国产精品1024永久观看,大尺度欧美暖暖视频在线观看,亚洲宅男精品一区在线观看,欧美日韩一区二区三区视频,2021中文字幕在线观看

  • <option id="fbvk0"></option>
    1. <rt id="fbvk0"><tr id="fbvk0"></tr></rt>
      <center id="fbvk0"><optgroup id="fbvk0"></optgroup></center>
      <center id="fbvk0"></center>

      <li id="fbvk0"><abbr id="fbvk0"><dl id="fbvk0"></dl></abbr></li>

      新型旋翼飛行器的制作方法

      文檔序號:4146470閱讀:619來源:國知局
      專利名稱:新型旋翼飛行器的制作方法
      技術(shù)領(lǐng)域
      本發(fā)明屬航空技術(shù)領(lǐng)域,是一種新型旋翼飛行器。
      飛機的出現(xiàn),為人類開辟了空中通道,擴大了人們的活動空間。隨著科學(xué)技術(shù)的發(fā)展,飛行器也在逐漸發(fā)展?,F(xiàn)有技術(shù)的調(diào)距螺旋槳,是將普通固定槳距槳葉的固定槳軸改為槳距調(diào)整軸構(gòu)成,這種調(diào)距螺旋槳的缺點是槳距的高效工作調(diào)整范圍小,調(diào)整時整個槳葉都以相同角度轉(zhuǎn)動,它只在設(shè)定槳距才能高效工作;將它調(diào)整至偏離最佳值時,只有槳葉的某一段效率高,其它部位安裝角誤差增大,效率明顯降低。由于現(xiàn)有調(diào)距螺旋槳的不足,從而限制了各種利用調(diào)距螺旋槳工作的飛行器的發(fā)展。
      圖7所示的現(xiàn)有技術(shù),是一種帶有伺服襟翼1的旋翼,其扭度固定了的常規(guī)槳葉,它的扭度無法調(diào)整;該槳裝有伺服襟翼16,該伺服襟翼16是用來進行小幅度地調(diào)整旋翼的升力,不能改變其槳葉為負扭轉(zhuǎn)的基本特性,其高效槳距調(diào)整范圍小。
      常規(guī)技術(shù)的旋翼機和直升機雖然是兩種較為出色的飛行器,但它們各自的種種不足,仍不能同時滿足人們希望起降靈活、飛行高效、安全可靠、經(jīng)濟適用的各種要求。
      現(xiàn)有技術(shù)的交叉雙旋翼機型的機身外側(cè)之旋翼槳葉,槳葉下垂程度較大,其外側(cè)旋翼槳葉與地面相互碰撞的機率較大,其起降的安全受到威脅。
      常規(guī)旋翼飛行器,同系列的機型變化方式少,從而影響了它對市場的細分,防礙它的改型發(fā)展,降低了應(yīng)用范圍,從而使其成本的降低受到限制,其系列機型的發(fā)展經(jīng)濟性受到制約。
      常規(guī)旋翼機靠機身前部或后部螺旋槳的水平驅(qū)動以速度V前進,迎面氣流以相對于旋翼機的速度V通過旋翼平面,氣流水平穿過旋翼轉(zhuǎn)動平面驅(qū)動旋翼高速自轉(zhuǎn),使旋翼獲得升力而飛行,槳葉為負槳距、正扭轉(zhuǎn)工作狀態(tài)(見圖3)。氣流通過旋翼以后的空氣尾流與航向基本平行,沒有與機身相交的干擾氣流,飛行中螺旋槳產(chǎn)生的干擾尾流亦較少,所以旋翼機巡航飛行的效率較高,油耗較低。

      圖1、圖2是旋翼機的旋翼及其尾流示意圖,圖中旋翼轉(zhuǎn)動平面的弧形箭頭表示旋翼轉(zhuǎn)動方向。它在巡航時旋翼處于自轉(zhuǎn)工作狀態(tài),沒有槳距調(diào)整系統(tǒng)、也沒有主減速器,該機保持了較低的噪音和故障率。該機在空中失去動力以后,旋翼槳葉的安裝角仍能符合其迫降時空氣動力學(xué)的要求,處于需要的正扭轉(zhuǎn),具有正常的工作迎角,保持較高的氣動效率,其下降速率低,迫降時安全性能好;該機出現(xiàn)故障,對自身安全會造成重大影響的零部件只有旋翼、連接旋翼的主軸和機身承力結(jié)構(gòu),因此它的安全系數(shù)大、可靠性高;但它不能垂直起降,起落場地較大,從而影響了它的廣泛應(yīng)用。
      常規(guī)直升機靠動力,經(jīng)過主減速器驅(qū)動旋翼飛行,氣流由槳盤的上部,向下穿過旋翼轉(zhuǎn)動平面,所以槳葉為正槳距、負扭轉(zhuǎn)(見圖5)。飛行時旋翼產(chǎn)生的下洗氣流,受到俯視投影方向機身的大面積阻礙,產(chǎn)生較大的空氣動力損耗;圖5是現(xiàn)有技術(shù)中直升機的旋翼及其下洗氣流受到機身阻礙的示意圖。在直升機中占大多數(shù)的單旋翼機型,其尾槳產(chǎn)生的橫向消旋氣流與航向來流垂直,也會增加空氣動力損耗。這兩種現(xiàn)象都會降低它巡航飛行的空氣動力效率,增加燃料消耗。直升機在飛行時,周期變距系統(tǒng)、主減速器始終在運行,工作的噪聲大、安全系數(shù)低。該機若在空中失去動力,它只能利用設(shè)計在正槳距、負扭轉(zhuǎn)工作狀態(tài)的旋翼槳葉A(如圖75所示),下壓槳距操縱桿使旋翼槳葉調(diào)整至負槳距,其旋翼由槳葉A的角度轉(zhuǎn)至槳葉A’的角度,進行風(fēng)車自轉(zhuǎn)旋翼的無動力迫降。槳葉A’與最有利的工作狀態(tài)的旋翼機的旋翼槳葉B比較(見圖6和圖49),其槳葉尖接近零迎角、甚至處于小角度負迎角,只有槳葉的中前部的迎角基本正常,槳葉中部則迎角過大,槳葉根部的迎角太大甚至可能產(chǎn)生局部氣流分離,降低了以自轉(zhuǎn)狀態(tài)旋轉(zhuǎn)的旋翼的氣動效率、下降速度較大,迫降時易對乘員造成傷害,安全性能差。它僅以誘人的垂直起降能力,使人難以將其割舍。
      上述常規(guī)直升機和常規(guī)旋翼機的主要差別在于1、提供升力的旋翼不同直升機的旋翼屬正槳距、負扭轉(zhuǎn)。旋翼機的旋翼屬負槳距、正扭轉(zhuǎn)。
      2、驅(qū)動方式不同直升機的動力經(jīng)主減速器驅(qū)動旋翼,需要周期變距系統(tǒng)配合工作,主減速器和周期變距系統(tǒng)發(fā)生故障,它只能緊急迫降;旋翼機靠水平驅(qū)動螺旋槳巡航,其旋翼是由正面的氣流的作用而自轉(zhuǎn),它沒有主減速器和周期變距系統(tǒng),也消除了由此而引發(fā)的故障率。
      3、直升機主軸垂直于機身或稍微向前傾。旋翼機主軸則稍向后傾斜。
      4、直升機的尾翼一般沒有可控舵面,而旋翼機尾翼的舵面是可控的。
      5、失去動力迫降時,直升機只得利用其負扭轉(zhuǎn)的旋翼槳葉代替正扭轉(zhuǎn)的工作需求,工作效率低、下降率大,安全性能差。旋翼機在迫降時與正常飛行時比較,它對旋翼的工作要求相同,槳葉各部位仍處于正常工作迎角,工作效率高、迫降安全性能好。
      本發(fā)明之新型旋翼飛行器,針對上述問題,提出了解決方案,兼有常規(guī)直升機及常規(guī)旋翼機優(yōu)點,它是一種能垂直起降、巡航油耗低、噪聲小、追降安全、綜合成本低、性能優(yōu)良的“新型旋翼飛行器”。
      該“新型旋翼飛行器”,其旋翼的槳距調(diào)節(jié)范圍大,它可以使用的無扭槳,能夠兼顧它在正槳距和負槳距兩種工作狀態(tài)的不同需要,避免了常規(guī)直升機旋翼定常自轉(zhuǎn)時過低的氣動效率;它滿足了垂直起降時,要求旋翼為正槳距,巡航時要求旋翼為負槳距的工作需要。本發(fā)明還可以使用“調(diào)整扭度槳”,該“調(diào)整扭度槳”能夠由正槳距的負扭轉(zhuǎn)調(diào)整到負槳距的正扭轉(zhuǎn),進一步提高了氣動效率。該機在調(diào)整至正槳距的動力旋翼狀態(tài)時,可以垂直起降;它在螺旋槳的推動下前飛時,將旋翼槳距調(diào)整至負槳距的自轉(zhuǎn)旋翼狀態(tài),可以高效率巡航。該機使用了“槳距自動限位”系統(tǒng),保證了它的旋翼具有與常規(guī)旋翼機的旋翼相近的可靠性,其安全可靠性可以與旋翼機相互媲美。對于交叉雙旋翼機型,其旋翼1為上仰式交叉雙旋翼1,在保證其機身內(nèi)側(cè)兩只旋翼與常規(guī)技術(shù)機型具有相同夾角的情況下,其外側(cè)旋翼槳葉下垂的程度減小,從而降低了外側(cè)旋翼槳葉與地面相互碰撞的機率。本發(fā)明設(shè)計的一組具有不同載荷能力的機型構(gòu)成的旋翼飛行器系列,其機型變化范圍寬,通用部件多,以較低的研制成本,就能滿足不同用戶的各種需求,有利于市場的細分和開發(fā),具有廣泛的應(yīng)用價值。本發(fā)明是一種安全、低噪、高效、廉價的“新型旋翼飛行器”。本發(fā)明之技術(shù)還可以部分地應(yīng)用在直升機或旋翼機等其它的旋翼飛行器之上,是一種優(yōu)秀的新型旋翼飛行器。
      為了實現(xiàn)上述發(fā)明之目的,新型旋翼飛行器采用了如下技術(shù)方案一種新型旋翼飛行器,由機身5、動力系統(tǒng)、尾翼4、起落架8、機身上部的主軸2,主軸2上端的旋翼1、水平驅(qū)動螺旋槳3等部分組成;旋翼1使用調(diào)整扭度槳或無扭槳;其調(diào)整扭度槳是由變扭槳43、變扭組、槳軸26、調(diào)整桿27組成;其主軸2略向后傾斜;尾翼4上有可操縱的舵面;旋翼1的槳葉可在正、負槳距之間進行調(diào)整;其變扭槳43在正槳距、負扭轉(zhuǎn)至負槳距、正扭轉(zhuǎn)之間進行調(diào)整;該機可利用動力驅(qū)動正槳距的旋翼1而垂直起降;采用自轉(zhuǎn)的負槳距旋翼1,由螺旋槳3水平驅(qū)動而巡航或短距起降。對于增設(shè)周期變距系統(tǒng)的機型,其螺旋槳3也可使用定距槳,使用定距槳之后該槳應(yīng)通過專用離合器與發(fā)動機13相連。對于只設(shè)置總距控制系統(tǒng)的機型,其螺旋槳3也可以使用變距槳。
      一種新型旋翼飛行器,由機身5、動力系統(tǒng)、旋翼1、槳距自動限位系統(tǒng)、起落架8等部分組成;槳距自動限位系統(tǒng)是由旋翼槳葉、槳軸26、槳距傳動桿65、限位塊59、定位銷55、連接控制器56組成;其槳葉的升力中心位于槳軸26稍后的位置,在靠近旋翼槳根的附近設(shè)有槳距限位塊59,用來限制最小槳距的行程;限位塊59將最小槳距限制在自轉(zhuǎn)旋翼所需工作狀態(tài)的負槳距的安裝角位置;其槳距傳動桿65的中間,通過連接控制器56,將槳距控制力矩傳遞到槳葉;其定位銷55與連接控制器56相連,定位銷55受到駕駛員的控制,定位銷55可分別置于鎖定的位置及釋放的位置;將定位銷55置于鎖定的位置,可使連接控制器56接通其槳距控制力矩;將定位銷55置于釋放的位置,可使連接控制器56斷開其槳距控制力矩。利用“槳距自動限位”系統(tǒng)的設(shè)計,可在長時間的巡航飛行過程中,切斷槳距控制力矩,利用槳葉受到的氣動力來維持它所需要的負槳距。它在持續(xù)的巡航中可以取消槳距控制系統(tǒng)的操縱力矩,由此帶來的優(yōu)勢在于一則、顯著減輕了槳距調(diào)整系統(tǒng)的疲勞損耗;二來、在槳距調(diào)整系統(tǒng)發(fā)生傳動斷裂等故障,而無法傳輸操縱力矩時,可通過釋放定位銷55,斷開連接控制器56的槳距控制力矩,利用氣動力對槳葉的作用,使之自動轉(zhuǎn)向巡航所需的負槳距狀態(tài),不會影響它在巡航飛行或迫降時獲得足夠的旋翼升力,從而顯著地提高了該機的飛行安全性。
      一種新型旋翼飛行器,由機身5、動力系統(tǒng)、切換聯(lián)動控制系統(tǒng)、起落架8、旋翼1等部分組成;其切換聯(lián)動控制系統(tǒng)由槳距操縱桿6、操縱限位扭、切換控制7、發(fā)動機13、離合器20、主減速器11、主軸2、操縱聯(lián)動及助力器I、槳距聯(lián)動J、調(diào)整桿27等組成;在槳距操縱桿6的操縱下,切換控制7將動力通斷與總距大小的變化,進行聯(lián)動控制;在正槳距區(qū)間,切換控制7將主軸2與動力接通;在負槳距區(qū)間,切換控制7將主軸2與動力斷開;其操縱限位扭為常閉開關(guān),它在閉合位置時,槳距操縱桿6或者被限制在動力接通的正槳距區(qū)間進行槳距控制、或者被限制在動力斷開的負槳距區(qū)間進行槳距控制;操縱限位扭在打開位置時,其槳距操縱桿6可在動力接通與動力斷開之間進行切換。
      一種新型旋翼飛行器,由機身5、動力系統(tǒng)、尾翼4、起落架8、上部的主軸2,主軸2上端的旋翼1等部分組成;其旋翼1為上仰式交叉雙旋翼1,每只旋翼1與其相連的主軸2之間的安裝角為(90+A)度;對于使用鋼性揮舞鉸軸承的旋翼,角A大于零度、而等于或略小于旋翼的最小揮舞角;而對于使用柔性揮舞鉸的無鉸式旋翼,角A介于旋翼的最小揮舞角與最大揮舞角之間。使其交叉雙旋翼機型的機身外側(cè)之旋翼槳葉,槳葉下垂的程度較小,從而減小了外側(cè)旋翼槳葉與地面相互碰撞的機率。
      一種新型旋翼飛行器,它是由一組具有不同載荷能力的機型構(gòu)成的旋翼飛行器系列,它由發(fā)動機功率呈等比遞增的一組動力系統(tǒng)、旋翼半徑呈等比遞增的一組旋翼進行組合,形成載荷能力遞增的系列機型;它由發(fā)動機功率呈等比遞增的一組動力系統(tǒng)、旋翼半徑呈等比遞增的一組旋翼進行組合,形成載荷能力遞增的系列機型;一種“低功率動力系統(tǒng)”對應(yīng)使用上述的一組旋翼,分別構(gòu)成載荷能力遞增的“幾種機型”;另一種比上述“低功率動力系統(tǒng)”順次遞增功率的動力系統(tǒng),該動力系統(tǒng)對應(yīng)使用的上述的一組旋翼,分別構(gòu)成載荷能力遞增的“另幾種機型”;該“另幾種機型”與前述的“幾種機型”相互比較,組成載荷能力順次遞增的系列機型。
      新型旋翼飛行器較現(xiàn)有技術(shù)有如下特點新型旋翼飛行器集中了常規(guī)直升機與常規(guī)旋翼機的優(yōu)點,其旋翼在動力驅(qū)動的正槳距的狀態(tài)下,調(diào)整水平驅(qū)動螺旋槳為小槳距,可使該機垂直起飛;對于裝備有周期變距系統(tǒng)的該機,只需要調(diào)整周期變距系統(tǒng)即可使其垂直起飛,而不需水平驅(qū)動螺旋槳的參與。待其升至空中,利用水平驅(qū)動螺旋槳的驅(qū)動,向前飛行;其略向后傾斜的主軸,可為旋翼轉(zhuǎn)動平面予設(shè)一個正安裝角,再將旋翼的槳距調(diào)整至予定角度的負槳距狀態(tài)、同時切斷旋翼的動力,使旋翼在迎面氣流的驅(qū)動下,沿同一方向自轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力,利用可控尾翼4操縱其巡航飛行。其旋翼槳葉的升力中心略靠向槳軸后方,在槳根附近通過限位塊來限制槳距的行程,將最小槳距限制在巡航時所需負槳距的安裝角的位置。裝備周期變距控制系統(tǒng)的高性能新型旋翼飛行器,亦具有直升機橫向飛行的高機動性。使用雙旋翼(交叉、同軸、橫列、縱列雙旋翼,也可以使用單旋翼加尾槳)等氣動布局,在動力驅(qū)動旋翼的垂直起降工作狀態(tài)下,平衡所需的反扭力矩。
      該機的旋翼克服了常規(guī)調(diào)距旋翼的不足,它可使用無扭槳,其正槳距狀態(tài)的動力旋翼進行垂直起降和負槳距狀態(tài)的自轉(zhuǎn)旋翼進行巡航,這兩種旋翼狀態(tài)不同的扭轉(zhuǎn)需求得以兼顧。它還可以使用調(diào)整扭度槳,該槳由變扭組調(diào)整槳葉各部位協(xié)調(diào)扭轉(zhuǎn),擴大了槳距的調(diào)節(jié)范圍,使槳葉可以由正槳距的負扭轉(zhuǎn)調(diào)整到負槳距的正扭轉(zhuǎn)。在以直升機方式垂直起降或旋翼機方式自轉(zhuǎn)巡航,它對旋翼的兩種不同扭轉(zhuǎn)的需求得到了滿足,發(fā)揮了各自的工作優(yōu)點。
      對于交叉雙旋翼機型,其旋翼1為上仰式交叉雙旋翼1,每只旋翼1與其相連的主軸2之間的安裝角大于90度;在保證其機身內(nèi)側(cè)兩只旋翼與常規(guī)技術(shù)機型具有相同夾角的情況下,其機身外側(cè)旋翼槳葉下垂的程度比常規(guī)交叉雙旋翼下垂的程度小,從而減小了外側(cè)旋翼槳葉與地面相互碰撞的機率,其起降的飛行安全性進一步提高。
      該新型旋翼飛行器,它是由一組具有不同載荷能力的機型,構(gòu)成了旋翼飛行器系列,它以較少的結(jié)構(gòu)改變、更多的通用器件來取得較多的機型變化,從而增大了它的潛在用戶群。此舉,即降低了機型變化的成本,又增大了該機的適用范圍,具有廣闊的發(fā)展空間。
      本發(fā)明的全面應(yīng)用,不僅會為新型旋翼飛行器帶來技術(shù)上的顯著進步,即使在旋翼飛行器上部分地應(yīng)用本發(fā)明之技術(shù),也會為其帶來性能上的改善。
      下面結(jié)合附圖和實施例,對本發(fā)明作一詳細敘述圖1、圖3、圖4及圖8、圖9,簡略地畫出其中的一片槳葉及其三處截面位置的剖面圖,各圖旋翼轉(zhuǎn)動平面中的弧形箭頭指示的是旋翼轉(zhuǎn)動的方向。
      圖1、圖2是現(xiàn)有技術(shù)旋翼機的旋翼及其尾流示意圖,旋翼機以速度V向前飛行;圖1使用的是拉進式螺旋槳、圖2使用的是推進式螺旋槳。其氣流是由前至后地穿過槳盤的,相對于槳盤平面而言,氣流是由下而上地穿過槳盤,所以旋翼機的旋翼是工作在負槳距的正扭轉(zhuǎn)狀態(tài);圖3示意的是氣流通過旋翼機的旋翼轉(zhuǎn)動平面時空氣V流徑示意圖;氣流V穿過槳盤平面驅(qū)動旋翼自轉(zhuǎn),旋翼因此而獲得升力F;圖4是常規(guī)直升機的正槳距旋翼在不同半徑處的安裝角的示意圖;圖5是常規(guī)直升機下洗氣流受到機身阻礙的示意圖;氣流是由前上至后下地穿過槳盤;圖6是現(xiàn)有技術(shù)直升機,其動力正槳距的旋翼A、無動力負槳距的定常自轉(zhuǎn)旋翼A’,它們與現(xiàn)有技術(shù)旋翼機的負槳距旋翼B比較示意圖。參照圖49中的旋翼半徑與安裝角關(guān)系曲線圖,其中的虛線是理想槳葉半徑與安裝角的關(guān)系曲線,其中的實線是線性扭轉(zhuǎn)槳葉半徑與安裝角的關(guān)系曲線。兩圖中A為直升機正常動力工作狀態(tài)的正槳距、負扭轉(zhuǎn)的槳葉;A’為失去動力時下壓總距桿使直升機槳葉轉(zhuǎn)至負槳距的自轉(zhuǎn)旋翼狀態(tài);B為旋翼機正常工作狀態(tài)的負槳距、正扭轉(zhuǎn)槳葉;圖49中所示,旋翼A和B其安裝角基本正常,當不得不使用旋翼A’用于負槳距狀態(tài),此負槳距狀態(tài)本應(yīng)為旋翼B的正常工作區(qū)間。使用旋翼A’來代替旋翼B,其旋翼A’的實際工作效率將明顯降低。
      圖7是現(xiàn)有技術(shù)中,一種帶有伺服襟翼16的旋翼槳葉示意圖,交叉雙旋翼K-MAX等直升機在其旋翼上已使用了伺服襟翼。
      圖8是使用推進式螺旋槳的交叉雙旋翼新型旋翼飛行器側(cè)面示意圖;圖9是使用拉進式螺旋槳的交叉雙旋翼新型旋翼飛行器側(cè)面示意圖;圖8、圖9為二種新型旋翼飛行器,它由旋翼1、主軸2、水平驅(qū)動螺旋槳3、尾翼4上可操縱的舵面、機身5、起落架8、輸出軸12等組成;該圖展示其工作時槳葉變化的兩種狀態(tài)圖中的實線旋翼1表示正槳距負扭轉(zhuǎn)時的動力驅(qū)動旋翼的直升機方式飛行狀態(tài)的旋翼,虛線旋翼1表示負槳距正扭轉(zhuǎn)時的自轉(zhuǎn)旋翼的旋翼機方式飛行狀態(tài)的旋翼;
      圖10是槳距操縱與切換控制的示意圖,它由旋翼1、主軸2、槳距操縱桿6、切換控制7、主減速器11、輸出軸12、發(fā)動機13、復(fù)位彈簧17、彈性切換撥叉19、離合器20、槳軸26、調(diào)整桿27、操縱限位扭、操縱聯(lián)動及助力器I、槳距聯(lián)動J等部分組成,其操縱限位扭為常閉開關(guān)(該圖將操縱限位扭省略未畫)在槳距操縱桿6的操縱下,切換控制7將動力通斷與總距變化,進行聯(lián)動控制;操縱限位扭處于打開位置時,其槳距操縱桿6可在動力接通與動力斷開之間進行切換;上拉槳距操縱桿6,使其動力接通時,具有彈性的動力切換撥叉19,首先使主減速器11中的傘齒A與傘齒B嚙合,再使離合器20接通動力;下壓槳距操縱桿6,使其動力斷開時,離合器20首先分離,接著傘齒A、B完全分離。操縱限位扭處于閉合位置時,當其槳距操縱桿6位于正槳距區(qū)間上拉或下壓,能在正槳距區(qū)間改變槳距的大小,其動力仍保持良好的接通;當其槳距操縱桿6位于負槳距區(qū)間上拉或下壓,能在負槳距區(qū)間改變槳距的大小,其動力仍保持斷開的狀態(tài)。
      圖11(a)是調(diào)整扭度槳的結(jié)構(gòu)示意圖;其調(diào)整扭度槳是由變扭槳43、變扭組25、槳軸26、調(diào)整桿27組成;圖11(b)是變扭槳43為斜襟翼式變扭槳的結(jié)構(gòu)示意圖,它由主槳葉21、前斜襟翼22、后斜襟翼23、槳根24、變扭組25組成;圖中的A-A、B-B、C-C三處剖面位置的剖面圖,分別見圖19、圖20所示;圖12是安裝在槳根內(nèi)部的齒輪變扭結(jié)構(gòu)的變扭組示意圖;其齒輪變扭組由齒輪E、F、G、H組成;其RE、RF、RG、RE分別表示齒輪E、F、G、H的半徑;其齒輪F、G兩者同軸固定連結(jié)在一起,安裝在槳根24內(nèi)部翼肋框架上的固定軸架33上;齒輪E與齒輪F嚙合、齒輪H與齒輪G嚙合;其齒輪E固定不轉(zhuǎn);齒輪H通過軸套30與主槳葉21固定連接,主槳葉21隨齒輪H而轉(zhuǎn)動;其變扭比等于(RG/RB)與(RE/RF)的乘積;其前斜襟翼22與后斜襟翼23分別通過前凸銷28、后凸銷29、前凹槽31、后凹槽32與槳根24相連接。
      圖13是前、后斜襟翼聯(lián)動結(jié)構(gòu)的剖面示意圖,該圖表示的是圖11(b)中B-B剖面位置的剖面示意圖;前斜襟翼22的后邊緣和后斜襟翼23的前邊緣分別用前鉸鏈軸34、后鉸鏈軸35再與主槳葉21的前邊緣鉸鏈和后邊緣鉸鏈對應(yīng)連接;前鉸鏈軸34、后鉸鏈軸35附近的上聯(lián)動前軸36、上聯(lián)動后軸37和下聯(lián)動前軸38、下聯(lián)動后軸39,分別通過它們的上聯(lián)動桿45、下聯(lián)動桿44相連。
      圖14是使用杠桿變扭組的斜襟翼式變扭槳;該圖中斜襟翼式變扭槳的前斜襟翼被省略,槳根24與后斜襟翼23合并在一起,圖中畫了槳轂57,但其揮舞鉸與擺振鉸省略未畫。圖的右側(cè)示意的是,裸露在槳根之外的變扭組,其結(jié)構(gòu)安裝處理方便;圖的左側(cè)示意的變扭組已置入槳根之內(nèi),這可以減小氣動阻力,該槳的槳軸通過的槳軸安裝架64與槳轂相連。
      圖15是杠桿變扭組的局部示意圖,它是一種變形的齒輪變扭組其固定傳動軸60至槳軸26軸線的距離等于RE,它起到齒輪E的作用;其主槳傳動軸61至槳軸26軸線的距離等于RH,它起到齒輪H的作用;其槳根傳動軸62與齒輪F、G的軸心等同;其固定傳動軸60至槳根傳動軸62的距離等于RF,它起到齒輪F的作用;其主槳傳動軸61至槳根傳動軸62的距離等于RG,它起到齒輪G的作用;其固定傳動軸60與變扭連動63的鉸接處,與齒輪E和齒輪F的嚙合作用相同;其主槳傳動軸61與變扭連動63的鉸接處,與齒輪H和齒輪G的嚙合作用相同。該圖是將圖14中的變扭組,放大了的示意圖。
      圖16是一種齒輪變扭組的斜襟翼式變扭槳其變扭組由齒輪E、齒輪H、齒輪F、齒輪G組成。其軸套30的一端與槳軸安裝架64固定相連,軸套30的另一端與齒輪E固定相連;槳軸26的一端與主槳葉21固定相連,齒輪H穿入槳軸26并與之固定相連之后,槳軸26的另一端穿入軸套30與槳軸安裝架64轉(zhuǎn)動相連;該圖是一種其前斜襟翼與主槳葉合為一體、槳根與后斜襟翼合為一體的斜襟翼式變扭槳的槳葉結(jié)構(gòu)示意圖;圖17是前斜襟翼與主槳葉合為一體的斜襟翼式變扭槳的槳葉結(jié)構(gòu)示意圖;圖18是一種斜襟翼式變扭槳的連桿變扭組的示意圖,該圖的連桿變扭組是一種變形的齒輪變扭組其主軸架41a固定不轉(zhuǎn);傳動盤40的轉(zhuǎn)軸的軸承固定安裝在槳根24的翼肋框架上;主槳架41b固定在軸套30的內(nèi)端,軸套30外端與主槳葉21固定相連;其主軸架41a通過軸盤連桿42a與傳動盤40鉸接;傳動盤40通過主槳葉連桿42b與主槳架41b鉸接;其變扭組中的各個連桿亦可使用連動索;對于多級變扭槳而言,其級聯(lián)傳動桿46可將前、后級變扭組連接在一起;其傳動盤40與軸盤連桿42a的連接點到傳動盤轉(zhuǎn)軸之距離等于RF,它起到齒輪F的作用;傳動盤40與主槳葉連桿42b的連接點到傳動盤轉(zhuǎn)軸之距離等于RG,它起到齒輪G的作用;主軸架41a與軸盤連桿42a的連接點到主軸架41a的對稱軸線的距離等于RE,它起到齒輪E的作用;主槳架41b與主槳時連桿42b的連接點到主槳架41b的對稱軸線的距離等于RH,它起到齒輪H的作用;圖中F-F剖面見圖21;其軸盤連桿42a,它與齒輪E、F的嚙合作用相同;其主槳葉連桿42b,它與齒輪H、G的嚙合作用相同。圖中級聯(lián)傳動桿46在需穿過槳根24的內(nèi)端與后斜襟翼23的根部及其相關(guān)翼肋(圖18中未畫出來)或前一子級主槳葉21’等部位時,均已開一通孔,便于級聯(lián)傳動桿46的傳動工作。
      圖19是圖11(b)所示剖面位置的剖面圖,圖示的是處于正槳距、負扭轉(zhuǎn)時槳葉各段的剖面圖;圖20是圖11(b)所示剖面位置的剖面圖,圖示的是處于負槳距、正扭轉(zhuǎn)時槳葉各段的剖面圖;圖19、圖20所示,它是在負、正槳距范圍內(nèi)工作的斜襟翼扭轉(zhuǎn)式調(diào)整扭度槳的槳葉剖面圖,它因其在調(diào)整槳距時能夠適當?shù)馗淖儤~扭度,所以當其工作在正槳距或負槳距,都具有很高的工作效率。
      圖21是圖18中的F-F剖面示意圖;圖26是二級斜襟翼式變扭槳裝配示意圖;圖中各個帶撇的零部件,是前一子級斜襟翼的零部件;圖27是槳根與前、后斜襟翼連為一體的二級斜襟翼式變扭槳結(jié)構(gòu)示意圖;圖28是槳根與后斜襟翼連為一體、前斜襟翼與主槳葉21合為一體的二級斜襟翼式變扭槳結(jié)構(gòu)示意圖;圖31是推進式交叉雙旋翼,新型旋翼飛行器側(cè)視示意圖;圖32是推進式交叉雙旋翼,新型旋翼飛行器正視示意圖;圖33是推進式交叉雙旋翼,新型旋翼飛行器俯視示意圖;圖34是推進式同軸雙旋翼,新型旋翼飛行器側(cè)視示意圖;圖35是推進式同軸雙旋翼,新型旋翼飛行器俯視示意圖;圖36是拉進式單旋翼加尾槳,新型旋翼飛行器示意圖;圖37是推進式單旋翼加尾槳,新型旋翼飛行器示意圖;圖38是推進式橫列雙旋翼,新型旋翼飛行器的側(cè)視示意圖;圖39是推進式橫列雙旋翼,新型旋翼飛行器的俯視示意圖。
      圖40、圖41是新型旋翼飛行器系列的側(cè)視圖與正視圖它使用旋翼半徑呈等比遞增的一組旋翼、其內(nèi)配備發(fā)動機功率呈等比遞增的一組動力系統(tǒng)、機身長度以乘員座間距的整數(shù)n倍加長的系列機身結(jié)構(gòu)組合,使其組合出多種載荷變化的不同機型,以較少的結(jié)構(gòu)改變、更多的通用部件來取得眾多的機型變化,從而明顯地降低了多種機型的生產(chǎn)成本。
      圖41是一種常規(guī)交叉雙旋翼,其旋翼1與其相連的主軸2之間的安裝角為等于90度或小于90度;圖42是一種交叉雙旋翼的新型旋翼飛行器,其旋翼1為上仰式交叉雙旋翼1的正視圖。對比圖41和圖42可見,在保證其機身內(nèi)側(cè)兩只旋翼與常規(guī)技術(shù)機型具有相同夾角的情況下,其外側(cè)旋翼槳葉下垂的程度較小,從而減小了外側(cè)旋翼槳葉與地面相互碰撞的機率。它與圖41的區(qū)別在于,旋翼1與其相連的主軸2之間的安裝角為(90+a)度,其角a大于零度;對于使用鋼性揮舞鉸軸承的旋翼,角a大于零度、而略小于旋翼的最小揮舞角;而對于使用柔性揮舞鉸的無鉸式旋翼,角a介于旋翼的最小揮舞角與最大揮舞角之間。機身外側(cè)的旋翼槳葉,槳葉下垂的程度較小,從而減小了外側(cè)旋翼槳葉與地面相互碰撞的機率。
      圖43是新型旋翼飛行器的上仰式交叉雙旋翼1的局部正視示意圖;旋翼1與其相連的主軸2之間的安裝角為(90+a)度;圖中的角b是轉(zhuǎn)至橫向、內(nèi)側(cè)略向上揚的一只槳葉與水平線的夾角,該角一般應(yīng)大于8度,小于20度;角c是旋翼的主軸2與垂線之間的夾角,其角c與角a和角b之間滿足c=b-a;角d是轉(zhuǎn)至橫向、外側(cè)下垂的一只槳葉與水平線的夾角,其角d與角a和角b之間滿足d=b-2a。
      圖43其轉(zhuǎn)至橫向的內(nèi)側(cè)旋翼槳葉略向上仰,它與水平線的夾角b,間接反映了槳葉與相鄰旋翼槳轂間距的大?。黄滢D(zhuǎn)至橫向的外側(cè)旋翼槳葉角d的大小可以反映旋翼槳葉下垂的程度。當該圖中的角b=12度,角a=0度時,角c和角d分別都等于角b=12度;此時即與圖41所示的技術(shù)方案相同。當圖43的角b=12度,角a=4度時,角c=8度,角d=4度。由此可見,圖41方案與圖42方案的角b相同時,兩付旋翼間避撞的機率相近,但其外側(cè)旋翼的槳葉之下垂角卻有明顯不同。在兩圖方案中內(nèi)側(cè)旋翼槳葉的上仰角同為12度的情況下,其外側(cè)旋翼的槳葉的下垂角其現(xiàn)有技術(shù)方案為12度,本發(fā)明方案為4度,有著明顯的差別。所以,圖42、圖43的方案,在避免外側(cè)旋翼槳葉向下觸地的方面具有明顯的優(yōu)勢。
      圖44、圖49、圖50、圖51、圖53、圖60、圖63、圖67、圖68是幾種旋翼的半徑與安裝角關(guān)系曲線的比較示意圖;圖44是直升機在動力垂直起飛的正槳距理想槳葉A、B與旋翼機的自轉(zhuǎn)旋翼負槳距理想槳葉狀態(tài)A’、B’的旋翼半徑與安裝角關(guān)系的比較圖;圖49是直升機的線性負扭轉(zhuǎn)槳A及A’與旋翼機的線性正扭轉(zhuǎn)槳B的比較示意圖。圖中的A是直升機線性負扭轉(zhuǎn)旋翼的正槳距關(guān)系圖,圖中A’是將直升機的該槳葉壓至負槳距的關(guān)系圖;圖中B則是常規(guī)旋翼機線性正扭轉(zhuǎn)旋翼的負槳距關(guān)系圖;圖50上半部,是工作于動力正槳距的旋翼,它在垂直起降過程中,其常規(guī)直升機的線性負扭轉(zhuǎn)槳A與該“新型旋翼飛行器”的無扭槳C的比較示意圖。使用無扭槳(圖中的直線C),其安裝角誤差比線性負扭轉(zhuǎn)槳(圖中的斜線A)有所加大;其無扭槳的氣動效率比12度線性負扭轉(zhuǎn)槳在此狀態(tài)下的效率降低了約為4%;圖中D部分表示的是負安裝角誤差,圖中D’部分表示的是正安裝角誤差。
      圖50下半部,是工作于自轉(zhuǎn)負槳距的旋翼,它在巡航狀態(tài)的“新型旋翼飛行器”的無扭槳C’與常規(guī)旋翼機線性正扭轉(zhuǎn)槳B的比較示意圖。使用無扭槳(圖中的直線C’),其安裝角誤差比線性正扭轉(zhuǎn)槳(圖中的斜線B)有所加大;其無扭槳的氣動效率比12度線性正扭轉(zhuǎn)槳的效率也將降低4%;圖中D部分表示的是負安裝角誤差,圖中D’部分表示的是正安裝角誤差。
      圖51下半部表示的是工作于自轉(zhuǎn)負槳距的旋翼,在該槳距狀態(tài)時常規(guī)直升機定常自轉(zhuǎn)的線性負扭轉(zhuǎn)槳A’與常規(guī)旋翼機線性正扭轉(zhuǎn)槳B的比較。使用線性負扭轉(zhuǎn)槳(圖中的斜線A’),其安裝角誤差比線性正扭轉(zhuǎn)槳的安裝角(圖中的直線B)的誤差明顯加大,此誤差是圖51中直線C’所產(chǎn)生誤差的二倍。因為旋翼誘導(dǎo)阻力隨迎角的增大呈非線性快速增長,所以圖51所示的線性負扭轉(zhuǎn)槳(圖中的斜線A’)的效率降低,將是圖50無扭槳(圖中直線C’)降低了4%的二倍以上。圖中D部分表示的是負安裝角誤差,圖中D’部分表示的是正安裝角誤差。
      根據(jù)常規(guī)直升機的最大旋翼當量升阻比與最大定常自轉(zhuǎn)升阻比相近,所以兩者的整機氣動效率相近。而在動力正槳距狀態(tài)下,無扭槳C比負扭槳A有所降低;在自轉(zhuǎn)負槳距狀態(tài)下,“新型旋翼飛行器”的無扭槳C’又比常規(guī)直升機的負扭槳A’(對應(yīng)其最大定常自轉(zhuǎn)升阻比)的效率有所提高——即“新型旋翼飛行器”巡航的無扭槳比常規(guī)直升機巡航(對應(yīng)其最大當量升阻比)時的效率高(見圖50、圖51;參見圖73、圖74、圖75的說明)。所以當其“新型旋翼飛行器”使用無扭槳時,其垂直起降的效率會有所降低,在巡航時的效率又會有所提高。其“新型旋翼飛行器”與同等功率和重量級的直升機相互比較,為彌補垂直起降效率有所降低而使載荷減少,可適當增大“新型旋翼飛行器”的旋翼半徑;它在適當增大旋翼半徑之后,以旋翼機方式巡航時誘導(dǎo)阻力的加大,會由于巡航時的氣動效率較高而得到補償。所以,同等功率和重量級的無扭槳“新型旋翼飛行器”與常規(guī)直升機相互比較,只要適當加長“新型旋翼飛行器”的旋翼半徑,兩者即可具有相近的垂直起降載荷能力與巡航飛行性能。
      圖52是一種斜襟翼變扭槳,其槳根24與后斜襟翼23合二而一,它在槳尖有一個前一子級的后斜襟翼23’,該后斜襟翼23’與槳根部的后斜襟翼23的扭轉(zhuǎn)方向相反;圖53是圖52所示槳葉的旋翼半徑與安裝角的關(guān)系曲線;其不同半徑位置的剖面見圖54、圖55;圖54的上部表示為正槳距疊加示意圖,圖的下部表示為負槳距疊加示意圖;圖54中間表示的是零度安裝角的示意圖;圖55為各剖面分解示意圖;圖的上部為正槳距、負扭轉(zhuǎn)的分解示意圖,圖的下部為負槳距、正扭轉(zhuǎn)的分解示意圖;圖56為一種斜襟翼式變扭槳,其前斜襟翼與主槳葉21合為體,其后斜襟翼23與槳根合并為一體,其齒輪變扭組被安置于槳根之內(nèi);圖57是圖52所示的斜襟翼變扭槳在使用連桿變扭組時的結(jié)構(gòu)示意圖;圖中各個帶撇的零部件,是前一子級斜襟翼的零部件;圖58是一種槳距自動限位系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖;其氣動力作用于槳葉軸的后方,如圖垂直向上的箭頭所示;其限位塊59由動限位塊59a和靜限位塊59b組成;其靜限位塊59b固定于槳軸安裝架64上,其動限位塊59a安裝于槳根24上;該機需要進行動力旋翼的垂直起降時,上推調(diào)整桿27,使旋翼槳葉轉(zhuǎn)至正槳距區(qū)間。當其進行自轉(zhuǎn)旋翼的巡航飛行時,除了可以下拉調(diào)整桿27,將旋翼槳距調(diào)整至負槳距狀態(tài);還可以撤消控制調(diào)整桿27的力矩,其槳葉在氣動力的作用下,自動轉(zhuǎn)至自轉(zhuǎn)旋翼所需的負槳距位置,其動限位塊59a恰好被靜限位塊59b阻擋而限位。圖中的定位銷55、連接控制器56,可由駕駛員將定位銷55分別置于鎖定的位置及釋放的位置,用來控制接通或斷開槳距的控制力矩;將槳距操縱桿6壓至最小負槳距,向內(nèi)推定位銷55,則能鎖緊定位銷55,使定位銷55置于鎖定的位置(圖58A),接通槳距控制力矩;拔出定位銷55(圖58B),將定位銷55置于釋放的位置,可使連接控制器56斷開其槳距控制力矩。
      圖59是一種只在槳根處使用后斜襟翼的斜襟翼變扭槳,該槳比圖52所示槳葉有所簡化;其槳葉半徑與安裝角關(guān)系圖線如圖60所示,由圖可見在1.2X至2.2X的槳段附近,后斜襟翼的補償偏大,而使其葉素迎角誤差有所加大;圖56是使用齒輪變扭組的這種變扭槳的示意圖;圖61是對圖59所示槳葉的改進,它可以糾正后斜襟翼的過量補償,這里將其后斜襟翼的后緣中段補償過量的直線段的后斜襟翼削減一些,將其改為曲線,使之在1.2X至2.2X附近的扭轉(zhuǎn)誤差減小,其槳葉半徑與安裝角關(guān)系圖線如圖63所示。還由于,槳根處的后斜襟翼的后緣的曲線對槳葉槳距調(diào)整特性影響不大,圖62將其后斜襟翼靠近槳根部分的后緣之曲線改為直線,其槳距調(diào)整特性也基本如圖63所示。
      圖64是一種變扭槳43為氣動力變扭槳的示意圖。該槳設(shè)計為槳葉主部43a為正扭轉(zhuǎn);其槳尖部43b為后掠,該后掠部分為負扭轉(zhuǎn)及無扭轉(zhuǎn)(見圖67下部A’所示)。旋翼工作在巡航的自轉(zhuǎn)負槳距狀態(tài)時,其升力由槳葉主部43a提供;槳尖部43b的安裝角很小,其升力也明顯減小,氣動扭矩不足以使變扭槳43扭轉(zhuǎn),變扭槳43保持設(shè)計時的扭轉(zhuǎn)狀態(tài)。動力驅(qū)動旋翼時,變扭槳43調(diào)整至正槳距,使槳尖部43b得到較大的迎角,其槳尖部43b由此獲得足夠的氣動負扭轉(zhuǎn)力矩,該氣動扭矩主要作用在槳葉主部43a和槳尖部43b的根部,使兩部分獲得較大的負扭轉(zhuǎn)(見圖67上部A所示)。其槳葉滿足了正槳距、負扭轉(zhuǎn)和負槳距、正扭轉(zhuǎn)的兩種不同狀態(tài)的基本工作要求。圖67則是圖64所述氣動變扭槳在負槳距曲線A’與正槳距曲線A的特性圖。
      圖65是一種帶有槳尖輔助襟翼16的氣動力變扭槳;該槳沿用了圖64所示的基本設(shè)計,但對其進行了改進。它在其后掠的槳尖部43b增加了輔助襟翼16。其目的是1、在其工作于巡航狀態(tài)時,能夠準確地控制槳尖的升力,其升力產(chǎn)生的扭矩要小于使槳葉扭轉(zhuǎn)的程度(見圖68的A’中B’所示)。2、在動力垂直起降時,又要利用槳尖部43b增加的輔助襟翼16,使槳尖增大升力,獲得足夠的負扭矩,使槳葉主部43a為正扭轉(zhuǎn)(見圖68的A中的B所示)。
      圖66是一種有輔助襟翼16的氣動變扭槳,該槳同時增加了槳根區(qū)的后斜襟翼。它的中、前部較小的扭轉(zhuǎn),是由氣動力變扭槳來完成;它的后部較大的扭轉(zhuǎn),則是由后斜襟翼來完成。該槳進一步集合了氣動力變扭槳與斜襟翼變扭槳兩者的優(yōu)點,其氣動性能得到更好的改善。
      圖67則是圖64所示的氣動變扭槳在負槳距狀態(tài)的曲線A’與正槳距狀態(tài)的曲線A的特性圖。
      圖68是與圖65相互對應(yīng)的一種帶有槳尖輔助襟翼16的氣動力變扭槳,它是增加了輔助襟翼16的氣動力變扭槳在負槳距狀態(tài)的曲線A’與正槳距狀態(tài)的曲線A的特性圖。由圖可見該槳尖的升力更易于控制,在負槳距區(qū)間很容易地使其獲得弱升力;而在正槳距區(qū)間其升力也更易于增大,它獲得較大的負扭矩,可以使它的扭轉(zhuǎn)誤差變得更小。其槳尖部分的負扭轉(zhuǎn),圖68比圖67中所示的程度之所以可以適當減小,就是因為該槳使用了輔助襟翼16而增加了槳尖氣動安裝角的調(diào)整余度。
      在圖65和圖68的方案中在巡航的負槳距時,其槳尖的升力如果過大,則可以通過輔助襟翼16的調(diào)整而降低(見圖68負槳距中的B’段粗虛線);在動力垂直起降的正槳距時,其槳尖的升力不足時,還可以調(diào)大輔助襟翼16打開的角度(見圖68正槳距中的B段粗虛線)。
      在圖64和圖67所示的方案中,因其沒有能夠調(diào)節(jié)的輔助襟翼,它只能利用設(shè)計時確定的安裝扭轉(zhuǎn),兼顧負、正槳距的不同需求。雖然該方案有一些不足,但比起無扭槳來說,其氣動性能仍有一定的改善。
      圖70、圖71、圖72和圖66是幾種裝有不同氣動結(jié)構(gòu)的槳尖輔助襟翼16的示意圖。
      圖73示意的是,為了增加直升機的轉(zhuǎn)場航程,有人進行的飛機牽引直升機的飛行試驗。他們將旋翼置于自轉(zhuǎn)狀態(tài),然后由固定翼飛機牽引其飛行。試驗結(jié)果表明固定翼飛機牽引直升機飛行時,比固定翼飛機獨自航行多消耗了燃料,該項多消耗了的燃料與直升機自己單獨飛行同樣距離所消耗燃料數(shù)量相同(參見《航空知識》1997年3期17頁)。
      圖74所示狀態(tài),可由圖73的實驗間接地證明在圖73的實驗中,若取消前面用于牽引的固定翼機,將用于固定翼飛機前面的螺旋槳,直接裝在直升機的前面,并利用直升機自身的動力驅(qū)動該螺旋槳進行“牽引”,并將直升機自己原來的旋翼同樣置于自轉(zhuǎn)狀態(tài),當它用螺旋槳“牽引”自身巡航飛行時,其耗油量將與原直升機單獨巡航飛行時的耗油量基本相同。
      圖75所示的常規(guī)直升機的旋翼A為直升機正常工作時動力旋翼的正槳距狀態(tài),對應(yīng)的升阻比是“旋翼當量升阻比”;其旋翼A’為直升機在無動力自轉(zhuǎn)下滑時的負槳距狀態(tài),對應(yīng)的升阻比是“定常自轉(zhuǎn)當量升阻比”。圖73的實驗結(jié)果,同另一直升機例證中的最大旋翼當量升阻比為6、最大定常自轉(zhuǎn)升阻比為6.3的描述相似(參見R.W.普勞蒂著、航空工業(yè)出版社《直升機性能及穩(wěn)定性和操縱性》第267頁),從而進一步證實了圖73的實驗結(jié)果。
      圖76是旋翼1設(shè)有槳距自動限位系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖;圖76與圖58的區(qū)別,在于定位銷55和連接控制器56的結(jié)構(gòu)有所不同。圖76中的定位銷(55)可分別置于釋放的位置及鎖定的位置,旋翼在自轉(zhuǎn)時,應(yīng)向上搬動圖76B中所示的拉桿并使其固定,釋放定位銷55,可以使連接控制器56斷開槳距控制力矩;在需要對旋翼進行槳距操縱時,向下搬圖76A中所示的拉桿并使其固定,則能鎖緊定位銷55,使連接控制器56接通槳距控制力矩,從而重新恢復(fù)對槳距的操縱。
      該“新型旋翼飛行器”可采用交叉雙旋翼、同軸雙旋翼、橫列雙旋翼或縱列雙旋翼、單旋翼加尾槳等氣動布局,圖8是推進式交叉雙旋翼之“新型旋翼飛行器”側(cè)面示意圖、圖9是拉進式交叉雙旋翼之“新型旋翼飛行器”側(cè)面示意圖。圖8、圖9中實線旋翼1表示正槳距、負扭轉(zhuǎn)狀態(tài),用于垂直起降;虛線旋翼1表示其槳葉調(diào)整至負槳距、正扭轉(zhuǎn)狀態(tài),用于巡航飛行。主軸2安裝在機身5上部略向后傾斜,是為巡航的自轉(zhuǎn)旋翼槳盤而設(shè)置的正安裝角。其旋翼使用的調(diào)整扭度槳,可以展寬高效的槳距調(diào)整范圍;它在正槳距、負扭轉(zhuǎn)和負槳距、正扭轉(zhuǎn)的范圍內(nèi)工作,它在這個范圍內(nèi)比常規(guī)調(diào)距旋翼明顯擴展了高效率的工作區(qū)間。
      一種新型旋翼飛行器,由機身5、動力系統(tǒng)、尾翼4、起落架8、機身上部的主軸2,主軸2上端的旋翼1、水平驅(qū)動螺旋槳3等部分組成;其主軸2略向后傾斜;尾翼4上有可操縱的舵面(見圖8、9所示);旋翼1的槳葉可在正、負槳距之間進行調(diào)整;其旋翼1使用調(diào)整扭度槳或無扭槳;其調(diào)整扭度槳是由變扭槳43、變扭組、槳軸26、調(diào)整桿27組成(見圖11a所示);其變扭槳43在正槳距、負扭轉(zhuǎn)至負槳距、正扭轉(zhuǎn)之間進行調(diào)整;旋翼1的槳葉也可選用無扭槳;該機可利用動力驅(qū)動正槳距的旋翼1而垂直起降;采用自轉(zhuǎn)的負槳距旋翼1,由螺旋槳3水平驅(qū)動而巡航或短距起降。對于只設(shè)置總距調(diào)整系統(tǒng)的機型,其旋翼的槳距調(diào)整系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)得以簡化,其水平驅(qū)動螺旋槳需要使用調(diào)距螺旋槳。對于增設(shè)周期變距系統(tǒng)的機型,不僅為其帶來了橫向機動性,而且其尾翼上垂直、水平舵面與周期變距系統(tǒng)構(gòu)成相互獨立、互為備份的雙操縱系統(tǒng),顯著地提高了操縱系統(tǒng)的可靠性;此時,其螺旋槳3也可使用定距槳,使用定距槳之后該槳應(yīng)通過專用離合器與發(fā)動機13相互連接。
      一種新型旋翼飛行器,由機身5、動力系統(tǒng)、旋翼1、槳距自動限位系統(tǒng)、起落架8等部分組成;槳距自動限位系統(tǒng)是由槳葉、槳軸26、槳距傳動桿65、限位塊59、定位銷55、連接控制器56組成;其槳葉的升力中心位于槳軸26稍后的位置,在靠近旋翼槳根的附近設(shè)有槳距限位塊59,限制最小槳距的行程;限位塊59將最小槳距限制在自轉(zhuǎn)旋翼所需工作狀態(tài)的負槳距的安裝角位置;其槳距傳動桿65的中間,通過連接控制器56,將槳距控制力矩傳遞到槳葉;其定位銷55與連接控制器56相連,定位銷55受到駕駛員的控制,定位銷55可分別置于鎖定的位置及釋放的位置;將定位銷55置于鎖定的位置,可使連接控制器56接通其槳距控制力矩;將定位銷55置于釋放的位置,可使連接控制器56斷開其槳距控制力矩。
      其旋翼在巡航自轉(zhuǎn)時,它因為不需槳距調(diào)整系統(tǒng)施加維持負槳距的控制力矩,可以只利用氣動力對槳葉的作用,即可使槳葉處于此時所需工作狀態(tài)的負槳距安裝角的位置,而不需駕駛員通過槳距控制系統(tǒng)施加維持負槳距的操縱力矩,可以減輕槳距控制系統(tǒng)的疲勞損耗。對于圖58所示的方案,在需要對旋翼進行槳距操縱時,將槳距操縱桿6壓至最小負槳距,插入并鎖緊定位銷55,可使連接控制器56接通其槳距控制力矩;向外拔出定位銷55,可使連接控制器56斷開其槳距控制力矩。對于圖76方案,在需要對旋翼進行槳距操縱時,向下搬圖76A中所示的拉桿使其固定,則能鎖緊定位銷55,可以使連接控制器56接通槳距控制力矩,即可重新恢復(fù)對槳距的操縱。旋翼在自轉(zhuǎn)時,應(yīng)向上搬拉桿,釋放定位銷55,可以使連接控制器56斷開槳距控制力矩。
      所以利用槳距自動限位的設(shè)計,消除了飛行器在長時間的巡航中維持負槳距所需的控制力矩。由此帶來的優(yōu)勢在于一則、顯著減輕了槳距調(diào)整系統(tǒng)的疲勞損耗;二來、在萬一發(fā)生槳距調(diào)整系統(tǒng)傳動故障,無法傳輸操縱力矩時,可以利用連接控制器56斷開其槳距操縱系統(tǒng)的控制,因氣動力對槳葉的作用使之自動轉(zhuǎn)向巡航所需自轉(zhuǎn)旋翼的負槳距狀態(tài),這時雖然不能隨意改變槳距的工作狀態(tài),但仍能獲得正常的自轉(zhuǎn)旋翼的工作迎角,可以利用仍能正常自轉(zhuǎn)的旋翼繼續(xù)巡航或迫降。從而顯著地提高了該機的飛行安全性。
      本發(fā)明的一種新型旋翼飛行器,由機身5、動力系統(tǒng)、切換聯(lián)動控制系統(tǒng)、起落架8、旋翼1等部分組成;其切換聯(lián)動控制系統(tǒng)由槳距操縱桿6、操縱限位扭、切換控制7、發(fā)動機13、離合器20、主減速器11、主軸2、操縱聯(lián)動及助力器I、槳距聯(lián)動J、調(diào)整桿27等組成;在槳距操縱桿6的操縱下,切換控制7將動力通斷與總距大小的變化,進行聯(lián)動控制;在正槳距區(qū)間,切換控制7將主軸2與動力接通;在負槳距區(qū)間,切換控制7將主軸2與動力斷開;其操縱限位扭為常閉開關(guān),它在閉合位置時,槳距操縱桿6或者被限制在動力接通的正槳距區(qū)間進行槳距操縱、或者被限制在動力斷開的負槳距區(qū)間進行槳距操縱;操縱限位扭處于打開位置時,其槳距操縱桿6可在動力接通與動力斷開之間進行切換。主減速器11由傘齒A、B及各自的轉(zhuǎn)軸、切換復(fù)位彈簧17組成;傘齒A與B可以嚙合或分開;傘齒A固定在主軸2的下端;隨著具有彈性的動力切換撥叉19左右移動,傘齒B與A結(jié)合或分離。動力需要接通時,上拉槳距操縱桿6,切換控制7順時針轉(zhuǎn)動,動力切換撥叉19向左移,首先推動傘齒B與A嚙合、然后離合器20閉合。動力在需要斷開時,下壓槳距操縱桿6,切換控制7逆時針轉(zhuǎn)動,動力切換撥叉19向右移,在切換復(fù)位彈簧17的作用下離合器20首先分離、然后傘齒B與A分離(見圖10)。
      一種新型旋翼飛行器,由機身5、動力系統(tǒng)、尾翼4、起落架8、上部的主軸2,主軸2上端的旋翼1等部分組成;其旋翼1為上仰式交叉雙旋翼1;每只旋翼1與其相連的主軸2之間的安裝角為(90+a)度;對于使用鋼性揮舞鉸軸承的旋翼,角a大于零度、而等于或略小于旋翼的最小揮舞角;而對于使用柔性揮舞鉸的無鉸式旋翼,角a介于旋翼的最小揮舞角與最大揮舞角之間。機身外側(cè)的旋翼槳葉,槳葉下垂的程度較小,從而減小了外側(cè)旋翼槳葉與地面相碰撞的機率。由圖43可見,轉(zhuǎn)至橫向的內(nèi)側(cè)旋翼槳葉略向上仰,它與水平線的夾角b,間接反映了槳葉與相鄰旋翼槳轂間距的大?。黄滢D(zhuǎn)至橫向的外側(cè)旋翼槳葉,其角d的大小可以反映旋翼槳葉下垂的程度。當該圖中的角b=12度,角a=0度時,角c和角d分別都等于角b=12度;此時圖43即轉(zhuǎn)化為圖41所示的技術(shù)方案。若當角b=12度,并設(shè)角a=4度時,則角c=8度,角d=4度。由此可見,圖41方案與圖42方案的角b相同時,兩付旋翼之間避撞的機率相近,但因其角a在圖42方案中為4度角,其外側(cè)旋翼的槳葉之下垂角即有明顯不同。在兩圖方案中內(nèi)側(cè)旋翼槳葉的上仰角同為12度的情況下,其外側(cè)旋翼的槳葉的下垂角對于圖41的方案角d=12度,對于圖42方案角d=4度,兩者有著明顯的差別。所以,圖42的方案,在避免外側(cè)旋翼槳葉向下觸地的方面具有明顯的優(yōu)勢。
      一種新型旋翼飛行器,它是由一組具有不同載荷能力的機型構(gòu)成的旋翼飛行器系列,它由發(fā)動機功率呈等比遞增的一組動力系統(tǒng)、旋翼半徑呈等比遞增的一組旋翼構(gòu)成的系列機型;它由發(fā)動機功率呈等比遞增的一組動力系統(tǒng)、旋翼半徑呈等比遞增的一組旋翼、機身長度相應(yīng)加長的一組機身結(jié)構(gòu)進行組合,形成載荷能力遞增的系列機型;一種“低功率動力系統(tǒng)”對應(yīng)使用上述的一組旋翼,分別構(gòu)成載荷能力遞增的“幾種機型”;另一種比上述“低功率動力系統(tǒng)”順次遞增功率的動力系統(tǒng),該動力系統(tǒng)對應(yīng)使用的上述的一組旋翼,分別構(gòu)成載荷能力遞增的“另幾種機型”;該“另幾種機型”與前述的“幾種機型”相互比較,組成載荷能力順次遞增的系列機型。(見圖40、圖41)。
      新型旋翼飛行器的一種調(diào)整扭度槳為氣動力變扭槳,其變扭槳43是由槳葉主部43a和后掠的槳尖部43b組成;其槳葉主部43a為正扭轉(zhuǎn);其槳尖部43b為后掠,該后掠部分為無扭轉(zhuǎn)及負扭轉(zhuǎn);其后掠的槳尖部43b有一輔助襟翼16;變扭槳43為非剛性的彈性材料,能夠在扭轉(zhuǎn)力矩作用下發(fā)生彈性的扭轉(zhuǎn)形變。1、旋翼工作在巡航的自轉(zhuǎn)負槳距狀態(tài)時,其升力由槳葉主部43a提供,而輔助襟翼16的調(diào)整可以保證槳尖部43b的升力很??;此時,槳尖部43b的氣動扭矩不足以使變扭槳43扭轉(zhuǎn),變扭槳43保持設(shè)計時的扭轉(zhuǎn)狀態(tài)。2、在動力驅(qū)動旋翼狀態(tài)時,變扭槳43調(diào)整至正槳距,槳尖部43b的輔助襟翼16同時也同步地向下轉(zhuǎn)出一定的角度,使槳尖部43b的迎角加大,其槳尖部43b由此獲得足夠的氣動負扭轉(zhuǎn)力矩,該氣動扭矩主要作用在槳葉主部43a和槳尖部43b的根部,從而使兩部分獲得足夠的負扭轉(zhuǎn)(見圖68)。其氣動力變扭槳技術(shù)與斜襟翼變扭槳技術(shù)相互結(jié)合,使槳葉的性能或結(jié)構(gòu)得到進一步的改進(見圖66)。
      圖64是一種簡化了的氣動力變扭槳,該槳沒有安裝輔助襟翼,其結(jié)構(gòu)較為簡單槳葉主部43a為正扭轉(zhuǎn);其槳尖部43b為后掠,該后掠部分為負扭轉(zhuǎn)及無扭轉(zhuǎn)(見圖67下部A’所示)。旋翼工作在巡航的自轉(zhuǎn)負槳距狀態(tài)時,其升力由槳葉主部43a提供;槳尖部43b的安裝角很小,其升力也明顯減小,氣動扭矩不足以使變扭槳43扭轉(zhuǎn),變扭槳43保持設(shè)計時的扭轉(zhuǎn)狀態(tài)A’。動力驅(qū)動旋翼時,變扭槳43調(diào)整至正槳距,使槳尖部43b得到較大的迎角,其槳尖部43b由此獲得足夠的氣動負扭轉(zhuǎn)力矩,該氣動扭矩主要作用在槳葉主部43a和槳尖部43b的根部,使兩部分獲得較大的負扭轉(zhuǎn)(見圖67上部A所示)。其槳葉滿足了正槳距、負扭轉(zhuǎn)和負槳距、正扭轉(zhuǎn)的兩種不同狀態(tài)的基本工作要求。圖67則是圖64所述氣動變扭槳在負槳距曲線A’與正槳距曲線A的特性圖。在圖64和圖67所示的方案中,因其沒有能夠調(diào)節(jié)的輔助襟翼,它只能利用設(shè)計時確定的安裝扭轉(zhuǎn),兼顧負、正槳距的不同需求。雖然該方案的氣動性能有一些不足,但其結(jié)構(gòu)有所減化,比起無扭槳來說,其氣動性能仍有一定的改善。
      新型旋翼飛行器的一種調(diào)整扭度槳為斜襟翼變扭槳,其變扭槳43由主槳葉21、斜襟翼、槳根24、鉸鏈軸、凸銷、凹槽組成;其斜襟翼兩端的寬度明顯不相等,它有兩付分別位于變扭槳43的前緣一側(cè)和后緣一側(cè),分別通過鉸鏈軸與主槳葉21相連,分別稱為前斜襟翼22和后斜襟翼23;槳根24與主槳葉21同軸安裝在槳軸26上,槳軸26穿過兩端面開有通孔的槳根24,槳軸26插入主槳葉21與之相連;在斜襟翼根部端面上開有與槳根24內(nèi)側(cè)端面的凸銷相互匹配、吻合的凹槽,該凸銷與凹槽用來傳遞改變槳葉扭度的扭轉(zhuǎn)力矩(見圖12)。
      該槳可只用后斜襟翼23,其前斜襟翼22與主槳葉21合為一體(見圖14、16、17、28、52、56、57、59、61、62),此時槳根24也可與后斜襟翼23合為一體(見圖14、16、27、28、52、56、57、59、61、62);槳根24亦可分別與前斜襟翼22和后斜襟翼23合為一體(見圖27);在槳根24與后斜襟翼23合為一體時,兩者之間的凸銷與凹槽也相應(yīng)被省略。槳尖安裝角的變化比槳根24安裝角的變化是變扭比,其值應(yīng)小于1、大于1/5;主槳葉21的安裝角與斜襟翼的安裝角,兩個安裝角之間隨槳距的變化而改變。該槳可由若干子級變扭槳組成二級或多級變扭槳,前級槳葉的槳根與后級槳葉的槳尖相連,逐級接續(xù)而成。
      為了進一步改進旋翼的氣動力性能,可以將氣動力變扭槳與斜襟翼變扭槳進行結(jié)合(見圖66),該槳在氣動力變扭槳的基礎(chǔ)之上,同時增加了槳根區(qū)的后斜襟翼。它的中、前部較小的扭轉(zhuǎn),是由氣動力變扭槳來完成;它的后部較大的扭轉(zhuǎn),則是由后斜襟翼來完成。該槳進一步集合了氣動力變扭槳與斜襟翼變扭槳兩者的優(yōu)點,其氣動性能得到更好的改善。
      該新型旋翼飛行器的一種變扭組,采用齒輪變扭結(jié)構(gòu)的齒輪變扭組25,它由齒輪E、F、G、H組成;其RE、RF、RG、RH分別表示齒輪E、F、G、H的半徑;其杠桿變扭組和連桿變扭組,是兩種變形的齒輪變扭組。齒輪變扭組,其齒輪F、G兩者同軸固定連結(jié)在一起,安裝在槳根24內(nèi)部翼肋框架上的固定軸架33上;齒輪E與齒輪F嚙合、齒輪H與齒輪G嚙合;其齒輪E固定不轉(zhuǎn);齒輪H與主槳葉21固定連接,主槳葉21隨齒輪H而轉(zhuǎn)動;變扭比是槳稍安裝角的變化比槳根安裝角的變化,其變扭比等于(RG/RH)與(RE/RF)的乘積。其杠桿變扭組和連桿變扭組,它們中均有相應(yīng)的零件與齒輪變扭組中的各個齒輪相互對應(yīng);其變扭組在傳動過程中即不發(fā)生松曠,也不出現(xiàn)卡阻。
      對于槳軸26與主槳葉21轉(zhuǎn)動相連的齒輪變扭組而言軸套30一端與主槳葉21固定連接、另一端穿進槳根24右側(cè)端面的軸套孔,再插入齒輪H中心孔,并與齒輪H固定連接;槳軸26右端從槳根24左側(cè)端面插入槳軸孔、再穿過齒輪E中心孔,并與齒輪E固定連接,槳軸26右端繼續(xù)插進已裝有齒輪H的軸套30里,槳軸26與軸套30之間可以相對轉(zhuǎn)動,不能軸向移動(見圖12)。
      對于槳軸26與主槳葉21固定相連的齒輪變扭組而言軸套30一端與槳軸安裝架64固定連接,另一端穿進槳根24的軸套孔,再插入齒輪E中心孔與齒輪E固定連接;槳軸26一端與槳軸安裝架64轉(zhuǎn)動連接,另一端穿過軸套30、再穿入齒輪H中心孔與齒輪H固定連接,槳軸26另一端繼續(xù)穿出槳根24、插進主槳葉21并與之固定連接(見圖16)。
      新型旋翼飛行器的一種杠桿變扭組(見圖15所示),它由槳軸26、槳根24、固定傳動軸60、主槳傳動軸61、槳根傳動軸62、變扭連動63、槳軸安裝架64組成;杠桿變扭組是一種變形的齒輪變扭組,其固定傳動軸60固定安裝在槳軸安裝架64之上;其主槳傳動軸61經(jīng)連動桿固定在槳軸26之上;其槳根傳動軸62固定在槳根24之上;其固定傳動軸60、主槳傳動軸61、槳根傳動軸62、三者都穿過傳動孔與變扭連動63鉸接而不能分離;變扭連動63之上的三個傳動孔之中,有一孔為圓孔該圓孔與對應(yīng)的傳動軸精密滑潤吻合;變扭連動63上另外的兩個孔為條形孔(見圖15左側(cè)所示),兩傳動孔寬度保證與對應(yīng)的傳動軸精密滑潤吻合。其固定傳動軸60至槳軸26軸線的距離等同于RE、其固定傳動軸60至槳根傳動軸62的距離等同于RF、其主槳傳動軸61至槳根傳動軸62的距離等同于RG、其主槳傳動軸61至槳軸26軸線的距離等同于RH;其槳根傳動軸62等同于齒輪F、G的軸心;其固定傳動軸60與變扭連動63的鉸接處,與齒輪E和齒輪F的嚙合作用相同;其主槳傳動軸61與變扭連動63的鉸接處,與齒輪H和齒輪G的嚙合作用相同。
      新型旋翼飛行器的一種連桿變扭組(見圖18、圖57),它由主軸架41a、主槳架41b、軸盤連桿42a、主槳葉連桿42b、傳動盤40、傳動盤40的轉(zhuǎn)軸、級聯(lián)傳動桿46組成;其主軸架41a固定在槳軸26之上不能轉(zhuǎn)動;傳動盤40的轉(zhuǎn)軸的軸承固定安裝在槳根24的翼肋框架上;主槳架41b固定在軸套30的內(nèi)端,軸套30外端與主槳葉21固定相連;其主軸架41a通過軸盤連桿42a與傳動盤40鉸接;傳動盤40通過主槳葉連桿42b與主槳架41b鉸接;其變扭組中的各個連桿亦可使用連動索;對于多級變扭槳而言,其級聯(lián)傳動桿46可將前、后級變扭組連接在一起。
      連桿變扭組是另一種變形的齒輪變扭組,其主軸架41a與軸盤連桿42a的連接點到主軸架41a的對稱軸線的距離等同于RE、傳動盤40與軸盤連桿42a的連接點到傳動盤40的轉(zhuǎn)軸之距離等同于RF、傳動盤40與主槳葉連桿42b的連接點到傳動盤40的轉(zhuǎn)軸之距離等同于RG、主槳架41b與主槳葉連桿42b的連接點到主槳架41b的對稱軸線的距離等同于RH;其傳動盤40的轉(zhuǎn)軸等同于齒輪F、G的轉(zhuǎn)軸;其主槳葉連桿42a,它與齒輪E、F的嚙合作用相同;其主槳葉連桿42b,它與齒輪H、G的嚙合作用相同;當調(diào)整桿27在正、負槳距范圍內(nèi)變化時,其變扭組在傳動過程中即不發(fā)生松曠,也不出現(xiàn)卡阻。
      變扭槳43可由若干子級槳葉組成二級或多級變扭槳,前一子級槳葉的槳根與后一子級槳葉的槳尖相連,逐級接續(xù)而成。對于多級扭轉(zhuǎn)變槳而言,使用級聯(lián)傳動桿46將傳動盤40和前級傳動盤40’相連;其變扭組中的各個連桿亦可使用連動索。
      對于二級或多級變扭槳的齒輪變扭組,基級槳尖的端面上開有插入前一子級槳葉軸套30’的軸套孔;前一子級槳葉軸套30’的左端插入至基級槳葉的軸套孔30內(nèi),裝入齒輪組25’,將齒輪H’固定在軸套30’的左端;槳軸26則從左端穿過各級主槳葉21,同時穿過主槳葉21內(nèi)部齒輪組25的齒輪E、H及軸套30,并將各級齒輪E固定在槳軸26之上(見圖26)。
      該新型旋翼飛行器的旋翼,不僅可以使用調(diào)整扭度槳和無扭槳,它還可以直接利用常規(guī)直升機的負扭轉(zhuǎn)槳。如圖73所示,有人進行的飛機牽引直升機的飛行試驗將其旋翼置于自轉(zhuǎn)狀態(tài),然后由固定翼飛機牽引其飛行。試驗結(jié)果表明固定翼飛機牽引直升機飛行時,比固定翼飛機獨自航行多消耗了燃料,該項多消耗了的燃料與直升機自己單獨飛行同樣距離所消耗燃料數(shù)量相同。這個實驗間接地證明在圖73的實驗中,若取消前面用于牽引的固定翼機,將用于固定翼飛機前面的螺旋槳,直接裝在直升機的前面,并利用直升機自身的動力驅(qū)動該螺旋槳進行“牽引”,并將直升機自己原來的旋翼同樣置于自轉(zhuǎn)狀態(tài)。當它用螺旋槳“牽引”自身巡航飛行時(如圖74所示),其耗油量將與原直升機單獨巡航飛行時的耗油量基本相同。這說明,該新型旋翼飛行器在使用常規(guī)負扭轉(zhuǎn)槳時,其垂直起降與巡航時的耗油量與常規(guī)直升機的垂直起降與巡航的耗油量基本相同,雖然此時它的自轉(zhuǎn)迫降性能與常規(guī)直升機相同,而不具備更好的效率優(yōu)勢。但它利用本發(fā)明,在巡航飛行時其主變速器和槳距調(diào)整系統(tǒng)均不工作、其槳距自動限位系統(tǒng)的高可靠性甚高,它在使用常規(guī)直升機的負扭轉(zhuǎn)槳之后,其整機的安全性能仍有明顯的提高。
      該新型旋翼飛行器的一種系列機方案
      該機由機身5、機身內(nèi)部的動力系統(tǒng)與燃料和操縱系統(tǒng)、上部的主軸2,主軸2上端的旋翼1(同軸、并列、縱列及交叉雙旋翼或單旋翼加尾槳等平衡反扭等氣動布局)、水平驅(qū)動的螺旋槳3、后部的可控尾翼4、下部的起落架8等部分組成;主軸2略向后傾斜;旋翼1使用了兼顧正、負扭轉(zhuǎn)的“調(diào)整扭度槳”;旋翼1除了可以使用本發(fā)明的調(diào)整扭度槳以外,還可使用無扭轉(zhuǎn)槳,甚至可以使用小扭度的常規(guī)負扭轉(zhuǎn)槳。其旋翼設(shè)置槳距自動限位系統(tǒng)。其高機動性機型,則設(shè)置周期變距系統(tǒng),該周期變距系統(tǒng)不僅為其帶來了橫向機動性,而且其尾翼上垂直、水平舵面與周期變距系統(tǒng)構(gòu)成相互獨立、互為備份的雙操縱系統(tǒng),有效地提高了操縱系統(tǒng)的可靠性;各機型留有較大的功率儲備。對于交叉雙旋翼機型,其旋翼1為上仰式交叉雙旋翼1。下面列出的旋翼半徑的數(shù)據(jù),是應(yīng)用于雙旋翼的機型;對于單旋翼加尾槳的機型,其1型的旋翼半徑可由4.2米增至5.9米,其2型的旋翼半徑可由5.5米增至7.7米,其3型的旋翼可由7.1米增至10米超輕型、40馬力 A1旋翼半徑R=4.2米、垂直起飛重340千克。
      A2旋翼半徑R=5.5米、垂直起飛重445千克。
      A3旋翼半徑R=7.1米、垂直起飛重580千克。
      縮小型、100馬力B1旋翼半徑R=4.2米、垂直起飛重670千克。
      B2旋翼半徑R=5.5米、垂直起飛重790千克。
      B3旋翼半徑R=7.1米、垂直起飛重930千克。
      基礎(chǔ)型、250馬力C1旋翼半徑R=4.2米、垂直起飛重1200千克。
      C2旋翼半徑R=5.5米、垂直起飛重1480千克。
      C3旋翼半徑R=7.1米、垂直起飛重1780千克。
      標準型、625馬力D1旋翼半徑R=4.2米、垂直起飛重2200千克。
      D2旋翼半徑R=5.5米、垂直起飛重2660千克。
      D3旋翼半徑R=7.1米、垂直起飛重3200千克。
      加長型、1560馬力E1、E2、E3 … …在以上的示例中,其動力系統(tǒng)為五種功率系列、旋翼為三種旋翼半徑,再與機身長度以乘員座間距的整數(shù)倍加長的幾種機身結(jié)構(gòu)相互配合,至少可組合出十五種不同載荷能力的機型。這種機型系列以較小的結(jié)構(gòu)改變,換來較多的機型變化。它具有通用配件多,機型變化范圍寬,以組件系列較少的變化構(gòu)成多樣的供給能力,為不同的用戶需求提供了多種經(jīng)濟適用的機型選擇。以上系列機的各型機,因其具有足夠的功率余量,而使其飛行性能有相當?shù)谋WC,或使其載荷能力還有一定的彈性余地。
      下面說明“新型旋翼飛行器”的起飛及機動操縱過程新型旋翼飛行器的起飛過程對于只設(shè)置總距變距系統(tǒng)的新型旋翼飛行器的起飛先由發(fā)動機13驅(qū)動旋翼1轉(zhuǎn)動,向上拉槳距操縱桿6,至旋翼1為正槳距而產(chǎn)生升力,水平牽引螺旋槳3調(diào)整至適當?shù)男啵蛊淦胶庑?向后的分力而垂直離開地面。加大螺旋槳3的槳距,增大牽引力而前飛,當航速接近巡航速度時,將旋翼1由動力驅(qū)動的飛行狀態(tài)轉(zhuǎn)換到迎面氣流驅(qū)動的自轉(zhuǎn)前飛狀態(tài)。在這個轉(zhuǎn)換過程中,旋翼1轉(zhuǎn)動方向不變、轉(zhuǎn)速穩(wěn)定,轉(zhuǎn)換操作過程是加大螺旋槳3的槳距增大牽引力,同時下壓槳距操縱桿6,使旋翼處于正扭轉(zhuǎn)的負槳距;其雙旋翼機型自動切斷旋翼1的動力、對于單旋翼加尾槳機型還要將尾槳的動力一并切斷。
      對于高機動的機型,需要動力驅(qū)動旋翼,操縱周期變距系統(tǒng)而垂直起飛;驅(qū)動其螺旋槳使其前飛,將周期變距回中、旋翼壓至負槳距,切斷通向旋翼的動力,順利轉(zhuǎn)換至巡航飛行狀態(tài)。
      新型旋翼飛行器的機動操縱一、動力驅(qū)動旋翼狀態(tài)的機動操縱向上拉動槳距操縱桿6,此時旋翼機處于動力驅(qū)動旋翼的狀態(tài)1、對于交叉或同軸雙旋翼機型,因其兩付旋翼為對稱反轉(zhuǎn),只要調(diào)整兩付旋翼的槳距差即可改變方向;對于單旋翼加尾槳的機型,可調(diào)整尾槳的槳距變化改變方向。2、垂直升降,只要調(diào)整旋翼的總距即可。3、在裝有周期變距控制系統(tǒng)的高性能機型及橫列或縱列雙旋翼機型上,通過調(diào)整周期變距操縱桿,就能夠?qū)崿F(xiàn)橫向機動;其周期變距系統(tǒng)不僅為該機帶來良好的機動性,而且其尾翼上垂直、水平舵面與周期變距系統(tǒng)構(gòu)成相互獨立、互為備份的雙操縱系統(tǒng),顯著地提高了操縱系統(tǒng)的可靠性。二、自轉(zhuǎn)旋翼狀態(tài)的機動操縱它以旋翼機方式飛行,利用水平尾翼與垂直尾翼的控制舵面,操縱其橫向及縱向機動。
      綜上所述,本發(fā)明兼有常規(guī)直升機及常規(guī)旋翼機的優(yōu)點,它是一種起落靈活,即能水平滑跑起落,又能垂直起降;它在巡航時減速器、槳距調(diào)整系統(tǒng)無損耗、噪聲小、油耗省,綜合成本低,適用范圍寬。它在失去動力或槳距控制損壞時,由氣動力自動控制槳葉轉(zhuǎn)至負槳距的自轉(zhuǎn)旋翼,能夠高效轉(zhuǎn)動,其迫降的下降率低,具有優(yōu)良的安全性能,是一種性能優(yōu)越的新型旋翼飛行器。
      權(quán)利要求
      1.一種新型旋翼飛行器,由機身(5)、動力系統(tǒng)、尾翼(4)、起落架(8)、機身上部的主軸(2),主軸(2)上端的旋翼(1)、水平驅(qū)動螺旋槳(3)等部分組成;其旋翼(1)使用調(diào)整扭度槳或無扭槳;其調(diào)整扭度槳是由變扭槳43、變扭組、槳軸(26)、調(diào)整桿(27)組成;特征是其主軸(2)略向后傾斜;尾翼(4)上有可操縱的舵面;旋翼(1)的槳葉可在正、負槳距之間進行調(diào)整;其旋翼(1)使用調(diào)整扭度槳或無扭槳;其變扭槳43可在正槳距、負扭轉(zhuǎn)至負槳距、正扭轉(zhuǎn)之間進行調(diào)整;該機可利用動力系統(tǒng)驅(qū)動正槳距的旋翼(1)而垂直起降;采用自轉(zhuǎn)的負槳距旋翼(1),由螺旋槳(3)水平驅(qū)動而巡航。
      2.一種新型旋翼飛行器,由機身(5)、動力系統(tǒng)、旋翼(1)、槳距自動限位系統(tǒng)、起落架(8)等部分組成;其特征是槳距自動限位系統(tǒng)是由槳葉、槳軸(26)、槳距傳動桿(65)、限位塊(59)、定位銷(55)、連接控制器(56)組成;其槳葉的升力中心位于槳軸(26)稍后的位置,在靠近旋翼槳根的附近設(shè)有槳距限位塊(59),用來限制最小槳距的行程;限位塊(59)將最小槳距限制在自轉(zhuǎn)旋翼所需工作狀態(tài)的負槳距的安裝角位置;其槳距傳動桿(65)的中間,通過連接控制器(56),將槳距控制力矩傳遞到槳葉;其定位銷(55)與連接控制器(56)相連,定位銷(55)可分別置于鎖定的位置及釋放的位置;將定位銷(55)置于鎖定的位置,可使連接控制器(56)接通其槳距控制力矩;將定位銷(55)置于釋放的位置,可使連接控制器(56)斷開其槳距控制力矩。
      3.一種新型旋翼飛行器,由機身(5)、動力系統(tǒng)、切換聯(lián)動控制系統(tǒng)、起落架(8)、旋翼(1)等部分組成;其切換聯(lián)動控制系統(tǒng)由槳距操縱桿(6)、操縱限位扭、切換控制(7)、發(fā)動機(13)、離合器(20)、主減速器(11)、主軸(2)、操縱聯(lián)動及助力器(I)、槳距聯(lián)動(J)、調(diào)整桿(27)等組成;其特征是在槳距操縱桿(6)的操縱下,切換控制(7)將動力通斷與總距大小的變化,進行聯(lián)動控制;在正槳距區(qū)間,切換控制(7)將主軸(2)與動力接通;在負槳距區(qū)間,切換控制(7)將主軸(2)與動力斷開;其操縱限位扭為常閉開關(guān),它在閉合位置時,槳距操縱桿(6)或者被限制在動力接通的正槳距區(qū)間進行槳距控制、或者被限制在動力斷開的負槳距區(qū)間進行槳距控制;操縱限位扭在打開位置時,其槳距操縱桿(6)可在動力接通與動力斷開之間進行切換。
      4.一種新型旋翼飛行器,由機身(5)、動力系統(tǒng)、尾翼(4)、起落架(8)、上部的主軸(2),主軸(2)上端的旋翼(1)等部分組成;特征是其旋翼(1)為上仰式交叉雙旋翼(1)每只旋翼(1)與其相連的主軸(2)之間的安裝角為(90+a)度;對于使用鋼性揮舞鉸軸承的旋翼,角a大于零度、而等于或略小于旋翼的最小揮舞角;而對于使用柔性揮舞鉸的無鉸式旋翼,角a介于旋翼的最小揮舞角與最大揮舞角之間。
      5.一種新型旋翼飛行器,它是由一組具有不同載荷能力的機型構(gòu)成的旋翼飛行器系列,它由發(fā)動機功率呈等比遞增的一組動力系統(tǒng)、旋翼半徑呈等比遞增的一組旋翼構(gòu)成的系列機型,其特征是它由發(fā)動機功率呈等比遞增的一組動力系統(tǒng)、旋翼半徑呈等比遞增的一組旋翼進行組合,形成載荷能力遞增的系列機型;一種“低功率動力系統(tǒng)”對應(yīng)使用上述的一組旋翼,分別構(gòu)成載荷能力遞增的“幾種機型”;另一種比上述“低功率動力系統(tǒng)”順次遞增功率的動力系統(tǒng),該動力系統(tǒng)對應(yīng)使用的上述的一組旋翼,分別構(gòu)成載荷能力遞增的“另幾種機型”;該“另幾種機型”與前述的“幾種機型”相互比較,組成載荷能力順次遞增的系列機型。
      6.按照權(quán)利要求1所述的新型旋翼飛行器,其調(diào)整扭度槳為氣動力變扭槳,該變扭槳(43)由槳葉主部(43a)和后掠的槳尖部(43b)組成;其特征是其槳葉主部(43a)為正扭轉(zhuǎn);其槳尖部(43b)為后掠,該后掠部分為無扭轉(zhuǎn)及負扭轉(zhuǎn);其后掠的槳尖部(43b)有一輔助襟翼(16);變扭槳43為非剛性的彈性材料,能夠在扭轉(zhuǎn)力矩作用下發(fā)生彈性的扭轉(zhuǎn)形變;在負槳距的巡航狀態(tài)時,其升力由槳葉主部(43a)提供,而輔助襟翼(16)可以保證槳尖部(43b)的升力很小,其槳尖部(43b)的氣動扭矩不足以使變扭槳43扭轉(zhuǎn),變扭槳43保持設(shè)計時的扭轉(zhuǎn)狀態(tài);在動力驅(qū)動旋翼狀態(tài)時,變扭槳43調(diào)整至正槳距,槳尖部(43b)同步地向下打開輔助襟翼(16),使槳尖部(43b)的迎角加大,其槳尖部(43b)由此獲得足夠的氣動負扭轉(zhuǎn)力矩,該氣動扭矩主要作用在槳葉主部(43a)和槳尖部(43b)的根部,使兩部分獲得足夠的負扭轉(zhuǎn)。
      7.按照權(quán)利要求1所述的新型旋翼飛行器,其調(diào)整扭度槳為斜襟翼變扭槳,其變扭槳43的特征是其變扭槳43由主槳葉(21)、斜襟翼、槳根(24)、鉸鏈軸、凸銷、凹槽組成;其斜襟翼兩端的寬度明顯不相等,它有兩付分別位于變扭槳43的前緣一側(cè)和后緣一側(cè),分別通過鉸鏈軸與主槳葉(21)相連,分別稱為前斜襟翼(22)和后斜襟翼(23);槳根(24)與主槳葉(21)同軸安裝在槳軸(26)上,槳軸(26)穿過兩端面開有通孔的槳根(24),槳軸(26)插入主槳葉(21)與之相連;在斜襟翼根部端面上開有與槳根(24)內(nèi)側(cè)端面的凸銷相互匹配、吻合的凹槽;該槳可只用后斜襟翼(23),其前斜襟翼(22)與主槳葉(21)合為一體,此時槳根(24)也可與后斜襟翼(23)合為一體;槳根(24)亦可分別與前斜襟翼(22)和后斜襟翼(23)合為一體;該槳可由若干子級變扭槳組成二級或多級變扭槳,前級槳葉的槳根與后級槳葉的槳尖相連,逐級接續(xù)而成。
      8.按照權(quán)利要求1所述的新型旋翼飛行器,其變扭組為齒輪變扭組(25),其特征是齒輪變扭組由齒輪(E)、(F)、(G)、(H),固定軸架(33)組成;齒輪(F)、(G)兩者同軸固定連結(jié)在一起,安裝在槳根(24)內(nèi)部翼肋框架上的固定軸架(33)上;齒輪(E)與齒輪(F)嚙合、齒輪(H)與齒輪(G)嚙合;其齒輪(E)固定不轉(zhuǎn);齒輪(H)與主槳葉(21)固定連接,主槳葉(21)隨齒輪(H)而轉(zhuǎn)動;其杠桿變扭組和連桿變扭組,是兩種變形的齒輪變扭組,它們中均有相應(yīng)的零件與齒輪變扭組中的各個齒輪的功能相互對應(yīng)。
      9.按照權(quán)利要求1或8所述的新型旋翼飛行器,其杠桿變扭組的特征是杠桿變扭組由槳軸(26)、槳根(24)、固定傳動軸(60)、主槳傳動軸(61)、槳根傳動軸(62)、變扭連動(63)、槳軸安裝架(64)組成;其固定傳動軸(60)固定安裝在槳軸安裝架(64)之上;其主槳傳動軸(61)經(jīng)連動桿固定在槳軸(26)之上;其槳根傳動軸(62)固定在槳根(24))之上;其固定傳動軸(60)、主槳傳動軸(61)、槳根傳動軸(62)、三者都穿過傳動孔與變扭連動(63)鉸接;變扭連動(63)之上的三個傳動孔之中,有一孔為圓孔該圓孔與對應(yīng)的傳動軸精密滑潤吻合;變扭連動(63)上另外的兩個孔為條形孔,兩傳動孔的寬度保證與對應(yīng)的傳動軸精密滑潤吻合。
      10.按照權(quán)利要求1或8所述的新型旋翼飛行器,其連桿變扭組的特征是它由主軸架(41a)、主槳架(41b)、軸盤連桿(42a)、主槳葉連桿(42b)、傳動盤(40)、傳動盤(40)的轉(zhuǎn)軸、級聯(lián)傳動桿(46)組成;其主軸架(41a)固定在槳軸(26)之上不能轉(zhuǎn)動;傳動盤(40)的轉(zhuǎn)軸的軸承固定安裝在槳根(24)的翼肋框架上;主槳架(41b)固定在軸套(30)的內(nèi)端,軸套(30)外端與主槳葉(21)固定相連;其主軸架(41a)通過軸盤連桿(42a)與傳動盤(40)鉸接;傳動盤(40)通過主槳葉連桿(42b)與主槳架(41b)鉸接;其變扭組中的各個連桿亦可使用連動索;對于多級變扭槳而言,其級聯(lián)傳動桿(46)可將前、后級變扭組連接在一起。
      全文摘要
      本發(fā)明使用了新型“調(diào)整扭度槳”之旋翼、切換聯(lián)動控制、槳距自動限位、上仰式交叉雙旋翼、水平驅(qū)動螺旋槳等技術(shù)。它兼有直升機及旋翼機優(yōu)點,起落靈活,能垂直起降,巡航時減速器、槳距操縱系統(tǒng)無損耗、噪聲小、油耗少,綜合成本低,適用范圍寬。它具有與常規(guī)旋翼機相媲美的安全性,是一種性能優(yōu)越的新型旋翼飛行器。
      文檔編號B64C27/54GK1472113SQ0212835
      公開日2004年2月4日 申請日期2002年8月2日 優(yōu)先權(quán)日2002年8月2日
      發(fā)明者章洪, 章 洪 申請人:章洪, 章 洪
      網(wǎng)友詢問留言 已有0條留言
      • 還沒有人留言評論。精彩留言會獲得點贊!
      1