CN103832584B - 一种带有固定机翼，可折叠尾翼的对转旋翼飞机 - Google Patents

Abstract

本发明之飞机是一种带有可以折叠尾翼的对转双旋翼飞机。它的尾翼可以折叠，可以作飞机的升降舵和方向舵，也可以作飞机的起落架使用。本发明之飞机带有的对转双旋翼，它是由差速器向两个旋翼传输动力，通过装在旋翼传动轴和传动套轴上的刹车系统控制转矩的大小的对转双旋翼。本发明之飞机可以进行固定翼飞机和直升飞机两种状态下的飞行。可以在两种模式间灵活的转换。是一种具备悬停、较高速度、大航程、节能、环保、安全的飞机。

Description

一种带有固定机翼，可折叠尾翼的对转旋翼飞机

技术领域

本发明涉及一种带有可以改变角度的固定机翼、可叠尾翼的对转双旋翼飞机。特别是通过共轴对转双旋翼，机身，机身上带有可以改变角度的固定机翼、襟翼、副翼、可以折叠的尾翼，一对共轴对转双旋翼，扇叶桨矩的变矩控制系统和动力控制系统，发动机，操作系统组成。

背景技术

传统飞机总体分为固定翼飞机和直升飞机飞机两大类。其中固定翼飞机按飞机的推进方式又分为旋桨飞机，喷气飞机。喷气飞机按发动机的工作方式又可分为涡喷、涡扇、涡轴、涡桨、冲压、气缸活塞式等等。固定翼飞机总的特点是速度快，节能效率高，航程长，载重量大，但必须滑跑起飞、降落。必须有一定长度的飞机跑道供固定翼飞机起飞和降落。直升飞机具有机动灵活，可以悬停，完成如吊装，野战输送等多种任务，不需要大的起飞降落场地和专用跑道等优点。但是，缺点是航程短，油耗高，效率低，载重量低。

发明内容

本发明之目的在于提供一种结构较为简单，能耗低，工作寿命长，操控简单，工作可靠，可同时具有固定翼飞机和直升飞机两种飞机的工作特点的飞机，即可以悬停、垂直起降、较大的速度和较大的航程【相对旋翼飞机】的一种多用途的飞机。

本发明特别是通过位于机头的一对对转双旋翼，传动轴和飞机纵轴一致。如图(一)所示。固定翼飞机所具有的主翼，副翼，襟翼，可以折叠的尾翼。飞机控制系统。在飞机起飞和降落时，飞机的尾翼是收起的。如图(二)所示。当需要飞机由直升机飞行状态改为固定翼飞机的飞行状态时，飞机尾翼改平，如图(三)所示。飞机在直升机的飞行状态下加速到一定速度，通过飞机的俯冲，当飞机的飞行姿态为飞机的纵轴和和横轴和水平面保持一致，并保持飞机水平姿态飞行。飞机的固定机翼、襟翼、副翼、可以折叠的尾翼控制飞机飞行姿态，这样就可以实现飞机由直升飞机飞行状态向固定翼飞机飞行状态的过渡。飞机在固定翼飞机飞行状态飞行时，可以通过做飞机平行于纵轴基本垂直于水平面拉起动作，并保持竖直状态，随着飞机的速度降低，由对转双旋翼控制飞机的飞行姿态，就可以实现飞机在直升飞机的飞行状态下飞行。通过改变飞行姿态就可以实现两种飞行状态的转变。

本发明的特点是通过位于机头的一对对转双旋翼，传动轴和飞机纵轴一致，传动轴延伸线过飞机设计重心。如图(一)所示。当飞机处于直升机飞行状态时，飞机的尾翼是可以改变角度和收起作为直升飞机起落架使用的。如图(二)所示。当需要飞机改为固定翼飞机的飞行状态时，飞机尾翼改平，如图(一)所示。通过改变飞机的尾翼角度和改变飞行姿态，利用飞机的拉起和俯冲，来实现飞机的直升飞机飞行状态和固定翼飞机飞行状态之间的转换。

本发明之飞机即具有直升飞机的机动灵活、可以悬停、完成多种任务，不需要大的起降场地等优点。又具有固定翼飞机所具有节能、大速度、航程长、载重量较大的优点。是一种机动灵活、节能环保、多用途的飞机。

具体地，本发明提供一种带有可以折叠尾翼的对转双旋翼飞机，包括机身、机翼、对转双旋翼、可折叠尾翼、飞机控制系统和动力分配系统，其特征在于所述对转双旋翼设置于机身头部，对转双旋翼为共轴反转双旋翼，它的每个旋翼的桨距可以独立改变；可折叠尾翼为框架式结构，其包括垂直尾舵和水平尾舵和尾舵支撑杆，垂直尾舵和水平尾舵借助于尾舵支撑杆铰接于机身尾部恻端，可折叠尾翼借助于尾翼角度控制旋钮从而可以在水平和垂直方向之间转动，该可折叠尾翼上还安装有地面移动轮。

优选地，飞机在作固定翼飞机飞行时，尾翼是可以起到升降舵和方向舵的作用。本发明之飞机在作直升飞机飞行时，尾翼是可以收起能起到起落架的作用的尾翼。

优选地，飞机的对转双旋翼的传动轴是和飞机的纵轴一致的，而且传动轴的延伸线过飞机的设计重心。

优选地，对转双旋翼利用差速器的传动特性，由差速器的行星齿轮带动的差速器传动齿轮的力矩自然平衡双旋翼。是通过装在旋翼传动轴和传动套轴上的刹车系统调整上下旋翼的转矩差的对转双旋翼。

优选地，所述的动力分配系统包括主动齿轮与差速器齿轮，其中发动机将扭矩传给主传动齿轮，主动齿轮与差速器齿轮啮合，带动差速器主传动齿轮，差速器主传动齿轮装在差速器箱体上，差速器主传动齿轮带动差速器箱壳转动。星齿轮装在差速器箱壳上，差速器箱壳带动行星齿轮转动。行星齿轮与差速器上传动齿轮和差速器下传动齿轮啮合，行星齿轮平衡的将扭矩传递给差速器上传动齿轮和差速器下传动齿轮。上传动齿轮装在上传动轴上，带动上传动轴，上传动轴上安装有上刹车系统。下传动齿轮装在下传动轴上，差速器下传动齿轮带动下传动轴转动。下传动轴上安装有下传动齿轮，下传动齿轮于齿轮啮合，齿轮和齿轮安装在上下齿轮传动轴上。齿轮带动上下齿轮传动轴转动.上下齿轮传动轴上装有齿轮，齿轮于变向齿轮啮合，变向齿轮于齿轮啮合，齿轮装在套轴上，带动套轴转动。由于变向齿轮的转向作用，使得套轴和上传动轴做相反方向的转动。

本发明的优点：与传统的带旋翼固定翼飞机和带旋翼的直升飞机相比，具有可以垂直起降、悬停、机动灵活、载重大较大、速度较快，(相对于直升飞机)节能环保、经济性能好等优点。在民用和军事都有很大使用价值。

本发明之飞机，由发动机、驾驶室、主翼、副翼、襟翼、水平尾翼、垂直尾翼(尾翼为可以折叠和改变角度的尾翼)，操作系统，动力传输系统，仪表显示系统，燃料储存供给系统，起落架系统，飞行控制系统组成。

附图说明

本发明的基本工作原理和工作过程。说明书附图。序列号说明

图1、飞机尾翼和飞机纵轴一致的立体示意图

图2、飞机尾翼和飞机纵轴垂直的立体示意图

图3、飞机尾翼折起过程侧视图

图4、动力传动示意图

图5、动力传动齿轮图

图6、飞机尾翼折起时俯视图

图7、飞机尾翼和飞机纵轴一致时俯视图

图8、飞机尾翼和飞机纵轴一致时侧视图

图9、飞机尾翼折起时纵视图

图10、机尾翼和飞机纵轴一致时纵视图

图11、飞机传动机构在飞机内布置示意图

图12、左手操纵杆示意图

图13、右手操纵杆示意图

【1】操纵杆

【2】左舵

【3】右舵

【4】尾翼角度控制旋钮

【5】刹车总泵

【6】上旋翼

【7】下旋翼

【8】旋翼变矩器

【9】上旋翼的刹车系统

【10】下旋翼的刹车系统

【11】上传动齿轮

【12】下传动齿轮

【13】下旋翼齿轮

【14】上下齿轮传动轴

【15】下传动齿轮

【16】上旋翼的传动轴

【17】下旋翼的传动轴

【18】主传动齿轮

【19】差速器主传动齿轮

【20】差速器上传动齿轮

【21】差速器的星行传动齿轮

【22】差速器下传动齿轮

【23】下传动齿轮

【24】差速器箱壳

【25】尾舵支撑杆

【26】垂直尾舵

【27】水平尾舵

【28】发动机

【29】机翼

【30】驾驶室

【31】地面移动轮

【32】油门控制旋钮

【33】左手操纵杆手柄

【34】尾翼角度控制旋钮

具体实施方式

本发明技术方案规定：沿本发明之飞机，从机头到机尾为本法明之飞机纵轴。沿本发明之飞机，从左机翼到右机翼为本发明之飞机横轴。沿本发明之飞机，由机头到机腹为本发明之飞机竖轴。三轴相互垂直，三轴交汇点为飞机设计重心点。如图一本发明的动力分配系统如图四所示。发动机将扭矩传给主传动齿轮18，主传动齿轮18，主动齿轮18与差速器齿轮19啮合，带动差速器主传动齿轮19，差速器主传动齿轮19装在差速器箱体上，差速器主传动齿轮19带动差速器箱壳转动。星齿轮21装在差速器箱壳上，差速器箱壳带动行星齿轮21转动。行星齿轮21与差速器上传动齿轮20和差速器下传动齿轮22啮合，行星齿轮21平衡的将扭矩传递给差速器上传动齿轮20和差速器下传动齿轮22。上传动齿轮20。上传动齿轮20装在上传动轴16上，带动上传动轴16，上传动轴上安装有上刹车系统10。下传动齿轮22装在下传动轴24上，差速器下传动齿轮22带动下传动轴24转动。下传动轴24上安装有下传动齿轮23，下传动齿轮23于齿轮15啮合，齿轮15和齿轮11安装在上下齿轮传动轴14上。齿轮15带动上下齿轮传动轴14转动.上下齿轮传动轴14上装有齿轮11，齿轮11于变向齿轮12啮合，变向齿轮12于齿轮13啮合，齿轮13装在套轴17上，带动套轴17转动。由于变向齿轮12的转向作用，使得套轴17和上传动轴16做相反方向的转动。套轴17和上传动轴16上分别装有上旋翼桨叶6、下旋翼桨叶7。上旋翼桨叶6，下旋翼桨叶7亦做相反方向的转动。

对转双旋翼设置于机身头部，对转双旋翼为共轴反转双旋翼，它的每个旋翼的桨距可以独立改变；可折叠尾翼为框架式结构，其包括垂直尾舵26和水平尾舵27和尾舵支撑杆25，垂直尾舵26和水平尾舵27借助于尾舵支撑杆25铰接于机身尾部侧端，可折叠尾翼借助于尾翼角度控制旋钮4从而可以在水平和垂直方向之间转动，该可折叠尾翼上还安装有地面移动轮31。优选地，如图三所示，尾舵支撑杆在其中部或中部附近被铰接于机身尾部侧端，尾舵和支撑杆上都设置有地面移动轮；尾舵上的移动轮可以设置于水平尾舵，优选地设置于垂直尾舵和水平尾舵的结合处，支撑杆上的移动轮优选设置于端部。

本发明之飞机是如何实现在直升机状态下的飞行和平衡的。

当飞机处于悬停和垂直起降状态时[即飞机处于直升机飞行状态]。飞机发动机的动力是通过传动轴和传动套轴将扭矩施加到飞机旋翼上的，通过对飞机旋翼扇叶的周期变矩来实现飞机飞行姿态的控制，即飞机的移动和保持飞机飞行平衡是通过对一对转双旋翼的扇叶桨矩的周期变矩来实现。飞机的设计重心线是和传动轴和传动套轴轴心线是一致的，如果重心出现偏移或者需要改变重心线，是通过对飞机旋翼的周期变矩来实现的。需要向那个方向移动，以轴心为圆心减少那一侧的扇叶桨矩，增加另一侧的扇叶桨矩来实现(和直升飞机操控一样)。如需要飞机绕传动轴转动，则可以通过对一对旋翼中的一组桨叶刹车就可以了。

飞机飞行方向的规定：以旋翼轴心为圆心，飞行员座舱为标准，以飞行员面前为前方，和纵轴线与机翼的交叉平面平行后背方向为后方，左手方向为左方，右手方向为右方。

如果需要飞机向左方移动，就可以增加右方的桨叶的桨矩，相对的方向左方减少桨叶桨矩。这样做的结果是，旋翼升力重心线和飞机重心分离，即重心偏左，飞机向左倾斜，飞机就可以向左飞行。如果需要飞机向右移动。就可以对飞机左方的桨叶的桨矩增加，相对的方向右方减少桨叶桨矩。这样做的结果是，旋翼升力重心线和飞机重心分离，即重心偏右，飞机向右倾斜，飞机就可以向右飞行。如果需要飞机向前移动。就可以对飞机后方的桨叶的桨矩增加，相对的方向前方减少桨叶桨矩。这样做的结果是，旋翼升力重心线和飞机重心分离，即重心偏前，飞机向前倾斜，飞机就可以向前飞行。如果需要飞机向后移动。可以对前方的桨叶的桨矩增加，相对的方向后方减少桨叶桨矩。这样做的结果是，旋翼升力重心线和飞机重心分离，即重心偏后，飞机向后仰，飞机就可以向后飞行。

飞机的悬停是通过调整发动机转速和所有桨叶桨矩来实现的。

通过以上的说明可以知道，飞机在直升机飞行状况飞行时。可以通过对飞机旋桨的桨叶桨矩的调整来保持飞机平衡和实现飞机的移动。

飞机是如何在直升机的飞行状况下实现绕传动轴做水平转动的。由于差速器的性质决定了它可以平衡的向两个方向传输动力，即上下两个旋翼得到的扭矩是平衡的，相等的。如果不加干扰，飞机是不会绕传动轴转动。当需要飞机顺时针转动时，可以对顺时针转动的旋翼刹车。飞机顺时针转动的旋翼得到的转矩减少，飞机逆时针转动的旋翼得到的转矩增加，由于力矩平衡的原理，飞机则靠自身和旋翼转矩平衡，飞机就可以顺时针转动。当需要逆时针转动时，可以对逆时针转动的旋翼刹车。飞机逆时针的旋翼得到的转矩减少，飞机顺时针转动的旋翼得到的转矩增加，由于力矩平衡的原理，飞机则靠自身和旋翼转矩平衡，飞机就可以逆时针转动。本发明的飞机在直升机的飞行状态下和共轴双桨对转旋翼直升飞机的飞行控制和基本没有区别。

本发明的飞机是如何实现从直升飞机向固定翼飞机过渡的，在直升机飞行状态时，飞机保持向前飞行，当达到一定的速度，一般在(150200)公里/小时左右，在一定的高度，一般在(1000米)以上，将飞机尾翼改平，通过俯冲，当飞机的纵轴和水平面基本平行时，然后保持住水平飞行姿态，这时飞机的机翼和尾翼通过空气动力作用来实现对飞机的姿态控制，飞机就可以以固定翼飞机的状态飞行了。

本发明的飞机是如何实现从固定翼飞机的飞行状态向直升机飞行状态过度的。在固定翼飞机飞行状态时，在一定的高度，一定速度(一般在200公里左右)一般在(1000米)以上，通过爬升，当飞机的纵轴和水平面基本垂直时然后保持住，这时飞机的飞行姿态通过对旋翼的桨叶桨矩调控来实现，和直升飞机操控基本一样就可以实现直升机飞行状态了。这时可以折叠起尾翼，通过调整飞行速度，当飞行速度降到零时(相对地面速度)就可以完成起飞和降落以及一切直升飞机能够完成的飞行任务。

通过上述两种过程的灵活转换，就可以实现两种飞行状态的灵活转换。

本发明主要阐述(一)控制飞机平衡的工作方案(二)动力分配系统的工作方案。(三)刹车系统的工作方案。(四)左手操纵杆，右手操纵杆的工作方案。(五)尾翼，襟翼，副翼，和旋翼联动工作方案。(六)尾舵旋翼联动工作方案(七)刹车冷却系统的工作方案。【动力系统】，【起落架系统】，【操控系统】，【电传系统】因为和现有的直升飞机，固定翼飞机没有区别，不是本发明阐述的主要内容。

(一)控制飞机平衡的工作方案

当飞机处于悬停和垂直起降状态时[即飞机处于直升机飞行状态]，飞机重量是通过传动轴和传动套轴施加到飞机旋翼上的。飞机的重心线是和传动轴和传动套轴中心线是一致的，如果重心出现偏移或者需要改变重心，需要飞机转向或移动，则可以通过对旋翼的桨矩进行周期变矩就可以了。即需要向那个方向移动，如果向左移动，以旋翼轴心为圆心，驾驶室的方向为前方。可以对右方的桨叶的桨矩增加，相对的方向左方减少桨叶桨矩。这样做的结果是，旋翼升力重心线和飞机重心分离，即重心偏左，飞机向左倾斜，飞机就可以向左飞行。如果向右移动。可以对左方的桨叶的桨矩增加，相对的方向右方减少桨叶桨矩。这样做的结果是，旋翼升力重心和飞机重心分离，即重心偏右，飞机向右倾斜，飞机就可以向右飞行。如果需要飞机向前移动。可以对后方的桨叶的桨矩增加，相对的方向前方减少桨叶桨矩。这样做的结果是，旋翼升力重心线和飞机重心分离，即重心偏前，飞机向前倾斜，飞机就可以向前飞行。如果需要飞机向后移动。可以对前方的桨叶的桨矩增加，相对的方向后方减少桨叶桨矩。这样做的结果是，旋翼升力重心线和飞机重心分离，即重心偏后，飞机向后仰，飞机就可以向后飞行。

通过以上的说明可以知道，飞机在直升机飞行状况飞行时。可以通过对飞机旋桨的周期变矩来改变飞机的飞行方向和实现飞机平衡的。

(二)动力分配系统的工作方案。

由于差速器的性质决定了它可以平衡的向两个方向传输动力，两个旋翼得到的转矩是自然平衡的。即上下两个旋翼得到的扭矩是平衡的。如果不加干扰，飞机上下两个旋翼得到的扭矩永远是平衡的。当需要上下两个旋翼得到不平衡的转矩时，可以对上旋翼或者下旋翼刹车。由于差速器的性质决定了它可以平衡的向两个方向传输动力，即行星齿轮可以将转矩大小相等的分配给上、下两个差速器齿轮，由于刹车力的存在，飞机上下两个旋翼得到的扭矩平衡被打破，一个增加一个刹车力，相对的另一个减少一个刹车力。如图(五)从而就可以灵活的分配上下旋翼的转矩。

(三)刹车系统的工作方案。

由于差速器的性质决定了它可以平衡的向两个方向传输动力，即上下两个旋翼得到的扭矩是平衡的。如果不加干扰，飞机上下两个旋翼得到的扭矩永远是平衡的，刹车系统的工作就是可以让两个旋翼得到不同转矩。当需要上、下两个旋翼得到不平衡的转矩时，可以对上旋翼或者下旋翼刹车。刹车系统就是通过对安装在旋翼传动轴和旋翼传动套轴上的刹车片分别对两个旋翼进行刹车的。如图(六)所示。

(四)左手操纵杆、右手操纵杆的工作方案。

左手操纵杆负责油门和旋翼总的桨叶桨矩的调整。如图(13)，左手操纵杆上的旋转旋钮控(32)制油门。推杆增大总桨矩，拉杆减小总桨矩。右手操纵杆负责周期变矩环的纵向控制和上下刹车刹车力度的控制。通过旋转右手操纵杆上的旋钮控(34制尾翼的角度。

右手操纵杆向前推杆。在直升机的飞行状态，可以对后方的桨叶的桨矩增加，相对的方向前方减少桨叶桨矩。这样做的结果是，旋翼升力重心线和飞机重心分离，即重心偏前，飞机向前倾斜，飞机就可以向前飞行。在固定翼飞机的飞行状态，后襟翼向上摆动，机翼升力减小。后尾翼向下摆动，机翼升力增大。在固定翼飞行状态时，飞机前倾，向下俯冲。

右手操纵杆后拉。可以对前方的桨叶的桨矩增加，相对的方向后方减少桨叶桨矩。这样做的结果是，旋翼升力重心线和飞机重心分离，即重心偏后，飞机向后仰，在直升飞机的飞行状态飞行时，飞机就可以向后飞行。机翼后襟翼下摆升力增大。后尾翼向上摆动，尾翼升力减小。在固定翼飞行状态时，飞机上扬，向上爬升。

(五)尾翼、襟翼、副翼、和旋翼联动工作方案。

当向右压杆时，飞机对上旋翼刹车。右侧的副翼向上摆动，升力减小。左侧的副翼向下摆动，升力增大。在飞机直升机飞行状态时，飞机绕纵轴顺时针转动。飞机在固定翼飞行状态时，飞机向左侧压坡度。

当向左压杆时，飞机机翼右侧副翼的向下摆动，升力增大。飞机左侧的副翼向上摆动，升力减小，在飞机直升机飞行状态时，对下旋翼刹车，飞机绕纵轴逆时针转动。飞机在固定翼飞行状态时，飞机向右侧压坡度。

(六)尾舵旋翼尾翼，襟翼，副翼和旋翼联动工作方案。

当需要飞机在直升机飞行状态下向右移动，固定翼飞行状态下水平向右转动，则登左舵。旋翼左侧桨矩增加，右侧桨矩减少，后尾舵向右侧摆动，起落架亦右转弯的动作。

当需要飞机在直升机飞行状态下向左移动，固定翼飞行状态下水平向左转动，则登右舵。飞机的旋翼右侧桨矩增加，左侧桨矩减少，后尾舵向左侧摆动，起落架亦右转弯的动作。

(七)刹车冷却系统的工作方案

刹车冷却系统是如何工作的：由于本发明的技术方案所需刹车系统，需要长时间工作，为了避免刹车系统由于长时间工作过热，必须进行冷却。本发明的技术方案是通过在刹车盘中加入冷却道来实现的。

Claims (4)

1.一种带有可以折叠尾翼的对转双旋翼飞机，包括机身、机翼、对转双旋翼、可折叠尾翼、飞机控制系统和动力分配系统，其特征在于所述对转双旋翼设置于机身头部，对转双旋翼为共轴反转双旋翼，它的每个旋翼的桨距可以独立改变；可折叠尾翼为框架式结构，其包括垂直尾舵(26)和水平尾舵(27)和尾舵支撑杆(25)，垂直尾舵(26)和水平尾舵(27)借助于尾舵支撑杆(25)铰接于机身尾部侧端，可折叠尾翼借助于尾翼角度控制旋钮(4)从而可以在水平和垂直方向之间转动，该可折叠尾翼上还安装有地面移动轮(31)；飞机在作固定翼飞机飞行时，尾翼是可以起到升降舵和方向舵的作用；飞机在作直升飞机飞行时，尾翼是可以收起能起到起落架的作用的尾翼。

2.根据权利要求1所述的对转双旋翼飞机，其特征在于飞机的对转双旋翼的传动轴是和飞机的纵轴一致的，而且传动轴的延伸线过飞机的设计重心。

3.根据权利要求2所述的对转双旋翼飞机，其特征在于对转双旋翼利用差速器的传动特性，由差速器的行星齿轮带动的差速器传动齿轮的力矩自然平衡双旋翼；是通过装在旋翼传动轴和传动套轴上的刹车系统调整上下旋翼的转矩差的对转双旋翼。

4.根据权利要求3所述的对转双旋翼飞机，其特征在于所述的动力分配系统包括主传动齿轮(18)与差速器主传动齿轮(19)，其中发动机将扭矩传给主传动齿轮(18)，主传动齿轮(18)与差速器主传动齿轮(19)啮合，带动差速器主传动齿轮(19)，差速器主传动齿轮(19)装在差速器箱体上，差速器主传动齿轮(19)带动差速器箱壳转动，行星齿轮(21)装在差速器箱壳上，差速器箱壳带动行星齿轮(21)转动，行星齿轮(21)与差速器上传动齿轮(20)和差速器下传动齿轮(22)啮合，行星齿轮(21)平衡的将扭矩传递给差速器上传动齿轮(20)和差速器下传动齿轮(22)，差速器上传动齿轮(20)装在上传动轴(16)上，带动上传动轴(16)，上传动轴上安装有上刹车系统(10)，差速器下传动齿轮(22)装在下传动轴(24)上，差速器下传动齿轮(22)带动下传动轴(24)转动，下传动轴(24)上安装有下传动齿轮(23)，下传动齿轮(23)与第一齿轮(15)啮合，第一齿轮(15)和第二齿轮(11)安装在上下齿轮传动轴(14)上，第一齿轮(15)带动上下齿轮传动轴(14)转动，上下齿轮传动轴(14)上装有第二齿轮(11)，第二齿轮(11)与变向齿轮(12)啮合，变向齿轮(12)与第三齿轮(13)啮合，第三齿轮(13)装在套轴(17)上，带动套轴(17)转动，由于变向齿轮(12)的转向作用，使得套轴(17)和上传动轴(16)做相反方向的转动。