[发明专利]超轻型直升飞机

摘要

一种超轻型飞机，特别是一种直升飞机，其基本重量范围从210公斤到230公斤，而最大起飞重量为450公斤。该飞机的长度(L)范围是在4950和5150毫米之间。构成直升飞机特有的支撑框架的载荷支承结构是由数根钛合金的管状构件制作的，它们会聚成许多结点，位于直升飞机的对称面上的中心结点(KC1…KC4)，相对于对称面而对称分布的横向结点(KL1…KL7)。以三个坐标轴表示的结点空间位置是和选作基本参数的载荷支承结构的长度(M)成比例。

主权项

1、一种超轻型飞机，特别是一种直升飞机，在没有浮筒的情况下，最大起飞重量PM为450公斤；基本重量PV的范围从210到230公斤，它包括一个有管状构件制成的载荷支承结构(50)作为飞机的支撑框架，尾部悬臂(20)紧固在该框架上；按已知的方式，在尾部悬臂的后端设置有尾翼(24)、由等径伞齿轮箱(25)来驱动的反力矩螺旋桨(26)，以及主螺旋桨(30)，上述的载荷支承结构基本上是由许多作为压力杆和拉力杆用的管状构件制成的，会集成许多的中心结点(KC1…KC4)，设置在直升飞机的纵向对称面上；横向结点(KL1…KL7)，对称地设置在上述对称面的二侧，载荷支承结构(50)的上述结点(KC…)和(KL…)的空间位置，以及其它部件，例如主要质量(S1…S5)的空间位置均被表示在X、Y、Z三维坐标轴上，该坐标系的垂直轴Z与主螺旋桨轴(30)的几何轴线相重合，而纵向的X轴和横向的Y轴分别位于由前部件(50A)的下管件所形成的水平面上，在后部，加之部件(50B)，它在高度上进一步升高，形成一个完整的载荷支承结构(50)，其特征在于：1)当除去主螺旋桨时，直升飞机的长度(L)的测定是从载荷支承结构(50)的前部件(50A)的前联横杆(55)开始直到反力矩尾部螺旋桨(26)的等径伞齿轮箱(25)处，其长度范围从4800到5300毫米，最好是从4950到5150毫米；2)载荷支承结构(50)的长度(M)的测定是从上述的横杆(55)到载荷支承结构(50)的末端垂直平面，实际上等于0.4L，即长度M的范围是从1920到2120毫米，最好是从2000到2060毫米；3)表示着陆滑行架(56，56′)之间横向距离的最大宽度(W)的范围是从0.70到0.80M，最好是从0.72到0.75M；4)由主螺旋桨(30)的头部(31)的摇摆板和上述的滑行架(56，56′)的支承面之间所测得的高度(H)的范围最好是从0.43到0.45L，而以最大宽度(W)为基准时，高度(H)的范围是从1.4到1.5W，最好是从1.42到1.46W；5)当用X、Y、Z三坐标轴表示时，以载荷支承结构(50)的长度(M)为基准，结构(50)的部件(50B)的中心结点(KC1…KC4)的坐标值范围是在下列数值之间：(KC1)X=0Z=0.63到0.67M；(KC2)X=0.37到0.40MZ=0.42到0.46M；(KC3)X=-0.044到-0.048MZ=0.37到0.42M；(KC4)X=-0.08到-0.10MZ=0.13到0.16M。6)以载荷支承结构(50)的长度(M)为基准时，结构(50)的部件(50B)的横向结点(KL1…KL4)的坐标值范围是在下列数值之间：(KL1)X=-0.04到-0.05M；Y=±0.19到0.21M；Z=0.40到0.42M；(KL4)X=0.38到0.41M；Y=±0.15到±0.15M；Z=0.13到0.16M；(KL2)X=-0.085到-0.10M；Y=±0.22到0.24M；Z=0.13到0.16M；(KL3)X=-0.11到-0.12M；Y=±0.23到0.24M；Z=0。7)以载荷支承结构(50)的长度(M)为基准时，结构(50)的前部件(50A)的横向结点(KL5…KL7)的坐标值范围是在下列数值之间：(KL5)X=-0.58到-0.62M；Y=±0.190到±0.215M；Z=0；(KL6)X=-0.34到-0.36M；Y=±0.23到±0.24M；Z=0；(KL7)X=-0.34到-0.36M；Y=±0.23到0.24M；Z=0.065到0.075M。