专利名称：燕式倾转旋翼机的利记博彩app
技术领域：
本发明涉及一种燕式倾转旋翼机。
背景技术：
在现有的倾转旋翼机中，美国的V-22 "鱼鹰"倾转旋翼机是技术较为成 熟的一个例子。附图26是V-22 "鱼鹰"倾转旋翼机三面图和动力、传动系统结 构简图(发表在《航空知识》2001年10期上)。下面参照附图，对这种现有的 倾转旋翼机进行评述。
V-22 "鱼鹰"倾转旋翼机的总体布局是在类似于固定翼飞机的机翼翼尖 处，各装一副带旋翼的发动机短舱。旋翼和发动机短舱可在水平位置和垂直位 置之间来回转动。当旋翼处于垂直位置时，倾转旋翼机就相当于横列式双旋翼 直升机；当旋翼向前倾转到水平位置时，倾转旋翼机又变成了固定翼飞机。这 种倾转旋翼机既可进行垂直起降，又能在升空之后将旋翼向前转到水平位置， 像固定翼飞机那样进行高速远距离飞行。但是，上述这种现有的倾转旋翼机， 在技术上仍存在以下不足之处 一是发动机短舱旋翼结构笨重而复杂，操纵难 度极大；二是两台发动机各自独立工作，其转速和输出功率很难达到完全相等， 特别是在垂直起降过程中，其中一台发动机稍有故障便会使机体失去平衡而导 致严重后果；三是气动布局不够理想，如采用无后掠角的平直机翼，不利于改 善横向安定性，展弦比和根梢比小，不利于提高升阻比和改善机动性能。这种 现有的倾转旋翼机虽然能够像固定翼飞机一样飞行，但升力效率低、稳定性差， 其飞行速度和机动性能等技术指标都无法跟现代固定翼飞机相比，因此实用范 围受到很大限制， 一般只能用作运输机之类的交通工具。
发明内容
本发明主要是为了解决现有技术中存在的上述问题，提供一种结构简单性 能优良的燕式倾转旋翼机，该倾转旋翼机将直升机和固定翼飞机融为一体，通 过改变外部形状能用直升机、固定翼飞机和倾转旋翼机三种机型独立飞行。所 采用的技术方案是采用燕式气动布局，其几何形状与飞鸟中的燕子相似。设置液压式撑杆折叠机翼，外段机翼与中段机翼铰链连接，液压式撑杆操纵外段 机翼向下折叠和向上伸展。同轴式倾转旋翼系统安装在中段机翼的翼梁结构上， 构成横列式双旋翼布局，两副旋翼可在垂直位置和水平位置之间来回转动，当 旋翼处于垂直位置、外段机翼向下折叠时，就是一架直升机，当旋翼处于水平 位置、外段机翼向上伸展时，又变成一架固定翼飞机。配置由多台发动机和公 共轴构成的组合式发动机系统，为该燕式倾转旋翼机提供安全可靠的动力装置。
有益效果
与现有技术相比，本发明采用上述技术方案具有以下有益效果
1、 本发明采用的燕式气动布局，机翼、平尾和立尾的各项几何参数都能满 足固定翼飞机的性能要求，能充分发挥固定翼飞机的优势。
2、 本发明采用折叠式外段机翼，在用直升机飞行时处于向下折叠位置，避 开了旋翼下洗气流对上翼面的吹打，有利于提高升力效率，也縮小了起降和停
放的空间。
3、 本发明采用的同轴式倾转旋翼系统，结构简单、重量较轻、机械效率相 对提高，两副旋翼正、反桨配置，转速相等，方向相反，扭矩平衡，使机体在 飞行中始终保持平衡状态。
4、 本发明采用的组合式发动机系统，除满足飞行所需最大功率外，还留有 足够的富余功率，即使其中一台或两台发动机出现故障，甚至完全停车，该倾 转旋翼机仍能正常飞行。其次，该发动机系统在安装空间允许的条件下，不受 单个发动机台数的限制，可实现小发动机装配大飞机的目标。
5、 本发明变形性能良好，可用直升机、固定翼飞机和倾转旋翼机三种机型 独立飞行，因此实用范围广，既可承担各种民用飞行任务，又可在军用领域中 为警用机、舰载机、运输机和无人机等提供飞行平台。
图l是本发明的三面图。图中
正面图是变成固定翼飞机的形状。 侧面图是变成直升机的形状。 俯视图是变成固定翼飞机的形状。
图2是本发明的机翼和平尾几何形状图。图中
S:机翼面积 L:机翼总展长 Lc:中段机翼展长
bo:翼根弦长 b1:翼尖弦长 X:外段机翼前缘后掠角SH:平尾面积 LH:平尾力臂
L1:平尾展长 b2:平尾翼根弦长 X,:平尾前缘后掠角X2:平尾后缘叉角 图3是本发明选用的机翼翼型图。图中 b:翼型弦长 f:最大弯度
Xf:最大弯度的X值 Xc:最大厚度的X值 图4是本发明的立尾几何形状图。图中 Sv:立尾面积 Lv:立尾力臂
b"立尾翼尖弦长 L2:立尾展长
SE:方向舵面积
图5是本发明的同轴式倾转旋翼系统结构图。
bA: b3:
机翼平均气动弦长 平尾翼尖弦长
C、最大厚度
bo:立尾翼根弦长 X0:立尾前缘后掠角
1、旋翼头整流罩 4、轴承安装盖 7、旋翼桨叶， 10、深沟球轴承 13、联轴器 16、翼梁结构 19、圆锥齿轮组
2、旋l 5、旋翼支柱 8、轴承紧固环 11、轴承安装盖 14、传动链条 17、传动轴 20、直角管件接头
图中
3、圆锥滚子轴承 6、旋翼轴 9、滑动轴承座 12、传动链轮 15、倾转摇臂 18、倾转套筒 23、铰链
92、轴承安装板
图6是本发明的液压式撑杆折叠机翼简图 22、外段机翼 23、铰链
26外段机翼撑杆接头 56、液压式撑杆 图7是本发明的总体布置图。图中，
图中，
27、驾驶舱 30、航行灯 33、倾转旋翼系〗 36、右旋翼 39、倾转作动筒 42、方向舵摇臂 45、方向舵 48、平尾作动筒 51、尾舱
28、 31、 34、 37、 40、 43、 46、 49、 22、
动力机舱
旋翼倾转槽
襟翼作动筒
24、机身撑杆接头 85、中段机翼
29、发动机进气道 32、左旋翼
35、賴
林:
尔;
发动机排气管 方向舵转轴 全动平尾 发动机排气口 外段机翼
23、铰链 41、方向舵作动筒 44、防撞灯 47、平尾摇臂 50、机身主骨架 53、副翼作动筒54、主起落架 57、航行灯 60、前起落架 63、航电设备
别:
55、闺'」 58、客舱 61、蓄电池组 64、空速管
图8是本发明的机身和立尾结构图。图中，
驾驶舱接口
机翼接口
尾舱接口
桁条
蒙皮
客舱底板
驾驶舱底板
图中
畐i」
65、机头整流罩接口 66-68、动力机舱底板 69-71、桁条 72-74、肋板 75-77、方向舵蒙皮 78、 80、机身下梁 81、 83、设备舱底板 84、 图9是本发明的机翼结构图， 5、旋翼支柱 35、 9、滑动轴承 16、 18、倾转套筒 37、 89、液压软管 55、 23、铰链 85、 91、机翼接头 92、
94、 蒙皮
图IO是本发明的折叠机翼铰链结构放大图。图中
95、 翼梁缘条 961、翼梁腹板
99、 铰链榫头
图ll是本发明的全动平尾结构图。图中
100、 平尾摇臂 101、转轴 103、翼梁框架 104下翼面桁条 106、蒙皮 107、平尾托架
图12是本发明采用的构架式起落架结构图。图中 (A)前起落架 (B)主起落架
109、撑杆 110、机轮
图13是本发明的组合式发动机系统简图。图中
中段机翼 轴承安装板
t机翼铰链结构放大图
96、 翼梁腹板
97、 铰链榫槽
56、液压式撑杆 59、舱门 62、着陆灯
67、 70、 73、 76、 79、 82、
机身隔框 机身上梁 机尾接口 翼梁
机身中梁
86、
87、
88、 22、 90、 93、
上翼面桁条
翼肋
电缆
外段机翼 下翼面桁条
齿轮箱盖
951、 I 98、销轴
102、平尾翼肋 105、上翼面桁条
108、缓冲支柱111、传动链轮112、总功率输出链轮113、传动链条
114、 一号发动机115、,二号发动机116、公共轴
117、基座118、三号发动机119、四号发动机
图14是本发明采用的液压系统方块图。图中，
120、油箱121、地面接通活门122、油箱安全活门
123、减压阀124、地面接通活门125、液压油滤
126、压力表127、蓄压器128、充气咀
136、单向活门137、安全活门138、单向活门
139、液压油滤140、液压泵141、液压油滤
129、变形操纵130、襟翼操纵131、副翼操纵
132、方向舵操纵133、全动平尾操纵134、舱门操纵
135、备用接头
图15是本发明的变形操纵系统原理图。，图中
5、旋翼支柱 15、倾转摇臂
22、外段机翼 56、液压式撑杆
143、选择活门摇臂 144、选择活门
146、回油管 257、倾转旋翼锁定机构
258、折叠机翼锁定机构
39、倾转作动筒 142、传动杆 145、压力油管
图16是本发明的襟] 147、中段机翼后缘 150、襟翼摇臂 153、选择活门 图17是本发明的副] 156、左副翼 159、左作动筒 162、转轴 165、压力油管
;操纵系统原理图。图中 148、转轴
151、作动筒 154、压力油管
;操纵系统原理图，图中 157、转轴 160、右作动筒 163、右副翼 166、选择活门
149、襟翼 152、控制手柄 155、回油管
158、左摇臂 161、右摇臂 164、回油管 167、选择活门摇臂
168、 传动杆
图18是本发明的全动平尾操纵系统原理图,
169、 作动筒 170、平尾摇臂 172、平尾托架 173、全动平尾 175、压力油管 176、选择活门
图中
171、转轴 174、回油管 177、选择活门摇臂178、 传动杆
图19是本发明的方向舵操纵系统原理图。图中
179、 作动筒 180、摇臂 182、方向舵 183、回油管
185、选择活门 186、选择活门摇臂
图20是液压助力操纵系统方块图。图中， 188、驾驶员(手、脑卩)189、操纵机构 191、液压助力器 192、传动机构
图21是全动平尾液压助力操纵系统图。图中 194、驾驶杆 195、传动杆
197力臂调节器 198、载荷机构
199、调整片效应机构 200、液压助力器 图22是本发明的中央操纵机构——变形操纵杆简 202、变形操纵杆 203、底座
205、传动杆 206、双摇臂
图23是本发明的中央操纵机构——驾驶杆筒图。 (a)手动复位 (b)自动复位
208、扭力管 209、驾驶杆
211、传动杆 212、传动杆
214、 复位弹簧
图24是本发明的中央操纵机构——脚蹬简图。图
215、 横杆 216、立轴 218、脚蹬杆 219、脚蹬 221、圆盘 222、摇臂 图25是本发明的验证机驾驶舱布置图。图中 224、仪表板 225、驾驶台 227、电压表 228、电流表
230、燃油油量表 231、低燃油量警告J
232、发动机状态三用表233、地平仪 235、海拔高度表 236、升降速率表
238、转弯侧滑速率表 239、液压表 241、发动机进气压力表242、航电设备控制板
181、转轴 184、压力油管 187、传动杆
190、传动机构 193、舵面
196、摇臂
201、全动平尾 图。图中
204、复位弹簧 142、传动杆
图中
207、摇臂 210、摇臂 213、传动杆
中
217、 220、 223、
钢索 传动杆
匕； 曰3
226、显示器 229、磁罗盘
234、空速表
237、时钟 240、气缸头温度表 243、螺旋桨桨距指;244-246-248-250-253、 255-257、 259、 261、 264、 267、
螺旋桨转速表 245、襟翼控制杆
增压器控制杆、增压器工作指示 燃气混合比调节杆249、螺旋桨转速控制杆
左脚蹬 251、
左下视窗 254、
倾转旋翼位置指示 256、
倾转旋翼锁定机构 258、
变形操纵杆 260、
发动机磁电机开关 262、
燃油泵开关 265、 舱门控制开关
268、
图26是美国V-22"鱼鹰"倾转旋; 图选自《航空知识》2001年10期)
右脚蹬 右下视窗
折叠机翼位置指示 折叠机翼锁定机构
247、驾驶杆
252、坐椅
襟
〖位置指示
油门控制杆 下视窗盖开关
电源开关 263、 照明电路开关 266、 液压系统开关
;机三面图和动力、传动系统结构简图。(此
具体实施例方式
下面通过实施例并结合附图，对本发明的技术方案进行详细说明。
在图1中，正面图和俯视图所示是固定翼飞机形状，旋翼处于水平位置，
外段机翼向上伸展至极限位置(前缘上反IO。)；侧面图所示是直升机形状，旋 翼处于垂直位置，外段机翼向下折叠至极限位置(前缘垂直于地平面)。 在图2、图3、图4所示的实施例中，燕式气动布局的几何参数为
1、 机翼几何参数
中段机翼相对展长T(rlVI^48M 机翼展弦比人二L々S二7.4 机翼根梢比r^bo/b尸2.4 外段机翼前缘后掠角X=30° 外段机翼前缘上反角4>=10° 翼型相对弯度r=f/b=2% 翼型最大弯度位置又产X/b^40n/。 翼型相对厚度5=(^=18% 翼型最大厚度位置Xc=Xc/b=30%
2、 全动平尾几何参数 平尾相对机翼面积5H=SH/S=20%平尾展弦比入二LVSf2.3 平尾根梢比11=132/1 3=3.8 平尾尾容量AH=LHSH/ (bAS) =0.68 平尾前缘后掠角x产60° 平尾后缘叉角X2=130° 3、立尾几何参数 立尾相对机翼面积Sv=Sv/S=22°/o 立尾展弦比入二LVSf1.4 立尾根梢比n二b()/b产2.8 立尾尾容量AV=LVSV/LS=0.12 立尾前缘后掠角XQ=42° 方向舵相对立尾面积￥E=SE/SV=25%
所述各项几何参数形成的数据链确定了本发明燕式气动布局的基本几何形 状，该几何形状可以有各种变形，凡是对其进行简单修改或等同变化，以及对 数据链中的部分参数进行修正，都应属于本发明的保护范围。
在图5所示的实施例中，倾转套筒(18)和旋翼支柱(5)为圆柱形钢管。 传动轴(17)和倾转套筒(18)设置在同一轴线上，使旋翼的旋转运动和倾转 运动互不干扰，"同轴式倾转旋翼系统"由此命名。倾转套筒(18)和旋翼支柱(5) 用直角管件接头(20)螺纹连接加螺钉紧固。传动轴(17)配置深沟球轴承(10) 安装在倾转套筒(18)的内腔两端，分别用轴承紧固环(8)和轴承安装盖(11) 固定，轴承紧固环(8)与倾转套筒(18)螺纹连接加螺钉紧固，轴承安装盖(11) 与倾转套筒(18)螺纹连接加螺钉紧固。旋翼轴(6)配置圆锥滚子轴承(3) 安装在旋翼支柱(5)的内腔两端，分别用轴承紧固环(8)和轴承安装盖(4) 固定，轴承紧固环(8)与旋翼支柱(5)螺纹连接加螺钉紧固，轴承安装盖(4) 与旋翼支柱(5)螺纹连接加螺钉紧固。传动轴(17)和旋翼轴(6)配置圆锥 齿轮组(19)连接，传动轴线和旋翼轴线直角相交。旋翼轴(6)顶端配置旋翼 桨毂(2)和旋翼头整流罩(1)，旋翼桨叶(7)安装在旋翼桨毂(2)的桨叶柄 上。倾转套筒(18)两端配置滑动轴承(9)用螺栓安装在中段机翼翼梁结构(16) 的轴承安装板(92)上。倾转摇臂(15)用键和螺钉紧固在倾转套筒(18)靠 机身内壁一端，该摇臂(15)设置叉口用于与作动筒活塞杆销轴连接。传动轴 (17)配置传动链轮(12)用传动链条(14)与发动机系统的总功率输出链轮 连接。在机身另一边的翼梁结构上，对称地安装相同的倾转旋翼机构，左、右两边的传动轴(17)用联轴器(13)连接，组成完整的同轴式倾转旋翼系统，
该系统左、右两副旋翼用正、反桨配置，其转速相等，方向相反，扭矩平衡。
在图6所示的实施例中，外段机翼(22)用铰链(23)与中段机翼(85) 连接，液压式撑杆(56)下端与机身撑杆接头(24)铰接，活塞杆与外段机翼 的撑杆接头(26)铰接，液压式撑杆(56)操纵外段机翼(22)向下折叠的极 限位置为前缘垂直于地平面，向上伸展的极限位置为前缘上反10°
图7所示的实施例，是本发明主要部件的总体布置。驾驶舱(27)内的中 央操纵机构和仪表系统另在图25中有详细说明。动力机舱(28)内，除安装发 动机系统和前后油箱外，两边靠机身壁还装有两个舱盒，用于容纳倾转作动筒
(39)和倾转摇臂。发动机进气道(29)安装在动力机舱(28)的外壁。中段 机翼两端上翼面设置旋翼倾转槽(31),用于容纳向前倾转的旋翼支柱。在中段 机翼结构上，布置有航行灯(30)、倾转旋翼系统(33)的左旋翼(32)和右旋 翼(36)、襟翼(35)和襟翼作动筒(34)。中段机翼和外段机翼(22)之间用 铰链(23)连接，并配置管线盒(37)。机尾结构上面立尾中布置有立尾作动筒
(41)、摇臂(42)、转轴(43)、防撞灯(44)和方向舵(45)。机尾结构内布 置有全动平尾作动筒(48)、摇臂(47)。全动平尾的转轴连接在机尾结构两侧， 平尾(46)从机尾后窗中伸出。发动机排气口 (49)布置在机尾的底板上。尾 舱(51)用作乘务员工作间、洗手间和行李间。主起落架(54)缓冲支柱安装 在机身主骨架(50)的侧面结构上，撑杆安装在机身底梁上。外段机翼(22) 设置有副翼(55)、副翼作动筒(53)和航行灯(57)。液压式撑杆(56)上端 与外段机翼的撑杆接头铰接，下端与机身主骨架(50)结构上的接头铰接。客 舱(58)内布置座椅等设备，舱门(59)布置在客舱右侧靠前位置。前起落架
(60)安装在驾驶舱(27)下层底梁上。驾驶舱下层为设备舱，其中设置蓄电 池组(61)、着陆灯(62)、航电设备(63)。机头设置空速管(64)。
在图8所示的实施例中，本发明采用上单翼翼盒穿过机身加外撑杆的结构 布局，机身结构确定四个主要工艺分离界面，即四个主要接口；中段机翼接口
(69)、驾驶舱接口 (66)、尾舱接口 (72)和机尾接口 (73)。另外在机头留有 整流罩接口 (65)。机身结构由隔框(67)、上梁(70)、中梁(79)、下梁(80)、 桁条(71)和蒙皮(78)组成，除蒙皮(78)用铆接外，其他各部件都用接头 螺栓连接。中段机翼用接头螺栓连接在机翼接口 (69)上，其他接口采用周边 螺栓连接。设备舱底板(83)、驾驶舱底板(84)、客舱底板(81)、动力机舱底 板(68)以及尾舱底板，都用接头和螺栓连接在周边的梁和隔框上，所述底板除提供部件和设备安装平台外，还有增加机身结构强度的功能。在设备舱底板
(83)、客舱底板(81)和尾舱底板的下面留有管线通道(82)，用于布置从驾 驶舱通向各功能部件的液压管道和电缆线路。立尾结构由肋板(74)、翼梁(76)、 桁条(75)、蒙皮(77)和方向舵组成。除蒙皮(77)采用铆接方式外，其他构 件用接头和螺栓连接。机身结构中的接口、梁、隔框、各底板横梁以及关键部 位的接头都采用钢材料，其他构件和立尾结构采用高强度铝合金材料。
图9所示的实施例，是本发明的机翼结构透视图。图中，外段机翼(22) 的内部结构与中段机翼(85)基本相同，故未详细画出。将翼梁(16)、翼肋(87)、 轴承安装板(92)、上翼面桁条(86)和下翼面桁条(90)用接头和螺栓连接成 整体翼梁框架，将翼梁框架用机翼接头(91)和螺栓连接在机身的机翼接口上。 翼肋(87)的中间位置留有圆孔，用于安装旋翼系统的倾转套筒(18)，倾转套 筒(18)配置滑动轴承(9)用螺栓连接在轴承安装板(92)上。蒙皮(94)铆 接在翼梁框架上。中段机翼两端的旋翼倾转槽用于容纳向前倾转的旋翼支柱 (5)。齿轮箱盖(93)用铰链和锁扣连接在箱体上，便于打开维修箱内的机构。 襟翼(35)的转轴连接在中段机翼(85)后缘结构上。铰链(23) —端与中段 机翼的翼梁(16)用螺栓连接，另一端与外段机翼(22)的翼梁用螺栓连接。 管线盒(37)安装在中段机翼(85)的端壁结构上，电缆线(88)和液压软管 (89)在管线盒(37)内绕中轴l-2圈， 一端通往机身内的操纵系统，另一端进 入外段机翼(22)内通向副翼作动筒、航行灯等功能部件。
管线盒(37)的作用是在外段机翼(22)反复折叠和伸展过程中，保护电 缆线路(88)和液压软管(89)不会被折断。副翼(55)的转轴连接在外段机 翼(22)的后缘结构上。翼梁(16)、轴承安装板(92)和机翼接头(91)采用 高强度钢材料，翼肋(87)、桁条(86)、(卯)、蒙皮(94)和齿轮箱盖(93) 用高强度铝合金材料，襟翼(35)和副翼(55)可采用复合材料和蜂窝结构。
图10所示的实施例，是本发明的外段机翼折叠铰链结构的放大图。图中， 两片铰链母片用螺栓紧固在中段机翼翼梁端头缘条(95)下面的腹板(96)上， 构成铰链榫槽(97)。铰链榫头(99)的夹片同样用螺栓紧固在外段机翼翼梁端 头缘条(951)下面的腹板(961)上。铰链榫头(99)夹片的后倾角与外段机 翼前缘后掠角相等。铰链榫头(99)插入铰链榫槽(97)中，用销轴(98)连
图ll所示的实施例，是本发明的全动平尾结构图。图中，平尾摇臂(100) 用螺栓连接在平尾托架(107)的夹板上，转轴(101)配置滑动轴承与机尾结构连接。由纵向翼梁和横梁组成的翼梁框架(103)用螺栓连接在平尾托架(107) 上。翼肋(102)用接头和螺栓连接在翼梁框架(103)上。上翼面桁条(105) 和下翼面桁条(104)铆接在翼肋(102)上。蒙皮(106)再铆接在上翼面桁条 (105)和下翼面桁条(104)上。全动平尾的所有构件都可采用高强度铝合金 材料，也可采用复合材料和蜂窝结构。
图12所示的实施例，是本发明所采用的构架式起落架结构简图。图中，(A) 为前起落架，(B)为主起落架。由缓冲支柱(108)、撑杆(109)和机轮(110) 组成的承力构架与机身结构铰接，构架中的缓冲支柱(108)与撑杆(109)之 间也都相互铰接。当起落架受到地面反作用力时，缓冲支柱(108)和两根撑杆 (109)只承受拉伸或压縮的轴向力，不承受弯矩，因此结构简单，重量较轻， 其较大的外廓尺寸也适用于外段机翼向下折叠所需要的空间和高度。
图13所示的实施例，是本发明的组合式发动机系统原理图。该系统由一号 发动机(114)、 二号发动机(115)、三号发动机(118)、四号发动机(119)…… 等多台发动机和公共轴(116)组成。公共轴(116)配置滚动轴承安装在基座 (117)上，还设置若干个传动链轮(111)和一个总功率输出链轮(112)。传动 链轮(111)与每台发动机的输出链轮用链条连接，总功率输出链轮(112)用链 条(113)与倾转旋翼系统的传动链轮连接。公共轴(116)的作用是把每台发 动机输出的功率汇集成总功率，再通过总功率输出链轮(112)输送给倾转旋翼 系统工作。这种组合式发动机系统有如下优点 一是在安装空间允许的条件下， 进行组合的发动机台数不受限制，能够实现小发动机装配大飞机的目标；二是 该系统的总功率餘满足飞机最大耗用功率之外，留有足够的富余功率，即使其 中一台或两台发动机出现故障甚至突然停车，倾转旋翼机仍能正常飞行，使安 全性得到充分保障。
图14所示的实施例中，供压系统由油箱(120)、地面接通活门(121)、油 箱安全活门(122)、减压阀(123)、地面接通活门(124)、液压油滤(125)、 压力表(126)、蓄压器(127)、充气咀(128)、单向活门(136)、安全活门(137)、 单向活门(138)、液压油滤(139)、液压泵(140)、液压油滤(141)等元件用 压力油管和回油管连接而成。功能子系统由变形操纵(129)、襟翼操纵(130)、 副翼操纵(131)、方向舵操纵(132)、全动平尾操纵(133)以及舱门操纵(134) 组成，另设置备用接头(135)。
图15所示的实施例，是变形操纵系统的工作原理，图中，选择活门(144) 的进油口中的压力油管(145)和回油管(146)与供压系统连接，出油口油管分别与倾转旋翼系统和折叠机翼系统的油管连接，并设置倾转旋翼锁定机构
(257)和折叠机翼锁定机构(258)。在倾转旋翼系统中，两副倾转转作筒(39) 的液压管路并联，作动筒活塞杆与倾转摇臂(15)铰接，缸筒体底部与机身结 构铰接，活塞杆的伸、縮运动带动旋翼支柱(5)产生倾转运动。在折叠机翼系 统中，液压式撑杆(56)的活塞杆与外段机翼(22)下翼面专用的撑杆接头铰 接，撑杆(56)缸筒体底部与机身接头铰接。液压式撑杆(56)活塞杆的伸、 縮运动驱动外段机翼(22)产生折叠和伸展运动。
变形操纵规则是前推变形操纵杆，机体变成固定翼飞机，后拉变形操纵 杆，机体变成直升机。具体操纵模式有两种
(一)静态变形操纵。即在地面上按预先设定的飞行方式，把机体变成直 升机，或者变成固定翼飞机，在起降和飞行过程中不变形。也就是说，变成直 升机后，就用直升机飞行，变成固定翼飞机后，就用固定翼飞机飞行。其操纵 程序是同时打开倾转旋翼锁定机构(257)和折叠机翼锁定机构(258)，前推 变形操纵杆，信号(位移和杆力)通过传动杆(142)输送给选择活门摇臂(143) 使之转到A点位置，选择活门(144)的A位连通两端油管，从压力油管(145) 流出的压力油分别进入倾转作动筒(39)前腔和液压式撑杆(56)后腔，倾转 作动筒(39)的活塞杆縮回拉动倾转摇臂(15)使旋翼支柱(5)向前倾转，同 时，液压式撑杆(56)的活塞杆伸出推动外段机翼(22)向上伸展。当旋翼支 柱(5)向前倾转至水平位置、外段机翼(22)向上伸展至上反10°位置时，松 开变形操纵杆自动复位，选择活门(144)复位到中立位C点，油路关闭，此时 机体就变成了一架固定翼飞机。如果将倾转旋翼锁定机构(257)和折叠机翼锁 定机构(258)同时关闭，就可以用固定翼飞机进行独立飞行。如果要用直升机 进行独立飞行，同样应在地面上将机体变成直升机，其操纵程序是先同时打 开倾转旋翼锁定机构(257)和折叠机翼锁定机构(258)，后拉变形操纵杆使选 择活门(144)的B位连通两端油管。压力油分别进入倾转作动筒(39)的后腔 和液压式撑杆(56)的前腔。倾转作动筒(39)的活塞杆伸出推动旋翼支柱(5) 向上倾转至垂直位置，液压式撑杆(56)的活塞杆縮回拉动外段机翼(22)向 下折叠至前缘垂直于地平面位置，机体就变成了一架直升机。如果要用直升机 独立飞行，可关闭折叠机翼锁定机构(258)，使倾转旋翼锁定机构仍处于打开 状态，变形操纵杆操纵旋翼支柱(5)有限倾转并配合驾驶杆、脚蹬和油门控制 杆操纵直升机起降和飞行。(二)动态变形操纵。即用倾转旋翼机飞行，先在地面上把机体变成直升
机，把倾转旋翼锁定机构(257)和折叠机翼锁定机构(258)都打开，垂直起 飞升空之后，前推变形操纵杆，边飞行边把直升机变成固定翼飞机，松开变形 操纵杆，就可以用驾驶杆、油门控制杆和脚蹬操纵飞机高速远距离飞行。飞机 到达目的地上空时，后拉变形操纵杆，固定翼飞机变成了直升机，然后垂直降落。
图16所示的实施例，是本发明的襟翼操纵系统原理图。图中，选择活门(153 ) 的出油管直接连接到作动筒(151)的前腔和后腔。作动筒(151)后端与中段 机翼(147)后缘结构的接头铰接，活塞杆与襟翼摇臂(150)铰接，襟翼(149) 的转轴(148)配置滑动轴承安装在中段机翼后缘(147)结构上。驾驶员直接 操纵控制手柄(152)，前推控制手柄(152)，选择活门(153)的A位连通进油 管(154)、 (155)和出油管。压力油通过压力油管(154)进入作动筒(151) 的后腔，活塞杆伸出推动襟翼摇臂(150)，使襟翼(149)绕转轴(148)向下 偏转。作动筒(151)前腔排出的回油从回油管(155)流回油箱。襟翼(149) 放下的操纵程序结束。驾驶员后拉控制手柄(152)，选择活门(153)的B位连 通两端油管，压力油通过压力油管(154)进入作动筒(151)前腔，活塞杆縮 回拉动襟翼摇臂(150)，使襟翼向上收起。把控制手柄(152)置于C位置，油 路关闭，禁翼被锁定。在用固定翼飞机进行滑跑起降时为了增加升力才使用襟 翼，在用直升机和倾转旋翼机飞行时，襟翼是被锁定的。
图17所示的实施例，是本发明的副翼操纵系统原理图。图中，选择活(166) 左出油管分成两路， 一路连接左作动筒(159)的后腔，另一路连接右作作动筒 (160)的前腔，右出油管也分成两路， 一路连接左作动筒(159)的前腔，另 一路连接右作动筒(160)的后腔，使左副翼(156)和右副翼(163)偏转的方 向相反。左副翼(156)的转轴(157)安装在左侧外段机翼后缘结构上，右副 翼(163)的转轴(162)安装在右侧外段机翼后缘结构上。左作动筒(159)后 端与左侧机翼结构上的接头铰接，活塞杆与左摇臂(158)铰接。右作动筒(160) 后端与右侧机翼结构上的接头铰接，活塞杆与右摇臂(161)铰接。该系统的操 纵程序是向左压驾驶杆，信号通过传动杆(168)传递给选择活门摇臂(167) 使之转到A点位置，此时选择活门(166)的A位连通两端油管，压力油通过 压力油管(165)分别进入左作动筒(159)前腔和右作动筒(160)后腔。左作 动筒(159)活塞杆縮回拉动左摇臂(158)，使左副翼(156)向上偏转；右作 动筒(160)活塞杆伸出推动右摇臂(161)，使右副翼向下偏转。由于左副翼(156)向上偏，右副翼(163)向下偏，导致左侧机翼升力减小，右侧机翼升力增加， 使机身绕纵轴向左侧滚转。向右压驾驶杆，则机身向右滚转。左作动筒(159) 和右作动筒(160)在工作中排出的回油都通过回油管(164)流回油箱。
图18所示的实施例，是本发明的全动平尾操纵系统原理图，图中，平尾转 轴(171)安装在机尾出口处的两侧结构上，作动筒(169)后端与机尾底梁结 构上的接头铰接。平尾(173)与平尾托架(172)用螺栓连为一体。其操纵程 序是驾驶员前推驾驶杆，信号传递到传动杆(178)推动选择活门摇臂(177) 转到A点位置，选择活门(176)的A位连通两端的油管，压力油从压力油管 (175)进入作动筒(169)后腔，活塞杆伸出推动平尾摇臂(170)使平尾(173) 绕转轴(171)向下偏转，平尾升力增大，使机头绕横轴下俯(低头)。反之， 后拉驾驶杆，即可将选择活门(176)设置在B位，压力油进入作动筒(169) 前腔，活塞杆縮回拉动平尾摇臂(170)使平尾(173)向上偏转，平尾升力减 小，使机头绕横轴上仰(抬头)。在操纵程序中，作动筒(169)内腔排出的回 油通过回油管(174)流回油箱。
图19所示的实施例，是本发明的方向舵操纵系统原理图。图中，方向舵转 轴(181)安装在立尾结构上，作动筒(179)的后端与立尾结构上的接头铰接。 方向舵(182)的操纵程序是驾驶员前蹬左脚蹬，蹬力通过传动杆(187)推 动选择活门摇臂(186)转到A点位置，使选择活门(185)的A位连通两端油 管，压力油通过压力油管(184)进入作动筒(179)前腔，活塞杆縮回拉动摇 臂(180)向右转，使方向舵(182)随转轴(181)向左偏转，作用在垂直尾翼 上的空气动力使机头向左偏转。驾驶员前蹬右脚蹬，选择活门(185)的B位连 通两端油管，压力油通过压力油管(184)进入作动筒(179)的后腔，活塞杆 伸出推动摇臂(180)向左转，使方向舵(182)随转轴(181)向右偏转，空气 动力使机头向右偏转。在作动筒(179)工作过程中，内腔排出的回油通过回油 管(183)流回油箱。
前述图15、图16、图17、图18和图19所示的实施例，都是一种由选择活 门和作动筒组成的简单液压助力操纵系统，该系统只能将舵面作动到有限的几 个位置，只适用于本发明的较小型倾转旋翼机的飞行操纵。对于本发明的较大 型倾转旋翼机，舵面上的气动载荷大，需采用液压助力器进行助力操纵。图20 所示的实施例，是典型的液压助力器操纵系统方块图。图中，驾驶员通过手、 脚(188)操纵驾驶杆、脚蹬组成的中央操纵机构(189),通过传动机构(190) 将信号输送到液压助力器(191)，液压助力器(191)将信号放大后再通过传动机构(192)输送到舵面(193)，从而实现液压助力器操纵舵面偏转。该系统的 优点是，能够实现输入和输出信号(位移或力)的一一对应关系。
图21所示的的实施例，是将现有技术中常采用的液压助力器操纵原理用于 本发明的全动平尾操纵。图中，驾驶员操纵驾驶杆(194)产生一个机械信号(位 移和力)，信号通过传动杆(195)、摇臂(196)、力臂调节器(197)、载荷机构 (198)、调整片效应机构(199)等传动机构输送给液压助力器(200)。液压助 力器(200)将接收到的信号放大后再通过摇臂、传动杆等传动机构输送给全动 平尾的摇臂，推动(或拉动)全动平尾偏转。力臂调节器(197)可调节驾驶杆 到平尾的传动系数和到载荷机构的传动位置。载荷机构(198)又称载荷感觉器， 其作用是使驾驶员在操纵驾驶杆时有力的感觉，它与力臂调节器(197)配合使 用，还能间接感觉到舵面载荷的变化。调整片效应机构(199)与载荷机构(198) 串联，可卸除驾驶杆力，，使驾驶员能松杆飞行。
上述各操纵系统的实施例，并不是唯一的实施例，凡是现有技术中比较成 熟而且实用的均可借鉴。
图22所示的实施例，是本发明的中央操作机构——变形操纵杆简图。图中， 底座(203)安装在驾驶舱右驾驶台结构上，驾驶员用右手操纵。变形操纵杆(202) 下端设置复位弹簧(204)，其作用是操纵过程中，松杆后可自动复位，还可感 受到位移和杆力。操纵程序是前推变形操纵杆(202),杆力通过传动杆(205)、 摇臂(206)、传动杆(142)输送到变形操纵系统选择活门摇臂，操纵旋翼支柱 向前倾转和外段机翼向上伸展，当旋翼支柱和外段机翼到达预定位置时，松开 变形操纵杆(202)使其自动复位，变形操纵程序结束，机体变成固定翼飞机； 后拉变形操纵杆(202)，则可操纵旋翼支柱向上倾转和外段机翼向下折叠至预 定位置，使机体变成直升机。上述操纵程序叫做连动操纵，另一种操纵程序叫 做独立操纵，就是将两个锁定机构中的其中一个打开，另一个关闭。在操纵时 只能操纵被打开锁定机构的子系统。例如，在作直升机飞行时，事先把外段机 翼向下折叠并关闭折叠机翼锁定机构，就可操纵直升机飞行。直升机飞行操纵 中，变形操纵杆(202)通过控制旋翼倾转的角度来达到控制飞行速度的目的， 而对直升机的方向操纵和俯仰操纵仍由脚蹬和驾驶杆来实现。
图23所示的实施例，是本发明的中央操纵机构——驾驶杆简图。图中，(a) 为手动复位，(b)为自动复位。扭力管(208)两端配置滑动轴承安装在驾驶台 结构上。驾驶杆(209)可同时操纵全动平尾和副翼，即向前推杆和向后拉杆用 于纵向操纵全动平尾偏转；左、右压杆用于横向操纵副翼偏转。纵向操纵和横向操纵互不干扰，即操纵平尾时副翼不动，操纵副翼时平尾不动。具体操纵程
序是前推驾驶杆(209)，杆力和位移信号通过传动杆(212)、摇臂(210)和 传动杆(213)输送到全动平尾操纵系统的选择活门(或液压助力器)，操纵全 动平尾向下偏转，使机头下俯(低头)，后拉驾驶杆(209)则可操纵机头上仰 (抬头)，操纵程序结束可手动复位或通过复位弹簧(214)自动复位。向左压 驾驶杆(209)，杆力带动扭力管(208)转动使摇臂(207)下端的传动杆(211) 向右移动，将位移和力的信号传递给副翼操纵系统的选择活门，从而操纵副翼 偏转，使机身向左滚转，同样，向右压驾驶杆，即可操纵机身向右滚转。操纵 程序结束后，手动复位，或松杆通过复位弹簧(214)自动复位。
图24所示的实施例，是本发明的中央操纵机构——脚蹬结构简图。图中， 两根横杆(215)和两根脚蹬杆(218)相互绞接组成平行四边形构架。两根横 杆(215)的中间位置与立轴(216)铰接，立轴下端固定在驾驶台底板结构上， 上端配置一个用于安装复位弹簧(217)的短臂。立轴下段设置带槽的圆盘(221)， 圆盘(221)上的摇臂(222)随圆盘(221)转动。配置钢索(220) —端连接 在下横杆(215)左段，钢索(220)饶圆盘1-2圈后另一端固定在下横杆(215) 右段。摇臂(222)通过传动杆(223)与方向舵操纵系统的选择活门摇臂连接。 具体操纵程序是前蹬左脚蹬(219)，摇臂(222)向右转动，通过传动杆(223) 将信号输送到方向舵操纵系统的选择活门摇臂(如果输送的位移信号与方向舵 选择活门摇臂的转动方向不匹配，可另设置一个双摇臂以改变位移方向)，便可 操纵方向舵向左偏转，使机头向左转。同样，前蹬右脚蹬，即可操纵方向舵向 右偏转，使机头向右转。当操纵程序完成后松开脚蹬，脚蹬即可自动复位，方 向舵操纵系统的选择活门也复位到C位，自动关闭油路。
上述图22、图23、图24所示的中央操纵机构并不是本发明唯一的实施例，
凡是现有技术中比较成熟和实用的例子都可借鉴。
图25是本发明的验证机驾驶舱布置图。图中，仪表板(224)上，显示器
(226)布置在第一排中间驾驶员的最佳视区内，两边分别是电压表(227)和 时钟(237)。电流表(228)在电压表(227)下方。发动机仪表布置在仪表板
(224)左边和驾驶台(225)的前台，有利于驾驶员集中观察。其中有燃油油 量表(230)、低燃油量警告指示(231)、发动机状态三用表(232)、气缸头温 度表(240)、发动机进气压力表(241)、螺旋桨桨距指示(243)、螺旋桨转速 表(244)。飞行仪表布置在仪表板(224)的中部和右边，使飞行员在飞行操纵 时集中注意力。其中有磁罗盘(229)、地平仪(233)、空速表(234)、海拔高度表(235)、升降速率表(236)、转弯侧滑速率表(238)、液压表(239)。航 电设备控制板(242)布置在驾驶台(225)的前台中间位置，便于驾驶员操作。 驾驶台前的鼓轮上布置的操纵杆有襟翼控制杆(245)、增压器控制杆及增压 器工作指示(246)、燃气混合比调节杆(248)和螺旋桨转速控制杆(249)。驾 驶杆(247)布置在坐椅(252)前面，左脚蹬(250)和右脚蹬(251)在驾驶 杆(252)前左、右两边地板上。坐椅(252)两边设置左下视窗(253)和右下 视窗(254)，便于驾驶员观察地面情况。右驾驶台上布置有倾转旋翼位置指示 (255)、折叠机翼位置指示(256)、倾转旋翼锁定机构(257)、折叠机翼锁定 机构(258)、变形操纵杆(259)和液压系统开关(268)。在左驾驶台上布置有 襟翼位置指示(260)、发动机磁电机开关(261)、电源开关(262)、油门控制 杆(263)、燃油泵开关(264)、照明电路开关(265)、下视窗盖开关(266)和 舱门控制开关(267)。
本实施例所示的驾驶舱布置，并不是一成不变的，也不是唯一的例子。在 具体实施中可根据发动机类型、设定的飞行性能等具体情况进行调整和增减。
本发明的强度要求执行国家颁布的飞机设计强度规范。
权利要求
1、一种燕式倾转旋翼机，将直升机和固定翼飞机融为一体，通过改变外部形状能用直升机、固定翼飞机和倾转旋翼机三种机型独立飞行，其特征是采用燕式气动布局，其几何形状与飞鸟中的燕子相似；设置液压式撑杆折叠机翼，外段机翼与中段机翼铰链连接，液压式撑杆操纵外段机翼向下折叠和向上伸展；同轴式倾转旋翼系统安装在中段机翼的翼梁结构上，构成横列式双旋翼布局，两副旋翼可在垂直位置和水平位置之间来回转动，当旋翼处于垂直位置、外段机翼向下折叠时，就是一架直升机，当旋翼处于水平位置、外段机翼向上伸展时，又变成一架固定翼飞机；配置由多台发动机和公共轴构成的组合式发动机系统，安全性能可靠。
2、 根据权利要求1所述的燕式倾转旋翼机，其特征是燕式气动布局的几 何参数设定为，中段机翼相对展长48%，机翼展弦比7.4,机翼根梢比2.4，外 段机翼前缘后掠角30° ，外段机翼前缘上反角10° ，翼型相对弯度2%，翼型 最大弯度位置40%，翼型相对厚度18%，翼型最大厚度位置30%，平尾相对机 翼面积20%，平尾展弦比2.3，平尾根梢比3.8，平尾前缘后掠角60。，平尾后 缘叉角130° ，立尾相对机翼面积22%，立尾展弦比1.4，立尾根梢比2.8，立尾 前缘后掠角42。，方向舵相对立尾面积25%，所述各项几何参数形成的数据链 确定了本发明燕式气动布局的基本几何形状，该几何形状可以有各种变形，凡 是对其进行简单修改或等同变化，以及对数据链中的参数进行修正，都应属于 本发明的保护范围。
3、 根据权利要求1所述的燕式倾转旋翼机，其特征是外段机翼(22)用 铰链(23)与中段机翼(85)连接，液压式撑杆(56)下端与机身撑杆接头(24) 铰接，活塞杆与外段机翼的撑杆接头(26)铰接，液压式撑杆(56)操纵外段 机翼(22)向下折叠的极限位置为前缘垂直于地平面，向上伸展的极限位置为 前缘上反IO。。
4、 根据权利要求1所述的燕式倾转旋翼机，其特征是倾转套筒(18)和旋翼支柱(5)为圆柱形钢管，传动轴(17)和倾转套筒(18)设置在同一轴线 上，使旋翼的旋转运动和倾转运动互不干扰，"同轴式倾转旋翼系统"由此命名； 倾转套筒(18)和旋翼支柱(5)用直角管件接头(20)螺纹连接加螺钉紧固； 传动轴(17)配置深沟球轴承(10)安装在倾转套筒(18)的内腔两端，分别 用轴承紧固环(8)和轴承安装盖(11)固定，轴承紧固环(8)与倾转套筒(18) 螺纹连接加螺钉紧固，轴承安装盖(11)与倾转套筒(18)螺纹连接加螺钉紧 固；旋翼轴(6)配置圆锥滚子轴承(3)安装在旋翼支柱(5)的内腔两端，分别用轴承紧固环(8)和轴承安装盖(4)固定，轴承紧固环(8)与旋翼支柱(5) 螺纹连接加螺钉紧固，轴承安装盖(4)与旋翼支柱(5)螺纹连接加螺钉紧固； 传动轴(17)和旋翼轴(6)配置圆锥齿轮组(19)连接，传动轴线和旋翼轴线 成直角相交；旋翼轴(6)顶端配置旋翼桨毂(2)和旋翼头整流罩(1)，旋翼 桨叶(7)安装在旋翼桨毂(2)的桨叶柄上；倾转套筒(18)两端配置滑动轴 承(9)用螺栓安装在中段机翼翼梁结构(16)的轴承安装板(92)上；倾转摇 臂(15)用键和螺钉紧固在倾转套筒(18)靠机身内壁一端，该摇臂(15)设 置叉口用于与作动筒活塞杆销轴连接；传动轴(17)配置传动链轮(12)用传 动链条(14)与发动机系统的总功率输出链轮连接；在机身另一边的翼梁结构 上，对称地安装相同的倾转旋翼机构，左右两边的传动轴(17)用联轴器(13) 连接，组成完整的同轴式倾转旋翼系统，该系统左、右两副旋翼用正、反桨配 置，其转速相等，方向相反，扭矩平衡。
5、根据权利要求1所述的燕式倾转旋翼机，其特征是组合式发动机系统 包括一号发动机(114)、二号发动机(115)、三号发动机(118)、四号发动机(119) 等多台发动机和公共轴(116)组成，公共轴(116)配置滚动轴承安装在基座 (117)上，还设置若干个传动链轮(111)和一个总功率输出链轮(112)，传动 链轮(111)与每台发动机的输出链轮用链条连接，总功率输出链轮(112)用链 条(113)与倾转旋翼系统的传动链轮连接。
全文摘要
一种燕式倾转旋翼机。它将直升机和固定翼飞机融为一体，通过改变外部形状能用直升机、固定翼飞机和倾转旋翼机三种机型独立飞行。该机采用燕式气动布局，几何形状与飞鸟中的燕子相似。设置液压式撑杆折叠机翼，外段机翼与中段机翼铰链连接，可向下折叠和向上伸展。同轴式倾转旋翼系统安装在中段机翼的翼梁结构上，构成横列式双旋翼布局，两副旋翼可在垂直位置和水平位置之间来回转动，旋翼处于垂直位置、外段机翼向下折叠时，就是一架直升机；旋翼处于水平位置、外段机翼向上伸展时，又变成一架固定翼飞机。配置由多台发动机和公共轴构成的组合式发动机系统，安全性能可靠。本发明结构简单，性能优良，实用范围广。
文档编号B64C27/22GK101314409SQ20081006995
公开日2008年12月3日 申请日期2008年7月10日 优先权日2008年7月10日
发明者周武双 申请人:周武双