The invention discloses a driving mechanism of helicopter blade trailing edge flaps using flexible hinges, which comprises a fixed frame, a driver, a trailing edge flaps, a flap flexible hinge, a bearing, a driving rod and a driving rod flexible hinge. The driver generates high-frequency linear displacement output to drive the deflection motion of the trailing edge flaps; one end of the flap flexure hinge is connected with the trailing edge flaps, the other end is installed on the fixed frame, and the flap flexure hinge bears centrifugal load of the flaps when the rotor rotates; a bearing is installed between the trailing edge flaps and the fixed frame to restrict the floating and sinking motion of the trailing edge flaps; and the driving rod will drive the flaps. The linear displacement output of the actuator is transmitted to the trailing edge flaps, and the linear displacement of the actuator is converted into the deflection motion of the trailing edge flaps through the flaps flexure hinges, the driving rod flexure hinges and the bearings. The invention is used to drive the dynamic deflection of the trailing edge flaps and generate additional aerodynamic loads to suppress the rotor vibration, thereby realizing the active control of the helicopter rotor vibration.
【技术实现步骤摘要】
采用柔性铰链的直升机桨叶后缘襟翼驱动机构
本专利技术属于直升机旋翼振动控制领域的智能旋翼技术,具体涉及适用于后缘襟翼智能旋翼的后缘襟翼驱动机构。
技术介绍
直升机具有固定翼飞行器所不具有的高效悬停、低速前飞等特点,在军用和民用领域得到了广泛的应用。但是由于直升机旋翼工作环境的复杂性,直升机的振动水平普遍高于同时代的固定翼飞行器。较高的振动水平不仅影响驾乘人员的舒适性,还会对机身部件以及机载设备造成不利影响,降低其可靠性或使用寿命。为了抑制直升机旋翼带来的振动载荷,部分现役直升机型号采用了被动式振动抑制措施,如离心摆式动力吸振器和双线摆式动力吸振器。但是动力吸振器形式的被动式振动控制措施普遍存在附加质量大、减振频率单一等不足,被动式振动控制措施难以适应越来越严格的直升机振动水平要求。随着直升机技术的不断发展以及驱动技术的提升,应用在直升机旋翼上的振动主动控制技术应运而生。迄今为止已出现的应用在直升机旋翼上的振动主动控制技术有:作用在自动倾斜器不动环的高阶谐波控制、作用在变距拉杆的独立桨叶控制、驱动器位于桨叶上的后缘襟翼智能旋翼以及主动扭转旋翼等。这些应用在旋翼上的振动主动控制措施技术实现途径各不相同,作动器类型和安装位置各异,但是其振动控制的原理类似,都是通过动态改变旋翼桨叶在旋转一周过程中载荷分布,抑制部分旋翼振动载荷。在这些不同的振动主动控制技术中,后缘襟翼智能旋翼由于其结构相对简单以及相比其他振动主动控制技术更高的可靠性和安全性,成为旋翼振动控制技术研究的热点,并且在当前技术条件下具有更高的工程应用前景。后缘襟翼式智能旋翼通过安装在直升机桨叶后缘的襟翼 ...
【技术保护点】
1.一种采用柔性铰链的直升机桨叶后缘襟翼驱动机构,其特征在于:所述驱动机构包括固定框(4)、驱动组件,以及连接在驱动组件上的固定组件;其中,所述驱动组件产生驱动力,用以驱动后缘襟翼动态偏转;所述固定组件将后缘襟翼连接到固定框上,并对后缘襟翼的运动进行约束,使后缘襟翼只能沿其偏转轴线作偏转运动。
【技术特征摘要】
1.一种采用柔性铰链的直升机桨叶后缘襟翼驱动机构,其特征在于:所述驱动机构包括固定框(4)、驱动组件,以及连接在驱动组件上的固定组件;其中,所述驱动组件产生驱动力,用以驱动后缘襟翼动态偏转;所述固定组件将后缘襟翼连接到固定框上,并对后缘襟翼的运动进行约束,使后缘襟翼只能沿其偏转轴线作偏转运动。2.根据权利要求1所述的采用柔性铰链的直升机桨叶后缘襟翼驱动机构,其特征在于:所述驱动组件包括驱动杆柔性铰链(2)、驱动器(5)和驱动杆(6);所述驱动器(5)一端通过螺栓安装到固定框(4)上,另一端与驱动杆(6)相连;所述驱动杆(6)和驱动杆柔性铰链(2)将驱动器(5)的直线位移输出传递到后缘襟翼(1)上;所述驱动杆柔性铰链(2)连接至后缘襟翼(1)的平台(13)上。3.根据权利要求1所述的采用柔性铰链的直升机桨叶后缘襟翼驱动机构,其特征在于:所述固定组件包括襟翼柔性铰链(3)、外侧固定块(7)、内侧固定块(8)和襟翼固定块(9);在所述驱动杆柔性铰链(2)的两侧自内向外依次设有内侧固定块(8)、外侧固定块(7),两侧的外侧固定块(7)对称地固定在固定框(4)上,将所述固定框(4)与所述缘襟翼(1)连接起来;所述固定框(4)与后缘襟翼(1)之间还安装有襟翼柔性铰链(3),所述襟翼柔性铰链(3)通过内侧固定块(8)固定到固...
【专利技术属性】
技术研发人员:杨卫东,董凌华,周金龙,
申请(专利权)人:南京航空航天大学,
类型:发明
国别省市:江苏,32
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