横列式刚性旋翼桨叶直升机

摘要

本发明公开了一种横列式刚性旋翼桨叶直升机，包括机身、置于机身两侧的机翼、置于机翼上的翼墩、置于机身内的主驱动装置、置于机翼内的动力传动轴、置于翼墩内的旋翼驱动轴、桨毂以及桨叶，其特征在于：在所述的旋翼驱动轴与桨毂之间设置有万向节，所述的桨叶通过轴向铰连接在所述的桨毂上。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，而且桨毂结构简单、旋翼动力学简单、操纵简便、飞行气动效率高、机动性好、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横列式刚性旋翼桨叶直升机。

背景技术

现有常规旋翼直升机的旋翼由桨毂和数片桨叶构成，桨毂固定地安装在旋翼轴上，桨叶通过轴向铰、挥舞铰（水平铰）、摆振铰（垂直铰）安装在桨毂上。轴向铰使桨叶产生轴向变距运动，挥舞铰和摆振铰使桨叶产生挥舞运动和摆振运动。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，通过绕挥舞铰的运动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，其包含连接桨叶的轴向铰、挥舞铰和摆振铰。

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，同时前行桨叶的迎角减小，以减小前行桨叶的气动力，这样造成了前行桨叶升力的损失；后行桨叶的迎角增大，这样造成了后行桨叶的动态失速。

另外，现有的横列式倾转旋翼直升机，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，该类横列式倾转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操纵。因此，该类横列式倾转旋翼直升机存在着结构更为复杂、飞行控制更为复杂、涉及的力学更为复杂等突出问题。

发明内容

本发明针对现有技术的不足，而提供一种控制桨毂结构简单、旋翼动力学简单、操纵简便、飞行气动效率高、机动性好、功耗低的新构型的横列式刚性旋翼桨叶直升机。

为实现以上的技术目的，本发明将采用以下的技术方案：一种横列式刚性旋翼桨叶直升机，包括机身、置于机身两侧的机翼、置于机翼上的翼墩、置于机身内的主驱动装置、置于机翼内的动力传动轴、置于翼墩内的旋翼驱动轴、桨毂以及桨叶，其特征在于：在所述的旋翼驱动轴与桨毂之间设置有万向节，所述的桨叶通过轴向铰连接在所述的桨毂上。

所述的旋翼驱动轴的输入端与所述的动力传动轴的输出端连接，动力传动轴的输入端连接在所述的主驱动装置上。

所述的旋翼驱动轴的输入端连接在旋翼驱动装置的输出端上。

本发明新构型的横列式刚性旋翼桨叶直升机，包括机身、机翼、翼墩、置于机身内的主驱动装置、置于机翼内的动力传动轴、置于翼墩内的旋翼驱动轴、万向节、桨毂、轴向铰、桨叶。机翼端部与翼墩固定连接。桨毂、轴向铰、桨叶组成旋翼，轴向铰控制桨叶做轴向变距运动。旋翼没有常规的挥舞铰和摆振铰，桨叶不做挥舞运动和摆振运动，故称桨叶为刚性桨叶。所述主驱动装置输出端与动力传动轴连接，动力传动轴联动地与旋翼驱动轴下端连接，旋翼驱动轴上端与万向节连接，万向节与桨毂连接，驱动旋翼旋转，产生垂直于旋翼旋转平面的升力或拉力。

如果不采用所述主驱动装置的动力方式，也可采用旋翼驱动装置，使其垂直安装在机翼端部，旋翼驱动装置输出端与旋翼驱动轴下端连接，旋翼驱动轴上端与万向节连接，万向节与桨毂连接，驱动旋翼旋转，产生垂直于旋翼旋转平面的升力或拉力。

万向节的作用是不仅能使旋翼驱动轴的旋转传递给桨毂，实现桨毂随旋翼驱动轴一起旋转，而且能实现桨毂平面绕万向节倾转。

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桨毂平面的倾转方向，也即改变了旋翼升力的方向，从而实现直升机飞行方向和姿态的控制；旋翼可调总距，即可调每片桨叶翼剖面的迎角，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，而且桨毂结构简单、旋翼动力学简单、操纵简便、飞行气动效率高、机动性好、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横列式刚性旋翼桨叶直升机有七大优点：

（1）旋翼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）通过控制桨毂平面的倾转方向，从而改变旋翼升力的方向，实现直升机飞行方向或姿态的控制，因此，无需对旋翼进行复杂的周期变距操纵，简化了飞行控制；

（3）位于机身两侧的旋翼反向旋转，相对于直升机纵向对称，因此无需考虑单旋翼气动力的不对称问题，旋翼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，因此前行桨叶的升力不会损失；

（4）由于两个旋翼的气动力对称，后行桨叶无需增加桨叶迎角，因此后行桨叶不会产生动态失速；

（5）旋翼桨叶不做挥舞运动，因此，旋翼桨叶的气动力问题、气弹动力学问题相对简单得多；

（6）旋翼位于机翼端部，两旋翼的间距较大，由两旋翼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）两个旋翼反向旋转，扭矩相互平衡，因此，无需尾桨来提供反扭矩，减少了尾桨的功率损耗。

与现有的横列式倾转旋翼直升机相比，本发明所述新构型的横列式刚性旋翼桨叶直升机还有四大优点：

（1）横列式倾转旋翼直升机要做旋翼的周期变距操纵以控制飞行姿态。而本发明的横列式刚性旋翼桨叶直升机不需做旋翼的周期变距操纵，则飞行控制系统相对简便；

（2）横列式倾转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。而本发明的横列式刚性旋翼桨叶直升机的旋翼桨叶仅做总距改变，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，本发明的桨毂结构相对简单；

（3）横列式倾转旋翼直升机的旋翼短舱要在机翼端部做倾转运动，倾转机构不仅结构相当复杂，而且受力相当复杂。而本发明的横列式刚性旋翼桨叶直升机的翼墩固定地连接在机翼端部，结构和受力都相当简单。

（4）横列式倾转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。而本发明的横列式刚性旋翼桨叶直升机始终以直升机模式飞行，桨毂平面倾转的角度较小，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横列式刚性旋翼桨叶直升机具有桨毂结构简单、旋翼动力学简单、操纵简便、飞行气动效率高、机动性好、功耗低等优点，是一种很具有特色的军民两用直升机。

附图说明

图1是本发明的构造图。

图2是本发明内部传动示意图。

图3是本发明处于垂直飞行/滚转飞行时的主视图。

图4是图3的侧视图。

图5是图3的俯视图。

图6是本发明处于前飞/后飞/俯仰飞行状态时的主视图。

图7是图6的侧视图。

图8是图6的俯视图。

图9是本发明偏航时的主视图。

图10是图9的侧视图。

图11是图9的俯视图。

图12是本发明侧飞时的主视图。

图13是图12的侧视图。

图14是图12的俯视图。

 其中：机身1、机翼2、翼墩3、桨毂4、桨叶5，万向节6，轴向铰7，旋翼驱动轴8、动力传动轴9，主驱动装置10。

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横列式刚性旋翼桨叶直升机，包括机身1、机翼2、翼墩3、置于机身1内的主驱动装置10、置于机翼内的动力传动轴9、置于翼墩内的旋翼驱动轴8、万向节6、桨毂4、轴向铰7、桨叶5。机翼端部与翼墩固定连接。桨毂、轴向铰、桨叶组成旋翼，轴向铰控制桨叶做轴向变距运动。旋翼没有常规的挥舞铰和摆振铰，桨叶不做挥舞运动和摆振运动，故称桨叶为刚性桨叶。所述主驱动装置输出端与动力传动轴连接，动力传动轴联动地与旋翼驱动轴下端连接，旋翼驱动轴上端与万向节连接，万向节与桨毂连接，驱动旋翼旋转，产生垂直于旋翼旋转平面的升力或拉力。

 如果不采用所述主驱动装置的动力方式，也可采用旋翼驱动装置，使其垂直安装在机翼端部，旋翼驱动装置输出端与旋翼驱动轴下端连接，旋翼驱动轴上端与万向节连接，万向节与桨毂连接，驱动旋翼旋转，产生垂直于旋翼旋转平面的升力或拉力。

万向节的作用是不仅能使旋翼驱动轴的旋转传递给桨毂，实现桨毂随旋翼驱动轴一起旋转，而且能实现桨毂平面绕万向节倾转。控制桨毂平面的倾转方向，从而改变旋翼升力的方向，控制直升机的飞行方向或姿态。旋翼可调总距，即可调控每片桨叶的翼剖面迎角，以改变升力大小。升力大小的改变也可通过改变旋翼的旋转速度来实现。

 本发明通过控制桨毂平面的倾转方向，实现本发明所述横列式刚性旋翼桨叶直升机的飞行姿态。图3至图14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3、图4、图5所示，其为本发明悬停、垂直飞行与滚转飞行的三视图，控制桨毂平面处于水平状态，旋翼升力垂直向上，直升机作悬停或垂直飞行。改变一个旋翼的转速或总距，以改变该旋翼的升力大小，形成滚转力矩，直升机作滚转飞行。

（2）如图6、7和8所示，其为本发明前飞/后飞/俯仰飞行的三视图，控制两个旋翼桨毂平面同时前倾或后倾，旋翼升力前倾或后倾，形成向前或向后拉力，直升机作前飞、后飞或俯仰飞行，也可调节直升机的前后重心位置。

（3）如图9、10和11所示，其为本发明偏航飞行三视图，控制两个旋翼桨毂平面一个前倾、另一个后倾，从而两个旋翼升力一个前倾、另一个后倾，形成偏航力矩，直升机作偏航飞行。

（4）如图12、13和14所示，其为本发明侧飞三视图，控制两个旋翼桨毂平面同时侧倾，从而两个旋翼升力同时侧倾，形成侧向拉力，直升机作侧飞。

 对本发明所述的刚性旋翼桨叶直升机进行了初步理论估算，假设起飞重量为4吨、旋翼直径8米、桨叶弦长0.26米、桨叶片数4片，估算得到直升机的实际悬停升限1500米、最大平飞速度为270公里/小时、实用升限为5720米、最大斜爬升率为9米/秒、航程为850公里、续航时间为5小时。