一种飞行器共轴双旋翼系统的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种航空飞行器，特别涉及一种飞行器的共轴双旋翼系统。
【背景技术】
[0002]众所周知，共轴双旋翼系统是用于产生升力和操纵直升机的，这种系统已经被应用于卡-26、卡-32等型号的直升机上，这种系统的特性在卡莫夫公司出版的上述型号直升机的技术使用手册中已经做了详细的说明，在此就不做更大篇幅的介绍了。
[0003]目前已知的方案中，卡-32直升机的共轴双旋翼系统与本发明最为接近，卡-32直升机的共轴双旋翼系统结构主要包括:减速器和2个向相反方向旋转的轴，上、下旋翼桨毂分别固定在2个向相反方向旋转的轴上，上、下旋翼设置水平铰、垂直铰和轴向铰；卡-32直升机的共轴双旋翼系统还包括每个旋翼的操纵链路，在这些链路中包括2个自动倾斜器、2个滑筒、总距和差动桨距机构、用于连接这些组件的摇臂和拉杆。其中，下旋翼的自动倾斜器直接安装在减速器的上部，它与旋翼桨叶周期变距杆连接。上旋翼的自动倾斜器安装在位于2个旋翼之间的减速器轴上，并与下自动倾斜器相连接，通过拉杆与下旋翼一起旋转，以保证上下自动倾斜器的倾斜平行度。上下滑筒安装在上旋翼轴上，在上下旋翼之间的空间上。滑筒经过轴槽中的螺栓与轴内部的拉杆连接，再经过这些拉杆与安装在减速器下部的用于控制旋翼总距和差动桨距的旋翼操纵机构连接。上、下旋翼的自动倾斜器分别通过各自的滑筒摇臂、拉杆与上、下旋翼桨叶轴向铰相连。
[0004]目前卡-32直升机原型机的旋翼系统所存在的一些局限性为:
(I)和其它所有已知的直升机旋翼系统一样，卡-32直升机原型机在以平飞姿态飞行时，在桨叶向后运动的方位(与飞行方向相反的方向)上的桨叶根部截面形成反向扰流区。在反向扰流区，也就是在桨叶后缘方向出现桨叶气流分离的区域，不能产生升力。因此，为了补偿旋翼桨盘的升力，在这些方位上增加桨叶攻角。增加桨叶攻角可以引起桨叶叶型阻力的增加，从而导致本来用于旋翼转动的能量的无效消耗。但随着飞行速度的增加，反向扰流区增加，必须增加后行桨叶的攻角直到最大值为止，由此出现桨叶气流分离和升力特性损失，这些因素限制了直升机的平飞速度。
[0005](2)同时，在满足旋翼桨盘升力补偿条件的情况下，随着直升机飞行速度的增加，气动限制一方面在桨叶出现气流分离时表现出来，另一方面在达到空气超音速扰流区时表现出来，这就是直升机飞行速度相对较低的原因。例如，先进的卡-50的军用直升机的最大使用速度也只有310公里/小时。
[0006](3)我们熟悉的共轴双旋翼直升机，包括卡-32直升机，其旋翼桨盘升力的补偿是由减速器旋转轴(安装旋翼的)的动强度的要求来决定的。且由于非对称升力的缘故，反向旋转的上下旋翼的旋转平面有在一侧“交会”的倾向，为了防止上下旋翼的桨叶在飞行中碰撞，上旋翼的桨毂与下旋翼桨毂之间的距离设定为0.2R (R为旋翼半径)，其距离较大，因此对减速器旋转轴的刚度要求也高，而大功率的旋转轴本来在机械上就难度很大，其不光要传递功率，还要传递上面旋翼的总距、周期距控制，在机械设计上有相当的难度。
[0007](4)目前，在共轴双旋翼直升机上，由于上下旋翼是向相反方向旋转，因此旋翼桨盘的升力补偿从气动的角度上来说不是必须的。由于共轴直升机的气动力是对称的，可以使用下旋翼前行桨叶的升力来抵消上旋翼后行桨叶的升力损失。这种适用于高速共轴式直升机的方案被称为前行桨叶概念-〃ABC〃 (Advancing Blade Concept)。
[0008]但是，卡-32直升机原型机的共轴双旋翼系统并不能采用适用于高速直升机的〃ABC〃 (Advancing Blade Concept)的概念，因为在平飞状态，在前行桨叶上的不平衡升力可以在上旋翼旋转轴上产生带变量的弯曲力矩。除此之外，在卡-32原型机的共轴双旋翼系统中，上下自动倾斜器之间是相连的，是用于操纵上下旋翼的双自动倾斜器。此外，在采用前行桨叶概念时，一个自动倾斜器不能同时(差动)操纵上、下旋翼的前行桨叶和后行桨叶的攻角。
【发明内容】
[0009]本发明要解决的技术问题是提供一种能够允许每个旋翼桨盘升力补偿单独进行且可以降低桨叶后行桨叶气动阻力的飞行器共轴双旋翼系统。
[0010]为解决上述技术问题，本发明的技术方案为:一种飞行器共轴双旋翼系统，包括减速器、下旋翼轴、下旋翼桨毂、下旋翼、上旋翼轴、上旋翼桨毂、上旋翼和用于控制上、下旋翼的操纵链路，所述操纵链路包括上自动倾斜器、下自动倾斜器以及控制上、下自动倾斜器上下移动的总距操纵机构、差动桨距操纵机构；其创新点在于:所述上、下旋翼采用只有轴向铰的刚性共轴旋翼；所述操纵链路的上、下自动倾斜器之间取消拉杆直连结构，操纵链路还包括一周期距操纵机构和一差动周期距操纵机构，其中，周期距操纵机构与上、下自动倾斜器分别连接来控制上、下自动倾斜器在直升机横向或纵向的同向倾斜，差动周期距操纵机构与上、下自动倾斜器分别连接来控制上、下自动倾斜器在直升机横向的相向或反向倾斜。
[0011]优选的，所述上旋翼轴为固定式刚性轴体，上旋翼桨毂通过轴承安装在上旋翼轴上；所述下旋翼轴为同轴设置在上旋翼轴外的旋转轴，上旋翼桨毂通过弹性传动轴、中介齿轮与下旋翼轴连接实现上、下旋翼桨毂的反向旋转。
[0012]优选的，所述减速器、下旋翼轴、下旋翼桨毂、下旋翼、上旋翼轴、上旋翼桨毂、上旋翼以及上、下自动倾斜器的具体连接结构为:下旋翼轴的下部通过轴承组支承在减速器内，下旋翼轴由减速器的输出齿轮带动绕自身轴线旋转，下旋翼轴的上部安装有与其连接固定的下旋翼桨毂，下旋翼桨毂上连接有带轴向铰的下旋翼；上旋翼轴与减速器连接固定，上旋翼轴的上部通过轴承安装有可转动的上旋翼桨毂，上旋翼桨毂上连接有带轴向铰的上旋翼；上、下自动倾斜器均包括自内而外依次同轴套装的滑筒、非旋转内环、旋转外环，非旋转内环与旋转外环之间滚动配合，非旋转内环与滑筒之间通过万向球铰结构铰接；所述下自动倾斜器套装在减速器的上部，下自动倾斜器的滑筒通过键与减速器连接，该滑筒可在键的导向下在减速器上上下滑动，下自动倾斜器的旋转外环通过第一桨叶拨杆和第一桨叶拉杆与其上方的下旋翼轴向铰相连，下自动倾斜器的旋转外环还通过第一扭力臂与下旋翼桨毂相连；所述上自动倾斜器套装在上旋翼轴的上部，上自动倾斜器的滑筒通过键与上旋翼轴连接，该滑筒可在键的导向下在上旋翼轴上上下滑动；上自动倾斜器的旋转外环通过第二桨叶拨杆和第二桨叶拉杆与其下方的上旋翼轴向铰相连，上自动倾斜器的旋转外环还通过第二扭力臂与上旋翼桨毂相连。
[0013]优选的，所述上旋翼轴为空心管状轴体，在该空心管状轴体内设置一穿过整个上旋翼轴的内置式操纵过渡链路，周期距操纵机构以及差动周期距操纵机构均是通过内置式操纵过渡链路实现与上自动倾斜器的连接。
[0014]优选的，所述内置式操纵过渡链路包括轴内拉杆、上横杆、下横杆和过渡滑筒，过渡滑筒通过键连接在上旋翼轴的下端部外，过渡滑筒可在键的导向下沿上旋翼轴上下滑动；上横杆位于上旋翼轴的上方，其中部设与上自动倾斜器的滑筒铰接的上横杆轴，上横杆的端部通过上拉杆与上自动倾斜器的不旋转内环相连；下横杆位于上旋翼轴的下方，其中部设与过渡滑筒铰接的下横杆轴；轴内拉杆有一对，该对轴内拉杆的下端分别铰接在下横杆轴至下横杆两端部之间，该对轴内拉杆的上端分别铰接在上横杆轴至上横杆两端部之间。
[0015]本发明的优点在于:
(1)本发明中上、下旋翼采用刚性共轴旋翼，且两者旋转方向相反，其利用上、下旋翼气动力的对称性，可以使用下旋翼前行桨叶的升力来抵消上旋翼后行桨叶的升力损失，省去旋翼的升力补偿；进而避免在为满足升力补偿条件的情况下，由气流分离以及空气超音速扰流造成的气动限制；
(2)由于取消了升力补偿，无须通过上、下旋翼的挥舞来减小前行桨距以及增加后行桨距，省去该过程后，通过增设差动周期距操纵机构来降低后行桨距，从而可以降低旋翼桨叶后行位置的气动阻力，降低无效消耗，在相同输出功率基础上增加平飞速度；在降低后行桨距的同时通过差动周期距操纵机构还能够增加前行桨距，进而在上、下旋翼的前行桨叶上重新分配升力，避免升力的大幅度波动；
(3 )在上述前提下，上旋翼桨毂通过轴承安装在固定式上旋翼轴上，其通过弹性传动轴由下旋翼轴带动转动，而该固定式刚性轴体固定在减速器上，其可以吸收上旋翼不平衡升力造成的弯曲力矩载荷，且上旋翼桨毂的弯曲力矩是相对的恒定值。这种设计方案增加了非转动支柱(即上旋翼轴)的疲劳强度，简化了旋翼系统的结构；
(4)除此之外，由于刚性共轴旋翼不会出现锥体迎面倾转，不会引起上下旋翼叶尖碰撞，因此，上旋翼轴可以做得更短，系统结构更紧凑、强度更高；
(5)由于上、下自动倾斜器之间取消拉杆直连结构，因此，需要新的链路来控制上旋翼的动