[发明专利]一种直升机尾部反扭矩装置及气动设计方法

说明书

本发明公开了一种直升机尾部反扭矩装置及气动设计方法，所述装置包括在直升机尾梁的末端与垂尾交界处布置的旋转涡轮，旋转涡轮的轴向与尾梁的轴向一致；从直升机的发动机引出的传动轴沿尾梁布置并用于驱动旋转涡轮；尾梁后端设计有一个进气环，进气环上分布有进气孔；在垂尾上分布有环圈，环圈是内部为环状的空腔体结构，环圈的轴向垂直于尾梁的轴向；进气环与旋转涡轮的进气端连接，旋转涡轮的出气端通过气流管道分别连接各个环圈；在环圈的内圆周上设置有出风槽。本发明能有效解决现有技术存在的容易造成地面人员伤害、功率大等问题。

技术领域

本发明属于尾部反扭矩装置设计领域，具体涉及一种直升机尾部反扭矩装置及气动设计方法。

背景技术

常规单旋翼直升机在飞行过程中旋翼会受到空气的反扭矩作用，这个反扭矩会使得直升机在原地打转，因此直升机研制过程中需要设计反扭矩装置。目前主要采用常规尾桨、涵道尾桨和喷气系统等反扭矩装置。常规尾桨系统由桨叶和桨毂等部件组成，在直升机飞行过程中尾桨的旋转速度比较高，因此尾桨部件的寿命比较低。直升机在靠近地面飞行时，高速旋转的尾桨叶容易对地面人员和物品造成伤害，同时在林地等飞行，尾桨与树枝等碰撞之后容易导致桨叶受损，严重时可能引起尾桨失效。涵道尾桨也有一个高速旋转的转子，因此疲劳寿命也比较低，同时在悬停和垂直飞行时消耗的功率比较大。喷气系统反扭矩装置在悬停消耗的功率比较大。

发明内容

本发明的目的是提供一种直升机尾部反扭矩装置及气动设计方法，用以解决现有技术存在的容易造成地面人员伤害、功率大等问题。

为了实现上述任务，本发明采用以下技术方案：

一种直升机尾部反扭矩装置，包括在直升机尾梁的末端与垂尾交界处布置的旋转涡轮，旋转涡轮的轴向与尾梁的轴向一致；从直升机的发动机引出的传动轴沿尾梁布置并用于驱动旋转涡轮；尾梁后端设计有一个进气环，进气环上分布有进气孔；在垂尾上分布有环圈，环圈是内部为环状的空腔体结构，环圈的轴向垂直于尾梁的轴向；进气环与旋转涡轮的进气端连接，旋转涡轮的出气端通过气流管道分别连接各个环圈；在环圈的内圆周上设置有出风槽。

进一步地，环圈的横截面为非闭合结构，一侧大而另一侧小，包括位于一侧的第一圆弧段和另一侧的第二圆弧段，第一圆弧段的直径大于第二圆弧段的直径，且第一圆弧段的下端与第二圆弧段的下端平滑连接，第二圆弧段的上端延伸至第一圆弧段上端的下方后并向第二圆弧段所在侧弯折形成水滴状结构，在水滴状结构与第一圆弧段上端之间留有缝隙，该缝隙在环圈的圆周上产生一圈所述的出风槽。

进一步地，所述气流管道的端部连接在第二圆弧段上。

进一步地，从俯视看，当直升机的主旋翼的旋转方向为顺时针时，所述出风槽的出风方向朝向直升机航向的右侧，为逆时针时，出风槽的出风方向朝向直升机航向的左侧。

进一步地，所述进气环上部设计有加强块，加强块的两端分别与尾梁末端、垂尾连接。

进一步地，所述环圈布置2-10个，均匀布置在垂尾上。

一种直升机尾部反扭矩装置的气动设计方法，包括以下步骤：

步骤1，根据直升机旋翼转速和发动机功率配置等参数确定悬停状态的反扭矩值M_Q；

步骤2，取直升机垂尾在尾梁轴方向的前后长度的中心位置作为环圈的布置中心，环圈以该中心均匀分布；将所述布置中心到直升机重心的距离作为初步平均力臂长度L；

步骤3，将步骤1中得到的反扭矩值M_Q除以初步平均力臂长度L得到反扭矩装置的总拉力T；根据反扭矩装置的总拉力T初步选定反扭矩装置环圈的数量N，环圈的直径，出风槽的宽度；

步骤4，测量各个环圈中心到直升机重心的距离；采用动量理论计算得到各个环圈悬停时的反作用力大小；