專利名稱：直升飛機(jī)水平旋翼用的軸對稱彈性體軸承組件的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及彈性體軸承，具體而言，涉及用于鉸接的直升飛機(jī)旋翼葉轂的彈性體軸承，更具體而言，涉及適應(yīng)于這種旋翼葉轂之旋翼葉片組件的多向位移的軸對稱彈性體軸承組件。
背景技術(shù)：
直升機(jī)旋翼葉轂是用于給飛機(jī)機(jī)身驅(qū)動轉(zhuǎn)矩和承受每個(gè)旋翼葉片的離心力以及向飛機(jī)機(jī)身傳遞其升力的主要結(jié)構(gòu)裝置。常見的各種旋翼葉轂包括鉸接的、無鉸鏈的和無軸承的型式，其中，旋翼葉轂的特征為適應(yīng)旋翼葉片的多向位移的具體裝置。例如，鉸接的旋翼葉轂一般使用一個(gè)或多個(gè)軸承部件來適應(yīng)旋翼葉片的偏移，而無軸承的旋翼葉轂則利用通常所謂“撓性梁”的撓性結(jié)構(gòu)來在功能上代替鉸接式旋翼葉轂的軸承部件。
屬于鉸接的旋翼類的是那些包括有中心葉轂部件的旋翼，該中心葉轂部件經(jīng)由球面多層彈性體軸承驅(qū)動多個(gè)旋翼葉片組件。更具體而言，葉轂部件包括多個(gè)徑向輻條和在結(jié)構(gòu)上與一對徑向輻條相連接的抗剪弓形件。每個(gè)抗剪弓形件與其相應(yīng)的一對輻條相結(jié)合而形成一結(jié)構(gòu)環(huán)孔，該結(jié)構(gòu)環(huán)孔可根據(jù)葉轂部件的構(gòu)造成垂直定向或水平定向。每個(gè)結(jié)構(gòu)環(huán)孔容納一個(gè)旋翼組裝叉架，該叉架通常為C形并以環(huán)形形狀約束葉轂部件的抗剪弓形件。旋翼組裝叉架包括一貫穿相應(yīng)結(jié)構(gòu)環(huán)孔的中段和一對配置在抗剪弓形件兩側(cè)的徑向臂。叉架臂的近端安裝于相應(yīng)的旋翼葉片的根部，或者安裝于中間根套構(gòu)架上。一球面彈性體軸承被插入每個(gè)叉架的中段和抗剪弓形件之間以適應(yīng)相應(yīng)旋翼葉片的載荷和運(yùn)動，該球面彈性體軸承包括彈性體和非彈性墊片的交替層。
離心力作為彈性體軸承所受的壓縮載荷，即在叉架壓靠在彈性體軸承的最內(nèi)軸承端板上時(shí)傳遞給葉轂部件。彈性體軸承的球面形狀調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)矩向旋翼葉片的傳遞，提供升力向旋翼葉轂的傳遞，并適應(yīng)旋翼葉片的平面內(nèi)的(沿葉緣)、平面外的(旋翼揮舞(flapwise))和變距(使旋翼周期變距)的運(yùn)動。美國專利3,761,199,4,235,570，4,568,245,4,797,064和4,930,983說明了上述這種鉸接的旋翼并且總體反映出目前的技術(shù)發(fā)展?fàn)顩r。
暫且不論承載要求，旋翼葉轂裝置的尺寸，例如葉轂部件的輻條與叉架的徑向臂之間的空間間距由旋翼系統(tǒng)的運(yùn)行運(yùn)動包絡(luò)線與彈性體軸承的外殼相結(jié)合來確定。即旋翼系統(tǒng)的旋翼揮舞、沿葉緣和變距的運(yùn)動決定例如叉架與葉轂部件之間的間隙要求，而彈性體軸承的尺寸影響叉架和葉轂部件必要的幾何形狀。例如，在叉架的徑向臂與旋翼葉轂的徑向輻條和/或相應(yīng)的抗剪弓形件之間必須提供足夠的間隙，以避免當(dāng)由于葉片偏移旋翼組裝叉架變位時(shí)它們之間的干涉。而且，相鄰的叉架和/或一個(gè)叉架和一個(gè)插進(jìn)的旋翼葉片阻尼器必須充分地隔離開以適應(yīng)這樣的叉架變位。
關(guān)于彈性體軸承，若干因素決定其結(jié)構(gòu)和幾何形狀，例如，其內(nèi)采用的彈性體層的最小和最大橫向直徑、錐角和厚度。首先，必須確立所要求的彈性體軸承疲勞壽命，以便確定所需要的彈性體層的性能，例如硬度、抗剪彈性模量和許用剪切力等。其次，為確定彈性體層的最小橫截直徑和內(nèi)半徑，考慮離心引起的壓縮力。即，需要一橫向于離心載荷方向的最小承壓面積，以便承受作用在彈性體層上的離心載荷。第三，為確定彈性體層的錐角從而確定其最大橫截直徑，綜合考慮離心載荷與例如由轉(zhuǎn)矩或升力施加的那些橫向載荷。即，要求一最小支承錐以便在橫向載荷作用于彈性體軸承上時(shí)或在離心載荷與橫向位移一起作用于彈性體軸承上時(shí)提供抗彎曲穩(wěn)定性。最后，也許是最重要的，由于旋翼揮舞和變距運(yùn)動產(chǎn)生的預(yù)期位移必須保持小于彈性體層許用的切應(yīng)變，以便阻止過早的失效并確保足夠的軸承部件的使用壽命。因?yàn)槊繉訌椥泽w的剪切位移受限于其許用剪切力，總位移必須由多層彈性體來承受。因此，彈性體軸承的總厚度是旋翼揮舞和變距運(yùn)動要求的函數(shù)。這些設(shè)計(jì)準(zhǔn)則將在下文更詳細(xì)地討論。
應(yīng)該理解，上述各種準(zhǔn)則是相關(guān)的，必須反復(fù)研究以確保滿足全部的準(zhǔn)則。例如，主要由旋翼揮舞和變距運(yùn)動要求所決定的彈性體軸承厚度影響了軸承的最大橫截直徑。即，當(dāng)軸承厚度增加時(shí)，支承錐必須同樣地增大以保持必要的橫向的和旋翼揮舞的剛度。從而，軸承的軸向直徑必須增大以跨越支承錐所限定的距離。
在滿足上述準(zhǔn)則的過程中，現(xiàn)有技術(shù)的彈性體軸承的橫截直徑和焦距出現(xiàn)一些障礙，這些障礙限制旋翼葉轂設(shè)計(jì)者選擇合用的方案。例如，當(dāng)橫截直徑增大時(shí)，旋翼葉轂的徑向輻條與叉架的徑向臂之間的間距必須增大以容納彈性體軸承的外殼。加大葉轂和/或叉架的必要性對旋翼系統(tǒng)的重量和空氣動力阻力特性產(chǎn)生不利的影響。當(dāng)彈性體軸承的厚度由于運(yùn)動要求而增加時(shí)遭受同樣的重量和阻力負(fù)擔(dān)。更具體而言，當(dāng)厚度增加時(shí)，從軸承的焦點(diǎn)至旋翼葉轂的抗剪弓形件的距離增大。應(yīng)該理解，當(dāng)使這個(gè)尺寸(稱之為“焦距”)增大時(shí)，在叉架與相應(yīng)的抗剪弓形件之間要求較大的間隙尺寸以適應(yīng)同樣的運(yùn)動要求。從而，叉架和/或徑向輻條還必須加大以適應(yīng)增大的空間要求。
彈性體軸承的尺寸也影響將叉架的徑向臂在水平面內(nèi)定向的能力。這樣的定向是所希望的，以便使在高轉(zhuǎn)速氣流區(qū)域內(nèi)的空氣動力阻力(是離旋翼葉轂裝置轉(zhuǎn)動軸線的距離的函數(shù))減至最小并便于連接槳距調(diào)節(jié)桿，該調(diào)節(jié)桿經(jīng)由旋翼組裝叉架向旋翼葉片提供槳距輸入量。應(yīng)當(dāng)理解，當(dāng)加大叉架組件以適應(yīng)軸承尺寸時(shí)，在相鄰叉架之間或在一叉架與一插進(jìn)的旋翼葉片阻尼器之間可利用的間隙是不大的。
因此有必要為直升機(jī)旋翼葉轂提供一種彈性體軸承組件，該彈性體軸承組件能夠適應(yīng)其載荷和運(yùn)動，同時(shí)使彈性體軸承的外殼、特別是其橫截直徑和焦距減至最小。
發(fā)明概述本發(fā)明的一個(gè)目的是提供一種軸對稱的彈性體軸承，用于與鉸接的旋翼葉轂裝置相結(jié)合使用并且用于適應(yīng)其旋翼葉片的多向位移，其中使彈性體軸承的最大橫截直徑和焦距盡可能減至最小以便減小旋翼葉轂裝置的尺寸和重量。
本發(fā)明的另一目的是提供這樣一種彈性體軸承，即它適應(yīng)大的旋翼葉片的偏移，同時(shí)使彈性體層內(nèi)的切應(yīng)變盡可能減至最小。
本發(fā)明的又一目的是提供這樣一種彈性體軸承，即它保持充分的支承錐以便提供必要的抗彎曲穩(wěn)定性。
本發(fā)明還有一個(gè)目的是提供這樣一種彈性體軸承，即它便于將旋翼組裝叉架在基本上水平面內(nèi)定向。
本發(fā)明的這些和其他的目的通過用于鉸接式旋翼葉轂裝置的軸對稱彈性體軸承組件來達(dá)到，該軸對稱彈性體軸承組件與旋翼葉轂裝置的一個(gè)叉架和葉轂固位部件相結(jié)合配置使用并用于適應(yīng)其旋翼葉片組件的多向位移。軸對稱彈性體軸承組件包括具有限定軸承焦點(diǎn)的球面軸承表面的中心軸承部件和在軸承焦點(diǎn)的相對兩側(cè)粘結(jié)到球面軸承表面上的球面彈性體部件。每個(gè)球面彈性體部件具有許多彈性體和非彈性墊片的交替層，這些交替層具有與軸承焦點(diǎn)重合的曲率中心且由軸承焦點(diǎn)起逐增的半徑。軸承端板被粘結(jié)到球面彈性體部件上并與叉架和葉轂固位部件相結(jié)合安裝。操作中，中心軸承部件旋轉(zhuǎn)式地自定位，以便在各球面彈性體部件之間達(dá)到載荷和運(yùn)動的均勻分配。
附圖簡述對本發(fā)明的更完全的理解及其具有的特征和優(yōu)點(diǎn)請參閱以下結(jié)合附圖對本發(fā)明的詳細(xì)描述，其中

圖1示出鉸接的旋翼葉轂裝置的透視圖，其中旋翼葉轂裝置的一部分被斷開以顯示本發(fā)明的軸對稱彈性體軸承組件；圖2a示出軸對稱彈性體軸承組件與旋翼葉轂裝置的一個(gè)旋翼組裝叉架和一個(gè)抗剪弓形件相結(jié)合的剖開的放大透視圖；圖2b示出軸對稱彈性體軸承組件的彈性體層的放大圖；圖3示出圖2的側(cè)視平面圖，其中軸對稱彈性體軸承組件響應(yīng)于葉片引起的載荷和運(yùn)動已繞其焦點(diǎn)轉(zhuǎn)移；圖4示出軸對稱彈性體軸承的球面彈性體部件及其幾何特性的示意圖；圖5a和5b分別示出現(xiàn)有技術(shù)的彈性體軸承和軸對稱彈性軸承組件的示意側(cè)視圖，用于比較它們之間的尺寸變化；圖6a和6b分別示出現(xiàn)有技術(shù)的鉸接式旋翼葉轂裝置和使用本發(fā)明的軸對稱彈性體軸承組件的鉸接式旋翼葉轂裝置的平面示意圖，用于比較相鄰叉架之間和/或一個(gè)叉架與一個(gè)插進(jìn)的旋翼葉片阻尼器之間的間隙要求；圖7a和7b分別示出現(xiàn)有技術(shù)的彈性體軸承和軸對稱彈性體軸承組件的平面示意圖，用于比較旋翼組裝叉架與每個(gè)葉轂固位部件的相應(yīng)抗剪弓形件之間的間隙要求；圖8示出本發(fā)明的軸對稱彈性體軸承組件的其它實(shí)施方案。
實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的最佳模式現(xiàn)參見附圖，其中同樣的標(biāo)號在若干視圖上都表示相當(dāng)?shù)幕蛳嗨频牟考?，圖1示出鉸接的旋翼葉轂裝置10，它包括葉轂固位部件12，該部件12用于繞旋轉(zhuǎn)軸線16驅(qū)動多個(gè)旋翼葉片組件14。葉轂固位部件12包括多個(gè)徑向輻條20和抗剪弓形件22，后者在結(jié)構(gòu)上分別與成對徑向輻條、即上下徑向輻條20a和20b相互連接。每個(gè)抗剪弓形件22與其相應(yīng)的徑向輻條20相結(jié)合而形成容納旋翼組裝叉架24的結(jié)構(gòu)環(huán)孔。叉架24通常為C形并以成環(huán)形形狀約束相應(yīng)的抗剪弓形件22。更具體而言，叉架24包括貫穿相應(yīng)結(jié)構(gòu)環(huán)孔的中段24m和從中段24m向外伸出到抗剪弓形件22兩側(cè)的一對徑向臂24a、24b。每個(gè)徑向臂24a、24b的近端與根套構(gòu)架28相結(jié)合配置，根套構(gòu)架28又依次安裝于每個(gè)旋翼葉片組件14的根部。
本發(fā)明的軸對稱彈性體軸承組件30插在每個(gè)旋翼組裝叉架24和相應(yīng)的抗剪弓形件22之間以適應(yīng)旋翼葉片組件14的多向位移。更具體而言，本發(fā)明的軸對稱彈性體軸承組件30用以適應(yīng)于相應(yīng)葉片組件14的分別以箭頭F、L和P所示的旋翼揮舞、超前滯后(沿葉緣)和變距運(yùn)動，并同時(shí)給相應(yīng)的旋翼葉片組件14驅(qū)動轉(zhuǎn)矩、向葉轂固位部件12傳遞其升力以及承受作用于旋翼葉片組件14上的離心載荷。因?yàn)槊總€(gè)軸對稱彈性體軸承30、相應(yīng)的叉架24和抗剪弓形件22對于裝配每個(gè)旋翼葉片組件14而言基本上是相同的，因此將簡化討論而只描述單個(gè)軸對稱彈性體軸承組件30及其與相應(yīng)葉轂裝置的部件的相互作用。
圖2中示出與旋翼組裝叉架24和一相應(yīng)的抗剪弓形件22相結(jié)合的軸對稱彈性體軸承30。軸對稱彈性體軸承30包括具有限定軸承焦點(diǎn)30f的球面軸承表面32s的中心軸承部件32。軸承焦點(diǎn)30f分別確定旋翼揮舞、超前滯后和變距軸線Fa、La和Pa，旋翼葉片組件繞這些軸線鉸接。在球面表面32s上粘結(jié)著分立的球面彈性體部件34，該部件34配置在軸承焦點(diǎn)30f的相對兩側(cè)。而且，每個(gè)球面彈性體部件34分別包括許多彈性體和非彈性墊片36和38的交替層(見圖26)，這些交替層配置在由軸承焦點(diǎn)30f起逐增的半徑上并具有與軸承焦點(diǎn)重合的曲率中心Cc。軸承端板40粘結(jié)到球面彈性體部件34的最外側(cè)彈性體層36上并經(jīng)適當(dāng)構(gòu)形以便配置為與旋翼組裝叉架24和抗剪弓形件22相結(jié)合。更具體而言，徑向最內(nèi)側(cè)的軸承端板40與旋翼組裝叉架24的中段24相結(jié)合配置而徑向最外側(cè)的軸承端板40與葉轂固位部件12的抗剪弓形件22相結(jié)合配置。
圖3中示出軸對稱彈性體軸承組件30在旋翼葉片引起的載荷和運(yùn)動的作用下處于一轉(zhuǎn)移位置。更具體而言，示出旋翼組裝叉架24在旋翼揮舞引起的葉片偏移的作用下處于一大轉(zhuǎn)移角位置。當(dāng)旋翼組裝叉架24受載荷作用轉(zhuǎn)移時(shí)，通過每個(gè)彈性體層的剪切位移使球面彈性體部件34繞軸承焦點(diǎn)30f轉(zhuǎn)移。同時(shí)，中心軸承部件32轉(zhuǎn)動以使載荷和運(yùn)動在各球面彈性體部件34之間均勻分配。即，中心軸承部件32繞旋翼揮舞軸線Fa旋轉(zhuǎn)式地自定位，以使球面彈性體部件34的相應(yīng)彈性體層36、38，即層36、38處于離軸承焦點(diǎn)30f相等的半徑上，基本上遭受同樣的壓縮載荷和切應(yīng)變。雖然所示情況說明中心軸承部件32繞旋翼揮舞軸線Fa轉(zhuǎn)動，但應(yīng)當(dāng)理解，中心軸承部件32可繞所有的軸線，即旋翼揮舞、超前滯后和變距軸線Fa、La、Pa自由轉(zhuǎn)動，借此在旋翼葉片偏移的整個(gè)范圍內(nèi)達(dá)到載荷和運(yùn)動的均勻分配。
本發(fā)明的軸對稱彈性體軸承組件30減小運(yùn)動引起的球面彈性體部件34的切應(yīng)變，從而允許減小軸承組件30的最大橫截直徑和焦距。為了更好地理解本發(fā)明的這些和其他的特征，參見圖4，該圖示出軸對稱彈性體軸承30的主要尺寸和幾何形狀。在討論幾何關(guān)系以前，標(biāo)出下列尺寸和幾何符號。中心線CL是通過各球面彈性體部件34的中心并穿過軸承焦點(diǎn)30f的一條直線。半徑Ri和Ro分別是球面彈性體元件34的最內(nèi)側(cè)和最外側(cè)彈性體層36i、36o的半徑尺寸。角度β由中心線CL和第一直線L1限定，第一直線L1通過軸承焦點(diǎn)30f和最內(nèi)側(cè)彈性體層36的自由邊緣Ei。角度α由平行于中心線CL的直線CPL和第二直線L2限定，第二直線L2通過最內(nèi)側(cè)和最外側(cè)彈性體層36i、36o的自由邊緣Ei和Eo。角度θ是支承錐角，由半徑Ro和角度β與α限定。最小橫截直徑DtMIN是最內(nèi)側(cè)彈性體層36的橫向于中心線CL的橫向尺寸。最大橫截直徑DtMAX是最外側(cè)彈性體層36的橫向尺寸并跨越由錐角θ限定的弧。并且，焦距Df是沿中心線CL從軸承焦點(diǎn)30f至最外側(cè)軸承端板40的端部的距離。
應(yīng)當(dāng)理解，最大橫截直徑DtMAX和焦距Df是至最外側(cè)彈性體層36o的半徑Ro的函數(shù)。而且，最大橫截直徑DtMAX必須跨越由支承錐角θ限定的橫向距離，以便提供必要的抗彎曲穩(wěn)定性。關(guān)于后者，因?yàn)橹行妮S承部件32僅受球面彈性體部件34的約束，所以抗彎曲穩(wěn)定性對軸對稱彈性體軸承組件30是至關(guān)重要的。因此，其橫向和旋翼揮舞剛度必須仔細(xì)加以分析以防止彎曲失穩(wěn)，即，保持中心軸承部件32的位置。這些問題將很詳細(xì)地討論如下。
如上所述，中心軸承部件32在球面彈性體部件34之間的自由轉(zhuǎn)動實(shí)現(xiàn)運(yùn)動在它們之間的均勻分配。因此，每個(gè)球面彈性體部件34承受由葉片偏移引起的總角位移的1/2。這種減小了的角位移減小彈性體部件34內(nèi)的切應(yīng)變，特別是減小了最外層彈性體層36o內(nèi)的切應(yīng)變。因此，軸對稱彈性體軸承組件30與現(xiàn)有技術(shù)的非對稱球面彈性體軸承相比，每個(gè)球面彈性體部件需要的彈性體層36較少。通過減小彈性體層36的數(shù)目，半徑尺寸Ro被盡可能減至最小，從而可以減小跨越給定支承錐角θ所需要的最大橫截直徑DtMAN。同樣，半徑尺寸Ro的減小可使軸對稱彈性體軸承組件30的焦距Df減小。即，因?yàn)榻咕郉f等于Ro+De的和，顯然Ro的變化將增大或減小軸承組件30的焦距。
需要的支承錐角θ主要由載荷狀態(tài)、彈性體層的機(jī)械性能、至最內(nèi)和最外彈性體層36i、36o的半徑Ri、Ro和關(guān)鍵幾何角度β與α來決定，其中彈性體層的機(jī)械性能包括例如彈性體的體積彈性模量和抗剪彈性模量、彈性體和非彈性墊片的許用應(yīng)變等。更具體而言，支承錐角θ可采用一種迭代方法來決定，該迭代方法將計(jì)算出的彎曲強(qiáng)度與所要求的彎曲強(qiáng)度相比較。必須滿足下列公式1.0和2.0以確保足夠的抗彎曲穩(wěn)定性。
式中KT和KF分別為對給定的軸承幾何條件的軸承組件30的橫向剛度和旋翼揮舞剛度，并且彎曲強(qiáng)度≥Cf*SF(2.0)式中Cf是作用于軸承組件30上預(yù)期的離心力，而SF為所要求的安全系數(shù)。
橫向和旋翼揮舞剛度KT、KF的值可采用在本領(lǐng)域中已知的各種方法來確定，但在簡化分析中KT≌RM3(3.0)KF≌RM4(4.0)
RM=(Ri+Ro)/2(5.0)式中RM為球面彈性體部件34的平均半徑。
Ri和Ro的值根據(jù)載荷狀況、運(yùn)動要求和彈性體層36的壓縮強(qiáng)度與許用切應(yīng)變采用迭代方法來確定。內(nèi)半徑Ri主要由作用于軸承組件30的離心力Cf、彈性體的斷面面積π(RiSinβ)2和最內(nèi)彈性體層36i的許用壓縮強(qiáng)度來確定。計(jì)算最小半徑Ri的基本方程如下Ri≥Cf/πSinβ2δAllow]]>式中δALLOW為彈性體材料的許用壓縮強(qiáng)度，而角度β約為65°～85°，并優(yōu)選為約70°～80°。角度β的上述范圍是由發(fā)明者們對這種軸對稱軸承組件30進(jìn)行優(yōu)化確定的，因?yàn)榇笥?5°的角度有礙制造工藝，即妨礙制成彈性體部件34的能力，而小于65°的角度增大平均半徑RM，從而降低抗彎曲強(qiáng)度。
為了確定Ro和βM值，其中βM表示對彈性體層相應(yīng)于平均半徑RM的平均角度β，聯(lián)立求解下列方程7.0和8.0γALLOW≌((Ro+Ri)/2)sinβMφ/(Ro-Ri)(7.0)式中γALLOW為彈性體的許用切應(yīng)變，而φ為旋翼葉片組件14預(yù)期的最大旋翼揮舞角，或者是預(yù)期最大偏移的任一角度，以及βM≌α+sin-1((2Ri/Ro+Ri)sinβ-α) (8.0)式中α約為35°～55°并優(yōu)選為約40°～50°。角度α的上述范圍是由發(fā)明者們對這樣的軸對稱軸承組件30進(jìn)行優(yōu)化確定的，因?yàn)榇笥?5°的角增大平均角βM從而使Ro必須增大以滿足許用應(yīng)變要求，而小于35°的角增大平均半徑RM從而降低抗彎曲強(qiáng)度。
確定Ro值和最小Ri值以后，平均半徑RM用方程5.0算出，而橫向和旋翼揮舞剛度KT、KF值分別用方程3.0和4.0來確定，這些剛度值用于滿足方程1.0和2.0的彎曲強(qiáng)度準(zhǔn)則。
雖然許多幾何形狀和材料的組合可用來達(dá)到需要的抗彎曲穩(wěn)定性同時(shí)滿足這種直升飛機(jī)旋翼的運(yùn)動要求，但下表列出示例性的軸對稱彈性體軸承組件30的一些參數(shù)。軸對稱彈性體軸承組件30的尺寸是為旋翼系統(tǒng)設(shè)計(jì)的，其中每個(gè)葉片組件14遭受約+15°的最大旋翼揮舞偏移和約+30°的最大槳距偏移。此外，作用于每個(gè)葉片組件上的離心力Cf約為71,000磅(15962牛)，而安全系數(shù)為2.5以便確保足夠的抗彎曲穩(wěn)定性。
表角α45°(0.79弧度)角β75°(1.31弧度)角βM71.5°(1.25弧度)錐角θ136°(2.37弧度)半徑Ri 2.10英寸(5.33厘米)半徑Ro 3.20英寸(8.13厘米)橫截直徑DtMAX5.75英寸(14.61厘米)焦Df 3.50英寸(8.89厘米)材料的組成彈性體層15％然橡膠，85％聚丁二烯(Polybuteldyne)非彈性墊片 不銹鋼平均體積彈性模量彈性體層200,000磅/英寸2(1.3×109牛/米2)非彈性墊片 23,000,000磅/英寸2(1.6×1011牛/米2)平均抗剪彈性模量彈性體層180磅/英寸2(1.24×106牛/米2)非彈性墊片 10,000,000磅/英寸2(6.9×1010牛/米2)總數(shù)目彈性體層9非彈性墊片 8平均厚度彈性體層0.1英寸(0.254厘米)非彈性墊片 0.04英寸(0.102厘米)許用平均應(yīng)變彈性體層0.35英寸/英寸(0.35厘米/厘米)非彈性墊片 0.0012英寸/英寸(0.0012厘米/厘米)許用平均壓縮應(yīng)變彈性體層 0.05英寸/英寸(0.5厘米/厘米)非彈性墊片0.0025英寸/英寸(0.0025厘米/厘米)圖5a和5b分別示出現(xiàn)有技術(shù)的非對稱彈性體軸承100和軸對稱彈性體軸承組件30的側(cè)視圖，用來比較軸承部件100、30的橫截直徑和焦距。通過對其觀察，應(yīng)當(dāng)理解，現(xiàn)有技術(shù)的軸承組件100的最大橫截直徑DtMAX(PA)和焦距Df(PA)明顯大于本發(fā)明的軸對稱彈性體軸承紐件30的最大橫截直徑DtMAX和焦距Df。從而，葉轂固位部件102，即徑向輻條104a和104b必須適當(dāng)?shù)貥?gòu)形(加大)以容納現(xiàn)有技術(shù)的彈性體軸承100所確定的外殼。如在發(fā)明背景中所討論的，這種加大的外殼對旋翼葉轂裝置的重量和空氣動力阻力產(chǎn)生不利的影響。相反，軸對稱彈性體軸承組件30使徑向輻條20a、20b之間的垂直間距盡可能減至最小，由此改善了葉轂固位部件12的重量效應(yīng)和空氣動力性能。
在圖6a和6b中，應(yīng)當(dāng)理解，現(xiàn)有技術(shù)的彈性體軸承100的加大的外殼限制相鄰叉架106之間和/或一叉架106與一插進(jìn)的旋翼葉片阻尼器108之間可利用的間隙CD-1(PA)。經(jīng)常，這些限制迫使旋翼設(shè)計(jì)者重新設(shè)計(jì)旋翼組裝叉架和葉轂固位部件的外形，使叉架垂直定向以增大可利用的間隙。這樣的旋翼葉轂外形描述于Hibyan等人的美國專利4,568,245中。如也在發(fā)明背景中所討論的，這種加大的間隙要求和叉架定向?qū)π砣~轂裝置的空氣動力性能產(chǎn)生不利的影響。另一方面，軸對稱彈性體軸承30在相鄰部分、例如在旋翼組裝叉架24與旋翼葉片阻尼器50之間提供較大的間隙CD-1，從而使每個(gè)旋翼組裝叉架24的徑向臂24a、24b相對于旋翼系統(tǒng)的平面基本上水平定向(即在其10°以內(nèi)以適應(yīng)某些初槳距要求)。這樣的定向減小了叉架24的輪廓面積，從而減小與其有關(guān)的空氣動力阻力負(fù)擔(dān)。
圖7a和7b中示出現(xiàn)有技術(shù)的和軸對稱的軸承組件100、30的示意平面圖，其中抗剪弓形件110、22和旋翼組裝叉架106、24是沿水平面截取的。通過對其觀察，應(yīng)當(dāng)理解，現(xiàn)有技術(shù)的軸承組件100增大了的焦距Df(PA)由于需要在徑向臂106a、106b與葉轂固位部件102的抗剪弓形件110之間增大間隙而加重了重量負(fù)擔(dān)。這可通過比較乘積ψ*Df(PA)和ψ*Df看出，這兩乘積分別表示現(xiàn)有技術(shù)的彈性體軸承100和本發(fā)明的軸對稱彈性體軸承30所需要的間隙尺寸CD-2(PA)和CD-2。這兩個(gè)表達(dá)式中的角度ψ為預(yù)期的最大角位移，即旋翼葉片組件的旋翼揮舞或超前滯后運(yùn)動的最大角位移。由此顯而易見由軸對稱彈性體軸承組件30產(chǎn)生的較小焦距Df減小叉架24和抗剪弓形件22之間需要的間隙。
雖然本發(fā)明描述一對球面彈性體部件34，應(yīng)當(dāng)理解球面彈性體部件34可以分為多對(見圖8)，只要其橫向和旋翼揮舞剛度KT和KF足以防止彎曲失穩(wěn)。此外，雖然本發(fā)明描述一個(gè)單一的中心軸承部件，應(yīng)當(dāng)理解，中心軸承部件可包括多個(gè)部件32a、32b，裝配后它們形成粘結(jié)球面彈性體部件34的球面32s。球面32s不需要形成一整球，如圖中所示，而可以加工或開槽形成非作用區(qū)A以減輕軸承部件32或便于制造。此外，雖然軸對稱彈性體軸承組件30的焦點(diǎn)30f優(yōu)選重合于旋翼葉片組件14的旋翼揮舞、超前滯后和變距軸線Fa、La和Pa，應(yīng)當(dāng)理解，這樣的定位不是必需的。即，雖然希望純轉(zhuǎn)動運(yùn)動以便防止各軸線間交叉干擾，但軸對稱彈性體軸承組件30有能力適應(yīng)旋翼葉片的鉸接方式而不管對軸承焦點(diǎn)30f偏離一個(gè)或多個(gè)軸線Fa、La和Pa的要求如何。
雖然就其示范的實(shí)施方案圖示并描述了本發(fā)明，本領(lǐng)域的那些技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解可以對其作出上述的和其他的改變、刪除和補(bǔ)加，而并不背離本發(fā)明的精神和范圍。
權(quán)利要求
1．一種用于鉸接式旋翼葉轂裝置(10)的軸對稱彈性體軸承組件(30)，該旋翼葉轂裝置(10)具有叉架(24)和驅(qū)動葉轂固位部件(12)，該軸對稱彈性體軸承部件(30)與叉架(24)和葉轂固位部件(12)相結(jié)合配置并用于適應(yīng)旋翼葉轂裝置(10)的旋翼葉片組件(14)的多向位移，該軸對稱彈性體軸承組件(30)的特征是具有限定軸承焦點(diǎn)(30f)的球面軸承表面(32s)的中心軸承部件(32)；在所述軸承焦點(diǎn)(30f)的相對兩側(cè)粘結(jié)于球面軸承表面(32s)上的球面彈性體部件(34)；每個(gè)球面彈性體部件(34)具有許多彈性體和非彈性墊片(36、38)的交替層，該彈性體和非彈性墊片具有與軸承焦點(diǎn)(30f)重合的曲率中心Cc并配置在由軸承焦點(diǎn)起逐增的半徑上；一粘結(jié)于每個(gè)球面彈性體部件(34)上的軸承端板(40)，該軸承端板(40)用于與叉架(24)和葉轂固位部件(12)相結(jié)合安裝；以及由此中心軸承部件(32)旋轉(zhuǎn)式地自定位以便在各球面彈性體部件(34)之間實(shí)現(xiàn)載荷和運(yùn)動的均勻分配。
2．按權(quán)利要求1所述的軸對稱彈性體軸承組件(30)，其特征在于，球面彈性體部件(34)的彈性體層(36)用于承受旋翼葉片組件(14)的離心力Cf并具有許用壓縮強(qiáng)度δALLOW；球面彈性體部件(34)確定一中心線CL，該中心線CL通過每個(gè)球面彈性體部件(34)的中心并穿過軸承焦點(diǎn)(30f)；球面彈性體部件(34)的最內(nèi)和最外彈性體層(36i、36o)分別限定從軸承焦點(diǎn)(30f)起測定的內(nèi)、外半徑尺寸Ri和Ro；相交于最內(nèi)彈性體層(36i)之自由邊緣的第一直線L1相對于中心線CL形成角度β；以及相交于最內(nèi)和最外彈性體層(36i、36o)之自由邊緣的第二直線L2相對于與中心線CL平行的直線CPL形成角度α，該角度β約為65°～85°；而該角度α約為35°～55°；該內(nèi)半徑尺寸Ri大于或等于Cf/πsinB2δALLOW]]>
3．按權(quán)利要求2所述的軸對稱彈性體軸承組件(30)，其特征在于，所述角度β約為70°～80°；而所述角度α約為40°～50°。
4．一種用于驅(qū)動多個(gè)旋翼葉片組件(14)的旋翼葉轂裝置(10)，它包括具有多個(gè)徑向輻條(20)和抗剪弓形件(22)的葉轂固位部件(12)，該抗剪弓形件(22)在結(jié)構(gòu)上與成對徑向輻條(20)相互連接；和約束每個(gè)抗剪弓形件(22)的旋翼組裝叉架(24)，該叉架(24)包括中段(24m)和一對從中段(24m)向外伸出的徑向臂(24a,24b)，該徑向臂(24a、24b)與旋翼葉片組件(14)之一相結(jié)合安裝；該旋翼葉轂裝置(10)的特征在于，具有一軸對稱彈性體軸承組件(30)，用于安裝在每個(gè)叉架(24)和一相應(yīng)的抗剪弓形件(22)之間；該軸對稱彈體軸承組件(30)包括具有限定軸承焦點(diǎn)(30f)的球面軸承表面(32s)的中心軸承部件(32)；在軸承焦點(diǎn)(30f)的相對兩側(cè)粘結(jié)于球面軸承表面(32s)上的球面彈性體部件(34)；每個(gè)球面彈性體部件(34)具有許多彈性體和非彈性墊片(36、38)的交替層，該彈性體和非彈性墊片(36、38)具有與軸承焦點(diǎn)(30f)重合的曲率中心Cc并配置在由軸承焦點(diǎn)起逐增的半徑上；以及粘結(jié)于每個(gè)球面彈性體部件(34)上的軸承端板(40)，軸承端板(40)用于與旋翼組裝叉架(24)的中段(24m)和相應(yīng)的抗剪弓形件(22)相結(jié)合安裝；由此，中心軸承部件(32)旋轉(zhuǎn)式地自定位以便在各球面彈性體部件(34)間實(shí)現(xiàn)載荷和運(yùn)動的均勻分配。
5．按權(quán)利要求4所述的旋翼葉轂裝置(10)，其特征在于所述叉架(24)的徑向臂(24a、24b)基本上水平定向。
6．按權(quán)利要求4所述的旋翼葉轂裝置(10)，其特征在于，所述球面彈性體部件(34)的彈性體層(36)用于承受旋翼葉片組件(14)的離心力Cf并具有許用壓縮強(qiáng)度δALLOW；所述球面彈性體部件(34)確定一中心線CL，該中心線CL通過每個(gè)球面彈性體部件(34)的中心并穿過軸承焦點(diǎn)(30f)；所述球面彈性體部件(34)的最內(nèi)和最外彈性體層(36i,36o)分別限定從軸承焦點(diǎn)(30f)起測定的內(nèi)、外半徑尺寸Ri和Ro；相交于最內(nèi)彈性體層(36i)之自由邊緣的第一直線L1相對于中心線CL形成角度β；以及相交于最內(nèi)和最外彈性體層(36i,36o)之自由邊緣的第二直線L2相對于與中心線CL平行的直線CPL形成角度α，該角度β約為65°～85°；而該角度α約為35°～55°；該內(nèi)半徑尺寸Ri大于或等于Cf/πsinβ2δALLOW]]>
7．按權(quán)利要求6所述的旋翼葉轂裝置(10)，其特征在于，所述角度β約為70°～80°；而所述角度α約為40°～50°。
全文摘要
一種用于鉸接式旋翼葉轂裝置(10)的軸對稱彈性體軸承組件(30),該軸對稱彈性體軸承組件(30)與旋翼葉轂裝置(10)的一個(gè)旋翼組裝叉架(24)和葉轂固位部件(12)相結(jié)合配置并用于適應(yīng)其旋翼葉片組件(14)的多向位移。軸對稱彈性體軸承組件(30)包括具有限定軸承焦點(diǎn)(30f)的球面軸承表面(32s)的中心軸承部件(32)和在軸承焦點(diǎn)(30f)相對兩側(cè)粘結(jié)于球面軸承表面(32s)上的球面彈性體部件(34)。每個(gè)球面彈性體部件(34)具有許多彈性體和非彈性墊片(36、38)的交替層,該彈性體和非彈性墊片(36,38)具有與軸承焦點(diǎn)(30f)重合的曲率中心Cc并配置在由軸承焦點(diǎn)(30f)起逐增的半徑上。軸承端板(40)粘結(jié)于球面彈性體部件(34)上并與叉架(24)和葉轂固體部件(12)相結(jié)合安裝。操作中,中心軸承部件(32)旋轉(zhuǎn)式地自定位以便在各球面彈性體元件(34)上實(shí)現(xiàn)載荷和運(yùn)動的均勻分配。
文檔編號B64C27/35GK1214016SQ97193139
公開日1999年4月14日 申請日期1997年2月25日 優(yōu)先權(quán)日1996年3月18日
發(fā)明者D·H·亨特, F·E·拜爾內(nèi)斯, D·E·特里特施 申請人:西科爾斯基飛機(jī)公司