CN101875399A - 一种采用并列式共轴双旋翼的倾转旋翼飞机 - Google Patents

Abstract

本发明一种采用并列式共轴双旋翼的倾转旋翼飞机，是由机身、机翼、尾翼、俯仰控制尾桨系统、起落架、动力和燃油系统、传动系统、旋翼系统、旋翼短舱、倾转系统组成；机翼装在机身中段，尾翼和俯仰控制尾桨系统装在机身尾部，起落架位于机身腹部，动力和燃油系统装在机身的中段内部，通过机翼、机身里的传动系统与旋翼系统和俯仰控制尾桨系统连接；旋翼系统装在机翼梢部的旋翼短舱上，旋翼短舱的内侧具有与其固连的同时可倾转的部分机翼，倾转系统装在机翼内部，并连接着可倾转的部分机翼和旋翼短舱。本机主要特征是：采用俯仰控制尾桨系统、并列式共轴双旋翼和可倾转的部分机翼，实现飞行状态变换和常规的滑跑起降，它提高了前飞速度和推进效率。

Description

一种采用并列式共轴双旋翼的倾转旋翼飞机

(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并列式共轴双旋翼的倾转旋翼飞机。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，国内某单位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。此外这类倾转旋翼飞机结构不紧凑，停放时占地面积较大，机翼对主旋翼滑流的遮挡严重影响悬停时主旋翼的有效升力，悬停时对重心前后位置要求严格，也不能像普通飞机一样进行常规的滑跑起降。

(三)发明内容：

1、发明目的：

本发明的目的在于提供一种采用并列式共轴双旋翼的倾转旋翼飞机，该机一定程度上简化了倾转旋翼飞机操纵系统的设计和控制方法，尽量减少了前飞时的“死重”，提高了最大前飞速度和推进效率，同时具有较高的悬停效率和载重量。这种倾转旋翼飞机结构较紧凑，停放时占地面积较小，解决了机翼对悬停时主旋翼的负面影响，且悬停时允许较大的重心范围，可以像普通飞机一样进行常规的滑跑起降。

2、技术方案：

本发明是一种采用并列式共轴双旋翼的倾转旋翼飞机，采用常规气动布局的设计；它是由机身、机翼、尾翼、俯仰控制尾桨系统、起落架、动力系统(发动机)和燃油系统、传动系统、旋翼系统、旋翼短舱、倾转系统组成；机翼安装在机身中段，尾翼和俯仰控制尾桨系统安装在机身尾部，起落架位于机身腹部，动力系统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俯仰控制尾桨系统连接(俯仰控制尾桨系统也可以是由独立的发动机驱动)；旋翼系统安装在机翼梢部的旋翼短舱上，旋翼短舱的内侧具有与其固连的，同时可倾转的部分机翼，同时旋翼短舱尾端安装有悬停时防侧翻的翼尖小轮，倾转系统安装在机翼内部的结构上，并连接着可倾转的部分机翼和旋翼短舱。

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；

该机翼平面形状为梯形，高置上单翼布局，中段机翼后缘有襟翼，外侧可倾转的部分机翼后缘有副翼；机翼采用传统的双梁+抗扭盒式结构并有斜拉杆增加强度、刚度；

该尾翼包括垂直安定面、水平安定面、升降舵和方向舵；尾翼采用传统的悬臂式单/双梁+抗扭盒式结构；

该俯仰控制尾桨系统安装在机身尾部，可以进行变距操纵或变转速操纵；

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；

该动力系统(发动机)采用1-2台传统的涡轮轴或活塞式发动机，安装在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(对于无人机用途也可使用电动机作为发动机，由机载电池供电)；俯仰控制尾桨系统也可以由另一台单独的发动机驱动；

该传动系统为传统的离合器、齿轮箱、传动轴(或传动皮带)形式，可以根据具体情况详细设计。传动系统负责将发动机的动力传给旋翼系统和俯仰控制尾桨系统。

该旋翼系统为两侧翼梢的两组共轴式旋翼，每组共轴式旋翼由上下两副旋翼组成，转速相同，转向相反；旋翼的拉力方向在垂直起降状态向上，在高速前飞状态倾转至水平向前；每组共轴式旋翼的上下两副旋翼可以独立的机械变总距或改变转速；每副旋翼桨叶数目为2-3片；

该旋翼短舱内有较小体积的传统形式的齿轮箱，用于驱动旋翼系统。旋翼短舱同时与可倾转的部分机翼固连，共同倾转；

该倾转系统采用传统的倾转旋翼机的形式，用于倾转整个旋翼短舱和可倾转的部分机翼来改变拉力矢量方向。

为了实现发明目的，本专利采用了如下新颖的技术特征：

(1)采用俯仰控制尾桨系统进行垂直起降状态、过渡状态和低速前飞状态的俯仰操纵，同时在各种状态下可以帮助全机的纵向配平。

该系统安装在机身尾部的上方，可以进行变距或变转速操纵。该系统由传统的尾桨桨叶、尾桨桨毂、尾桨轴等零件组成，尾桨桨叶与尾桨桨毂固连，尾桨桨毂安装在尾桨轴上；若设计成可以变距操纵时则还有传统形式的尾桨变距机构。该系统的构造形式采取传统的直升机尾桨构造形式。当俯仰控制尾桨系统设计成可以变距操纵时应当由传动系统与发动机连接；当俯仰控制尾桨系统设计成可以变转速时应当使用独立的发动机驱动。

飞机进入高速前飞时，该系统可以停转或在低阻桨距条件下空转。

尾桨桨叶片数大于等于2。若该系统的桨盘载荷较高，应当选择较多的片数。建议在任何情况下桨尖速度不超过0.7马赫。尾桨桨叶的几何平面形状可以为带桨尖修形的梯形或矩形，剖面可采用正弯度或对称翼型，无扭转或者负扭转。

(2)并列式共轴双旋翼，即左右翼梢的两组共轴式旋翼系统，通过传动系统被动力系统(发动机)驱动。每组共轴式旋翼系统由上下两副旋翼组成，稳定工作的转速相同，转向相反；组成该系统的有传统的旋翼桨叶、旋翼桨毂、旋翼轴等零件，旋翼桨叶与旋翼桨毂固连，旋翼桨毂和旋翼变距机构安装在旋翼轴上；若设计成可以变距操纵时则还有传统形式的旋翼变距机构。旋翼桨叶的平面形状为带桨尖修形的梯形或矩形，剖面采用正弯度翼型，具有负扭转角，采用传统直升机旋翼桨叶的构造形式。旋翼系统的拉力方向在直升机状态向上，在高速前飞状态倾转至水平向前；每组共轴式旋翼系统的上下两副旋翼可以独立的机械变总距或变转速来改变升力和扭矩；每副旋翼桨叶的数目为2-3片，即整架飞机的两组共轴式旋翼系统的旋翼桨叶数目为(2-3片)×4。垂直起降状态时，利用左右两组共轴式旋翼系统的升力差来实现滚转操纵；每组共轴式旋翼系统也可自身产生扭矩差来进行偏航操纵。建议在任何情况下桨尖速度不超过0.7马赫。应当保证在旋翼系统拉力方向倾转到水平位置时，桨盘离地面的最小距离超过起落架的轮胎直径。

(3)可倾转的部分机翼，即旋翼短舱内侧与其固连的部分机翼，平面形状为梯形翼，展向长度等于旋翼系统的半径。它采用传统的悬臂式单/双梁+抗扭盒式结构，根部与倾转系统连接。它基本消除了垂直起降时机翼对旋翼系统滑流遮挡而造成的升力损失，同时其后缘的副翼还可通过偏转滑流来进行辅助的偏航操纵。副翼长度等于整个可倾转的部分机翼的展向长度。

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较低、布局较紧凑、载重量较大等优点；相比其他方案的倾转旋翼飞机具有悬停、推进效率高、飞行速度快、布局紧凑、可以进行常规的滑跑起降、在纵向允许较大的重心范围，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本发明俯视图

图2本发明前视图

图3本发明左视图

图4本发明左视图尾部局部放大(俯仰控制尾桨系统构造示意)

图5本发明俯视图右侧局部放大(旋翼系统构造示意)

图6本发明内部系统示意图(设计方案的示例)

图中符号说明如下：1、机身；2、机翼；3、可倾转的部分机翼；4、副翼；5、襟翼；6、俯仰控制尾桨系统；7、水平安定面；8、升降舵；9、旋翼系统；10、旋翼短舱；11、翼尖小轮；12、起落架(前三点式示例)；13、斜拉杆；14、垂直安定面；15、方向舵；16尾桨桨叶；17、尾桨桨毂；18、尾桨轴；19、尾桨变距机构；20、旋翼桨叶；21、旋翼桨毂；22、旋翼轴；23、旋翼变距机构；24动力系统(发动机)；25、燃油系统；26、离合器；27、齿轮箱；28、传动轴；29、倾转系统。

(五)具体实施方式：

见图1、图2、图3、图4、图5、图6、所示，其具体实施方式如下：

本发明一种采用并列式共轴双旋翼的倾转旋翼飞机，采用常规气动布局的设计；它是由机身1、机翼2、尾翼的水平安定面7、升降舵8、垂直安定面14、方向舵15、俯仰控制尾桨系统6(包括尾桨桨叶16、尾桨桨毂17、尾桨轴18、尾桨变距机构19)、翼尖小轮11、起落架12、动力系统(发动机)24和燃油系统25、传动系统的离合器26、齿轮箱27、传动轴28、旋翼系统9(包括旋翼桨叶20、旋翼桨毂21、旋翼轴22、旋翼变距机构23)、旋翼短舱10、倾转系统29组成；机翼2安装在机身1中段，尾翼和俯仰控制尾桨系统6安装在机身1尾部，起落架11、12位于机身1腹部，动力系统24和燃油系统25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9和俯仰控制尾桨系统6连接(俯仰控制尾桨系统6也可以是由独立的发动机驱动)；旋翼系统9安装在机翼2梢部的旋翼短舱10上，旋翼短舱10的内侧具有与其固连的，同时可倾转的部分机翼3，同时旋翼短舱10尾端安装有悬停时防侧翻的翼尖小轮11，倾转系统29安装在机翼2内部的结构上，并连接着可倾转的部分机翼3和旋翼短舱10。

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平面形状为梯形，高置上单翼布局，中段机翼后缘有襟翼5，外侧可倾转的部分机翼3后缘有副翼4；机翼2采用传统的双梁+抗扭盒式结构并有斜拉杆13增加强度、刚度；

该尾翼包括垂直安定面14、水平安定面7、升降舵8、方向舵15；尾翼采用传统的悬臂式单/双梁+抗扭盒式结构；

该俯仰控制尾桨系统6安装在机身1尾部，可以进行变距操纵或变转速操纵；

该起落架12采用传统的前三点式起落架或滑橇式起落架，旋翼短舱10尾端安装有防止悬停时侧翻的翼尖小轮11；

该动力系统(发动机)24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25布置在机身1中部和机翼2内(对于无人机用途也可使用电动机作为发动机，由机载电池供电)；俯仰控制尾桨系统6也可以由另一台单独的发动机驱动；

该传动系统为传统的离合器26、齿轮箱27、传动轴28(或传动皮带)形式，可以根据具体情况详细设计。传动系统负责将发动机的动力传给旋翼系统9和俯仰控制尾桨系统6；

该旋翼系统9为两侧翼梢的两组共轴式旋翼，每组共轴式旋翼由上下两副旋翼组成，转速相同，转向相反；旋翼的拉力方向在垂直起降状态向上，在高速前飞状态倾转至水平向前；每组共轴式旋翼的上下两副旋翼可以独立的机械变总距或改变转速；每副旋翼桨叶数目为2-3片；

该旋翼短舱10内有较小体积的传统形式的齿轮箱27，用于驱动旋翼系统9。旋翼短舱10同时与可倾转的部分机翼3固连，共同倾转；

该倾转系统29采用传统的倾转旋翼机的形式，用于倾转整个旋翼短舱10和可倾转的部分机翼3来改变拉力矢量方向。

为了实现发明目的，本专利采用了如下新颖的技术特征：

(1)采用俯仰控制尾桨系统6进行垂直起降状态、过渡状态和低速前飞状态的俯仰操纵，同时在各种状态下可以帮助全机的纵向配平。

该系统安装在机身1尾部的上方，可以进行变距或变转速操纵。该系统由传统的尾桨桨叶16、尾桨桨毂17、尾桨轴18等零件组成，尾桨桨叶16与尾桨桨毂固连17，尾桨桨毂17安装在尾桨轴18上；若设计成可以变距操纵时则还有传统形式的尾桨变距机构19。该系统的构造形式采取传统的直升机尾桨构造形式。当俯仰控制尾桨系统6设计成可以变距操纵时应当由传动系统与发动机24连接；当俯仰控制尾桨系统6设计成可以变转速时应当使用独立的发动机驱动。

飞机进入高速前飞时，该系统可以停转或在低阻桨距条件下空转。

尾桨桨叶16片数大于等于2。若该系统的桨盘载荷较高，应当选择较多的片数。建议在任何情况下桨尖速度不超过0.7马赫。尾桨桨叶16的几何平面形状可以为带桨尖修形的梯形或矩形，剖面可采用正弯度或对称翼型，无扭转或者负扭转。

(2)并列式共轴双旋翼，即左右翼梢的两组共轴式旋翼系统9，通过传动系统被动力系统(发动机)24驱动。每组共轴式旋翼系统9由上下两副旋翼组成，稳定工作的转速相同，转向相反；组成该系统的有传统的旋翼桨叶20、旋翼桨毂21、旋翼轴22等零件，旋翼桨叶20与旋翼桨毂21固连，旋翼桨毂21和旋翼变距机构23安装在旋翼轴22上；若设计成可以变距操纵时则还有传统形式的旋翼变距机构23。旋翼桨叶20的平面形状为带桨尖修形的梯形或矩形，剖面采用正弯度翼型，具有负扭转角，采用传统直升机旋翼桨叶的构造形式。旋翼系统9的拉力方向在直升机状态向上，在高速前飞状态倾转至水平向前；每组共轴式旋翼系统的上下两副旋翼可以独立的机械变总距或变转速来改变升力和扭矩；每副旋翼桨叶的数目为2-3片，即整架飞机的两组共轴式旋翼系统的旋翼桨叶数目为(2-3片)×4。垂直起降状态时，利用左右两组共轴式旋翼系统9的升力差来实现滚转操纵；每组共轴式旋翼系统9也可自身产生扭矩差来进行偏航操纵。建议在任何情况下桨尖速度不超过0.7马赫。应当保证在旋翼系统9拉力方向倾转到水平位置时，桨盘离地面的最小距离超过起落架12的轮胎直径。

(3)可倾转的部分机翼3，即旋翼短舱10内侧与其固连的部分机翼，平面形状为梯形翼，展向长度等于旋翼系统9的半径。它采用传统的悬臂式单/双梁+抗扭盒式结构，根部与倾转系统29连接。它基本消除了垂直起降时机翼对旋翼系统滑流遮挡而造成的升力损失，同时其后缘的副翼4还可通过偏转滑流来进行辅助的偏航操纵。副翼4长度等于整个可倾转的部分机翼3的展向长度。

Claims (5)

1.一种采用并列式共轴双旋翼的倾转旋翼飞机，采用常规气动布局的设计，它是由机身、机翼、尾翼、俯仰控制尾桨系统、翼尖小轮、起落架、动力系统、燃油系统、传动系统、旋翼系统、旋翼短舱、倾转系统组成；该机翼安装在机身中段，该尾翼和俯仰控制尾桨系统安装在机身尾部，该起落架位于机身腹部，该动力系统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俯仰控制尾桨系统连接；该旋翼系统安装在机翼梢部的旋翼短舱上，该旋翼短舱内侧具有与其固连的同时可倾转的部分机翼，旋翼短舱尾端安装有悬停时防侧翻的翼尖小轮；该倾转系统安装在机翼内部的结构上，并连接着可倾转的部分机翼和旋翼短舱；该机身用于安装各部件和容纳载荷，采用传统的半硬壳式结构；该机翼平面形状为梯形，高置上单翼布局，中段机翼后缘有襟翼；外侧可倾转的部分机翼后缘有副翼；该机翼采用传统的双梁加抗扭盒式结构并有斜拉杆增加强度、刚度；该尾翼包括垂直安定面、水平安定面、升降舵和方向舵；该尾翼采用传统的悬臂式单/双梁加抗抗扭盒式结构；该俯仰控制尾桨系统安装在机身尾部，可以进行变距操纵或变转速操纵；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，安装在机身内部或机翼根部，该传统的燃油系统布置在机身中部或机翼内；该俯仰控制尾桨系统可由另一台单独的发动机驱动；该传动系统为传统的离合器、齿轮箱、传动轴及传动皮带形式，传动系统负责将发动机的动力传给旋翼系统和俯仰控制尾桨系统；该旋翼系统为两侧翼梢的两组共轴式旋翼，每组共轴式旋翼由上下两副旋翼组成，转速相同，转向相反；旋翼的拉力方向在垂直起降状态向上，在高速前飞状态倾转至水平向前；每组共轴式旋翼的上下两副旋翼可以独立的机械变总距或改变转速；该旋翼短舱内有较小体积的传统形式的齿轮箱，用于驱动旋翼系统；旋翼短舱同时与可倾转的部分机翼固连，共同倾转；该倾转系统采用传统的倾转旋翼机的形式，用于倾转整个旋翼短舱和可倾转的部分机翼来改变拉力矢量方向；其特征在于：

它采用的俯仰控制尾桨系统实现飞机的垂直起降状态、过渡状态和低速前飞状态的俯仰操纵，同时在各种状态下可以帮助全机的纵向配平；该系统安装在机身尾部的上方，其构造形式采取传统的直升机尾桨构造形式，它由尾桨桨叶、尾桨桨毂、尾桨轴零件组成；尾桨桨叶与尾桨桨毂固连，尾桨桨毂安装在尾桨轴上；若设计成可以变距操纵时则还有传统形式的尾桨变距机构；当俯仰控制尾桨系统设计成可以变距操纵时应当由传动系统与发动机连接；当俯仰控制尾桨系统设计成可以变转速时应当使用独立的发动机驱动；飞机进入高速前飞时，该系统可以停转或在低阻桨距条件下空转；

它采用的旋翼系统为两侧翼梢的并列式共轴双旋翼，即左右翼梢的两组共轴式旋翼系统，它通过传动系统被动力系统驱动；每组共轴式旋翼系统由上下两副旋翼组成，稳定工作的转速相同，转向相反；组成该系统的有传统的旋翼桨叶、旋翼桨毂、旋翼轴、旋翼变距机构，旋翼桨叶与旋翼桨毂固连，旋翼桨毂和旋翼变距机构安装在旋翼轴上；旋翼系统的拉力方向在直升机状态向上，在高速前飞状态倾转至水平向前；每组共轴式旋翼系统的上下两副旋翼可以独立的机械变总距或变转速来改变升力和扭矩；垂直起降状态时，利用左右两组共轴式旋翼系统的升力差来实现滚转操纵；每组共轴式旋翼系统也可自身产生扭矩差来进行偏航操纵；

它采用的旋翼短舱，其内侧具有与其固连的可倾转的部分机翼，其平面形状为梯形翼，展向长度等于旋翼系统的半径；它采用传统的悬臂式单/双梁加抗扭盒式结构，根部与倾转系统连接；它消除了垂直起降时机翼对旋翼系统滑流遮挡而造成的升力损失，同时其后缘的副翼，还可通过偏转滑流来进行辅助的偏航操纵。

2.根据权利要求1所述的一种采用并列式共轴双旋翼的倾转旋翼飞机，其特征在于：该旋翼系统中的旋翼桨叶的平面形状为带桨尖修形的梯形或矩形，剖面采用正弯度翼型，具有负扭转角；每副旋翼桨叶的数目为2-3片，即整架飞机的两组共轴式旋翼系统的旋翼桨叶数目为2-3片×4。

3.根据权利要求1所述的一种采用并列式共轴双旋翼的倾转旋翼飞机，其特征在于：该旋翼系统中的旋翼桨叶的桨尖速度不超过0.7马赫；应当保证在旋翼系统拉力方向倾转到水平位置时，桨盘离地面的最小距离超过起落架的轮胎直径。

4.根据权利要求1所述的一种采用并列式共轴双旋翼的倾转旋翼飞机，其特征在于：该旋翼短舱内侧的可倾转的部分机翼的后缘有副翼，副翼长度等于整个可倾转的部分机翼的展向长度。

5.根据权利要求1所述的一种采用并列式共轴双旋翼的倾转旋翼飞机，其特征在于：该俯仰控制尾桨系统中的尾桨桨叶的几何平面形状为带桨尖修形的梯形或矩形，剖面采用正弯度或对称翼型，无扭转或负扭转；桨叶的片数大于等于2；若该俯仰控制尾桨系统的桨盘载荷较高，应选择较多的片数；桨尖速度不超过0.7马赫。

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