CN101723090B - 直升飞机 - Google Patents

Abstract

一种直升飞机(1)，其具有螺旋桨(3)，机身(2)，和功能性连接至螺旋桨(3)的传动装置(7)；直升飞机(1)具有至少支撑传动装置(7)的支撑体(14)和连接装置(20)，所述连接装置具有分别连接至支撑体(14)和机身(2)的第一连接件(21)和至少一个第二连接件(31，32，33，34)；且连接装置(20)具有位于第一与第二连接件(21；31；32，33，34)之间的弹性装置(41)。

Description

直升飞机

技术领域

本发明涉及直升飞机。

背景技术

已知直升飞机基本包括：限定前机组舱(crew cabin)的机身；安装在机身中部的顶部上用以产生支撑直升飞机和使直升飞机向前移动所需的升力和推力的主螺旋桨；和从直升飞机的尾翼突出的反扭矩螺旋桨(antitorque rotor)。

更特别地，主螺旋桨包括：驱动轴；以及多个叶片，其通过内插的毂铰接于驱动轴。

直升飞机还包括：至少一个引擎；位于引擎与驱动轴之间的传动装置；以及连接装置，所述连接装置将机身连接至用于支撑驱动轴和传动装置的支撑体。换句话说，机身是通过连接装置从支撑体“悬挂”。

在直升飞机的正常操作中，引擎对传动装置施加驱动扭矩。根据作用-反作用定律，反作用扭矩被传递到支撑体，且通过连接装置从支撑体传到机身，并被通过尾部螺旋桨施加到机身上的相反扭矩平衡。

不可避免地，连接装置会将震动和噪声传递到机身，并因此传递到机组舱，因此影响机组人员的舒适度。

本领域需要使得该震动和噪声(特别是预定频率范围内的震动和噪声)到机舱的传递最小化。

发明内容

本发明的目的是提供一种直升飞机，所述直升飞机被设计为成本低廉且容易地实现上述要求的至少一个。

按照本发明，提供了一种直升飞机，其包括：螺旋桨，机身，和功能性地连接至所述螺旋桨的传动装置。所述直升飞机还包括：至少支撑所述传动装置的支撑体、连接至所述支撑体的第一连接装置、连接至所述机身的第二连接装置、和介于所述第一连接装置与第二连接装置之间的弹性装置；

所述第一连接装置包括第一连接件，其具有：

-法兰，其连接至所述支撑体并限定了开口，所述开口具有横切于所述机身纵向轴线的第一轴线；以及

-从所述法兰的位于所述第一轴线的相对侧上的相应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个都是V形的，并且每个都包括两个侧面，所述两个侧面在所述第一轴线的相对侧上会聚；

所述第二连接装置包括位于所述第一附件的相对侧上的一对第二连接件和位于所述第二附件的相对侧上的另一对第二连接件；并且

所述弹性装置包括介于所述第一附件的相对侧与相应第二连接件之间的至少一对第一弹性件，以及介于所述第二附件的相对侧与相应第二连接件之间的至少一对第二弹性件。

附图说明

下面将通过例子参考附图描述本发明的优选的、非限制性实施例，其中：

图1示出了根据本发明的直升飞机的侧视图；

图2示出了图1直升飞机的连接装置形成部件的更大尺度的透视图；

图3示出了图2连接装置的大尺度的部分分解视图；

图4示出了图2和3连接装置的部分截面的顶视图；

图5示出了图2-4连接装置的部件的截面图，其中为了清楚起见去除了一些部件；

图6到8示出了图2-5连接装置的组装过程中的连续步骤。

具体实施方式

图1中标号1表示直升飞机，其基本包括：带有前端5的机身2；至少一个引擎6(仅在图1中示意示出)；和安装在机身2顶部上的用以产生使直升飞机1升起和向前移动所必需的升力和推力的主螺旋桨3。

主螺旋桨3基本包括：驱动轴10；铰接于驱动轴10的毂11；和多个叶片12，所述叶片12铰接于毂11并沿与驱动轴10的轴线A交叉的各方向延伸。

在面对主螺旋桨3的侧边上，机身2限定有机舱8，该机舱8通常由机组人员占据并由机身2的壁15限定。

直升飞机1还包括：传动装置7(仅在图1中示意示出)，该传动装置7功能性地将引擎6的输出件13连接至驱动轴10；和定子体，该定子体以旋转的方式支撑输出件13、传动装置7和驱动轴10。

关于定子体，图1仅示出了盒体14，该盒体14从壁15突出、位于机舱8的相对侧上、并以绕轴线A旋转方式支撑传动装置7的末级和驱动轴10。

直升飞机1还包括：反扭矩尾部螺旋桨4，其从机身2的位于前端5的相对端处的尾翼伸出；和连接盒体14至机身2壁15的连接装置16。

连接装置16基本包括：

-多个(在所示例子中为4个)杆17，所述杆17沿着相对于壁15和轴线A倾斜的各个轴线在盒体14的侧表面与跟壁15的各紧固点之间延伸；以及

-连接装置20，其连接至盒体14的底部边缘以及连接至壁15，并用于传递反作用扭矩到机身2。

更具体地，根据作用与反作用定律可知，该反作用扭矩等于经传动装置7从引擎6传递到驱动轴10的驱动扭矩且与之方向相反，其被传递到定子体并因此被传递到盒体14，且由尾部螺旋桨4产生的相反扭矩平衡。

连接装置20基本包括(图4)：

——横向件21，该横向件21进而包括：法兰22，所述法兰22螺栓固定至盒体14的底部边缘并限定出具有轴线B的圆形开口，轴线A从所述开口中延伸穿过；和会聚在轴线B的相对侧上并从法兰22的位于轴线B相对侧上的各部分伸出的两个V形附件23、24；

——位于轴线B相对侧上的两个连接件25、26，每个连接件都包括：垂直于轴线B的两个相对的板29，以及垂直位于板29之间的两个侧壁30；

——两个构件31、32，其连接至机身2的壁15及连接至连接件25的各侧壁30；以及

——两个构件33、34，其固定至机身2的壁15及固定至连接件26的各侧壁30。

更具体地，法兰22包括绕轴线B等间距隔开且各螺栓(未示出)穿过其中固定至盒体14底部边缘的多个孔35。轴线B相对轴线A倾斜。

每个附件23、24包括：在轴线B的相对侧上会聚并相对于对应的轴线C、D对称地延伸的两个侧面；和螺纹孔36(图5-8中示出)，所述螺纹孔36沿相应轴线C、D延伸并具有位于轴B相对侧上的开口第一轴向端以及与第一轴向端相对的闭合第二轴向端。

参考图6和7，构件25、26每个都包括：通过相应附件23、24接合的梯形座27；和两个棱柱形的、矩形截面的，这两个座28分别位于梯形座27的每一侧且其由相应侧面30界定。更特别地，每个构件25、26的座28与相对梯形座27连通。

构件25、26具有相应的通孔37，通孔37分别具有轴线C，D并与相应附件23、24的孔36轴向对准。

当组装连接装置20时，相应附件23的孔36和相应构件25、26的孔37是通过沿相应轴线C、D延伸的相应带螺纹的销45接合的。

轴线C、D相对彼此倾斜，在法兰22的中心O相交并限定出相对轴线B垂直的平面。

轴线C、D与直升飞机1的(normal-flight axis)限定出各角度β、α，其中正常飞行轴线从尾部螺旋桨4延伸到前端5。更具体地，角度β、α是钝角并相等。

轴线E基本与机身2的纵向轴线重合，并垂直于轴线F，如图3，4，6，7和8中所示的。

构件25的每个侧壁30都位于相对构件31、32与附件23的相对侧之间。

类似地，构件26的每个侧壁30都位于相对构件33、34与附件24的相对侧之间。

每个构件31、32、33、34都包括：与相应构件25、26的相应侧壁30配合的主壁38；和两个平行侧壁39，它们从相对构件25、26的相对侧上从壁38的各相对端边缘伸出。

每个构件31、32、33、34通过相应螺栓19(图2)固定至机身2的壁15，该螺栓19具有平行于轴线B的轴线G。更具体地，每个螺栓19是穿过壁39和相对构件31、32、33、34的壁38的中央弯曲部分而装配的。

连接装置20有利地包括位于构件31、32与附件23之间，及位于构件33、34与附件24之间的弹性装置。

更具体地，连接装置20包括容纳在各座28内的4个阻尼组件40，且每个阻尼组件都包括多个弹性材料(具体为固化橡胶)层41，并与多个金属板42(图4和5)交替，金属板通过未示出的各粘接材料层连接至弹性材料层41。在所示例子中，弹性材料层41和板42是矩形的，并位于与限定各座28的侧壁30平行的各平面中。

阻尼组件40位于附件23、24的各侧面与各构件31、32、33、34之间，因此减少了震动从横向件到壁15的传递。

每个阻尼组件40还包括由金属形成的两个板44、43，该板44、43分别通过粘接材料连接到最靠近相对轴线C、D的弹性材料层41和最靠近相对构件31、32、33、34的弹性材料层41。

每个阻尼组件40的板43具有两个凸起50，所述凸起在相对附件23、24的相对侧上伸出并与限定在相对构件31、32、33、34的壁38中的各个座51(图5，7，8)接合。

每个阻尼组件40的板44具有两个凸起52，所述凸起朝向相对附件23、24伸出并与限定在相对侧壁23、24相应侧中的各端座(deadseat)53(图5，6，7)接合。

阻尼组件40的与构件25中的座28接合凸起50、52沿彼此平行且基本垂直于构件25的侧壁30的相应轴线延伸。

类似地，阻尼组件40的与构件26中的座28接合的凸起50、52沿彼此平行且基本垂直于构件26的侧壁30的相应轴线延伸。

凸起50、52与各个座51，53间的连接用于将扭矩反作用沿轴线B从附件23、24传递到各构件31，32，33，34。

直升飞机1还包括用于调整阻尼组件40的弹性材料层41上的预载的调整装置60(图5到8)。

对于每个阻尼组件40，调整装置60有利地包括(图5到8)：

-两对销61，所述销61具有相应的平行螺纹端，所述螺纹端沿垂直于相对构件25、26的相对侧壁30的各个轴线延伸；

-两对螺纹孔62，所述螺纹孔62由相对构件25、26的相对侧壁30限定并由各个销61接合；以及

-两对通孔63，所述通孔63由相对构件31、32、33、34的壁38限定并由各个销61穿过。

更具体地，每个构件31、32、33、34的座51位于各通孔63之间，且容纳每个阻尼组件40的座28位于相对通孔62之间。

图6到8示出了连接装置20的一对阻尼组件40的组装次序。

更具体地，图6到8示出了位于附件23的相对侧与各构件31、32之间的阻尼组件40的组装次序。

同样的次序也适用于位于附件24的相对侧与各构件33、34之间的阻尼组件40的组装，因此没有详细示出。

更具体地，附件23插在构件25的座27内部(图6)，且带螺纹的销45插入孔37并紧固在螺纹孔36内(图7)。

然后阻尼组件40插入构件25的各个座28中，且构件31、32通过销61固定至构件25的各个侧壁30，因此每个阻尼组件40的凸起50、52接合由各个构件31、32与附件23的相对侧限定的各个座51、53。

因此阻尼组件40被紧夹在各个构件31、32与附件23的各侧之间的预定位置(图8)。

此时，销45从孔36旋开并被移去。

在实际使用中，引擎6经传动装置7旋转螺旋桨3的驱动轴10。

驱动轴10经毂11旋转叶片12以产生使直升飞机1升起并向前移动所需的升力和推力。

升力和推力被传递至盒体14，并从盒体14主要经由杆17传递到机身2的壁15。

根据作用-反作用定律，从驱动轴传递的扭矩在盒体14上产生扭矩反作用，其等于驱动轴10上的扭矩但方向相反。

扭矩反作用行进通过连接装置20并被传递至机身2的壁15。

更具体地，扭矩反作用通过接合各个座53的销52从附件23、24被传递到阻尼组件40的板44，通过接合各个座51的销50从阻尼组件40的板43被传递到相应构件31、32、33、34，且然后通过元件31、32、33、34传递到机身2的壁15。

螺旋桨3的操作会诱导盒体14上的震动。

盒体14上的震动和相关噪声从盒体14被传递到法兰22以及法兰22的附件23、24。

由于弹性材料层41，阻尼组件40震动从而吸收预定频率范围内的震动和噪声，从而防止它们被传递到构件31、32、33、34，且因此被传递到机身2的壁15。

换句话说，阻尼组件40使得连接至壁15的构件31、32、33、34与连接至盒体14的附件23，24隔离。

弹性材料层41上的预载是可根据旋转轴10上的预定扭矩，且因此根据盒体14上的扭矩反作用被调整的。

更具体地，弹性材料层41上的预载是如下进行调整的：紧固或松开各个孔62中的销61从而沿基本平行于各个轴线G的方向调整各个阻尼组件40上的抓着力(gripping force)。

根据本发明的直升飞机1的优点可从上面说明中清楚地看出。

具体地，阻尼组件40从盒体14到壁15传递扭矩反作用，同时减少预定频率范围内的震动和噪声传递到壁15并因此传递到机舱8。

也就是，弹性材料层41位于固定至盒体14的横向件21与固定至机身2的壁15的构件31、32、33、34之间，并且从盒体14传递的负载使之震动。

换句话说，弹性材料层41用作相应的机械滤波器，其将壁15与从盒体14传递的预定频率范围内的震动和噪声隔离。

可通过简单地改变弹性材料层41的材料或形状(即，调整弹性材料层41的刚性)而调整连接装置20的弹性材料层41的震动频率。

因此可在设计阶段选择用于防止震动和噪声传递至机身2的频率范围。

换句话说，阻尼组件40可在设计阶段被调整为不同的震动和噪声频率范围，在该频率范围内减小震动和噪声传递到机身2。

调整装置60也允许调整阻尼组件层41上的预载。

因此这确保了横向件21在受到盒体14的预定扭矩反作用和弹性材料层41的弹性作用时平衡。在直升飞机1的正常飞行条件下，由盒体14施加的预定扭矩反作用等于驱动轴10上的扭矩。

显然，在不偏离所附权利要求限定的范围的前提下，可对文中所述和所示的直升飞机1做出改变。

Claims (8)

1.一种直升飞机（1），其包括螺旋桨（3）、机身（2）、和功能地连接至所述螺旋桨（3）的传动装置（7）；所述直升飞机（1）还包括：至少支撑所述传动装置（7）的支撑体（14）、连接至所述支撑体（14）的第一连接装置（21）、连接至所述机身（2）的第二连接装置（31，32，33，34）、和位于所述第一与第二连接装置（21；31，32，33，34）之间的弹性装置；

所述第一连接装置包括第一连接件（21），其具有：

法兰（22），其连接至所述支撑体（14）并限定具有横向于所述机身（2）纵向轴线（E）的第一轴线（B）的开口；以及

第一和第二附件（23，24），其从所述法兰（22）的位于所述第一轴线（B）的相对侧上的相应部分伸出；

其特征在于，所述第一和第二附件（23，24）中的每个都是V形的，并且每个都包括两个侧面，所述两个侧面在所述第一轴线（B）的相对侧上会聚；

所述第二连接装置包括位于所述第一附件（23）相对侧上的一对第二连接件（31，32）和位于所述第二附件（24）相对侧上的另一对第二连接件（33，34）；并且

所述弹性装置包括位于所述第一附件（23）的相对侧与相应第二连接件（31，32）之间的至少一对第一弹性件、以及位于所述第二附件（24）的相对侧与相应第二连接件（33，34）之间的至少一对第二弹性件。

2.根据权利要求1所述的直升飞机，其中，所述第一和第二附件（23，24）分别具有对称的第二和第三轴线（C，D），所述第二和第三轴线在所述法兰（22）的开口中心（O）相交并相对于彼此以及相对于所述机身（2）的纵向轴线（E）倾斜。

3.根据权利要求1所述的直升飞机，其中，所述直升飞机包括一对第一阻尼组件（40）和一对第二阻尼组件（40）；所述第一阻尼组件（40）中的每个包括多个所述第一弹性件，多个所述第一弹性件与多个第一金属件（42）交替并整体形成；所述第二阻尼组件（40）中的每个包括多个所述第二弹性件，多个所述第二弹性件与多个第二金属件（42）交替并整体形成。

4.根据权利要求1所述的直升飞机，其中，所述直升飞机包括用于调整所述弹性装置的预载的调整装置（60）。

5.根据权利要求4所述的直升飞机，其中，对于每个附件（23，24），所述直升飞机进一步包括一个主体（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）每侧并至少部分地容纳所述弹性装置的一对侧面座（28）；所述主体（25，26）在其相对侧连接至相应的第二连接件（31，32，33，34）。

6.根据权利要求5所述的直升飞机，其中，所述第一和第二附件（23，24）包括分别沿所述第二和第三轴线（C，D）延伸的相应的带螺纹的第一孔（36）；所述主体（25，26）包括分别沿所述第二和第三轴线（C，D）延伸并与相应的所述第一孔（36）连通的相应的第二孔（37）；当组装所述第一和第二连接装置（21；31，32，33，34）时，所述第一孔和相应的第二孔（36，37）由相应的带螺纹的第一销（45）接合。

7.根据权利要求5所述的直升飞机，其中，对于每个第二连接件（31，32，33，34），所述调整装置（60）包括：

-至少一个包括螺纹的第二销（61）；

-至少一个第三孔（63），其由所述第二连接件（31，32，33，34）限定并被所述第二销（61）穿过装配；以及

-至少一个带螺纹的第四孔（62），其由相应的所述主体（25，26）限定并被所述第二销（61）的所述螺纹接合。

8.根据权利要求1所述的直升飞机，其中，所述机身（2）包括机舱（8）、和限定所述机舱（8）的顶部的壁（15）；所述第一连接件（21）与所述壁（15）配合，且所述第二连接件（31，32，33，34）固定至所述壁（15）。