CN109153448A - 可转换旋翼飞行器 - Google Patents

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Abstract

一种可转换旋翼飞行器(CRA)，其在飞行期间能够在固定翼飞机飞行模式和直升机飞行模式之间转换，该可转换旋翼飞行器包括：至少一个可倾斜的推进旋翼组件(TPA)，其包括推进旋翼，该推进旋翼是可倾斜的，以在大体上水平的固定翼飞机模式和大体上垂直的直升机模式之间改变推进旋翼的旋转轴线；和主旋翼系统，其用于在直升机模式期间提供升力，该主旋翼系统包括至少一个旋翼，该至少一个旋翼产生流动穿过至少一个TPA的推进旋翼桨叶的至少一部分的气流。

Description

可转换旋翼飞行器
技术领域
本公开的实施方案涉及一种可转换旋翼飞行器(CRA，convertible rotoraircraft)，其能够在飞行期间或在地面上期间在固定翼飞机飞行模式和直升机飞行模式之间转换。
背景
长期以来，人们一直对开发CRA存在兴趣，CRA将直升机的垂直起落(VTOL，vertical takeoff and landing)和悬停能力与固定翼飞机的长距离、高速向前飞行能力相结合。CRA通常包括至少一个可倾斜推进旋翼组件(TPA，tiltable proprotorassembly)，该可倾斜推进旋翼组件包括由旋转发动机短舱(REP，rotating engine pod)驱动的推进旋翼，该推进旋翼可倾斜以在用于提供高速向前飞行的固定翼飞机模式和用于提供垂直飞行和/或VTOL的直升机模式之间改变推进旋翼的旋转轴线。推进旋翼是一种在同一飞行期间既可以用作固定翼飞机式推进器又可以用作直升机式旋翼的旋转翼型。用于悬停和垂直飞行的旋翼的桨叶通常比用于向前飞行的推进器的桨叶更长且更柔性。推进旋翼典型地以介于推进器和旋翼之间的桨叶长度和桨叶柔性为特征。在直升机模式期间，TPA倾斜成使得推进旋翼的旋转轴线大体上平行于CRA的垂直轴线(本文称为“垂直”)，以为CRA提供升力。在固定翼飞机模式期间，TPA倾斜成使得推进旋翼旋转轴线大体上平行于CRA的纵向轴线(以下称为“水平”)，以便向前牵引和/或推动飞行器。
概述
本公开的实施方案的一个方面涉及提供一种CRA，该CRA具有相对有效地水平向前飞行同时保持垂直飞行的优点。
根据本公开的实施方案，CRA包括：主旋翼系统，该主旋翼系统用于在直升机模式期间为垂直起落(VTOL)提供升力，主旋翼系统包括安装到支柱的至少一个旋翼，该旋翼通过安装到CRA的机身的合适的飞行器发动机旋转；至少一个TPA，其包括由REP驱动的推进旋翼，该推进旋翼是可倾斜的以在固定翼飞机模式和直升机模式之间改变推进旋翼的旋转轴线；以及机翼，其用于在向前飞行期间提供升力。根据本公开的实施方案，主旋翼系统和至少一个PTA布置成使得在直升机模式下，来自主旋翼的桨叶的向下诱导的气流的一部分流动通过该至少一个推进旋翼的桨叶的至少一部分。根据本公开的实施方案，由旋转的主旋翼的桨叶界定的桨盘(“主旋翼桨盘(main rotor disc)”)的一部分悬伸在由至少一个TPA的旋转的推进旋翼的桨叶界定的桨盘(“推进旋翼桨盘(proprotor disc)”)的至少一部分之上。可替代地或另外地，该至少一个主旋翼的桨叶和推进旋翼的桨叶构造成使得在直升机模式下，由该至少一个主旋翼产生的下洗流(downwash)流动通过推进旋翼桨盘。该一个或更多个TPA可选地沿CRA的纵向轴线构造。TPA可选地可枢转地安装在前桁架(forwardboom)或尾桁架(tail boom)上。可选地，CRA包括两个TPA，该两个TPA分别可枢转地安装在前桁架和尾桁架上。当处于直升机模式或中间模式时，前TPA和后TPA可被控制以在它们之间提供大体上相等的推力，以便保持CRA围绕其俯仰轴线平衡，或者可替代地被控制以在它们之间提供不相等的推力，以便改变CRA围绕其俯仰轴线的定向。CRA可以构造成能够在固定翼飞机模式下时常规地(非VTOL)起飞和降落。
主旋翼系统可选地包括交叉旋翼式直升机系统(synchropter system)，该交叉旋翼式直升机系统包括两个在相反方向上转动的相互交错的旋翼，其中每个旋翼的支柱安装成使桨叶的轴线相对于另一个成一定角度，该角度以使得相互交错的桨叶不彼此碰撞的方式设置。在交叉旋翼式直升机构型中，主旋翼系统的反向旋转旋翼用于稳定CRA的偏航。在主旋翼系统包括单个旋翼的情况下，CRA包括偏航控制机构，例如尾部中的柯恩达效应管(coanda-effect pipes)。
在本公开的实施方案中，主旋翼可以是可枢转的，使得主旋翼可以在以下项之间变换：(1)展开状态，在该展开状态下，主旋翼具有提供升力的功能；以及(2)折叠状态，在该折叠状态下，主旋翼的桨叶沿CRA主体定位，以减小阻力并便于向前飞行。在本公开的实施方案中，在展开状态和折叠状态之间变换期间，旋翼的桨毂与支柱的布置是固定的并且是不变的。可选地，在折叠状态期间，主旋翼的侧表面与CRA主体相邻接。可选地，处于折叠状态的主旋翼的支柱的纵向轴线大体上平行于CRA的横向轴线。可选地，主旋翼的桨叶可以在折叠状态期间定位成，使得当从上方观察时，每个桨叶的纵向轴线大体上平行于CRA的纵向轴线。可选地，主旋翼的桨叶可以在折叠状态期间定位成，使得旋翼的桨叶的主表面沿前桁架安置。在主旋翼系统是具有两个主旋翼的交叉旋翼式直升机系统，该两个主旋翼布置在CRA的纵向轴线的相对的两侧上并且可选地与CRA的纵向轴线等距的情况下，主旋翼可以朝向CRA的纵向轴线朝向彼此枢转。当处于展开状态时，两个主旋翼可以相互交错，以便能够旋转并产生升力，而不在交叉旋翼式直升机构型中相互撞击。在折叠状态下，旋翼可以不交错，以允许每个桨叶的纵向轴线例如大体上平行于CRA的纵向轴线。
根据本公开的实施方案，TPA(以下称为“双模式TPA(dual mode TPA)”或“DMTPA”)可包括两个推进旋翼，即，上游推进旋翼和下游推进旋翼。上游推进旋翼和下游推进旋翼均构造成产生相同方向上的气流。两个推进旋翼相对于彼此构造成使得由上游推进旋翼产生的气流穿过下游推进旋翼，但是由下游推进旋翼产生的气流被大体上远离上游推进旋翼引导。根据本公开的一个实施方案，下游推进旋翼构造成相对于上游推进旋翼更有利于用作为悬停和/或VTOL提供升力的旋翼，并且上游推进旋翼构造成相对于下游推进旋翼更有利地用作为向前飞行提供推力的推进器。DMPTA下游推进旋翼的桨叶可以不同于上游推进旋翼的桨叶，具有以下项中的一项或者两项或两项以上的组合：较高的结构柔性、较长的长度和较薄的外形。DMTPA的上游推进旋翼和下游推进旋翼可以以同轴形式布置。
前TPA，以及可选地支撑前TPA的前桁架可能遮挡CRA的飞行员的前向视野(FOV，forward field of view)。根据本公开的一个实施方案，CRA装配有前视相机阵列，该前视相机阵列获取面向CRA的场景的图像。相机将图像提供给飞行员佩戴的头戴式显示器(HMD，head-mounted display)和/或提供给CRA驾驶舱中的电视屏幕，以便为飞行员提供大体上无遮挡的从飞行器向前的FOV。
在讨论中，除非另有说明，修饰本公开的实施方案的一个或多个特征的条件或关系特征的诸如“大体上”和“约”的形容词被理解为意味着该条件或特性被界定在对于其预期应用的实施方案的操作可接受的容限内。除非另有说明，说明书和权利要求书中的词语“或”被认为是包含性的“或”，而不是排他性的“或”，并且表示其结合的项中的至少一项或任何组合。
提供本概述以便以简化的形式介绍一系列构思，这些构思下面在详细描述中进一步被描述。本概述不意图确定所要求保护的主题的关键特征或必要特征，也不意图被用于限制所要求保护的主题的范围。
附图简述
下面参考在本段下面列出的至此所附的图来描述本公开实施方案的非限制性示例。在多于一个图中出现的相同的特征通常在它们出现的所有图中以相同的标号标记。在图中标记表示本公开的实施方案的给定特征的图标的标号可用于参考给定特征。图中示出的特征的尺寸出于陈述的方便性和清晰性而选择且不一定按照比例示出。
图1示出了根据本公开的实施方案的处于直升机模式下的CRA的示意图；
图2A示出了根据本公开的实施方案的处于直升机模式下的CRA的示意图；
图2B示出了根据本公开的实施方案的处于固定翼飞机模式下的CRA的示意图；
图3A示出了根据本公开的实施方案的处于直升机模式下的包括DMTPA的替代的CRA的示意图；
图3B示出了根据本公开的实施方案的处于固定翼飞机模式下的包括DMTPA的替代的CRA的示意图；
图3C示出了根据本公开的实施方案的处于直升机模式下的包括替代的DMTPA的替代的CRA的示意图；
图4A示出了根据本公开的实施方案的处于直升机模式下的CRA的驾驶舱的示意图，其中飞行员佩戴包括HMD的头盔，HMD显示由一个或更多个外部相机捕获的视景；以及
图4B示出了根据本公开的实施方案的处于直升机模式下的CRA的驾驶舱的示意图，该驾驶舱包括显示由一个或更多个外部相机捕获的视景的监视器。
详细描述
图1、2A和图2B示意性地示出了CRA10，CRA10包括机身20、附接在机身20上方用于提供升力的主旋翼系统30、通过前桁架22连接到机身20的前TPA40、以及在尾桁架24处连接到机身20的后TPA50。为了便于陈述，机身20、前桁架22和/或后桁架24中的任何一个或组合可以被称为“CRA主体”。TPA 40、50和主旋翼系统30沿CRA的纵向轴线构造。CRA 10包括主机翼60和可选的辅助机翼70，用于在以固定翼飞机模式向前飞行期间提供升力。
图1和图2A示出了直升机模式下的CRA 10，且图2B示出了固定翼飞机模式下的CRA。每个TPA可枢转地安装，并且包括致动器(未示出)，以独立地旋转每个TPA，进而在直升机模式和固定翼飞机模式之间变换，在直升机模式下，推进旋翼的旋转轴线是大体上垂直的(图1、图2A)，以提供升力，在固定翼飞机模式下，推进旋翼的旋转轴线是大体上水平的(图2B)，以提供向前推力。包括由REP 44驱动的推进旋翼42的前TPA 40可枢转地安装到前桁架22。前TPA 40包括用于使前TPA围绕轴线A旋转的致动器(未示出)。包括由REP 54驱动的推进旋翼52的后TPA 50可枢转地安装到前桁架24上。后TPA 50包括用于使前TPA围绕轴线C旋转的致动器(未示出)。
在直升机模式下(图1和图2A)，前TPA 40指向上方，并且后TPA 50指向下方。推进旋翼42、52的旋转方向布置成使得它们在相反的方向上产生大体上一致的推力，使得前TPA40用作牵拉推进旋翼(pulling proprotor)，该牵拉推进旋翼在其所指向的方向上产生推力，并且后TPA 50用作推动推进旋翼(pushing proprotor)，该推动推进旋翼产生与其所指向的方向相反的推力。因此，当在直升机模式下前TPA 40指向上方且后TPA50指向下时，两个TPA都产生升力。在固定翼飞机模式下(图2B)，推进旋翼42指向前方，并且推进旋翼52指向后方，使得两个TPA都向前推进。前TPA和后TPA40、50的结构和操作，例如推进旋翼的桨叶的俯仰、推进旋翼旋旋速度，可以构造成使得由前推进旋翼42施加到CRA 10的扭矩被由后推进旋翼52施加到CRA的扭矩大体上抵消。如上面所描述的TPA40、50的构造(其中前推进旋翼42是牵拉推进旋翼且后推进旋翼52是推动推进旋翼)提供了有利的性能，由此两个TPA40、50能够平稳地并且以协调的方式从：(1)直升机模式，其中两个TPA产生提升推力；变换到(2)处于垂直和水平之间的中间TPA定向，产生提升推力和向前推力的组合；变换到(3)固定翼飞机模式，产生向前推力，而不需要在变换期间颠倒推进旋翼的旋转方向和/或桨叶俯仰。
主旋翼系统30包括呈交叉旋翼式直升机构型的双旋翼32A和32B，双旋翼32A和32B位于CRA的纵向轴线的相对的两侧上，并且可选地相对于CRA的纵向轴线等距。旋翼32A包括支柱33A、桨毂34A、桨叶35A和壳体36A，并且旋翼32B包括支柱33B、桨毂34B、桨叶35B和壳体36B。每个旋翼可包括斜盘组件(swash plate assembly)(未示出)和控制杆(未示出)，用于控制相对于支柱和桨毂的桨叶俯仰。可替代地，旋翼桨叶俯仰可由伺服襟翼(servo flap)控制，伺服襟翼是沿桨叶的一部分的后缘定位的小翼型，其可由飞行员控制。可替代地，旋翼可以包括独立桨叶控制(IBC，independent blade control)系统(未示出)，在该独立桨叶控制系统中，斜盘组件和控制杆由多个伺服致动器(未示出)代替，每个伺服致动器联接到旋翼桨叶，使得每个桨叶的俯仰可以独立于其它桨叶来控制。旋翼32A、32B可以可选地经由吊架37A、37B安装到机身20。每个旋翼32A和32B可以远离CRA的纵向轴线向外倾转。如图1中所示，由于旋翼32A和32B向外倾转，左旋翼32A的桨叶35A的顶表面是可见的(如无阴影表面图案所示)，而右旋翼32B的桨叶35B的底表面是可见的(如阴影表面图案所示)。
根据本公开的实施方案，主旋翼系统的旋翼和TPA的推进旋翼布置成使得：在直升机模式下，来自主旋翼的向下诱导的气流(也可称为下洗流)的一部分流动穿过推进旋翼桨叶的至少一部分。这种布置可以通过使主旋翼桨盘的一部分悬伸于TPA推进旋翼桨盘的一部分之上来实现。左旋翼32A的主旋翼桨盘用圆圈38A示意性地表示，圆圈38A由桨叶35A的末端在旋转期间行进的路径界定。右旋翼32B的主旋翼桨盘用圆圈38B示意性地表示，圆圈38B由桨叶35B的末端行进的路径界定。旋翼桨盘38A、38B和前推进旋翼42之间的悬伸距离用参考字符“a”示意性地表示，并且旋翼桨盘38A、38B和后推进旋翼52之间的悬伸距离用参考字符“b”示意性地表示。TPA推进旋翼相对于主旋翼的悬伸布置可称为“旋翼悬伸(rotoroverhang)”布置。
在正常操作下，通过旋翼(和推进旋翼)的下洗流的产生与升力产生相关联，升力的产生是由于旋翼桨叶上方和下方的空气压力不平衡造成的，其中桨叶上方的空气压力低于桨叶下方的空气压力。然而，下洗流不是纯粹的向下的空气流动，并且下洗流的某些流动型态可能导致涡环状态(VRS，vortex ring state)，如下文进一步讨论的。由于离心效应和来自旋翼下方区域中的静空气压力的阻力，下洗流的一部分侧向扩散。因此，下洗流的一部分卷绕经过旋翼桨叶进入旋翼桨叶上方的区域中，并减少或消除产生升力所需的在旋翼桨叶的顶侧和底侧之间的空气压力不平衡。下洗流的旋绕经过可发生在桨叶末端的周围，或者可替代地发生在旋翼的桨毂附近的桨叶的内部部分处，在该处桨叶的旋转速度相对较慢。当下洗流在桨叶上方的向上卷绕从桨叶末端和/或内部桨叶部分沿桨叶的长度增加时，桨叶产生升力的能力下降，并且桨叶失速且不能产生足够的升力来抵消作用在飞行器上的重力。此外，与正常操作期间不同，增加旋翼旋转速度或桨叶俯仰以增加下洗流不能恢复空气压力不平衡和升力，因为所增加的下洗流的全部或大部分被重新定向以增加桨叶上方的空气压力。VRS更有可能在快速下降期间和/或在狭窄受限空间内或地面附近操作期间发生，狭窄受限空间内或在地面附近是有利于使下洗流卷绕经过桨叶和/或被引导以从桨叶下方且经过桨叶以环形模式流动的条件。直升机旋翼通常构造成减少VRS的发生，例如构造成与用于向前飞行的推进器相比，是更长和更加柔性的。举例来说，当飞行器下降时，在桨叶下方存在较高压力的情况下，柔性旋翼向上弯曲，增加了下洗流的水平离心分量，并防止下洗流卷绕经过桨叶以侵入桨叶上方的空间。相比之下，通常比直升机旋翼更刚性的推进旋翼更容易受到VRS的影响。通过使来自主旋翼32A、32B的下洗流流动通过推进旋翼42、52的至少一部分，主旋翼下洗流可以有利地减少或减弱推进旋翼的下洗流的向上卷绕，并从而减少VRS的发生。在不受理论约束的情况下，VRS的发生率可由于来自主旋翼的下洗流倾泻通过推进旋翼而降低，并从而增强推进旋翼的下洗流的向下流动。可替代地或另外地，来自主旋翼的下洗流可以为气流添加与推进旋翼的旋转轴线相切的水平分量。主旋翼下洗流的水平分量可以增加在推进旋翼中产生VRS所需的推进旋翼下洗流的卷绕半径，从而降低VRS的发生率。
在某些布置中，当处于直升机模式时，主机翼60和/或辅助机翼70可能干扰由前推进旋翼42和/或后推进旋翼52产生的下洗流的一部分，从而减弱推进旋翼所提供的升力。在本公开的实施方案中，主机翼60可以是前掠机翼且/或辅助机翼70可以可选地是后掠机翼。例如，见图2A。在主机翼60构造成处于后推进旋翼52的前面的情况下，使主机翼60前掠可以减小主机翼的与由后推进旋翼52产生的下洗流相干扰的面积。类似地，在辅助机翼70构造成处于前推进旋翼42的后面的情况下，使辅助机翼后掠可以减小通过辅助机翼70与由前推进旋翼52产生的下洗流相干扰的辅助机翼70的面积。在后推进旋翼经历VRS并且尾部或飞行器下降，从而增加了CRA的迎角的情况下，前掠机翼保持大迎角飞行的能力可有助于重新获得对CRA的控制。此外，使主机翼60前掠可以提供一个优点：飞行员可以更容易地看到主机翼的末端，以可视地追踪该末端，进而避开附近的物体或地面，特别是但不限于当CRA在直升机模式下悬停时。
在本公开的实施方案中，前掠主机翼60和/或后掠辅助机翼70可以安装成使得它们与旋翼桨盘38A、38B的周界至少部分地重叠。这种前掠主机翼60和/或后掠辅助机翼70相对于旋翼32A、32B的空间布置可以有利地减少VRS的发生率，可选地通过阻止由旋翼32A、32B产生的下洗流的向上卷绕。
在以直升机模式向前飞行期间，与旋翼的前行桨叶(progressing blade)相对于空气的速度相比，旋翼的后行桨叶(retreating blade)相对于空气的速度较慢。因此，与前行桨叶相比，旋翼的后行桨叶倾向于产生更少的下洗流，且从而产生更小的升力，并且后行桨叶和前行桨叶之间的升力不平衡随着空速而增加。在本公开的实施方案中，主机翼60和/或辅助机翼70可以相对于旋翼32A、32B安装成使得来自旋翼的下洗流冲击主机翼和/或辅助机翼的至少一部分。在这种构型中，因为下洗流可以部分地减小主机翼和/或辅助机翼产生的升力，所以由前行桨叶产生的较强的升力可以被在主机翼和/或辅助机翼的相应侧上产生的相应较弱的升力所平衡，而由后行桨叶产生的较弱的升力可以被在主机翼和/或辅助机翼的相应侧上产生的相应较强的升力所平衡。
在本公开的一个实施方案中，前掠主机翼60和后掠辅助机翼70可以定位成使得它们完全或大体上重叠在下洗流相对弱的主旋翼的旋翼桨盘的内部部分内，并且不与下洗流相对强的旋翼桨盘的外周界重叠或者与下洗流相对强的旋翼桨盘的外周界的相对小的部分重叠。结果是，机翼阻挡下洗流干扰主旋翼产生升力的能力的程度降低。
图1和图2A示出了CRA 10中的旋翼悬伸布置。旋翼的桨毂34A、34B定位在前推进旋翼42、后推进旋翼52的上方，并且TPA 40、50沿CRA的纵向轴线布置成足够靠近主旋翼系统30，使得主旋翼桨盘38A、38B悬伸在推进旋翼42和推进旋翼52的至少一部分之上。旋翼悬伸可以可选地在平行于CRA 10的垂直轴线的方向上以俯视的角度观察。可替代地或另外地，在旋翼被倾转的情况下，如旋翼32A、32B那样，旋翼悬伸可以在垂直于由旋翼桨盘38A或38B界定的平面的方向的角度观察。
通常，CRA在固定翼飞机模式下的最大速度大体上高于CRA在直升机模式下的最大速度。因此，由旋翼产生的阻力，特别地由桨叶还有轴、桨毂和壳体产生的阻力，可大大降低CRA在固定翼飞机模式下的飞行性能。可替代的地或另外地，不旋转和不正确定位的旋翼桨叶可能暴露于由在固定翼飞机模式下的高速向前飞行产生的破坏性剪切力。因此，当CRA处于固定翼飞机模式时，减小旋翼及其部件的空气动力学外形是有利的。根据本公开的一个实施方案，主旋翼系统的旋翼可枢转地安装成使得旋翼可操作以在展开状态和折叠状态之间变换，在展开状态下，旋翼是起作用的，以为CRA提供升力，在折叠状态下，旋翼桨叶沿CRA的主体，可选地，沿机身和/或桁架定位，以减小阻力并促进向前飞行。
如图2A和图2B中所示，旋翼32A、32B中的每一个可枢转地安装到吊架37A、37B，并且是可枢转的，以在展开状态和折叠状态之间变换，在展开状态下，旋翼是起作用的，以使桨叶35A、35B旋转进而提供升力(图2A)，在折叠状态下，旋翼的空气动力学轮廓被减小。
在展开状态下(图2A)，支柱33A、33B在由垂直轴线和纵向轴线界定的平面(“俯仰平面(pitch plane)”)中大体上是垂直的，或者可替代地，向前倾斜，例如沿俯仰平面从垂直方向向前倾斜5度，以提供向前推力。旋翼32A、32B远离CRA的纵向轴线倾转，使得支柱33A、33B向外倾斜，例如在滚转平面中从垂直方向向外倾斜5度。旋翼32A、32B的倾转使得桨叶35A、35B能够不碰到相对的旋翼的桨毂和支柱。
在折叠状态下(图2B)，旋翼32A、32B朝向彼此被折叠。可选地，旋翼被“完全”折叠到这样的程度：每个旋翼壳体36A、36B的一侧与机身20和/或吊架37A、37B的表面齐平。可替代地或另外地，完全折叠的旋翼折叠到这样的程度：支柱33A、33B的纵向轴线定向成大体上平行于CRA的横向轴线。如图2A、2B中所示，旋翼32A、32B构造成分别围绕轴线EA和轴线EB可枢转，轴线EA和轴线EB可以大体上平行于CRA的纵向轴线。旋翼32A、32B定位成具有距离彼此的足够的横向距离，使得旋翼可以完全被折叠，而不使桨毂34A、34B接触以及从而干扰折叠。可选地，机身20和/或吊架37A、37B的被选定为与完全折叠的旋翼齐平的部分可以包括凹陷部25，该凹陷部25被设定轮廓成与部分嵌入的旋翼相符，以便提高处于折叠状态的旋翼的空气动力学外形，和/或使得桨叶的靠近其与桨毂的连接的部分能够定位成更靠近机身，可选地与机身齐平。可选地，吊架37A、37B可各自包括空气动力学外壳39A、39B，空气动力学外壳39A、39B分别包围旋翼壳体36A、36B的一部分，以提供空气动力学上有利的外形。
在本公开的实施方案中，在折叠状态下，桨叶35A、35B的至少一部分沿CRA的主体，可选地，沿机身20、前桁架22和/或可选地尾桁架24定位。对于折叠状态，桨叶35A、35B可以定位成使得每个桨叶的纵向轴线大体上平行于CRA的纵向轴线。如附图中所示，如果旋翼包括以线性构型布置的两个桨叶，则将旋翼的每个桨叶的纵向轴线与CRA的纵向轴线对齐可以相对简单地实现。在旋翼包括多于两个桨叶的情况下，桨叶可以可选地通过扇形或剪刀状机构，通过适当构造的致动器的实施，叠并成线性构型。
可选地，旋翼32A、32B的桨叶35A、35B可以分别绕其纵向轴线旋转，使得旋翼桨叶的主表面的至少一部分沿CRA 10的主体大体上齐平，可选地沿机身20和/或前桁架22以及可选地沿尾桁架24齐平。在本公开的一个实施方案中，分别在与旋翼的桨毂34A或34B的接合部处或附近联接到旋翼桨叶35A或35B的伺服致动器(未示出)可用于以适合于在处于折叠状态时使桨叶在CRA主体上安置的俯仰角旋转桨叶。可选地，伺服致动器是IBC系统的用于在直升机飞行期间控制桨叶俯仰的部分。可选地，在直升机飞行期间，桨叶俯仰通过斜盘和控制杆来控制，并且伺服致动器用于在旋翼在展开状态和折叠状态之间变换期间控制桨叶俯仰。可选地，当旋翼从展开状态变换到折叠状态时，伺服致动器可以旋转桨叶的俯仰，例如旋转约90度。通常，直升机旋翼桨叶是足够柔性的，当不旋转时，在其自身重量下处于弯弓状态。可选地，前桁架22、机身20和/或尾桁架24的被选定为桨叶安置表面的部分可以被设定轮廓成与安置在该部分上的桨叶的主表面的轮廓相匹配。可替代地，前桁架22、机身20和/或尾桁架24的桨叶安置表面可以是大体平坦的，其中当旋翼处于折叠状态时，安置的旋翼桨叶符合该平坦表面。
在快速向前飞行期间，当CRA处于固定翼飞机模式时，旋翼桨叶可暴露于由风和振动引起的各种破坏力，即使当旋翼处于上面所描述的折叠状态时。在本公开的实施方案中，CRA可以包括桨叶保持器，桨叶保持器可操作以在固定翼飞机模式期间使处于折叠状态的旋翼的桨叶大体上固定在机身、前桁架和/或尾桁架上。如图2B中所示，前桁架22包括桨叶保持器26，桨叶保持器26可操作以围绕桨叶35A、35B的一部分闭合。桨叶保持器26可选地包括L形结构，该L形结构可以沿前桁架22的表面移动，以覆盖折叠状态下的旋翼桨叶35A、35B的端部部分。可替代地或另外地，根据本公开实施方案的桨叶保持器可以利用放置在前桁架的表面下方的电磁体(未示出)，该表面被选定为接纳折叠状态期间的旋翼桨叶。将旋翼桨叶在指向CRA 10前方的端部部分处或该端部部分附近固定可能是特别有利的，因为与指向后方的旋翼桨叶相比，指向前方的桨叶更容易受到向前飞行所产生的破坏性剪切力的影响。
应当理解，可以实现如本文上面所描述的旋翼从展开状态到折叠状态的变换，同时有利地保持旋翼部件的机械布置，从而增加结构强度，保持部件的简单性和坚固性，并减少由于旋翼在两种状态之间的重复变换而产生的磨损。每个旋翼32A、32B可以完整地枢转，而无需对其部件的布置进行额外的改变。举例来说，旋翼可以在不改变旋翼支柱33A、33B分别相对于旋翼的桨毂34A、34B的布置的情况下枢转。此外，虽然，如上面所描述的，为了使桨叶的主表面与机身和/或前桁架表面齐平，桨叶俯仰可选地被调节，但是，在不以这种方式调节桨叶俯仰的情况下，可以提供将旋翼变换成折叠状态的一些空气动力学优点。
旋翼枢转以在展开状态和折叠状态之间变换可以通过自动飞行控制系统(“AFCS(automated flight control system)”，未示出)来协调以获得有利的飞行性能。
随着TPA 40、50从直升机模式变换到固定翼飞机模式，并且向前飞行速度增加，主机翼60和辅助机翼70分别渐增地提供更多升力，直到达到最小空速(“机翼升力速度”)，在该最小空速下，机翼提供足够的升力来维持高度，而无需来自主旋翼系统30以及可选地TPA40、50的升力的直接促进。AFCS可以构造成在CRA 10达到机翼升力速度后开始将旋翼32A、32B从展开状态折叠到折叠状态。机翼升力速度可能是根据CRA 10所承载的载荷而变化的，因为较重的载荷增加机翼升力速度。
一旦旋翼折叠过程开始，来自构造成旋转旋翼支柱33A、33B的旋翼发动机(未示出)的动力的传递被减少并终止。在交叉旋翼式直升机中，两个旋翼32A、32B通常由旋翼发动机(未示出)提供动力，旋翼发动机可以安装到机身20上或位于机身20内，其中来自该发动机的旋转力通过传动系统(未示出)传递到两个旋翼支柱33A、33B。传动系统可以可选地是齿轮传动的以保持支柱33A、33B之间的给定的旋转偏移，使得桨叶35A、35B可以在直升机飞行期间相互交错而不彼此碰撞。在折叠过程期间，可以调节传动装置以消除桨叶35A、35B之间的旋转偏移，使得旋翼桨叶的纵向轴线可以定向成大体平行于CRA 10的纵向轴线(如图2A中所示)。可选地，支柱33A、33B可以与传动装置(transmission)脱离，并且包括在旋翼32A、32B中的每一个中的单独的旋转致动器(未示出)可以使桨叶沿CRA的纵向轴线定向。在桨叶与CRA的纵向轴线对齐之后，适当的折叠致动器可以分别使旋翼32A、32B围绕轴线EA、EB枢转，使得旋翼变换到折叠状态。可选地，在旋翼32A、32B枢转之前或枢转期间，调整桨叶35A、35B的俯仰，使得桨叶的主表面定向成安置在机身20、前桁架22和可选的尾桁架24上。应当理解，如果旋翼32A、32B被同时地并且以协调的方式枢转，则CRA 10的质心沿CRA的横向轴线和纵向轴线大体上没有变化，因此有利地保持旋翼折叠过程期间的飞行的稳定性。
尽管如上面所描述并如图1和2A-2B中所示的折叠式主旋翼32A、32B被安装到具有TPA40、50的CRA10，但是折叠式主旋翼可以安装在具有其它构型的飞行器上。可选地，折叠式主旋翼可以安装在具有常规推进器或喷气推进系统的飞行器上，以提供用于向前飞行的推力，并且处于展开状态的主旋翼32A、3B可以足以为飞行器提供悬停和VTOL能力，而无需TPA提供额外的升力。
现在参考图3A-3B。根据本公开的实施方案，CRA可以包括至少一个DMTPA，该至少一个DMTPA包括呈同轴构型的上游推进旋翼和下游推进旋翼。相对于上游推进旋翼，下游推进旋翼可以构造成更有利于用作为悬停和/或VTOL提供升力的旋翼，并且相对于下游推进旋翼，上游推进旋翼可以构造成更有利于用作为向前飞行提供推力的推进器。下游推进旋翼的桨叶相对于上游推进旋翼的桨叶以选自以下项的一个特征或两个或两个以上特性的组合为特征：较长的长度、较高的结构柔性和较薄的外形。
根据本公开的实施方案，下游推进旋翼和上游推进旋翼的旋转可以被独立地控制，使得两个同轴推进旋翼可以以不同的速度旋转，或者一个推进旋翼可以旋转，而另一个推进旋翼不旋转。两个推进旋翼可选地同向旋转或反向旋转。
AFCS可以是可操作的以控制同轴推进旋翼中的每一个的旋转，以有利地在直升机模式和固定翼飞机模式之间变换。可选地，当DMTPA在用于直升机模式的垂直定向上枢转时，上游推进旋翼和下游推进旋翼均被旋转以提供升力。可替代地，在直升机模式期间，仅有利地构造成用于直升机飞行的下游推进旋翼被旋转，而有利地构造成用于向前飞行的上游推进旋翼未被使用。可选地，当DMTPA在用于固定翼飞机模式的水平定向上枢转时，上游推进旋翼和下游推进旋翼均被旋转以提供向前推力。可替代地，在固定翼飞机模式下，仅上游推进旋翼被旋转，而下游推进旋翼未使用。在从一种飞行模式变换到另一种飞行模式期间，一个推进旋翼可以逐渐增加其旋转速度，而另一个推进旋翼降低其旋转速度。举例来说，当DMTPA枢转以从直升机模式变换到固定翼飞机模式时，在直升机期间提供升力的下游推进旋翼可以逐渐减速，然后可选地停止旋转。同时，上游推进旋翼可以开始旋转和/或逐渐增加旋转速度。
在直升机模式期间，构造成比下游推进旋翼更有利于用作推进器的上游推进旋翼与下游推进旋翼相比更容易受到VRS的影响。在本公开的实施方案中，在直升机模式期间，AFCS可以仅旋转下游推进旋翼，该下游推进旋翼比上游推进旋翼更不容易受到VRS的影响。可替代地或另外地，AFCS可以减小上游推进旋翼的桨叶的迎角，例如相对于推进旋翼桨盘减小到零度，使得下游推进旋翼主要或仅用于产生升力。
在固定翼飞机模式下，下游推进旋翼的桨叶可增加阻力并降低向前飞行的效率。根据本公开的一个实施方案，未使用的下游推进旋翼的桨叶可朝向下游方向折叠，从展开状态变换成折叠状态，以便有利地在向前飞期间为下游推进旋翼提供减小的空气动力学外形。可选地，DMTPA包括致动器和控制器(视情况而定)，致动器和控制器可选地由本文所描述的AFCS协调，以用于下游推进旋翼在折叠状态和展开状态之间变换。
图3A-3B示意性地示出了替代的CRA510，其大体上与图1和图2A-2B中示意性示出的CRA10相同，除了CRA 510不包括主旋翼系统30外，但包括两个DMTPA，即前DMTPA540和后DMTPA550，前DMTPA540包括上游推进旋翼546和下游推进旋翼548，后DMTPA550包括上游推进旋翼556和下游推进旋翼558。图3A示出了处于直升机模式的CRA 510，其中DMTPA540、550处于垂直定向，且图3B示出了处于固定翼飞机模式的CRA 510，其中DMTPA540、550处于水平定向。此外，下游推进旋翼548、558处于如图3A中所示的展开状态和如图3B中所示的折叠状态。在本公开的实施方案中，下游推进旋翼548、558分别沿铰接器549、559是可折叠的。铰接器549、559包括旋转致动器(未示出)和/或锁定机构(未示出)，当在固定翼飞机模式期间不使用下游推进旋翼折叠时，该旋转致动器和/或锁定机构将下游推进旋翼折叠成折叠状态，并且当变换到直升机模式时，将下游推进旋翼打开成展开状态。可选地，当从展开状态转换到折叠状态时，推进旋翼使用水平飞行产生的气流为折叠桨叶提供动力。可选地，当从折叠状态变换到展开状态时，推进旋翼可以旋转以为打开桨叶提供离心力。可选地，铰接器549、559还包括用于在直升机飞行模式期间控制桨叶俯仰的IBC伺服致动器(未示出)。
图3C示出了直升机模式下的CRA 510，其包括替代的DMTPA 640和650。DMTPA 640包括主推进旋翼646和相对于主推进旋翼具有较短桨叶长度的后援推进旋翼(supportproprotor)648。类似地，DMTPA 650包括主推进旋翼656和相对于主推进旋翼具有较短桨叶长度的后援推进旋翼658。可选地，后援推进旋翼658的桨叶是主推进旋翼656的桨叶的长度的不到50％、不到40％、不到30％、不到25％或不到20％。如本文上面所解释的，当推进旋翼产生的下洗流向上卷绕并产生穿过旋翼的桨毂附近的桨叶的内部部分的向上流时，可能发生VRS，其中桨叶的旋旋转速度相对于桨叶的外部部分是缓慢的。在本公开的一个实施方案中，后援推进旋翼658用于提供辅助下洗流，该辅助下洗流用于减少或防止空气穿过桨毂附近的主推进旋翼桨叶的内部部分向上流动，从而减少或防止主推进旋翼中VRS的发生。在本公开的一个实施方案中，后援推进旋翼可以是可操作的以比主推进旋翼更高的旋转速度旋转，可选地以主推进旋翼的旋转速度的约2至3倍旋转。尽管后援推进旋翼648、658在图3C中示出为分别位于主推进旋翼646、656的下游，但是后援推进旋翼可以可选地位于主推进旋翼的上游。
尽管如上面所描述和如图3A-3C中所示的DMTPA安装到缺少主旋翼32A和32B的CRA510，并且沿CRA的纵向轴线布置，但是DMTPA可以安装在具有其它构型的CRA上。可选地，DMTPA可以安装在具有主旋翼系统(例如，如关于图1、2A和图2B所述和所示的主旋翼系统30)的CRA上。另外地或可替代地，DMTPA可以沿CRA的横向轴线而不是纵向轴线布置。
现在参考图4A和图4B。由于TPA的直列式构型(in-line configuration)，前TPA以及可选的支撑前TPA的前桁架可能遮挡CRA的驾驶舱外的前向视野(FOV，front-facingfield of view)。图4A和图4B示出了以直升机模式飞行的CRA 10的驾驶舱100。当TPA 40向上定向成用于直升机模式时，REP 44遮挡住了通过驾驶舱窗口120提供给飞行员110的FOV210。举例来说，虽然飞行员可以看到道路212的一部分，但是FOV 210的恰好在CRA 10的前方的部分被REP 44遮挡。
根据本公开的实施方案，CRA 10配备有一个或更多个前视相机，例如获取面向CRA的场景的图像的相机81-84(在图1、2A-2B、3A-3C中示出)。一个或更多个相机可以安装在机翼上(例如安装在辅助机翼70上的相机81和相机82)和/或机身上(例如安装在机身20的前部部分上的相机83)。根据本公开的实施方案，相机84安装在前REP 44上，使得相机84在REP44处于直升机模式时指向前方，且在REP 44处于固定翼飞机模式时指向下方(如图2B中所示)。相机将图像提供给飞行员110所佩戴的HMD 105(图3A)或提供给驾驶舱100中的电视屏幕130(图3B)，以为飞行员提供无遮挡的从飞行器向前的FOV310。举例来说，当通过HMD 105(图3A)或电视屏幕130(图3B)观看时，在驾驶舱窗口120外的FOV 210中的被REP 44完全遮挡的跑道314在FOV 310中是可见的。可选地，电视屏幕130可回缩地定位在窗口120的一部分上，该窗口120的部分与FOV 210的被REP 44遮挡的部分重叠。
在本申请的描述和权利要求中，动词“包括(comprise)”、“包括(include)”和“具有(have)”及其结合中的每一个用于指示，动词的一个对象或多个对象不一定是该动词的一个主语或多个主语的部件、元件或零件的完整的列举。
本申请中公开的实施方案的描述是以示例的方式提供的，并且不旨在限制本公开的范围。所描述的实施方案包括不同的特征，并非所有这些特征在本公开的所有实施方案中都是必需的。一些实施方案仅利用特征中的一些特征或这些特征的可能的组合。本领域技术人员将想到所描述的本公开的实施方案的变型，以及包括在所描述的实施方案中提到的特征的不同组合的本公开的实施方案。本公开的范围仅由所附权利要求限定。

Claims (20)

1.一种可转换旋翼飞行器(CRA)，其在飞行期间能够在固定翼飞机飞行模式和直升机飞行模式之间转换，所述CRA包括：
至少一个可倾斜的推进旋翼组件(TPA)，其包括推进旋翼，所述推进旋翼是可倾斜的，以在大体上水平的固定翼飞机模式和大体上垂直的直升机模式之间改变所述推进旋翼的旋转轴线；和
主旋翼系统，其用于在直升机模式期间提供升力，所述主旋翼系统包括至少一个旋翼，所述至少一个旋翼产生流动穿过所述至少一个TPA的所述推进旋翼的桨叶的至少一部分的气流。
2.根据权利要求1所述的CRA，其中，由旋转的旋翼的桨叶界定的主旋翼桨盘的部分悬伸在由旋转的推进旋翼的桨叶界定的推进旋翼桨盘的部分上。
3.根据权利要求1或权利要求2所述的CRA，其中，所述至少一个TPA沿所述CRA的纵向轴线构造。
4.根据权利要求3所述的CRA，包括可枢转地安装在前桁架上的第TPA和可枢转地安装在尾桁架上的第二TPA。
5.一种可转换旋翼飞行器(CRA)，其在飞行期间能够在固定翼飞机飞行模式和直升机飞行模式之间转换，所述CRA包括：
至少一个可倾斜的推进旋翼组件(TPA)，其包括推进旋翼，所述推进旋翼是可倾斜的，以在大体上水平的固定翼飞机模式和大体上垂直的直升机模式之间改变所述推进旋翼的旋转轴线；和
主旋翼系统，其用于在直升机模式期间提供升力，所述主旋翼系统包括呈交叉旋翼式直升机布置的两个相互交错的旋翼，所述两个相互交错的旋翼在所述CRA的纵向轴线的相对的两侧上且与所述CRA的纵向轴线等距，每个旋翼能够围绕与所述CRA的纵向轴线大体上平行的轴线枢转且能够枢转成折叠状态。
6.根据权利要求5所述的CRA，其中，每个旋翼构造成枢转成所述折叠状态，在所述折叠状态下，所述旋翼的侧表面与所述CRA的主体的表面相邻接。
7.根据权利要求5或权利要求6所述的CRA，其中，每个旋翼构造成枢转成所述折叠状态，在所述折叠状态下，所述旋翼的支柱的纵向轴线大体上平行于所述CRA的横向轴线。
8.根据权利要求5-7中任一项所述的CRA，其中，对于每个旋翼，在所述折叠状态下，所述旋翼的桨叶定位成使得每个桨叶的纵向轴线大体上平行于所述CRA的纵向轴线。
9.根据权利要求5-8中任一项所述的CRA，其中，在所述折叠状态下，所述旋翼的桨叶的主表面的至少一部分与CRA主体大体上齐平。
10.根据权利要求5-9中任一项所述的CRA，其中，对于每个旋翼，旋翼桨毂相对于相应的旋翼支柱的布置在所述折叠状态和所述展开状态之间大体上不变。
11.一种可转换旋翼飞行器(CRA)，其在飞行期间能够在固定翼飞机飞行模式和直升机飞行模式之间转换，所述CRA包括：
至少一个可倾斜的推进旋翼组件(TPA)，其包括呈同轴构型的第一推进旋翼和第二推进旋翼，所述TPA是可倾斜的以在大体上水平的固定翼飞机模式和大体上垂直的直升机模式之间改变所述推进旋翼的旋转轴线。
12.根据权利要求11所述的CRA，其中，所述第一推进旋翼和所述第二推进旋翼相对于彼此构造成使得由所述第一推进旋翼产生的气流穿过所述第二推进旋翼，并且由所述第二推进旋翼产生的气流大体上被引导远离所述第一推进旋翼。
13.根据权利要求12所述的CRA，其中，所述第二推进旋翼构造成相对于所述第一推进旋翼更有利于用作为悬停和/或VTOL提供升力的旋翼，并且所述第一推进旋翼构造成相对于所述第二推进旋翼更有利于用作为向前飞行提供推力的推进器。
14.根据权利要求13所述的CRA，其中，所述第二推进旋翼的桨叶相对于所述第一推进旋翼的桨叶以选自以下项的一个或两个特性为特征：较长的长度和较高的材料柔性。
15.根据权利要求11-14中任一项所述的CRA，其中，所述第一推进旋翼和所述第二推进旋翼的旋转被独立地控制，使得两个同轴的推进旋翼能够以不同的速度和/或方向旋转。
16.根据权利要求13-15中任一项所述的CRA，其中，所述第一推进旋翼在直升机模式期间是静止的。
17.根据权利要求14-16中的任一项所述的CRA，其中，所述第二推进旋翼在固定翼飞机模式期间是静止的。
18.根据权利要求17所述的CRA，其中，所述第二推进旋翼在固定翼飞机模式期间朝向下游方向折叠。
19.根据权利要求11所述的CRA，其中，所述第二推进旋翼的桨叶比所述第一推进旋翼的桨叶短。
20.根据权利要求19所述的CRA，其中，在直升机模式期间，所述第二推进旋翼比所述第一推进旋翼旋转得更快。
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