一种倾转旋翼/升力风扇高速长航时飞行器布局的制作方法

本发明属于高速旋翼机总体布局设计领域，具体涉及高速旋翼机的总体布局。

背景技术：

高速旋翼机是一种综合了旋翼机垂直起降特点和固定翼高速远程特点的一种飞行器，由于其身兼旋翼机和固定翼飞机的优势，因此在国防建设、国民经济建设和应急事件处理中发挥着不可替代的重要作用，有着非常广泛的应用前景。直升机等旋翼机自发明以以来，在军民航空领域发挥着巨大的作用，由于采用旋翼提供升力，因此具有优异的悬停和低速性能，这是其相比于固定翼航空器的优势，但采用旋翼提供升力和克服前飞阻力，也限制了其飞行速度的提升，难以达到固定翼飞机所能达到的较高速度和较远的航程，不利于拓展其应用领域。同时，固定翼飞机的飞行原理决定了其难以悬停作业，低空低速机动能力缺失，因此，有必要发展一种新型飞行器——高速旋翼机，将旋翼机优异的低空低速性能和固定翼飞行器的高速远程优势结合起来，在军民航空领域发挥更大的作用。

2013年，美国国防部先进研究项目局(DARPA)提出了VTOL X-plane项目，计划发展一种垂直起降飞行器，巡航速度可达555km/h，悬停效率达75％，升阻比达到10以上，说明高速旋翼机是未来军民航空领域的一大发展热点。目前，垂直起降飞行器一般借助旋翼/螺旋桨、涵道风扇或矢量喷气发动机实现，其中旋翼/螺旋桨由于直径较大，不论是在垂直起飞阶段作为旋翼提供升力，还是在平飞阶段作为螺旋桨提供拉力效率均较高，采用倾转旋翼的方式，可有效将垂直起飞阶段的升力旋翼和平飞时的拉力螺旋桨结合起来，实现垂直起降和固定翼模式高速平飞。升力风扇和矢量喷气发动机一般直径相对较小，推力大，但存在油耗较高，巡航效率低的问题。对于高速旋翼机，采用倾转旋翼实现垂直起降，巡航时作为螺旋桨推进，可兼顾垂直起降能力和推进效率。

然而采用倾转旋翼方式达到垂直起降和高速远程飞行的性能时，存在总体布局协调上的困难，当类似V-22等将倾转旋翼布置在机翼两端时，机翼中的传动系统要求机翼要有较大的刚度，传动轴变形小，导致机翼难以采用大展弦比机翼，机翼气动效率低且结构重量较重。此外，在悬停时旋翼除了提供升力，还需提供整机的控制力矩，旋翼需要进行变距控制，控制系统复杂。因此，采用横列布局在机翼两端布置倾转旋翼存在巡航升阻比低，控制系统复杂的缺点。

考虑到巡航效率和气动弹性问题，固定翼飞行器一般采用大展弦比机翼，机翼在巡航飞行过程中有很大的挠度和变形，其机翼在变形后恰好获得设计升力分布，达到巡航时的最大升阻比。如果采用倾转旋翼方式实现垂直起降和巡航模式推进时，需要在两侧机翼上布置两副旋翼，且与机身要有较大的间距，考虑到机翼内部传动轴不能有太大变形，机翼结构应当具有较大的刚度，与大展弦比机翼设计存在矛盾，降低了整机的升阻比而且结构重量重。所以高速旋翼机总体布局应考虑如何使飞行器既具有较高的巡航升阻比又兼具垂直起降能力，同时降低控制系统的复杂性。

技术实现要素：

本发明针对目前高速旋翼机存在的不足，综合垂直起降飞行器的特点和长航时飞行器的优点，提出了一种通过倾转旋翼和升力风扇实现垂直起降的高速长航时飞行器总体布局，可有效提升飞行器在固定翼模式的续航性能，降低控制系统的复杂性。

本发明倾转旋翼/升力风扇高速长航时飞行器布局，在飞行器机身前部安装有共轴反桨涵道升力风扇；同时在机身后部左右对称的平尾端部安装有倾转旋翼；倾转旋翼轴向具有在垂直于平尾的平面内的倾转自由度，同时具有绕自身轴线的转动自由度；

上述升力风扇与倾转旋翼均有发动机提供动力，分别由风扇传动机构与平尾传动机构传动，使升力风扇中的上风扇与下风扇同速反向旋转，以及倾转旋翼两个倾转旋翼绕自身轴线反向同步旋转。

所述风扇传动机构中，发动机将飞行器发动机输出的动力传递至升力风扇中上风扇与下风扇的转动轴；发动机将动力经主减速器的动力轴传递给前向传动轴，带动前向传动轴旋转，前向传动轴通过锥齿轮组带动升力风扇中上风扇与下风扇的转动轴同速反向旋转。上述前向传动轴与主减速器之间还安装有离合器。

所述平尾传动机构中，发动机输出的动力经主减速器的动力轴传递给后向传动轴，带动后向传动轴旋转，后向传动轴通过旋翼传动锥齿轮组带动两根平尾传动轴反向同步旋转。两根平尾传动轴的输出端分别通过旋翼转动锥齿轮组带动倾转旋翼的安装轴反向同步旋转，进而带动两个倾转旋翼反向同步旋转。

所述倾转旋翼的倾转通过丝杆螺母机构实现；丝杆螺母机构中，丝杆的输出端通过球铰铰接于靠近倾转旋翼位置；丝杆上套有丝杆螺母，丝杆螺母通过轴承安装于平尾前缘端部设计的轴承座上；同时轴承座与平尾前缘端部通过连接轴连接。

本发明的优点在于：

(1)本发明倾转旋翼/升力风扇高速长航时飞行器布局，不仅具有较好的巡航效率，即较高的巡航升阻比，并且具有垂直起降能力，有效提升长航时飞行器的作战效能。

(2)本发明倾转旋翼/升力风扇高速长航时飞行器布局，将可倾转的旋翼布置在平尾上，相比于一般的倾转旋翼飞行器将倾转旋翼布置在机翼上，本发明飞行器的机翼中不需要布置传动系统，对机翼结构刚度要求小，因此可增大机翼的展弦比，提高机翼的气动效率，从而有效提高飞行器的巡航升阻比，获得更好的续航性能。

(3)本发明倾转旋翼/升力风扇高速长航时飞行器布局，布置在平尾两侧上的两个倾转旋翼反向旋转，反扭矩互相抵消；机身前段的升力风扇采用共轴反桨涵道升力风扇，整机反扭矩自平衡。机身前段的升力风扇和平尾上的两个倾转旋翼的升力构成一个三角形，通过调节各自总距控制升力大小，进而控制全机的姿态，倾转旋翼和升力风扇均仅有总距控制，无变距控制，控制系统简单。

附图说明

图1为本发明倾转旋翼/升力风扇高速长航时飞行器布局构型图；

图2为本发明倾转旋翼/升力风扇高速长航时飞行器布局中升力风扇安装方式示意图；

图3为本发明倾转旋翼/升力风扇高速长航时飞行器布局中升力风扇结构及驱动方式示意图；

图4为本发明倾转旋翼/升力风扇高速长航时飞行器布局中倾转旋翼安装方式示意图；

图5为本发明倾转旋翼/升力风扇高速长航时飞行器布局中倾转旋翼驱动方式示意图；

图6为应用本发明布局方式的飞行器巡航阶段的总体布局构型图。

图中：

1-机身 2-机翼 3-发动机舱

4-平尾 5-垂尾 6-升力风扇

7-风扇传动机构 8-倾转旋翼 9-丝杆螺母机构

10-平尾传动机构 11-发动机 601-上风扇

602-下风扇 603-转动轴 604-承力套筒

605-短梁 606-上舱盖 607-下舱盖

701-主减速器 702-离合器 703-前向传动轴

704-风扇传动锥齿轮组 801-倾转旋翼轴 802-倾转旋翼舱

803-倾转旋转轴 901-丝杆 902-丝杆螺母

903-轴承座 904-连接轴

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细说明。

本发明倾转旋翼/升力风扇高速长航时飞行器布局，如图1所示。其中，飞行器具有的机身1两侧对称布置的机翼2、机身1中部设计的发动机舱3、机身1尾部两侧对称布置的平尾4以及机身1尾部竖直布置的垂尾5。上述发动机舱3内安装有飞行器发动机。

在飞行器的机身1前部内安装有升力风扇6，升力风扇6为共轴反桨涵道风扇，具有上风扇601与下风扇602，自身的反扭矩相互平衡，如图2、图3所示。上风扇601与下风扇602分别位于机身1上下相对位置开设的上风口与下风口处。升力风扇6具有两根转动轴603，同心共轴设置，分别同轴连接上风扇601与下风扇602。两根转动轴603同轴设置于承力套筒604内，承力套筒604位于上风扇601与下风扇602之间，承力套筒604的上下两端与转动轴603间通过限位轴承相连，外壁通过周向均布的短梁605与机身1固定相连；由此实现升力风扇6与机身1间的定位，且不影响转动轴603的转动，同时使上风扇601与下风扇602产生的拉力通过限位轴承和承力套筒604后，经各短梁605传递到机身1上。上风口与下风口处还分别安装有上舱盖606与下舱盖607，如图1所示，上舱盖606与下舱盖607通过转动铰与机身1相连，均由液压伺服作动器驱动开启与闭合，实现上风口与下风口的打开与封闭。

上述升力风扇6转动的动力由位于机身1后部发动机舱3内的飞行器发动机11提供，由机身1内安装的风扇传动机构7传动，将飞行器发动机11输出的动力传递至两根转动轴603，带动两根转动轴603共轴反转，进而由两根转动轴603分别带动上风扇601与下风扇602转动。所述风扇传动机构7包括主减速器701、离合器702、前向传动轴703与风扇传动锥齿轮组704，如图3所示。飞行器发动机11将动力经主减速器701的动力轴A传递给前向传动轴703，带动前向传动轴703旋转，前向传动轴703通过锥齿轮组704带动升力风扇6的转动轴603转动，进而带动上风扇601与下风扇602同速反向旋转。上述前向传动轴703与主减速器701之间还安装有离合器702，用于控制主减速器701与前向传动轴703间的接合状态，进而控制发动机11与升力风扇6间的动力通断；在离合器702脱开时，发动机11与升力风扇6间的动力被切断，升力风扇6停转。

在飞行器的平尾4左右两端端部均布置有倾转旋翼8，如图1所示。两个倾转旋翼8与平尾端部间的安装方式相同，如图4所示，具体为：倾转旋翼8固定于倾转旋翼轴801的输出端，倾转旋翼轴801通过限位轴承安装于平尾4端部设置的倾转旋翼舱802中，倾转旋翼舱802与平尾4端部间通过较大刚度的空心倾转旋转轴803相连接，倾转旋转轴803通过两个限位轴承与平尾4端部间相连，端部与倾转旋翼舱802固定，使倾转旋翼舱802可以绕倾转旋转轴803在垂直于平尾4的平面内转动。

上述两个倾转旋翼8的倾转分别通过一套丝杆螺母机构9实现。丝杆螺母机构9中，丝杆901一端与倾转旋翼舱802间通过球铰铰接，铰接处位于倾转旋翼舱802上靠近倾转旋翼8处。丝杆901上套有丝杆螺母902，丝杆螺母902通过轴承安装于平尾4前缘端部设计的轴承座903上；同时轴承座903与平尾4前缘端部通过连接轴904连接，可绕连接轴904转动，且连接轴904与倾转旋转轴803相平行。由此通过电磁控制可驱动丝杆螺母902正转或反转；由于丝杆螺母902在丝杆901轴向上的位置不变，因此会带动丝杆901沿其轴向进行正向或反向直线运动，进而拉动倾转旋翼舱802绕倾转旋翼轴801转动，实现倾转旋翼8在0～+90°范围内的转动控制。

上述两个倾转旋翼8旋转的动力由飞行器发动机11提供，由两个平尾4内安装的平尾传动机构10传动，将飞行器发动机11输出的动力传递至两根倾转旋翼轴801，进而带动两个倾转旋翼8反向同步旋转。所述平尾传动机构10包括主减速器701、后向传动轴1001、旋翼传动锥齿轮组1002、平尾传动轴1003与旋翼转动锥齿轮组1004，如图5所示。飞行器发动机11将动力经主减速器701的动力轴B传递给后向传动轴1001，带动后向传动轴1001旋转，后向传动轴1001通过旋翼传动锥齿轮组1002带动两根平尾传动轴1003反向同步旋转。所述两根平尾传动轴1003分别通过轴承同轴安装于两个空心倾转旋转轴803内，输出端分别通过旋翼转动锥齿轮组1004带动两根倾转旋翼轴801反向同步旋转，进而带动两个倾转旋翼8反向同步旋转。

采用本发明倾转旋翼/升力风扇高速长航时飞行器布局时，具有旋翼模式与固定翼模式两种飞行模式。在飞行器在垂直起降时，采用旋翼模式，由两个倾转旋翼8与升力风扇6一同提供全机拉力；此时，丝杆901伸长至最大正向位移，倾转旋翼8轴向与两个平尾4所在平面垂直，两个倾转旋翼8旋转工作，产生向上的拉力；同时上舱盖606与下舱盖607打开，升力风扇6旋转工作，产生向上的拉力。通过调节两个倾转旋翼8和升力风扇6各自的总距，以及两个倾转旋翼8的倾转角度，可以控制飞行器起降的速度和姿态。

在飞行器进行水平前飞时，采用固定翼模式，全机升力仅由飞行器的机翼2提供，前飞拉力由两个倾转旋翼8提供；此时，升力风扇6与发动机11连接的离合器702脱开，升力风扇6停转，上舱盖606与下舱盖607闭合，减小飞行器前飞阻力；同时丝杆缩短至反向最小位移，使两个倾转旋翼轴线与机身轴线平行。上述飞行器固定模式中，飞行器的姿态控制与常规固定翼飞行器相同，由位于机翼上的副翼、平尾上的升降舵和垂尾上的方向舵提供各方向的控制力矩。

本发明提出的倾转旋翼/升力风扇高速长航时飞行器在一个任务剖面中的飞行模式转换过程，如图6所示，飞行器先处于旋翼模式，垂直起飞，当飞行器垂直起飞上升到一定高度，开始从旋翼模式向固定翼模式转换，具体转换过程为：丝杆901逐渐缩短，两个倾转旋翼轴801向与机身1轴线方向倾转，其拉力沿水平方向的分量提供前飞动力，飞行器加速前飞，飞行器的升力主要由升力风扇6的升力和两个倾转旋翼8拉力沿竖直方向的升力分量平衡。随着两个倾转旋翼8轴向逐渐水平，飞行器不断加速前飞，机翼2产生升力不断增大，升力风扇6的升力和两个倾转旋翼8拉力在竖直方向的分量不断减小，此时飞行器的前飞拉力仍由两个倾转旋翼8拉力在水平方向的分量提供；全机升力由升力风扇6升力，机翼升力和两个倾转旋翼8拉力在竖直方向分量四部分组成。飞行器的姿态控依靠升力风扇6和倾转旋翼8的总距、倾转方向以及飞行器的舵面混合控制。当飞行器前飞速度达到固定翼模式的最小飞行速度后，飞行器转换为固定翼模式，转换完成后，飞行器以固定翼模式完成爬升、巡航、下降等任务剖面，再反向转换为旋翼模式，与起飞阶段相同的构型，垂直降落，完成整个飞行任务剖面。