專利名稱：旋翼的反方向雙旋轉推動方式的制作方法
技術領域：
本發(fā)明屬于一種直升機旋翼的新推動方式。
現(xiàn)有技術的直升機發(fā)動機經機械傳動推動旋翼。機身受反作用扭矩影響會旋轉?！捌胶馍π砼ぞ鼗蚋淖冃頇C方向的輔助旋翼”(《國際專利分類表》B64C 27/82)采用了尾槳或尾部反轉旋翼。自1939年Νгорь Сикорский提出在尾梁端裝設一個水平軸小螺旋槳即尾槳以來，至今已沿用50年?？捎猛七M式或拉進式力。后來，美國西科斯基公司的UH-60又采用了傾斜軸尾槳，以便同時得到一個垂向拉力分量。采用在尾部設置反向旋轉旋翼的首尾反向雙旋轉旋翼方式也已很久。這些不可缺少的尾槳或尾翼使機身造型及性能受到限制，又費能源。
本發(fā)明的目的是不要輔助旋翼;而用結構簡單、效率更高、節(jié)約燃料又更適于軍用的方式取代其功能。
本發(fā)明的特征是將原推動直升機旋翼的一個大發(fā)動機功率一分為二，改為旋翼采用兩個功率大小相等的反方向雙旋轉動力系統(tǒng)推動。這兩個反向發(fā)動機共同作用對旋翼所做的功及驅動旋翼旋轉的總效果，與一個發(fā)動機系統(tǒng)的基本相同。
與現(xiàn)有技術相比①.采用尾槳時，為了使旋翼和尾槳相互干擾最小，必須在兩者之間設有足夠的間距。這樣，尾槳軸較長，增加了機身重量，浪費了尾槳用能源。
②.首尾反旋轉縱列雙旋翼的交疊部分，在計算槳盤載荷時，由于只取凈投影面積，因而浪費了旋翼的一部分能量。
③.本發(fā)明用反向雙旋轉動力系統(tǒng)推動旋翼的方式，省去了尾槳和尾旋翼，使直升機結構簡化，維修變易，穩(wěn)定性、操縱性及靈活性更好，減少軍用直升機受擊目標，自重減輕，能量利用率提高。現(xiàn)代直升機，每增加1Kg重量，成本增加幾千美元。因此，省去尾槳或尾部反轉旋翼及其有關結構，提高了經濟性。
本發(fā)明的實施例示意圖，見附圖設順時針旋轉為“+”，逆時針旋轉“-”。


圖1-現(xiàn)有技術，經奇數(shù)級變速;圖2-現(xiàn)有技術，經偶數(shù)級變速;
圖3-本發(fā)明用，經偶數(shù)級變速;圖4-本發(fā)明用，經奇數(shù)級變速;
現(xiàn)有技術的直升機發(fā)動機1經變速2(圖1為奇數(shù)級、圖2為偶數(shù)級)機械傳動，推動旋翼3旋轉。機身受反作用扭矩6的影響，發(fā)生與發(fā)動機軸1反方向的旋轉。為了抵消扭矩6，采用與發(fā)動機軸1同向而數(shù)值相等的尾槳P4產生的力矩M7＝P44·L作用在面身上，阻止機身的旋轉運動或控制方向。
本發(fā)明用兩個功率可以等值、反向的小發(fā)動機1′和9′(圖3用偶數(shù)級變速器8、圖4用奇數(shù)級變速器8)代替一個大發(fā)動機1及尾槳P4的作用推動旋翼3，從而省去尾槳P4，即1′或9′發(fā)動機的功率＝發(fā)動機1的功率×1/2;
1′機產生的反力矩M6′＝發(fā)動機1的M6×1/2＝-9′機的M7′附圖標記如下1與1′-發(fā)動機，2-變速器，3-旋翼，4-尾翼，6與6′-發(fā)動機1與1′引起的反旋轉力矩M6與M6′，7與7′-尾槳P4與發(fā)動機9′產生的力矩M7與M7′，8-發(fā)動機9′用的變速器，9′-反向轉發(fā)動機。
權利要求
一種直升機旋翼的推動方式，其特征是旋翼采用兩個功率大小相等的反方向雙旋轉動力系統(tǒng)推動。
全文摘要
本發(fā)明屬于一種直升機旋翼的推動方式，其特征是旋翼采用兩個功率大小相等的反方向雙旋轉動力系統(tǒng)推動，省去了尾槳和尾部反轉旋翼。它使直升機結構簡化，維修容易，穩(wěn)定性、操縱性及靈活性更好，更適于軍事要求，節(jié)約燃料，減輕自重，具有很大的經濟意義。
文檔編號B64C27/82GK1061570SQ90109018
公開日1992年6月3日 申請日期1990年11月17日 優(yōu)先權日1990年11月17日
發(fā)明者祝子高, 程正華, 楊肇原, 祝虹 申請人:祝子高