CN1092727A - 直升机旋转翼叶片高次筒谐振动控制系统 - Google Patents

Abstract

安装在直升机每一旋转翼叶片外侧的主动控制 可旋转开缝缸体对直升机旋转翼叶片的振动可作高 次的简谐控制每一缸体绕其长轴的连续旋转运动对 叶片产生一个周期性的气动力。此气动力的频率为 汽缸旋转频率的两倍。在缸体以旋转翼叶片驱动轴 速度的倍数作回转时，缸体的槽状开口的大小控制此 气动力的振幅。又，可借人工操作或是由主动回馈控 制来调整高次简谐控制气动力的振幅和相位，以使得 经由旋转翼叶片驱动轴，传送到飞机机身的任何振动 负载，能被降到最低的程度。此一观念，相较于其他 的高次简谐控制方式，有明显的“低能量需求”的优 点。

Description

本发明涉及一种直升机减振装置。

直升机的振动会引起机员的疲乏，乘客的不舒适感，并增加维护和操作成本。因此，减少振动是直升机设计上的一个主要目标。

直升机振动的一个主要原因是在其旋转翼叶片上的周期性气动负荷。因而，减少旋转翼叶片引起的振动的一个有效方式是在其起源处，亦即是在旋转翼叶片上，寻求控制其简谐气动负荷。对于一个有N个叶片的旋转翼转子，在（N-1）/转，N/转，和（N+1）/转的频率时的简谐负载是以N/转（下文中以NP表示）的频率速率传送至旋转翼轮毂，高次简谐控制装置的功能是要在旋转翼转子上产生另外的气动负载，以便抵消这三个高次简谐叶片负载引起轮毂的NP振动负载。经验指出：NP叶片拍击力矩与（N±1）P的成分相较是最具决定作用的负载。

以对旋转翼叶片气动负载作高次简谐控制的方式来降低直升机振动的各种方策，已曾经在其他的发明专利中被研究并揭示过，其中一些方法是以包含启动旋转翼叶片上的斜板面或阻力板面的动态调整机构，作被动振动控制的观念为基础。其他的高次简谐控制构想则是利用与振动感测器相连接的高频主动控制系统。以人工操作控制，或闭路回馈控制的方式，来达成减振的效果。

实现高次简谐控制系统最常用的方式，是利用宽频带致动器，以驱动高频转动时的旋转翼叶片的尾翼。此一致动器，驱动斜板本身，或，叶片和斜板之间的倾斜连杆，使叶片产生所需要的运动。

另一种为一般所熟知的高次简谐控制系统是IBC系统，包含有个别的叶片控制。在IBC系统内，一个伺服致动器回应安装在每一旋转翼叶片上的感测器传送来的回馈控制讯号，独立地控制每一旋转翼叶片的俯仰角。

其他的高次简谐控制系统，利用叶片伺服瓣或叶片环流量控制装置以衰减振动量。

已在专利中揭示的一般高次简谐控制系统有：1972年3月14日Arcidiacono的美国专利3，649，132;1985年4月30日Campell的美国专利4，514，143;1987年4月7日Fradenburgh的美国专利4，655，685;1990年8月28日Jr.Fischer等人的美国专利4，965，879。

所有这些已知的习用装置都包含有一个或数个下述的缺点：第一，桨距控制的高频致动需要人的作用力和功率，第二，出于日增的机械疲乏，而减少桨距连杆的使用寿命，第三，宽频带电气油压致动器会产生衰减热（debilitating    heat），第四，叶片环流量控制装置是非常复杂，且制造成本昂贵，第五，调整被动装置，使其能够在宽广的操作条件范围内的有效作业是困难的。

因而，在习见的高次简谐控制系统中存在一个问题：需要开发一种仅需要小的致动器扭矩和功率，具有长的使用寿命，不会产生衰减热，构造设计简单，制造成本较低，可免于调整被动装置所引起的困难的系统。

本发明的主要目的在于提供一种高次简谐控制系统，具有低的功率需求量，重量轻，不会产生衰减热，设计简单，制造成本较低，且无需作任何被动装置的调整。

本发明的次要目的在于提供一个独特的直接安装在直升机旋转翼叶片上的气动控制装置，以产生高次简谐控制力。

本发明可以被总结归纳为一个高次简谐控制系统，其中包含有一个安装在每一旋转翼叶片外侧段后缘的可旋转开缝缸体。

通过以下对附图的简要说明和对本发明实施例的详细说明可明白了解本发明的其他目的和优点。

图1是直升机旋转翼叶片上的本发明第一实施例的上视图。

图1A是沿图1的本发明的第一实施例1A-1A线的剖视图。

图1B是图1的本发明第一实施例左侧部份的放大视图。

图1C是图1的本发明第一实施例的右侧部份的放大视图。

图1D是图1C中放大的右侧部份的侧视图。

图2是在另一直升机旋转翼叶片上的本发明第二实施例的上视图。

图2A是沿图2中本发明第二实施例的2A-2A线的剖视图。

图3A是安装在直升机旋转翼叶片上高性能叶梢的本发明第一实施例的立体图。

图3B是安装在直升机旋转翼叶片上传统叶梢的本发明第二实施例的立体图。

图4是装设在直升机旋转翼叶片中本发明第三实施例的上视平面图。

图4A是图4B中本发明第三实施例沿4A-4A线的剖面视图。

图4B是图4中所示本发明第三实施例右侧部份的放大视图。

图4C是图4中所示本发明第三实施例左侧部份的放大视图。

图5是装设在直升机旋转翼叶片中本发明第四实施例的剖视图。

图5A是图5所示本发明第四实施例，沿5A-5A线的剖视图。

图5B是图5所示本发明第四实施例左侧部份的放大视图。

图5C是图5所示本发明第四实施例右侧部份的放大视图。

图5D是图5C所示的右侧放大部位的侧视图。

图1是在直升机旋转翼叶片中的本发明第一实施例。其中的旋转开缝缸体是图示在图1C和1D中。

参照图1A，缸体11安装在叶片12的后缘126，如图1所示，缸体11的安装部件靠近叶片12外侧区段120的叶梢。

现在请参照图1B和1C，缸体11绕其长轴旋转，使得气流通过对称配置在缸体11直径方向相对边的纵长沟槽111，缸体11的旋转造成一个振荡的下降气流，产生具有缸体旋转两部频率的近乎正弦波的挺升力。此一动态挺升力的振幅是与气流的动态压力和沟槽111的开口110的长度成正比。

旋转缸体11产生的挺升力类似一个振荡的后缘控制面上逐渐发展成的挺升力。但由于两个理由，其所需的输入功率实际上是较少的：第一，因为缸体11是以定速或是缓慢变化的速度旋转，所以高频振荡的控制面上所产生的惯性力并不出现。第二，没有传统控制面挠曲产生的气动铰接力矩呈现。由于缸体11的圆形断面，在其表面上的压力作用方向是径向的，因而对其旋转轴不产生扭矩。结果，使缸体旋转所需输入的扭矩仅是用来克服较小的机械和气动摩擦力。

一个非旋转式功率转换器16被用来侦测缸体11的旋转速度和角度位置。并将资料以电缆线67送回到控制装置17。此一控制装置可以为一数位式运动控制器。控制装置17可如图1所示，装设有旋转翼叶片12中;或是安装在直升机的一个非旋转部位内。经由压流环或其他装置（图中未显示），将输入控制指令从直升机身传递到旋转叶片12中。

从控制装置17输出的讯号通过电缆线71，传递到一个线性致动器10，并通过电缆线72送到伺服马达13。线性致动器10控制高次简谐控制力的振幅，直流伺服马达13控制其频率和相位角。10和13两个装置都是安装在叶片12内侧区段121的根部。

由图1B和1C可以看出一支长的可挠曲旋转式转矩内管14将图1B的马达13与图1C的缸体11相连接。这支内管14和一支长的可挠曲非旋转式外层护套15是置于叶片12的内部。可从图1注意到以虚线表示的叶片12内部的外层护套15引导并保护转矩管14，使其免于受到损伤。

如图1C所示，控制高次简谐控制力振幅的线性致动器10，推拉穿过马达13和转矩内管14中央部位的一支非回转拉杆的一端。拉杆19的另一端固定于推力轴承98的端盖89，这仅图示于图1C中，推力轴承使得一伸缩软管18可与缸体11一起旋转。

在图1C中可注意到：延伸或缩回可伸缩软管18，因而减少或增加缸体11的沟槽111的开口110，将会改变缸体11所产生的动态作用力的振幅。然而，仅在操纵直升机，或当恒定状态（STEADY-STATE）的飞行条件改变时，才需要改变沟槽111的开口110的大小。且，相对于叶片12的旋转速率，这样的沟槽开口110的改变是缓慢进行的。

致动器10和马达13的电力是由电池（图未示）或其他传统型的低压电源供给。

现在参照图1至1D的本发明第一实施例，说明其操作方式，致动器10和马达13是放置在旋转叶片12的内部。它需测知振动，并在NP和（N±1）P多种频率的叶片12上，产生所需要的振幅和相位补偿作用力。这些频率中的每一频率对于在直升机的不转动轮毂（图未示）上产生NP振动总负载的贡献程度，将视叶片12的自然频率与NP和（N+1）P频率的接近程度而定。一般而言，NP叶片频率是直升机振动的主要因素。

由于旋转缸体11在每一次旋转中，产生两次循环的作用力，因而令缸体11的旋转以简谐频率的一半，进行同步转动是非常重要的。较不明显的简谐振动则是以周期性改变缸体11的旋转速度，以便产生其他其有所需要的振幅和相位角的中和抵消的简谐频率来予以控制。

图2是本发明的第二实施例。如图2A所示，旋转开缝缸体11是安装在第二旋转翼叶片26外侧部位的叶梢。如图2，一可伸缩，不旋转刚性护罩22，具有一延伸部份22E，并受到由线性致动器20启动的拉杆29的推拉作用，其延伸部分22E是藏置于叶片26的叶梢21内的一凹部中。可收缩护罩22是同轴地对正邻接缸体11，且有如图1至1D中本发明第一实施例的可伸缩软管18类似的作用。如同第一实施例，图2的第二实施例有一伺服马达23，转动位于一不旋转外护套25内部的一支可挠曲转矩管24。此一转矩管24以NΩ/2的频率转动缸体11，此处的Ω是叶片26绕着轮毂（图未示）的旋转频率。

图2中的缸体11是长度是固定“b”英寸长。然而，视缸体11的沟槽开口112所需要的大小“b-e”英寸距离，调整护罩22，以遮蔽“e”英寸的距离。

在图3A中，本发明第一实施例是安装在叶片12外侧区段120的高效能叶梢。相互转动的缸体11和伸缩软管18是显现在叶片12的后缘。同样也可看见缸体11内在罩盖22呈现在叶片26的后缘。另外，也可看见缸体11内部，超过伸缩软管18之外的开口110。

在图3B中，本发明第二实施例是安装在叶片26外侧区段的传统叶梢内。旋转的缸体11和非旋转的罩盖22是显现在叶片26的后缘。同样也可看见缸体11内在罩盖22之外部份的开口112。

图4说明在直升机旋转翼叶片12中的本发明第三实施例。其中，旋转的开缝缸体11和固定轮叶21安装在旋转翼叶片12的叶梢。此固定轮叶21延伸超过旋转翼叶片12的叶梢一个距离“B”。

在这第三实施例中，旋转缸体11，可如图4B中的旋转翼叶片叶梢21的放大视图所显示般，收缩入旋转翼叶片12内部的一凹穴40。缸体11在叶片12上产生的高次简谐控制力与缸体11的外露长度成正比。外露长度E类似图1C中的伸缩软管18暴露出的沟槽111开口110的长度，以及类似图2中可伸缩罩盖22暴露出的“b-e”英寸长的开口112。

如同第一和第二实施例，一个可挠曲旋转驱动轴24，驱动缸体旋转。此驱动轴24如图4C所示。藏置在一个非旋转外护套27内部。参照图4B，驱动轴24控制图4A中的转速NΩ/2，缸体11的相位，和外露长度E。参照图4C，一伺服马达43，和一感测器46经由一传动轮45控制驱动轴24的转动。驱动轴24的内侧区段由圆形截面逐渐变成方形截面。并穿过在齿轮45的轮壳上的一个配合方孔。而容许齿轮45和驱动轴24之间的轴向滑动，另一马达47和另一感测器44经由螺合在一非旋转轴48上的一齿轮50，控制缸体11的外露长度E。齿轮50的旋转使得与其相螺合的轴48，依照马达47的旋转方向，如图4C最左方双箭头所指示的，向左或右方移动。非旋转螺纹轴48的线性运动，透过一推力轴承连接器56，传递至旋转扭矩轴24。在缸体驱动轴24内，离心力所导致的张力受到位于螺旋翼叶片12的内壁和齿轮50的表面之间的推力轴承29的反作用力。

图5说明本发明的第四实施例，在第四实施例的开缝缸体11则是显示在图5C和5D中。

如图5A所示，缸体11安装在叶片32的后缘132，而在图5中看出，缸体11的安装是靠近叶片32外侧区段130的叶梢。

现在参照图5B，在此可注意到一个直流伺服马达33，并不像第二和第三实施例一般，连续在单一方向转动缸体11。而是，它的转动是限制在±45的最大角度△范围内。马达33驱动一支位于一长的可挠曲非旋转外护套35内部的长的可挠曲转矩内管34。

如图5所示，马达33，转矩管34，和外护套35（图中以虚线表示），是被安装在靠近叶片32内侧区段131的根部。

现在参照图5B和5C，图5B中的马达33由转矩管34连接到图5C中的缸体11。在图5A中，缸体11从其自然状态位置前后摆动一旋转角△，在此一自然状态位置上，缸体11的沟槽133的开口113的对齐通过叶片32四周并通过开口113的自然气流。

如图5C所示，一非旋转功率转换器36监测缸体11的旋转位置和角速度。转换器36测得的资料，如图5所示，被传递到一数位式运动控制装置37。此控制装置将讯号经由一电线38送至马达33。马达33随后以所需的频率，挠度，和相位，透过转矩管34驱动缸体11，以使得旋转翼轮毂（图未示）的振动降至最低程度。

以下对四个实施例的比较有助于更清楚地了解每一系统的操作差异。

请注意到，虽然图1至图4所显示的三个实施例的机械构造不同，在每一种情况中，高次简谐控制功能都是相同的。

亦即，控制力的频率和相位是由缸体11的旋转速度和角位置来决定。然而，力的振幅则由外露在大气气流的缸体沟槽长度控制。第一实施例（图1和3A）中的可伸缩的旋转伸缩软管18有与第二实施例（图2，2A，和3B）中的可伸缩非旋转护罩22，以及第三实施例（图4至4C）中的可伸缩旋转缸体11相同的功能。

对一已知的飞行条件，由操作员人工操纵，或由一主动式回馈控制装置调整沟槽的开口，（图1中的110，图2中的112，和图4B中的E），以达到最大程度的减振效果，换句话说，在已知飞行条件下，图1的伸缩软管18，图2的护罩22，或图4B的外露长度是被移动到所需的位置。在操作直升机或是恒定状态飞行条件改变时，沟槽开口（110，112，和E）视需要调整，以使振动降至最低程度。

在图5至5D的第四实施例中，同样地，开缝缸体11作用如同一个高次简谐控制装置，然而，不同于第一和第二实施例中旋转方式，第四实施例的缸体11摆荡一相对于其中间位置呈±45度的挠曲角度△。在此中间位置上，图5C的沟槽开口113，对准流动在叶片32四周并穿过缸体11的自然气流。

因此，在这第四实施例中，对于振荡缸体11，无需像图3A的伸缩软管18或图3B的护罩22，或图4B的外露长度E一般的沟槽闭合机构。这些沟槽闭合机构对于第一、第二和第三实施例中的旋转缸体是必需的。

在第一、第二和第三实施例中，因为伺服马达是以近于定速转动，所以所需要的转矩和能量是极小的，然而，在第四实施例中，缸体11是以高次简谐控制频率摆荡。因而，伺服驱动系统（亦即图5B中的构件33，34，和35）需要较大的转矩，以便克服高频时的惯性效应，虽然如此，在所有的实施例中，绕缸体11的旋转轴的气动力矩，由于其圆形截面，所以实质上仍为零。

综上所述，第一、第二和第三实施例的新特征包括一装置在叶片上的高次简谐控制系统，具有一旋转开缝缸体11，借此缸体可控制高次简谐频率的振动。

缸体11的旋转速度是与叶片激振力主频率（通常是NP）的一半同步转动，高次简谐控制力的振幅和相位是以操作员人工操作，或一主动式控制装置自动调整，以便使直升机旋转翼叶片的振动减至最低程度。

与沟槽开口大小成正比控制力振幅是由直线移动一闭合机构（图1的伸缩软管18，图2的护罩22，和图4的外露长度E）来加以控制。

图5A的第四实施例的新特征包括：一装置在叶片上的开缝缸体11，以受控制的振幅和相位角，并以高次简谐频率摆荡，由于所需输入的功率较低，图5的缸体32可由一安装在旋转翼叶片32轮廓内，并由一可挠曲轴34连接到缸体11的小电动伺服马达33驱动。

上述四个最佳实施例，用以说明本发明之构造与特征，任何熟悉飞行器建造技术者可容易作许多修改与润饰，然本发明并不限于上述实施例中所说明的构造和操作方式而应以下列的权利要求范围所界定的为准。

Claims (16)

1、一飞行直升机旋转翼叶片高次简谐振动的减振装置，包含：

一安装在叶片上的可旋转缸体装置，以在叶片上加入抵消作用的高次简谐频率，以便控制其振动，前述的可旋转缸体装置具有开缝构造以容许气流通过；

其中，前述的可旋转缸体装置，具有开缝构造，以可受控制的大小和相位提供一简谐变化的力。

2、如权利要求1所述的减振装置，更进一步包含一与前述缸体装置配合设置的可伸缩机构，用以调整沟槽开口大小，以容许空气通过。

3、如权利要求2所述之减振装置，其中，前述的可伸缩调整机构是一固定在缸体装置内部的伸缩软管，与缸体装置一起旋转。

4、如权利要求2所述之减振装置，其中，前述的可伸缩调整机构为一与前述缸体装置同轴对齐且相邻接的护罩。

5、如权利要求2所述之减振装置，其中，前述的可伸缩调整机构藏置于旋转翼叶片内的一空穴。

6、如权利要求1所述之减振装置，其中，前述的缸体装置是安装在叶片的后缘。

7、一飞行直升机旋转翼叶片高次简谐振动的减振装置，包含：

一安装在叶片上的可摆荡缸体装置，可对叶片加入抵消的高次简谐频率，以控制其振动，前述的可摆荡缸体装置具有开缝沟槽机构，以容许空气穿越;

其中，前述的缸体装置从其未挠曲位置摆荡通过一个高达±45度的可控制旋转角。

8、如权利要求1所述之减振装置，更进一步包含：安装于邻接缸体装置处的功率转换器装置，用以感测缸体装置的旋转位置和角速度并传送感测资料。

9、如权利要求8所述之减振装置，更进一步包含：与前述功率转换器相连接的运动控制机构，用以接收从功率转换器传来的感测资料，并送出一讯号。

10、如权利要求9所述之减振装置，更进一步包含：

一与前述缸体装置配合设置的可伸缩机构，用以调整沟槽开口大小，以容许空气通过;和

与前述运动控制机构相连接的致动器装置，以接收前述的讯号，并令可伸缩调整机构，相应于此讯号移动一经选择的线性距离。

11、如权利要求10所述之减振装置，更进一步包含：连接在前述致动器装置和调整机构之间的移动机构，用以将前述调整机构移动一经选择的线性距离。

12、如权利要求11所述之减振装置，其中，前述的移动机构是一推拉杆。

13、如权利要求1所述之减振装置，更进一步包含与缸体装置相连安装的马达装置，用以转动缸体装置。

14、如权利要求13所述之减振装置，更进一步包含：连接在前述的马达装置和缸体装置之间的转动机构，用以转动前述的缸体装置。

15、如权利要求14所述之减振装置，其中，前述的转动机构是可挠曲转矩管或轴件。

16、如权利要求13所述之减振装置，更进一步包含卷绕在一马达驱动的可挠曲转矩管四周的护套装置，以引导并保护转矩管免受损坏。

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