專利名稱：一種直升旋翼機的制作方法
技術領域：
本發明屬于一種航空飛行器，特別是一種直升旋翼機。
背景技術：
傳統旋翼機靠機身前部或后部螺旋槳的水平驅動前進，見圖1、圖2，(圖中旋翼轉動平面的弧形箭頭表示旋翼轉動方向，圖1簡略地展示出一片槳葉及其三處截面位置的剖面圖，后面涉及的圖3、圖5亦相同)。旋翼機以速度V向前飛行；圖1所示為拉進式螺旋槳、圖2所示為推進式螺旋槳。氣流以一定速度水平穿過旋翼轉動平面驅動旋翼高速自轉，使旋翼獲得升力而飛行，槳葉為負槳距、正扭轉工作狀態。氣流通過旋翼以后的空氣尾流與航向基本平行，沒有與機身相交的干擾氣流，飛行中螺旋槳產生的干擾尾流亦較少，所以旋翼機巡航飛行的效率較高，油耗較低。該機在巡航時旋翼處于自轉工作狀態，其旋翼沒有槳距調整系統、也沒有與旋翼主軸相連的減速器，該機保持了較低的噪音和故障率。該機在空中失去動力以后，處于負槳距、正扭轉的旋翼槳葉，它所提供的安裝角仍能符合其迫降時空氣動力學的要求，具有正常的工作迎角，保持較高的氣動效率，其下降速率低，迫降時安全性能好；該機出現故障，對自身安全會造成重大影響的零部件只有旋翼、連接旋翼的主軸、連接主軸的機身承力結構，因此它的安全系數大、可靠性高；但它不能垂直起降，起落場地較大，從而影響了它的廣泛應用。
傳統直升機靠動力，經過主減速器驅動旋翼飛行，見圖3、圖4，氣流由旋翼槳盤的上部向下穿過旋翼轉動平面，所以槳葉為正槳距、負扭轉。圖5是傳統直升機的正槳距旋翼A、負槳距旋翼A’和傳統旋翼機專用的旋翼B，它們在不同半徑處的安裝角的比較示意圖；由圖4可見，傳統直升機飛行時旋翼產生的下洗氣流受到機身阻礙，氣流是由前上至后下地穿過槳盤，產生較大的空氣動力損耗。直升機中占大多數的單旋翼機型，其尾槳產生的橫向消旋氣流與航向來流垂直，會增加空氣動力損耗。這兩種現象都會降低它巡航飛行的空氣動力效率，增加燃料消耗。直升機在飛行時，周期變距系統、主減速器始終在運行，工作噪聲大、安全系數低。見圖5，該機若在空中失去動力，它只能利用設計在正槳距、負扭轉工作狀態的旋翼槳葉A，下壓槳距操縱桿使旋翼槳葉調整至負槳距，其旋翼由槳葉A的角度轉至槳葉A’的角度，進行風車自轉的無動力迫降。槳葉A’與槳葉B比較，旋翼機專用的槳葉B處于有利的工作狀態；其A’的槳葉尖接近零迎角、甚至處于小角度負迎角，只有槳葉的中前部的迎角基本正常，槳葉中部則迎角過大，槳葉根部的迎角太大甚至產生局部氣流分離，降低了以自轉狀態旋轉的氣動效率、下降速度較大，迫降時易對乘員造成傷害，安全性能差。
圖6為理想旋翼的半徑與安裝角關系曲線圖，圖中上半部的曲線A、B分別為正槳距狀態的大、小不同槳距狀況的比較圖(后面的圖7、15、17、26、28、30、38中的虛線亦是如此)；圖的下半部的曲線B’、A’分別為負槳距狀態的不同槳距狀況的比較圖。圖7為理想扭轉和線性扭轉槳葉的半徑與安裝角的關系曲線圖，其中的粗實線A、A’、B是線性扭轉槳葉之半徑與安裝角的關系曲線；圖中的A、A’是線性負扭轉槳、B是線性正扭轉槳，其A、A’、B分別與圖5中的A、A’、B相對應。旋翼A和B安裝角基本符合氣動安裝角的要求，當使用旋翼A’用于負槳距狀態，此負槳距狀態應為旋翼B的正常工作區間。使用旋翼A’來代替旋翼B，其旋翼A’的實際工作效率將明顯降低。
現有技術的一種“AH-56‘夏安’武裝直升機”，是單旋翼加尾槳氣動布局的直升機，它安裝有推進螺旋槳。它在任何時候都只能以直升機方式飛行，其推進螺旋槳僅是用來增加巡航速度。它不具備旋翼機方式的巡航飛行的能力，也不具備旋翼機一樣優良的安全性能。
現有技術的另一種“微型逃命直升機”，其旋翼槳葉為負扭轉，它在槳尖安裝有噴氣發動機，在正槳距時驅動槳尖噴氣發動機。該機采用直升機的機動操縱方式進行垂直起降或巡航；它還有水平驅動的螺旋槳，該機在水平驅動螺旋槳的推動下，可以利用負槳距的自轉旋翼巡航飛行。該機對傳統直升機與傳統旋翼機進行了結合，它部分地解決了傳統直升機與傳統旋翼機各自的不足，但它還存在有缺點1、這種飛行器要使用兩種不同的發動機，使其動力系統較為復雜；2、它的兩種發動機各自使用不同的燃料，互不通用，從而增加了對自身飛行的限制；3、巡航時它利用負扭槳、負槳距的槳葉用于正扭轉、負槳距范圍工作，降低了巡航飛行時的旋翼氣動效率；4、該機只能采用直升機的機動操縱這一種方式進行機動飛行。
上述直升機的調距槳葉，是將普通固定槳距槳葉的固定槳軸改為槳距調整軸構成，這種調距槳葉的缺點是槳距的高效工作調整范圍小，調整時整個槳葉都以相同角度轉動，它只在設定槳距才能高效工作；將它調整至偏離最佳值時，只有槳葉的某一段效率高，其它部位安裝角誤差增大，效率明顯降低。由于現有調距槳葉的不足，從而限制了各種利用調距槳葉工作的飛行器發展。
一種現有的帶伺服襟翼16的旋翼(見圖8)，其扭度固定了的傳統槳葉，它的扭度無法調整；伺服襟翼16是用來調整旋翼的升力，不能改變其槳葉為負扭轉的基本特性，其高效槳距調整范圍小。
現有技術的無扭轉槳葉，該無扭槳僅被用于科學研究，它從未被用于任何實用飛行器。
圖9-1和圖9-2為傳統交叉雙旋翼飛行器的側視圖和正視圖，旋翼與其相連的主軸之間的安裝角為等于90度或小于90度，其機身外側的旋翼槳葉下垂程度較大，增大了外側槳葉與地面相碰撞的機會。
發明內容
本發明的目的是針對上述問題，提出了一種新型旋翼飛行器方案，它兼有傳統直升機及傳統旋翼機的優點，其旋翼的槳距調節范圍大，它可以使用高效率的“扭轉變距槳”，該“扭轉變距槳”能夠由正槳距的負扭轉調整到負槳距的正扭轉。它還可以使用無扭槳，以兼顧它在正槳距和負槳距兩種工作狀態的不同需要，避免傳統直升機旋翼定常自轉時過低的氣動效率；滿足垂直起降時，要求旋翼為正槳距，巡航時要求旋翼為負槳距的工作需要。它可以實現直升機方式垂直起降及旋翼機方式高效率巡航，其巡航油耗低、噪聲小、安全性能好、綜合成本低、性能優良。
為了實現上述發明之目的，新型旋翼飛行器采用了如下技術方案一種新型旋翼飛行器的方案之一，包括機身5、主軸2、旋翼1、水平驅動離合器15、動力系統，旋翼機的尾翼4和水平驅動螺旋槳3，其特征是主軸2上端聯接的旋翼1采用了扭轉變距槳，扭轉變距槳可由正槳距、負扭轉調整至負槳距、正扭轉；扭轉變距槳的變扭槳43安裝在槳軸26上，在變扭槳43根部安裝調整桿27，在變扭槳43上安裝有變扭組；該機可利用直升機動力系統驅動正槳距的旋翼1，使用直升機方式操縱其垂直起降或巡航；采用自轉的負槳距旋翼1，其動力通過水平驅動離合器15，由螺旋槳3水平驅動，使用旋翼機方式操縱其巡航。它的直升機方式的操縱系統和旋翼機的操縱系統，構成相互獨立、互為備份的雙操縱系統。
上述的扭轉變距槳為氣動力變扭槳，變扭槳43包括有槳葉主部43a和后掠的槳尖部43b；槳葉主部43a設計為正扭轉、槳尖部43b為無扭轉的可變后掠；槳葉主部43a和槳尖部43b相結合的過渡段為負扭轉；變扭槳43為彈性材料，能在扭轉力矩作用下發生彈性的扭轉形變。1、旋翼工作在巡航的自轉負槳距狀態時，其升力由槳葉主部43a提供，槳尖部43b升力很小，槳尖部43b的氣動扭矩不足以使變扭槳43扭轉，變扭槳43基本保持設計時的正扭轉狀態。2、工作在動力驅動旋翼狀態時，變扭槳43調整至正槳距，槳尖部43b的迎角加大，槳尖部43b由此獲得足夠的氣動負扭轉力矩，從而使槳葉獲得足夠的負扭轉。
上述的氣動力變扭槳的槳尖部43b設有一輔助翼，輔助翼是一種可以調整槳尖部43b氣動迎角的部件；1、旋翼工作在巡航的自轉負槳距狀態時，其升力由槳葉主部43a提供，經輔助翼調整槳尖部43b的氣動迎角很小，使槳尖部43b升力很小，槳尖部43b的氣動扭矩不足以使變扭槳43扭轉，變扭槳43基本保持設計時的正扭轉狀態。2、在動力驅動旋翼狀態時，變扭槳43調整至正槳距，槳尖部43b的輔助翼使槳尖部43b的迎角加大，槳尖部43b由此獲得足夠的氣動負扭轉力矩，從而使槳葉獲得足夠的負扭轉。
上述的扭轉變距槳為變后掠式氣動力變扭槳，變扭槳43包括有槳葉主部43a和可變后掠的槳尖部43b；槳葉主部43a設計為正扭轉；槳尖部43b為無扭轉的可變后掠；槳葉主部43a與槳尖部43b通過連接軸38轉動相連；槳尖部43b內部有一滑動配重39，滑動配重39利用級聯傳動索(桿)46的控制，沿著旋翼轉動的切線方向移動；當槳葉處于負槳距時，滑動配重39被移至槳尖部43b的翼后緣一側；當槳葉處于正槳距時，滑動配重39被移至槳尖部43b的翼前緣一側。變扭槳43為彈性材料，能夠在扭轉力矩作用下發生彈性的扭轉形變；槳尖部43b使用剛性很好的材料，它在扭轉力矩作用下其扭轉形變極小。變后掠式氣動力變扭槳，在自轉旋翼的巡航狀態時，變扭槳43調整至負槳距，滑動配重39后移，槳尖部43b的重心和離心力作用點接近翼后緣一側，槳尖部43b與槳葉主部43a基本處于同一條直線上，槳尖部43b受到相對于槳軸26的氣動扭矩很小，變扭槳43保持設計時的扭轉狀態。它在動力驅動旋翼垂直起降狀態時，變扭槳43調整至正槳距，滑動配重39前移，槳尖部43b的重心和離心力作用點接近翼前緣一側，槳尖部43b向后掠，槳尖部43b受到相對于槳軸26的負扭轉方向的氣動扭矩明顯增強，變扭槳43改變成為負扭轉狀態。
上述的扭轉變距槳為斜襟翼變扭槳，變扭槳43包括有主槳葉21、斜襟翼和鉸鏈軸20，其斜襟翼為一端寬、一端窄，斜襟翼通過鉸鏈軸20轉動安裝在主槳葉21前后緣的單側或雙側；該槳可由若干子級變扭槳組成二級或多級變扭槳，前級槳葉的槳根部24與后級槳葉的槳尖相連，逐級接續而成。
上述的變扭組采用齒輪變扭結構，它包含四個齒輪E、F、G、H；兩個齒輪F、G同軸固定連結在一起，安裝在槳根部24內部翼肋框架的固定軸架33上；齒輪E與齒輪F嚙合、齒輪H與齒輪G嚙合；齒輪E固定不轉；齒輪H與主槳葉21固定連接，主槳葉21隨齒輪H轉動；變扭組在傳動過程中即不發生松曠，也不出現卡阻。
上述的變扭組采用杠桿變扭組，其固定傳動軸60固定安裝在槳軸安裝架64之上；主槳傳動軸61經連動桿固定在槳軸26之上；其槳根傳動軸62固定在槳根部24之上；固定傳動軸60、主槳傳動軸61和槳根傳動軸62三者都穿過傳動孔與變扭連動63鉸接，它們三者與變扭連動63之間分別滑潤吻合；變扭連動63之上的三個傳動孔之中，有一孔為圓孔，另外的兩個孔為條形孔。
上述的變扭組采用連桿變扭組，其主軸架41a固定在槳軸26之上；傳動盤40的轉軸的軸承固定安裝在槳根部24的翼肋框架上；主槳架41b固定在軸套30的內端，軸套30外端與主槳葉21固定相連；其主軸架41a通過軸盤連桿42a與傳動盤40鉸接；傳動盤40通過連桿42b與受控制翼的上、下表面鉸接，帶動受控制翼的偏轉；變扭組中的各個連桿亦可使用連動索；對于多級變扭槳而言，其級聯傳動索(桿)46可將前、后級變扭組連接在一起。
一種新型旋翼飛行器方案二，包括機身5、主軸2、旋翼1、水平驅動離合器15、動力系統，旋翼機的尾翼4和水平驅動螺旋槳3，其特征是主軸2上端聯接的旋翼1采用了無扭轉變距槳，該槳可由正槳距調整至負槳距；該機可利用直升機動力系統驅動正槳距的旋翼1，以直升機方式垂直起降；采用自轉的負槳距旋翼1，其動力通過水平驅動離合器15，由螺旋槳3水平驅動，以旋翼機方式而巡航。
一種新型旋翼飛行器方案三，包括機身5、動力系統、旋翼1、起落架等部分，其特征是旋翼1的槳葉與槳距傳動桿53之間安裝有槳距自動限位系統；其槳葉的升力中心位于槳軸26的后部，在靠近旋翼槳根部的附近設有槳距限位塊59，用來限制最小槳距的行程；限位塊59將最小槳距限制在自轉旋翼所需工作狀態的負槳距的安裝角位置；其槳距傳動桿53，通過連接控制器56，將槳距控制力矩傳遞到槳葉；其定位銷55與連接控制器56相連，定位銷55可分別置于鎖定的位置及釋放的位置；將定位銷55置于鎖定的位置，可使連接控制器56接通其槳距控制力矩；將定位銷55置于釋放的位置，可使連接控制器56斷開其槳距控制力矩。
一種新型旋翼飛行器方案四，包括機身5、動力系統、尾翼4、起落架、上部的主軸2，主軸2上端的旋翼1等，其特征是旋翼1為上仰式交叉雙旋翼1；每只旋翼1與其相連的主軸2之間的安裝角為90°+a度。使其機身外側之旋翼槳葉下垂的程度較小，從而減小了外側旋翼槳葉與地面相互碰撞的機率。
上述的角a，對于使用鋼性揮舞鉸軸承的旋翼，角a大于零度、等于或小于旋翼的最小揮舞角。
上述的角a，對于使用柔性揮舞鉸的無鉸式旋翼，角a介于旋翼的最小揮舞角與最大揮舞角之間。
本發明的優點是1、性能優良，兼有傳統直升機及傳統旋翼機的優點，其旋翼的槳距調節范圍大，它可以使用高效率的“扭轉變距槳”，該“扭轉變距槳”能夠由正槳距的負扭轉調整到負槳距的正扭轉，它滿足了對旋翼的兩種不同槳距和扭轉的使用需求，充分發揮了扭轉變距槳的工作優勢。它還可以使用無扭槳，避免傳統直升機旋翼定常自轉時過低的氣動效率；滿足垂直起降時旋翼為動力正槳距，螺旋槳水平驅動巡航時旋翼為自轉負槳距的工作需要。
2、安全性能好該機使用了“槳距自動限位”系統，保證了它的旋翼具有與傳統旋翼機的旋翼相近的可靠性，其整機安全可靠性好。巡航中可以取消槳距控制系統的操縱力矩，顯著減輕了槳距調整系統的疲勞損耗；它甚至在槳距調整系統發生傳動斷裂等故障，無法傳輸操縱力矩時，也可利用氣動力對槳葉的作用，使之自動轉向巡航所需的負槳距狀態，獲得足夠的旋翼升力，從而顯著地提高了該機的飛行安全性。該機在巡航時其旋翼處于自轉工作狀態，其主變速器和周期變距系統停止工作，最大限度地減少了它們的磨損和疲勞損耗，從而顯著地提高了整機的可靠性。
對于交叉雙旋翼機型，其旋翼1為上仰式交叉雙旋翼1，在保證其機身內側兩只旋翼與傳統技術機型具有相同夾角的情況下，其外側旋翼槳葉下垂的程度減小，從而降低了外側旋翼槳葉與地面相互碰撞的機率。
3、低噪聲它在巡航時主變速器不工作、周期變距系統也不運行，對于單旋翼加尾槳機型的尾槳和尾槳傳動系統都停止運行，其巡航飛行的噪聲明顯減小。
4、高效率低油耗它在巡航時利用旋翼機方式進行工作，其氣動效率較高，減少了耗油量。
5、綜合成本低它的主變速器和周期變距系統和尾槳和尾槳傳動系統只在垂直起降時才需要參與運行，其損耗小維護費用低，因其保險成本與飛行器的安全性和整機壽命成反比，從而使該機還降低了保險成本和營運成本，從而降低了該機的綜合成本。
6、本發明之技術還可以部分地應用在直升機或旋翼機等其它的旋翼飛行器之上，構成技術進步的某種新型旋翼飛行器。
附圖中各個部件名稱與標號對應為旋翼1、主軸2、水平驅動螺旋槳3、尾翼4、機身5、主減速器11、輸出軸12、發動機13、主離合器14、水平驅動離合器15、鉸鏈軸20、主槳葉21、前斜襟翼22、后斜襟翼23、槳根部24、變扭組25、槳軸26、調整桿27、凸銷28、凸銷29、軸套30、凹槽31、凹槽32、固定軸架33、連接軸38、滑動配重39、傳動盤40、主軸架41a、主槳架41b、軸盤連桿42a、連桿42b、變扭槳43、槳葉主部43a、槳尖部43b、級聯傳動索(桿)46、拉桿卡52、槳距傳動桿53、拉桿54、定位銷55、連接控制器56、槳轂57、限位塊59、動限位塊59a、靜限位塊59b、固定傳動軸60、主槳傳動軸61、槳根傳動軸62、變扭連動63、槳軸安裝架64、齒輪E、F、G、H。
部分圖中的X代表旋翼槳葉半徑長度的倍率系數，圖中的1X至5X等，分別表示相應的槳葉半徑位置。
圖1、圖2是現有技術旋翼機的旋翼及其尾流示意圖。
圖3是傳統直升機的正槳距旋翼在不同半徑處的安裝角的示意圖；圖4是傳統直升機下洗氣流受到機身阻礙的示意圖(氣流是由前上至后下地穿過槳盤)；圖5是傳統直升機的動力旋翼正槳距A與其自轉負槳距A’及現有技術旋翼機的旋翼B的工作狀態比較示意圖。
圖6是理想負扭轉槳的正槳距大小不同槳距A和B與理想正扭轉槳的負槳距處于不同槳距B’和A’的比較示意圖。
圖7是傳統直升機的線性負扭轉槳A及A’與傳統旋翼機的線性正扭轉槳B的比較示意圖。
圖8是現有技術中一種帶有伺服襟翼的旋翼槳葉示意圖。
圖9-1、圖9-2是一種傳統交叉雙旋翼直升機的側視圖與正視圖；圖10-1是推進式的交叉雙旋翼，新型旋翼飛行器側視示意圖；圖10-2是拉進式的交叉雙旋翼，新型旋翼飛行器側視示意圖；圖11-1、11-2、11-3分別是本發明的推進式交叉雙旋翼飛行器側視、正視、俯視三面示意圖；圖12該機在常規直升機動力系統基礎上，新增設了水平驅動離合器15和螺旋槳3，可采用旋翼機方式巡航。
圖13-1是扭轉變距槳的結構示意圖，其扭轉變距槳的變扭槳43安裝在槳軸26上，在變扭槳43根部安裝調整桿27，在變扭槳43之上安裝變扭組25。
圖13-2是一種沒有變扭組的扭轉變距槳的結構示意圖。
圖14是一種變扭槳43為氣動力變扭槳的示意圖，該槳設計為槳葉主部43a為正扭轉；其槳尖部43b為后掠，該后掠部分為無扭轉，槳葉主部43a和槳尖部43b相結合的過渡段為負扭轉(見圖15中的A’所示)。
圖15則是圖14所示的氣動力變扭槳在負槳距A’與正槳距A兩種狀態下的槳葉半徑與安裝角曲線特性圖。
圖16-1是在圖14所示槳葉基礎上加了輔助翼為槳尖襟翼的一種氣動力變扭槳；圖16-2所示的是一種輔助翼為槳尖襟翼的氣動力變扭槳，該槳使用了連桿變扭組；圖17則是圖16所示的氣動力變扭槳在負槳距A’與正槳距A兩種狀態下的槳葉半徑與安裝角曲線特性圖。
圖18、19、20分別是三種裝有不同形狀的槳尖襟翼之輔助翼的示意圖。
圖21所示槳尖部43b為自適應輔助翼的氣動力變扭槳，該自適應輔助翼可以受控而改變氣動安裝角，起到圖16-1、圖16-2中槳尖襟翼的作用。
圖22-1、圖22-2為變后掠式氣動力變扭槳，槳葉主部43a與槳尖部43b通過連接軸38轉動相連；圖22-1表示槳葉處于負槳距的巡航狀態，滑動配重39被移至槳尖部43b的翼后緣一側；圖22-2表示槳葉處于正槳距，滑動配重39被移至槳尖部43b的翼前緣一側；圖23是一種使用連桿變扭組的變后掠式氣動力變扭槳的內部結構示意圖；圖24、25分別為變后掠氣動力變扭槳處于負槳距和正槳距工作狀態的剖面疊加示意圖；圖26所示的扭轉變距槳為變后掠氣動力變扭槳的槳葉各部位的安裝角與半徑關系示意圖。
圖27-1是一種只用后斜襟翼的斜襟翼變扭槳；圖27-2是一種只用后斜襟翼的斜襟翼式變扭槳43分解示意圖；圖28是關于圖27-1、圖27-2所示的槳葉半徑與安裝角關系示意圖；圖29是對圖27-1、圖27-2所示槳葉的改進示意圖，它可以糾正圖27-1、圖27-2所示后斜襟翼的過量補償；圖30是關于圖29所示的槳葉半徑與安裝角關系圖線；它糾正了圖28在1.2X至2.4X位置區間所示后斜襟翼的過量補償；圖31所示的后斜襟翼，其后緣之曲線形狀被改為直線的示意圖；這是因為靠近槳根部分后緣的形狀對其變距曲線的誤差影響很小；圖32是一種包含主槳葉21、后斜襟翼23與槳根24的斜襟翼式變扭槳；圖33是變扭槳43為斜襟翼式變扭槳的結構示意圖，它包含主槳葉21、前斜襟翼22、后斜襟翼23和槳根24；圖34-1是圖33所示D-D、E-E、F-F剖面位置的正槳距、負扭轉的分解剖面圖；圖34-2是圖33所示D-D、E-E、F-F剖面位置的負槳距、正扭轉的分解剖面圖；圖35是斜襟翼式變扭槳43的裝配示意圖；圖36是二級斜襟翼式變扭槳裝配示意圖(圖中的鉸鏈軸20被省略；本圖與下圖中各個帶撇的零部件，是前一子級斜襟翼的零部件)；圖37是一種斜襟翼變扭槳，其槳根部24與后斜襟翼23合二而一，它在槳尖有一個前一子級的后斜襟翼23’，該后斜襟翼23’與槳根部的后斜襟翼23的扭轉方向相反；圖38是圖37所示槳葉的旋翼半徑與安裝角的關系曲線；其不同半徑位置的剖面見圖39、圖40；圖39表示為圖37所示斜襟翼變扭槳，處于不同槳距狀態的疊加示意圖。該圖的上部表示為正槳距疊加示意圖；該圖的中間表示的是零度安裝角的疊加示意圖；該圖的下部表示為負槳距疊加示意圖；圖40對應為圖37所示斜襟翼變扭槳，圖的上部和下部分別處于正槳距和負槳距狀態的剖面示意圖；圖41是槳根部24與前、后斜襟翼連為一體的斜襟翼式變扭槳結構示意圖；圖42是槳根部24與前、后斜襟翼連為一體的二級斜襟翼式變扭槳結構示意圖(本圖與圖43、50、53中各個帶撇的零部件，都是前一子級斜襟翼的零部件)；圖43是由主槳葉21、后斜襟翼23構成的二級斜襟翼式變扭槳結構示意圖；圖44所示的是一種輔助翼為槳尖襟翼的氣動變扭槳示意圖，該槳還結合了斜襟翼技術，增加了槳根區的后斜襟翼。
圖45是一種齒輪變扭組的斜襟翼式變扭槳；圖46是一付使用齒輪變扭組的斜襟翼式變扭槳示意圖；圖47是一種齒輪變扭組的斜襟翼式變扭槳示意圖；其齒輪變扭結構的變扭組是安裝在槳根部24上；圖48是使用杠桿變扭組的斜襟翼式變扭槳；圖左側的變扭組被置于槳根內部；圖49是杠桿變扭組的放大示意圖。
圖50是一種斜襟翼式變扭槳的連桿變扭組的示意圖；圖51是一種齒輪變扭組、杠桿變扭組與連桿變扭組相結合的內部示意圖；圖52是圖50中的G-G剖面示意圖；圖53對應圖37所示的變扭槳，該圖是其內部的連桿變扭組的示意圖；圖54-1、圖55-1是旋翼1設有槳距自動限位系統的結構示意圖；兩圖的區別在于定位銷55和連接控制器56的結構有所不同。
圖54-2、圖55-2分別是圖54-1、圖55-1的局布示意圖，其中的圖A、圖B則是連接控制器56的放大示意圖。
圖54-3所示的連接控制器56，其定位銷55由圖54-2所示位于連接控制器56上側的位置移至下側。
圖56是一種交叉雙旋翼的新型旋翼飛行器，其旋翼1為上仰式交叉雙旋翼1的正視圖；圖57是新型旋翼飛行器的上仰式交叉雙旋翼1的局部正視示意圖；圖58-1、圖58-2是本發明推進式同軸雙旋翼飛行器側視示意圖和俯視示意圖；圖59-1是本發明拉進式單旋翼加尾槳旋翼飛行器側視示意圖；圖59-2是本發明推進式單旋翼加尾槳旋翼飛行器側視示意圖；圖60-1、60-2分別是本發明推進式橫列雙旋翼飛行器的側視和俯視示意圖。
具體實施例方式
實施例一見圖10、11、12、13-2，一種交叉雙旋翼氣動結構的新型旋翼飛行器，它包括機身5、常規直升機動力系統、機身上部的主軸2和旋翼機的水平驅動螺旋槳3、水平驅動離合器15、尾翼4等。常規直升機動力系統輸出端為主軸2，主軸2上端聯接旋翼1，旋翼1采用扭轉變距槳，扭轉變距槳可由正槳距、負扭轉調整至負槳距、正扭轉；扭轉變距槳如圖13-2所示，是由變扭槳43、槳軸26、調整桿27組成。圖12所示，該機可利用常規直升機動力系統中的發動機13通過輸出軸12經主離合器14、主減速器11驅動主軸2上端正槳距的旋翼1，使用直升機方式操縱其垂直起降；采用自轉的負槳距旋翼1，在常規直升機動力系統發動機13的輸出軸12之上通過增設的水平驅動離合器15和螺旋槳3進行水平驅動，使用旋翼機方式操縱其巡航。它的直升機方式的操縱系統和旋翼機的操縱系統，構成相互獨立、互為備份的雙操縱系統。
在圖10-1、圖10-2中實線旋翼1為正槳距、負扭轉時，為動力旋翼的垂直起降狀態；虛線旋翼1為負槳距、正扭轉時，在螺旋槳3的水平驅動下，利用自轉旋翼，以旋翼機方式飛行的狀態。
見圖14、圖15，上述扭轉變距槳為氣動力變扭槳，圖15表示該槳的旋翼半徑與槳葉安裝角的關系曲線圖，曲線A和A’分別表示槳葉工作在正槳距和負槳距狀態。變扭槳43由槳葉主部43a和后掠的槳尖部43b組成。該氣動力變扭槳被設計成，在不受外部扭矩作用時，是適合負槳距狀態工作的槳葉槳葉主部43a為正扭轉，槳尖部43b為后掠，后掠部分為無扭轉，槳葉主部43a和槳尖部43b相結合的過渡段為負扭轉(見圖15的A’)，其整體是以正扭轉為主；變扭槳43能在扭轉力矩作用下發生彈性的扭轉形變。1、旋翼工作在巡航的自轉負槳距狀態時，其升力主要由槳葉主部43a提供，槳尖部43b的安裝角很小(見圖15中的A’所示)，其升力較小，槳尖部43b的氣動扭矩不足以使變扭槳43扭轉，變扭槳43保持設計時的正扭轉狀態。2、在動力驅動旋翼狀態時，變扭槳43由負槳距逐漸調整至正槳距，當槳葉各葉素同步增大相同的角度時，槳尖部43b的氣動迎角比槳根的氣動迎角先達到有利迎角，其槳尖部43b首先獲得更大的升力，因為槳尖部43b后掠而對槳葉產生負扭轉力矩，使其由原來整體是以負槳距的正扭轉為主轉變為整體以正槳距的負扭轉為主(見圖15的曲線A所示)。槳葉滿足了正槳距、負扭轉和負槳距、正扭轉的兩種不同狀態的基本工作要求。
該機由于使用了氣動力變扭槳，從而達到了在垂直起降時用動力驅動旋翼工作于正槳距、負扭轉的常規直升機工作方式。在由垂直起飛向巡航飛行轉換時，將水平驅動離合器15置于結合的位置使螺旋槳3水平驅動，航速增大之后減小旋翼1的槳距(也就是減小總距)至負槳距，同時使主離合器14分離，其旋翼1工作于自轉狀態的常規旋翼機方式。在由巡航飛行轉換至垂直降落時，應同步增大旋翼的槳距(也就是增大總距)、接通送至旋翼1的動力、斷開通至螺旋槳3的動力。
該實施例，由于能夠在長時間的巡航過程中，以旋翼機方式飛行，其旋翼的變距系統和主減速器11停止工作，因此它可以顯著提高其飛行安全性。
實施例二見圖16-1、16-2、17、18、19、20，上述的氣動力變扭槳，它的槳尖部43b增設有一輔助翼，其輔助翼是使用槳尖襟翼的氣動力變扭槳，該氣動力變扭槳比“實施例一”多了變扭組，其它部分與“實施例一”相同。
輔助翼使用槳尖襟翼的氣動力變扭槳，其目的是1、在其工作于巡航狀態時，能夠更準確地控制槳尖的升力，其升力產生的扭矩要小于使槳葉扭轉的程度(見圖17中的B’所示)。2、在動力垂直起降時，又要利用槳尖部43b增加的槳尖襟翼，使槳尖增大升力，獲得足夠的負扭矩，使槳葉主部43a為負扭轉(見圖17中的B所示)。使其獲得更好的氣動效果。
輔助翼是一種可以調整槳尖部43b氣動迎角的部件，1、旋翼工作在巡航的自轉負槳距狀態時，其升力由槳葉主部43a提供，在變扭組的控制下，輔助翼(見圖17中的虛線B’所示)調整槳尖部43b的氣動迎角很小，使槳尖部43b升力很小，槳尖部43b的氣動扭矩不足以使變扭槳43扭轉，變扭槳43保持設計時的正扭轉狀態。2、在動力驅動旋翼狀態時，變扭槳43調整至正槳距，槳尖部43b的輔助翼，在變扭組的控制下，(見圖17中的虛線B所示)使槳尖部43b的氣動迎角加大，槳尖部43b由此獲得足夠的氣動負扭轉力矩，從而使槳葉獲得足夠的負扭轉。“實施例二“與“實施例一”相比較，其的特點是，使用輔助翼為槳尖襟翼之后，其槳尖氣動升力更易于控制，其氣動性能也進一步改善。
見圖16-2，上述的變扭組采用連桿變扭組，其主軸架41a固定在槳軸26之上不能轉動；傳動盤40轉軸的軸承固定安裝在翼脅框架上；傳動盤40與傳動盤40’之間，分別通過級聯傳動索(桿)46鉸接；傳動盤40’通過連桿42b’與受控制翼的上、下表面鉸接，該受控制翼是其槳尖襟翼；其主軸架41a通過軸盤連桿42a與傳動盤40鉸接；其變扭組中的各個連桿亦可使用連動索。
實施例三見圖21，上述的扭轉變距槳，其輔助翼可使用已有技術的一種自適應翼，用以改變該自適應翼的氣動迎角。其它部分與“實施例二”相同。
該自適應輔助翼也可以很好地完成與“實施例二”中槳尖襟翼相同的功能。
實施例四上述的扭轉變距槳，其輔助翼也可使用已有技術的另一種自適應翼，該實施例中的輔助翼將使用自己專用的變扭組，用以改變該自適應翼的氣動迎角。其它部分與“實施例三”相同。
實施例五見圖22-1、22-2、23、24、25、26，上述的扭轉變距槳為變后掠式氣動力變扭槳，該機的變扭槳43由槳葉主部43a和可變后掠的槳尖部43b組成，槳葉主部43a設計為正扭轉、槳尖部43b為無扭轉的可變后掠；槳葉主部43a與槳尖部43b通過連接軸38轉動相連；槳尖部43b內部有一滑動配重39，滑動配重39利用變扭組中的級聯傳動索(桿)46的控制，沿著旋翼轉動的切線方向移動；當滑動配重39被移至槳尖部43b的翼后緣一側時，槳葉處于負槳距；當槳葉處于正槳距時，滑動配重39被移至槳尖部43b的翼前緣一側，變扭槳槳尖部43b后掠，變扭槳43能夠在扭轉力矩作用下發生彈性的扭轉形變；槳尖部43b使用剛性很好的材料，它在扭轉力矩作用下其扭轉形變極小。該氣動力變扭槳的其它部分與“實施例二”相同。
變后掠氣動力變扭槳的工作原理旋翼轉動時，槳尖部43b受到向后的氣動阻力遠小于受到的離心力，所以氣動阻力可以忽略，其槳尖部43b主要受到離心力的作用。
它在自轉旋翼的巡航狀態時，變扭槳43調整至負槳距，變扭槳43的滑動配重39被移至槳尖部43b的翼后緣一側，槳尖部43b的離心力作用點處于連接軸38的后側，在離心力的作用下，槳尖部43b沿連接軸38逆時針的方向轉動，槳尖部43b轉至與槳葉主部43a基本處于同一條直線的方向上(見圖22-1)，槳尖部43b受到相對于槳軸26的氣動扭矩極小，變扭槳43保持設計時的扭轉狀態。圖24是該槳的負槳距剖面疊加示意圖，圖24中的虛線、細實線和粗實線分別對應圖23中的A-A、B-B、C-C剖面，圖22-1、24與圖26中A’所示負槳距槳葉的安裝角半徑關系示意圖相對應。
該槳處于動力驅動旋翼垂直起降狀態時，變扭槳43調整至正槳距，滑動配重39被移至槳尖部43b的翼前緣一側，槳尖部43b的離心力作用點也移向槳尖部43b的翼前緣一側，槳尖部43b在該離心力的作用下，槳尖部43b沿連接軸38順時針的方向轉動，槳尖部43b轉至后掠。槳尖部43b由于后掠，它受到相對于槳軸26的負扭轉方向的氣動扭矩明顯增強，變扭槳43由正扭轉改變成為負扭轉狀態。圖25是該槳的正槳距剖面疊加示意圖，圖25中的虛線、細實線和粗實線分別對應圖23中的A-A、B-B、C-C剖面，圖22-2、25與圖26中A所示正槳距槳葉的安裝角半徑關系示意圖相對應。
圖26所示的扭轉變距槳為變后掠氣動力變扭槳的槳葉各部位的安裝角與半徑關系示意圖；圖中A為正槳距、負扭轉狀態，圖中A’為負槳距、正扭轉狀態；由圖可見，該槳的扭轉特性曲線與理想扭轉曲線更為接近，該槳的旋翼氣動效率進一步提高。
該槳的變扭組見圖23所示結構，在調至負槳距狀態時，如圖23所示，下壓調整桿27(由紙面外向紙面里方向)，槳根呈負安裝角，槳軸26和主軸架41a固定不轉，傳動盤40順時針轉動，級聯傳動索(桿)46經過滑輪的傳動，使滑動配重39向翼后緣一側移動。在調至正槳距狀態時，如圖23所示，上推調整桿27(由紙面里向紙面外方向)，槳根呈正安裝角，槳軸26和主軸架41a固定不轉，傳動盤40逆時針轉動，級聯傳動索(桿)46經過滑輪的傳動，使滑動配重39向翼前緣一側移動。
實施例六見圖27-1、27-2、28、29、30、31、53，上述的扭轉變距槳為斜襟翼變扭槳，其它部分與“實施例二”相同。
其變扭槳43包含有斜襟翼、主槳葉21和鉸鏈軸20；其斜襟翼兩端的寬度不相等。圖27-1是一種只有主槳葉21、后斜襟翼23的斜襟翼變扭槳和鉸鏈軸20的斜襟翼變扭槳，斜襟翼通過鉸鏈軸20與主槳葉21轉動相連，圖27-2是其分解示意圖，其槳葉半徑與安裝角的關系曲線如圖28所示，圖28中的粗實線A表示的是正槳距曲線，圖28中的粗實線A’表示的是負槳距曲線；圖29是對圖28所示槳葉的改進，它可以糾正后斜襟翼的過量補償，這里將其后斜襟翼的后緣中段補償過量的直線段的后斜襟翼削減一些，將其改為曲線，使之在1.2X至2.4X附近的扭轉誤差減小。圖30是關于圖29所示的槳葉半徑與安裝角關系圖線。還由于，槳根處的后斜襟翼的后緣的曲線對槳葉槳距調整特性影響不大，圖31將其后斜襟翼靠近槳根部分的后緣之曲線改為直線，其槳葉半徑與安裝角關系曲線也基本如圖30所示。
見圖33、34-1、 34-2、36、41、42、45、50，斜襟翼還可以同時包含前斜襟翼22和后斜襟翼23，其槳根部24也從斜襟翼的根部分離出來；前斜襟翼22和后斜襟翼23分別位于變扭槳43的前緣一側和后緣一側，分別通過鉸鏈軸20與主槳葉21相連(見圖35)；槳根部24與主槳葉21同軸安裝在槳軸26上，槳軸26穿過兩端面開有通孔的槳根部24，槳軸26插入主槳葉21與之相連。在斜襟翼根部端面上開有與槳根部24內側端面的凸銷28、29相互匹配、吻合的凹槽31、32，該凸銷與凹槽用來傳遞改變槳葉扭度的扭轉力矩(見圖32、33、35、36、45、50)；圖35、45所示的變扭槳43由主槳葉21、前斜襟翼22、后斜襟翼23、槳根部24、鉸鏈軸20組成，圖33中的D-D、E-E、F-F三處剖面位置的正槳距和負槳距的剖面圖，分別見圖34-1、圖34-2所示；該變扭槳43因其在調整槳距時能夠合理地改變槳葉扭度，所以當其工作在正槳距、負扭轉或負槳距、正扭轉時，都具有很高的工作效率。前斜襟翼22和后斜襟翼23也可分別與槳根部24相結合(見圖41、42)。
該槳可由若干子級變扭槳組成二級或多級變扭槳，前級槳葉的槳根部24與后級槳葉的槳尖相連，逐級接續而成。圖36、37、42、43、53所示是幾種不同結構的二級變扭槳，圖中各個帶撇的零部件，是前一子級斜襟翼的零部件。圖36是二級斜襟翼式變扭槳裝配示意圖。圖37所示的一種二級斜襟翼變扭槳，其變扭槳43包含有主槳葉21、后斜襟翼23和槳尖的前一子級后斜襟翼23’，該后斜襟翼23’與槳根部的后斜襟翼23的扭轉方向相反；圖38是圖37所示槳葉的旋翼半徑與安裝角的關系曲線；其不同半徑位置的剖面見圖39、40；圖39的上部表示為正槳距疊加示意圖、圖39中間表示的是零度安裝角的疊加示意圖、圖39的下部表示為負槳距疊加示意圖；圖40為對應不同槳葉半徑位置的各剖面分解示意圖，圖的上部為正槳距、負扭轉的分解示意圖，圖的下部為負槳距、正扭轉的分解示意圖。
實施例七見圖44，為了進一步改進旋翼的氣動力性能，上述的扭轉變距槳為氣動力變扭槳與斜襟翼變扭槳的結合，其它部分與“實施例四、實施例五、實施例六”相同。它中、前部較小的扭轉是由氣動力變扭槳來完成；它后部較大的扭轉，則是由后斜襟翼來完成；該槳進一步集合了氣動力變扭槳與斜襟翼變扭槳兩者的優點，其氣動性能得到更好的改善。
實施例八見圖13-1、45、46、47，上述的變扭組采用齒輪變扭組25，其它部分與“實施例六、七”相同。齒輪變扭組25包含四個齒輪E、F、G、H；兩個齒輪F、G同軸固定連結在一起，安裝在槳根部24內部翼肋框架上的固定軸架33上；齒輪E與齒輪F嚙合、齒輪H與齒輪G嚙合；齒輪E固定不轉；齒輪H通過軸套30與主槳葉21固定連接，主槳葉21隨齒輪H轉動；變扭組在傳動過程中即不發生松曠，也不出現卡阻。圖45與圖46的區別在于，圖45所示齒輪變扭組的槳軸26與主槳葉21轉動相連，圖46所示齒輪變扭組的槳軸26與主槳葉21固定相連。
實施例九見圖48、49，上述的變扭組采用杠桿變扭組，其它部分與“實施例八”相同。杠桿變扭組有固定傳動軸60，固定安裝在槳軸安裝架64之上；主槳傳動軸61經連動桿固定在槳軸26之上；其槳根傳動軸62固定在槳根部24之上；其固定傳動軸60、主槳傳動軸61和槳根傳動軸62三者都穿過傳動孔與變扭連動63鉸接；變扭連動63之上的三個傳動孔之中，有一孔為圓孔，該圓孔與對應的傳動軸精密滑潤吻合；變扭連動63上另外的兩個孔為條形孔(見圖49左側所示)，兩傳動孔寬度保證與對應的傳動軸精密滑潤吻合。圖48是一種使用了杠桿變扭組的變扭槳43；該圖中可視為其槳根部24與后斜襟翼23合并在一起；圖中畫了槳轂57，但其揮舞鉸與擺振鉸省略未畫。圖的右側示意的是，裸露在槳根之外的杠桿變扭組，其結構安裝處理方便；圖的左側示意的杠桿變扭組已置入槳根之內，這可以減小氣動阻力，該槳的槳軸通過的槳軸安裝架64與槳轂相連。圖49是將圖48中的杠桿變扭組，放大了的示意圖。
實施例十見圖16-2、23、50、52、53，上述的變扭組采用連桿變扭組，其它部分與“實施例八、九”相同。
見圖16-2、50、52、53，上述的變扭組采用連桿變扭組，其主軸架41a固定在槳軸26之上不能轉動；傳動盤40轉軸的軸承固定安裝在翼肋框架上；其主軸架41a通過軸盤連桿42a與傳動盤40鉸接；主槳架41b固定在軸套30的內端，軸套30外端與主槳葉21固定相連；傳動盤40通過連桿42b與受控制翼的上、下表面鉸接，帶動受控制翼的偏轉。對于圖16-2來說，其受控制翼為槳尖襟翼；對于圖50、52、53來講，受控制翼是主槳葉21，所以其傳動盤40是通過連桿42b與主槳架41b鉸接，再經過軸套30控制其主槳葉21轉動。
對于由若干子級槳葉組成的二級或多級變扭槳43，其前一子級與后一子級槳葉的變扭組25，使用級聯傳動索(桿)46將前后變扭組相連；其變扭組中的各個連桿亦可使用連動索，參見圖16-2、23、50、51、53中的級聯傳動索(桿)46。
實施例十一見圖51，上述的變扭組采用齒輪變扭組、杠桿變扭組與連桿變扭組的組合，其它部分分別與“實施例八、九、十”相同。
圖51中的傘齒E、F分別相當于齒輪變扭組中的齒輪E、F。
實施例十二一種新型旋翼飛行器，它與“實施例一”的區別在于，本實施例的旋翼1采用無扭變距槳，該無扭變距槳可由正槳距、負扭轉調整至負槳距、正扭轉；其它與“實施例一”相同。其結構包括有機身5、主軸2、旋翼1、水平驅動離合器15、水平驅動螺旋槳3、尾翼4和直升機動力系統；主軸2上端聯接的旋翼1采用了無扭轉變距槳，該槳可由正槳距調整至負槳距；該機可利用直升機動力系統驅動正槳距的旋翼1，以直升機方式垂直起降；采用自轉的負槳距旋翼1，其動力通過水平驅動離合器15，由螺旋槳3水平驅動，以旋翼機方式而巡航。
實施例十三見圖54-1、54-2、54-3、55-1、54-2，一種新型旋翼飛行器，它與上述各實施例的區別在于，旋翼1的槳葉與槳距傳動桿53之間安裝有槳距自動限位系統。“槳距自動限位系統”可以在上述“任意一個實施例”中應用，從而組成一個明顯提高其飛行安全性的新實施例。其結構是旋翼1的槳葉與槳距傳動桿53之間安裝有槳距自動限位系統；其槳葉的升力中心位于槳軸26的后側，在靠近旋翼槳根部的附近設有槳距限位塊59，用來限制最小槳距的行程；限位塊59將最小槳距限制在自轉旋翼所需工作狀態的負槳距的安裝角位置；見圖54-1、55-1，其槳距傳動桿53，通過連接控制器56將槳距控制力矩傳遞到槳葉；其定位銷55與連接控制器56相連，定位銷55可分別置于鎖定的位置及釋放的位置；將定位銷55置于鎖定的位置，可使連接控制器56接通其槳距控制力矩；將定位銷55置于釋放的位置，可使連接控制器56斷開其槳距控制力矩(見圖54-2、54-3、55-2所示)。從圖54、55的槳距自動限位系統結構示意圖可見，其氣動力作用于槳葉軸的后方，如圖中垂直向上的箭頭所示。
該機在需要進行動力旋翼的垂直起降時，將定位銷55置于鎖定的位置，使得連接控制器56接通其槳距控制力矩，再上推調整桿27，使旋翼槳葉轉至正槳距區間。當其進行自轉旋翼的巡航飛行時，除了可以在變距受控狀態時下拉調整桿27，將旋翼槳距調整至負槳距狀態；還可以撤消控制調整桿27的力矩，使其槳葉在氣動力的作用下，自動轉至自轉旋翼所需的負槳距位置，其動限位塊59a恰好被靜限位塊59b阻擋而限位。圖54-2中的定位銷55、連接控制器56，可由駕駛員將定位銷55分別置于鎖定的位置及釋放的位置，用來控制接通或斷開槳距的控制力矩。見圖54-2中的A圖，將槳距操縱桿壓至負槳距，向內推動定位銷55，則能鎖緊定位銷55，使定位銷55置于鎖定的位置，接通槳距控制力矩；如圖54中的B圖，拔出定位銷55，將定位銷55置于釋放的位置，可使連接控制器56斷開其槳距控制力矩。
圖54-3所示的連接控制器56，它與圖54-2所示的連接控制器56，其區別在于前者在接通槳距控制力矩前，見圖54-3中的A所示，應先上拉槳距操縱桿，再內推定位銷55，將其置于鎖定的位置，從而接通槳距控制力矩；后者在接通槳距控制力矩前，見圖54-2中的A所示，應先下壓槳距操縱桿，再內推定位銷55，將其置于鎖定的位置，從而接通槳距控制力矩。
圖55-1、55-2所示的槳距自動限位系統的結構與圖54-1、54-2、54-3所示的結構區別在于定位銷55和連接控制器56的結構有所不同。圖55中的定位銷55可以通過上推和下壓拉桿54，分別將其置于釋放的位置及鎖定的位置。旋翼在自轉時，應打開拉桿卡52，向上搬動圖55-2中的圖B所示的拉桿54，釋放定位銷55，可以使連接控制器56斷開槳距控制力矩；在需要對旋翼進行槳距操縱時，向下搬圖55-2中的圖A所示的拉桿54，被拉桿卡52卡住，則能鎖緊定位銷55，使得連接控制器56接通槳距控制力矩，從而重新恢復對槳距的操縱。
實施例十四見圖56、57，一種新型旋翼飛行器，它與上述各實施例的區別在于，其旋翼1為上仰式交叉雙旋翼。本實施例可以在上述各“實施例”中應用該“上仰式交叉雙旋翼”，從而組成一個明顯提高其起降安全性的新實施例。
旋翼1為上仰式交叉雙旋翼的結構是；每只旋翼1與其相連的主軸2之間的安裝角為90°+a度。使其機身外側之旋翼槳葉下垂的程度較小，從而減小了外側旋翼槳葉與地面相互碰撞的機率。上述的角a，對于使用鋼性揮舞鉸軸承的旋翼，角a大于零度、等于或小于旋翼的最小揮舞角。對于使用柔性揮舞鉸的無鉸式旋翼，角a介于旋翼的最小揮舞角與最大揮舞角之間。
對比圖9-2和圖56可見，在保證其機身內側兩只旋翼與傳統技術機型具有相同夾角的情況下，此時兩只內側旋翼之間的避撞性能相近，但其外側旋翼槳葉下垂的程度較小，從而減小了外側旋翼槳葉與地面相互碰撞的機率。旋翼1與其相連的主軸2之間的安裝角為(90+a)度，本發明的圖57與傳統技術的圖9-2的區別在于前者的角a大于零度，后者的角a小于或等于零度。
圖57是新型旋翼飛行器的上仰式交叉雙旋翼1的局部正視示意圖；旋翼1與其相連的主軸2之間的安裝角為(90+a)度；圖中的角b是轉至橫向、內側略向上揚的一只槳葉與水平線的夾角，該角一般應大于6度，小于20度；角c是旋翼的主軸2與垂線之間的夾角，其角c與角a和角b之間滿足c＝b-a；角d是轉至橫向、外側下垂的一只槳葉與水平線的夾角，其角d與角a和角b之間滿足d＝b-2a。
將圖9-2常規技術方案與圖56、圖57的本發明方案比較，在其內側旋翼槳葉角b同為12度的情況下，傳統技術的角a＝0度、設本發明技術的角a＝4度的情況下，其外側旋翼槳葉的下垂角傳統技術方案為12度，本發明方案為4度，兩者有著明顯的差別。所以，圖56、圖57所示的方案，在避免外側旋翼槳葉向下觸地的方面具有明顯的優勢。
實施例十五見58-1、圖58-2，一種新型旋翼飛行器，它與上述各實施例的區別在于，本實施例為同軸雙旋翼的氣動布局。本實施例可以在上述“實施例一”至“實施例十三”中“任意一個實施例”的基礎上應用該同軸雙旋翼的氣動布局，從而組成一個新的實施例。
實施例十六見59-1、圖59-2，一種新型旋翼飛行器，它與上述各實施例的區別在于，本實施例為單旋翼加尾槳的氣動布局。本實施例可以在上述“實施例一”至“實施例十三”中“任意一個實施例”的基礎上應用該單旋翼加尾槳的氣動布局，從而組成一個新的實施例。
實施例十七見圖60-1、圖60-2，一種新型旋翼飛行器，它與上述各實施例的區別在于，本實施例為橫列雙旋翼的氣動布局。本實施例可以在上述“實施例一”至“實施例十三”中“任意一個實施例”的基礎上應用該橫列雙旋翼的氣動布局，從而組成一個新的實施例。
實施例十八一種新型旋翼飛行器，它與上述各實施例的區別在于，本實施例為縱列雙旋翼的氣動布局。本實施例可以在上述“實施例一”至“實施例十三”中“任意一個實施例”的基礎上應用該縱列雙旋翼的氣動布局的新型旋翼飛行器，從而組成一個新的實施例。
本發明的扭轉變距槳，將直升機的靈活和旋翼機的安全、高效、成本低有機地結合在一起。同時，它還具有槳距自動限位系統，使其在長時間的巡航飛行過程中，可以切斷槳距控制力矩，利用槳葉受到的氣動力來維持它所需要的負槳距，它由此帶來的優勢在于一則、顯著減輕了槳距調整系統的疲勞損耗；二來、在萬一發生槳距調整系統傳動斷裂的故障，無法傳輸槳距操縱力矩時，可以利用仍能正常自轉的旋翼繼續巡航或迫降，從而顯著地提高了該機的飛行安全性和整機壽命、降低了維護成本。因其保險成本與飛行器的安全性和整機壽命成反比，從而使該機還降低了保險成本，其綜合成本亦明顯降低。對于選用了上仰式交叉雙旋翼的機型，它可以明顯地降低外側旋翼的下垂程度，使該機進一步提高了起降的安全性。
將本發明的各項新技術，部分地應用在某種旋翼飛行器之上，就可以構成具有某種技術改進的一種新型旋翼飛行器。
本發明的新型旋翼飛行器的起飛及機動操縱過程如下起飛過程(對于只設置總距變距系統的新型旋翼飛行器)先由發動機13驅動旋翼1轉動，向上拉槳距操縱桿6，至旋翼1為正槳距而產生升力，水平牽引螺旋槳3調整至適當的小槳距，使其平衡旋翼1向后的分力而垂直離開地面。加大螺旋槳3的槳距，增大牽引力而前飛，當航速接近巡航速度時，將旋翼1由動力驅動的飛行狀態轉換到迎面氣流驅動的自轉前飛狀態。在這個轉換過程中，旋翼1轉動方向不變、轉速穩定，轉換操作過程是加大螺旋槳3的槳距增大牽引力，同時下壓槳距操縱桿6，使旋翼處于正扭轉的負槳距；此時，對于雙旋翼機型同時切斷旋翼1的動力，對于單旋翼加尾槳機型還要將尾槳的動力一并切斷。
對于配備有周期變距系統的高機動機型，需要動力驅動旋翼1，操縱周期變距系統而垂直起飛；驅動其螺旋槳使其前飛，將周期變距回中、旋翼壓至負槳距，切斷通向旋翼1的動力，順利轉換至巡航飛行狀態。
機動操縱一、動力驅動旋翼狀態的機動操縱其操縱過程與常規直升機相似。
二、自轉旋翼狀態的機動操縱它以旋翼機方式飛行，利用水平尾翼與垂直尾翼的控制舵面，操縱其橫向及縱向機動。
上述一、二的兩種運行方式的操縱系統，構成相互獨立、互為備份的雙操縱系統，顯著地提高了該機操縱系統的可靠性。
總之，該新型旋翼飛行器，采用了扭轉變距槳，利用直升機方式垂直起降、螺旋槳推進的旋翼機方式巡航，它還采用了槳距自動限位系統、上仰式交叉雙旋翼等技術，將直升機的起降靈活與旋翼機的安全高效、綜合成本低、噪音小等優點集于一身的優良飛行器。
權利要求
1.一種新型旋翼飛行器，包括機身5、主軸2、旋翼1、水平驅動離合器15、動力系統，旋翼機的尾翼4和水平驅動螺旋槳3，其特征是主軸2上端聯接的旋翼1采用了扭轉變距槳，扭轉變距槳可由正槳距、負扭轉調整至負槳距、正扭轉；扭轉變距槳的變扭槳43安裝在槳軸26上，在變扭槳43根部安裝調整桿27，在變扭槳43上安裝有變扭組；該機可利用動力系統驅動正槳距的旋翼1，使用直升機方式操縱其垂直起降；采用自轉的負槳距旋翼1，其動力通過水平驅動離合器15，由螺旋槳3水平驅動，使用旋翼機方式操縱其巡航。
2.根據權利要求1所述的新型旋翼飛行器，其特征是扭轉變距槳為氣動力變扭槳，變扭槳43包括有槳葉主部43a和后掠的槳尖部43b；槳葉主部43a設計為正扭轉、槳尖部43b為無扭轉的可變后掠；槳葉主部43a和槳尖部43相結合的過渡段為負扭轉；變扭槳43為彈性材料，能在扭轉力矩作用下發生彈性的扭轉形變。
3.根據權利要求1所述的新型旋翼飛行器，其特征是扭轉變距槳為氣動力變扭槳，其槳尖部43b設有一輔助翼。
4.根據權利要求1所述的新型旋翼飛行器，其特征是扭轉變距槳為變后掠式氣動力變扭槳，變扭槳43包括有槳葉主部43a和可變后掠的槳尖部43b；槳葉主部43a設計為正扭轉；槳尖部43b為可變后掠、無扭轉；槳葉主部43a與槳尖部43b通過連接軸38轉動相連；槳尖部43b內部有一滑動配重39，滑動配重39可以沿著旋翼轉動的切線方向移動，槳尖部43b的離心力作用點隨滑動配重39的移動而改變。
5.根據權利要求1所述的新型旋翼飛行器，其特征是扭轉變距槳為斜襟翼變扭槳，變扭槳43包括有主槳葉21、斜襟翼和鉸鏈軸20，其斜襟翼為一端寬、一端窄，斜襟翼通過鉸鏈軸20轉動連接在主槳葉21前、后緣的單側或雙側；和斜襟翼分離的槳根部24與主槳葉21同軸安裝在槳軸26上；該槳可由若干子級變扭槳組成二級或多級變扭槳，前級槳葉的槳根部24與后級槳葉的槳尖相連，逐級接續而成。
6.根據權利要求1所述的新型旋翼飛行器，其特征是變扭組采用杠桿變扭組，其固定傳動軸60固定安裝在槳軸安裝架64之上；主槳傳動軸61經連動桿固定在槳軸26之上；其槳根傳動軸62固定在槳根部24之上；固定傳動軸60、主槳傳動軸61和槳根傳動軸62三者都穿過傳動孔與變扭連動63鉸接；變扭連動63之上的三個傳動孔之中，有一孔為圓孔，另外的兩個孔為條形孔。
7.根據權利要求1所述的新型旋翼飛行器，其特征是變扭組采用連桿變扭組，其主軸架41a固定在槳軸26之上；傳動盤40的轉軸的軸承固定安裝在翼肋框架上；主槳架41b固定在軸套30的內端，軸套30外端與主槳葉21固定相連；其主軸架41a通過軸盤連桿42a與傳動盤40鉸接；傳動盤40通過連桿42b與受控制翼的上、下表面鉸接，帶動受控制翼的偏轉；變扭組中的各個連桿亦可使用連動索；對于多級變扭槳而言，其級聯傳動索(桿)46可將前、后級變扭組連接在一起。
8.一種新型旋翼飛行器，包括機身5、主軸2、旋翼1、水平驅動離合器15、動力系統，旋翼機的尾翼4和水平驅動螺旋槳3，其特征是主軸2上端聯接的旋翼1采用了無扭轉變距槳，該槳可由正槳距調整至負槳距；該機可利用直升機動力系統驅動正槳距的旋翼1，使用直升機方式操縱其垂直起降；采用自轉的負槳距旋翼1，其動力通過水平驅動離合器15，由螺旋槳3水平驅動，使用旋翼機方式操縱其巡航。
9.一種新型旋翼飛行器，包括機身5、動力系統、旋翼1、起落架等部分，其特征是旋翼1的槳葉與槳距傳動桿53之間安裝有槳距自動限位系統；其槳葉的升力中心位于槳軸26的后部，在靠近旋翼槳根部的附近設有槳距限位塊59，用來限制最小槳距的行程；限位塊59將最小槳距限制在自轉旋翼所需工作狀態的負槳距的安裝角位置；其槳距傳動桿53，通過連接控制器56，將槳距控制力矩傳遞到槳葉；其定位銷55與連接控制器56相連，定位銷55可分別置于鎖定的位置及釋放的位置；將定位銷55置于鎖定的位置，可使連接控制器56接通其槳距控制力矩；將定位銷55置于釋放的位置，可使連接控制器56斷開其槳距控制力矩。
10.一種新型旋翼飛行器，包括機身5、動力系統、尾翼4、起落架、上部的主軸2，主軸2上端的旋翼1等，其特征是其旋翼1為上仰式交叉雙旋翼1；每只旋翼1與其相連的主軸2之間的安裝角為90°+a度，角a在大于零度、小于旋翼的最大揮舞角之間選取。
全文摘要
一種直升旋翼機，包括機身5、主軸2、旋翼1、水平驅動離合器15、動力系統，旋翼機的尾翼4和水平驅動螺旋槳3，特征是主軸2上端聯接的旋翼1采用了扭轉變距槳，扭轉變距槳可由正槳距、負扭轉調整至負槳距、正扭轉。它利用動力驅動正槳距的旋翼1，使用直升機方式操縱其垂直起降，它利用具有槳距自動限位系統的自轉旋翼1，由螺旋槳3水平驅動，使用旋翼機方式巡航，此時主減速器、周期變距系統停止運行，即顯著地提高其安全可靠性，又明顯地降低了維護成本，保險成本和營運成本。它是一種能夠將直升機的起降靈活與旋翼機的安全高效、綜合成本低、噪聲輕等優點集于一身的優良飛行器。
文檔編號B64C27/00GK1651309SQ20041000269
公開日2005年8月10日 申請日期2004年2月2日 優先權日2004年2月2日
發明者章洪 申請人:章洪