缩回飞机的中心部分内，由此允许为飞机提供变化的升力和飞行阻力，以使飞机从水平飞行过渡到垂直飞行，或者从垂直飞行过渡到水平飞行，而不会导致飞机失控或丧失海拔高度的危险，附着到前翼的管状支架的轴线垂直于水平飞行的方向，并且连接到前翼的中心结构元件上，所述轴线与其它结构一起形成方形体积，所述机翼前部的纵向构件锚固在方形体积中，纵向构件突出到所述机身的右侧和左侧，在所述机翼前部的每一侧中，在所述纵向构件之间形成适于接收可伸缩翼的合适长度的空间，以覆盖附接到所述机身的完整的半翼，直到所述机身下方的刚性翼肋为止，可伸缩的两个半翼由液压或机电系统调节，所述液压或机电系统由机载计算机系统控制；在所述可伸缩翼的末端设置小翼来改进空气动力学性能并且减小空气动力学阻力，后部翼表面是空气动力学承载并且通过尾翼支撑，后部翼的设置位置使得其不受第一推进器的排气影响，后部翼能够将作用于复杂翼面的升力的中心受力点朝飞机的重心移动，固定后翼与飞行方向倾斜3°的角，设置于相对的两端，并且与同一区域具有相同的厚度，第一推进器能够提供-20kg至+20kg的推力，每个第一推进器能够分别产生旋转力矩以抵消在垂直定位的飞行期间的任何滚动运动和俯仰纵摇运动，这些第一推进器通过电动机移动并且在高速飞行时其螺距受到电动机械致动器、受控浮力管理系统的控制；在机身的侧面设置有能够围绕支持轴从-2°到+100°范围内逆时针旋转的两个第一推进器，以适应飞机的水平飞行过渡到垂直飞行，考虑承载能力的功能，以及在垂直飞行和水平飞行中向前推进的可操控性，这些支撑第一推进器的螺距能够具有普通变化，其伴随着螺距的循环变化，所述前翼和第一推进器能够相互独立地在其轴上旋转；在每个半翼上，设置有两个前扰流板和后扰流板，总共8个，每个半翼上的这些扰流板中的一者在水平飞行期间由计算机控制系统自动管理，并且另一者由飞行员通过飞机控制进行手动操作；所述飞机还包括重心管理系统，重心管理系统由适当校准的在轨道上自动推进的配重构成，所述配重在垂直起飞时由所述计算机管理系统控制，接收到三组陀螺仪数据，配重纵向移动，使得飞机重心准确地落在所述第一推进器的推力轴上。

2.如权利要求1所述的可垂直起降飞机，其特征在于，设置于机身的侧面的第一推进器为导管式推进器，其由管状轴支撑，所述管状轴所在的平面与飞机的重心的纵轴垂直，所述纵轴固定到飞机的支撑结构，在旋转过程中，转动轴传输运动到第一推进器，前翼和第一推进器能够彼此独立地围绕其轴旋转，在所述第一推进器的插管的最后一部分中的正交轴上设置有四个第一副翼，四个第一副翼用于在垂直飞行期间对飞机进行控制。

3.如权利要求1或2所述的可垂直起降飞机，其特征在于，对承载元件的转动，翼表面和第二推进器，可移动的配重的位置，作用在后部翼的翼型上的第二推进器的推力，在飞行的任何时间控制重心的适当位置/飞行方式的控制管理均以不同方式被同时协调和控制，根据特定飞行条件和飞行员的需要，与传感器加速度计、陀螺仪、测量带和配平器相连的计算机管理系统框架测量飞机的姿态、设备的承载能力，并且随后确定旋转方式，以获得适合的承载能力，相对于配重位置的重心以及所述第二推进器后部的推力，从而使得飞机能够在低速飞行中控制俯仰和滚动运动。

4.如权利要求1或2所述的可垂直起降飞机，其特征在于，其具有四个控制元件，一个由放置在所述后部翼末端的两个第二推进器构成，具有机翼部分的厚度且平行于翼弦，由电动机移动且螺距变量由机电快速致动器操作，用于推力+/-100％的完全转化，设计成在低速控制俯仰和摇摆移动的同时，伴随有支撑第二推进器的螺距的循环变化，另一个由设置于机身中心线的最底部中的配重组成，纵向地自动推动到轨道上，通过其移动作用以在水平状态起飞时将飞机重心形成于所述第二推进器的推力轴上，并且使重心处于相对于机翼系统的升力中心的最佳位置，第三个由每个翼上的一系列襟翼形成，所述襟翼并列以优化水平飞行稳定性，在每个机翼的前部和后部上设置有两个第二副翼，总共8个，设置在每个机翼的这些第二副翼中的一个在水平飞行期间由飞行系统控制自动控制，第四个由所述飞行员在3个陀螺仪的指示下手动操作以控制飞机，所述第一推进器和所述配重用于调节垂直飞行位置、所述第二副翼和所述配重用于调节水平飞行。

5.如权利要求1或2所述的可垂直起降飞机，其特征在于，在配备两个电动机的情况下，机身内部设置有系统发动机，所述系统发动机通过平行于所述电动机的轴杆的传输轴彼此串联地堆叠并且与由链轮和链条混合组成的传输系统连接，所述电动机经由两个倒转的锥齿轮，启用第一和第二推进器旋转抵消用于所述飞机的撤销的扭矩偏移。

6.如权利要求1或2所述的可垂直起降飞机，其特征在于，所述前翼能够在所述机翼的第一部分内侧缩回至多机翼总长度的50％，在每一个侧翼中，在与支持托架连接的内部翼的两个侧部之间的空间适于接收机翼末端处的外部可伸缩翼，可伸缩鳍片设置在末端以改进空气动力学，减小滚动阻力以及减小飞机的尺寸最大值。

7.如权利要求1或2所述的可垂直起降飞机，其特征在于，对于所述可垂直起降飞机的导航系统，结合使用地面和飞机制图系统以允许乘员尽可能地获得到达的所需点，并且允许通过由相机所识别的着陆点自动确定垂直起飞和着陆，所述相机连接到GPS，用于自动确定接近着陆的位置的坐标，在即将着陆时通过近距离传感器来协助避免障碍物。

8.如权利要求1或2所述的可垂直起降飞机，其特征在于，所述可垂直起降飞机的控制系统是无线连接的，并且允许不配备驾驶员而从地面远程控制所述飞机，仅在飞机上设置控制台，在此情况下，所述控制台配置为在远处接收无线电信号命令。

9.如权利要求1或2所述的可垂直起降飞机，其特征在于，所述飞机配备有电子飞行管理系统，其通过以下项形成：用于控制所述飞机的三个轴的三个陀螺仪电子装置；用于控制承载能力的机翼结构的张力传感器；用于控制与飞机仪器耦合的所述飞机的位置、海拔和速度的GPS系统，传感器通过移动平衡器由在飞机的垂直飞行期间运行的三台计算机管理，用于在通过垂直推力的飞行期间根据在起飞时的重量分布定位所述第一推进器的重心以及所述后部翼上的所述第二推进器，从垂直飞行到水平飞行的过渡，或者从水平飞行到垂直飞行的过渡，管理所述机翼的承载能力，所述重心的位置以及保持在预定轴上所述飞机飞行的所述第一和第二推进器的推力，而不损耗海拔；在飞行状态过渡期间，命令、棒和操作杆在所述垂直飞行期间管理第一推进器的副翼、在水平飞行中所述机翼的所述副翼、尾部平面并且仅有助于所述第一推进器的副翼插管，三台计算机管理为预定间隔的一部分并且在飞行的不同阶段中，所述发动机的功率、所述第一推进器的螺距、前翼的倾角、半外部前翼的伸出或缩回，所述三台计算机串联连接并单独操作，第一台控制垂直起降飞机的飞行操作，第二台同时重复第一台利用系统完成的所有操作，并且第三台除了重复所有相同操作之外，检查在前两台计算机运行是否存在差异，并且在出故障的情况下排除临时故障并且处理其余的通信故障。

10.如权利要求9所述的可垂直起降飞机，其特征在于，所述飞机仪器选自流速计、高度计、罗盘、配平器和加速计。