CN111907698A - 垂直起降(vtol)飞机 - Google Patents

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伊戈尔·米兰达·罗德里格斯
朱利奥·塞萨尔·格雷夫斯
鲁兹·安东尼奥·马迪拉·朱尼尔
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Abstract

本发明涉及垂直起降(VTOL)飞机。垂直起降(VTOL)飞机、特别是电动VTOL(e‑VTOL)飞机包括机身(该机身可包括一对地面接合滑轨)，该机身限定了飞机的纵向轴线；前对左舷和右舷空气动力学机翼以及后对左舷和右舷空气动力学机翼，这些空气动力学机翼从机身侧向向外延伸；以及前对左舷和右舷旋翼吊舱以及后对左舷和右舷旋翼吊舱，每个旋翼吊舱均与机身的纵向轴线基本对齐。在特定实施例中，前对左舷和右舷旋翼吊舱和后对左舷和右舷旋翼吊舱中的每个旋翼吊舱均包括前后一对旋翼组件。

Description

垂直起降(VTOL)飞机
相关申请的交叉引用
本申请基于并要求2019年5月10日提交的美国临时申请序列号62/846,426的国内优先权，并且与2019年5月10日提交的美国外观设计专利申请序列号29/690,848相关，以上申请的全部内容通过引用明确地结合到本文中。
技术领域
本文公开的实施例总体上涉及垂直起降(VTOL)飞机。根据本文公开的某些实施例，提供了电动VTOL(e-VTOL)飞机。
背景技术
机翼式飞行(wingborn flight)是一项挑战，并且其实现因缺乏与20世纪前几十年可获得的内燃机相关联的功率重量比率而已经受到阻碍。垂直飞行带来了更大的挑战，并且需要极高的整体系统效率以维持推力式飞行、起飞和着陆。
本领域技术人员当前接受的典型解决方案是传统的直升机，其通常包括一个用于生成升力的大主旋翼和一个用于抵消主旋翼扭矩以实现稳定的较小旋翼。其它稳定的构造包括两个在相反方向上旋转的主旋翼，尽管这种多主旋翼的使用不太常见，并且限于特定的任务和情景(例如，美国陆军的库存中的支努干直升机(Chinook helicopter))。
当前，直升机(和其它VTOL飞机)通常由一个或多个内燃机(往复式或涡轮轴式)提供动力，这些内燃机产生的动力通过齿轮箱传递到旋翼。随着新的和改进的电气动力总成的出现，越来越有可能使用所谓的“分布式推进”概念，这种概念在特定情景下为多翼直升飞机(multi-copter)带来了优势。
任何飞机都需要平衡飞行(trimmed flight)。当飞机在没有飞行员输入的情况下达到平衡时(即，力和力矩的总和等于零)飞机被称为被平衡。当前，电控飞行(FBW)系统可以提供自动平衡功能。为了满足操作和认证要求，即使在与发动机/电动机故障事件相关联的空气动力不稳定效应中，飞机也必须能够被平衡和控制。
对于多翼直升飞机的特定情况，操作和认证要求意味着在失去一个发动机/电动机/旋翼之后，力矩和力的总和将继续加到零，从而获得静态平衡。不幸的是，力矩和力的总和只是问题的一部分，因为在这种情景下可控性和稳定性也是相关的。即使在发动机/电动机/旋翼故障期间和该故障之后，在整个飞行过程中维持可控性和稳定性两者也是一项挑战。
多翼直升飞机的每个旋翼不仅提供升力，而且提供控制。这样，能够具有比待控制的状态(自由度)更多的控制致动器(旋翼)。因此，对该问题的技术解决方案依赖于旋翼的设计和放置，使得整体旋翼构造能够满足发动机/电动机/旋翼不运行情况下的控制和稳定性要求。旋翼数目和旋翼位置放置的组合提供了多种可能的解决方案。例如，六翼直升飞机可以设置有不同的旋翼移位，从而进而在正常操作期间或甚至在旋翼故障期间都提供不同程度的可控性、稳定性和性能特性。
其它多翼直升飞机特性对旋翼移位很敏感。例如，在向前飞行期间，纵列构造(与机身中心线并排排列的移位的旋翼)容易受到旋翼之间的干扰，从而降低运载工具性能。旋翼干扰会增加噪音水平和电池消耗。
用于城市空中交通的电动运载工具受到若干限制，诸如：
·使用可用的直升机场基础设施的能力(经过一些适应)；
·在与现有运载工具相比时更低的噪音水平(以提供可扩展性和社会认可度)；
·足够的任务剖面(由于所有任务的电池重量固定，所以高估的任务剖面可能增加运行成本)；
·安全性(以提供可扩展性和社会认可度)。
实际的基础设施带来了很高的尺寸限制(占地面积)。另一方面，噪音文献表明减少翼盘载荷可以有效降低噪音强度。通过减少运载工具重量或增加旋翼直径可以实现这种降低。重量是任务剖面、有效负载、机舱尺寸、运载工具钎焊面积、运载工具效率、耐撞性要求、飞行载荷、系统可用性等的函数。旋翼直径的限制与动态响应和运载工具占地面积相关。
安全性和电气要求启用了分布式推进架构。一些多旋翼构造容忍旋翼损耗和系统故障。然而，由于旋翼干扰会带来额外的损失，从而降低整体运载工具效率。
升力加巡航e-VTOL构造包括两个不同的飞行阶段，即，机翼式飞行和推力式飞行，每一个阶段都有其自己的特定技术要求。为了避免使用倾斜旋翼或倾斜机翼机构，并考虑到悬停旋翼的向前飞行特性(使叶片失速)，技术人员必须考虑使从机翼式飞行阶段到推力式飞行阶段的过渡速度最小。因此，有必要增加机翼面积。
在e-VTOL项目中考虑的变量数量增加了其复杂性。这种复杂性的证据是在大众媒体中可见的各种运载工具架构，即，关于最佳的运载工具拓扑没有达成共识。另外，不同的运载工具拓扑优化了不同的项目标准。例如，与用户体验、运行成本、可操纵性或甚至运载工具价格优化相比，能量优化导致不同的运载工具拓扑。每个业务模型需要不同的运载工具拓扑。
因此，期望的是，能够提供一种具有VTOL能力(特别是eVTOL能力)的飞机，其提供这样的运载工具拓扑，该运载工具拓扑被认为是接下来的原型的运载工具目标之间的良好权衡，并且其解决了上述技术问题。本文公开的实施例旨在提供这种解决方案。
发明内容
本文公开的实施例总体上涉及VTOL飞机，特别是e-VTOL飞机，其设置有：机身(该机身可以包括一对地面接合滑轨)，该机身限定了飞机的纵向轴线；前对左舷和右舷空气动力学机翼和后对左舷和右舷空气动力学机翼，这些空气动力学机翼从机身侧向向外延伸；以及前对左舷和右舷旋翼吊舱和后对左舷和右舷旋翼吊舱，每个旋翼吊舱均与机身的纵向轴线基本对齐。在特定实施例中，前对左舷和右舷旋翼吊舱和后对左舷和右舷旋翼吊舱中的每个旋翼吊舱均包括前后一对旋翼组件。
前对左舷和右舷旋翼吊舱定位在飞机的重心(CG)的前方，而后对左舷和右舷旋翼吊舱可以定位在飞机的CG的后方。
为了改进稳定性，可以使本文所述的VTOL飞机中的旋翼组件中的一半旋翼组件在一个方向上旋转，而所述旋翼组件中的其余一半旋翼组件相对于所述旋翼组件中的所述一半旋翼组件在相反的方向上旋转。
根据一些实施例，前对左舷和右舷空气动力学机翼以及后对左舷和右舷空气动力学机翼中的每个空气动力学机翼可以定位在相应的基本水平平面中，并且其中，后对左舷和右舷机翼的基本水平平面相对于前对左舷和右舷机翼的基本水平平面向上移位。后对左舷和右舷空气动力学机翼可以例如呈鸥翼构造，其中，机翼的内侧部分从机身向上并向外延伸，而机翼的外侧部分然后从内侧部分的末端基本水平地向外延伸。
左舷和右舷推进旋翼可以设置成均沿着机身的纵向轴线生成推力。根据一些实施例，左舷推进旋翼和右舷推进旋翼可以包括推进式螺旋桨组件。
在仔细考虑以下对本发明的优选示例性实施例的详细描述之后，本文公开的本发明的实施例的这些和其它方面以及优点将变得更加清晰。
附图说明
通过结合附图参考示例性非限制性说明性实施例的以下具体实施方式，将更好地并且更全面地理解本发明的公开实施例，在附图中：
图1是根据本发明的实施例的VTOL飞机的前视立体图；
图2和图3是图1中所示的VTOL飞机的前正视图和后正视图；
图4和图5是图1中所示的VTOL飞机的俯视平面图和仰视平面图；以及
图6和图7是图1中所示的VTOL飞机的右舷和左舷正视图。
具体实施方式
所附的图1示意性地示出了多旋翼运载工具形式的VTOL飞机10，飞机10具有机身12，该机身12包括用于飞行员和乘客的前机舱区域12a，该前机舱区域12a设置有透明窗12b和用于从内部机舱区域12a进出的门12c。位于机身12的后端处的垂直稳定翼14可以设置成提供围绕飞机10的Z(偏航)轴的方向控制。可以通过分别与前对左舷机翼16a和右舷机翼16b及后对左舷机翼18a和右舷机翼18b相关联的合适的控制面(未示出)来提供围绕X(滚转)轴和Y(俯仰)轴的控制。侧向分开的地面滑轨13a、13b从机身12的底部延伸，以便当定位在地面上时支撑飞机。
根据图1至图7中所示的实施例，飞机10将分别在左舷机翼16a、18a和右舷机翼16b、18b中的每个机翼的末端处包括相应成对的左舷侧旋翼吊舱20a、22a和右舷侧旋翼吊舱20b、22b(即，总体上为T形构造)。每对左舷侧旋翼吊舱20a、22a和右舷侧旋翼吊舱20b、22b与飞机10的纵向轴线AL对齐，其中，后旋翼吊舱22a、22b相对于飞机机身12的XZ平面被定位在前旋翼吊舱20a、20b的侧向外侧。侧旋翼吊舱20a、20b和22a、22b中的每个侧旋翼吊舱将可操作地包含与飞机10的纵向轴线AL对齐的成对的前侧旋翼组件24a1、24b1、26a1、26b1和后侧旋翼组件24a2、24b2、26a2、26b2。
为了加强飞机10的稳定性，优选的是，侧旋翼组件24a1、24a2、24b1、24b2、26a1、26a2、26b1和26b2中的一半侧旋翼组件将围绕Z轴在一个方向上旋转，而另一半侧旋翼组件将在相反的方向上旋转。由于侧旋翼组件24a1、24a2、24b1、24b2、26a1、26a2、26b1和26b2生成围绕X轴的力矩，因此这种侧旋翼组件24a1、24a2、24b1、24b2、26a1、26a2、26b1和26b2中的一半侧旋翼组件的反向旋转由此使围绕Y轴和X轴的力矩的总和为零。此外，优选的是，前对旋翼组件24a1、24a2和24b1、24b2处于飞机10的CG的前方。成对的旋翼组件24a1、24a2、24b1、24b2、26a1、26a2、26b1和26b2的控制可以通过在2019年9月9日提交的共同未决的美国申请序列号16/564,350中公开的实施例来实现，其全部内容通过引用明确地结合到本文中。
如图1至图7中所示，空气动力学的成对的左舷机翼16a、18a和右舷机翼16b、18b从机身12侧向突出，并且用于将成对的左舷旋翼吊舱20a、22a和右舷旋翼吊舱20b、22b分别结构性地联接到机身12。成对的左舷机翼16a、18a和右舷机翼16b、18b分别用于在飞机10在X轴方向上推进飞行期间提供空气动力学升力。为了实现飞机10在X轴方向(向前和向后)上的推进飞行，一对左舷推进式螺旋桨组件30a和右舷推进式螺旋桨组件30b分别在机身12的纵向轴线AL的侧向上定位在机翼18a、18b上的面向后的位置处。左舷推进式螺旋桨组件30a和右舷推进式螺旋桨组件30b优选地定位在飞机10的CG的后方。
后机翼18a、18b优选地以“鸥翼”方式构造，使得机翼18a、18b定位在平行于X-Y平面的基本水平的平面内，该基本水平的平面移位在在平行于在其中前机翼16a、16b对齐的X-Y平面的基本水平的平面上方。而且，后机翼18a、18b的跨度大于前机翼16a、16b的跨度，以便使旋翼吊舱22a、22b分别定位在旋翼吊舱20a、20b的侧向外侧。
旋翼组件24a1、24a2、24b1、24b2、26a1、26a2、26b1和26b2和/或推进式螺旋桨组件30a、30b可以可选地为装有导流管的形式。
因此，将理解的是，旋翼组件24a1、24a2、24b1、24b2、26a1、26a2、26b1和26b2的移位使得即使在故障期间也能允许力和力矩足以在没有角加速度的情况下利用作用在飞机重心(CG)上的力来支撑飞机10的重量。换句话说，它允许在Y和X轴上的力矩之和为零。
虽然参考了本发明的特定实施例，但是可以设想在本领域技术人员能力范围内的各种改型。因此，应当理解的是，本发明不限于所公开的实施例，相反，本发明旨在覆盖其精神和范围内所包括的各种改型和等效布置。

Claims (10)

1.一种垂直起降(VTOL)飞机，包括：
机身，所述机身限定所述飞机的纵向轴线；
前对左舷和右舷空气动力学机翼以及后对左舷和右舷空气动力学机翼，所述空气动力学机翼从所述机身侧向向外延伸；
前对左舷和右舷旋翼吊舱以及后对左舷和右舷旋翼吊舱，每个所述旋翼吊舱均与所述机身的纵向轴线基本对齐；其中
所述前对左舷和右舷旋翼吊舱以及后对左舷和右舷旋翼吊舱中的每个旋翼吊舱包括前后一对旋翼组件。
2.根据权利要求1所述的VTOL飞机，其中，所述旋翼组件中的一半旋翼组件在一个方向上旋转，而所述旋翼组件中的其余一半旋翼组件相对于所述旋翼组件中的所述一半旋翼组件在相反的方向上旋转。
3.根据权利要求1所述的VTOL飞机，其中，所述前对左舷和右舷空气动力学机翼以及后对左舷和右舷空气动力学机翼中的每个空气动力学机翼被定位在相应的基本水平的平面中，并且其中，所述后对左舷和右舷机翼的基本水平的平面相对于所述前对左舷和右舷机翼的基本水平的平面向上移位。
4.根据权利要求3所述的VTOL飞机，其中，所述后对左舷和右舷空气动力学机翼呈鸥翼构造。
5.根据权利要求4所述的VTOL飞机，还包括左舷推进旋翼和右舷推进旋翼，所述左舷推进旋翼和右舷推进旋翼每个均沿着所述机身的纵向轴线提供推力。
6.根据权利要求5所述的VTOL飞机，其中，所述左舷推进旋翼和右舷推进旋翼中的每个推进旋翼均包括推进式螺旋桨组件。
7.根据权利要求1所述的VTOL飞机，其中，所述机身包括后垂直稳定翼。
8.根据权利要求1所述的VTOL飞机，其中，所述前对左舷和右舷旋翼吊舱被定位在所述飞机的重心(CG)的前方。
9.根据权利要求8所述的VTOL飞机，其中，所述后对左舷和右舷旋翼吊舱被定位在所述飞机的所述CG的后方。
10.根据权利要求1所述的VTOL飞机，其中，所述机身包括一对可接合地面的滑轨。
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