本发明属于直升飞机技术领域，特别涉及一种球冠形无尾桨单旋翼直升 飞机。

现有的单旋翼直升飞机是机身上部装有一副巨大主旋翼，而在后部长长 尾梁末端的斜梁一侧，装有一副小小的尾桨，尾桨的旋转平面与主旋翼的旋 转平面垂直。由于其结构简单，能垂直升降，也能随意在空中悬停、向前、 向左、向右和向后飞行，机动灵活，特别不需一般飞机所必需的长跑道，可 在任意一小块平地或船舰上垂直起飞和降落。因而从四十年代初第一架实用 性直升飞机诞生以来发展迅速，应用也很广泛。

但从“航空知识”、“国际航空”等杂志和航空工业出版社出版由王道 荫主编的“迈向21世纪的航空科学技术”等书获悉现有单旋翼直升飞机也 有以下一些缺点有待改进：

1.由直升机主旋翼、尾桨及发动机等震源对机体的激励而给直升机带来 很大的震动。从而影响了乘坐的舒适性，也影响了直升机机体，部件和仪表 的耐久性，时间一长就会疲劳破坏而减少直升机的寿命，降低武装直升机打 击敌方目标的精确度。

2.无论起飞、降落还是巡航飞行，噪音都很大。

3.由于高速旋转的主旋翼和尾桨，在低空飞行时容易碰撞周围的物体而 引起严重飞行事故。

4.发动机事故停机时虽然可采用主旋翼自旋紧急迫降，但此时尾桨不能 控制机身，在下落时机身仍会自转而失稳坠落。

5.飞行速度比一般飞机的飞行速度相对慢得多。

其中第一和第二条缺点主要是震源——发动机、主旋翼和尾桨旋转所 致。发动机本身产生的震动，主要靠对发动机工艺予以改进。而直升机主旋 翼因其旋转的轨迹是圆形，其产生向下的推力体水平投影也是圆形。而现有 直升机的机身大多为长条形，这种机身形状对减少向前飞行的阻力是有益， 但由于长条形机身的水平投影与圆形的主旋翼推力体水平投影不对称。每当 主旋翼的一个桨叶经过机身前部或尾部时都会推机头或机尾向下运动。而当 该桨叶飞离机身时，这种推力从机身消失而作用到空气层，于是机头或机尾 又向上复位。如此反复就造成机身上下震动。另外一些现有直升机尾梁上的 水平翼也设在直升机推力场内靠外缘，而外缘的向下压力比内部大许多，沿 半径方向呈抛物线变大。因此水平尾翼更加剧了机头和尾梁上下震动，即产 生频率与转速和叶片数成倍数的周期震动(脉动)。

另外桨叶在机身，机尾上方时与桨叶离开机身和机尾上方所产生的噪音 也不同。这就像闪动的灯光比常亮的灯光对人的刺激更大，因此现有直升飞 机的噪音也呈与转速和桨叶数有关的周期脉动。同噪音强度时脉动的噪音比 声强不变的噪音更严重影响人们乘坐的舒适性。

对第三个缺点，主旋翼实属难免无法克服。但尾桨由于其被安装在机尾 梁最后段，驾驶员不易看见和控制，当低空飞行时比主旋翼更容易碰撞周围 的山体、建筑和树木等物体而引起飞行事故。

对第四个缺点主要是发动机事故停机后，尾桨转速不能控制所致。

对第五个缺点，现有直升飞机飞行速度慢是因为直升机主旋翼向前倾斜 并旋转时产生的向上推力中，大部分推力用于支托机体和荷载的总重，仅一 小部分的分力使直升飞机向前飞行，因而速度比一般飞机慢。

本发明的发明目的就是针对上述情况的不足，从飞行原理和气动技术角 度，研制出的一种对现有单旋翼直升飞机的结构和性能进行改进的球冠形无 尾桨单旋翼直升飞机。

本发明由机身1、主旋翼发动机3、主旋翼5、起落架13所组成。所述 机身1的形状为球冠形或近似球冠的多边体形，所述主旋翼5吊点位于机身 1顶部中心处。因直升飞机的主旋翼桨叶无论安装几片，都是相对圆心对称 布置的，所以不论直升飞机的主旋翼在哪个角度，这些桨叶相对球冠形机身 总是动态对称，另外球冠形机身正好位于主旋翼推力体中心推力最小的部 位，所以主旋翼向下推机身的力量最小且对称。因而机身的震动和噪音相对 现有一般直升飞机要小。为了适用小型机库的停放，减少机体占地尺寸，主 旋翼5可以制作成折叠形。

现有直升飞机的尾桨是为了平衡主旋翼旋转时使机身自转的扭矩。传统 的尾桨转速很高，又位于尾梁的末端，驾驶员不易观察，因而低空飞行时尾 浆易与周围物体相撞而发生事故。为此，本发明取消此尾桨，改为在球冠形 机身下园环周边安装一些弯曲面的活动导叶8和固定导叶15，外围设有一圈 由环形导叶支架23支撑的环形挡圈9。当直升飞机主旋翼转动时产生的向下 气流穿过这些弯曲面的导叶时就会产生环向扭矩，且主旋翼转速越高，机身 自转越快。为了保持机身平面稳定和方向，就需控制导叶产生扭矩的大小。 但并非全部导叶都需要转动，可以把一部分位于飞行仪表盘下和舱门下方的 导叶做成固定导叶。而其他导叶则做成可绕导叶轴转动的活动导叶。这些活 动导叶在被调节过程中其运动速度和幅度都很小，人们几乎感觉不出变化。 通过调节这些活动导叶的角度就可控制机身平衡和机身运动方向。直升飞机 驾驶员可通过电气液压传动方式操纵这些导叶的旋转角度，从而改变环向扭 矩的大小达到平衡直升飞机机身在飞行时产生的自转，保持机身的平面方 向。当然也可通过控制这些导叶的转角改变环量大小，而实现操纵机身顺时 针或反时针旋转。

为了提高直升飞机的速度，并使直升机不论向左、向右或向后倒飞时， 也能像向前飞行时一样平稳，本发明在机身底板框架12下面的中心位置设 置有一个可360度水平旋转的喷气发动机24，并且通过电脑和电液传动等装 置使直升机在垂直升降或悬停时，能自动关闭此喷气发动机。当直升飞机 靠近地面时，喷气发动机24前后均能自动封盖，避免飞扬的尘土和小沙石 进入喷气发动机内造成损害。从飞行原理上来分析，因直升飞机的重心Q 一般位于机舱内靠近地板的中心处。当主旋翼盘向前倾斜一些角度，其升力 F的向上分力F1平衡机身和荷载重量G而托起直升飞机，即F1＝G；其升力F 的向前分力F2，则拉动直升飞机机身向前飞，但此分力的吊点位于机身顶 端，远离重心Q，且对机身产生向前倾的扭矩M1(M1＝F2×L1)，所以主旋翼 盘突然向前倾斜时，机身也跟着向前倾斜，且倾斜幅度很大。这也是乘坐一 般直升飞机没有乘坐普通飞机舒适的原因之一。本发明由于在球冠形机身下 平面的中心位置加装了一台喷气发动机，它产生的推力F3对机身所产生的 扭矩M2(M2＝F3×L2)与主旋翼向前倾产生的扭矩M1方向相反，大小相近或 相同，即M1≈M2。两种扭矩平衡使机身较现有直升飞机平稳得多。因喷气发 动机到重心位置比主旋翼吊点离重心位置较短，若机身上下二种扭矩M1和 M2平衡。此发动机推力F3就要比主旋翼最大前倾分力F2大。一般现有直升 机只有F2推动直升机前进，本发明是F2和F3联合推进，且F3＞F2，所以本 发明的直升飞机的速度会比现有直升飞机大一倍左右。且飞行中即使突然改 变方向和速度，机身也会比较平稳。

由于本发明可以不要尾梁。所以其机动性可以更好。无论向上、向前、 向后、向左或向右都很灵活。圆形机身底板下面积大，很好排放各种武器， 不需像现有直升飞机那样另需增设扁梁悬挂武器，很适合做军用直升飞机。 但对机动性要求不高却对飞行时方向要很平稳、乘坐要舒适的民用直升飞 机，则可在球冠形机身后加一尾架26。尾架末端再装设垂尾28和平尾27， 但无尾桨。

本发明的起落架可以制作三点轮式13，也可制作成滑撬式29。

综上所述，本发明相对现有一般的单悬翼直升飞机的性能有下列改进和 提高：

1、飞行性能有较大提高，即整机振动的幅度会较明显减少。

2、整机噪音会有所降低，尤其是脉动噪音。

3、由于振动和噪音减少，会提高民用乘坐的舒适性和军用的瞄准精 度，减缓整机的结构、构件和仪器仪表的疲劳破坏，提高了飞行的安全可靠 性和经济适用性。

4、没有高速旋转的尾浆，仅通过半球形机身周边的导叶获取环量平衡 机身自转。这种电液控制导叶的方式简单，可靠，灵敏且无高速运动部件， 无尾桨事故，因此安全性得以提高，机身长度和体积也可减少。

5、出现停机事故，需利用主旋翼的自转紧急迫降时，可手动控制导叶 转角平衡和稳定机身，从而提高紧急迫降自救的可能性。

6、因为机身呈球冠形或近似球冠的多边体形，上曲面下平面符合空气 动力学产生升力的原理(类似飞机机翼产生升力的原理)，可节省动力和能 源。

7、在机体下加装一台可控方位的喷气发动机，飞行速度和转向稳定性 可获得较大提高。

8、一般直升机尾桨的推力垂直于飞行方向，长久作用下飞机会偏离航 线，必须通过适度调整主旋翼的少量倾角来平衡。而本发明是通过导叶平衡 机身自转，不会影响直升飞机偏航。

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。

附图1是本发明与现有单旋翼直升飞机气动受力分析对比图。

附图2是本发明的综合受力分析图。

附图3是本发明中导叶在主旋翼推力场中的受力图。

附图4是本发明结构纵向剖面图。

附图5是本发明结构水平剖面图。

附图6是本发明第一实施例的结构图。

附图7是本发明第二实施例的结构图。

附图8是本发明第三实施例的结构图。 图1和图2中各种字母代表的意义如下：

O——主旋翼盘的平面中心，同时为推力体的中心

R——主旋翼盘半径，既主浆叶半径

P——主旋翼推力体沿径向的风压值

f——旋翼气流对导叶产生的作用力

f1——主旋翼气流穿过导叶时产生的环向推力

f2——主旋翼气流穿过导叶时产生的向下垂直分力

F——前倾时的主旋翼上举力

F1——支托直升机自重和荷载的主旋翼向上垂直分力

F2——推动直升机前进的主旋翼水平分力

F3——喷气发动机产生的水平推力

Q——机体自重和荷载的总重心

L1——主旋翼吊点到重心的距离

L2——机身下喷气发动机水平推力到重心的距离

M1——主旋翼前倾时对机身的扭矩

M2——喷气发动机对机身的扭矩

G——机体自重与荷载的总重量 图4至图8中各部位和各部件名称如下： 1.机身              11.活动导叶轴和转动装置    21.机舱 2.发动机进气口      12.机身底板框架            22.机舱门 3.主旋翼发动机      13.轮式起落架              23.环形挡圈支架 4.旋转倾转盘机构    14.飞行仪表盘              24.喷气发动机 5.主旋翼            15.固定导叶                25.折叠主旋翼 6.发动机出气口      16.地板观察窗              26.尾架 7.座椅              17.方向盘                  27.平尾 8.活动导叶          18.驾驶椅                  28.垂尾 9.环形挡圈          19.驾驶舱                  29.滑撬式起落架 10.行李设备舱       20.油箱                    30.驾驶舱低窗 31.可控密封盖

如图4和图5所示直升飞机的机身1做成球冠形，机身1的顶部安装一 台或两台涡轴或活塞式发动机。为了使直升飞机飞行时阻力最小，在球冠形 机身1顶端开设主旋翼发动机3的进气口2和出气口6。主旋翼发动机3带 动主旋翼桨叶5旋转产生上举力F抬升机体。驾驶员通过控制主旋翼倾转盘 机构4的倾角和方位，使直升机向前、向左、向右和向后飞行。主旋翼不倾 斜则直升机悬停、垂直上升或垂直下降。

球冠形机下园环周边安装一些弯曲面的活动导叶8和固定导叶15。在驾 驶舱19的飞行仪表盘14的下方和机舱门22处，由于不便安装控制导叶转 动机构就做成固定导叶15，其余导叶则做成活动导叶8。驾驶员通过电气液 压传动系统控制活动导叶8的转角就可改变这些活动导叶8在主旋翼5旋转 的下洗气流中产生的环向推力。固定导叶15和活动导叶8对机身1产生的 总扭矩可平衡主旋翼5旋转导致的机身1自转，保持机身1的水平方向稳 定。控制活动导叶8和固定导叶15扭矩总量大于或小于机身1自转的扭 矩，就可控制机身1向左或向右转向。为了保护这些导叶并减少飞行阻力， 环向布置的导叶外围加设一圈由环形导叶支架23支撑的环形挡圈9。驾驶舱 19内前方安装飞行仪表盘14和方向盘17，其后为驾驶椅18。驾驶椅18左 右两边地板上各开一个观察窗16，飞行仪表盘14下方二侧各开一个驾驶舱 低窗30以利降落或起飞时观察地面状况。因机身1呈球冠状，机舱21内座 椅除环状布置外也可平行布置。环状座椅7后面，活动导叶轴和转动装置11 上方可设油箱20和行李设备舱10。至于货运直升机，机舱内不安装座椅， 仅在机舱内周边安装几个可上下折叠的座椅既可。若机舱21下设夹层，夹 层顶面与机舱门22底齐平，进出更方便，油箱20也可设在夹层内。球冠形 机身1底板的下方安装有三点轮式起落架13。

为了改善直升机由悬停状态突然启动向前飞和在飞行中突然改变飞行方 向或状态时，避免机身1出现严重倾斜的现象和提高直升飞机的速度。在机 身底板框架12下面的中心位置安装一个可作360度旋转的涡扇喷气发动机 24。此发动机由电脑控制转动角度和方位，且方位始终与主旋翼倾转盘4倾 斜的方位相对应。若喷气发动机24产生的推力F3的大小与L2组成的扭矩 M2和主旋翼分力F2与L1形成的扭矩M1近似或相等，则直升机就平稳。F3 的大小可由电脑控制喷气发动机24的进油量而获得。

如图6所示，机身底板框架12下面不安装喷气发动机24，这种形式与 现有直升飞机比较，速度差不多，但振动和噪音等性能有改善。无尾桨总体 尺寸减少，且安全可靠。

如图7所示，这种直升飞机的主旋翼5制作成可折叠主旋翼25。这使直升 飞机平面总尺寸更减少，也就减少机库尺寸。当主旋翼发动机3不开动，仅开 启喷气发动机24时，直升飞机就可像汽车一样在地面行驰，也可方便进出直 升飞机库。

如图8所示，这种机型较大，机身1的后部加装有尾架26，其末端还装 有平尾27和垂尾28。为了使主旋翼下洗气流对尾架的下压作用减至最小，从 而减少像普通直升飞机由长而粗大尾梁造成的脉动震动，尾架仅用铝合金型 材做成桁架式，长度延伸到主旋翼盘水平投影园之外，使平尾或垂尾处在直 升飞机主旋翼产生的推力场之外。这样，直升飞机飞行时方向性更强，机身 也更平稳。机身1的底板下安装有滑撬式起落架29。