CN101027214A - 旋翼飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明描述了一种旋转翼飞行器，其包括：机身(5)，主旋翼(3)，其相对于所述机身而在主旋翼平面中可旋转，用于支撑飞行中的所述飞行器；和多个控制推进器(7)，每个所述控制推进器可操作以提供推进力，所述推进力作用在相对于所述主旋翼的切向方向上，并作用在与所述主旋翼平面平行且隔开的平面中。所述多个控制推进器可包括相对取向的一对推进器，所述一对推进器被安装用于围绕所述主旋翼的轴线相对于所述机身而进行选择性转动。可替代地且优选地，所述多个推进器可包括沿着所述主旋翼的圆周方向而分开的三个或更多个推进器。本发明还描述了一种倾斜旋翼飞行器，其中提供了推进器阵列，用于盘旋飞行中的侧向控制和前向飞行中的方向控制。

Description

旋翼飞行器

技术领域

本发明涉及一种旋翼飞行器，并特别涉及一种旋翼飞行器中的控制系统，用于平衡旋翼的扭矩和控制旋翼的提升方向。本发明进一步涉及提供一种控制机构，用于倾斜旋翼类型飞行器，或用于传统飞行器中的方向控制。

背景技术

在传统直升机中，主旋翼在水平平面中旋转以提供竖直提升力，所述提升力的量通过集中斜度控制来进行控制，所述斜度控制一致改变旋翼叶片的迎角。将推进力矢量改变角度以产生前向、侧向或后向的飞行，是通过周期性的斜度控制来实现的，所述周期的斜度控制作用在旋翼叶片上，以将旋翼盘面倾斜离开水平面，从而产生水平(纵向或侧向)的推进力。从直升机机身施加到旋翼的扭矩通过推进器来平衡，所述推进器传统上安装在直升机的尾部，以控制直升机机身的偏航。

将集中的和周期性的斜度控制提供到主旋翼叶片，导致旋翼心轴处的复杂和昂贵的结构，增加了制造和维护成本。而且，传统的直升机旋翼叶片被铰接在根部，从而随着施加周期的斜度控制以将旋翼盘面相对于飞行器机身进行倾斜，就产生了叶片的适合的“摆动”运动。

直升机几乎不工作于受限环境，例如，用于从建筑物的窗户中救援室内人员，这是因为，旋翼末端与固定结构的接触具有灾难性结果。针对这种考虑而提出的一个方案是，提供一种包围主旋翼的管道或罩，其能够经受低速冲击而不损坏旋翼叶片。这样的罩难以设置在进行周期性斜度控制的飞行器中，这是因为，在所述罩中需要大的空间来容纳叶片的摆动运动，从而使得所述罩笨重得让人无法接受。

在倾斜旋翼飞行器中，旋翼被安装到飞行器机身用于在起飞位置与飞行位置之间进行倾斜，在所述起飞位置中，一个或多个旋翼提供竖直提升力以将飞行器升离地面，而在所述飞行位置中，一个或多个旋翼提供前向推进力，飞行器通过传统的作用在机翼上的空气动力学力而被支持。所述机翼和旋翼可作为一个整体而相对于机身进行旋转，或者，所述机翼可固定在机身上，而只针对一个或多个旋翼进行枢转安装。

为了在起飞和降落期间提供倾斜旋翼飞行器的控制，当作用在机翼和尾部平面上的空气动力学力由于低气流速度而较小时，一个或多个旋翼提供了集中的和周期性的斜度控制，这是因为，直升机类型的航空器以及单旋翼航空器也需要偏航控制机构，通常为尾部旋翼，其在盘旋和低速飞行过程中工作。旋翼组件的复杂性因而增大，而且飞行器的制造和维护成本均增加。

本发明意在提供一种用于旋翼飞行器或用于倾斜旋翼飞行器的控制机构，该控制机构使用主旋翼，而不进行周期性的斜度控制。可选地，主旋翼可为斜度固定的旋翼，所述旋翼的头结构由于不使用集中的和周期性的斜度控制结构而被进一步简化。所述控制系统还意在平衡主旋翼的扭矩，从而在盘旋、降落和起飞期间在直升机中以及倾斜翼飞行器中提供偏航控制，而无需传统的尾部旋翼或尾部推进器。

发明内容

本发明的一个方面提供一种用于旋转翼飞行器的控制机构，该控制机构能够同时平衡提升旋翼的扭矩并提供侧向控制，而无需对旋翼叶片进行周期性斜度控制。

本发明的另一方面涉及一种具有一个或多个斜度固定的提升旋翼的旋转翼飞行器，其能够提供抗平衡扭矩和侧向推进力控制。

在本发明的又一个方面中，提供一种用于倾斜旋翼飞行器的控制机构。在这样的飞行器中，一个或多个旋翼被安装到飞行器，用于在水平平面中旋转，从而产生提升力，以支持处于盘旋、起飞和降落模式中的飞行器，所述一个或多个旋翼可倾斜以在大致竖直的平面中旋转，从而提供用于传统机翼承载飞行的前向推进力。

在本发明的一个实施例中，用于旋转翼飞行器的控制机构包括：多个推进器，其被安装到飞行器机身，并相对飞行器的主提升旋翼而设置，使得推进器的作用线所处的平面在与主旋翼盘面的平面隔开，并且该作用线相对于旋翼盘面沿圆周指向。推进器阵列可位于主旋翼的上方和/或下方，并且所述阵列可或者安装到机身上，或者安装到从旋翼轴向延伸的吊杆上。

推进器阵列能够提供转矩或扭矩以抵消主旋翼的扭矩，并同时提供相关于主旋翼轴线而径向指向的并不处于旋翼平面中的力。

当径向力被施加在不处于旋翼平面中的位置时，或更具体地说，当径向力被施加在竖直方向上与飞行器重心隔开的位置时，飞行器被迫倾斜。这样的倾斜运动使来自主旋翼的提升力产生侧向分量，并且飞行器沿着侧向力的方向侧向移动。为了保持高度，增大了提升动力。

在本发明的具有处于旋翼平面上方和下方的推进器阵列的实施例中，径向力的合力可处于旋翼平面的上方、下方或之中。上述最后一种情况能够为侧向运动提供精细控制，这是因为，如果侧向力作用通过飞行器的重心，则侧向力的施加无法使旋翼盘面倾斜。使用两种推进器阵列，飞行器可沿着任何方向侧向运动，而同时保持旋翼盘面处于水平，从而侧向运动只通过推进力而产生。

优选地，在每个阵列中提供三个推进器，各推进器之间所间隔的圆周角最优选为大致相等。推进器最优选地相对于飞行器机身的纵向轴线而对称定位。用于抵消旋翼扭矩的纯力偶通过使来自各推进器的推进力相等而产生。可以通过改变来自每个推进器的推进力的量以及可选地改变其圆周方向，产生用于抵消旋翼扭矩的力偶与用于提供导向控制的可导向侧向力的组合。虽然三个推进器为优选数目，但也可使用四个或更多个推进器，其优选地被安装在相对于飞行器的纵向轴线的对称位置处。

不过，在可替代机构中，可提供相对取向的两个推进器。所述推进器可操作以产生抵消旋翼扭矩的力偶，而侧向推进力可通过使来自各推进器的推进力不等而产生。一对推进器作为一个整体安装，以围绕主旋翼轴线而转动，使得由推进器所产生的侧向推进力的方向可通过将推进器组件选择性地转动到相对于飞行器机身的所需方位来进行控制。

使用推进器来产生抗扭矩力偶和控制飞行方向的侧向力，免除了在主提升旋翼上的周期性斜度控制的需要，从而简化了旋翼的头结构。

由于在主旋翼上未使用周期性斜度控制，因此旋翼盘面的平面相对于飞行器机身大致固定，而包围管道可安装到机身以包围旋翼，而使得在旋翼末端处缝隙最小，从而改善旋翼性能。所述管道也可用作罩以提供保护从而防止叶片末端接触固定结构，进而允许航空器在封闭环境中被操作或者接近于建筑物或峭壁，这些地方对于传统的飞行器而言是极度危险的。在这种航空器中的推进器可定位于所述罩的内侧，以保护其免于和竖直面撞击，或者可具有其自身的保护性遮蔽物。所述罩可替代地可为包围旋翼盘面的结构，但该结构并不处于盘面的平面中，而是在其上方或下方，其具有相同的功能，以通过保护旋翼和/或推进器来减少接触固件结构的发生。

推进器可为反作用喷嘴，其从所述管道的表面中的入口来进给，该进给使用的是由主旋翼施压的空气。

不使用周期性斜度控制，还使得旋翼叶片的设计能够针对其斜度、翼长和不同半径下的曲度而被优化，以将提升力均匀地分布在旋翼转圈半径上，从而增大旋翼效率。

在本发明的可替代实施例中，提供了用于倾斜旋翼飞行器的控制机构。在这样的飞行器中，一个或多个旋翼被安装到飞行器，用于在水平平面中旋转，以产生提升力来支撑处于盘旋、起飞和降落模式下的飞行器。一个或多个旋翼可枢转到竖直平面中，从而为传统的飞行器的机翼承载飞行提供前向推进力。旋翼可以可枢转地安装到飞行器机身，飞行器的机翼相对于机身被固定。可替代地，所述机翼和一个或多个旋翼均可以可枢转地连接到机身，使得当处于旋翼承载飞行时，机翼中暴露于旋翼下降气流的区域最小化。飞行控制机构包括如前所述的多个推进器，其相对于飞行器的一个或多个旋翼而固定，并可随之而相对于机身枢转，使得推进器的作用线不处于旋翼转圈的平面中，并相对于旋翼盘面沿圆周取向。推进器被设置为使得其能够提供转矩以抵消旋翼的扭矩，并且/或者提供相对于旋翼轴线径向取向的径向力。

如前述第一机构中所述，倾斜旋翼航空器的推进器可为三个，其被相对于主旋翼而固定定位，并可操作以传送推进力，所述推进力处在与主旋翼平面平行且隔开的平面中，并且沿着相对于主旋翼的圆周方向。通过单独控制每个推进器的推进力的大小和圆周方向，可产生用于抵消旋翼扭矩的转矩以及可选的用于将飞行器在水平平面中移动的径向力，从而控制处于盘旋和低速飞行情况下的飞行器。倾斜旋翼航空器可具有两个或更多个主旋翼，每个主旋翼均具有一套推进器。

在未示出的可替代的倾斜旋翼飞行器机构中，各推进器可安装到飞行器机身，以提供侧向和纵向的控制力和/或转矩，同时一个或多个倾斜旋翼被安装到机身以提供用于飞行的提升力和前向推进力。倾斜旋翼可安装到倾斜机翼，或者，固定机翼可安装到机身，以支撑倾斜旋翼。

对于传统的机翼承载飞行，当倾斜旋翼飞行器操作其一个或多个旋翼而使其向竖直平面倾斜时，控制表面(副翼)可设置在机翼中，以辅助或替代推进器来提供抵消转矩以平衡旋翼扭矩。类似地，采用这种模式，传统的方向舵和升降舵表面可设置以辅助或替代推进器，来控制飞行方向。在一个实施例中，推进器可实施在鸭型控制表面中，该控制表面安装到从主旋翼转圈向前(即，向上游)延伸的吊杆。

附图说明

现在将参照附图对本发明的各实施例进行详细描述，其中相应的部件对应相同的附图标记。在附图中：

图1显示了包括本发明控制结构的第一旋翼飞行器的示意性侧视图；

图2是显示了第一控制机构中旋翼和推进器的相对定位的透视图；

图3是从旋翼上方观察的轴向视图，其显示了盘旋飞行中的推进力；

图4是类似于图3的视图，其显示了向前飞行中的推进力；

图5是类似于图3的视图，其显示了侧向飞行中的推进力；

图6是使用本发明控制结构的采用旋翼承载飞行配置的倾斜旋翼飞行器的透视图；

图7是采用机翼承载飞行配置的图6中的倾斜旋翼飞行器的透视图。

具体实施方式

现在参见图1，旋翼飞行器1包括采用竖直纵长杆形式的机身2。在机身2的上端，主旋翼3连接到所述机身。主旋翼3包括旋翼叶片3a和旋翼心轴3b。旋翼轴3b通过旋翼轴承4而被安装到机身2。

在机身2的下端，形式为一对起落橇的起落架2a被安装到所述机身。

吊杆5从机身2向上延伸通过主旋翼的中心，在吊杆5的上端安装有三个径向臂6。在每个径向臂6的径向外端设有推进器7。在所示实施例中，推进器7为斜度可调螺旋桨，它们的轴被设置为沿相同的圆周方向与径向臂6相切。斜度控制致动器8利用斜度控制杆9而关联到每个推进器7。

对主旋翼3和推进器7的驱动是通过安装到机身2的马达10来实现的。马达10利用齿带驱动器12来驱动传送轴11。传送轴11平行于机身2而延伸，在其上端具有与主旋翼心轴3b上的齿轮轮齿14相啮合的驱动齿轮13。

在传送轴11的中间长度处，齿带驱动机构15进一步将动力从传送轴11传送到传动轴16，传动轴16延伸穿过主旋翼轴承4的中心，并沿着吊杆5的长度延伸而终止于锥齿轮17。锥齿轮17与三个圆锥齿轮18啮合，每个圆锥齿轮18安装到容纳于相应的径向臂6中的相应的驱动轴件19。在径向臂6的径向外端处，驱动轴件19利用第二锥齿轮组件20向推进器7提供动力。

图1中所示到实施例为远程可控无人驾驶飞行器，并包括控制信号接收器21，其链接到用于控制马达10的动力输出的控制致动器(未示出)。控制信号接收器21还链接到斜度控制致动器8，使得由每个推进器7产生的推进量和周转方向可独立于其他推进器而改变。不过，将认识到的是，有人驾驶类型的旋翼飞行器将包括导航舱，其提供以控制输入用于将控制信号施加于致动器8。导航舱可安装到主旋翼上方的吊杆5或径向臂6，或安装到主旋翼下方的吊杆5。

所述远程控制系统包括发送器22，其响应四个控制输入23a、23b、23c和23d中的每一个，而传送四信道控制信号。在本实施例中，三个控制输入23b、23c和23d具有中性中心位置，并可移动到在其相应中性位置的任一侧上的正位置和负位置。这三种控制被设置为，使得控制输入的中性位置对应于由相应控制信道所控制的飞行器运动的稳定状态。控制输入23b、23c或23d中的一个运动到中性位置的正向侧，会导致一个或多个致动器8从其中间位置沿一个方向移动，其移动量正比于控制输入的位移量。控制输入23a链接到马达速度控制器。为了增大由主旋翼3所产生的推进量，控制输入23a朝向其范围的上限移动，而为了减小推进，控制输入朝向其范围的下限移动。由主旋翼产生的提升力通过改变马达速度而进行控制，以将所述飞行器提升离开地面并控制高度。

控制输入23b、23c和23d可操作以控制水平飞行的方向和飞行器的方位角(即，飞行器所“面对”的方向)，这些将在下文中进行描述。

图1中所示的旋翼飞行器的主旋翼3为固定斜度的旋翼，使得由旋翼所产生的提升量通过改变引擎速度而进行控制。不过，可以预见的是，主旋翼3可具有可变斜度的叶片，并且在控制信号接收器21的控制之下，可提供集中斜度控制。于是，所述旋翼可为恒速旋翼，其中通过调节旋翼叶片的集中斜度控制可改变提升力。应理解的是，无论何种情况，提升力的改变将会导致施加于旋翼的扭矩的改变，这将需要由推进器所施加的转矩的相应改变，以控制机身的偏航。

在图1中所示的飞行器中，飞行器的重心位置被设置为低于主旋翼3的盘面，从而使飞行器能够调节其固有的稳定性。所述重心位置可替代地可处于旋翼盘面位置之处或之上，但在这样的实施例中，可能会需要传感器来检测飞行器的斜度和转动，使得能够施加自动补偿来保持高度。

旋翼飞行器操作

为了操作如图1中所示的旋翼飞行器，飞行器立于其起落橇或起落架2a上，并且马达10被启动以转动主旋翼3和推进器7。为了实现垂直起飞，控制输入23a朝向其中性位置的“正向”侧移动，从而增大马达10的速度，进而增大由主旋翼3所产生的提升力，同时，推进器的斜度控制器被保持在适当位置，以提供来自所述三个推进器的每一个的相等的推进力，从而抵消施加于主旋翼的扭矩。随着马达速度的增大，来自主旋翼的提升力和来自推进器的推进力基本上一起增大，直到由主旋翼所产生的提升力足以克服飞行器的重力进而起飞。然后，推进器7的斜度控制致动器8被精细调节，以使每个推进器产生等量的推进力，以抵消飞行器机身的任何偏航趋势。由于推进器对称分布，因此，它们的相等的推进力仅产生抵消旋翼扭矩的转矩，而不产生净侧向力。一旦达到所需盘旋高度时，马达10的速度降低，直到飞行器的提升力与重力处于平衡状态，从而实现盘旋，而控制输入23a被调节使得控制输入23a的中性位置对应于盘旋所需的马达速度。为了降落，通过将控制输入23a朝向其中性位置的负向侧移动，马达速度降低以减小提升力。在提升力的这些变化期间，施加于旋翼的扭矩将改变，而由推进器所产生的推进力的量受到控制，使得由推进器所产生的转矩等于所述旋翼扭矩，从而阻止机身沿竖直轴线偏航。

控制飞行器的偏航，即，控制飞行器所“指向”的方向，通过控制输入23b来实现，控制输入23b操作以改变由各推进器7一致产生的推进力，从而或者增大或者减小所产生的推进力。为了实现机身在偏航时转向左方(从上方所见的逆时针方向)，控制输入23b从其中性位置不停地移向其正向侧。这导致所有三个致动器8增大推进器螺旋桨的斜度，其增大的量正比于控制输入23b从其中性位置的移动，从而增大其推进力。于是，由推进器施加于机身的转矩超过由主旋翼施加于机身的扭矩，从而导致机身向左方偏航。为了阻止机身的转动，控制输入23b不停地向其负向侧移动，然后返回其中性位置。

现在参见图2，以透视图的方式显示了飞行器的三个推进器和主旋翼的相对定位，其中所参照的三轴线坐标系的原点处于飞行器的重心处。标记为“转动”的轴线沿机身的纵向向前方向。标记为“斜度”的轴线为横切于机身的水平轴线，而竖直轴线标记为“偏航”。

为了倾斜旋翼盘面并进而产生旋翼提升力的水平分量，通过将飞行器相应地沿斜度和/或转动轴线进行倾斜，实现飞行器的前向和/或侧向的平移。

将转动轴线设置为飞行器机身的“前向”方向，则径向臂6a从吊杆5向前延伸，而“前向”推进器7a被安装在径向臂6a的末端处。类似地，右手或右舷推进器7b被安装到右手或右舷径向臂6b，而左手或左舷推进器7c被安装到左手或左舷径向臂6c。

为了控制飞行器围绕三个主轴线的转动，连接到相应推进器7的螺旋桨斜度控制致动器8，被操作以改变由推进器所产生的推进力的大小，这样，通过三个推进力矢量的作用，提供了抵消旋翼扭矩的转矩，并且，如果需要，还提供了在平行于主旋翼盘面的平面中的径向力。所述径向力，如果对准飞行器的前后向轴线，则将产生正向(前向)或负向(后向)的倾斜转矩，该转矩将向前或向后倾斜所述飞行器，并促使飞行器向前或向后平移。

如果所述径向力对准飞行器的横切轴线，那么径向力将促使飞行器转向左方或转向右方。这种转动运动将倾斜主旋翼盘面所处的平面，继而飞行器将向侧向运动。

通过将所述径向力设置为相对于飞行器的前后向轴线(转动轴线)呈一选定的角度，能够产生转动运动和倾斜运动的组合，这导致飞行器在所述径向力的方向上平移。

为了控制飞行器的偏航，即，为了控制飞行器的前后向轴线的方位角方向，推进力的大小被一致增大或减小，这样，由此形成的飞行器机身的转矩略大于或略小于主旋翼扭矩。这样的非平衡扭矩导致飞行器机身围绕主旋翼轴线而转动，提供了对于飞行器所指方向的控制。

推进器控制

在图1所示实施例中，每个推进器7由斜度可变螺旋桨所构成，所述螺旋桨被斜度控制致动器8通过斜度控制杆9所控制。虽然螺旋桨的旋转方向保持不变，但推进力矢量的圆周方向可通过将螺旋桨叶片设置在正向或负向斜度角而改变。于是，每个推进器可传输相对于主旋翼轴线沿顺时针或逆时针方向(从上方所见)而设置的推进力。推进器螺旋桨叶片的斜度角和推进器螺旋桨的旋转速度，控制所产生的力的大小。

可使用三个单独的控制信道来控制旋翼飞行器的斜度、转动和偏航，来远程控制如图1中所示的旋翼飞行器。第四个控制信道用于通过控制马达10来控制主旋翼速度。

现在参见图3，其中可见由上方所见的视图，其示意性例示了主旋翼3和三个推进器7。主旋翼沿着从上方所见的逆时针方向旋转，因此，机身相对于主旋翼扭矩而言进行顺时针转动的运动。飞行器的前后方向在图中竖直向上，因而前向推进器7a处于最上方。推进器7a、7b和7c被布置为，其中一个推进器相对于飞行器机身而位于主旋翼轴线的正前方，而承载另两个推进器7的臂相对于飞行器纵向轴线呈120°而向后和向外延伸。

盘旋飞行

在盘旋飞行中，由每个推进器7a、7c和7b分别产生的推进力T1、T2和T3被设为相等，使得在吊杆5的上端所得到的力为逆时针方向的纯力偶，以平衡来自主旋翼3的顺时针反作用转矩。换句话说，吊杆5的上端所经受的不是侧向力，而仅为扭转力。每个推进力T1、T2和T3的大小将取决于径向臂6的长度R，并取决于施加于主旋翼3的扭矩的瞬时值。在盘旋飞行中，飞行器的任何偏航趋势，将通过一致增大或减小推进器7的推进力T1、T2和T3而被校正。可通过反馈控制系统来协助稳定的盘旋，其中，回转探测器探测飞行器机身的偏航，并将信号提供到斜度控制致动器8，以根据所检测到的偏航方向来增大或减小推进器螺旋桨的斜度，从而消除了不希望产生的任何偏航转动。针对偏航控制的控制信道，响应于输入23b而被调节，使得控制输入在稳定盘旋中处于其中性位置。为了“转动”飞行器，控制输入朝向其正向侧移动，而所有三个致动器8一致增加其相应的推进器螺旋桨的斜度，所增大的量正比于控制输入移动。力T1、T2和T3一起增大，而飞行器沿逆时针方向转动，即向左转动。通过将控制输入23b朝向其负向侧移动，飞行器向右转动而仍然盘旋。

前向飞行

为了由盘旋飞行转向前向飞行，控制系统需要在吊杆5的上端处产生向前的侧向力，以便使飞行器倾斜而俯冲。这将使主旋翼3的盘面倾斜，从而向上和向前引导旋翼3的主推进力，从而促使向前飞行。

为了使飞行器倾斜而俯冲，左手推进器7的推进力T2减小，而右手推进器的推进力T3增大相同的量。前向推进器7的力T1保持不变。这种情况如图4所示，其中推进力T2和T3的纵向和侧向分量以矢量形式显示。

由推进器7所产生的用于抵抗主旋翼扭矩的转矩不变，这是因为，由于减小推进力T2而导致的围绕旋翼轴线的转矩减小，被增大推进力T3而产生的转矩增大所补偿。

将推进力T1、T2和T3在纵向方向上(即，图4中所示的竖直方向)分解，则推进力T2和T3的侧向分量L2和L3相加以抵消推进力T1的侧向分量。这样，不产生净侧向力，飞行器没有转动的趋向。

推进力T2的向后作用的纵向分量P2小于推进T3的向前作用的纵向分量P3，而且由前向推进器7所产生的推进力T1没有纵向分量。因此，吊杆5的上端经受等于(P3-P2)的净前向力。这种力会使飞行器倾斜而俯冲，使得主旋翼盘面向前倾斜。于是，由旋翼产生的提升力具有用于支持飞行器的向上分量和用于产生前向飞行的前向分量。向提升旋翼提供的动力将不得不增加，这是因为提升力的竖直分量由于旋翼倾斜而减小，而且，当飞行器的前端向下倾斜时，由推进器产生的侧向力将具有小的向下分量。

当飞行员希望使飞行器向前飞行时，远程控制发送器的斜度控制输入23c从其中性位置朝向“前向”位置移动，其移动量正比于前向倾斜所需的量。信号被发送到控制信号接收器21，指令增大T3并等量地减小T2。根据所需向前倾斜的量，控制电路通过操作连接到推进器7c和7b的斜度控制致动器8，来等量地增大推进器7c的推进力T3并减小推进器7b的推进力T2。

应认识到的是，随着旋翼盘面从竖直到倾斜，将需要略微增大提升力来保持高度，这是因为，由旋翼产生的提升力的竖直向上分量将略微减小。这种提升力的增大要求将略微增大旋翼扭矩的要求，而三个推进器将不得不略微增大其推进力以补偿增大的扭矩要求。进一步，当飞行器重心低于旋翼时，则从竖直变为倾斜将由于提升力和与重力矢量的不对准而产生回复转矩。这种回复转矩最终将平衡由推进器所产生的倾斜转矩，导致稳定的前向飞行。

为了从前向飞行回到盘旋飞行，控制输入23c回到其中性位置，而三个推进器的推进力T1、T2和T3通过增大T2而减小T3再次均衡。施加于飞行器的俯冲倾斜转矩于是被消除，而飞行器回到其稳定状态，其重心位于主旋翼轴线的下方。

侧向飞行

为了引导飞行器以“侧向”方向飞行，需要有转动转矩。因此，必须将侧向力施加于吊杆5的上端。图5例示了来自推进器7的推进力的必要变化，以实现侧向飞行，即如图中所见的向右飞行。

从T1、T2和T3相等的盘旋状态始，增大左手推进器的推进力T2，而且也等量地增大右手推进器的推进力T3。前向推进器的推进力T1的减少量两倍于上述增大量，以保持偏航的平衡。

将推进力纵向分解，则推进力T3的前向分量P3平衡推进力T2的后向分量P2，因此不产生倾斜。

向右作用的力，即推进力T2和T3的侧向分量L2和L3，超过了推进力T1的向左作用的力，因此，向右的净力施加于吊杆5的顶部，导致飞行器向右转动。这样使得主旋翼盘面倾斜，并导致飞行器向右飞行。主旋翼提升力将不得不再次略增，以补偿主旋翼推进方向的倾斜，而旋翼扭矩的任何增加都将需要所有三个推进力T1、T2和T3的略微的和等量的增大来进行补偿。

当飞行员希望使飞行器向右方飞行时，远程控制发送器的转动控制器23d从其中性位置移动朝向“正向”位置，其移动量对应于所需的侧向速度。控制电路通过操作推进器7a、7b和7c的斜度控制致动器8，来相应地等量增大推进力T2和T3，并将推进力T1减小两倍于所述量。

为了将飞行器转向左方，控制输入23d朝向“负向”位置移动，其移动量正比于所需的侧向速度。致动器8将推进力T2和T3从盘旋平衡值减小相应量，并将推进力T1从盘旋平衡值增大两倍于上述的减小量。这导致施加于吊杆的转矩不变，而朝向左方的侧向力被施加于吊杆的上端，导致飞行器向左转动。在上述两种情况下，所述转动被飞行器的重力的回复移动所对抗，直到达到稳定的侧向速度。

将控制输入23d返回其中性位置，使得推进力T1、T2和T3相等，并且，由重力引起的回复转矩，使得飞行器回到盘旋状态。

可替代控制机构

为了使得飞行器的飞行更加直观，四个独立的控制输入23a、23b、23c和23d可以合并为单一的“操纵杆”类型的控制和单一的高度(马达速度)控制。该“操纵杆”控制将具有三个自由度，例如，前后向运动，侧到侧运动，和操纵杆围绕其轴线的转动。这些输入的每一个均对应于一个控制信道，并将导致推进器7的推进力组合的改变。例如，将操纵杆围绕其轴线而顺时针或逆时针转动，可通过从中性位置或平衡位置一致增大或减小推进器7的推进力，来控制飞行器的方位角。操纵杆的前后向运动可对应于由在先前示例中的控制输入23b所实现的斜度控制，使得操纵杆从中性位置的前向运动将导致右推进器的推进力T3的增大以及左推进器的推进力T2的等量减小。类似地，操纵杆的后向运动将导致T2的增大和T3的等量减小，该量对应于操纵杆从中性位置移动的量。

操纵杆的侧向运动，将通过等量地增大推进力T2和T3并将推进力T1减小两倍于所述增加量的量，或者相反，而使得所有三个推进器的推进力同时变化，以使得飞行器相应地向右或向左飞行。

因此，可使用操纵杆控制器，通过同时在侧向和纵向移动操纵杆，来同时实现倾斜和转动运动。而且，可通过转动操纵杆而使飞行器同时偏航。独立的“减速”控制器，和可选的主旋翼斜度控制器，可提供作为在一个或多个控制信道上的独立的或组合的控制输入。

当操纵杆移动朝向离开其中心中性位置的任意位置时，发送器中的控制电路将独立检测侧向控制偏斜量、纵向控制偏斜量、和转动(偏航)控制偏斜量，并将这些转化为推进器的推进力T1、T2和T3的为实现不同飞行器运动的增大量和减小量。针对每个推进器的增大量和减小量，然后被求和并向接收器发送信号，使得推进力T1、T2和T3的值能够被增大或减小三个所需改变之和，使得飞行器进入新的飞行方式中。可预见的是，这种可替代的控制机构可通过结合控制柱(control column)的机械联动装置来实施，所述机械联动装置可沿着两个水平方向移动，并可围绕竖直轴线而转动，以控制针对推进器的输入。

倾斜旋翼飞行器结构

图6和7例示了包括本发明控制机构的倾斜旋翼飞行器。

参见这些附图，倾斜旋翼飞行器包括机身30，其容纳控制舱31并具有起落架起落橇32。

引擎壳34安装在机身上方并处于一对安装架33之间，引擎壳34在其前端处支撑主旋翼35。一对机翼36从引擎壳34侧向延伸，机翼的平面垂直于主旋翼35的平面。吊杆37从主旋翼35向前延伸，吊杆37的前端连接有三个控制表面。方向舵38对准飞行器的前后向轴线，而一对升降舵39侧向延伸。升降舵39具有向下倾斜大约60°的下反角末端部分(anhedral tipsection)40。在升降舵的末端部分40中，并在方向舵38的末端处，推进器41安装在控制表面中。推进器所处的平面相对于主旋翼35呈大致的径向，这样，它们就能够提供相对于主旋翼的沿圆周方向的推进力。

引擎壳34、机翼36、吊杆37以及控制表面38和39，作为一个单元，可相对于机身30而在图6中所示的“竖直”位置与图7中所示的“水平”位置之间枢转。图6中所示的位置适用于在降落和起飞期间进行旋翼承载飞行(rotor-borne flight)而且适用于盘旋。图7中所示的位置适用于较高速前向飞行，其中飞行器由机翼36所支撑。

机翼36具有传统的副翼表面36a，并且还可具有诸如副翼或板条(未示出)的增大提升装置。控制表面38和39可具有可移动方向舵38a和可移动升降部分39a，这将在下文中进行描述。

图6和图7中所示的飞行器，在图6中所示的结构中将会垂直起落，并可转换到如图7中所示的用于前向飞行的结构。

在降落和起飞阶段期间，推进器41操作以抵消主旋翼35的扭矩，从而控制飞行器的偏航，并提供低速前向和侧向的飞行运动。一旦飞行器已经起飞，则来自主旋翼的推进力随着引擎壳34的前向倾斜而同时增大，使得飞行器的前向速度增大。随着前向速度增大，机翼36提供提升力的增大量，以支撑飞行器的重量，而且引擎壳34可如图7中所示而朝向水平位置进一步倾斜，使得主旋翼最终仅提供向前的推进力以推进飞行器，而同时飞行器的重量由机翼支撑。

控制表面38和39在盘旋飞行过程中由于在这样的低气流速度下所产生的低空气动力而无效。不过，随着飞行器的前向速度增大，方向舵38和升降舵39可产生足够的空气动力来控制飞行器的飞行方向，因而，推进器41的操作可随着飞行器的前向速度的增加而逐渐减少。

机翼36被安装到引擎壳34，以随其转动。在这种具有用于竖直飞行的飞行器机构的结构中，机翼提供针对由主旋翼引起的下降气流的最小阻力。不过，可以预见的是，机翼36可直接安装到飞行器的机身，可选地可定位以使它们针对旋翼下降气流的阻碍最小化。

为了实现从前向飞行转换到盘旋飞行以降落，通过减小主旋翼推进力并同时将引擎壳34从其水平位置转动到竖直位置，来降低飞行器速度。在该转换阶段期间，由机翼36所产生的提升力将减小，但由主旋翼35所产生的提升力的量将增大，而且组合的提升力将继续支撑飞行器的重量。一旦达到图6中所示的“竖直”位置，则飞行器完全由主旋翼提升力来支撑，而对飞行器转动、倾斜和偏航的控制通过使用推进器41来实现。

飞行器控制系统将优选地被计算机化，使得飞行器的瞬时前向速度和飞行姿态以及其结构被监控，而由飞行员实施的任何控制输入将被转换为方向舵38a和升降舵39a的可移动部分的适合的控制偏移、副翼36a的运动，和由推进器41所产生的推进力的控制。

飞行器的主旋翼35可为可变斜度旋翼，其仅提供以集中斜度控制，或者，可为固定斜度旋翼。相同地，推进器41可为可变斜度的扇叶或螺旋桨，或者可为沿着主旋翼的圆周方向对准的喷射推进器。

控制系统的另外的应用

除了上述的在侧向方向上控制旋翼飞行器以外，推进器阵列还可用来施加水平力以控制如下物体的水平定位，例如，诸如船舶或航空器的浮体，支撑在脚轮上的主体，气垫船，或悬置在缆线上的负载。这种应用可用来控制由盘旋飞行器降下的缆线端，以便取回负载，或将悬置负载精确放置在地面上。

使用推进器阵列的控制系统，还可通过将所述阵列安装到飞行器机身并引导推进器相切于纵向轴线(即在提升的翼中心的向前或向后的方向)，而被用作针对在固定翼飞行器中的诸如副翼、升降舵和方向舵的传统控制表面的可替代方案。

本公开内容的范围包括：在此公开的或者明显的或者不明显的任何新颖的特征或特征组合，或任何其概括，无论其是否相关于本发明或是否解决了任何或所有本发明所关注的问题。申请人在此提请注意的是，在本申请或源于此的任何进一步的申请的审查过程中，新的权利要求可能会陈述这样的特征。特别是，参照所附的权利要求，从属权利要求的特征可结合独立权利要求的特征，而相应的独立权利要求的特征可按照任何适合的方式进行组合，并且并不仅限于权利要求中所列举的组合。

Claims (38)

1、一种旋转翼飞行器，包括：

机身；

主旋翼，其可在主旋翼平面中相对于所述机身而旋转，用于支撑飞行中的所述飞行器；和

多个控制推进器，每个所述控制推进器可操作以提供推进力，所述推进力作用在相对于所述主旋翼的切向方向上，并作用在与所述主旋翼平面平行且隔开的平面中。

2、根据权利要求1所述的旋转翼飞行器，其中，所述多个控制推进器包括：一对相对取向的推进器，所述一对相对取向的推进器被安装用于相对于所述机身而围绕所述主旋翼的轴线选择性转动。

3、根据权利要求1所述的旋转翼飞行器，其中，所述多个推进器包括：在所述主旋翼的圆周方向上隔开的三个或更多个推进器。

4、根据权利要求3所述的旋转翼飞行器，其中，所述推进器沿着所述主旋翼的圆周方向等距隔开。

5、根据前述任一权利要求所述的旋转翼飞行器，其中，所述推进器被安装到相应的径向臂，所述径向臂从安装到所述机身的吊杆延伸并轴向延伸通过所述主旋翼的心轴。

6、根据权利要求5所述的旋转翼飞行器，在根据权利要求2所述的情况下，其中所述推进器被安装在从所述吊杆延伸的径向臂上，所述径向臂可围绕所述主旋翼的心轴转动，从而改变所述推进器相对于所述主旋翼的圆周位置。

7、根据前述任一权利要求所述的旋转翼飞行器，其中，每个所述推进器包括：在所述主旋翼的径向平面中旋转的螺旋桨。

8、根据权利要求7所述的旋转翼飞行器，其中，所述螺旋桨为斜度可变的螺旋桨，适于将推进力沿着相对于所述主旋翼的任一圆周方向传送。

9、根据权利要求7或8所述的旋转翼飞行器，其中所述推进器的螺旋桨通过传动轴而被驱动，所述传动轴轴向延伸而通过所述主旋翼的心轴。

10、根据权利要求1-6中任一权利要求所述的旋转翼飞行器，其中每个所述推进器包括：可导向的反作用喷嘴。

11、根据前述任一权利要求所述的旋转翼飞行器，其中所述旋翼定位于所述机身的上方，而所述推进器定位于所述旋翼的上方。

12、根据权利要求11所述的旋转翼飞行器，包括：安装在所述旋翼下方的推进器第二阵列。

13、根据前述任一权利要求所述的旋转翼飞行器，其中所述主旋翼为斜度固定的旋翼。

14、根据权利要求1-12中任一权利要求所述的旋转翼飞行器，其中所述主旋翼具有集中斜度控制。

15、根据前述任一权利要求所述的旋转翼飞行器，其中所述主旋翼至少部分地被保护罩所围绕。

16、根据权利要求15所述的旋转翼飞行器，其中所述罩包括：围绕所述主旋翼的管道。

17、一种根据前述任一权利要求的远程驾驶的旋转翼飞行器。

18、一种控制旋转翼飞行器的方法，所述旋转翼飞行器包括机身、主旋翼和推进器阵列，所述推进器阵列被安装到所述机身并被布置在与所述主旋翼的平面平行且隔开的平面中，以将推进力沿着相对于所述主旋翼的圆周方向而传送，所述方法包括：

控制由每个所述推进器所产生的力的大小和圆周方向，以产生转矩来抵抗施加于所述主旋翼的扭矩，并可选地产生在相对于所述主旋翼的轴线的选定径向方向上的力。

19、根据权利要求18所述的方法，其中所述推进器阵列包括两个相对取向的推进器，而由相应的推进器所产生的力的大小之差产生径向力，并且所述径向力的径向方向通过将所述推进器阵列相对于所述机身围绕所述主旋翼的轴线转动而选定。

20、根据权利要求18所述的方法，其中所述推进器阵列包括相对于所述机身而固定并沿着所述主旋翼的圆周方向而隔开的三个或更多个推进器，并且，通过改变由相应的推进器所产生的推进力的大小和/或圆周方向而产生径向力，从而产生在相对于所述主旋翼的轴线的选定径向方向上的合力。

21、一种倾斜旋翼飞行器，包括：具有纵向轴线和横切轴线的机身，和安装到所述机身并用于在第一位置与第二位置之间进行倾斜运动的旋翼，在所述第一位置中，所述旋翼可在大致平行于所述纵向轴线和横切轴线的平面中旋转，在所述第二位置中，所述旋翼可在大致垂直于所述纵向轴线并平行于所述横切轴线的平面中旋转，所述飞行器进一步包括：

被安装用于通过所述旋翼进行倾斜运动的多个控制推进器，每个所述推进器可操作以提供推进力，所述推进力作用在相对于所述旋翼的切线方向上，并作用在与所述旋翼的平面平行且隔开的平面中。

22、根据权利要求21所述的倾斜旋翼飞行器，进一步包括：安装到所述机身从而在前向飞行中支撑所述飞行器的一对机翼。

23、根据权利要求21所述的倾斜旋翼飞行器，进一步包括：安装用于通过所述旋翼进行倾斜运动的一对机翼，所述机翼的翼弦方向大致对准所述旋翼的轴线。

24、根据权利要求21-23中任一权利要求所述的倾斜旋翼飞行器，其中，所述控制推进器被安装到相应的径向臂的径向外端，所述径向臂从吊杆延伸，而所述吊杆轴向突出于所述旋翼并可随之倾斜。

25、根据权利要求24所述的倾斜旋翼飞行器，其中，所述径向臂被设置具有空气动力学控制表面，当所述旋翼处于其所述第二位置时，所述空气动力学控制表面可操作以控制前向飞行的所述飞行器。

26、根据权利要求25所述的倾斜旋翼飞行器，其中，当所述旋翼处于其所述第二位置时，所述径向臂被定位在所述机身的前方，并提供竖直控制表面和一对水平控制表面。

27、根据权利要求26所述的倾斜旋翼飞行器，其中，所述水平控制表面具有下反角末端部分，而相应的推进器被安装在所述末端部分中。

28、根据权利要求21-27中任一权利要求所述的倾斜旋翼飞行器，每个所述推进器包括：在所述主旋翼的径向平面中旋转的螺旋桨。

29、根据权利要求27所述的倾斜旋翼飞行器，其中每个所述推进器包括可导向的反作用喷嘴。

30、根据权利要求21-29中任一权利要求所述的倾斜旋翼飞行器，其中所述主旋翼为斜度固定的旋翼。

31、根据权利要求21-29中任一权利要求所述的倾斜旋翼飞行器，其中所述主旋翼具有集中斜度控制。

32、根据权利要求21-31中任一权利要求所述的倾斜旋翼飞行器，其中所述旋翼被管道所包围。

33、一种用于旋转翼飞行器的飞行控制系统，所述飞行器具有可操作以产生提升力以便支持飞行中的所述飞行器的主旋翼，所述控制系统包括：

多个控制推进器，每个所述控制推进器可操作以提供推进力，所述推进力作用在相对于所述主旋翼的切向方向上，并作用在与所述主旋翼平面平行且隔开的平面中；和

控制装置，用于根据由飞行员施加的控制输入，控制由每个所述推进器所产生的推进力的大小和圆周方向。

34、根据权利要求33所述的飞行控制系统，其中所述推进器为在与主旋翼平面径向相交的平面中旋转的螺旋桨，并且所述控制装置包括：相应的致动器和联动机构，该联动机构可被所述致动器操作，以改变每个所述螺旋桨的集中倾斜。

35、根据权利要求34所述的飞行控制系统，其中，所述控制装置可操作以响应由飞行员施加的单个控制输入，从而改变一个或多个所述螺旋桨的斜度。

36、一种控制旋转翼飞行器的方法，所述飞行器包括机身、主旋翼和多个控制推进器，每个所述推进器可操作以提供推进力，所述推进力作用在相对于所述主旋翼的切线方向上，并作用在与所述主旋翼的平面平行且隔开的平面中，所述方法包括：

确定所需的飞行方向；

调节由所述推进器所产生的力的大小和/或方向，使得这些力产生转矩，该转矩抵消所述主旋翼的扭矩，并且这些力的合力还产生朝向所需飞行方向的径向力。

37、根据权利要求36所述的方法，其中提供相对取向的两个推进器，并且，所述径向力的方向通过将所述一对推进器沿着所述主旋翼的轴线而转动来进行控制。

38、根据权利要求36所述的方法，其中提供三个或更多个推进器，所述推进器相对于所述主旋翼而沿圆周隔开，并且，通过改变由每个所述推进器所产生的力的大小和/或圆周方向，控制所述径向力的合力的方向。

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