专利名称：涵道共轴直升机操纵机构的制作方法
技术领域：
本发明设计涉及涵道飞行器、共轴直升机等旋翼飞行器的操纵机构，尤其涉及涵道共轴直升机操纵机构。
背景技术：
近些年来无人机得到了迅猛的发展，特别是采用轴对称布局的共轴式无人直升机。共轴双旋翼直升机由于没有尾桨，运动和动力耦合小，飞控系统容易实现，同时其具有较高的悬停效率、结构紧凑，因此无人直升机很多采用共轴式布局。而近期出现的共轴式无人直升机中，轴对称外形的涵道式共轴无人直升机也得到较大发展。涵道式布局的特点为旋翼被包于涵道内，可以对旋翼起很好的保护作用，而且涵道可以提供附加的升力，提高了气动效率。而且涵道式布局使得旋翼的噪声小，安全性好，适合于复杂条件下起降。如美国西科斯基公司在结合ABC旋翼和涵道尾桨的基础上，研制高性能涵道共轴无人直升机 Cypher0国内外的直升机包括涵道共轴直升机都采用四通道操纵方式。而通过四通道操纵飞行器的六个自由度必将引起耦合。目前的解决办法是通过计算机控制系统进行解耦。由于直升机飞行原理复杂，飞行环境变化多样，因此这种控制系统解耦的方法难度交大，效果并不理想。
发明内容
本发明所要解决的问题就是解决涵道共轴直升机的飞行耦合问题，实现通过单输入得到单输出的操纵效果。众所周知，直升机的操纵存在较大耦合关系，比如当提高旋翼总距时，由于反扭距的增加使得直升机的航向发生变化，形成了垂向速度和航向的耦合。飞行员需要采取措施调整航向。而调整航向的同时又会引起侧向速度的变化。形成航向与侧向速度的耦合。侧向速度的调整又会引起总距的调整等。这些耦合关系增加了直升机的操纵复杂程度。若能有效的解决这些耦合关系将简化操纵，提高飞行安全系数，增加飞行舒适感。本发明依据涵道共轴直升机的特殊构型，设计了独特的六通道操纵机构，通过机械结构实现了从根本上解决直升机的耦合问题。使得飞行器的操纵更加简单，无人机飞行控制系统的设计更加容易。本发明所采用的技术方案为，一种涵道共轴直升机的操纵机构，包括上旋翼系统、 下旋翼系统、连接块和撑杆，其中，所述上旋翼系统包括桨毂、桨叶、第一连杆、摇臂组件、自动倾斜器、第二连杆、上支撑座、舵机座、舵机、滑道、电机、大齿盘、小齿轮、旋翼轴，所述小齿轮与所述电机相互啮合，所述大齿盘与所述小齿轮连接，所述旋翼轴一端与所述大齿盘连接，另一端与所述桨毂连接，所述舵机通过所述舵机座固定在所述桨毂下方，所述上支撑座设置在所述舵机座上方，所述滑道设置在所述上支撑座之上，所述自动倾斜器上有动环和不动环，所述不动环上设有杆状物，所述杆状物伸入所述滑道中，所述舵机通过所述第二连杆与所述自动倾斜器上的不动环连接，所述桨毂通过所述第一连杆与自动倾斜器上的动环连接，所述摇臂组件一端与所述自动倾斜器的动环连接，另一端与所述桨毂连接，所述桨叶设置在所述桨毂上；所述下旋翼系统与所述上旋翼系统结构相同，桨叶旋转方向相反；所述上旋翼系统与所述下旋翼系统通过所述连接块相互连接，并通过所述撑杆与机身连接；所述上、下旋翼系统各有三个舵机、三个第二连杆、三个第一连杆、三个桨毂和三个桨叶，均勻分布，构成六个操纵通道。本发明操纵机构的操纵方法，包括上下旋翼总距同步操纵、上下旋翼差动操纵、纵向周期变矩同步操纵、横向周期变矩同步操纵、纵向周期变矩差动操纵、横向周期变矩差动操纵，具体为
(1)上下旋翼总距同步操纵操纵上旋翼系统中的三个舵机，使自动倾斜器不动环向上，操纵下旋翼系统中的三个舵机，使自动倾斜器同步向上，此时，上、下旋翼系统力矩相互抵消，产生合力变化量，直升机改变垂向速度；
(2)上下旋翼差动操纵操纵上旋翼系统中的三个舵机，使自动倾斜器不动环向上，操纵下旋翼系统中的三个舵机，使自动倾斜器不动环反向向下，此时上下旋翼合力不变，产生力矩变化量，此时直升机只改变航向；
(3)纵向周期变矩同步操纵操纵上旋翼系统中的三个舵机，使自动倾斜器不动环倾斜，操纵下旋翼系统中的三个舵机，使自动倾斜器不动环同步倾斜，上旋翼拉力与下旋翼拉力的合力方向发生变化，即前倾，上旋翼力矩与下旋翼力矩相互抵消，此时，直升机只改变前向速度；
(4)横向周期变矩同步操纵操纵上旋翼系统中的三个舵机，使自动倾斜器不动环倾斜，操纵下旋翼系统中的三个舵机，使自动倾斜器不动环同步倾斜，上旋翼拉力与下旋翼拉力的合力方向发生变化，即侧倾，上旋翼力矩与下旋翼力矩相互抵消，此时，直升机只改变侧向速度；
(5)纵向周期变矩差动操纵操纵上旋翼系统中的三个舵机，使自动倾斜器不动环倾斜，操纵下旋翼系统中的三个舵机，使自动倾斜器不动环反向倾斜，上旋翼拉力与下旋翼拉力的合力方向不改变，而上旋翼力矩与下旋翼力矩的合力矩发生变化，产生俯仰力矩，此时，直升机只改变俯仰姿态；
(6)横向周期变矩差动操纵操纵上旋翼系统中的三个舵机，使自动倾斜器不动环倾斜，操纵下旋翼系统中的三个舵机，使自动倾斜器不动环反向倾斜，上旋翼拉力与下旋翼拉力的合力方向不改变，而上旋翼力矩与下旋翼力矩的合力矩发生变化，产生滚转力矩，因此此时，直升机只改变滚转姿态。相对于现有技术，本发明具有以下优点
(1)本操纵机构利用对称性抵消操纵引起的耦合，实现解耦操纵，通过六自由度的操纵方式，实现完全解耦的操纵系统，解决了欠输入多输出的控制耦合问题，使得飞行器的操纵更加简单，无人机飞行控制系统的设计更加容易。(2)具有解耦操纵系统的飞行器具有普通飞行器无法实现的飞行能力，增强了飞行器的功能，使得其应用范围更加广泛。(3)通过结构优化设计，使得共轴涵道直升机结构极其紧凑，有效缩小了上下旋翼间距，减少旋翼之间的气动干扰。
图1为操纵机构主视图； 图2为操纵机构俯视图3为操纵机构轴式图； 图4为总距同步操纵原理图； 图5为总距差动操纵原理图； 图6为纵、横向周期变距同步操纵原理图； 图7为纵、横向周期变距差动操纵原理图。其中1、桨毂，2、桨叶，3、第一连杆，4、摇臂组件，5、自动倾斜器，6、第二连杆，7、 上支撑座，8、舵机座，9、舵机，10、滑道，11、电机，、12、大齿盘，13、小齿盘，14、连接块，15、撑杆，16、旋翼轴；
F1、上旋翼拉力，F2、下旋翼拉力，AF、上旋翼拉力与下旋翼拉力合力变量，Ml、上旋翼力矩，M2、下旋翼力矩，ΔΜ、上旋翼力矩与下旋翼力矩合力矩变量。
具体实施例方式下面结合
本发明的优选实施方式
如图1至图3所示，一种涵道共轴直升机的操纵机构，包括上旋翼系统、下旋翼系统、连接块14和撑杆15，其中，所述上旋翼系统包括桨毂1、桨叶2、第一连杆3、摇臂组件4、自动倾斜器5、第二连杆6、上支撑座7、舵机座8、舵机9、滑道10、电机11、大齿盘12、小齿轮13、 旋翼轴16，所述小齿轮13与所述电机11连接，所述大齿盘12与所述小齿轮13相互啮合， 所述旋翼轴16 —端与所述大齿盘12连接，另一端与所述桨毂1连接，所述舵机9通过所述舵机座8固定在所述桨毂1下方，所述上支撑座7设置在所述舵机座8上方，所述滑道10 设置在所述上支撑座7之上，所述自动倾斜器5上有动环和不动环，所述不动环上设有杆状物，所述杆状物伸入所述滑道10中，所述舵机9通过所述第二连杆6与所述自动倾斜器5 上的不动环连接，所述桨毂1通过所述第一连杆3与自动倾斜器5上的动环连接，所述摇臂组件4 一端与所述自动倾斜器5的动环连接，另一端与所述桨毂1连接，所述桨叶2设置在所述桨毂1上，所述舵机9、第二连杆6、第一连杆3、桨毂1和桨叶2均有三个，构成三个操纵通道；所述下旋翼系统与所述上旋翼系统结构相同，桨叶旋转方向相反；所述上旋翼系统与所述下旋翼系统通过所述连接块14相互连接，并通过所述撑杆15与机身连接。所述上下旋翼系统，对称的分布在机身中部，整体重心位于上下旋翼中部，上旋翼为右旋旋翼，下旋翼为左旋旋翼。图4至图7所示，为涵道共轴旋翼操纵原理图。如图4中，当上下旋翼总距同步操纵时操纵上旋翼3个舵机，使自动倾斜器不动环向上，操纵下旋翼上3个舵机使自动倾斜器同步向上，上下旋翼力矩相互抵消，合力变化量为AF。此时直升机改变垂向速度。如图5中，当上下旋翼差动操纵时操纵上旋翼3个舵机，使自动倾斜器不动环向上，操纵下旋翼上3个舵机使自动倾斜器不动环反响向下，此时上下旋翼合力不变，力矩变化量为ΔΜ，此时直升机只改变航向。如图6中纵向周期变矩同步操纵时操纵上旋翼3个舵机，使自动倾斜器不动环倾斜，操纵下旋翼3个舵机，使自动倾斜器不动环同步倾斜，上旋翼拉力Fl与下旋翼拉力F2 的合力方向发生变化(前倾)，上旋翼力矩Ml与下旋翼力矩M2相互抵消，因此只改变前向速度。同样横向周期变矩同步操纵时，上旋翼拉力Fl与下旋翼拉力F2的合力方向发生变化 (侧倾)，上旋翼力矩Ml与下旋翼力矩M2相互抵消，因此只改变侧向速度。如图7中，当纵向周期变矩差动操纵时操纵上旋翼3个舵机，使自动倾斜器不动环倾斜，操纵下旋翼3个舵机，使自动倾斜器不动环反向倾斜，上旋翼拉力Fl与下旋翼拉力 F2的合力方向不改变，而上旋翼力矩Ml与下旋翼力矩M2的合力矩发生变化(俯仰力矩)，因此只改变俯仰姿态。同样横向周期变矩差动操纵时，上旋翼拉力Fl与下旋翼拉力F2的合力方向不改变，而上旋翼力矩Ml与下旋翼力矩M2的合力矩发生变化(滚转力矩)，因此只改变滚转姿态。
权利要求
1.一种涵道共轴直升机的操纵机构，包括上旋翼系统、下旋翼系统、连接块(14)和撑杆(15)，其中，所述上旋翼系统包括桨毂(1)、桨叶(2)、第一连杆(3)、摇臂组件(4)、自动倾斜器(5)、第二连杆(6)、上支撑座(7)、舵机座(8)、舵机(9)、滑道(10)、电机(11)、大齿盘 (12)、小齿轮(13)、旋翼轴(16)，所述小齿轮(13)与所述电机(11)连接，所述大齿盘(12)与所述小齿轮(13)相互啮合，所述旋翼轴(16)—端与所述大齿盘(12)连接，另一端与所述桨毂(1)连接，所述舵机(9 )通过所述舵机座(8 )固定在所述桨毂(1)下方，所述上支撑座(7 ) 设置在所述舵机座(8 )上方，所述滑道(10 )设置在所述上支撑座(7 )之上，所述自动倾斜器 (5)上有动环和不动环，所述不动环上设有杆状物，所述杆状物伸入所述滑道(10)中，所述舵机(9 )通过所述第二连杆(6 )与所述自动倾斜器(5 )上的不动环连接，所述桨毂(1)通过所述第一连杆(3 )与自动倾斜器(5 )上的动环连接，所述摇臂组件(4 ) 一端与所述自动倾斜器(5 )的动环连接，另一端与所述桨毂(1)连接，所述桨叶(2 )设置在所述桨毂(1)上；所述下旋翼系统与所述上旋翼系统结构相同，桨叶旋转方向相反；所述上旋翼系统与所述下旋翼系统通过所述连接块(14)相互连接，并通过所述撑杆(15)与机身连接；其特征在于所述上、下旋翼系统各有三个舵机(9 )、三个第二连杆(6 )、三个第一连杆(3 )、三个桨毂(1)和三个桨叶(2)，均勻分布，构成六个操纵通道。
2.如权利要求1所述的涵道共轴直升机的操纵机构的操纵方法，包括上下旋翼总距同步操纵、上下旋翼差动操纵、纵向周期变矩同步操纵、横向周期变矩同步操纵、纵向周期变矩差动操纵、横向周期变矩差动操纵，该方法的特征在于(1)上下旋翼总距同步操纵操纵上旋翼系统中的三个舵机，使自动倾斜器不动环向上，操纵下旋翼系统中的三个舵机，使自动倾斜器同步向上，此时，上、下旋翼系统力矩相互抵消，产生合力变化量(AF)，直升机改变垂向速度；(2)上下旋翼差动操纵操纵上旋翼系统中的三个舵机，使自动倾斜器不动环向上，操纵下旋翼系统中的三个舵机，使自动倾斜器不动环反向向下，此时上下旋翼合力不变，产生力矩变化量(ΔΜ)，此时直升机只改变航向；(3)纵向周期变矩同步操纵操纵上旋翼系统中的三个舵机，使自动倾斜器不动环倾斜，操纵下旋翼系统中的三个舵机，使自动倾斜器不动环同步倾斜，上旋翼拉力(Fl)与下旋翼拉力(F2)的合力方向发生变化，即前倾，上旋翼力矩(Ml)与下旋翼力矩(M2)相互抵消， 此时，直升机只改变前向速度；(4)横向周期变矩同步操纵操纵上旋翼系统中的三个舵机，使自动倾斜器不动环倾斜，操纵下旋翼系统中的三个舵机，使自动倾斜器不动环同步倾斜，上旋翼拉力(Fl)与下旋翼拉力(F2)的合力方向发生变化，即侧倾，上旋翼力矩(Ml)与下旋翼力矩(M2)相互抵消， 此时，直升机只改变侧向速度；(5)纵向周期变矩差动操纵操纵上旋翼系统中的三个舵机，使自动倾斜器不动环倾斜，操纵下旋翼系统中的三个舵机，使自动倾斜器不动环反向倾斜，上旋翼拉力(Fl)与下旋翼拉力(F2)的合力方向不改变，而上旋翼力矩(Ml)与下旋翼力矩(M2)的合力矩发生变化， 产生俯仰力矩，此时，直升机只改变俯仰姿态；(6)横向周期变矩差动操纵操纵上旋翼系统中的三个舵机，使自动倾斜器不动环倾斜，操纵下旋翼系统中的三个舵机，使自动倾斜器不动环反向倾斜，上旋翼拉力(Fl)与下旋翼拉力(F2)的合力方向不改变，而上旋翼力矩(Ml)与下旋翼力矩(M2)的合力矩发生变化，产生滚转力矩，因此此时，直升机只改变滚转姿态。
全文摘要
本发明涉及一种涵道共轴直升机操纵机构，旨在解决涵道共轴直升机的飞行耦合问题，实现通过单输入得到单输出的操纵效果。本操纵机构采用上下旋翼系统分布在机身中部，上下旋翼各三个操纵通道，比普通涵道共轴直升机多两个通道，该六个操纵通道分别是总距同步操纵、总距差动操纵、纵向周期变矩同步操纵、纵向周期变矩差动操纵、横向周期变矩同步操纵、横向周期变矩差动操纵，可以单独控制飞行器的前向速度、侧向速度、垂向速度、俯仰角、滚转角、和航向角。本操纵机构利用对称性抵消操纵引起的耦合，实现解耦操纵，具有该解耦操纵系统的飞行器，通过六自由度的操纵方式，解决了欠输入多输出的控制耦合问题，使得飞行器的操纵更加简单。该操纵机构在军事和民用领域都有广阔的应用前景。
文档编号B64C27/10GK102501968SQ20111045650
公开日2012年6月20日 申请日期2011年12月31日 优先权日2011年12月31日
发明者刘龑, 林志昆, 王兴龙, 胡庆, 郭剑东 申请人:南京航空航天大学