轻体飞行器的推进系统 本发明涉及轻体飞行器的推进系统领域，特别涉及提供操纵及推力矢量控制的推进系统。
硬式和软式轻体飞行器的主要问题之一是在进机库时其位置保持和操纵能力有限，特别在侧风很大时更是如此。这主要是因为它们的模载面积很大，使飞行器变成“风向标”并随风“波动”。如果有阵风或存在上升风或下吸风时，其飞行器尤难控制。业已证明，进机库是轻体飞行器飞行中最困难的一部分。
过去，采用可逆式螺旋桨进行刹车及提供控制方向的差动推力，但已证明其效果勉强。函道风扇或螺旋桨形式的侧向推进器较为有效，但仅专用于进机库和“起飞”，并使飞行器明显增重。其例子可见S.O.Spurrier的专利“航空运输系统”(美国专利号1876153)以及V.H.Pavlecks的专利“飞艇控制推进器”(美国专利号4402475)。为了提供在起飞时的额外升力，也曾采用过专用垂直升力螺旋桨；然而，同样遇到了增重问题。其实例可见A.Rees的专利“航空器”(美国专利号1677888)和W.R.Smith的专利“轻体飞行器”(美国专利号5026003)。
另一个方法是采用可以从对准飞行器纵轴线的位置转向垂直位置的函道和非函道螺旋桨。在产生向上或向下的推力时，该系统并不产生侧向推力。另一个缺点是，如果函道风扇安装在货舱或吊舱上，产生向下推力时，从其中排出的废气会冲击气囊，除非将它们安装在非常长的外挂梁上。而且，如果其飞行器很大，其函道风扇和动力装置也必然很大以提供足够的巡航速度。如果动力装置与函道风扇构成一个整体，就会带来结构重量问题，因为支撑和转动函道风扇与动力装置组合构件的机构会变得非常之大。
软式轻体飞行器有三种常见类型：一个单一充气囊的；几个气囊串联在一起的；多个气囊装于一个软式蒙皮地。涉及这类软式飞行器的一个特殊问题是其推力组件必须置于吊舱上，因为气囊内没有硬式结构。由于吊舱是悬吊在飞行器底部，推进系统产生的任何操纵力都不通过飞行器压力中心起作用，从而降低了效率。对于由一个气动外罩包裹着许多气囊，而且内部结构决定其飞行器形状的硬式飞艇，情况一般也是如此。虽然推进系统可以装于其硬式结构的任何部位，但为了便于接近等原因，最经常地是把它们安装于或接近于飞行器底部。因此，需要的是一种能解决所有操纵问题而同时导致飞行器增重最小的推进系统。
因此，本发明的主要目的是提供一种轻体飞行器用的推进系统。
本发明的另一主要目的是提供有增强操纵能力的一种轻体飞行器用的推进系统。
本发明的又一目的是为能改变诸如函道和非函道风扇或螺旋桨等推力产生组件，从而提供侧向推力，而由此排出的废气并不冲击气囊的一种轻体飞行器的推进系统。
本发明还有一个目的是为能装上诸如函道和非函道风扇或螺旋桨等推力产生组件，而在进机库时不与地面控制设备相互干扰的一种轻体飞行器的推进系统。
本发明为具有纵轴线、水平轴线和垂直轴线的硬式或软式轻体飞行器的推进系统。在软式飞行器中，货舱和飞行控制台悬吊于气囊之下因而称为吊舱。在硬式飞行器中，这类结构可构成一体，无须悬吊。然而，为便于讨论，把货舱和飞行控制台称为“载货结构”。具体地说，在垂直轴线的两侧有数目相同的多个推进系统。每个推进系统包含一个推力产生组件，此组件可以是风扇、函道风扇、螺旋桨或函道螺旋桨。但是，从安全角度考虑，优选函道风扇或螺旋桨，因为一旦桨叶破断，函道壁可防止桨叶割裂气囊。推力组件也可以是一台涡轮风扇发动机；然而，由于这类飞行器巡航速度极低，小于100英里/小时，又要求高的燃油效率，故不常使用涡轮风扇发动机。
优选的推力组件装于外挂梁的一端，在巡航姿态，该外挂梁从飞行器上垂直于纵轴线而水平地伸出。在软式飞行器上，其外挂梁紧固于吊舱上；在硬式结构中，外挂梁可紧固在主支撑结构上；然而，即使是硬氏结构，把推力产生组件连到货舱上更为可取，这样便于接近进行维护、修理和拆卸。在飞行器特别大时尤其如此。
推力组件可以转动地安装在外挂梁的自由端，可在垂直于外挂梁纵轴线的平面内绕转轴转动。推力组件最好能从推力指向前的位置转到推力指向后的位置，即可转动正负180°。这样推力可直接指向上，垂直向下和向后。值得注意的是，如采用推力反向螺旋桨或风扇转动可限于正负90°。推力组件的转动由安装在外挂梁端部的一个第一驱动组件实现。一个合适的第一驱动组件包含一个安装在推力组件上的一个环形齿轮，安装在外挂梁上的液压装置或电动机的输出轴上紧固的一个小齿轮与之啮合。这类齿轮组件的使用可把推力组件“锁定”在任何选定位置；然而，也可采用其他机构。应该注意，推力组件的推力轴可单个安装，实现多种组合，更有利于操纵飞行器，这一点也很重要。
外挂梁可转动地安装于飞行器上，这就可以通过第二驱动系统从水平位置向上和向下定位推力组件。通常，这是一个安装在飞行器上的，其端部连在外挂梁上的起重螺杆组件。飞行器进机库时为了清理地面保障设备，需要向上定位；当推力组件转动90°产生侧向和向下推力时，需要向下定位。调整推力组件产生向下推力，同时把外挂梁定位于向下位置，可使废气以一定角度排出而不冲击气囊。当推力组件装于气囊下的货舱结构上从而位于正下方时，这尤其是一优点。
在软式飞艇上，最好由安装于飞行器吊舱结构上的动力装置向推力组件提供动力，通过驱动轴和万向联轴节以及一种传动组件把动力装置连接到推力组件上，以实现外挂梁和推力组件的转动。这一点很有必要，因为如果外挂梁和推力组件都能转动，将动力装置安装在外挂梁的一端会带来显著的重量增加。此外，把动力装置安装在货舱结构上使其更易接近。如果飞行器非常大，就更易看到这种安装方法的长处。例如，在有效载荷1百万磅的软式飞艇上，飞行器长度超过1000英尺，直径260英尺。需要6个有着18英尺直径叶片的函道风扇，每个风扇由2个输出功率为2000轴马达的狄塞尔发动机驱动。用直接连接于风扇上的2个狄塞尔发动机转动外挂梁和(或)函道风扇会带来极大的重量增加。
在第二实施例中，推力组件转动地安装在紧固定位的外挂梁的自由端或其他硬式结构上，可在一个与垂直轴线成锐角的平面内绕转轴转动。推力组件最好能在该平面内转正或负180°。这样，在起飞时可得到向上(提升)的定向推力；而进机库时可得到向下的定向推力；且这两种操纵时皆可得到反向和侧向推力。推力组件的转动平面的倾斜锐角必须足够，以使在需要向下推力时从中产生的废气避开气囊。但是，当决定需要比向上或向下的定向推力占更大百分比的侧向推力时，此锐角可增至大于避开气囊的需的值，这是控制器飞行器的需要。当然，如果螺旋桨或风扇是可逆的，在这一锐角平面内的转动可限制在正负90°。因此，推力组件至少应该在其转动面内转动正负90°。
和第一实施例中一样，需要把动力装置安装在货舱结构上，并通过安装在外挂梁的驱动轴向推力组件提供动力。一个齿轮箱安装在与动力装置输出轴连接的外挂梁的端部，提供所需要的定向角度变化。推力组件的转动由安装在外挂梁端部的一个驱动组件实现，与上述第一实施例中用于转动推力组件的第一驱动系统类似。另外，应该注意，推力组件的推力轴可单独定位，实现多种组合，更有利于操纵飞行器，这一点很重要。
在机构和操作方法上被信为是本发明特征的创新之点以及其更深层的目的及优点，会通过下列说明及有关附图得到更好的理解，在附图中，通过举例的方法对本发明当前一些最佳实施例进行说明。但是，必须特别指出，这些附图仅用于图解及说明，并一是作为本发明范围的一种限定，附图中：
图1为装配了本发明推进系统的一个轻体飞行器的透视图；
图2为图1所示飞行器的局部前视图；
图3为一个推力组件的放大图，图解说明可在本主题推进系统中采用的几种形式；
图4A是图2的局部放大图，特别说明推力组件处于巡航姿态的推进系统；
图4B类似于图4A，图解说明推力组件处于进机库(操纵)姿态的推进系统；
图4C类似于图4A，图解说明推力组件处于进机库(操纵)姿态且推力组件向下转时的推进系统；
图4D类似于图4A，图解说明推力组件处于停机位置时的推进系统；
图5是图4所示推进系统沿5—5剖面的顶视图；
图6是图5所示推进系统的动力装置沿图5中6—6剖面的侧示图；
图7是沿图5的7—7剖面部分横截面图；
图8类似于图4A，图解说明其动力装置与推力产生组件构成一整体的推进系统的一种类型；
图9类似于图2，图解说明推进系统的一个替代实施例，其中外挂梁为静止件，而推力组件可在一个与飞行器垂直轴成一锐角的一个平面内转动；
图10是图7一部分的放大图，局部剖开图解说明推进系统的细节；
图11类似于图8，图解说明其动力装置与推力产生组件构成一整体的推进系统的一种类型。
示于图1和图2的是装配了本发明推进系统的一个轻体飞行器。标号为10的这种飞行器是一种软式设计，具有一个纵轴线12，垂直轴线14和水平轴线16，还包含带有载货结构20的氦气囊，取吊舱形式的载货结构安装在底部。应该注意，这种推进系统也可用在硬式飞行器设计上。此外，尽管软式飞行器必须有吊舱式货舱(悬吊的货舱)，而硬式设计却肯定是不需要的。因此，吊舱式货舱也仅用于说明的目的，在下文中通称为载货结构。飞行器10有6个带有推力产生组件的单独推进系统24，其形式为函道螺旋桨，沿货舱23安装，每边3个(图1仅示出左边的)。但是，如图3所示，可分别由函道风扇27，以及非函道螺旋桨和风扇组件28和29替代，因此，采用函道螺旋桨以及推力组件的数量仅用于说明。此外，螺旋桨或风扇可以是并最好是可逆式的。
仍参见图1和图2，同时参见图4A、B、C和D以及图5、6和7，可见每个推进系统24含有一对安装在货舱20的底板33上的狄塞尔发动机32A和32B。发动机32A和32B有驱动轴34A和34B，它们有共同中心线36，并与可转动地安装在底板33上的传动组件38连接在一起。一根外挂梁40通过其第一端42与传动组件38连接，通过其第二端44与函道螺旋桨26连接。外挂梁40是空心的，内装驱动轴46，该驱动轴连接传动组件38与函道螺旋桨26以使它们转动。一根斜支撑杆52以第一端54作为枢轴与货舱30连接，并安装于驱动轴34A和34B的中心线36上，通过第二端56与外挂梁40连接，把推力载荷反作用于该外挂梁上。一个形式为螺旋千斤顶60的驱动组件安装在货舱20上，螺杆的一端62紧固在外挂梁40上以便外挂梁绕中心线36转动。
函道螺旋桨26含有可转动地装于中心体66上的一些单个的螺旋桨叶片64。中心体借助支杆70也支撑函道68。通过止推轴承(图中未示出)，外挂梁40的第二端44穿过函道68(函道可绕此转动)，连接中心体66并支撑它。驱动轴46与驱动螺旋桨叶片64的齿轮箱(未示出)连接。函道螺旋桨的转动通过安装在外挂梁上的一个驱动组件74实现，外挂梁含有电动机76，电动机的主动小齿轮78与紧固于函道68上的环形齿轮80啮合。因此，不管外挂梁的位置如何，函道螺旋桨26绕外挂梁40的转动都能实现。如果函道螺旋桨是可逆的，只需要转动正负90°，如不是可逆是，它应能转动整个180°。
参见图4A、B、C和D，在操作上，通过致动起重螺杆60，外挂梁40能从巡航位置40(图4A)转到进机库或操纵位置40A(图4B)。在进机库时，函道螺旋桨26可转动90°，如图4C中标号26A标示，以根据需要提供向上和侧向推力或者向下和侧向推力。应注意，以标号28标示的的废气避开了气囊18。因此，在任何结构中，在产生向下的定向推力时，外挂梁的长度和转动角度都应足以使从推力组件中排出的废气避开气囊18。当停机线(未示出)固定时，外挂梁40可向上转动到停机位置40B(图4D)其中，函道螺旋桨26远离任何地面停机装置(未示出)。应注意，在图1所示的飞行器上装有6个函道螺旋桨26的部位，通过独立调整每一个的转动位置和外挂梁40的位置，在函道螺旋桨之间是可能有相当大的推力矢量裕度的。
参考图8可见，当动力装置，例如一台涡轮风扇发动机，与推力组件构成一个整体时，可以使用这种推进系统。如图8所示，具有纵轴线111的一个外挂梁110通过其第一端112作为枢轴地安装到货舱20上，通过其第二端114连接到涡轮风扇发动机118上。用驱动组件60转动外挂梁110，用驱动组件74(示于图7，但未示于图8)使涡轮风扇发动机绕外挂梁110的纵轴线111转动。
示于图9和图10的是这种推进系统的一个第二实施例，以标号90表示，其中，用一个固定的外挂梁92支撑一个函道风扇94。动力装置32A和32B与固定在货舱地板33上的一个传动组件(未示出)连接。外挂梁92的第一端96与这个传动组件连接(图9和图10中未示出)，而其第二端通过齿轮箱100与函道风扇94连接。齿轮箱提供转动面内的角度变化，角度选定成使得在推力组件转动产生向下的定向推力(由成45°角的齿轮箱100表示)时，从推力组件排出的废气能避开气囊。与驱动组件74类似，如果函道风扇装有可逆风扇叶片，驱动组件102用于转动函道风扇94正负90°或180°。在进机库时，这个推进系统可产生侧向推力。但当已处于停机状态时，函道风扇不能上移。它确实具备采用更简单一些的系统提供侧向推力的优点。
如图11所示，在动力装置与推力组件构成一整体时，同样，例如一台涡轮风扇发动机，也可采用第二实施例。由图10可见，外挂梁120以其第一端122与货舱20刚性连接，以其第二端124通过齿轮箱100与涡轮风扇发动机118连接。用驱动器组件102使涡轮风扇发动机118在与飞行器垂直轴线成锐角的平面(成45°角示出)内转动。最后，在图11中，示出推力产生组件118转动180°以提供反向推力。如前面讨论过，转动180°适用于上述所有的不能提供推力反向的实施例。
虽然已参照特殊实施例对本发明进行了叙述，但应明白这些实施例仅是说明性的，因为本专业技术人员可对此进行多种改型或修改。因此，本发明仅限制在下列权利要求书的精神及范围内。
本发明可应用于飞机工业。