專利名稱：自主旋翼無尾槳直升飛機的制作方法
技術領域：
自主旋翼無尾槳直升飛機技術領域[0001]本實用新型涉及直升飛機飛行動力結構或技術，尤其是自主旋翼無尾槳直升飛 機。
背景技術：
[0002]公知技術中，直升機飛行原理和結構與飛機不同，飛機靠它的固定機翼產(chǎn)生升力， 而直升機是靠它頭上的螺旋槳槳葉旋轉產(chǎn)生升力。直升機的結構和飛機不同，主要由旋翼、 機身、發(fā)動機、起落裝置和操縱機構等部分組成。根據(jù)螺旋槳個數(shù)，分為單旋翼式、雙旋翼式 和多旋翼式。單旋翼式直升機尾部還裝有尾翼，其主要作用抗扭，用以平衡單旋翼產(chǎn)生的 反作用力矩和控制直升機的轉彎。直升機最顯眼的地方是頭上窄長的大刀式的旋翼，一般 由2 5片槳葉組成一副，由I 2臺發(fā)動機帶動,其主要作用通過高速的旋轉對大氣施 加向下的巨大的力，然后利用大氣的反作用力，相當與直升飛機受到大氣向上的力，使飛機 能夠平穩(wěn)的懸在空中。[0003]直升飛機的大螺旋槳旋轉產(chǎn)生升力平衡重力。直升飛機的槳葉大概有2-3米長， 一般有5葉組成。普通飛機是靠翅膀產(chǎn)生升力起飛的，而直升飛機是靠螺旋槳轉動，撥動空 氣產(chǎn)生升力的。直升飛機起飛時，螺旋槳越轉越快，產(chǎn)生的升力也越來越大，當升力比飛機 的重量還大時，飛機就起飛了。在飛行中飛行員調節(jié)高度時，就只要通過改變大螺旋槳旋轉 的速度就可以了。而空氣的流速只有來自于發(fā)動機所帶的螺旋槳對空氣的作用，當然從這 里分析能量也是守衡的。直升機的機翼是利用自主旋翼的攻角在高速運動時產(chǎn)生的向下的 游潤氣流抬升自己的。[0004]直升機的頭部的大螺旋槳，也叫旋翼，尾部也有一個尾槳，尾槳分為推進式和拉進 式，主要為了抵消旋翼旋轉時產(chǎn)生的反向扭力。但是如果是共軸機或者橫列以及縱列旋翼 實際上都是利用另一幅旋翼來均衡反向扭力，基本原理差不多，直升機發(fā)動機驅動旋翼提 供升力，旋翼的升力工作原理實際上和固定翼飛機的機翼一樣，只是直升機旋翼是在發(fā)動 機驅動下，主動與空氣接觸產(chǎn)生升力，把直升機舉托在空中。在旋翼保持一定的升力迎角旋 轉時上下旋翼面由于空氣流動速度不同，會有壓力差產(chǎn)生，而下翼面在保持正迎角的同時， 由于受到空氣沖擊阻力，旋轉時對空氣本身也會產(chǎn)生向下的空氣壓力。[0005]直升機旋翼的獨特驅動機構，主要靠它的傾斜器和變距機構來完成，在大部分飛 行狀態(tài)時候，旋翼的迎角是在每周不停的改變著，通過不斷的改變旋翼不同角度的迎角，使 直升機可以懸停，前后左右飛行自如，因此可以實現(xiàn)垂直起飛及降落，不過它的結構復雜， 而且運行過程中，旋翼變距機構以及傾斜器機構始終在非常高頻率的動作下，故障率相對 固定翼飛機來說，要多出不少。[0006]直升機可以垂直起降，但是的旋翼由于受到翼尖旋轉速度的限制，翼尖在旋轉狀 態(tài)下，不能超過音速，否者噪音和振動極大，所以目前直升機幾乎沒有超過400km/h的，不 過直升機靈活多變的速度選擇可以使它從事很多種極其復雜的工作。[0007]傳統(tǒng)的直升飛機都是由螺旋槳作為空氣升力部件，它是由機艙內的發(fā)動機通過傳動機構提供被動力，由于是以機艙為動力支點必然造成機艙向螺旋槳旋轉反方向的轉動，為了克服這一問題就還得要有尾部平衡螺旋翼及復雜的傳動機構來解決，這就造成傳統(tǒng)直升飛機非常的笨重。因為直升飛機如果只有大螺旋槳旋，那么根據(jù)動量守衡，機身就也會旋轉，因此直升飛機就必須要一個能夠阻止機身旋轉的裝置。而飛機尾部側面的小型螺旋槳就是起到這個作用，飛機的左轉、右轉或保持穩(wěn)定航向都是靠它來完成的。同時為了不使尾槳碰到旋翼，就必須把直升飛機的機身加長，所以，直升飛機有一個像蜻蜓式的長尾巴。
發(fā)明內容本實用新型的發(fā)明目的是提供一種自主旋翼無尾槳直升飛機，應用該結構后可以消除機身反向自旋的扭力，并進一步為改進直升機現(xiàn)有構型提供可能。本實用新型的發(fā)明目的是通過如下技術措施實現(xiàn)的對稱安裝的一對機翼上分別安裝發(fā)動機，其發(fā)動機軸垂直于機翼長度方向的中線，在發(fā)動機軸前端安裝螺旋槳，兩側機翼連接在轂盤上，而轂盤通過主軸安裝在萬向節(jié)上方，萬向節(jié)安裝在機架上方。本發(fā)明的有益效果是發(fā)動機作為兩塊機翼動力不以機架或機艙為支點，因此不會產(chǎn)生反轉扭力，使得直升機整體結構減省復雜笨重的傳動機構及機尾平衡螺旋翼，為改進直升機現(xiàn)有構型，實現(xiàn)輕巧、安全、可靠性能顯著改善。

圖1是本實用新型結構示意圖。附圖標記包括機翼1，螺旋槳22，主軸3，發(fā)動機4，萬向節(jié)5，拉臂6，豎拉桿7，尾舵8，機艙9，操縱桿10，支座11，后脊12，尾翼13，轂盤14，立腳15，橫拉桿16，機架17。
具體實施方式
以下結合附圖對本發(fā)明進一步說明。對稱安裝的一對機翼I上分別安裝發(fā)動機4，其發(fā)動機4軸垂直于機翼I長度方向的中線，在發(fā)動機4軸前端安裝螺旋槳22，兩側機翼I連接在轂盤14上，而轂盤14通過主軸3安裝在萬向節(jié)5上方，萬向節(jié)5安裝在機架17上方。兩側的機翼I上安裝的發(fā)動機4上的螺旋槳22分別面向相反方向。以此機翼I使產(chǎn)生相同方向的切向旋轉。發(fā)動機4也可以為電動機。機架17上方通過立腳15水平安裝支座11，支座11上方通過豎拉桿7連接萬向節(jié)5，機架17上安裝操縱桿10，操縱桿10中部鉸接在支座11上，操縱桿10底端連接橫拉桿16前端，橫拉桿16末端鉸接拉臂6底端,拉臂6上端連接萬向節(jié)5。機架17后部連接后脊12，后脊12尾端垂直連接尾舵8，尾舵8上安裝尾翼13，該尾翼13水平中線垂直與后脊12。安裝尾舵8和尾翼13以保證飛行穩(wěn)定。省略傳統(tǒng)直升機在轂盤14附近設置傾斜機構的復雜環(huán)節(jié)，仿照固定翼飛機以尾舵8和尾翼13輔助解決飛機的轉向和升降。尾舵8和尾翼13由操縱桿10旁的專用裝置控制。機架17上方安裝機艙9。本實用新型中，尤其是，主軸3與轂盤14之間裝有2個徑向軸承和一個軸向軸承，以保證靈活轉動及承載機艙9重力，兩塊機翼I以向上傾斜的角度對裝在轂盤14上。[0020]本實用新型中，由于兩機翼I是對稱的故而螺旋槳22轉動形成旋風，機翼I逆旋風轉動升力更大。發(fā)動機4作為兩塊機翼I動力不以機架17或機艙9為支點，因此不會產(chǎn)生反轉扭力，使得直升 機整體結構減省復雜笨重的傳動機構及機尾平衡螺旋翼，為改進直升機現(xiàn)有構型，實現(xiàn)輕巧、安全、可靠性能顯著改善。
權利要求1.自主旋翼無尾槳直升飛機，其特征是對稱安裝的一對機翼(I)上分別安裝發(fā)動機(4)，其發(fā)動機(4)軸垂直于機翼(I)長度方向的中線，在發(fā)動機(4)軸前端安裝螺旋槳 (22)，兩側機翼⑴連接在轂盤(14)上，而轂盤(14)通過主軸(3)安裝在萬向節(jié)(5)上方， 萬向節(jié)(5)安裝在機架(17)上方。
2.如權利要求1所述的自主旋翼無尾槳直升飛機，其特征在于，兩側的機翼(I)上安裝的發(fā)動機(4)上的螺旋槳(22)分別面向相反方向。
3.如權利要求1所述的自主旋翼無尾槳直升飛機，其特征在于，機架(17)上方通過立腳(15)水平安裝支座(11)，支座(11)上方通過豎拉桿(7)連接萬向節(jié)(5)，機架(17)上安裝操縱桿(10)，操縱桿(10)中部鉸接在支座(11)上，操縱桿(10)底端連接橫拉桿(16) 前端，橫拉桿(16)末端鉸接拉臂(6)底端,拉臂(6)上端連接萬向節(jié)(5)。
4.如權利要求1所述的自主旋翼無尾槳直升飛機，其特征在于，機架(17)后部連接后脊(12)，后脊(12)尾端垂直連接尾舵(8)，尾舵⑶上安裝尾翼(13)，該尾翼(13)水平中線垂直與后脊(12)。
5.如權利要求1所述的自主旋翼無尾槳直升飛機，其特征在于，機架(17)上方安裝機艙(9)。
專利摘要自主旋翼無尾槳直升飛機，對稱安裝的一對機翼(1)上分別安裝發(fā)動機(4)，其發(fā)動機(4)軸垂直于機翼(1)長度方向的中線，在發(fā)動機(4)軸前端安裝螺旋槳(22)，兩側機翼(1)連接在轂盤(14)上，而轂盤(14)通過主軸(3)安裝在萬向節(jié)(5)上方，萬向節(jié)(5)安裝在機架(17)上方。發(fā)動機作為兩塊機翼動力不以機架或機艙為支點，因此不會產(chǎn)生反轉扭力，使得直升機整體結構減省復雜笨重的傳動機構及機尾平衡螺旋翼，為改進直升機現(xiàn)有構型，實現(xiàn)輕巧、安全、可靠性能顯著改善。
文檔編號B64C27/08GK202828092SQ20122049053
公開日2013年3月27日 申請日期2012年9月25日 優(yōu)先權日2012年9月25日
發(fā)明者李金玲 申請人:李金玲