TW201902785A - 可兼具垂直升降與定翼飛行之雙模式航空器簡易俯仰控制裝置 - Google Patents

Abstract

本發明係一種可兼具垂直升降與定翼飛行之雙模式航空器簡易俯仰控制裝置，包括一機體以及一組對稱定翼，且界定機頭至機尾方向為縱軸向，該各定翼伸展方向為橫軸向，機頂至機底方向為垂直軸向，且該各定翼各附設一第一推力機構，且該各一第一推力機構係供操作性隨該各定翼沿橫軸俯仰或獨立沿該橫軸俯仰，本發明主要在於沿機體縱軸之機體重心點至機尾之間，設有一可產生抵抗機體重心點至機頭間力矩之簡易控制裝置，且該簡易控制裝置係可以供選擇性作動而向上產生斥力或向下產生斥力。

Description

可兼具垂直升降與定翼飛行之雙模式航空器簡易俯仰控制裝置

本發明係關於一種航空器，尤指一種可兼具垂直升降與定翼飛行之雙模式航空器簡易俯仰控制裝置。

一般以往所常見的航空器，主要因應功能以及飛行原理而包括有旋翼航空器和定翼航空器。其中旋翼航空器可進行垂直起降、懸停、低速前進、後退、左右橫移與空中盤旋等飛行動作，例如直升機。而習知之定翼航空器則提供高速、更具經濟性之油耗與較遠航程等特性。 此外亦有介於二者間之混種航空器，其中如傾轉旋翼機(Tiltrotor Aircraft)則是複合同時具有旋翼和定翼，該定翼沿航空器本體橫軸設置，且該定翼兩側各附設一旋翼，且該各旋翼獨立沿該橫軸俯仰，當該旋翼以直立方向(平行於垂直軸)操作時相當於一架具有雙旋翼之直升機，而可以進行等同直升機之飛行操作；當旋翼傾轉至水平位置時(平行於縱軸)則相當於一般之定翼機而提供更快的航速與更遠之航程。此類航空器以美國軍方的V-22魚鷹式傾轉旋翼機為代表。 而另外一種傾斜翼機(Tilt Wing Aircraft)，其外形則與一般定翼機幾無差異，惟其主翼可做九十度傾轉並於機尾增設一提供平衡昇力之旋翼系統，當其主翼傾轉至直立方向(平行於垂直軸)操作時，透過控制各操控舵面與主、尾旋翼系統可得到類似於直升機之操作特性，而當主翼傾轉至水平位置時(平行於縱軸)則與一般定翼機飛行模式無異(此時尾旋翼系統並無功能，屬”去能Disable”狀態) 。此類航空器以美國航空及太空總署之 XC-142實驗航空器與加拿大Canadair CL-84為代表。 以前案一美國US 2702168號專利案所顯示A Convertible aircraft為例說明，該前案于定翼之兩側各設有一具有可產生推力之旋翼(即第一推力機構)，此旋翼系統設有複雜之循環變距機構(Cyclic Control)，雖可以用於沿橫軸俯仰與滾轉之控制，從而可在縱軸方向有效控制沿橫軸之俯仰姿態。但是因為設有複雜之循環變距機構(Cyclic Control)，所以耗費不眥且維修不易。基於成本與實際技術因素，具體而言，現階段除了如V-22魚鷹式傾轉旋翼機系列採用上述控制方式，經多年研發而成功量產外，並不容易落實與普及。 至於其他幾種發明企圖摒除複雜之循環變距系統，而以一設置於機尾之簡單定距或變距螺旋槳(Fixed Pitch or Variable Pitch Propeller)達成俯仰控制目的之設計皆未臻理想而遭致失敗。 例如前案二美國US3572612A號專利案所顯示Programming and mixing unit for vtol aircraft，其尾部具備有一可產生垂直方向昇力之同軸反向雙螺旋槳系統(Twin Rotor Co-Axial Propeller)；即標號18(Tail Propeller)。以及前案三如美國US3141633A號專利Tilt-wing aircraft(傾斜翼飛機)，揭示在尾部設置有一風扇17(FAN)，惟該尾螺旋槳系統與尾風扇皆用以負擔位於航空器重心後方朝機尾方向因自重產生之力矩，因此其僅能產生一使機尾向上之單向昇力。 此二種設計當航空器欲於橫軸實行抬高機首(Nose Up)之控制時，僅能靠降低上述尾部昇力裝置產生之力矩為之，而當此尾部昇力裝置之抬升力矩已降至最低甚至為零卻仍無法滿足上述操作時，只得提高位於重心前方之主昇力裝置力矩；但因主昇力裝置產生之力矩遠大於尾部昇力裝置，極易使航空器之俯仰動作陷入「發散式震盪」(Divergent Oscillation)而招致失控墜毀。此狀況尤其易發生於航空器處于大角度、高下降率之垂直降落進場模式(Vertical High Descent Rate Steep Approach)。是以此類似設計製造之NASA XC-142, Canadair CL-84皆僅止於原型試驗機階段，並未進入量產。 是知，此類具有垂直升降飛行模式之航空器，其中所遇到的問題之一，往往必須克服的是垂直升降過程沿橫軸俯仰失控之狀態。

有鑑於先前技術之問題，本發明人研發一種可兼具垂直升降與定翼飛行之雙模式航空器簡易俯仰控制裝置，包括一機體以及一組對稱定翼，且界定機頭至機尾方向為縱軸向，該各定翼伸展方向為橫軸向，機頂至機底方向為垂直軸向，且該各定翼各附設一第一推力機構，且該各第一推力機構係供操作性隨該各定翼沿橫軸俯仰或獨立沿該橫軸俯仰，且沿機體縱軸之機體重心點至機尾之間，設有一可產生抵抗機體重心點至機頭間力矩之簡易控制裝置，且該簡易控制裝置係可以供選擇性作動而產生向上或向下控制力矩。 藉此，本發明可以利用於兼具垂直升降與定翼飛行之雙模式航空器簡易俯仰控制裝置，即特別針對具有一組對稱定翼而該各定翼各附設一第一推力機構之航空器，此種航空器在旋翼機模式時可以藉由該第一推力機構產生昇力從而達到垂直起降目的，並於轉換至定翼機模式後可如同一般定翼機般持續飛行。 且本發明所謂「簡易控制裝置」，係相對於該等航空器並不特別設置有複雜繁瑣且昂貴之循環變距機構的特定情況下，利用本發明可以該簡易控制裝置即可對於縱軸向之機體在垂直起降過程沿橫軸向俯仰姿態產生雙向且適應性之控制力矩，用於控制俯仰，可以較為經濟、簡便、可靠、降低維修成本之構造達成，尤其對於相對無需載人之航空器更為優選。

以下藉由圖式之輔助，說明本發明之構造、特點與實施例，俾使貴審查人員對於本發明有更進一步之瞭解。 請參閱第一圖所示，本發明係關於一種可兼具垂直升降與定翼飛行之雙模式航空器簡易俯仰控制裝置，包括一機體(1)以及一組對稱定翼(10)，配合一、二圖所示，界定機頭(11A)至機尾(11B)方向為縱軸向，即圖式標示方向(X)，該各定翼(10)伸展方向為橫軸向，即圖式標示方向(Y)，機頂(12A)至機底(12B)方向為垂直軸向，即圖式標示方向(Z)。 且該各定翼(10)兩側各附設一第一推力機構(13)，且該各第一推力機構(13)係供操作性隨該各定翼(10)沿橫軸俯仰或獨立沿該橫軸俯仰，且沿機體(1)縱軸之機體重心點(P)至機尾(11B)之間，設有一可產生抵抗機體重心點(P)至機頭(12A)間力矩之簡易控制裝置(14)，且該簡易控制裝置(14)係包括一供選擇性作動而產生向上或向下控制力矩。 本發明之該第一推力機構(13)可以為第一圖所示之旋翼(13A)，或第七圖所示之噴射動力機構(13B)。亦可包括如第八圖所示之導風扇推進器(13C)。此外亦可為螺旋槳(Propeller)、渦輪噴射引擎(Turbo Jet)、渦輪扇(Turbo Fan)等。本說明書所主要闡述，主要係以具有旋翼之機型為例說明，惟並不侷限於具有旋翼之機型。 請參閱第三圖與第六圖所示，本發明可以利用於設有該各定翼(10)與該旋翼(13A)之航空器，即特別針對具有該各定翼(10)，而該各定翼(101)各附設該旋翼(13A)之航空器，且在該等航空器並不特別設置有複雜繁瑣之循環變距機構的特定情況下，利用本發明可以利用簡易控制裝置(14) 即可對於縱軸向之機體(10)在起降過程沿橫軸向產生俯仰姿態控制，尤其對於相對無需載人之無人飛機等航空器更為優選。 請參閱第二圖所示，其中該機體重心點(P)係位於該第一推力機構(13)於垂直起降模式時該推力中心所連接之橫軸假想連線(L1)上。 也可以於該各定翼(10)更附設第二推力機構(圖未顯示)，其中該機體重心點係位於該第一推力機構(13)與第二推力機構於垂直起降模式時該總合之推力中心所連接之橫軸假想連線上。以相對可以使得該簡易控制裝置(14)該機體重心點(Ｐ)所形成之支點有一較大力臂。 其中該簡易控制裝置(14)係埋設於該機體縱軸向之機體(10)接近尾段部，而對外形成相通。藉由埋設之狀態，可以使得該簡易控制裝置(14)納設於該機體而不相對突顯或外露，減少對於氣流之阻抗或偏導，確保裝設本發明之後的航空器穩定與可靠性。 請參閱第三圖所示，本發明之實施例之ㄧ，其中該簡易控制裝置(14)係包括一葉輪(14A)，該葉輪(14A)可如第三-1圖-2圖所示，調變葉片(141A)角度而產生向上斥力或向下斥力(該調變葉片係屬習知，且非屬本案之標的，內部構造容不贅示及贅述)，即簡易經濟利用單一葉輪(14A)之葉片(141A)調整角度，即可改變其吹驅空氣之方向，該改變葉片(141A)之角度係屬習知結構，詳細構造則不予贅述以及冗圖表現。 請參閱第四圖所示，該簡易控制裝置(14)也可以包括二葉輪(14A)，該各葉輪(14A)可分別切換驅動從而產生向上斥力或向下斥力。 請參閱第五圖所示，本發明之另外一實施例，其中該簡易控制裝置(14)係包括一向上產生斥力之第一噴嘴(142)以及一向下產生斥力之第二噴嘴(143)，供噴射氣流選擇性噴出。 更進一步甚至其中設有一閥門(144)，該閥門(144)於氣流選擇性於一噴嘴(142)/(143)噴出時，封閉另一噴嘴(143)/(142)，以提高噴氣之準確性。 綜上所述，本發明確實符合產業利用性，且未於申請前見於刊物或公開使用，亦未為公眾所知悉，且具有非顯而易知性，符合可專利之要件，爰依法提出專利申請。 惟上述所陳，為本發明在產業上一較佳實施例，舉凡依本發明申請專利範圍所作之均等變化，皆屬本案訴求標的之範疇。

(X)‧‧‧縱軸向

(Y)‧‧‧橫軸向

(Z)‧‧‧垂直軸向

(1)‧‧‧機體

(10)‧‧‧定翼

(11A)‧‧‧機頭

(11B)‧‧‧機尾

(12A)‧‧‧機頂

(12B)‧‧‧機底

(13)‧‧‧第一推力機構

(13A)‧‧‧旋翼

(Ｐ)‧‧‧機體重心點

(L1)‧‧‧推力中心假想連線

(14)‧‧‧簡易控制裝置

(14A)‧‧‧葉輪

(141A)‧‧‧葉片

(142)‧‧‧第一噴嘴

(143)‧‧‧第二噴嘴

(144)‧‧‧閥門

第一圖係本發明之立體圖。 第二圖係本發明之俯視圖。 第三圖係本發明實施例一示意及俯仰狀態示意圖。 第三-1圖本發明實施例一葉片角度調變示意一圖。 第三-2圖本發明實施例一葉片角度調變示意二圖。 第四圖係本發明實施例二示意圖。 第五圖係本發明實施例三示意圖。 第六圖係本發明定翼機飛行模式示意圖。 第七圖係本發明第一推力機構另一實施例圖。 第八圖係本發明第一推力機構另一實施例圖。

Claims (9)

1. 一種可兼具垂直升降與定翼飛行之雙模式航空器簡易俯仰控制裝置，包括一機體以及一組對稱定翼，且界定機頭至機尾方向為縱軸向，該各定翼伸展方向為橫軸向，機頂至機底方向為垂直軸向，且該各定翼各附設一第一推力機構，且該各第一推力機構係供操作性隨該各定翼沿橫軸俯仰或獨立沿該橫軸俯仰，且沿機體縱軸之機體重心點至機尾之間，設有一可產生抵抗機體重心點至機頭間力矩之簡易控制裝置，且該簡易控制裝置係可以供選擇性作動而產生向上或向下控制力矩。
2. 如申請專利範圍第1項所述之可兼具垂直升降與定翼飛行之雙模式航空器簡易俯仰控制裝置，其中該第一推力機構可為選自旋翼(Rotor)或螺旋槳(Propeller)、渦輪噴射引擎(Turbo Jet)、渦輪扇(Turbo Fan)或導風扇推進器(Ducted Fan)。
3. 如申請專利範圍第2項所述之可兼具垂直升降與定翼飛行之雙模式航空器簡易俯仰控制裝置，其中該機體重心點係位於該第一推力機構於垂直起降模式時之推力中心所連接之橫軸假想連線上。
4. 如申請專利範圍第2項所述之可兼具垂直升降與定翼飛行之雙模式航空器簡易俯仰控制裝置，其中該各定翼更附設第二推力機構，其中該機體重心點係位於該第一推力機構與第二推力機構於垂直起降模式時總合之推力中心所連接之橫軸假想連線上。
5. 如申請專利範圍第1項所述之可兼具垂直升降與定翼飛行之雙模式航空器簡易俯仰控制裝置，其中該簡易控制裝置係埋設於該機體縱軸向之機體接近尾段部，而對外形成相通。
6. 如申請專利範圍第1項所述之可兼具垂直升降與定翼飛行之雙模式航空器簡易俯仰控制裝置，其中該簡易控制裝置係包括一葉輪，該葉輪可調變葉片角度而產生向上斥力或向下斥力。
7. 如申請專利範圍第1項所述之可兼具垂直升降與定翼飛行之雙模式航空器簡易俯仰控制裝置，其中該簡易控制裝置係包括二葉輪，該各葉輪可分別產生向上斥力或向下斥力。
8. 如申請專利範圍第1項所述之可兼具垂直升降與定翼飛行之雙模式航空器簡易俯仰控制裝置，其中該簡易控制裝置係包括一向上產生斥力之第一噴嘴以及一向下產生斥力之第二噴嘴，供噴射氣流選擇性噴出。
9. 如申請專利範圍第8項所述之可兼具垂直升降與定翼飛行之雙模式航空器簡易俯仰控制裝置，其中設有一閥門，該閥門於氣流選擇性於一噴嘴噴出時，封閉另一噴嘴。