CN108058813B - 一种直升机尾桨飞行操纵载荷补偿方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种直升机尾桨飞行操纵载荷补偿方法，属于直升机飞行操纵技术领域。包括以下步骤：步骤一、首先对尾桨飞行操纵系统机构进行理论分析，得出外部载荷F1与尾桨桨距的关系；步骤二、根据载荷F1与尾桨桨距的关系设计载荷补偿装置；所述载荷输出元件输出的力传递到操纵线系上来减小操纵线系所受的合力；当所述载荷输出元件输出力F2通过传力线系传递到所述操纵线系上的力为零时，对应此时的外部载荷F1为0；当所述外部载荷F1不为0时，所述载荷输出元件输出的力F2通过所述传力线系传递到操纵线系上的力与所述外部载荷F1相匹配，且两者方向相反，使操纵系统所受合力减小。本发明通过调整该基准位置的设置还可以进一步减小操纵力。

Description

一种直升机尾桨飞行操纵载荷补偿方法
技术领域
本发明属于直升机飞行操纵技术领域，具体涉及一种直升机尾桨飞行操纵载荷补偿方法。
背景技术
对于2吨及2吨以下的轻型直升机，通常需要满足在无助力(一般为液压助力)的情况下能够进行操纵的要求，飞行员操纵直升机需要克服操纵系统的摩擦力以及“外载”的作用，操纵系统的摩擦力是固有特性，为减小飞行员的操纵力，最有效的措施是减小系统的操纵系统的“外载”。“外载”通常和尾桨的结构有关系，而且“外载”的大小和操纵系统所处的位置也有关系。
以某型机为例，操纵系统的“外载”由尾桨产生的气动载荷和拉扭条的弹性力组成；当脚蹬处于中立位置时，尾桨叶的桨距较小，相应的气动载荷也较小，同时拉扭条的变形也较小，拉扭条产生的回复力较小，尾桨操纵系统上的“外载”较小；当右脚蹬处于前极限位置时，气动力和拉扭条的回复力均较大，此时尾桨操纵系统上的“外载”也较大。
当直升机在飞行过程中突遇液压失效，而脚蹬处于“外载”较大的位置时，可能因为蹬不动脚蹬或操纵不当而引起机毁人亡的飞行事故。
发明内容
本发明的目的：为了解决上述问题，本发明提出了一种直升机尾桨飞行操纵载荷补偿方法，采用引入外部载荷F2来平衡操纵系统原有的外部载荷F1，来减小尾桨操纵系统的外部载荷F1。
本发明的技术方案：一种直升机尾桨飞行操纵载荷补偿方法，引入补偿载荷F2来平衡操纵系统原有外部载荷F1，包括以下步骤：
步骤一、首先对尾桨飞行操纵系统机构进行理论分析，得出外部载荷F1与尾桨桨距的关系；
外部载荷F1与尾桨桨距呈线性递增；
步骤二、根据载荷F1与尾桨桨距的关系设计载荷补偿装置；
载荷补偿装置包括：载荷输出元件和传力线系；
所述载荷输出元件输出的力传递到操纵线系上来减小操纵线系所受的合力；
当所述载荷输出元件输出力F2通过传力线系传递到所述操纵线系上的力为零时，对应此时的外部载荷F1为0；
当所述外部载荷F1不为0时，所述载荷输出元件输出的力F2通过所述传力线系传递到操纵线系上的力与所述外部载荷F1相匹配，且两者方向相反，使操纵系统所受合力减小。
优选地，所述载荷补偿装置包括：第一拉杆、第一摇臂、液压作动筒、尾部长拉杆及尾部助力器；
所述液压作动筒和第一摇臂分别铰接在尾部机身结构A、B两点上；
所述第一摇臂一端与所述液压作动筒的输出轴铰接与点N，其另一端靠近所述尾部长拉杆且与所述第一拉杆一端铰接；
所述第一拉杆的另一端与所述尾部长拉杆铰接，且所述尾部长拉杆与所述尾部助力器连接；
当A、N、B三点处于三点一线位置，对应于外部载荷F1为0的位置。
优选地，当所述尾部长拉杆运动时，所述液压作动筒输出力通过第一摇臂及第一拉杆传递到所述尾部长拉杆的力F2与外部载荷F1方向相反。
优选地，所述载荷补偿装置包括：第二摇臂及设置在第二摇臂两侧的第一弹簧和第二弹簧；
所述第二摇臂一端与第一拉杆铰接，另一端安装在所述第一弹簧和第二弹簧的连接处；
所述第二摇臂自身固定在机身尾部结构上。
优选地，所述第一弹簧及第二弹簧一端固定在机身尾部结构上，两者的另一端设置有分别设置有安装片，通过安装片与所述第二摇臂连接。
本发明技术方案的有益效果：本发明一种直升机尾桨飞行操纵载荷补偿方法，在整个操纵范围内其均起到帮助飞行员操纵的作用，并且通过调整该基准位置的设置还可以进一步减小操纵力。
附图说明
图1为本发明一种直升机尾桨飞行操纵载荷补偿方法的一优选实施例的外部载荷F1与尾桨桨距的关系图；
图2为本发明一种直升机尾桨飞行操纵载荷补偿方法的一优选实施例的补偿装置一的结构示意图；
图3为按照本发明一种直升机尾桨飞行操纵载荷补偿方法的一优选实施例的补偿装置二的结构示意图。
其中，1-第一拉杆，2-第一摇臂，3-液压作动筒，4-尾部长拉杆，5-尾部助力器，6-第二摇臂，7-第一弹簧，8-第二弹簧。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。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。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“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保护范围的限制。
本发明提供一种直升机尾桨飞行操纵载荷补偿方法，即引入另外的补偿载荷F2来平衡操纵系统原有的外部载荷F1来减小尾桨操纵系统的外部载荷F1，即得到补偿后的外部载荷F3，其中F3为F2和F1的合力。
为将补偿载荷F2引入操纵系统内，用以减小其操纵阻力，需设计一套这样的载荷补偿装置，包括以下步骤：
步骤一、首先需要通过理论分析或实验手段来确定脚蹬操纵全行程范围内的外部载荷F1，通过设计能够输出载荷F2的装置来平衡外部载荷F1，理论上当F2＝-F1时可以完全消除操纵系统的外载。
步骤二、载荷补偿机构由载荷输出元件和传力线系组成，其本质是将载荷输出元件输出的力传递到操纵线系上来减小操纵线系所受的合力。
当所述载荷输出元件输出力F2通过传力线系传递到所述操纵线系上的力为零时，对应此时的外部载荷F1为0；
当所述外部载荷F1不为0时，所述载荷输出元件输出的力F2通过所述传力线系传递到操纵线系上的力与所述外部载荷F1相匹配，且两者方向相反，使操纵系统所受合力减小。
可以理解的是：载荷输出元件的选择是液压作动筒、电动舵机，也可以是弹簧或扭簧等弹性元件，具体的选择可以根据操纵系统外部载荷F1的情况、机上空间来综合选择。
以某型机为例，简要说明尾桨飞行操纵系统的设计过程。首先通过理论分析得出，外部载荷F1与尾桨桨距的关系，如图1所示，可以看出，外部载荷F1基本随尾桨桨距线性递增。另外，此型机的尾桨操纵系统主要由座舱操纵装置，钢索组件，助力器和尾长拉杆组成，考虑到机上空间的限制，将载荷补偿装置安装在尾长拉杆上较为合理。
确定了安装位置以后，根据操纵系统的传动比可以得到尾桨桨距与尾长拉杆的位置的关系，即可得到尾长拉杆在不同的位置时所需的载荷F2的大小。这里给出载荷补偿装置的两种设计。
如图2所示：第一种载荷补偿装置包括：第一拉杆1、第一摇臂2、液压作动筒3、尾部长拉杆4及尾部助力器5；
液压作动筒3和第一摇臂2分别铰接在尾部机身结构A、B两点上；
第一摇臂2一端与液压作动筒3的输出轴铰接与点N，其另一端靠近尾部长拉杆4且与所述第一拉杆1一端铰接；
第一拉杆1的另一端与尾部长拉杆4铰接，且尾部长拉杆4与尾部助力器5连接；
当A、N、B三点处于三点一线位置，对应于外部载荷F1为0的位置。
可以理解的是：当尾部长拉杆4运动时，液压作动筒3输出力通过第一摇臂2及第一拉杆1传递到所述尾部长拉杆4的力F2与外部载荷F1方向相反。
本方案是采用液压作动筒为载荷输出元件，液压作动筒3通过第一摇臂和第一拉杆与尾部长拉杆连接，通过设置液压作动筒的输出力以及设计摇臂的形状来控制补偿载荷F2的大小，当A、N、B三点处于三点一线位置(对应于外部载荷F1为0的位置)，此时液压作动筒3作用于转轴点B，液压作动筒3的输出力不传递给第一拉杆1；
当尾部长拉杆4向LP方向运动，液压作动筒的输出力通过第一摇臂和第一拉杆1传到尾部长拉杆4上，即F2为LP方向，对应的桨距减小，此时外部载荷F1为负值，即HP方向；
当尾部长拉杆4向HP方向运动，F2为HP方向，此时外部载荷F1是LP方向，载荷补偿装置有效的降低了外载。
如图3所示：另一种载荷补偿装置包括：第二摇臂6及设置在第二摇臂两侧的第一弹簧7和第二弹簧8；
第二摇臂6一端与第一拉杆1铰接，另一端安装在第一弹簧7和第二弹簧8的连接处；
第二摇臂6自身固定在机身尾部结构上，能够相对机身转动。
本实施例中，第一弹簧7及第二弹簧8一端固定在机身尾部结构上，两者的另一端设置有分别设置有安装片，通过安装片与第二摇臂6连接。
本方案采用弹簧为载荷输出元件，根据输出载荷的需要选择合适弹性系数的弹簧，尾部长拉杆的受力分析和液压作动筒做为载荷输出元件的方案中尾部长拉杆的受力分析相同，也能有效地降低外载。
对整个尾桨距范围(-7°至18.9°)，按载荷补偿装置基准位置(输出力为0)为桨距5.625°(目前机上状态)和基准位置0°(拟调整位置)两种状态，对尾桨操纵力(仅考虑外载，不考虑系统摩擦力)进行理论计算，计可以得出以下结论：
1)在没有载荷补偿器的情况下，最大操纵力约为300N；
2)载荷补偿机构基准位置设置在桨距0°时，在整个操纵范围内其均起到帮助飞行员操纵的作用。此状态下最大操纵力约为190N；并且通过调整该基准位置的设置还可以进一步减小操纵力。
最后需要指出的是：以上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，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，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精神和范围。

Claims (4)

1.一种直升机尾桨飞行操纵载荷补偿方法，其特征在于，引入补偿载荷F2来平衡操纵系统原有外部载荷F1，包括以下步骤：
步骤一、首先对尾桨飞行操纵系统机构进行理论分析，得出外部载荷F1与尾桨桨距的关系；
外部载荷F1与尾桨桨距呈线性递增；
步骤二、根据载荷F1与尾桨桨距的关系设计载荷补偿装置；
载荷补偿装置包括：载荷输出元件和传力线系；
所述载荷输出元件输出的力传递到操纵线系上来减小操纵线系所受的合力；
当所述载荷输出元件输出力F2通过传力线系传递到所述操纵线系上的力为零时，对应此时的外部载荷F1为0；
当所述外部载荷F1不为0时，所述载荷输出元件输出的力F2通过所述传力线系传递到操纵线系上的力与所述外部载荷F1相匹配，且两者方向相反，使操纵系统所受合力减小；
所述载荷补偿装置包括：第一拉杆(1)、第一摇臂(2)、液压作动筒(3)、尾部长拉杆(4)及尾部助力器(5)；
所述液压作动筒(3)和第一摇臂(2)分别铰接在尾部机身结构A、B两点上；
所述第一摇臂(2)一端与所述液压作动筒(3)的输出轴铰接与点N，其另一端靠近所述尾部长拉杆(4)且与所述第一拉杆(1)一端铰接；
所述第一拉杆(1)的另一端与所述尾部长拉杆(4)铰接，且所述尾部长拉杆(4)与所述尾部助力器(5)连接；
当A、N、B三点处于三点一线位置，对应于外部载荷F1为0的位置。
2.根据权利要求1所述的直升机尾桨飞行操纵载荷补偿方法，其特征在于：当所述尾部长拉杆(4)运动时，所述液压作动筒(3)输出力通过第一摇臂(2)及第一拉杆(1)传递到所述尾部长拉杆(4)的力F2与外部载荷F1方向相反。
3.根据权利要求1所述的直升机尾桨飞行操纵载荷补偿方法，其特征在于：所述载荷补偿装置包括：第二摇臂(6)及设置在第二摇臂两侧的第一弹簧(7)和第二弹簧(8)；
所述第二摇臂(6)一端与第一拉杆(1)铰接，另一端安装在所述第一弹簧(7)和第二弹簧(8)的连接处；
所述第二摇臂(6)自身固定在机身尾部结构上。
4.根据权利要求3所述的直升机尾桨飞行操纵载荷补偿方法，其特征在于：所述第一弹簧(7)及第二弹簧(8)一端固定在机身尾部结构上，两者的另一端设置有分别设置有安装片，通过安装片与所述第二摇臂(6)连接。
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