CN101657353A - 斜旋翼飞行器上抑制振动和声学标记的方法 - Google Patents

Abstract

公开了一种抑制飞行器外部声学标记的方法，所述飞行器具有至少一对非相互交错式多叶片旋翼。在所述飞行器操作过程中，以非对称分度方式旋转所述至少一对旋翼，以使每一对旋翼中的一个旋翼的叶片与每一对旋翼中的另一个旋翼的叶片之间的相差一致地保持选定的量。所述非对称分度的选定的量等于希望的相差角度除以一个旋翼上的叶片数目。

Description

斜旋翼飞行器上抑制振动和声学标记的方法

技术领域

技术领域为斜旋翼飞行器上抑制振动和声学标记的方法。

背景技术

贝尔-奥古斯塔BA609被认为是世界上第一架经过认证的民用斜旋翼飞行器，该飞行器能在直升机飞行模式和飞机飞行模式之间转换。图1是BA609斜旋翼飞行器11的斜视图，具有中部机身13和从其横向延伸的机翼15。吊舱17枢转安装在每个机翼15的外端，每个吊舱容纳引擎(未示出)，引擎配置成旋转相连的多叶片旋翼19。吊舱17示出处于中间角度位置，该位置介于飞机模式或机翼承担飞行的水平位置和直升机模式或旋翼承担飞行的垂直位置之间。旋翼19反向旋转，并且示出处于对称分度配置，此时反向旋转的左右旋翼19的叶片具有相同的角度位置并且彼此同相操作。换句话说，一个旋翼19的叶片与另一个旋翼19的叶片同时经过机身。

随着操作过程中旋翼组件19的旋转，产生从旋翼传向机翼15和机身13的振动。在直升机模式飞行中，BA609显示出频率为旋翼每圈三个周期的可接受的振动(3/rev＝28.5Hz)。但是，测试表明，随着旋翼速度降低到飞机模式，则飞行器承受明显更高的振动(3/rev＝23.9Hz)。特别是，对于持续的包络膨胀(envelope expansion)来说，乘客的乘坐质量变得无法接受，而且仪表盘振动到达极限阈值。3/rev振动是首要关心的问题，因为BA609是三叶片飞行器，并且最强的固定系统激励发生在3倍于旋翼旋转速度的频率。

图2是飞行器11的示意图，吊舱旋转到飞机模式飞行位置。旋翼19的叶片导致横向剪切力，该力由箭头21、23表示，并且这些力导致相反且偏移的横向振动，由箭头25、27表示。垂直剪切力由箭头29、31表示，并且这些剪切力导致相同方向的垂直振动，由箭头33、35表示。由于振动33、35方向相同，所以振动33、35相组合，增大了机身13上感觉到的振动幅度。

已经提出了各种方法和装置来降低操作过程中传递到斜旋翼飞行器机身中的振动，但是每一种方法通常都向飞行器增加重量和成本，并且存在缺陷。

此外，已经提出了各种方法和装置来降低操作过程中叶片导致的斜旋翼飞行器的声学标记。现有的降低声学水平的方法包括改变叶片末梢的形状、操作速度和/或每个旋翼上的叶片数目。但是，这些技术可能影响飞行器的性能、成本和/或重量，并且存在缺陷。

附图说明

图1是现有技术中的斜旋翼飞行器的斜视图；

图2是具有现有对称旋翼配置的斜旋翼飞行器的正视图；

图3是具有非对称旋翼配置的斜旋翼飞行器的正视图；

图4是具有现有对称旋翼配置的飞行器的正视图；

图5是具有非对称旋翼配置的飞行器的正视图；

图6是具有现有对称旋翼配置的飞行器的正视图；

图7是具有非对称旋翼配置的飞行器的正视图。

具体实施方式

对于所有的旋翼飞行器来说，控制机舱振动是一个重要的关注点，并且文中所述的飞行器非相互交错式旋翼重新分度方法设计用来减少飞行器的振动和声学标记(signature)。

图3是BA609飞行器37的示意图，该飞行器类在结构和操作方面类似于上述的飞行器11。为了旋翼41在飞机模式飞行过程中反向旋转在机身39上的垂直振动，旋翼41可以如图所示非对称分度，以便旋翼的叶片彼此相位相差60度。换句话说，一个旋翼41的每个叶片与另一个旋翼41的每个叶片不同时通过机身。

对于三叶片旋翼来说，60度分度导致产生的力存在180度的相差。为了确定叶片更多或更少的旋翼所需的分度量，使用方程：

P(分度)＝P(相差)/N

其中P(分度)是具有N个叶片的旋翼相对于彼此所需的分度的度数，以实现产生的力的期望P(相差)相差度数。对于飞行器37来说，该方程计算为：

60度＝180度/3，

所以三叶片旋翼41之间的相对分度量为60度。

旋翼41的叶片导致横向剪切力，该剪切力由箭头43、45表示，并且这些剪切力导致横向振动，这种振动由箭头47、49表示。垂直的3/rev正常剪切力由箭头51、53表示，这种正常剪切力彼此不同相。这些剪切力导致相反的垂直振动，这种垂直振动由箭头55、57表示，可能随着机身39中的激励源而彼此抵消。但是，由于力51、53彼此分开，所以力51、53导致围绕机身39的残余滚转力矩，以及导致可能仍然激发非对称模的残余横向剪切力。箭头59表示旋翼41如图所示的时候，该力矩的方向，但是当旋翼41从图中所示位置旋转60度之后，力矩箭头59将反向。

在飞行测试中，重新分度旋翼41已经证明能在全部的空速下将垂直3/rev振动减少大约一半，并且垂直振动已经减少到了可以接受的水平。这些结果表明，旋翼分度减少了振动，以避免超过特定部件的极限水平，同时大大改善乘务坐席的乘坐质量。更为重要的是重新分度方案的简洁性，它不需要对结构或系统进行大规模重新设计，而这种重新设计对于RPM变化或模式频率更换来说是必须的。

通过旋翼41的非对称分度实现的另一项重要的优势是降低机身内和距离飞行器37一定距离处的声学水平。利用旋翼41的非对称分度，一个旋翼41的声学标记被另一个旋翼41的声学标记加强的程度最小。

如图4所示，飞行器11的旋翼19为对称分度配置，并且压力脉冲或者声波61、63由每个旋翼19的叶片分别产生。对称分度导致声波61、63以旋翼通过频率(N/rev)同时到达机身13，导致机身13内产生高幅低频噪音标记。

图5示出的飞行器37具有非对称分度配置的旋翼41。旋翼41的叶片也会各自产生相同的声波65、67，但是该叶片导致的声波65在叶片导致的声波67经过机身39之前，已经经过了机身39。这意味着声波65、67不会在机身39处结合而在机身39内产生加强的噪音标记。机身39内的合成噪音标记感觉是低幅高频(2x N/rev)，这种噪音侵入性较差，并且更容易通过其他方式诸如被动式或主动式声音抑制设备进行衰减。

此外，非对称式分度降低了远处的观测者感受到的声学标记。图6示出了对称分度的旋翼19产生的声波69、71，这种声波同时离开旋翼19并在距离飞行器11一定距离处结合成声波73。当声波73到达远处的观测者75时，会感受到声波73为高幅低频(N/rev)声学标记。

但是，图7示出了非对称分度配置的旋翼41，其中叶片导致的声波77、79彼此偏移，或者交错。这意味着声波77、79不能在一定距离处结合，并且声波77、79不同时到达远处的观测者。所产生的声学标记，对于远处的观测者75的感受而言，具有较低幅值和较高频率(2x N/rev)。

以上公开的方法提供若干优势，包括：(1)减少了传递到斜旋翼飞行器机身的振动；(2)减少了内部和外部噪音的产生；(3)容易实施在现有的飞行器上；和(4)实施成本最小。

虽然本发明已经针对至少一个实施例进行了叙述，但是该说明并不应该理解为限制的意思。在参照本说明之后，本领域技术人员可以明白实施例的各种改动和组合以及本发明的其他实施方式。

Claims (3)

1.一种抑制飞行器外部声学标记的方法，所述飞行器具有至少一对非相互交错式多叶片旋翼，所述方法包括：

在所述飞行器操作过程中，以非对称分度方式旋转所述至少一对旋翼，以使每一对旋翼中的一个旋翼的叶片与每一对旋翼中的另一个旋翼的叶片之间的相差一致地保持选定的量；

其中所述非对称分度的选定的量等于希望的相差角度除以一个旋翼上的叶片数目。

2.一种抑制飞行器内部声学标记的方法，所述飞行器具有至少一对非相互交错式多叶片旋翼，所述方法包括：

在所述飞行器操作过程中，以非对称分度方式旋转所述至少一对旋翼，以使每一对旋翼中的一个旋翼的叶片与每一对旋翼中的另一个旋翼的叶片之间的相差一致地保持选定的量；

其中所述非对称分度的选定的量等于希望的相差角度除以一个旋翼上的叶片数目。

3.一种抑制飞行器振动的方法，所述飞行器具有至少一对非相互交错式多叶片旋翼，所述方法包括：

在所述飞行器操作过程中，以非对称分度方式旋转所述至少一对旋翼，以使每一对旋翼中的一个旋翼的叶片与每一对旋翼中的另一个旋翼的叶片之间的相差一致地保持选定的量；

其中所述非对称分度的选定的量等于希望的相差角度除以一个旋翼上的叶片数目。

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