垂直起飞和/或降落的飞行器和控制流体沿着垂直起飞和/或降落的飞行器的流体管线流动的方法

相关申请的交叉引用

本专利申请要求2018年12月20日提交的欧洲专利申请第18214922.9号的优先权，其全部公开内容通过引用并入本文。

技术领域

本发明涉及一种垂直起飞和/或降落的飞行器，特别是涉及一种能够在垂直方向上起降的推力换向式飞机。

本发明还涉及一种控制流体沿着垂直起飞和/或降落的飞行器的流体管线流动的方法。

背景技术

被构造为在垂直或基本上垂直的方向上进行起飞和/或降落的飞行器是已知的。特别地，这种飞行器不需要相对于地面在水平方向上的推力来进行起飞或降落。

上述类型的飞行器称为VTOL(垂直起降)飞行器。

这种飞行器的例子是推力换向式飞机，其能够选择性地采取：

-“飞机”构造，其中旋翼被设置为使相应的第一轴线基本上平行于推力换向式飞机自身的第二纵向轴线；或者

-“直升机”构造，其中旋翼被设置为使相应的第一轴线基本上垂直于且横切于推力换向式飞机的上述第二纵向轴线。

借助于使旋翼倾转的可能性，推力换向式飞机能够像直升机那样、即在与推力换向式飞机的第二纵向轴线基本上垂直的方向上在不需要跑道的情况下进行起降。

此外，推力换向式飞机还能够在崎岖地形上进行起降，并且不会产生不符合城市居住区的噪声水平。

另外，推力换向式飞机能够在设置成直升机构造时进行悬停。

此外，推力换向式飞机在设置成飞机构造时能够达到并保持约500km/h的巡航速度和约为7500米的飞行高度。

这种巡航速度比限定了直升机的最大巡航速度的约300km/h的值大得多。

同样，上述高度比直升机的常规高度大得多，并且能够使推力换向式飞机设置成飞机构造来避免较低高度的云层和大气扰动特征。

已知的推力换向式飞机基本上包括：

-机身，其沿着上述第二纵向轴线延伸；

-一对半翼，它们沿着基本上与第二纵向轴线正交的第三横向轴线被悬挂在机身的相应的相对的部分上；以及

-支撑相应的旋翼的一对短舱，它们可以与旋翼一起共同地相对于关联的半翼围绕关联的第三横向轴线倾转，并且还在推力换向式飞机处于直升机构造时与旋翼的第一轴线正交。

每个旋翼都通过已知的方式包括围绕关联的第一轴线旋转的转轴以及在转轴上枢转、特别是围绕转轴的从相应的短舱伸出的自由端部在周向上分布的多片桨叶。

已知类型的VTOL飞行器的另一个例子称为直升飞机(helicoplane)或旋翼式螺旋桨飞机(gyrodyne)。

详细地说，已知类型的直升飞机基本上由直升机构成，其除了通常存在于已知直升机中的部件(例如主垂直轴线旋翼)之外还设置有一对半翼，它们沿着与航空器的纵向轴线基本上正交并且与主旋翼的旋转轴线基本上正交的横向轴线悬挂在机身的相应的部分上。

更详细地说，每个半翼都承载相应的推力螺旋桨，其通过已知的方式包括可以被关联的发动机驱动的转轴以及构造在转轴自身上的多片桨叶。

特别地，每个转轴都可围绕与直升飞机的纵向轴线基本上平行的相关轴线(即，水平轴线)进行旋转。

因此，直升飞机能够通过与推力换向式飞机相同的方式使用主旋翼在垂直方向上进行起降，并且使用螺旋桨和上述的半翼向前飞行。

在向前飞行期间，主旋翼中立地旋转，同时通过桨叶产生推力。

不考虑垂直起飞和/或降落的飞行器的类型，已知在本领域中想到用于每个半翼的预定的断裂区，在此处半翼在与地面撞击的情况下以受控的方式从机身上断开。

更具体地，每个半翼都通过已知的方式设置有优选折断部，其通常是半翼的被特别弱化的部分，半翼被构造为在地面撞击的情况下沿着该部分断裂并且与机身分离。

由此沿着优选崩塌轨迹实现了每个半翼的受控的分离。

更详细地说，每个半翼都被构造为沿着优选折断部向下掉落与机身分离。这种装置防止了半翼倒塌在机身上，因此避免对使用机身的人员或有效载荷产生损害。

上述内容是在飞行器的垂直撞击的情况下、即起降期间由于非正常操作状态(例如，不能展开一个或多个起落架)而垂直掉落的情况下设想的。

因此这种垂直掉落是在接近于零的水平前进速度下发生的。

已知类型的VTOL飞行器通常还包括一个或多个管道，相应的工作流体在操作期间在该管道内流动。

总体上，每个上述管道都适于从和/或朝向对应的半翼运送相应的工作流体。

例如，在推力换向式飞机的情况下，管道是液压回路的一部分，其被构造为从和朝向可倾转的短舱运送控制流体(通常是加压油)，从而对其倾转进行液压控制。

更详细地说，每个管道都将设置在机身内的相应的源(例如液压泵)与设置在关联的半翼上的关联的倾转短舱相连接。

因此，每个管道都横跨关联的半翼、特别是对应的优选折断部。

在发生地面撞击的上述的例子中，横跨优选折断部的管道可能会突然破裂或与相应的承座分离。在上述回路的液压泵紧接在撞击之后继续向管道供应流体的情况下，大量的流体会在高压下、因此以高速从破裂的管道中漏出，从而导致工作流体扩散。

通常使用的工作流体是易燃的并且因此可能导致在撞击之后起火或爆炸。

因此，本领域中需要在垂直起降阶段中提高VTOL型航空器的安全性，特别是降低工作流体从相应的管道中漏出的风险。

发明内容

因此，本发明的目的在于提供一种垂直起飞和/或降落的飞行器，其被设计为通过简单明了且低成本的方式满足上述的需求。

根据本发明，该目的通过权利要求1中要求保护的一种垂直起飞和/或降落的飞行器来实现。

本发明的另一个目的在于实现一种控制流体沿着垂直起飞和/或降落的飞行器的流体管线流动的方法，其能够简单且经济地满足上述的需求。

根据本发明，该目的通过权利要求12中要求保护的一种控制方法来实现。

附图说明

为了更好地理解本发明，仅通过举例的方式并且参考附图来说明其优选的非限制性实施方式，其中：

图1是根据本发明制成的垂直起飞和/或降落的飞行器、特别是推力换向式飞机的立体侧视图，其中为了清楚起见而移除了一些部件；

图2是图1的推力换向式飞机在常规操作状态期间的正视图，其中为了清楚起见而移除了一些部件；

图3是图1的推力换向式飞机在非常规操作状态期间(例如，撞击地面之后)的部分剖视的正视图，其中为了清楚起见而移除了一些部件；

图4是图1的飞行器的一些细节在常规操作状态期间的放大比例的正视图，其中为了清楚起见而移除了一些部件；

图5是图4的细节在撞击之后的机翼分离阶段中的放大比例的正视图，其中为了清楚起见而移除了一些部件；并且

图6和7是图4的细节在不同的操作状态期间的放大比例的部分剖视的侧视图，其中为了清楚起见而移除了一些部件。

具体实施方式

参考图1-3，示出了一种垂直起飞和/或降落的飞行器。

根据这个优选且非限制性的实施方式，该飞行器是推力换向式飞机，其整体上用附图标记1表示并且能够在垂直或基本上垂直的方向上进行起降。

推力换向式飞机1能够像直升机那样进行起降，无需长跑道。

推力换向式飞机1基本上包括：

-机身2，其具有纵向轴线D；

-一对半翼3，它们悬挂在机身2的相应的相对的部分上并且横切于纵向轴线D；以及

-容纳关联的旋翼5的一对短舱4。

机身2包括设置在前部的头部6以及尾部7，它们沿着纵向轴线彼此相对。

应指出的是，本说明书中使用的词语“前”、“尾”、“纵向”、“横向”和类似的词语表示推力换向式飞机1在飞行期间的常规运动方向。

更详细地说，每个旋翼5都基本上包括：

-没有示出的发动机；

-转轴，其没有示出并且围绕轴线A进行旋转；

-桨毂8，通过转轴驱动进行旋转；以及

-多片桨叶10，它们在桨毂8上枢转，特别是相对于轴线A在周向上分布在桨毂8上。

短舱4可与旋翼5一体地围绕轴线B相对于半翼3进行倾转。

轴线B横切于纵向轴线以及轴线A。半翼3基本上沿着轴线B延伸。

推力换向式飞机1可以选择性地设置为：

-“直升机”构造，其中旋翼5的轴线A与纵向轴线以及轴线B正交(图2)；以及

-“飞机”构造(不可见)，其中旋翼5的轴线A与纵向轴线平行并且与轴线B正交。

在半翼3相同的情况下，为了简单起见，下文中将描述推力换向式飞机1的单一的半翼3。

然而，下文中描述和指出的结构性和功能性特征以同样的方式适用于推力换向式飞机1的另一个半翼3。

推力换向式飞机1还包括半翼3的预定的断裂区11，其限定了相应的优选折断部12，在此处半翼3在撞击的情况下、特别是在地面撞击的情况下以沿着优选崩塌轨迹移动的受控的方式断裂。

特别地，断裂区11被设置在半翼3与机身2相交的区域中。

因此，半翼3被设计为沿着断裂区11限定的折断部12从机身2上裂开、即分离，沿着优选崩塌轨迹进行上述的运动。

优选地，折断部12是半翼3的弱化部，后者的断裂在此处被构造为沿着在半翼翼型上延伸的折断路径开始和延续，特别是横切于轴线B从顶部到底部。

更具体地，沿着崩塌轨迹的分离运动在操作期间在撞击之后发生，例如在起降期间在接近于零的水平前进速度下的垂直掉落之后发生。

特别地，半翼3被设计为沿着折断部12从机身2上裂开并且相对于后者向下旋转，直到其在其自由端部处接触地面为止，由此避免或至少限制对使用机身2的人员或有效载荷产生损害。

鉴于上述说明，通过半翼3围绕位于折断部12上的轴线在起始位置与终止位置之间进行的基本上旋转的运动来限定优选的崩塌轨迹，该起始位置对应于半翼3的常规操作的常规位置并且在图2中示出，该终止位置对应于断裂的半翼3放置在地面上并且在图3中示出。

如图2-5所示，推力换向式飞机1还包括流体管线13，其被构造为从和/或朝向半翼3运送至少一种工作流体。

详细地说，流体管线13包括至少一个管道14，其被构造为在半翼3内特别是从和朝向短舱4运送控制流体(例如加压油)，从而对其相对于轴线B的倾转进行液压控制。

更详细地说，管道14包括在半翼3处延伸、特别是位于半翼3内的节段14a以及在机身2处延伸、特别是位于机身2内的节段14b。

有利地，推力换向式飞机1、特别是流体管线13设置有自封接头15，其被构造为将节段14a和14b流体连接并且允许或中断控制流体在节段14a与节段14b之间的流动。

详细地说，自封接头15可在以下构造之间进行控制：

-第一构造，其中其能够使控制流体从和/或朝向半翼3流动并因此将节段14a和14b流体连接，并且能够使控制流体在节段14a与节段14b之间流动；以及

-第二构造，其中其防止了控制流体进行上述流动并且从流体管线13中漏出，因此其中节段14a和节段14b流体分离并且防止了控制流体在节段14a与节段14b之间流动。

更详细地说，当自封接头15处于第二构造时，其防止了控制流体从节段14a和/或节段14b中漏出。

根据本发明，自封接头15可通过半翼3沿着优选崩塌轨迹的上述运动而从第一构造移动至第二构造。

优选地，自封接头15是Stratoflex Slide-Lok型接头，并且在下文中在理解本发明所需的范围内进行描述。

参考图6和7，自封接头15还包括耦合装置17，其被构造为将节段14a与节段14b流体连接。

详细地说，耦合装置17包括：

-由节段14a承载的第一耦合元件、特别是软管接头18，其更特别地固定至节段14a的自由端部；

-由节段14b承载的第二耦合元件、特别是软管接头19，其更特别地固定至节段14b的、与节段14a的上述自由端部流体相对的自由端部。

更详细地说，软管接头18可以可分离地耦合至软管接头19，从而将节段14a与节段14b流体连接。

更具体地，耦合装置17可以选择性地移动至：

-在图6中示出的操作位置，其中软管接头18耦接至软管接头19；以及

-在图7中示出的静止位置，其中软管接头18与软管接头19断开。

自封接头15还包括阀装置16，其容纳在耦合装置17内并且是可动的，从而防止控制流体从和/或朝向半翼3流动，更具体是防止控制流体在管道14的节段14a与节段14b之间流动。

在该特征的例子中，阀装置16可在以下位置之间移动：

-打开位置，其中其允许控制流体在第一节段14a与第二节段14b之间流动；以及

-闭合位置，其中其防止控制流体在第一节段14a与第二节段14b之间流动。

更具体地，当阀装置16处于闭合位置时，其防止控制流体从第一节段14a和/或第二节段14b中漏出。

在这方面，阀装置16包括适于密封(即，以流体密封的方式闭合)节段14a的第一阀元件16a以及适于密封(即，以流体密封的方式闭合)节段14b的第二阀元件16b。

通过已知的方式，阀装置16在使用中在耦合装置17处于操作位置时(即，软管接头18和软管接头19彼此耦合时)被设置在打开位置，并且在耦合装置17处于静止位置时(即，软管接头18和软管接头19彼此解耦时)被设置在闭合位置。

特别地，阀装置16的这种布置根据上文描述但没有详细示出的类型的自封接头的已知的方法特征而在软管接头18与软管接头19之间的耦合或解耦之后自动形成。

换句话说，当软管接头18和19耦合时，流体在节段14a与14b之间流动(图6)。另一方面，当软管接头18和19解耦时，流体不能从节段14a和14b中漏出(图7)。

根据这个优选且非限制性的实施方式，自封接头15包括弹簧机构，其被构造为在耦合装置17从操作位置设置到静止位置时将阀装置16、特别是第一阀元件16a和第二阀元件16b从打开位置设置到闭合位置。

更详细地说，第一阀元件16a由容纳在软管接头18内的软管接头限定并且可在以下位置之间移动：

-静止位置，其中其通过特定弹性体的回复力而推压与软管接头18形成为一体的密封元件，从而防止流体从软管接头18漏出/进入到软管接头18中并因此离开/进入节段14a；以及

-操作位置，其中其通过软管接头19被推离密封元件，从而使流体能够从软管接头18漏出/进入到软管接头18中并因此离开/进入节段14a。

类似地，第二阀元件16b由容纳在软管接头19内的软管接头限定并且可在以下位置之间移动：

-静止位置，其中其通过特定弹性体的回复力而推压软管接头19的收缩部，从而防止流体从软管接头19漏出/进入到软管接头19中并因此离开/进入节段14b；以及

-操作位置，其中其对抗关联的弹性体的回复力而通过软管接头18的密封元件被推离，从而使流体能够从软管接头19漏出/进入到软管接头19中并因此离开/进入节段14b。

阀装置16在使用中可通过半翼3沿着上述优选崩塌轨迹的上述的运动而移动，从而防止控制流体从和/或朝向半翼3流动、特别是在自封接头15内并因此在管道14内流动。

此外，耦合装置17在操作期间可通过半翼3沿着上述优选崩塌轨迹的上述的运动而从所述操作位置移动到所述静止位置。

为方便起见，推力换向式飞机1包括驱动装置20，其被构造为启动阀装置16，从而防止控制流体沿着管道14从和/或朝向半翼3流动。

此外，驱动装置20还被构造为控制耦合装置17从操作位置到静止位置的布置。

详细地说，驱动装置20被构造为将半翼3沿着优选崩塌轨迹的上述运动传递至自封接头15，并因此传递至阀装置16和耦合装置17。

更具体地，驱动装置20包括(图4)：

-控制附件21，其被固定至、特别是组装至软管接头18；以及

-刚性杆22，其在端部22a处被刚性地组装至半翼3，并且在与端部22a相对的端部22b处被耦合至、特别是铰接至控制附件21。

在实践中，杆22将半翼3的上述运动传递至控制附件21。

鉴于上述说明，驱动装置20限定了一种杠杆体，其将半翼3的旋转运动转变为固定至软管接头18的控制附件21的基本上平移的运动。这种运动使软管接头18与软管接头19分开。

以这种方式，确定了半翼通过其沿着优选折断部12断裂而导致的掉落之后的软管接头18和19的解耦以及阀装置16的启动。

鉴于上述说明，驱动装置20被构造为同时地控制软管接头18与软管接头19的解耦和阀装置16的启动。

以这种方式，当半翼3沿着优选崩塌轨迹移动时，管道14的节段14a与节段14b解耦并且控制流体在这两个节段之间的流动和从这两个节段中的泄漏通过阀装置16的闭合而几乎瞬时地中断。

将在下文中描述根据本发明的推力换向式飞机1的操作，特别是参考推力换向式飞机1在基本上垂直的速度下经受地面撞击并且半翼3沿着折断部12断裂、与机身2分离并且沿着优选崩塌轨迹崩塌的初始状态(图4)。

在这种状态下，耦合装置17处于操作位置并且阀装置16处于打开位置；因此，节段14a与节段14b流体连接(图6)。

杆22通过控制附件21将半翼3的旋转运动传递至耦合装置17的软管接头18。借助于杆22与控制附件21的铰接耦合所限定的杠杆体，半翼3的旋转运动被转变为控制附件21自身的、因此控制附件21刚性组装的软管接头18的平移运动。

半翼3的运动由此使得耦合装置17从操作位置设置到静止位置。

此外，根据自封接头的已知的特征模式，确定了阀装置16的第一阀元件16a和第二阀元件16b从打开位置到闭合位置的运动。

因此，控制流体在管道14的节段14a与节段14b之间的流动被中断。

此外，防止了控制流体从节段14a和节段14b中漏出，大大减小了机上起火的风险。

对推力换向式飞机1的特征和根据本发明实施的方法的检查突出了它们能够获得的优点。

特别地，半翼3在撞击情况下的旋转确定了相应的自封接头15在第一构造与第二构造之间的运动。

以这种方式，在起降时发生意外的情况下自动防止了控制流体从管道14中泄漏。

因此，大大减小了非常规起飞或降落之后的工作流体扩散而产生的起火风险，由此提高了推力换向式飞机1在起降阶段中的安全性。

本发明特别适用于推力换向式飞机和直升机，因为在这些飞行器中需要从和朝向半翼3输送工作流体来供应旋翼5，因此管道会存在于相应的断裂区中。

因此，能够帮助对推力换向式飞机1进行认证。

显然，可以在不脱离权利要求所限定的保护范围的情况下对本文描述和示出的推力换向式飞机1做出修改和变型。

特别地，流体管线13可以包括一个以上的管道14。

此外，驱动装置20可包括柔性线缆来替代杆22。在这种情况下，通过特定的滑轮系统来确保柔性线缆在半翼3移动期间所需的拉力。

另外，飞行器可以是直升飞机或旋翼式螺旋桨飞机。