CN103407571B - 一种可主动摆振的直升机旋翼系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种可主动摆振的直升机旋翼系统，其包括摆振控制机构、万向节连杆机构、二自由度平面并联约束机构、自动倾斜器等。万向节连杆机构将主轴的旋转运动传递至摆振控制盘上，二自由度平面并联约束机构控制摆振控制盘的平面位置，使得摆振控制盘相对于主轴作偏心旋转运动，通过滑块和摆振控制连杆实现周期性地控制桨叶摆振幅度的目的。本发明通过主动控制桨叶摆振运动能够控制桨叶摆振运动周期的相位、幅度，利用该机构使前行桨叶角速度大幅降低、后行桨叶角速度大幅增加，有效减少直升机高速飞行状态中桨叶所受的前行阻力和后行失速趋势，降低桨叶在前行后行状态交变中受到的疲劳载荷，主动适应直升机各种不同的飞行状态，提高飞行极速。

Description

一种可主动摆振的直升机旋翼系统

技术领域：

本发明涉及一种可主动摆振的直升机旋翼系统，其属于直升机旋翼结构设计领域。

背景技术：

众所周知，直升机在向前飞行时，直升机桨叶在一个旋转周期内会经历前行和后行两种状态。桨叶前行时，桨叶和空气的相对速度高于旋转本身所带来的线速度；反之，桨叶后行时，桨叶和空气的相对速度就低于旋转本身所带来的线速度，这样，旋翼两侧产生的升力会不均匀。所以为了补偿左右的升力不均匀，和减少桨叶的疲劳，在桨叶的翼根安装挥舞铰以允许桨叶在前行后行状态交变中自适应地产生挥舞运动。但桨叶的挥舞运动会引起科里奥利效应，这就需要桨叶在水平范围内产生摆振运动以补偿科里奥利力。传统的桨叶摆振机构多采用摆振铰和阻尼减摆器的组合，这种机构的运作方式为被动式，即前行时桨叶所受阻力增加，使桨叶自然增加后掠角，后行时阻力减小，阻尼器使桨叶恢复的正常位置。这种传统的摆振机构受阻尼所限，无法实现大幅度的摆振运动，使得桨叶对各种极端的飞行条件的适应能力有限。

因此，确有必要对现有技术进行改进以解决现有技术之不足。

发明内容：

本发明提供一种可主动摆振的直升机旋翼系统，其能够主动控制直升机桨叶摆振运动。

本发明采用如下技术方案：一种可主动摆振的直升机旋翼系统，包括桨叶、主轴及布置于主轴的顶端的桨毂，所述可主动摆振的直升机旋翼系统还包括

自动倾斜器，所述自动倾斜器包括不动环，所述不动环上布置有动环，所述动环上布置有四根中心排列的动环连杆，所述动环连杆的内端铰接有变距拉杆，所述自动倾斜器还包括将所述变距拉杆连接于所述桨叶的连杆上的变距控制铰，所述桨毂上铰接有挥舞铰连接件，所述挥舞铰连接件上铰接有摆振铰连接件，所述桨叶铰接于摆振铰连接件上；

摆振控制机构，所述摆振控制机构包括摆振控制盘，所述摆振控制盘上安装有对摆振控制盘轴心呈中心对称排列的四组摆振控制导轨，相应的每组导轨上都布置随动的摆振控制滑块，所述摆振控制滑块上固支有摆振控制连杆，所述摆振控制连杆的顶部与所述摆振铰连接件铰接有摆振控制铰；

二自由度平面并联约束机构，所述二自由度平面并联约束机构包括固支在直升机结构框架上的左约束导轨和右约束导轨，所述左约束导轨和右约束导轨上布置有左约束滑块和右约束滑块，所述左约束滑块和右约束滑块上铰接左连杆约束环和右连杆约束环，所述左连杆约束环和右连杆约束环的环端套在所述摆振控制盘外缘；

万向节连杆机构，所述万向节连杆机构包括铰接在摆振控制盘底部的上端万向节、铰接在主轴表面的下端万向节、以及连接上端万向节和下端万向节的可伸缩连杆。

所述万向节连杆机构包括有四组，对主轴呈中心排列以将主轴的旋转运动传递到摆振控制盘上。

所述左约束滑块和右约束滑块通过线性伺服电机驱动以实现对摆振控制盘的平面位置约束和控制。

所述自动倾斜器还包括有将挥舞铰连接件铰接到桨毂上的挥舞铰、将摆振铰连接件铰接在挥舞铰连接件上的摆振铰及将摆振铰连接件铰接在桨叶上的变距铰。

本发明具有如下有益效果：能够实现更大幅度的主动桨叶摆振运动，并且全程主动控制，从而有效地减少直升机高速飞行状态中桨叶所受的前行阻力和后行失速趋势，降低桨叶在前行后行状态交变中受到的疲劳载荷，主动适应直升机各种不同的飞行状态，提高飞行极速。

附图说明：

图1为本发明可主动摆振的直升机旋翼系统的上部结构示意图。

图2为图1所示可主动摆振的直升机旋翼系统的上部结构隐藏掉部分结构后的示意图。

图3为本发明可主动摆振的直升机旋翼系统的下部结构示意图。

图4为本发明可主动摆振的直升机旋翼系统的运动原理图。

其中：

1-桨叶；2-不动环；3-动环；4-主轴；5-挥舞铰；6-变距拉杆；7-动环连杆；8-变距铰；9-摆振铰连接件；10-摆振铰；11-挥舞铰连接件；12-桨毂；13-变距控制铰；14-左约束导轨；15-左约束铰；16-左约束滑块；17-左连杆约束环；18-摆振控制盘；19-右约束导轨；20-右约束滑块；21-右约束铰；22-右连杆约束环；23-摆振控制连杆；24-摆振控制铰；25-摆振控制滑块；26-摆振控制导轨；27-上端万向节；28-下端万向节；29-可伸缩连杆。

具体实施方式：

请参照图1至图3所示，本发明可主动摆振的直升机旋翼系统包括摆振控制机构、万向节连杆机构、二自由度平面并联约束机构和自动倾斜器。

请参照图1所示，自动倾斜器包括不动环2，它能向任意方向倾斜，也能作垂直位移运动，不动环2上布置有动环3，其上布置有四根中心排列的动环连杆7，动环连杆7的内端铰接有变距拉杆6，变距拉杆6通过变距控制铰13连接于桨叶1的连杆上。

主轴4顶端布置有桨毂12，桨毂12上通过挥舞铰5铰接有挥舞铰连接件11，摆振铰连接件9通过摆振铰10铰接在挥舞铰连接件11上，桨叶1通过变距铰8铰接在摆振铰连接件9上。

请参照图1和图2所示，摆振控制机构包括摆振控制盘18，其上安装有对摆振控制盘轴心呈中心对称排列的四组摆振控制导轨26，相应的每组导轨上都布置随动的摆振控制滑块25，摆振控制连杆23固支在摆振控制滑块25上，摆振控制连杆23的顶部与摆振铰连接件9铰接于摆振控制铰24。

二自由度平面并联约束机构包括固支在直升机结构框架上的左约束导轨14(右约束导轨19)，其上布置有左约束滑块16(右约束滑块20)，左连杆约束环17(右连杆约束环22)的铰链端通过左约束铰15(右约束铰21)铰接于左约束滑块16(右约束滑块20)上，而环端则套在摆振控制盘18外缘。左约束滑块16(右约束滑块20)可通过线性伺服电机驱动，以实现对摆振控制盘的平面位置约束和控制。

请参照图1至图3所示，万向节连杆机构包括铰接在摆振控制盘18底部的上端万向节27、铰接在主轴4表面的下端万向节28、以及连接上端万向节27和下端万向节28的可伸缩连杆29。万向节连杆机构有四组，对主轴呈中心排列，可将主轴4的旋转运动传递到摆振控制盘18上。

本发明可主动摆振的直升机旋翼系统通过改变摆振控制盘18的平面位置来调整桨叶周期摆振运动的幅度和相位。所需的平面位移由二自由度平面并联约束机构产生，即通过线性伺服电机驱动左约束滑块16和右约束滑块20产生位移实现。摆振控制盘除了可作平面位移运动外，还需要与主轴4同步作旋转运动，所需的偏心旋转传动由所述的万向节连杆机构完成。

请参照图1至图3并结合图4所示，摆振控制盘18正处于偏心状态。在桨叶旋转平面上以主轴4的中心为原点建立直角平面坐标系，设左约束滑块16的横坐标为d₁，右约束铰20的横坐标为d₂，而它们的纵坐标均为d_y，摆振控制盘18的中心点为G(x,y)，左连杆约束环17与右连杆约束环22的铰接点至摆振控制盘中心的距离均为l，则可以推导出点G(x,y)的坐标：

x＝(d₁+d₂)/2

$y=\sqrt{l^2-{(d_2-d_1)}^2/4}-d_y---\left(1\right)$

G(x,y)已知后，桨叶摆振运动周期的初始相位θ₀也可以解出：

${\mathrm{\θ}}_0=\arctan \left(\frac{\sqrt{l^2-{(d_2-d_1)}^2/4}-d_y}{(d_1+d_2)/2}\right)---\left(2\right)$

为方便计算，设右端桨叶正处于摆振周期初始相位处，如图4所示。为求此时右端桨叶的瞬时摆振角速度，对摆振铰连接件做刚体平面运动分析：设摆振铰为E点，摆振控制铰为F点，摆振铰距主轴距离l_OE＝R，摆振控制铰距主轴距离为l_OF＝r，主轴与摆振控制盘的角速度同为ω_O。已知在摆振控制盘转动的带动下，F点在y轴方向的瞬时速度分量：

$v_{\mathrm{Fy}}={\mathrm{\ω}}_O(r-l_{\mathrm{OG}})={\mathrm{\ω}}_O(r-\sqrt{x^2+y^2})---\left(3\right)$

已知F点的合速度矢量与EF相垂直。设∠GFE＝α，在摆振控制滑块的作用下，则可推导得F点在x轴方向的瞬时速度分量：

$v_{\mathrm{Fx}}=v_{\mathrm{Fy}}\tan \mathrm{\α}={\mathrm{\ω}}_O(r-\sqrt{x^2+y^2})\tan \mathrm{\α}---\left(4\right)$

故F点的合速度为：

$v_F=\frac{v_{\mathrm{Fy}}}{\cos \mathrm{\α}}=\frac{{\mathrm{\ω}}_O(r-\sqrt{x^2+y^2})}{\cos \mathrm{\α}}---\left(5\right)$

则在该瞬时下摆振铰连接件的角速度为：

${\mathrm{\ω}}_E=\frac{{\mathrm{\ω}}_O(r-\sqrt{x^2+y^2})}{l_{\mathrm{EF}}\cos \mathrm{\α}}---\left(6\right)$

其中l_EF是EF的长度，根据几何尺寸，可得到其形式为：

$l_{\mathrm{EF}}=r\cos \mathrm{\α}-\sqrt{r^2{\cos }^2\mathrm{\α}-r^2+R^2}---\left(7\right)$

式(6)减去主轴角速度ω_O，即为桨叶摆振运动的初始瞬时摆振角速度幅度，同时也是最大摆振角速度：

若设主轴转速为n转/分钟，当前时间为t分钟，则：

将式(1)、式(2)和式(7)代入式(9)即得到桨叶在主动摆振运动下的摆振角速度周期变化方程。

本发明可主动摆振的直升机旋翼系统能够实现更大幅度的主动桨叶摆振运动，并且全程主动控制，从而有效地减少直升机高速飞行状态中桨叶所受的前行阻力和后行失速趋势，降低桨叶在前行后行状态交变中受到的疲劳载荷，主动适应直升机各种不同的飞行状态，提高飞行极速。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种可主动摆振的直升机旋翼系统，包括桨叶(1)、主轴(4)及布置于主轴(4)的顶端的桨毂(12)，其特征在于：所述可主动摆振的直升机旋翼系统还包括

自动倾斜器，所述自动倾斜器包括不动环(2)，所述不动环(2)上布置有动环(3)，所述动环(3)上布置有四根中心排列的动环连杆(7)，所述动环连杆(7)的内端铰接有变距拉杆(6)，所述自动倾斜器还包括将所述变距拉杆(6)连接于所述桨叶(1)的连杆上的变距控制铰(13)，所述桨毂(12)上铰接有挥舞铰连接件(11)，所述挥舞铰连接件(11)上铰接有摆振铰连接件(9)，所述桨叶(1)铰接于摆振铰连接件(9)上；

摆振控制机构，所述摆振控制机构包括摆振控制盘(18)，所述摆振控制盘(18)上安装有对摆振控制盘轴心呈中心对称排列的四组摆振控制导轨(26)，相应的每组导轨上都布置随动的摆振控制滑块(25)，所述摆振控制滑块(25)上固支有摆振控制连杆(23)，所述摆振控制连杆(23)的顶部与所述摆振铰连接件(9)铰接有摆振控制铰(24)；

二自由度平面并联约束机构，所述二自由度平面并联约束机构包括固支在直升机结构框架上的左约束导轨(14)和右约束导轨(19)，所述左约束导轨(14)和右约束导轨(19)上布置有左约束滑块(16)和右约束滑块(20)，所述左约束滑块(16)和右约束滑块(20)上铰接左连杆约束环(17)和右连杆约束环(22)，所述左连杆约束环(17)和右连杆约束环(22)的环端套在所述摆振控制盘(18)外缘；

万向节连杆机构，所述万向节连杆机构包括铰接在摆振控制盘(18)底部的上端万向节(27)、铰接在主轴(4)表面的下端万向节(28)、以及连接上端万向节(27)和下端万向节(28)的可伸缩连杆(29)。

2.如权利要求1所述的可主动摆振的直升机旋翼系统，其特征在于：所述万向节连杆机构包括有四组，对主轴呈中心排列以将主轴(4)的旋转运动传递到摆振控制盘(18)上。

3.如权利要求1所述的可主动摆振的直升机旋翼系统，其特征在于：所述左约束滑块(16)和右约束滑块(20)通过线性伺服电机驱动以实现对摆振控制盘(18)的平面位置约束和控制。

4.如权利要求1所述的可主动摆振的直升机旋翼系统，其特征在于：所述自动倾斜器还包括有将挥舞铰连接件(11)铰接到桨毂(12)上的挥舞铰(5)、将摆振铰连接件(9)铰接在挥舞铰连接件(11)上的摆振铰(10)及将摆振铰连接件(9)铰接在桨叶(1)上的变距铰(8)。