一種傾斜翼飛機的制作方法
【專利摘要】一傾斜翼飛機,其具有多個間隔排列的翼，翼安裝在機身上，并一起隨對應(yīng)的傾斜軸在起降位和巡航位之間樞轉(zhuǎn)，傾斜軸有多個，并且平行。在巡航位時，翼與翼之間的間隙小于多翼中任意一個翼的在機身上測量的寬度。多個動力單元安裝到一個或多個翼上，并隨之一起在垂直推進(jìn)位和前向推進(jìn)位之間旋轉(zhuǎn)。當(dāng)這些動力單元處于垂直推進(jìn)位時，翼旋轉(zhuǎn)到直立位,這樣動力單元可以產(chǎn)生經(jīng)過翼之間的向下氣流以推舉機身。當(dāng)旋轉(zhuǎn)翼和動力單元減少攻角時，機身可向前運動。
【專利說明】
一種傾斜翼飛機
技術(shù)領(lǐng)域
[0001]本發(fā)明涉及垂直起降的飛機，特別是一種機翼可相對機身傾斜的飛機。
【背景技術(shù)】
[0002]常規(guī)的固定翼飛機的機翼的前緣是圓的，后緣是尖的。這種符合空氣動力學(xué)形狀的機翼在氣流快速經(jīng)過時會產(chǎn)生升力。為了使得機翼創(chuàng)造足夠的升力維持飛行，這種類型的飛機需要經(jīng)過一個相當(dāng)長的助跑道才能獲得足夠的速度。在降落時，飛機觸地時具有非?？斓乃俣?，它必須行駛相當(dāng)長的減速距離后它的速度才能達(dá)到允許轉(zhuǎn)彎或停止的標(biāo)準(zhǔn)，因此飛機降落也需要一個長的跑道。
[0003]在許多環(huán)境中設(shè)置長的跑道也是不可行，可能因為地形，或者因為經(jīng)濟(jì)方面的考慮。可以理解，能夠不用長跑道就能起飛的飛機有很多優(yōu)勢。直升機可以完成垂直起飛或著陸，但和傳統(tǒng)的固定翼飛機相比有嚴(yán)重的缺點。特別是，直升機相對燃油效率低，因此不適合長途旅行。而且，直升飛機的飛行速度是相當(dāng)有限的。
[0004]基于這些原因，有人已經(jīng)設(shè)計了能實現(xiàn)垂直起降或短距起降的固定翼飛機。波音的魚鷹V-22(Bell Boeing V-22 Osprey)就是這一類型的飛機，它的機翼上的旋翼可以傾斜90度。當(dāng)旋翼的軸在垂直方向時，它們將產(chǎn)生垂直的升力。一旦升空，旋翼將緩慢的向下傾斜產(chǎn)生向前的推力，使飛機像傳統(tǒng)固定翼飛機一樣飛行。在著陸或減速時，旋翼可以再度變?yōu)榇怪?。然而，這種垂直機動結(jié)構(gòu)，(在旋翼垂直時)固定翼相對平坦的表面直接承受了氣流壓力，從而降低效率和增加(機翼受到的)壓力。
[0005]英國皇家空軍鷂式作戰(zhàn)飛機(The RAF Harrier Jump Jet)采用噴氣發(fā)動機和四個排氣噴嘴，可以旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的垂直推力或向前的推力。這種飛機因為具有固定翼和噴氣引擎，因而可以達(dá)到相對較高的速度。但其著陸的地表容易受到噴氣引擎向下沖擊力的侵蝕。
[0006]—些垂直起降飛機機翼上帶有引擎驅(qū)動的旋翼，機翼和引擎可以一起傾斜90°以實現(xiàn)垂直起飛/著陸。凌-特姆科-沃特XC-142A和Canadair CL-84就具有這類機翼。當(dāng)這種機翼向上直立時，會露出一個大面積的區(qū)域，就像帆一樣，使得飛機在垂直起降時的穩(wěn)定性容易被強風(fēng)影響。
[0007]參見美國專利1^3，081，964、1^3，184，181、1^3，197，157、1]55，098，034、1]56，659，394、US7,118 ,066、US8,505 ,846和US8,708 ,273;以及公開號為2003/0080242和2005/0230519的美國專利，還可參見中國專利CN201494624。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0008]根據(jù)說明性實施例所描述的特征和優(yōu)點，本發(fā)明提供了一種傾斜翼飛機，其具有多個間隔排列的，安裝在機身上的機翼。這些機翼可同步繞各自對應(yīng)的多個平行排列的傾斜軸在直立位和前向位之間轉(zhuǎn)動。所述多個機翼中的每個機翼都有一個機翼長度，所述機身的寬度小于所述機翼長度。在所述前向位時，所述多個機翼之間的翼間間隙為零，或都小于任一翼的近似寬度。所述的機翼上安裝有一個或多個動力單元。這些動力單元與上述機翼作為一整體在上方直立推進(jìn)位和前向推進(jìn)位之間轉(zhuǎn)動。當(dāng)所述多個動力單元轉(zhuǎn)動到所述垂直直立推進(jìn)位時，所述多個機翼轉(zhuǎn)動到直立位。
[0009]在本發(fā)明的另一個方面，還提供了一種垂直起飛的方法。該方法使用多個間隔排列的翼，這些翼樞軸地安裝在機身上。翼包括多個動力單元。本方法包括以下步驟:首先，轉(zhuǎn)動多個翼到直立位，即右動力單元和左動力單元處于一個可提供向上推力的位置。下一步，動力單元以提供足夠的下沖氣流向上推舉機身。然后，驅(qū)動多個翼以多個間隔排列的傾斜軸為軸轉(zhuǎn)動。動力單元隨之轉(zhuǎn)動。再之后，減少多個翼的攻角以使機身向前運動。當(dāng)水平飛行時，保持翼與翼之間的間隙小于機翼的近似寬度。
[0010]和現(xiàn)有的傾斜翼飛機相比，本發(fā)明的飛機在巡航時機翼具有更大的面積用于產(chǎn)生托舉力，而其在垂直起降時的側(cè)面不大，從而保持在垂直起降時的穩(wěn)定性。
[0011]在本發(fā)明的一個公開的實施例中，所述飛機具有三個可傾斜翼，每個翼橫跨所述飛機的機身。這些翼可以同步地在直立位和前向位之間繞轉(zhuǎn)。在前向位時，所述三個并排的機翼之間間距很小，操作起來就像通常的單機翼一樣。在這個公開實施例中，所述每個翼的后緣中部具有凹口，凹口提供了達(dá)到所述直立上方位和一個跨坐到所述機身的間隙。所述多個翼的每個翼塑形為具有產(chǎn)生升力的形狀，即圓形的前緣向窄后緣逐漸變細(xì)。在所述直立位時，所述前緣高于所述后緣。所述多個翼包括一個中部翼，中部翼橫跨安裝在所述機身上，終結(jié)于一個左翼末端和一個右翼末端。在本實施例中，還包括兩個動力單元，其安裝在三個翼的中的中部翼的右左末端。中部翼在末端處有與動力單元連接的前連接部和后連接部(分別鄰近所述前緣和后緣)。所述右動力單元和左動力單元一起繞所述中部翼的傾斜軸旋轉(zhuǎn)，即在垂直推進(jìn)位和前向推進(jìn)位之間轉(zhuǎn)動。每個動力單元都具有旋翼。操作所述多個動力單元轉(zhuǎn)動到直立推進(jìn)位時，所述多個翼也轉(zhuǎn)動到直立位。這個飛機還包括一位于機身的機構(gòu)，其連接所述多個翼中的每個翼，用于驅(qū)動這些翼同步旋轉(zhuǎn)。所述飛機還包括一個右支撐架和左支撐架，其分別把左邊多翼的末端連接點可轉(zhuǎn)動地連接起來和把右邊多翼的末端連接點可轉(zhuǎn)動地連接起來。所述左右支撐架各具有一對凹陷，在所述前向位時凹陷分別為所述前左右連接部和所述后左右連接部提供空間。所述飛機還包括一對副翼，副翼安裝在所述多個翼的其中幾個翼上，還有一個尾部，尾部具有操作舵和一對升降舵。
[0012]旋翼在直立位時，其產(chǎn)生的向下的氣流可以很容易的穿過所述翼，因為所述翼處于直立位，因而暴露較小的橫截面。在此情況下，旋翼產(chǎn)生的垂直的托舉力，使飛機垂直的上升。其后，所述的三個翼和所述引擎機艙可以緩慢的轉(zhuǎn)動到前向位，使得飛機向前移動和漸漸的提高速度。最后所述翼和引擎機艙將位于前向位，此時飛機像是固定翼飛機的一樣飛行。當(dāng)飛機到達(dá)目的地時，上述過程將反向執(zhí)行一遍。
[0013]在另一個公開的實施例中，飛機在靠近座艙的地方有一對可傾斜翼，在靠近飛機尾部的地方還有一對可傾斜翼。在本實施例中，尾部的那對翼長于位于前部的翼。這兩對翼都都可以在直立位和前向位之間旋轉(zhuǎn)。在本實施例中，引擎機艙安裝在前部的一對翼上，具體而言，安裝在最前面的一對翼的下方。另一對引擎機艙安裝在尾部的一對翼上，具體而言，安裝在尾部那對翼前翼的下方。因為它們所處的位置，所述引擎機艙可以不受干擾的轉(zhuǎn)到需要的位置。和前述一致，所述機翼和引擎機艙可以轉(zhuǎn)動以獲得垂直起飛和向前的動力。
【附圖說明】
[0014]上述簡要說明了本發(fā)明的設(shè)備，特征和效果，以下將結(jié)合某些說明性的實施例并參照以下圖式對本發(fā)明加以描述，以加深對本發(fā)明的理解，在各圖式中:
[0015]圖1為本發(fā)明所述的具有雙旋翼的傾斜翼飛機的俯視原理圖；
[0016]圖2為圖1所示飛機的側(cè)視圖；
[0017]圖3為圖1所示飛機的正視圖；
[0018]圖4為圖1所示飛機的可傾斜的翼和推進(jìn)單元處于垂直起飛位置時的俯視圖；
[0019]圖5為圖4所示飛機的側(cè)視圖；
[0020]圖6為圖4所示飛機的正視圖；
[0021 ]圖7為圖4所示飛機的可傾斜的翼的左端的局部透視圖；
[0022]圖8為圖4所不飛機的一部分的分解透視圖；
[0023]圖9為本發(fā)明所述的具有四旋翼的傾斜翼飛機的俯視原理圖；
[0024]圖10為圖9所示飛機的側(cè)視圖；
[0025]圖11為圖9所示飛機的正視圖；
[0026]圖12為圖9所示飛機的可傾斜翼和動力單元處于垂直起飛位置時的俯視圖；
[0027]圖13為圖12所述飛機的側(cè)視圖；
[0028]圖14為圖12所述飛機的正視圖；
[0029]圖15為圖12所示飛機的一對可傾斜的翼的左端的局部透視圖；
[°03°]圖16為圖12所不飛機的一部分的分解透視圖。
【具體實施方式】
[0031]為詳細(xì)說明技術(shù)方案的技術(shù)內(nèi)容、構(gòu)造特征、所實現(xiàn)目的及效果，以下結(jié)合具體實施例并配合附圖詳予說明。
[0032]參考圖1-3，所述可傾斜的機翼的飛機具有機身10，座艙位于擋風(fēng)玻璃11下。機身10的尾部設(shè)有垂直尾翼12，垂直尾翼12上還有舵14。在尾翼12上還安裝有水平尾翼16，水平尾翼16上具有兩個升降舵18。
[0033]安裝在機身10上的三個傾斜翼:前翼20、中部翼22和后翼24。翼20、22和24(它們也稱為主翼)分別安裝在旋轉(zhuǎn)傾斜軸20D、22D和24D上，并可繞旋轉(zhuǎn)傾斜軸旋轉(zhuǎn)。傾斜軸20D、22D和24D相對機身10縱軸是橫向的，如圖所示的翼20、22和24處于前向位，并形成一個類似固定翼飛機的攻角。雖然在本實施例中這些傾斜軸20D、22D、24D是共面的，但是此共面不一定是平行于機身10的縱軸的。在一些實施例中部翼20、22和24也許設(shè)置在不同的高度(向梯子一樣排列)以增強氣流作用和綜合升力的作用。
[0034]我們把在靠近機身10處所測量的機翼20、22、和24寬度(前緣到后緣的距離)作為機翼的近似寬度。這個寬度大大小于對應(yīng)機翼的長度，即小于沿著軸20D、22D和24D測量的翼20、22、和24的長度。在本實施例中翼20、22和24具有相同長度，即測量它們的最右端到最左端得到相同長度。
[0035]在前向位時，翼20與22之間的翼間間隙(以及翼22與翼24之間的)小于任一翼的近似寬度。在一些具體實施例中，雖然近似寬度只要是任意相鄰翼的翼間間隙的至少2倍即可滿足性能需求，但是優(yōu)選的各翼的近似寬度是任一相鄰翼的翼間間隙的至少5倍(翼的朝向如圖所示)。在另一些實施例中，翼間間隙在正常巡航期間，將減少到零，此時翼20和22作為一整體的機翼操作。
[0036]右動力單元28連接到翼22的右端，左動力單元30連接到翼22的左端，從而，動力單元28和30將和中部翼22隨著軸22D作為一個整體旋轉(zhuǎn)(軸22D也作為中間的軸，是所述所有軸中的一個)。如圖所示，動力單元28和30處于前向位，并像翼22—樣指向前。動力單元28和30為包含引擎的引擎機艙，分別驅(qū)動旋翼32和旋翼34。雖然其他類型的發(fā)動機也可以使用，但是優(yōu)選的動力裝置28的引擎可以是以可燃烴系燃料為燃料的活塞式發(fā)動機或渦輪式發(fā)動機。
[0037]參見圖4-6，上述飛機如圖所示具有的翼20、22和24，翼可以旋轉(zhuǎn)到如圖所示的向上的位置直立位。簡略地說，翼20、22、24是從前述位置(圖1-3所示翼所處位置)旋轉(zhuǎn)近似90度后得到的(順時針旋轉(zhuǎn)90度后的左側(cè)視圖如圖5所示)。分別安裝在最右端和最左端的動力單元28和30隨著中部翼22—起旋轉(zhuǎn)(最右端也被稱為右翼末端，最左端也成為左翼末端)。具體而言，如圖所示，當(dāng)動力單元28和30處于具有直立向上推進(jìn)力的位置時，旋翼32和34正面朝向上，向下產(chǎn)生的氣流通過翼20、22和24之間。
[0038]部件20、22、24、28、39可以指向上方，但是在某些情況下也可以旋轉(zhuǎn)指向后退方向(例如逆向傾斜5度或10度)。還有，部件20、22、24、28和30可以如圖1-3所示指向前方，但是在某情況下也可以旋轉(zhuǎn)為指向下方(例如旋轉(zhuǎn)為向下傾斜10度的)。
[0039]如圖5所示，如圖所示支撐架36樞接到翼20和24的最左端。如本文所述，支撐架36還樞接到翼22的最左端。類似地，支撐架37樞接到翼20、22和24的最右端。
[0040]參見圖7，如圖所示上述左支撐架36通過螺釘38A、38B和38C分別樞接到翼20、22和24。螺釘38A、38B和38C具有內(nèi)柄(未畫出)用于抓住支撐架。適當(dāng)?shù)妮S承(未畫出)可以用于實施翼20、22和24相對于支撐架36的旋轉(zhuǎn)。
[0041 ]如圖所示翼20、22和24分別具有圓角的前緣20A、22A和24A，和分別具有較窄的后緣20B、22B和24B。如圖所示翼20、22和24處于直立位是指前緣20A、22A和24A高于后緣20B、22B和24B。
[0042]如圖所示翼22的最左端有一個左前連接部40，和一個左后的連接部42。連接部40和42具有螺孔，可以用于將前述左動力單元(如圖5所示的動力單元30)栓在翼22的一端。
[0043]支撐部36具有倒置的波浪形，波浪形具有凹凸部36A和36B。凹凸部36A和36B讓出的空間可讓連接部40和42從本圖中所示的位置逆時針轉(zhuǎn)動90度，以達(dá)到如圖1所示直立位。應(yīng)了解前述右支撐架37具有類似的連接方式，支撐架37的連接方式可以看作是圖7所示的連接方式鏡像。
[0044]如圖8所示，前述中部翼22在其后緣22B中部具有切口 22C(即，前述翼的后緣中間具有切口)。切口 22C是用于橫跨安裝在機身1的平臺1A處的。
[0045]機構(gòu)44，如虛線所示，設(shè)置在機身10的內(nèi)部。連接到機構(gòu)44的有:(I)一對對齊的前驅(qū)動軸46A和46B，(2) —對對齊的中驅(qū)動軸46C和46D，以及(3)—對對齊的后驅(qū)動軸46E和46F。驅(qū)動軸46A-46F是機構(gòu)44同步驅(qū)動的，因此每個被驅(qū)動者具有相同的旋轉(zhuǎn)角度。機構(gòu)44可以通過一系列齒輪或由伺服電機實現(xiàn)該同步效果。
[0046]切口 22C的左側(cè)面和右側(cè)面都具有連接部，右連接部22E在圖中可見。驅(qū)動軸46D用于連接連接部22E。自然的，驅(qū)動軸46C將連接到切口 22C左側(cè)面上的連接部(未畫出)，切口22C左側(cè)面與右側(cè)面相對。軸46C和46D可以是通過螺紋、鍵、焊接等方式固定的。
[0047]還應(yīng)了解到，驅(qū)動軸46A和46B以類似的方式連接到最前端的翼20上的切口(如圖1所示切口 20C)，類似的，后翼24具有切口(如圖1所示的切口 24C)，切口以類似的方式連接驅(qū)動軸46E和46F。相應(yīng)的機構(gòu)44可以使翼20、22和24同步轉(zhuǎn)動，并得到相同的攻角。此外，因為動力單元28和30(圖1-6所示)通過連接部40和42(如圖7所示)連接到中部翼22的兩端，因而它們也可以獲得相同的攻角。
[0048]為進(jìn)一步加深對以上所述器械的基本原理的了解，以下我們會簡要地描述它的操作過程。如圖4-6所示，飛機初始時停在發(fā)射平臺，擱在它的起落架上(未畫出)。然后動力單元28和30開始驅(qū)動旋翼32和34高速旋轉(zhuǎn)。產(chǎn)生的向下的氣流傾向于托舉機身10。因為翼20、22和24是直立的，因此他們的橫截面較小，而對旋翼32和34產(chǎn)生的向下氣流具有較小的阻礙。
[0049]為避免產(chǎn)生使機身10的角度偏轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)矩，旋翼32和34以相反的方向旋轉(zhuǎn)。動力單元28和20應(yīng)放出均衡的動力，以防止機身10翻轉(zhuǎn)。還有，機翼22和動力單元28和30會被調(diào)整到一個適合于機身10起飛的角度。然后飛機將懸浮，之后可做水平的位移。調(diào)整機翼20、22和24的角度將改變飛機的俯仰角，使得飛機向前或向后移動。調(diào)整動力單元28和30的動力平衡，將可以使翻轉(zhuǎn)或向左或向右移動。在一些具體實施例中，旋翼32和34的槳葉的俯仰角，類似直升飛機的，可以在周向360度范圍內(nèi)調(diào)整以產(chǎn)生側(cè)向位移。
[0050]當(dāng)動力增加時，飛機上升，操作機構(gòu)44(如圖8所示)緩慢的轉(zhuǎn)動翼20、22和24，以及動力單元28、30，以減少它們的攻角(即把它們轉(zhuǎn)向向前的位置)。這種轉(zhuǎn)動改變了旋翼32和34推力的方向，產(chǎn)生更少的托舉力，但是可以產(chǎn)生更多的向前的推力。這一操作應(yīng)在飛機處于足夠高時實施，以降低了飛機在提速時再次觸地的風(fēng)險。一旦飛機的開始向前飛行，按常規(guī)方式操作舵14、升降舵18、以及副翼26，即可保持飛機的穩(wěn)定。
[0051 ]當(dāng)向前的速度增加時，翼20、22和24將提供一個托舉力，替代之前朝直立的旋翼32和34產(chǎn)生的托舉力。最終，翼20、22和24以及動力單元28和30將處于如圖1-3所示的位置，飛機也將達(dá)到巡航速度。在此時，飛機更像固定翼飛機一樣飛行。
[0052]當(dāng)飛機到達(dá)目的地時，上述過程將反向執(zhí)行一遍。具體而言，翼20、22和24，以及動力單元28、30將緩慢的旋轉(zhuǎn)為直立的以增大攻角。翼20、22和24的提供的托舉力將緩慢的減少，同時旋翼32和34提供的托舉力將增加。旋翼32和34具有更大的攻角也意味著向前的推力減少，因此飛機將減速。最終翼20、22和24以及動力單元28和30將處于如圖4-6所示的直立位，此時，飛機進(jìn)入懸浮狀態(tài)。動力單元28、30提供的功力將逐漸減少，飛機將逐步下降和著陸。
[0053]參見圖9-11，本說明還提供了另一種可選實施例。這個實施例有兩組可傾斜翼?？蓛A斜翼122和124安裝在機身110的前方，可傾斜翼222和224安裝在機身的后方。圖9-11現(xiàn)示了與圖1-8類似的組件，其對應(yīng)組件有對應(yīng)的參考標(biāo)號，二者區(qū)別在于9-11中標(biāo)號數(shù)值增加了 100。但這些不包括那些安裝在后翼的組件、后翼222和224，它們與圖1-8出現(xiàn)的對應(yīng)組件標(biāo)號數(shù)值增加了 200。
[0054]與前述一致，該傾斜翼飛機有一個座艙，座艙位于擋風(fēng)玻璃111下，機身110的尾部設(shè)有垂直尾翼112。在機身110靠近擋風(fēng)玻璃111的一邊安裝有兩個可傾斜翼:前翼112，后翼124。機翼122和124(也稱為主翼)分別安裝在旋轉(zhuǎn)傾斜軸122D和124D上，并可分別繞旋轉(zhuǎn)傾斜軸122D和124D旋轉(zhuǎn)。旋轉(zhuǎn)傾斜軸122D相對機身110縱軸是橫向的。如圖所示的翼122和124處于前向位，并形成一個類似固定翼飛機的攻角。
[0055]我們把在靠近機身110處所測量的機翼122、124寬度(前緣到后緣的距離)作為機翼的近似寬度。這個寬度大大小于對應(yīng)機翼的長度，即小于沿著軸122D和124D測量的翼120、和124的長度。在本實施例中，翼122和124具有相同長度，即測量它們的最右端到最左端的具有相同長度。在前向位時，翼122和翼124之間的翼間間隙小于任何兩翼的近似寬度。翼間間隙可以是與前述實施例中所描述的成正比例的。
[0056]與前述一致，翼122和124分別具有切口122C和124C，用于橫跨安裝在機身110上，以及用于樞接軸122D和124D。同時，翼122和124還可以被類似如圖8所示的機構(gòu)驅(qū)動做同步轉(zhuǎn)動。
[0057]右動力單元128連接翼122右側(cè)的底面，左動力單元130連接翼122的左側(cè)的底面。相應(yīng)的，動力單元128和130將隨著翼124—起繞軸124D旋轉(zhuǎn)。如圖所示，動力單元128和130處于前向推進(jìn)位置，并像翼122—樣指向前。動力單元128和130為包含引擎的引擎機艙，分別驅(qū)動旋翼132和旋翼134。雖然其他類型的發(fā)動機也可以使用的，但是優(yōu)選的動力裝置128和130的引擎可以是以可燃烴系燃料為燃料的活塞式發(fā)動機或渦輪式發(fā)動機。
[0058]在機身110靠近尾翼112—側(cè)安裝有兩個傾斜翼:前翼222和后翼224。翼222和224(作為從翼)分別安裝在從軸222D和224D上，并繞從軸轉(zhuǎn)動。從軸222D和224D相對機身110縱軸是橫向的。如圖所示翼222和224處于前向位置，并形成一個類似固定翼飛機的攻角。
[0059]我們把在靠近機身110處所測量的機翼222、224寬度(前緣到后緣的距離)作為機翼的近似寬度。這個寬度大大小于對應(yīng)機翼的長度，即小于沿著軸222D和224D測量的翼220、和224的長度。在本實施例中，測量翼222和224的最左端到最右端，得到有相同值。在前向位時，翼222和翼224的翼間間隙小于任意兩翼的近似寬度。翼間間隙可以是與前述圖1-8實施例中所描述的成正比例的。
[0060]與前述一致，翼222和224分別具有切口222C和224C，用于橫跨安裝在機身110上，以及用于樞接軸222D和224D。同時，如本文中前述，翼222和224還可以被類似前述的機構(gòu)驅(qū)動做同步轉(zhuǎn)動。
[0061]右推進(jìn)單元228連接翼222右側(cè)的底面，左推進(jìn)單元230連接到翼222左側(cè)的底面。相應(yīng)的，推進(jìn)單元228和230將和翼222作為一體隨軸222D轉(zhuǎn)動。如圖所示，推進(jìn)單元228和230處于前向推進(jìn)位，并如翼222—樣指向前。推進(jìn)單元228和230分別為包含引擎的引擎機艙，分別驅(qū)動旋翼232和旋翼234。雖然其他類型的發(fā)動機也可以使用，但是優(yōu)選的動力裝置228和230的引擎可以是以可燃烴系燃料為燃料的活塞式發(fā)動機或渦輪式發(fā)動機。
[0062]參考圖12-14顯示了機翼122和124旋轉(zhuǎn)到直立位的狀態(tài)。簡單的說，翼122和124是從前述位置(圖9-11所示翼所處位置)旋轉(zhuǎn)近似90度后得到的(順時針旋轉(zhuǎn)90度后的左側(cè)視圖如圖13所示)。安裝在翼122之下的推進(jìn)單元128和130—起旋轉(zhuǎn)。具體而言，如圖所示的推進(jìn)單元128和130處于具有向上推進(jìn)力的位置時，旋翼132和134正面朝向上，向下產(chǎn)生的氣流通過翼120和124之間。
[0063]如圖所示的翼222和224旋轉(zhuǎn)到直立位。簡略的說，翼222和224是從前述位置轉(zhuǎn)動約90度后(順時針旋轉(zhuǎn)90度后的左視圖如圖13所示)。安裝在翼222下的推進(jìn)單元228和230一起轉(zhuǎn)動。具體而言，如圖所示推進(jìn)單元228和230處于直立推進(jìn)位置時，旋翼232和234正面向上，向下產(chǎn)生的氣流通過翼222和224之間。
[0064]如圖12所示，支撐架236樞接到翼222和224的左端。支撐架237類似地樞接到翼222和224的右端，支撐架37好比是支撐架36的鏡像。
[0065]同樣的，支撐架136樞接到翼122和124的左端，支撐架137也以類似的方式樞接到翼122和124的右端，支撐架137好比是支撐架136的鏡像。
[0066]參見圖15，如圖所示，前述左支撐架136通過螺釘138A和138B分別樞接翼122和124 ο螺釘138A和138B具有和前述螺釘(如圖7所示的螺釘38A、38B和38C)類似的結(jié)構(gòu)。與前述一致，翼122和124分別具有圓角的前緣122A和124A，以及分別具有較窄的后緣122B和124B。自然的，右支撐架137具有相同的連接方式，并且其結(jié)構(gòu)類似圖15所示的鏡像結(jié)構(gòu)。而且，支撐架236和237(如圖12所示)與圖15表達(dá)的結(jié)構(gòu)和連接方式大體相似。
[0067]參見圖16，機構(gòu)244(如虛線所示)安裝在機身110的一側(cè)?？刹鹦兜剡B接到機構(gòu)244的有一對連接到前述翼222(參考如圖9所示的切口 222C的內(nèi)表面)的同步前驅(qū)動軸246A和246B，前驅(qū)動軸246A和246B是對齊的。
[0068]機構(gòu)244具有從動軸244A，其隨軸246A和246B—起同步轉(zhuǎn)動。軸244A連接到差分驅(qū)動器247的一個輸入端，差分驅(qū)動器247的另一個輸入端連接控制軸249。差分驅(qū)動器247具有一對同步的從驅(qū)動軸246C和246D，從驅(qū)動軸246C和246D是互相對齊的，從驅(qū)動軸246C和246D用于連接切口 224C的右側(cè)面和左側(cè)面的連接部，切口 224C位于翼224后緣上。軸246A、246B、246C和246D可以是通過螺紋、鍵、焊接等方式固定的。切口 224C(圖9所示的222C也是類似的)用于在機身110的平臺I1A上橫跨安裝翼。
[0069]差分驅(qū)動器247驅(qū)動從動軸246C和246D轉(zhuǎn)到一個角度，該角度與輸入軸244A和249A的角度位置不同。如果軸249靜止不動，軸246A和軸246B將通過軸244帶動軸246C和246D同步旋轉(zhuǎn)。軸249—方面用于隨軸246A和246B同步產(chǎn)生一個角向偏移，另一方面驅(qū)動軸246C和246D同步旋轉(zhuǎn)。例如，軸249可以轉(zhuǎn)動到一個角偏移位置，此時軸246A和246B，和軸246C與軸246D相比，具有偏高或偏低的攻角。進(jìn)一步的說明，控制軸249可以用于調(diào)節(jié)翼224的攻角，使它的運作方式更像是固定翼飛機的升降舵。
[0070]為了便于理解圖9-16所述裝置的原理，下面將簡要的描述設(shè)備的操作方式。如圖12-14所示，飛機初始時停在發(fā)射平臺，擱在它的起落架上(未畫出)。然后動力單元128、130、228和230開始驅(qū)動旋翼132、134、232和234高速旋轉(zhuǎn)。產(chǎn)生的向下的氣流用于于托舉機身110。因為翼122、124、222和224是直立的，因此他們的橫截面較小，而對旋翼132、134、232和234產(chǎn)生的向下氣流具有較小的阻礙。
[0071]為避免產(chǎn)生機身產(chǎn)生非預(yù)期的旋轉(zhuǎn)或傾斜，旋翼132和134，旋翼232和234也一樣，是反向旋轉(zhuǎn)的。另外，調(diào)節(jié)翼122和222以及動力單元128、130、228和230的角度可使機身110獲得預(yù)期的仰角。在此時，飛機可以懸浮。調(diào)整動力單元128、130、228和230的平衡狀態(tài)，使飛機在懸浮時可以旋轉(zhuǎn)或傾斜，這樣飛機可以在水平方向上轉(zhuǎn)到任意角度(可以是360度)。在一些實施例中，旋翼132、134、232和234的槳葉的俯仰角，類似直升飛機的，可以在周向360度范圍內(nèi)調(diào)整以產(chǎn)生側(cè)向位移。
[0072]還有，提供動力飛機上升后，翼122、124、222和224以及動力單元128、130、228、230將緩慢的向下旋轉(zhuǎn)。機構(gòu)224和247控制著翼222和224的傾斜，同時一個類似于圖8所示的機構(gòu)44控制翼122和124。簡略的說，翼122、124、222、和224的攻角減少，這樣翼更趨向于前向位。這種轉(zhuǎn)動改變旋翼132、134、232和234推力的方向，(這種改變)提供更少的托舉力，但是可以產(chǎn)生更多的向前的推力。在飛機處于足夠高時實施這種轉(zhuǎn)動，可以降低飛機在提速時再次觸地的風(fēng)險。
[0073]一旦飛機的開始向前位移，按常規(guī)方式操作舵114以及副翼26，即可保持飛機的穩(wěn)定。還有，調(diào)整翼222的角偏移，使翼222充當(dāng)升降舵。如前所述，通過差分驅(qū)動器247(見圖16)可以調(diào)整軸249的角度，然后將得到上述的角偏移。
[0074]當(dāng)向前的速度增加時，翼112、124、222和224將提供一個托舉力，替代之前直立的旋翼132、134、232和234產(chǎn)生的托舉力。最終，飛機也將達(dá)到巡航速度，而翼122、124、222和224以及動力單元128、130、228、230將處于如圖11所示的位置。
[0075]當(dāng)飛機到達(dá)目的地時，上述過程將反向執(zhí)行一遍。具體而言，翼122，124，222，和224以及動力單元128，130,228和230將緩慢的旋轉(zhuǎn)為直立的以增大攻角。翼122，124,222和224的提供的托舉力將緩慢的減少，同時旋翼132，134，232和234提供的托舉力將增加。旋翼132，134，232和234具有更大的攻角也意味著向前的推力減少，因此飛機將減速。最終翼122，124,222和224以及動力單元128，130，228和230將處于如圖12-14所示的直立位置，此時，飛機進(jìn)入懸浮狀態(tài)。最后動力單元128,130,228和230提供的功力將逐漸減少，飛機將逐步下降和著陸。
[0076]應(yīng)當(dāng)認(rèn)識到，本發(fā)明包括前述具體實施例的基本原理的各種改進(jìn)。上述的一個實施例描述了一種三翼的可傾斜翼的飛機(中部翼上具有動力單元)；而在另外一些實施例中，翼的個數(shù)可以是不同的，或者動力單元也可以安裝在前翼或其他位置。上述實施例中也描述了一種具有兩組傾斜翼的飛機，一組傾斜翼設(shè)置在機身的前部，另一組設(shè)置在機身的后部，但是在另外一些實施例中，可以具有多組傾斜翼，而且安裝在機身前部的組數(shù)和安裝在機身后部的組數(shù)可以是不一樣的。同樣，左邊和右邊不一定只有一個旋翼，或者在右邊具有多個旋翼或者在左邊具有多個旋翼都是可行的。同樣，飛機也可以設(shè)計為軍用飛機、無人駕駛飛機或載人或物的商用飛機。在一些實施例中，根據(jù)具體的著陸的地點和著陸的方式，飛機還可以安裝有起落輪，滑翔翼、浮箱。雖然上述實施例描述了翼作為一個整體單元跨過機身，但是在一些實施例中，機身左邊的翼和右邊的翼是分離的。在一些實施例中，可以不靠旋翼提供動力而靠噴氣引擎或噴氣引擎結(jié)合旋翼。
[0077]顯然本發(fā)明可能有許多變化和其他實施例，但這些都得益于本發(fā)明原理。因此，可以理解本發(fā)明并不限于所公開的特定實施例，且意圖將其變化和其他實施例包含于所附的權(quán)利要求的范圍內(nèi)。
[0078]盡管已經(jīng)對上述各實施例進(jìn)行了描述，但本領(lǐng)域內(nèi)的技術(shù)人員一旦得知了基本創(chuàng)造性概念，則可對這些實施例做出另外的變更和修改，所以以上所述僅為本發(fā)明的實施例，并非因此限制本發(fā)明的專利保護(hù)范圍，凡是利用本發(fā)明說明書及附圖內(nèi)容所作的等效結(jié)構(gòu)或等效流程變換，或直接或間接運用在其他相關(guān)的技術(shù)領(lǐng)域，均同理包括在本發(fā)明的專利保護(hù)范圍之內(nèi)。
【主權(quán)項】
1.一種傾斜翼飛機，包括: 機身； 多個間隔排列的主翼安裝在所述機身上，這些主翼同步繞各自對應(yīng)的傾斜軸在直立位和前向位之間轉(zhuǎn)動，傾斜軸有多個，并平行排列，所述每個主翼都有一個主翼長度，所述機身的寬度小于所述主翼長度，在所述前向位時，所述多個主翼之間的翼間間隙為零，或小于任一主翼的近似寬度； 在所述的主翼安裝有一個或多個動力單元，所述多個主翼和所述動力單元作為一整體在直立推進(jìn)位和前向推進(jìn)位之間轉(zhuǎn)動，當(dāng)所述多個動力單元轉(zhuǎn)動到所述直立推進(jìn)位時，所述多個主翼轉(zhuǎn)動到直立位。2.如權(quán)利要求1所述的一種傾斜翼飛機，其特征在于，每個主翼至少具有一個末端連接點，而且所述飛機包括: 分別與右翼末端及左翼末端轉(zhuǎn)動連接的右支撐架和左支撐架。3.如權(quán)利要求1所述的一種傾斜翼飛機，其特征在于，所述多個動力單元的中的每個動力單元安裝在對應(yīng)的一主翼的末端。4.如權(quán)利要求2所述的一種傾斜翼飛機，其特征在于，所述多個傾斜軸是共面的。5.如權(quán)利要求2所述一種傾斜翼飛機，其特征在于，所述多個動力單元的每個動力單元具有一旋翼。6.如權(quán)利要求2所述的一種傾斜翼飛機，其特征在于，其包括: 一位于所述機身的機構(gòu)，該機構(gòu)連接每個主翼，用于同步驅(qū)動旋轉(zhuǎn)這些主翼。7.如權(quán)利要求2所述的一種傾斜翼飛機，其特征在于，其包括: 一對副翼，副翼安裝在所述多個主翼的其中幾個上。8.如權(quán)利要求2所述的一種傾斜翼飛機，其特征在于，其包括: 一個尾部，尾部具有操作舵和一對升降舵。9.如權(quán)利要求2所述的一種傾斜翼飛機，其特征在于，所述多個動力單元安裝在所述多個主翼中的最前的主翼的下方。
【文檔編號】B64C3/38GK106005399SQ201510796887
【公開日】2016年10月12日
【申請日】2015年11月18日
【發(fā)明人】黃登
【申請人】黃登