专利名称：超轻型直升飞机的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种超轻型的飞机，特别是一种直升飞机，使其易于完成停悬、绕自身轴旋转和相对于自身的对称轴向各方向移动，包括向后飞行。
目前存在的超轻型飞机可分为三种类型1普通型的刚性机翼的飞机;
2柔性机翼(洛加罗机翼Rogallowing)的飞机;
3旋转机翼的旋翼机。
上述三类飞机的结构是比较简单的，正是由于这个原因，它们的重量能很容易地被包含在由法律规章所限定的范围内。然而，所有这些类型的飞机都需要一块平坦的空地，虽然长度上可较短，以便进行着陆和起飞。由于这些飞机均没有能力像直升飞机那样停悬、或绕自身轴旋转、或垂直飞行，因而，实质上这些飞机和直升飞机的机动性相比有很大的差别。
三角翼飞机、旋翼机和小的超轻型飞机已被那些具有飞行力学知识的业余爱好者们制造出来了，尽管这些飞行器有许多的优点，然而，在直升飞机的领域中，实际上还没有实现，这是因为有关的飞行力学和制造工艺也要求得太复杂和太精确，超出了非专业的设计者范围。
换言之，虽然为了满足超轻型级的要求，只要按比例地缩小飞机的几何尺寸，就能做到这一点，而且也是十分简单的，即使降低最大飞行速度、自备能力、最大飞行高度和类似的其它特性，但是，要解决在机械结构上相当复杂的飞机(如直升飞机)中的一些问题必定是更加困难的。
本发明的目的是制造一种重量极限为超轻型级的直升飞机，也就是说，具有基本重量的范围在210到230公斤之间，在没有浮筒的情况下，最大起飞重量为450公斤，在水陆两栖型的情况下，最大起飞重量为500公斤，该类飞机就飞行性能来说，例如人们所关心的机动性、稳定性和安全性，如同普通的直升飞机一样，并易于操作。
本发明更进一步的目的是，直升飞机可装备所需要的辅助设备和控制装置，带有较舒适的飞机座舱，并带有简单的操作控制系统，该系统是利用现有技术制造的。直升飞机也可根据飞行器的最终用途设置一些专用的设备(雪地滑行架，着陆海洋用的浮筒和其它设备)。这些设备已超出本申请专利的范围。
除了为了运动和进行各种工作而运送一至二个人员外，这类直升飞机使用在农业领域中也是有利的，例如用于喷洒农药。目前，各种直升飞机或飞行器被租用于进行此项工作，且不说它们的昂贵的操作费用和需要飞行许可证，这些飞行器还意味着存在一些与诸如喷洒农药等产品有关的实际问题。为了运送人员，特别重要的是能够使用尺寸小的轻型飞行器，使得有可能在山区、沿岸或船舶上使用非常有限的天然的或建筑的停机坪，以便在道路困难的地区救护伤病人员或者监视道路交通、森林和海洋。
目前，上述的某些工作还不能被实现，甚至于不能被普通的直升飞机所实现，然而，通过使用一种既能减少驾驶员培训方面的问题，又具有生产成本低且易于驾驶的超轻型直升飞机，在克服上述的困难方面，取得了极大的成功。
从以上所述的内容，并注意到这种超轻型直升飞机的较低生产成本，该类直升飞机的商业前景是十分良好的。
按照本发明，只要根据特定的空气动力学的关系式，以及尺寸、重量和基本的三维结构形状之间的关系，以及动力部件和主要质量的配置方式(这些将在下面加以叙述)就能将直升飞机的尺寸和重量减小到所要求的程度。此外，这些关系式本身不是目的，它们表示这类直升飞机的特征。
由于涉及到相当复杂的结构，故只能叙述一些最重要的结构部件。为了实现本发明的预定目的，这些部件的基本尺寸、质量的配置，特别是这些参数之间的关系均被证明是十分关键的和起决定性作用的。
显然，本发明不局限于附图所示的实施例，更确切地说，常用的超轻型双座式直升飞机的结构的保护范围，还包含有单座式直升飞机的结构，只是在宽度上略减小一点，仍然由相同的基本关系式来表示其特性。
如附图所示
图1表示按本发明的一个实施例的整架直升飞机的侧视示意图，并以透明的方式显示出内部的部件;
图1B表示了图1上端部的放大示意图，特别显示出主螺旋桨头;
图2表示包括有着陆装置在内的基本结构的完整侧视图;
图3表示沿图2Ⅲ-Ⅲ线的局部剖视的正视图;
图4表示沿图2Ⅳ-Ⅳ方向所示的、带有着陆装置的结构后视图;
图5表示按图2所示的结构的俯视图;
图6表示由图2至图5所示结构的示意前侧透视图;
图7表示发动机、燃油箱、齿轮减速装置、驾驶员和乘客等主要质量的重心位置的侧视图;
图8表示与图7相似的主要质量的位置配置的俯视图;
图9表示主要负载的位置配置的正视图。
图1是超轻型直升飞机的侧视示意图，由数字1表示它的整机，在其中，A表示为前部区，B表示为中部区，C表示为后部区。
A区安装有飞机座舱，它包括了机组人员座椅;飞行控制器，如操纵杆12，它用已知的方法操作，让螺旋桨平面倾斜，使飞机前进、倒退或侧向移动;还有踏板14，它对尾部螺旋桨26起作用，用来控制方向的;一组仪器仪表在仪表板16上，而仪表板16是设置在驾驶员座椅的对面。在双座式直升飞机的情况下，控制仪设置两套，以便允许二位驾驶员都可以驾驶飞机。这些控制装置都是大家早已熟悉的设备。
飞机座舱采用可快速安装/或拆卸的方式，并用复合材料整流罩13将其防护起来，飞机座舱的正前部设置了大窗口15，该窗口将保证得到极好的视野。通过两扇门17进入飞机座舱，此两扇门17也可被拆卸下来，这样做不会危及飞行操作。
由管状构件的金属支撑框架构成的直升飞机的载荷支承结构被全面地标志在图1至图6中，以数字50来表示。支撑框架是由相互连接的管状构件构成的整体结构，在上述的支撑框架中，其高起的部件被标志为50B，实质上该部件是处在直升飞机的中部区B，正前的伸出部件被标志为50A，该部件支撑着座椅和飞机座舱的地板，飞行控制装置和仪表板也固定在该部件处。部件50B的功能是以最可能小的重量保证得到必要的稳定性和刚度。和上述部件相连接的有带离心式离合器的发动机44，燃油箱、带有飞轮装置的主齿轮箱40和起动装置的蓄电池。上述的支撑框架也支撑着主螺旋桨轴的轴套45。发动机控制器和飞机拉力杆也穿过上述的支撑框架。
根据本发明，后部区C包含了由自立式钢板圆筒体构成的尾部悬臂20，该悬臂直接固定到载荷支承结构50的部件50B上，它被二个杆状的构件22支撑着，构件22紧固到载荷支承结构上。在上述的尾部悬臂20的端部固定有尾翼24适于保证所要求的纵向的和横向的稳定性，还固定有反力矩螺旋桨组件26，它带有90°等径伞齿轮25。穿过尾部悬臂20的转动轴47将把力矩传递到螺旋桨和它的控制器中。
动力部件包括有主螺旋桨30，它是由二个对称的桨叶组成，采用二维自由度的万向接头套筒(称为摇臂式螺旋桨)的方法，把上述的主螺旋桨和传动轴相接，螺旋桨桨叶可以向后折叠，以减小其总长度;用于主螺旋桨的飞行控制器，它是由轴向的和横向的交变装置以及总桨距变化装置所组成，通过螺旋桨头31的摇摆板来控制主螺旋桨的几何螺距。
与主螺旋桨相似，反力矩螺旋桨26也是由二个对称叶型的桨叶组成。
通过来自发动机44的皮带轮42而运行的主齿轮箱40来控制主螺旋桨，并通过水平轴47来控制尾部螺旋桨26。在发动机停机的情况下，齿轮箱通过飞轮组件能自动地切断动力传动，从而使主螺旋桨和尾部螺旋桨在最小的内阻力下自由地转动(自转运动)。
下面将提出本发明的结构参数。
总体尺寸再一次参考图1，直升飞机的全部尺寸是由下列各关系式所决定的
R1＝ (螺旋桨头的高度(H))/(最大长度(L))R1值的范围从0.4到0.47，最好是从0.43到0.45;
R2＝ (螺旋桨头的高度(H))/(最大宽度(W))R2值的范围从1.4到1.5，最好是从1.42到1.46。
上述关系式中所表示的尺寸值L和W是不包括桨叶的。确切地说，长度尺寸L是测量前部支撑框架50A的横杆55和尾部螺旋桨的等径伞齿轮箱25之间的距离;其范围从4800毫米到5300毫米，最好是从4950毫米到5150毫米;而最大宽度W是相应于着陆滑行架56(参见图4)之间的距离，其范围从1400到1600毫米，最好是从1450到1550毫米。
高度H是测量滑行架56，56′的支撑面和万向连接组件29的轴之间的距离。
R3＝ (螺旋桨圆盘直径(E))/(尾部螺旋桨直径(F))R3值的范围从5.5到6.5，最好是从5.9到6.2。
质量的关系R4= (管状支撑框架(50)的重量)/(直升飞机的基本重量(PV))其范围从0.08到0.15，最好是从0.09到0.12。
R5= (尾部悬臂(20和24)的重量)/(直升飞机的基本重量(PV))其范围从0.02到0.07，最好是从0.038到0.045。
R6= (主螺旋桨桨叶的重量)/(最大工作重量(PM))其范围从0.05到0.08，最好是从0.05到0.06。
在R4至R6的关系式中，基本重量(PV)是指在没有机组人员、燃油和可能存在的压舱物的情况下准备起飞的直升飞机的重量;而工作重量(PM)是指带有充满燃油的油箱和机上所有机组人员而准备起飞的直升飞机的重量。
R7＝ (主螺旋桨半径(E/2))/(相关桨叶的宽度)其范围从15到25，最好是从16到18。
R8＝ (尾部螺旋桨半径(F/2))/(相关桨叶的宽度)其范围从4到6，最好是从4.2到4.4。
R9＝主螺旋桨的实度其范围从0.033到0.056，最好是从0.035到0.042。
R10＝尾部螺旋桨的实度其范围从0.12到0.19，最好是从0.13到0.15。实度值是由桨叶的表面积和相关的螺旋桨圆盘表面积之间的比值所决定的。
R11＝螺旋桨负荷基范围从8到16公斤/米2，最好是从11到14公斤/米2。螺旋桨负荷是指直升飞机的工作重量和主螺旋桨圆盘表面积之间的比值。
R12＝ (距离hc)/(主螺旋桨半径(E/2))
其范围从0.01到0.02，最好是从0.013到0.016。在这里(参见图1B)，“hc”是指万向连接件29的轴与支承主螺旋桨30的桨叶的叶毂的对称轴之间的距离。
R13＝ (螺旋桨的最大摆动角)/(重心的最大轴向位移)其范围从0.03到0.07°/毫米。
功率和重量关系R14= (基本重量(PV))/(最大工作重量(PM))其范围从0.40到0.60，最好是从0.45到0.55。
R15= (发动机功率)/(基本重量(PV))其范围从0.30到0.50千瓦/公斤，最好是从0.35到0.45千瓦/公斤。
R16= (发动机功率)/(最大工作重量(PM))其范围从0.15到0.25千瓦/公斤，最好是从0.18到0.23千瓦/公斤。
R17＝有效系数其范围从0.5到0.85，最好是尽可能大。在这里，有效系数是指排除了地面影响的、在设定点的空中停悬时所需的最小理论功率和实际要求的功率之间的比值。
R18＝前进系数其范围从0.15到0.35，最好是从0.2到0.28。前进系数是指直升飞机的平移速度和主螺旋桨桨叶的圆周速度之间的比值。
图2至图6表示出根据本发明的直升飞机的三维载荷支承结构，用数字50表示整个结构。上述的载截支承结构是由管状构件的金属支撑框架构成的，最好由钛合金来制造。由于采用了这种手段，使得有可能在最小重量下获得最大的抗力。通过本实施例-双座式直升飞机，来详细说明上述的支撑框架。为了能空间地确定上述载荷支承结构的特定的构件，将用三轴的笛卡儿座标来表示，在这里，Z轴或垂直轴是和设置在支撑框架的垂直对称面上的主螺旋桨30的转动轴的轴线相一致的，而构成三轴的、由图5中的所示的X和Y轴是沿水平面而取得的，这水平面是由基本水平的管状构件52，54所形成的，并与滑行架56，56′的平面相平行，作为飞机座舱地面的支承基座(参见图2)。
载荷支承结构50的总长度M是指由正前伸出部件50A的前杆55和部件50B的末端垂直面之间所测得的距离，实质上，它等于直升飞机总长度L的40%(参见图1)。在所叙述的实施例中，M的范围最好是从2000到2060毫米。通过透视图6，并结合图2、3、4、5，能够很好地理解载荷支承结构50的管状构件的十分复杂的空间布置状态。这些附图是以上述载荷支承结构的构件的实际尺寸为基础按比例绘制而成的。
该载荷支承结构是由许多管状构件(为简便起见，称为管件)构成的，同时存在许多结点K。如果涉及到的是中心结点，也就是位于直升飞机纵向对称平面上的结点，这些结点被标记为KC;如果结点是处在侧面上，则被标记为KL，总是位于与上述纵向对称平面对称间置的部位。
位于Z轴上的顶结点KC1是处于支撑框架的最高点，它是与位于主螺旋桨转动轴的套筒45上的、由三个管件60，60′和62形成的交点相重合。它被设置离X和Y轴的坐标面为Z的距离的地方，Z的范围从0.63到0.67M。
在一种实施例中，KC1的坐标位置是X＝0;Y＝0;Z＝1330毫米。
来自对称结点KL1的管件60，60′和来自结点KL2的管件64，64′是连续的，它们在上述结点KL1处相重合，并在该点处被弯曲。
七根管件同时处在结点KL2处，管件66是从结点KL2处向下朝向结点KL3，而结点KL3是设置在X-Y坐标面上，其坐标Z＝0。管件66是与管件64，60和60′，64′处在同一平面上，上述的平面向直升飞机的尾部倾斜，与相应的垂直面成8°到12°的倾斜角，最好是成10°倾斜角。
另一个基本的结点是一个复杂的、经充分加强的后部结点KC2，该结点的X坐标值约等于800毫米，即在0.37到0.4M的范围内;它的Z坐标值的范围是从950到965毫米，即在0.42到0.46M范围内。对称结点KL4的座标是X约为800毫米，Y＝±300毫米，Z＝315毫米，即依次为X在0.38到0.41M范围内，Y在±0.14到±0.15M范围内，而Z在0.13到0.16M范围内。通过把一根连续的管件弯曲成倒V形而形成支管68，68′，使结点KL4与结点KC2相连接。加强构件69(参见图5)被紧固在支管68，68′上，作为尾部悬臂20的联接器。通过水平横杆70，71来加强支管68，68′，上述支管68，68′的下端，也就是对称结点KL4，由水平横杆72将它们连接起来。将联接器73(参见图2)和后支座75的水平管件74紧固在水平横杆72上，后支座75的下端紧固有滑行架56，56′，而在56，56′相对应端也连接有类似的支座76，它基本上是紧固在伸出部50A的中部，而伸出部50A是从结点KL3开始向前引伸的，关于结点KL3将在下面叙述。
滑行架56，56′的间隔距离为W值(参见图4)，其范围(按实施例的情况)是从1450到1550毫米，也就是从0.72到0.75M，W表示该直升飞机的最大宽度。上述支座75和76(参见图2)之间的距离G约为0.71M，其范围从1440到1460毫米。
由滑行架56，56′所形成的支撑平面实质上是设置在Z坐标值为0.24到0.26M的位置。必须注意的是，图2中的弯形管件68，68′和支座75都是处在载荷支承结构50B的同一末端垂直平面上。
使用管件80，82;80′，82′，将结点KL4与结点KL2、KL3连接起来，在对称的两侧，与管件66，66′一起，形成一个三角形的构件。使用水平横杆84和86，将成对结点KL1均衡地连接起来，而水平连接杆84和86是连接在中心结点KC3处，上述的中心结点KC3又依次与管件88，88′相连接，管件88，88′与横向水平管件90一起形成一个三角形，而管件90直接与结点KL2相连接。
根据本发明的一个实施例，结点KL1有以下坐标值X的范围从-85到-95毫米，即从-0.04到-0.05M;
Y的范围从±390到±410毫米，即从±0.19到±0.21M;
Z的范围从820到860毫米，即从0.4到0.42M。
结点KL2有以下坐标值X的范围从-175到-195毫米，即从-0.085到-0.10M;
Y的范围从±460到±490毫米，即从±0.22到±0.24M;
Z的范围从275到295毫米，即从0.13到0.16M。
结点KL3有以下坐标值X的范围从-225到-245毫米，即从-0.11到-0.12M;
Y的范围从±465到±485毫米，即从±0.23到±0.24M;
Z＝0。
结点KC3有以下坐标值X的范围从-90到-100毫米，即从-0.044到-0.048M;
Z的范围从790到810毫米，即从0.37到0.42M。
对于位于成对结点KL2和KL3之间的平行四边形管状构件，也需要给以同样的刚度。从位于管件90的中部的结点KC4开始，通过管件92，92′将结点KC4与上述结点KL3连接，使用管件94将结点KL3相互横向地连接。为了进一步完善高起部结构件50B，通过使用管件100，100′，让结点KC2紧固到成对结点KL1上，而管件100，100′是处于略微向前并向下倾斜的平面上，实际上，相对于水平面来说(参见图2)，其倾斜为5°到9°，最好倾斜7°。另外，通过成对管件102，102′，让结点KC2紧固到成对结点KL2上。
结点KC4的X和Z坐标值是与结点KL2的X和Z坐标值相同的。
载荷支承结构50的前部件50A(参见力6)是与成对结点KL2和KL3相连接。从结点KL3开始向前延伸的，带有长为0.5M的整个凸台N(参见图1)的上述前部件50A在侧向形成一个钝角三角形，该钝角三角形的底边是由二根连续的管件52-54和52′～54′构成的，每一根均由相同的水平管件制作的，均被终接在末端结点KL5上，通过横杆55，将结点KL5机向地连接起来。再使用管件58，58′;59，59′，将使结点KL5与结点KL2连接。在前部件50A的凸台N的中部，设置了一个垂直的中间加强构件，以字母P表示，分别地被下结点KL6和上结点KL7所限定，二个下结点KL6由管件110将其横向地连接，而另二个上结点KL7由管件112将其横向地连接。上述的中间构件P，在其范围内用数根加强管状构件连接起来。这些加强的管状构件可利用已知的方法，例如，可以作为操纵拉杆的支架。下面的横向管件110通过管件120，120′纵向地相连接到前横杆55和连接结点KL3的横向管件94上。管件120和120′的相互间隔距离n的范围是从0.08M到0.09M。通过杆124，124′，将加强构件的上管件112连接到与结点KL2相接的横向管件90上，杆124和124′的相互间隔距离是与上述的管件120和120′的间隔距离基本相同。此外，管件126，126′将结点KL7与结点KL3相连接。
如上文所规定的那样，结点KL5和KL6是位于作为载荷支承结构50的基准用的X、Y、Z三坐标轴的X、Y平面上，因此，它们的坐标值Z＝0，而结点KL7有Z坐标值，其范围从0.065到0.075M。
结点KL5和KL6的X和Y坐标值分另为下列数值KL5X值的范围从-0.58到-0.62M;
Y值的范围从±0.190到±0.215M;
KL6X值的范围从-0.34到-0.36M;
Y值的范围从±0.23到±0.24M结点KL7的X和Y坐标值是与KL6的X和Y坐标值相同。
成对结点KL5之间的距离相应于0.42M。
关于主要质量的配置状况(参见图7、8、9)，由驾驶员和乘客(在飞机座舱里彼此横向邻接)所组成的质量重心S1和S2设置在离X-Y基准平面的距离为Q的地方，Q值的范围从0.23到0.27M，上述质量S1和S2是相对于对称面而分隔开的，所分开的距离Y的坐标值约为±280毫米，即Y的范围从±0.12到±0.15M，而X坐标值的范围从-0.22到-0.25M。
用数字S3表示的发动机的重心位置是Z坐标值基本上等于上述质量S1和S2的Z坐标值，而X坐标值的范围是从0.2到0.22M。
用数字S4表示的减速装置的重心是与运转尾部螺旋桨的传动轴47的轴线成一线的，其Z坐标值约为880毫米，即其范围从0.42到0.44M。
燃油箱S5实际上是和减速装置垂直对正，位于减速装置的下面，该燃油箱的重心的高度Z坐标值是接近于乘客的和发动机的重心高度Z的坐标值。
关于驾驶员和乘客的质量值，通常是单个考虑的，在75和85公斤之间变化。有可能出现总重量上的偏差，如果仅有驾驶员单独一人在直升飞机上，可能仅为二分之一的重量。通常，把所有已考虑的质量与表征直升飞机级别的基本重量值PV联系起来，其范围在下列值之内S1和S2(单个地取值)0到0.38Pv;
S30.125到0.25Pv;
S4和S50.10到0.27Pv在所有的负载中，重心的最大纵向偏差预计在±240毫米范围内，而最大的横向偏差规定在±150毫米范围内。以和主螺旋桨轴相重合的Z轴为基准来测定质量的重心。
虽然根据实施例对本发明进行了详细的说明和阐述，但本领域的技术人员将会意识到，在不违背权利要求所述的本发明的保护范围的情况下，可以做出许多的改变。
权利要求
1.一种超轻型飞机，特别是一种直升飞机，在没有浮筒的情况下，最大起飞重量PM为450公斤；基本重量PV的范围从210到230公斤，它包括一个有管状构件制成的载荷支承结构(50)作为飞机的支撑框架，尾部悬臂(20)紧固在该框架上；按已知的方式，在尾部悬臂的后端设置有尾翼(24)、由等径伞齿轮箱(25)来驱动的反力矩螺旋桨(26)，以及主螺旋桨(30)，上述的载荷支承结构基本上是由许多作为压力杆和拉力杆用的管状构件制成的，会集成许多的中心结点(KC1…KC4)，设置在直升飞机的纵向对称面上；横向结点(KL1…KL7)，对称地设置在上述对称面的二侧，载荷支承结构(50)的上述结点(KC…)和(KL…)的空间位置，以及其它部件，例如主要质量(S1…S5)的空间位置均被表示在X、Y、Z三维坐标轴上，该坐标系的垂直轴Z与主螺旋桨轴(30)的几何轴线相重合，而纵向的X轴和横向的Y轴分别位于由前部件(50A)的下管件所形成的水平面上，在后部，加之部件(50B)，它在高度上进一步升高，形成一个完整的载荷支承结构(50)，其特征在于1)当除去主螺旋桨时，直升飞机的长度(L)的测定是从载荷支承结构(50)的前部件(50A)的前联横杆(55)开始直到反力矩尾部螺旋桨(26)的等径伞齿轮箱(25)处，其长度范围从4800到5300毫米，最好是从4950到5150毫米；2)载荷支承结构(50)的长度(M)的测定是从上述的横杆(55)到载荷支承结构(50)的末端垂直平面，实际上等于0.4L，即长度M的范围是从1920到2120毫米，最好是从2000到2060毫米；3)表示着陆滑行架(56，56′)之间横向距离的最大宽度(W)的范围是从0.70到0.80M，最好是从0.72到0.75M；4)由主螺旋桨(30)的头部(31)的摇摆板和上述的滑行架(56，56′)的支承面之间所测得的高度(H)的范围最好是从0.43到0.45L，而以最大宽度(W)为基准时，高度(H)的范围是从1.4到1.5W，最好是从1.42到1.46W；5)当用X、Y、Z三坐标轴表示时，以载荷支承结构(50)的长度(M)为基准，结构(50)的部件(50B)的中心结点(KC1…KC4)的坐标值范围是在下列数值之间(KC1) X=0Z=0.63到0.67M；(KC2) X=0.37到0.40M Z=0.42到0.46M；(KC3) X=-0.044到-0.048M Z=0.37到0.42M；(KC4) X=-0.08到-0.10MZ=0.13到0.16M。6)以载荷支承结构(50)的长度(M)为基准时，结构(50)的部件(50B)的横向结点(KL1…KL4)的坐标值范围是在下列数值之间(KL1)X=-0.04到-0.05M；Y=±0.19到0.21M；Z=0.40到0.42M；(KL4)X=0.38到0.41M；Y=±0.15到±0.15M；Z=0.13到0.16M；(KL2)X=-0.085到-0.10M；Y=±0.22到0.24M；Z=0.13到0.16M；(KL3)X=-0.11到-0.12M；Y=±0.23到0.24M；Z=0。7)以载荷支承结构(50)的长度(M)为基准时，结构(50)的前部件(50A)的横向结点(KL5…KL7)的坐标值范围是在下列数值之间(KL5)X=-0.58到-0.62M；Y=±0.190到±0.215M；Z=0；(KL6)X=-0.34到-0.36M；Y=±0.23到±0.24M；Z=0；(KL7)X=-0.34到-0.36M；Y=±0.23到0.24M；Z=0.065到0.075M。
2.按权利要求1所述的超轻型飞机，特别是一种直升飞机，其特征在于，结点(KC1)是与垂直转动轴的导向套筒(45)上的、由三个管件(60，60′和62)形成的交点相重合，这垂直转动轴是把力矩传递到主螺旋桨(30)的桨叶上，所提到的前二个管件(60，60′)的另一端被紧固到对称结点(KL1)上，而另一管件(62)的另一端被紧固到结点(KC2)上。
3.按权利要求1和2所述的超轻型飞机，特别是一种直升飞机，其特征在于，通过把一根连续的管件弯成倒V形从而把结点(KC2)与结点(KL4)相连接，上述弯曲管件的支管(68，68′)被水平横杆(70，70′)所加强;把用来连接直升飞机的尾部悬臂的加强构件(69)放置在由上述管件所形成的V形管的弯曲顶点上。
4.按权利要求1至3所述的超轻型飞机，特别是一种直升飞机，其特征在于，对称结点(KL4)由横杆(72)将它们相互连接起来，而用联接器(73)把横杆(72)紧固到支座(75)的水平管件(74)上，支座(75)的下端固定在滑行架(56，56′)的后部，上述结点(KL4)和(KC2)与上述支座(75)一起处在同一垂直平面上。
5.按权利要求1至4所述的超轻型飞机，特别是一种直升飞机，其特征在于，结点(KC1，KL1，KL2，KL3)向载荷支承结构(50)的后部倾斜的平面上，与垂直方向成8°到12°的倾斜角，最好是成10°的倾斜角。
6.按权利要求1至5所述的超轻型飞机，特别是一种直升飞机，其特征在于，通过处在向前倾斜的平面上的管件(100，100′)，将结点(KL1)和结点(KL2)相连接，该倾斜平面与水平方向成5°到9°，最好接近7°。
7.按权利要求1至6所述的超轻型飞机，特别是一种直升飞机，其特征在于，通过管件(84，86)，将结点(KL1)和结点(KC3)相连接，又借助于管件(88，88′)将结点(KC3)与结点(KL2)相连接，从而与连接结点(KL2)的横向水平管件(90)一起形成一个三角形。
8.按权利要求1至7所述的超轻型飞机，特别是一种直升飞机，其特征在于，通过管件(80，80′)将结点(KL4)和结点(KL2)相接，又借助于管件(82，82′)，将结点(KL4)与结点(KL3)相接，从而与连接结点(KL2)和(KL3)的管件(66，66′)一起，在载荷支承结构(50)的两侧形成一个三角形构件。
9.按权利要求1至8所述的超轻型飞机，特别是一种直升飞机，其特征在于，通过管件(100，100′)，将结点(KC2)和结点(KL1)相连接，从而与共聚在载荷支承结构(50)的最高点(KC1)上的管件(60，60′，62)一起形成一个四面体的角。
10.按权利要求1至9所述的超轻型飞机，特别是一种直升飞机，其特征在于，放置在直升飞机前区(A)中的载荷支承结构(50)的前部件(50A)形成一个凸台，该凸台紧固到载荷支承结构(50)的后部件(50B)的结点(KL2)和(KL3)上，上述凸台部件(50A)的纵向长度(N)是测定横杆(55)和结点(KL3)之间的距离，约等于0.5M。
11.按权利要求1至10所述的超轻型飞机，特别是一种直升飞机，其特征在于，在载荷支承结构(50)的前部件(50A)中，凸台部件的水平基座是由二根连续的管件(52，54)和(52“，54′)组成的，第一段管件(52，52′)相互平行，第二段管件(54，54′)对称地朝前聚集，形成结点(KL5)，借助于横杆(55)将结点(KL5)连接起来，横杆(55)的长度是所述平行的管件(52，52′)之间的距离的90%，该距离相应于0.42M。
12.按权利要求1至11所述的超轻型飞机，特别是一种直升飞机，其特征在于，通过管件(58，59;58′，59′)，将结点(KL5)与结点(KL2)相接，在水平面的凸台形成和下面管件(52，54，52′，54′)相同结构的设置，管件(52，54)的弯曲点形成结点(KL6)，管件(58，59)的弯曲点形成结点(KL7)，它们都有对称的结点，通过管件(110)和(112)将上述结点分别地相连接，形成一个中间的垂直构件(P)，上述的垂直构件(P)，在自身范围内用许多垂直的和斜交叉的加强管件将其连接起来。
13.按权利要求1至12所述的超轻型飞机，特别是一种直升飞机，其特征在于主螺旋桨圆盘的直径(E)最好是尾部螺旋桨(26)的直径(F)的5.9到6.2倍;主螺旋桨的半径(E/2)的范围是相应的桨叶(30)的宽度的15到25倍，最好是16到18倍;尾部螺旋桨的半径(F/2)的范围是相应的桨叶(26)的宽度的4到6倍，最好是4.2到4.4倍;主螺旋桨桨叶(30)的面积与主螺旋桨圆盘的面积之间的比值是在0.033到0.056范围内，最好是在0.035到0.042范围内，而尾部螺旋桨的桨叶(26)的面积与尾部螺旋桨圆盘面积之间的比值是在0.12到0.19范围内，最好是在0.13到0.15范围内;载荷支承结构(50)的重量范围是超轻型级飞机规定基本重量(PV)的0.08到0.15PV，最好是0.09到0.12PV;和尾翼(24)一起的尾部悬臂(20)的重量范围是从0.02到0.07PV，最好是0.038到0.045PV;飞机的工作重量和主螺旋桨圆盘面积之间的比值是在8到16公斤/米2的范围内，最好是在11到14公斤/米2范围内;万向接头的轴和叶毂的对称轴之间的距离(hc)的范围是0.01到0.02(E/2)，最好是0.013到0.016(E/2)，(E)是主螺旋桨圆盘的直径;主螺旋桨的最大摇摆角和重心的最大纵向位移之间的比值范围是0.03°/毫米到0.07°/毫米;发动机功率和基本重量PV的比值是在0.30到0.50千瓦/公斤范围内，最好是在0.35到0.45千瓦/公斤范围内，而发动机功率和最大工作重量PM的比值是在0.15到0.25千瓦/公斤范围内，最好是在0.18到0.23千瓦/公斤范围内;排除地面影响，在停悬时所需要的最小理论功率和实际需要的功率之间的比值范围是0.5到0.85;超轻型直升飞机的移动速度和主螺旋桨桨叶的圆周速度之间的比值，即“前进系数”是在0.15到0.35范围内，最好是在0.2到0.28范围内。
14.按权利要求1至13所述的超轻型飞机，特别是一种直升飞机，其特征在于，代表驾驶员和乘客(S1和S2)、发动机(S3)、减速箱(S4)和燃油箱(S5)的主要质量的重心的坐标值范围如下(S1和S2) X＝-0.22到-0.25M;Y＝±0.12到0.15M;Z＝0.23到0.27M;(S3) X＝0.20到0.22M;Y＝0;Z＝0.23到0.27M;(S4) X＝0;Y＝0;Z＝0.42到0.44M;(S5) X＝0;Y＝0;Z＝0.23到0.27M;
15.按权利要求1至14所述的超轻型飞机，特别是一种直升飞机，其特征在于，以直升飞机的基本重量PV为基准，驾驶员(S1)和可能存在的乘客(S2)的质量的最大值各自为0.38PV;发动机(S3)的质量范围是从0.125到0.25PV，而减速箱(S4)和燃油箱(S5)之和的质量范围从0.10到0.27PV。
16.按权利要求要求1至15所述的超轻型飞机，特别是一种直升飞机，其特征在于，构成载荷支承结构(50)的管件，包括支撑尾部悬臂(20)的构件(22)，支座(75，76)和着陆滑行架(56，56′)都是钛合金的管状构件。
全文摘要
一种超轻型飞机，特别是一种直升飞机，其基本重量范围从210公斤到230公斤，而最大起飞重量为450公斤。该飞机的长度(L)范围是在4950和5150毫米之间。构成直升飞机特有的支撑框架的载荷支承结构是由数根钛合金的管状构件制作的，它们会聚成许多结点，位于直升飞机的对称面上的中心结点(KC1…KC4)，相对于对称面而对称分布的横向结点(KL1…KL7)。以三个坐标轴表示的结点空间位置是和选作基本参数的载荷支承结构的长度(M)成比例。
文档编号B64C27/04GK1086184SQ93118478
公开日1994年5月4日 申请日期1993年10月14日 优先权日1992年10月23日
发明者艾尔弗雷德·卡斯泰莱昂尼, 安杰洛·卡斯泰莱昂尼 申请人:克雷电讯股份公司