CN110979657A - 基于无缝后缘襟翼机构的直升机旋翼桨叶 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于无缝后缘襟翼机构的直升机旋翼桨叶，包含桨叶本体和若干后缘襟翼模块；后缘襟翼模块包含壳体、驱动器、推拉杆、驱动杆、安装平台、第一柔性铰链、第二柔性铰链、后缘襟翼和密封片。驱动器产生动态直线位移输出；驱动器、推拉杆、驱动杆、后缘襟翼依次相连，驱动器产生的力和位移输出传递到后缘襟翼；后缘襟翼通过第二柔性铰链与安装平台相连，并通过第二柔性铰链将推拉杆的直线往复运动转换为后缘襟翼偏转运动。本发明用于直升机后缘襟翼主动控制旋翼，通过后缘襟翼动态偏转，动态改变桨叶气动载荷分布，抑制直升机旋翼振动载荷，或通过声场对消的方法抑制旋翼噪声。

Description

基于无缝后缘襟翼机构的直升机旋翼桨叶

技术领域

本发明涉及直升机旋翼振动和噪声主动控制领域，尤其涉及基于无缝后缘襟翼机构的直升机旋翼桨叶。

背景技术

与其他类型的飞行器相比，直升机同时具备垂直起降和高效悬停等特点，在民用和军用领域得到了广泛的应用。但是在直升机的使用过程中，其振动和噪声问题一直比较突出，给直升机的进一步发展带来了负面影响。直升机在前飞状态下，旋翼处在不对称的复杂工作环境中，前行侧桨叶激波、后行侧桨叶动态失速以及反流区等现象使旋翼产生较强的振动和噪声。较强的振动和噪声问题不仅影响直升机驾乘人员的舒适性，还会对直升机结构寿命以及机载设备的可靠性带来不利影响，因此如何降低直升机振动和噪声水平一直是直升机研究的热点。

旋翼是直升机振动和噪声最主要的来源之一，因此有必要在旋翼上采取抑制措施，从源头上抑制直升机振动和噪声。应用于旋翼上的直升机旋翼控制技术主要可分为被动式和主动式振动控制技术两类，其中被动式振动控制技术，如双线摆动力吸振器和离线摆吸振器，已在多种现役直升机型号中得到工程应用，显著地降低了直升机振动。虽然被动式旋翼振动控制技术具有良好的振动控制效果，但是也存在附加结构质量大、工作频率范围窄等不足，因此主动式振动控制技术应运而生。根据作动器安装位置的不同，应用于直升机旋翼的振动主动控制技术可分为：作动器作用于自动倾斜器不动环的高阶谐波控制技术、作动器位于变距拉杆的独立桨叶控制技术、作动器分布于旋翼桨叶的主动扭转旋翼以及作动器位于桨叶内部的后缘襟翼智能旋翼。对于高阶谐波控制技术和独立桨叶控制技术，由于其作动器串联与直升机操纵线系中，作动器失效可能会危及直升机飞行安全。主动扭转旋翼作动器粘贴于桨叶内部，与直升机操纵系统相互独立，具有较高的安全性，但是存在驱动器与脱层等问题，同时为了增加旋翼主动扭转幅值，需要对桨叶结构特性进行调整，对桨叶动力学稳定性不利。相比于其他形式的旋翼振动主动控制技术，后缘襟翼智能旋翼结构简单，对桨叶结构影响较小，并且与直升机操纵系统无直接联系，具有较高的安全性，在当前技术条件下更具有工程应用潜力。

后缘襟翼需要相对于桨叶本体偏转运动，现有的后缘襟翼设计多采用传统的铰链机构，后缘襟翼与桨叶本体之间不可避免会存在弦向间隙，流经桨叶上、下表面的气流会在弦向间隙处贯通，降低后缘襟翼的气动效率。此外，在现有的后缘襟翼设计中，后缘襟翼、驱动机构分别单独与桨叶本体连接，机构的检修和维护均通过设置在桨叶上表面或下表面的口盖实现，一方面口盖的存在改变了桨叶气动外形，另一方面，由于桨叶离地间隙较高，直接安装固定到桨叶本体上的后缘襟翼和驱动机构给日常检修和维护工作带来了不便。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对背景技术中所涉及到的缺陷，提供基于无缝后缘襟翼机构的直升机旋翼桨叶。

本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案

基于无缝后缘襟翼机构的直升机旋翼桨叶，包含桨叶本体和若干后缘襟翼模块；

所述后缘襟翼模块包含壳体、驱动器、推拉杆、驱动杆、安装平台、第一柔性铰链、第二柔性铰链、后缘襟翼和密封片；

所述壳体为一端封闭另一端开口的中空体；所述安装平台一端和所述壳体的开口端固连，且安装平台两端之间设有供所述驱动杆穿过的通孔；

所述驱动器固定在所述壳体中，其输出端和所述推拉杆的一端固连相连；

所述驱动杆的一端和所述推拉杆的另一端固连，另一端穿过安装平台通过所述第一柔性铰链和所述后缘襟翼的首部相连，用于将驱动器的驱动力和位移传递到后缘襟翼；

所述后缘襟翼的上表面靠近安装平台的一端通过第二柔性铰链和所述安装平台上表面粘接，使得所述后缘襟翼能够绕第二柔性铰链作偏转运动；所述第二柔性铰链配合第一柔性铰链将驱动杆的直线运动转换为后缘襟翼偏转运动；

所述安装平台远离壳体的一端在其通孔下方设有和所述密封片配合的安装槽；

所述的密封片一端和所述后缘襟翼下表面靠近安装平台的一端粘接，另一端插入到位于安装平台上的安装槽中，能够配合第一柔性铰链、第二柔性铰链在安装槽滑动，用于保持翼型下表面平滑、阻止桨叶上下表面气流贯通；

所述桨叶本体上配合设有若干和所述后缘襟翼模块一一对应的插槽；

所述后缘襟翼模块设置在其对应的插槽内，且后缘襟翼模块的壳体和桨叶本体可拆卸式相连，在直升机旋翼桨叶旋转时，后缘襟翼模块产生的离心载荷通过壳体传递到桨叶本体上。

作为本发明基于无缝后缘襟翼机构的直升机旋翼桨叶进一步的优化方案，所述的推拉杆包含两个U形截面的金属部件，所述两个金属部件开口相向相互固连，形成中空柱体。

作为本发明基于无缝后缘襟翼机构的直升机旋翼桨叶进一步的优化方案，所述U形截面的金属部件采用高强度轻质合金板弯折而成。

作为本发明基于无缝后缘襟翼机构的直升机旋翼桨叶进一步的优化方案，所述壳体的上下表面均设有若干通孔，用于降低其结构重量。

所述第一柔性铰链、驱动杆和后缘襟翼均采用复合材料制造，并且在加工时一体成型，有效地较少了紧固件的数量，降低了整个结构的重量。所述的壳体侧面有驱动器安装口，驱动器通过该安装口放入到壳体中，与壳体上的埋头孔对齐后，使用螺钉将驱动器固定到壳体上。

本发明的工作原理在于：

驱动器在电信号驱动下产生直线位移输出，该直线位移输出通过推拉杆、驱动杆和第一柔性铰链传递到后缘襟翼，驱动后缘襟翼绕第二柔性铰链偏转运动；后缘襟翼上安装有密封片，该密封片一端粘接在后缘襟翼下表面的密封片安装平台上，另一端插入到安装平台的安装槽中，用以保持桨叶下表面光滑，并对桨叶下表面进行密封；后缘襟翼模块插入到桨叶本体的插槽中，并采用螺栓固定，驱动器等部件产生的离心载荷经过壳体最终传递到桨叶本体上。

本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：

本发明将后缘襟翼及其驱动机构整合为一个相对独立的模块，在工作台上完成机构调整和检修维护后，该模块可以整体插入到桨叶本体内的插槽中，可显著减少系统维护工作量，提高了后缘襟翼的工程实用价值；后缘襟翼模块插入到桨叶本体内的插槽中后，与桨叶本体紧密贴合，无弦向缝隙，并且桨叶本体上、下表面无需设置检修口盖，保证了桨叶上、下表面平滑，提高了后缘襟翼气动效率；后缘襟翼与安装平台之间采用柔性铰链连接，复合材料薄片制造的柔性铰链不仅保证桨叶上表面气动外形，而且不需要额外润滑措施，在提高后缘襟翼气动效率的同时提高了后缘襟翼的维护性；后缘襟翼下表面与安装平台之间安装密封片，对桨叶下表面进行密封，阻止桨叶上、下表面气流泄露，进一步提高了后缘襟翼的气动效率。

附图说明

图1为本发明的结构示意图；

图2为本发明中后缘襟翼模块的结构示意图；

图3为本发明中后缘襟翼模块的剖视图；

图4为本发明中后缘襟翼和驱动杆相配合的结构示意图；

图5为本发明中推拉杆的一个U形截面金属部件的结构示意图；

图6为本发明中壳体和安装平台相配合的结构示意图；

图7为本发明的剖视图。

图中，1-桨叶本体，2-后缘襟翼模块，3-壳体，4-壳体上表面的通孔，5-第二柔性铰链，6-后缘襟翼，7-密封片，8-驱动器，9-推拉杆，10-驱动杆，11-安装平台，12-第一柔性铰链，13-安装槽。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案做进一步的详细说明：

本发明可以以许多不同的形式实现，而不应当认为限于这里所述的实施例。相反，提供这些实施例以便使本公开透彻且完整，并且将向本领域技术人员充分表达本发明的范围。在附图中，为了清楚起见放大了组件。

本发明公开了一种基于无缝后缘襟翼机构的直升机旋翼桨叶，包含桨叶本体和若干后缘襟翼模块；

如图2、图3所示，所述后缘襟翼模块包含壳体、驱动器、推拉杆、驱动杆、安装平台、第一柔性铰链、第二柔性铰链、后缘襟翼和密封片；

如图6所示，所述壳体为一端封闭另一端开口的中空体；所述安装平台一端和所述壳体的开口端固连，且安装平台两端之间设有供所述驱动杆穿过的通孔；

所述驱动器固定在所述壳体中，其输出端和所述推拉杆的一端固连相连；

所述驱动杆的一端和所述推拉杆的另一端固连，另一端穿过安装平台通过所述第一柔性铰链和所述后缘襟翼的首部相连，用于将驱动器的驱动力和位移传递到后缘襟翼，如图4所示；

所述后缘襟翼的上表面靠近安装平台的一端通过第二柔性铰链和所述安装平台上表面粘接，使得所述后缘襟翼能够绕第二柔性铰链作偏转运动；所述第二柔性铰链配合第一柔性铰链将驱动杆的直线运动转换为后缘襟翼偏转运动；

所述安装平台远离壳体的一端在其通孔下方设有和所述密封片配合的安装槽；

所述的密封片一端和所述后缘襟翼下表面靠近安装平台的一端粘接，另一端插入到位于安装平台上的安装槽中，能够配合第一柔性铰链、第二柔性铰链在安装槽滑动，用于保持翼型下表面平滑、阻止桨叶上下表面气流贯通；

如图1所示，所述桨叶本体上配合设有若干和所述后缘襟翼模块一一对应的插槽；所述后缘襟翼模块设置在其对应的插槽内，且后缘襟翼模块的壳体和桨叶本体可拆卸式相连，在直升机旋翼桨叶旋转时，后缘襟翼模块产生的离心载荷通过壳体传递到桨叶本体上，如图7所示。

如图5所示，所述的推拉杆包含两个U形截面的金属部件，所述两个金属部件开口相向相互固连，形成中空柱体；所述U形截面的金属部件采用高强度轻质合金板弯折而成，在保证推拉杆刚度的同时，有效地降低了其结构重量和加工成本。

所述壳体的上下表面均设有若干通孔，用于降低其结构重量，并方便对驱动机构进行维护。所述第一柔性铰链、驱动杆和后缘襟翼均采用复合材料制造，并且在加工时一体成型，有效地较少了紧固件的数量，降低了整个结构的重量。所述的壳体侧面有驱动器安装口，驱动器通过该安装口放入到壳体中，与壳体上的埋头孔对齐后，使用螺钉将驱动器固定到壳体上。

通过以上的结构设计，本发明解决了以下问题：

1），后缘襟翼智能旋翼在工作时，需要后缘襟翼相对于桨叶本体小幅动态偏转运动，以产生附加气动载荷抑制旋翼振动或噪声；

2），常规后缘襟翼机构设计中后缘襟翼和驱动机构分别单独与桨叶本体安装固定，后缘襟翼机构的检修与维护只能通过桨叶上表面或下表面的维护口盖完成，增加了后缘襟翼机构维护的工作量，而且桨叶表面的维护口盖还会影响桨叶气动外形的完整性，进而影响后缘襟翼气动效率；

3），常规后缘襟翼机构设计中后缘襟翼与桨叶本体间采用机械铰链，这些机械铰链需要采用润滑脂或润滑油进行润滑，在桨叶旋转时，润滑脂或润滑油容易甩出而导致润滑失效；

4），后缘襟翼与桨叶本体之间的弦向间隙会引起桨叶上、下表面气流贯通，降低后缘襟翼气动效率。

本技术领域技术人员可以理解的是，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。

以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.基于无缝后缘襟翼机构的直升机旋翼桨叶，其特征在于，包含桨叶本体和若干后缘襟翼模块；

所述后缘襟翼模块包含壳体、驱动器、推拉杆、驱动杆、安装平台、第一柔性铰链、第二柔性铰链、后缘襟翼和密封片；

所述壳体为一端封闭另一端开口的中空体；所述安装平台一端和所述壳体的开口端固连，且安装平台两端之间设有供所述驱动杆穿过的通孔；

所述驱动器固定在所述壳体中，其输出端和所述推拉杆的一端固连相连；

所述驱动杆的一端和所述推拉杆的另一端固连，另一端穿过安装平台通过所述第一柔性铰链和所述后缘襟翼的首部相连，用于将驱动器的驱动力和位移传递到后缘襟翼；

所述后缘襟翼的上表面靠近安装平台的一端通过第二柔性铰链和所述安装平台上表面粘接，使得所述后缘襟翼能够绕第二柔性铰链作偏转运动；所述第二柔性铰链配合第一柔性铰链将驱动杆的直线运动转换为后缘襟翼偏转运动；

所述安装平台远离壳体的一端在其通孔下方设有和所述密封片配合的安装槽；

所述的密封片一端和所述后缘襟翼下表面靠近安装平台的一端粘接，另一端插入到位于安装平台上的安装槽中，能够配合第一柔性铰链、第二柔性铰链在安装槽滑动，用于保持翼型下表面平滑、阻止桨叶上下表面气流贯通；

所述桨叶本体上配合设有若干和所述后缘襟翼模块一一对应的插槽；

所述后缘襟翼模块设置在其对应的插槽内，且后缘襟翼模块的壳体和桨叶本体可拆卸式相连，在直升机旋翼桨叶旋转时，后缘襟翼模块产生的离心载荷通过壳体传递到桨叶本体上。

2.根据权利要求1所述的基于无缝后缘襟翼机构的直升机旋翼桨叶，其特征在于，所述的推拉杆包含两个U形截面的金属部件，所述两个金属部件开口相向相互固连，形成中空柱体。

3.根据权利要求2所述的基于无缝后缘襟翼机构的直升机旋翼桨叶，其特征在于，所述U形截面的金属部件采用高强度轻质合金板弯折而成。

4.根据权利要求1所述的基于无缝后缘襟翼机构的直升机旋翼桨叶，其特征在于，所述壳体的上下表面均设有若干通孔，用于降低其结构重量。

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