CN101423117A - 采用推力尾桨和滑流舵进行操纵和推进的倾转旋翼飞机 - Google Patents

Abstract

一种采用推力尾桨和滑流舵进行操纵和推进的倾转旋翼飞机，采用并列双旋翼、常规气动布局的设计，它是由机身、机翼、尾翼、推力尾桨和滑流舵系统、起落架、动力和燃油系统、传动系统、旋翼系统、旋翼短舱、旋翼短舱倾转系统组成。该机采用推力尾桨和滑流舵系统进行垂直起降和前飞状态的俯仰和偏航操纵，该系统由推力尾桨、升降舵、方向舵组成并安装在尾翼上；可倾转翼梢是安装在旋翼短舱外侧并与旋翼短舱同步倾转的小面积机翼，可倾转翼梢的平面形状为前缘后掠，后缘前掠的梯型，展弦比为1.5，面积约占整个机翼面积的15％－20％，并与旋翼短舱外形融合为一体，该可倾转翼梢与短舱锥齿轮箱固连；它是一种很有发展潜力和光明前途的新机种。

Description

采用推力尾桨和滑流舵进行操纵和推进的倾转旋翼飞机

(一)技术领域：

本发明涉及一种倾转旋翼飞机，尤其是涉及一种采用推力尾桨和滑流舵进行操纵和推进的倾转旋翼飞机。属于垂直起降飞机和航空飞行器设计技术领域。

(二)背景技术：

为了设计一种飞行器，使其兼具直升机的垂直起降性能和固定翼飞机的高速度、大航程性能，人类提出了各种方案的垂直起降飞机，包括复合式直升机、装备推力矢量发动机或升力发动机的喷气式飞机、旋转机翼式飞机、倾转涵道螺旋桨飞机、倾转旋翼飞机等等。具体资料可参见美国学者罗布·兰森(Rob Ransone)发表的论文：垂直/短距起降飞机概论和它们的贡献(An Overview of VSTOLAircraft and Their Contributions，论文编号：AIAA-2002-5976)

倾转旋翼飞机由于能耗较低、载重量、航程和飞行速度都较大，在众多垂直起降飞机方案中脱颖而出，较早的进入到实用阶段。欧美各国相继开发了XV-3，XV-15，V-22，BA-609，EagleEye等倾转旋翼飞机型号。这些型号都采用翼梢并列式双旋翼和常规气动布局的总体方案。垂直起降时，旋翼轴竖直向上，旋翼的拉力承担全机重量，利用双旋翼的纵横向周期变距和总距差动来进行飞机的三轴操纵；高速前飞时，旋翼轴向前倾转至水平状态成为拉进式螺旋桨，飞机的升力转由机翼来承担，三轴操纵转由传统的飞机气动舵面承担。具体资料可参见我国航空工业出版社出版的《直升机手册》、《世界无人机大全》。

在我国，倾转旋翼飞机的研制还停留在理论和工程研究阶段，尚没有公开发表的任何型号研制成功的有关资料。据悉，南京航空航天大学已经研制出小型无人原理样机，正在进行试飞工作，但其总体方案与欧美各国的倾转旋翼机类似。具体资料可参见我国空气动力学学报2008年6月刊登的论文《倾转旋翼飞行器飞行力学模型研究》。

综上所述，目前的国内外研制的倾转旋翼飞机都采用旋翼周期变距方案进行垂直起降状态的操纵。这种操纵系统结构比较复杂、成本较大、对材料的要求很高，而且在垂直起降和前飞之间的过渡状态中呈现出复杂的力学特性，控制难度很高。前飞时，周期变距系统又成为了没有用处的“死重”。由于这种倾转旋翼机的旋翼桨叶只能兼具超大直径螺旋桨的功能，所以在前飞时推进效率不是很高，也限制了飞机达到更大的前飞速度。此外，由于翼梢吊挂沉重的旋翼动力短舱，机翼的强度、刚度限制了此类飞机的翼展，所以这种倾转旋翼飞机的前飞升阻特性不是很好，气动弹性特性也很难满足设计要求。

(三)发明内容：

1、发明目的：

本发明的目的在于提供一种采用推力尾桨和滑流舵进行操纵和推进的倾转旋翼飞机，该机简化了倾转旋翼飞机操纵系统的设计和控制方法，减少了前飞时的“死重”，提高了最大前飞速度和推进效率，改善了全机巡航时的升阻特性和全机气动弹性特性。

2、技术方案：

本发明是一种采用推力尾桨和滑流舵进行操纵和推进的倾转旋翼飞机，采用并列双旋翼、常规气动布局的设计；它是由机身、机翼、尾翼、推力尾桨和滑流舵系统、起落架、动力和燃油系统、传动系统、旋翼系统、旋翼短舱、旋翼短舱倾转系统组成；机翼安装在机身的中段两侧，尾翼安装在机身尾部，推力尾桨和滑流舵系统安装在尾翼上，起落架的主体位于机身腹部，动力和燃油系统安装在机身的中段内部或机翼根部，通过机翼、机身里的传动系统与旋翼系统和推力尾桨连接；旋翼系统安装在机翼梢部的旋翼短舱上，旋翼短舱的外侧具有共同倾转的可倾转翼梢，同时旋翼短舱尾端安装有悬停时防侧翻的翼尖小轮，旋翼短舱倾转系统安装在机翼内部的结构上，并连接着旋翼短舱。

该机身主要用于安装各部件和容纳载荷，采用传统的半硬壳式结构；

该机翼平面形状为中段矩形，旋翼短舱外侧的可倾转翼梢为梯形，上单翼布局，中段矩形翼外侧后缘有宽大的襟副翼；可倾转翼梢与旋翼短舱同步倾转，机翼采用传统的悬臂式单/双梁+抗扭盒式结构；

该尾翼包括垂直安定面、水平安定面、升降舵、方向舵，采用倒T形尾翼或十字形尾翼；尾翼采用传统的悬臂式单/双梁+抗扭盒式结构，升降舵和方向舵同时也是推力尾桨和滑流舵系统中的滑流舵；

该推力尾桨和滑流舵系统安装在尾翼上，由推力尾桨、滑流舵组成，其中滑流舵包括升降舵、方向舵；

该起落架采用传统的前三点式起落架或滑橇式起落架，旋翼短舱尾端安装有防止悬停时侧翻的翼尖小轮；

该动力和燃油系统采用1-2台传统的涡轮轴或活塞式发动机，安装在中机身内部或机翼根部，传统的燃油系统布置在机身中部和机翼内；

该传动系统(参见图3)为发动机功率依次通过离合器、主减速器、旋翼同步轴、短舱锥齿轮箱、旋翼轴传递给旋翼；同时发动机功率仍可依次通过离合器、主减速器、机身内的尾桨传动轴传递给推力尾桨；

该旋翼系统为翼梢的两副旋翼，转速相同，转向相反；旋翼的拉力方向在直升机状态向上并略微后倒以平衡推力尾桨的推力，在高速前飞状态倾转至水平向前；旋翼可以机械变距；每副旋翼桨叶数目为2-3片；

该旋翼短舱内有较小体积的短舱锥齿轮箱，用于将机翼内旋翼同步轴的转动换向、减速传递给旋翼。短舱锥齿轮箱同时与可倾转翼梢固连，共同倾转；

该旋翼短舱倾转系统工作方式如下：驾驶员或计算机控制机翼内倾转套筒旋转需要的角度，倾转套筒通过倾转套筒轴承支承在机翼结构上，与短舱锥齿轮箱固连共同倾转。倾转套筒内部安装有中介轴承用于支承旋翼同步轴。

为了实现发明目的，本专利采用了如下新颖的技术特征：

(1)采用推力尾桨和滑流舵系统进行垂直起降状态的俯仰和偏航操纵，这些舵面也负责前飞状态时的俯仰和偏航操纵。

该系统安装在尾翼上，由推力尾桨、滑流舵组成，其中滑流舵包括升降舵、方向舵。垂直起降时，推力尾桨产生的较大动量的滑流吹过升降舵和方向舵，这时候舵面偏转一定的角度便可产生相应的气动力继而产生绕重心的俯仰和偏航操纵力矩。在以飞机构型高速前飞时，升降舵和方向舵的工作原理与传统飞机类似，但是中央区域仍有推力尾桨的滑流流过，舵效较高。此时推力尾桨只产生飞机前飞需用推力中的一小部分。基于同样原理，推力尾桨具有两种构型：

①机尾安装涵道推力尾桨(参见图1)，推力尾桨被包含在涵道内具有较高的工作效率，而涵道连接垂直安定面和水平安定面，形成强度、刚度良好的组合结构。涵道具有流线型的截面形状。推力尾桨的旋转平面在涵道最厚处，桨尖应当尽量靠近涵道内壁，但不能触碰；

②十字形尾翼的水平安定面前缘悬挂孤立螺旋桨(参见图2)，滑流舵的偏转将影响整个尾翼上的压力分布从而有较高的舵效。

推力尾桨在垂直起降状态大约产生相当于15％全机总重的推力，以获得足够的滑流速度用于滑流舵操纵，此时消耗的功率占全机总功率的12％-15％。旋翼由竖直位置后倒约8-9度。前飞时推力尾桨产生15％-30％的推进力，两副旋翼产生70％-85％的推进力。推力尾桨的桨叶片数大于等于2。若推力尾桨的桨盘载荷较高，应当选择较多的桨叶片数。任何情况下推力尾桨的桨尖速度不应超过0.7马赫。

推力尾桨能够像传统的变距螺旋桨一样改变桨叶的安装角，或者变转速，调节不同工况下的拉力和效率，由主减速器输出的尾桨传动轴或直接由一台机械上独立工作的电动机驱动。

升降舵的平面形状呈现中间宽、梢部窄的尖削样式，以保证垂直起降时在推力尾桨滑流中有较大的舵效。为防止升降舵和方向舵偏转时互相干涉，方向舵采取了中央切角的形式。

(2)可倾转翼梢(参见图1，图2)，即旋翼短舱外侧安装与旋翼短舱同步倾转的小面积机翼，垂直起降时可以一定程度上减少旋翼滑流的旋转动能损失；前飞时与机翼中段的矩形部分接合，形成较大展弦比的机翼，使得机翼具有较高的升力线斜率和较小的诱导阻力系数，最终改善了全机的升阻特性。

可倾转翼梢的平面形状为前缘后掠，后缘前掠的梯型，展弦比约1.5，面积约占整个机翼面积的15％-20％，与旋翼短舱外形融合成为一个整体。采用失速性能较好，相对厚度较薄，前缘半径较大的螺旋桨翼型，同时可设计上反角7-10度和一定的几何扭转，来改善前飞时的横向稳定性与升阻特性。可倾转翼梢与短舱锥齿轮箱固连，飞行中产生的气动力和气动力矩直接传递到短舱锥齿轮箱的壳体上。可倾转翼梢上不安排任何气动舵面，其梢部可进行椭圆形整流。

3、优点及效果：

该专利相比其他普通直升机、固定翼飞机具有较高的巡航速度、巡航效率，同时可以垂直/短距起降的综合性能优势；相比其他方案的垂直起降飞机具有功耗和成本较低、布局紧凑、构造和原理简单、控制容易等优点；相比其他方案的倾转旋翼飞机具有推进效率高、飞行速度快、升阻特性优良、操纵控制简单、制造成本较低、气动弹性特性较好的优点，是一种很有发展潜力和光明前途的新机种。

(四)附图说明：

图1本发明主视图(推力涵道尾桨构型)

图2本发明俯视图(推力涵道尾桨构型)

图3本发明左视图(推力涵道尾桨构型)

图4本发明后视图局部放大图(推力涵道尾桨构型)

图5本发明后视图(推力涵道尾桨构型)

图6本发明主视图(十字形尾翼，孤立螺旋桨构型)

图7本发明俯视图(十字形尾翼，孤立螺旋桨构型)

图8本发明左视图(十字形尾翼，孤立螺旋桨构型)

图9传动系统示意图(单发示例)

图中符号说明如下：

1机身；2机翼；3滑橇式起落架；4涵道；5垂直安定面；6水平安定面；7升降舵；8方向舵；9推力尾桨；10可倾转翼梢；11旋翼短舱；12襟副翼；13旋翼；14翼尖小轮；15前三点式起落架；16发动机；17离合器；18主减速器；19旋翼同步轴；20尾桨传动轴；21倾转套筒轴承；22中介轴承；23短舱锥齿轮箱；24倾转套筒；25旋翼轴。

(五)具体实施方式：

见图1、图2、图3、图4、图5、图6、图7、图8、图9所示，其具体实施方式如下：

本发明是一种采用推力尾桨和滑流舵进行操纵和推进的倾转旋翼飞机，采用并列双旋翼、常规气动布局的设计。它是由机身1、机翼2、尾翼、推力尾桨和滑流舵系统、起落架、动力和燃油系统、传动系统、旋翼系统、旋翼短舱、旋翼短舱倾转系统组成。机翼2安装在机身1的中段两侧，尾翼安装在机身1尾部，推力尾桨和滑流舵系统安装在尾翼上，起落架的主体位于机身1腹部，动力和燃油系统安装在机身1的中段内部或机翼2根部，通过机翼2、机身1里的传动系统与旋翼系统13和推力尾桨9连接；旋翼系统13安装在机翼2梢部的旋翼短舱11上，旋翼短舱11的外侧具有共同倾转的可倾转翼梢10，同时旋翼短舱11尾端安装有悬停时防侧翻的翼尖小轮14，旋翼短舱倾转系统安装在机翼2内部的结构上，并连接着旋翼短舱11。

该机身1主要用于安装各部件和容纳载荷，采用传统的半硬壳式结构；

该机翼2平面形状为中段矩形，旋翼短舱11外侧的可倾转翼梢10为梯形，上单翼布局。中段矩形翼外侧后缘有宽大的襟副翼12。可倾转翼梢10与旋翼短舱11同步倾转。机翼2采用传统的悬臂式单/双梁+抗扭盒式结构；

该尾翼包括垂直安定面5、水平安定面6、升降舵7、方向舵8，采用倒T形尾翼或十字形尾翼。尾翼采用传统的悬臂式单/双梁+抗扭盒式结构。升降舵7和方向舵8同时也是推力尾桨和滑流舵系统中的滑流舵；

该推力尾桨和滑流舵系统安装在尾翼上，由推力尾桨9、滑流舵组成，其中滑流舵包括升降舵7、方向舵8；

该起落架采用传统的前三点式起落架15或滑橇式起落架3，旋翼短舱尾端安装有防止悬停时侧翻的翼尖小轮14；

该动力和燃油系统采用1-2台传统的涡轮轴或活塞式发动机，安装在机身1内部或机翼2根部，传统的燃油系统布置在机身1中部和机翼2内；

该传动系统(参见图3)为发动机16的功率依次通过离合器17、主减速器18、旋翼同步轴19、短舱锥齿轮箱23、旋翼轴25传递给旋翼13；同时发动机功率仍可依次通过离合器17、主减速器18、机身内的尾桨传动轴20传递给推力尾桨9；

该旋翼系统为翼梢的两副旋翼13，转速相同，转向相反；旋翼13的拉力方向在直升机状态向上并略微后倒以平衡推力尾桨9的推力，在高速前飞状态倾转至水平向前；旋翼13可以机械变距；每副旋翼13的桨叶数目为2-3片；

该旋翼短舱11内有较小体积的短舱锥齿轮箱23，用于将机翼2内旋翼同步轴19的转动换向、减速传递给旋翼13。短舱锥齿轮箱23同时与可倾转翼梢10固连，共同倾转；

该旋翼短舱倾转系统工作方式如下：驾驶员或计算机控制机翼内倾转套筒24旋转需要的角度，倾转套筒24通过倾转套筒轴承21支承在机翼2的结构上，与短舱锥齿轮箱23固连共同倾转。倾转套筒24内部安装有中介轴承22用于支承旋翼同步轴19。

为了实现发明目的，本专利采用了如下新颖的技术特征：

(1)采用推力尾桨和滑流舵系统进行垂直起降状态的俯仰和偏航操纵，这些舵面也负责前飞状态时的俯仰和偏航操纵。

该系统安装在尾翼上，由推力尾桨9、滑流舵组成，其中滑流舵包括升降舵7、方向舵8。垂直起降时，推力尾桨9产生的较大动量的滑流吹过升降舵7和方向舵8，这时候舵面偏转一定的角度便可产生相应的气动力继而产生绕重心的俯仰和偏航操纵力矩。在以飞机构型高速前飞时，升降舵7和方向舵8的工作原理与传统飞机类似，但是中央区域仍有推力尾桨9的滑流流过，舵效较高。此时推力尾桨9只产生飞机前飞需用推力中的一小部分。基于同样原理，推力尾桨9具有两种构型：

①机尾安装涵道推力尾桨(参见图1)，推力尾桨9被包含在涵道4内具有较高的工作效率，而涵道4连接垂直安定面5和水平安定面6，形成强度、刚度良好的组合结构。涵道4具有流线型的截面形状。推力尾桨9的旋转平面在涵道4最厚处，桨尖应当尽量靠近涵道4内壁，但不能触碰；

②十字形尾翼的水平安定面6前缘悬挂孤立螺旋桨(参见图2)，滑流舵的偏转将影响整个尾翼上的压力分布从而有较高的舵效。

推力尾桨9在垂直起降状态大约产生相当于15％全机总重的推力，以获得足够的滑流速度用于滑流舵操纵，此时消耗的功率占全机总功率的12％-15％。旋翼13由竖直位置后倒约8-9度。前飞时推力尾桨9产生15％-30％的推进力，两副旋翼13产生70％-85％的推进力。推力尾桨9的桨叶片数大于等于2。若推力尾桨9的桨盘载荷较高，应当选择较多的桨叶片数。任何情况下推力尾桨9的桨尖速度不应超过0.7马赫。

推力尾桨9能够像传统的变距螺旋桨一样改变桨叶的安装角，或者变转速，调节不同工况下的拉力和效率，由主减速器18输出的尾桨传动轴20或直接由一台机械上独立工作的电动机驱动。

升降舵7的平面形状呈现中间宽、梢部窄的尖削样式，以保证垂直起降时在推力尾桨9滑流中有较大的舵效。为防止升降舵7和方向舵8偏转时互相干涉，方向舵8采取了中央切角的形式。

(2)可倾转翼梢10(参见图1，图2)，即旋翼短舱11外侧安装与旋翼短舱11同步倾转的小面积机翼，垂直起降时可以一定程度上减少旋翼13滑流的旋转动能损失；前飞时与机翼2中段的矩形部分接合，形成较大展弦比的机翼，使得机翼2具有较高的升力线斜率和较小的诱导阻力系数，最终改善了全机的升阻特性。

可倾转翼梢10的平面形状为前缘后掠，后缘前掠的梯型，展弦比约1.5，面积约占整个机翼面积的15％-20％，与旋翼短舱11外形融合成为一个整体。采用失速性能较好，相对厚度较薄，前缘半径较大的螺旋桨翼型，同时可设计上反角7-10度和一定的几何扭转，来改善前飞时的横向稳定性与升阻特性。可倾转翼梢10与短舱锥齿轮箱23固连，飞行中产生的气动力和气动力矩直接传递到短舱锥齿轮箱23的壳体上。可倾转翼梢10上不安排任何气动舵面，其梢部可进行椭圆形整流。

Claims (5)

1、一种采用推力尾桨和滑流舵进行操纵和推进的倾转旋翼飞机，采用并列双旋翼、常规气动布局的设计，它是由机身、机翼、尾翼、推力尾桨和滑流舵系统、起落架、动力和燃油系统、传动系统、旋翼系统、旋翼短舱、旋翼短舱倾转系统组成；机翼安装在机身的中段两侧，尾翼安装在机身尾部，推力尾桨和滑流舵系统安装在尾翼上，起落架的主体位于机身腹部，动力和燃油系统安装在机身的中段内部或机翼根部，通过机翼、机身里的传动系统与旋翼系统和推力尾桨连接；旋翼系统安装在机翼梢部的旋翼短舱上，旋翼短舱的外侧具有共同倾转的可倾转翼梢，同时旋翼短舱尾端安装有悬停时防侧翻的翼尖小轮；旋翼短舱倾转系统安装在机翼内部的结构上，并连接着旋翼短舱；其特征在于：它设置有进行垂直起降和前飞状态的俯仰和偏航操纵的滑流舵系统，该系统由推力尾桨、升降舵、方向舵组成，它安装在尾翼上；该推力尾桨的外形同普通螺旋桨，其断面形状为梯形，推力尾桨的桨叶片数大于等于2，桨尖速度不超过0.7马赫，它由主减速器输出的尾桨传动轴驱动；该升降舵的平面形状呈现中间宽、梢部窄的尖削样式，方向舵是中央切角的形式；所述可倾转翼梢是安装在旋翼短舱外侧并与旋翼短舱同步倾转的小面积机翼，可倾转翼梢的平面形状为前缘后掠，后缘前掠的梯型，其梢部进行了椭圆形整流，展弦比为1.5，面积约占整个机翼面积的15％-20％，并与旋翼短舱外形融合为一体，该可倾转翼梢与短舱锥齿轮箱固连。

2、根据权利要求1所述的一种采用推力尾桨和滑流舵进行操纵和推进的倾转旋翼飞机，其特征在于：该推力尾桨安装在机尾涵道上，涵道连接垂直安定面和水平安定面。

3、根据权利要求1所述的一种采用推力尾桨和滑流舵进行操纵和推进的倾转旋翼飞机，其特征在于：该推力尾桨是安装在十字形尾翼的水平安定面前缘的孤立螺旋桨。

4、根据权利要求1所述的一种采用推力尾桨和滑流舵进行操纵和推进的倾转旋翼飞机，其特征在于：该推力尾桨的平面形状为矩形。

5、根据权利要求1所述的一种采用推力尾桨和滑流舵进行操纵和推进的倾转旋翼飞机，其特征在于：该推力尾桨由独立的电动机驱动。

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