CN1166527C

CN1166527C - 垂直起落飞机

Info

Publication number: CN1166527C
Application number: CNB011236078A
Authority: CN
Inventors: �á��-��ά��; 让·苏莱－拉里维埃
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1996-05-22
Filing date: 1997-05-22
Publication date: 2004-09-15
Anticipated expiration: 2017-05-22
Also published as: JP2002503170A; EP1300336A3; CN1078557C; ES2210467T3; CA2255602C; CN1392084A; WO1997044241A1; EP1300336A2; EP0808768B1; US5839691A; EP0808768A1; AU3036697A; DE69726046D1; BR9709358A; ATE254063T1; CN1224393A; DE69726046T2; CA2255602A1; JP4072205B2; AU716221B2

Abstract

一种垂直起落飞机，包括各由短舱支撑的左右两螺旋桨，短舱安装成可在水平与垂直位置之间转动，每一螺旋桨包括用于沿横向周期性变动其桨距的周期性桨距控制组件和由驾驶员操纵的用于滚转控制的控制杆。控制杆反对称地与周期性桨距控制组件连接而与两短舱的转动无关；两螺旋桨的转动方向相反，右螺旋桨顺时针转动，左螺旋桨逆时针转动，从而当两短舱从垂直位置转动成水平位置时气动力的周期性径向分量在桨叶上的滚转作用的方向与轴向分量相同、与之相加，然后取代之。当飞机悬停空中或飞行速度极低时，滚转控制由横向周期性桨距的反对称变动实现，螺旋桨的总桨距不改变，驾驶员在控制杆上只须稍稍用力就可改变桨距，因此无需任何机械放大装置。

Description

垂直起落飞机

本申请是1997年5月22日提交的名称为“垂直起落飞机”的中国专利申请97196082.8的分案申请。

技术领域

本发明涉及一种垂直起落飞机。

背景技术

其两边对称设置有可从水平位置向上转动90°的螺旋桨或旋翼的飞机或直升机称为螺旋桨/旋翼可转飞机。螺旋桨轴线处于垂直位置时，气流向下，推力向上，飞机可位于垂直平面中或在空中悬停。螺旋桨轴线处于水平位置时，推力向前，飞机可水平飞行。此时升力由机翼或水平稳定面之类升力面四周的相对气流生成。在严格垂直与严格水平之间，螺旋桨可取任何斜角，相应造成飞行路线倾斜和称为向前和向后变换的加速-减速方式。

这种飞机把直升机的低速飞行能力及其垂直起落能力与普通飞机的高速水平飞行能力结合在一起。普通飞机的速度可达普通直升机的两倍，直升机低于250km/h(每小时170英里)，而普通飞机超过500km/h(每小时300英里)。但是，由于现有旋翼可转飞机机械和结构的复杂性，因此其空载重量比同样大小的飞机重，制造成本也高。此外，这类飞机的空气动力学性能、稳定性、飞行动力学和控制由于低速下由螺旋桨在飞机各升力面四周移动的大量空气效应而很难提高。这一大量空气称为螺旋桨洗流。

下列三个设计因素特别重要。

1)螺旋桨洗流对飞机机翼的效应

螺旋桨或旋翼通常装在发动机上，而发动机装在一用作结构支撑件的机翼的两端上。但是，这种布置在从水平飞行变换成垂直飞行时造成问题。螺旋桨洗流的方向角不直接随螺旋桨的转动角度的变化而变。只要水平速度和由普通升力面生成的升力的数值较低，大部分升力由螺旋桨本身提供。由于这一现象，螺旋桨在飞机开始向水平飞行变换时向前转动得很慢，然后在机翼开始提供更多升力时加快。相反，螺旋桨造成的洗流的斜角起先很快变化，随着飞机从垂直飞行向水平飞行变换而慢下来。

迄今为止，在现有技术中，使用如下两种布局避免由螺旋桨本身及其相对机翼的洗流斜角的不同速率造成的问题：

a)水平机翼固定在飞机上，螺旋桨本身向上转动。但是，这种布局有一个重大缺点。当螺旋桨处于垂直位置时，螺旋桨洗流向下直接作用在机翼上，从而生成一可与负升力相当的向下力。这一升力损耗减小了飞机的载重量。

b)水平机翼固定在螺旋桨上而随螺旋桨的转动而转动。这消除了负升力问题，但又造成另一个问题。当机翼向上转动而飞机仍有水平速度时，机翼的整个表面直接位于气流路径中。猛击这一巨大表面的大量空气造成稳定性和控制问题。

2)转动机构

在旋翼可转直升机中，俯仰运动由改变旋翼的周期性桨距实现。在螺旋桨可转飞机中，所述俯仰运动可由改变一垂直轴线辅助尾桨的推力实现。在上述两种情况下，螺旋桨或旋翼在现有螺旋桨可转或旋翼可转飞机中的转动用一装在机翼或机身上的伺服致动器实现。不用说，这一致动器必须绝对可靠。如该机构失灵，飞机便无法降落，因为如螺旋桨或旋翼卡住在水平位置，飞机降落时直径很大的螺旋桨或旋翼就会撞到地面。

3)滚转和偏航的结合

一般通过改变螺旋桨桨距和转角来控制反对称运动、即滚转和偏航。对于整个机翼与螺旋桨一起转动的飞机来说，使用机翼上受螺旋桨洗流作用的襟翼控制滚转和偏航运动。但是，这些控制的效果随螺旋桨或机翼的转角而变，决定于螺旋桨是完全垂直还是完全水平还是垂直与水平之间的某一位置。在垂直飞行时，改变桨距会影响飞机的滚转速度，但在水平飞行时，桨距的改变会影响飞机的偏航速度。同样，转动螺旋桨或转动襟翼会改变偏航，但在水平飞行时会改变滚转。飞行员要在这么多控制因素前头脑清醒地操纵它们是十分困难的，因此必须用计算机控制飞行。

现有旋翼可转飞机中使用极复杂、极精巧的装置处理这三个设计问题。由于结构复杂，成本高，限制了这类飞机的应用。此外，复杂结构造成的高成本还使旋翼可转技术无法用于构成大部分飞机市场的小型飞机。

本发明对这三个设计问题提供新解决方案。

下列现有技术是本申请人所知道的：

Hoffman的美国专利1,981,700；

Hill的美国专利3,289,980；

Shye的美国专利3,358,946；

Bryan的美国专利3,409,248；

Johnson的美国专利3,488,018；

Cabrol的美国专利4,541,593；

Ruban的美国专利4,641,800；

Bullard的美国专利4,881,701；

Gennaro的美国专利5,320,306；

Ducan的美国专利5,419,514。

本发明专利与这些专利的不同之处在于，本发明提出现有技术不曾提出的特殊结构的机翼、水平稳定面、螺旋桨支架、控制技术及其致动方式。

发明内容

本发明涉及垂直起落飞机。本发明包括下列目的、方面和特征：

1)第一设计特点与飞机的螺旋桨、机翼和水平稳定面的位置有关。这三个部件分成三个独立组件。

a)每一螺旋桨装在一固定悬臂上。该悬臂位于机身上方中途、飞机重心紧后方。该悬臂完全起支撑作用。因此，其横截面尽可能小，确保它起到用作螺旋桨支架的支撑作用。

b)飞机的机翼固定、无法转动。它呈伞形，用单根或双根斜支架固定在机身上。每一机翼顶端有一倒翅。该机翼位于飞机后端、螺旋桨轴线后方，以便完全不受洗流影响。

c)水平稳定面位于飞机前端，呈鸭翼状。这一位置补偿机翼的极端靠后位置而有助于中点靠近支撑螺旋桨的悬臂。每一鸭翼上有一供飞行员用来改变飞机气动力矩的襟翼。

这一布局的目的是消除发明背景中所述设计要点中的螺旋桨洗流问题。机翼保持固定，不受螺旋桨洗流影响。这一构型消除了垂直飞行中发生的负升力问题以及在变换飞行方式过程中出现的大迎角。这一构型的唯一缺点是悬臂生成额外阻力。但是，由于机翼本身没有襟翼和其他突起，从而实际上它不生成过大阻力，因此补偿了由悬臂生成的很小阻力。

2)第二重要设计特点与螺旋桨本身有关。与大多数螺旋桨驱动飞机一样，装在一中心轮毂上的桨叶的总桨距可变动。这就是说，三个(或更多)桨叶的桨距可一起变动到同样程度，造成螺旋桨推力的变动。此外，与大多数直升机相同，每一桨叶在螺旋桨纵向和横向轴线上的周期性桨距也可变动。这一周期性桨距变动意味着，三个(或多个)桨叶中的每一桨叶的桨距可按桨叶方位的正弦或余弦函数变动。螺旋桨轴线垂直时，以向后方向为0°基准，正弦函数在螺旋桨桨盘的外半上增加桨距、在内半上减小桨距，这在本申请中称为横向周期性桨距变动。基准保持不变，余弦函数在螺旋桨桨盘的后半上增加桨距、在前半上减小桨距，这称为纵向周期性桨距变动。但与普通直升机不同，桨叶无法上下拍动。它们不是铰接；它们可转动地固定连接在轮毂上。因此与铰接旋翼不同，周期性桨距变动不产生螺旋桨及其推力相对轮毂的转动，而是产生由桨叶作用在该轮毂上的气动力矩(或所生成推力的一相当径向位移)。

3)第三个重要设计特点与螺旋桨的转动有关。螺旋桨的转动不用任何类型的伺服致动器控制。螺旋桨由桨叶周期性桨距变动造成的力矩自动自由转动。这一现象下文详述。

但螺旋桨不用任何机械致动装置的自由上下转动受执行下列4项任务的一组件的限制：

a)连接：一与每一螺旋桨连接的连杆随螺旋桨的转动而转动，确保各螺旋桨的转角相同；它把该转动传到一中心装置，该中心装置确保螺旋桨的转角不超过90°。而且，每一连杆有足够的弹性，从而各螺旋桨之间或螺旋桨与该中心装置之间可有2°或3°的转角差。

b)转动速度的控制：螺旋桨的转动速度受构成该中心装置一部分的一液压阻尼装置的限制。

c)确保螺旋桨的转角在0°-90°范围内：

i)该中心装置有一阻挡机构确保螺旋桨的转角不超过90°，即螺旋桨轴线一旦垂直便不再向后转动。该阻挡机构只不过是在螺旋桨一旦处于垂直位置上时供该中心装置抵靠其上的止档。

ii)当螺旋桨轴线处于水平位置即转角为0°时，用由驾驶员控制的一锁定装置把各螺旋桨短舱锁定在其悬臂上，从而防止螺旋桨转动。

d)旋翼转动的制动：该中心装置包括一液压阻尼装置，该液压阻尼装置中有一装置使得驾驶员可抑制螺旋桨的转动自由，从而在一定时间中把螺旋桨的转角保持在0°-90°之间的某一角度上。当飞机无需长时间以20-30m/s(每秒65-100英尺)低速飞行、从而螺旋桨转角无需保持在0°或90°之外角度时可不用该阻尼装置。

因此，本发明的第一个目的是提供垂直起落(VTOL)飞机。

本发明的另一个目的是提供这样一种飞机，其中，机翼装在飞机的后端，而水平稳定面装在飞机前端。

本发明的另一个目的是提供这样一种飞机，其中，螺旋桨装在与机翼分开的支架上。

本发明的另一个目的是提供这样一种飞机，其中，用控制装置、而不是使用任何类型的伺服致动器在水平位置与垂直位置之间转动螺旋桨轴线。

本发明的另一个目的是提供这样一种飞机，其中，反对称滚转和偏航控制装置在悬停空中与水平飞行之间不互换。

本发明的目的是通过提供这样一种垂直起落飞机来实现的，该垂直起落飞机包括各由短舱支撑的左右两螺旋桨，所述短舱安装成可在水平与垂直位置之间转动，每一螺旋桨包括用于沿横向周期性变动其桨距的周期性桨距控制组件和由驾驶员操纵的用于滚转控制的控制杆，所述周期性桨距控制组件包括由与传动箱前部连接并且由驾驶员控制的旋转斜盘、以及随螺旋桨转动并且包括与桨叶相同数量的臂的另一转盘；

其特征在于，用于滚转控制的控制杆与横向周期性桨距控制盘连接，控制杆的左右运动造成横向桨距控制盘的反对称变动，从而实现飞机的滚转运动；两螺旋桨的转动方向相反，右螺旋桨顺时针转动，左螺旋桨逆时针转动，在飞机悬停空中时气动力在桨叶上的周期性轴向分量的滚转作用与在飞机巡航时气动力在桨叶上的周期性径向分量的滚转作用方向相同，并且在两短舱从垂直位置转动成水平位置时，气动力在桨叶上的周期性轴向分量的滚转作用与气动力在桨叶上的周期性径向分量的滚转作用相加并且被其取代以进行滚转控制。

从下面结合附图对优选实施例的详述中可清楚看出本发明的上述和其它目的、方面和特征。

附图说明

图1-12相继示出本发明飞机从停在一柏油地面上到垂直起飞、从垂直起飞到水平飞行的变换、水平飞行、从水平飞行到垂直下降的变换、垂直下降、从垂直下降到降落地面的各种运行方式。

图13为顺序示出图1-6的总图；

图14为顺序示出图7-12的总图；

图15示出螺旋桨轴线处于垂直位置、飞机悬停空中时由横向周期性桨距变动生成的各力；

图16示出螺旋桨轴线处于水平位置、飞机变换飞行方式时由横向周期性桨距变动生成的各力；

图17为从左上角看去的本发明飞机的立体图；

图18为左螺旋桨短舱的后视图，为示出详情某些部件除去；

图19为左螺旋桨短舱和中心装置的前视图，为示出详情某些部件除去；

图20示意出本发明飞行控制的总布局。

具体实施方式

从图17可见，总的用标号10表示的本发明飞机包括一有一座舱部13的机身11，该座舱部有一供飞行员进入座舱14的可打开的座舱盖15。该机身11有一前端12和一后端16。

座舱14后部有由一个或多个发动机构成的发动机装置。标号17示意发动机之一。在飞机10的后端，单一机翼19用固定支架21和23装在机身11上。从图17可见，机翼19呈V形，机翼19的两端各下悬一垂直翅片25。

机身11的两边各装有一支撑悬臂27和29。两悬臂的与机身11相对的顶端各有一枢轴31，左螺旋桨短舱33和右螺旋桨短舱35可转动地装在这两个枢轴上。每一短舱33、35装有可由发动机17转动的螺旋桨37，这在下文详述。

机身11前端上的一水平稳定面40包括方向相反的两平行鸭翼41，两鸭翼上各有一个可由驾驶员以公知方式操纵的可转动襟翼43。

如上所述，图18和19分别为左螺旋桨短舱33的后视图和正视图。从图18和19可见，每一短舱包括下述部件。

传动装置包括一传动箱47，其中有两个伞齿轮49和51，这两个伞齿轮配合，从而与发动机之一17连接的传动轴45的转动转过90°，从而可合适转动螺旋桨37。螺旋桨轴53为空心轴，它与螺旋桨轮毂55连接，该轮毂在所示实施例中包括三个刚性芯轴57，每一芯轴可转动地支撑一桨叶59。本发明飞机包括桨距变动装置。

从图18可看得很清楚，每一桨叶的根部有用两个轴承与其芯轴57连接的插入物61，其中用标号63表示的一个轴承为轴颈轴承，另一个用标号65表示的轴承为深槽斜接触球轴承。该轴承65吸收向心力，这两个轴承吸收由气动升力和阻力生成的力和运动，同时允许各桨叶可作围绕芯轴57的受控转动而变动桨距。

从图19可见，横过桨叶轴线的杆67装在桨叶根部，用来控制其桨距。从图18和19可见，总桨距控制组件由一穿过螺旋桨空心轴53、从其两端伸出的内杆69构成。在螺旋桨空心轴的后端，该杆69用螺杆螺母传动机构71作轴向运动，而该螺杆螺母传动机构又受其两端各有一万向节74和76的扭力刚性杆73的驱动，该刚性杆在左右两螺旋桨37上的作用相同，从而保持它们的桨距同步。在螺旋桨空心轴53前端，内杆69上装有一星形组件75，该星形组件的各分支上各连接有一桨距控制杆77。

周期性桨距控制组件由一与传动箱81前部连接的旋转斜盘79构成。旋转斜盘79的纵向和横向转动受驾驶员的控制。该周期性桨距控制组件还包括随螺旋桨转动、其上的臂的数量与桨叶59的数量相同的另一转盘83。

在每一桨叶上，一桨距变动控制杆77对由驾驶员操纵的周期性桨距和总桨距变动进行相加。在一端87，该杆用一小连杆与桨叶桨距杆67连接。在另一端89，桨距控制杆77也用一小连杆与转盘83连接。

在靠近其中点的一点91处，桨距控制杆77与总桨距控制星形组件75连接。这种布局的星形组件75、旋转斜盘79、桨距控制杆77和小连杆构成上述总桨距和周期性桨距变动装置。

旋转斜盘79在其中性位置时，其转盘83与螺旋桨轴线垂直，从而不传递桨距控制杆端部89的轴向运动。因此该端89保持静止。星形组件75沿轴向移动桨距控制杆77的中点91、从而其端部87和桨叶桨距杆67而使各桨叶移动距离相同，实现所谓的总桨距变动。

在该星形组件75的任何位置以及桨叶总桨距的任何值上，如驾驶员从旋转斜盘79的中性位置转动旋转斜盘，转盘83就平行地转动。此时，转盘83的各臂端在轴向上遵从其方位的正弦或余弦函数。各臂端的轴向运动经小连杆传递到桨距控制杆77的端部89后传递到其中点91保持与星形组件75相同给定位置的同一桨距控制杆77的端部87，最终传递到桨叶桨距杆67。驾驶员可通过选择旋转斜盘79的转动相位和幅度实现螺旋桨的上述横向和纵向周期性桨距变动。

按照本发明，螺旋桨37围绕枢轴93的转动无需任何机械致动器，而是依靠一被动组件。该组件包括一构成弹性连接的扭杆95。该扭杆95用齿条97和齿轮99传动机构把螺旋桨37的转角传给该中心组件。杆95的扭转弹性使各螺旋桨转角之间可差约2°-3°。从图19中可看得最清楚，齿条97与一杆101连接，该杆与阻尼装置连接，该阻尼装置包括一在一液压缸105中往复运动的阻尼活塞103，该液压缸的两端由导管107和109互连，导管107和109由一校准喷嘴111互连。喷嘴的直径足够小，从而液压缸两端之间的泄漏很小，从而螺旋桨的转动速度很慢。导管107中有一阀113，驾驶员可以公知方式控制它，它包括一制动装置，该制动装置关闭时齿条97无法移动，从而齿轮99无法转动。用一阻挡机构防止螺旋桨的转动超过90°，该阻挡装置只是一个止档，即液压缸的顶壁，它限制了活塞103在液压缸105中的运动上限。

一锁定机构由一可插入一穿过枢轴93的中心的孔115中的雄榫114构成。该雄榫114可用一电磁铁117拉出而松开该锁定机构，电磁铁117万一失灵，可用一用作后备保险装置的缆绳119拉出该雄榫。

从图20可见，控制飞机飞行的控制装置包括驾驶员的与一球形接头123连接的控制杆121，该球形接头使控制杆可前后、左右运动和围绕其轴线转动。控制杆121用四个柔性球轴承控制驱动轴与螺旋桨短舱中的周期性控制机构直接连接。用标号125表示的两根柔性控制驱动轴在座舱地板下方与控制杆的底端连接而受控制杆121的左右运动的驱动。柔性控制驱动轴125的位于螺旋桨短舱的端部127作用在横向周期性桨距控制盘上，精确补偿周期性桨距控制杆的端部89与实际桨叶方位之间的相位差，在图20中该相位差约为45°。用标号129表示的另两根柔性控制驱动轴在座舱地板下方与一短横杆131连接，该短横杆与控制杆连接而随控制杆的前后运动和转动而运动。柔性控制驱动轴129位于螺旋桨短舱中的端部133如上所述作用在纵向周期性桨距控制盘上。

如下文详述，使用这些简单的控制连接即可实现本发明飞机10的所有飞行操作。控制杆121的左右运动可造成横向桨距控制盘的反对称变动，从而实现飞机的滚转运动。控制杆121的前后运动可造成纵向桨距控制盘的对称变动，从而飞机可作上下俯仰运动。当制动阀113如上所述打开时，控制杆121的前后运动还可修正螺旋桨的转角。控制杆121的转动通过横杆131可造成纵向桨距控制的反对称变动，从而由于扭杆95的弹性转而改变螺旋桨的转角及其洗流的方向。这造成低速飞行时和飞行方式变换期中所需的偏航力矩。控制杆121的转动代替了现有飞机中的脚蹬。但是，需要时可安装脚蹬而以公知方式与横杆131连接。但是，本发明公开的布局可使飞行员只用一个手操纵飞机10，而不是用一手和脚。如所公知，通过选择驱动机构125和129两端的杆的长度，即可改变对控制输入的反应灵敏性。

把结合图17-20对本发明的上述说明谨记在心，下面结合图1-16说明本发明飞机10的所有操作。

下述对桨距控制和变换操作以及滚转和偏航控制的说明可使读者明白，如何使用本发明概述中的上述三个重要设计特点解决在发明背景中所概述的与三个设计要点有关的问题。

第一个方面涉及飞机的对称自由度的控制，即飞机的俯仰和螺旋桨的转动。

在公知的发动机功率和螺旋桨桨距下，对称作用控制运动影响螺旋桨转动速度及其推力。假定所述螺旋桨速度按照公知原则调节，因此驾驶员可把注意力集中在飞机的俯仰和螺旋桨的转动上。例如，在典型飞机中，两同步的螺旋桨装有一使螺旋桨桨距变动相同的装置，该变动用一桨距控制致动机构实现。驾驶员的控制装置使他可为各飞行方式选择螺旋桨转速设定值，例如″起飞转速″或″飞行转速″。设定值一旦选定，在该整个飞行方式期间保持不变；驾驶员在飞行中无需进行微小变动使螺旋桨转速设定值保持不变。一内部调节器对螺旋桨桨距不断作出微小变动，以确保螺旋桨运行在把飞行保持在选定方式下所需的合适转速下。

此外，驾驶员用左手操纵油门杆，从而控制发动机17的功率设定。各油门相连，从而当所有发动机17正常工作时各发动机的功率改变相同。在某一发动机失灵时，驾驶员可提高其他发动机的功率，从而补偿失灵发动机的功率。这一紧急事故处理可使用现有方法自动进行，从而驾驶员的左手无需始终操纵油门。

在上述现有控制方法的基础上，本发明的飞机俯仰和螺旋桨转动的控制方法如下：

飞机俯仰控制：

飞机俯仰由周期性螺旋桨桨距的纵向分量的对称变动控制。桨距的这些变动造成由外部气动力作用到螺旋桨上的一俯仰力矩。这一力矩从螺旋桨通过阻尼装置、阻挡装置、锁定装置和制动装置经中心装置传到机身11上。这些装置结合图17-20如上所述。

当该力矩传过阻尼装置时，其大小被由螺旋桨转动速度造成的一气动力矩减小。但是，螺旋桨的转动速度(0.75rpm)较之螺旋桨的转速(600-1200rmp)足够小，因此螺旋桨的转动速度造成的该力矩可忽略不计。

这一周期性桨距控制方法与普通直升机大致相同。这一方法无需使用桨距控制辅助尾桨或双联主旋翼。

此外，这一周期性桨距控制方法不受飞机水平速度或螺旋桨转角的影响。因此，这一方法非常有效而可使用在所有飞行方式中，不管飞机是起飞、降落、水平飞行还是在垂直与水平飞行之间变换。

螺旋桨的转动：

下述各小节说明飞机从垂直飞行变换成水平飞行，然后又从水平飞行变回垂直飞行时发生的情况。这些说明分步进行。每一步进一步用相应标号的附图说明。

步骤1。飞机垂直起飞后在机场上空悬停。驾驶员检查完各项事宜后选择合适的螺旋桨转速和功率设定值。其中的一项是确保鸭翼41上的襟翼43全部展开。

飞机悬停空中时螺旋桨向下抽吸的气流在机翼19和鸭翼41上方的流速很低。由机翼19和鸭翼41上方的气流生成的气动力可忽略不计，从而没有负升力。此时，飞机只受螺旋桨的控制，其推力Fr提供所有升力。

飞机的重心设计成位于螺旋桨转动轴线以及悬臂27和29前方，以确保在低速飞行时飞机俯仰的稳定性。飞机在重心处的重量相对螺旋桨转动轴线生成一力矩使得机头向下俯仰。该力矩必须与由螺旋桨的周期性桨距生成的一向上俯仰平衡。为生成这一力矩，驾驶员必须把周期性桨距控制在中性位置后方的一位置上并设定一大功率值，以便保持稳定的水平悬停。由螺旋桨造成的力矩与由靠前重心造成的力矩在通过阻挡机构和制动装置时互相抵销。

步骤2。驾驶员决定从垂直飞行变换成水平飞行，为此，稍稍提高发动机功率而向下俯仰机头。例如，如驾驶员决定以2.5m/s²(0.25gs)(8.2fps²(0.25gs))的加速度实现该操作，所需推力Fr为(I²+0.25²)^1/2＝1.03，即推力比飞机重量大3％。

此外，该操作所需向下俯仰角为tan^-1(0.25)＝14°。因此，此时飞机的推力必须为其重量的103％，向下俯仰角为14°。

此时，螺旋桨生成的气流流谱与步骤1相同。这就是说，螺旋桨洗流向下向后转动一约14°角，一假想直线穿过重心。如此经过约5秒钟后飞机达到12.5m/s(41fps)的水平速度。经整整10秒钟后从垂直飞行变换成水平飞行，飞机达到25m/s(82fps)的水平速度。

步骤3。在水平低速下，螺旋桨向下弯曲机翼四周的气流而使它流到机翼19的顶面上。这造成机翼的负升力(-f_a)，从而在飞机上作用一向上俯仰力矩。在鸭翼41四周，气流不受螺旋桨影响。由于鸭翼41上的襟翼43全部展开，因此鸭翼41生成正升力(f_e)，从而生成作用在飞机上的第二向上俯仰力矩。

由机翼负升力生成的力矩与由其襟翼43展开的鸭翼41的正升力生成的力矩相加生成一更大向上俯仰力矩，其大小随飞机的向前速度的增加而增加。这一力矩开始抵销由飞机重心靠前生成的向下俯仰力矩。最后，这两个相反的力矩互相平衡，随着水平速度不断增加，向上俯仰力矩变得大于向下俯仰力矩。

因此，随着飞机速度上升，驾驶员必须不断把周期性控制从步骤1和2中它在中性位置之后位置向前移动，以便抵销机头向上俯仰的趋势。这使得推力向量Fr作用在螺旋桨中心后方一点上。在此点上，阻挡机构的单向止档不受压，制动阀113的关闭是螺旋桨轴线仍处于垂直(90°)位置的唯一原因。

步骤4。螺旋桨要向前转动，必须打开制动阀113。制动阀打开时，螺旋桨开始自动向前转动。如飞机中不使用由驾驶员控制的制动机构，周期性桨距控制杆一旦向前移动超过中性位置，螺旋桨就开始向前转动。

在螺旋桨向前转动过程中，由周期性桨距变动造成、如上所述稍有减小的力矩经阻尼装置传到飞机。喷嘴111的直径选择成狭到足以把螺旋桨的转动速度限制在很小值(0.75rpm＝4.5degree/s)上，因此驾驶员通过调节周期性桨距生成的控制力矩的变动很小。

在从垂直飞行变换成水平飞行的这一步骤中，驾驶员的唯一工作是保持预定的飞机加速度和向上爬高路线。任何必需的矫正都使用这周期性桨距控制杆完成。例如，如飞机的向上俯仰角太大，矫正飞行路线唯一需要做的是向前移动周期性桨距控制杆，降低机头。

至于螺旋桨的转动，在从垂直飞行向水平飞行变换的开始阶段实际上的情况是螺旋桨本身并不向下转动，而是飞机向上转动。这就是说，螺旋桨并不相对地面转动，而是飞机本身相对地面转动。飞机从步骤2的机头向下转动到水平，然后转动到机头向上。机身11的这一转动消除了由主机翼19造成的负升力，从而消除其向上俯仰力矩。向上俯仰力矩的这一消除得到由其襟翼43仍展开的鸭翼41生成的提高的升力(f_e)的补偿。

此时，由于飞机水平速度只有10-20m/s(32-64fps)，因此飞机的大部分升力仍直接由螺旋桨的推力Fr生成。但是，随着水平飞行速度的提高和飞机开始向上俯仰，升力开始越来越多地由机翼19和鸭翼41生成。

在此之前，功率位于其最大、满功率设定值。飞机的水平速度一旦达到25m/s(82fps)，飞机不加速而保持其位置所需功率低于发动机的与发动机停车(OEI)极限相等的最大功率量。因此，驾驶员可把发动机17的油门向后设定在低功率上。

步骤5。10秒钟后，飞机的水平速度达到50m/s(164fps)。在此速度下，机翼和水平稳定面40生成的升力(f_a+f_e)与飞机重量Mg平衡。在未取得平衡之前，驾驶员可减小制动力，使螺旋桨转动到其全水平位置。

步骤6。向前变换完成。螺旋桨处于其全水平位置，用受驾驶员控制的锁定机构锁定在该位置上。飞机加速到其爬高速度70m/s(227fps)，然后加速到其航行速度100-125m/s(328-410fps)(实际航行速度决定于飞机高度)。此时飞机正常航行。其迎角和配平减小，以便飞机以任何速度和高度在空中飞行。驾驶员用襟翼43配平飞机，从而周期性桨距控制可在中性位置附近保持不变，驾驶员轻松自如地驾驶飞机。

螺旋桨桨距和飞机17的功率根据爬高、然后航行的方式选择。

步骤7。飞机正常航行，襟翼43收起，周期性桨距控制位于中性位置附近。推力Fr作用在各螺旋桨的中心轴线上。

飞机的水平飞行速度为100-125m/s(328-410fps)。飞行员开始下降飞机。随着驾驶员向后拉动油门减小功率飞机速度降低到50m/s(164fps)。机翼的迎角增加，驾驶员展开襟翼43进行补偿以便平衡机翼升力，周期性桨距控制保持在中性位置附近。

当飞机达到50m/s(164fps)水平速度时，驾驶员以-3m/s(-10fps)的速率和6％的斜率稳定该下降。

步骤8。飞机在这一向后变换阶段的方式与步骤6的飞机方式相同。但是，由于飞机下降而不是爬高，因此飞机功率减小。

在从水平飞行向垂直飞行实际变换开始前，螺旋桨转速设定成合适值。该设定值与起飞时相同，它们都高于航行时的设定值。

步骤9。随着驾驶员收起襟翼43，开始从水平飞行向垂直飞行的实际变换。由于襟翼43收起，由机翼升力造成的力矩必需与由螺旋桨造成的向上俯仰力矩平衡。驾驶员在收起襟翼43时还必需向后拉动周期性桨距控制，以便保持飞机姿态。此时，螺旋桨的推力Fr与其中心轴线平行而施加在螺旋桨桨盘的低点上。

步骤10。把螺旋桨锁定在短舱上的锁定装置松开，阀113打开。螺旋桨由于由周期性桨距造成的向上俯仰力矩而慢慢向上转动。所有气动力矩都从螺旋桨经阻尼装置传到机身11上。

10-20秒种后，螺旋桨从全水平位置(0°)转动到全垂直(90°)位置。螺旋桨在抵靠阻挡机构时大致停止转动。螺旋桨一旦达到90°位置，所有气动力矩从螺旋桨经阻挡机构传到机身11。

当螺旋桨向后转动时它们生成的推力Fr很小，大部分升力由水平稳定面40和机翼(f_e+f_a)生成。

步骤11。驾驶员进一步降低飞行速度，从而继续从水平飞行向垂直飞行变换。增加发动机功率从而增加桨距和推力Fr。飞机保持机头稍稍翘起姿态，从而推力有一向后分量，以便降低飞机速度。

此时，螺旋桨的洗流所造成的气流流谱减小机翼的迎角和机翼生成的升力(f_a)。当飞机水平速度降低到25m/s(82fps)时，大多数升力的生成从机翼转移到螺旋桨。襟翼43收起的水平稳定面40生成的升力可忽略不计。

驾驶员一旦看到降落地点就得准备降落而完成从水平飞行向垂直飞行的变换。再次增加发动机功率，机头翘得更高。螺旋桨洗流的作用同步骤3，从而机翼生成负升力。但是，由于机头上翘以及飞机向下飞行，因此所生成的负升力比步骤3中小得多。此外，飞机的飞行方式还确保螺旋桨紧抵其垂直止档而不向下转动。周期性桨距控制杆保持后拉，以确保螺旋桨不断抵靠垂直止档。

步骤12。在极低速度下，螺旋桨生成的气流变得与步骤1和2中相同。为了完成向后变换，驾驶员调节功率把飞机保持在降落地点上空所需高度上。然后，驾驶员如普通直升机那样降落飞机。

下面说明飞机的反对称自由度的控制，即滚转和偏航。

当飞机悬停空中或飞行速度极低时，滚转控制由横向周期性桨距的反对称变动实现，螺旋桨的总桨距不改变。驾驶员向左或向右移动周期性桨距控制杆即可进行这些变动。各螺旋桨的总桨距必需保持相同设置。该周期性桨距变动在螺旋桨桨盘的左右半部上造成升力差。该升力差所造成的滚转力矩经螺旋桨轮毂和短舱传到机身11上。该滚转力矩非常有效，周期性桨距只须变动2°或3°，就会生成滚转力矩。此外，驾驶员在控制杆上只须稍稍用力就可改变桨距，因此无需任何机械放大装置。如改变总桨距就得使用放大装置。

偏航控制由纵向周期性桨距的反对称变动实现。用纵向周期性桨距的对称变动控制飞机俯仰如上所述。在控制偏航时，由各螺旋桨周期性桨距变动造成的相反俯仰力矩互相抵销。但是，由于连杆的弹性，各螺旋桨的转动角度之间可有2°或3°的相位差(反对称)。由于转动角度的这些差以及由此造成的各螺旋桨的升力的前后分量的差，从而生成一偏航力矩。这一力矩的大小足以使飞机偏航。

顺便说一句，在飞行速度极低时，必需有高效偏航控制机构抵销阵风以及由横向风在飞机上造成的气流侧滑角。

在水平高速飞行时可有效使用上述滚转控制方法。即，在所有飞行方式中可使用同样的滚转控制方法。在高速飞行时，横向周期性桨距的反对称变动造成作用在螺旋桨转动平面中的径向力。这些力生成滚转力矩。

需要对螺旋桨生成径向升力的背后原因作出解释。解释图见图15和16。径向升力是由螺旋桨中很大的轴向速度V以及其后总桨距的很大提高造成的。例如，在航行速度V等于桨叶的顶端速度ωR时，各桨叶顶端处有一45°总桨距角。而且，总桨距角在桨叶上越靠近桨叶根部的位置上越大。如航行速度为桨叶顶端速度的一半，则总桨距角在桨叶从0到0.5R的一半长度上大于45°。在这些条件下，横向周期性桨距的变动Δi在螺旋桨桨盘(螺旋桨桨盘为由螺旋桨快速转动生成的假想圆盘)的左右两边之间生成升力差ΔF。螺旋桨桨盘平面中的升力分量ΔFr大于轴向升力分量ΔFa。螺旋桨桨盘平面中在螺旋桨桨盘左右两边的分量相加，生成一很大的径向升力。如右螺旋桨顺时针转动，而左螺旋桨逆时针转动，则由径向升力ΔFr生成的力矩(图16)的作用方向与飞机悬停空中(图15)时螺旋桨生成的力矩相同。因此，使用横向周期性桨距变动控制滚转的这一方法在所有飞行方式中都有效而可从起飞到着地用作控制滚转的唯一方法。

至于纵向周期性桨距的反对称变动，如果如低速飞行时那样不锁定锁定机构，螺旋桨的反对称转动会生成另一个滚转力矩，但不生成偏航力矩。因此，在高速水平飞行时似乎需要有偏航控制机构。但是，本发明的一个特点是飞机结构简化，无需这类控制机构，从而该飞机中没有这类机构。

与较低飞行速度下不同，高速飞行飞机四周的气流作用在装在机翼19一端上的垂直稳定面(翅25)上，从而使飞机具有所需的偏航稳定性。因此飞机在高速水平飞行时无需偏航控制机构。与其他高速飞行的现有飞机一样，只需要俯仰和滚转控制机构，因此本飞机在高速水平飞行时驾驶员只须处置这两个控制机构。使用滚转控制即可有效地使飞机转弯，因此螺旋桨锁定在0°位置上，不使用纵向周期性桨距的反对称变动。

当飞机在垂直与水平飞行方式之间变换时，上述控制方法不管低速飞行还是高速飞行仍然有效而可使用。周期桨距横向分量的反对称变动使飞机滚转并造成可忽略不计的偏航。这就是说，飞机在向右滚转的同时向右转弯，但转弯程度可忽略不计。纵向周期性桨距的反对称变动在飞机中速飞行时造成偏航，螺旋桨只稍稍转动。随着飞机的水平速度的提高，生成一较小而可忽略不计的滚转。但是，由于有机翼的翅25保持偏航稳定性，因此飞机加速到其航行速度过程中无需进行偏航控制。

重要的是要看到，由螺旋桨生成径向升力的优点与本发明第二个设计特点即组合使用周期性桨距可变螺旋桨和刚性轮毂直接有关。该径向升力与由于很大的总桨距(45°)造成的横穿螺旋桨的一力矩相伴而生。桨叶铰接的直升机旋翼在设计上就无法传递这样一个横向力矩，而是作用在自身身上，从而抵销、消除该力矩从而所有径向升力。其周期性桨距无法变动的现有飞机螺旋桨无法受驾驶员的操纵而生成任何径向升力。

因此，用一优选实施例公开的本发明实现了本发明的所有前述目的而提供了一种全新、实用的垂直起落飞机。

本领域普通技术人员当然可在本发明精神和范围内对本发明作出种种变动、修正和更改。

因此，本发明只受后附权利要求的限制。

Claims

1、一种垂直起落飞机，包括各由短舱(33，35)支撑的左右两螺旋桨(37)，所述短舱安装成可在水平与垂直位置之间转动，每一螺旋桨包括用于沿横向周期性变动其桨距的周期性桨距控制组件和由驾驶员操纵的用于滚转控制的控制杆(121)，所述周期性桨距控制组件包括由与传动箱(81)前部连接并且由驾驶员控制的旋转斜盘(79)、以及随螺旋桨转动并且包括与桨叶(59)相同数量的臂的另一转盘(83)；

其特征在于，用于滚转控制的控制杆(121)与横向周期性桨距控制盘连接，控制杆(121)的左右运动造成横向桨距控制盘的反对称变动，从而实现飞机的滚转运动；两螺旋桨的转动方向相反，右螺旋桨顺时针转动，左螺旋桨逆时针转动，在飞机悬停空中时气动力在桨叶上的周期性轴向分量的滚转作用与在飞机巡航时气动力在桨叶上的周期性径向分量的滚转作用方向相同，并且在两短舱从垂直位置转动成水平位置时，气动力在桨叶上的周期性轴向分量的滚转作用与气动力在桨叶上的周期性径向分量的滚转作用相加并且被其取代以进行滚转控制。

2、按权利要求1所述的飞机，其特征在于，由驾驶员操纵的控制杆(121)与横向周期性桨距控制盘之间通过球形接头和柔性控制驱动轴相互连接。