专利名称：一种使用双螺旋桨垂直涵道控制的倾转旋翼飞机的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及一种倾转旋翼飞机，尤其涉及一种使用双螺旋桨垂直涵道控制的 倾转旋翼飞机，属于航空飞行器设计技术领域。
背景技术：
倾转旋翼飞行器兼有直升机和固定翼飞机的特点。与固定翼飞机相比，该种飞行 器能够垂直起降，没有对机场跑道的依赖，能够实现悬停和小速度前飞；与传统直升机相 比，倾转旋翼机有更大的巡航速度和航程，巡航过程中由机翼产生升力，比直升机更经济， 因而该种飞行器自诞生以来就受到广泛关注。对于倾转旋翼机研究最早和最系统的国家是 美国，经过几十年的研究、论证和试验，美国研制出了该类飞行器的代表机型V22并投入了 实用。关于倾转旋翼机的发展历程参见文献Malcolm Foster, The Future Evolution of the Tiltrotor, AIAA 2003-2652，2003.所述(Malcolm Foster，倾转旋翼机将来的发展， AIAA 2003-2652，2003)V22采用横列式双旋翼常规布局，在垂直飞行及垂直飞行状态和平飞状态之间的 过渡过程(以下简称转换飞行模式)下，由于舵面气动效率不足，主要靠旋翼周期变距来实 现飞机的姿态控制，在正常平飞模式下，由于飞机有了较大的前飞速度，各个舵面的气动效 率足够，主要采用飞机的舵面来控制飞机的姿态。各种飞行模式的控制方式如下(1)在垂直飞行和转换飞行模式下，依靠两副旋翼的周期变距来控制飞机的纵向 姿态，如图Ia所示；在平飞状态下采用升降舵控制纵向姿态，如图Ib所示；在图Ia中，周期 变距使得桨盘前倾，形成纵向控制力矩，飞机在控制纵向姿态的同时，会形成向前的分力， 引起飞机向前飞行，产生耦合效应；在图Ib中，升降舵偏转，作用在平尾及升降舵上的力改 变，形成纵向控制力矩。(2)在垂直飞行和转换飞行模式下，依靠两副旋翼的周期变距的差动来控制飞机 的航向姿态，如图2a所示；在平飞状态下采用方向舵控制航向姿态，如图2b所示；图2a中， 一个旋翼的纵向周期变距向前，一个旋翼向后，形成了旋翼拉力的前后交叉，产生力航向力 矩，实现飞机的航向操作。在图2b中，方向舵偏转，作用在垂尾和方向舵上的气动力发生变 化，形成了航向控制力矩。(3)在垂直飞行和转换飞行模式下，依靠两副旋翼的总距差动来控制飞机的滚转 姿态，如图3a所示；在平飞状态下采用副翼控制控制滚转姿态，如图3b所示；图3a中，左 右两副旋翼的总距差动变化，一副旋翼拉力增加，一副旋翼拉力减少，就形成了滚转控制力 矩。在图3b中，副翼差动偏转，作用在飞机左右两侧机翼上的气动力发生改变，一边增大一 边减小，形成滚转控制力矩。关于上文中提到的周期变距机构的结构及工作原理，参见文献张呈林张小谷等编 著，直升机部件设计，南京航空学院印刷厂1986.文中所述。关于周期变距控制模式的倾转旋翼机控制原理的详细资料，可以参见文献杨军吴 希明等编著倾转旋翼机飞行控制，航空工业出版社，2006.文中所述。[0009]通过上面以V22为代表的靠周期变距来控制垂直飞行和转换飞行模式的倾转旋 翼机的控制方式可以看出，在飞机控制舵面效率不足的情况下，所有的姿态控制都是靠周 期变距来控制，控制方式复杂。在使用周期变距控制纵向姿态的时候，会引起飞机向前飞行 的耦合效应。而且周期变距机构结构复杂，复杂的结构和控制方式对于倾转旋翼机的安全 性和可靠性都是不利的。同时，周期变距方式控制飞机姿态，由于控制力力臂短，产生控制 力矩的效率不高。
实用新型内容1、目的本实用新型的目的是为了提供一种使用双螺旋桨垂直涵道控制的倾转旋翼飞机， 该飞机克服了现有技术的不足，解决了上述周期变距控制方式的倾转旋翼机中存在的问题。2、技术方案本实用新型一种使用双螺旋桨垂直涵道控制的倾转旋翼飞机，该飞机采用并列双 旋翼、常规气动布局的设计，它是由机身、平直机翼、旋翼、短舱、副翼、垂直尾翼、方向舵、升 降舵、水平尾翼、起落架、动力及减速系统及双螺旋桨垂直涵道结构组成。平直机翼安装在 机身的中段两侧，旋翼安装在短舱的端部，起落架的主体位于机身腹部，机身两侧的平直机 翼支撑着端部的短舱，副翼连接在平直机翼外侧，水平尾翼与机身尾部相连，升降舵连接在 水平尾翼后面，两个垂直尾翼连接在水平尾翼两侧，方向舵连接在垂直尾翼后面，双螺旋桨 垂直涵道结构位于水平尾翼中间，动力及减速系统位于机身中部。该机身主要用于安装各部件和容纳载荷，采用传统的半硬壳式结构；该平直机翼为矩形平直机翼，采用传统的悬臂式双梁式结构，由翼肋+桁条+蒙皮 组成抗扭结构；该旋翼的桨叶平面形状为矩形，旋翼桨叶数目为两片(重载机型可以增加桨叶片 数)；旋翼没有周期变距机构，它设有旋翼总距操纵机构，通过旋翼总距操纵机构来改变旋 翼的总距，从而改变旋翼拉力大小；该短舱包含短舱倾转机构、减速箱、减速锥齿轮、旋翼总距操纵机构、旋翼转轴；放 置在机身中部的动力及减速系统通过传动轴输出动力到短舱驱动减速锥齿轮，经过减速带 动旋翼转轴及旋翼旋转，短舱通过短舱倾转机构与机翼连接，短舱倾转机构使得短舱可与 机翼发生相对转动；该副翼平面形状为矩形，采用蒙皮加骨架的结构，骨架由单梁+翼肋+桁条组成；该垂直尾翼平面形状为矩形，采用蒙皮加骨架结构，骨架由双梁+翼肋+桁条组 成；该方向舵的平面形状为矩形，采用蒙皮加骨架的结构，骨架由单梁+翼肋+桁条+ 组成；该升降舵平面形状为矩形，采用蒙皮加骨架的结构，骨架由单梁+翼肋+桁条组 成；该水平尾翼平面形状为矩形，采用蒙皮加骨架结构，骨架由双梁+翼肋+桁条组 成；[0023]该起落架采用传统的前三点式起落架；该动力及减速系统采用1-2台传统的涡轮轴或活塞式发动机，安装在机身内部或 平直机翼根部，燃油及减速系统布置在机身中部和平直机翼内；该双螺旋桨垂直涵道结构是本专利申请所采用的新颖的技术特征，依靠它来控制 倾转旋翼飞机，实现垂直飞行和飞行模式的转换所述双螺旋桨垂直涵道结构，它是由垂直涵道、螺旋桨变速及总距操纵装置、螺旋 桨变速箱支撑结构、涵道端盖、涵道端盖驱动装置、涵道端盖运动滑轨组成。垂直涵道布置 在水平尾翼中部，螺旋桨变速及总距操纵装置在垂直涵道中部并位于上、下螺旋桨之间，并 由螺旋桨变速箱支撑结构来支撑，涵道端盖安装在水平尾翼的右部上下表面内侧，涵道端 盖驱动装置和涵道端盖运动滑轨安装在水平尾翼的右部中间。该垂直涵道包含上、下两副螺旋桨，百叶窗式滑流片，滑流片控制装置和涵道螺旋 桨动力输入轴；该上、下螺旋桨各由两片带扭转的矩形桨叶构成，它布置在垂直涵道的上部 和下部，与螺旋桨驱动轴相连，上、下螺旋桨转向相反，产生的旋转扭矩相互抵消；上、下螺 旋桨设有螺旋桨总距操纵机构，可以同步改变总距大小，从而改变螺旋桨的拉力，控制飞机 的纵向姿态；该百叶窗式滑流片由多个叶片组成，各个叶片的平面形状为矩形，叶片通过与 机身轴线平行的转轴支撑在垂直涵道的中部，各个叶片同步偏转，偏转角由滑流片控制装 置进行控制，滑流片控制装置主要由伺服电机+齿条构成，伺服电机带动齿条平动，齿条再 带动叶片转轴转动；螺旋桨旋转产生的滑流流过百叶窗式滑流片产生侧向力，实现对飞机 的航向控制。该螺旋桨变速及总距操纵装置位于垂直涵道中间，由螺旋桨变速箱支撑结构来支 撑；它包含螺旋桨总距操纵机构、涵道变速锥齿轮、滚动轴承、螺旋桨驱动轴；动力及减速 系统通过涵道螺旋桨动力输入轴输出动力到螺旋桨变速及总距操纵装置，通过涵道变速锥 齿轮驱动螺旋桨驱动轴，带动安装在螺旋桨驱动轴上的下螺旋桨和上螺旋桨同时反向旋 转，螺旋桨驱动轴由滚动轴承支撑，螺旋桨总距操纵机构操纵上、下螺旋桨的总距来改变 上、下螺旋桨产生的控制力大小。该螺旋桨总距操纵机构是由舵机+摇臂+推拉杆组成，摇 臂安装在舵机转轴上，推拉杆一端与摇臂相连，另一端与螺旋桨桨叶相连；该涵道变速锥齿 轮是由三个圆锥齿轮组成，该三个圆锥齿轮由轴承支撑；该涵道端盖有上下两个，呈圆形状，上、下螺旋桨工作的时候，涵道端盖驱动装置 把涵道端盖收入水平尾翼内部，垂直涵道处于开放状态；上、下螺旋桨停止工作时，涵道端 盖驱动装置把涵道端盖从水平尾翼内推出，封闭垂直涵道，使水平尾翼光滑完整，减小飞行 阻力。该涵道端盖驱动装置由伺服电机和齿轮齿条构成，伺服电机带动齿轮旋转，齿轮 带动齿条平动，从而推动涵道端盖运动。涵道端盖运动滑轨由铝片或者结构钢构成(根据飞机总重大小而定)，对端盖滑 动起到支撑作用。本实用新型中的倾转旋翼飞机的控制原理为(1)在垂直飞行和转换飞行模式下，通过同步改变垂直涵道上、下螺旋桨的总距来 改变垂直涵道产生的拉力，形成纵向控制力矩来控制飞机的纵向姿态，由于上、下螺旋桨反 转，相互抵消了旋转产生的扭矩；前飞模式下，通过偏转升降舵来控制飞机的纵向姿态。[0034](2)在垂直飞行和转换飞行模式下，通过偏转垂直涵道内部的百叶窗式滑流片产 生侧向力，形成偏转力矩来控制飞机的航向姿态；前飞模式下，通过偏转方向舵来控制飞机 的航向姿态。(3)在垂直飞行和转换飞行模式下，通过控制飞机两侧的旋翼总距的大小来改变 两副旋翼的拉力，从而控制飞机的滚转姿态；在前飞模式下，通过差动偏转副翼来控制飞机 的滚转姿态。本实用新型中的倾转旋翼飞机三种典型工作状态的描述如下(1)垂直飞行时，机身两侧的短舱通过短舱倾转机构倾转为竖直向上状态，旋翼产 生竖直向上的拉力平衡飞机的重量，同时通过控制两副旋翼的总距，产生飞机所需的滚转 配平力矩。平直机翼外侧的副翼偏转为竖直向下的状态，以减小旋翼气流产生的垂向力。位 于水平尾翼中间的垂直涵道中的上螺旋桨和下螺旋桨反向旋转，控制螺旋桨的总距，产生 飞机需要的纵向配平力矩，控制百叶窗式滑流片的偏转角度，产生飞机需要的航向配平力矩。(2)转换飞行模式中，机身两侧的短舱通过短舱倾转机构逐渐向前倾转，同时使用 与垂直飞行状态相同的方式来控制飞机的姿态。当飞机前飞达到一定速度时，副翼、方向舵 和升降舵有了一定的气动效率，可以逐渐参与飞机姿态的控制。(3)水平飞行时，机身两侧的短舱倾转为水平状态，飞机以固定翼螺旋桨飞机的模 式飞行，副翼、方向舵和升降舵有了足够的气动效率来控制飞机的姿态，此时垂直涵道中的 上螺旋桨和下螺旋桨停止工作，百叶窗式滑流片倾转为与水平尾翼垂直状态，涵道端盖驱 动装置开始工作，涵道端盖沿着涵道端盖滑轨进入垂直涵道上下端面位置，把垂直涵道封 闭，水平尾翼保持光滑完整，减小飞行阻力。3、优点及效果本实用新型一种使用双螺旋桨垂直涵道控制的倾转旋翼飞机，它与现有技术比 较，其主要优点是垂直飞行时，机身两侧的短舱倾转为竖直向上状态，旋翼产生竖直向上 的拉力平衡飞机的重量，同时通过控制两副旋翼的总距，产生飞机所需的滚转配平力矩。平 直机翼外侧的副翼偏转为竖直向下的状态，以减小旋翼气流产生的垂向力。位于水平尾翼 中间的垂直涵道中的上螺旋桨和下螺旋桨反向旋转，控制螺旋桨的总距，产生飞机需要的 纵向配平力矩，控制百叶窗式滑流片的偏转角度，产生飞机需要的航向配平力矩.(1)与周期变距控制方式相比，双螺旋桨垂直涵道控制方式简化了垂直飞行和转 换飞行过程中的操纵，提高了操纵可靠性；由于没有了周期变距机构，结构简单，提高了可 靠性。(2)采用双螺旋桨垂直涵道控制方式，控制力的力臂很长，因而控制效率高；(3)垂直飞行模式下，采用双螺旋桨垂直涵道控制纵向姿态时，不会产生向前的 力，因而不会有前飞耦合效应；(4)双螺旋桨相互抵消扭矩，不会产生偏航力矩；(5)双螺旋桨可以有效减小涵道尺寸，便于布置在水平尾翼上；(6)前飞模式下，涵道端盖封闭涵道，可以减小飞行阻力。
图1 (a)在垂直飞行和转换飞行模式下，依靠两副旋翼的周期变距来控制飞机的纵向姿态的示意图；图1 (b)飞机在平飞状态下采用升降舵控制纵向姿态的示意图；图2(a)在垂直飞行和转换飞行模式下，依靠两副旋翼的周期变距的差动来控制 飞机的航向姿态的示意图；图2(b)飞机在平飞状态下采用方向舵控制航向姿态的示意图；图3(a)在垂直飞行和转换飞行模式下，依靠两副旋翼的总距差动来控制飞机的 滚转姿态的示意图；图3(b)飞机在平飞状态下采用副翼控制控制滚转姿态的示意图；图4垂直飞行状态的倾转旋翼机示意图；图5短舱结构原理图；图6水平飞行状态的倾转旋翼机示意图；图7水平尾翼上的双螺旋桨垂直涵道示意图；图8双螺旋桨垂直涵道结构原理图；图中符号说明如下1-机身；2-平直机翼；3-旋翼；4-短舱；4_1_短舱倾转机构；4_2_减速箱；4_3_减 速锥齿轮；4_4_旋翼总距操纵机构；4_5_旋翼转轴；5-副翼；6-垂直尾翼；7-方向舵；8-升 降舵；9-水平尾翼；10-起落架；11-动力及减速系统；11_1_传动轴；12-双螺旋桨垂直涵 道结构；13-垂直涵道；14-涵道螺旋桨动力输入轴；15-下螺旋桨；16-上螺旋桨；17-百叶 窗式滑流片；18-螺旋桨变速及总距操纵装置；18_1_螺旋桨总距操纵机构；18_2_涵道变 速锥齿轮；18_3_滚动轴承；18_4_螺旋桨驱动轴；19-螺旋桨变速箱支撑结构；20-涵道端 盖驱动装置；21-涵道端盖运动滑轨；22-滑流片控制装置；23-涵道端盖。
具体实施方式
见图圹图8所示，本实用新型一种使用双螺旋桨垂直涵道控制的倾转旋翼飞机， 该飞机采用并列双旋翼、常规气动布局的设计，它是由机身1、平直机翼2、旋翼3、短舱4、副 翼5、垂直尾翼6、方向舵7、升降舵8、水平尾翼9、起落架10、动力及减速系统11及双螺旋 桨垂直涵道结构12组成。平直机翼2安装在机身1的中段两侧，旋翼3安装在短舱4的端 部，起落架10的主体位于机身1腹部，机身1两侧的平直机翼2支撑着端部的短舱4，副翼 5连接在机翼2外侧，水平尾翼9与机身1尾部相连，升降舵8连接在水平尾翼9后面，两个 垂直尾翼6连接在水平尾翼9两侧，方向舵7连接在垂直尾翼6后面，双螺旋桨垂直涵道结 构12位于水平尾翼9中间，动力及减速系统11位于机身1中部。该机身1主要用于安装各部件和容纳载荷，采用传统的半硬壳式结构；该平直机翼2为矩形平直机翼，采用传统的悬臂式双梁式结构，由翼肋+桁条+蒙 皮组成抗扭结构；该旋翼3的桨叶平面形状为矩形，旋翼桨叶数目为两片(重载机型可以增加桨叶 片数)；旋翼3没有周期变距机构，它设有旋翼总距操纵机构4_4，通过旋翼总距操纵机构 4_4来改变旋翼3的总距，从而改变旋翼3拉力大小；该短舱4包含短舱倾转机构4_1、减速箱4_2、减速锥齿轮4_3、旋翼总距操纵机构 4_4、旋翼转轴4_5 ；放置在机身1中部的动力及减速系统11通过传动轴11_1输出动力到 短舱4驱动减速锥齿轮4_3，经过减速带动旋翼转轴4_5及旋翼3旋转，短舱4通过短舱倾转机构4_1与平直机翼2连接，短舱倾转机构4_1使得短舱4可与机翼2发生相对转动；该副翼5平面形状为矩形，采用蒙皮加骨架的结构，骨架由单梁+翼肋+桁条组 成；该垂直尾翼6平面形状为矩形，采用蒙皮加骨架结构，骨架由双梁+翼肋+桁条组 成；该方向舵7的平面形状为矩形，采用蒙皮加骨架的结构，骨架由单梁+翼肋+桁条 +组成；该升降舵8平面形状为矩形，采用蒙皮加骨架的结构，骨架由单梁+翼肋+桁条+ 组成； 该水平尾翼9平面形状为矩形，采用蒙皮加骨架结构，骨架由双梁+翼肋+桁条组 成；该起落架10采用传统的前三点式起落架；该动力及减速系统11采用1-2台传统的涡轮轴或活塞式发动机，安装在机身内部 或平直机翼根部，燃油及减速系统布置在机身中部和平直机翼内；该双螺旋桨垂直涵道结构12是本专利申请所采用的新颖的技术特征，依靠它来 控制倾转旋翼飞机，实现垂直飞行和飞行模式的转换所述双螺旋桨垂直涵道结构12，它是由垂直涵道13、螺旋桨变速及总距操纵装置 18、螺旋桨变速箱支撑结构19、涵道端盖23、涵道端盖驱动装置20、涵道端盖运动滑轨21组 成。垂直涵道13布置在水平尾翼9中部，螺旋桨变速及总距操纵装置18在垂直涵道13中 部并位于上、下螺旋桨16、15之间，并由螺旋桨变速箱支撑结构19来支撑，涵道端盖23安 装在水平尾翼9的右部上下表面内侧，涵道端盖驱动装置20和涵道端盖运动滑轨21安装 在水平尾翼9的右部中间。该垂直涵道13包含上、下两副螺旋桨1615、百叶窗式滑流片17、滑流片控制装置 22和涵道螺旋桨动力输入轴14 ；该上、下螺旋桨16、15各由两片带扭转的矩形桨叶构成，它 布置在垂直涵道13的上部和下部，与螺旋桨驱动轴18_4相连，上、下螺旋桨16、15转向相 反，产生的旋转扭矩相互抵消；上、下螺旋桨16、15设有螺旋桨总距操纵机构18_1，可以同 步改变总距大小，从而改变螺旋桨的拉力，控制飞机的纵向姿态；该百叶窗式滑流片17由 多个叶片组成，各个叶片的平面形状为矩形，叶片通过与机身轴线平行的转轴支撑在垂直 涵道13的中部，各个叶片同步偏转，偏转角由滑流片控制装置22进行控制，滑流片控制装 置22主要由伺服电机+齿条构成，伺服电机带动齿条平动，齿条再带动叶片转轴转动；螺 旋桨旋转产生的滑流流过百叶窗式滑流片17产生侧向力，实现对飞机的航向控制。该螺旋桨变速及总距操纵装置18位于垂直涵道13中间，由螺旋桨变速箱支撑结 构19来支撑；它包含螺旋桨总距操纵机构18_1、涵道变速锥齿轮18_2、滚动轴承18_3、螺 旋桨驱动轴18_4 ；动力及减速系统11通过涵道螺旋桨动力输入轴14输出动力到螺旋桨变 速及总距操纵装置18，通过涵道变速锥齿轮18_2驱动螺旋桨驱动轴18_4，带动安装在螺旋 桨驱动轴18_4上的下螺旋桨15和上螺旋桨16同时反向旋转，螺旋桨驱动轴18_4由滚动轴 承18_3支撑，螺旋桨总距操纵机构18_1操纵上、下螺旋桨16、15的总距来改变上、下螺旋 桨16、15产生的控制力大小。该螺旋桨总距操纵机构18_1是由舵机+摇臂+推拉杆组成， 摇臂安装在舵机转轴上，推拉杆一端与摇臂相连，另一端与螺旋桨桨叶相连；该涵道变速锥齿轮18_2是由三个圆锥齿轮组成，该三个圆锥齿轮由轴承18_3支撑；该涵道端盖23有上下两个，呈圆形状，上、下螺旋桨16、15工作的时候，涵道端盖 驱动装置20把涵道端盖23收入水平尾翼9内部，垂直涵道13处于开放状态；上、下螺旋桨 16、15停止工作时，涵道端盖驱动装置20把涵道端盖23从水平尾翼9内推出，封闭垂直涵 道13，使水平尾翼9光滑完整，减小飞行阻力。该涵道端盖驱动装置20由伺服电机和齿轮齿条构成，伺服电机带动齿轮旋转，齿 轮带动齿条平动，从而推动涵道端盖运动。该涵道端盖运动滑轨21由铝片或者结构钢构成(根据飞机总重大小而定)，对端 盖滑动起到支撑作用。本实用新型中的倾转旋翼飞机的控制原理为(1)在垂直飞行和转换飞行模式下，通过同步改变垂直涵道13上、下螺旋桨16、 15的总距来改变垂直涵道13产生的拉力，形成纵向控制力矩来控制飞机的纵向姿态，由于 上、下螺旋桨16、15反转，相互抵消了旋转产生的扭矩；前飞模式下，通过偏转升降舵8来控 制飞机的纵向姿态。(2)在垂直飞行和转换飞行模式下，通过偏转垂直涵道13内部的百叶窗式滑流片 17产生侧向力，形成偏转力矩来控制飞机的航向姿态；前飞模式下，通过偏转方向舵7来控 制飞机的航向姿态。(3)在垂直飞行和转换飞行模式下，通过控制飞机两侧的旋翼3总距的大小来改 变两副旋翼3的拉力，从而控制飞机的滚转姿态；在前飞模式下，通过差动偏转副翼5来控 制飞机的滚转姿态。本实用新型中的倾转旋翼飞机三种典型工作状态的描述如下(1)垂直飞行时，机身1两侧的短舱4通过短舱倾转机构4_1倾转为竖直向上状 态，旋翼3产生竖直向上的拉力平衡飞机的重量，同时通过控制两副旋翼3的总距，产生飞 机所需的滚转配平力矩。平直机翼2外侧的副翼5偏转为竖直向下的状态，以减小旋翼3气 流产生的垂向力。位于水平尾翼9中间的垂直涵道13中的上螺旋桨16和下螺旋桨15反 向旋转，控制螺旋桨的总距，产生飞机需要的纵向配平力矩，控制百叶窗式滑流片17的偏 转角度，产生飞机需要的航向配平力矩。(2)转换飞行模式中，机身1两侧的短舱4通过短舱倾转机构4_1逐渐向前倾转， 同时使用与垂直飞行状态相同的方式来控制飞机的姿态。当飞机前飞达到一定速度时，副 翼5、方向舵7和升降舵8有了一定的气动效率，可以逐渐参与飞机姿态的控制。(3)水平飞行时，机身1两侧的短舱4倾转为水平状态，飞机以固定翼螺旋桨飞机 的模式飞行，副翼5、方向舵7和升降舵8有了足够的气动效率来控制飞机的姿态，此时垂 直涵道13中的上螺旋桨16和下螺旋桨15停止工作，百叶窗式滑流片17倾转为与水平尾 翼9垂直状态，涵道端盖驱动装置20开始工作，涵道端盖23沿着涵道端盖滑轨21进入垂 直涵道13上下端面位置，把垂直涵道13封闭，水平尾翼9保持光滑完整，减小飞行阻力。
权利要求一种使用双螺旋桨垂直涵道控制的倾转旋翼飞机，该飞机采用并列双旋翼、常规气动布局的设计，它是由机身(1)、平直机翼(2)、旋翼(3)、短舱(4)、副翼(5)、垂直尾翼(6)、方向舵(7)、升降舵(8)、水平尾翼(9)、起落架(10)、动力及减速系统(11)及双螺旋桨垂直涵道结构(12)组成；平直机翼(2)安装在机身(1)的中段两侧，旋翼(3)安装在短舱(4)的端部，起落架(10)的主体位于机身(1)腹部，机身(1)两侧的平直机翼(2)支撑着端部的短舱(4)，副翼(5)连接在平直机翼(2)外侧，水平尾翼(9)与机身(1)尾部相连，升降舵(8)连接在水平尾翼(9)后面，两个垂直尾翼(6)连接在水平尾翼(9)两侧，方向舵(7)连接在垂直尾翼(6)后面，双螺旋桨垂直涵道结构(12)位于水平尾翼(9)中间，动力及减速系统(11)位于机身(1)中部；其特征在于该倾转旋翼飞机使用了双螺旋桨垂直涵道结构(12)，它的旋翼(3)及短舱(4)布置在平直机翼(2)的端部；所述双螺旋桨垂直涵道结构(12)，它是由垂直涵道(13)、螺旋桨变速及总距操纵装置(18)、螺旋桨变速箱支撑结构(19)、涵道端盖(23)、涵道端盖驱动装置(20)、涵道端盖运动滑轨(21)组成；垂直涵道(13)布置在水平尾翼(9)中部，螺旋桨变速及总距操纵装置(18)在垂直涵道(13)中部并位于上、下螺旋桨(16)、(15)之间，并由螺旋桨变速箱支撑结构(19)来支撑，涵道端盖(23)安装在水平尾翼(9)的右部上下表面内侧，涵道端盖驱动装置(20)和涵道端盖运动滑轨(21)安装在水平尾翼(9)的右部中间；该垂直涵道(13)包含上、下两副螺旋桨(16)(15)、百叶窗式滑流片(17)、滑流片控制装置(22)和涵道螺旋桨动力输入轴(14)；该上、下螺旋桨(16)、(15)布置在垂直涵道(13)的上部和下部，与螺旋桨驱动轴(18_4)相连，上、下螺旋桨(16)、(15)设置有螺旋桨总距操纵机构(18_1)；该百叶窗式滑流片(17)与机身(1)轴线平行的转轴支撑在垂直涵道(13)的中部，滑流片控制装置(22)由伺服电机+齿条构成；该螺旋桨变速及总距操纵装置(18)位于垂直涵道(13)中间，由螺旋桨变速箱支撑结构(19)来支撑；它包含螺旋桨总距操纵机构(18_1)、涵道变速锥齿轮(18_2)、滚动轴承(18_3)、螺旋桨驱动轴(18_4)；该螺旋桨总距操纵机构(18_1)是由舵机+摇臂+推拉杆组成，摇臂安装在舵机转轴上，推拉杆一端与摇臂相连，另一端与螺旋桨桨叶相连；该涵道变速锥齿轮(18_2)是由三个圆锥齿轮组成，该三个圆锥齿轮由轴承(18_3)支承；该涵道端盖(23)有上下两个，呈圆形状；该涵道端盖驱动装置(20)由伺服电机和齿轮齿条构成。
2.根据权利要求1所述的一种使用双螺旋桨垂直涵道控制的倾转旋翼飞机，其特征在 于该上、下螺旋桨(16)、(15)各由两片带扭转的矩形桨叶构成。
3.根据权利要求1所述的一种使用双螺旋桨垂直涵道控制的倾转旋翼飞机，其特征在 于该百叶窗式滑流片(17)由叶片组成，叶片的平面形状为矩形。
专利摘要一种使用双螺旋桨垂直涵道控制的倾转旋翼飞机，采用并列双旋翼、常规气动布局的设计，它是由机身、平直机翼、旋翼、短舱、副翼、垂直尾翼、方向舵、升降舵、水平尾翼、涵道端盖、垂直涵道、起落架、动力及减速系统、垂直涵道螺旋桨动力输入轴、下螺旋桨、上螺旋桨、百叶窗式滑流片、螺旋桨变速及总距操纵装置、螺旋桨变速箱支撑结构、涵道端盖驱动装置、涵道端盖运动滑轨及滑流片控制装置组成。它采用双螺旋桨垂直涵道结构来控制倾转旋翼飞机的垂直飞行和飞行模式的转换，与周期变距控制方式相比，它简化了垂直飞行和转换飞行过程中的操纵，控制力臂长，控制效率高，结构简单，提高了可靠性。它是一个很有发展潜力和光明前途的新机种。
文档编号B64C27/02GK201729271SQ200920110589
公开日2011年2月2日 申请日期2009年8月3日 优先权日2009年8月3日
发明者刘博 , 曾洪江, 贺天鹏, 陶然 申请人:北京航空航天大学