CN110546068A - 使用旋翼以模拟刚性机翼空气动力学的vtol飞行器 - Google Patents

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Abstract

一种垂直起飞和降落飞行器，其关于VTOL和向前飞行操作二者使用固定旋翼。旋翼形成合成机翼并且定位以实现高翼展效率。旋翼定位以穿过合成机翼翼展均匀掉升力。合成机翼也可以具有窄前部和后部翼型，其可以提供结构支撑以及在向前飞行期间提供升力。机翼旋翼向前倾斜，并且在水平飞行期间提供一些向前推进力。

Description

使用旋翼以模拟刚性机翼空气动力学的VTOL飞行器
相关申请的交叉引用
本申请要求2017年11月2日申请的Mikic等人的美国临时专利申请第62/416,168号的优先权，其通过完整引用合并到此。
技术领域
本发明涉及航空载具，一种使用旋翼以模拟刚性机翼空气动力学的航空载具。
附图说明
图1A-图1D是根据本发明的一些实施例的具有使用堆叠式反向旋转推进器的合成机翼的航空载具的阴影渲染。
图2A-图2D是根据本发明的一些实施例的具有使用堆叠式反向旋转推进器的合成机翼的航空载具的绘图。
图3是根据本发明的实施例的向前飞行中的航空载具的求解图。
图4A-图4B是根据本发明的一些实施例的具有合成机翼的航空载具的阴影渲染。
图5A-图5C是根据本发明的一些实施例具有合成机翼的航空载具的绘图。
图6A-图6G是关于各种参数值的升力阻力曲线。
图7是根据本发明的一些实施例的具有使用纵向交错旋翼的合成机翼的航空载具的视图。
图8是根据本发明的一些实施例的具有使用垂直交错旋翼的合成机翼的航空载具的视图。
图9A-图9E是示出用于不同载具配置的升力的均匀性的概图。
图10A-图10B是根据本发明的一些实施例的旋翼的视图。
图11A-图11C是根据本发明的一些实施例的航空载具的视图。
发明内容
一种垂直起飞和降落飞行器，其关于VTOL和向前飞行操作二者使用固定旋翼。旋翼形成合成机翼并且定位以实现高翼展效率。旋翼定位以穿过合成机翼的翼展均匀掉升力。合成机翼也可以具有窄前部和后部翼型，其可以提供结构支撑以及在向前飞行期间提供升力。机翼旋翼向前倾斜，并且在水平飞行期间提供一些向前推进力。
具体实施方式
在本发明的一些实施例中，一种航空载具，其具有被配置为执行为合成机翼或伪机翼(pseudo-wing)的旋翼的阵列。旋翼相对于航空载具主体并且相对于彼此定位，从而旋翼阵列的升力沿着伪机翼的翼展具有相对均匀的升力。合成机翼产生(相对)均匀的升力和相对均匀的尾部垂直速度(下冲)。脱出涡量(shed vorticity)汇聚在机翼尖端处，与传统翼型机翼相似。
在一些实施例中，旋翼固定地安装到耦合到航空载具主体的结构。旋翼可以沿着航空载具的纵轴而交错，从而沿着纵轴的差动推力(differential thrusting)允许载具的向前倾斜(forward pitch)，以从旋翼提供向前推力分量。也可以使用其他手段(例如升降器控制)实现倾斜控制。在一些实施例中，旋翼可以具有一些可表述的方面。
在一些实施例中，构成合成机翼的旋翼阵列可以在旋翼前方具有短弦向前机翼。由于航空载具在起飞期间使用旋翼作垂直推力，因此航空载具在起飞操作期间不需要来自传统机翼的显著升力。在较高的空速(airspeed)操作期间，短弦长度的向前机翼允许在向前飞行期间的升力。航空载具也可以在旋翼的后方具有短的向后机翼。具有短弦长度的向后机翼在较高速度向前飞行操作期间可以提供升力。向后机翼也可以进一步均匀掉伪机翼的下冲。向前机翼以及向后机翼可以用作支撑对旋翼进行支撑的支柱的结构元件。向前机翼和向后机翼可以在舷外端处接合，这样可以允许增加的强度和稳定性。附加地，处于旋翼的阵列的外部(水平平面上)周围的地方中的向前机翼和向后机翼为用户和地面人员提供安全性的元件作为旋翼的旋转叶片周围的防护体。
在一些实施例中，可以仅存在尾部机翼。在一些实施例中，可以仅存在前沿机翼。在一些实施例中，存在前部机翼和尾部机翼二者。
在一些实施例中，一个或多个旋翼用来提供向向前推力。在一些方面，单个推进器旋翼可以用在航空载具的后部处。在一些实施例中，机翼旋翼的旋转轴可以相对于垂直而倾斜。在一些实施例中，机翼旋翼可以向前倾斜。向前倾斜的机翼旋翼有助于向前飞行期间航空载具的向前推力。在一些实施例中，向前飞行期间的总向前推力来自向前倾斜的机翼旋翼和一个或多个传统旋翼(它们的旋转轴平行于航空载具的翻滚轴)的组合。
航空载具可以构造为这样的：在向前飞行中，机翼和机翼旋翼二者提供升力，并且向前推进力由尾部推进器和向前倾斜的机翼旋翼提供。
在平衡其他飞行器参数的同时，在向前飞行期间的飞行器的效率(升力/阻力比率)可以寻求为尽合理的那样高。例如，在向前飞行期间的旋转机翼旋翼的尖端速度与在向前飞行期间的飞行器的速度的比率是当关于效率进行设计时要考虑的重要比率。此外，机翼旋翼提供的升力相对于总升力(机翼加上机翼旋翼)的百分比是当关于效率进行设计时要考虑的重要比率。此外，机翼旋翼之间的功率分布与传送到机翼旋翼和传统向前推力推进器(例如尾部旋翼)二者的总功率的比率是当关于效率进行设计时要考虑的重要比率。这些比率之间的相互作用可能是复杂的而且并非有助于明显优化。潜在设计参数是，机翼旋翼在垂直起飞和降落期间提供足够的垂直推力，以使得飞行器安全地起飞并且降落。
根据本发明的实施例的航空载具适用于使用机翼旋翼的垂直起飞和降落。关于起飞，机翼旋翼旋转上至其悬停rmp的范围中的速度。在其中机翼旋翼使得其旋转轴相对于航空载具的水平轴向前倾斜的实施例中，航空载具将在起飞和降落期间向上倾斜，从而机翼旋翼的平面是水平的。在起飞之后，航空载具可以使得一个向前推动(或拉动)推进器(例如尾部旋翼)旋转起来，而机翼旋翼仍然功率不足。由于航空载具获得向前速度，因此前部机翼和尾部机翼产生升力，并且机翼旋翼提供的升力的比例减少。随着航空载具接近其巡航速度，机翼旋翼典型地使得其rpm降低，但它们保持为功率不足的，并且提供航空载具的总升力的部分。
根据本发明的实施例的航空载具将能够从事悬停、起飞、降落和向前飞行，包括通过操纵单独旋翼的速度进行所有要求的机动和姿态调整，而不需要任何其他控制表面。在一些实施例中，航空载具将没有副翼、或升降器、或任何其他可控的控制表面。在一些实施例中，用于每个机翼的机翼旋翼沿着线形直线或沿着弯曲线排列，其中，每一旋翼进一步离开飞行器主体。机翼旋翼也可以处于前掠式或后掠式配置中，从而旋翼处于沿着飞行器的翻滚轴的不同站(station)处。通过沿着翻滚轴的差动站(differential station)，机翼旋翼就能够提供绕俯仰轴的控制。通过以进一步离开飞行器主体的距离而间隔，机翼旋翼能够围绕翻滚轴提供控制。
在一些实施例中，如图1A-图1D的阴影渲染和图2A-图2D的线图中可见，航空载具100具有使用堆叠式反向旋转推进器耦合到右侧合成机翼102和左侧合成机翼103的主体101。在该实施例中，通过短弦前部机翼107和短弦尾部机翼108，多个旋翼组件104沿着翼展长度定位。旋翼组件104安装在翼展支撑体109上，翼展支撑体109耦合到前部机翼107和尾部机翼108。机翼尖端区段110将前部机翼107接合到尾部机翼108。
旋翼组件104可以具有第一推进器105和第二推进器106。在一些方面，第一推进器105和第二推进器106在相反方向上旋转。在该配置中，一个推进器的前沿在旋翼的旋转轴的舷外侧向前行进，而另一推进器的的前沿在推进器的旋转轴的舷内侧上向前行进。在向前飞行模式下，推进器叶片将具有比当相对于占优的空速风力后退时其将具有的随着其正向前进入占优的空速风的更高的推力。通过反向旋转同轴推进器，旋翼轴的舷内和舷外的向下推力得以均匀掉。
在示例性实施例中，航空载具可以容纳一个乘客并且具有315kg的起飞质量。机翼的翼展可以是6m，并且载具的长度可以是3.5m，具有1.5米的高度。伪机翼可以均为4个同轴旋翼组件，每个同轴旋翼组件具有一对反向旋转推进器。每一推进器具有3个叶片，其中，叶片弦处于0.05m的75％半径。航空载具具有带有0.5m均值的弦的短弦前机翼和带有0.75m均值的弦的短弦后机翼。在150knot的最高巡航速度的情况下，理想化的巡航速度是100knot。理想巡航中的功耗是20kW，并且悬停模式下的功耗是80kW。电池质量是50kg，并且载具的范围是50英里。
合成机翼的一方面在于，旋翼被配置为沿着合成机翼的翼展提供相对均匀的推力。一种方法如上所述，其中，旋翼组件上的反向旋转推进器沿着伪机翼的翼展放置得彼此相邻。另一种不使用同轴反向旋转推进器的方法是使推进器具有重叠的后退和前进叶片区域。例如，可以放置具有在舷外侧上的向前移动叶片、在舷内侧上后退的旋翼。恰来自旋翼的舷内的可以是具有舷外侧上的其向前移动叶片的另一旋翼。旋翼可以垂直地间隔以允许这种重叠。在一些方面，旋翼可以沿着纵轴间隔以允许这种重叠。
图3使用在载具主体的每一侧上具有三个反向旋转旋翼组件的航空载具作为示例性实施例示出合成机翼的功能方面。附图的左手边示出机翼之后的垂直速度，并且附图的右手边表示涡量的量值。合成机翼的设计的目标是穿过合成机翼的翼展的升力的减少的变化。通过关于机翼之后的垂直速度进行建模，升力沿着机翼的翼展的减小的变化可以变得明显。附图的左手边示出沿着翼展的相对稳定量的垂直速度，展现使用三个反向旋转旋翼组件的合成机翼在空气动力学意义上运作为使用实心翼型形状构造的常规机翼。
附图的右手边示出沿着机翼的翼展以及机翼尖端处的涡量的量值。如上所述，沿着翼展的垂直速度的均匀性作为第一近似值应指示涡量的量值的相称均匀性。当使用阵列化为合成机翼的旋翼时，存在沿着翼展引入高涡量的点的真实可能性。旋翼的位置对于使得沿着翼展的脱出涡量的量值最小化是非常重要的。
虽然图3中可见的结果表示关于建模的合成机翼的输出，但应理解，在与叶片位置在时间上的变化有关的输出中存在依赖于特定时间量的变化。
在一些实施例中，如图4A-图4B在阴影渲染中和图5A-图5C在线图中可见，航空载具200具有使用机翼安装式旋翼的主体201，其耦合到右合成机翼202和左合成机翼203。在该示例性实施例中，通过短弦前部机翼207和短弦尾部机翼208，多个机翼旋翼组件204沿着翼展长度定位。机翼旋翼组件204安装在翼展支撑体209上，翼展支撑体209耦合到前部机翼207和尾部机翼208。机翼尖端区段210将前部机翼207接合到尾部机翼208。航空载具200不使用反向旋转的堆叠式旋翼组件。虽然堆叠式组件关于负载分布可以具有独特优点，但在其中在水平飞行期间旋翼传送的升力百分比为较低的一些实施例中，可以通过单个旋翼(例如，通过航空载具200)实现高效飞行。此外，单个旋翼允许降低的成本和复杂性。
在一些方面，机翼旋翼组件204相对于飞行器的恒定高度巡航平面不是垂直的，而是以角度212向前倾斜。在一些方面，旋翼在5-20度的范围中向前倾斜。在一些方面，旋翼在5-15度的范围中向前倾斜。在一些方面，旋翼在8-20度的范围中向前倾斜。在一些方面，旋翼在8-12度的范围中向前倾斜。在示例性实施例中，旋翼以10度倾斜。倾斜角度可以定义为旋翼轴与最大机翼(其在一些实施例中可以是尾部机翼)的平均空气动力学弦线之间的角度。
航空载具200有水平推动后部旋翼组件211，其适用于在正常飞行期间提供水平推力。航空载具200的示例性实施例的大小和配置细节见表1。图A-B示出旋翼204，其具有它的中心轮毂221和叶片220，中心轮毂221可以包括电动马达。
在一些方面，机翼旋翼组件204具有带有电动马达的旋转推进器。在一些方面，水平推动后部旋翼组件211具有电动马达。在一些方面，马达由电源例如一个电池或多个电池供电。
表1
向前倾斜的机翼旋翼组件的使用允许由机翼旋翼组件部分地并且由常规水平推动推进器部分地提供向前推进。在共享这种向前推进时要考虑的因素是在向前巡航飞行期间传送到机翼旋翼的总功率相对于传送到机翼旋翼和常规推进器二者的总功率的分数。
要考虑的另一因素是在向前飞行期间机翼旋翼承载的升力相对于机翼和机翼旋翼二者提供的总升力的分数。在其中通过操纵机翼旋翼马达的速度来诱导或维持包括翻滚控制的所有姿态控制的实施例中，机翼旋翼提供的升力的分数必须高得足以允许机翼旋翼的操纵在控制飞行器姿态中是有效的。在一些方面，处于巡航速度的机翼旋翼提供的升力的分数大于0.2。在一些方面，机翼旋翼提供的升力的分数大于0.25。在一些方面，机翼旋翼提供的升力的分数大于0.3。
要考虑的另一因素是在向前飞行期间机翼旋翼的尖端速度相对于飞行器的速度的比率。随着一个或多个机翼旋翼在速度方面降低以减少用于使得翻滚有效的机翼之一上的升力，该因素可能起作用。在这种机动中，其他机翼上的机翼旋翼可以旋转起来以增加升力。当标称地以飞行器速度的低倍数运行时，失速的风险产生在后退旋翼叶片上。在一些方面，标称巡航机翼旋翼尖端速度大于2.0倍飞行器巡航速度。在一些方面，标称巡航机翼旋翼尖端速度大于2.5倍飞行器巡航速度。
上面讨论的因素已经建模，以确定关于航空载具200的升力对阻力比率L/De(有效阻力)作为机翼的尖端速度针对对抗飞行器的冲角(angle of attack)的飞行器向前速度的函数，并且已经通过图形方式表示该数据。升力对阻力比率可以看作表示升力对阻力比率的彩色编码。升力对阻力比率(有效阻力)是飞行器的组合轴功率除以飞行器向前速度。该彩色编码之上覆盖的是表示上述的其他因素的轮廓线；传送到机翼旋翼的总功率的分数、机翼旋翼所承载的升力的分数，以及还有飞行器速度。升力阻力比在机翼旋翼的不同向前倾角度下建模，并且还具有不同的机翼旋翼叶片桨距。通过在飞行器200的巡航速度范围(50-75m/s)之间的图线的部分中加上括号，并且通过回顾具有大于2.0的机翼旋翼尖端速度对飞行器速度比率的面积，已经发现参数的不明显范围对操作模式给予最高升力对阻力比率。优选结果是，具有上面讨论的约束值内的大于8的升力对阻力比率，其中，9或10的更高比率甚至是更期望的。
图6A-图6G是关于区别航空载具的版本而加权以上讨论的参数的CFD结果。图6A示出关于以上讨论的航空载具200的结果。轮廓601形成巡航速度50m/s和75m/s所界定的并且在大于2.0的旋翼尖端速度针对飞行器速比率之上的区域周围的边界。可见，存在大于8的L/De的显著区域，包括大于9的、并且一些大于10的显著区域。这表示具有10度向前倾斜机翼安装式旋翼的该载具可以在各种操作情形中实现这些L/De比率。
图6B示出具有处于0度的向前倾斜的旋翼的相似载具。可见，在2.0速度比率线之上几乎没有高如9的L/De的区域。
图6C示出具有处于20度的倾斜的旋翼的相似载具。可见，没有可用于操作的高于8的L/De的区域。
图6D)示出具有处于0度的向前倾斜的旋翼的相似载具，但其中，旋翼叶片具有比图6B的情况大5度的倾斜(pitch)。
图6E示出具有处于10度的向前倾斜的旋翼的相似载具，但其中，旋翼叶片具有比图6A的情况大5度的倾斜。可见，在2.0速度比率线之上几乎没有高如8的的L/De的区域，但相对于其中旋翼叶片中的大5度倾斜的其他情况，这显现为优化的。
图6F示出具有处于20度的向前倾斜的旋翼的相似载具，但其中，旋翼叶片具有比图6C的情况大5度的倾斜。可见，在2.0速度比率线之上几乎没有高如9的L/De的区域，尤其在水平飞行的区域(0度AOA)中。
在本发明的一些实施例中，如图7中可见，具有左侧合成机翼202(右侧合成机翼未示出)的航空载具200具有沿着纵轴交错的旋翼。舷内旋翼207具有其推进器208的向前方向侧和返回侧209。舷内旋翼207的返回侧209沿着伪机翼202的翼展方向与下一旋翼204的向前方向侧显著地重叠。该情况关于相继旋翼205、206而重复。由于向前飞行速度增强推进器旋转的向前行进部分上的升力，因此相邻旋翼向前方向侧和返回侧的这种显著重叠均匀掉在向前飞行期间提供的升力。
在本发明的一些实施例中，如图8中可见，具有左侧合成机翼301和右侧合成机翼302的航空载具300具有沿着合成机翼的翼展垂直地交错的旋翼。舷内旋翼303具有其推进器307的向前方向侧和返回侧308。舷内旋翼303的返回侧308沿着合成机翼301的翼展方向与下一旋翼304的向前方向侧显著地重叠。该情况关于相继旋翼而重复。由于向前飞行速度增强推进器旋转的向前行进部分上的升力，因此相邻旋翼向前方向侧和返回侧的这种显著重叠均匀掉在向前飞行期间提供的升力。
图9A-图9E示出关于传统和合成机翼的翼展式升力分布。图9A示出假设的均匀翼展式升力分布，如将可见于传统机翼那样。图6B-图6E示出各种类型的合成机翼的升力分布曲线，其中，每个升力分布曲线针对椭圆理想升力分布(虚线中可见)而对比。具有更均匀翼展式升力分布的旋翼阵列配置将给出诱导的阻力相对于理想加载的实心翼型机翼的较低的比率。与较少的较大旋翼相反，使用较大数量的较小旋翼的方面在于，存在关于给定的翼展长度的更小的总叶片面积和更少的阻力。通常，对于给定的总升力和尖端速度，平均叶片弦不随旋翼的数量而改变，因此较小的旋翼具有更适宜的宽高比(半径对平均弦比率)。
图9B示出4旋翼系统(每合成机翼2个旋翼)。归因于旋翼配置，负载变化为20％。该配置的诱导阻力对理想地加载的机翼的诱导阻力的比率为1.22。图9C示出8旋翼系统(每合成机翼4个旋翼)。归因于旋翼的配置，负载变化为20％。该配置的诱导阻力对理想地加载的机翼的诱导阻力的比率为1.43。
图9D示出4旋翼系统(每合成机翼2个旋翼)。归因于旋翼配置，负载变化为40％。该配置的诱导阻力对理想地加载的机翼的诱导阻力的比率为1.88。图9E示出8旋翼系统(每合成机翼4个旋翼)。归因于旋翼的配置，负载变化为40％。该配置的诱导阻力对理想地加载的机翼的诱导阻力的比率为2.71。
图10示出根据本发明的一些实施例的旋翼。可见，在旋翼叶片的舷内端处存在显著半径(如表1和表2中尺寸化)。在该配置中，与叶片进一步朝向旋转轴选路的配置相比，旋翼叶片的舷内端较不易使得其后退叶片失速。旋翼的该中心区域允许放置单独马达(或在反向旋转叶片配置中的一对马达)。因此，旋翼叶片可以在马达自身的舷外(相对于旋转轴)径向地开始。
在一些实施例中，如图11A-图11C中可见，航空载具300可以具有形成右侧伪机翼302和左侧伪机翼303的向前倾斜的旋翼的双集合。前沿机翼和尾部机翼在向前飞行期间也提供升力。航空载具主体301支撑向前推动尾部旋翼311。表2中可见示例性实施例的细节和尺寸。
表2
在具有双排机翼旋翼的一些实施例中，机翼旋翼的行可以分离，并且包括行之间的一个或多个机翼元件。在一些实施例中，可以存在多于两行的机翼旋翼。
据以上描述显见，可以从本文给出的描述配置各种实施例，并且附加优点和修改对于本领域技术人员将容易地产生。因此，本发明在其更广泛的方面中并不限于所示出并且描述的具体细节和说明性示例。因此，在不偏离申请人的总体发明的精神或范围的情况下，可以偏离于这些细节。

Claims (12)

1.一种使用旋翼以模拟传统机翼空气动力学的适用于垂直起飞和水平飞行的航空载具，所述航空载具包括：
主载具主体；
右侧机翼组件，所述右侧机翼组件包括：
多个右侧机翼旋翼，其沿着第一翼展方向，其中，所述右侧机翼旋翼的旋转轴向前倾斜；以及
右侧后缘机翼，所述右侧后缘机翼具有所述主载具主体处的第一端并且沿着多个右侧机翼旋翼的第一翼展方向向后在舷外移动；以及
左侧机翼组件，所述左侧模拟机翼包括：
多个左侧机翼旋翼，其沿着翼展方向，其中，所述左侧机翼旋翼的旋转轴向前倾斜；以及
左侧后缘机翼，所述左侧后缘机翼具有所述主载具主体处的第一端并且沿着多个左侧机翼旋翼的第一翼展方向向后在舷外移动。
2.如权利要求1所述的航空载具，其中，所述右侧机翼旋翼的旋转轴以8-12度的范围中的角度向前倾斜，并且其中，所述左侧机翼旋翼的旋转轴以8-12度的范围中的角度向前倾斜。
3.如权利要求1所述的航空载具，其中，所述右侧机翼旋翼的旋转轴以5-15度的范围中的角度向前倾斜，并且其中，所述左侧机翼旋翼的旋转轴以5-15度的范围中的角度向前倾斜。
4.如权利要求2所述的航空载具，其中，所述右侧机翼旋翼的倾斜角度和所述左侧机翼旋翼的倾斜角度不是可调整的。
5.如权利要求3所述的航空载具，其中，所述右侧机翼旋翼的倾斜角度和所述左侧机翼旋翼的倾斜角度不是可调整的。
6.如权利要求1所述的航空载具，其中，所述右侧机翼旋翼的旋转轴以5-20度的范围中的角度向前倾斜，并且其中，所述左侧机翼旋翼的旋转轴以5-20度的范围中的角度向前倾斜。
7.如权利要求2所述的航空载具，其中，所述航空载具没有可控制的控制表面。
8.如权利要求3的航空载具，其中，所述航空载具没有可控制的控制表面。
9.如权利要求4所述的航空载具，其中，所述航空载具没有可控制的控制表面。
10.如权利要求5所述的航空载具，其中，所述航空载具没有可控制的控制表面。
11.如权利要求1所述的航空载具，其中，每一机翼旋翼具有多个叶片和电动马达，所述电动马达安装在旋翼的旋转轴中央，并且其中，所述叶片舷内端相对于旋转轴处于马达的舷外。
12.如权利要求2所述的航空载具，其中，每一机翼旋翼具有多个叶片和电动马达，所述电动马达安装在旋翼的旋转轴中央，并且其中，所述叶片舷内端相对于旋转轴处于马达的舷外。
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