一种可推迟失速颤振的桨叶结构的制作方法

本发明属于直升机桨叶结构设计领域，具体涉及一种可推迟失速颤振的桨叶结构。

背景技术：

某型机在进行大速度前飞科目试飞时，变距拉杆载荷急剧增大，呈现周期性峰值偏大现象，因此可以得出结论，该型机在大速度前飞时发成了失速颤振现象。

文献号为GB51083751的，其目的调整桨叶气动力不平衡的后缘调整片；文献号为CN201010190251.2的申请，公开了直升机旋翼桨叶后缘小翼的驱动方法及驱动装置，在桨叶后缘安装智能小翼，通过智能材料驱动机构来主动控制后缘小翼俯仰或变距运动，从而改变桨叶升力面上的气动载荷分布或产生附加气动力，达到延缓后行桨叶动态失速，提高直升机飞行速度，减小桨叶振动载荷、降低旋翼噪声的目的。以上两项都涉及利用后缘调整片对桨叶气动力进行调整。

技术实现要素：

本所要解决的技术问题：在不对桨叶成型模具进行更改的前提下，仅对桨叶内部结构进行局部改进，使桨叶剖面重心位置前移，并且在桨叶主要升力面后缘加装大后缘调整片组件，调整桨叶气动中心。

本发明的技术方案是：一种可推迟失速颤振的桨叶结构，用于降低直升机大速度前飞时的拉杆载荷，该桨叶结构在升力面后缘具有小后缘调整片,该桨叶结构在小后缘调整片外侧还具有若干大后缘调整片组件，且分布在0.7R-0.9R旋翼半径处；大后缘调整片组件与水平面的夹角为8°。

进一步地，所述大后缘调整片组件由上调整片和下调整片粘接构成，并在一个端部具有开口。

进一步地，在桨叶后缘上、下侧铺放垫布并胶粘，垫布插入大后缘调整片 组件的开口内并胶粘。

进一步地，垫布与大后缘调整片组件通过铆钉连接。

进一步地，上调整片和下调整片的材料为硬铝。

进一步地，上调整片和下调整片先使用阿诺丁进行非封闭络酸阳极化，然后将型号为DHS186-211.20的胶膜涂抹在调整片表面，在室温环境干燥至少0.5小时，然后再135℃-145℃温度下固化1小时-1小时10分钟。

进一步地，垫布为玻璃布ECS2335.10。

进一步地，所述大后缘调整片组件的数量是14个。

进一步地，所述大后缘调整片组件的间距尺寸1±0.5mm。

本发明的有益效果是：该套装置安装简单，并进行了必要的表面处理，使用过程该套装置可实现视情维护；使用粘接固化与铆钉连接的双重保险安装方式，保证该套装置在桨叶使用过程中不会出现脱落等强度问题；将调整片分为14片分别安装，保证其不会影响桨叶的摆振刚度，避免引起该型机旋翼摆振固有频率的变化；试飞数据表明拉杆载荷降低，大速度前飞时无失速颤振现象发生。避免了更改主桨叶模具结构，降低了更改成本。

附图说明

图1为本发明旋翼结构的示意图；

图2为图1的A-A剖视图；

图3为图2的局部放大图；

图4为本发明大后缘调整片组件的粘接示意图。

1-大后缘调整片组件、2-小后缘调整片、3-上调整片、4-下调整片、5-垫布、6-铆钉

具体实施方式

1.上调整片3和下调整片4：

如图4所示，其材料为硬铝(ASNA3044-8543)。胶接前表面处理过程为先使用阿诺丁进行非封闭络酸阳极化，然后将胶膜，型号为DHS186-211.20涂抹 在调整片表面，在室温环境干燥至少0.5小时，然后再135℃-145℃温度下固化1小时-1小时10分钟。

2.大后缘调整片组件1

由上调整片3和下调整片4组成，将上调整片3和下调整片4对准粘接，如图3所示。边对齐要求公差为±0.1mm，在胶接面涂抹胶膜，型号为DHS172-292.20，固化周期为在125℃±5℃条件下，固化2小时-2小时30分钟。

3.铆钉

如图3.所示，铆钉6为21215DC2407J。

4.调整片垫布

如图3所示，垫布5为玻璃布ECS2335.10。

5.大后缘调整片组件1的安装(由14个调整片组件组成)

在0.7-0.9旋翼半径处的桨叶后缘安装14片大后缘调整片组件(如图1所示)，其间距尺寸11为1±0.5mm。

首先在后缘上铺放垫布5，在垫布上刷胶DBC37.5/2，再在垫布5与大后缘调整片组件之间刷胶DHS172-172.20。

固化条件为在70℃-80℃温度条件下，固化2小时30分-3小时30分。

最后打铆钉6装配，并进行防腐蚀保护工作。

在主桨叶主要升力面后缘(约0.7-0.9R旋翼半径处)增加大后缘调整片组件(如图1中1所示)。

如图2-3所示，桨叶弦长尺寸L1为420mm，在大后缘调整片组件安装在桨叶上后，将其向下翼面方向下折弯8°，大后缘调整片组件末端具体桨叶后缘距离尺寸L2为44.5mm。