橫列式剛性旋翼槳葉直升機的製作方法
2023-05-22 18:12:51
專利名稱：橫列式剛性旋翼槳葉直升機的製作方法
技術領域：
本發明涉及一種橫列式直升機，尤其是一種新構型的橫列式剛性旋翼槳葉直升機。
背景技術：
現有常規旋翼直升機的旋翼由槳轂和數片槳葉構成，槳轂固定地安裝在旋翼軸上，槳葉通過軸向鉸、揮舞鉸(水平鉸)、擺振鉸(垂直鉸)安裝在槳轂上。軸向鉸使槳葉產生軸向變距運動，揮舞鉸和擺振鉸使槳葉產生揮舞運動和擺振運動。槳葉旋轉時與周圍空氣相互作用，產生垂直於旋翼旋轉平面的拉力。如果旋翼旋轉平面水平，則拉力垂直向上，直升機作垂直飛行。如果旋翼旋轉平面傾斜，則拉力傾斜，直升機向拉力傾斜的方向飛行。如前傾，則前飛；如側傾，則側飛。通過控制系統對旋翼複雜的周期變距操縱，通過繞揮舞鉸的運動使旋翼旋轉平面傾斜，改變旋翼拉力方向，實現直升機的飛行控制。直升機前飛時，前行槳葉與後行槳葉上的氣流速度不同，導致旋翼左右的氣動力環境不對稱。為了保證旋翼左右氣動力對稱，並實現旋翼旋轉平面的傾斜，槳葉必須能作上下揮舞運動、前後擺動運動以及繞槳葉縱軸的軸向轉動，因此，槳轂結構較為複雜，其包含連接槳葉的軸向鉸、揮舞鉸和擺振鉸。對於佔直升機總數95%的單旋翼帶尾槳直升機，前飛時旋翼左右兩邊的氣動力不對稱，造成旋翼氣動力環境複雜。為保持旋翼左右氣動力對稱，槳葉要做揮舞運動，同時前行槳葉的迎角減小，以減小前行槳葉的氣動力，這樣造成了前行槳葉升力的損失；後行槳葉的迎角增大，這樣造成了後行槳葉的動態失速。另外，現有的橫列式傾轉旋翼直升機，一般是在機身兩側固定地安裝機翼，並在機翼端部安裝旋翼，旋翼本身在機翼端部作傾轉運動以實現飛行姿態的轉換。當旋翼旋轉平面在水平位置時，直升機作垂直飛行；當旋翼向前傾轉90度時，直升機像普通的螺旋槳飛機一樣前飛，機翼產生向上的升力，旋翼產生向前的拉力。在旋翼向前傾轉的過程中，旋翼氣動尾跡彎曲導致極其複雜的氣動力變化，使得直升機的操縱變得極其複雜，經常造成旋翼傾轉過程中直升機的飛行事故。另外，該類橫列式傾轉旋翼直升機在做直升機模式飛行時，也要對旋翼進行複雜的周期變距操縱。因此，該類橫列式傾轉旋翼直升機存在著結構更為複雜、飛行控制更為複雜、涉及的力學更為複雜等突出問題。
發明內容
本發明針對現有技術的不足，而提供一種控制槳轂結構簡單、旋翼動力學簡單、操縱簡便、飛行氣動效率高、機動性好、功耗低的新構型的橫列式剛性旋翼槳葉直升機。為實現以上的技術目的，本發明將採用以下的技術方案一種橫列式剛性旋翼槳葉直升機，包括機身、置於機身兩側的機翼、置於機翼上的翼墩、置於機身內的主驅動裝置、 置於機翼內的動力傳動軸、置於翼墩內的旋翼驅動軸、槳轂以及槳葉，其特徵在於在所述的旋翼驅動軸與槳轂之間設置有萬向節，所述的槳葉通過軸向鉸連接在所述的槳轂上。
所述的旋翼驅動軸的輸入端與所述的動力傳動軸的輸出端連接，動力傳動軸的輸入端連接在所述的主驅動裝置上。所述的旋翼驅動軸的輸入端連接在旋翼驅動裝置的輸出端上。本發明新構型的橫列式剛性旋翼槳葉直升機，包括機身、機翼、翼墩、置於機身內的主驅動裝置、置於機翼內的動力傳動軸、置於翼墩內的旋翼驅動軸、萬向節、槳轂、軸向鉸、槳葉。機翼端部與翼墩固定連接。槳轂、軸向鉸、槳葉組成旋翼，軸向鉸控制槳葉做軸向變距運動。旋翼沒有常規的揮舞鉸和擺振鉸，槳葉不做揮舞運動和擺振運動，故稱槳葉為剛性槳葉。所述主驅動裝置輸出端與動力傳動軸連接，動力傳動軸聯動地與旋翼驅動軸下端連接，旋翼驅動軸上端與萬向節連接，萬向節與槳轂連接，驅動旋翼旋轉，產生垂直於旋翼旋轉平面的升力或拉力。如果不採用所述主驅動裝置的動力方式，也可採用旋翼驅動裝置，使其垂直安裝在機翼端部，旋翼驅動裝置輸出端與旋翼驅動軸下端連接，旋翼驅動軸上端與萬向節連接， 萬向節與槳轂連接，驅動旋翼旋轉，產生垂直於旋翼旋轉平面的升力或拉力。萬向節的作用是不僅能使旋翼驅動軸的旋轉傳遞給槳轂，實現槳轂隨旋翼驅動軸一起旋轉，而且能實現槳轂平面繞萬向節傾轉。根據以上的技術方案，可以實現以下的有益效果
由於本發明通過控制槳轂平面的傾轉方向，也即改變了旋翼升力的方向，從而實現直升機飛行方向和姿態的控制；旋翼可調總距，即可調每片槳葉翼剖面的迎角，從而改變升力大小。因此，本發明無需進行常規旋翼直升機複雜的周期變距操縱來改變旋翼旋轉平面的位置，而且槳轂結構簡單、旋翼動力學簡單、操縱簡便、飛行氣動效率高、機動性好、功耗低。與常規的單旋翼帶尾槳直升機相比，本發明所述新構型的橫列式剛性旋翼槳葉直升機有七大優點
(1)旋翼槳葉無需作揮舞和擺振運動，因此在槳葉根部無需裝揮舞鉸和擺振鉸，簡化了槳轂結構；
(2 )通過控制槳轂平面的傾轉方向，從而改變旋翼升力的方向，實現直升機飛行方向或姿態的控制，因此，無需對旋翼進行複雜的周期變距操縱，簡化了飛行控制；
(3)位於機身兩側的旋翼反向旋轉，相對於直升機縱向對稱，因此無需考慮單旋翼氣動力的不對稱問題，旋翼槳葉無需作揮舞運動來減小前行槳葉的升力以保持氣動力的平衡， 因此前行槳葉的升力不會損失；
(4)由於兩個旋翼的氣動力對稱，後行槳葉無需增加槳葉迎角，因此後行槳葉不會產生動態失速；
(5)旋翼槳葉不做揮舞運動，因此，旋翼槳葉的氣動力問題、氣彈動力學問題相對簡單得多；
(6)旋翼位於機翼端部，兩旋翼的間距較大，由兩旋翼升力產生的滾轉力矩和偏航力矩較大，提高了直升機的機動性；
(7)兩個旋翼反向旋轉，扭矩相互平衡，因此，無需尾槳來提供反扭矩，減少了尾槳的功率損耗。與現有的橫列式傾轉旋翼直升機相比，本發明所述新構型的橫列式剛性旋翼槳葉直升機還有四大優點(1)橫列式傾轉旋翼直升機要做旋翼的周期變距操縱以控制飛行姿態。而本發明的橫列式剛性旋翼槳葉直升機不需做旋翼的周期變距操縱，則飛行控制系統相對簡便；
(2)橫列式傾轉旋翼直升機的槳轂含有揮舞鉸、擺振鉸、軸向鉸，槳轂結構相對複雜。而本發明的橫列式剛性旋翼槳葉直升機的旋翼槳葉僅做總距改變，只需一個軸向鉸進行槳葉的總距改變，甚至可以不用軸向鉸不改變槳葉總距，因此，本發明的槳轂結構相對簡單；
(3)橫列式傾轉旋翼直升機的旋翼短艙要在機翼端部做傾轉運動，傾轉機構不僅結構相當複雜，而且受力相當複雜。而本發明的橫列式剛性旋翼槳葉直升機的翼墩固定地連接在機翼端部，結構和受力都相當簡單。(4)橫列式傾轉旋翼直升機的旋翼要做90度的前後傾轉，導致了旋翼傾轉過程中極其複雜的空氣動力學、氣彈動力學、飛行動力學與飛行控制等問題，傾轉時的安全飛行風險較大。而本發明的橫列式剛性旋翼槳葉直升機始終以直升機模式飛行，槳轂平面傾轉的角度較小，空氣動力學、氣彈動力學、飛行動力學與飛行控制等問題相對簡單得多，安全飛行的風險較小。綜上所述，本發明所述新構型的橫列式剛性旋翼槳葉直升機具有槳轂結構簡單、 旋翼動力學簡單、操縱簡便、飛行氣動效率高、機動性好、功耗低等優點，是一種很具有特色的軍民兩用直升機。
圖1是本發明的構造圖。
圖2是本發明內部傳動示意圖。
圖3是本發明處於垂直飛行/滾轉飛行時的主視圖。
圖4是圖3的側視圖。
圖5是圖3的俯視圖。
圖6是本發明處於前飛/後飛/俯仰飛行狀態時的主視圖。
圖7是圖6的側視圖。
圖8是圖6的俯視圖。
圖9是本發明偏航時的主視圖。
圖10是圖9的側視圖。
圖11是圖9的俯視圖。
圖12是本發明側飛時的主視圖。
圖13是圖12的側視圖。
圖14是圖12的俯視圖。
其中機身1、機翼2、翼墩3、槳轂4、槳葉5，萬向節6，軸向鉸7，旋翼驅動軸8、動力傳動軸9，主驅動裝置10。
具體實施例方式
附圖非限制性地公開了本發明的一種優選實施例的結構構型，以下將結合附圖詳細地說明本發明的技術方案。如圖1所示，本發明所述新構型的橫列式剛性旋翼槳葉直升機，包括機身1、機翼 2、翼墩3、置於機身1內的主驅動裝置10、置於機翼內的動力傳動軸9、置於翼墩內的旋翼驅動軸8、萬向節6、槳轂4、軸向鉸7、槳葉5。機翼端部與翼墩固定連接。槳轂、軸向鉸、槳葉組成旋翼，軸向鉸控制槳葉做軸向變距運動。旋翼沒有常規的揮舞鉸和擺振鉸，槳葉不做揮舞運動和擺振運動，故稱槳葉為剛性槳葉。所述主驅動裝置輸出端與動力傳動軸連接，動力傳動軸聯動地與旋翼驅動軸下端連接，旋翼驅動軸上端與萬向節連接，萬向節與槳轂連接， 驅動旋翼旋轉，產生垂直於旋翼旋轉平面的升力或拉力。如果不採用所述主驅動裝置的動力方式，也可採用旋翼驅動裝置，使其垂直安裝在機翼端部，旋翼驅動裝置輸出端與旋翼驅動軸下端連接，旋翼驅動軸上端與萬向節連接， 萬向節與槳轂連接，驅動旋翼旋轉，產生垂直於旋翼旋轉平面的升力或拉力。萬向節的作用是不僅能使旋翼驅動軸的旋轉傳遞給槳轂，實現槳轂隨旋翼驅動軸一起旋轉，而且能實現槳轂平面繞萬向節傾轉。控制槳轂平面的傾轉方向，從而改變旋翼升力的方向，控制直升機的飛行方向或姿態。旋翼可調總距，即可調控每片槳葉的翼剖面迎角，以改變升力大小。升力大小的改變也可通過改變旋翼的旋轉速度來實現。本發明通過控制槳轂平面的傾轉方向，實現本發明所述橫列式剛性旋翼槳葉直升機的飛行姿態。圖3至圖14具體地公開了本發明處於各飛行姿態的結構示意圖。(1)如圖3、圖4、圖5所示，其為本發明懸停、垂直飛行與滾轉飛行的三視圖，控制槳轂平面處於水平狀態，旋翼升力垂直向上，直升機作懸停或垂直飛行。改變一個旋翼的轉速或總距，以改變該旋翼的升力大小，形成滾轉力矩，直升機作滾轉飛行。(2)如圖6、7和8所示，其為本發明前飛/後飛/俯仰飛行的三視圖，控制兩個旋翼槳轂平面同時前傾或後傾，旋翼升力前傾或後傾，形成向前或向後拉力，直升機作前飛、 後飛或俯仰飛行，也可調節直升機的前後重心位置。(3)如圖9、10和11所示，其為本發明偏航飛行三視圖，控制兩個旋翼槳轂平面一個前傾、另一個後傾，從而兩個旋翼升力一個前傾、另一個後傾，形成偏航力矩，直升機作偏航飛行。(4)如圖12、13和14所示，其為本發明側飛三視圖，控制兩個旋翼槳轂平面同時側傾，從而兩個旋翼升力同時側傾，形成側向拉力，直升機作側飛。對本發明所述的剛性旋翼槳葉直升機進行了初步理論估算，假設起飛重量為4 噸、旋翼直徑8米、槳葉弦長0. 26米、槳葉片數4片，估算得到直升機的實際懸停升限1500 米、最大平飛速度為270公裡/小時、實用升限為5720米、最大斜爬升率為9米/秒、航程為850公裡、續航時間為5小時。
權利要求
1.一種橫列式剛性旋翼槳葉直升機，包括機身、置於機身兩側的機翼、置於機翼上的翼墩、置於機身內的主驅動裝置、置於機翼內的動力傳動軸、置於翼墩內的旋翼驅動軸、槳轂以及槳葉，其特徵在於在所述的旋翼驅動軸與槳轂之間設置有萬向節，所述的槳葉通過軸向鉸連接在所述的槳轂上。
2.根據權利要求1所述的橫列式剛性旋翼槳葉直升機，其特徵在於所述的旋翼驅動軸的輸入端與所述的動力傳動軸的輸出端連接，動力傳動軸的輸入端連接在所述的主驅動1 ο
3.根據權利要求2所述的橫列式剛性旋翼槳葉直升機，其特徵在於所述的旋翼驅動軸的輸入端連接在旋翼驅動裝置的輸出端上。
全文摘要
本發明公開了一種橫列式剛性旋翼槳葉直升機，包括機身、置於機身兩側的機翼、置於機翼上的翼墩、置於機身內的主驅動裝置、置於機翼內的動力傳動軸、置於翼墩內的旋翼驅動軸、槳轂以及槳葉，其特徵在於在所述的旋翼驅動軸與槳轂之間設置有萬向節，所述的槳葉通過軸向鉸連接在所述的槳轂上。本發明無需進行常規旋翼直升機複雜的周期變距操縱來改變旋翼旋轉平面的位置，而且槳轂結構簡單、旋翼動力學簡單、操縱簡便、飛行氣動效率高、機動性好、功耗低。
文檔編號B64C27/08GK102417034SQ201110360628
公開日2012年4月18日 申請日期2011年11月15日 優先權日2011年11月15日
發明者夏品奇 申請人:南京航空航天大學