在旋转杆上具有推进装置的旋翼飞行器的制作方法

发明领域

本发明涉及一种特别是用于旋翼飞行器的推进装置，以及设有所述推进装置的旋翼飞行器。该装置也可用于航空以外的领域，特别是用于发电领域。

技术背景

已知用于诸如直升机之类的旋翼飞行器的若干不同的推进系统。

特别地，应用于旋翼的桨叶端部的推进系统已经过测试，但是这些推进系统呈现出与应用它们的装置的总距周期变距装置(collectivecyclicapparatus)相干扰的问题。

这种类型的已知推进系统主要包括所谓的冷射流(coldjet)或翼尖射流(tipjet)系统。

该装置由法国技术人员开发，包括涡轮，该涡轮安装成仅用于产生高压空气，该高压空气要被传送通过主轴(mast)、即旋翼轴，接着借助复杂的系统被传送通过直升机桨叶来到直升机桨叶的具有供空气出来的喷嘴的端部处，从而使桨叶运动并允许飞行。

当桨叶的桨距受到作用时、即当桨叶改变角度以产生升力时，在桨叶端部处出来的空气射流产生相当大的问题，因此放弃了冷射流系统。那时，推进射流将桨叶向上推。

于是可以想象，当总距控制被激活时，桨叶借此连续地改变其桨距，于是射流根据总距倾斜度产生振荡推力。

此外，该射流几乎完全阻止了桨叶的倾斜(沿着主轴的垂直轴线的运动)，桨叶总是“推动”而从不自由倾斜。

对于受推力射流影响的拍打(flapping)运动而言，情况也是如此。

该项目始于50年代初，并且已被放弃。

在载具重量、续航时间、有效载荷方面没有益处。

唯一的优点是没有主旋翼、尾部旋翼和自由轮，这是由于考虑了以下事实：主轴是自由的，并且在传递运动时没有扭矩问题。

过去已尝试并测试的另一系统是所谓的热射流系统。

该系统包括安装在直升机桨叶端部处的冲压式喷气发动机。

尽管热射流系统比冷射流更简单，但产生了相同的问题，这是因为，由于冲压式喷气发动机放置在桨叶的端部处，故而其产生了上述明显的缺点：桨叶桨距、周期变距、倾斜和拍打的改变。

在这些问题之外还必须加上消耗的问题，从而使得绝对不可能以非常高的消耗飞行超过20－30分钟。

所有其他现有的推进系统通过旋翼－冠齿轮/链轮(crown/sprocket)直接连接至主轴，因此必须提供远高于本发明的所需功率。

本发明的目的在于用一种方案来克服已知技术中特别是由应用于旋翼桨叶端部的推进系统所导致的问题，该方案同时允许在飞行器重量方面的节省。

本发明的另一目的在于产生一种旋翼飞行器，其与现有飞行器相比允许降低成本。

发明概述

通过阅读该描述将变得清楚的这些和其他目的通过用于旋翼飞行器的推进装置实现，所述飞行器包括构造成使所述旋翼旋转的旋转主轴，所述装置的特征在于，包括机械地连接至飞行器的旋转主轴的杆，其中，在所述杆的一个端部处放置有马达，该马达构造成使杆旋转，以使得杆的旋转可用于使旋翼旋转。

该实施方式的优点在于，由于马达被构造成使杆旋转并且将这种旋转运动传递到旋翼的桨叶，因此不必再使用传统的马达。

此外，由于主轴是自由的并且在传递运动时没有扭矩问题，因此不必使用主旋翼、尾部旋翼或自由轮。

另一个大的优点是车辆重量的显著减少。

根据本发明的实施例，所使用的一个或多个马达是电动涡轮，在下文中也称为电风机。

根据本发明的替代实施例，所使用的一个或多个马达是喷气马达或螺旋桨马达或涡轮螺旋桨发动机。

本发明还包括一种设有推进装置的旋翼飞行器，其中，所述飞行器包括配置成使所述旋翼旋转的旋转主轴，所述装置的特征在于，包括可机械地连接至飞行器的旋转主轴的杆，其中，所述杆的一个端部处放置有电动涡轮，其由电池供电，并且构造成使杆围绕旋转主轴的轴线旋转，以使得杆的旋转可用于使旋翼旋转。

因此，特别地，设想提供一种由电动涡轮驱动的杆，并且电动涡轮又由放置在飞行器本身上的机载电池驱动。

根据本发明的实施例，在杆的相对于马达所施加的端部的相对端处放置配重。

根据本发明的另一实施例，杆的形状使得在旋转时避免产生升力。

根据本发明的另一个实施例，杆由碳纤维或其他新概念材料制成。

本发明的进一步的特征在从属权利要求中得到。

附图简介

借助附图，通过阅读作为示例提供而不受其限制的以下描述，本发明的其他特征和优点将更清楚，附图中：

－图1示意性地示出了根据本发明一实施例的用于旋翼飞行器的推进装置的实施方式；以及

－图2示意性地示出了根据本发明一实施例的旋翼飞行器的实施方式。

附图详述

图1概述了根据本发明一实施例且总体上用附图标记10表示的适用于旋翼飞行器的推进装置的实施方式。

一般地，用于本发明的旋翼飞行器的推进装置与机械地连接至所述旋翼40的旋转主轴50相关联。

一般而言，在本说明书中，旋翼飞行器是指比空气重的飞行器，其利用由围绕轴旋转的特定翼表面(称为桨叶)产生的升力。

推进装置10包括杆20，该杆20有选择地机械地连接至飞行器100的旋转主轴50，其中，该动力杆的至少一端处施加有发动机30，该发动机30构造成使杆20旋转。

优选地，在附连至飞行器100的旋转主轴50的杆20的两个端部中的每一个处施加发动机30，其中，每个发动机30有助于提供旋转扭矩，以用于旋转飞行器100的旋转主轴50。

例如，马达可以是由旋翼飞行器100的机载电池供电的电动涡轮。

在电动马达的情形中，可能提供穿过杆20内部的电源线缆和电气连接件。

替代地，发动机30可以是喷气发动机或螺旋桨发动机或涡轮螺旋桨发动机。

在需要向发动机提供燃料的所有此类情形中，可能提供在杆20内获得的用于燃料流动的通道。

在本发明的变型中(为简明起见未示出)，配重放置在杆20的相对端处，杆20附连至飞行器的旋转主轴50，发动机、例如电动涡轮30施加于该杆20。

在本发明的另一变型中，杆20通过刚性接头25直接机械地连接至飞行器100的旋转主轴50。

替代地，杆20通过半刚性或铰接接头机械地连接至飞行器100的旋转主轴50。

一般地，杆20的旋转发生在相对于旋翼40的旋转平面的不同平面中。

一般地，杆20的旋转围绕垂直于杆本身的纵向轴线的轴线进行。

特别地，杆与飞行器100的旋转主轴50的附连点可以放置在飞行器的转向系统的上方或下方，例如，在飞行器的总距旋转倾转盘和振荡系统60的上放(如图1中的示例中那样)或下方。

要指出的是，飞行器100的总距旋转倾转盘和振荡系统60是已知类型的并且由飞行员以本领域已知的方式控制。

杆20的形状可以是任意形状，但要注意的是，杆20在其旋转期间不应产生显著的升力。

替代地，杆20也可构造成具有在旋转时可以产生升力的形状，升力比如是用于垂直起飞的足够升力。

优选地，杆20由碳纤维制成。

如图1中所示的推进系统与引言中所示和本领域中已知的那些推进系统实质上是不同的。

推进系统不施加于载具桨叶的端部，并且如在先前所述的情形中那样构成飞行系统。

事实上，作为本发明目的的推进系统包括具有足够尺寸的杆20(也称为动力杆)，其牢固地施加于直升机或其他垂直起飞飞行器的轴或主轴，并且其完全独立于该飞行器的桨叶。

主轴不再具有旋翼，而是在合适的支承件(推力轴承或其他)上籍由端部处的一个或多个发动机驱动而自由地旋转。

在推进装置10的操作期间，马达30产生由图1中的箭头f1指示的旋转扭矩，并且通过与旋转主轴50的连接而产生沿由箭头f2指示的方向的旋翼40的对应旋转。

图2示意性地示出了根据本发明一实施例的旋翼飞行器100。

在该实施例中，飞行器100设有两个电动风机(电动螺旋桨)或电风机110、120，其可通过使用踏板被控制，以允许绕偏航轴线旋转360°。

机载计算机通过使用系统配平来控制直升机航向的指向。

通过非限制性示例，飞行器100的旋翼40的长度可以是9030mm，并且垫板的尺寸可以是5530mm。

根据本发明的各种实施例的推进系统10提供以下优点：

1－减少飞行所需的动力：事实上，利用杠杆效应，与在旋转主轴的轴线上所需施加的动力相比，旋转杆20的端部处所需的动力显著地减小，这是由在杆20的端部处施加的螺旋桨与旋转主轴50的中心之间的距离所导致的。

然而，有必要使用一般有效性公式p.l.＝38xη/√(d.l.)来计算必要的推力，其中：

p.l.＝动力负载kg/马力

d.l.＝旋翼盘负载kg/m²

η＝所选发动机的空气动力学效率。

一旦限定了mtow(最大起飞重量)，就可以推断出发动机的必要推力。

2－与已测试且在引言中说明的推进系统相反，本发明使得推进系统独立于桨叶的周期变距－总距系统。

事实上，本发明一体地应用于飞行器的旋转主轴50，其作为马达系统。

因此，在该情形中，推进系统10与周期变距、总距、拍打和倾斜系统分离；后者属于传统类型，并且在不受推进系统干扰的情况下继续执行其原始功能。

3－本发明允许消除被安装用以产生主轴的旋转运动的经典发动机，无论它们是传统发动机还是涡轮发动机。

4－本发明允许消除主旋翼(链轮－冠齿轮)。

5－本发明允许消除传统装置中为了允许自转而必要的自由轮。

6－本发明允许消除尾部旋翼，这是因为没有在传统方案中由主旋翼、小齿轮和冠齿轮产生的“扭矩”效应。考虑到尾部旋翼单独地吸收用于直升机悬停的算得最大功率的约8％。

这意味着可观的能量节省和安装功率的显著下降。

这意味着有效载荷(乘客或燃料或电池)的增加。

7－本发明允许消除直升机的尾部，从而用小的偏流(drift)或用带有桨叶的小型电动马达或这两者来代替它。

8－考虑到施加于杆的端部的螺旋桨大大增加惯量，本发明允许非常高效的自转。

9－本发明避免了进入自转的问题，这是因为旋转主轴自由转动并且进入自转事实上是自动的；然而，螺旋桨的关机允许桨叶由于惯性而继续转动并允许飞行员和/或软件以自转模式动作。

10－载具重量显著减少了不受益于本发明的普通载具的约65/70％，因此允许该节省量被用于电池、燃料或乘客重量的增加。

11－载具成本降低。

12－如果期望增加旋转主轴50的动力，则增加发动机的数量或采用更强大的发动机就行。

13－本发明适用于放置在不同于桨叶的垂直轴线的垂直轴线上的双桨叶和多桨叶系统(三－四－五桨叶等)两者。

14－推进装置也可用作扭矩倍增系统，这是因为即使在非航空应用中也可以用较少的能量为其供电，即可用于所有那些可以受益于杆20产生的杠杆效应的应用(例如：电池充电、从电动或吸热旋转运动产生的能量为电动运动产生能量等)。

本质上，本发明还设想使用推进装置10，其包括可机械连接至旋转主轴的杆20，其中，所述杆20的至少一端配备有马达30，马达30构造成使杆20旋转，以使得通过利用有利的杠杆效应，所述杆20的旋转可用使旋转主轴旋转，从而为产生或传递能量。

重要的是要强调：现有技术中提出的所有其他垂直起飞飞行器(无论是无人机还是带有3或4个风机或电动风机的个人运输系统)都不太可能用于此任务，这是由于它们不可能进行“自转”，其次，3或4个尺寸足够的电风机吸收的能量使得飞行时间超过20－30分钟的可能性不大。

在本发明的背景下，计算得出，一种典型的双桨叶直升机，其桨叶直径为9.03米，旋翼表面为64平方米，连续功率为170马力，mtow起飞时的最大重量为860kg，其重量为500kg且有效载荷为360kg。

从莱康明发动机的重量500kg减去主旋翼、自由轮、油冷却器、尾部旋翼、尾翼、后部(rearboat)、油箱等所有这些不再需要部件的重量，减去了368kg，使得电池可重132kg。

由碳纤维制成的杆20和推进系统(电风机或喷气发动机)所组成的附加重量在飞行线上约为40kg。

然后，通过使用碳纤维或玻璃纤维的电池结构，飞行器(电池+推进系统旋翼发动机)的总重量可以进一步减小至小于130kg。

因此，重量节省量是原始重量的74％，相当于等于370kg的有效载荷。

现在这只是如何重新分配该优势的问题。

对于具有燃料射流涡轮的本发明的系统，必须在直升机重量上添加燃料泵系统、油箱、防火隔板、钢燃料传输歧管和其他部件的总重量35kg。这导致飞行线上直升机的重量为165kg。

电动直升机示例

示例1

示例1－带有两个电动风机的直升机－mtow860kg、2名乘客+行李。

在该情形中，通过将有效载荷减少到190kg并安装540kg相当于135kw/h的锂离子电池组，飞行时间应是优选的。

这种直升机的设计导致巡航速度为160km/h时飞行时间为2.7h，且航程为432km。

示例2

示例2－带有两个电动风机的直升机－mtow860kg、3名乘客+行李。

在该情形中，通过将有效载荷减少到270kg并安装452kg相当于113kw/h的锂离子电池组，飞行时间一定是优选的。

第三名乘客的座椅将直升机重量增加了8kg。

这种直升机的设计导致巡航速度为160km/h时飞行时间为2.26h，且航程为361.6km。

示例3

示例3－带有两个电动风机的直升机－mtow860kg、4名乘客+行李。

在该情形中，通过将有效载荷减少到334kg并安装380kg相当于95kw/h的锂离子电池组，飞行时间一定是优选的。

第三和第四名乘客的座椅将直升机重量增加了16kg。

这种直升机的设计导致巡航速度为160km/h时飞行时间为1.9h，且航程为304km。

带有喷气发动机的直升机示例

示例4

示例4－1喷气发动机的直升机－mtow860kg、4名乘客+额外行李

在该情形中，通过将有效载荷减少到360kg并将燃料消耗减少到335kg、每小时90kg，飞行时间一定是优选的。

这种直升机的设计导致巡航速度为160km/h时飞行时间为3.72h，且航程为595km。

一般地，所描述的推进装置可用于飞行员和无人机两者，即没有配备飞行员且可远程控制或者配备有其自主飞行软件的飞行器。

在无人机的情形中，与现有的无人机不同，本发明的推进装置为它们提供了承载高载荷且具有长期自主性的可能性。

这种无人机的可能用途可能是：农业、侦察、航空摄影和电影摄影等。

显然，可处于任意或特定原因对所描述的发明进行修改或改进，而不超出如下所要求保护的本发明的范围。