CN103507950B - 用于能悬停的飞行器的旋翼组件 - Google Patents

Abstract

一种用于能够悬停的飞行器（1）的旋翼组件，具有：第一构件（8）；第二构件（20），安装成沿着其自身的轴线（A）平移和围绕该轴线旋转；以及连接装置（39），用于连接第一和第二构件（8、20），以防止第二构件（20）的相对于第一构件（8）围绕轴线（A）的旋转；连接装置（39）具有：保持臂（41），该保持臂从第一和第二构件（8、20）中的一个（20）向外突出，并且以与轴线（A）相距一非零距离的方式延伸；以及防旋转托架（42），该防旋转托架从第一和第二构件（8、20）中的另一个（8）突出，以与轴线（A）相距一非零距离的方式延伸，并且限定由保持臂（41）以滑动的方式接合的直通开口（43）。

Description

用于能悬停的飞行器的旋翼组件

技术领域

本发明涉及一种用于能够悬停的飞行器(诸如直升机或垂直升降机)并且配备有改进的约束组件的旋翼组件(rotor assembly)。

背景技术

在下面的描述和附图中，仅以非限制实例的方式对直升机的旋翼组件进行介绍。

图8示出了整体由100表示的已知直升机旋翼组件的一个实例的截面，其中为清楚起见而去除了一些部分。

在已知的直升机旋翼组件并且特别是旋翼组件100中，通常通过摆动板控制装置101来控制周期螺距与集体螺距(cyclic and collective pitch)，该摆动板控制装置大致包括两个同心环102、103。外环102(即，相对于中心轴线A在径向上位于最外面的环)通过内环103支撑在轴承104上用于旋转，并且该外环成角度地连接至驱动轴105以使多个变螺距杆(pitch-change rod)107旋转，每个变螺距杆均偏心地铰接至相应的叶片(未在图8中示出)。

内环103同轴地安装至大体套筒状的可移动构件110，该构件则安装成在固定的支架(pylon，挂架)108上轴向地滑动，驱动轴105以轴向固定的旋转的方式穿过该支架延伸。

可移动构件110被球形环状外表面111约束，该球形环状外表面在内环103上接合球形座部112；并且内环103通常成角度地锁定至可移动构件110的球形环状外表面111，以围绕外表面111的中心相对于可移动构件110在任意方向上摆动。

控制装置101还包括绕驱动轴105等距隔开且大致与该驱动轴平行地延伸的多个液压致动器113，并且这些液压致动器在内环103上施加推力，以使内环103、外环102和可移动构件110相对于支架108共同地沿轴向移动，并且使环102和103围绕大致与驱动轴105的轴线A垂直的轴线相对于可移动构件110摆动。

可移动构件110通过罗盘型(compass-type)连接装置114连接至支架108，以用于防止可移动构件110相对于支架108围绕轴线A旋转。

更具体地，连接装置114大致包括从支架108向外突出的托架116；一端铰接至托架116的第一连接杆117；以及一端铰接至可移动构件110并且另一端铰接至连接杆117的与连接至托架116的端部相对的端部的第二连接杆119。

连接装置114、支架108、以及可移动构件110共同限定直升机旋翼组件100的约束组件140。

在EP-A-1031509和FR 2,771,708中描述了已知的直升机罗盘连接装置的其他实例。

尽管在功能上有效，然而诸如114的罗盘连接装置是相当复杂的(包括三个铰接部分)，是相对沉重且昂贵的，并且由于在使用中经受交变载荷(所述交变载荷倾向于增大连接杆117与119之间的松弛度(slack))而需要经常的润滑和检查。

此外，为了与飞行器设计的冗余度要求(redundancy requirement)相符，必须使这样的连接装置的数量加倍，因此进一步增加(compound)了上述缺点。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于能够悬停的飞行器的旋翼组件，该旋翼组件设计成消除通常与已知旋翼组件相关联的上述缺点并且包括这样的约束组件，该约束组件是廉价的、可靠的且重量轻的并且相比于上述已知的约束组件采用更少的部件部分。

根据本发明，提供一种用于能够悬停的飞行器的旋翼组件，所述旋翼组件具有轴线并且包括：

-支撑构件，与所述第一轴线共轴；

-驱动轴，共轴地穿过所述支撑构件延伸，并且该驱动轴在轴向上固定的位置中安装至支撑构件并以便围绕所述第一轴线旋转；

-可移动构件，安装成以便能够沿着所述第一轴线平移和围绕所述第一轴线旋转；

-摆动板组件，该摆动板组件与所述第一轴线共轴，安装至所述可移动构件以相对于可移动构件围绕大致垂直于所述第一轴线的横向轴线摆动，并且进而包括成角度地固定至所述可移动构件的第一环形构件以及与所述驱动轴一起在所述第一环形构件上旋转的第二环形构件；

-支撑及致动装置，所述支撑及致动装置与所述第一环形构件配合，以使所述摆动板组件和所述可移动构件相对于所述支撑构件共同地沿着所述第一轴线移动，并且使所述摆动板组件相对于所述可移动构件围绕所述横向轴线摆动；以及

-连接装置，用于连接所述支撑构件与所述可移动构件，以防止所述可移动构件的相对于所述支撑构件围绕所述第一轴线的旋转；

其中，所述连接装置包括：

-保持臂，从所述支撑构件和所述可移动构件中的一个向外突出，并且以与所述第一轴线为非零的距离延伸；以及

-防旋转托架，该防旋转托架从所述支撑构件和所述可移动构件中的另一个突出，以与所述第一轴线为非零的距离延伸，并且限定由所述保持臂以滑动的方式接合的直通开口。

附图说明

将参照附图以实例的方式描述本发明的优选的非限制性实施例，附图中：

图1示出了根据本发明的教导的直升机的立体图；

图2示出了图1的直升机的旋翼组件和约束组件的大比例立体图；

图3示出了图2的旋翼组件和约束组件的大比例轴向截面，其中为清楚起见而去除了一些部分；

图4示出了根据本发明的约束组件的大比例立体图，其中为清楚起见而去除了一些部分；

图5示出了图4的约束组件的细节的大比例立体图；

图6示出了图5的细节的立体分解图；

图7示出了图3的截面的大比例的细节；

图8示出了已知的直升机旋翼组件和约束组件的与图3中相同的轴向截面，其中为清楚起见而去除了一些部分。

具体实施方式

图1中的数字1表示能够悬停的飞行器(在示出的实例中为直升机)的整体。

直升机1大致包括：机身2；主旋翼3，安装在机身2顶部上用于旋转，以作为整体支撑直升机1；以及尾旋翼4，安装至机身2的后端并且在与旋翼3的平面交叉的平面上旋转，以抵消由旋翼3在机身2上产生的转矩。

参照图1-图3，旋翼3大致包括以A为轴线的驱动轴5以及以已知的方式连接至驱动轴5的顶端的多个叶片6，并且从以已知的方式(未示出)安装至机身2的固定壳体或支架8的顶部突出。更具体地，驱动轴5通过轴承(未示出)支撑在壳体8内以围绕轴线A旋转，大致竖直地延伸，并且经由壳体8中的端部开口向外突出。

旋翼3和壳体8共同限定根据本发明教导的旋翼组件10。

壳体8呈以A轴线的大体钟形，并且以已知的方式容置电机减速器组件(未示出)，所述电机减速器组件的输出构件连接至驱动轴5的底端。

具体参照图2、图3和图7，壳体8安装在外部，其中周期螺距与集体螺距控制装置以已知的方式连接至旋翼3的叶片6并且由11整体表示。

装置11大致包括以A为轴线的摆动板组件12，该摆动板组件则包括：第一环形构件13，围绕壳体8的大体圆柱形顶部14以成角度地固定的方式安装；以及第二环形构件15，以旋转的方式安装至环形构件13(两个轴承16介于其间)，并且以已知的方式(未示出)与驱动轴5成角度地形成整体。

组件12安装至以A为轴线的大体套筒状(sleeve-like)的可移动构件20，所述可移动构件安装成以便能在壳体8的顶部14上轴向地滑动。更具体地，可移动构件20在外部由球形环状表面21(在下文中简称为“球形表面”)约束，该球形表面在环形构件13上接合中央球形座部22，以允许组件12围绕垂直于轴线A的轴线摆动。

装置11还包括介于壳体8与环形构件13之间的支撑及致动组件23(图3)，并且该支撑及致动组件与环形构件13配合，以使组件12与可移动构件20一起相对于壳体8的顶部14沿轴线A移动，并且使组件12如所述地相对于可移动构件20和顶部14摆动。

具体参照图3和图7，环形构件13包括关于以A为轴线的主要部分(main portion)24，从该主要部分的底端部径向地向外延伸有多个臂25(仅示出一个)，所述多个臂围绕轴线A等距隔开并且以各自的叉形端部26终止以连接至支撑及致动组件23。

环形构件13的主要部分24安装至可移动构件20的球形表面21，以A为轴线的两个环27介于其间，所述环位于可移动构件20的垂直于轴线A并穿过环形表面21的中心的中间平面的两侧上，并且环的在径向上的内部球形环状表面限定座部22。相应的防摩擦材料(优选地为特氟纶)的层介于环27与可移动构件20的球形表面21之间。

环形构件13还通过两个螺栓28以已知的方式固定至可移动构件20，所述螺栓位于以A为轴线的沿直径的相对侧上，通过相应的径向孔安装在主要部分24中，并且每一个螺栓均接合相应的栓(key)30，所述栓则以滑动的方式接合形成在可移动构件20外部上的相应的大致竖直的槽31。以这种方式，环形构件13成角度地锁定至可移动构件20的球形表面21，并且通过栓30和槽31能围绕球形表面21的中心相对于可移动构件20在任意方向上摆动。

支撑及致动组件23包括多个液压致动器32(仅部分地示出一个)，所述液压致动器具有平行于轴线A的轴线，围绕轴线A等距隔开，并且具有相应的输出杆33，每个输出杆在其顶端处通过球形接头34连接至环形构件13的相应的臂25的叉形端部26。

参照图3，环形构件15包括：主要部分35，径向地向外安装至环形构件13的主要部分24，轴承16介于其间；以及多个臂36，在数量上与旋翼3的叶片6相等，并且所述多个臂从主要部分35径向地向外延伸，并且每个臂均通过球形接头37连接至相应的螺距控制杆38的底端，螺距控制杆的顶端以已知的方式(未示出)偏心地连接至旋翼3的相应的叶片6。

参照图2-图7，可移动构件20通过连接装置39连接至壳体，以用于防止可移动构件20的围绕轴线A且相对于壳体8的旋转。

连接装置39、壳体8、以及可移动构件20限定直升机1的旋翼组件10的约束组件40。

本发明的重要特征在于，连接装置39包括：保持臂41，从可移动构件20向外突出并且以与相距轴线A一非零距离的方式延伸；以及防旋转托架42，从壳体8突出，同样以与轴线A相距一非零距离的方式延伸，并且限定由保持臂41以滑动的方式接合的直通开口43。

具体参照图4-图7，保持臂41完全地在相对于轴线A倾斜的纵向方向B上延伸，并且以平行于轴线A的运动在防旋转托架42中的开口43内滑动。

如在图4和图5清楚地示出的，方向B允许保持臂41与防旋转托架42中的开口43接合和脱离接合。

更具体地，保持臂41从可移动构件20的位于比朝向叶片6的另一轴向端45更靠近直升机1的机身2的位置的轴向端44延伸。

更具体地，保持臂41位于关于轴线A成预定角度的位置中，并且一端46刚性地固定至从可移动构件20的轴向端44的底部突出的配件(appendage)47。

保持臂41具有在B方向上为细长的平行六面体形的主体48，并且以在一侧上渐缩的自由端49终止。

防旋转托架42大致包括：基部50，固定至壳体8的展开部(flaredportion)的外表面；以及两个壁51，从基部50彼此平行地且平行于轴线A而突出，并且在与基部50相对的侧上通过连接部52彼此连接。

基部50、壁51、以及连接部52因而限定具有棱柱状轮廓的直通开口43。

如在图4、图5和图7中清楚地示出的，保持臂41在平行于壁51和轴线A的方向上松驰地接合防旋转托架42中的开口43，以便以平行于轴线A的运动在壁51之间滑动。

优选地，保持臂41覆盖有防摩擦材料，并且防旋转托架42中的开口43的横向边缘被表面处理以抵抗磨损。

致动器32的杆33、摆动板组件12、可移动构件20、以及杆38调节旋翼3的叶片6的周期螺距与集体螺距的方法是已知的，并且因此在此不需要进一步的阐述。

不用说，任何本领域技术人员可使用已知的所谓的“内部控制”的周期螺距与集体螺距控制装置(其中，组件12和可移动构件20安装成在驱动轴5内的固定支撑件上滑动)(未示出)来容易地替换所述的所谓的“外部控制”装置(即，位于壳体8和驱动轴5外部)。

通过以上描述，根据本发明的旋翼组件10和约束组件40的优点将是明显的。

特别地，由于包括仅仅两个设计简单的部件部分(保持臂41和防旋转托架42)，连接装置39比已知的连接装置更轻且更廉价。

根据本发明的解决方案不包含铰接件，并且比已知的罗盘型连接装置精确得多，即，本发明的解决方案为具有甚至在多年使用之后仍保持不变的非常小的松弛度的滑动解决方案。

显然，在不背离所附权利要求的保护范围的情况下，可对如在本文中描述和说明的旋翼组件10和约束组件40做出改变。

特别地，旋翼组件10和约束组件40还可有利地用在垂直升降机上。

此外，约束组件40还可用在飞行器起落装置上。

Claims (8)

1.一种用于能够悬停的飞行器的旋翼组件，所述旋翼组件(10)具有第一轴线(A)并且包括：

-支撑构件(8)，与所述第一轴线(A)共轴；

-驱动轴(5)，共轴地穿过所述支撑构件(8)延伸，并且在轴向上固定的位置中安装至所述支撑构件(8)并以便围绕所述第一轴线旋转；

-可移动构件(20)，安装成以便能够沿着所述第一轴线(A)平移和围绕所述第一轴线旋转；

-摆动板组件(12)，所述摆动板组件与所述第一轴线(A)共轴，安装至所述可移动构件(20)以相对于所述可移动构件围绕大致垂直于所述第一轴线(A)的横向轴线摆动，并且进而包括成角度地固定至所述可移动构件(20)的第一环形构件(13)以及与所述驱动轴(5)一起在所述第一环形构件(13)上旋转的第二环形构件(15)；

-支撑及致动装置(23)，所述支撑及致动装置与所述第一环形构件(13)配合，以使所述摆动板组件(12)和所述可移动构件(20)相对于所述支撑构件(8)共同地沿着所述第一轴线(A)移动，并且使所述摆动板组件(12)相对于所述可移动构件(20)围绕所述横向轴线摆动；以及

-连接装置(39)，用于连接所述支撑构件(8)与所述可移动构件(20)，以防止所述可移动构件(20)相对于所述支撑构件(8)围绕所述第一轴线(A)的旋转；

其特征在于，所述连接装置(39)包括：

-保持臂(41)，从所述支撑构件(8)和所述可移动构件(20)中的一个向外突出，并且以与所述第一轴线(A)相距一非零距离的方式延伸；以及

-防旋转托架(42)，所述防旋转托架从所述支撑构件(8)和所述可移动构件(20)中的另一个突出，以与所述第一轴线(A)相距一非零距离的方式延伸，并且限定由所述保持臂(41)以滑动的方式接合的直通开口(43)。

2.根据权利要求1所述的旋翼组件，其中，所述保持臂(41)完全在相对于所述第一轴线(A)倾斜的纵向方向(B)上延伸，并且以平行于所述第一轴线(A)的运动在所述防旋转托架中的所述开口内滑动。

3.根据权利要求2所述的旋翼组件，其中，所述纵向方向(B)允许所述保持臂(41)与所述防旋转托架(42)中的所述开口(43)接合和脱离接合。

4.根据权利要求2所述的旋翼组件，其中，所述保持臂(41)在平行于所述第一轴线(A)的方向上松驰地接合所述防旋转托架中的所述开口(43)。

5.根据权利要求1所述的旋翼组件，其中，所述开口(43)具有棱柱状轮廓。

6.根据权利要求1所述的旋翼组件，其中，所述防旋转托架(42)固定至所述支撑构件(8)；并且所述保持臂(41)固定至所述可移动构件(20)。

7.根据权利要求6所述的旋翼组件，其中，所述保持臂(41)刚性地固定至所述可移动构件(20)。

8.根据权利要求1所述的旋翼组件，其中，所述保持臂(41)覆盖有防摩擦材料。