一种新构型的双横梁双螺桨直升机

摘要

本发明公开一种新构型的双横梁双螺桨直升机，包括机身以及置于机身内的主驱动装置，所述主驱动装置输出端与支点连接，且所述机身两侧对称地分别通过支点安装一根可绕该支点做上下挥舞运动、前后摆动运动以及轴向旋转运动的横梁，同时每一根横梁上均联动地垂直安装螺桨驱动轴，螺桨驱动轴的上端与螺桨安装。因此，本发明通过控制横梁的上下挥舞运动、前后摆动运动以及轴向旋转运动，以改变螺桨旋转平面的位置，即改变了螺桨升力方向，实现直升机飞行姿态的控制；螺桨可调总距，即可调桨叶翼型剖面的迎角，从而改变升力大小。本发明无需进行常规旋翼直升机复杂的旋翼周期变距操纵，且螺桨升力系统结构简单、操纵简便、机动性好、重量轻、功耗低。

说明书

技术领域

本发明涉及一种横列式直升机，尤其是一种新构型的双横梁双螺桨直升机。

背景技术

常规旋翼直升机的旋翼由桨毂和数片桨叶构成，桨毂安装在旋翼轴上，桨叶安装在桨毂上。桨叶旋转时与周围空气相互作用，产生垂直于旋翼旋转平面的拉力。如果旋翼旋转平面水平，则拉力垂直向上，直升机作垂直飞行。如果旋翼旋转平面倾斜，则拉力倾斜，直升机向拉力倾斜的方向飞行。如前倾，则前飞。如侧倾，则侧飞。通过控制系统对旋翼复杂的周期变距操纵，使旋翼旋转平面倾斜，改变旋翼拉力方向，实现直升机的飞行控制。直升机前飞时，前行桨叶与后行桨叶上的气流速度不同，导致旋翼左右的气动力环境不对称。为了保证旋翼左右气动力对称，并实现旋翼旋转平面的倾斜，桨叶必须能作上下挥舞运动、前后摆动运动以及绕桨叶纵轴的轴向转动，因此，桨毂结构较为复杂，其根部包含由挥舞铰、摆振铰和轴向铰。

对于占直升机总数95％的单旋翼带尾桨直升机，前飞时旋翼左右两边的气动力不对称，造成旋翼气动力环境复杂。为保持旋翼左右气动力对称，桨叶要做挥舞运动，以减小前行桨叶的气动力，这样造成了旋翼升力的损失。旋翼桨叶柔软，弹性变形大，桨叶气弹耦合动力学复杂。为了降低旋翼转速，需要使用很重的减速箱，给直升机增加了不小的重量。

另外，现有的横列式双旋翼直升机，一般是在机身两侧固定地安装机翼，并在机翼端部安装旋翼，旋翼本身在机翼端部作倾转运动以实现飞行姿态的转换。当旋翼旋转平面在水平位置时，直升机作垂直飞行；当旋翼向前倾转90度时，直升机像普通的螺旋桨飞机一样前飞，机翼产生向上的升力，旋翼产生向前的拉力。在旋翼向前倾转的过程中，旋翼气动尾迹弯曲导致极其复杂的气动力变化，使得直升机的操纵变得极其复杂，经常造成旋翼倾转过程中直升机的飞行事故。另外，该类横列式双旋翼直升机在做直升机模式飞行时，也要对旋翼进行复杂的周期变距控制。因此，该类横列式双旋翼直升机存在结构更为复杂、飞行控制更为复杂、涉及的力学更为复杂等问题。

发明内容

本发明针对现有技术的不足，提供一种新构型的双横梁双螺桨直升机，其通过控制横梁内端绕机身支点的上下挥舞运动、前后摆动运动及轴向旋转运动，实现横梁外端螺桨旋转平面位置的改变，从而改变螺桨升力方向，实现飞行姿态的控制。解决了现有技术中直升机复杂的旋翼周期变距控制、减速器重量、复杂的旋翼气动力和动力学、复杂的桨毂结构以及尾桨的功率损耗等问题，因此，本发明的新构型直升机，螺桨升力系统结构简单、操纵简便、机动性好、重量轻、功耗低，有效地开创了航空领域内直升机构型的发展方向。

为实现以上的技术目的，本发明将采用以下的技术方案：

一种新构型的双横梁双螺桨直升机，包括机身、置于机身内的主驱动装置、支点、横梁、螺桨驱动装置、螺桨驱动轴以及螺桨，所述主驱动装置输出端与支点连接，且所述机身两侧对称地分别通过支点安装一根可绕该支点做上下挥舞运动、前后摆动运动以及轴向旋转运动的横梁，同时每一根横梁上均联动地垂直安装螺桨驱动轴，所述螺桨驱动轴下端与螺桨驱动装置连接，而螺桨驱动轴的上端则与螺桨安装。螺桨驱动轴驱动螺桨旋转，产生垂直于螺桨旋转平面的升力或拉力。

进一步地，所述支点为球铰或者由水平铰、垂直铰和轴向铰组成的复合铰。

进一步地，所述螺桨驱动装置为发动机，该发动机固定安装于横梁上。

进一步地，所述螺桨驱动装置或为主驱动装置的动力传动支路。

根据以上的技术方案，可以实现以下的有益效果：

由于本发明通过控制横梁的上下挥舞运动、前后摆动运动以及轴向旋转运动，以改变横梁外端螺桨驱动轴的位置，即改变螺桨旋转平面的位置，也即改变了螺桨升力方向，从而实现直升机飞行姿态的控制；螺桨可调总距，即可调桨叶翼剖面的迎角，从而改变升力大小。因此，本发明无需进行常规旋翼直升机复杂的周期变距操纵来改变旋翼旋转平面的位置，而且螺桨升力系统结构简单、操纵简便、机动性好、重量轻、功耗低。

与常规的单旋翼带尾桨直升机相比，本发明所述新构型的双横梁双螺桨直升机有七大优点：

(1)螺桨桨叶无需作挥舞和摆振运动，因此在桨叶根部无需装挥舞铰和摆振铰，简化了桨毂结构；

(2)通过横梁绕机身球铰或复合铰的运动来改变横梁外端螺桨旋转平面的位置，从而改变螺桨升力方向，实现飞行姿态的控制，因此，无需对螺桨进行复杂的周期变距操纵，简化了飞行控制；

(3)螺桨直径相对旋翼直径小得多，螺桨转速可以很大，因此不需要使用减速箱来降低螺桨的转速，减轻了直升机的重量；

(4)位于机身两侧的螺桨反向旋转，相对于直升机纵向对称，因此无需考虑单螺桨气动力环境的不对称问题，螺桨桨叶无需作挥舞运动来减小前行桨叶的升力以保持气动力的平衡，因此螺桨升力不会损失；

(5)螺桨桨叶的刚度比旋翼桨叶的刚度要大得多，螺桨桨叶的弹性变形相对要小得多，因此，螺桨桨叶的气动力问题、气弹动力学问题相对简单得多；

(6)螺桨位于横梁端部，两螺桨的间距较大，由两螺桨升力产生的滚转力矩和偏航力矩较大，提高了直升机的机动性；

(7)两个螺桨反向旋转，扭矩平衡，因此，无需尾桨来提供反扭矩，减少了尾桨的功率损耗。

与现有的横列式双旋翼直升机相比，本发明所述新构型的双横梁双螺桨直升机还有四大优点：

(1)横列式双旋翼直升机的旋翼位于机翼端部，机翼固定地安装在机身上，旋翼做前后倾转运动。而本发明的双横梁双螺桨直升机的横梁可绕机身支点做上下挥舞运动、前后摆动运动以及绕轴向转动(该转动带动螺桨前后倾转)，同时螺桨在横梁的垂直面内绕旋转轴做旋转运动以产生升力或拉力，因此本发明螺桨旋转平面位置的变化较多较方便；

(2)横列式双旋翼直升机要做旋翼的周期变距操纵以控制飞行姿态。而本发明的双横梁双螺桨直升机不需要做螺桨的周期变距操纵，与现有的横列式双旋翼直升机相比，本发明飞行控制系统是对非旋转机构——横梁进行控制，则飞行控制系统相对简便；

(3)横列式双旋翼直升机的桨毂含有挥舞铰、摆振铰、轴向铰，桨毂结构相对复杂。而本发明的双横梁双螺桨直升机的螺桨桨叶仅做总距改变，只需一个轴向铰进行桨叶的总距改变，甚至可以不用轴向铰不改变桨叶总距，因此，本发明桨毂结构相对简单；

(4)横列式双旋翼直升机的旋翼要做90度的前后倾转，导致了旋翼倾转过程中极其复杂的空气动力学、气弹动力学、飞行动力学与飞行控制等问题，倾转时的安全飞行风险较大。而本发明的双横梁双螺桨直升机始终以直升机模式飞行，横梁的轴向旋转带动螺桨前后倾转的角度较小，空气动力学、气弹动力学、飞行动力学与飞行控制等问题相对简单得多，安全飞行的风险较小。

综上所述，本发明所述新构型的双横梁双螺桨直升机具有升力系统结构简单、操纵简便、机动性好、重量轻、功耗低的优点，是一种很具有特色的军民两用直升机。

附图说明

图1是本发明的立体结构示意图；

图2a、图2b、图2c分别是本发明处于垂直飞行/滚转飞行时主视图、右视图和俯视图；

图3a、图3b、图3c是本发明处于前飞/后飞/俯仰飞行状态时主视图、右视图和俯视图；

图4a、图4b、图4c是本发明偏航时的主视图、右视图和俯视图；

图5a、图5b、图5c是本发明侧飞时的主视图、右视图和俯视图；

其中，机身1螺桨2横梁3支点4。

具体实施方式

附图非限制性地公开了本发明的一种优选实施例的结构构型，以下将结合附图详细地说明本发明的技术方案。

如图1所示，本发明所述新构型的双横梁双螺桨直升机，包括机身1、置于机身1内的主驱动装置、支点4、横梁3、螺桨驱动装置、螺桨驱动轴以及螺桨2，所述主驱动装置输出端与支点4连接，该支点4为球铰或者由水平铰、垂直铰和轴向铰组成的复合铰，且所述机身1两侧对称地分别通过支点4安装一根可绕该支点4做上下挥舞运动、前后摆动运动以及轴向旋转运动的横梁3，同时每一根横梁3上均联动地垂直安装螺桨2驱动轴，所述螺桨2驱动轴下端与螺桨2驱动装置连接，而螺桨2驱动轴的上端则与螺桨2安装，另外，所述螺桨2驱动轴的动力可以直接来源于主驱动装置的一个动力传动支路，或者在横梁3上固定地安装一发动机，以对螺桨2驱动轴进行动力驱动。

因此，在主驱动装置的控制下，横梁3可绕机身1上的支点4(球铰或者复合铰)作上下挥舞运动、前后摆动运动以及轴向旋转转动。同时，因螺桨2驱动轴联动地安装在横梁3上，即螺桨2驱动轴本身可以随横梁3绕机身1上的支点4(球铰或者复合铰)作上下挥舞运动、前后摆动运动以及轴向旋转转动；另外，在螺桨2驱动轴的控制下，螺桨2可以绕螺桨2驱动轴进行旋转运动以产生垂直于螺桨2旋转平面的升力或拉力。综上可知，螺桨2可以随横梁3一起运动以改变螺桨2旋转平面的位置，从而改变螺桨2升力方向，控制直升机的飞行姿态。螺桨2可调总距，即可调桨叶翼剖面的迎角，以改变升力大小。升力大小的改变也可通过改变螺桨2的旋转速度来实现。

本发明通过控制横梁3的运动状态，以实现横梁3外端螺桨2旋转平面位置的改变，即实现本发明所述双横梁双螺桨直升机的飞行姿态。图2至图5具体地公开了本发明处于各飞行姿态的结构示意图。

(1)如图2所示，其为本发明垂直飞行与滚转飞行的三视图，控制横梁3保持水平，并使螺桨2旋转平面处于水平状态，螺桨2升力垂直向上，直升机作垂直飞行。改变一个螺桨2的转速或总距，以改变该螺桨2的升力大小，形成滚转力矩，直升机作滚转飞行。

(2)如图3所示，其为本发明前飞/后飞/俯仰飞行的三视图，控制两个横梁3同时作同向的轴向转动，带动两个螺桨2旋转平面同时前倾或后倾，螺桨2升力前倾或后倾，形成向前或向后拉力，直升机作前飞、后飞或俯仰飞行。

(3)如图4所示，其为本发明偏航飞行三视图，控制两个横梁3同时作反向的轴向转动，两个螺桨2旋转平面一个前倾、另一个后倾，两个螺桨2升力一个前倾、另一个后倾，形成偏航力矩，直升机作偏航飞行。

(4)如图5所示，其为本发明侧飞三视图，控制一个横梁3绕球铰向上挥舞，另一个横梁3绕球铰向下挥舞，带动两个螺桨2旋转平面同时侧倾，两个螺桨2升力同时侧倾，形成侧向拉力，直升机作侧飞。

(5)控制两个横梁3在水平方向同时前摆或同时后摆，两个螺桨2升力位置可前后移动，可调节直升机的前后重心位置。

对本发明所述的双横梁双螺桨直升机进行了理论估算，假设起飞重量为4吨，螺桨2半径分别为2米和3米时，螺桨2转速分别为2342转/分和1040转/分即可起飞直升机，这些转速的大小是合理的。可见这种构型的直升机是可行的。