CN101811573A - 直升机旋翼 - Google Patents

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Abstract

一种直升机(1)旋翼(3、3′)，具有：驱动轴(10)，绕第一轴线(A)旋转；毂(11)，绕第一轴线(A)与驱动轴(10)有角度地成一体；至少两个桨叶(12)，在第一轴线的相对侧从毂(11)伸出，沿与所述第一轴线(A)相交的相应第二轴线(B)延长；每个所述桨叶(12)可相对于毂(11)并相对于其他桨叶(12)绕与相应第二轴线(B)相交的相应第三轴线(C)运动；旋翼(3、3′)具有至少两个用于抑制相应桨叶(12)绕相应第三轴线的摆动的阻尼器(40)，阻尼器具有可与相应桨叶(12)一体地绕相应第三轴线(C)运动的相应第一部分(41)；阻尼器(40)具有弹性连接至相应第一部分(41)并相互操作性地连接的相应第二部分(42；46a，46b)。

Description

直升机旋翼
技术领域
本发明涉及一种直升机旋翼。
背景技术
已知直升机包括：机身；主旋翼，装在机身的中央部分的顶部上；以及扭矩尾旋翼，用于抵消由主旋翼传递至机身的扭矩。
铰接连接的主旋翼和/或扭矩旋翼也是已知的。
铰接的主旋翼包括：主动轴，围绕第一轴线旋转；毂，与主动轴一体地围绕第一轴线旋转；以及多个桨叶，沿着相对于第一轴线呈径向的相应第二轴线从毂伸出。
每个桨叶均能相对于毂围绕相应的第二轴线旋转，以调节其与气流的冲角，并且能够自由地围绕第三轴线关于毂振动，以进行所谓的扑翼动作(flapping movement)。更具体地，每个第三轴线都与第一轴线相交并与相关桨叶的第二轴线相交。
每个桨叶均能够自由地相对于毂以及其他桨叶围绕平行于第一轴线的第四轴线摆动，以进行所谓的“超前滞后运动(lead-lagmovement)”。
需要使用其阻尼作用尽可能小地受离心力影响的阻尼装置来抑制由桨叶的超前滞后运动而引起的振动，从而使这些阻尼装置对于桨叶围绕第一轴线的较宽范围的转速，以及阻尼装置沿着相关桨叶的第二轴线的较宽范围的位置都是有效的。
在本行业内还需要使用尽可能轻且紧凑的阻尼装置来抑制由桨叶的超前滞后运动引起的振动。
最后，需要使用无需工作液体(例如油)就可以正确运行的阻尼装置来抑制由桨叶的超前滞后运动引起的振动，从而简化阻尼装置的结构及维护。
发明内容
本发明的目的是提供一种直升机旋翼，其设计成廉价且容易地满足至少一个上述需求。
根据本发明，提供了一种用于直升机的旋翼，其包括：
-驱动轴，围绕第一轴线旋转；
-毂，围绕所述第一轴线与所述传动轴有角度地形成一体；以及
-至少两个桨叶，在所述第一轴线的相对侧上从所述毂伸出，并沿着与所述第一轴线相交的相应第二轴线延长；每个所述桨叶均可相对于所述毂并相对于其他所述桨叶围绕相应第三轴线运动，所述相应第三轴线与相应的所述第二轴线相交；
并且其特征在于，包括至少两个阻尼器，用于抑制相应的所述桨叶围绕相应的所述第三轴线的振动，并且所述阻尼器包括可与相应的所述桨叶一体地围绕相应的所述第三轴线运动相应第一部分；
所述阻尼器包括弹性地连接至相应的第一部分并相互操作性地(functionally)连接的相应第二部分。
附图说明
将参照附图以示例的方式描述本发明的两个优选的、非限制性的实施例，附图中：
图1示出了包括根据本发明的旋翼的直升机的透视图；
图2示出了根据本发明的旋翼的第一实施例的透视图，为了清晰起见，去掉了一部分部件；
图3示出了旋翼的第一实施例的俯视平面图；
图4示出了阻尼器的角位移的曲线，其是图2和图3中旋翼的第一实施例中的桨叶的角位移的函数，并且与桨叶的超前滞后运动有关；
图5示出了旋翼的第二个实施例的俯视图；
图6示出了在图5中旋翼的第二个实施例中，阻尼器的角位移的曲线图，其为桨叶的角位移的函数，并且与桨叶的超前滞后运动相关。
具体实施方式
图1中的标号1示出了一架直升机，其基本上包括：具有前端(nose)5的机身2；位于机身2顶部上的主旋翼3；以及扭矩尾旋翼4，其安装至从机身2的与前端5相对的端部处突出的尾翼上。
更具体地，主旋翼3向直升机1提供起升和推进直升机1而分别所需的提升力和推进力，而旋翼4向尾翼上施力以产生作用于机身2的扭矩，从而平衡由主旋翼3施加在机身2上的扭矩，另外，(otherwise)主旋翼3施加给机身2的扭矩会导致机身2绕着轴线A转动。
旋翼3是铰接连接的，并基本上包括(图2和图3)：
-驱动轴10，其绕着图2和图3的俯视图中的轴线A逆时针转动；
-毂11，安装至轴10，以与轴10一体地绕着轴线A转动；以及
多个(在所示实例中为5个)桨叶12(图3)，其从毂11的相对于轴线A的对边(opposite side)上突出，并沿着各自的与轴线A交叉的轴线B而延长。
更具体地，毂11包括：本体16，其限定有圆柱形贯孔座17，该贯孔座容纳驱动轴10；和管状部13，其关于轴线A径向地位于圆柱形本体16的外部，且具有曲线形多边形轮廓，该管状部通过关于轴线A呈放射状的径向等角度地间隔的多个轮辐14连接至本体16。
换句话说，毂11具有多个贯孔座(through seat)15，其平行于轴线A开设，关于轴线A等间距地布置，各个桨叶12通过该贯孔座而固定。
更具体地，每个座15在周向上由两个相邻的轮辐14限定，在相对于轴线A径向向内的方向上由本体16限定，并且在相对于轴线A径向向外的方向上由管状部13限定。
每个桨叶12均包括：主体18(在附图中仅部分地示出)，其限定直升机起升/推进的表面；和接合件(coupling，连接件)19，螺栓连接至主体18的相对于轴线A的径向内端30，并且该接合件还将桨叶12连接至毂11。
每个桨叶12的接合件19基本上呈C状，并包括：两个平行的臂20，桨叶12的主体18的端部30固定于这两个臂之间；以及连接部21，其连接两个臂20并与毂11中的相应的座15接合。
每个桨叶12的接合件19均铰接至毂11，且二者之间内置有弹性支承件(bearing)25。
每个支承件25允许各自的相关桨叶12绕着相应的轴线B转动，以调整桨叶相对于气流的冲角；并且允许相关桨叶12相对于毂11以及其他桨叶12围绕着相应的轴线C(其平行于轴线A并距离轴线A一定距离)转动，以执行所谓的超前滞后运动；并且允许相关桨叶12绕着相应的轴线D(其垂直于轴线A并与相应的轴线C交叉)转动，以执行所谓的扑翼动作(flapping movement)。
每个桨叶围着转动的轴线B、C以及D都汇聚于一点。
每个桨叶12都包括附件23，其相对于相应的轴线B偏心，并从桨叶12的主体18的相对于轴线A的径向内端突出，并由控制构件控制以使桨叶12绕着相应的轴线B转动，并因此调整桨叶12相对于气流的冲角。
附件23包括两个壁26，这两个壁的第一端32平行于轴线A而分隔开，而与端部32相对的第二端33彼此结合。更具体地，壁26的端部32固定至相应桨叶32的主体18的端部30。
壁26插入接合件19的臂20之间。
在朝向轴线A的一侧，每个附件23的壁26通过另外的壁而连接。
附件23在相关桨叶12的相同一侧上相对于相关轴线B从相关的主体18突出。
旋翼3有利地包括：多个阻尼器40，这些阻尼器用于抑制相关桨叶12相对相关轴线C的摆动，并且这些阻尼器包括：相应的部分41，其可与相关桨叶12一起一体地绕着相应的轴线C运动；以及相应的部分42，其操作性地彼此连接并弹性地连接至相应的部分41。
更具体地(图2和3)，每个阻尼器40由弹性材料制成，并包括嵌在弹性材料内的一定数量的金属材料，因此，每个阻尼器40在负载的作用下可弹性地变形。
每个阻尼器40容置于相应桨叶12的附件23的壁26之间，并相对于平行于相应桨叶12的轴线C的轴线E基本上呈圆柱形。
更具体地，每个阻尼器40包括：
-两个基座43，沿着轴线E位于相对端，并且其限定阻尼器40的部分41，并且各自固定至附件23的相应的壁26上；以及
-侧表面44，相对于轴线E轴向地插设于基座43之间。
更具体地，每个部分42又包括由阻尼器40的表面44的相应的分离区域限定的第一区域46a和第二区域46b。
每个区域46b插设于相关阻尼器40的轴线A与轴线D之间，并且每个区域46a位于相关桨叶12的轴线B的侧面。
每个桨叶12的轴线B延伸穿过相关的区域46b，但是不穿过相关的区域46a。
更具体地，将每个阻尼器40的区域46a、46b的质心连接至相关的轴线E并径向地延伸至轴线E的线形成了范围在90至135度之间的角度。
旋翼3包括多个(在所示实例中，为5个)杆45，这些杆与桨叶12和相关的阻尼器40交替设置。
更具体地，杆45与桨叶12和相关的阻尼器40绕着轴线A交替设置。
每个杆45优选地由刚性材料制成，并将一个阻尼器40的区域46a连接至邻近阻尼器40的区域46b。
更具体地，每个杆45包括两个轴向端部47、48，这两个端部分别容纳相应的关节接头(pin joint)50、49的，且限定了通过相应的螺纹销钉55、54接合的相应的座，螺纹销钉分别从一个阻尼器40的区域46a和临近的阻尼器40的区域46b突出。
每个杆45的端部48各自插设在相关阻尼器40的轴线A与轴线D之间，并且端部47位于相关桨叶12的轴线B的一个侧面处。
接头50、49允许销55、54在垂直于轴线A的平面内调节位置。
图4中的点划线60示出了阻尼器40关于相关轴线E的角位移，其为相关桨叶12关于相关轴线C的角位移的函数，并且与毂11绕着轴线A的转动方向相反。换句话说，点划线60与相关桨叶12的滞后运动有关。
图4中的连续线条61示出了阻尼器40绕着相关轴线E的弹性角位移，其为相关桨叶12绕着相关轴线C的刚性角位移的函数，并与毂11绕着轴线A的转动方向相同。换句话说，连续的线条61与相关桨叶12的超前运动有关。
图4示出了在桨叶12相对于对应的轴线C的整个转动角度范围内，每个阻尼器40在抑制旋翼3的各个桨叶12的超前滞后摆动中的效果。
图4还清楚地示出了阻尼器40的弹性扭曲如何随着桨叶12绕着相关轴线D的转动变化而成比例地增加。
在实际应用中，轴10使得毂11绕着轴线A转动。
毂11的转动随之使得桨叶12整体绕着轴线A转动。
桨叶12通常经受不同的空气动力载荷，这些载荷在平行于轴线A的方向上具有不同的分量，并且这些载荷使得桨叶12绕着相应的轴线D相对于毂11倾斜，从而引起桨叶12的扑翼运动。
每个桨叶的扑翼运动改变桨叶的质心与轴线A之间的距离。
为了保持其相对于轴线A的角动量，每个桨叶12绕着相应的轴线C转动，以便当其质心移向轴线A时增加其相对于轴线A的转速。即，每个桨叶都进行超前运动。
反之，每个桨叶12绕着相应的轴线C转动，以便当其质心远离轴线A时减小其相对于轴线A的转速。即，每个桨叶都进行滞后运动。
桨叶12绕着相应轴线C的连续周期性摆动而产生的振动被阻尼器40抑制。
更具体地，在给定的瞬间，由于相对于气流的速度不同，桨叶12绕着相应的轴线D相对于毂11相应地倾斜不同的角度，从而每个桨叶12绕着相应轴线C并相对于其他桨叶12具有相应的超前角或者滞后角。
下面，参照一个桨叶12和相应的阻尼器40描述旋翼3的操作。
阻尼器40的部分41与桨叶12一体地绕着轴线C转动；通过相应的杆45，阻尼器40的区域46a与两个临近的阻尼器40中的一个的区域46b一体地运动；并且通过相应的杆45，阻尼器40的区域46b与两个临近的阻尼器40中的另一个的区域46a一体地运动。
因此，阻尼器40的部分42的区域46a、46b弹性地移向或者远离部分41，从而产生阻尼器40关于相关轴线E的弹性扭曲，这种弹性扭曲与阻尼器40的内部阻尼一起抑制桨叶12绕着轴线C的振动。
图5中的标号3′整体示出了根据本发明的一个不同实施例的的直升机旋翼。旋翼3′类似于旋翼3，因此，仅描述二者之间的区别，在可能的情况下，对于旋翼3、3′的对应的或者等同的部件，应用相同的附图标号。
旋翼3′不同于旋翼3之处在于，每个阻尼器40的区域46a、46b由表面44的远离轴线A的一半表面来限定。
换句话说，每个阻尼器40的区域46a、46b位于相关轴线D关于轴线A的相背的侧面上。
杆45′不同于杆45之处在于，其在相关阻尼器40的轴线E的相对于轴线A的相背侧上整体地延伸。
图6中的点划线60′示出了旋翼3′的阻尼器40关于相对轴线E的弹性角位移，其为相关桨叶12绕着相关轴线C的角位移的函数，并且沿着与毂11绕轴线A转动的方向相反。换句话说，点划线60′与桨叶12的滞后运动有关。
图6中的连续线条61′示出了旋翼3′的阻尼器40关于相关轴线E的弹性角位移，其为相关桨叶12绕相关轴线C的刚性角位移的函数，并且与毂11绕轴线A的转动方向相同。换句话说，连续线条61′与桨叶12的超前运动有关。
图6示出了在桨叶12相对于对应的轴线C的整个转动角度范围内，每个阻尼器40在抑制旋翼3′的相关桨叶12的超前滞后摆动中的效果。
图6还清楚地示出了阻尼器40的弹性扭曲如何随着桨叶12绕着相关轴线D的转动的变化而成比例地增加。
旋翼3′的操作与旋翼3的操作相同，因此不再详述。
从上面的描述中，根据本发明的旋翼3、3′的优点将显而易见。
具体地，桨叶12的超前滞后摆动被绕着相关轴线E发生弹性扭曲的相关阻尼器40抑制，这意味着，与活塞径向地移向轴线A的阻尼器不同，阻尼器40的阻尼性能不会受到离心力的影响，因此，在轴10绕着轴线A的整个宽范的转速范围内其阻尼性能都是有效的。
而且，与通过油操作的阻尼器不同，例如，旋翼3、3′抑制由桨叶12绕着相关轴线C的超前滞后运动而导致的摆动，而无需液压部件。
如此，旋翼3、3′不仅显著地降低了与桨叶12的超前滞后运动有关的振动，而且还十分容易构造与维修。
最后，由于阻尼器40的轻重量和致密性，旋翼3、3′的整个重量大大地降低了，并且不会削弱阻尼器40的效果。
明显地，在不背离所附权利要求限定的保护范围的情况下，可以对本文所描述和示出的旋翼3、3′进行改变。
具体地，旋翼3、3′可用作直升机1的尾部旋翼。

Claims (14)

1.一种用于直升机(1)的旋翼(3、3′)，包括：
-驱动轴(10)，围绕第一轴线(A)旋转；
-毂(11)，围绕所述第一轴线(A)与所述驱动轴(10)有角度地形成一体；以及
-至少两个桨叶(12)，在所述第一轴线(A)的相对侧上从所述毂(11)伸出，并沿着与所述第一轴线(A)相交的相应第二轴线(B)延长；每个所述桨叶(12)均能够相对于所述毂(11)并相对于其他所述桨叶(12)围绕与相应的所述第二轴线(B)相交的相应第三轴线(C)运动；
并且其特征在于，包括至少两个阻尼器(40)，用于抑制相应的所述桨叶(12)围绕相应的所述第三轴线(C)的摆动，并且所述阻尼器包括能够与相应的所述桨叶(12)一起一体地围绕相应的所述第三轴线(C)移动的相应第一部分(41)；
所述阻尼器(40)包括弹性地连接至相应第一部分(41)并相互操作性地连接的相应第二部分(42；46a、46b)。
2.根据权利要求1所述的旋翼，其特征在于，每个所述阻尼器(40)均至少部分地由可弹性变形的材料制成，并相对于第四轴线(E)呈管状本体的形式，并且包括：
-两个基座(43)，包括所述第一部分(41)，并且固定至相应的所述桨叶(12)的沿着所述第四轴线(E)隔开的相对壁(26)；以及
-侧表面(44)，包括所述第二部分(42；46a、46b)并环绕所述第四轴线(E)。
3.根据权利要求2所述的旋翼，其特征在于，每个所述桨叶(12)均包括相对于相关所述第二轴线(B)偏心的附件(23)；所述附件(23)包括所述壁(26)，并且通过外部件而被作用以使相应的所述桨叶(12)围绕相应的所述第二轴线(B)旋转。
4.根据权利要求1所述的旋翼，其特征在于，所述阻尼器(40)的所述第二部分(42；46a、46b)彼此刚性地连接。
5.根据权利要求4所述的旋翼，其特征在于，包括介于所述阻尼器(40)的所述第二部分(42；46a、46b)之间的刚性杆(45、45′)。
6.根据权利要求2所述的旋翼，其特征在于，所述第一轴线(A)与所述第四轴线(E)平行。
7.根据权利要求1所述的旋翼，其特征在于，包括：多个所述桨叶(12)和所述阻尼器(40)；以及多个所述杆(45、45′)，其围绕所述第一轴线(A)与所述桨叶(12)交替设置；
每个所述阻尼器(40)均包括两个第二部分(42；46a、46b)，并且连接于两个相邻阻尼器(40)；
每个阻尼器(40)的每个第二部分(42；46a，46b)均通过相关的杆(45)连接至所述相邻阻尼器(40)的其中之一的相应第二部分(42；46a、46b)。
8.根据权利要求7所述的旋翼，其特征在于，每个所述阻尼器(40)的所述第二部分(42；46a、46b)相对于所述第一轴线(A)位于相关所述第四轴线(E)的相对侧上。
9.根据权利要求7所述的旋翼，其特征在于，所述杆(45′)相对于所述第一轴线(A)在所述第四轴线(E)的相对侧上延伸。
10.根据权利要求7所述的旋翼，其特征在于，所述第二部分(42；46a、46b)中的至少一个(46b)介于相关的所述阻尼器(40)的所述第一轴线(A)与所述第四轴线(E)之间。
11.根据权利要求10所述的旋翼，其特征在于，每个所述阻尼器(40)的所述第二部分(42；46a，46b)中的另一个(46a)位于相关桨叶(12)的第二轴线(B)的侧部。
12.根据权利要求11所述的旋翼，其特征在于，每个所述杆(45)将相关阻尼器(40)的所述第二部分(42；46a、46b)中的所述一个(46b)连接至相邻的所述阻尼器(40)的所述第二部分(42；46a、46b)中的所述另一个(46a)。
13.一种直升机，包括：扭矩尾旋翼(4)；以及根据权利要求1所述的主旋翼(3、3′)。
14.一种直升机，包括：主旋翼(3、3′)；以及根据权利要求1所述的扭矩尾旋翼(4)。
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