一种短距起降飞机的制作方法

专利2022-05-09  6


本发明涉及飞机技术领域,具体公开了一种短距起降飞机。



背景技术:

短距起降飞机是指固定翼飞机在垂直或短距离内起飞和着陆的飞机。到目前为止,全世界现有的短距起降的飞机种类还是比较多,比如最旱由前苏联最先研制的短距起降飞机-雅克-141战斗机,单座单发,仅生产几架样机没有量产,其缺点是灵活性不好,稳定性差,超音速,作战半径小,由于前苏联的解体和经济的衰退该项目下马结束。其次是英国的鹞式飞机,该类型的短距起降飞机实现量产1200架,但是该飞机的作战半径不超过200公里。再其次是美国的f35-b,是一种隐形短距起降飞机,它也面临着体重大,结构复杂,灵活性差,性能不稳定等问题。

针对上述现有已经研发的最典型的三款短距起降飞机其最终没有实现大规模生产的原因是由于上述三种短距起降飞机的结构都太复杂,在飞机飞行过程中既要产生足够的动力在垂直方向上把飞机提升起来,还要在水平方向提供足够的动力保证飞机能够高速行驶,而一套动力系统装置很难完成这两个任务,就必须要设置两套系统才能完成垂直方向上起降、水平方向上加速这两个任务,这就无形中增加了飞机额外重量和挤占飞机珍贵的空间,造成短距起降飞机体重大,灵活性不好,载油少,作战半径小等问题。另外,现有的短距起降飞机其螺旋桨的叶片长度无法调节,因此在需要更大动力时只能增大发动机功率,其导致发动机功率增大,对发动机的使用寿命有着更高的技术要求。因此,针对现有短距起降飞机的上述一些列不足,设计一种仅通过一套动力系统即可同时完成垂直方向上起降、水平方向上加速任务的短距起降飞机是一项有待解决的技术问题。



技术实现要素:

本发明的目的是针对现有短距起降飞机的上述一些列不足,设计一种仅通过一套动力系统即可同时完成垂直方向上起降、水平方向上加速任务的短距起降飞机。

本发明是通过以下技术方案实现的:

一种短距起降飞机,包括机体、两个主翼和两个尾翼,两个所述主翼呈镜像对侧连接在机体前端的左右两侧,两个所述尾翼呈镜像对侧连接在机体后端的左右两侧,其特征在于,所述两个主翼和两个尾翼与机体之间转动连接,两个所述主翼与机体之间设置有第一旋转驱动系统,所述尾翼与机体之间设置有第二旋转驱动系统;

所述主翼的下表面设置有主翼发动机,所述尾翼的上表面设置有尾翼发动机,所述尾翼发动机的输出轴上传动连接有平衡螺旋桨,所述主翼发动机的输出轴上传动连接有伸缩式螺旋桨;

其中,所述伸缩式螺旋桨包括旋转轴,所述旋转轴的外圆面上设置有从动齿圈,所述主翼发动机的输出轴上设置有与从动齿圈相啮合的动力齿轮,所述旋转轴的外端连接有叶浆紧固盘,所述叶浆紧固盘上呈环形阵列固定连接有若干内部中空设置的大叶片,每个所述大叶片中活动镶嵌有小叶片,所述大叶片的内腔内端固定连接有液压缸,所述液压缸的活塞杆端部与小叶片固定连接,所述旋转轴中设置有与飞机机体相独立的液压控制系统。

作为上述方案的进一步设置,所述第一旋转驱动系统和第二旋转驱动系统均包括设置在机体内部的自锁液压马达,所述自锁液压马达的两端同步输出轴上各连接有传动轴,每个所述传动轴的外端设置有齿轮;

所述机体的前端左右两侧均连接有主翼连接套筒,两个所述主翼的内端均连接有主翼连接轴,所述主翼连接轴与主翼连接套筒之间转动连接,所述主翼连接轴的内端外圆面上固定连接有第一外齿圈,所述第一旋转驱动系统中的齿轮与对应的第一外齿圈相啮合,所述机体的后端左右两侧均连接有尾翼连接套筒,两个所述尾翼的内端均连接有尾翼连接轴,所述尾翼连接轴与尾翼连接套筒之间转动连接,所述尾翼连接轴的内端外圆面上固定连接有第二外齿圈,所述第二旋转驱动系统中的齿轮与对应的第二外齿圈相啮合;通过自锁液压马达的驱动,然后再通过外齿圈与齿轮之间的啮合作用实现两个主翼和两个尾翼与机体的角度精准调节。

作为上述方案的进一步设置,所述旋转轴的内部开设有中空内腔,所述中空内腔中填充有液压油,所述液压缸上的两个油管穿过叶浆紧固盘伸入中空内腔;

所述液压控制系统包括设置在叶浆紧固盘内壁圆心处的轴承,所述轴承上连接有曲轴,所述曲轴的每节曲杆上均活动连接有密封活塞,所述中空内腔的内壁上固定设置有与每个密封活塞相配合的活塞筒,所述活塞筒上连接有进油管,所述进油管上设置有单向阀,并在每个所述活塞筒的外端连接有导油管;

所述曲轴的端部连接有伸出中空内腔的动力轴,所述动力轴的外端连接有制动盘,所述主翼上设置有作用于制动盘的刹车装置,位于所述动力轴的外端还设置有拨动块,所述拨动块上开设有拨动槽,所述主翼上设置有作用于拨动块的拨动装置,所述拨动块上连接有包覆在动力轴外围的轴套,所述中空内腔的内壁上固定设置有导流阀总成,所述导流阀总成包括环形隔板,所述轴套伸入中空内腔中与环形隔板固定连接,所述动力轴贯穿导流阀总成和轴套设置;

所述导流阀总成上设置有与每个液压缸对应的进出油部位,所述进出油部位包括开设在环形隔板中间的沟槽,位于所述沟槽上下两端的环形隔板上对称开设有两个排油孔,所述导油管的端部伸入对应的沟槽中设置,所述液压缸上的两个油管分别设置在对应进出油部位中的沟槽与排油孔之间,且所述油管的管口与环形隔板密封贴合。

上述公开的液压控制系统直接设置在旋转轴的中空内腔中,在伸缩式螺旋桨高速旋转的过程中,其液压控制系统能够实现控制伸缩式螺旋桨上叶片的伸长或缩短,有效解决了在高速旋转状态下其液压缸伸长或缩短时进出油的问题。

作为上述方案的进一步设置,所述主翼连接轴和尾翼连接轴的内端外圆面上均设置有滑动块,位于所述滑动块处的主翼连接套筒和尾翼连接套筒的内壁上均设置有弧形限位槽,且弧形限位槽的扇形角大小为100°;其滑动块与弧形限位槽之间的相互配合作用能够保证主翼和尾翼的旋转角范围在0~100°,从而可以确保飞机在迎风或顺风时都能安全起飞或准确降到指定地点,不出意外事故。

作为上述方案的进一步设置,所述旋转轴外端连接的大叶片为4~8个;具体伸缩式螺旋桨的数量根据实际情况进行选择。

本发明与现有技术相比,其有益效果是:

1)本发明公开的短距起降飞机通过自锁液压马达能够根据飞机的不同飞行状态来改变机翼与机体之间的角度,结合机翼的旋转角度和仅通过机翼上的一套动力系统装置即可实现飞机在高空中的加速和飞机起降的过程,使得整个飞机的动力系统占用飞机的空间小,有效解决了现有短距起降飞机体重大,灵活性不好,载油少,作战半径小等问题。

2)本发明公开的短距起降飞机对主翼上的螺旋桨进行特殊设计,其将传统的叶片设置有可伸缩的大叶片和小叶片,并通过液压缸实现小叶片在大叶片中的伸出和收缩,通过主翼上的伸缩式螺旋桨旋转直径的变化可对整个飞机提供不同的动力大小,其有效解决了现有飞机欲增大动力只能提高发动机转速的短板;整个飞机在机翼状态变化的过程中结合伸缩式螺旋桨旋转直径的变化以及结合尾翼上的平衡螺旋桨达到飞机在起降过程中的平衡作用,能够使得整个飞机在飞行起降过程中更加稳定。

3)本发明通过在旋转轴的中空内腔中设置一套液压控制系统,通过制动内部的动力轴使得曲杆与旋转轴之间发生相对运动,然后再通过活塞与活塞筒的作用加上导流阀总成的改变液压油流向的作用,能够将中空内腔中的液压油从两个方向注入液压缸中,从而实现液压缸活塞杆的伸长或缩短,实现了主翼上螺旋桨叶片长度的调节,其整个液压控制系统是相对于机体是独立的,其有效解决了飞机螺旋桨高速旋转时液压缸无法通过输送液压油进行调节叶片长度的问题,其结构新颖、设计巧妙。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案,下面将对实施例描述所需要使用的附图作简单地介绍,显而易见地,下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例,对于本领域普通技术人员来讲,在不付出创造性劳动的前提下,还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明的俯视平面结构图;

图2为本发明的主视内部平面结构图;

图3为本发明中飞机加速时的侧视平面结构图;

图4为本发明中飞机起降时的侧视平面结构图;

图5为本发明中伸缩式螺旋桨的平面结构示意图;

图6为本发明中伸缩式螺旋桨与主翼发动机传动时的主视平面结构示意图;

图7为本发明中旋转轴内腔中液压控制系统的平面结构示意图;

图8为本发明图7中a处的进出油部位第一种状态的平面结构示意图;

图9为本发明图7中a处的进出油部位第二种状态的平面结构示意图

图10为本发明中液压缸的内部结构示意图。

具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案,下面将结合本申请实施例中的附图,对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述,显然,所描述的实施例仅仅是本申请一部分的实施例,而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例,本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例,都应当属于本申请保护的范围。

需要说明的是,本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象,而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换,以便这里描述的本申请的实施例。此外,术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形,意图在于覆盖不排他的包含,例如,包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元,而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。

在本申请中,术语“上”、“下”、“左”、“右”、“前”、“后”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“中”、“竖直”、“水平”、“横向”、“纵向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系。这些术语主要是为了更好地描述本发明及其实施例,并非用于限定所指示的装置、元件或组成部分必须具有特定方位,或以特定方位进行构造和操作。

并且,上述部分术语除了可以用于表示方位或位置关系以外,还可能用于表示其他含义,例如术语“上”在某些情况下也可能用于表示某种依附关系或连接关系。对于本领域普通技术人员而言,可以根据具体情况理解这些术语在本发明中的具体含义。

此外,术语“安装”、“设置”、“设有”、“连接”、“相连”、“套接”应做广义理解。例如,可以是固定连接,可拆卸连接,或整体式构造;可以是机械连接,或电连接;可以是直接相连,或者是通过中间媒介间接相连,又或者是两个装置、元件或组成部分之间内部的连通。对于本领域普通技术人员而言,可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

需要说明的是,在不冲突的情况下,本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图1~10,并结合实施例来详细说明本申请。

本发明公开了一种短距起降飞机,其主要构件包括机体1、两个主翼2和两个尾翼3,两个主翼2呈镜像对侧连接在机体1前端的左右两侧,两个尾翼3也呈镜像对侧连接在机体1后端的左右两侧。本发明中的两个主翼2和两个尾翼3与机体1之间均转动连接。

具体设置时,在两个主翼2与机体1之间设置有第一旋转驱动系统4,尾翼3与机体1之间设置有第二旋转驱动系统5。其中,第一旋转驱动系统4和第二旋转驱动系统5均包括一个设置在机体1内部的自锁液压马达6,当短距起降飞机作为轰炸机时可将自锁液压马达6设置在机体1内腔的上端,其内腔的下端一般为弹药储存仓,而当短距起降飞机作为运输机时可将自锁液压马达6设置在机体1内腔的下端,且位于自锁液压马达6上方的机体1内部空间为机仓空间。在自锁液压马达6的两端同步输出轴上各连接有传动轴9,并在每个所述传动轴9的外端设置有齿轮10。

在机体1的前端左右两侧均连接有主翼连接套筒11,两个主翼2的内端均连接有主翼连接轴12,其主翼连接轴12与主翼连接套筒11之间转动连接,并在主翼连接轴12的内端外圆面上焊接有第一外齿圈13,其第一旋转驱动系统4中的齿轮10与对应的第一外齿圈13相啮合。同理,在机体1的后端左右两侧均连接有尾翼连接套筒14,两个尾翼3的内端均连接有尾翼连接轴15,尾翼连接轴15与尾翼连接套筒14之间转动连接。同理,在尾翼连接轴15的内端外圆面上焊接有第二外齿圈(图中未画出),第二旋转驱动系统5中的齿轮10与对应的第二外齿圈相啮合。

另外,需要说明的是在主翼连接轴12和尾翼连接轴15的内端外圆面上均焊接有滑动块17,位于滑动块17处的主翼连接套筒11和尾翼连接套筒14内壁上均设置有弧形限位槽18,并且该弧形限位槽18的扇形角大小设置在100°,其主翼2在机体1上旋转时由于滑动块17和弧形限位槽18之间的作用,其主翼2可以在水平方向上0~100°旋转;同理,其尾翼3也可以在水平方向上0~100°旋转。

在主翼2的下表面设置有主翼发动机19作为动力源,在尾翼3的上表面设置有尾翼发动机21作为动力源,并将主翼发动机19和尾翼发动机21在空间上错位设置。在尾翼发动机21上设置有朝向机头的平衡螺旋桨22,其平衡螺旋桨22为常规的飞机螺旋桨,本处不做具体说明,其主要作用有两点:其一,飞机起降时平衡作用,保持头尾水平上升;其二,飞机向前飞行时起到加速推进作用。

另外,在主翼发动机19的输出轴上传动连接有伸缩式螺旋桨20。具体设置时该伸缩式螺旋桨20包括旋转轴201,在旋转轴201的外圆面上设置有从动齿圈205,在主翼发动机19的输出轴上设置有与从动齿圈205相啮合的动力齿轮206,通过从动齿圈205与动力齿轮206之间的传动关系使得旋转轴201旋转时与主翼发动机19的输出轴不在同一轴线上。在旋转轴201的外端连接有叶浆紧固盘101,叶浆紧固盘101上呈环形阵列固定连接有若干内部中空设置的大叶片202,其中大叶片202可设置为4~8个,在每个大叶片202中活动镶嵌有小叶片203,大叶片202的内腔内端固定连接有液压缸204,液压缸204的活塞杆端部与小叶片203固定连接,通过液压缸204的驱动作用能够实现小叶片203在大叶片202中的伸缩作用,从而实现对螺旋桨旋转半径进行调节。

为了解决伸缩式螺旋桨20在高速旋转时其液压缸204的液压油输送问题,本发明还在旋转轴201中设置有与飞机机体1相独立的液压控制系统。

其具体设置方式如下,参考附图5、附图6和附图7,在旋转轴201的内部开设中空内腔100,中空内腔100中填充有液压油,并且液压油的体积略小于中空内腔100的内部体积,其为了避免液压油热胀冷缩而带来的影响。将设置在叶浆紧固盘101上大叶片202中液压缸204上的两个油管2041穿过叶浆紧固盘101伸入中空内腔100中。在叶浆紧固盘101内壁圆心处的轴承102,轴承102上连接有曲轴103,每个曲轴103的每节曲杆上均活动连接有一个密封活塞104,在每个活塞104的外围设置有一个活塞筒105,其活塞筒105与中空内腔100之间固定连接(此时密封活塞104与活塞筒105之间的连接方式类似于燃油发动机中的活塞和缸筒),活塞筒105上连接有进油管1051,并在进油管1051上设置有单向阀(图中未画出),每个活塞筒105的外端部连接有导油管106。当曲轴103与旋转轴201之间产生转速差时其密封活塞103在活塞筒105中往复运动,然后通过进油管1051将中空内腔100中的液压油抽入,然后再压入导油管106中,其设置的单向阀能够防止液压油压出时再从进油管105回流排出。

在曲轴103的内端固定连接有伸出中空内腔100的动力轴107,在动力轴107的外端连接有制动盘108,并在制动盘108的旁侧的主翼2上设置有对制动盘108启动制动作用的刹车装置109。在动力轴107的外端还设置有拨动块110,拨动块110上开设有拨动槽,在主翼2上也设置有作用于拨动块110的拨动装置(图中未画出),通过拨动装置可实现拨动块110沿着动力轴107的轴线方向移动。在拨动块110上连接有包覆在动力轴107外围的轴套111,将轴套111伸入中空内腔100中设置。在中空内腔的内壁上固定设置有导流阀总成112,导流阀总成112包括与中内腔100内壁固定连接的阀体和环形隔板113,该轴套111伸入中空内腔中与环形隔板113固定连接,并且动力轴107贯穿导流阀总成112和轴套111设置。此处通过将拨动块110前后拨动即可实现环形隔板113在导流阀总成112上下移动,从而对环形隔板113的上下位置进行调节。

在导流阀总成112上设置有与每个液压缸204对应的进出油部位,参考附图7和附图8,其进出油部位包括开设在隔板113的中间开设有沟槽1131,在沟槽113的两端对称开设有两个排油孔1132和1133,其排油孔1132和1133与中空内腔100相连通。其叶浆紧固盘101上对应的液压缸204中的两个油管2041和2042分别设置在沟槽1131与排油孔1132、1133之间,并且油管2041的管口与环形隔板113密封贴合。然后将其中一个活塞筒105上连接的导油管106的端部伸入沟槽1131中设置。

其自动液压系统工作过程和原理如下:

在伸缩式螺旋桨20处于静止状态时(即液压缸的活塞杆不伸长、不缩短),其导流阀总成112上的进出油部位状态如附图8所示,此时液压缸204上的两个油管2041和2042的端部与环形隔板113相贴合,均处于密封状态,中空内腔中的液压油无法通过两个油管2041和2042进入液压缸204内部,即液压缸204上两个油管2041和2042都是被锁死的,液压缸活塞杆也是被锁死状态,确保伸缩式螺旋桨20上叶片半径不变。

当需要将伸缩式螺旋桨20的旋转半径变长时,当通过拨动块110将环形隔板113向下拉动到底端时,参考附图9和附图10,此时液压缸204的油管2041与排油孔1132接通,另一个油管2042与沟槽1131接通,然后将制动盘108制动,而此时旋转轴201仍处于转动状态,从而使得曲轴103与中空内腔100之间发生相对转动,再通过密封活塞104、活塞筒105的作用可将液压油通过导油管106注入到沟槽1131中,因为此时液压缸204上的一个油管2042与沟槽1131接通,从而使得注入的液压油从沟槽1131再通过油管2042被注入到液压缸204内部,而液压缸204上的另一个油管2041与排油孔1132接通,将其内部的液压油从排油孔1132中排出,从而推动液压缸204的活塞杆向外伸长,实现了伸缩式螺旋桨20上叶片的伸长。

反之,欲减小伸缩式螺旋桨20的旋转半径,可通过拨动块110将环形隔板113向上推动到顶,此时液压缸204上的两个油管2041与进出油部位的位置恰好相反,再通过制动盘的制动作用,使得曲轴103与中空内腔100之间发生相对转动,从而实现反向输入液压油,实现了伸缩式螺旋桨20上叶片的缩短。

上述整个过程即为本发明中与机体相独立的液压控制系统,其能够在飞机螺旋桨高速旋转的过程中完成液压油的输送过程中,再通过液压缸从而实现桨叶长度的调节问题。

本发明公开的短距起降飞机在加速过程中其主翼2和尾翼3是处于水平状态,即此时主翼2的旋转角度为0°(参考附图3),通过主翼发动机19和尾翼发动机21提供的动力能够驱动飞机加速。

在飞机起降过程中,通过自锁液压马达6传动作用使得传动轴9两端的齿轮10与第一外齿圈13、第二外齿圈之间的啮合作用能够使得两个主翼2同时同步缓慢旋转,使得主翼2由0°缓慢向90°转动,此时主翼发动机19和伸缩式螺旋桨20、尾翼发动机21和螺旋桨22均处于垂直向上的状态(参考附图4),从而通过实现飞机的垂直起降。

另外,飞机在起飞所需要的动力较大,需要有足够长的螺旋桨半径方能上升到100米左右的安全高空,此时可通过液压缸204将小叶片203向外推动,使得整个叶片的长度增加。而当飞行时用不了这么大的动力时,可以控制液压204缸缩短,减小整个叶片的长度,增加螺旋桨的转速提高飞行速度。需要说明的是改变叶片的长度、调节螺旋桨的转速大小、飞机的机翼角度的转动都是缓慢渐变过程,其通过上述三个步骤能够保证飞机安全平稳起飞或降落。

另外,本发明公开的短距起降飞机作为大型舰船上的舰载机时,其主翼发动机19以外的主翼还可将其设置成折叠型。

以上仅为本发明的较佳实施例而已,并不用以限制本发明,凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等,均应包含在本发明的保护范围之内。

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