CN101773736B - 一种双旋翼模型直升飞机控制系统 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种共轴双旋翼模型直升飞机领域，所要解决的技术问题是克服现有技术的缺陷，提供一种同时具备稳定性和操控性的双旋翼模型直升飞机控制系统。包括控制动力机构、传动机构、控制机构和旋翼机构四部分，所述旋翼机构为沿主轴上下分布、同轴安装且分别由内外轴控制旋转的上旋翼和下旋翼，其改良的结构是所述控制机构包括控制上旋翼的贝尔自平衡机构和控制下旋翼的贝尔-希拉控制结构两部分，控制动力机构依次通过传动机构和控制机构控制旋翼机构。本发明依然采用上旋翼起到平衡作用，采用的是稳定性很强的贝尔自平衡机构进行自动控制。下旋翼起到控制方向的作用，采用灵敏度很高的贝尔-希拉控制结构进行主动控制。
Description
技术领域
本发明涉及共轴双旋翼模型直升飞机领域，更具体的说是兼具稳定性能和操控性能的双旋翼模型直升飞机控制系统。
背景技术
现有具有共轴双旋翼结构的模型直升飞机，如PCT申请国际公布号为WO02/064425A2以及中国专利公开号为CN1496923A，在转轴上安装有两个旋翼，一个用于转向控制，一个用于平衡控制。灵活性能和稳定性能主要取决于平衡机构采用的是平衡浆(WO02/064425A2)还是平衡锤(CN1496923A)，采用平衡浆机构同时具备平衡和转向控制两方面的效果，灵活但稳定性较差；采用平衡锤机构稳定性有了很大提高，但是反应迟钝，适用于航模初学者适用。不过这两种结构的构件多，故障率高，对上下旋翼的协调度设计要求高，需要调节的参数更加繁琐，成本高且使用不方便。
对于上述已有的玩具直升飞机结构，其性能处于两个极端，要不就是太稳定，要不就是过于灵活，只能适用于航模的入门玩家或高级玩家。而对于部分有航模控制经验，但技术还未达到高级玩家水平的中级玩家，这两类玩具均不适用，也就是说现有技术中缺少了一种从稳定到灵活过渡的中间级别的直升飞机航模结构。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是克服现有技术的缺陷，提供一种同时具备稳定性和操控性的双旋翼模型直升飞机控制系统。
本发明通过以下技术方案来实现其上述目的。
本发明所提供的双旋翼模型直升飞机控制系统，包括控制动力机构、传动机构、控制机构和旋翼机构四部分，所述旋翼机构为沿主轴上下分布、同轴安装且分别由内外轴控制旋转的上旋翼和下旋翼，其改良的结构是所述控制机构包括控制上旋翼的贝尔自平衡机构和控制下旋翼的贝尔-希拉控制结构两部分，控制动力机构依次通过传动机构和控制机构控制旋翼机构。本发明依然采用上旋翼起到平衡作用，采用的是稳定性很强的贝尔自平衡机构进行自动控制。下旋翼起到控制方向的作用，采用灵敏度很高的贝尔-希拉控制结构进行主动控制。本发明在不进行主动控制的时候，贝尔自平衡机构能够自动纠正外界环境，如气流等，对直升飞机的扰动，使其能够保持很好的稳定性。在进行主动控制的时候，如转向等，高灵敏度的贝尔-希拉控制结构能够给直升飞机提供充分的操控性。
本发明分别在两个旋翼上安装上不同功能的机构，使得直升飞机在具备稳定飞行的前提下，能够灵活控制。当然在这个总的发明构思下，也可以将贝尔自平衡机构安装在下旋翼上，将贝尔-希拉控制结构安装在上旋翼上。贝尔自平衡机构或贝尔-希拉控制结构分别可以安装在旋翼结构的上方或下方。
附图说明
图1为本发明的结构示意图；
图2为图1的内部结构示意图；
图3为图1的结构分解图；
图4为图2中A部分的局部放大图；
图5为图4的结构分解图；
图6为图2中B部分的局部放大图；
图7为图6的结构分解图；
图8为贝尔-希拉控制结构绕的转轴跷动的结构；
图9为带动贝尔-希拉控制结构的结构示意图；
图10为下旋翼的控制结构示意图；
图11为图1的侧视图；
图12为本发明主轴动力系统结构示意图。
具体实施方式
以下结合附图对本发明做进一步的说明。
如图1所示的一种双旋翼模型直升飞机，在机体6的前端安装有装饰壳体9，后端安装有尾翼机构7，中部的主轴8驱动直升飞机的平衡系统1和转向系统2相对逆向旋转，如图中箭头所示。图2为图1中的结构去除装饰壳体9后的结构，可以更加详细看出其内部各部分的安装结构。
详细的构件如图3所示，整个双旋翼模型直升飞机可以拆分成八大部分：由上旋翼12和贝尔自平衡机构11构成的平衡系统1；由下旋翼22、贝尔-希拉控制结构21和旋转斜盘23构成的转向系统2；由三个舵机31、32和33构成的控制动力机构3，三个舵机分布在同一个圆上，相对夹角为120°；由电机41和变速机构42构成的飞行动力机构4；由无线收发电路51和电池52构成的电路结构5；由左右机架61、63、起落架63及其之间的连接结构构成的机体6；由尾翼轴71、螺旋桨72、平衡翼73、垂翼74和支撑杆75构成的尾翼机构7；以及由内轴81和外轴82嵌套构成的主轴8。
平衡系统1的详细结构结合图4和图5所示，贝尔自平衡机构11包括平衡杆111和安装在平衡杆111两端的平衡锤112，上旋翼12包括上旋翼夹121和两片上旋翼片122，上旋翼夹121两端夹持旋翼片122。贝尔自平衡机构11和上旋翼12分别通过垂直于主轴8的转轴113和123安装在主轴8的内轴81的上部，两者不在同一平面上并通过自平衡拉杆13连接。贝尔自平衡机构11和上旋翼12的转轴113和123相互平行，且均能够绕各自转轴倾动，如图4中箭头所示。上旋翼12的上旋翼夹121中部形成一个框形结构124，框形结构124通过转轴123转动套在内轴81上。在内轴81的顶端设有一个轴座811，轴座811中间开有槽812，贝尔自平衡机构11中部通过转轴113架于轴座811内上下倾动，平衡杆111可以在槽812内滑动。自平衡拉杆13两端设有球铰套131和132，分别连接安装在贝尔自平衡机构11和上旋翼12上的球铰头133和134连接。由于自平衡拉杆13的连接使得贝尔自平衡机构11和上旋翼12在飞行的过程中是同步倾动的，如果飞行过程中因外界因素的扰动而导致主轴8相对于上旋翼12倾斜，那么贝尔自平衡机构11能够通过离心原理纠正主轴8与上旋翼12之间的角度，保持两者垂直，从而起到稳定的作用。详细的工作原理可以参照中国专利CN1496923A的介绍。
结合而图6和图7可见所述的贝尔-希拉控制结构21的详细情况，其包括方向控制杆211和安装在方向控制杆211两端的翼片212，下旋翼22和贝尔-希拉控制结构21分别通过垂直于主轴的转轴223和213安装在主轴8的外轴82的下部，两者相互垂直并分别通过传动机构连接控制动力机构3；下旋翼22和贝尔-希拉控制结构21的转轴223和213相互平行且垂直，下旋翼22的转轴223与下旋翼22的轴线重合，下旋翼22绕其轴线转动，如图6中箭头所示。贝尔-希拉控制结构21能够绕其转轴213倾动，如图6中箭头所示。
下旋翼22包括两个下旋翼夹221和两片下旋翼片222，下旋翼夹221前端夹持旋翼片222，末端插入下旋翼的转轴223内，在旋翼夹221的侧面还设有偏心控制端224，旋转斜盘23的上盘232通过连杆机构连接偏心控制端224控制下旋翼22绕其转轴223转动。所述贝尔-希拉控制结构21的方向控制杆211的中部通过一个框架结构套接在主轴8上转动，框架结构包括内框架214和由框架构件215及216构成的外框架两部分，内框架214绕贝尔-希拉控制结构21的转轴213跷动，外框架绕方向控制杆211轴线跷动，内外框跷动的方向相互垂直，如图8所示。向控制杆211固定安装在外框架上，转动插接在内框架214上，外框架转动带动方向控制杆211转动，旋转斜盘23通过连杆机构连接外框架两端控制方向控制杆末端的翼片212的角度。
所述传动机构包括三组连杆机构24、25、26和旋转斜盘；旋转斜盘与主轴8的外轴82通过球铰234转动配合，包括上下盘232、231，上下盘232、231通过嵌于旋转斜盘中心的弹簧233与球铰234转动配合。下盘231侧面向外延伸三个球铰节点和一个定向杆238，定向杆238被固定在机体上的定向槽239限制在槽内沿竖直方向滑动，结合图3及图11所示。下盘231的球铰节点通过第一组连杆机构26(包括三个连杆)连接舵机33；上盘232侧面向外延伸四个球铰节点，四个球铰节点相互垂直，上盘232相对的两个球铰节点构成一组，通过第二组连杆机构25连接下旋翼22的偏心控制端224，通过第三组连杆机构24连接方向控制杆211中部的外框架的框架构件215。
所述连接旋转斜盘23的上盘232和方向控制杆211中部的外框架的框架构件215的第三组连杆机构24包括连接上盘232的下连杆242，连接方向控制杆的外框架的框架构件215的上连杆241以及短臂连接下连杆242、长臂连接上连杆241的杠杆机构243，杠杆机构243的支点244设在主轴的外轴82上，如图9所示，为更为清晰的表示，图9仅示出一组机构。当上盘232倾斜的时候，能够拉动下连杆242，下连杆242通过杠杆机构243将上盘232倾斜的动作放大传递到上连杆241，上连杆241带动外框架转动，从而改变翼片212的螺距。为了具有更为优秀的操控性，本发明通过杠杆机构243来放大旋转斜盘23的动作，使得旋转斜盘23具有更高的灵敏性。
所述连接旋转斜盘23的上盘232和下旋翼22的偏心控制端224的第二组连杆机构25包括连接上盘的下连杆252，连接下旋翼22的偏心控制端224的上连杆251以及长臂连接下连杆252、短臂连接上连杆251的杠杆机构253，杠杆机构253的支点254设在主轴的外轴82上，如图10所示，为更为清晰的表示，图10仅示出一组机构。当上盘232倾斜的时候，能够拉动下连杆252，下连杆252通过杠杆机构253将上盘232倾斜的动作缩小传递到上连杆251，上连杆251带动偏心控制端224，从而改变下旋翼22的螺距。由于在飞行过程中，下旋翼22的螺距变化没有翼片212大，为了采用同一个旋转斜盘23控制两个螺距变化不同的结构，本发明通过杠杆机构253来缩小旋转斜盘23的动作，使得结构更为简化，且具有更高的稳定。采用上述结构，本发明具有WO02/064425 A2同等的灵活性，但结构更为简化，而且也比WO02/064425 A2的结构稳定。
为了杠杆机构243能够与主轴同步转动，本发明在主轴的外轴82上、旋转斜盘23连接外框架的第三组连杆机构24之间设有两条沿主轴8方向延伸的档柱28。
如图11所示，贝尔自平衡机构11通过转动所产生的离心力的作用带动上旋翼12同步倾动，自动纠正直升飞机在飞行过程中的不平衡状态，保持机身稳定。通过旋转斜盘23的上下倾动，控制下旋翼22和贝尔-希拉控制结构21的翼片的螺距变化，控制直升飞机的上升、下降和盘旋等动作。
本发明的主轴8的内外轴81、82由一个电机41提供旋转动力，所述电机41通过变速机构42分别驱动内外轴81、82相对逆向旋转，如图12所示。变速机构42包括固定在电机转轴上的主动齿轮421，由一个小齿轮422和一个小带轮423同轴转动构成的带齿轮，固定在外轴82上的大齿轮424，固定在内轴81上大带轮425和同步带426；所述大齿轮424啮合小齿轮422，同步带426套在大带轮425和小带轮423上；主动齿轮421通过带齿轮驱动大齿轮424和大带轮425相对逆向转动。
Claims (10)
1.一种模型直升飞机控制系统，包括控制动力机构、传动机构、控制机构和旋翼机构四部分，所述旋翼机构为沿主轴上下分布、同轴安装且分别由内外轴控制旋转的上旋翼和下旋翼，其特征是所述控制机构包括控制上旋翼的贝尔自平衡机构和控制下旋翼的贝尔-希拉控制结构两部分，控制动力机构依次通过传动机构和控制机构控制旋翼机构。
2.根据权利要求1所述的控制系统，其特征是所述的贝尔自平衡机构包括平衡杆和安装在平衡杆两端的平衡锤，上旋翼和贝尔自平衡机构分别通过垂直于主轴的转轴安装在主轴的内轴的上部，两者不在同一平面上并通过自平衡拉杆连接；上旋翼和贝尔自平衡机构的转轴相互平行，且均能够绕各自转轴倾动。
3.根据权利要求1所述的控制系统，其特征是所述的贝尔-希拉控制结构包括方向控制杆和安装在方向控制杆两端的翼片，下旋翼和贝尔-希拉控制结构分别通过垂直于主轴的转轴安装在主轴的外轴的下部，两者相互垂直并分别通过传动机构连接控制动力机构；下旋翼和贝尔-希拉控制结构的转轴相互平行且垂直，下旋翼的转轴与下旋翼轴线重合，下旋翼绕其轴线转动，贝尔-希拉控制结构能够绕其转轴倾动。
4.根据权利要求3所述的控制系统，其特征是所述控制动力机构包括三个舵机，传动机构包括三组连杆机构和旋转斜盘；旋转斜盘与主轴的外轴通过球铰转动配合，包括上下盘，下盘侧面向外延伸三个球铰节点和一个定向杆，定向杆被固定在机体上的定向槽限制在槽内沿竖直方向滑动，下盘的球铰节点通过一组连杆机构连接舵机；上盘侧面向外延伸四个球铰节点，四个球铰节点相互垂直，上下盘相对的两个球铰节点构成一组分别通过一组连杆机构连接下旋翼或方向控制杆。
5.根据权利要求4所述的控制系统，其特征是下旋翼包括两个下旋翼夹和两片下旋翼片，下旋翼夹前端夹持旋翼片，末端插入下旋翼的转轴内，在旋翼夹的侧面还设有偏心控制端，旋转斜盘的上盘通过连杆机构连接偏心控制端控制下旋翼绕其转轴转动。
6.根据权利要求4所述的控制系统，其特征是所述连接旋转斜盘和方向控制杆的连杆机构包括连接上盘的下连杆，连接方向控制杆的上连杆以及短臂连接下连杆、长臂连接上连杆的杠杆机构，杠杆机构的支点设在主轴上；所述连接旋转斜盘和下旋翼的连杆机构包括连接上盘的下连杆，连接下旋翼的上连杆以及长臂连接下连杆、短臂连接上连杆的杠杆机构，杠杆机构的支点设在主轴上。
7.根据权利要求6所述的控制系统，其特征是所述方向控制杆的中部通过一个框架结构套接在主轴上转动，框架结构包括内框架和外框架两部分，内框架绕贝尔-希拉控制结构的转轴跷动，外框架绕方向控制杆轴线跷动，方向控制杆固定安装在外框架上，旋转斜盘通过连杆机构连接外框架两端控制方向控制杆末端的翼片的角度。
8.根据权利要求7所述的控制系统，其特征是所述主轴上、旋转斜盘连接外框架的连杆机构之间设有两条沿主轴方向延伸的档柱。
9.根据权利要求1至8任一项所述的控制系统，其特征是所述主轴的内外轴由一个电机提供旋转动力，所述电机通过变速机构分别驱动内外轴相对逆向旋转。
10.根据权利要求9所述的控制系统，其特征是所述变速机构包括固定在电机转轴上的主动齿轮，由一个小齿轮和一个小带轮同轴转动构成的带齿轮，固定在外轴上的大齿轮，固定在内轴上的大带轮和同步带；所述大齿轮啮合小齿轮，同步带套在大带轮和小带轮上；主动齿轮通过带齿轮驱动大齿轮和大带轮相对逆向转动。
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