CN101376433A - 直升机旋翼操纵方法及系统 - Google Patents

Abstract

一种直升机旋翼操纵方法及系统，属于直升机操纵技术领域。其特征在于：利用位于各桨毂支臂的作动器驱动位于桨叶后缘的襟翼来实现桨叶的变距，从而实现对旋翼系统的操纵。系统包括安装于桨叶后缘可拆卸的襟翼(1)、扭转柔软桨毂(14)、安装于扭转柔软桨毂支臂上的作动器(13)、一端与作动器(13)相连另一端与襟翼(1)相连的襟翼操纵机构(12)、测试控制系统(59)。本发明可独立控制各片桨叶桨距、结构简单，重量轻、操纵性好，可靠性、安全性高。

Description

直升机旋翼操纵方法及系统

所属技术领域

本发明是一种直升机旋翼操纵方法及系统，属于直升机操纵技术领域。

技术背景

直升机由于其具有独特的飞行特性，既可以悬停、垂直升降，又能向任何一个方向飞行，使其在飞行器大家族中独树一帜；直升机之所以具备这种能力，主要得益于旋翼及其操作系统。旋翼及其操纵系统是直升机的关键部件，对直升机的性能、操纵稳定性及直升机的飞行安全都有重要影响。

现有的直升机一般是通过间接地对自动倾斜器的操纵来实现对直升机操纵的，其工作的基本原理见参考文献中的介绍：(博思.俄罗斯直升机创始人——尤里耶夫.航空知识，2001(3).5～6.)。自动倾斜器由旋转环和不旋转环构成，不旋转环连接液压助力器和操纵杆系，接受驾驶员的操作输入；旋转环通过变距拉杆与各片桨叶根部的摇臂相连，变距拉杆上下移动则带动各片桨叶变距。旋转环和不旋转环之间通过轴承连接。当驾驶员进行总距操纵时，自动倾斜器上下运动，各片桨叶桨距同时变化，实现总距变化，直升机实现垂直运动；当驾驶员进行周期变距操纵时，自动倾斜器向某方向倾斜，各片桨叶桨距产生周期变距，引起的桨叶挥舞使旋翼旋转面向预定方向倾斜，产生在该方向的分力，直升机实现前飞运动。由于自动倾斜器操纵系统首先可靠灵活的实现了桨距操纵，因此，在此后的时间里，利用自动倾斜器进行直升机操纵成为主流。但传统直升机旋翼操纵系统的缺点也很明显：传统的旋翼操纵系统，由于使用自动倾斜器、机械操纵杆系以及液压助力器，以及一些机载液压设备，使直升机的重量效率较低。同时，由于众多的机械液压设备导致传统直升机的可靠性较低，制造维护成本加大；传统的旋翼，由于操纵机构复杂，安全性、可靠性不佳，不易于多冗余度操纵设计；传统的旋翼操纵系统，机械操纵杆系和桨毂结构形式的复杂，桨毂废阻大，全机气动效率低。传统直升机旋翼系统的桨距变化受自动倾斜器的约束，因此无法施加一些有利于改善性能、减小振动、降低噪声的先进桨距控制方案。

此外，人们还对其它一些旋翼操纵方式进行了研究，其中最著名的便是美国人Kaman所研制的伺服襟翼操纵系统，见参考文献介绍(徐德康.凯门先生、凯门航宇公司和KMAX直升机.国际航空，1994(7).)。驾驶员的操纵首先传至幅角器的不旋转环，继而通过连接在旋转环上的推拉杆传至位于桨毂顶部的爪盘，再通过一系列拉杆摇臂机构传至位于桨叶后缘的外伸式伺服襟翼，操纵襟翼产生相应偏转。桨叶气动力矩作用下产生变距运动，从而实现旋翼操纵。显然，操纵小尺寸襟翼偏转所需功率远比从桨根直接操纵整片桨叶变距所需的功率要小。因而较之采用自动倾斜器的直升机而言具有较高的重量效率。尽管如此，Kaman伺服襟翼技术所采用的机械操纵线系十分复杂，幅角器仍是一个类似于自动倾斜器的机械装置，而且对桨叶设计有许多特殊要求。也许正是如此，与自动倾斜器操纵技术相比并不具有明显优势。

在美国直升机协会2001年度学生设计竞赛中，Maryland大学提出了一种不采用自动倾斜器的旋翼操纵系统设计方案，见参考文献介绍(Tarascio；Matthew，J.Winner of the AHS/Industry/NASA Student Design Competition.AHS 58th Annual Forum，2002.)。该方案采用两片双余度嵌入式襟翼设计，襟翼由固定于桨叶D型大梁后部的作动器驱动。桨叶根部采用拉压变距弹簧以提供适当的扭转刚度，变距弹簧通过支座与旋翼轴固联。在该设计方案中，作动器位于桨叶径向靠近尖部位置，此处离心力巨大，在此作用下作动器将无法正常工作；同时由于作动器位于桨尖处，襟翼与作动器之间没有传动机构；桨根变距弹簧类似于常规直升机的变距拉杆，同样将产生较大的废阻力；此外，该方案没有提及相应的测控方案，因此认为其襟翼操纵为开环控制。

发明内容

本发明的目的是提供一种可独立控制各片桨叶桨距的、结构简单，重量轻、操纵性好，可靠性、安全性高的直升机旋翼操纵系统。

本发明的基本思路是：通过摆动式电磁作动器驱动位于桨叶后缘的襟翼，在测控系统的作用下实现桨叶桨距的准确控制，从而实现对旋翼系统的操纵。主要包括四部分内容：(1)扭转柔软桨毂，(2)襟翼的操纵机构及安装方式，(3)摆动式电磁作动器，(4)旋翼操纵系统的测试控制部分。

一、方法：

一种直升机旋翼操纵方法，其特征在于：利用位于各桨毂支臂的作动器驱动位于桨叶后缘的襟翼来实现桨叶的变距，从而实现对旋翼系统的操纵，具体过程为：驾驶员操纵驾驶杆，驾驶杆产生的操纵电信号经控制器输出控制指令，经过功率放大器、集流环、旋翼轴、传至安装于桨毂各支臂的作动器，作动器通过位于桨叶内部的传动杆系，驱动各片桨叶后缘的襟翼做偏转运动，襟翼产生的俯仰力矩通过气弹作用改变桨叶的桨距，从而实现无自动倾斜器操纵；其中：通过作动器传感器检测作动器偏转角度，实时反馈给控制器与操纵指令比较得到偏差信号，用于纠正作动器角度；通过变距角传感器检测桨叶变距角度，光电码盘检测旋翼方位角，实时反馈给控制器与操纵指令比较得到偏差信号，用于纠正桨距的角度，达到对桨距角幅值与相位的实时控制，从而实现旋翼操纵；通过挥舞角传感器检测桨叶挥舞角度。

二、系统：

一种直升机旋翼操纵系统，其特征在于：包括安装于桨叶后缘可拆卸的襟翼、扭转柔软桨毂、安装于扭转柔软桨毂支臂上的作动器、一端与作动器相连另一端与襟翼相连的襟翼操纵机构、测试控制系统，其特征在于：

所述扭转柔软桨毂包括：中心体和套于中心体上的桨毂外套筒，桨毂外套筒与中心体之间用滚针轴承相配合，在中心体内部安装有拉扭板簧，拉扭板簧两端端分别通过销钉安装于中心体和桨毂外套筒上；

所述襟翼操纵机构依次由以下部件连接而成：与作动器相连的作动器连杆、转筒、与转筒固定连接在一起的桨根摇臂、中间拉杆、桨尖摇臂、襟翼拉杆、襟翼；其中桨根摇臂的摇臂中心轴、桨尖摇臂的摇臂中心轴、以及襟翼中心轴分别通过安装于桨叶上的轴承支撑；受控后作动器拉杆做前后往复运动，带动转筒转动，转筒带动桨根摇臂以轴承座中心为支点转动，从而拉动中间拉杆做左右往复运动，中间拉杆带动桨尖摇臂绕桨尖摇臂中心轴转动，从而带动襟翼拉杆做前后往复运动，襟翼拉杆带动襟翼绕襟翼中心轴上下摆动；

所述测试控制系统包括：用于检测桨叶变距角的角度传感器、用于检测桨叶挥舞角的角度传感器、用于检测作动器角度的角度传感器、用于检测旋翼方位角的光电码盘以及功率放大器、控制器。

有益效果

(1)相对于现有带自动倾斜器旋翼操纵系统，本发明不再使用自动倾斜器、机械操纵杆系以及液压助力器，甚至可以取消机载液压设备，从而大幅提高直升机的重量效率。

(2)相对于现有直升机，本发明对桨叶桨距实施了闭环控制，能够实现对桨距幅值和相位的准确控制。

(3)本发明取消了自动倾斜器对各片桨叶桨距的机械约束关系，可以在实现旋翼操纵的同时施加为改善性能、减小振动、降低噪声等目标而设定的其他桨距控制律。

(4)相对于现有带自动倾斜器直升机和Kaman公司的带幅角器直升机，本发明将取消传统旋翼大部分复杂的机械操纵杆系、桨毂形式的简化，使直升机可靠性加强，并且更有利于直升机的飞行性能提高。操纵系统的大大简化使直升机的可靠性、维护性以及安全性均有质的提高。

(5)本发明采用电缆替代机械操纵杆系，更易于实现多冗余度操纵设计，从而有效提高直升机的安全性和生存能力。

(6)本发明便于与直升机电传或光传操纵系统集成，对直升机的操纵将更加直接有效。

(7)本发明旋翼系统结构相对简单，便于集成化、标准化设计制造，有利于缩短直升机型号的研制周期。

(8)作动器的创新：1.为实现作动器在正负45度内摆动运动，定子设计成铲形.2.使用作动器角度传感器检测并反馈输出轴转角信号，实现正负45度范围内的摆动位置的闭环控制。3.采用推力轴承受旋转状态下转子所受到的离心力。4.多组模块并联，可通过增减模块组数来满足不同情况下的功率需求。

(9)扭转柔软桨毂取消了传统桨毂的变距拉杆和推力轴承，采用拉扭板簧来代替原有变距拉杆和推力轴承的作用，即通过拉扭板簧提供合适的扭转刚度并承受桨叶在旋转过程中产生的离心力。外形结构简洁，有利于减小桨毂废阻。

附图说明

图1本发明控制系统原理图。

图2旋翼系统示意图图。包括旋翼系统整体正视图和俯视图。

图3襟翼操纵机构与安装方式示意图。

图4挥舞角传感器与变距角传感器的安装位置和方式示意图。

图5柔软桨毂示意图。包括柔软桨毂正视图和俯视图。

图6柔软桨毂内部剖视图。

图7摆动式电磁作动器结构图。

图中标号名称：1襟翼，2襟翼轴承座，3襟翼支架，4襟翼拉杆，5桨尖轴承座，6桨尖摇臂，7桨尖摇臂轴，8中间拉杆，9桨跟轴承座，10桨跟摇臂，11作动器拉杆，13作动器，14扭转柔软桨毂，15桨毂外套筒，16中心体，17旋翼中心轴，18承力方块，19旋翼中心销，20销钉，21滚针轴承 22拉扭板簧 23复合材料桨叶，24维修盖，25变距角传感器系统，26大齿轮，27小齿轮，28齿轮轴，29变距角支座，30变距角传感器，31挥舞角传感器，32挥舞角联轴节，33螺栓套，34球头，35转筒36作动器角度传感器，37传感器座，38铲形极板，39隔板，40紧固隔板，41前紧固隔板，42轮盘，43转轴，44径向轴承，45垫圈，46推力轴承，47隔圈，48加固隔圈，49永磁体，50径向轴承，51联轴节，52长螺栓，53激励线圈，54集流环，55光电码盘，56功率放大器，57控制器

具体实施方式

1.本发明其基本原理参见图1所示，驾驶员操纵驾驶杆，驾驶杆产生的操纵电信号经控制器输出控制指令，经过功率放大器、集流环、旋翼轴、传至安装于桨毂支臂的摆动式电磁作动器，摆动式电磁作动器驱动位于桨叶内部的传动杆系，带动各片桨叶后缘的襟翼做偏转运动；只需桨根的扭转刚度适当，则襟翼产生的俯仰力矩通过气弹作用改变桨叶的桨距，从而实现无自动倾斜器操纵，同时通过变距角角传感器将桨距角度值实时反馈给控制器与操纵指令比较得到偏差信号，用于纠正桨距的角度，达到对桨距角度的控制，从而实现旋翼操纵。同时通过挥舞角传感器检测桨叶挥舞角度。

具体实现方式如下：摆动式电磁作动器13受控后其轮盘42做旋转摆动，带动作动器拉杆11做前后往复运动，拉杆11通过球头推拉转筒35，转筒35跟桨根摇臂10，通过螺钉紧盯，同时桨根摇臂10又用轴承联接安装于根部轴承座9上，根部轴承座9安装于桨叶23的大梁内部设计的凹槽中，有利于传动机构的稳定工作。桨根摇臂10以轴承座中心为支点左右摆动，从而拉动中间拉杆8做往左右复运动，中间拉杆采用的是双拉杆结构，便于克服单拉杆在桨叶旋转过程中产生的力矩，同时中间拉杆等传动机构位于桨叶18的大梁内部，有利于保护桨叶23的气动特性。中间拉杆带动桨尖摇臂绕桨尖摇臂中心轴7做旋转运动，从而带动襟翼拉杆4做前后往复运动，襟翼拉杆4带动襟翼1绕襟翼中心轴上下偏转运动，襟翼中心轴与襟翼固定一起，襟翼上开两个小槽，用于安装襟翼轴承座2，襟翼轴承座2固定在与复合材料桨叶23的大梁固化在一起的襟翼支架3。襟翼1的上下偏转运动，襟翼产生俯仰力矩变化通过气弹作用改变桨叶的桨距。襟翼可以通过襟翼轴承座2拆卸，更换不同翼型的襟翼，以满足不同情况下的要求。襟翼轴承座2的外形与桨叶外形相配，提高襟翼段气动效率。桨叶23上设计有用于维护桨叶内部传动机构的口盖24。

襟翼1的上下偏转产生俯仰力矩变化通过气弹作用改变桨叶的桨距，需要桨叶根部提供合适的扭转刚度。本发明的设计了扭转柔软桨毂，取消了传统直升机桨毂各支臂取消变距摇臂和变距拉杆，采用拉扭板簧提供适当的桨根扭转刚度。拉扭板簧22由若干叠层不锈钢片组成，通过拉扭弹簧22来承来满足离心力载荷要求，同时提供适当的扭转刚度。使用销钉20将拉扭弹簧22两端分别安装于桨毂外套筒15、和中心体16内部，桨毂外套筒15与中心体16之间用滚针轴承21相配合。并且桨毂外套筒15上设计有用于安装作动器13的支座，方便作动器固定安装。

而桨叶变距角检测方式如下：桨叶变距运动带动安装于桨毂外套筒15上的大齿轮26随桨毂外套筒15一起运动，而大齿轮26又将该变化传递给小齿轮27，变距角传感器30获得小齿轮27转动角度的变化值，将该值反馈给控制器。

桨叶的挥舞角检测方式如下：挥舞角传感器31通过联轴节32与中心销19相连，通过紧盯螺钉相对固定，挥舞角传感器31的外壳通过螺栓跟中心体16固定。桨叶上下挥舞带动中心体16绕中心销19上下运动，从而带动挥舞角传感器31的外壳绕中心相对运动，传感器获得角度值。

2.作为本机构运动的动力源，参照电机设计思路，基于电磁感应原理设计，主要由定子和转子组成。具体作动器的结构如下：定子主要铲形极板35与隔板36组成一组模块，由多组模块并联而成，可以通过增减模块的组数来满足不同尺寸旋翼的功率需求。铲形极板内部铲形上绕有激磁线圈，紧固隔板37，和前紧固隔板38有通孔用于将作动器通过螺栓紧固于桨毂外套筒15上；转子主要由转轴40和固定于其上的环形永磁体46组成。作动器传感器36实时检测作动器输出转轴40的摆动角度，反馈给控制器，用于纠正作动器输出角度，完成对作动器摆动角度的实时控制。

Claims (9)

1、一种直升机旋翼操纵方法，其特征在于:利用位于各桨毂支臂的作动器驱动位于桨叶后缘的襟翼来实现桨叶的变距，从而实现对旋翼系统的操纵，具体过程为:驶员操纵驾驶杆，驾驶杆产生的操纵电信号经控制器输出控制指令，经过功率放大器、集流环、旋翼轴、传至安装于桨毂各支臂的作动器，作动器通过位于桨叶内部的传动杆系，驱动各片桨叶后缘的襟翼做偏转运动，襟翼产生的俯仰力矩通过气弹作用改变桨叶的桨距，从而实现无自动倾斜器操纵；

其中：通过作动器传感器检测作动器偏转角度，实时反馈给控制器与操纵指令比较得到偏差信号，用于纠正作动器角度；通过变距角传感器检测桨叶变距角度，光电码盘检测旋翼方位角，实时反馈给控制器与操纵指令比较得到偏差信号，用于纠正桨距的角度，达到对桨距角度的控制，从而实现旋翼操纵；通过挥舞角传感器检测桨叶挥舞角度。

2、根据权利要求1所述的直升机旋翼操纵方法，其特征在于：所述作动器为摆动式电磁作动器。

3、一种直升机旋翼操纵系统，其特征在于：包括安装于桨叶后缘可拆卸的襟翼(1)、扭转柔软桨毂(14)、安装于扭转柔软桨毂支臂上的作动器(13)、一端与作动器(13)相连另一端与襟翼(1)相连的襟翼操纵机构(12)、测试控制系统(59)，其特征在于：

所述扭转柔软桨毂(14)包括：中心体(16)和套于中心体上的桨毂外套筒(15)，桨毂外套筒(15)与中心体16之间用滚针轴承(21)相配合，在中心体(16)内部安装有拉扭板簧(22)，拉扭板簧(22)两端端分别通过销钉安装于中心体(16)上和桨毂外套筒(15)上；

所述襟翼操纵机构依次由以下部件连接而成：与作动器相连的作动器连杆(11)、转筒(35)、与转筒(35)固定连接在一起的桨根摇臂(10)、中间拉杆(8)、桨尖摇臂(5)、襟翼拉杆(4)、襟翼(1)；其中桨根摇臂的摇臂中心轴、桨尖摇臂的摇臂中心轴、以及襟翼中心轴分别通过安装于桨叶(23)上的轴承支撑；受控后作动器拉杆(11)做前后往复运动，带动转筒(35)转动，转筒(35)带动桨根摇臂(10)以轴承座中心为支点转动，从而拉动中间拉杆(8)做左右往复运动，中间拉杆(8)带动桨尖摇臂绕桨尖摇臂中心轴转动，从而带动襟翼拉杆(4)做前后往复运动，襟翼拉杆(4)带动襟翼(1)绕襟翼中心轴上下摆动；

所述测试控制系统包括:用于检测桨叶变距角的角度传感器(30)、用于检测桨叶挥舞角的角度传感器(31)、用于检测作动器角度的角度传感器(36)、用于检测旋翼方位角的光电码盘(55)以及功率放大器(56)、控制器(57)。

4、根据权利要求3所述的直升机旋翼操纵系统，其特征在于：所述作动器(13)为摆动式电磁作动器，具体包括：转轴(43)、安装于转轴(43)上起转子作用的永磁体(49)、以及与永磁体(49)对应放置的铲形极板定子(38)、铲形极板定子绕有激励线圈(53)、转轴(43)一端安装有检测作动器角度的角度传感器(36)、另一端装有轮盘(42)。

5、根据权利要求4所述的直升机旋翼操纵系统，其特征在于:所述的摆动式电磁作动器的永磁体(46)和铲形极板定子(35)为多组并联布置，每组间通过隔板隔开。

6、根据权利要求3所述的直升机旋翼操纵系统，其特征在于:所述的襟翼操纵机构中用于安装桨根摇臂(10)的摇臂中心轴、桨尖摇臂(5)的摇臂中心轴的轴承安装于轴承座中，轴承座安装于桨叶(23)的复合材料大梁内部凹槽中。

7、根据权利要求3所述的直升机旋翼操纵系统，其特征在于:桨根摇臂(10)

与桨尖摇臂(5)之间通过双中间拉杆(8)连接。

8、根据权利要求3所述的直升机旋翼操纵系统，其特征在于:所述的襟翼操纵机构中用于安装襟翼中心轴的轴承安装于襟翼轴承座(2)中，襟翼轴承座(2)安装于襟翼支架(3)上，襟翼轴承座(2)的外形与该处桨叶(23)的外形配合。

9、根据权利要求3所述的直升机旋翼操纵系统，其特征在于：所述桨叶(23)上设计有用于维护桨叶内部传动机构的口盖(24)。

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