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CN107651184B - 一种无变距直升机 - Google Patents

一种无变距直升机 Download PDF

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Abstract

一种无变距直升机，包括主翼、动力系统、电源装置、尾翼、电机、驱动机构以及机架；其中，驱动机构设置在机架的端部，动力系统安装在机架上，动力系统一端与主翼相连，动力系统另一端与电源装置相连，电源装置的输出端与尾翼电机相连，尾翼电机设置在驱动机构上，尾翼与尾翼电机相连，尾翼电机通电后带动尾翼转动；驱动机构能够绕直升机纵轴旋转，驱动机构旋转的同时带动尾翼电机和尾翼绕直升机纵轴旋转。本发明采用的结构完全去掉了复杂的倾斜器和变距机构。主翼去掉自动倾斜器后与动力系统相连，由于没有倾斜器，因此主翼的结构大大简化；通过尾翼绕直升机纵轴的旋转的角度和尾翼的转速来调节直升机的飞行方向，可靠性高，不易发生机械故障。

Description

一种无变距直升机
技术领域
本发明涉及一种直升机的结构，具体为一种无变距直升机。
背景技术
直升机的突出特点是可在小面积场地垂直起降和悬停，这些特点使得直升机具有广阔的用途及发展前景。
传统直升机的主旋翼是通过发动机来驱动，尾翼是通过与主旋翼有关联运动的机械长轴驱动。主旋翼上装有自动倾斜器和变桨距机构，通过自动倾斜器对直升机主旋翼进行周期距控制来控制直升机的飞行方向，通过改变桨距来改变升力，这种直升机的变距结构和控制方式非常复杂，并且对材料的可靠性要求非常高。
尾翼是直升机飞行安全的最大挑战，主旋翼失去动力，直升机还可以自旋着陆；但尾翼一旦失去动力，那直升机就要打转，失去控制。直升机尾翼通过与主旋翼有运动关联的传动杆驱动，为了把动力传递到尾翼，直升机尾撑内需要安装一根很长的传动轴，同时尾翼需要有变距机构，这种方式会增加直升机的重量和机械复杂性。
发明内容
本发明针对现有技术中的问题，目的在于提出了一种无变距直升机。
为实现上述目的，本发明采用如下的技术方案：
一种无变距直升机，包括主翼、动力系统、尾翼、尾翼驱动电机、尾翼总成旋转驱动机构以及机架；其中，尾翼总成旋转驱动机构设置在机架的尾部，动力系统安装在机架上，动力系统与主翼相连，并带动主翼转动，动力系统与尾翼驱动电机相连，尾翼驱动电机带动尾翼高速转动；尾翼驱动电机与尾翼安装在尾翼总成旋转驱动机构上，尾翼总成旋转驱动机构能够带动尾翼驱动电机和尾翼绕直升机纵轴转动。
本发明进一步的改进在于，动力系统包括发动机和发电机，发电机的输出端通过电缆与尾翼驱动电机相连，发动机一端与主翼之间通过传动机构相连。
本发明进一步的改进在于，动力系统包括电动机和动力电池，动力电池通过电缆与尾翼驱动电机相连，电动机一端与主翼之间通过传动机构相连。
本发明进一步的改进在于，电缆设置在机架内.
本发明进一步的改进在于，尾翼总成旋转驱动结构上设置有基座，尾翼驱动电机设置在基座上。
本发明进一步的改进在于，通过改变主翼转速来改变升力，通过尾翼转速来平衡主翼反扭矩和调节直升机头方向；通过尾翼总成旋转驱动机构控制机身产生前倾或者后仰的角度来实现前进或者后退。
与现有技术相比，本发明具有的有益效果：本发明通过设置动力系统与主翼相连并带动主翼转动，尾翼驱动电机通电后带动尾翼转动；尾翼总成旋转驱动机构能够带动尾翼驱动电机和尾翼绕直升机纵轴转动。本发明的直升机采用的结构完全去掉了复杂的倾斜器和变距机构。主翼去掉自动倾斜器后与动力系统相连，由于没有倾斜器，因此主翼的结构大大简化，与刚性翼相当。现有直升机的尾翼依靠发动机通过长轴来驱动尾翼，本发明的尾翼靠尾翼电驱动机驱动，去掉了传动长轴，采用电机驱动直升机尾翼，简化了尾翼部分的机械复杂性，增加了尾翼的可靠性；尾翼和尾翼驱动电机构成一个整体，即尾翼总成；尾翼总成绕纵轴旋转的角度可以被准确控制，尾翼与主翼无机械关联运动。尾翼驱动电机和总成驱动所需要的电能来自于直升机动力系统。通过改变主翼转速来改变升力，通过尾翼转速来平衡主翼反扭矩和调节直升机头方向；通过尾翼总成旋转驱动机构控制机身产生前倾或者后仰的角度来实现前进或者后退。即直升机前后运动是通过控制尾翼总成角度，产生竖直方向的分力使得直升机俯仰运动，主翼的前后分力驱动直升机前后运动；直升机的偏航角是通过调节尾翼转速和总成角度来控制的。上下运动、前后运动与偏航角共同作用使得直升机具有空间运动能力。本发明通过尾翼绕直升机纵轴的旋转的角度和尾翼的转速来调节直升机的飞行方向，可靠性高，不易发生机械故障。
进一步的，动力系统包括电动机和动力电池，动力电池通过设置在机架内的电缆与尾翼驱动电机相连，电动机一端与主翼之间通过传动机构相连。电动机和动力电池，构成直升机供电系统，既可用来驱动尾翼电机，也可为发动机点火系统和机载设备供电，并且当发动机空中停机时，也可重新启动发动机，提高系统的安全性。
附图说明
图1为直升机向前飞行时的后视图；
图2为直升机向前飞行时的侧视图；
图3为直升机向后飞行时的后视图；
图4为直升机向后飞行时的侧视图；
图5为有侧向风时直升机的姿态调整图；
图6为直升机整体结构图。
图7为动力系统包括发动机和发电机时的结构示意图。
图中，1为主翼，2为传动机构，3为动力系统，5为尾翼，6为尾翼驱动电机，7为尾翼总成旋转驱动机构，8为机架。
具体实施方式
下面结合附图对本发明进行详细说明。
参见图1～图7，本发明包括主翼1、传动机构2、动力系统3、尾翼5、尾翼驱动电机6、尾翼总成旋转驱动机构7以及机架8。其中，尾翼总成旋转驱动机构7设置在机架8的尾部，动力系统3安装在机架8上，动力系统3通过传动机构2与主翼1相连，并且动力系统3可以通过传动机构2带动主翼1转动，
参见图7，本发明中的动力系统3有两种结构，一种结构是动力系统包括发动机3-1和发电机3-2，发电机3-2的输出端通过设置在机架8内的电缆与尾翼驱动电机6相连，发动机3-1一端与主翼1之间通过传动机构2相连。发动机3-1带动主翼1旋转的同时，带动发电机3-2发电。
另一种结构是，动力系统3包括电动机和动力电池，动力电池通过设置在机架8内的电缆与尾翼驱动电机6相连，电动机一端与主翼1之间通过传动机构2相连。电动机带动主翼1旋转，动力电池为电动机和尾翼驱动电机6提供电能。
动力系统3与尾翼驱动电机6相连；尾翼总成旋转驱动结构7上设置有基座，尾翼驱动电机6设置在基座上。尾翼驱动电机6通电后带动尾翼5高速转动；尾翼驱动电机6与尾翼5安装在尾翼总成旋转驱动机构7上，尾翼总成旋转驱动机构7能够带动尾翼驱动电机6和尾翼5绕直升机纵轴转动。
本发明与现有技术中的直升机不同点在于：主翼1取消了传统直升机复杂的自动倾斜器，尾翼5也取消了变距机构和传动长轴，直接由尾翼驱动电机6驱动或减速驱动，但为了控制直升机姿态，尾翼总成(尾翼总成包括尾翼5以及尾翼驱动电机6)可绕直升机纵轴转动，由此增加了相应可以绕直升机轴线旋转的尾翼总成旋转驱动机构7，安装在机架8尾部，可以带动尾翼5和尾翼驱动电机6作为整体绕直升机轴线旋转。
机架8是直升机的支撑部分，不限于图1中所示的长杆结构，可以采用不同的结构形式。
本发明中的通过改变主翼1转速来改变直升机升力，通过控制尾翼5改变直升机的飞行方向，使机身产生前倾或者后仰的角度来实现前进或者后退。本发明中尾翼旋转是为了控制前进的方向以及调整航向。
在直升机无向前飞行或者向后飞行的时候，即直升机在悬停状态下，尾桨所在平面为竖直平面，尾桨用来平衡主桨旋转的反扭矩。
直升机向前飞行时尾翼的姿态如图1，从后往前看，尾翼由悬停状态时的竖直状态绕直升机轴线顺时针旋转α1角度，这样尾翼的推力F11可以分解为水平方向的力F11x和竖直方向的力F11y，F11x可以用来抵消主翼反扭矩，而F11y可以使直升机有一个前倾的角度，如图2所示，直升机向前倾斜β1角度，这样主旋翼产生的力F12可以分解为水平方向的力F12x以及竖直方向的力F12y，F12y用来提供升力使直升机作上下运动，而F12x用来提供直升机前进的动力。
直升机向后飞行时尾翼的姿态如图3所示，从后往前看，尾翼由悬停状态时的竖直状态绕直升机轴线逆时针旋转α2角度，这样尾翼的推力F21可以分解为水平方向的力F21x和竖直方向的力F21y，F21x可以用来抵消主轴反扭矩，而F21y可以使直升机有一个后仰的角度，如图4所示，直升机后仰角度为β2，这样主旋翼产生的力F22可以分解为水平方向的力F22x以及竖直方向的力F22y，F22y用来提供升力使直升机作上下运动，而F22x用来提供直升机向后飞行的动力。
当需要上下运动时，增加或减小主翼转速，主翼升力发生改变，使得直升机将产生上下运动；但这时的反扭矩也会变化，可通过调节尾翼转速来平衡。当需要调节航向时，以图1和图2为例，保持F11y不变，减小或增大F11x，在保持俯仰角不变的情况下，产生了偏航运动，以此调节航向；其具体控制是通过调节尾翼转速和总成倾角来实现的。以向右偏航为例，向右偏航需增加F11x，而保持F11y不变，所以一方面增大转速，另一方面减小尾翼总成倾角α1。
当有外来干扰时，比如侧向风的时候，可以通过改变直升机机身的方向和俯仰角，以平衡侧风对机身的作用力。如图5所示，考虑极端情况，风与直升机前行方向垂直，这种情况下使无人机朝风向旋转一个角度，在保证飞机前行需要的动力的同时，还可以抵消风对直升机的作用力。
本发明的直升机主旋翼取消了传统无人机的变距机构和倾斜装置，主翼与动力系统通过传动装置直接相连。尾翼无变距机构和传动长轴。将直升机的尾翼变距机构和倾斜装置取消，大大简化了直升机结构；采用电机驱动直升机尾翼，简化了尾翼部分的机械复杂性，增加了尾翼的可靠性；升力控制完全靠调节主翼转速实现，姿态控制靠尾翼转速和尾翼总成绕纵轴的转角实现即通过尾翼绕直升机纵轴的旋转的角度和尾翼的转速来调节直升机的飞行方向，而不靠倾斜器和变距机构实现，可靠性高，不易发生机械故障。

Claims (5)

1.一种无变距直升机，其特征在于，包括主翼(1)、动力系统(3)、尾翼(5)、尾翼驱动电机(6)、尾翼总成旋转驱动机构(7)以及机架(8)；其中，尾翼总成旋转驱动机构(7)设置在机架(8)的尾部，动力系统(3)安装在机架(8)上，动力系统(3)与主翼(1)相连，并带动主翼(1)转动，动力系统(3)与尾翼驱动电机(6)相连，尾翼驱动电机(6)带动尾翼(5)高速转动；尾翼驱动电机(6)与尾翼(5)安装在尾翼总成旋转驱动机构(7)上，尾翼总成旋转驱动机构(7)能够带动尾翼驱动电机(6)和尾翼(5)绕直升机纵轴转动；
通过改变主翼(1)转速来改变升力，通过尾翼(5)转速来平衡主翼反扭矩和调节直升机头方向；通过尾翼总成旋转驱动机构(7)控制机身产生前倾或者后仰的角度来实现前进或者后退；
在悬停状态下，尾桨所在平面为竖直平面，尾桨用来平衡主桨旋转的反扭矩。
2.根据权利要求1所述的一种无变距直升机，其特征在于，动力系统(3)包括发动机(3-1)和发电机(3-2)，发电机(3-2)的输出端通过电缆与尾翼驱动电机(6)相连，发动机(3-1)一端与主翼(1)之间通过传动机构(2)相连。
3.根据权利要求1所述的一种无变距直升机，其特征在于，动力系统(3)包括电动机和动力电池，动力电池通过电缆与尾翼驱动电机(6)相连，电动机一端与主翼(1)之间通过传动机构(2)相连。
4.根据权利要求2或3所述的一种无变距直升机，其特征在于，电缆设置在机架(8)内。
5.根据权利要求1所述的一种无变距直升机，其特征在于，尾翼总成旋转驱动机构(7)上设置有基座，尾翼驱动电机(6)设置在基座上。
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