帖子主题：无垂尾的战机是如何控制飞行方向?请教各位大老
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无垂尾的战机是如何控制飞行方向?请教各位大老
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无垂尾的战机是如何控制飞行方向?请教各位大老
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军号：1204172 头衔：蓝色潜水艇3号！ 工分:28378
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哥们玩过飞行的游戏没有，你仔细看细节就知道了。其实垂尾和腹翼最大的作业是保持飞机航向的指定。如果没有垂直面的舵面，飞机有可能会因为飞机左右配平，左右横风等多种因素在瞬间产生较大的前进轴向的偏差。根据很多的飞行游戏的总结，垂直舵面来转向非常有限。所以你看视频随便那个战斗机转向最常用的就是利用主翼的副翼和水平尾翼让飞机和水平产生角度差，然后利用水平机翼来做控制上下的动作到达转向的效果。当然实际操作比较麻烦，因为角度差会导致一定的飞机高度失去，如果要恒定平行转向，需要控制水平翼组进行一定差别加上垂直尾翼一同来完成。虽然现在的飞机可控翼面很多，一般都有飞行软件来写。飞行员不用考虑那么多的，总的来说还是按照这个原则来的。个人不是飞行员。全凭游戏经验写的。
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军号：3338571 头衔：联盟骑士大*** 工分:22646
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看看鸟也没有垂尾，只靠平尾和主翼完全可以完成飞行。垂尾主要作用是稳定作用，使飞机飞行方向容易操控。对飞机的飞行姿态改变上，垂尾作用的收益比是很小的。或者说，是成本太高了。而主翼，平尾，鸭翼等对飞机方向改变起到的作用远大于对方向的稳定作用。用钱来说明问题吧。一架飞机，如果去掉垂尾，要求达到和拥有垂尾一样的飞行性能，那么在主翼或平尾上花费的改进成本会远大于***垂尾的成本。人的双手是用来保持平衡的，和垂尾作用一样。平翼就相当于人的双脚。没有了手，人完全靠脚保持平衡，就要求对脚的控制精度非常高才行。
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8楼和16楼两位朋友讲的都有一定道理，但是不全面，有的地方还不对，我这里再较详细地说说吧先说说飞机垂尾的作用：它主要是为飞机提供纵向动安定性（静安定性在这里不讲了），当飞机在飞行中受到横向扰动时，会产生侧滑，垂尾能自动修正侧滑，保持飞机纵向安定，8楼说的“保证飞机可以直着朝前飞”，虽然有点道理，但不全面，飞机转变时同样需要垂尾来保持飞机的纵向安定。对于高速飞机（特别是超音速飞机）来说，纵向安定非常重要，一旦纵向发散（这是术语，并非打错字，说简单点就是越偏越多，不能自动修正），飞机就会空中解体。传统的解决方法是把垂尾做大点，但由于受结构强度等的限制，它也不能要多大就做多大，于是就有了腹鳍和双垂尾这些解决方案。而无垂尾布局的飞机它实际上是一种纵向不安定的飞机，但它还能飞就是得益于现代电子计算机的发展，当这种飞机飞行中受到横向扰动时，飞机姿态自动控制系统会利用飞机其它操纵面（如副翼等，这种飞机的可控翼面很多，不一一说了）来迅速进行综合平衡，有的双发飞机甚至利用双发推力差来平衡，如果发动机有矢量喷口，通过喷口转向也是一种解决方法。当然这种操纵决非飞行员控制得了的，只能靠飞机姿态自动控制系统来完成。由于操纵性与安定性本身就是互相矛盾的，对于越来越强调操纵性的现代飞机来说，许多飞机已经不象传统布局飞机那样了，它们采用了放宽安定度的方法，有的甚至根本就是不安定的，这些飞机就是靠姿态自动控制系统来保证飞机不在天上乱翻乱滚。顺便告诉一下16楼的，减速板是不可能装到机翼上去的，减速板张开角度较大，在机翼上张开时，会极大地破坏飞机升力特性，另外再想想吧，机翼离飞机重心那么远，它张开时产生巨大的操纵力距只会给飞机带来灾难性的后果，减速板都是装在机身上的（这里我指的是战斗机，运输机倒是个例外，它的减速板在机翼上，原因我想大概有三条，一是它速度本来就低，它的减速板又通常都是在着陆时用，影响较小；二是运输机相对于它庞大的机体和翼展来说，机翼上减速板张开时形成的操纵力距算不了什么；三是它机身上不方便装那玩艺）。再来说说飞机是怎么转弯的吧。以左转弯为例，飞行员向左侧压操纵杆（大型运输机和轰炸机是向左转操纵盘），飞机左侧机翼上的副翼向上偏转升力减小，右侧机翼上的副翼向下偏转升力增大，这就是所谓的副翼差动，由于两侧机翼升力不平衡，飞机自然向左滚转形成坡度，当达到需要的坡度时，飞行员把杆回中立（先这么简单点说，实际上还稍有差别，后面要说的）这时副翼差动消除，飞机就保持这个坡度了，后面的只要学过一点力学的都好理解了，飞机由于有坡度造成升力向左倾斜，在水平方向上向左产生水平分力，这个力形成向左向心力，飞机就开始向左转弯了。退出转弯时反向操纵就行了。其实利用垂尾也可以让飞机转弯，这主要针对后掠翼飞机，仍以向左转弯为例，飞行员向左蹬舵，飞机纵轴向左偏形成右侧滑，对于后掠翼飞机来说左右机翼就出现了侧滑前翼与侧滑后翼的区别，右翼是侧滑前翼，后掠角小，同样迎角下升力大，左侧机翼相反，升力要减小，于是也形成了左坡度，后面的就不多说了。只是利用垂尾来转弯的方法，实际中飞机反应太慢，也就是说飞机的操纵性极差，飞行员根本就不会使用，除非在极特殊情况下才会用，例如副翼操纵失灵时。转弯中垂尾的作用仍是保持飞机的纵向平衡。另外，16楼的朋友还有一个错误观点，似乎有垂尾的飞机转弯就不会掉高度，无垂尾飞机转弯就要掉高度，这其实是不对的。从理论上很好解释，因为要转弯就需要形成坡度，必然产生升力倾斜，垂直分量自然就要小些，掉高度是肯定的，除非飞行员采取其它措施，实际中飞行员在转弯操纵时同时要向后带点杆以增加飞机的迎角，迎角增加飞机升力也就增加了，如果此时升力的垂直分量与没有坡度时的升力相同，也就是说与重力相同，也就不会掉高度了。
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我也正想询问这样的问题，看了各位回答，感觉非常精彩！特别是那位我叫做人头马的，叙述的即全面又深入。以后我还想请他为我们新创的飞机的操作做一个程序的规定，目前对刺激的操作程序还有争论，莫衷一是。
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这是今天或以后发展的动向和技术要求,是改进飞机的标准\隐形\和性能的技术前进.
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鸟也没垂尾
( 在第24楼"][quote user="夜间独行
在第20楼"][quote user="八匹马
在第6楼"]......呵呵，不要那么急啊，有些书上就是这么写的，不过说的是另外一些飞机，非垂直尾翼的，比如Ｆ117Ａ....至于垂直尾翼作用，上面几位说的也很清楚了，找个游戏玩玩，就知道需要转向时，不用垂直尾翼也能转的．．．[quote user="击毙狗汉奸
在第3楼"]主翼后面有两个可以张开的小机翼，类似减速板的装置！而且是V形，这样上下阻力一致，打开一边就是转弯了。[/quote][/quote]垂尾主要保持纵向和方向稳定吧?这个飞机应该是通过操纵单侧的后缘操作面来改变飞行方向的,[/quote]改变方向的方法很多...像以色列还把一个只有一侧机翼的Ｆ15开回来了呢...二战中，双发飞机有一个绝招，关闭一个发动机，能够突然急转弯...很多是我们想不到的，很少有我们做不到的...人的智慧是无穷的 ．．
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问你美国大爷去
( 在第20楼"][quote user="八匹马
在第6楼"]......呵呵，不要那么急啊，有些书上就是这么写的，不过说的是另外一些飞机，非垂直尾翼的，比如Ｆ117Ａ....至于垂直尾翼作用，上面几位说的也很清楚了，找个游戏玩玩，就知道需要转向时，不用垂直尾翼也能转的．．．[quote user="击毙狗汉奸
在第3楼"]主翼后面有两个可以张开的小机翼，类似减速板的装置！而且是V形，这样上下阻力一致，打开一边就是转弯了。[/quote][/quote]垂尾主要保持纵向和方向稳定吧?这个飞机应该是通过操纵单侧的后缘操作面来改变飞行方向的,
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通过副翼的差动来实现，不过你别指望这种飞机能有多好的机动性能。
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&以下是引用八匹马
在第6楼的发言：&以下是引用我不是托
在第2楼的发言：个人觉得垂尾主要起辅助控制方向，主要控制方向的还是机翼，如果有推理矢量的也好办点
又在不懂装懂，首先你得搞清楚这款飞机不要求高机动性的。
呵呵，不要那么急啊，有些书上就是这么写的，不过说的是另外一些飞机，非垂直尾翼的，比如Ｆ117Ａ....
至于垂直尾翼作用，上面几位说的也很清楚了，找个游戏玩玩，就知道需要转向时，不用垂直尾翼也能转的．．．&以下是引用击毙狗汉奸
在第3楼的发言：主翼后面有两个可以张开的小机翼，类似减速板的装置！而且是V形，这样上下阻力一致，打开一边就是转弯了。
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没有尾翼飞不稳了吧？
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哥们玩过飞行的游戏没有，你仔细看细节就知道了。其实垂尾和腹翼最大的作业是保持飞机航向的指定。如果没有垂直面的舵面，飞机有可能会因为飞机左右配平，左右横风等多种因素在瞬间产生较大的前进轴向的偏差。根据很多的飞行游戏的总结，垂直舵面来转向非常有限。所以你看视频随便那个战斗机转向最常用的就是利用主翼的副翼和水平尾翼让飞机和水平产生角度差，然后利用水平机翼来做控制上下的动作到达转向的效果。当然实际操作比较麻烦，因为角度差会导致一定的飞机高度失去，如果要恒定平行转向，需要控制水平翼组进行一定差别加上垂直尾翼一同来完成。虽然现在的飞机可控翼面很多，一般都有飞行软件来写。飞行员不用考虑那么多的，总的来说还是按照这个原则来的。个人不是飞行员。全凭游戏经验写的。
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不太懂，美国x47b是这样的吧
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阻力差。在机翼两端各设一组减速板。打开减速板，增加阻力，飞机这个方向偏航。
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应该里面有个轴珠左右滚动来控制方向。
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两边小翼反向动作
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美国人已经跟外星人接触。这技术是外星来的。
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飞机是怎么实现翻滚的？翻滚和尾翼控制的左右转是靠飞机座舱里的那些来控制？
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关于翻滚的问题：副翼是飞机上用于控制滚转运动的部件和方法中最常见的一种。当飞行员向飞机的某一侧压动操纵杆，这一侧的副翼向上偏，而另一侧的副翼向下偏。向下偏的副翼会增加机翼的弯度，从而增加升力；向上偏的副翼会破坏机翼上表面的气流，从而降低升力。如此在两侧机翼产生的升力差就会使飞机产生滚转力矩，令飞机向飞行员压杆的方向滚转。为了增加这个滚转力矩，副翼大多布置在靠近机翼翼尖的位置。若副翼的效率不够，也可以在副翼上偏的一侧机翼，启动扰流板来增加副翼的效率。而在战斗机上，也可以使用差动平尾在高速时进行额外补偿。使用差动平尾时，平尾的差动范围约±10°。但是，副翼多是布置在机翼翼尖的位置，以提高效率。但这也可能导致一些麻烦。机翼不是刚体，在受力的时候，难免会有一些形变。对于后掠翼的机翼来说，机翼的气动中心位于机翼的刚心之后。当副翼向下偏转而增加升力的时候，机翼会沿着刚心向下扭转。这样的扭转之后，机翼的迎角也就降低了，于是原本期望在这一侧增大的升力反而降低。这种现象会导致副翼的效率下降。在高速飞行时甚至会导致副翼的舵效和操纵者期望的相反。这种状况被称为副翼反操纵。因为副翼反操纵是强度不足造成的，增强副翼处机翼的强度是最直接的解决方法。但更彻底的方法还是改变副翼的结构。对于高速飞行器，常把副翼分为内外两段。低速飞行的时候使用外侧副翼，高速飞行时使用内侧副翼。若是飞行速度再提高，机翼上的副翼也会停止动作，而使用差动平尾来实现滚转运动。F-22 的平尾差动对于前掠翼飞行器，因为机翼的气动中心位于机翼的刚心之前，因此不会有副翼反操纵的困扰。而三角翼飞行器因为机翼的强度非常高，同样也不会有此问题。关于转弯和座舱控制：驾驶舱操控装置一般为如下形式：控制杆----或者一个控制曲柄，固连在一根圆柱上，通过操纵副翼和升降舵控制飞机的滚转和俯仰，也有方向盘式的。方向舵踏板----控制垂直尾翼，控制飞机的偏航。垂尾可以改变飞机的指向，但不用来转向，垂尾主要是用来维持偏航稳定性的。常规平面翼的飞机在左右转弯时一般不会用垂直尾翼来实现，都是先压动操纵杆，横滚到一定的角度，然后拉控制杆，通过斜向升力的向心水平分量实现转弯，实际上是飞机左右斜着，做一个爬升。即转弯是靠横滚和拉起来实现的，需要注意的是，升力在垂直向上方向的分量必须和重力相抵，否则就会掉高度。参考：
软件工程师
控制飞机翻滚的不是尾翼，或者说升降舵，而是副翼，副翼的位置在主翼上，两边的副翼一个上一个下，飞机就翻滚了。飞机在转弯的时候，是要侧偏的，不是平平的就转过去了，起主要作用的还是副翼。垂尾上的方向舵只起辅助作用。控制飞机当然是操纵杆啦。有方向盘式和杆式。
常规布局、机械/液压传动的飞机，尾翼上方向舵的控制一般是脚蹬，副翼一般是操纵杆或方向盘。
介绍个手机游戏：F-18舰载机
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(C)2016果壳网&&&&京ICP证100430号&&&&京网文[-239号&&&&新出发京零字东150005号一种使用双螺旋桨垂直涵道控制的倾转旋翼飞机的制作方法
专利名称一种使用双螺旋桨垂直涵道控制的倾转旋翼飞机的制作方法
技术领域本实用新型涉及一种倾转旋翼飞机，尤其涉及一种使用双螺旋桨垂直涵道控制的 倾转旋翼飞机，属于航空飞行器设计技术领域。
背景技术倾转旋翼飞行器兼有直升机和固定翼飞机的特点。与固定翼飞机相比，该种飞行 器能够垂直起降，没有对机场跑道的依赖，能够实现悬停和小速度前飞；与传统直升机相 比，倾转旋翼机有更大的巡航速度和航程，巡航过程中由机翼产生升力，比直升机更经济， 因而该种飞行器自诞生以来就受到广泛关注。对于倾转旋翼机研究最早和最系统的国家是 美国，经过几十年的研究、论证和试验，美国研制出了该类飞行器的代表机型V22并投入了 实用。关于倾转旋翼机的发展历程参见文献Malcolm Foster, The Future Evolution of the Tiltrotor, AIAA ，2003.所述(Malcolm Foster，倾转旋翼机将来的发展， AIAA ，2003)V22采用横列式双旋翼常规布局，在垂直飞行及垂直飞行状态和平飞状态之间的 过渡过程(以下简称转换飞行模式)下，由于舵面气动效率不足，主要靠旋翼周期变距来实 现飞机的姿态控制，在正常平飞模式下，由于飞机有了较大的前飞速度，各个舵面的气动效 率足够，主要采用飞机的舵面来控制飞机的姿态。各种飞行模式的控制方式如下(1)在垂直飞行和转换飞行模式下，依靠两副旋翼的周期变距来控制飞机的纵向 姿态，如图Ia所示；在平飞状态下采用升降舵控制纵向姿态，如图Ib所示；在图Ia中，周期 变距使得桨盘前倾，形成纵向控制力矩，飞机在控制纵向姿态的同时，会形成向前的分力， 引起飞机向前飞行，产生耦合效应；在图Ib中，升降舵偏转，作用在平尾及升降舵上的力改 变，形成纵向控制力矩。(2)在垂直飞行和转换飞行模式下，依靠两副旋翼的周期变距的差动来控制飞机 的航向姿态，如图2a所示；在平飞状态下采用方向舵控制航向姿态，如图2b所示；图2a中， 一个旋翼的纵向周期变距向前，一个旋翼向后，形成了旋翼拉力的前后交叉，产生力航向力 矩，实现飞机的航向操作。在图2b中，方向舵偏转，作用在垂尾和方向舵上的气动力发生变 化，形成了航向控制力矩。(3)在垂直飞行和转换飞行模式下，依靠两副旋翼的总距差动来控制飞机的滚转 姿态，如图3a所示；在平飞状态下采用副翼控制控制滚转姿态，如图3b所示；图3a中，左 右两副旋翼的总距差动变化，一副旋翼拉力增加，一副旋翼拉力减少，就形成了滚转控制力 矩。在图3b中，副翼差动偏转，作用在飞机左右两侧机翼上的气动力发生改变，一边增大一 边减小，形成滚转控制力矩。关于上文中提到的周期变距机构的结构及工作原理，参见文献张呈林张小谷等编 著，直升机部件设计，南京航空学院印刷厂1986.文中所述。关于周期变距控制模式的倾转旋翼机控制原理的详细资料，可以参见文献杨军吴 希明等编著倾转旋翼机飞行控制，航空工业出版社，2006.文中所述。[0009]通过上面以V22为代表的靠周期变距来控制垂直飞行和转换飞行模式的倾转旋 翼机的控制方式可以看出，在飞机控制舵面效率不足的情况下，所有的姿态控制都是靠周 期变距来控制，控制方式复杂。在使用周期变距控制纵向姿态的时候，会引起飞机向前飞行 的耦合效应。而且周期变距机构结构复杂，复杂的结构和控制方式对于倾转旋翼机的安全 性和可靠性都是不利的。同时，周期变距方式控制飞机姿态，由于控制力力臂短，产生控制 力矩的效率不高。
实用新型内容1、目的本实用新型的目的是为了提供一种使用双螺旋桨垂直涵道控制的倾转旋翼飞机， 该飞机克服了现有技术的不足，解决了上述周期变距控制方式的倾转旋翼机中存在的问题。2、技术方案本实用新型一种使用双螺旋桨垂直涵道控制的倾转旋翼飞机，该飞机采用并列双 旋翼、常规气动布局的设计，它是由机身、平直机翼、旋翼、短舱、副翼、垂直尾翼、方向舵、升 降舵、水平尾翼、起落架、动力及减速系统及双螺旋桨垂直涵道结构组成。平直机翼***在 机身的中段两侧，旋翼***在短舱的端部，起落架的主体位于机身腹部，机身两侧的平直机 翼支撑着端部的短舱，副翼连接在平直机翼外侧，水平尾翼与机身尾部相连，升降舵连接在 水平尾翼后面，两个垂直尾翼连接在水平尾翼两侧，方向舵连接在垂直尾翼后面，双螺旋桨 垂直涵道结构位于水平尾翼中间，动力及减速系统位于机身中部。该机身主要用于***各部件和容纳载荷，采用传统的半硬壳式结构；该平直机翼为矩形平直机翼，采用传统的悬臂式双梁式结构，由翼肋+桁条+蒙皮 组成抗扭结构；该旋翼的桨叶平面形状为矩形，旋翼桨叶数目为两片(重载机型可以增加桨叶片 数)；旋翼没有周期变距机构，它设有旋翼总距操纵机构，通过旋翼总距操纵机构来改变旋 翼的总距，从而改变旋翼拉力大小；该短舱包含短舱倾转机构、减速箱、减速锥齿轮、旋翼总距操纵机构、旋翼转轴；放 置在机身中部的动力及减速系统通过传动轴输出动力到短舱驱动减速锥齿轮，经过减速带 动旋翼转轴及旋翼旋转，短舱通过短舱倾转机构与机翼连接，短舱倾转机构使得短舱可与 机翼发生相对转动；该副翼平面形状为矩形，采用蒙皮加骨架的结构，骨架由单梁+翼肋+桁条组成；该垂直尾翼平面形状为矩形，采用蒙皮加骨架结构，骨架由双梁+翼肋+桁条组 成；该方向舵的平面形状为矩形，采用蒙皮加骨架的结构，骨架由单梁+翼肋+桁条+ 组成；该升降舵平面形状为矩形，采用蒙皮加骨架的结构，骨架由单梁+翼肋+桁条组 成；该水平尾翼平面形状为矩形，采用蒙皮加骨架结构，骨架由双梁+翼肋+桁条组 成；[0023]该起落架采用传统的前三点式起落架；该动力及减速系统采用1-2台传统的涡轮轴或活塞式发动机，***在机身内部或 平直机翼根部，燃油及减速系统布置在机身中部和平直机翼内；该双螺旋桨垂直涵道结构是本专利申请所采用的新颖的技术特征，依靠它来控制 倾转旋翼飞机，实现垂直飞行和飞行模式的转换所述双螺旋桨垂直涵道结构，它是由垂直涵道、螺旋桨变速及总距操纵装置、螺旋 桨变速箱支撑结构、涵道端盖、涵道端盖驱动装置、涵道端盖运动滑轨组成。垂直涵道布置 在水平尾翼中部，螺旋桨变速及总距操纵装置在垂直涵道中部并位于上、下螺旋桨之间，并 由螺旋桨变速箱支撑结构来支撑，涵道端盖***在水平尾翼的右部上下表面内侧，涵道端 盖驱动装置和涵道端盖运动滑轨***在水平尾翼的右部中间。该垂直涵道包含上、下两副螺旋桨，百叶窗式滑流片，滑流片控制装置和涵道螺旋 桨动力输入轴；该上、下螺旋桨各由两片带扭转的矩形桨叶构成，它布置在垂直涵道的上部 和下部，与螺旋桨驱动轴相连，上、下螺旋桨转向相反，产生的旋转扭矩相互抵消；上、下螺 旋桨设有螺旋桨总距操纵机构，可以同步改变总距大小，从而改变螺旋桨的拉力，控制飞机 的纵向姿态；该百叶窗式滑流片由多个叶片组成，各个叶片的平面形状为矩形，叶片通过与 机身轴线平行的转轴支撑在垂直涵道的中部，各个叶片同步偏转，偏转角由滑流片控制装 置进行控制，滑流片控制装置主要由伺服电机+齿条构成，伺服电机带动齿条平动，齿条再 带动叶片转轴转动；螺旋桨旋转产生的滑流流过百叶窗式滑流片产生侧向力，实现对飞机 的航向控制。该螺旋桨变速及总距操纵装置位于垂直涵道中间，由螺旋桨变速箱支撑结构来支 撑；它包含螺旋桨总距操纵机构、涵道变速锥齿轮、滚动轴承、螺旋桨驱动轴；动力及减速 系统通过涵道螺旋桨动力输入轴输出动力到螺旋桨变速及总距操纵装置，通过涵道变速锥 齿轮驱动螺旋桨驱动轴，带动***在螺旋桨驱动轴上的下螺旋桨和上螺旋桨同时反向旋 转，螺旋桨驱动轴由滚动轴承支撑，螺旋桨总距操纵机构操纵上、下螺旋桨的总距来改变 上、下螺旋桨产生的控制力大小。该螺旋桨总距操纵机构是由舵机+摇臂+推拉杆组成，摇 臂***在舵机转轴上，推拉杆一端与摇臂相连，另一端与螺旋桨桨叶相连；该涵道变速锥齿 轮是由三个圆锥齿轮组成，该三个圆锥齿轮由轴承支撑；该涵道端盖有上下两个，呈圆形状，上、下螺旋桨工作的时候，涵道端盖驱动装置 把涵道端盖收入水平尾翼内部，垂直涵道处于开放状态；上、下螺旋桨停止工作时，涵道端 盖驱动装置把涵道端盖从水平尾翼内推出，封闭垂直涵道，使水平尾翼光滑完整，减小飞行 阻力。该涵道端盖驱动装置由伺服电机和齿轮齿条构成，伺服电机带动齿轮旋转，齿轮 带动齿条平动，从而推动涵道端盖运动。涵道端盖运动滑轨由铝片或者结构钢构成(根据飞机总重大小而定)，对端盖滑 动起到支撑作用。本实用新型中的倾转旋翼飞机的控制原理为(1)在垂直飞行和转换飞行模式下，通过同步改变垂直涵道上、下螺旋桨的总距来 改变垂直涵道产生的拉力，形成纵向控制力矩来控制飞机的纵向姿态，由于上、下螺旋桨反 转，相互抵消了旋转产生的扭矩；前飞模式下，通过偏转升降舵来控制飞机的纵向姿态。[0034](2)在垂直飞行和转换飞行模式下，通过偏转垂直涵道内部的百叶窗式滑流片产 生侧向力，形成偏转力矩来控制飞机的航向姿态；前飞模式下，通过偏转方向舵来控制飞机 的航向姿态。(3)在垂直飞行和转换飞行模式下，通过控制飞机两侧的旋翼总距的大小来改变 两副旋翼的拉力，从而控制飞机的滚转姿态；在前飞模式下，通过差动偏转副翼来控制飞机 的滚转姿态。本实用新型中的倾转旋翼飞机三种典型工作状态的描述如下(1)垂直飞行时，机身两侧的短舱通过短舱倾转机构倾转为竖直向上状态，旋翼产 生竖直向上的拉力平衡飞机的重量，同时通过控制两副旋翼的总距，产生飞机所需的滚转 配平力矩。平直机翼外侧的副翼偏转为竖直向下的状态，以减小旋翼气流产生的垂向力。位 于水平尾翼中间的垂直涵道中的上螺旋桨和下螺旋桨反向旋转，控制螺旋桨的总距，产生 飞机需要的纵向配平力矩，控制百叶窗式滑流片的偏转角度，产生飞机需要的航向配平力矩。(2)转换飞行模式中，机身两侧的短舱通过短舱倾转机构逐渐向前倾转，同时使用 与垂直飞行状态相同的方式来控制飞机的姿态。当飞机前飞达到一定速度时，副翼、方向舵 和升降舵有了一定的气动效率，可以逐渐参与飞机姿态的控制。(3)水平飞行时，机身两侧的短舱倾转为水平状态，飞机以固定翼螺旋桨飞机的模 式飞行，副翼、方向舵和升降舵有了足够的气动效率来控制飞机的姿态，此时垂直涵道中的 上螺旋桨和下螺旋桨停止工作，百叶窗式滑流片倾转为与水平尾翼垂直状态，涵道端盖驱 动装置开始工作，涵道端盖沿着涵道端盖滑轨进入垂直涵道上下端面位置，把垂直涵道封 闭，水平尾翼保持光滑完整，减小飞行阻力。3、优点及效果本实用新型一种使用双螺旋桨垂直涵道控制的倾转旋翼飞机，它与现有技术比 较，其主要优点是垂直飞行时，机身两侧的短舱倾转为竖直向上状态，旋翼产生竖直向上 的拉力平衡飞机的重量，同时通过控制两副旋翼的总距，产生飞机所需的滚转配平力矩。平 直机翼外侧的副翼偏转为竖直向下的状态，以减小旋翼气流产生的垂向力。位于水平尾翼 中间的垂直涵道中的上螺旋桨和下螺旋桨反向旋转，控制螺旋桨的总距，产生飞机需要的 纵向配平力矩，控制百叶窗式滑流片的偏转角度，产生飞机需要的航向配平力矩.(1)与周期变距控制方式相比，双螺旋桨垂直涵道控制方式简化了垂直飞行和转 换飞行过程中的操纵，提高了操纵可靠性；由于没有了周期变距机构，结构简单，提高了可 靠性。(2)采用双螺旋桨垂直涵道控制方式，控制力的力臂很长，因而控制效率高；(3)垂直飞行模式下，采用双螺旋桨垂直涵道控制纵向姿态时，不会产生向前的 力，因而不会有前飞耦合效应；(4)双螺旋桨相互抵消扭矩，不会产生偏航力矩；(5)双螺旋桨可以有效减小涵道尺寸，便于布置在水平尾翼上；(6)前飞模式下，涵道端盖封闭涵道，可以减小飞行阻力。
图1 (a)在垂直飞行和转换飞行模式下，依靠两副旋翼的周期变距来控制飞机的纵向姿态的示意图；图1 (b)飞机在平飞状态下采用升降舵控制纵向姿态的示意图；图2(a)在垂直飞行和转换飞行模式下，依靠两副旋翼的周期变距的差动来控制 飞机的航向姿态的示意图；图2(b)飞机在平飞状态下采用方向舵控制航向姿态的示意图；图3(a)在垂直飞行和转换飞行模式下，依靠两副旋翼的总距差动来控制飞机的 滚转姿态的示意图；图3(b)飞机在平飞状态下采用副翼控制控制滚转姿态的示意图；图4垂直飞行状态的倾转旋翼机示意图；图5短舱结构原理图；图6水平飞行状态的倾转旋翼机示意图；图7水平尾翼上的双螺旋桨垂直涵道示意图；图8双螺旋桨垂直涵道结构原理图；图中符号说明如下1-机身；2-平直机翼；3-旋翼；4-短舱；4_1_短舱倾转机构；4_2_减速箱；4_3_减 速锥齿轮；4_4_旋翼总距操纵机构；4_5_旋翼转轴；5-副翼；6-垂直尾翼；7-方向舵；8-升 降舵；9-水平尾翼；10-起落架；11-动力及减速系统；11_1_传动轴；12-双螺旋桨垂直涵 道结构；13-垂直涵道；14-涵道螺旋桨动力输入轴；15-下螺旋桨；16-上螺旋桨；17-百叶 窗式滑流片；18-螺旋桨变速及总距操纵装置；18_1_螺旋桨总距操纵机构；18_2_涵道变 速锥齿轮；18_3_滚动轴承；18_4_螺旋桨驱动轴；19-螺旋桨变速箱支撑结构；20-涵道端 盖驱动装置；21-涵道端盖运动滑轨；22-滑流片控制装置；23-涵道端盖。
具体实施方式
见图圹图8所示，本实用新型一种使用双螺旋桨垂直涵道控制的倾转旋翼飞机， 该飞机采用并列双旋翼、常规气动布局的设计，它是由机身1、平直机翼2、旋翼3、短舱4、副 翼5、垂直尾翼6、方向舵7、升降舵8、水平尾翼9、起落架10、动力及减速系统11及双螺旋 桨垂直涵道结构12组成。平直机翼2***在机身1的中段两侧，旋翼3***在短舱4的端 部，起落架10的主体位于机身1腹部，机身1两侧的平直机翼2支撑着端部的短舱4，副翼 5连接在机翼2外侧，水平尾翼9与机身1尾部相连，升降舵8连接在水平尾翼9后面，两个 垂直尾翼6连接在水平尾翼9两侧，方向舵7连接在垂直尾翼6后面，双螺旋桨垂直涵道结 构12位于水平尾翼9中间，动力及减速系统11位于机身1中部。该机身1主要用于***各部件和容纳载荷，采用传统的半硬壳式结构；该平直机翼2为矩形平直机翼，采用传统的悬臂式双梁式结构，由翼肋+桁条+蒙 皮组成抗扭结构；该旋翼3的桨叶平面形状为矩形，旋翼桨叶数目为两片(重载机型可以增加桨叶 片数)；旋翼3没有周期变距机构，它设有旋翼总距操纵机构4_4，通过旋翼总距操纵机构 4_4来改变旋翼3的总距，从而改变旋翼3拉力大小；该短舱4包含短舱倾转机构4_1、减速箱4_2、减速锥齿轮4_3、旋翼总距操纵机构 4_4、旋翼转轴4_5 ；放置在机身1中部的动力及减速系统11通过传动轴11_1输出动力到 短舱4驱动减速锥齿轮4_3，经过减速带动旋翼转轴4_5及旋翼3旋转，短舱4通过短舱倾转机构4_1与平直机翼2连接，短舱倾转机构4_1使得短舱4可与机翼2发生相对转动；该副翼5平面形状为矩形，采用蒙皮加骨架的结构，骨架由单梁+翼肋+桁条组 成；该垂直尾翼6平面形状为矩形，采用蒙皮加骨架结构，骨架由双梁+翼肋+桁条组 成；该方向舵7的平面形状为矩形，采用蒙皮加骨架的结构，骨架由单梁+翼肋+桁条 +组成；该升降舵8平面形状为矩形，采用蒙皮加骨架的结构，骨架由单梁+翼肋+桁条+ 组成； 该水平尾翼9平面形状为矩形，采用蒙皮加骨架结构，骨架由双梁+翼肋+桁条组 成；该起落架10采用传统的前三点式起落架；该动力及减速系统11采用1-2台传统的涡轮轴或活塞式发动机，***在机身内部 或平直机翼根部，燃油及减速系统布置在机身中部和平直机翼内；该双螺旋桨垂直涵道结构12是本专利申请所采用的新颖的技术特征，依靠它来 控制倾转旋翼飞机，实现垂直飞行和飞行模式的转换所述双螺旋桨垂直涵道结构12，它是由垂直涵道13、螺旋桨变速及总距操纵装置 18、螺旋桨变速箱支撑结构19、涵道端盖23、涵道端盖驱动装置20、涵道端盖运动滑轨21组 成。垂直涵道13布置在水平尾翼9中部，螺旋桨变速及总距操纵装置18在垂直涵道13中 部并位于上、下螺旋桨16、15之间，并由螺旋桨变速箱支撑结构19来支撑，涵道端盖23安 装在水平尾翼9的右部上下表面内侧，涵道端盖驱动装置20和涵道端盖运动滑轨21*** 在水平尾翼9的右部中间。该垂直涵道13包含上、下两副螺旋桨1615、百叶窗式滑流片17、滑流片控制装置 22和涵道螺旋桨动力输入轴14 ；该上、下螺旋桨16、15各由两片带扭转的矩形桨叶构成，它 布置在垂直涵道13的上部和下部，与螺旋桨驱动轴18_4相连，上、下螺旋桨16、15转向相 反，产生的旋转扭矩相互抵消；上、下螺旋桨16、15设有螺旋桨总距操纵机构18_1，可以同 步改变总距大小，从而改变螺旋桨的拉力，控制飞机的纵向姿态；该百叶窗式滑流片17由 多个叶片组成，各个叶片的平面形状为矩形，叶片通过与机身轴线平行的转轴支撑在垂直 涵道13的中部，各个叶片同步偏转，偏转角由滑流片控制装置22进行控制，滑流片控制装 置22主要由伺服电机+齿条构成，伺服电机带动齿条平动，齿条再带动叶片转轴转动；螺 旋桨旋转产生的滑流流过百叶窗式滑流片17产生侧向力，实现对飞机的航向控制。该螺旋桨变速及总距操纵装置18位于垂直涵道13中间，由螺旋桨变速箱支撑结 构19来支撑；它包含螺旋桨总距操纵机构18_1、涵道变速锥齿轮18_2、滚动轴承18_3、螺 旋桨驱动轴18_4 ；动力及减速系统11通过涵道螺旋桨动力输入轴14输出动力到螺旋桨变 速及总距操纵装置18，通过涵道变速锥齿轮18_2驱动螺旋桨驱动轴18_4，带动***在螺旋 桨驱动轴18_4上的下螺旋桨15和上螺旋桨16同时反向旋转，螺旋桨驱动轴18_4由滚动轴 承18_3支撑，螺旋桨总距操纵机构18_1操纵上、下螺旋桨16、15的总距来改变上、下螺旋 桨16、15产生的控制力大小。该螺旋桨总距操纵机构18_1是由舵机+摇臂+推拉杆组成， 摇臂***在舵机转轴上，推拉杆一端与摇臂相连，另一端与螺旋桨桨叶相连；该涵道变速锥齿轮18_2是由三个圆锥齿轮组成，该三个圆锥齿轮由轴承18_3支撑；该涵道端盖23有上下两个，呈圆形状，上、下螺旋桨16、15工作的时候，涵道端盖 驱动装置20把涵道端盖23收入水平尾翼9内部，垂直涵道13处于开放状态；上、下螺旋桨 16、15停止工作时，涵道端盖驱动装置20把涵道端盖23从水平尾翼9内推出，封闭垂直涵 道13，使水平尾翼9光滑完整，减小飞行阻力。该涵道端盖驱动装置20由伺服电机和齿轮齿条构成，伺服电机带动齿轮旋转，齿 轮带动齿条平动，从而推动涵道端盖运动。该涵道端盖运动滑轨21由铝片或者结构钢构成(根据飞机总重大小而定)，对端 盖滑动起到支撑作用。本实用新型中的倾转旋翼飞机的控制原理为(1)在垂直飞行和转换飞行模式下，通过同步改变垂直涵道13上、下螺旋桨16、 15的总距来改变垂直涵道13产生的拉力，形成纵向控制力矩来控制飞机的纵向姿态，由于 上、下螺旋桨16、15反转，相互抵消了旋转产生的扭矩；前飞模式下，通过偏转升降舵8来控 制飞机的纵向姿态。(2)在垂直飞行和转换飞行模式下，通过偏转垂直涵道13内部的百叶窗式滑流片 17产生侧向力，形成偏转力矩来控制飞机的航向姿态；前飞模式下，通过偏转方向舵7来控 制飞机的航向姿态。(3)在垂直飞行和转换飞行模式下，通过控制飞机两侧的旋翼3总距的大小来改 变两副旋翼3的拉力，从而控制飞机的滚转姿态；在前飞模式下，通过差动偏转副翼5来控 制飞机的滚转姿态。本实用新型中的倾转旋翼飞机三种典型工作状态的描述如下(1)垂直飞行时，机身1两侧的短舱4通过短舱倾转机构4_1倾转为竖直向上状 态，旋翼3产生竖直向上的拉力平衡飞机的重量，同时通过控制两副旋翼3的总距，产生飞 机所需的滚转配平力矩。平直机翼2外侧的副翼5偏转为竖直向下的状态，以减小旋翼3气 流产生的垂向力。位于水平尾翼9中间的垂直涵道13中的上螺旋桨16和下螺旋桨15反 向旋转，控制螺旋桨的总距，产生飞机需要的纵向配平力矩，控制百叶窗式滑流片17的偏 转角度，产生飞机需要的航向配平力矩。(2)转换飞行模式中，机身1两侧的短舱4通过短舱倾转机构4_1逐渐向前倾转， 同时使用与垂直飞行状态相同的方式来控制飞机的姿态。当飞机前飞达到一定速度时，副 翼5、方向舵7和升降舵8有了一定的气动效率，可以逐渐参与飞机姿态的控制。(3)水平飞行时，机身1两侧的短舱4倾转为水平状态，飞机以固定翼螺旋桨飞机 的模式飞行，副翼5、方向舵7和升降舵8有了足够的气动效率来控制飞机的姿态，此时垂 直涵道13中的上螺旋桨16和下螺旋桨15停止工作，百叶窗式滑流片17倾转为与水平尾 翼9垂直状态，涵道端盖驱动装置20开始工作，涵道端盖23沿着涵道端盖滑轨21进入垂 直涵道13上下端面位置，把垂直涵道13封闭，水平尾翼9保持光滑完整，减小飞行阻力。
权利要求一种使用双螺旋桨垂直涵道控制的倾转旋翼飞机，该飞机采用并列双旋翼、常规气动布局的设计，它是由机身(1)、平直机翼(2)、旋翼(3)、短舱(4)、副翼(5)、垂直尾翼(6)、方向舵(7)、升降舵(8)、水平尾翼(9)、起落架(10)、动力及减速系统(11)及双螺旋桨垂直涵道结构(12)组成；平直机翼(2)***在机身(1)的中段两侧，旋翼(3)***在短舱(4)的端部，起落架(10)的主体位于机身(1)腹部，机身(1)两侧的平直机翼(2)支撑着端部的短舱(4)，副翼(5)连接在平直机翼(2)外侧，水平尾翼(9)与机身(1)尾部相连，升降舵(8)连接在水平尾翼(9)后面，两个垂直尾翼(6)连接在水平尾翼(9)两侧，方向舵(7)连接在垂直尾翼(6)后面，双螺旋桨垂直涵道结构(12)位于水平尾翼(9)中间，动力及减速系统(11)位于机身(1)中部；其特征在于该倾转旋翼飞机使用了双螺旋桨垂直涵道结构(12)，它的旋翼(3)及短舱(4)布置在平直机翼(2)的端部；所述双螺旋桨垂直涵道结构(12)，它是由垂直涵道(13)、螺旋桨变速及总距操纵装置(18)、螺旋桨变速箱支撑结构(19)、涵道端盖(23)、涵道端盖驱动装置(20)、涵道端盖运动滑轨(21)组成；垂直涵道(13)布置在水平尾翼(9)中部，螺旋桨变速及总距操纵装置(18)在垂直涵道(13)中部并位于上、下螺旋桨(16)、(15)之间，并由螺旋桨变速箱支撑结构(19)来支撑，涵道端盖(23)***在水平尾翼(9)的右部上下表面内侧，涵道端盖驱动装置(20)和涵道端盖运动滑轨(21)***在水平尾翼(9)的右部中间；该垂直涵道(13)包含上、下两副螺旋桨(16)(15)、百叶窗式滑流片(17)、滑流片控制装置(22)和涵道螺旋桨动力输入轴(14)；该上、下螺旋桨(16)、(15)布置在垂直涵道(13)的上部和下部，与螺旋桨驱动轴(18_4)相连，上、下螺旋桨(16)、(15)设置有螺旋桨总距操纵机构(18_1)；该百叶窗式滑流片(17)与机身(1)轴线平行的转轴支撑在垂直涵道(13)的中部，滑流片控制装置(22)由伺服电机+齿条构成；该螺旋桨变速及总距操纵装置(18)位于垂直涵道(13)中间，由螺旋桨变速箱支撑结构(19)来支撑；它包含螺旋桨总距操纵机构(18_1)、涵道变速锥齿轮(18_2)、滚动轴承(18_3)、螺旋桨驱动轴(18_4)；该螺旋桨总距操纵机构(18_1)是由舵机+摇臂+推拉杆组成，摇臂***在舵机转轴上，推拉杆一端与摇臂相连，另一端与螺旋桨桨叶相连；该涵道变速锥齿轮(18_2)是由三个圆锥齿轮组成，该三个圆锥齿轮由轴承(18_3)支承；该涵道端盖(23)有上下两个，呈圆形状；该涵道端盖驱动装置(20)由伺服电机和齿轮齿条构成。
2.根据权利要求1所述的一种使用双螺旋桨垂直涵道控制的倾转旋翼飞机，其特征在 于该上、下螺旋桨(16)、(15)各由两片带扭转的矩形桨叶构成。
3.根据权利要求1所述的一种使用双螺旋桨垂直涵道控制的倾转旋翼飞机，其特征在 于该百叶窗式滑流片(17)由叶片组成，叶片的平面形状为矩形。
专利摘要一种使用双螺旋桨垂直涵道控制的倾转旋翼飞机，采用并列双旋翼、常规气动布局的设计，它是由机身、平直机翼、旋翼、短舱、副翼、垂直尾翼、方向舵、升降舵、水平尾翼、涵道端盖、垂直涵道、起落架、动力及减速系统、垂直涵道螺旋桨动力输入轴、下螺旋桨、上螺旋桨、百叶窗式滑流片、螺旋桨变速及总距操纵装置、螺旋桨变速箱支撑结构、涵道端盖驱动装置、涵道端盖运动滑轨及滑流片控制装置组成。它采用双螺旋桨垂直涵道结构来控制倾转旋翼飞机的垂直飞行和飞行模式的转换，与周期变距控制方式相比，它简化了垂直飞行和转换飞行过程中的操纵，控制力臂长，控制效率高，结构简单，提高了可靠性。它是一个很有发展潜力和光明前途的新机种。
文档编号B64C27/02GKSQ
公开日日 申请日期日 优先权日日
发明者刘博 , 曾洪江, 贺天鹏, 陶然 申请人:北京航空航天大学