本發(fā)明屬于無人飛行器領域，特別是涉及一種變距式全差動剛性旋翼系統(tǒng)及其變距方法。

背景技術：

變距式螺旋槳作為一種特殊的螺旋槳的出現(xiàn)已經(jīng)有幾十年的歷史了，隨著飛行器技術的發(fā)展，其生產(chǎn)技術隨之不斷地發(fā)展。但是傳統(tǒng)的變距式螺旋槳大多利用機械結構進行變距，其不但結構復雜，容易發(fā)生故障，而且變距規(guī)律由機械結構事先確定，難以實現(xiàn)復雜環(huán)境下的操縱性能。

旋翼機的旋翼系統(tǒng)是完成旋翼機飛行操縱的核心部件。傳統(tǒng)旋翼機的旋翼系統(tǒng)可以實現(xiàn)旋翼葉片變距、揮舞以及擺振三個自由度的運動，并采用自動傾斜器的總距調節(jié)以及周期變距對旋翼葉片的運動進行操縱。通過這三種葉片運動的配合，可以實現(xiàn)旋翼機的六自由度飛行控制。

然而，隨著高速旋翼機的概念被越來越廣泛地提及，傳統(tǒng)的旋翼機航速慢的弱點已經(jīng)越來越突出、越來越難以滿足當代使用環(huán)境對旋翼機提出的使命要求，剛性旋翼系統(tǒng)成為解決以上問題的重要技術途徑之一，是當前國內(nèi)外旋翼機研究的熱門方向。

但是，剛性旋翼由于其自身特點，限制乃至完全取消了可控的葉片揮舞運動和擺振運動，原有的、通過旋翼葉片揮舞和擺振加以解決的問題，諸如前后行槳葉升力差異的問題、旋翼葉片的減震、卸荷問題等，難以通過當前剛性旋翼系統(tǒng)的設計方案予以解決，只能采用主動減震等技術抑制和克服，不能從根本上解決這些問題。同時，主動減震技術自身又較為復雜，其實現(xiàn)難度和可靠性對剛性旋翼系統(tǒng)的推廣又提出了進一步挑戰(zhàn)。

那么，如果能夠設計一種剛性旋翼系統(tǒng)，既囊括了現(xiàn)有剛性旋翼系統(tǒng)的優(yōu)點，又針對剛性旋翼系統(tǒng)的上述不足，能夠從根本上解決這些問題或防止其發(fā)生，則將具有十分突出的研究價值和經(jīng)濟價值。

專利文獻CN204264446U公開了的一種多發(fā)油動變槳距多旋翼飛行器包括機體和四個動力裝置，所述動力裝置以所述機體的軸線為軸均勻分布；所述動力裝置包括固定在所述機體上的支撐臂和通過發(fā)動機支座固定在所述機體上的發(fā)動機，所述發(fā)動機的輸出端通過聯(lián)軸器與一傳動軸連接，所述傳動軸的輸出端連接有一齒輪箱，所述齒輪箱上設有一軸，所述軸穿過所述支撐臂與一變距機構連接，所述變距機構上設有旋翼；所述支撐臂上還設有控制所述變距機構的舵機；所述機體內(nèi)設有油箱，控制和驅動動力裝置的控制系統(tǒng)，GPS系統(tǒng)和電池。該專利變槳距多旋翼飛行器無法獨立控制每個槳葉的槳距，且無法自動控制各個槳葉的槳距變化關系以及精確地調整每個槳葉的槳距以確保每個槳葉的升力達到控制的要求；無法解決葉片揮舞運動和擺振運動以及旋翼葉片的卸荷等問題。

專利文獻CN103950537A公開的種變距飛行器的控制方法，所述飛行器在爬升過程中，所述飛行器旋翼的螺距和電機的轉速同步增大；所述飛行器在下降過程中，所述飛行器旋翼的螺距和電機的轉速同步減小。該專利當飛行器需要爬升螺距增加的時候，飛行控制器控制電機相應的以一定比例提高轉速，但該專利無法獨立控制每個槳葉的槳距，且無法自動控制各個槳葉的槳距變化關系以及精確地調整每個槳葉的槳距以確保每個槳葉的升力達到控制的要求；無法解決葉片揮舞運動和擺振運動以及旋翼葉片的卸荷等問題。

專利文獻CN104210655公開的一種雙旋翼無人機包括飛行操縱系統(tǒng)、機架、機身、動力艙和旋翼系統(tǒng)，機身內(nèi)設有航姿傳感器組、PID控制器、鋰電池和電調；機架將機身、動力艙和旋翼系統(tǒng)支座剛性固聯(lián)；無人機為非共軸雙旋翼，采用單自由度的傾斜器控制俯仰和航向，采用電機轉速控制滾轉和高度。但該專利無法獨立控制每個槳葉的槳距，且無法自動控制各個槳葉的槳距變化關系以及精確地調整每個槳葉的槳距以確保每個槳葉的升力達到控制的要求；無法解決葉片揮舞運動和擺振運動以及旋翼葉片的卸荷等問題。

在背景技術部分中公開的上述信息僅僅用于增強對本發(fā)明背景的理解，因此可能包含不構成在本國中本領域普通技術人員公知的現(xiàn)有技術的信息。

技術實現(xiàn)要素：

因此，針對現(xiàn)有技術的缺陷或不足，本發(fā)明提供了一種獨立控制每個槳葉的槳距，且自動控制各個槳葉的槳距變化關系以及精確地調整每個槳葉的槳距以確保每個槳葉的升力達到控制的要求且解決了葉片揮舞運動和擺振運動以及旋翼葉片的卸荷等問題的變距式全差動剛性旋翼系統(tǒng)及其變距方法。

本發(fā)明的目的是通過以下技術方案予以實現(xiàn)。

根據(jù)本發(fā)明的一方面，一種變距式全差動剛性旋翼系統(tǒng)包括旋翼槳片基座、設在所述旋翼槳片基座上的旋翼軸和至少兩個剛性旋翼槳葉以及控制模塊，在每個所述剛性旋翼槳葉上連接用于變距的變距裝置和用于測量所述剛性旋翼槳葉參數(shù)的測量裝置，所述測量裝置包括檢測所述剛性旋翼槳葉位置參數(shù)的角位移傳感器、檢測所述剛性旋翼槳葉槳距的角度參數(shù)的槳距傳感器和檢測所述剛性旋翼槳葉的升力參數(shù)的升力傳感器，連接所述測量裝置的控制模塊基于所述位置參數(shù)、角度參數(shù)和/或升力參數(shù)控制所述變距裝置分別對相應的所述剛性旋翼槳葉變距。

優(yōu)選地，所述變距裝置為伺服電機，直接連接所述剛性旋翼槳葉的所述伺服電機帶動所述剛性旋翼槳葉轉動以改變所述剛性旋翼槳葉的槳距。

優(yōu)選地，所述變距裝置包括舵機和拉桿，所述拉桿一端經(jīng)由鉸鏈與所述剛性旋翼槳葉連接，所述拉桿另一端連接所述舵機，所述舵機轉動所述拉桿以轉動所述剛性旋翼槳葉以變距。

優(yōu)選地，所述鉸鏈為槳距鉸。

優(yōu)選地，所述槳距傳感器和升力傳感器安裝在所述剛性旋翼槳葉上，所述角位移傳感器安裝在所述旋翼槳片基座上。

優(yōu)選地，所述控制模塊控制所有的變距裝置同步變距所述剛性旋翼槳葉使得每個所述剛性旋翼槳葉的升力相同。

優(yōu)選地，所述控制模塊控制所有的變距裝置輪流變距相應的所述剛性旋翼槳葉。

優(yōu)選地，所述控制模塊為閉環(huán)控制模塊。

優(yōu)選地，所述控制模塊是通用處理器、數(shù)字信號處理器、專用集成電路ASIC，現(xiàn)場可編程門陣列FPGA、模擬電路、數(shù)字電路及其組合，所述控制模塊包括存儲器，所述存儲器是只讀存儲器ROM、隨機存取存儲器RAM、快閃存儲器或電子可擦除可編程只讀存儲器。

根據(jù)本發(fā)明的另一方面，一種使用所述的變距式全差動剛性旋翼系統(tǒng)的變距方法包括以下步驟。

第一步驟中，所述測量裝置檢測所述剛性旋翼槳葉的位置參數(shù)、槳距的角度參數(shù)和/或所述剛性旋翼槳葉的升力參數(shù)。

第二步驟中，所述控制模塊基于所述位置參數(shù)、角度參數(shù)和/或升力參數(shù)發(fā)送控制信號到所述變距裝置。

第三步驟中，所述變距裝置分別對相應的所述剛性旋翼槳葉變距。

通過控制模塊控制伺服電機或者舵機的轉角，來精確快速的根據(jù)需要調節(jié)槳距，每個剛性旋翼槳葉都有獨立的伺服機構進行槳距調節(jié)，直接控制各剛性旋翼槳葉上的升力大小。各剛性旋翼槳葉上的升力通過伺服系統(tǒng)進行全差動控制，各剛性旋翼槳葉上的升力僅取決于實際操縱需要，即旋翼系統(tǒng)控制模塊的控制而非各剛性旋翼葉片的槳距；變距裝置通過升力傳感器和角位移傳感器實時調節(jié)各剛性旋翼槳葉上的升力，以保證控制的貫徹。

由于現(xiàn)有旋翼系統(tǒng)均采用自動傾斜器機構進行旋翼葉片的變距控制，其各葉片的槳距變化律為機械式自動傾斜器調節(jié)總距和周期變距的固定規(guī)律，不能根據(jù)實際工作需要靈活調整，因此，也不可能有效解決氣流擾動、前后行槳葉旋進速度差異以及剛性旋翼葉片撓曲等問題導致各剛性旋翼葉片上實際升力大小發(fā)生波動。而現(xiàn)有剛性旋翼系統(tǒng)設計方案，由于限制揮舞和擺振，導致以上問題更加突出。采用本發(fā)明的伺服變距式全差動剛性旋翼系統(tǒng)，對每個剛性旋翼槳葉的實際升力進行實時控制，可以使旋翼機槳盤盤面的升力大小精確地按照操縱意圖分布，從而可以從根本上解決上述問題對旋翼機姿態(tài)控制帶來影響，并有效提高旋翼機在復雜環(huán)境下的操縱性。

以旋翼機前飛過程中前后行槳葉速度差問題為例：

由于旋翼機具有前飛速度V，旋翼葉片的葉素線速度為v，則前行槳葉的葉素實際旋進速度為V+v，而后行槳葉的葉素實際旋進速度為V-v，造成前后行槳葉的升力差異十分明顯，迫使傳統(tǒng)旋翼機不得不采用揮舞運動和擺振運動來消除這種升力差。但揮舞和擺振的應用不但導致旋翼系統(tǒng)機構的復雜化，增加了維護難度、降低了可靠性，還導致旋翼系統(tǒng)結構強度降低、旋翼葉片旋進時的揮舞補償還加劇了氣流分離，因此嚴重限制了旋翼機的高速化發(fā)展。采用剛性旋翼雖然提高了旋翼系統(tǒng)強度、延緩了氣流分離，是高速旋翼機發(fā)展的核心方向之一，但前后行槳葉升力差無法配平，因此不得不采用共軸雙槳布局，兩組旋翼共軸反轉、采用不同旋翼組上反向的前行槳葉來抵消升力差。但缺點是升力脈沖帶來的振動無法消除，只能采用主動減震技術和增強結構設計加以抑制和克服。

采用本公開所提出的變距式全差動剛性旋翼系統(tǒng)，對每個剛性旋翼槳葉進行獨立的變距控制，則可以在前行槳葉旋進時減小槳距、減小槳葉的實際迎角，從而減少前行槳葉升力，且延緩激波失速；在后行槳葉旋進時適當增加槳距、增大槳葉實際迎角，從而增加后行槳葉升力，延緩氣流分離失速，從而既配平了前后行槳葉升力差，又從根源上防止振動的產(chǎn)生，起到主動減震技術無法達到的效果。

上述說明僅是本發(fā)明技術方案的概述，為了能夠使得本發(fā)明的技術手段更加清楚明白，達到本領域技術人員可依照說明書的內(nèi)容予以實施的程度，并且為了能夠讓本發(fā)明的上述和其它目的、特征和優(yōu)點能夠更明顯易懂，下面以本發(fā)明的具體實施方式進行舉例說明。

附圖說明

通過閱讀下文優(yōu)選的具體實施方式中的詳細描述，本發(fā)明各種其他的優(yōu)點和益處對于本領域普通技術人員將變得清楚明了。說明書附圖僅用于示出優(yōu)選實施方式的目的，而并不認為是對本發(fā)明的限制。顯而易見地，下面描述的附圖僅僅是本發(fā)明的一些實施例，對于本領域普通技術人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。而且在整個附圖中，用相同的附圖標記表示相同的部件。

在附圖中：

圖1是根據(jù)本發(fā)明一個實施例的變距式全差動剛性旋翼系統(tǒng)的結構示意圖；

圖2是根據(jù)本發(fā)明一個實施例的變距式全差動剛性旋翼系統(tǒng)的伺服電機變距的示意圖；

圖3是根據(jù)本發(fā)明一個實施例的變距式全差動剛性旋翼系統(tǒng)的伺服電機變距的分解示意圖；

圖4是根據(jù)本發(fā)明一個實施例的變距式全差動剛性旋翼系統(tǒng)的舵機變距的示意圖；

圖5是根據(jù)本發(fā)明一個實施例的變距式全差動剛性旋翼系統(tǒng)的舵機變距的分解示意圖；

圖6是根據(jù)本發(fā)明一個實施例的使用變距式全差動剛性旋翼系統(tǒng)的變距方法步驟示意圖。

以下結合附圖和實施例對本發(fā)明作進一步的解釋。

具體實施方式

下面將參照附圖更詳細地描述本發(fā)明的具體實施例。雖然附圖中顯示了本發(fā)明的具體實施例，然而應當理解，可以以各種形式實現(xiàn)本發(fā)明而不應被這里闡述的實施例所限制。相反，提供這些實施例是為了能夠更透徹地理解本發(fā)明，并且能夠將本發(fā)明的范圍完整的傳達給本領域的技術人員。

需要說明的是，在說明書及權利要求當中使用了某些詞匯來指稱特定組件。本領域技術人員應可以理解，技術人員可能會用不同名詞來稱呼同一個組件。本說明書及權利要求并不以名詞的差異來作為區(qū)分組件的方式，而是以組件在功能上的差異來作為區(qū)分的準則。如在通篇說明書及權利要求當中所提及的“包含”或“包括”為一開放式用語，故應解釋成“包含但不限定于”。說明書后續(xù)描述為實施本發(fā)明的較佳實施方式，然所述描述乃以說明書的一般原則為目的，并非用以限定本發(fā)明的范圍。本發(fā)明的保護范圍當視所附權利要求所界定者為準。

為便于對本發(fā)明實施例的理解，下面將結合附圖以幾個具體實施例為例做進一步的解釋說明，且各個附圖并不構成對本發(fā)明實施例的限定。

圖1為本發(fā)明的一個實施例的變距式全差動剛性旋翼系統(tǒng)的結構示意圖，本發(fā)明實施例將結合圖1進行具體說明。

本發(fā)明的一個實施例提供了一種變距式全差動剛性旋翼系統(tǒng)，一種變距式全差動剛性旋翼系統(tǒng)包括旋翼槳片基座2、設在所述旋翼槳片基座2上的旋翼軸1和至少兩個剛性旋翼槳葉4以及控制模塊10，在每個所述剛性旋翼槳葉4上連接用于變距的變距裝置11和用于測量所述剛性旋翼槳葉4參數(shù)的測量裝置12，所述測量裝置12包括檢測所述剛性旋翼槳葉4位置參數(shù)的角位移傳感器7、檢測所述剛性旋翼槳葉4槳距的角度參數(shù)的槳距傳感器8和檢測所述剛性旋翼槳葉4的升力參數(shù)的升力傳感器9，連接所述測量裝置12的控制模塊10基于所述位置參數(shù)、角度參數(shù)和/或升力參數(shù)控制所述變距裝置11分別對相應的所述剛性旋翼槳葉4變距。

實施例中，剛性旋翼系統(tǒng)是無人飛行器的一部分，無人飛行器簡稱“無人機”，英文縮寫為“UAV”(unmanned aerial vehicle)，是利用無線電遙控設備和自備的程序控制裝置操縱的不載人飛機。從技術角度定義可以分為：無人直升機、無人固定翼機、無人多旋翼飛行器、無人飛艇、無人傘翼機等。

本發(fā)明實施例中優(yōu)選的剛性旋翼系統(tǒng)為多旋翼無人飛行器的旋翼系統(tǒng)，多旋翼無人飛行器可以是四旋翼、六旋翼及旋翼數(shù)量大于六的無人飛行器。

本發(fā)明使用的飛行器，典型的以四軸多旋翼飛行器為代表。

在一個實施例中，所述槳距傳感器8和升力傳感器9安裝在所述剛性旋翼槳葉4上，所述角位移傳感器7安裝在所述旋翼槳片基座2上。

安裝在所述旋翼槳片基座2上的角位移傳感器7用來確定各個剛性旋翼槳葉4在飛行時的實際位置。安裝在所述剛性旋翼槳葉4上的所述槳距傳感器8和升力傳感器9用來確定所述剛性旋翼槳葉4飛行時的實際槳距和實際升力。

本發(fā)明實施例優(yōu)選的是，變距式全差動剛性旋翼系統(tǒng)具有2個、4個或8個剛性旋翼槳葉4。

本發(fā)明實施例優(yōu)選的是，所述控制模塊10是通用處理器、數(shù)字信號處理器、專用集成電路ASIC，現(xiàn)場可編程門陣列FPGA、模擬電路、數(shù)字電路及其組合，所述控制模塊10包括存儲器，所述存儲器是只讀存儲器ROM、隨機存取存儲器RAM、快閃存儲器或電子可擦除可編程只讀存儲器。

在一個實施例中，所述控制模塊10為閉環(huán)控制模塊。

在一個實施例中，所述控制模塊10控制所有的變距裝置11同步變距所述剛性旋翼槳葉4使得每個所述剛性旋翼槳葉4的升力相同。當旋翼系統(tǒng)僅進行總距調節(jié)時，控制模塊10通過升力傳感器9調節(jié)槳距并通過槳距傳感器8對各剛性旋翼槳葉4上的升力進行閉環(huán)控制，保證各剛性旋翼槳葉4上的升力大小相等并同步變化，從而僅改變旋翼系統(tǒng)的軸向拉力大小而不產(chǎn)生滾轉和俯仰扭矩。

本發(fā)明實施例優(yōu)選的是，所述控制模塊10控制所有的變距裝置11輪流變距相應的所述剛性旋翼槳葉4。在這個實施例中，當旋翼系統(tǒng)僅進行周期變距時，控制模塊10通過升力傳感器9調節(jié)槳距并通過槳距傳感器8對各剛性旋翼槳葉4上的升力進行閉環(huán)控制，保證各剛性旋翼槳葉4上的升力大小按照滾轉或俯仰運動的操縱需求進行周期性輪流變化，從而完成槳盤拉力的周期性分布。

在一個實施例中，各剛性旋翼槳葉4的槳距可由控制模塊10全差動控制，控制模塊10面向旋翼系統(tǒng)的控制對象是各剛性旋翼槳葉4上的升力而非各剛性旋翼槳葉4的槳距本身。

在一個實施例中，各剛性旋翼槳葉4上的升力通過伺服電機3進行全差動控制，各剛性旋翼槳葉4上的升力僅取決于實際操縱需要，即旋翼系統(tǒng)控制模塊10的控制信號而非各剛性旋翼槳葉4的槳距；伺服電機3通過升力傳感器9和角位移傳感器7實時調節(jié)各剛性旋翼槳葉4上的升力從而排除氣流擾動、前后行剛性旋翼槳葉4旋進速度差異以及剛性旋翼槳葉4撓曲的問題導致各剛性旋翼槳葉4上實際升力大小發(fā)生波動，由此可防止對旋翼機姿態(tài)控制帶來影響。

在一個實例中，旋翼飛行器飛行時通過全差動控制，根據(jù)實際需要改變每個剛性旋翼槳葉4的槳距以調節(jié)升力，從而補償前后行剛性旋翼槳葉4相對大氣實際旋進速度不等導致的升力差，使得前行剛性旋翼槳葉4與后行剛性旋翼槳葉4的升力相等，同時通過伺服電機3實時控制，保證旋翼各剛性旋翼槳葉4上實際升力穩(wěn)定，從而實現(xiàn)旋翼飛行器高品質的飛行操縱。

在一個實施例中，旋翼系統(tǒng)采用剛性旋翼葉片4，無揮舞和擺振運動，飛行器向某個方向飛行時，首先通過全差動式控制，根據(jù)需要周期性調節(jié)槳距以改變旋翼上各個剛性旋翼槳葉4的升力，使得剛性旋翼槳葉4的升力可以以與現(xiàn)有旋翼機同原理的方式進行差異化分布，從而有效控制旋翼機的滾轉、俯仰和偏航姿態(tài)，實現(xiàn)飛行控制。

圖2和圖3為本發(fā)明的一個實施例的變距式全差動剛性旋翼系統(tǒng)的伺服電機變距的結構和分解示意圖，本發(fā)明實施例將結合圖2和3進行具體說明。

本發(fā)明的一個實施例提供了一種變距式全差動剛性旋翼系統(tǒng)，一種變距式全差動剛性旋翼系統(tǒng)包括旋翼槳片基座2、設在所述旋翼槳片基座2上的旋翼軸1和至少兩個剛性旋翼槳葉4以及控制模塊10，在每個所述剛性旋翼槳葉4上連接用于變距的變距裝置11和用于測量所述剛性旋翼槳葉4參數(shù)的測量裝置12，所述變距裝置11為伺服電機，所述測量裝置12包括檢測所述剛性旋翼槳葉4位置參數(shù)的角位移傳感器7、檢測所述剛性旋翼槳葉4槳距的角度參數(shù)的槳距傳感器8和檢測所述剛性旋翼槳葉4的升力參數(shù)的升力傳感器9，連接所述測量裝置12的控制模塊10基于所述位置參數(shù)、角度參數(shù)和/或升力參數(shù)控制所述變距裝置11分別對相應的所述剛性旋翼槳葉4變距，直接連接所述剛性旋翼槳葉4的所述伺服電機3帶動所述剛性旋翼槳葉4轉動以改變所述剛性旋翼槳葉4的槳距。

在一個實施例中，采用控制模塊10通過控制伺服電機3調節(jié)槳距以直接控制剛性旋翼槳葉4升力；控制模塊1通過調節(jié)槳距可作出傳統(tǒng)直升機的控制動作，各剛性旋翼槳葉4槳距同步變化時可起到調節(jié)總距作用，各剛性旋翼槳葉4槳距輪流按預定規(guī)律變化時可起到周期變距作用；也可以根據(jù)需要進行全差動控制：伺服電機3通過升力傳感器9和角位移傳感器7實時調節(jié)各剛性旋翼槳葉4的升力以產(chǎn)生需要的動作，同時排除氣流擾動、前后行剛性旋翼槳葉4旋進速度差異以及由于葉片撓曲而導致的升力波動。

圖4和圖5為本發(fā)明的一個實施例的變距式全差動剛性旋翼系統(tǒng)的舵機變距的結構和分解示意圖，本發(fā)明實施例將結合圖4和5進行具體說明。

本發(fā)明的一個實施例提供了一種變距式全差動剛性旋翼系統(tǒng)，一種變距式全差動剛性旋翼系統(tǒng)包括旋翼槳片基座2、設在所述旋翼槳片基座2上的旋翼軸1和至少兩個剛性旋翼槳葉4以及控制模塊10，在每個所述剛性旋翼槳葉4上連接用于變距的變距裝置11和用于測量所述剛性旋翼槳葉4參數(shù)的測量裝置12，所述變距裝置11包括舵機5和拉桿6，所述拉桿6一端經(jīng)由鉸鏈與所述剛性旋翼槳葉4連接，所述拉桿6另一端連接所述舵機5，所述舵機5轉動所述拉桿6以轉動所述剛性旋翼槳葉4以變距，所述測量裝置12包括檢測所述剛性旋翼槳葉4位置參數(shù)的角位移傳感器7、檢測所述剛性旋翼槳葉4槳距的角度參數(shù)的槳距傳感器8和檢測所述剛性旋翼槳葉4的升力參數(shù)的升力傳感器9，連接所述測量裝置12的控制模塊10基于所述位置參數(shù)、角度參數(shù)和/或升力參數(shù)控制所述變距裝置11分別對相應的所述剛性旋翼槳葉4變距，直接連接所述剛性旋翼槳葉4的所述伺服電機3帶動所述剛性旋翼槳葉4轉動以改變所述剛性旋翼槳葉4的槳距。

在一個實施例中，采用控制模塊10通過控制舵機5調節(jié)槳距以直接控制剛性旋翼槳葉4升力；控制模塊1通過調節(jié)槳距可作出傳統(tǒng)直升機的控制動作，各剛性旋翼槳葉4槳距同步變化時可起到調節(jié)總距作用，各剛性旋翼槳葉4槳距輪流按預定規(guī)律變化時可起到周期變距作用；也可以根據(jù)需要進行全差動控制：舵機5通過升力傳感器9和角位移傳感器7實時調節(jié)各剛性旋翼槳葉4的升力以產(chǎn)生需要的動作，同時排除氣流擾動、前后行剛性旋翼槳葉4旋進速度差異以及由于葉片撓曲而導致的升力波動。

在一個實施例中，所述鉸鏈為槳距鉸。

參見圖6，使用所述的變距式全差動剛性旋翼系統(tǒng)的變距方法包括以下步驟。

第一步驟S1中，所述測量裝置12檢測所述剛性旋翼槳葉4的位置參數(shù)、槳距的角度參數(shù)和/或所述剛性旋翼槳葉4的升力參數(shù)。

第二步驟S2中，所述控制模塊10基于所述位置參數(shù)、角度參數(shù)和/或升力參數(shù)發(fā)送控制信號到所述變距裝置11。

第三步驟S3中，所述變距裝置11分別對相應的所述剛性旋翼槳葉4變距。

采用本公開所提出的變距式全差動剛性旋翼系統(tǒng)的變距方法，對每個剛性旋翼葉片進行獨立的伺服控制，則可以在前行槳葉旋進時減小槳距、減小槳葉的實際迎角，從而減少前行槳葉升力，且延緩激波失速；在后行槳葉旋進時適當增加槳距、增大槳葉實際迎角，從而增加后行槳葉升力，延緩氣流分離失速，從而既配平了前后行槳葉升力差，又從根源上防止振動的產(chǎn)生，起到主動減震技術無法達到的效果。

盡管以上結合附圖對本發(fā)明的實施方案進行了描述，但本發(fā)明并不局限于上述的具體實施方案和應用領域，上述的具體實施方案僅僅是示意性的、指導性的，而不是限制性的。本領域的普通技術人員在本說明書的啟示下和在不脫離本發(fā)明權利要求所保護的范圍的情況下，還可以做出很多種的形式，這些均屬于本發(fā)明保護之列。