專利名稱：直升飛機的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及直升飛機。
背景技術(shù)：
已知直升飛機基本包括限定前機組艙(crew cabin)的機身；安裝在機身中部的 頂部上用以產(chǎn)生支撐直升飛機和使直升飛機向前移動所需的升力和推力的主螺旋槳；和從 直升飛機的尾翼突出的反扭矩螺旋槳(antitorque rotor)。
更特別地，主螺旋槳包括驅(qū)動軸；以及多個葉片，其通過內(nèi)插的轂鉸接于驅(qū)動軸。 直升飛機還包括至少一個引擎；位于引擎與驅(qū)動軸之間的傳動裝置；以及連接 裝置，所述連接裝置將機身連接至用于支撐驅(qū)動軸和傳動裝置的支撐體。換句話說，機身是 通過連接裝置從支撐體"懸掛"。 在直升飛機的正常操作中，引擎對傳動裝置施加驅(qū)動扭矩。根據(jù)作用_反作用定 律，反作用扭矩被傳遞到支撐體，且通過連接裝置從支撐體傳到機身，并被通過尾部螺旋槳 施加到機身上的相反扭矩平衡。 不可避免地，連接裝置會將震動和噪聲傳遞到機身，并因此傳遞到機組艙，因此影 響機組人員的舒適度。 本領(lǐng)域需要使得該震動和噪聲(特別是預(yù)定頻率范圍內(nèi)的震動和噪聲)到機艙的 傳遞最小化。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供一種直升飛機，所述直升飛機被設(shè)計為成本低廉且容易地實 現(xiàn)上述要求的至少一個。 按照本發(fā)明，提供了 一種直升飛機，其包括螺旋槳，機身，和功能性地連接至所述 螺旋槳的傳動裝置。所述直升飛機還包括至少支撐所述傳動裝置的支撐體、連接至所述支 撐體的第一連接裝置、連接至所述機身的第二連接裝置、和介于所述第一連接裝置與第二 連接裝置之間的彈性裝置； 所述第一連接裝置包括第一連接件，其具有-法蘭，其連接至所述支撐體并限定了開口，所述開口具有橫切于所述機身縱向軸
線的第一軸線；以及-從所述法蘭的位于所述第一軸線的相對側(cè)上的相應(yīng)部分伸出的第一和第二附 件；-其特征在于，所述第一和第二附件中的每個都是V形的，并且每個都包括兩個側(cè) 面，所述兩個側(cè)面在所述第一軸線的相對側(cè)上會聚； 所述第二連接裝置包括位于所述第一附件的相對側(cè)上的一對第二連接件和位于 所述第二附件的相對側(cè)上的另一對第二連接件；并且
所述彈性裝置包括介于所述第一附件的相對側(cè)與相應(yīng)第二連接件之間的至少一對第一彈性件，以及介于所述第二附件的相對側(cè)與相應(yīng)第二連接件之間的至少一對第二彈性件。


下面將通過例子參考附圖描述本發(fā)明的優(yōu)選的、非限制性實施例，其中
圖1示出了根據(jù)本發(fā)明的直升飛機的側(cè)視圖； 圖2示出了圖1直升飛機的連接裝置形成部件的更大尺度的透視 圖3示出了圖2連接裝置的大尺度的部分分解視 圖4示出了圖2和3連接裝置的部分截面的頂視圖； 圖5示出了圖2-4連接裝置的部件的截面圖，其中為了清楚起見去除了一些部件； 圖6到8示出了圖2-5連接裝置的組裝過程中的連續(xù)步驟。
具體實施例方式
圖1中標(biāo)號1表示直升飛機，其基本包括帶有前端5的機身2 ;至少一個引擎6(僅在圖1中示意示出)；和安裝在機身2頂部上的用以產(chǎn)生使直升飛機1升起和向前移動所必需的升力和推力的主螺旋槳3。
主螺旋槳3基本包括驅(qū)動軸10 ;鉸接于驅(qū)動軸10的轂11 ;和多個葉片12，所述
葉片12鉸接于轂11并沿與驅(qū)動軸10的軸線A交叉的各方向延伸。 在面對主螺旋槳3的側(cè)邊上，機身2限定有機艙8，該機艙8通常由機組人員占據(jù)并由機身2的壁15限定。 直升飛機1還包括傳動裝置7(僅在圖1中示意示出)，該傳動裝置7功能性地將引擎6的輸出件13連接至驅(qū)動軸10 ;和定子體，該定子體以旋轉(zhuǎn)的方式支撐輸出件13、傳動裝置7和驅(qū)動軸10。 關(guān)于定子體，圖1僅示出了盒體14，該盒體14從壁15突出、位于機艙8的相對側(cè)上、并以繞軸線A旋轉(zhuǎn)方式支撐傳動裝置7的末級和驅(qū)動軸10。 直升飛機1還包括反扭矩尾部螺旋槳4，其從機身2的位于前端5的相對端處的尾翼伸出；和連接盒體14至機身2壁15的連接裝置16。
連接裝置16基本包括-多個(在所示例子中為4個)桿17，所述桿17沿著相對于壁15和軸線A傾斜的各個軸線在盒體14的側(cè)表面與跟壁15的各緊固點之間延伸；以及-連接裝置20，其連接至盒體14的底部邊緣以及連接至壁15，并用于傳遞反作用扭矩到機身2。 更具體地，根據(jù)作用與反作用定律可知，該反作用扭矩等于經(jīng)傳動裝置7從引擎6傳遞到驅(qū)動軸10的驅(qū)動扭矩且與之方向相反，其被傳遞到定子體并因此被傳遞到盒體14，且由尾部螺旋槳4產(chǎn)生的相反扭矩平衡。
連接裝置20基本包括(圖4):—橫向件21，該橫向件21進而包括法蘭22，所述法蘭22螺栓固定至盒體14的底部邊緣并限定出具有軸線B的圓形開口 ，軸線A從所述開口中延伸穿過；和會聚在軸線
B的相對側(cè)上并從法蘭22的位于軸線B相對側(cè)上的各部分伸出的兩個V形附件23、24 ;
——位于軸線B相對側(cè)上的兩個連接件25、26，每個連接件都包括垂直于軸線B 的兩個相對的板29，以及垂直位于板29之間的兩個側(cè)壁30 ;—兩個構(gòu)件31、32，其連接至機身2的壁15及連接至連接件25的各側(cè)壁30 ;以 及—兩個構(gòu)件33、34，其固定至機身2的壁15及固定至連接件26的各側(cè)壁30。
更具體地，法蘭22包括繞軸線B等間距隔開且各螺栓(未示出)穿過其中固定至 盒體14底部邊緣的多個孔35。軸線B相對軸線A傾斜。 每個附件23、24包括在軸線B的相對側(cè)上會聚并相對于對應(yīng)的軸線C、 D對稱地 延伸的兩個側(cè)面；和螺紋孔36 (圖5-8中示出)，所述螺紋孔36沿相應(yīng)軸線C、 D延伸并具 有位于軸B相對側(cè)上的開口第一軸向端以及與第一軸向端相對的閉合第二軸向端。
參考圖6和7，構(gòu)件25、26每個都包括通過相應(yīng)附件23、24接合的梯形座27 ;和 兩個棱柱形的、矩形截面的，這兩個座28分別位于梯形座27的每一側(cè)且其由相應(yīng)側(cè)面30 界定。更特別地，每個構(gòu)件25、26的座28與相對梯形座27連通。 構(gòu)件25、26具有相應(yīng)的通孔37，通孔37分別具有軸線C，D并與相應(yīng)附件23、24的 孔36軸向?qū)?zhǔn)。 當(dāng)組裝連接裝置20時，相應(yīng)附件23的孔36和相應(yīng)構(gòu)件25、26的孔37是通過沿 相應(yīng)軸線C、 D延伸的相應(yīng)帶螺紋的銷45接合的。 軸線C、 D相對彼此傾斜，在法蘭22的中心0相交并限定出相對軸線B垂直的平 面。 軸線C、D與直升飛機1的(normal-flight axis)限定出各角度P 、 a ，其中正常
飛行軸線從尾部螺旋槳4延伸到前端5。更具體地，角度13、 a是鈍角并相等。 軸線E基本與機身2的縱向軸線重合，并垂直于軸線F，如圖3，4，6，7和8中所示的。 構(gòu)件25的每個側(cè)壁30都位于相對構(gòu)件31 、32與附件23的相對側(cè)之間。
類似地，構(gòu)件26的每個側(cè)壁30都位于相對構(gòu)件33、34與附件24的相對側(cè)之間。
每個構(gòu)件31、32、33、34都包括與相應(yīng)構(gòu)件25、26的相應(yīng)側(cè)壁30配合的主壁38 ; 和兩個平行側(cè)壁39，它們從相對構(gòu)件25、26的相對側(cè)上從壁38的各相對端邊緣伸出。
每個構(gòu)件31、32、33、34通過相應(yīng)螺栓19(圖2)固定至機身2的壁15，該螺栓19 具有平行于軸線B的軸線G。更具體地，每個螺栓19是穿過壁39和相對構(gòu)件31、32、33、34 的壁38的中央彎曲部分而裝配的。 連接裝置20有利地包括位于構(gòu)件31 、32與附件23之間，及位于構(gòu)件33、34與附 件24之間的彈性裝置。 更具體地，連接裝置20包括容納在各座28內(nèi)的4個阻尼組件40，且每個阻尼組件 都包括多個彈性材料(具體為固化橡膠)層41，并與多個金屬板42(圖4和5)交替，金屬 板通過未示出的各粘接材料層連接至彈性材料層41。在所示例子中，彈性材料層41和板 42是矩形的，并位于與限定各座28的側(cè)壁30平行的各平面中。 阻尼組件40位于附件23、 24的各側(cè)面與各構(gòu)件31 、 32、 33、 34之間，因此減少了震動從橫向件到壁15的傳遞。 每個阻尼組件40還包括由金屬形成的兩個板44、43，該板44、43分別通過粘接材 料連接到最靠近相對軸線C、 D的彈性材料層41和最靠近相對構(gòu)件31、32、33、34的彈性材 料層41。 每個阻尼組件40的板43具有兩個凸起50，所述凸起在相對附件23、24的相對側(cè)
上伸出并與限定在相對構(gòu)件31 、32、33、34的壁38中的各個座51 (圖5， 7， 8)接合。 每個阻尼組件40的板44具有兩個凸起52，所述凸起朝向相對附件23、24伸出并
與限定在相對側(cè)壁23、24相應(yīng)側(cè)中的各端座(deadseat)53(圖5，6，7)接合。 阻尼組件40的與構(gòu)件25中的座28接合凸起50、52沿彼此平行且基本垂直于構(gòu)
件25的側(cè)壁30的相應(yīng)軸線延伸。 類似地，阻尼組件40的與構(gòu)件26中的座28接合的凸起50、52沿彼此平行且基本 垂直于構(gòu)件26的側(cè)壁30的相應(yīng)軸線延伸。 凸起50、52與各個座51， 53間的連接用于將扭矩反作用沿軸線B從附件23、24傳 遞到各構(gòu)件31， 32， 33， 34。 直升飛機1還包括用于調(diào)整阻尼組件40的彈性材料層41上的預(yù)載的調(diào)整裝置 60 (圖5到8)。 對于每個阻尼組件40，調(diào)整裝置60有利地包括(圖5到8):-兩對銷61 ，所述銷61具有相應(yīng)的平行螺紋端，所述螺紋端沿垂直于相對構(gòu)件25、
26的相對側(cè)壁30的各個軸線延伸；-兩對螺紋孔62，所述螺紋孔62由相對構(gòu)件25、26的相對側(cè)壁30限定并由各個 銷61接合；以及 _兩對通孔63，所述通孔63由相對構(gòu)件31、32、33、34的壁38限定并由各個銷61 穿過。 更具體地，每個構(gòu)件31、32、33、34的座51位于各通孔63之間，且容納每個阻尼組 件40的座28位于相對通孔62之間。 圖6到8示出了連接裝置20的一對阻尼組件40的組裝次序。 更具體地，圖6到8示出了位于附件23的相對側(cè)與各構(gòu)件31、32之間的阻尼組40的組裝次序。 同樣的次序也適用于位于附件24的相對側(cè)與各構(gòu)件33、34之間的阻尼組件40的 組裝，因此沒有詳細示出。 更具體地，附件23插在構(gòu)件25的座27內(nèi)部(圖6)，且?guī)菁y的銷45插入孔37 并緊固在螺紋孔36內(nèi)(圖7)。 然后阻尼組件40插入構(gòu)件25的各個座28中，且構(gòu)件31、32通過銷61固定至構(gòu) 件25的各個側(cè)壁30，因此每個阻尼組件40的凸起50、52接合由各個構(gòu)件31、32與附件23 的相對側(cè)限定的各個座51、53。 因此阻尼組件40被緊夾在各個構(gòu)件31、32與附件23的各側(cè)之間的預(yù)定位置(圖 8)。 此時，銷45從孔36旋開并被移去。 在實際使用中，引擎6經(jīng)傳動裝置7旋轉(zhuǎn)螺旋槳3的驅(qū)動軸10。
驅(qū)動軸10經(jīng)轂11旋轉(zhuǎn)葉片12以產(chǎn)生使直升飛機1升起并向前移動所需的升力 和推力。 升力和推力被傳遞至盒體14，并從盒體14主要經(jīng)由桿17傳遞到機身2的壁15。
根據(jù)作用_反作用定律，從驅(qū)動軸傳遞的扭矩在盒體14上產(chǎn)生扭矩反作用，其等 于驅(qū)動軸10上的扭矩但方向相反。 扭矩反作用行進通過連接裝置20并被傳遞至機身2的壁15。 更具體地，扭矩反作用通過接合各個座53的銷52從附件23、24被傳遞到阻尼組
件40的板44，通過接合各個座51的銷50從阻尼組件40的板43被傳遞到相應(yīng)構(gòu)件31、32、
33、34，且然后通過元件31、32、33、34傳遞到機身2的壁15。 螺旋槳3的操作會誘導(dǎo)盒體14上的震動。 盒體14上的震動和相關(guān)噪聲從盒體14被傳遞到法蘭22以及法蘭22的附件23、 24。 由于彈性材料層41，阻尼組件40震動從而吸收預(yù)定頻率范圍內(nèi)的震動和噪聲，從
而防止它們被傳遞到構(gòu)件31、32、33、34，且因此被傳遞到機身2的壁15。 換句話說，阻尼組件40使得連接至壁15的構(gòu)件31、32、33、34與連接至盒體14的
附件23，24隔離。 彈性材料層41上的預(yù)載是可根據(jù)旋轉(zhuǎn)軸10上的預(yù)定扭矩，且因此根據(jù)盒體14上 的扭矩反作用被調(diào)整的。 更具體地，彈性材料層41上的預(yù)載是如下進行調(diào)整的緊固或松開各個孔62中 的銷61從而沿基本平行于各個軸線G的方向調(diào)整各個阻尼組件40上的抓著力(gripping force)。 根據(jù)本發(fā)明的直升飛機1的優(yōu)點可從上面說明中清楚地看出。 具體地，阻尼組件40從盒體14到壁15傳遞扭矩反作用，同時減少預(yù)定頻率范圍
內(nèi)的震動和噪聲傳遞到壁15并因此傳遞到機艙8。 也就是，彈性材料層41位于固定至盒體14的橫向件21與固定至機身2的壁15 的構(gòu)件31、32、33、34之間，并且從盒體14傳遞的負載使之震動。 換句話說，彈性材料層41用作相應(yīng)的機械濾波器，其將壁15與從盒體14傳遞的 預(yù)定頻率范圍內(nèi)的震動和噪聲隔離。 可通過簡單地改變彈性材料層41的材料或形狀(即，調(diào)整彈性材料層41的剛性) 而調(diào)整連接裝置20的彈性材料層41的震動頻率。 因此可在設(shè)計階段選擇用于防止震動和噪聲傳遞至機身2的頻率范圍。 換句話說，阻尼組件40可在設(shè)計階段被調(diào)整為不同的震動和噪聲頻率范圍，在該
頻率范圍內(nèi)減小震動和噪聲傳遞到機身2。 調(diào)整裝置60也允許調(diào)整阻尼組件層41上的預(yù)載。 因此這確保了橫向件21在受到盒體14的預(yù)定扭矩反作用和彈性材料層41的彈 性作用時平衡。在直升飛機1的正常飛行條件下，由盒體14施加的預(yù)定扭矩反作用等于驅(qū) 動軸10上的扭矩。 顯然，在不偏離所附權(quán)利要求限定的范圍的前提下，可對文中所述和所示的直升 飛機l做出改變。
權(quán)利要求
一種直升飛機(1)，其包括螺旋槳(3)、機身(2)、和功能地連接至所述螺旋槳(3)的傳動裝置(7)；所述直升飛機(1)還包括至少支撐所述傳動裝置(7)的支撐體(14)、連接至所述支撐體(14)的第一連接裝置(21)、連接至所述機身(2)的第二連接裝置(31，32，33，34)、和位于所述第一與第二連接裝置(21；31，32，33，34)之間的彈性裝置(41)；所述第一連接裝置包括第一連接件(21)，其具有法蘭(22)，其連接至所述支撐體(14)并限定具有橫切于所述機身(2)縱向軸線(E)的第一軸線(B)的開口；以及第一和第二附件(23，24)，其從所述法蘭(22)的位于所述第一軸線(B)的相對側(cè)上的相應(yīng)部分伸出；其特征在于，所述第一和第二附件(23，24)中的每個都是V形的，并且每個都包括兩個側(cè)面，所述兩個側(cè)面在所述第一軸線(B)的相對側(cè)上會聚；所述第二連接裝置包括位于所述第一附件(23)相對側(cè)上的一對第二連接件(31，32)和位于所述第二附件(24)相對側(cè)上的另一對第二連接件(33，34)；并且所述彈性裝置(41)包括位于所述第一附件(23)的相對側(cè)與相應(yīng)第二連接件(31，32)之間的至少一對第一彈性件(41)、以及位于所述第二附件(24)的相對側(cè)與相應(yīng)第二連接件(33，34)之間的至少一對第二彈性件(41)。
2. 根據(jù)權(quán)利要求l所述的直升飛機，其中，所述第一和第二附件(23， 24)分別具有對稱 的第二和第三軸線(C，D)，所述第二和第三軸線在所述法蘭(22)的開口中心(0)相交并相 對于彼此以及相對于所述機身(2)的縱向軸線(E)傾斜。
3. 根據(jù)權(quán)利要求l所述的直升飛機，其中，所述直升飛機包括一對第一阻尼組件(40) 和一對第二阻尼組件(40);所述第一阻尼組件(40)中的每個包括多個所述第一彈性件(41) ，多個所述第一彈性件與多個第一金屬件(42)交替并整體形成；所述第二阻尼組件(40) 中的每個包括多個所述第二彈性件(41)，多個所述第二彈性件與多個第二金屬件(42) 交替并整體形成。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的直升飛機，其中，所述直升飛機包括用于調(diào)整所述彈性裝置(41) 的預(yù)載的調(diào)整裝置(60)。
5. 根據(jù)權(quán)利要求l所述的直升飛機，其中，對于每個附件(23，24)，所述直升飛機進一 步包括一個主體(25，26)，其限定了由所述附件(23,24)接合的中央座(27)、和位于所述中 央座(27)每側(cè)并至少部分地容納所述彈性裝置(41)的一對側(cè)面座(28);所述主體(25， 26)在其相對側(cè)連接至相應(yīng)的第二連接件(31，32，33，34)。
6. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的直升飛機，其中，所述第一和第二附件(23,24)包括分別沿所 述第二和第三軸線(C，D)延伸的相應(yīng)的帶螺紋的第一孔(36);所述主體(25,26)包括分別 沿所述第二和第三軸線(C，D)延伸并與相應(yīng)的所述第一孔(36)連通的相應(yīng)的第二孔(37); 當(dāng)組裝所述第一和第二連接裝置(21 ;31， 32， 33， 34)時，所述第一孔和相應(yīng)的第二孔(36， 37)由相應(yīng)的帶螺紋的第一銷(45)接合。
7. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的直升飛機，其中，對于每個第二連接件(31，32，33，34)，所述 調(diào)整裝置(60)包括-至少一個包括螺紋的第二銷(61);-至少一個第三孔(63)，其由所述第二連接件(31，32，33，34)限定并被所述第二銷(61)穿過裝配；以及-至少一個帶螺紋的第四孔(62)，其由相應(yīng)的所述主體(25，26)限定并被所述第二銷 (61)的所述螺紋接合。
8.根據(jù)權(quán)利要求l所述的直升飛機，其中，所述機身(2)包括機艙(8)、和限定所述機 艙(8)的頂部的壁(15);所述第一連接件(21)與所述壁(15)配合，且所述第二連接件(31， 32,33,34)固定至所述壁(15)。
全文摘要
一種直升飛機(1)，其具有螺旋槳(3)，機身(2)，和功能性連接至螺旋槳(3)的傳動裝置(7)；直升飛機(1)具有至少支撐傳動裝置(7)的支撐體(14)和連接裝置(20)，所述連接裝置具有分別連接至支撐體(14)和機身(2)的第一連接件(21)和至少一個第二連接件(31，32，33，34)；且連接裝置(20)具有位于第一與第二連接件(21；31；32，33，34)之間的彈性裝置(41)。
文檔編號B64C27/04GK101723090SQ20091020660
公開日2010年6月9日 申請日期2009年10月21日 優(yōu)先權(quán)日2008年10月21日
發(fā)明者丹特·巴萊里奧, 圣蒂諾·潘科蒂, 阿蒂利奧·科隆博 申請人:奧格斯塔股份公司