一种直升旋翼机的制作方法

本实用新型涉及一种旋翼机，属于旋翼机技术领域，更具体地说，本实用新型涉及一种直升旋翼机。

背景技术：

已知的航空器有固定翼飞机、直升机、倾转翼飞机(直升机+固定翼)、自转旋翼机，自转旋翼机，是指用无动力驱动的旋翼提供升力、重于空气的“飞行器”。自转旋翼机主要包括机架及机身，机架是旋翼机的骨架，其他部件直接或间接的安装在机架上，自转旋翼机机身为开放式和封闭式。由推进装置提供推力前进，推进装置有螺旋桨和喷气两种。现有技术中的自转旋翼机必需要提供跑道滑跑起飞，给旋翼提供迎面风力吹动，使旋翼自转而升力增加，这需要较大面积的场地用于旋翼机的起飞，限制了旋翼机的使用范围；现有技术中的直升机能实现垂直起飞，但直升机飞行时，周期变距系统、主减速器始终在运行，增加燃料消耗、工作噪声大、安全系数低，直升机不具备旋翼机方式的飞行能力，也不具备旋翼机一样优良的安全性能。

因此，为了减小旋翼机起飞时所需的场地面积，增加旋翼机的使用范围，本实用新型改变了旋翼机的起飞方式，提出了一种直升旋翼机。

技术实现要素：

基于以上技术问题，本实用新型提供了一种直升旋翼机，从而解决了以往旋翼机起飞所需场地面积大、旋翼机使用范围受限的技术问题。

为解决以上技术问题，本实用新型采用的技术方案如下：

一种直升旋翼机，包括机身、发动机、主旋翼机构、推进机构、尾舵和起落架，所述主旋翼机构包括转动装配的主轴，主轴的上端通过可变距旋翼机头组件安装有主旋翼，主轴的下端通过主离合器与发动机的主减速箱连接，所述推进机构包括两台对称安装在机身左右两侧支架上的角齿轮箱，两角齿轮箱的动力输入端分别通过对应设置的传动轴组件与发动机的主减速箱传动连接，在两角齿轮箱后部的动力输出轴上分别安装有可变距螺旋桨组件。

所述的可变距旋翼机头组件包括固定安装主轴上端的旋翼机头，所述主旋翼可转动的装配在旋翼机头上，在旋翼机头的下方安装有倾斜盘组件，所述倾斜盘组件下部通过第一连杆组件连接有主旋翼舵机，所述倾斜盘组件的上部通过第二连杆组件与主旋翼对应传动连接。

所述的两角齿轮箱的动力输出轴的转动轴线相互平行并同时与所述主轴的转动轴线空间垂直。

在所述传动轴组件与发动机主减速箱之间还设有推进离合器。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本实用新型的有益效果是：

本实用新型的直升旋翼机兼具了传统直升机和传统自转旋翼机的优良性能，在起飞和降落时，主旋翼机构通过发动机提供动力可以使其像传统直升机一样的垂直起飞和降落，而机身两侧的可变距螺旋桨组件可以通过调整桨距，使机身克服主旋翼机构转动时产生的扭矩，保证机身稳定性，因而这种直升旋翼机起飞所需的场地面积小，从而增加了旋翼机的使用范围；同时，本实用新型的直升旋翼机在起飞后可以切断主旋翼机构与发动机之间的动力连接，使主旋翼机构可以像传统的自转旋翼机一样提供飞机的升力，并利用机身两侧的可变距螺旋桨组件同时工作提供飞机前行的动力，从而可以极大的减少飞行时产生的噪音，减少了飞行能耗，并且大大提高了飞机的安全性。

附图说明

图1是本实用新型直升旋翼机的立体图；

图2是本实用新型直升旋翼传动机构的主视图。

图中标记：1-机身；2-发动机；3-主旋翼机构；4-推进机构；5-起落架；6-尾舵；30-主轴；31-旋翼机头；32-桨翼；33-倾斜盘组件；34-第一连杆组件；35-主旋翼舵机；36-第二连杆组件；40-支架；41-角齿轮箱；42-可变距螺旋桨组件；43-传动轴组件。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型作进一步的说明。本实用新型的实施方式包括但不限于下列实施例。

本实用新型的直升旋翼机的具体结构如图1、图2所示，其主要由机身1、发动机2、主旋翼机构3、推进机构4、起落架5和尾舵6几部分组成，主旋翼机构3安装于机身1的顶部，其包括主轴30，主轴30的上端通过可变距旋翼机头组件安装有主旋翼32，主轴20的下端通过主离合器37与发动机2的主减速箱传动连接，其中，可变距旋翼机头组件包括安装于主轴30上端的旋翼机头31，一对主旋翼32可转动的装配在该旋翼机头31上，在旋翼机头31的下方安装有倾斜盘组件33，该倾斜盘组件33的下部通过第一连杆组件34连接有主旋翼舵机35，该倾斜盘组件33的上部通过第二连杆组件36与一对主旋翼32对应传动连接。推进机构4包括两台对称安装在机身1左右两侧支架40上的角齿轮箱41，两角齿轮箱41的动力输入端分别通过对应设置的传动轴组件43与发动机2的主减速箱传动连接，在两角齿轮箱41后部的动力输出轴上分别安装有可变距螺旋桨组件42。该两角齿轮箱41的动力输出轴的转动轴线相互平行并同时与主轴30的转动轴线空间垂直。在传动轴组件43与发动机2的主减速箱之间还设有推进离合器(图中未视出)。

本实用新型的直升旋翼机在起飞或降落时，主离合器37吸合，将发动机的动力传递到主轴30上，通过主轴30带动主旋翼32主动旋转，并通过可变距旋翼机头组件调整主旋翼的总距，使主旋翼32在发动机的带动下产生类似传统直升机一样的升力，同时，调整推进机构中两台可变距螺旋桨组件42之间的桨距，从而使两台可变距螺旋桨组件42之间产生不同的推力，利用两台可变距螺旋桨组件42之间的推力差使其形成类似传统直升机尾桨的作用，来平衡主旋翼机构3转动产生的反扭矩，从而保证机身在起飞或降落时的稳定性。在本实用新型的直升旋翼机起飞后，当飞机的飞行速度大于时速70Km后，飞行员控制操作杆向后拉杆的同时减小油门和主旋翼机构的总距，待飞机抬头后主旋翼面底部呈迎风状态时控制主离合器37分离，切断发动机2与主轴30之间的动力传递，主旋翼机构3利用飞机前进产生的风力推动进入自旋状态，同时，操控两台可变距螺旋桨组件42同时正向推进，此时，发动机2的动力全部分配给两台可变距螺旋桨组件42推动飞机前行，此时飞机完全进入自转旋翼机模式进行飞行。

上述实施例中，控制主旋翼机构变距的可变距旋翼机头组件以及两台可变距螺旋桨组件中的变距机构均可以采用现有的成熟技术，例如可变距旋翼机头组件可以采用实用新型专利公开文件CN2324062Y中记载的升降控制组结构或实用新型专利公开文件CN207917150U中记载的种无人机旋翼机构；而两台可变距螺旋桨组件中的变距机构可采用传统直升机尾桨的变距机构，例如实用新型专利公开文件CN205098462U公开的一种无人直升机尾旋翼变距联动机构及设有其的无人机。

如上所述即为本实用新型的实施例。上述实施例以及实施例中的具体参数仅是为了清楚表述实用新型人的实用新型验证过程，并非用以限制本实用新型的专利保护范围，本实用新型的专利保护范围仍然以其权利要求书为准，凡是运用本实用新型的说明书及附图内容所作的等同结构变化，同理均应包含在本实用新型的保护范围内。