CN106005391A - 一种涵道直升飞机 - Google Patents

Abstract

一种涵道直升飞机，由机身、动力装置、涵道风扇或螺旋桨、方向舵、推进导流罩及操控系统组成。涵道置于机身的中部，连接机身前段与后段的过桥经过涵道口上方，动力装置置于过桥，同轴对转的风扇或螺旋桨置于涵道内，并通过传动机构与动力装置连接，方向舵在涵道内壁风扇或螺旋桨的下方，舵面竖直并向涵道中心伸展，推进导流罩折叠于机身前段的涵道口下沿，并向涵道中心方向展开。本发明充分利用涵道风扇或螺旋桨推动的下洗气流，通过可折叠推进导流罩和涵道内方向舵对其的矢量控制，可实现飞机的升降、悬停、前进、转向等基本动作，还可实现前后左右平移的姿态调整动作，且具有结构紧凑、气动噪声低、安全性高的特点，可用作有人机或无人机。

Description

一种涵道直升飞机

技术领域

本发明涉及一种涵道直升飞机，尤其是涉及一种涵道靠近飞机中心位置的垂直起降直升飞机，属航空领域。

背景技术

涵道风扇或涵道风扇式螺旋桨系统相对于同样直径的孤立风扇或自由螺旋桨，在同样功率消耗的情况下，会产生较大的拉力，据研究数据显示可达到1.4倍左右。这主要是由于涵道抑制了风扇或螺旋桨的叶尖涡流的形成，使之不能产生诱导阻力，降低了尾流的能量损失，同时涵道唇口也产生一定的附加升力。另外、由于涵道的环括保护作用，工作时的风扇或螺旋桨产生的气流冲击噪声明显降低，并提高了其使用的安全性。因此，涵道风扇或螺旋桨系统具有垂直升力大、结构紧凑、气动噪声低、使用安全性好的特点，作为一种推力或升力装置自上世纪五十年代起开始在垂直起降和短距离起降飞行器中得到应用。

纵观现有涵道风扇或涵道风扇式螺旋桨系统的应用，大多为垂直起降和短距离起降飞行器中的垂直升力系统，水平移动时要靠其它系统推动。即使是倾转式涵道风扇或涵道风扇式螺旋桨系统也不能同时兼顾好升力和推力，平飞时要另设机翼提供升力。因此，现有技术中还没有独立的涵道风扇或涵道风扇式螺旋桨单系统，能够独自完成升力、推力的产生和飞行器姿态的调整。

发明内容

本发明的目的是提供一种涵道靠近飞机中心位置的涵道直升飞机，充分利用涵道风扇或涵道风扇式螺旋桨的下洗气流，通过对下洗气流的矢量控制，实现飞行器的升降、悬停、前进、转向、等基本动作，并通过涵道内舵的舵面控制，实现对飞行器进行前后左右平移的姿态调整，这是现在直升机所办不到的。本发明可以使用一套涵道风扇或涵道风扇式螺旋桨单系统就可完成直升飞机的所有技术动作，同时与现有直升飞机相比，具有结构紧凑、气动噪声低、使用安全性高的特点。

本发明的目的是这样实现的：一种涵道直升飞机，由机身、动力装置、涵道风扇或螺旋桨、方向舵、推进导流罩及操控系统组成。涵道风扇或螺旋桨的涵道置于机身的中部，连接机身前段与后段的过桥经过涵道进气口的上方，动力装置置于过桥，或卧置或竖置；同轴对转的风扇或螺旋桨置于涵道内，风扇或螺旋桨旋转轴与涵道轴线同轴或有安装角，并通过传动机构与动力装置相连接；至少一方向舵置于涵道内风扇或螺旋桨下方的内壁上，向涵道横截圆中心伸展，或前或后，或左或右设置，舵面竖直安装，舵轴与涵道横截面垂线垂直或有安装角；可折叠推进导流罩折叠于靠机身前段的涵道出气口下沿，并向涵道中心轴线方向展开。

由于推进导流罩展开后，一部分下洗气流改变了向下的流向，涵道前部会丧失一部分升力，因为这部分升力是在推进力启动时的动态中丧失的，所以要在机身前段靠近涵道唇口处安置升力补偿机翼，对这部分丧失的升力进行动态补偿。

置于涵道内壁的方向舵，成对布置，或前后对置，或左右对置，或前后左右对置，这样会使舵面效应成倍增加，可控制生成转向力，也可控制生成前后、左右平移力。

为了加大本发明的载荷和提高安全性，在本发明上述构造的基础上，增设至少一自由螺旋桨于动力装置上方，并通过传动机构与动力装置相连接。

为提高本发明飞行中的机动性，在机身后段低于涵道出气口的下部，设置可使机身能够俯仰的水平舵。

左右两侧涵道的外壁上设置短翼，用以改善飞行器在飞行中对涵道风扇或涵道风扇式螺旋桨所提供升力的过度依赖。

结合现代直升飞机技术，延展本发明的构思还获得一种涵道直升飞机，由机身、动力装置、涵道风扇或螺旋桨、自由螺旋桨、倾斜器、方向舵及操控系统组成，其特征在于：涵道风扇或螺旋桨的涵道置于机身的中部，连接机身前段与后段的过桥经过涵道进气口的上方，动力装置置于过桥，或卧置或竖置；至少一风扇或螺旋桨置于涵道内与涵道同轴线或有安装角，并通过传动机构与动力装置相连接；至少一螺旋桨及倾斜器置于涵道外的动力装置的上方为自由螺旋桨，与涵道内的风扇或螺旋桨对转，或同轴或轴线前倾，并通过传动机构与动力装置相连接；至少一方向舵置于涵道内风扇或螺旋桨下方的内壁上，向涵道横截圆中心伸展，或前或后，或左或右设置，舵面竖直安装，舵轴与涵道横截面垂线垂直或有安装角。

本发明上述涵道直升飞机还有一些共同的特点如下：

为了加强过桥的稳固性，防止横向扭振，还有加强横梁连接过桥与左右涵道壁，其横截面或采用翼型并梁体扭转连接，不仅加固了过桥还可提供附加升力。

左右两侧涵道的外壁上可挂载水上浮筒，也可挂载燃油箱，也可挂载设备舱，或搭载客舱，或它们混搭挂载，或它们同时挂载。

前后起落架分别置于机身的前段和后段，用以稳固支撑飞行器，并在地面降落时起到缓冲作用，带轮时还可方便在地面移动。

本发明的有益效果在于：首先是可以只使用一套涵道风扇或涵道风扇式螺旋桨单系统就可独立完成飞行和机动的所有技术动作，不需要另加推进风扇或螺旋桨，也不需要对系统进行倾转。二是风扇或螺旋桨直接从上方吊入涵道，缩短了动力的传输距离提高了传动效率，并且涵道内没有支撑梁等遮挡物，使气流更通畅。三是具有结构紧凑、气动噪声低、使用安全性高的特点。四是无人直升机的理想技术方案，它的外形整洁(第一实施方式)可在狭小空域内执行任务，即使与障碍物轻度接触也不会立即造成坠机事故，具有很强的抗碰撞能力。

附图说明

图1是本发明第一实施方式总体结构图；

图2是本发明第一实施方式在地面和垂直起飞状态示意图；

图3是本发明第一实施方式在空中飞行状态示意图；

图4是本发明第一实施方式三瓣折叠推进导流罩组合与分解的构造示意图；

图5是本发明第一实施方式三瓣折叠推进导流罩折叠后剖视图和局部放大图；

图6是本发明第一实施方式三瓣折叠推进导流罩展开后的剖视图；

图7是本发明第一实施方式方向舵位置示意图；

图8是本发明第一实施方式加强横梁局部放大剖切示意图；

图9是本发明第二实施方式总体结构示意图；

图10是本发明第三实施方式总体结构示意图；

图11是本发明第四实施方式的前视图；

图12是本发明第四实施方式的俯视图；

具体实施方式

下面结合附图，对本发明的具体实施方式做进一步详细的描述。

第一实施方式

图1示出了第一实施方式的主要技术内容，本实施方式是本发明的基础实施方式，本发明关键技术特征均包含于此，所述涵道直升飞机包括：机身101、机身前段102、涵道103、机身后段104、机身过桥105、动力装置106、上涵道风扇或螺旋桨107、下涵道风扇或螺旋桨108、折叠推进导流罩109、方向舵110、补偿翼111、水平舵112、加强横梁113、前起落架114、后起落架115、加强纵梁116、驾驶舱风挡玻璃117及操控系统。机身101被涵道103隔断成机身前段102和机身后段104，机身过桥105跨过涵道103上口连接机身前段102和机身后段104，使机身保持完整，机身前段102主要是操控台和驾驶舱，机身后段104主要搭载设备舱等不可消耗的固定载荷；机身过桥105是安装动力装置106的最佳载体和最佳位置，并且安装方式可卧置安装也可竖置安装，同时，燃油箱也可就近在机身过桥105上设置；涵道103的轴线与飞机的质心重合或极其接近，并与飞机纵向竖剖面平行；上涵道风扇或螺旋桨107、下涵道风扇或螺旋桨108采用大刚性材料制成，并据实验数据确定相互间距，减小相互间过于干涉，同时，防止叶尖过度上翘或在紊乱的气流中相互碰撞，桨轴采用套筒同轴对转且通过变速器被传动于动力装置106；图2示出了本实施方式在地面和起飞及降落时的状态，这时，折叠推进导流罩109折叠在靠机身前段102的涵道103出气口的下沿处，对从涵道103出气口出来的下洗气流不能有任何阻挡，折叠的叠数越少越好，折叠推进导流罩109的材料构成，可选用柔性材料加刚性骨架，也可采用全刚性材料制作，本实施方式采用全刚性材料，图3展示出了本实施方式飞行状态折叠推进导流罩109展开后的视图，导流罩向涵道轴线方向展开，使系统靠机身前段102的前部涵道出来的下洗气流导向后方，形成对下洗气流的一个矢量控制，这一部分气流的反作用力作用在折叠推进导流罩109上，飞行器获得向前的推进力；图4展示了本实施方式的三瓣折叠推进导流罩组合与分解的构造图，包括：根瓣罩1091、中瓣罩1092、梢瓣罩1093。根瓣罩1091的两侧分别设有导流罩基轴10911，内面与涵道103内壁随形，外面是以导流罩基轴10911轴线中点为圆心的球面(见图5放大局部视图A)，其上沿平面与导流罩基轴10911轴线平行并通过根瓣罩固定孔10912与涵道103固定连接，下沿有一与根瓣罩1091的外球面同心的根瓣罩下凸台10913，该凸台为止脱台；中瓣罩1092的转轴10921套在导流罩基轴10911上动配合，内面是与根瓣罩下凸台10913最大半径相配合的球面，外面是与内面同心的球面，其上沿的内面和外面均有一凸台，即中瓣罩上外凸台10922及中瓣罩上内凸台10924，内凸台10924与根瓣罩下凸台10913作用，阻止中瓣罩1092在导流罩展开时和根瓣罩1091脱离(另见图6)，下沿的外球面上有中瓣罩下凸台10923；梢瓣罩1093的转轴10931套在导流罩基轴10911上动配合，内面是与中瓣罩下凸台10923最大半径相配合的球面，外面是与内面同心的球面，内面的上沿有梢瓣罩上内凸台10933(见图5放大局部视图A)，外面的下沿有加强梁10934，两开合驱动臂10932分别固定连接在两转轴10931上并与驱动装置舵机连接，展开时两侧舵机同步驱动两开合驱动臂10932，梢瓣罩1093转动一定角度后，梢瓣罩上内凸台10933与中瓣罩下凸台10923接触并带动中瓣罩1092转动，当中瓣罩上内凸台10924与根瓣罩下凸台10913接触后折叠推进导流罩109就展开完成(见图3图6)；折叠时两侧舵机同步驱动两开合驱动臂10932回转，梢瓣罩1093转动一定角度后，梢瓣罩上内凸台10933与中瓣罩上外凸台10922接触并带动中瓣罩1092回转到折叠位置，折叠过程结束(见图2图5)。如图7所示，方向舵110置于涵道103的内风扇或螺旋桨下方的内壁上，并向其横截圆中心伸展，舵面竖直安装，舵轴与涵道103横截面垂线垂直或有安装角，方向舵110一般成对安装，或前后对置，或左右对置，或前后左右对置，转向时，对置的方向舵110被相互反向扭转，下洗气流作用在两个相对的舵面上，就在涵道103轴线两边产生了一对不同向的力，产生了以绕涵道103半径为力臂的绕涵道103轴线转动的转向力矩，当将对置的方向舵110同向扭转时，下洗气流分别同时作用在两个同侧的舵面上，产生了两个同向的力，这力发生前后对置的方向舵上可使飞机左右平移，发生在左右对置的方向舵上可使飞机前后平移。见图3、图7，由于推进导流罩109展开后，一部分下洗气流改变了向下的流向，升力的指向会前倾，涵道103前部会丧失一部分升力，因为这部分升力是在推进导流罩109逐渐展开的动态中丧失的，所以要在机身前段102靠近涵道唇口处安置升力补偿翼111，对这部分丧失的升力进行动态补偿。水平舵112设置在机身后段104的下部并低于涵道出气口处(见图1)，目的是为了使之处于压力相对较大，流速相对较高的气流中，其作用是飞机在机动飞行时，通过舵面控制为其提供俯仰力矩。如图1所示，加强横梁113横向连接机身过桥105与左右涵道壁，其主要目的是为了加强机身过桥105的稳固性，防止横向扭振，其横截面采用翼型，见图8，为了减少梁体对涵道正上方气流的阻碍，梁体从过涵道103轴线的机身101纵剖面开始的竖直到与涵道壁连接的横平，有一个90°的扭转，这不仅加固了机身过桥105还可提供附加升力，当设置多横梁时，有镜像排列(见图8a)和阵列排列(见图8b)两种方案可以选择并有加强纵梁116连接两加强横梁113之间，提高加强横梁113的刚度也提供了外挂点。如图1所示，前起落架114在机身前段102上，后起落架115在机身后段104上，起落架前倾采用扭杆弹簧减震缓冲，并配有陆轮方便在地面上移动。驾驶舱风挡玻璃117在机身前段102的上部并兼做座舱盖，无人驾驶时可取消；操控系统采用现代的电传和舵机系统。

第二实施方式

如图9所示，本实施方式是在第一实施方式的基础上增加了涵道外螺旋桨，其组成包括：机身201、机身前段202、涵道203、机身后段204、机身过桥205、动力装置206、涵道内风扇或螺旋桨207、涵道外螺旋桨208、折叠推进导流罩209、方向舵210、水平舵211、加强横梁212、前起落架213、后起落架214、加强纵梁215、驾驶舱风挡玻璃216、驾驶舱门217、涵道壁挂载218及操控系统。涵道203置于机身201的中部，连接机身前段202与机身后段204的机身过桥205经过涵道进气口的上方将机身前段202和机身后段204连成一体，动力装置206竖置于机身过桥205；涵道内风扇或螺旋桨207置于涵道203内，其旋转轴与涵道203轴线同轴或有安装角，并通过传动机构与动力装置206相连接；方向舵210置于涵道203的内壁，并向涵道203横截圆中心伸展，前后对置，左右对置，舵面竖直安装，舵轴与涵道203横截面垂线垂直或有安装角；折叠推进导流罩209折叠于靠机身前段202的涵道出气口下沿，并向涵道203中心轴方向展开；涵道外螺旋桨208置于机身过桥205的上方并通过传动机构与动力装置206相连接，其旋转轴与涵道内风扇或螺旋桨207同轴线或有安装角，旋转方向与之对转，其桨距为定距，也可选择变距；增加涵道外螺旋桨208后，使得飞机的外形不那么整洁了，但可以显见的有两大好处，首先，由于不受涵道的约束涵道外螺旋桨208可以有较大的直径，这就加大了飞机的拉力，可搭载更大的载荷。二是使拉力中心上移，拉力中心高于质心，高出的距离越大，飞机的抗翻滚的能力就越强，增加了飞机稳定性和安全性；水平舵211在机身后段204的下部低于涵道203出气口处，并与后起落架214结合；加强横梁212连接机身过桥205和左右涵道壁，并梁体有一个扭转角度；加强纵梁215连接并列的两加强横梁212间进行纵向加固，同时可兼做挂架；前起落架213置于机身前段202的下部；驾驶舱风挡玻璃216和驾驶舱门217均位于机身前段202且是本实施方式有人驾驶时的必备设置，无人驾驶时可取消；操控系统采用现代的电传和舵机系统。

第三实施方式

如图10所示，本实施方式是在第一实施方式和第二实施方式的总体布局基础上，简化了推进导流罩和水平舵，并运用了现代直升机普遍使用的倾斜器，衍生出一种新型直升机，其组成包括：机身301、机身前段302、涵道303、机身后段304、机身过桥305、动力装置306、涵道内风扇或螺旋桨307、涵道外螺旋桨308、自动旋翼倾斜器309、方向舵310、加强横梁311、前起落架312、后起落架313、加强纵梁314、驾驶舱风挡玻璃315、驾驶舱门316、涵道壁挂载317及操控系统。涵道303置于机身301的中部，连接机身前段302与机身后段304的机身过桥305经过涵道进气口的上方将机身前段302和机身后段304连成一体，动力装置306竖置于机身过桥305；涵道内风扇或螺旋桨307置于涵道303内，其旋转轴与涵道303轴线同轴或有安装角，并通过传动机构与动力装置306相连接；涵道外螺旋桨308置于机身过桥305的上方并通过传动机构与动力装置306相连接，其旋转轴与涵道内风扇或螺旋桨307同轴线或有安装角，旋转方向与之对转，自动旋翼倾斜器309安装在涵道外螺旋桨308的下方，对其实施偏转可实现飞机的前飞、后飞、左移、右移等飞行动作，同时在飞机的升降过程中，对涵道外螺旋桨308的总距进行控制；方向舵310置于涵道303的内壁，并向涵道303横截圆中心伸展，前后对置，左右对置，舵面竖直安装，舵轴与涵道303横截面垂线垂直或有安装角；加强横梁311连接机身过桥305和左右涵道壁，并梁体有一个扭转角度；前起落架312置于机身前段302的下部；后起落架313置于机身后段304的下部；加强纵梁314连接并列的两加强横梁311间进行纵向加固，同时可兼做挂架；驾驶舱风挡玻璃315和驾驶舱门316均位于机身前段302且是本实施方式有人驾驶时的必备设置，无人驾驶时可取消；操控系统采用现代的电传和舵机系统。

第四实施方式

本实施方式是在第一实施方式的基础上的外延。如图11和图12，展示了本实施方式前视和俯视状态，主要是左右两侧涵道401的外壁上加设了短翼403，并凸出于涵道壁挂载402有一定的外展，用以改善飞行器在飞行中对涵道风扇或涵道风扇式螺旋桨所提供升力的过度依赖。

Claims (10)

1.一种涵道直升飞机，由机身、动力装置、涵道风扇或螺旋桨、方向舵、推进导流罩及操控系统组成，其特征在于：涵道风扇或螺旋桨的涵道置于机身的中部，连接机身前段与后段的过桥经过涵道进气口的上方，动力装置置于过桥，或卧置或竖置；同轴对转的风扇或螺旋桨置于涵道内，风扇或螺旋桨旋转轴与涵道轴线同轴或有安装角，并通过传动机构与动力装置相连接；至少一方向舵置于涵道内风扇或螺旋桨下方的内壁上，向涵道横截圆中心伸展，或前或后，或左或右设置，舵面竖直安装，舵轴与涵道横截面垂线垂直或有安装角；全刚性材料的或柔性材料加刚性骨架的可折叠推进导流罩折叠于靠机身前段的涵道出气口下沿，并向涵道中心轴线方向展开。

2.根据权利要求1所述的涵道直升飞机，其特征在于：还有升力补偿机翼安置在机身前段靠近涵道唇口处。

3.根据权利要求1所述的涵道直升飞机，其特征在于：还有成对的方向舵对置于涵道内壁，或前后对置，或左右对置，或前后左右对置。

4.根据权利要求1所述的涵道直升飞机，其特征在于：还有至少一自由螺旋桨置于动力装置上方，并通过传动机构与动力装置相连接。

5.根据权利要求1所述的涵道直升飞机，其特征在于：还有水平舵置于机身后段低于涵道出气口的下部。

6.根据权利要求1所述的涵道直升飞机，其特征在于：左右两侧有突出于涵道外壁挂载的短翼。

7.一种涵道直升飞机，由机身、动力装置、涵道风扇或螺旋桨、自由螺旋桨、倾斜器、方向舵及操控系统组成，其特征在于：涵道风扇或螺旋桨的涵道置于机身的中部，连接机身前段与后段的过桥经过涵道进气口的上方，动力装置置于过桥，或卧置或竖置；至少一风扇或螺旋桨置于涵道内与涵道同轴线或有安装角，并通过传动机构与动力装置相连接；至少一螺旋桨及倾斜器置于涵道外的动力装置的上方为自由螺旋桨，与涵道内的风扇或螺旋桨对转，或同轴或轴线前倾，并通过传动机构与动力装置相连接；至少一方向舵置于涵道内风扇或螺旋桨下方的内壁上，向涵道横截圆中心伸展，或前或后，或左或右设置，舵面竖直安装，舵轴与涵道横截面垂线垂直或有安装角。

8.根据权利要求1和6所述的涵道直升飞机，其特征在于：还有加强横梁连接过桥与左右涵道壁，其横截面或采用翼型并梁体扭转连接。

9.根据权利要求1和6所述的涵道直升飞机，其特征在于；左右两侧涵道的外壁上或挂载水上浮筒，或挂载燃油箱，或挂载设备舱，或搭载客舱，或它们混搭挂载，或它们同时挂载。

10.根据权利要求1和6所述的涵道直升飞机，其特征在于：还有前后起落架置于机身的前段和后段。