CN101657354B - 斜旋翼飞行器上抑制振动的方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种抑制飞行器中的振动的方法，该飞行器至少具有一对多叶片旋翼。所述方法的第一步是在所述飞行器中安装至少一对振动抑制设备，形成系统，每个系统的所述设备安装在所述飞行器的相反两侧。然后，在所述飞行器的操作过程中，下一步是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不同相。最后一步是使用所述系统抑制由所述旋翼不同相旋转产生的振动。

Description

斜旋翼飞行器上抑制振动的方法

技术领域

技术领域为斜旋翼飞行器上抑制振动的方法。

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，机头和驾驶舱的振动变得无法接受。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，但是仍然存在缺陷。

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是图3所示飞行器的机架一部分的斜视图，机架具有安装在其中的振动抑制装置；

图5是图4所示机架一部分的放大斜视图；

图6是图4所示机架一部分的放大斜视图；

图7是振动抑制装置的斜视图，去掉了该装置壳体的一部分。

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，并且文中所述的振动系统设计成使用振动抑制单元(VSU)为BA609或者其他斜旋翼飞行器提供局部振动处理功能。VSU可以是被动式的，诸如Frahm型VSU，也可以是主动式的，诸如电气操作的VSU，或者也可以是综合式的。VSU在与飞行器旋翼非对称分度一起使用时，特别有效。

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。

为了抵消滚转运动以及由不同相旋翼产生的残余垂直振动，在飞行器37内的互补外翼侧位置安装成对的VSU，作为VSU系统。例如，图4示出了机身39的机架61一部分。机架61具有一对VSU63，一起形成VSU系统，每个VSU63安装到机架61上靠近机体壁(未示出)并位于沿着机身39周长延伸的两个机身肋65、67之间。优选，VSU63的位置使得距离机架61纵向中心线的横向距离最大。虽然示出了位于飞行器37机头(cockpit)之后附近位置，但是VSU63可以位于沿着机架61的任何位置，以允许VSU63使得不希望的振动最小。

图5和6是放大视图，示出了向机架61安装VSU63的装置。图5示出了机架61右侧一部分，而图6示出了机架61左侧一部分。安装板69连接到肋65、67上，位于两者之间，VSU63安装到每一块板69。

图7示出了配置成用于上述振动系统中的一种VSU63。VSU63显示为被动式Frahm型振动抑制设备，包括壳体71和装在壳体71内的主体73。主体73安装到壳体71内的弹簧75上，该弹簧允许主体73和壳体71沿着平行于弹簧75轴线77、79的方向彼此相对运动。通过改变弹簧75或者改变主体73的质量，诸如通过增加或减少调整质块81，可以为特定应用场合或位置调整VSU63。

该振动系统可以进行优化，以实现机架61内全部位置的期望乘坐质量，并且用于飞行器总重和飞行高度的全部组合。例如，一组或多组成对设置的VSU63附加系统可以沿着机架61的长度分别安装在不同的点，以补充第一组的作用。此外，主动式振动抑制系统(AVSS)可以实施在飞行器37上。在这种系统中，适应性控制算法和控制器驱动惯性力发生器，该惯性力发生器可以取代或者补充VSU63。这些额外的设备可以安装在飞行器上的关键结构点上，抑制一定范围的操作条件下，包括直升机飞行条件和飞机飞行条件下的3/rev振动。主动设备的优势在于，它们提供更大的振动抑制操控力，并且能适应飞行器配置、飞行条件和总重的变化。

虽然示出了连接到机架，但是应该理解，VSU可以连接到飞行器的其他部分，诸如壁板或辅助结构。此外，应该理解，所公开的方法可以用在除斜旋翼飞行器之外的其他具有一对或多对旋翼且所述旋翼能在操作过程中针对不同相旋转重新分度的飞行器上。

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)容易实施在现有的飞行器上；和(3)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 (14)

1.一种抑制飞行器中的振动的方法，该飞行器至少具有一对非相互交错式多叶片旋翼，所述方法包括：

(a)在所述飞行器中定位至少一对振动抑制设备，形成系统，每个系统的所述设备安装在所述飞行器的相反两侧，所述振动抑制设备至少具有壳体、具有一质量的主体和弹簧；

(b)提供枢轴连接至飞行器的机翼的吊舱，所述吊舱构造成绕所述机翼相对于机身枢转旋翼；

(c)为所述至少一对非相互交错式多叶片旋翼确定分度角度，所述旋翼根据叶片的数量进行分度，从而获得产生的力的相位，所述力在飞机中呈现为与叶片的转动的力平行，所述力产生自在旋翼绕机翼枢转时旋翼速度的降低；

(d)选择相位角度，所述相位角度构造成相对于所述产生的力的相位而选择；以及

(e)对每个非相互交错式多叶片旋翼进行分度，以使一个旋翼的叶片有选择地相对于另一个旋翼的叶片进行分度，从而使每个旋翼与另一个旋翼的旋转不同相，每对旋翼之间的分度在飞行过程中持续地保持不同相，以使得每个旋翼每分钟的转数相对于另一旋翼保持恒定；和

(f)在所述飞行器操作过程中，通过改变所述弹簧和所述主体的质量中的至少一个使用所述系统抑制由所述旋翼不同相旋转产生的振动。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤(a)包括定位被动式设备。

3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括：

(g)调整所述被动式设备以产生选择的振动抑制特性。

4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤(a)包括定位主动式设备。

5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，步骤(f)包括操作该主动式设备以产生选择的振动抑制特性。

6.一种飞行器，包括：

机身；

从所述机身延伸的多个机翼；

吊舱，安装至每个机翼并构造成绕机翼相对于机身旋转；以及

连接至所述吊舱的至少一对经过分度的非相互交错式多叶片旋翼，所述一对非相互交错式多叶片旋翼根据由旋翼的数量和相位角得到的分度角以非对称的方式进行分度，所述分度角被构造成通过减少由旋翼绕机翼枢转时旋翼速度的降低而产生的力来减少飞行器的振动，所述力在飞机中呈现为平行于所述多叶片旋翼的力；和

定位于所述飞行器内的至少一对振动抑制设备，所述至少一对振动抑制设备构造成抑制由至少一对经过分度的非相互交错式多叶片旋翼产生的改变后的振动力，与可旋转的同相旋翼相比，所述设备包括：

至少一壳体，

具有一质量的主体，和

弹簧；

其中，在飞行前确定分度角，在飞行过程中，每个旋翼每分钟的转数相对于另一旋翼保持恒定，以使得分度角持续地保持不同相；和

其中，通过改变所述弹簧和所述主体的质量中的至少一个，每一对振动抑制设备抑制由该不同相旋翼产生的所述改变后的振动力。

7.如权利要求6所述的飞行器，其特征在于，所述振动抑制设备是被动式设备。

8.如权利要求6所述的飞行器，其特征在于，所述振动抑制设备是主动式设备。

9.如权利要求8所述的飞行器，其特征在于，所述主动式设备包括：

至少控制器设备和适应性控制算法。

10.如权利要求9所述的飞行器，其特征在于，所述主动式设备提供适应以下各项变化至少其中一项的能力：

飞行器配置；

飞行条件；和

总重。

11.如权利要求6所述的飞行器，其特征在于，每个旋翼具有3个叶片，所述旋翼彼此分度为60度。

12.如权利要求6所述的飞行器，其特征在于，由不同相旋翼产生的所述改变后的振动力包括至少低水平振动和滚转力矩。

13.如权利要求12所述的飞行器，其特征在于，至少一组振动抑制设备抑制所述滚转力矩和至少一组振动抑制设备抑制所述振动。

14.如权利要求6所述的飞行器，其特征在于，抑制由不同相旋翼产生的所述改变后的振动力改善所述飞行器的乘坐质量。

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