專利名稱：斜旋翼飛行器上抑制振動(dòng)的方法
技術(shù)領(lǐng)域：
技術(shù)領(lǐng)域?yàn)樾毙盹w行器上抑制振動(dòng)的方法。
背景技術(shù)：
貝爾-奧古斯塔BA609被認(rèn)為是世界上第一架經(jīng)過(guò)認(rèn)證的民用斜旋翼飛 行器，該飛行器能在直升機(jī)飛行模式和飛機(jī)飛行模式之間轉(zhuǎn)換。圖1是BA609 斜旋翼飛行器11的斜視圖，具有中部機(jī)身13和從其4黃向延伸的才幾翼15。吊 艙17樞轉(zhuǎn)安裝在每個(gè)機(jī)翼15的外端，每個(gè)吊艙容納引擎(未示出)，引擎 配置成旋轉(zhuǎn)相連的多葉片旋翼19。吊艙17示出處于中間角度位置，該位置 介于飛機(jī)模式或機(jī)翼承擔(dān)飛行的水平位置和直升機(jī)模式或旋翼承擔(dān)飛行的 垂直位置之間。旋翼19反向旋轉(zhuǎn)，并且示出處于對(duì)稱分度配置，此時(shí)反向 旋轉(zhuǎn)的左右旋翼19的葉片具有相同的角度位置并且彼此同相操作。換句話 說(shuō)， 一個(gè)旋翼19的葉片與另一個(gè)旋翼19的葉片同時(shí)經(jīng)過(guò)機(jī)身。
隨著操作過(guò)程中旋翼組件19的旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生從旋翼傳向機(jī)翼15和機(jī)身13 的振動(dòng)。在直升機(jī)模式飛行中，BA609顯示出頻率為旋翼每圈三個(gè)周期的可 接受的振動(dòng)(3/rev=28.5Hz)。但是，測(cè)試表明，隨著旋翼速度降低到飛機(jī)模 式，則飛行器承受明顯更高的振動(dòng)(3/rev=23.9Hz)。特別是，機(jī)頭和駕駛搶 的振動(dòng)變得無(wú)法接受。3/rev振動(dòng)是首要關(guān)心的問(wèn)題，因?yàn)锽A609是三葉片 飛行器，并且最強(qiáng)的固定系統(tǒng)激勵(lì)發(fā)生在3倍于旋翼旋轉(zhuǎn)速度的頻率。
圖2是飛行器11的示意圖，吊艙旋轉(zhuǎn)到飛機(jī)模式飛行位置。旋翼19的 葉片導(dǎo)致橫向剪切力，該力由箭頭21、 23表示，并且這些力導(dǎo)致相反且偏 移的橫向振動(dòng)，由箭頭25、 27表示。垂直剪切力由箭頭29、 31表示，并且 這些剪切力導(dǎo)致相同方向的垂直振動(dòng)，由箭頭33、 35表示。由于振動(dòng)33、 35方向相同，所以振動(dòng)33、 35相組合，增大了機(jī)身13上感覺(jué)到的振動(dòng)幅度。
已經(jīng)提出了各種方法和裝置來(lái)降低操作過(guò)程中傳遞到斜旋翼飛行器機(jī) 身中的振動(dòng)，但是仍然存在缺陷。


圖1是現(xiàn)有技術(shù)中的斜旋翼飛行器的斜視圖； 圖2是具有現(xiàn)有對(duì)稱旋翼配置的斜旋翼飛行器的正^f見圖； 圖3是具有非對(duì)稱旋翼配置的斜旋翼飛行器的正視圖； 圖4是圖3所示飛行器的機(jī)架一部分的斜視圖，機(jī)架具有安裝在其中的 振動(dòng)抑制裝置；
圖5是圖4所示機(jī)架一部分的放大斜視圖； 圖6是圖4所示機(jī)架一部分的放大斜視圖； 圖7是振動(dòng)抑制裝置的斜視圖，去掉了該裝置殼體的一部分。
具體實(shí)施例方式
對(duì)于所有的旋翼飛行器來(lái)說(shuō)，控制機(jī)艙振動(dòng)是一個(gè)重要的關(guān)注點(diǎn)，并且 文中所述的振動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)成使用振動(dòng)抑制單元(VSU)為BA609或者其他 斜旋翼飛行器提供局部振動(dòng)處理功能。VSU可以是被動(dòng)式的，諸如Frahm 型VSU，也可以是主動(dòng)式的，諸如電氣操作的VSU，或者也可以是綜合式 的。VSU在與飛行器旋翼非對(duì)稱分度一起使用時(shí)，特別有效。
圖3是BA609飛行器37的示意圖，該飛行器類在結(jié)構(gòu)和操作方面類似 于上述的飛行器11。為了旋翼41在飛機(jī)模式飛行過(guò)程中反向旋轉(zhuǎn)在機(jī)身39 上的垂直振動(dòng)，旋翼41可以如圖所示非對(duì)稱分度，以便旋翼的葉片彼此相 位相差60度。換句話說(shuō)， 一個(gè)旋翼41的每個(gè)葉片與另一個(gè)旋翼41的每個(gè) 葉片不同時(shí)通過(guò)機(jī)身。
對(duì)于三葉片旋翼來(lái)說(shuō)，60度分度導(dǎo)致產(chǎn)生的力存在180度的相差。為了 確定葉片更多或更少的旋翼所需的分度量，使用方程
P (分度)=P (相差)/N
其中P(分度)是具有N個(gè)葉片的旋翼相對(duì)于彼此所需的分度的度數(shù)， 以實(shí)現(xiàn)產(chǎn)生的力的期望P (相差)相差度數(shù)。對(duì)于飛行器37來(lái)說(shuō)，該方程 計(jì)算為
60度=180度/3,
所以三葉片旋翼41之間的相對(duì)分度量為60度。
旋翼41的葉片導(dǎo)致橫向剪切力，該剪切力由箭頭43、 45表示，并且這 些剪切力導(dǎo)致橫向振動(dòng)，這種振動(dòng)由箭頭47、 49表示。垂直的3/rev正常剪切力由箭頭51、 53表示，這種正常剪切力彼此不同相。這些剪切力導(dǎo)致相 反的垂直振動(dòng)，這種垂直振動(dòng)由箭頭55、 57表示，可能隨著機(jī)身39中的激 勵(lì)源而彼此抵消。但是，由于力51、 53彼此分開，所以力51、 53導(dǎo)致圍繞 機(jī)身39的殘余滾轉(zhuǎn)力矩，以及導(dǎo)致可能仍然激發(fā)非對(duì)稱模的殘余橫向剪切 力。箭頭59表示旋翼41如圖所示的時(shí)候，該力矩的方向，但是當(dāng)旋翼41 從圖中所示位置旋轉(zhuǎn)60度之后，力矩箭頭59將反向。
在飛行測(cè)試中，重新分度旋翼41已經(jīng)證明能在全部的空速下將垂直 3/rev振動(dòng)減少大約一半，并且垂直振動(dòng)已經(jīng)減少到了可以接受的水平。這 些結(jié)果表明，旋翼分度減少了振動(dòng)，以避免超過(guò)特定部件的極限水平，同時(shí) 大大改善乘務(wù)坐席的乘坐質(zhì)量。更為重要的是重新分度方案的簡(jiǎn)潔性，它不 需要對(duì)結(jié)構(gòu)或系統(tǒng)進(jìn)行大規(guī)模重新設(shè)計(jì)，而這種重新設(shè)計(jì)對(duì)于RPM變化或 模式頻率更換來(lái)說(shuō)是必須的。
為了抵消滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)以及由不同相旋翼產(chǎn)生的殘余垂直振動(dòng)，在飛行器37 內(nèi)的互補(bǔ)外翼側(cè)位置安裝成對(duì)的VSU，作為VSU系統(tǒng)。例如，圖4示出了 機(jī)身39的機(jī)架61—部分。機(jī)架61具有一對(duì)VSU63, —起形成VSU系統(tǒng)， 每個(gè)VSU63安裝到機(jī)架61上靠近機(jī)體壁(未示出)并位于沿著機(jī)身39周 長(zhǎng)延伸的兩個(gè)機(jī)身肋65、 67之間。優(yōu)選，VSU63的位置使得距離機(jī)架61 縱向中心線的橫向距離最大。雖然示出了位于飛行器37機(jī)頭(cockpit)之 后附近位置，但是VSU63可以位于沿著機(jī)架61的任何位置，以允許VSU63 使得不希望的振動(dòng)最小。
圖5和6是放大視圖，示出了向機(jī)架61安裝VSU63的裝置。圖5示出 了機(jī)架61右側(cè)一部分，而圖6示出了機(jī)架61左側(cè)一部分。安裝板69連4妾 到肋65、 67上，位于兩者之間，VSU63安裝到每一塊板69。
圖7示出了配置成用于上述振動(dòng)系統(tǒng)中的一種VSU63。 VSU63顯示為 被動(dòng)式Frahm型振動(dòng)抑制設(shè)備，包括殼體71和裝在殼體71內(nèi)的主體73。 主體73安裝到殼體71內(nèi)的彈簧75上，該彈簧允許主體73和殼體71沿著 平行于彈簧75軸線77、 79的方向彼此相對(duì)運(yùn)動(dòng)。通過(guò)改變彈簧75或者改 變主體73的質(zhì)量，諸如通過(guò)增加或減少調(diào)整質(zhì)塊81,可以為特定應(yīng)用場(chǎng)合 或位置調(diào)整VSU63。
該振動(dòng)系統(tǒng)可以進(jìn)行優(yōu)化，以實(shí)現(xiàn)機(jī)架61內(nèi)全部位置的期望乘坐質(zhì)量， 并且用于飛行器總重和飛行高度的全部組合。例如， 一組或多組成對(duì)設(shè)置的VSU63附加系統(tǒng)可以沿著機(jī)架61的長(zhǎng)度分別安裝在不同的點(diǎn)，以補(bǔ)充第一 組的作用。此外，主動(dòng)式振動(dòng)抑制系統(tǒng)(AVSS)可以實(shí)施在飛行器37上。 在這種系統(tǒng)中，適應(yīng)性控制算法和控制器驅(qū)動(dòng)慣性力發(fā)生器，該慣性力發(fā)生 器可以取代或者補(bǔ)充VSU63 。這些額外的設(shè)備可以安裝在飛行器上的關(guān)鍵結(jié) 構(gòu)點(diǎn)上，抑制一定范圍的操作條件下，包括直升機(jī)飛行條件和飛機(jī)飛行條件 下的3/rev振動(dòng)。主動(dòng)設(shè)備的優(yōu)勢(shì)在于，它們提供更大的振動(dòng)抑制操控力， 并且能適應(yīng)飛行器配置、飛行條件和總重的變化。雖然示出了連接到機(jī)架，但是應(yīng)該理解，VSU可以連接到飛行器的其他 部分，諸如壁板或輔助結(jié)構(gòu)。此外，應(yīng)該理解，所公開的方法可以用在除凍牛 旋翼飛行器之外的其他具有一對(duì)或多對(duì)旋翼且所述旋翼能在操作過(guò)程中針 對(duì)不同相旋轉(zhuǎn)重新分度的飛行器上。以上公開的方法提供若干優(yōu)勢(shì)，包括(l)減少了傳遞到斜旋翼飛行器 機(jī)身的振動(dòng)；(2)容易實(shí)施在現(xiàn)有的飛行器上；和(3)實(shí)施成本最小。雖然本發(fā)明已經(jīng)針對(duì)至少一個(gè)實(shí)施例進(jìn)行了敘述，^f旦是該說(shuō)明并不應(yīng)該 理解為限制的意思。在參照本說(shuō)明之后，本領(lǐng)域技術(shù)人員可以明白實(shí)施例的 各種改動(dòng)和組合以及本發(fā)明的其他實(shí)施方式。
權(quán)利要求
1.一種抑制飛行器中的振動(dòng)的方法，該飛行器至少具有一對(duì)多葉片旋翼，所述方法包括(a)在所述飛行器中安裝至少一對(duì)振動(dòng)抑制設(shè)備，形成系統(tǒng)，每個(gè)系統(tǒng)的所述設(shè)備安裝在所述飛行器的相反兩側(cè)；(b)在所述飛行器操作過(guò)程中，以這樣的方式旋轉(zhuǎn)所述至少一對(duì)旋翼，以使每一對(duì)旋翼中的一個(gè)旋翼的葉片與每一對(duì)旋翼中的另一個(gè)旋翼的葉片不同相；和(c)使用所述系統(tǒng)抑制由所述旋翼不同相旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的振動(dòng)。
2. 如權(quán)利要求l所述的方法，其特征在于，步驟(a)包括安裝被動(dòng)式 設(shè)備。
3. 如權(quán)利要求l所述的方法，其特征在于，步驟(a)包括安裝被動(dòng)式 設(shè)備，所述方法進(jìn)一步包括(d)調(diào)整所述被動(dòng)式設(shè)備以產(chǎn)生選擇的振動(dòng)抑制特性。
4. 如權(quán)利要求l所述的方法，其特征在于，步驟(a)包括安裝主動(dòng)式 設(shè)備。
5. 如權(quán)利要求l所述的方法，其特征在于，步驟(a)包括安裝主動(dòng)式 設(shè)備，步驟(c)包括操作該主動(dòng)式設(shè)備以產(chǎn)生選擇的振動(dòng)抑制特性。
6. —種抑制飛行器中的振動(dòng)的方法，該飛行器至少具有一對(duì)多葉片旋 翼，所述方法包括(a) 在所述飛行器中安裝至少一對(duì)被動(dòng)式振動(dòng)抑制設(shè)備，形成系統(tǒng)， 每個(gè)系統(tǒng)的所述設(shè)備安裝在所述飛行器的相反兩側(cè)；(b) 在所述飛行器操作過(guò)程中，以這樣的方式旋轉(zhuǎn)所述至少一對(duì)旋翼， 以使每一對(duì)旋翼中的 一個(gè)旋翼的葉片與每一對(duì)旋翼中的另 一個(gè)旋翼的葉片 不同沖目；禾口(c) 使用所述系統(tǒng)抑制由所述旋翼不同相旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的振動(dòng)。
7. 如權(quán)利要求l所述的方法，進(jìn)一步包括(d) 調(diào)整所述被動(dòng)式設(shè)備以產(chǎn)生選擇的振動(dòng)抑制特性。
8. —種抑制飛行器中的振動(dòng)的方法，該飛行器至少具有一對(duì)多葉片旋 翼，所述方法包括(a) 在所述飛行器中安裝至少一對(duì)主動(dòng)式振動(dòng)抑制設(shè)備，形成系統(tǒng)， 每個(gè)系統(tǒng)的所述設(shè)備安裝在所述飛行器的相反兩側(cè)；(b) 在所述飛行器操作過(guò)程中，以這樣的方式旋轉(zhuǎn)所述至少一對(duì)旋翼， 以使每一對(duì)旋翼中的一個(gè)旋翼的葉片與每一對(duì)旋翼中的另一個(gè)旋翼的葉片不同相；和(c) 使用所述系統(tǒng)抑制由所述旋翼不同相旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的振動(dòng)。
9.如權(quán)利要求l所述的方法，其特征在于，步驟(c)包括操作該主動(dòng) 式設(shè)備以產(chǎn)生選擇的振動(dòng)抑制特性。
全文摘要
公開了一種抑制飛行器中的振動(dòng)的方法，該飛行器至少具有一對(duì)多葉片旋翼。所述方法的第一步是在所述飛行器中安裝至少一對(duì)振動(dòng)抑制設(shè)備，形成系統(tǒng)，每個(gè)系統(tǒng)的所述設(shè)備安裝在所述飛行器的相反兩側(cè)。然后，在所述飛行器的操作過(guò)程中，下一步是旋轉(zhuǎn)所述至少一對(duì)旋翼，以使每一對(duì)旋翼中的一個(gè)旋翼的葉片與每一對(duì)旋翼中的另一個(gè)旋翼的葉片不同相。最后一步是使用所述系統(tǒng)抑制由所述旋翼不同相旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的振動(dòng)。
文檔編號(hào)B64C27/22GK101657354SQ200880011744
公開日2010年2月24日 申請(qǐng)日期2008年4月11日 優(yōu)先權(quán)日2007年4月11日
發(fā)明者杰弗里·B·克勞德, 杰拉爾德·史密斯, 查爾斯·L·巴克利, 詹姆斯·A·威爾遜 申請(qǐng)人:貝爾直升機(jī)泰克斯特龍公司