本發(fā)明屬于航空技術領域，特別是涉及一種應用于小型復合式直升機的全動機翼機構。

背景技術：

復合式直升機是為追求速度而生。一般意義上講復合式直升機是將固定翼部件與直升機布局相結合，傳統(tǒng)復合式布局是在普通直升機上增加輔助升力系統(tǒng)和輔助推力系統(tǒng)，輔助升力系統(tǒng)即為機翼，輔助推力系統(tǒng)即為推力螺旋槳或推力涵道風扇。經典復合式直升機布局包含復合機翼系統(tǒng)(分擔旋翼升力)和安裝于尾部的推進系統(tǒng)(提供額外的前進推力)；

復合式直升機有許多優(yōu)點，首先它的速度突破了普通直升機的極限，由于其旋翼被卸載，直升機振動水平較低，由于其中高速氣動效率高，增加了航程和航時，而因其增加了升力推力輔助系統(tǒng)，飛機的機動性也提升。但是復合式直升機也有一些缺點，由于其增加了輔助升力和推力系統(tǒng)，全系統(tǒng)的重量有所增加，另外由于各系統(tǒng)間的相互氣動干擾，尤其是旋翼和機翼間的相互氣動干擾，使得復合式直升機懸停效率比常規(guī)型式直升機低。同時復合機翼增加了直升機進入自旋狀態(tài)的難度，使飛機的自轉下滑能力下降，安全性有損等。

對于復合式直升機來說，機翼既是提供升力卸載旋翼的重要部件，又是懸停和前飛時的主要干擾源。這一氣動損失在懸停的時候格外明顯，懸停時因沒有前飛動力，機翼無氣動效果，平放接近平板作用，阻擋下洗流，是巨大的阻力源，降低懸停效率，影響復合式直升機在懸停時的性能?，F(xiàn)有復合式直升機速度鷹選擇在懸停時將副翼下擺90度，減小懸停損失，并且副翼面積很大，盡量降低機翼在懸停時的弊端。但是這樣依舊有損失面積。若采用全動翼面，這在固定翼平尾上有全動實現(xiàn)，減少一個舵面做全尾翼運動，提供舵偏力矩。固定翼飛機機翼部件未見全動應用來去除副翼結構，由于其結構強度帶來的重量問題并不劃算。前飛時直升機出現(xiàn)故障，需進入自旋狀況，機翼又是一個阻礙部件，將阻礙旋翼進入自轉狀態(tài)。在復合式直升機懸停轉前飛過渡階段，機身姿態(tài)角變化，使固定式機翼迎角處在非理想狀態(tài)，性能不佳。

技術實現(xiàn)要素：

為了克服上述現(xiàn)有技術的不足，本發(fā)明提供一種應用于小型復合式直升機的全動機翼機構，以解決小型復合式直升機機翼部件降低懸停性能、增大干擾阻力的問題。全動機翼舍去副翼部件，可針對不同飛行狀態(tài)，改變機翼迎角，使機翼在各飛行階段下都處在最優(yōu)攻角位，同時提供舵面操縱力矩，減輕旋翼操縱負擔，在特定故障(發(fā)動機停車，旋翼無動力旋轉)情況下減少機翼對于旋翼入流的不良影響。

本發(fā)明應用于小型復合式直升機的全動機翼機構，一種應用于小型復合式直升機的全動機翼機構，包括左機翼、右機翼、機翼主梁、活動鉸、固定梁與操縱連桿機構。

所述左機翼與右機翼對稱設置于機身兩側，內部均安裝有沿展向設置的機翼主梁?；顒鱼q為兩個，由變距軸與活動鉸外殼兩者通過軸承內外套接構成，形成轉動副。

上述兩個活動鉸分別用來實現(xiàn)左機翼、右機翼與固定梁間端部間的連接；固定梁中段安裝于機身內部支架上。兩個活動鉸各通過一套操縱連桿機構控制，實現(xiàn)活動鉸外殼相對變距軸的轉動，進而使左機翼與右機翼繞機翼主梁軸線的轉動，實現(xiàn)左機翼與右機翼的攻角改變。

本發(fā)明的優(yōu)點在于：

1、本發(fā)明應用于小型復合式直升機的全動機翼機構，解決了復合式直升機在多工況飛行時，機翼攻角固定帶來的不良影響；

2、本發(fā)明應用于小型復合式直升機的全動機翼機構，結構簡單，可應用于小型(總重量約200kg以下)的復合式直升機；

3、本發(fā)明應用于小型復合式直升機的全動機翼機構，在復合式直升機懸停時機翼豎直，減小對懸停效率的不良影響，提高全機氣動效率；在復合式直升機懸停轉前飛過渡過程中，全動機翼攻角不隨機身姿態(tài)角改變，可以更好的適應過渡過程，加快過渡進程，減少功率損耗，提高最終飛行速度；在復合式直升機穩(wěn)定前飛時，全動機翼機構操縱機翼面水平，根據(jù)氣流微調攻角，并且差動操縱攻角，可提供與固定翼機翼副翼等效的滾轉力矩；在復合式直升機急于減速時，機翼可調整至豎直位置提供阻力板作用，當直升機出現(xiàn)事故時，機翼可旋轉讓開入流，降低機翼阻礙旋翼入流進入自旋的難度。

附圖說明

圖1為本發(fā)明全動機翼機構結構示意圖；

圖2為本發(fā)明全動機翼機構中活動鉸及其連接方式示意圖；

圖3為本發(fā)明全動機翼機構中直升機前飛時，操縱連桿機構示意圖；

圖4為本發(fā)明全動機翼機構中直升機懸停時，操縱連桿機構示意圖；

圖5為本發(fā)明全動機翼機構在直升機前飛時的狀態(tài)示意圖；

圖6為本發(fā)明全動機翼機構在直升機懸停時的狀態(tài)示意圖。

圖中：

1-左機翼 2-右機翼 3-機翼主梁

4-活動鉸 5-固定梁 6-操縱連桿機構

7-機身 8-限位塊 401-活動鉸外殼

402-軸承套筒 403-變距軸 404-前部滾動軸承

405-后部滾動軸承 406-頂蓋 601-舵機

602-舵機搖臂 603-搖臂連桿 604-變距搖臂

具體實施方式

下面結合附圖和實施例對本發(fā)明進一步說明。

本發(fā)明全動機翼機構包括應用于的復合式直升機，對復合式直升機的機翼及其連接方式進行改進，包括左機翼1、右機翼2、機翼主梁3、活動鉸4、固定梁5與操縱連桿機構6，如圖1所示。

所述左機翼1與右機翼2對稱設置于機身7左右兩側，內部均安裝有沿展向設置的機翼主梁3；結合氣動力矩和結構強度的綜合考慮，本發(fā)明中機翼主梁3的弦向位置位于距機翼弦長前緣30％弦長長度的位置，且介于機翼氣動焦點和最大厚度之間。左機翼1與右機翼2上的機翼主梁3末端采用相同方式安裝有活動鉸4，且通過活動鉸4分別與固定梁5兩端相連。

所述活動鉸4包括活動鉸外殼401、軸承套筒402與變距軸403，如圖2所示；其中，活動鉸外殼401前端端部設計有圓柱狀連接端，插入機翼主梁3末端同軸設計的插槽內，通過膠接固定。變距軸403與活動鉸外殼401同軸設置，前部位于活動鉸外殼401內，通過活動鉸外殼401內軸向設置的兩個滾動軸承與活動鉸外殼401相連，可實現(xiàn)活動鉸外殼401的光滑滾動。變距軸403末端插入固定梁5端部設計的圓筒狀結構內，通過側壁貫穿螺栓實現(xiàn)變距軸403與固定梁5固定。令上述兩個滾動軸承分別為前部滾動軸承404與末端滾動軸承405，則前部滾動軸承404與后部滾動軸承405的安裝方式為：前部滾動軸承404外圈通過活動鉸外殼401內壁設計的定位臺肩，實現(xiàn)前向定位；末端滾動軸承405外圈通過活動鉸外殼末端上的環(huán)形墊片，實現(xiàn)后向定位；前部滾動軸承404外圈與末端滾動軸承外圈405之間的相對定位，通過套在變距軸403上的軸承套筒402實現(xiàn)。前部滾動軸承404內圈通過由螺栓同軸固定在變距軸403前端面上的頂蓋406，實現(xiàn)前向定位；前部滾動軸承404內圈與末端滾動軸承405內圈之間的相對定位，通過變距軸403周向上設計的環(huán)形凸臺實現(xiàn)；同時該環(huán)形凸臺還實現(xiàn)了末端滾動軸承405內圈的前向定位；末端滾動軸承405內圈的后向定位，通過固定梁5端部的環(huán)形端面實現(xiàn)。由此通過該控制兩個活動鉸外殼401的滾動，即可實現(xiàn)左機翼1與右機翼2的攻角改變，且左機翼1與右機翼2可分別的靈活改變攻角，實現(xiàn)全動機翼迎角變化和差動滾轉。

上述固定梁5中部設計為梁型結構，通過螺栓固定安裝于機身7內部的安裝支架上，且在固定梁5與安裝支架間設置有減震橡膠墊；以此實現(xiàn)本發(fā)明全動機翼與機身7間的安裝固定。上述全動機翼安裝于機身7靠下位置，減小旋翼與機翼氣動干擾；同時全動機翼與機身7間還需滿足：全動機翼的氣動焦點與機身7重心均位于旋翼軸前方，靠近旋翼軸，且位于同一條垂直于水平面的直線上。

上述左機翼1與右機翼2的變攻角的控制，分別通過一套操縱連桿機構6實現(xiàn)。操縱連桿機構6包括舵機601、舵機搖臂602、搖臂連桿603和變距搖臂604，如圖3、圖4所示。其中，舵機搖臂602的輸入端與舵機601輸出軸固連，輸出端與搖臂連桿603輸入端間通過微型軸承相連，搖臂連桿603輸出端通過微型軸承與變距搖臂604輸入端相連；變距搖臂604的輸出端與活動鉸外殼401固定；進而可將舵機搖臂602、搖臂連桿603、變距搖臂604以及舵機搖臂602輸入端與變距搖臂604輸出端的轉動軸線連線四者間視為一個四連桿機構；其中舵機搖臂602、搖臂連桿603與變距搖臂604三者長度比為30:26:45。由此左機翼1與右機翼2通過操縱連桿機構可將舵機601輸出軸的120度內角度變化轉換為左機翼1與右機翼2的90度豎直狀態(tài)到-20度的攻角變化，如圖5、圖6所示；且通過在固定梁5外壁上設計兩個限位塊，限制變距搖臂604的轉動范圍，進而限制了左機翼1與右機翼2攻角變化超出操縱范圍，即-20度到90度，避免了氣動力突發(fā)作用導致機翼迎角超量程變化范圍對操縱連桿機構的傷害。

應用本發(fā)明全動機翼機構的復合式直升機在處于懸停狀態(tài)時，為最大可能的減小干擾，通過操縱連桿機構6控制左機翼1與右機翼2均處于90度豎直狀態(tài)，如圖5所示；通過操縱連桿機構6控制機翼應氣流速度變化，逐漸偏轉為水平狀態(tài)，使復合式直升機由懸停狀態(tài)過渡至穩(wěn)定前飛狀態(tài)，此時左機翼1與右機翼2處于水平狀態(tài)，且可具有正負20度的迎角變化范圍，如圖6所示，由此可讓左機翼1與右機翼2避開機身7姿態(tài)角變化的不良影響，并通過差動操縱可提供相當于副翼滾轉的操縱力矩。在復合式直升機急于減速時，機翼可調整至豎直位置狀態(tài)，可提供應飛行需求的減速板作用。在復合式直升機出現(xiàn)事故時，通過操縱連桿機構6控制左機翼1與右機翼2的旋轉，讓開入流，降低左機翼1與右機翼2阻礙旋翼入流進入自旋的難度。