CN102778903B - 直升机无尾桨反扭矩系统用压力控制装置 - Google Patents

直升机无尾桨反扭矩系统用压力控制装置 Download PDF

Info

Publication number
CN102778903B
CN102778903B CN201210217434.8A CN201210217434A CN102778903B CN 102778903 B CN102778903 B CN 102778903B CN 201210217434 A CN201210217434 A CN 201210217434A CN 102778903 B CN102778903 B CN 102778903B
Authority
CN
China
Prior art keywords
tail boom
retardance
shunting
shunt catheter
pipeline section
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201210217434.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102778903A (zh
Inventor
杨卫东
董凌华
李家春
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Original Assignee
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Nanjing University of Aeronautics and Astronautics filed Critical Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority to CN201210217434.8A priority Critical patent/CN102778903B/zh
Publication of CN102778903A publication Critical patent/CN102778903A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102778903B publication Critical patent/CN102778903B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Landscapes

  • Gear Transmission (AREA)

Abstract

本发明公开了一种直升机无尾桨反扭矩系统用压力控制装置，包括尾梁承接管段，其内腔置有分流阻滞体、分流导管；分流阻滞体靠近环量尾梁设置，并沿尾梁承接管段轴线的横截面呈渐变设置，分流阻滞体的最大横截面部位通过支撑架与尾梁承接管段的内腔连接，而分流阻滞体的最小横截面部位面向分流导管的内腔设置；分流导管一端的外壁与尾梁承接管段的内壁螺纹配合连接，而分流导管另一端固定安装由主动驱动齿轮机构驱动的从动齿轮，所述分流导管面向分流阻滞体的端部内径不小于分流阻滞体最大横截面部位相对应的外径。因此，本发明通过调节环量控制尾梁到尾喷口的气流通道截面积大小，来调节环量控制尾梁内部的气体压力，简单实用，便于研究环量尾梁内空气压力与产生侧向力之间的关系。

Description

直升机无尾桨反扭矩系统用压力控制装置
技术领域
本发明涉及一种用于直升机无尾桨反扭矩系统研究试验装置的环量控制尾梁内部压力的控制部件，属于应用于航空领域的试验平台的组成部件。
背景技术
无尾桨反扭矩系统是一种应用于单主旋翼式直升机的新型反扭矩系统，用于平衡主旋翼产生的反扭矩和进行航向控制。于传统的反扭矩系统常规尾桨相比，无尾桨式反扭矩系统结构更加简单，因而具有更高的可靠性和可维护性。无尾桨反扭矩系统无暴露于空气中的高速旋转部件因而直升机起降时地面人员更加安全，低空飞行时直升机自身更加安全，同时，产生较小的噪音。无尾桨式反扭矩系统处于旋翼的下洗流流场中，目前还难以通过计算机精确模拟其工作状态，而只能通过试验获得相关数据。
国内对无尾桨反扭矩系统的研究还处于起步阶段，需要进行大量的试验。而本发明为该平台提供一种实用的简单的压力控制装置，用于控制环量控制尾梁内部的压力，以便研究尾梁内压力与环量控制尾梁产生侧向力之间的关系。目前国内外尚未发现类似控制压力的装置。
发明内容
本发明针对现有技术的不足，提供一种直升机无尾桨反扭矩系统用压力控制装置，其通过调节环量控制尾梁到尾喷口的气流通道截面积大小，来调节环量控制尾梁内部的气体压力，简单实用，便于研究环量尾梁内空气压力与产生侧向力之间的关系。
为实现以上的技术目的，本发明将采取以下的技术方案：
一种直升机无尾桨反扭矩系统用压力控制装置，包括用于安装环量尾梁的尾梁承接管段，所述尾梁承接管段的内腔分别同轴置有分流阻滞体以及分流导管；分流阻滞体靠近环量尾梁设置，且分流阻滞体沿尾梁承接管段轴线的横截面呈渐变设置，同时分流阻滞体的最大横截面部位通过支撑架与尾梁承接管段的内腔连接，而分流阻滞体的最小横截面部位面向分流导管的内腔设置；分流导管一端的外壁与尾梁承接管段的内壁螺纹配合连接，而分流导管另一端固定安装从动齿轮，所述从动齿轮通过主动驱动齿轮机构驱动，该主动驱动齿轮机构包括主动齿轮以及电机驱动装置；主动齿轮与从动齿轮相啮合，且主动齿轮与电机驱动装置的动力输出端同轴连接，而电机驱动装置固定安装于尾梁承接管段；所述分流导管面向分流阻滞体的端部内径不小于分流阻滞体最大横截面部位相对应的外径。
所述从动齿轮通过被动支承齿轮机构支承；所述被动支承齿轮机构至少为1组，该被动支承齿轮机构与主动驱动齿轮机构均布在从动齿轮的外围；所述被动支承齿轮机构包括被动齿轮、连接架、支承轴外壳、支承轴以及轴承，连接架分别与尾梁承接管段、支承轴外壳固定，被动齿轮通过支承轴定位安装在支承轴外壳内，且被动齿轮与从动齿轮相啮合，而支承轴则通过轴承支撑。
所述分流阻滞体包括前阻滞体和后阻滞体，所述前阻滞体的最小横截面部位面向环量尾梁设置，而后阻滞体的最小横截面部位面向分流导管的内腔设置；所述支撑架包括管状主体，该管状主体开设用于与尾梁承接管螺纹连接的外螺纹，且管状主体通过周向均布的支撑臂分别与前阻滞体、后阻滞体的最大横截面部位连接成一体。
所述前阻滞体和后阻滞体均呈水滴形设置。
所述分流导管呈漏斗形设置，该漏斗形分流导管的大端与分流阻滞体相邻，且漏斗形分流导管的大端外壁与尾梁承接管段的内壁螺纹配合连接，而漏斗形分流导管的窄端外壁则固定安装从动齿轮。
根据以上的技术方案，可以实现以下的有益效果：
1、结构简单、维护方便、可靠性高；所造成的气流速度损失小；
2、结构简单、重量轻，可以方便安装到直升机上进行飞行试验，可试验出各种飞行状态下的最佳气体压力。
3、可以安装到型号直升机上，实现环量控制尾梁内气体在任何飞行状态下压力处于最佳。
4、分流导管在任意位置都可以自锁，在保证在压气机流量不变的情况下，可实现环量尾梁内气体压力不会有较大变化。
附图说明
图1是本发明的整体效果图，为看到内部结构，将部分零部件做切割；
图1中：0.尾梁承接管段；1.主动驱动齿轮机构；2.被动支承齿轮机构；3.从动齿轮；4.螺钉A；5.螺钉B；6.分流阻滞体；7.分流导管；
图2是被动支承齿轮机构的结构示意图，其中，图2（a）是图2（b）的A-A剖视结构示意图；
图3是主动驱动齿轮机构的简图；
图2-3中：21.连接架；22.主动齿轮；23.支承轴外壳；24.支承轴；25.轴承；26.轴承外圈盖；27.止动螺钉C；28.螺钉D；29.被动齿轮；11.电机驱动装置；
图4是分流阻滞体的安装结构示意图，其中，图4（a）是图4（b）的B-B剖视图；
图4中：61.螺纹承圈；62.支撑臂；63.前阻滞体；64.后阻滞体；65.焊接垫块；66.螺钉E。
具体实施方式
附图非限制性地公开了本发明所涉及优选实施例的结构示意图；以下将结合附图详细地说明本发明的技术方案。
如图1、图3所示，本发明所述直升机无尾桨反扭矩系统用压力控制装置，包括用于安装环量尾梁的尾梁承接管段0，所述尾梁承接管段0的内腔分别同轴置有分流阻滞体6以及分流导管7；分流阻滞体6靠近环量尾梁设置，且分流阻滞体6沿尾梁承接管段0轴线的横截面呈渐变设置，同时分流阻滞体6的最大横截面部位通过支撑架与尾梁承接管段0的内腔连接，而分流阻滞体6的最小横截面部位面向分流导管7的内腔设置；分流导管7一端的外壁与尾梁承接管段0的内壁螺纹配合连接，而分流导管7另一端固定安装从动齿轮3，所述从动齿轮3通过主动驱动齿轮机构1驱动，该主动驱动齿轮机构1包括主动齿轮22以及电机驱动装置；主动齿轮22与从动齿轮3相啮合，且主动齿轮22与电机驱动装置的动力输出端同轴连接，而电机驱动装置固定安装于尾梁承接管段0；所述分流导管7面向分流阻滞体6的端部内径不小于分流阻滞体6最大横截面部位相对应的外径。本申请中，所述分流导管7呈漏斗形设置，该漏斗形分流导管7的大端与分流阻滞体6相邻，且漏斗形分流导管7的大端外壁与尾梁承接管段0的内壁螺纹配合连接，而漏斗形分流导管7的窄端外壁则固定安装从动齿轮3。分流导管7可以在主动驱动齿轮机构1的驱动下通过螺纹实现靠近或远离分流阻滞体6，从而实现调节气流通道截面积，进而实现调控环量控制尾梁内部气体压力。当分流导管7方螺纹端面与分流阻滞体6螺纹后端面贴合时，气流通道截面积最小，当分流导管7逐渐离开分流阻滞体6时，气流通道截面积逐渐增大。
如图2（a）、（b）所示，本发明所述从动齿轮3通过被动支承齿轮机构2支承；所述被动支承齿轮机构2至少为1组，附图中一共有2组，该被动支承齿轮机构2与主动驱动齿轮机构1均布在从动齿轮3的外围；所述被动支承齿轮机构2包括被动齿轮29、连接架21、支承轴外壳23、支承轴24以及轴承，连接架21分别与尾梁承接管段0、支承轴外壳23固定，被动齿轮29通过支承轴24定位安装在支承轴外壳23内，且被动齿轮29与从动齿轮3相啮合，而支承轴24则通过轴承支撑。
如图4（a）、（b）所示，本发明所述分流阻滞体6包括前阻滞体63和后阻滞体64，所述前阻滞体63和后阻滞体64均呈水滴形设置，所述前阻滞体63的最小横截面部位面向环量尾梁设置，而后阻滞体64的最小横截面部位面向分流导管7的内腔设置；所述支撑架包括管状主体，该管状主体开设用于与尾梁承接管螺纹连接的外螺纹，且管状主体通过周向均布的支撑臂62分别与前阻滞体63、后阻滞体64的最大横截面部位连接成一体。
综上所述，可知本申请各主要部件具有以下特点：
尾梁承接管段0，呈管状，且该尾梁承接管段0的前段内壁开设内螺纹，用于与分流阻滞体6、分流导管7螺纹连接；
主动驱动齿轮机构1，置于尾梁承接管段0以及分流导管7之间，用于驱动安装在分流导管7窄口端的从动齿轮3，包括主动齿轮22、齿轮驱动机构以及安装支架，齿轮驱动机构的动力输出端与主动齿轮22连接，且齿轮驱动机构通过安装支架固定于尾梁承接管段0的内壁；
被动支承齿轮机构2，包括被动齿轮29、连接架21、支承轴外壳23、支承轴以及轴承，连接架21用于与尾梁承接管段0、支承轴外壳23固定，被动齿轮29通过支承轴24定位安装在支承轴外壳23内，而支承轴24则通过轴承支撑；
从动齿轮3，固定安装在分流导管7上，并与主动齿轮22相啮合；从动齿轮3与被动齿轮29结构、大小相同；
分流导管7，呈漏斗形，置于尾梁承接管段0内腔，其扩口端开设外螺纹，用于与尾梁承接管段0螺纹连接，而窄口端则与从动齿轮3固定连接；
分流阻滞体6，包括前阻滞体63和后阻滞体64，均呈水滴形，起阻滞气流通过作用，由一段带外螺纹的薄质钢管通过四片支撑臂62支撑，该薄质钢管螺纹安装并固定在尾梁承接管段0轴向靠进环量尾梁的位置。

Claims (4)

1.一种直升机无尾桨反扭矩系统用压力控制装置，包括用于安装环量控制尾梁的尾梁承接管段，其特征在于，所述尾梁承接管段的内腔分别同轴置有分流阻滞体以及分流导管；分流阻滞体靠近环量控制尾梁设置，且分流阻滞体沿尾梁承接管段轴线的横截面呈渐变设置，同时分流阻滞体的最大横截面部位通过支撑架与尾梁承接管段的内腔连接，而分流阻滞体的最小横截面部位面向分流导管的内腔设置；分流导管一端的外壁与尾梁承接管段的内壁螺纹配合连接，而分流导管另一端固定安装从动齿轮，所述从动齿轮通过主动驱动齿轮机构驱动，该主动驱动齿轮机构包括主动齿轮以及电机驱动装置；主动齿轮与从动齿轮相啮合，且主动齿轮与电机驱动装置的动力输出端同轴连接，而电机驱动装置固定安装于尾梁承接管段；所述分流导管面向分流阻滞体的端部内径不小于分流阻滞体最大横截面部位相对应的外径；所述从动齿轮通过被动支承齿轮机构支承；所述被动支承齿轮机构至少为1组，该被动支承齿轮机构与主动驱动齿轮机构均布在从动齿轮的外围；所述被动支承齿轮机构包括被动齿轮、连接架、支承轴外壳、支承轴以及轴承，连接架分别与尾梁承接管段、支承轴外壳固定，被动齿轮通过支承轴定位安装在支承轴外壳内，且被动齿轮与从动齿轮相啮合，而支承轴则通过轴承支撑。
2.根据权利要求1所述直升机无尾桨反扭矩系统用压力控制装置，其特征在于，所述分流阻滞体包括前阻滞体和后阻滞体，所述前阻滞体的最小横截面部位面向环量控制尾梁设置，而后阻滞体的最小横截面部位面向分流导管的内腔设置；所述支撑架包括管状主体，该管状主体开设用于与尾梁承接管螺纹连接的外螺纹，且管状主体通过周向均布的支撑臂分别与前阻滞体、后阻滞体的最大横截面部位连接成一体。
3.根据权利要求2所述直升机无尾桨反扭矩系统用压力控制装置，其特征在于，所述前阻滞体和后阻滞体均呈水滴形设置。
4.根据权利要求1所述直升机无尾桨反扭矩系统用压力控制装置，其特征在于，所述分流导管呈漏斗形设置，该漏斗形分流导管的大端与分流阻滞体相邻，且漏斗形分流导管的大端外壁与尾梁承接管段的内壁螺纹配合连接，而漏斗形分流导管的窄端外壁则固定安装从动齿轮。
CN201210217434.8A 2012-06-28 2012-06-28 直升机无尾桨反扭矩系统用压力控制装置 Active CN102778903B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201210217434.8A CN102778903B (zh) 2012-06-28 2012-06-28 直升机无尾桨反扭矩系统用压力控制装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201210217434.8A CN102778903B (zh) 2012-06-28 2012-06-28 直升机无尾桨反扭矩系统用压力控制装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102778903A CN102778903A (zh) 2012-11-14
CN102778903B true CN102778903B (zh) 2016-02-17

Family

ID=47123836

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201210217434.8A Active CN102778903B (zh) 2012-06-28 2012-06-28 直升机无尾桨反扭矩系统用压力控制装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN102778903B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110356546B (zh) * 2019-07-02 2022-10-14 淮阴工学院 电控变距单旋翼无尾桨电动无人直升机

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5527155A (en) * 1992-08-21 1996-06-18 Mcdonnell Douglas Corp. Injection molded fan blade
CN101585412A (zh) * 2008-05-22 2009-11-25 阿古斯塔公司 直升飞机反扭矩尾旋翼
CN101638112A (zh) * 2008-08-01 2010-02-03 朱晓义 一种可瞬间减缓流体洞阻力的运动装置

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8636244B2 (en) * 2010-11-12 2014-01-28 Textron Innovations Inc. Propulsive anti-torque nozzle system with rotating thrust director for a rotorcraft

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5527155A (en) * 1992-08-21 1996-06-18 Mcdonnell Douglas Corp. Injection molded fan blade
CN101585412A (zh) * 2008-05-22 2009-11-25 阿古斯塔公司 直升飞机反扭矩尾旋翼
CN101638112A (zh) * 2008-08-01 2010-02-03 朱晓义 一种可瞬间减缓流体洞阻力的运动装置

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
EXPERMENTAL STUDY ON NO TAIL ROTOR(NOTAR) HELICOPTER;Wang Huaming 等;《Transaction of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics》;20010630;第18卷(第1期);第53-58页 *
环量控制尾梁参数研究;董振兴 等;《航空科学技术》;20090630;第17-20页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN102778903A (zh) 2012-11-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104743103B (zh) 一种超微型的燃油无人直升机
CN113267315B (zh) 一种低速风洞直驱式阵风发生装置
CN104386238B (zh) 一种农用无人直升机
CN108894894B (zh) 一种易于装填的粉末流化装置
CN102328752B (zh) 一种中小型无人机旋转抛射装置
CN102778887B (zh) 直升机无尾桨反扭矩系统的气动性能综合试验平台
CN102778903B (zh) 直升机无尾桨反扭矩系统用压力控制装置
CN110576969A (zh) 直升机共轴正反旋翼并联驱动装置
CN204548496U (zh) 涵道动力装置及飞行器
CN107985583A (zh) 倾转旋翼无人机
CN102826220B (zh) 一种能够平衡反扭矩的推力装置
CN202848026U (zh) 一种能够平衡反扭矩的推力装置
CN104724292B (zh) 涵道动力装置及飞行器
CN108019313B (zh) 一种可转动聚导风式水平纵轴风力发电机
CN100458228C (zh) 旋转轴摆动变攻角装置
CN205524972U (zh) 高效涵道动力装置及应用其的飞行器
CN103803069A (zh) 锥齿传动的四旋翼飞行器
CN107021212B (zh) 一种用于飞机起落架的旋板式磁流变减摆器
CN202175200U (zh) 一种用于无人机的旋转抛射装置
CN204738792U (zh) 一种游梁式抽油机曲柄平衡块调整装置
CN208209443U (zh) 用于对电力设备中电缆进行紧固的设备
CN206054640U (zh) 一种对称约束人字齿行星传动装置
CN205524976U (zh) 一种飞行器方向操控机构
CN102774496A (zh) 直升机环量控制尾梁的狭缝控制装置
CN203856988U (zh) 用于车载取力发电机系统的皮带张紧装置

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant