專利名稱:飛行器的制作方法
本發(fā)明主要涉及將載荷吊起并在空中運輸?shù)墓ぞ?，下文中將此類吊運工具簡稱為“飛行器”。
用于運輸目的的所謂“比空氣還輕的”飛船及氣球是人所共知的。此種飛行工具利用氦氣或別的比重小于空氣的氣體獲得升力。熱氣球亦為人們所熟悉，它利用空氣受熱時密度降底空氣上升這一自然規(guī)律而取得浮力。然而總的來說，此類已知的運載工具由于很難做到精確操縱，所以迄今為止在商業(yè)性的起重和運輸方面尚未得到廣泛應(yīng)用。
在美國專利局的文獻中存有許多此類用于空運載荷的先有技術(shù)的專利。例如，下列各項專利公布了將飛船和氣球用于浮運木材作業(yè)的設(shè)想美國專利第3，221，897號(馬瑟生)美國專利第3，249，237號(斯圖爾特)美國專利第3，270，895號(斯圖爾特)美國專利第3，369，673號(莫希爾)下列各項美國專利亦公布了輕于空氣的氣球的先有技術(shù)，此種氣球一般呈圓形美國專利第3，941，384號(沃潑斯卡爾)美國專利第1，572，187號(庫柏)美國專利第213，603號(阿普拉克辛)美國專利第3，558，083號(康利，等)使用噴氣推進式的飛行器的設(shè)想見于美國專利第3，053，483號(斯塔默)和第3，152，777號(麥克里恩)。
埃許(美國專利第4，326，681號)公布過一種軟式飛船，它既利用熱空氣的升力，又利用比重小于空氣的氣體產(chǎn)生的升力。
貝切勒(美國專利第3，658，278號)公布過一種貨物運輸系統(tǒng)，該系統(tǒng)用一個氣球把一根可撓曲的電線從電源處一直拉接到一個運輸裝置;這個運輸裝置包括一個充有氦氣的轉(zhuǎn)子以及排放氣體以產(chǎn)生運載能力的裝置。
本發(fā)明的一個目的乃是推出一種適用于商業(yè)性載荷運輸?shù)娘w行器。
本發(fā)明的飛行器具有一個大致呈圓環(huán)形的充氣囊;中部是通道，位于氣囊的頂面和底面之間;氣囊中的氣體以比重小于空氣者為宜;螺旋槳裝置由氣囊支承，其安裝的方式使其能將空氣通過通道而往下排放，從而產(chǎn)生一個向下的矢量推力，將飛行器往上升舉;螺旋槳裝置能夠調(diào)節(jié)，以改變向下的推力的大小，因此就能調(diào)節(jié)飛行器的飛行高度。
在一個較好的實施例中，本發(fā)明的飛行器的升力既來自氣囊中比重小于空氣的氣體，也來自螺旋槳裝置產(chǎn)生的推力。一般認為，這種雙重升力源不但能使這種飛行器承載較重的負荷，而且在使用中還能很簡便地精確控制飛行高度。據(jù)信，這種飛行器的制造和使用將是廉價的。
譬如說，可將飛行器設(shè)計成氣囊中的氣體提供足以支承飛行器自重的升力，而螺旋槳裝置產(chǎn)生的推力只須能將載荷升舉到所需的高度即可。在另一種情況下，亦可讓氣囊中的氣體直接使飛行器在空載時具有上浮力，當然這樣就會須要繩索或錨定裝置以固定空載時的飛行器。
氣囊中的氣體宜選用比空氣輕的空氣，如氦氣，但這一點不是絕對的，例如，使用空氣亦未嘗不可。如果使用空氣，亦可配備加熱裝置以取得升力。
在較好的本發(fā)明實施例中，飛行器中配備有控制螺旋槳裝置產(chǎn)生的矢量推力的方向的裝置，以控制飛行器的姿態(tài)。
另一種實施例還配備有能利用空氣流過氣囊頂面進入氣囊的通道所產(chǎn)生的所謂“機翼效應(yīng)”而獲得額外升力的裝置。
為使本發(fā)明更易于理解，現(xiàn)提供若干附圖。圖例中說明的是若干較佳的實施例，以舉例說明本發(fā)明。其中圖1是根據(jù)本發(fā)明第一實施例的一個飛行器的上視透視圖;
圖2是跟圖1相應(yīng)的下視透視圖;
圖3為圖1和2所示之飛行器的垂直截面圖;
圖4是根據(jù)本發(fā)明第二實施例而設(shè)計的一架飛行器的下視透視圖;
圖5是與圖4相應(yīng)的平面圖，部份為截面圖;
圖6為圖4和圖5中所示之飛行器的垂直截面圖;
圖7為沿圖6之7-7截取的垂直截面圖;
圖8是根據(jù)本發(fā)明另一實施例設(shè)計的一架飛行器的視圖，與圖4大致圖似;
圖9是沿喙圖8的9-9線截取的垂直截面圖;
圖10是圖9中的一部份的放大詳圖;
圖11是沿圖9中箭頭11所示之方向而繪制的仰視圖;以及圖12是單獨繪出的飛行器的平衡控制系統(tǒng)的平面圖。
首先請參閱圖1到圖3，其中描述的一架飛行器以編號20總括，氣囊22大致呈圓環(huán)形。通道以24為總編號，位于氣囊的頂面26和底面28之間。氣囊中充有一種比重小于空氣的氣體(實際上用氦氣)。
圖1和圖3中所示的螺旋槳部件均以30標示，由氣囊承載，其安裝位置使其能將空氣向下壓過通道24，產(chǎn)生一向下的矢量推力，從而升舉起氣囊。在本實例中，配備有兩架螺旋槳32和34，各以一臺噴氣式發(fā)動機36和38推動。發(fā)動機以常規(guī)方式控制以改變推力之大小，從而改變飛行器的飛行高度。
該飛行器還配備有一對推進器，即噴氣發(fā)動機42和44，由氣囊承載，發(fā)動機42和44的安裝方式使其能沿著大致水平方向推進該飛行器。
現(xiàn)在請單獨參看圖3。氣囊部份22主要包括一個非剛性的不透氣袋46，大致呈環(huán)形。氣袋一般保持充氣狀態(tài)，用壓力充入氦氣。氣袋46用聚合物制成，在本實施例中使用的是商標為MYLAR的材料。鞍座部份(其形狀在圖1中最為清楚)橫跨氣袋的頂部，支承著螺旋槳32和34以及驅(qū)動螺旋槳的發(fā)動機。鞍座部份的總編號為48，包括一個細長的中間部份48a，其大致沿直徑方向跨過圓環(huán)形氣袋，并支承著螺旋槳32、34以及發(fā)動機36和38。48a的延長部份48b一直延伸到氣袋側(cè)面的一部份，并攜帶著發(fā)動機42和44。發(fā)動機的位置大約在圓環(huán)形氣袋的中間平面上。鞍座部份還包括圓環(huán)形部件48c，48c復(fù)蓋著氣袋的頂面，事實上圓環(huán)形氣袋的頂面的形狀也取決于48c。這一圓環(huán)形部份48c也向下延伸到圓環(huán)形氣袋的內(nèi)側(cè)面的一部份，這在圖3中標示得最清楚，48c也限定了圖3中邊緣48d的開口部份24的形狀。
與通道24鄰接的第二環(huán)狀體50的截面亦呈拱形，和氣袋46的彎度大致相吻合。氣袋跟底部件(第二環(huán)狀體)50和鞍座48之間用粘合劑固定，這樣，當氣袋處于已充氣狀態(tài)時，底部件和鞍座能部份地支承氣袋。
鞍座48和底部件50采用膠合結(jié)構(gòu)，典型的此類結(jié)構(gòu)采用環(huán)氧樹脂粘結(jié)劑加上阿拉麥德(aramid)纖維(例如商標為KEVLAR者)。亦可考慮加入玻璃和/或碳纖維。其它可選擇材料為鋁和鈦。
圓環(huán)形氣囊22內(nèi)部還包含另一充氣袋52，52包括一閉式管道結(jié)構(gòu)，，大致位于圓環(huán)形的中心線上，由支承纜索54固定其位置。氣袋52內(nèi)含空氣，可充氣亦可排氣，以調(diào)節(jié)氣囊的浮力，與常規(guī)飛艇原理相同。當氣袋52充氣時，氣袋46內(nèi)的氦氣密度增大，浮力減低。反之，將氣袋52排氣，則氦氣密度隨之降低，升力增大。當然，飛行器中應(yīng)配備對氣袋52進行充氣和放氣用的合適的氣泵、動力源和控制設(shè)備。這些設(shè)備由鞍座攜帶，但由于它們不屬于本發(fā)明之一部份，且與常規(guī)飛艇中使用者相似，因此為簡結(jié)緣故，在圖中不再單獨標出。
繼續(xù)參看圖3。由圖中可見，由鞍座支撐的每一架升力螺旋槳32和34都位于一個相關(guān)的風(fēng)道56，58的上部，風(fēng)道56和58由鞍座向下伸展，匯聚于一個圓形氣室60，后者大致位于圓環(huán)形氣囊的中心部位。氣室60具有兩臺層迭狀的、旋轉(zhuǎn)方向相反的、可沿著氣室60的中心線自由旋轉(zhuǎn)的螺旋槳62和64。這兩臺螺旋槳能在上述螺旋槳32和34的空氣壓力下作互為相反方向的旋轉(zhuǎn)，從而使空氣匯合成一股統(tǒng)一的向下定向氣流;該氣流進入排氣管，排氣管位于另一略呈圓錐形的管道66之內(nèi)，其中央懸吊著一鐘形管道部件68。這兩個部件決定了它們之間的一圈狹窄的管道70的形狀。管道70的形狀大致為中空圓錐形，從而也就決定了圓環(huán)形氣袋底部的排氣噴嘴72的形狀為一圓環(huán)形。因此，空氣亦呈一圓環(huán)狀氣流或沿著鐘形部件68的四周呈圓幕形氣流從噴嘴72排放出。
部件68的頂端懸吊在在萬向節(jié)74上。萬向節(jié)74安裝在螺旋槳62和64的旋轉(zhuǎn)軸的下端。萬向節(jié)74使鐘形部件68能相對其外部錐形管道66作水平偏移，從而改變噴嘴72的形狀，最終改變從噴嘴中噴出的圓幕狀氣流的形狀。通過對氣流形狀的這種改變，就能控制飛行器的飛行姿態(tài)。這一控制過程由三臺位丁噴嘴的周邊位置、相互間隔120度的致動器來執(zhí)行。圖3中可見到其中的兩臺，標號均為76。請參看圖3中右側(cè)的致動器;每臺致動器均安裝在外部錐形管道66上，并配備有一個操縱部件78，78向內(nèi)伸展與鐘形件的外端相接合。每一致動器均配備一臺快速起動步進電機，由鞍座48上的有關(guān)控制裝置(未畫出)操縱。在其它實施例中亦可能采用其它形式的致動器，例如采用液壓缸。
風(fēng)道總成包括風(fēng)道56和58、氣室60、管道66和70，均可采用粘合結(jié)構(gòu)，使用與鞍座48和底部件50相同的材料。牽引纜索79使風(fēng)道總成保持其相對鞍座48和底部件50的穩(wěn)定狀態(tài)。
兩臺噴氣發(fā)動機36和38位于各自的機箱80和82之內(nèi)，機箱則位于鞍座48的中央部份48a的下部，并配備有合適的通風(fēng)口84和86。這些發(fā)動機就其本身而言本質(zhì)上仍是常規(guī)飛機中使用的噴氣發(fā)動機，通過適當?shù)凝X輪箱連接傳動軸88和90，傳動軸88和90分別與協(xié)同的螺旋槳32和34連接。傳動軸與螺旋槳軸之間由適當?shù)男苯莻鲃友b置92，94相聯(lián)結(jié)。
位于鐘形部件68之頂端的萬向節(jié)74也可作飛行器懸吊重物用的一個連接點。如圖3所示，減震器96懸掛在萬向節(jié)74上，并如直線98所示由飛行器向下伸展，以連接吊在飛行器下方的重物。減震器96采用液壓缸形式，吸收懸吊索上的震動。典型的減震器很短，而由一根從減震器往下引出的纜繩或其它懸吊器件進行實際吊運重物的工作。
在水平方向推進飛行器的兩臺發(fā)動機42和44在本質(zhì)上也是常規(guī)噴氣發(fā)動機，沿直徑方向位于圓環(huán)形氣袋的兩端，用于操作飛行器。發(fā)動機為可逆式。
現(xiàn)在請參閱描寫本發(fā)明第二實施例的圖4、圖5和圖6。在這些視圖中，圖1至3中的編號加上撇(，)號后再沿用，以標示相應(yīng)部件。
圖4-6所示之飛行器與上述視圖中所示的飛行器的主要部件相同。即包括決定中心通道24的一圓環(huán)形氣囊22′;螺旋槳裝置30′;以及在這兒以編號100代表的推進器。在本實施例中，推進器是四臺基本處于水平方向的噴氣發(fā)動機。
請主要參看圖6。由圖中可見，圓環(huán)形氣囊22′跟上面幾張視圖中的氣囊22相似，但截面有所區(qū)別，且省略了上一實施例中鞍座48。圓環(huán)形本身的結(jié)構(gòu)可與前一實施例相同，如有必要，亦可配備如氣袋52那樣的內(nèi)部氣袋。如圖6所示，本實施例中的螺旋槳30′的位置不在圓環(huán)形氣囊中間的通道的頂部，而在其底部，將空氣從通道中往下抽吸。
通道24′的頂部為部件102，基本呈倒圓錐形，側(cè)面呈凹鏡形，底為平面。該部件的安裝方法使其底部與圓環(huán)形氣袋的頂面大致共面，這樣就使得飛行器在飛行時受到的阻力降到最低限度。此部件由纜索104固定，纜索位于該部件與氣囊22′之間，使部件的兩個凹鏡狀側(cè)面與氣囊的兩個相應(yīng)側(cè)面相隔開，從而使通道24′的形狀實際上由氣囊和部件102所限定。在水平截面上可見，通道呈環(huán)形，其直徑逐漸向圓環(huán)形氣囊的頂部增大，到達頂部時，通道擴展成外向喇叭狀，逐漸與氣囊的頂面融為一體。而部件102布置得使此環(huán)形的寬度在接近圓環(huán)形氣囊的頂部時(大致在圖6中箭頭106所示的部位)有所減小，從而達到一種文杜里管效應(yīng)，使進入通道24′的空氣得到加速。這樣，被螺旋槳抽入通道的空氣在被吸過凸形面時(在氣囊頂部以108大致標示)，其速度增加，在頂面108的上面即形成一個低壓區(qū)，可以增加氣囊的升力。換句話說，形成了某種“機翼效應(yīng)”，增加了作用于飛行器的升力。
亦可配備使部件102產(chǎn)生傾斜的裝置，以改變通道24′的形狀，從而控制飛行器的平穩(wěn)和/或俯仰角度。這些裝置基本上可以同上一實施例中管道部份68的致動器相類似。
在可供選擇的其它實施例中，部件102亦可省略。
飛行器的螺旋槳裝置30′由一“吊籃”結(jié)構(gòu)110支承，后者固定在部件112的下端;部件112為一倒圓錐體，位于氣囊22′的通道24′之內(nèi)，圓錐形的上端的直徑大于通道的最小直徑(當氣囊充分充氣時)，從而使該部件被保持在氣囊的通道里，另外氣囊與該部件之間還采用粘合固定。氣囊伸向部件112之下端，因而在本實施例中，其形狀大致象一只倒置的梨?，F(xiàn)已發(fā)現(xiàn)，這樣的布局結(jié)構(gòu)能均勻而且直接地將應(yīng)力分配在氣囊表面，而不再須要象常規(guī)技術(shù)中那樣在氣囊的承力塊面上固定鋼纜。在另一可選擇實施例中，氣囊本身可以制成一個不完全環(huán)形，固定在部件112的上端和吊籃的最外端，如圖6中的A和B兩點。在這種情況下，部件112和吊籃則必須設(shè)計成能填補氣囊，構(gòu)成一個完整的環(huán)形。據(jù)信，這種結(jié)構(gòu)具有能降低氣囊表面受到的最大壓力的優(yōu)點，因為應(yīng)力所作用的直徑表面比原來擴大了。
吊籃110的中央開口處114的直徑與部件112的下端基本一致。螺旋槳裝置30′則為螺旋槳116的形式，其安裝方式使得它的旋轉(zhuǎn)軸心與部件112和通道114的軸線一致。
螺旋槳116由一個“輻式結(jié)構(gòu)”120支承，輻式結(jié)構(gòu)形成吊籃的內(nèi)空間構(gòu)架的一部份。這一構(gòu)架采用常規(guī)飛機機體設(shè)計原理，因此在圖中不作詳細標示。構(gòu)架的功能只是為吊籃各部份以及駕駛員提供支承手段而已。輻式結(jié)構(gòu)120有4根臂122，相互成直角，由開口部份114的中心向外伸展，穿過吊籃110。該結(jié)構(gòu)之定位由壁穿過吊籃壁而完成，見圖6中吊籃的左側(cè)?？梢岳斫?，在視圖中的分割線124之左側(cè)的吊籃部份是截面圖;右側(cè)部份則是外形圖，包括一臺推進器100的一部份;而中心線左側(cè)則標示出吊籃結(jié)構(gòu)的截面。視圖中的該后一部份明確顯示出，吊籃的內(nèi)壁110a限定了開口部份114的形狀，而外壁110b則由內(nèi)壁110a的下端向外上方伸展而形成。輻式結(jié)構(gòu)120的臂122穿過開口部份和吊籃的內(nèi)外壁。如有必要，亦可配備固定該壁的固定設(shè)備(未標出)。
吊籃內(nèi)外壁110a和110b之間的空間可用來安放控制裝置、燃料箱、電源等，在較大的飛行器中甚至可以用來攜帶乘客。作為圖例，窗戶125也在圖中標出，當然這并非是必定要有的。
吊籃和部件112為粘結(jié)劑/纖維結(jié)構(gòu)，這在上文中涉及上一實施例時已提到過。
每一推進器組100均安裝在輻式結(jié)構(gòu)的一根臂122的外端。圖7是一個典型推進器組的垂直截面圖。推進器組包括機箱126，里面是一臺可逆馬達128，由機箱126的支桿130支承。馬達的傳動軸凸出于機箱的兩端，傳動軸兩端各安上一臺推進器132和134(圖7)，相互間成90度角。推進器的槳葉之設(shè)計使馬達無論轉(zhuǎn)向什么方向均能產(chǎn)生相同的推力。
可逆式馬達可能不適用于大型飛行器，那就可用配備有可逆?zhèn)鲃酉到y(tǒng)的燃氣發(fā)動機或噴氣發(fā)動機或使用雙發(fā)動機的裝置代替。另一可能選擇是使用函道空氣系統(tǒng)(矢量推力)。再一可能選擇是使用不可逆馬達或發(fā)動機，配備一個可變俯仰角推進器，可以加以控制，任意產(chǎn)生向前或向后的推力。
圖4標出了四個推進器組100的相互方位。圖中可見，圍繞著飛行器的垂直中心線布置的各個推進器組相互隔開90度角，其方位使每一推進器組的推力矢量基本上跟一個以該中心線為圓心經(jīng)過所有四個推進器組的假想圓圈相切。目前已知道，推進器組的這推進方向加上上述可逆性特征已經(jīng)足以使飛行器在飛行中獲得相當大的可操縱性。在另一可選擇實施例中，也可采用圍繞吊籃的三個間距相等的推進器組。
同樣，對推進器組也須配備適當?shù)目刂圃O(shè)備，但基本上也是一些常規(guī)手段，因此不再詳細贅述。
總之，上面描述之飛行器的升力既來自圓環(huán)形氣囊中的氣體，也來自螺旋槳的升力，后者且提供了改變飛行器的飛行高度所需要的容易控制的矢量推力。飛行器也配備了單獨控制水平運動所有方向(左右和俯仰)的設(shè)備。此外，圖5和圖7所示之實施例也從流過圓環(huán)形氣囊頂面的空氣的“機翼效應(yīng)”獲得額外的升力。
經(jīng)過實驗已發(fā)現(xiàn)這種飛行器是平穩(wěn)而且可控制的，足以起吊和運輸具有實用價值的大量有效載荷。
譬如說，已設(shè)想將本發(fā)明的飛行器制造成氣囊直徑140英尺，氣囊高55英尺，飛行高度為4000英尺，最大前行空中速度為40英里/時。當然，這樣的數(shù)字只是用作舉例，實際應(yīng)用時可以改變。這種飛行器甚至可以小型化而作玩具。
現(xiàn)在請參看圖8至12。這些圖中所示的是本發(fā)明又一實施例。這種飛行器基本上類似圖4-7中所示者，但已作了若干改進。圖8至圖12中用加雙撇號(″)的數(shù)字以標示以前的視圖中的相應(yīng)部件。
先參看圖8和9，飛行器的氣囊22″連在剛性圓錐形部件112″上，從部件112″又懸吊一個吊籃110″。吊籃上的輻式結(jié)構(gòu)120″有四條徑向臂122″，從吊籃向外伸出，并在其外端攜帶推進器組100″。垂直升降螺旋槳116″安裝在輻式結(jié)構(gòu)120″上，可將空氣往下抽過圓環(huán)形氣囊中間的通道24″。與以上實施例(參看圖6)不同之處是，本實例中省略了圖6中通道24′中的倒圓錐形部件102。除此之外，本飛行器中現(xiàn)已述及的主要部件與前一實例中基本一致，制造材料亦相似。
本實施例與前一實施例不同氣囊22″內(nèi)部有一個箍140，位于圓環(huán)形的最大直徑處。氣囊與箍140周圍的若干有間距的連接處使用常規(guī)的連接手段(未畫出)。箍140的長度使其在圓環(huán)形的橫截面上形成一個突緣或“突頭”，即圖9中的142。如圖8所示，這個突緣圍繞氣囊整個周邊。氣囊的橫截面象一個壓扁的橢圓形，在突緣部位稍稍突出。這一形狀使飛行器作水平飛行時，氣囊呈流線型，從而減小阻力。空氣流過突緣142上面的凸面時也會產(chǎn)生一些升力。在本實施例中，氣囊的整個形狀可看作“圓環(huán)形橢圓體”。
箍140還能起到把其它部件固定在氣囊上的作用，其中包括四臺垂直助推器，在圖9中可看到其中兩臺，編號為144。在圖8中最明顯可看到實際上有四臺這樣的助推器，位于飛行器的周邊，間距相同。圖8中箭頭F標示飛行器的前行方向。助推器144中的其中一臺位于前行方向時飛行器的前端，其余三臺分別位于后端與兩側(cè)，間距相等。水平推進器組100″亦處在其相應(yīng)的位置上，因此，攜帶這些推進器組的輻式結(jié)構(gòu)120″的四根臂122″之間彼此成直角，位于可稱為飛行器的“前-后”軸線和“水平”軸線上，在圖11中最明顯。這條軸線分別以X和Y標示。根據(jù)常規(guī)空氣動力學(xué)術(shù)語，飛行器的中心線上與軸線X和Y成直角的一條垂直軸線用Z標示(見圖9)。
兩條互成直角的臂上安裝著被稱之為“測斜器”的裝置，這些常規(guī)水平測試裝置可從斯皮利公司(Sperry Corporation)購買;亦可使用其它常規(guī)的傾角探測儀(如陀螺儀)。不論使用何種儀器，在圖11中，兩臺測斜儀的標號為146，在圖9中亦可見到其中之一臺。每臺測斜儀對攜帶它的臂122″的傾斜度起反應(yīng)。本實施例中具體使用的測斜儀能提供以“毫伏/度”表示的傾斜度讀數(shù)。這些讀數(shù)經(jīng)過常規(guī)手段電子處理后用于控制氣囊外部的助推器144。本實施例使用的測斜儀具有高速反應(yīng)特性(極敏感)，因此助推器幾乎能夠?qū)y斜儀的信號作出瞬時反應(yīng)。
實際上，每一臺測斜儀146所測得的只是其所在的軸線X或Y的斜度。原則上，X軸線上的測斜儀控制飛行器前后兩臺助推器;而另一臺測斜儀則控制兩側(cè)的助推器。測斜儀發(fā)出的信號被處理后，使得兩條軸線上的助推器均能使飛行器保持平衡姿態(tài)。
助推器144和測斜儀146以及其附屬的信號處理設(shè)備被總稱為飛行器的“阻尼系統(tǒng)”，因為助推器144能抗御使飛行器在軸線X和Y上搖晃的力量。實際運作中，當飛行器作水平飛行時，推進器100產(chǎn)生的推力低于飛行器的阻力中心，使飛行器的前端產(chǎn)生某種程度的上傾;此時，阻尼系統(tǒng)只是使飛行器保持穩(wěn)定的飛行姿態(tài)，并不企圖強使飛行器回復(fù)到原來的水平姿態(tài)。這是因為，該阻尼系統(tǒng)設(shè)計得可按照飛行器的傾斜變化來反應(yīng)，而不是按照相對該水平姿態(tài)的絕對偏移量來反應(yīng)的。在飛行中，阻尼系統(tǒng)可用來控制飛行器的傾斜角(繞軸線Y)。
在本實施例中，每一臺助推器144均配備有一臺螺旋槳143，可繞垂直軸線旋轉(zhuǎn)，由馬達150驅(qū)動。馬達由支桿152支承;支桿152從氣囊向外伸展，并通過氣囊與箍140相連接。機箱154亦從箍向外部延伸而圍繞螺旋槳。
有必要提請注意，阻尼助推器并不一定要位于飛行器的前后或左右的軸線上。例如，在一可供選擇的實施例中，助推器可偏離這些軸線45度。亦可采用超過四個或少至三個阻尼助推器。
跟上一個實施例相比較，圖8-12所示之飛行器的另一改進是用一臺驅(qū)動馬達來驅(qū)動垂直起降螺旋槳116″和水平推進助推器組100″。圖10為飛行器的吊籃110″的放大視圖，其中156即為這臺單一驅(qū)動馬達。實際使用時，驅(qū)動馬達156可采用以恒速運轉(zhuǎn)的汽油發(fā)動機。馬達156安裝在吊籃110內(nèi)部。以圖10中F所示之前行方向為標準，則馬達位于吊籃的后部。在載人飛行器中，飛行器的前部將設(shè)一個能乘坐一名或多名飛行員的機艙，大致位于158標示的位置，以平衡馬達156的重量。在無人飛行器里，可用適當?shù)目刂圃O(shè)備提供這一平衡功能。馬達156的輸出軸160沿直徑方向向內(nèi)伸展，伸過吊籃的內(nèi)壁到達齒輪箱162。齒輪箱162位于螺旋槳116″下面飛行器的垂直中心線C上。齒輪箱162有五根輸出軸四根水平伸展，經(jīng)過輻式結(jié)構(gòu)的相應(yīng)的臂122″到達水平推進器組100″，圖10可見其中的三根，各以164標示;輸出軸通過適當?shù)某Ｒ?guī)直角傳動聯(lián)軸器在其外端驅(qū)動推進器組100″。齒輪箱162的第五根輸出軸沒有具體標出，但它是從齒輪箱162垂直向上伸展的，上面配備螺旋槳116″。
對于螺旋槳116′以及每一推進器組的推進器，將配備適當?shù)某Ｒ?guī)伺服馬達控制裝置，以便根據(jù)由具體的螺旋槳或推進器產(chǎn)生的所要求的推力來改變俯仰角。這些控制裝置均屬常規(guī)設(shè)備，因此未予標出。此外，當然還會配備必要的裝備以改變驅(qū)動馬達156的額定恒速，以適應(yīng)額外的推力要求。
與上一個實施例比較，圖9-12所示之飛行器的另一改進之處在于配備了一個平衡控制系統(tǒng)。這在圖12中最清楚，這一系統(tǒng)主要包括兩個壓艙箱166和168，分別位于飛行器的前部和后部，由管道170連結(jié);管道上有一臺泵172。泵172運轉(zhuǎn)，即可將液體在兩個壓艙箱之間根據(jù)平衡要求而來回抽灌。該平衡系統(tǒng)可使用任何適當?shù)囊后w，最好用水，有必要降低冰點時可加一些添加劑。
圖9和圖11標示出安裝在飛行器上的平衡控制系統(tǒng)。兩個壓艙液箱166和168位于氣囊22″之內(nèi)，與箍140連接。管道170通過氣囊、繞過垂直通道24″;泵172即位于通道中。當然，泵172要和飛行器的整個控制系統(tǒng)結(jié)合起來，才能由飛行員(假設(shè)是載人飛行器)或地面人員加以遙控。
總之，圖8-12所示之飛行器較上一實施例有了若干改進，即改進了的圓環(huán)形氣囊;保持穩(wěn)定飛行姿態(tài)的阻尼系統(tǒng);由單一發(fā)動機驅(qū)動飛行器的助推器和水平推進器;以及一個平衡控制系統(tǒng)。而所有實施例都具有一個重要的共同實用特征飛行器不依賴空氣力學(xué)的控制表面來保持飛行姿態(tài)的平穩(wěn);也就是說，即使沒有向前的速度，飛行器也能得到控制。
在圖4-12所描寫的兩個實施例中，飛行器在本質(zhì)上是穩(wěn)定的，因為它的質(zhì)量中心低于升力中心;并且還分別對在X、Y和Z軸線上的飛行方向以及繞著Z軸線(偏航)的轉(zhuǎn)彎飛行均有獨立的控制。在圖8-12的實施例中，阻尼助推器阻止了繞X和Y軸線的轉(zhuǎn)動。
當然應(yīng)該明白上述描寫中述及的僅是本發(fā)明最佳實施例，在本發(fā)明的廣闊的領(lǐng)域內(nèi)可以作多種多樣的改裝。例如所述及的具體材料只是作為例舉而已，不應(yīng)視作有限制性。在圖示的實施例中，飛行器的氣囊是由常規(guī)飛船使用的浸漬過氨基甲酸乙脂的滌綸(商標DACRON)材料制成的，但當然不限于該具體材料。在本發(fā)明的廣闊領(lǐng)域中，氣囊甚至可以是剛性的。
很明顯可見，飛行器懸吊重物的方法亦可作一些改變。雖然最好是從飛行器的中心線懸吊，但也不排斥用其它方式。例如，在第一實施例中可從鞍座懸吊;在第二實施例中可從吊籃的圓周點上懸吊。
在圖1、2和3的實施例中，飛行姿態(tài)的控制裝置亦可改變，使外管道66相對內(nèi)管道68移動，而不是象圖中所示的相反布置方式。
飛行器中的發(fā)動機和馬達亦并非必須使用上文中明確規(guī)定的型號式樣。例如第一實施例中的發(fā)動機36和38不一定非用噴氣發(fā)動機。
(圖4-12所示實施例中的)吊籃亦不必一定呈圓環(huán)形。長條形的吊籃(如“雪茄”型)可能更適用于小型飛行器，因為對小型飛行器來說，將阻力降到最低限度是一個重要因素。在這種形狀的吊籃中也可配備垂直通道，以容納一臺垂直升降助推器。
本文中用的術(shù)語“圓環(huán)形”可作廣義解釋。例如它包括圖6所示之形狀，亦可表示截面呈橢圓形或壓扁的橢圓形的圓環(huán)形。在后一種情況下，這個圓環(huán)形將會類似一只“飛碟”。而在圖8和9(“突緣”形)中的圓環(huán)狀亦可不用氣囊22″中的箍這一方式;例如，可用纜索或腹板將氣囊保持所要求的形狀。這一形狀亦不一定在平面圖上呈圓形，可以在整體上與一架常規(guī)飛艇相似，但是具有一條垂直通道以獲得上升推力。從廣義上說，氣囊事實上可采取任何形狀(不必圓環(huán)形);例如，可以使用三角翼的氣囊。
權(quán)利要求
1.一種飛行器，其特征是它包括大致呈圓環(huán)形的一個氣囊，位于通道的周圍，該通道則位于氣囊的頂面和底面之間，氣囊中盛有比空氣輕的氣體；安裝在氣囊上的螺旋槳裝置，其安裝方式使其能把空氣向下引導(dǎo)穿過通道，從而產(chǎn)生升舉該飛行器的向下矢量推力；該螺旋槳裝置為可調(diào)節(jié)型，能改變推力的大小，從而改變飛行器的飛行高度；安裝在氣囊上主要適用于將飛行器作水平推進的推進裝置。
2.根據(jù)權(quán)利要求
1所提出的飛行器，其特征在于還配備一個由上述氣囊之頂面支承的鞍座;鞍座至少有一部份大致沿徑向跨過氣囊的該頂面，上述螺旋槳裝置即安裝在其上;而位于該氣囊直徑部位兩端的鞍座部份至少向下伸展到氣囊兩側(cè)面的一部份，兩端各安裝一臺推進器組，大致位于氣囊的中間水平面上;該推進器組即為該飛行器的推進裝置。
3.根據(jù)權(quán)利要求
2所提出的飛行器，其特征在于該鞍座還配備一圓環(huán)形部件，其伸展并復(fù)蓋氣囊的圓環(huán)形頂面;其截面彎曲，以吻合氣囊的彎度;該鞍座的各部份聯(lián)成一體，形成一個整體鞍座。
4.根據(jù)權(quán)利要求
2所提出的飛行器，其特征在于，上述螺旋槳裝置由并列的第一和第二螺旋槳組成，其安裝方式使其能將空氣向下排入風(fēng)道系統(tǒng);該風(fēng)道系統(tǒng)即形成穿過氣囊的通道部份。
5.根據(jù)權(quán)利要求
4所提出的飛行器，其特征在于，上述風(fēng)道系統(tǒng)包括第一和第二風(fēng)道，每一風(fēng)道接納來自該螺旋槳裝置之一的空氣;上述風(fēng)道匯聚到一共同氣室;該氣室中配備一對層迭安裝的、沿相反方向自由轉(zhuǎn)動的螺旋槳，將第一和第二風(fēng)道中接受的空氣混合;該風(fēng)道裝置且限定了排氣管道的形狀;該排氣管道接受氣室的空氣，然后空氣經(jīng)其向下排出，以產(chǎn)生升舉本飛行器的上述推力。
6.根據(jù)權(quán)利要求
5所提出的飛行器，其特征在于上述排氣管道的截面呈圓環(huán)形，并限定在內(nèi)外管道之間，在該排氣管道的外端形成一個圓環(huán)狀噴嘴;該內(nèi)外管道之一可相對另一管道作水平移動，從而改變該噴嘴的形狀，以控制飛行器的飛行姿態(tài);飛行器還配備有致動器裝置，連到上述可移動的風(fēng)道管上，以便在飛行過程中根據(jù)所需要的飛行姿態(tài)來控制其位置。
7.根據(jù)權(quán)利要求
6提出的飛行器，其特征在于，該內(nèi)風(fēng)道部件大致呈鐘罩形，其頂端懸掛在該風(fēng)道之內(nèi)，因此內(nèi)風(fēng)道可側(cè)向位移，以改變該噴嘴形狀;該致動器裝置包括若干單獨的致動器，分布于該內(nèi)外風(fēng)道之間，互相間隔地圍繞著噴嘴，以控制該鐘罩形內(nèi)風(fēng)道相對外風(fēng)道的位置，外風(fēng)道為固定部件。
8.根據(jù)權(quán)利要求
7提出的飛行器，其特征是它還配備有從該內(nèi)風(fēng)道向下伸展的、懸掛在內(nèi)風(fēng)道頂點的負荷懸吊裝置。
9.根據(jù)權(quán)利要求
1提出的飛行器，其特征在于，該通道在鄰近上端時向外擴展成喇叭狀，逐漸跟圓環(huán)形(氣囊)的頂面匯成一體，這樣就使進入該通道的空氣向內(nèi)流過該頂面;其進一步特征還在于，該飛行器還包括一個位于通道之頂端中央的部件，其形狀使該通道的上部之截面呈圓環(huán)形，并且通道的上部包括一狹窄的圓環(huán)形截面，從而產(chǎn)生某種文杜里效應(yīng)，使進入的空氣在圓環(huán)形(氣囊)的頂面的流速增大，從而產(chǎn)生升力。
10.根據(jù)權(quán)利要求
9提出的飛行器，其特征在于，該中央部件為一軟性可充氣部件，內(nèi)部的氣體比重小于空氣，以產(chǎn)生飛行器的浮升力。
11.根據(jù)權(quán)利要求
10提出的飛行器，其特征在于，該中央部件大致呈倒圓錐形，側(cè)面凹進，底面平;該底面大致跟氣囊的頂面共面，以盡量減少該部件使用時的阻力。
12.根據(jù)權(quán)利要求
1提出的飛行器，其特征是它還配備一個吊籃，懸掛在上述氣囊上，位于通道的下端，以支承上述將空氣往下吸過通道產(chǎn)生推力的螺旋槳裝置;該吊籃限定了中央開口部份的形狀;來自通道的空氣即通過該中央開口部份向下排放。
13.根據(jù)權(quán)利要求
12提出的飛行器，其特征在于，上述推進裝置至少包括三臺水平推進器，安裝在吊籃的外部。
14.根據(jù)權(quán)利要求
13提出的飛行器，其特征在于，配備有四臺上述推進器，大致安裝在以氣囊的垂直中心線為圓心的一個假想圓上;其安裝位置使各臺推進器產(chǎn)生的推力矢量延伸時基本與上述圓周相切;推進器分為兩對，每一對位于該圓周的一根直徑的兩端，該兩條直徑互相垂直;每對推進器的推力矢量基本平行。
15.根據(jù)權(quán)利要求
14提出的飛行器，其特征是它還包括由吊籃支承的一個結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)有四條臂，互相成直角，從上述中心線向外伸展;每條臂的外端各攜帶上述推進器中之一臺;該結(jié)構(gòu)還配備有上述螺旋槳裝置，位于該中心線位置。
16.根據(jù)權(quán)利要求
1提出的飛行器，其特征在于，上述氣囊的形狀使其截面具有一個被限定的突緣，突緣延伸圍繞氣囊的周邊，以使氣囊呈流線型，便于在空中飛行。
17.根據(jù)權(quán)利要求
1提出的飛行器，其特征是它還配備有一個阻尼系統(tǒng)，該阻尼系統(tǒng)包括若干載于氣囊外部的垂直方向助推器，以及控制助推器以防飛行器搖晃和保持平穩(wěn)的裝置。
18.根據(jù)權(quán)利要求
17提出的飛行器，其特征在于，配備有四臺間距相同的助推器，位于氣囊的周邊;其特征還在于，該控制裝置包括二臺測斜儀，測斜儀位于互相垂直并經(jīng)過上述助推器的軸線上;該控制裝置適用于根據(jù)上述測斜儀測出的傾斜度變化而控制助推器。
19.根據(jù)權(quán)利要求
1提出的飛行器，其特征是它還配備有平衡控制裝置;該裝置包括位于氣囊內(nèi)部的壓艙液箱，前后布置，以及根據(jù)飛行器所要求的飛行姿態(tài)，在壓艙液箱之間將液體來回抽灌的泵送裝置。
20.根據(jù)權(quán)利要求
1提出的飛行器，其特征是它還配備一臺驅(qū)動馬達，與上述螺旋槳和推進器裝置相連，以產(chǎn)生飛行器所要求的垂直升力和水平推力。
21.一種飛行器，其特征是它包括一個具有頂面和底面的氣囊，以及一條位于頂面和底面之間的通氣道，氣囊中盛有比空氣輕的氣體;安裝在氣囊上的螺旋槳裝置，其安裝方式使其能把空氣向下吸過通道，從而產(chǎn)生一向下的矢量推力，使飛行器獲得升力;螺旋槳裝置可以操縱，以改變推力之大小，從而改變飛行器的飛行高度;安裝在氣囊上的、適用于對飛行器作大致水平方向推進的推進裝置。
專利摘要
本發(fā)明提出一種吊運重物的飛行器，其升力既來自具有中間通道的圓環(huán)形氣囊中的氦氣，也來自能將空氣向下吸過通道的螺旋槳裝置。氣囊上配備有水平推進器。在一種實施例中，螺旋槳裝置包括由氣囊支承的鞍座上的兩臺螺旋槳。而在另一實施例中，只采用一臺螺旋槳，安裝在懸掛在氣囊下的吊籃上，水平推進器亦安裝在吊籃上。
文檔編號B64B1/30GK86105611SQ86105611
公開日1988年3月30日 申請日期1986年7月23日
發(fā)明者喬治·寧科維奇, 約翰·愛德華·沃林頓, 戴爾·克利福德·克雷默 申請人:海斯塔航天發(fā)展公司導(dǎo)出引文BiBTeX, EndNote, RefMan