CN113753228A - 一种常规布局直升机及飞行控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种常规布局直升机及飞行控制方法，涉及航空技术领域，包括机体、ABC单旋翼和短翼，机体包括机身和驱动机构，驱动机构设置于机身内部；ABC单旋翼设置在机身的顶部并与驱动机构的输出端固定连接，驱动机构能够改变ABC单旋翼的滚转力矩；短翼设置在位于ABC单旋翼的后行侧桨叶一侧的机身上，短翼包括驱动元件、框架组件和蒙皮，框架组件与机身活动连接，驱动元件的一端与机身连接，驱动元件的另一端与框架组件连接，驱动元件能够带动框架组件沿直升机前飞方向做往复运动且框架组件在往复运动过程中面积发生变化，蒙皮包覆于框架组件。本发明提供的常规布局直升机能够提高传统的常规布局直升机的最大前飞速度。

Description

一种常规布局直升机及飞行控制方法

技术领域

本发明涉及航空技术领域，特别是涉及一种常规布局直升机及飞行控制方法。

背景技术

直升机由于具有较高的悬停效率，在很多方面具有其独特的应用价值，但是相比较于飞机，直升机的前飞速度小是其短板。

常规布局直升机是指单旋翼带尾桨构型的直升机，由单旋翼的旋转来提供直升机垂直飞行的升力和前进的动力，此类直升机通常所用的单旋翼是具有挥舞铰或等效挥舞铰、变距铰、摆振铰的单旋翼，前行侧桨叶激波和后行桨叶侧气流分离是限制常规布局直升机最大飞行速度的重要原因。针对这两个限制已经有人提出了使用ABC(前行桨叶概念)旋翼来提高直升机的最大飞行速度，但是ABC旋翼由于单旋翼升力偏置的特点一般都是采用两幅对转的共轴刚性旋翼，ABC单旋翼由于其结构特征在高速前飞时相对于传统的单旋翼避免了后行桨叶由于挥舞而更容易进入气动失速状态从而降低气动效率的缺点，使得前行桨叶能够更好的发挥其升力潜力，为直升机的前飞提供更大的动力，如果可以让常规布局的直升机应用ABC单旋翼的同时克服其升力偏置的特点，可以提高常规布局直升机的最大前飞速度。

发明内容

为解决以上技术问题，本发明提供一种常规布局直升机及前飞控制方法，用以解决现有技术存在的问题，提高传统的常规布局直升机的最大前飞速度。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

本发明提供了一种常规布局直升机，包括机体、ABC单旋翼和短翼，所述机体包括机身和驱动机构，所述驱动机构设置于所述机身内部；所述ABC单旋翼设置在所述机身的顶部并与所述驱动机构的输出端固定连接，所述驱动机构能够驱动所述ABC单旋翼转动和改变所述ABC单旋翼的桨叶的周期变距以改变所述ABC单旋翼的滚转力矩；所述短翼设置在位于所述ABC单旋翼的后行侧桨叶一侧的所述机身上，所述短翼包括驱动元件、框架组件和蒙皮，所述框架组件与所述机身活动连接，所述驱动元件的一端与所述机身连接，所述驱动元件的另一端与所述框架组件连接，所述驱动元件能够带动所述框架组件发生变形并使所述框架组件在变形过程中提供有效升力的面积发生变化，所述蒙皮包覆于所述框架组件，所述蒙皮能够适应所述框架组件的形变发生弹性变形。

优选的，所述机体还包括控制系统，所述控制系统包括传感器、处理器和控制器，所述传感器包括设置在所述ABC单旋翼的桨毂上的桨毂力矩传感器、设置在所述短翼上的短翼力矩传感器和设置在所述机身上的空速管，所述桨毂力矩传感器用于测量所述ABC单旋翼产生的滚转力矩，所述短翼力矩传感器用于测量所述短翼产生的滚转力矩，所述空速管用于测量直升机的飞行速度和高度，所述处理器与所述传感器电连接，所述处理器、所述驱动机构和所述驱动元件均与所述控制器电连接，所述处理器能够对所述传感器探测到的数据进行处理后传递给所述控制器，所述控制器控制所述驱动机构、所述驱动元件进行动作。

优选的，所述框架组件包括连接纵梁和两根平行设置的横梁，两个所述横梁的一端均与所述机身铰接，所述连接纵梁的两端与两根所述横梁的另一端铰接，所述驱动元件与其中一个所述横梁铰接。

优选的，所述框架组件还包括中间纵梁，所述中间纵梁设置于所述连接纵梁与所述机身之间，所述中间纵梁与所述连接纵梁平行设置，所述中间纵梁与两根所述横梁铰接。

优选的，所述中间纵梁的数量为多根，多根所述中间纵梁等间距设置。

优选的，所述横梁和所述连接纵梁之间的间隙设置有填充材料，所述蒙皮包覆所述填充材料并与所述填充材料相连，所述填充材料受力能够产生形变。

优选的，所述常规布局直升机还包括限位块，所述限位块与所述机身固定连接，所述限位块能够与所述框架组件相抵接，当所述限位块与所述框架组件相抵接时，所述框架组件的有效升力面积面积达到最大。

优选的，所述限位块与所述框架组件的抵接面设置保护层，所述保护层由橡胶材质制成。

优选的，所述驱动元件为液压杆。

本发明还提供了一种常规布局直升机的飞行控制方法，包括以下步骤：

S1、获取所述常规布局直升机的所述短翼的当前滚转力矩Mb、最大滚转力矩M_bmax、最小滚转力矩M_bmin以及所述ABC单旋翼的当前滚转力矩M_r；

S2、判断所述ABC单旋翼的当前滚转力矩M_r与所述短翼的当前滚转力矩M_b、最大滚转力矩M_bmax、最小滚转力矩M_bmin的大小关系；

S31、当所述ABC单旋翼的当前滚转力矩M_r大于所述短翼的最大滚转力矩M_bmax时，获取所述ABC单旋翼需降低的滚转力矩，所述框架组件展开至最大并降低所述ABC单旋翼的滚转力矩至目标值，返回S1；

S32、当所述ABC单旋翼的当前滚转力矩M_r小于所述短翼的最小滚转力矩M_bmin时，获取所述ABC单旋翼需提升的滚转力矩，所述框架组件收缩至最小并提升所述ABC单旋翼的滚转力矩至目标值，返回S1；

S33、当所述ABC单旋翼的当前滚转力矩M_r等于所述短翼的当前滚转力矩M_b时，返回S1；

S34、当所述ABC单旋翼的当前滚转力矩M_r处于所述短翼的最大滚转力矩M_bmax和所述短翼的最小滚转力矩M_bmin之间且所述短翼的当前滚转力矩M_b不等于所述ABC单旋翼的当前滚转力矩M_r时，获取所述框架组件需要展开或收缩的面积，所述驱动元件驱动所述框架组件展开或收缩至目标值，返回S1。

本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：

本发明提供了一种常规布局直升机，将ABC单旋翼设置在机身上部，在ABC单旋翼的后行侧桨叶一侧的机身处设置有面积可调整的短翼。在直升机悬停和低速前飞时收起短翼，使短翼的面积达到最小，可以减小短翼带来的阻塞效应的同时尽量不改变直升机的重心；在直升机高速前飞时，ABC单旋翼的前行侧桨叶能够提供比传统旋翼更大的升力，短翼逐渐展开，调整短翼在后行侧桨叶一侧提供的升力大小，同时调整主旋翼的周期变距来调节升力偏置量，此时可将ABC单旋翼进行卸载，降低ABC单旋翼的转速，进而降低前行侧桨叶激波阻力，进一步提升直升机的前飞速度，获得比传统直升机更高的最大前飞速度。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为实施例1中提供的短翼收缩时的常规布局直升机的结构示意图；

图2为实施例1中提供的短翼展开时的常规布局直升机的结构示意图；

图3为实施例1中提供的短翼收缩时的结构示意图；

图4为实施例1中提供的短翼展开时的结构示意图；

图5为实施例2中提供的常规布局直升机飞行控制方法的流程图；

附图标记说明：1、机身；2、驱动元件；3、限位块；4、横梁；5、填充材料；6、连接纵梁；7、中间纵梁；8、ABC单旋翼；9、框架组件；100、常规布局直升机。

具体实施方式

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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。

本发明的目的为提供一种常规布局直升机，用以解决现有技术存在的问题，提高常规布局直升机的最大前飞速度。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

本实施例提供了一种常规布局直升机100，包括机体、ABC单旋翼8和短翼，机体包括机身1和驱动机构，驱动机构设置于机身1内部；ABC单旋翼8设置在机身1的顶部并与驱动机构的输出端固定连接，驱动机构能够驱动ABC单旋翼8转动和改变ABC单旋翼8的桨叶的周期变距以改变ABC单旋翼8的滚转力矩；短翼设置在位于ABC单旋翼8的后行侧桨叶一侧的机身1上，短翼包括驱动元件2、框架组件9和蒙皮，框架组件9与机身1活动连接，驱动元件2的一端与机身1连接，驱动元件2的另一端与框架组件9连接，具体的，驱动元件2的一端与机身1转动连接，驱动元件2的另一端与框架组件9转动连接，驱动元件2能够带动框架组件9发生变形并使框架组件9在变形过程中提供有效升力的面积发生变化，蒙皮包覆于框架组件9，蒙皮能够适应所述框架组件的形变发生弹性变形。

在直升机悬停和低速前飞时收起短翼，使短翼的面积达到最小，可以减小短翼带来的阻塞效应的同时尽量不改变直升机的重心；在直升机高速前飞时，ABC单旋翼8的前行侧桨叶能够提供比传统旋翼更大的升力，短翼逐渐展开，调整短翼在后行侧桨叶一侧提供的升力大小，同时调整主旋翼的周期变距来调节升力偏置量，此时可将ABC单旋翼8进行卸载，降低ABC单旋翼8的转速，进而降低前行侧桨叶激波阻力，进一步提升直升机的前飞速度，获得比传统直升机更高的最大前飞速度。

进一步的，机体还包括控制系统，控制系统包括传感器、处理器和控制器，传感器包括设置在ABC单旋翼8的桨毂上的桨毂力矩传感器、设置在短翼上的短翼力矩传感器和设置在机身1上的空速管，桨毂力矩传感器用于测量ABC单旋翼8产生的滚转力矩，短翼力矩传感器用于测量短翼产生的滚转力矩，空速管用于测量直升机的飞行速度和高度，处理器与传感器电连接，处理器、驱动机构和驱动元件2均与控制器电连接，处理器能够对传感器探测到的数据进行处理后传递给控制器，控制器控制驱动机构、驱动元件2进行动作。

进一步的，框架组件9包括连接纵梁6和两根平行设置的横梁4，两个横梁4的一端均与机身1铰接，连接纵梁6的两端与两根横梁4的另一端铰接，驱动元件2与其中一个横梁4铰接。驱动元件2驱动其中一个横梁4在机身1前飞的方向运动，进而带动横梁4运动，从而带动另一个横梁4在机身1前飞方向的运动，最终改变框架组件9的面积。

进一步的，框架组件9还包括中间纵梁7，中间纵梁7设置于连接纵梁6与机身1之间，中间纵梁7与连接纵梁6平行设置，中间纵梁7与两根横梁4铰接。此种设置使得框架组件9更加牢固。

进一步的，中间纵梁7的数量为多根，多根中间纵梁7等间距设置。

进一步的，横梁4和连接纵梁6之间的间隙设置有填充材料5，蒙皮包覆填充材料5并与填充材料5相连，填充材料5受力能够产生形变，避免填充材料5影响框架组件9的变形，具体的，填充材料5为面内等效泊松比比较低的纸质蜂窝结构，蒙皮可由硅胶布制成，蒙皮与框架组件9利用铆钉铆接，蒙皮与填充材料5粘接，确保直升机短翼完全展开。

进一步的，常规布局直升机100，还包括限位块3，限位块3与机身1固定连接，限位块3能够与框架组件9相抵接，当限位块3与框架组件9相抵接时，框架组件9的有效升力面积达到最大，具体的，限位块3由铸铁材质制成，当限位块3与框架组件9相抵接时，横梁4与机身1垂直。

进一步的，限位块3与框架组件9的抵接面设置保护层，保护层由橡胶材质制成，有效保护框架组件9、蒙皮与限位块3，延长构件使用寿命。

进一步的，驱动元件2为液压杆。

实施例2

本实施例提供了一种常规布局直升机100的飞行控制方法，包括以下步骤：

S1、获取常规布局直升机100的短翼的当前滚转力矩Mb、最大滚转力矩M_bmax、最小滚转力矩M_bmin和ABC单旋翼8的当前滚转力矩M_r；

S2、判断ABC单旋翼8的当前滚转力矩M_r与短翼的当前滚转力矩M_b、最大滚转力矩M_bmax、最小滚转力矩M_bmin的大小关系；

S31、当ABC单旋翼8的当前滚转力矩M_r大于短翼的最大滚转力矩M_bmax时，获取ABC单旋翼8需降低的滚转力矩，将框架组件9展开至最大并降低ABC单旋翼8的滚转力矩至目标值，具体的，目标值为短翼的最大滚转力矩M_bmax，返回S1；

S32、当ABC单旋翼8的当前滚转力矩M_r小于短翼的最小滚转力矩M_bmin时，获取ABC单旋翼8需提升的滚转力矩，将框架组件9收缩至最小并提升ABC单旋翼8的滚转力矩至目标值，具体的，目标值为短翼的最小滚转力矩M_bmin，返回S1；

S33、当ABC单旋翼8的当前滚转力矩M_r等于短翼的当前滚转力矩M_b时，返回S1；

S34、当ABC单旋翼8的当前滚转力矩M_r处于短翼的最大滚转力矩M_bmax和短翼的最小滚转力矩M_bmin之间且短翼的当前滚转力矩M_b不等于ABC单旋翼8的当前滚转力矩M_r时，获取框架组件9需要展开或收缩的面积，驱动元件2驱动框架组件9展开或收缩至目标值，具体的，目标值通过ABC单旋翼8的当前滚转力矩Mr与短翼的滚转力矩M_b的公式计算获得，返回S1。

具体的计算过程如下：

短翼的滚转力矩

式中L是短翼的机械长度(即短翼根部沿前缘或后缘到尖部的距离)，θ_b是短翼横梁与机身1的夹角。

其中

式中ρ是空气密度，v是短翼当前的空速，α是短翼的迎角，是α_∞是短翼的升力线斜率。

其中

S＝L·b·sinθ_b

式中b是短翼的弦长，θ_α是短翼的安装角(抬头为正)，θ是直升机机身1俯仰角(抬头为正)，V_y是直升机的垂向速度(向上为正)，V_x是直升机的水平速度(向前为正)

由此首先L、b、θ_α是短翼的机械结构尺寸为已知量。α_∞可以先由实验测量出。ρ、v、V_x、V_y、θ均可由传感器测量得到。

因此此时短翼的滚转力矩M_b可以视为关于短翼横梁与机身1夹角θ_b的函数，即M_b＝M_b(θ_b)。

当传感器测量得到ABC单旋翼8的滚转力矩M_r和短翼的滚转力矩M_b无法抵消时，若M_r>M_b则首先可以利用牛顿迭代法求得需要展开的目标角度θ_baim，并进行展开，如果展开时达到了短翼所能展开的最大角度，则通过降低ABC单旋翼8转速或改变ABC单旋翼8的周期变距来减小ABC单旋翼8整体的滚转力矩。若M_r<M_b则计算需要收缩的目标角度θ_baim，并进行收缩，如果收缩时达到了短翼所能收缩的最小角度，则通过增加ABC单旋翼8转速或者改变ABC单旋翼8的周期变距来增加ABC单旋翼8整体的滚转力矩。

本说明书中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (10)

1.一种常规布局直升机，其特征在于：包括机体、ABC单旋翼和短翼，所述机体包括机身和驱动机构，所述驱动机构设置于所述机身内部；所述ABC单旋翼设置在所述机身的顶部并与所述驱动机构的输出端固定连接，所述驱动机构能够驱动所述ABC单旋翼转动和改变所述ABC单旋翼的桨叶的周期变距以改变所述ABC单旋翼的滚转力矩；所述短翼设置在位于所述ABC单旋翼的后行侧桨叶一侧的所述机身上，所述短翼包括驱动元件、框架组件和蒙皮，所述框架组件与所述机身活动连接，所述驱动元件的一端与所述机身连接，所述驱动元件的另一端与所述框架组件连接，所述驱动元件能够带动所述框架组件发生变形并使所述框架组件在变形过程中提供有效升力的面积发生变化，所述蒙皮包覆于所述框架组件，所述蒙皮能够适应所述框架组件的形变发生弹性变形。

2.根据权利要求1所述常规布局直升机，其特征在于：所述机体还包括控制系统，所述控制系统包括传感器、处理器和控制器，所述传感器包括设置在所述ABC单旋翼的桨毂力矩传感器、设置在所述短翼上的短翼力矩传感器和设置在所述机身上的空速管，所述桨毂力矩传感器用于测量所述ABC单旋翼产生的滚转力矩，所述短翼力矩传感器用于测量所述短翼产生的滚转力矩，所述空速管用于测量直升机的飞行速度和高度，所述处理器与所述传感器电连接，所述处理器、所述驱动机构和所述驱动元件均与所述控制器电连接，所述处理器能够对所述传感器探测到的数据进行处理后传递给所述控制器，所述控制器控制所述驱动机构、所述驱动元件进行动作。

3.根据权利要求1所述常规布局直升机，其特征在于：所述框架组件包括连接纵梁和两根平行设置的横梁，两个所述横梁的一端均与所述机身铰接，所述连接纵梁的两端与两根所述横梁的另一端铰接，所述驱动元件与其中一个所述横梁铰接。

4.根据权利要求3所述常规布局直升机，其特征在于：所述框架组件还包括中间纵梁，所述中间纵梁设置于所述连接纵梁与所述机身之间，所述中间纵梁与所述连接纵梁平行设置，所述中间纵梁与两根所述横梁铰接。

5.根据权利要求4所述常规布局直升机，其特征在于：所述中间纵梁的数量为多根，多根所述中间纵梁等间距设置。

6.根据权利要求3所述常规布局直升机，其特征在于：所述横梁和所述连接纵梁之间的间隙设置有填充材料，所述蒙皮包覆所述填充材料并与所述填充材料相连，所述填充材料受力能够产生形变。

7.根据权利要求1-6任一项所述常规布局直升机，其特征在于：还包括限位块，所述限位块与所述机身固定连接，所述限位块能够与所述框架组件相抵接，当所述限位块与所述框架组件相抵接时，所述短翼的有效升力面积达到最大。

8.根据权利要求1所述常规布局直升机，其特征在于：所述限位块与所述框架组件的抵接面设置保护层，所述保护层由橡胶材质制成。

9.根据权利要求1所述常规布局直升机，其特征在于：所述驱动元件为液压杆。

10.一种基于权利要求1-9任一项所述的常规布局直升机的飞行控制方法，其特征在于：包括以下步骤：

S1、获取所述常规布局直升机的所述短翼的最大滚转力矩M_bmax、最小滚转力矩M_bmin、当前滚转力矩M_b、以及所述ABC单旋翼的当前滚转力矩M_r；

S2、判断所述ABC单旋翼的当前滚转力矩M_r与所述短翼的当前滚转力矩M_b、最大滚转力矩M_bmax、最小滚转力矩M_bmin的大小关系；

S31、当所述ABC单旋翼的当前滚转力矩M_r大于所述短翼的最大滚转力矩M_bmax时，获取所述ABC单旋翼需降低的滚转力矩，将所述框架组件展开至最大并降低所述ABC单旋翼的滚转力矩至目标值，返回S1；

S32、当所述ABC单旋翼的当前滚转力矩M_r小于所述短翼的最小滚转力矩M_bmin时，获取所述ABC单旋翼需提升的滚转力矩，将所述框架组件收缩至最小并提升所述ABC单旋翼的滚转力矩至目标值，返回S1；

S33、当所述ABC单旋翼的当前滚转力矩M_r等于所述短翼的当前滚转力矩M_b时，返回S1；

S34、当所述ABC单旋翼的当前滚转力矩M_r处于所述短翼的最大滚转力矩M_bmax和所述短翼的最小滚转力矩M_bmin之间且所述短翼的当前滚转力矩M_b不等于所述ABC单旋翼的当前滚转力矩M_r时，获取所述框架组件需要展开或收缩的面积，所述驱动元件驱动所述框架组件展开或收缩至目标值，返回S1。

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