垂直起降（VTOL）飞机的可伸缩式推进器组件的制作方法

垂直起降(vtol)飞机的可伸缩式推进器组件
技术领域
[0001]
本公开涉及飞机领域，并且尤其涉及vtol飞机。


背景技术：

[0002]
一种可以垂直起飞、悬停和降落的飞机称为vtol飞机。vtol飞机具有一个或多个产生垂直升力的旋翼。一些vtol飞机还具有固定翼，当螺旋桨、喷气发动机等将飞机向前推进时，固定翼会产生升力。当这些固定翼飞机从垂直飞行转换到水平飞行或巡航飞行时，旋翼将关闭。但是，一旦旋翼关闭，旋翼以及与旋翼相关的任何支撑结构都会留在飞机周围的气流中，这会产生阻力。


技术实现要素：

[0003]
描述了用于飞机的可伸缩推进器组件，其在垂直起飞、悬停和垂直降落期间产生升力。可伸缩推进器组件从飞机机身的隔室中展开以将飞机转换为垂直飞行，并且在巡航飞行期间被收起在隔室中以减少飞机上的空气动力阻力。
[0004]
一个实施例包括一种操作vtol飞机的方法。该方法包括从vtol飞机的机身的隔室中展开可伸缩推进器组件，以提供用于垂直飞行的升力。该方法还包括使vtol飞机从垂直飞行转换到巡航飞行，以及在巡航飞行期间将可伸缩推进器组件收起在隔室中以减少vtol飞机上的空气动力阻力。
[0005]
另一个实施例包括一种飞机，该飞机包括机身和可伸缩推进器组件。机身具有可在向前飞行期间提供升力的控制面。可伸缩推进器组件包括臂，该臂具有在机身中的隔室内可旋转地联接至机身的第一端，其中该隔室容纳可伸缩推进器组件。可伸缩推进器组件还包括设置在臂的第二端处的推进器，其为飞机产生升力。可伸缩推进器组件还包括机械地联接到臂的第一端的驱动机构，该驱动机构使臂枢转出隔室以将飞机转换成垂直飞行，并且响应于飞机向前飞行而将臂枢转到隔室中。
[0006]
另一实施例包括一种可伸缩推进器组件，其包括臂、推进器、锁定机构和至少一个弹簧偏置系统。臂的第一端可旋转地联接至飞机的机身。推进器设置在臂的第二端处并且为飞机产生升力。锁定机构选择性地锁定和释放臂的第一端以进行旋转。至少一个弹簧偏置系统联接至臂的第一端，其响应于锁定机构释放臂的第一端用于旋转而产生扭矩并使所述臂的第二端枢转远离机身以利用推进器提供用于垂直飞行的升力。
[0007]
已经讨论的特征，功能和优点可以在各种实施例中独立地实现，或者可以在其他实施例中组合，其进一步的细节可以参考以下描述和附图来看到。
附图说明
[0008]
现在仅通过示例的方式并参考附图来描述一些实施例。在所有附图上，相同的附图标记表示相同的元件或相同类型的元件。
[0009]
图1-8是在各种说明性实施例中的用于飞机的可伸缩推进器组件的等距视图。
[0010]
图9-10是在各种说明性实施例中的vtol飞机的等距视图。
[0011]
图11是在说明性实施例中操作vtol的方法的流程图。
[0012]
图12-14描绘了在各种说明性实施例中的图11的方法的附加细节。
具体实施方式
[0013]
附图和以下描述示出了特定的示例性实施例。应当理解，尽管未在本文中明确描述或示出，但本领域技术人员将能够设计出体现本文所述原理并且包括在该说明书之后的权利要求的预期范围内的各种布置。此外，本文描述的任何示例旨在帮助理解本公开的原理，这些示例被解释为没有限制。结果，本公开不限于以下描述的特定实施例或示例，而是由权利要求书及其等同物限制。
[0014]
图1-8是在各种说明性实施例中的用于飞机104的可伸缩推进器组件108的等距视图。在图1所示的实施例中，飞机104的机身102包括隔室106，该隔室106被构造成容纳可伸缩推进器组件108。可伸缩推进器组件108被构造成从隔室106展开以向飞机104提供升力以进行垂直飞行，以及当飞机104处于前进(例如，巡航)飞行时收起或缩回到隔室106内。
[0015]
在该实施例中，可伸缩推进器组件108包括臂110，该臂110具有可旋转地附接到隔室106内的机身102的端部112(即，第一端)和远离端部112的端部114(即，第二端)，其支撑推进器116。推进器116在垂直飞行操作期间向飞机104提供升力。推进器116包括产生用于飞机104的垂直升力的任何部件、系统或设备。在一些实施例中，推进器116包括马达118和旋翼120，如图1所示，而在其他实施例中，推进器116包括往复式发动机、涡轮机、一个或多个旋翼、螺旋桨等的其他组合。在图1所示的展开位置中，推进器116在飞机104垂直降落、垂直起飞并盘旋时产生升力。在向前飞行期间(例如，巡航飞行)，当由其他升力产生元件(例如，控制面或机翼，未在图1中示出)提供升力时，可伸缩推进器组件108被收起在如图2所示的隔室106中。
[0016]
为了展开如图1所示的可伸缩推进器组件108，臂110在端部112处(例如，在轴线128处)枢转并且使端部114在箭头122的方向上移动。为了收起如图2所示的可伸缩推进器组件108，臂110在端部112处(例如，在轴线128处)枢转，并且沿箭头124的方向移动端部114。
[0017]
在图1所示的实施例中，机身102包括构造成选择性地覆盖和露出隔室106的门126。门126在从隔室展开可伸缩推进器组件108之前选择性地露出隔室106，并且门126响应于将可伸缩推进器组件108收起在隔室106中而选择性地覆盖隔室106。当收起可伸缩推进器组件108时，使用隔室106和覆盖隔室106的门126可提供使飞机104向前飞行时对飞机104的空气动力阻力最小的技术效果。
[0018]
在一些实施例中，可伸缩推进器组件108朝图1所示的展开位置被弹簧偏置。即使在用于展开可伸缩推进器组件108的主要展开系统发生故障的情况下，弹簧偏置的使用也使得可伸缩推进器组件108被展开。例如，用于展开可伸缩推进器组件108的机构可以包括马达、液压系统、气动系统等，由于故障，在某些情况下它们可能不可操作。当不可操作时，弹簧偏置系统用于展开可伸缩推进器组件108，从而允许飞机104执行垂直降落。
[0019]
由弹簧偏置系统(在该视图中未示出)产生的扭矩将可伸缩推进器组件108枢转出隔室106并进入图1所示的展开位置，该扭矩经选择以克服图1中的位置以克服由于飞机104
在向前飞行时产生的气流而在可伸缩推进器组件108上产生的反向扭矩。这确保了在主展开系统发生故障的情况下，由弹簧偏置系统产生的扭矩可以在向前飞行期间有效且可靠地展开可伸缩推进器组件108。与仅依靠主展开系统相比，朝展开位置使用弹簧偏置可提供更高的安全性。
[0020]
各种闩锁机构可用于选择性地将可伸缩推进器组件108锁定在展开位置，以防止臂110在端部112处旋转，并在处于展开位置时选择性地解锁可伸缩推进器组件108，以允许臂110在端部112处旋转，以将可伸缩推进器组件108转换到图2所示的收起位置。闩锁机构可包括电动致动器、液压致动器、手动致动器(例如，可滑动销)或其组合。在用于展开可伸缩推进器组件108的主展开系统故障期间，飞行员在一个实施例中利用手动释放机构来解锁臂110以在端部112处旋转，从而允许弹簧偏置系统将可伸缩推进器组件108自动枢转出隔室106。在一个实施例中，一旦展开，飞行员便利用手动锁定机构将可伸缩推进器组件108锁定在图1所示的展开位置中。
[0021]
在一些实施例中，可伸缩推进器组件108用作飞机104的起落架302，如图3所示。在该实施例中，可伸缩推进器组件108的端部114包括起落架302，其被构造成当飞机104在地面上时支撑机身102。当可伸缩推进器组件108被收起在隔室106中时，起落架302可缩回到臂110中或朝着臂110枢转，以实现更紧凑的形状，并且当可伸缩推进器组件108从隔室106中展开时，起落架302从臂110伸出或枢转远离臂110，以准备降落。尽管图3的实施例示出了起落架302为轮子，但在其他实施例中，起落架302包括当飞机104降落时与地面接触的其他类型的结构。
[0022]
在一些实施例中，响应于飞机104降落，可伸缩推进器组件108被收起在隔室106中，以便为飞机104的乘员离开和进入飞机104提供更开放的路径。在这些实施例中，图2可以表示飞机104在地面上时的构型，其中可伸缩推进器组件108被收起在隔室106中。当飞机104准备好进行飞行操作时，可伸缩推进器组件108如图1所示被展开，以允许飞机104执行垂直飞行操作。
[0023]
图4-8示出了另一说明性实施例中的可伸缩推进器组件108。特别地，图4-8通过图2的切割线1-1示出了隔室106。图4示出了处于收起位置的可伸缩推进器组件108，图5示出了处于收起和展开之间的中间位置的可伸缩推进器组件108，并且图6-7示出了处于展开位置的可伸缩推进器组件108。再次参考图4，可伸缩推进器组件108处于收起位置。在该视图中，隔室106包括叶片引导件402，该叶片引导件在可伸缩推进器组件108从展开位置转换到收起位置时用于将旋翼120引导到图4所示的位置。在可伸缩推进器组件108的该实施例中，可伸缩推进器组件108使用主展开系统404在收起位置和展开位置之间机械地驱动。在一些实施例中，主展开系统404可以被称为驱动机构。主展开系统404包括在图2所示的收起位置和图1所示的展开位置之间转换可伸缩推进器组件108的任何部件、系统或设备。主展开系统404的一些示例包括电动马达和齿轮组件、液压致动器、气动致动器等，它们共同包括一个或多个动力源。在该实施例中，主展开系统404包括与驱动齿轮408接合的主齿轮406。主齿轮406机械地联接至臂110的端部112，并且当驱动齿轮408沿箭头410的方向旋转时，主齿轮406沿箭头412的方向旋转。驱动齿轮408可以例如使用电动马达，机械曲柄等被驱动旋转。随着主齿轮406沿箭头412指示的方向旋转，臂110枢转出隔室106，使臂110的末端114沿箭头414的方向移动。
[0024]
图5示出了处于收起和展开之间的中间位置的可伸缩推进器组件108，以及图6示出了处于展开位置的可伸缩推进器组件108。当处于展开位置时，可伸缩推进器组件108被操作以产生用于飞机104的升力。
[0025]
再次参考图4，在该实施例中，臂110可旋转地联接至主齿轮406，并且通过闩锁机构416相对于主齿轮406被保持在适当的位置。在一些实施例中，闩锁机构416可以被称为锁定机构。在该实施例中，闩锁机构416被示为锁定销。当释放闩锁机构416时，弹簧偏置系统418在臂110的端部112上产生扭矩，使臂110的端部112沿箭头414的方向枢转以自动地将可伸缩推进器组件108从隔室106展开。弹簧偏置系统418独立于主展开系统404操作以展开可伸缩推进器组件108，从而确保即使主齿轮406不能旋转，也可展开可伸缩推进器组件108。弹簧偏置系统418包括独立于主展开系统404自动将可伸缩推进器组件108从收起位置转换到展开位置的任何部件、系统或设备。弹簧偏置系统418的一些示例包括气动活塞、弹簧、螺旋弹簧、螺旋扭力弹簧等。
[0026]
图7示出了当弹簧偏置系统418展开可伸缩推进器组件108时处于中间位置的可伸缩推进器组件108。在图7中，当臂110的端部112枢转时，主齿轮406保持静止。当臂110由于闩锁机构416的脱离而枢转时，臂110的端部112朝向主齿轮406中的第二保持特征704枢转远离主齿轮406中的第一保持特征702。
[0027]
响应于经由弹簧偏置系统418展开可伸缩推进器组件108，闩锁机构416被激活以通过使闩锁机构416与第二保持特征704接合而将可伸缩推进器组件108锁定在展开位置。图8示出了在说明性实施例中的使用弹簧偏置系统418独立于主展开系统404而处于展开位置的可伸缩推进器组件108。
[0028]
图9-10是各种说明性实施例中的飞机900的透视图。飞机900的结构仅作为示例提供，并且本文针对飞机900描述的概念适用于任何飞机。例如，飞机900可以包括利用可伸缩推进器组件108的任何类型的航空器。这种航空器可以包括在向前飞行期间产生升力的旋翼(例如，一种类型的飞行控制面)，因此，在一些实施例中，飞机900可以不包括机翼906-907。
[0029]
在该实施例中，飞机900利用一对可伸缩推进器组件108，其位于飞机900的机头902附近。在其他实施例中，可伸缩推进器组件108位于飞机900上的其他位置。图9示出了处于展开位置的用于飞机900的可伸缩推进器组件108，并且图10示出了处于收起位置的用于飞机900的可伸缩推进器组件108。
[0030]
在该实施例中，飞机900包括为向前飞行提供推力的推进器904。推进器904的一些示例包括发动机、马达、旋翼、导管风扇、涡轮机等。飞机900还包括从机身910的相反两侧延伸的机翼906-907，以限定用于水平、前向、翼载飞行(wing-born flight)或巡航飞行的支撑平面。
[0031]
为了提供垂直飞行(即，垂直起飞、悬停和垂直降落)，飞机900包括一个或多个固定推进器组件912，其在该实施例中位于机翼906-907的后部，以及可伸缩推进器组件108，其在该实施例中在机翼906-907的前方并且靠近机头902。当飞机900从垂直飞行转换到向前飞行时，可伸缩推进器组件108被收起在机身910内，并且门126关闭以允许飞机900获得更大的空气动力学形状并减小向前飞行期间的阻力(见图10)。
[0032]
图11是在说明性实施例中操作vtol飞机的方法1100的流程图。图12-13是描绘了
各种说明性实施例中的方法1100的附加细节的流程图。尽管方法1100可以由其他飞机执行，但是将相对于飞机900描述方法1100。方法1100的步骤不是全部包括在内，并且可以包括未示出的其他步骤。这些步骤可以以替代顺序执行。
[0033]
在垂直起飞之前，门126打开(如果配备，见可选步骤1102和图9)，并且可伸缩推进器组件108从隔室106展开(见步骤1104)。在一些实施例中，使用一个或多个动力源(例如，马达、发动机、气动活塞、弹簧等，见图14，步骤1402)来执行展开可伸缩推进器组件108。飞机900的升力是由可伸缩推进器组件108和固定推进器组件912产生的，以进行垂直起飞。在一些实施例中，一个或多个动力源被用于操作可伸缩推进器组件108以提供升力(见图14，步骤1404)。可以操作可伸缩推进器组件108以提供升力的一个或多个电源的一些示例包括马达和旋翼(例如，马达118和旋翼120)、导管风扇、涡轮机、发动机、发电机、电池、混合动力源等的组合。
[0034]
当飞机900到达地面上方的高度时，推进器904驱动飞机900前进，并且飞机900从垂直飞行转换到巡航飞行(见步骤1106)。在一些实施例中，一个或多个动力源被用于操作飞机900的推进器904以提供用于巡航飞行的向前推力(见图14，步骤1406)。
[0035]
当机翼906-907产生的升力足以维持高度时，固定的推进器组件912可以置于空转状态。在巡航飞行期间将可伸缩推进器组件108收起在隔室106中(见步骤1108)。例如，利用一个或多个动力源将可伸缩推进器组件108收起在隔室106中(见图14，步骤1408)。在巡航飞行中，门126(如果存在)关闭以覆盖隔室106(见可选步骤1110)。
[0036]
为了从巡航飞行转换到垂直飞行，门126打开以露出隔室106(见图12，可选步骤1202)，并且从隔室106展开可伸缩推进器组件108(见图12，步骤1204)。固定推进器组件912投入运行并提供垂直升力。可伸缩推进器组件108的旋翼120被驱动旋转，并且还提供垂直升力。飞机900从巡航飞行转换到垂直飞行(见图12，步骤1206)。
[0037]
在一个实施例中，可伸缩推进器组件108独立于主展开系统404展开(例如，主展开系统404不可操作)。在该实施例中，臂110的端部112(见图4)与主展开系统404脱离(见图13，步骤1302)，并且弹簧偏置系统418向端部112施加扭矩以从隔室106中展开可伸缩推进器组件108(见图13，步骤1304)。
[0038]
使用可伸缩推进器组件108允许飞机900垂直起飞、悬停和垂直降落。当转换到巡航飞行时，可伸缩推进器组件108被收起，这使飞机900上的阻力最小。当在地面上时，可伸缩推进器组件108也可被收起以允许乘客更容易地进出飞机900。此外，可伸缩推进器组件108的各种实施例可使用弹簧偏置系统418展开，该弹簧偏置系统独立于主展开系统404操作。此外，在垂直飞行操作期间仍选择性地向可伸缩推进器组件108供应动力，同时在向前或巡航飞行期间中止这种动力供应。通过减少向前或巡航飞行期间的电负载和/或燃料使用，改善了利用可伸缩推进器组件108的飞机的耐久性。
[0039]
附图中所示或本文描述的各种控制方面中的任何一个都可以与描述为硬件、实现软件的处理器、实现固件的处理器或这些的某种组合的任何机械系统一起共同实现。例如，在一些实施例中，本文所述的用于展开和收起可伸缩推进器组件108的机械系统由一个或多个飞行控制器控制，该飞行控制器可以以硬件和软件的组合来实现。
[0040]
在另一个示例中，控制方面可以被实现为专用硬件。专用硬件元件可以被称为“处理器”、“控制器”或一些类似的术语。当由处理器提供时，功能可以由单个专用处理器、单个
共享处理器或多个单独的处理器提供，其中一些可以共享。此外，术语“处理器”或“控制器”的明确使用不应解释为专门指代能够执行软件的硬件，并且可以隐含包括但不限于数字信号处理器(dsp)硬件、网络处理器、专用集成电路(asic)或其他电路，现场可编程门阵列(fpga)、用于存储软件的只读存储器(rom)、随机存取存储器(ram)、非易失性存储器、逻辑或某些其他物理硬件部件或模块。
[0041]
而且，控制方面可以被实现为可由处理器或计算机执行以执行元件的功能的指令。指令的一些示例是软件、程序代码和固件。指令在由处理器执行时是可操作的，以指导处理器执行元件的功能。指令可以存储在处理器可读的存储设备上。存储设备的一些示例是数字或固态存储器、诸如磁盘和磁带的磁存储介质、硬盘驱动器或光学可读数字数据存储介质。
[0042]
条款1.一种操作垂直起降(vtol)飞机的方法，该方法包括：从vtol飞机的隔室中展开可伸缩推进器组件，以为垂直飞行提供升力；使vtol飞机从垂直飞行转换到巡航飞行；以及在巡航飞行期间将可伸缩推进器组件收起在隔室中，以减少vtol飞机上的空气动力阻力。
[0043]
条款2.根据条款1所述的方法，还包括：在巡航飞行期间从隔室展开可伸缩推进器组件；并将vtol飞机从巡航飞行转换到垂直飞行。
[0044]
条款3.根据条款1所述的方法，其中：可伸缩推进器组件包括：臂，该臂的第一端可旋转地联接至机身；以及设置在臂的第二端处的推进器。
[0045]
条款4.根据条款3所述的方法，其中，展开所述可伸缩推进器组件包括：使所述臂的第一端与使所述臂展开的驱动机构脱离；以及向臂的第一端施加扭矩，以独立于驱动机构而从隔室展开臂和推进器。
[0046]
条款5.根据条款1所述的方法，其中：展开所述可伸缩推进器组件还包括：利用一个或多个电源从所述隔室展开所述可伸缩推进器组件；以及利用一个或多个动力源操作可伸缩推进器组件以提供垂直飞行的升力。
[0047]
条款6.根据条款5所述的方法，其中：将vtol飞机从垂直飞行转换到巡航飞行还包括：利用一个或多个动力源来操作vtol飞机的推进器，以为巡航飞行提供向前推力；以及收起可伸缩推进器组件还包括：利用一个或多个动力源将可伸缩推进器组件收起在隔室中。
[0048]
条款7.一种飞机，包括：具有控制面的机身，所述控制面被构造成在向前飞行期间提供升力；以及一种可伸缩推进器组件，其包括：臂，该臂的第一端在机身中的隔室内可旋转地联接至机身，该隔室被构造成容纳可伸缩推进器组件；推进器，其设置在所述臂的第二端，所述推进器被构造成为所述飞机产生升力；机械地联接到臂的第一端的驱动机构，该驱动机构被构造成使臂枢转出隔室以将飞机转换成垂直飞行，并且响应于飞机向前飞行而使臂枢转到隔室中。
[0049]
条款8.根据条款7所述的飞机，其中，所述可伸缩推进器组件还包括：闩锁机构，其被构造成选择性地使所述臂的第一端与所述驱动机构接合和脱离；以及机械地联接到臂的第一端的弹簧偏置系统，该弹簧偏置系统被构造成响应于操作闩锁机构以使臂的第一端与驱动机构脱离接合，以向臂的第一端施加扭矩，并且独立于驱动机构将臂枢转出隔室。
[0050]
条款9.根据条款7所述的飞机，其中：推进器包括机械地联接到旋翼的马达。
[0051]
条款10.根据条款7所述的飞机，还包括：门，该门被构造成选择性地覆盖和露出隔
室。
[0052]
条款11.根据条款10所述的飞机，其中：门被构造成响应于将可伸缩推进器组件枢转到隔室内而覆盖隔室，并且在将可伸缩推进器组件枢转出隔室之前露出隔室。
[0053]
条款12.根据条款7所述的飞机，还包括：起落架，其设置在所述臂上，所述起落架被构造成在所述飞机处于地面上时支撑机身。
[0054]
条款13.根据条款7所述的飞机，其中：机身中的隔室靠近飞机的机头。
[0055]
条款14.一种用于飞机的可伸缩推进器组件，其包括：臂，该臂的第一端可旋转地联接至飞机的机身；推进器，其设置在所述臂的第二端，所述推进器被构造成为所述飞机产生升力；锁定机构，其被构造成选择性地锁定和释放臂的第一端以用于旋转；以及至少一个弹簧偏置系统，其联接到所述臂的第一端，所述弹簧偏置系统被构造成响应于所述锁定机构释放所述臂的第一端以用于旋转，产生扭矩并使所述臂的第二端枢转远离机身，以利用推进器为垂直飞行提供升力。
[0056]
条款15.根据条款14所述的可伸缩推进器组件，其中：推进器包括机械地联接到至少一个旋翼的马达。
[0057]
条款16.根据条款14所述的可伸缩推进器组件，其中：可伸缩推进器组件包括多个可伸缩推进器组件之一，每个可伸缩推进器组件被构造成产生用于垂直飞行的一部分升力。
[0058]
条款17.根据条款14所述的可伸缩推进器组件，还包括：起落架，其设置在所述臂上，所述起落架被构造成在飞机处于地面上时支撑机身。
[0059]
条款18.根据条款14所述的可伸缩推进器组件，还包括：机身中的隔室，其被构造成容纳可伸缩推进器组件。
[0060]
条款19.根据条款18所述的可伸缩推进器组件，还包括：门，该门被构造成选择性地覆盖和露出所述隔室。
[0061]
条款20.根据条款14所述的可伸缩推进器组件，其中：可伸缩推进器组件靠近飞机的机头。
[0062]
尽管这里描述了特定的实施例，但是范围不限于那些特定的实施例。而是，范围由所附权利要求及其任何等同物限定。

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