CN110979651A - 一种共轴直升机及控制方法 - Google Patents

一种共轴直升机及控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN110979651A
CN110979651A CN201911350590.XA CN201911350590A CN110979651A CN 110979651 A CN110979651 A CN 110979651A CN 201911350590 A CN201911350590 A CN 201911350590A CN 110979651 A CN110979651 A CN 110979651A
Authority
CN
China
Prior art keywords
pitch
rotating
rotor
hinged
transmission shaft
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201911350590.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN110979651B (zh
Inventor
葛讯
沈元
郭述臻
李良伟
刘卫东
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Suzhou Tao - Aviation Technology Co Ltd
Original Assignee
Suzhou Tao - Aviation Technology Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Suzhou Tao - Aviation Technology Co Ltd filed Critical Suzhou Tao - Aviation Technology Co Ltd
Priority to CN201911350590.XA priority Critical patent/CN110979651B/zh
Publication of CN110979651A publication Critical patent/CN110979651A/zh
Priority to PCT/CN2020/126690 priority patent/WO2021129180A1/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110979651B publication Critical patent/CN110979651B/zh
Priority to US17/335,085 priority patent/US11597507B2/en
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B64C27/58Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades
    • B64C27/68Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades using electrical energy, e.g. having electrical power amplification
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04Helicopters
    • B64C27/08Helicopters with two or more rotors
    • B64C27/10Helicopters with two or more rotors arranged coaxially
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B64C27/58Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades
    • B64C27/59Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical
    • B64C27/605Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical including swash plate, spider or cam mechanisms
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B64C27/80Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement for differential adjustment of blade pitch between two or more lifting rotors
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B64C27/58Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades
    • B64C27/64Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades using fluid pressure, e.g. having fluid power amplification

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

本发明公开了一种共轴直升机,通过周期变距机构同时调节上旋翼和下旋翼的桨距,实现对上、下旋翼系统周期变距的一致性调节,以及上旋翼系统总距的独立调节,通过差异变距机构与周期变距机构共同作用于下旋翼系统,实现下旋翼系统的总距与上旋翼系统总距的差异化独立调节。同步旋转机构带动变距机构中的倾转盘部件跟随传动轴同步旋转。本发明实现了一种更简洁的共轴旋翼桨距的混合控制变距系统,实现共轴飞行器多种飞行动作的同步进行,并支持在旋翼变速或定速模式下的半差动、全差动等多种飞行控制方式,具有更大的应用范围。本发明还公开了一种共轴直升机的控制方法。

Description

一种共轴直升机及控制方法
技术领域
本发明涉及直升机领域,特别涉及一种共轴直升机及控制方法。
背景技术
与单旋翼直升机相比,共轴反转旋翼直升机具有旋翼臂展短、功率消耗低、不需安装尾桨来平衡旋翼旋转产生的反力矩、结构设计更灵活等优点。俄罗斯卡莫夫设计局设计制造的卡50共轴反转直升机是该类直升机的典型代表。现有技术中的结构相对简单的共轴直升机通常上、下旋翼无法进行单桨差异变距和同步变矩的统一,此类直升机在实现升降、滚转、俯仰、偏航和倒飞等机动时除了桨距调节之外还需要依赖旋翼的转速调节,无法通过直接改变桨距来进行机动。此类方案由于旋翼系统惯性的影响会导致飞机机动缓慢,效率较低。
专利201510097444.6和201610673069.X中分别提出了两种通过四个伺服机构进行混合控制的变距方案,可实现上、下旋翼独立变距的差异性和周期变距的一致性。这两种方案通过改变桨距来进行机动,有效解决了直升机机动效率低下的问题。专利201510097444.6采用四个伺服机构下置的方案,其中三个伺服机构进行上、下旋翼桨距的一致性调节,第四个伺服机构进行上旋翼桨距的独立调节。该方案中传动轴周围布置的操纵机构较为复杂,除了控制上下旋翼桨距变化的机构之外,还设置有带动上下旋转倾转盘分别跟随上下旋翼同步旋转的两套操纵机构。除此之外,其下置的上旋翼桨距调节伺服机构与上旋翼桨距调节机构通过一根穿过传动轴内部的细长轴连接。这不仅导致加工制造成本较高,而且安装复杂,在实际飞行时会给整个操纵机构的可靠性和安全性带来较大的隐患。专利201610673069.X采用三个伺服机构下置,一个伺服机构上置的方案,其中下置伺服机构进行上、下旋翼桨距的一致性调节,上置伺服机构进行上旋翼桨距的独立调节。该方案将旋转倾转盘跟随旋翼进行同步旋转的操纵机构集成到了上、下旋翼的变距机构中,取消了穿过旋翼传动轴内部的细长轴,简化了操纵机构,在一定程度上改善了专利201510097444.6的缺陷。专利201810177755.7提出了一种新型变距方案,采用下置的三个伺服机构独立控制下旋翼桨距,上置单个伺服机构独立控制上旋翼桨距。该方案结构简单紧凑,在微型、小型直升机应用中具有较高的飞行和操纵效率。但对于中型、大型直升机而言,单个伺服机构单独控制旋翼桨距对其输出功率是个较为严峻的考验。
可以看出,在现有技术中,相比通常的变距方案而言,混合变距方案的应用范围较广。在现有的混合变距方案中,下置四个伺服机构的方案存在穿过旋翼传动轴内部的细长轴,不仅会造成结构的可靠性和安全性问题,还对GPS等电子系统的布线造成障碍;而下置三个伺服机构、上置单个伺服机构的方案则需要在上旋翼的旋转轴周围额外布置上置伺服机构的安装结构,会导致结构复杂、影响GPS元件的安装等缺陷。
发明内容
本发明的目的是为了克服上述问题,提供一种共轴直升机及控制方法。
为达到上述目的,本发明采用的方法是:一种共轴直升机,包括机身、上旋翼作动器、下旋翼作动器、上旋翼传动轴、下旋翼传动轴、上旋翼系统、下旋翼系统、伺服机构、周期变距机构、差异变距机构。所述的上旋翼作动器和下旋翼作动器位于下旋翼系统下方与机身固定连接。所述的下旋翼传动轴一端与下旋翼作动器输出轴连接,另一端与下旋翼系统固定连接。所述的上旋翼传动轴的一端与上旋翼作动器输出轴连接,另一端穿过下旋翼传动轴与上旋翼系统固定连接。所述的伺服机构设置有四个,每个伺服机构均与机身固定连接。所述的周期变距机构中设置有上旋转倾转盘,上旋转倾转盘位于所述的上旋翼系统和所述的下旋翼系统中间并滑动安装在所述的上旋翼传动轴外侧。所述的差异变距机构中设置有旋转支撑轴套,旋转支撑轴套滑动安装在所述的下旋翼传动轴外侧并保持与所述的下旋翼传动轴同步转动。所述的周期变距机构中还设置有下旋转倾转盘,下旋转倾转盘位于下旋翼系统和机身中间并滑动安装在所述的差异变距机构中的旋转支撑轴套外侧。
所述的四个伺服机构中的三个伺服机构通过连杆直接驱动所述的周期变距机构,同时调节所述的上旋翼系统和下旋翼系统的桨距,实现对上、下旋翼周期变距的一致性调节以及对上旋翼总距的独立调节。所述四个伺服机构中的另一个伺服机构通过连杆和杠杆驱动所述的差异变距机构,并与其余三个伺服机构所驱动的周期变距机构共同作用于下旋翼系统,实现下旋翼总距的差异化调节,从而实现了系统上、下旋翼总距的分别独立调节。
作为本发明的优选,所述的差异变距机构包括四号伺服机构摇臂、四号伺服机构连杆、固定支撑架、转动支撑架、下杠杆支撑架、不旋转滑动盘、旋转支撑轴套、上杠杆支撑架、下旋转倾转盘拉杆、下旋翼变距拉杆。所述的四号伺服机构摇臂一端与所述的四个伺服机构中的四号伺服机构输出轴固定连接,另一端与所述的四号伺服机构连杆一端铰接。所述的四号伺服机构连杆另一端与下杠杆支撑架一端铰接。所述的固定支撑架与机身固定连接。所述的转动支撑架一端与固定支撑架铰接,另一端与所述的下杠杆支撑架中部铰接。所述的下杠杆支撑架另一端与不旋转滑动盘铰接。所述的不旋转滑动盘与旋转支撑轴套一端通过轴承铰接,并与旋转支撑轴套一起套装在下旋翼传动轴外部。所述的旋转支撑轴套另一端与上杠杆支撑架铰接。所述的上杠杆支撑架中部与下旋转倾转盘拉杆铰接,另一端与下旋翼变距拉杆铰接。所述的下旋翼变距拉杆与下旋翼系统铰接。当下旋翼系统差异变距时,所述的四号伺服机构摇臂跟随四号伺服机构输出轴转动,带动四号伺服机构连杆移动,四号伺服机构连杆拉动下杠杆支撑架进行转动,下杠杆支撑架带动不旋转滑动盘沿着下旋翼传动轴上下滑动,不旋转滑动盘带动旋转支撑轴套沿着下旋翼传动轴上下滑动,旋转支撑轴套保持与下旋翼传动轴的同步转动。上杠杆支撑架在旋转支撑轴套与下旋转倾转盘拉杆的共同作用下带动下旋翼变距拉杆移动,下旋翼变距拉杆带动下旋翼系统进行差异变距操作。
作为本发明的优选,所述的周期变距机构包括伺服机构摇臂、伺服机构连杆、不旋转倾转盘、下旋转倾转盘、下旋转倾转盘拉杆、旋转支撑轴套、上杠杆支撑架、倾转盘过渡连接杆、过渡旋转倾转盘、上旋转倾转盘、上旋翼变距拉杆。所述的伺服机构摇臂设置有三根,每根伺服机构摇臂的一端分别与前三号伺服机构的输出轴固定连接。所述的伺服机构连杆也设置有三根,每根伺服机构连杆一端分别与三根伺服机构摇臂的另一端铰接,另一端分别与不旋转倾转盘铰接。所述的不旋转倾转盘与下旋转倾转盘通过轴承铰接。所述的下旋转倾转盘与下旋转倾转盘拉杆一端铰接。所述的下旋转倾转盘拉杆另一端与差异变距机构中的上杠杆支撑架中部铰接。所述的倾转盘过渡连接杆一端与下旋转倾转盘铰接,另一端与过渡旋转倾转盘铰接。所述的过渡旋转倾转盘与上旋转倾转盘通过轴承铰接。所述的上旋转倾转盘与上旋翼变距拉杆铰接。所述的上旋翼变距拉杆与上旋翼系统铰接。当上旋翼系统与下旋翼系统周期变距时,伺服机构摇臂在伺服机构输出轴作用下旋转,带动伺服机构连杆移动,伺服机构连杆拉动不旋转倾转盘发生倾斜转动或升降运动,不旋转倾转盘带动下旋转倾转盘发生倾斜转动或升降运动,下旋转倾转盘带动下旋转倾转盘拉杆移动,上杠杆支撑架在下旋转倾转盘拉杆与旋转支撑轴套的共同作用下带动下旋翼变距拉杆移动,下旋翼变距拉杆带动下旋翼系统进行变距操作。同时,下旋转倾转盘带动倾转盘过渡连接杆移动,倾转盘过渡连接杆带动过渡旋转倾转盘发生倾斜转动或升降运动,过渡旋转倾转盘带动上旋转倾转盘发生倾斜转动或升降运动,上旋转倾转盘带动上旋翼变距拉杆移动,上旋翼变距拉杆带动上旋翼系统进行变距操作。
作为本发明的优选,所述的共轴直升机还包括上同步旋转机构。所述的上同步旋转机构包括上传动轴套筒、上同步过渡杆、上同步连接杆。所述的上传动轴套筒与上旋翼传动轴固定连接。所述的上同步过渡杆一端与上传动轴套筒铰接,另一端与上同步连接杆一端铰接。所述的上同步连接杆另一端与上旋转倾转盘铰接。所述的上同步旋转机构在工作时带动上旋转倾转盘跟随上旋翼传动轴同步转动。
作为本发明的优选,所述的共轴直升机还包括下同步旋转机构。所述的下同步旋转机构包括下传动轴套筒、下同步过渡杆、下同步连接杆。所述的下传动轴套筒与下旋翼传动轴固定连接。所述的下同步过渡杆一端与下传动轴套筒铰接,另一端与下同步连接杆一端铰接。所述的下同步连接杆另一端可以直接与下旋转倾转盘铰接;所述的下同步连接杆的另一端还可以与下旋转倾转盘拉杆铰接,该铰接位置为下旋转倾转盘拉杆与上杠杆支撑架中部铰接处。所述的下同步旋转机构在工作时带动下旋转倾转盘跟随下旋翼传动轴同步转动。
作为本发明的优选,所述的共轴直升机还包括中同步旋转机构。所述的中同步旋转机构包括中传动轴套筒、中同步过渡杆、中同步连接杆。所述的中传动轴套筒与下旋翼系统或下旋翼传动轴固定连接。所述的中同步过渡杆一端与中传动轴套筒铰接,另一端与中同步连接杆一端铰接。所述的中同步连接杆另一端与过渡旋转倾转盘铰接。所述的中同步旋转机构在工作时带动过渡旋转倾转盘跟随下旋翼传动轴同步转动。
作为本发明的优选,所述的上旋翼系统包括上桨毂、上桨毂套筒、上拉杆连接件、上旋翼。所述的上桨毂中心与上旋翼传动轴上端固定连接。所述的上桨毂套筒一端与上桨毂端部铰接,另一端与上旋翼根部铰接。所述的上拉杆连接件固定安装在上桨毂套筒的侧边,并与上旋翼变距拉杆铰接。
作为本发明的优选,所述的下旋翼系统包括下桨毂、下桨毂套筒、下拉杆连接件、下旋翼。所述的下桨毂中心与下旋翼传动轴上端固定连接。所述的下桨毂套筒一端与下桨毂端部铰接,另一端与下旋翼根部铰接。所述的下拉杆连接件固定安装在下桨毂套筒的侧边,并与下旋翼变距拉杆铰接。
作为本发明的优选,所述的上旋翼传动轴为内部中空的管状轴。
作为本发明的优选,所述的倾转盘过渡连接杆设置至少为三根,所述的全部倾转盘过渡连接杆的重心位于旋翼传动轴轴线上。
作为本发明的优选,所述的零部件之间的铰接连接可以是零部件直接铰接,也可以是加入了轴承的铰接连接。
作为本发明的优选,所述的上旋翼作动器与下旋翼作动器可以是直驱或减速作动器、电动或油动作动器、双动力或单动力作动器中的任意一种作动器。
作为本发明的优选,所述的上、下旋翼系统的单层旋翼可以是两叶桨方案,也可以是多叶桨方案。所述旋翼可以是非折叠、横向折叠或纵向折叠方式。
作为本发明的优选,所述的伺服机构可以是扭力输出的一种伺服机构,也可以是推力和拉力输出的一种伺服机构。
作为本发明的优选,所述的共轴直升机,在机身适当位置布置向前推进的动力系统,形成一种高速直升机方案。
本发明还提供了一种共轴直升机控制方法,包括如下方式:
通过周期变距机构对上、下旋转倾转盘进行同步倾转角度的调节,控制上、下旋翼系统的同步周期变距力的方向,实现直升机的俯仰和横滚运动;
通过周期变距机构对上旋翼系统进行总距独立调节、通过周期变距机构及差异变距机构共同对下旋翼系统进行与上旋翼系统一致方向的总距独立调节,同步增减上、下旋翼系统的总距,实现直升机的升降运动;
通过周期变距机构对上旋翼系统进行总距独立调节、通过周期变距机构及差异变距机构共同对下旋翼系统进行与上旋翼系统相反方向的总距独立调节,差动调节上、下旋翼系统的总距,实现直升机的偏航运动。
有益效果:
本发明采用下置四伺服机构混合变距的技术方案,相比现有方案,在上旋翼和下旋翼桨距联动调节的同时可对下旋翼桨距进行差异化调节,实现了上、下旋翼周期变距的一致性和下旋翼差异变距的差异性调节功能,实现共轴飞行器多种飞行动作的同步进行,并支持在旋翼变速或定速模式下的半差动、全差动等多种飞行控制方式,具有更加广阔的应用空间。本发明取消了现有混合变距方案中对上旋翼桨距独立调节的细长轴结构或上置伺服机构安装结构,大大提高了系统的可靠性和安全性。本方案将旋转倾转盘跟随旋翼传动轴进行同步旋转的操纵机构与变距机构进行了集成,可有效降低加工与装配成本,进一步提高了系统的可靠性。此外,本方案中的旋翼传动轴可设计为管状轴,其内部可为直升机顶部设置的GPS等电子设备走线提供良好的选择空间。
附图说明
图1为共轴直升机结构组成示意图;
图2为共轴直升机结构示意图;
图3为共轴直升机差异变距机构示意图;
图4为共轴直升机周期变距机构示意图;
图5为共轴直升机上同步旋转机构示意图;
图6为共轴直升机下同步旋转机构示意图;
图7为共轴直升机中同步旋转机构示意图;
图8为共轴直升机上旋翼系统示意图;
图9为共轴直升机下旋翼系统示意图;
图10为共轴直升机另一种下同步旋转机构示意图。
图2至图9中所示,1、机身,2、上旋翼作动器,3、下旋翼作动器,4、上旋翼传动轴,5、下旋翼传动轴,6、上旋翼系统,7、下旋翼系统,8、伺服机构,9、周期变距机构,10、差异变距机构,11、上同步旋转机构,12、下同步旋转机构,13、中同步旋转机构,6a、上桨毂,6b、上桨毂套筒,6c、上拉杆连接件,6d、上旋翼,7a、下桨毂,7b、下桨毂套筒,7c、下拉杆连接件,7d、下旋翼,8a、一号伺服机构,8b、二号伺服机构,8c、三号伺服机构,8d、四号伺服机构,9a、伺服机构摇臂、9b、伺服机构连杆,9c、不旋转倾转盘,9d、下旋转倾转盘,9e、下旋转倾转盘拉杆,9f、倾转盘过渡连接杆,9g、过渡旋转倾转盘,9h、上旋转倾转盘,9i、上旋翼变距拉杆,10a、四号伺服机构摇臂,10b、四号伺服机构连杆,10c、固定支撑架,10d、转动支撑架,10e、下杠杆支撑架,10f、不旋转滑动盘,10g、旋转支撑轴套,10h、上杠杆支撑架,10i、下旋翼变距拉杆,11a、上传动轴套筒,11b、上同步过渡杆,11c、上同步连接杆,12a、下传动轴套筒,12b、下同步过渡杆,12c、下同步连接杆,13a、中传动轴套筒,13b、中同步过渡杆,13c、中同步连接杆。
具体实施方式
如图1所示为本发明公开的一种共轴直升机结构组成示意图。本发明公开的共轴直升机主要特征在于,通过周期变距机构对上旋翼和下旋翼的桨距进行联动控制,通过差异变距机构对下旋翼的桨距进行独立控制。在此基本方案下,对于共轴直升机飞行中的各种平衡状态和机动状态,可以有对应的伺服机构转角参数满足需求,从而获得所需的各种飞行状态。
下面结合附图和具体实施例,进一步阐明本发明,本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施,应理解这些实施例仅用于说明本发明而不用于限制本发明的范围。
实施例1:
如图2所示为本实施例公开的一种共轴直升机,其特征在于:包括机身1、上旋翼作动器2、下旋翼作动器3、上旋翼传动轴4、下旋翼传动轴5、上旋翼系统6、下旋翼系统7、伺服机构8、周期变距机构9、差异变距机构10。
所述的上旋翼作动器2和下旋翼作动器3位于下旋翼系统7下方,与机身1固定连接。所述的下旋翼传动轴5一端与下旋翼作动器3输出轴连接,另一端与下旋翼系统7固定连接。所述的上旋翼传动轴4的一端与上旋翼作动器2输出轴连接,另一端穿过下旋翼传动轴5与上旋翼系统6固定连接。所述的伺服机构8设置有四个,每个伺服机构均与机身1固定连接。所述的周期变距机构9中设置有上旋转倾转盘9h(如图4所示),上旋转倾转盘9h位于所述的上旋翼系统6和所述的下旋翼系统7中间并滑动安装在所述的上旋翼传动轴4外侧。所述的差异变距机构10中设置有旋转支撑轴套10g(如图3所示),旋转支撑轴套10g构滑动安装在所述的下旋翼传动轴5外侧并保持与所述的下旋翼传动轴5同步转动。所述的周期变距机构9中还设置有下旋转倾转盘9d(如图4所示),下旋转倾转盘9d位于下旋翼系统7和机身1中间并滑动安装在所述的差异变距机构10中的旋转支撑轴套10g外侧。
所述的四个伺服机构8中的三个伺服机构通过连杆直接驱动所述的周期变距机构9,同时调节所述的上旋翼系统6和下旋翼系统7的桨距,实现对上、下旋翼周期变距的一致性调节以及对上旋翼总距的独立调节。所述四个伺服机构8中的另一个伺服机构通过连杆和杠杆驱动所述的差异变距机构10,并与其余三个伺服机构8所驱动的周期变距机构9共同作用于下旋翼系统7,实现下旋翼总距的差异化调节,从而实现了系统上、下旋翼总距的分别独立调节。
如图3所示为本实施例公开的共轴直升机的差异变距机构10的示意图,主要包括四号伺服机构摇臂10a、四号伺服机构连杆10b、固定支撑架10c、转动支撑架10d、下杠杆支撑架10e、不旋转滑动盘10f、旋转支撑轴套10g、上杠杆支撑架10h、下旋转倾转盘拉杆9e、下旋翼变距拉杆10i。所述的四号伺服机构摇臂10a一端与所述的四个伺服机构8中的四号伺服机构8d输出轴固定连接,另一端与所述的四号伺服机构连杆10b一端铰接。所述的四号伺服机构连杆10b另一端与下杠杆支撑架10e一端铰接。所述的固定支撑架10c与机身1固定连接。所述的转动支撑架10d一端与固定支撑架10c铰接,另一端与所述的下杠杆支撑架10e中部铰接。所述的下杠杆支撑架10e另一端与不旋转滑动盘10f铰接。所述的不旋转滑动盘10f与旋转支撑轴套10g一端通过轴承铰接,并与旋转支撑轴套10g一起套装在下旋翼传动轴5外部。所述的旋转支撑轴套10g另一端与上杠杆支撑架10h铰接。所述的上杠杆支撑架10h设置有2件,以中心对称形式分别铰接于旋转支撑轴套10g两侧,上杠杆支撑架10h中部与下旋转倾转盘拉杆9e铰接,另一端与下旋翼变距拉杆10i铰接。所述的下旋翼变距拉杆10i与下旋翼系统7铰接。当下旋翼系统7差异变距时,所述的四号伺服机构摇臂10a跟随四号伺服机构8d输出轴转动,带动四号伺服机构连杆10b移动,四号伺服机构连杆10b拉动下杠杆支撑架10e进行转动,下杠杆支撑架10e带动不旋转滑动盘10f沿着下旋翼传动轴5上下滑动,不旋转滑动盘10f带动旋转支撑轴套10g沿着下旋翼传动轴5上下滑动,旋转支撑轴套10g保持与下旋翼传动轴5的同步转动。上杠杆支撑架10h在旋转支撑轴套10g与下旋转倾转盘拉杆9e的共同作用下带动下旋翼变距拉杆10i移动,下旋翼变距拉杆10i带动下旋翼系统7进行差异变距操作。
如图4所示为本实施例公开的共轴直升机的周期变距机构9的示意图,主要包括伺服机构摇臂9a、伺服机构连杆9b、不旋转倾转盘9c、下旋转倾转盘9d、下旋转倾转盘拉杆9e、旋转支撑轴套10g、上杠杆支撑架10h、倾转盘过渡连接杆9f、过渡旋转倾转盘9g、上旋转倾转盘9h、上旋翼变距拉杆9i。所述的伺服机构摇臂9a设置有三根,每根伺服机构摇臂9a的一端分别与前三号伺服机构(8a、8b、8c)的输出轴固定连接。所述的伺服机构连杆9b也设置有三根,每根伺服机构连杆9b一端分别与三根伺服机构摇臂9a的另一端铰接,另一端分别与不旋转倾转盘9c铰接。所述的不旋转倾转盘9c与下旋转倾转盘9d通过轴承铰接。所述的下旋转倾转盘9d与下旋转倾转盘拉杆9e一端铰接。所述的下旋转倾转盘拉杆9e另一端与差异变距机构10中的上杠杆支撑架10h中部铰接。所述的倾转盘过渡连接杆9f一端与下旋转倾转盘9d铰接,另一端与过渡旋转倾转盘9g铰接。所述的过渡旋转倾转盘9g与上旋转倾转盘9h通过轴承铰接。所述的上旋转倾转盘9h与上旋翼变距拉杆9i铰接。所述的上旋翼变距拉杆9i与上旋翼系统6铰接。当上旋翼系统6与下旋翼系统7周期变距时,伺服机构摇臂9a在伺服机构输出轴作用下旋转,带动伺服机构连杆9b移动,伺服机构连杆9b拉动不旋转倾转盘9c发生倾斜转动或升降运动,不旋转倾转盘9c带动下旋转倾转盘9d发生倾斜转动或升降运动,下旋转倾转盘9d带动下旋转倾转盘拉杆9e移动,上杠杆支撑架10h在下旋转倾转盘拉杆9e与旋转支撑轴套10g的共同作用下带动下旋翼变距拉杆10i移动,下旋翼变距拉杆10i带动下旋翼系统7进行变距操作。同时,下旋转倾转盘9d带动倾转盘过渡连接杆9f移动,倾转盘过渡连接杆9f带动过渡旋转倾转盘9g发生倾斜转动或升降运动,过渡旋转倾转盘9g带动上旋转倾转盘9h发生倾斜转动或升降运动,上旋转倾转盘9h带动上旋翼变距拉杆9i移动,上旋翼变距拉杆9i带动上旋翼系统6进行变距操作。
如图5所示为本实施例公开的共轴直升机的上同步旋转机构11的示意图,主要包括上传动轴套筒11a、上同步过渡杆11b、上同步连接杆11c。所述的上传动轴套筒11a与上旋翼传动轴4固定连接。所述的上同步过渡杆11b与上同步连接杆11c均设置有2件。所述的2件上同步过渡杆11b以对称形式分别铰接于上传动轴套筒11a两侧,每件上同步过渡杆11b的另一端与上同步连接杆11c一端铰接。所述的上同步连接杆11c另一端与上旋转倾转盘9h铰接。所述的上同步旋转机构11在工作时带动上旋转倾转盘9h跟随上旋翼传动轴4同步转动。
如图6所示为本实施例公开的共轴直升机的下同步旋转机构12的示意图,主要包括下传动轴套筒12a、下同步过渡杆12b、下同步连接杆12c。所述的下传动轴套筒12a与下旋翼传动轴5固定连接。所述的下同步过渡杆12b与下同步连接杆12c均设置有2件。所述的2件下同步过渡杆12b以对称形式分别铰接于与下传动轴套筒12a两侧,每件下同步过渡杆12b的另一端与下同步连接杆12c的一端铰接。所述的下同步连接杆12c另一端与下旋转倾转盘9d铰接。所述的下同步旋转机构12在工作时带动下旋转倾转盘9d跟随下旋翼传动轴5同步转动。
如图7所示为本实施例公开的共轴直升机的中同步旋转机构13的示意图,主要包括中传动轴套筒13a、中同步过渡杆13b、中同步连接杆13c。所述的中传动轴套筒13a与下旋翼系统7或下旋翼传动轴5固定连接。所述的中同步过渡杆13b一端与中传动轴套筒13a铰接,另一端与中同步连接杆13c一端铰接。所述的中同步连接杆13c另一端与过渡旋转倾转盘9g铰接。所述的中同步旋转机构13在工作时带动过渡旋转倾转盘9g跟随下旋翼传动轴5同步转动。
如图8所示为本实施例公开的共轴直升机的上旋翼系统6的示意图,主要包括上桨毂6a、上桨毂套筒6b、上拉杆连接件6c、上旋翼6d。所述的上桨毂6a中心与上旋翼传动轴4上端固定连接。所述的上桨毂套筒6b一端与上桨毂6a端部铰接,另一端与上旋翼6d根部铰接。所述的上拉杆连接件6c固定安装在上桨毂套筒6b的侧边,并与上旋翼变距拉杆9i铰接。
如图9所示为本实施例公开的共轴直升机的下旋翼系统7的示意图,主要包括下桨毂7a、下桨毂套筒7b、下拉杆连接件7c、下旋翼7d。所述的下桨毂7a中心与下旋翼传动轴5上端固定连接。所述的下桨毂套筒7b一端与下桨毂7a端部铰接,另一端与下旋翼7d根部铰接。所述的下拉杆连接件7c固定安装在下桨毂套筒7b的侧边,并与下旋翼变距拉杆10i铰接。
本实施例中,所述的上旋翼传动轴4为内部中空的管状轴。
本实施例中,所述的倾转盘过渡连接杆9f设置至少为三根,所述的全部倾转盘过渡连接杆9f的重心位于旋翼传动轴4或5的轴线上。
本实施例中,所述的零部件之间的铰接连接可以是零部件直接铰接,也可以是加入了轴承的铰接连接。
本实施例中,所述的上旋翼作动器2与下旋翼作动器3可以是直驱或减速作动器、电动或油动作动器、双动力或单动力作动器中的任意一种作动器。
本实施例中,所述的上、下旋翼系统6或7的单层旋翼可以是两叶桨方案,也可以是多叶桨方案。所述旋翼6d或7d可以是非折叠、横向折叠或纵向折叠方式。
本实施例中,所述的伺服机构8可以是扭力输出的一种伺服机构,也可以是推力和拉力输出的一种伺服机构。
本实施例中,所述的共轴直升机,可在机身1适当位置布置向前推进的动力系统,形成一种高速直升机方案。
本实施例中,对共轴直升机的控制可采用如下控制方法,包括以下方式:
通过周期变距机构9对上、下旋转倾转盘9h、9d进行同步倾转角度的调节,控制上、下旋翼系统6、7的同步周期变距力的方向,实现直升机的俯仰和横滚运动;
通过周期变距机构9对上旋翼系统6进行总距独立调节、通过周期变距机构9及差异变距机构10共同对下旋翼系统7进行与上旋翼系统6一致方向的总距独立调节,同步增减上、下旋翼系统6、7的总距,实现直升机的升降运动;
通过周期变距机构9对上旋翼系统6进行总距独立调节、通过周期变距机构9及差异变距机构10共同对下旋翼系统7进行与上旋翼系统6相反方向的总距独立调节,差动调节上、下旋翼系统6、7的总距,实现直升机的偏航运动。
实施例2:
实施例2与实施例1的区别在于:如图10所示,在下同步旋转机构12中,所述的下同步连接杆12c一端与下同步过渡杆12b铰接,另一端与下旋转倾转盘拉杆9e铰接,该铰接位置为下旋转倾转盘拉杆9e与上杠杆支撑架10h中部铰接处。
本发明方案所公开的技术手段不仅限于上述技术手段所公开的技术手段,还包括由以上技术特征任意组合所组成的技术方案。以上所述是本发明的具体实施方式,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,还可以做出若干改进和润饰,这些改进和润饰也视为本发明的保护范围。

Claims (16)

1.一种共轴直升机,包括机身、上旋翼作动器、下旋翼作动器、上旋翼传动轴、下旋翼传动轴、上旋翼系统、下旋翼系统、伺服机构,其特征在于:还包括周期变距机构以及差异变距机构;所述的上旋翼作动器和下旋翼作动器位于下旋翼系统下方与机身固定连接;所述的下旋翼传动轴一端与下旋翼作动器输出轴连接,另一端与下旋翼系统固定连接;所述的上旋翼传动轴的一端与上旋翼作动器输出轴连接,另一端穿过下旋翼传动轴与上旋翼系统固定连接;所述的伺服机构设置有四个,每个伺服机构均与机身固定连接;所述的周期变距机构中设置有上旋转倾转盘,上旋转倾转盘位于所述的上旋翼系统和所述的下旋翼系统中间并滑动安装在所述的上旋翼传动轴外侧;所述的差异变距机构中设置有旋转支撑轴套,旋转支撑轴套滑动安装在所述的下旋翼传动轴的外侧并保持与所述的下旋翼传动轴同步转动;所述的周期变距机构中还设置有下旋转倾转盘,下旋转倾转盘位于下旋翼系统和机身中间并滑动安装在所述的差异变距机构中的旋转支撑轴套外侧;
所述的四个伺服机构中的三个伺服机构通过连杆直接驱动所述的周期变距机构,同时调节所述的上旋翼系统和下旋翼系统的桨距,实现对上、下旋翼周期变距的一致性调节以及对上旋翼总距的独立调节;所述四个伺服机构中的另一个伺服机构通过连杆和杠杆驱动所述的差异变距机构,并与其余三个伺服机构所驱动的周期变距机构共同作用于下旋翼系统,实现下旋翼总距的差异化调节,从而实现了系统上、下旋翼总距的分别独立调节。
2.根据权利要求1所述的一种共轴直升机,其特征在于,所述的差异变距机构包括四号伺服机构摇臂、四号伺服机构连杆、固定支撑架、转动支撑架、下杠杆支撑架、不旋转滑动盘、旋转支撑轴套、上杠杆支撑架、下旋转倾转盘拉杆、下旋翼变距拉杆;所述的四号伺服机构摇臂一端与所述的四个伺服机构中的四号伺服机构输出轴固定连接,另一端与所述的四号伺服机构连杆一端铰接;所述的四号伺服机构连杆另一端与下杠杆支撑架一端铰接;所述的固定支撑架与机身固定连接;所述的转动支撑架一端与固定支撑架铰接,另一端与所述的下杠杆支撑架中部铰接;所述的下杠杆支撑架另一端与不旋转滑动盘铰接;所述的不旋转滑动盘与旋转支撑轴套一端通过轴承铰接,并与旋转支撑轴套一起套装在下旋翼传动轴外部;所述的旋转支撑轴套另一端与上杠杆支撑架铰接;所述的上杠杆支撑架中部与下旋转倾转盘拉杆铰接,另一端与下旋翼变距拉杆铰接;所述的下旋翼变距拉杆与下旋翼系统铰接;当下旋翼系统差异变距时,所述的四号伺服机构摇臂跟随四号伺服机构输出轴转动,带动四号伺服机构连杆移动,四号伺服机构连杆拉动下杠杆支撑架进行转动,下杠杆支撑架带动不旋转滑动盘沿着下旋翼传动轴上下滑动,不旋转滑动盘带动旋转支撑轴套沿着下旋翼传动轴上下滑动,旋转支撑轴套保持与下旋翼传动轴的同步转动;上杠杆支撑架在旋转支撑轴套与下旋转倾转盘拉杆的共同作用下带动下旋翼变距拉杆移动,下旋翼变距拉杆带动下旋翼系统进行下旋翼差异化变距操作。
3.根据权利要求2所述的一种共轴直升机,其特征在于,所述的周期变距机构包括伺服机构摇臂、伺服机构连杆、不旋转倾转盘、下旋转倾转盘、下旋转倾转盘拉杆、旋转支撑轴套、上杠杆支撑架、倾转盘过渡连接杆、过渡旋转倾转盘、上旋转倾转盘、上旋翼变距拉杆;所述的伺服机构摇臂设置有三根,每根伺服机构摇臂的一端分别与前三号伺服机构的输出轴固定连接;所述的伺服机构连杆也设置有三根,每根伺服机构连杆一端分别与三根伺服机构摇臂的另一端铰接,另一端分别与不旋转倾转盘铰接;所述的不旋转倾转盘与下旋转倾转盘通过轴承铰接;所述的下旋转倾转盘与下旋转倾转盘拉杆一端铰接;所述的下旋转倾转盘拉杆另一端与上杠杆支撑架中部铰接;所述的倾转盘过渡连接杆一端与下旋转倾转盘铰接,另一端与过渡旋转倾转盘铰接;所述的过渡旋转倾转盘与上旋转倾转盘通过轴承铰接;所述的上旋转倾转盘与上旋翼变距拉杆铰接;所述的上旋翼变距拉杆与上旋翼系统铰接;当上旋翼系统与下旋翼系统周期变距时,伺服机构摇臂在伺服机构输出轴作用下旋转,带动伺服机构连杆移动,伺服机构连杆拉动不旋转倾转盘发生倾斜转动或升降运动,不旋转倾转盘带动下旋转倾转盘发生倾斜转动或升降运动,下旋转倾转盘带动下旋转倾转盘拉杆移动,上杠杆支撑架在下旋转倾转盘拉杆与旋转支撑轴套的共同作用下带动下旋翼变距拉杆移动,下旋翼变距拉杆带动下旋翼系统进行变距操作;同时,下旋转倾转盘带动倾转盘过渡连接杆移动,倾转盘过渡连接杆带动过渡旋转倾转盘发生倾斜转动或升降运动,过渡旋转倾转盘带动上旋转倾转盘发生倾斜转动或升降运动,上旋转倾转盘带动上旋翼变距拉杆移动,上旋翼变距拉杆带动上旋翼系统进行上旋翼变距操作。
4.根据权利要求3所述的一种共轴直升机,其特征在于,所述的共轴直升机还包括上同步旋转机构;所述的上同步旋转机构包括上传动轴套筒、上同步过渡杆、上同步连接杆,所述的上传动轴套筒与上旋翼传动轴固定连接;所述的上同步过渡杆一端与上传动轴套筒铰接,另一端与上同步连接杆一端铰接,所述的上同步连接杆另一端与上旋转倾转盘铰接,所述的上同步旋转机构在工作时带动上旋转倾转盘跟随上旋翼传动轴同步转动。
5.根据权利要求3所述的一种共轴直升机,其特征在于,所述的共轴直升机还包括下同步旋转机构,所述的下同步旋转机构包括下传动轴套筒、下同步过渡杆、下同步连接杆;所述的下传动轴套筒与下旋翼传动轴固定连接,所述的下同步过渡杆一端与下传动轴套筒铰接,另一端与下同步连接杆一端铰接,所述的下同步连接杆另一端可以直接与下旋转倾转盘铰接;所述的下同步连接杆的另一端还可以与下旋转倾转盘拉杆铰接,该铰接位置为下旋转倾转盘拉杆与上杠杆支撑架中部铰接处,所述的下同步旋转机构在工作时带动下旋转倾转盘跟随下旋翼传动轴同步转动。
6.根据权利要求3所述的一种共轴直升机,其特征在于,所述的共轴直升机还包括中同步旋转机构,所述的中同步旋转机构包括中传动轴套筒、中同步过渡杆、中同步连接杆;所述的中传动轴套筒与下旋翼系统或下旋翼传动轴固定连接,所述的中同步过渡杆一端与中传动轴套筒铰接,另一端与中同步连接杆一端铰接,所述的中同步连接杆另一端与过渡旋转倾转盘铰接,所述的中同步旋转机构在工作时带动过渡旋转倾转盘跟随下旋翼传动轴同步转动。
7.根据权利要求1到3中任意一项所述的一种共轴直升机,其特征在于,所述的上旋翼系统包括上桨毂、上桨毂套筒、上拉杆连接件、上旋翼;所述的上桨毂中心与上旋翼传动轴上端固定连接;所述的上桨毂套筒一端与上桨毂端部铰接,另一端与上旋翼根部铰接,所述的上拉杆连接件固定安装在上桨毂套筒的侧边,并与上旋翼变距拉杆铰接。
8.根据权利要求1到3中任意一项所述的一种共轴直升机,其特征在于,所述的下旋翼系统包括下桨毂、下桨毂套筒、下拉杆连接件、下旋翼;所述的下桨毂中心与下旋翼传动轴上端固定连接,所述的下桨毂套筒一端与下桨毂端部铰接,另一端与下旋翼根部铰接,所述的下拉杆连接件固定安装在下桨毂套筒的侧边,并与下旋翼变距拉杆铰接。
9.根据权利要求1到3中任意一项所述的一种共轴直升机,其特征在于,所述的上旋翼传动轴为内部中空的管状轴。
10.根据权利要求3所述的一种共轴直升机,其特征在于,所述的倾转盘过渡连接杆设置至少为三根,所述的全部倾转盘过渡连接杆的重心位于旋翼传动轴轴线上。
11.根据权利要求3所述的一种共轴直升机,其特征在于,各个部件之间的铰接连接是零部件直接铰接,或者是加入了轴承的铰接连接。
12.根据权利要求1到3中任意一项所述的一种共轴直升机,其特征在于,所述的上旋翼作动器与下旋翼作动器是直驱或减速作动器、电动或油动作动器、双动力或单动力作动器中的任意一种作动器。
13.根据权利要求1所述的一种共轴直升机,其特征在于,所述的上、下旋翼系统的单层旋翼是两叶桨,或者是多叶桨;所述旋翼是非折叠、横向折叠或纵向折叠方式。
14.根据权利要求1所述的一种共轴直升机,其特征在于,所述的伺服机构可以是扭力输出的一种伺服机构,也可以是推力和拉力输出的一种伺服机构。
15.根据权利要求1所述的一种共轴直升机,其特征在于,所述的共轴直升机,在机身适当位置布置向前推进的动力系统,形成一种高速直升机方案。
16.一种共轴直升机控制方法,其特征在于,包括如下方式:
通过周期变距机构对上、下旋转倾转盘进行同步倾转角度的调节,控制上、下旋翼系统的同步周期变距力的方向,实现直升机的俯仰和横滚运动;
通过周期变距机构对上旋翼系统进行总距独立调节、通过周期变距机构及差异变距机构共同对下旋翼系统进行与上旋翼系统一致方向的总距独立调节,同步增减上、下旋翼系统的总距,实现直升机的升降运动;
通过周期变距机构对上旋翼系统进行总距独立调节、通过周期变距机构及差异变距机构共同对下旋翼系统进行与上旋翼系统相反方向的总距独立调节,差动调节上、下旋翼系统的总距,实现直升机的偏航运动。
CN201911350590.XA 2019-12-24 2019-12-24 一种共轴直升机及控制方法 Active CN110979651B (zh)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911350590.XA CN110979651B (zh) 2019-12-24 2019-12-24 一种共轴直升机及控制方法
PCT/CN2020/126690 WO2021129180A1 (zh) 2019-12-24 2020-11-05 一种共轴直升机及控制方法
US17/335,085 US11597507B2 (en) 2019-12-24 2021-06-01 Coaxial helicopter and control method thereof

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911350590.XA CN110979651B (zh) 2019-12-24 2019-12-24 一种共轴直升机及控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110979651A true CN110979651A (zh) 2020-04-10
CN110979651B CN110979651B (zh) 2021-04-13

Family

ID=70074907

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201911350590.XA Active CN110979651B (zh) 2019-12-24 2019-12-24 一种共轴直升机及控制方法

Country Status (3)

Country Link
US (1) US11597507B2 (zh)
CN (1) CN110979651B (zh)
WO (1) WO2021129180A1 (zh)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2021129180A1 (zh) * 2019-12-24 2021-07-01 苏州韬讯航空科技有限公司 一种共轴直升机及控制方法
CN113247242A (zh) * 2021-04-12 2021-08-13 重庆大学 一种共轴双旋翼直升机上旋翼系统传动机构
CN113772118A (zh) * 2021-09-03 2021-12-10 南京航空航天大学 用于共轴刚性双旋翼试验台的旋翼机构的操纵方法
CN114111530A (zh) * 2021-11-19 2022-03-01 中国直升机设计研究所 一种变距拉杆测角仪
CN114162338A (zh) * 2021-11-04 2022-03-11 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种可独立变距的共轴对转螺旋桨传动系统
KR20220134832A (ko) * 2021-03-26 2022-10-06 충남대학교산학협력단 중공형 동축 반전 구조를 갖는 비행체

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11427315B2 (en) * 2019-06-26 2022-08-30 Textron Innovations Inc. Rotor blade control system
US11560224B2 (en) * 2020-01-09 2023-01-24 Lockheed Martin Corporation Eccentrically adjusted rotating scissor pitch control link
US11396370B2 (en) * 2020-03-19 2022-07-26 Textron Innovations Inc. Coaxial rotor systems for VTOL aircraft
CN116142509B (zh) * 2023-04-19 2023-06-23 北京瀚科智翔科技发展有限公司 一体式电机电调结构的共轴双桨微型变距无人机

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104691752A (zh) * 2015-03-05 2015-06-10 葛讯 一种共轴高速直驱直升机及其飞行操纵方式
US20150321754A1 (en) * 2014-05-08 2015-11-12 Hirobo Co., Ltd. Coaxial Counter-Rotating Unmanned Helicopter
CN105235900A (zh) * 2015-11-04 2016-01-13 中航维拓(北京)科技有限责任公司 一种上旋翼半差动航向控制的共轴式无人直升机操纵系统
CN206050067U (zh) * 2016-08-16 2017-03-29 葛讯 一种共轴直升机
CN109131861A (zh) * 2018-07-03 2019-01-04 北京海空行科技有限公司 一种上旋翼带伺服小翼的共轴直升机操纵系统
CN109969388A (zh) * 2019-04-19 2019-07-05 北京海空行科技有限公司 一种用于共轴式无人直升机的操纵系统
CN209064352U (zh) * 2018-09-21 2019-07-05 江苏方阔航空科技有限公司 一种非三点共轴多旋翼直升机

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9434471B2 (en) * 2005-04-14 2016-09-06 Paul E Arlton Rotary wing vehicle
CN106428542B (zh) 2016-08-16 2018-11-06 南京韬讯航空科技有限公司 一种共轴直升机操纵机构
CN108275264A (zh) 2018-03-05 2018-07-13 南京韬讯航空科技有限公司 一种可折叠共轴双旋翼飞行器及其控制方法
CN110979651B (zh) * 2019-12-24 2021-04-13 苏州韬讯航空科技有限公司 一种共轴直升机及控制方法

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20150321754A1 (en) * 2014-05-08 2015-11-12 Hirobo Co., Ltd. Coaxial Counter-Rotating Unmanned Helicopter
CN104691752A (zh) * 2015-03-05 2015-06-10 葛讯 一种共轴高速直驱直升机及其飞行操纵方式
CN105235900A (zh) * 2015-11-04 2016-01-13 中航维拓(北京)科技有限责任公司 一种上旋翼半差动航向控制的共轴式无人直升机操纵系统
CN206050067U (zh) * 2016-08-16 2017-03-29 葛讯 一种共轴直升机
CN109131861A (zh) * 2018-07-03 2019-01-04 北京海空行科技有限公司 一种上旋翼带伺服小翼的共轴直升机操纵系统
CN209064352U (zh) * 2018-09-21 2019-07-05 江苏方阔航空科技有限公司 一种非三点共轴多旋翼直升机
CN109969388A (zh) * 2019-04-19 2019-07-05 北京海空行科技有限公司 一种用于共轴式无人直升机的操纵系统

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2021129180A1 (zh) * 2019-12-24 2021-07-01 苏州韬讯航空科技有限公司 一种共轴直升机及控制方法
US11597507B2 (en) 2019-12-24 2023-03-07 Suzhou Taoxun Aviation Technology Co., Ltd. Coaxial helicopter and control method thereof
KR20220134832A (ko) * 2021-03-26 2022-10-06 충남대학교산학협력단 중공형 동축 반전 구조를 갖는 비행체
KR102457292B1 (ko) 2021-03-26 2022-10-21 충남대학교산학협력단 중공형 동축 반전 구조를 갖는 비행체
CN113247242A (zh) * 2021-04-12 2021-08-13 重庆大学 一种共轴双旋翼直升机上旋翼系统传动机构
CN113772118A (zh) * 2021-09-03 2021-12-10 南京航空航天大学 用于共轴刚性双旋翼试验台的旋翼机构的操纵方法
CN114162338A (zh) * 2021-11-04 2022-03-11 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种可独立变距的共轴对转螺旋桨传动系统
CN114162338B (zh) * 2021-11-04 2023-06-06 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种可独立变距的共轴对转螺旋桨传动系统
CN114111530A (zh) * 2021-11-19 2022-03-01 中国直升机设计研究所 一种变距拉杆测角仪
CN114111530B (zh) * 2021-11-19 2023-09-01 中国直升机设计研究所 一种变距拉杆测角仪

Also Published As

Publication number Publication date
CN110979651B (zh) 2021-04-13
WO2021129180A1 (zh) 2021-07-01
US11597507B2 (en) 2023-03-07
US20210323661A1 (en) 2021-10-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110979651B (zh) 一种共轴直升机及控制方法
EP2353684B1 (en) VTOL model aircraft
EP2340880B1 (en) Dual-rotor model helicopter control system
CN108528692B (zh) 一种折叠机翼双旋翼飞行器及其控制方法
CN110979660B (zh) 一种三舵机直驱共轴旋翼系统及控制策略
CN109515704B (zh) 基于摆线桨技术的涵道卷流旋翼飞行器
CN104443377A (zh) 包括主俯仰操纵杆和次操纵杆的旋翼飞行器旋翼
CN110979652B (zh) 一种两舵机直驱共轴旋翼系统及控制策略
CN113002766B (zh) 一种采用剪刀式桨叶降噪的变桨距多旋翼无人机
CN111003167B (zh) 一种两舵机共轴双旋翼系统及控制策略
CN211033009U (zh) 一种小型共轴双旋翼无人机
JP5023330B2 (ja) 回転翼機構、該回転翼機構を用いた発電装置、並びに移動装置
CN100534863C (zh) 四通道横列双桨直升机
CN117163339A (zh) 辅助倾转三旋翼飞翼无人机稳定的尾电机座机构及其工作方法
CN110539881B (zh) 一种无人自转旋翼机操纵系统
CN100591400C (zh) 航模直升机转向机构
CN216734823U (zh) 用于共轴刚性双旋翼试验台的旋翼机构
CN108502157A (zh) 一种独立结构的双旋翼无人机
CN113815852A (zh) 旋翼矢量变向装置及共轴旋翼、单桨直升机及控制方法
CN111137449A (zh) 一种具有分裂式升降副翼和单涵道变距旋翼的飞行器
CN112407276A (zh) 一种上行半转下行水平运转的扑旋翼装置
CN212047876U (zh) 单轴双旋桨无人机
CN212501020U (zh) 一种具有分裂式升降副翼和单涵道变距旋翼的飞行器
CN114162319B (zh) 一种复合式共轴直升机的操纵系统
CN211731804U (zh) 一种三舵机定轴变距旋翼模块及直升机

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant