直升机用柔性旋翼及其变矩控制方法

摘要

本发明公开了直升机用柔性旋翼，旋翼包括若干根柔性桨叶，桨叶翼稍固定有翼梢拨片机构；翼梢拨片机构设置有拨片架、小翼以及驱动组件，拨片架固定连接柔性桨叶；柔性桨叶内还封装有导线，导线用于电连接驱动组件与直升机控制系统；驱动组件通过驱动小翼旋转，以带动柔性桨叶的攻角改变，实现旋翼的变总距和变周期距。本发明采用上述直升机用柔性旋翼，柔性桨叶，受突风影响小，更安全，更方便储运及舰载。

权利要求

1.直升机用柔性旋翼，包括若干根桨叶，桨叶均固定于旋翼轴上，其特征在于，所述桨叶为柔性桨叶，其翼稍固定有翼梢拨片机构；翼梢拨片机构设置有拨片架、小翼以及驱动组件，拨片架固定连接柔性桨叶；柔性桨叶内还封装有导线，导线用于电连接驱动组件与直升机控制系统；驱动组件通过驱动小翼旋转，以带动柔性桨叶的攻角改变，实现旋翼的变总距和变周期距。

2.根据权利要求1所述的直升机用柔性旋翼，其特征在于，所述拨片架远离小翼一侧还设置有平衡块，平衡块、小翼分别位于柔性桨叶两侧。

3.根据权利要求1所述的直升机用柔性旋翼，其特征在于，所述小翼设置有两片，两片小翼分别位于柔性桨叶两侧。

4.根据权利要求1所述的直升机用柔性旋翼，其特征在于，所述柔性桨叶的材质为橡胶/聚氨酯/聚氯乙烯/硅胶柔性材质。

5.根据权利要求1‑4任意一项所述的直升机用柔性旋翼的变矩控制方法，其特征在于，当旋翼需要获得A方位的升力分力时，通过驱动组件调整小翼的攻角，使柔性桨叶从C位置下的攻角逐渐减小至A位置，然后再从A位置下逐渐增大攻角至C位置，进而使柔性桨叶在轨迹DAB段的攻角小于轨迹BCD段的攻角，使得旋翼桨盘平面将向A方位倾转从而获得一个朝向A方位的升力分力；其中，A、B、C、D依次为平面中四个方位，相邻方位之间互相垂直。

说明书

直升机用柔性旋翼及其变矩控制方法

技术领域

[0001] 本发明涉及直升机技术领域，尤其是涉及直升机用柔性旋翼及其变矩控制方法。

背景技术

[0002] 直升机是能垂直起降和悬停在空中的飞行器，对起降场地的要求较低，不管是在峡谷、森林、河滩，还是在高大的建筑物顶部，它都能随意起飞和降落；基于直升机具备转向灵活、反应迅速、能够前飞、后飞和侧飞等优势，因此在军事和民用领域得到广泛应用。

[0003] 现有直升机用柔性旋翼是刚性或半刚性的，飞行过程中受到较大突风时，难以有效消除突风的影响，从而造成机体晃动，给机上人员带来不舒适的体验，这也是造成直升机坠毁最主要的事故原因；刚性旋翼直径大，不利于储运以及舰载；直升机在开放场地停机时，刚性旋翼或半刚性旋翼在风力作用下桨叶振动，容易造成疲劳破坏；直升机坠毁时，刚性旋翼或半刚性旋翼触地后会发生粉碎性破坏，给周边人员带来附带损伤；刚性旋翼或半刚性旋翼碰到树梢时刚性大缓冲小也容易破坏；直升机军事应用时，刚性旋翼或半刚性旋翼被子弹击中后粉碎性破坏，难以产生稳定升力，造成直升机坠毁。

发明内容

[0004] 为克服上述不足，本发明将原有的刚性旋翼或半刚性旋翼替换为柔性旋翼，以降低突风对旋翼干扰，提高安全性、稳定性。

[0005] 为实现上述目的，本发明提供了如下技术方案：

[0006] 直升机用柔性旋翼，旋翼包括若干根桨叶，桨叶均固定于旋翼轴上，所述桨叶为柔性桨叶，其翼稍固定有翼梢拨片机构；翼梢拨片机构设置有拨片架、小翼以及驱动组件，拨片架固定连接柔性桨叶；柔性桨叶内还封装有导线，导线用于电连接驱动组件与直升机控制系统；驱动组件通过驱动小翼旋转，以带动柔性桨叶的攻角改变，实现旋翼的变总距和变周期距。

[0007] 优选的，所述拨片架远离小翼一侧还设置有平衡块，平衡块、小翼分别位于柔性桨叶两侧。

[0008] 优选的，所述小翼设置有两片，两片小翼分别位于柔性桨叶两侧。

[0009] 优选的，所述柔性桨叶的材质为橡胶/聚氨酯/聚氯乙烯/硅胶柔性材质。

[0010] 对照上述装置，本发明还提出了直升机用柔性旋翼的变矩控制方法，当旋翼需要获得A方位的升力分力时，通过驱动组件调整小翼的攻角，使柔性桨叶从C位置下的攻角逐渐减小至A位置，然后再从A位置下逐渐增大攻角至C位置，进而使柔性桨叶在轨迹DAB段的攻角小于轨迹BCD段的攻角，使得旋翼桨盘平面将向A方位倾转从而获得一个朝向A方位的升力分力；其中，A、B、C、D依次为平面中四个方位，相邻方位之间互相垂直。

[0011] 本发明采用上述结构的直升机用柔性旋翼，具备如下优势：柔性旋翼在风力作用下发生变形，能够有效降低突风风力的干扰，减小机体晃动幅度，提高直升机安全性能及舒适度；柔性旋翼不转动时会自然下垂，下垂状态的旋翼直径远小于旋转状态的旋翼直径，方便储运及舰载；直升机在开放场地停机时，柔性旋翼在风力作用下桨叶变形，弯折力小，不易造成疲劳损坏；柔性旋翼碰到树梢时缓冲大，不易破坏；柔性性旋翼子弹击中后穿孔，对升力造成的影响小，直升机仍能正常飞行。

附图说明

[0012] 图1为本发明实施例的结构示意图；

[0013] 图2为本发明实施例中翼梢拨片机构的第一种结构示意图；

[0014] 图3为本发明实施例中翼梢拨片机构的第二种结构示意图；

[0015] 图4为本发明实施例中驱动组件的第一种结构示意图；

[0016] 图5为本发明实施例中驱动组件的第二种结构示意图；

[0017] 图6为本发明实施例中柔性桨叶旋转轨迹图。

[0018] 附图标记

[0019] 1、旋翼轴；2、下桨夹；3、上桨夹；4、桨毂；5、柔性桨叶；6、翼梢拨片机构；7、拨片架；8、小翼；9、平衡块；10、罩壳；11、曲柄；12、连杆；13、摇杆；14、电机轴；15、小翼轴。

具体实施方式

[0020] 以下结合附图和实施例对本发明的技术方案作进一步说明。

[0021] 如图1所示，直升机用柔性旋翼，旋翼包括两根柔性桨叶5，柔性桨叶5关于旋翼轴1中心对称。柔性桨叶5两端分别固定有桨毂4和翼梢拨片机构6，桨毂4被上桨夹3和下桨夹2固定于旋翼轴1上。柔性桨叶5内封装有导线，导线用于实现直升机控制系统与翼梢拨片机构6之间的电连接。

[0022] 柔性桨叶5由高强度橡胶材料制作，其内无需设置挥舞铰、摆振铰和变距铰。旋翼快速旋转时，柔性桨叶5在离心力和气动力的作用下展开；旋翼停止时，柔性桨叶5在重力作用下弯曲下垂，旋翼直径比展开状态小很多。柔性桨叶5设置有迎角，转动时带动气流向下，从而产生升力。

[0023] 如图2所示，翼梢拨片机构6包括拨片架7、小翼8、平衡块9、罩壳10、驱动组件，拨片架7固定连接柔性桨叶5，罩壳10容纳驱动组件，小翼8、平衡块9分别位于柔性桨叶5两侧。旋翼旋转时，平衡块9用于平衡小翼8引起的在旋转平面上的扭矩。驱动组件通过改变小翼8的攻角，进而使小翼8产生向上的升力或向下的负升力，进而为柔性桨叶5攻角改变提供扭转力矩，进而实现旋翼的变总距和变周期距。

[0024] 如图3所示，翼梢拨片机构6还可使用小翼8代替平衡块9，两个小翼8相比单个小翼8能提供更大的扭转力矩。该方案可以减小机构架尺寸，以减小旋翼旋转时机构架的风阻，同时能减小翼稍拨片机构6的结构重量。

[0025] 驱动组件主要用于驱动小翼8转动，可采用现有技术中的多种形式。

[0026] 如图4所示，驱动组件包括电机以及依次铰接设置的曲柄11、连杆12、摇杆13，曲柄11的自由端固定连接电机轴14，摇杆13的自由端固定连接小翼8。电机通过驱动曲柄11转动，经连杆12、摇杆13改变小翼8的攻角。如图5所示，曲柄11直接固定于小翼轴15上，从而使罩壳10的密封性更好，但同时摇杆13力臂更短，增大了电机负荷。当然，也可以使用电机直接驱动小翼轴15旋转，但相比于上述两种设计，电机负荷更高。需要注意的是，电机选用伺服电机，以满足变周期距时电机频繁正反转的工况要求。

[0027] 如图6所示，该图为柔性桨叶5上一点的转动轨迹，柔性桨叶5逆时针转动，当柔性旋翼需要获得一个向A方位的升力分力时，通过设置小翼8的攻角，使柔性桨叶5从C位置下的攻角逐渐减小至A位置下的攻角，然后再从A位置下逐渐增大攻角至C位置。由于柔性桨叶5在轨迹DAB段的攻角小于轨迹BCD段的攻角，所以柔性旋翼桨盘平面将向A方位倾转从而获得一个朝向A方位的升力分力；当旋翼需要获得朝向其他方位的升力同理即可。

[0028] 此外，旋翼的柔性桨叶可以也可以是三片、四片等多片形式。

[0029] 以上是本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围不应局限于此。任何熟悉本领域的技术人员在本发明所揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内，因此本发明的保护范围应以权利要求书所限定的保护范围为准。