一种旋翼机的垂起系统的制作方法

本发明属于飞行器技术领域，具体涉及一种旋翼机的垂起系统。

背景技术：

自转旋翼机是一种利用相对气流吹动旋翼自转来提供升力，推进螺旋桨提供向前的拉力的旋翼类飞行器。得益于其独特的飞行原理和结构特点自转旋翼机与固定翼飞机和直升机相比操作简单，成本较低，安全性高，具有超低空飞行能力与灵活操纵性。实践表明，自转旋翼机在军事及公共安全方面和民用方面都有广阔的发展前景和应用潜力。

现阶段自转旋翼机起飞方式有滑跑式和跳跃式两种起飞方式。其中跳跃式起飞通过传动装置将旋翼预先旋转，达到预定转速后断开与其传动系统的连接，同时改变主旋翼总矩，使升力满足起飞条件，从而实现跳飞，之后由水平推力螺旋桨推动旋翼机向前飞行。此种起飞方式相较于滑跑式起飞，可缩短起飞距离至10-15m左右，拓宽了适用范围。但目前的技术问题在于还需要进一步缩短起飞距离

技术实现要素：

鉴于上述技术问题，本发明提供了一种旋翼机的垂起系统。

为解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：

一种旋翼机的垂起系统，所述旋翼机包括机体、尾翼和主旋翼，所述尾翼与机体连接，所述垂起系统包括主旋翼、固定柱、发动机、螺旋桨、行星齿轮箱、电机、超越离合器，所述机体上设置有固定柱，所述固定柱的下端固定有发动机，所述发动机用于驱动螺旋桨旋转，同时与行星齿轮箱连接，所述行星齿轮箱固定在固定柱上，所述行星齿轮箱的一个轴与电机连接，所述行星齿轮箱的另一个轴与超越离合器连接，所述超越离合器连接主旋翼。

进一步地，所述电机和超越离合器固定在固定柱上。

进一步地，所述电机为发电/电动机，可工作在发电状态或电动机状态，所述电机还连接蓄电池。

进一步地，所述蓄电池与旋翼机上的电子设备连接，向电子设备供电。

进一步地，所述发动机通过航空燃油驱动。

进一步地，所述螺旋桨为推进螺旋桨。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：本发明采用的垂直起降起飞方式，区别于跳跃式，可将起飞距离降至0m，实现原地起飞，其起飞方式与直升机类似。

附图说明

图1本发明整体结构示意图；

图2本发明垂起流程图；

图中机体1、尾翼2、主旋翼3、固定柱4、发动机5、螺旋桨6、行星齿轮箱7、电机8、超越离合器9。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“轴向”、“周向”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，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接；可以是机械连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。

实施例一

如图1所示，本发明公开了一种旋翼机的垂起系统，所述旋翼机包括机体1、尾翼2和主旋翼3，所述尾翼2与机体1连接，所述主旋翼3用于提供升力。图1中展示了机体1部分的内部结构，由图1可知，本发明的垂起系统包括主旋翼3、固定柱4、发动机5、螺旋桨6、行星齿轮箱7、电机8、超越离合器9，所述机体1上设置有固定柱4，所述固定柱4的下端固定有发动机5，所述发动机5用于驱动螺旋桨6旋转，同时与行星齿轮箱7连接，所述行星齿轮箱7固定在固定柱4上，所述行星齿轮箱7的一个轴与电机8连接，所述行星齿轮箱7的另一个轴与超越离合器9连接，所述超越离合器9连接主旋翼3。

实施例二

在实施例一的基础上，实施例二进一步改进，所述电机8和超越离合器9固定在固定柱4上。

实施例三

在实施例二的基础上，实施例三进一步改进，所述电机8为发电/电动机，可工作在发电状态或电动机状态，所述电机8还连接蓄电池(图中未使出)，所述蓄电池设置在机体1的内部。

实施例四

在实施例三的基础上，实施例四进一步改进，所述蓄电池与旋翼机上的电子设备连接，向电子设备供电。

实施例五

在实施例四的基础上，实施例五进一步改进，所述发动机5通过航空燃油驱动。

实施例六

在实施例五的基础上，实施例六进一步改进，所述螺旋桨6为推进螺旋桨。

垂直起降系统的工作流程如图2所示，其工作原理为：垂直起降过程分为垂起准备、垂起、垂起结束三个阶段。垂起准备阶段，主旋翼预旋并连接到行星齿轮箱，尾部螺旋桨预旋；垂起阶段，主旋翼攻角增大到8°，发动机和电机同时输出一定转速，经行星齿轮箱进行耦合后输出动力到主旋翼，达到临界转速后，满足升力条件；垂起开始；当主旋翼在前方来流作用下处于稳定自转状态后，垂起结束。这个过程，发动机和电机混合驱动主旋翼旋转。

垂起准备阶段，控制主旋翼攻角在零升攻角，发动机和电机由行星齿轮箱中的动力耦合行星齿轮耦合转速，驱动主旋翼加速储能。由于地面摩擦作用，车身保持稳定状态。

垂起开始时，主旋翼与行星齿轮箱总的耦合齿轮之间超越离合器连接，当主旋翼转速达到临界转速400rpm时垂起开始，增大主旋翼攻角至8°，使旋翼机获得向上的升力满足垂起要求，此时旋翼机的垂直起飞加速度为2.06m/s2。

垂起结束阶段，机身以角度7.5°，地速24.5m/s爬升，当主旋翼转速由于空气阻力作用下降至稳定平飞转速300rpm时，在尾部推力螺旋桨的作用下机体达到最小平飞速度29m/s，主旋翼与行星齿轮箱总的耦合齿轮之间超越离合器断开，旋翼机进入前飞工况，垂起结束。

此时，主旋翼进入自转状态，机体在尾部推力螺旋桨的作用下稳定前飞。当需要降落时，关闭发动机，主旋翼在空气阻力作用下转速逐渐降低。旋翼机降速到24m/s时，机身角度以-4.7°下滑，旋翼机降速到12m/s时，机身角度11°拉飘，随后主旋翼转速继续降低，旋翼机继续降速，自转旋翼机平稳降落。

本发明的一种新型垂起旋翼机动力系统的设计方法，针对起飞重量480kg轻型旋翼机。其中垂直起降部分动力由电机和发动机经动力耦合行星齿轮耦合后提供；推进螺旋桨所需动力由发动机提供。本发明采用并联式油电混合方式垂起，使用小马力活塞发动机搭配合适电机输出耦合动力，可降低成本，且具备环保优势还能够降低运营成本并提高乘坐舒适性，符合目前飞行器动力发展趋势。此外，混合动力系统相当于有两个动力，飞行过程中一旦出现问题，另一个可以保证安全降落，提高系统可靠性。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：本发明采用的垂直起降起飞方式，区别于跳跃式，可将起飞距离降至0m，实现原地起飞，其起飞方式与直升机类似。

最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对发明型进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。