CN103476672B - 二元串联减振系统 - Google Patents
二元串联减振系统 Download PDFInfo
- Publication number
- CN103476672B CN103476672B CN201180070185.8A CN201180070185A CN103476672B CN 103476672 B CN103476672 B CN 103476672B CN 201180070185 A CN201180070185 A CN 201180070185A CN 103476672 B CN103476672 B CN 103476672B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- series connection
- shock absorber
- housing
- binary series
- fluid
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
- 230000009977 dual effect Effects 0.000 title abstract 3
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims abstract description 75
- 229920001971 elastomer Polymers 0.000 claims abstract description 11
- 239000000806 elastomer Substances 0.000 claims abstract description 11
- 239000006096 absorbing agent Substances 0.000 claims description 83
- 230000035939 shock Effects 0.000 claims description 79
- 238000013016 damping Methods 0.000 claims description 26
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 9
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 9
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims 3
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims 1
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 abstract description 6
- 230000008859 change Effects 0.000 description 7
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 7
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 5
- 230000002045 lasting effect Effects 0.000 description 3
- 239000012528 membrane Substances 0.000 description 3
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 2
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 2
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 2
- 230000000875 corresponding effect Effects 0.000 description 2
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 2
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 2
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 2
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000002596 correlated effect Effects 0.000 description 1
- 239000013536 elastomeric material Substances 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000011229 interlayer Substances 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- 230000000452 restraining effect Effects 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 230000003313 weakening effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/51—Damping of blade movements
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16F—SPRINGS; SHOCK-ABSORBERS; MEANS FOR DAMPING VIBRATION
- F16F13/00—Units comprising springs of the non-fluid type as well as vibration-dampers, shock-absorbers, or fluid springs
- F16F13/04—Units comprising springs of the non-fluid type as well as vibration-dampers, shock-absorbers, or fluid springs comprising both a plastics spring and a damper, e.g. a friction damper
- F16F13/06—Units comprising springs of the non-fluid type as well as vibration-dampers, shock-absorbers, or fluid springs comprising both a plastics spring and a damper, e.g. a friction damper the damper being a fluid damper, e.g. the plastics spring not forming a part of the wall of the fluid chamber of the damper
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Fluid-Damping Devices (AREA)
- Vibration Dampers (AREA)
Abstract
一种二元串联减振器包括流体减振部分和弹性减振部分。流体减振部分包括第一壳体、第一连接元件、以及连接至第一连接元件的活塞。活塞将第一壳体的内部分隔成第一流体腔和第二流体腔。活塞在其中具有流体通道，该流体通道被配置成在第一流体腔和第二流体腔之间提供流体连通。弹性减振部分包括第二壳体、连接至第二壳体的第二连接元件、以及位于第一壳体和第二壳体之间的弹性体。当前/后摆振力被引入该二元串联减振器时，流体减振部分表现为刚硬以使弹性减振部分得以抑制前/后摆振。
Description
技术领域
本申请的系统涉及一种飞机的减振器。尤其，本申请的系统涉及飞机的前/后摆振减振器。
背景技术
有的旋翼飞机具有多桨叶旋翼桨毂结构，该结构需要前/后摆振减振器来补偿每个旋翼桨叶围绕旋翼桨叶铰链轴的加速和减速。在旋翼飞机向前飞行中，作用在前进和后退的旋翼桨叶位置上的不平衡的摆力通常引起振动力，如果不对其进行处理，将会对旋翼飞机造成负面影响。例如，未处理的前/后摆振力通过使结构性部件疲劳而严重地限制其使用寿命。此外，未处理的前/后摆振力已知能够引起在“地面共振”现象中的灾难性后果，在该现象中振动频率与飞机起落装置上的共振频率相同。
通常，前/后摆振减振器用于处理前/后摆振振动力。然而，传统的前/后摆振减振器仍然存在很多缺点。
附图说明
被认为是本申请的系统特有的新颖性特征在所附的权利要求述中描述。然而，系统本身及其优选的应用方式，以及进一步的目标和优点将在参考下面的详细说明并结合附图而获得最好的理解，其中附图标记最左侧的数字表示该附图标记第一次出现在哪个附图中，其中：
图1为根据本申请的优选实施例的旋翼桨毂的俯视示意图；
图2为根据本申请的优选实施例的旋翼桨毂的俯视示意图；
图3A和3B为根据本申请的优选实施例的旋翼桨毂的俯视示意图；
图4A和4B为根据本申请的优选实施例的旋翼桨毂的俯视示意图；
图5为根据本申请的优选实施例的二元串联减振器的部分移除透视图；
图6为根据本申请的优选实施例的二元串联减振器沿着图5中剖面线VI-VI的剖视图；
图7为根据本申请的优选实施例的二元串联减振器的剖视图；
图8为根据本申请的优选实施例的二元串联减振器的剖视图；
图9为根据本申请的优选实施例的二元串联减振器的剖视图；
图10为根据本申请的优选实施例的二元串联减振器的剖视图；
图11为根据本申请的优选实施例的二元串联减振器的剖视图；并且
图12为根据本申请的优选实施例的二元串联减振器的剖视图；
尽管本申请的系统易受各种修改和替代形式的影响，其具体的实施方式通过图中的例子被示出并且在这里进行详细的描述。然而应当理解的是这里对具体实施方式的描述并不是为了将本发明限定到公开的特定实施方式，而恰好相反，本发明如所附的权利要求书所限定的旨在覆盖落在本申请的精神和范围内的全部修改、等同、以及替换的方案。
具体实施方式
本申请的系统的说明性实施方式将在下面进行描述。为了清楚起见，并非所有的实际实现方式都在说明书中描述。可以意识到的是在任一这种实际实施方式的开发中，为了实现开发者的具体目标，例如服从系统相关和商业相关的约束条件，必须作出多种具体实现决定，其将从一种实现方式变化到另一种。更多的，可以意识到这种开发工作可能是复杂和耗时的，但却是享有本公开的益处的本领域普通技术人员所必须经历的常规程序。
在说明书中，附图标记用于标示附图中描绘的装置各组件之间的空间关系以及组件的各个面的空间指向。然而，如本领域技术人员在完整地阅读了本申请之后将认识到的，这里描述的装置、元件、设备等等可以设置成任何期望的指向。由此，诸如“上方”、“下方”、“上部”、“下部”或者其它的用于描述各组件之间的空间关系或者用于描述这些组件的各个面的空间指向的类似术语的使用应当理解为分别描述组件之间的相对关系或这些组件的各个面的空间指向，因为这里描述的装置可以指向任何期望的方向。
参照图1，旋翼飞机的旋翼桨毂101包括通过旋翼夹具107连接至中心轭109的多个旋翼桨叶103。轭109连接到旋翼桅杆105以便旋翼桅杆105沿方向113的旋转使得轭109和旋翼桨叶103围绕旋翼桅杆的旋转轴转动。选择性地控制每个旋翼桨叶103的俯仰以选择性地控制旋翼飞机的方向、推力、以及提升。每个旋翼桨叶103优选地围绕铰链轴111铰接。铰链轴111由独立铰链形成，或者作为另一选择由虚铰形成。二元串联减振器501连接在每个旋翼桨叶103和旋翼轭109之间。二元串联减振器501配置成抑制旋翼飞机运行中的前/后摆振动。应该意识到虽然旋翼桨毂101被示出具有四个旋翼桨叶103，但是本申请的系统同样适用于具有其他数量的旋翼桨叶103的旋翼桨毂。
现在参照图2，还示出旋翼桨毂101。为了清楚起见，仅示出单个旋翼桨叶103；然而，应该意识到关于旋翼桨叶103的描述同样适用于为了清楚起见而未示出的其他旋翼桨叶103。在旋翼飞机的运行中，旋翼桨毂101承受各种空气动力以及机械动力。旋翼桨毂101围绕旋翼桅杆轴以近似每分钟300-350周的转速（RPM）旋转。然而，应该意识到旋翼桨毂101的旋转速率视实现情况而定；因而，本发明的系统所设计的旋翼桨毂也可以以其他RPM旋转。
当旋翼桨叶103围绕旋翼桅杆轴旋转时，离心力119作用在旋翼桨叶103上。此外，气动阻力117在旋翼桨叶103上施加一个约束力。离心力119和气动阻力117产生作用于旋翼桨叶103的力矩。当来自离心力119和气动阻力117的力矩相平衡时，旋翼桨叶103处于平衡位置，例如平衡位置115。然而，当离心力119和气动阻力117在旋翼飞机运行中发生改变时，相对持续的力作用在旋翼桨叶103上直到该相对持续的力将旋翼桨叶103重定位在一个新的平衡位置。
参照图3A，旋翼桨叶103被示出处于向前位置115’，在该位置旋翼桨叶103从平衡位置115向前偏离。参照图3B，旋翼桨叶103被示出处于向后位置115”，在该位置旋翼桨叶103向平衡位置115后方偏离。这些偏离是由气动阻力或离心力发生改变而产生的相对持续的力造成的。例如，气动阻力的增大或减小造成旋翼桨叶103的俯仰角发生变化，由此产生一个持续的力将旋翼桨叶103重新设置到向前位置115’或向后位置115”。旋翼桨叶103的俯仰角的增大增加了施加在旋翼桨叶103上的轮廓阻力，而旋翼桨叶103的俯仰角的减小降低了施加在旋翼桨叶103上的轮廓阻力。
相对于平衡位置115的偏离可能是由作用在旋翼桨叶103上的高频振动力造成的，例如前/后摆振力。参照图4A和4B，旋翼桨叶103偏离到向前位置115a或向后位置115b上可能是由施加高频振动力从而暂时地将旋翼桨叶103定位在向前位置115a或向后位置115b上的前/后摆振力造成的。当由于旋翼飞机移动产生的气流或者阵风与旋翼桨叶103的方向位置相一致时，在旋翼桨叶103的旋转阶段阻力暂时减小以加速旋翼桨叶103，使其处于暂时的向前位置115a。相反，当移动气流的方向与旋翼桨叶103的方向位置相反时，在旋翼桨叶103的旋转阶段阻力暂时增大以减速旋翼桨叶103，使其处于暂时的向后位置115b。这些前/后摆振力在围绕旋翼桅杆105的单个旋转周内加速和减速每个旋翼桨叶103。如此，这些前/后摆振力为高频振动力。
现在参照图5-10，示出根据优选实施例的二元串联减振器501。二元串联减振器501包括流体减振部分503和弹性减振部分505。流体减振部分503包括连接至活塞517的第一连接元件511。活塞517将壳体的圆筒部分分隔成第一流体腔523和第二流体腔525，它们通过一个或多个流体通道519a和519b流体连通。流体521位于第一流体腔523和第二流体腔525内。流体521优选地为液压流体，但是流体521可以是各种流体类型。密封件527和529用于防止流体521泄露出第一流体腔523和第二流体腔525。此外，密封件527和529优选地为滑动密封件，使活塞517的轴部分得以相对于第一壳体507的圆筒部分滑动同时防止流体521发生泄露。密封件531产生滑动密封以保持第一流体腔523和第二流体腔525之间通过流体通道519a和519b流体连通。
二元串联减振器501还包括弹性减振部分505。弹性减振部分505包括连接至第二壳体509的第二连接元件513。弹性部分515连接至第二壳体509的内部而且连接至第一壳体507的中心部分的外部。在一个实施例中，弹性部分515粘性地结合到第二壳体509的内部以及第一壳体507的中心部分的外部。应该意识到弹性部分515可以具有很多种结构以相应于硬度和减振特性进行定制设计。例如，一个或多个开口可以设置在弹性部分515中或弹性部分515周围。进而，弹性部分515可以是实心弹性元件或者层压弹性层。进而，层压弹性层可以包括结合在层间的圆筒状垫片。此外，弹性部分515的必需长度和厚度视实现情况而定并且部分取决于预计的旋翼桨毂和桨叶的负载。弹性部分515的形状和构成可以配置成提供线性或非线性应变特性。
第一连接元件511和第二连接元件513之中一个连接至旋翼轭109，同时另一个连接至旋翼桨叶103的旋翼夹具107。应该意识到二元串联减振器501可以以多种结构与旋翼桨毂101相关联。进而，作为另一选择二元串联减振器501可以连接在相邻的旋翼桨叶103之间，而不是连接在旋翼桨叶103和旋翼轭109之间。在该优选实施例中，第一和第二连接元件511和513为具有整体球形轴承的杆的端部；然而，应该意识到的是第一和第二连接元件511和513可以是能够提供旋翼桨叶103和旋翼轭109之间的结构性连接的任意结构。
二元串联减振器501的流体减振部分503被配置成在承受高频振动力例如前/后摆振力时为刚硬的。前/后摆振力的作用使处于前/后摆振频率模式的旋翼桨叶103产生前/后摆振运动。弹性减振部分505用于处理前/后摆振运动和前/后摆振频率模式。流体减振部分503被配置成在前/后摆振频率模式的频率以及更高频率处为刚硬的，由此迫使弹性减振部分505承受并由此处理前/后摆振运动和前/后摆振频率模式。流体减振部分503通过调节第一壳体507、活塞517、以及流体通道519a和519b的大小来完成对于前/后摆振运动的刚硬反应。例如，当二元串联减振器501经受前/后摆振运动时，流体部分503基本上为水封式的以使前/后摆振力在第一连接元件511和第一壳体507之间刚硬地传递。流体通道519a和519b的尺寸较小以便当活塞517承受前/后摆振力时，很少的流体或者没有流体521能够流过流体通道519a和519b。然而，当二元串联减振器501承受持续的力时，活塞517相对于第一壳体507平移，流体521通过流体通道519a和519b在第一流体腔523和第二流体腔525之间逐渐流动。
当二元串联减振器501经受前/后摆振运动时，由此产生来自流体减振部分503的刚硬反应，弹性减振部分505被配置成对前/后摆振运动和前/后摆振频率模式进行处理。更具体地，弹性部分505的弹性功能被配置成对旋翼桨叶103的前/后摆振模式频率进行处理。例如，弹性部分505的弹性功能能够将每个旋转周1次的前/后摆振频率转变成每个旋转周0.4到0.75次的频率范围。应该意识到弹性部分505的弹性常量能够特定地配置成将前/后摆振频率转变成各种所选择的频率。进而，弹性部分505的减振功能被配置成抑制旋翼桨叶103在前/后摆振模式频率或更高的频率下的前/后摆振运动。弹性部分505通过弹性体515的剪切变形来实现减弱前/后摆振模式频率。
现在参照图6，长度L1对应于旋翼桨叶103处于平衡位置115时二元串联减振器501的长度。平衡位置115表示旋翼桨叶103处于在预测的飞行环境下的正常或平均位置。如图6所示，流体减振部分503和弹性减振部分505均处于中心位置。更具体地，活塞517位于第一壳体507的圆筒部分的中心，同时弹性体515处于第一壳体507的中心部分和第二壳体509之间的未变形状态。
现在参照图7，长度L2和流体减振部分503的定位表示二元串联减振器501由于承受持续的力而被从平衡位置115压缩到向后位置115”。持续力的作用使活塞517平移直到第一流体腔523和第二流体腔525中的流体压力相平衡。持续力作用在二元串联减振器501上以将旋翼桨叶103从平衡位置115重定位到向后位置115”，以使向后位置115”变成新的稳定桨叶位置。因此，在向后位置115”，旋翼桨叶103处于新的平衡桨叶位置以使持续力为零。
现在参照图8，长度L3和流体减振器503的定位表示二元串联减振器501由于承受持续力而被从平衡位置115拉伸到向前位置115’。持续力的作用使活塞517平移直到第一流体腔523和第二流体腔525中的流体压力相平衡。持续力作用在二元串联减振器501上以将旋翼桨叶103从平衡位置115重定位到向前位置115’，以使向前位置115’变成新的稳定桨叶位置。因此，在向前位置115’，旋翼桨叶103处于新的稳定桨叶位置以使得持续力为零。
如图7和8所示，持续力由二元串联减振器501的流体减振部分503完全消减。该特征的一个显著优点在于没有流体减振部分503的话，弹性减振部分505就必须承受持续力。弹性材料的一个缺点在于其易于缓慢移动，其中即使在持续力没有发生变化时，持续力也将随着时间流逝而使其不断发生偏移。此外，对各个特定的旋翼桨毂上的减振器来说，在每个弹性减振器上的慢移动量通常不同。如此，每个弹性减振器的慢移动差值将导致每个旋翼桨叶处于不同的位置，由此导致偏离位置的振动的情况出现。如此，二元串联减振器501被配置成通过防止弹性减振部分505承受持续力而防止弹性体515发生缓慢移动。此外，二元串联减振器501被配置成被动地调整长度L1以用于补偿由于旋翼飞机的飞行环境发生变化而引起的持续力所导致的平衡位置115的变化。例如，转速（rpm）可变的旋翼飞机可以被配置成使旋翼桨毂101能够围绕旋翼桨毂101以不同的RPM转动。每个旋翼桨毂的RPM通常与旋翼桨叶103稍微不同的平衡位置115相对应。由此，二元串联减振器501尤其适用于可变转速（rpm）旋翼飞机，因为流体减振部分503能够通过改变减振器长度，例如减振器长度L1而去除持续力。进而，这防止了由于不存在持续力由缓慢移动而引起的旋翼桨叶不对准，同时还维持了弹性减振部分505对前/后摆振运动以及前/后摆振频率模式进行处理。
参照图9，长度L4和弹性减振部分505的定位表示二元串联减振器501由于经受前/后摆振运动而被从平衡位置115拉伸到向前位置115a。前/后摆振运动的作用使第一壳体507的中心部分相对于第二壳体509平移，由此使弹性体515发生变形以对前/后摆振运动和前/后摆振频率模式进行处理。
参照图10，长度L5和弹性减振部分505的定位表示二元串联减振器501由于经受前/后摆振运动而被从平衡位置115压缩到向后位置115b。前/后摆振运动的作用使第一壳体507的中心部分相对于第二壳体509移动，由此使弹性体515发生变形以对前/后摆振运动和前/后摆振频率模式进行处理。
现在参照图11，示出一个替换实施例的二元串联减振器1101。二元串联减振器1101与二元串联减振器501相似，除了滑动密封件527和529分别被弹性膜1127和1129取代。还应该意识到密封件531也可以由类似于膜1127和1129的弹性膜所取代。膜1127和1129粘结到第一壳体507和活塞511上。膜1127和1129的偏移使活塞511得以相对于第一壳体507平移，同时防止流体521发生不期望的泄露。在二元串联减振器501和1101的一些实现形式中，因为弹性膜比滑动密封件具有更好的可靠性所以二元串联减振器1101更优选。
现在参照图12，示出一个替换实施例的二元串联减振器1201。二元串联减振器1201与二元串联减振器501相似，除了在活塞511上没有使用滑动密封件531。而是在活塞517的圆周面和第一壳体507的内表面之间设置间隙1203来取代二元串联减振器501的流体通道519a和519b。如此，间隙1203的功能类似于二元串联减振器501的流体通道519a和519b。
本申请的系统具有显著的优点，包括：（1）提供一种二元串联的减振器能够防止弹性体缓慢移动，由此提高了旋翼桨叶的定位均匀性；以及（2）提供一种二元串联减振器在经受持续力时被动地改变长度。
上面公开的具体实施例仅仅是示意性的，本申请可以以对受益于这里的教导的本领域技术人员来说看起来不同但是等效的方式进行修改和实施。此外，除了下面在权利要求中描述的，这里示出的结构或设计的细节并不是限制性的。因此显而易见的是上面描述的具体实施例可以被改变和修改并且全部的修改都被认为位于本申请的范围和精神之内。相应地，这里寻求的保护在下面的权利要求中提出。显而易见的是描述和示出的系统具有显著的优点。尽管本申请的系统以有限数量的形式被示出，其并不限于这些形式，而是可修改的具有各种改变和修改而不会脱离本申请的精神。
Claims (20)
1.一种旋翼飞机的二元串联减振器，该二元串联减振器包括：
流体减振部分，包括：
第一壳体；
第一连接元件；
连接至第一连接元件的活塞，该活塞将第一壳体的内部分隔成第一流体腔和第二流体腔；
位于活塞中的流体通道，该流体通道被配置成在第一流体腔和第二流体腔之间提供流体连通；
弹性减振部分，包括：
第二壳体；
连接至第二壳体的第二连接元件；
位于第一壳体和第二壳体之间的弹性体；
其中弹性减振部分独立于流体减振部分进行移动。
2.根据权利要求1所述的二元串联减振器，其中流体减振部分被配置成当二元串联减振器经受前/后摆振力时表现为刚硬。
3.根据权利要求1所述的二元串联减振器，其中弹性减振部分被配置成抑制前/后摆振运动并且还提供将前/后摆振模式频率调节到期望值的弹性力。
4.根据权利要求1所述的二元串联减振器，其中流体减振部分被配置成当二元串联减振器经受持续力时流体通道使流体得以在第一流体腔和第二流体腔之间流动。
5.根据权利要求1所述的二元串联减振器，其中流体减振部分被配置成当二元串联减振器经受以前/后摆振模式频率发生的力时表现为刚硬。
6.根据权利要求1所述的二元串联减振器，其中二元串联减振器被配置成连接在旋翼桨叶和旋翼轭之间。
7.根据权利要求1所述的二元串联减振器，其中二元串联减振器被配置成连接在相邻的旋翼桨叶之间。
8.根据权利要求1所述的二元串联减振器，其中弹性减振部分被配置成抑制前/后摆振运动并且通过弹性体的偏移提供弹性力以调节前/后摆振模式频率。
9.一种旋翼飞机的二元串联减振器，该二元串联减振器包括：
流体减振部分，包括：
具有圆筒部分和中心部分的第一壳体；
第一连接元件；
连接至第一连接元件的活塞，该活塞将第一壳体的圆筒部分的内部分隔成第一流体腔和第二流体腔；
流体通道，其被配置成在第一流体腔和第二流体腔之间提供流体连通；
弹性减振部分，包括：
第二壳体；
连接至第二壳体的第二连接元件；
位于第一壳体的中心部分和第二壳体之间的弹性体；
其中弹性减振部分被配置成抑制振动运动，同时流体减振部分被配置成消除持续力；弹性减振部分独立于流体减振部分进行移动。
10.根据权利要求9所述的二元串联减振器，其中振动运动以前/后摆振模式频率或更高的频率发生。
11.根据权利要求9所述的二元串联减振器，其中弹性减振部分的弹性体具有的硬度足以处理振动运动。
12.根据权利要求9所述的二元串联减振器，流体减振部分进一步包括：
位于活塞和第一壳体的圆筒部分之间的滑动密封件。
13.根据权利要求9所述的二元串联减振器，流体减振部分进一步包括：
位于活塞和第一壳体的圆筒部分之间的弹性密封件。
14.根据权利要求9所述的二元串联减振器，其中流体减振部分被配置成在经受持续力时被动地改变二元串联减振器的长度。
15.根据权利要求9所述的二元串联减振器，其中流体减振部分被配置成在经受持续力时通过相对于第一壳体的圆筒部分平移活塞而被动地改变二元串联减振器的长度。
16.一种飞机的旋翼桨毂，该旋翼桨毂包括：
旋翼轭；
连接至旋翼轭的多个桨叶夹具；
连接至每个桨叶夹具的旋翼桨叶；
连接在每个桨叶夹具和旋翼轭之间的二元串联减振器，该二元串联减振器包括：
流体减振部分，包括：
第一壳体；
第一连接元件；
连接至第一连接元件的活塞，该活塞将第一壳体的内部分隔成第一流体腔和第二流体腔；
位于活塞中的流体通道，该流体通道被配置成在第一流体腔和第二流体腔之间提供流体连通；
弹性减振部分，包括：
第二壳体；
连接至第二壳体的第二连接元件；
位于第一壳体和第二壳体之间的弹性体；
其中弹性减振部分独立于流体减振部分进行移动。
17.根据权利要求16所述的旋翼桨毂，其中二元串联减振器的流体减振部分被配置成在二元串联减振器经受处于前/后摆振模式频率或更高频率下的前/后摆振力时表现为刚硬。
18.根据权利要求16所述的旋翼桨毂，其中二元串联减振器的弹性减振部分被配置成抑制前/后摆振并且为前/后摆振模式频率提供弹性力。
19.根据权利要求16所述的旋翼桨毂，其中二元串联减振器的流体减振部分被配置成当二元串联减振器经受持续力时流体通道使流体得以在第一流体腔和第二流体腔之间流动。
20.根据权利要求16所述的旋翼桨毂，其中当前/后摆振力被引入到二元串联减振器时流体减振部分表现为刚硬，以使弹性减振部分处理前/后摆振力。
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| PCT/US2011/033956 WO2012148389A1 (en) | 2011-04-26 | 2011-04-26 | Dual series damper system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN103476672A CN103476672A (zh) | 2013-12-25 |
| CN103476672B true CN103476672B (zh) | 2015-03-25 |
Family
ID=47072629
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201180070185.8A Expired - Fee Related CN103476672B (zh) | 2011-04-26 | 2011-04-26 | 二元串联减振系统 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9481455B2 (zh) |
| EP (1) | EP2678222B1 (zh) |
| CN (1) | CN103476672B (zh) |
| CA (1) | CA2831584C (zh) |
| WO (1) | WO2012148389A1 (zh) |
Families Citing this family (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9731819B2 (en) | 2012-12-21 | 2017-08-15 | Bell Helicopter Textron Inc. | System and method for linkage length adjustment |
| US9656747B2 (en) * | 2013-03-14 | 2017-05-23 | Bell Helicopter Textron Inc. | Soft in-plane and stiff out-of-plane rotor system |
| US10569868B2 (en) * | 2013-04-02 | 2020-02-25 | Hood Technology Corporation | Multicopter-assisted system and method for launching and retrieving a fixed-wing aircraft |
| US10583920B2 (en) | 2013-04-02 | 2020-03-10 | Hood Technology Corporation | Multicopter-assisted system and method for launching and retrieving a fixed-wing aircraft |
| WO2015066397A1 (en) * | 2013-10-31 | 2015-05-07 | Lord Corporation | Dynamic pitch adjustment devices, systems, and methods |
| FR3040042B1 (fr) | 2015-08-14 | 2018-06-01 | Airbus Helicopters | Dispositif d'amortissement, et aeronef |
| US10494111B2 (en) * | 2015-09-14 | 2019-12-03 | Lord Corporation | Aircraft support structures, systems, and methods |
| US20180162526A1 (en) * | 2016-12-12 | 2018-06-14 | Bell Helicopter Textron Inc. | Proprotor Systems for Tiltrotor Aircraft |
| US10689104B2 (en) | 2017-05-09 | 2020-06-23 | Textron Innovations Inc. | Tail rotor integrated damper attachment |
| FR3079577B1 (fr) | 2018-03-30 | 2020-03-13 | Airbus Helicopters | Amortisseur hydro elastique et aeronef |
| FR3081953A1 (fr) | 2018-05-31 | 2019-12-06 | Airbus Helicopters | Amortisseur hydroelastique, et aeronef |
| CN109268426B (zh) * | 2018-11-15 | 2019-10-18 | 中国直升机设计研究所 | 一种反共振频率可调的液压式动力反共振隔振器 |
| FR3090777B1 (fr) | 2018-12-19 | 2022-04-08 | Airbus Helicopters | Amortisseur hydroelastique, rotor comportant un tel amortisseur hydroelastique et aeronef associe |
| US11235892B2 (en) | 2019-05-22 | 2022-02-01 | Hood Technology Corporation | Aircraft retrieval system and method |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4105365A (en) * | 1976-10-04 | 1978-08-08 | United Technologies Corporation | Helicopter rotor lead-lag damper |
| FR2592696B1 (fr) | 1986-01-09 | 1989-12-01 | Aerospatiale | Contre-fiche de rappel elastique a amortissement incorpore, de type hydro-elastique. |
| FR2659710B1 (fr) * | 1990-03-13 | 1994-08-26 | Aerospatiale | Amortisseur hydraulique et contre-fiche de rappel elastique comportant un tel amortisseur. |
| US5501434A (en) * | 1994-05-10 | 1996-03-26 | Lord Corporation | Hybrid fluid and elastomer damper |
| US6092795A (en) | 1997-08-04 | 2000-07-25 | Lord Corporation | Fluid and elastomer damper |
| US6045328A (en) | 1998-09-23 | 2000-04-04 | Lord Corporation | Fluid damper including flexible damping plate |
| DE10001159A1 (de) * | 2000-01-13 | 2001-07-26 | Liebherr Aerospace Gmbh | Schwingungsisolator für Helikopter |
| US8038394B2 (en) * | 2008-01-16 | 2011-10-18 | Sikorsky Aircraft Corporation | System and method of damping a 1P motion |
| EP2223854B8 (en) * | 2009-02-25 | 2011-10-05 | AGUSTAWESTLAND S.p.A. | Helicopter rotor |
| KR20120014168A (ko) * | 2009-04-28 | 2012-02-16 | 로오드 코포레이션 | 유체 탄성중합체 댐퍼 조립체 |
-
2011
- 2011-04-26 CN CN201180070185.8A patent/CN103476672B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2011-04-26 CA CA2831584A patent/CA2831584C/en active Active
- 2011-04-26 WO PCT/US2011/033956 patent/WO2012148389A1/en active Application Filing
- 2011-04-26 US US13/703,650 patent/US9481455B2/en active Active
- 2011-04-26 EP EP11864375.8A patent/EP2678222B1/en active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| WO2012148389A1 (en) | 2012-11-01 |
| CA2831584A1 (en) | 2012-11-01 |
| EP2678222A1 (en) | 2014-01-01 |
| CA2831584C (en) | 2014-12-09 |
| EP2678222B1 (en) | 2014-09-24 |
| US9481455B2 (en) | 2016-11-01 |
| EP2678222A4 (en) | 2014-01-01 |
| CN103476672A (zh) | 2013-12-25 |
| US20130084183A1 (en) | 2013-04-04 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN103476672B (zh) | 二元串联减振系统 | |
| US20030146343A1 (en) | Dual piston drag damper for rotary-wing aircraft rotor | |
| CA2863707C (en) | Rotor hub damper for a rotorcraft | |
| US8764396B2 (en) | Lead-lag damper for rotor hubs | |
| CA2805894C (en) | Dual frequency damper for an aircraft | |
| JP6248110B2 (ja) | シーソー軸受、ローターハブ、風力タービン | |
| CN103171759B (zh) | 具有油脂润滑滚子轴承和拉紧-扭转带的桨毂组件 | |
| KR101787740B1 (ko) | 회전익기 테일 로터, 그러한 테일 로터를 구비한 회전익기 및 회전익기 테일 로터의 균형을 정적으로 및/또는 동적으로 맞추는 방법 | |
| US20110027082A1 (en) | Method of reducing or even eliminating the vibration of a rotorcraft lift and propulsion rotor, and an airfoil assembly and a rotor implementing said method | |
| EP2944567B1 (en) | Landing gear foa rotorcraft and method for the dissipation of ground resonance oscillations | |
| CN104736798A (zh) | 用于控制叶片的节距的装置及方法 | |
| CN101612990B (zh) | 可减小桨叶摆振运动的桨叶以及减小这种摆振运动的方法 | |
| KR20160085715A (ko) | 열가소성 수지가 뿌려진 탄소 섬유로부터 얻은 복합 재료로 만들어진 허브를 포함하는 회전익기 로터 | |
| US20120174699A1 (en) | Device for adaptive balancing of rotary devices | |
| US20190344884A1 (en) | Rotor hub | |
| US11214363B2 (en) | Bearing for axial stiffening | |
| US11391339B2 (en) | Lead-lag damper | |
| US11111012B2 (en) | Hub with integral elastomeric bearing | |
| EP2554476B1 (en) | Lead lag damper for helicopter rotor unit | |
| EP3180545B1 (en) | A torsional vibration damper | |
| CN103708031B (zh) | 用于旋翼式飞行器主旋翼单元的减摆器 | |
| GB2510317A (en) | A double beam torsional vibration damper | |
| WO2023280903A1 (en) | Rotor for helicopter with improved damping |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20150325 |
|
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |