一种带有可偏转中间轴整流罩的共轴高速直升机

技术领域

本发明涉及航空飞行器技术领域，具体是一种带有可偏转中间轴整流罩的共轴高速直升机。

背景技术

直升机因其独特的结构形式而具有突出的悬停、低空低速性能和良好的机动性能，在攻击、侦察、巡逻、救援、运输等军民领域均发挥着无法替代的作用。共轴刚性旋翼高速直升机是直升机的一种，其旋翼采用了前行桨叶概念，取消了尾桨,具有飞行速度快、结构紧凑、机动性能好等优点，是目前高速直升机领域的重要发展机型，美国已研制了X-2、S-97、SB>1等型号。可满足消防、救护等时间敏感型任务需求。

然而，目前该型机仍存在一些技术问题需要解决，包括共轴双桨毂阻力如何进一步减小、气动布局如何优化等。

共轴刚性旋翼高速直升机的桨毂高度更高，外形更为复杂，其受旋翼尾流、旋翼轴后分离流的影响更加严重，阻力通常占全机阻力的50％左右，以美国XH-59验证机的飞行试验为例，在高速前飞时该型高速直升机要用全机45％的功率来克服桨毂阻力；采用上下桨毂整流罩和中间轴整流罩(翼型状)后，桨毂阻力减小40％左右，但在高速飞行或空中存在侧风等情况时，中间轴整流罩翼型弦线方向与来流方向不平行，导致减阻效果不佳，气动干扰增强。所以，优化中间轴整流罩减阻方式、局部优化气动布局可进一步减小共轴刚性旋翼高速直升机气动阻力，进一步提高最大飞行速度、航程，提升飞行效率。

发明内容

为克服现有技术的不足，本发明提供了一种带有可偏转中间轴整流罩的共轴高速直升机，解决现有技术存在的以下问题：共轴刚性旋翼高速直升机气动阻力难以进一步减小，气动布局难以进一步优化，最大飞行速度、航程、飞行效率难以进一步提高等。

本发明解决上述问题所采用的技术方案是：

一种带有可偏转中间轴整流罩的共轴高速直升机，包括机身、连接于所述机身上的可转动的中间轴整流罩，所述中间轴整流罩能通过转动始终与所述中间轴整流罩处的气流平行。

作为一种优选的技术方案，所述机身包括非对称尾梁，所述非对称尾梁的剖面关于机身纵向剖面非对称。

作为一种优选的技术方案，所述非对称尾梁的一侧相对于关于旋翼下洗流方向的经过中心点的直线的另一侧向外凸起或向内凹陷。

作为一种优选的技术方案，所述非对称尾梁的结构使尾流方向在非对称尾梁处与来流方向具有偏角。

作为一种优选的技术方案，所述机身还包括全动垂尾，在进行偏航操作或有侧风时，所述全动垂尾的迎角能偏转。

作为一种优选的技术方案，所述机身还包括隐藏式发动机喷气口，所述隐藏式发动机喷气口设于所述机身内。

作为一种优选的技术方案，所述机身的纵向剖面的形状为平凸形。

作为一种优选的技术方案，所述中间轴整流罩的前缘设有气流方向监测装置。

作为一种优选的技术方案，所述气流方向监测装置为风向标或七孔探针。

作为一种优选的技术方案，所述气流方向监测装置上设有调节装置，通过调节所述调节装置能使所述中间轴整流罩始终与中间轴整流罩处的气流平行。

本发明相比于现有技术，具有以下有益效果：

(1)本发明中间轴整流罩采用可偏转中间轴整流罩减小桨毂阻力，中间轴整流罩外形是已经优化后的外形，并施加了主被动流动控制，其自身气动阻力较低，通过使其与中间轴整流罩处来流平行进而进一步减小飞行阻力，提高最大飞行速度、航程，提升飞行效率；

(2)本发明非对称尾梁使尾流在尾梁处产生一定的偏航力矩(利用马格努斯效应)，进而可以抵消一部分旋翼产生的反扭矩，为垂尾卸载一部分力，可进一步减小垂尾面积，进一步提升气动效率；

(3)本发明采用全动垂尾增加直升机的气动效率和可操纵性；

(4)本发明采用隐藏式发动机喷气口提升红外隐身，并减小气动干扰；

(5)本发明气流方向监测装置(可以是小型的风向标、七孔探针等)，实时监测中间轴整流罩当地处的气流方向；

(6)本发明调节装置使中间轴整流罩始终与中间轴整流罩当地处的气流平行。

附图说明

图1为本发明的结构示意图；

图2为本发明中间轴整流罩偏转前的状态图；

图3为本发明中间轴整流罩偏转后的状态图；

图4为本发明非对称尾梁的位置示意图；

图5为图4中非对称尾梁的纵剖视图；

图6为现有技术的对称尾梁的纵剖视图；

图7为本发明非对称尾梁工作原理示意图之一；

图8为本发明非对称尾梁工作原理示意图之二；

图9为本发明非对称尾梁工作原理示意图之三。

附图中标记及相应的零部件名称：1、机身，2、中间轴整流罩，11、非对称尾梁，12、全动垂尾，13、隐藏式发动机喷气口，21、气流方向监测装置。

具体实施方式

下面结合实施例及附图，对本发明作进一步的详细说明，但本发明的实施方式不限于此。

实施例1

如图1至图9所示，一种带有可偏转中间轴整流罩的共轴高速直升机，包括机身1、连接于所述机身1上的可转动的中间轴整流罩2，所述中间轴整流罩2能通过转动始终与所述中间轴整流罩2处的气流平行。

中间轴整流罩2可转动，便于所述中间轴整流罩2能始终与所述中间轴整流罩2处的气流平行，共轴刚性旋翼高速直升机气动阻力进一步减小，气动布局进一步优化。

作为一种优选的技术方案，所述机身1包括非对称尾梁11，所述非对称尾梁11的剖面关于机身纵向剖面非对称。

作为一种优选的技术方案，所述非对称尾梁11的一侧相对于关于旋翼下洗流方向的经过中心点的直线的另一侧向外凸起或向内凹陷。

作为一种优选的技术方案，所述非对称尾梁11的结构使尾流方向在非对称尾梁11处与来流方向具有偏角。

非对称尾梁11使尾流在尾梁处产生一定的偏航力矩(利用马格努斯效应)，进而可以抵消一部分旋翼产生的反扭矩，为垂尾卸载一部分力，可进一步减小垂尾面积，进一步提升气动效率。

作为一种优选的技术方案，所述机身1还包括全动垂尾12，在进行偏航操作或有侧风时，所述全动垂尾12的迎角能偏转。

全动垂尾12增加直升机的气动效率和可操纵性。

作为一种优选的技术方案，所述机身1还包括隐藏式发动机喷气口13，所述隐藏式发动机喷气口13设于所述机身1内。

这便于提升红外隐身，并减小气动干扰。更具体地，隐藏式发动机喷气口13设于所述机身1内，通过初步冷却(冷却后温度依然较高)，可在尾梁与旋翼旋转方向相对应的一侧设置多个排气孔(即：如果旋翼是右旋，那么从机头往后看，右侧就是旋翼旋转方向相对应的一侧，反之亦然)，用于减少红外线辐射，并可利用排除气体的动能平衡一部分旋翼的反扭矩。

作为一种优选的技术方案，所述机身1的纵向剖面的形状为平凸形。

主要作用是减阻并提供一定的升力，即：气动效率较高(因为为实现高速，一定要这种类一行的低阻机身。一般的运输直升机，机身后部会陡然收缩，导致高速前飞时压差阻力增强，不易实现高速前飞)。

作为一种优选的技术方案，所述中间轴整流罩2的前缘设有气流方向监测装置21。

作为一种优选的技术方案，所述气流方向监测装置21为风向标或七孔探针。

这便于实时监测中间轴整流罩当地处的气流方向。

作为一种优选的技术方案，所述气流方向监测装置21上设有调节装置，通过调节所述调节装置能使所述中间轴整流罩2始终与中间轴整流罩2处的气流平行。

这使中间轴整流罩2始终与中间轴整流罩2当地处的气流平行。

实施例2

如图1至图9所示，作为实施例1的进一步优化，本实施例包含了实施例1的全部技术特征，除此之外，本实施例还包括以下技术特征：

本发明在已有基础上，对该构型直升机进行了气动布局优化，包括：始终与中间轴整流罩2当地处的气流平行的可转动中间轴整流罩2、全动垂尾12、隐藏式发动机喷气口13、非对称尾梁11、低阻机身1。

始终与中间轴整流罩2当地处的气流平行的可转动中间轴整流罩2：在中间轴整流罩2前缘设置气流方向监测装置21(可以是小型的风向标、七孔探针等)，实时监测中间轴整流罩2当地处的气流方向，并通过调节装置(可以是带作动器的齿轮或轴承)，使中间轴整流罩2始终与中间轴整流罩2当地处的气流平行。本发明采用的中间轴整流罩2是已经优化后的中间轴整流罩2，并施加了主被动流动控制，其自身气动阻力较低(参见专利：一种用于共轴刚性旋翼桨毂减阻的射流结构及其使用方法，专利号CN202111023888.7)。

全动垂尾12：该种构型直升机的垂尾一般采用H形垂尾，左右两侧的垂尾是固定不动的，在需要进行偏航操作或有侧风等情况时，一般由上/下旋翼的差动力矩进行偏航或保持航向，但此种方式的操纵效率较低，且旋翼在提供偏航力矩的同时，无法保证上/下旋翼的气动效率最优，可能导致飞行载荷较少或航程缩短；本发明提出了全动垂尾12，即，在进行偏航操作或有侧风等情况时，垂尾的迎角可根据需要进行偏转，旋翼可不提供或减小提供偏航力矩，从而使旋翼一直保持较优的气动效率。

隐藏式发动机喷气口13：一般直升机发动机的喷气口都外漏在尾梁处，喷出的高温气体容易受红外武器等追踪，且高温气体与旋翼尾流产生干扰，并对后部推进螺旋桨产生不利影响；为此，本发明将发动机喷气口进行隐藏，高温气体对旋翼尾流和尾推桨的影响进一步减小，且隐藏后的喷口处流线型更好，压差阻力更小，机身1整体阻力进一步减小。

非对称尾梁11：一般直升机的尾梁都是对称的(包括常规构型、高速直升机构型等)由于上/下旋翼的尾流对尾梁有一定的气动干扰，尾流在尾梁处与来流必定有一定的偏角，为进一步利用该尾流，从而使尾流在尾梁处产生一定的偏航力矩(利用马格努斯效应)，进而可以抵消一部分旋翼产生的反扭矩，为垂尾卸载一部分力，可进一步减小垂尾面积(面积减小，重量就减小，对于航空器来说很重要)，进一步提升气动效率。

本发明采用可偏转中间轴整流罩2方法减小桨毂阻力，中间轴整流罩2处气流方向通过小型的风向标、七孔探针等测量；

本发明采用全动垂尾12增加直升机的气动效率和可操纵性；

本发明采用隐藏式发动机喷气口13提升红外隐身，并减小气动干扰；

本发明采用非对称尾梁11平衡部分旋翼反扭矩。

值得说明的是：

使中间轴整流罩2始终与中间轴整流罩2当地处的气流平行，中间轴整流罩2对称剖面上，从前往后的那条线与气流平行。即，如果机身1水平，那么这条线就是水平的。

所述全动垂尾12的迎角能偏转，偏转角度可以设置为-45°～45°(直升机飞行速度不高，且低空气流环境复杂，所以垂尾变化角度相对于固定翼偏大)，因为直升机在悬停或低速飞行时，与侧风等叠加后仍与前飞速度方向有较大偏角。

对称尾梁指的是尾梁剖面关于机身1纵向剖面对称，非对称尾梁11主要是将外形内凹或外凸(一侧内凹或外凸需要根据旋翼反扭矩的方向制定)，(若上下旋翼的合扭矩为正(右手系坐标)，则尾梁右侧外凸或左侧内凹；若上下旋翼的合扭矩为负(右手系坐标)，尾梁右侧内凹或左侧外凸)尾梁的右侧或左侧均是指从机头往机尾看的右侧或左侧。虽然上下旋翼的扭矩是可以完全平衡的，即：上旋翼的反扭矩和下旋翼的反扭矩叠加后为0，不需要其他的部件产生反扭矩。但是上下旋翼均处于最优气动效率时，其合反扭矩一般不为0(因为上下旋翼存在气动干扰，上下旋翼的入流情况不同，所以为了发挥上下旋翼最优的气动特性，上下旋翼的总距、周期变距一般不相同，升力也处于偏置状态，故在旋翼升力偏置时，其气动效率较优，且合扭矩一般不为0)，那么就可以通过非对称尾梁平衡这部分反扭矩，使旋翼的气动效率始终保持在最优状态。

所述非对称尾梁11的结构使尾流方向在非对称尾梁11处与来流方向具有偏角，偏角范围为-60°～60°(由于旋翼尾流是向下的，经过非对称尾梁后，由于马格努斯效应，气流产生偏转，从而产生侧向力，根据非对称尾梁外形，其偏转范围一般为-60°～60°)。

非对称尾梁11工作原理为：1、如图7所示，当尾梁左右对称时，两侧气流流速一致，气压一致，不会产生侧向力；2、然后，如图8所示，当尾梁非对称时，右侧内凹，右侧气流流速明显高于左侧，导致右侧静压小于左侧，产生向右的侧向力；3、再然后，如图9所示，当尾梁非对称时，右侧外凸，右侧气流流速明显低于左侧，导致右侧静压大于左侧，产生向左的侧向力。

低阻机身1结构：平凸形的机身1外形(机身1纵向剖面是平凸形的外形)。

调节装置包含：风向分析模块，方向调整模块、方向调整装置、闭环分析模块等，当风向分析模块测量到中间轴整流罩处的气流与中间轴整流罩的方向不平行时，向方向调整模块发送角度差距值，由方向调整模块指挥方向调整装置进行角度改变，再通过闭环分析模块指挥风向分析模块分析中间轴整流罩处气流方向与中间轴整理罩是否平行，反复迭代，直至平行为止。

如上所述，可较好地实现本发明。

本说明书中所有实施例公开的所有特征，或隐含公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合和/或扩展、替换。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，依据本发明的技术实质，在本发明的精神和原则之内，对以上实施例所作的任何简单的修改、等同替换与改进等，均仍属于本发明技术方案的保护范围之内。