解决直升机水平飞行时旋翼迎风和顺风时叶片升力不等所造成的力平衡问题,以大幅度提高飞行速度和稳定性。力学原理:附图中,假想空间坐标系X、Y、Z中有一直升机,其重力向量O
1.消除直升飞机机翼抖震和提升飞行速度的方法,其特征是:根据自动力平衡理论,在两旋翼连接处设置一俯仰轴,在具体实施过程中,两侧旋翼的叶片通过水平俯仰轴连接成为一个整体,即具有固定仰角的旋翼通过水平俯仰轴连接成一整体,且使两旋翼在旋转中产生的升力作用点落在俯仰轴线的转动后方,使升力对于俯仰轴的力学系统为一个稳定系统,一方面这个整体在直升飞机发动机轴带动下旋转,另一方面,在这个整体内旋翼叶片可以绕俯仰轴在一定范围内转动,升力对俯仰轴的力矩使旋翼绕俯仰轴在一定范围内转动以改变旋翼仰角,通过一种正弦式周期性改变仰角的方式自动平衡两侧叶片升力的大小,使两侧升力保持相等,以大幅度提高飞行速度和稳定性。
2.根据权利要求1所述的消除直升飞机机翼抖震和提升飞行速度的方法,其特征是:在直升飞机飞行的过程中,迎风侧旋翼产生的升力将大于顺风侧所产生的升力,迎风侧叶片的升力对于俯仰轴的力矩大于顺风侧,两旋翼叶片将在这对力矩的作用下绕俯仰轴向前转动一个角度,从而使迎风侧旋翼仰角变小,升力变小,背风侧仰角变大,升力变大,当两侧升力相等时,力矩转动的作用停止,在旋翼匀速转动过程中,叶片会绕俯仰轴以正弦波俯仰运动方式与旋翼转动周期同步,俯仰幅度则随直升机速度增大而增大。所属技术领域本申请涉及一种新的实施方法,可以消除直升机在飞行过程中存在的机翼抖震问题,目的是提升飞行速度和飞行平稳性。可以直接应用在军用及民用直升飞机领域。
背景技术
直升飞机自1907年诞生以来已有100多年的历史,其基本原理是利用高速转动的带有仰角的旋翼获得升力来使飞机升空和飞行的。虽然其各项技术和材料都已发生了革命性的改进,但是,由其基本飞行原理所产生的飞行过程中两翼升力不相等带来的抖震问题仍无法消除,所以直至今日,直升飞机的飞行速度仍不是很高。据了解,目前世界各国所使用的飞行速度最快的直升机,最高时速一般在250公里/小时至350公里/小时的范围内,即使美国最新设计的X2直升机(其最高时速将为463公里/小时),其飞行速度也没有达到直升机的预期速度(900公里/小时)。所以,如何大大提升直升飞机的飞行速度已成为世界各国研究的热点。我们的申请项目用一种新的自动力平衡原理和独特的方法消除了这一影响飞行速度的因素,可以大大提升直升机的飞行速度。
发明内容
为了消除现在的直升飞机在飞行过程中当旋翼转至迎风侧时升力大于顺风侧并发生周期性的抖震而影响飞行速度的问题,我们利用本申请项目的自动力平衡原理和带有俯仰轴的旋翼设计,可以使这一问题得到解决。本专利申请涉及的自动力平衡原理是指在直升飞机旋翼转动的过程中,两侧旋翼的升力由于俯仰轴的连接可以绕该轴转动一定角度,通过一种正弦式周期性同步地改变仰角自动平衡了两侧升力的大小,使得两侧升力时时相等,从而保持了直升飞机在飞行过程中的平稳。本发明专利的关键设计在于两旋翼之间的俯仰轴的存在。为了方便说明我们确立一个三维旋转坐标系:设直升飞机旋翼中心处于该坐标系的原点,其前行的方向为Z轴,水平垂直于Z轴的为X轴,沿反重力方向垂直于X,Z轴的为Y轴,同时假定飞机两旋翼叶片与X轴重合且X轴与叶片一起转动。此时,两旋翼通过中间的俯仰轴连接并可绕俯仰轴转动一定角度(因为俯仰轴与X轴重合,故可认为两旋翼叶片可绕X轴转动一定角度),且设计时使升力在两侧旋翼叶片的作用点落在X轴的后方(转动的指向定为前方),此时飞机以一定速度沿Z轴向前飞行,两侧旋翼叶片上的升力由于存在迎风和顺风时相,故两侧升力不等,在这种情况下,迎风侧的叶片的升力对于俯仰轴(X轴)产生较顺风侧大的力矩,在该力矩的作用下,旋翼叶片绕俯仰轴转动一定角度,从而使迎风侧的叶片仰角变小,升力变小一些,使顺风侧的仰角变大,升力变大一些,直至最终相等。所以,俯仰轴的存在可以使两侧旋翼的升力处处调整为相等。可以证明,在旋翼匀速转动过程中,叶片会绕俯仰轴以正弦波俯仰运动方式与旋翼转动周期同步,俯仰幅度则随直升机速度增大而增大。本专利申请的有益效果是,可以消除直升飞机飞行过程中两旋翼升力不等带来的限制飞行速度的抖震问题,可以大大提升直升飞机的飞行速度和飞行稳定性。
附图说明
下面结合附图对本专利申请进一步说明:附图针对性简化地显示了项目的力学平衡原理。图示中虚线所示的互相垂直的X、Y、Z轴构成一个空间三维旋转坐标系(指X轴与旋翼叶片一起转动),其中Z轴方向为直升飞机向前飞行的方向,Y轴方向代表垂直于水平地面向上的方向,飞机重力G落在此轴上且方向向下,X轴水平垂直于飞行方向Z轴,且与飞机旋翼重合与旋翼一起转动。图示中,vf表示直升飞机向前飞行的速度,Fl及Fl′分别代表迎风侧(左侧)及顺风侧(右侧)两旋翼产生的升力,O及O′分别代表两侧升力在旋翼上的作用点,d为两侧升力作用点到俯仰轴(X轴)的距离,G和O_G分别代表飞机重力及其作用点,图示中旋转箭头表示旋翼顺时针旋转。当旋翼(与X轴)转动过程中,如果没有叶片可以绕其转动一定角度的俯仰轴,直升飞机迎风侧叶片产生的升力Fl>顺风侧升力Fl′,两侧的叶片受力不等,飞机机身会在周期变化的不等的升力作用下产生抖震问题,飞机飞行速度越大抖震越明显,这一点影响了直升飞机的飞行速度。本项目中飞机的两旋翼叶片之间由俯仰轴连接成为一个整体,且两叶片可以绕俯仰轴在一定范围角度内转动,设计时使升力在两侧旋翼叶片的作用点O及O′落在X轴的后方(转动的指向定为前方),此时,两旋翼对于俯仰轴(X轴)产生的力矩分别为Fl·d和Fl′·d,由于Fl·d>Fl′·d,于是旋翼叶片将绕俯仰轴转动一个角度,使得迎风侧仰角变小,Fl变小,顺风侧旋翼仰角变大,Fl′变大,最终使Fl=Fl′。当两侧旋翼(X轴)转动至与Z轴重合时,两侧升力相等,此时俯仰轴没有转动,相当于直升飞机垂直起飞时旋翼转动时的状态。在旋翼匀速转动过程中,叶片会绕俯仰轴以正弦波俯仰运动方式与旋翼转动周期同步,俯仰幅度则随直升机速度增大而增大。
具体实施方式
本申请项目的核心技术是连接两旋翼的俯仰轴的设计。在具体实施过程中,将两侧旋翼的叶片通过俯仰轴连接成为一个整体,一方面这个整体在直升飞机发动机轴带动下旋转,另一方面,在这个整体内旋翼叶片可以绕俯仰轴在一定范围内转动,从而改变叶片仰角。另外,在具体实施过程中,还要使两旋翼落在转动中产生的升力的作用点落在俯仰轴线的转动后方,这样才能使升力对于俯仰轴的力学系统为一个稳定系统。