一种可收放可调角度式直升机短翼的制作方法

本发明涉及直升机总体设计领域，用于提高直升机飞行速度，或用于降低直升机在前飞时的需用功率，具体涉及一种可收放可调角度式直升机短翼。

背景技术：

直升机具备固定翼飞行器所不具备的特点，诸如：高效悬停、低速前飞等，在军用与民用领域均有广泛的实际应用。但是随着科学技术的进步以及时代的高速发展，对于提高直升机飞行速度的需求，或者降低直升机前飞时的需用功率，降低直升机耗油率的需求，越来越迫切。

武装直升机通常利用短翼部件悬挂武器外，在前飞时会产生升力，为旋翼卸载。特别是在机动飞行时会提高直升机的最大飞行过载。短翼在机身上布置时，其气动中心的纵向位置应尽可能位于全机重心之后，使短翼起到安定面的作用，以增加全机纵向静稳定性。

为了实现从高效悬停状态到高速前飞状态的转换，达到在高速前飞状态下对直升机主旋翼卸载的效果，部分直升机采用固定短翼的方式，达到了一定的效果，但是由于采用固定短翼方式，会在低速前飞、垂直起降和空中悬停飞行中对旋翼诱导下洗流产生拥堵影响，导致布置固定短翼直升机在低速前飞、垂直起降和空中悬停飞行时的需用功率提高，使得该技术使用的弊大于利。

随着科技发展，也出现了可伸缩式直升机短翼，在一定程度上提高了直升机飞行速度，降低直升机在前飞时的需用功率，但所需功率任然较高，且只能在低速状态下伸缩短翼；固定式直升机短翼和伸缩式直升机短翼与机身夹角均为固定，不能广泛适应飞行环境下的升力需求。

因此，我们提出一种可收放可调角度式直升机短翼，以便于解决上述中提出的问题。

技术实现要素：

为了提升直升机在前飞时的飞行效率，本发明针对直升机短翼部分，提出了一种可收放可调角度式直升机短翼方案，解决了伸缩式直升机短翼不能在高速运动中展开的弊端，解决了伸缩式直升机短翼与机身夹角固定不可调节弊端。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种可收放可调角度式直升机短翼，包括机身、尾翼和短翼，所述机身的下方安装有起落架，且机身的顶部安装有主旋翼，所述机身的末端设置有尾翼，且机身的中部外侧设置有短翼，所述短翼的外侧设置有位于机身的内部的收纳腔，且短翼的末端安装有铰链，所述收纳腔的内部安装有驱动器，且驱动器的外侧设置有中控盒。

优选的，所述短翼设置有2组，且短翼分别位于机身的两侧。

优选的，所述短翼纵向位置位于主旋翼后下方。

优选的，所述短翼通过铰链以转动连接的方式安置在机身的重心偏后位置。

优选的，所述短翼远离机身的一端呈凸出设置在收纳腔的外侧。

优选的，所述收纳腔与短翼之间呈一一对应设置，且短翼在收纳腔的内部呈收纳结构。

优选的，所述驱动器的首尾两端分别铰接连接在短翼的末端和收纳腔的内部，且驱动器与收纳腔之间构成连动结构。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：该可收放可调角度式直升机短翼，在直升机大速度前飞时，安装在机体中心之后的短翼伸出机身，产生一定的升力，为旋翼卸载，从而降低旋翼的载荷，不仅提高气动效率，也起到了安定面的作用，增强全机纵向静稳定性；在盘旋机动飞行时，利用短翼增加全机升力，降低旋翼桨叶的载荷，提高最大飞行过载。

在悬停、垂直起降及低速飞行状态下，短翼收入机身内部，不会影响旋翼下洗流，不会增加额外的需用功率；在自转下滑时，收入机身的短翼也不会额外显著增加机身阻力，不会显著影响直升机自转下滑能力。

附图说明

图1为本发明短翼未展开状态正面结构示意图；

图2为本发明短翼未展开状态侧面结构示意图；

图3为本发明短翼未展开状态俯面结构示意图；

图4为本发明短翼的安装俯面结构示意图；

图5为本发明短翼展开状态正面结构示意图；

图6为本发明短翼展开状态侧面结构示意图；

图7为本发明短翼展开状态俯面结构示意图。

图中：1、机身；2、起落架；3、主旋翼；4、尾翼；5、短翼；6、收纳腔；7、铰链；8、驱动器；9、中控盒。

具体实施方式

下面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，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。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。

请参阅图1-7，本发明提供一种技术方案：一种可收放可调角度式直升机短翼，包括机身1、起落架2、主旋翼3、尾翼4、短翼5、收纳腔6、铰链7、驱动器8和中控盒9，机身1的下方安装有起落架2，且机身1的顶部安装有主旋翼3，机身1的末端设置有尾翼4，且机身1的中部外侧设置有短翼5，短翼5的外侧设置有位于机身1的内部的收纳腔6，且短翼5的末端安装有铰链7，收纳腔6的内部安装有驱动器8，且驱动器8的外侧设置有中控盒9。

如图1、图2和图3中短翼5设置有2组，且短翼5分别位于机身1的两侧，短翼5纵向位置位于主旋翼3后下方，便于辅助直升机飞行。

如图4中短翼5通过铰链7以转动连接的方式安置在机身1的重心偏后位置，短翼5远离机身1的一端呈凸出设置在收纳腔6的外侧，能够使得短翼5伸缩出来。

如图1、图2、图4和图5中收纳腔6与短翼5之间呈一一对应设置，且短翼5在收纳腔6的内部呈收纳结构，便于对短翼5的伸缩量进行调节使用。

如图4中驱动器8的首尾两端分别铰接连接在短翼5的末端和收纳腔6的内部，且驱动器8与收纳腔6之间构成连动结构，便于进行调节使用。

工作原理：在使用该可收放可调角度式直升机短翼时，如图4中通过驱动器8的首尾的铰接，通过驱动器8的伸缩，能够使得短翼5通过铰链7在收纳腔6的内部转动，在直升机悬停、垂直起降及低速飞行状态下，机身1上的短翼5的升力效应不明显，且阻碍主旋翼3产生的强下洗气流，此时会对直升机整体的升力效果造成不利影响，所以在这种情况下，应将短翼5的尺寸降到最低，将其收入机身1之内，降低短翼5对于直升机整体性能的不利影响；

在直升机以较大速度前飞的状态下，由于主旋翼3的下洗流向机身后侧倾斜，不会冲击到短翼5的情况下，短翼5就可以伸出机身充当升力面的作用，同时，经过中控盒9和驱动器8等一系列设备对短翼5的安装角及短翼5的伸缩量进行合理调整，从而可以最优化发挥短翼的升力效应，从而降低直升机整体的载荷分布，使得直升机主旋翼可以在前进方向上提供更多的动力，或降低旋翼载荷及需用功率，从而达到提高直升机全机气动性能的目的，这就是该可收放可调角度式直升机短翼的整个工作过程，本说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

本发明使用到的标准零件均可以从市场上购买，异形件根据说明书的和附图的记载均可以进行订制，各个零件的具体连接方式均采用现有技术中成熟的螺栓、铆钉、焊接等常规手段，机械、零件和设备均采用现有技术中，常规的型号，加上电路连接采用现有技术中常规的连接方式，在此不再详述。

尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。