專利名稱：直升機旋轉翼葉片高次筒諧振動控制系統的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種直升機減振裝置。
直升機的振動會引起機員的疲乏，乘客的不舒適感，并增加維護和操作成本。因此，減少振動是直升機設計上的一個主要目標。
直升機振動的一個主要原因是在其旋轉翼葉片上的周期性氣動負荷。因而，減少旋轉翼葉片引起的振動的一個有效方式是在其起源處，亦即是在旋轉翼葉片上，尋求控制其簡諧氣動負荷。對于一個有N個葉片的旋轉翼轉子，在(N-1)/轉，N/轉，和(N+1)/轉的頻率時的簡諧負載是以N/轉(下文中以NP表示)的頻率速率傳送至旋轉翼輪轂，高次簡諧控制裝置的功能是要在旋轉翼轉子上產生另外的氣動負載，以便抵消這三個高次簡諧葉片負載引起輪轂的NP振動負載。經驗指出NP葉片拍擊力矩與(N±1)P的成分相較是最具決定作用的負載。
以對旋轉翼葉片氣動負載作高次簡諧控制的方式來降低直升機振動的各種方策，已曾經在其他的發明專利中被研究并揭示過，其中一些方法是以包含啟動旋轉翼葉片上的斜板面或阻力板面的動態調整機構，作被動振動控制的觀念為基礎。其他的高次簡諧控制構想則是利用與振動感測器相連接的高頻主動控制系統。以人工操作控制，或閉路回饋控制的方式，來達成減振的效果。
實現高次簡諧控制系統最常用的方式，是利用寬頻帶致動器，以驅動高頻轉動時的旋轉翼葉片的尾翼。此一致動器，驅動斜板本身，或，葉片和斜板之間的傾斜連桿，使葉片產生所需要的運動。
另一種為一般所熟知的高次簡諧控制系統是IBC系統，包含有個別的葉片控制。在IBC系統內，一個伺服致動器回應安裝在每一旋轉翼葉片上的感測器傳送來的回饋控制訊號，獨立地控制每一旋轉翼葉片的俯仰角。
其他的高次簡諧控制系統，利用葉片伺服瓣或葉片環流量控制裝置以衰減振動量。
已在專利中揭示的一般高次簡諧控制系統有1972年3月14日Arcidiacono的美國專利3，649，132;1985年4月30日Campell的美國專利4，514，143;1987年4月7日Fradenburgh的美國專利4，655，685;1990年8月28日Jr.Fischer等人的美國專利4，965，879。
所有這些已知的習用裝置都包含有一個或數個下述的缺點第一，槳距控制的高頻致動需要人的作用力和功率，第二，出于日增的機械疲乏，而減少槳距連桿的使用壽命，第三，寬頻帶電氣油壓致動器會產生衰減熱(debilitatingheat)，第四，葉片環流量控制裝置是非常復雜，且制造成本昂貴，第五，調整被動裝置，使其能夠在寬廣的操作條件范圍內的有效作業是困難的。
因而，在習見的高次簡諧控制系統中存在一個問題需要開發一種僅需要小的致動器扭矩和功率，具有長的使用壽命，不會產生衰減熱，構造設計簡單，制造成本較低，可免于調整被動裝置所引起的困難的系統。
本發明的主要目的在于提供一種高次簡諧控制系統，具有低的功率需求量，重量輕，不會產生衰減熱，設計簡單，制造成本較低，且無需作任何被動裝置的調整。
本發明的次要目的在于提供一個獨特的直接安裝在直升機旋轉翼葉片上的氣動控制裝置，以產生高次簡諧控制力。
本發明可以被總結歸納為一個高次簡諧控制系統，其中包含有一個安裝在每一旋轉翼葉片外側段后緣的可旋轉開縫缸體。
通過以下對附圖的簡要說明和對本發明實施例的詳細說明可明白了解本發明的其他目的和優點。
圖1是直升機旋轉翼葉片上的本發明第一實施例的上視圖。
圖1A是沿圖1的本發明的第一實施例1A-1A線的剖視圖。
圖1B是圖1的本發明第一實施例左側部份的放大視圖。
圖1C是圖1的本發明第一實施例的右側部份的放大視圖。
圖1D是圖1C中放大的右側部份的側視圖。
圖2是在另一直升機旋轉翼葉片上的本發明第二實施例的上視圖。
圖2A是沿圖2中本發明第二實施例的2A-2A線的剖視圖。
圖3A是安裝在直升機旋轉翼葉片上高性能葉梢的本發明第一實施例的立體圖。
圖3B是安裝在直升機旋轉翼葉片上傳統葉梢的本發明第二實施例的立體圖。
圖4是裝設在直升機旋轉翼葉片中本發明第三實施例的上視平面圖。
圖4A是圖4B中本發明第三實施例沿4A-4A線的剖面視圖。
圖4B是圖4中所示本發明第三實施例右側部份的放大視圖。
圖4C是圖4中所示本發明第三實施例左側部份的放大視圖。
圖5是裝設在直升機旋轉翼葉片中本發明第四實施例的剖視圖。
圖5A是圖5所示本發明第四實施例，沿5A-5A線的剖視圖。
圖5B是圖5所示本發明第四實施例左側部份的放大視圖。
圖5C是圖5所示本發明第四實施例右側部份的放大視圖。
圖5D是圖5C所示的右側放大部位的側視圖。
圖1是在直升機旋轉翼葉片中的本發明第一實施例。其中的旋轉開縫缸體是圖示在圖1C和1D中。
參照圖1A，缸體11安裝在葉片12的后緣126，如圖1所示，缸體11的安裝部件靠近葉片12外側區段120的葉梢。
現在請參照圖1B和1C，缸體11繞其長軸旋轉，使得氣流通過對稱配置在缸體11直徑方向相對邊的縱長溝槽111，缸體11的旋轉造成一個振蕩的下降氣流，產生具有缸體旋轉兩部頻率的近乎正弦波的挺升力。此一動態挺升力的振幅是與氣流的動態壓力和溝槽111的開口110的長度成正比。
旋轉缸體11產生的挺升力類似一個振蕩的后緣控制面上逐漸發展成的挺升力。但由于兩個理由，其所需的輸入功率實際上是較少的第一，因為缸體11是以定速或是緩慢變化的速度旋轉，所以高頻振蕩的控制面上所產生的慣性力并不出現。第二，沒有傳統控制面撓曲產生的氣動鉸接力矩呈現。由于缸體11的圓形斷面，在其表面上的壓力作用方向是徑向的，因而對其旋轉軸不產生扭矩。結果，使缸體旋轉所需輸入的扭矩僅是用來克服較小的機械和氣動摩擦力。
一個非旋轉式功率轉換器16被用來偵測缸體11的旋轉速度和角度位置。并將資料以電纜線67送回到控制裝置17。此一控制裝置可以為一數位式運動控制器。控制裝置17可如圖1所示，裝設有旋轉翼葉片12中;或是安裝在直升機的一個非旋轉部位內。經由壓流環或其他裝置(圖中未顯示)，將輸入控制指令從直升機身傳遞到旋轉葉片12中。
從控制裝置17輸出的訊號通過電纜線71，傳遞到一個線性致動器10，并通過電纜線72送到伺服馬達13。線性致動器10控制高次簡諧控制力的振幅，直流伺服馬達13控制其頻率和相位角。10和13兩個裝置都是安裝在葉片12內側區段121的根部。
由圖1B和1C可以看出一支長的可撓曲旋轉式轉矩內管14將圖1B的馬達13與圖1C的缸體11相連接。這支內管14和一支長的可撓曲非旋轉式外層護套15是置于葉片12的內部。可從圖1注意到以虛線表示的葉片12內部的外層護套15引導并保護轉矩管14，使其免于受到損傷。
如圖1C所示，控制高次簡諧控制力振幅的線性致動器10，推拉穿過馬達13和轉矩內管14中央部位的一支非回轉拉桿的一端。拉桿19的另一端固定于推力軸承98的端蓋89，這僅圖示于圖1C中，推力軸承使得一伸縮軟管18可與缸體11一起旋轉。
在圖1C中可注意到延伸或縮回可伸縮軟管18，因而減少或增加缸體11的溝槽111的開口110，將會改變缸體11所產生的動態作用力的振幅。然而，僅在操縱直升機，或當恒定狀態(STEADY-STATE)的飛行條件改變時，才需要改變溝槽111的開口110的大小。且，相對于葉片12的旋轉速率，這樣的溝槽開口110的改變是緩慢進行的。
致動器10和馬達13的電力是由電池(圖未示)或其他傳統型的低壓電源供給。
現在參照圖1至1D的本發明第一實施例，說明其操作方式，致動器10和馬達13是放置在旋轉葉片12的內部。它需測知振動，并在NP和(N±1)P多種頻率的葉片12上，產生所需要的振幅和相位補償作用力。這些頻率中的每一頻率對于在直升機的不轉動輪轂(圖未示)上產生NP振動總負載的貢獻程度，將視葉片12的自然頻率與NP和(N+1)P頻率的接近程度而定。一般而言，NP葉片頻率是直升機振動的主要因素。
由于旋轉缸體11在每一次旋轉中，產生兩次循環的作用力，因而令缸體11的旋轉以簡諧頻率的一半，進行同步轉動是非常重要的。較不明顯的簡諧振動則是以周期性改變缸體11的旋轉速度，以便產生其他其有所需要的振幅和相位角的中和抵消的簡諧頻率來予以控制。
圖2是本發明的第二實施例。如圖2A所示，旋轉開縫缸體11是安裝在第二旋轉翼葉片26外側部位的葉梢。如圖2，一可伸縮，不旋轉剛性護罩22，具有一延伸部份22E，并受到由線性致動器20啟動的拉桿29的推拉作用，其延伸部分22E是藏置于葉片26的葉梢21內的一凹部中。可收縮護罩22是同軸地對正鄰接缸體11，且有如圖1至1D中本發明第一實施例的可伸縮軟管18類似的作用。如同第一實施例，圖2的第二實施例有一伺服馬達23，轉動位于一不旋轉外護套25內部的一支可撓曲轉矩管24。此一轉矩管24以NΩ/2的頻率轉動缸體11，此處的Ω是葉片26繞著輪轂(圖未示)的旋轉頻率。
圖2中的缸體11是長度是固定“b”英寸長。然而，視缸體11的溝槽開口112所需要的大小“b-e”英寸距離，調整護罩22，以遮蔽“e”英寸的距離。
在圖3A中，本發明第一實施例是安裝在葉片12外側區段120的高效能葉梢。相互轉動的缸體11和伸縮軟管18是顯現在葉片12的后緣。同樣也可看見缸體11內在罩蓋22呈現在葉片26的后緣。另外，也可看見缸體11內部，超過伸縮軟管18之外的開口110。
在圖3B中，本發明第二實施例是安裝在葉片26外側區段的傳統葉梢內。旋轉的缸體11和非旋轉的罩蓋22是顯現在葉片26的后緣。同樣也可看見缸體11內在罩蓋22之外部份的開口112。
圖4說明在直升機旋轉翼葉片12中的本發明第三實施例。其中，旋轉的開縫缸體11和固定輪葉21安裝在旋轉翼葉片12的葉梢。此固定輪葉21延伸超過旋轉翼葉片12的葉梢一個距離“B”。
在這第三實施例中，旋轉缸體11，可如圖4B中的旋轉翼葉片葉梢21的放大視圖所顯示般，收縮入旋轉翼葉片12內部的一凹穴40。缸體11在葉片12上產生的高次簡諧控制力與缸體11的外露長度成正比。外露長度E類似圖1C中的伸縮軟管18暴露出的溝槽111開口110的長度，以及類似圖2中可伸縮罩蓋22暴露出的“b-e”英寸長的開口112。
如同第一和第二實施例，一個可撓曲旋轉驅動軸24，驅動缸體旋轉。此驅動軸24如圖4C所示。藏置在一個非旋轉外護套27內部。參照圖4B，驅動軸24控制圖4A中的轉速NΩ/2，缸體11的相位，和外露長度E。參照圖4C，一伺服馬達43，和一感測器46經由一傳動輪45控制驅動軸24的轉動。驅動軸24的內側區段由圓形截面逐漸變成方形截面。并穿過在齒輪45的輪殼上的一個配合方孔。而容許齒輪45和驅動軸24之間的軸向滑動，另一馬達47和另一感測器44經由螺合在一非旋轉軸48上的一齒輪50，控制缸體11的外露長度E。齒輪50的旋轉使得與其相螺合的軸48，依照馬達47的旋轉方向，如圖4C最左方雙箭頭所指示的，向左或右方移動。非旋轉螺紋軸48的線性運動，透過一推力軸承連接器56，傳遞至旋轉扭矩軸24。在缸體驅動軸24內，離心力所導致的張力受到位于螺旋翼葉片12的內壁和齒輪50的表面之間的推力軸承29的反作用力。
圖5說明本發明的第四實施例，在第四實施例的開縫缸體11則是顯示在圖5C和5D中。
如圖5A所示，缸體11安裝在葉片32的后緣132，而在圖5中看出，缸體11的安裝是靠近葉片32外側區段130的葉梢。
現在參照圖5B，在此可注意到一個直流伺服馬達33，并不像第二和第三實施例一般，連續在單一方向轉動缸體11。而是，它的轉動是限制在±45的最大角度△范圍內。馬達33驅動一支位于一長的可撓曲非旋轉外護套35內部的長的可撓曲轉矩內管34。
如圖5所示，馬達33，轉矩管34，和外護套35(圖中以虛線表示)，是被安裝在靠近葉片32內側區段131的根部。
現在參照圖5B和5C，圖5B中的馬達33由轉矩管34連接到圖5C中的缸體11。在圖5A中，缸體11從其自然狀態位置前后擺動一旋轉角△，在此一自然狀態位置上，缸體11的溝槽133的開口113的對齊通過葉片32四周并通過開口113的自然氣流。
如圖5C所示，一非旋轉功率轉換器36監測缸體11的旋轉位置和角速度。轉換器36測得的資料，如圖5所示，被傳遞到一數位式運動控制裝置37。此控制裝置將訊號經由一電線38送至馬達33。馬達33隨后以所需的頻率，撓度，和相位，透過轉矩管34驅動缸體11，以使得旋轉翼輪轂(圖未示)的振動降至最低程度。
以下對四個實施例的比較有助于更清楚地了解每一系統的操作差異。
請注意到，雖然圖1至圖4所顯示的三個實施例的機械構造不同，在每一種情況中，高次簡諧控制功能都是相同的。
亦即，控制力的頻率和相位是由缸體11的旋轉速度和角位置來決定。然而，力的振幅則由外露在大氣氣流的缸體溝槽長度控制。第一實施例(圖1和3A)中的可伸縮的旋轉伸縮軟管18有與第二實施例(圖2，2A，和3B)中的可伸縮非旋轉護罩22，以及第三實施例(圖4至4C)中的可伸縮旋轉缸體11相同的功能。
對一已知的飛行條件，由操作員人工操縱，或由一主動式回饋控制裝置調整溝槽的開口，(圖1中的110，圖2中的112，和圖4B中的E)，以達到最大程度的減振效果，換句話說，在已知飛行條件下，圖1的伸縮軟管18，圖2的護罩22，或圖4B的外露長度是被移動到所需的位置。在操作直升機或是恒定狀態飛行條件改變時，溝槽開口(110，112，和E)視需要調整，以使振動降至最低程度。
在圖5至5D的第四實施例中，同樣地，開縫缸體11作用如同一個高次簡諧控制裝置，然而，不同于第一和第二實施例中旋轉方式，第四實施例的缸體11擺蕩一相對于其中間位置呈±45度的撓曲角度△。在此中間位置上，圖5C的溝槽開口113，對準流動在葉片32四周并穿過缸體11的自然氣流。
因此，在這第四實施例中，對于振蕩缸體11，無需像圖3A的伸縮軟管18或圖3B的護罩22，或圖4B的外露長度E一般的溝槽閉合機構。這些溝槽閉合機構對于第一、第二和第三實施例中的旋轉缸體是必需的。
在第一、第二和第三實施例中，因為伺服馬達是以近于定速轉動，所以所需要的轉矩和能量是極小的，然而，在第四實施例中，缸體11是以高次簡諧控制頻率擺蕩。因而，伺服驅動系統(亦即圖5B中的構件33，34，和35)需要較大的轉矩，以便克服高頻時的慣性效應，雖然如此，在所有的實施例中，繞缸體11的旋轉軸的氣動力矩，由于其圓形截面，所以實質上仍為零。
綜上所述，第一、第二和第三實施例的新特征包括一裝置在葉片上的高次簡諧控制系統，具有一旋轉開縫缸體11，借此缸體可控制高次簡諧頻率的振動。
缸體11的旋轉速度是與葉片激振力主頻率(通常是NP)的一半同步轉動，高次簡諧控制力的振幅和相位是以操作員人工操作，或一主動式控制裝置自動調整，以便使直升機旋轉翼葉片的振動減至最低程度。
與溝槽開口大小成正比控制力振幅是由直線移動一閉合機構(圖1的伸縮軟管18，圖2的護罩22，和圖4的外露長度E)來加以控制。
圖5A的第四實施例的新特征包括一裝置在葉片上的開縫缸體11，以受控制的振幅和相位角，并以高次簡諧頻率擺蕩，由于所需輸入的功率較低，圖5的缸體32可由一安裝在旋轉翼葉片32輪廓內，并由一可撓曲軸34連接到缸體11的小電動伺服馬達33驅動。
上述四個最佳實施例，用以說明本發明之構造與特征，任何熟悉飛行器建造技術者可容易作許多修改與潤飾，然本發明并不限于上述實施例中所說明的構造和操作方式而應以下列的權利要求范圍所界定的為準。
權利要求
1.一飛行直升機旋轉翼葉片高次簡諧振動的減振裝置，包含一安裝在葉片上的可旋轉缸體裝置，以在葉片上加入抵消作用的高次簡諧頻率，以便控制其振動，前述的可旋轉缸體裝置具有開縫構造以容許氣流通過；其中，前述的可旋轉缸體裝置，具有開縫構造，以可受控制的大小和相位提供一簡諧變化的力。
2.如權利要求1所述的減振裝置，更進一步包含一與前述缸體裝置配合設置的可伸縮機構，用以調整溝槽開口大小，以容許空氣通過。
3.如權利要求2所述之減振裝置，其中，前述的可伸縮調整機構是一固定在缸體裝置內部的伸縮軟管，與缸體裝置一起旋轉。
4.如權利要求2所述之減振裝置，其中，前述的可伸縮調整機構為一與前述缸體裝置同軸對齊且相鄰接的護罩。
5.如權利要求2所述之減振裝置，其中，前述的可伸縮調整機構藏置于旋轉翼葉片內的一空穴。
6.如權利要求1所述之減振裝置，其中，前述的缸體裝置是安裝在葉片的后緣。
7.一飛行直升機旋轉翼葉片高次簡諧振動的減振裝置，包含一安裝在葉片上的可擺蕩缸體裝置，可對葉片加入抵消的高次簡諧頻率，以控制其振動，前述的可擺蕩缸體裝置具有開縫溝槽機構，以容許空氣穿越;其中，前述的缸體裝置從其未撓曲位置擺蕩通過一個高達±45度的可控制旋轉角。
8.如權利要求1所述之減振裝置，更進一步包含安裝于鄰接缸體裝置處的功率轉換器裝置，用以感測缸體裝置的旋轉位置和角速度并傳送感測資料。
9.如權利要求8所述之減振裝置，更進一步包含與前述功率轉換器相連接的運動控制機構，用以接收從功率轉換器傳來的感測資料，并送出一訊號。
10.如權利要求9所述之減振裝置，更進一步包含一與前述缸體裝置配合設置的可伸縮機構，用以調整溝槽開口大小，以容許空氣通過;和與前述運動控制機構相連接的致動器裝置，以接收前述的訊號，并令可伸縮調整機構，相應于此訊號移動一經選擇的線性距離。
11.如權利要求10所述之減振裝置，更進一步包含連接在前述致動器裝置和調整機構之間的移動機構，用以將前述調整機構移動一經選擇的線性距離。
12.如權利要求11所述之減振裝置，其中，前述的移動機構是一推拉桿。
13.如權利要求1所述之減振裝置，更進一步包含與缸體裝置相連安裝的馬達裝置，用以轉動缸體裝置。
14.如權利要求13所述之減振裝置，更進一步包含連接在前述的馬達裝置和缸體裝置之間的轉動機構，用以轉動前述的缸體裝置。
15.如權利要求14所述之減振裝置，其中，前述的轉動機構是可撓曲轉矩管或軸件。
16.如權利要求13所述之減振裝置，更進一步包含卷繞在一馬達驅動的可撓曲轉矩管四周的護套裝置，以引導并保護轉矩管免受損壞。
全文摘要
安裝在直升機每一旋轉翼葉片外側的主動控制可旋轉開縫缸體對直升機旋轉翼葉片的振動可作高次的簡諧控制每一缸體繞其長軸的連續旋轉運動對葉片產生一個周期性的氣動力。此氣動力的頻率為汽缸旋轉頻率的兩倍。在缸體以旋轉翼葉片驅動軸速度的倍數作回轉時，缸體的槽狀開口的大小控制此氣動力的振幅。又，可借人工操作或是由主動回饋控制來調整高次簡諧控制氣動力的振幅和相位，以使得經由旋轉翼葉片驅動軸，傳送到飛機機身的任何振動負載，能被降到最低的程度。此一觀念，相較于其他的高次簡諧控制方式，有明顯的“低能量需求”的優點。
文檔編號B64C27/00GK1092727SQ9312088
公開日1994年9月28日 申請日期1993年12月10日 優先權日1992年12月11日
發明者威爾莫·H·里德·Iii 申請人:動力工程公司