一種基于多旋翼操縱的油電混合共軸直升機的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種基于多旋翼操縱的油電混合共軸直升機，屬于航空器設計制造技術領域。旋翼在發(fā)動機的驅動下共軸反轉，去掉現有共軸雙旋翼系統中槳軸上的自動傾斜器等有關操縱的部件，旋翼操縱控制由多旋翼系統實現。所述的多旋翼系統包括四根支架、四個小旋翼和四個電機，所述支架固定在機身上位于槳軸中心的位置，在每根支架的尾端都設置有一個小旋翼和一個電機，所述小旋翼由各自的電機進行驅動。本發(fā)明利用油動共軸雙旋翼提供升力，可實現較長時間，較大載荷飛行，氣動效率高，結構緊湊；利用電動小旋翼對直升機進行航向俯仰等操縱，穩(wěn)定、快速、有效。
【專利說明】
一種基于多旋翼操縱的油電混合共軸直升機
技術領域
[0001]本發(fā)明屬于航空器設計制造技術領域，特別是涉及一種基于多旋翼操縱的油電混合共軸直升機。
【背景技術】
[0002]俄羅斯卡莫夫設計局發(fā)展了一系列共軸雙旋翼直升機，在共軸式直升機型號研制、理論實驗研究方面均走在世界前列，兩個著名共軸式直升機系列即Ka-25與Ka-50系列。20世紀50年代開始，世界各國對于共軸雙旋翼布局、氣動特性等問題進行了大量實驗及研究。北京航空航天大學于20世紀90年代初開始了“海鷗”共軸式直升機的研制，并取得了成功，填補了國內在這一領域的空白。
[0003]由于共軸式直升機沒有常規(guī)布局中的尾槳及其傳動系統，其所需的功率相對單旋翼帶尾槳直升機所需的功率要少；同時，共軸式直升機具有更加緊湊的結構，相對于單旋翼帶尾槳直升機尺寸要減少35%?40%，進而擁有較小的慣性矩，從而增加共軸式直升機的可控性和機動性。
[0004]但是，由于操縱系統部分和上下旋翼槳轂這些非流線形狀部件的數量多于單旋翼直升機，體積也大于單旋翼直升機，并都暴露在流場之中，因而共軸式直升機的廢阻面積大于單旋翼直升機。而共軸式直升機的操縱系統相當復雜，兩副旋翼分別擁有各自的自動傾斜器，且通過若干拉桿組成連桿機構，使得兩個自動傾斜器始終平行。共軸式直升機的縱橫向操縱是通過操縱下旋翼自動傾斜器的不動環(huán)再通過拉桿機構改變上旋翼自動傾斜器從而使上下旋翼的錐體保持平行的運動。航向操縱則是通過改變上下旋翼的總距。直升機有兩種典型的航向操縱結構形式即半差動和全差動形式。其復雜的操縱系統給直升機的重量及功率帶來不小的負擔，且增加很大制造維護成本。而共軸式直升機的操縱均通過自動傾斜器實現對槳葉運動操縱，屬于間接操縱，且由于直升機操縱存在耦合，導致其操縱響應滯后、靈敏度低、效率低，使得無人直升機的飛控方面有很大難度。
[0005]多旋翼系統體積小、重量輕，適合多平臺、多空間使用，結構簡單，安全性好，成本較低，且易于維護，在國內外被廣泛研究與應用。其控制操縱系統是微機電系統集成的產物，發(fā)展研究較為成熟。電動機伺服特性好，通過對電動機的轉速進行控制，實現各種飛行動作，由于旋翼所產生的升力大小與速度項成二次方關系，故其操縱迅速、直接有效。但是由于多旋翼無人機電池等方面原因，其航程、航時與載荷均不能太大，一般不超過15kg，大大限制了它的應用。

【發(fā)明內容】

[0006]為了克服上述共軸式直升機以及多旋翼無人機存在的問題，本發(fā)明提供了一種基于多旋翼操縱的油電混合共軸直升機，以解決現有共軸式直升機操縱響應滯后、靈敏度低、效率低、操縱復雜困難，并解決其操縱系統繁雜帶來的制造維護問題，還有多旋翼無人機航程、航時與載荷過小等問題。
[0007]本發(fā)明的一種基于多旋翼操縱的油電混合共軸直升機，共軸雙旋翼的操縱控制采用多旋翼系統實現。共軸雙旋翼由槳葉和槳轂組成，上下各一副旋翼在發(fā)動機的驅動下共軸反轉，去掉現有共軸雙旋翼系統中槳軸上的自動傾斜器等有關操縱的部件，旋翼操縱控制由多旋翼系統實現。所述的多旋翼系統包括四根支架、四個小旋翼和四個電機，所述支架長條狀，每根支架都固定在機身上位于槳軸中心的位置，相鄰兩個支架互成90°角，并且支架與機身軸線成45°角，四根支架所在平面與機身水平面平行。四根支架可通過合頁與鎖緊裝置，折疊放在機身兩側，以節(jié)省存放空間。在每根支架的尾端都設置有一個小旋翼和一個電機，所述小旋翼由各自的電機進行驅動，電機動力由電池提供，所述小旋翼由可配平共軸雙旋翼產生力矩的四旋翼飛控系統進行控制。
[0008]本發(fā)明的優(yōu)點在于:
[0009](I)利用油動共軸雙旋翼提供升力，可實現較長時間，較大載荷飛行，氣動效率高，結構緊湊。
[0010](2)利用電動小旋翼對直升機進行航向俯仰等操縱，穩(wěn)定、快速、有效。
【附圖說明】
[0011]圖1為本發(fā)明提供的基于多旋翼操縱的油電混合共軸直升機總體示意圖；
[0012]圖2為本發(fā)明中的多旋翼系統布置示意圖；
[0013]圖3為本發(fā)明中多旋翼系統折置收起不意圖；
[0014]圖4為本發(fā)明中的雙油動發(fā)動機及傳動系統示意圖；
[0015]圖中:
[0016]1-共軸雙旋翼；2-機身；3-起落裝置； 4-多旋翼系統；
[0017]5-發(fā)動機； 6-傳動裝置； 401-支架；402-小旋翼；
[0018]403-電機。
【具體實施方式】
[0019]下面結合附圖對本發(fā)明進一步說明。
[0020]本發(fā)明提供一種基于多旋翼操縱的油電混合共軸直升機，采用電機驅動的多旋翼系統對共軸雙旋翼進行橫向、縱向和航向操縱控制。
[0021]如圖1所示，本發(fā)明提供的基于多旋翼操縱的油電混合共軸直升機，包括共軸雙旋翼1、機身2、起落裝置3(滑橇式起落架和滑輪)和多旋翼系統4?，F有共軸直升機中的共軸雙旋翼的縱向、橫向以及航向操縱控制是由自動傾斜器及其相關組件實現。而本發(fā)明提供的油電混合共軸直升機中的共軸雙旋翼的縱向、橫向以及航向操縱控制，是由多旋翼系統4實現的，故旋翼上不需要自動傾斜器以及相關復雜的連桿機構以及舵機操縱機構，如圖4所示，所述的共軸雙旋翼I在發(fā)動機5(油動力)的驅動下實現上下各一副旋翼共軸反轉，所述的共軸雙旋翼I的槳轂直接與發(fā)動機5的輸出軸連接，共軸雙旋翼I的旋轉動力由動力系統中的油動發(fā)動機5通過傳動裝置6(減速箱及傳動軸)提供。對共軸雙旋翼I的縱向、橫向以及航向操縱由多旋翼系統4實現。共軸雙旋翼I的槳距角固定，可在地面時預先調好。
[0022]參見圖2與圖3，本發(fā)明中所述的多旋翼系統4擔任控制系統的重要角色，所述的多旋翼系統4包括支架401、小旋翼402和電機403，以共軸式直升機機身2上槳軸中心線為中心，機身2上周向均勻安裝四根支架401，相鄰兩個支架401呈90°角，每根支架401與機身2的軸線呈45°角。四根支架401所在平面與機身2的水平面平行，支架401大小應配合共軸式直升機的尺寸進行設定。所述的小旋翼402和電機403位于每根支架401的尾端，四個小旋翼401由各自的電機403進行驅動，電機403由電池提供動力，如圖2所示。如圖3所示，四根支架401與機身之間為合頁連接，當多旋翼系統4不工作時，即不需要多旋翼系統4的操作控制時，四根支架401折疊收起放在機身2兩側，與起落裝置3中的滑橇式起落架平行，以節(jié)省存放空間。同時，在所述的支架401與機身2之間設置鎖緊裝置，對支架401的展開狀態(tài)和折疊狀態(tài)進行鎖緊控制。
[0023]所述的多旋翼系統4可提供小部分的升力，主要進行飛行器的縱向、橫向以及航向操縱。多旋翼系統4進行各種操縱主要依賴位于各支架401尾端的小旋翼402實現，具體為:
[0024]所述的小旋翼402—共有四個，分別位于機身左前方、機身左后方、機身右后方和機身右前方。當進行縱向操縱時，機身左前方和后前方的小旋翼保持同樣轉速VI，提供同樣大小的升力;機身左后方和右后方的小旋翼保持同樣轉速V2;當Vl大于V2時，直升機便會抬頭，反之便會低頭。當進行橫向操縱時，機身左前方和左后方的小旋翼同轉速V3，機身右后方和右前方的小旋翼同轉速V4，當V3大于V4時，共軸直升機便會向右滾轉，反之便會向左滾轉。當進行航向操縱時，控制相反轉向的小旋翼表現不同轉速產生大小不同的扭矩進而產生偏航力矩，實現航向操縱，例如機身左前方和右后方的小旋翼轉向為逆時針轉向(從上往下看)，轉速V5，左后方和右前方的小旋翼轉向為順時針轉向(從上往下看)，轉速V6，如果轉速V5小于轉速V6時，左前方和右后方的小旋翼所產生的扭矩就小于左后方和右前方的小旋翼產生的扭矩，所以共軸直升機便會向逆時針方向(從上往下看)偏航。
[0025]由于本發(fā)明中共軸雙旋翼沒有自身控制系統，直升機的穩(wěn)定以及控制全靠多旋翼系統4來實現，需要對多旋翼系統4的性能進行設計計算。穩(wěn)定方面，由于共軸雙旋翼I在前飛過程中會有揮舞，產生后倒以及側傾力矩，力矩值隨前飛速度而變化，通過計算選擇最優(yōu)的支架401長度、電機403功率、槳葉形狀和長度、電調以及電池，結合可使電動多旋翼配平以上所述操縱力矩的多旋翼飛控系統，實現利用多旋翼進行直升機的穩(wěn)定飛行。控制方面，利用多旋翼系統4產生與原共軸式直升機周期變距操縱等效的操縱力矩，得到多旋翼系統4各項參數。
[0026]綜上所述，本發(fā)明提供的一種基于多旋翼操縱的油電混合共軸直升機，既擁有共軸式直升機氣動效率高，結構緊湊，尺寸小，載荷大等優(yōu)點，又兼有多旋翼良好的穩(wěn)定性和直接有效的控制。解決了現有共軸式直升機操縱系統繁瑣復雜帶來的使用維護、額外廢阻，并解決通過共軸雙旋翼實現操縱而帶來的操縱響應滯后、靈敏度低、效率低、操縱復雜困難等問題，克服了多旋翼無人機航程、航時與載荷過小等缺點。
[0027]最后應說明的是:以上所述僅為本發(fā)明設計思想的一個實例而已，并不用于限制本發(fā)明，盡管參照前述實例對本發(fā)明進行了詳細的說明，對于本領域的技術人員來說，其依然可以對前述實例所記載的設計方案實施修改，或對其中部分技術特征進行同等替換。凡在本發(fā)明的精神和原則之內，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發(fā)明的保護范圍之內。
【主權項】
1.一種基于多旋翼操縱的油電混合共軸直升機，包括共軸雙旋翼、機身和起落裝置，其特征在于:所述的共軸雙旋翼槳距角固定，采用多旋翼系統進行橫向、縱向和航向操縱控制;所述的多旋翼系統包括支架、小旋翼和電機，所述支架固定在機身上，所述小旋翼和電機固定在所述支架上，電機驅動小旋翼旋轉。2.根據權利要求1所述的一種基于多旋翼操縱的油電混合共軸直升機，其特征在于:所述支架長條狀，每根支架都固定在機身上位于槳軸中心的位置，相鄰兩個支架互成90°角，并且支架與機身軸線成45°角，四根支架所在平面與機身水平面平行;在每根支架的尾端都設置有一個小旋翼和一個電機，所述小旋翼由各自的電機進行驅動，電機動力由電池提供。3.根據權利要求1所述的一種基于多旋翼操縱的油電混合共軸直升機，其特征在于:所述支架與機身之間通過合頁連接。4.根據權利要求1所述的一種基于多旋翼操縱的油電混合共軸直升機，其特征在于:在所述支架與機身連接處設置鎖緊裝置。5.根據權利要求1所述的一種基于多旋翼操縱的油電混合共軸直升機，其特征在于:當進行縱向操縱時，機身左前方和后前方的小旋翼保持同樣轉速VI，提供同樣大小的升力;機身左后方和右后方的小旋翼保持同樣轉速V2;當Vl大于V2時，直升機便會抬頭，反之便會低頭；當進行橫向操縱時，機身左前方和左后方的小旋翼同轉速V3，機身后后方和后前方的小旋翼同轉速V4，當V3大于V4時，共軸直升機便會向右滾轉，反之便會向左滾轉；當進行航向操縱時，控制相反轉向的小旋翼表現不同轉速產生大小不同的扭矩進而產生偏航力矩，實現航向操縱。
【文檔編號】B64C27/10GK106005385SQ201610456930
【公開日】2016年10月12日
【申請日】2016年6月22日
【發(fā)明人】陳銘, 武梅麗文, 劉永輝, 高用璽, 吳智宸, 趙鵬, 步禹宏, 王強, 王放, 徐安安, 馬藝敏, 范思儀, 李梁
【申請人】北京航空航天大學