同轴双螺旋桨直升机和同轴双螺旋桨直升机的上下旋翼的布置方法及其工艺

本发明涉及直升机和无人机技术领域,尤其涉及一种同轴双螺旋桨直升机和同轴双螺旋桨直升机的上下旋翼的布置方法。

背景技术:

同轴直升机依靠两个同轴反向的上下旋翼来平衡反扭矩,无需尾旋翼即可提供升力和各种控制。它具有结构紧凑,悬停过程中低速和中速时空气动力学效率高的优点。对于隔离的转子,在向前飞行期间,转子固有地具有吹动和波动的现象,即,气流是不对称的。如图1所示,它将引起前后(纵向)波动,而螺旋桨的前后攻角是不对称的,如图2所示,它将导致左右(水平)波动。对于同轴直升机,上下旋翼仍然遵循该规则。

同轴双转子的吹气特性是由于上下转子同轴反转,因此在向前流动时亚博app买球 ,由于气流的左右不对称性,上部和下部下转子在其各自的前叶片处最大化。速度,在90度滞后后达到最大摆动响应。它显示了一个垂直波,该波在前面高而在后面低。因此,由气流的不对称引起的上下转子的纵向倾斜是一致的。如图3所示。但是,由于叶片的前,后攻角的不对称性,上亚博软件官方下载 ,下转子的横向摆动是不一致的。由于上下转子的锥角的存在,正向流在上下转子的前,后位置(鼻,尾)处具有迎角。不对称,产生的空气动力输入在90度的滞后时达到最大摆动响应,这将显示一个转子左高和右低,而另一个转子右高和左低,即距离不平行在一侧的桨之间。较小,另一侧的桨叶间距较大,如图4所示。在强风,大角度盘旋或转弯的情况下,上下转子的横向不平行度会增加。此时,如果上下转子叶片在此处重叠,则会出现“倾覆”现象(上下转子叶片发生碰撞)。

目前,在中国,特别是北京航空,已经很少有公开展示并成功测试过的同轴无人直升机。展示和宣布的同轴无人直升机的特性是:1、两者都使用两个叶片叶片。 2、采用恒速传输模式; 3、上旋翼和下旋翼的重叠相对于直升机机身有两个位置:与机身航向和机身水平方向一致。例如,北航F30 0、 F500和FH-1的上下转子的重叠如图5和图6所示。此功能与上述分析中所述相同。在横向位置,上,下转子叶片的距离较小,如图4所示,很容易“拉动”。

自从1995年第一架同轴无人直升机在中国成功试飞以来,上,下旋翼发生了很多“撞桨”事故。为了避免这种情况,当前的方法是增加对转子叶片的摆动的限制。这是通过增加轮毂的摆动铰链对叶片摆动自由度的限制并增加叶片根部的刚度以减小摆动变形来实现的。结果,转子的动态特性受到影响,并且叶片的动态应力增加,这对直升机的振动和疲劳特性具有不良影响。即使这样,仍不能消除在高速向前飞行,气流不稳定和强风条件下叶片不稳定摆动引起的横向“倾斜”现象。当前,存在增加转子之间的距离的另一种方法,但是这将导致结构的重量增加。 “罢工”现象严重影响了同轴直升机的开发和应用。实际上,到目前为止,国内外的两叶同轴直升机还没有形成成熟的产品。上下转子的“爆裂”是致命的原因。

从图1、和图2可以看出,在向前飞行的情况下,向前叶片的位置(即转子的侧面)是气流速度最大的方位角,也是空气动力输入最大的地方。在机头位置,由锥角引起的迎角最大的点也是空气动力输入最大的点,并且两者都是上,下叶片重合的点。因此,上下转子叶片的空气动力干扰在这里最强。公开测试和理论数据表明,这种空气动力干扰对同轴双转子的空气动力效率和拍动特性产生不利影响。

技术实现要素:

发明内容本发明的目的是提供一种布置同轴双螺旋桨直升飞机和同轴双螺旋桨直升飞机的上下旋翼的方法,以解决现有技术中的上述问题,从而消除了同轴双螺旋桨直升机的吹动引起的上下运动。旋翼“打浆”的隐患。

为了达到上述目的,本发明提供了以下解决方案:

本发明提供了一种用于布置同轴双螺旋桨直升机的上下旋翼的方法。当上转子或下转子叶片处于纵向位置时,上转子和下转子以相同的速度旋转并且反向旋转。下转子或上转子的叶片位于横向位置,并且重叠上转子叶片和下转子叶片的位置位于±45°的方位角。

优选地,上转子和下转子的叶片采用两个跷跷板叶片。

本发明还提供了一种同轴双螺旋桨直升飞机,其包括等速传动系统,上旋翼和下旋翼,等速传动系统驱动上旋翼和下旋翼同时旋转。在相反的方向上的速度。当上转子或下转子的叶片处于纵向位置时,下转子或上转子的叶片处于横向位置,上转子和下转子的叶片为方位角的重合位置为±45°。

优选地,恒速传动系统包括锥齿轮轴,第一锥齿轮,第二锥齿轮,内轴,外轴,套筒和箱体,

第一锥齿轮和第二锥齿轮均布置在箱体内,套筒布置在壳体上,锥齿轮轴与第一锥齿轮和第二锥齿轮啮合,锥齿轮轴为用于驱动第一锥齿轮和第二锥齿轮以相同的速度沿相反方向旋转;

外轴套在套筒中,外轴的下端与第一锥齿轮连接,外轴的上端与下转子连接,内轴套在外部轴九州体育 ,内轴的下端与第二锥齿轮相连,内轴的上端与上转子相连。

优选地,上转子和下转子均包括轮毂和两个叶片,两个叶片和轮毂以跷跷板型连接,并且轮毂连接至内轴。或外轴已连接。

优选地,第一锥齿轮位于第二锥齿轮的上侧。

优选地,在外轴与套筒和箱之间设置有轴承,并且在内轴与外轴之间设置有轴承。

优选地,可以通过改变锥齿轮轴与第一锥齿轮和/或第二锥齿轮之间的锥齿轮啮合来调节上转子和下转子的叶片的重叠位置。

与现有技术相比,本发明达到了以下技术效果:

本发明调节第一锥齿轮与第二锥齿轮与锥齿轮轴之间的啮合关系,以使直升机的纵向和横向方向,上下旋翼叶片的相位差为90度。 ,将目前的国内外同轴度提高了一倍。螺旋桨直升机上下旋翼的重合位置使得重合位置处于±45°的方位角,因此只有一个旋翼叶片在纵向和横向位置,从而改变了这两个方位角的最大空气动力输入。上下旋翼的空气动力干扰消除了两个旋翼在横向上的最接近轨迹所引起的“俯仰”隐患,并避免了前向飞行速度低和抗风性差的问题,从而改善了整体旋翼表现。气动效率。

图纸说明

为了更清楚地解释本发明的实施例或现有技术中的技术方案,以下将简要介绍实施例中需要使用的附图。显然,以下描述中的附图仅仅是存在的。对于本发明的一些实施例,对于本领域的普通技术人员来说,可以基于这些附图获得其他附图,而无需付出创造性劳动。

图1是沿转子前部向下流动的空气左右左右不对称的示意图;

图2是转子向前飞行的前后攻角的示意图;

图3是上下转子叶片的垂直摆动和倾斜的示意图;

图4是上下转子叶片水平摆动和倾斜的示意图;

图5是传统同轴直升机的上下转子叶片在重合方向上的位置图;

图6显示了传统同轴直升机的上下转子叶片在横向上重叠的位置;

图7是使用本发明的同轴双螺旋桨直升飞机的上下旋翼的布置方法的同轴双螺旋桨直升飞机的上下旋翼的发散位置的第一示意图;

图8是使用本发明的同轴双螺旋桨直升飞机的上下旋翼的布置方法的同轴双螺旋桨直升飞机的上下旋翼的发散位置的第二示意图;

图9是使用本发明的同轴双螺旋桨直升飞机的上下旋翼的布置方法的同轴双螺旋桨直升飞机的上下旋翼的重叠位置的第一示意图;

图10是使用本发明的同轴双螺旋桨直升飞机的上下旋翼的布置方法的同轴双螺旋桨直升飞机的上下旋翼的重叠位置的第二示意图;

图11是本发明的同轴双螺旋桨直升机的结构示意图;

其中:1个等速传动系统,2个上转子,3个下转子,4个锥齿轮轴,5个第一个锥齿轮,6个第2个锥齿轮,7个内轴,8个外轴,9袖,10盒,11集线器,12刀片。

具体的实现方法

以下将结合本发明实施例中的附图,对本发明实施例中的技术方案进行清楚,完整地描述。显然,所描述的实施例仅是本发明实施例的一部分,而不是全部。例子。基于本发明中的实施例,本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例,都属于本发明保护的范围。

发明内容本发明的目的是提供一种布置同轴双螺旋桨直升飞机和同轴双螺旋桨直升飞机的上下旋翼的方法,以解决现有技术中的上述问题,从而消除了同轴双螺旋桨直升机的吹动引起的上下运动。旋翼“打浆”的隐患。

为了使本发明的上述目的,特征和优点更加明显和易于理解,下面将结合附图和具体实施例对本发明作进一步的详细说明。

如图7-11所示:本实施例提供了一种布置同轴双螺旋桨直升飞机的上,下旋翼的方法。上转子2和下转子3以相同的转速和相反的方向旋转。当上转子2或下转子时,当转子3的叶片12处于纵向位置时,下转子3或上转子2的叶片12处于横向位置,并且叶片12的重叠位置上转子2和下转子3的叶片12的角度α在±45°的位置。上转子2和下转子3的叶片12优选地采用两个跷跷板叶片12。

该实施例提供了一种用于布置同轴双螺旋桨直升飞机的上旋翼3和下旋翼3的方法。当仅调整上下旋翼3的相位关系时,不需要对传统的同轴双螺旋桨直升机的结构进行太多改变,即,可以实现直升机的纵向和横向定向。上下旋翼3叶片12具有90度的相位差,这改善了当前国内外同轴双螺旋桨直升机的上下旋翼3叶片12的重合位置,使得重合位置在方位角±45°位置仅允许一个转子叶片12处于纵向和横向位置,从而改变了在这两个方向上由最大空气动力输入引起的上,下转子3的空气动力干扰,从而消除了两个风向水平方向。转子最接近的轨迹引起的“俯仰”隐患以及由此产生的前进速度低和抗风性差的问题,从而提高了整个转子的空气动力学效率。

如图7-10所示:本实施例还提供了一种同轴双螺旋桨直升机,包括等速传动系统1、的上旋翼2和下旋翼3,等速传动系统1驱动上旋翼2它以与下转子3相同的转速旋转,并且当上转子2或下转子3的叶片12在纵向位置时,下转子3或上转子2的叶片12在转子中。横向位置以及上转子2的叶片。下转子3的叶片12和叶片12的重叠位置为±45°的方位角。

具体地双桨共轴直升机,如图11所示:恒速传动系统1包括锥齿轮轴4、,第一锥齿轮5、,第二锥齿轮6、内轴7、和外轴8、 ]套筒9和盒子10。

第一锥齿轮5和第二锥齿轮6均布置在箱体10中,并且第一锥齿轮5位于第二锥齿轮6的上侧。套筒9固定地布置在壳体9上。箱体10,锥齿轮轴4与第一锥齿轮5和第二锥齿轮6啮合,并且锥齿轮轴4用于以相同的转向旋转来驱动第一锥齿轮5和第二锥齿轮6。相反的速度。

外轴8套在套筒9中。在外轴8与套筒9和箱体10之间设置有轴承。外轴8的下端通过第一锥齿轮5与第一锥齿轮5连接。关键。上端与下转子3连接,内轴7套在外轴8中​​,并且在内轴7和外轴8之间布置有轴承。内轴7的下端与下转子3连接。第二锥齿轮6,内轴7的上端与上转子2连接。

通过改变锥齿轮轴4与第一锥齿轮5和/或第二锥齿轮6之间的锥齿轮啮合,上转子2和下转子的叶片12的相位关系和重合位置。可以调节图3所示的位置,以实现当上转子2或下转子3的叶片12处于纵向位置时双桨共轴直升机,下转子3或上转子2的叶片12处于横向位置。在旋转过程中,上转子2的叶片12和下转子3的叶片的重合位置12处于±45°的方位角。

上转子2和下转子3均包括轮毂11和两个叶片12。两个叶片12以跷跷板型与轮毂11连接,上转子2的轮毂11与轮毂连接。内轴7。转子3的轮毂11连接到外轴8。

在本说明书中,使用特定的例子来描述本发明的原理和实施。以上示例的描述仅用于帮助理解本发明的方法和核心思想;同时,对于本领域技术人员而言,根据本发明的思想,具体实现方式和应用范围将有所变化。总之,本说明书的内容不应解释为对本发明的限制。

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