立式垂直起降飞行器

相关申请的交叉引用

本专利申请要求2018年6月28日提交的欧洲专利申请第18180590.4号的优先权，其全部公开内容通过引用并入本文。

技术领域

本发明涉及立式垂直起降飞行器(tail sitter)。

背景技术

自二十世纪中叶以来，航空工业已经意识到需要能够垂直起飞和降落并具有足够高的巡航速度以能够迅速覆盖中/长距离航线的飞行器。

对此需求的部分方案由直升机和推力换向式飞机构成，但是它们也不是没有缺点。

直升机实际上的最高速度大约为350km/h。推力换向式飞机需要在直升机构造与飞机构造之间使发动机舱和旋翼一起旋转，因此从结构的角度来看特别复杂。

为满足这种需求而提出的另一种方案是由VTOL(垂直起降)飞行器组成。它们具有机身水平的起飞/降落构造，并且发动机在起飞/降落期间能够将推力定向在垂直方向上，或者在水平平移飞行期间能够将推力定向在水平方向上。

尽管VTOL飞行器使用广泛并且它们有效，但是它们的结构构造却特别复杂。这是源于需要根据飞行器的起飞/降落/飞行条件选择性地定向发动机的推力方向。

为满足上述需求而提出的另一种方案是在二十世纪四十年代至六十年代间开发的，它由立式垂直起降飞行器组成。

这样的飞行器基本包括机身、一对半翼、通常由机身承载的一个或多个驱动构件以及配备有可动表面以控制飞行器的直尾翼。

立式垂直起降飞行器的飞行轨迹包括飞机机身垂直定位的起飞、飞行器旋转90度以呈现巡航位置的第一过渡阶段以及飞行器返回机身垂直定位以执行降落的第二过渡阶段。

在起飞和降落阶段，立式垂直起降飞行器通过降落构件而搁置在地面上，降落构件通常由飞行器的直尾翼承载。

随后，马达的推力在起飞/降落条件下抵消了立式垂直起降飞行器的重量，并且在飞行条件下抵消了空气的空气动力学阻力。

这些方案的原型以Lockheed XFV-1、Convair XFY-1 Pogo和Ryan X-13 Vertijet飞机为代表。

US1,665,114、US-2017/0297699、CN-A-106938701、US-A-2017/0166305、WO-A-2016/209350和US-B-5,114,096描述了已知的立式垂直起降飞行器方案。

立式垂直起降飞行器是特别有利的，因为它们具有与飞机基本相似的构造，并因此与推力换向式飞机和VTOL飞行器相比，其构造特别简单。

此外，与直升机不同，立式垂直起降飞行器对最大巡航速度没有特殊限制，该最大巡航速度与传统飞机的最大巡航速度不相上下。

然而，立式垂直起降飞行器的垂直起飞和降落位置对半翼的形状施加了几何和操作上的限制，尤其当立式垂直起降飞行器的重量超过某个阈值时。例如，需要在最大程度上减小暴露于风中的半翼的表面，从而在最大程度上减小在起飞和降落阶段对阵风的敏感性。

结果，这些半翼的构造损害了立式垂直起降飞行器在巡航位置的性能。

这实质上阻止了立式垂直起降飞行器的有效使用。实际上，前面提到的大多数原型都从未产生实际部署的飞行器。结果，在过去的五十年中，基本上已经放弃了使用立式垂直起降飞行器，主要采用VTOL飞行器。

为了提高巡航条件下立式垂直起降飞行器的空气动力学效率，已经提出了在US-A-2017/0166305中描述的飞行器。

该飞行器基本包括：

-机身；

-布置在机身上方的一对第一发动机；以及

-布置在机身下方的一对第二发动机。

在US-A-2017/0166305中描述的飞行器的第一实施方式中，飞行器包括从机身的彼此相对的相应的侧面突出的一对平面半翼。

在该第一实施方式中，第一发动机经由以悬臂的方式突出在半翼上方的相应的第一支撑结构固定到半翼的相应的上表面上，而第二发动机经由以悬臂的方式突出在半翼下方的相应的第二支撑结构固定到半翼的相应的下表面上。

更具体地，半翼具有有限的长度并且是平面的。第一发动机的轴线和第二发动机的轴线相对于外形半翼错开，并且分别布置在该轮廓的上方和下方。

在第二实施方式中，US-A-2017/0166305中描述的飞行器包括：

-第一半翼，它们呈上反角并以悬臂的方式从机身的彼此相对的侧面突出；和

-第二半翼，它们呈二面角，比第一半翼短并以悬臂的方式从机身的彼此相对的侧面突出。

第一发动机布置在机身下方，并且经由相应的第三支撑结构被固定到相应的第一半翼的下表面上。

第二发动机布置在第二半翼的自由端部处。

更具体地，第一半翼和第二半翼具有有限的长度并且是平面的。第一发动机的轴线和第二发动机的轴线相对于相应的第一半翼的轮廓错开，并分别布置在该轮廓的上方和下方。

由于第一发动机的轴线和第二发动机的轴线相对于半翼是错开的，因此US-A-2017/0166305中描述的飞行器实现了RBW(Rotor-Blown Wing，旋翼吹气机翼)构造，其中第一发动机和第二发动机产生的气流撞击半翼。

这种构造通过使气流朝向半翼偏转，从而在半翼的腹部产生过压而在半翼的顶表面产生低压，从而导致半翼产生的升力增加而允许增加半翼的升力。

支撑结构的存在并且仅参考第二实施方式，以悬臂的方式从机身突出的第一半翼和第二半翼的存在使在US-A-2017/0166305中描述的飞行器的构造构建起来特别复杂。

工业上已经意识到需要为立式垂直起降飞行器配备具有空气动力学效率的机翼结构，以提高在巡航状态下的性能，同时具有尽可能最简单的构造。

EP-A-3263445公开了根据权利要求1的前序部分的立式垂直起降飞行器。

US-A-2017/0158327公开了一种具有提供有效的垂直起飞和降落能力的机翼板组件的UAV。

DE-U-202017104421公开了一种无人机，其包括：主体；固定在主体两侧的固定机翼；通过相应的旋翼支撑构件连接至固定机翼的两侧的多个旋翼；用于收集飞行器的飞行数据的机载传感器系统；以及飞行控制系统，该飞行控制系统联接至机载传感器系统以基于飞行数据调整固定机翼和/或旋翼的状态以及飞行器的其他飞行状态。

DE-A-102011012503公开了一种用于运输重物的超轻型飞行器，其包括四角形机身、布置在机身上的多个可独立控制的旋翼以及盒形机翼(boxed wing)。

US-A-2016/0144957公开了一种高速多旋翼垂直起降飞行器。

发明内容

本发明的目的是提供一种能够以简单且廉价的方式满足上述需求的立式垂直起降飞行器。

附图说明

上述目的通过权利要求1所述的本发明得以实现。

为了更好地理解本发明，下面将仅通过非限制性例子并参照附图来描述一个优选实施方式，在附图中：

-图1是仅出于说明目的而示出的立式垂直起降飞行器处于起飞/降落位置的实施方式的立体图；

-图2是图1的立式垂直起降飞行器在巡航位置的立体图；

-图3和图4是图1和图2的立式垂直起降飞行器在执行第一动作期间并且分别处于起飞/降落位置和巡航位置的立体图；

-图5和图6是图1和图2的立式垂直起降飞行器在执行第二动作期间并且分别处于起飞/降落位置和巡航位置的立体图；

-图7和图8是图1和图2的立式垂直起降飞行器在执行第三动作期间并且分别处于起飞/降落位置和巡航位置的立体图；以及

-图9是根据本发明的教导而制造的立式垂直起降飞行器的实施方式的立体图。

具体实施方式

参照图1和图2，附图标记1表示仅出于说明目的而示出的立式垂直起降飞行器。

飞行器1包括机身2。

可以识别与飞行器1为一体的一组三个轴，它们的原点在飞行器1的重心处并且它们并由以下各项形成：

-平行于机身2的延伸方向的Y轴；

-与Y轴正交的X轴；以及

-与X轴和Y轴正交的Z轴。

飞行器1可通过已知的方式呈现巡航位置(图2所示)。在该巡航位置，Y轴相对于垂直方向倾斜。特别是在恒定高度向前飞行的情况下，Y轴水平布置。

在本说明书中，使用表述“巡航位置”来表示飞行器1以至少具有水平飞行分量的速度行进的飞行构造。

在飞行器1的该巡航位置，飞行器1围绕X轴、Y轴和Z轴的旋转与以下动作相关联：

-侧倾，即围绕Y轴的旋转(图6)；

-俯仰，即围绕X轴的旋转(图4)；

-偏航，即围绕Z轴的旋转(图8)。

飞行器1还可以呈现图1所示的起飞/降落位置，其中Y轴垂直布置。

在该起飞/降落位置，飞行器1围绕X轴、Y轴和Z轴的旋转与以下动作相关联：

-侧倾，即围绕Z轴的旋转(图5)；

-俯仰，即围绕X轴的旋转(图3)；

-偏航，即围绕Y轴的旋转(图7)。

飞行器1的飞行轨迹提供了从起飞位置到巡航位置的第一过渡、保持巡航位置以及从巡航位置到降落位置的第二过渡。

飞行器1包括具有闭合的前部区段C的机翼4，该机翼从机身2延伸。

在本说明书中，术语“具有闭合的前部区段的机翼”是指自身闭合而没有自由端部的非平面机翼。

闭合的前部区段C由机翼4在与Y轴正交的平面上的投影限定。

更详细地，机翼4基本包括：

-分别以悬臂的方式从机身2的彼此相对的侧面突出的一对半翼5；

-在飞行器1的恒定高度飞行位置布置在半翼5上方的部分6；以及

-一对连接区段7，每个连接区段在半翼5的相应的自由端部8和部分6的相应的自由端部9之间延伸。

在所示的情况下，部分6和半翼5彼此平行。

半翼5和部分6具有主要沿着X轴的延伸方向。

在所示的情况下，半翼5沿着X轴的总长度等于部分6沿着X轴的长度。

在所示的情况下，半翼5和部分6也是直的，具有恒定的翼弦、零机翼后掠角和零二面角。

区段7彼此平行并且沿着与X轴和Y轴正交的Z轴延伸。

飞行器1还包括在机身2与部分6的中间区段18之间延伸的另一连接区段14。

特别地，区段14平行于区段7沿着方向Z延伸并在区段7之间居中。

在所示的情况下并参考飞行器1的巡航位置，部分6布置在半翼5的上方。

机身2还包括布置在机身2的尾部12上的一对降落构件11。

机翼4还支撑：

-由机翼4承载的多个发动机15a、15b、15c和15d，在所示情况下为四个发动机；以及

-多个降落构件20，当飞行器1处于起飞/降落位置时，它们搁置在地面上。

每个发动机15a、15b、15c和15d特别包括：

-桨毂16(仅在图1和图2中示出)，其围绕各自的平行于Y轴的轴线A旋转并由未被示出的驱动构件旋转驱动；以及

-多个桨叶17，它们沿着各自的轴线B以悬臂的方式从桨毂16突出。

特别地，桨叶17一体地随桨毂16围绕各自的轴线A旋转。

发动机15a、15b、15c和15d的浆毂16围绕它们各自的轴线A在彼此不同的旋转方向上旋转。

发动机15a、15b、15c和15d的浆毂16的轴线A投射到机翼4的前部区段C上。

换句话说，轴线A沿着机翼4的前部区段C布置。

发动机15a和15b的浆毂16的轴线A投射到相应的半翼5的前部区段C上。

发动机15c和15d的浆毂16的轴线A投射到机翼4的部分6的前部区段C上。

更具体地，发动机15a、15b、15c和15d的浆毂16的轴线A布置在半翼5与区段7之间以及区段7与部分6之间的相交角上。

特别地，发动机15a和15b的浆毂16的轴线A布置在半翼5与区段7之间的相交角上，即布置在相应的半翼5的端部8上。

发动机15c和15d的浆毂16的轴线A布置在区段7与部分6之间的相交角上，即在部分6的端部9上。

发动机15a和15c以及发动机15b和15d相对于机身2的中间平面布置在相应的彼此相对的侧面，该中间平面与Y轴和Z轴平行且与X轴正交。

参照飞行器1的巡航状态(图1)，发动机15c布置在发动机15a上方，发动机15d布置在发动机15b上方。

特别地，发动机15a和15d可以在第一旋转方向上旋转，例如顺时针(逆时针)旋转。发动机15b和15c可以在第二旋转方向上旋转，例如逆时针(顺时针)旋转。

在所示的情况下，飞行器1包括控制单元19(仅在图1、图3、图5和图7中示意性示出)，该控制单元19被编程为彼此独立地控制发动机15a、15b、15c和15d围绕它们各自的旋转轴线A的角速度以及桨叶17相对于气流的总俯仰角。

这样，控制单元19被编程为彼此独立地控制由各个发动机15a、15b、15c和15d产生的推力。

桨叶17以悬臂的方式从机翼4在侧面朝着机身2的机头10突出。

每个发动机15a、15b、15c和15d的桨叶17的周期俯仰是固定的。

降落构件20定位在半翼5与区段7之间的相交角上以及区段7与部分6之间的相交角上。

降落构件20从机翼4在侧面朝着机身2的尾部12突出。

在所示的情况下，有四个降落构件20。

除了机翼4以外，飞行器1没有直尾翼或其他可动机翼结构。

换句话说，仅仅通过调节发动机15a、15b、15c和15d的推力以及副翼21的操作来控制飞行器1的侧倾、俯仰和偏航运动。

飞行器1可以是在机身2上配备有适当设备的无人驾驶飞机。

替代地，机身2可以容纳机组人员。

在未被示出的另一个实施方式中，飞行器1可以不包括机身2，而是仅由机翼4构成，并且如果需要，由布置在机翼4上的传感器(例如天线)形成。

从起飞状态(图1)开始描述飞行器1的操作，在起飞状态中，机身2的Y轴垂直布置并且降落构件11和20将飞行器1支撑在地面上。

操作发动机15a、15b、15c和15d使飞行器1升空。在该阶段，发动机15a、15b、15c和15d抵抗并克服了飞行器1的重量的影响，从而能够从地面升起。

然后，飞行器1执行第一过渡，在该第一过渡结束时到达巡航位置，在该巡航位置，机身2的Y轴相对于垂直方向是倾斜的，并在恒定高度飞行的情况下基本上是水平的。

在该阶段，发动机15a、15b、15c和15d抵抗空气阻力，并且机翼4产生保持飞行器1飞行所需的升力。

之后，飞行器1执行第二过渡，在第二过渡结束时，其到达完全类似于起飞位置的降落位置。在该降落位置，机身2的Y轴平行于垂直方向，并且发动机15a、15b、15c和15d抵抗飞行器1的重量的影响，使得能够逐渐接近地面。

飞行器1的高度逐渐减小，直到降落构件20搁置在地面上，从而使降落动作完成。

在上述飞行阶段中，如下控制飞行器1。

通过在发动机15a和15d上设定第一推力值S1并在发动机15b和15c上设定不同于S1的第二推力值S2来获得并控制围绕Y轴的倾斜度，从而获得作用在飞行器1上与Y轴平行的扭矩(图6和图7)。

飞行器1围绕Y轴的旋转对应于在巡航位置的侧倾动作(图6)和在起飞/降落位置的偏航动作(图7)。

重要的是要注意，当旋翼15a和15d的推力S1增加时，发动机15b和15c的推力S2减小相同的值。这样，在飞行器1上产生的总推力没有改变，而围绕Y轴产生了扭矩，该扭矩引起飞行器1围绕Y轴的旋转。

此外，通过在发动机15a和15c上设定第一推力值S3并在发动机15b和15d上设定不同于S3的第二推力值S4来获得并控制围绕Z轴的倾斜度，从而获得作用在飞行器1上与Z轴平行的扭矩(图5和图8)。

飞行器1围绕Z轴的旋转对应于在巡航位置的偏航动作(图8)和在起飞/降落位置的侧倾动作(图5)。

通过在发动机15a和15b上设定第一推力值S5并在发动机15c和15d上设定不同于S5的第二推力值S6来获得并控制飞行器1围绕X轴的倾斜度，从而获得作用在飞行器1上与X轴平行的扭矩(图3和图4)。

飞行器1围绕X轴的旋转对应于在巡航位置的俯仰动作(图4)和在起飞/降落位置(图3)的俯仰动作。

参照图9，附图标记1’表示根据本发明的实施方式的立式垂直起降飞行器。

飞行器1’与飞行器1相似，并且将仅就区别方面进行描述；在可能的情况下，飞行器1’和飞行器1的相同和对应的部分将用相同的附图标记表示。

特别地，飞行器1’与飞行器1的不同之处在于，机翼4包括参考飞行器1的巡航位置而布置在半翼5下方的另外的部分30。

部分30和半翼5在各自的自由端部32和8处通过区段31连接。另外，部分30的中央区段通过沿着X轴插入在区段31之间的区段33连接至机身2。区段31和33平行于Z轴延伸。

部分30设置有另外的降落构件20。

飞行器1’的操作类似于飞行器1的操作，因此不再详细描述。

通过对立式垂直起降飞行器1’的特性的检查，可以由此获得的优点是明显的。

特别地，发动机15c和15d相对于发动机15a和15b平行于Z轴错开，并且发动机15a、15b、15c和15d的轴线A投射到机翼4的前部区段C上。

这意味着，一方面，由于被构造为将发动机15c和15d相对于发动机15a和15b沿着Z轴支撑在错开位置的机翼4的形状的较大的空气动力学效率，可以提高飞行器1’在巡航位置的空气动力学效率。

另一方面，由于轴线A投射到前部区段C上，因此可以避免已知方案中存在并且在本说明书的背景技术部分中讨论的支撑结构和其他半翼。

这样，通过相对于在本说明书的背景技术部分中讨论的已知方案而特别容易获得的飞行器1’的构造，可以在巡航条件下实现高性能。

实际上，与前述已知方案不同，机翼4的空气动力学效率的提高不是通过使发动机的轴线与机翼4的前部区段C错开从而通过在机翼上产生附加的压力梯度来偏转气流而实现的。

相反，机翼4的空气动力学效率的提高是通过使机翼4成形为具有二维或甚至闭合的布局而实现的。

另外，飞行器1’不需要存在直尾翼来确保纵向稳定性。实际上，飞行器1’甚至不需要存在鸭翼或尾翼表面，从而通过半翼5和部分6的相对定位和机翼轮廓来确保纵向稳定性。这能够进一步降低飞行器1’的复杂性和重量。

通过以差异化的方式简单地控制发动机15a、15b、15c和15d的推力S5、S6、S1、S2、S3和S4实现了对在巡航位置和起飞/降落位置围绕X轴、Y轴和Z轴的旋转的控制。

发动机15a、15b、15c和15d以及降落构件20由机翼4承载。这意味着在无人驾驶飞行器1’的情况下，可以将机身2减至最小，甚至消除机身2，从而获得了复杂性降低的特别轻的飞行器1’。

最后，在无人驾驶飞行器1’的情况下，它甚至可以不包括机身2。在这样的情况下，飞行器1’将基本上由机翼4和任何设备形成，例如天线或传感器或安装在机翼4上的负载。

发动机15a、15b、15c和15d全部由机翼4承载。结果，机身2不受直接安装在其上的其他发动机产生的振动的直接影响。

在机身2容纳机组人员的情况下，这可以提高机组人员的舒适度。相反，在机身2仅容纳传感器或设备的情况下，这能够使传感器和设备的位置随时间的推移更加稳定。

由于前面已经指出的内容，飞行器1’使得立式垂直起降飞行器的设计方案可用，克服了阻碍其发展的许多缺点。

这在无人驾驶飞行器1’时更加有利。实际上，在这样的情况下，飞行器1’甚至没有立式垂直起降飞行器的在起飞/降落操作期间要求特别不舒适的机组人员位置的不可避免的缺点。

最后，很明显，在不脱离所附权利要求书所限定的范围的情况下，可以对本文所述和示出的立式垂直起降飞行器1’进行修改和变形。

特别地，机翼4的形状可以像环形、菱形或多边形。

此外，单个机翼4可以具有打开的二维前部区段C，例如C形的前部区段。