专利名称：阻尼装置和包含该阻尼装置的飞行器转子系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种特别用于形成直升机桨叶用的牵引模式阻尼器的 阻尼装置，并且涉及一种包含这种装置的诸如直升机转子的旋翼飞行 器转子系统。本发明以一般的方式应用在不仅用于航空领域，而且也 用于涉及围绕靠近转子的关节的角振荡的其它工业领域的阻尼器。
背景技术：
以已知的方式，直升机的举升转子具有关节式毂，该毂为每个桨 叶设置有称之为阻力铰的关节，该关节位于垂直于桨叶所在平面的轴 线周围，并且为所述桨叶提供位于转子的旋转平面中的角振荡的自由 度。设法向每个桨叶提供朝其围绕该关节的平均角位置的弹性回复， 从而能够调节牵引中的每个桨叶的整体的固有频率，已经被指出的是， 有必要阻尼桨叶的这些角牵引振荡，从而使来自每个桨叶的动态牵引 力朝直升机结构的传动最小化。
用在每个桨叶和转子之间的已知牵引阻尼装置主要为两种类型。
如图1中所示，可以识别出这种装置1的第一种类型，这种类型
使用仅一个环形横截面的弹性体阻尼器2 (通常基于硅橡胶)，在外部 圆柱体形框架3的和内管4的相应的壁之间剪切该弹性体阻尼器2。 实施起来非常简单的这种方案的主要缺点一方面在于该装置相对于低 激励幅度的高加强度，并且另 一方面在于其对外部温度的过度敏感性。 第 一类阻尼装置的另 一缺点是将它们特别设计成用于轻型飞行器。
可以识别出主要用于大型飞行器的第二类牵引阻尼装置，这种类 型使用通常基于阀、活塞和标准化通道的复杂的液压系统，并且使其 能够在宽范围的激励幅度上维持近似恒定的阻尼水平。为了描述这种 装置，可参考例如文献EP-B-0 759 128，该装置包括两个环形弹性体 阻尼器，所述两个环形弹性体阻尼器安装在内管周围，并且通过具有与同样呈环形的工作室连通的活塞的环形补偿室彼此分离，应当指出 的是，这种补偿室也可以由膜片或金属波紋管界定。虽然这些装置运 行相对良好，但它们仍旧具有缺点，在于带来一定程度的技术复杂性， 这另外需要许多维护。
发明内容
本发明的一个目的是提供一种克服前述缺点的阻尼装置，这种
装置特别用于形成直升机桨叶用的牵引式阻尼器，并且包括
—用于联结到例如直升机桨叶的第一旋转元件的径向外部框 架，和同轴地安装到框架并且用于联结到例如直升机转子的第二旋 转元件的径向内部元件，所述框架和所述内部元件均具有旋转对称 性；
一至少一个具有环形横截面的弹性体阻尼器，该弹性体阻尼器 固定安装于框架和内部元件；和
一工作室，所述工作室由框架和弹性体阻尼器界定并且与补偿 室连通，所述补偿室由同轴地安装于内部元件的能够高度变形的柔 性构件界定，这些室均填充有液压流体。
为此，根据本发明的阻尼装置如下工作室形成在所述装置的 第一端，并且经由位于柔性构件的端部开口的顶上的多孔结构与补 偿室连通，该柔性构件安装在内部元件的内，从而，响应于框架和 内部元件的相对运动，工作室的容积的变化迫使流体流过这个多孔 结构，以使补偿室补偿这种容积的变化。
将注意到，根据本发明的这种装置使得能够在直升机转子和桨 叶之间例如在大约0.5mm到20mm的范围内变动的'激励振动的范围 上与激励幅度无关地维持大体恒定的阻尼水平，同时即使在相对较 重的飞行器的情况下也提供相对简单的结构，并且这种装置也提供 对温度的敏感性较低的优点，因此令人满意地克服与上面列举的两 种类型的阻尼装置相关联的上述缺点。
根据本发明的一个特定实施例，所述多孔结构可由基于烧结材 料或压缩纤维的金属盘形成。有利地，所述柔性构件可由金属波紋管或弹性膜片形成，并且 以可移动的方式安装成与所述内部元件的壁接触。
更有利地，所述柔性构件可由膜片式金属波紋管形成，该膜片 式金属波紋管在所述内部元件内由引导装置引导，该引导装置能够
对抗所述装置遭受的离心力。这些引导装置例如可包括
—用于所述波紋管的防摩擦涂层，所述防摩擦涂层形成在所述 内部元件的壁的径向内表面上；和/或
一管道，所述管道紧固到所述多孔结构，并且沿该波紋管抵靠 所述波紋管的壁的径向内表面延伸。
根据本发明的另一特征，所述阻尼装置另外有利地包括辅助室， 该辅助室形成在装置的第二端，同时由与所述弹性体阻尼器相对的 所述内部元件界定，并且在该室中限制有加压气体，以便防止所述 流体在所述工作室和补偿室中的气蚀现象。
根据本发明的另一特征，弹性体阻尼器可大体上在优选地具有 圆筒形壁的所述内部元件的整个轴向长度上延伸，并且大体上在相 对定位的所述框架的同样为圓筒形的部分上延伸。
将注意到，作为一种变型，代替圆筒形部分或除了圆筒形部分 夕卜，根据本发明的框架和内部元件的壁可具有截头锥形状或部分。
同样以优选的方式，所述框架在装置的所述第一端具有大体上 呈截头锥形的部分，所述截头锥形部分延伸所述圆筒形部分，并且 在外部界定所述工作室。
根据本发明的旋翼飞行器转子系统，例如直升机转子，在转子 和所述翼之间包括至少一个如上限定的阻尼装置。
有利地，本申请人已经能够确定，根据本发明的这种阻尼装置能 够向位于转子和所述翼之间的这种系统提供振动阻尼水平，该振动阻 尼水平在从0.5mm变动到20mm的激励振动幅度的范围上大体上恒 定，此外，这种振动水平大体上与外部温度无关。
通过将在下面参考完全以示例的方式给出的附图进行的描述的其余部分，本发明的其它优点、特征和细节将变得清楚，并且其中
图1是根据现有技术的一个示例的牵引式阻尼装置的轴向截面 中的视图；并且
图2是根据本发明的牵引式阻尼装置的轴向截面中的视图。
具体实施例方式
如图2所示，特别设计成阻尼直升机桨叶的牵引模式的根据本 发明的阻尼装置101主要包括
—径向外部框架102，其用于例如通过第一关节103联结到直升 机浆叶(未示出)，并且包括大体呈圆筒形的部分102a，所述大体 呈圆筒形的部分102a在装置101的靠近该第一关节103的第一端 104处由会聚的截头锥部分102b延伸；
一径向内部管状元件105，其同轴安装于框架102，并且用于例 如通过第二关节106联结到直升机转子(未示出)；
—环形横截面的弹性体阻尼器107，其固定安装于框架102和内 部元件105;和
一两个液压室，即工作室108和补偿室109,它们分别形成在装 置101的第 一端104处和内部元件105的内侧，并且通过多孔结构 110彼此连通，这些室108和109均填充有例如珪油的液压流体。
更确切地说，弹性体阻尼器107实际上在内部元件105的整个 轴向长度和定位于对面的框架102的圆筒形部分102a的整个轴向长 度上延伸。如在轴向半截面中看到的那样，阻尼器107基本上呈等 腰梯形形状，其大圆筒形基部107a固定到内部元件105的和多孔结 构110的圆筒形壁的相应外表面，其小圆筒形基部107b固定到框架 102的圆筒形部分102a的内表面，其第一环形侧部107c紧固在装 置101的第一端104处，并且其第二环形侧部107d紧固抵靠在装置 101的靠近第二关节106的第二端111上。
阻尼器107通过机械紧固装置112固定安装于框架102、内部元 件105和多孔结构110,该机械紧固装置112径向穿过这三个组件的对应的壁。
工作室108首先由框架102的截头锥部分102b和截头锥部分 102b会聚处的框架102的大体径向端部102c界定，并且其次由阻 尼器107的环形侧部107c和多孔结构110界定。
补偿室109在其绝大部分的轴向长度上由可高度变形的柔性构 件113界定，该柔性构件113与内部元件105同轴地安装且位于内 部元件105内。在图2示出的优选示例中，柔性构件113由膜片式 金属波紋管组成，其中盘旋结构的峰部由引导装置(不可见)引导 抵靠内部元件105的壁的内表面，该引导装置能够对抗装置101在 使用期间由于邻近转子的旋转而经受的离心力。这些引导装置可包 括位于波紋管113的径向外部的防摩擦涂层，该防摩擦涂层由内部 元件105的壁的内表面的衬层形成，有利地与管道在波紋管113的 径向内侧的安装相结合，并且该管道沿波紋管113抵靠其盘旋结构 的槽的内表面延伸。
多孔结构IIO位于波紋管113的端部开口的顶上，并且它有利 地由基于烧结材料或压缩纤维的圆形管头或金属盘形成，且锚定在 环形支承件110a中，该环形支承件110a的圆形外部基部110b安装 成与弹性体阻尼器107的第一侧部107c平齐。
根据本发明的阻尼装置101另外包括辅助室116，该辅助室116 形成在装置101的第二端111处，同时由内部元件105的与阻尼器 107相对的那部分界定，在该室中限制有加压气体，以便防止填充 其它两个室，即工作室108和补偿室109的液压流体的气蚀现象。 该辅助室116通过形成密封隔板的圆形径向板117与波紋管113分 开，并且因此与被所述波紋管封闭的补偿室109分开。
在运转过程中，并且响应于施加在阻尼装置101的两端104和111
处的运动，工作室108的容积的变化迫使';^流体流过多孔结构110，
以便补偿室109补偿容积的这种变化，并且因此令人满意地阻尼每片 直升机桨叶的牵引式振动，在该示例性实施例中，具有实际上与激励 幅度和外部温度无关的阻尼水平。
权利要求
1.一种阻尼装置(101)，具体用于形成直升机桨叶用的牵引式阻尼器，包括-用于联结到例如直升机桨叶的第一旋转元件的径向外部框架(102)，和同轴地安装于所述框架并且用于联结到例如直升机转子的第二旋转元件的径向内部元件(105)，所述框架和所述内部元件均具有旋转对称性；-至少一个具有环形横截面的弹性体阻尼器(107)，所述弹性体阻尼器固定安装于所述框架和所述内部元件；和-工作室(108)，所述工作室由所述框架和所述弹性体阻尼器界定并且与补偿室(109)连通，所述补偿室由同轴地安装于所述内部元件的能够高度变形的柔性构件(113)界定，这些室填充有液压流体，其特征在于，所述工作室形成在所述装置的第一端(104)，并且经由位于所述柔性构件的端部开口上的多孔结构(110)与所述补偿室连通，所述柔性构件安装在所述内部元件内，从而，响应于所述框架与所述内部元件的相对运动，所述工作室的容积的变化迫使所述流体流过这个多孔结构，以使所述补偿室补偿这种容积的变化。
2. 根据权利要求1所述的阻尼装置(101 )，其特征在于，所述多孔 结构(110)由基于烧结材料或压缩纤维的金属盘形成。
3. 根据权利要求1或2所述的阻尼装置(101 )，其特征在于，所述 柔性构件(113)由金属波紋管或弹性膜片形成，并且以可移动的方式 安装成与所述内部元件(105)的壁接触。
4. 根据权利要求3所述的阻尼装置(101)，其特征在于，所述柔性 构件(113)由膜片式金属波紋管形成，所述膜片式金属波紋管在所述 内部元件(105)内由引导装置引导，所述引导装置能够对抗所述装置 经受的离心力。
5. 根据权利要求4所述的阻尼装置(101),其特征在于，所述引导 装置包括—用于所述波紋管(113)的防摩擦涂层，所述防摩擦涂层形成在 所述内部元件(105)的壁的径向内表面上，和/或—管道，所述管道紧固到所述多孔结构(110)，并且沿该波紋管 抵靠所述波紋管的壁的径向内表面延伸。
6. 根据前述权利要求中的任一项所述的阻尼装置(101)，其特征 在于，它另外包括辅助室(116)，所述辅助室形成在所述装置的第二 端(111)，同时由与所述弹性体阻尼器(107)相对的所述内部元件(105)界定，并且在所述室中限制有加压气体，以便防止所述流体 在所述工作室(108)和补偿室(109)中的气蚀现象。
7. 根据前述权利要求中的任一项所述的阻尼装置(101)，其特征在 于，所述弹性体阻尼器(107)大体上在具有圆筒形壁的所述内部元 件(105)的整个轴向长度上延伸，并且大体上在定位于对面的所述 框架(102)的同样为圓筒形的圆筒形部分(102a)上延伸。
8. 根据权利要求7所述的阻尼装置(101)，其特征在于，所述框 架(102)在所述装置的所述第一端(104)处具有大体上呈截头锥形 的部分(102b)，所述截头锥形部分延伸所述圓筒形部分(102a)，并 且在外部界定所述工作室(108 )。
9. 例如直升机转子的旋翼飞行器转子系统，其特征在于，在所 述转子和所述翼之间包括至少一个根据前述权利要求中的任一项所述的阻尼装置(101)。
10. 根据权利要求9的飞行器转子系统，其特征在于，所述装置 (101)能够向位于所述转子和所述翼之间的这种系统提供在0.5mm到20mm的范围内变动的激励振动幅度范围上大体恒定的阻尼水平， 此外，这种阻尼水平与外部温度基本无关。
全文摘要
本发明涉及一种特别用于形成直升机桨叶用的牵引式阻尼器的阻尼装置，并且涉及一种包含这种装置的飞行器转子系统。这种阻尼装置(101)包括用于联结到第一旋转元件的外部框架(102)，和同轴安装到框架、并用于联结到第二旋转元件的径向内部元件(105)；至少一个具有环形截面的弹性体阻尼器(107)，其固定安装到框架和内部元件；和工作室(108)，其由框架和阻尼器界定，并与补偿室(109)连通，所述补偿室由同轴安装到内部元件的能够高度变形的柔性构件(113)界定。根据本发明，工作室形成在装置的第一端(104)，并通过位于柔性构件的端部开口顶上的多孔结构(110)与补偿室连通，该柔性构件安装在内部元件中。
文档编号F16F13/04GK101526122SQ200910126379
公开日2009年9月9日 申请日期2009年3月5日 优先权日2008年3月6日
发明者埃尔夫·里歇尔·德·福尔热, 让-皮埃尔·乔尔奇克 申请人:哈特奇桑公司