CN103192986A - 位于四角塔式安装架结构上的旋翼飞行器减振系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种位于四角塔式安装架结构上的旋翼飞行器减振系统，该减振系统包括有位于每个角落处的四角塔式安装架结构组件上的隔振器。四个隔振器的组合使用，两个位于传动装置的前端，以及两个位于传动装置的后端，共同有效地隔离了主旋翼的垂直剪力，俯仰力矩，以及诱发振动的滚转力矩。由于力矩能在每一个隔振器处被分解为两个相对的竖直振动，因此每一组相对的隔振器都能有效地抵抗力矩振动。塔式结构在一对隔振器之间延伸，从而允许隔振器远离振动体，以提供更多的控制。

Description

位于四角塔式安装架结构上的旋翼飞行器减振系统

技术领域

本申请涉及一种振动控制。本申请尤其涉及一种用于隔离结构或主体中的机械振动的系统，该结构或主体易受到谐波或振荡位移或压力的影响。本申请的系统非常适用于飞行器领域，特别是，直升机和其他水平螺旋桨飞机。

背景技术

多年以来，人们竭力设计一种用于将振动主体从传输它自身的振动到其他主体中隔离出来的装置。这样的装置适用于各种技术领域，在上述技术领域中希望从结构的其他部分中隔离振荡或振动装置的振动，例如发动机的振动。典型的振动隔离和衰减装置（“隔离器”）采用各种机械系统部件（弹簧和块）的组合以调整整个系统的频率响应特性，从而使系统中的重要结构获得可接受的振动水平。这些隔离器大量使用的一个领域是飞行器，其中利用振动隔离系统将飞行器的机身或其他部分从机械振动中隔离出来，例如谐波振动，这些机械振动与推进系统有关，由飞行器的发动机、变速器和螺旋桨或水平旋翼产生。

振动隔离器区别于在现有技术中被错误的称为“隔离器”的减震装置。一个用于振动的简单的力学公式如下：

$F=m\stackrel{\·\·}{x}+c\stackrel{\·}{x}+\mathrm{kx}$

振动隔离器利用惯性力

抵消弹力（kx）。另一方面，减震装置是利用耗散效果

去除来自振动系统的能量。

在飞行器振动隔离系统的设计中一个重要的工程目标是减小包括隔离装置横截面积在内的长度、重量和整个尺寸。这是关于飞行器所有工程效果的基本目标。在设计和制造直升机和其他水平螺旋桨飞机中，例如倾转旋翼机，需要盘旋以克服飞行器的静负载，以及与固定翼飞机相比要限制其有效负载是尤其重要的。

在振动隔离系统的设计中另外的一个重要工程目标是保存工程资源，这些工程资源在飞行器其他方面的设计或振动隔离系统中已经付出了。换句话说，在振动隔离系统的性能中进行增量式改进是一个很重要的工业目标，而不需要彻底的重组工程或对已有的振动隔离系统的所有组件的完全再设计。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种用于隔离结构或主体中的机械振动的位于四角塔式安装架结构上的旋翼飞行器减振系统。

为解决上述技术问题，本发明采用如下技术方案：

一种用于飞行器的减震系统，包含有：

塔式安装架结构组件，用以控制飞行器中振动本体的倾斜和摆动运动，所述塔式安装架结构组件具有用以在连接点处支撑振动本体的塔式结构；以及

隔振器，其位于塔式结构的各个端部以控制振动通过飞行器的传输，所述隔振器与振动本体间隔开。

上述减振系统中，所述塔式结构位于隔振器的内部连接点处。

上述减振系统中，所述塔式结构位于顶梁上方。

上述减振系统中，隔振器与振动本体间隔开，从而隔振器位于振动本体的前方和振动本体的后方的至少一处。

上述减振系统中，所述塔式结构被构造成通过将振动本体的一部分悬挂在沿塔式安装架设置的多个隔振器之间来协调所述振动本体的运动。

上述减振系统中，所述隔振器包括有：

活塞式主轴，所述活塞式主轴通过上部弹性构件弹性地连接于上部壳体，所述活塞式主轴通过下部弹性构件弹性地连接于下部壳体；以及

球面轴承组件，其具有连接构件，所述球面轴承组件至少部分地设置于所述下部壳体周围以连接所述塔式结构。

上述减振系统中，所述球面轴承组件设置成水平线位置接近驱动轴轴线。

上述减振系统中，所述活塞式主轴被构造来用以连接到所述振动本体上。

上述减振系统中，所述活塞式主轴被构造来用以连接到飞行器的塔式组件上。

上述减振系统中，所述球面轴承组件被构造来用以连接到飞行器的顶部结构。

上述减振系统中，所述振动本体为飞行器引擎、飞行器传动装置、飞行器推进器、或者飞行器旋翼中的至少一个。

上述隔振器进一步包含有：

振动控制系统，用以通过多个反馈传感器来检测和输送振动数据以调节至少一个隔振器的隔离频率。

一种用于飞行器的塔式安装架结构组件，包含有：

第一塔式结构，其在第一套隔振器之间延伸，所述塔式结构被构造成将振动本体的一部分悬浮在第一套隔振器之间；

第二塔式结构，其在第二套隔振器之间延伸，所述塔式结构被构造成将振动本体的一部分悬浮在第二套隔振器之间；

其中，每一个塔式结构被形成为使隔振器位于振动本体与第一和第二塔式结构分别相连的连接点之外。

上述塔式安装架结构组件中，每一个隔振器包括有球面轴承组件，所述球面轴承组件具有连接于机体的球面弹性构件。

上述塔式安装架结构组件中，所述球面弹性构件被构造成绕中点旋转变形，所述中心点位于连接部件的中线面上。

上述塔式安装架结构组件中，所述球面轴承组件的位置使连接器中的夹紧最小。

上述塔式安装架结构组件中，每一套隔振器与振动本体分开以增加振动本体对倾斜和摆动的控制。

上述塔式安装架结构组件进一步地包含有横向构件，所述横向构件被构造成在第一和第二塔式结构之间延伸。

上述塔式安装架结构组件中，每一个隔振器包含有活塞式主轴，所述活塞式主轴通过上部弹性构件弹性地连接于上部壳体，所述活塞式主轴通过下部弹性构件弹性地连接于下部壳体。

上述塔式安装架结构组件中，所述活塞式主轴被构造成连接到振动本体上。

本发明所述的减振系统具有显著的优点，包括：1)有效的和高效地抑制了由垂直中心剪切力、中心俯仰力矩、中心滚转力矩诱发的旋转振动；2)提高了乘客的乘坐品质；3)提高了旋翼飞机的关键组成部件的使用寿命；4)减小了隔振器的尺寸；以及5)在没有传动装置的外形上的安装系统的辅助下，有能力控制摆动、倾斜和剪切。

附图说明

作为本申请的实施例的特点的新颖性特征在随附权利要求中列出。然而，结合附图参考下述详细说明，将更好地理解实施例本身、使用的优选方式以及其他目的和优点，附图中：

图1为根据本申请的优选实施例的具有减振系统的旋翼飞机的侧视图；

图2A为根据本申请的呈飞机样式的倾转旋翼机的平面图；

图2B为根据本申请的呈直升机样式的倾转旋翼机的立体图；

图3为根据本申请的优选实施例的减振系统的侧视图；

图4为根据本申请的优选实施例的减振系统的俯视图；

图5为根据本申请的优选实施例的减振系统的局部侧视图；

图6为根据本申请的优选实施例的减振器的示范性实施例的侧视图；

图7为根据本申请的优选实施例的减振器沿VII-VII向的剖视图；

图8为图6和图7中的减振器的等效力学模型图；及

图9为根据本申请的优选实施例的主动振动控制系统的图解示图。

具体实施方式

下文描述了本申请的系统和方法的示例性实施方式。为清楚起见，本说明书并未描述实际实施方式的所有特征。当然，应该意识到在任何这种实际实施方式的研发中，必须做出众多具体实施方式的决定以实现研发者的具体目标，例如与系统相关和商业相关的限制兼容，这将在各种实施方式之间有所不同。此外，应该意识到，这样的研发努力可能是复杂且耗时的，但仍然在获益于本公开文本的本领域内技术人员的常规技能之内。

在说明书中，由于在附图中示出了设备，将参考不同元件之间的空间关系以及元件的不同方位的空间朝向。然而，如本领域技术人员在完整地阅读本申请之后所认识的那样，本文描述的设备、元件、装置等可位于任何期望的朝向。因此，由于本文描述的设备可朝向任何期望的方向，使用诸如“之上”、“之下”、“上部”、“下部”的术语以及其他类似术语来描述不同组件之间的空间关系或描述这些组件的方位的空间朝向应该分别被理解为描述组件之间的相对关系或这些组件的方位的空间朝向。

参照附图中的图1，示意出了一种旋翼飞机11。旋翼飞机11包括有带多个旋转叶片21的旋翼系统13。旋翼飞机11进一步包括有机身15、起落装置17以及尾翼19。主旋转控制系统能用来选择地控制每一个叶片21的坡度，以便可选择地控制旋翼飞机11的方向、推进和起升。应注意的是尽管旋翼飞机11被描述为具有确定的特征，但应理解的是旋翼飞机11可呈现多种具体构造，如本领域技术人员掌握的已经被公开的技术特征。进一步地，应注意的是所述旋翼飞机11能具有多种旋转叶片数量。应该理解的是，本申请的系统可以用于任何需要设有隔振装置的飞行器，其包括有被遥控的无人操作空中飞行器。

本申请所述的系统可以被用于其他类型的旋翼飞行器。参照附图中的图2A和2B，示意出了本申请所述的一种倾转旋翼飞行器111。如常规的倾转旋翼飞行器，机翼115a和115b携带有旋翼组件113a和113b，并且所述旋翼组件113a和113b分别布置于机翼115a和115b的端部116a和116b。倾斜旋翼组件113a和113b包括有机舱120a和120b，所述机舱携带有倾转旋翼飞行器111的引擎和传动装置，以及分别位于倾斜旋翼组件113a和113b的前端121a和121b的旋翼轮毂119a和119b。

倾斜旋翼组件113a和113b可相对于机翼115a和115b移动或者转动，呈直升机样式时，倾斜旋翼组件113a和113b向上倾斜，如此倾转旋翼飞行器111便像传统直升机一样飞行；呈飞机样式时，倾斜旋翼组件113a和113b向前倾斜，如此倾转旋翼飞行器111便像传统螺旋桨驱动的飞机一样飞行。在图2A中，示意了倾转旋翼飞行器111呈飞机样式（airplane mode）；且在图2B中，示意出了倾转旋翼飞行器111呈直升机样式（helicopter mode）。如图2A和2B所示，机翼115a和115b连接于机身114。依据本申请所述的倾转旋翼飞行器111也包括有隔振系统（vibration isolation system），用以隔离机身114或者倾转旋翼飞行器111的其他部分的机械振动，例如谐波振动，所述机械振动与推进系统有关且所述机械振动由倾转旋翼飞行器111的引擎、传动装置以及旋翼引起。

参考图3-5，示意了一种减振系统601。系统601，也被称作隔振系统，包括有位于每个角落处的四角塔式安装架结构组件上的隔振器401。四个隔振器401的组合使用，两个位于传动装置607的前端，以及两个位于传动装置607的后端，共同有效地隔离了主旋翼的垂直剪力，俯仰力矩，以及诱发振动的滚转力矩。例如，旋翼轮毂诱发的俯仰力矩振动（在高速向前飞行中，会变得相当大）可有效地被如图3和4中所示位于角落处的四个隔振器隔离。将隔振器401远离传动装置的设置是在现有典型的将传动装置连接于振动器的设置的基础上的改进。但是，这并不是本发明突出的情况。

所述四角塔式安装架结构组件（The four corner pylon mount structuralassembly）包括有第一塔式结构615a、第二塔式结构615b、第一顶梁603a、第二顶梁603b，前面的横梁201a，和后面的横梁201b。结构上的适配器可用于在结构上将一对顶梁603a和603b连接于横梁201a和201b。在所示意的实施例中，顶梁603a和603b连接于机身605，而塔式结构615a和615b连接于隔振器401。所述第一塔式结构615a与第一隔振器401a和第二隔振器401b安装在一起，第二塔式结构615b与第三隔振器401c和第四隔振器401d安装在一起。每一个隔振器401a-d都大致垂直安装，如图5所示意。传动装置607连接于塔式结构615a和615b而不是直接安装于隔振器。传动轴609传动机械能从引擎611到传动装置607。应注意的是，系统601可使用于任何数目的引擎和传动装置。进一步地，可以预见的，任何数量的塔式结构和隔振器可以被使用在传动装置607的前、后各个方向，甚至是传动装置607的外侧。

如图4和5中看到的，隔振器401a-d远离传动装置607安装。例如，隔振器401a-d安装于传动装置607的前方或者后方。又，隔振器401a-d安装于传动装置607的外侧。如图4所陈述的，隔振器401a-d应被安装在足够远的位置，以便设置在比传动装置607与塔式结构615a和615b之间的连接点606更远的地方。连接点606在顶梁603a，603b之间，且位于顶梁603a，603b的内侧。如此，两个隔振器401a，401c设置于传动装置607前方的顶梁603a，603b的上方。同样地，两个隔振器401b，401d设置于传动装置607后方的顶梁603a，603b的上方。在优选实施例中，所述隔振器401a-d间隔设置于在塔式结构615a和615b与传动装置之间的连接点的前方、后方和外侧方向。但是，可以理解的是，其他实施例可能调整该间隔以对不同的飞行器或变速器的动力学特性产生影响。

塔式结构615a和615b被构造成：通过悬挂位于塔式结构相对立设置的端部的多个隔振器之间的传动装置607的一部分，来协调多个隔振器401之间的传输。塔式结构615a、615b的使用允许飞行器将隔振器401a-d的位置与传动装置607的独立位置间隔无限远。设置隔振器于传动装置的前方或者后方使得塔式安装架结构组件最小化每一个隔振器401a-d的尺寸，避免了使用额外的部件以控制传动装置607的动力学特性。例如，塔式安装架结构组件是没有弹性的，该组件没有在传动装置下方的外面安装弹簧去控制传动装置的驱动。塔式安装架结构组件被构造用以控制倾斜和摇摆驱动通过隔振器401a-d的间隔和塔式结构615a和615b的使用。

进一步地，主动隔振器的执行，例如压电振动隔离器，可以有效地用于高转速旋翼飞机的隔振。应注意的是，也可以采用其他主动驱动手段，例如液压、电磁、机电等。主动隔振器通过克服阻尼损失和调节频率响应特性也能获得较好的隔振。进一步地，由于力矩能在每一个隔振器401处被分解为两个相对的竖直振动，因此每一组相对的隔振器401都能有效地抵抗力矩振动（the moment oscillations）。

参考附图中的图6和7，隔振器401包含有上部壳体403和下部壳体405。上部储存壳体427和下部储存壳体429分别连接于上部壳体403和下部壳体405的端部。每一个上部储存壳体427和下部储存壳体429分别形成一个上部液体腔407和一个下部液体腔409。活塞式主轴411包括有一圆柱部分，所述圆柱部分至少部分地设置于上部壳体403和下部壳体405的内部。多个销子417分别通过上部环439和下部环441牢固地将上部壳体403和下部壳体405连接于一起，以便于上部壳体403和下部壳体405像一个刚体一样发挥作用。销子417在孔中延伸贯穿于活塞式主轴411，该孔的大小设置为在操作过程中，阻止销子和活塞式主轴411有任何接触。进一步地，活塞式主轴411通过上部弹性体组件413和下部弹性体组件415分别弹性的连接于上部壳体403和下部壳体405。上部弹性体组件413和下部弹性体组件415均类似于轴颈轴承一样工作，如进一步在这里所讨论地。

活塞式主轴411连接于振动体，例如通过塔式组件（如塔式组件601）连接飞行器的传动装置。球面轴承组件425连接于下部壳体405。球面轴承组件425包括有连接组件431，其用于将球面轴承组件425连接到欲从振动中隔离出的一个主体，例如飞行器机身中的顶梁，如顶梁603。在这种布置中，机身充当从振动中隔离出的主体，并且飞行器的传动装置充当振动体。球面轴承组件425包括有具有黏合于非弹性凹面型部件和非弹性凸面型部件之间的弹性材料的球形弹性部件433。球形弹性部件433被构造用以通过弹性材料的剪切变形来补偿塔式组件601与顶梁603之间的载荷偏差。球形弹性部件433是局部球面的，它的转动中心点445位于连接部件431的中心线平面443上。进一步地，球面轴承组件425被定位和设置以减少隔振器401的整体安装高度，其也优化了塔式组件601和相关推进部件（propulsioncomponents）的性能。

上部弹性组件413和下部弹性组件415密封且弹性地设置活塞式主轴411于上部壳体403和下部壳体405的内部。上部壳体403和下部壳体405能分别被连接到活塞式主轴411通过上接头435和下接头437。上部弹性组件413和下部弹性组件415至少像弹簧一样工作以允许活塞式主轴411相对于上部壳体403和下部壳体405移动或者摆动。上部弹性组件413和下部弹性组件415可以是实心弹性构件，也可以是非弹性薄垫片和弹性层交替设置的交替层结构。

隔振器401进一步包括有与活塞式主轴411一体的加长部419，该加长部419被构造用以形成调谐通道421。调谐通道421轴向延伸贯穿加长部419以供上部液体腔407和下部液体腔409中的液体流通。调谐通道421的近似长度优选为与加长部419的长度一致，且进一步定义为L1。调谐通道421通常为圆形的横截面，且可以是在纵向上局部呈锥形以便实现液体的高效流通。

调谐液体423容纳于上部液体腔407，下部液体腔409和调谐通道421中。调谐液体423优选地具有低黏性、相对的高密度和耐腐蚀的特性。例如，调谐液体423可以是一种专有的流体（a proprietary fluid），例如由洛德公司（LORD CORPORATION）加工的SPF I。其他具体实施例可能包含有具有稠密地悬浮颗粒物质的液压油。

对活塞式主轴411施加一个力，将活塞式主轴411和加长部419相对于上部壳体403和下部壳体405平移。这种活塞式主轴411和加长部419的位移迫使调谐液体423以与活塞式主轴411和加长部419的移动相反的方向穿过调谐通道421。这种调谐液体423的移动产生了一个抵消或者隔离来自于活塞式主轴411的力的惯性力。在典型的操作中，施加于活塞式主轴411上的力是变化的；因此，调谐液体423的惯性力也是变化的，这种变化按照不相关联的频率，即，隔离频率。

隔振器401的隔离频率(f_i)可以通过下述方程式表述：

$f_i=\frac{1}{2\mathrm{\π}}\sqrt{\frac{K}{R(R-1)m_t}}$

在上述的方程式中，R代表活塞式主轴411的作用区域A_p和调谐通道421内部的整个区域A_T的比值，由此，R=A_p/A_T。调谐液体423的质量由m_t表示。弹性构件413和415的组合的弹簧比率由K表示。

值得注意的是隔振器401只不过是在多种可能被使用的隔振器中的一种。例如，隔振器401被图示为一种被动的隔振器；但是完全值得注意的是隔振器401也可以是主动的隔振器。主动隔振器构造成能在操作中可选择的改变隔离频率。例如，在公开号为2006/0151272A1，由Michael R.Smith等人提出的，名称为压电液体惯性振动消除器（Piezoelectric Liquid InertiaVibration Eliminator）的美国专利申请所展示的主动隔振器，该申请公开于2006年7月13号，在此引入以供参考。

减振系统601被构造成：传动系统607“软安装”在位于塔式结构615的每一个端部的隔振器401a-d。在操作过程中，通过上部弹性部件413、下部弹性部件415以及球形弹性部件433的变形，每个隔振器401a-d允许每个塔式结构615a，615b相对于顶梁603a、603b浮动。如果连接器613被要求用以补偿大量的轴向的和角度上的偏差，则连接器的尺寸和复杂性将会变大。进一步地，应该尽量减小飞行器构件的尺寸和复杂性，以减少飞行器的重量和成本，从而最大化性能和减小制造花费。由此，隔振器401a-d被独特地构造以减少驱动系统构件的尺寸和复杂性，例如连接器613。更特别是的，球面轴承组件425构造成便于连接部件431的中心线平面443位于或者接近于驱动轴617的水线面，以减少可能导致轴（卡紧）偏差的力臂。如果连接部件431的中心线平面443与驱动轴617具有较大的力臂间隔，像在水平线（waterline）方向测量的，可能会产生不希望得到的力臂。当引擎611和传动装置向着或者远离彼此转化，便会发生卡紧（chucking）。进一步地，球面轴承组件425圆周形环绕下部壳体405减小了隔振器401a-d的整体高度。紧凑的塔式系统601通过减小在组成部件中起作用的力臂而提高性能。

参照附图中的图8，展示了用于图4和5中的隔振器振动器401的等效力学模型701。在等效力学模型701中，方框703代表机身M_fuselage的质量；方框705代表了塔式组件M_pylon的质量；方框707代表了调谐块M_t的质量，在本例中，是调谐液体423的质量。振动力F·sin(ωt)通过传动装置和推进系统产生。力F·sin(ωt)是传动装置和推进系统的振动频率的函数。

力F·sin(ωt)引起塔式组件的振动位移u_p；机身的振动位移u_f；以及调谐块的摆动位移u_t。弹性构件413和415通过设置于机身M_fuselage和塔式组件M_pylon之间的弹簧709表示，弹簧709具有弹性常数K。

在等效力学模型701中，调谐块M_t的作用如同从连接到塔式组件M_pylon上的第一支点711和到连接到机身M_fuselage上的第二支点713之间的悬臂。从第一支点711到第二支点713的距离a代表调谐通道421的横截面积，且从第一支点711到调谐块M_t的距离b代表活塞式主轴411的有效横截面积，例如，面积比率、或者液压比率，R等于b与a的比率。等效力学模型701产生了如下的用于系统运动的方程式。

$\left[\begin{array}{cc}{M}_{\mathrm{pylon}}+{(R-1)}^2{M}_t& -R(R-1)M_t\\ -R(R-1)M_t& M_{\mathrm{fuselage}}+R^2{M}_t\end{array}\right]\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{\·\·}{u}}_p\\ {\stackrel{\·\·}{u}}_f\end{array}\right\}+\left\{\begin{array}{cc}K& -K\\ -K& K\end{array}\right\}\left\{\begin{array}{c}{u}_p\\ u_f\end{array}\right\}=\left\{\begin{array}{c}F\sin \left(\mathrm{\ωt}\right)\\ 0\end{array}\right\}$

显而易见地，没有设置用于主动调谐隔振器401的装置。一旦调谐通道421和活塞式主轴411的横截面积确定，调谐液被选定，隔振器401的操作就被设定了。但是，隔振器401的具体实施例能被构造成：通过将从活塞式主轴411延伸出的加长部419去除或者替代为另外一个具有不同直径的调谐通道421的加长部，以便于隔离频率被可选择地改变和优化。由此，隔振器401可适应地处理多种隔离频率，也可适应于上部和下部弹性构件413和415的硬度K的差异性。

参照图9，展示了主动振动控制系统801。系统801可包括多个与振动控制计算机(VCC)805连接的振动反馈传感器803a-803d。所述VCC805和系统601中的每个主动隔振器连接，以便于每个主动隔振器的隔离频率能在操作过程中主动修改。所述振动控制系统被构造用以通过多个反馈传感器803a-803d检测和传递振动数据，以便管理隔振器401a-d中至少一个的隔离频率。

本发明所述的减振系统具有显著的优点，包括：1)有效的和高效地抑制了由垂直中心剪切力、中心俯仰力矩、中心滚转力矩诱发的旋转振动；2)提高了乘客的乘坐品质；3)提高了旋翼飞机的关键组成部件的使用寿命；4)减小了隔振器的尺寸；以及5)在没有传动装置的外形上的安装系统的辅助下，有能力控制摆动、倾斜和剪切。

显而易见，已经描述和示出了具有显著优点的系统。尽管本申请的系统以有限数量的形式示出，但不应仅限于这些形式，其容易进行各种改变和改进，而不脱离本申请的精神。

Claims (20)

1.一种用于飞行器的减震系统，包含有：

塔式安装架结构组件，用以控制飞行器中振动本体的倾斜和摆动运动，所述塔式安装架结构组件具有用以在连接点处支撑振动本体的塔式结构；以及

隔振器，其位于塔式结构的各个端部以控制振动通过飞行器的传输，所述隔振器与振动本体间隔开。

2.如权利要求1所述的减振系统，其中，所述塔式结构位于隔振器的内部连接点处。

3.如权利要求1所述的减振系统，其中，所述塔式结构位于顶梁上方。

4.如权利要求1所述的减振系统，其中，隔振器与振动本体间隔开，从而隔振器位于振动本体的前方和振动本体的后方的至少一处。

5.如权利要求1所述的减振系统，其中，所述塔式结构被构造成通过将振动本体的一部分悬挂在沿塔式安装架设置的多个隔振器之间来协调所述振动本体的运动。

6.如权利要求1所述的减振系统，其中，所述隔振器包括有：

活塞式主轴，所述活塞式主轴通过上部弹性构件弹性地连接于上部壳体，所述活塞式主轴通过下部弹性构件弹性地连接于下部壳体；以及

球面轴承组件，其具有连接构件，所述球面轴承组件至少部分地设置于所述下部壳体周围以连接所述塔式结构。

7.如权利要求6所述的隔振器，其中，所述球面轴承组件设置成水平线位置接近驱动轴轴线。

8.如权利要求6所述的隔振器，其中，所述活塞式主轴被构造来用以连接到所述振动本体上。

9.如权利要求6所述的隔振器，其中，所述活塞式主轴被构造来用以连接到飞行器的塔式组件上。

10.如权利要求6所述的隔振器，其中，所述球面轴承组件被构造来用以连接到飞行器的顶部结构。

11.如权利要求1所述的隔振器，其中，所述振动本体为飞行器引擎、飞行器传动装置、飞行器推进器、或者飞行器旋翼中的至少一个。

12.如权利要求1所述的隔振器，进一步包含有：

振动控制系统，用以通过多个反馈传感器来检测和输送振动数据以调节至少一个隔振器的隔离频率。

13.一种用于飞行器的塔式安装架结构组件，包含有：

第一塔式结构，其在第一套隔振器之间延伸，所述塔式结构被构造成将振动本体的一部分悬浮在第一套隔振器之间；

第二塔式结构，其在第二套隔振器之间延伸，所述塔式结构被构造成将振动本体的一部分悬浮在第二套隔振器之间；

其中，每一个塔式结构被形成为使隔振器位于振动本体与第一和第二塔式结构分别相连的连接点之外。

14.如权利要求13所述的塔式安装架结构组件，其中，每一个隔振器包括有球面轴承组件，所述球面轴承组件具有连接于机体的球面弹性构件。

15.如权利要求14所述的塔式安装架结构组件，其中，所述球面弹性构件被构造成绕中点旋转变形，所述中心点位于连接部件的中线面上。

16.如权利要求14所述的塔式安装架结构组件，其中，所述球面轴承组件的位置使连接器中的夹紧最小。

17.如权利要求13所述的塔式安装架结构组件，其中，每一套隔振器与振动本体分开以增加振动本体对倾斜和摆动的控制。

18.如权利要求13所述的塔式安装架结构组件，进一步地包含有横向构件，所述横向构件被构造成在第一和第二塔式结构之间延伸。

19.如权利要求13所述的塔式安装架结构组件，其中，每一个隔振器包含有活塞式主轴，所述活塞式主轴通过上部弹性构件弹性地连接于上部壳体，所述活塞式主轴通过下部弹性构件弹性地连接于下部壳体。

20.如权利要求19所述的塔式安装架结构组件，其中，所述活塞式主轴被构造成连接到振动本体上。

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