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一種復(fù)合旋轉(zhuǎn)驅(qū)動垂直起降飛行器的制造方法

文檔序號:4136925閱讀:176來源:國知局
一種復(fù)合旋轉(zhuǎn)驅(qū)動垂直起降飛行器的制造方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種復(fù)合旋轉(zhuǎn)驅(qū)動垂直起降飛行器,機身框架固定在底盤上,主軸與安裝在機身框架內(nèi)底部的動力裝置輸出軸固連,主軸另一端依次穿過動力裝置固定座和兩個主軸固定座與同軸旋轉(zhuǎn)的旋翼頭連接,平衡錘安裝在主軸頂端,主動旋翼固定在旋翼頭上,兩從動旋翼通過連接桿裝夾在底盤兩側(cè)的夾頭上;操縱舵面安裝在從動旋翼的后緣外側(cè);能源系統(tǒng)為動力裝置提供能量,控制系統(tǒng)通過監(jiān)測飛行器姿態(tài)、方位,接收控制信號,控制動力裝置轉(zhuǎn)速,偏轉(zhuǎn)操縱舵面用來完成對飛行器的控制;萬向滾珠輪安裝在底盤的下面。飛行器取消了機體用于克服反作用扭矩的尾槳,減少了平衡裝置與機體重量,降低了功率需求,使得飛行器飛行動力有較大提高。
【專利說明】一種復(fù)合旋轉(zhuǎn)驅(qū)動垂直起降飛行器
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種垂直起降飛行器,具體地說,涉及一種復(fù)合旋轉(zhuǎn)驅(qū)動垂直起降飛行器。
【背景技術(shù)】
[0002]一直以來,直升機飛行主要依靠驅(qū)動旋翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的拉力。當(dāng)發(fā)動機通過旋轉(zhuǎn)軸帶動旋翼旋轉(zhuǎn)時,旋翼給空氣以作用扭矩,空氣必然在同一時間以大小相等、方向相反的反作用扭矩作用于旋翼,從而再通過旋翼將這一反作用扭矩傳遞到直升機機體上。如果不采取措施予以平衡,這個反作用扭矩就會使直升機機體逆旋翼轉(zhuǎn)動方向旋轉(zhuǎn)?,F(xiàn)有技術(shù)中的直升機通過尾槳,共軸反槳等不同的布局設(shè)計來平衡其反作用力,而無法將這個反作用扭矩轉(zhuǎn)化為有效的飛行動力。這樣不僅增加了飛行器的平衡裝置與機體重量,同時還需要提供額外的功率。
[0003]在現(xiàn)有公開的相關(guān)文獻中,還未見有提出將旋翼產(chǎn)生的反作用扭矩轉(zhuǎn)換為有效的飛行動力的示例。因此,設(shè)計一種新構(gòu)型的旋翼飛行器,能夠?qū)⒂泻Φ姆醋饔门ぞ剞D(zhuǎn)換為有效的飛行動力,解決因反作用扭矩造成的旋翼飛行器的諸多不足,具有十分重要意義。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]針對現(xiàn)有技術(shù)中旋翼飛行器需要克服反作用扭矩而需要增加平衡裝置與機體重量的問題,本發(fā)明提出一種復(fù)合旋轉(zhuǎn)驅(qū)動垂直起降飛行器,通過動力裝置帶動主動旋翼轉(zhuǎn)動,主動旋翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力的同時對機體產(chǎn)生反作用扭矩,帶動安裝在底盤上的大展弦比的從動旋翼反向旋轉(zhuǎn),使飛行器在主動旋翼的驅(qū)動下,獲得由主動旋翼產(chǎn)生的升力和從動旋翼產(chǎn)生的升力,將有害的反作用扭矩轉(zhuǎn)變?yōu)橛行У纳μ峁┙o飛行器。
[0005]本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是:包括平衡錘、連桿、旋翼頭、主動旋翼、主軸、主軸限位擋圈、主軸固定座、軸承、動力裝置固定座、動力裝置、機身框架、底盤、能源系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、從動旋翼、操縱舵面、萬向滾珠輪,機身框架固定在底盤中心部位,動力裝置安裝在機身框架內(nèi)底部,且與動力裝置固定座固連,兩個主軸固定座分別位于機身框架內(nèi)動力裝置固定座的上部,主軸固定座中心安裝有軸承,主軸底端與動力裝置輸出軸固連,主軸依次穿過動力裝置固定座和兩個主軸固定座與同軸旋轉(zhuǎn)的旋翼頭連接,并通過兩個主軸限位擋圈定位,平衡錘安裝在主軸頂端的橫軸上,兩個連桿一端分別安裝在平衡錘的兩個萬向節(jié)上,另一端安裝在旋翼頭的兩個萬向節(jié)上,能源系統(tǒng)固定在底盤上,位于機身框架的兩側(cè),控制系統(tǒng)安裝在底盤上,位于機身框架的一端;主動旋翼固定在旋翼頭的夾頭上,兩從動旋翼通過連接桿分別裝夾在底盤兩側(cè)的夾頭上,安裝角為1°?7°,操縱舵面安裝在從動旋翼延展方向的后緣外側(cè),從動旋翼產(chǎn)生的升力與主動旋翼產(chǎn)生的升力之比大于1,單片主動旋翼的展弦比為2?5,單片從動旋翼的展弦比為6?10,單片從動旋翼的展長與單片主動旋翼展長之比為2?4,單片從動旋翼的弦長與單片主動旋翼弦長之比為5?8,從動旋翼的直徑與主動旋翼的直徑之比為3?5 ;所述平衡錘的軸線與旋翼頭的軸線的水平夾角為45° ;萬向滾珠輪位于底盤下面。
[0006]所述能源系統(tǒng)為動力裝置提供能量;所述控制系統(tǒng)通過監(jiān)測飛行器姿態(tài)、方位,接收控制信號,控制動力裝置轉(zhuǎn)速,偏轉(zhuǎn)操縱舵面用來完成對飛行器的控制。
[0007]所述萬向滾珠輪均布相間為120°。
[0008]有益效果
[0009]本發(fā)明提出的一種復(fù)合旋轉(zhuǎn)驅(qū)動垂直起降飛行器,取消了機體用于克服反作用扭矩的尾槳,減少了平衡裝置與機體重量,降低了功率需求;通過動力裝置帶動主動旋翼轉(zhuǎn)動,主動旋翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力的同時對機體產(chǎn)生反作用扭矩,帶動安裝在底盤上的大展弦比的從動旋翼反向旋轉(zhuǎn),從而使飛行器在主動旋翼的驅(qū)動下,獲得由主動旋翼產(chǎn)生的升力和從動旋翼產(chǎn)生的升力;使得飛行器飛行動力提高了一倍以上,將有害的反作用扭矩轉(zhuǎn)換成為有效的升力提供給飛行器。平衡錘起到增加主動旋翼的阻尼,配平主動旋翼的升力以及平衡機身的作用。安裝在從動旋翼上的操縱舵面用于飛行操縱。利用操縱舵面的偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的氣動力通過氣彈作用使從動旋翼變距,完成對機體的操縱。通過操縱舵面周期性的偏轉(zhuǎn)實現(xiàn)飛行姿態(tài)控制。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0010]下面結(jié)合附圖和實施方式對本發(fā)明一種復(fù)合旋轉(zhuǎn)驅(qū)動垂直起降飛行器作進一步的詳細說明。
[0011]圖1為本發(fā)明復(fù)合旋轉(zhuǎn)驅(qū)動垂直起降飛行器的飛行原理示意圖。
[0012]圖2為復(fù)合旋轉(zhuǎn)驅(qū)動垂直起降飛行器軸側(cè)圖。
[0013]圖3為復(fù)合旋轉(zhuǎn)驅(qū)動垂直起降飛行器主視圖。
[0014]圖4為復(fù)合旋轉(zhuǎn)驅(qū)動垂直起降飛行器的機體中部位軸側(cè)圖。
[0015]圖5為復(fù)合旋轉(zhuǎn)驅(qū)動垂直起降飛行器的主軸固定座、動力裝置固定座與機身框架部位軸側(cè)圖。
[0016]圖中:
[0017]1.平衡錘 2.連桿 3.旋翼頭 4.主動旋翼 5.主軸 6.主軸限位擋圈7.主軸固定座 8.軸承 9.動力裝置固定座 10.動力裝置 11.機身框架12.底盤 13.能源系統(tǒng) 14.控制系統(tǒng) 15.從動旋翼 16.操縱舵面17.萬向滾珠輪
【具體實施方式】
[0018]本實施例為一種復(fù)合旋轉(zhuǎn)驅(qū)動垂直起降飛行器。
[0019]參閱圖1-圖5,復(fù)合旋轉(zhuǎn)驅(qū)動垂直起降飛行器由平衡錘1、連桿2、旋翼頭3、主動旋翼4、主軸5、主軸限位擋圈6、主軸固定座7、軸承8、動力裝置固定座9、動力裝置10、機身框架11、底盤12、能源系統(tǒng)13、控制系統(tǒng)14、從動旋翼15、操縱舵面16、萬向滾珠輪17組成;平衡錘I安裝在主軸5頂部的橫軸上。兩個連桿2的一端安裝在平衡錘I的兩個萬向節(jié)上,另一端安裝在旋翼頭3的兩個萬向節(jié)上。旋翼頭3安裝在平衡錘I下方的主軸5上。平衡錘I的軸線與旋翼頭3的軸線的水平夾角為45°,平衡錘I起到增加主動旋翼4的阻尼、配平主動旋翼4的升力以及平衡機身的作用。[0020]兩片主動旋翼4安裝在旋翼頭3的兩端夾頭上,主動旋翼4的正轉(zhuǎn)方向為逆時針。兩個主軸固定座7安裝在機身框架11內(nèi)上端,主軸固定座7的中心安裝有軸承8,主軸5穿過兩個主軸固定座7的軸承8并通過兩個主軸限位擋圈定位。動力裝置固定座9安裝在機身框架11內(nèi)中間部位,位于主軸固定座7的下方。動力裝置10安裝在機身框架11內(nèi)底部,與且動力裝置固定座9固連。主軸5的底端與動力裝置10的輸出軸連接。機身框架11安裝在底盤12的中心。能源系統(tǒng)13安裝在底盤12上機身框架11的兩側(cè)??刂葡到y(tǒng)14安裝在裝在底盤12上機身框架11的后端部;兩片從動旋翼15通過連桿一端的接頭安裝在底盤12兩側(cè)的夾頭上,其安裝角為5°。操縱舵面16安裝在從動旋翼15延展方向的后緣外側(cè)。萬向滾珠輪17安裝在底盤12的下表面,三個相鄰的萬向滾珠輪17之間夾角為120°,底盤12安裝三個萬向滾珠輪17既可起支撐作用,也可在平面各方向移動旋轉(zhuǎn)。
[0021 ] 在飛行時,通過動力裝置10帶動主動旋翼4轉(zhuǎn)動,產(chǎn)生升力的同時通過主動旋翼4轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的反作用扭矩帶動安裝在底盤12上的大展弦比從動旋翼15反向轉(zhuǎn)動產(chǎn)生升力。飛行器依靠從動旋翼和旋翼槳葉提供的兩部分升力起降飛行,其中從動旋翼產(chǎn)生的升力與主動旋翼產(chǎn)生的升力之比大于I。
[0022]主動旋翼4采用固接的方式與旋翼頭3相連接,單片主動旋翼的展弦比為2?5 ;從動旋翼15固定安裝在底盤的夾頭上,其安裝角為1°?V ;單片從動旋翼的展弦比為6?10 ;單片從動旋翼的展長與單片主動旋翼展長之比為2?4 ;單片從動旋翼15的弦長與單片主動旋翼弦長之比為5?8 ;從動旋翼的直徑與主動旋翼的直徑之比為3?5。
[0023]在飛行過程中,平衡錘的軸線與旋翼頭的軸線的水平夾角為45° ;平衡錘I起到增加主動旋翼4的阻尼、配平主動旋翼4的升力以及平衡機身的作用。主動旋翼4提供初始升力并誘發(fā)反作用扭矩。從動旋翼15受到主動旋翼4產(chǎn)生的反作用扭矩的作用相對主動旋翼4反向旋轉(zhuǎn),產(chǎn)生了供全機飛行的主要升力。安裝在從動旋翼15上的操縱舵面16用于飛行操縱。利用操縱舵面16的偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的氣動力通過氣彈作用使從動旋翼15變距,完成對機體的操縱。通過操縱舵面16周期性的偏轉(zhuǎn)實現(xiàn)飛行姿態(tài)控制。通過能源系統(tǒng)為動力裝置提供能量;控制系統(tǒng)通過監(jiān)測飛行器姿態(tài)、方位,接收控制信號,控制動力裝置轉(zhuǎn)速,偏轉(zhuǎn)操縱舵面來完成對飛行器的控制。
[0024]本實施例復(fù)合旋轉(zhuǎn)驅(qū)動垂直起降飛行器的飛行狀態(tài)如以下描述:
[0025]如圖1所示,復(fù)合旋轉(zhuǎn)驅(qū)動垂直起降飛行器,主動旋翼4的槳盤形狀可視作一個圓形區(qū)域;從動旋翼15由于安裝在底盤12的外側(cè),并由連接桿外伸出去,其槳盤形狀可視作一個圓環(huán)形區(qū)域;主動旋翼4的槳盤投影到從動旋翼15的槳盤所在平面的區(qū)域在從動旋翼15的槳盤圓環(huán)面的內(nèi)圓里,故主動旋翼4的槳盤與從動旋翼15的槳盤之間的氣流干擾很小。
[0026]復(fù)合旋轉(zhuǎn)驅(qū)動垂直起降飛行器起飛時,動力裝置10通過主軸5、旋翼頭3帶動主動旋翼4逆時針旋轉(zhuǎn),對機體產(chǎn)生了順時針的反作用扭矩,帶動固定在底盤12的從動旋翼15順時針旋轉(zhuǎn)。通過有主動旋翼4和從動旋翼15旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的升力使飛行器離地起飛。
[0027]復(fù)合旋轉(zhuǎn)驅(qū)動垂直起降飛行器降落,通過降低動力裝置10的轉(zhuǎn)速,進而使主動旋翼4和從動旋翼15的轉(zhuǎn)速都降低,升力減少,進而逐漸從空中平穩(wěn)降落到地面。
[0028]復(fù)合旋轉(zhuǎn)驅(qū)動垂直起降飛行器,在空中旋轉(zhuǎn)飛行時,通過控制系統(tǒng)14定位飛行器所在的方位,姿態(tài),高度。安裝在從動旋翼15上的操縱舵面用于飛行操縱。當(dāng)飛行器向某個方向飛行時,從動旋翼15所在水平軸線的投影旋轉(zhuǎn)到該方位時,偏轉(zhuǎn)操縱舵面16使得操縱舵面的氣動力變化,使得從動旋翼15通過氣彈作用產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)變距,達到所需的槳距角。機體整體傾斜,產(chǎn)生沿該方向的水平分力,飛行器沿該方向飛行。由于飛行器在空中旋轉(zhuǎn),因此,通過操縱舵面16周期性的在從動旋翼旋轉(zhuǎn)到飛行方向時的偏轉(zhuǎn),實現(xiàn)飛行器飛行姿態(tài)控制持續(xù)沿飛行方向飛行。
【權(quán)利要求】
1.一種復(fù)合旋轉(zhuǎn)驅(qū)動垂直起降飛行器,其特征在于:包括平衡錘、連桿、旋翼頭、主動旋翼、主軸、主軸限位擋圈、主軸固定座、軸承、動力裝置固定座、動力裝置、機身框架、底盤、能源系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、從動旋翼、操縱舵面、萬向滾珠輪,機身框架固定在底盤中心部位,動力裝置安裝在機身框架內(nèi)底部,且與動力裝置固定座固連,兩個主軸固定座分別位于機身框架內(nèi)動力裝置固定座的上部,主軸固定座中心安裝有軸承,主軸底端與動力裝置輸出軸固連,主軸依次穿過動力裝置固定座和兩個主軸固定座與同軸旋轉(zhuǎn)的旋翼頭連接,并通過兩個主軸限位擋圈定位,平衡錘安裝在主軸頂端的橫軸上,兩個連桿一端分別安裝在平衡錘的兩個萬向節(jié)上,另一端安裝在旋翼頭的兩個萬向節(jié)上,能源系統(tǒng)固定在底盤上,位于機身框架的兩側(cè),控制系統(tǒng)安裝在底盤上,位于機身框架的一端;主動旋翼固定在旋翼頭的夾頭上,兩從動旋翼通過連接桿分別裝夾在底盤兩側(cè)的夾頭上,安裝角為1°?7°,操縱舵面安裝在從動旋翼延展方向的后緣外側(cè),從動旋翼產(chǎn)生的升力與主動旋翼產(chǎn)生的升力之比大于1,單片主動旋翼的展弦比為2?5,單片從動旋翼的展弦比為6?10,單片從動旋翼的展長與單片主動旋翼展長之比為2?4,單片從動旋翼的弦長與單片主動旋翼弦長之比為5?8,從動旋翼的直徑與主動旋翼的直徑之比為3?5 ;所述平衡錘的軸線與旋翼頭的軸線的水平夾角為45° ;萬向滾珠輪位于底盤下面。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的復(fù)合旋轉(zhuǎn)驅(qū)動垂直起降飛行器,其特征在于:所述能源系統(tǒng)為動力裝置提供能量;所述控制系統(tǒng)通過監(jiān)測飛行器姿態(tài)、方位,接收控制信號,控制動力裝置轉(zhuǎn)速,偏轉(zhuǎn)操縱舵面用來完成對飛行器的控制。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的復(fù)合旋轉(zhuǎn)驅(qū)動垂直起降飛行器,其特征在于:所述萬向滾珠輪均布相間為120°。
【文檔編號】B64C27/12GK103847960SQ201410103111
【公開日】2014年6月11日 申請日期:2014年3月20日 優(yōu)先權(quán)日:2014年3月20日
【發(fā)明者】杜歡, 王正平 申請人:西北工業(yè)大學(xué)
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