航空器推进和扭矩减缓技术

技术领域

本公开总体上涉及用于航空器的航空器推进和扭矩减缓技术，具体涉及用于垂直升力航空器的航空器推进和扭矩减缓技术。更具体地，本公开涉及的技术用于提供的方法和装置使航空器的旋翼旋转的旋转扭矩同时减小甚至消除对如尾旋翼和反向旋转桨叶的反扭矩。

背景技术

使垂直升力航空器(例如直升机)的旋翼桨叶旋转的方法有多种。一种方法为利用连接到旋翼桨叶的旋翼轴，其中旋翼轴机械连接到发动机和航空器的机身。在该方法中，当发动机运行时，产生的用来使旋翼桨叶旋转的扭矩也在航空器的机体(机身)上产生方向相反的反向扭矩。如果未被抵消，则反向扭矩会导致航空器的机体围绕旋翼轴轴线旋转，从而可能导致航空器失控旋转。为此，研发了反扭矩机构来减小或消除施加在航空器的机体上的反向扭矩，以便实现受控飞行。

一种用于抵消扭矩的方法是为航空器装配尾旋翼，该尾旋翼产生扭矩，其方向与主旋翼通过附接到航空器机身的发动机进行旋转而产生的扭矩方向相反。尾旋翼及其相关组件通常包括主发动机连杆、变速箱、尾梁驱动轴、尾旋翼处的传动装置、尾旋翼本身以及相关的结构件。这些部件使航空器的重量、功率损耗、复杂性、初始制造成本和持续维护成本增加很多。如果尾旋翼(和/或相关部件)发生机械故障、损坏或丢失，则航空器通常会失控旋转从而坠毁。尾旋翼的使用也给航空器带来了设计、声学和操作上的挑战，例如但不限于重量增加、产生更多噪音、振动加剧、着陆和停放占用空间增加。在运行时旋转的尾旋翼也对航空器外的个人构成安全隐患。

用于抵消垂直升力航空器中的扭矩的另一种方法包括为航空器装配沿相反旋转方向旋转的旋翼桨叶。这种反向旋转旋翼桨叶可以与主旋翼同轴，或者位于与主旋翼不同的轴线上。还有另一种抵消扭矩的方法是利用垂直升力航空器上的多个旋转螺旋桨。与尾旋翼类似，这种方法的代价是复杂性增加、效率降低、重量增加、以及航空器的维护和制造成本增加。反向旋转翼元件或螺旋桨发生故障会使自动旋转能力受损或消失，并且可能导致航空器失去控制。多个旋转螺旋桨系统通常比单个旋翼垂直升力系统效率低；旋转螺旋桨系统可包括通过现有电池技术供电的电动发动机，所以与使用液体燃料作为能源相比，由于电池能量密度的限制和重量的增加，会缩短飞行时间。

人们过去已致力于研发无需垂直升力航空器上的反扭矩机构的技术，经过努力开发了两种取消反扭矩机构的方法，即：(1)如在1956年9月4日S.Heller,Jr.等人申请的美国专利2,761,635中所公开的，将发动机安装在旋翼自身的尖端；(2)沿着旋翼桨叶自身或在旋翼桨叶自身内部设置管或管道，由此来自发动机的推力通过这些管或管道被传递到旋翼桨叶的外末端，从而使旋翼桨叶旋转。这两种方法都是通过使用旋翼桨叶自身作为产生飞行所需的扭矩的装置，即通过利用设置在旋翼桨叶上、内、直接与旋翼桨叶附接、以及与旋翼桨叶在同一平面的推力装置，来使旋翼桨叶旋转，且不对航空器机体产生扭矩。然而，这些方法也带来各种挑战，例如重量增加、航空器的主旋翼桨叶的不稳定性增加、寄生阻力增大以及噪音过大。第一种方法还损害了航空器自动旋转的能力。因此，这两种方法还没有被广泛使用。

因此，在垂直升力航空器领域中，仍然需要减少或消除由发动机传递到航空器机体的扭矩的其他方法和装置，从而降低或甚至消除使用反扭矩机构的需求。本公开的技术解决了这种需求，并且在实施例中提供了一种用于减少或消除扭矩传递及其相关问题同时保持航空器自动旋转能力的有效机构。

附图说明

通过以下详细描述并参考附图，所要求保护的实质性内容的实施例的特征和优点将变得显而易见，其中相同的附图标记表示相同的部件，在附图中：

图1是本公开的实施例的示意性侧视图，为了清楚起见视图中省略了传统直升机的一些元件，并且示出了如何将旋转扭矩与机身隔离的总体情况，其中旋翼桨叶在旋转推力支撑结构下方；

图2是图1的俯视图；

图3是本公开的实施例的示意性侧视图，示出了推力沿通道传递至推力支撑结构的外末端；

图4是图3的俯视图；

图5是安装在旋翼桨叶上方的发动机和推力支撑结构的示意性侧视图，其中发动机沿推力支撑结构纵向传递推力；

图6是图5的俯视图；

图7是示出产生推力的发动机的示意性侧视图，该发动机垂直于推力支撑结构安装在推力支撑结构的顶部上，并将推力传递到该推力支撑结构的外末端；

图8是图7的俯视图；

图9是示出垂直于推力支撑结构安装在推力支撑结构顶部上的发动机的示意性侧视图，其中齿轮箱和驱动轴经由驱动轴将动力传递到位于该结构的末端的推进装置，并且该结构位于旋翼桨叶上方；

图10是图9的俯视图；

图11是将推力传递到歧管的发动机的示意性侧视图，该歧管通过推力传递结构中的通道将推力传递到该结构的外末端，然后该结构旋转并且向旋翼轴提供扭矩，其中旋翼桨叶在该推力输送结构上方；

图12是图11的俯视图；

图13是设置图1所示的部件使得旋翼桨叶在推力支撑结构上方的实施例的示意性侧视图；

图14是图13的俯视图；

图15是图1所示实施例的本公开部件的放大截面图，其中推力支撑结构在旋翼桨叶上方；

图16是图13所示实施例的本公开部件的放大截面图，其中推力支撑结构在旋翼桨叶下方；

图17是示出处于接合位置的一种类型的离合器的示意性截面侧视图；

图18是处于分离位置的一种类型的离合器的示意性侧视图；

图19是示出处于接合位置的一种类型的离合器的示意性端视图；

图20是处于分离位置的一种类型的离合器的示意性端视图；

图21是示出本公开的实施例的示意性侧视图，其中发动机固定到旋翼轴的底座，发动机驱动轴延伸穿过旋翼轴的内部到达齿轮箱，其他驱动轴沿着推力支撑结构延伸以驱动在其末端的推进装置；

图22是图21的俯视图；

图23是一种类型的偏航控制装置的分解图；

图24是图1所示的相同航空器的示意性侧视图，但该实施例包含例如图23所示的偏航控制装置；

图25是图24的俯视图；

图26是本公开的实施例的示意性侧视图，示出了与机身隔离的扭矩，从而无需如尾旋翼等反扭矩机构；

图27是传统直升机的示意性侧视图，示出了扭矩传递至机身，因此需要反扭矩机构(在该情况中为尾旋翼)；

图28是示出了本公开的包含偏航控制装置和用于偏航控制的尾舵的实施例的示意性侧视图；

图29是示出了本公开的仅包含用于偏航控制的尾舵的实施例的示意性侧视图；

图30是示出了本公开的实施例的示意性侧视图，其中不设置尾舵，由偏航控制装置提供偏航控制；

图31示出了在正常状态下的传统直升机气流；

图32示出了涡环状态下的传统直升机气流；

图33示出了本公开的实施例，其显示正常状态下的气流；

图34示出了本公开的实施例，其显示受干扰涡环状态；

图35示出了符合本公开的旋转接头的一个实例；

图36是符合本公开的实施例的侧视横截面图，其中一个或多个发动机直接集成到推力支撑结构中；

图37是符合本公开的实施例的俯视图，其中一个或多个发动机直接集成到推力支撑结构中；

图38是符合本公开的实施例的侧视横截面图，其中一个或多个发动机直接集成到直接连接到旋翼轴的推力支撑结构中；

图39是符合本公开的一个实施例的俯视图，其中一个或多个发动机直接集成到直接连接到旋翼轴的推力支撑结构中；

图40是符合本公开的航空器的示意图，该航空器利用安装电机的尾桨叶77或尾扇78组件进行方向(偏航)控制；

图41是示出本公开的实施例的示意性侧视图，其中同心内轴和外轴用于支撑和/或隔离航空器的各部件；

图42是示出符合本公开的航空器的一个实例的示意性侧视图，该航空器包括可在垂直方位和水平方位之间移动的推进元件；

图43是符合本公开的包括一个或多个阻尼元件的航空器推进系统的一个实例的示意性侧视图；

图44是符合本公开的包括脉冲喷气发动机的航空器的示意性侧视图；

图45示出了符合本公开的偏航控制装置的实例；

图46是符合本公开的包括可调旋翼桨叶的推进系统的一个实例的示意图；

图47是符合本公开的推进系统的一个实例的示意图，其中各部件通过气流冷却；

图48示出了符合本公开的包括整流罩的推力支撑结构的一个实例的侧视图和剖面图；

图49示出了符合本公开的推进系统的实施例，其中在不使用离合器的情况下，推力支撑结构和旋翼桨叶连接到旋翼轴；

图50示出了符合本公开的包括滑轨系统的航空器推进系统的实施例；

图51是包括推力支撑结构的推进系统的一个实例的侧视图，该推力支撑结构包括一个或多个铰接喷嘴；

图52示出了符合本公开的包括由单个推力支撑结构驱动的多组旋翼桨叶的推进系统的一个实例；

图53示出了在复合式直升机的情况下使用本公开的技术的一个实例；

图54示出了在复合式直升机的情况下使用本公开的技术的另一个实例；

图55示出了符合本公开的推进系统的一个实例的俯视图和侧视图，其中推进系统不包括离合器，包括推力支撑结构和与推力支撑结构在同一平面内的旋翼桨叶；

图56示出了本公开的一个实施例，其中发动机驱动一个或多个风扇单元以产生可成固定方向或可变方向的气流；

图57示出了本公开的另一个实例，其中发动机驱动一个或多个风扇单元以产生可成固定方向或可变方向的气流；

图58是本公开的另一实例实施例的侧视图，其中航空器推进系统的不同部件分别使用单独的轴；

图59是本公开的另一实例性实施例的侧视图，其中燃料箱、电池和发动机联接到推力支撑结构；

图60是符合本公开的包括推进系统的航空器的另一实施例的示意性侧视横截面图；

图61示出了符合本公开的推进系统的一个实例的俯视图和侧视图，其中推进系统包括推力支撑结构，该推力支撑结构构造成用作航空器的旋翼桨叶；

图62示出了本公开的一个实施例，其中符合本公开的推力支撑结构构造成用作航空器的旋翼桨叶，并且由一个或多个发动机产生的气流成固定方向或可变方向；

图63是符合本公开的包括推进系统的航空器的另一实施例的示意性侧视横截面图，其中推进系统包括构造成用作航空器的旋翼桨叶的推力支撑结构；

图64是符合本公开的包括推进系统的航空器的另一实施例的示意性侧视横截面图，其中推进系统包括构造成用作航空器的旋翼桨叶的推力支撑结构并且包括一个或多个铰接喷嘴；

图65A是符合本公开的包括推进系统的航空器的另一实施例的示意性侧视横截面图，其中来自一个或多个机身安装发动机的气流被引导到一对反向旋转旋翼桨叶中的管道；以及

图65B是符合本公开的包括推进系统的航空器的另一实施例的示意性侧视横截面图，其中部分来自一个或多个机身安装发动机的气流朝向航空器的尾部。

图66是符合本公开的航空器的另一实施例的示意性侧视横截面图。

具体实施方式

本公开的多个方面涉及用于减少或消除如垂直升力航空器等航空器中扭矩传递的系统、装置和方法。在实施例中，本公开的多个方面包括方法和装置，其中例如通过一个或多个支撑轴承2减小或甚至消除传递到航空器机身4的由一个或多个发动机5产生的扭矩。在一些实例中，由一个或多个发动机5产生的扭矩的大小不超出支撑轴承2将发动机5、旋翼轴1及其相关部件与机身4隔离的能力。减轻/消除向航空器机身4的扭矩传递可减少或消除对如尾旋翼或反向旋转桨叶等反扭矩机构的需求。值得注意的是，本文所述的技术使航空器在丧失来自发动机5的旋转推力的情况下仍保持自动旋转能力。

航空器的机体可以包括或联接到一个或多个可运输单元，例如但不限于：机身4、货箱、监控摄像头套件、军械、航空器上部结构以及航行和控制装置。在一个实施例中，本公开的技术采用能够向推力支撑结构7提供推力的发动机5。推力支撑结构7不与旋翼桨叶3在同一平面内，而是与旋翼轴1的两侧同轴并延伸到两侧。响应于由发动机5施加的推力，推力支撑结构7围绕旋翼轴1的轴线旋转。其旋转使得离合器6(其附接到推力支撑结构7)接合旋翼轴1从而使旋翼轴1旋转。旋翼轴1旋转又使旋翼毂11和附接的旋翼桨叶3旋转。

当推力支撑结构7不接收来自发动机5的推力时，离合器6使推力支撑结构7与旋翼轴1分离。在这种情况下，旋翼轴1、旋翼毂11和旋翼桨叶3可以自由旋转。在实施例中，旋翼轴1仅通过一个或多个使旋翼轴1(和附接的旋翼桨叶3)相对于机身4一直自由旋转的支撑轴承2附接至机身4。在一些实施例中，本文所述的技术包括构造成向推力支撑结构7的外末端提供气流(例如，由发动机5产生的气流)的管/管道。这些管/管道可以设置在推力支撑结构7中、联接至推力支撑结构7，或者例如通过推力支撑结构7的内部或外部的一个或多个通道或空腔来向推力支撑结构7的外部或内部提供气流。在实施例中，管/管道的端部设置在推力支撑结构7的末端的出口处。从而通过管/管道的气流可以使推力支撑结构7围绕旋翼轴1的轴线旋转。推力支撑结构7的旋转又使离合器6接合旋翼轴1，从而使旋翼桨毂11和附接的旋翼桨叶3的旋转。如前所述，当发动机5不向推力支撑结构7提供推力时，离合器6使推力支撑结构7与旋翼轴1分离，从而使旋翼轴1和附接的旋翼桨叶3能够自由地自动旋转。

支撑轴承2通常用于将发动机5产生的扭矩和/或上述元件的旋转与机身4隔离。在实施例中，发动机5产生的扭矩和/或上述部件的旋转不超出支撑轴承2将该扭矩与机身4隔离的能力。由于这种隔离，无需设置反扭矩装置，从而其可以从航空器设计中取消。更具体地，本文所述的技术可以消除对如尾旋翼或反向旋转翼等反扭矩装置的需求并解决所有与其相关的成本、功率损耗、重量、维护和安全问题。

在其他实施例中，本文所述的技术使用相对于推力支撑结构7设置在不同位置处的发动机5。此外，推力支撑结构7可相对于航空器的其他部件设置在不同位置处。例如，推力支撑结构7可与旋翼桨叶3同轴并垂直于旋翼轴1，并且可放置在旋翼桨叶3的上方、下方或上方和下方。应注意，可有一个以上的推力支撑结构7，所有推力支撑结构7都在与旋翼轴1同轴的同一平面上或不同平面上，例如，在实施例中，第一推力支撑结构7可设置为与旋翼桨叶3同轴并在其上方，第二推力支撑结构7可设置为与旋翼桨叶3同轴并在其下方，其中第一推力支撑结构和第二推力支撑结构7各自联接到一个或多个发动机5。

本公开的技术可提供许多益处，尤其是当与反扭矩旋转方案相比时。这些益处包括但不限于：(1)取消了如尾旋翼和反向旋转翼等反扭矩机构；(2)航空器不必具有尾部，这是因为偏航控制可由偏航控制装置12或执行相同功能的类似装置提供，从而偏航控制装置12将旋转力施加在机身上用于方向控制和稳定，或者偏航控制可由尾舵8提供，或者偏航控制可由尾舵8和偏航控制装置12的组合提供；(3)由于不再需要尾旋翼及其延伸尾梁，从而可以消除梁发生撞击的风险；(4)由于消除了尾旋翼、梁、齿轮箱和相关结构部件的重量和阻力，所以可以增加相同功率容量的可输送有效载荷；(5)由于无需尾旋翼，因此消除了尾旋翼噪音；(6)由于取消了尾旋翼，航空器可以进行起飞、着陆和悬停而无需通过周期配平来抵消尾旋翼推力，从而消除了盘倾斜；(7)由于不需要驱动尾旋翼或第二组旋翼桨叶和/或由于推力支撑结构7及其附件增加的惯量，可以改善自动旋转性能；(8)可以降低制造和维护成本；(9)可以消除与旋转尾旋翼有关的危险；(10)可以减小甚至消除与由于尾旋翼及其结构和操作部件的丢失、故障或损坏而导致的失控有关的危险；(11)可以减少起飞、着陆和停放占用空间；(12)能够利用现有地面设施，受过训练的飞行员和飞行员训练程序，联邦、州和地方管理法规，现有制造和测试技术，此外还有增加机身容量和增加安全性的优点。(13)该技术适用于从小型无人机到大型民用和军用航空器等各种航空器尺寸；(14)能够利用各种各样的发动机；(15)本公开增强了自动旋转能力，相对于他人提出的众多的多旋翼设计，本公开具有巨大的安全优势；(16)涡环状态得到了缓解，这是由于发动机5的推力线产生在旋翼桨叶3上方水平成扇形散开的高速气流，从而在旋翼桨叶3上方形成低压区，进一步提高升力等。列举这些优点是为了举例说明，其他优点对于本领域技术人员来说是显而易见的。

图1是本公开的一个实施例的代表性侧视图，示出了使本发明的航空器能够在没有如尾旋翼或反向旋转旋翼桨叶等反扭矩装置的情况下运行的部件。图2是同一实施例的俯视图。如图1所示，旋翼轴1及其所有附件由支撑轴承2、轴承支架46和轴承支撑结构43组成的组件支撑。所得到的组件附接到机身4上，使得旋翼轴1及其附件与机身的唯一接触是轴承支撑结构43和支撑轴承2。由旋翼轴1及其附件施加的扭矩不超过支撑轴承2将机身4与该扭矩隔离的能力。因为扭矩不传递到机身，所以可无需用于传统直升机的反扭矩装置。

旋转推力支撑结构

如图1、2和15所示，由发动机5产生的扭矩通过推力支撑结构7的旋转传递到旋翼轴1。推力支撑结构7是支撑位于其外末端的发动机5的结构件。在所示实施例中，推力支撑结构7与旋翼轴1同轴且垂直于旋翼轴1，并且位于与旋翼桨叶3不同的平面中(例如，在旋翼桨叶3上方)。然而，推力支撑结构7和旋翼桨叶3可处于共同平面中，如之后所述。在任何情况中，当发动机5运行时，推力支撑结构7围绕旋翼轴1旋转。

离合器

图15是用于图1的实施例的本公开的部件的部分截面图，其中推力支撑结构7在旋翼桨叶3上方。如图所示，发动机5附接在推力支撑结构7的外末端，推力支撑结构7与旋翼轴1同轴，并设置在旋翼桨叶3上方。推力支撑结构7附接到具有接合状态和分离状态的离合器6。当发动机5运行时，其使推力支撑结构7旋转，从而产生旋转扭矩。该扭矩使得附接的离合器6进入接合状态并紧紧夹持旋翼轴1，使得旋翼轴1旋转，这又使得旋翼毂11和附接的旋翼桨叶3旋转。离合器6可以是单向轴承或执行相同功能的任何合适的装置。以不同方式执行该功能的若干装置对于本领域技术人员是已知的。

图17、18、19和20中更详细地示出了可使用的一种类型的离合器。图17和19示出了处于接合状态并牢固夹持旋翼轴1的离合器6。图18和20示出了处于分离状态的离合器6，其中发动机5不工作，并且推力支撑结构7的转速小于旋翼轴1的转速。这使得离合器6及其附接的推力支撑结构7自动与旋翼轴1分离，并使旋翼轴1能够自由旋转，从而使附接到旋翼轴1的旋翼桨叶3自动旋转。

现在将结合图17、18、19和20描述离合器6的一个实例的操作。图19是处于接合位置的离合器6的示意图。离合器外壳58的旋转运动使离合器活动轴承52沿斜面移动到离合器轴承腔64中所示的位置。在该位置时，离合器活动轴承52接触离合器外壳58和离合器内圈114。在该位置，离合器活动轴承52牢固夹持离合器内圈114(其直接附接到旋翼轴1上)，并使旋翼轴1沿与离合器外壳58相同的方向旋转。图17是图19所示类型的处于接合位置的离合器6的示意性截面侧视图。推力轴承组件57通过紧固件54附接到旋翼轴1，紧固件54将离合器6保持在旋翼轴1上的适当位置，同时使离合器6能够与旋翼轴1接合或分离。如图17所示，离合器活动轴承52可紧紧接合旋翼轴1，从而使离合器6和旋翼轴1一起一致地旋转。

现在参考图20，其为离合器6处于分离位置的示意图。当离合器外壳58的旋转动量不存在或减小时，离合器外壳58开始相对于旋翼轴1减速。离合器活动轴承52由于其动量和离心力而离开离合器内圈114并松开其对离合器内圈114(其又附接到旋翼轴1)的夹持，从而使旋翼轴1与离合器外壳58分开并使旋翼轴1能够相对于离合器6自由旋转。而且，当旋翼轴1的速度大于离合器6的转速时，离合器6与旋翼轴1分离。离合器6的分离状态使旋翼轴1能够自由旋转并实现没有任何来自推力支撑结构7和动力系统的诱导阻力的自动旋转。而且在自动旋转期间，当旋翼轴1的速度等于或小于离合器6的转速时，动力系统的存储惯量将被传递到旋翼轴1。在这种情况发生时，该动力系统惯量传递提供了更多时间来将总距降低到航空器自动旋转所需的安全角。

图38示出了离合器6的另一实施例，在该情况中其直接连接到旋翼毂11。这种构造使旋翼桨叶3能够独立于旋翼轴1和所有其他驱动系统部件旋转。发动机5集成在直接连接到旋翼轴1并驱动旋翼轴1的推力支撑结构7中。这种构造旋翼轴上的位置可以与位于旋翼桨叶3的上方、下方和/或同一平面的推力支撑结构7一起使用。关于在旋翼轴上的位置的配置可以设置成使推力支撑结构7位于旋翼桨叶3上方、下方和/或同一平面上。

燃料、电力、数据传输系统

图1和2示出了连接到下燃料管线35的燃料箱33和燃料泵34。图1和15示出了连接到燃料管线轴48的下燃料管线35，燃料管线轴48连接到下旋转接头16。图35中更详细地示出了下旋转接头16。在实施例中，下旋转接头16和上旋转接头38可以是不同方位上的相同装置。如图35和图15所示，下旋转接头16具有来自下燃料管线35的燃料输入、来自数据线68的数据输入和来自电线69的电力输入。图15示出了数据管道66，数据线68通过数据管道66从下旋转接头16向上延伸通过旋翼轴1并进入上旋转接头38。图35示出了燃料、数据和电力如何通过下旋转接头16和上旋转接头38传输。在图15的实施例中，在从上旋转接头38出来后，数据线68沿着或通过推力支撑结构7通过合适的保护罩被引导到发动机5或其他需要数据的装置。电线69从旋翼轴1的底部引向旋翼轴1的顶部，以与数据线相同的方式(除了通过单独的电力管道72之外)引导到发动机5或其他需要电力的装置。由于下旋转接头16和上旋转接头38是不同方位上的相同装置，所以图35示出了下旋转接头16以及上旋转接头38的细节。

燃料可通过下旋转接头16泵送至与旋翼轴1一致旋转的旋翼轴内部燃料管线47。图15示出了燃料如何通过旋翼轴内部燃料管线47泵送，管线47向上延伸穿过旋翼轴1的内部到达上旋转接头38。在图35的实施例中，当下旋转接头16和上旋转接头38与旋翼轴1一起旋转时，旋转接头密封件49防止燃料泄漏。旋转接头轴承50使附接到旋翼轴1的下旋转接头16和上旋转接头38能够在旋翼轴1的下末端和上末端处相对于燃料管线轴48自由旋转。从而燃料从旋翼轴1的上末端处的燃料管线轴48通过上燃料管线37输送到发动机5。在图15中，上燃料管线37固定到推力支撑结构7上或包含在推力支撑结构7内部。这些用于直升机航空器的燃料运输和输送方法执行与美国专利2,761,635(Hiller)中公开的方法相类似的功能。其他如电力、气流和数据等也能够通过类似的旋转接头或滑环式装置从旋翼轴1的下部传递到旋翼轴1的上部。各图没有示出所有传统直升机操作和控制装置，但是在图1和15中以代表性形式示出了斜盘40作为这种装置的实例。

图35示出了执行向旋翼轴1以及从旋翼轴1输送燃料、电流和数据的功能的旋转接头的一个实例。旋转接头提供了一种简单的方法来连接可以以彼此不同的速度旋转的部件，同时确保这些连接的连续性。旋转接头的主要结构包括旋转接头壳体63，其包含使旋转接头壳体63能够相对于旋转接头轴55自由旋转的旋转接头轴承50。

下燃料管线35通过螺纹连接的方式连接到旋转接头轴55，从而使燃料能够被输送到旋转接头轴55的主体中。旋转轴内部燃料管线47通过螺纹旋进旋转接头壳体63中，并压在旋转接头密封件49上，以使燃料能够通过旋转轴1输送。数据线68和电源线69穿过旋转接头轴55中的加工通道。这些线连接到触点70，触点70使与包含在轴承支架46内的电刷67的连接实现连续性。线继续从电刷67穿过旋转接头壳体63中的通道，出来后进入沿旋翼轴1的内部延伸的管道(未示出)中。

在实施例中，旋转接头的主体结构包括旋转接头壳体63，其包含旋转接头轴承50，旋转接头轴承50使旋转接头壳体63能够相对于旋转接头轴55自由旋转。下燃料管线35通过任何合适的方式(例如螺纹连接)连接至旋转接头轴55，以便使燃料输送至旋转接头轴55的主体中。例如，旋转轴内部燃料管线47可通过螺纹旋进旋转接头壳体63中，并压在旋转接头密封件49上，以使燃料能够通过旋转轴1输送。数据线68和电源线69穿过旋转接头轴55中的加工通道。这些线连接到触点70，触点70使与包含在轴承支架46内的电刷67的连接实现连续性。线继续从电刷67穿过旋转接头壳体63中的通道，出来后进入沿旋翼轴1的内部延伸的管道(未示出)中。

偏航控制装置

图1和15中以代表性形式地示出了偏航控制装置12，图23中以分解视图形式示出偏航控制装置12，并且示出了这种组件如何用于航空器的偏航控制。在该实施例中，偏航控制装置12为电可逆电机，其中电机轴是旋翼轴1。当需要偏航控制时，电机瞬时激励，在机身上产生旋转力。由于旋翼轴1及其辅助部件的质量和转速，定子18被激励产生的净效应是对通过偏航控制装置隔离件孔44附接到隔离件19的转子磁体17产生反向力，隔离件19通过键和键槽23附接到旋翼轴1。旋翼轴1，也是偏航控制装置12的轴，通过偏航控制电机轴承21与电机主体支撑板20隔离。偏航控制电机轴承21通过固定到旋翼轴1的轴夹持件22保持。电机主体支撑板20和定子18都通过偏航控制装置定子保持孔51用紧固件54(例如螺栓)联接在一起，使得定子18和电机主体支撑板20组件通过机身结构件56连接到机身4电动机主体支撑板20和定子18都通过偏航控制装置定子保持孔51用紧固件54(例如螺栓)连接在一起，使得定子18和电动机主体支撑板20组件通过机身结构构件56连接到机身4。当定子电机绕组73被激励时，其使附接的定子18以及连接的部件和机身4旋转。由于偏航控制装置12本质上是可逆电机，因此通过激励偏航控制装置12产生的效果可以使航空器的顺时针或逆时针偏航。应注意，增加定子电机绕组73和磁体转子17上的磁体与旋翼轴1的中心的距离使偏航控制装置12具有更大扭矩和更高效率。这种设计的轴向磁通电机类似于电动汽车和混合动力汽车中使用的电机。

本公开还提供了用于控制偏航的其他机构，其中几个机构在图28、29和30中示出。图28是使用尾舵8和偏航控制装置12两者进行偏航控制的航空器的代表性侧视图。图29是仅使用尾舵8进行偏航控制的航空器的代表性侧视图。图30是仅利用偏航控制装置12进行偏航控制的航空器的代表性侧视图。

反扭转机构的比较

图27是传统直升机的示意性侧视图，示出了发动机5和如旋翼轴1和旋翼桨叶3等其他旋转部件如何产生由刚性连接的支撑机构62施加在机身4上的旋转扭矩。由于施加在机身4上的该扭矩不与机身4隔离，因此除非扭矩被抵消，否则将导致机身4围绕旋翼轴1的轴线旋转。传统的直升机利用反向旋转(反扭矩)机构产生沿直升机飞行方向的抵消扭矩，以防止航空器失控旋转。图27示出了此概念的一个实例，其示出了具有尾旋翼59和尾梁作为反扭矩机构的航空器。相反，图26示出了本公开的实施例，其中由旋翼轴1及其附件施加的扭矩与机身4隔离，使得机身4不会围绕旋翼轴1旋转，从而无需如尾旋翼等反扭矩装置。

缓解涡环状态

传统直升机会遇到被称为涡环状态的危险现象。当主旋翼的尖端涡流由于航空器停留在其自身的下洗气流中而增大时，产生该气动力状态，其使尖端涡流的大小和强度增大。如果航空器没有离开其下洗气流进入更平静的未扰动空气中，由于形成在旋翼顶部的正气压波，涡环状态会减小由主旋翼产生的升力。这会导致直升机高度突然且不受控制地下降，从而会导致坠机。

本公开的技术可引入强逆气流，其可干扰或抑制在旋翼桨叶上方形成涡流和空气压力。在一些实施例中，通过将发动机5的推力线直接设置在将形成涡流的路径中来产生逆流。发动机5的推力线产生在旋翼桨叶3上方/下方水平成扇形散开的高速气流，并且通常与旋翼桨叶3处于同一平面。该高速气流还可使得在发动机5后方和旋翼桨叶3上方立即形成低压区，进一步提高升力并减小涡环状态的影响。在图31、32、33、34中示出了传统航空器和本公开的航空器上的正常气流和由于涡环状态而引起的扰动气流的关系。

附加实施例

虽然以上描述集中于航空器的推进系统的元件(例如，旋翼轴1，旋翼桨叶，推力支撑结构7等)相对于航空器机身4保持基本同一方位的实施例，但这种构造并不是必需的。实际上，本公开包括并想到航空器的推进系统的各元件的方位可以改变的实施例。此类实施例可以用于例如倾转旋翼、垂直起降(VTOL)、短距起降(STOL)和短距起飞垂直降落(STOVL)飞行器。在这方面，参考图42，其示出了航空器推进系统的元件可以在相对于机身4的多个方位之间转换的一个实例性航空器构造。更具体地，图42示出了航空器的一个实例，其包括旋翼轴1、旋翼桨叶3、机身4、发动机5、离合器6、推力支撑结构7、尾舵8和旋翼毂11，其中这些元件可以从如图42所示的垂直方位转换到水平方位。这些部件在垂直方位到水平方位(以及水平方位到垂直方位)之间的移动是利用枢轴15来实现的，在该实施例中，枢轴15允许的移动范围为约90度，但是枢轴15可以构造成提供任何所需的移动范围。此外，在实施例中，枢轴15构造成能够将推进系统的上述元件稳定地保持在图42所示的垂直和水平方位之间的任何位置。因此，例如，在枢轴15能够实现90度移动范围的情况下，其可以构造成将推进系统的元件相对于机身4稳定地保持在约0度和约90度之间的任何角度方位。

图42中的旋翼轴1、旋翼桨叶3、发动机5、离合器6、推力支撑结构7和旋翼毂11的性质和功能与上述相同，为了简洁起见不再赘述。与上述描述一致，这些元件不限于图42所示的布置。例如，推力支撑结构7和发动机5可以位于旋翼桨叶3上方、旋翼桨叶3下方、与旋翼桨叶3处于同一平面中，或者其组合。来自单个发动机5或多个发动机5的推力可以以任何合适的方式施加到推力支撑结构7。例如，发动机5可以直接联接到推力支撑结构7，和/或来自发动机5的推力可以通过管道流动施加到推力支撑结构7的外末端。本领域技术人员可以理解，航空器也可采用多个位置可变的推进单元(每个推进单元包括旋翼轴、旋翼桨叶、发动机、离合器、推力支撑结构、旋翼毂等)。此外，如图42所示，机翼28和一个或多个水平尾翼92可以位于航空器上的适当位置，例如，以提供升力、控制和/或稳定。当使用时，机翼28和/或水平尾翼92也可在多个方位(例如，水平和垂直方位)之间重新定向。为此，航空器也可包括用于重新定向机翼28和/或水平尾翼92的一个或多个枢轴或其他控制机构。最后，虽然图42示出了设置单组旋翼桨叶3和相关驱动元件的实施例，但是也可使用多组(例如，2、3、4或更多组)旋翼桨叶3和相关的驱动元件。

机身4或其他部件的振动、谐波运动、振荡、不稳定等会在本文所述的航空器的各部件上施加机械或其他应力。例如，当使用传统的传动装置用于将旋翼轴与旋翼航空器的机身互连时，来自旋翼桨叶的振动、谐波运动和/或应力会通过传动装置传递至机身。这可能会对航空器和/或飞行员造成不利的操作条件。值得注意的是，常规传动装置的尺寸和位置会限制甚至无法利用某些选择来减少从旋翼桨叶到航空器机身的振动和/或谐波运动的传递。

考虑到这一点，本文所述的推进系统无需使用传统的传动装置来将旋翼轴与机身互连，如上所述。相反，本文所述的推进系统利用离合器6，其可以位于机身4的外部。因此，机身4内传统传动装置占用的空间可在本发明的航空器中用于其他用途。例如，可将该空间用于容纳一个或多个阻尼元件，其中阻尼元件构造成减轻甚至防止振动和/或谐波运动从旋翼桨叶1传递至机身4(或其中的元件)。

为了解决这些问题，可以利用一个或多个阻尼元件来抑制或减小不利的力/应力。在这方面，参考图43，其是符合本公开的包括一个或多个主动和/或被动阻尼元件的航空器推进系统的一个实例的示意性侧视图。

在该实施例中，机身4包括或限定内部空间，机身结构件56设置在该内部空间中。旋翼轴1联接至离合器6和旋翼桨叶3，并延伸到机身4中，机身4内包括多个阻尼元件，以缓解、削弱甚至防止振动和/或不利运动(例如，谐波运动)从旋翼桨叶3传递至机身4。

更具体地，图43示出了实例性实施例，其中减振器82设置在支撑轴承2和机身结构件56之间。通常，减振器82构造成抑制或减小(例如，由于振动、谐波运动、不稳定等引起的)机械力和其他力从旋翼轴1(和/或旋翼桨叶3)传递至机身4以及相反的传递。在实施例中，减振器82可以是被动阻尼元件的形式，例如气体、液体或机械减振器(例如，气体/液体支柱、一个或多个阻尼弹簧、其组合等)。例如，在一些实施例中，减振器82包括壳体(例如，金属本体)和弹性物质(例如，橡胶等聚合物)，可以吸收或减轻振动或其他不利运动，从而限制或防止这些力从旋翼轴1传递到机身结构件56。

也可利用一个或多个主动阻尼元件减轻或防止振动或其他不利的力从旋翼轴3传递到机身4。图43示出了此概念，其示出了使用减振致动器10b的实例性实施例。通常，减振致动器10b为通过施加适当的力起到消除或减小振动的作用的主动阻尼元件。例如，减振致动器106可以构造成匹配和/或抵消来自旋翼桨叶3或推力支撑结构7的谐波频率或振动，从而削弱甚至消除谐波频率或振动传递至机身4。在实施例中，减振致动器106包括外部线圈(例如，铜线圈)，其中内部元件(例如，铁杆或铁管)位于线圈的开口中心内。适当施加电能到线圈可产生电磁场，该电磁场使内部元件的位置改变。本领域普通技术人员可理解，内部元件的移动可以通过对线圈施加电能来控制，以消除或减轻传入的振动、谐波频率等。

虽然图43示出了使用单个减振器82结合单个减振致动器106，但是这种构造不是必需的。应理解，可以使用任何数量的减振器82和减振致动器106，并且这些元件可以彼此独立地使用。此外，这些元件的位置和构造不限于图43所示的位置。

发动机5可采用各种类型的发动机。可采用的合适发动机的非限制性实例包括轴发动机，例如往复式(活塞)发动机和涡轮发动机；反作用式发动机，例如喷气发动机、脉冲喷气发动机、涡轮风扇发动机和火箭发动机；汪克尔发动机、柴油发动机；电动发动机；其组合等。在一些实施例中，发动机5可以是脉冲喷气发动机。例如，在图44的实施例中，发动机5是脉动式喷气发动机的形式。在该实施例中，每个发动机5被壳体84包围，并包括垂直进气口88。在没有限制的情况下，在实施例中，壳体84和垂直进气口88构造成限制、减弱甚至防止声音从发动机逸出到周围环境中，尤其是朝向地面和/或机身4。在该情况下，来自发动机5的推力在进入管道10之前被引导通过气隙83，管道10用作推力增益器，其从气隙83吸入额外的空气以提高发动机输出。然后推力从管道10的末端排出，从而使推力支撑结构旋转。可以理解，壳体84和管道10的使用可以限制或防止声波逸出到环境中，从而降低了在航空器运行期间产生的噪音量。

如上所述，根据本公开，可以利用各种机构对航空器提供偏航控制。考虑到这一点，图45示出了符合本公开的偏航控制装置的另一实例。与上述偏航控制装置12类似，图45示出了为电可逆电动机形式的偏航控制装置的实施例，其中电机的轴为旋翼轴1。在该情况中，电机为可逆电机，其包括两者均联接到旋翼轴1的转子磁体17和转子磁体支撑件87。定子18通过机身结构件56联接到航空器的机身4。通过沿一个方向或另一个方向激励电机，可将反向力传递到定子18，由于定子18附接到机身4，从而使得力施加到机身4以用于偏航控制。

以上描述集中于旋翼桨叶3长度固定的实施例。然而，这种构造不是必需的，并且旋翼桨叶3可采用任何固定或可变长度的旋翼桨叶。在实施例中，旋翼桨叶3是可变长度的，并且可构造成调节和/或增大由航空器产生的推力。例如，为了改善旋翼航空器中的动态推力，可以使用可变长度的旋翼桨叶3，其中当从垂直升力转变为水平推力以更快向前飞行时，可以将旋翼桨叶3的长度缩短。在这方面，参照图46，其是符合本公开的包括可调旋翼桨叶的系统的一个实例的示意图。如图所示，该系统包括桨叶夹持件121，桨叶夹持件121附接到每个旋翼桨叶3的一端(第一端)(在该情况中，靠近旋翼轴1)。每个桨叶夹持件121包括马达91(例如，线性电动或液压马达)，马达91与导螺杆119联接，导螺杆119又与每个旋翼桨叶3联接(例如，用螺丝拧紧)。马达91工作可以使导螺杆旋转，从而使旋翼桨叶3伸出或缩回。在实施例中，相对的桨叶夹持件94上的马达91可以与公共轴(例如，公共导螺杆)相连，以提供相对的旋翼桨叶的直线定位。当然，也可以使用用于使旋翼桨叶3伸出和缩回的任何其他合适机构。

在运行期间，发动机5产生可以改变航空器的红外特征的热量和一个或多个排气流。发动机5工作以及推力支撑结构7进行旋转可使推力支撑结构7的温度升高。这在某些应用中是不希望发生的，特别是在注重航空器的红外特征的军事应用中。考虑到这一点，本公开的一些方面涉及符合本公开的用于调节推力支撑结构的温度的系统和方法。在这方面，参照图47，其示出了符合本公开的推进系统的一个实例，其中各部件由气流冷却。在所示实施例中，发动机5是喷气发动机的形式，其将推力引入推力支撑结构7内的管道10中。压缩机排气85(即，从喷气发动机的燃料燃烧部分的压缩机级顶级获得的空气)被引导到推力周围或射入推力中。由于压缩机排气85温度比推力低，所以压缩机排气85与推力的混合使管道10冷却，从而使推力支撑结构7冷却。该技术可类似地采用其他类型的发动机5。以上描述通常集中于推力支撑结构7全部或一部分暴露于外部环境的实施例。虽然此类实施例具有益处，但是推力支撑结构7本身的空气动力特性可能对于某些应用并不理想。例如，推力支撑结构7的形状会影响航空器在飞行期间的阻力系数和效率。例如，如果推力支撑结构7的形状是球形的，则不管航空器在悬停或向前飞行时的姿态如何，阻力系数都将是相同的。虽然球形推力支撑结构可使航空器设计简化，但它可能无法提供所需的阻力系数。例如，与球形相反，采用翼型形状可以获得较低的阻力系数。

考虑到这一点，本公开的多个方面涉及允许对推力支撑结构进行空气动力调节的推进系统。在这方面，参照图48，其示出了符合本公开的包括整流罩的推力支撑结构7的一个实例的侧视图和剖面图。在所示的实施例中，推力支撑结构7由翼型形状整流罩89包围。如本领域中所理解的，翼型的相对于迎面而来的空气的角度影响其剖面阻力。因此，如果翼型形状整流罩89一直垂直于旋翼轴1，并且旋翼轴1在向前飞行期间向前倾斜，则航空器的行进方向不再平行于翼型形状整流罩89，会产生不必要的阻力。解决该问题的一个选择是使用翼型形状壳体，该壳体与轴承一起包围推力支撑结构，该轴承允许翼型形状整流罩89沿推力支撑结构的长度方向旋转，以实现无论航空器处于何种姿态或运动，都保持低阻力系数。这样，翼型形状整流罩89可像风向标顺风转动，沿推力支撑结构7遇到的主要气流方向。也可使用电机来基于可能的传感器输入自动移动翼型以达到最优角度，或者可由飞行员手动控制电机以提高航空器的整体升力或根据需要产生空气动力制动效果。

因此，在多个实施例中，整流罩89构造成使推力支撑结构的空气动力特性相对于围绕推力支撑结构7运动的主要气流实现流线型。为此，整流罩支撑轴承90位于整流罩89的各端处，并使整流罩89能相对于推力支撑结构7和发动机5自由运动。一个或多个定位电机91设置在推力支撑结构7中，并可设置成相对靠近旋翼轴1。该电机91可被激励以主动改变整流罩89和推力支撑结构7的方位(并因此改变空气动力特性)。适当控制整流罩89的位置(并因此控制推力支撑结构7的位置)可使结构沿围绕推力支撑结构7运动的气流实现空气动力学流线型，而不管推力支撑结构相对于气流的方位变化如何。

以上描述通常集中于推力支撑结构7和旋翼桨叶3通过离合器6连接到旋翼轴1的实施例。虽然离合器6可以提供如前所述的许多优点，但不是必需的。例如，图49示出了推进系统的实施例，其中推力支撑结构7和旋翼桨叶3在不使用离合器6的情况下连接(例如刚性连接)到旋翼轴1上。虽然所示实施例可能无法提供其他所述实施例的自动旋转益处，但是在不需要此类益处的情况下可考虑该实施例。例如，这种配置可以用于如无人机等专用航空器。

如上文关于图42所说明的，符合本公开的推进系统的方位可以从垂直方位转变到水平方位以及从水平方位到垂直方位。在此类实施例中，可以使用用于定向推进系统的任何合适机构。在这方面，参照图50，其示出了航空器推进系统的实施例，其中滑轨系统便于推进系统整体或一部分在垂直方位和水平方位之间重新定向。在该实施例中，机架导轨93沿着航空器机身4的外部设置。机架导轨可以设置在任何合适的位置，但在实施例中其沿着机身4的中部。此外，旋翼系统小车壳体95联接到航空器的推进系统的基座，使得旋翼系统小车壳体位于机身和推进系统之间。机架导轨93构造成当推进系统在垂直和水平方位之间转换时引导联接到旋翼系统小车壳体95的滚轮94(或其他导向元件)，如图所示。滚轮94(或其他导向元件)可直接或间接地移动(例如，使用电动或液压马达)以根据用于垂直上升的所需推力线或用于向前飞行的水平推力将旋翼系统小车壳体95重新定向在垂直或水平方位。机翼28和水平尾翼92可以定向成保持相对垂直于旋翼桨叶，以在向前飞行时提供升力和稳定性。

上面已经描述了包括直接结合到推力支撑结构中的发动机5的推进系统的各种实施例。例如，图47示出了一个实施例，其中一个或多个喷气发动机集成到推力支撑结构7中，以通过管道10提供推力，从而使推力支撑结构旋转。尽管由该发动机产生的推力可以成固定方向(例如，通过固定喷嘴)，但是在一些情况下，可能希望控制从推力支撑结构7排出的推力的方向。在这方面，参考图51，其是包括推力支撑结构的推进系统的一个实例的侧视图，该推力支撑结构包括允许定向推力控制的一个或多个铰接喷嘴。如图所示，铰接喷嘴96分别联接到推力支撑结构7的相应末端，构造成接收来自管道10的推力。每个喷嘴96包括推力流经的出口(未单独标记)。喷嘴96可以铰接(例如通过一个或多个驱动电机)，以重新定位或重新定向各自的出口，从而能够直接控制从推力支撑结构7排出的推力线。图36和图37示出了另一个实施例，其中发动机5直接集成到推力支撑结构7中，并且恰好位于离合器6的外侧。发动机5向连接到齿轮箱26的驱动轴27提供动力，以驱动一个或多个涵道风扇或螺旋桨24。在图38和39的实施例中，发动机5直接集成到推力支撑结构7中，推力支撑结构7直接连接到旋翼轴1。发动机5向连接到齿轮箱26的驱动轴27提供动力，以驱动涵道风扇或螺旋桨24。离合器6集成到旋翼毂11中，从而当离合器处于分离状态时旋翼桨叶3能够独立于驱动系统部件旋转。

本公开大部分集中于使用单组旋翼桨叶的实施例。这种构造不是必需的，并且可以使用任何合适数量的旋翼桨叶。例如，在本文所述的航空器推进系统中可以使用一组、两组、三组、四组或更多组旋翼桨叶。为说明此概念，参考图52，其示出了符合本公开的包括由单个推力支撑结构驱动的多组旋翼桨叶的推进系统的一个实例。在该实施例中，推力支撑结构7通过内轴81提供扭矩。该扭矩由内轴81经由离合器6传递到外轴80，以驱动多组旋翼桨叶3，每组旋翼桨叶都连接到外轴80，每组旋翼桨叶的位置可以改变，并且可以设置成实现所需的飞行特性。在图52的实施例中，例如，两组旋翼桨叶3可平行安装，但在相同轴线上彼此偏离(例如，偏离约1-10度)，例如以改善空气动力学和声学性能。在这种布置中，也可通过使下组旋翼3捕获上组旋翼3的尾流来产生更大的升力。此外，可以沿相同方向驱动两组旋翼以避免反向旋转叶片遇到的尾流干扰问题。并且使用多组旋翼3能产生与单组旋翼桨叶3相同大小的升力，而占用空间更小。

本文描述的技术可以在各种航空器设计中实施，并且不限于用于例如在若干附图中示出的那些相对传统的直升机设计中。实际上，本文所述的技术在采用该技术后可产生有益效果的任何类型的航空器设计中具有实用性。例如，本公开的技术可以用于混合动力航空器，例如复合式直升机、复合式旋翼机，其中的任一个都可被称为直升机。在这种航空器升力中，在起飞和着陆期间可以使用直升机式旋翼系统，在飞行期间使用辅助推进系统(例如，推式或拉式螺旋桨、一个或多个喷气发动机、一个或多个涡轮风扇发动机等)来提供水平(向前和/或向后)推力。在向前/反向飞行期间，机翼也可产生升力，从而允许降低直升机式旋翼桨叶的速度。

图53示出了在复合式直升机的情况下使用本公开的技术的一个实例。在所示实施例中，航空器为复合式直升机，其包括由推力支撑结构7(包括发动机5和管道10)驱动的多组同轴旋翼桨叶3。航空器还包括推进器97，以在飞行期间提供向前的推力。在该实施例中，推进器97为单个推式螺旋桨，但是应当理解，可以使用任何合适类型和数量的推进器。例如，推进器97可以是一个或多个喷气发动机、涡轮风扇发动机、火箭发动机、风扇、推进器、其组合等。

在运行中，同轴旋翼桨叶3可以用于提供升力，推进器97可以根据所需的飞行状态用于加速、减速或使航空器保持静止。当航空器处于向前飞行时，也可以由机翼28提供升力。在这样的实施例中，由于在向前飞行时对旋翼3直接提供的升力的需求减少，所以旋翼3的速度可以降低，例如通过减慢发动机5和/或暂时关闭发动机5。在这种情况下，在悬停时使用的用于偏航控制的电机(未示出)可重新分配任务，以向旋翼轴1(在图53中未标记)提供恒定的低功率，从而保持稳定和控制。在这种情况下发生的偏航运动(如果有)可以通过使用可进行相应调整的安定翼(例如，垂直尾翼-未示出)来抵消。

图54示出了在复合式直升机的情况下使用本公开的技术的另一个实例。该实例基本类似于图53的实施例，但本实施例使用单组旋翼桨叶3，而不是如图53的实施例中所使用的多组同轴旋翼桨叶。由于图54的元件的性质和功能与上面关于图53所示出和描述的相同，因此为了简洁起见，这里不再赘述。

上述实施例中很多用采用包括离合器6、推力支撑结构7和一组或多组旋翼桨叶3的推进系统，其中推力支撑结构7和旋翼桨叶3相联接并且沿旋翼轴1在垂直方向上彼此偏移。这种构造不是必需的，并且本公开包含不使用离合器6和/或其中旋翼桨叶3和推力支撑结构联接到旋翼轴1并位于同一平面中的实施例。图55中示出了此概念的一个实例，其描绘了符合本公开的推进系统的一个实例的俯视图和侧视图，其中推进系统不包括离合器6，但包括在同一平面内的推力支撑结构7和旋翼桨叶3。更具体地，在该实施例中，推力支撑结构7和旋翼桨叶3与公共结构毂98一体设置或相联接，公共结构毂98又与旋翼轴1一体设置或相联接。公共结构毂98与旋翼轴1一体设置或通过任何合适的方式固定附接，例如通过一个或多个紧固件、机械过盈连接、焊接、粘结、其组合等。更具体地，公共结构毂与旋翼轴1一体设置或相联接，使得其位置相对于旋翼轴1的位置保持固定(即，公共结构毂98不独立于旋翼轴1旋转)。同样，推力支撑结构7和旋翼桨叶3可与公共结构毂98一体设置或通过任何合适的方式相联接，例如通过一个或多个紧固件、机械过盈连接、焊接、粘结、其组合等。在运行时，发动机5使推力支撑结构7旋转。所产生的扭矩从推力支撑结构7传递到公共结构毂98，然后传递到旋翼轴1，从而使旋翼轴1旋转。因为公共结构轮毂98固定附接到旋翼轴1，所以旋翼轴1的旋转最终使得旋翼桨叶旋转。

以上已描述了各种如下配置的实施例：喷气发动机或其他发动机联接到推力支撑结构或与推力支撑结构一体设置，并且可运行产生气流形式的推力，该推力通过管道引导从而使推力支撑结构旋转。虽然此类实施例具有益处，但采用管道气流经过推力支撑结构不是必需的，并且可以使用其他构造。例如，联接到推力支撑结构或与推力支撑结构一体设置的一个或多个发动机可联接到一个或多个驱动轴，驱动轴又可联接到一个或多个风扇。在运行时，发动机可以使驱动轴驱动风扇以产生气流，该气流可以沿固定或可变方向排出从而使推力支撑结构旋转。

图56示出了本公开的一个实施例，其中一个或多个风扇由电机驱动以产生可成固定方向或可变方向的气流。更具体地，图56示出了实施例，其中多个发动机5联接到推力支撑结构7的近端或与其一体设置，并且多个发动机5靠近旋翼毂1设置。驱动轴27的第一(近)端分别联接到每个发动机5。每个驱动轴27可以设置在推力支撑结构7的外部，或者可以穿过推力支撑结构7内的通道。在任何情况中，每个驱动轴27的第二(远)端连接到位于推力支撑结构7的远端处的风扇单元99。在运行时，发动机5使驱动轴27驱动风扇单元以产生气流。每个风扇单元99定向成产生与推力支撑结构7处于相同或基本相同平面的气流。通过这种设置，可以便于实现在推力支撑结构7运动时每个风扇单元的风扇叶片和风扇叶片毂(未示出)上负载均匀。

在该实施例中，气流导向叶片喷嘴100分别联接到每个风扇单元99，并构造成定向由每个风扇单元99产生的气流。在所示实施例中，气流导向叶片喷嘴100为静态喷嘴，其构造成将来自风扇单元99的气流重新定向至所需出射角度，在该情况中为相对于推力支撑结构7所在平面成约90度。所示构造仅为了举例说明，导向叶片喷嘴100可构造成将由风扇单元99产生的气流重新定向至任何所需的出射角度。在实施例中，导向叶片喷嘴100和/或其出口可铰接(例如，通过一个或多个电机，未示出)，从而能够对气流出射角进行动态控制。可以对出射角进行控制以将气流重新定向至所需角度，从而产生推力使推力支撑结构7和离合器6运动。例如，使用导向叶片喷嘴100可以使风扇单元99产生的气流重新定向至相对于推力支撑结构所在的平面成0-180度角。

将发动机5靠近旋翼轴1和在推力支撑结构7的远端附近的风扇单元99设置的一个优点是，风扇单元99产生推力而形成的叶片载荷可抵消部分推力支撑结构7运动时施加的向心力。这种叶片载荷可以将风扇单元99的风扇叶片朝向驱动轴27和发动机5拉回。此外，由于驱动轴27可以比推力支撑结构7细得多，所以图56所示的构造可以允许推力支撑结构7的中间部分相对于推力支撑结构7的包括管道10的部分更细。

图57示出了本公开的另一实例，其中位于推力支撑结构7的远端上或靠近远端的一个或多个风扇单元用于产生推力以使推力支撑结构旋转。在该实施例中，风扇单元99为离心式鼓风机101的形式。与风扇单元99类似，离心式鼓风机101由驱动轴27驱动，驱动轴27又由一个或多个发动机5驱动，在运行时，每个离心式鼓风机101由驱动轴27驱动以产生气流，该气流产生扭矩以驱动推力支撑结构7，从而又使旋翼桨叶3旋转。可以设置离心式鼓风机101的方位以实现所需的空气动力状态。例如，如图57所示，离心式鼓风机101可以沿第一轴线相对较长，而沿横向于第一轴线的第二轴线相对较短。在这种实例中，可定向离心式鼓风机101使得其长尺寸部分(沿第一轴线)横向于(例如垂直或基本垂直)沿推力支撑结构7的长度延伸的轴线。相反，离心式鼓风机101的短尺寸部分可定向成平行或基本平行于沿推力支撑结构7的长度延伸的轴线，在这种构造中，离心式鼓风机101的相对较细的尺寸部分沿推力支撑结构7的旋转方向，这样可减小或最小化推力支撑结构7旋转时离心式鼓风机101产生的诱导阻力。

与图56类似，图57的实施例可使用驱动轴27，从而能够使用相对于包括管道10的推力支撑结构更低剖面的推力支撑结构7。并且与导向叶片喷嘴100类似，离心式鼓风机101的方位可以为固定或铰接状态。在后一种情况下，离心式鼓风机101的铰接可以实现对其产生的气流的出射角进行动态控制。

图41示出了根据本公开的另一实施例，其中同心轴用于支撑和隔离航空器的各部件。如图所示，外轴80直接连接到旋翼桨叶3，并且通过支撑轴承2支撑并与机身隔离，内轴81设置在外轴80内，并且直接连接到推力支撑结构7，推力支撑结构7又连接到发动机5。内轴81通过同心轴轴承79支撑并与外轴80隔离，同心轴轴承79设置在外轴80的内表面和内轴81的外表面之间。离合器6构造成与内轴81和/或外轴80接合或分离，并且可设置在任何合适的位置。例如，如图41所示，离合器6可设置在外轴80内(即，在外轴80和内轴81之间)，并构造成与内轴81接合和分离。虽然图41示出了推力支撑结构7联接到内轴81上且旋翼桨叶3联接到外轴80上的实施例，但这种构造不是必需的，且应当理解，推力支撑结构和旋翼桨叶3均可联接到内轴81或外轴80上。

图58是本公开的另一实施例的侧视图，其中如控制系统、旋翼系统和驱动系统等航空器推进系统的不同部件分别使用单独的轴。图58中的许多元件的性质和功能与上面结合其他实施例描述的相同，因此为了简洁起见不再赘述。在该实施例中，所示推进系统包括外轴80、内轴81和中间轴102。中间轴102设置在外轴80和内轴81之间。外轴80固定到机身结构件56(例如通过轴安装件103)，从而外轴80不旋转。桨距控制杆41连接到斜盘40，斜盘40联接到旋翼桨叶3以提供旋翼控制。中间轴102通过同心轴轴承79与外轴80隔离。旋翼毂11和旋翼桨叶3直接连接到中间轴102并由其支撑。内轴81通过同心轴轴承79与中间轴102隔离，仅当来自推力支撑结构7和驱动风扇单元99的发动机5的扭矩产生推力时，内轴81才通过离合器6连接到中间轴102，从而使得内轴81和中间轴102一致旋转。这种布置为推进系统的各部件提供了稳固的支撑系统，并允许直接更换或维修这些部件。这还使得部件可以随着改进或航空器任务的改变而独立进行模块化升级。燃料箱33和电池74通过下旋转接头16和沿着内轴81的内部延伸的连接件连接到发动机5。图58所示的其他部件在其他实施例中描述，并且仅示出以对可使用多个轴的完整实施例进行说明。当然，在其他实施例中也可以使用多个轴。使用多个轴的一个优点是，使得推进系统的部件可以模块化，并且可独立地或作为一个单元进行升级。

在许多上述实施例中，如燃料箱和电池等能量源位于航空器的机身内，并且经由燃料线，电线等联接至机身外部的部件。这种配置不是必需的，并且如电池、燃料箱等能量源可以位于其他位置。在这方面，参照图59，其示出了航空器推进系统的一个实例的侧视图，其中如燃料箱和电池等能量源与推力支撑结构一体设置或相联接。连接到外轴80的旋翼桨叶3和斜盘40由连接到机身结构件56的单独的一组支撑轴承2支撑。燃料箱33、电池74和发动机5都附接到推力支撑结构7上，从而无需使电力线、燃料管线等穿过内轴81。此外，无线控制/遥测模块105实现对发动机5的数据进行通信和信号发送，因此，无需移除或移动其他情况中穿过内轴81布线的燃料管线、电力电缆、控制管线等，便可对内轴81进行维修。例如，通过断开支撑轴承2、同心轴轴承79和离合器6处的连接件，可将内轴81从机身4移除。这种构造还可以取消对可用于在轴之间布置燃料管线、控制管线、电力管线等的轴密封件和/或滑环的需求。图60是符合本公开的包括推进系统的航空器的另一实施例的示意性侧视横截面图。在该实施例中，旋翼轴1延伸到机身4中，并由轴承支撑结构43和推力轴承组件57内的一个或多个支撑轴承2支撑。在该实施例中，支撑轴承2设置在轴承壳体107内，并包括位于内外圈保持架之间的球轴承。在任何情况中，支撑轴承2的内圈和外圈构造成支撑旋翼轴1的负载。

支撑轴承2通过任何合适的方式，例如通过附接(例如，通过焊接、机械紧固件等)到轴承支撑结构43的轴承壳体107，联接到轴承支撑结构43。在实施例中，轴承支撑结构43为中空管状架的形式，其由任何合适的材料形成，例如金属、合金、复合材料或其他具有足够强度和性能来支撑从旋翼轴1传递到支撑轴承2的载荷的合适材料。轴承支撑结构43以任何合适的方式(例如，通过焊接、机械紧固件等)连接到机身4。

在实施例中，支撑轴承2的外圈通过轴承壳体107联接到轴承支撑结构43，支撑轴承2的内圈联接到旋翼轴1的外表面(例如，通过机械紧固件、焊接或其他合适的紧固方式)。在这样的实施例中，由旋翼轴1的旋转产生的旋转扭矩不超过支撑轴承2将机身4与该扭矩隔离的能力。

图60的实施例还包括转子磁体17和定子18。转子磁体17布置在盘形结构上，盘形结构在其轮毂处联接到旋翼轴1，使得盘形结构和旋翼轴能够一起一致地旋转。在该实施例中，定子18是一对(例如金属)板和金属(例如铜)线圈的形式，其位于转子磁体17的上方和下方，并通过轴承支撑结构43联接到机身4。当然，定子18不限于所示的构造，并且可以根据航空器所需的偏航控制大小包括一对或多对板和线圈。

在该实施例中，旋翼桨叶3联接到旋翼毂11，旋翼毂11又连接到旋翼轴1。因此，旋翼轴1的旋转使得旋翼桨叶3旋转。所示实施例还包括在旋翼轴1的上末端附近联接到旋翼轴的下轴法兰轴环108和上轴法兰轴环109。在该实施例中，下轴法兰轴环108和上轴法兰轴环109在旋翼桨叶3上方，并且提供离合器6到旋翼轴1的附接点。

离合器6构造成使旋翼轴1与推力支撑结构7接合/分离。如上所述，离合器6可以是单向轴承或其他可以使两个旋转结构件接合和分离的类似装置。离合器6的内圈例如经由机械紧固件或通过其他装置联接在下轴法兰轴环108与上轴法兰轴环109之间，使得内圈附接到上架梁法兰110、下架梁法兰116上，并且可与旋翼轴1一起旋转。

在图60的实施例中，推力支撑结构7包括上架梁法兰100、下架梁法兰116、架梁112、横向构件111、发动机安装件113、发动机5、管道法兰115和管道10。推力支撑结构7的中心线垂直于旋翼轴1延伸并且中心线相隔180度。上架梁法兰110和下架梁法兰116可以由任何合适的材料构成，例如一种或多种金属、合金、复合材料等。上架梁法兰110和下架梁法兰116以任何合适的方式，例如通过焊接、机械紧固件等联接到离合器6的外圈。

通常，架梁112提供结构支撑并与发动机安装件113联接，发动机安装件113以任何合适的方式紧固到架梁112。在实施例中，架梁112由包括任意合适数量的加固横向构件111的一个或多个结构梁形成。发动机5纵向安装在架梁112之间。例如，发动机5可包括在其两侧(例如，靠近其进气和排气部分)的安装点，并且可经由这些安装点安装在架梁112之间。架梁112也联接到管道法兰115。管道法兰115包围发动机5的排气路径，并允许发动机5的推力传递到管道10。管道10可以是简单的圆形、椭圆形或流线形空心管，该空心管由金属或复合材料或其他足以输送气流并在高温和离心力下保持结构完整性的材料制成。在实施例中，管道10从靠近发动机5的排气路径的管道法兰115延伸到适当长度，以便允许从发动机5形成的高速气流在管道10的外末端提供推力，以产生驱动旋翼桨叶3所需的旋转扭矩，提供足够的飞行升力。

符合本公开的推力支撑结构的旋转可自身提供升力，该升力可用于提升航空器的飞行，从而减少甚至消除对与推力支撑结构分开的旋翼桨叶的需求。换句话说，符合本公开的推力支撑结构可构造成用作航空器的旋翼桨叶。这种构造可提供各种优点，包括但不限于消除、减小或优化与航空器机身上方的结构相关的阻力。例如，当推力支撑结构用作航空器的旋翼桨叶时，可减少甚至消除对单独的旋翼桨叶的需求，从而抑制或消除由于使用单独的旋翼桨叶而带来的阻力和其他低效影响。取消单独的旋翼桨叶还可以减少或消除对将旋翼桨叶与旋翼轴接合和分离的离合器的需求，从而无需考虑与使用离合器相关的机械复杂性和效率问题。因此，本公开的实施例涉及一种用于航空器的推进系统，其中推力支撑结构构造成用作旋翼桨叶。

图61-64中示出了该概念的实例，其描绘了符合本公开的推进系统的多种实施例，其中推进系统包括构造成用作旋翼桨叶的推力支撑结构7。在此类实施例中，推进系统包括旋翼毂11或公共结构轮毂98，如前所述。发动机5联接到旋翼毂11或公共结构毂98，使得其近端靠近(即，邻近)旋翼毂11或公共结构毂98设置。因此，应当理解，发动机5的至少一部分完全或部分地由公共结构毂98/旋翼毂11支撑。发动机5也联接到管道10。可替代地，发动机5可与旋翼毂11或公共结构毂98一体设置(例如，容纳在其中)。

管道10中包括一个或多个通道10’。如图所示，管道10的近端联接到远端发动机5上。为了进行说明，图61-64的实施例示出了设置在与管道10和公共结构毂98/旋翼毂11同一平面内的发动机5，使得管道10的近端直接联接到发动机5的远端上。这种结构不是必需的，发动机5和管道10可以以任何合适的方式布置。例如，发动机5可以偏向旋翼毂11/公共结构毂98的上方或下方或侧面，管道10可以通过连接构件联接到发动机5上，该连接构件包括一个或多个可流体联接到通道10’的通道。

更一般地，发动机5可以以任何合适的方式联接至管道10。例如，如图61-64所示，发动机5可通过联接件120连接至管道10，如图所示。通常，联接件120用于例如经由旋转接头、气体密封件或桨叶夹持件将管道10流体联接到发动机5。在任何情况中，联接件120可包括至少一个贯通通道(未示出)，该贯通通道构造成与发动机5和管道10的通道10’流体联接。因此，由发动机5产生的推力可流经联接件120的贯通通道并进入通道10’。在实施例中，联接件120使得由发动机产生的推力能够传递到通道10’中，同时使得管道10仍能够例如以与可铰接的旋翼桨叶相同的方式绕轴线枢转。在这方面，联接件120可以是可旋转接头、可旋转气体密封件或可旋转桨叶夹持件的形式。在这种情况下，管道10的方向可通过控制臂41或斜盘40来控制，如图所示。

管道10可具有能够在推力支撑结构旋转时产生升力的任何外部形状。为了简单及易于说明，图61中示出的管道10为中空椭圆体的形式，但本领域技术人员可理解，也可以采用任何其他合适的形状。在实施例中，管道10为其中具有一个或多个通道10’的翼型的形式，但是也可采用任何已知的或以后开发的旋翼桨叶形状。在实施例中，管道10的外部形状构造成当推力支撑结构7围绕旋翼毂11/公共结构毂98的轴线旋转时，管道10的一部分产生主要升力。例如，管道10的外部形状可以构造成管道10的外部三分之一提供主要升力。在此类实施例中，管道的外部形状可以与在桨尖喷气驱动Sud-OuestDjinn直升机中使用的旋翼桨叶形状相同或相似。

在任何情况中，管道10可流体联接到发动机5，使得推力(例如，以排气、压缩机排气等形式)通过通道10’朝向管道10的远端引导。推力(气流)可以以使推力支撑结构旋转的方式被引导出通道10’。例如，如图62所示(与上面图56的描述一致)，推进系统可构造成产生与推力支撑结构7处于相同或基本相同平面的气流。为此，如图62所示，在实施例中，推进系统包括联接到管道10的远端的气流导向叶片喷嘴100。与图56的描述一致，气流导向叶片喷嘴100构造成引导由发动机5产生且流经通道10’的气流。在图62的实施例中，气流导向叶片喷嘴100为静态喷嘴，其构造成将来自管道10的气流重新定向至所需出射角度，例如相对于推力支撑结构7所在平面成约90度。所示构造仅为了举例说明，且导向叶片喷嘴100可构造成将由发动机5产生的气流重新定向至任何所需出射角度。在实施例中，导向叶片喷嘴100和/或其出口可为铰接的(例如，通过一个或多个电机，未示出)，从而实现对气流出射角的动态控制。可以对出射角进行控制以将气流重新定向至所需角度，从而产生推力使推力支撑结构7和离合器6运动(当使用时)。例如，使用导向叶片喷嘴100可使由发动机5产生的气流能够重新定向至相对于推力支撑结构7所在的平面成约0-180度角。

图63是包括推力支撑结构的推进系统的一个实例的侧视图，该推力支撑结构用作旋翼桨叶，并且包括允许定向推力控制的一个或多个铰接喷嘴。如图所示，铰接喷嘴96分别联接到管道10的相应末端，构造成接收来自通道10’的推力。每个喷嘴96包括推力流经的出口(未单独标记)。喷嘴96可以铰接(例如通过一个或多个驱动电机)，以重新定位或重新定向各自的出口，从而能够直接控制从推力支撑结构7出射的空气(推力)的推力线。图63中所示的其他部件已经在其他实施例中描述，因此为了简洁起见在这里不再描述。

图64示出了符合本公开的包括用作旋翼桨叶的推力支撑结构的推进系统的另一实施例。图64中的许多部件的性质和功能已结合图60在上面进行描述，因此为了简洁起见不再赘述。然而，与图60的实施例不同，图64的实施例没有单独的旋翼桨叶3，而是利用管道10(或者更一般地，推力支撑结构7)作为旋翼桨叶。图63和64的实施例与图61和62的实施例的不同之处在于图63和64包括离合器6。提供使用离合器6的图示，以对在推力支撑结构用作旋翼桨叶的情况下使用离合器6进行具体说明，但如图61和62所示离合器6不是必需的。

符合本公开的推进系统的另一实施例包括一个或多个推力支撑结构，每个推力支撑结构用作旋翼桨叶，其中来自一个或多个机身安装发动机的气流通过旋翼轴以及通过一个或多个旋翼桨叶内部的管道被重新定向。这种系统可以与推力支撑结构一起使用或不一起使用，该推力支撑结构包括一个或多个联接到管道上的发动机，如图63、64所示和如上面所述。在任何情况中，一个或多个推力转向器可以位于机身安装发动机的排气流中，并且构造成控制由机身安装发动机产生的气流的流动。更具体地，推力转向器构造成控制由机身安装发动机产生的气流的大小，该气流被引导(通道引导)到旋翼轴中并分配到一个或多个旋翼桨叶内部的管道中。

在垂直飞行期间，由机身安装发动机产生的全部或大部分气流可以由推力转向器引导到旋翼轴中，然后引导(例如，通过集气室)到一个或多个旋翼桨叶中。如此引导的气流可经由靠近旋翼桨叶末端的开口从旋翼桨叶排出，以使旋翼桨叶的旋转加速或减速，并产生所需大小的升力。在向前飞行期间，推力转向器可被启动以允许大量的气流直接从推力转向器的后部排出(即，不转向到旋翼轴中)，从而增加航空器的速度。值得注意的是，在向前飞行期间，只需较少的旋翼功率用于升力，并且大部分的发动机推力可以用于向前推进。

为了说明此概念，参考图65A和65B，其描绘了符合本公开的航空器推进系统的一个实例，其中来自一个或多个机身安装发动机的全部或部分气流被引导到一对反向旋转旋翼桨叶中的管道。这种系统在本文中可以被称为反作用驱动系统。在图65A和65B的实施例中，发动机5可以嵌入或在外部附接到航空器机身4。在任一情况中，推力转向器117可以位于发动机5的下游并在转向器歧管118内。通常，推力转向器117构造成改变发动机5产生的气流的方向。推力转向器117的位置可以影响发动机5产生的气流的相对量，该气流被引导到旋翼桨叶3以产生升力，和/或被引导经过转向器117以提供推进力。被引导到或经过旋翼桨叶3的气流的相对量可以直接影响航空器的飞行特性，包括垂直升力形成情况、向前航速或其组合。

在此类实施例中，机身内的气流管道29构造成使空气能够被转向至旋翼轴1中。进入旋翼轴1的气流被传送到集气室14，然后由集气室14分配到旋翼桨叶3内的管道中。在实施例中，集气室14构造成平均分配该气流。然而，这种构造不是必需的，并且集气室14可以单独控制，以允许更精细地控制气流分配到单独的旋翼桨叶。进入旋翼桨叶3的气流可在末端附近从旋翼桨叶3排出，从而产生推力以使旋翼桨叶3旋转，如上文所述。当航空器进行垂直飞行时，系统可以如图65(A)所示配置，其中来自发动机5的大部分气流被引导到旋翼桨叶3以产生垂直升力。当航空器过渡到向前飞行时，推力转向器117可以启动以减少被引导到旋翼桨叶3的气流量并且增加被引导到航空器后部的气流量，如图65(B)的实例所示。换句话说，当航空器过渡到向前飞行时，向后引导的气流量可以随着引导到旋翼桨叶3的气流量的减少而增加。在这种情况下，可以调节(通过启动推力转向器117)引导到旋翼桨叶3的气流量，以维持航空器的升力、稳定性和控制。

图66示出了符合本公开的航空器的另一实施例。类似于图65A和65B的航空器，图66的航空器利用来自发动机的气流来使推力支撑结构旋转(因此使得一个或多个旋翼桨叶旋转)。例如，在图66的实施例中，静止(即，非旋转)旋翼轴1在近端联接到一个或多个发动机5，并且包括用于接收气流的一个或多个通道(轴管道)。离合器6(例如，密封离合器)在旋翼轴1的远端附近与其联接。外轴80围绕旋翼轴1设置，并且位于离合器6和旋翼轴1的近端之间。

在接合状态下，离合器6联接到外轴80，而在分离状态下，离合器6与外轴80断开。如进一步所示，推力支撑结构7通过离合器6与旋翼轴1联接。与旋翼轴1类似，在该实施例中，推力支撑结构7包括至少一个用于接收气流的通道(推力管道)。此外，推力支撑结构包括至少一个出口(推力出口，未标记)，用于相对于离合器6和/或旋翼轴1的向上延伸部分以一定角度(例如垂直角度)引导气流。离合器6可以是能够可释放地接合(和脱离)外轴80的任何合适的离合器，例如但不限于上面结合图19和20示出和描述的离合器。

为了便于理解，现在将描述图66的航空器的运行情况，其中离合器6具有与上面结合图19和20示出和描述的离合器相同或相似的结构1。在这种情况下，发动机5运行产生直接引导至旋翼轴1内的进气口的气流(用箭头表示)。经过进气口的气流朝向旋翼轴1的远端流入旋翼轴1中的一个或多个旋翼管道。在靠近旋翼轴1的远端处，至少一部分气流从旋翼管道流入推力支撑结构7内的一个或多个进气口中。在所示实施例中，推力支撑结构7包括至少两个进气口，每个进气口通向其相对侧内的对应推力通道。

经过进气口的气流朝向推力支撑结构7的每侧的远端流入相应的推力通道。推力通道内的气流最终经由一个或多个出气口从推力支撑结构7排出，如图所示。在所示实施例中，推力支撑结构7在其两个远端均包括单个出气口，但应当理解，可以采用任何合适数量(例如，2、3、4、5、10等)的开口，并且这些开口可以沿着推力支撑结构7的长度定位在任何合适的位置或位置组合处。此外，推力支撑结构7不限于两个远端，可以包括任何合适数量(例如，3、4、5、10等)的远端。

在任何情况中，出气口可构造成引导气流，使得气流以所需出射角从推力支撑结构7排出。在实施例中，出气口构造成引导气流，使得出射角垂直或基本垂直于离合器6和/或旋翼轴1的向上延伸部分。替代地或附加地，在实施例中，出气口构造成使得气流相对于离合器6和/或旋翼轴1的向上延伸部分以大于0至180度范围内的角度从推力支撑结构7排出，例如从大于0至120度，或大于0至90度。在实施例中，出射角可以是固定的，而在其他实施例中出射角可以是可变的。在后一种情况下，出气口可以是铰接喷嘴的形式或包括铰接喷嘴，铰接喷嘴可以移动，使得气流以所需角度从推力支撑结构7排出，如前面结合图51、56、62、63所述。

在任何情况中，通过至少一个出气口的气流使得推力支撑结构7旋转，如图66中的弯曲箭头所示。由推力支撑结构7的旋转产生的扭矩被传递到离合器6，并使离合器6与外轴80接合。例如，施加到离合器6的扭矩可使离合器活动轴承52沿离合器外壳的斜面骑跨，直到离合器活动轴承52与斜面的表面和离合器内圈114的表面接合(内圈114联接到外轴80，类似于在前述实施例的情况下内圈114与旋翼轴1接合，参见图19和20)。当离合器6如此接合时，推力支撑结构7的旋转所施加的扭矩经由离合器6(或者更具体地说，经由内圈114)传递到外轴80，从而使外轴80旋转，如图66所示。外轴80的旋转又使得旋翼桨叶3旋转。支撑轴承2用于将由旋翼桨叶3和外轴80旋转产生的扭矩与机身4隔离，如上文结合其他实施例所述。

当离合器6(或更具体地，外壳58)的旋转动量不存在或减小时，离合器外壳58开始相对于外轴80减速。由于其动量和离心力，离合器活动轴承52远离并松开其对离合器内圈114(其又附接到外轴80)的夹持，从而使外轴80与离合器外壳58分离并使外轴80能相对于离合器6自由旋转。此外，当外轴80的速度大于离合器6的转速时，离合器6与外轴80分离。离合器6的分离状态使得外轴80能够自由旋转并实现没有来自推力支撑结构7和动力系统的任何诱导阻力下的自动旋转。同样在自动旋转期间，当外轴80的速度等于或小于离合器6的转速时，动力系统的存储惯量将被传递到外轴80。在该状态下，动力系统惯量的传递可以提供更多的时间用于将总距降低到航空器自动旋转所需的安全角。

实例

以下实例是本公开的附加非限制性实施例。

实例1：根据该实例，提供了一种航空器，包括：机身；支撑轴承，其联接到机身；旋翼轴，其通过支撑轴承附接至机身，其中旋翼轴能够围绕延伸穿过旋翼轴的第一轴线旋转，并且支撑轴承始终允许旋翼轴围绕第一轴线相对于机身旋转；旋翼桨叶，其联接到旋翼轴，从而旋翼轴的旋转使得旋翼桨叶围绕第一轴线旋转；推力支撑结构，其联接到旋翼轴；以及发动机，其联接到机身或推力支撑结构；其中在运行时：发动机使推力支撑结构绕第一轴线旋转；推力支撑结构旋转使得旋翼轴围绕第一轴线旋转，这又使旋翼桨叶围绕第一轴线旋转；支撑轴承将机身与由至少旋翼桨叶的旋转产生的扭矩隔离。

实例2：该实例包括实例1的任何或所有特征，还包括联接到旋翼轴或旋翼毂的离合器，旋翼毂联接到旋翼轴，离合器具有接合状态和分离状态。

实例3：该实例包括实例2的任何或所有特征，其中在运行时，发动机使推力支撑结构以大于或等于旋翼轴的第二转速的第一转速围绕第一轴线旋转，并且使离合器进入接合状态并夹紧旋翼轴。

实例4：该实例包括实例3的任何或所有特征，其中当第一转速小于第二转速时，离合器进入或处于分离状态。

实例5：该实例包括实例2的任何或所有特征，其中：离合器包括离合器外壳、联接到旋翼轴的离合器内圈和离合器活动轴承；离合器外壳包括斜面和空腔；在接合状态下，离合器活动轴承设置在斜面和离合器内圈之间并与两者接触，从而使离合器外壳和离合器内圈接合；在分离状态下，离合器活动轴承设置在空腔内且仅与离合器外壳接触。

实例6：该实例包括实例2的任何或所有特征，其中离合器联接到旋翼轴。

实例7：该实例包括实例2的任何或所有特征，其中离合器联接到旋翼毂。

实例8：该实例包括实例1至7中任一实例的任何或所有特征，其中：支撑轴承包括具有内圈保持架和外圈保持架的轴承壳体，以及位于内圈保持架与外圈保持架之间的至少一个轴承；旋翼轴延伸到机身中并延伸到支撑轴承中。

实例9：该实例包括实例8的任何或所有特征，还包括轴承支撑结构，其中支撑轴承联接到轴承支撑结构，承支撑结构联接到机身。

实例10：该实例包括权利要求9的任何或所有特征，其中旋翼轴仅通过支撑轴承和轴承支撑结构联接到机身。

实例11：该实例包括实例1至10中任一实例的任何或所有特征，其中发动机联接到推力支撑结构。

实例12：该实例包括实例11的任何或所有特征，其中：推力支撑结构包括联接到旋翼轴的近侧部分和联接到发动机的远侧部分。

实例13：该实例包括实例1至12中任一实例的任何或所有特征，其中由发动机产生的气流形式的大致沿着在旋翼桨叶上方、旋翼桨叶下方或旋翼桨叶上方和下方水平延伸的推力线引导。

实例14：该实例包括实例13的任何或所有特征，其中气流干扰旋翼桨叶上方的涡流的形成。

实例15：该实例包括实例1至14中的任一实例的任何或所有特征，还包括偏航控制装置。

实例16：该实例包括实例15的任何或所有特征，其中：偏航控制装置包括电可逆电机，其包括电机轴；电机轴为旋翼轴。

实例17：该实例包括实例16的任何或所有特征，其中偏航控制装置包括转子和定子，其中当定子被激励时，力被施加到转子磁体，转子磁体又将力施加到机身，使得机身围绕第一轴线旋转。

实例18：该实例包括实例17的任何或所有特征，其中：偏航控制装置包括联接到旋翼轴的间隔件；转子磁体联接到间隔件；定子联接到机身。

实例19：该实例包括实例15的任何或所有特征，其中偏航控制装置包括方向舵。

实例20：该实例包括实例16的任何或所有特征，其中航空器没有尾部。

实例21：该实例包括实例1至20中任一实例的任何或所有特征，其中旋翼轴能够相对于机身在第一位置和第二位置之间移动。

实例22：该实例包括实例21的任何或所有特征，其中在处于第一位置的旋翼轴与处于第二位置的旋翼轴之间限定角度，该角度小于或等于约90度。

实例23：该实例包括实例21的任何或所有特征，还包括联接到机身的枢轴，其中：旋翼轴联接到枢轴；枢轴能够围绕第二轴线旋转；枢轴围绕第二轴线的旋转使得旋翼轴在第一位置和第二位置之间移动。

实例24：该实例包括实例23的任何或所有特征，其中：由处于第一位置的旋翼轴和处于第二位置的旋翼轴相对于枢轴限定角度；该角度小于或等于约90度。

实例25：该实例包括实例21的任何或所有特征，还包括：联接到机身外部的机架导轨；以及连接到机架导轨的旋翼系统小车壳体；其中：旋翼轴联接到旋翼系统小车壳体；旋翼系统小车壳体构造成沿着机架导轨移动，以使旋翼轴从第一位置移动到第二位置以及从第二位置移动到第一位置。

实例26：该实例包括实例2的任何或所有特征，其中：机身限定内部空间并且包括至少一个机身结构件；航空器还包括位于支撑轴承和机身结构件之间的阻尼元件。

实例27：该实例包括实例26的任何或所有特征，其中阻尼元件为主动阻尼元件或被动阻尼元件。

实例28：该实例包括实例27的任何或所有特征，其中阻尼元件为被动阻尼元件，被动阻尼元件是气体减振器、液体减振器、机械减振器或其组合。

实例29：该实例包括实例28的任何或所有特征，其中阻尼元件包括气体支柱、液体支柱、阻尼弹簧、弹性物质或其组合。

实例30：该实例包括实例27的任何或所有特征，其中阻尼元件为主动阻尼元件。

实例31：该实例包括实例30的任何或所有特征，其中主动阻尼元件构造成匹配或抵消由旋翼桨叶、推力支撑结构或其组合产生的谐波频率或振动。

实例32：该实例包括实例1至31中任一实例的任何或所有特征，其中旋翼桨叶具有固定长度或可变长度。

实例33：该实例包括实例32的任何或所有特征，其中旋翼桨叶具有可变长度。

实例34：该实例包括实例32的任何或所有特征，还包括具有电机的桨叶夹持件，其中：桨叶夹持件联接到旋翼桨叶；电机运行使得旋翼桨叶的长度改变。

实例35：该实例包括实例1至34中任一实例的任何或所有特征，其中：推力支撑结构包括至少一个管道和包括开口的远端，其中至少一个管道接收由发动机产生的推力气流并将气流输送到开口。

实例36：该实例包括实例35的任何或所有特征，其中：推力气流具有第一温度T1；发动机还构造成产生具有第二温度T2的压缩机排出气流，其中T2小于T1；至少一个管道还构造成接收压缩机排出气流，使得在运行时，压缩机排出气流喷射到推力气流中，以产生具有温度T3的混合气流，其中T2小于T1。

实例37：该实例包括实例35的任何或所有特征，其中：推力气流具有第一温度T1；发动机还构造成产生具有第二温度T2的压缩机排出气流，其中T2小于T1；至少一个管道还被构造成接收压缩机排出气流，使得在运行时，压缩机排出气流被引导围绕推力气流。

实例38：该实例包括实例1至37中任一实例的任何或所有特征，其中推力支撑结构具有翼型形状。

实例39：该实例包括实例1至38中的任一实例的任何或所有特征，还包括围绕推力支撑结构设置的翼型形状整流罩。

实例40：该实例包括实例39的任何或所有特征，还包括联接到翼型形状整流罩的整流罩定位电机，其中整流罩定位电机可运行以改变翼型形状整流罩的方位。

实例41：该实例包括实例1的任何或所有特征，其中：推力支撑结构包括具有第一开口的远端和至少一个管道；发动机联接到推力支撑结构或集成到推力支撑结构中；在运行时，由发动机产生的气流被引导通过至少一个管道并且通过推力支撑结构中的第一开口。

实例42：该实例包括实例41的任何或所有特征，还包括与第一开口流体连通的喷嘴，其中喷嘴构造成接收和重新定向通过第一开口的气流。

实例43：该实例包括实例42的任何或所有特征，其中：喷嘴包括出口；通过第一开口的气流流过喷嘴并通过出口；喷嘴构造成在至少第一喷嘴位置和第二喷嘴位置之间铰接，其中，出口在第一喷嘴位置的方位不同于出口在第二喷嘴位置的方位。

实例44：该实例包括实例43的任何或所有特征，还包括联接到喷嘴的驱动电机，该驱动电机能够操作以使喷嘴在至少第一喷嘴位置和第二喷嘴位置之间铰接。

实例45：该实例包括实例1至44中任一实例的任何或所有特征，其中：旋翼轴包括第一轴和第二轴，其中第一轴设置在第二轴的腔内；推力支撑结构联接到第一轴；并且航空器还包括离合器，离合器具有接合状态和分离状态，在接合状态中，第二轴联接到第一轴，在分离状态中，第二轴与第一轴分开；在运行时，推力支撑结构围绕第一轴线旋转使得离合器进入接合状态，这又使第二轴和旋翼桨叶围绕第一轴线旋转。

实例46：该实例包括实例45的任何或所有特征，其中：航空器包括联接到第二轴的第一旋翼桨叶和在第一旋翼桨叶上方联接到第二轴的第二旋翼桨叶，第一旋翼桨叶和第二旋翼桨叶中的每一个构造成围绕第一轴线旋转；在运行时，推力支撑结构围绕第一轴线旋转使得离合器进入接合状态，这又使第二轴以及第一和第二旋翼桨叶围绕第一轴线旋转。

实例47：该实例包括实例45的任何或所有特征，还包括第三轴，其中第二轴设置在第三轴的腔内；第三轴联接到机身并且不旋转；至少一个同心轴承设置在第二轴和第三轴之间，将第二轴与第三轴隔离。

实例48：该实例包括实例1至47中任一实例的任何或所有特征，还包括推进器，用于在航空器飞行期间提供水平推力。

实例49：该实例包括实例48的任何或所有特征，其中推进器包括第二旋翼桨叶，该第二旋翼桨叶构造成围绕横向于第一轴线的第二轴线旋转。

实例50：该实例包括实例45的任何或所有特征，还包括推进器，用于在航空器飞行期间提供水平推力。

实例51：该实例包括实例50的任何或所有特征，其中推进器包括第三旋翼桨叶，该第三旋翼桨叶构造成围绕横向于第一轴线的第二轴线旋转。

实例52：该实例包括实例1至51中任一实例的任何或所有特征，其中推力支撑结构在旋翼桨叶上方或下方联接到旋翼轴。

实例53：该实例包括实例1至52中任一实例的任何或所有特征，其中推力支撑结构和旋翼桨叶联接到旋翼轴，并且设置在基本相同的平面中。

实例54：该实例包括实例53的任何或所有特征，还包括联接到旋翼轴的公共结构毂，其中推力支撑结构和旋翼桨叶联接到旋翼轴并且设置在基本相同的平面中。

实例55：该实例包括实例54的任何或所有特征，其中：共同结构轮毂联接到旋翼轴的远端；旋翼轴的近端设置在机身内。

实例56：该实例包括实例1至55中任一实例的任何或所有特征，其中发动机包括联接到推力支撑结构的远端的风扇。

实例57：根据该实例，提供了一种航空器，包括：机身；旋翼轴；联接到旋翼轴的旋翼毂；联接到旋翼毂的发动机；以及联接到发动机的远端的推力支撑结构；其中：推力支撑结构构造成用作航空器的旋翼桨叶；推力支撑结构包括具有近端、远端和至少一个通道的管道；至少一个通道流体联接到发动机，使得在运行时，由发动机产生的推力由通道接收和重新定向，从而使推力支撑结构旋转。

实例58：该实例包括实例57的任何或所有特征，其中航空器除了推力支撑结构之外没有旋翼桨叶。

实例59：该实例包括实例57的任何或所有特征，还包括联接到机身的支撑轴承，其中支撑轴承将机身与由至少推力支撑结构旋转产生的扭矩隔离。

实例60：根据该实例，提供了一种航空器，包括：机身；安装到机身的发动机；联接到发动机的转向器歧管；设置在转向器歧管中的推力转向器；以及联接到发动机的旋翼轴，旋翼轴包括与转向器歧管流体连通的轴管道；其中在运行时：发动机产生气流，该气流被引导到转向器歧管中；推力转向器构造成控制转向器歧管内的被引导到轴管道的气流的相对量。

实例61：该实例包括实例60的任何或所有特征，还包括：联接到旋翼轴并且与轴管道流体连通的集气室；以及联接到集气室的旋翼桨叶，旋翼桨叶包括与集气室流体连通的叶片管道，旋翼桨叶还包括开口；其中集气室构造成将被引导至旋翼管道的气流至少一部分引导至叶片管道，使得全部或一部分气流从开口排出。

实例62：该实例包括实例60的任何或所有特征，其中：发动机设置在机身上或机身内。

实例63：该实例包括实例61的任何或所有特征，还包括联接到机身的支撑轴承，其中支撑轴承将机身与由至少旋翼桨叶旋转产生的扭矩隔离。

实例64：根据该实例，提供了一种航空器，包括：机身；发动机；联接到机身的固定旋翼轴，固定旋翼轴包括近端、远端和从近端延伸到远端的轴管道，其中轴管道与发动机流体连通；联接到固定旋翼轴的推力支撑结构，推力支撑结构包括与旋翼管道流体连通的进气口、出气口，以及与进气口和出气口流体连通的推力管道；围绕旋翼轴的远端的至少一部分设置的可旋转外轴；以及联接到固定旋翼轴的离合器，离合器具有接合状态和分离状态；其中在运行时：来自发动机5的气流被引导通过旋翼管道、通过进气口、通过推力管道、以及通过出气口，从而使推力支撑结构旋转；推力支撑结构旋转使得离合器进入接合状态，在接合状态下离合器与外轴联接，使得由推力支撑结构旋转产生的扭矩被传递到外轴，从而使得外轴和旋翼桨叶旋转。

实例65：该实例包括实例64的任何或所有特征，还包括联接到固定旋翼轴和外轴的支撑轴承，支撑轴承至少使机身与由外轴和旋翼桨叶旋转产生的扭矩隔离。

实例66：该实例包括实例64的任何或所有特征，其中在运行时，发动机使推力支撑结构以大于或等于外轴的第二转速的第一转速围绕第一轴线旋转，从而使离合器进入接合状态并夹紧外轴。

实例67：该实例包括实例66的任何或所有特征，其中当第一转速小于第二转速时，离合器进入或处于分离状态。

实例68：该实例包括实例64的任何或所有特征，其中：离合器包括离合器外壳、联接到外轴的离合器内圈，和离合器活动轴承；离合器外壳包括斜面和空腔；在接合状态下，离合器活动轴承设置在斜面和离合器内圈之间并与两者接触，从而使离合器外壳和离合器内圈接合；在分离状态下，离合器活动轴承设置在空腔中，并且仅与离合器外壳接触。

实例69：该实例包括实例1至67中任一实例的任何或所有特征，其中航空器不包括反转矩机构。

虽然本文已经描述了本公开的原理，但是本领域技术人员应当理解，描述仅仅是作为举例的方式给出，而并不作为对要求保护的本发明的范围的限制。参考本文公开的特定实施例进行描述的特征和方面可与本文所述的各其他实施例结合或应用。本文预期到所述特征和方面与其他所述实施例的结合和应用。本文预期到变型和其他实施例，且均落入本公开的范围内。