CN113247243B - 一种跷跷板式无人直升机旋翼结构及弦向动平衡配平方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及无人直升机技术领域，具体公开了一种跷跷板式无人直升机旋翼结构及弦向动平衡配平方法，本发明公开的旋翼结构，整体结构简单，操作方便，能够在不进行单独配重的情况下实现旋翼的弦向动平衡配平，极大的提高了无人机旋翼的动平衡配平效率，简化了无人机旋翼动平衡的配平操作。通过本发明公开的方法，能够快速便捷的调整旋翼的弦向动平衡，不需要额外增加配重，也无需增加安装配重的结构。能够有效的减小配重的重量；减少动平衡调整时间；减少飞机结构的复杂性；减少无人机的维护时间。提高了无人直升机的经济性和安全性。

Description

一种跷跷板式无人直升机旋翼结构及弦向动平衡配平方法

技术领域

本发明涉及无人直升机技术领域，具体公开了一种跷跷板式无人直升机旋翼结构及弦向动平衡配平方法。

背景技术

无人直升机在使用过程中旋翼、尾桨、发动机、传动机构等旋转部件产生的交变载荷，将引起直升机机体结构的振动。机体的振动会给直升机的使用带来严重的后果：使直升机主要受力部件、仪表设备等产生振动疲劳，从而降低了使用寿命。在无人直升机旋转部件中，旋翼产生的交变载荷最大，它是直升机的主要振动源。因此旋翼动平衡对直升机尤其重要。

跷跷板式无人直升机旋翼动平衡可以分为弦向动平衡和展向动平衡。传统的动平衡调整是通过增减配重来实现的。弦向动平衡调整时，若在旋翼上安装配重，由于旋翼均为大展弦比，因此弦向尺寸小，配重质量需要很大才能满足调整要求；若在其他部位安装配重，需要设计其他结构来满足功能。

上述两种弦向动平衡调整方法，会造成无人直升机的重量增加，同时结构复杂性会增加，最终会造成无人直升机经济性和安全性差。

发明内容

为了解决上述内容中提到的现有技术缺陷，本发明提供了一种跷跷板式无人直升机旋翼弦向动平衡配平方法，将无人直升机的旋翼弦向配平方法进行优化调节，使无人直升机的旋翼弦向动平衡调节更加简单快捷，可靠性更高。

为了实现上述目的，本发明具体采用的技术方案是：

一种跷跷板式无人直升机旋翼结构，包括旋翼轴，旋翼轴上设置有旋翼桨毂，旋翼轴上设置有鼓形挂件并通过鼓形挂件与旋翼桨毂连接配合；所述的鼓形挂件上对称设置有直臂，旋翼桨毂与直臂套接，且旋翼桨毂与直臂之间设置有套合的内衬套和外衬套，所述的内衬套套接于直臂上，外衬套套接于内衬套上并与旋翼桨毂连接紧固；所述的内衬套的内侧与直臂抵紧，直臂前端设置孔口且支座内设置有定位销，定位销的前端伸出支座的孔口，且定位销的前端设置有抵紧直臂外侧的调整垫片，调整垫片外侧还设置有端盖，端盖将调整垫片压向内衬套。

上述公开的旋翼结构，通过旋翼轴上的鼓形挂件连接旋翼桨毂，对鼓形挂件与旋翼桨毂的连接结构进行优化改进，使得旋翼桨毂与鼓形挂件之间的轴向距离可调节，允许根据动平衡需求选择合适的调整垫片，从而满足旋翼的动平衡。

进一步的，本发明中，鼓形挂件的结构简单，其具体用于连接和传载，结构可靠，此处进行优化并举出如下一种可行的选择：所述的鼓形挂件包括环状的套接部，套接部上设置有销孔，所述的定位销固定于销孔处。采用如此方案时，鼓形挂件通过销孔与定位销配合连接从而在旋翼轴上实现定位连接，一般旋翼轴设定为圆柱状，鼓形挂件套接在旋翼轴上，与旋翼轴配合并承受传递轴向和径向的载荷。

进一步的，旋翼桨毂用于将旋翼轴的转动传递至旋翼，旋翼桨毂的结构可采用多种能够适应上述动平衡配平的结构，此处进行优化并举出其中一种可行的选择：所述的旋翼桨毂包括两个桨毂夹板，两个桨毂夹板分别与一处直臂连接配合，桨毂夹板上设置有连接孔，连接孔套设于外衬套上。采用如此方案时，两个桨毂夹板对称设置在直臂处，桨毂夹板套设在直臂上并可沿直臂轴向调节位置，端盖设置在桨毂夹板上后起到阻挡限位的作用，使桨毂夹板相对于直臂轴向固定。

进一步的，端盖连接至桨毂夹板时，其保持贴合抵紧能够提高桨毂夹板的轴向稳定性，具体的，端盖的结构可进行优化后采用多种可行的选择，其并不唯一限定，此处举出其中一种可行的选择：所述的端盖包括内圈贴合部和外圈贴合部，内圈贴合部与调整垫片贴合抵紧，外圈贴合部与桨毂夹板贴合抵紧。采用如此方案时，所述的内圈贴合部将调整垫片抵紧至直臂外侧，外圈贴合部与桨毂夹板连接固定并相互紧定。

进一步的，本发明中，为了设置旋翼，对桨毂夹板的结构进行优化并举出如下一种可行的选择：所述的两个桨毂夹板之间设置有桨毂支臂，桨毂支臂的一端与两个桨毂夹板连接紧固配合。采用如此方案时，桨毂支臂与桨毂夹板组成挥舞铰结构，桨毂支臂与桨毂夹板通过多根连接螺栓实现配合连接，且桨毂支臂用于设置后续的旋翼相关结构，桨毂支臂随桨毂夹板转动的同时带动旋翼转动并产生升力。

进一步的，对本发明中的桨毂支臂处的结构进行优化，举出如下一种可行的选择：所述的桨毂支臂上设置有变距铰结构，变距铰结构包括设置于桨毂支臂上的旋翼变距铰和设置于旋翼变距铰上的变距摇臂。采用如此方案时，旋翼变距铰在圆周方向上转动实现旋翼的倾角调节，变距摇臂能够带动变距铰转动从而实现旋翼的倾角调节。

进一步的，对本发明中的桨毂夹板结构进行优化，举出如下一种可行的选择：所述的桨毂夹板上设置有注油嘴，所述的注油嘴穿过桨毂夹板并延伸至外衬套的侧表面。通过注油嘴能够为内衬套和外衬套添加润滑脂等物质。

进一步的，为了加强端盖的连接稳定性，此处进行优化并举出如下一种可行的选择：所述的端盖通过紧固件可拆卸的固定在桨毂夹板表面。

上述内容公开了无人直升机的旋翼结构，本发明还说明了无人直升机旋翼弦向动平衡的配平方法，此处进行说明：

一种跷跷板式无人直升机旋翼弦向动平衡配平方法，应用于上述的直升机螺旋翼结构，包括：

称量旋翼桨毂和桨叶的重量m ₁，并按照预设的厚度值选择调整垫片，在旋翼桨毂上进行安装；

安装完毕后测量动不平衡重量m ₂和动不平衡距离旋翼轴的轴心距离r，计算得出动平衡的调整量d；

根据计算得到的动平衡调整量d，对需要增加增加厚度的调整垫片厚度增加d，对需要减少厚度的调整垫片厚度减少d。

上述公开的配平方法，根据旋翼桨毂处的动不平衡重量和动不平衡轴心距离作为计算的参考，结合旋翼桨毂和桨叶的实际重量从而可计算动平衡调整量，从而对调整垫片的厚度进行调整，实现旋翼的动平衡调节。

再进一步，按照如下方法计算动平衡的调整量：m ₁ d=m ₂ r。

与现有技术相比，本发明具有的有益效果是：

本发明公开的旋翼结构，整体结构简单，操作方便，能够在不增加单独配重的情况下实现旋翼的弦向动平衡配平，极大的提高了无人机旋翼的动平衡配平效率，简化了无人机旋翼动平衡的配平操作。通过本发明公开的方法，能够快速便捷的调整旋翼的弦向动平衡，不需要额外增加配重，也无需增加安装配重的结构。能够有效的减小配重的重量；减少动平衡调整时间；减少飞机结构的复杂性；减少无人机的维护时间。提高了无人直升机的经济性和安全性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅表示出了本发明的部分实施例，因此不应看作是对范围的限定，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它相关的附图。

图1为跷跷板式旋翼结构桨毂处的整体示意图。

图2为鼓形挂件的整体结构示意图。

图3为挥舞铰的整体结构示意图。

图4为挥舞铰的正视结构示意图。

图5为挥舞铰处的剖视结构示意图。

图6为图5中A处桨毂夹板与直臂连接处的剖视结构示意图。

上述附图中，各标记的含义为：1、旋翼轴；2、桨毂夹板；3、端盖；301、内圈贴合部；302、分隔环；303、外圈贴合部；4、变距摇臂；5、旋翼变距铰；6、鼓形挂件；7、直臂；8、销孔；9、安装定位孔；10、安装件；11、桨毂支臂；12、定位销；13、调节垫层；14、注油嘴；15、内衬套；16、外衬套。

具体实施方式

下面结合附图及具体实施例对本发明做进一步阐释。

在此需要说明的是，对于这些实施例方式的说明用于帮助理解本发明，但并不构成对本发明的限定。本文公开的特定结构和功能细节仅用于描述本发明的示例实施例。然而，可用很多备选的形式来体现本发明，并且不应当理解为本发明限制在本文阐述的实施例中。

实施例1

针对现有的无人机旋翼动平衡配平存在配平结构复杂、效率低且配重大的特点，本实施例进行优化并举出其中改进的方案以解决现有技术中的问题。

如图1、图2所示，一种跷跷板式无人直升机旋翼结构，包括旋翼轴1，旋翼轴1上设置有旋翼桨毂，旋翼轴1上设置有鼓形挂件6并通过鼓形挂件6与旋翼桨毂连接配合；所述的鼓形挂件6上对称设置有直臂7，旋翼桨毂与直臂7套接，且旋翼桨毂与直臂7之间设置有套合的内衬套15和外衬套16，所述的内衬套15套接于直臂7上，外衬套16套接于内衬套15上并与旋翼桨毂连接紧固；所述的内衬套15的内侧与直臂7抵紧，直臂7前端设置孔口且支座内设置有定位销12，定位销12的前端伸出支座的孔口，且定位销12的前端设置有抵紧直臂7外侧的调整垫片，调整垫片外侧还设置有端盖3，端盖3将调整垫片压向内衬套15。

上述公开的旋翼结构，通过旋翼轴1上的鼓形挂件6连接旋翼桨毂，对鼓形挂件6与旋翼桨毂的连接结构进行优化改进，使得旋翼桨毂与鼓形挂件6之间的轴向距离可调节，允许根据动平衡需求选择合适的调整垫片，从而满足旋翼的动平衡。

本实施例中，鼓形挂件6的结构简单，其具体用于连接和传载，结构可靠，此处进行优化并举出如下一种可行的选择：所述的鼓形挂件6包括环状的套接部，套接部上设置有销孔8，所述的定位销12固定于销孔8处。采用如此方案时，鼓形挂件6通过销孔8与定位销12配合连接从而在旋翼轴1上实现定位连接，一般旋翼轴1设定为圆柱状，鼓形挂件6套接在旋翼轴1上，与旋翼轴1配合并承受传递轴向和径向载荷。

优选的，本实施例中将鼓形挂件6的外侧面设置为向外突出的弧形面，整体呈现鼓形，鼓形挂件6与旋翼轴1之间采用过盈配合连接。鼓形挂件6上的直臂7数量为二，且相对180°对称设置在鼓形挂件6的两侧，与直臂7相隔90°设置有安装定位孔9，安装定位孔9数量为二，且也按照180°对称设置，安装定位孔9用于将鼓形挂件6固定安装于旋翼轴1上，本实施例中，安装定位孔9处设置安装件10。

如图5、图6所示，本实施例中，旋翼桨毂用于将旋翼轴1的转动传递至旋翼，旋翼桨毂的结构可采用多种能够适应上述动平衡配平的结构，本实施例进行优化并采用其中一种可行的选择：所述的旋翼桨毂包括两个桨毂夹板2，两个桨毂夹板2分别与一处直臂7连接配合，桨毂夹板2上设置有连接孔，连接孔套设于外衬套16上。采用如此方案时，两个桨毂夹板2对称设置在直臂7处，桨毂夹板2套设在直臂7上并可沿直臂7轴向调节位置，端盖3设置在桨毂夹板2上后起到阻挡限位的作用，使桨毂夹板2相对于直臂7轴向固定。

端盖3连接至桨毂夹板2时，其保持贴合抵紧能够提高桨毂夹板2的轴向稳定性，具体的，端盖3的结构可进行优化后采用多种可行的选择，其并不唯一限定，本实施例采用其中一种可行的选择：所述的端盖3包括内圈贴合部301和外圈贴合部303，内圈贴合部301与调整垫片贴合抵紧，外圈贴合部303与桨毂夹板2贴合抵紧；外圈贴合部303与内圈贴合部301之间还设置有分隔环302，分隔环302在端盖的内表面连续延伸设置并形成首尾相连的环状结构，分割环302距离外衬套16间隙很小，能够防止外衬套16掉落。采用如此方案时，所述的内圈贴合部301将调整垫片抵紧至内衬套15，外圈贴合部303与桨毂夹板2连接固定并相互紧定。

如图3、图4所示，本实施例中，为了设置旋翼，对桨毂夹板2的结构进行优化并举出如下一种可行的选择：所述的两个桨毂夹板2之间设置有桨毂支臂11，桨毂支臂11的一端与两个桨毂夹板2连接紧固配合。采用如此方案时，桨毂支臂11与桨毂夹板2组成挥舞铰结构，桨毂支臂11与桨毂夹板2通过多根连接螺栓实现配合连接，且桨毂支臂11用于设置后续的旋翼相关结构，桨毂支臂11随桨毂夹板2转动的同时带动旋翼转动并产生升力。

优选的，桨毂支臂11与桨毂夹板2相连接的一端设置有连接块，连接块设置于两个桨毂夹板2之间并通过螺栓连接紧固。

对本实施例中的桨毂支臂11处的结构进行优化，采用如下一种可行的选择：所述的桨毂支臂11上设置有变距铰结构，变距铰结构包括设置于桨毂支臂11上的旋翼变距铰5和设置于旋翼变距铰5上的变距摇臂4。采用如此方案时，旋翼变距铰5在圆周方向上转动实现旋翼的倾角调节，变距摇臂4能够带动变距铰转动从而实现旋翼的倾角调节。

本实施例中，旋翼变距铰5和变距摇臂4采用常规结构。

优选的，对本实施例中的桨毂夹板2结构进行优化，采用如下一种可行的选择：所述的桨毂夹板2上设置有注油嘴14，所述的注油嘴14穿过桨毂夹板2并延伸至外衬套16的侧表面。这样设置时，通过注油嘴能够为内衬套和外衬套添加润滑脂等物质。

为了加强端盖3的连接稳定性，本实施例进行优化并采用如下一种可行的选择：所述的端盖3通过紧固件可拆卸的固定在桨毂夹板2表面。

优选的，紧固件采用螺栓。

实施例2

上述实施例的内容公开了无人直升机的旋翼结构，本实施例说明了无人直升机旋翼弦向动平衡的配平方法，此处进行说明：

一种跷跷板式无人直升机旋翼弦向动平衡配平方法，应用于上述的直升机螺旋翼结构，包括：

S01：称量旋翼桨毂和桨叶的重量m ₁，并按照预设的厚度值选择调整垫片，在旋翼桨毂上进行安装；

S02：安装完毕后测量动不平衡重量m ₂和动不平衡距离旋翼轴的轴心距离r，计算得出动平衡的调整量d；

S03：根据计算得到的动平衡调整量d，对需要增加增加厚度的调整垫片厚度增加d，对需要减少厚度的调整垫片厚度减少d。

上述公开的配平方法，根据旋翼桨毂处的动不平衡重量和动不平衡轴心距离作为计算的参考，结合旋翼桨毂和桨叶的实际重量从而可计算动平衡调整量，从而对调整垫片的厚度进行调整，实现旋翼的动平衡调节。

优选的，按照如下方法计算动平衡的调整量：m ₁ d=m ₂ r。式中，m ₁表示旋翼桨毂和旋翼的总重量。

按照本实施例中的方法进行调节时，对调节垫层的厚度进行调节后，尤其是对其中一端的调节垫层厚度进行增加后，端盖的内圈贴合部紧密贴合调节垫层并沿直臂的轴向向外推移，如此导致了端盖与桨毂夹板之间产生间隙，此时通过沿直臂的轴向移动桨毂夹板，桨毂夹板在外力的作用下，能够使内外衬套的相对运动，达到整个桨毂沿鼓形挂点直臂轴向运动的目的，使桨毂夹板与端盖的外圈贴合部接触抵紧，从而动平衡的调节配平。

以上即为本实施例列举的实施方式，但本实施例不局限于上述可选的实施方式，本领域技术人员可根据上述方式相互任意组合得到其他多种实施方式，任何人在本实施例的启示下都可得出其他各种形式的实施方式。上述具体实施方式不应理解成对本实施例的保护范围的限制，本实施例的保护范围应当以权利要求书中界定的为准，并且说明书可以用于解释权利要求书。

Claims (9)

1.一种跷跷板式无人直升机旋翼结构，其特征在于：包括旋翼轴（1），旋翼轴（1）上设置有旋翼桨毂，旋翼轴（1）上设置有鼓形挂件（6）并通过鼓形挂件（6）与旋翼桨毂连接配合；所述的鼓形挂件（6）上对称设置有直臂（7），旋翼桨毂与直臂（7）套接，且旋翼桨毂与直臂（7）之间设置有套合的内衬套（15）和外衬套（16），所述的内衬套（15）套接于直臂（7）上，外衬套（16）套接于内衬套（15）上并与旋翼桨毂连接紧固；所述的内衬套（15）的内侧与直臂（7）抵紧，直臂（7）前端设置孔口且支座内设置有定位销（12），定位销（12）的前端伸出支座的孔口，且定位销（12）的前端设置有抵紧内衬套（15）外侧的调整垫片，调整垫片外侧还设置有端盖（3），端盖（3）将调整垫片压向直臂（7）。

2.根据权利要求1所述的跷跷板式无人直升机旋翼结构，其特征在于：所述的鼓形挂件（6）包括环状的套接部，套接部上设置有销孔（8），所述的定位销（12）固定于销孔（8）处。

3.根据权利要求1所述的跷跷板式无人直升机旋翼结构，其特征在于：所述的旋翼桨毂包括两个桨毂夹板（2），两个桨毂夹板（2）分别与一处直臂（7）连接配合，桨毂夹板（2）上设置有连接孔，连接孔套设于外衬套（16）上。

4.根据权利要求3所述的跷跷板式无人直升机旋翼结构，其特征在于：所述的端盖（3）包括内圈贴合部（301）和外圈贴合部（303），内圈贴合部（301）与调整垫片贴合抵紧，外圈贴合部（303）与桨毂夹板（2）贴合抵紧。

5.根据权利要求3所述的跷跷板式无人直升机旋翼结构，其特征在于：所述的两个桨毂夹板（2）之间设置有桨毂支臂（11），桨毂支臂（11）的一端与两个桨毂夹板（2）连接紧固配合。

6.根据权利要求5所述的跷跷板式无人直升机旋翼结构，其特征在于：所述的桨毂支臂（11）上设置有变距铰结构，变距铰结构包括设置于桨毂支臂（11）上的旋翼变距铰（5）和设置于旋翼变距铰（5）上的变距摇臂（4）。

7.根据权利要求3所述的跷跷板式无人直升机旋翼结构，其特征在于：所述的桨毂夹板（2）上设置有注油嘴（14），所述的注油嘴（14）穿过桨毂夹板（2）并延伸至外衬套（16）的侧表面。

8.根据权利要求3所述的跷跷板式无人直升机旋翼结构，其特征在于：所述的端盖（3）通过紧固件可拆卸的固定在桨毂夹板（2）表面。

9.一种跷跷板式无人直升机旋翼弦向动平衡配平方法，应用于权利要求1~8中任一项所述的跷跷板式无人直升机旋翼结构，其特征在于，包括：

称量旋翼桨毂和桨叶的重量m ₁，并按照预设的厚度值选择调整垫片，在旋翼桨毂上进行安装；

安装完毕后测量动不平衡重量m ₂和动不平衡距离旋翼轴的轴心距离r，计算得出动平衡的调整量d；

按照如下方法计算动平衡的调整量：m ₁ d=m ₂ r；

根据计算得到的动平衡调整量d，对需要增加厚度的调整垫片厚度增加d，对需要减少厚度的调整垫片厚度减少d。

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