CN210101968U - 采用柔性铰链的直升机桨叶后缘襟翼驱动机构 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种采用柔性铰链的直升机桨叶后缘襟翼驱动机构，包括固定框、驱动器、后缘襟翼、襟翼柔性铰链、轴承、驱动杆及驱动杆柔性铰链。驱动器产生高频直线位移输出用以驱动后缘襟翼偏转运动；襟翼柔性铰链一端与后缘襟翼相连，另一端安装在固定框上，在旋翼旋转状态下襟翼柔性铰链承受襟翼离心载荷；后缘襟翼与固定框之间安装轴承，作用在于对后缘襟翼的浮沉运动进行约束；驱动杆将驱动器直线位移输出传递到后缘襟翼，通过襟翼柔性铰链、驱动杆柔性铰链以及轴承，将驱动器的直线位移转换为后缘襟翼的偏转运动。本实用新型用于驱动后缘襟翼动态偏转，产生附加气动载荷以抑制旋翼振动，从而实现直升机旋翼振动主动控制。
Description
技术领域
本实用新型属于直升机旋翼振动控制领域的智能旋翼技术，具体涉及适用于后缘襟翼智能旋翼的后缘襟翼驱动机构。
背景技术
直升机具有固定翼飞行器所不具有的高效悬停、低速前飞等特点，在军用和民用领域得到了广泛的应用。但是由于直升机旋翼工作环境的复杂性，直升机的振动水平普遍高于同时代的固定翼飞行器。较高的振动水平不仅影响驾乘人员的舒适性，还会对机身部件以及机载设备造成不利影响，降低其可靠性或使用寿命。为了抑制直升机旋翼带来的振动载荷，部分现役直升机型号采用了被动式振动抑制措施，如离心摆式动力吸振器和双线摆式动力吸振器。但是动力吸振器形式的被动式振动控制措施普遍存在附加质量大、减振频率单一等不足，被动式振动控制措施难以适应越来越严格的直升机振动水平要求。
随着直升机技术的不断发展以及驱动技术的提升，应用在直升机旋翼上的振动主动控制技术应运而生。迄今为止已出现的应用在直升机旋翼上的振动主动控制技术有：作用在自动倾斜器不动环的高阶谐波控制、作用在变距拉杆的独立桨叶控制、驱动器位于桨叶上的后缘襟翼智能旋翼以及主动扭转旋翼等。这些应用在旋翼上的振动主动控制措施技术实现途径各不相同，作动器类型和安装位置各异，但是其振动控制的原理类似，都是通过动态改变旋翼桨叶在旋转一周过程中载荷分布，抑制部分旋翼振动载荷。在这些不同的振动主动控制技术中，后缘襟翼智能旋翼由于其结构相对简单以及相比其他振动主动控制技术更高的可靠性和安全性，成为旋翼振动控制技术研究的热点，并且在当前技术条件下具有更高的工程应用前景。后缘襟翼式智能旋翼通过安装在直升机桨叶后缘的襟翼高频主动偏转，产生附加的气动载荷，改变桨叶载荷在不同方位角的分布，从而达到抑制旋翼振动载荷的目的。由于后缘襟翼智能旋翼驱动机构安装在旋翼桨叶中，与直升机操纵线系并无直接联系，因此后缘襟翼失效的极端情况并不会危及直升机的操纵，相比其他形式的旋翼振动主动控制技术具有更高的安全性。
后缘襟翼的驱动机构在后缘襟翼智能旋翼的设计过程中占有重要地位，驱动机构能否可靠稳定地工作决定了后缘襟翼智能旋的振动控制效果。由于在旋翼旋转过程中后缘襟翼工作在强离心力场环境下，后缘襟翼驱动机构必须能够承受襟翼质量带来的离心载荷；采用轴承方式支撑后缘襟翼，轴承必须考虑润滑及克服后缘襟翼离心载荷的问题，而润滑不良的情况下，后缘襟翼的离心力会引起轴承摩擦力过大、消耗功率增加、后缘襟翼偏转受限等一系列不良后果，降低后缘襟翼的主动偏转能力。由于受到直升机旋翼桨叶翼型后缘厚度的限制，难以布置机械设计中常见的推力轴承来承受襟翼离心载荷。
实用新型内容
为了解决上述现有技术中的问题，本实用新型针对后缘襟翼智能旋翼桨叶，提出了一种采用柔性铰链的后缘襟翼驱动机构，用于驱动后缘襟翼在离心力场下动态偏转，通过襟翼的偏转改变旋翼沿不同方位角处的载荷分布，从而达到抑制振动载荷的目的。
本实用新型公开了一种采用柔性铰链的直升机桨叶后缘襟翼驱动机构，包括后缘襟翼、驱动杆柔性铰链、襟翼柔性铰链、固定框、驱动器、驱动杆、外侧固定块、内侧固定块、襟翼固定块、轴承、光轴等部件；所述的固定框的前端与基体桨叶大梁粘接固定，下表面与桨叶蒙皮粘接，上表面留有若干螺纹孔，用于固定驱动机构维护口盖；驱动器的一端通过螺纹安装在固定框上，另一端连接驱动杆；驱动杆柔性铰链连接驱动杆与后缘襟翼；后缘襟翼与固定框之间安装有襟翼柔性铰链，用以承受后缘襟翼离心载荷；后缘襟翼与外侧固定块之间架设轴承，约束后缘襟翼浮沉运动，外侧固定块通过螺栓固定到固定框上。
进一步改进，所述的固定框与基体桨叶粘接固定，并与后缘襟翼驱动机构中的驱动器、外侧固定块、内侧固定块、襟翼柔性铰链等部件直接相连，在旋翼旋转过程中，各部件的离心载荷均通过固定框传递到基体桨叶上。
进一步改进，所述的固定框上表面预留若干螺纹孔，用于安装口盖以方便驱动机构的检修与维护。
进一步改进，所述的驱动器采用压电材料或其他形式的智能驱动材料，用以产生高频直线位移输出，用以驱动后缘襟翼偏转运动。
进一步改进，所述的驱动器的一端通过螺栓安装到固定框上，另一端通过螺纹与驱动杆相连。
进一步改进，所述的驱动杆一端通过螺纹固定到驱动器输出端，另一端连接驱动杆柔性铰链，驱动杆柔性铰链固定在后缘襟翼的平台上，将驱动器的直线位移输出传递到后缘襟翼。
进一步改进，所述的固定框与后缘襟翼之间安装有襟翼柔性铰链，柔性铰链的一侧通过内侧固定块固定到固定框上，另一侧通过襟翼固定块固定到后缘襟翼上。
进一步改进，所述的襟翼柔性铰链采用金属材料或非金属复合材料制造，弯曲刚度小，剪切强度大，在保证后缘襟翼正常偏转运动的同时能够承受后缘襟翼离心载荷。
进一步改进，所述的外侧固定块与后缘襟翼之间架设轴承，轴承外圈固定到外侧固定块上，光轴穿过轴承内圈并固定到后缘襟翼上的光孔中，该轴承用以约束后缘襟翼浮沉运动自由度。
本实用新型的工作原理在于：
在外界驱动电压激励下，驱动器产生高频的直线位移输出，并通过驱动杆和驱动杆柔性铰链传递到后缘襟翼，后缘襟翼与固定框之间安装有金属材料或非金属复合材料制造的襟翼柔性铰链，该柔性铰链弯曲刚度较小而剪切强度较大，能够保证后缘襟翼的偏转，并承受在旋翼旋转状态下襟翼的离心载荷，后缘襟翼与外侧固定块之间架设径向轴承，约束由于襟翼柔性铰链弯曲而产生的后缘襟翼浮沉运动自由度，保证后缘襟翼只能沿轴线偏转运动，通过后缘襟翼的偏转，产生附加的气动载荷，改变旋翼载荷沿方位角分布，从而抑制旋翼振动载荷。
与现有技术相比，本实用新型的有益效果在于：
本实用新型采用金属材料或非金属复合材料制造的襟翼柔性铰链连接后缘襟翼和固定框，在保证后缘襟翼偏转自由度的同时，襟翼柔性铰链又能够承受旋翼旋转状态下后缘襟翼离心载荷；由于襟翼柔性铰链在桨叶径向具有一定的宽度，该柔性铰链还能起到一定的密封作用，阻止桨叶翼型下表面的高压气流通过襟翼与桨叶间的缝隙泄漏到桨叶翼型上表面，从而在一定程度上提高后缘襟翼的振动控制效果；与采用普通滑动轴承承受襟翼离心载荷的方案相比，本实用新型提出的襟翼柔性铰链在襟翼偏转时不会产生阻碍襟翼运动的摩擦力，并且不需要复杂的润滑、密封措施；在外侧固定块和后缘襟翼之间架设有微型径向轴承，用于约束由于襟翼柔性铰链弯曲产生的襟翼浮沉运动自由度，保证后缘襟翼只能沿轴线的高频小幅偏转。
附图说明
图1为采用柔性铰链的后缘襟翼驱动机构总体效果图；
图2为驱动机构主要活动部件示意图；
图3为襟翼柔性铰链安装示意图；
图4为襟翼柔性铰链示意图；
图5为轴承安装示意图；
图6为后缘襟翼示意图。
其中，1-后缘襟翼，2-驱动杆柔性铰链，3-襟翼柔性铰链，4-固定框，5-驱动器，6-驱动杆，7-外侧固定块，8-内侧固定块，9-襟翼固定块，10-轴承，11-光轴，12-光孔，13-平台。
具体实施方式
以下将结合附图，对本实用新型的技术方案进行详细说明。
实施例1
本实用新型提供了一种采用柔性铰链的直升机桨叶后缘襟翼驱动机构，该驱动机构的整体结构如图1所示，所述包括固定框4、驱动组件，以及连接在驱动组件上的固定组件；其中，所述驱动组件产生驱动力，并传递到后缘襟翼；
所述固定组件将后缘襟翼连接到固定框上，并对后缘襟翼的运动进行约束，使后缘襟翼只能沿其偏转轴线作偏转运动。
现对本实用新型中的驱动组件、以及固定组件做进一步介绍。如图2所示，所述驱动组件包括驱动杆柔性铰链2、驱动器5和驱动杆6；
所述驱动器5一端通过螺栓安装到固定框4上，另一端与驱动杆6相连；所述驱动杆6通过驱动杆柔性铰链2将驱动器5的直线位移输出传递到后缘襟翼1上；所述驱动杆柔性铰链2连接至后缘襟翼1的平台13上。
如图3、图4所示，所述固定组件包括襟翼柔性铰链3、外侧固定块7、内侧固定块8和襟翼固定块9；在所述驱动杆柔性铰链2的两侧自内向外依次设有内侧固定块8、外侧固定块7，两侧的外侧固定块7对称地固定在固定框4上，将所述固定框4与所述缘襟翼1连接起来；所述固定框4与后缘襟翼1之间还安装有襟翼柔性铰链3，所述襟翼柔性铰链3通过内侧固定块8固定到固定框4上。
作为一种优选，在所述的固定框4的上表面预留若干螺纹孔，用于安装口盖以方便驱动机构的检修与维护。所述的驱动器5采用压电材料制成，用以产生高频直线位移输出，用以驱动后缘襟翼高频小幅偏转运动。所述襟翼柔性铰链3采用金属材料或非金属复合材料制造的薄片结构，如弹簧钢薄片或碳纤维材料薄板，具有弯曲刚度小、剪切强度大的特点。
如图5所示，所述外侧固定块7与后缘襟翼1之间架设轴承10，轴承10外圈固定到外侧固定块7上，光轴11穿过轴承内圈并固定到后缘襟翼上的光孔12中，该轴承用以约束后缘襟翼浮沉运动自由度。
本实用新型公开的采用柔性铰链的直升机桨叶后缘驱动机构用于驱动后缘襟翼偏转运动，其主要部件包括：1后缘襟翼，2驱动杆柔性铰链，3襟翼柔性铰链，4固定框，5驱动器，6驱动杆，7外侧固定块，8内侧固定块，9襟翼固定块，10轴承，11光轴；
其中，固定框4与基体桨叶粘接固定，后缘襟翼驱动机构中的其他部件均直接或间接安装到固定框4上；驱动器5的一端通过螺栓固定到固定框4上，另一端通过螺纹与驱动杆6相连；驱动杆6一端与驱动器相连，另一端与驱动杆柔性铰链2相连，驱动杆柔性铰链2通过螺钉安装在后缘襟翼1的平台13处，驱动器5产生的高频直线位移输出通过驱动杆6和驱动杆柔性铰链2传递到位于桨叶后缘的后缘襟翼1；后缘襟翼1与固定框4之间安装金属材料或非金属复合材料制造的襟翼柔性铰链3，在后缘襟翼1一侧，襟翼柔性铰链3被襟翼固定块9所固定，在固定框4一侧，襟翼柔性铰链3被内侧固定块8所固定；外侧固定块7与后缘襟翼1之间架设轴承10，轴承10外圈固定到外侧固定块7上，光轴11穿过轴承内圈并固定到后缘襟翼上的光孔12中。
通过以上的结构设计，本实用新型解决了以下问题：
1）直升机振动载荷频率通常为旋翼转速的整数倍，因此需要后缘襟翼以较高的频率做小幅偏转运动，从而产生相应频率的附加气动载荷以抵消旋翼振动载荷；
2）后缘襟翼通常采用轻质材料制造，虽然其结构质量较轻，但是在旋翼旋转过程中仍然会产生可观的离心载荷，需要一定的机构部件来承受这部分离心载荷，同时这些部件又不至于产生较大的摩擦力阻碍襟翼偏转；
3）后缘襟翼与基体桨叶之间存在间隙，桨叶下表面高压气流会通过间隙泄漏到桨叶上表面，从而降低后缘襟翼产生的附加气动载荷，降低后缘襟翼旋翼振动控制性能；
4）襟翼柔性铰链在弯曲变形时，在襟翼柔性铰链与后缘襟翼连接处同时存在线位移和角位移两种运动形式，使得襟翼在偏转运动的同时还伴随出现浮沉运动，不利于襟翼驱动机构正常工作，并且使得襟翼偏角测量更加困难。
实施例2
本实用新型提供将上述驱动机构应用于直升机桨叶上的连接固定方案，基于上述驱动机构，所述的固定框4与基体桨叶粘接固定，并与后缘襟翼驱动机构中的驱动器5、外侧固定块7、内侧固定块8、襟翼柔性铰链3等部件直接相连，在旋翼旋转过程中，各部件的离心载荷均通过固定框传递到基体桨叶上。
因此本专利提出采用柔性铰链形式的直升机桨叶后缘襟翼驱动机构设计，通过柔性铰链承受襟翼的离心载荷，并通过微型径向轴承限制由于柔性铰链弯曲引起的后缘襟翼浮沉运动自由度，从而实现后缘襟翼在强离心力场作用下稳定可靠工作。
本实用新型具体实施途径很多，以上所述仅是本实用新型的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型原理的前提下，还可以作出若干改进，这些改进也应视为本实用新型的保护范围。
Claims (8)
1.一种采用柔性铰链的直升机桨叶后缘襟翼驱动机构，其特征在于：所述驱动机构包括固定框（4）、驱动组件，以及连接在驱动组件上的固定组件；其中，所述驱动组件产生驱动力，用以驱动后缘襟翼动态偏转；
所述固定组件将后缘襟翼连接到固定框上，并对后缘襟翼的运动进行约束，使后缘襟翼只能沿其偏转轴线作偏转运动。
2.根据权利要求1所述的采用柔性铰链的直升机桨叶后缘襟翼驱动机构，其特征在于：所述驱动组件包括驱动杆柔性铰链（2）、驱动器（5）和驱动杆（6）；
所述驱动器（5）一端通过螺栓安装到固定框（4）上，另一端与驱动杆（6）相连；所述驱动杆（6）和驱动杆柔性铰链（2）将驱动器（5）的直线位移输出传递到后缘襟翼（1）上；
所述驱动杆柔性铰链（2）连接至后缘襟翼（1）的平台（13）上。
3.根据权利要求2所述的采用柔性铰链的直升机桨叶后缘襟翼驱动机构，其特征在于：所述固定组件包括襟翼柔性铰链（3）、外侧固定块（7）、内侧固定块（8）和襟翼固定块（9）；在所述驱动杆柔性铰链（2）的两侧自内向外依次设有内侧固定块（8）、外侧固定块（7），两侧的外侧固定块（7）对称地固定在固定框（4）上，将所述固定框（4）与所述缘襟翼（1）连接起来；
所述固定框（4）与后缘襟翼（1）之间还安装有襟翼柔性铰链（3），所述襟翼柔性铰链（3）通过内侧固定块（8）固定到固定框（4）上。
4.根据权利要求2或3所述的采用柔性铰链的直升机桨叶后缘襟翼驱动机构，其特征在于：所述的固定框（4）上表面预留若干螺纹孔，用于安装口盖以方便驱动机构的检修与维护。
5.根据权利要求4所述的采用柔性铰链的直升机桨叶后缘襟翼驱动机构，其特征在于：所述的驱动器（5）采用压电材料制成，用以产生高频直线位移输出，用以驱动后缘襟翼高频小幅偏转运动。
6.根据权利要求3所述的采用柔性铰链的直升机桨叶后缘襟翼驱动机构，其特征在于：所述襟翼柔性铰链（3）采用金属材料或非金属复合材料制造的薄片结构，具有弯曲刚度小、剪切强度大的特点。
7.根据权利要求3所述的采用柔性铰链的直升机桨叶后缘襟翼驱动机构，其特征在于：所述外侧固定块（7）与后缘襟翼（1）之间架设轴承（10），轴承（10）外圈固定到外侧固定块（7）上，光轴（11）穿过轴承内圈并固定到后缘襟翼上的光孔（12）中，该轴承用以约束后缘襟翼浮沉运动自由度。
8.根据权利要求3所述的采用柔性铰链的直升机桨叶后缘襟翼驱动机构，其特征在于：将所述驱动机构应用于直升机桨叶上时，所述的固定框（4）与基体桨叶粘接固定，并与后缘襟翼驱动机构中的驱动器（5）、外侧固定块（7）、内侧固定块（8）、襟翼柔性铰链（3）等部件直接相连，在旋翼旋转过程中，各部件的离心载荷均通过固定框传递到基体桨叶上。
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