CN1195327A

CN1195327A - 旋升飞机

Info

Publication number: CN1195327A
Application number: CN96196708A
Authority: CN
Inventors: 小杰伊·卡特
Original assignee: CarterCopters LLC
Current assignee: CarterCopters LLC
Priority date: 1995-08-31
Filing date: 1996-08-22
Publication date: 1998-10-07
Anticipated expiration: 2016-08-22
Also published as: CN1093486C; WO1997008050A1; EP0847362A1; US5727754A; CA2230711A1; EP0847362A4

Abstract

一具有螺旋桨桨叶(31)的旋升飞机(11),该桨叶具有足够的边缘刚度及重量以储存至少是每磅飞机总重100英尺磅的旋转动能,而在桨叶预旋转期间螺旋桨桨叶(31)俯仰角被设为最小升力位置。然后驱动螺旋桨(31)的离合器(105)脱开并且螺旋桨桨叶(31)俯仰角被改变到提升位置。水平速度被增大以保持高度,先由螺旋桨桨叶(31)提供主要升力直到机翼(19,21)提供全部升力。在水平飞行期间螺旋桨桨叶(31)承载时,机翼(19,21)被保持在固定迎角且水平安定面(43)固定不动。在水平飞行期间桨叶(31)卸载后,螺旋桨盘(31)及水平安定面(43)被保持为零迎角。

Description

旋升飞机

本发明涉及一种旨在提高被称为旋升飞机的飞行器性能的新方法及装置。

有两种通过在空气中的运动得到提升力的重于空气的飞行器：(1)飞机，具有固定机翼并由诸如推进器或喷气发动机等推进装置在空气中推进而在机翼产生提升力，及(2)旋翼飞行器或旋转机翼飞行器，其桨叶旋转在上部形成一螺旋桨盘以产生提升力。

有三种利用螺旋桨桨叶提供提升力的旋翼飞行器：(a)直升机，其螺旋桨桨叶提供垂直推进力同时由于螺旋桨盘可在支承与旋转垂直支架上倾斜而提供水平推进力。(b)自转旋翼机，由旋转机翼提供提升力而由推进器提供向前的推进力。自转的实现是相对气流向后通过倾斜螺旋桨盘从而部分空气向上流过桨叶之间并流过螺旋桨盘，而不是向直升飞机中那样空气向下流过螺旋桨盘。由于空气向上流过螺旋桨盘，螺旋桨就象风驱动风车一样被驱动。(c)旋升飞机，其螺旋桨用于垂直与低速飞行，但在高速巡航下螺旋桨处于完全卸载状态(无提升力)并由机翼提供全部的提升力。旋升飞机是高速、低螺旋桨盘载荷的旋翼机。

自从1923年Juan de la Cierva在西班牙发明自转旋翼机以来，探求一种高速低螺旋桨盘载荷并且巡航性能等同或优于飞机的旋翼机的工作一直在进行。这导致了英国及美国的几家公司成功地生产出自转旋翼机，其中Pitcairn是最著名的基地。在二十世纪三十年代，自转旋翼机技术得到了迅速发展，其安全性和实用性也得到了证实及认可。邮政运输自转旋翼机在费城邮局上空飞翔。四或五架地点式自转旋翼机(place autogyro)以及更小型的自转旋翼机得以生产，Pitcairn在1930年至1940年间单独开发并制造14种型号的这种飞机。这些飞机的性能与当时的飞机一样，其最高速度可达150英里/小时(mph)。

自转旋翼机技术的发展解决了直升机的螺旋桨挥动及控制问题，从而导致了其自三十年代末开始以来的成功开发并持续到今天。所有高速旋翼机的设计思想包括在巡航飞行中的一些螺旋桨卸载问题。实际上，英国FraireRotodyne于1959年利用其尖端喷气式自动旋转螺旋桨来起飞与降落创下了旋翼机191mph的封闭航线速度记录。这一记录首次在1961年被俄国KamovKA-22型机以221mph的速度打破。1956年在美国，McDonnell XV-1型叶端喷口复合自转旋翼机达到了一非官方的200mph的飞行速度。经过六十年代、七十年代、八十年代直到今天，慢速及止动螺旋桨的思想一直为BellHelicopter、McDonnell Douglas(Hughes)及Sikorsky所研究。Sikorsky、DARPA及NASA所研究的X型机翼止动螺旋桨的构想得到了最大的技术发展，但由于其极端的复杂性，在正准备开始其飞行开发测试时被取消了。

一种慢速甚或是止动螺旋桨的高速旋翼机不必是复杂的。这已被1937年Herrick的两叶止动螺旋桨自转旋翼机在飞行中使螺旋桨制动与启动的事实所证实。然而为了实现旋升飞机以最高速度飞行，需要在其水平飞行期间尽可能地减低提升力至接近为零以对螺旋桨卸载。1964年11月3日授权给The Ryan Aeronautical Company的美国专利3155341描述了同样的这一目标。旋升飞机的潜力还远未实现，并且其发展由于飞机工业的兴趣转向其它目标而受到阻碍。

本发明的目的是提供一种改进的旋升飞机，使其能达到更高的速度及飞行高度。

总体上说，本发明目的由一改进的螺旋桨桨叶实现，该桨叶的边缘刚度(EI)至少是80000磅平方英寸每磅飞机总重，并且桨叶具有足够的重量以在桨叶预旋转期间螺旋桨桨叶俯仰角调至最小提升力位置时至少储存100英尺磅每磅飞机总重的旋转动能。接着螺旋桨驱动系统的离合器被释放，并且螺旋桨桨叶俯仰角被调整至提升位置以使旋升飞机爬升到至少50英尺的高度。推进器的速度及推进力增大以提高水平飞行速度、保持飞行高度，开始由螺旋桨桨叶提供主要的提升力，一直到由机翼提供全部的提升力。为了使飞行速度达到最大，应用了一种改进的飞行控制方法。利用这种方法，减小螺旋桨盘的迎角并且把螺旋桨桨叶相对螺旋桨盘的俯仰角减至为零以使飞行中的阻力减至最小。在水平飞行期间，螺旋桨桨叶承载，一直到速度达到螺旋桨可以卸载之前，机翼相对水平安定面保持一固定的迎角，不再改变。当桨叶卸载之后，螺旋桨盘的迎角与水平安定面保持互相平行，并且保持迎角基本为零。

以上所述以及本发明其他的目的、特征及优点通过下面的详细描述将更加明显。

图1是体现本发明原理的旋升飞机的透视图；

图2是图1中旋升飞机的侧视图，其中机身一部分剖开以示出其内部的部分元件；

图3是实现本发明的控制方法或系统的示意图；

图4是一局部剖及元件分解透视图，示出了螺旋桨桨叶优选实施例的细节；

图5是图4中螺旋桨桨叶的透视图；

图6是去除一部分的局部透视图，以示出优选俯仰角控制机构；

图7至图11是示出图1中旋升飞机在不同飞行状态下螺旋桨盘及升降舵位置的侧视图。

参考图1，标号11表示依据本发明原理制造的旋升飞机。其包括一具有前部15及双尾后部17的机身13。机身前部15支承一对固定的机翼19、21，机翼各有一副翼23及25。机身13的前部15还有一风挡27，该风挡部分地封闭一容纳飞行员及乘务员或乘客的座舱(未示出)。从机身13的前部15向上伸出支承大惯性螺旋桨31的支架。机身13的前部15尾部安装的是一推进器33。在机身的后部17双尾上是尾翼35及37，其中尾翼各有一方向舵39、41。尾翼35及37之间是一升降舵43。虽然未在图中示出，副翼23、25及方向舵39、41是由座舱通过传统的控制机构所控制。螺旋桨桨叶俯仰角、螺旋桨盘迎角及升降舵43的控制如图3所示并在后面予以解释。

图2是示于图1中旋升飞机的侧视图，其去除了部分机身，以示出发动机101及用于旋转推进器33的主动轴103。所优选的发动机是为NASCAR空转回路开发的262立方英寸V-6型通用发动机(General Motors)，在涡轮增压前Dynometer测试达450马力。在涡轮增压的情况下，发动机功率超过600马力，可驱动90英寸推进器33。一离合器及皮带传动装置105在离合器啮合时利用带轮110驱动旋转主动轴109以使螺旋桨31旋转，其中带轮110可以水平移动以拉紧皮带107。

图1中旋升飞机11的优选控制机构示意于图3。主控制杆201是用传统方法设计，一附加肘节控制杆203位于其顶部。主控制杆201有一止动部205以阻止其被向前推过垂直位置(它可被向后拉过几乎45°)。肘节控制杆203有一止动部207以阻止其被相对控制杆201向后旋转(它可被向前旋转几乎45°)。在主控制杆201的底部有两轭209及211。第一轭209直接与主控制杆201相连，并且通过从动液压缸213、215操纵襟翼/副翼23及25。第二轭211与主控制杆201的前后枢轴销217相连，这样当主控制杆201左右移动时，轭209及211均移动，但轭211可在前后独立于主控制杆201旋转。第二轭211通过从动缸219及221操纵上主动轴/螺旋桨主轴109与水平安定面43。第二轭211的前后运动由肘节控制杆203通过推/拉杆223控制，这样当控制手柄203向前旋转时，推/拉杆223使第二轭211相对第一轭209绕枢轴销217旋转。一位于主控制杆201与第二轭211之间的弹簧225有助于保持肘节控制杆203顶靠其止动部207，直到主控制杆201被向前推碰至其止动部205。因此弹簧225的作用类似一制动器以让飞行员知道主控制杆201碰到了其止动部205，并且应采取主动措施克服弹簧225旋转肘节控制杆203。一配平机构(未示出)可用于平衡弹簧225。

联动/从动缸213、219及221的设置是当主控制杆及肘节控制杆201、203碰到各自的止动部205及207时，水平安定面43使机翼19、21相对气流保持合适的迎角以得到最佳升阻比(飞机的最有效飞行状态)，襟翼23及25处于零角度并且主轴109基本垂直于水平安定面43。主轴109、水平安定面43及机翼19、21的关系示于图7至图11的五种不同的操作模式中。

图7示出旋升飞机11在最慢速的飞行状态，由螺旋桨31提供主要的提升力。注意主轴109相对飞机/推进器中心线227大约向后倾斜了16°，示于图3中的襟翼23、25将被降至最大限度并且水平安定面43平行于飞机/推进器中心线227。因为飞机的重心(C.G.)位置尽可能地接近螺旋桨31与机翼21的升力中心，水平安定面43只须产生足够的升力以抵消由于升力未通过重心而导致的任何力矩，因此水平安定面相对气流的迎角几乎为零。所以水平安定面43控制着飞机相对气流的俯仰角。这种情况的一个例外是在最慢速的飞行下，高螺旋桨阻力与水平安定面上的低动压的综合作用导致飞机上仰，直到作用在飞机上的重力及其它作用力(力矩)平衡时为止。

图8示出旋升飞机11比图7中速度高的状态，这时由螺旋桨31及机翼21共同提供升力。主控制杆201、襟翼25及螺旋桨主轴109还没有向后倾斜到最大程度，水平安定面43仍然平行于飞机/推进器中心线227并且未改变其与机翼的相对角度，但是水平安定面处于更高的空气流速及动压下，其应近乎与气流平行，使机翼处于最佳迎角以得到最佳升阻比。

图9是控制杆示意图所显示的状态，飞机处于最佳升阻比(最有效巡航)状态。此时主控制杆201顶靠前止动部205，襟翼25的迎角为零且螺旋桨主轴109基本垂直于飞机滑流，以至螺旋桨基本不产生升力。这时螺旋桨31可以而且将要以低转速转动。如果基本无升力的螺旋桨31旋转得太慢以至不能保持稳定，则螺旋桨主轴109将向后充分倾斜以得到所需转速。

图10示出飞机在比图9所示速度更高的状态。肘节控制杆将向前旋转，襟翼25的迎角应为零并且水平安定面43相对飞机中心线旋转，使飞机及机翼转弯(pitch over)，减小机翼的迎角，因此飞机可更快地飞行，而不需产生比保持水平飞行更大的升力。

为具备垂直起降能力，需要很大的螺旋桨惯量及边缘刚度非常高的螺旋桨桨叶。该螺旋桨桨叶的优选实施例的边缘刚度(FI)至少是80000磅平方英寸每磅飞机总重，如图4、5、6所示。利用图4-6中的螺旋桨结构，边缘刚度可达280000磅平方英寸每磅飞机总重。这里，螺旋桨31的构造通常是利用1982年12月28日公开的美国专利4366387“Wind-Driven GeneratorApparatus and Method of Making Blade Supports Therefor”中的技术。优选螺旋桨31有一位于翼面或蒙皮303内的梁301，该螺旋桨由桨叶的一顶端延伸至另一顶端，自由通过一中空的内部305，可扭转以改变俯仰角并可弯曲以改变锥角。

如图4所示，梁301是一优选的具有网307的锥形工字梁件，织网307由两个单向碳纤维构成的纵向缘条309及311联接。虽然图4仅示出了螺旋桨桨叶31的一部分，但它是整体一致或连续的，其工字梁及纵向缘条309、311均延伸穿过桨叶中心。这种结构是美国专利4366387中公开的风力驱动桨叶结构的变型。这一整体或连续结构的优点在于省却两半桨叶中心处的联接机构，因此简化了大惯性螺旋桨的结构并增加了其所必需的强度及边缘刚度。

网307是按±45°分层并含有碳纤维及环氧树脂的织品组成的复合材料。在肋313的外侧，另一与网307结构相似的网315与梁缘309、311的顶端相连形成一矩形箱梁。

在肋313的外侧，梁301通过一环氧树脂微粒混合物319与桨叶蒙皮303连接。蒙皮303由能承受适宜载荷的单向、呈±45°分布的碳纤维层组成。每一桨叶的外侧均有一惯性配重321，一种具体情况，该配重形成优选的桨叶端部形状，其有一中空部可容纳梁301并与之相接。每一配重321均重50磅并由于废铀的高密度而优选由废铀构成。

螺旋桨旋转器323所暗藏的是图6所示的螺旋桨桨叶俯仰角控制机构。此机构采用一俯仰角操纵臂401、一球形轴承402以及连接推/拉杆407与桨叶俯仰角操纵臂401的旋翼桨距摇臂403。标号405表示梁/桨叶扭转轴线，而标号406代表桨叶摆动轴线。由于推/拉杆407上下运动，摇臂403绕摇臂支承叉404枢转以升降桨叶俯仰角操纵臂401并导致桨叶绕球形轴承402及桨叶/梁扭转轴线旋转。油门节距推/拉杆407通过螺旋桨轴410操作。由座舱里的飞行员操纵这一机构以改变螺旋桨桨叶31的俯仰角，使其从最大速度的水平飞行中基本呈零度到起飞时所需最大提升力时的俯仰角。

运行中，螺旋桨31用于垂直和慢速飞行，但在高速巡航下其基本是卸载的(无提升力)，而由机翼19提供全部的提升力。当螺旋桨31不再提供任何升力时，在前行桨叶和后行桨叶之间并不存在升力的不平衡，因此螺旋桨31的速度可以降下来(至125转/分或更低)大大减少了阻力。阻止直升飞机和自转旋翼机非常快速飞行的情况(也就是前行桨叶的叶尖速度过快及后行桨叶的叶尖失速)被消除了。注意这些情况的发生是因为后行桨叶必须产生与前行桨叶相同的绕摆动轴线406的力矩。由于前后行桨叶之间的气流速度不同，桨叶俯仰角必须改变以使桨叶旋转时保持其升力不变。在飞机的一速度下，当后行桨叶的桨叶俯仰角接近失速以保持升力恒定时，使飞机速度更快的唯一办法是增大螺旋桨转速/叶尖速度以增大流过前行桨叶和后行桨叶的气流速度。在某些情况下流过前行桨叶的气流速度接近音速，阻力显著增大。

因为较低的螺旋桨转速及相应的低叶尖速度，图1中的旋升飞机11可能达到400mph的前进速度，而直升飞行及自转旋翼机通常的飞行速度小于200mph。直升飞机的官方世界速度记录小于250mph，单纯的自转旋翼机(在飞行期间的任何时间都是非动力的)则小于125mph。从理论上说自转旋翼机可以比直升飞机飞得更快，因为其螺旋桨不必同时提供升力及推进力，但是由于过去的50年中对单纯的自转旋翼机开发较少，因此其最大速度小于直升飞机。

由于机翼19、21在相对低的降落速度下不必提供升力，它们比相似尺寸的固定机翼飞机的机翼要小得多(大约为其1/4到1/8)，其阻力显著减小。所导致的飞机提升面(螺旋桨及机翼)的总型面阻力小于类似的固定机翼飞机，因而潜在地导致同等功率下的更大速度。螺旋桨31是非止动的，因为在某些情况下其减速时没有足够的离心力使其保持稳定。加在螺旋桨31各端部的极大的惯性配重321能使转速降低得更多。

为具备垂直起降能力，螺旋桨31应有非常大的惯性。这一惯性部分地由能使螺旋桨31以超过正常低速飞行的转速两倍的超速旋转而得到。为进一步增大惯性，在桨叶上增加了优选由废铀构成的配重321。以飞机翼展32英尺、机翼面积65平方英尺、转了直径32英尺、空载重量1000磅及总重2500磅作为基线，每一桨叶上50磅的配重，使每一螺旋桨总重为100磅。虽然这一配重看起来是一种负担，但具有连续工作齿轮箱及尾桨的直升飞机为了得到同样的提升能力不仅需要重得多的配重，而且更为复杂。为垂直起飞，螺旋桨31旋转至500转/分的超转速，其螺旋桨俯仰角设置为零(零升力)。由于飞机仍在地面上，不需要尾桨抵消作用在螺旋桨上的扭矩。同样由于此时螺旋桨31尚未产生任何升力，减小了对功率的要求并且这一特征加上预旋转所需的短暂时间允许有一非常轻的减速系统。安全性也得到了保证，因为螺旋桨31在飞行中总是非动力的，既使在预飞行旋转期间如果减速系统失效，飞机也是在地面上的。当螺旋桨31达到了速度且飞行员准备起飞时，在螺旋桨桨叶俯仰角增加之前首先发生的事情是预转离合器分离，因此去除了螺旋桨31上的扭矩。这一特征对于飞机离开地面后避免其在偏航方向上开始旋转是必要的。由于高螺旋桨转速及桨叶配重的综合因素，螺旋桨31具有足够的惯性能以储存至少达100英尺磅每磅飞机总重以提升2500磅的飞机至50英尺高，并且在推进器103推力的辅助作用下将飞机在4秒内加速至50mph。由于推进器103提供向前推进力，螺旋桨转速减慢下来，螺旋桨盘后倾使部分空气从下边流过螺旋桨31以驱动螺旋桨并使螺旋桨在低速前进状态下能提供升力。

实现非常大的螺旋桨桨叶惯性(高转速及桨叶配重)的困难是很大的，因为它要求极端高的桨叶边缘刚度(EI)，大约是80000磅平方英寸每磅飞机总重。螺旋桨桨叶的第一边缘固有频率必须比螺旋桨31将运行的最高转速大(约大10％)。在预飞行旋转期间最大螺旋桨转速为550mph时，第一边缘频率至少应为600周/分(CPM)。给桨叶加配重的作用是降低螺旋桨自然频率。配重的最有效位置应是在最顶端，但由于体积的限制，配重位于外侧5英尺处。为实现非常大的螺旋桨桨叶惯性所要求的这样高的边缘刚度是任何现有直升飞机桨毂及俯仰角变化机构所不可能实现的。螺旋桨的固有频率随边缘刚度平方根的增加而增加；例如若增大两倍的螺旋桨固有频率需要边缘刚度增大四倍。极高的边缘刚度与俯仰角变化的综合已通过利用一尽可能宽的工字梁315而实现。为得到宽梁315，叶弦宽度从桨叶根部的宽端开始逐渐变窄。工字梁相对其刚度来说，其本身抗扭性差。因此，这种梁的结构可以被设计成具有非常高的边缘刚度以得到较高的边缘固有频率、具有相对低的平面刚度以使螺旋桨桨叶在不产生高应力的情况下形成锥面及具有较低的抗扭刚度，这样6.5英尺的梁可以在螺旋桨31的中空根部或内部305处扭转，以使桨叶俯仰角的变化达到10°。这一工字梁315省却了必须承受离心载荷的传统轮毂轴承、提供了俯仰角的变化并产生了所需的边缘刚度。为减轻重量、提高可靠性且增加刚度，梁315连续穿过轮毂323。为进一步增大边缘刚度、降低抗扭刚度，梁315由高模量的单向碳纤维构成。由于单向碳纤维是翼展向延伸，其并不对抗扭刚度产生影响，影响抗扭刚度的主要是梁缘条的横截面形状及环氧树脂的剪切模量。

为降低螺旋桨31的转速以得到高速的飞行，必须设计成当气流首次遇到前向进入气流的螺旋桨前缘时或者是螺旋桨转过180°后当气流首次遇到沿其方向运动的螺旋桨后缘全长时螺旋桨不颤振。如果螺旋桨的叶尖速度小于飞机的前进速度，则气流首先将从后缘全长上穿过。螺旋桨的叶尖速度有可能低到飞机前进速度的三分之一。在通常的直升飞机和自转旋翼机的设计中，螺旋桨的叶尖速度通常超过飞机速度的两倍。如果螺旋桨的升力中心被设计成穿过螺旋桨的重心(C.G.)或者采用一扭转性能较硬的螺旋桨，就可以控制颤振。螺旋桨的升力中心位于从先与气流接触的螺旋桨边算起的螺旋桨横向或弦的大约四分之一处。在气流既流过前缘又流过后缘的情况下，经常变化的升力中心不可能调整到穿过螺旋桨重心，因此螺旋桨将比气流主要是从前缘流过的旋翼飞机或直升飞机螺旋桨具有更大的颤振潜在可能性。为克服这一潜在颤振问题，必须把重心置于最高速气流流过螺旋桨前缘与流过后缘时其颤振的潜在性均相同的位置。最大的预旋转速度和飞机在最小螺旋桨速度下的最大前行速度形成了由螺旋桨遇到、流过其前后缘的最大气流速度。在这种情况下，最佳重心位置应在从螺旋桨前缘算起大约弦长的29％处。由于螺旋桨升力中心不可能在所有运行情况下都能穿过螺旋桨重心，因此螺旋桨必须制成抗扭性非常强以避免颤振。这一刚度可由设计螺旋桨使其弦长逐渐减小及螺旋桨厚度在根部比在端部大许多而实现，由此其扭转效率由端部向根部提高。注意到在给定蒙皮厚度时，抗扭刚度随螺旋桨横截面积平方的增加而增加。因此，螺旋桨横截面积向螺旋桨根部处增加，其抗扭刚度显著地增大。螺旋桨端部的厚度与弦长之比需大约10％以使螺旋桨叶尖速度高时的阻力最小，但在螺旋桨根部这一比例可以高达35％，螺旋桨阻力却没有明显的变化。为进一步增大抗扭刚度，螺旋桨蒙皮由±45°的高模量碳纤维组成。

为了使螺旋桨31卸载，这一过程从飞机有前进速度且有气流流过机翼时就可以开始，螺旋桨桨叶相对螺旋桨旋转平面(螺旋桨盘)的俯仰角应先减小为零。但是，只要螺旋桨盘相对进入的气流后倾，此时的螺旋桨迎角就不为零。随着飞机前进速度的增大及机翼产生更大的升力，当机翼产生100％飞机升力时螺旋桨盘力向几乎与气流平行的方向前倾。螺旋桨盘只有在保证所需的螺旋桨转速时才会向后倾斜。如果螺旋桨盘一直前倾到与气流平行，通过螺旋桨的气流将变为零，因此去除保持螺旋桨旋转的驱动力。接着螺旋桨转速将减慢，直到产生灾难性后果的没有足够的离心力以保持螺旋桨31稳定。假如螺旋桨盘向前倾斜超过其与气流平行的位置(此时气流从顶端流过螺旋桨)，螺旋桨将重新启动旋转，不过此时螺旋桨将产生机翼必须予以克服以保持水平飞行的负升力。螺旋桨盘相对气流的角度对于保持螺旋桨所需转速是非常重要的。为了简单安全地实现这一目标，随后描述下述的控制思想。直到螺旋桨盘前倾到足以使螺旋桨转速降低到所需转速之前，水平安定面43是固定不动的。此后，水平安定面43与螺旋桨盘一起动作，这样水平安定面43与螺旋桨盘间的角度保持恒定。由于水平安定面43相对滑流的角度基本不变，螺旋桨盘相对滑流的角度也将保持不变以保证螺旋桨转速接近其所需转速。

控制杆201通过改变螺旋桨主轴109的角度来控制螺旋桨盘的角度。带有一可摆动的螺旋桨轮毂的螺旋桨盘将尽量与螺旋桨主轴109保持垂直。控制杆201具有一与控制水平安定面的连杆机构互连的制动器，可防止螺旋桨盘在水平安定面开始动作前过于前倾。前面曾提过的配平机构可改变水平安定面与螺旋桨盘之间的角度关系。配平调整可以是手动的，或者用一转速反馈伺服机构自动进行。出于安全性的考虑，两种情况都使用了低转速螺旋桨转速报警装置。转动螺旋桨所需的功率(从气流穿过螺旋桨)近似是螺旋桨转速的三次方函数，因此转速是内在稳定的并且仅需要小的主轴位置配平调整就可保持转速为最佳状态。配平调整所以较小是由于水平安定面保证了整个螺旋桨平面的气流角度恒定。

飞行员接下述方式操纵推/拉杆407及控制杆201。在螺旋桨预旋转期间(飞行之前)，推/拉杆407使桨叶处于其原有的零俯仰角位置并且控制杆201被前推至其最有效飞行状态制动位置。一旦螺旋桨31处于所需跃动起飞转速，螺旋桨离合器即被释放，同时推/拉杆407降低以增大螺旋桨俯仰角，提升飞机离开地面。控制杆201保持向前以得到最小前进阻力，故飞机推进器33可尽可能快地加速飞机。一旦推/拉杆407已降至最大螺旋桨俯仰角位置(由止动器一起控制)，控制杆被拉回以增加流过螺旋桨的气流并保持螺旋桨转速及必要的升力。推/拉杆407控制螺旋桨俯仰角并当螺旋桨31惯性消失时控制其提供的升力值。最大爬升角度是通过综合快速拉动油门变距杆及后倾螺旋桨而使发动机油门全开。但最佳爬升速度是当螺旋桨31卸载且机翼在其最佳提升力与阻尼迎角之比时(最有效飞行状态)实现的。为最快地实现这一飞行状态，飞行员按要求拉动油门变距杆离开地面，而飞机在水平飞行中加速。一旦油门变距杆被拉到底，控制杆即按要求拉回以持续水平飞行。由于飞机在水平飞行中继续加速，油门变距杆可以回到零间距，随后控制杆被前推直到碰上其最有效飞行状态制动器。此刻飞机以最有效速度飞行，同时也接近于最佳上升速度。这一速度随飞机重量及密度高度变化。实际上机翼总是在具有既定机翼迎角的最佳提升阻尼比的情况工作。这一最佳迎角由机翼与水平安定面零升力线之间的关系形成，并保持不变直到控制杆被前推超过最有效飞行状态制动位置。这一从机理上准确了解最有效飞行速度的特征在其它飞机上是不存在的。

一旦飞机已达到最有效飞行速度，飞行员即有几种选择。(1)如果他希望飞得更快而不上升，就必须减小机翼的升力系数，这样由于气流速度增加，所有的机翼升力(等于飞机重量)可以保持不变。升力系数“CL”所需的变化由下述升力公式可知。L＝0.5×P×V²×CL×A，式中L指升力，P指空气密度，V指空气速度，A是机翼面积。升力系数可通过转动水平安定面及飞机俯仰角而改变，但同时降低机翼效率(对于既定升力，阻力增加)。这时，随着飞行员飞得更快，阻力随面积的增加而增加、功率随速度立方的增加而增加，结果使燃料效率(加仑/英里)减小。(2)如果他不希望上升而继续以最有效速度飞行，则必须降低发动机功率及相应的推进力直到推进力等于阻力。(3)如果他希望飞得更快且仍保持同样的燃料效率，则必须先上升，把控制杆前推碰上其最有效飞行状态制动器。随着飞机爬升，空气变得稀薄了(密度P减小)，迫使既定重量的飞机飞得更快。由于空气稀薄，阻力也减小了。最终的结果是飞机飞得更快了，仅功率有一线性增加，这样飞机的燃料效率保持不变。如果继续上升，其速度和功率需求也增加(但燃料效率仍不变)直到功率达到所需为止。随着飞机重量减轻(燃料消耗)，在既定高度飞行所需的功率减小。这一新出现的功率变量使飞机上升直到功率重新平衡为止。为了在更高的高度得到尽可能大的功率，发明人设计对发动机进行涡轮增压，因此可以在不损失燃料效率的情况下实现最大飞行速度。这些在更高的高度能飞得更快的特征是众所皆知的，但将飞机自动设置为最有效速度的控制系统却是独一无二的。

从上述内容可知，发明人已经创造了一个具有显著优点的发明，其中包括以上描述中显而易见的内容。

旋升飞机11的优点中包括这一事实：螺旋桨转速及升力是由尖端轨迹操纵机构(环形)而不是由油门变距杆间距的变化控制。从旋转机翼提升到固定机翼提升的转变是由飞机速度增加时保持一固定的最小油门变距杆间距及前倾主轴而得到，于是减少了流入螺旋桨的气流，而按期望减少螺旋桨转速、升力及桨叶摆动。一旦达到所需螺旋桨转速，即不允许把螺旋桨主轴相对滑流进一步前倾。

虽然本发明仅对其形式之一进行了描述，但并不限于此。在不脱离本发明精神的情况下可进行不同的改变及修改。

Claims

1.一种驾驶旋升飞机的方法，其中所述旋升飞机具有一可变俯仰角的螺旋桨桨叶、一推进器、一机翼、一水平安定面、一发动机及一可啮合或脱开螺旋桨桨叶的离合器，所述方法包括以下步骤：

使螺旋桨桨叶的边缘刚度至少达到80000磅平方英寸每磅飞机总重，并且桨叶重量能使其在一速度旋转以至少储存100英尺磅每磅飞机总重；

在所述速度下旋转螺旋桨桨叶以形成螺旋桨盘，而发动机预旋转离合器啮合且螺旋桨桨叶俯仰角被设置为最小升力位置；

脱开预旋转离器并改变螺旋桨桨叶俯仰角至提升位置，以使飞机上升到至少50英尺的高度；

增大推进器的速度及推进力以得到保持所选高度所必需的水平速度的增加，先由螺旋桨桨叶提供主要的升力直到机翼提供全部升力为止；

在水平飞行期间，减小螺旋桨盘的迎角及螺旋桨桨叶的俯仰角至基本为零升力以减小螺旋桨桨叶旋转速度，使阻力最小。

2.如权利要求1所述的方法，还包括如下步骤：

在除最慢速飞行的水平飞行期间，一般保持机翼的固定迎角及水平安定面的零迎角，而螺旋桨桨叶承载；

在水平飞行期间螺旋桨桨叶卸载后，一般保持螺旋桨盘及水平安定面为零迎角。

3.一种驾驶旋升飞机的控制方法，其中所述旋升飞机具有一用于水平飞行的机翼、一用于垂直及水平飞行的螺旋桨桨叶及一水平安定面，所述控制方法包括如下步骤：

在水平飞行期间通常保持机翼的固定迎角及水平安定面的零迎角，而螺旋桨桨叶承载；

在水平飞行期间螺旋桨桨叶卸载后，通常保持螺旋桨盘及水平安定面为零迎角。

4.如权利要求3所述的方法，其中水平飞行期间桨叶卸载时，螺旋桨桨叶的旋转速度减慢，直到在整个后行桨叶上的气流首先以从后缘流至前缘而不是从前缘流至后缘。

5.一种改进的旋升飞机，其具有一可变俯仰角的螺旋桨桨叶、一推进器、一机翼、一水平安定面、一发动机及一联接或脱开所述螺旋桨桨叶的发动机预旋转离合器，包括如下方面：

所述螺旋桨桨叶边缘刚度至少是80000磅平方英寸每磅飞机总重；并且桨叶重量能使其在一速度下旋转以至少储存100英尺磅每磅飞机总重；

当所述发动机预旋转离合器啮合时，所述发动机用于在所述速度下旋转所述螺旋桨桨叶；

当所述发动机预旋转离合器啮合时，飞行控制机构将所述螺旋桨桨叶俯仰角设置为最小升力位置；

当所述预旋转离合器脱开后，所述飞行控制机构用于改变所述螺旋桨桨叶俯仰角至提升位置，以使飞机上升到至少50英尺的高度；

发动机速度控制机构增大发动机及推进器的速度与推进力以得到保持所选高度所必需的水平速度的增加，先由所述螺旋桨桨叶提供主要升力直到由所述机翼提供全部升力；

在水平飞行期间，所述飞行控制机构也用于减小所述螺旋桨桨叶的俯仰角及迎角至基本为零升力，以减小所述螺旋桨桨叶的旋转速度，使阻力最小。

6.如权利要求5所述的旋升飞机，还包括：

在水平飞行期间所述螺旋桨桨叶承载时，所述飞行控制机构用于保持所述机翼的固定迎角及所述水平安定面的零迎角；

在水平飞行期间所述螺旋桨桨叶卸载后，所述飞行控制机构还用于保持所述螺旋桨盘及所述水平安定面的零迎角。

7.一驾驶旋升飞机的控制装置，其中所述旋升飞机具有一用于水平飞行的机翼、一用于垂直及水平飞行的螺旋桨桨叶及一水平安定面，该装置包括如下内容：

在水平飞行期间所述螺旋桨桨叶承载时，飞行控制机构用于保持所述机翼的固定迎角及所述水平安定面的零迎角；

在水平飞行期间所述螺旋桨桨叶卸载后，所述控制机构还用于保持所述螺旋桨盘与所述水平安定面的零迎角，这时两者呈平行关系。

8.一种改进的旋升飞机，其具有一可变俯仰角的螺旋桨桨叶、一推进器、一机翼、一水平安定面、一发动机及一啮合或脱开所述螺旋桨桨叶的发动机预旋转离合器，包括：

所述螺旋桨桨叶具有一结构及重量能使其在一速度下旋转以至少储存每磅飞机总重100英尺磅的动能；

当所述发动机预旋转离合器啮合时，飞行控制装置设置所述螺旋桨桨叶俯仰角至最小升力位置；

当预旋转离合器脱开后，所述飞行控制装置用于改变所述螺旋桨桨叶俯仰角至提升位置以使飞机上升到至少50英尺的高度；

一发动机速度控制器增大发动机、推进器的速度及推进力以得到保持高度所必需的增大的水平速度，先由所述螺旋桨桨叶提供主要升力直到所述机翼提供全部升力；

在水平飞行期间，所述飞行控制装置也用于减小所述螺旋桨桨叶的俯仰角和迎角至基本为零升力以减小所述螺旋桨桨叶旋转速度，使阻力最小。

9.如权利要求8所述的本发明还包括机翼尖部配重以得到所述动能。

10.如权利要求8所述的本发明还包括：

11.如权利要求9所述的本发明还包括：

12.如权利要求11所述的本发明，其中所述螺旋桨桨叶的边缘刚度至少是80000磅平方英寸每磅飞机总重。