CN1136522A - 高安全性旋翼航空飞行器 - Google Patents

Abstract

本方案属旋翼航空飞行器领域。该领域现存有直升机无法采用主动救生措施。及旋翼操纵系统复杂而可靠性差。与旋翼机虽操纵系统简单，却不具有垂直飞行能力的问题。该方案首先采用了超自旋人机一体化主动救生方案与首先采用了有动力驱动旋翼方案。完全解决了上述现有直升机与旋翼飞行器存在操纵系统复杂及无法使用主动救生措施的问题。该方案验证机可用于广泛的国民经济领域。如：工农业、渔业、空中、摄影及空中广告宣传等领域。

Description

高安全性旋翼航空飞行器

该项技术方案属旋翼航空飞行器领域。

旋翼飞行器领域，现存三大急需解决的技术问题如下：

1、对于典型旋翼飞行器(直升机)来说，存在着旋翼操纵系统复杂程度高，可靠性差。与救生措施不完善等问题，是影响其使用性能的最大障碍。

由于直升机的特殊的构造，使其不能像普通飞机那样，在空中发生严重故障时，飞行人员可以弹射跳伞救生。而直升机由于机身上部有一副巨大而又旋转着的旋翼，弹射的人员有与旋翼相撞的危险。所以，现在直升机不具备这种救生措施。

而现在直升机所利用的两种现有典型的救生措施却不是很有效的。因为在用自旋着陆救生与用耐坠毁装置救生时，飞行人员是处在被动挨摔的情况下救生的。而这两种被动的救生措施受外界条件的影响大，使其只具有很小的有效救生范围。

如：自旋着陆的条件限制是，只有在直升机发生故障，而还可以操纵的条件下才有效。在旋翼及操纵系统出了故障时，这种措施便不起作用了。而耐坠毁装置，则只有在极低的高度与极低的速度下发生故障时才有效。如果直升机翻滚着或以侧面或正面撞击地面与障碍物时，耐坠毁装置便不起作用了。因为现在直升机的耐坠毁装置，都在机身的底部。

就是因为上述两种现有救生措施的被动性，才致使美国著名的罗宾森直升机公司的R系列直升机自投产以来至少已发生了二十二起致命事故，结果，机毁人亡。其原因就是由于其旋翼操纵系统出了故障，使飞行员无法采取救生措施。

针对上述两种措施的缺点，有人想到在直升机上也采用弹射救生系统。而常规的弹射救生系统，是无法在直升机上应用的。因为机身上面那副巨大而又旋转着的旋翼。弹射出去的飞行人员，有与旋翼相撞的危险。

最近，俄国卡莫夫设计局在设计卡-50战斗直升机时，就率先装上了飞行员弹射救生系统。该系统的原理是，先将旋翼桨叶炸掉，再把飞行员弹射出去。经试验证明该方案是可行的。但是该方案也存在有局限性，原因是系统复杂，在有两人以上的轻型民用直升机上无法应用。因为一套弹射救生系统只能适用于一名飞行人员。而民用直升机是运载两人以上的客运型，要每个飞行人员都配有一套这样的救生系统。如果采用这种安装多套弹射救生系统方案的直升机就根本无法运载其它商务载荷了。因为该救生装置的重量，与复杂程度非常高。就因为这样，该种主动救生方案无法用于两名成员以上的民用直升机。在民用旋翼飞行器领域，采用主动救生措施，仍然是一个有待解决的问题。

2、由于直升机最重要的旋翼操纵系统，工作状态的复杂性使其可靠性低。原因是该系统部件在与其它部件一样，在大循环周期疲劳状态下工作的同时，还在本身独有的高频小循环周期疲劳载荷下工作。而就现在的技术是很难将该系统部件做的非常坚固。该系统部件几乎是在极限疲劳载荷下工作。而该系统部件的可靠性，直接影响到整机的安全性。

罗宾森公司的直升机，就是由于该系统部件的可靠性差，而现在的直升机又不具有主动救生措施，至使R系列直升机发生了那么多的致命事故。

3、后来就出现了现在典型的旋翼机。旋翼机是利用旋翼的无动力自旋来产生升力。利用独立的装置，来产生水平动力。从而取消了直升机复杂，又不可靠的周期变距系统。

而旋翼机方案，在解决了老问题的同时却付出了很大的代价。就是旋翼机失去了真正的垂直飞行能力。也就是说，典型旋翼机方案以失去垂直飞行能力的代价，来换取简单可靠的操纵系统。但是由实践表明，旋翼飞行器具备垂直飞行性能是必要的，也是需要的。因为垂直飞行能力是其它任何飞行器无法比拟的独特的飞行性能。也是旋翼飞行器与其它飞行器最有竞争力的独特飞行性能之一。

以下文件能证明上述现有技术。

九三年第七期航空知识杂志第三十二页标题为《直升机飞行员救生术》的文章。

九四年的第七期十六页标题为《R-44轻型直升机-事故及其原因》的文章。

九三年的第三期第十四页标题为《卡50世界第一种单座攻击直升机》的文章。

航空工业出版社出版的《直升机性能及稳定性和操纵性》一书的第116页的文章。与《直升机理论》一书第4页第1.1.3节文章。

本技术方案的目的是：为解决现有的技术问题。是为旋翼航空飞行器以更安全更广泛的应用。是为国民经济发展服务。

本技术方案是针对上述现存技术问题而提出的。

为了解决最先进的弹射救生系统，不能在民用直机上应用的问题。本方案首先采用了超自旋人机一体化主动救生系统。该系统的原理是：在全新设计的空腔式旋翼轴内，同轴安装一根传动承力筒。筒上部与救生伞和伞绳相连。内部安装一枚开伞动力火箭，降落伞叠放有旋翼轴顶部的伞包内，上有整流盖。

当进行救生时，飞行员便可打开座椅下面的弹射开伞开关。随即开伞动力火箭开始点火起飞，在火箭的推动下，整流伞包盖首先被打开。接着火箭把稳定伞推出伞包打开，在火箭与稳定伞的拉力作用下，主伞被拉出伞包打开。到此整个开伞过程结束。系有该降落伞的旋翼飞行器，便在极慢的下滑速度下进行自由软着陆。至此整个主动救生过程结束。

为了解决现在直升机，操纵系统复杂程度高而可靠性差。而旋翼机虽然操纵系统简单，却不具备真正的垂直飞行能力的缺点。

本方案首先采用了两副共轴反转有动力驱动的升力旋翼带水平动力尾桨的总体布局，该布局用两副共轴反转的旋翼来平衡反作用力扭矩，产生升力。并用来产生一定的飞行状态操纵力矩。一副有动力驱动水平动力尾桨，用来产生各种纵向操纵力矩。这种布局即取消了直升机那种复杂的周期变距系统，只保留了普通而简单可靠的总距操纵系统。而又获得了优良的垂直飞行能力。

以下是ZZy-111高安全性多用途轻型旋翼航空飞行器方案的验证机ZZy-111的总体技术特证及主要技术数据。总体部局：

两副共轴反转两片桨叶无铰式旋翼，带涵道式水平动力尾桨。本机独有的，超自旋人机一体化主动救生系统。可使本机在空中发生任何故障时使人机都得以安全着陆。装有一台40千瓦活塞式航空发动机，采用撬式起落架及全封闭式有机玻璃座舱。旋翼及尾桨桨叶为全复合材料，有无限寿命。构架式超高强度铸铝合金机身，能承受最大载荷。旋翼系统：

两副共轴反转两片半钢性无铰式全复合材料桨叶旋翼，有无限寿命。全新设计的即简单而又可靠的旋翼操纵变距器，可进行总距及差距操纵。桨尖有配重以增加旋翼的自旋性能。为了按装超自旋人机一体化主动救生系统，采用了全新设计的空腔式旋翼轴，把主动救生系统与旋翼系统合为一个整体。传动系统：

旋翼经离心式离合器和一级双变速圆锥齿轮进行减速后传给动力。尾桨由发动机经离合器与加速齿轮直接供给动力。机身：

由高强度铸铝合金构架式机身底座与整体精密铸铝合金机身框架组成了能承受最大载荷的整体机身。有机玻璃全封闭式高可视性座舱，使驾驶员乘坐舒适。机身用全复合材料半封闭式整体蒙皮整流板，可以很容易取下，以便直观方便的检查机身内各个部件。尾部装置：

有一全复合材料带桨尖配重高惯性的涵道式尾桨。普通的变距器可进行正负总距操纵。高的惯性使飞行员在空中发生故障救生伞打开时有足够的能量，来选择最佳的着陆场地。着路装置：

采用高强度铝管焊接橇式起落架，可保证在地面有稳定的停放。在超低空发生故障时起落架便成为有效的耐坠毁装置。动力装置：

主旋翼轴后面装有一台40千瓦活塞式航空发动机，并可选装合适的废气涡轮增压器。一支装在主旋翼轴下面的自封式大容积油箱，采用机器供油方式。机身两侧可挂装副油箱，以便远程飞行。

总体技术数据几何数据：

旋翼直径(米)                          5

尾桨直径(米)                          0.80

机长(带旋翼)(米)                      5

机高(至救生伞包顶部)(米)              2.30

机身长(米)                            3.50

机身宽(带起落架)(米)                  1.60

座舱宽(米)                            0.80重量数据：

最大起飞重量(公斤)                    300

空机重量(公斤)                        150

燃油重量(公斤)                        22

最大有效载重(公斤)                    150

桨盘载荷(公斤/米²)                   15

单位功率载荷(公斤/千瓦)               5性能数据：

最大平飞速度(公里/小时)               150

巡航速度(速度/小时)                   110

实用升限(米)                          3000

最大航程(不带油箱)(公里)              300

最大续航时间(不带副油箱)(时：分)      2：00旋翼技术参数：

桨叶直径(米)                          5

弦长(米)                              0.15

实度                                  0.08

桨叶片数                              4

桨尖速度(米/秒)                       220

桨盘载荷(牛/米²)                     150

总距范围(度)                          +0°-+15°

翼型                                  AHCA23015尾桨技术参数：

桨叶直径(米)                          0.80

桨尖速度(米/秒)                       210

桨叶片数                              8

总距范围(度)                          ±30°

翼型                                  对称型

桨盘载荷(牛/米²)                     1000

本技术方案与背景技术相比具有现在飞机、直升机、旋翼机三种飞行器的优点，又弥补了三者的缺点。

本方案针对普通飞机可以按装安全性高的主动救生系统的特点。创造性的在旋翼类飞行器上首先采用了超自旋人机一体化主动救生方案。使本方案验证机有了最高的安全性保障。由于普通飞机一般需要很长的滑跑起落距里。对起落场地的要求高，而致约了它们的使用范围。而本机却具有很高的旋停与垂直起落性能，无须专门的起落场地，使本机的使用范围得以扩大。

由于本方案首先采用了两副共轴反转有动力驱动旋翼带水平动力尾桨总体布局。使本方案验证机即具有直升机那样高的垂直飞行能力，又有旋翼机那样简单而又可靠的操纵系统，且又弥补了直升机由于操纵系统复杂而可靠性差，而旋翼机虽有简单的操纵系统却不具备垂直飞行能力的缺点。

实现该方案最好的方式就是进行实验与制造。该方案验证机在制造方面无任何技术困难，用现有的航空制造技术、材料及设备便可生产。

实现本方案验证机的方式与步轴和现有航空器生产方式基本一样。就是先对照附图和说明书中的详细理论数据。进行各结构部件的详细设计，制造几架样机进行各种新技术方案的试验与验证。然后便可进行批量生产。由于本方案验证机尽可能采用了现有的航空制造材料、工艺技术、设备所以无任何制造困难。唯一的问题就是对本机所具有的几种新技术方案的实验与验证。

一般具备中小型以上规模的航空飞行器制造厂，具有中等以上专业技术的工程技术人员及现有的航空制造材料、上艺和设备，便具有实现该项技术方案的要求和能力。

                        附图说明附图一：为侧视图附图二：为俯视图附图三：为正视图附图四：为超自旋人机一体化主动救生装置原理构造图

    1、主减速齿轮；2、主旋翼轴；3、旋翼桨毂；4、旋翼轴轴承；5、

    救生伞承力筒；6、开伞动力火箭；7、伞包及整流盖；8、主降落

    伞；9；稳定伞；10、火箭固体燃料；11、降落伞系留环附图五：两副共轴反转有动力驱动旋翼带水平动力尾桨方案原理图：

    1、尾桨传动轴；2、尾桨加速齿轮；3、发动机；4、离合器；5、

    主旋翼减速齿轮；6、旋翼塔；7、主旋翼轴

Claims (1)

1. 本方案与现有技术共有的特征是：同属旋翼航空飞行器领域。与现有直升机一样是利用有动力驱动的旋翼来产生升力及一定的操纵力矩。与现有旋翼机一样有简单而可靠性的操纵系统，一样采用了把升力系统与水平动力系统分为两个独立系统的方案。

   其特征是：打破了现在旋翼类飞行器无法安装主动救生装置的格局。创造性的首先采用了超自旋人机一体化主动救生系统，提高了旋翼飞行器的安全可排性。解决了自旋翼类飞行器出现以来一直存在的一个技术问题。

   取消了现在直升机复杂而又不可靠的旋翼周期变距系统，采用了把升力系统与水平动力系统分为两个独立系统的方案，从而使该机的操纵系统具有了高的安全可靠性。

   弥补了现在旋翼机，虽然操纵系统简单，但却不具备垂直飞行能力的缺点。采用两副共轴反转有动力驱动的升力旋翼，带水平动力尾桨的总体布局。从而获得了简单而可靠的旋翼操纵系统，又具有现在直升机那样优良的垂直飞行能力。

   权利要求对上述该方案与现有技术相比所具有的独特的赋有创造性的总体技术特证予以保护。

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