CN112407252A - 一种直升机内埋式精确平衡配重系统及配重方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于直升机旋翼技术领域，具体涉及一种直升机内埋式精确平衡配重系统及配重方法。通过对桨叶螺栓结构进行改进，在桨叶螺栓内设计空腔，并在其中设置平衡配重系统，通过装填配重颗粒进行平衡配重增减，平衡配重系统中内置的螺栓内衬套可以有效实现旋翼配重系统的内置，配重体可以实现对配重重量的精确控制；同时，内埋式的设计可以使配重体免受环境腐蚀等因素影响，配重体质量相对稳定；并且可避免对直升机旋翼气流的扰动，可以实现直升机旋翼的减阻，有利于飞行品质的提升。

Description

一种直升机内埋式精确平衡配重系统及配重方法
技术领域
本发明属于直升机旋翼技术领域，具体涉及一种直升机内埋式精确平衡配重系统及配重方法。
背景技术
直升机旋翼的平衡配重系统是进行旋翼动平衡调整的装置，目前一般是将平衡配重系统设置在桨毂上，配重系统中主要由配重螺栓、配重片、配重螺母等部件进行配重调节，在进行旋翼动平衡调整时，通过加减配重片的数量来实现配重重量的调整，而配重片是提前预制好的固定规格的垫片结构，并且每片配重片的重量是一定的且不可调整的，配重片每片重量多在10g左右，从而导致配重重量精度无法把控；并且目前平衡配重系统多裸露在环境中，长期使用，配重片因环境腐蚀重量产生变化，已调节好的动平衡状态可能会被破坏，易造成直升机振动加剧。
发明内容
本发明的目的：本发明通过对桨叶螺栓结构进行改进，在桨叶螺栓内设计空腔，并在其中设置平衡配重系统，通过装填配重体进行平衡配重增减，同时实现平衡配重系统的内埋和配重精确控制。
本发明的技术方案：根据本发明的第一方面，提供一种直升机内埋式精确平衡配重系统，包括桨叶螺栓(1)、内衬套(2)、压紧螺塞(3)、配重体(4)，
所述桨叶螺栓(1)安装于旋翼桨毂支臂基体上，用于实现桨毂与桨叶的连接；所述桨叶螺栓(1)中心开设有与外界连通的空腔(11)；
所述内衬套(2)外形与所述空腔(11)适配，安装于所述空腔(11)内，并与所述空腔(11)间隙配合，内衬套的设置能够对桨叶螺栓形成保护；
所述配重体(4)填充于所述内衬套(2)内；
所述压紧螺塞(3)与所述桨叶螺栓(1)上端口密封配合，用于将所述配重体(4)与外界进行密闭隔离，防止配重体(4)重量变化和损失。
在一个可能的实施例中，所述内衬套(2)内壁靠近所述桨叶螺栓(1)端口处开设有凹槽，形成卡口，以便于所述内衬套(2)的取用。
在一个可能的实施例中，所述配重体(4)可以选用金属颗粒。
优选地，所述配重体(4)可以选用钨基合金颗粒，充分利用钨基合金颗粒密度高、材质软的特点，既能实现精确平衡配重，同时在配重体随直升机飞行在内衬套内振动过程中，保护内衬套内壁不受损伤。
在一个可能的实施例中，所述配重体(4)的颗粒直径范围1.5-5mm。
在一个可能的实施例中，所述配重体(4)还可以选用液体配重，所用液体选用有色液体，以便于进行泄漏监测。
根据本发明的第二方面，提出一种直升机内埋式精确平衡配重方法，使用上述直升机内埋式精确平衡配重系统，包括如下步骤：
S1：将所述桨叶螺栓(1)安装于旋翼各桨毂支臂基体上；
S2：将所述内衬套(2)安装于所述桨叶螺栓(1)的空腔(11)内；
S3：拧紧所述压紧螺塞(3)；
S4：直升机地面开车，利用旋翼锥体与动平衡调整仪进行旋翼动平衡检测得到旋翼振动值，根据振动值与所需要达到的振动水平作对比，经计算分析得到所需调节配重的桨叶螺栓(1)位置和所需增加填充的所述配重体(4)的重量；
S5：根据所述步骤S4中得到的桨叶螺栓(1)位置和所需调节的所述配重体(4)的重量，对需进行调节配重的桨叶螺栓(1)填充相应重量的配重体(4)；
S6：直升机再次地面开车，利用旋翼锥体与动平衡调整仪进行旋翼动平衡检测得到旋翼振动值，验证振动值是否满足要求；如不满足要求则重复进行S4～S5，直至振动值满足要求；
S7：直升机空中开车，利用旋翼锥体与动平衡调整仪进行旋翼动平衡检测得到旋翼振动值，根据振动值与所需要达到的振动水平作对比，经计算分析得到所需调节配重的桨叶螺栓(1)位置和所需调节的所述配重体(4)的重量；
S8：根据所述步骤S4中得到的桨叶螺栓(1)位置和所需调节的所述配重体(4)的重量，对需进行调节配重的桨叶螺栓(1)调节配重体(4)的重量；
S9：直升机再次空中开车，利用旋翼锥体与动平衡调整仪进行旋翼动平衡检测得到旋翼振动值，验证振动值是否满足要求；如不满足要求则重复进行S4～S5，直至振动值满足要求。
在一个可能的实施例中，在所述S6、S9中，所述直升机空中开车状态应至少包括空中悬停状态、巡航速度状态、经济速度状态中的一种或多种。
本发明的有益效果：本发明所涉及到的平衡配重系统中内置的螺栓内衬套可以有效实现旋翼配重系统的内置，配重体可以实现对配重重量的精确控制；同时，内埋式的设计可以使配重体免受环境腐蚀等因素影响，配重体质量相对稳定；并且可避免对直升机旋翼气流的扰动，可以实现直升机旋翼的减阻，有利于飞行品质的提升。
附图说明
图1是本发明直升机内埋式精确平衡配重系统结构示意图
图2是本发明内衬套结构示意图
图3是本发明实施例2结构示意图
图4是本发明直升机内埋式精确平衡配重方法流程图
其中：
1，桨叶螺栓、11，桨叶螺栓空腔；
2，内衬套；
3，压紧螺塞；
4，配重体
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
实施例1
如图1所示，一种直升机内埋式精确平衡配重系统，包括桨叶螺栓(1)、内衬套(2)、压紧螺塞(3)、配重体(4)，
所述桨叶螺栓(1)安装于旋翼桨毂支臂基体上，以实现桨毂与桨叶的连接；所述桨叶螺栓(1)中心开设有与外界连通的空腔(11)；
所述内衬套(2)外形与所述空腔(11)适配，安装于所述空腔(11)内，与所述空腔(11)间隙配合，
所述配重体(4)填充于所述内衬套(2)内；
所述压紧螺塞(3)与所述桨叶螺栓(1)上端口密封配合；
所述内衬套(2)内壁靠近所述桨叶螺栓(1)端口处开设有凹槽，形成卡口，以便于所述内衬套(2)的取用；
所述配重体(4)选用钨基合金颗粒，颗粒直径范围1.5-5mm，颗粒重量可以精确到0.5g以内；
本发明还提出一种直升机内埋式精确平衡配重方法，使用上述直升机内埋式精确平衡配重系统，包括如下步骤：
S1：将所述桨叶螺栓(1)安装于旋翼各桨毂支臂基体上；
S2：将所述内衬套(2)安装于所述桨叶螺栓(1)的空腔(11)内；
S3：拧紧所述压紧螺塞(3)；
S4：直升机地面开车，利用旋翼锥体与动平衡调整仪进行旋翼动平衡检测得到旋翼振动值，根据振动值与所需要达到的振动水平作对比，经计算分析得到所需调节配重的桨叶螺栓(1)位置和所需增加填充的所述配重体(4)的重量；
S5：根据所述步骤S4中得到的桨叶螺栓(1)位置和所需调节的所述配重体(4)的重量，对需进行调节配重的桨叶螺栓(1)填充相应重量的配重体(4)；
S6：直升机再次地面开车，利用旋翼锥体与动平衡调整仪进行旋翼动平衡检测得到旋翼振动值，验证振动值是否满足要求；如不满足要求则重复进行S4～S5，直至振动值满足要求；
S7：直升机空中开车，处于悬停状态，利用旋翼锥体与动平衡调整仪进行旋翼动平衡检测得到旋翼振动值，根据振动值与所需要达到的振动水平作对比，经计算分析得到所需调节配重的桨叶螺栓(1)位置和所需调节的所述配重体(4)的重量；
S8：根据所述步骤S4中得到的桨叶螺栓(1)位置和所需调节的所述配重体(4)的重量，对需进行调节配重的桨叶螺栓(1)调节配重体(4)的重量；
S9：直升机再次空中开车，处于悬停状态，利用旋翼锥体与动平衡调整仪进行旋翼动平衡检测得到旋翼振动值，验证振动值是否满足要求；如不满足要求则重复进行S4～S5，直至振动值满足要求。
实施例2
如图4所示，实施例2与实施例1的区别在于所述配重体(4)采用红色液体，使用液体填充时，重量可以精确到0.1g以内。
上面对本发明的较佳实施方式作了详细说明，但是本发明并不限于上述实施方式，在本领域的普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下作出各种变化。

Claims (8)

1.一种直升机内埋式精确平衡配重系统，其特征在于，包括桨叶螺栓(1)、内衬套(2)、压紧螺塞(3)、配重体(4)，
所述桨叶螺栓(1)安装于旋翼桨毂支臂基体上，用于实现桨毂与桨叶的连接；所述桨叶螺栓(1)中心开设有与外界连通的空腔(11)；
所述内衬套(2)外形与所述空腔(11)适配，安装于所述空腔(11)内，并与所述空腔(11)间隙配合，内衬套的设置能够对桨叶螺栓形成保护；
所述配重体(4)填充于所述内衬套(2)内；
所述压紧螺塞(3)与所述桨叶螺栓(1)上端口密封配合，用于将所述配重体(4)与外界进行密闭隔离，防止配重体(4)重量变化和损失。
2.根据权利要求1所述的一种直升机内埋式精确平衡配重系统，其特征在于，所述内衬套(2)内壁靠近所述桨叶螺栓(1)端口处开设有凹槽，形成卡口，以便于所述内衬套(2)的取用。
3.根据权利要求1所述的一种直升机内埋式精确平衡配重系统，其特征在于，所述配重体(4)可以选用金属颗粒。
4.根据权利要求3所述的一种直升机内埋式精确平衡配重系统，其特征在于，所述金属颗粒可以选用钨基合金颗粒。
5.根据权利要求3-4任意一项所述的一种直升机内埋式精确平衡配重系统，其特征在于，所述配重体(4)的颗粒直径范围1.5-5mm。
6.根据权利要求1所述的一种直升机内埋式精确平衡配重系统，其特征在于，所述配重体(4)还可以选用液体配重。
7.一种直升机内埋式精确平衡配重方法，其特征在于，采用权利要求1-6所述的一种直升机内埋式精确平衡配重系统，包括如下步骤：
S1：将所述桨叶螺栓(1)安装于旋翼各桨毂支臂基体上；
S2：将所述内衬套(2)安装于所述桨叶螺栓(1)的空腔(11)内；
S3：拧紧所述压紧螺塞(3)；
S4：直升机地面开车，利用旋翼锥体与动平衡调整仪进行旋翼动平衡检测得到旋翼振动值，根据振动值计算得到所需调节配重的桨叶螺栓(1)位置和所需增加填充的所述配重体(4)的重量；
S5：根据所述步骤S4中得到的桨叶螺栓(1)位置和所需调节的所述配重体(4)的重量，对需进行调节配重的桨叶螺栓(1)填充相应重量的配重体(4)；
S6：直升机空中开车，利用旋翼锥体与动平衡调整仪进行旋翼动平衡检测得到旋翼振动值，根据振动值计算得到所需调节配重的桨叶螺栓(1)位置和所需调节的所述配重体(4)的重量；
S7：根据所述步骤S4中得到的桨叶螺栓(1)位置和所需调节的所述配重体(4)的重量，对需进行调节配重的桨叶螺栓(1)调节配重体(4)的重量。
8.根据权利要求7所述的一种直升机内埋式精确平衡配重系统，其特征在于，在所述S6、S9中，所述直升机空中开车状态应至少包括空中悬停状态、巡航速度状态、经济速度状态中的一种或多种。
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Citations (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2836083A (en) * 1951-08-25 1958-05-27 Maytag Co Balancing ring system for rotatable receptacles
GB1120193A (en) * 1964-12-31 1968-07-17 Boeing Co Vibration absorbing device
GB2100388A (en) * 1981-06-15 1982-12-22 Secr Defence Vibration damper
DE3514631C1 (de) * 1985-04-23 1986-05-07 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn Einrichtung zur Auswuchtung eines Rotorblattes
US5256037A (en) * 1992-06-24 1993-10-26 Chatelain Michael R Self balancing motor
US20040222329A1 (en) * 2002-08-02 2004-11-11 Norman Kuhns Helicopter main rotor blade balance weight retention assembly
US20080142633A1 (en) * 2006-05-06 2008-06-19 Mcguire Dennis Helicopter reduced vibration isolator axial support strut
US20080237393A1 (en) * 2005-10-27 2008-10-02 Douglas Challis Aircraft Having Helicopter Rotor and Front Mounted Propeller
US20110129341A1 (en) * 2008-07-08 2011-06-02 Prof. Dr.Lars Bertil Carnehammar Method, apparatus and system for reducing vibration in a rotary system of an aircraft, such as a rotor of a helicopter
US20120174699A1 (en) * 2011-01-11 2012-07-12 Eurocopter Deutschland Gmbh Device for adaptive balancing of rotary devices
CN202522377U (zh) * 2011-12-22 2012-11-07 中国直升机设计研究所 一种直升机桨叶静/动平衡调整装置
CN105644801A (zh) * 2014-11-14 2016-06-08 江西昌河航空工业有限公司 一种直升机旋翼单片互换的调整方法
CN106741926A (zh) * 2015-11-24 2017-05-31 中国直升机设计研究所 一种直升机球柔性桨毂阻尼器布置形式
US20170283042A1 (en) * 2016-03-30 2017-10-05 Lockheed Martin Corporation Weight-shifting coaxial helicopter
CN108839817A (zh) * 2018-06-26 2018-11-20 中国直升机设计研究所 一种无轴承旋翼地面共振试验方法
US20190009897A1 (en) * 2016-01-21 2019-01-10 Sikorsky Aircraft Corporation Rotorcraft rotor assemblies
CN110789711A (zh) * 2019-10-12 2020-02-14 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种直升机旋翼桨毂旋转面内振动调整方法
CN210634749U (zh) * 2019-02-22 2020-05-29 一飞智控(天津)科技有限公司 双旋翼无人机

Patent Citations (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2836083A (en) * 1951-08-25 1958-05-27 Maytag Co Balancing ring system for rotatable receptacles
GB1120193A (en) * 1964-12-31 1968-07-17 Boeing Co Vibration absorbing device
GB2100388A (en) * 1981-06-15 1982-12-22 Secr Defence Vibration damper
DE3514631C1 (de) * 1985-04-23 1986-05-07 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn Einrichtung zur Auswuchtung eines Rotorblattes
US5256037A (en) * 1992-06-24 1993-10-26 Chatelain Michael R Self balancing motor
US20040222329A1 (en) * 2002-08-02 2004-11-11 Norman Kuhns Helicopter main rotor blade balance weight retention assembly
US20080237393A1 (en) * 2005-10-27 2008-10-02 Douglas Challis Aircraft Having Helicopter Rotor and Front Mounted Propeller
US20080142633A1 (en) * 2006-05-06 2008-06-19 Mcguire Dennis Helicopter reduced vibration isolator axial support strut
US20110129341A1 (en) * 2008-07-08 2011-06-02 Prof. Dr.Lars Bertil Carnehammar Method, apparatus and system for reducing vibration in a rotary system of an aircraft, such as a rotor of a helicopter
US20120174699A1 (en) * 2011-01-11 2012-07-12 Eurocopter Deutschland Gmbh Device for adaptive balancing of rotary devices
CN202522377U (zh) * 2011-12-22 2012-11-07 中国直升机设计研究所 一种直升机桨叶静/动平衡调整装置
CN105644801A (zh) * 2014-11-14 2016-06-08 江西昌河航空工业有限公司 一种直升机旋翼单片互换的调整方法
CN106741926A (zh) * 2015-11-24 2017-05-31 中国直升机设计研究所 一种直升机球柔性桨毂阻尼器布置形式
US20190009897A1 (en) * 2016-01-21 2019-01-10 Sikorsky Aircraft Corporation Rotorcraft rotor assemblies
US20170283042A1 (en) * 2016-03-30 2017-10-05 Lockheed Martin Corporation Weight-shifting coaxial helicopter
CN108839817A (zh) * 2018-06-26 2018-11-20 中国直升机设计研究所 一种无轴承旋翼地面共振试验方法
CN210634749U (zh) * 2019-02-22 2020-05-29 一飞智控(天津)科技有限公司 双旋翼无人机
CN110789711A (zh) * 2019-10-12 2020-02-14 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种直升机旋翼桨毂旋转面内振动调整方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
张功虎: "直－X 直升机旋翼动平衡检查调整方法研究", 《直升机技术》 *

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