CN104627360A

CN104627360A - H型结构的直升机

Info

Publication number: CN104627360A
Application number: CN201310546772.0A
Authority: CN
Inventors: 李宏富
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2013-11-07
Filing date: 2013-11-07
Publication date: 2015-05-20

Abstract

本发明，主要是利用一H型传动机构，配合两对分别设置在机体的前端区域与尾端区域的两侧且彼此相反转向的旋翼组，使其两对转向彼此相反的旋翼组所产生的扭力达到相互抵销的效果，进而保持直升机飞行时的平衡控制飞行姿态与转向，同时提供一种机械结构简单但却可确保飞行安全性的直升机。

Description

H型结构的直升机

技术领域

本发明有关于一种H型结构的直升机。

背景技术

长久以来,直升机一直是最便利的空中交通工具也是必须的空中武力之一，之所以被广泛运用是因为直升机无须跑道助跑，可垂直起飞与垂直降落。然而，直升机却有着非常严重的限制，这限制来自于直升机的飞行原理。

一般传统直升机主要利用一对轴心呈九十度交错的主旋翼以及尾旋翼，透过同一引擎动力带动，其主旋翼用来控制直升机的升降以及前、后、左、右的行进运动，而尾旋翼则用以辅助直升机左、右的行进运动。

传统的直升机欲向前飞行时，由驾驶员将操纵杆向前移动，使主旋翼后方的功角变大，进而透过主旋翼后方所产生的气流大于前方的气流，使直升机达到前行的效果；反的，欲向后飞行时，则由驾驶员将操纵杆向后移动，使主旋翼前方的功角变大，进而达到直升机后行的效果。

虽然直升机为一种便利的空中交通工具，但其主旋翼相当复杂，除了需要提供前倾及后倾的效果，同时还必须提供左、右方向倾斜的效果，方能令直升机自由的翱翔于天际；再者，尾旋翼时而提供高推力，时而提供低推力，因此尾旋翼的结构亦相当复杂。

由于传统直升机的主旋翼与尾旋翼的复杂构造，因此造成在驾驶上相当的困难，容易产生不平衡的飞行，且速度受到主旋翼的限制；此外，引擎动力除了需要提供主旋翼运转外，尚必须将20%的引擎动力传达至尾旋翼，以达到直升机的平衡，因而无法提供升力；且，传统直升机受到主旋翼的设置影响，因此无法在直升机上装设弹射椅或降落伞，故当直升机遇到机械故障时，直升机只有坠毁一途，而造成驾驶员的伤亡。虽然，直升机可以自旋降落（Auto Rotation），但此项飞行技巧需花费数十至数百小时的专业训练，且无法100%保证安全。

爰此，本案发明人曾于中国台湾以及美国取得一件“双动力无尾旋翼直升机”的发明专利，编列中国台湾第I299721号以及美国第7546976号，其主要透过两转向相反的动力装置来控制直升机的飞行，该两动力装置由该同一引擎经由转向齿轮来达到转向相反的效果，借以令引擎动力能够完全传递给两动力装置，使该引擎动力能完全的发挥效用，进而提高直升机的效能。

前述“双动力无尾旋翼直升机”主要利用简单的机械原理改善复杂的传统的主旋翼机构，同时没有去除结构复杂的尾旋翼，令引擎动力能发挥最大的效用，此外，能使空气动力达到完全平衡，进而自动稳定机身的效果。但是，本案发明人积于多年从事该项产品的研究与设计，为提供一种更具安全性，更容易操作，飞行速度更快的直升机，即为本案的发明动机。

发明内容

本发明的目的在于提出一种H型结构的直升机，其机械结构简单，且能保持飞行时的平衡，同时又能控制飞行姿态与转向，以确保飞行安全性。

为达上述目的，本发明的解决方案是：

一种H型结构的直升机，包含：

一机体，包含有一前段区域以及一后段区域；

一对前旋翼组，由两旋翼组所组成，分别设于该机体的前段区域的左右两侧，且该对前旋翼组的转向相反；

一对后旋翼组，由两旋翼组所组成，分别设于该机体的后段区域的左右两侧，且该对后旋翼组的转向相反；

一操控装置，设于该机体的前段区域内部，该操控装置包含有一操纵杆以及一飞行控制器，该操纵杆用以控制飞行方向，并产生一控制信号，飞行控制器用来将运算该些控制信号，并用以控制该对前旋翼组与该对后旋翼组。

所述的机体为一船体造型。

所述的每一旋翼组包含有一齿轮箱、一功角控制模块、一直线伺服马达以及至少一螺旋桨。

所述的每一旋翼组更包含有一挡风罩，环设于该螺旋桨的旋转半径外。

所述的每一螺旋桨可单独的调整功角。

所述的每一旋翼组的螺旋桨，进一步包含有一本体、一调整螺杆、一配重块、一弹性组件以及一披覆层，其中该调整螺杆设于该本体内部，一端形成有一调整部并延伸至该本体外部，另一端则套设该弹性组件，该配重块则是螺设于该调整螺杆上，该披覆层则是包覆在该本体外部，使该调整部凸露于该披覆层上。

一种H型结构的直升机，包含：

一机体，包含有一前段区域以及一后段区域；

一H型传动机构，设于该机体内，包含有一引擎、一组传动机构、两减速齿轮箱以及复数传动轴；该传动机构包含有一主传动轮以及一被传动轮，该主传动轮连接至该引擎，该被传动轮则是利用一传动轴分别与该两减速齿轮箱连结，且该两减速齿轮箱分别连接至该对前旋翼组与该对后旋翼组；

一操控装置，设于该机体的前段区域内部，该操控装置包含有一操纵杆以及一飞行控制器，该操纵杆用以控制飞行方向，并产生一控制信号，该飞行控制器用来将运算该些控制信号，并用以控制该对前旋翼组与该对后旋翼组。

所述的机体的前段区域的上方，更安装有一降落伞。当机械故障时，飞行员可以将降落伞弹开，此时降落伞将把整台直升机挂起，并以缓慢的速度降下，避免人员与直升机的损害，于降落伞降落期间，飞行员更可以操控降落伞的缆绳以控制飞行方向或高度，避免掉落于危险地区降落。

本发明的H型结构的直升机，主要是利用一H型传动机构，配合两对分别设置在机体的前端区域与尾端区域的两侧且转向彼此相反的旋翼组，使其两对转向彼此相反的旋翼组所产生的扭力达到相互抵销的效果，进而保持直升机飞行时的平衡控制飞行姿态与转向，同时提供一种机械结构简单但却可确保飞行安全性的直升机。

与习知直升机相较，本发明的H型结构的直升机具有以下优点：

1、机身左右的空气动力完全平衡，可大大简化飞行的困难度与飞行的风险。

2、引擎所产生的扭力完全平衡，飞行员无须于扭力变化时调整直升机的方向，降低飞行员的负荷。

3、不须控制左右的尾旋翼，可减省约20%的引擎动力，提高燃油效率。

4、控制系统较为简单，无须与传统直升机主旋翼一样的控制方法。

5、有足够的空间安装弹射降落伞，当紧急时可弹射降落伞，保护人员与直升机的安全。

6、四个旋翼组皆使用了挡风罩，除可增加旋翼组的效率外，更可降低四个旋翼组之间的相互影响，可大大降低旋翼组的噪音。

7、可增加直升机的空速。

附图说明

图1为本发明的立体示意图；

图2为本发明的旋翼组的示意图；

图3为本发明的上视图；

图4为本发明的H型传动机构的示意图；

图5为本发明操控装置的立体示意图；

图5A为图5的局部放大示意图；

图6为本发明使用降落伞的示意图；

图7为本发明螺旋桨的部分放大示意图；

图8为本发明螺旋桨调整配重的示意图；

图9为本发明降落于海上的示意图。

【符号说明】

10　机体 11　前段区域

12　尾段区域 20　旋翼组

21　齿轮箱 22　功角控制模块

23　直线伺服马达 24　螺旋桨

241　本体 242　调整螺杆

243　配重块 244　弹性组件

245　披覆层 246　调整部

25　挡风罩 30　前旋翼组

31　左前旋翼组 32　右前旋翼组

40　后旋翼组 41　左后旋翼组

42　右后旋翼组 50　 H型传动机构

51　引擎 52　传动轮

521　主传动轮 522　被传动轮

53　减速齿轮箱 54　传动轴

60　操控装置 61　操纵杆

62　飞行控制系统 63　脚踏板

631　左脚踏板 632　右脚踏板

64　集力杆 70　降落伞。

具体实施方式

为了进一步解释本发明的技术方案，下面通过具体实施例来对本发明进行详细阐述。

如图1、图2所示，本发明的H型结构的直升机，包含一机体10、四个旋翼组20、一H型传动机构（容后再述）以及一操控装置(容后再述)。

机体10，包含有一前段区域11以及一尾段区域12，前段区域11内设有至少一驾驶空间，以供人员乘坐及操作，尾段区域12则是由前段区域11向后延伸而成。

四个旋翼组20，以两个一对，形成有一对前旋翼组以及一对后旋翼组。每一旋翼组20，包含有一齿轮箱21、一功角控制模块22、一直线伺服马达23、至少一螺旋桨24以及一挡风罩25。齿轮箱21连接于H型传动机构，功角控制模块22用来驱动直接伺服马达23，以透过直接伺服马达23来调整每一螺旋桨24的功角，而挡风罩25则是环设在螺旋桨24的旋转半径外。

又如图3所示，如前所述，该对前旋翼组30包含有一左前旋翼组31以及一右前旋翼组32，左前旋翼组31与右前旋翼组32分别设于机体10的前段区域11的左右两侧，且左前旋翼组31与右前旋翼组32相互对应，且彼此间的转向相反。

该对后旋翼组40，包含有一左后旋翼组41以及一右后旋翼组42，左后旋翼组41与右后旋翼组42分别设于机体10的尾段区域12的左右两侧，且左后旋翼组41及右后旋翼组42相互对应，且彼此间的转向相反。且该对前旋翼组30的间距大于该对后旋翼组40的间距。

如图4所示，H型传动机构50，设于前述的机体内部，包含一引擎51、一组传动轮52、两减速齿轮箱53以及复数传动轴54。其中，传动轮52包含有一主传动轮521以及一被传动轮522，在本实施例中，主传动轮521与被传动轮522是以皮带轮为实施例，主动轮521与被传动轮522间以皮带（图式中未表示）加以连结传动。主传动轮521连接至引擎51，被传动轮522则是利用一传动轴54分别与两减速齿轮箱53连结，而两减速齿轮箱53则利用传动轴54分别与每一旋翼组20的齿轮箱21相互连结。

如图2、图5及图5A所示，操控装置60设于前述机体10的前段区域11内部。操控装置60包含有一操纵杆61、飞行控制系统62、一对脚踏板63以及一集力杆64。其中，操纵杆61与每一旋翼组20的功角控制模块22链接，用以控制每一旋翼组20的功角差异；飞行控制系统63用以收集及运算各项飞行数据，以驱动每一旋翼组20的直线伺服马达23，进而独立控制每一旋翼组20；脚踏板63，包含有一左脚踏板631以及一右脚踏板632，分别用来控制两个相互呈对角的旋翼组20间的功角差异，此处所称呈对角的旋翼组20，是指左前旋翼组31与右后旋翼组42呈对角，以及右前旋翼组32与右后旋翼组41呈对角（如图3所示）；集力杆64则是同时用来控制四个旋翼组20的功角。

此外，上述飞行控制系统62，尚包括有许多飞行相关的传感器，例如：陀螺仪，用于感应姿态状况、地磁传感器（电子指南针），用于感应目前的飞行方位、三轴加速度传感器，用于感应直升机的动态反应、高度计，用于侦测目前的高度、空速表，用于侦测飞行空速、GPS全球卫星定位系统，用于得知现在的经纬度、雷达，用于侦测飞机附近的障碍物与对地面的距离、燃料、计油门、发动机转速计等等，在此不加以赘述。该些传感器信号都是以16位的数字信号并以每秒约100次的速度更新，飞行控制系统以每秒数百次的速度收集上述所有传感器的数据。

综上所述，请配合图1至图5所示，本发明的飞行操控方式如下，当直升机欲进行前进及后退时，使用操纵杆61控制，当操纵杆61往前推时，前旋翼组30的两个旋翼组20分别透过直线伺服马达23向上推使其功角减小，而后旋翼组40的两旋翼组20透过直线伺服马达23向下拉使其功角加大，如此机体10的尾段区域12的浮力将会变大，使得机体10往前倾斜，并往前方飞行。反之，后退时，则是将操纵杆61往后拉，前旋翼组30的两旋翼组20透过直线伺服马达23向下拉使其功角加大，而后旋翼组40的两旋翼组20透过直线伺服马达23向上推使其功角减小，如此机体10的前段区域11的浮力将会变大，使得机体10往后倾斜，并往前方飞行。

左右飞行时，当操纵杆61往左推时，右前旋翼组32与右后旋翼组42分别利用直线伺服马达23往下拉，使其功角变大，而左前旋翼组31与左后旋翼组41则分别利用直线伺服马达23往上推，使其功角变小，如此机体10右方的浮力变大，使机体10往左倾斜，并往左方飞行。当操纵杆61往右推时，左前旋翼组31与左后旋翼组41分别利用直线伺服马达23往下拉，使其功角变大，而右前旋翼组32与右后旋翼组42则分别利用直线伺服马达23往上推，使其功角变小，如此机体10左方的浮力变大，使机体10往右倾斜，并往右方飞行。

方位旋转时，使用脚踏板63来控制，当踩下右脚踏板632时，右前旋翼组32与左后旋翼组41分别利用直线伺服马达23往下拉（反时针旋翼），使功角变大，其扭力亦变大，而左前旋翼组31与右后旋翼组42则分别利用直线伺服马达23往上推，使功角变小，其扭力亦变小。如此会造成四个旋翼组20的扭力不平均，顺时针方向的扭力大于反时针方向的扭力，而造成机体10向左旋转（顺时针方向旋转）。

当踩下左脚踏板31时，左前旋翼组31与右后旋翼组42则分别利用直线伺服马达23往下拉（反时针旋翼），使功角变大，其扭力亦变大，而右前旋翼组32与左后旋翼组42分别利用直线伺服马达23往上推，使功角变小，其扭力亦变小。如此会造成四个旋翼组20的扭力不平均，反时针方向的扭力大于顺时针方向的扭力，而造成机体10向右旋转（反时针方向旋转）。

上升及下降时，则是利用集力杆64来控制，当集力杆64往上拉时，四个旋翼组20的直线伺服马达23同时将功角加大，浮力增加，机体10浮起。反之，下降时，将集力杆64往下压，四个旋翼组20的直线伺服马达23同时将功角变小，使浮力减小，机体1往下沉。

此外，每一旋翼组20于螺旋桨24的旋转半径外皆利用一挡风罩25所环射，其挡风罩25除了能够保护螺旋桨24外，还可减少飞行空速对旋翼组20间所产生影响，降低旋翼组间20空速，且能降低噪音。更重要是，挡风罩25还能降低直升机于高空速飞行时因顺风方向旋翼组失速的风险。

如图6所示，本发明进一步可在前段区域11上方安装有一降落伞70，当前述的旋翼组失去动力时，可供驾驶人员启动降落伞70，进而利用降落伞70达到缓慢降落的效果，借以达到人机平安降落的效果。由于如前述该对前旋翼组30间的间距大于该对后旋翼组40的间距，因此能够确保降落伞70确实的张开，而不致受到该对前旋翼组30的干扰，而影响降落伞70的操作。

又如图7、图8所示，此外在本发明案中，每一旋翼组20的每一螺旋桨24，更可以独立进行配重的调整，在本实施例中，每一螺旋桨24进一步包含有一本体241、一调整螺杆242、一配重块243、一弹性组件244以及一披覆层245，其中调整螺杆242设于本体241内部，一端形成有一调整部246延伸至本体241外部，另一端则套设弹性组件244，配重块243则是螺设于调整螺杆242上，披覆层245则是包覆在本体241外部，使调整部246凸露于披覆层245上。

调整每一螺旋桨24的配重时，主要于本体241外部，对调整部246使以一压力，使调整螺杆242的另端对弹性组件244使以一压力，使调整部246退缩到本体241内部，在转动调整部246，使配重块243得以在调整螺杆242上进行位移，待调整至适当位置后，只要松开调整部246，使其调整螺杆242借由弹性组件244所产生是弹性复归作用，而使调整部246向外位移，直至凸露在披覆层245上，借以使其每一螺旋桨24得以透过配重块243的调整，进而进行动态平衡的调整与校正。

最后，如图9所示，机体10进一步可为一船体造型，借以，当迫降于海面上时，能够借由机体10的船体造型，而使机体10安全的在海面上浮起，以确保人员在海面上的安全。

7、可增加直升机的空速。

上述实施例和图式并非限定本发明的产品形态和式样，任何所属技术领域的普通技术人员对其所做的适当变化或修饰，皆应视为不脱离本发明的专利范畴。

Claims

1.一种H型结构的直升机，其特征在于，包含：

一机体，包含有一前段区域以及一后段区域；

2.根据权利要求1所述的H型结构的直升机，其特征在于：机体为一船体造型。

3.根据权利要求1所述的H型结构的直升机，其特征在于：每一旋翼组包含有一齿轮箱、一功角控制模块、一直线伺服马达以及至少一螺旋桨。

4.根据权利要求3所述的H型结构的直升机，其特征在于：每一旋翼组更包含有一挡风罩，环设于该螺旋桨的旋转半径外。

5.根据权利要求3所述的H型结构的直升机，其特征在于：每一螺旋桨可单独的调整功角。

6.根据权利要求3所述的H型结构的直升机，其特征在于：每一旋翼组的螺旋桨，进一步包含有一本体、一调整螺杆、一配重块、一弹性组件以及一披覆层，其中该调整螺杆设于该本体内部，一端形成有一调整部并延伸至该本体外部，另一端则套设该弹性组件，该配重块则是螺设于该调整螺杆上，该披覆层则是包覆在该本体外部，使该调整部凸露于该披覆层上。

7.一种H型结构的直升机，其特征在于，包含：

一机体，包含有一前段区域以及一后段区域；

8.根据权利要求1或7所述的H型结构的直升机，其特征在于：机体的前段区域的上方，更安装有一降落伞；当机械故障时，飞行员可以将降落伞弹开，此时降落伞将把整台直升机挂起，并以缓慢的速度降下，避免人员与直升机的损害，于降落伞降落期间，飞行员更可以操控降落伞的缆绳以控制飞行方向或高度，避免掉落于危险地区降落。