直升机的制作方法

直升机
1.本发明涉及设置在武装直升机上的机翼。
2.武装直升机通过从其相对较窄的机体延伸的具有较低的展弦比的机翼来承载弹药和类似的有效载荷。在传统设计中，这种机翼对整个气动特性的影响旨在达到最低水平，同时翼展被确定为确保安全分离要求的最小值。武装直升机的总气动阻力中的主要部件之一是装有弹药的机翼部件。在这种情况下，装有弹药的机翼在武装直升机的机体阻力分解中占有很大份额。
3.与用于在为军事行动改装的民用直升机中承载外部载荷的承重柱不同，在武装直升机中，弹药和有效载荷(诸如外部燃料箱)是通过机翼承载的。与民用直升机的机体相比，武装直升机的机体较窄，其中弹药沿翼展方向被放置在机翼的外侧部分上，以确保弹药与飞行器的安全分离。
4.已知的现有技术中包括的美国专利文献第us5542625号描述了每个机翼区段的内侧部分与机体形成上反角并且每个机翼区段的外侧部分与内侧部分形成下反角，或者可替代地，每个机翼区段的内侧部分与机体形成下反角并且每个机翼区段的外侧部分与内侧部分形成上反角。
5.通过本发明开发的直升机增强了直升机的向前飞行速度能力。
6.本发明的另一个目的是为直升机提供在悬停飞行条件下在高密度高度处带有更高重量运行的能力。
7.本发明的又一个目的是在直升机执行任务时节省燃料。
8.为实现本发明的目的而实现的直升机(如权利要求1及其从属权利要求所限定的)包括：旋翼飞行器类型的机体；弹药，布置在机体上以延伸出机体；燃料箱；以及多于一个的机翼，与机载炮舱和类似的载荷联接。该直升机包括位于机体上的旋翼，该旋翼使得机体能够移动并利用机体停留在空中所需的气动升力和推力形成控制力矩。该直升机包括水平尾翼，该水平尾翼确保机体在向前飞行期间的纵向稳定性。
9.在本发明的直升机中，就从机体向外延伸的机翼而言，机翼的根部部分与地面形成的角度是通过机翼的根部部分形成上反角所产生的几何值来决定的。上反角的正值表示机翼在翼展方向上竖直线性地上升。该直升机包括机翼的根部区域，该根部区域通过从机翼连接到机体的部位向外以上反角上升而延伸。机翼的端部部分与地面的角度是由赋予给机翼的端部部分的形成下反角的几何值来决定的。下反角的正值表示机翼在翼展方向上竖直线性地下降。该直升机包括：端部区域，该端部区域通过从根部区域以下反角下降而延伸。该直升机包括：倒置的v状角形弯曲区域，该弯曲区域位于机翼上并将根部区域连接到端部区域。机翼上的根部区域、端部区域和弯曲区域的轮廓截面彼此不同。直升机的机翼设计通过缩小在机翼后方形成的低压尾流区域而在弹药与水平尾翼的气动干扰中提供了控制和增强的稳定性。
10.在本发明的一实施方式中，在直升机中，沿着机翼轮廓的翼弦连接上非对称表面和下非对称表面之间的全部中点的线被称为驼峰曲线(hump curve)，并且该曲线与翼弦线的最大竖直偏差和翼弦长度之间的比值被称为驼峰比。根部区域的驼峰比大于弯曲区域的
驼峰比。端部区域的驼峰比大于弯曲区域的驼峰比。端部区域的驼峰比大于根部区域的驼峰比。基于根部区域、端部区域和弯曲区域的不同驼峰比，机翼具有不同的形式。
11.在本发明的一实施方式中，在直升机的机翼的前缘与后缘之间的翼弦线的长度从根部区域到端部区域变窄，前缘是机翼上接触空气的第一部位，后缘是空气离开机翼的部位。
12.在本发明的一实施方式中，直升机包括两个机翼，这两个机翼的纵向位置与机体上的旋翼中心对准，在侧向方向上相对于机体对称地定位，在竖直轴线上位于旋翼下方。
13.在本发明的一实施方式中，直升机包括至少一个进气口，该至少一个进气口获取触发旋翼的发动机操作所需的空气。该直升机包括：根部区域，该根部区域的面向进气口的下表面的表面近乎平行于下表面上升。
14.在本发明的一实施方式中，直升机包括两个机翼，其中，尾翼椎体上的水平尾翼定位成近乎与水线对准，并且该水平尾翼在侧向轴线上相对于机体对称地设置。
15.在本发明的一实施方式中，在直升机中，根部区域形成近乎25
°‑
32
°
的角度的最理想的角中点是其中上反角在20
°‑
45
°
之间。端部区域形成近乎25
°‑
29
°
的角度的最理想的角中点是其中下反角在0
°‑
30
°
之间。
16.在本发明的一实施方式中，从机翼连接到机体直到弯曲区域的区段较短。该直升机包括位于近乎为翼展42％处的弯曲区域。
17.在本发明的一实施方式中，直升机包括适于武装目的的机体，该机体是狭窄的且近乎只能容纳一名飞行员。该直升机包括窄的机体设计，其沿着水线从机体的基部到旋翼的中心具有近乎恒定的宽度。
18.在本发明的一实施方式中，直升机包括机翼，机翼的端部区域联接弹药和类似的载荷。
19.在附图中示出为实现本发明的目的而实现的直升机，其中，这些附图中；
20.图1是直升机的立体图。
21.图2是直升机的正视图。
22.图3是机翼的俯视图。
23.图4是机翼的正视图。
24.图5是根部区域的截面轮廓分析图。
25.图6是弯曲区域的截面轮廓分析图。
26.图7是端部区域的截面轮廓分析图。
27.附图中示出的各部分被单独指定了参考标号，并且这些数字的对应术语如下所列。
28.1.直升机
29.2.机体
30.3.机翼
31.301.根部区域
32.302.端部区域
33.303.弯曲区域
34.4.尾翼
35.5.进气口
36.6.水平尾翼
37.(r)旋翼
38.(k)驼峰线
39.(v)翼弦线
40.(e)旋翼轴线
41.直升机(1)包括：机体(2)，暴露于气流；至少一个机翼(3)，设置在机体(2)上，从机体(2)向外延伸并且使得弹药和类似的有效载荷能够放置到其上；旋翼(r)，产生机体(2)起飞所需的气动升力和/或推力；以及尾翼(4)，设置在机体(2)上，从机体(2)向外延伸并且在机体(2)移动期间提供平衡。
42.本发明的直升机(1)包括：机翼(3)上的根部区域(301)，从机体(2)延伸以形成上反角；机翼(3)上的端部区域(302)，从根部区域(301)延伸以便与机体(2)形成下反角；机翼(3)上的位于根部区域(301)与端部区域(302)之间的弯曲区域(303)，将根部区域(301)和端部区域(302)彼此连接，机翼(3)制造为使得根部区域(301)、端部区域(302)和弯曲区域(303)中的每者具有不同的轮廓截面。
43.该直升机包括：机体(2)；机体(2)上的至少一个机翼(3)，从机体(2)向外延伸并且其自身上承载弹药和类似的有效载荷；以及机体(2)上的旋翼(r)，使得机体(2)能够移动。该直升机包括尾翼(4)，该尾翼确保机体(2)在整个飞行过程中的稳定性。由于机翼(3)从旋翼飞行器的机体(2)侧向地向外延伸，因此承载弹药、燃料箱和类似的有效载荷。该直升机包括：旋翼(r)，产生机体(2)起飞所需的气动升力和推力；在机体(2)上的尾翼(4)椎体上的尾翼(4)，从机体(2)向外延伸并且为机体(2)的飞行特性提供稳定性。
44.该直升机包括：机翼(3)上的根部区域(301)，从机体(2)延伸以形成上反角；端部区域(302)，在机翼(3)上与根部区域(301)连接且通过形成下反角而从根部区域(301)延伸。该直升机包括在机翼(3)上位于根部区域(301)与端部区域(302)之间的弯曲区域(303)，从而将这两个区域彼此连接。该直升机包括机翼(3)，该机翼制造成使根部区域(301)、端部区域(302)和弯曲区域(303)中的每者具有不同形式。由于机翼(3)具有弯曲形式，提供了更有效的气流并且同时确保了向前飞行中的更好的飞行性能、燃料节省以及更高的速度，并且减小了悬停状态下在旋翼(r)与机翼(3)之间的气动干扰以提供以更高重量悬停的能力。
45.在本发明的一实施方式中，直升机(1)包括：机翼(3)，具有沿着机翼(3)上的驼峰线(k)的轮廓截面，根部区域(301)的驼峰比大于弯曲区域(303)的驼峰比，并且端部区域(302)的驼峰比大于弯曲区域(303)的驼峰比。由于根部区域(301)的驼峰比高于弯曲区域(303)的驼峰比并且端部区域(302)的驼峰比高于弯曲区域(303)的驼峰比，使得机翼(3)在气流作用下具有更有效的气动性能。
46.在本发明的一实施方式中，直升机(1)包括：机翼(3)，其中，在机翼(3)轮廓的前缘与后缘之间的翼弦线(v)的长度从根部区域(301)朝向端部区域(302)变窄。翼弦线(v)的长度从根部区域(301)朝向端部区域(302)减小。
47.在本发明的一实施方式中，直升机(1)包括机翼(3)，该机翼在机体(2)上位于旋翼(r)下方以便与旋翼轴线(e)对准。该直升机包括两个机翼(3)，这两个机翼沿竖直轴线在机
体(2)上位于旋翼(r)下方以便沿纵向方向与旋翼轴线(e)对准，并且在侧向轴线上对称地位于机体(2)上。弯曲形式的机翼(3)(倒置的v形式)的设计改善了机翼(3)与旋翼(r)尾流的气动干扰并且提供了更好的悬停性能。
48.在本发明的一实施方式中，直升机(1)包括：机体(2)上的至少一个进气口(5)，获取旋翼(r)操作所需的空气；以及根部区域(301)，该根部区域的面向进气口(5)的下表面的表面近乎平行于该下表面延伸。机翼(3)近乎平行于进气口(5)延伸，这提供了增强的气动性能。
49.在本发明的一实施方式中，直升机(1)包括：位于尾翼(4)上的至少一个水平尾翼(6)，在移动期间提供平衡；以及机体(2)上的机翼(3)，以便与水平尾翼(6)近乎对准。该直升机包括：位于尾翼(4)上的至少一个水平尾翼(6)，在整个飞行过程中提供纵向稳定性；以及机体(2)上的机翼(3)，在近乎类似于水平尾翼(6)的水线位置的水线位置中。由于机翼(3)与水平尾翼(6)的气动干扰的改善，这提供了更好的飞行性能。
50.在本发明的一实施方式中，直升机(1)包括具有在20
°‑
45
°
之间的上反角的根部区域(301)以及具有在0
°‑
30
°
之间的下反角的端部区域(302)。由于上反角为25
°‑
32
°
并且下反角为25
°‑
29
°
的事实，这确保了更好的飞行性能。
51.在本发明的一实施方式中，直升机(1)包括：机翼(3)，其中，根部区域(301)比端部区域(302)短。该直升机包括：机翼(3)的弯曲区域(303)，位于距机翼(3)的根部区域(301)的近乎为翼展42％的位置处。该直升机包括：机翼(3)上的根部区域(301)的长度比端部区域(302)的长度长。
52.在本发明的一实施方式中，直升机(1)包括适于武装目的狭窄机体(2)，该机体近乎只能容纳一名飞行员。
53.在本发明的一实施方式中，直升机(1)包括：机翼(3)，该机翼具有端部区域(302)，弹药和类似的有效载荷放置在该端部区域。这确保了弹药在不与机体(2)相互作用的情况下安全地分离。