一種使用雙螺旋槳垂直涵道控制的傾轉旋翼飛機的製作方法

2023-05-18 00:01:01

專利名稱：一種使用雙螺旋槳垂直涵道控制的傾轉旋翼飛機的製作方法
技術領域：
本實用新型涉及一種傾轉旋翼飛機，尤其涉及一種使用雙螺旋槳垂直涵道控制的 傾轉旋翼飛機，屬於航空飛行器設計技術領域。
背景技術：
傾轉旋翼飛行器兼有直升機和固定翼飛機的特點。與固定翼飛機相比，該種飛行 器能夠垂直起降，沒有對機場跑道的依賴，能夠實現懸停和小速度前飛；與傳統直升機相 比，傾轉旋翼機有更大的巡航速度和航程，巡航過程中由機翼產生升力，比直升機更經濟， 因而該種飛行器自誕生以來就受到廣泛關注。對於傾轉旋翼機研究最早和最系統的國家是 美國，經過幾十年的研究、論證和試驗，美國研製出了該類飛行器的代表機型V22並投入了 實用。關於傾轉旋翼機的發展歷程參見文獻Malcolm Foster, The Future Evolution of the Tiltrotor, AIAA 2003-2652，2003.所述(Malcolm Foster，傾轉旋翼機將來的發展， AIAA 2003-2652，2003)V22採用橫列式雙旋翼常規布局，在垂直飛行及垂直飛行狀態和平飛狀態之間的 過渡過程(以下簡稱轉換飛行模式)下，由於舵面氣動效率不足，主要靠旋翼周期變距來實 現飛機的姿態控制，在正常平飛模式下，由於飛機有了較大的前飛速度，各個舵面的氣動效 率足夠，主要採用飛機的舵面來控制飛機的姿態。各種飛行模式的控制方式如下(1)在垂直飛行和轉換飛行模式下，依靠兩副旋翼的周期變距來控制飛機的縱向 姿態，如圖Ia所示；在平飛狀態下採用升降舵控制縱向姿態，如圖Ib所示；在圖Ia中，周期 變距使得槳盤前傾，形成縱向控制力矩，飛機在控制縱向姿態的同時，會形成向前的分力， 引起飛機向前飛行，產生耦合效應；在圖Ib中，升降舵偏轉，作用在平尾及升降舵上的力改 變，形成縱向控制力矩。(2)在垂直飛行和轉換飛行模式下，依靠兩副旋翼的周期變距的差動來控制飛機 的航向姿態，如圖2a所示；在平飛狀態下採用方向舵控制航向姿態，如圖2b所示；圖2a中， 一個旋翼的縱向周期變距向前，一個旋翼向後，形成了旋翼拉力的前後交叉，產生力航向力 矩，實現飛機的航向操作。在圖2b中，方向舵偏轉，作用在垂尾和方向舵上的氣動力發生變 化，形成了航向控制力矩。(3)在垂直飛行和轉換飛行模式下，依靠兩副旋翼的總距差動來控制飛機的滾轉 姿態，如圖3a所示；在平飛狀態下採用副翼控制控制滾轉姿態，如圖3b所示；圖3a中，左 右兩副旋翼的總距差動變化，一副旋翼拉力增加，一副旋翼拉力減少，就形成了滾轉控制力 矩。在圖3b中，副翼差動偏轉，作用在飛機左右兩側機翼上的氣動力發生改變，一邊增大一 邊減小，形成滾轉控制力矩。關於上文中提到的周期變距機構的結構及工作原理，參見文獻張呈林張小谷等編 著，直升機部件設計，南京航空學院印刷廠1986.文中所述。關於周期變距控制模式的傾轉旋翼機控制原理的詳細資料，可以參見文獻楊軍吳 希明等編著傾轉旋翼機飛行控制，航空工業出版社，2006.文中所述。[0009]通過上面以V22為代表的靠周期變距來控制垂直飛行和轉換飛行模式的傾轉旋 翼機的控制方式可以看出，在飛機控制舵面效率不足的情況下，所有的姿態控制都是靠周 期變距來控制，控制方式複雜。在使用周期變距控制縱向姿態的時候，會引起飛機向前飛行 的耦合效應。而且周期變距機構結構複雜，複雜的結構和控制方式對於傾轉旋翼機的安全 性和可靠性都是不利的。同時，周期變距方式控制飛機姿態，由於控制力力臂短，產生控制 力矩的效率不高。

實用新型內容1、目的本實用新型的目的是為了提供一種使用雙螺旋槳垂直涵道控制的傾轉旋翼飛機， 該飛機克服了現有技術的不足，解決了上述周期變距控制方式的傾轉旋翼機中存在的問題。2、技術方案本實用新型一種使用雙螺旋槳垂直涵道控制的傾轉旋翼飛機，該飛機採用並列雙 旋翼、常規氣動布局的設計，它是由機身、平直機翼、旋翼、短艙、副翼、垂直尾翼、方向舵、升 降舵、水平尾翼、起落架、動力及減速系統及雙螺旋槳垂直涵道結構組成。平直機翼安裝在 機身的中段兩側，旋翼安裝在短艙的端部，起落架的主體位於機身腹部，機身兩側的平直機 翼支撐著端部的短艙，副翼連接在平直機翼外側，水平尾翼與機身尾部相連，升降舵連接在 水平尾翼後面，兩個垂直尾翼連接在水平尾翼兩側，方向舵連接在垂直尾翼後面，雙螺旋槳 垂直涵道結構位於水平尾翼中間，動力及減速系統位於機身中部。該機身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；該平直機翼為矩形平直機翼，採用傳統的懸臂式雙梁式結構，由翼肋+桁條+蒙皮 組成抗扭結構；該旋翼的槳葉平面形狀為矩形，旋翼槳葉數目為兩片(重載機型可以增加槳葉片 數)；旋翼沒有周期變距機構，它設有旋翼總距操縱機構，通過旋翼總距操縱機構來改變旋 翼的總距，從而改變旋翼拉力大小；該短艙包含短艙傾轉機構、減速箱、減速錐齒輪、旋翼總距操縱機構、旋翼轉軸；放 置在機身中部的動力及減速系統通過傳動軸輸出動力到短艙驅動減速錐齒輪，經過減速帶 動旋翼轉軸及旋翼旋轉，短艙通過短艙傾轉機構與機翼連接，短艙傾轉機構使得短艙可與 機翼發生相對轉動；該副翼平面形狀為矩形，採用蒙皮加骨架的結構，骨架由單梁+翼肋+桁條組成；該垂直尾翼平面形狀為矩形，採用蒙皮加骨架結構，骨架由雙梁+翼肋+桁條組 成；該方向舵的平面形狀為矩形，採用蒙皮加骨架的結構，骨架由單梁+翼肋+桁條+ 組成；該升降舵平面形狀為矩形，採用蒙皮加骨架的結構，骨架由單梁+翼肋+桁條組 成；該水平尾翼平面形狀為矩形，採用蒙皮加骨架結構，骨架由雙梁+翼肋+桁條組 成；[0023]該起落架採用傳統的前三點式起落架；該動力及減速系統採用1-2臺傳統的渦輪軸或活塞式發動機，安裝在機身內部或 平直機翼根部，燃油及減速系統布置在機身中部和平直機翼內；該雙螺旋槳垂直涵道結構是本專利申請所採用的新穎的技術特徵，依靠它來控制 傾轉旋翼飛機，實現垂直飛行和飛行模式的轉換所述雙螺旋槳垂直涵道結構，它是由垂直涵道、螺旋槳變速及總距操縱裝置、螺旋 槳變速箱支撐結構、涵道端蓋、涵道端蓋驅動裝置、涵道端蓋運動滑軌組成。垂直涵道布置 在水平尾翼中部，螺旋槳變速及總距操縱裝置在垂直涵道中部並位於上、下螺旋槳之間，並 由螺旋槳變速箱支撐結構來支撐，涵道端蓋安裝在水平尾翼的右部上下表面內側，涵道端 蓋驅動裝置和涵道端蓋運動滑軌安裝在水平尾翼的右部中間。該垂直涵道包含上、下兩副螺旋槳，百葉窗式滑流片，滑流片控制裝置和涵道螺旋 槳動力輸入軸；該上、下螺旋槳各由兩片帶扭轉的矩形槳葉構成，它布置在垂直涵道的上部 和下部，與螺旋槳驅動軸相連，上、下螺旋槳轉向相反，產生的旋轉扭矩相互抵消；上、下螺 旋槳設有螺旋槳總距操縱機構，可以同步改變總距大小，從而改變螺旋槳的拉力，控制飛機 的縱向姿態；該百葉窗式滑流片由多個葉片組成，各個葉片的平面形狀為矩形，葉片通過與 機身軸線平行的轉軸支撐在垂直涵道的中部，各個葉片同步偏轉，偏轉角由滑流片控制裝 置進行控制，滑流片控制裝置主要由伺服電機+齒條構成，伺服電機帶動齒條平動，齒條再 帶動葉片轉軸轉動；螺旋槳旋轉產生的滑流流過百葉窗式滑流片產生側向力，實現對飛機 的航向控制。該螺旋槳變速及總距操縱裝置位於垂直涵道中間，由螺旋槳變速箱支撐結構來支 撐；它包含螺旋槳總距操縱機構、涵道變速錐齒輪、滾動軸承、螺旋槳驅動軸；動力及減速 系統通過涵道螺旋槳動力輸入軸輸出動力到螺旋槳變速及總距操縱裝置，通過涵道變速錐 齒輪驅動螺旋槳驅動軸，帶動安裝在螺旋槳驅動軸上的下螺旋槳和上螺旋槳同時反向旋 轉，螺旋槳驅動軸由滾動軸承支撐，螺旋槳總距操縱機構操縱上、下螺旋槳的總距來改變 上、下螺旋槳產生的控制力大小。該螺旋槳總距操縱機構是由舵機+搖臂+推拉杆組成，搖 臂安裝在舵機轉軸上，推拉杆一端與搖臂相連，另一端與螺旋槳槳葉相連；該涵道變速錐齒 輪是由三個圓錐齒輪組成，該三個圓錐齒輪由軸承支撐；該涵道端蓋有上下兩個，呈圓形狀，上、下螺旋槳工作的時候，涵道端蓋驅動裝置 把涵道端蓋收入水平尾翼內部，垂直涵道處於開放狀態；上、下螺旋槳停止工作時，涵道端 蓋驅動裝置把涵道端蓋從水平尾翼內推出，封閉垂直涵道，使水平尾翼光滑完整，減小飛行 阻力。該涵道端蓋驅動裝置由伺服電機和齒輪齒條構成，伺服電機帶動齒輪旋轉，齒輪 帶動齒條平動，從而推動涵道端蓋運動。涵道端蓋運動滑軌由鋁片或者結構鋼構成(根據飛機總重大小而定)，對端蓋滑 動起到支撐作用。本實用新型中的傾轉旋翼飛機的控制原理為(1)在垂直飛行和轉換飛行模式下，通過同步改變垂直涵道上、下螺旋槳的總距來 改變垂直涵道產生的拉力，形成縱向控制力矩來控制飛機的縱向姿態，由於上、下螺旋槳反 轉，相互抵消了旋轉產生的扭矩；前飛模式下，通過偏轉升降舵來控制飛機的縱向姿態。[0034](2)在垂直飛行和轉換飛行模式下，通過偏轉垂直涵道內部的百葉窗式滑流片產 生側向力，形成偏轉力矩來控制飛機的航向姿態；前飛模式下，通過偏轉方向舵來控制飛機 的航向姿態。(3)在垂直飛行和轉換飛行模式下，通過控制飛機兩側的旋翼總距的大小來改變 兩副旋翼的拉力，從而控制飛機的滾轉姿態；在前飛模式下，通過差動偏轉副翼來控制飛機 的滾轉姿態。本實用新型中的傾轉旋翼飛機三種典型工作狀態的描述如下(1)垂直飛行時，機身兩側的短艙通過短艙傾轉機構傾轉為豎直向上狀態，旋翼產 生豎直向上的拉力平衡飛機的重量，同時通過控制兩副旋翼的總距，產生飛機所需的滾轉 配平力矩。平直機翼外側的副翼偏轉為豎直向下的狀態，以減小旋翼氣流產生的垂向力。位 於水平尾翼中間的垂直涵道中的上螺旋槳和下螺旋槳反向旋轉，控制螺旋槳的總距，產生 飛機需要的縱向配平力矩，控制百葉窗式滑流片的偏轉角度，產生飛機需要的航向配平力矩。(2)轉換飛行模式中，機身兩側的短艙通過短艙傾轉機構逐漸向前傾轉，同時使用 與垂直飛行狀態相同的方式來控制飛機的姿態。當飛機前飛達到一定速度時，副翼、方向舵 和升降舵有了一定的氣動效率，可以逐漸參與飛機姿態的控制。(3)水平飛行時，機身兩側的短艙傾轉為水平狀態，飛機以固定翼螺旋槳飛機的模 式飛行，副翼、方向舵和升降舵有了足夠的氣動效率來控制飛機的姿態，此時垂直涵道中的 上螺旋槳和下螺旋槳停止工作，百葉窗式滑流片傾轉為與水平尾翼垂直狀態，涵道端蓋驅 動裝置開始工作，涵道端蓋沿著涵道端蓋滑軌進入垂直涵道上下端面位置，把垂直涵道封 閉，水平尾翼保持光滑完整，減小飛行阻力。3、優點及效果本實用新型一種使用雙螺旋槳垂直涵道控制的傾轉旋翼飛機，它與現有技術比 較，其主要優點是垂直飛行時，機身兩側的短艙傾轉為豎直向上狀態，旋翼產生豎直向上 的拉力平衡飛機的重量，同時通過控制兩副旋翼的總距，產生飛機所需的滾轉配平力矩。平 直機翼外側的副翼偏轉為豎直向下的狀態，以減小旋翼氣流產生的垂向力。位於水平尾翼 中間的垂直涵道中的上螺旋槳和下螺旋槳反向旋轉，控制螺旋槳的總距，產生飛機需要的 縱向配平力矩，控制百葉窗式滑流片的偏轉角度，產生飛機需要的航向配平力矩.(1)與周期變距控制方式相比，雙螺旋槳垂直涵道控制方式簡化了垂直飛行和轉 換飛行過程中的操縱，提高了操縱可靠性；由於沒有了周期變距機構，結構簡單，提高了可 靠性。(2)採用雙螺旋槳垂直涵道控制方式，控制力的力臂很長，因而控制效率高；(3)垂直飛行模式下，採用雙螺旋槳垂直涵道控制縱向姿態時，不會產生向前的 力，因而不會有前飛耦合效應；(4)雙螺旋槳相互抵消扭矩，不會產生偏航力矩；(5)雙螺旋槳可以有效減小涵道尺寸，便於布置在水平尾翼上；(6)前飛模式下，涵道端蓋封閉涵道，可以減小飛行阻力。

圖1 (a)在垂直飛行和轉換飛行模式下，依靠兩副旋翼的周期變距來控制飛機的縱向姿態的示意圖；圖1 (b)飛機在平飛狀態下採用升降舵控制縱向姿態的示意圖；圖2(a)在垂直飛行和轉換飛行模式下，依靠兩副旋翼的周期變距的差動來控制 飛機的航向姿態的示意圖；圖2(b)飛機在平飛狀態下採用方向舵控制航向姿態的示意圖；圖3(a)在垂直飛行和轉換飛行模式下，依靠兩副旋翼的總距差動來控制飛機的 滾轉姿態的示意圖；圖3(b)飛機在平飛狀態下採用副翼控制控制滾轉姿態的示意圖；圖4垂直飛行狀態的傾轉旋翼機示意圖；圖5短艙結構原理圖；圖6水平飛行狀態的傾轉旋翼機示意圖；圖7水平尾翼上的雙螺旋槳垂直涵道示意圖；圖8雙螺旋槳垂直涵道結構原理圖；圖中符號說明如下1-機身；2-平直機翼；3-旋翼；4-短艙；4_1_短艙傾轉機構；4_2_減速箱；4_3_減 速錐齒輪；4_4_旋翼總距操縱機構；4_5_旋翼轉軸；5-副翼；6-垂直尾翼；7-方向舵；8-升 降舵；9-水平尾翼；10-起落架；11-動力及減速系統；11_1_傳動軸；12-雙螺旋槳垂直涵 道結構；13-垂直涵道；14-涵道螺旋槳動力輸入軸；15-下螺旋槳；16-上螺旋槳；17-百葉 窗式滑流片；18-螺旋槳變速及總距操縱裝置；18_1_螺旋槳總距操縱機構；18_2_涵道變 速錐齒輪；18_3_滾動軸承；18_4_螺旋槳驅動軸；19-螺旋槳變速箱支撐結構；20-涵道端 蓋驅動裝置；21-涵道端蓋運動滑軌；22-滑流片控制裝置；23-涵道端蓋。
具體實施方式
見圖壙圖8所示，本實用新型一種使用雙螺旋槳垂直涵道控制的傾轉旋翼飛機， 該飛機採用並列雙旋翼、常規氣動布局的設計，它是由機身1、平直機翼2、旋翼3、短艙4、副 翼5、垂直尾翼6、方向舵7、升降舵8、水平尾翼9、起落架10、動力及減速系統11及雙螺旋 槳垂直涵道結構12組成。平直機翼2安裝在機身1的中段兩側，旋翼3安裝在短艙4的端 部，起落架10的主體位於機身1腹部，機身1兩側的平直機翼2支撐著端部的短艙4，副翼 5連接在機翼2外側，水平尾翼9與機身1尾部相連，升降舵8連接在水平尾翼9後面，兩個 垂直尾翼6連接在水平尾翼9兩側，方向舵7連接在垂直尾翼6後面，雙螺旋槳垂直涵道結 構12位於水平尾翼9中間，動力及減速系統11位於機身1中部。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；該平直機翼2為矩形平直機翼，採用傳統的懸臂式雙梁式結構，由翼肋+桁條+蒙 皮組成抗扭結構；該旋翼3的槳葉平面形狀為矩形，旋翼槳葉數目為兩片(重載機型可以增加槳葉 片數)；旋翼3沒有周期變距機構，它設有旋翼總距操縱機構4_4，通過旋翼總距操縱機構 4_4來改變旋翼3的總距，從而改變旋翼3拉力大小；該短艙4包含短艙傾轉機構4_1、減速箱4_2、減速錐齒輪4_3、旋翼總距操縱機構 4_4、旋翼轉軸4_5 ；放置在機身1中部的動力及減速系統11通過傳動軸11_1輸出動力到 短艙4驅動減速錐齒輪4_3，經過減速帶動旋翼轉軸4_5及旋翼3旋轉，短艙4通過短艙傾轉機構4_1與平直機翼2連接，短艙傾轉機構4_1使得短艙4可與機翼2發生相對轉動；該副翼5平面形狀為矩形，採用蒙皮加骨架的結構，骨架由單梁+翼肋+桁條組 成；該垂直尾翼6平面形狀為矩形，採用蒙皮加骨架結構，骨架由雙梁+翼肋+桁條組 成；該方向舵7的平面形狀為矩形，採用蒙皮加骨架的結構，骨架由單梁+翼肋+桁條 +組成；該升降舵8平面形狀為矩形，採用蒙皮加骨架的結構，骨架由單梁+翼肋+桁條+ 組成； 該水平尾翼9平面形狀為矩形，採用蒙皮加骨架結構，骨架由雙梁+翼肋+桁條組 成；該起落架10採用傳統的前三點式起落架；該動力及減速系統11採用1-2臺傳統的渦輪軸或活塞式發動機，安裝在機身內部 或平直機翼根部，燃油及減速系統布置在機身中部和平直機翼內；該雙螺旋槳垂直涵道結構12是本專利申請所採用的新穎的技術特徵，依靠它來 控制傾轉旋翼飛機，實現垂直飛行和飛行模式的轉換所述雙螺旋槳垂直涵道結構12，它是由垂直涵道13、螺旋槳變速及總距操縱裝置 18、螺旋槳變速箱支撐結構19、涵道端蓋23、涵道端蓋驅動裝置20、涵道端蓋運動滑軌21組 成。垂直涵道13布置在水平尾翼9中部，螺旋槳變速及總距操縱裝置18在垂直涵道13中 部並位於上、下螺旋槳16、15之間，並由螺旋槳變速箱支撐結構19來支撐，涵道端蓋23安 裝在水平尾翼9的右部上下表面內側，涵道端蓋驅動裝置20和涵道端蓋運動滑軌21安裝 在水平尾翼9的右部中間。該垂直涵道13包含上、下兩副螺旋槳1615、百葉窗式滑流片17、滑流片控制裝置 22和涵道螺旋槳動力輸入軸14 ；該上、下螺旋槳16、15各由兩片帶扭轉的矩形槳葉構成，它 布置在垂直涵道13的上部和下部，與螺旋槳驅動軸18_4相連，上、下螺旋槳16、15轉向相 反，產生的旋轉扭矩相互抵消；上、下螺旋槳16、15設有螺旋槳總距操縱機構18_1，可以同 步改變總距大小，從而改變螺旋槳的拉力，控制飛機的縱向姿態；該百葉窗式滑流片17由 多個葉片組成，各個葉片的平面形狀為矩形，葉片通過與機身軸線平行的轉軸支撐在垂直 涵道13的中部，各個葉片同步偏轉，偏轉角由滑流片控制裝置22進行控制，滑流片控制裝 置22主要由伺服電機+齒條構成，伺服電機帶動齒條平動，齒條再帶動葉片轉軸轉動；螺 旋槳旋轉產生的滑流流過百葉窗式滑流片17產生側向力，實現對飛機的航向控制。該螺旋槳變速及總距操縱裝置18位於垂直涵道13中間，由螺旋槳變速箱支撐結 構19來支撐；它包含螺旋槳總距操縱機構18_1、涵道變速錐齒輪18_2、滾動軸承18_3、螺 旋槳驅動軸18_4 ；動力及減速系統11通過涵道螺旋槳動力輸入軸14輸出動力到螺旋槳變 速及總距操縱裝置18，通過涵道變速錐齒輪18_2驅動螺旋槳驅動軸18_4，帶動安裝在螺旋 槳驅動軸18_4上的下螺旋槳15和上螺旋槳16同時反向旋轉，螺旋槳驅動軸18_4由滾動軸 承18_3支撐，螺旋槳總距操縱機構18_1操縱上、下螺旋槳16、15的總距來改變上、下螺旋 槳16、15產生的控制力大小。該螺旋槳總距操縱機構18_1是由舵機+搖臂+推拉杆組成， 搖臂安裝在舵機轉軸上，推拉杆一端與搖臂相連，另一端與螺旋槳槳葉相連；該涵道變速錐齒輪18_2是由三個圓錐齒輪組成，該三個圓錐齒輪由軸承18_3支撐；該涵道端蓋23有上下兩個，呈圓形狀，上、下螺旋槳16、15工作的時候，涵道端蓋 驅動裝置20把涵道端蓋23收入水平尾翼9內部，垂直涵道13處於開放狀態；上、下螺旋槳 16、15停止工作時，涵道端蓋驅動裝置20把涵道端蓋23從水平尾翼9內推出，封閉垂直涵 道13，使水平尾翼9光滑完整，減小飛行阻力。該涵道端蓋驅動裝置20由伺服電機和齒輪齒條構成，伺服電機帶動齒輪旋轉，齒 輪帶動齒條平動，從而推動涵道端蓋運動。該涵道端蓋運動滑軌21由鋁片或者結構鋼構成(根據飛機總重大小而定)，對端 蓋滑動起到支撐作用。本實用新型中的傾轉旋翼飛機的控制原理為(1)在垂直飛行和轉換飛行模式下，通過同步改變垂直涵道13上、下螺旋槳16、 15的總距來改變垂直涵道13產生的拉力，形成縱向控制力矩來控制飛機的縱向姿態，由於 上、下螺旋槳16、15反轉，相互抵消了旋轉產生的扭矩；前飛模式下，通過偏轉升降舵8來控 制飛機的縱向姿態。(2)在垂直飛行和轉換飛行模式下，通過偏轉垂直涵道13內部的百葉窗式滑流片 17產生側向力，形成偏轉力矩來控制飛機的航向姿態；前飛模式下，通過偏轉方向舵7來控 制飛機的航向姿態。(3)在垂直飛行和轉換飛行模式下，通過控制飛機兩側的旋翼3總距的大小來改 變兩副旋翼3的拉力，從而控制飛機的滾轉姿態；在前飛模式下，通過差動偏轉副翼5來控 制飛機的滾轉姿態。本實用新型中的傾轉旋翼飛機三種典型工作狀態的描述如下(1)垂直飛行時，機身1兩側的短艙4通過短艙傾轉機構4_1傾轉為豎直向上狀 態，旋翼3產生豎直向上的拉力平衡飛機的重量，同時通過控制兩副旋翼3的總距，產生飛 機所需的滾轉配平力矩。平直機翼2外側的副翼5偏轉為豎直向下的狀態，以減小旋翼3氣 流產生的垂向力。位於水平尾翼9中間的垂直涵道13中的上螺旋槳16和下螺旋槳15反 向旋轉，控制螺旋槳的總距，產生飛機需要的縱向配平力矩，控制百葉窗式滑流片17的偏 轉角度，產生飛機需要的航向配平力矩。(2)轉換飛行模式中，機身1兩側的短艙4通過短艙傾轉機構4_1逐漸向前傾轉， 同時使用與垂直飛行狀態相同的方式來控制飛機的姿態。當飛機前飛達到一定速度時，副 翼5、方向舵7和升降舵8有了一定的氣動效率，可以逐漸參與飛機姿態的控制。(3)水平飛行時，機身1兩側的短艙4傾轉為水平狀態，飛機以固定翼螺旋槳飛機 的模式飛行，副翼5、方向舵7和升降舵8有了足夠的氣動效率來控制飛機的姿態，此時垂 直涵道13中的上螺旋槳16和下螺旋槳15停止工作，百葉窗式滑流片17傾轉為與水平尾 翼9垂直狀態，涵道端蓋驅動裝置20開始工作，涵道端蓋23沿著涵道端蓋滑軌21進入垂 直涵道13上下端面位置，把垂直涵道13封閉，水平尾翼9保持光滑完整，減小飛行阻力。
權利要求一種使用雙螺旋槳垂直涵道控制的傾轉旋翼飛機，該飛機採用並列雙旋翼、常規氣動布局的設計，它是由機身(1)、平直機翼(2)、旋翼(3)、短艙(4)、副翼(5)、垂直尾翼(6)、方向舵(7)、升降舵(8)、水平尾翼(9)、起落架(10)、動力及減速系統(11)及雙螺旋槳垂直涵道結構(12)組成；平直機翼(2)安裝在機身(1)的中段兩側，旋翼(3)安裝在短艙(4)的端部，起落架(10)的主體位於機身(1)腹部，機身(1)兩側的平直機翼(2)支撐著端部的短艙(4)，副翼(5)連接在平直機翼(2)外側，水平尾翼(9)與機身(1)尾部相連，升降舵(8)連接在水平尾翼(9)後面，兩個垂直尾翼(6)連接在水平尾翼(9)兩側，方向舵(7)連接在垂直尾翼(6)後面，雙螺旋槳垂直涵道結構(12)位於水平尾翼(9)中間，動力及減速系統(11)位於機身(1)中部；其特徵在於該傾轉旋翼飛機使用了雙螺旋槳垂直涵道結構(12)，它的旋翼(3)及短艙(4)布置在平直機翼(2)的端部；所述雙螺旋槳垂直涵道結構(12)，它是由垂直涵道(13)、螺旋槳變速及總距操縱裝置(18)、螺旋槳變速箱支撐結構(19)、涵道端蓋(23)、涵道端蓋驅動裝置(20)、涵道端蓋運動滑軌(21)組成；垂直涵道(13)布置在水平尾翼(9)中部，螺旋槳變速及總距操縱裝置(18)在垂直涵道(13)中部並位於上、下螺旋槳(16)、(15)之間，並由螺旋槳變速箱支撐結構(19)來支撐，涵道端蓋(23)安裝在水平尾翼(9)的右部上下表面內側，涵道端蓋驅動裝置(20)和涵道端蓋運動滑軌(21)安裝在水平尾翼(9)的右部中間；該垂直涵道(13)包含上、下兩副螺旋槳(16)(15)、百葉窗式滑流片(17)、滑流片控制裝置(22)和涵道螺旋槳動力輸入軸(14)；該上、下螺旋槳(16)、(15)布置在垂直涵道(13)的上部和下部，與螺旋槳驅動軸(18_4)相連，上、下螺旋槳(16)、(15)設置有螺旋槳總距操縱機構(18_1)；該百葉窗式滑流片(17)與機身(1)軸線平行的轉軸支撐在垂直涵道(13)的中部，滑流片控制裝置(22)由伺服電機+齒條構成；該螺旋槳變速及總距操縱裝置(18)位於垂直涵道(13)中間，由螺旋槳變速箱支撐結構(19)來支撐；它包含螺旋槳總距操縱機構(18_1)、涵道變速錐齒輪(18_2)、滾動軸承(18_3)、螺旋槳驅動軸(18_4)；該螺旋槳總距操縱機構(18_1)是由舵機+搖臂+推拉杆組成，搖臂安裝在舵機轉軸上，推拉杆一端與搖臂相連，另一端與螺旋槳槳葉相連；該涵道變速錐齒輪(18_2)是由三個圓錐齒輪組成，該三個圓錐齒輪由軸承(18_3)支承；該涵道端蓋(23)有上下兩個，呈圓形狀；該涵道端蓋驅動裝置(20)由伺服電機和齒輪齒條構成。
2.根據權利要求1所述的一種使用雙螺旋槳垂直涵道控制的傾轉旋翼飛機，其特徵在 於該上、下螺旋槳(16)、(15)各由兩片帶扭轉的矩形槳葉構成。
3.根據權利要求1所述的一種使用雙螺旋槳垂直涵道控制的傾轉旋翼飛機，其特徵在 於該百葉窗式滑流片(17)由葉片組成，葉片的平面形狀為矩形。
專利摘要一種使用雙螺旋槳垂直涵道控制的傾轉旋翼飛機，採用並列雙旋翼、常規氣動布局的設計，它是由機身、平直機翼、旋翼、短艙、副翼、垂直尾翼、方向舵、升降舵、水平尾翼、涵道端蓋、垂直涵道、起落架、動力及減速系統、垂直涵道螺旋槳動力輸入軸、下螺旋槳、上螺旋槳、百葉窗式滑流片、螺旋槳變速及總距操縱裝置、螺旋槳變速箱支撐結構、涵道端蓋驅動裝置、涵道端蓋運動滑軌及滑流片控制裝置組成。它採用雙螺旋槳垂直涵道結構來控制傾轉旋翼飛機的垂直飛行和飛行模式的轉換，與周期變距控制方式相比，它簡化了垂直飛行和轉換飛行過程中的操縱，控制力臂長，控制效率高，結構簡單，提高了可靠性。它是一個很有發展潛力和光明前途的新機種。
文檔編號B64C27/02GK201729271SQ200920110589
公開日2011年2月2日 申請日期2009年8月3日 優先權日2009年8月3日
發明者劉博 , 曾洪江, 賀天鵬, 陶然 申請人:北京航空航天大學