專利名稱：輕體飛行器的推進系統(tǒng)的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及輕體飛行器的推進系統(tǒng)領域，特別涉及提供操縱及推力矢量控制的推進系統(tǒng)。
硬式和軟式輕體飛行器的主要問題之一是在進機庫時其位置保持和操縱能力有限，特別在側風很大時更是如此。這主要是因為它們的模載面積很大，使飛行器變成“風向標”并隨風“波動”。如果有陣風或存在上升風或下吸風時，其飛行器尤難控制。業(yè)已證明，進機庫是輕體飛行器飛行中最困難的一部分。
過去，采用可逆式螺旋槳進行剎車及提供控制方向的差動推力，但已證明其效果勉強。函道風扇或螺旋槳形式的側向推進器較為有效，但僅專用于進機庫和“起飛”，并使飛行器明顯增重。其例子可見S.O.Spurrier的專利“航空運輸系統(tǒng)”(美國專利號1876153)以及V.H.Pavlecks的專利“飛艇控制推進器”(美國專利號4402475)。為了提供在起飛時的額外升力，也曾采用過專用垂直升力螺旋槳；然而，同樣遇到了增重問題。其實例可見A.Rees的專利“航空器”(美國專利號1677888)和W.R.Smith的專利“輕體飛行器”(美國專利號5026003)。
另一個方法是采用可以從對準飛行器縱軸線的位置轉向垂直位置的函道和非函道螺旋槳。在產生向上或向下的推力時，該系統(tǒng)并不產生側向推力。另一個缺點是，如果函道風扇安裝在貨艙或吊艙上，產生向下推力時，從其中排出的廢氣會沖擊氣囊，除非將它們安裝在非常長的外掛梁上。而且，如果其飛行器很大，其函道風扇和動力裝置也必然很大以提供足夠的巡航速度。如果動力裝置與函道風扇構成一個整體，就會帶來結構重量問題，因為支撐和轉動函道風扇與動力裝置組合構件的機構會變得非常之大。
軟式輕體飛行器有三種常見類型一個單一充氣囊的；幾個氣囊串聯在一起的；多個氣囊裝于一個軟式蒙皮的。涉及這類軟式飛行器的一個特殊問題是其推力組件必須置于吊艙上，因為氣囊內沒有硬式結構。由于吊艙是懸吊在飛行器底部，推進系統(tǒng)產生的任何操縱力都不通過飛行器壓力中心起作用，從而降低了效率。對于由一個氣動外罩包裹著許多氣囊，而且內部結構決定其飛行器形狀的硬式飛艇，情況一般也是如此。雖然推進系統(tǒng)可以裝于其硬式結構的任何部位，但為了便于接近等原因，最經常地是把它們安裝于或接近于飛行器底部。因此，需要的是一種能解決所有操縱問題而同時導致飛行器增重最小的推進系統(tǒng)。
因此，本發(fā)明的主要目的是提供一種輕體飛行器用的推進系統(tǒng)。
本發(fā)明的另一主要目的是提供有增強操縱能力的一種輕體飛行器用的推進系統(tǒng)。
本發(fā)明的又一目的是為能改變諸如函道和非函道風扇或螺旋槳等推力產生組件，從而提供側向推力，而由此排出的廢氣并不沖擊氣囊的一種輕體飛行器的推進系統(tǒng)。
本發(fā)明還有一個目的是為能裝上諸如函道和非函道風扇或螺旋槳等推力產生組件，而在進機庫時不與地面控制設備相互干擾的一種輕體飛行器的推進系統(tǒng)。
本發(fā)明為具有縱軸線、水平軸線和垂直軸線的硬式或軟式輕體飛行器的推進系統(tǒng)。在軟式飛行器中，貨艙和飛行控制臺懸吊于氣囊之下因而稱為吊艙。在硬式飛行器中，這類結構可構成一體，無須懸吊。然而，為便于討論，把貨艙和飛行控制臺稱為“載貨結構”。具體地說，在垂直軸線的兩側有數目相同的多個推進系統(tǒng)。每個推進系統(tǒng)包含一個推力產生組件，此組件可以是風扇、函道風扇、螺旋槳或函道螺旋槳。但是，從安全角度考慮，優(yōu)選函道風扇或螺旋槳，因為一旦槳葉破斷，函道壁可防止槳葉割裂氣囊。推力組件也可以是一臺渦輪風扇發(fā)動機；然而，由于這類飛行器巡航速度極低，小于100英里/小時，又要求高的燃油效率，故不常使用渦輪風扇發(fā)動機。
優(yōu)選的推力組件裝于外掛梁的一端，在巡航姿態(tài)，該外掛梁從飛行器上垂直于縱軸線而水平地伸出。在軟式飛行器上，其外掛梁緊固于吊艙上；在硬式結構中，外掛梁可緊固在主支撐結構上；然而，即使是硬氏結構，把推力產生組件連到貨艙上更為可取，這樣便于接近進行維護、修理和拆卸。在飛行器特別大時尤其如此。
推力組件可以轉動地安裝在外掛梁的自由端，可在垂直于外掛梁縱軸線的平面內繞轉軸轉動。推力組件最好能從推力指向前的位置轉到推力指向后的位置，即可轉動正負180°。這樣推力可直接指向上，垂直向下和向后。值得注意的是，如采用推力反向螺旋槳或風扇轉動可限于正負90°。推力組件的轉動由安裝在外掛梁端部的一個第一驅動組件實現。一個合適的第一驅動組件包含一個安裝在推力組件上的一個環(huán)形齒輪，安裝在外掛梁上的液壓裝置或電動機的輸出軸上緊固的一個小齒輪與之嚙合。這類齒輪組件的使用可把推力組件“鎖定”在任何選定位置；然而，也可采用其他機構。應該注意，推力組件的推力軸可單個安裝，實現多種組合，更有利于操縱飛行器，這一點也很重要。
外掛梁可轉動地安裝于飛行器上，這就可以通過第二驅動系統(tǒng)從水平位置向上和向下定位推力組件。通常，這是一個安裝在飛行器上的，其端部連在外掛梁上的起重螺桿組件。飛行器進機庫時為了清理地面保障設備，需要向上定位；當推力組件轉動90°產生側向和向下推力時，需要向下定位。調整推力組件產生向下推力，同時把外掛梁定位于向下位置，可使廢氣以一定角度排出而不沖擊氣囊。當推力組件裝于氣囊下的貨艙結構上從而位于正下方時，這尤其是一優(yōu)點。
在軟式飛艇上，最好由安裝于飛行器吊艙結構上的動力裝置向推力組件提供動力，通過驅動軸和萬向聯軸節(jié)以及一種傳動組件把動力裝置連接到推力組件上，以實現外掛梁和推力組件的轉動。這一點很有必要，因為如果外掛梁和推力組件都能轉動，將動力裝置安裝在外掛梁的一端會帶來顯著的重量增加。此外，把動力裝置安裝在貨艙結構上使其更易接近。如果飛行器非常大，就更易看到這種安裝方法的長處。例如，在有效載荷1百萬磅的軟式飛艇上，飛行器長度超過1000英尺，直徑260英尺。需要6個有著18英尺直徑葉片的函道風扇，每個風扇由2個輸出功率為2000軸馬達的狄塞爾發(fā)動機驅動。用直接連接于風扇上的2個狄塞爾發(fā)動機轉動外掛梁和(或)函道風扇會帶來極大的重量增加。
在第二實施例中，推力組件轉動地安裝在緊固定位的外掛梁的自由端或其他硬式結構上，可在一個與垂直軸線成銳角的平面內繞轉軸轉動。推力組件最好能在該平面內轉正或負180°。這樣，在起飛時可得到向上(提升)的定向推力；而進機庫時可得到向下的定向推力；且這兩種操縱時皆可得到反向和側向推力。推力組件的轉動平面的傾斜銳角必須足夠，以使在需要向下推力時從中產生的廢氣避開氣囊。但是，當決定需要比向上或向下的定向推力占更大百分比的側向推力時，此銳角可增至大于避開氣囊的需的值，這是控制器飛行器的需要。當然，如果螺旋槳或風扇是可逆的，在這一銳角平面內的轉動可限制在正負90°。因此，推力組件至少應該在其轉動面內轉動正負90°。
和第一實施例中一樣，需要把動力裝置安裝在貨艙結構上，并通過安裝在外掛梁的驅動軸向推力組件提供動力。一個齒輪箱安裝在與動力裝置輸出軸連接的外掛梁的端部，提供所需要的定向角度變化。推力組件的轉動由安裝在外掛梁端部的一個驅動組件實現，與上述第一實施例中用于轉動推力組件的第一驅動系統(tǒng)類似。另外，應該注意，推力組件的推力軸可單獨定位，實現多種組合，更有利于操縱飛行器，這一點很重要。
在機構和操作方法上被信為是本發(fā)明特征的創(chuàng)新之點以及其更深層的目的及優(yōu)點，會通過下列說明及有關附圖得到更好的理解，在附圖中，通過舉例的方法對本發(fā)明當前一些最佳實施例進行說明。但是，必須特別指出，這些附圖僅用于圖解及說明，并一是作為本發(fā)明范圍的一種限定，附圖中

圖1為裝配了本發(fā)明推進系統(tǒng)的一個輕體飛行器的透視圖；圖2為圖1所示飛行器的局部前視圖3為一個推力組件的放大圖，圖解說明可在本主題推進系統(tǒng)中采用的幾種形式；圖4A是圖2的局部放大圖，特別說明推力組件處于巡航姿態(tài)的推進系統(tǒng)；圖4B類似于圖4A，圖解說明推力組件處于進機庫(操縱)姿態(tài)的推進系統(tǒng)；圖4C類似于圖4A，圖解說明推力組件處于進機庫(操縱)姿態(tài)且推力組件向下轉時的推進系統(tǒng)；圖4D類似于圖4A，圖解說明推力組件處于停機位置時的推進系統(tǒng)；圖5是圖4所示推進系統(tǒng)沿5—5剖面的頂視圖；圖6是圖5所示推進系統(tǒng)的動力裝置沿圖5中6—6剖面的側示圖；圖7是沿圖5的7—7剖面部分橫截面圖；圖8類似于圖4A，圖解說明其動力裝置與推力產生組件構成一整體的推進系統(tǒng)的一種類型；圖9類似于圖2，圖解說明推進系統(tǒng)的一個替代實施例，其中外掛梁為靜止件，而推力組件可在一個與飛行器垂直軸成一銳角的一個平面內轉動；圖10是圖7一部分的放大圖，局部剖開圖解說明推進系統(tǒng)的細節(jié)；圖11類似于圖8，圖解說明其動力裝置與推力產生組件構成一整體的推進系統(tǒng)的一種類型。
示于圖1和圖2的是裝配了本發(fā)明推進系統(tǒng)的一個輕體飛行器。標號為10的這種飛行器是一種軟式設計，具有一個縱軸線12，垂直軸線14和水平軸線16，還包含帶有載貨結構20的氦氣囊，取吊艙形式的載貨結構安裝在底部。應該注意，這種推進系統(tǒng)也可用在硬式飛行器設計上。此外，盡管軟式飛行器必須有吊艙式貨艙(懸吊的貨艙)，而硬式設計卻肯定是不需要的。因此，吊艙式貨艙也僅用于說明的目的，在下文中通稱為載貨結構。飛行器10有6個帶有推力產生組件的單獨推進系統(tǒng)24，其形式為函道螺旋槳，沿貨艙23安裝，每邊3個(圖1僅示出左邊的)。但是，如圖3所示，可分別由函道風扇27，以及非函道螺旋槳和風扇組件28和29替代，因此，采用函道螺旋槳以及推力組件的數量僅用于說明。此外，螺旋槳或風扇可以是并最好是可逆式的。
仍參見圖1和圖2，同時參見圖4A、B、C和D以及圖5、6和7，可見每個推進系統(tǒng)24含有一對安裝在貨艙20的底板33上的狄塞爾發(fā)動機32A和32B。發(fā)動機32A和32B有驅動軸34A和34B，它們有共同中心線36，并與可轉動地安裝在底板33上的傳動組件38連接在一起。一根外掛梁40通過其第一端42與傳動組件38連接，通過其第二端44與函道螺旋槳26連接。外掛梁40是空心的，內裝驅動軸46，該驅動軸連接傳動組件38與函道螺旋槳26以使它們轉動。一根斜支撐桿52以第一端54作為樞軸與貨艙30連接，并安裝于驅動軸34A和34B的中心線36上，通過第二端56與外掛梁40連接，把推力載荷反作用于該外掛梁上。一個形式為螺旋千斤頂60的驅動組件安裝在貨艙20上，螺桿的一端62緊固在外掛梁40上以便外掛梁繞中心線36轉動。
函道螺旋槳26含有可轉動地裝于中心體66上的一些單個的螺旋槳葉片64。中心體借助支桿70也支撐函道68。通過止推軸承(圖中未示出)，外掛梁40的第二端44穿過函道68(函道可繞此轉動)，連接中心體66并支撐它。驅動軸46與驅動螺旋槳葉片64的齒輪箱(未示出)連接。函道螺旋槳的轉動通過安裝在外掛梁上的一個驅動組件74實現，外掛梁含有電動機76，電動機的主動小齒輪78與緊固于函道68上的環(huán)形齒輪80嚙合。因此，不管外掛梁的位置如何，函道螺旋槳26繞外掛梁40的轉動都能實現。如果函道螺旋槳是可逆的，只需要轉動正負90°，如不是可逆是，它應能轉動整個180°。
參見圖4A、B、C和D，在操作上，通過致動起重螺桿60，外掛梁40能從巡航位置40(圖4A)轉到進機庫或操縱位置40A(圖4B)。在進機庫時，函道螺旋槳26可轉動90°，如圖4C中標號26A標示，以根據需要提供向上和側向推力或者向下和側向推力。應注意，以標號28標示的的廢氣避開了氣囊18。因此，在任何結構中，在產生向下的定向推力時，外掛梁的長度和轉動角度都應足以使從推力組件中排出的廢氣避開氣囊18。當停機線(未示出)固定時，外掛梁40可向上轉動到停機位置40B(圖4D)其中，函道螺旋槳26遠離任何地面停機裝置(未示出)。應注意，在圖1所示的飛行器上裝有6個函道螺旋槳26的部位，通過獨立調整每一個的轉動位置和外掛梁40的位置，在函道螺旋槳之間是可能有相當大的推力矢量裕度的。
參考圖8可見，當動力裝置，例如一臺渦輪風扇發(fā)動機，與推力組件構成一個整體時，可以使用這種推進系統(tǒng)。如圖8所示，具有縱軸線111的一個外掛梁110通過其第一端112作為樞軸地安裝到貨艙20上，通過其第二端114連接到渦輪風扇發(fā)動機118上。用驅動組件60轉動外掛梁110，用驅動組件74(示于圖7，但未示于圖8)使渦輪風扇發(fā)動機繞外掛梁110的縱軸線111轉動。
示于圖9和圖10的是這種推進系統(tǒng)的一個第二實施例，以標號90表示，其中，用一個固定的外掛梁92支撐一個函道風扇94。動力裝置32A和32B與固定在貨艙地板33上的一個傳動組件(未示出)連接。外掛梁92的第一端96與這個傳動組件連接(圖9和圖10中未示出)，而其第二端通過齒輪箱100與函道風扇94連接。齒輪箱提供轉動面內的角度變化，角度選定成使得在推力組件轉動產生向下的定向推力(由成45°角的齒輪箱100表示)時，從推力組件排出的廢氣能避開氣囊。與驅動組件74類似，如果函道風扇裝有可逆風扇葉片，驅動組件102用于轉動函道風扇94正負90°或180°。在進機庫時，這個推進系統(tǒng)可產生側向推力。但當已處于停機狀態(tài)時，函道風扇不能上移。它確實具備采用更簡單一些的系統(tǒng)提供側向推力的優(yōu)點。
如圖11所示，在動力裝置與推力組件構成一整體時，同樣，例如一臺渦輪風扇發(fā)動機，也可采用第二實施例。由圖10可見，外掛梁120以其第一端122與貨艙20剛性連接，以其第二端124通過齒輪箱100與渦輪風扇發(fā)動機118連接。用驅動器組件102使渦輪風扇發(fā)動機118在與飛行器垂直軸線成銳角的平面(成45°角示出)內轉動。最后，在圖11中，示出推力產生組件118轉動180°以提供反向推力。如前面討論過，轉動180°適用于上述所有的不能提供推力反向的實施例。
雖然已參照特殊實施例對本發(fā)明進行了敘述，但應明白這些實施例僅是說明性的，因為本專業(yè)技術人員可對此進行多種改型或修改。因此，本發(fā)明僅限制在下列權利要求書的精神及范圍內。
本發(fā)明可應用于飛機工業(yè)。
權利要求
1.一種輕體飛行器的推進系統(tǒng)。飛行器具有縱軸線、水平軸線和垂直軸線，上述推進系統(tǒng)包含一根具有縱軸線以及第一端和第二端的外掛梁，上述外掛梁的第一端可轉動地安裝在飛行器上，上述第二端從飛行器向外伸出，在一個垂直于飛行器縱軸線的垂直平面內，上述外掛梁可繞上述第一端向上或向下轉動；一個安裝在上述外掛梁第二端的推力產生組件；上述推力產生組件在一個垂直于上述掛架梁縱軸線的平面內繞轉動軸轉動，在垂直于外掛梁縱軸線的平面內，上述推力產生組件至少可轉動正負90°；一個與上述推力產生組件連接并向其提供動力的動力裝置組件；使上述組件繞上述轉軸轉動的第一裝置；及使上述外掛梁繞上述第一端轉動的第二裝置。
2.按照權利要求1所述的推進系統(tǒng)，其特征在于上述外掛梁可從一個平行于飛行器水平軸線的平面繞上述第一端向上和向下轉動。
3.按照權利要求2所述的推進系統(tǒng)，其特征在于上述推力產生組件從由風扇、函道風扇、螺旋槳和函道螺旋槳構成的一組中選出。
4.按照權利要求3所述的推進系統(tǒng)，其特征在于上述動力裝置組件與上述推力產生組件構成一整體。
5.按照權利要求3所述的推進系統(tǒng)，其特征在于上述飛行器包含一個安裝于底部的貨艙，上述推進系統(tǒng)包括上述動力裝置組件包括安裝在上述貨艙內的一臺發(fā)動機，上述發(fā)動機具有第一輸出軸；一個與上述第一輸出軸連接的傳動組件，上述傳動組件有第二輸出軸，可轉動地安裝于貨艙上，繞與上述外掛梁的上述轉軸重合的軸轉動；緊固于上述傳動組件的上述外掛梁上的第一端；以及安裝在上述外掛梁內并與上述推力產生組件連接的上述第二輸出軸。
6.按照權利要求5所述的推進系統(tǒng)，其特征在于包括上述動力裝置組件包括一個帶有第三輸出軸的第二臺發(fā)動機，上述第二臺發(fā)動機按與上述第一臺發(fā)動機的一個間距關系安裝在上述貨艙上，使得上述第一和第三輸出軸位于共同的中心線上；安裝于上述第一和第二發(fā)動機之間并與上述第三輸出軸連接的上述傳動組件；使得上述兩個發(fā)動機通過上述傳動組件驅動上述第二輸出軸。
7.按照權利要求5所述的推進系統(tǒng)，其特征在于使上述推力產生組件繞轉軸轉動的裝置包括安裝在上述推力組件上的一個環(huán)形齒輪；及安裝在上述外掛梁上的一個電動機，上述外掛梁具有一個安裝在其上并與上述環(huán)形齒輪嚙合的小齒輪；使得通過上述電動機使上述小齒輪轉動，從而使上述推力產生組件轉動。
8.按照權利要求6所述的推進系統(tǒng)，其特征在于上述第二裝置包括一個裝于上述飛行器的一個起重螺桿，上述起重螺桿有一個輸出軸并與上述外掛梁連接，使得上述輸出軸的伸長和收縮使上述外掛梁繞上述第一端向下和向上轉動。
9.按照權利要求6所述的推進系統(tǒng)，其特征在于上述第一臺和第二臺發(fā)動機是狄塞爾發(fā)動機。
10.按照權利要求1～9中任何一條所述的推進系統(tǒng)，其特征在于上述推力產生組件包括推力反向能力。
11.按照權利要求1～9中任何一項所述的推進系統(tǒng)，其特征在于上述推力產生組件可轉動正負180°。
全文摘要
本發(fā)明為一種輕體飛行器(10)推進系統(tǒng)。具體地說，該推進系統(tǒng)包含一根具有縱向軸，第一端和第二端(42，44)的懸外掛梁，此外掛梁(40)的第一端(42)可轉動地安裝于飛行器(10)上，第二端(44)由飛行器向外伸出。在垂直于飛行器縱軸(12)的平面內，外掛梁(40)可繞其第一端(42)轉動。一個推力產生組件(26)裝在上外掛梁(40)第一端(44)上，可在垂直于外掛梁(40)縱軸的平面內繞轉軸轉動。一套動力裝置(32A，32B)與推力產生組件(26)耦接，以向其提供動力。用一驅動系統(tǒng)(74)使組件(26)繞轉軸轉動。用一個第二驅動系統(tǒng)(60)使外掛梁(40)繞其第一端(42)轉動。
文檔編號B64F1/00GK1128522SQ94193016
公開日1996年8月7日 申請日期1994年8月3日 優(yōu)先權日1993年8月19日
發(fā)明者約翰·B·凱利茨, 大衛(wèi)·E·卡萊爾 申請人:洛克希德馬丁公司