CN113264181A - 无尾复合式直升机 - Google Patents

Abstract

所提出的实施方式涉及一种复合式直升机(1)，其具有机身(4)、至少一个主旋翼(2)以及固定翼构造(5)。至少一个主旋翼(2)可包括在至少一个主旋翼(2)旋转期间形成主旋翼盘(3)的至少两片旋翼桨叶(2a，2b)，其中主旋翼盘(3)限定复合式直升机边沿(3a)。固定翼构造(5)被完全相对于机身4侧向地设置在复合式直升机边沿(3a)内，并且包括后部水平面结构(13)、以预定角度(17a)设置在后部水平面结构(13)处的至少一个垂直尾翅(17)、至少一个上部翼、至少一个下部翼以及使上部翼(6)连接至相关联的下部翼(7)的互连部(11)。

Description

无尾复合式直升机

技术领域

所提出的实施方式涉及一种复合式直升机，其具有机身、至少适于在操作中产生升力的至少一个主旋翼以及侧向附接于机身的固定翼构造。

背景技术

传统的直升机通常特征在于使用主旋翼以及带有适于抵消扭矩的辅助尾旋翼的尾梁。除尾旋翼外，尾梁通常还具有与尾旋翼一起安装在尾梁的尾部的垂直和水平尾部平面。

现代直升机的尾梁基本上是向机身后方延伸的封闭的圆柱形结构。尾梁通常被设计成以从机身到尾梁结构的平滑过渡部为特征的鱼型尾部，或者被设计成从后部机身的上部伸出的梁型尾部。

尾梁相对于机身的纵向延伸量形成相对较长的尾部结构延长部，因为它旨在相对于基本上对应于旋翼主轴位置的直升机重心为尾部表面提供较大的杠杆臂。大杠杆臂能够减小垂直和水平尾部表面的尺寸以及尾旋翼抵消扭矩所需的功率和旋翼盘尺寸。

在较高的向前速度下，尾梁处的垂直表面通常被设计为提供被动反扭矩能力以及定向飞行稳定性。水平尾部表面被设计为提供足够的纵向飞行稳定性。

通常，传统的直升机承受主旋翼尾流和水平尾部平面的相互作用，尤其是在悬停和较低的向前速度的情况下。因此，为了减小主旋翼尾流和水平尾部平面的相互作用，尾部平面和尾旋翼通常在从上方观察直升机时设置在主旋翼盘的边沿外部。

然而，尾梁对直升机的整体动力学性能有负面影响。例如，带有尾梁的直升机通常会具有尾颤现象和结构疲劳问题。此外，在实践中确实经常发生尾梁的地面撞击，并且对应的负荷通常决定了尾梁接合部的尺寸。由于其尺寸，尾梁通常需要针对机身的重型的可拆卸接合部，以满足航空运输或互换性要求。

复合式直升机和所谓的推力换向式飞机基本上是旨在通过将固定翼航空器的属性作为折衷方案引入到这样的传统直升机中来克服传统直升机的水平飞行缺陷的最相关的概念。然而，两种飞行器类型之间的折衷必须总是能方便地适配指定直升机的计划任务剖面。

一种示例性的推力换向式飞机例如描述在文件US5,046,684A中。更具体地，其描述了具有机身和固定翼构造的一种倾转旋翼航空器。在机身的每侧上设置有第一翼和第二翼。第一翼基本固定在机身的底部。第二翼基本固定在机身的顶部，或者固定到在机身上方延伸的结构上。第一翼和第二翼中的至少一个具有反角，使得翼会聚以在它们的翼梢处接合或几乎接合。此外，设置有无涵道的旋翼机构，以产生用于高效的悬停飞行以及用于在前向巡航飞行中以接近大约四百节的速度推进倾转旋翼航空器的足够的气动升力。无涵道的旋翼机构在第一翼和第二翼的翼梢处或其附近被支撑在第一翼和第二翼上。它们可以分别在悬停和向前飞行时枢转，以在不同取向上操作。

换言之，根据文件US5,046,684A，倾转旋翼航空器的特征是两个可完全倾转的旋翼，在机身的每侧各一个，并且它们分别设置在固定翼构造的联合翼的翼梢处。在这种固定翼构造中，下部(即第一)翼是平直的并且正向扫掠，并且上部(即第二)翼是平直的并且表现出非常明显的负掠角。上部翼是上反角的，并将固定翼构造的下部翼的翼梢连接至倾转旋翼航空器的尾翼的翼梢。

与这种倾转旋翼航空器相比，具有独立的推进单元的有翼复合式直升机构造通常特征为单翼飞机设计，其中一组翼面采取作为肩翼构造的悬臂式设计。具有升力复合、推力复合或两者兼备的复合式直升机的基本目的是使相应的主旋翼摆脱其同时的提升和推进任务，以获得复合式直升机的更高的向前速度。

更具体地，升力复合需要为直升机增加翼，因此能够增加直升机的基本载荷系数并达到更高的可操纵性。这提高了直升机在适度的高速度下的效率，但以较低向前速度下和悬停时的效率降低为代价。

推力复合意味着向直升机增加基本水平定向的辅助推进单元。这通常是通过由直升机的主涡轴发动机提供动力的驱动轴驱动的单个或一对螺旋桨来实现的。使用一对推进单元具有的优点是在无需额外的尾旋翼的情况下提供了反扭矩能力，因此使推力复合式构造固有的系统复杂性相对降低。

复合式直升机的进一步扩展的构造包括同时增加翼和推进单元。在这种情况下，巡航期间的升力同时由处于被驱动状态(通常称为“混合式直升机”)或自旋转状态(“自转旋翼机”方式)的指定主旋翼以及翼提供。更高的向前速度由复合式直升机的水平定向的辅助推进单元提供。因此，复合式直升机通过翼克服了基本的旋翼升力极限并通过推进单元克服了基本的旋翼推力极限。结果，获得了更高的载荷系数以及更高速度的潜力。特别地，使用一对相对的并且相对于彼此且相对于复合式直升机的纵向轴线偏移的推力推进单元使得能够同时进行扭矩校正。

在文件EP2146896A1、EP2690010B1、EP2690011A1、EP3141478B1、EP3486171A1以及US2013/0175385A1中描述了具有限定上述推进单元的两个翼装螺旋桨的示例性复合式直升机。这些示例性复合式直升机都具有下文所述的固定翼构造。

文件EP2146896A1描述了一种复合式直升机，其具有呈悬臂式翼构造的固定翼构造，其包括安装在平直且平面的悬臂式翼的翼梢处的推进螺旋桨，相关联的驱动轴被相应地容纳在翼内。设置在翼内部的螺旋桨驱动轴的对应壳体要求底部的翼平面是平直的。此外，悬臂式翼构造要求较大的翼根厚度并且要求翼弯曲能力在整个上部机身甲板中的连续性。总体上，这种悬臂式翼构造包括直翼，其中每个翼都具有恒定的掠角和恒定的上反角。

文件EP2690010B1描述了一种复合式直升机，其具有提供升力的主旋翼、提供推力和反扭矩的一对附加推进装置以及在水平巡航飞行期间提供附加升力的每侧上的固定翼结构。推进装置设置在具有两个尾梁的机身主体的每一侧，在所述机身主体的每侧各设置一个，两个尾梁各自使两个推进装置中的一个设置在其后梁端部处。两个尾梁各自容纳发动机和对相应的推进装置进行驱动的驱动轴。

文件EP2690011B1描述了一种具有联合翼构造形式的固定翼构造的复合式直升机，其中在该复合式直升机的每一侧上设置有下部翼和上部翼。两个翼都基本上是平直的并且在翼互连部处彼此互连，并且在两个翼的相关联的后边缘后方的互连部中安装有推进螺旋桨。这种联合翼构造尤为突出之处在于，在较轻的结构重量和更大的刚度方面其机械效率有所提高，并且固有的操作安全性提高并且系统集成度提高，特别是涉及该复合式直升机的主变速箱的潜在可及性。

文件EP3141478B1描述了一种复合式直升机，其具有机身和至少一个主旋翼，所述机身包括下侧部和与所述下侧部相对的上侧部，所述至少一个主旋翼设置在所述上侧部处，其中至少一个螺旋桨被设置并安装到侧向地附接于所述机身的固定翼构造上，所述固定翼构造包括：至少一个上部翼，其设置在设置于所述机身的所述上侧部处的上部翼根接合区域处；以及至少一个下部翼，其设置在设置于所述机身的所述下侧部处的下部翼接合区域处，所述上部翼和下部翼至少在相关联的互连部处互连。

文件EP3486171A1描述了一种具有机身和固定翼构造的支撑翼航空器，该固定翼构造包括彼此相对地侧向地设置在机身上的至少两个支撑翼，至少两个支撑翼中的每一个都包括至少一个上部翼和至少一个下部翼，它们在预定的过渡区域处交错并互连，所述至少一个上部翼在相关联的上部翼根处连接至机身，并且至少一个下部翼在相关联的下部翼根处连接至机身。

文件US2013/0175383A1描述了另一种复合式直升机，其具有联合翼构造形式的固定翼构造，包括下部翼和上部翼，它们各自平行于复合式直升机的指定俯仰轴线。翼呈现恒定的反角，并且上部翼完全覆盖下部翼以最大程度地减少下洗阻力。这转化为一种翼深度相同、翼取向相同以及上部翼和下部翼的附接位置相同的设计。

然而，所有上述复合式直升机在用作高速直升机时均具有缺点，因为它们的固定翼构造并未针对复合式直升机操作中的高速状态进行优化。此外，上述复合式直升机都具有对上述直升机的整体动力学性能具有负面影响的尾梁的特征。而且，可以整体上提高这些复合式直升机的操作效率。

文件EP3385160B1描述了一种直升机，其具有：机身；连接至机身并被构造为在旋翼方向上旋转的主旋翼系统，该主旋翼系统包括后行旋翼桨叶侧和相对的前行旋翼桨叶侧；以及在后行旋翼桨叶侧上从机身伸出的第一翼。该直升机不包括尾旋翼系统，也不包括与主旋翼系统同轴的反转旋翼系统。

但是，该复合式直升机的翼具有极大的翼展宽度并且位于主旋翼的正下方。翼的极大的翼展宽度与位于主旋翼正下方的位置相结合(特别是在悬停条件下)会在翼中产生极具破坏性的振动，这是由主旋翼气流或下洗流对翼的干扰引起的。此外，非常长的驱动轴或从主变速箱到安装在翼梢上的旋翼的非常长的传动连杆产生对较大翼展的翼的非常具有挑战性的刚度要求。即使在翼梢上装有电动马达，翼的大翼展也会产生翼的负面动力学特性，这甚至比传统直升机的尾梁通常遇到的动力学问题还要严重。此外，由于缺乏相对于直升机重心的稳定面，可预料到所提出的架构具有不足的定向和纵向稳定性能。

文件EP2690012A1描述了一种半转换式旋翼机，其具有主旋翼和一对提供推力的附加小螺旋桨，并具有提供附加升力的一对后部安装的固定翼和一对前端安装的前翼。主旋翼是不可倾转的并且设置在机身的尾部区域处，螺旋桨设置在前翼的翼梢端部处并同时可绕与半转换式旋翼机的滚转轴线垂直的俯仰轴线倾转。

然而，螺旋桨及其相关联的马达安装在与主变速箱相距较大距离处，主变速箱靠近主旋翼安装在半转换式旋翼机的后部顶部中。因此，该半转换式旋翼机需要相当长的驱动轴。

因此，目的是提供一种克服上述缺点的新型复合式直升机。

发明内容

上述目的通过包括权利要求1的特征的一种复合式直升机来实现。更具体地，在纵向方向、横向方向和垂直方向上延伸的一种复合式直升机包括：机身，其在纵向方向上从机身前部延伸到机身后部，并在垂直方向上从机身下部延伸到机身上部；至少一个主旋翼；以及固定翼构造。至少一个主旋翼设置在机身上部处并且至少适于在操作中产生升力，其可包括：在至少一个主旋翼的旋转期间形成主旋翼盘的至少两片旋翼桨叶，其中主旋翼盘限定复合式直升机边沿。固定翼构造被完全设置在复合式直升机边沿内并相对于机身侧向地设置，并且可包括后部水平面结构、至少一个垂直尾翅、至少一个上部翼、至少一个下部翼以及互连部。后部水平面结构可在横向方向上从机身后部侧向地伸出。至少一个垂直尾翅可以预定角度设置在后部水平面结构处。至少一个上部翼可连接至机身上部。至少一个下部翼可连接至机身下部并包括外侧部分和内侧部分，其中内侧部分连接至机身并与后部水平面结构形成为一体，并且其中外侧部分在下部翼接合区域处连接至内侧部分。在互连部中，至少一个上部翼中的一个连接至至少一个下部翼中相关联的一个。

总体上，该复合式直升机在复合式直升机的每侧上都包括下层双平面翼结构的特定布置和平面形状，其具有提供升力的主旋翼以及提供推力的一对附加推进装置、即螺旋桨。该复合式直升机每侧上的双平面翼结构在水平巡航飞行期间提供附加升力。附加推进装置在相应的翼的相交部处设置在下层的双平面翼结构上，优选在复合式直升机的每侧各一个。

更具体地，该复合式直升机不存在尾梁。包括后部水平面和垂直尾翅的尾翼位于复合式直升机机身的边沿内。

示意性地，内侧下部翼部分在后向方向上延伸以与后部水平面汇合，从而形成同时用作升力面和水平安定面的混合水平面。

如果需要，可以在后部水平面的尾端处包括襟翼、扰流板和/或调整表面。有利地，这些表面例如在悬停或垂直飞行期间可以垂下，以减小由于主旋翼下洗流相互作用而产生的向下负荷。

举例来说，垂直安定面被附接至后部水平面结构的尾端并且更特别地附接至其远端侧向末端。

优选地，机身在与机身在其中间高度处相交的平面上的截面轮廓内具有流线型形状。如果需要，机身可以在其尾端形成垂直的后边缘，其在后端部处具有尖角的边缘。换言之，机身在其后端部处可以采用鳍状的形状。

为了减少下洗流的缺点并减小热机废气的影响，后部水平面结构的后边缘可以分裂成两个子表面。在这种情况下，垂直尾翅可在侧向方向上进一步分开以补偿与这种分裂相关联的水平表面的损失。

如果需要，可以在机身的尾端处添加后部机身垂直后边缘的延续部形式的背鳍。除了两个垂直尾翅之外，背鳍还可以用作第三垂直安定面。

示意性地，后部水平面结构可以有效地用作系统物品的存放隔舱，例如主起落架、浮球、应急漂浮系统、武器、燃料箱等。起落架优选设置在下部翼根处并且可以有利地在侧向方向或后向方向上缩回。

代替细长的传统尾梁，该复合式直升机在靠近机身处具有紧凑的结构布置。这种具有水平安定面和垂直安定面的布置的性能在纵向和定向稳定性方面等同于传统的无旋翼尾部。

在靠近机身处具有水平安定面和垂直安定面的这种布置由于相对于直升机重心的低效杠杆因此需要较大的有效水平面和垂直面，这导致对于等效表面来说重量有所增加。但是，消除了尾梁结构的这种结构简化弥补了这种影响，并允许获得使直升机的性能得到总体提高的另外的同步且协同的优点。

尾梁的完全去除使得该复合式直升机在地面上的预定着陆区更小。这降低了尾梁与该交通工具后方地面上的障碍物碰撞的风险。而且，这减小了与尾梁结构及其与机身的连接相关联的负荷。

此外，在顶坡着陆时，在没有尾梁接触地面的情况下机头朝上角度可以更大。这为斜坡着陆或自旋创造了可能性。

此外，在过渡飞行期间，主旋翼尾流与水平安定面或尾翼之间的相互作用较小，从而消除了所谓的尾颤现象以及通常在带有尾梁的传统直升机上具有的相关联的振动。

附加表面区域在主旋翼边沿内的设置使得与来自主旋翼的下洗流有关的沾湿面积增大。但是，表面积的增大被分配在下洗流速度较小的区域中，因为这些区域更靠近对所产生的向下负荷的影响相对较低的主旋翼主轴。

此外，由于尾部表面的杠杆臂减小，该复合式直升机尾端的振动水平尤其是对于水平安定面和垂直安定面来说被降低，并且从垂直飞行到水平飞行的过渡期间的上仰效果减小并且趋向于更平顺。

另外，由于移除了尾梁和任何相关联的系统(举例来说，例如变速箱、驱动轴或尾部表面)，该复合式直升机的重心(CoG)移到了更靠前的位置。这对于更有效的快速向前飞行是有益的。

通常，传统直升机的尾梁容积是未使用的容积，以避免对直升机的重心产生负面影响。然而，该复合式直升机的后部水平面结构可为起落架、燃料和其他靠近重心的系统提供额外的存放空间。

此外，新建立的水平表面可以在多个区域中用作发动机维护平台以及机身后上部区域的检查部。

示意性地，由于流线型的主体，该复合式直升机在其尾端处可以具有更好的机身的气动性能。

而且，热的废气不会影响任何尾部表面；并且由于垂直尾翅用作抵挡侧向旋翼的天然屏障因此可以在后方安全地接近直升机。

根据一个方面，该复合式直升机还包括至少适于在操作中产生前向推力的至少一个螺旋桨，其中该至少一个螺旋桨中的一个被安装在互连部上。

根据一个方面，固定翼构造还包括：设置在复合式直升机的左舷侧的至少一个第一对的上部翼和下部翼；以及设置在复合式直升机的右舷侧的至少一个第二对的上部翼和下部翼，其中至少一个第二对的上部翼和下部翼包括至少一个上部翼和至少一个下部翼。

根据一个方面，后部水平面结构在复合式直升机的左舷侧和右舷侧处在横向方向上从机身后部侧向地伸出。

根据一个方面，在复合式直升机的所述左舷侧处在横向方向上从机身后部侧向地伸出的后部水平面结构连接至在复合式直升机的右舷侧处在横向方向上从机身后部侧向地伸出的后部水平面结构。

根据一个方面，后部水平面结构还包括适于至少在向前飞行期间或在悬停期间可移动的至少一个升降舵。

根据一个方面，固定翼构造还包括：至少一个垂直尾翅中的至少一个第一垂直尾翅，其在复合式直升机的左舷侧处以预定角度设置在后部水平面结构处；以及至少一个垂直尾翅中的至少一个第二垂直尾翅，其在复合式直升机的右舷侧处以预定角度设置在后部水平面结构处。

根据一个方面，后部水平面结构包括位于机身的尾部处的后边缘，并且至少一个第一垂直尾翅和至少一个第二垂直尾翅在纵向方向上延伸超过后部水平面结构的后边缘。

根据一个方面，后部水平面结构具有附接于机身的第一端部以及与第一端部相对的第二端部，并且至少一个垂直尾翅以预定角度设置在后部水平面结构的第二端部处。

根据一个方面，第二端部在纵向方向上与下部翼接合区域对齐。

根据一个方面，机身还包括位于机身下部和机身上部之间的连接部处的流线型截面轮廓，其中该流线型截面轮廓在机身后部处具有尖角的形状。

根据一个方面，机身还包括位于机身下部和机身上部之间的连接部处的流线型截面轮廓，其中该流线型截面轮廓在机身后部处具有圆形的形状。

根据一个方面，机身还包括机身后端部，其具有与纵向方向和横向方向所限定的平面平行的尖角的截面形状。

根据一个方面，机身还包括背鳍，其在纵向方向上从机身伸出并超过后部水平面结构。

根据一个方面，背鳍在垂直方向上设置在后部水平面结构上方。

在以下说明中参考附图通过举例的方式概括了优选的实施方式。在这些附图中，相同或功能上相同的组件和元件标有相同的参考数字和字母，并因此在以下说明中仅描述一次。

附图说明

图1是根据一些实施方式的从上方观察的示意性复合式直升机的视图；

图2是根据一些实施方式的图1的示意性复合式直升机的侧视图；

图3是根据一些实施方式的图1的示意性复合式直升机的正视图；

图4是根据一些实施方式的具有背鳍的示意性复合式直升机的俯视图；

图5是根据一些实施方式的图4的示意性复合式直升机的侧视图；并且

图6是根据一些实施方式的具有圆形尾部截面的示意性复合式直升机的俯视图。

具体实施方式

图1示出了示意性的复合式直升机1。该复合式直升机1从上方观察并且在纵向方向22、横向方向23和垂直方向38上延伸。

纵向方向22对应于复合式直升机1固有的滚转轴线。横向方向23垂直于滚转轴线并且对应于复合式直升机1的俯仰轴线。由纵向方向22和横向方向23形成的平面被认为是“水平的”，并且对应于图1所示的复合式直升机1的顶视平面。由纵向方向22和横向方向23形成的平面有时也被称为水平面或X-Y平面。

垂直方向38对应于复合式直升机1的偏航轴线，并且相对于X-Y平面垂直定向。由横向方向23和垂直方向38形成的平面对应于图3所示的复合式直升机1的前视平面。由横向方向23和垂直方向38形成的平面有时也被称为Y-Z平面。

由纵向方向22和垂直方向38形成的平面对应于图2所示的复合式直升机1的侧视平面。由纵向方向22和垂直方向38形成的平面有时也被称为X-Z平面。

示意性地，复合式直升机1关于垂直方向38和纵向方向22形成的平面对称(即，关于X-Z平面对称)。但是，如果需要，复合式直升机1可以关于X-Z平面不对称。

请注意，对于本说明书的其余部分，术语“在纵向方向22上延伸”是指这种延伸主要发生在纵向方向22上。然而，这种延伸还可以相对于垂直方向38和/或横向方向23具有预定角度。例如，具有与纵向方向22偏离±45°的延伸部的物体可以被称为在纵向方向22上延伸的物体。

类似地，术语“在横向方向23上延伸”是指这种延伸主要发生在横向方向23上。然而，这种延伸还可以相对于垂直方向38和/或纵向方向22具有预定角度。例如，具有与横向方向23偏离±45°的延伸部的物体可以被称为在横向方向23上延伸的物体。

此外，术语“在垂直方向38上延伸”是指这种延伸主要发生在垂直方向38上。然而，这种延伸还可以相对于横向方向23和/或纵向方向22具有预定角度。例如，具有与垂直方向38偏离±45°的延伸部的物体可以被称为在垂直方向38上延伸的物体。

复合式直升机1可以包括机身4。机身4可以在纵向方向22上从机身前部4a延伸到机身后部4b。如图2所示，机身4还在垂直方向38上从机身下部4c延伸到机身上部4d。在横向方向23上，机身4可以在左舷侧4e和右舷侧4f之间延伸。

机身4在尾部可具有后部机身后边缘25，其具有机身后端部15。如果需要，后部机身后边缘25可在机身后端部15处具有尖角的边缘。换言之，机身后端部15可以具有与纵向方向22和横向方向23限定的平面(即，在XY平面中)平行的尖角的截面形状，从而在机身后端部15处采用鳍状形状。

机身4在机身下部和机身上部(例如，图2的机身下部4c和机身上部4d)之间的连接部处可具有流线型截面轮廓18。如图1所示，流线型截面轮廓18在机身后部4b处具有尖角的形状。如果需要，流线型截面轮廓18可以在机身后部4b处具有圆形形状(例如，如图6所示)。

示意性地，复合式直升机1可包括至少适于在操作中产生升力的至少一个主旋翼2。至少一个主旋翼2可以设置在机身上部4d处。如果需要，可以在机身上部处设置对至少一个主旋翼2进行驱动的发动机的发动机排气口16。

举例来说，至少一个主旋翼2可以包括至少两片旋翼桨叶2a、2b。至少两片旋翼桨叶2a、2b可以在至少一个主旋翼2的旋转期间形成主旋翼盘3。

考虑至少一个主旋翼2具有旋翼主轴并且至少两片旋翼桨叶2a、2b围绕该旋翼主轴旋转的情况。主旋翼盘3可以具有由至少一个主旋翼2的旋翼主轴限定的中心以及由从该中心到至少两片旋翼桨叶2a、2b中的一个的末梢的距离限定的半径。

如果需要，主旋翼盘3可以限定复合式直升机边沿3a。例如，整个复合式直升机1在X-Y平面中的垂直投影可以装入(即，可以完全放入)主旋翼盘3在X-Y平面中的垂直投影内。

如图1所示，复合式直升机1可包括固定翼构造5。例如，固定翼构造5可相对于机身4侧向地设置。

固定翼构造5可以完全设置在复合式直升机边沿3a内。如果需要，固定翼构造5在X-Y平面中的垂直投影可以装入主旋翼盘3内。

示意性地，固定翼构造5可包括后部水平面结构13。后部水平面结构13可在横向方向23上从机身后部4b侧向地伸出。

如图所示，后部水平面结构13可在机身下部(例如，图2的机身下部4c)处从机身4侧向地伸出。如果需要，后部水平面结构13可以在机身上部(例如，图2的机身上部4d)处从机身4侧向地伸出。

举例来说，后部水平面结构13可以在复合式直升机1的左舷侧4e和右舷侧4f处在横向方向23上从机身后部4b侧向地伸出。后部水平面结构13可以包括机身4的尾部处的后边缘14。

如果需要，可以将在复合式直升机1的左舷侧4e处在横向方向23上从机身后部4b侧向地伸出的后部水平面结构13连接至在复合式直升机1的右舷侧4f处在横向方向23上从机身后部4b侧向地伸出的后部水平面结构13。

示意性地，固定翼构造5可以包括至少一个垂直尾翅17。至少一个垂直尾翅17可以预定角度(例如，图3的预定角度17a)设置在后部水平面结构13处。如果需要，至少一个垂直尾翅17可在垂直方向38上从后部水平面结构13伸出。

例如，固定翼构造5可包括位于复合式直升机1的左舷侧4e处的至少一个第一垂直尾翅17和位于复合式直升机1的右舷侧4f处的至少一个第二垂直尾翅17。如果需要，至少一个第一垂直尾翅和第二垂直尾翅17可以在纵向方向22上延伸超过后部水平面结构13的后边缘14。

再例如，固定翼构造5可包括位于复合式直升机1的左舷侧4e处的多于一个的垂直尾翅以及位于复合式直升机1的右舷侧4f处的多于一个的垂直尾翅。

至少一个垂直尾翅17可以附接于后部水平面结构13。如果需要，至少一个垂直尾翅17可以是后部水平面结构13的整体部分。

示意性地，后部水平面结构13具有附接于机身4的第一端部13a和与第一端部13a相对的第二端部13b。第二端部13b可在纵向方向22上与下部翼接合区域10对齐。如果需要，至少一个垂直尾翅17可以预定角度设置在后部水平面结构13的第二端部13b处。

例如，至少一个垂直尾翅17中的至少一些可以从后部水平面结构13向上伸出。再例如，至少一个垂直尾翅17中的至少一些可以从后部水平面结构13向下伸出。又例如，至少一个垂直尾翅17中的至少一些可从后部水平面结构13向上且向下伸出。在一些实施方式中，至少一个垂直尾翅17可包括从后部水平面结构13向上伸出的第一组垂直尾翅、从后部水平面结构13向下伸出的第二组垂直尾翅和/或从后部水平面结构13向上且向下伸出的第三组垂直尾翅的组合。

如果需要，固定翼构造5可以包括至少一个上部翼6和至少一个下部翼7。至少一个上部翼6可以在上部翼接合区域处连接至机身上部4d。至少一个下部翼7可以连接至机身下部4c。

至少一个下部翼7可以包括外侧部分26和内侧部分12。外侧部分26可以在下部翼接合区域10处连接至内侧部分12。如果需要，外侧部分26和内侧部分12可以形成为一体至少一个下部翼7。

至少一个下部翼7的内侧部分12可以连接至机身4。示意性地，内侧部分12是机身4的整体部分。

内侧部分12可具有向后的内侧翼延伸部24。向后的内侧翼延伸部24可将内侧部分12与后部水平面结构13连接。如果需要，内侧部分12和后部水平面结构13可形成混合水平面19。混合水平面19可以与机身下部4c连接。如果需要，内侧部分12、向后的内侧翼延伸部24和后部水平面结构13可以形成为一体。

在图示的Y-Z平面中，下部翼接合区域10和上部翼根接合区域之间在垂直方向38上的预定距离可以限定横向上的翼附接基础。

举例来说，固定翼构造5包括设置在复合式直升机1的左舷侧4e上的至少一对上部和下部翼6、7，以及设置在复合式直升机1的右舷侧4f上的至少一对上部和下部翼6、7。设置在复合式直升机1的右舷侧4f和/或左舷侧4e上的至少一对上部和下部翼6、7包括至少一个上部翼6和至少一个下部翼7。

示意性地，至少一个上部翼6中的一个在互连部11中连接至至少一个下部翼7中相关联的一个。因此，至少一个上部翼6中的一个与至少一个下部翼7中相关联的一个可以形成联合翼5a。

举例来说，复合式直升机1可包括至少一个螺旋桨8。至少一个螺旋桨8可至少适于在操作中产生前向推力。至少一个螺旋桨8可以被安装到固定翼构造5上。例如，至少一个螺旋桨8可以被安装到互连部11上。

示意性地，复合式直升机1包括两个螺旋桨8，在机身4的每侧各一个。每个螺旋桨8可以包括刚性附接于一个相关联的互连部11的壳体9。如果需要，两个螺旋桨8中的至少一个安装在上部翼6和下部翼7的相关联的互连部11上。

两个螺旋桨8中的每一个都可以由相关联的螺旋桨驱动轴提供动力。螺旋桨驱动轴可以被容纳在上部翼6内并且将复合式直升机1的主变速箱(示意性地设置在机身上部4d中)与相应的螺旋桨变速箱连接。

图2是根据一些实施方式的图1的示意性复合式直升机的侧视图。特别地，图2示出了图1的示意性复合式直升机1的左舷侧。

如以上参照图1所述那样，复合式直升机1可包括至少一个主旋翼2、机身4、固定翼构造5和至少一个螺旋桨8。

示意性地，至少一个主旋翼2可以设置在机身上部4d处。至少一个主旋翼2可以至少适于在操作中产生升力。至少一个主旋翼2可以包括至少两片旋翼桨叶2a、2b。

至少两片旋翼桨叶2a、2b的末梢之间的距离可以对应于至少两片旋翼桨叶2a、2b在至少一个主旋翼2的旋转期间形成的主旋翼盘(例如，图1的主旋翼盘3)的直径。主旋翼盘可限定复合式直升机边沿。

固定翼构造5可以完全设置在复合式直升机边沿内。固定翼构造5可以相对于机身4侧向地设置。因此，图2示出了固定翼构造5的设置在复合式直升机1的左舷侧4e上的部分。

示意性地，固定翼构造5包括上部翼6和下部翼7。举例来说，固定翼构造5可以包括后部水平面结构13。下部翼7可以由内侧部分12和外侧部分26组成。内侧部分12和后部水平面结构13可以形成混合水平面19。混合水平面19可以与机身下部4c连接并且可以沿着机身后部4b延伸。

如果需要，可以通过铰接翼根接头将上部翼6可拆卸地附接于机身上部4d中的上部翼根接合区域。

示意性地，上部翼6和下部翼7可以呈现正交错，其中上部翼6的前边缘在下部翼7的内侧部分12和外侧部分26的对应的前边缘前方。所述交错被定义为复合式直升机1的两个翼的轴线的纵向位置的差异。

固定翼构造5可以包括互连部11，在其中至少一个上部翼6中的一个连接至至少一个下部翼7中相关联的一个。至少一个螺旋桨8中的每一个都可以包括刚性附接于一个相关联的互连部11的螺旋桨壳体(例如，图1的螺旋桨壳体9)。

示意性地，固定翼构造5可以包括在横向方向23上从机身后部4b侧向地伸出的后部水平面结构13。后部水平面结构13可以包括位于机身4尾部处的后边缘14。如果需要，至少一个下部翼7可以与后部水平面结构13合并。

举例来说，固定翼构造可包括以预定角度设置在后部水平面结构13处的至少一个垂直尾翅17。如果需要，至少一个垂直尾翅17在纵向方向22上延伸超过后部水平面结构13的后边缘14。

图3是根据一些实施方式的图1的示意性复合式直升机的正视图。

如以上参照图1所述那样，复合式直升机1可包括至少一个主旋翼2、机身4、固定翼构造5和至少一个螺旋桨8。

示意性地，至少一个主旋翼2可以设置在机身上部4d处。至少一个主旋翼2可以至少适于在操作中产生升力。至少一个主旋翼2可以包括至少两片旋翼桨叶2a、2b。

至少两片旋翼桨叶2a、2b的末梢之间的距离可以对应于至少两片旋翼桨叶2a、2b在至少一个主旋翼2的旋转期间形成的主旋翼盘(例如，图1的主旋翼盘3)的直径。主旋翼盘可限定复合式直升机边沿。

固定翼构造5可以完全设置在复合式直升机边沿内。换言之，固定翼构造5在纵向方向22上的任何部分距主旋翼主轴的最大距离可以小于至少两片旋翼桨叶2a、2b中的最长旋翼桨叶的长度；固定翼构造5在横向方向23上的任何部分距主旋翼主轴的最大距离可以小于至少两片旋翼桨叶2a、2b中的最长旋翼桨叶的长度。

固定翼构造可包括至少一个垂直尾翅、至少一个上部翼6、至少一个下部翼7以及互连部11，在互连部11中至少一个上部翼6中的一个连接至至少一个下部翼7中相关联的一个。

示意性地，复合式直升机1可包括至少适于在操作中产生前向推力的至少一个螺旋桨8。如果需要，至少一个螺旋桨8中的一个可以安装到互连部11上。

如图3所示，复合式直升机1可以包括固定翼构造5，其具有设置在复合式直升机1的左舷侧4e上的至少一个第一对上部和下部翼6、7，以及设置在复合式直升机1的右舷侧4f上的至少一个第二对上部和下部翼6、7。

各个上部翼6(即，复合式直升机1的左舷侧4e上的上部翼6和右舷侧4f上的上部翼6)可以连接至机身上部4d。如果需要，各个上部翼6可以通过铰接翼根接头被可拆卸地附接于上部翼根接合区域。

各个下部翼7(即，复合式直升机1的左舷侧4e上的下部翼7和右舷侧4f上的下部翼7)可以连接至复合式直升机1的机身下部4c。

各个下部翼7可以包括外侧部分26和内侧部分12。外侧部分26可以在下部翼接合区域10处连接至内侧部分12。

内侧部分12可以在机身下部4c处连接至机身4。如果需要，内侧部分12可以与机身4形成为一体。

固定翼构造5可以包括后部水平面结构(例如，图1的后部水平面结构13)。如果需要，内侧部分12和后部水平面结构可以形成混合水平面。该混合水平面可以与机身下部4c连接。如果需要，混合水平面可以与机身4形成为一体。

如果需要，外侧部分26可以在下部翼接合区域10处被可拆卸地附接于内侧部分12，和/或上部翼6可以被可拆卸地附接于上部翼根接合区域。例如，可以通过铰接接头或夹紧接头将外侧部分26在下部翼接合区域10处可拆卸地附接于内侧部分12。

例如，外侧部分26可以包括翼梁并且机身4可以设置有翼附接框架，并且铰接接头或夹紧接头可以将该翼梁连接至翼附接框架。

示意性地，内侧部分12至少基本上是水平的，而外侧部分26至少基本上是向上倾斜的，使得下部翼接合区域10优选限定下部翼7的上反扭折部。

至少一个第一对和第二对上部和下部翼6、7可以在相关的互连部11中彼此连接。因此，复合式直升机可以具有位于复合式直升机1的左舷侧4e上的第一互连部11以及位于复合式直升机1的右舷侧4f上的第二互连部11。

如图3所示，复合式直升机1可包括至少一个螺旋桨8中的安装在复合式直升机1的左舷侧4e上的互连部11上的第一螺旋桨8，以及至少一个螺旋桨8中的安装在复合式直升机1的右舷侧4f上的互连部11上的第二螺旋桨8。

示意性地，第一和第二螺旋桨8中的每一个均包括螺旋桨壳体9。螺旋桨壳体9可以刚性附接于一个相关联的互连部11。

至少一个螺旋桨8中的每个螺旋桨8都可具有相关联的螺旋桨盘10a。应该注意的是，为了复合式直升机1的安全操作，一方面需要在地面和螺旋桨盘10a之间保持规定的间隙，另一方面需要在至少一个主旋翼3与螺旋桨盘10a之间保持规定的间隙。

根据一个方面，复合式直升机1可以包括轮式主起落架。该轮式主起落架可安装在下部翼7的内侧部分12上，优选邻接下部翼接合区域10。如果需要，轮式主起落架28可在复合式直升机1的操作中至少部分地缩回到内侧部分12中。

示意性地，复合式直升机1包括轮式机头起落架。该轮式机头起落架可以设置在机身前部(例如，图1的机身前部4a)处。换言之，轮式机头起落架可以设置在主起落架的前面。

应注意的是，为了复合式直升机1的安全操作，需要在主起落架与地面之间的指定接触点和螺旋桨盘10a之间保持规定的间隙。

如图1所示，固定翼构造可包括在横向方向23上从机身后部4b侧向地伸出的后部水平面结构13和至少一个垂直尾翅17。至少一个垂直尾翅可以预定角度17a设置在后部水平面结构13处。

如图3所示，固定翼构造可包括：至少一个垂直尾翅17中的至少一个第一垂直尾翅17，其在复合式直升机1的左舷侧4e处以预定角度17a设置在后部水平面结构13处；以及至少一个垂直尾翅17中的至少一个第二垂直尾翅17，其在复合式直升机1的右舷侧4f处以预定角度17a设置在后部水平面结构13处。

图4是根据一些实施方式的具有背鳍的示意性复合式直升机的俯视图。如图4所示，复合式直升机1可以包括机身4。机身4可以在纵向方向22上从机身前部4a延伸至机身后部4b，并且机身4可以在横向方向23上在左舷侧4e和右舷侧4f之间延伸。

机身4在尾部处可具有后部机身后边缘25，其具有机身后端部15。如果需要，后部机身后边缘25可在机身后端部15处具有尖角的边缘。换言之，机身后端部15可以具有与纵向方向22和横向方向23限定的平面(即，在X-Y平面中)平行的尖角的截面形状，从而在机身后端部15处采用鳍状形状。

示意性地，机身4可以包括在纵向方向22上从机身4伸出的背鳍21。如果需要，背鳍21可以是后部机身后边缘25的延续部。背鳍21可以与机身4形成为一体。

复合式直升机1可包括至少适于在操作中产生升力的至少一个主旋翼2。举例来说，至少一个主旋翼2可以包括至少两片旋翼桨叶2a、2b。至少两片旋翼桨叶2a、2b可以在至少一个主旋翼2的旋转期间形成主旋翼盘3。

如果需要，主旋翼盘3可以限定复合式直升机边沿3a。例如，整个复合式直升机1在X-Y平面中的垂直投影可以装入(即，可以完全放入)主旋翼盘3在X-Y平面中的垂直投影内。

示意性地，复合式直升机1可以包括固定翼构造5。例如，固定翼构造5可以相对于机身4侧向地设置。

固定翼构造5可以完全设置在复合式直升机边沿3a内。如果需要，固定翼构造5在X-Y平面中的垂直投影可以装入主旋翼盘3内。

示意性地，固定翼构造5可以包括后部水平面结构13。后部水平面结构13可以在横向方向23上从机身后部4b侧向地伸出。如果需要，后部水平面结构13可以与至少一个下部翼7的至少一部分一起形成单个平面。

举例来说，后部水平面结构13可以包括至少一个升降舵27。至少一个升降舵27可以提供控制表面和调整表面。至少一个升降舵27可以适于至少在向前飞行和悬停期间可移动。

如果需要，背鳍21可以在纵向方向22上从机身4伸出并且超过后部水平面结构13。背鳍21可以完全设置在复合式直升机边沿3a内。

图5是根据一些实施方式的图4的示意性复合式直升机1的侧视图。

复合式直升机1可包括固定翼构造5。示意性地，固定翼构造5包括至少一个垂直尾翅17、后部水平面结构13以及至少一对上部翼6和下部翼7。一对上部翼6和下部翼7可以形成联合翼5a。

示意性地，联合翼5a可以表现出正交错，其中上部翼6的前边缘在下部翼7的对应的前边缘前方。换言之，所述交错被定义为复合式直升机1的两个翼在纵向方向22上的差异。

举例来说，复合式直升机1可包括带有背鳍21的机身4。背鳍21可沿纵向方向22从机身4伸出并超过后部水平面结构13。背鳍21在图5中通过垂直尾翅17后方的虚线表示。示意性地，背鳍21可以在垂直方向38上设置在后部水平面结构13上方。

图6是根据一些实施方式的具有圆形尾部的示意性复合式直升机的俯视图。

图6示出了具有机身4、至少一个主旋翼2、固定翼构造5和两个螺旋桨8的复合式直升机1。固定翼构造5可以包括垂直尾翅17、后部水平面结构13以及上部翼6和下部翼7。下部翼7可以由在下部翼接合区域10处彼此连接的内侧部分12和外侧部分26组成。

机身4可在机身下部和机身上部(例如，图2的机身下部4c和机身上部4d)之间的连接部处具有流线型截面轮廓(例如，图1的流线型截面轮廓18)。如图1所示，流线型截面轮廓18在机身后部4b处具有尖角的形状。然而，与图1相反，图6的复合式直升机1的流线型截面轮廓在机身后部4b处可以具有圆形形状。

换言之，机身后端部15可具有与纵向方向22和横向方向23限定的平面(即，在X-Y平面中)平行的圆形截面形状。

如图6所示，后部水平面结构13可具有附接于机身4的第一端部13a和与第一端部13a相对的第二端部13b。垂直尾翅17中的每一个都可以预定角度(例如，图3的预定角度17a)设置在后部水平面结构13的第二端部13b处。

示意性地，第二端部13b在纵向方向22上与下部翼接合区域10对齐。换言之，与图1的复合式直升机1的垂直尾翅17相比，图6的复合式直升机1的垂直尾翅17可以彼此进一步分开。

举例来说，限定后部水平面结构13的尾部的后边缘14可以在纵向方向上延伸超过机身后端部15。如果需要，垂直尾翅17可以在纵向方向22上延伸超过机身后端部15和后边缘14。

应当注意，上述实施方式的变型在本领域技术人员的常识范围内，因此也被认为是本发明的一部分。

例如，图6的复合式直升机1被表示为具有圆形的尾部截面并且没有背鳍。但是，如果需要，图6的复合式直升机1可以具有背鳍，例如图4的背鳍21。该背鳍可以安装在复合式直升机1的机身上部上。

此外，图1的后部水平面结构13被表示为没有升降舵。然而，如果需要，图1的后部水平面结构13可具有类似于图4的升降舵27的升降舵。

附图标记列表

1 复合式直升机

2 主旋翼

2a、2b 旋翼桨叶

3 主旋翼盘

3a 复合式直升机边沿

4 机身

4a 机身前部

4b 机身后部

4c 机身下部

4d 机身上部

4e 左舷侧

4f 右舷侧

5 固定翼构造

5a 联合翼

6 上部翼

7 下部翼

8 螺旋桨

9 螺旋桨壳体

10 下部翼接合区域

10a 螺旋桨盘

11 上部翼和下部翼的互连部

12 下部翼内侧部分

13 后部水平面结构

13a 第一端部

13b 第二端部

14 后边缘

15 机身后端部

16 发动机排气口

17 垂直尾翅

17a 预定角度

18 机身截面轮廓

19 混合水平面

21 背鳍

22 纵向方向

23 横向方向

24 向后的内侧下部翼延伸部

25 后部机身垂直后边缘

26 下部翼外侧部分

27 升降舵

38 垂直方向

Claims (15)

1.一种复合式直升机(1)，其在纵向方向(22)、横向方向(23)和垂直方向(38)上延伸并且包括：

机身(4)，其在所述纵向方向(22)上从机身前部(4a)延伸到机身后部(4b)，并在所述垂直方向(38)上从机身下部(4c)延伸到机身上部(4d)；

至少一个主旋翼(2)，其设置在所述机身上部(4d)处并且至少适于在操作中产生升力，

所述至少一个主旋翼(2)包括：在所述至少一个主旋翼(2)的旋转期间形成主旋翼盘(3)的至少两片旋翼桨叶(2a，2b)，其中所述主旋翼盘(3)限定复合式直升机边沿(3a)；以及固定翼构造(5)，其完全设置在所述复合式直升机边沿(3a)内并相对于所述机身(4)侧向地设置，

所述固定翼构造(5)包括：后部水平面结构(13)，其在所述横向方向(23)上从所述机身后部(4b)侧向地伸出；至少一个垂直尾翅(17)，其以预定角度(17a)设置在所述后部水平面结构(13)处；至少一个上部翼(6)，其连接至所述机身上部(4d)；至少一个下部翼(7)，其连接至所述机身下部(4c)并包括外侧部分(26)和内侧部分(12)，其中所述内侧部分(12)连接至所述机身(4)并与所述后部水平面结构(13)形成为一体，并且其中所述外侧部分(26)在下部翼接合区域(10)处连接至所述内侧部分(12)；以及互连部(11)，在其中所述至少一个上部翼(6)中的一个连接至所述至少一个下部翼(7)中相关联的一个。

2.根据权利要求1所述的复合式直升机(1)，其还包括至少适于在操作中产生前向推力的至少一个螺旋桨(8)，其中所述至少一个螺旋桨(8)中的一个被安装在所述互连部(11)上。

3.根据权利要求1所述的复合式直升机(1)，其中，所述固定翼构造(5)还包括：

设置在所述复合式直升机(1)的左舷侧(4e)的至少一个第一对的上部翼和下部翼(6，7)；以及

设置在所述复合式直升机(1)的右舷侧(4f)的至少一个第二对的上部翼和下部翼(6，7)，其中所述至少一个第二对的上部翼和下部翼(6，7)包括所述至少一个上部翼(6)和所述至少一个下部翼(7)。

4.根据权利要求1所述的复合式直升机(1)，其中，所述后部水平面结构(13)在所述复合式直升机(1)的左舷侧(4e)和右舷侧(4f)处在所述横向方向(23)上从所述机身后部(4b)侧向地伸出。

5.根据权利要求4所述的复合式直升机(1)，其中，在所述复合式直升机(1)的所述左舷侧(4e)处在所述横向方向(23)上从所述机身后部(4b)侧向地伸出的所述后部水平面结构(13)连接至在所述复合式直升机(1)的所述右舷侧(4f)处在所述横向方向(23)上从所述机身后部(4b)侧向地伸出的所述后部水平面结构(13)。

6.根据权利要求4所述的复合式直升机(1)，其中，所述后部水平面结构(13)还包括适于至少在向前飞行期间或在悬停期间可移动的至少一个升降舵(27)。

7.根据权利要求4所述的复合式直升机(1)，其中，所述固定翼构造(5)还包括：

所述至少一个垂直尾翅(17)中的至少一个第一垂直尾翅(17)，其在所述复合式直升机(1)的所述左舷侧(4e)处以所述预定角度(17a)设置在所述后部水平面结构(13)处；以及

所述至少一个垂直尾翅(17)中的至少一个第二垂直尾翅(17)，其在所述复合式直升机(1)的所述右舷侧(4f)处以所述预定角度(17a)设置在所述后部水平面结构(13)处。

8.根据权利要求7所述的复合式直升机(1)，其中，所述后部水平面结构(13)包括位于所述机身(4)的尾部处的后边缘(14)，并且其中所述至少一个第一垂直尾翅(17)和所述至少一个第二垂直尾翅(17)在所述纵向方向(22)上延伸超过所述后部水平面结构(13)的所述后边缘(14)。

9.根据权利要求1所述的复合式直升机(1)，其中，所述后部水平面结构(13)具有附接于所述机身(4)的第一端部(13a)以及与所述第一端部(13a)相对的第二端部(13b)，并且其中所述至少一个垂直尾翅(17)以所述预定角度(17a)设置在所述后部水平面结构(13)的所述第二端部(13b)处。

10.根据权利要求9所述的复合式直升机(1)，其中，所述第二端部(13b)在所述纵向方向(22)上与所述下部翼接合区域(10)对齐。

11.根据权利要求1所述的复合式直升机(1)，其中，所述机身(4)还包括位于所述机身下部(4c)和所述机身上部(4d)之间的连接部处的流线型截面轮廓(18)，其中所述流线型截面轮廓(18)在所述机身后部(4b)处具有尖角的形状。

12.根据权利要求1所述的复合式直升机(1)，其中，所述机身(4)还包括位于所述机身下部(4c)和所述机身上部(4d)之间的连接部处的流线型截面轮廓(18)，其中所述流线型截面轮廓(18)在所述机身后部(4b)处具有圆形的形状。

13.根据权利要求1所述的复合式直升机(1)，其中，所述机身还包括机身后端部(15)，其具有与所述纵向方向(22)和所述横向方向(23)所限定的平面平行的尖角的截面形状。

14.根据权利要求1所述的复合式直升机(1)，其中，所述机身(4)还包括背鳍(21)，其在所述纵向方向(22)上从所述机身(4)伸出并超过所述后部水平面结构(13)。

15.根据权利要求14所述的复合式直升机(1)，其中，所述背鳍(21)在所述垂直方向(38)上设置在所述后部水平面结构(13)上方。

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