专利名称：提高了裂纹容限的整体式结构的制作方法
领域本发明是针对能有效用来反抗振动弯曲载荷的构件，尤其是针对改进了结构性质而能提高裂纹容限的整体式结构。
背景在结构设计领域，正不断地在研究有关结构与材料的工艺，使这种结构与材料能显示出极长寿命的性质和/或在结构上能超静定地用于要求失效保护操作的条件下。例如在航天工业中，对某些飞行安全临界机械系统如旋翼飞机的主旋翼浆毂，最重要的是它即使于存在有结构裂纹或故障的情形下，也要能连续地运行。因此，对这类机械系统的设计者来说，通常的作法是采用这样的构件，它们具有为在广范围的反抗施加载荷而所需的质量和/或材料成分，或是采用多部件的构造，以在某个部件失效时来提供冗余的荷载路径。
金属成分的构件易由机加工、铸造或锻造来制造，但这类金属构件的裂纹容限通常很差。这里提到的裂纹容限是指结构能抵抗疲劳裂纹扩展的能力，特别是指能抵抗这种裂纹扩展到极限失效点的能力。为了对这种材料特性作出补偿，设计者必须确保能在合适的结构即材料质量，来把法向应力与剪切应力保持到可防止相应构件中有裂纹形式或快速生长的程度。应该认识到，用提高结构的质量来实现失效保护作业时从结构上说不是有效的。更有甚者，在用于重量至关重要的飞机时，这种结构上的无效性还会危及飞机的燃料与飞行性能。
在材料成分中，例如在纤维增强树脂基体材料领域中所做的改进，已对失效保护提高了较为可行的一些解决方法。首先，增强纤维在此固有地形成了许多荷载路径，由于这种结构纤维可以视作为一个个的部件，它们取决于纤维的荷载或含量，能够充分地反抗所加的荷载。其次，这种复合材料的失效方式表征为分层或基体的失效而不是在整个纤维上的失效。这就是说，在这种复合材料的粘合基体间，裂纹的扩展不会显著地改变此复合结构的结构整体性。新近，这种复合结构相对于重量特性来说能提供优越的强度，因而特别有利于对飞机的应用。Hibyan等的美国专利US 4585393公开了一种轻量的、能容忍损伤的用于直升飞机旋翼浆毂的轭组件，其中单向的复合纤维例如石墨纤维与玻璃纤维的组合提供了所需的失效保护性。
尽管复合材料能提供上述的和其它的结构优点，许多构件如工字梁、丁字梁和X字梁的复杂几何结构，常常在经济上对复合件的制造，特别是自动的复合件制造工艺是不合适的。YaO等人的美国专利US 4650401中描述了一种复合的具有大致X形横剖面的十字形构件，这种十字形构件从结构上起到使直升飞机的旋翼浆叶组件与中央转矩驱动浆毂件互连的作用。应知这时的制造困难在于企图将纤维按合适的取向排列成能适合通过上述十字形构件的种种荷载路径。为此得依赖于烦杂的手工排整复合材料纤维来实现所需的纤维定向。或是采用如Hibyan等人所用的呈简单矩形横剖面的结构，以在保持所需纤维取向的同时简化制造工艺。
多部件的结构虽可通过采用将一些简单的横剖面形状相组合的方法来实现结构的所需的超静定性，但这种结构常需占用更多的空间并使组件复杂化。Mc Cafferty的美国专利US 4264277描述了一种装置形式用来将直升飞机的旋翼叶片组件超静定地安装到轮毂件上，其中将副轴或转向拉杆设置于主臂内部，用来在此主臂失效时反抗旋翼叶片的荷载。上述专利所公开的安装形式虽然提供了若干独立的荷载路径，但应知道这种装置形式需使外壳设计得很大同时涉及到复杂的组件。
于是，需要提供这样的构件，它具有有效的不复杂的结构，便于制造，同时具有失效保护作业所需的裂纹容限。
概述本发明的一个目的在于提供具有不复杂的，结构上有效的，能阻止疲劳裂纹扩展的横剖面形状的整体构件。
本发明的另一个目的在于提供这样的整体构件，它能由单一材料制成而能简化其制造过程。
本发明的又一个目的在于提供用于直升飞机旋翼浆毂组件的这样的整体式构件，其中它的关键部件能显著出极长寿命的性质。
本发明的再一个目的在于提供用于直升飞机旋翼浆毂组件这样的整体式构件，其中此整体式构件的几何形状能在相邻的旋翼浆毂组件的部件之间改进其间隙。
上述的和其它的目的可以通过能有效地用来反抗围绕所加荷载轴线的稳定和振动的弯曲荷载的构件来实现，其中此构件的特征是，它是一种具有特殊横剖面构造的整体式结构。这种横剖面构造包括一中央连接件和与此中央连接件整体成形并从它向外突出的至少一对结构肋材。此外，这些结构肋材是设置在弯曲荷载的稳定部分所产生的张力场中并与此横剖面构造的重心邻近。由上述结构肋材与连接件所限定的横剖面构件产生的惯性比Ix/Iy≥1.0，这样的惯性比有利于阻止或抑制裂纹在构件中的扩展。
这种横剖面构造适用于直升飞机的旋翼桨毂组件，能在此组件的各部件间提高裂纹容限和改进其间隙。更具体地说，这种横剖面构造具有双T字的横剖面形状，用在与各旋翼组件轭的中间剖面部和旋翼桨毂止动件的受剪切段相对应的区域中。这种双T字的横剖面形状。更确切地说是这种密集的结构肋材在上述轭件与浆毂之间有助于在翼片方向和边缘方向能有较高的角度偏移，从而提供了较大的设计灵活性和/或减小了旋翼浆毂组件的尺寸和重量。
附图为了更全面地理解本发明及其所具有的特征与优点，可以结合后面的附图参考本发明的详细说明，附图中
图1a是本发明的整体式构件的透视图，同时示明了施加到此整体式构件上的有代表性的荷载；图1b是沿图1a中1b-1b线截取的特性横剖图；图2是通过常规的C字形构件的特征横剖图，用于说明其中裂纹或裂缝的扩展以及这种C字形构件会加连裂纹进一步扩展的趋向；图3是通过整体式构件的特性横剖面，用于说明其中裂纹或裂纹的扩展以及这种整体式构件阻止裂纹进一步扩展的趋向；图4是应用了本发明原理的疲劳试验样品的特性横剖图；图5a示明具有大致Y字形的底横剖面件；图5b示明依据本发明原理最优化了的改进的Y字形横剖面件；图5c示明依据本发明的一种构件，用于说明它的各种可替换的实施形式；图6a与6b分别示明了铰接的螺旋浆毂组件(图6c)以及旋翼组件轭与受剪切段相组合的弧立图；其中此旋翼组件轭与受剪切段采用了依据本发明原理的整体式构件；
图6c与6d分别示明了沿图6b中的6c-6c与6d-6d线截取的横剖图，其中旋翼组件轭的中间剖面与受剪切段各具有大致双T字形的横剖面构造；图7a与7b分别是旋翼组件轭与各受剪切段的示意性侧视图与顶视图，其中的这种双T字形横剖面构造，在旋翼桨浆毂组件与旋翼组件轭之间(图7a)以及在旋翼组件轭与各受剪切段之间(图7b)，改进了间隙。
实施本发明的最佳方式现来参考附图，图中以相同的标号指相当或相似的部件，图1a与1b示明了本发明的整体式构件10的典型实施形式。这里用到的“整体式”一词是描述一种能由单一的荷载路径来反抗/转移所加荷载的结构。整体式构件10的横剖面构造特别适用来提供能阻止或抑制裂纹或裂缝扩展的结构特性。具体地说，此整体式构件的横剖面形式取这样的构造，使得它的主弯曲轴线能有利地相对于裂纹或裂缝定位成，促致此裂纹或疲劳裂缝向减少应力强度区域内扩展。用来实现这类结构特性的普通设计工艺将于以后段落中讨论，但为了能了解下述种种原理，这里，本发明将以特别适合的，具有严格间距的结构肋材的双T字形横剖面构造的形式给出。
下面将利用所加的荷载、上述横剖面构造的惯性矩以及此有关的主轴取向来描述此整体式构件10。为了提供一参考系，示明了一种二维的X-Y坐标系，它的原点与此横剖面构造的重心相合。此外，就本发明的原理是针对构件10的特性横剖面构造而论，在谈及此整体式构件10及其横剖面构造时，二者是具有可换性的。
如图所示，整体式构件10是在稳定的和振动的剪切荷载V的作用下，此剪切荷载V产生绕上述参考坐标系的X轴的稳定和振动弯曲荷载M，这里的X轴以后称作“施加荷载轴线”。构件10具有至少一对结构肋材14a、14b。它们的基座部分16a、16b是与一中央连接件18整体成形。虽然图示的连接件18是与横向突出的边部件18a、18b相结合，但连接件18是限定为在肋材14a、14b之间并将它们互连的部分。也即是设置成与基座部分16a、16b相结合的部分。结构肋件14a、14b从连接件18向外突出，例如与施加荷载轴线X垂直，并设置于由稳定和振动弯曲短荷载M所产生的张力场T中(参看图1b)。这就是说，结构肋材14a、14b是设于施加荷载轴线X这一侧，而由于弯曲矩荷载M的稳定部分，使结构肋材置于张力的作用下。这样的相对布置是有意义的，因为疲劳裂纹常起源于峰值张应力区，同时在张应力区扩展，这与张应力区中的情形相似。
结构肋材14a、14b基本上相平行，相对于横剖面10的重心CT等距离并接近。这里所谓的“邻近横剖面的重心CT”是相对于从Y轴到结构肋材14a或14b内表面的垂直距离DN而言。这一距离最好小到制造准则和/或制造技术所允许的程度。例如，Sikorsky飞机公司所采用的制造准则规定机加工出的狭缝宽度至少是其总深度的1/4。这一标准是根据所用切割轮的挠曲性及其可在所需制造公差内重复机加工上述狭缝的能力而采纳的。因此，在所举的例子中，对于长度L约2.0英寸(5.1cm)的结构肋材14a或14b，它们之间所需的最小间距至少为0.5英寸(1.27cm)，从而此长度L约1/8的垂直距离DN即约为0.25英寸(0.64cm)。
本申请的发明人发现，结构肋材14a、14b的间距与位置的细微变化，从而是此横剖面惯性矩Ix、Iy的变化，能够用来显著地改进阻止或抑制裂纹在构件10中扩展的能力。更具体地说，业已测定出，当裂纹在结构肋材14a、14b中之一扩展时，当惯性矩(以后称作惯性比)Ix/Iy保持为≥1.0时，可抑制此裂纹的扩展。这就是说，当裂纹在结构肋材14a、14b中之一扩展时，另一结构肋材就必须产生这样的惯性比，即使是裂纹本身有可能改变这一比值。就本发明的最广意义而言，计算出的Ix与Iy值只根据结构肋材14a、14b的贡献再结合以中央连接件18的贡献(后面称此为“部分惯性比”)。为使所述构件的裂纹容限性质全面是最佳化，此惯性比最好在整个横剖面上，即包括附设结构例如横向突出的边部件18a、18b在内时能力≥1.0(后面称此为“完全惯性比”)。上述部分与整体惯性比Ix/Iy的重要性将于以后各节中论述。
此部分/整体惯性比Ix/Iy可以视作为前述横剖面构造的一种几何描述，它直接涉及到横剖面10的空间位置和/或弯曲轴线的取向。此主弯曲轴线Xp、Yp乃是此横剖面构造绕其的惯性积Pxy为零的轴线。此外，惯性积Pxy与主轴线Xp、Yp的角度取向Q是由下式(1.0)与(2.0)确定
Pxy=∫xydA (1.0)式中的x与y是面积A的各个微分元相对于二维X-Y坐标系的坐标，而dA是面积微分；θ=1/2tan-1[2Pxy/(1x-1y)](2.0)式(2.0)确定出对应于主惯性矩IMAX、IMIN的两个角度，相对于围绕主轴Xp、Yp而言，其中所确定出的一个角度使得惯性矩IMAX最大，而另一个使得惯性矩IMAX最小。
为了更好地评价肋材间距/位置、立轴空间位置与裂纹扩展之间的关系，可以参看图2与图3，其中对常规的C字形横剖面构造20与本发明的横剖面构造10作了比较。图2中，示明有裂纹或裂缝22起源于C字形剖面的肋材24中之一的点A处，在多个循环荷载即围绕施加荷载轴线X的振动弯曲荷载M的影响下，扩展到点B与点C。裂纹22可以视作为C字形剖面的一条直线分割线，其中在点C处，剩余的结构20R大致呈L形。初始时，主轴线Xp、Yp由于此横剖面的对称性而为水平的与垂直的。随着裂纹扩展，结构d0的主轴Xp、Yp转过一角度θ，并随着重心Cc由于损失了结构肋材24因此损失了此横剖面的对称性而移动而在空间上重新定位。尽管施加荷载轴线X保持成固定地转动，但对称性的丧失由于结构固有地需要产生应力平衡而感生出围绕主轴Xp、Yp的矩Mxp、Myp。
主轴Xp、Yp的转动与空间重新定位由于在各个点A、B或C的应力强度仍然很高而加速了裂纹22的扩展。这里用到的应力强度，它确定了裂纹在结构中的扩展趋向并且是MxpCy/Ix+MxpCx/Iy的函数，其中Cx、Cy是从主轴Xp、Yp起至裂纹22的距离，而Ix与Iy分别是此结构(或剩余结构)绕主轴Xp与Yp的惯性矩。应该看到，通过考察主轴位置的变化，由于点A、B与C同主轴Xp、Yp分开得很远，在此各个裂纹扩展点A、B或C处的应力强度保持得很高。
图3中，对于本发明的示范性的双T字形横剖面构造10示出了与以前所述类似的裂纹扩展情形。结构肋材14a、14b相对于重心CT等距但邻近地设置，当结合连接件18考察时，产生出≥1.0的部分惯性比Ix/Iy。如图所示，有裂纹或裂缝30在一个结构肋材14a中的扩展即从点A至点C的扩展，其中点C则对应于结构肋材14a的基座部16a。由结构肋材14a、14b与连接件18所确定的部分惯性比导致主轴Xp、Yp在裂纹30扩展时转过一小角度θ。此θ最好小于约35°而尤为最好是小于约25°。应知从裂纹30到主轴Xp、Yp的距离Cx、Cy随着裂纹在结构肋材14a中的扩展而减小。因此，或许能认为，当裂纹扩展入应力强度减小区域中时，裂纹的生长率将减小或受到抑制。
为了证实这种整体式构件10中裂纹抑制性质，将几个在一结构肋材中具有初始形成裂纹的试样疲劳地荷载于四个点上弯曲。参看图4中所示明的这样一个试样，其中将它的结构肋材14a、14b邻近此横剖面重心设置，而这时通过肋材14a、14b与中央连接件18相结合而产生的部分惯性比Ix/Iy则约为1.6。此试样是由均质的聚甲基丙烯酸甲酯(PMMA)材料制成，长12英寸、高2.486英寸而宽2.5英寸。另外，结构肋材14a、14b则各长约1.35英寸(3.54cm)，厚约0.44英寸(1.12cm)且分开的距离约0.5英寸(1.27cm)。此试样暴露于最大剪切力V为740lbs下，产生的最大矩M为2960lbs-in。在荷载下，经59973次循环后，在点A′处的初始角隅裂纹或裂缝30′扩展到点B′。此裂纹30′在另加的31上循环后快速地扩展到点C′，然后显著地减慢扩展速度。更确切地说，此裂纹在105882次循环后扩展到点D′，而在308664次循环后阻止于点E′。对另外四个试样进行了疲劳试验，都显示出类似的裂纹扩展性质。试样测试的这些结果表明，所述的横剖面构造。10对于源于一个结构肋材的裂纹的生长提供了有效的抑止结构。虽然抑制裂纹扩展的条件将随施加到此构件上的实际荷载而变化，但上述疲劳试验结果清楚地表明了它具有有利的阻止疲劳裂纹生长的性质。
已描述了许多设计方法的准则，下面将把用来生产能经受裂纹的结构的这些准则和其它准则总结于下。这里着重指出，各个准则是独立讨论的，但应知，为了最优化，这些准则是互相关联的且必须反复考察。首先，结构肋材14a、14b应设置在由绕施加荷载轴线X的弯曲矩M所产生的张力场T中。如前所述，由于裂纹的扩展与张力荷载有关是最为普通的情形，因而上述布置是有意义的。最好是使结构肋材14a、14b能反抗整个所加的张力荷载。为此，最好是使所述横剖面的重心CT落到中央连接件18所限定的范围之外，使得这种张力荷载主要是由结构肋材14a、14b所反抗。这可以通过延长肋材14a、14b即加大Ix、Iy来实现，也即使得重心CT位移到结构肋材14a、14b之间且位于中央连接件18之外。重心CT的这种布置抑制了裂纹伸入中央连接件18限定的区域，从而制止了构件10最后的破坏。其次，结构肋材14a、14b最好沿此横剖面的整个肋材增强部Rs分开(参看图1b)。这里所谓的“肋材增强部”是指构件10的这样一个部分，它能显著地提高此构件的围绕施加荷载轴线X的弯曲强度，即最好能提高至少约20％这样的弯曲强度。于是，于肋材14a或14b中扩展的裂纹将扩展到其各个基座部16a或16b而不影响另一肋材14a或14b对弯曲强度的贡献。第三，此肋材14a、14b要尽可能邻近横剖面的重心CT，使得对Y轴惯性矩Iy所起的作用小到与对X轴惯性矩Ix的作用相当。此肋件与连接件相结合的部分惯性比Ix/Iy应保持成≥1.0，以使主弯曲轴的移动和/或空间位置的变化最小。最好是使此横剖面构造的完全惯性比Ix/Iy＞1.0。
上面说明了为生产能经受住裂纹的构件应遵循的准则或规则，以下说明用来设计构件的步骤，这种设计(ⅰ)要满足所需结构要求，(ⅱ)要生产出能经受裂纹的结构。这样构件的设计通常取决于对强度与重量的要求、外壳的约束条件以及为此把构件装附到相配部件上的界面要求。例如图5a示明了一种常规的Y字形构件40，在它的设计中已考虑到强度、围绕施加荷载轴线X所要求的刚度以及与相邻部件42的匹配接合。增强件44以及中央腹板46的一部分配置在施加荷载轴线X的张力场中，但如图所示，此Y字形结构40设计时未考虑裂纹容限。源于增强件44的裂纹48将扩展入中央腹板46内，进而促使重心Cy与主轴Px沿竖向位移。结果有较大部分的中央腹板46暴露于张力荷载之下，导致裂纹48会进一步扩展而有可能断开Y字形剖面。
图5b中，增强件已据上述准则重新构件来提供改进了的裂纹容限。更具体地说，这一增强件经重新构件而形成至少两个这样的结构肋材14a、14b，它们与中央连接件18相结合后使得部分惯性比Ix/Iy≥1.0。对于此重新构件的横剖面10，前述完全惯性比可以小于1.0，但当重新构件此基础横剖面结构40时，则必须确保此完全惯性比Ix/Iy保持至少为常规且最好是加大的。为此可以沿Y轴方向延长结构肋件14a、14b增加Ix，以补偿由于结构肋件14a、14b沿Y轴方向分开所增加的对Iy的影响(尽管此影响很小)。通过保持或提高此完全惯性比Ix/Iy，即使是此完全惯性比Ix/Iy可能低于或高于最优比1.0也可改进裂纹容限。
总之，设计这种能经受裂纹的结构涉及到要确定一基础横剖面结构40，后者可满足预定的结构与功能要求，例如所允许的应力、连接要求等，同时重新构件基础横剖面构造40以形成一种改进的横剖面结构，此结构具有至少一对结构肋材可以(Ⅰ)产生至少为1.0的部分惯性比Ix/Iy，(ⅱ)相对于基础横剖面构型所确定的完全惯性比Ix/Iy来保持或提高对应于整个横剖面的完全惯性比，或者最好是(ⅲ)产生1.0或更高的完全惯性比。
正如本说明书中背景一节所述，为使构件能经受住裂纹的现有方法涉及到对结构增强，即使用纤维增强复合材料或多部件结构。这样做的缺点包括结构的低效率、重量增加、生产工艺的成本高以及组装复杂。本发明的原理给出一种整体式构件10，它能经受住裂纹而不因结构增强重量。此外，整体式构件10可用单一材料即金属或塑料和传统的方法如机加工、铣或铸制成。应知这种制造方法涉及单一工序的成形作业，例如机加工，它可以自动化，因而要比复合结构通常所要求的多阶段、手工或的成形作业廉价。最后，构件10产生出的单元或结构不要求辅助的或超静定的结构元件来发挥超静定的荷载本领。这就是说，构件10提供了必要的裂纹容限而不会有与多部件结构相关联的增加重量和复杂化的问题。
上面虽然是用一对结构肋材图示和描述了构件10，但应知是可以采用更多的肋材的。图5c所示的10具有三个结构肋件14a、14b与14c，它们都设此构件10的重心CT的邻近。此外，两个肋件14a与14b是与重心CT等距，但中央的肋材14c则是与Y轴重合，因而这三个肋件并不如先前实施形式所述是等距分开的。再者，前面所述实施形式示明的结构肋件14a、14b是基本上平行的，即具有平行的侧面，但应知表面14as、14bs可以相互相对倾斜或改向的。
对直升飞机旋翼浆毂组件的应用以上所述的整体式构件可以用于任何需要有裂纹容限的情形。下面描述的这类应用之一涉及到铰接的旋翼浆毂组件，其中它的某些结构部件或部分采用了依据下述原理的整体式构件，即横剖面构件。这些得益于此横剖面构造的结构部件或部分是暴露于稳定和振动的高弯曲矩荷载下。在描述这类结构部件或其某些部分的横剖面构型时，为简化讨论，采用了与先前描述本发明更一般横剖面构造时相一致的参考标号。
图6a中所示的旋翼浆毂组件50包括能有效地用来驱动围绕转动轴线56的许多旋翼叶片组件54的浆毂保持件52，后者具有一批径向辐条60和在结构上分别用成对的径向辐条即上、下径向辐条60a、60b互连的受剪切部段62。各个受剪切部段62与其相关的径向辐条60相结合，形成了一个用来接受旋翼组件64的结构环。此旋翼组件轭64大致呈C字形，以环状形式包围各受剪切部段62。更具体地说，参看图6a与6b，此旋翼组件轭64包括通过各结构环的中间剖面64M，以及从此中间剖面64m朝外突出并到达受剪切部段62某一侧的一对径向臂64a、64b。此径向臂64a、64b配置成借助一中间套箍组件66与旋翼叶片组件54的根端结合(图6a)。
在轭64的中间剖面64的和各受剪切部段62之间插装一轴对称的弹性支承组件70(图6b中未示明)，它适应于各旋翼叶片组件64作许多向位移。此外，轴对称的弹性支承组件70反抗旋翼叶片组件54的荷载，形成合成的稳定和振动荷载向量V，在轭64的中间剖面64m和各受剪切部段62上产生稳定和振动的弯曲矩荷载M。这种弹性支承组件70在共同所有、审查中的专利申请摘要No.S-4901，题名为“直升飞机旋翼用轴对称弹性支承组件”中作了较完整的描述。
在图6c和6d中，旋翼组件64的中间剖面64m与各受剪切部段62的横剖面构造10的构型，形成了双T字形的横剖面形状。此双T字形横剖面形的特征是有结构肋材14a、14b从中央连接件18向外突出，而此连接件18包括横向突出的边部件18a、18b。根据前述的原理，结构肋材14a、14b配置于稳定和振动弯曲矩荷载M产生的张力场中。此外，肋材14a、14b是与此双T字形横剖面10的重心CT等距并邻近。再有，此双T横剖面10还具有这样的特征具有的部分惯性比≥1.0，而在所述的实施形式中约为8.0。
如上所述，这种双T字形横剖面的特殊构造通过抑制疲劳裂纹扩展而改进了裂纹容限，由于旋翼组件轭64和受剪切部段62是在振动弯曲的高荷载作用下而易受疲劳裂纹扩展的影响，这样的横剖面构造便特别适合于此种。用途此外，疲劳试验表明，在采用双T字形横剖面10时，轭64与浆毂保持件52可以有很长的寿命。
此旋翼组件轭64与受剪切部段62最好由金属材料例如铝或钛制成，其中所需的双T字形横剖面构造10可以通过常规的机加工、铣或铸造技术形成。这种结构与制造方法相比于先有技术的复合形成的轭和/或浆毂保持件成本是较低的。
除了上述的能经受裂纹和制造上的优点外，这种横剖面构造10改进了旋翼组件轭64与浆毂保持件之间的和/或受剪切部段62与旋翼组件轭的径向臂64a、64b之间的间隙。这种加大了的间隙使得在设计上有很大的灵活性和/或可以使此旋翼浆毂组件具有很小的尺寸，因而可以较轻和在空气动力学上更为有效。这种特点示意地表明于图7a与7b中，其中的轭64示明是处于高度移动的条件下，而得以与相邻的旋翼浆毂组件的部件极其接近。在图7a中示明了轭64与受剪切部段62的侧视图，其中应知此双T字形横剖面构造10，更特别是结构肋材的紧密排列，使得与虚线所示的传统的矩形横剖面构造相比，有助于旋翼组件轭有更高的角度偏移(襟翼方向)。区域I表明了通常将限制旋翼组件轭64作角位移的干扰区，而它现在已由本发明的双T字形横剖面构造10予以避免。类似地，图7b中示明了通过受剪切部段的顶视图，其中的双T字形横剖面构造同以虚线所示的传统的C字形横剖面构造80相比，允许有沿边缘方向更大的角位移。
尽管本发明业已相对其典型的实施形式作了图示与说明，但应知内行的人在不脱离本发明的精神与范围的前提下是可以从多方面作出其它的增删与变改的。
权利要求
1．构件(10)，此构件具有改进了的经受裂纹的性质，并能有效地反抗围绕施加荷载轴线X的稳定与振动弯曲矩荷载M，其特征在于其包括整体式结构，它具有限定出剖面重心CT的特性横剖面构造(10)，而此构造(10)还包括中央连接件(18)，以及至少一对结构肋材(14a、14b)，它们与所述中央连接件(18)整体成形并由此向外突出，且配置于上述弯曲矩荷载M的稳定部分所产生的张力场中并与前述剖面重心CT邻近；所述中央连接件(18)与结构肋材(14a、14b)产生出一部分惯性比Ix/Iy而此部分惯性比Ix/Iy则大于或等于(≥)1.0。
2．如权利要求1所述的构件(10)，其特征在于，所述中央连接件(18)包括沿横向突出的边部件(18a,18b)且此连接件(18)与结构肋材(14a、14b)形成双T字形横剖面构造。
3．如权利要求1所述的构件(10)，其特征在于，所述结构肋材(14a,14b)与所述剖面重心CT等距。
4．如权利要求1所述的构件(10)，其特征在于，所述结构肋材(14a,14b)是平行的。
5．如权利要求2所述的构件(10)，其特征在于，所述双T字形横剖面构造确定一完全惯性比Ix/Iy而此完全惯性的Ix/Iy≥1.0。
6．如权利要求2所述的构件(10)，其特征在于，所述横剖面构件(10)确定出一肋材增强部Rs，且所述结构肋材(14a,14b)沿整个此肋材增强部Rs分开。
7．如权利要求2所述的构件(10)，其特征在于，所述结构肋材(14a,14b)确定出长度L且各结构肋材(14a,14b)限定出至所述重心CT的垂直距离DN，而此垂直距离DN则约为1/8L。
8．如权利要求2所述的构件(10)，其特征在于，所述整体式结构是由单一材料形成。
9．旋翼组件轭(64)，它用来与铰接的旋翼浆组件(50)的浆毂保持件(52)结合且包括中间剖面(64m)和一对由此突出的径向延伸臂(64a,64b)，此中间剖面(64m)能有效地反抗绕施加荷载轴线X的稳定和振动弯曲矩荷载M且构造成，能改进裂纹容限并能改进旋翼组件轭(64)与浆毂保持件(52)的径向辐条(60a,60b)间的间隙，而所述旋翼组件轭(64)的前述中间剖面(64m)的特征在于它包括一整体式结构，其具有一确定剖面重心CT的双T形横剖面构型(10)，并包括-中央连接件(18)；从此中央连接件(18)沿横向突出的边部件(18a,18b)；与此中央连接件(18)整体成形且由此向外突出的至少一对结构肋材(14a,14b)，此结构肋材(14a,14b)配置于所述弯曲矩荷载M的稳定部分产生的张力场中并与前述横剖面重心CT邻近；上述中央连接件(18)与结构肋材(14a,14b)产生一部分惯性比Ix/Iy，而此部分惯性比Ix/Iy≥1.0。
10．如权利要求9所述的旋翼组件轭(64)，其特征在于，所述结构肋材(14a,14b)与所述剖面重心CT等距。
11．如权利要求9所述的旋翼组件轭(64)，其特征在于，所述结构肋材(14a,14b)是平行的。
12．如权利要求9所述的旋翼组件轭(64)，其特征在于，所述横剖面构件(10)确定出肋材增强部Rs，且所述结构肋材(14a,14b)沿整个此肋材增强部Rs分开。
13．如权利要求9所述的旋翼组件轭(64)，其特征在于，所述结构肋材(14a,14b)确定出长度L且各结构肋材(14a,14b)限定出至所述重心CT的垂直距离DN，而此垂直距离DN则约为1/8L。
14．如权利要求9所述的旋翼组件轭(64)，其特征在于，所述整体式结构是由单一材料形成。
15．如权利要求9所述的旋翼组件轭(64)，其特征在于，所述部分惯性比约为8.0。
16．浆毂保持件(52)，它用来与旋翼浆毂组件(50)的旋翼组件轭(64)结合，且包括能有效地反抗绕施加荷载轴线X的稳定和振动弯曲矩荷载M的受剪切部段(62)，此受剪切部段(62)构造成能改进裂纹容限和改进此浆毂保持件(52)与旋翼组件轭(64)之间的间隙，其特征在于，它包括具有双T字形横剖面构造(10)的整体式结构(10)，此双T字形横剖面构造(10)限定出横剖面重心CT，还包括具有横向突出的边部件(18a,18b)的中央连接件(18)，以及与此中央连接件(18)整体成形并由此向外突出的至少一对结构肋材(14a,14b)，此结构肋材(14a,14b)配置在前述弯曲矩荷载M的稳定部分产生的张力场中并与前述横剖面重心CT邻近；上述中央连接件(18)与结构肋材(14a,14b)产生一部分惯性比Ix/Iy，而此部分惯性比Ix/Iy≥1.0。
17．如权利要求16所述的浆毂保持件(52)，其特征在于，所述结构肋材(14a,14b)与所述横剖面重心CT等距。
18．如权利要求16所述的浆毂保持件(52)，其特征在于，所述结构肋材(14a,14b)是平行的。
19．如权利要求16所述的浆毂保持件(52)，其特征在于，所述横剖面构造(10)确定出肋材增强部Rs，且所述结构肋材(14a,14b)沿整个此肋材增强部Rs分开。
20．如权利要求16所述的浆毂保持件(52)，其特征在于，所述结构肋材(14a,14b)确定出长度L且各结构肋材限定出至所述重心CT的垂直距离DN，而此垂直距离DN则约为1/8L。
21．如权利要求16所述的浆毂保持件(52)，其特征在于，所述整体式结构是由单一材料形成。
22．如权利要求21所述的浆毂保持件(52)，其特征在于，所述部分惯性比约为8.0。
23．形成能经受裂纹的构件(10)的方法，此构件能有效地用来反抗围绕施加荷载轴线X的稳定和振动弯曲矩荷载，其特征在于，包括下述步骤确定出具有能满足预定结构与功能要求的基础横剖面构造(40)的整体式构件，此整体式构件限定出一完全惯性比Ix/Iy，同时重新构制此基础横剖面构造(40)来形成改进的横剖面构造(10)，后者具有至少一对从前述基础横剖面构造(40)的中心连接件(18)向外突出的结构肋材(14a,14b)，所述结构肋材(14a,14b)则配置在所述弯曲矩荷载M的稳定部分产生的张力场中，此结构肋材(14a,14b)还与前述横剖面重心CT邻近；上述改进的横剖面构造(10)确定出一完全惯性比Ix/Iy，而此完全惯性比Ix/Iy则等于或大于前述基础横剖面构造(40)的所述完全惯性比Ix/Iy。
全文摘要
能有效地反抗绕施加荷载轴线X的稳定和振动弯曲矩荷载M且具有能改进裂纹容限的特殊横剖面构造的整体式构件(10)。此横剖面构造(10)包括中央连接件(18)和至少一对与此连接件(18)整体成形且由其外突的结构肋材(14a,14b),后者设在弯曲矩荷载M的稳定部分产生的张力场中并与横剖面构造(10)的重心CT邻近。由前述肋材与连接件确定的此横剖面构件(10)产生一部分惯性比Ix/Iy≥1.0,它能有效地抑制裂纹在构件(10)中扩展。此横剖面构造(10)在用于直升飞机旋翼桨毂组件(50)时能改进裂纹容限和此桨毂组件中部件间的间隙。特别是,横剖面构造(10)具有双T字形的横剖面,可用于与各旋翼组件轭(64)的中间剖面(64m)和桨毂保持件(52)受剪切部段(62)相对应的区域。此双T字形横剖面构造(10)有助于在轭(64)与保持件(52)之间获得较高的襟翼方向与边缘方向的角度偏移,从而能使设计有较大的灵活性和/或减少旋翼桨毂组件(50)的尺寸与重量。
文档编号B64C27/32GK1220639SQ97195094
公开日1999年6月23日 申请日期1997年4月24日 优先权日1996年5月31日
发明者D·H·亨特, D·E·特里特施 申请人:西科尔斯基飞机公司