CN108045574B - 一种抗剪减振承力结构 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及减振承力结构设计领域,特别涉及一种抗剪减振承力结构。该结构包括:内侧支撑结构(1)、外侧支撑结构(2)以及弹性抗剪结构(3)。本发明的抗剪减振承力结构,通过设置外侧支撑结构(2)上的第二通孔的孔径小于内侧支撑结构(1)上的第一通孔的孔径,实现将载荷由外侧支撑结构(2)传递到内侧支撑结构(1);通过设置弹性抗剪结构(3)的内侧面与外侧面为同心球面,球心为第三接头上的关节轴承的中心O,实现当弹性抗剪结构(3)承载时只发生剪切变形。本发明的抗剪减振承力结构通过弹性抗剪结构(3)的变形吸收能量并调整翼面结构的连接刚度,降低振动水平,达到了减小结构连接处的载荷的目的。

Description

一种抗剪减振承力结构
技术领域
本发明涉及振承力结构设计领域,特别涉及一种抗剪减振承力结构。
背景技术
因某直升机可动翼面机构振动过大,导致其传递到机身的载荷过大,通过在翼面结构与机身之间的连接处增加抗剪减振承力结构,通过弹性体的变形吸收能量并调整翼面结构的连接刚度,避开旋翼频率,降低振动水平,达到减小结构连接处的载荷的目的。
发明内容
本发明的目的是提供了一种抗剪减振承力结构,以解决直升机可动翼面机构振动过大,导致其传递到机身的载荷过大的问题。
本发明的技术方案是:
一种抗剪减振承力结构,包括:
内侧支撑结构,内侧设置凸台,所述凸台设置有外螺纹,用于安装到第一接头的耳片中,所述内侧支撑结构中心设置第一通孔;
外侧支撑结构,中心设置第二通孔,所述第二通孔的孔径小于所述第一通孔的孔径;
弹性抗剪结构,连接所述内侧支撑结构与所述外侧支撑结构,所述弹性抗剪结构中心设置第三通孔,所述弹性抗剪结构的内侧面与外侧面为同心球面,球心为第三接头上的关节轴承的中心O;
螺栓,中部与第二接头连接,所述螺栓的一端穿过所述第一接头与抗剪减振承力结构固定连接,另一端与所述第三接头固定连接。
可选地,当所述抗剪减振承力结构承载时,所述弹性抗剪结构发生剪切变形,将载荷由所述外侧支撑结构传递到所述内侧支撑结构。
可选地,所述弹性抗剪结构通过焊接固定连接到所述内侧支撑结构和所述外侧支撑结构之间。
发明效果:
本发明的抗剪减振承力结构,通过设置外侧支撑结构上的第二通孔的孔径小于内侧支撑结构上的第一通孔的孔径,实现将载荷由外侧支撑结构传递到内侧支撑结构;通过设置弹性抗剪结构的内侧面与外侧面为同心球面,球心为第三接头上的关节轴承的中心O,实现当弹性抗剪结构承载时只发生剪切变形。通过弹性抗剪结构的变形吸收能量并调整翼面结构的连接刚度,降低振动水平,减小了结构连接处的载荷。
附图说明
图1是本发明抗剪减振承力结构的示意图;
图2是本发明抗剪减振承力结构的剖视图;
图3为本发明抗剪减振承力结构的安装示意图。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚,下面将结合本发明实施例中的附图,对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中,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。所描述的实施例是本发明一部分实施例,而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的,旨在用于解释本发明,而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例,本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例,都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中,需要理解的是,术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系,仅是为了便于描述本发明和简化描述,而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作,因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
下面结合附图1至3对本发明的抗剪减振承力结构做进一步详细说明。
本发明提供了一种抗剪减振承力结构,可以包括:内侧支撑结构1、外侧支撑结构2以及弹性抗剪结构3。
参见图3,本实施例中,抗剪减振承力结构通过在内侧支撑结构1内侧凸台的外侧开设螺纹,螺纹连接在第一接头4的耳片中,第二接头5安装在螺栓6的中部,螺栓6的一端穿过第一接头4的耳片与抗剪减振承力结构固定连接,螺栓6的另一端与第三接头7连接,第三接头7的耳片中设置有关节轴承8。
本发明的抗剪减振承力结构,具体地,内侧支撑结构1,内侧设置凸台,凸台设置有外螺纹,用于安装到第一接头4的耳片中,内侧支撑结构1的中心设置有第一通孔;外侧支撑结构2中心设置第二通孔,第二通孔的孔径小于第一通孔的孔径;弹性抗剪结构3设置在内侧支撑结构1与外侧支撑结构2之间,连接内侧支撑结构1与外侧支撑结构2,弹性抗剪结构3中心设置有第三通孔,弹性抗剪结构3的内侧面与外侧面为同心球面,球心为第三接头7上的关节轴承8的中心O。
本发明的抗剪减振承力结构,在接头5上施加载荷F,载荷通过螺栓6分别传到第三接头7耳片中的关节轴承8和安装在第一接头4上的抗剪减振承力结构的外侧支撑结构2上,由于外侧支撑结构2上的第二通孔的孔径小于内侧支撑结构1上的第一通孔的孔径,外侧支撑结构2上的载荷会通过抗剪减振结构3的剪切变形传递到内侧支撑结构1上,再传递到第一接头4上。弹性减振结构3通过剪切变形传载时,外侧支撑结构2绕外侧支撑结构2与弹性减振结构3的结合球面的球心O转动。球心O为关节轴承8的旋转中心,所以弹性剪切结构3几乎只发生剪切变形。本实施例中,优选弹性抗剪结构3通过焊接固定连接到内侧支撑结构1和外侧支撑结构2之间,连接更可靠。
综上所述,本发明的抗剪减振承力结构,通过设置外侧支撑结构2上的第二通孔的孔径小于内侧支撑结构1上的第一通孔的孔径,实现将载荷由外侧支撑结构2传递到内侧支撑结构1;通过设置弹性抗剪结构3的内侧面与外侧面为同心球面,球心为第三接头上的关节轴承的中心O,实现当弹性抗剪结构3承载时只发生剪切变形。本发明通过弹性抗剪结构3的变形吸收能量并调整翼面结构的连接刚度,降低振动水平,达到了减小结构连接处的载荷的目的。
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以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (2)

1.一种抗剪减振承力结构,其特征在于,包括:
内侧支撑结构(1),内侧设置凸台,所述凸台设置有外螺纹,用于安装到第一接头(4)的耳片中,所述内侧支撑结构(1)中心设置第一通孔;
外侧支撑结构(2),中心设置第二通孔,所述第二通孔的孔径小于所述第一通孔的孔径;
弹性抗剪结构(3),连接所述内侧支撑结构(1)与所述外侧支撑结构(2),所述弹性抗剪结构(3)中心设置第三通孔,所述弹性抗剪结构(3)的内侧面与外侧面为同心球面,球心为第三接头(7)上的关节轴承(8)的中心O;
螺栓(6),中部与第二接头(5)连接,所述螺栓(6)的一端穿过所述第一接头(4)与抗剪减振承力结构固定连接,另一端与所述第三接头(7)固定连接;
在第二接头(5)上施加载荷F时,载荷通过螺栓(6)分别传到第三接头(7)耳片中的关节轴承(8)和安装在第一接头(4)上的抗剪减振承力结构的外侧支撑结构(2)上,由于外侧支撑结构(2)上的第二通孔的孔径小于内侧支撑结构(1)上的第一通孔的孔径,外侧支撑结构(2)上的载荷会通过弹性抗剪结构(3)的剪切变形传递到内侧支撑结构(1)上,再传递到第一接头(4)上。
2.根据权利要求1所述的抗剪减振承力结构,其特征在于,所述弹性抗剪结构(3)通过焊接固定连接到所述内侧支撑结构(1)和所述外侧支撑结构(2)之间。
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Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2640553A (en) * 1946-05-30 1953-06-02 Bristol Aeroplane Co Ltd Impeller movement damping device
US5141398A (en) * 1989-10-20 1992-08-25 Societe Nationale Industrielle Et Aerospatiale Rotary, viscoelastic drag elastic-return and damping device for a rotorcraft rotor blade
CN1944185A (zh) * 2005-09-21 2007-04-11 欧洲直升机公司 具有以挥舞和摆振方式铰接的叶片的旋翼飞行器旋翼
EP2223854A1 (en) * 2009-02-25 2010-09-01 Agusta S.p.A. Helicopter rotor
CN203612220U (zh) * 2013-11-25 2014-05-28 中国直升机设计研究所 一种外吊挂连接件
CN107200125A (zh) * 2016-03-17 2017-09-26 波音公司 抗断裂双剪切接头

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2640553A (en) * 1946-05-30 1953-06-02 Bristol Aeroplane Co Ltd Impeller movement damping device
US5141398A (en) * 1989-10-20 1992-08-25 Societe Nationale Industrielle Et Aerospatiale Rotary, viscoelastic drag elastic-return and damping device for a rotorcraft rotor blade
CN1944185A (zh) * 2005-09-21 2007-04-11 欧洲直升机公司 具有以挥舞和摆振方式铰接的叶片的旋翼飞行器旋翼
EP2223854A1 (en) * 2009-02-25 2010-09-01 Agusta S.p.A. Helicopter rotor
CN203612220U (zh) * 2013-11-25 2014-05-28 中国直升机设计研究所 一种外吊挂连接件
CN107200125A (zh) * 2016-03-17 2017-09-26 波音公司 抗断裂双剪切接头

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