用于直升飞机的无轴承旋翼的可分桨叶附连件的制作方法
【专利摘要】一种用于直升飞机的无轴承主旋翼的可分桨叶附连件（1），该可分桨叶附连件具有翼型桨叶（2）、柔性梁（3）以及控制套（4），该控制套封装柔性梁（3）的至少主要部分。柔性梁头部（13）、所述控制套（4、22）以及所述翼型桨叶（2）的根部端之间的可分的接合结构是利用可拆除紧固件的机械接合结构。加强连接件（17）设置在控制套（4）的和所述翼型桨叶（2）的相应后缘（9）之间。采用该可分桨叶附连件，能进一步改进从旋翼桨叶向衰减器的摆振运动传递，改进牵引性能和操作性。
【专利说明】用于直升飞机的无轴承旋翼的可分桨叶附连件
【技术领域】
[0001]本发明涉及用于直升飞机的无轴承旋翼的可分桨叶附连件，该可分桨叶附连件包括升力产生翼型桨叶、由控制套或扭矩管封装的柔性梁以及在翼型桨叶以及柔性梁和控制套之间形成可分或可释放连接合的连接装置。柔性梁和控制套可连在一起或不连在一起。
【背景技术】
[0002]在操作过程中，旋翼桨叶在多个方向上偏转并且由此在这些多个方向上经受高负荷。旋翼桨叶必需设计成承受这些高负荷，但同时仍需提供所需要的挠性或铰接度，以使得桨叶能执行拍动、摆振以及俯仰角变化运动。
[0003]通常，无轴承旋翼的旋翼桨叶在桨叶的、连接于旋翼头部的内端处具有称为柔性梁的结构件。该柔性梁支承桨叶并且将桨叶的离心力传递到旋翼头部中。此外，柔性梁至少包括可挠曲和扭转的柔软或挠性部分或区域，以使得桨叶能经受上述沿拍动方向、摆振方向以及俯仰角方向的运动。柔性梁的可扭转柔软部分设置在可扭转的刚性控制套或扭矩管内，俯仰角控制运动通过该控制套或扭矩管传递至旋翼桨叶的升力产生翼型桨叶部分。翼型桨叶通常从控制套的外端延伸至旋翼桨叶的最外端、即桨叶梢端。
[0004]旋翼桨叶的振动、尤其是沿摆振方向的摆动须由合适的衰减构件来进行衰减。衰减构件的衰减效率主要取决于翼型桨叶的摆振摆动运动向衰减构件的有效传递。通过桨叶/控制套附连件向衰减构件的力传递的任何软性或缺乏会降低总体产生的衰减效果。
[0005]为了使得柔性梁/控制套单元和/或翼型桨叶能单独地制造和/或在损坏时进行替换，或者为了使得翼型桨叶能相对于柔性梁/控制套单元枢转和折叠，希望在柔性梁/控制套单元和升力产生翼型桨叶之间提供可分开的或可释放的接合。
[0006]可分开的或可释放的接合对技术和加工要求较高，因为该接合必须可靠地承载并传递旋翼桨叶转动期间产生的相当高的离心力以及传递由于旋翼桨叶的拍动和摆振运动产生的所有弯矩。旋翼桨叶在桨叶型面的平均翼型翼弦的25%附近具有纵向主负荷轴线，所述主负荷轴线实质上由所述旋翼桨叶的俯仰轴线覆盖。在柔性梁的高度处，桨叶型面的平均翼型翼弦的25%附近的所述纵向主负荷轴线与柔性梁的纵向中间轴线相对应。
[0007]文献US2008101934A1披露了一种用于向转动桨叶系统的桨叶提供柔性的组件，该组件包括具有上部弧形表面的上部支承板、具有下部弧形表面的下部支承板以及定位在上部支承板和下部支承板之间的轭架。一实施例包括一种用于向转动桨叶系统的桨叶提供柔性的组件，该组件包括具有上部弧形表面的上部支承板、具有下部弧形表面的下部支承板以及定位在上部支承板和下部支承板之间并与支承板直接接触的轭架，其中，弧形表面之一是并不形成圆周一部分的非圆形弧。
[0008]文献EP0315962A2披露了一种直升飞机旋翼桨叶，该桨叶由柔性梁支承以绕转动轴线转动，其中桨叶的俯仰运动是允许的。旋翼桨叶设有用于改变桨距并且衰减桨叶的摆振运动的装置。该装置包括衬套、弹性体枢转件、圆柱形弹性体衰减件以及扭转臂，该衬套位于形成在柔性梁内侧端部处的孔内，弹性体枢转件松散地装配在衬套中，该圆柱形弹性体衰减件安装在柔性梁的上表面和下表面上并且藉由螺母与弹性体枢转件的上端和下端联接，而扭转臂延伸通过衬套和弹性体衰减件并且使其中间部分连接于弹性体枢转件的中心轴。每个桨距套筒的两端都向外突出超过弹性体衰减件并且固定于封装柔性梁的桨距套筒。因此，甚至在摆振运动施加于旋翼桨叶时，桨距套筒和弹性体枢转件之间的相对位置都不会改变。
[0009]文献US4427340A披露了一种直升飞机旋翼并且更具体地披露了旋翼安装件，该旋翼安装件包含具有弹性平面内约束件的复合纤维强化的一体式轭架。
[0010]文献US6126398A披露了一种用于直升飞机的无轴承旋翼的旋翼桨叶，该旋翼桨叶具有升力产生翼型桨叶、将翼型桨叶连接于旋翼头部的柔性梁以及封装柔性梁的控制套。柔性梁和翼型桨叶之间的接合是可分开的接合，以使得翼型桨叶能以简单的方式折叠，而同时仍保持接合的较高摆振刚度并减小接合的结构高度。接合由两个连接臂形成，这两个连接臂并排地设置在旋翼桨叶的摆振平面中。
【发明内容】
[0011]本发明的目的是提供用于直升飞机的无轴承旋翼的可分桨叶附连件的改进构造，尤其是提供在翼型桨叶和柔性梁/控制套单元之间的可分或可释放接合，以进一步改进从旋翼桨叶向衰减器的摆振运动传递，改善牵引性能和操作性。本发明的又一目的是为可分桨叶附连件提供尤其有效的接合结构。
[0012]通过如本发明权利要求1所述特征的直升飞机的无轴承旋翼的可分桨叶附连件来实现上述目的。在从属权利要求中披露本发明的较佳实施例。
[0013]根据本发明，用于直升飞机的无轴承主旋翼的可分桨叶附连件包括翼型桨叶，该翼型桨叶具有梢端和根部端以形成该翼型桨叶相对端部。所述翼型桨叶具有从所述梢端至所述根部端的俯仰轴线。该可分桨距附连件还包括柔性梁，该柔性梁包括柔性梁的附连端部。所述柔性梁是可挠曲的，以使得所述翼型桨叶能相对于直升飞机的无轴承主旋翼的旋翼头部进行摆振运动、拍打运动以及俯仰运动。该可分桨叶附连件还包括控制套，该控制套封装所述柔性梁的至少主要部分并且沿着该主要部分延伸。可分的接合结构为柔性梁的所述附连端部在一侧处与所述控制套之间、而在另一侧处与所述翼型桨叶的所述根部端之间提供可分连接。所述接合结构在柔性梁的所述附连端部、所述控制套和/或所述翼型桨叶的所述根部端之间是机械式的，其中可拆除紧固件分别将所述翼型桨叶的所述根部端和所述控制套与柔性梁的所述附连端部进行可拆除地连接。所述可拆除紧固件包括至少一个螺栓。加强连接件设置在控制套的和所述翼型桨叶的相应后缘之间，且所述加强连接件通过可拆除紧固件沿着控制套的和翼型桨叶的相应后缘而安装于控制套和所述翼型桨叶。所述加强连接件关于与后缘成一直线的负荷具有推拉刚度。尤其根据本发明，所述加强连接件在翼型桨叶的翼弦方向上离至少一个螺旋的距离最大，这使得摆振运动从翼型桨叶经过可分接合和所述摆振刚度控制套向所述控制套与旋翼头部的交界处的摆振衰减器非耗散地传递。根据本发明，可分桨叶附连件包括至少一个螺栓，该至少一个螺栓设置成垂直于旋翼桨叶的摆振枢转平面定向。在本文中，摆振枢转平面实质上对应于旋翼桨叶的转动平面。本发明的桨叶附连件实现如下优点:通过使所述至少一个螺栓和与桨叶后缘和所述翼型桨叶的控制套后缘对准的所述加强连接件之间在翼型桨叶的翼弦方向上的距离最大，而显著地增大在可分或可释放接合的摆振枢转刚度。所述至少一个螺栓和所述加强连接件的构造使得本发明桨叶附连件的集成比设有任何现有技术结构的多个等规格螺栓的结构更容易。所述至少一个螺栓大致与翼型桨叶的俯仰轴线成一直线地位于桨叶附连件的型面的最大厚度附近。本发明能够减小本发明可分桨叶附连件型面的延伸宽度处的总体结构高度，同时改进接合的机械强度。本发明的可分桨叶附连件实现在所述翼型桨叶的根部端处使控制套构造有减小的型面高度，并且由此提供改进的总体空气动力学构造，而在控制套的外部型面和/或任何突出螺栓中和/或所述翼型桨叶的根部端处不存在任何干扰切口。所述至少一个螺栓和所述加强连接件之间在所述翼型桨叶的翼弦方向上具有较大距离的本发明接合结构可吸收并传递摆振力矩，以实现从翼型桨叶向摆振刚度控制套的传递，从而改进设置在控制套/旋翼头部接合附近的摆振衰减器的效率，随后实现较不复杂的摆振衰减器，该衰减器具有减小的重量、较小尺寸以及较低的制造成本和/或便于在运行中维护。本发明的桨叶附连件设有用于至少一个螺栓和所述加强连接件的孔。本发明的翼型桨叶、柔性梁以及控制套能单独地制造，且具有接合结构的柔性梁能够在完成的控制套分开，以实现简单且快速的安装。翼型桨叶通过至少一个螺栓和所述加强连接件附连于柔性梁/控制套单元。采用本发明的桨叶附连件，可使升力产生翼型桨叶在摆振平面中相对于柔性梁和控制套枢转，从而以快速而简单的方式将桨叶折叠成折叠构造。也就是说，可简单地拆除本发明可分桨叶附连件的所述加强连接件，以使得翼型桨叶能绕留在接合结构中的一个螺栓枢转来实现所需要的桨叶折叠。采用本发明的可分桨叶附连件，使得在向前和向后方向上容易地折叠翼型桨叶成为可能。
[0014]根据本发明一较佳实施例，所述可拆除紧固件包括两个螺栓，这两个螺栓设置在所述翼型桨叶的型面部段的10-30%翼弦轴线区域中，该区域较佳地关于俯仰轴线对称。采用所述本发明的结构，螺栓承载大部分离心负荷，而所述加强连接件承载几乎所有的摆振负荷。
[0015]根据本发明的又一较佳实施例，所述加强连接件在空气动力学方面适合于控制套和所述翼型桨叶的相应后缘，用以减小阻力。
[0016]根据本发明的又一较佳实施例，设有整流罩，所述整流罩适合于沿着前缘从控制套的型面边缘直至翼型桨叶的翼型边缘进行空气动力学顺滑地安装。所述整流罩适合于沿着控制套的型面边缘和翼型桨叶的翼型边缘夹持于翼型桨叶的根部端和柔性梁的附连端部。所述整流罩空气动力学地装配于加强连接件。该整流罩覆盖控制套和所述翼型桨叶之间接合处的间隙，型面边缘和翼型边缘之间的所述间隙是由于阻力减小而由柔性梁的所述突出附连端部和所述翼型桨叶的所述突出根部端形成的。
[0017]根据本发明的又一较佳实施例，所述至少一个螺栓连同任何紧固件空气动力学地集成到所述接合结构中。
[0018]根据本发明的又一较佳实施例，柔性梁的所述附连端部呈叉形以接纳所述至少一个螺栓。翼型桨叶分开成柔性梁的叉形附连端部，且控制套围绕柔性梁的叉形附连端部。
[0019]根据本发明的又一较佳实施例，柔性梁的所述附连端部预备接纳一个螺栓，用以将柔性梁的所述附连端部连接于所述翼型桨叶的所述根部端。控制套的所述后缘预备接纳至少一个紧固件，用以将所述加强连接件连接于所述控制套的所述后缘，而所述翼型桨叶的所述根部端的所述后缘预备接纳至少一个其它紧固件，用以将所述加强连接件连接于所述翼型桨叶的所述根部端的所述后缘。柔性梁和控制套较佳地机械地安装成彼此固定，以实现较佳的负荷传递。
[0020]根据本发明又一较佳实施例，所述翼型桨叶的所述根部端呈叉形，柔性梁的所述附连端部具有平坦的阶梯状截面，且所述翼型桨叶的所述根部端设置在所述控制套和柔性梁的所述附连端部之间的切口中。
[0021]根据本发明的又一较佳实施例，所述控制套形成有前部切口和邻近所述柔性梁头部的后部切口，以使得在拆除了加强连接件之后，翼型桨叶能藉由接合结构中的一个剩余螺栓相对于柔性梁向前和向后折叠。
【专利附图】
【附图说明】
[0022]为了更清楚地理解本发明，以下参照附图对本发明的较佳示例实施例进行描述，附图中:
[0023]图1是旋翼的立体图，示出根据本发明可分桨叶附连件的主要部件的细节；
[0024]图2是根据本发明的部分组装后的可分桨叶附连件的立体图；
[0025]图3是根据本发明的替代可分桨叶附连件的立体图；
[0026]图4是根据本发明的可分桨叶附连件的立体图，其中翼型桨叶向前和向后折叠。【具体实施方式】
[0027]根据图1，用于直升飞机(未示出)的无轴承旋翼的桨叶附连件I包括翼型桨叶2、柔性梁3以及扭转刚度和摆振刚度控制套或扭矩管4，该柔性梁2由纤维加强复合材料制成，而该扭转刚度和摆振刚度控制套或扭矩管4封装柔性梁3。翼型桨叶2藉由柔性梁3和控制套4安装于旋翼头部5。摆振衰减器6设置在控制套4与旋翼头部5的交界处。
[0028]在操作中，各翼型桨叶2绕实质上垂直的旋翼头部轴线转动，藉此翼型桨叶2在旋翼桨叶平面中带着它们的纵向中心轴线转动。该旋翼桨叶平面基本上对应于直升飞机的无轴承旋翼的翼型桨叶2的摆振枢转或摆动平面。
[0029]柔性梁3和控制套4分别由纤维加强复合材料制成。柔性梁3的旋翼端部(未示出)固定于直升飞机(未示出)的旋翼头部5。柔性梁3的附连端部7与控制套4 一起朝向翼型桨叶2延伸。
[0030]翼型桨叶2和控制套4具有前缘8和后缘9。翼型桨叶2具有梢端(未示出)和根部端10，翼型桨叶2的所述根部端10从空气动力学型面翼型桨叶2朝向控制套4突出。翼型桨叶2在所述梢端和所述根部端10之间具有纵向俯仰轴线(未示出)，所述俯仰轴线靠近翼型桨叶2的翼弦的25%。
[0031]翼型桨叶2的根部端10、柔性梁3的附连端部7以及控制套4各自都具有两个匹配孔11、12以用于两个螺栓13、14，即两个螺栓13、14是关于翼型桨叶2的俯仰轴线大致对称的。两个匹配孔11、12连同两个螺栓13、14与穿过翼型桨叶2的前缘8和后缘9的一中间平面成直角。
[0032]两个螺栓13、14在可分桨叶附连件I的接合结构处将翼型桨叶2与柔性梁3和控制套4机械地连接。具有附连端部7的柔性梁3由控制套4覆盖。两个螺栓13、14传递翼型桨叶2以及柔性梁3和控制套4之间的离心力和拍动。[0033]控制套4的型面边缘15横向于纵向俯仰轴线从前缘8延伸至后缘9，而翼型边缘16横向于翼型桨叶2的纵向俯仰轴线从前缘8延伸至后缘9。接合结构处的控制套4型面边缘15和翼型桨叶2翼型边缘16远离彼此固定，该距离由从翼型桨叶2突出的根部端10以及从柔性梁3突出的附连端部7限定。
[0034]加强连接件17沿着后缘9从控制套4的型面边缘15安装至翼型桨叶2的翼型边缘6。加强连接件17适合于在相应后缘9附近固定于翼型桨叶2的根部端10以及固定于控制套4。加强连接件17适合于沿着控制套4型面边缘15和翼型桨叶2翼型边缘16空气动力学地顺滑装配。在横向于后缘9将加强连接件17转移到根部端10和控制套4上之后，加强连接件17藉由穿过加强连接件17中的相对应孔的紧固件18固定于翼型桨叶2的根部端10并且固定于控制套4。
[0035]加强连接件17设计成承受推一拉负荷。两个螺栓13、14和加强连接件17将摆振运动从翼型桨叶2传递至控制套4。加强连接件17由纤维加强复合材料制成。
[0036]整流罩19适合于沿着前缘8从控制套4型面边缘15向翼型桨叶2翼型边缘16空气动力学地顺滑地安装。整流罩19适合于沿着控制套4型面边缘15和翼型桨叶2翼型边缘16夹持于翼型桨叶2的根部端10和柔性梁3的附连端部7。整流罩19空气动力学地装配于加强连接件17。除了保持和空气动力学负荷以外，整流罩19并不承载任何来自控制套4或翼型桨叶2的负荷。整流罩19由纤维加强复合材料制成。整流罩19通过夹持于翼型桨叶2的根部端10的相应上侧和下侧以及沿着控制套4型面边缘15和翼型桨叶2翼型边缘16夹持于柔性梁3的附连端部7而从前缘8安装直至接触加强连接件17。
[0037]参见图2，相应的特征利用图1所示的附图标记来指代。翼型桨叶2的根部端10和控制套4各自在控制套4和翼型桨叶2的相应后缘9附近设有孔30。控制套4的孔30靠近控制套4翼型边缘15。孔30基本上定向成与两个螺栓13、14相符，用以将柔性梁3的附连端部7连同控制套4安装于翼型桨叶2。
[0038]参见图3，相应的特征利用图1、2所示的附图标记来指代。翼型桨叶2的翼型根部端20、控制套4以及柔性梁附连端部21由单个螺栓22机械地连接。加强连接件17藉由紧固件18固定于翼型桨叶2的翼型根部端20并且固定于控制套4。
[0039]参见图4，相应的特征利用图1-3所示的附图标记来指代。控制套4在柔性梁3的附连端部7附近并且在该控制套的前缘8附近设有前部切口(未示出)。控制套4在柔性梁3的附连端部7附近并且在该控制套的后缘9附近设有后部切口 23。
[0040]在拆除了两个螺栓13、14中的一个螺栓之后，以及在从孔30拆除了紧固件18并拆除了加强连接件17之后，翼型桨叶2能相对于柔性梁3折叠。前部切口设计成接纳前缘8，而后部切口 23设计成接纳翼型桨叶2的后缘9，用以分别使翼型桨叶2的折叠角最大化。如图所示，翼型桨叶2处于向前和向后折叠位置。
[0041]附图标记列表
[0042]I桨叶附连件
[0043]2翼型桨叶
[0044]3柔性梁
[0045]4控制套
[0046]5旋翼头部[0047]6摆振衰减器
[0048]7附连端部
[0049]8 前缘
[0050]9 后缘
[0051]10根部端
[0052]11 孔
[0053]12 孔
[0054]13 螺栓
[0055]14 螺栓
[0056]15型面边缘
[0057]16翼型边缘
[0058]17加强连接件
[0059]18紧固件
[0060]19整流罩
[0061]20翼型根部端
[0062]21柔性梁附连端部
[0063]22单个螺栓
[0064]23后部切口
【权利要求】
1.一种用于直升飞机的无轴承旋翼、尤其是主旋翼的可分桨叶附连件(1)，所述桨叶附连件包括: 翼型桨叶(2)，所述翼型桨叶具有梢端和根部端(10、20)以形成所述翼型桨叶的两个相对端部； 柔性梁(3 )，所述柔性梁具有附连端部(7、21 )，且所述柔性梁(3 )可挠曲； 扭转刚度和摆振刚度控制套(4)，所述扭转刚度和摆振刚度控制套封装所述柔性梁(3)的至少主要部分； 可分的接合结构，所述可分的接合结构位于所述柔性梁(3)的所述附连端部(7、21)、所述控制套(4)以及所述翼型桨叶(2)的所述根部端(10、20)之间，其中，所述接合结构利用可拆除紧固件(13、14、18)机械地连接在所述柔性梁(3)的附连端部(7、21)、所述控制套(4)以及所述翼型桨叶(2)的所述根部端(10、20)之间，所述可拆除紧固件(13、14、18)分别将所述翼型桨叶(2)的所述根部端(10、20)和所述控制套(4)与所述柔性梁(3)的所述附连端部(7、21)进行可拆除地连接，且所述可拆除紧固件(13、14、18)包括至少一个螺栓(13、14)，以及其中，加强连接件(17)设置在所述控制套(4)的和所述翼型桨叶(2)的相应后缘(9)之间，所述加强连接件(17)由所述可拆除紧固件(18)安装于所述控制套(4)的和所述翼型桨叶(2 )的相应后缘(9 )，且所述加强连接件(17)关于与所述后缘(9 )成一直线的负荷具有推拉刚度。
2.如权利要求1所述的可分桨叶附连件(I)，其特征在于，所述可拆除紧固件包括两个螺栓(13、14)。
3.如权利要求1所述的可分桨叶附连件(1)，其特征在于，所述加强连接件(17)空气动力学地适用于所述控制套(4)的和所述翼型桨叶(2)的相应后缘(9)。
4.如权利要求1所述的可分桨叶附连件(1)，其特征在于，设有整流罩(19)，所述整流罩(19)适合于沿着所述前缘(8)从所述控制套(4)的型面边缘(15)直至所述翼型桨叶(2)的翼型边缘(16)空气动力学地顺滑安装，且所述整流罩(19)适合于沿着所述控制套(4)的型面边缘(15)和所述翼型桨叶(2)的翼型边缘(16)夹持于所述翼型桨叶(2)的根部端(10、20)和所述附连端部(7、21 )，且所述整流罩(19)空气动力学地装配于所述加强连接件(17)。
5.如权利要求1所述的可分桨叶附连件(1)，其特征在于，所述至少一个螺栓(13、14)连同任一紧固件(18) —起空气动力学地结合到所述接合结构中。
6.如权利要求1所述的可分桨叶附连件(1)，其特征在于，所述柔性梁(3)的所述附连端部(7、21)呈叉形以接纳所述翼型桨叶(2)的所述根部端(10、20)。
7.如权利要求1所述的可分桨叶附连件(1)，其特征在于，所述控制套(4)藉由粘合剂、铆钉、螺钉等机械地连接于所述柔性梁(3 )。
8.如权利要求1所述的可分桨叶附连件(1)，其特征在于，所述柔性梁(3)的所述附连端部(7、21)预备用于接纳所述至少一个螺栓(13、14)，用以将所述柔性梁(3)的所述附连端部(7、21)连接于所述翼型桨叶(2)的所述根部端(10、20)，且所述控制套(4)预备用于接纳所述至少一个紧固件(18)，用以将所述加强连接件(17)连接于所述控制套(4)的所述相应后缘(9)，所述翼型桨叶(2)的所述根部端(10、20)预备用于接纳至少一个其它紧固件(18)，用以将所述加强连接件(17)连接于所述翼型桨叶(2)的所述根部端(10、20)的所述后缘(9)。
9.如权利要求1所述的可分桨叶附连件(1)，其特征在于，所述翼型桨叶(2)的所述根部端(IO、20 )呈叉形，且所述柔性梁(3 )的所述附连端部(7、21)具有平坦的台阶状截面，并且所述翼型桨叶(2)的所述根部端(10、20)设置在所述控制套(4)和所述柔性梁(3)的所述附连端部(7、21)之间。
10.如权利要求1所述的可分桨叶附连件(1)，其特征在于，所述控制套(4)邻近于所述柔性梁(3 )的所述附连端部(7、2`1)形成有前部切口和后部切口( 23 )。
【文档编号】B64C27/50GK103770939SQ201310467468
【公开日】2014年5月7日 申请日期:2013年10月9日 优先权日:2012年10月18日
【发明者】G·昆茨－费切纳, M·鲍尔 申请人:尤洛考普特德国有限公司