CN106275425B - 一种变距式全差动刚性旋翼***及其变距方法 - Google Patents

Abstract

公开了一种变距式全差动刚性旋翼***及其变距方法，采用每个桨叶上各自独立的变距***进行全差动变距。变距式全差动刚性旋翼***包括旋翼桨片基座、设在所述旋翼桨片基座上的旋翼轴和至少两个刚性旋翼桨叶以及控制模块，在每个所述刚性旋翼桨叶上连接用于变距的变距装置和用于测量所述刚性旋翼桨叶参数的测量装置，所述测量装置包括检测所述刚性旋翼桨叶位置参数的角位移传感器、检测所述刚性旋翼桨叶桨距的角度参数的桨距传感器和检测所述刚性旋翼桨叶的升力参数的升力传感器，连接所述测量装置的控制模块基于所述位置参数、角度参数和/或升力参数控制所述变距装置分别对相应的所述刚性旋翼桨叶变距。

Description

一种变距式全差动刚性旋翼***及其变距方法

技术领域

本发明属于无人飞行器领域，特别是涉及一种变距式全差动刚性旋翼***及其变距方法。

背景技术

变距式螺旋桨作为一种特殊的螺旋桨的出现已经有几十年的历史了，随着飞行器技术的发展，其生产技术随之不断地发展。但是传统的变距式螺旋桨大多利用机械结构进行变距，其不但结构复杂，容易发生故障，而且变距规律由机械结构事先确定，难以实现复杂环境下的操纵性能。

旋翼机的旋翼***是完成旋翼机飞行操纵的核心部件。传统旋翼机的旋翼***可以实现旋翼叶片变距、挥舞以及摆振三个自由度的运动，并采用自动倾斜器的总距调节以及周期变距对旋翼叶片的运动进行操纵。通过这三种叶片运动的配合，可以实现旋翼机的六自由度飞行控制。

然而，随着高速旋翼机的概念被越来越广泛地提及，传统的旋翼机航速慢的弱点已经越来越突出、越来越难以满足当代使用环境对旋翼机提出的使命要求，刚性旋翼***成为解决以上问题的重要技术途径之一，是当前国内外旋翼机研究的热门方向。

但是，刚性旋翼由于其自身特点，限制乃至完全取消了可控的叶片挥舞运动和摆振运动，原有的、通过旋翼叶片挥舞和摆振加以解决的问题，诸如前后行桨叶升力差异的问题、旋翼叶片的减震、卸荷问题等，难以通过当前刚性旋翼***的设计方案予以解决，只能采用主动减震等技术抑制和克服，不能从根本上解决这些问题。同时，主动减震技术自身又较为复杂，其实现难度和可靠性对刚性旋翼***的推广又提出了进一步挑战。

那么，如果能够设计一种刚性旋翼***，既囊括了现有刚性旋翼***的优点，又针对刚性旋翼***的上述不足，能够从根本上解决这些问题或防止其发生，则将具有十分突出的研究价值和经济价值。

专利文献CN204264446U公开了的一种多发油动变桨距多旋翼飞行器包括机体和四个动力装置，所述动力装置以所述机体的轴线为轴均匀分布；所述动力装置包括固定在所述机体上的支撑臂和通过发动机支座固定在所述机体上的发动机，所述发动机的输出端通过联轴器与一传动轴连接，所述传动轴的输出端连接有一齿轮箱，所述齿轮箱上设有一轴，所述轴穿过所述支撑臂与一变距机构连接，所述变距机构上设有旋翼；所述支撑臂上还设有控制所述变距机构的舵机；所述机体内设有油箱，控制和驱动动力装置的控制***，GPS***和电池。该专利变桨距多旋翼飞行器无法独立控制每个桨叶的桨距，且无法自动控制各个桨叶的桨距变化关系以及精确地调整每个桨叶的桨距以确保每个桨叶的升力达到控制的要求；无法解决叶片挥舞运动和摆振运动以及旋翼叶片的卸荷等问题。

专利文献CN103950537A公开的种变距飞行器的控制方法，所述飞行器在爬升过程中，所述飞行器旋翼的螺距和电机的转速同步增大；所述飞行器在下降过程中，所述飞行器旋翼的螺距和电机的转速同步减小。该专利当飞行器需要爬升螺距增加的时候，飞行控制器控制电机相应的以一定比例提高转速，但该专利无法独立控制每个桨叶的桨距，且无法自动控制各个桨叶的桨距变化关系以及精确地调整每个桨叶的桨距以确保每个桨叶的升力达到控制的要求；无法解决叶片挥舞运动和摆振运动以及旋翼叶片的卸荷等问题。

专利文献CN104210655公开的一种双旋翼无人机包括飞行操纵***、机架、机身、动力舱和旋翼***，机身内设有航姿传感器组、PID控制器、锂电池和电调；机架将机身、动力舱和旋翼***支座刚性固联；无人机为非共轴双旋翼，采用单自由度的倾斜器控制俯仰和航向，采用电机转速控制滚转和高度。但该专利无法独立控制每个桨叶的桨距，且无法自动控制各个桨叶的桨距变化关系以及精确地调整每个桨叶的桨距以确保每个桨叶的升力达到控制的要求；无法解决叶片挥舞运动和摆振运动以及旋翼叶片的卸荷等问题。

在背景技术部分中公开的上述信息仅仅用于增强对本发明背景的理解，因此可能包含不构成在本国中本领域普通技术人员公知的现有技术的信息。

发明内容

因此，针对现有技术的缺陷或不足，本发明提供了一种独立控制每个桨叶的桨距，且自动控制各个桨叶的桨距变化关系以及精确地调整每个桨叶的桨距以确保每个桨叶的升力达到控制的要求且解决了叶片挥舞运动和摆振运动以及旋翼叶片的卸荷等问题的变距式全差动刚性旋翼***及其变距方法。

本发明的目的是通过以下技术方案予以实现。

根据本发明的一方面，一种变距式全差动刚性旋翼***包括旋翼桨片基座、设在所述旋翼桨片基座上的旋翼轴和至少两个刚性旋翼桨叶以及控制模块，在每个所述刚性旋翼桨叶上连接用于变距的变距装置和用于测量所述刚性旋翼桨叶参数的测量装置，所述测量装置包括检测所述刚性旋翼桨叶位置参数的角位移传感器、检测所述刚性旋翼桨叶桨距的角度参数的桨距传感器和检测所述刚性旋翼桨叶的升力参数的升力传感器，连接所述测量装置的控制模块基于所述位置参数、角度参数和/或升力参数控制所述变距装置分别对相应的所述刚性旋翼桨叶变距。

优选地，所述变距装置为伺服电机，直接连接所述刚性旋翼桨叶的所述伺服电机带动所述刚性旋翼桨叶转动以改变所述刚性旋翼桨叶的桨距。

优选地，所述变距装置包括舵机和拉杆，所述拉杆一端经由铰链与所述刚性旋翼桨叶连接，所述拉杆另一端连接所述舵机，所述舵机转动所述拉杆以转动所述刚性旋翼桨叶以变距。

优选地，所述铰链为桨距铰。

优选地，所述桨距传感器和升力传感器安装在所述刚性旋翼桨叶上，所述角位移传感器安装在所述旋翼桨片基座上。

优选地，所述控制模块控制所有的变距装置同步变距所述刚性旋翼桨叶使得每个所述刚性旋翼桨叶的升力相同。

优选地，所述控制模块控制所有的变距装置轮流变距相应的所述刚性旋翼桨叶。

优选地，所述控制模块为闭环控制模块。

优选地，所述控制模块是通用处理器、数字信号处理器、专用集成电路ASIC，现场可编程门阵列FPGA、模拟电路、数字电路及其组合，所述控制模块包括存储器，所述存储器是只读存储器ROM、随机存取存储器RAM、快闪存储器或电子可擦除可编程只读存储器。

根据本发明的另一方面，一种使用所述的变距式全差动刚性旋翼***的变距方法包括以下步骤。

第一步骤中，所述测量装置检测所述刚性旋翼桨叶的位置参数、桨距的角度参数和/或所述刚性旋翼桨叶的升力参数。

第二步骤中，所述控制模块基于所述位置参数、角度参数和/或升力参数发送控制信号到所述变距装置。

第三步骤中，所述变距装置分别对相应的所述刚性旋翼桨叶变距。

通过控制模块控制伺服电机或者舵机的转角，来精确快速的根据需要调节桨距，每个刚性旋翼桨叶都有独立的伺服机构进行桨距调节，直接控制各刚性旋翼桨叶上的升力大小。各刚性旋翼桨叶上的升力通过伺服***进行全差动控制，各刚性旋翼桨叶上的升力仅取决于实际操纵需要，即旋翼***控制模块的控制而非各刚性旋翼叶片的桨距；变距装置通过升力传感器和角位移传感器实时调节各刚性旋翼桨叶上的升力，以保证控制的贯彻。

由于现有旋翼***均采用自动倾斜器机构进行旋翼叶片的变距控制，其各叶片的桨距变化律为机械式自动倾斜器调节总距和周期变距的固定规律，不能根据实际工作需要灵活调整，因此，也不可能有效解决气流扰动、前后行桨叶旋进速度差异以及刚性旋翼叶片挠曲等问题导致各刚性旋翼叶片上实际升力大小发生波动。而现有刚性旋翼***设计方案，由于限制挥舞和摆振，导致以上问题更加突出。采用本发明的伺服变距式全差动刚性旋翼***，对每个刚性旋翼桨叶的实际升力进行实时控制，可以使旋翼机桨盘盘面的升力大小精确地按照操纵意图分布，从而可以从根本上解决上述问题对旋翼机姿态控制带来影响，并有效提高旋翼机在复杂环境下的操纵性。

以旋翼机前飞过程中前后行桨叶速度差问题为例：

由于旋翼机具有前飞速度V，旋翼叶片的叶素线速度为v，则前行桨叶的叶素实际旋进速度为V+v，而后行桨叶的叶素实际旋进速度为V-v，造成前后行桨叶的升力差异十分明显，迫使传统旋翼机不得不采用挥舞运动和摆振运动来消除这种升力差。但挥舞和摆振的应用不但导致旋翼***机构的复杂化，增加了维护难度、降低了可靠性，还导致旋翼***结构强度降低、旋翼叶片旋进时的挥舞补偿还加剧了气流分离，因此严重限制了旋翼机的高速化发展。采用刚性旋翼虽然提高了旋翼***强度、延缓了气流分离，是高速旋翼机发展的核心方向之一，但前后行桨叶升力差无法配平，因此不得不采用共轴双桨布局，两组旋翼共轴反转、采用不同旋翼组上反向的前行桨叶来抵消升力差。但缺点是升力脉冲带来的振动无法消除，只能采用主动减震技术和增强结构设计加以抑制和克服。

采用本公开所提出的变距式全差动刚性旋翼***，对每个刚性旋翼桨叶进行独立的变距控制，则可以在前行桨叶旋进时减小桨距、减小桨叶的实际迎角，从而减少前行桨叶升力，且延缓激波失速；在后行桨叶旋进时适当增加桨距、增大桨叶实际迎角，从而增加后行桨叶升力，延缓气流分离失速，从而既配平了前后行桨叶升力差，又从根源上防止振动的产生，起到主动减震技术无法达到的效果。

上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够使得本发明的技术手段更加清楚明白，达到本领域技术人员可依照说明书的内容予以实施的程度，并且为了能够让本发明的上述和其它目的、特征和优点能够更明显易懂，下面以本发明的具体实施方式进行举例说明。

附图说明

通过阅读下文优选的具体实施方式中的详细描述，本发明各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。说明书附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，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他的附图。而且在整个附图中，用相同的附图标记表示相同的部件。

在附图中：

图1是根据本发明一个实施例的变距式全差动刚性旋翼***的结构示意图；

图2是根据本发明一个实施例的变距式全差动刚性旋翼***的伺服电机变距的示意图；

图3是根据本发明一个实施例的变距式全差动刚性旋翼***的伺服电机变距的分解示意图；

图4是根据本发明一个实施例的变距式全差动刚性旋翼***的舵机变距的示意图；

图5是根据本发明一个实施例的变距式全差动刚性旋翼***的舵机变距的分解示意图；

图6是根据本发明一个实施例的使用变距式全差动刚性旋翼***的变距方法步骤示意图。

以下结合附图和实施例对本发明作进一步的解释。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本发明的具体实施例。虽然附图中显示了本发明的具体实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本发明，并且能够将本发明的范围完整的传达给本领域的技术人员。

需要说明的是，在说明书及权利要求当中使用了某些词汇来指称特定组件。本领域技术人员应可以理解，技术人员可能会用不同名词来称呼同一个组件。本说明书及权利要求并不以名词的差异来作为区分组件的方式，而是以组件在功能上的差异来作为区分的准则。如在通篇说明书及权利要求当中所提及的“包含”或“包括”为一开放式用语，故应解释成“包含但不限定于”。说明书后续描述为实施本发明的较佳实施方式，然所述描述乃以说明书的一般原则为目的，并非用以限定本发明的范围。本发明的保护范围当视所附权利要求所界定者为准。

为便于对本发明实施例的理解，下面将结合附图以几个具体实施例为例做进一步的解释说明，且各个附图并不构成对本发明实施例的限定。

图1为本发明的一个实施例的变距式全差动刚性旋翼***的结构示意图，本发明实施例将结合图1进行具体说明。

本发明的一个实施例提供了一种变距式全差动刚性旋翼***，一种变距式全差动刚性旋翼***包括旋翼桨片基座2、设在所述旋翼桨片基座2上的旋翼轴1和至少两个刚性旋翼桨叶4以及控制模块10，在每个所述刚性旋翼桨叶4上连接用于变距的变距装置11和用于测量所述刚性旋翼桨叶4参数的测量装置12，所述测量装置12包括检测所述刚性旋翼桨叶4位置参数的角位移传感器7、检测所述刚性旋翼桨叶4桨距的角度参数的桨距传感器8和检测所述刚性旋翼桨叶4的升力参数的升力传感器9，连接所述测量装置12的控制模块10基于所述位置参数、角度参数和/或升力参数控制所述变距装置11分别对相应的所述刚性旋翼桨叶4变距。

实施例中，刚性旋翼***是无人飞行器的一部分，无人飞行器简称“无人机”，英文缩写为“UAV”(unmanned aerial vehicle)，是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的不载人飞机。从技术角度定义可以分为：无人直升机、无人固定翼机、无人多旋翼飞行器、无人飞艇、无人伞翼机等。

本发明实施例中优选的刚性旋翼***为多旋翼无人飞行器的旋翼***，多旋翼无人飞行器可以是四旋翼、六旋翼及旋翼数量大于六的无人飞行器。

本发明使用的飞行器，典型的以四轴多旋翼飞行器为代表。

在一个实施例中，所述桨距传感器8和升力传感器9安装在所述刚性旋翼桨叶4上，所述角位移传感器7安装在所述旋翼桨片基座2上。

安装在所述旋翼桨片基座2上的角位移传感器7用来确定各个刚性旋翼桨叶4在飞行时的实际位置。安装在所述刚性旋翼桨叶4上的所述桨距传感器8和升力传感器9用来确定所述刚性旋翼桨叶4飞行时的实际桨距和实际升力。

本发明实施例优选的是，变距式全差动刚性旋翼***具有2个、4个或8个刚性旋翼桨叶4。

本发明实施例优选的是，所述控制模块10是通用处理器、数字信号处理器、专用集成电路ASIC，现场可编程门阵列FPGA、模拟电路、数字电路及其组合，所述控制模块10包括存储器，所述存储器是只读存储器ROM、随机存取存储器RAM、快闪存储器或电子可擦除可编程只读存储器。

在一个实施例中，所述控制模块10为闭环控制模块。

在一个实施例中，所述控制模块10控制所有的变距装置11同步变距所述刚性旋翼桨叶4使得每个所述刚性旋翼桨叶4的升力相同。当旋翼***仅进行总距调节时，控制模块10通过升力传感器9调节桨距并通过桨距传感器8对各刚性旋翼桨叶4上的升力进行闭环控制，保证各刚性旋翼桨叶4上的升力大小相等并同步变化，从而仅改变旋翼***的轴向拉力大小而不产生滚转和俯仰扭矩。

本发明实施例优选的是，所述控制模块10控制所有的变距装置11轮流变距相应的所述刚性旋翼桨叶4。在这个实施例中，当旋翼***仅进行周期变距时，控制模块10通过升力传感器9调节桨距并通过桨距传感器8对各刚性旋翼桨叶4上的升力进行闭环控制，保证各刚性旋翼桨叶4上的升力大小按照滚转或俯仰运动的操纵需求进行周期性轮流变化，从而完成桨盘拉力的周期性分布。

在一个实施例中，各刚性旋翼桨叶4的桨距可由控制模块10全差动控制，控制模块10面向旋翼***的控制对象是各刚性旋翼桨叶4上的升力而非各刚性旋翼桨叶4的桨距本身。

在一个实施例中，各刚性旋翼桨叶4上的升力通过伺服电机3进行全差动控制，各刚性旋翼桨叶4上的升力仅取决于实际操纵需要，即旋翼***控制模块10的控制信号而非各刚性旋翼桨叶4的桨距；伺服电机3通过升力传感器9和角位移传感器7实时调节各刚性旋翼桨叶4上的升力从而排除气流扰动、前后行刚性旋翼桨叶4旋进速度差异以及刚性旋翼桨叶4挠曲的问题导致各刚性旋翼桨叶4上实际升力大小发生波动，由此可防止对旋翼机姿态控制带来影响。

在一个实例中，旋翼飞行器飞行时通过全差动控制，根据实际需要改变每个刚性旋翼桨叶4的桨距以调节升力，从而补偿前后行刚性旋翼桨叶4相对大气实际旋进速度不等导致的升力差，使得前行刚性旋翼桨叶4与后行刚性旋翼桨叶4的升力相等，同时通过伺服电机3实时控制，保证旋翼各刚性旋翼桨叶4上实际升力稳定，从而实现旋翼飞行器高品质的飞行操纵。

在一个实施例中，旋翼***采用刚性旋翼叶片4，无挥舞和摆振运动，飞行器向某个方向飞行时，首先通过全差动式控制，根据需要周期性调节桨距以改变旋翼上各个刚性旋翼桨叶4的升力，使得刚性旋翼桨叶4的升力可以以与现有旋翼机同原理的方式进行差异化分布，从而有效控制旋翼机的滚转、俯仰和偏航姿态，实现飞行控制。

图2和图3为本发明的一个实施例的变距式全差动刚性旋翼***的伺服电机变距的结构和分解示意图，本发明实施例将结合图2和3进行具体说明。

本发明的一个实施例提供了一种变距式全差动刚性旋翼***，一种变距式全差动刚性旋翼***包括旋翼桨片基座2、设在所述旋翼桨片基座2上的旋翼轴1和至少两个刚性旋翼桨叶4以及控制模块10，在每个所述刚性旋翼桨叶4上连接用于变距的变距装置11和用于测量所述刚性旋翼桨叶4参数的测量装置12，所述变距装置11为伺服电机，所述测量装置12包括检测所述刚性旋翼桨叶4位置参数的角位移传感器7、检测所述刚性旋翼桨叶4桨距的角度参数的桨距传感器8和检测所述刚性旋翼桨叶4的升力参数的升力传感器9，连接所述测量装置12的控制模块10基于所述位置参数、角度参数和/或升力参数控制所述变距装置11分别对相应的所述刚性旋翼桨叶4变距，直接连接所述刚性旋翼桨叶4的所述伺服电机3带动所述刚性旋翼桨叶4转动以改变所述刚性旋翼桨叶4的桨距。

在一个实施例中，采用控制模块10通过控制伺服电机3调节桨距以直接控制刚性旋翼桨叶4升力；控制模块1通过调节桨距可作出传统直升机的控制动作，各刚性旋翼桨叶4桨距同步变化时可起到调节总距作用，各刚性旋翼桨叶4桨距轮流按预定规律变化时可起到周期变距作用；也可以根据需要进行全差动控制：伺服电机3通过升力传感器9和角位移传感器7实时调节各刚性旋翼桨叶4的升力以产生需要的动作，同时排除气流扰动、前后行刚性旋翼桨叶4旋进速度差异以及由于叶片挠曲而导致的升力波动。

图4和图5为本发明的一个实施例的变距式全差动刚性旋翼***的舵机变距的结构和分解示意图，本发明实施例将结合图4和5进行具体说明。

本发明的一个实施例提供了一种变距式全差动刚性旋翼***，一种变距式全差动刚性旋翼***包括旋翼桨片基座2、设在所述旋翼桨片基座2上的旋翼轴1和至少两个刚性旋翼桨叶4以及控制模块10，在每个所述刚性旋翼桨叶4上连接用于变距的变距装置11和用于测量所述刚性旋翼桨叶4参数的测量装置12，所述变距装置11包括舵机5和拉杆6，所述拉杆6一端经由铰链与所述刚性旋翼桨叶4连接，所述拉杆6另一端连接所述舵机5，所述舵机5转动所述拉杆6以转动所述刚性旋翼桨叶4以变距，所述测量装置12包括检测所述刚性旋翼桨叶4位置参数的角位移传感器7、检测所述刚性旋翼桨叶4桨距的角度参数的桨距传感器8和检测所述刚性旋翼桨叶4的升力参数的升力传感器9，连接所述测量装置12的控制模块10基于所述位置参数、角度参数和/或升力参数控制所述变距装置11分别对相应的所述刚性旋翼桨叶4变距，直接连接所述刚性旋翼桨叶4的所述伺服电机3带动所述刚性旋翼桨叶4转动以改变所述刚性旋翼桨叶4的桨距。

在一个实施例中，采用控制模块10通过控制舵机5调节桨距以直接控制刚性旋翼桨叶4升力；控制模块1通过调节桨距可作出传统直升机的控制动作，各刚性旋翼桨叶4桨距同步变化时可起到调节总距作用，各刚性旋翼桨叶4桨距轮流按预定规律变化时可起到周期变距作用；也可以根据需要进行全差动控制：舵机5通过升力传感器9和角位移传感器7实时调节各刚性旋翼桨叶4的升力以产生需要的动作，同时排除气流扰动、前后行刚性旋翼桨叶4旋进速度差异以及由于叶片挠曲而导致的升力波动。

在一个实施例中，所述铰链为桨距铰。

参见图6，使用所述的变距式全差动刚性旋翼***的变距方法包括以下步骤。

第一步骤S1中，所述测量装置12检测所述刚性旋翼桨叶4的位置参数、桨距的角度参数和/或所述刚性旋翼桨叶4的升力参数。

第二步骤S2中，所述控制模块10基于所述位置参数、角度参数和/或升力参数发送控制信号到所述变距装置11。

第三步骤S3中，所述变距装置11分别对相应的所述刚性旋翼桨叶4变距。

采用本公开所提出的变距式全差动刚性旋翼***的变距方法，对每个刚性旋翼叶片进行独立的伺服控制，则可以在前行桨叶旋进时减小桨距、减小桨叶的实际迎角，从而减少前行桨叶升力，且延缓激波失速；在后行桨叶旋进时适当增加桨距、增大桨叶实际迎角，从而增加后行桨叶升力，延缓气流分离失速，从而既配平了前后行桨叶升力差，又从根源上防止振动的产生，起到主动减震技术无法达到的效果。

尽管以上结合附图对本发明的实施方案进行了描述，但本发明并不局限于上述的具体实施方案和应用领域，上述的具体实施方案仅仅是示意性的、指导性的，而不是限制性的。本领域的普通技术人员在本说明书的启示下和在不脱离本发明权利要求所保护的范围的情况下，还可以做出很多种的形式，这些均属于本发明保护之列。

Claims (9)

1.一种变距式全差动刚性旋翼***，其包括旋翼桨片基座(2)、设在所述旋翼桨片基座(2)上的旋翼轴(1)和至少两个刚性旋翼桨叶(4)以及控制模块(10)，其特征在于：在每个所述刚性旋翼桨叶(4)上连接用于变距的变距装置(11)和用于测量所述刚性旋翼桨叶(4)参数的测量装置(12)，所述测量装置(12)包括检测所述刚性旋翼桨叶(4)位置参数的角位移传感器(7)、检测所述刚性旋翼桨叶(4)桨距的角度参数的桨距传感器(8)和检测所述刚性旋翼桨叶(4)的升力参数的升力传感器(9)，连接所述测量装置(12)的控制模块(10)基于所述位置参数、角度参数和/或升力参数控制所述变距装置(11)分别对相应的所述刚性旋翼桨叶(4)变距，所述控制模块(10)控制所有的变距装置(11)轮流变距相应的所述刚性旋翼桨叶(4)。

2.根据权利要求1所述的变距式全差动刚性旋翼***，其特征在于：所述变距装置(11)为伺服电机(3)，直接连接所述刚性旋翼桨叶(4)的所述伺服电机(3)带动所述刚性旋翼桨叶(4)转动以改变所述刚性旋翼桨叶(4)的桨距。

3.根据权利要求1所述的变距式全差动刚性旋翼***，其特征在于：所述变距装置(11)包括舵机(5)和拉杆(6)，所述拉杆(6)一端经由铰链与所述刚性旋翼桨叶(4)连接，所述拉杆(6)另一端连接所述舵机(5)，所述舵机(5)转动所述拉杆(6)以转动所述刚性旋翼桨叶(4)以变距。

4.根据权利要求3所述的变距式全差动刚性旋翼***，其特征在于：所述铰链为桨距铰。

5.根据权利要求1所述的变距式全差动刚性旋翼***，其特征在于：所述桨距传感器(8)和升力传感器(9)安装在所述刚性旋翼桨叶(4)上，所述角位移传感器(7)安装在所述旋翼桨片基座(2)上。

6.根据权利要求1所述的变距式全差动刚性旋翼***，其特征在于：所述控制模块(10)控制所有的变距装置(11)同步变距所述刚性旋翼桨叶(4)使得每个所述刚性旋翼桨叶(4)的升力相同。

7.根据权利要求1所述的变距式全差动刚性旋翼***，其特征在于：所述控制模块(10)为闭环控制模块。

8.根据权利要求1所述的变距式全差动刚性旋翼***，其特征在于：所述控制模块(10)是通用处理器、数字信号处理器、专用集成电路ASIC，现场可编程门阵列FPGA、模拟电路、数字电路及其组合，所述控制模块(10)包括存储器，所述存储器是只读存储器ROM、随机存取存储器RAM、快闪存储器或电子可擦除可编程只读存储器。

9.一种使用根据权利要求1-8中任一项所述的变距式全差动刚性旋翼***的变距方法，其包括以下步骤：

第一步骤(S1)中，所述测量装置(12)检测所述刚性旋翼桨叶(4)的位置参数、桨距的角度参数和/或所述刚性旋翼桨叶(4)的升力参数；

第二步骤(S2)中，所述控制模块(10)基于所述位置参数、角度参数和/或升力参数发送控制信号到所述变距装置(11)；

第三步骤(S3)中，所述变距装置(11)分别对相应的所述刚性旋翼桨叶(4)变距。