新型双层旋翼直升飞机倾斜控制器项目可行性研究报告Word下载.docx
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七、项目的主要技术特点和创新点：
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关键技术内容，--------------------------------------------63
项目实施的技术、工艺路线；
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可能取得的专利（尤其是发明专利和取得国外专利）及知识产权分析----------------------------------------------------------64
八、项目的关联行动：
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项目的组织管理措施，其它必要的支撑和配套条件（如基地、示范点、技术或工程依托等）落实情况-----------------------------64
九、项目总投资预算，资金筹措及来源渠道
自筹资金：
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外筹资金：
十、项目预期成果的经济、社会、环境效益分析，与国内外同类产品或技术的竞争力分析，成果应用和产业化前景分析
军用新型直升飞机-----------------------------------------65
民用新型直升飞机-----------------------------------------65
十一、项目的风险分析，含技术、市场的风险分析--------------76
十二、新型直升飞机试验------------------------------------78
十三、其它需要说明的事项---------------------------------81
十四、经济效益-----------------------------------------82
十五、联系方式------------------------------------------82
一、新型直升飞机项目摘要
1、1：
项目的来源
在2000年的时候，发明人某有一次坐客车从黔西到贵阳，车开到鸭池河，突然间客车冲出公路，闯上路边的岩石，由于客车突然停车，车上有多人受伤，我当时坐在前排，前面堆有民工的行李，由于惯性，我扑倒在行李上，没有受伤，从那时起我就想发明一种新型的直升飞机。
通过观察我发现直升飞机旋翼朝什么方向倾斜，直升飞机就向什么方向飞行，而现有的直升飞机却不是直接控制旋翼倾斜方向，我的发明方向就是要找出直接使旋翼倾斜的方法，通过3年的摸索，在2003年7月4日，某、某、某共同申请了“滚轮式双层旋翼直升飞行器”，专利号031473016。
这种飞行器的上下层旋翼的正反方向旋转和上下旋翼的连接都是由滚轮来带动的，旋翼的倾斜方向也是由滚轮来控制的，专利公开后，我们生产模型来做实验，实验证明用滚轮来控制旋翼倾斜方向是可行的，而上下旋翼用橡胶来连接，在旋翼转动的时候由于温度、湿度、磨损等原因，上下旋翼会产生打滑的现象。
使直升飞机的飞行达不到设计的要求。
为了解决上面的问题，我们到北京航空航天学院，南京航空航天学院，中国直升飞机研究所等单位，进行技术交流，于2006年4月6日向国家专利局申请了“旋翼喷气式直升飞机”的专利，专利号2006100551480，此项目坚持了利用滚轮控制旋翼的倾斜，上下旋翼的橡胶连接改为齿轮连接，并且增加了旋翼作为油箱和在浆尖上安装喷气式发动机的设计，这种设计方案主要技术要求有小型喷气式发动机，2006年珠海航展的时候，我们看到北京宏恩发动机动力公司的小型喷气式发动机非常适合，与该公司的程德恩经理和工程师们商谈后，他们都非常感兴趣，并表示对项目的积极支持，用该公司的发动机实验可以不买单，待实验成功后生产用发动机采购他们的产品。
2006年至2009年，某在李林的支持下，开展了实质性的设计，在设计和实验中发现了一些问题，如齿轮的外形和稳定，旋翼盘的控制稳定，齿轮的润滑等，在2009年4月17日申报的“双层旋翼直升飞机倾斜控制器”上，机械机构方面的技术问题，在专利申请的文件上都给予解决了。
1、2；
直升飞机的发展简述；
已往的大约半个世纪中，直升机在技术上经历了几项重大的突破性进展，从技术特征来看，大体上可以分为四代：
一、第一代直升机
从第一架可以正式飞行的直升机在20世纪30年代末问世至60年代初期，是第一代直升机发展阶段。
主要技术特征是：
安装活塞式发动机；
金属／木质混合式旋翼浆叶；
机体为由钢管焊接成的桁架式或铝合金半硬壳式结构；
装有简易的仪表和电子设备。
最大平飞速度约200km／h，全机振动水平（约0．22g）、噪声水平（约110dB）均较高。
典型的机型如米一4、bell47等直升机。
二、第二代直升机
从60年代初期到70年代中期，发展了第二代直升机。
安装了第一代涡轮轴式发动机；
全金属浆叶与金属铰接式浆毂构成的旋翼；
机体主要仍为铝合金半硬壳式结构；
开始采用最初的集成微电子设备。
最大平飞速度约达250km／t1。
振动水平（约O．15g）、噪声水平（约lOOdB）有所降低。
典型的机型有米一8、“超黄蜂”等直升机。
三、第三代直升机
从70年代中期至80年代末，属于第三代直升机发展时期。
安装第二代涡轴发动机；
全复合材料浆叶及带有弹性元件的浆毂构成的旋翼；
机体结构部分使用复合材料；
采用大规模集成电路的电子设备和较先进的飞行控制系统。
最大飞行速度约达300km／h。
振动水平（约O．10g）、噪声水平（约90dB）又进一步得到控制。
典型的机型有“海豚”、“山猫”、“黑鹰”、“阿帕奇”等直升机。
四、第四代直升机
从90年代以来，直升机技术发展进入第四代，主要技术特征包括：
安装第三代涡轴发动机；
装有进一步优化设计的翼型、浆尖和先进的复合材料旋翼浆叶，无轴承或弹性铰式等新型浆毂；
机体结构大部分或全部使用复合材料；
操纵系统改为电传操纵；
机载电子设备采用数据总线、综合显示和任务管理；
先进的飞行控制、通信导航等系统。
最大平飞速度已约达315km／h。
振动水平（约0．05g）、噪声水平（约80dB）已得到良好控制。
典型的机型有“科曼奇”、NH一90等直升机。
五：
第五代直升机
进入二十一世纪，滚轮式旋翼喷气式直升机，组合了以上直升机的先进技术，其重要技术特征是：
旋翼设计成油箱的一部分，翼尖安装喷气式发动机，机舱的噪音可低于80dB，由于发动机分散安装在浆尖，从而减少了机械设备的重量，提高了发动机的利用率和使用寿命，上下两层旋翼座和滚轮座都设计成球形结构，通过对滚轮的控制，可调整上下层旋翼的倾斜面，从而达到控制飞行方向，旋翼喷气直升机结构简单，操纵方便，旋翼使用铝合金材料，经久耐用，操作系统可人工操作，也可电传操作，旋翼喷气直升机还可设计成多层旋翼，成为超级直升飞机，其起飞重量可达100T以上。
二、现有直升飞机的技术简介
第一节直升机飞行特点
直升机最显著的标志是旋翼，即可旋转的翼面。
利用旋翼旋转时提供的升力、前进力和操纵力，能有效地完成空中悬停、垂直起落和前飞、后飞、侧飞等飞行，这就是直升机有别于飞机等其他航空飞行器的基本特点。
一、旋翼的空气动力特点
（一）旋翼的一般介绍
旋翼的作用概括起来有以下三点：
1、产生向上的升力（占拉力的主要部分）用以克服直升机的重力，类似于飞机机翼的作用。
即使直升机的发动机空中停车时，驾驶员可通过操纵旋翼使其自转，仍可产生一定升力，减缓直升机下降趋势。
2、产生向前的不平分力克服空气阻力使直升机前进，类似于飞机上推进器的作用（例如螺旋桨或喷气发动机）。
3、产生其他分力及力矩对直升机进行控制或机动飞行，类似于飞机上各操纵面的作用。
旋翼由数片桨叶（即翼面）及一个桨毂（又称轴套）组成。
工作时，桨叶与空气作相对运动，产生空气动力，桨毂则是用来连接桨叶和旋翼轴，以转动旋翼，桨叶一般通过铰接方式与毂连接，典型的铰接式旋翼如图2．2—12．2．2
旋翼的运动与固定翼飞机机翼的不同，在于旋翼的桨叶除了随直升机一同作直线或曲线运动外，还要绕旋翼轴旋转，因此桨叶的空气动力现象要比机翼的复杂得多。
（二）工作参数
1、旋翼的基本参数
（1）旋翼直径
旋翼旋转时，桨尖所划圆圈的直径，叫做旋翼直径，用D表示（图2．1—4）。
大型直升机的旋翼直径可达30m以上，小型直升机的也有7～8m。
（2）桨盘面积及桨盘载荷
桨叶旋转所划圆的面积，叫桨盘面积。
直升机的飞行重量与桨盘面积的比值，叫做桨盘载荷。
（3）旋翼实度
各片桨叶中面积与整个桨盘面积之比，叫做旋翼实度，以希腊字母6表示。
（4）旋翼迎角
如图2．1—5所示，直升机的相对气流同桨毂旋转平面之间的夹角，叫旋翼迎角，用as表示。
飞行状态不同，旋翼迎角的正负和大小也不相同。
（5）旋翼状态特性系数
直升机沿任一倾斜轨迹飞行时，气流斜吹旋翼，相对气流速度（V0）可分解为两个分量（图2．1—6）。
一个是沿桨毂旋转轴方向的分量（V0sinas）；
一个是沿桨毂旋转平面的分量（VocosaS）。
（6）旋翼转速和角速度
旋翼转速（n）一般以每分钟一转为单位（r/min），而角速度（Q）以每秒钟一个弧长为单位（rad／s），两者关系如下：
Q=兀n/30
旋翼转速要受到叶尖速度的限制，以避免叶尖出现过大的空气压缩效应。
目前旋翼桨叶尖部圆周速度QIPl80～220m／s。
大致相当于叶尖马赫数M=O．55～0．6（海平面、标准大气）。
2、桨叶的基本特性和参数
（1）桨叶平面形状
桨叶平面形状常见的有矩形、梯形和矩形加后掠形桨尖等。
近年来桨尖的形状变化发展较多。
目前已从第一代矩形、第二代简单尖削加后掠、第三代曲线尖削加后掠发展到下反式三维桨尖。
这是因为桨叶尖部速度对旋翼性能有着十分密切的影响。
原因之一是前行桨叶尖的空气压缩性不允许速度过大，通常限制M数在O．92以下。
（2）桨叶剖面形状
桨叶剖面形状与飞机机翼剖面形状相类似，均称作翼型。
国外许多有实力的研究单位，无不关注翼型的发展研究，通过大量地研究、实验，发展了许多优良的翼型族，例如法国的OA翼型系列、俄罗斯的翼型系列以及美国的VR系列。
以美国波音公司的VR翼型族为例，该公司从50年代至80年代先后发展了四代翼型（见图2．1—8），翼型的最大升力系数和阻力发散M数都有显著提高。
（3）桨叶剖面安装角和桨距
桨叶某一剖面的翼弦与桨毂旋转平面之间的夹角，叫桨叶该剖面的安装角。
驾驶员通过直升机的操纵系统可以改变旋翼的总距和各片桨叶的桨距，根据不同的飞行状态，总距的变化范围约为2～14度。
（4）桨叶剖面迎角
桨叶旋转时，桨叶剖面的相对气流合速度（W）与翼弦之间的夹角，叫桨叶剖面迎角。
（5）桨叶的几何扭转
为使空气动力沿桨叶的分布比较均匀，减小由于诱导速度分布不均匀引起的附加功率损失，通常都把桨叶做成具有负的几何扭转，即从根到尖，桨叶安装角逐渐减少。
桨叶的扭转，可分为线性扭转和非线性扭转。
线性扭转比较好制造，非线性理想扭转则是根据空气动力优化设计的需要进行扭转，但制造上较困难。
（6）桨叶剖面的来流角
桨叶剖面的相对气流合速度由平行于桨毂旋转平面的和垂直于该平面的相对气流所合成，它与桨毂旋转平面的夹角，叫来流角，用￡表示，W从上方吹向桨毂旋转平面，￡为正。
由上述分析可知：
（1）直升机由于利用旋翼产生拉力，即使前进速度为零，只要旋翼处于正常工作状态，就能产生支撑全机重量的拉力。
所以，直升机不仅可以飞得很慢，且可在空中悬停和垂直升降。
（2）直升机起飞，只要旋翼产生拉力大于重力，就能离地垂直升空，下降时，也只要通过操纵改变拉力的大小，使拉力小于重力，就能降低高度垂直降落。
（3）要想让直升机向预定的方向运动，必须操纵旋翼锥体向预定的方向倾斜，使旋翼拉力也跟着倾斜，以取得向该方向运动的力。
由于旋翼拉力方向在空间是可以改变的，为了便于分析问题，我们规定：
在前飞中，拉力的第一分力（T，），在铅垂面内并垂直于飞行方向；
拉力第二分力（T2），与飞行方向平行，；
拉力第三分力（T3），在水平面内垂直于飞行方向。
至于在悬停和垂直飞状态中，拉力第一分力（T1）铅垂向上；
拉力第二分力（T2）作为水平纵向分力，在无风的稳定状态，T2应等于零；
拉力第三分力（T3）则为水平侧向分力。
从能量转换的观点分析，直升机在悬停状态时，发动机输出的轴功率，其中约90％用于旋翼，分配给尾桨、传达装置等消耗的轴功率加起来约占10％。
旋翼所得到的90％的功率当中，旋翼型阻功又用去20％，旋翼用于转变成气流动能以产生拉力的诱导功率仅占70％。
二、直升机的反扭矩
从以上所述可知，直升机飞行主要靠旋翼产生的拉力。
当旋翼由发动机通过旋转轴带动旋转时，旋翼给空气以作用力矩（或称扭矩），空气必然在同一时间以大小相等、方向相反的反作用力矩作用于旋翼（或称反扭矩），继而再通过旋翼将这一反作用力矩传递到直升机机体上。
如果不采取措施予以平衡，那么这个反作用力矩就会使直升机逆旋翼转动方向旋转。
如图所示。
（一）旋翼的布局型式
旋翼之所以会出现不同的布局型式，主要是因平衡旋翼轴带动旋翼转动工作时，空气作用其上的反作用力矩采取的方式不同而形成的。
为了平衡这个来自空气的反作用力矩，有两种常见的办法，组合形成了现代多种旋翼布局型式。
（见图2．1～20）。
1、单旋翼带尾桨布局。
空气对旋翼形成的反作用力矩，由尾桨产生的拉力（或推力）相对于直升机机体重心形成的偏转力矩予以平衡（见图2．1—19）。
这种方式目前应用较广泛，虽然尾桨工作需要消耗一部分功率，但构造上比较简单。
2、双旋翼式布局。
由于在直升机上装有两副旋翼，可以是共轴式双旋翼，也可以是纵列式双旋翼或者横列式双旋翼（含交叉双旋翼），通过传动装置使两副旋翼彼此向相反的方向转动，那么，空气对其中一副旋翼的反作用力矩，正好为另一副旋翼的反作用力矩所平衡，见图中的b、c、d、e。
（二）尾桨的作用和特点
尾桨像一个旋转平面垂直于旋翼转速平面的小螺旋桨，工作时产生拉力（或推力）。
尾桨的作用可以概括为以下三点：
1、尾桨产生的拉力（或推力）通过力臂形成偏转力矩，用以平衡旋翼的反作用力矩（即反扭转）；
2、相当于一个直升机的垂直安定面，改善直升机的方向稳定性。
而且，可能通过加大或减少小尾桨的拉力（推力）来实现直升机的航向操纵；
3、某些直升机的尾轴向上斜置一个角度，可以提供部分升力，也可以调整直升机重心范围。
尾桨和旋翼的动力均来源于发动机。
发动机产生的功率通过传动系统，按需要再传给旋翼和尾桨。
尾桨的旋转速度较高。
直升机航向操纵和平衡反作用力矩，只需增加或减少尾桨拉力（推力），对尾桨总距操纵是通过脚蹬操纵系统来实现的。
（三）尾桨的类型
尾桨通常包括常规尾桨、涵道尾桨和无尾桨系统等三种类型。
1、常规尾桨
这种尾桨的构造与旋翼类似，由桨叶和桨毂组成。
常见的有跷跷板式、万向接头式和铰接式。
2、涵道尾桨
这种尾桨由两部分组成：
一部分是置于尾斜梁中的涵道；
另一部分是位于涵道中央的转子，其特点是涵道尾桨直径小、叶片数目多。
涵道尾桨的推力有两个来源：
一是涵道内空气对叶片的反作用推力；
二是涵道唇部气流负压产生的推力。
3、无尾桨系统
无尾桨系统主要是用一个空气系统代替常规尾桨，该系统由进气口、喷气口、压力风扇、带缝尾梁等几部分组成。
第二节直升机操纵特点
一、直升机驾驶员座舱操纵机构及配置
直升机驾驶员舱主要的操纵机构是：
贺驶杆（又称周期变距杆）、脚蹬、油门总距杆。
此外还有油门调节环、直升机配平调整片开关及其他手柄（见图2．1—24）。
驾驶杆位于驾驶员座倚前面，通过操纵线系与旋翼的自动倾斜器连接。
驾驶杆偏离中立位置表示：
向前——直升机低头并向前运动；
向后一一直升机抬头并向后退；
向左——直升机向左倾斜并向左侧运动；
向右——直升机向右倾斜并向右侧运动。
脚蹬位于座椅前下部，对于单旋翼带尾桨的直升机来说，驾驶员蹬脚蹬操纵尾桨变距改变尾桨推（拉）力，对直升机实施航向操纵。
油门总距杆通常位于驾驶员座椅的左方，由驾驶员左手操纵，此杆可急时操纵旋翼总距和发动机油门，实现总距和油门联合操纵。
油门调节器拉环位于油门总距杆的端部，在不动总距油门杆的情况下，驾驶员左手拧动油门调节环可以在较小的发动机转速范围内调整发动机功率。
调整片操纵（又称配平操纵）的主要原因是因为直升机在飞行中驾驶杆的载荷，不同于飞机的舵面载荷。
如果直升机旋翼使用可逆式操纵系统，那么驾驶杆要受周期（第一转）的可变载荷，而且此载荷又随着飞行状态的改变而产生某些变化。
为减少驾驶杆的载荷，大多数直升机操纵系统中都安装有液压助力器。
操纵液压助力器可进行不可逆式操纵，即除了操纵系统的摩擦之外，旋翼不再向驾驶杆传送任何力。
二、自动倾斜器
自动倾斜器的构造如图2．1～25所示，图中为简化起见只画出两片桨叶旋翼的自动倾斜器。
自动倾斜器主要零件包括：
旋转环连接桨叶拉杆，旋转环利用滚珠轴承连接在不旋转环上，不旋转环压在套环上；
套环带有横向操纵拉杆和纵向操纵拉杆；
操纵总桨距的滑筒。
直升机的驾驶杆动作时旋转环和不旋转环随同套环一起向前、后、左、右倾斜或任意方向倾斜。
因为旋转环用垂直拉杆用桨叶连接，所以旋转环旋转面倾斜会引起桨叶绕纵轴做周期性转动（即旋翼每转一周重复一次），换句话说，每片桨叶的桨距将进行周期性变化。
为了解桨距的变化，应分别分析直升机的两种飞行状态，即垂直飞行状态和水平飞行状态。
垂直飞行，靠改变总距来实施，换句话说，就是靠同时改变所有桨叶的迎角来实施。
此时所有将叶同时增大或减小相同的迎角，就会相应地增大或减小升力，因而直升机也会相应地进行垂直上升或下降。
操纵总距是用座舱内驾驶员座椅左侧的油门总距杆。
从图2．1—25中看出，若上提油门总距杆，则不旋转环和旋转环向上抬起，各片桨叶的桨距增大，直升机上升，若下放油门总距杆，直升机则垂直下降。
直升机水平飞行要使旋翼旋转平面倾斜，使旋翼总空气动力矢量倾斜得出水平分力。
旋转平面倾斜是靠周期性改变桨距得到的。
这说明，旋翼每片桨叶的桨距在每一转动周期中（每转一周），先增大到某一数值，然后下降到某一最小数值，继而反复循环。
各种方位的桨距周期性变化如图2．1—26所示，下面考察自动倾斜器未倾斜和向前倾斜面时作用于桨叶上的各力。
旋翼旋转时，每片桨叶上的作用力如图2．1—27所示：
升力Y叶重力G叶，挥舞惯性力J和离心力J离心力。
旋翼由900旋转到2700，由于桨距减小桨叶剖面迎角也减小。
随着迎角减小，桨叶升力Y叶也开始减小（参见图2．1—27）。
这将使水平铰上的力矩平衡遭到破坏，因而桨叶开始下垂。
当旋翼由2700旋转到900时，桨距增大，因而桨叶升起。
由于桨距周期性变化，桨叶在旋转时产生挥舞。
三、尾桨的操纵机构
尾桨的构造同旋翼相似，不过比旋翼要简单得多。
尾桨的每一桨叶和旋翼桨叶一样，绕其旋转轴转动。
由于尾桨转速很高，工作时会产生很大的离心力。
下面以某些直升机三叶片尾桨系统为例，介绍尾桨操纵机构的组成及工作原理。
尾桨操纵没有自动倾斜器，也不存在周期变距问题。
靠蹬脚蹬改变尾桨的总距来操纵尾桨。
当驾驶员蹬脚蹬后，齿轮通过传动链条带动蜗杆螺帽转动，此时，蜗杆螺帽沿旋转轴推动滑动操纵杆滑动，杆用轴承固定在三爪传动臂上，另一端则用槽与支座相连，以防止滑动操纵杆转动。
三爪传动臂随同尾桨叶转动，通过三个拉杆使三片桨叶绕自身纵轴同时转动，此时，根据脚蹬蹬出方向和动作量大小，来增大或减小尾桨桨距。
四、双旋翼直升机的操纵原理
双旋翼式直升机的水平飞行或垂直飞行的操纵原理，同单旋翼直升机的操纵原理类似。
每一旋翼将产生的现象大致相同，一般说来，双旋翼的效能是两个单旋翼效能之和。
只是纵列式直升机在纵向操纵方面和横列式直升机在横向操纵方面有某些不同。
对于纵列式直升机来说，在自动倾斜器向前、向后倾斜的同时，前旋翼和后旋翼总距将产生差动变化，此时，随着自动倾斜器倾斜，一方的旋翼总距将减小，另一方旋翼的总距此时将增大。
五、直升机的驾驶特点
由于直升机飞行原理及构造上的特殊性，它的平衡、稳定性和操纵性与固翼飞机相比，有很大的不同，这是因为驾驶直升机的操纵规律具有下列特点：
（一）操纵的滞后性
飞机与直升机在操纵原理方面的重要区别是，飞机上的舵和副翼距重心的力臂相当长，单旋翼直升机的纵向和横向操纵是靠旋翼旋转平面倾斜，拉力矢量相对重心的力臂很短。
由此可见，操纵驾驶杆使飞行器转动的力矩，对直升机来说所需要的力很大，而对飞机来说则相对较小，这说明，为了改变拉力矢量方向来获得所需要的力矩，对直升机来说比飞机需要更多的空气量产
生附加运动。
飞机上操纵驾驶杆，如推杆立即引起升降舵产生向上的作用力，使机头下俯。
直升机推杆为得到所需力矩就要经过一定时间，即需要经过一定时间旋翼的气流才会改变到新的方向。
由于桨叶旋转时具有很大的惯性，所以旋转平面不能立即倾斜，旋转平面总力求保持自己的状态。
此外流过旋翼的气流，也不能随着旋转平面的倾斜立即改变自己的方向。
旋转平面倾斜时，旋翼排压出的气流还产生附加涡流，这在一定程度上阻碍新的拉力方向的建立。
由此可见，直升机对操纵杆的反应总带有一定的延迟。
综上所述，驾驶员在操纵直升机，特别是改变飞行状态
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