尾部旋翼、平衡尾部旋翼的方法及旋翼飞行器

摘要

一种旋翼飞行器的尾部旋翼，该尾部旋翼包括至少两个桨叶构件(1)，每个桨叶构件(1)适合于绕总距改变轴线(Z)枢转以改变所述尾部旋翼的每个桨叶构件的所述总距，且每个桨叶构件(1)包括至少一个补偿配重(2)，该至少一个补偿配重包括基本上垂直于所述桨叶构件(1)的主惯性轴线(5)露出的突部(4、14)，且所述主惯性轴线(5)平行于桨叶构件的纵向方向。在本发明的尾部旋翼中，补偿配重(2)包括可变形部分(6)，该可变形部分能相对于突部(4)在平行于桨叶构件(1)的主要惯性轴线(5)的平面(P)中运动。

说明书

技术领域

相关申请的交叉引用

本申请要求2014年11月28日提交的法国专利申请第1402707号的优先权，该申请 的全部内容以参见的方式纳入本文。

本发明涉及一种旋翼飞行器的尾部旋翼。术语旋翼飞行器在本申请中用于描述任 何类型的旋转机翼飞行器，尤其是例如直升飞机。

背景技术

在当前的惯例中，此种尾部旋翼也被称为“反扭矩”旋翼，因为该尾部旋翼可施加 扭矩用以反作用于由主旋翼在偏航中产生的旋转运动，该主旋翼为旋翼飞行器提供升力和 推进力。

因此，旋翼飞行器的尾部旋翼通常具有基本上水平的转动轴线，并且尾部旋翼可 集成在旋翼飞行器的机身中或者可位于该机身外部。当旋翼集成在机身中时，则该旋翼由 术语“涵道尾部旋翼”或来指代。

此外，该尾部旋翼可包括至少两个绕旋翼的转动轴线对称地设置的桨叶。每个桨 叶可绕被称为“俯仰”轴线的轴线进行枢转运动，以改变桨叶相对于周围空气的入射角并且 由此改变旋翼的推力。此种改变尤其是能在飞行器的飞行员期望改变由飞行器所展现的偏 航角或者更简单地增大主旋翼的功率、为此需要增大偏航扭矩的数值时执行。

此外，为了改变俯仰角，飞行员致动方向舵杆的踏板，从而可致动液压地连接于控 制板的尾部旋翼伺服控制件的杆。此种控制板能在平行于旋翼的转动轴线的方向上平移运 动。使踏板从一个邻抵件向另一个邻抵件移动借助将所述板连接于每个桨叶的每个杆来通 过如下角度改变反扭矩旋翼的桨叶的桨距：该角度可例如位于绕0°的平坦位置的-8°和+ 23°的范围内。

在飞行时，一旦旋翼的推力不再是零，即当俯仰角不同于0°时，用于使桨叶回复至 平坦位置的扭矩施加在桨叶上并试图使俯仰角回复至0°。当旋翼转动时，作用在每个桨叶 构件上的离心力致使任何桨距变化得以抵抗，并使得桨叶回复至转动平面。为了计算施加 在桨叶上的所产生扭矩M，可参照关于该主题的已知文献，并且例如可考虑桨叶的质量元件 dm，该质量元件位于距旋翼中心的距离r’处。然后，作用在质量元件上的离心力元素具有如 下数值：

dF＝Ω².r'.dm

其中，Ω是旋翼的角速度。

该力元素再能分解成平行于俯仰轴线的分量dFZ和垂直于俯仰轴线的分量dF1。分 量dF1具有如下数值：

其中，x是所考虑的桨距构件距俯仰轴线的距离。

分量dF1则位于距通常俯仰角θ是零的平面距离y处，因此产生试图使桨叶回复至 平坦位置、即回复到平面xOz中的扭矩元素dM。

然而，如果公认为桨叶的截面的重心G位于俯仰轴线上，则通过如下公式来给出扭 矩元素的数值：

dM＝Ω².x.y.dm

而所产生的扭矩M被写成：

$M={\Omega }^2.\underset{-C1}{\overset{C2}{\int }}x.y.dm$

C1和C2分别对应于在点G处的桨叶截面的前缘和在G点处的桨叶截面的尾缘在轴线Ox 上的正交投影。

借助液压动力辅助并且更具体地借助伺服控制件，能克服旋翼的“回平”效应以消 除命令的可逆性。然而，在例如大部分可能由于液压系统泄露或者由于液压泵失效而导致 的此种液压辅助失效的情形中，突然操作踏板所需的力会变得相当可观。

为此，连同伺服控制件一起安装称为偏航“力补偿器”的附加液压安全装置，该附 加液压安全装置可卸载由尾部旋翼所产生的空气动力反馈的主要部分。该力补偿器可产生 反作用于施加在桨叶上的回平力的力。因此，该力补偿器包括液压积存器和控制杆，该液压 积存器独立于主要液压辅助系统，该控制杆用于使得致动器的液压地连接于液压积存器的 活塞的运动行程倍增，以产生“具有负斜率的弹簧”。

然而，该力补偿器还包含也可能经受损坏的多个液压构件。力补偿器中的泄漏则 会阻碍用以反作用于回平力所需的力的产生。

因此，这会导致用于控制尾部旋翼的桨距改变的系统发生阻滞。确切地说，在液压 辅助和力补偿器同时失效的情形中，使得飞行员能改变尾部旋翼的桨叶的桨距所需的力则 会变得过高，并且这些力会阻止飞行员通过使用踏板来改变尾部旋翼的桨叶的桨距。

发明内容

因此，本发明的第一目的是限制对于尾部旋翼的俯仰角进行控制变得受阻的可能 因素，并且由此改进旋翼飞行器的安全性。

此外，随着飞行器发动机的功率越来越大，会变得需要例如通过向每个桨叶的尾 缘增加“凸片”来增大尾部旋翼的桨叶的表面积。这使得向尾翼增加构件，这些构件沿翼弦 方向延伸若干厘米并占据翼展的纵向部分。这会增大桨叶的表面积，并且由此使由桨叶传 递至旋翼头部的静态和动态力发生显著的增加。

为了减小这些力，每个桨叶的根部装配有两个补偿配重，这两个补偿配重基本上 垂直于每个桨叶的主惯性轴线或者更简单地基本上垂直于由每个桨叶所限定的纵向中心 平面对称地露出。那些补偿配重用于产生反作用于桨叶的回平力矩的力矩，并且由此减小 控制俯仰角所需的力。每个桨叶构件由此得以稳定，而与旋翼的俯仰角无关。

这些补偿配重更通常地成为“中国式配重”。因此，这些补偿配重与每个桨叶协配 以形成刚性的单件单元，并且具体地说，它们由申请人在文献FR2719554中进行了描述。 实际上，该文献将补偿配重描述成在桨叶的纵向中间平面的两侧上形成突部的静止构件。

然而，虽然这些中国式配重可限制静态力，但是它们无法减小由桨叶传递至旋翼 头部的动态力。这些限制则会导致每个桨叶和毂本体之间的旋转接头的使用寿命缩短。此 种旋转接头实际上由构成桨距铰链的构件形成，这些构件由层压轴承形成。那些轴承由金 属和弹性体的组合物构成，并且它们在形状上是大体圆柱形的或圆锥形的。此外，这些轴承 处于在尾部旋翼转动期间并且更确切地在改变俯仰角的阶段期间、产生相当大机械应力的 场所。

因此，尤其是考虑替换吸收这些力的磨损构件的话，这会导致飞行器的维修间隔 缩短。然而，缩短维修间隔会增大操作这些飞行器的成本，并且在商业上这是需要被避免 的。

除了相对于尾部旋翼的桨叶的根部静止的中国式配重以外，还已知使旋翼飞行器 的主旋翼装配有能相对于桨叶根部枢转的摆锤或配重。这些布置具体地在文献FR2530 216、FR2435391以及FR2959484中进行了描述，但他们无法确保良好地减小由于尾部 旋翼转动而产生的静态力和动态力。

实际上，在文献FR2530216中描述的突部由轴6的壳体形成并且由此是中空的。 因此，此种壳体并非如实心突部那样以同样的方式用作中国式配重。此外，摆锤和壳体之间 的旋转接头的方向垂直于壳体相对于桨叶构件的主惯性轴线露出的方向。因此，此种布置 并不适合于减小由尾部旋翼的转动所产生的静态力和动态力。

文献FR2435391描述了一种旋翼飞行器的主旋翼，该主旋翼设有相对于桨叶构 件摆动的配重。然而，严格的说，并不存在垂直于桨叶构件的主惯性轴线露出的突部。因此， 摆动配重直接地定位在桨叶构件的任一侧上，而不会与主惯性轴线隔开。因此，此种布置并 不适合于以简单且优选的方式来减小由尾部旋翼的转动所产生的静态力和动态力。

文献EP0058117描述了一种直升飞机的主齿轮箱的悬架，该悬架具有通过可变 形部分连接于机身的摆动配重，但无法换位至旋翼飞行器的尾部旋翼来用于减小由尾部旋 翼转动产生的静态力和动态力。

此外，在用于限制层压轴承中的应力的另一替代中，还可能限制发动机功率并且 由此限制飞行器速度，这从商业观点来看也会是不利的。然而，此种解决方案仅仅是权宜之 计，并且无法在任何情况下能够在源头上解决上述问题。

因此，本发明的第二目的是提供一种旋翼，该旋翼能够克服上述限制并且具体地 说显著地减小由尾部旋翼转动所产生的静态力和动态力。因此，本发明的尾部旋翼的结构 设计可限制或者甚至消除传递至层压轴承、桨距控制杆以及整个驱动连接件的机械应力， 并且在以最大的功率使用发动机的同时这样做。

此外，例如在文献EP0773881中描述的那样，也已知这样一种尾部旋翼，其中， 陀螺机构可自动地改变推力。因此，可稳定直升飞机在飞行中的偏航扭矩。

然而，与包含中国式配重、由伺服控制件提供的液压辅助和/或力补偿器的当前解 决方案相比，此种解决方案在机械上实施复杂并且由此产生相当高的制造和/或适配成本。

因此，本发明的第三目的是提供一种安全的、技术上简单的并且便宜的解决方案， 并且该解决方案可在节约当前市场上出售的尾部旋翼的结构的同时限制控制件上的力。本 发明可以较低的成本来将现有的飞行器改型成具有较高性能的尾部旋翼。

因此，本发明涉及一种旋翼飞行器的尾部旋翼，该尾部旋翼包括至少两个桨叶构 件，每个桨叶构件适合于绕总距改变轴线Z枢转以改变尾部旋翼的每个桨叶构件的总距，且 每个桨叶构件包括至少一个补偿配重，该至少一个补偿配重包括沿着基本上垂直于桨叶构 件的主惯性轴线的横向轴线Y露出的突部，且该主惯性轴线平行于轴线Z。

该旋翼的特征在于，所述补偿配重包括可变形部分，该可变形部分可相对于所述 突部在垂直于所述横向轴线Y的平面中运动。

换言之，不同于现有技术中描述的补偿配重，此种补偿配重并不与桨叶构件一起 形成刚性且静止的单一件。根据所施加的力，补偿配重的可变形部分由此在平行于桨叶构 件的主惯性轴线的运动平面中自由地运动。借助示例，当桨叶在其抽吸侧和其压力侧存在 对称型面时，该惯性轴线落在该桨叶的对称的纵向中间平面中。

有利的是，该可变形部分可包括飞重，该飞重能至少部分地绕横向轴线Y转动。

换言之，飞重绕垂直于桨叶构件的主惯性轴线的轴线自由地枢转，并且由此在垂 直于横向轴线Y的平面中描绘出圆弧。

此外，能利用下文描述的不同种类的可变形部分来形成本发明的变型。

因此，在第一实施例中，可变形部分可包括挠性条带。

因此，此种挠性条带具有用于在休止位置和变形位置之间弯段中变形的较佳方 向，在该休止位置中该挠性条带是基本上平面的，而在该变形位置中该挠性条带的其中一 个端部与该挠性条带的休止位置的平面隔开。

有利地是，挠性条带可沿相对于旋翼的转动轴线的径向方向从突部露出。

在实践中，挠性条带可包括：

第一端，该第一端通过刚性类型的第一接头固定于该突部；以及

第二端，该第二端通过刚性类型的第二接头固定于该飞重。

换言之，在该示例中，该可变形部分仅仅由挠性条带形成，该挠性条带适合于在平 行于桨叶的主惯性轴线的平面中变形。因此，无需对此种可变形部分进行润滑或更为简单 地说进行维护，因为该可变形部分并不处于任何摩擦的部位。

在第二实施例中，该可变形部分可包括刚性臂。

在该变形中，该刚性臂在平行于主惯性轴线的平面中运动，而实际上不会变形。与 突部的结合可获得可变形部分的平面变形。

在该特定示例中，该刚性臂可由此包括：

第一端，该第一端利用所述突部约束至旋转接头；以及

第二端，该第二端通过刚性类型的第二接头固定于该飞重。

换言之，在该示例中，可变形部分的变形通过刚性臂和突部之间的铰链来获得。因 此，该飞重利用该突部绕旋转接头的轴线运行转动运动。

在一特定的实施例中，可变形部分可具有在0.05米(m)至0.09米范围内的长度。

针对可变形部分的长度的上述数值基本上对应于旋翼的转动轴线和可变形部分 的连接点之间的距离。该长度数值对于限制传递至桨距控制杆的力而言是最佳的并且由此 可限制旋翼的回平扭矩。

有利的是，该飞重可具有在100克(g)至200克范围内的重量。

由于增加补偿重量并且因此增大旋翼所经受的离心力，因而该重量可确保用于在 减小由桨叶传递的动态力和增大转动质量之间平衡的理想折衷。此外，该重量大致对应于 通常用在现有技术中的不可变形中国式配重的重量的一半。

本发明还试图提供一种旋翼飞行器，该旋翼飞行器的特征在于其包括上述尾部旋 翼。

如上文解释的那样，装配有此类旋翼的旋翼飞行器更为安全并且更快，同时保持 对于商业操作而言可接受的维护间隔。

最后，本发明涉及一种使旋翼飞行器的尾部旋翼静态地和/或动态地平衡的方法。 此种尾部旋翼包括至少两个桨叶构件，每个桨叶构件均包括至少一个补偿配重，该至少一 个补偿配重包括沿着基本上垂直于所述桨叶构件的主惯性轴线的横向轴线Y露出的突部， 且所述主惯性轴线平行于总距改变轴线Z以改变所述尾部旋翼的每个桨叶构件的所述总 距。

根据本发明，此种方法的特征在于该方法包括如下步骤：使补偿配重装配有可变 形部分，该可变形部分可在平行于桨叶构件的主惯性轴线的平面中相对于突部运动。

换言之，旋翼飞行器的尾部旋翼通过使用包括可变形部分的补偿配重而在静态 和/或动态条件下平衡。如上所述，此种可变形部分可呈现各种形式，例如挠性条带，或者该 可变形部分可包括刚性臂和形成带有突部的旋转接头的铰链。

有利的是，该可变形部分可包括飞重，该飞重可至少部分地绕基本上垂直于桨叶 构件的主惯性轴线的转动轴线进行转动运动。因此，可根据期望被衰减的振动频率来改适 飞重的位置、形状以及重量，该振动频率通常是对应于尾部旋翼的转动速度的频率。

换言之，仅仅替换飞重就能够快速地实现旋翼的静态和/或动态平衡。此外，能使 用同一补偿配重来平衡包括形状上和/或数量上不同桨叶的旋翼。因此，此种方法可在设计 不同的尾部旋翼时使用相同的部件，并且因此降低制造所述旋翼的成本。

在实践中，可根据期望被衰减的振动频率，即有利的是对应于尾部旋翼的转动速 度的频率来改适该可变形部分的长度。

如上所述，通过改适可变形部分的长度可快速地实现旋翼的静态和/或动态平衡。 借助示例，该长度对应于挠性条带的长度或者刚性臂的长度。采用刚性臂，则可变形部分的 长度与刚性臂的转动半径相对应。

附图说明

在以说明方式且参照附图给出的对实施例的以下描述中，将更详细地示出本发明 及其优点，在附图中：

图1是本发明补偿配重的第一变型中的桨叶构件的立体图；

图2是可变形部分在垂直于变形平面P的第一平面yOz中的截面视图，并且示出本发明 第二变型中的补偿配重；以及

图3示出可变形部分在垂直于变形平面P的第二平面xOy中的截面视图，并且示出本发 明第二变型的补偿配重。

在一个以上的附图中出现的构件可在各图中采用相同的附图标记。

具体实施方式

应可注意到，在图1、2和3中示出了三个相互正交的方向X、Y和Z。

如图1所示，轴线Z的方向称为纵向方向，因为该方向对应于桨叶构件1的最长尺寸 所处方向。因此，下文相对于旋翼的桨叶构件1沿轴线Z的所述纵向方向的纵向尺寸来使用 术语“长度”。此外，由于所述旋翼的形状，所述桨叶构件1的第一主惯性轴线5平行于轴线Z 的纵向方向。

另外两个沿着轴线X和Y的方向被称为横向的。轴线X和Z尤其是用于描述补偿配重 的可变形部分在其中自由地移动的平面P。

如图所示，每个桨叶构件1均包括两个补偿配重2，每个补偿配重都包括相应的突 部4，该突部从基本上垂直于主惯性轴线5的平面P延伸出。

在图1所示的该变型中，补偿配重2的可变形部分6包括挠性条带7，该挠性条带具 有固定于突部4的第一端9和固定于飞重8的第二端10。此种飞重8则能在平面P中产生转动 运动。换言之，飞重8相对于桨叶构件1的突部4固定在轴线Y的旋转接头中。

飞重可围绕俯仰轴线在相同的方向上产生静态和动态扭矩。因此，有利的是，使补 偿配重的可变形部分装配有角向邻抵件，这些角向邻抵件在停止时是尤其有用的，以避免 与在飞行器的起动或停止阶段操作的方向舵杆干涉。

如图2所示，在本发明的另一变型中，可变形部分16可具有其它形状，并且例如该 可变形部分可包括刚性臂17，该刚性臂使其第一端19可枢转地连接于补偿配重12的突部14 以绕轴线Y枢转。此种旋转接头可尤其是借助诸如滚珠轴承或青铜衬套之类的轴承来提供 以减少摩擦。

如图所示，这些突部14基本上垂直于主惯性轴线15露出。此外，销可通过螺钉紧固 在突部14中，以形成在刚性臂17和每个突部14之间的旋转接头的轴线。

刚性臂17的第二端20固定于飞重18。例如在图2中示意地示出，此种飞重18能与刚 性臂17一起形成单一件。

然而，在其它变型(未示出)中，也可设想使得飞重18能独立于刚性臂17被替换。在 这些情形下，诸如螺钉或螺栓之类的可逆固定装置用于在飞重18和刚性臂17之间形成刚性 类型的接头。

如图3所示，桨叶构件11的突部14中仅仅一个突部需要装配有可变形部分16。在本 发明中，可改适桨叶构件的可变形部分的数量、形状、重量、长度以及位置，从而可衰减各个 频率下且尤其是在对应于尾部旋翼的转动速度的那些频率的频率下的振动。

借助示例，通过使用长度基本上等于间隔的长度的刚性臂，能衰减特定种类的振 动，该间隔的长度与该刚性臂的旋转接头的轴线和桨叶构件的旋转接头的轴线之间的距离 相对应。于是，每个桨叶构件的桨距杆中的力显著地减小，例如减小大约30％。

此外，采用合适的可变形部分并且在静止状况下，所能获得的效率是使用传统中 国式配重获得的效率的两倍。因此，可减小旋翼的总体重量以及减小所引起的动态力。

显然，可实施本发明的各种变体。尽管描述了若干实施例，但是容易理解，不可能 穷举地给出所有可能实施例。当然能够设想用等同装置代替所描述的任何装置而不超出本 发明的范围。