专利名称：一种直升旋翼机的制作方法
技术领域：
本发明属于一种航空飞行器，特别是一种直升旋翼机。
背景技术：
传统旋翼机靠机身前部或后部螺旋桨的水平驱动前进，见图1、图2，(图中旋翼转动平面的弧形箭头表示旋翼转动方向，图1简略地展示出一片桨叶及其三处截面位置的剖面图，后面涉及的图3、图5亦相同)。旋翼机以速度V向前飞行；图1所示为拉进式螺旋桨、图2所示为推进式螺旋桨。气流以一定速度水平穿过旋翼转动平面驱动旋翼高速自转，使旋翼获得升力而飞行，桨叶为负桨距、正扭转工作状态。气流通过旋翼以后的空气尾流与航向基本平行，没有与机身相交的干扰气流，飞行中螺旋桨产生的干扰尾流亦较少，所以旋翼机巡航飞行的效率较高，油耗较低。该机在巡航时旋翼处于自转工作状态，其旋翼没有桨距调整系统、也没有与旋翼主轴相连的减速器，该机保持了较低的噪音和故障率。该机在空中失去动力以后，处于负桨距、正扭转的旋翼桨叶，它所提供的安装角仍能符合其迫降时空气动力学的要求，具有正常的工作迎角，保持较高的气动效率，其下降速率低，迫降时安全性能好；该机出现故障，对自身安全会造成重大影响的零部件只有旋翼、连接旋翼的主轴、连接主轴的机身承力结构，因此它的安全系数大、可靠性高；但它不能垂直起降，起落场地较大，从而影响了它的广泛应用。
传统直升机靠动力，经过主减速器驱动旋翼飞行，见图3、图4，气流由旋翼桨盘的上部向下穿过旋翼转动平面，所以桨叶为正桨距、负扭转。图5是传统直升机的正桨距旋翼A、负桨距旋翼A’和传统旋翼机专用的旋翼B，它们在不同半径处的安装角的比较示意图；由图4可见，传统直升机飞行时旋翼产生的下洗气流受到机身阻碍，气流是由前上至后下地穿过桨盘，产生较大的空气动力损耗。直升机中占大多数的单旋翼机型，其尾桨产生的横向消旋气流与航向来流垂直，会增加空气动力损耗。这两种现象都会降低它巡航飞行的空气动力效率，增加燃料消耗。直升机在飞行时，周期变距系统、主减速器始终在运行，工作噪声大、安全系数低。见图5，该机若在空中失去动力，它只能利用设计在正桨距、负扭转工作状态的旋翼桨叶A，下压桨距操纵杆使旋翼桨叶调整至负桨距，其旋翼由桨叶A的角度转至桨叶A’的角度，进行风车自转的无动力迫降。桨叶A’与桨叶B比较，旋翼机专用的桨叶B处于有利的工作状态；其A’的桨叶尖接近零迎角、甚至处于小角度负迎角，只有桨叶的中前部的迎角基本正常，桨叶中部则迎角过大，桨叶根部的迎角太大甚至产生局部气流分离，降低了以自转状态旋转的气动效率、下降速度较大，迫降时易对乘员造成伤害，安全性能差。
图6为理想旋翼的半径与安装角关系曲线图，图中上半部的曲线A、B分别为正桨距状态的大、小不同桨距状况的比较图(后面的图7、15、17、26、28、30、38中的虚线亦是如此)；图的下半部的曲线B’、A’分别为负桨距状态的不同桨距状况的比较图。图7为理想扭转和线性扭转桨叶的半径与安装角的关系曲线图，其中的粗实线A、A’、B是线性扭转桨叶之半径与安装角的关系曲线；图中的A、A’是线性负扭转桨、B是线性正扭转桨，其A、A’、B分别与图5中的A、A’、B相对应。旋翼A和B安装角基本符合气动安装角的要求，当使用旋翼A’用于负桨距状态，此负桨距状态应为旋翼B的正常工作区间。使用旋翼A’来代替旋翼B，其旋翼A’的实际工作效率将明显降低。
现有技术的一种“AH-56‘夏安’武装直升机”，是单旋翼加尾桨气动布局的直升机，它安装有推进螺旋桨。它在任何时候都只能以直升机方式飞行，其推进螺旋桨仅是用来增加巡航速度。它不具备旋翼机方式的巡航飞行的能力，也不具备旋翼机一样优良的安全性能。
现有技术的另一种“微型逃命直升机”，其旋翼桨叶为负扭转，它在桨尖安装有喷气发动机，在正桨距时驱动桨尖喷气发动机。该机采用直升机的机动操纵方式进行垂直起降或巡航；它还有水平驱动的螺旋桨，该机在水平驱动螺旋桨的推动下，可以利用负桨距的自转旋翼巡航飞行。该机对传统直升机与传统旋翼机进行了结合，它部分地解决了传统直升机与传统旋翼机各自的不足，但它还存在有缺点1、这种飞行器要使用两种不同的发动机，使其动力系统较为复杂；2、它的两种发动机各自使用不同的燃料，互不通用，从而增加了对自身飞行的限制；3、巡航时它利用负扭桨、负桨距的桨叶用于正扭转、负桨距范围工作，降低了巡航飞行时的旋翼气动效率；4、该机只能采用直升机的机动操纵这一种方式进行机动飞行。
上述直升机的调距桨叶，是将普通固定桨距桨叶的固定桨轴改为桨距调整轴构成，这种调距桨叶的缺点是桨距的高效工作调整范围小，调整时整个桨叶都以相同角度转动，它只在设定桨距才能高效工作；将它调整至偏离最佳值时，只有桨叶的某一段效率高，其它部位安装角误差增大，效率明显降低。由于现有调距桨叶的不足，从而限制了各种利用调距桨叶工作的飞行器发展。
一种现有的带伺服襟翼16的旋翼(见图8)，其扭度固定了的传统桨叶，它的扭度无法调整；伺服襟翼16是用来调整旋翼的升力，不能改变其桨叶为负扭转的基本特性，其高效桨距调整范围小。
现有技术的无扭转桨叶，该无扭桨仅被用于科学研究，它从未被用于任何实用飞行器。
图9-1和图9-2为传统交叉双旋翼飞行器的侧视图和正视图，旋翼与其相连的主轴之间的安装角为等于90度或小于90度，其机身外侧的旋翼桨叶下垂程度较大，增大了外侧桨叶与地面相碰撞的机会。
发明内容
本发明的目的是针对上述问题，提出了一种新型旋翼飞行器方案，它兼有传统直升机及传统旋翼机的优点，其旋翼的桨距调节范围大，它可以使用高效率的“扭转变距桨”，该“扭转变距桨”能够由正桨距的负扭转调整到负桨距的正扭转。它还可以使用无扭桨，以兼顾它在正桨距和负桨距两种工作状态的不同需要，避免传统直升机旋翼定常自转时过低的气动效率；满足垂直起降时，要求旋翼为正桨距，巡航时要求旋翼为负桨距的工作需要。它可以实现直升机方式垂直起降及旋翼机方式高效率巡航，其巡航油耗低、噪声小、安全性能好、综合成本低、性能优良。
为了实现上述发明之目的，新型旋翼飞行器采用了如下技术方案一种新型旋翼飞行器的方案之一，包括机身5、主轴2、旋翼1、水平驱动离合器15、动力系统，旋翼机的尾翼4和水平驱动螺旋桨3，其特征是主轴2上端联接的旋翼1采用了扭转变距桨，扭转变距桨可由正桨距、负扭转调整至负桨距、正扭转；扭转变距桨的变扭桨43安装在桨轴26上，在变扭桨43根部安装调整杆27，在变扭桨43上安装有变扭组；该机可利用直升机动力系统驱动正桨距的旋翼1，使用直升机方式操纵其垂直起降或巡航；采用自转的负桨距旋翼1，其动力通过水平驱动离合器15，由螺旋桨3水平驱动，使用旋翼机方式操纵其巡航。它的直升机方式的操纵系统和旋翼机的操纵系统，构成相互独立、互为备份的双操纵系统。
上述的扭转变距桨为气动力变扭桨，变扭桨43包括有桨叶主部43a和后掠的桨尖部43b；桨叶主部43a设计为正扭转、桨尖部43b为无扭转的可变后掠；桨叶主部43a和桨尖部43b相结合的过渡段为负扭转；变扭桨43为弹性材料，能在扭转力矩作用下发生弹性的扭转形变。1、旋翼工作在巡航的自转负桨距状态时，其升力由桨叶主部43a提供，桨尖部43b升力很小，桨尖部43b的气动扭矩不足以使变扭桨43扭转，变扭桨43基本保持设计时的正扭转状态。2、工作在动力驱动旋翼状态时，变扭桨43调整至正桨距，桨尖部43b的迎角加大，桨尖部43b由此获得足够的气动负扭转力矩，从而使桨叶获得足够的负扭转。
上述的气动力变扭桨的桨尖部43b设有一辅助翼，辅助翼是一种可以调整桨尖部43b气动迎角的部件；1、旋翼工作在巡航的自转负桨距状态时，其升力由桨叶主部43a提供，经辅助翼调整桨尖部43b的气动迎角很小，使桨尖部43b升力很小，桨尖部43b的气动扭矩不足以使变扭桨43扭转，变扭桨43基本保持设计时的正扭转状态。2、在动力驱动旋翼状态时，变扭桨43调整至正桨距，桨尖部43b的辅助翼使桨尖部43b的迎角加大，桨尖部43b由此获得足够的气动负扭转力矩，从而使桨叶获得足够的负扭转。
上述的扭转变距桨为变后掠式气动力变扭桨，变扭桨43包括有桨叶主部43a和可变后掠的桨尖部43b；桨叶主部43a设计为正扭转；桨尖部43b为无扭转的可变后掠；桨叶主部43a与桨尖部43b通过连接轴38转动相连；桨尖部43b内部有一滑动配重39，滑动配重39利用级联传动索(杆)46的控制，沿着旋翼转动的切线方向移动；当桨叶处于负桨距时，滑动配重39被移至桨尖部43b的翼后缘一侧；当桨叶处于正桨距时，滑动配重39被移至桨尖部43b的翼前缘一侧。变扭桨43为弹性材料，能够在扭转力矩作用下发生弹性的扭转形变；桨尖部43b使用刚性很好的材料，它在扭转力矩作用下其扭转形变极小。变后掠式气动力变扭桨，在自转旋翼的巡航状态时，变扭桨43调整至负桨距，滑动配重39后移，桨尖部43b的重心和离心力作用点接近翼后缘一侧，桨尖部43b与桨叶主部43a基本处于同一条直线上，桨尖部43b受到相对于桨轴26的气动扭矩很小，变扭桨43保持设计时的扭转状态。它在动力驱动旋翼垂直起降状态时，变扭桨43调整至正桨距，滑动配重39前移，桨尖部43b的重心和离心力作用点接近翼前缘一侧，桨尖部43b向后掠，桨尖部43b受到相对于桨轴26的负扭转方向的气动扭矩明显增强，变扭桨43改变成为负扭转状态。
上述的扭转变距桨为斜襟翼变扭桨，变扭桨43包括有主桨叶21、斜襟翼和铰链轴20，其斜襟翼为一端宽、一端窄，斜襟翼通过铰链轴20转动安装在主桨叶21前后缘的单侧或双侧；该桨可由若干子级变扭桨组成二级或多级变扭桨，前级桨叶的桨根部24与后级桨叶的桨尖相连，逐级接续而成。
上述的变扭组采用齿轮变扭结构，它包含四个齿轮E、F、G、H；两个齿轮F、G同轴固定连结在一起，安装在桨根部24内部翼肋框架的固定轴架33上；齿轮E与齿轮F啮合、齿轮H与齿轮G啮合；齿轮E固定不转；齿轮H与主桨叶21固定连接，主桨叶21随齿轮H转动；变扭组在传动过程中即不发生松旷，也不出现卡阻。
上述的变扭组采用杠杆变扭组，其固定传动轴60固定安装在桨轴安装架64之上；主桨传动轴61经连动杆固定在桨轴26之上；其桨根传动轴62固定在桨根部24之上；固定传动轴60、主桨传动轴61和桨根传动轴62三者都穿过传动孔与变扭连动63铰接，它们三者与变扭连动63之间分别滑润吻合；变扭连动63之上的三个传动孔之中，有一孔为圆孔，另外的两个孔为条形孔。
上述的变扭组采用连杆变扭组，其主轴架41a固定在桨轴26之上；传动盘40的转轴的轴承固定安装在桨根部24的翼肋框架上；主桨架41b固定在轴套30的内端，轴套30外端与主桨叶21固定相连；其主轴架41a通过轴盘连杆42a与传动盘40铰接；传动盘40通过连杆42b与受控制翼的上、下表面铰接，带动受控制翼的偏转；变扭组中的各个连杆亦可使用连动索；对于多级变扭桨而言，其级联传动索(杆)46可将前、后级变扭组连接在一起。
一种新型旋翼飞行器方案二，包括机身5、主轴2、旋翼1、水平驱动离合器15、动力系统，旋翼机的尾翼4和水平驱动螺旋桨3，其特征是主轴2上端联接的旋翼1采用了无扭转变距桨，该桨可由正桨距调整至负桨距；该机可利用直升机动力系统驱动正桨距的旋翼1，以直升机方式垂直起降；采用自转的负桨距旋翼1，其动力通过水平驱动离合器15，由螺旋桨3水平驱动，以旋翼机方式而巡航。
一种新型旋翼飞行器方案三，包括机身5、动力系统、旋翼1、起落架等部分，其特征是旋翼1的桨叶与桨距传动杆53之间安装有桨距自动限位系统；其桨叶的升力中心位于桨轴26的后部，在靠近旋翼桨根部的附近设有桨距限位块59，用来限制最小桨距的行程；限位块59将最小桨距限制在自转旋翼所需工作状态的负桨距的安装角位置；其桨距传动杆53，通过连接控制器56，将桨距控制力矩传递到桨叶；其定位销55与连接控制器56相连，定位销55可分别置于锁定的位置及释放的位置；将定位销55置于锁定的位置，可使连接控制器56接通其桨距控制力矩；将定位销55置于释放的位置，可使连接控制器56断开其桨距控制力矩。
一种新型旋翼飞行器方案四，包括机身5、动力系统、尾翼4、起落架、上部的主轴2，主轴2上端的旋翼1等，其特征是旋翼1为上仰式交叉双旋翼1；每只旋翼1与其相连的主轴2之间的安装角为90°+a度。使其机身外侧之旋翼桨叶下垂的程度较小，从而减小了外侧旋翼桨叶与地面相互碰撞的机率。
上述的角a，对于使用钢性挥舞铰轴承的旋翼，角a大于零度、等于或小于旋翼的最小挥舞角。
上述的角a，对于使用柔性挥舞铰的无铰式旋翼，角a介于旋翼的最小挥舞角与最大挥舞角之间。
本发明的优点是1、性能优良，兼有传统直升机及传统旋翼机的优点，其旋翼的桨距调节范围大，它可以使用高效率的“扭转变距桨”，该“扭转变距桨”能够由正桨距的负扭转调整到负桨距的正扭转，它满足了对旋翼的两种不同桨距和扭转的使用需求，充分发挥了扭转变距桨的工作优势。它还可以使用无扭桨，避免传统直升机旋翼定常自转时过低的气动效率；满足垂直起降时旋翼为动力正桨距，螺旋桨水平驱动巡航时旋翼为自转负桨距的工作需要。
2、安全性能好该机使用了“桨距自动限位”系统，保证了它的旋翼具有与传统旋翼机的旋翼相近的可靠性，其整机安全可靠性好。巡航中可以取消桨距控制系统的操纵力矩，显著减轻了桨距调整系统的疲劳损耗；它甚至在桨距调整系统发生传动断裂等故障，无法传输操纵力矩时，也可利用气动力对桨叶的作用，使之自动转向巡航所需的负桨距状态，获得足够的旋翼升力，从而显著地提高了该机的飞行安全性。该机在巡航时其旋翼处于自转工作状态，其主变速器和周期变距系统停止工作，最大限度地减少了它们的磨损和疲劳损耗，从而显著地提高了整机的可靠性。
对于交叉双旋翼机型，其旋翼1为上仰式交叉双旋翼1，在保证其机身内侧两只旋翼与传统技术机型具有相同夹角的情况下，其外侧旋翼桨叶下垂的程度减小，从而降低了外侧旋翼桨叶与地面相互碰撞的机率。
3、低噪声它在巡航时主变速器不工作、周期变距系统也不运行，对于单旋翼加尾桨机型的尾桨和尾桨传动系统都停止运行，其巡航飞行的噪声明显减小。
4、高效率低油耗它在巡航时利用旋翼机方式进行工作，其气动效率较高，减少了耗油量。
5、综合成本低它的主变速器和周期变距系统和尾桨和尾桨传动系统只在垂直起降时才需要参与运行，其损耗小维护费用低，因其保险成本与飞行器的安全性和整机寿命成反比，从而使该机还降低了保险成本和营运成本，从而降低了该机的综合成本。
6、本发明之技术还可以部分地应用在直升机或旋翼机等其它的旋翼飞行器之上，构成技术进步的某种新型旋翼飞行器。
附图中各个部件名称与标号对应为旋翼1、主轴2、水平驱动螺旋桨3、尾翼4、机身5、主减速器11、输出轴12、发动机13、主离合器14、水平驱动离合器15、铰链轴20、主桨叶21、前斜襟翼22、后斜襟翼23、桨根部24、变扭组25、桨轴26、调整杆27、凸销28、凸销29、轴套30、凹槽31、凹槽32、固定轴架33、连接轴38、滑动配重39、传动盘40、主轴架41a、主桨架41b、轴盘连杆42a、连杆42b、变扭桨43、桨叶主部43a、桨尖部43b、级联传动索(杆)46、拉杆卡52、桨距传动杆53、拉杆54、定位销55、连接控制器56、桨毂57、限位块59、动限位块59a、静限位块59b、固定传动轴60、主桨传动轴61、桨根传动轴62、变扭连动63、桨轴安装架64、齿轮E、F、G、H。
部分图中的X代表旋翼桨叶半径长度的倍率系数，图中的1X至5X等，分别表示相应的桨叶半径位置。
图1、图2是现有技术旋翼机的旋翼及其尾流示意图。
图3是传统直升机的正桨距旋翼在不同半径处的安装角的示意图；图4是传统直升机下洗气流受到机身阻碍的示意图(气流是由前上至后下地穿过桨盘)；图5是传统直升机的动力旋翼正桨距A与其自转负桨距A’及现有技术旋翼机的旋翼B的工作状态比较示意图。
图6是理想负扭转桨的正桨距大小不同桨距A和B与理想正扭转桨的负桨距处于不同桨距B’和A’的比较示意图。
图7是传统直升机的线性负扭转桨A及A’与传统旋翼机的线性正扭转桨B的比较示意图。
图8是现有技术中一种带有伺服襟翼的旋翼桨叶示意图。
图9-1、图9-2是一种传统交叉双旋翼直升机的侧视图与正视图；图10-1是推进式的交叉双旋翼，新型旋翼飞行器侧视示意图；图10-2是拉进式的交叉双旋翼，新型旋翼飞行器侧视示意图；图11-1、11-2、11-3分别是本发明的推进式交叉双旋翼飞行器侧视、正视、俯视三面示意图；图12该机在常规直升机动力系统基础上，新增设了水平驱动离合器15和螺旋桨3，可采用旋翼机方式巡航。
图13-1是扭转变距桨的结构示意图，其扭转变距桨的变扭桨43安装在桨轴26上，在变扭桨43根部安装调整杆27，在变扭桨43之上安装变扭组25。
图13-2是一种没有变扭组的扭转变距桨的结构示意图。
图14是一种变扭桨43为气动力变扭桨的示意图，该桨设计为桨叶主部43a为正扭转；其桨尖部43b为后掠，该后掠部分为无扭转，桨叶主部43a和桨尖部43b相结合的过渡段为负扭转(见图15中的A’所示)。
图15则是图14所示的气动力变扭桨在负桨距A’与正桨距A两种状态下的桨叶半径与安装角曲线特性图。
图16-1是在图14所示桨叶基础上加了辅助翼为桨尖襟翼的一种气动力变扭桨；图16-2所示的是一种辅助翼为桨尖襟翼的气动力变扭桨，该桨使用了连杆变扭组；图17则是图16所示的气动力变扭桨在负桨距A’与正桨距A两种状态下的桨叶半径与安装角曲线特性图。
图18、19、20分别是三种装有不同形状的桨尖襟翼之辅助翼的示意图。
图21所示桨尖部43b为自适应辅助翼的气动力变扭桨，该自适应辅助翼可以受控而改变气动安装角，起到图16-1、图16-2中桨尖襟翼的作用。
图22-1、图22-2为变后掠式气动力变扭桨，桨叶主部43a与桨尖部43b通过连接轴38转动相连；图22-1表示桨叶处于负桨距的巡航状态，滑动配重39被移至桨尖部43b的翼后缘一侧；图22-2表示桨叶处于正桨距，滑动配重39被移至桨尖部43b的翼前缘一侧；图23是一种使用连杆变扭组的变后掠式气动力变扭桨的内部结构示意图；图24、25分别为变后掠气动力变扭桨处于负桨距和正桨距工作状态的剖面叠加示意图；图26所示的扭转变距桨为变后掠气动力变扭桨的桨叶各部位的安装角与半径关系示意图。
图27-1是一种只用后斜襟翼的斜襟翼变扭桨；图27-2是一种只用后斜襟翼的斜襟翼式变扭桨43分解示意图；图28是关于图27-1、图27-2所示的桨叶半径与安装角关系示意图；图29是对图27-1、图27-2所示桨叶的改进示意图，它可以纠正图27-1、图27-2所示后斜襟翼的过量补偿；图30是关于图29所示的桨叶半径与安装角关系图线；它纠正了图28在1.2X至2.4X位置区间所示后斜襟翼的过量补偿；图31所示的后斜襟翼，其后缘之曲线形状被改为直线的示意图；这是因为靠近桨根部分后缘的形状对其变距曲线的误差影响很小；图32是一种包含主桨叶21、后斜襟翼23与桨根24的斜襟翼式变扭桨；图33是变扭桨43为斜襟翼式变扭桨的结构示意图，它包含主桨叶21、前斜襟翼22、后斜襟翼23和桨根24；图34-1是图33所示D-D、E-E、F-F剖面位置的正桨距、负扭转的分解剖面图；图34-2是图33所示D-D、E-E、F-F剖面位置的负桨距、正扭转的分解剖面图；图35是斜襟翼式变扭桨43的装配示意图；图36是二级斜襟翼式变扭桨装配示意图(图中的铰链轴20被省略；本图与下图中各个带撇的零部件，是前一子级斜襟翼的零部件)；图37是一种斜襟翼变扭桨，其桨根部24与后斜襟翼23合二而一，它在桨尖有一个前一子级的后斜襟翼23’，该后斜襟翼23’与桨根部的后斜襟翼23的扭转方向相反；图38是图37所示桨叶的旋翼半径与安装角的关系曲线；其不同半径位置的剖面见图39、图40；图39表示为图37所示斜襟翼变扭桨，处于不同桨距状态的叠加示意图。该图的上部表示为正桨距叠加示意图；该图的中间表示的是零度安装角的叠加示意图；该图的下部表示为负桨距叠加示意图；图40对应为图37所示斜襟翼变扭桨，图的上部和下部分别处于正桨距和负桨距状态的剖面示意图；图41是桨根部24与前、后斜襟翼连为一体的斜襟翼式变扭桨结构示意图；图42是桨根部24与前、后斜襟翼连为一体的二级斜襟翼式变扭桨结构示意图(本图与图43、50、53中各个带撇的零部件，都是前一子级斜襟翼的零部件)；图43是由主桨叶21、后斜襟翼23构成的二级斜襟翼式变扭桨结构示意图；图44所示的是一种辅助翼为桨尖襟翼的气动变扭桨示意图，该桨还结合了斜襟翼技术，增加了桨根区的后斜襟翼。
图45是一种齿轮变扭组的斜襟翼式变扭桨；图46是一付使用齿轮变扭组的斜襟翼式变扭桨示意图；图47是一种齿轮变扭组的斜襟翼式变扭桨示意图；其齿轮变扭结构的变扭组是安装在桨根部24上；图48是使用杠杆变扭组的斜襟翼式变扭桨；图左侧的变扭组被置于桨根内部；图49是杠杆变扭组的放大示意图。
图50是一种斜襟翼式变扭桨的连杆变扭组的示意图；图51是一种齿轮变扭组、杠杆变扭组与连杆变扭组相结合的内部示意图；图52是图50中的G-G剖面示意图；图53对应图37所示的变扭桨，该图是其内部的连杆变扭组的示意图；图54-1、图55-1是旋翼1设有桨距自动限位系统的结构示意图；两图的区别在于定位销55和连接控制器56的结构有所不同。
图54-2、图55-2分别是图54-1、图55-1的局布示意图，其中的图A、图B则是连接控制器56的放大示意图。
图54-3所示的连接控制器56，其定位销55由图54-2所示位于连接控制器56上侧的位置移至下侧。
图56是一种交叉双旋翼的新型旋翼飞行器，其旋翼1为上仰式交叉双旋翼1的正视图；图57是新型旋翼飞行器的上仰式交叉双旋翼1的局部正视示意图；图58-1、图58-2是本发明推进式同轴双旋翼飞行器侧视示意图和俯视示意图；图59-1是本发明拉进式单旋翼加尾桨旋翼飞行器侧视示意图；图59-2是本发明推进式单旋翼加尾桨旋翼飞行器侧视示意图；图60-1、60-2分别是本发明推进式横列双旋翼飞行器的侧视和俯视示意图。
具体实施例方式
实施例一见图10、11、12、13-2，一种交叉双旋翼气动结构的新型旋翼飞行器，它包括机身5、常规直升机动力系统、机身上部的主轴2和旋翼机的水平驱动螺旋桨3、水平驱动离合器15、尾翼4等。常规直升机动力系统输出端为主轴2，主轴2上端联接旋翼1，旋翼1采用扭转变距桨，扭转变距桨可由正桨距、负扭转调整至负桨距、正扭转；扭转变距桨如图13-2所示，是由变扭桨43、桨轴26、调整杆27组成。图12所示，该机可利用常规直升机动力系统中的发动机13通过输出轴12经主离合器14、主减速器11驱动主轴2上端正桨距的旋翼1，使用直升机方式操纵其垂直起降；采用自转的负桨距旋翼1，在常规直升机动力系统发动机13的输出轴12之上通过增设的水平驱动离合器15和螺旋桨3进行水平驱动，使用旋翼机方式操纵其巡航。它的直升机方式的操纵系统和旋翼机的操纵系统，构成相互独立、互为备份的双操纵系统。
在图10-1、图10-2中实线旋翼1为正桨距、负扭转时，为动力旋翼的垂直起降状态；虚线旋翼1为负桨距、正扭转时，在螺旋桨3的水平驱动下，利用自转旋翼，以旋翼机方式飞行的状态。
见图14、图15，上述扭转变距桨为气动力变扭桨，图15表示该桨的旋翼半径与桨叶安装角的关系曲线图，曲线A和A’分别表示桨叶工作在正桨距和负桨距状态。变扭桨43由桨叶主部43a和后掠的桨尖部43b组成。该气动力变扭桨被设计成，在不受外部扭矩作用时，是适合负桨距状态工作的桨叶桨叶主部43a为正扭转，桨尖部43b为后掠，后掠部分为无扭转，桨叶主部43a和桨尖部43b相结合的过渡段为负扭转(见图15的A’)，其整体是以正扭转为主；变扭桨43能在扭转力矩作用下发生弹性的扭转形变。1、旋翼工作在巡航的自转负桨距状态时，其升力主要由桨叶主部43a提供，桨尖部43b的安装角很小(见图15中的A’所示)，其升力较小，桨尖部43b的气动扭矩不足以使变扭桨43扭转，变扭桨43保持设计时的正扭转状态。2、在动力驱动旋翼状态时，变扭桨43由负桨距逐渐调整至正桨距，当桨叶各叶素同步增大相同的角度时，桨尖部43b的气动迎角比桨根的气动迎角先达到有利迎角，其桨尖部43b首先获得更大的升力，因为桨尖部43b后掠而对桨叶产生负扭转力矩，使其由原来整体是以负桨距的正扭转为主转变为整体以正桨距的负扭转为主(见图15的曲线A所示)。桨叶满足了正桨距、负扭转和负桨距、正扭转的两种不同状态的基本工作要求。
该机由于使用了气动力变扭桨，从而达到了在垂直起降时用动力驱动旋翼工作于正桨距、负扭转的常规直升机工作方式。在由垂直起飞向巡航飞行转换时，将水平驱动离合器15置于结合的位置使螺旋桨3水平驱动，航速增大之后减小旋翼1的桨距(也就是减小总距)至负桨距，同时使主离合器14分离，其旋翼1工作于自转状态的常规旋翼机方式。在由巡航飞行转换至垂直降落时，应同步增大旋翼的桨距(也就是增大总距)、接通送至旋翼1的动力、断开通至螺旋桨3的动力。
该实施例，由于能够在长时间的巡航过程中，以旋翼机方式飞行，其旋翼的变距系统和主减速器11停止工作，因此它可以显著提高其飞行安全性。
实施例二见图16-1、16-2、17、18、19、20，上述的气动力变扭桨，它的桨尖部43b增设有一辅助翼，其辅助翼是使用桨尖襟翼的气动力变扭桨，该气动力变扭桨比“实施例一”多了变扭组，其它部分与“实施例一”相同。
辅助翼使用桨尖襟翼的气动力变扭桨，其目的是1、在其工作于巡航状态时，能够更准确地控制桨尖的升力，其升力产生的扭矩要小于使桨叶扭转的程度(见图17中的B’所示)。2、在动力垂直起降时，又要利用桨尖部43b增加的桨尖襟翼，使桨尖增大升力，获得足够的负扭矩，使桨叶主部43a为负扭转(见图17中的B所示)。使其获得更好的气动效果。
辅助翼是一种可以调整桨尖部43b气动迎角的部件，1、旋翼工作在巡航的自转负桨距状态时，其升力由桨叶主部43a提供，在变扭组的控制下，辅助翼(见图17中的虚线B’所示)调整桨尖部43b的气动迎角很小，使桨尖部43b升力很小，桨尖部43b的气动扭矩不足以使变扭桨43扭转，变扭桨43保持设计时的正扭转状态。2、在动力驱动旋翼状态时，变扭桨43调整至正桨距，桨尖部43b的辅助翼，在变扭组的控制下，(见图17中的虚线B所示)使桨尖部43b的气动迎角加大，桨尖部43b由此获得足够的气动负扭转力矩，从而使桨叶获得足够的负扭转。“实施例二“与“实施例一”相比较，其的特点是，使用辅助翼为桨尖襟翼之后，其桨尖气动升力更易于控制，其气动性能也进一步改善。
见图16-2，上述的变扭组采用连杆变扭组，其主轴架41a固定在桨轴26之上不能转动；传动盘40转轴的轴承固定安装在翼胁框架上；传动盘40与传动盘40’之间，分别通过级联传动索(杆)46铰接；传动盘40’通过连杆42b’与受控制翼的上、下表面铰接，该受控制翼是其桨尖襟翼；其主轴架41a通过轴盘连杆42a与传动盘40铰接；其变扭组中的各个连杆亦可使用连动索。
实施例三见图21，上述的扭转变距桨，其辅助翼可使用已有技术的一种自适应翼，用以改变该自适应翼的气动迎角。其它部分与“实施例二”相同。
该自适应辅助翼也可以很好地完成与“实施例二”中桨尖襟翼相同的功能。
实施例四上述的扭转变距桨，其辅助翼也可使用已有技术的另一种自适应翼，该实施例中的辅助翼将使用自己专用的变扭组，用以改变该自适应翼的气动迎角。其它部分与“实施例三”相同。
实施例五见图22-1、22-2、23、24、25、26，上述的扭转变距桨为变后掠式气动力变扭桨，该机的变扭桨43由桨叶主部43a和可变后掠的桨尖部43b组成，桨叶主部43a设计为正扭转、桨尖部43b为无扭转的可变后掠；桨叶主部43a与桨尖部43b通过连接轴38转动相连；桨尖部43b内部有一滑动配重39，滑动配重39利用变扭组中的级联传动索(杆)46的控制，沿着旋翼转动的切线方向移动；当滑动配重39被移至桨尖部43b的翼后缘一侧时，桨叶处于负桨距；当桨叶处于正桨距时，滑动配重39被移至桨尖部43b的翼前缘一侧，变扭桨桨尖部43b后掠，变扭桨43能够在扭转力矩作用下发生弹性的扭转形变；桨尖部43b使用刚性很好的材料，它在扭转力矩作用下其扭转形变极小。该气动力变扭桨的其它部分与“实施例二”相同。
变后掠气动力变扭桨的工作原理旋翼转动时，桨尖部43b受到向后的气动阻力远小于受到的离心力，所以气动阻力可以忽略，其桨尖部43b主要受到离心力的作用。
它在自转旋翼的巡航状态时，变扭桨43调整至负桨距，变扭桨43的滑动配重39被移至桨尖部43b的翼后缘一侧，桨尖部43b的离心力作用点处于连接轴38的后侧，在离心力的作用下，桨尖部43b沿连接轴38逆时针的方向转动，桨尖部43b转至与桨叶主部43a基本处于同一条直线的方向上(见图22-1)，桨尖部43b受到相对于桨轴26的气动扭矩极小，变扭桨43保持设计时的扭转状态。图24是该桨的负桨距剖面叠加示意图，图24中的虚线、细实线和粗实线分别对应图23中的A-A、B-B、C-C剖面，图22-1、24与图26中A’所示负桨距桨叶的安装角半径关系示意图相对应。
该桨处于动力驱动旋翼垂直起降状态时，变扭桨43调整至正桨距，滑动配重39被移至桨尖部43b的翼前缘一侧，桨尖部43b的离心力作用点也移向桨尖部43b的翼前缘一侧，桨尖部43b在该离心力的作用下，桨尖部43b沿连接轴38顺时针的方向转动，桨尖部43b转至后掠。桨尖部43b由于后掠，它受到相对于桨轴26的负扭转方向的气动扭矩明显增强，变扭桨43由正扭转改变成为负扭转状态。图25是该桨的正桨距剖面叠加示意图，图25中的虚线、细实线和粗实线分别对应图23中的A-A、B-B、C-C剖面，图22-2、25与图26中A所示正桨距桨叶的安装角半径关系示意图相对应。
图26所示的扭转变距桨为变后掠气动力变扭桨的桨叶各部位的安装角与半径关系示意图；图中A为正桨距、负扭转状态，图中A’为负桨距、正扭转状态；由图可见，该桨的扭转特性曲线与理想扭转曲线更为接近，该桨的旋翼气动效率进一步提高。
该桨的变扭组见图23所示结构，在调至负桨距状态时，如图23所示，下压调整杆27(由纸面外向纸面里方向)，桨根呈负安装角，桨轴26和主轴架41a固定不转，传动盘40顺时针转动，级联传动索(杆)46经过滑轮的传动，使滑动配重39向翼后缘一侧移动。在调至正桨距状态时，如图23所示，上推调整杆27(由纸面里向纸面外方向)，桨根呈正安装角，桨轴26和主轴架41a固定不转，传动盘40逆时针转动，级联传动索(杆)46经过滑轮的传动，使滑动配重39向翼前缘一侧移动。
实施例六见图27-1、27-2、28、29、30、31、53，上述的扭转变距桨为斜襟翼变扭桨，其它部分与“实施例二”相同。
其变扭桨43包含有斜襟翼、主桨叶21和铰链轴20；其斜襟翼两端的宽度不相等。图27-1是一种只有主桨叶21、后斜襟翼23的斜襟翼变扭桨和铰链轴20的斜襟翼变扭桨，斜襟翼通过铰链轴20与主桨叶21转动相连，图27-2是其分解示意图，其桨叶半径与安装角的关系曲线如图28所示，图28中的粗实线A表示的是正桨距曲线，图28中的粗实线A’表示的是负桨距曲线；图29是对图28所示桨叶的改进，它可以纠正后斜襟翼的过量补偿，这里将其后斜襟翼的后缘中段补偿过量的直线段的后斜襟翼削减一些，将其改为曲线，使之在1.2X至2.4X附近的扭转误差减小。图30是关于图29所示的桨叶半径与安装角关系图线。还由于，桨根处的后斜襟翼的后缘的曲线对桨叶桨距调整特性影响不大，图31将其后斜襟翼靠近桨根部分的后缘之曲线改为直线，其桨叶半径与安装角关系曲线也基本如图30所示。
见图33、34-1、 34-2、36、41、42、45、50，斜襟翼还可以同时包含前斜襟翼22和后斜襟翼23，其桨根部24也从斜襟翼的根部分离出来；前斜襟翼22和后斜襟翼23分别位于变扭桨43的前缘一侧和后缘一侧，分别通过铰链轴20与主桨叶21相连(见图35)；桨根部24与主桨叶21同轴安装在桨轴26上，桨轴26穿过两端面开有通孔的桨根部24，桨轴26插入主桨叶21与之相连。在斜襟翼根部端面上开有与桨根部24内侧端面的凸销28、29相互匹配、吻合的凹槽31、32，该凸销与凹槽用来传递改变桨叶扭度的扭转力矩(见图32、33、35、36、45、50)；图35、45所示的变扭桨43由主桨叶21、前斜襟翼22、后斜襟翼23、桨根部24、铰链轴20组成，图33中的D-D、E-E、F-F三处剖面位置的正桨距和负桨距的剖面图，分别见图34-1、图34-2所示；该变扭桨43因其在调整桨距时能够合理地改变桨叶扭度，所以当其工作在正桨距、负扭转或负桨距、正扭转时，都具有很高的工作效率。前斜襟翼22和后斜襟翼23也可分别与桨根部24相结合(见图41、42)。
该桨可由若干子级变扭桨组成二级或多级变扭桨，前级桨叶的桨根部24与后级桨叶的桨尖相连，逐级接续而成。图36、37、42、43、53所示是几种不同结构的二级变扭桨，图中各个带撇的零部件，是前一子级斜襟翼的零部件。图36是二级斜襟翼式变扭桨装配示意图。图37所示的一种二级斜襟翼变扭桨，其变扭桨43包含有主桨叶21、后斜襟翼23和桨尖的前一子级后斜襟翼23’，该后斜襟翼23’与桨根部的后斜襟翼23的扭转方向相反；图38是图37所示桨叶的旋翼半径与安装角的关系曲线；其不同半径位置的剖面见图39、40；图39的上部表示为正桨距叠加示意图、图39中间表示的是零度安装角的叠加示意图、图39的下部表示为负桨距叠加示意图；图40为对应不同桨叶半径位置的各剖面分解示意图，图的上部为正桨距、负扭转的分解示意图，图的下部为负桨距、正扭转的分解示意图。
实施例七见图44，为了进一步改进旋翼的气动力性能，上述的扭转变距桨为气动力变扭桨与斜襟翼变扭桨的结合，其它部分与“实施例四、实施例五、实施例六”相同。它中、前部较小的扭转是由气动力变扭桨来完成；它后部较大的扭转，则是由后斜襟翼来完成；该桨进一步集合了气动力变扭桨与斜襟翼变扭桨两者的优点，其气动性能得到更好的改善。
实施例八见图13-1、45、46、47，上述的变扭组采用齿轮变扭组25，其它部分与“实施例六、七”相同。齿轮变扭组25包含四个齿轮E、F、G、H；两个齿轮F、G同轴固定连结在一起，安装在桨根部24内部翼肋框架上的固定轴架33上；齿轮E与齿轮F啮合、齿轮H与齿轮G啮合；齿轮E固定不转；齿轮H通过轴套30与主桨叶21固定连接，主桨叶21随齿轮H转动；变扭组在传动过程中即不发生松旷，也不出现卡阻。图45与图46的区别在于，图45所示齿轮变扭组的桨轴26与主桨叶21转动相连，图46所示齿轮变扭组的桨轴26与主桨叶21固定相连。
实施例九见图48、49，上述的变扭组采用杠杆变扭组，其它部分与“实施例八”相同。杠杆变扭组有固定传动轴60，固定安装在桨轴安装架64之上；主桨传动轴61经连动杆固定在桨轴26之上；其桨根传动轴62固定在桨根部24之上；其固定传动轴60、主桨传动轴61和桨根传动轴62三者都穿过传动孔与变扭连动63铰接；变扭连动63之上的三个传动孔之中，有一孔为圆孔，该圆孔与对应的传动轴精密滑润吻合；变扭连动63上另外的两个孔为条形孔(见图49左侧所示)，两传动孔宽度保证与对应的传动轴精密滑润吻合。图48是一种使用了杠杆变扭组的变扭桨43；该图中可视为其桨根部24与后斜襟翼23合并在一起；图中画了桨毂57，但其挥舞铰与摆振铰省略未画。图的右侧示意的是，裸露在桨根之外的杠杆变扭组，其结构安装处理方便；图的左侧示意的杠杆变扭组已置入桨根之内，这可以减小气动阻力，该桨的桨轴通过的桨轴安装架64与桨毂相连。图49是将图48中的杠杆变扭组，放大了的示意图。
实施例十见图16-2、23、50、52、53，上述的变扭组采用连杆变扭组，其它部分与“实施例八、九”相同。
见图16-2、50、52、53，上述的变扭组采用连杆变扭组，其主轴架41a固定在桨轴26之上不能转动；传动盘40转轴的轴承固定安装在翼肋框架上；其主轴架41a通过轴盘连杆42a与传动盘40铰接；主桨架41b固定在轴套30的内端，轴套30外端与主桨叶21固定相连；传动盘40通过连杆42b与受控制翼的上、下表面铰接，带动受控制翼的偏转。对于图16-2来说，其受控制翼为桨尖襟翼；对于图50、52、53来讲，受控制翼是主桨叶21，所以其传动盘40是通过连杆42b与主桨架41b铰接，再经过轴套30控制其主桨叶21转动。
对于由若干子级桨叶组成的二级或多级变扭桨43，其前一子级与后一子级桨叶的变扭组25，使用级联传动索(杆)46将前后变扭组相连；其变扭组中的各个连杆亦可使用连动索，参见图16-2、23、50、51、53中的级联传动索(杆)46。
实施例十一见图51，上述的变扭组采用齿轮变扭组、杠杆变扭组与连杆变扭组的组合，其它部分分别与“实施例八、九、十”相同。
图51中的伞齿E、F分别相当于齿轮变扭组中的齿轮E、F。
实施例十二一种新型旋翼飞行器，它与“实施例一”的区别在于，本实施例的旋翼1采用无扭变距桨，该无扭变距桨可由正桨距、负扭转调整至负桨距、正扭转；其它与“实施例一”相同。其结构包括有机身5、主轴2、旋翼1、水平驱动离合器15、水平驱动螺旋桨3、尾翼4和直升机动力系统；主轴2上端联接的旋翼1采用了无扭转变距桨，该桨可由正桨距调整至负桨距；该机可利用直升机动力系统驱动正桨距的旋翼1，以直升机方式垂直起降；采用自转的负桨距旋翼1，其动力通过水平驱动离合器15，由螺旋桨3水平驱动，以旋翼机方式而巡航。
实施例十三见图54-1、54-2、54-3、55-1、54-2，一种新型旋翼飞行器，它与上述各实施例的区别在于，旋翼1的桨叶与桨距传动杆53之间安装有桨距自动限位系统。“桨距自动限位系统”可以在上述“任意一个实施例”中应用，从而组成一个明显提高其飞行安全性的新实施例。其结构是旋翼1的桨叶与桨距传动杆53之间安装有桨距自动限位系统；其桨叶的升力中心位于桨轴26的后侧，在靠近旋翼桨根部的附近设有桨距限位块59，用来限制最小桨距的行程；限位块59将最小桨距限制在自转旋翼所需工作状态的负桨距的安装角位置；见图54-1、55-1，其桨距传动杆53，通过连接控制器56将桨距控制力矩传递到桨叶；其定位销55与连接控制器56相连，定位销55可分别置于锁定的位置及释放的位置；将定位销55置于锁定的位置，可使连接控制器56接通其桨距控制力矩；将定位销55置于释放的位置，可使连接控制器56断开其桨距控制力矩(见图54-2、54-3、55-2所示)。从图54、55的桨距自动限位系统结构示意图可见，其气动力作用于桨叶轴的后方，如图中垂直向上的箭头所示。
该机在需要进行动力旋翼的垂直起降时，将定位销55置于锁定的位置，使得连接控制器56接通其桨距控制力矩，再上推调整杆27，使旋翼桨叶转至正桨距区间。当其进行自转旋翼的巡航飞行时，除了可以在变距受控状态时下拉调整杆27，将旋翼桨距调整至负桨距状态；还可以撤消控制调整杆27的力矩，使其桨叶在气动力的作用下，自动转至自转旋翼所需的负桨距位置，其动限位块59a恰好被静限位块59b阻挡而限位。图54-2中的定位销55、连接控制器56，可由驾驶员将定位销55分别置于锁定的位置及释放的位置，用来控制接通或断开桨距的控制力矩。见图54-2中的A图，将桨距操纵杆压至负桨距，向内推动定位销55，则能锁紧定位销55，使定位销55置于锁定的位置，接通桨距控制力矩；如图54中的B图，拔出定位销55，将定位销55置于释放的位置，可使连接控制器56断开其桨距控制力矩。
图54-3所示的连接控制器56，它与图54-2所示的连接控制器56，其区别在于前者在接通桨距控制力矩前，见图54-3中的A所示，应先上拉桨距操纵杆，再内推定位销55，将其置于锁定的位置，从而接通桨距控制力矩；后者在接通桨距控制力矩前，见图54-2中的A所示，应先下压桨距操纵杆，再内推定位销55，将其置于锁定的位置，从而接通桨距控制力矩。
图55-1、55-2所示的桨距自动限位系统的结构与图54-1、54-2、54-3所示的结构区别在于定位销55和连接控制器56的结构有所不同。图55中的定位销55可以通过上推和下压拉杆54，分别将其置于释放的位置及锁定的位置。旋翼在自转时，应打开拉杆卡52，向上搬动图55-2中的图B所示的拉杆54，释放定位销55，可以使连接控制器56断开桨距控制力矩；在需要对旋翼进行桨距操纵时，向下搬图55-2中的图A所示的拉杆54，被拉杆卡52卡住，则能锁紧定位销55，使得连接控制器56接通桨距控制力矩，从而重新恢复对桨距的操纵。
实施例十四见图56、57，一种新型旋翼飞行器，它与上述各实施例的区别在于，其旋翼1为上仰式交叉双旋翼。本实施例可以在上述各“实施例”中应用该“上仰式交叉双旋翼”，从而组成一个明显提高其起降安全性的新实施例。
旋翼1为上仰式交叉双旋翼的结构是；每只旋翼1与其相连的主轴2之间的安装角为90°+a度。使其机身外侧之旋翼桨叶下垂的程度较小，从而减小了外侧旋翼桨叶与地面相互碰撞的机率。上述的角a，对于使用钢性挥舞铰轴承的旋翼，角a大于零度、等于或小于旋翼的最小挥舞角。对于使用柔性挥舞铰的无铰式旋翼，角a介于旋翼的最小挥舞角与最大挥舞角之间。
对比图9-2和图56可见，在保证其机身内侧两只旋翼与传统技术机型具有相同夹角的情况下，此时两只内侧旋翼之间的避撞性能相近，但其外侧旋翼桨叶下垂的程度较小，从而减小了外侧旋翼桨叶与地面相互碰撞的机率。旋翼1与其相连的主轴2之间的安装角为(90+a)度，本发明的图57与传统技术的图9-2的区别在于前者的角a大于零度，后者的角a小于或等于零度。
图57是新型旋翼飞行器的上仰式交叉双旋翼1的局部正视示意图；旋翼1与其相连的主轴2之间的安装角为(90+a)度；图中的角b是转至横向、内侧略向上扬的一只桨叶与水平线的夹角，该角一般应大于6度，小于20度；角c是旋翼的主轴2与垂线之间的夹角，其角c与角a和角b之间满足c＝b-a；角d是转至横向、外侧下垂的一只桨叶与水平线的夹角，其角d与角a和角b之间满足d＝b-2a。
将图9-2常规技术方案与图56、图57的本发明方案比较，在其内侧旋翼桨叶角b同为12度的情况下，传统技术的角a＝0度、设本发明技术的角a＝4度的情况下，其外侧旋翼桨叶的下垂角传统技术方案为12度，本发明方案为4度，两者有着明显的差别。所以，图56、图57所示的方案，在避免外侧旋翼桨叶向下触地的方面具有明显的优势。
实施例十五见58-1、图58-2，一种新型旋翼飞行器，它与上述各实施例的区别在于，本实施例为同轴双旋翼的气动布局。本实施例可以在上述“实施例一”至“实施例十三”中“任意一个实施例”的基础上应用该同轴双旋翼的气动布局，从而组成一个新的实施例。
实施例十六见59-1、图59-2，一种新型旋翼飞行器，它与上述各实施例的区别在于，本实施例为单旋翼加尾桨的气动布局。本实施例可以在上述“实施例一”至“实施例十三”中“任意一个实施例”的基础上应用该单旋翼加尾桨的气动布局，从而组成一个新的实施例。
实施例十七见图60-1、图60-2，一种新型旋翼飞行器，它与上述各实施例的区别在于，本实施例为横列双旋翼的气动布局。本实施例可以在上述“实施例一”至“实施例十三”中“任意一个实施例”的基础上应用该横列双旋翼的气动布局，从而组成一个新的实施例。
实施例十八一种新型旋翼飞行器，它与上述各实施例的区别在于，本实施例为纵列双旋翼的气动布局。本实施例可以在上述“实施例一”至“实施例十三”中“任意一个实施例”的基础上应用该纵列双旋翼的气动布局的新型旋翼飞行器，从而组成一个新的实施例。
本发明的扭转变距桨，将直升机的灵活和旋翼机的安全、高效、成本低有机地结合在一起。同时，它还具有桨距自动限位系统，使其在长时间的巡航飞行过程中，可以切断桨距控制力矩，利用桨叶受到的气动力来维持它所需要的负桨距，它由此带来的优势在于一则、显著减轻了桨距调整系统的疲劳损耗；二来、在万一发生桨距调整系统传动断裂的故障，无法传输桨距操纵力矩时，可以利用仍能正常自转的旋翼继续巡航或迫降，从而显著地提高了该机的飞行安全性和整机寿命、降低了维护成本。因其保险成本与飞行器的安全性和整机寿命成反比，从而使该机还降低了保险成本，其综合成本亦明显降低。对于选用了上仰式交叉双旋翼的机型，它可以明显地降低外侧旋翼的下垂程度，使该机进一步提高了起降的安全性。
将本发明的各项新技术，部分地应用在某种旋翼飞行器之上，就可以构成具有某种技术改进的一种新型旋翼飞行器。
本发明的新型旋翼飞行器的起飞及机动操纵过程如下起飞过程(对于只设置总距变距系统的新型旋翼飞行器)先由发动机13驱动旋翼1转动，向上拉桨距操纵杆6，至旋翼1为正桨距而产生升力，水平牵引螺旋桨3调整至适当的小桨距，使其平衡旋翼1向后的分力而垂直离开地面。加大螺旋桨3的桨距，增大牵引力而前飞，当航速接近巡航速度时，将旋翼1由动力驱动的飞行状态转换到迎面气流驱动的自转前飞状态。在这个转换过程中，旋翼1转动方向不变、转速稳定，转换操作过程是加大螺旋桨3的桨距增大牵引力，同时下压桨距操纵杆6，使旋翼处于正扭转的负桨距；此时，对于双旋翼机型同时切断旋翼1的动力，对于单旋翼加尾桨机型还要将尾桨的动力一并切断。
对于配备有周期变距系统的高机动机型，需要动力驱动旋翼1，操纵周期变距系统而垂直起飞；驱动其螺旋桨使其前飞，将周期变距回中、旋翼压至负桨距，切断通向旋翼1的动力，顺利转换至巡航飞行状态。
机动操纵一、动力驱动旋翼状态的机动操纵其操纵过程与常规直升机相似。
二、自转旋翼状态的机动操纵它以旋翼机方式飞行，利用水平尾翼与垂直尾翼的控制舵面，操纵其横向及纵向机动。
上述一、二的两种运行方式的操纵系统，构成相互独立、互为备份的双操纵系统，显著地提高了该机操纵系统的可靠性。
总之，该新型旋翼飞行器，采用了扭转变距桨，利用直升机方式垂直起降、螺旋桨推进的旋翼机方式巡航，它还采用了桨距自动限位系统、上仰式交叉双旋翼等技术，将直升机的起降灵活与旋翼机的安全高效、综合成本低、噪音小等优点集于一身的优良飞行器。
权利要求
1.一种新型旋翼飞行器，包括机身5、主轴2、旋翼1、水平驱动离合器15、动力系统，旋翼机的尾翼4和水平驱动螺旋桨3，其特征是主轴2上端联接的旋翼1采用了扭转变距桨，扭转变距桨可由正桨距、负扭转调整至负桨距、正扭转；扭转变距桨的变扭桨43安装在桨轴26上，在变扭桨43根部安装调整杆27，在变扭桨43上安装有变扭组；该机可利用动力系统驱动正桨距的旋翼1，使用直升机方式操纵其垂直起降；采用自转的负桨距旋翼1，其动力通过水平驱动离合器15，由螺旋桨3水平驱动，使用旋翼机方式操纵其巡航。
2.根据权利要求1所述的新型旋翼飞行器，其特征是扭转变距桨为气动力变扭桨，变扭桨43包括有桨叶主部43a和后掠的桨尖部43b；桨叶主部43a设计为正扭转、桨尖部43b为无扭转的可变后掠；桨叶主部43a和桨尖部43相结合的过渡段为负扭转；变扭桨43为弹性材料，能在扭转力矩作用下发生弹性的扭转形变。
3.根据权利要求1所述的新型旋翼飞行器，其特征是扭转变距桨为气动力变扭桨，其桨尖部43b设有一辅助翼。
4.根据权利要求1所述的新型旋翼飞行器，其特征是扭转变距桨为变后掠式气动力变扭桨，变扭桨43包括有桨叶主部43a和可变后掠的桨尖部43b；桨叶主部43a设计为正扭转；桨尖部43b为可变后掠、无扭转；桨叶主部43a与桨尖部43b通过连接轴38转动相连；桨尖部43b内部有一滑动配重39，滑动配重39可以沿着旋翼转动的切线方向移动，桨尖部43b的离心力作用点随滑动配重39的移动而改变。
5.根据权利要求1所述的新型旋翼飞行器，其特征是扭转变距桨为斜襟翼变扭桨，变扭桨43包括有主桨叶21、斜襟翼和铰链轴20，其斜襟翼为一端宽、一端窄，斜襟翼通过铰链轴20转动连接在主桨叶21前、后缘的单侧或双侧；和斜襟翼分离的桨根部24与主桨叶21同轴安装在桨轴26上；该桨可由若干子级变扭桨组成二级或多级变扭桨，前级桨叶的桨根部24与后级桨叶的桨尖相连，逐级接续而成。
6.根据权利要求1所述的新型旋翼飞行器，其特征是变扭组采用杠杆变扭组，其固定传动轴60固定安装在桨轴安装架64之上；主桨传动轴61经连动杆固定在桨轴26之上；其桨根传动轴62固定在桨根部24之上；固定传动轴60、主桨传动轴61和桨根传动轴62三者都穿过传动孔与变扭连动63铰接；变扭连动63之上的三个传动孔之中，有一孔为圆孔，另外的两个孔为条形孔。
7.根据权利要求1所述的新型旋翼飞行器，其特征是变扭组采用连杆变扭组，其主轴架41a固定在桨轴26之上；传动盘40的转轴的轴承固定安装在翼肋框架上；主桨架41b固定在轴套30的内端，轴套30外端与主桨叶21固定相连；其主轴架41a通过轴盘连杆42a与传动盘40铰接；传动盘40通过连杆42b与受控制翼的上、下表面铰接，带动受控制翼的偏转；变扭组中的各个连杆亦可使用连动索；对于多级变扭桨而言，其级联传动索(杆)46可将前、后级变扭组连接在一起。
8.一种新型旋翼飞行器，包括机身5、主轴2、旋翼1、水平驱动离合器15、动力系统，旋翼机的尾翼4和水平驱动螺旋桨3，其特征是主轴2上端联接的旋翼1采用了无扭转变距桨，该桨可由正桨距调整至负桨距；该机可利用直升机动力系统驱动正桨距的旋翼1，使用直升机方式操纵其垂直起降；采用自转的负桨距旋翼1，其动力通过水平驱动离合器15，由螺旋桨3水平驱动，使用旋翼机方式操纵其巡航。
9.一种新型旋翼飞行器，包括机身5、动力系统、旋翼1、起落架等部分，其特征是旋翼1的桨叶与桨距传动杆53之间安装有桨距自动限位系统；其桨叶的升力中心位于桨轴26的后部，在靠近旋翼桨根部的附近设有桨距限位块59，用来限制最小桨距的行程；限位块59将最小桨距限制在自转旋翼所需工作状态的负桨距的安装角位置；其桨距传动杆53，通过连接控制器56，将桨距控制力矩传递到桨叶；其定位销55与连接控制器56相连，定位销55可分别置于锁定的位置及释放的位置；将定位销55置于锁定的位置，可使连接控制器56接通其桨距控制力矩；将定位销55置于释放的位置，可使连接控制器56断开其桨距控制力矩。
10.一种新型旋翼飞行器，包括机身5、动力系统、尾翼4、起落架、上部的主轴2，主轴2上端的旋翼1等，其特征是其旋翼1为上仰式交叉双旋翼1；每只旋翼1与其相连的主轴2之间的安装角为90°+a度，角a在大于零度、小于旋翼的最大挥舞角之间选取。
全文摘要
一种直升旋翼机，包括机身5、主轴2、旋翼1、水平驱动离合器15、动力系统，旋翼机的尾翼4和水平驱动螺旋桨3，特征是主轴2上端联接的旋翼1采用了扭转变距桨，扭转变距桨可由正桨距、负扭转调整至负桨距、正扭转。它利用动力驱动正桨距的旋翼1，使用直升机方式操纵其垂直起降，它利用具有桨距自动限位系统的自转旋翼1，由螺旋桨3水平驱动，使用旋翼机方式巡航，此时主减速器、周期变距系统停止运行，即显著地提高其安全可靠性，又明显地降低了维护成本，保险成本和营运成本。它是一种能够将直升机的起降灵活与旋翼机的安全高效、综合成本低、噪声轻等优点集于一身的优良飞行器。
文档编号B64C27/00GK1651309SQ20041000269
公开日2005年8月10日 申请日期2004年2月2日 优先权日2004年2月2日
发明者章洪 申请人:章洪