CN113697097A

CN113697097A - 一种外翼与旋翼可倾转的固定翼飞机总体气动布局

Info

Publication number: CN113697097A
Application number: CN202111023328.1A
Authority: CN
Inventors: 李岩; 雷国东; 钟敏; 朱海涛
Original assignee: Chinese Aeronautical Est
Current assignee: Chinese Aeronautical Est
Priority date: 2021-09-01
Filing date: 2021-09-01
Publication date: 2021-11-26
Anticipated expiration: 2041-09-01
Also published as: CN113697097B

Abstract

本发明属于机械结构设计技术领域，一种外翼与旋翼可倾转的固定翼飞机总体气动布局,包含桶状机身、曲面V型尾翼、分段机翼、水平固定布置涡轴发动机；涡轴发动机位于分段机翼翼尖；所述分段机翼从中部至两端分为机翼固定段、可倾转旋翼段；可倾转旋翼段端部具有螺旋桨；水平固定布置涡轴发动机产生的动力通过传动轴和离合装置传递给螺旋桨，并使可倾转旋翼段倾转；可倾转旋翼段起始位置位于机翼翼面最大厚度处，曲面V尾中间为曲面，两端为平面。通过本发明可使倾转旋翼航空器具有工程可实现性并使此类型飞机的整体安全性和经济性能显著提升，达到低内损，且无翼下乱流，保障下降阶段的安全性。

Description

一种外翼与旋翼可倾转的固定翼飞机总体气动布局

技术领域

本发明属于。

背景技术

倾转旋翼航空器相对于传统直升机速度与航程更大，装载能力更强；而相对于传统固定翼飞机可以垂直或短距离起降，适宜于军舰、海岛等空间局促的场所使用，是结合了直升机和固定翼飞机二者优势的飞行器设计。

美军“鱼鹰”飞机包括传统的机身、机翼、H型垂平尾，发动机和旋翼机构，由于仅使用了两个旋翼机构实现类似直升机的飞行模式，此类飞机的机身一般被设计为较粗短，以缓解全机纵向平衡问题。“鱼鹰”飞机采取将涡轴发动机与旋翼机构设置于翼尖，倾转时机翼整体保持不动，仅副翼下偏，减少下洗气流冲击外翼段造成的内损，发动机与旋翼机构整体倾转以实现垂直起降和悬停，此时类似于双桨盘直升机，以实现空间局促的场所使用；而巡航状态时，发动机与旋翼机构整体倾转成水平状态产生前飞的拉力，此时转变为常规螺旋桨固定翼飞机；当发动机与旋翼机构倾转小于90度时，旋翼拉力分解为向前的拉力分量和向上的拉力分量，前者驱动飞机前进，用于平衡阻力，后者与机翼升力共同用于平衡全机自重，在这种模式下可以实现短距起飞和加速爬升。

现有技术存在缺点和问题主要有两个：(1)发动机与旋翼机构整体旋转技术难度大，同时发动机排出的炙热气体易烧蚀地面或甲板；(2)倾转状态下洗气流冲击外翼段造成的拉力损耗过大，且外翼遮挡下洗流造成翼下乱流。缺点和问题1的原因，发动机和旋翼机构整体倾转，需要倾转的质量较大，需要的额外扭矩较大的驱动机构，同时扭转驱动与纵向飞控耦合复杂；缺点和问题2的原因是倾转状态时下洗气流冲击外翼段的大面积机翼，不仅造成拉力较大的内损，同时造成外翼下方的涡流结构十分复杂，因为外侧机翼此时并非顺气流方向布置，而是十分糟糕的遮挡状态，即便是现役的“鱼鹰”飞机也屡次因为倾转过程中外侧机翼遮挡下洗气流形成的混乱复杂的涡流，下降过程中旋翼进入此类复杂乱流，桨叶失速而发生坠毁事故。

发明内容

本发明的目的是：提供一种低内损无翼下乱流旋翼倾转飞机总体气动布局，以解决倾转旋翼飞机旋翼机构与发动机整体倾转困难，发动机排出的炙热气体对地面或甲板的烧蚀，且倾转状态下洗气流冲击外翼段造成较大的拉力内部损耗，同时下降过程中旋翼一旦进入翼下混乱涡流结构导致桨叶失速而易发生坠毁事故等的技术问题，同时简化倾转机构具备工程可实现性。

为解决此技术问题，本发明的技术方案是：

一种外翼与旋翼可倾转的固定翼飞机总体气动布局，包含桶状机身、曲面V型尾翼、分段机翼、水平固定布置涡轴发动机；涡轴发动机位于分段机翼翼尖；

所述分段机翼从中部至两端分为机翼固定段、可倾转旋翼段；可倾转旋翼段端部具有螺旋桨；

机翼固定段占比：占整个机翼长度的10％～50％；

可倾转旋翼段占比：占整个机翼长度的50％～90％；

水平固定布置涡轴发动机产生的动力通过传动轴和离合装置传递给螺旋桨，并使可倾转旋翼段倾转；

可倾转旋翼段起始位置位于机翼翼面最大厚度处两侧-5％～5％长度区间内；所述长度是指整个机翼长度。

优选地，所述可倾转旋翼段起始位置位于机翼翼面最大厚度处。

所述固定翼飞机总体气动布局具体结构及量化指标如下：

曲面V尾梢根比为0.3～0.6，展弦比为3～6，中间段为曲面，两端段为平面；曲面与两端的平面在相交处相切；

平面段与曲面段长度比为：1：1：1；曲面段长度是指曲面两个端点连线的直线长度；

平面与水平面之间夹角α为15°～45°。

可倾转旋翼段可倾转角度为0～90°。

可倾转旋翼段为可倾转的整体，通过一个主承力轴与主翼和涡轴发动机连接，当处于水平状态时，外翼段与主翼构成主要的升力面，产生全部的升力，旋翼此时产生前进的拉力，抵消全机阻力维持前飞状态；当处于倾转状态时，固定在一起的螺旋桨与可倾转旋翼段同时倾转，可倾转旋翼段仍然保持顺气流方向，旋翼产生的拉力平衡自身重力，使飞机能够垂直起降或者悬停。

所述的机翼固定段为平直机翼，用于在前飞状态下产生升力，在巡航状态下提供大部分升力，并包含油箱储存部分燃油。

可倾转旋翼段中旋翼机构的倾转采用倾转作动机构：倾转作动机构结构为：机翼固定段、可倾转旋翼段、涡轴发动机三者通过固定轴连接，可倾转旋翼段通过一个筒状轴与固定轴连接，筒状轴通过第一锥形齿轮与倾转作动连接，另一侧涡轴发动机动力轴通过第二锥形齿轮与倾转旋翼旋转轴连接以实现动力传输，

旋翼机构的动力是通过锥形齿轮轴机构从发动机前端传出，传动轴两端是通过锥形齿轮与发动机轴或者旋翼转轴啮合，发动机轴或旋翼轴安装有锥形齿轮与传动轴配合，这样即使旋翼处于倾转状态，旋翼轴与传动轴精密无干涉的啮合，可以完成任何倾转角度的动力传输。

所述的桶状机身长径比范围为4～10。

本发明的有益效果是：

涡轴发动机实现与旋翼的整体倾转技术难度大，因为发动机加旋翼机构整体倾转的质量较大，需要的倾转机构的额外扭矩较大，且与飞机纵向平衡耦合较为复杂，例如当前国产涡轴发动机实现与旋翼的整体倾转困难，而且功率和拉力不足，即便“鱼鹰”飞机也面临功率不足的隐患，下洗气流冲击外翼段造成的较大内损(损耗达10％～15％)加剧了发动机性能的不足，以及翼下乱流的安全隐患，同时避免了发动机炙热尾流向下喷射烧蚀地面或者甲板的问题，通过本发明可使倾转旋翼航空器具有工程可实现性并使此类型飞机的整体安全性和经济性能显著提升，达到低内损(相对于现有技术中副翼倾转的设计损耗只有3％～5％)，且无翼下乱流，保障下降阶段的安全性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施的技术方案，下面将对本发明的实例中需要使用的附图作简单的解释。显而易见，下面所描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域的技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明的布局结构整体示意图；

图2为曲面V尾结构示意图；

图3为倾转作动机构原理示意图；

图4为倾转作动机构结构示意图；

图5为本发明的正视图；

图6为本发明的俯视图；

图7为本发明的左视图；

图8为本发明实施例的俯视尺寸；

图9为本发明实施例的左视尺寸；

图10为本发明实施例的正视尺寸；

图中，1机身对称轴，2内翼段，3外翼段，4，旋翼机构，5涡轴发动机，6固定轴，7倾转作动器，8可倾转轴，9螺旋桨。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域的普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下，所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

下面将详细描述本发明实施例的各个方面的特征。在下面的详细描述中，提出了许多具体的细节，以便对本发明的全面理解。但是，对于本领域的普通技术人员来说，很明显的是，本发明也可以在不需要这些具体细节的情况下就可以实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例对本发明更好的理解。本发明不限于下面所提供的任何具体设置和方法，而是覆盖了不脱离本发明精神的前提下所覆盖的所有的产品结构、方法的任何改进、替换等。

在各个附图和下面的描述中，没有示出公知的结构和技术，以避免对本发明造成不必要的模糊。如图5至图10所示为本发明的飞机布局结构示意图，其中，图8图9图10为具体实施例的飞机布局其中，数值单位为cm。

桶状机身与常规涡轴螺旋桨固定翼飞机机身相同，用于装载人员或者物品，包含起落架机身油箱等装置和部分燃油，但是此类飞的机身相对粗短，比较类似直升机。

曲面V型尾翼用于平衡主翼机身等产生的力矩以及动态飞行控制等，V浸湿面积相对较小，结构相对简单重量也较轻，曲面V型原理图如图2所示，曲面V型尾翼可以用于控制水平或者垂直方向的投影面积，V尾同时起到平尾和垂尾作用，而曲面V尾可用于增强某一投影方向的面积而另一投影方向保持不变，因而可操作性强于平面V尾，其中等分为三段，I和III为平面段、II为曲面段。

机翼固定部分就是常规平直机翼，用于在前飞状态下产生升力，在巡航状态下提供大部分升力，并包含油箱储存部分燃油，另一部分升力由可倾转的外翼部分产生。

可倾转旋翼与外侧部分机翼，是一个可倾转的整体，通过一个主承力轴与主翼和涡轴发动机连接，当处于水平状态时，外翼段与主翼构成主要的升力面，产生几乎全部的升力；旋翼此时产生前进的拉力，抵消全机阻力维持前飞状态；当处于倾转状态时，固定在一起的旋翼与外翼段同时倾转，外翼段仍然保持顺气流方向，旋翼产生的拉力平衡自身重力，使飞机能够垂直起降或者悬停；当倾转机构处于0～90度之间角度时，螺旋桨拉力分解为前进的拉力与向上的拉力分量，使飞机处于前飞同时爬升状态。

如图3所示，本发明的水平固定布置涡轴发动机产生的动力通过传动轴和离合装置传递给旋翼，同时可以使用此动力使旋翼倾转，水平布置设计可以一定程度上避免起降状态时下洗气流冲刷和涡流环裹挟的沙土被吸进发动机，因为此时发动机附近的气流主要是上下运动的。

当旋翼机构处于水平拉进状态时，整个飞机与传统的涡轴螺旋桨飞机本质上没有太大的区别，但是为了照顾垂直起降和悬停状态的控制，机身相对粗短，此类飞机的机身有类似直升机机身的一面；当旋翼机构处于垂直状态时，整个飞机就进入常规直升机的垂直起降或悬停模式了，外翼段跟随旋翼机构同时倾转，避免了下洗气流冲击从而损失部分拉力，同时避免了外翼段下方因为遮挡产生的乱流，此种乱流如果一旦被下降状态的旋翼吸入，桨叶失速的可能性则很高，由于是两个旋翼用于平衡自重，一旦一个旋翼桨叶失速，飞机可能进入坠毁状态，甚至比只有一个旋翼的常规直升机更危险，而本发明由于可倾转旋翼段顺气流倾转布置，没有遮挡效应，因而就降低了桨叶失速的可能；当旋翼机构处于既非水平也非垂直状态时，由于外翼段随之倾转，也没有翼下乱流，两个旋翼产生的拉力可分解向上的分量和向前的分量，向上的分量可用于平衡飞机自重，向前的分量用于飞机加速，从而可以实现短距起飞和快速爬升。

最后应该说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可以轻易想到各种等效的修改或者替换，这些修改或者替换都应该涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims

1.一种外翼与旋翼可倾转的固定翼飞机总体气动布局，其特征在于：所述固定翼飞机总体气动布局包含桶状机身、曲面V型尾翼、分段机翼、水平固定布置涡轴发动机；涡轴发动机位于分段机翼翼尖；

机翼固定段占比：占整个机翼长度的10％～50％；

可倾转旋翼段占比：占整个机翼长度的50％～90％；

2.根据权利要求1所述的的固定翼飞机总体气动布局，其特征在于：具体结构及量化指标如下：

平面与水平面之间夹角α为15°～45°。

3.根据权利要求1所述的的固定翼飞机总体气动布局，其特征在于：可倾转旋翼段起始位置位于机翼翼面最大厚度处。

4.根据权利要求1所述的的固定翼飞机总体气动布局，其特征在于：可倾转旋翼段可倾转角度为0～90°。

5.根据权利要求1所述的的固定翼飞机总体气动布局，其特征在于：可倾转旋翼段为可倾转的整体，通过主承力轴与主翼和涡轴发动机连接，当处于水平状态时，外翼段与主翼构成主要的升力面，产生全部的升力，旋翼此时产生前进的拉力，抵消全机阻力维持前飞状态；当处于倾转状态时，固定在一起的螺旋桨与可倾转旋翼段同时倾转，可倾转旋翼段仍然保持顺气流方向，旋翼产生的拉力平衡自身重力，使飞机能够垂直起降或者悬停。

6.根据权利要求1所述的的固定翼飞机总体气动布局，其特征在于：所述的机翼固定段为平直机翼，用于在前飞状态下产生升力，在巡航状态下提供大部分升力，并包含油箱储存部分燃油。

7.根据权利要求1所述的的固定翼飞机总体气动布局，其特征在于：可倾转旋翼段中旋翼机构的倾转采用倾转作动机构，所述倾转作动机构包括机翼固定段、可倾转旋翼段、涡轴发动机，三者通过固定轴连接，可倾转旋翼段通过一个筒状轴与固定轴连接，筒状轴通过第一锥形齿轮与倾转作动连接，另一侧涡轴发动机动力轴通过第二锥形齿轮与倾转旋翼旋转轴连接以实现动力传输；

旋翼机构的动力是通过锥形齿轮轴机构从发动机前端传出，传动轴两端是通过锥形齿轮与发动机轴或者旋翼转轴啮合，发动机轴或旋翼轴安装有锥形齿轮与传动轴配合，旋翼轴与传动轴精密无干涉的啮合。

8.根据权利要求1所述的的固定翼飞机总体气动布局，其特征在于：所述的桶状机身长径比范围为4～10。