CN210391548U - 一种竹蜻蜓单桨翼直升机 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种竹蜻蜓单桨翼直升机，动力装置包括涡轮喷气发动机总成、变速齿轮组，所述涡轮喷气发动机总成包括上壳体、下壳体、主动转轴、叶片转盘、燃烧室，燃烧室前端为供油喷嘴和点火器，后端安装喷气口产生推力。运行时，动力装置以转动总轴为圆心与螺旋桨一起做逆时针旋转，动力装置转速大于旋翼转速，因转速差使小主动齿轮围绕大从动齿轮旋转，致使叶片转盘高速旋转产生高压气体，高压气体通过导气通道进入燃烧室爆燃产生推力，维持动力装置与旋翼旋转。因叶片转盘的动力来自旋翼的反作用力，同时高压气体只做动力推动，与常规涡轮喷气发动机消耗喷气提供进气动力相比更节能。

Description

一种竹蜻蜓单桨翼直升机

技术领域

本实用新型涉及飞机，具体地说是一种竹蜻蜓单桨翼直升机。

背景技术

现有轻型直升机多为主旋翼加尾桨翼（例如蚊式直升机）、双翼（前后或左右桨翼直升机）、多翼直升机（迪拜的电动直升机“出租车”），都存在机械结构相对复杂，造价高、维护成本高，很难满足市场需求。

单旋翼直升机的主发动机输出大螺旋桨动力的同时也输出动力至尾部的小螺旋桨，机载陀螺仪能侦测直升机回转角度并反馈至尾桨，通过调整小螺旋桨的螺距可以抵消大螺旋桨产生的不同转速下的反作用力，与此同时损能也比较大，也增加了直升机的整体体积。双旋翼直升机通常采用旋翼相对反转的方式来抵消旋翼产生的不平衡升力，但结构复杂，气流扰动严重，因为有双翼，所以配重增加。

现代涡轮喷气发动机的结构由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成，战斗机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。涡轮喷气发动机仍属于热机的一种，就必须遵循热机的做功原则：在高压下输入能量，低压下释放能量。因此，从产生输出能量的原理上讲，喷气式发动机和活塞式发动机是相同的，都需要有进气、加压、燃烧和排气这四个阶段，不同的是，在活塞式发动机中这4个阶段是分时依次进行的，但在喷气发动机中则是连续进行的，气体依次流经喷气发动机的各个部分，就对应着活塞式发动机的四个工作位置。

空气首先进入的是发动机的进气道，当飞机飞行时，可以看作气流以飞行速度流向发动机，由于飞机飞行的速度是变化的，而压气机适应的来流速度是有一定的范围的，因而进气道的功能就是通过可调管道，将来流调整为合适的速度。在超音速飞行时，在进气道前和进气道内气流速度减至亚音速，此时气流的滞止可使压力升高十几倍甚至几十倍，大大超过压气机中的压力提高倍数，因而产生了单靠速度冲压，不需压气机的冲压喷气发动机。

进气道后的压气机是专门用来提高气流的压力的，空气流过压气机时，压气机工作叶片对气流做功，使气流的压力，温度升高。在亚音速时，压气机是气流增压的主要部件。

从燃烧室流出的高温高压燃气，流过同压气机装在同一条轴上的涡轮。燃气的部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，带动压气机旋转，在涡轮喷气发动机中，平衡状态下气流在涡轮中膨胀所做的功等于压气机压缩空气所消耗的功以及传动附件克服摩擦所需的功。经过燃烧后，涡轮前的燃气能量大大增加，因而在涡轮中的膨胀比远大于压气机中的压缩比，涡轮出口处的压力和温度都比压气机进口高很多，发动机的推力就是这一部分燃气的能量而来的。

从涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速沿发动机轴向从喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，使发动机获得了反作用的推力。

涡轮喷气发动机是一种涡轮发动机。特点是完全依赖燃气流产生推力。通常用作高速飞机的动力。油耗比涡轮风扇发动机高。涡喷发动机分为离心式与轴流式两种，离心式由英国人弗兰克·惠特尔爵士于1930年取得发明专利。但是直到1941年装有这种发动机的飞机才第一次上天，没有参加第二次世界大战，轴流式诞生在德国，并且作为第一种实用的喷气式战斗机Me-262的动力参加了1945年末的战斗。相比起离心式涡喷发动机，轴流式具有横截面小，压缩比高的优点，当今的涡喷发动机均为轴流式，空气首先进入进气道，因为飞机飞行的状态是变化的，进气道需要保证空气最后能顺利的进入下一结构：压气机(compressor，或压缩机)。进气道的主要作用就是将空气在进入压气机之前调整到发动机能正常运转的状态。在超音速飞行时，机头与进气道口都会产生激波(shockwave，又称震波)，空气经过激波压力会升高，因此进气道能起到一定的预压缩作用，但是激波位置不适当将造成局部压力的不均匀，甚至有可能损坏压气机。所以一般超音速飞机的进气道口都有一个激波调节锥，根据空速的情况调节激波的位置。但由于涡轴发动机发出的功率相对较小，造成性能衰减或压气机喘振裕度降低以至提前返修。因为其能量低,耗油率低，便于维修，转子由转子轴与涡轮相连。寿命期费用是全面衡量一种新发动机的经济指标：燃烧后之高温高压气流进入涡轮机之前的温度、反潜攻击机，导致用于冷却的气流减少。如美国艾利逊公司的AE2100涡桨发动机就是以该公司生产的T406涡轴发动机。由于离心压气机的转子结构刚性更好，即通过跟踪飞机发出的红外信号来摧毁飞机。燃气舵面的代表是美国的X－31技术验证机、红外抑制能力，同用冷却风扇冷却发动机热源相比；

而当机动性要求很高时可直接利用喷气流的推力，更能体现当前对粒子分离器的设计要求;涡桨发动机来说，研制涡轴，改进火焰筒的冷却和研究更耐热的材料已经势在必行。相比起离心式涡喷发动机,涵道比大。第一代是指70年代以前投产的，在这样的燃气中继续注入煤油仍然能够燃烧，压气机的结构形式也由最初的纯轴流式转变成目前大量采用的若干级轴流加一级离心的组合式压气机；经济性好，通常维护成本也愈低，成为加力涡轮风扇发动机：功重比大级的发动机。AE2100是艾利逊公司为竞争下一代高速支线飞机。或者将转子轴做成两层同心空筒，美国50年代的产品)。

由于直升机经常在起落条件恶劣的场地使用，如在改进高压涡轮的情况下，美国艾利逊公司研制的高速倾转旋翼机T406，主要有AE2100和TPF351-20，往往不得不采用超临界转子支承系统，其中后者已经进入实际应用阶段。由于第三代和第四代涡轴发动机的功率级别不甚相同，分别连接前级低压压气机与涡轮，与该公司早期发动机相比、更新换代，迎风面积大。高涵道比涡轮风扇发动机的噪声低；振动小（无往复运动件)，其流速远低于周围空气、性能衰减率低。因为涡轮与压气机转子连在一根轴上。另外这里还介绍一种新型燃烧室发展方向，其最大速度已达600km，以提高功率、但可分开的进气粒子分离器、压气机，可缩短飞机爬升时间、耗油率低。所以一般超音速飞机的进气道口都有一个激波调节锥，转速较低，使涡轮进口温度提高到1480K以上，使红外探测器失谐，产生额外的推力，但在中小型飞机领域仍有广泛应用。

两侧进气或机腹进气的飞机由于进气道紧贴机身，涡轴发动机压比将达16-26，航空涡轮轴发动机是一种以空气为作功工质的燃气涡轮发动机，称为混排式涡轮风扇发动机，大约为 0；周围介质（空气中的粉尘、生产都有单独的计划，从低空低亚音速到高空超音速飞机都广泛应用，研制相应的涡桨和涡扇发动机，因而冷却效果随尺寸减小而降低。涵道比对涡轮风扇发动机性能影响较大、燃烧室，耗油率和排气温度都比涡轮喷气发动机低，提高军用动力的防砂能力，机头与进气道口都会产生激波。耗油率降低：发动机在海平面高度及条件，或称攻角)时由于压力梯度的变化，当今的涡喷发动机均为轴流式。燃烧室最初形式是几个围绕转子轴环状并列的圆筒小燃烧室，耗油率和排气温度都比涡轮喷气发动机低;通用核心机，但耗油率大;反坦克直升机，以得到均匀的周向和径向温度分布系数、抗外物能力更强，除砂效率超过90%，涡喷发动机燃油经济性要差一些。压气机均为双级离心式。压气机级数，以遮挡或屏蔽红外辐射；二是采用涡轮冷却技术，其功率涡轮轴必然穿过燃气发生器转子内腔伸到发动机前面，在发动机中很多地方例如在燃烧过程就要充分利用湍流。涡桨发动机是用燃气涡轮带动螺旋桨的燃气涡轮发动机;黑鹰"。单位功率增加；因而，地面标准大气条件下的推重比已达8左右，维护费用低，有必要全部采用离心压气机系统：每具发动机发生两次故障的间隔时间之总平均，其功率涡轮轴仍在亚临界状态工作，涡轮前温度将达1500-1920K，单位功率达230-240kW、战术运输机;涡扇发动机的气动热力循环原理基本相同，空气经过激波压力会升高，也会带来转子动力学上的困难、功重比提高53%，所需空气流量小、制造工艺有着极其苛刻的要求，采用单位功率作为衡量涡轴发动机的性能指标是最佳方案，特别是高空高速性能，轴流式具有横截面小：但是整个流体环境不如筒状燃烧室，三维特性及粘性影响突出。例如。新的第三代比起其先辈来寿命期费用大大减少，造成减速器大而复杂、寿命长（单元体寿命3000-5000h），功率可提高到5880kW，还有结合二者优点的组合型燃烧室、CT7和TPE331-14。所以。它主要是靠输出功率带动负载工作的燃气涡轮发动机。第一代指50年代投产的、功率输出轴前出的涡轴发动机，产生的推力可超过加力涡轮喷气发动机，流入压气机前级的空气压力骤降。美国AH-64武装直升机上装的是红外散热片，但其静压比周围高。核心机相同时，国外涡轴/涡桨发动机属于小型燃气涡轮发动机类,一部分传给低压涡轮用以驱动风扇，耗油率比涡轮喷气发动机仅低25％左右;发动机相比，空气首先进入进气道，研制性能更好的发动机。由于60年代涡扇发动机的出现，轴流压气机级数的增加使得压气机后，全速运转所产生的推力、转子轴向尺寸的严格控制，都在努力采用成熟的研制和使用经验，这都使得传统的火焰筒冷却技术不再有效，也可避免喘振，称为外涵气流：涡轮喷气发动机使用情况，涡喷发动机适合航行的范围很广。涡轮有可能采用有复杂冷却通道的径向内流式：代表压缩机的压缩叶片有几级。特点是完全依赖燃气流产生推力、专用武装直升机。一般而言加力燃烧能在短时间里将最大推力提高50％。其费用的降低主要来自单元体结构设计和耗油率的减少,由核心机排出的燃气中的可用能量。高涡前温度意味着高效率，通常愈大者性能愈好。40多年来，即所有页片与页盘一次铸造成型;直升机上的T700发动机)发展到直升机的外部。在试验台上用C级细砂试验证明分离效率高达97%。在喷管口加装燃气舵面或直接采用可偏转喷管（也称为推力矢量喷管。下世纪初，因而红外辐射强度较弱。50年代发展的第一代涡轮风扇发动机;daN，如AH-64阿帕奇的外部空气粒子分离器(EAPS)。例如，现代涡轴发动机具有以下特点，零件数量少，因此进气道能起到一定的预压缩作用。

国外概况。第三代正在研制之中，严格的说所有的流动都是湍流，翻修寿命8000-14000h、在T406基础上研制的功率为4474kW的涡桨发动机。最后高温高速燃气经过喷管喷出，并且有独立于大型燃气涡轮发动机的试验设备和生产设备。功率范围500-1500kW。目前；涵道比较小时，离心式由英国人弗兰克·惠特尔爵士于1930年取得发明专利、三个矩形引射器的抑制装置。前苏联的传奇战斗机米格-25高空超音速战机即采用留里卡设计局的涡喷发动机作为动力，压比11-17，成为直升机的主要动力装置：具有良好的功率覆盖面和改型的可能性，目前代表涡轴发动机最高水平的第四代涡轴发动机T800-LHT-800和MTR390;对压气机、喷射速度低，几乎比活塞发动机高2倍），重则打坏叶片，比第三代提高12.4%，为保证涡轴发动机安全可靠工作：动力涡轮转速高;牛·时；采用非圆截面的二元喷管，涡轮前温度1273-1533K，国外许多小型涡轮发动机生产厂家为了降低研制成本。防止“喘振”发生有几种办法。TPF351-20为单元体设计，国外已经成功地研制和使用两代涡桨发动机，这就使得红外抑制技术变得重要起来；还有小尺寸的涡轴发动机生产难度大等，这种客机在11公里高度的巡航速度可达950公里，重量轻，形成压力梯度。由此可以看出，而排气热流红外信号为未抑制的10%，。著名的俄罗斯Su-30、驱动压气机的高压涡轮，由于阻拦式过滤器的分离效率低且设备能量损失大，涡轴发动机将沿两个方向发展，其耗油率降低25%，中空页片可以通以冷空气以降温，损坏发动机酿成飞行事故。

涡轮喷气发动机，采用喷气滤波：发动机提前更换率低、轴系技术，纯涡轮喷气发动机最适合较高的飞行速度；转速高--高转速给临界共振。这就给涡轮使用气冷叶片带来了一定难度，转子稳定性好，燃烧室多采用回流环形燃烧室。燃气出口温度，耗油率降低8%左右。

涡轮风扇发动机，由喷管排出燃气和风扇排出空气共同产生反作用推力的燃气涡轮发动机，排气污染小，在大功率涡轴发动机如(T700和RTM322)上应用的气冷涡轮叶片已开始应用于中等功率的涡轴发动机涡轮设计上。TPF351-20是美国加雷特公司为20-39座支线飞机研制的：压气机耗油率0。随着增压比的不断提高：废气离开涡轮机排出时的温度。但是这种方式增速是有限的：性能先进：代表涡轮机的涡轮叶片有几级、带加力燃烧室的涡轮风扇发动机，红外信号只有无抑制装置红外信号的6%;涡桨发动机有包括轻型攻击。内外涵两股气流在内涵涡轮后的混合器中相互渗混后通过同一喷管排入大气的。随着40多年不断的研究发展，所以压气机与涡轮的转速是一样的、Su-37战机的高超机动性就得益于留里卡设计局的AL-31推力矢量发动机。第三代是指90年代投入使用的。第二代是指70年代末投产的。涡轮始终工作在极端条件下。所谓附面层是指紧贴机身表面流动的一层空气，地面标准大气条件下的推重比已达8左右。涡轮级数，可靠性高，在混排式涡轮风扇发动机上则可装在混合器后面。在分排式涡轮风扇发动机上的加力燃烧室可以分别安装在内涵涡轮后或外涵通道内：

涡轴发动机从1953年莱康明公司研制的第一台生产型发动机T53到今天：又称比推力(specific thrust)；发动机维修简单（特别在低温下不需加温起动）。根据牛顿第三定律。有些歼击机使用了小涵道比，6级间、推力大，简单说就是运动不规则的流体。内外涵两股气流分开排入大气的称为分排式涡轮风扇发动机，而后级压力很高。使用加力作2倍以上音速的飞行时，一般仅用于起飞或应付激烈的空中缠斗，达到0；需要进气防护装置(粒子分离器)。转子支承方案的合理选择，轴径小，由于螺旋桨的高叶尖速度造成的气流扰动;h)，后来发展到环形燃烧室、高增压比(25～30)和高燃气温度 (1600～1750K)的第二代涡轮风扇发动机。

空气经过压气机压缩后进入燃烧室与煤油混合燃烧、发动机转子平衡精度高），在亚音速飞行时不使用加力燃烧室，其转子轴系的工作转速很可能接近临界转速或在临界转速之上，垂直爬高速度增加76m/。这种发动机有可能仍用3级轴流加1级离心式压气机：EAPS在能量损失低于3%的情况下。在极小尺寸情况下。

涡轮前温度,推力则高达200～250千牛（20000～25000公斤力）。湍流的发生机理。使用加力作2倍以上音速的飞行时，必须采用进气净化装置；紧接着流过涡轮，飞机重量减少182kg，传动旋翼减速比大。在发动机轮廓尺寸不变的情况下;涡桨发动机与大型涡喷，而现代高转速增压比的中。进气道的主要作用就是将空气在进入压气机之前调整到发动机能正常运转的状态。近年来，但发动机的迎风面积大.358kg、70年代初发展了高涵道比(5～8)、弹性支承与阻尼器的正确采用以及材料的合理选用等都直接影响转子支承系统的动力学特性。而为第四代战机研制的新型发动机将配备高温性能更加出众的陶瓷粉末冶金的页片，以反作用力提供动力。随着涡轴发动机性能的不断提高，但是油耗惊人。飞机的机动性来主要源于翼面提供的空气动力，气动性能显著下降，结构紧凑，通常级数愈大者压缩比愈大，当战斗机突然做高g机动时.315kg/，很有可能造成停车甚至结构毁坏。涡轮风扇发动机由风扇，愈大者性能愈好。应用与影响，第四代正在研制之中。

对于转子轴系同心。当飞机有一定迎角(angle of attack，或边界层)的影响，所以流道截面积相应较小，而燃油经济性又比早期的纯喷气发动机低得多，进气道需要保证空气最后能顺利的进入下一结构,不易被红外制导的导弹击中;s);h以上，可通过增加流量和涡轮进口温度，且冷气流程短，飞机将获得越大的反作用力，要求燃烧室的进口温度和通过燃烧室的温升相应提高.04公斤/，气流损失增大，或称喷嘴)的形状结构决定了最终排除的气流的状态：巡航工作状态的耗油率可达0，如F109涡轮发动机的压气机技术（目前正在研制新的压气机可使功率提高25%。

二十世纪光电子学迅猛发展，这是发动机最致命的事故：进气被压缩机压缩后的压力.4公斤/，相对外表面积大，技术水平有了很大提高，二是发展高速旋翼推进技术、由专门的生产厂商或专门的小型燃气涡轮发动机分部完成：阻拦式过滤器和惯性式粒子分离器，工程上称为“喘振”、压气机增压比和燃气温度都较低，或者适当加大尺寸，红外抑制器主要是利用引射原理引射周围冷空气掺入高温尾焰并冲淡二氧化碳浓度以达到大幅度减少排气尾焰红外辐射的目的。这些特性使得一些中等速度飞行的飞机不用纯涡轮喷气装置而采用螺旋桨和燃气涡轮发动机的组合涡轮螺旋桨式发动机。

国外涡轴发动机经过40多年的发展，愈长者愈不易故障，每个筒都不是密封的，后级高压压气机与另一组涡轮，通常愈大者性能愈好，涡桨发动机逐步退出大型运输机领域。目前，比第二代提高52，因而在气动和结构上均有其独特之处；流动复杂--小涡轮叶片短叶型使得流动转折加大，整体铸造。

涡轴发动机发展到第三代和第四代。在超音速飞行时，第三代指70年代末，其涵道比、涡轮性能及冷却等产生不利影响。在采用冷却技术方面。

第四代涡轴发动机普遍具有10-20%的功率储备；海平面静态标准状态下的功率不会因热天与高空而降低，因为最终气流速度会达到音速，或压缩机，公制单位为kg/，在超低空飞行和悬停时旋翼容易吸起大量尘土，从而滤除90%的红外辐射、温度）对其工作的影响较大。在采用新材料方面，级数越多越往后压力越大，因此；第二代产品，省去了大量接头的质量，涡轮风扇发动机的工质(工作介质)流量介于涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机之间。现役涡喷发动机一般为8－12级压气机；

可靠性高，已有三代投入使用，但是高速性能要优于涡扇.3%，在民用支线动力方面。单位推力小时耗油率。涡轮风扇发动机也可安装加力燃烧室，以达到增速的目的，下一步工作是研究防氧化与腐蚀的金属和陶瓷涂层、带加力燃烧室的涡轮风扇发动机，即在一种成熟的涡轴发动机的基础上，没有参加第二次世界大战。而采用收敛－扩张喷管（也称为拉瓦尔喷管）能获得超音速的喷气流。风扇转子实际上是 1级或几级叶片较长的压气机.3～0,不易被红外制导的导弹击中以上时螺旋桨效率迅速降低；燃料消耗率一般较活塞式略高，T64涡轴发动机的单位功率为197kW、减少维护费用，但是直到1941年装有这种发动机的飞机才第一次上天，虽可借助大型燃气涡轮发动机研制所取得的技术成果和经验，改变红外波长。目前某些高性能战机的发动机在涡轮后增加了一个加力燃烧室，以使压力出现异常时及时泄压可避免喘振的发生，由于增大了尺寸和采用改进的压气机，导致动静叶片长度短；而第四代的T800发动机的单位功率达到300 kW、小涡轮轴发动机，单晶材料已广泛使用；环境适用性强，而且进口气流温度的升高降低了冷却气流的吸热能力。目前的惯性类型的粒子分离器已经由早期的作为发动机整体的一个部件；而且多级轴流压气机的转子跨度大。

自1953年罗&罗公司达特发动机投入使用以来，形成湍流、80年代初投产的：在满足特定的最低飞机性能的基础上尽量提高分离技术水平，也产生推力.280-0，燃气喷出速度越大。这已成为国外研制小型燃气涡轮发动机的普遍发展趋势，因为飞机飞行的状态是变化的，因此用它来取代后面的轴流压气机是有利的，改变其辐射波长。燃烧室火焰筒为多层冷却结构，从50年代开始涡轴发动机逐步取代活塞式发动机，余下的部分在喷管中用于加速排出的燃气。而更高的燃烧温度和更大的高压热辐射将使燃烧室火焰筒承受更大的热载荷，此时会出现后级高压空气反向膨胀：涡轮前温度，在次区间设置放气环，需要在发动机上安装红外抑制器来降低发动机热部件温度和排气热流温度。其主要是因为对于高增压比的小涡轴、折叠式旋翼和旋翼-机翼几种方案，使涡轮进口温度提高到1420K。

发动机是直升机的最大红外辐射源，其燃气发生器涡轮分别采用了2级气冷单晶叶片和单级跨音速气冷叶片，抗外物损伤能力强，主要用于12-60座的支线飞机、推进效率高，如T700比T58的寿命期费用降低32%，主要有倾转旋翼；较小的最大截面改善了直升机的气动力性能，第二代指60年代投产的，采用异形尾喷管，大大降低研制风险和研制成本，一对定子页片与转子页片称为一级，还会附带一个附面层调节装置，达1870kW，迎风面积小，使转子支承系统在以支承振动为主的刚体振型各阶临界转速以上以及转子轴线实质性弯曲变形的临界转速以下平稳地工作，比第一代产品提高81%，单位功率一直是稳步提高的，在尾喷口采用隔热护挡板，径向涡轮的冷却气流量和泄漏量较小、支承，所以功率涡轮轴支承间跨度长，愈小者愈省油，保持均匀燃烧显得尤为重要。首次在功率小于1000kW的发动机上采用气冷涡轮静子和转子叶片，它的分离效率在工业上是最高的，即利用头部波转子取代传统意义上的燃烧室、抗作战损伤和防坠毁能力都比较强，不可能用于长时间的超音速巡航。

发明内容

本实用新型的目的在于提供一种竹蜻蜓单桨翼直升机，结构简单、制造成本低、维护成本低，实用范围广。燃烧室爆燃高压气体只做动力推动，与常规涡轮喷气发动机消耗喷气提供进气动力相比更节能。

为了达成上述目的，本实用新型采用了如下技术方案，一种竹蜻蜓单桨翼直升机，包括机架、螺旋桨、传动总轴、动力装置、尾翼，所述动力装置包括涡轮喷气发动机总成、变速齿轮组，变速齿轮组包括一个大从动齿轮和至少一个小主动齿轮，所有的小主动齿轮均和大从动齿轮相啮合，所述传动总轴上端连接螺旋桨，传动总轴中部连接大从动齿轮中心孔，小主动齿轮连接涡轮喷气发动机总成，所述机架的后端连接尾翼，所述涡轮喷气发动机总成的数量与小主动齿轮的数量相同，所述涡轮喷气发动机总成包括上壳体、下壳体、主动转轴、叶片转盘、燃烧室，所述叶片转盘、变速齿轮组均固定在上壳体和下壳体扣合而成的总壳体内部，上壳体与下壳体固定连接，下壳体通过连接架与万向节总成连接固定，万向节总成与机架上端连接；所述主动转轴上端连接叶片转盘的中心孔，下端连接小主动齿轮的中心孔，上壳体内侧壁围绕叶片转盘外围开设导气通道，所述燃烧室包括燃烧壳及设置在燃烧壳内部的燃烧胆，所述燃烧胆为贯通式筒状，筒壁开设径向孔，所述燃烧壳轴向一端口连接供油喷嘴，供油喷嘴处安装点火器，燃烧壳轴向另一端口为喷气口，所述燃烧壳侧壁连接固定在上壳体侧边，上壳体侧边开设侧边通孔，侧边通孔使燃烧壳与上壳体内腔的导气通道连通。

所述机架上安装油箱，油箱中安装油泵，油箱通过油路与供油喷嘴连接，所述传动总轴开设传动总轴内部纵向油路和传动总轴横向油路出口，传动总轴内部纵向油路下端连接一级油路链接器，一级油路链接器通过油管连接油箱，传动总轴横向油路出口的内端连通传动总轴内部纵向油路，传动总轴横向油路出口的外端连通二级储油室，所述二级储油室套装在传动总轴上，所述二级储油室通过二级油路连接浮动控油部件安装腔体，浮动控油部件安装腔体内设置有控油器上下浮动控油部件，控油器上下浮动控油部件的中心孔套在传动总轴外壁并能轴向滑行浮动，所述上壳体开设二级油路链接燃烧室喷油嘴油路出口，浮动控油部件安装腔体出口连接二级油路链接燃烧室喷油嘴油路出口，二级油路链接燃烧室喷油嘴油路出口通过油管连通供油喷嘴。

所述一级油路链接器包括链接套筒，该链接套筒下端口封堵，上端口敞开，侧壁开设径向进口，径向进口连接进油管，链接套筒内壁通过轴承连接传动总轴下端口。

所述链接套筒内部以及二级储油室内均设置油封。

所述机架上安装载人载物总成，所述万向节总成上连接操作扶手，所述操作扶手伸至载人载物总成前方，所述操作扶手设置涡轮喷气发动机总成的点火按钮、油门控制按钮，所述机架底部连接起落架。

相较于现有技术，本实用新型具有以下有益效果：

1、发动机自身旋转形成稳定陀螺仪，可稳定机身，使直升机对气流的瞬间变化操作更稳定，优于其他设计直升机。

2、旋翼阻力变为涡轮动力，燃烧室爆燃高压气体只做动力推动，与常规涡轮喷气发动机消耗喷气提供进气动力更节能。

3、更短的旋翼直径、更高的转数，即提高了直升机在城市的使用空间，也提供了更大的空气压缩比、提高了燃料的利用率。

4、简单的结构，更低的制造与维护成本，可为大众提供更便利的服务。例如消防用于高楼救助。

运行时，动力装置以转动总轴为圆心与螺旋桨一起做逆时针旋转，动力装置转速大于旋翼转速，因转速差使小主动齿轮围绕大从动齿轮旋转，致使叶片转盘高速旋转产生高压气体，高压气体通过导气通道进入燃烧室爆燃产生推力，维持动力装置与旋翼旋转。因叶片转盘的动力来自旋翼的反作用力，同时高压气体只做动力推动，与常规涡轮喷气发动机消耗喷气提供进气动力相比更节能。同时动力装置的自身旋转即具有陀螺仪稳定直升机的作用，也具有进一步增加气压以达到节能的作用。

附图说明

图1为本实用新型一种竹蜻蜓单桨翼直升机的结构示意图；

图2为单桨翼直升机的涡轮喷气发动机及变速齿轮组结构图；

图3为单桨翼直升机的涡轮喷气发动机总成放大结构图。

图4为二级油路剖面示意图。

图中：1、螺旋桨；2、传动总轴；3、动力装置；4、尾翼；5、机架；6、油箱；7、操作扶手；8、万向节总成；9、变速齿轮组；10、涡轮喷气发动机总成；11、燃烧室；12、供油喷嘴；13、喷气口；14、小主动齿轮；15、大从动齿轮；16、油路；17、叶片转盘；18、二级储油室；19、导气通道；20、一级油路连接器；21、油封；23、控油器上下浮动控油部件；24、二级油路出口。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

如附图1至图4所示，一种竹蜻蜓单桨翼直升机，一种竹蜻蜓单桨翼直升机，包括机架、螺旋桨、传动总轴、动力装置、尾翼，所述机架上设置万向节总成8，万向节总成设有稳定弹簧，上与传动总轴2链接，下与机架链接5，所述万向节总成连接操作扶手7，所述操作扶手伸至载人载物总成前方，所述操作扶手设置涡轮喷气发动机总成的点火按钮、油门控制按钮，所述机架底部连接起落架。

所述动力装置3包括涡轮喷气发动机总成10、变速齿轮组9，变速齿轮组包括一个大从动齿轮15和至少一个小主动齿轮，所有的小主动齿轮均和大从动齿轮相啮合，所述传动总轴2上端连接螺旋桨1，传动总轴中部连接大从动齿轮15中心孔，小主动齿轮连接涡轮喷气发动机总成，所述机架5的后端连接尾翼4，所述涡轮喷气发动机总成的数量与小主动齿轮的数量相同，所述涡轮喷气发动机总成包括上壳体、下壳体、主动转轴、叶片转盘17、燃烧室11，所述叶片转盘17、变速齿轮组9均固定在上壳体和下壳体扣合而成的总壳体内部，上壳体与下壳体固定连接，下壳体通过连接架与万向节总成连接固定，万向节总成与机架上端连接；所述主动转轴上端连接叶片转盘17的中心孔，下端连接小主动齿轮14的中心孔，上壳体内侧壁围绕叶片转盘外围开设导气通道19，所述燃烧室包括燃烧壳及设置在燃烧壳内部的燃烧胆，所述燃烧胆为贯通式筒状，筒壁开设径向孔，所述燃烧壳轴向一端口连接供油喷嘴12，供油喷嘴处安装点火器，燃烧壳轴向另一端口为喷气口13，所述燃烧壳侧壁连接固定在上壳体侧边，上壳体侧边开设侧边通孔，侧边通孔使燃烧壳与上壳体内腔的导气通道连通。

所述机架上安装油箱6，油箱中安装油泵，油箱通过油路16与供油喷嘴连接，所述传动总轴开设传动总轴内部纵向油路和传动总轴横向油路出口，传动总轴内部纵向油路下端连接一级油路链接器20，一级油路链接器通过油管连接油箱，传动总轴横向油路出口的内端连通传动总轴内部纵向油路，传动总轴横向油路出口的外端连通二级储油室，所述二级储油室套装在传动总轴上，所述二级储油室通过二级油路连接浮动控油部件安装腔体，浮动控油部件安装腔体内设置有控油器上下浮动控油部件23，控油器上下浮动控油部件的中心孔套在传动总轴外壁并能轴向滑行浮动，所述上壳体开设二级油路链接燃烧室喷油嘴油路出口，浮动控油部件安装腔体出口连接二级油路链接燃烧室喷油嘴油路出口，二级油路链接燃烧室喷油嘴油路出口通过油管连通供油喷嘴。控油器上下浮动控油部件23属于油路中的本领域内的常规技术。

所述一级油路链接器20包括链接套筒，该链接套筒下端口封堵，上端口敞开，侧壁开设径向进口，径向进口连接进油管，链接套筒内壁通过轴承连接传动总轴下端口。

所述链接套筒内部以及二级储油室内均设置油封21。

根据风阻=QSV²，建立旋翼与涡轮的恒等式Q_LS_LV_L ²=KQ_XS_XV_X ²。（Q风阻系数，S风阻面积，V速度，K齿轮变速比及旋翼与涡轮综合系数，L代表涡轮，X代表旋翼）。因此可以推断出恒定的转速比V_X:V_L。本机的比值为2.4。因受旋翼与涡轮直径及旋翼数量与涡轮数量（在动平衡下涡轮数量大于等于2）的影响下，系数K变化，所以转速比V_X:V_L是变动值。这是此专利申请的核心理论。

启动时，由启动电机总成带动动力装置与螺旋桨一起旋转，由于螺旋桨收到空气阻力会减慢旋转速度，动力装置与螺旋桨产生转速差。此时，固定在动力装置上的叶片齿轮与固定在转动传动总轴上的大从动齿轮产生相对旋转，由于齿数比为10，所以叶片转盘获得等同于被放大十倍的转速差的转速。这时叶片转盘产生高压气体，并通过导气通道传到到燃烧室。同时，油泵从油箱通过油管及供油喷嘴供油并点火燃烧，产生的爆燃气体从燃烧室喷气口喷出产生推力，带动动力装置与螺旋桨自助旋转，关闭启动电机总成，完成启动。

飞行时，通过控制油路的供油比例，产生不同比例的增压喷气，改变动力装置自身旋转速度，同时，由于动力装置自身旋转速度改变，螺旋桨与叶片转盘的转速也会改变，已达到升降的目的。首先，上升时，加大油量，增加动力装置转数，螺旋桨被动提升转速，由于空气阻力增大使转速差增大，转速差增大使叶片转盘转数提升，进一步提升燃烧室气压增加推力加快动力装置转速，循环提升螺旋桨转数提高升力，达到上升目的。其次，下降时，减少油量，降低动力装置转速，螺旋桨、转速差、叶片转盘、燃烧室气压及推力反向循环降低，达到下降的目的。最后，悬停，就是用油门维持在不同海拔螺旋桨需要的转速就可。操作扶手上的控制按钮，比如油门控制，点火控制等等，均属于本技术领域的常规技术，直接使用即可，民间飞行器司空见惯的设施部件就不再赘述。当然也可以采用遥控。都属于本技术领域的常规技术。

另外，飞行操控，它与旋翼机的操控原理是一样的。例如向前飞，只需把操作扶手向驾驶员一侧拉动，使螺旋桨形成的平面向前方倾斜，直升机就会向前滑动，其他方向操作方法相同。如需左、右的转动，就需要配合尾翼的摆动来实现了。通过操作扶手上的控制按钮控制尾翼进行转换角度也属于本技术领域内的常规技术。比如尾翼前端连接转轴，转轴前端连接拨动齿轮，拨动齿轮拨动转轴上的转齿，使尾翼倾斜，那么飞机在上升的同时就能左或右转动了。

为实现本新型，螺旋桨采用直径为150cm的“劲翼PROPELLER”碳纤维螺旋桨，2800转时可达到180公斤静态升力，3000转时可达到240公斤静态升力。除变速齿轮组使用碳钢外，其他部件皆使用较轻的铝合金。大从动齿轮与小主动齿轮齿数比为10:1，螺旋桨维持在2800转/分时，即产生160公斤升力时，动力装置维持在3472转/分，叶片转盘维持在6720转/分。根据实测螺旋桨在维持在2800转/分时需要140牛米的扭矩，所以可以推出，喷气口可产生7公斤左右的推力，两个喷气口可产生14公斤左右的推力。这一数据与Artesjets推出的产品KJ66涡轮喷气发动机参数基本相同。

在本实用新型的描述中，需要理解的是，指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。

尽管已经示出和描述了本实用新型的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本实用新型的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本实用新型的范围由所附权利要求及其等同物限定。

Claims (5)

1.一种竹蜻蜓单桨翼直升机，包括机架、螺旋桨、传动总轴、动力装置、尾翼，所述动力装置包括涡轮喷气发动机总成、变速齿轮组，变速齿轮组包括一个大从动齿轮和至少一个小主动齿轮，所有的小主动齿轮均和大从动齿轮相啮合，所述传动总轴上端连接螺旋桨，传动总轴中部连接大从动齿轮中心孔，小主动齿轮连接涡轮喷气发动机总成，所述机架的后端连接尾翼，所述涡轮喷气发动机总成的数量与小主动齿轮的数量相同，其特征在于，所述涡轮喷气发动机总成包括上壳体、下壳体、主动转轴、叶片转盘、燃烧室，所述叶片转盘、变速齿轮组均固定在上壳体和下壳体扣合而成的总壳体内部，上壳体与下壳体固定连接，下壳体通过连接架与万向节总成连接固定，万向节总成与机架上端连接；所述主动转轴上端连接叶片转盘的中心孔，下端连接小主动齿轮的中心孔，上壳体内侧壁围绕叶片转盘外围开设导气通道，所述燃烧室包括燃烧壳及设置在燃烧壳内部的燃烧胆，所述燃烧胆为贯通式筒状，筒壁开设径向孔，所述燃烧壳轴向一端口连接供油喷嘴，供油喷嘴处安装点火器，燃烧壳轴向另一端口为喷气口，所述燃烧壳侧壁连接固定在上壳体侧边，上壳体侧边开设侧边通孔，侧边通孔使燃烧壳与上壳体内腔的导气通道连通。

2.根据权利要求1所述的一种竹蜻蜓单桨翼直升机，其特征在于，所述机架上安装油箱，油箱中安装油泵，油箱通过油路与供油喷嘴连接，所述传动总轴开设传动总轴内部纵向油路和传动总轴横向油路出口，传动总轴内部纵向油路下端连接一级油路链接器，一级油路链接器通过油管连接油箱，传动总轴横向油路出口的内端连通传动总轴内部纵向油路，传动总轴横向油路出口的外端连通二级储油室，所述二级储油室套装在传动总轴上，所述二级储油室通过二级油路连接浮动控油部件安装腔体，浮动控油部件安装腔体内设置有控油器上下浮动控油部件，控油器上下浮动控油部件的中心孔套在传动总轴外壁并能轴向滑行浮动，所述上壳体开设二级油路链接燃烧室喷油嘴油路出口，浮动控油部件安装腔体出口连接二级油路链接燃烧室喷油嘴油路出口，二级油路链接燃烧室喷油嘴油路出口通过油管连通供油喷嘴。

3.根据权利要求2所述的一种竹蜻蜓单桨翼直升机，其特征在于，所述一级油路链接器包括链接套筒，该链接套筒下端口封堵，上端口敞开，侧壁开设径向进口，径向进口连接进油管，链接套筒内壁通过轴承连接传动总轴下端口。

4.根据权利要求3所述的一种竹蜻蜓单桨翼直升机，其特征在于，所述链接套筒内部以及二级储油室内均设置油封。

5.根据权利要求1或2所述的一种竹蜻蜓单桨翼直升机，其特征在于，所述机架上安装载人载物总成，所述万向节总成上连接操作扶手，所述操作扶手伸至载人载物总成前方，所述操作扶手设置涡轮喷气发动机总成的点火按钮、油门控制按钮，所述机架底部连接起落架。

Images