CN108502171A - 一种固定翼飞机 - Google Patents

Abstract

一种固定翼飞机，具有机身、机翼、副翼、襟翼、垂直尾翼、水平尾翼，和可以实现推力向前和向后的反转、周期变距的对转双旋翼，以及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后部，对转双旋翼为共轴反转双旋翼，它的每个旋翼的桨距可以实现总桨矩改变和周期桨矩的改变；改变总桨距可以实现推力向前和向后的反转，尾翼装在飞机的后部，其包括垂直尾舵和水平尾舵。本发明结构较为简单，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。

Description

一种固定翼飞机

技术领域

本发明涉及一种带有可以折叠的固定机翼、位于飞机后部的可以通过改变旋翼总桨矩来改变旋翼推力方向，并且旋翼是可以实现周期变矩的飞机。特别是通过共轴对转双旋翼，机身上带有可以改变角度的固定机翼、襟翼、副翼、尾翼。尾翼是通过穿过旋翼中心的空心杆和飞机固定的。一对共轴对转双旋翼，旋翼桨矩的变矩控制系统和动力控制系统，发动机，可以伸缩的位于飞机头部起落架，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，可以悬停等特点。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飞机后部一对对转双旋翼，传动轴和飞机纵轴一致。如图1所示。固定翼飞机所具有的主翼，副翼，襟翼，尾翼。飞机控制系统。在飞机起飞和降落时，飞机头部的起落架向飞机前部伸出。当飞机在陆地停放时。飞机是机头向下竖直站立的。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，机头向下通过改变旋翼总桨矩使旋翼的推力指向飞机头部，飞机以直升飞机的飞行模式飞行，飞机头向下竖直爬高。当飞机爬升到足够高度，改变飞机总桨矩使飞机的推力指向飞机尾部。飞机加速冲向地面，待飞机达到一定速度，飞机通过机翼和尾翼的舵面控制把飞机改为平飞状态。飞机就可以通过机翼和尾翼的舵面控制飞机。飞机就可以按固定翼飞机的方式飞行了。使飞机的飞行姿态变为飞机的纵轴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、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，可以通过改变飞机总桨叶的总桨矩。使飞机的推力指向飞机的头部，降低飞机的飞行速度接近失速，通过旋翼的周期变矩控制飞机飞行姿态，实现飞机机头与水平面垂直，由旋翼的舵面控制飞机，飞机就可保持竖直状态，随着飞机的速度降低，通过对对转双旋翼的周期变矩和总变矩的控制，实现对飞机竖直的飞行控制，就可以实现飞机在直升飞机的飞行状态下飞行。通过上述两种方式的交替变换，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飞机尾部的一对对转双旋翼，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1所示。当需要飞机由起飞时的直升机的飞行状态，改为固定翼飞机的飞行状态时。飞机旋翼推力指向机头。把飞机垂直升高到一定高度。通过改变飞机的尾部旋翼的总桨矩，改变飞机旋桨的推力方向。飞机由于本身具有的势能和旋桨共推动共同作用，会沿着飞机纵轴垂直于地面的方向迅速加速，当飞机获得一定速度。飞机的机翼和尾翼上的各个舵面发生足够的气动作用力。将飞机拉起改平。就可以实现飞机的固定翼飞机的模式飞行了。利用飞机的拉起和俯冲，来实现飞机飞行状态模式改变。当需要飞机由固定翼飞机飞行模式变为直升机飞行模式时，让飞机在一定高度降速，速度降低到一定速度时。将飞机变为俯冲状态，同时改变总桨矩，将飞机的旋桨的推力指向飞机机头的方向，飞机机头指向地面，由飞机的旋桨的舵面控制飞机。飞机就可以以固定翼飞机的模式飞行了。通过上述两种方式的操作，利用飞机旋翼的总桨距改变旋翼推力方向，周期变距改变飞行姿态，就可以方便的实现两种飞行模式的转换。

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，本发明提供一种尾部带有可以改变旋翼推力方向的对转双旋翼飞机，包括机身、机翼、对转双旋翼、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的尾部，对转双旋翼为共轴反向对转双旋翼(旋翼一个左转、一个右转)，它的每个旋翼的桨距可以独立改变；以实现周期变矩和总变矩。飞机的尾翼装有水平舵面和垂直舵面，舵面的控制由液压系统来实现。飞机的尾翼可以采用三种安装方式；旋翼的前面、后面和中间。如图1、2、3。

优选地，飞机飞机的尾翼可以采用三种安装方式；旋翼的前面、后面和中间。如图1、2、3在作固定翼飞机飞行时。飞机的尾翼是通过液压系统操控飞机的升降舵和方向舵。

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。飞机的对转双旋翼是可以通过改变总桨矩来实现推力的变向和反转。

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，所述的动力分配如图4系统包括主动齿轮(18)与差速器齿轮(19)啮合，如图6。主动齿轮(18)与差速器齿轮(19)，其中发动机将扭矩传给主传动齿轮(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。套轴(17)和上传动轴(16)分别带动上旋翼(7)和下旋翼(6)做反向转动。

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，操作系统，动力传输系统，仪表显示系统，燃料储存供给系统，可以伸缩收起的起落架系统，飞行控制系统等组成。

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、飞机尾翼布置于旋翼后部，飞机落架收起立体示意图

图2、飞机尾翼布置于旋翼前部，飞机起落架打开的立体示意图

图3、飞机尾翼安装在旋翼中间的立体示意图

图4、动力传动示意图

图5、动力传动齿轮图

图6、飞机传动机构在飞机内布置示意图

操纵杆

左舵

右舵

起落架

刹车总泵

上旋翼

下旋翼

旋翼变矩器

上旋翼的刹车系统

下旋翼的刹车系统

上传动齿轮

下传动齿轮

下旋翼齿轮

上下齿轮传动轴

下传动齿轮

上旋翼的传动轴

下旋翼的传动轴

主传动齿轮

差速器主传动齿轮

差速器上传动齿轮

差速器的星行传动齿轮

差速器下传动齿轮

下传动齿轮

差速器箱壳

尾舵支撑杆

垂直尾舵

水平尾舵

发动机

机翼

驾驶室

具体实施方式

本发明技术方案规定：沿本发明之飞机，从机头到机尾为本发明之飞机纵轴。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1所示。

本发明的动力分配系统如图4所示。发动机将扭矩传给主传动齿轮18，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。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与齿轮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与变向齿轮12啮合，变向齿轮12与齿轮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尾部，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；以实现总矩改变和周期变矩。

本发明的尾翼可以安装在旋翼的前面、后面和中间的三种安装方式，如图1、2、3。

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。飞机的设计重心线与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。需要向哪个方向移动，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，垂直爬升到一定高度，积累一定的势能，改变飞机总桨矩。实现飞机桨矩推力方向的反转，由推力向前指向飞机头部，变为推力向后指向飞机尾部。飞机加速冲向地面。当飞机获得一定速度，飞机的机翼和尾翼可以实现气动操控时，将飞机改为平飞，即可实现飞机由直升机飞行状态到固定翼飞机飞行状态的改变。

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，一定速度以上，速度较低但是保持不失速。随着飞机速度的降低，将飞机变为俯冲状态，改变飞机的总桨矩，从而将飞机的旋桨的推力指向飞机尾部变为推力方向指向飞机头部。将飞机速度降低为零，机头向下，由旋翼操控飞机即可实现飞机由固定翼飞机向直升飞机的飞行状态转变。

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及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。可以使右方桨叶的桨矩增加，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5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6所示。

(四)左手操纵杆、右手操纵杆的工作方案。

左手操纵杆旋翼总的桨叶桨矩的调整。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。

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。尾翼上摆飞机机头上扬。在直升飞机的飞行状态飞行时，飞机就可以向后飞行。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。

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。

(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 (6)

1.一种固定翼飞机，具有机身、机翼、副翼、襟翼、垂直尾翼、水平尾翼，和可以实现推力向前和向后的反转、周期变距的对转双旋翼，以及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后部，对转双旋翼为共轴反转双旋翼，它的每个旋翼的桨距可以实现总桨矩改变和周期桨矩的改变；改变总桨距可以实现推力向前和向后的反转，尾翼装在飞机的后部，其包括垂直尾舵(26)和水平尾舵(27)。

2.根据权利要求1所述的固定翼飞机，其特征在于旋翼的传动轴和飞机的纵轴一致，和重心轴的重合。

3.根据前述任一项权利要求所述的固定翼飞机，其特征在于飞机头部装有可以伸缩折叠的起落架。

4.根据前述任一项权利要求所述的固定翼飞机，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。

5.根据前述任一项权利要求所述的固定翼飞机，其特征在于旋翼是可以通过改变旋翼总桨距实现推力向前、向后灵活改变的旋翼。

6.根据前述任一项权利要求所述的固定翼飞机，其特征在于固定机翼是可以折叠的机翼。