用于飞行器的自动旋翼系统的制作方法

用于飞行器的自动旋翼系统的制作方法
【专利摘要】本发明涉及一种用于飞行器的旋翼系统，该旋翼系统包括具有驱动部分（2）的旋翼（1），该驱动部分安装成绕旋转轴线（8）旋转并支承至少一个旋翼叶片（3）的近端（9）。该旋翼系统包括用于向旋转结构（7）提供增压的排气的喷射涡轮（4），该喷射涡轮具有至少一个喷管出口（6）和至少一个喷流导管（5），该喷流导管用于将增压的排气从涡轮（4）传输到喷管出口（6），以通过经由喷管出口（6）排出增压的排气而导致旋转结构（7）的旋转。此外，只有旋转结构（7）包括喷流导管（5）和喷管出口（6），旋翼叶片（3）不包括喷流导管（5）和喷管出口（6）。
【专利说明】用于飞行器的自动旋翼系统
[0001]本申请是申请号为200880122884.0的专利申请的分案申请，原申请的申请日为2008年11月6日，发明名称为“用于飞行器的自动旋翼系统”。
【技术领域】
[0002]本发明涉及一种用于飞行器的旋翼系统，该旋翼系统包括具有一旋转结构的旋翼，该旋转结构安装成能绕一旋转轴线旋转并支承旋翼叶片的近端。该旋翼系统包括用于向旋转结构提供增压的排气的喷射涡轮，该旋转结构具有至少一个喷管出口和至少一个喷流导管，该喷流导管用于将增压的排气从涡轮传输到喷管出口，以通过经由喷管出口排出增压的排气而导致旋转结构的旋转。
【背景技术】
[0003]能够通过旋转翼竖直起飞和着陆的飞行器一例如直升机一典型地制成这样的构型，即，水平旋转的主旋翼和竖直旋转的尾旋翼联接到变速箱并通过喷射涡轮发动机提供动力。竖直的尾旋翼对于补偿由主旋翼在飞行器机身上施加的力矩是必要的。尾旋翼、变速箱和它们的联接装置占用了很多重量，这些重量否则可以是有用的载荷，或者可以导致节省能量。
[0004]已知不需要尾旋翼、变速箱和联接轴的飞行器，但在该飞行器中，旋翼叶片通过末端安装的冲压喷射发动机提供动力，该冲压喷射发动机利用在旋转翼末端的高的速度。然而，显而易见的是，冲压喷射结构噪音非常大，耗能，且具有这样的缺点，即，冲压喷射发动机从排气中产生非常明亮的环。
[0005]另外还存在其它结构，其中安装在飞行器机身内的喷射涡轮产生增压的空气，该增压的空气被引导至旋转翼末端的喷管。然而，这需要复杂的技术并产生巨大损失。
[0006]可选择地，如在Jones等人的美国专利N0.3，052，305中公开的，公开了一种直升机，该直升机具有在旋翼组件上同心/同轴安装并与其一起旋转的燃气涡轮。来自发动机的燃烧气体(燃烧废气，combustion gas)被引出至叶片末端并被沿切向排出，以导致旋翼的旋转。另一个可供选择的方案由Keller的美国专利N0.5，984，635公开，其中，直升机具有一上方的空心的圆形的稳压箱(plenum)，该稳压箱与多个中空的旋翼叶片气体连通。来自于与直升机机身相邻的两个喷射发动机的增压的气体被供给叶片并在叶片末端被沿切向排出。
[0007]再一个可供选择的方案由Eyre的英国专利申请GB1229577公开，其中，直升机设置有圆柱形叶片，该叶片具有基本上沿叶片的整个长度的气体出口。从直升机舱室上方的旋翼叶毂中的两个燃气涡轮提供气体。这种系统的优点是由于缺少传动装置和传动轴而具有小的重量。然而，这种系统的不利之处在于，这些圆柱形叶片——其与现在的空气动力学叶片外形差距很大——尚未在实践中被证明其在使用过程中是安全的。
[0008]所有这些现有技术的系统都是专用系统，这些系统缺少一般性的多功能性和可升级性/可扩展性。
【发明内容】

[0009]本发明的目的是提供一种通用的直升机旋翼系统，该系统不需要变速箱和传动轴，并利用了现有技术的空气动力学旋翼叶片的众所周知的多功能性。
[0010]该目的通过一种旋翼系统实现，该旋翼系统分成最里面的驱动部分和最外面的常规的旋翼叶片部分。最里面的驱动部分容纳喷射涡轮，喷射流从该喷射涡轮经导管被导向设在旋翼叶片部分的前端之前的喷管。
[0011]在结构细节上，本发明是一种用于飞行器的旋翼系统，该旋翼系统包括一旋转结构，该旋转结构安装成能绕一旋转轴线旋转并支承至少一个旋翼叶片的近端。该旋翼系统还包括用于向旋转结构提供增压的排气的喷射涡轮，该旋转结构具有至少一个喷管出口和至少一个用于将增压的排气从涡轮传输到喷管出口的喷流导管。增压的排气从旋转结构通过喷管出口被排出，这导致旋转结构的旋转。优选地，气体的排出沿着相对于旋转的切线方向，与现有技术的系统中一样。与前面提到的Eyre的英国专利申请GB1299577公开的现有技术的系统比较，只有旋转结构包括喷流导管和喷管出口，旋翼叶片不包括喷流导管和喷管出口。
[0012]由此使得，旋翼系统由于具有驱动部分和一个或多个旋翼叶片的明显分割而成为简化的系统，该驱动部分包括旋转结构和涡轮。技术上的明显分割使得驱动部分和旋翼叶片可以被分别开发和生产。对于相同的驱动部分，不同大小的旋翼叶片或不同类型的旋翼叶片可以被提供，并被连接到驱动部分的旋转结构上。因此，驱动部分是用于各种不同的旋翼构造的通用的解决方案，其能够在不修改驱动部分而只通过安装具有合适尺寸的旋翼叶片的情况下容易地按比例匹配于、适配于和再用于其它构型中。事实上，传统的现有技术的直升机旋翼叶片可安装到根据本发明的驱动部分。
[0013]该驱动部分具有旋转结构，该结构保持至少一个旋翼叶片——而不是多个旋翼叶片——的近端，并给予旋翼叶片旋转驱动力，以通过叶片实现飞行器的提升。优选地，旋转结构构造成使得其有助于在旋转和在向前飞行中都造成最小的阻力，且不增加系统的提升，或至少不增加对系统的任何显著的升力。从旋转轴线到旋翼叶片的近端的距离比从旋转轴线到旋转叶片的远端的距离小得多。例如，旋转的旋转结构的半径小于整个旋翼的半径的一半或三分之一。因此，典型地，旋转的旋翼叶片所覆盖的面积也比旋转的旋转结构所覆盖的面积大得多。另外，由于离旋转轴线的距离较大，旋翼叶片的远端的速度比旋转结构的速度大得多。因此，旋翼叶片的提升是产生升力的全部原因或至少是主要原因。
[0014]旋翼系统是自动的，其支承结构只需要用于燃料和电线的管——优选柔性管——的连接便可附接到飞行器机身上，从而由于不需要重的变速箱连同相关的传动轴等而实现显著的重量减轻。同时，喷射流在不转换为另一形式的能量——例如机械扭转——的情况下被直接利用，因此消除了转换损失。
[0015]在上述意义上的飞行器机身的非唯一性的示例是用于人的舱室、无人的货舱、或具有用于在飞行中拍照或测量的设备的舱室。
[0016]根据本发明的旋翼系统主要是计划用作直升机飞行器的旋转翼。然而，本发明具有一般性的特征，并同样可用于飞机螺旋桨。
[0017]通过在例如旋翼长度的40%处分割驱动部分和旋翼叶片部分，只损失了提升盘面积的17%，这可由在最外面区域的只加长9%的旋翼叶片部分代替。相对于排气喷管位于叶片末端的现有技术的系统，通过将排气喷管更靠近旋转轴线设置，相应地降低了喷管速度。这提高了根据本发明的系统的效率。
[0018]驱动部分优选包括集成在旋翼系统中的径流式喷射涡轮，使得该涡轮与旋转结构的旋转轴线同轴线布置。喷射盘可选地具有设置在旋转结构的导管的平面中的涡轮叶片。
[0019]例如，喷射涡轮具有支承结构，该支承结构具有用于与飞行器机身非旋转式连接的第一侧和旋转式联接到径流式喷射盘的相对的第二侧，该径流式喷射盘具有压缩机叶片，在支承结构的第二侧上设置有用于空气进入的入口。
[0020]具有喷射涡轮的驱动部分包括旋转喷射盘、旋转结构和支承结构。该喷射涡轮设计成使得燃烧室稳固地连接到支承结构上，并因而在没有任何复杂的旋转联接装置的情况下直接连接到燃料和控制装置。这通过下面的构造实现。喷射涡轮包括具有底座的旋转喷射盘，在该底座上设置有压缩机叶片。压缩机叶片具有固定到底座上的邻近部分和远离底座的远侧部分。在压缩机叶片的远侧部分上设置有连接压缩机叶片的远侧部分与涡轮叶片的盘件。从压缩机叶片到燃烧室的空气和从燃烧室到涡轮叶片的燃烧气体在底座和盘件之间的空间内流动。
[0021]有利地，喷射涡轮可具有作为起动和发电机(generator)装置的集成的永磁体电磁马达。旋转的喷射盘包括磁体，旋翼系统的支承结构包括电磁体，该电磁体在此可直接电连接到调节装置。起动和发电机装置因而只具有在支承结构和喷射涡轮的旋转部分之间的磁性联接装置，因此避免了复杂的旋转联接装置。
[0022]当旋翼系统用于直升机类型的飞行器时，飞行器的偏航可借助于集成的永磁体电磁马达相对于旋翼的角动量进行调节。旋转结构容纳磁体，支承结构容纳电磁体。根据本发明，电磁体与调节装置直接电连接，用于控制旋转结构和支承结构之间的相对运动。因此，飞行器的偏航只具有在支承结构和旋翼之间的磁性联接装置。
[0023]用于起动和发电机装置两者的电马达和用于偏航调节的电马达的可供选择的示例性实施例可以实现为具有鼠笼式转子而不是永磁体的异步(感应)马达。然而，鼠笼式转子将在特征结构中相对于电磁体采取远侧位置。例如，利用鼠笼式转子与定子中的(磁)极的数量匹配的自然能力也许是有益的。并且，鼠笼式转子的滑动性能减少了机械结构上的撕扯和磨损，提供了较小的峰值转矩。
[0024]用于根据本发明的旋翼的驱动部分可带有入口保护装置，例如盖，该入口保护装置固定到旋转叶片系统的支承结构上。将其固定到支承结构上使得该盖的空气吸入将指向由支承结构确定的方向，例如与飞行器的飞行方向一致。特别是当高速飞行时，该盖将使流向喷射涡轮的入口的空气流稳定。
[0025]该旋翼系统可升级/扩展成一个以上的旋翼叶片和一个以上的喷射涡轮。一个示例是五个旋翼叶片的构型，并带有两个喷射涡轮。两个喷射涡轮可设置成背靠背的构型，且两个涡轮构型实现了冗余。
[0026]直升机的姿态控制-例如侧斜(banking)-经常通过周期的倾斜/俯仰控制
而发生，其中，在叶片在旋转平面中运动的过程中，旋转叶片的倾斜角是连续变化的。由于根据本发明的旋翼系统是自动的并且只需要与飞行器机身的柔性连接件，因此，姿态可通过连接飞行器的支承结构的六腿悬架进行控制。六腿悬架也称作六脚架，是由V.Gough在1955年发明的。六条腿是能纵向延伸的执行元件，该元件提供了旋翼系统相对飞行器机身的六条轴线上的自由度。该元件还提供了用于旋翼叶片部分的简化的固定的倾斜角的可能性，从旋转翼得到的升力可通过旋转速度进行调节。由于不需要复杂的总体的和周期的倾斜控制机构，这使得旋转翼显著简化。
[0027]在旋翼系统上的六腿悬架集成有在执行元件失效的情况下的内置冗余。调节装置可通过计算针对作用的执行元件的替换设置来补偿失效的执行元件。这将导致这样的情形，即，其中旋转翼将采取相对于飞行器机身的替换高度，这对于耐飞性将是无关紧要的。两个执行元件同时失效时仍可以操纵飞行器，但是失去了平衡。
[0028]由于根据本发明的悬挂在六脚架上的自动旋翼系统构成了飞行器的所有控制装置，因此，飞行器机身可以灵活地设计。例如飞行器机身可设计成独立于飞行方向指向任意方向的圆形的罩舱(dome)。飞行器可以是用于军事侦察任务的无人飞行器。这里的罩舱可以是具有光学传感器的传感器罩舱，该光学传感器可独立于飞行方向指向任意方向。该罩舱可以是雷达天线，并以独立的转速旋转。
[0029]总之，本发明涉及一种用于飞行器的自动旋转翼，该旋转翼分成驱动部分和旋翼叶片部分。驱动部分容纳有集成的喷射涡轮。集成的喷射涡轮只包括一个相对于支承结构旋转的构件——喷射盘。通过向支承结构提供电磁体和向喷射盘提供永磁体，起动和发电机装置可以简单的方式结合。通过旋翼叶片的固定的倾斜设置和通过用于控制所得的总升力的简单的旋转速度控制，旋翼系统还可进一步简化。该系统还容纳有用于通过利用旋翼的角动量来使飞行器偏航的装置，在六脚架中悬挂旋翼将构成用于飞行器的所有姿态控制装置，从而飞行器机身可采取任何形式而不需要尾部。旋转叶片结构是自动单元，飞行器机身可灵活地和独立地设计。
[0030]可升级/扩展的自动旋翼系统可应用到需要竖直起飞和着陆的各种类型的飞行器。它们可以是用于运输人员和货物的飞行器，例如直升机，也可以是用于军事侦察和搜索任务的无人飞行器。由于根据本发明的旋翼系统构成用于飞行器的所有控制装置，并且例如不需要尾部部分，因此，飞行器机身可以灵活地设计。另外，飞行器可以是可独立于飞行方向指向任意方向的传感器荚状舱(pod)。飞行器例如可以是在空气动力学包络线中以独立的旋转速度旋转的雷达天线。
[0031 ] 下面描述独立于上述发明的四个实施例，这四个实施例中的两个或多个可以相互
I=I TT O
[0032]替换方案I—用于末端具有喷管的叶片的驱动部分
[0033]如上所述，驱动部分包括喷射涡轮、旋转结构和支承结构。通过略微改动旋转结构，驱动部分可用于现有技术的旋翼叶片一该叶片在叶片末端具有气流排出喷管，例如在美国专利5，984，635中公开的。需要的改动是在旋转结构中的导管和叶片中的导管之间的联接装置。在此情况中，导管不是在旋转结构的排出喷管处结束，而是在与叶片的联接装置处结束。
[0034]在此例中，该独立的实施例可被描述成用于飞行器的旋翼系统，该旋翼系统包括具有旋转结构的旋翼，该旋转结构安装成绕一旋转轴线旋转并支承至少一个旋翼叶片的近端。该旋翼系统包括用于提供增压的排气至旋转结构、并进一步进入至少一个旋翼叶片的喷射涡轮，该喷射涡轮设有喷管出口和用于将增压的排气从涡轮和旋转结构传输至喷管出口的喷流导管，以通过经由设在叶片表面中一例如叶片末端一的喷管出口排出增压的排气而导致具有至少一个旋翼叶片的旋转结构的旋转。
[0035]优选地，喷射涡轮是与旋转结构的旋转轴线同轴线设置的径流式喷射涡轮。喷射涡轮可选地具有支承结构，该支承结构具有非旋转式连接到飞行器机身的第一侧和旋转式联接到具有压缩机叶片的径流式喷射盘的相对的第二侧。在支承结构的第二侧上可设置有用于空气进入的入口。
[0036]可选地,喷射盘具有底座，在该底座上设置有压缩机叶片，压缩机叶片具有固定到底座上的邻近部分和远离底座的远侧部分，其中，在压缩机叶片的远侧部分上设置有连接压缩机叶片的远侧部分与涡轮叶片的盘件，且在支承结构上设置有用于喷射涡轮的燃烧室。
[0037]旋转结构旋转式联接到支承结构上，优选地通过电磁马达，例如起动器或发电机或两者。这种电磁马达可包括至少一个位于旋转结构上的永磁体和至少一个位于支承结构上的电磁体。有利地，电磁体电连接到用于调节支承结构相对于旋转结构的偏航的调节装置。在一可选择的示例性实施例中，用于偏航调节的电马达可以实现为具有鼠笼式转子而不是永磁体的异步(感应)马达。
[0038]可选地，A 口保护构装置设置成部分地覆盖入口，且通过不动的连接件固定到支承结构上。
[0039]该至少一个旋翼叶片可以如上所述以不动的倾斜角连接到旋转结构上。
[0040]这种改动后的旋翼系统可与如上所述的六腿悬架结合使用。
[0041]这种改动后的旋翼系统也可以与如上所述的形式为圆形罩舱的飞行器机身结合使用。
[0042]替换方案2—喷射涡轮
[0043]喷射涡轮的构造在关于具有气体喷管出口的旋转结构方面是有益的。然而，这对于喷射涡轮自身的工作是不必要的。
[0044]因此，该独立的实施例可被描述为具有支承结构的喷射涡轮，该支承结构具有与机身、例如飞行器机身非旋转式连接的第一侧和旋转式联接到具有压缩机叶片的径流式喷射盘的相对的第二侧。在支承结构的第二侧上设置有用于空气进入的入口。
[0045]可选地,喷射盘具有底座，在该底座上设置有压缩机叶片，压缩机叶片具有固定到底座上的邻近部分和远离底座的远侧部分，其中，在压缩机叶片的远侧部分上设置有连接压缩机叶片的远侧部分与涡轮叶片的盘件，并在支承结构上设置有用于喷射涡轮的燃烧室。
[0046]喷射涡轮可设置有起动和发电装置，其中在径流式喷射盘上设置有磁体，在支承结构上设置有与磁体共同作用的电磁体。电磁体电连接到调节装置，因此，起动和发电装置只在支承结构和喷射盘之间具有磁性联接装置。在一可选择的示例性实施例中，用于起动和发电装置两者的电马达可实现为具有鼠笼式转子而不是永磁体的异步(感应)马达。
[0047]支承结构可以是不动的支承件。
[0048]飞行器的旋转结构可以优选地通过电磁马达旋转式联接到支承结构。这种电磁马达可包括至少一个位于旋转结构上的永磁体和至少一个位于支承结构上的电磁体。有利地，电磁体电连接到用于调节支承结构相对于旋转结构的偏航的调节装置。[0049]可选地，A 口保护装置设置成部分地覆盖入口，且通过不动的连接件固定到支承结构上。
[0050]这种喷射涡轮也可与现有技术的直升机旋翼结合，例如集成在美国专利N0.5，984，635公开的系统的稳压箱中，并连接旋翼与飞行器舱室。其也可替换在美国专利N0.3，052，305中公开的涡轮，或集成在英国专利说明书GB1，229，557的旋翼叶毂中。
[0051]另外，喷射涡轮可不集成于飞行器中使用，而是作为一般的喷射涡轮，其中，在旋转的喷射盘的一侧上设置有支承结构——例如作为不动部分——和在旋转的喷射盘的相对侧设置有空气吸入口是有益的，尤其是在燃烧室设置在支承结构上和压缩机叶片经由连接盘件与涡轮叶片连接的情况中。
[0052]这种喷射涡轮可有利地与上述可选方案I结合，或与如上所述以及在下面所述的可选方案4中描述的六腿悬架结合使用。其也可以与如上所述的形式为圆形罩舱的飞行器机身结合使用。
[0053]替换方案3-用于喷射涡轮的起动和发电装置
[0054]通过将磁体插入到传统的喷射涡轮的喷射旋翼中、例如插入到旋转的压缩机叶片中，以及通过在喷射涡轮的外侧以圆形方式在磁体的旋转平面中安装电磁体，例如可选方案2描述的用于喷射涡轮的起动和发电装置也可有利地被用于传统的喷射涡轮。如果电磁体电连接到调节装置，则起动和发电装置只在喷射涡轮的不动部分和旋转部分之间具有磁性联接装置，这样避免了复杂的联接(装置)。
[0055]替换方案4—六脚架
[0056]如上所公开的，如果被插入到旋翼系统和直升机舱室之间，则具有六脚架机构的姿态控制装置也可改进现有技术的直升机系统。
[0057]该独立的实施例可被描述为用于插入在飞行器机身例如舱室和飞行器的旋翼系统之间的姿态控制机构，该姿态控制机构包括六腿悬架，该六腿悬架具有用于连接到旋翼系统的第一连接件和用于连接到飞行器机身的第二连接件，其中，六腿悬架设计成具有六条腿的六脚架，每条腿包括能纵向延伸的执行元件。
[0058]六脚架可与上文的三个可选方案中的一个或多个结合。
【专利附图】

【附图说明】
[0059]下面将结合示出了示例性实施例的附图描述根据本发明的旋转翼，其中:
[0060]图1示出了从上方看到的具有特征分割和主要部件的旋转翼；
[0061]图2示出了与旋转翼的旋转轴线同轴线布置的径流式喷射涡轮的剖视图；
[0062]图3示出了径流式喷射盘；
[0063]图4示出了空气入口保护装置；
[0064]图5示出了旋转翼的五翼式示例性实施例；
[0065]图6示出了背靠背布置的两个喷射涡轮的示例性实施例；
[0066]图7示出了将旋转翼和飞行器机身连接到飞行器的姿态控制装置的六腿悬架(六脚架);
[0067]图8示出了六腿悬架(六脚架)的俯视图；
[0068]图9示出了飞行器设计成圆形的传感器罩舱的示例性实施例；[0069]图10示出了使用商业现货供应(commercial off-the-shelf )的喷射润轮的旋翼系统的剖视图；
[0070]图11示出了根据本发明的推进型旋翼系统。
【具体实施方式】
[0071]图1示出了从上方看到的旋翼系统，该系统分成驱动部分2和旋翼叶片部分3。驱动部分2包括喷射涡轮4，喷射流从该喷射涡轮通过内部的喷流导管5到达喷管出口 6，从而被导入旋转结构7中。喷管出口 6设计成使得来自喷管出口 6的喷射流与旋转结构7的纵向轴线垂直并在旋转平面内作用，以提供最大效果。系统的旋翼I包括旋转结构7和旋翼叶片3，该叶片通过它们的近端9——与它们的远端相对——固定到旋转结构7上，并与旋转结构7 —起绕旋转轴线8旋转。
[0072]图2示出了径流式喷射涡轮4的剖视图。旋翼系统的驱动部分2主要包括三个机械结构，它们是:
[0073]-与飞行器连接的支承结构20；
[0074]-旋转结构7，该旋转结构与叶片3—起绕旋转轴线8旋转，并通过电动偏航马达51联接到支承结构20，该马达51具有磁体18和电磁体19 ；
[0075]-和径流式喷射盘14，该喷射盘通过电起动器/发电机马达50旋转式联接到支承结构20，该马达50具有磁体21和电磁体22。支承结构20包括喷射涡轮4的底座20’。
[0076]空气通过入口 12导入喷射盘14中，到达压缩机叶片11，并向前通过燃烧室16到达涡轮叶片17，喷射流从涡轮叶片通过导管5导入喷管出口 6。燃烧室16包括扩散器系统和排气导叶系统。
[0077]在图2中可以看到喷射盘14的特征设计。喷射盘14具有盘底座14’，在该底座上设置有压缩机叶片11。压缩机叶片11具有固定到盘底座14’的邻近部分11’和远离盘底座14’的远侧部分11”。在压缩机叶片11的远侧部分11”上设置有连接压缩机叶片11的远侧部分11”与涡轮叶片17的盘件15。从压缩机叶片11到燃烧室16的空气和从燃烧室16到涡轮叶片17的燃烧气体在盘底座14’和盘件15之间的空间内流动。
[0078]该设计有益地实现了燃烧室16稳固地安装在支承结构20上，使得燃料供应25、电连接24和调节装置23不必通过旋转连接延伸到飞行器。
[0079]根据本发明的喷射涡轮4具有集成的起动装置和发电装置，该起动装置和发电装置包括具有磁体21和电磁体22的永磁体电马达/发电机50。旋转的盘14容纳磁体21,支承结构20容纳电连接到调节装置23的电磁体22。
[0080]根据本发明的旋翼系统可通过集成的永磁体电马达51控制飞行器的偏航。旋转结构7容纳磁体18，不动的支承结构20容纳电连接到调节装置23的电磁体19。
[0081 ] 由于来自喷射涡轮4经由出口 6排出的径向引导的增压的排气导致旋转结构7与叶片2的旋转，因此，在支承结构20上没有施加显著的旋转反作用力。因此，与传统的直升机比较，不需要尾旋翼。直升机舱室相对于地球的旋转调节(偏航)通过推进或减缓支承结构20的电磁体19和旋转结构7的磁体18之间的旋转实现。
[0082]图3示出了从入口看到的径流式喷射盘14的示例性实施例。压缩机叶片11和连接盘15将压缩机叶片11的远侧部分11”和涡轮叶片17连接。[0083]图4示出了具有帽式的空气入口保护装置的示例性实施例，其中装置26固定27到支承结构20上。因此，旋转结构7和喷射盘14相对于帽26旋转。箭头28示出了飞行方向。
[0084]图5示出了具有旋转结构7’的五翼式构型的旋转翼和具有与旋转结构7’的旋转轴线同轴线设置的喷射涡轮4的示例性实施例。
[0085]图6示出了设置成背靠背构型的喷射涡轮的示例性实施例，其中第二涡轮4’与旋转结构7的旋转轴线8同轴线设置，该实施例具有两个导管5、5’。第一涡轮具有第一入口12，第二涡轮4’具有在相反方向上的第二入口 12’。第二涡轮4’引导排气进入第二内部导管5’，到达喷管出口。
[0086]图7示出了具有根据本发明的旋翼系统的飞行器31的示例性实施例。旋转叶片3以固定的倾斜角固定到驱动部分2的旋转结构7上。从驱动部分2与叶片3结合得到的升力29通过旋转结构7的旋转速度进行调节。这与传统的直升机形成对比，在传统的直升机中，得到的力是通过总体的和周期的倾斜角进行调节的。
[0087]飞行器31的姿态是通过六腿悬架34控制的，其中六腿悬架34制成将旋翼系统的支承结构20和飞行器机身31相互连接的六脚架。因此，六条腿在三个点处连接到驱动部分2，并在三个点处连接到机身31，使得每两个相邻的腿在它们的一端处具有一个共同的连接点，而在它们的相对端处具有两个不同的连接点。六条腿34是能纵向延伸的执行元件，其中基准三角形30固定到飞行器机身31上，并且，如在图8中更详细地示出的，能沿六条轴线自由运动的三角形35固定到驱动部分2的支承结构20上。
[0088]图7中的情形是，飞行器机身的重心32关于飞行器机身31的垂直中心线33移位，飞行器的悬架34横向偏离旋翼系统I到达重心32的正上方位置，由此使飞行器保持平衡。
[0089]图8示出了图7的情形的俯视图，其中能沿6条轴线自由运动的三角形35借助于六个能纵向延伸的执行元件36相对于基准三角形30移位。
[0090]图9示出了安装在飞行器上的旋转翼，该飞行器设计成圆形的传感器罩舱37，其中罩舱37可独立于飞行方向指向任意方向。同时，罩舱37也可以独立的旋转速度绕罩舱37的重心水平旋转。
[0091]图10示出了使用商业现货供应的喷射涡轮44的旋翼系统的示例性实施例的剖视图，其中，支承结构42封装喷射涡轮44，并借助于旋转翼主支承系统43旋转式联接到相匹配的旋转结构7”。旋转结构7”绕旋转轴线8旋转。在该示例性实施例中，喷射涡轮具有面向飞行器的空气入口 38和向喷管出口 6供给增压的排气的喷流导管5”。为了使旋转结构7”在支承结构42上自由旋转，来自喷射涡轮44的增压的排气借助于曲径式密封件(labyrinth gasket)41 (见放大图)连接到旋转结构7”。封装在支承结构42内的喷射润轮44是有利的，使得燃料供应25和电连接24不需要通过旋转的连接件延伸到飞行器。另外，偏航系统也由商业现货供应的电磁马达47制成，借助于皮带传动48连接到旋转结构7”。
[0092]图11示出了用于涡轮螺旋桨式飞机的螺旋桨式的旋翼系统53。原理与图5示出的旋翼的原理一致。但是，旋转轴线是水平的而不是竖直的。
【权利要求】
1.一种喷射涡轮，所述喷射涡轮具有支承结构，所述支承结构具有与机身非旋转式连接的第一侧和旋转式联接到具有压缩机叶片的径流式喷射盘的相对的第二侧。
2.根据权利要求1所述的喷射涡轮，其中，在所述支承结构的所述第二侧上设置有用于空气进入的入口。
3.根据权利要求1所述的喷射涡轮，其中，所述喷射盘具有底座，在所述底座上设置有压缩机叶片，所述压缩机叶片具有固定到所述底座上的邻近部分和远离所述底座的远侧部分，在所述压缩机叶片的所述远侧部分上设置有盘件，所述盘件连接所述压缩机叶片的所述远侧部分与涡轮叶片，并且其中，在所述支承结构上设置有用于喷射涡轮的燃烧室。
4.根据权利要求1-3中任一项所述的喷射涡轮，其中，所述喷射涡轮具有作为起动和发电装置的集成的永磁体电磁马达，其中在径流式喷射盘上设置有磁体，在支承结构上设置有与磁体共同作用的电磁体。
5.根据权利要求4所述的喷射涡轮，其中，所述电磁体电连接到调节装置，所述起动和发电装置只在支承结构和喷射盘之间具有磁性联接装置。
6.根据权利要求1-3中任一项所述的喷射涡轮，包括具有带鼠笼式转子的异步感应马达的起动和发电装置。
7.根据权利要求3所述的喷射涡轮，其中，所述喷射涡轮构造成使得从压缩机叶片到燃烧室的空气和从燃烧室到涡轮叶片的燃烧气体在底座和盘件之间的空间内流动。
8.根据权利要求3所述的喷射涡轮，其中，所述喷射涡轮具有作为起动和发电装置的集成的永磁体电磁马达，其中在径流式喷射盘上设置有磁体，在支承结构上设置有与磁体共同作用的电磁体；其中，所述喷射涡轮构造成使得从压缩机叶片到燃烧室的空气和从燃烧室到涡轮叶片的燃烧气体在底座和盘件之间的空间内流动。
9.根据权利要求3所述的喷射涡轮，其中，所述喷射涡轮具有作为起动和发电装置的集成的永磁体电磁马达，其中在径流式喷射盘上设置有磁体，在支承结构上设置有与磁体共同作用的电磁体；其中，所述电磁体电连接到调节装置，所述起动和发电装置只在支承结构和喷射盘之间具有磁性联接装置；其中，所述喷射涡轮构造成使得从压缩机叶片到燃烧室的空气和从燃烧室到涡轮叶片的燃烧气体在底座和盘件之间的空间内流动。
10.根据权利要求3所述的喷射涡轮，包括具有带鼠笼式转子的异步感应马达的起动和发电装置，并且其中，所述喷射涡轮构造成使得从压缩机叶片到燃烧室的空气和从燃烧室到涡轮叶片的燃烧气体在底座和盘件之间的空间内流动。
11.根据权利要求1-3中任一项所述的喷射涡轮，其中，设置有入口保护装置，所述入口保护装置部分地覆盖入口，且通过不动的连接件固定到所述支承结构上。
12.根据权利要求1-3中任一项所述的喷射涡轮，其中，所述支承结构是不动的支承件。
13.一种飞行器，其具有根据权利要求1-3中任一项所述的喷射涡轮。
14.根据权利要求13所述的飞行器，其中，所述飞行器是直升机，并且其中所述喷射涡轮与直升机旋翼相结合。
【文档编号】B64C27/52GK103507951SQ201310415236
【公开日】2014年1月15日 申请日期:2008年11月6日 优先权日:2007年11月7日
【发明者】G·拉丁 申请人:拉迪耶有限责任公司