一种可变形的高速直升机短翼的制作方法

本发明涉及直升机及其周边配套设施技术领域，特别是涉及一种可变形的高速直升机短翼。

背景技术：

直升机由于具有较高的悬停效率在很多方面都具有其独特的应用价值，但是相比较于飞机，直升机的飞行速度小是其短板。

复合式直升机的出现是解决直升机速度问题一种方法，复合式直升机的机身上往往安装有机翼(下称机身短翼)如欧洲直升机公司在2010年9月6日首飞的复合式直升机x3型高速直升机。但是目前在直升机上安装的机翼都是固定翼，其面积无法改变。

直升机在高速前飞状态下机身短翼可以为直升机提供一定的升力为旋翼卸载以减小直升机前飞过程中的激波阻力和后行侧桨叶的反流区面积，有利于直升机的最大前飞速度的提高。

在复合式直升机垂直飞行或是低速前飞时直升机，直升机的主旋翼产生的下洗流会冲刷机身和机身短翼，在机身短翼上会产生一个相当大的向下的阻力，这给直升机增加了一定的附加载荷，对直升机的悬停效率以及垂直飞行和低速前飞时的效率有一定影响。

公开号为cn111392030a的中国专利申请，公开了一种可收放可调角度式的直升机短翼，在直升机机身腹部开一个收纳仓，短翼、驱动机构、控制器均在收纳仓内部。可以实现直升机在悬停或低速飞行时短翼收起，在高速飞行时放出短翼。但是此方案需要占用直升机内部相当大的空间，造成了直升机内部空间的极大浪费，实用性较差。

因此，如何改变现有技术中，复合式直升机机身短翼无法同时兼顾直升机各种飞行状态的现状，同时避免机身短翼造成直升机内部空间极大占用的现象，成为了本领域技术人员亟待解决的问题。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种可变形的高速直升机短翼，以解决上述现有技术存在的问题，使直升机短翼适应直升机的各种飞行状态，同时降低短翼对直升机内部空间的影响。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：本发明提供一种包括驱动元件、框架组件和蒙皮，所述驱动元件和所述框架组件均可转动地与直升机机身相连，所述驱动元件与所述框架组件转动连接，所述驱动元件能够带动所述框架组件往复运动，所述框架组件为多边形结构且所述框架组件的边的数量大于三，所述框架组件与直升机机身发生相对转动时，所述框架组件与直升机机身之间的最大距离发生变化，所述蒙皮包覆所述框架组件且二者相连，所述蒙皮由柔性材质制成。

优选地，所述框架组件包括连接纵梁和两根平行设置的横梁，所述横梁的一端与直升机机身铰接相连，所述连接纵梁的两端连接两根所述横梁，所述连接纵梁与所述横梁铰接相连，所述连接纵梁设置于所述横梁远离直升机机身的一端；所述驱动元件与所述横梁铰接相连。

优选地，所述框架组件还设置中间纵梁，所述中间纵梁设置于所述连接纵梁与直升机机身之间，所述中间纵梁与所述连接纵梁平行设置，所述中间纵梁与所述横梁铰接相连。

优选地，所述中间纵梁的数量为多根，多根所述中间纵梁等间距设置。

优选地，所述横梁和所述连接纵梁之间的缝隙设置填充材料，所述蒙皮包覆所述填充材料并与所述填充材料相连，所述填充材料能够产生形变。

优选地，所述填充材料为纸质蜂窝状结构；所述蒙皮由硅胶布制成；所述蒙皮与所述框架组件利用铆钉铆接，所述蒙皮与所述填充材料粘接。

优选地，所述的可变形的高速直升机短翼，还包括限位块，所述限位块与直升机机身相连，所述限位块能够与所述框架组件相抵接，所述限位块与所述框架组件相抵接时，所述框架组件与直升机机身之间的距离达到最大。

优选地，所述限位块由铸铁材质制成，所述限位块与所述框架组件的抵接面设置保护层，所述保护层由橡胶材质制成。

优选地，所述驱动元件为液压杆，所述驱动元件能够带动所述框架组件绕直升机机身转动，所述框架组件与直升机机身之间的距离最小时，所述框架组件远离直升机机身的一端朝向直升机的机尾方向倾斜。

本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：本发明的可变形的高速直升机短翼，包括驱动元件、框架组件和蒙皮，驱动元件和框架组件均可转动地与直升机机身相连，驱动元件与框架组件转动连接，驱动元件能够带动框架组件往复运动，框架组件为多边形结构且框架组件的边的数量大于三，框架组件与直升机机身发生相对转动时，框架组件与直升机机身之间的最大距离发生变化，蒙皮包覆框架组件且二者相连，蒙皮由柔性材质制成。本发明的可变形的高速直升机短翼，设置框架组件和蒙皮共同构成直升机短翼，框架组件为不稳定的多边形结构，框架组件一端与直升机机身转动连接，在驱动元件带动框架组件往复运动时，框架组件能够产生形变，从而使框架组件与直升机机身之间的最大距离发生变化。在直升机悬停时，驱动元件带动框架组件运动，框架组件发生形变，使之与直升机机身的夹角减小，两者之间的最大距离变小，框架组件的面积达到最小，即机身短翼的面积达到最小，框架组件与直升机机身之间的夹角也达到最小，在直升机悬停时直升机短翼处于“折叠”状态以减小其浸润面积，降低机身短翼对直升机飞行性能的影响。随着直升机前飞速度逐渐增加，直升机主旋翼尾流将逐渐向机身后方偏离，机身短翼给直升机带来的附加载荷也会逐渐减小，所产生的升力越来越大。驱动元件带动框架组件反向转动，直至框架组件与直升机机身之间的最大距离达到最大，实现直升机短翼“展开”，在直升机主旋翼尾流偏离机身后直升机短翼完全展开以提供更大的升力。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明的可变形的高速直升机短翼折叠时的结构示意图；

图2为本发明的可变形的高速直升机短翼展开时的结构示意图；

图3为本发明的可变形的高速直升机短翼工作时的示意图；

图4为本发明的可变形的高速直升机短翼另一种工作状态时的示意图；

其中，1为直升机机身，2为驱动元件，3为限位块，4为横梁，5为填充材料，6为框架组件，7为连接纵梁，8为中间纵梁。

此处需要说明的是，为了清楚的表示框架组件以及填充材料，蒙皮在上述图中均没有示出。

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。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的目的是提供一种可变形的高速直升机短翼，以解决上述现有技术存在的问题，使直升机短翼适应直升机的各种飞行状态，同时降低短翼对直升机内部空间的影响。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

请参考图1-4，其中，图1为本发明的可变形的高速直升机短翼折叠时的结构示意图，图2为本发明的可变形的高速直升机短翼展开时的结构示意图，图3为本发明的可变形的高速直升机短翼工作时的示意图，图4为本发明的可变形的高速直升机短翼另一种工作状态时的示意图。

本发明提供一种可变形的高速直升机短翼，包括驱动元件2、框架组件6和蒙皮，驱动元件2和框架组件6均可转动地与直升机机身1相连，驱动元件2与框架组件6转动连接，驱动元件2能够带动框架组件6往复运动，框架组件6为多边形结构且框架组件6的边的数量大于三，框架组件6与直升机机身1发生相对转动时，框架组件6与直升机机身1之间的最大距离发生变化，蒙皮包覆框架组件6且二者相连，蒙皮由柔性材质制成。

本发明的可变形的高速直升机短翼，设置框架组件6和蒙皮共同构成直升机短翼，框架组件6为不稳定的多边形结构，框架组件6一端与直升机机身1转动连接，在驱动元件2带动框架组件6往复运动时，框架组件6能够产生形变，从而使框架组件6与直升机机身1之间的最大距离发生变化，同时，框架组件6与直升机机身1之间的角度发生改变，以实现直升机短翼的折叠与展开。在直升机悬停时，驱动元件2带动框架组件6运动，框架组件6发生形变，使之与直升机机身1的夹角减小，两者之间的最大距离变小，框架组件6的面积达到最小，即机身短翼的面积达到最小，框架组件6与直升机机身1之间的夹角也达到最小，在直升机悬停时直升机短翼处于“折叠”状态以减小其浸润面积，降低机身短翼对直升机飞行性能的影响。随着直升机前飞速度逐渐增加，直升机主旋翼尾流将逐渐向机身后方偏离，机身短翼给直升机带来的附加载荷也会逐渐减小，所产生的升力越来越大。驱动元件2带动框架组件6反向转动，直至框架组件6与直升机机身1之间的最大距离达到最大，实现直升机短翼“展开”，在直升机主旋翼尾流偏离机身后直升机短翼完全展开以提供更大的升力。

本发明的可变形的高速直升机短翼，通过直升机短翼的变形，机身短翼在悬停时的面积与高速前飞完全展开时的面积相比可以减小至少40％，降低机身短翼对直升机飞行的影响，同时，避免直升机短翼过多的占用直升机内部空间，降低对直升机内部空间的影响，提高直升机的适用性。

在本具体实施方式中，框架组件6包括连接纵梁7和两根平行设置的横梁4，横梁4的一端与直升机机身1铰接相连，连接纵梁7的两端连接两根横梁4，连接纵梁7与横梁4铰接相连，连接纵梁7设置于横梁4远离直升机机身1的一端，连接纵梁7和两根横梁4以及直升机机身1构成四边形结构，使得框架组件6能够产生形变；驱动元件2与横梁4铰接相连，通过横梁4带动框架组件6运动。此处需要说明的是，框架组件6还可以采用其它边数大于三的不稳定多边形结构，本发明采用框架组件6构造直升机短翼，实现短翼变形，结构简单，操纵方便，且框架结构灵活多变，可根据实际情况确定，提升了直升机短翼的适用性。

其中，框架组件6还设置中间纵梁8，中间纵梁8设置于连接纵梁7与直升机机身1之间，提高了框架组件6的整体结构强度，中间纵梁8与连接纵梁7平行设置，中间纵梁8与横梁4铰接相连，中间纵梁8与连接纵梁7平行，避免其影响框架组件6变形。

具体地，中间纵梁8的数量为多根，中间纵梁8的数量可以根据实际需要具体设置，多根中间纵梁8等间距设置，提高框架组件6的结构稳定性，在本具体实施方式中，中间纵梁8的数量为三根。

更具体地，横梁4和连接纵梁7之间的缝隙设置填充材料5，蒙皮包覆填充材料5并与填充材料5相连，设置填充材料5，增强了直升机短翼的结构整体性，填充材料5能够产生形变，避免填充材料5影响框架组件6变形。

其中，填充材料5为面内等效泊松比比较低的纸质蜂窝状结构，同时，蒙皮可由硅胶布制成；蒙皮与框架组件6利用铆钉铆接，蒙皮与填充材料5粘接，确保直升机短翼完全展开时，蒙皮为完全绷紧状态，降低风阻。

除此之外，还包括限位块3，限位块3与直升机机身1相连，限位块3能够与框架组件6相抵接，限位块3与框架组件6相抵接时，框架组件6与直升机机身1之间的距离达到最大，即直升机短翼完全展开。在本具体实施方式中，限位块3设置于横梁4远离驱动元件2的一端，当横梁4转动至与限位块3相抵接时，横梁4与直升机机身1相垂直，直升机短翼展开至面积最大状态。设置限位块3，保证了框架组件6的极限变形程度，提高了操作工作效率。

为了提高限位块3的使用寿命，限位块3由耐撞击的铸铁材质制成，限位块3与框架组件6的抵接面设置保护层，保护层由橡胶材质制成，有效保护框架组件6、蒙皮与限位块3，延长构件使用寿命，限位块3可以与直升机机身1焊接或利用螺栓连接。

进一步地，驱动元件2为液压杆，液压杆伸缩能够带动框架组件6绕直升机机身1转动，框架组件6与直升机机身1之间的距离最小时，框架组件6远离直升机机身1的一端朝向直升机的机尾方向(图1和图2中的上方)倾斜。驱动元件2采用液压杆形式，结构简单，控制便捷，最大限度地减少了对直升机内部空间的占用。

本发明的可变形的高速直升机短翼，在直升机悬停时，驱动元件2带动框架组件6运动，框架组件6发生形变，使之与直升机机身1的夹角减小，两者之间的最大距离变小，框架组件6的面积达到最小，即机身短翼的面积达到最小，框架组件6与直升机机身1之间的夹角也达到最小，在直升机悬停时直升机短翼处于“折叠”状态以减小其浸润面积，降低机身短翼对直升机飞行性能的影响。随着直升机前飞速度逐渐增加，直升机主旋翼尾流将逐渐向机身后方偏离，机身短翼给直升机带来的附加载荷也会逐渐减小，所产生的升力越来越大。驱动元件2带动框架组件6反向转动，直至框架组件6与限位块3相抵接，直升机短翼完全“展开”，在直升机主旋翼尾流偏离机身后直升机短翼完全展开以提供更大的升力。

本发明中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

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