[发明专利]直升机用柔性旋翼及其变矩控制方法

说明书

本发明公开了直升机用柔性旋翼，旋翼包括若干根柔性桨叶，桨叶翼稍固定有翼梢拨片机构；翼梢拨片机构设置有拨片架、小翼以及驱动组件，拨片架固定连接柔性桨叶；柔性桨叶内还封装有导线，导线用于电连接驱动组件与直升机控制系统；驱动组件通过驱动小翼旋转，以带动柔性桨叶的攻角改变，实现旋翼的变总距和变周期距。本发明采用上述直升机用柔性旋翼，柔性桨叶，受突风影响小，更安全，更方便储运及舰载。

技术领域

本发明涉及直升机技术领域，尤其是涉及直升机用柔性旋翼及其变矩控制方法。

背景技术

直升机是能垂直起降和悬停在空中的飞行器，对起降场地的要求较低，不管是在峡谷、森林、河滩，还是在高大的建筑物顶部，它都能随意起飞和降落；基于直升机具备转向灵活、反应迅速、能够前飞、后飞和侧飞等优势，因此在军事和民用领域得到广泛应用。

现有直升机用柔性旋翼是刚性或半刚性的，飞行过程中受到较大突风时，难以有效消除突风的影响，从而造成机体晃动，给机上人员带来不舒适的体验，这也是造成直升机坠毁最主要的事故原因；刚性旋翼直径大，不利于储运以及舰载；直升机在开放场地停机时，刚性旋翼或半刚性旋翼在风力作用下桨叶振动，容易造成疲劳破坏；直升机坠毁时，刚性旋翼或半刚性旋翼触地后会发生粉碎性破坏，给周边人员带来附带损伤；刚性旋翼或半刚性旋翼碰到树梢时刚性大缓冲小也容易破坏；直升机军事应用时，刚性旋翼或半刚性旋翼被子弹击中后粉碎性破坏，难以产生稳定升力，造成直升机坠毁。

发明内容

为克服上述不足，本发明将原有的刚性旋翼或半刚性旋翼替换为柔性旋翼，以降低突风对旋翼干扰，提高安全性、稳定性。

为实现上述目的，本发明提供了如下技术方案：

直升机用柔性旋翼，旋翼包括若干根桨叶，桨叶均固定于旋翼轴上，所述桨叶为柔性桨叶，其翼稍固定有翼梢拨片机构；翼梢拨片机构设置有拨片架、小翼以及驱动组件，拨片架固定连接柔性桨叶；柔性桨叶内还封装有导线，导线用于电连接驱动组件与直升机控制系统；驱动组件通过驱动小翼旋转，以带动柔性桨叶的攻角改变，实现旋翼的变总距和变周期距。

优选的，所述拨片架远离小翼一侧还设置有平衡块，平衡块、小翼分别位于柔性桨叶两侧。

优选的，所述小翼设置有两片，两片小翼分别位于柔性桨叶两侧。

优选的，所述柔性桨叶的材质为橡胶/聚氨酯/聚氯乙烯/硅胶柔性材质。

对照上述装置，本发明还提出了直升机用柔性旋翼的变矩控制方法，当旋翼需要获得A方位的升力分力时，通过驱动组件调整小翼的攻角，使柔性桨叶从C位置下的攻角逐渐减小至A位置，然后再从A位置下逐渐增大攻角至C位置，进而使柔性桨叶在轨迹DAB段的攻角小于轨迹BCD段的攻角，使得旋翼桨盘平面将向A方位倾转从而获得一个朝向A方位的升力分力；其中，A、B、C、D依次为平面中四个方位，相邻方位之间互相垂直。

本发明采用上述结构的直升机用柔性旋翼，具备如下优势：柔性旋翼在风力作用下发生变形，能够有效降低突风风力的干扰，减小机体晃动幅度，提高直升机安全性能及舒适度；柔性旋翼不转动时会自然下垂，下垂状态的旋翼直径远小于旋转状态的旋翼直径，方便储运及舰载；直升机在开放场地停机时，柔性旋翼在风力作用下桨叶变形，弯折力小，不易造成疲劳损坏；柔性旋翼碰到树梢时缓冲大，不易破坏；柔性性旋翼子弹击中后穿孔，对升力造成的影响小，直升机仍能正常飞行。

附图说明

图1为本发明实施例的结构示意图；

图2为本发明实施例中翼梢拨片机构的第一种结构示意图；

图3为本发明实施例中翼梢拨片机构的第二种结构示意图；

图4为本发明实施例中驱动组件的第一种结构示意图；

图5为本发明实施例中驱动组件的第二种结构示意图；