共万向轴式全刚性双旋翼直升机的制作方法
本发明涉及航空飞行装备的技术领域，尤其是涉及一种共万向轴式全刚性双旋翼直升机。
背景技术
旋翼直升机包括多种形式，主要有：单旋翼、共轴双旋翼和不共轴的多旋翼。
单旋翼直升机的飞控机构一般包括旋翼和尾桨；旋翼旋转时，会对直升机机身产生反作用力矩，该反作用力矩趋于驱动直升机绕机身轴线转动，影响机身的平衡；在直升机尾部的侧面设置尾桨，利用尾桨旋转产生的对机身的力矩，来平衡旋翼的反作用力矩。
旋翼旋转时，旋翼中向机头方向转动的前行桨叶的相对气流速度，高于向机尾方向转动的后行桨叶的相对气流速度，前行桨叶产生的升力大于后行桨叶产生的升力，导致机身两侧的升力分布不均；升力分布不均，会使机身向一侧翻滚，不利于机身平衡。因此，现有技术中的单旋翼直升机的桨叶一般采用全铰接式来与旋翼轴连接，桨叶与旋翼轴之间实现全铰接式连接的结构一般包括挥舞铰、摆振铰和变距铰；挥舞铰使桨叶可相对于旋翼轴在一定范围内上下摆动，以解决机身两侧升力分布不均的问题；摆振铰使桨叶可沿桨叶的回转方向在一定范围内摆动；变距铰使桨叶可绕自身轴线在一定范围内偏转，以调节桨叶相对旋翼轴的安装角，调整桨叶产生的升力。
共轴双旋翼直升机包括两组沿旋翼轴的轴向上下间隔设置的旋翼，两组旋翼的转动方向相反，两组旋翼旋转对机身产生的反作用力矩可相互平衡，从而共轴双旋翼直升机可省略尾桨。
单旋翼直升机和共轴双旋翼直升机，桨叶一般与自动倾斜器连接，驾驶员可通过自动倾斜器来调整桨叶相对于旋翼轴的安装角，即调整桨叶的迎角，实现桨叶变距，从而调节旋翼的升力大小，对直升机的运动状况进行控制。
不共轴的多旋翼直升机，各个旋翼中的桨叶分别固定连接于各个旋翼轴，各个旋翼轴在直升机上间隔布置，通过控制各个旋翼的转动方向和转动大小，使各个旋翼相互配合，来对直升机进行运动控制。
从上可知，现有技术中的单旋翼直升机和共轴双旋翼直升机，桨叶与旋翼轴之间一般需要设置变距铰，并通过自动倾斜器来对桨叶进行变距控制，飞控机构比较复杂，并且操控难度较大；不共轴的多旋翼直升机则需要控制多个旋翼相互配合，平衡因素较大，操控难度较大。
公开于该背景技术部分的信息仅仅旨在加深对本发明的总体背景技术的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。
技术实现要素：
本发明的目的在于提供一种共万向轴式全刚性双旋翼直升机，以缓解现有技术中的直升机所存在的操控难度较大的技术问题。
本发明提供的共万向轴式全刚性双旋翼直升机包括：机身、旋翼轴、旋翼和驱动装置；旋翼轴包括内转轴和外转轴；旋翼包括上旋翼和下旋翼；内转轴和外转轴共轴，并且均通过万向轴承组件与机身连接，可相对机身绕同一固定支点转动；固定支点位于内转轴的轴线上；驱动装置分别与内转轴和外转轴传动连接，以分别驱动内转轴绕自身轴线转动和外转轴绕自身轴线转动；上旋翼固定连接于内转轴，下旋翼固定连接于外转轴；上旋翼和下旋翼沿内转轴的轴向间隔分布。
进一步的，上旋翼包括上桨毂和多片上桨叶，上桨毂固定连接于内转轴的端部；多片上桨叶沿内转轴的周向均匀间隔分布，并且均固定连接于上桨毂；下旋翼包括下桨毂和多片下桨叶，下桨毂固定连接于外转轴的端部；多片下桨叶沿外转轴的周向均匀间隔分布，并且均固定连接于下桨毂。
进一步的，万向轴承组件包括转环和传动架体；内转轴和外转轴均转动连接于传动架体，且均可相对传动架体绕自身轴线转动；传动架体转动连接于转环，可相对转环绕第一轴线转动；转环转动连接于机身，可相对于机身绕第二轴线转动；第一轴线与第二轴线相交于固定支点。
进一步的，第一轴线垂直于第二轴线。
进一步的，外转轴通过上轴套转动连接于传动架体；内转轴从外转轴中穿过，并且通过转动连接组件与传动架体和外转轴转动连接。
进一步的，驱动装置包括第一锥齿轮、第二锥齿轮和第三锥齿轮；外转轴与第二锥齿轮固定连接；内转轴从外转轴中穿过，与第一锥齿轮固定连接；第三锥齿轮转动连接于传动架体，可相对传动架体绕自身轴线转动，并且两侧分别与第一锥齿轮和第二锥齿轮啮合。
进一步的，驱动装置包括两个第三锥齿轮，两个第三锥齿轮相对设置。
进一步的，驱动装置还包括发动机驱动组件和第一万向节，发动机驱动组件通过第一万向节与内转轴传动连接。
进一步的，驱动装置包括第一电机和第二电机，第一电机和第二电机均连接于传动架体，并且第一电机的转子和第二电机的转子共轴；外转轴与第二电机的转子传动连接；内转轴从外转轴中穿过，与第一电机的转子传动连接。
进一步的，本发明提供的共万向轴式全刚性双旋翼直升机还包括第二万向节和操纵杆，操纵杆通过第二万向节连接于内转轴远离上旋翼的一端，用于驱动内转轴和外转轴相对机身绕固定支点转动。
本发明提供的共万向轴式全刚性双旋翼直升机，涉及航空飞行装备的技术领域。本发明提供的共万向轴式全刚性双旋翼直升机包括：机身、旋翼轴、旋翼和驱动装置；旋翼轴包括内转轴和外转轴；旋翼包括上旋翼和下旋翼；内转轴和外转轴共轴，并且均通过万向轴承组件与机身连接，可相对机身绕同一固定支点转动；固定支点位于内转轴的轴线上；驱动装置分别与内转轴和外转轴传动连接，以分别驱动内转轴绕自身轴线转动和外转轴绕自身轴线转动；上旋翼固定连接于内转轴，下旋翼固定连接于外转轴；上旋翼和下旋翼沿内转轴的轴向间隔分布。本发明提供的共万向轴式全刚性双旋翼直升机，可通过驱动装置驱动上旋翼和下旋翼分别向相反方向转动，上旋翼对机身的反作用力矩和下旋翼对机身的反作用力矩可相互抵消，有利于机身的平衡；另外，上旋翼产生的升力在两侧的分布不均，与下旋翼产生的升力在两侧的分布不均，可相互平衡，有利于机身的平衡。
由于装载的载荷不同，直升机的机身的重心会发生偏移；一般情况下，机身的重心不在旋翼轴的轴线上。
本发明提供的共万向轴式全刚性双旋翼直升机，装载载荷后，机身的重心发生偏移。在第一飞行状态时，机身的重心不在内转轴的轴线上；将固定支点与机身的重心之间的连线记为机轴；在第一飞行状态，机轴与内转轴的轴线不重合。在固定支点，旋翼轴对机身产生沿内转轴的轴线方向的旋翼拉力。机身的重力过重心竖直向下，机身重力在固定支点产生第一力矩。机身在飞行过程中受到空气阻力，该空气阻力的方向与飞行方向相反，并且在固定支点产生第二力矩，该第二力矩可等效为过重心且垂直于机轴的空阻等效力在固定支点产生的力矩。
在飞行过程中，驾驶员可通过驱动装置控制旋翼的转速，来控制旋翼拉力的大小。本发明提供的共万向轴式全刚性双旋翼直升机中，内转轴和外转轴可相对机身绕固定支点转动，即旋翼轴的轴线与机轴之间的夹角可调节。空气阻力的大小受飞行速度影响，即空阻等效力受飞行速度影响。
在飞行过程中，本发明提供的共万向轴式全刚性双旋翼直升机，旋翼轴可逐渐转动至与机轴重合；空阻等效力随飞行速度变化；驾驶员控制旋翼拉力的大小，可使机身重力沿垂直于机轴方向的分力与空阻等效力平衡，机身重力沿机轴方向的分力与旋翼拉力平衡，本发明提供的共万向轴式全刚性双旋翼直升机从第一飞行状态逐渐调整至平衡状态，实现悬停或者匀速直线飞行。
在本发明提供的共万向轴式全刚性双旋翼直升机的飞行状态调整过程，可不借助现有技术的直升机中的尾桨和自动倾斜器等部件，通过旋翼轴相对于机身绕固定支点转动，使得机身重力产生的力矩与空气阻力产生的力矩之间相互平衡，从而易于使本发明提供的共万向轴式全刚性双旋翼直升机达到动态平衡，降低了操控难度，缓解了现有技术中的直升机所存在的操控难度较大的技术问题。
为使本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举本发明较佳实施例，并配合所附附图，做详细说明如下。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的共万向轴式全刚性双旋翼直升机的结构示意图；
图2为本发明实施例提供的共万向轴式全刚性双旋翼直升机中旋翼轴、传动架体和转环的结构示意图；
图3为本发明实施例提供的共万向轴式全刚性双旋翼直升机中驱动装置的第一种实施方式的结构示意图；
图4为本发明实施例提供的共万向轴式全刚性双旋翼直升机中驱动装置的第二种实施方式的结构示意图；
图5为本发明实施例提供的共万向轴式全刚性双旋翼直升机平衡状态时的受力分析图；
图6为本发明实施例提供的共万向轴式全刚性双旋翼直升机的飞行姿态操纵原理图。
图7为本发明实施例提供的共万向轴式全刚性双旋翼直升机的飞行姿态操纵示意图。
图标：011-内转轴；012-上旋翼；021-外转轴；022-下旋翼；03-传动架体；031-耳轴；04-转环；041-环轴；051-第一锥齿轮；052-第二锥齿轮；053-第三锥齿轮；061-第一电机；062-第二电机；07-第一万向节；08-操纵杆；081-滑槽；082-手柄；083-滑块；084-滑销；09-第二万向节。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
本发明提供的共万向轴式全刚性双旋翼直升机包括：机身、旋翼轴、旋翼和驱动装置；旋翼轴包括内转轴011和外转轴021；旋翼包括上旋翼012和下旋翼022；内转轴011和外转轴021共轴，并且均通过万向轴承组件与机身连接，可相对机身绕同一固定支点转动；固定支点位于内转轴011的轴线上；驱动装置分别与内转轴011和外转轴021传动连接，以分别驱动内转轴011绕自身轴线转动和外转轴021绕自身轴线转动；上旋翼012固定连接于内转轴011，下旋翼022固定连接于外转轴021；上旋翼012和下旋翼022沿内转轴011的轴向间隔分布。
具体地，本发明实施例提供的共万向轴式全钢性双旋翼直升机，可通过驱动装置驱动上旋翼012和下旋翼022分别向相反方向转动，上旋翼012对机身的反作用力矩和下旋翼022对机身的反作用力矩可相互抵消，有利于机身的平衡；另外，上旋翼012产生的升力在两侧的分布不均，与下旋翼022产生的升力在两侧的分布不均，可相互平衡，有利于机身的平衡。
由于装载的载荷不同，直升机的机身的重心会发生偏移；一般情况下，机身的重心不在旋翼轴的轴线上。
本发明实施例提供的共万向轴式全钢性双旋翼直升机，装载载荷后，机身的重心发生偏移。在第一飞行状态时，机身的重心不在内转轴011的轴线上；将固定支点与机身的重心之间的连线记为机轴；在第一飞行状态，机轴与内转轴011的轴线不重合。在固定支点，旋翼轴对机身产生沿内转轴011的轴线方向的旋翼拉力。机身的重力过重心且沿竖直向下，机身重力在固定支点产生第一力矩。机身在飞行过程中受到空气阻力，该空气阻力的方向与飞行方向相反，并且在固定支点产生第二力矩，该第二力矩可等效为过重心且垂直于机轴的空阻等效力在固定支点产生的力矩。
在飞行过程中，驾驶员可通过驱动装置控制旋翼的转速，来控制旋翼拉力的大小。本发明实施例提供的共万向轴式全钢性双旋翼直升机中，内转轴011和外转轴021可相对机身绕固定支点转动，即旋翼轴的轴线与机轴之间的夹角可调节。空气阻力的大小受飞行速度影响，即空阻等效力受飞行速度影响。
在飞行过程中，本发明实施例提供的共万向轴式全钢性双旋翼直升机，旋翼轴可逐渐转动至与机轴重合；空阻等效力随飞行速度变化；驾驶员控制旋翼拉力的大小，可使机身重力沿垂直于机轴方向的分力与空阻等效力平衡，机身重力的沿机轴方向的分力与旋翼拉力平衡，本发明实施例提供的共万向轴式全钢性双旋翼直升机从第一飞行状态逐渐调整至平衡状态，实现悬停或者匀速直线飞行。
在本发明实施例提供的共万向轴式全钢性双旋翼直升机的飞行状态调整过程，可不借助现有技术的直升机中的尾桨和自动倾斜器等部件，通过旋翼轴相对于机身绕固定支点转动，使得机身重力产生的力矩与空气阻力产生的力矩之间相互平衡，从而易于使本发明实施例提供的共万向轴式全钢性双旋翼直升机达到动态平衡，降低了操控难度。
本发明实施例提供的共万向轴式全钢性双旋翼直升机中，旋翼与旋翼轴之间实现全刚性连接，省去了现有技术中“挥舞铰”、“摆振铰”和“变距铰”这类构件及其附属的复杂操纵机构，降低了两组旋翼相互靠近发生干涉碰撞的风险，为简化操纵机构和操纵方法、提高有效载荷、提升最大飞行速度和上升动力创造了基础条件。
需要说明的是，机身装载货物后，机身的重心发生偏移，机轴相对于竖直方向的倾斜角度应该不大于旋翼轴相对于竖直方向的最大转动角度，应使旋翼轴可绕固定支点转动至与机轴重合。
具体地，请参照图1，外转轴021为空心结构；内转轴011从外转轴021中穿过，并且内转轴011的两端均超出外转轴021。内转轴011靠近机身的端部和外转轴021靠近机身的端部均与驱动装置连接。上旋翼012位于下旋翼022远离机身的一侧。
本发明实施例提供的共万向轴式全钢性双旋翼直升机，上旋翼012固定连接于内转轴011；下旋翼022固定连接于外转轴021。需要说明的是，术语“固定连接”包括螺栓连接和焊接等刚性连接方式。
本发明实施例提供的共万向轴式全钢性双旋翼直升机省去了挥舞铰、摆振铰和变距铰，使旋翼的连接结构更加简化，结构更加可靠。
间隔设置的两组旋翼在旋转时，在气流作用下具有相互靠近的趋势。本发明实施例提供的共万向轴式全钢性双旋翼直升机，旋翼与旋翼轴固定连接，从而降低了两组旋翼相互靠近发生干涉碰撞的风险。
进一步的，上旋翼012包括上桨毂和多片上桨叶，上桨毂固定连接于内转轴011的端部；多片上桨叶沿内转轴011的周向均匀间隔分布，并且均固定连接于上桨毂；下旋翼022包括下桨毂和多片下桨叶，下桨毂固定连接于外转轴021的端部；多片下桨叶沿外转轴021的周向均匀间隔分布，并且均固定连接于下桨毂。
具体地，上旋翼012包括2-5个上桨叶，上桨叶沿上桨毂的周向均匀间隔分布于上桨毂上。下旋翼022包括2-5个下桨叶，下桨叶沿下桨毂的周向均匀间隔分布于下桨毂上。
在一些实施例中，上桨叶和下桨叶的形状相同，且尺寸相等。上旋翼012包括上桨叶的数量等于下旋翼022包括下桨叶的数量。
进一步的，万向轴承组件包括转环04和传动架体03；内转轴011和外转轴021均转动连接于传动架体03，且均可相对传动架体03绕自身轴线转动；传动架体03转动连接于转环04，可相对转环04绕第一轴线转动；转环04转动连接于机身，可相对于机身绕第二轴线转动；第一轴线与第二轴线相交于固定支点。
具体地，请参照图2，转环04包围传动架体03；转环04的相对的两侧分别连接有环轴041，环轴041与转环04固定，并且两侧的环轴041的轴线共线；两侧的环轴041通过轴承转动连接于机身，使得转环04可相对机身绕环轴041的轴线转动。环轴041的轴线即为第二轴线。
转环04还设置有耳轴孔。耳轴孔的轴线与环轴041的轴线相交。传动架体03的两个相对的侧面上分别设置有与耳轴孔配合的耳轴031；耳轴031插入耳轴孔中，通过轴承与转环04转动连接，使得传动架体03可相对转环04绕耳轴孔的轴线转动。耳轴孔的轴线即为第一轴线。
内转轴011和外转轴021均连接于传动架体03，环轴041的轴线与耳轴孔的轴线的交点位于内转轴011的轴线上，该交点即为固定支点。
通过万向轴承组件，旋翼轴与机身之间的这种三级转动链接方式使旋翼轴轴向相对于机身具有了二自由度的变化，不再是固定不变的，实现了万向轴式的连接。
采用这种万向轴式的连接，不仅可以通过控制旋翼轴轴向在圆锥角内的变化来操纵直升机的飞行姿态，而且还可以利用机身重心与旋翼轴重心的相对位置实现重力矩与阻力矩之间的自动平衡，不需要附加平衡机构及人为操纵就可以让机身重心自动回到平衡位置，即具有自稳功能。
进一步的，第一轴线垂直于第二轴线。
在一些实施例中，环轴041的轴线与耳轴孔的轴线垂直且相交。
作为另一种实施方式，环轴041的轴线与耳轴孔的轴线相交，并且夹角大于0°，小于90°。
进一步的，外转轴021通过上轴套转动连接于传动架体03；内转轴011从外转轴021中穿过，并且通过转动连接组件与传动架体03和外转轴021转动连接。
具体地，外转轴021伸入传动架体03中，并且通过上轴套转动连接于传动架体03。
转动连接组件包括下轴套和轴承。内转轴011从外转轴021和传动架体03穿过，并且内转轴011通过轴承与外转轴021转动连接，内转轴011靠近机身的一端伸出外转轴021，且通过下轴套与传动架体03转动连接。
在一些实施例中，内转轴011与外转轴021之间设置有两个轴承，两个轴承沿外转轴021的轴线方向间隔分布，分别位于外转轴021靠近下旋翼022的端部和外转轴021靠近机身的端部。
进一步的，驱动装置包括第一锥齿轮051、第二锥齿轮052和第三锥齿轮053；第二锥齿轮052连接于外转轴021；第一锥齿轮051连接于内转轴011；第三锥齿轮053转动连接于传动架体03，可相对传动架体03绕自身轴线转动，并且两侧分别与第一锥齿轮051和第二锥齿轮052啮合。
具体地，请参照图3，第一锥齿轮051与第二锥齿轮052同轴，并且通过第三锥齿轮053传动连接；第一锥齿轮051与第二锥齿轮052的转动方向相反，从而实现内转轴011和外转轴021的转动方向相反。
在一些实施例中，第一锥齿轮051的齿数等于第二锥齿轮052的齿数，使得内转轴011的转速等于外转轴021的转速。
作为另一种实施方式，第一锥齿轮051的齿数大于第二锥齿轮052的齿数，使得外转轴021的转速大于内转轴011的转速，单个下桨叶产生的升力大于单个上桨叶产生的升力。下旋翼022包括的下桨叶的数量小于上旋翼012包括的上桨叶的数量。通过使第一锥齿轮051与第二锥齿轮052之间的齿数比，与上桨叶与下桨叶之间的数量比相配合，使得本发明实施例提供的共万向轴式全钢性双旋翼直升机的两侧的升力保持分布均匀。
进一步的，驱动装置包括两个第三锥齿轮053，两个第三锥齿轮053相对设置。
具体地，两个第三锥齿轮053的轴线共线，使得第一锥齿轮051与第二锥齿轮052传动过程中受力分布更加均匀，传动更加平稳。
进一步的，驱动装置还包括发动机驱动组件和第一万向节07，发动机驱动组件通过第一万向节07与内转轴011传动连接。
具体地，发动机驱动组件包括发动机和减速器；发动机固定于机身，减速器的输入轴与发动机的输出轴传动连接。
内转轴011伸出传动架体03；第一万向节07的一端与内转轴011连接，另一端与减速器的输出轴连接，使得内转轴011可相对减速器的输出轴转动。内转轴011相对机身绕固定支点发生转动，第一万向节07可使减速器的输出轴与内转轴011保持传动连接。
作为另一种实施方式，驱动装置包括电动机，电动机安装于传动架体03，并且电动机的输出轴与内转轴011传动连接。
进一步的，驱动装置包括第一电机061和第二电机062，第一电机061和第二电机062均连接于传动架体03，并且第一电机061的转子和第二电机062的转子同轴；外转轴021与第二电机062的转子传动连接；内转轴011穿过外转轴021和第二电机062，与第一电机061的转子传动连接。
具体地，请参照图4，第一电机061和第二电机062沿内转轴011的轴向分布，第二电机062位于第一电机061远离机身的一端；外转轴021通过键与第二电机062的转子传动连接；内转轴011穿过外转轴021和第一电机061的转子，并且与第一电机061的转子通过键传动连接。
第一电机061带动内转轴011转动，第二电机062带动外转轴021转动。内转轴011的转速大小和方向与外转轴021的转速大小和方向可分别进行独立控制，简化了动力传输机构。
上述驱动装置的两种实施方式，一是简化了驱动装置与旋翼轴的连接结构，便于旋翼轴轴向控制；二是利于旋翼轴重心配重，对于飞行姿态平衡控制有重要意义。
进一步的，本发明实施例提供的共万向轴式全钢性双旋翼直升机还包括第二万向节09和操纵杆08，操纵杆08通过第二万向节09连接于内转轴011远离上旋翼012的一端，用于驱动内转轴011和外转轴021相对机身绕固定支点转动。
在一些实施例中，内转轴011的转动由第一电机061驱动，第二万向节09的一端与内转轴011连接，另一端与操纵杆08连接；驾驶员通过操纵杆08可驱动内转轴011绕固定支点转动，以调节旋翼轴与机轴之间的角度。
在一些实施例中，内转轴011的转动由发动机驱动组件来驱动，内转轴011的端部与第二万向节09的第一端连接；第二万向节09的第二端与第一万向节07的第一端连接，并且操纵杆08连接于第二万向节09的第二端端部；第一万向节07的第二端与减速器的输出轴连接。驾驶员通过操纵杆08可驱动内转轴011绕固定支点转动，以调节旋翼轴与机轴之间的角度。
请参照图1和图7，本发明实施例提供的共万向轴式全刚性双旋翼直升机，操纵杆08通过第二万向节09与内转轴011的下端部转动连接来控制旋翼轴轴向，进而控制直升机的飞行姿态；操纵杆08包括滑槽081、手柄082、滑块083和滑销084；通过滑槽081、滑块083和滑销084相互配合，可以由手柄082控制旋翼轴轴向在一个给定的圆锥角内变化；放开手柄082，让旋翼轴处于自由状态，直升机可以自动回到平衡状态。
进一步的，旋翼轴重心位于固定支点靠近机身的一侧，或者旋翼轴重心与固定支点重合。
具体地，当内转轴011的转动由第一电机061驱动时，旋翼轴重心是指旋翼、旋翼轴、第一电机061、第二电机062和传动架体03作为整体的重心。第一电机061、第二电机062和传动架体03具有配重的作用，使得旋翼轴重心向机身偏移。
当内转轴011的转动由发动机驱动组件驱动时，旋翼轴重心是指旋翼、旋翼轴、第一锥齿轮051、第二锥齿轮052、第三锥齿轮053和传动架体03作为整体的重心。第一锥齿轮051、第二锥齿轮052、第三锥齿轮053和传动架体03具有配重的作用，使得旋翼轴重心向机身偏移。
请参照图1和图2，耳轴031设置于传动架体03远离机身的端部。旋翼轴重心位于耳轴031的轴线与环轴041的轴线形成的平面的靠近机身的一侧，或者旋翼轴重心位于耳轴031的轴线上。
本发明实施例提供的共万向轴式全钢性双旋翼直升机，相比于现有技术中的直升机具有的优点包括：桨叶与旋翼轴间的全刚性连接，旋翼轴与机身间的万向轴式连接，旋翼轴与驱动装置一体化，简化的操纵机构。
下面对本发明实施例提供的共万向轴式全钢性双旋翼直升机的飞行操纵进行说明。
一、飞行平衡条件
请参照图5，图5为本发明实施例提供的共万向轴式全刚性双旋翼直升机飞行时平衡状态的受力分析图。
图5中，f为旋翼轴沿轴向作用在机身的旋翼拉力，作用点为of，相对机身固定不变，旋翼轴可绕of点在一个圆锥角内改变轴向；过of分别作水平轴x轴和垂直轴z轴；f与x轴和z轴共面，且与z轴的夹角为θ；v为直升机的飞行速度，与x轴平行；w为机身的重力，垂直向下，作用于机身的重心ow；l为机轴，即of点与ow的连线的延长线；t为直升机迎面受到的空气合阻力，方向与速度v相反，作用在与重心ow同一条水平线的机身表面。
根据力学原理，在不考虑机身绕机轴l的转动，只考虑机身发生翻滚的情况下，直升机飞行处于平衡状态的条件是：作用在直升机上的合外力和合外力矩均为零。可以证明，直升机的飞行姿态平衡条件是：
1)机身重心ow在旋翼拉力f的延长线上，这时，旋翼轴的对称轴与机轴l重合，
2)|t′|＝|w|sinθ，
3)|f|＝|w|cosθ，
其中，t′是空气合阻力t对机身of点产生的阻力矩的等效力，作用在机身重心ow，方向与机轴l垂直且向上。
第一个平衡条件表示旋翼轴提供的旋翼拉力f对直升机产生的力矩等于零。在现有技术的直升机中，旋翼轴轴向固定不变，故机轴l因为载荷变化很难与旋翼轴的对称轴重合，对旋翼轴的重力矩总是存在，需要附加平衡装置，如通过“自动倾斜器”调整旋翼椎体方向实现平衡。本发明实施例提供的共万向轴式全刚性双旋翼直升机，其旋翼轴在空气阻力t的作用下自动绕of转动至与机轴l重合。这时，空气阻力t对of的力矩等于重力w对of的力矩，即自动使第二个平衡条件|t′|＝|w|sinθ成立，形成重力矩与阻力矩的相互平衡，不需要附加装置或人为操纵。
第三个平衡条件|f|＝|w|cosθ表示垂直方向的合外力平衡，特别当θ＝0时，f＝w，直升机悬停；当θ＝90°时，旋翼轴对机身的旋翼拉力沿水平方向，类似固定翼飞机，可使机身获得最大平飞速度。
二、飞行操纵模式
请参照图5和图6，图6为本发明实施例提供的共万向轴式全刚性双旋翼直升机的飞行姿态操纵原理图，展示了旋翼轴与机身在圆锥角内的受力关系及其飞行姿态操纵原理。
图6中，w和f仍然分别表示机身的重力和旋翼轴作用在机身上的旋翼拉力；of为f的作用点，x轴为过of的水平轴；双点划线lf为旋翼拉力f的延长线，亦即旋翼轴的对称轴；用w表示旋翼轴重力，ow为w的作用点，在lf上，且远小于机身重力，即|w|<<|w|；点划线l表示机轴，即of与机身重心ow的连线；再用粗实线l1表示lf的最大允许摆渡边界，细实线l2表示机轴l最大允许摆渡的边界，l1和l2实际上分别给出了两个圆锥的锥面，对应的圆锥角分别为ω1(图6中虚线圆)和ω2(图6中点划线圆)；虚线lo表示直升机设计制造时机轴l的设计位置，称为理论机轴，也是圆锥角ω1和圆锥角ω2的对称轴。
一般情况下，由于载荷变化，机身的实际重心位置相对设计位置存在漂移，机轴l将偏离理论机轴lo，偏离角用ω表示，重力w对of产生一个使机身偏斜的重力矩；另一方面，如果旋翼轴的对称轴lf偏离机轴l，偏离角用
第一模式，ow在of下方，直升机具有趋于稳定悬停的功能。图6给出了这种模式一种状态，这时可以看到，ω>0，重力w对of产生的重力矩会使机轴l趋于与水平面垂直，同时因
第二模式，旋翼轴重心ow与of重合，直升机具有趋于稳定飞行的功能。在图6中，若旋翼轴重心ow与of重合，则旋翼轴重力w对of的力矩为零，因而lf的方向保持不变。在图6中其它初始条件不变的情况下，则有机身重力w使机轴l趋向垂直，旋翼拉力f使机身增速，空气合阻力t对of点的阻力矩增大，且保持顺时钟方向不变。这样，重力w的重力矩将从顺时钟方向，逐渐减小至零，再逆时钟方向由零逐渐增大，直到与空气的阻力矩相互平衡为止，即出现图5所示的状态。这时，机轴l顺时钟自动向lf靠拢，重心ow也自动移到lf上，驾驶员只要放开操纵杆08，使之处于自由状态，通过油门控制好旋翼转速，使得|f|＝|w|cosθ，直升机自动趋于稳定平衡的前飞状态。
以上两种操纵模式分析可见，旋翼轴重力w的相对位置对于直升机飞行的稳定性具有决定性作用，而旋翼轴与驱动装置一体化的技术方案特别便于旋翼轴配重处理，确保直升机具有自稳功能。
三、飞行操纵
请参照图1、图6和图7，图7为本发明实施例提供的共万向轴式全刚性双旋翼直升机的飞行姿态操纵示意图，展示了一种简单的操纵结构与操纵方法。
因为图6中的圆锥角ω1和圆锥角ω2一般较小，故图7可以理解为在图1的内转轴011下端部第二万向节09处对图1和图6作水平截面时的截线，其中，操纵杆08与第二万向节09是实物对象，来自图1；两个实线圆、一个虚线圆和对应的两个坐标系都是虚拟对象，来自图6，给出了直升机飞行即时状态。
图7中，两个实线同心圆分别对应圆锥角ω1和圆锥角ω2，分别表示lf和机轴l的最大允许摆渡边界；点of、点ow和点ow可以认为分别是三个力f、w和w的作用点分别沿理论机轴lo、机轴l和旋翼轴的对称轴lf到水平截面上的投影(或者理解为lo、l和lf与水平截面的交点)；点of占据同心圆ω1和ω2的圆心，对应图6中的圆锥顶点，固定不动，也是机身重心的理想位置；点ow为机身重心的实际位置，圆ω2也可以解释为重心ow的允许漂移范围；点ow为旋翼轴重心的实际位置，与第二万向节09重叠，限制在圆ω1内变动。
过点of作一理论坐标系，标示前后左右四个方向，表示在理想情况下，相对点of，点ow所在的位置指示出直升机向前向后向左向右变速飞行的强度。因此，在前后方向的延长线上，设置一个可在移动和固定之间切换的滑块083，滑块083上设置一个滑销084，滑销084在操纵杆08的滑槽081内滑动，通过操纵手柄082左右摆动前后移动并通过前后调节滑块083，便可以控制点ow在圆ω1内全域变动。
但是，点ow总是存在漂移，将最大漂移量限制在圆ω2内，故过点ow作一个修正坐标系xowy取代理论坐标系，用x轴表示实际的前与后，y轴表示实际的左与右，再以点ow为圆心，作圆ω1的内切圆(图7中虚线圆)，则可以限制点ow相对点ow在虚线圆内变动。
这样，本发明实施例提供的共万向轴式全刚性双旋翼直升机的飞行姿态操纵方法如下：
1)上升、下降。通过控制旋翼的转速操纵上升与下降。
2)悬停、前飞、侧飞、后飞、转弯。在图7中，通过操纵杆08将点ow控制到相对点ow的前后左右相应位置。
3)航向。由于力f、w与机轴l共面，不能直接用来操纵航向，故采用发动机驱动时，可在机身设置一小尾舵，利用旋翼提供的气流改变航向，而采用电力驱动时，可直接调节上旋翼012与下旋翼022之间的转速比改变航向。
在第二模式下，飞行操纵步骤：
第一步，启动发动机，怠速预热；
第二步，操纵旋翼轴至垂直，放开操纵杆08至自由状态；
第三步，缓慢加油至机身离地悬停，这时点ow与点ow重叠；
第四步，标记图7中机身重心ow位置作为参考点，且让滑块083沿虚线平移至滑销084居滑槽081的中间位置，固定滑块083；
第五步，再以滑销084为支点，通过手柄082控制点ow偏离点ow，如沿x轴后方缓慢移动点ow，配合控制油门增大旋翼的转速，直升机将向前或前上方加速飞行；
第六步，飞行达预期高度和速度，放开操纵杆08至自由状态，控制好油门，点ow将自动返回点ow，这时，机轴l与旋翼轴的对称轴lf重合，直升机进入稳定飞行状态，保持匀速直线水平飞行。
最后应说明的是：本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其它实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似的部分相互参见即可；以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。而这些修改、替换或者组合，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。
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