採用推力尾槳和滑流舵進行操縱和推進的傾轉旋翼飛機的製作方法
2023-12-09 13:18:11 2
專利名稱：採用推力尾槳和滑流舵進行操縱和推進的傾轉旋翼飛機的製作方法
技術領域：
本發明涉及一種傾轉旋翼飛機，尤其是涉及一種採用推力尾槳和滑流舵進行 操縱和推進的傾轉旋翼飛機。屬於垂直起降飛機和航空飛行器設計技術領域。
(二)
背景技術：
為了設計一種飛行器，使其兼具直升機的垂直起降性能和固定翼飛機的高速 度、大航程性能，人類提出了各種方案的垂直起降飛機，包括複合式直升機、裝 備推力矢量發動機或升力發動機的噴氣式飛機、旋轉機翼式飛機、傾轉涵道螺旋 槳飛機、傾轉旋翼飛機等等。具體資料可參見美國學者羅布'蘭森(Rob Ransone) 發表的論文垂直/短距起降飛機概論和它們的貢獻(An Overview of VSTOL Aircraft and Their Contributions, i侖文編號:AIAA-2002-5976)
傾轉旋翼飛機由於能耗較低、載重量、航程和飛行速度都較大，在眾多垂直 起降飛機方案中脫穎而出，較早的進入到實用階段。歐美各國相繼開發了 XV-3, XV-15, V-22， BA-609, EagleEye等傾轉旋翼飛機型號。這些型號都採用翼梢 並列式雙旋翼和常規氣動布局的總體方案。垂直起降時，旋翼軸豎直向上，旋翼 的拉力承擔全機重量，利用雙旋翼的縱橫向周期變距和總距差動來進行飛機的三 軸操縱；高速前飛時，旋翼軸向前傾轉至水平狀態成為拉進式螺旋槳，飛機的升 力轉由機翼來承擔，三軸操縱轉由傳統的飛機氣動舵面承擔。具體資料可參見我 國航空工業出版社出版的《直升機手冊》、《世界無人機大全》。
在我國，傾轉旋翼飛機的研製還停留在理論和工程研究階段，尚沒有公開發 表的任何型號研製成功的有關資料。據悉，南京航空航天大學己經研製出小型無 人原理樣機，正在進行試飛工作，但其總體方案與歐美各國的傾轉旋翼機類似。 具體資料可參見我國空氣動力學學報2008年6月刊登的論文《傾轉旋翼飛行器飛行力學模型研究》。
綜上所述，目前的國內外研製的傾轉旋翼飛機都採用旋翼周期變距方案進行 垂直起降狀態的操縱。這種操縱系統結構比較複雜、成本較大、對材料的要求很 高，而且在垂直起降和前飛之間的過渡狀態中呈現出複雜的力學特性，控制難度 很高。前飛時，周期變距系統又成為了沒有用處的"死重"。由於這種傾轉旋翼 機的旋翼槳葉只能兼具超大直徑螺旋槳的功能，所以在前飛時推進效率不是很 高，也限制了飛機達到更大的前飛速度。此外，由於翼梢吊掛沉重的旋翼動力短 艙，機翼的強度、剛度限制了此類飛機的翼展，所以這種傾轉旋翼飛機的前飛升 阻特性不是很好，氣動彈性特性也很難滿足設計要求。
發明內容
1、 發明目的
本發明的目的在於提供一種採用推力尾槳和滑流舵進行操縱和推進的傾轉 旋翼飛機，該機簡化了傾轉旋翼飛機操縱系統的設計和控制方法，減少了前飛時 的"死重"，提高了最大前飛速度和推進效率，改善了全機巡航時的升阻特性和 全機氣動彈性特性。
2、 技術方案-
本發明是一種採用推力尾槳和滑流舵進行操縱和推進的傾轉旋翼飛機，採用 並列雙旋翼、常規氣動布局的設計；它是由機身、機翼、尾翼、推力尾槳和滑流
舵系統、起落架、動力和燃油系統、傳動系統、旋翼系統、旋翼短艙、旋翼短艙 傾轉系統組成；機翼安裝在機身的中段兩側，尾翼安裝在機身尾部，推力尾槳和 滑流舵系統安裝在尾翼上，起落架的主體位於機身腹部，動力和燃油系統安裝在 機身的中段內部或機翼根部，通過機翼、機身裡的傳動系統與旋翼系統和推力尾 槳連接；旋翼系統安裝在機翼梢部的旋翼短艙上，旋翼短艙的外側具有共同傾轉 的可傾轉翼梢，同時旋翼短艙尾端安裝有懸停時防側翻的翼尖小輪，旋翼短艙傾
轉系統安裝在機翼內部的結構上，並連接著旋翼短艙。
該機身主要用於安裝各部件和容納載荷，釆用傳統的半硬殼式結構； 該機翼平面形狀為中段矩形，旋翼短艙外側的可傾轉翼梢為梯形，上單翼布
局，中段矩形翼外側後緣有寬大的襟副翼；可傾轉翼梢與旋翼短艙同歩傾轉，機翼採用傳統的懸臂式單/雙梁+抗扭盒式結構；
該尾翼包括垂直安定面、水平安定面、升降舵、方向舵，採用倒T形尾翼 或十字形尾翼；尾翼採用傳統的懸臂式單/雙梁+抗扭盒式結構，升降舵和方向舵 同時也是推力尾槳和滑流舵系統中的滑流舵；
該推力尾槳和滑流舵系統安裝在尾翼上，由推力尾槳、滑流舵組成，其中滑 流舵包括升降舵、方向舵；
該起落架採用傳統的前三點式起落架或滑橇式起落架，旋翼短艙尾端安裝有 防止懸停時側翻的翼尖小輪；
該動力和燃油系統採用1-2臺傳統的渦輪軸或活塞式發動機，安裝在中機身 內部或機翼根部，傳統的燃油系統布置在機身中部和機翼內；
該傳動系統(參見圖3)為發動機功率依次通過離合器、主減速器、旋翼同 步軸、短艙錐齒輪箱、旋翼軸傳遞給旋翼；同時發動機功率仍可依次通過離合器、 主減速器、機身內的尾槳傳動軸傳遞給推力尾槳；
該旋翼系統為翼梢的兩副旋翼，轉速相同，轉向相反；旋翼的拉力方向在直 升機狀態向上並略微後倒以平衡推力尾槳的推力，在高速前飛狀態傾轉至水平向 前；旋翼可以機械變距；每副旋翼槳葉數目為2-3片；
該旋翼短艙內有較小體積的短艙錐齒輪箱，用於將機翼內旋翼同步軸的轉動 換向、減速傳遞給旋翼。短艙錐齒輪箱同時與可傾轉翼梢固連，共同傾轉；
該旋翼短艙傾轉系統工作方式如下駕駛員或計算機控制機翼內傾轉套筒旋 轉需要的角度，傾轉套筒通過傾轉套筒軸承支承在機翼結構上，與短艙錐齒輪箱 固連共同傾轉。傾轉套筒內部安裝有中介軸承用於支承旋翼同步軸。
為了實現發明目的，本專利採用了如下新穎的技術特徵 (1)採用推力尾槳和滑流舵系統進行垂直起降狀態的俯仰和偏航操縱，這 些舵面也負責前飛狀態時的俯仰和偏航操縱。
該系統安裝在尾翼上，由推力尾槳、滑流舵組成，其中滑流舵包括升降舵、 方向舵。垂直起降時，推力尾槳產生的較大動量的滑流吹過升降舵和方向舵，這 時候舵面偏轉一定的角度便可產生相應的氣動力繼而產生繞重心的俯仰和偏航 操縱力矩。在以飛機構型高速前飛時，升降舵和方向舵的工作原理與傳統飛機類 似，但是中央區域仍有推力尾槳的滑流流過，舵效較高。此時推力尾槳只產生飛機前飛需用推力中的一小部分。基於同樣原理，推力尾槳具有兩種構型
① 機尾安裝涵道推力尾槳(參見圖1)，推力尾槳被包含在涵道內具有較高 的工作效率，而涵道連接垂直安定面和水平安定面，形成強度、剛度良好的組合 結構。涵道具有流線型的截面形狀。推力尾槳的旋轉平面在涵道最厚處，槳尖應 當儘量靠近涵道內壁，但不能觸碰；
② 十字形尾翼的水平安定面前緣懸掛孤立螺旋槳(參見圖2)，滑流舵的偏 轉將影響整個尾翼上的壓力分布從而有較高的舵效。
推力尾槳在垂直起降狀態大約產生相當於15%全機總重的推力，以獲得足夠 的滑流速度用於滑流舵操縱，此時消耗的功率佔全機總功率的12%_15%。旋翼由 豎直位置後倒約8-9度。前飛時推力尾槳產生15%-30%的推進力，兩副旋翼產生 70%-85%的推進力。推力尾槳的槳葉片數大於等於2。若推力尾槳的槳盤載荷較 高，應當選擇較多的槳葉片數。任何情況下推力尾槳的槳尖速度不應超過0.7 馬赫。
推力尾槳能夠像傳統的變距螺旋槳一樣改變槳葉的安裝角，或者變轉速，調 節不同工況下的拉力和效率，由主減速器輸出的尾槳傳動軸或直接由一臺機械上 獨立工作的電動機驅動。
升降舵的平面形狀呈現中間寬、梢部窄的尖削樣式，以保證垂直起降時在推 力尾槳滑流中有較大的舵效。為防止升降舵和方向舵偏轉時互相干涉，方向舵採 取了中央切角的形式。
(2)可傾轉翼梢(參見圖l，圖2)，即旋翼短艙外側安裝與旋翼短艙同步 傾轉的小面積機翼，垂直起降時可以一定程度上減少旋翼滑流的旋轉動能損失； 前飛時與機翼中段的矩形部分接合，形成較大展弦比的機翼，使得機翼具有較高 的升力線斜率和較小的誘導阻力係數，最終改善了全機的升阻特性。
可傾轉翼梢的平面形狀為前緣後掠，後緣前掠的梯型，展弦比約1.5,面積 約佔整個機翼面積的15%-20%,與旋翼短艙外形融合成為一個整體。採用失速 性能較好，相對厚度較薄，前緣半徑較大的螺旋槳翼型，同時可設計上反角7-10 度和一定的幾何扭轉，來改善前飛時的橫向穩定性與升阻特性。可傾轉翼梢與短 艙錐齒輪箱固連，飛行中產生的氣動力和氣動力矩直接傳遞到短艙錐齒輪箱的殼 體上。可傾轉翼梢上不安排任何氣動舵面，其梢部可進行橢圓形整流。
63、優點及效果
該專利相比其他普通直升機、固定翼飛機具有較高的巡航速度、巡航效率， 同時可以垂直/短距起降的綜合性能優勢；相比其他方案的垂直起降飛機具有功 耗和成本較低、布局緊湊、構造和原理簡單、控制容易等優點；相比其他方案的 傾轉旋翼飛機具有推進效率高、飛行速度快、升阻特性優良、操縱控制簡單、制 造成本較低、氣動彈性特性較好的優點，是一種很有發展潛力和光明前途的新機 種。
(四)
圖l本發明主視圖(推力涵道尾槳構型)
圖2本發明俯視圖(推力涵道尾槳構型)
圖3本發明左視圖(推力涵道尾槳構型)
圖4本發明後視圖局部放大圖(推力涵道尾槳構型)
圖5本發明後視圖(推力涵道尾槳構型)
圖6本發明主視圖(十字形尾翼，孤立螺旋槳構型)
圖7本發明俯視圖(十字形尾翼，孤立螺旋槳構型)
圖8本發明左視圖(十字形尾翼，孤立螺旋槳構型)
圖9傳動系統示意圖(單發示例)
圖中符號說明如下-
l機身；2機翼；3滑橇式起落架；4涵道；5垂直安定面；6水平安定面； 7升降舵；8方向舵；9推力尾槳；IO可傾轉翼梢；ll旋翼短艙；12襟副翼；13 旋翼；14翼尖小輪；15前三點式起落架；16發動機；17離合器；18主減速器； 19旋翼同步軸；20尾槳傳動軸；21傾轉套筒軸承；22中介軸承；23短艙錐齒
輪箱；24傾轉套筒；25旋翼軸。
(五)
具體實施例方式
見圖l、圖2、圖3、圖4、圖5、圖6、圖7、圖8、圖9所示，其具體實施 方式如下本發明是一種採用推力尾槳和滑流舵進行操縱和推進的傾轉旋翼飛機，採用 並列雙旋翼、常規氣動布局的設計。它是由機身1、機翼2、尾翼、推力尾槳和 滑流舵系統、起落架、動力和燃油系統、傳動系統、旋翼系統、旋翼短艙、旋翼 短艙傾轉系統組成。機翼2安裝在機身1的中段兩側，尾翼安裝在機身l尾部， 推力尾槳和滑流舵系統安裝在尾翼上，起落架的主體位於機身1腹部，動力和燃 油系統安裝在機身1的中段內部或機翼2根部，通過機翼2、機身1裡的傳動系 統與旋翼系統13和推力尾槳9連接；旋翼系統13安裝在機翼2梢部的旋翼短艙 11上，旋翼短艙11的外側具有共同傾轉的可傾轉翼梢10，同時旋翼短艙11尾 端安裝有懸停時防側翻的翼尖小輪14，旋翼短艙傾轉系統安裝在機翼2內部的 結構上，並連接著旋翼短艙ll。
該機身1主要用於安裝各部件和容納載荷，採用傳統的半硬殼式結構；
該機翼2平面形狀為中段矩形，旋翼短艙11外側的可傾轉翼梢10為梯形， 上單翼布局。中段矩形翼外側後緣有寬大的襟副翼12。可傾轉翼梢10與旋翼短 艙11同步傾轉。機翼2採用傳統的懸臂式單/雙梁+抗扭盒式結構；
該尾翼包括垂直安定面5、水平安定面6、升降舵7、方向舵8，採用倒T 形尾翼或十字形尾翼。尾翼釆用傳統的懸臂式單/雙梁+抗扭盒式結構。升降舵7 和方向舵8同時也是推力尾槳和滑流舵系統中的滑流舵；
該推力尾槳 和滑流舵系統安裝在尾翼上，由推力尾槳9、滑流舵組成，其中 滑流舵包括升降舵7、方向舵8;
該起落架採用傳統的前三點式起落架15或滑橇式起落架3,旋翼短艙尾端 安裝有防止懸停時側翻的翼尖小輪14;
該動力和燃油系統採用1-2臺傳統的渦輪軸或活塞式發動機，安裝在機身1 內部或機翼2根部，傳統的燃油系統布置在機身1中部和機翼2內；
該傳動系統(參見圖3)為發動機16的功率依次通過離合器17、主減速器 18、旋翼同步軸19、短艙錐齒輪箱23、旋翼軸25傳遞給旋翼13;同時發動機 功率仍可依次通過離合器17、主減速器18、機身內的尾槳傳動軸20傳遞給推力 尾槳9;
該旋翼系統為翼梢的兩副旋翼13，轉速相同，轉向相反；旋翼13的拉力方 向在直升機狀態向上並略微後倒以平衡推力尾槳9的推力，在高速前飛狀態傾轉至水平向前；旋翼13可以機械變距；每副旋翼13的槳葉數目為2-3片；
該旋翼短艙U內有較小體積的短艙錐齒輪箱23，用於將機翼2內旋翼同步 軸19的轉動換向、減速傳遞給旋翼13。短艙錐齒輪箱23同時與可傾轉翼梢10 固連，共同傾轉；
該旋翼短艙傾轉系統工作方式如下駕駛員或計算機控制機翼內傾轉套筒 24旋轉需要的角度，傾轉套筒24通過傾轉套筒軸承21支承在機翼2的結構上， 與短艙錐齒輪箱23固連共同傾轉。傾轉套筒24內部安裝有中介軸承22用於支 承旋翼同步軸19。
為了實現發明目的，本專利採用了如下新穎的技術特徵 (1)採用推力尾槳和滑流舵系統進行垂直起降狀態的俯仰和偏航操縱，這 些舵面也負責前飛狀態時的俯仰和偏航操縱。
該系統安裝在尾翼上，由推力尾槳9、滑流舵組成，其中滑流舵包括升降舵 7、方向舵8。垂直起降時，推力尾槳9產生的較大動量的滑流吹過升降舵7和 方向舵8，這時候舵面偏轉一定的角度便可產生相應的氣動力繼而產生繞重心的 俯仰和偏航操縱力矩。在以飛機構型高速前飛時，升降舵7和方向舵8的工作原 理與傳統飛機類似，但是中央區域仍有推力尾槳9的滑流流過，舵效較高。此時 推力尾槳9隻產生飛機前飛需用推力中的一小部分。基於同樣原理，推力尾槳9 具有兩種構型
① 機尾安裝涵道推力尾槳(參見圖1)，推力尾槳9被包含在涵道4內具有 較高的工作效率，而涵道4連接垂直安定面5和水平安定面6，形成強度、剛度 良好的組合結構。涵道4具有流線型的截面形狀。推力尾槳9的旋轉平面在涵道 4最厚處，槳尖應當儘量靠近涵道4內壁，但不能觸碰；
② 十字形尾翼的水平安定面6前緣懸掛孤立螺旋槳(參見圖2)，滑流舵的 偏轉將影響整個尾翼上的壓力分布從而有較高的舵效。
推力尾槳9在垂直起降狀態大約產生相當於15%全機總重的推力，以獲得足 夠的滑流速度用於滑流舵操縱，此時消耗的功率佔全機總功率的12%-15%。旋翼 13由豎直位置後倒約8-9度。前飛時推力尾槳9產生15%-30%的推進力，兩副旋 翼13產生70%-85%的推進力。推力尾槳9的槳葉片數大於等於2。若推力尾槳9 的槳盤載荷較高，應當選擇較多的槳葉片數。任何情況下推力尾槳9的槳尖速度
9不應超過0.7馬赫。
推力尾槳9能夠像傳統的變距螺旋槳一樣改變槳葉的安裝角，或者變轉速， 調節不同工況下的拉力和效率，由主減速器18輸出的尾槳傳動軸20或直接由一 臺機械上獨立工作的電動機驅動。
升降舵7的平面形狀呈現中間寬、梢部窄的尖削樣式，以保證垂直起降時在 推力尾槳9滑流中有較大的舵效。為防止升降舵7和方向舵8偏轉時互相干涉， 方向舵8採取了中央切角的形式。
(2)可傾轉翼梢10 (參見圖1，圖2)，即旋翼短艙11外側安裝與旋翼短 艙11同步傾轉的小面積機翼，垂直起降時可以一定程度上減少旋翼13滑流的旋 轉動能損失；前飛時與機翼2中段的矩形部分接合，形成較大展弦比的機翼，使 得機翼2具有較高的升力線斜率和較小的誘導阻力係數，最終改善了全機的升阻 特性。
可傾轉翼梢IO的平面形狀為前緣後掠，後緣前掠的梯型，展弦比約1.5，面 積約佔整個機翼面積的15%-20%，與旋翼短艙ll外形融合成為一個整體。採用 失速性能較好，相對厚度較薄，前緣半徑較大的螺旋槳翼型，同時可設計上反角 7-10度和一定的幾何扭轉，來改善前飛時的橫向穩定性與升阻特性。可傾轉翼梢 10與短艙錐齒輪箱23固連，飛行中產生的氣動力和氣動力矩直接傳遞到短艙錐 齒輪箱23的殼體上。可傾轉翼梢IO上不安排任何氣動舵面，其梢部可進行橢圓 形整流。
權利要求
1、一種採用推力尾槳和滑流舵進行操縱和推進的傾轉旋翼飛機，採用並列雙旋翼、常規氣動布局的設計，它是由機身、機翼、尾翼、推力尾槳和滑流舵系統、起落架、動力和燃油系統、傳動系統、旋翼系統、旋翼短艙、旋翼短艙傾轉系統組成；機翼安裝在機身的中段兩側，尾翼安裝在機身尾部，推力尾槳和滑流舵系統安裝在尾翼上，起落架的主體位於機身腹部，動力和燃油系統安裝在機身的中段內部或機翼根部，通過機翼、機身裡的傳動系統與旋翼系統和推力尾槳連接；旋翼系統安裝在機翼梢部的旋翼短艙上，旋翼短艙的外側具有共同傾轉的可傾轉翼梢，同時旋翼短艙尾端安裝有懸停時防側翻的翼尖小輪；旋翼短艙傾轉系統安裝在機翼內部的結構上，並連接著旋翼短艙；其特徵在於它設置有進行垂直起降和前飛狀態的俯仰和偏航操縱的滑流舵系統，該系統由推力尾槳、升降舵、方向舵組成，它安裝在尾翼上；該推力尾槳的外形同普通螺旋槳，其斷面形狀為梯形，推力尾槳的槳葉片數大於等於2，槳尖速度不超過0.7馬赫，它由主減速器輸出的尾槳傳動軸驅動；該升降舵的平面形狀呈現中間寬、梢部窄的尖削樣式，方向舵是中央切角的形式；所述可傾轉翼梢是安裝在旋翼短艙外側並與旋翼短艙同步傾轉的小面積機翼，可傾轉翼梢的平面形狀為前緣後掠，後緣前掠的梯型，其梢部進行了橢圓形整流，展弦比為1.5，面積約佔整個機翼面積的15％-20％，並與旋翼短艙外形融合為一體，該可傾轉翼梢與短艙錐齒輪箱固連。
2、 根據權利要求1所述的一種採用推力尾槳和滑流舵進行操縱和推進的傾 轉旋翼飛機，其特徵在於該推力尾槳安裝在機尾涵道上，涵道連接垂直安定面 和水平安定面。
3、 根據權利要求1所述的一種採用推力尾槳和滑流舵進行操縱和推進的傾 轉旋翼飛機，其特徵在於該推力尾槳是安裝在十字形尾翼的水平安定面前緣的 孤立螺旋槳。
4、 根據權利要求1所述的一種採用推力尾槳和滑流舵進行操縱和推進的傾轉旋翼飛機，其特徵在於該推力尾槳的平面形狀為矩形。
5、 根據權利要求1所述的一種採用推力尾槳和滑流舵進行操縱和推進的傾 轉旋翼飛機，其特徵在於該推力尾槳由獨立的電動機驅動。
全文摘要
一種採用推力尾槳和滑流舵進行操縱和推進的傾轉旋翼飛機，採用並列雙旋翼、常規氣動布局的設計，它是由機身、機翼、尾翼、推力尾槳和滑流舵系統、起落架、動力和燃油系統、傳動系統、旋翼系統、旋翼短艙、旋翼短艙傾轉系統組成。該機採用推力尾槳和滑流舵系統進行垂直起降和前飛狀態的俯仰和偏航操縱，該系統由推力尾槳、升降舵、方向舵組成並安裝在尾翼上；可傾轉翼梢是安裝在旋翼短艙外側並與旋翼短艙同步傾轉的小面積機翼，可傾轉翼梢的平面形狀為前緣後掠，後緣前掠的梯型，展弦比為1.5，面積約佔整個機翼面積的15％-20％，並與旋翼短艙外形融合為一體，該可傾轉翼梢與短艙錐齒輪箱固連；它是一種很有發展潛力和光明前途的新機種。
文檔編號B64C27/08GK101423117SQ200810239048
公開日2009年5月6日 申請日期2008年12月5日 優先權日2008年12月5日
發明者吳大衛, 曾洪江, 胡繼忠 申請人:北京航空航天大學