CN102837822A - 第二代直升飞机工作原理 - Google Patents

Abstract

第二代直升飞机工作原理属于飞机设计领域，它能解决飞机速度太小、故障率太高、振动严重等问题，技术方案的要点是使用调平架、共轴式轴系、立式螺旋桨、重力调平法等，它的主要用途是：提高速度、降低故障率、消除振动问题、减少停放空间。

Description

第二代直升飞机工作原理

(一)技术领域

飞机设计。

(二)背景技术

第一代直升飞机有一个共同的致命弱点：由操纵***控制桨叶做飞舞运动，飞机才能实现前飞和悬停的转换。由于大桨不是固定安装的，产生了许多问题。

1、降低了大桨的结构强度和负重能力。

2、增加了飞机的故障率和地勤的工作量。

3、飞机存在严重的振动问题。

(三)发明内容

1、调整平衡架(简称调平架)。2、共轴式轴系。3、立式螺旋桨。

4、重力调整平衡操纵法(简称重力调平法)。

本发明除解决了第二项背景技术中所述的问题外，还消灭了直升飞机的螺旋病，增强了直升飞机对场地的适应能力(可以在非常小的场地内停放)。鉴于小发明数量较多，具体方案请看实质资料。(直升飞机在尾桨失灵时，在大桨的带动下，飞机进入旋转状态，失去控制能力；这种现象叫做螺旋病)

(四)附图说明

图1是调平架前视结构图、图2是调平架后视结构图、图3是调平架侧视结构图、图4是调平架俯视结构图、图5是定位管垂直中线纵切面结构图、图6是共轴式轴系水平中线切面结构图、图7是共轴式轴系垂直中线切面结构图、图8是单筒桨架水平中线切面结构图、图9是单筒桨架垂直中线切面结构图、图10是双筒桨架垂直中线切面结构图、图11是双筒桨架水平中线切面结构图、图12是双向***垂直中线横切面结构图、图13是双向定位控制***垂直中线纵切面结构图、图14是动力调平飞机库内停放三视图、图15是动力调平飞机垂直中线纵切面结构图、图16是前飞侧视效果图、图17是尾桨型重力调平飞机垂直中线纵切面结构图、图18是尾舵型重力调平飞机垂直中线纵切面结构图。

(五)具体实施方式

在图1中：1是下架、2是轴承座、3是轴、4是整流罩、5是定位管。

在图2中：1是上架、2是下架、3是尾筒、4是锁、5是定位管。6是整流罩。7、是双尾筒机型尾筒安装处。调平架是上机仓和下机仓<见图15>的结合部，整流罩<6>使调平架和下机仓表面的两侧圆滑过渡，可以减少磨擦和转向阻力。尾筒<3>的结构是用槽形材料焊接成空心长方柱，外面套上薄圆管，也可以直接用厚圆管代替。

在图3中：1是上架、2是下架、3是轴、4是轴承座、5是定位管、6是尾筒、7是锁。轴<3>焊接在上架<1>的前方，轴承座<4>固定在下架<2>的上方。上架和下架绕轴开放与闭合。

在图4中：1是上架、2是下架、3是定位管、4是轴、5是轴承座、6是锁、7是螺丝、8是整流罩、9是尾筒。

下架<2>的内侧要装上整流罩<8>，使下机仓<见图15>的上表面平整，可以减小飞行阻力并增加机仓空间。调平架用螺丝<7>连接上下两个机仓<也可以焊接>。在保证结构强度的条件下，尾筒<9>的直径越小越好，可以减小飞行和转向阻力。对提高速度和操作性能都有好处。

在图5中：1是上架、2是下架、3是内定位管、4是锁定孔、5是锁、6是锁内插梢、7是锁内弹簧、8是外定位管、9是盖板。

定位管是用2根高强度弧形厚管材焊接而成，二管之间的间隙要尽可能地小，打上黄油后可以活动即可。为了帮助理解，图中的间隙做了放大处理。

外定位管<8>焊接在上架<1>上方，内定位管<3>是穿过上架<1>焊接在下架<2>的上方的。定位管的作用是防止上架和下架左右错位、超限打开、扭曲变形。当调平架打开到最大角时，锁定孔<4>和锁内插梢<6>在一条直线上，在锁内弹簧<7>的压力推动下，锁内插梢进入锁定孔。

在图6中：1是驱动轴轴承、2是驱动轴齿轮、3是定位轴、4是定位轴齿轮、5是定位轴轴承、6是内轴、7是内轴齿轮、8是运转方向、9是驱动轴、10是密封盖、11是轴系外壳、12是内轴齿轮定位梢。

共轴式轴系和大桨配套使用，其结构强度至少要能承受大桨最大拉力设计值的3倍。采用4轴设计使轴系工作稳定、噪音小、寿命长。因为至少3个点才能确定一个平面，增加一个点自然会提高该平面的稳定性，振动小了自然会使噪音变小；增加的轴分担了其它各轴的部分压力，磨损减少了，寿命自然会变长。

在图7中：1是上桨、2是下桨、3是内轴轴承、4是外轴轴承座、5是黄油环、6是上机仓天花板、7是内轴、8是外轴、9是黄油孔、10是外轴齿轮轴承、11是外轴齿轮、12是外轴齿轮定位梢、13是驱动轴、14是内轴齿轮、15是内轴齿轮定位螺帽、16是卡片、17是内轴高度调整螺丝、18是运转方向、19是驱动轴齿轮、20是插梢孔、21是驱动轴轴承、22是轴承盖、23是轴系外壳、24是上机仓地板、25是定位轴齿轮、26是密封盖、27是内轴齿轮定位梢、28是螺杆。

黄油环<5>是一个直径和内轴轴承<3>直径相等的短圆管，上面钻了一个黄油孔(与外轴黄油孔<9>重合)，装在两个轴承之间，便于同时为两个轴承加油。

外轴<8>是一条高强度厚壁管，外轴齿轮定位梢<12>共有4个，呈十字形分布在同一个水平面内。安装时先把外轴齿轮<11>装到位，再将外轴齿轮定位梢<12>从外轴的内部***(外轴齿轮和外轴的相应位置钻有同样的4个孔)，再将内轴轴承<3>装到位即可定位。

驱动轴<13>和驱动轴轴承<21>固定在上下两个轴系外壳<23>之间，外轴齿轮轴承<10>和外轴齿轮<11>以及轴承盖<22>之间的间隙由轴承盖<22>与轴系外壳<上23>之间的垫片的厚度来决定。

内轴高度调整螺丝<17>的螺公固定在轴系外壳<23>上面，它的一侧开有上下两个螺孔，该螺孔的大小和螺杆<28>的大小配套。内轴高度调整螺丝的螺母下端的两侧各开一个缺口，该缺口的大小和卡片<16>的大小配套。卡片上面开有两个小孔，两个小孔的大小和螺杆的大小配套、距离和螺公上面的两个螺孔配套。

调整工作完成时，将卡片和螺母的缺口吻合，将卡片的小孔和螺公的螺孔吻合，再将螺杆穿过卡片的小孔固定在螺公的螺孔中即可定位。

内轴齿轮<14>和外轴齿轮<11>的直径、厚度、锥度和齿数完全相同，以此来保证在同一根驱动轴<13>驱动下，内轴<7>和外轴<8>运转的角速度相等、方向相反。如果上桨<1>和下桨<2>的形状完全相同，那么它们的扰动力矩刚好抵消，整个螺旋桨<含上桨和下桨>就不会产生扰动。因此螺旋桨输出的空气是圆周对称、平行于主轴的，也就是垂直于螺旋桨的(这个时候要把上桨和下桨看成一个整体，它和主轴是垂直的)。这种形状相同的两个螺旋桨叫做同形螺旋桨。

共轴式复合无扰动螺旋桨要求双桨运转的角速度相同、方向相反、双桨的形状固定不变、可以不同，关键是无扰动力矩输出。这种螺旋桨就是本发明选定的大桨。同形螺旋桨只是一种用于概念设计的理想化的螺旋桨，异形螺旋桨通过差异法处理也能达到和同形螺旋桨一样无扰动输出的效果。

螺旋桨的生产和使用条件具有多样性。既可垂直使用，也可水平作用；既可单独使用，也可复合使用。为了让飞机具有最好的性能，在特定条件下，可以甚至必须把上桨(前桨)和下桨(后桨)做成不同的形状，例如加装整流锥，并以此法来减少扰动力矩的输出等等。

共轴式轴系由于两根驱动轴的运转方向相反，角速度相等。选用2台性能参数完全相同的电磁调速电机来同步驱动，再选用共轴式复合无扰动螺旋桨配套，则整个驱动***的扰动力矩完全抵消，使飞机具有极好的稳定性，同时实现了上机仓的无人化。这种无扰动驱动***是本发明得以成功的关键之一，该***的应用使飞机在空中失去动力时垂直下降，或者在惯性力的作用下向前方降落，不会进入螺旋状态。

生产过程中若产生少量扰动，这是由于内轴和外轴的差异(大小差异、长短差异)造成的，因为概念设计时没有考虑这一细微的差别。纠正时采用差异配平法：上桨和内轴组成的顺转***和下桨与外轴组成的反转***采用不同的长度、不同的厚度、不同的材料，使二者的扰动力矩相等，就可以做到无拢动力矩输出。

本发明选定的尾桨***是共轴式非复合小扰动驱动***<见图13>。原理是：驱动电机和内轴组成的主动***和外轴与螺旋桨组成的被动***的运转方向相反，所以二者的扰动力矩相互抵消，***的扰动力矩很小。

具体方法是：轴系取消内轴高度调整螺丝<17>。内轴<7>和外轴<8>切成等长，螺旋桨装在外轴上。内轴下端开齿并延长到轴系外壳<23>以下，通过内部开齿的套筒与轴端开齿的驱动电机连成一体<套筒套在内轴下端和驱动电机轴上端>。轴系外壳<23>用螺丝固定在驱动电机外壳上。

对比分析：俄国的卡式系列直升机使用的是共轴式复合活动螺旋桨，工作时该桨的桨叶是要飞舞的。为了防碰撞，上桨和下桨的高度差设计得很大，飞机的重心变高了，稳定性自然会变差，同时结构重量也会增加。共轴式复合定形螺旋桨的高度差要小很多，结构重量就会减少；螺旋桨和及其驱动轴都是固定安装的，所以飞机的稳定性和工作可靠性与涡桨飞机相当。

因为桨叶的飞舞活动螺旋桨的工作效率不到30％，太多的功率损失使飞机的速度和负重能力大大减小，并产生了严重的振动问题；这是第一代直升机固有的缺点，也是它航程太短的根本原因。一般定形螺旋桨的工作效率在50％左右<例如涡桨飞机>，负重能力和速度以及航程的大小主要受动力设备的功率限制，否则没有限制。但是，活动螺旋桨在产生升力的同时也能产生前进力，因为它自带自动倾斜器，这是第一代直升机固有的优点和特征；定形螺旋桨虽虽然工作效率高，但是水平使用不能产生升力，垂直使用不能产生前进力，这个缺点就是第二代直升机需要解决的关键问题。

第一代直升机成也飞舞、败也飞舞，从这点可以看出：飞机的性能和软件关系很大，硬件不是唯一的因素。

在图8中：1是水平板、2是整流罩、3是加强板、4是螺丝，5是桨叶、6是套筒。桨叶<5>与加强板<3>的夹角不得大于30度，否则会影响到结构强度。桨叶<5>用螺丝<4><或焊接>固定在水平板<1>上，它们共同组成一个螺旋桨。

在图9中：1是插梢、2是加强帽、3是套筒、4是插梢孔、5是桨叶、6是整流罩、7是加强板、8是水平板、9是螺丝。

加强帽<2>是一个内径与套筒<3>直径相等的短圆管，共有2个，插梢<1>共有8个，都是桨架的必要附件。安装时先把桨架套在共轴式轴系<见图7>的对应位置，使它们的插梢孔重合，再将插梢<1>插进去，然后用火加热加强帽，套在套筒两端并维持一分钟，冷却后即可定位。套筒要使用高强度厚壁管，水平板与加强板要使用厚板材，水平板与加强板以及套筒之间的夹角均为90°角。

该图也是立式螺旋桨的安装图，实际使用时不一定有3层桨叶。当桨叶为1层时，安装在中层；当桨叶为2层时，安装在上层和下层。为了简化图纸，在以后的图中都是用一层桨叶做代表。

在图10中：1是插梢、2是加强帽、3是插梢孔、4是内架套筒、5是黄油孔、6是内架定位钩、7是外架定位钩、8是外架套筒、9是水平板、10是加强板、11是整流罩、12是下桨、13是上桨、14是圆台形盖板、15是螺丝。

插梢<1>共有8个，加强帽<2>共有2个，都是桨架的必要附件。

外架套筒<8>不可以上下运动，只可以在水平面内转动90度角。内外两个套筒<4和8>之间的间隙要尽量小些，涂上黄油后能够转动即可。内架的下层水平板要做得更大一些，增加的宽度等于外架定位钩<7>的厚度的2倍。外架定位钩焊接固定在外架加强板与水平板的交汇处。

使用时桨架必须倒过来。因为桨叶并不是平面结构，它的上缘和下缘有一定的高度差，如果活动桨<13>放在下面，那么桨叶之间高度差的设计必须大于桨叶边缘之间的高度差，因为迭在下面的活动桨打开时会碰到上面的固定桨<12>。倒过来使用，活动桨在上方就回避了这个问题，桨叶之间的高度差能设计得很小。

停放时，将上桨转动90°角，上桨和下桨在同一个垂直平面内，几乎是迭在一起，可以最大限度减小停放空间。飞机起飞前，在空气阻力推动下，上桨自动反转90°角，螺旋桨又变回十字形，可以获得最大的工作效率；因为同一个水平面内只有一对桨叶在工作，没有任何干扰。也就是把高速螺旋桨空泡现象的不利影响减少到最低水平，提高螺旋桨的工作效率<功率因数>。

本桨架的功能是将同一螺旋桨拆分成两个，使螺旋桨具有卧式和立式相互转变的功能，对停放和飞行都十分有利。用本桨架组装而成的螺旋桨即不是固定卧式的，也不是固定立式的：因为它的全部桨叶既不是工作在同一个水平面内，也不是工作在同一个垂直平面内，所以它是活动的立式螺旋桨。

在图11中：1是外架定位钩、2是外架水平板、3是外架套筒、4是内架套筒、5是内架定位钩。从本图可看出，如果内架套筒<4>和外架套筒<3>之间的间隙过大，飞机在大风中飞行时，两者之间就会发生碰撞；间隙过小则会卡死。

在图12中：1是强力弹簧、2是后外壳、3是上定位板、、4是下定位板、5是轴。左、右两根强力弹簧<1>的型号相同，固定在上定位板<3>的两侧。上定位板焊接在的后外壳<2>上，下定位板<4>焊接在轴<5>上。

在图13中：1是三线电机、2是减速器、3是轴承座、4是下定位板、5是轴、6是插梢、7是套筒、8是长方形连接管、9是尾桨***、10是尾筒、11是上定位板、12是双向***外壳。

长方形连接管<8>焊接在轴承座<3>和双向***的外壳<12>上，最后用螺丝将整个***固定在尾筒<10>的长方柱下方。三线电机<1>用螺丝固定在尾筒<10>的长方柱下方。

<双向***的>轴<5>和三线电机<1>通过减速器<2>结合在一起，在三线电机<1>驱动下，轴<5>可以向左或右转动90°角，此时上、下两个定位板<4和11>吻合在一起，将其卡住；电力消失后，在强力弹簧<见图12>压力推动下，***自动还原。

套筒<7>是尾桨***<9>与双向定位控制***的结合部，固定在尾桨***重心所在的水平面内，用插梢<6>或螺丝将两个***结合成一个整体，两个***要尽量靠近并采取必要的整流措施。在双向定位控制***控制下，尾桨***可以在垂直方向和水平方向输出动力，具备了调力操作和转向操作两个功能。尾桨***的结构和功能请查阅图7说明的第12-13段。

在图14中：1是俯视图、2是侧视图、3是前视图。

从本图可以看出：飞机的停放面积＝螺旋桨长度×机身宽度。本方案中尾桨前移是以军用飞机为目标的，民用飞机不必采用。军用飞机特别是海军飞机要尽量减小停放空间。所以采用可伸缩的变形尾筒，本方案的优点是在不减少尾桨力矩的条件下减小停放空间，缺点是麻烦。但是，和第一代直升飞机普遍使用的折迭大桨的方案相比，折迭变形尾筒的工作量可以忽略不计，技术优势不言自明。具体做法是：把尾桨***和双向定位控制***一起固定在一根更小的尾筒后下方<不带圆管>，将小尾筒***尾筒的空心长方柱中，飞机起飞前将其拉出，再用插梢固定二者的相对位置即可。两个尾筒的相应位置要各钻两个插梢孔。如果尾筒直接使用厚圆管，那么小尾筒也使用厚圆管。

采用固定尾筒的民用飞机的停放空间略有增加，但是能显著减少成本。这是因为民用飞机对经济性指标要求更高，必须尽量减少生产成本和使用成本。

在图15中：1是桨架、2是上桨、3是下桨、4是上机仓、5是驾驶仓、6是电源、7是横向平衡面、8是动心、9是拉力作用点、10是尾筒、11是双向定位控制***、12是电磁调速电机、13是尾桨***、14是共轴式轴系、15是离合器、16是电磁调速电机、17是调角器、18是下机仓、19、是动心、20是动心、21是横向平衡线。

上机仓<4>的动力配置就是图7说明中所说的共轴式复合无扰动驱动***。离合器<15>便于切断战伤的一台电磁调速电机<16>，民用飞机换用靠背轮。调角器<17>通常使用千斤顶，千斤顶的两端分别固定在调平架的上架和下架上。

电源<6>可以是电池组，也可以是发电机组，通常以2套完全相同的发电机组以短仓(兼做整流罩)半外挂的方式挂在横向平衡面<7>上(对速度和安全要求较高的侦察机、战斗机和专机不宜外挂)。这种布局的优点是：(1)对发动机的进气和排气有利。(2)仓内空间大。(3)废气和噪声对仓内人员影响小。(4)保养方便。

用户需要时，电源<6>的两套发电机组可以直接替换两套电磁调速电机<16>，同时发电机换成更小的型号，电磁调速改成油门调速。但是，油门的控制必须保证正常情况下整个驱动***无扰动力矩输出<油门同步>。

尾桨***<13>既可以朝上安装，也可以朝下安装，具体方案要根据用户的具体情况来确定(三线电机可以通过电路的转换来控制电机的运转方向)。尾桨***<13>桨叶的迎角要设定为45°，使顺转和反转的工作效率相同。

本方案的优点是：(1)全机电气化操作，机组人员工作量小，3人机组即可长途飞行(2名驾驶员可以轮班、一名机械师应急)。(2)故障率低。用得最多的设备是电机，而电机制造技术已经非常成熟可靠。(3)飞机结构简单，人员培训快。

动心是物体的动力学中心的简称，重心是物体的静力学中心，却不一定是动力学中心。因为物体在动力作用下与空气相互作用，其作用效果与物体的表面形状关系很大，只有完全对称的物体的重心和动心才是完全重合的，例如球体。静力学中心是固定的，动力学中心是不固定的。

以本资料所示的飞机为例：大浆输出的空气作用在飞机身上，由于飞机(看图14)的左右两侧的布局是相同的，飞机左右两侧的力矩(包括重力力矩和升力力矩)是相等的，所以飞机的左右方向是平衡的。由于飞机(看图14和15)的前后两端的布局是不同的，飞机前后两端的力矩就不一定相同了。因为即使两端的重力力矩相等<也就是说大桨拉力以重心为作用点>，如果升力力矩不相等，那么两端之间的升力力矩差会使飞机产生滚转效应，也就是升力力矩大的一端向升力的方向运动，另一端则相反；所以飞机的前后方向就不平衡了。产生这种现象的原因是前后两端的不同配置造成的升力力矩损失不相等。纠正的办法是将拉力的作用点向升力力矩较小的一端移动，使飞机获得一个前后方向的重力力矩差，同时减少前后方向的升力力矩差，随着拉力作用点移动距离的不断增加，当飞机的重力力矩差与升力力矩差相等时，前后两端的力矩差为零，飞机就平衡了，该拉力的作用点<9>就是飞机的动力学中心<8>。

前面已经讲过：共轴式无扰动驱动***的优点是：***输出的扰动力矩为零。所以，稳定型飞机在没有外力扰动的情况下是垂直上升的，不会有任何其它迹象；因为稳定型飞机的前后、左右两个方向的力矩差都为零<就是升力力矩差和重力力矩差相等>，飞机的动心<8>和拉力作用点<9>重合。这时把尾桨***<13>发动起来，让其产生升力，那么飞机后部的升力力矩就会大于前部的升力力矩，飞机就得到一个前后方向的升力力矩差，动心就会向后方移动，形成新的动心<19>，飞机进入了前方超重状态，就变成不稳定型飞机了，就会向升力力矩较小的前方倾斜，就会在大桨带动下向前飞行，就实现了大桨拉力向前进力的转变。前部与后部的力矩差越大，飞机的倾斜角越大，动心的移动量越大，飞机就能以更大的速度向前飞行，因此尾桨***<13>必须配用电磁调速电机<12>。

以上事实证明：对于同一个质点来说，升力增加的效果与重力减少的效果是一样的，升力减少的效果与重力增加的效果是一样的，负升力等于重力。根据这个原理，我们可以对不稳定型飞机进行有效的操纵。

前方不稳定型飞机的力学特性与稳定型飞机的力学特性相反。由于飞机的动心<20>靠前配置，或者说拉力作用点<9>滞后，飞机前部的重力力矩大于后部的重力力矩，飞机处于前方超重状态。重力力矩差的存在使飞机无法垂直起飞。这个时候要使尾桨***产生负升力，用来抵消飞机后部的升力；从效果来说也等于增加了后部的重力，使飞机动心向后方移动。调高尾桨***电机的转速，当增加的负升力力矩抵消了原有的重力力矩差时，飞机的前后力矩差为零，新的动心<8>与拉力作用点<9>重合，飞机就变成稳定型飞机了，就可以垂直起飞。

需要前飞时，飞机必须重新进入前方超重状态。把尾桨***电机的转速调低直到为零，前后方向的力矩差越来越大，动心向前移动越来越多，飞机越来越不稳定，飞机前飞的速度就可以慢慢提上来。如果需要高速飞行，就得像稳定型飞机一样增加尾部的升力，加大动心的提前量，就要把尾桨***电机的电路接反，让尾桨***产生升力。需要减速和降落时，上述的过程就反转一遍。

任何一架直升机都有一个预定的动心。如果大桨拉力作用点脱离了该动心，飞机处于某个方向超重状态，必须重新配平才能垂直起飞。因此任何消耗性物品<例如燃油、货物>都必须等量对称地分布在飞机的纵向平衡面和横向平衡面两侧，并且同时等量地消耗，否则都会产生和外力扰动效果相同的内力扰动。

综上所述：直升飞机的稳定性是支点<拉力作用点>和平衡点<动心>的相互关系决定的。二者重合时两端的力矩差等于零，飞机处于稳定状态<静止>；二者分离时两端的力矩差大于零，飞机处于运动状态<不稳定>；稳定型飞机运动需要力矩差的增加，不稳定型飞机静止需要力矩差的归零。二者状态<重合或分离>的保持或转换的过程就是飞机状态<静止或运动>的保持或转换的过程，或者说是飞机稳定性的保持或变化的过程。

直升机的不稳定有两种类型：前方超重的现象叫做前方不稳定，后方超重的现象的叫做后方不稳定。后方超重型的操纵方法和稳定型的操纵方法相同，但是难度非常大。因为前方超重有利于向前飞行，后方超重有利于向后飞行。也就是说后方超重越多前飞越难，勉强前飞就会消耗飞机的调平能力，这和飞机的前飞工作模式是不相符的，除非飞机具有前飞与后飞两种工作模式。但是多模工作会造成更高的生产成本和维护成本，是不可取的；单向飞行的飞机通过调头就能实现任何方向的飞行而其成本更低。所以：使用过程中不可以出现人为的后方超重，前方超重也不能太多，要尽力维持***的稳定。也就是说：飞机有限的调平能力主要用来抵消外力的扰动，调平能力的浪费就是安全指标的浪费。

飞机在空中失去动力时因重力加速而下坠，共轴式无扰动驱动***在空气阻力推动下自动反转而产生少量升力。由于动心和重心并不是同一个点，所以飞机超重的一端因滚转效应而首先接地；如果动心和重心重合，飞机就是自由落体。

研究飞机的稳定性是使用的需要，其次才是生产的需要。因为在使用过程中，飞机和它的负载(包括机内任何有质量的物品和飞机受到的外力)形成一个运动***。飞机的类型可以有很多种，而***的状态只有稳定和不稳定两种类型，能操纵这两种类型的飞机就能操纵这两种类型的***。从力学的角度来说，飞机的操纵过程是对整个***的操纵过程，是对整个***的两种状态的保持或转换的过程。真实的飞机只能是稳定型<这句话的含义如下：飞机的动心就是大桨拉力作用点，垂直中线纵切面就是纵向平衡面，垂直中线横切面就是横向平衡面；这两个平衡面与下机仓地板的切线分别叫做纵向平衡线和横向平衡线，这两个平衡面的切线就是动心的垂线，叫做垂直平衡线，也叫做最佳平衡线；与拉力垂直的动心所在的平面叫垂向平衡面>，真实的***却在两种状态之间经常地转换，而且大多数情况下是不稳定的，飞机的尾桨***也是经常使用的。这是因为理想状态下空气是静止的，飞机的状态转换很少，尾桨***的使用自然就是很少。这是用户必须了解的理论和实践的区别。为了避免出现后方超重，便于货物配置，必须把横向平衡线<21>标在下机仓<18>地板上。由此可见：横向平衡面体现飞机的纵向平衡，纵向平衡面体现飞机的横向平衡，垂向平衡面体现飞机的垂向平衡。

同理，左右方向的力矩差也会破坏飞机的横向平衡；也就是说：纵向超重有利于纵向飞行，横向超重有利于横向飞行，超重方向就是飞行方向，无处超重则无法飞行。由于飞机左右方向的长度<也就是力臂>很小，无论内力还是外力产生的力矩差都是很小的；其次飞机的横向运动阻力非常大。飞机凭借强大的转向机构<尾桨***>可以轻易抵消横向扰动力矩的影响。所以理论研究时飞机的横向运动是忽略不计的，只要机内负载配平即可。生产过程中的调平方法与前文所述的纵向调平方法相同。

同理，上下方向的力矩差也会破坏飞机的垂向平衡。由于飞机上下方向的力臂是一个点而不必计算<1乘任何数得原数>，飞机的重力也是一定的，所以只要控制升力的大小就可以控制飞机的垂向平衡而控制高度。

总而言之：飞机的状态体现在三个方向<前后方向即纵向、左右方向即横向、上下方向即垂向>，不同方向的状态可以相同，也可以不同。例如飞机垂向稳定即高度不变时，纵向和横向可以是稳定状态，也可以是运动状态<不稳定>；若三个方向都处于稳定状态时<全向稳定>，飞机处于静止状态<停放或悬停>。

综上所述：物体的状态是由力<拉力或推力>的作用点和力学中心<平衡点>的相互关系决定的。二者重合时物体处于稳定状态<静止>，二者分离时物体处于运动状态<不稳定>；二者状态<重合或分离>的保持或转换的过程就是物体状态<静止或运动>的保持或转换的过程，或者说是物体稳定性的保持或变化的过程。

具体地说：力学中心包括动力学中心<动心>和静力学中心<重力>。物体在静止状态或真空中运动时无运动阻力，动心和重心是同一个点；多数物体在流体中有运动阻力，动心和重心不是同一个点；球体具有万向扰动力矩相等的特性，它的动心和重心都是球心。

在图16中：1是动心1、2是动心2、3是动心3、4是拉力作用点、5是升力作用点、6是倾斜角θ、7是前进力作用点、8是调平角、9是横向平衡面、10是定位管、11是调角器。

为了减少飞行阻力，也为了使机仓内的人与货物不会倾倒，在飞机开始前飞向前倾斜时，同时启动调角器<11>，调平架就会打开一个角，这个角就是调平角<8>，最佳调平角＝倾斜角。

飞机前飞时尾桨***产生升力，如果调平架不打开，那么整架飞机向前倾斜，大桨拉力的作用点还是原来的动心1<1>，但是飞机的动心会向后移动，形成一个新的动心2<2>。调平架打开以后，由于上机身的重心提高，所以整架飞机的动心<2>也会相应地提高为动心3<3>。同时，拉力的作用点也向后移动，形成一个新的拉力作用点。结果是新的动心3<3>和拉力的作用点与原来的动心1<1>的距离更大，前后方向的力矩差更大，飞机更不稳定也就飞得更快。同时可知：兼做转向机构的调力机构尾桨***<或尾舵***>只能用于飞机的状态和方向的转换或保持，不可以任意使用，否则飞机无法保持一个稳定的状态<悬停或运动>。

飞机转向时，飞机垂直中线纵切面和原来所在平面之间的夹角叫偏航角。单位时间内飞机获得的偏航角叫偏航率，单位是度/秒，公式是：偏航率＝A/T，其中A是偏航角，T是时间。飞机的偏航率越大，调平能力越强。

很明显：飞机的偏航率越大、加速性越好、调平能力越强。也就是飞机的控制能力越强，或者说飞机的变稳能力越强。

没有变稳能力的飞机是没有使用价值的，变稳的实质就是调平。反过来说就是任何一架能够使用的飞机都是变稳飞机，不同之处是不同的飞机变稳的方式不同，能力不同。调平的目的可以是保持稳定<航向、高度、速度>，也可以是破坏稳定<航向、高度、速度>。因此评价飞机性能好坏的标准是：稳得住、变得快。

看图16可以知道：

拉力转化率等于倾斜率，所以倾斜角越大，前飞速度越大。如果因为最大倾斜角设计偏大造成升力偏小则必须采取增升措施，否则飞机在高速飞行时就会失速坠毁，例如象米-24飞机一样增设固定短翼；同时要控制下机仓的长度，避免桨叶打机头。对于高速飞机来说，拉力最大转化率也是一个很重要的参数。

新旧对比：直升飞机是特种飞机，它既要垂直运动，又要水平运动。由于动力设备的功率和工作模式限制，用定形飞机直接使用是不现实的，所以变形飞机就成了最佳选择。第一代直升机选择的是螺旋桨变形方案，就是将螺旋桨拆开，做成活动螺旋桨。但是，由于桨叶飞舞造成的螺旋桨功率损失太大(剩下不足30％)，导致第一代直升机的速度和载重量很小，导致航程很小。这是桨叶的前行过程与后行过程的拉力差造成的，桨叶拉力差造成的功率损失就是振动能量的主要来源。由于高速飞舞的螺旋桨磨损很快，又需要自动倾斜器，所以驱动***的故障率很高，地勤的工作量很大。飞机的实用性很差是有目共睹的。

第一代直升飞机速度和航程太小的主要原因除了桨叶飞舞造成的功率损失太大以外，另一个主要原因就是最大倾斜角太小导致拉力最大转化率太小，飞机损失速度的同时损失了航程。这种软件缺陷造成的问题除了更换软件以外不可能得到解决。因为桨叶的飞舞量越大，功率的损失率越大，飞机的振动量越大，阻力的增加量越大；最大倾斜角设计太大必然导致飞机无法使用。

本发明选择了机身变形的方案。固定安装的螺旋桨不再飞舞桨叶，保证了螺旋桨的工作效率不会降低(约50％)，强大的功率储备和较高的拉力最大转化率使飞机的速度和载重量必然会有较大的提高，航程也会加大。桨叶拉力差的消失使飞机的振动问题得到根本上的解决。由于固定安装的螺旋桨没有磨损，也不要自动倾斜器，所以飞机的故障率必然会显著减少，地勤的工作量自然显著减少，飞机的实用性更高。

在图17中：1是驾驶仓、2是尾桨***、3是机内调平负载、4是后方终点、5是前方终点、6是距离控制器、7是最佳平衡线、8是机外调平负载。

尾桨***<2>只负责转向操纵，不需要控制***，所以横向固定在尾筒的最后端，采用普通电机即可。控制电机的通电时间即可控制飞机的偏航角，控制电机的运转方向(顺转或反转)即可控制飞机的偏航方向(左转或右转)

参于调平过程可以变化的负载叫做调平负载<大小变化、位置变化>。调平负载<3和8>的运动距离叫做调平距离，前方终点<5>和后方终点<4>之间的距离叫最大调平距离。在距离控制器<6>控制下(距离控制器可以是千斤顶，也可以是升降机)，如果前方超重，调平负载向后方移动；如果后方超重，调平负载向前方移动；***都能调平。

调平负载可以是专用负载，也可以是兼用负载，任何有质量的物品都能使用，例如电源、油料、武器等。其中以飞机本身必不可少的负载(也就是无效负载)兼用最好，使飞机在空载甚至油料即将用完时也能正常使用，经济效益是最高的。电源和用电设备之间是用电线连接的，属于柔性连接，电源的运动不会影响电力的使用，只要定期检查即可(防止电线磨损导致短路)，而且电源(可以是电池组，也可以是发电机组)的质量较大，非常适合兼做调平负载。

调平负载可以是较大负载，也可以是较小负载。由于力矩等于力和力臂的乘积；调平力矩一定时<调平负载产生的力矩叫做调平力矩>，较大负载只需较小的调平距离，较小负载必需较大的调平距离。

调平负载可以是机内负载，也可以是机外负载。由于二者都必须配备距离控制器并且功能相同，所以二者不宜分开使用，可以合并共用一个距离控制器。

调平负载的运动平台因调平负载的不同而不同，由此影响到飞机的外观和性能。根据以上分析可知：应当选用较大的机外兼用负载做为调平负载，消耗性物品可以使用但不是最佳选择<例如燃油、弹药、食品>，机内调平负载一般应用在体积<特别是长度>较大的机型上<例如图17所示的运输机>。

调平负载的一部分要设计成<可以有不同方案>一个厚度不大<约10cm>的长方块叫做底板，其余部分固定在底板的上方<机内调平负载>或者下方<机外调平负载>。调平负载的运动平台是用4根槽形材料焊成的开口向内的空心长方体叫做轨道，底板被限制在轨道空间内前后运动，但不能左右运动。所以二者之间左右方向的间隙要尽量设计得小些，打上黄油后能活动即可。

调平负载只能在飞机的垂直中线纵切面以内运动<也就是纵向平衡面>，否则左右方向的力矩差会产生一个横向扰动力矩，导致飞机偏航。

为了获得巨大的调平力矩，减少内部空间的浪费，减少飞机的自身重量，调平负载可以由整个下机仓<含驾驶仓>及其内部物品兼任，轨道由调平架的下架兼任，距离控制器<千斤顶>安装在底板正后方<下机仓背上>。该方案是重力调平飞机的最佳方案，因其不能适用于动力调平飞机而重新申请<超范围>。

分析对比：使用重力调平法的飞机<例如图17>的动心是向重力增加的一端运动的，从效果来说是向升力减少的一端运动。使用动力调平法<动力调整平衡操纵法的简称>的飞机<例如图15>的动心是向动力增加的一端运动，从效果来说可以是向重力增加的一端运动<前方不稳定型>，也可以是向重力减少的一端运动<稳定型>。这就是使用不同操纵法的两种飞机的力学特性的区别。

目前广泛使用的动力调整平衡操纵法要在长时间内消耗大量能源，一旦动力消失，所需要的调平力矩立刻减少到零；而重力调整平衡操纵法只需要在短时间内消耗少量能源，将某个物品移动到某个位置，所以需要的调平力矩将会永远存在；因为重力是物质的原始力量，它的存在不需要消耗能源。

第一代直升飞机的大桨被设计成效率低下桨叶飞舞的活动螺旋桨，是在有限的硬件条件下牺牲硬件的性能适应软件<动力调平法>的需要，所以能源的浪费和故障的增加就成了无法回避的事实。本发明研制了专用的调平硬件<调平架>，不需要牺牲硬件的性能就可以适应各种软件<动力调平法或重力调平法>的需要，因此回避了第一代直升飞机特有的缺陷。

在图18中：1是尾舵、2是双向定位控制***、3是机内调平负载、4是后方终点、5是前方终点、6是距离控制器、7是最佳平衡线、8是机外调平负载、9是驾驶仓。

尾舵<1>焊接在双向定位控制***<2>的套筒下方<见图13>。为了增大尾舵的转向力矩，必须尽量加大尾舵的面积；为了减少尾舵的横向扰动力矩，必须尽量减小尾舵的面积；解决这一矛盾的有效办法就是使用两套转向机构<包括尾舵和双向定位控制***，由此增加一根尾筒>，这种双尾筒机型的尾筒安装在调平架下架后方的两侧<见图2>。

转向操作时两个舵必须同步同向运用，必要时可以同步异向运用。就是必要时用尾舵生产负升力。具体操作如下：将其中一个双向定位控制***的电机线路接反而使该电机反转。两套转向机构同步运用时一个尾舵向左转，另一个尾舵必然向右转，所以两个转向力矩刚好抵消，飞机既不会左转也不会右转，而是获得一个负升力力矩，此法可以用来纠正飞机的前方超重状态。当然，这种做法会消弱飞机的转向能力。

把图18和图17进行对比可知：两种机型<尾桨型和尾舵型>的区别仅仅是转向操纵机构不同，具体应用是基本上相同的。

本机型的停放空间小，无论室内室外，无论军用民用都一样，而且无需额外的勤务工作<尾桨型飞机必需收起尾桨***才有同样大小的停放空间>，具有很高的经济性和通用性。特别适用于舰载航空兵而不适用于陆军的战斗机，因为矮小的尾舵型战斗机贴地飞行时容易撞坏尾舵。所以，本机型的全寿命费效比明显高于尾桨型飞机的全寿命费效比，使用价值更高。当然这个结论对于某些用户是不成立的<例如陆航部队>。

本发明以运输机为例来描述第二代直升飞机的工作原理，因此只有运输机才能直接参照图纸进入后续设计阶段。而不同用户之间的需要是差别很大的，实施单位应当结合用户的具体要求灵活运用，才能获得理想的使用效果<军用型或民用型、高速机或低速机、尾浆型或尾舵型、动力调平或重力调平>。为了便于理解，下例参考方案是结合图纸写的。

例1：运动飞机无需货仓，所以下机身只要将驾驶仓<1>和机内调平负载<3>及其运动空间组合在一起即可，发电机组兼做调平负载。上机仓内的配置和图15所示的动力调平飞机的配置相同，包括图18所示的尾舵型在内的其它类型的飞机也是相同配置，以后举例时不再重复说明。

例2：家用飞机和运动飞机都属于微型飞机<有效负载不超1吨，从经济性来考虑也不可以设计得太大>，因此把运动飞机的驾驶仓略微加长<也就是增加一排3个座位，和正副驾驶一共2排5座>，把货箱与调平负载合二为一即可。也就是采用一体化设计，调平负载预留一定空间装货<必要时可以装人>，货物兼做调平负载。

例3：专机需要容纳较多人员和大量物品的大空间和大动力。包括若干要员、随行人员、通信器材、武器弹药、食品、药品、卫生设备、空调设备等等，因此必须用运输机改装<如图15、图16、图17、图18>，也只有运输机才能同时提供大空间和大动力，其次运输机宽大的后门便于大量人员和物品的流动。

例4：战斗机和运动飞机构造相似，下机身前端为驾驶仓，中后部为调平负载及其运动空间。调平负载由发电机组、部分燃油、武器弹药等兼任；不同之处是武器弹药是腹部外挂的。而且，战斗机需要贴地飞行<包括图15所示的动力调平飞机>，为了防碰撞和防地效，尾桨型战斗机尾筒的后端<大桨不能盖住的部分>必须向上折角45°，使尾桨和大桨高度相同<便于库内停放>。理由是：1、战斗机体形矮小，贴地飞行时要做转向机动，尾桨容易碰撞障碍物。2、矮小的战斗机贴地或贴水飞行时，大桨吹起的高速尾流在地面或水面阻挡下向后方及左右两侧高速扩散；在尾流中工作的尾桨由于本身和尾流的速度差减小而失速或者部分失速，导致飞机操纵失灵。

例5：通用飞机的使用频率很高，需要很高的任务适应性。但是，很高的任务适应性往往导致飞机的单项性能不如专用飞机<特别是经济性>。唯一的解题办法就是采用分层组合设计法，才能显著提高通用飞机的经济性指标。

具体方法是：采用战斗机模式设计，使飞机具有大动力、小体积、高强度的特点，使飞机能经济高效地执行一般的战斗、训练、侦察、救援、运输等任务。更大更主要的任务仓以腹部外挂的方式兼做调平负载，而且任务仓要分大小、分种类，要前端自带整流罩。执行复杂任务时根据任务的大小和种类选择与之相应的任务仓。使飞机的自身重量和有效负载可以根据任务的需要来调整，使飞机具有很高的通用性和经济性。紧急情况下还可以丢掉任务仓来回避某些不愿意面对的事物，例如敌情、狂风、暴雨、航程不足等等，以此来回避损失或减少损失。

在政府主导下，通用飞机及其任务仓的规格和现有标准化集装箱的规格相适应，就可以形成陆海空三栖联运机制，使新技术的社会效益最大化。

例6：玩具飞机能飞即可，价高则无利可图。因此上下机仓可以固定结合在一起，这样可以省去调平架的生产成本。

例7：动力调平飞机<图15>的设计较简单，根据用户的具体要求来确定下机仓的大小、形状以及电源是否外挂即可。

说明书附图所提方案只是描述第二代直升飞机工作原理的必要方案，不等于第二代直升飞机工作原理只能适用于这些方案，例如前文所说的最佳方案。

在研究过程中发现的科学原理<见图15和图16的说明>是用来证明本发明的科学性的理论依据。本人并未要求该理论的专利权<见权利要求书>。

Claims (4)

1. 使用第二代直升飞机工作原理生产的飞机与现有飞机的共同特征是：垂直起飞、定点悬停和转向。

   1.调整平衡架，其特征是上架和下架的前端用轴结合、后端用调角器结合。
2. 2.共轴式轴系，其特征是内轴和外轴运转的角速度相等、方向相反。
3. 3.立式螺旋桨，其特征是全部桨叶安装在同一个垂直平面内。
4. 4.重力调整平衡操纵法，其特征是使用重力操纵飞机。

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