一种用于旋转机翼飞机的尾桨与推进共用系统及控制方法与流程

本发明涉及旋转机翼飞机动力系统技术领域，具体为一种用于旋转机翼飞机的尾桨与推进共用系统及控制方法。

背景技术：

旋转机翼飞机是一种兼具直升机的垂直起降性能和固定翼飞机的高速巡航性能的新型布局飞机。专利号为zl201110213680.1，名称为《一种飞行模式可变的旋转机翼飞机》的中国专利就是一种典型机型。该飞机具有三翼面的气动布局。其中，主机翼在直升机飞行模式下，可以作为旋翼旋转为飞机提供需要的拉力，同时，当飞机具有一定飞行速度后，又可以锁定为固定翼，实现固定翼的高效率飞行。因此，在起飞和降落阶段，飞机采用直升机模式飞行，在巡航和任务阶段，采用固定翼模式飞行，直升机模式与固定翼模式之间存在转换飞行阶段。

申请人在进一步进行旋转机翼飞机过程中，发现有以下问题需要解决：

旋转机翼飞机在直升机模式下需要使用直升机尾桨来抵消旋转机翼的反扭矩，但是在固定翼模式时又不需要使用直升机尾桨，直升机尾桨系统在固定翼模式下就是死重。而旋转机翼飞机在固定翼模式下需要使用前拉或后推螺旋桨来产生前飞动力，但是在直升机模式时不需要使用前拉或后推螺旋桨，前拉或后推螺旋桨(即推进系统)推进系统在直升机模式下就是死重。而且如果两种模式下的动力都来源于一个发动机并且推进螺旋桨与发动机输出轴直接相连，那么在直升机模式下推进螺旋桨还会消耗额外的功率。

技术实现要素：

针对现有旋转机翼飞机的推进系统与直升机尾桨系统存在系统冗余的问题，本发明提出一种用于旋转机翼飞机的尾桨与推进共用系统及控制方法，通过将旋转机翼飞机的尾桨与前飞推进系统共用一套驱动装置实现，并在共用系统中设计相应的转换机构，能够改变驱动装置的动力方向，从而实现一套驱动装置可以实现旋转机翼飞机的尾桨及前飞推进系统的功能；并且设计了旋转机翼飞机的尾桨及推进共用系统的控制方法，保证转换过程的平稳性。

本发明的技术方案为：

所述一种用于旋转机翼飞机的尾桨与推进共用系统，其特征在于：包括变距螺旋桨及其动力源、转换机构；

所述转换机构能够改变变距螺旋桨的轴线方向：在直升机模式下，转换机构能够使螺旋桨轴线与机身纵向对称面垂直，起到平衡旋转机翼反扭矩作用；在固定翼模式下，转换机构能够使螺旋桨轴线与机身纵向轴线平行，起到提供前飞动力作用；在直升机模式向固定翼模式转换飞行阶段，转换机构能够根据前飞速度使螺旋桨轴线与机身纵向对称面成对应角度，使螺旋桨拉力的前向分力能够克服前飞阻力并达到要求的加速度，螺旋桨拉力的侧向分力能够平衡旋转机翼反扭矩作用；在固定翼模式向直升机模式转换飞行阶段，转换机构能够使螺旋桨轴线在设定时间从与机身纵向轴线平行方向改变到与机身纵向对称面垂直方向。

进一步的优选方案，所述一种用于旋转机翼飞机的尾桨与推进共用系统，其特征在于：所述转换机构包括传动输入轴、动力换向传动机构、动力输出轴和转换控制机构；所述传动输入轴与动力源连接，并将功率输入动力换向传动机构中；所述动力换向传动机构实现传动输入轴与动力输出轴之间的功率传递，且传动输入轴与动力输出轴之间的轴线夹角角度可变；所述动力输出轴将功率输出到变距螺旋桨上；所述转换控制机构能够改变传动输入轴与动力输出轴之间的轴线夹角，使动力输出轴轴线满足不同飞行阶段的要求。

进一步的优选方案，所述一种用于旋转机翼飞机的尾桨与推进共用系统，其特征在于：所述动力换向传动机构包括输入锥齿轮、传动锥齿轮、输出锥齿轮和转轴；输入锥齿轮与传动锥齿轮啮合，输出锥齿轮与传动锥齿轮啮合；传动锥齿轮同轴套在转轴上，并在转轴上轴向限位；

所述转换控制机构包括转换摇臂和舵机；所述转换摇臂也套在转轴上，并能够在舵机驱动下绕转轴轴线转动；

所述传动输入轴穿过安装架侧面后与输入锥齿轮同轴固定连接，所述安装架相对机身位置固定；所述动力输出轴穿过转换摇臂侧面后与输出锥齿轮同轴固定连接，当转换摇臂绕转轴轴线转动时，能够带动动力输出轴同步移动。

所述一种用于旋转机翼飞机的尾桨与推进共用系统的控制方法，其特征在于：飞行控制系统根据旋转机翼飞机的飞行模式自动控制螺旋桨轴线方向以及螺旋桨桨距。

进一步的优选方案，所述一种用于旋转机翼飞机的尾桨与推进共用系统的控制方法，其特征在于：

在直升机模式飞行阶段，飞行控制系统控制转换机构保持螺旋桨轴线与机身纵向对称面垂直；

在固定翼模式飞行阶段，飞行控制系统控制转换机构保持螺旋桨轴线与机身纵向轴线平行；

在直升机模式向固定翼模式转换飞行阶段，飞行控制系统根据前飞速度控制转换机构带动螺旋桨轴线偏转至与机身纵向对称面成对应角度位置，在该角度位置下，螺旋桨拉力的前向分力能够克服前飞阻力并使旋转机翼飞机达到要求的加速度，螺旋桨拉力的侧向分力能够平衡旋转机翼反扭矩作用；飞行控制系统同时通过调节螺旋桨桨距来保持航向稳定；

在固定翼模式向直升机模式转换飞行阶段，飞行控制系统控制转换机构将螺旋桨轴线从与机身纵向轴线平行方向改变到与机身纵向对称面垂直方向；飞行控制系统同时通过调节螺旋桨桨距来保持航向稳定。

有益效果

本发明提出了一套用于旋转机翼飞机的尾桨与推进共用系统及其控制方法，实现了旋转机翼飞机的尾桨与前飞推进系统共用一套动力与驱动装置的目的，能够大大减轻飞机自重并减小起飞需用功率。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1是本发明的飞机在垂直起降状态下尾桨轴线转换到飞机侧面时的示意图(螺旋桨轴线与机身轴线垂直)。

图2是本发明的飞机在巡航状态下尾桨轴线转换到飞机尾部时的示意图(螺旋桨轴线与机身轴线平行)。

图3是本发明的飞机在全飞行过程中的尾桨轴线方向变化示意图。

图中：a、直升机模式飞行阶段；b、转换飞行阶段；c、固定翼模式飞行阶段。

图4及图5是本发明的一种转换机构示意图。

图中：1、输入锥齿轮；2、传动锥齿轮；3、输出锥齿轮；4、转换摇臂；5、安装架；6、螺旋桨；7、转轴；8、电动舵机。

图6是本发明的另一种转换机构示意图。

图中：9、传动输入轴；10、第一传动锥齿轮；11、皮带输入轮；12、转换机构固定箱体；13、皮带；14、皮带输出轮；15、第二传动锥齿轮；16、动力输出轴；17、转换机构旋转箱体；18、舵机连杆。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外、术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。因此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

本发明提出的一种用于旋转机翼飞机的尾桨与推进共用系统，包括变距螺旋桨及其动力源、转换机构。

如图1～图3所示，所述转换机构能够改变变距螺旋桨的轴线方向：在直升机模式下，转换机构能够使螺旋桨轴线与机身纵向对称面垂直，起到平衡旋转机翼反扭矩作用；在固定翼模式下，转换机构能够使螺旋桨轴线与机身纵向轴线平行，起到提供前飞动力作用；在直升机模式向固定翼模式转换飞行阶段，转换机构能够根据前飞速度使螺旋桨轴线与机身纵向对称面成对应角度，使螺旋桨拉力的前向分力能够克服前飞阻力并达到要求的加速度，螺旋桨拉力的侧向分力能够平衡旋转机翼反扭矩作用；在固定翼模式向直升机模式转换飞行阶段，转换机构能够使螺旋桨轴线在设定时间从与机身纵向轴线平行方向改变到与机身纵向对称面垂直方向。

所述转换机构包括传动输入轴9、动力换向传动机构、动力输出轴16和转换控制机构；所述传动输入轴9与动力源连接，并将功率输入动力换向传动机构中；所述动力换向传动机构实现传动输入轴9与动力输出轴16之间的功率传递，且传动输入轴9与动力输出轴16之间的轴线夹角角度可变；所述动力输出轴16将功率输出到变距螺旋桨6上；所述转换控制机构能够改变传动输入轴9与动力输出轴16之间的轴线夹角，使动力输出轴轴线满足不同飞行阶段的要求。

如图4和图5所示，转换机构的一种实现方式是，所述动力换向传动机构包括输入锥齿轮1、传动锥齿轮2、输出锥齿轮3和转轴7；输入锥齿轮1与传动锥齿轮2啮合，输出锥齿轮3与传动锥齿轮2啮合，输入锥齿轮1带动传动锥齿轮2转动，进而带动输出锥齿轮3转动，输出锥齿轮3带动同轴安装的螺旋桨6转动。传动锥齿轮2同轴套在转轴7上，并在转轴7上轴向限位。所述转换控制机构包括转换摇臂4和舵机8；所述转换摇臂4也套在转轴7上，并能够在舵机8驱动下绕转轴7轴线转动。所述传动输入轴9穿过安装架侧面后与输入锥齿轮1同轴固定连接，所述安装架5相对机身位置固定，安装在机身尾部；所述动力输出轴16穿过转换摇臂4侧面后与输出锥齿轮3同轴固定连接，当转换摇臂4绕转轴7轴线转动时，能够带动动力输出轴16同步移动。当然，转换摇臂4的转动驱动方式，还可以采用不同于舵机的其他方式。

如图6所示，转换机构的另一种实现方式是，所述动力换向传动机构包括输入锥齿轮1、第一传动锥齿轮10、输入皮带轮11、皮带13、输出皮带轮14、第二传动锥齿轮15和输出锥齿轮3。

输入锥齿轮1、第一传动锥齿轮10、输入皮带轮11、皮带13、输出皮带轮14安装在转换机构固定箱体12内，转换机构固定箱体12固定安装在机身尾部；第二传动锥齿轮15和输出锥齿轮3安装在转换机构旋转箱体17内，转换机构旋转箱体17能够绕输出皮带轮14与第二传动锥齿轮15之间的传动轴轴线转动。

传动输入轴9穿过转换机构固定箱体12壁面后与输入锥齿轮1同轴固定连接，输入锥齿轮1与第一传动锥齿轮10啮合，第一传动锥齿轮10与输入皮带轮11通过传动轴同轴连接；输入皮带轮11与输出皮带轮14通过皮带传动；输出皮带轮14与第二传动锥齿轮15之间通过穿过转换机构旋转箱体17壁面的传动轴同轴连接，第二传动锥齿轮15与输出锥齿轮3啮合，输出锥齿轮3带动同轴安装的螺旋桨6转动。

所述转换控制机构采用固定安装在转换机构固定箱体12上的舵机8实现，舵机8通过舵机连杆18带动转换机构旋转箱体17转动并定位。当然，转换机构旋转箱体17的转动驱动方式，还可以采用不同于舵机的其他方式。

对于上述用于旋转机翼飞机的尾桨与推进共用系统，其控制方法为：飞行控制系统根据旋转机翼飞机的飞行模式自动控制螺旋桨轴线方向与以及螺旋桨桨距。具体而言就是：

在直升机模式飞行阶段，飞行控制系统控制转换机构保持螺旋桨轴线与机身纵向对称面垂直；

在固定翼模式飞行阶段，飞行控制系统控制转换机构保持螺旋桨轴线与机身纵向轴线平行；

在直升机模式向固定翼模式转换飞行阶段，飞行控制系统根据前飞速度控制转换机构带动螺旋桨轴线偏转至与机身纵向对称面成对应角度位置，在该角度位置下，螺旋桨拉力的前向分力能够克服前飞阻力并使旋转机翼飞机达到要求的加速度，螺旋桨拉力的侧向分力能够平衡旋转机翼反扭矩作用；飞行控制系统同时通过调节螺旋桨桨距来保持航向稳定；

在固定翼模式向直升机模式转换飞行阶段，飞行控制系统控制转换机构在设定时间匀速将螺旋桨轴线从与机身纵向轴线平行方向改变到与机身纵向对称面垂直方向；飞行控制系统同时通过调节螺旋桨桨距来保持航向稳定。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。