第二代直升飛機工作原理的製作方法

2023-06-27 21:34:46 1

專利名稱：第二代直升飛機工作原理的製作方法
技術領域：
飛機設計。
背景技術：
第一代直升飛機有一個共同的致命弱點由操縱系統控制槳葉做飛舞運動，飛機才能實現前飛和懸停的轉換。由於大槳不是固定安裝的，產生了許多問題。I、降低了大槳的結構強度和負重能力。
2、增加了飛機的故障率和地勤的工作量。3、飛機存在嚴重的振動問題。

發明內容
I、調整平衡架(簡稱調平架)。2、共軸式軸系。3、立式螺旋槳。4、重力調整平衡操縱法(簡稱重力調平法)。本發明除解決了第二項背景技術中所述的問題外，還消滅了直升飛機的螺旋病，增強了直升飛機對場地的適應能力(可以在非常小的場地內停放)。鑑於小發明數量較多，具體方案請看實質資料。(直升飛機在尾槳失靈時，在大槳的帶動下，飛機進入旋轉狀態，失去控制能力；這種現象叫做螺旋病)


圖I是調平架前視結構圖、圖2是調平架後視結構圖、圖3是調平架側視結構圖、圖4是調平架俯視結構圖、圖5是定位管垂直中線縱切面結構圖、圖6是共軸式軸系水平中線切面結構圖、圖7是共軸式軸系垂直中線切面結構圖、圖8是單筒槳架水平中線切面結構圖、圖9是單筒槳架垂直中線切面結構圖、圖10是雙筒槳架垂直中線切面結構圖、圖11是雙筒槳架水平中線切面結構圖、圖12是雙向定位器垂直中線橫切面結構圖、圖13是雙向定位控制系統垂直中線縱切面結構圖、圖14是動力調平飛機庫內停放三視圖、圖15是動力調平飛機垂直中線縱切面結構圖、圖16是前飛側視效果圖、圖17是尾槳型重力調平飛機垂直中線縱切面結構圖、圖18是尾舵型重力調平飛機垂直中線縱切面結構圖。
具體實施例方式在圖I中1是下架、2是軸承座、3是軸、4是整流罩、5是定位管。在圖2中1是上架、2是下架、3是尾筒、4是鎖、5是定位管。6是整流罩。7、是雙尾筒機型尾筒安裝處。調平架是上機倉和下機倉〈見圖15>的結合部，整流罩〈6>使調平架和下機倉表面的兩側圓滑過渡，可以減少磨擦和轉向阻力。尾筒〈3>的結構是用槽形材料焊接成空心長方柱，外面套上薄圓管，也可以直接用厚圓管代替。在圖3中1是上架、2是下架、3是軸、4是軸承座、5是定位管、6是尾筒、7是鎖。軸〈3>焊接在上架〈1>的前方，軸承座〈4>固定在下架〈2>的上方。上架和下架繞軸開放與閉合。在圖4中1是上架、2是下架、3是定位管、4是軸、5是軸承座、6是鎖、7是螺絲、8是整流罩、9是尾筒。下架〈2>的內側要裝上整流罩〈8>，使下機倉〈見圖15>的上表面平整，可以減小飛行阻力並增加機倉空間。調平架用螺絲〈7>連接上下兩個機倉〈也可以焊接〉。在保證結構強度的條件下，尾筒〈9>的直徑越小越好，可以減小飛行和轉向阻力。對提高速度和操作性能都有好處。在圖5中1是上架、2是下架、3是內定位管、4是鎖定孔、5是鎖、6是鎖內插梢、7是鎖內彈簧、8是外定位管、9是蓋板。
定位管是用2根高強度弧形厚管材焊接而成，二管之間的間隙要儘可能地小，打上黃油後可以活動即可。為了幫助理解，圖中的間隙做了放大處理。外定位管〈8>焊接在上架〈1>上方，內定位管〈3>是穿過上架〈1>焊接在下架〈2>的上方的。定位管的作用是防止上架和下架左右錯位、超限打開、扭曲變形。當調平架打開到最大角時，鎖定孔〈4>和鎖內插梢〈6>在一條直線上，在鎖內彈簧〈7>的壓力推動下，鎖內插梢進入鎖定孔。在圖6中1是驅動軸軸承、2是驅動軸齒輪、3是定位軸、4是定位軸齒輪、5是定位軸軸承、6是內軸、7是內軸齒輪、8是運轉方向、9是驅動軸、10是密封蓋、11是軸系外殼、12是內軸齒輪定位梢。共軸式軸系和大槳配套使用，其結構強度至少要能承受大槳最大拉力設計值的3倍。採用4軸設計使軸系工作穩定、噪音小、壽命長。因為至少3個點才能確定一個平面，增加一個點自然會提高該平面的穩定性，振動小了自然會使噪音變小；增加的軸分擔了其它各軸的部分壓力，磨損減少了，壽命自然會變長。在圖7中1是上槳、2是下槳、3是內軸軸承、4是外軸軸承座、5是黃油環、6是上機倉天花板、7是內軸、8是外軸、9是黃油孔、10是外軸齒輪軸承、11是外軸齒輪、12是外軸齒輪定位梢、13是驅動軸、14是內軸齒輪、15是內軸齒輪定位螺帽、16是卡片、17是內軸高度調整螺絲、18是運轉方向、19是驅動軸齒輪、20是插梢孔、21是驅動軸軸承、22是軸承蓋、23是軸系外殼、24是上機倉地板、25是定位軸齒輪、26是密封蓋、27是內軸齒輪定位梢、28是螺杆。黃油環〈5>是一個直徑和內軸軸承〈3>直徑相等的短圓管，上面鑽了一個黃油孔(與外軸黃油孔〈9>重合)，裝在兩個軸承之間，便於同時為兩個軸承加油。外軸〈8>是一條高強度厚壁管，外軸齒輪定位梢〈12>共有4個，呈十字形分布在同一個水平面內。安裝時先把外軸齒輪〈11>裝到位，再將外軸齒輪定位梢〈12>從外軸的內部插入(外軸齒輪和外軸的相應位置鑽有同樣的4個孔)，再將內軸軸承〈3>裝到位即可定位。驅動軸〈13>和驅動軸軸承〈21>固定在上下兩個軸系外殼〈23>之間,外軸齒輪軸承〈10>和外軸齒輪〈11>以及軸承蓋〈22>之間的間隙由軸承蓋〈22>與軸系外殼〈上23>之間的墊片的厚度來決定。內軸高度調整螺絲上面，它的一側開有上下兩個螺孔，該螺孔的大小和螺杆〈28>的大小配套。內軸高度調整螺絲的螺母下端的兩側各開一個缺口，該缺口的大小和卡片〈16>的大小配套。卡片上面開有兩個小孔，兩個小孔的大小和螺杆的大小配套、距離和螺公上面的兩個螺孔配套。調整工作完成時，將卡片和螺母的缺口吻合，將卡片的小孔和螺公的螺孔吻合，再將螺杆穿過卡片的小孔固定在螺公的螺孔中即可定位。內軸齒輪〈14>和外軸齒輪〈11>的直徑、厚度、錐度和齒數完全相同，以此來保證在同一根驅動軸〈13>驅動下，內軸〈7>和外軸〈8>運轉的角速度相等、方向相反。如果上槳〈1>和下槳〈2>的形狀完全相同，那麼它們的擾動力矩剛好抵消，整個螺旋槳〈含上槳和下槳〉就不會產生擾動。因此螺旋槳輸出的空氣是圓周對稱、平行於主軸的，也就是垂直於螺旋槳的(這個時候要把上槳和下槳看成一個整體，它和主軸是垂直的)。這種形狀相同的兩個螺旋槳叫做同形螺旋槳。共軸式複合無擾動螺旋槳要求雙槳運轉的角速度相同、方向相反、雙槳的形狀固定不變、可以不同，關鍵是無擾動力矩輸出。這種螺旋槳就是本發明選定的大槳。同形螺旋 槳只是一種用於概念設計的理想化的螺旋槳，異形螺旋槳通過差異法處理也能達到和同形螺旋槳一樣無擾動輸出的效果。螺旋槳的生產和使用條件具有多樣性。既可垂直使用，也可水平作用；既可單獨使用，也可複合使用。為了讓飛機具有最好的性能，在特定條件下，可以甚至必須把上槳(前槳)和下槳(後槳)做成不同的形狀，例如加裝整流錐，並以此法來減少擾動力矩的輸出等
坐寸ο共軸式軸系由於兩根驅動軸的運轉方向相反，角速度相等。選用2臺性能參數完全相同的電磁調速電機來同步驅動，再選用共軸式複合無擾動螺旋槳配套，則整個驅動系統的擾動力矩完全抵消，使飛機具有極好的穩定性，同時實現了上機倉的無人化。這種無擾動驅動系統是本發明得以成功的關鍵之一，該系統的應用使飛機在空中失去動力時垂直下降，或者在慣性力的作用下向前方降落，不會進入螺旋狀態。生產過程中若產生少量擾動，這是由於內軸和外軸的差異(大小差異、長短差異)造成的，因為概念設計時沒有考慮這一細微的差別。糾正時採用差異配平法上槳和內軸組成的順轉系統和下槳與外軸組成的反轉系統採用不同的長度、不同的厚度、不同的材料，使二者的擾動力矩相等，就可以做到無攏動力矩輸出。本發明選定的尾槳系統是共軸式非複合小擾動驅動系統〈見圖13>。原理是驅動電機和內軸組成的主動系統和外軸與螺旋槳組成的被動系統的運轉方向相反，所以二者的擾動力矩相互抵消，系統的擾動力矩很小。具體方法是軸系取消內軸高度調整螺絲〈17>。內軸〈7>和外軸〈8>切成等長，螺旋槳裝在外軸上。內軸下端開齒並延長到軸系外殼〈23>以下，通過內部開齒的套筒與軸端開齒的驅動電機連成一體〈套筒套在內軸下端和驅動電機軸上端 >。軸系外殼〈23>用螺絲固定在驅動電機外殼上。對比分析俄國的卡式系列直升機使用的是共軸式複合活動螺旋槳，工作時該槳的槳葉是要飛舞的。為了防碰撞，上槳和下槳的高度差設計得很大，飛機的重心變高了，穩定性自然會變差，同時結構重量也會增加。共軸式複合定形螺旋槳的高度差要小很多，結構重量就會減少；螺旋槳和及其驅動軸都是固定安裝的，所以飛機的穩定性和工作可靠性與渦槳飛機相當。
因為槳葉的飛舞活動螺旋槳的工作效率不到30%，太多的功率損失使飛機的速度和負重能力大大減小，並產生了嚴重的振動問題；這是第一代直升機固有的缺點，也是它航程太短的根本原因。一般定形螺旋槳的工作效率在50%左右〈例如渦槳飛機 >，負重能力和速度以及航程的大小主要受動力設備的功率限制，否則沒有限制。但是，活動螺旋槳在產生升力的同時也能產生前進力，因為它自帶自動傾斜器，這是第一代直升機固有的優點和特徵；定形螺旋槳雖雖然工作效率高，但是水平使用不能產生升力，垂直使用不能產生前進力，這個缺點就是第二代直升機需要解決的關鍵問題。第一代直升機成也飛舞、敗也飛舞，從這點可以看出 飛機的性能和軟體關係很大，硬體不是唯一的因素。在圖8中1是水平板、2是整流罩、3是加強板、4是螺絲，5是槳葉、6是套筒。槳葉〈5>與加強板〈3>的夾角不得大於30度，否則會影響到結構強度。槳葉〈5>用螺絲〈4>〈或焊接 > 固定在水平板〈1>上，它們共同組成一個螺旋槳。在圖9中1是插梢、2是加強帽、3是套筒、4是插梢孔、5是槳葉、6是整流罩、7是加強板、8是水平板、9是螺絲。加強帽〈2>是一個內徑與套筒〈3>直徑相等的短圓管，共有2個，插梢〈1>共有8個，都是槳架的必要附件。安裝時先把槳架套在共軸式軸系〈見圖7>的對應位置，使它們的插梢孔重合，再將插梢〈1>插進去，然後用火加熱加強帽，套在套筒兩端並維持一分鐘，冷卻後即可定位。套筒要使用高強度厚壁管，水平板與加強板要使用厚板材，水平板與加強板以及套筒之間的夾角均為90°角。該圖也是立式螺旋槳的安裝圖，實際使用時不一定有3層槳葉。當槳葉為I層時，安裝在中層；當槳葉為2層時，安裝在上層和下層。為了簡化圖紙，在以後的圖中都是用一層槳葉做代表。在圖10中1是插梢、2是加強帽、3是插梢孔、4是內架套筒、5是黃油孔、6是內架定位鉤、7是外架定位鉤、8是外架套筒、9是水平板、10是加強板、11是整流罩、12是下槳、13是上槳、14是圓臺形蓋板、15是螺絲。插梢〈1>共有8個，加強帽〈2>共有2個，都是槳架的必要附件。外架套筒〈8>不可以上下運動，只可以在水平面內轉動90度角。內外兩個套筒〈4和8>之間的間隙要儘量小些，塗上黃油後能夠轉動即可。內架的下層水平板要做得更大一些，增加的寬度等於外架定位鉤〈7>的厚度的2倍。外架定位鉤焊接固定在外架加強板與水平板的交匯處。使用時槳架必須倒過來。因為槳葉並不是平面結構，它的上緣和下緣有一定的高度差，如果活動槳〈13>放在下面，那麼槳葉之間高度差的設計必須大於槳葉邊緣之間的高度差，因為迭在下面的活動槳打開時會碰到上面的固定槳〈12>。倒過來使用，活動槳在上方就迴避了這個問題，槳葉之間的高度差能設計得很小。停放時，將上槳轉動90°角，上槳和下槳在同一個垂直平面內，幾乎是迭在一起，可以最大限度減小停放空間。飛機起飛前，在空氣阻力推動下，上槳自動反轉90°角，螺旋槳又變回十字形，可以獲得最大的工作效率；因為同一個水平面內只有一對槳葉在工作，沒有任何幹擾。也就是把高速螺旋槳空泡現象的不利影響減少到最低水平，提高螺旋槳的工作效率〈功率因數〉。
本槳架的功能是將同一螺旋槳拆分成兩個，使螺旋槳具有臥式和立式相互轉變的功能，對停放和飛行都十分有利。用本槳架組裝而成的螺旋槳即不是固定臥式的，也不是固定立式的因為它的全部槳葉既不是工作在同一個水平面內，也不是工作在同一個垂直平面內，所以它是活動的立式螺旋槳。在圖11中1是外架定位鉤、2是外架水平板、3是外架套筒、4是內架套筒、5是內架定位鉤。從本圖可看出，如果內架套筒〈4>和外架套筒〈3>之間的間隙過大，飛機在大風中飛行時，兩者之間就會發生碰撞；間隙過小則會卡死。在圖12中1是強力彈簧、2是後外殼、3是上定位板、、4是下定位板、5是軸。左、右兩根強力彈簧〈1>的型號相同，固定在上定位板〈3>的兩側。上定位板焊接在的後外殼上，下定位板〈4>焊接在軸〈5>上。在圖13中1是二線電機、2是減速器、3是軸承座、4是下定位板、5是軸、6是插梢、7是套筒、8是長方形連接管、9是尾槳系統、10是尾筒、11是上定位板、12是雙向定位器 夕卜殼。長方形連接管〈8>焊接在軸承座〈3>和雙向定位器的外殼〈12>上，最後用螺絲將整個系統固定在尾筒〈10>的長方柱下方。三線電機〈1>用螺絲固定在尾筒〈10>的長方柱下方。〈雙向定位器的〉軸〈5>和三線電機〈1>通過減速器〈2>結合在一起，在三線電機驅動下，軸〈5>可以向左或右轉動90°角，此時上、下兩個定位板〈4和11>吻合在一起，將其卡住；電力消失後，在強力彈簧〈見圖12>壓力推動下，系統自動還原。套筒〈7>是尾槳系統〈9>與雙向定位控制系統的結合部，固定在尾槳系統重心所在的水平面內，用插梢〈6>或螺絲將兩個系統結合成一個整體，兩個系統要儘量靠近並採取必要的整流措施。在雙向定位控制系統控制下，尾槳系統可以在垂直方向和水平方向輸出動力，具備了調力操作和轉向操作兩個功能。尾槳系統的結構和功能請查閱圖7說明的第12-13段。在圖14中1是俯視圖、2是側視圖、3是前視圖。從本圖可以看出飛機的停放面積=螺旋槳長度X機身寬度。本方案中尾槳前移是以軍用飛機為目標的，民用飛機不必採用。軍用飛機特別是海軍飛機要儘量減小停放空間。所以採用可伸縮的變形尾筒，本方案的優點是在不減少尾槳力矩的條件下減小停放空間，缺點是麻煩。但是，和第一代直升飛機普遍使用的折迭大槳的方案相比，折迭變形尾筒的工作量可以忽略不計，技術優勢不言自明。具體做法是把尾槳系統和雙向定位控制系統一起固定在一根更小的尾筒後下方〈不帶圓管 >，將小尾筒插入尾筒的空心長方柱中，飛機起飛前將其拉出，再用插梢固定二者的相對位置即可。兩個尾筒的相應位置要各鑽兩個插梢孔。如果尾筒直接使用厚圓管，那麼小尾筒也使用厚圓管。採用固定尾筒的民用飛機的停放空間略有增加，但是能顯著減少成本。這是因為民用飛機對經濟性指標要求更高，必須儘量減少生產成本和使用成本。在圖15中1是槳架、2是上槳、3是下槳、4是上機倉、5是駕駛倉、6是電源、7是橫向平衡面、8是動心、9是拉力作用點、10是尾筒、11是雙向定位控制系統、12是電磁調速電機、13是尾獎系統、14是共軸式軸系、15是尚合器、16是電磁調速電機、17是調角器、18是下機倉、19、是動心、20是動心、21是橫向平衡線。
上機倉〈4>的動力配置就是圖7說明中所說的共軸式複合無擾動驅動系統。離合器〈15>便於切斷戰傷的一臺電磁調速電機〈16>，民用飛機換用靠背輪。調角器〈17>通常使用千斤頂，千斤頂的兩端分別固定在調平架的上架和下架上。電源〈6>可以是電池組，也可以是發電機組，通常以2套完全相同的發電機組以短倉(兼做整流罩)半外掛的方式掛在橫向平衡面〈7>上(對速度和安全要求較高的偵察機、戰鬥機和專機不宜外掛)。這種布局的優點是(I)對發動機的進氣和排氣有利。(2)倉內空間大。(3)廢氣和噪聲對倉內人員影響小。(4)保養方便。用戶需要時，電源〈6>的兩套發電機組可以直接替換兩套電磁調速電機〈16>，同時發電機換成更小的型號，電磁調速改成油門調速。但是，油門的控制必須保證正常情況下整個驅動系統無擾動力矩輸出〈油門同步>。尾槳系統〈13>既可以朝上安裝，也可以朝下安裝，具體方案要根據用戶的具體情 況來確定(三線電機可以通過電路的轉換來控制電機的運轉方向)。尾槳系統〈13>槳葉的迎角要設定為45°，使順轉和反轉的工作效率相同。本方案的優點是(I)全機電氣化操作，機組人員工作量小，3人機組即可長途飛行(2名駕駛員可以輪班、一名機械師應急)。(2)故障率低。用得最多的設備是電機，而電機製造技術已經非常成熟可靠。(3)飛機結構簡單，人員培訓快。動心是物體的動力學中心的簡稱，重心是物體的靜力學中心，卻不一定是動力學中心。因為物體在動力作用下與空氣相互作用，其作用效果與物體的表面形狀關係很大，只有完全對稱的物體的重心和動心才是完全重合的，例如球體。靜力學中心是固定的，動力學中心是不固定的。以本資料所示的飛機為例大漿輸出的空氣作用在飛機身上，由於飛機(看圖14)的左右兩側的布局是相同的，飛機左右兩側的力矩(包括重力力矩和升力力矩)是相等的，所以飛機的左右方向是平衡的。由於飛機(看圖14和15)的前後兩端的布局是不同的，飛機前後兩端的力矩就不一定相同了。因為即使兩端的重力力矩相等〈也就是說大槳拉力以重心為作用點〉，如果升力力矩不相等，那麼兩端之間的升力力矩差會使飛機產生滾轉效應，也就是升力力矩大的一端向升力的方向運動，另一端則相反；所以飛機的前後方向就不平衡了。產生這種現象的原因是前後兩端的不同配置造成的升力力矩損失不相等。糾正的辦法是將拉力的作用點向升力力矩較小的一端移動，使飛機獲得一個前後方向的重力力矩差，同時減少前後方向的升力力矩差，隨著拉力作用點移動距離的不斷增加，當飛機的重力力矩差與升力力矩差相等時，前後兩端的力矩差為零，飛機就平衡了，該拉力的作用點〈9>就是飛機的動力學中心〈8>。前面已經講過共軸式無擾動驅動系統的優點是系統輸出的擾動力矩為零。所以，穩定型飛機在沒有外力擾動的情況下是垂直上升的，不會有任何其它跡象；因為穩定型飛機的前後、左右兩個方向的力矩差都為零〈就是升力力矩差和重力力矩差相等〉，飛機的動心〈8>和拉力作用點〈9>重合。這時把尾槳系統〈13>發動起來，讓其產生升力，那麼飛機後部的升力力矩就會大於前部的升力力矩，飛機就得到一個前後方向的升力力矩差，動心就會向後方移動，形成新的動心〈19>，飛機進入了前方超重狀態，就變成不穩定型飛機了，就會向升力力矩較小的前方傾斜，就會在大槳帶動下向前飛行，就實現了大槳拉力向前進力的轉變。前部與後部的力矩差越大，飛機的傾斜角越大，動心的移動量越大，飛機就能以更大的速度向前飛行，因此尾槳系統〈13>必須配用電磁調速電機〈12>。以上事實證明對於同一個質點來說，升力增加的效果與重力減少的效果是一樣的，升力減少的效果與重力增加的效果是一樣的，負升力等於重力。根據這個原理，我們可以對不穩定型飛機進行有效的操縱。前方不穩定型飛機的力學特性與穩定型飛機的力學特性相反。由於飛機的動心靠前配置，或者說拉力作用點〈9>滯後，飛機前部的重力力矩大於後部的重力力矩，飛機處於前方超重狀態。重力力矩差的存在使飛機無法垂直起飛。這個時候要使尾槳系統產生負升力，用來抵消飛機後部的升力；從效果來說也等於增加了後部的重力，使飛機動心向後方移動。調高尾槳系統電機的轉速，當增加的負升力力矩抵消了原有的重力力矩差時，飛機的前後力矩差為零，新的動心〈8>與拉力作用點〈9>重合，飛機就變成穩定型飛機了，就可以垂直起飛。需要前飛時，飛機必須重新進入前方超重狀態。把尾槳系統電機的轉速調低直到 為零，前後方向的力矩差越來越大，動心向前移動越來越多，飛機越來越不穩定，飛機前飛的速度就可以慢慢提上來。如果需要高速飛行，就得像穩定型飛機一樣增加尾部的升力，力口大動心的提前量，就要把尾槳系統電機的電路接反，讓尾槳系統產生升力。需要減速和降落時，上述的過程就反轉一遍。任何一架直升機都有一個預定的動心。如果大槳拉力作用點脫離了該動心，飛機處於某個方向超重狀態，必須重新配平才能垂直起飛。因此任何消耗性物品〈例如燃油、貨物 > 都必須等量對稱地分布在飛機的縱向平衡面和橫向平衡面兩側，並且同時等量地消耗，否則都會產生和外力擾動效果相同的內力擾動。綜上所述直升飛機的穩定性是支點〈拉力作用點 > 和平衡點〈動心 > 的相互關係決定的。二者重合時兩端的力矩差等於零，飛機處於穩定狀態〈靜止〉；二者分離時兩端的力矩差大於零，飛機處於運動狀態〈不穩定 > ;穩定型飛機運動需要力矩差的增加，不穩定型飛機靜止需要力矩差的歸零。二者狀態〈重合或分離 > 的保持或轉換的過程就是飛機狀態〈靜止或運動 > 的保持或轉換的過程，或者說是飛機穩定性的保持或變化的過程。直升機的不穩定有兩種類型前方超重的現象叫做前方不穩定，後方超重的現象的叫做後方不穩定。後方超重型的操縱方法和穩定型的操縱方法相同，但是難度非常大。因為前方超重有利於向前飛行，後方超重有利於向後飛行。也就是說後方超重越多前飛越難，勉強前飛就會消耗飛機的調平能力，這和飛機的前飛工作模式是不相符的，除非飛機具有前飛與後飛兩種工作模式。但是多模工作會造成更高的生產成本和維護成本，是不可取的；單向飛行的飛機通過調頭就能實現任何方向的飛行而其成本更低。所以使用過程中不可以出現人為的後方超重，前方超重也不能太多，要盡力維持系統的穩定。也就是說飛機有限的調平能力主要用來抵消外力的擾動，調平能力的浪費就是安全指標的浪費。飛機在空中失去動力時因重力加速而下墜，共軸式無擾動驅動系統在空氣阻力推動下自動反轉而產生少量升力。由於動心和重心並不是同一個點，所以飛機超重的一端因滾轉效應而首先接地；如果動心和重心重合，飛機就是自由落體。研究飛機的穩定性是使用的需要，其次才是生產的需要。因為在使用過程中，飛機和它的負載(包括機內任何有質量的物品和飛機受到的外力)形成一個運動系統。飛機的類型可以有很多種，而系統的狀態只有穩定和不穩定兩種類型，能操縱這兩種類型的飛機就能操縱這兩種類型的系統。從力學的角度來說，飛機的操縱過程是對整個系統的操縱過程，是對整個系統的兩種狀態的保持或轉換的過程。真實的飛機只能是穩定型〈這句話的含義如下飛機的動心就是大槳拉力作用點，垂直中線縱切面就是縱向平衡面，垂直中線橫切面就是橫向平衡面；這兩個平衡面與下機倉地板的切線分別叫做縱向平衡線和橫向平衡線，這兩個平衡面的切線就是動心的垂線，叫做垂直平衡線，也叫做最佳平衡線；與拉力垂直的動心所在的平面叫垂向平衡面〉，真實的系統卻在兩種狀態之間經常地轉換，而且大多數情況下是不穩定的，飛機的尾槳系統也是經常使用的。這是因為理想狀態下空氣是靜止的，飛機的狀態轉換很少，尾槳系統的使用自然就是很少。這是用戶必須了解的理論和實踐的區別。為了避免出現後方超重，便於貨物配置，必須把橫向平衡線〈21>標在下機倉〈18>地板上。由此可見橫向平衡面體現飛機的縱向平衡，縱向平衡面體現飛機的橫向平衡，垂向平衡面體現飛機的垂向平衡。同理，左右方向的力矩差也會破壞飛機的橫向平衡；也就是說縱向超重有利於縱向飛行，橫向超重有利於橫向飛行，超重方向就是飛行方向，無處超重則無法飛行。由於飛機左右方向的長度〈也就是力臂〉很小，無論內力還是外力產生的力矩差都是很小的；其·次飛機的橫向運動阻力非常大。飛機憑藉強大的轉向機構〈尾槳系統〉可以輕易抵消橫向擾動力矩的影響。所以理論研究時飛機的橫向運動是忽略不計的，只要機內負載配平即可。生產過程中的調平方法與前文所述的縱向調平方法相同。同理，上下方向的力矩差也會破壞飛機的垂向平衡。由於飛機上下方向的力臂是一個點而不必計算〈I乘任何數得原數 >，飛機的重力也是一定的，所以只要控制升力的大小就可以控制飛機的垂向平衡而控制高度。總而言之飛機的狀態體現在三個方向〈前後方向即縱向、左右方向即橫向、上下方向即垂向〉，不同方向的狀態可以相同，也可以不同。例如飛機垂向穩定即高度不變時，縱向和橫向可以是穩定狀態，也可以是運動狀態〈不穩定 > ;若三個方向都處於穩定狀態時〈全向穩定 >，飛機處於靜止狀態〈停放或懸停>。綜上所述物體的狀態是由力〈拉力或推力 > 的作用點和力學中心〈平衡點 > 的相互關係決定的。二者重合時物體處於穩定狀態〈靜止>，二者分離時物體處於運動狀態〈不穩定> ;二者狀態〈重合或分離 > 的保持或轉換的過程就是物體狀態〈靜止或運動 > 的保持或轉換的過程，或者說是物體穩定性的保持或變化的過程。具體地說力學中心包括動力學中心〈動心〉和靜力學中心〈重力 >。物體在靜止狀態或真空中運動時無運動阻力，動心和重心是同一個點；多數物體在流體中有運動阻力，動心和重心不是同一個點；球體具有萬向擾動力矩相等的特性，它的動心和重心都是球心。在圖16中1是動心1、2是動心2、3是動心3、4是拉力作用點、5是升力作用點、6是傾斜角Θ、7是前進力作用點、8是調平角、9是橫向平衡面、10是定位管、11是調角器。為了減少飛行阻力，也為了使機倉內的人與貨物不會傾倒，在飛機開始前飛向前傾斜時，同時啟動調角器〈11>，調平架就會打開一個角，這個角就是調平角〈8>，最佳調平角=傾斜角。飛機前飛時尾槳系統產生升力，如果調平架不打開，那麼整架飛機向前傾斜，大槳拉力的作用點還是原來的動心1〈1>，但是飛機的動心會向後移動，形成一個新的動心2〈2>。調平架打開以後，由於上機身的重心提高，所以整架飛機的動心〈2>也會相應地提高為動心3〈3>。同時，拉力的作用點也向後移動，形成一個新的拉力作用點。結果是新的動心3〈3>和拉力的作用點與原來的動心1〈1>的距離更大，前後方向的力矩差更大，飛機更不穩定也就飛得更快。同時可知兼做轉向機構的調力機構尾槳系統〈或尾舵系統 > 只能用於飛機的狀態和方向的轉換或保持，不可以任意使用，否則飛機無法保持一個穩定的狀態〈懸停或運動>。飛機轉向時，飛機垂直中線縱切面和原來所在平面之間的夾角叫偏航角。單位時間內飛機獲得的偏航角叫偏航率，單位是度/秒，公式是偏航率=A/T,其中A是偏航角，T是時間。飛機的偏航率越大，調平能力越強。很明顯飛機的偏航率越大、加速性越好、調平能力越強。也就是飛機的控制能力越強，或者說飛機的變穩能力越強。沒有變穩能力的飛機是沒有使用價值的，變穩的實質就是調平。反過來說就是任何一架能夠使用的飛機都是變穩飛機，不同之處是不同的飛機變穩的方式不同，能力不同。 調平的目的可以是保持穩定〈航向、高度、速度 >，也可以是破壞穩定〈航向、高度、速度>。因此評價飛機性能好壞的標準是穩得住、變得快。看圖16可以知道
傾斜率(q)=~^
前進力(F前)=拉力拉)X傾斜率
拉力轉化率⑵-JiL.-座x土 —i
Π力轉化率(Z)- F拉一 F拉-90°拉力轉化率等於傾斜率,所以傾斜角越大,前飛速度越大。如果因為最大傾斜角設計偏大造成升力偏小則必須採取增升措施，否則飛機在高速飛行時就會失速墜毀，例如象米-24飛機一樣增設固定短翼；同時要控制下機倉的長度，避免槳葉打機頭。對於高速飛機來說，拉力最大轉化率也是一個很重要的參數。新舊對比直升飛機是特種飛機，它既要垂直運動，又要水平運動。由於動力設備的功率和工作模式限制，用定形飛機直接使用是不現實的，所以變形飛機就成了最佳選擇。第一代直升機選擇的是螺旋槳變形方案，就是將螺旋槳拆開，做成活動螺旋槳。但是，由於槳葉飛舞造成的螺旋槳功率損失太大(剩下不足30% )，導致第一代直升機的速度和載重量很小，導致航程很小。這是槳葉的前行過程與後行過程的拉力差造成的，槳葉拉力差造成的功率損失就是振動能量的主要來源。由於高速飛舞的螺旋槳磨損很快，又需要自動傾斜器，所以驅動系統的故障率很高，地勤的工作量很大。飛機的實用性很差是有目共睹的。第一代直升飛機速度和航程太小的主要原因除了槳葉飛舞造成的功率損失太大以外，另一個主要原因就是最大傾斜角太小導致拉力最大轉化率太小，飛機損失速度的同時損失了航程。這種軟體缺陷造成的問題除了更換軟體以外不可能得到解決。因為槳葉的飛舞量越大，功率的損失率越大，飛機的振動量越大，阻力的增加量越大；最大傾斜角設計太大必然導致飛機無法使用。
本發明選擇了機身變形的方案。固定安裝的螺旋槳不再飛舞槳葉，保證了螺旋槳的工作效率不會降低(約50% )，強大的功率儲備和較高的拉力最大轉化率使飛機的速度和載重量必然會有較大的提高，航程也會加大。槳葉拉力差的消失使飛機的振動問題得到根本上的解決。由於固定安裝的螺旋槳沒有磨損，也不要自動傾斜器，所以飛機的故障率必然會顯著減少，地勤的工作量自然顯著減少，飛機的實用性更高。在圖17中1是駕駛倉、2是尾獎系統、3是機內調平負載、4是後方終點、5是如方終點、6是距離控制器、7是最佳平衡線、8是機外調平負載。尾槳系統〈2>只負責轉向操縱，不需要控制系統，所以橫向固定在尾筒的最後端，採用普通電機即可。控制電機的通電時間即可控制飛機的偏航角，控制電機的運轉方向(順轉或反轉)即可控制飛機的偏航方向(左轉或右轉)參於調平過程可以變化的負載叫做調平負載〈大小變化、位置變化 >。調平負載〈3和8>的運動距離叫做調平距離，前方終點〈5>和後方終點〈4>之間的距離叫最大調平距 離。在距離控制器〈6>控制下(距離控制器可以是千斤頂，也可以是升降機)，如果前方超重，調平負載向後方移動；如果後方超重，調平負載向前方移動；系統都能調平。調平負載可以是專用負載，也可以是兼用負載，任何有質量的物品都能使用，例如電源、油料、武器等。其中以飛機本身必不可少的負載(也就是無效負載)兼用最好，使飛機在空載甚至油料即將用完時也能正常使用，經濟效益是最高的。電源和用電設備之間是用電線連接的，屬於柔性連接，電源的運動不會影響電力的使用，只要定期檢查即可(防止電線磨損導致短路)，而且電源(可以是電池組，也可以是發電機組)的質量較大，非常適合兼做調平負載。調平負載可以是較大負載，也可以是較小負載。由於力矩等於力和力臂的乘積；調平力矩一定時〈調平負載產生的力矩叫做調平力矩 >，較大負載只需較小的調平距離，較小負載必需較大的調平距離。調平負載可以是機內負載，也可以是機外負載。由於二者都必須配備距離控制器並且功能相同，所以二者不宜分開使用，可以合併共用一個距離控制器。調平負載的運動平臺因調平負載的不同而不同，由此影響到飛機的外觀和性能。根據以上分析可知應當選用較大的機外兼用負載做為調平負載，消耗性物品可以使用但不是最佳選擇〈例如燃油、彈藥、食品 >，機內調平負載一般應用在體積〈特別是長度 > 較大的機型上〈例如圖17所示的運輸機>。調平負載的一部分要設計成〈可以有不同方案 > 一個厚度不大〈約10cm>的長方塊叫做底板，其餘部分固定在底板的上方〈機內調平負載 > 或者下方〈機外調平負載〉。調平負載的運動平臺是用4根槽形材料焊成的開口向內的空心長方體叫做軌道，底板被限制在軌道空間內前後運動，但不能左右運動。所以二者之間左右方向的間隙要儘量設計得小些，打上黃油後能活動即可。調平負載只能在飛機的垂直中線縱切面以內運動〈也就是縱向平衡面 >，否則左右方向的力矩差會產生一個橫向擾動力矩，導致飛機偏航。為了獲得巨大的調平力矩，減少內部空間的浪費，減少飛機的自身重量，調平負載可以由整個下機倉〈含駕駛倉 > 及其內部物品兼任，軌道由調平架的下架兼任，距離控制器 安裝在底板正後方〈下機倉背上 >。該方案是重力調平飛機的最佳方案，因其不能適用於動力調平飛機而重新申請〈超範圍>。分析對比使用重力調平法的飛機〈例如圖17>的動心是向重力增加的一端運動的，從效果來說是向升力減少的一端運動。使用動力調平法〈動力調整平衡操縱法的簡稱〉的飛機〈例如圖15>的動心是向動力增加的一端運動，從效果來說可以是向重力增加的一端運動〈前方不穩定型 >，也可以是向重力減少的一端運動〈穩定型 >。這就是使用不同操縱法的兩種飛機的力學特性的區別。目前廣泛使用的動力調整平衡操縱法要在長時間內消耗大量能源，一旦動力消失，所需要的調平力矩立刻減少到零；而重力調整平衡操縱法只需要在短時間內消耗少量能源，將某個物品移動到某個位置，所以需要的調平力矩將會永遠存在；因為重力是物質的原始力量，它的存在不需要消耗能源。第一代直升飛機的大槳被設計成效率低下槳葉飛舞的活動螺旋槳，是在有限的硬體條件下犧牲硬體的性能適應軟體〈動力調平法 > 的需要，所以能源的浪費和故障的增加就成了無法迴避的事實。本發明研製了專用的調平硬體〈調平架〉，不需要犧牲硬體的性能就可以適應各種軟體〈動力調平法或重力調平法 > 的需要，因此迴避了第一代直升飛機特有的缺陷。·在圖18中1是尾航、2是雙向定位控制系統、3是機內調平負載、4是後方終點、5是前方終點、6是距離控制器、7是最佳平衡線、8是機外調平負載、9是駕駛倉。尾舵〈1>焊接在雙向定位控制系統〈2>的套筒下方〈見圖13>。為了增大尾舵的轉向力矩，必須儘量加大尾舵的面積；為了減少尾舵的橫向擾動力矩，必須儘量減小尾舵的面積；解決這一矛盾的有效辦法就是使用兩套轉向機構〈包括尾舵和雙向定位控制系統，由此增加一根尾筒 >，這種雙尾筒機型的尾筒安裝在調平架下架後方的兩側〈見圖2>。轉向操作時兩個舵必須同步同向運用，必要時可以同步異向運用。就是必要時用尾舵生產負升力。具體操作如下將其中一個雙向定位控制系統的電機線路接反而使該電機反轉。兩套轉向機構同步運用時一個尾舵向左轉，另一個尾舵必然向右轉，所以兩個轉向力矩剛好抵消，飛機既不會左轉也不會右轉，而是獲得一個負升力力矩，此法可以用來糾正飛機的前方超重狀態。當然，這種做法會消弱飛機的轉向能力。把圖18和圖17進行對比可知兩種機型〈尾槳型和尾舵型 > 的區別僅僅是轉向操縱機構不同，具體應用是基本上相同的。本機型的停放空間小，無論室內室外，無論軍用民用都一樣，而且無需額外的勤務工作〈尾槳型飛機必需收起尾槳系統才有同樣大小的停放空間 >，具有很高的經濟性和通用性。特別適用於艦載航空兵而不適用於陸軍的戰鬥機，因為矮小的尾舵型戰鬥機貼地飛行時容易撞壞尾舵。所以，本機型的全壽命費效比明顯高於尾槳型飛機的全壽命費效比，使用價值更高。當然這個結論對於某些用戶是不成立的〈例如陸航部隊>。本發明以運輸機為例來描述第二代直升飛機的工作原理，因此只有運輸機才能直接參照圖紙進入後續設計階段。而不同用戶之間的需要是差別很大的，實施單位應當結合用戶的具體要求靈活運用，才能獲得理想的使用效果〈軍用型或民用型、高速機或低速機、尾漿型或尾舵型、動力調平或重力調平 >。為了便於理解，下例參考方案是結合圖紙寫的。例I :運動飛機無需貨倉，所以下機身只要將駕駛倉〈1>和機內調平負載〈3>及其運動空間組合在一起即可，發電機組兼做調平負載。上機倉內的配置和圖15所示的動力調平飛機的配置相同，包括圖18所示的尾舵型在內的其它類型的飛機也是相同配置，以後舉例時不再重複說明。例2 :家用飛機和運動飛機都屬於微型飛機〈有效負載不超I噸，從經濟性來考慮也不可以設計得太大 >，因此把運動飛機的駕駛倉略微加長〈也就是增加一排3個座位，和正副駕駛一共2排5座 >，把貨箱與調平負載合二為一即可。也就是採用一體化設計，調平負載預留一定空間裝貨〈必要時可以裝人 >，貨物兼做調平負載。例3 :專機需要容納較多人員和大量物品的大空間和大動力。包括 若干要員、隨行人員、通信器材、武器彈藥、食品、藥品、衛生設備、空調設備等等，因此必須用運輸機改裝〈如圖15、圖16、圖17、圖18>，也只有運輸機才能同時提供大空間和大動力，其次運輸機寬大的後門便於大量人員和物品的流動。例4 :戰鬥機和運動飛機構造相似，下機身前端為駕駛倉，中後部為調平負載及其運動空間。調平負載由發電機組、部分燃油、武器彈藥等兼任；不同之處是武器彈藥是腹部外掛的。而且，戰鬥機需要貼地飛行〈包括圖15所示的動力調平飛機〉，為了防碰撞和防地效，尾槳型戰鬥機尾筒的後端〈大槳不能蓋住的部分 > 必須向上折角45°，使尾槳和大槳高度相同〈便於庫內停放〉。理由是1、戰鬥機體形矮小，貼地飛行時要做轉向機動，尾槳容易碰撞障礙物。2、矮小的戰鬥機貼地或貼水飛行時，大槳吹起的高速尾流在地面或水面阻擋下向後方及左右兩側高速擴散；在尾流中工作的尾槳由於本身和尾流的速度差減小而失速或者部分失速，導致飛機操縱失靈。例5 :通用飛機的使用頻率很高，需要很高的任務適應性。但是，很高的任務適應性往往導致飛機的單項性能不如專用飛機〈特別是經濟性 >。唯一的解題辦法就是採用分層組合設計法，才能顯著提高通用飛機的經濟性指標。具體方法是採用戰鬥機模式設計，使飛機具有大動力、小體積、高強度的特點，使飛機能經濟高效地執行一般的戰鬥、訓練、偵察、救援、運輸等任務。更大更主要的任務倉以腹部外掛的方式兼做調平負載，而且任務倉要分大小、分種類，要前端自帶整流罩。執行複雜任務時根據任務的大小和種類選擇與之相應的任務倉。使飛機的自身重量和有效負載可以根據任務的需要來調整，使飛機具有很高的通用性和經濟性。緊急情況下還可以丟掉任務倉來迴避某些不願意面對的事物，例如敵情、狂風、暴雨、航程不足等等，以此來迴避損失或減少損失。在政府主導下，通用飛機及其任務倉的規格和現有標準化貨櫃的規格相適應，就可以形成陸海空三棲聯運機制，使新技術的社會效益最大化。例6 :玩具飛機能飛即可，價高則無利可圖。因此上下機倉可以固定結合在一起，這樣可以省去調平架的生產成本。例7 :動力調平飛機〈圖15>的設計較簡單，根據用戶的具體要求來確定下機倉的大小、形狀以及電源是否外掛即可。說明書附圖所提方案只是描述第二代直升飛機工作原理的必要方案，不等於第二代直升飛機工作原理只能適用於這些方案，例如前文所說的最佳方案。在研究過程中發現的科學原理〈見圖15和圖16的說明 > 是用來證明本發明的科學性的理論依據。本人並未要求該理論的專利權〈見權利要求書>。
權利要求
1.調整平衡架，其特徵是上架和下架的前端用軸結合、後端用調角器結合。
2.共軸式軸系，其特徵是內軸和外軸運轉的角速度相等、方向相反。
3.立式螺旋槳，其特徵是全部槳葉安裝在同一個垂直平面內。
4.重力調整平衡操縱法，其特徵是使用重力操縱飛機。
全文摘要
第二代直升飛機工作原理屬於飛機設計領域，它能解決飛機速度太小、故障率太高、振動嚴重等問題，技術方案的要點是使用調平架、共軸式軸系、立式螺旋槳、重力調平法等，它的主要用途是提高速度、降低故障率、消除振動問題、減少停放空間。
文檔編號B64C27/10GK102837822SQ201210316308
公開日2012年12月26日 申請日期2012年8月31日 優先權日2011年9月15日
發明者黃淵乾 申請人:黃淵乾