高速直升机的制作方法

本发明涉及一种直升机，能垂直升降，悬停，水平飞行，尤其能高速水平飞行。

背景技术：

目前，公知的单旋翼直升机构造是由一个水平旋翼，升力和前进力均由水平旋翼产生；一个尾部垂直螺旋桨用于平衡水平旋翼反扭矩和飞行方向的控制，水平旋翼和尾部垂直螺旋桨共同组成直升机。直升机水平飞行时产生前行桨叶加速和后行桨叶减速现象，从而产生前行桨叶升力增加和后行桨叶升力减小的升力不对称现象，采用桨叶挥舞装置来消除升力不对称对程度；直升机水平飞行时产生前行桨叶加速的激波效应和后行桨叶减速的失速现象，使水平飞行速度受限。必须使用周期变距装置（旋转倾转盘）控制水平旋翼圆锥的倾到角，从而控制常规直升机的姿态。

技术实现要素：

为了克服升力不对称现象和提高前行桨叶产生激波效应的速度和后行桨叶产生失速的速度，本发明提供一种高速直升机，尤其是能高速水平飞行，简化控制结构，省去周期变距装置，不须要使用周期变距装置控制水平旋翼挥舞圆锥的倾到角，来控制直升机的姿态。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：采用横列式双主旋翼直升机结构。两副主旋翼沿机体横向左、右排列，安装在机体的横梁两端上，横梁的中央设置机身。机体重心在横梁中心略靠后，两副主旋翼（每个主旋翼可以是两个桨叶或以上相同的桨叶，为方便显示，每个主旋翼以三个桨叶为例子）的转速相同转向相反，扭矩相互抵消，两副主旋翼的升力平衡机体的重量，两副主旋翼的桨距不采用周期变距装置（旋转倾转盘）控制，只用总距控制器控制两副主旋翼的桨距（同时相等地朝相同方向改变每个桨叶的迎角,同时改变每个桨叶升力的大小）。每个主旋翼的总距独立控制，控制左右主旋翼的总距，改变左右主旋翼的升力。

两副主旋翼的旋转主轴可以绕横梁向前倾转，倾转面垂直于水平面并与机体纵轴平行，倾转角α（主旋翼的旋转主轴与垂直线的夹角），可变范围在0°≤α＜arccos(p/f)，（p直升机重量，f两个主旋翼的总升力）。两副主旋翼的桨尖旋转面与水平面夹角等于α，垂直升降和悬停时α=0°两副主旋翼的旋转主轴不绕横梁倾转，旋翼的桨尖旋转面与水平面平行，两副主旋翼的旋转主轴与水平面垂直。

当增大左边主旋翼的总距，减小右边主旋翼的总距，左边主旋翼的升力大于右边主旋翼的升力，机体向右边横滚；当增大右边主旋翼的总距，减小左边主旋翼的总距，右边主旋翼的升力大于左边主旋翼的升力，机体向左边横滚，控制左右主旋翼的总距，实现控制横滚。

高速水平飞行时两副主旋翼的旋转主轴绕横梁向前倾转，倾转角α在0°≤α＜arccos(p/f)内变动，水平飞行速度越快，α越大，两副主旋翼的升力分解为垂直方向和水平纵向向前方向的分力，在垂直方向的分力平衡机体的重量和控制横滚，在水平纵向向前方向的分力使直升机高速水平飞行。

高速水平飞行时，设水平飞行速度为u，两副主旋翼的旋转主轴不绕横梁倾转，两副主旋翼的前行桨叶加速（最大加速u），后行桨叶减速（最大减速u）。两副主旋翼的前行桨叶和后行桨叶最大速度差2u。两副主旋翼的旋转主轴绕横梁向前倾转α，两副主旋翼的前行桨叶变为下行桨叶，两副主旋翼的后行桨叶变为上行桨叶，两副主旋翼的桨尖旋转面与水平面夹角等于α，则两副主旋翼来流分解为：垂直于两副主旋翼桨尖旋转面的气流（速度为usin（α））和平行于两副主旋翼的桨尖旋转面的气流（速度为ucos（α））。垂直于两副主旋翼桨尖旋转面的气流不增加也不减少主旋翼的速度。而平行于两副主旋翼的桨尖旋转面的气流方向向上，两副主旋翼下行桨叶加速，最大增加ucos（α），上行桨叶减速，最大减少ucos（α）。两副主旋翼下行桨叶和上行桨叶的速度差最大为2ucos（α），倾转角α越大，2ucos（α）越小，2ucos（α）比2u越小。高速直升机水平飞行两副主旋翼的旋转主轴绕横梁向前倾转α时，两副主旋翼下行桨叶加速的程度和上行桨叶减速的程度比常规直升机水平飞行时前行桨叶加速的程度和后行桨叶减速的程度要小。相应的高速直升机水平飞行两副主旋翼的旋转主轴绕横梁向前倾转α时，两副主旋翼下行桨叶升力增加和上行桨叶升力减少的升力不对称程度比常规直升机水平飞行时前行桨叶升力增加和后行桨叶升力减少的升力不对称程度要小。高速直升机克服这个不对称力（虽然减少）可以采用常规直升机的挥舞桨叶结构或柔性桨叶结构或刚性桨叶结构。由于高速直升机水平飞行越快，倾转角α越大，ucos（α）越小，因此，常规直升机水平飞行时前行桨叶加速产生激波效应时的水平飞行速度，本发明的高速直升机主旋翼下行桨叶加速还没达到产生激波效应时的速度。同理，常规直升机水平飞行时后行桨叶减速产生失速时的水平飞行速度，本发明的高速直升机主旋翼上行桨叶减速还没达到产生失速时的水平飞行速度。本发明的高速直升机水平飞行可比常规直升机水平飞行要快。

在机体尾部左右安装两个旋转面成v型的螺旋桨用于控制方向和俯仰，两个螺旋桨反向旋转，螺旋桨的旋转面倾斜设置（旋转面与直升机机身纵轴平行，与水平面夹角绝对值小于90°，左边螺旋桨与水平面夹角开口向左，右边螺旋桨与水平面夹角开口向右），两个螺旋桨的旋转面成v型结构，以下称尾部v型螺旋桨。两个反向旋转的尾部v型螺旋桨转速相同，扭矩互相抵消，尾部v型螺旋桨可独立控制总距，两个反向旋转的尾部v型螺旋桨转速相同，通过控制总距，可调节尾部v型螺旋桨的升力。尾部v型螺旋桨的升力分解为垂直方向的分力和水平横向的分力。两个反向旋转的尾部v型螺旋桨在垂直方向的合力实现控制俯仰和纵向配平，水平横向的合力实现控制方向。

当机体受到干扰产生抬头，通过控制两个尾部v型螺旋桨的总距，使尾部v型螺旋桨的总距同时增大，两个尾部v型螺旋桨垂直方向的分力的合力增加方向向上，产生低头力矩，使机体低头，两个尾部v型螺旋桨水平横向的分力的合力不变，机体保持方向不变。当机体受到干扰产生低头，通过控制两个尾部v型螺旋桨的总距，尾部v型螺旋桨的总距同时减少，使两个尾部v型螺旋桨垂直方向的分力的合力减少，产生抬头力矩，使机体抬头，两个尾部v型螺旋桨水平横向的分力的合力不变，机体保持方向不变。实现控制俯仰。

如果重心位置变化，纵向向后移动，机体将抬头，通过控制尾部v型螺旋桨的总距，使两尾部v型螺旋桨的总距同时增大，两尾部v型螺旋桨垂直方向的分力的合力方向向上，产生低头力矩，抵消机体抬头，使机体保持纵向平衡，两个尾部v型螺旋桨水平横向的分力的合力不变，机体保持方向不变。如果重心位置变化，纵向向前移动，机体将低头，通过控制尾部v型螺旋桨的总距，使两尾部v型螺旋桨总距同时减少，尾部v型螺旋桨垂直方向的分力合力减少，产生抬头力矩，抵消机体低头，使机体保持纵向平衡，两个尾部v型螺旋桨水平横向的分力的合力不变，机体保持方向不变，实现纵向配平。

两个尾部v型螺旋桨可独立控制总距，两个反向旋转的尾部v型螺旋桨转速相同，两尾部v型螺旋桨的总距相同，左右尾部v型螺旋桨的升力相同,左右尾部v型螺旋桨的升力在水平横向的分力大小相等方向相反，机体保持方向和纵向平衡。增大左边尾部v型螺旋桨的总距,同时减小右边尾部v型螺旋桨的总距，保持总升力不变，纵向保持平衡，左边尾部v型螺旋桨的升力大于右边尾部v型螺旋桨的升力，左边尾部v型螺旋桨在水平横向的分力大于右边尾部v型螺旋桨在水平横向的分力，两水平横向分力的合力向右，机头向左转。同理，增大右边尾部v型螺旋桨的总距，同时减小左边尾部v型螺旋桨的总距，保持总升力不变，纵向保持平衡，右边尾部v型螺旋桨的升力大于左边尾部v型螺旋桨的升力，右边尾部v型螺旋桨在水平横向的分力大于左边尾部v型螺旋桨在水平横向的分力，两水平横向分力的合力向左，机头向右转。实现方向控制。

两副主旋翼的桨尖旋转面相当于固定翼的主翼，为了增加横向稳定性，横梁以上反角安装，两副主旋翼的桨尖旋转面也有相同的上反角。

两副主旋翼的桨尖旋转面直径要大于两个尾部v型螺旋桨的桨尖旋转面直径。

高速直升机通过控制两主旋翼的总距和两尾部v型螺旋桨的总距，就能控制横滚，俯仰和方向，控制油门的大小就可实现垂直升降，当升力等于机体重量高速直升机悬停。

高速直升机有两种飞行方式：一种是不向前倾转主旋翼的方式，垂直升降，悬停和低速水平飞行时α=0°，在高速直升机垂直升降或悬停时，控制两尾部v型螺旋桨的总距，使机体前俯，则高速直升机，低速向前飞，控制两尾部v型螺旋桨的总距，使机体后仰，则高速直升机，低速向后飞。

另一种是向前倾转主旋翼的方式，在高速直升机垂直上升或悬停时，加大油门并使两主旋翼向前倾转，倾转角在0°≤α＜arccos(p/f)内，高速直升机可高速向前飞行。

本发明的有益效果是，由于主旋翼不设置周期变距装置，只用总距控制器控制总距，结构简单重量减轻。两副主旋翼的旋转主轴可以绕横梁向前倾转，倾转角α的可变范围在0°≤α＜arccos(p/f)，减少了水平高速飞行时两副主旋翼下行桨叶加速程度和上行桨叶减速程度，减少产生的升力不对称程度，可以减少主旋翼的振动，并降低噪音，α越大，分解在水平方向的力越大，水平飞行的速度可以比常规直升机飞得更快。一对反向旋转、转速相同的主旋翼，扭矩互相抵消，横列式结构的主旋翼增加了横向稳定性，高速直升机的重心横向位置可变的范围增大，尾部v型螺旋桨有纵向配平作用，高速直升机的重心纵向位置可变的范围增大。因有独立的横滚控制，俯仰控制，方向控制，高速直升机的操控比较容易，由于两副主旋翼的扭矩互相抵消，比常规直升机减少了反扭矩能耗。

附图说明

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。

图1是高速直升机轮式起落架垂直升降和悬停三视图。

图2是高速直升机轮式起落架倾转主旋翼高速水平飞行三视图。

图3是高速直升机轮式起落架垂直升降和悬停原理三视图。

图4是高速直升机轮式起落架倾转主旋翼飞行原理三视图。

图5是高速直升机轮式起落架倾转主旋翼飞行风速分解示意图。

图6是高速直升机固定式起落架垂直升降和悬停三视图。

图7是高速直升机固定式起落架倾转主旋翼高速水平飞行三视图。

图中1.左边主旋翼，2.右边主旋翼，3.尾部v型左边螺旋桨，4.尾部v型右边螺旋桨，5.左边主旋翼的发动机和主轴，6.右边主旋翼的发动机和主轴，7.机体，8.横梁，9.尾部v型螺旋桨支架和发动机，10.轮式起落架，11.逆时针转动方向，12.顺时针转动方向，13.固定式起落架，p.高速直升机重心和重量，α.两主旋翼的旋转主轴倾转角，f1.左边主旋翼的升力，fy1.左边主旋翼的升力在垂直方向的分力，fx1.左边主旋翼的升力在水平纵向的分力，f2.右边主旋翼的升力，fy2.右边主旋翼的升力在垂直方向的分力，fx2.右边主旋翼的升力在水平纵向的分力，f3.尾部v型左边螺旋桨的升力，f4.尾部v型右边螺旋桨的升力,f3y.尾部v型左边螺旋桨的升力在垂直方向的分力，f3x.尾部v型左边螺旋桨的升力在水平横向的分力，f4y.尾部v型右边螺旋桨的升力在垂直方向的分力，f4x.尾部v型右边螺旋桨的升力在水平横向的分力，u.水平飞行速度，f.主旋翼的总升力，fy.主旋翼的总升力在垂直方向的分力，fx.主旋翼的总升力在水平纵向的分力。

具体实施方式

图1中，高速直升机采用横列式双主旋翼结构。两副主旋翼沿机体（7）横向左、右排列，安装在机体（7）的横梁（8）两端上，分别称为左边主旋翼（1）和右边主旋翼（2），机体重心（p）在横梁（8）中心略靠后，左边主旋翼（1）和右边主旋翼（2）的转向相反（如左边主旋翼（1）逆时针转（11），则右边主旋翼（2）顺时针转（12）），转速相同旋转，扭矩相互抵消，左边主旋翼（1）和右边主旋翼（2）的升力平衡机体的重量，采用总距控制器控制左边主旋翼（1）和右边主旋翼（2）的桨距。左边主旋翼（1）和右边主旋翼（2））的总距独立控制。控制左边主旋翼（1）或右边主旋翼（2））的总距，可改变左边主旋翼（1）或右边主旋翼（2）的升力。

左边主旋翼（1）和右边主旋翼（2）的旋转主轴可以绕横梁（8）向前倾转，倾转面垂直于水平面并与机体（7）纵轴平行，左边主旋翼（1）和右边主旋翼（2）的旋转主轴与垂直线的夹角称为倾转角（α）。左边主旋翼（1）和右边主旋翼（2）的桨尖旋转面与水平面夹角为等于倾转角（α），垂直升降和悬停时α=0°左边主旋翼（1）和右边主旋翼（2）的桨尖旋转面与水平面平行，左边主旋翼（1）和右边主旋翼（2）的旋转主轴与水平面垂直，两副主旋翼的旋转主轴不绕横梁倾转。

在机体（7）尾部v型螺旋桨支架和发动机（9）安装两个旋转面成v型的螺旋桨，分别称为尾部v型左边螺旋桨（3）和尾部v型右边螺旋桨（4），尾部v型左边螺旋桨（3）和尾部v型右边螺旋桨（4）的旋转面与水平面倾斜设置（旋转面与高速直升机机体（7）纵轴平行，与水平面夹角绝对值小于90°，尾部v型左边螺旋桨（3）与水平面的夹角开口向左，尾部v型右边螺旋桨（4）与水平面的夹角开口向右），尾部v型左边螺旋桨（3）和尾部v型右边螺旋桨（4）的旋转面成v型结构，尾部v型左边螺旋桨（3）和尾部v型右边螺旋桨（4）的转速相同，转向相反（如尾部v型左边螺旋桨（3）逆时针转（11）则尾部v型右边螺旋桨（4）顺时针转（12）），扭矩互相抵消。尾部v型左边螺旋桨（3）和尾部v型右边螺旋桨（4）可独立控制总距，控制尾部v型左边螺旋桨（3）的总距或尾部v型右边螺旋桨（4）的总距，可改变尾部v型左边螺旋桨（3）或尾部v型右边螺旋桨（4）的升力。

左边主旋翼（1）和右边主旋翼（2）的桨尖旋转面的直径要大于尾部v型左边螺旋桨（3）和尾部v型右边螺旋桨（4）的桨尖旋转面的直径。

在机体（7）重心（p）附近安装三点式轮式起落架（10）。

图2中，当高速直升机高速水平飞行时，左边主旋翼（1）和右边主旋翼（2）的旋转主轴同时绕横梁（8）向前倾转，并收起轮式起落架（10）进入机体（7），减少飞行阻力。

图3中，高速直升机在垂直升降和悬停时，左边主旋翼（1）和右边主旋翼（2）的桨尖旋转面与水平面平行，左边主旋翼（1）和右边主旋翼（2）的旋转主轴与水平面垂直，左边主旋翼（1）和右边主旋翼（2）的旋转主轴不绕横梁倾转。当增大左边主旋翼（1）的总距，减小右边主旋翼（2）的总距，左边主旋翼（1）的升力（f1）大于右边主旋翼（2）的升力(f2)，机体向右边横滚；当增大右边主旋翼（2）的总距，减小左边主旋翼（1）的总距，右边主旋翼（2）的升力（f2）大于左边主旋翼（1）的升力（f1），机体向左边横滚，实现控制横滚。

尾部v型左边螺旋桨（3）和尾部v型右边螺旋桨（4）控制俯仰，纵向配平和方向。

尾部v型左边螺旋桨（3）和尾部v型右边螺旋桨（4）的旋转面成v型结构，与水平面倾斜，并与机体（7）纵轴平行。尾部v型左边螺旋桨（3）的升力（f3）分解为垂直方向的分力（f3y）方向向上和水平横向的分力（f3x）方向向右；尾部v型右边螺旋桨（4）的升力（f4）分解为垂直方向的分力（f4y）方向向上和水平横向的分力（f4x）方向向左。这时尾部v型左边螺旋桨（3）和尾部v型右边螺旋桨（4）的总距为正，如果控制总距变为负，各个力的方向相反。

设尾部v型左边螺旋桨（3）和尾部v型右边螺旋桨（4）的总距相同，尾部v型左边螺旋桨（3）的升力（f3）和尾部v型右边螺旋桨（4）的升力（f4）大小相同，各自分解在垂直方向的分力（f3y）和（f4y）大小相同，方向相同，其合力使机体（7）的纵向保持平衡。各自分解在水平横向的分力（f3x）和（f4x）大小相同，方向相反，其合力使机体（7）的方向保持不变。

当机体（7）受到干扰抬头，相同的增加尾部v型左边螺旋桨（3）和尾部v型右边螺旋桨（4）的总距，尾部v型左边螺旋桨（3）的升力（f3）和尾部v型右边螺旋桨（4）的升力（f4）相同的增加，各自分解在垂直方向的分力（f3y）和（f4y）相同的增加，其合力使机体（7）低头，抵消机体（7）受到干扰而抬头的效果。各自分解在水平横向的分力（f3x）和（f4x）相同的增加，因方向相反，其合力没有增加，机体（7）的方向保持不变。

当机体（7）受到干扰低头，相同的减少尾部v型左边螺旋桨（3）和尾部v型右边螺旋桨（4）的总距，尾部v型左边螺旋桨（3）的升力（f3）和尾部v型右边螺旋桨（4）的升力（f4）相同的减少，各自分解在垂直方向的分力（f3y）和（f4y）相同的减少，其合力使机体（7）抬头，抵消机体（7）受到干扰而低头的效果。各自分解在水平横向的分力（f3x）和（f4x）相同的减少，方向相反，其合力没有减少，机体（7）的方向保持不变。实现控制俯仰和纵向配平。

当增大尾部v型左边螺旋桨（3）的总距和减少尾部v型右边螺旋桨（4）的总距，使尾部v型左边螺旋桨（3）的升力（f3）增加，尾部v型右边螺旋桨（4）的升力（f4）减少相同的量，各自分解在垂直方向的分力（f3y）增加，（f4y）减少相同的量，其合力大小不变，机体（7）的俯仰状态保持不变。

各自分解在水平横向的分力（f3x）增加，（f4x）相同的减少，其合力的方向由（f3x）决定，方向向右，机体（7）向左转向。

当增大尾部v型右边螺旋桨（4）的总距，同时和减少尾部v型左边螺旋桨（3）的总距，使尾部v型右边螺旋桨（4）的升力（f4）增加，尾部v型左边螺旋桨（3）的升力（f3）减少相同的量，各自分解在垂直方向的分力（f4y）增加，（f3y）减少相同的量，其合力大小不变，机体（7）的俯仰状态保持不变。

各自分解在水平方横向的分力（f4x）增加，（f3x）减少相同的量，其合力的方向由（f4x）决定，方向向左，机体（7）向右转向。实现方向控制。

在高速直升机垂直上升或悬停时，加大油门并增加尾部v型左边螺旋桨（3）和尾部v型右边螺旋桨（4）的总距，使机体（7）低头，高速直升机低速水平向前飞行。相同减少尾部v型左边螺旋桨（3）和尾部v型右边螺旋桨（4）的总距，使机体（7）抬头，高速直升机低速水平向后飞行。

图4中，当高速直升机需要高速水平飞行时，左边主旋翼（1）和右边主旋翼（2）的旋转主轴可以绕横梁（8）向前倾转，当向前倾转α度，主旋翼的总升力f分解为垂直方向的分力fy（大小为fcos（α））和水平纵向向前的分力fx（大小为fsin（α）），由于没有固定翼，α必须小于90°，最大倾转角为arccos(p/f)，左边主旋翼（1）的升力f1分解为垂直方向的分力fy1（大小为f1cos（α））和水平纵向向前的分力fx1（大小为f1sin（α）），右边主旋翼（2）的升力f2分解为垂直方向的分力fy2（大小为f2cos（α））和水平纵向向前的分力fx2（大小为f2sin（α））。

左边主旋翼（1）和右边主旋翼（2）在水平纵向向前的分力fx1和fx2的合力使高速直升机高速水平飞行，左边主旋翼（1）和右边主旋翼（2）在垂直方向的分力fy1和fy2平衡机体（7）的重量，并控制横滚。

尾部v型左边螺旋桨（3）和尾部v型右边螺旋桨（4）的控制作用和控制方式与图3所述相同。

图5中，高速直升机以速度为u水平飞行，当两主旋翼不绕横梁向前倾转，两主旋翼桨尖旋转面水平时，两主旋翼的前行桨叶加速（最大增加u），后行桨叶减速（最大减少u），两主旋翼的前行桨叶与后行桨叶速度差最大为2u。

当两主旋翼绕横梁向前倾转α度时，两主旋翼的前行桨叶变为下行桨叶，两主旋翼的后行桨叶变为上行桨叶，相对两主旋翼桨尖旋转面，来流速度u分解为垂直主旋翼桨尖旋转面的速度usin（α）和平行于两主旋翼桨尖旋转面的速度ucos（α）方向向上。垂直于两主旋翼桨尖旋转面的速度usin（α）对两主旋翼桨叶旋转速度没有影响，平行于两主旋翼桨尖旋转面的速度ucos（α）因方向向上，两主旋翼下行桨叶加速（最大增加ucos（α）），两主旋翼上行桨叶减速（最大减少ucos（α）），两主旋翼的下行桨叶与两主旋翼的上行桨叶速度差最大为2ucos（α）。

由于没有固定翼，α必须在0°≤α＜arccos(p/f)内变动，所以2ucos（α）≤2u，α越大，2ucos（α）越小，在相同的水平飞行速度下，倾转两主旋翼时，两主旋翼的下行桨叶与上行桨叶速度差比两主旋翼不倾转时的前行桨叶与后行桨叶速度差减少，两主旋翼的桨叶相应升力差减少。

图6所示的另一个实施例中，高速直升机在机体（7）重心附近安装三点式轮式起落架（10）改为固定式起落架（13），其他结构不变，控制方式与图3所述相同。

图7中，高速直升机在机体（7）重心附近安装固定式起落架（13），高速水平飞行时，左边主旋翼（1）和右边主旋翼（2）的旋转主轴可以绕横梁（8）向前倾转，固定式起落架（13）不能收起。其他结构不变，控制方式与图4所述。