CN106081078A - 一种直升机旋翼桨叶振动降低装置 - Google Patents

一种直升机旋翼桨叶振动降低装置 Download PDF

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韩东
陈俊伟
马胜明
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Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
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    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/001—Vibration damping devices
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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Abstract

本发明实施例公开了一种直升机旋翼桨叶振动降低装置，涉及直升机技术领域。本发明包括：包括桨叶大梁(1)、吸振器(2)、螺栓(3)和螺母(4)，其特征在于，所述吸振器(2)通过螺栓(3)和螺母(4)固定在桨叶大梁(1)内部。本发明实施例中吸振器的调谐质量对主质量块的运动起到放大作用，吸振器安装在桨尖部位，能够对桨叶根部产生最大的力矩，吸振效果增强，从而能够有效地降低桨叶的挥舞振动水平。

Description

一种直升机旋翼桨叶振动降低装置
技术领域
本发明涉及直升机技术领域，尤其涉及一种直升机旋翼桨叶振动降低装置。
背景技术
由于气动阻尼的存在，直升机旋翼桨叶在在挥舞方向上并不需要阻尼器来增加系统的阻尼。但对于共轴双旋翼直升机来说，桨叶的挥舞振动会使直升机发生上下桨叶碰撞的危险。为避免这一问题，目前采取的方法主要有两个，一是增大上下旋翼之间的距离，这就意味着要增加旋翼轴的长度和桨毂的重量；二是选用较刚硬的材料制作桨叶，但这样会大大增加桨叶的重量。对于K片桨叶的旋翼，挥舞振动所引起的nkΩ阶次的振动会通过桨毂传递到机身，增加机体的振动水平。若采用在主减速器和机体之间安装的隔振器的办法，则会大大增加机体的重量。
发明内容
本发明的实施例提供一种直升机旋翼桨叶振动降低装置，能够有效地抑制桨叶的挥舞振动。
为达到上述目的，本发明的实施例采用如下技术方案：
第一方面，本发明的实施例提供一种直升机旋翼桨叶振动降低装置，包括：桨叶大梁(1)、吸振器(2)、螺栓(3)和螺母(4)，其特征在于，所述吸振器(2)通过螺栓(3)和螺母(4)固定在桨叶大梁(1)内部。
结合第一方面，在第一方面的第一种可能的实现方式中，所述吸振器(2)安装在旋翼桨叶的桨尖。
结合第一方面，在第一方面的第二种可能的实现方式中，所述吸振器(2)为液弹吸振器。
结合第一方面，在第一方面的第三种可能的实现方式中，所述吸振器(2)为弹簧吸振器。
结合第一方面，在第一方面的第四种可能的实现方式中，所述吸振器(2)为粘弹吸振器。
本发明实施例提供的一种直升机旋翼桨叶振动降低装置，将吸振器安装在大梁内部桨尖部位，不会产生气动阻力，同时可以起到桨尖配重的作用，不会增加桨叶本身的重量。吸振器的调谐质量对主质量块的运动起到放大作用，由于吸振器安装在桨尖部位，能够对桨叶根部产生最大的力矩，吸振效果增强，从而能够有效地抑制桨叶的挥舞振动。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
图1为安装吸振器的桨叶立体图；
图2为安装吸振器在桨叶大梁内部剖视图；
图3为液弹吸振器的结构示意图；
图4为粘弹吸振器的结构示意图；
图5为弹簧吸振器的结构示意图。
具体实施方式
为使本领域技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细描述。下文中将详细描述本发明的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。
本技术领域技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。
本发明的实施例提供一种直升机旋翼桨叶振动降低装置，能够有效地抑制桨叶的挥舞振动。为达到上述目的，如图1所示，本发明的实施例采用如下技术方案：
第一方面，本发明的实施例提供一种直升机旋翼桨叶振动降低装置，包括：
桨叶大梁(1)、吸振器(2)、螺栓(3)和螺母(4)，其特征在于，所述吸振器(2)通过螺栓(3)和螺母(4)固定在桨叶大梁(1)内部。
结合第一方面，在第一方面的第一种可能的实现方式中，如图2所示，所述吸振器(2)安装在旋翼桨叶的桨尖，吸振器在桨叶大梁内部剖视图如图2所示。
针对桨叶某阶挥舞频率，调节吸振器2的调谐频率。通过螺栓3和螺母4联接将液弹吸振器2固定在桨叶大梁1内部，如图1和图2所示。吸振器2的主质量块针对受到的惯性反向运动；吸振器2的调谐质量对应所述主质量块，对所述主质量块的运动起到放大作用。
在本实施例中，吸振器2安装在直升机旋翼桨叶的桨尖部位，从而对桨叶根部产生最大的力矩，吸振效果增强。
结合第一方面，在第一方面的第二种可能的实现方式中，如图3所示，所述吸振器2为液弹吸振器。其中，主质量块浸泡在液体中，该液体为具有指定程度的粘稠度的，起到吸收振动能量作用的液体，该液体灌注在吸振器2的空腔内，吸振器2的空腔中安装所述主质量块，且所述主质量块占用吸振器2的空腔中的剩余空间形成剖面为如图3所示的工形的空间。桨叶大梁1的内壁敷设密封的橡胶材料，用于防止液体泄露。
在优选方案中，该液体为高密度液体，比如：密度大于等于7*1000kg/m3的液体，液体可以是汞或者其他组份中包括高分子材料的液体。用于吸收并分散所述主质量块在收到惯性作用时产生的动能。当机翼受到外部振动时，高密度液体在如图3所示的工形的空间中上下窜动，从而起到吸收能量的作用。
结合第一方面，在第一方面的第三种可能的实现方式中，如图4所示，所述吸振器2为弹簧吸振器，所述弹簧吸振器由弹簧和主质量块组成，所述主质量块的各个表面分别连接一条弹簧，各弹簧的另一端连接桨叶大梁1的内壁，使所述主质量块悬挂在吸振器2的空腔内。
例如：所述主质量块为正六边体，所述主质量块的每一个面的中性点连接一个弹簧，且各弹簧的另一端连接桨叶大梁(1)的内壁；或者，所述主质量块为球体，所述主质量块的至少5个弹簧与所述主质量块连接，且弹簧与所述主质量块的连接点均匀分布在所述主质量块的外表面。
结合第一方面，在第一方面的第四种可能的实现方式中，如图5所示，所述吸振器2为粘弹吸振器，所述粘弹吸振器由弹性材料和主质量块组成，所述主质量块包裹在所述弹性材料中。所述弹性材料填充在吸振器(2)的空腔内。
在优选方案中，该弹性材料为橡胶，用于吸收并分散所述主质量块在收到惯性作用时产生的动能。可选的，该弹性材料为硅胶或者其他弹性材料。
本发明实施例提供的一种直升机旋翼桨叶振动降低装置，将吸振器安装在大梁内部桨尖部位，不会产生气动阻力，同时可以起到桨尖配重的作用，不会增加桨叶本身的重量。吸振器的调谐质量对主质量块的运动起到放大作用，由于吸振器安装在桨尖部位，能够对桨叶根部产生最大的力矩，吸振效果增强，从而能够有效地抑制桨叶的挥舞振动。
本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于设备实施例而言，由于其基本相似于方法实施例，所以描述得比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.一种直升机旋翼桨叶振动降低装置，包括桨叶大梁(1)、吸振器(2)、螺栓(3)和螺母(4)，其特征在于，所述吸振器(2)通过螺栓(3)和螺母(4)固定在桨叶大梁(1)内部；
吸振器(1)的主质量块针对受到的惯性反向运动；
吸振器(1)的调谐质量对应所述主质量块，对所述主质量块的运动起到放大作用。
2.根据权利要求1所述的直升机旋翼桨叶振动降低装置，其特征在于，所述吸振器(2)安装在直升机旋翼桨叶的桨尖。
3.根据权利要求1或2所述的直升机旋翼桨叶振动降低装置，其特征在于，吸振器(2)为液弹吸振器；
其中，所述吸振器(2)的主质量块浸泡在液体中，所述液体为具有指定程度的粘稠度的，起到吸收振动能量作用的液体，所述液体灌注在吸振器(2)的空腔内，吸振器(2)的空腔中安装所述主质量块，且所述主质量块占用吸振器(2)的空腔中的剩余空间形成剖面为工形的空间；
桨叶大梁1的内壁敷设密封的橡胶材料，用于防止液体泄露。
4.根据权利要求1或2所述的直升机旋翼桨叶振动降低装置，其特征在于，吸振器(2)为弹簧吸振器；
所述弹簧吸振器由弹簧和主质量块组成，所述主质量块的各个表面分别连接一条弹簧，各弹簧的另一端连接桨叶大梁(1)的内壁，使所述主质量块悬挂在吸振器(2)的空腔内。
5.根据权利要求4所述的直升机旋翼桨叶振动降低装置，其特征在于，所述主质量块为正六边体，所述主质量块的每一个面的中性点连接一个弹簧，且各弹簧的另一端连接桨叶大梁(1)的内壁；或者，所述主质量块为球体，所述主质量块的至少5个弹簧与所述主质量块连接，且弹簧与所述主质量块的连接点均匀分布在所述主质量块的外表面。
6.根据权利要求1或2所述的直升机旋翼桨叶振动降低装置，其特征在于，吸振器(2)为粘弹吸振器；
所述粘弹吸振器由弹性材料和主质量块组成，所述主质量块包裹在所述弹性材料中，所述弹性材料填充在吸振器(2)的空腔内，用于吸收并分散所述主质量块在收到惯性作用时产生的动能。
7.根据权利要求3所述的直升机旋翼桨叶振动降低装置，其特征在于，所述液体为高密度液体，所述高密度液体为密度大于等于7*1000kg/m3的液体。
8.根据权利要求3所述的直升机旋翼桨叶振动降低装置，其特征在于，所述液体为汞。
9.根据权利要求5所述的直升机旋翼桨叶振动降低装置，其特征在于，所述弹性材料为橡胶。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108146625A (zh) * 2017-11-24 2018-06-12 南京航空航天大学 一种用于变转速旋翼飞行器降低振动的吸振器
CN112173076A (zh) * 2020-09-25 2021-01-05 中国直升机设计研究所 一种桨叶根部构型

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4360337A (en) * 1979-08-10 1982-11-23 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gesellschaft Mit Beschraenkter Haftung Damping device for a helicopter rotor blade
US20110002785A1 (en) * 2007-11-08 2011-01-06 The Boeing Company Rotor blade adjustable weight retention system
CN102897318A (zh) * 2012-10-24 2013-01-30 哈尔滨工业大学 一种用于直升机旋翼振动控制的桨叶
CN104670492A (zh) * 2015-01-23 2015-06-03 南京航空航天大学 一种直升机桨叶嵌入式径向运动摆振阻尼器

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4360337A (en) * 1979-08-10 1982-11-23 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gesellschaft Mit Beschraenkter Haftung Damping device for a helicopter rotor blade
US20110002785A1 (en) * 2007-11-08 2011-01-06 The Boeing Company Rotor blade adjustable weight retention system
CN102897318A (zh) * 2012-10-24 2013-01-30 哈尔滨工业大学 一种用于直升机旋翼振动控制的桨叶
CN104670492A (zh) * 2015-01-23 2015-06-03 南京航空航天大学 一种直升机桨叶嵌入式径向运动摆振阻尼器

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
陈俊伟: "基于液弹吸振器的旋翼桨叶摆振载荷抑制研究", 《南京航空航天大学硕士学位论文》 *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108146625A (zh) * 2017-11-24 2018-06-12 南京航空航天大学 一种用于变转速旋翼飞行器降低振动的吸振器
CN108146625B (zh) * 2017-11-24 2021-04-27 南京航空航天大学 一种用于变转速旋翼飞行器降低振动的吸振器
CN112173076A (zh) * 2020-09-25 2021-01-05 中国直升机设计研究所 一种桨叶根部构型

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