专利名称：一种多功能直升机的设计方法
技术领域：
本发明属于多功能直升机的机身设计、制造领域里的设计方法，所述涉及到怎样才能够将飞翼式飞机、倾转涵道风扇式飞机、倾转旋翼式飞机、水上起降飞机、固定翼飞机、美国F-35B垂直起降战斗机、旋翼直升机等，它们各自机身上的特殊飞行功能优点，集中到一起设计在一种多功能直升机的机身上。发扬其优点，克服其缺点。使其达到一机多用，提高工作效率，节能减排在50%以上的目的。
背景技术：
飞翼式布局的飞机美国的B-2轰炸机，采用的是翼身融合飞翼式布局的机身。且这种技术越来越受到各国飞机设计师的广泛关注和利用。尤其是在无人机方面如英国新型无人战斗机“雷神”、美国X-47无人战斗机等，都是采用了飞翼式布局的机身。本发明将三角形飞翼设计成圆形飞翼，是为了能够更好地将飞翼式布局，融合设计在多功能直升机的机身上。倾转涵道风扇式飞机美国的X-22A飞机，是一种倾转涵道风扇式布局的验证机， 经验证其优点是利用4套倾转涵道风扇可以实现由直升机飞行模式，转变成固定翼飞机的飞行模式。利用涵道大大的提高了风扇的桨盘载荷能力。其缺点是涵道壁太笨重，在倾转和固定过程中，扭力矩和力矩太大且集中，给设计机身带来了严重的超重问题。本发明将四套涵道风扇融合设计在圆形飞翼中，且涵道并没有增加圆形飞翼的重量。倾转旋翼飞机V_22是美国设计、制造的倾转旋翼飞机。其优点是利用两套倾转旋翼实现了，旋翼直升机与固定翼飞机的相结合，提高了旋翼直升机的飞行速度。其缺点是它在垂直起降和空中悬停时，需要较大的桨盘实度，有利于提高桨盘载荷。它在平飞航行时则相反，因为桨盘实度大，其型阻也大，所以就影响到它的平飞速度和航程，用同一副旋翼，想起到两种桨盘实度的作用，将是一对无法解决，但是必须得兼顾的矛盾问题；在相同功耗的情况下，在亚音速范围内，固定翼飞机所具备的运载能力是旋翼直升机，在垂直起降和空中悬停时所具备的运载能力3倍以上。因此倾转旋翼飞机，在以旋翼直升机飞行模式垂直起降时所具备的运载能力，是无法满足其以固定翼飞机行模式时，所具备的运载能力所需要的载荷。本发明采用其倾转机构功能原理，用来设计倾转涡轮风扇发动机。利用其速度快来提高多功能直升机的平飞航行速度。利用其推力大为垂直起降时提供三分之一的助力提升力。另外三分之二的提升力，由设计在固定涵道内的4副升力旋翼提供。水上飞机水轰-5是中国自行设计与制造的一种水上飞机。多功能直升机本身因为设计有垂直起降和空中悬停功能，所以在设计底舱浮体外形时，取消了水轰-5船底形浮体边缘的抑波槽、挡水板、断阶、水舵、水舵保护片、后起落架外置结构与凹陷壳等结构设计。将底舱浮体及计成前半椭圆形、中间梯形、后半圆形、底面弧形、表面圆滑流线型浮体。 两边的浮筒也简化设计成流线型浮体。这样既满足了水上起降功能的需要，又没有给其他飞行功能带来负担，其底舱还起到了降低机身的重力中心和抗坠毁能力的作用。固定翼飞机多功能直升机的机头、机身中段舱门与窗口、垂直立尾翼、固定翼、前三点式可收放起落架舱室与舱门等。是参照前苏联yk-42中短程运输机、美国波音717、 737,747客机，根据气动效果和各种机构功能的需要，进行优化组合而设计的。
空中客车A340飞机多功能直升机的涡轮风扇发动机，是参照欧洲空中客车工业公司设计、制造的空中客车Α34Θ飞机来选择和设置的。
F-35B垂直起降战斗机美国设计、制造的F-35B垂直起降战斗机。其优点是采用在F135发动机前面加了一个罗尔斯·罗伊斯公司生产的升力风扇，后面安装了一套可以全向转动的三维矢量喷管。这个升力风扇所产生的气动升力很大，可以达到88. 3千牛，空气流量为230千克/秒。而且升力风扇还可以在-15-+30度间转动，与发动机两侧伸出的两个推力为8. 83千牛的操纵喷管及尾部的矢量喷管一起，控制和调节飞机垂直起飞和飞行姿态。使飞机具备了垂直起飞和滑跑起飞......等多项功能。其缺点是功能机构设计太多和复杂，增加了这部分的重量，提高了设计、制造的成本费用。且在垂直起飞时，发动机吸气口所产生的向前拉力没有发挥作用，浪费掉了大量能量功耗，得不偿失。本发明中所设计的倾转小固定翼，是设计多功能直升机不可缺少的重要功能机构，它起到了整架飞机在飞行时，左右平衡和战略战术左右翻滚的控制作用。利用它带动涡轮风扇发动机倾转，一举两得。且发动机的拉力与推力始终都在全部作功。
旋翼直升机单旋翼带尾桨式飞机是目前世界上广泛采用的形式。据初步统计，现今世界上生产的直升机90%以上均为这种形式其优点是结构简单，主要组成部分一副旋翼、一副尾桨、发动机、主和尾减速器、传动装置、自动倾斜器、起落架、机身等。与其他形式的直升机相比，其气动、平衡操纵稳定性，振动等问题较易解决，设计、制造和实验较易实现，性能和成本均可接受。目前设计制造技术日趋成熟，是发展最完善的形式。其缺点是需要一副尾翼来平衡旋翼的反扭矩，增加了全机的总功耗和重量。一般尾桨在起飞、悬停状态下的功耗占总功耗的7% -12%。尾桨高速旋转并处于旋翼的下洗流干扰之下，受载复杂， 造成噪音和结构件的疲劳。而且直升机在地面工作或飞行中遇到障碍以及尾桨失效时，还会导致人员和直升机本身的安全问题。在设计吨位较大的直升机时，旋翼桨叶的设计、制造以及保证一定的寿命随着直径加大将变得越来越困难，且桨叶重量随直升机尺寸呈3次方增大，成本也相应增大。作为武装直升战斗机，由于机身在巨大旋翼遮蔽之下，无法设置防空武器。且一旦机身中弹或出现机械故障，在坠落时随机人员将无法跳伞逃生。由于整个机身都处在旋翼的下洗气流之下，将损失一定的旋翼功耗。旋翼直升机与固定翼飞机相比， 其运载能力，飞行速度差距太大，工作效率太低。为了解决这些问题，美国设计的V-22倾转旋翼直升机、F-35B承直起降战斗机。虽然提高了直升机飞行速度与航程，可是在垂直起飞上升时，其载荷能力远不如旋翼直升机。
一种多功能直升机的设计方法，就是为了解决上述所有问题而发明的。其特点是 集中上述各种飞机的优点于一身，克服其缺点。采用其已经成熟了的各种飞机设计、制造技术和材料，进行优化组合，集成发明。发明内容
一种多功能直升机的设计方法多功能直升机的形式、总体方案、总体结构布置、 气动布局全机样机设计与制造(提交按说明书附图放大8倍的全机布局样机模型的彩图照片共6幅)；全机气动特性计算(包括性能、平衡、操纵稳定性、机动性)、机身模型风洞试5验、孤立旋翼模型风洞试验；各系统设计要求、系统原理及组成、系统功能与特性、系统配套设备；各种功能机构所处位置的设计与安排。设计要求军民两用多功能直升客机。运兵或载人120人。空重31吨，总起飞重 60吨。底舱排水容积70米3，浮力70吨。安装4台涡轮风扇发动机，单台推力10吨。安装4台涡轮涡轴发动机，单台功率3500千瓦。安装4副升力旋翼，桨尖速度200米/s，桨盘载荷800公斤/m2，每副升力旋翼提供10吨升力，提升速度12米/S。空中悬停高度8000 米。最大平飞航行速度750公里/小时。最大平飞航行高度16000米。多功能直升机的形式1号和2号发动机分别安装在左右两边倾转小固定翼上面， 准备垂直起飞时，将小固定翼倾转到垂直状态。首先启动4副升力旋翼，后启动I号与2号发动机和4副升力旋翼一起工作起飞。在4副升力旋冀下洗气流作用下,带走地面灰尘和发动机喷出的废气，确保涡轮风扇发动机正常工作。在起飞高度达到100米左右时，启动安装在左右两边的固定翼上的3号和4号发动机，开始爬升飞行，爬升到可以适合平飞航行的高度时，将小固定翼倾转到平飞状态，4台涡轮风扇发动机一起全力推进平飞航行。在平飞航行速度达到200公里/小时左右时，开始逐渐的为4副升力旋翼卸载，一直到可以关停4台涡轮涡轴发动机为止。这时，4副升力旋翼在固定涵道内自由转动，升力由圆形飞翼和固定翼与倾转小固定翼一起产生。完成了由旋翼直升机飞行模式转换成固定翼飞机飞行模式， 在地面条件允许的情况下，可以滑跑起飞，这样可以比垂直起飞节省60 %以上的功耗。圆形飞翼与四个固定涵道和两个固定翼融合设计在圆形飞翼平面中挖出四个固定涵道，涵道周围的桁梁、桁条、涵道壁与圆形飞翼固定结合成一体。不仅等于在圆形飞翼中减去了四个固定涵道所占面积内，圆形飞翼的重量与面积。而且还将四个固定涵道融合设计于圆形飞翼之中；两个固定翼的底面在圆形飞翼中所占面积内，只需在设计圆形飞翼桁梁、桁条时，依照固定翼的形状要求设计就可以了。在没有增加任何层面的情况下，便将两个固定翼融合设计在圆形飞翼上面；仅用圆形飞翼四分之一的实际面积，便将四个固定涵道和一个圆形飞翼融合设计在固定翼飞机的机身上。再在此基础上设计、安装四套升力旋翼机构(每套主要包括涡轴发动机、传动机构、减速器、控制系统、升力旋翼、支承架等。)，也就等于在固定翼飞机的机身上，增加了旋翼直升机的机构与功能，达到了一个机身两种功能的目的。且四个固定涵道大大的提高了四副升力旋翼的桨盘载荷能力.不仅四副升力旋翼下洗气流无障碍损失。而且圆形飞翼还有层面气动效果，在垂直起降、空中悬停时，以圆形飞翼为分界面的上下大气层，由于四副升力旋翼的作用而产生上面大气压小， 下面大气压大。这说明了，圆形飞翼同时也在起到产生升力的作用；固定涵道与升力旋翼的设计，为设计重型，超大型直升机打下了有利的基础。例如每套升力旋翼机构可以提供 20吨的升力，又因为四套升力旋翼机构只需提供三分之二的升力，另外三分之一的升力由涡轮风扇发动机提供。根据20吨X 4+40吨=120吨。设计总起飞重120吨的重型直升机时，用每套可提供20吨升力，共4套小型升力旋翼机构，就解决了不用大发动机和大螺旋桨的问题。对四副升力旋翼的设计要求共四副升力旋翼分两组反方向旋转。每副旋翼桨叶最少应是8片。桨叶形状后掠矩形弯叶，叶面双凸流线型，预扭角10°的叶片。升力旋翼应适合于在固定涵道内高速旋转，桨尖速度200米/s，桨盘载荷800公斤/米2。每副升力旋翼提供10吨升力，提升速度12米/S。
双曲拱桥与双线平桥的设计由纵向双曲拱桥与横向双线平桥互相垂直穿插，固定结合成了一个完整的支承架。支承架的作用是承当减速器与升力旋翼的安装平台。由升力旋翼和减速器产生的力矩与振动力矩，通过支承架与固定涵道壁的8个联接点，分散到固定涵道壁上，再由固定涵道壁均勻的扩散到圆形飞翼中。由双曲拱桥与双线平桥组成的支承架具有重量轻、结构刚性强、能够非常有效的分散与扩散力矩等优点，为大直径旋翼提供了非常有利的设置与安装平台。
底舱的设计要求结构形状外观设计必须得符合气动和流体力学的要求。前三点式可收放起落架舱门关闭时，其外观造型必须得跟底舱的外观造型和谐一致，且不能透气和透水。当舱门打开时，水和空气不能通过起落架舱室进入到底舱内室里面去。底舱底面所设计的系留机构和机载外挂机构的舱室与舱门和起落架舱室与舱门的设计要求相一致。 整个底舱的排水重量必须得满足整架飞机在水面上起降条件的需要。
浮筒的设计要求浮筒与浮筒支柱固定连接，浮筒支柱与圆形飞翼底面，应该用螺栓与预设在圆形飞翼中相应位置的螺母固定连接。当本次飞行任务不需要水上起降功能时，将浮筒与浮筒支柱一起卸下来，这样可以大大的减少飞行阻力。
防空武器与外挂或内载对地轰炸武器设置平台当多功能直升机作为纯军事方面使用时，可以在防空武器设置平台和外挂或内载对地轰炸武器设置平台处，设置与安装相关的武器和弹药。否则此处可作它用或者不利用。
系留机构舱门当多功能直升机作为军用舰载机使用时，可在此处设置系留机构以及舱室与舱门。如果作为消防机使用时，可将底舱内室油箱移往别处，在此处增设消防用水箱。将系留机构舱门，改成吸水与喷水舱门；机载外挂机构舱门可以根据设计需要来确定。
降落伞舱门此处是整个机身重力中心线的顶端位置，在此处设计降落伞舱室与舱门，有利于机身在坠落时机身的力平衡。降落伞打开后其直径长，应该是圆形飞翼直径长的4到5倍长。降落伞舱室与舱门应该有利于降落伞收起与打开。舱门设计不限于只是圆形，也可以是长方形或椭圆形。当多功能直升机在战斗中中弹或者是出现机械故障，正在坠落时，打开降落伞，降低机身坠落速度与控制机身以及圆形飞翼保持平衡状态，使圆形飞翼同时也起到降低机身坠落速度的功能作用。在降落伞、圆形飞翼、升力旋翼、起落架、航空座椅等共同作用力下。可确保机身平稳着陆和随机人员与机身的安全。这种特殊功能，其它旋翼类直升机是无法做到的。
安全门假如降落伞被炸或损坏，可以迅速打开安全门跳伞逃生。否则在空中不能打开安全门，因为在降落伞的拢罩下，这样做很危险。再者是有大降落伞的保护、也没有必要这样做。只有等到飞机坠地之后方可打开安全门，和其他所有能打开的舱门与窗口，来进行逃生。只有这样，才能做到万无一失。
垂直立尾翼与水平尾翼垂直立尾翼，在飞行过程中起到左右方向舵的作用；水平尾翼，在爬升、俯冲、平飞航行时、起到控制与平衡作用。
机头与客舱或货舱在设计过程中、应该着重考虑到机头与客舱或货舱外观造型的气动效果。特别是机头、机头盖、机头窗口、机修人员出入舱门，客舱窗口等，气动效果都应该考虑到，做到线条流畅和谐一致。机修人员出入舱门里面应该设计有脚窝，打开舱门后，方便机修人员上到圆形飞翼上面去。
旅客和机组人员出入舱门此门的大小应根据飞机实际需要与使用情况来确定。 用电动卷扬机开关，打开放下可以当作蹬机桥或上货桥板使用。收起关闭后其外观造型应和机身外观造型和谐一致。减速器维修舱门与涡轮涡轴发动机维修舱门，应根据维修与更换方便的原则进行设计。涡轮涡轴发动机舱整流罩在设计四台涡轮涡轴发动机位置时，要充分的考虑到发动机舱整流罩的吸气口与排气口的效果，应满足发动机吸与排气的需要。整流罩外表造型要有很好的气动效果。冷却风通风口 由发动机尾喷管喷出的高温气体，会使前排涡轮涡轴发动机排气孔口产生高温，利用冷却风通风口引来的冷却风进行降温。一种多功能直升机的设计方法其实用与演变本发明实用于设计总起飞重量2吨以上，各种多功能直升机的机身设计。尤其是在设计中型、大型、超大型(根据目前发动机与旋翼的设计、制造技术，设计、制造总起飞重2-200吨左右多功能直升机没有问题)多功能直升机时，更加显示出其特别优越的设计效果；在设计总起飞重量40吨以下多功能直升机时，可将设计在固定翼上面的3号和4号涡轮风扇发动机去掉，将费阻、提速功率和副余功率转给I号和2号发动机，简化其机构设计；在设计大型和超大型多功能直升机时，利用其可以容纳4套升力旋翼功能机构的特殊功能，用现有已经技术成熟了的小型发动机与升力旋翼来集成、组装、设计与制造；本发明在设计过程中、非常重视各种力矩的分散与扩散， 为设计、制造机身能够更多地利用复合材料，打下了基础。尤其是机身外表蒙皮，可以100% 的利用复合材料来设计与制造。将大大的减轻了机身的重量与制造成本；在同样载重与功耗的情况下，多功能直升机的平飞航行速度，是旋翼直升机平飞航行速度的2-2. 5倍左右。 不但大大的提高了其工作效率，而且还达到了节能减排在50%以上的目的；多功能直升机的机身，为各种功能机构提供了有利的设置与安装平台。我们完全可以根据实际需要来进行选择与使用。
根据本发明设计的一种军民两用多功能直升机的设计要求，来提交说明书附图。 绘图比例尺，I 220.单位，毫米mm.用图I、图2、图3、图4共4幅视图，表示多功能直升机的机身上，气动布局与各种功能机构位置的设计与安排。图1，右视图。图2，俯视图。图3， 仰视图。图4，前视图。用A-A和B-B两个剖切面的剖视图，表示在圆形飞翼中4套双曲拱桥、双线平桥、减速器罩，生力旋翼等其结构形状和位置的设计与安排。附图标记，相同结构图形用同一个附图标记代表，如两个安全门，用附图标记12代表。需要分别说明的几个相同结构图形分别标记，如4台涡轮风扇发动机的附图标记分别为1、2、3、4。为了使视图更加清楚，附图标记引出线在每幅视图中的引出位置不一定完全相同。附图标记共51个，分别代表的是1、2、3、4_涡轮风扇发动机。5-双曲拱桥。6-减速器器。7-涵道壁。8-升力旋翼桨叶。9-机头盖。10-机头。11-机头窗口。12-交全门。13-圆形飞翼。14-减速器维修舱门。15-涡轮涡轴发动机维修舱门。16-降落伞舱门。17-防空武器设置平台。18-垂直立尾翼。19-水平尾翼副翼。20-水平尾翼。21-前排涡轮涡轴发动机排气孔口。22-固定翼。23-倾转小固定翼。24-涡轮涡轴发动机舱整流罩。25-涡轮涡轴发动机舱吸气口。26-涡轮涡轴发动机舱排气ロ。27-后起落架机轮。28-起落架缓冲支柱。29-后起落架舱门。30-后起落架舱室。31-前起落架机轮。32-前起落架收入作动筒机构。33-前起落架舱门。34-前起落架舱室。35-机修人员出入舱门。36-客舱窗ロ。37-客舱。38-底舱。 39-浮筒支柱。40-浮筒。41-旅客和机组人员出入舱门。42-卷扬钢丝绳。43-升カ旋翼桨毂整流罩。44-后排涡轮涡轴发动机喷气ロ。45-后系留机构舱门。46-机载外挂机构舱门。47-前系留机构舱门。48-双线平桥。49-前排涡轮涡轴发动机。50-冷却风通风ロ。 51-外挂或内载对地轰炸武器设置平台。
具体实施例方式一.确定具备实施能力的企业1-采用复合材料设计与制造各种飞机机身的企业。2-采用复合材料设计与制造各种船身的企业。3-设计与制造各种大型复合材料配件的企业。4-设计与制造各种飞机机身的企业。5-具备各种研发能力的大中型企业。因为设计与制造飞机投资比较巨大，所以与之不相关的其他小型企业将不具备实施能力。ニ、确定设计方案与要求为了达到实施本发明零风险的目的，先由最小型多功能直升机的设计与制造开始，在此基础上再向大型多功能直升机设计与制造方向发展。本发明是多功能直升机机身的设计方法。其它功能机构和机载设备，需要向专业的生产厂家选购与定制。因为涡轮涡轴发动机型号如果不能满足需要，有航空用活塞式发动机可以代替。 所以升カ旋翼需要的发动机应有尽有。决定机身型号以及总起飞重量，由涡轮风扇发动机推力的大小来決定的。假如能够买到ー吨推力的涡轮风扇发动机，每架飞机需要两台涡轮风扇发动机，四副升カ旋翼，每副升力旋翼设计产生ー吨升力。因此可确定其总起飞重为6 吨。假如买不到ー吨推力的涡轮风扇发动机，根据能够买到的涡轮风扇发动机为标准，来确定每副升力旋翼的升力以及总起飞重和与之相关的设计要求。三、确定升カ旋翼每架多功能直升机共需要4副升カ旋翼，且分成两组反方向旋转。桨尖速度，200米/S。桨叶形状后掠矩形弯叶，双凸流线型叶面，预扭角10°。桨叶采用复合材料蒙皮。且升カ旋翼适合于在固定涵道内旋转，直径越小越好。根据上述要求到旋翼专业生产厂家定制升カ旋翼。然后进行升力旋翼各项功能验证，首先应根据本发明的设计方法，设计与制造ー套固定涵道与升力旋翼支承架。1-验证旋翼的实际升カ效率。 2-验证旋翼在高速旋转时对固定涵道与支承架的振动カ矩有多大。3-验证旋翼所需要的发动机功率是多少。4-验证旋翼抗疲劳极限有多大。经验证各项机构功能效果都符合标准之后，方可进行下ー项。否则可与相关的工程技术人员继续研究实验与修正。直到合格验收为止。四、确定其他与之相关的各种功能机构两台涡轮风扇发动机、四台涡轮涡轴(或是航空活塞)发动机、四幅升カ旋翼、四个固定涵道与支承架、减速器等已经确定之后。确定传动机构与传动路线、控制机构与路线等。当上述各种功能机构都已经确定之后，多功能直升机的总起飞重量与空重也就确定了。根据它的载重能力来确定它的功能和使用要求。 再根据使用要求，来确定其它与之相关的各种功能机构。本着量体裁衣的方法，到各种功能机构专业生产厂家采购或定制。到目前为止，中国的飞机设计、制造企业与厂家已经非常系统和完善。各种功能机构都有专业的生产厂家，基本上可以满足实施本发明的一切需求。五、风洞试验按照一种多功能直升机的设计方法，依据各种功能机构的使用要求与安装位置尺寸和空间尺寸，采取量体裁衣、理论与实际相结合的设计方法，设计、制造一架符合在风洞中进行试验要求的，多功能直升机的机身模型。需要在风洞中进行试验的项目有ι-验证圆形飞翼、固定翼与倾转小固定翼所产生的升力，是否满足以固定翼飞机飞行模式飞行标准的需求。2-验证垂直立尾翼在控制飞机平飞航行吋，左右转向是否机动灵活。3-验证高平尾翼在控制飞机爬升、平飞航行、俯冲时的实际效果。4-验证倾转小固定翼在控制飞行中左右平衡、战略战术左右翻滚时的实际效果。5-验证整架机身的气动效果，和在以750公里/小时平飞航行时的气动阻カ是多少。经验证各项功能效果都符合要求吋， 方可进行下ー项。否则，进行修身设计与改造，直到符合要求为止。六、设计施工图纸各项准备工作都已经完成以后，开始依照机身的实验模型、按照各种功能机构的使用要求与安装位置尺寸和空间尺寸，遵照薄壁式结构的设计要求，，根据整架机身各处位置所受カ与力矩的大小，设计桁梁、隔框、桁条、预设构件、以及各个カ 矩点的加强构件等，他们的规格尺寸、结构形状、表面蒙皮、所需要的各种材料以及加工エ 艺……等一切设计与要求，都要绘制到施工图纸上。七、制造与安装严格依照施工图纸进行选料与施工，当各个零部件都制造好了之后进行组装，直到圆满成功为止。到那时，一架具有国际领先水平的多功能直升机就会ー飞冲天，翱翔在浩瀚的蓝天上，向世界展示它那别具一格的特殊风采。试看天下谁能故！
权利要求
1.一种多功能直升机的设计方法多功能直升机的形式、总体方案、总体结构布置、气动布局、全机布局样机设计与制造(提交按说明书附图放大8倍的全机布局样机模型的彩色照片共6幅)；全机气动特性计算(包括性能、平衡、操纵稳定性、机动性)，机身模型风洞试验、孤立旋翼模型风洞试验；各系统设计要求、系统原理及组成，系统功能与特性、系统配套设备；各种功能机构所处位置的设计与安排。
2.多功能直升机的形式准备垂直起飞时，将小固定翼倾转到垂直状态，先启动4副升力旋翼，后启动I号与2号发动机和4副升力旋翼一起工作起飞，在4副升力旋翼下洗气流作用下，带走地面灰尘和发动机喷出的废气，确保涡轮风扇发动机正常工作，在起飞高度达到100米左右时，启动3号和4号发动机推进、爬升飞行，爬升到可以适合平飞航行的高度时，将小固定翼倾转到平飞状态，4台涡轮风扇发动机一起全力推进平飞航行，在平飞航行速度达到200公里/小时左右时，开始逐渐地为4副升力旋翼卸载，一直到可以关停4台涡轮涡轴发动机为止，这时，4副升力旋翼在固定涵道内自由转动，升力由圆形飞翼、固定翼与倾转小固定翼一起产生，完成了由旋翼直升机飞行模式转换成固定翼飞机飞行模式；在地面条件允许的情况下，可以滑跑起飞，这样可以比垂直起飞节省60 %以上的功耗。
3.圆形飞翼与四个固定涵道和两个固定翼的融合设计在圆形飞翼平面中挖出四个固定涵道，涵道周围的桁梁、桁条、涵道壁与圆形飞翼固定结合成一体，不仅等于在圆形飞翼中减去了四个固定涵道所占面积内，圆形飞翼的重量与面积，而且还将四个固定涵道融合设计于圆形飞翼之中；两个固定翼的底面在圆形飞翼中所占面积内，只需在设计圆形飞翼桁梁、桁条时，按照固定翼的形状要求设计就可以了，在没有增加任何层面的情况下，便将两个固定翼融合设计在圆形飞翼上面；仅用圆形飞翼四分之一的实际面积，便将四个固定涵道和一个圆形飞翼融合设计在固定翼飞机的机身上，再在此基础上设计，安装四套升力旋翼机构，便达到了一个机身两种功能的目的，且四个固定涵道大大的提高了四副升力旋翼的桨盘载荷能力，不仅四副升力旋翼下洗气流无障碍损失，而且圆形飞翼还有层面气动效果，在垂直起降、空中悬停时，以圆形飞翼为分界面的上下大气层，由于四副升力旋翼的作用而产生上面大气压小，下面大气压大，这说明了圆形飞翼同时也在起到产生升力的作用；固定涵道与升力旋翼的设计，为设计重型、超大型直升机打下了有利的基础，例如 每套升力旋翼机构可以产生20吨的升力，又因为四套升力旋翼机构只需提供三分之二的升力，另外三分之一的升力由涡轮风扇发动机提供，根据20吨X4+40吨=120吨、设计总起飞重120吨的重型直升机时，用4套小型升力旋翼功能机构，就解决了不用大发动机和大螺旋桨的问题。
4.双曲拱桥与双线平桥的设计由纵向双曲拱桥与横向双线平桥互相垂直穿插，固定结合组成了一个完整的支承架，支承架的作用是承当减速器与升力旋翼的安装平台；由升力旋翼和减速器所产生的力矩，通过支承架与固定涵道壁上的8个联接点，分散到固定涵道壁上，再由固定涵道壁均匀的扩散到圆形飞翼中；由双曲拱桥与双线平桥组成的支承架具有重量轻、结构刚性强、能够非常有效的分散与扩散力矩等优点，为大直径升力旋翼提供了非常有利的设置与安装平台。
5.底舱与浮筒的设计要求结构形状外观设计必须得符合气动和流体力学的要求，前三点式可收放起落架舱门关闭时，其外观造型必须得跟底舱的外观造型和谐一致，且不能透气或透水、当舱门打开时，水和空气不能通过起落架舱室进入到底舱内室里面去；底舱底面所设计的系留机构和机载外挂机构的舱室与舱门设计要求，和起落架舱室与舱门的设计要求相一致，整个底舱的排水重量必须得满足整架飞机在水面上起降条件的需要；浮筒的设计要求浮筒与浮筒支柱固定连接，浮筒支柱与圆形飞翼底面，采用螺栓与预设在圆形飞翼中相应位置的螺母固定连接，当本次飞行任务不需要水上起降功能时，将浮筒与浮筒支柱一起卸下来，减少飞行阻力。
6.防空武器与外挂或内载对地轰炸武器设置平台当多功能直升机作为纯军事方面使用时，可以在防空武器设置平台和外挂或内载对地轰炸武器设置平台处，设置与安装相关的武器和弹药，否则此处可作它用或者不利用。
7.系留机构舱门当多功能直升机作为军用舰载机使用时，可在此处设置系留机构以及舱室与舱门；如果作为消防机使用时可将底舱内室油箱移往别处，在此处增设消防用水箱，将系留机构舱门，改成吸水与喷水舱门；机载外挂舱门可以根据设计需要来确定。
8.降落伞舱门与安全门此处是整个机身重力中心线的顶端位置，在此处设计降落伞舱室与舱门，有利于机身在坠落时机身的力平衡，当多功能直升机在战斗中中弹或者是出现机械故障，正在坠落时，打开降落伞，降低机身坠落速度与控制机身保持平衡状态，使圆形飞翼同时也起到降低机身坠落速度的作用；在降落伞、圆形飞翼、升力旋翼、起落架等一起共同作用力下，可确保机身平稳着陆和随机人员与机身的安全；假如降落伞被炸或损坏， 可以迅速打开安全门跳伞逃生，否则在空中不能打开安全门，因为在降落伞的拢罩下，这样做很危险，只有等到飞机坠地之后，方可打开安全门进行逃生，只有这样，才能够做到万无一失。
9.一种多功能直升机的设计方法其实用与演变本发明实用于设计总起飞重量2吨以上，各种多功能直升机的机身设计，尤其是在设计中型、大型、超大型(根据目前发动机与旋翼的设计，制造技术，设计、制造总起飞重2-200吨左右多功能直升机没有问题)多功能直升机时，更加显示出其特别优越的设计效果；在设计总起飞重量40吨以下多功能直升机时，可将设计在固定翼上面的3号和4号涡轮风扇发动机去掉，将费阻、提速功率和副余功率转给1号和2号发动机；在设计大型和超大型多功能直升机时，利用其可以容纳4套升力旋翼功能机构的特殊功能，用现在已经技术成熟了的小型发动机与升力旋翼来集成、组装、 设计与制造；本发明在设计过程中，非常重视各种力矩的分散与扩散，为设计，制造机身能够更多地利用复合材料，打下了基础，尤其是机身外表蒙皮，可以100%的利用复合材料来设计与制造，将大大的减轻了机身的重量与制造成本；在同样载重与功耗的情况下，多功能直升机的平飞航行速度，是旋翼直升机平飞航行速度的2-2. 5倍，不但大大的提高了工作效率，而且还达到了节能减排在50%以上的目的；多功能直升机的机身，为各种功能机构提供了有利的设置与安装平台，我们完全可以根据实际需要来进行选择与使用。
全文摘要
本发明公开了一种多功能直升机的设计方法。涉及怎样才能够将飞翼式飞机、倾转涵道风扇式飞机、倾转旋翼式飞机、水上起降飞机、固定翼飞机、美国F-35B垂直起降战斗机、旋翼直升机等，它们各个机身上的特殊功能优点，集中到一起设计在一种多功能直升机的机身上，且克服它们各个机身上所存在的缺点。本发明创造性地提出了圆形飞翼的设计理论，发明了融合设计方法仅用圆形飞翼四分之一的实际面积，便将四个固定涵道，一个圆形飞翼融合设计在固定翼飞机的机身上，且为各种功能机构提供了有利的设置与安装平台。使其达到一机多用、提高其工作效率，比旋翼直升机节能减排在50％以上、为设计与制造各种多功能直升机开辟了一条广阔的新思路。
文档编号B64C27/08GK102530248SQ20111046222
公开日2012年7月4日 申请日期2011年12月12日 优先权日2011年12月12日
发明者周景荣 申请人:周景荣