专利名称：直升飞机的利记博彩app
技术领域：
本发明涉及一种直升飞机。
背景技术：
已知直升飞机大致包括机身；绕第一轴线旋转并安装在机身顶部的主旋 翼；以及位于直升飞机尾端并绕与第 一轴线交叉的第二轴线旋转的反扭矩旋翼。
已知直升飞机还包括至少一个发动机；和从该发动机向主^走翼传递运动 的传动装置。
更具体地，发动机具有从外侧吸入新鲜空气的第一气流的进气导管；和 向外排放高温燃烧废气的排气导管。
直升飞机还包括传动装置外壳和将外壳连接到外界的入口 ，以产生新鲜 空气的第二气流，通过该气流可以直接或通过中间放置的散热器来冷却传动装置。
发动机的热力学效率和传动装置的冷却效率都受到体态的影响，特别是 直升飞机的偏航角。
也就是说，第一和第二气流的流动随直升飞^L偏4元角的变化而变4匕。 偏航角的变化也会影响第一气流中的湍流度，从而影响发动机的热力学效率。
在工业内需要获得一种尽可能恒定流动的第 一和第二气流，并在很广泛 的体态范围内能最小化第 一 气流的湍流，从而实现发动机的最佳热力学效 率，以及在所述范围内有效地冷却传动装置。
发明内容
本发明的目的是提供一种被设计成以简明、低成本的方式实现上述要求 的直升飞机。
以下将参考附图通过举例的方式来介绍本发明的优选的、非限制性的实
施例，附图中
图1示出根据本发明的直升飞机示意图2示出图1直升飞一几的进气道(air intake)的俯^L图3示出图2进气道大比例的侧向透视图4示出图2和图3进气道的侧视图5示出为了简明而移除某些部件后的图2和图3进气道的侧视图； 图6示出國l直升飞机的发动机以及图2-5进气道局部的工作示意图， 为了简明而移除了某些部件。
具体实施例方式
图1中附图标记1指示一直升飞机，其大致包括带有机头5的机身2; 安装在机身2的顶部并绕轴线A旋转的主旋翼3;以及安装在从机身2向与 机头5相对端伸出的尾翼上的尾旋翼4,尾旋翼4绕与轴线A交叉的第二轴 线旋转。
直升飞机l包括两个发动机6(图6中仅示出其中之一)，各自容纳在由 支撑体7限定的外壳中，并沿靠机身2的各自侧边8定位。
直升飞机l包括两个传动装置9(图6中仅示出其中之一)，其将各自发 动机6的输出轴连接至轴10 (在图3、 4、 5中仅示出一部分)，用以4吏主^走 翼3绕轴线A旋转。更具体地，发动机6的输出轴沿着各自轴线B (在图6 中仅示出其中之一)延伸。
每个发动机6以与开式热力循环燃气轮机相同的方式工作，并大致包招「 (图6):
压缩机ll,其具有新鲜空气进气导管12，并用来压縮吸入的新鲜空气； 燃烧室13,在其中经压缩机11压缩的空气与燃料进行反应，以产生高 温燃烧气体；以及
涡轮14,来自燃烧室13的高温燃烧气体在其中膨胀，以使发动机6的
输出轴旋转。
每个发动机6还包括涡轮14下游的收敛喷管15,以加速燃烧气体；和 排气导管16,用于排放燃烧气体并终止在支撑体7的相应开口 17。 对于每个发动机6，直升飞机1优选地包括进气道20，其依次包括 流体连接到导管12的第一进口 21;
流体连接到容纳传动装置9的外壳23的两个进口 22 (图6 );
偏转装置，在使用中直升飞机1外部的气流F相互作用(图2至5),以 将该气流分成第一和第二气流；以及
导引装置，用于沿着从偏转装置延伸至进口 21的第一路径P(图2至5) 引导第一气流，以及用于沿着从偏转装置延伸至进口 22的与第一路径P隔 开的第二路径Q (图2至5 )引导第二气流。
应当指出，"隔开"在这里意指第一和第二气流的路径P和Q从偏转装 置往下游无交点地延伸。
更具体地，沿靠各侧边8定位进气道20，并从面向机头5的支撑体7 的前端25朝向机头5伸出。
更具体地，支撑体7的端部25具有沿靠机身2的两个边缘26;以及与 机身2交叉延伸并位于边缘26的各自端面之间的两个边缘27。
进气道20优选地彼此形成为整体。
进气道20显然是一致的，为了简化起见，下文仅对一个进气道进行描述。
在附图所示的实施例中，进气道20包括(图2至5):
平壁29,其具有位于端部25的相对端处的自由端边纟彖30,并限定面向 机身2的表面31和与表面31相对侧的表面32;
壁35,其包括与端部25合作的端部分36和与表面32合作并限定进口 21的主要部分37;以及
壁50 (图2 )，其包括与端部25合作的端部分51和置于表面32和相只于 侧边8之间并限定进口 22的主要部分52。
更具体地，偏转装置由边缘30限定，边缘30以与机翼前缘相同的方式 工作，以将第一和第二气流转向至壁29的各自表面32和31上。
除了边缘30之外，壁29的轮廓还由从端部25到边缘30的方向上汇聚 至边缘30的两个边缘33限定。
壁35的主要部分37从端部分36向机身2的机头5延伸。端部分36在平行于边缘27的方向上大于主要部分37，且在机身2的长 度方向上小于主要部分37。
每个壁35的端部分36与其它壁35的端部分36形成整体(图2)。
主要部分37具有与表面32合作的曲形第一端边缘38;和相对边缘38 并与表面32隔开距离的曲形第二边缘39。
更具体地(图3、 4 ),边缘38包括与边缘30平行并置于边缘30和端部 分36之间的端部分40;以及从端部分36到边缘30的方向上朝向边纟彖30 汇聚的两个部分41。
部分41位于部分40的相对侧。
边缘39为曲形，并大致包括面向端部25 —侧上的弧形部分42;以及朝 向边缘30延长、连接到部分42、并位于面向部分40的部分43。
更具体地(图3、 4),部分42沿着约1S0。的圆弧延伸，且部分43位于 部分42对着的扇形区外侧。
如图2所示，边缘39相对于轴线A倾杀+延伸。
进口 21的轮廓包括弧形第一部分45;和限定尖端的第二部分46，尖端 位于由部分45限定的圓周外侧。
部分45位于面向端部25 —侧上，且部分46位于面向部分40 —#1上。
更具体地，部分46包括在从部分45至部分40方向上汇聚的两^殳，并 具有连接至部分45各自端的第一端；和与第一端相对并彼此连接的第二端。
部分46位于由部分45限定的扇形区外侧。
进口 21比边缘39更接近表面32。
更具体地，边缘35的主要部分37与表面32之间的距离在从边《彖38 至边缘39的方向上增加，并在从边缘39至进口 21的方向上减小(图3 )。
换句话说，主要部分37的厚度在从边缘38至边缘39的方向上增力口， 并在从边缘39至进口 21的方向上减小。
进口 21的轮廓在表面32上的投影(projection)位于边缘39的4仑廓 在表面32上的投影之内。
边缘39的轮廓在表面32上的投影位于边缘38之内。
进口 21的部分45、 46在表面32上的投影被部分42、 43在表面32上 的投影包围。
壁50的主要部分52包括两个限定各自进口 22的表面53,并沿端部分51至壁29的边缘30的方向汇聚至圓形边缘54内。
实施例中显示的进口 22为矩形并开通至各自的导管55 (图5),导管终 止在传动装置9外壳23的内部(图6)。
更具体地，边缘54置于端部25和边缘30之间。
每个进气道20的导引装置包括
表面32;和置于边缘30和进口 21之间并用于沿着路径P将第一气流从 边缘30引导至进口 21的壁35的部分；和
表面31;和置于边缘30和进口 22之间并用于沿着路径Q将第二气流从 边缘30引导至进口 22的表面53的部分。
更具体地，由相应的侧边8和相应的表面31横向地界定出每个路径Q, 且每个路径P在相应壁29与相应路径Q相对的一侧上延4申。
发动机6还包括围绕压缩机11的抽气(tapping)装置18,其用于引出 来自压缩机11上游的第一气流中的一部分(图6中用I表示)，并将这部分 气流I输送至喷管15。
新鲜空气流部分I由此与热燃烧气体混合，流过喷管15以冷却来自开 口 17的废气，从而减少在红外线频率下由直升飞机1发》文的辐射总量。
换句话说，通过喷管l5中加速的气体的激励作用，导管16也具有如同 喷射器的功能，来源于外壳23内的气流将传动装置9冷却至一定程度，并 最终与导管16中的燃烧气体混合。
在实际使用中，当直升飞机l向前移动时，气流F冲击壁29的边》彖30, 并通过边缘30转变成沿各自路径P、 Q的第一和第二气流形式。
更具体地，第一气流沿着相应壁29的表面32以及沿着置于表面32和 各自进口 21之间的壁35的部分流动，并最终穿过进口 21和沿着发动才儿6 的进气管道12。 .
在导管l2内部，装置18引出来自压缩机11上游的第一气流中的一部 分I,并将这部分气流I直接输送至喷管15。更具体地，引出的部分气流I 比第一气流的剩余部分少(图6中用L表示)。
第一气流的剩余部分L被各自压缩机11压缩，并与各自燃烧室13内部 的燃料发生反应，以产生热的高压燃烧气体，其在各自涡4仑14中膨胀并沿 喷管15流动，从而驱动发动机6的输出轴沿着各自轴线A旋转。传动装置9 将来自发动机6输出轴的运动传递至旋翼3的驱动轴10。在喷管15内部，热的燃烧气体与装置18抽出的新鲜部分空气流I混合, 从而冷却由导管16排放的废气，图6中用M表示。
第二气流沿相应壁29的表面31以及设置于进口 22和相应边缘54之间 的表面53的部分流动，并最终穿过进口 22和沿着导管55到传动装置9的 外壳23,在此它们直接地或通过冷却器对传动装置9进行冷却。
通过上面的描述，根据本发明的直升飞机1的优点将更加清楚。
特别地，每个进气道20的边缘30将气流F分成第一气流和第二气流， 它们分别沿着分离的路径P、 Q到达各自的进口 21、 22。
因而，穿过进口 21进入导管12的空气不会受到穿过进口 22的气流的 影响，且其用于冷却传动装置9的外壳23，从而获得宽范围的直升飞片几1 的偏航角，即相对于轴线A获得机身2角位置的宽范围。
因此，穿过进口 22的第二气流的增加不会减少相对的第一气流，也就 不会影响压缩机11和由此不会影响发动机6的效率。
另外，由于进口 22位于机身一侧，且进口 12位于机身2的相对侧，直 升飞机1与气流F之间的气动力相互作用产生的湍流在第二气流中比在第一 气流中更为突出。
路径P和Q的分离防止将湍流传递至第一气流。
因此，由压缩机11主要抽吸的沿导管12的第一气流基本是层流，乂人而 在直升飞机l的宽范围偏航角内提高了发动机6的效率。
另外，由于发动机6进气量及流动条件是恒定的，在一个较宽的直升飞 机1的偏航角范围内，发动机具有相似的工作温度，并因此能在温度中l禺合， 以提高直升飞机1的整体性能。
分离路径P和Q的另一个优点在于第二气流不会受到第一气流的干护O， 并因此在较宽的直升飞机l的偏航角范围内基本恒定，从而大大地减少了一专 动装置9在飞行中产生过热的风险。
在各自进口 21、 22处具有的不锐利的曲形壁35、 50,大大地减少了第 一和第二气流中的压力损失。
最后，进气道20提供有单一的装置，用于抽吸分別供给发动机6的压 缩机11和冷却传动装置9及废气的第一和第二气流。
显然，在不偏离本发明范围的情况下，对本文所描述的直升飞机1可以 做出修改。尤其是，直升飞机1可具有一个发动机6和一个进气道20。 壁53可具有一个进口 22。
进口 21、 22以及导管12、 16的形状可以是不同于所示形状的其它形状。
权利要求
1、一种直升飞机，包括包括进气导管(12)的发动机(6)；功能性地连接至所述发动机(6)的主旋翼(3)；以及功能性地置于所述主旋翼(3)和所述发动机(6)之间并容纳在外壳(23)内的传动装置(9)，其特征在于，包括至少一个进气道(20)，其依次包括流体连接至所述进气导管(12)的第一进口(21)；流体连接至所述外壳(23)的至少一个第二进口(22)；在使用中与气流(F)相互作用的偏转装置(30)，以将气流(F)分成第一气流和第二气流；以及导引装置(31、32、37、53)，用于沿着从所述偏转装置(30)延伸至所述第一进口(21)的第一路径(P)引导所述第一气流，并用于沿着与所述第一路径(P)隔开的和从所述偏转装置(30)延伸至所述第二进口(22)的第二路径(Q)引导所述第二气流。
2、 如权利要求1所述的直升飞机，其特征在于，所述进气道(20)包 括限定所述偏转装置(30)的第一壁(29)。
3、 如权利要求2所述的直升飞机，其特征在于，所述偏转装置(30) 由所述第一壁(29)的第一自由端边缘(30)限定。
4、 如权利要求2所述的直升飞机，其特征在于，所述第二路径(Q)在 所述第一壁(29)和所述机身(2)之间延伸，且所述第一路径(P)在所述 第一壁(29)的相对侧上延伸至所述机身(2)。
5、 如权利要求4所述的直升飞机，其特征在于，所述进气道(20)包 括分别限定所述第一和所述第二进口 (21、 22 )的第二壁(35)和第三壁(50), 所述第三壁(50)在所述第一壁(29)的第一表面(n)和所述机身(2) 之间延伸，且所述第二壁(35 )从所述第一壁(29 )的相对所述第一表面(31 ) 的第二表面(32)伸出，所述导引装置(31、 32、 37、 53)由所述第一壁(29) 的所述第一和第二表面(31、 32)、在所述第二表面和所述第一进口 (21) 之间延伸的所述第二壁(35)的部分、以及在所述第一表面(31)和所述第 二进口 (22)之间延伸的所述第三壁(50)的部分限定。
6、 如权利要求5所述的直升飞机，其特征在于，所述第二壁(35)包 括至少部分地与所述第一壁(29)的所述第二表面(32)合作的第二端边》彖 (38 );和相对所述第二端边缘(38 )的第三自由端边缘(39 ),所述第一进 口 (21)从所述第二表面(32)延伸的距离小于所述第三端边缘(39)和所 述第二表面(")之间的距离。
7、 如权利要求6所述的直升飞机，其特征在于，所述垂直于第二表面 (32)测量的所述第二壁(35)的厚度，在从所述第二端边缘(38)至所述 第三端边缘(39 )的方向上增加，并在从所述第三端边缘(39 )至所述第一 进口 (21 )的方向上减小。
8、 如权利要求3所述的直升飞机，其特征在于，所述第一进口 (21) 的轮廓包括第一尖端部分(46);和位于所述第一尖端部分(46)相对侧到 所述第一壁(29)的所述第一自由端边缘(30)上的第二弧形部分(45)，所 述第一尖端部分(46)在从所述第一壁(29)的第一自由端边缘(30)到所述 第二弧形部分(45)的方向上分散。
9、 如权利要求5所述的直升飞机，其特征在于，所述第三壁(50)包 括第四自由端边缘(54);和汇聚于所述第四自由端边缘(50的第三和第 四表面(53 ),所述每个第三和第四表面(53 )限定各自的所述第二进口 ( 22 )。
10、 如权利要求9所述的直升飞机，其特征在于，所述第三壁(50)的 第四自由端边缘(54)置于所述第一壁(29)的所述第一自由端边缘(30) 和所述第二进口 (22)之间。
11、 如权利要求5所述的直升飞机，其特征在于，所述第一、第二和第 三壁(29、 35、 50)彼此形成整体。
12、 如权利要求1所述的直升飞机，其特征在于，所述发动机(6)包括压缩机(ll),其在使用中抽吸流过所述第一进口 (21)和所述进气导 管(12)的气流的一部分(L);燃烧室(13),其在使用中供给经所述压缩机(11 )压缩的空气，并5丈 使所述压缩空气与燃料进行反应以产生高温燃烧气体；涡轮(14),其在使用中膨胀所述燃烧气体；喷管(15),用于改变在所述涡轮(14)中膨胀的燃烧气体的速度；以及 位于所述喷管(15 )下游的排气导管(16 ),以从所述直升飞机(1 ) *卜出所述燃烧气体，所述直升飞机(1)的特征在于，还包括抽气线，用于抽出来自所述压 缩机(11 )上游的所述第一气流的部分气流(I ),并将所述部分气流(I ) 输送至所述涡轮(14 )的下游，以便将所述部分气流(I )与来自所述涡轮 (14)的所述燃烧气体混合。
全文摘要
本发明涉及一种直升飞机，包括具有进气导管的发动机；功能性地连接至所述发动机的主旋翼；以及功能性地置于主旋翼和发动机之间并容纳在外壳内的传动装置。直升飞机包括至少一个进气道，其依次具有流体连通至进气导管的第一进口；至少一个流体连通至外壳的第二进口；以及偏转装置，其在使用中与气流(F)相互作用，以将气流(F)分成第一气流和第二气流。进气道还具有导引装置，用于沿着从偏转装置延伸至第一进口的第一路径(P)引导第一气流，并用于沿着从偏转装置延伸至第二进口的、与第一路径(P)隔开的第二路径(Q)引导第二气流。
文档编号B64C27/04GK101612991SQ20091016390
公开日2009年12月30日 申请日期2009年6月10日 优先权日2008年6月10日
发明者丹蒂·巴勒里奥, 亚历山德罗·斯坎德罗格里奥, 费比奥·南诺尼 申请人:阿古斯塔公司