本發(fā)明涉及飛行器技術(shù)領(lǐng)域，具體為一種農(nóng)用無人直升機主旋翼系統(tǒng)裝置。

背景技術(shù)：

現(xiàn)有技術(shù)中，農(nóng)用無人直升機，幾乎都由航模演變過來，通常都繼承了航模的特點，飛行靈活性強，穩(wěn)定性不高，使用壽命不長，難于滿足農(nóng)用作業(yè)的要求，尤其是主旋翼系統(tǒng)的性能對農(nóng)用無人直升機的性能具有較大的影響，然而現(xiàn)有技術(shù)中農(nóng)用無人直升機的主旋翼系統(tǒng)裝置的旋翼榖與主軸連接普遍采用主軸插入圓柱形安裝孔中螺絲側(cè)向所緊的方式，在螺絲的側(cè)向拉力作用下使圓柱安裝孔產(chǎn)生變形，從而影響主軸與旋翼榖的同軸度，導(dǎo)致主旋翼系統(tǒng)裝置在工作中高速旋轉(zhuǎn)時容易產(chǎn)生震動，進(jìn)而影響直升機的飛行穩(wěn)定性;然而現(xiàn)有技術(shù)中主旋翼系統(tǒng)裝置的控制盤傳遞動作也存在明顯的缺陷，由于控制盤內(nèi)、外盤間通過軸承傳遞動作，因軸承內(nèi)外圈與滾子間存在一定的間隙，導(dǎo)致軸承內(nèi)、外圈間傳遞動作時要走一段空行程，從而產(chǎn)生傳遞延時和誤差，降低了直升機飛行軌跡的精確度和飛行平穩(wěn)度，總之現(xiàn)有農(nóng)用無人直升機主旋翼系統(tǒng)裝置的性能難于滿足農(nóng)用作業(yè)的要求，為此，我們提出一種農(nóng)用無人直升機主旋翼系統(tǒng)裝置。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種農(nóng)用無人直升機主旋翼系統(tǒng)裝置，以解決上述背景技術(shù)中提出的問題。

為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供如下技術(shù)方案：

一種農(nóng)用無人直升機主旋翼系統(tǒng)裝置，包括旋翼榖、旋翼榖定心安裝機構(gòu)、變距傳動機構(gòu)和主軸，所述旋翼榖包括主旋翼系統(tǒng)基座、主旋翼夾座、橫軸、橫軸定位銷、平衡翼支架、平衡翼和平衡翼桿，所述橫軸穿過主旋翼系統(tǒng)基座的內(nèi)孔，所述橫軸定位銷則貫穿主旋翼系統(tǒng)基座的側(cè)向中心孔和橫軸的側(cè)向中心孔，并將橫軸安裝在主旋翼系統(tǒng)基座上，所述平衡翼支架通過螺絲和軸承鉸接在主旋翼系統(tǒng)基座上，平衡翼桿固定安裝在平衡翼支架中，平衡翼則固定安裝在平衡翼桿的兩端，所述主旋翼夾座通過螺絲和軸承鉸接在橫軸的兩頭；

所述旋翼榖定心安裝機構(gòu)包括錐度定心套和拉緊螺絲，所述主軸的一端則通過錐度定心套與旋翼榖上的主旋翼系統(tǒng)基座上的錐度孔連接到旋翼榖上，通過錐度定心套和錐度孔的配合在拉緊螺絲拉力的作用下，錐度定心套夾緊主軸；

所述變距傳動機構(gòu)包括控制盤、向位滑塊、搖臂和推拉桿，控制盤套于主軸的下部，所述控制盤包括旋轉(zhuǎn)盤、旋轉(zhuǎn)盤下座、十字盤、關(guān)節(jié)軸承、軸承、墊片、和調(diào)節(jié)螺絲，所述關(guān)節(jié)軸承嵌入旋轉(zhuǎn)盤下座的安裝孔中，所述軸承和墊片均嵌入十字盤的安裝孔中，且靠近安裝孔孔口的軸承略高于孔口邊緣，所述墊片則墊在兩個軸承的內(nèi)圈的端面間，而兩個軸承則通過設(shè)置在十字盤螺絲孔上的調(diào)節(jié)螺絲預(yù)緊，并且兩個軸承的外圈端面之間留有縫隙，所述十字盤還通過伺服器拉桿連接頭鉸鏈連接伺服舵機；

所述主旋翼系統(tǒng)基座下端的主軸套裝有向位器，所述向位器還連接有向位器導(dǎo)滑銷，并且向位器可沿著主旋翼系統(tǒng)基座下端的主軸和導(dǎo)向銷上下滑動，所述導(dǎo)向銷則緊固在主旋翼系統(tǒng)基座上的相應(yīng)安裝孔中；

所述推拉桿包括向位拉桿、螺距調(diào)節(jié)拉桿、平衡翼助力拉桿和環(huán)形拉桿，所述向位拉桿的上端與平衡翼調(diào)節(jié)搖臂的一端鉸接，下端設(shè)置有關(guān)節(jié)球頭并通過其與旋轉(zhuǎn)盤的旋轉(zhuǎn)盤連接頭鉸接，所述螺距調(diào)節(jié)拉桿的兩端設(shè)置有關(guān)節(jié)球頭并通過關(guān)節(jié)球頭上端與螺距調(diào)節(jié)搖臂鉸接，下端與旋轉(zhuǎn)盤鉸接，所述平衡翼助力拉桿的兩端設(shè)置有關(guān)節(jié)球頭并通過關(guān)節(jié)球頭上端與平衡翼支架鉸接，下端與螺距調(diào)節(jié)搖臂鉸接，所述環(huán)形拉桿跨過主旋翼系統(tǒng)基座，通過上下兩端設(shè)置的關(guān)節(jié)球頭，上端與平衡翼支架鉸接，下端與平衡翼調(diào)節(jié)搖臂鉸接，側(cè)邊則與向位鉸鏈鉸接，于固定環(huán)形調(diào)節(jié)拉桿的相對方向。

優(yōu)選的，所述橫軸與主旋翼系統(tǒng)基座的側(cè)向中心線重合。

優(yōu)選的，所述搖臂包括平衡翼調(diào)節(jié)搖臂、螺距調(diào)節(jié)搖臂，所述螺距調(diào)節(jié)搖臂通過中部孔與主旋翼夾座臂鉸接，所述平衡翼調(diào)節(jié)搖臂則通過中部孔鉸接在向位器上。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的有益效果是：

1、錐度定心原理緊固連接旋翼榖與主軸，使旋翼榖與主軸具有高度同軸性，使直升機工作中主軸高速旋轉(zhuǎn)時不易產(chǎn)生震動；

2、采用環(huán)形拉桿繞旋翼系統(tǒng)基座推拉頂平衡翼，以傳統(tǒng)的穿過旋翼系統(tǒng)基座推拉頂平衡翼的方式相比，避免了因打斷橫軸影響兩主旋翼夾座同軸度而影響兩主旋翼的平衡所產(chǎn)生的不良影響，具有更好的平衡性；

3、增加了橫軸定位銷，解決了傳統(tǒng)手動調(diào)節(jié)橫軸位置困難和定位精度不高的問題；

4、采用調(diào)節(jié)螺絲改變軸承內(nèi)、外圈軸向相對位置的方法消除了十字盤和旋轉(zhuǎn)盤之間傳動軸承的間隙，從而消除了十字盤和旋轉(zhuǎn)盤間由于軸承內(nèi)、外圈間隙所引起的動作傳遞延時和誤差。

以上采取的四種方案改善了現(xiàn)有傳統(tǒng)主旋翼系統(tǒng)裝置的明顯缺陷，大大提升了直升機的飛行穩(wěn)定性。

附圖說明

圖1為本發(fā)明結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為本發(fā)明的剖面結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3為本發(fā)明的橫軸定位銷安裝結(jié)構(gòu)示意圖；

圖4為本發(fā)明的安裝橫軸后的部分主旋翼穀立體結(jié)構(gòu)示意圖；

圖5為本發(fā)明的控制盤結(jié)構(gòu)分解示意圖；

圖6為本發(fā)明的主旋翼穀安裝結(jié)構(gòu)示意圖。

圖中：主旋翼系統(tǒng)基座1、主旋翼夾座2、平衡翼支架3、平衡翼助力拉桿4、螺距調(diào)節(jié)拉桿5、螺距調(diào)節(jié)搖臂6、旋轉(zhuǎn)盤向位拉桿7、平衡翼調(diào)節(jié)搖臂8、環(huán)形拉桿9、旋轉(zhuǎn)盤10、十字盤11、主軸12、伺服器拉桿連接頭13、旋轉(zhuǎn)盤連接頭14、向位器15、向位鉸鏈17、關(guān)節(jié)球頭18、軸承19、墊片20、調(diào)節(jié)螺絲21、錐度定心套22、旋轉(zhuǎn)盤下座24、向位器導(dǎo)滑銷25、橫軸26、橫軸定位銷27、平衡翼28、平衡翼桿29、拉緊螺絲30，主旋翼夾座臂31。

具體實施方式

下面將結(jié)合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術(shù)方案進(jìn)行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例僅僅是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例?；诒景l(fā)明中的實施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有做出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。

請參閱圖1-6，本發(fā)明提供一種技術(shù)方案：一種農(nóng)用無人直升機主旋翼系統(tǒng)裝置，包括旋翼榖、旋翼榖定心安裝機構(gòu)、變距傳動機構(gòu)和主軸12，旋翼榖包括主旋翼系統(tǒng)基座1、主旋翼夾座2、橫軸26、橫軸定位銷27、平衡翼支架3、平衡翼28和平衡翼桿29，橫軸26穿過主旋翼系統(tǒng)基座1的內(nèi)孔，橫軸定位銷27則貫穿主旋翼系統(tǒng)基座1的側(cè)向中心孔和橫軸26的側(cè)向中心孔，并將橫軸26安裝在主旋翼系統(tǒng)基座1上，橫軸26與主旋翼系統(tǒng)基座1的側(cè)向中心線重合，平衡翼支架3通過螺絲和軸承鉸接在主旋翼系統(tǒng)基座1上，平衡翼桿29固定安裝在平衡翼支架3中，平衡翼28則固定安裝在平衡翼桿29的兩端，主旋翼夾座2通過螺絲和軸承鉸接在橫軸26的兩頭。

旋翼榖定心安裝機構(gòu)包括錐度定心套22和拉緊螺絲30，主軸的一端則通過錐度定心套22與旋翼榖上的主旋翼系統(tǒng)基座1上的錐度孔23連接到旋翼榖上，通過錐度定心套22和錐度孔23的配合在拉緊螺絲30拉力的作用下，錐度定心套22夾緊主軸。

變距傳動機構(gòu)包括控制盤、向位滑塊、搖臂和推拉桿，控制盤套于主軸12的下部，控制盤包括旋轉(zhuǎn)盤10、旋轉(zhuǎn)盤下座24、十字盤11、關(guān)節(jié)軸承16、軸承19、墊片20、和調(diào)節(jié)螺絲21，關(guān)節(jié)軸承16嵌入旋轉(zhuǎn)盤下座24的安裝孔中，軸承19和墊片20均嵌入十字盤11的安裝孔中，且靠近安裝孔孔口的軸承19略高于孔口邊緣，墊片20則墊在兩個軸承19的內(nèi)圈的端面間，而兩個軸承19則通過設(shè)置在十字盤11螺絲孔上的調(diào)節(jié)螺絲21預(yù)緊，并且兩個軸承19的外圈端面之間留有縫隙，十字盤11還通過伺服器拉桿連接頭13鉸鏈連接伺服舵機，搖臂包括平衡翼調(diào)節(jié)搖臂8、螺距調(diào)節(jié)搖臂6，螺距調(diào)節(jié)搖臂6通過中部孔與主旋翼夾座臂31鉸接，平衡翼調(diào)節(jié)搖臂8則通過中部孔鉸接在向位器15上。

主旋翼系統(tǒng)基座1下端的主軸套裝有向位器15，向位器15還連接有向位器導(dǎo)滑銷25，并且向位器15可沿著主旋翼系統(tǒng)基座1下端的主軸和導(dǎo)向銷25上下滑動，導(dǎo)向銷25則緊固在主旋翼系統(tǒng)基座1上的相應(yīng)安裝孔中。

推拉桿包括向位拉桿7、螺距調(diào)節(jié)拉桿5、平衡翼助力拉桿4和環(huán)形拉桿9，向位拉桿7的上端與平衡翼調(diào)節(jié)搖臂8的一端鉸接，下端設(shè)置有關(guān)節(jié)球頭18并通過其與旋轉(zhuǎn)盤10的旋轉(zhuǎn)盤連接頭14鉸接，螺距調(diào)節(jié)拉桿5的兩端設(shè)置有關(guān)節(jié)球頭18并通過關(guān)節(jié)球頭18上端與螺距調(diào)節(jié)搖臂6鉸接，下端與旋轉(zhuǎn)盤10鉸接。平衡翼助力拉桿4的兩端設(shè)置有關(guān)節(jié)球頭18并通過關(guān)節(jié)球頭上端與平衡翼支架3鉸接，下端與螺距調(diào)節(jié)搖臂6鉸接，環(huán)形拉桿9跨過主旋翼系統(tǒng)基座1，通過上下兩端設(shè)置的關(guān)節(jié)球頭18，上端與平衡翼支架3鉸接，下端與平衡翼調(diào)節(jié)搖臂8鉸接，側(cè)邊則與向位鉸鏈17鉸接，于固定環(huán)形調(diào)節(jié)拉桿9的相對方向。

本發(fā)明中，旋翼榖與主軸12緊固連接采用錐度定心原理，使旋翼榖與主軸12具有高度同軸性，使直升機工作中主軸高速旋轉(zhuǎn)時不易產(chǎn)生震動；采用環(huán)形拉桿9繞旋翼系統(tǒng)基座推拉頂平衡翼28，以傳統(tǒng)的穿過旋翼系統(tǒng)基座推拉頂平衡翼28的方式相比，避免了因打斷橫軸26影響兩主旋翼夾座同軸度而影響兩主旋翼的平衡所產(chǎn)生的不良影響，具有更好的平衡性；增加了橫軸定位銷27，解決了傳統(tǒng)手動調(diào)節(jié)橫軸位置困難和定位精度不高的問題；采用調(diào)節(jié)螺絲21改變軸承19內(nèi)、外圈軸向相對位置的方法消除了十字盤11和旋轉(zhuǎn)盤10之間傳動軸承19的間隙，從而消除了十字盤11和旋轉(zhuǎn)盤10間由于軸承19內(nèi)、外圈間隙所引起的動作傳遞延時和誤差。

盡管已經(jīng)示出和描述了本發(fā)明的實施例，對于本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員而言，可以理解在不脫離本發(fā)明的原理和精神的情況下可以對這些實施例進(jìn)行多種變化、修改、替換和變型，本發(fā)明的范圍由所附權(quán)利要求及其等同物限定。