采用新空气动力和技术方案的多用途且安全的垂直起降飞机的制作方法
【专利说明】采用新空气动力和技术方案的多用途且安全的垂直起降飞机
[0001 ] 以驻地为罗马，诺门塔那诺伐，25，00141，？.1￥厶10876161000的公司UNIT 1 srl和居住在相同地点F.C.:GVNPTR49D14F585U的发明人皮特罗.乔凡纳(arch.PietroG1venga)等的名义。
技术领域
[0002]垂直起降飞机通常是根据以下基本概念来构想和设计:其能够像直升机一样起飞且随后像由普通机翼支撑飞行的飞机一样水平飞行。
【发明内容】
[0003]公司想要注册保护的专利与发明人为彼得罗.乔凡纳(PietroG1venga)申请号为RM2012A000046的在先申请的撤案具有相同的主题，在上述撤案的基础上关于专利技术方案的使用方面做了一些变换修改，将这些变换修改增加到具有所有大小和用途的垂直起降飞机项目中来，这些变换修改应用于飞机部件的控制方案中，尤其是当前部和后部的螺旋桨的螺距周期性变化时；因此关于所述新型垂直起降飞机，其还可实施为被称为“GRIF0”的超轻型飞机。所述垂直起降飞机设计成具备允许使用者更容易地操作此飞机的特征，从而允许以新的方式飞行。所讨论的垂直起降飞机具有很广泛的使用功能，这些功能集中在一个飞机中，相较于现在，这些功能中的每一个应用于特定的飞机中(参看图1、图2、图3、图
4、图5、图6，所有位置中的附图)。
[0004]所述被称为“GRIF0”的垂直起降飞机(即本专利的客体)在确保飞机的飞行能力的同时允许获得在较低和极低飞行速度下的机动性，从而具备以低成本保持移动的能力。飞机使用的便利性是显而易见的(参看表1，在所有位置中的3d设计图)。
【具体实施方式】
[0005]超轻型飞机Grifo具有以下可操作的功能特性:
[0006]机身:从110cm至140cm可变的内部高度(参看图13、图14、图15)，从90cm至120cm可变的内部宽度(参看图14)，从160cm至220cm可变的机舱长度，从400cm至500cm可变的机身长度(参看图13)；
[0007]离地净高:从120cm至140cm可变的螺旋桨轴杆离地高度、从50cm至80cm可变的机身离地高度、从20cm至50cm可变的前翼离地高度；
[0008]翼展:从400cm至500cm可变的最小尺寸(参看图8)、从850cm至970cm可变的最大尺寸(参看图7);
[0009]翼面承重，考虑前翼和尾部飞机表面:从10.50至15.00平方米可变的最大翼面积，从6.50平方米至10.50平方米可变的最小翼面积；
[0010]不含液体的总重量:不超过230.00kg；燃料:接近80kg; 2名乘客:接近200kg ；有效负载:接近40kg ；总起飞重量:接近550kg ；
[0011]承载能力:2人，并列乘坐或前后排列。
[0012]“Grifo”类型的垂直起降飞机的一般航空特征
[0013]飞机由以下项组成:
[0014].前置可变长度轴承翼(参看图7所示的最大机翼延伸以及图8所示的最小机翼延伸)；
[0015]?每个半翼配备有两个襟翼，其中一个襟翼根据控制系统的设置运行，另一个襟翼由飞行员通过机载设备操控(参看图7、图8)。主机翼(前部)具有调整适应不同飞行安排所必需的特征，其可以关于所采用的翼型在其纵向重心轴上旋转一系列度数(参看图9)，并且主机翼的部分可收回(伸缩)到附接在机身的机翼的一部分中。此解决方案用于在垂直降落和起飞时减小飞行器的尺寸并且还在于某些操作条件下的减小飞行阻力。机翼具有可在30至60的范围内变化的垂直二面角以有助于飞行器的稳定性。通过施加在机翼上的两个垂直“末端翼”以改善飞行效率和稳定性。前翼通过两个托架连接到机身，所述托架支撑旋转轴，所述机翼可围绕所述旋转轴关于所选的每个特定翼型以一定角度旋转。(参看示出机翼旋转的图9)。
[0016].支撑机翼的支架是结构的一部分，并且这些支架在末端中具有容纳轴承的狭槽，所述轴承允许置于中心区域支撑机翼的翼肋之间的管轴与飞机结构的耦合。通过由管理飞机设置的机载计算机操作的两个液压或电动致动器来开始移动。
[0017].支架构造成可产生“文丘里管”区域，在所述文丘里管部分中造成空气流加速。增加置于机身下方的机翼部分的升力，而不会在管子的其它壁上产生相反方向的升力。(参看附图中4/9页，其突出具有3D “文丘里管”(图8)的设计)。
[0018].后翼载波，其充当尾部，尾部的最大长度等于前翼的最小长度(参看图12)，其配备有四个襟翼，其中两个由控制系统设置操作，另外两个用于飞机的调节。在翼型中设置两个共面螺旋桨/推进器(参看图12)，其可具有适合于飞机的尺寸的推力。这些具有用于飞行器俯仰稳定性的致动器的功能。所述推进器由控制系统设置控制。稳定推进器通过电动机旋转并且配备有通过推进器的倒转在0.01秒内由电动机械致动器改变推力方向的系统。通过管理结构确保由飞行员确定的位置的保持(悬停)，所述管理结构基于偏转翼的控制功能计算出，偏转翼设置在导管式推进器的插管端部的气流中，偏转翼可替代地或共同地通过控制右或左推进器的螺距以实现作为用于直升飞机的循环系统的替代选择的功能。(图12后翼、部件控制推进器、用于控制和调节的4个襟翼的视图)；
[0019].机身，宽度和长度之间的比率约为1:4.5，同时宽度和高度之间的比率可以为约1:1.5。(参看图16、图17、图18，机身的平面图，侧视图和俯视图，部件的侧视图、飞行器的水平俯视图、飞行器的水平正视图)。
[0020]?设置在机身侧面上的两个反向旋转的导管式推进器(参看图12)，其可以在首尾机身的方向上通过推进器推力从垂直位置到水平位置旋转大致100° (通常90° )，这与旋转轴相一致，并且根据飞机的整体阻力分布结果而设置，以防止转化力矩不能达到适合飞行器部件的最佳值。推进器通过由管状元件组成的结构支撑，所述管状元件具有合适的尺寸，管状元件横向连接到机身的首尾部的轴线以及设置在机身内部的发动机支撑结构。在管状元件内部设置用于电动机的支持杆，通过应用反向圆锥齿轮将发动机移动到反向旋转推进器。(参看图19、图20，旋转导管式反向旋转推进器、在适当位置上垂直的推进器、旋转用于改变飞行的推进器等的特点)。
[0021]?每个推进器的插管支撑四个彼此正交的襟翼(参看图19、图20、图7、图8)以偏转推进器的空气流从而在垂直飞行和低速安置时控制飞机。具体而言，飞行控制系统在两种安置中的这些不同系统中发挥不同的作用来帮助飞行。当推进器以低速垂直推进时，仅推进器的襟翼用于控制飞行器飞行，并且在单向或另一方向上允许飞行器围绕其垂直轴以相对于俯仰方向或水平转弯方向上做任何角度的向前、向后、侧向移动。在襟翼的水平飞行安置期间，推进器协助机翼的副翼向上述(它们)那样移动，从而允许转向右和左、向上和向下，并且促使垂直尾部在飞机安置时随侧风飘动。飞机具有重叠耦合且彼此独立的两个发动机，用于为超轻型飞机提供200hp至300hp(马力)范围内的最大功率，且可为经认证的飞机上提供更高的功率。(参看图21匹配发动机和传输系统)
[0022].发动机设置在驾驶舱后方，并且非常接近机身内部的飞机重心。发动机通过特定自由轮连接以吸收相同的两个发动机之间的速度变化;两个推进器通过使用包括齿冠和链以及驱动轴和锥齿轮等的混合的传输系统连接，这允许相反的推进器旋转以消除倾斜力矩、惯性矩和扭转力矩。垂直起降飞机还可以通过共轴设置于推进器的管状支架内部的电动机驱动。类似于那些吸热反应(较小功率、更大扭矩)，电动机的效率(效能)将由发电机提供，所述发电机能够将电力供应到电池从而以充分自主地快速着陆。发电机和电池设置在机身内部的驾驶舱后方，处于提供用于所提及的内