CN210083543U - 一种四桨叶旋转机翼飞机气动布局 - Google Patents

Abstract

本实用新型提出一种四桨叶旋转机翼飞机气动布局，在机身纵向前部安装鸭翼，在机身纵向中部上侧安装四桨叶旋转机翼，在机身纵向尾部安装尾翼；四桨叶旋转机翼包括一对主桨叶和一对副桨叶；主桨叶的桨叶剖面采用前后缘对称翼型设计，桨叶平面形状采用顺流向对称设计；副桨叶的桨叶剖面采用满足直升机旋翼性能要求的旋翼翼型；主桨叶和副桨叶采用十字分布安装在同一桨毂上。本实用新型采用四桨叶旋转机翼飞机气动布局，既提高了旋转机翼整体的最大拉力，主、副桨叶的消耗功率和又没有明显增大，而且还能满足固定翼模式飞行要求。

Description

一种四桨叶旋转机翼飞机气动布局

技术领域

本实用新型涉及一种四桨叶旋转机翼飞机气动布局，适用于重载型旋转机翼飞机。

背景技术

旋转机翼飞机是一种兼具直升机的垂直起降性能和固定翼飞机的高速巡航性能的新型有人/无人飞机。专利号为ZL201110213680.1，名称为《一种飞行模式可变的旋转机翼飞机》的中国专利就是一种典型机型。旋转机翼飞机具有三翼面的气动布局。其中，旋转机翼，即主机翼，在直升机飞行模式下，可以作为旋翼，通过旋转为飞机提供垂直起降时需要的拉力，同时，当飞机具有一定飞行速度后，又可以锁定为固定翼，实现固定翼高速、高效率的飞行。因此，在起飞、降落和小速度飞行阶段，飞机采用直升机飞行模式，在巡航和任务阶段，采用固定翼飞行模式，固定翼飞行模式与直升机飞行模式之间存在转换飞行模式。

该飞机经过多年研究，在着手设计重载旋转机翼无人机的过程中，申请人遇到以下问题：

为了兼顾直升机飞行模式和固定翼飞行模式，旋转机翼采用中等展弦比、小根稍比梯形机翼平面设计，并且采用前后缘对称椭圆翼型，而椭圆翼型由于自身钝后缘的特性，后缘处总存在流动分离，流动分离会带来额外的功率消耗，因此在直升机飞行模式阶段，旋转机翼的需用功率相比于传统直升机而言偏大。同时，相对传统直升机的主旋翼而言，旋转机翼单个桨叶面积宽大，结构重量较大。

在设计重载大起飞重量的旋转机翼飞机时，首要的问题是，如何使旋转机翼产生足够大的拉力。若保持专利ZL201110213680.1中提到的旋转机翼形式不变，要提高飞机承载能力及最大起飞重量，可以通过三种方法，增大旋转机翼桨叶弦长、增大旋转机翼直升机模式阶段转速、增大旋转机翼桨叶半径。

如果在保持桨叶半径、旋转机翼转速不变的情况下，增大桨叶弦长，那么会导致旋转机翼结构重量大幅增大，但对总拉力的增益非常有限。

如果在保持桨叶弦长、桨叶半径不变的情况下，增大旋转机翼转速，桨尖速度会随之增大，由于椭圆翼型自身特性，在桨尖上表面会出现强烈的空气压缩效应，导致其消耗功率的陡增。

如果在保持桨叶弦长、旋转机翼转速不变的情况下，增大旋转机翼半径，由于旋转机翼飞机自身特点，会导致飞机纵向距离的增大，对结构设计产生不利影响，同时桨尖速度会随之增大，导致旋转机翼消耗功率的增大。

通过以上三个参数进行一定的组合，可以达到提高承载能力和最大起飞重量的目的，但是这种手段，以目前分析结果看，所产生的有益作用非常有限，并不能最大限度的、高效率的提升旋转机翼飞机的载重能力和最大起飞重量，同时将对飞机的结构设计产生严重不利影响。

发明内容

为有效提高旋转机翼飞机的载重能力和最大起飞重量，本实用新型提出一种四桨叶旋转机翼飞机气动布局。

本实用新型的技术方案为：

所述一种四桨叶旋转机翼飞机气动布局，其特征在于：在机身纵向前部安装鸭翼，在机身纵向中部上侧安装四桨叶旋转机翼，在机身纵向尾部安装尾翼；

鸭翼在旋转机翼飞机的固定翼模式飞行阶段以及转换飞行阶段提供部分升力，并通过某些方式提供俯仰和/或滚转的操纵和/或配平力矩；尾翼中的平尾在旋转机翼飞机固定翼飞行阶段以及转换飞行阶段提供部分升力，并通过某些方式提供俯仰和/或滚转的操纵和/或配平力矩；

所述四桨叶旋转机翼包括一对主桨叶和一对副桨叶；所述主桨叶的桨叶剖面采用前后缘对称翼型设计，桨叶平面形状采用顺流向对称设计；所述副桨叶的桨叶剖面采用满足直升机旋翼性能要求的旋翼翼型；主桨叶和副桨叶采用十字分布安装在同一桨毂上；

四桨叶旋转机翼在旋转机翼飞机的直升机模式飞行阶段提供全部拉力，并在旋转机翼飞机的固定翼模式飞行阶段下锁定，锁定后的主桨叶垂直于旋转机翼飞机纵向对称面，在旋转机翼飞机的固定翼模式飞行阶段提供部分升力。

进一步的优选方案，所述一种四桨叶旋转机翼飞机气动布局，其特征在于：主桨叶采用跷跷板式或铰接式的安装形式安装于桨毂上，副桨叶采用刚性连接方式安装于桨毂上。

进一步的优选方案，所述一种四桨叶旋转机翼飞机气动布局，其特征在于：主桨叶和副桨叶安装在桨毂上后，主桨叶变距拉杆的长度与副桨叶变距拉杆的长度不同，且两者长度比能够确保当主桨叶的拉力为零和总距为0°时，副桨叶的拉力也为零且总距也为0°。

进一步的优选方案，所述一种四桨叶旋转机翼飞机气动布局，其特征在于：主桨叶的桨叶剖面采用椭圆翼型，桨叶平面形状采用梯形或矩形。

进一步的优选方案，所述一种四桨叶旋转机翼飞机气动布局，其特征在于：鸭翼采用全动鸭翼或鸭翼舵面的方式提供俯仰和/或滚转的操纵和/或配平力矩；平尾采用全动平尾或平尾舵面的方式提供俯仰和/或滚转的操纵和/或配平力矩。

进一步的优选方案，所述一种四桨叶旋转机翼飞机气动布局，其特征在于：尾翼采用T型尾翼或H型尾翼。

有益效果

本实用新型针对提高旋转机翼飞机的载重能力和最大起飞重量的需求，创造性的提出一种四桨叶旋转机翼并应用在旋转机翼飞机上，四桨叶旋转机翼中的一对主桨叶兼顾固定翼模式与直升机模式要求进行设计，而一对副桨叶则完全按照直升机模式要求进行设计，这样既提高了旋转机翼整体的最大拉力，主、副桨叶的消耗功率和又没有明显增大，而且还能满足固定翼模式飞行要求。

本实用新型的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本实用新型的实践了解到。

附图说明

本实用新型的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1是四桨旋转机翼示意图。

图2是四桨旋转机翼中主桨叶的示例平面形状。

图3是四桨旋转机翼中副桨叶的示例平面形状。

图4是T型尾翼示意图，图中未包含操纵舵面。

图5是H型尾翼示意图，图中未包含操纵舵面。

图6是四桨叶旋转机翼飞机全机气动布局示意图，图中未包含操纵舵面。

图中：1机身、2鸭翼、3平尾、4垂尾、5前拉螺旋桨、6四桨叶旋转机翼、7起落架、8尾桨。

图7是虚线表示专利ZL201110213680.1中椭圆翼型两桨叶旋转机翼与发明中提及的四桨叶“主副桨”旋转机翼需用功率随起飞总重量的变化对比曲线。

图中：纵坐标是旋转机翼需用功率，横坐标是总起飞重量。虚线表示专利ZL201110213680.1中椭圆翼型两桨旋转机翼形式，实线表示本发明中提及的四桨旋转机翼形式。

具体实施方式

下面详细描述本实用新型的实施例，所述实施例是示例性的，旨在用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。

本实施例中提出一种四桨叶旋转机翼飞机气动布局，如图6所示，在机身纵向前部安装鸭翼，在机身纵向中部上侧安装四桨叶旋转机翼，在机身纵向尾部安装尾翼。

鸭翼在旋转机翼飞机的固定翼模式飞行阶段以及转换飞行阶段提供部分升力，并通过某些方式提供俯仰和/或滚转的操纵和/或配平力矩；例如全动鸭翼、鸭翼舵面等；尾翼中的平尾在旋转机翼飞机固定翼飞行阶段以及转换飞行阶段提供部分升力，并通过某些方式提供俯仰和/或滚转的操纵和/或配平力矩，例如全动平尾、平尾舵面等。并且为了保证飞机的航向操纵能力，尾翼中应存在至少一个垂直尾翼。尾翼的形式可以采用多种形式，例如T型尾翼，H型尾翼等。

所述四桨叶旋转机翼如图1所示，主要由两组不同构型的桨叶构成，也就是由包含一对主桨叶和一对副桨叶的“主副桨叶”系统组成。其中，主桨叶兼顾固定翼模式与直升机模式两种飞行模式要求设计，桨叶剖面采用前后缘对称翼型设计，如椭圆翼型，桨叶平面形状采用顺流向对称的设计，如梯形、矩形等，如图2所示。另外一对副桨叶则完全按照满足直升机模式飞行要求进行设计，采用高性能旋翼设计，可以采用高展弦比，桨叶剖面采用高性能旋翼翼型，副桨具有更高的旋翼气动效率和更轻的结构重量，如图3所示。

根据主、副桨叶所承担的拉力不同，主、副桨叶各自的桨叶弦长和桨叶半径将会有差别，如何设计主、副桨叶的平面形状，以使主桨叶和副桨叶的消耗功率和最小，这里我们采用以下优化过程：

以桨叶平面形状参数为优化变量，以主桨叶和副桨叶的消耗功率和最小为优化目标，以主桨叶与与副桨叶的最大拉力之和满足总的旋转机翼拉力要求为约束条件，优化设计桨叶平面形状参数。

主桨叶和副桨叶采用十字分布安装在同一桨毂上。两对桨叶的旋转速度时刻保持一致。由于四桨叶旋转机翼采用主、副两对不同的桨叶设计，在直升机模式中，其传递至桨毂上的交变载荷频率与普通四桨叶直升机旋翼在交变载荷频率上有差别，在传统四桨叶直升机的交变载荷频率Wn＝ZP基础上有额外的交变载荷频率，其中n＝1，2，3…，Z是4的倍数，P是旋翼旋转频率，所以在校核桨毂固有频率时要把这些额外的频率也要计入考虑。

为了满足直升机模式飞行需求，主、副桨叶可以分别采用跷跷板式、铰接式、刚性连接等不同形式安装于桨毂上。若采用铰接式安装形式，在固定翼模式飞行阶段要通过锁定机构将桨叶位置锁定，使之不能绕挥舞铰、摆阵铰有相对运动，从而消除桨叶挥舞、摆振对固定翼飞行模式的影响。为了降低桨毂结构复杂性，提高其可靠性，主桨叶可以采用跷跷板式或铰接式，而副桨叶则采用刚性连接方式。

此外由于四桨叶旋转机翼的主副桨叶安装于同一桨毂，因此旋转机翼的总矩操纵对主副桨叶是相同的，但如果按照常规四桨叶直升机旋翼的设计方式设计变距拉杆时，就会出现主副桨叶提供零拉力时，对应的桨矩不同的问题，所以在设计时就要使主桨叶变距拉杆的长度与副桨叶变距拉杆的长度不同，并且两者长度比能够确保当主桨叶的拉力为零和总距为0°时，副桨叶的拉力也为零且总距达到零拉力状态，实现在同一“总桨矩”下，各自产生零拉力，从而能够实现四桨叶旋转机翼完全卸载。

四桨叶旋转机翼在旋转机翼飞机的直升机模式飞行阶段提供全部拉力，并在旋转机翼飞机的固定翼模式飞行阶段下锁定，锁定后的主桨叶垂直于旋转机翼飞机纵向对称面，在旋转机翼飞机的固定翼模式飞行阶段提供部分升力。

尽管上面已经示出和描述了本实用新型的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本实用新型的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本实用新型的原理和宗旨的情况下在本实用新型的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (6)

1.一种四桨叶旋转机翼飞机气动布局，其特征在于：在机身纵向前部安装鸭翼，在机身纵向中部上侧安装四桨叶旋转机翼，在机身纵向尾部安装尾翼；

鸭翼在旋转机翼飞机的固定翼模式飞行阶段以及转换飞行阶段提供部分升力，并提供俯仰和/或滚转的操纵和/或配平力矩；尾翼中的平尾在旋转机翼飞机固定翼飞行阶段以及转换飞行阶段提供部分升力，并提供俯仰和/或滚转的操纵和/或配平力矩；

所述四桨叶旋转机翼包括一对主桨叶和一对副桨叶；所述主桨叶的桨叶剖面采用前后缘对称翼型设计，桨叶平面形状采用顺流向对称设计；所述副桨叶的桨叶剖面采用满足直升机旋翼性能要求的旋翼翼型；主桨叶和副桨叶采用十字分布安装在同一桨毂上；

四桨叶旋转机翼在旋转机翼飞机的直升机模式飞行阶段提供全部拉力，并在旋转机翼飞机的固定翼模式飞行阶段下锁定，锁定后的主桨叶垂直于旋转机翼飞机纵向对称面，在旋转机翼飞机的固定翼模式飞行阶段提供部分升力。

2.根据权利要求1所述一种四桨叶旋转机翼飞机气动布局，其特征在于：主桨叶采用跷跷板式或铰接式的安装形式安装于桨毂上，副桨叶采用刚性连接方式安装于桨毂上。

3.根据权利要求1所述一种四桨叶旋转机翼飞机气动布局，其特征在于：主桨叶和副桨叶安装在桨毂上后，主桨叶变距拉杆的长度与副桨叶变距拉杆的长度不同，且两者长度比能够确保当主桨叶的拉力为零和总距为0°时，副桨叶的拉力也为零且总距也为0°。

4.根据权利要求1所述一种四桨叶旋转机翼飞机气动布局，其特征在于：主桨叶的桨叶剖面采用椭圆翼型，桨叶平面形状采用梯形或矩形。

5.根据权利要求1所述一种四桨叶旋转机翼飞机气动布局，其特征在于：鸭翼采用全动鸭翼或鸭翼舵面的方式提供俯仰和/或滚转的操纵和/或配平力矩；平尾采用全动平尾或平尾舵面的方式提供俯仰和/或滚转的操纵和/或配平力矩。

6.根据权利要求1所述一种四桨叶旋转机翼飞机气动布局，其特征在于：尾翼采用T型尾翼或H型尾翼。

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