[發明專利]傾轉尾部高速直升機

在審

• 申請號: 201710956332.0
• 申請日: 2017-10-16
• 公開（公告）號: CN107697279A
• 公開（公告）日: 2018-02-16
• 發明（設計）人: 江富余
• 申請（專利權）人: 江富余
• 主分類號: B64C27/08
• 分類號: B64C27/08;B64C27/82
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

技術領域

本發明涉及一種能垂直升降、懸停、向前飛行、向后飛行，向側面飛行的傾轉尾部高速直升機。

背景技術

目前公知的能實現垂直升降、懸停、前后左右飛行的成功方法有單旋翼直升機，它的水平旋翼轉速、旋翼槳距可以被控制。它通過操縱總距和發動機油門相應改變控制垂直升降，通過周期變距控制，改變水平旋翼的升力矢量，實現縱向操縱和橫向操縱。水平飛行時，因前行槳葉加速和后行槳葉減速引起前行槳葉升力增加和后行槳葉升力減少的升力不對稱現象，需要槳葉揮舞裝置消除這個升力不對稱現象。由旋轉面與水平面垂直的尾螺旋槳抵消水平旋翼的扭矩效應，并實現方向操縱。其缺點是槳盤結構復雜，需要周期變距控制器來實現橫向操縱和縱向操縱，水平旋翼的操縱負擔重，旋轉面垂直的尾部螺旋槳不產生垂直方向的升力，降低了飛行的效率，直升機重心位置縱向變化易影響穩定飛行，前飛速度越快，前行槳葉向上揮舞角度越大，震動相應增大，因前行槳葉激波效應和后行槳葉失速效應影響，向前水平飛行的速度較慢。

發明內容

為了提高水平飛行速度，降低行槳葉激波效應和后行槳葉失速效應對飛行速度的影響，提高飛行效率，本發明提供一種傾轉尾部高速直升機，該直升機采用橫列雙主旋翼結構，兩主旋翼的轉向相反，因主旋翼槳距由總距控制，不設置周期變距裝置控制，簡化了主旋翼部分的結構，主旋翼只提供垂直方向的升力克服機體的重量，不提供高速水平飛行的驅動力，主旋翼可以采用較低的轉速工作，尾部采用橫向、縱向小型固定翼和兩個轉向相反的螺旋槳組成的可傾轉尾部，由尾部傾轉機構控制傾轉尾部在垂直升降階段和水平飛行階段采用不同的工作方式控制飛行，尾部螺旋槳槳尖旋轉面的直徑小于主旋翼槳尖旋轉面的直徑，尾部螺旋槳的工作轉速比主旋翼的轉速高，螺旋槳的槳距由總距控制，在垂直飛行階段，尾部螺旋槳旋轉面與水平面平行，尾部螺旋槳的升力操縱俯仰，增加了縱向穩定，在水平飛行階段，由尾部傾轉機構控制尾部向前傾轉，使尾部螺旋槳旋轉面與水平面垂直，尾部螺旋槳的升力驅動傾轉尾部高速直升機高速水平飛行，尾部螺旋槳的效率得到提高。

本發明解決其技術問題所采用的技術方案是：采用橫列式雙主旋翼結構，一對反向旋轉的主旋翼，它們分別設置在橫向支架的兩端，橫向支架的中央設置機身，重心設置在兩主旋翼旋轉面中心連線之后，并靠近中心連線，機身下設置起落架，兩個主旋翼以相同的轉速旋轉，扭矩效應互相抵消，陀螺效應也互相抵消，兩個主旋翼的旋轉面與水平面平行，兩個主旋翼的主軸上設置槳轂連接揮舞鉸、擺振鉸和槳葉，克服旋翼水平向前飛行的升力不對稱現象。 主旋翼采用總距控制，同時相等地朝相同方向改變每個水平槳葉的迎角,同時改變每個水平槳葉升力的大小。獨立控制每個主旋翼的總距，控制左右主旋翼的總距變化改變左右主旋翼的升力，實現控制橫滾。