CN111417573B - 直升机套件 - Google Patents

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CN111417573B CN201980006080.2A CN201980006080A CN111417573B CN 111417573 B CN111417573 B CN 111417573B CN 201980006080 A CN201980006080 A CN 201980006080A CN 111417573 B CN111417573 B CN 111417573B
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Abstract

描述了一种包括适于衰减由旋翼向机身传递的振动的装置的套件；装置包括能沿着第一轴线移动的两个第一元件；能围绕第一轴线旋转的两个第二元件；第一惯性器，其具有第一阴螺杆、第一螺杆和能围绕各自的第二轴线和第一轴线相对于第一阴螺杆和第一螺杆旋转的第一滚子；第二惯性器，其具有第二阴螺杆、操作性地连接至第二阴螺杆的第二螺杆，以及能围绕第二轴线和第一轴线相对于第二阴螺杆和第二螺杆旋转的多个第二滚子；第一和第二阴螺杆限定第一螺纹元件，并且第一和第二螺杆限定第二螺纹元件；或者第一和第二螺杆限定第一螺纹元件，并且第一和第二阴螺杆限定第二螺纹元件。

Description

直升机套件
相关申请的交叉引用
本专利申请要求于2018年7月27日提交的欧洲专利申请第18186074.3号的优先权，该欧洲专利申请的公开内容通过引用并入。
技术领域
本发明涉及一种用于直升机的套件。
背景技术
已知直升机基本上包括机身、位于机身顶部且围绕其自身轴线旋转的主旋翼以及位于机身末端的尾旋翼。
更详细地，旋翼又基本上包括：
-支撑壳体；
-毂，其能围绕上述轴线旋转并配备有多个桨叶，这些桨叶径向紧固在上述毂上并从该毂突出；以及
-主轴，其能连接至驱动构件，并且操作地连接至毂以驱动毂旋转。
机身通常由多个连接杆和反扭矩板被约束到旋翼上；换言之，机身“挂”在支撑壳体上。
在使用中，旋翼的运转会引起高频和低频振动的产生。更具体地，低频振动由与桨叶和毂的中心分离的洗流产生。这种分离发生在毂的中心处，并影响垂直和水平的气动机尾表面和尾旋翼。
在使用中，桨叶的高角速度旋转引起另外的高频振动的产生，该高频振动被传递到主轴并因此传递到机身，从而降低了机身内部乘员的舒适性。
在行业内，众所周知的是，作用于旋翼的振动载荷在与机身成一体的参考系中具有等于N*Ω及其倍数的脉冲，其中Ω是主轴的旋转速度，N代表旋翼桨叶的数量。
换言之，毂和主轴将作用在桨叶平面上的振动气动载荷脉冲传递到上述脉冲上。
根据前述内容，在行业内明显感到需要限制具有上述等于N*Ω及其倍数的脉冲值的振动从主轴到机身的传递。
为此目的，已知被动和主动的阻尼装置。
被动阻尼装置基本上包括通过弹簧弹性地悬挂在主轴或毂上的质量体。这些悬挂质量体的振动能够至少部分地吸收主轴和毂上的振动。
上述阻尼装置在上述质量体的弹性支撑运动中将振动能转换成上述质量体的动能，并施加与弹簧模量和质量体的位移成比例的阻尼力。
替代地，主动阻尼装置基本上是致动器，其在毂或主轴上施加正弦阻尼力，该正弦阻尼力抵消了由振动产生的力。
被动阻尼装置要求在标准布局中使用质量体和弹簧的组合，并且具有限制使用的灵活性的最小的整体尺寸。
主动阻尼装置是昂贵的且制造复杂。
最近开发的另一种方案以所谓的“惯性”装置为代表。
这些装置(被称为“惯性器”)插在振动源的第一点与希望将其与振动隔离的结构的第二点之间，并在它们上施加与沿着连接第一点和第二点的线测量的第一点和第二点之间的加速度差成比例的力。
通过对惯性器的平移和旋转质量体的惯性进行适当的校准，可以确保该力减小或消除具有给定频率的振动从振动源到要隔离的结构的传递。
这些惯性型装置的一个第一例子在EP-B-1402327中进行了说明，其基本上包括：
-连接至第一点的杆；
-连接至第二点的壳体，杆能相对于该壳体滑动；以及
-飞轮，其连接至杆，并能因在第一点上的振动造成的杆的滑动而在壳体内旋转。
US-A-2009/0108510描述了另一种惯性型阻尼装置。
惯性装置的典型的实现方式提供了振荡的线性运动向具有惯性矩的飞轮的交替旋转运动的转换。
因此，使用惯性型阻尼装置可能会由于具有旋转惯性的飞轮所受到的角加速度而引起扭矩的产生；进而，上述扭矩可能会引起不希望的振动。特别地，在应用用于隔离沿着杆的振动并且具有轴线与杆的轴线重合的飞轮的惯性器的情况下，该扭矩扭转地指向杆的延伸轴线。
意识到需要一种惯性型阻尼装置，其能够容易地集成在已知类型的直升机中而不改变直升机的气动构造。
在行业中还意识到需要一种惯性型阻尼装置，其尽可能地减少上述扭矩向机身的传递，从而增加直升机乘客的舒适性、尤其关于旨在用于VIP部分的直升机的舒适性。
在行业中还意识到需要减少可能由于前述惯性扭矩的存在而引起的对惯性型阻尼装置的损坏风险。
最后，在行业中还意识到需要尽可能增加惯性型阻尼装置的工作寿命。
发明内容
本发明的目的是提供一种用于直升机的套件，其能够以简单且廉价的方式满足上述至少一个需求。
上述目的是通过本发明实现的，只要它涉及根据权利要求1所述的用于直升机的套件。
附图说明
为了更好地理解本发明，下文中仅通过非限制性例子并参照附图来描述两个优选实施方式，其中：
-图1是用于具有根据本发明的第一实施方式的套件的直升机的主旋翼的传动壳体的立体侧视图，其中为清楚起见去除了一些部件；
-图2是图1的套件的组件的、沿着图1的轴线II-II的放大截面，其中为清楚起见去除了一些部件；
-图3是图2的组件的沿着图2的III-III线的放大截面，其中为清楚起见去除了一些部件；
-图4是图2和图3的组件的半剖视图，其中为清楚起见去除了一些部件；
-图5是沿着图3中的V-V线的截面；
-图6是图1的套件的第二实施方式的组件的截面，其中为清楚起见去除了一些部件；以及
-图7是包括图1至图6的套件的直升机的高度放大的立体图。
参照图1，附图标记1表示用于直升机2的套件。
具体实施方式
参照图7，直升机2基本上包括机身3、位于机身3的顶部并围绕轴线A旋转的主旋翼4(仅部分被示出)以及位于机身3的一个端部并围绕其自身横向于轴线A的轴线旋转的尾旋翼。
更详细地，仅就以下方面示出了旋翼4：
-支撑壳体5；以及
-主轴6，其能通过由直升机1承载的驱动单元(例如，涡轮机)而围绕轴线A以未被示出的方式旋转，并且操作性地连接至毂(未被示出)，该毂上铰接有多个桨叶(也未被示出)。
直升机2还包括多个杆7，它们沿着各自的相对于轴线A倾斜的轴线B延伸，并且各自具有彼此相对的端部8和9，端部8和9分别紧固在壳体5和机身3的顶部10上。
杆7分别围绕轴线D和E铰接到分别由顶部10和壳体5承载的锚固件12和13上。
套件1包括用于衰减由旋翼4向机身3传递的振动的多个装置15。
在所示的情况下，存在与相应的杆7相关联的四个装置15。
参照图2至图5，装置15沿着各自的轴线B延伸，是中空的并且容纳相关联的杆7。
由于装置15在概念上是相同的，因此下面仅描述单个装置15。
更详细地，装置15包括(图2至图5)：
-管状的轴向端部突出部30，其紧固在壳体5上；以及
-管状的轴向端部突出部31，其与突出部30轴向相对并紧固在机身3的顶部10上。
突出部30和31分别围绕轴线E和D铰接到相应的锚固件12和13上。
因此，突出部30受到由壳体5传递的振动载荷引起的平行于轴线B的轴向振动运动。
有利地，装置15包括(图2至图5)：
-一对阴螺杆21a和21b，它们能由于从壳体5传递的振动而平行于轴线B移动；
-一对螺杆20a和20b，它们能围绕轴线B旋转并操作地连接至相应的阴螺杆21a和21b，从而围绕轴线B旋转振动；
-惯性器16；以及
-惯性器17；
惯性器16又包括：
-螺杆20a；
-阴螺杆21a；以及
-多个螺纹滚子22a，它们具有旋拧在相关联的螺杆20a和相关联的阴螺杆21a上的螺纹23，能围绕各自的轴线C相对于螺杆20a和阴螺杆21a旋转，并且能以围绕轴线B的回转运动相对于螺杆20a和阴螺杆21a旋转，轴线C平行于轴线B且与轴线B是分离的；
惯性器17又包括：
-螺杆20b；
-阴螺杆21b；以及
-多个螺纹滚子22b，它们具有旋拧在相关联的螺杆20b和相关联的阴螺杆21b上的螺纹23，能围绕各自的轴线C相对于螺杆20b和阴螺杆21b旋转，并且能以围绕轴线B的回转运动相对于螺杆20b和阴螺杆21b旋转，轴线C平行于轴线B且与轴线B是分离的。
沿着轴线B从突出部30开始到突出部31，惯性器16插在突出部30与惯性器17之间，而惯性器17插在惯性器16与突出部31之间。
换言之，惯性器16和17沿着轴线B“串联”布置。
惯性器16在突出部30和惯性器17上施加的力与突出部30和惯性器17之间的加速度差成比例。
惯性器17在惯性器16和突出部31上施加的力与惯性器16和突出部31之间的加速度差成比例。
在这种“串联”构造中，每个惯性器都承受突出部30和突出部31之间相对位移的一半，而通过它们的载荷是相同的。
结果，装置15在突出部30和31上并因此在旋翼4的壳体5和机身3上施加力，该力与突出部30和31之间并因此与旋翼4的壳体5和机身3的顶部10之间的沿着轴线B的加速度差成比例。
上述力能够抑制振动从壳体5向机身3的顶部10的传递。
特别地，每个惯性器16和17的惯量等于装置15的总惯量的两倍。
这是因为每个惯性器16和17都承受位移，因此承受与位移的一半对应的加速度，因此承受突出部30和31之间的加速度。在本说明书中，惯量是指在一定频率下由装置产生的力与装置的端部之间的相对加速度之比。
惯性器16和17均沿着共同轴线B延伸。
惯性器16和17的相互重合的轴线B限定了装置15的纵向延伸的轴线。
惯性器16和17的螺杆20a和20b围绕共同轴线B旋转振动，惯性器16和17的阴螺杆21a和21b围绕共同轴线B轴向振动，并且惯性器16和17的滚子22a和22b围绕它们各自的轴线C旋转振动，并描述了围绕公共轴线B的回转运动。
特别地，惯性器16和17的螺杆20a和20b围绕共同轴线B在彼此相反的旋转方向上旋转，从而在机身3上产生围绕轴线B的具有相同模量但方向相反的惯性扭矩。
惯性器16和17的阴螺杆21a和21b彼此连接。
装置15还包括：
-管状主体32，其限定惯性器16的螺杆20a；
-管状主体33，其限定惯性器17的螺杆20b；以及
-主体34，其限定惯性器16和17的阴螺杆21a和21b。
每个主体32和33特别包括：
-在其上形成相关联的螺杆20a和20b的部分35；以及
-钟形部分36，其具有大于部分35的径向尺寸；
主体34包括：
-两个部分37，它们分别限定了阴螺杆21a和21b，并且具有比部分35大的直径；以及
-部分38，其沿着共同轴线B在轴向上插在部分37之间并具有小于部分37的直径。
部分35容纳在部分37内部，并与部分37径向间隔开，以便与相关联的阴螺杆21a和21b一起径向面对轴线B、每个惯性器16和17的螺杆20a和20b。
每个惯性器16和17还包括：
-相关联的飞轮40a和40b，它们能围绕相关联的轴线B与相关联的螺杆20a和20b一体地旋转；
-相关联的止推轴承41a和41b，它们在径向上插在相关联的主体32和33的部分36与相关联的突出部30和31之间。
在所示的情况下，每个飞轮40a和40b位于由相关联的主体32和33的部分36限定的肩部处。
飞轮40a和40b与对应的螺杆20a和20b以及21a和21b一起围绕轴线B旋转振动。
每个惯性器16和17的飞轮40a和40b的大小设置为获得所需的惯性矩的值，该值等于螺杆20a和20b、滚子22a和22b(对于后者，考虑它们的旋转速度与飞轮40a和40b的旋转速度不同)、主体32和33和飞轮40a和40b的惯性矩之和。该惯性矩值确定了相关联的惯性器16和17的惯量，并将装置15调整到壳体5的预定振动频率值，由此防止向机身3的传递。
轴承41a和41b使相关联的主体32和33能够围绕对应的轴线B相对于相关联的突出部30和31相对地旋转。
每个惯性器的螺杆20a和20b和阴螺杆21a和21b具有复线螺纹。
每个惯性器16和17的螺杆20a和20b和阴螺杆21a和21b布置成相对于轴线B彼此径向相对并且彼此径向间隔开。
每个惯性器16和17的滚子22a和22b在轴线B的径向方向上布置在在径向上插在相关联的螺杆20a和20b与阴螺杆21a和21b之间的位置。
每个惯性器16和17的滚子22a和22b沿着它们各自的轴线C延伸，并且各自具有相对于各自的轴线C的外螺纹23。
为了实现在互为相反的方向上的旋转，惯性器16的螺杆20a和阴螺杆21a的螺纹以及滚子22a的螺纹23具有第一旋向(handedness)，并且惯性器17的螺杆20b和阴螺杆21b的螺纹以及滚子22b的螺纹23具有相同的第一旋向。
每个惯性器16和17的滚子22a和22b能与阴螺杆21a和21b一体地在平行于轴线B的方向上的平移地移动。
优选地，每个惯性器16和17的滚子22a和22b上的螺纹23的螺纹角等于阴螺杆21a和21b的螺纹角。
每个滚子22a和22b还包括：
-互相相对的两个轴向端部27和28；以及
-与相应的端部27和28相邻放置的两个齿轮45和46。
在所示的实施方式中，每个惯性器16和17的滚子22a和22b的螺纹23是单线螺纹。
重要的是要强调，附图中所示的惯性器16和17的滚子22a和22b的螺纹23的角度、螺杆20a和20b的螺纹的角度以及阴螺杆21a和21b的螺纹的角度仅是象征性的。
惯性器16和17的滚子22a和22b的螺纹23与惯性器16和17的螺杆20a和20b和阴螺杆21a和21b之间的联接是可逆的。
每个惯性器16和17还包括两个冠轮47和48，它们分别紧固在阴螺杆21a和21b上，并与阴螺杆21a和21b制成一体。
每个惯性器16和17的冠部47和48与轴线B同轴并且沿着轴线B间隔开。
每个冠部47和48具有与每个滚子22a和22b的相应齿轮45和46啮合的内部的齿轮齿49。
这样，在滚子22a、22b围绕轴线B的旋转期间，每个惯性器16和17的齿轮45和46与齿轮齿49啮合(图5)。
每个惯性器16和17还包括在轴线B上的相关联的一对盘形支撑件25，它们沿着相关联的轴线B彼此间隔开并且在所示的情况下与相关联的阴螺杆21a和21b成为一体。
每个支撑件25限定了多个座26，该多个座26围绕轴线B在角度上彼此等距间隔开，并与相应的滚子22a和22b的轴向端部27接合。
在所示的实施方式中，在支撑件25和部分36之间存在径向游隙，该径向游隙在图2和图3中不可见。
在替代实施方式中，可以将由低摩擦材料制成的元件***支撑件25与限定阴螺杆21a和21b的部分36之间。
杆7的端部8和9分别容纳在突出部30和31内。
杆7沿着共同轴线B从端部8开始朝向端部9在突出部30、管状主体32、34和33和突出部31内延伸。
特别地，杆7的直径小于螺杆20a和20b的直径。
在使用中，主轴6驱动毂和桨叶围绕轴线A旋转。
毂和桨叶的旋转在桨叶上产生气动载荷并因此产生振动，这些载荷被传递到主轴6。
杆7将机身3连接至旋翼4的壳体5。
在下文中，参照单个杆7和单个装置15示出直升机2的运转。
旋翼4的运转引起振动载荷的产生。
这些振动载荷从旋翼4的壳体5传递到锚固件13处的突出部30。
突出部30围绕轴线E铰接到锚固件13上。
因此，旋翼4的运转引起在突出部30上产生平行于轴线B指向的轴向振动。
这些轴向振动引起轴线D和E朝向彼此和进一步远离彼此移动以及杆7的压缩/牵引。
因此，阴螺杆21a和21b以及管状主体34平行于轴线B轴向振动。
惯性器16和17的滚子22a和22b也与相应的阴螺杆21a和21b一体地平行于轴线B振动。
另外，由于滚子22a和22b各自的螺纹23与相应的阴螺杆21a和21b和螺杆20a和20b的螺纹的联接，滚子22a和22b：
-围绕它们各自的轴线C相对于相关联的螺杆20a和22b和阴螺杆21a和21b旋转振动；并且
-描述了相对于相关联的螺杆20a和20b和阴螺杆21a和21b围绕轴线B的回转运动。
特别地，支撑件25与滚子22a和22b一体地围绕轴线B旋转振动，从而保持滚子22a和22b相对于轴线B等角度地间隔开。
另外，在滚子22a和22b的旋转振动期间，齿轮45和46各自与冠部47和48的齿轮齿49啮合，冠部47和48相对于惯性器16和17的阴螺杆21a和21b固定。
这使惯性器16和17各自的滚子22a和22b围绕轴线B回转。
滚子22a和22b围绕相关联的轴线C的旋转引起惯性器16和17各自的螺杆20a和20b围绕轴线B的旋转。
飞轮40a和40b以及惯性器16和17各自的主体32和33围绕轴线B旋转振动。
由于轴承41a和41b的存在，主体32和33以及因此惯性器16和17的螺杆20a和20b可相对于突出部30和31围绕轴线B旋转振动。
因此，装置15产生源自从壳体5传递到突出部30的振动运动的惯性振动力。
更具体地，这些惯性振动力是由于惯性器16和17的滚子22a和22b、主体32和33、螺杆20a和20b和飞轮40a和40b的交替旋转振动而引起的。
由于惯性器16的滚子22a、螺杆20a、主体32和33和飞轮40a的交替旋转，惯性器16将相等的扭矩力施加到突出部30和惯性器17。这些相等的力彼此相反，并且与突出部30和惯性器17之间的相对加速度成比例。
惯性器17以完全相似的方式向惯性器16和突出部31施加相等的扭矩力。这些相等的力彼此相反，并且与惯性器16和突出部31之间的相对加速度成比例。
在惯性器16和17之间交换的力是相等的并且彼此相反。
因此，装置15将相等的扭矩力施加到突出部30和31，并且因此施加到旋翼4的壳体5和机身3的顶部10。
这些扭矩力阻尼或消除了向机身3传递的振动，而不在机身3上产生扭矩，从而增加了直升机2的乘员的舒适性。
参照图6，附图标记1'表示根据本发明的另外的实施方式的套件。
套件1'类似于套件1，并且在下文中将仅就其与套件1的区别进行描述；在可能的情况下，套件1和套件1'的相同或对应的部件以相同的附图标记表示。
特别地，套件1'的装置15'与套件1的装置15的不同之处在于，惯性器16和17并列地而不是串联地布置。
更详细地，装置15'与装置15的不同之处在于：
-阴螺杆21a和21b都紧固在突出部30上；并且
-螺杆20a和20b相对于突出部31都由止推轴承41a'和41b'支撑。
更详细地，装置15'包括：
-主体61'，其适于平行于轴线B振动，限定阴螺杆21a并紧固在突出部30上；以及
-主体62'，其能围绕轴线B旋转，限定相对于突出部31由止推轴承41a'支撑的螺杆20a，并且飞轮40a'紧固在主体62'上。
主体61'又包括：
-轴向部分63'，其紧固在突出部30上；
-轴向部分64'，其具有大于部分63'的直径并限定阴螺杆21b；以及
-径向肩部65'，其在轴向上插在部分63'和64'之间。
主体62'又包括：
-轴向部分66'，其面朝突出部30并限定螺杆20a；
-部分67'，其由轴承41a'轴向支撑并且具有比部分66'大的直径；以及
-径向肩部68'，其在轴向上插在部分66'和67'之间，并且飞轮40a'被紧固在该径向肩部68'上。
特别地，主体62'的部分66'以有径向游隙地容纳在主体61'的部分64'内部。
装置15'还包括：
-主体71'，其适于平行于轴线B振动，限定阴螺杆21b并紧固在突出部30上；
-主体72'，其能围绕轴线B旋转，限定相对于突出部31由推力轴承41b'支撑的螺杆20b，并且飞轮40b'紧固在该主体72'上。
主体71'又包括：
-轴向部分73'，其紧固在突出部30上；
-轴向部分74'，其具有大于部分73'的直径并限定阴螺杆21b；以及
-径向肩部75'，其在轴向上插在部分73'和74'之间。
主体71'的部分73'和74'以有径向游隙地容纳在主体62'的部分63'和67'内部。
主体72'又包括：
-轴向部分77'，其面朝突出部30并限定螺杆20b；
-轴向部分78'，其由止推轴承41b'轴向支撑并且具有比部分77'大的直径；以及
-径向肩部79'，飞轮40b'紧固在其上。
主体72'的部分77'和78'分别以有径向游隙地容纳在主体71'的部分74'和主体62'的部分67'内部。
在所示的情况下，主体61'、62'、71'和72'是钟形的。
最后，装置15'与装置15的不同之处在于，惯性器16的螺杆20a、阴螺杆21a和滚子22a的螺纹具有第一旋向，并且惯性器17的螺杆20b、阴螺杆21b和滚子22b的螺纹具有与第一旋向相反的第二旋向。
这能够实现惯性器16和17的螺杆20a和20b和滚子22a和22b在互不相同的方向上的旋转。
套件1'的功能与套件1的功能的不同之处在于，旋翼4的运转引起轴线D和E朝向彼此和进一步远离彼此移动，并因此在突出部30上以及惯性器16和17的阴螺杆21a和21b上引起轴向振动的产生。
在这种“并列”情况下，惯性器16和17承受相同的相对位移，因此承受与突出部30和31相同的加速度。由此可见，装置15的总惯量是单个惯性器16和17的惯量的两倍。惯性器16和17的阴螺杆21a和21b的轴向振动引起惯性器16和17的滚子22a和22b的轴向振动。
此外，由于相应的螺纹23与惯性器16的相应的阴螺杆21a和螺杆20a的螺纹的联接，惯性器16的滚子22a：
-围绕它们各自的轴线C相对于相关联的螺杆20a和阴螺杆21a旋转振动；并且
-描述了围绕轴线B相对于相关联的螺杆20a和阴螺杆21a的回转运动。
另外，惯性器16的滚子22a围绕相关联的轴线C的旋转振动引起惯性器16的飞轮40a和螺杆20a围绕轴线B的旋转振动。
通过滚子22b的螺纹23与阴螺杆21b的螺纹之间的联接，滚子22b：
-围绕它们各自的轴线C相对于惯性器17的相关联的螺杆20b和阴螺杆21b旋转振动；以及
-描述了围绕轴线B相对于惯性器17的相关联的螺杆20b和阴螺杆21b的回转运动。
由于螺纹23与惯性器17的螺杆20b的螺纹之间的联接，惯性器17的滚子22b的旋转振动引起惯性器17的螺杆20b围绕轴线B的旋转振动。
轴承41a'和41b'支撑由各个螺杆20a和20b产生的平行于轴线B的轴向推力。
轴承41a'和41b'还允许惯性器16和17的螺杆20a和20b相对于突出部31旋转，从而避免旋转振动向突出部31并因此向机身3的传递。
以与套件1的装置15类似的方式，由于惯性器16和17的滚子22a和22b、螺杆20a和20b、阴螺杆21b和飞轮40a和40b的旋转振动，套件1'的装置15'产生惯性振动力。
以与套件1的装置15完全相似的方式，套件1'的装置15'将所产生的相等的扭矩力施加到突出部30和31，并因此施加到旋翼4的壳体5和机身3的顶部10。
这些扭矩力阻尼或消除了传递到机身3的振动，从而增加了直升机2的乘员的舒适性。
以与套件1的装置15完全相似的方式，装置15'围绕轴线B在机身3上施加扭矩，该扭矩具有基本为零的模量，因为两个惯性器16和17在相反的方向上释放理想地具有相等的模量的惯性反作用扭矩。
通过检查根据本发明的套件1和1'，由其可以实现的优点是显而易见的。
特别地，套件1和1'包括多个阻尼装置15和15'，每个阻尼装置包括一对惯性器16和17。
惯性器16和17将旋翼4的壳体5的振动转换成螺杆20a和20b、滚子22a和22b和飞轮40a和40b的旋转振动。
该旋转振动产生作用在锚固件12和13上的力，该力与锚固件12和13的相对加速度成比例。
该力抑制了向锚固件13以及因此向机身3的振动传递，从而改善了直升机2内部感知的舒适性。
由于惯性器16和17的螺杆20a和20b以及因此还有飞轮40a和40b彼此在相反的方向上旋转，因此传递到直升机2的机身3的惯性扭矩几乎为零。
这使直升机2的乘员的舒适性进一步提高，对于直升机的VIP段的具有明显的优势。
特别地，由于“串联”布局，装置15的惯性器16和17受到的角加速度减小，因此部件、尤其是螺杆20和阴螺杆21的螺纹以及滚子22的螺纹23受到的磨损较小。
由于它们的“并列”配置，装置15'的惯性器16和17利用了每个惯性器16和17的总惯量，从而使得对于装置15'相同的效率，飞轮40a'和40b'的质量被最小化。
此外，装置15的惯性器16和17具有减小的加速度，并且装置15'的惯性器16和17具有特别小的尺寸，从而降低了装置15和15'的损坏风险。每个装置15和15'容纳杆7，并且围绕相关联的杆7到锚固件12和13的相同的铰接轴线D和E铰接到相关联的锚固件12和13上。
结果，装置15和15'不需要对直升机2进行任何实质性的重新设计，并且利用的是已经设置的用于将杆7固定在壳体5与机身3的顶部10之间的锚固件12和13。
此外，这使套件1和1'能够以特别简单和廉价的方式改装到配备有杆7的已经存在的直升机2上。
为此，仅将装置15和15'围绕轴线D和E铰接到已经存在的锚固件12和13上就够了。
最后，很明显，在不脱离权利要求书所限定的范围的情况下，可以对本文所述和所示的套件1和1'进行修改和变型。
特别地，装置15和15'的螺杆20a和20b可相对于轴线B滑动，并且阴螺杆21a和21b可围绕轴线B旋转。
在这种情况下，关于装置15，相应的阴螺杆21a和21b将会由相应的轴承41a和41b支撑在相关联的突出部30和31上，并且相应的螺杆20a和20b将会彼此连接。
关于装置15'，相应的螺杆20a和20b将紧固在突出部30上，并且相应的阴螺杆21a和21b将通过突出部31经由相应的轴承41a'和41b'而被轴向地支撑。
此外，除了相对于螺杆20a和20b围绕轴线B旋转之外，装置15和15'的滚子22a和22b还可以相对于阴螺杆21a和21b平行于轴线B地轴向自由平移。
另外，装置15和15'可以被容纳在相应的杆7内，或者可以连接至插在机身3的顶部10与壳体5之间的另外的相应的结构元件。
最后，每个装置15和15'的管状主体32和33可以直接紧固在相关联的杆7上。

Claims (15)

1.一种用于直升机(2)的套件(1，1')，所述直升机(2)包括机身(3)和旋翼(4)；
所述套件(1，1')包括至少一个装置，该装置适于衰减从所述旋翼(4)向所述机身(3)传递的振动并且插在所述机身(3)与所述旋翼(4)之间；
其特征在于，所述装置又包括：
-一对第一螺纹元件，其能沿着第一轴线(B)平行地移动并适于平行于所述第一轴线(B)振动；
-一对第二螺纹元件，其能围绕所述第一轴线(B)旋转并操作性地连接至相应的所述第一螺纹元件，从而在使用中围绕所述第一轴线(B)旋转振动；
-第一惯性器(16)；以及
-第二惯性器(17)；
所述第一惯性器(16)又包括：
-第一阴螺杆(21a)；
-操作性地连接至所述第一阴螺杆(21a)的第一螺杆(20a)；以及
-多个第一螺纹滚子(22a)，它们旋拧在所述第一阴螺杆(21a)和所述第一螺杆(20a)上；
所述第一螺纹滚子(22a)能围绕各自的第二轴线(C)相对于所述第一阴螺杆(21a)和所述第一螺杆(20a)旋转，并且能围绕所述第一轴线(B)相对于所述第一阴螺杆(21a)和所述第一螺杆(20a)旋转，所述第二轴线平行于所述第一轴线并与所述第一轴线(B)是分离的；
所述第二惯性器(17)又包括：
-第二阴螺杆(21b)；
-第二螺杆(20b)，其操作性地连接至所述第二阴螺杆(21b)；以及
-多个第二螺纹滚子(22b)，它们旋拧在所述第二阴螺杆(21b)和所述第二螺杆(20b)上；所述第二螺纹滚子(22b)能围绕各自的第二轴线(C)相对于所述第二阴螺杆(21b)和所述第二螺杆(20b)旋转，并且能围绕所述第一轴线(B)相对于所述第二阴螺杆(21b)和所述第二螺杆(20b)旋转，所述第二轴线平行于所述第一轴线并与所述第一轴线(B)是分离的；
所述第一阴螺杆(21a)和所述第二阴螺杆(21b)限定所述第一螺纹元件，并且所述第一螺杆(20a)和所述第二螺杆(20b)限定所述第二螺纹元件；或者
所述第一螺杆(20a)和所述第二螺杆(20b)限定所述第一螺纹元件，并且所述第一阴螺杆(21a)和所述第二阴螺杆(21b)限定所述第二螺纹元件。
2.根据权利要求1所述的套件，其特征在于，所述第二螺纹元件被构造为能以彼此相反的旋转方向旋转；和/或其特征在于，
所述第一惯性器(16)和所述第二惯性器(17)的所述第一轴线(B)彼此重合并且限定所述装置的延伸轴线；和/或其特征在于，
所述第一螺纹滚子(22a)和所述第二螺纹滚子(22b)的所述第二轴线(C)彼此重合。
3.根据权利要求1所述的套件，其特征在于，所述第一惯性器(16)和所述第二惯性器(17)具有相同的惯量。
4.根据权利要求3所述的套件，其特征在于，所述套件包括：
-第一飞轮(40a，40a')，其与所述第一惯性器(16)的所述第二螺纹元件在角度上成一体；和/或
-第二飞轮(40b，40b')与所述第二惯性器(17)的所述第二螺纹元件在角度上成一体。
5.根据权利要求1所述的套件，其特征在于，所述第一惯性器(16)和所述第二惯性器(17)的所述第一螺纹元件能一起平行于所述第一轴线(B)一体地移动。
6.根据权利要求1所述的套件，其特征在于，所述套件包括：
-第一锚固元件(30)，其能以铰接的方式连接至所述旋翼(4)；
-第一轴承(41a)，其以能围绕所述第一轴线(B)在角度上移动的方式支撑所述第一惯性器(16)的所述第二螺纹元件；
-第二锚固元件(31)，其能以铰接的方式连接至所述机身(3)；以及
-第二轴承(41b)，其以能围绕所述第一轴线(B)在角度上移动的方式支撑所述第二惯性器(17)的所述第二螺纹元件。
7.根据权利要求6所述的套件，其特征在于，所述第一惯性器(16)插在所述第一锚固元件(30)与所述第二惯性器(17)之间；
所述第二惯性器(17)插在所述第一惯性器(16)与所述第二锚固元件(31)之间。
8.根据权利要求1所述的套件，其特征在于，所述第一惯性器(16)的所述第一螺纹元件的螺纹、所述第二螺纹元件的螺纹和所述第一螺纹滚子(22a)的螺纹具有第一旋向；
所述第二惯性器(17)的所述第一螺纹元件的螺纹、所述第二螺纹元件的螺纹和所述第二螺纹滚子(22b)的螺纹具有相同的所述第一旋向。
9.根据权利要求1所述的套件，其特征在于，所述套件包括能以铰接的方式连接至所述旋翼(4)的第一锚固元件(30)；
所述第一螺纹元件被约束到所述第一锚固元件(30)上。
10.根据权利要求9所述的套件，其特征在于，所述套件包括：
-第二锚固元件(31)，其能以铰接的方式连接至所述机身(3)；以及
-两个轴承(，它们插在所述第二锚固元件(31)与相应的所述第二螺纹元件之间，并被构造为支撑从所述第二螺纹元件释放的沿着所述第一轴线(B)指向的载荷。
11.根据权利要求1所述的套件，其特征在于，所述第一惯性器(16)的所述第一螺纹元件的螺纹、所述第二螺纹元件的螺纹和所述第一螺纹滚子(22a)的螺纹具有第一旋向；
所述第二惯性器(17)的所述第一螺纹元件的螺纹、所述第二螺纹元件的螺纹和所述第二螺纹滚子(22b)的螺纹具有与所述第一旋向相反的第二旋向。
12.根据权利要求10所述的套件，其特征在于，所述套件包括：
-第一主体(61')，其紧固在所述第一锚固元件(30)上并限定所述第一惯性器(16)的所述第一螺纹元件；
-第二主体(62')，其能围绕所述第一轴线(B)旋转并限定所述第一惯性器(16)的所述第二螺纹元件；
-第三主体(71')，其紧固在所述第一锚固元件(30)上并限定所述第二惯性器(17)的所述第一螺纹元件；以及
-第四主体(72')，其能围绕所述第一轴线(B)旋转并限定所述第二惯性器(17)的所述第二螺纹元件；
所述第二主体(62')至少部分地容纳在所述第一主体(61')内；
所述第三主体(71')至少部分地容纳在所述第二主体(62')内；并且
所述第四主体(72')至少部分地容纳在所述第三主体(71')内。
13.一种直升机，其包括：
-机身(3)；
-旋翼(4)；
-所述旋翼(4)的支撑壳体(5)；以及
-多个连接杆(7)，它们插在所述机身(3)与所述支撑壳体(5)之间；
其特征在于，所述直升机对于每个所述连接杆(7)均包括根据权利要求1所述的套件(1，1')；
所述装置插在所述支撑壳体(5)与所述机身(3)之间。
14.根据权利要求13所述的直升机，其特征在于，所述至少一个连接杆(7)和相应的所述装置围绕彼此重合的相同的各自的第三轴线(D)铰接到所述机身(3)上；
所述至少一个连接杆(7)和所述相应的装置围绕彼此重合的相同的各自的第四轴线(E)铰接到所述旋翼(4)上。
15.根据权利要求13所述的直升机，其特征在于，所述连接杆(7)和所述装置中的一个容纳在所述连接杆(7)和所述装置中的另一个内。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3599162B1 (en) * 2018-07-27 2020-11-11 LEONARDO S.p.A. Helicopter kit

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1387219A (en) * 1972-04-28 1975-03-12 Boeing Co Redundant pitch link
US4103760A (en) * 1977-03-10 1978-08-01 Pacific Scientific Company Mechanical shock arrestor
JPS6078130A (ja) * 1983-10-04 1985-05-02 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 防振支持装置
US5568847A (en) * 1992-04-10 1996-10-29 Bertin & Cie Device for providing a rigid mechanical link with frequency cut-off
CN101811573A (zh) * 2009-02-25 2010-08-25 奥格斯塔股份公司 直升机旋翼
CN102114913A (zh) * 2009-12-30 2011-07-06 奥格斯塔股份公司 可收回的直升机起落架

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5543040Y2 (zh) * 1975-05-31 1980-10-08
JPS5289771A (en) * 1975-10-08 1977-07-27 Int Vibration Engineer Inertia device for blocking or releasing motion between two members
US4187933A (en) * 1978-04-17 1980-02-12 Anchor/Darling Industries, Inc. Mechanical snubber assembly
FR2674591B1 (fr) * 1991-03-25 1993-06-18 Aerospatiale Dispositif de transmission d'efforts statiques et de filtrage d'excitations vibratoires entre deux pieces.
JP3549024B2 (ja) * 1994-02-25 2004-08-04 日本ムーグ株式会社 制振装置
GB9523651D0 (en) * 1995-11-18 1996-01-17 Gkn Westland Helicopters Ltd Helicopter and method for reucing vibration of a helicopter fuselage
FR2777860B1 (fr) * 1998-04-23 2000-07-07 Eurocopter France Dispositif simplifie de suspension antivibratoire a batteurs hauts pour helicoptere
JP2000035079A (ja) 1998-07-17 2000-02-02 Teijin Seiki Co Ltd 複合超磁歪素子、超磁歪素子アクチュエータおよび制振装置
FR2787762B1 (fr) * 1998-12-29 2001-03-09 Eurocopter France Dispositif de suspension antivibratoire avec ressort en torsion, pour helicoptere
DE10001159A1 (de) * 2000-01-13 2001-07-26 Liebherr Aerospace Gmbh Schwingungsisolator für Helikopter
GB0116424D0 (en) 2001-07-04 2001-08-29 Univ Cambridge Tech Mechanical device
EP1650470B1 (en) 2003-07-31 2010-11-17 The Foundation for the Promotion of Industrial Science Electromagnetic damper controller
US7490792B1 (en) * 2004-11-16 2009-02-17 Cartercopters, L.L.C. Aircraft with rotor vibration isolation
FR2878594B1 (fr) * 2004-11-30 2007-01-19 Eurocopter France Dispositif de filtrage de vibrations entre deux pieces et applications
EP1724191B1 (en) * 2005-05-16 2008-07-09 Agusta S.p.A. Helicopter with an improved vibration control device
CN101522521B (zh) 2006-10-12 2013-06-12 贝尔直升机泰克斯特龙公司 硬安装的减震塔架
TW200918788A (en) 2007-10-26 2009-05-01 Univ Nat Taiwan Screw-type inerter mechanism
JP4349460B2 (ja) 2008-01-07 2009-10-21 一登 背戸 動吸振器
FR2934245B1 (fr) 2008-07-24 2010-10-01 Airbus France Aeronef comprenant un moteur commande par synchrophasage
JP2012007635A (ja) 2010-06-22 2012-01-12 Shimizu Corp 回転慣性質量ダンパー
JP5839282B2 (ja) 2011-12-28 2016-01-06 清水建設株式会社 回転慣性質量ダンパー
JP5915995B2 (ja) 2012-05-24 2016-05-11 清水建設株式会社 回転慣性質量ダンパー
US9453552B2 (en) 2014-07-14 2016-09-27 Honeywell International Inc. Adaptive three parameter isolator assemblies including external magneto-rheological valves

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1387219A (en) * 1972-04-28 1975-03-12 Boeing Co Redundant pitch link
US4103760A (en) * 1977-03-10 1978-08-01 Pacific Scientific Company Mechanical shock arrestor
JPS6078130A (ja) * 1983-10-04 1985-05-02 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 防振支持装置
US5568847A (en) * 1992-04-10 1996-10-29 Bertin & Cie Device for providing a rigid mechanical link with frequency cut-off
CN101811573A (zh) * 2009-02-25 2010-08-25 奥格斯塔股份公司 直升机旋翼
CN102114913A (zh) * 2009-12-30 2011-07-06 奥格斯塔股份公司 可收回的直升机起落架

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Publication number Publication date
RU2020117754A (ru) 2021-11-29
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US20200385105A1 (en) 2020-12-10
US11247771B2 (en) 2022-02-15
EP3599163B1 (en) 2020-11-11
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WO2020021359A1 (en) 2020-01-30

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