混合式飞机

混合式飞机

本申请是申请号为96198541.0、名称为“混合式飞机”的发明专利申请的分案申请。

本发明涉及一种混合式飞机，具体而言涉及一种能垂直起落(VTOL)和/或短距垂直起落(R-VTOL)和/或超短距起落(S-STOL)的混合式飞机。术语“混合式”指的是将四种升力原理：动力学、地面效应、推力升力和静升力综合在飞机设计中。

在需要长距离快速有效并低成本地运输重载和/或大量乘客时，导致设计多种多样的中型到大型(30-100吨有效载荷)的飞机，有限制地成功应用于中到长距离范围内，即在那里有大型地面基础设施可用于支持它们的工作。

目前没有可用于运输服务的这样一种恰当平衡的设计，以便提供中型(30-40吨)有效载荷能力、有高达约400km/h的高巡航速度，有宽机身舒适的客舱、能大升力VTOL和超短矩起落(S-STOL)地工作、在常用的短到中(150-1000英里)距离范围内处于运输经济性良好的情况下、以及有能力从没有准备的场地和/或落后的和/或存在航空地面设施的地点起飞，与此同时与民用飞机飞行活动和工作模式在功能上是兼容的。

新型飞艇设计出现在七十年代和八十年代中，它们可看作是一种企图获得特殊性能的飞机设计所作的努力。这些通常称为轻于空气(LTA)的飞行器的飞艇主要基于浮力上升原理。若使用净升力气体，则这种LTA飞行器的尺寸和体积非常大，以获得巨大的(30-50吨)上升能力。这些飞行器有一系列严重的缺点。它们的低速控制特性差、在地面上很难操纵、以及用压舱材料的方法使加载和卸载实际上难以操作。此外，这些飞行器不适应现有的航空支持设施，以及不能保持速度高于160km/h，因为其大的体积引起的巨大的阻力损失导致低劣的运输能力。

曾企图通过创造“混合式飞艇”来克服LTA飞行器在速度方面的缺点，如Piasecki等人在美国专利4591112中所介绍的那样，在那里在LTA上加推进装置，使所提供的静升力用于抵消结构和推进装置的空载重量。这种设计仍然不能维持较高的速度，因为它保留了巨大的横截面和相应的严重的阻力损失。这种混合式飞艇仍存在有相应的地面操纵问题，因为物理尺寸过大。它的低的速度性能(110-130km/h)尤其不适用于在商业上用于运载旅客。剩下的只是一种适用于起重作业的典型的完成专项飞行任务的飞机的设计思想。在这种设计中遇到的另一个严重的工程问题是，由此直升机型式的推进装置引起的能寻址的振动力作用在推进装置和飞机框架结构没有良好组合在一起的大的空间范围内。

此外，通过设计部分浮力式飞艇企图改进混合式飞艇，浮力来源于其机身形状引起的有限的升力。这种飞艇的一种例子公开在Clark等人的美国专利4052025中。这种飞艇实际上是尺寸极大的远程飞行器，它不能使用现有的航空设施。这种飞艇非常复杂和制造成本高，每一块机身壁板都有不同的造型。此外，螺旋形绕制作为基本结构的机身刚性不足，这就阻碍飞行器达到约400km/h的中高档的巡航速度。由于其巨大的翼展和其他的尺寸设计导致产生一些工程问题，以及，类似于LTA飞艇，此部分浮力式飞艇产生严重的地面操纵问题。还有，此部分浮力式飞艇不能VTOL或R-VTOL。此类飞艇可以携带很大的有效载荷飞行很长的距离。然而，当与其他飞行器诸如大型喷气式客机比较时，部分浮力式飞艇在有效负载能力和速度以及总生产力方面没有竞争力。

在同样的范畴内还作出了其他的努力，设计了一种部分浮力式飞行器，它把重点放在使用一种“喷气襟翼”上并与产生升力的机身相结合，如在Miller，Jr的美国专利4149688中所述。此飞行器看来似乎适用于改进短距起落，它的针对VTOL性能的权利要求由于三角形的形状不太适合于推进器尤其大尺寸的推进器有效地产生垂直推力而缺少有效性。后置的推进器妨碍良好的VTOL性能，因为它们的尾流冲击在机身的后尖端上。此外，在VTOL工作中的推进器当按前面建议的位置并处于尾部时，将导致气流下冲地面，对悬停中的飞机产生严重不平衡的俯仰力矩。此外，在结构上这种三角形的机身效率低和制造成本高。

直升飞机是方便的VTOL飞机，但操作复杂和成本高。因为直升飞机由它的发动机获得其全部升力，当大部分可用的负荷通过消耗燃料时它不能运载大的有效载荷(≥10吨有效负载)飞行中长(1000英里)距离。尤其昂贵的是用直升机载客和低密度的散货，因而严重限制了有效利用机舱空间。尽管如此，直升机有利地用于将上述有效载荷运送到缺乏航空设施或地面通道的遥远地区，在那里它的VTOL能力证明在费用上是合算的。曾作出努力通过增加旋翼的尺寸和数量来改进直升机的运输性能。然而这些飞机没有明显地改善直升机运输的商用活力。

致力于解决某些区域性短程(至500英里)飞机运输问题的另一种飞机设计是倾转旋翼飞机，这由Bell Boeing V-22也是已知的。这种倾转旋翼飞机有大的可倾动的旋翼，它允许飞机既能VTOL和又能水平推进。此类飞机有固定的机翼，它们提供一些动态升力。类似于直升机，这种倾转旋翼飞机制造和运行费用高，它不可能具有大的升力、载运大尺寸的货物，以及提供有限的机舱空间和舒服程度。它没有廉价地运送乘客的能力。倾转旋翼飞机优于直升机的主要之点是能以较高的速度运输有效载荷。然而，因为倾转旋翼飞机相当高的成本，所以只限于完成军用运输任务，在这种情况下运输速度是要考虑的事项，以及，限于执行某些选择的特殊勘测任务。其结果是，相信迄今倾转旋翼飞机并没有在民用飞机上采用。

本发明发明了一种飞机，它在提供5和50吨之间的有效载荷能力、在航程范围有效的巡航速度、无论是存在航空设施还是航空设施落后的情况下都能工作、以及能在无准备的场地降落等方面均能恰当地平衡。

此飞机能VTOL或R-VTOL和S-STOL，使用大约传统飞机跑道长度的30％，以及有能力达到300-400km/h的中等巡航速度范围。与传统的飞机和直升机相比，此飞机有明显增大的机舱和货物装载空间，以及有合理的生产、运行和维护费用。本发明的飞机可制成与传统的飞机类似的尺寸以允许适应现有的航空维修和支持设施。

由于飞机的通用性及其高的成本效率，它的用途可以非常广泛。例如，本发明的飞机可借助于组合的R-VTOL和VTOL工作能力用于将旅客加上首先是轻的货物或重载运输到缺乏传统的航空运输设施的地区。此飞机可用于低速或低空飞行作业，诸如航测、巡逻、搜索和救援。此飞机可用于高度发达的工业区作为定点运送旅客和货物在极短程(150-300km)多停靠穿梭运输类型的服务航线上飞行。

按本发明的飞机有机体几何形状和前后排列的机翼布局，由于明显减小起飞和降落速度至典型地为90-150km增加了毁机安全性；有产生升力的机身形状，所以基本上不可能失速并在VTOL和R-VTOL中在机身下方提供一安全的气垫。

按本发明的一项设计，此飞机包括一个机身和在机身周围的多个翼剖面形状的机翼。每个机翼上装有一推进装置，例如螺旋桨或硬式旋翼螺旋桨。每个机翼可绕其气动压力中性轴转动，以及推进装置也安装成彼此可以独立转动。机翼和推进装置的转动是可控制的，并与提供升力推力、控制推力和前进推力相结合。在一种实施例中，所有部件的转动均由计算机控制，以便例如在存在侧风或类似情况下提供基本上即时的控制力。

机翼绕其中性轴转动，所以只需用最小的力造成各机翼姿态明显的改变。这就允许即时地利用螺旋桨尾流作用在机翼上产生的力的矢量获得例如左右两个机翼不同偏转的控制力矩，以抵消侧风引起的旋转力矩。当需要较大的力来保持所要求的飞机姿态旋翼便可被操纵转动，以产生附加的和相当大的控制力。

按本发明的另一项设计，飞机的机身形状设计为产生明显的地面升力效应以支持VTOL作方式和明显改善VTOL升力特性。地面升力效应由多个间隔地围绕机身排列的螺旋桨产生，以造成大的垂直推力。螺旋桨定位在相对于机身有一定距离处，使它们的尾流基本上不冲击到机身。采用这种螺旋桨布局，在开始起飞时，被每个螺旋桨推力柱垂直向下压的气流量的50％，被地表面转向内部移到机身下方。这些来自每个螺旋桨的气流量冲击并向上压形成一个在机身下方的气垫，起向上的作用产生地面升力效应。最好各螺旋桨都选择朝机身中心点(在平面图中看)的旋转方向。例如，四个螺旋桨可以前和后以及左和右反转。

在本发明的另一项设计中，在R-VTOL和S-STOL时机身具有主要的气动升力。进入巡航后机身卸荷，所需要的最多到50％的气动升力由翼型支持。这就将升阻比提高到与传统设计的机翼为可比的值(8-11)。机身造型为在机身上表面和下表面有不同的弯度，借此在气流中产生更大的气动升力。这种机身气动升力使得用于R-VTOL或S-STOL的飞机与按VTOL工作方式的设计装载量相比可以提高其有效载荷100％-120％。在最佳实施例中，飞机机身的尺寸选择为使飞机的载货量最大和阻力作用最小，从而优化其运输生产率。

在本发明还有另一项设计中，机身的结构有能承受住约400km/hr飞行速度的刚性。飞机的机身设计为有多个横环和排列在它们之间的模式承扭件，以构成三角形测地学类型的空腔壳框架。围绕此空腔壳框架半刚性地安装硬的复合蒙皮。内部增压的附加措施使机体在正常的巡航负荷条件下与不增压的飞机相比提高刚度约50％从而成为加压张力结构。空腔壳框架的尺寸设计为在压力破坏的情况下为机体提供结构完整性。在巡航速度降至约200-220km/h时可以连续安全飞行。

本发明的飞机可用任何适用的系统驱动。例如可以使用传统的驱动系。按本发明的另一方面可以采用电涡轮驱动系统。电涡轮驱动系统包括一台中央燃气涡轮发动机和将功率传送给推进装置的机构。这种系统与传统的系统相比有各种优点，包括重量轻和无需交叉连接和传动。此外，涡轮可以安装在机身内部提供了来自涡轮的热燃气的内部管道。在这种配置中排出的燃气可用于热交换的目的，以便加热机舱、防止流路中关键表面结冰或在需要时利用燃气中的热量在静升力系统中使用。

在本发明的另一项设计中，改进了产生升力的机身几何形状的设计，导致在航空领域创新的结构设计方法，它可以称为“大部件机体方法”。这一方法可以由总数少得多的不同机体部件构成机体。机体的不同部分可以细分为少量中等尺寸的梁板和壁板构件，它们可以用复合成型技术生产，而不是昂贵的自动切割处理。连接技术和自定位部件使这种飞机的装配容易进行。由于较低的速度和减小了气动负荷，可以使用不太贵的材料，如凯夫拉尔(Kevlar)、E型玻璃纤维(E-Glass)和可成形的热塑性塑料。

本发明的推进装置可是任何适用的类型，例如旋翼螺旋桨或高速风扇。在使用高速风扇时它们围绕机身布置，这种飞机称为“先进的混合式飞机”(AHA飞行器)。最好围绕机身的水平中心线安装8至12个例如2.5至4米直径的风扇，以及配备有一定范围定向推力的推力偏转器。其他的风扇可安装成提供定向的或向前的巡航推力，例如在机身的尾部。这种飞机在所有的飞行模式中提供极佳的定向控制。

因此，按照本发明的一个重要的方面提供了一种飞机，它包括一个机身、围绕机身彼此隔开距离地安装的多个翼剖面形状的机翼，每个机翼被安装成可绕其气动压力中性轴转动，在每个机翼上安装一个推进装置并可独立于机翼地转动。

按照本发明另一个重要的方面提供了一种飞机，它包括有上表面和下表面和几何中点的机身，垂直轴线通过此中点，多个推进装置围绕此中点隔开距离地装在机身上，每个推进装置被配置成提供基本上平行于垂直轴线的推力，并产生方向朝机身下部表面的尾流，下部表面的形状设计为聚集被偏转到机身下方的尾流。

按照本发明另一个重要的方面提供了一种飞机，它包括有一纵向轴线的机身，机身的形状设计为在气流中提供基本的气动升力，机身的展弦比在约1至2.5之间，以及机身弦厚比在约3至4.5之间。

按照本发明另一个重要的方面提供了一种飞机，它包括有一个横截面形状由四个弧形段相切连接组成的机身。

按照本发明的另一个重要的方面提供了一种飞机，它包括具有一根纵轴线的机身，机身有多个隔框，它们串排成每个基本上垂直于纵轴线定位，有多个承扭件，它们在相邻的隔框之间串排，这些环和承扭件互相连接构成三角形框架。

按照本发明的另一个重要的方面提供了一种飞机，它包括有在其中固定有多个翼段的机身和有多个推进装置，推进装置由电涡轮驱动系统驱动，它包括一台燃气涡轮发动机、一台交流发电机和功率调节与传输系统，后者用于将燃气涡轮发动机产生的功率传递给推进装置。

按照本发明的另一个重要的方面提供了一种飞机，它包括一个形状设计为在气流中提供基本气动升力的机身；多个围绕着机身安装的机翼；多个围绕机身配置的高速风扇和有一个推力转向装置，它安装成与风扇结合起来提供一定范围的定向推力。

下面借助于附图表示的本发明的具体实施例对上面简要讨论的本发明作进一步详细的说明。这些附图仅描绘了本发明的典型实施例，因此不能将它们看作是限制的范围。在附图中：图1飞机透视图，表示总体外部布局，螺旋桨处于水平推进位置；图2按图1的飞机侧视图，其螺旋桨处于垂直推力位置，图中表示了机舱和驾驶舱的布局；图3下部机身的内部透视图，产生升力的机身上部蒙皮已取走；图4a在横截面内表示机身结构的几何原理；图4b表示机身构件结构几何原理的示意透视图；图5a表示地面升力效应原理的前视图；图5b在产生升力的机身下方由四位置推进器产生的涡流分布平面图；图6a机身透视图表示结构元件；图6b沿图6a中线6b-6b的横截面；图6c盒形板件的机身表面构件组合的透视图；图6d典型的独立隔舱透视图，表示龙骨、空腔壳框架和横肋；图7a通过框架节点连接器和缆索导引/夹紧装置及多个空腔框架元件的透视截面图；图7b通过框架节点连接器和缆索导引/夹紧装置及多个空腔框架元件的横截面图；图8a壳框架节点连接透视图，表示肋与外蒙皮的连接；图8b壳框架节点连接和肋与外蒙皮的连接以及外蒙皮壁板连接元件的横截面；图8c表示肋在空腔壳框架和外蒙皮壁板之间连接关系的侧视图；图8d外蒙皮壁板接头剖视图；图8e另一种机身表面壁板的横截面；图8f另一种机身表面壁板和组合在一起的空气管道的横截面；图9a按图1的飞机的螺旋桨和翼段的透视图，表示在本发明中可用的转动范围；图9b表示独立的翼段竖向翻转能力和不同的竖向翻转范围的透视图；

图9c表示另一种螺旋桨布局的侧视图，有装在发动机舱上的安定面；图10表示飞行控制系统主要元件的框图；图11表示用于电涡轮驱动系统(TEDS)的系统回路框图；图12a通过机身具有组合在一起的承载贯通梁的部位的横剖面；图12b在承载贯通梁和外伸架连接部位的内框架透视图；图12c外伸架和转动翼段透视图；图13a另一种AHA飞艇平面图；图13b示意前视图，表示推进器在另一种AHA飞艇内的布置；图13c示意侧视图，表示推进器在另一种AHA飞艇内的布置；以及图13d通过用于图13a所示的另一种AHA飞艇内的风扇部件横截面。

本发明的详细说明从总体上概述飞机和机体主要结构单元的主要特点开始。然后说明以便于生产为基础的“简单几何形状”方面以及具体发明的增压式壳体结构的机械方面，接着说明控制方面，随后说明特别适用于本发明的飞机的先进推进系统。最后将提出本发明混合式飞机的第二种可替换的实施例。

图1、2和9a表示了按本发明的混合式飞机(HA)(也称为“飞机”)的最佳实施例。飞机包括产生升力的机身1和四个产生推力的旋翼螺旋桨23a、23b、23c、23d，它们沿机身两侧围绕着中心线安装在前和后外伸架74的端部(图12a和12b)。由图1可以最清楚地看出，四个翼段20a、20b、20c、20d按前后排列的方式布局，它们安装成可在气动压力中性轴65(图9a)处绕外伸架铰接转动。四个产生推力的旋翼螺旋桨23a、23b、23c、23d被装在发动机舱21a、21b、21c、21d内的发动机驱动，在水平位置(在图9a中用点划线表示)它们安装成提供推动飞机前进的推力，在垂直位置提供静态的垂直的推力升力并在VTOL、悬停和R-VTOL中同步控制推力。旋翼螺旋桨的旋转轴线24a可以分别转动，并独立地绕通过发动机舱21a的轴线22a相对于垂直线转动从-10°至90°这样一个典型的范围。最好机翼20的轴线65与旋翼螺旋桨组件21、23的轴线22重合。如后面还要更详细地讨论的那样，每个旋翼螺旋桨组件21a、23a均包括旋翼螺旋桨和发动机、减速器、润滑系统、与装在发动机舱内的横向轴连接的连接装置。横向轴19、19′装在机身内部的承载贯通梁内。

图1、2、3、6a和6b表示整个“HA”机体主要的子系统部件的布局和主要的承载和分布构件的配置。在产生升力的机身1下部组合有一大的龙骨25。在龙骨25上方前后两根承载贯通梁26、26′垂直于龙骨25延伸穿过机身1。这些梁26、26′与龙骨25和空腔框架壳结构41连接。辅助桁梁结构75、75′(图12a)与龙骨25和壳结构41连接并横穿下机身在后起落架8b、8c的位置从龙骨25的左侧和右侧伸出。桁梁结构75、75′吸收并将来自起落架8a、8b、8c的载荷重新分配到龙骨25和机身1的下部内。起落架是传统的三轮起落架配置8a、8b、8c。设有用于提升外部货物的支承点并有一在机身下部中段外面的钩10和在机身内部的加强桁架10′。它在结构上与龙骨25是一个整体。

在下机身内还设计有横肋50、50′。这些有桁架结构的肋50、50′与壳结构41和龙骨25组合在一起并遵循下机身的弧度。龙骨25、梁75、75′和横肋50、50′一起形成机体的最强部份。下机身由盒形板件54构成的壳体30确定，盒形板件连接成在机身上分配附加的刚度。飞机的此下机身壳体30在工作时需要最大的机械表面刚度。在下机身30上由于冲击负荷作用有很大的气动和机械表面力，这种冲击负荷发生在着陆时产生的地面效应，例如，VTOL时砾石的撞击，以及在水上降落时产生的冲击负荷。

飞机最好还包括封闭的外结构48、48′，它将机舱上半部与机舱下半部、在龙骨25内部构成的下舱13、由地板16和支承在肋50、50′上面的地板梁构成的上舱14分开。与传统的飞机固定相比，双层地板的设计具有明显的优点，因为轻的单位体积载荷，例如乘客或包裹，可以载在上舱14内，而下舱13的空间设计为实际上适用于比重较大的货物并能承受重的集中载荷。假定30吨有效载荷的民用“HA”下舱典型的机身宽度为6-7米，可以通过加舱板16以构成上舱14实现，例如高达下舱尺寸110％的大的附加舱面。在这种情况下，可以实现按重量计的100％飞机设计负载。上舱可以容纳每立方英尺7-10磅的低密度货物或加上乘客。当飞机按R-VTOL或S-STOL模式工作时这是特别有利的，因为与其按VTOL工作相比，它可以提升100％至120％的更多有效载荷。

为了便于运送旅客，设楼梯12a、12b作为下舱13和上舱14之间的引道。此外，设一后出入门5。货物的装和卸可通过一大的前部斜台3进行，它打开了进入下舱13的入口。这就可以无需专用的装、卸设备和在短时间内完成装和卸。大的窗户6可以方便地设在上舱14，这是可行的，因为与传统的飞机相比在机舱与外界空域之间的压差低得多。上层旅客主舱14的这种有例如尺寸为4×6英尺大窗户6的设计特点，可允许从飞机内有特别良好的视野，这种飞机一般可在8000和12000英尺之间的高度航行。观察孔7可组合在前斜台3内，以允许从下舱13进行观察。

壳结构41从机身长度的约18％延伸至约85％。它由一系列横环43和连接这些环的承扭件44构成，看起来类似测地式结构。壳结构41由于其以内在的三角网为基础，所以形成刚性很大的内壳体，它比经典的齐柏林式环和纵梁结构吸收的扭转力大约高100倍。为了简化结构，机身1的壳结构部分41可以分成段43′(图6d)，一段包括3-4个环43和相应的承扭件44，它们共同构成一个长度一般为5-7.5米的机身段。典型地，组合5-10段(取决于机身尺寸)构成整个机身。围绕壳结构41按半柔性方式安装蒙皮壁板42，以提供机身1承压和气动外罩。

空腔壳框架结构41在其端部有刚性环(未表示)，它们可用来固定楔形的机身前罩57和楔形的机身后罩57′。罩57、57′是自支承式的，并由与机身下部壳体30同样的盒形板件54构成。如图6c所示，这些构件54由夹层复合材料制成，包括凯夫拉尔(Kevlar)、石墨、蜂窝状和凯夫拉尔组合。这些构件有利于端罩57、57′设计为模块化结构。

在机身1体积较大的上部，如有必要的话，大部分空腔可利用来充静升力气体，例如氦或热空气。若飞机用于VTOL，则充有这种升力气体是特别有用的。替代地或附加地，必要时大型设备例如用于接受塔台指挥的宽散射角的雷达设备可按常规装在此空间内。

机身，包括壳30、41、蒙皮42和罩57、57″最好保持处于张力状态。甚至在地面时仍需要一定的剩余内压，例如1-1.5英寸水柱，以保持机体和机身处于这种推荐的张力状态。因此，对于所有实用的目的，需要封闭的外结构48、48′，以便压力密封地将舱13、14和门3、5与机身上部舱分开。封闭式外结构48的材料是柔性薄膜结构或夹层复合材料，它是较薄的，例如有厚度为1-3毫米，并比传统的机身夹层复合材料的层数少。封闭式外结构通过龙骨25和梁27与吊索49帐篷状构架的支承远离舱13、14。

如图1、2、4a和4b所示，机身形状1以简单和局部几何对称为基础，横截面总体上呈椭圆形，并朝机头1′和机尾1″方向呈楔形渐缩。整个机身1尺寸，亦即其等效的翼表面，根据飞机所需要的R-VTOL或S-STOL上升性能和要求在90-135km/h的低速下起飞来确定。此外，机身的几何形状还提供良好的气动巡航阻力特性，在中等大小的巡航速度一般为300-370km/h时，有令人满意的设计为与VTOL中所需要的推进功率平衡的升阻比，例如8-12。此外，机身的几何形状有利于形成大的“气垫”和对称的地面效应模式，它们冲击飞机下方的重心和机身的气动中心。机身1形状修圆，以利用内部增压加强产生升力的机身的刚度，并形成一种适合于在水面降落和最小吃水(典型地为25厘米)的形状。此形状有利于降低生产费用，半轴对称的横截面有利于在机体生产中使用重复的板件，所以只需要少量不同的模具，一般为40-60套。

为方便起见，在说明机身的几何形状时遵循标准的几何惯例，如：X轴是横穿飞机宽度的水平轴线；Y轴是垂直轴线；以及Z轴是沿飞机长度的轴线。机身横截面轮廓包括两个小弧段30、30′和符合相切的端部条件的两个大弧段31、31′。角α和β用数量表示弧30、30′的端部从X轴旋转的距离。

应当指出，横截面接近椭圆形，但是与在数学上的椭圆的轮廓形状是不一致的。机身的横截面尺寸随给定位置沿机身Z轴的长度“Z”值而改变。按已知的几何定律，每个横截面最大机身宽度X(X)和最大高度Y(X)值的关系可以确定如下：

机身宽度值为：X＝(0.5*X1*Romax)+rn(X)上机身高度值为：Y＝(f)α，(X1*Romax)，rn(X)下机身高度值为：Y′＝(f)β，(X1*Romax)，rn(X)其中X1是可以在2和3.5之间假定的值；Romax是选择的原始旋转体最大直径；以及，rn(X)是在沿Z轴每个机身截面n中每个小弧30、30′的独立的半径。

机身横截面总体上是一个切成两半的具有原始最大半径Romax的旋转体30和插在两个弧30和30′中心之间不变的中段32。基本半径Romax的选择决定了机身基本的最大高度。被确定的Romax乘以系数X后得出的Romax确定不变的中段32的宽度，并因而确定了机身的展弦比。独立的值X主要取决于在要求的起飞速度下由给定的机身支持的气动升力的大小。为获得总体上结构良好的低机体重量和良好的气动性能，不变的中段32必须在约0.75和2.5之间改变展弦比而取2*Romax和3.5Romax之间的假定值。

另一个可利用来改变机身横截面几何形状的因素是选择弧段围绕X轴的角度α和β。在产生升力机身的尺寸相同时，为了改善动态升力条件，可采用不同的弧段角值α和β。对于机身下部，确定弧角β＝75-85°通常是恰当的，而机身上部的弧角α＝60-70°证明是更可取的。这种几何尺寸允许机身1在其顶弧31上有更大的弯度，从而产生更大的气动升力。众所周知，大弯度的翼剖面在机翼基准表面积相同时显著增大升力系数。与此同时机身上部相对于下部增加弯度，通过将作为基础的壳框架元件制成更大的拱形，有利于制成基本上破损安全的机身，并因而更不易发生所谓“Snap-through”破坏。在由最大的垂直突发负荷引起弯曲应力并使机身增压系统破坏的情况下这是特别有意义的。

类似地，由上述方法得出下部角β为75-85°，使机身下部有比上部弧段31小得多的弯度31′的。其结果是，基本上平的机身底面有利于通过空气聚集在产生升力的机身1下方以产生压力升高获得地面升力效应。较平的下部机身31′的可能有较弱的结构，但由于沿机身1下部中央安装有刚性的结实的龙骨25和肋50、50′的因而得到弥补。

如图2和4a所示，通常分段厚度为1.5-3米的机身横截面连续变化，在其整个组件中典型地形成完全或半对称的翼剖面形状。这种短展弦比的翼型，弦长与弦厚之比可在1∶3.5至1∶5之间，亦即在侧视图中看为20％-28％弦厚。这种有中等细长度机体的飞机能更有效地抗结构变形，这种变形是由于巡航飞行时作用在机身上的弯矩引起的。

采用上述方法，可以获得成形为具有良好气动性能的最佳的面积与体积比的机身，此时有在约3和4.5之间的长细比。

如图4b所示，每个弧长30、30′、31、31′可再细分成数量可选择的几个弧段，成为一般最容易弯曲的弧长为1-1.5米，机身的长度可分成2.5米的段。采用这样的分段，机身可用只需要2或3种不同弯度的壁板覆盖。这种分段也可应用于机身的环43和承扭件44。其结果是显著降低构件生产和装配费用。此外，对于某些用途，机身1可设计成前后基本对称，如图5b中虚线39所示，因此将形状不同的机体构件数量减少到50％。

如图5a和5b所示，在VTOL或悬停工作模式时，使用如图所示的对称机身和称为“四角旋翼(guad-rotor)”的四个旋翼螺旋桨布局的飞机，或使用四个以上推力发生器的另一种实施例的飞机在全部向下推的冲击气柱35a、35b、35c、35d中向下流动空气的50％，在冲击地面后朝机身下方偏转，如图5a中箭头所示。所有这些组合的反向旋转的空气旋涡盘在机身下方如36所示互相碰撞，并在重心38下面相交，重心与气动中心基本上一致。当这些空气旋涡碰撞时，它们产生了一个空气压力提高区，空气压力90°向上推并构成一个支承气垫，如用36′所示。这引起一种喷泉效应。旋翼螺旋桨23a、23b、23c、23d的恰当布局和引起的下冲气柱35a、35b、35c、35d，在比较宽的机身下面起捕集空气的“屏障”的作用。前部螺旋桨23a、23d和后部螺旋桨23b、23c以及左和右螺旋桨反向旋转改善这种效应，因而是优选的配置。采用这种反转螺旋桨只有两个缝隙37、37′可用于空气逃逸。这种最佳的机身形状实施例因而应有对称的轮廓形状39，或接近一个对称的机体，如通过机身1所示。

用一个代表“HA”机身-旋翼几何形状的6米模型进行的试验证实了这种设计思想的正确性，并提供了详尽的实际得出的改善的升力的科学数据。试验发现，当地面与机身曲线最低点之间的距离等于螺旋桨直径时，地面升力效应力等于螺旋桨提供的原始推力的30％。当更贴近地面时，例如地面与机身最低点之间的距离在螺旋桨直径的0.35-0.5倍之间，甚至测量到更强大的地面升力效应，例如高达发生的原始推力的36％。具体而言，螺旋桨叶盘负荷≥80kg/m2用于支持此效应。

如图2所示，为避免因空气被抽过机身输往螺旋桨引起升力损失，尤其在螺旋桨定位成用于飞机悬停或VTOL，在平面图内将旋翼布置在机身外周边的外侧。在最佳实施例中，水平的螺旋桨旋转平面与在沿机身长度相应位置处外机身曲线的高度基本上在同一个垂直位置处。引起的气流总是与螺旋桨平面相切并因而当输入螺旋桨的空气抽过机身表面时有最小的下吸效应。在图5b中用C表示的在螺旋桨旋转的外极限与机身外周边之间的间隙，在平面图中看应最好至少为螺旋桨直径的15-20％。

产生升力的的机体1提供基本的结构框架，在它的外面固定推进系统。如图9a、9b和12a-12c所示，大直径的旋翼螺旋桨23a、23d装在悬臂的外伸架74a、74d的端部。可回转的翼段20a、20d装在机身和旋翼螺旋桨23a、23d之间。这些翼段的弦中心线40可相对于旋翼螺旋桨的回转而独立地转动。翼段最好安装成可旋转并在-10℃至130℃的范围内相对于水平轴线定位，通常在巡航时定位在1-5°，在R-VTOL时40-75°，以及在某些悬停飞行的控制条件下达到130°。旋翼轴线24一般相对于水平线在0°至110°范围内回转，在巡航飞行时螺旋桨轴线通常为0°，在悬停和用于控制和起飞工作模式的其他各种状态为90°。在旋翼轴线位置与机翼位置之间角度差达到23°通常是符合实际需要的。

有这种不同的回转能力可带来许多好处。具体而言有三方面的好处，它们体现了对现有的偏转旋翼技术的重大改进。图9a表示了垂直定向的翼段20a′和点划线表示的水平定向的翼段20a。首先，本发明可以减少在VTOL和S-STOL时的外挂升力损失。当翼段20a′处于垂直位置时，基本上避免了螺旋桨尾流的阻塞，在机翼外伸架74上的下冲阻力减少到使VTOL升力损失约1.5％，而固定式不可回转的用作可偏转螺旋桨外挂支承的机翼，通常引起的值是VTOL升力损失8％。

翼段的旋转角可在S-STOL和转为巡航的所有时间保持大于螺旋桨回转角一个正值。与传统的固定式机翼偏转式旋翼的飞机相比，这种布局不仅避免推力升力损失，而且增加产生的气动升力，或反之，可用于减少在S-STOL着陆时的升力。此外，翼段20a、20b、20c、20d在存在螺旋桨推力尾流时成为提供升力的吹气翼段20并控制在很低的速度，例如低于80km/h。这尤其有利于在着陆过程的最终时刻保持姿态控制。其结果是改善了在S-STOL和转为飞行时的动态升力以及有更良好的飞机操纵特性。

第三，四个翼段20a、20b、20c、20d独立偏转，可以在四个机翼之间分配需要的气动升力以维持巡航飞行。取决于速度和飞行模式，对任何给定的飞行包线的点，为保持飞机在空中飞行所需要的动态升力，由产生升力的机身和四个翼段产生的升力总和来提供。由于升力机身1的展弦比明显地小于翼段20a、20b、20c、20d，因此它为了产生一定量的动态升力引起更大的诱导阻力。因此有利的是在巡航速度时产生升力的机身卸载，并可由四个翼段弥补从机身失去的动态升力部分。四个翼段20a、20b、20c、20d将产生同样的动态升力总量，与此同时与由升力机身1本身承担100％动态负荷相比总的阻力损失小得多。

如图6a和6b所示，本发明的机身包括刚性的自支承式空腔壳框架41，围绕着壳框架半柔性地固定由壁板42构成的半刚性蒙皮，当不受内压时它基本上保持其总的表面几何形状。一般为0.5-0.75米的间隙53在壳41和壁板42之间构成。壳41和壁板42再加上内部增压，共同构成重量轻刚性好的增压式飞船，与机械结构相同但不增压的飞船相比，有明显增强(约50-55％)的抵抗弯矩的能力，以及框架曲线设计可获得恰当的机身气动表面形状。这种机械的方法本发明人称为“增压式承扭壳框架”(PTSF)机身。

在机械工程中通过内部增压增强容器的刚性是已知的方法，并在本发明之前已应用于空间和航空技术，但没有提出可用于中到高速飞行的大尺寸飞机的适用的结构设计。通常，壳41是一系列垂直于Z轴定位的环43。在图12a中表示的最佳实施例中，每个环43由多根管构成，这些管子构成有12至18个角顶点78的多边形(图中表示18个顶点的多边形环)。每第二个环转30°或相应地转20°，因此造成有24-36排顶点78(在前视图中看)的框架式横截面。在图6a和6b所示的另一种实施例中，环43的角顶78围绕机身内轮廓横截面的顶部和侧部有规律地隔开距离，而环43′的下段改成包括更大量的构件，以提供与结构肋的接头。

每个角顶78沿机身曲线的Z轴与每第二个环对齐。这些环43和互相连接的承扭梁44通过在角顶处的高架节点45的连接构成联接的三角形网，节点45提供一定大小的到壳结构的高度间距。

如图7a、7b和8a至8d所示，每个节点45基本上有环的形状并有6个孔，螺栓45′可插入这些孔内，螺栓从环状节点45的里面安装并啮合在制在构件43、44的端部锥体43′、44′内的螺纹孔内。每个螺栓型接头的节点45起连接6个壳框架41的管件的作用。垂直于环管件43与节点45交会的平面，最好在穿过节点45顶端制成的槽62内插入一锁紧机构63。锁紧机构63用一个销钉46保持在槽内，并且它是夹紧装置60的一部分，夹紧装置可以就地夹紧缆索58和肋52的端头或“带齿”部分肋是半刚性的并跨接在里面的刚性空腔壳框架41与半刚性的壁板42外蒙皮之间的空隙53。壁板42从机头罩57到尾罩57′成三角形。缆索导引/夹紧装置60一般长0.65米、高0.15米，并由一夹子60′构成，夹子固定了一对平的构件60″。平的构件60″粘结在肋52上并在组装时被夹子60′啮合。

为了进一步理解，下面将说明外蒙皮壁板42的固定机构、外蒙皮壁板42的结构和机械细节，它们与纵向连接肋52的连接以及它们的机械功能。

外蒙皮壁板42由轻质层叠的夹层复合材料制成。最佳的夹层结构提供最好的强度重量比，它借助于目前容易得到的材料，并从外表面到内表面包括一个非常薄的例如0.005mm耐磨薄膜(例如Tedlar)层；利用芳族聚酰胺纤维(例如Kevlar)的三轴向织造层；大约10至15mm厚度的蜂窝体芯层；另一个利用芳族聚酰胺纤维的三轴向织造层；有效的气体隔离薄膜的最终的内层，例如金属化的Mylar，它在市场上是可买到的。夹层结构的这些层用胶合剂粘结。蜂窝层为夹层结构提供足够的“面内”刚度以抵抗摆动和振动应力，当以约360km/h速度巡航飞行时这种应力传入外表面内。这种壁板结构一般有约0.45-0.65kg/m2的重量。此壁板有等效于1.5mm厚的铝板的抗扯强度，但只有铝板重量的一小部分。这种壁板的单位抗拉强度几倍于流行的软式飞机柔软结构。

在机身外蒙皮壁板的另一种实施例中，壁板由两个柔性材料层和布置在它们之间的一个低密度蜂窝层组成。在另一种如图8e所示的实施例中，两个柔性材料的薄层42、42′用来构成一个内覆盖层和一个外覆盖层。具有在约15-30kg/m3之间的低密度的闭孔泡沫28被置于层42、42′之间。柔性层之间的空间在注入泡沫前吹胀，因此这两个层在注入的泡沫硬化前起模具的作用。这种配置具有足够的结构刚度来保持机身的横截面形状。在图8f所示的另一种实施例中，蒙皮由两个柔性的高抗拉强度的材料制的彼此隔开距离的层42、42′构成，以及在这两层之间的空间28′由独立的增压设备与整个机身容积分开增压。以此方式，使空间内较高的内压增强了外蒙皮当地的刚度但不影响整个机身容积。

如上所述的夹层复合材料是用于构成壁板42的最佳材料。为了在机身上装配蒙皮，夹层材料被切成重复的壁板42′，它们遵循由沿壳41周边顶角78的顺序确定的几何形状。在图8b中表示了两块相邻壁板42的交界接缝和一个垂直延伸的“带齿的”肋52。“带齿的”肋高跨比一般约0.20∶1至0.25∶1，并可由与壁板42相同的材料或其他轻质夹层材料制造。用于肋52与壁板42连接的结构方法使用整体式连接边缘技术，它有理想的加热和超声焊装配工艺并有利于这些单独的零件的连接。如图8b和8d所示，两块壁板42与肋52的互相连接借助于接头64来实现，接头与肋52组合在一起并啮合壁板42增厚的边缘42a。壁板42的边缘42a借助于整体式边缘技术增厚。具体而言，接头64由上段64a和下段64b组成，它们通过紧固件2例如螺钉连接在一起。下段64b与肋52固定组合在一起。在分段64a、64b中制有相应的槽64a′、和64b′，所以在连接后在分段64a和64b之间形成通道，通道的形状适合于安装和牢固地固定壁板边缘42a。在组装蒙皮时，壁板42的边缘42a装入槽64b′中并将上段64a放在它上面，所以边缘42a也装入槽64a′内。然后插入紧固件2将分段64a和64b牢固地连接起来。由于采用接头64，蒙皮的安装可从机身外侧进行。接头64最好通过挤压芳族聚酰胺例如Kevlar为连续延伸的长度构成。

为了连接肋52和空腔壳框架41的节点45，“齿”的顶部粘结在夹紧装置60内。制在装置60上的锁销63适应于每一个节点接头45和槽62的几何形状和位置。由Kevlar制的缆索58沿肋52的边缘组合。缆索58起主承拉件的作用，将部分由机身内部增压引起的作用在机身外表面的张力传给缆索导引/夹紧装置60，再从那里通过锁销63将所有有关的张力导入节点45。在锁销63插入节点45的槽62中后允许绕销子46有一定量的横向摆动。这就使半刚性的肋52在外壁板42与刚性框架41之间有一定量的横向偏转柔性。锁销63的几何尺寸取决于机身内部增压引起的蒙皮每单位面积的应力。此外，夹紧装置60可以沿环件装在节点45之间，以便根据要求进一步将负荷分布在框架中。沿每个环43的上部设有大约36个肋连接点。

外蒙皮由全套壁板42构成，每块纵向壁板由12-24个三角形组成。这些壁板可以从机身顶部中心线向下安装到与下壳30交会。在整个机身表面完全被壁板42构成的上机身蒙皮、下壳30、机头罩57和机尾罩57′包围后，机身内部可以增压。增压设备由软式飞艇和充气帐篷是已知的，故无需进一步说明。通过比外界大气压力略高的压力，例如约312英寸水柱(3000 Pascal)，外蒙皮壁板42被张紧。机身几何形状扩展成使有内压的封入机身的气体(空气和/或上升气体)在整个机身内部作用均匀的垂直于表面的压力，并迫使壁板42沿径向向外，作用在每块壁板42上的面内表面张力传入肋52。此张力因而通过缆索导引/夹紧装置60传给锁销63和节点45。这便使壳框架构件43、44受力支承。两个相邻节点45之间的肋52的拱形可以分配在两个环43之间积聚的拉伸负荷。

如图6b和7a所示，至少有一些空腔框架节点45有杆51和制在它上面的缆索环51′，后者围绕着它们的销子46安装。杆51可采取任意几何驱动角以便与龙骨25对齐。因此，从节点45内的中点，到杆51端的缆索环51′，张力线47在一个与环43相对应的节点45所在的位置延伸到龙骨25上部右角25a和左角25b。这些系列缆索47补偿由内压引起的通过表面拉伸保留的周向应力，同时还起将装在下舱13和上舱14内集中的有效载荷引起的一些力通过龙骨结构25分配到壳41内的作用。此外，张力线47使壳框架结构41变得稳定而不存在内压力。

详细的工程应用，包括有限元素法和巡航飞行时飞机机身受力的垂直阵风模拟的定量分析表明，上述蒙皮壁板42、肋52和壳构件43、44、45的组合，因为存在内压所以在很宽的速度范围例如达到约360km/h巡航速度时基本上全都保持预应力状态。只有在这种巡航速度下遭遇垂直阵风尤其阵风速度超过60英尺/秒时，连接到龙骨的某些构件才会受压缩。在一般的巡航速度下壳41元件的这种受张力的特征，意味着机身有优良的重量强度比。众所周知，用诸如Kevlar和碳石墨材料制的构件，承拉伸载荷的能力比承压缩载荷的能力大许多倍。用所介绍的结构方法可以达到平均的单位面积重量为2.2-2.5kg/m2(在规定的负荷条件下)。其结果是导致一种轻质的机体结构，对于最大起飞重量为40吨的飞机，有良好的一般为0.45至0.5空载重量百分率。在增压失效的情况下，当飞机用铝合金制时梁直径为8-12厘米和壁厚为0.5-2毫米的空腔框架构件43、44的局部抗弯强度应确定为，使产生升力的机身的充分的结构和形状完整性，能在较低的巡航速度为110-125节(knot)和60英尺/秒垂直阵风力矩的情况下保持。这将允许飞机即使在不利的气候条件下也能返回基地。

如图12a至12c所示，由于在较小的“混合式飞机”中，垂直静升力分量在VTOL中对升力的平衡不起作用或只起较小的作用，所以很大的力(一般10-20吨)和振动将作用在外伸架74上。为了承力这种外伸架74应设计有足够的刚度，同时还应比较轻。

机身内部承载贯通梁26(只表示了一根)最好是传统的模式桁架结构或大直径的管。通过一系列将梁26、26′与壳41连接的张力缆索73，使梁26与龙骨25和框架41紧密地组成一体，而刚性的管件72将龙骨25与梁26、26′连接起来，以形成有良好支承的梁26。梁26的端部71与壳体结构41直接连接，并产生一种刚度非常好的梁的局部网络，适合于起“结构加固点”76的作用，外伸架74b、74c便支承在这里。在网络76内的有些梁件可以将力矩切向分配到机身空腔壳构件43、44中去，它们特别适合吸收作用在“面内”的力。结构加固点76提供足够的刚性，以抵抗在其垂直面内和在其水平面内的弯矩，以经受沿两个方向作用在此加固点上的旋翼推力。

外伸架74可以是如图所示的正方形桁架或是管子。外伸架74的最大高度和宽度受翼段20翼型内部最大弦长高度几何尺寸的限制。典型的外伸架74直径为0.8m至1.8m。具体直径的选择参照翼段20的尺寸、所需要的推力以及螺旋桨尺寸。

因为每个翼段20可以与螺旋桨轴线有不同的回转，但往往与螺旋桨轴线本身倾转同样的角度，推力作用在外伸架74的端部上并引起弯矩，与翼段的位置共轴处的推力非常大。在VTOL悬停和S-STOL飞行模式中它们通常可能偏离至最大约18-22°角。因此，引入外伸架中的力矢量与作用在此结构上的最大负荷推力矢量相同。翼段最好是制成此装置整体的一部分。当大体与推力轴线对齐时，翼段有比外伸架本身大得多的在其弦长平面内的惯性矩。

翼段20设计为一刚性的翼盒，它有刚性的肋66、壁板77，后者在肋77与复合夹层材料表面蒙皮68之间延伸。翼段有沿其长度的高的横截面惯性矩。外伸架74的惯性矩以及翼段20的惯性矩在给定瞬间不管翼段转多大角的位置下都叠加。这种明显增加的刚性导致一个给定的结构重量。与单独起支承相应载荷的作用相比，当组合机翼20和外伸架74时这些构件的各自最大的抗弯强度互相迭加。翼肋66插装的支承是表面式支承69，能最佳地承受扭载荷。支承69可用复合材料制造以减轻重量，或可以用传统的滚动轴承材料如钢制造。

采用这种外伸架和机翼的几何结构，在VTOL飞行模式中，当翼段20处于垂直位置时，在某些条件下还起控制力矩发生器的作用，保证有足够的外伸架刚度。类似地，在向前飞行中，当翼段起常规的翼型作用以产生动态升力时，足够的外伸架刚度可用来交替地承受作用在翼段20上并因而作用在外伸架上的取决于飞行模式以及动态升力负荷分布的推力和气动升力。

本发明的飞机设计用于在80％的全部盛行风速下能准确悬停和停靠位置保持良好。控制系统硬件和软件设备用于组合控制推进和力矢量的供给，它们可以使推力矢量迅速改变以实现姿态控制。较小的矢量故变可在零点几秒内完成，而较大的矢量改变可在约0.5-1.5秒内发生。

商业上现有的大直径可倾转的旋翼螺旋桨，通常将倾转速率限制在每秒0.7°-1.5°，以免由于陀螺力的惯性引起过大的应力。当考虑可能在约0.5-1秒中发生的突发阵风或风向改变的影响时，显然，只偏转螺旋桨24不能提供所需要的偏航力矩，以便在这种条件下保持机身在预紊流中的位置。这尤其发生在要求紧靠目标在地面上方悬停的情况下。

因此，翼段可转动地安装有其辅助的功能：允许绕其中性轴以高达22°/秒的转动速度快速旋转。参见图1、9a和9b，在飞机的Y轴线内开始旋转时，以机载计算机为基础的传感系统测量加速度并确定需要停止或减慢这种有害旋转的力。通过组合基本上垂直作用在倾转后的翼段20a、20b、20c、20d上的正的和负的升力，在约0.2秒内由螺旋桨23a、23b、23c、23d所产生推力的约6-7％可用作偏航力矩，其中翼段从垂直位置向前倾转高达22°，或分别向后转动，在飞机的左侧和右侧按相反的方向。

偏航力矩的直接作用，或避免了在扰动高达约20节时在Y轴内开始转动，和/或明显降低在此轴线内的旋转速度，直至转得较慢的螺旋桨在约1.5-2秒内从垂直到达一个2-3°的转角，在扰动波峰、阵风或风向转变与飞机遭遇后，在机身的每一侧再次不同地向前和向后倾转。应用旋翼回转角标准的余弦函数，在给定可用的垂直推力时，它确定垂直作用的推进器沿X轴可用的水平推力矢量，这提供了下列情景：在旋翼螺旋桨倾转3°时，除了已经由直接倾转翼段产生的矢量外，有5.2％垂直推力矢量可以利用。子系统20a、20b、20c、20d和23a、23b、23c、23d产生的两个控制矢量的每一个的百分数相加，足以造成强大的合成的偏航力矩。由现代直升机的控制已知，通常必须预留总推力的10-12％，以保证良好的可控制性。在“混合式飞机”中类似的数据表明，可例如从翼段获得约7％加上可从旋翼获得约5％。还应考虑到，在设计具有翼展约35-40米的典型的商业“HA”的情况下，可利用的矢量作用在长达20米的很长的力臂端部。这就提供了很有力的控制力矩，使飞机转回到对准主风向。

当旋翼螺旋桨23a、23b、23c、23d有前和后不同的相对垂直方向为≥3°的倾转角，则单独通过倾转螺旋桨有高达5％的垂直推力分量可用来产生“偏航”力矩。采用相对垂直方向有更大倾转角的螺旋桨，当翼段20a、20b、20c、20d能类似于旋翼螺旋桨轴线增加回转也回转时，则其可以连续产生如前面所述确定的力矩。流过翼段的相对的下冲矢量保持不变。对于有约40000kp推力的典型的商业型“HA”，再加上机翼和推力轴线倾转，有在“Y轴”内大于225000m-kg的控制力矩可以利用，这相当于作用在机身上的阵风高达约54节(28m/s或93ft/s)的扰动力矩。这接近于最高的阵风速度，当代飞机设计为应能在这种情况下安全飞行。这也等于当代直升机最精确的悬停特性，并足以保证对商业飞行时一般要求的“目标上空允许飞行时间”的85％。

表1表示系统的对称的“一半”和对于两种要控制的主要飞行模式：悬停和巡航飞行螺旋桨推力矢量、旋翼轴向矢量和翼段正的和负的动态升力矢量的“不同的”组合和数量上的变化。包含在有关的姿态控制中需用的部件的说明在表1之后。

表1以表格的形式表示包含在飞行姿态控制中的元素。

表1

姿态控制，俯仰，发生在Z和X轴内的滚动力矩，通过并排和前后旋翼不同的共同的推力改变实现。为绕Y轴转动的主偏航力矩通过右侧螺旋桨向后倾转到最大10°(从垂直起)以及左侧螺旋桨向前倾转同样的程度来产生。偏航力矩在悬停控制中如前面已详细说明的那样还包括翼段。向前慢速平移模式通过所有四个螺旋桨共同向前倾转2-5°达到。类似地，向后平移运动通过所有四个螺旋桨或所有四个翼段共回向后倾转达到。在螺旋桨向后倾转运动的情况下，最大向后倾转角最好限制为10°。

侧向平移运动的达到首先通过左和右旋翼之间不同的推力引入滚动力矩，然后按同样的比例共同保持推力。其他的解决方案是只在一个轴的横向中加循环或安装别的设备，例如在机头和机尾罩内垂直于机身中心线的风扇推进器(图中未表示)，在这种情况下提供侧向平移运动而没有滚动。在另一种实施例中，在发动机舱21上安装垂直稳定面88，88′(图9c)。当螺旋桨轴线24处于垂直位置，在稳定面88、88′上的整体式方向舱89、89′共同向左或向右时，引起螺旋桨尾流偏转，并因而在X轴内平移运动而没有滚动角。

在S-STOL中，四个螺旋桨从水平倾转到约70-75°位置，以保持有利的地面气垫效应和优化升举和向前的加速度矢量。四个翼段共同倾转一个大于它们的相应的螺旋桨轴线15°度的倾转角。从而提供了非常有效的“吹气”控制面，螺旋桨气流在此表面上加速，并因而翼段可以在S-STOL状态提供俯仰和滚动控制力矩，尤其在80和110km/h(45-60节)的非常慢的飞行速度下，此时气动控制面通常失去效能，因为在速度很低时缺少的空气压力基本上不作用在它们上面。方向控制(偏航控制)通过左和右螺旋桨之间不同的推力实现。

在一种可选择的实施例中，有方向舵89、89′的垂直稳定面88、88′(图9c)可用于形成吹气的方向舵装置。这种实施例提供的方向(偏航)控制在传统的飞机设计中是已知的。这种稳定面-方向舵布局认为是实际可行的，但从结构的原因以及从采用先进的计算机控制以增加稳定性的设计方法来考虑并不是最佳实施例。

从VTOL开始，或通过螺旋桨轴线从水平大约到90°的悬停飞行模式起，推力矢量可通过缓慢地转动四个螺旋桨共同地向前倾转。此矢量的X轴向前分量使飞机向前加速。这导致增加前进速度和通过产生升力的机身以及四个翼段产生气动升力。这引起减少所需要的推力升力的数值，并允许螺旋桨轴线进一步向下朝水平方向倾转。在倾转过程中，轴线的有效性与控制矢量发生的改变相关。这些都取决于基本的几何定律。完全平移通常在速度≥165km/h(90节)时达到。

在巡航飞行时俯仰控制通过一对翼段，例如最靠近机头的前面的左和右翼段，和后面的另一对不同地倾转实现。滚动控制和协调转弯可有效地通过机身每一侧翼段的不同倾转和左侧及右侧螺旋桨不同的推力达到。巡航飞行时的配平通过重心前后充油的不同油箱实现(图中没有表示)。方向稳定性通过左右螺旋桨对不同的推力变化保证，在另一种实施例中，可通过偏转装在稳定面88上的方向舵89协助。

飞机控制原理是围绕已知的称为“计算机主动增加稳定性(ActiveComputer Augment Stability)”的设计思想建立的。图10表示上述主飞行控制系统硬件的部件布局框图。基本控制原理包括下列控制元素：控制机构：4×可变的桨叶桨距，推力调节4×可变的螺旋桨倾转轴线4×可变的翼段倾转角4×可变的装在螺旋桨尾流中的方向舵(可选用的)驾驶员可利用的控制机构：1根驾驶杆，用于滚动和俯仰控制和便于在VTOL中控制悬停，用于过渡到侧向运动和局部前后平移1个装在驾驶杆上的按钮用于螺旋桨轴线共同倾转1个按钮用于推力共同改变1块脚踏板用于方向控制混合器：驾驶员的5个输入变量必须变换成操纵致动器的控制信号量，具体用于12或16个控制机构的每一个致动器：由于飞机的循环时间比较慢，致动器的启动用电动机便已足够。这将允许省去液压系统，省去了在任何飞机上主要的保养负担如图2所示，驾驶舱17设在机身1机头罩57前部。驾驶舱的布局和驾驶设备可按任何适用的设计，例如最近由Boeing-Bell Helicopter设计的在V-22 Osprey中实现的那样。

如图10所示，上面所列的12或16个元素用电致动器控制并配置为具有二重余度。全部受控元素的相互作用通过计算机80协调。此系统的方法典型地基于现代技术、电传操纵(Fly-by-wire)或(Fly-by-light)光传操纵的控制原理。计算机80装在驾驶舱内，电传操纵系统的所有部件与计算机连接。

系统的核心是三轴激光陀螺仪83，用于测量在X、Y、Z轴内的转角，它与计算机80相连，计算机连续地监控飞机的姿态改变。安装有具有一般自动驾驶能力的自动驾驶仪，需要时由驾驶员接通。自动驾驶仪是既定程序的，以自动操纵某些重复的飞行模式，它们是由于各种工作中部分常规工作状态所需要的。此外，控制系统主要基于“速率变化控制(Rate Change Control)”(RCC)原理，其中，激光陀螺仪83提供有关在X、Y、Z空间坐标系内相对运动的变化速率。驾驶员通过驾驶杆和其他驾驶设备可设定用于飞机各种有关控制参数变化速率所要求的值，以便在任何给定的时刻予以修改和/或保持不变。“控制规律”的计算机子程序85处理描述飞机运动的预编程序的方程式，为混合器86提供数据，混合器将提供独立的信号87a、87b、87c、87d给致动器组，以实现所要求的飞行控制。

最好在飞行控制系统中包括机载光传感器82，以便向计算机提供有关飞机贴近地面时的平移运动数据。传感器84是常规的，它向计算机80提供有关主要气象条件的数据。

当代“稳态”的以激光为基础的陀螺技术也监控基准点的连续运动，例如飞机在任何给定时间点的实际位置，或在其飞行轨迹中飞机位置的最新发展。按另一种可供选择的方案，机载总定位系统81可提供飞机实时位置的信息。与早期采用旋转机械和电的部分组合的型式相比，这种尖端控制技术最近利用来降低商业系统的成本，目前可用于“稳态”的硬件结构形式，有高的可靠性和需要小的保养工作量。

图10表示了一种高级的飞行控制系统，没有使用机械的连接机构。上述光传操纵是与电传操纵系统相同的系统方法。不过光传操纵采用光纤将数据从中央控制处理器传输到当地处理器和致动器。这对于飞机有效的物理尺寸是有利的，以及，有利的是飞机有时可能飞近强磁场，例如检查高压电源线。

此控制系统是全数字式的，并有三重或四重余度的布局。这种系统也可以有先进的“学习模式”，它使计算机系统有能力“学习”和“免除”某些对阵风、地面效应、扰动等的反应。

为便于飞行操纵，尤其在地面基础设施支持环境不足的情况下，在起落架内装有载荷传感器。这些载荷传感器为由于迅速地改变飞机加载和卸载状况引起的重心偏移提供自动的适时修正。这些数据保证安全和灵活地改变有效载荷，由空勤人员或“载荷技师”通过最小量的操作实施。

最好在本飞机中用两套传动系统。第一套传动系统包括传统的主传动链部件。它们包括一台传统的燃气涡轮轴发动机和一些辅助装置发动机，减速器，离合器以及为前和后每对螺旋桨“单一的”横穿轴系所需要的部件。轴19、19′(图3)可以在该单元的发动机故障的情况下从前后两对发动机中任一个传递约50％的推进功率到相对位置的螺旋桨去。轴19、19′可由贯通的承载结构26、26′支承。这些设备基本上是传统的，无需进一步说明。

第二套最佳的传动系统称为电涡轮传动系统(TEDS)。过去的10年，在轻型电动机和新传动技术方面作出了有非常重要意义的进步。无电刷的永磁马达和高速发电机技术再加上用于控制高电压和大电流的半导体(可控硅)，在功能上得到了明显的发展并大幅度地降低了成本。与传统的电动机相比，这些传动单元能在高转速下运行，即在约10000和40000转/分之间。重量与电涡轮传动装置输出功率的关系为，对电动机每轴功率(达到0.2-0.25kg/kw)范围，而对输出功率在≥1000kw范围的交流发电机约在0.10-0.15kg/kw范围内。TEDS系统是已知的，但利用这种系统作为飞机主要的传动系统在先没有实现。由于一系列有力的使人信服的工程和运行方面的原因，这种电涡轮传动系统(TEDS)作为一种补充的系统用于本发明的“混合式飞机”。

在图11中用基本框图表示TEDS布局。此系统包括按余度布局的传统的(检安合格的航空)燃气涡轮发动机90、90′，按余度布局的高速、高密度的交流发电机93，它们每一个直接通过减速器92、92′连接到电功率调节和控制单元91、91′，减速器优化交流发电机的转速。按余度布局的高压电源传输系统96将功率传送给四台无电刷永磁电动机99a、99b、99c、99d和减速器95a、95b、95c、95d，以驱动转速恒定桨距可变的螺旋桨23a、23b、23c、23d。此系统最好有受机载中央计算机80控制的燃油电喷控制器。燃气涡轮发动机90、90′和交流发电机93、93′最好装在位于“HA”尾部的发动机舱104内。发动机舱最好定位成在飞行期间能从机身内接近的机身内部，以允许飞行中修理和调整。

燃气涡轮轴发动机90主要用于驱动高速交流发电机93。设计为轴直接连接的等速驱动的交流发电机可在≥10000转/分下运行。

电功率调节和控制单元91、91′包括电路系统，其中含有一套高性能可控硅和即时的电流、电波形状和输出功率的调节和控制装置。它借助于计算机进行控制，而此计算机则接收来自飞行控制计算机80的控制信号。这些控制信号必须传送给各个致动器进行功率调整等，作为对驾驶员输入的响应。

在使用者调整功率时，交流发电机93、93′将经单元91、91′调制的能量供给四台无电刷永磁电动机99a、99b、99c、99d。这些电动机的驱动轴在约10000-12000转/分之间旋转。电动机转速通过传统的两级减速器95a、95b、95c、95d降低速度，以便与尺寸经优化的螺旋桨的叶尖速度相匹配。高压电源线96从发动机舱104延伸到四台电动机。驱动电动机的绕组可布置在两个分开的区段内，并在其中一个绕组有故障的情况下有固有的50％功率余度。

螺旋桨是速度(转/分)为常数的类型。为了保持螺旋桨速度不变，在升力改变时需要进行控制，改变桨距，以提供更多或更少的推力，电子燃油控制器控制燃油喷入燃气涡轮发动机的量，它与由飞行计算机产生的载荷调节信号相应。具有恒速螺旋桨和电子燃油控制器的系统是很成熟的技术。

机身内部电厂带来的优点是可以加热升力气体或机身内的空气。燃气涡轮在机身内的位置和它们的定位，应使部分由它们所产生的余热能在排气离开飞机尾部前被抽出，使得实际上足以与尾部所安装的热交换器在机械上组合起来，与传统的布局即废热必须从位于涡轮外部的管道输送到位于机身内的热交换器相比，更容易装设“超级加热(super-heating)”技术设备。如果需要，更切合实际地合理安置热交换设备和较简单的管道，以增加加热机身内部气体的可能性，由此来提高VTOL升力。

图13a-13d表示了本发明飞机的另一种可供选择的实施例。此飞机称为高级混合式飞机(“AHA”飞艇)。这种实施例在推进和控制部件的布局方面与前面所讨论的那些不同。

“AHA”的整个机身设计为产生升力的机身，有小到中等的展弦比，例如AR＝1-3，以及长细比例如在1∶4-1∶6之间，有对称的优化地面效应的机体。需要时机身可充升力气体，以便提供高达其最大起飞重量15％的静升力。其总体设计依据遵循上面存在于最佳的“四旋翼”实施例中的基本原理。

产生升力的机身105有多个可回转的短翼段106a、106b、106c、160d它们按串联方式在重心124的前和后安装在机身上。在巡航和低速时，机翼106a-d提供俯仰控制和协调转弯。在短翼106a、106b、106c、106d的端部安装垂直安定面115a、115b、115c、115d和整体式方向舵116a、116b、116c、116d，以便于巡航飞行中的方向控制。短翼段可回转地安装在其气动压力中性点处并可以从0°(水平)转到25°。

在平面图内沿最大直径的机身中部安装有多个风扇108a-108g和108a′-108g′。一般2-4个风扇部件装在重心124的前和后以及左和右。风扇安装在水平凸缘107和107′上，凸缘从机身105的最大周边起延伸。风扇最好是通常在高出道比燃气涡轮发动机第一级风扇中所用的那种，例如在市场上可从通用电气公司买到的那些。它们通常用于当代大型喷气式旅客机中，并与燃气涡轮发动机一起各提供10000-30000公斤推力。这些风扇重量很轻且噪音低。通常总共8-14个风扇部件，直径为1.5-4m，要求产生用于升起15至30吨飞机的推力。

如图13d所示，在容纳风扇的安装凸缘107、107′内构成通道111。通道彼此间隔开，所以在风扇位置之间有约2米的距离，允许空气无阻碍地供应每个风扇。在通道内风扇盘108下面可安装一个高速无电刷高密度永磁电动机传动部件99并直接传动风扇。电动机传动部件99最好有800-2500kw输出功率。传动各风扇108a-108g和108a′-108g′的电源由机身后部的中央电站113提供。前面结合图11详细说明的电涡轮传动系统(TEDS)可以提供所需要的电源。

推力偏转器109装在通道111内风扇下面。推力偏转器109可被有效地控制使推力从垂直推力轴线向左右侧偏转达25°。为了使推力偏转产生的偏航力矩与引起前后平移运动无关，最好最靠近机头和机尾的各四台风扇108a、108b、108a′、108b′、108f、108g、108f′、108g′用的推力偏转器它们的回转轴平行于机身105的Z轴，而用于其余风扇的偏转器它们的回转轴平行于X轴。

最好是，用于中央位置的风扇108d、108d′的推力偏转器在风扇下方装在一由滚柱轴承支承的圆形框架117内。推力偏转器109所安装的圆形框架117有恰当的机械装置使之可以绕其轴线快速旋转，从而可以迅速改变推力方向至少约180°，旋转速度通常为每秒90°-120°。

里面各装有一台风扇的通道111上部和下部开口可以用一套百叶窗挡板118、118′封闭，以便在VTOL时推进器未使用的情况下提供流线型的外罩。

以高速交流发电机119为基础的电站113产生风扇电动机99运行所需的电功率。无电刷高速交流发电机119直接由大型燃气涡轮发动机120传动，它一般产生5000-10000kw输出功率。电流输出调节器受计算机控制并与飞机的飞行控制和导航系统连接，以保证供应给每台无电刷电动机99经正确调整的电功率。

在机身105中心线后段，可在通道112a、112b、112c内安装与上述那些类型相似的其他风扇108h、108i、108j(用虚线表示)，所以风扇的旋转平面处于垂直位置。这些风扇位于产生升力机身105的约95％弦长处。这些风扇108h、108i、108j形成单独的飞机前进的推进系统。传动这些风扇所需要的电功率同样由装在电站113内的同一个高速交流发电机燃气涡轮发动机组合提供。

这些风扇装置108h、108i、108i的空气进口通道114a、114b、114c组合在约85-90％机身弦长处后机身上下表面内。风扇的尾流经安装在飞机后缘中央的通道112a、112b、112c排出。后风扇108h、108i、108i的进气通道114a、114b、114c的位置安排成有利于减小附面层。进气通道可成形在机身表面上作为附面层环形吸缝118，增加有效地尾流推进和有助于附面层控制，所有这些优点以叠加的方式提供。

AHA飞艇的方向控制能非常容易和准确地实现。使用由风扇108a-108g和108a′-108g′的推力偏转器产生的作用在X和Z轴内的不同和共同的推力矢量，提供偏航力矩，以允许侧向和前后低速平移运动。此外，风扇108d、108d′通过旋转其偏转器可以提供沿任何方向从0-180°的定向推力。这就允许矢量精确协调，以产生一个总的控制矢量图，从而可以在悬停和VTOL时精确控制为任何要求的飞行方向。此外，装在后部的风扇也可以配备推力偏转器，并能用于在向前飞行和悬停时提供方向控制。这尤其用于在悬停或VTOL中遇到逆风时。

高速风扇108a-108g和108a′-108g′工作转速很高约6000-10000转/分。这些风扇的轮盘负荷比传统的旋翼螺旋桨高50％，大约从80-90kg/m2增加到约140-160kg/m2，但按每马力的公斤升力计量时，风扇下冲速度和装置的升力特性仍保持在经济合理的范围内。推力柱密度保持在一个避免土壤冲刷的范围内，土壤冲刷问题应在所有能悬停的飞机中加以考虑。

由于任何一台发动机故障引起悬停中总推进装置失效的危险，在这种情况下因为有较多数量可用的推进部件，再加上全度的功率发生以及由一或两个VTOL风扇装置故障引起的不平衡力矩很小，所以这种危险性减小。在最佳实施例中，若传动风扇装置的一或两台电动机损坏，剩下的12台风扇将保证安全工作所需的总的推力水平，这些推力可由剩下的装置产生，以及可用的总推力基本上仍保持为100％。在一台涡轮发动机故障的情况下，通过增加剩下的作为主要功率提供者的涡轮发动机的输出功率，可以保持推力特性。

在另一种可供选择的实施例中，包括借助于附面层控制和尾流推进气动地降低巡航阻力。几何布局导致减少尾流阻力20-30％，尤其在有较大的产生升力机身的飞机中。吸入空气的燃气涡轮发动机装在靠近机尾并最好在机身弦长85-95％范围内，这一情况使吸气环形缝和约在机身长度85％处的空气进气道和后部推进系统能比较简单合理地组合在一起。

显然，可以在本发明的范围内对图示的实施例作出多种改变，以及所有这种改变均将视为被所附的权利要求覆盖。