專利名稱：帶有整流網(wǎng)罩的直升機旋翼及其方案的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及航空領域，具體為一種直升機的旋翼系統(tǒng)。
背景技術：
公知的直升機旋翼一般由數(shù)片柔性槳葉.槳轂和揮舞鉸.擺振鉸等組成，槳葉通 過鉸接方式和槳轂與旋翼軸連接組成。眾所周知，旋翼是圓周運動，由于半徑的關系，槳葉 尖處線速度已經(jīng)非常高時，圓心處線速度為零！所以旋翼靠近圓周的地方產(chǎn)生最大的升 力，而靠近圓心的地方只產(chǎn)生微不足道的升力。槳葉向前劃行時，槳葉和空氣的相對速度 高于旋轉本身所帶來的線速度；反之，槳葉向后劃行時，槳葉和空氣的相對速度就低于旋轉 本身所帶來的線速度，這樣，導致旋翼兩側產(chǎn)生的升力不均勻。所以，現(xiàn)有的旋翼直升機在 前行時，其旋翼槳葉并不在一個平面上勻速旋轉，因為它要上下?lián)]舞和前后擺震來解決飛 機前行時旋翼左右兩側的升力差，為了避免揮舞的過程槳葉產(chǎn)生失速現(xiàn)象，槳葉的前緣還 要設計的圓潤些。這樣做的弊端是槳葉的上下?lián)]舞和前后擺震增加了對機體的震動和噪 音，并降低了效率，圓潤的槳葉前緣增加了空氣對其產(chǎn)生的激波阻力，槳葉外端處線速度已 經(jīng)接近音速時，圓心處線速度幾乎為零，所以槳葉難以突破音障，致使旋翼無法突破音障超 音速旋轉，限制了旋翼直升機的飛行速度；而且槳葉外端無支撐，槳轂處受力過大，對槳片 材料的要求較高，在懸崖.峽谷.超低空有大樹的地方，高樓營救等作業(yè)時，槳葉容易碰到 障礙物，從而限制了旋翼直升機的使用范圍。

發(fā)明內(nèi)容
眾所周知，把固定翼螺旋槳飛機上的螺旋槳用涵道包覆起來，變成涵道螺旋槳，和 沒有涵道的螺旋槳相比，除了提高其安全性，還可以產(chǎn)生一些額外推力，國外一些傾轉翼飛 機如貝爾X-22，等，采用的涵道風扇，沒有不對稱升力和后行槳葉失速的問題，可以放心采 用剛性槳葉，但是像大水桶一樣的涵道是不可能用在旋翼直升機的旋翼上應用的。據(jù)此，本 人想出一套新的技術方案用于直升機的旋翼，不需槳葉的上下?lián)]舞和前后擺震來解決飛機 前行時旋翼左右兩側的升力差，而是用一種帶有整流網(wǎng)罩的直升機旋翼，由其上面的整流 網(wǎng)罩解決前飛時旋翼兩側的升力差，該旋翼為剛性槳葉，免去了導致飛機振動的上下?lián)]舞， 其槳葉在一個平面上勻速旋轉，并且外端有支撐，所以既安全，效率又高，最終達到超聲速 旋轉，來提高飛機的機動性與其飛行速度。 本發(fā)明是通過這樣的方案來實現(xiàn)的該旋翼由旋翼輻板，旋翼內(nèi)環(huán)形槳轂，旋翼槳 葉，旋翼外支撐架和整流網(wǎng)罩等組成。旋翼軸通過剛性輻板與旋翼內(nèi)環(huán)形槳轂剛性固定連 接，旋翼內(nèi)環(huán)形槳轂的外側面與槳葉的內(nèi)弦相連，槳葉的外弦與旋翼外支撐架相連；整個旋 翼除整流網(wǎng)罩以外，全部圍繞旋翼軸旋轉；旋翼上部的整流網(wǎng)罩的圓心處與旋翼軸頂端以 軸承活動連接，自由旋轉或者不旋轉，不會增加旋翼的阻力。槳葉的上翼面凸出拱起，下翼 面平或微凹。旋翼旋轉時流過翼片上表面的氣流流速較快，而流過翼片下表面的氣流流速 較上表面的氣流慢，根據(jù)流體力學的基本原理產(chǎn)生升力，是為直升機旋翼提供升力的部件。槳葉均勻的分部在旋翼的外支撐架與環(huán)形槳轂之間，前一片槳葉和后一片槳葉之間均勻的 留有空隙，使槳葉劃過后產(chǎn)生的下洗氣流由此空隙向下通過；由于槳葉免去了上下?lián)]舞，所 以槳葉的前緣和后緣可以為彎彎的馬刀形，前緣也不必同現(xiàn)有直升機的槳葉前緣那樣的圓 鈍，正好減小了 阻力，提高旋翼的旋轉速度；由于旋翼內(nèi)環(huán)形槳轂與旋翼軸之間有較長的的連接 輻板，槳葉以及外支撐架接近聲速旋轉時，音障落在旋翼的連接輻板處，是沒有多大激波阻 力的。旋翼上部覆蓋的整流網(wǎng)罩，是立體透孔與網(wǎng)罩的軸心線同方向并排緊密排列而成的 一個整體結構，孔與孔之間的壁在保證網(wǎng)罩整體強度的前提下盡量要薄，以減小氣流通過 時的阻力和整流網(wǎng)罩的重量。整流網(wǎng)罩覆蓋在旋翼的整個旋轉面的上表面，這樣可以在飛 機向前飛行的時候，讓前方來的氣流不直接吹向槳葉，而是透過整流網(wǎng)罩而改變方向，向下 流動；這樣不論是前行槳葉，還是后行槳葉，均是迎來上方向下流動的氣流，從而解決后行 槳葉減速，左右的升力不均勻的問題，整流網(wǎng)罩也可以是有利于其改變氣流方向和減小氣 流阻力并節(jié)省材料降低其整體質量的其他結構。旋翼的外支撐架除了支撐與保護旋翼的槳 葉外，又可以在機身內(nèi)通過遙控裝置操縱旋翼外支撐架上的控制環(huán)調整器通過槳葉迎角控 制環(huán)來調整旋翼槳葉的上迎角，還可以起到固定翼飛機上的翼稍小翼的作用，降低了槳葉 所產(chǎn)生的誘導阻力，從而增加了提升力。本旋翼現(xiàn)有直升機上應用時，旋翼旋轉面的傾斜有 兩套方案一，在尾撐上除了現(xiàn)有的抵消主旋翼扭力的橫向螺旋槳，還有增加一套水平布局 的豎向螺旋槳，用來控制整個機身的前傾后傾來帶動整個旋翼面的前后傾斜；二 在主旋 翼下方的旋翼軸上，增加一套傾斜盤，傾斜盤下是一套萬向節(jié)，用傾斜盤來帶動主旋翼以萬 向節(jié)為基點來傾斜。 綜上，應用本旋翼的直升機大大減小了機體的振動，旋翼還比較容易達到超音速 旋轉，提高了直升機的乘坐舒適性，操縱靈活性，將可以打破尾槳布局單旋翼直升機的理論 速度不能超過420公里/小時的限制。并且在懸崖.峽谷.超低空有大樹的地方作業(yè)時安 全性有所提高，用于軍用直升機，將有效的增強國防力量。本旋翼可廣泛應用于單旋翼直升 機，并列式.縱列式.共軸式雙旋翼直升機和多旋翼直升機，由于本方案有效的提高了旋翼 的效率，所以還可以應用于頂部安裝有縱列雙旋翼的飛行汽車，將為國家?guī)砭薮蟮慕?jīng)濟 效益。


圖1為本發(fā)明的簡單應用俯視示意圖，為便于理解，右上角將整流網(wǎng)罩畫掉一部 分； 圖2為本旋翼無整流網(wǎng)罩的俯視圖；
圖3為整流網(wǎng)罩俯視圖； 圖4為圖2中虛線圓內(nèi)放大4倍的槳片安裝示意圖，為便于理解，左上角畫出的是 部分的剖視圖； 圖5為圖2中控制環(huán)調整器的A-A剖視放大16倍結構示意圖；
圖6為圖2中的B-B放大4倍剖視圖，；
圖7為圖6的槳葉有迎角時的示意圖；
圖8為本旋翼的旋翼軸傾斜盤結構示意 圖9為圖1中的C-C剖面示意圖。 在圖中l(wèi)槳葉；2翼刀；3環(huán)形外支撐架；4環(huán)形槳轂；5槳葉相互之間的空隙；6槳 葉外弦主軸；7槳葉外弦副軸；8槳葉內(nèi)弦軸；9槳葉迎角控制環(huán)；10旋翼軸；11輻板；13萬 向節(jié)；14雙作用張拉型千斤頂；15傾斜盤；16機身；17蓄電池；18電動機；19螺旋軸；20傾 斜盤外套；21控制環(huán)調整器；22遙控信號接收裝置以及換相開關；27整流網(wǎng)罩上的方孔； 28整流網(wǎng)罩29網(wǎng)罩上的六邊透孔；30環(huán)槽；31萬向節(jié)頭架。
實施例一 在圖1 ;圖9所示的實施例中，是本發(fā)明在現(xiàn)有直升機上較簡單的應用
方式，槳葉1根部與漿轂處的連接處舍棄原有的揮舞鉸和擺震鉸或者一些彈性原件，變距
鉸和旋轉斜盤等仍然保留，該旋翼共有四片槳葉1，一面整流網(wǎng)罩28，一圈環(huán)形外支撐架3 等，槳葉1頂端的外弦有一個軸，環(huán)形外支撐架3的內(nèi)面均勻分布四個軸套，分別與槳葉1 的外弦以軸與軸套的方式活動連接，以便于調整槳葉1的上迎角；整流網(wǎng)罩28通過圓心處 的一套萬向接頭架31與旋翼軸10頂端的軸承相連接，以使整流網(wǎng)罩28以旋翼軸10的軸 心線頂端為基點可以傾斜，但不隨旋翼軸10 —起同轉速旋轉或不旋轉，旋翼上部的整流網(wǎng) 罩28相比旋翼的外直徑略大或相同，整流網(wǎng)罩28的底面周邊處安裝有軸承，以減小隨旋翼 傾斜時與環(huán)形外支撐架3的摩擦力；旋翼上部覆蓋的整流網(wǎng)罩28，在本實施例中為一千多 個蜂巢形的立體六邊透孔29與網(wǎng)罩28的軸心線同方向并排緊密排列而成一個圓餅形狀的 整體結構，網(wǎng)孔29的外切圓直徑和整流網(wǎng)罩28厚度的相同，即網(wǎng)罩上的六邊透孔29的高 度和其外切圓直徑相等，孔與孔之間的壁在保證網(wǎng)罩整體強度的前提下盡量要薄，以減小 氣流通過時的阻力和整流網(wǎng)罩28的重量。整流網(wǎng)罩28覆蓋在旋翼的整個旋轉面的上表 面，在飛機向前飛行的時候，可以讓前方來的氣流不直接吹向槳葉1，而是透過整流網(wǎng)罩28 的網(wǎng)孔29而改變方向，向下流動；這樣旋翼的槳葉1不論前行，還是向后行，均是迎來上方 來自網(wǎng)孔向下流動的氣流，從而解決后行槳葉減速，左右的升力不均勻的問題。整流網(wǎng)罩28 上也可以是其他形狀的網(wǎng)孔例如方形，圓形等；網(wǎng)孔的高度.寬度的比值也可以是有利于 整流網(wǎng)罩28改變氣流方向和減小氣流阻力并節(jié)省材料降低其整體重量的其他數(shù)值，由于 旋翼將整流網(wǎng)罩28上方.前方的空氣大量的吸下，所以整流網(wǎng)罩28不會給飛機前行帶來 非常大的阻力。旋翼旋轉面的傾斜和槳葉l的上迎角的調整仍由現(xiàn)有直升機上的旋轉斜盤 和變距拉桿等來完成，在此不做詳細描述。 由于采用本例方案，旋翼上的槳葉1在環(huán)形外支撐架3和整流網(wǎng)罩28的保護圈 中，所以非常有效的擴大了直升機的使用范圍，整流網(wǎng)罩28的網(wǎng)孔壁正好減輕槳葉1上表 面的由自己旋轉帶動的旋轉氣流，利于減小氣流由離心力的作用向槳葉l外端的甩出量， 增加氣流與槳葉1上表面的相對速度，有效提高旋翼效率；且槳葉1可以是剛性的，免去了 上下?lián)]舞，從而增加了飛機的機動性；減小了槳葉的慣性在不斷地揮舞中增加的機械振動； 沒有了鉸鏈的磨損或彈性元件的疲勞。
實施例二 如圖2 ;圖3 ;圖4 ;圖5 ;圖6所示，本實施例包括:八片槳葉l，四套控制
環(huán)調整器21， 一個環(huán)形槳轂4， 一個環(huán)形外支撐架3， 一面整流網(wǎng)罩28，環(huán)形外支撐架3的內(nèi) 側面有一圈環(huán)槽30，環(huán)槽30內(nèi)有一圈可以上下移動的槳葉迎角控制環(huán)9，四條輻板11，每片 槳葉1上有兩片翼刀2防止氣流離心向外滑。環(huán)形槳轂4與旋翼軸IO之間由四條剛性輻 板11剛性固定連接。槳葉1均勻的分布在環(huán)形外支撐架3與環(huán)形槳轂4之間，槳葉1相互
之間留有空隙5，空隙前面槳葉1產(chǎn)生的下洗氣流由此空隙5向下通過；如圖4 ;圖6所示槳葉1與外支撐架3相連的翼稍部分比較寬的外弦有兩個軸；主軸6與副軸7，槳葉1內(nèi)弦 與環(huán)形槳轂4相連接處有一個軸8，為主要承重軸，旋翼槳葉的內(nèi)弦由此軸以轉軸與軸套的 方式與環(huán)形槳轂4連接；旋翼槳葉1外端的主軸6的軸心線與槳葉1內(nèi)弦軸8的軸心線在 一條直線上，旋翼槳葉1的外弦主軸支撐在環(huán)形外支撐架3的一個軸套中，外弦副軸7和環(huán) 形外支撐架3環(huán)槽30內(nèi)的槳葉迎角控制環(huán)9以軸與軸套的方式連接；如圖5所示控制環(huán) 調整器21包括蓄電池17.電動機18.螺旋軸19.遙控信號接收裝置以及換相開關22，其
中螺旋軸19與迎角控制環(huán)9上相對應的螺旋孔內(nèi)有螺旋紋相互咬合；蓄電池17.電動機
18和遙控信號接收裝置以及換相開關22相互連接通電。旋翼工作時，旋翼的環(huán)形外支撐架 3.槳葉1和環(huán)形槳轂4由四條剛性輻板11帶動，繞旋翼軸10的軸心線快速旋轉。如圖2 ;
圖4 ;圖5 ;圖6 ;圖7所示迎角控制環(huán)9由控制環(huán)調整器21進行上下調整，控制環(huán)調整器
21由機身內(nèi)的駕駛室中的遙控器遙控操縱，當飛機需要增加升力，旋翼槳片1需要上迎角
時，在駕駛艙內(nèi)用遙控器發(fā)出指令遙控信號接收裝置以及換相開關22接到信號指令使蓄
電池17與電動機18連接通電，電動機18帶動螺旋軸19順時針旋轉，迎角控制環(huán)9被向上 拉，帶動槳葉1的外弦副軸7以主軸6和內(nèi)弦軸8的軸心線為旋轉軸向上旋轉；旋翼槳片1 不要上迎角時，遙控器發(fā)出指令遙控信號接收裝置以及換相開關22接到信號指令使電動 機18帶動螺旋軸19逆時針旋轉，迎角控制環(huán)9被螺旋軸19向下推，帶動槳葉1的外弦副 軸7以主軸6為旋轉軸向下做旋轉。因為環(huán)形外支撐架3高速旋轉，離心力很大，控制環(huán)調 整器21也可以為重量較輕的其他結構，如以發(fā)電機或導電線代替蓄電池等。
旋翼上部覆蓋的的整流網(wǎng)罩28的外直徑與旋翼的外支撐架3直徑相同或略大，內(nèi) 直徑與環(huán)形槳榖4相同或略小，整流網(wǎng)罩28為正方形的立體透孔27與網(wǎng)罩28的軸心線同 方向并排緊密排列而成的一個整體結構，網(wǎng)孔27的高度和整流網(wǎng)罩28的厚度一樣，即網(wǎng)罩 中的方孔27的高度和寬度相同，孔與孔之間的孔壁在保證網(wǎng)罩整體強度的前提下盡量要 薄，這樣即節(jié)省了材料，減輕了整流網(wǎng)罩的重量，又增加了空氣的通透量，為了達到這個目 的，整流網(wǎng)罩28也可以是其他結構，如將網(wǎng)孔27做到很小，網(wǎng)罩很薄，然后以添加肋條的 方式增加整流網(wǎng)罩28的整體強度；整流網(wǎng)罩28上下距離在旋翼軸10處調整為整流網(wǎng)罩28 周邊與旋翼的環(huán)形外支撐架3貼近而不接觸，整流網(wǎng)罩28的圓心處與旋翼軸10的軸心頂 端通過軸承活動連接，使整流網(wǎng)罩28不隨旋翼軸IO—起同轉速旋轉或者不旋轉，由于整流 網(wǎng)罩28覆蓋在旋翼的整個旋轉面的上表面，在飛機向前飛行的時候，可以讓前方來的氣流 不直接吹向槳葉l，而是透過整流網(wǎng)罩28的網(wǎng)孔27而改變方向，向下流動；這樣旋翼的槳 葉1旋轉時，不論前行還是后行，均是迎來上方向下流動的氣流，從而解決后行槳葉減速， 左右的升力不均勻的問題。 槳葉1的外形為上翼面凸出，下翼面平或微凹，旋轉時其流過上翼面的氣流流速 快，流過下翼面的氣流流速相對較慢，根據(jù)流體力學的連續(xù)性定理和伯努利定理而獲得升 力。槳葉1的前緣也可以為彎彎的馬刀形，由于不需要上下?lián)]舞，其前緣可以做的非常尖 銳，從而在旋翼高速旋轉時，減緩了槳葉的激波阻力。 現(xiàn)有直升機應用本旋翼，應如圖8所示在發(fā)動機上安裝一套液壓油泵，液壓油泵 通過高壓油管與雙作用張拉型液壓千斤頂14相連通；還要將旋翼軸10做以下改動舍棄 原來的旋轉斜板或者自動傾斜器，在旋翼軸IO上增加一個萬向節(jié)13，萬向節(jié)13的上面連接 的旋翼軸10上剛性固連一傾斜盤15，傾斜盤15隨旋翼軸10 —起轉動，傾斜盤的外套20由四套雙作用張拉型液壓千斤頂14與機身16相連而不旋轉，傾斜盤15與傾斜盤外套20之 間的連接面裝有滾珠或者軸承以減少摩擦。飛機要前進時，要使旋翼旋轉平面傾斜，只需操 縱旋翼軸IO上萬向節(jié)13外面的雙作用張拉型液壓千斤頂14推拉上面的傾斜盤外套20，即 可由傾斜盤15，帶動整個旋翼和其上面覆蓋的整流網(wǎng)罩傾斜，以使直升機向前飛行。
綜上，槳葉1在環(huán)形外支撐架3和整流網(wǎng)罩28的保護中；并且其周邊是遮蔽的，槳 葉外端附近的氣流情況大大簡化；槳葉1上的翼刀2利于減小氣流由離心力的作用向槳葉 外端的甩出量；旋翼上的槳葉1明顯擴大了產(chǎn)生升力較大的槳葉外端部分的面積，由連接 輻板11代替了槳葉靠近旋翼軸的根部，并且還可以盡量優(yōu)化槳葉1的造型，最終達到超聲 速旋轉，槳葉以及外支撐架3超聲速旋轉時，聲障落在旋翼的連接輻板11處；旋翼軸處相對 比較簡單，具有容易實施的優(yōu)點。我國利用現(xiàn)有的材料和制造水平以及本方案，將可以開發(fā)
出新一代具有高效.高速.機動性強.震動小.噪音低.適用范圍更廣范的直升機。
權利要求
一種帶有整流網(wǎng)罩的直升機旋翼及其方案，由其上面的整流網(wǎng)罩解決飛機平飛時旋翼兩側的升力差，其特征是主要由旋翼槳葉和一面整流網(wǎng)罩組成，由其整流網(wǎng)罩覆蓋在旋翼槳葉的整個旋轉面的上表面，在飛機平飛時，讓前方來的氣流透過整流網(wǎng)罩而改變方向，向下流動，以使旋翼的槳葉旋轉時不論是前行與后行，均是迎來網(wǎng)孔中的氣流，從而解決后行槳葉減速，左右的升力不均勻的問題。
2. 權利要求1所述的一種帶有整流網(wǎng)罩的直升機旋翼，該旋翼的槳葉外端支撐在環(huán)形 外支撐架上，其特征是由槳轂.數(shù)片旋翼槳葉.環(huán)形外支撐架和一面整流網(wǎng)罩組成，槳葉 均勻的分布在槳轂與環(huán)形外支撐架之間。
3. 權利要求1所述的一種帶有整流網(wǎng)罩的直升機旋翼，在機身內(nèi)可以用遙控裝置調整 槳葉的上迎角，其特征是旋翼的槳轂為環(huán)形，環(huán)形槳轂與旋翼軸由剛性輻板剛性連接；槳 葉外端支撐在環(huán)形外支撐架上，環(huán)形外支撐架的內(nèi)面有一圈凹槽，槽內(nèi)有一圈可以上下移 動的槳葉迎角控制環(huán)；槳葉的外弦有兩個軸主軸與副軸；內(nèi)弦有一個軸，旋翼槳葉外弦的 主軸的軸心線與槳葉內(nèi)弦軸的軸心線在一條直線上；旋翼槳葉的內(nèi)弦與槳轂連接，旋翼槳 葉的外弦主軸與環(huán)形外支撐架連接，外弦副軸和環(huán)形外支撐架主支撐架槽內(nèi)的槳葉迎角控 制環(huán)連接，其連接方式均為軸與軸套的活動連接；槳葉迎角控制環(huán)帶動槳葉外弦副軸的上 下移動由機身內(nèi)的駕駛室中的遙控器遙控操縱。
4. 權利要求3所述的一種帶有整流網(wǎng)罩的直升機旋翼，其特征是在旋翼槳葉上有防 止氣流離心外滑的翼刀。
5. 權利要求3所述的一種帶有整流網(wǎng)罩的直升機旋翼，其特征是旋翼槳葉的前緣為 彎彎的馬刀形。
全文摘要
一種帶有整流網(wǎng)罩的直升機旋翼及其方案該旋翼為剛性槳葉，并且外端有支撐，免去了導致飛機振動的上下?lián)]舞；由其上面的整流網(wǎng)罩解決前飛時旋翼兩側的升力差，在飛機向前飛行時，讓前方來的氣流不直接吹向槳葉，而是透過整流網(wǎng)罩而改變方向，向下流動，從而解決后行槳葉相對減速，左右的升力不均勻的問題，旋翼槳葉可以設計成有利于減小激波阻力的任意形狀，如彎彎的馬刀形狀的槳葉和尖銳的槳葉前緣，非常有效的提高了飛機的機動性和飛行效率；旋翼還有利于達到超聲速旋轉，大大的增加了對飛機的提升力與飛行速度，應用本專利的旋翼直升機，將可打破速度不可能超過每小時420公里的理論限制。
文檔編號B64C27/54GK101712377SQ20091025285
公開日2010年5月26日 申請日期2009年11月26日 優(yōu)先權日2009年11月26日
發(fā)明者吳新保 申請人:吳新保