一种新型直升机制造技术

本实用新型专利技术公开了一种新型直升机，机身上方安装有旋转轴，旋转轴底部连接机身内部的引擎，旋转轴上端连接共轴双桨旋翼，在机身底部设有起落架，其特征在于，所述机身左、右两侧分别设置相对称的左支臂、右支臂；所述左支臂末端设有左电机、左姿态螺旋桨，所述左电机输出端垂直向上连接左姿态螺旋桨；所述右支臂末端设有右电机、右姿态螺旋桨，所述右电机输出端垂直向上连接右姿态螺旋桨；所述左电机旋转中心到共轴双桨旋翼旋转中心的连线与右电机旋转中心到共轴双桨旋翼旋转中心的连线之间形成的夹角为20‑160度。本实用新型专利技术有效地提高安全性和结构寿命。可以很好地控制平衡，进行悬停。

【技术实现步骤摘要】
一种新型直升机
本技术涉及飞机，具体地说是一种新型直升机。
技术介绍
传统直升机的结构分类及其特点。第一类。主旋翼加尾桨结构：这类直升机在顶部有一个大大的旋转机翼，以下我们称为旋翼。旋翼是由发动机进行驱动，在驱动这副旋翼的时候，螺旋桨使发动机会产生反扭，这个反扭会施加到飞机的机身上，飞机会向反方向旋转；为了克服这个旋转，通常在飞机的尾部设计了一个垂直的螺旋桨，这个螺旋桨，我们通常称之为尾桨；飞机的姿态是绕三轴的转动而产生的，我们通常把X轴称为横轴，Y轴称为纵轴，Z轴称为立轴，绕X轴的转动使飞机产生俯仰，绕Y轴的转动使飞机产生侧向滚转，绕Z轴的转动使飞机产生方向变化；在实际控制中直升机尾桨主要是通过改变抵抗主旋翼的反扭来实现对Z轴的姿态稳定和姿态控制；直升机的X轴和Y轴的是通过主旋翼的复杂的机械结构来实现控制的。这种构型直升机的缺点:直升机的尾桨也是通过驱动旋翼旋转的发动机进行驱动的；所以，长长的尾支臂使传动机构经过长距离的传输带动尾桨进行工作，传动机构的重量大大增加，传动机构非常复杂，这个机构，因可靠性的问题时常产生事故，造成整个飞机失控而坠毁；再有远离飞机主体的尾桨，由于其需要抵抗巨大的反扭，所以转动速度极高，非常容易损坏；在野外起飞的时候旋翼将地面的杂物卷起，时常会将飞机尾桨打坏，一旦尾桨损坏，飞机必将失去控制。所以直升机的事故大多是因为旋翼控制机构、尾桨传动机构及尾桨损坏造成的。第二类，共轴双桨结构模式：这种直升机有同轴上下的两副旋翼。这两副旋翼以不同的方向进行旋转；这种不同的旋转方向刚好相互抵消反扭力，使直升机的Z轴得到一个非常稳定的姿态；改变旋翼的扭距就会改变飞机的Z轴方向，从而实现Z轴的控制；但是X轴Y轴的控制仍然需要像第一类直升机的旋翼一样，通过更复杂的机械结构分别控制旋翼来控制直升机的X轴和Y轴，从而实现对整个飞机的控制。相对第一种直升机结构而言，这种直升机结构解决了长长的尾桨容易造成事故的问题。缺点，直升机由于增加了一个反方向旋转的旋翼，使得直升机的旋翼控制机构更加复杂；这种飞机的结构比带尾桨结构的直升机还要复杂很多，所以在实际应用中经常出现旋翼事故。现在的先进直升机的生产和设计当中很少采用这种构型。第三类：多旋翼构型：这种构型是一种全新的构型，这种构型刚刚出现几年的时间就已经得到了大量的普及以及应用，最近几年还出现了载人的设计；有四个以上的主旋翼在同一平面内设计放置，在飞行控制上利用各个旋翼之间的升力差和扭力差来实现三轴的控制；这种直升机不再依赖复杂的旋翼的控制机构以及长长的尾桨机构；这种直升机以抗风性、稳定性为其优势，在全世界大为流行。优点，目前这种构型直升机多为电动，可以不依赖复杂的传动机构，只是通过控制电动驱动的旋翼的升力变化来实现对飞行姿态的控制，从而大大增强了飞行的可靠性，同时也大大增强了飞行器的抗风性。缺点，目前这种构型直升机结构的动力都多数为电动，但世界电池技术尚未得到重大突破，电池容量重量比很低，同时，大容量电池的管理技术也难以实现，所以这种构型多为微小型机；如果使用内燃机为动力，虽然解决了无法大型化问题，但多个引擎将无法控制工作一致，重量很大且重量分散，重量分散又是飞型器设计中的大忌，会造成三轴姿态控制的困难；上述缺点如果采用中央配置引擎进行解决，发动机的动力由传动机构将分别输出到各个旋翼，其传动机构将非常复杂，而且重量也很大；所以，目前这种直升机构型都为微型的或者是小型的电动无人机，无法实现大型化，且航时极短、载重小，无法在更多领域实现推广应用，多为消费级无人机(玩具级)。
技术实现思路
本技术的目的在于提供一种有效地提高安全性和结构寿命长，同时可以实现大型化、大载重、长航时的新型直升机构型。为了达成上述目的，本技术采用了如下技术方案，一种新型直升机，包括机身，在机身上方安装有旋转轴，旋转轴底部连接机身内部的引擎，旋转轴上端连接共轴双桨旋翼，在机身底部设有起落架，所述机身左、右两侧分别设置相对称的左支臂、右支臂；所述左支臂末端设有左电机、左姿态螺旋桨，所述左电机输出端垂直向上连接左姿态螺旋桨；所述右支臂末端设有右电机、右姿态螺旋桨，所述右电机输出端垂直向上连接右姿态螺旋桨。所述左电机旋转中心到共轴双桨旋翼旋转中心的连线与右电机旋转中心到共轴双桨旋翼旋转中心的连线之间形成的夹角为20-160度。所述左电机旋转中心、右电机旋转中心、共轴双桨旋翼旋转中心三者分别位于一个等腰三角形的三个顶点处。所述共轴双桨旋翼包括上旋翼、下旋翼，所述上旋翼通过上旋翼头固定在旋转轴上，所述下旋翼通过下旋翼头固定在旋转轴上。本技术有益效果：1、实现大型化由于本技术构型的结构采用了共轴旋翼，共轴旋翼的直径最大可以超过20米，起飞重量可数以吨计，故本技术的构型可进行大型化、超大型化设计，实现更多领域的应用。2、实现长航时由于本技术可以使用电动或内燃机引擎，包括活塞引擎或涡轮轴引擎，可以做到超长航时，超长航程；另外由于没有了尾桨对功率的消耗和重量负担，也比
技术介绍
中第一种构型直升机的航时大大增加，同传统共轴旋翼相比较没有了复杂机械结构大大减轻了结构重量和控制能量损耗。同时，由于本技术结构中姿态控制螺旋桨由于仅提供姿态控制力矩，所以，驱动力输出很小，甚至可使用引擎剩余电力进行驱动。3、实现大载重由于本技术取消了传统共轴旋翼复杂控制结构及第一种构型的尾桨传动结构，没有了机械传动的重量和功率消耗，从而可以进一步提高载重和航时。4、结构简单、安全可靠，利于推广普及；由于结构简单，安全可靠性很高，本技术的共轴双旋翼不再设置复杂的控制结构，大大提高了旋翼的可靠性；姿态控制螺旋桨虽然也是在距离机身较远处，但是旋转速度很低或甚至不需要姿态控制时不旋转，所以造成损坏的机率大大降低；故结构简单、安全可靠、制造成本低，利于推广普及。5、事故后可靠性高本专利所述的直升机构形。在两个姿态控制螺旋桨出现故障的时候。仍然可安全降落。第一，当一个尾桨出现故障。这种情况直升机仍然可进行操纵，可以用另一个姿态控制螺旋桨进行控制，此时飞机就不能沿着机身轴线飞行。只能沿着这个姿态控制螺旋桨同主旋翼连线的方向。使飞机向前或向后飞行。因此可利用飞机的立轴（z轴）控制，实现改变控制这个连线的方向，从而实现飞机的继续可控飞行，见图8。第二，两个姿态控制螺旋桨同时发生了故障，这种情况下飞机就不能进行自主航线控制飞行了。但是仍然可安全原地悬停。如条件允许，此时可控制直升机缓慢地降落。如降落场地不佳，可以像热气球的控制原理一样。利用大气中气流在不同高度层方向的不同，对飞机进行飞行方向控制，直至找到合适场地进行降落。见图9。附图说明图1为本技术一种新型直升机的正视图；图2为本技术的俯视图；图3为本技术的侧视图；图4为本技术局部放大图；图5为本技术轴测视图；图6为本技术前后飞行示意图；图7为本技术左右飞行示意图；图8为本技术损坏一个姿态螺旋桨飞行示意图；图9为本技术损坏两个姿态螺旋桨飞行示意图。图中：上旋翼1、上旋翼头2、下旋翼3、左侧起落架4、左支臂5、左姿态螺旋桨6、左电机7、右电机8、右姿态螺旋桨9、右支臂10、右侧起落架11、旋转轴12、下旋翼头13、机身本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种新型直升机，包括机身，在机身上方安装有旋转轴，旋转轴底部连接机身内部的引擎，旋转轴上端连接共轴双桨旋翼，在机身底部设有起落架，其特征在于，所述机身左、右两侧分别设置相对称的左支臂、右支臂；所述左支臂末端设有左电机、左姿态螺旋桨，所述左电机输出端垂直向上连接左姿态螺旋桨；所述右支臂末端设有右电机、右姿态螺旋桨，所述右电机输出端垂直向上连接右姿态螺旋桨；所述左电机旋转中心到共轴双桨旋翼旋转中心的连线与右电机旋转中心到共轴双桨旋翼旋转中心的连线之间形成的夹角为20‑160度。

【技术特征摘要】
1.一种新型直升机，包括机身，在机身上方安装有旋转轴，旋转轴底部连接机身内部的引擎，旋转轴上端连接共轴双桨旋翼，在机身底部设有起落架，其特征在于，所述机身左、右两侧分别设置相对称的左支臂、右支臂；所述左支臂末端设有左电机、左姿态螺旋桨，所述左电机输出端垂直向上连接左姿态螺旋桨；所述右支臂末端设有右电机、右姿态螺旋桨，所述右电机输出端垂直向上连接右姿态螺旋桨；所述左电机旋转中心到共轴双桨旋翼旋转中...

【专利技术属性】
技术研发人员：郑伟，
申请(专利权)人：沈阳斯塔娜航空科技有限公司，
类型：新型
国别省市：辽宁,21