專利名稱：具有羽翼翼形的雙旋翼共軸直升機的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種具有羽翼翼形的雙旋翼共軸直升機，按國際專利技術(shù)分類為B64C27/04 直升飛機。
背景技術(shù)：
1946年，美國貝爾公司貝爾-47獲得了美國首次頒發(fā)的直升機適航證。從此，直升機的發(fā)展進入了實用階段。迄今，世界上已生產(chǎn)了 200多個直升機型號，產(chǎn)量超過5萬架。直升機已成為航空器中的一個重要組成部分，60多年來直升機技術(shù)已經(jīng)是比較成熟的技術(shù)，為直升機技術(shù)界和業(yè)余愛好者所熟知。但是，仍有諸多的問題長期得不到滿意的解決，尤其近年來在節(jié)能、降噪、提高可靠性及降低使用費等方面的要求日益強烈。而要達到這些目的，必須改變旋翼既作為升力裝置又作為推力裝置的設(shè)計，用單獨的推進裝置提供推力，來減輕旋翼的負擔(dān)。其次是窄而長的槳葉在高速運動中與空氣相作用的過程所產(chǎn)生的震顫和噪聲，以及槳葉的慣性在不斷地揮舞中增加了機械振動，使直升機的可靠性大為遜色。發(fā)明的理論性依據(jù)因為本項發(fā)明的旋翼翼形是受鳥類羽翼翼型的優(yōu)異氣動力效果的啟發(fā)而來，所以我們先以空氣動力學(xué)的觀點簡略介紹羽翼的空氣動力學(xué)特性。需要說明一下，鳥類的羽翼與蝙蝠的皮膜翼同 屬撲翼，是撲翼機撲翼的原型，在研究空氣動力學(xué)時會將羽翼與撲翼相互代替混為一談，這應(yīng)該是可以的。在研究鳥類羽翼的過程中發(fā)現(xiàn)它們共同的特點，即翼下面都有一個穹隆，翼的上面都有一條凸起的翼脊。由于鷹、鶴、雁、鴿、雀等各種鳥類的羽翼々形均不盡相同，使我們無從得到標準羽翼々 形的各項參數(shù)，只好在今后的實驗階段再作進一步的研究，現(xiàn)在根據(jù)它們翼形的共同的特點總結(jié)設(shè)定了最初進行實驗的翼形特征，并約定相關(guān)部位的名稱，如圖1所示翼下面的穹隆和與之對應(yīng)，翼上面的翼脊大多位于前半部分的中部至黃金分割點之間，即1/4分切點至0. 618黃金分割點的范圍內(nèi)，穹隆高度約為翼弦長度的5% 15%，穹隆的前面與翼脊的前面都是由弧線向前緣自然過渡，穹隆的后面被稱作迎面，它與翼脊的后面都是以弧線自然過渡為直線向后緣連接。研究過程中，還始終明確必須先搞明白撲翼空氣動力學(xué)原理，然后依照飛行理論的指導(dǎo)去探尋人類的撲翼飛行解決之道。首先將羽翼與空氣相作用的幾種情況進行了分析，現(xiàn)將其中四種比較典型的情況介紹如下第一種，大型鳥類上下?lián)鋭映岚蚱脚芷痫w最初的情況，如圖2所示。羽翼的翼弦與空氣呈90°相作用，我們看到穹隆的前、后面(迎面)是角度不同而相向的兩個斜面，當(dāng)空氣壓向穹隆時，與空氣接觸角度小的斜面(前面)最先被空氣擠入，于是在兩個斜面之間形成了壓縮氣室，在后續(xù)氣流作用下產(chǎn)生了多米諾骨牌效應(yīng)，壓向穹隆的空氣全被推向后緣，在后緣逸出時形成推力。這一分析也是對“為什么撲翼撲擊出來的空氣具有方向性”的解釋。羽翼的撲擊同時使翼上面產(chǎn)生負壓，上下翼面的壓強差即是升力。分析顯示了翼弦是‘進氣口’，后緣處是‘出氣口’，‘進氣口’、‘出氣口’的口徑與氣流速度成反比。
第二種，鳥類進入定常飛行狀態(tài)的分析，如圖3所示，定常飛行中羽翼與氣流相作用的分析是依飛行速度線和撲擊速度線復(fù)合而成的復(fù)合速度線進行的，是撲翼飛行中顯示產(chǎn)生升力和推力的最基本的撲擊氣動分析圖，它顯示了羽翼是如何輕易地將與飛行速度相同、方向相反的來流加速成為推力的，與圖2相比‘進氣口’的形狀有了很大改變，翼弦與空氣相作用的角度變小后，‘進氣口’由羽翼前緣至后緣的氣流線的垂線，因為飛行速度的關(guān)系，盡管‘進氣口’小了但是進氣量仍有增加。第三種，鳥類進入滑翔飛行狀態(tài)的分析，如圖4所示，滑翔中的飛鳥展開雙翼與氣流作用，此時它要借自身重力不斷降低高度來增加雙翼與氣流的作用，所以雖然保持著平飛的姿態(tài)，取得的卻是一條由高而低的飛行軌跡。說明穹隆的迎面與氣流作用并受到后續(xù)氣流的擠壓，氣體從后緣擠出時仍然形成推力。另外，飛鳥借助上升氣流也可以提升自己的滑翔高度。第四種，垂直起降的氣動力分析，如圖5所示，當(dāng)鳥兒需要垂直起飛時，它會一躍而起豎立著身體兩翼水平方向前后奮力疾速撲擊空氣，驅(qū)使壓縮氣體按一定方向從撲翼前緣向后緣移動的關(guān)鍵仍然是穹隆的前面，略為小的接觸角度使從前面進入的空氣將整個氣室的空氣推向后緣并擠出，形成推力。與第一種情況的不同只在于體位和方向不同，速度和力度不同，穹隆處的氣動力原理是完全一樣的。與其它幾種飛行狀態(tài)不一樣，這時的推力和升力相重合成為一個力，我們叫它推升力，推升力大于重力時起飛；推升力等于重力時懸停；推升力小于重力時降落。從氣動分析圖上可以看到它所形成的進氣口與翼弦重合，出氣口仍然是后緣，說明空氣被最大限度地加速了，也說明它需要最大的撲擊力度，并且所產(chǎn)生的克服自身重力的推升力也相當(dāng)強勁。綜上我們獲得了“撲翼空氣動力學(xué)”理論性初步認識1、在撲翼飛行過程中無論是起飛、常飛、滑翔或垂直起降等，哪一種飛行狀態(tài)，撲翼都與氣流相互作用產(chǎn)生升力和推力。2、從空氣動力學(xué)分析圖上可以觀察到在撲翼下面的穹隆處形成壓縮氣室，氣流由‘進氣口’進入到氣室，從‘出氣口’逸出時完成加速過程形成直接推力，撲翼撲擊空氣是撲翼作為推進器直接將空氣加速產(chǎn)生反作用推力的過程；3、在撲翼上面向上凸起的“翼脊”處，依流體連續(xù)性定理和伯努利定理，氣流速度加大，從而使上表面的壓強減小。由于撲翼上面壓強小，下面壓縮氣室壓強大，兩者之差就形成了升力。

發(fā)明內(nèi)容
(一)要解決的技術(shù)問題本發(fā)明從改進旋翼入手，以具有羽翼翼形的旋翼取代現(xiàn)役的旋翼，從直升機空氣動力學(xué)的原理上進行了改革，繼而引起了控制原理和技術(shù)的變化。它將使現(xiàn)役直升機速度小、航程短、飛行高度低、振動和噪聲大，以及可靠性較差的問題得到解決或改善。使直升機在機械設(shè)備和飛行操縱方面變得簡單，機械維護簡便快捷，飛行安全可靠，造價和使用費大幅降低。依托的技術(shù)手段旋翼工作原理鳥類在飛行時通過撲翼撲擊空氣輕易地將來流加速成推力，同時又在撲翼的上下面造成壓強差形成升力。說明撲翼不但起到飛機升力面的作用，還起到推進器的作用。這使我們想到讓撲翼在定常飛行中撲擊空氣的氣動力分析圖中的情況持續(xù)重現(xiàn)，不間斷地與空氣相作用使壓縮氣室保持永久存在，不間斷地產(chǎn)生升力和推力，那就只有將它移植到直升機的旋翼上才是最合理的選擇。操縱者可以通過調(diào)整旋翼翼弦的迎角，再結(jié)合旋翼轉(zhuǎn)速，來調(diào)整一個合適的升力。在這里旋翼所產(chǎn)生的推力完全融合成為旋翼的旋轉(zhuǎn)力，這將在旋翼轉(zhuǎn)動輕松或高效節(jié)能方面得到顯示。旋翼被動旋轉(zhuǎn)時的奇特氣動效果工作時無論撲翼翼形的旋翼是以“起飛”、“常飛”、“滑翔”、“垂直起降”等哪一種飛
行狀態(tài)與空氣相作用都會產(chǎn)生升力和推力。當(dāng)它主動旋轉(zhuǎn)與空氣相作用時產(chǎn)生升力，所產(chǎn)生的推力則與旋翼的一部分旋轉(zhuǎn)阻力抵消了。被動地與空氣相作用則是一具氣動渦輪風(fēng)車。當(dāng)旋翼依照撲翼“起飛”時的氣動分析圖工作時(翼弦與空氣成九十度相作用)是一種極特殊的情況，從理論上講只有當(dāng)直升機發(fā)動機空中意外停車，并且旋翼停止了轉(zhuǎn)動才會出現(xiàn)，實際上這種情況的出現(xiàn)是不可能的。因為當(dāng)旋翼失去動力，使直升機升力不足已經(jīng)開始下墜，轉(zhuǎn)速驟減的旋翼會與空氣繼續(xù)相作用，產(chǎn)生升力來減緩墜落，過程中駕駛員可以操控旋翼翼弦的迎角獲取最大的升力，減緩下降的速度達到安全著陸。這就是對旋翼遇到空中停車后“自轉(zhuǎn)”的解釋。它的特點是無論主動或被動的旋轉(zhuǎn)，其旋轉(zhuǎn)方向總是一致的。這就是它與現(xiàn)役旋翼、風(fēng)車、電風(fēng)扇之間鮮明的區(qū)別。它的安全效果應(yīng)當(dāng)遠高于現(xiàn)役旋翼，這一特點將使具有羽翼翼形旋翼的直升機成為最安全的直升機。(二)技術(shù)方案1.總體布局以具有羽翼翼形的旋翼取代現(xiàn)役的旋翼，采取雙旋翼共軸式設(shè)計，是本發(fā)明的核心技術(shù)，其他一切設(shè)計均以此為出發(fā)點。升降舵前置，后置水平三角翼及進行橫向控制的副翼，推進器采取尾部設(shè)置的涵道螺旋槳，涵道螺旋槳后有控制舵面，利用后洗氣流進行偏航控制，在機身左右側(cè)面設(shè)置風(fēng)扇，用以前進、后退或左右微量調(diào)整機身懸停位置，飛行中也可以利用一側(cè)風(fēng)扇加大推力來進行偏航控制。懸停中需要原地轉(zhuǎn)向時，將兩側(cè)的側(cè)移風(fēng)扇調(diào)整為一前一后反方向，令其產(chǎn)生迴轉(zhuǎn)力矩達到原地轉(zhuǎn)向的目的。2.羽翼翼形的旋翼只擔(dān)負直升機的升力須要，以達到簡化機械設(shè)備、降低造價、降低能耗、提高升力效率和安全可靠性，大幅降低使用費。3.單獨設(shè)置飛行推進裝置，以解決飛行速度小的問題，簡化機械設(shè)備的目的。又在推進器的尾部設(shè)置方向舵進行方向控制。4.前置升降舵，后置固定翼及進行橫向控制的副翼，以達到平飛時平穩(wěn)，改變飛行高度時僅需搬動升降舵，緊急轉(zhuǎn)彎時可以橫向控制機身向一側(cè)傾斜，配合方向舵迅速完成轉(zhuǎn)向。5.雙旋翼的傳動是由傘形齒輪介輪傳動組合來完成的。上面旋翼的軸從下面旋翼所處軸套口處脫出軸套，傳動裝置就設(shè)計在這里，在套筒口處設(shè)置三個均布的傘形齒輪介輪，通過它們將軸上的傘形齒輪的動力傳遞給置于套筒上的下旋翼的傘形齒輪上，并且改變了轉(zhuǎn)動方向。6.由于翼形的變化，每個槳葉的升力會有數(shù)倍的增加，所以必須解決槳葉根部的彎曲強度的問題和操控改變旋翼迎角的設(shè)計即襟翼的設(shè)計①提高旋翼強度的設(shè)計
旋翼翼型的變化使氣動力學(xué)發(fā)生了根本的變化，繼而帶來了旋翼動作的變化和機械設(shè)計上的變化，以及操縱原理的變化。變化不再要求旋翼有揮舞動作，所以旋翼只需要旋轉(zhuǎn)和調(diào)整迎角，這樣就為旋翼增加拉撐創(chuàng)造了條件。為了應(yīng)對旋翼大幅提高升力帶來的力學(xué)變化和對材料的要求，采取了對旋翼中部翼桁架進行拉撐強化的措施。因為從材料方面解決已沒有余地，而從結(jié)構(gòu)上解決卻比較簡單。具體施行需要將處于旋翼上同一半徑位置的翼桁架加固并安排到翼的上面，在旋翼的前后適當(dāng)?shù)奈恢锰幵O(shè)置拉撐的結(jié)合點。是否需要將各拉撐點通過連桿首尾連接來提高旋翼槳盤的整體性，應(yīng)該通過實驗進行選擇。將拉撐與翼桁架的結(jié)合點放在旋翼的兩根圓管形翼梁的上面，主要是從此結(jié)合點與立軸上的結(jié)合點的高度差來考慮的，高度差越大越合理。(見附圖12)②調(diào)整旋翼迎角的設(shè)計羽翼翼型的旋翼需要增升時將采取改變羽翼翼型的迎面角度來實現(xiàn)，迎面角度的加大改變了翼弦的迎角，使旋翼下面的壓強增大達到加大升力的目的。(見附圖12)(三)有益效果1.羽翼翼型帶來的有益效果本發(fā)明的特點是羽翼翼型的旋翼在直升機上的應(yīng)用，所以在我們分析有益效果時首先是從羽翼翼形上進行分析。①氣動原理的不同使羽翼翼形的旋翼完全區(qū)別于以往的旋翼，旋翼的設(shè)計在一定程度上實現(xiàn)了剛性槳葉的目標，它的嶄新的氣動力學(xué)原理表明升力的產(chǎn)生是旋翼與空氣相作用，使旋翼的上下面產(chǎn)生了比較大的壓強差形成升力，完全擺脫了將空氣自上吸入向下拋出獲得升力的理念；起飛著陸無地效影響；②降低能耗改變壓強差的操控僅僅是改變旋翼的轉(zhuǎn)速或改變旋翼翼弦的迎角。羽翼翼形的寬度使升力面有了數(shù)倍的增加，因為壓縮氣室的關(guān)系旋翼下的壓強也有所加強，旋翼在工作中產(chǎn)生升力的同時還產(chǎn)生推力，這將大大降低旋翼的工作阻力，達到提高工效降低能耗的目的；③安全由于翼形的變化，當(dāng)發(fā)動機發(fā)生空中停車故障時，直升機不斷損失高度，直升機的勢能開始轉(zhuǎn)化為動能，使旋翼變?yōu)楸粍拥嘏c空氣相作用，在旋翼產(chǎn)生推力的作用下繼續(xù)旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力，將墜落轉(zhuǎn)化成安全降落，這將極大地提高直升機安全性能；④大幅降低造價和使用費由于翼形的改變，氣動力學(xué)發(fā)生了根本的改變，旋翼只是單純地做平面圓周運動與空氣相作用，不再有繁復(fù)的動作，對驅(qū)動力的要求降低了，直升機的自重降低了，使直升機造價和使用費大幅降低；⑤噪聲和震動被克服由于翼形的變化，空氣不再與高速旋轉(zhuǎn)的窄而長的槳葉相作用產(chǎn)生噪聲和震動，所以未來的直升機從一兩百米之外飛來時，聲音很可能只相當(dāng)于同距離行駛來的公交車；⑥由于翼形的變化，直升機旋翼的工作原理將不是從上吸入空氣向下排出，也不可能將排出的部分氣流又重新吸入，使槳盤周圍的氣流形成渦環(huán)，這又是提高直升機安全性的一個重要方面；⑦由于翼形的變化，將需要對直升機的各操作系統(tǒng)進行改造，改變后的控制系統(tǒng)將變得格外簡單。2.重新布局產(chǎn)生的有益效果
①羽翼翼形的蝸輪式雙旋翼共軸直升機的布局設(shè)計幾乎適合各種直升機要求，例如它既可以設(shè)計成米-26那樣的大型運輸直升機，也可以設(shè)計成武裝直升機，甚至可以設(shè)計成背負式單人機、遙控?zé)o人機。②“升降舵前置，后置水平三角翼及進行橫向控制的副翼，推進器采取尾部設(shè)置的涵道螺旋槳，涵道螺旋槳后有控制舵面，利用后洗氣流進行偏航控制”。以上這些是為具有羽翼翼形的雙旋翼配置的附屬裝置，如果將這些裝置單獨組合就是一架固定翼飛機，所以本發(fā)明的目的正是為了要使新的直升機可以像固定翼飛機一樣駕駛，又保留了隨意起降的原有優(yōu)點，還發(fā)揚了起重運輸?shù)奶攸c。但必須說明具有旋翼的各種飛行器永遠都不可能達到噴氣機的飛行速度，除非它的旋翼具有收放功能，所以本發(fā)明不追求不合理的飛行速度。③本發(fā)明可以設(shè)計制造成類似米-26那樣作為起重運輸設(shè)備使用，造價或使用費卻僅是十分之一至五分之一。


圖1羽翼翼形各部位標示①穹隆的前面②翼脊③穹?、芤硐尧蓠仿〉挠鎴D2鳥類起飛時羽翼的氣動力分析3鳥類定常飛行中羽翼的氣動力分析4鳥類滑翔時羽翼的氣動力分析5鳥類垂直起降時羽翼的氣動力分析6具有羽翼翼形的雙旋翼共軸直升機主視圖一直升機側(cè)視7具有羽翼翼形的雙旋翼共軸直升機俯視8具有羽翼翼形的雙旋翼共軸直升機前視9具有羽翼翼形的雙旋翼共軸直升機后視10具有羽翼翼形的旋翼主視圖——側(cè)視11具有羽翼翼形的旋翼俯視12具有羽翼翼形的旋翼剖視中0線是旋翼旋轉(zhuǎn)平面基準線圖中A線是旋翼的固有迎角線，其迎角a約為4°圖中B線是旋翼增升操控襟翼使迎角增加了一倍，迎角0約為8°圖中沒有顯示翼桁架。
具體實施例方式本項發(fā)明的實施，關(guān)鍵在于旋翼的細化設(shè)計、各關(guān)鍵數(shù)據(jù)的驗證和確定，最后進行旋翼的實驗臺試驗，取得各項所需數(shù)據(jù)，再不斷地進行進一步的改進達到最優(yōu)。具體實施如下1.旋翼試驗臺的設(shè)計和制作旋翼試驗臺是實現(xiàn)本項發(fā)明的工具類基本設(shè)備，它需要可以多檔次變化轉(zhuǎn)速并顯示旋翼轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)，顯示旋翼靜止狀態(tài)的自重和各種工作狀態(tài)產(chǎn)生的拉力，為試驗機型提供可靠數(shù)據(jù)。2.廣泛搜集羽翼翼形，按照仿生學(xué)原理通過旋翼試驗臺的試驗鑒別出最佳翼形和最佳固有迎角、最佳操縱迎角。3.通過旋翼試驗臺的試驗檢驗旋翼的附屬設(shè)計是否合理及合乎實用要求，如旋翼拉撐、傘形齒輪介輪傳動組合、旋翼的襟翼偏轉(zhuǎn)動作是否靈活可靠等。4.通過旋翼試驗臺的試驗獲知旋翼工作是否有地效產(chǎn)生，以及上下旋翼之間的合理距離是多少。5.通過旋翼試驗臺的試驗獲知旋翼工作中發(fā)動機停車，旋翼是否能夠按照旋翼空氣動力學(xué)原理在墜落過程中與空氣相作用，繼續(xù)旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力達到安全降落。設(shè)想之中這一實驗的完成是將足夠的風(fēng)扇從下向上吹風(fēng)模擬墜落過程，操縱者如何操縱才能獲得最大的升力是試驗?zāi)康摹?.另一個非常重要的問題是旋翼的制作首先應(yīng)選定旋翼翼面及骨架材質(zhì)，繼而設(shè)計好骨架結(jié)構(gòu)，骨架與翼面的結(jié)合方法。這些都要求有材料試驗和骨架結(jié)構(gòu)、旋翼成品的破壞性試驗。為使旋翼制作的各項要求達到一致，應(yīng)制作成形胎具進行保證。7.旋翼設(shè)計制作及實驗的成功，已獲得了 80%的成功，接下來要確定其他附屬設(shè)計的安排，由于這些早已是成熟技術(shù)，所以順利完成應(yīng)該是在正常范圍的預(yù)見之中。
權(quán)利要求
1.一種雙旋翼共軸式直升機，其特征是旋翼采取了羽翼的翼形設(shè)計，并且根據(jù)它的氣動力學(xué)特點對直升機飛行控制系統(tǒng)進行新的布局設(shè)計。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的采取了羽翼翼形設(shè)計的旋翼，其特征是為保持旋翼的翼形在旋翼上均布了數(shù)品翼桁架，翼桁架依它們所在半徑位置的圓弧線制作安裝。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的采取了羽翼翼形設(shè)計的旋翼，其特征是為使旋翼的升力可以進行調(diào)整在旋翼的迎面上設(shè)計了襟翼，襟翼的調(diào)整是通過改變旋翼和襟翼間的角度來完成的。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的采取了羽翼翼形設(shè)計的旋翼，其特征是為提高旋翼承載升力的能力設(shè)計了拉撐。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的進行了新的布局設(shè)計的控制系統(tǒng)，其特征是在直升機前方設(shè)計了鴨式前翼，后方設(shè)計了固定翼，并在固定翼上設(shè)計了副翼和推進器，又在推進器的后方設(shè)計了方向舵，機身的兩側(cè)設(shè)計了兩具風(fēng)扇用以微調(diào)懸?？罩袝r的位置和機身方向。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的共軸式直升機，其特征是雙旋翼之間的傳動是由設(shè)置于下面旋翼所處軸套口處的傘形齒輪介輪傳動組合來完成的。
全文摘要
具有羽翼翼形的雙旋翼共軸直升機，按國際專利技術(shù)分類為B64C 27/04·直升飛機。其總體布局采取雙旋翼共軸式直升機和前置鴨翼的固定翼飛機混搭設(shè)計，升降舵前置，后置水平翼及進行橫向控制的副翼，提供推力的后置涵道螺旋槳后有控制舵面承擔(dān)偏航控制，在機身下面的左右兩個方向設(shè)置風(fēng)扇，用以后退或左右微動調(diào)整機身懸停位置或機身回轉(zhuǎn)。由于翼形的變化，當(dāng)發(fā)動機發(fā)生空中停車故障時，直升機不斷損失高度，造成空氣與旋翼相作用，將直升機的勢能轉(zhuǎn)化為動能，使旋翼依發(fā)動機工作時的旋轉(zhuǎn)方向繼續(xù)旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生升力，將墜落轉(zhuǎn)化成安全降落。本發(fā)明將使現(xiàn)役直升機速度小、航程短、飛行高度低、振動和噪聲大，以及可靠性較差，造價和使用費昂貴的問題得到解決或改善。
文檔編號B64C27/32GK103057703SQ20111031597
公開日2013年4月24日 申請日期2011年10月18日 優(yōu)先權(quán)日2011年10月18日
發(fā)明者顧惠群 申請人:顧惠群