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1、小白龙”飞行器垂直起落状态立体图。垂直起落状态三视图。巡航飞行状态立体图。巡航飞行状态三视图。水陆空三栖型垂直起落式小型亚音速飞机1. 前言在各种飞行器中，最奇特的是直升机。它在空中能自如地向前飞，后退飞， 侧着飞，甚至翻筋斗，它可以不需要机场，只要有块小空地，便能起飞降落， 并 可垂直升降，平稳地悬停在空中！虽有以上优点，但仍有速度低、航程短、可靠 性差、噪音大、操纵复杂、事故率高的缺点。这些缺点，特别是速度低，安全性 差，是直升机与生俱来的，难以根本改进。因此人们梦想着能设计出新的更好的 飞行器以超越直升机。近三年来，我一直留心于此，苦苦思索，先后设计出却又 排除 了五十多种方案。最终，我
2、设计出下面一个方案水陆空三栖型垂直起 落式小型亚音速飞机，因具有水陆空三栖性，并采用白色的涂装，故命名为“小 白龙”号。 此机看似简单，实为简洁，并拥有许多优异的性能。例如三栖型垂 直起落式设计方案的实用性，亚音速飞机的快速性，能在各种场地起降所具有的 广泛适用性，在城 市内起降时噪音较小所具有的环保性，机翼及机身对螺旋桨 良好的保护作用，发动机发生故障时飞机所具有的安全性，大批量生产所具有的 经济性。下文为详细的设 计说明。2. 设计理念简洁 实用 适用 环保 安全 经济3. 具体设计3.1 动力系统在垂尾的顶部，安装 1 台涡桨发动机，驱动前方的减速器，带动减速器前面 的可变距三叶共轴螺旋
3、桨。三者设计成一个整体短舱，可以在垂尾所在的平面 内 绕垂尾顶部的铰转动（有点类似于 V-22 的发动机短舱的转动），以使螺旋桨拉力 可由竖直向上逐渐转动至水平向前。由于此螺旋桨直径比直升机旋翼的直径小 得多，因而转速快，离心力大，刚性好；又由于其单位面积的推力大，螺旋桨后 气流速度大，在低速飞行时迎面气流速度相对要小，故而不同于直升机，而是类 似于 美国研制的XFY及XFV系列共轴螺旋桨式垂直起落试验机的螺旋桨，它的 桨毂处可以不必设立挥舞铰，摆振铰，只需设立变距铰便可。在垂直起降以及低 速飞行 阶段发动机处于大功率状态，螺旋桨处于大桨距状态；在巡航飞行阶段， 发动机处于部分功率状态，螺旋桨
4、处于小桨距状态。欧洲多国联合研制的 A400M 运输机，其发动机为涡桨发动机，由于采用类似 马刀形的后掠桨叶，并采用多桨叶的薄型叶片设计，其巡航速度已经达到 780km/h。随着复合材料技术的发展，相信在不久的将来会研制出具有超临界翼 型剖面的后掠式薄型叶片。这样，以涡桨发动机为动力的飞机可望达到 800km/h 以上的巡航速度，成为亚音速飞机。类似图-95 轰炸机配备的涡桨发动机的特殊工作原理（可见航空档案杂 志2007年第四期47页的介绍），在飞机速度低于800km/h时，发动机处于部分 功率状态，主要依靠涡轮驱动螺旋桨旋转来提供拉力，排气推力很少；在飞机速 度超过800km/h后，由于螺
5、旋桨效率将逐渐降低，故一方面调 整桨距，使螺旋 桨接近顺桨状态，以避免螺旋桨桨尖产生激波，减小螺旋桨所受的阻力螺旋 桨的拉力也减小，另一方面，由于燃气对涡轮做功减少，喷管排气速 度将会因 此增加，喷气推力增大，补偿了螺旋桨拉力的下降（当然，此时可能要增加供油 量），使飞机达到约900km/h的最大飞行速度。另外，从发动机的减速器舱输出一根动力轴。此轴通过离合器（在发动机内 部，本图未画出），沿发动机舱内部下方，传递到发动机舱内的动力输入轴 （图 5、图6中可由水平改变到竖直位置的那根轴），经圆锥齿轮将动力输入到发动机 与垂尾顶端连接处的中介齿轮（图5、图6中最大的那个，其两侧各有一个圆 锥 齿
6、轮的扁圆柱形齿轮本图未画齿廓，只画出锥面示意齿轮齿廓），然后由中 介齿轮传递到垂尾内部的锥齿轮，经轴传递到圆柱斜齿轮，由另一个与之交错排 列 的圆柱斜齿轮（见图5、图6的左半部分）将动力传递至垂尾下部，经过球形 连轴器（图1、图2中传动轴中右边的那个小圆球）传递至机身下方，用四对锥齿 轮连 接（见图1、图2） ，从前起落架舱门上方绕过，将动力传递至球形连轴器（图 1图2传动轴中左边的那个小圆球，图3中的圆球），将动力传递至机头内的可 变距 涵道螺旋桨。在铰中间安装中介齿轮的方法即“中介齿轮的轴线”与“发 动机与垂尾连接处的铰的轴线”位于同一个轴线上，铰在两侧，齿轮在中间（本 文未画 出）。齿轮
7、后面加装三角形的整流罩。整流罩与发动机舱下部固接在一起， 随发动机舱一起转动（见图1、图2中紧靠发动机下部的白色小三角形）当然， 垂尾 顶端整流罩后部应该是内部中空的，以便当发动机舱转动时，三角形的整 流罩能够切入垂尾顶端的整流罩内，使发动机舱能够顺利转动。这样，输入轴与 输出轴因位 于中介齿轮的两侧，在发动机舱转动范围达到约八十度时，能够互 不干涉，能始终保持传动轴处于传递动力的状态。由此可见，相比于其它的垂直起降飞机，此机的动力/升力系统的设计是很 简洁的。3.2 机身布局从前向后，依次为雷达舱，降落伞舱，涵道螺旋桨舱，两排座舱，行李舱（上 部），主起落架舱（下部）。在伞舱下面安装有可变后
8、掠角的鸭翼的中央翼 盒。涵 道螺旋桨舱上部为向两侧打开的两个舱盖；下部的前半部为向前下方开启的半圆 形舱盖，后半部为向两侧开启的两个舱盖。在前排座舱中间的下部有前起落架 舱， 只有一个舱门，向左下方打开。在行李舱位置处的机身上部安装有后掠的机翼。 主起落架舱在机身腹部，舱门为两个，向两侧打开。主起落架舱的后上方，即机 身尾部，为面积较大的垂直尾翼。3.3 座舱布局类似于轿车的座位的布局。前后共两排，前排为两个独立的座椅，两座椅间 的下方为前起落架舱。后排为连成一体的两个座椅，共四名乘客。（正如现在 有 车族都会驾车一样，相信随着航空技术的发展，自动驾驶设备的改进，电脑的进 步，将来的小型飞机将
9、会像汽车一样容易操纵，普通成年人即可驾驶）仪表板安 放 在前排两个座椅前的中间，以使前排二人均可看到，二人均可单独操纵飞机。可见，此飞机的实用性很好。3.4 机翼设计采用普通的亚音速飞机常用的梯形机翼，使用亚音速飞机所采用的层流翼型 或超临界翼型。上单翼布局，后掠角约30度，有前缘襟翼，后缘襟副翼，机 翼 可向上折叠。由于机翼折叠后翼尖将靠在垂尾侧面，设置翼梢小翼，将不便于机 翼折叠后停靠在垂尾侧面，而且翼梢小翼的综合效益实际上远没有宣传的那么好， 故不设置翼梢小翼。在机翼的端部附近，吊挂有细长形的，类似 F-80 战斗机使 用的翼尖油箱。当飞机在水面上漂浮时，油箱还可作为浮筒使用，以保持飞机
10、在 横 向的稳定性。3.5 鸭翼设计采用具有前后缘襟翼的变后掠式鸭翼，鸭翼可迅速改变后掠角。3.6 垂尾设计主起落架舱的后上方，即机身尾部，为面积较大的垂直尾翼（因为其距离气 动中心较近，所以面积较大）。在水平与垂直位置之间转换时的过渡状态，因 速 度较低，螺旋桨滑流不会对垂尾顶端整流罩产生严重的气动干扰。为降低螺旋桨 滑流对方向舵的气动干扰，只在垂尾的中下部设置方向舵。垂尾的上部加长加厚， 形成与发动机下部表面圆滑过渡的形状，以容纳垂尾顶端内部的轴与齿轮，同时 增加发动机与垂尾连接处的强度与刚度，使发动机与垂尾既能够可靠地连接又能 够灵 活地转动。3.7 起落架设计采用前三点式起落架，为机腹
11、收放，类似 F-16 或歼-10 的起落架。前起落 架支柱高些，主起落架较短，以使机尾高度降低，并可在飞机着陆时使乘 客处 于近似躺着的状态，减少乘客所受的冲击。由于打开时的起落架结构复杂，本设 计在此处又没有什么创新设计，故本设计图只画出了起落架舱，舱门及机轮的大 小和位置，而支柱及收放机构的具体结构则从略（可参考 F-16 或歼-10 飞机的起 落架结构）。4. 各种飞行状态及其相应的设计4.1 地面停放飞机正常着陆后，发动机舱转动到水平位置，并断开离合器，使传动轴及涵 道螺旋桨停转。依靠共轴螺旋桨的驱动，飞机可在地面自行移动。到停放位置 后， 关闭发动机，将共轴螺旋桨的桨叶调整到每排的三
12、个桨叶中有一个处于竖直向下 的位置（在设计制造时就要保证此位置可以实现）并锁定，使螺旋桨不能转动，以 降低飞机尾部高度，同时防止桨叶被撞坏，或桨叶打到折叠的机翼。类似 F-18 等舰载战斗机，地面停放后，飞机可折叠机翼，以减小占地面积。4.2 地面起降在垂直起飞与降落的阶段，机身迎角约十度，发动机舱与机身夹角约八十度， 即发动机舱处于竖直向上位置。发动机油门开到最大，带动处于大桨距状态 的 共轴螺旋桨及涵道螺旋桨高速转动。由于此时共轴螺旋桨转动平面距离地面约四 米，远远大于一个人的举起手后的高度，因而桨叶不会对周围的人构成危险。涵 道 螺旋桨处于涵道之中，周围又有舱门及机身，也不会对周围的人构
13、成危险。 与 V-22 机翼处于螺旋桨的滑流中不同，由于共轴螺旋桨在垂尾顶端，远离机翼， 且又 无平尾，在起降阶段，一方面，共轴螺旋桨的滑流不会与机翼或平尾相互 作用而产生复杂的气动干扰；另一方面，由于机翼不阻挡共轴螺旋桨的滑流，共 轴螺旋桨的 拉力不会降低；再者，共轴螺旋桨及涵道螺旋桨的滑流会被地面反 弹，对机翼与机身产生向上的力，使飞机向上的合力增大。涵道螺旋桨单位面积 载荷约为600kg，共轴螺旋桨单位面积载荷约为400kg，由于涵道螺旋桨的排气 流不易收缩，而共轴螺旋桨因无涵道，排气流将会收缩，因而虽然它们的螺旋桨 载荷 不同，但它们的排气尾流对地面的冲刷却差不多。这么大的载荷，不会对
14、 草地构成严重的冲刷，使飞机可以在草地起降（可参见垂直起落飞机设计书 中的介 绍）。共轴螺旋桨拉力占五分之四，涵道螺旋桨拉力占五分之一（二者拉 力不同，也许会使俯仰控制系统软、硬件的设计比较复杂），具体拉力分配可通 过调节二者 各自的不同桨距来实现。由于本机重心在机翼根部后缘附近，在机 身后部，比一般飞机的重心位置偏后，距共轴螺旋桨近，距涵道螺旋桨则远得多，因而，当飞机以机身上仰十度垂直起降时，两个螺旋桨的拉力对重心的力矩能 够抵消，拉力的合力与重力能够平衡。4.3 水面停放当飞机在水面上漂浮时，油箱可作为浮筒使用，以保持飞机横向的稳定；由 于机身后部较重，后部将会吃水较深，而飞机的头部将抬起
15、。因此，涵道螺旋 桨 及其进气口将不会被淹没，而是处于水面之上。4.4 水面起降由上文所述可知，在水面上停放时，涵道螺旋桨及其进气口将处于水面之上， 能够正常工作。由于涵道螺旋桨的两个上舱盖向两侧上方打开，前部有伸出 的 机头，后部为机身；三个下舱盖向两侧及前方打开，不易吸入其自身的排气，故 而不易吸入排气流中携带的水珠。这样，涵道螺旋桨在旋转时，便不会被其排气 流裹携的水珠严重干扰而不能正常工作。尾部的共轴螺旋桨在垂尾之上，一方 面，排气流循环空间大，发动机重新吸入的自身排出的废气将很少，另一方面， 发动机也不会大量吸入其排气流裹携的水珠，以致于不能正常工作。发动机的 进气口远离水面，吸入的
16、水珠不会比飞机在下雨时起降吸入的水珠多。当然，吸 入少量的水珠，还是有好处的，特别是在天气炎热的时候。因为，吸入少量的 水珠，水会在发动机内蒸发成气态，会降低压气机内气体的温度，减少压缩后气 体的温度，减少压缩功；会降低涡轮进口的温度，增加涡轮叶片的工作寿命； 会稍微增加发动机的排气推力（ “鹞”式垂直起降战斗机便带有发动机喷水系 统，以增加发动机的推力）；会降低发动机的排气温度。因而此飞机也可在湖泊 与江河的水面上安全垂直起降（与水上 飞机不同，此飞机是在水面垂直起降，而 非水上飞机的滑行起降。水上滑行时机身与水之间会产生吸力，故而需要台阶型 的机身以减少吸力。此机在水面垂直起降，不会产生吸力，故不需要台阶型的 机身。），大大增加了飞机的使用范围
