CN1472113A - 新型旋翼飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明使用了新型“调整扭度桨”之旋翼、切换联动控制、桨距自动限位、上仰式交叉双旋翼、水平驱动螺旋桨等技术。它兼有直升机及旋翼机优点，起落灵活，能垂直起降，巡航时减速器、桨距操纵系统无损耗、噪声小、油耗少，综合成本低，适用范围宽。它具有与常规旋翼机相媲美的安全性，是一种性能优越的新型旋翼飞行器。

Description

新型旋翼飞行器

本发明属航空技术领域，是一种新型旋翼飞行器。

飞机的出现，为人类开辟了空中通道，扩大了人们的活动空间。随着科学技术的发展，飞行器也在逐渐发展。现有技术的调距螺旋桨，是将普通固定桨距桨叶的固定桨轴改为桨距调整轴构成，这种调距螺旋桨的缺点是：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。由于现有调距螺旋桨的不足，从而限制了各种利用调距螺旋桨工作的飞行器的发展。

图7所示的现有技术，是一种带有伺服襟翼1的旋翼，其扭度固定了的常规桨叶，它的扭度无法调整；该桨装有伺服襟翼16，该伺服襟翼16是用来进行小幅度地调整旋翼的升力，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。

常规技术的旋翼机和直升机虽然是两种较为出色的飞行器，但它们各自的种种不足，仍不能同时满足人们希望：起降灵活、飞行高效、安全可靠、经济适用的各种要求。

现有技术的交叉双旋翼机型的机身外侧之旋翼桨叶，桨叶下垂程度较大，其外侧旋翼桨叶与地面相互碰撞的机率较大，其起降的安全受到威胁。

常规旋翼飞行器，同系列的机型变化方式少，从而影响了它对市场的细分，防碍它的改型发展，降低了应用范围，从而使其成本的降低受到限制，其系列机型的发展经济性受到制约。

常规旋翼机靠机身前部或后部螺旋桨的水平驱动以速度V前进，迎面气流以相对于旋翼机的速度V通过旋翼平面，气流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(见图3)。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。图1、图2是旋翼机的旋翼及其尾流示意图，图中旋翼转动平面的弧形箭头表示旋翼转动方向。它在巡航时旋翼处于自转工作状态，没有桨距调整系统、也没有主减速器，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，旋翼桨叶的安装角仍能符合其迫降时空气动力学的要求，处于需要的正扭转，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、连接旋翼的主轴和机身承力结构，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。

常规直升机靠动力，经过主减速器驱动旋翼飞行，气流由桨盘的上部，向下穿过旋翼转动平面，所以桨叶为正桨距、负扭转(见图5)。飞行时旋翼产生的下洗气流，受到俯视投影方向机身的大面积阻碍，产生较大的空气动力损耗；图5是现有技术中直升机的旋翼及其下洗气流受到机身阻碍的示意图。在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，也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，工作的噪声大、安全系数低。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(如图75所示)，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，进行风车自转旋翼的无动力迫降。桨叶A’与最有利的工作状态的旋翼机的旋翼桨叶B比较(见图6和图49)，其桨叶尖接近零迎角、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可能产生局部气流分离，降低了以自转状态旋转的旋翼的气动效率、下降速度较大，迫降时易对乘员造成伤害，安全性能差。它仅以诱人的垂直起降能力，使人难以将其割舍。

上述常规直升机和常规旋翼机的主要差别在于：

1、提供升力的旋翼不同：直升机的旋翼属正桨距、负扭转。旋翼机的旋翼属负桨距、正扭转。

2、驱动方式不同：直升机的动力经主减速器驱动旋翼，需要周期变距系统配合工作，主减速器和周期变距系统发生故障，它只能紧急迫降；旋翼机靠水平驱动螺旋桨巡航，其旋翼是由正面的气流的作用而自转，它没有主减速器和周期变距系统，也消除了由此而引发的故障率。

3、直升机主轴垂直于机身或稍微向前倾。旋翼机主轴则稍向后倾斜。

4、直升机的尾翼一般没有可控舵面，而旋翼机尾翼的舵面是可控的。

5、失去动力迫降时，直升机只得利用其负扭转的旋翼桨叶代替正扭转的工作需求，工作效率低、下降率大，安全性能差。旋翼机在迫降时与正常飞行时比较，它对旋翼的工作要求相同，桨叶各部位仍处于正常工作迎角，工作效率高、迫降安全性能好。

本发明之新型旋翼飞行器，针对上述问题，提出了解决方案，兼有常规直升机及常规旋翼机优点，它是一种能垂直起降、巡航油耗低、噪声小、追降安全、综合成本低、性能优良的“新型旋翼飞行器”。

该“新型旋翼飞行器”，其旋翼的桨距调节范围大，它可以使用的无扭桨，能够兼顾它在正桨距和负桨距两种工作状态的不同需要，避免了常规直升机旋翼定常自转时过低的气动效率；它满足了垂直起降时，要求旋翼为正桨距，巡航时要求旋翼为负桨距的工作需要。本发明还可以使用“调整扭度桨”，该“调整扭度桨”能够由正桨距的负扭转调整到负桨距的正扭转，进一步提高了气动效率。该机在调整至正桨距的动力旋翼状态时，可以垂直起降；它在螺旋桨的推动下前飞时，将旋翼桨距调整至负桨距的自转旋翼状态，可以高效率巡航。该机使用了“桨距自动限位”系统，保证了它的旋翼具有与常规旋翼机的旋翼相近的可靠性，其安全可靠性可以与旋翼机相互媲美。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常规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。本发明设计的一组具有不同载荷能力的机型构成的旋翼飞行器系列，其机型变化范围宽，通用部件多，以较低的研制成本，就能满足不同用户的各种需求，有利于市场的细分和开发，具有广泛的应用价值。本发明是一种安全、低噪、高效、廉价的“新型旋翼飞行器”。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，是一种优秀的新型旋翼飞行器。

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，由机身5、动力系统、尾翼4、起落架8、机身上部的主轴2，主轴2上端的旋翼1、水平驱动螺旋桨3等部分组成；旋翼1使用调整扭度桨或无扭桨；其调整扭度桨是由变扭桨43、变扭组、桨轴26、调整杆27组成；其主轴2略向后倾斜；尾翼4上有可操纵的舵面；旋翼1的桨叶可在正、负桨距之间进行调整；其变扭桨43在正桨距、负扭转至负桨距、正扭转之间进行调整；该机可利用动力驱动正桨距的旋翼1而垂直起降；采用自转的负桨距旋翼1，由螺旋桨3水平驱动而巡航或短距起降。对于增设周期变距系统的机型，其螺旋桨3也可使用定距桨，使用定距桨之后该桨应通过专用离合器与发动机13相连。对于只设置总距控制系统的机型，其螺旋桨3也可以使用变距桨。

一种新型旋翼飞行器，由机身5、动力系统、旋翼1、桨距自动限位系统、起落架8等部分组成；桨距自动限位系统是由旋翼桨叶、桨轴26、桨距传动杆65、限位块59、定位销55、连接控制器56组成；其桨叶的升力中心位于桨轴26稍后的位置，在靠近旋翼桨根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65的中间，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受到驾驶员的控制，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。利用“桨距自动限位”系统的设计，可在长时间的巡航飞行过程中，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。它在持续的巡航中可以取消桨距控制系统的操纵力矩，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、在桨距调整系统发生传动断裂等故障，而无法传输操纵力矩时，可通过释放定位销55，断开连接控制器56的桨距控制力矩，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，不会影响它在巡航飞行或迫降时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。

一种新型旋翼飞行器，由机身5、动力系统、切换联动控制系统、起落架8、旋翼1等部分组成；其切换联动控制系统由桨距操纵杆6、操纵限位扭、切换控制7、发动机13、离合器20、主减速器11、主轴2、操纵联动及助力器I、桨距联动J、调整杆27等组成；在桨距操纵杆6的操纵下，切换控制7将动力通断与总距大小的变化，进行联动控制；在正桨距区间，切换控制7将主轴2与动力接通；在负桨距区间，切换控制7将主轴2与动力断开；其操纵限位扭为常闭开关，它在闭合位置时，桨距操纵杆6或者被限制在动力接通的正桨距区间进行桨距控制、或者被限制在动力断开的负桨距区间进行桨距控制；操纵限位扭在打开位置时，其桨距操纵杆6可在动力接通与动力断开之间进行切换。

一种新型旋翼飞行器，由机身5、动力系统、尾翼4、起落架8、上部的主轴2，主轴2上端的旋翼1等部分组成；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；对于使用钢性挥舞铰轴承的旋翼，角A大于零度、而等于或略小于旋翼的最小挥舞角；而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。使其交叉双旋翼机型的机身外侧之旋翼桨叶，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。

一种新型旋翼飞行器，它是由一组具有不同载荷能力的机型构成的旋翼飞行器系列，它由发动机功率呈等比递增的一组动力系统、旋翼半径呈等比递增的一组旋翼进行组合，形成载荷能力递增的系列机型；它由发动机功率呈等比递增的一组动力系统、旋翼半径呈等比递增的一组旋翼进行组合，形成载荷能力递增的系列机型；一种“低功率动力系统”对应使用上述的一组旋翼，分别构成载荷能力递增的“几种机型”；另一种比上述“低功率动力系统”顺次递增功率的动力系统，该动力系统对应使用的上述的一组旋翼，分别构成载荷能力递增的“另几种机型”；该“另几种机型”与前述的“几种机型”相互比较，组成载荷能力顺次递增的系列机型。

新型旋翼飞行器较现有技术有如下特点：

新型旋翼飞行器集中了常规直升机与常规旋翼机的优点，其旋翼在动力驱动的正桨距的状态下，调整水平驱动螺旋桨为小桨距，可使该机垂直起飞；对于装备有周期变距系统的该机，只需要调整周期变距系统即可使其垂直起飞，而不需水平驱动螺旋桨的参与。待其升至空中，利用水平驱动螺旋桨的驱动，向前飞行；其略向后倾斜的主轴，可为旋翼转动平面予设一个正安装角，再将旋翼的桨距调整至予定角度的负桨距状态、同时切断旋翼的动力，使旋翼在迎面气流的驱动下，沿同一方向自转产生升力，利用可控尾翼4操纵其巡航飞行。其旋翼桨叶的升力中心略靠向桨轴后方，在桨根附近通过限位块来限制桨距的行程，将最小桨距限制在巡航时所需负桨距的安装角的位置。装备周期变距控制系统的高性能新型旋翼飞行器，亦具有直升机横向飞行的高机动性。使用双旋翼(交叉、同轴、横列、纵列双旋翼，也可以使用单旋翼加尾桨)等气动布局，在动力驱动旋翼的垂直起降工作状态下，平衡所需的反扭力矩。

该机的旋翼克服了常规调距旋翼的不足，它可使用无扭桨，其正桨距状态的动力旋翼进行垂直起降和负桨距状态的自转旋翼进行巡航，这两种旋翼状态不同的扭转需求得以兼顾。它还可以使用调整扭度桨，该桨由变扭组调整桨叶各部位协调扭转，扩大了桨距的调节范围，使桨叶可以由正桨距的负扭转调整到负桨距的正扭转。在以直升机方式垂直起降或旋翼机方式自转巡航，它对旋翼的两种不同扭转的需求得到了满足，发挥了各自的工作优点。

对于交叉双旋翼机型，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之间的安装角大于90度；在保证其机身内侧两只旋翼与常规技术机型具有相同夹角的情况下，其机身外侧旋翼桨叶下垂的程度比常规交叉双旋翼下垂的程度小，从而减小了外侧旋翼桨叶与地面相互碰撞的机率，其起降的飞行安全性进一步提高。

该新型旋翼飞行器，它是由一组具有不同载荷能力的机型，构成了旋翼飞行器系列，它以较少的结构改变、更多的通用器件来取得较多的机型变化，从而增大了它的潜在用户群。此举，即降低了机型变化的成本，又增大了该机的适用范围，具有广阔的发展空间。

本发明的全面应用，不仅会为新型旋翼飞行器带来技术上的显著进步，即使在旋翼飞行器上部分地应用本发明之技术，也会为其带来性能上的改善。

下面结合附图和实施例，对本发明作一详细叙述：

图1、图3、图4及图8、图9，简略地画出其中的一片桨叶及其三处截面位置的剖面图，各图旋翼转动平面中的弧形箭头指示的是旋翼转动的方向。

图1、图2是现有技术旋翼机的旋翼及其尾流示意图，旋翼机以速度V向前飞行；图1使用的是拉进式螺旋桨、图2使用的是推进式螺旋桨。其气流是由前至后地穿过桨盘的，相对于桨盘平面而言，气流是由下而上地穿过桨盘，所以旋翼机的旋翼是工作在负桨距的正扭转状态；

图3示意的是气流通过旋翼机的旋翼转动平面时空气V流径示意图；气流V穿过桨盘平面驱动旋翼自转，旋翼因此而获得升力F；

图4是常规直升机的正桨距旋翼在不同半径处的安装角的示意图；

图5是常规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6是现有技术直升机，其动力正桨距的旋翼A、无动力负桨距的定常自转旋翼A’，它们与现有技术旋翼机的负桨距旋翼B比较示意图。参照图49中的旋翼半径与安装角关系曲线图，其中的虚线是理想桨叶半径与安装角的关系曲线，其中的实线是线性扭转桨叶半径与安装角的关系曲线。两图中A为直升机正常动力工作状态的正桨距、负扭转的桨叶；A’为失去动力时下压总距杆使直升机桨叶转至负桨距的自转旋翼状态；B为旋翼机正常工作状态的负桨距、正扭转桨叶；图49中所示，旋翼A和B其安装角基本正常，当不得不使用旋翼A’用于负桨距状态，此负桨距状态本应为旋翼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。

图7是现有技术中，一种带有伺服襟翼16的旋翼桨叶示意图，交叉双旋翼K-MAX等直升机在其旋翼上已使用了伺服襟翼。

图8是使用推进式螺旋桨的交叉双旋翼新型旋翼飞行器侧面示意图；

图9是使用拉进式螺旋桨的交叉双旋翼新型旋翼飞行器侧面示意图；

图8、图9为二种新型旋翼飞行器，它由旋翼1、主轴2、水平驱动螺旋桨3、尾翼4上可操纵的舵面、机身5、起落架8、输出轴12等组成；该图展示其工作时桨叶变化的两种状态：图中的实线旋翼1表示正桨距负扭转时的动力驱动旋翼的直升机方式飞行状态的旋翼，虚线旋翼1表示负桨距正扭转时的自转旋翼的旋翼机方式飞行状态的旋翼；

图10是桨距操纵与切换控制的示意图，它由旋翼1、主轴2、桨距操纵杆6、切换控制7、主减速器11、输出轴12、发动机13、复位弹簧17、弹性切换拨叉19、离合器20、桨轴26、调整杆27、操纵限位扭、操纵联动及助力器I、桨距联动J等部分组成，其操纵限位扭为常闭开关(该图将操纵限位扭省略未画)：在桨距操纵杆6的操纵下，切换控制7将动力通断与总距变化，进行联动控制；操纵限位扭处于打开位置时，其桨距操纵杆6可在动力接通与动力断开之间进行切换；上拉桨距操纵杆6，使其动力接通时，具有弹性的动力切换拨叉19，首先使主减速器11中的伞齿A与伞齿B啮合，再使离合器20接通动力；下压桨距操纵杆6，使其动力断开时，离合器20首先分离，接着伞齿A、B完全分离。操纵限位扭处于闭合位置时，当其桨距操纵杆6位于正桨距区间上拉或下压，能在正桨距区间改变桨距的大小，其动力仍保持良好的接通；当其桨距操纵杆6位于负桨距区间上拉或下压，能在负桨距区间改变桨距的大小，其动力仍保持断开的状态。

图11(a)是调整扭度桨的结构示意图；其调整扭度桨是由变扭桨43、变扭组25、桨轴26、调整杆27组成；

图11(b)是变扭桨43为斜襟翼式变扭桨的结构示意图，它由主桨叶21、前斜襟翼22、后斜襟翼23、桨根24、变扭组25组成；图中的A-A、B-B、C-C三处剖面位置的剖面图，分别见图19、图20所示；

图12是安装在桨根内部的齿轮变扭结构的变扭组示意图；其齿轮变扭组由齿轮E、F、G、H组成；其R_E、R_F、R_G、R_E分别表示齿轮E、F、G、H的半径；其齿轮F、G两者同轴固定连结在一起，安装在桨根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；其齿轮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而转动；其变扭比等于(R_G/R_B)与(R_E/R_F)的乘积；其前斜襟翼22与后斜襟翼23分别通过前凸销28、后凸销29、前凹槽31、后凹槽32与桨根24相连接。

图13是前、后斜襟翼联动结构的剖面示意图，该图表示的是图11(b)中B-B剖面位置的剖面示意图；前斜襟翼22的后边缘和后斜襟翼23的前边缘分别用前铰链轴34、后铰链轴35再与主桨叶21的前边缘铰链和后边缘铰链对应连接；前铰链轴34、后铰链轴35附近的上联动前轴36、上联动后轴37和下联动前轴38、下联动后轴39，分别通过它们的上联动杆45、下联动杆44相连。

图14是使用杠杆变扭组的斜襟翼式变扭桨；该图中斜襟翼式变扭桨的前斜襟翼被省略，桨根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，裸露在桨根之外的变扭组，其结构安装处理方便；图的左侧示意的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15是杠杆变扭组的局部示意图，它是一种变形的齿轮变扭组：其固定传动轴60至桨轴26轴线的距离等于R_E，它起到齿轮E的作用；其主桨传动轴61至桨轴26轴线的距离等于R_H，它起到齿轮H的作用；其桨根传动轴62与齿轮F、G的轴心等同；其固定传动轴60至桨根传动轴62的距离等于R_F，它起到齿轮F的作用；其主桨传动轴61至桨根传动轴62的距离等于R_G，它起到齿轮G的作用；其固定传动轴60与变扭连动63的铰接处，与齿轮E和齿轮F的啮合作用相同；其主桨传动轴61与变扭连动63的铰接处，与齿轮H和齿轮G的啮合作用相同。该图是将图14中的变扭组，放大了的示意图。

图16是一种齿轮变扭组的斜襟翼式变扭桨：其变扭组由齿轮E、齿轮H、齿轮F、齿轮G组成。其轴套30的一端与桨轴安装架64固定相连，轴套30的另一端与齿轮E固定相连；桨轴26的一端与主桨叶21固定相连，齿轮H穿入桨轴26并与之固定相连之后，桨轴26的另一端穿入轴套30与桨轴安装架64转动相连；该图是一种其前斜襟翼与主桨叶合为一体、桨根与后斜襟翼合为一体的斜襟翼式变扭桨的桨叶结构示意图；

图17是前斜襟翼与主桨叶合为一体的斜襟翼式变扭桨的桨叶结构示意图；

图18是一种斜襟翼式变扭桨的连杆变扭组的示意图，该图的连杆变扭组是一种变形的齿轮变扭组：其主轴架41a固定不转；传动盘40的转轴的轴承固定安装在桨根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通过主桨叶连杆42b与主桨架41b铰接；其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，其级联传动杆46可将前、后级变扭组连接在一起；其传动盘40与轴盘连杆42a的连接点到传动盘转轴之距离等于R_F，它起到齿轮F的作用；传动盘40与主桨叶连杆42b的连接点到传动盘转轴之距离等于R_G，它起到齿轮G的作用；主轴架41a与轴盘连杆42a的连接点到主轴架41a的对称轴线的距离等于R_E，它起到齿轮E的作用；主桨架41b与主桨时连杆42b的连接点到主桨架41b的对称轴线的距离等于R_H，它起到齿轮H的作用；图中F-F剖面见图21；其轴盘连杆42a，它与齿轮E、F的啮合作用相同；其主桨叶连杆42b，它与齿轮H、G的啮合作用相同。图中级联传动杆46在需穿过桨根24的内端与后斜襟翼23的根部及其相关翼肋(图18中未画出来)或前一子级主桨叶21’等部位时，均已开一通孔，便于级联传动杆46的传动工作。

图19是图11(b)所示剖面位置的剖面图，图示的是处于正桨距、负扭转时桨叶各段的剖面图；

图20是图11(b)所示剖面位置的剖面图，图示的是处于负桨距、正扭转时桨叶各段的剖面图；

图19、图20所示，它是在负、正桨距范围内工作的斜襟翼扭转式调整扭度桨的桨叶剖面图，它因其在调整桨距时能够适当地改变桨叶扭度，所以当其工作在正桨距或负桨距，都具有很高的工作效率。

图21是图18中的F-F剖面示意图；

图26是二级斜襟翼式变扭桨装配示意图；图中各个带撇的零部件，是前一子级斜襟翼的零部件；

图27是桨根与前、后斜襟翼连为一体的二级斜襟翼式变扭桨结构示意图；

图28是桨根与后斜襟翼连为一体、前斜襟翼与主桨叶21合为一体的二级斜襟翼式变扭桨结构示意图；

图31是推进式交叉双旋翼，新型旋翼飞行器侧视示意图；

图32是推进式交叉双旋翼，新型旋翼飞行器正视示意图；

图33是推进式交叉双旋翼，新型旋翼飞行器俯视示意图；

图34是推进式同轴双旋翼，新型旋翼飞行器侧视示意图；

图35是推进式同轴双旋翼，新型旋翼飞行器俯视示意图；

图36是拉进式单旋翼加尾桨，新型旋翼飞行器示意图；

图37是推进式单旋翼加尾桨，新型旋翼飞行器示意图；

图38是推进式横列双旋翼，新型旋翼飞行器的侧视示意图；

图39是推进式横列双旋翼，新型旋翼飞行器的俯视示意图。

图40、图41是新型旋翼飞行器系列的侧视图与正视图：它使用旋翼半径呈等比递增的一组旋翼、其内配备发动机功率呈等比递增的一组动力系统、机身长度以乘员座间距的整数n倍加长的系列机身结构组合，使其组合出多种载荷变化的不同机型，以较少的结构改变、更多的通用部件来取得众多的机型变化，从而明显地降低了多种机型的生产成本。

图41是一种常规交叉双旋翼，其旋翼1与其相连的主轴2之间的安装角为等于90度或小于90度；

图42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。对比图41和图42可见，在保证其机身内侧两只旋翼与常规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较小，从而减小了外侧旋翼桨叶与地面相互碰撞的机率。它与图41的区别在于，旋翼1与其相连的主轴2之间的安装角为(90+a)度，其角a大于零度；对于使用钢性挥舞铰轴承的旋翼，角a大于零度、而略小于旋翼的最小挥舞角；而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。机身外侧的旋翼桨叶，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。

图43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8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。

图43其转至横向的内侧旋翼桨叶略向上仰，它与水平线的夹角b，间接反映了桨叶与相邻旋翼桨毂间距的大小；其转至横向的外侧旋翼桨叶角d的大小可以反映旋翼桨叶下垂的程度。当该图中的角b＝12度，角a＝0度时，角c和角d分别都等于角b＝12度；此时即与图41所示的技术方案相同。当图43的角b＝12度，角a＝4度时，角c＝8度，角d＝4度。由此可见，图41方案与图42方案的角b相同时，两付旋翼间避撞的机率相近，但其外侧旋翼的桨叶之下垂角却有明显不同。在两图方案中内侧旋翼桨叶的上仰角同为12度的情况下，其外侧旋翼的桨叶的下垂角：其现有技术方案为12度，本发明方案为4度，有着明显的差别。所以，图42、图43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。

图44、图49、图50、图51、图53、图60、图63、图67、图68是几种旋翼的半径与安装角关系曲线的比较示意图；

图44是直升机在动力垂直起飞的正桨距理想桨叶A、B与旋翼机的自转旋翼负桨距理想桨叶状态A’、B’的旋翼半径与安装角关系的比较图；

图49是直升机的线性负扭转桨A及A’与旋翼机的线性正扭转桨B的比较示意图。图中的A是直升机线性负扭转旋翼的正桨距关系图，图中A’是将直升机的该桨叶压至负桨距的关系图；图中B则是常规旋翼机线性正扭转旋翼的负桨距关系图；

图50上半部，是工作于动力正桨距的旋翼，它在垂直起降过程中，其常规直升机的线性负扭转桨A与该“新型旋翼飞行器”的无扭桨C的比较示意图。使用无扭桨(图中的直线C)，其安装角误差比线性负扭转桨(图中的斜线A)有所加大；其无扭桨的气动效率比12度线性负扭转桨在此状态下的效率降低了约为4％；图中D部分表示的是负安装角误差，图中D’部分表示的是正安装角误差。

图50下半部，是工作于自转负桨距的旋翼，它在巡航状态的“新型旋翼飞行器”的无扭桨C’与常规旋翼机线性正扭转桨B的比较示意图。使用无扭桨(图中的直线C’)，其安装角误差比线性正扭转桨(图中的斜线B)有所加大；其无扭桨的气动效率比12度线性正扭转桨的效率也将降低4％；图中D部分表示的是负安装角误差，图中D’部分表示的是正安装角误差。

图51下半部表示的是工作于自转负桨距的旋翼，在该桨距状态时常规直升机定常自转的线性负扭转桨A’与常规旋翼机线性正扭转桨B的比较。使用线性负扭转桨(图中的斜线A’)，其安装角误差比线性正扭转桨的安装角(图中的直线B)的误差明显加大，此误差是图51中直线C’所产生误差的二倍。因为旋翼诱导阻力随迎角的增大呈非线性快速增长，所以图51所示的线性负扭转桨(图中的斜线A’)的效率降低，将是图50无扭桨(图中直线C’)降低了4％的二倍以上。图中D部分表示的是负安装角误差，图中D’部分表示的是正安装角误差。

根据常规直升机的最大旋翼当量升阻比与最大定常自转升阻比相近，所以两者的整机气动效率相近。而在动力正桨距状态下，无扭桨C比负扭桨A有所降低；在自转负桨距状态下，“新型旋翼飞行器”的无扭桨C’又比常规直升机的负扭桨A’(对应其最大定常自转升阻比)的效率有所提高——即“新型旋翼飞行器”巡航的无扭桨比常规直升机巡航(对应其最大当量升阻比)时的效率高(见图50、图51；参见图73、图74、图75的说明)。所以当其“新型旋翼飞行器”使用无扭桨时，其垂直起降的效率会有所降低，在巡航时的效率又会有所提高。其“新型旋翼飞行器”与同等功率和重量级的直升机相互比较，为弥补垂直起降效率有所降低而使载荷减少，可适当增大“新型旋翼飞行器”的旋翼半径；它在适当增大旋翼半径之后，以旋翼机方式巡航时诱导阻力的加大，会由于巡航时的气动效率较高而得到补偿。所以，同等功率和重量级的无扭桨“新型旋翼飞行器”与常规直升机相互比较，只要适当加长“新型旋翼飞行器”的旋翼半径，两者即可具有相近的垂直起降载荷能力与巡航飞行性能。

图52是一种斜襟翼变扭桨，其桨根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53是图52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54、图55；

图54的上部表示为正桨距叠加示意图，图的下部表示为负桨距叠加示意图；图54中间表示的是零度安装角的示意图；

图55为各剖面分解示意图；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；

图56为一种斜襟翼式变扭桨，其前斜襟翼与主桨叶21合为体，其后斜襟翼23与桨根合并为一体，其齿轮变扭组被安置于桨根之内；

图57是图52所示的斜襟翼变扭桨在使用连杆变扭组时的结构示意图；图中各个带撇的零部件，是前一子级斜襟翼的零部件；

图58是一种桨距自动限位系统的结构示意图；其气动力作用于桨叶轴的后方，如图垂直向上的箭头所示；其限位块59由动限位块59a和静限位块59b组成；其静限位块59b固定于桨轴安装架64上，其动限位块59a安装于桨根24上；该机需要进行动力旋翼的垂直起降时，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，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；将桨距操纵杆6压至最小负桨距，向内推定位销55，则能锁紧定位销55，使定位销55置于锁定的位置(图58A)，接通桨距控制力矩；拔出定位销55(图58B)，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59是一种只在桨根处使用后斜襟翼的斜襟翼变扭桨，该桨比图52所示桨叶有所简化；其桨叶半径与安装角关系图线如图60所示，由图可见在1.2X至2.2X的桨段附近，后斜襟翼的补偿偏大，而使其叶素迎角误差有所加大；图56是使用齿轮变扭组的这种变扭桨的示意图；

图61是对图59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2.2X附近的扭转误差减小，其桨叶半径与安装角关系图线如图63所示。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62将其后斜襟翼靠近桨根部分的后缘之曲线改为直线，其桨距调整特性也基本如图63所示。

图64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，该后掠部分为负扭转及无扭转(见图67下部A’所示)。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的安装角很小，其升力也明显减小，气动扭矩不足以使变扭桨43扭转，变扭桨43保持设计时的扭转状态。动力驱动旋翼时，变扭桨43调整至正桨距，使桨尖部43b得到较大的迎角，其桨尖部43b由此获得足够的气动负扭转力矩，该气动扭矩主要作用在桨叶主部43a和桨尖部43b的根部，使两部分获得较大的负扭转(见图67上部A所示)。其桨叶满足了正桨距、负扭转和负桨距、正扭转的两种不同状态的基本工作要求。图67则是图64所述气动变扭桨在负桨距曲线A’与正桨距曲线A的特性图。

图65是一种带有桨尖辅助襟翼16的气动力变扭桨；该桨沿用了图64所示的基本设计，但对其进行了改进。它在其后掠的桨尖部43b增加了辅助襟翼16。其目的是：1、在其工作于巡航状态时，能够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68的A’中B’所示)。2、在动力垂直起降时，又要利用桨尖部43b增加的辅助襟翼16，使桨尖增大升力，获得足够的负扭矩，使桨叶主部43a为正扭转(见图68的A中的B所示)。

图66是一种有辅助襟翼16的气动变扭桨，该桨同时增加了桨根区的后斜襟翼。它的中、前部较小的扭转，是由气动力变扭桨来完成；它的后部较大的扭转，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。

图67则是图64所示的气动变扭桨在负桨距状态的曲线A’与正桨距状态的曲线A的特性图。

图68是与图65相互对应的一种带有桨尖辅助襟翼16的气动力变扭桨，它是增加了辅助襟翼16的气动力变扭桨在负桨距状态的曲线A’与正桨距状态的曲线A的特性图。由图可见该桨尖的升力更易于控制，在负桨距区间很容易地使其获得弱升力；而在正桨距区间其升力也更易于增大，它获得较大的负扭矩，可以使它的扭转误差变得更小。其桨尖部分的负扭转，图68比图67中所示的程度之所以可以适当减小，就是因为该桨使用了辅助襟翼16而增加了桨尖气动安装角的调整余度。

在图65和图68的方案中：在巡航的负桨距时，其桨尖的升力如果过大，则可以通过辅助襟翼16的调整而降低(见图68负桨距中的B’段粗虚线)；在动力垂直起降的正桨距时，其桨尖的升力不足时，还可以调大辅助襟翼16打开的角度(见图68正桨距中的B段粗虚线)。

在图64和图67所示的方案中，因其没有能够调节的辅助襟翼，它只能利用设计时确定的安装扭转，兼顾负、正桨距的不同需求。虽然该方案有一些不足，但比起无扭桨来说，其气动性能仍有一定的改善。

图70、图71、图72和图66是几种装有不同气动结构的桨尖辅助襟翼16的示意图。

图73示意的是，为了增加直升机的转场航程，有人进行的飞机牵引直升机的飞行试验。他们将旋翼置于自转状态，然后由固定翼飞机牵引其飞行。试验结果表明：固定翼飞机牵引直升机飞行时，比固定翼飞机独自航行多消耗了燃料，该项多消耗了的燃料与直升机自己单独飞行同样距离所消耗燃料数量相同(参见《航空知识》1997年3期17页)。

图74所示状态，可由图73的实验间接地证明：在图73的实验中，若取消前面用于牵引的固定翼机，将用于固定翼飞机前面的螺旋桨，直接装在直升机的前面，并利用直升机自身的动力驱动该螺旋桨进行“牵引”，并将直升机自己原来的旋翼同样置于自转状态，当它用螺旋桨“牵引”自身巡航飞行时，其耗油量将与原直升机单独巡航飞行时的耗油量基本相同。

图75所示的常规直升机的旋翼A为直升机正常工作时动力旋翼的正桨距状态，对应的升阻比是“旋翼当量升阻比”；其旋翼A’为直升机在无动力自转下滑时的负桨距状态，对应的升阻比是“定常自转当量升阻比”。图73的实验结果，同另一直升机例证中的最大旋翼当量升阻比为6、最大定常自转升阻比为6.3的描述相似(参见：R.W.普劳蒂著、航空工业出版社《直升机性能及稳定性和操纵性》第267页)，从而进一步证实了图73的实验结果。

图76是旋翼1设有桨距自动限位系统的结构示意图；图76与图58的区别，在于定位销55和连接控制器56的结构有所不同。图76中的定位销(55)可分别置于释放的位置及锁定的位置，旋翼在自转时，应向上搬动图76B中所示的拉杆并使其固定，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76A中所示的拉杆并使其固定，则能锁紧定位销55，使连接控制器56接通桨距控制力矩，从而重新恢复对桨距的操纵。

该“新型旋翼飞行器”可采用交叉双旋翼、同轴双旋翼、横列双旋翼或纵列双旋翼、单旋翼加尾桨等气动布局，图8是推进式交叉双旋翼之“新型旋翼飞行器”侧面示意图、图9是拉进式交叉双旋翼之“新型旋翼飞行器”侧面示意图。图8、图9中实线旋翼1表示正桨距、负扭转状态，用于垂直起降；虚线旋翼1表示其桨叶调整至负桨距、正扭转状态，用于巡航飞行。主轴2安装在机身5上部略向后倾斜，是为巡航的自转旋翼桨盘而设置的正安装角。其旋翼使用的调整扭度桨，可以展宽高效的桨距调整范围；它在正桨距、负扭转和负桨距、正扭转的范围内工作，它在这个范围内比常规调距旋翼明显扩展了高效率的工作区间。

一种新型旋翼飞行器，由机身5、动力系统、尾翼4、起落架8、机身上部的主轴2，主轴2上端的旋翼1、水平驱动螺旋桨3等部分组成；其主轴2略向后倾斜；尾翼4上有可操纵的舵面(见图8、9所示)；旋翼1的桨叶可在正、负桨距之间进行调整；其旋翼1使用调整扭度桨或无扭桨；其调整扭度桨是由变扭桨43、变扭组、桨轴26、调整杆27组成(见图11a所示)；其变扭桨43在正桨距、负扭转至负桨距、正扭转之间进行调整；旋翼1的桨叶也可选用无扭桨；该机可利用动力驱动正桨距的旋翼1而垂直起降；采用自转的负桨距旋翼1，由螺旋桨3水平驱动而巡航或短距起降。对于只设置总距调整系统的机型，其旋翼的桨距调整系统的结构得以简化，其水平驱动螺旋桨需要使用调距螺旋桨。对于增设周期变距系统的机型，不仅为其带来了横向机动性，而且其尾翼上垂直、水平舵面与周期变距系统构成相互独立、互为备份的双操纵系统，显著地提高了操纵系统的可靠性；此时，其螺旋桨3也可使用定距桨，使用定距桨之后该桨应通过专用离合器与发动机13相互连接。

一种新型旋翼飞行器，由机身5、动力系统、旋翼1、桨距自动限位系统、起落架8等部分组成；桨距自动限位系统是由桨叶、桨轴26、桨距传动杆65、限位块59、定位销55、连接控制器56组成；其桨叶的升力中心位于桨轴26稍后的位置，在靠近旋翼桨根的附近设有桨距限位块59，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65的中间，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受到驾驶员的控制，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。

其旋翼在巡航自转时，它因为不需桨距调整系统施加维持负桨距的控制力矩，可以只利用气动力对桨叶的作用，即可使桨叶处于此时所需工作状态的负桨距安装角的位置，而不需驾驶员通过桨距控制系统施加维持负桨距的操纵力矩，可以减轻桨距控制系统的疲劳损耗。对于图58所示的方案，在需要对旋翼进行桨距操纵时，将桨距操纵杆6压至最小负桨距，插入并锁紧定位销55，可使连接控制器56接通其桨距控制力矩；向外拔出定位销55，可使连接控制器56断开其桨距控制力矩。对于图76方案，在需要对旋翼进行桨距操纵时，向下搬图76A中所示的拉杆使其固定，则能锁紧定位销55，可以使连接控制器56接通桨距控制力矩，即可重新恢复对桨距的操纵。旋翼在自转时，应向上搬拉杆，释放定位销55，可以使连接控制器56断开桨距控制力矩。

所以利用桨距自动限位的设计，消除了飞行器在长时间的巡航中维持负桨距所需的控制力矩。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故障，无法传输操纵力矩时，可以利用连接控制器56断开其桨距操纵系统的控制，因气动力对桨叶的作用使之自动转向巡航所需自转旋翼的负桨距状态，这时虽然不能随意改变桨距的工作状态，但仍能获得正常的自转旋翼的工作迎角，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。

本发明的一种新型旋翼飞行器，由机身5、动力系统、切换联动控制系统、起落架8、旋翼1等部分组成；其切换联动控制系统由桨距操纵杆6、操纵限位扭、切换控制7、发动机13、离合器20、主减速器11、主轴2、操纵联动及助力器I、桨距联动J、调整杆27等组成；在桨距操纵杆6的操纵下，切换控制7将动力通断与总距大小的变化，进行联动控制；在正桨距区间，切换控制7将主轴2与动力接通；在负桨距区间，切换控制7将主轴2与动力断开；其操纵限位扭为常闭开关，它在闭合位置时，桨距操纵杆6或者被限制在动力接通的正桨距区间进行桨距操纵、或者被限制在动力断开的负桨距区间进行桨距操纵；操纵限位扭处于打开位置时，其桨距操纵杆6可在动力接通与动力断开之间进行切换。主减速器11由伞齿A、B及各自的转轴、切换复位弹簧17组成；伞齿A与B可以啮合或分开；伞齿A固定在主轴2的下端；随着具有弹性的动力切换拨叉19左右移动，伞齿B与A结合或分离。动力需要接通时，上拉桨距操纵杆6，切换控制7顺时针转动，动力切换拨叉19向左移，首先推动伞齿B与A啮合、然后离合器20闭合。动力在需要断开时，下压桨距操纵杆6，切换控制7逆时针转动，动力切换拨叉19向右移，在切换复位弹簧17的作用下离合器20首先分离、然后伞齿B与A分离(见图10)。

一种新型旋翼飞行器，由机身5、动力系统、尾翼4、起落架8、上部的主轴2，主轴2上端的旋翼1等部分组成；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；对于使用钢性挥舞铰轴承的旋翼，角a大于零度、而等于或略小于旋翼的最小挥舞角；而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。机身外侧的旋翼桨叶，桨叶下垂的程度较小，从而减小了外侧旋翼桨叶与地面相碰撞的机率。由图43可见，转至横向的内侧旋翼桨叶略向上仰，它与水平线的夹角b，间接反映了桨叶与相邻旋翼桨毂间距的大小；其转至横向的外侧旋翼桨叶，其角d的大小可以反映旋翼桨叶下垂的程度。当该图中的角b＝12度，角a＝0度时，角c和角d分别都等于角b＝12度；此时图43即转化为图41所示的技术方案。若当角b＝12度，并设角a＝4度时，则角c＝8度，角d＝4度。由此可见，图41方案与图42方案的角b相同时，两付旋翼之间避撞的机率相近，但因其角a在图42方案中为4度角，其外侧旋翼的桨叶之下垂角即有明显不同。在两图方案中内侧旋翼桨叶的上仰角同为12度的情况下，其外侧旋翼的桨叶的下垂角：对于图41的方案角d＝12度，对于图42方案角d＝4度，两者有着明显的差别。所以，图42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。

一种新型旋翼飞行器，它是由一组具有不同载荷能力的机型构成的旋翼飞行器系列，它由发动机功率呈等比递增的一组动力系统、旋翼半径呈等比递增的一组旋翼构成的系列机型；它由发动机功率呈等比递增的一组动力系统、旋翼半径呈等比递增的一组旋翼、机身长度相应加长的一组机身结构进行组合，形成载荷能力递增的系列机型；一种“低功率动力系统”对应使用上述的一组旋翼，分别构成载荷能力递增的“几种机型”；另一种比上述“低功率动力系统”顺次递增功率的动力系统，该动力系统对应使用的上述的一组旋翼，分别构成载荷能力递增的“另几种机型”；该“另几种机型”与前述的“几种机型”相互比较，组成载荷能力顺次递增的系列机型。(见图40、图41)。

新型旋翼飞行器的一种调整扭度桨为气动力变扭桨，其变扭桨43是由桨叶主部43a和后掠的桨尖部43b组成；其桨叶主部43a为正扭转；其桨尖部43b为后掠，该后掠部分为无扭转及负扭转；其后掠的桨尖部43b有一辅助襟翼16；变扭桨43为非刚性的弹性材料，能够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，而辅助襟翼16的调整可以保证桨尖部43b的升力很小；此时，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的辅助襟翼16同时也同步地向下转出一定的角度，使桨尖部43b的迎角加大，其桨尖部43b由此获得足够的气动负扭转力矩，该气动扭矩主要作用在桨叶主部43a和桨尖部43b的根部，从而使两部分获得足够的负扭转(见图68)。其气动力变扭桨技术与斜襟翼变扭桨技术相互结合，使桨叶的性能或结构得到进一步的改进(见图66)。

图64是一种简化了的气动力变扭桨，该桨没有安装辅助襟翼，其结构较为简单：桨叶主部43a为正扭转；其桨尖部43b为后掠，该后掠部分为负扭转及无扭转(见图67下部A’所示)。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的安装角很小，其升力也明显减小，气动扭矩不足以使变扭桨43扭转，变扭桨43保持设计时的扭转状态A’。动力驱动旋翼时，变扭桨43调整至正桨距，使桨尖部43b得到较大的迎角，其桨尖部43b由此获得足够的气动负扭转力矩，该气动扭矩主要作用在桨叶主部43a和桨尖部43b的根部，使两部分获得较大的负扭转(见图67上部A所示)。其桨叶满足了正桨距、负扭转和负桨距、正扭转的两种不同状态的基本工作要求。图67则是图64所述气动变扭桨在负桨距曲线A’与正桨距曲线A的特性图。在图64和图67所示的方案中，因其没有能够调节的辅助襟翼，它只能利用设计时确定的安装扭转，兼顾负、正桨距的不同需求。虽然该方案的气动性能有一些不足，但其结构有所减化，比起无扭桨来说，其气动性能仍有一定的改善。

新型旋翼飞行器的一种调整扭度桨为斜襟翼变扭桨，其变扭桨43由主桨叶21、斜襟翼、桨根24、铰链轴、凸销、凹槽组成；其斜襟翼两端的宽度明显不相等，它有两付分别位于变扭桨43的前缘一侧和后缘一侧，分别通过铰链轴与主桨叶21相连，分别称为前斜襟翼22和后斜襟翼23；桨根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24内侧端面的凸销相互匹配、吻合的凹槽，该凸销与凹槽用来传递改变桨叶扭度的扭转力矩(见图12)。

该桨可只用后斜襟翼23，其前斜襟翼22与主桨叶21合为一体(见图14、16、17、28、52、56、57、59、61、62)，此时桨根24也可与后斜襟翼23合为一体(见图14、16、27、28、52、56、57、59、61、62)；桨根24亦可分别与前斜襟翼22和后斜襟翼23合为一体(见图27)；在桨根24与后斜襟翼23合为一体时，两者之间的凸销与凹槽也相应被省略。桨尖安装角的变化比桨根24安装角的变化是变扭比，其值应小于1、大于1/5；主桨叶21的安装角与斜襟翼的安装角，两个安装角之间随桨距的变化而改变。该桨可由若干子级变扭桨组成二级或多级变扭桨，前级桨叶的桨根与后级桨叶的桨尖相连，逐级接续而成。

为了进一步改进旋翼的气动力性能，可以将气动力变扭桨与斜襟翼变扭桨进行结合(见图66)，该桨在气动力变扭桨的基础之上，同时增加了桨根区的后斜襟翼。它的中、前部较小的扭转，是由气动力变扭桨来完成；它的后部较大的扭转，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。

该新型旋翼飞行器的一种变扭组，采用齿轮变扭结构的齿轮变扭组25，它由齿轮E、F、G、H组成；其R_E、R_F、R_G、R_H分别表示齿轮E、F、G、H的半径；其杠杆变扭组和连杆变扭组，是两种变形的齿轮变扭组。齿轮变扭组，其齿轮F、G两者同轴固定连结在一起，安装在桨根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；其齿轮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而转动；变扭比是桨稍安装角的变化比桨根安装角的变化，其变扭比等于(R_G/R_H)与(R_E/R_F)的乘积。其杠杆变扭组和连杆变扭组，它们中均有相应的零件与齿轮变扭组中的各个齿轮相互对应；其变扭组在传动过程中即不发生松旷，也不出现卡阻。

对于桨轴26与主桨叶21转动相连的齿轮变扭组而言：轴套30一端与主桨叶21固定连接、另一端穿进桨根24右侧端面的轴套孔，再插入齿轮H中心孔，并与齿轮H固定连接；桨轴26右端从桨根24左侧端面插入桨轴孔、再穿过齿轮E中心孔，并与齿轮E固定连接，桨轴26右端继续插进已装有齿轮H的轴套30里，桨轴26与轴套30之间可以相对转动，不能轴向移动(见图12)。

对于桨轴26与主桨叶21固定相连的齿轮变扭组而言：轴套30一端与桨轴安装架64固定连接，另一端穿进桨根24的轴套孔，再插入齿轮E中心孔与齿轮E固定连接；桨轴26一端与桨轴安装架64转动连接，另一端穿过轴套30、再穿入齿轮H中心孔与齿轮H固定连接，桨轴26另一端继续穿出桨根24、插进主桨叶21并与之固定连接(见图16)。

新型旋翼飞行器的一种杠杆变扭组(见图15所示)，它由桨轴26、桨根24、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组成；杠杆变扭组是一种变形的齿轮变扭组，其固定传动轴60固定安装在桨轴安装架64之上；其主桨传动轴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24之上；其固定传动轴60、主桨传动轴61、桨根传动轴62、三者都穿过传动孔与变扭连动63铰接而不能分离；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15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。其固定传动轴60至桨轴26轴线的距离等同于R_E、其固定传动轴60至桨根传动轴62的距离等同于R_F、其主桨传动轴61至桨根传动轴62的距离等同于R_G、其主桨传动轴61至桨轴26轴线的距离等同于R_H；其桨根传动轴62等同于齿轮F、G的轴心；其固定传动轴60与变扭连动63的铰接处，与齿轮E和齿轮F的啮合作用相同；其主桨传动轴61与变扭连动63的铰接处，与齿轮H和齿轮G的啮合作用相同。

新型旋翼飞行器的一种连杆变扭组(见图18、图57)，它由主轴架41a、主桨架41b、轴盘连杆42a、主桨叶连杆42b、传动盘40、传动盘40的转轴、级联传动杆46组成；其主轴架41a固定在桨轴26之上不能转动；传动盘40的转轴的轴承固定安装在桨根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通过主桨叶连杆42b与主桨架41b铰接；其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，其级联传动杆46可将前、后级变扭组连接在一起。

连杆变扭组是另一种变形的齿轮变扭组，其主轴架41a与轴盘连杆42a的连接点到主轴架41a的对称轴线的距离等同于R_E、传动盘40与轴盘连杆42a的连接点到传动盘40的转轴之距离等同于R_F、传动盘40与主桨叶连杆42b的连接点到传动盘40的转轴之距离等同于R_G、主桨架41b与主桨叶连杆42b的连接点到主桨架41b的对称轴线的距离等同于R_H；其传动盘40的转轴等同于齿轮F、G的转轴；其主桨叶连杆42a，它与齿轮E、F的啮合作用相同；其主桨叶连杆42b，它与齿轮H、G的啮合作用相同；

当调整杆27在正、负桨距范围内变化时，其变扭组在传动过程中即不发生松旷，也不出现卡阻。

变扭桨43可由若干子级桨叶组成二级或多级变扭桨，前一子级桨叶的桨根与后一子级桨叶的桨尖相连，逐级接续而成。对于多级扭转变桨而言，使用级联传动杆46将传动盘40和前级传动盘40’相连；其变扭组中的各个连杆亦可使用连动索。

对于二级或多级变扭桨的齿轮变扭组，基级桨尖的端面上开有插入前一子级桨叶轴套30’的轴套孔；前一子级桨叶轴套30’的左端插入至基级桨叶的轴套孔30内，装入齿轮组25’，将齿轮H’固定在轴套30’的左端；桨轴26则从左端穿过各级主桨叶21，同时穿过主桨叶21内部齿轮组25的齿轮E、H及轴套30，并将各级齿轮E固定在桨轴26之上(见图26)。

该新型旋翼飞行器的旋翼，不仅可以使用调整扭度桨和无扭桨，它还可以直接利用常规直升机的负扭转桨。如图73所示，有人进行的飞机牵引直升机的飞行试验：将其旋翼置于自转状态，然后由固定翼飞机牵引其飞行。试验结果表明：固定翼飞机牵引直升机飞行时，比固定翼飞机独自航行多消耗了燃料，该项多消耗了的燃料与直升机自己单独飞行同样距离所消耗燃料数量相同。这个实验间接地证明：在图73的实验中，若取消前面用于牵引的固定翼机，将用于固定翼飞机前面的螺旋桨，直接装在直升机的前面，并利用直升机自身的动力驱动该螺旋桨进行“牵引”，并将直升机自己原来的旋翼同样置于自转状态。当它用螺旋桨“牵引”自身巡航飞行时(如图74所示)，其耗油量将与原直升机单独巡航飞行时的耗油量基本相同。这说明，该新型旋翼飞行器在使用常规负扭转桨时，其垂直起降与巡航时的耗油量与常规直升机的垂直起降与巡航的耗油量基本相同，虽然此时它的自转迫降性能与常规直升机相同，而不具备更好的效率优势。但它利用本发明，在巡航飞行时其主变速器和桨距调整系统均不工作、其桨距自动限位系统的高可靠性甚高，它在使用常规直升机的负扭转桨之后，其整机的安全性能仍有明显的提高。

该新型旋翼飞行器的一种系列机方案：

该机由机身5、机身内部的动力系统与燃料和操纵系统、上部的主轴2，主轴2上端的旋翼1(同轴、并列、纵列及交叉双旋翼或单旋翼加尾桨等平衡反扭等气动布局)、水平驱动的螺旋桨3、后部的可控尾翼4、下部的起落架8等部分组成；主轴2略向后倾斜；旋翼1使用了兼顾正、负扭转的“调整扭度桨”；旋翼1除了可以使用本发明的调整扭度桨以外，还可使用无扭转桨，甚至可以使用小扭度的常规负扭转桨。其旋翼设置桨距自动限位系统。其高机动性机型，则设置周期变距系统，该周期变距系统不仅为其带来了横向机动性，而且其尾翼上垂直、水平舵面与周期变距系统构成相互独立、互为备份的双操纵系统，有效地提高了操纵系统的可靠性；各机型留有较大的功率储备。对于交叉双旋翼机型，其旋翼1为上仰式交叉双旋翼1。下面列出的旋翼半径的数据，是应用于双旋翼的机型；对于单旋翼加尾桨的机型，其1型的旋翼半径可由4.2米增至5.9米，其2型的旋翼半径可由5.5米增至7.7米，其3型的旋翼可由7.1米增至10米：

超轻型、40马力： A1：旋翼半径R＝4.2米、垂直起飞重340千克。

                 A2：旋翼半径R＝5.5米、垂直起飞重445千克。

                 A3：旋翼半径R＝7.1米、垂直起飞重580千克。

缩小型、100马力：B1：旋翼半径R＝4.2米、垂直起飞重670千克。

                 B2：旋翼半径R＝5.5米、垂直起飞重790千克。

                 B3：旋翼半径R＝7.1米、垂直起飞重930千克。

基础型、250马力：C1：旋翼半径R＝4.2米、垂直起飞重1200千克。

                 C2：旋翼半径R＝5.5米、垂直起飞重1480千克。

                 C3：旋翼半径R＝7.1米、垂直起飞重1780千克。

标准型、625马力：D1：旋翼半径R＝4.2米、垂直起飞重2200千克。

                 D2：旋翼半径R＝5.5米、垂直起飞重2660千克。

                 D3：旋翼半径R＝7.1米、垂直起飞重3200千克。

加长型、1560马力：E1、E2、E3  … …

在以上的示例中，其动力系统为五种功率系列、旋翼为三种旋翼半径，再与机身长度以乘员座间距的整数倍加长的几种机身结构相互配合，至少可组合出十五种不同载荷能力的机型。这种机型系列以较小的结构改变，换来较多的机型变化。它具有通用配件多，机型变化范围宽，以组件系列较少的变化构成多样的供给能力，为不同的用户需求提供了多种经济适用的机型选择。以上系列机的各型机，因其具有足够的功率余量，而使其飞行性能有相当的保证，或使其载荷能力还有一定的弹性余地。

下面说明“新型旋翼飞行器”的起飞及机动操纵过程：

新型旋翼飞行器的起飞过程：

对于只设置总距变距系统的新型旋翼飞行器的起飞：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；其双旋翼机型自动切断旋翼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。

对于高机动的机型，需要动力驱动旋翼，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，切断通向旋翼的动力，顺利转换至巡航飞行状态。

新型旋翼飞行器的机动操纵：

一、动力驱动旋翼状态的机动操纵：向上拉动桨距操纵杆6，此时旋翼机处于动力驱动旋翼的状态：1、对于交叉或同轴双旋翼机型，因其两付旋翼为对称反转，只要调整两付旋翼的桨距差即可改变方向；对于单旋翼加尾桨的机型，可调整尾桨的桨距变化改变方向。2、垂直升降，只要调整旋翼的总距即可。3、在装有周期变距控制系统的高性能机型及横列或纵列双旋翼机型上，通过调整周期变距操纵杆，就能够实现横向机动；其周期变距系统不仅为该机带来良好的机动性，而且其尾翼上垂直、水平舵面与周期变距系统构成相互独立、互为备份的双操纵系统，显著地提高了操纵系统的可靠性。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。

综上所述，本发明兼有常规直升机及常规旋翼机的优点，它是一种起落灵活，即能水平滑跑起落，又能垂直起降；它在巡航时减速器、桨距调整系统无损耗、噪声小、油耗省，综合成本低，适用范围宽。它在失去动力或桨距控制损坏时，由气动力自动控制桨叶转至负桨距的自转旋翼，能够高效转动，其迫降的下降率低，具有优良的安全性能，是一种性能优越的新型旋翼飞行器。

Claims (10)

1、一种新型旋翼飞行器，由机身(5)、动力系统、尾翼(4)、起落架(8)、机身上部的主轴(2)，主轴(2)上端的旋翼(1)、水平驱动螺旋桨(3)等部分组成；其旋翼(1)使用调整扭度桨或无扭桨；其调整扭度桨是由变扭桨43、变扭组、桨轴(26)、调整杆(27)组成；特征是：

其主轴(2)略向后倾斜；尾翼(4)上有可操纵的舵面；旋翼(1)的桨叶可在正、负桨距之间进行调整；其旋翼(1)使用调整扭度桨或无扭桨；其变扭桨43可在正桨距、负扭转至负桨距、正扭转之间进行调整；该机可利用动力系统驱动正桨距的旋翼(1)而垂直起降；采用自转的负桨距旋翼(1)，由螺旋桨(3)水平驱动而巡航。

2、一种新型旋翼飞行器，由机身(5)、动力系统、旋翼(1)、桨距自动限位系统、起落架(8)等部分组成；其特征是：

桨距自动限位系统是由桨叶、桨轴(26)、桨距传动杆(65)、限位块(59)、定位销(55)、连接控制器(56)组成；其桨叶的升力中心位于桨轴(26)稍后的位置，在靠近旋翼桨根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(65)的中间，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。

3、一种新型旋翼飞行器，由机身(5)、动力系统、切换联动控制系统、起落架(8)、旋翼(1)等部分组成；其切换联动控制系统由桨距操纵杆(6)、操纵限位扭、切换控制(7)、发动机(13)、离合器(20)、主减速器(11)、主轴(2)、操纵联动及助力器(I)、桨距联动(J)、调整杆(27)等组成；其特征是：

在桨距操纵杆(6)的操纵下，切换控制(7)将动力通断与总距大小的变化，进行联动控制；在正桨距区间，切换控制(7)将主轴(2)与动力接通；在负桨距区间，切换控制(7)将主轴(2)与动力断开；其操纵限位扭为常闭开关，它在闭合位置时，桨距操纵杆(6)或者被限制在动力接通的正桨距区间进行桨距控制、或者被限制在动力断开的负桨距区间进行桨距控制；操纵限位扭在打开位置时，其桨距操纵杆(6)可在动力接通与动力断开之间进行切换。

4、一种新型旋翼飞行器，由机身(5)、动力系统、尾翼(4)、起落架(8)、上部的主轴(2)，主轴(2)上端的旋翼(1)等部分组成；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；对于使用钢性挥舞铰轴承的旋翼，角a大于零度、而等于或略小于旋翼的最小挥舞角；而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。

5、一种新型旋翼飞行器，它是由一组具有不同载荷能力的机型构成的旋翼飞行器系列，它由发动机功率呈等比递增的一组动力系统、旋翼半径呈等比递增的一组旋翼构成的系列机型，其特征是：

它由发动机功率呈等比递增的一组动力系统、旋翼半径呈等比递增的一组旋翼进行组合，形成载荷能力递增的系列机型；一种“低功率动力系统”对应使用上述的一组旋翼，分别构成载荷能力递增的“几种机型”；另一种比上述“低功率动力系统”顺次递增功率的动力系统，该动力系统对应使用的上述的一组旋翼，分别构成载荷能力递增的“另几种机型”；该“另几种机型”与前述的“几种机型”相互比较，组成载荷能力顺次递增的系列机型。

6、按照权利要求1所述的新型旋翼飞行器，其调整扭度桨为气动力变扭桨，该变扭桨(43)由桨叶主部(43a)和后掠的桨尖部(43b)组成；其特征是：

其桨叶主部(43a)为正扭转；其桨尖部(43b)为后掠，该后掠部分为无扭转及负扭转；其后掠的桨尖部(43b)有一辅助襟翼(16)；变扭桨43为非刚性的弹性材料，能够在扭转力矩作用下发生弹性的扭转形变；

在负桨距的巡航状态时，其升力由桨叶主部(43a)提供，而辅助襟翼(16)可以保证桨尖部(43b)的升力很小，其桨尖部(43b)的气动扭矩不足以使变扭桨43扭转，变扭桨43保持设计时的扭转状态；

在动力驱动旋翼状态时，变扭桨43调整至正桨距，桨尖部(43b)同步地向下打开辅助襟翼(16)，使桨尖部(43b)的迎角加大，其桨尖部(43b)由此获得足够的气动负扭转力矩，该气动扭矩主要作用在桨叶主部(43a)和桨尖部(43b)的根部，使两部分获得足够的负扭转。

7、按照权利要求1所述的新型旋翼飞行器，其调整扭度桨为斜襟翼变扭桨，其变扭桨43的特征是：其变扭桨43由主桨叶(21)、斜襟翼、桨根(24)、铰链轴、凸销、凹槽组成；其斜襟翼两端的宽度明显不相等，它有两付分别位于变扭桨43的前缘一侧和后缘一侧，分别通过铰链轴与主桨叶(21)相连，分别称为前斜襟翼(22)和后斜襟翼(23)；桨根(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(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(24)内侧端面的凸销相互匹配、吻合的凹槽；

该桨可只用后斜襟翼(23)，其前斜襟翼(22)与主桨叶(21)合为一体，此时桨根(24)也可与后斜襟翼(23)合为一体；桨根(24)亦可分别与前斜襟翼(22)和后斜襟翼(23)合为一体；该桨可由若干子级变扭桨组成二级或多级变扭桨，前级桨叶的桨根与后级桨叶的桨尖相连，逐级接续而成。

8、按照权利要求1所述的新型旋翼飞行器，其变扭组为齿轮变扭组(25)，其特征是：

齿轮变扭组由齿轮(E)、(F)、(G)、(H)，固定轴架(33)组成；齿轮(F)、(G)两者同轴固定连结在一起，安装在桨根(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；其齿轮(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)而转动；

其杠杆变扭组和连杆变扭组，是两种变形的齿轮变扭组，它们中均有相应的零件与齿轮变扭组中的各个齿轮的功能相互对应。

9、按照权利要求1或8所述的新型旋翼飞行器，其杠杆变扭组的特征是：

杠杆变扭组由桨轴(26)、桨根(24)、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)组成；

其固定传动轴(60)固定安装在桨轴安装架(64)之上；其主桨传动轴(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(24))之上；其固定传动轴(60)、主桨传动轴(61)、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，两传动孔的宽度保证与对应的传动轴精密滑润吻合。

10、按照权利要求1或8所述的新型旋翼飞行器，其连杆变扭组的特征是：

它由主轴架(41a)、主桨架(41b)、轴盘连杆(42a)、主桨叶连杆(42b)、传动盘(40)、传动盘(40)的转轴、级联传动杆(46)组成；

其主轴架(41a)固定在桨轴(26)之上不能转动；传动盘(40)的转轴的轴承固定安装在桨根(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)通过主桨叶连杆(42b)与主桨架(41b)铰接；其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，其级联传动杆(46)可将前、后级变扭组连接在一起。

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