CN101573218B - 直升机桨叶心轴 - Google Patents

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Abstract

提供采用复合材料制造旋翼桨叶的方法和设备，其中，多部件心轴用于形成复合翼梁。该心轴(10)使用多个部件(38，44，50，56，62，64)制成，其组装成提供强度足够的结构从而在复合材料的预硬化叠置、压制和硬化期间保持翼梁形状。用于形成心轴的多个部件可以在硬化复合材料之前或之后彼此分离并且容易地从翼梁移除。该心轴部件然后可重新组装并且重新使用以形成额外的复合翼梁。

Description

直升机桨叶心轴
技术领域
本发明总体涉及采用复合材料制成的直升机旋翼桨叶。更特别地，本发明提供使用在制造这种复合旋翼桨叶中的过程和设备。
背景技术
旋翼桨叶是每个直升机的关键部件。旋翼桨叶会受到复杂集合的相当极端的气动力的影响，该种气动力在飞行期间会持续变化。该旋翼桨叶的功能是旋转翼型或机翼，其成形为提供给定飞行器所需的气动升力。旋翼桨叶一般包括从旋翼桨叶的根部延伸到其端部的翼梁。该翼梁是旋翼桨叶的主要结构性元件，使得桨叶具有承载高操作载荷所需的结构强度。
典型的旋翼桨叶翼梁是长的管状结构，桨叶的其他部分围绕该结构形成。该翼梁管具有椭圆形的横截面，形成为提供前部缘或前缘以及后部缘或后缘。为了提供优化的气动性能，许多翼梁管采用围绕纵向轴线的轻微扭转。翼梁中的典型扭转随着旋翼桨叶从根部到端部而翼梁的椭圆形横截面旋转高达10度及以上。另外，翼梁横截面的椭圆形状可以从翼梁根部变化至翼梁端部从而符合多个气动和结构性载荷参数。
高强度材料，诸如钛和铝合金，一般已经用于制造旋翼桨叶。这些高强度金属材料尤其适于形成旋翼桨叶翼梁。钛已经常规地形成为相对长的管状翼梁结构，并且机制或者采用其他方式制造为提供很多种类的扭转和改变横截面形状。
复合材料也已经用于形成旋翼桨叶翼梁。轻重量和结构强度的组合已经使得复合物成为一种流行的选择，不仅可用于制造旋翼桨叶翼梁，而且也可用于制造整个旋翼桨叶。示例性的复合旋翼桨叶和制造其的过程记载在美国专利No.4,892,462；5,346,367；5,755,558；以及5,939,007。
典型的复合翼梁的制造是将未硬化的复合材料涂覆至成形为翼梁管内表面的长圆柱形模具或心轴的表面。在复合材料涂覆至模具或心轴之后，提升温度对其进行压制和硬化从而形成最终的翼梁结构。与制造复合翼梁相关联的问题在于一旦翼梁已经形成则如何处理模具或心轴。模具的长度以及翼梁椭圆形横截面中的变化以及翼梁的扭转都是的在翼梁已经硬化之后难于从模具或心轴移除。
一种解决模具/心轴移除问题的方式是采用下述材料制造模具，这种材料强度足够从而能够在复合翼梁的预硬化制造期间保持其形状，但是在硬化循环期间分裂或者收缩，使得其能够从翼梁凹腔中移除或者仅遗留在原位。例如，已经单独或者与底层的硬心轴结构相结合地使用多种泡沫从而提供适当的翼梁模具。在提高温度下进行硬化期间，泡沫熔化或者收缩至其初始尺寸的一部分。所得到的收缩模具足够地小使得其能够从翼梁腔移除或者遗留定位。
虽然泡沫模具已经成功地用于制造旋翼桨叶的复合翼梁，但是许多时候难于发现具有所需结构强度从而保持翼梁成形期间的临界翼梁尺寸同时能够在硬化期间相对快速地消耗的泡沫或其他材料。另外，该模具可以仅适用一次，这会明显地增加翼梁制造的成本。
发明内容
根据本发明，提供采用复合材料制造旋翼桨叶的方法和设备，其中，多部件心轴用于形成复合翼梁。该心轴使用多个部件制成，其组装成提供强度足够的结构从而在复合材料的预硬化叠置、压制和硬化期间保持翼梁形状。用于形成心轴的多个部件可以在硬化复合材料之前或之后彼此分离并且容易地从翼梁移除。该心轴部件然后可重新组装并且重新使用以形成额外的复合翼梁。
作为本发明的一个特征，提供一种用于模制直升机旋翼桨叶的心轴，其中，所述旋翼桨叶包括平行于所述旋翼桨叶的纵向轴线延伸的翼梁。所形成的翼梁具有限定翼梁腔的内表面，其也从所述旋翼桨叶的根部纵向地延伸至所述旋翼桨叶的端部。所述翼梁内部表面包括具有上前缘部分和下前缘部分的前缘表面。所述翼梁内部表面还包括具有上后缘部分和下后缘部分的后缘表面。所述翼梁内部表面也包括在所述前缘上部和所述后缘上部之间延伸的上表面，以及在所述前缘下部与所述后缘下部之间延伸的下表面。
所述心轴包括前部件，所述前部件包括成形为提供所述翼梁内部表面的所述前缘表面的外表面。所述前部件包括具有外表面的上后缘，其成形为提供所述上前缘部分。所述前部件也包括成形为提供所述下前缘部分的下后缘。所述心轴也包括后部件，所述后部件成形为提供所述翼梁内部表面的所述后缘表面。所述后部件包括成形为提供所述翼梁内部表面的所述上后缘部分的上前部缘。所述后部件也包括成形为提供所述下后缘部分或翼梁内部表面的下前缘。
所述心轴的前部件和后部件通过上部件和下部件连接到一起。该上部件成形为提供所述翼梁内部表面的上表面。该上部件包括连接至所述前部件的所述上后缘的前缘和连接至所述后部件的所述上前缘的后缘。所述下部件成形为提供所述翼梁内部表面的所述下表面。所述下部件包括连接至所述前部件的所述下后缘的前部缘以及连接至所述后部件的所述下前缘的后部缘。
所述心轴的最终部件是位于上部件与下部件之间的支承结构。所述支承结构为上部件和下部件提供加强并且也将它们相对于前部件和后部件保持定位。作为本发明的一个特征，所述支承结构可在拉伸力沿着所述旋翼桨叶的纵向轴线施加至所述支承结构时折叠。所述支承结构的折叠或压扁允许其从翼梁腔移除。一旦所述支承结构被移除，那么所述心轴的上部件和下部件可从前部件和后部件断开。然后，所述部件可单独地从翼梁腔移除。
本发明也包含制造多部件心轴的方法以及使用多部件心轴模制复合旋翼桨叶翼梁的方法以及所得到的旋翼桨叶翼梁。本发明的多部件心轴相对于制造复合旋翼桨叶的现有技术来说带来许多优势。这些优势包括能够经受制造复合桨叶期间施加至心轴的力从而避免桨叶形状中出现意外的变化。另外，该心轴可用于形成复杂的翼梁形状，包括具有不同扭转度的翼梁，以及椭圆形横截面几何结构中的变化。其他优势还包括该心轴可再次组装并且重复地使用。
本发明的上述和许多其他特征和由此带来的优势将通过参照随后的详细说明书并结合复合得到更好的理解。
附图说明
图1是示例性复合直升机旋翼桨叶的局部透视图，该旋翼桨叶包括使用根据本发明的多部件心轴制造的翼梁。
图2是根据本发明的优选示例性多部件心轴的透视图。
图3是沿3-3平面所做的图2的一部分的剖视图。
图4是与图3相同的视图，除了复合材料翼梁如图所示设置在心轴外表面上。
图5是描述在压制复合翼梁和/或复合翼梁硬化之后如何使部件分离以从翼梁移除的心轴的横截面剖视图。
具体实施方式
根据本发明的用于采用复合材料模制直升机旋翼桨叶的优选示例性多部件心轴总体以10示出在图2中。可利用心轴10模制的示例性直升机旋翼桨叶在图1中以12示出简化的形式。旋翼桨叶12包括平行于旋翼桨叶12的纵向轴线16延伸的翼梁14。该翼梁14一般从旋翼桨叶的根部(未示出)延伸至端部18。翼梁14是管状结构，具有图1所示的椭圆形横截面。该翼梁14包括许多由心轴10形成的内表面。这些内翼梁表面限定翼梁腔20。
参照图1，翼梁内表面包括前缘表面22、后缘表面24、上表面26和下表面28。前缘表面22包括上前缘部分30和下前缘部分32。该后缘表面24包括上后缘部分34和下后缘部分36。上表面26在上前缘部分30与上后缘部分34之间延伸。下表面28在下前缘部分32与下后缘部分36之间延伸。
参照图2，心轴10包括具有外表面的前部件38，其成形为提供翼梁内前缘表面22。心轴前部件38包括具有外表面的上后缘40，其成形为提供翼梁的上前缘部分30。该心轴前部件38也包括具有外表面的下后缘42，其成形为提供翼梁的下前缘部分32。
心轴10也包括具有外表面的后部件44，其成形为提供翼梁内后缘24。该心轴后部件44包括具有外表面的上前缘46，其成形为提供上后缘部分34。该心轴后部件44也包括具有外表面的下前缘48，其成形为提供下后缘部分36。
心轴10还包括具有外表面的上部件50，其成形为提供翼梁上内表面26。该上部件50包括连接至前部件38的上后缘40的前缘52。该上部件50也包括连接至后部件44的上前缘46的后缘54。心轴10也包括具有外表面的下部件56，其成形为提供翼梁下内部表面28。该下部件56包括连接至前部件38的下后缘42的前缘58。下部件56也包括连接至后部件44的下前缘48的后缘60。
心轴10的最终部件是可折叠的支承结构，如图2所示为成波纹状的支承带62和64。该波纹状支承带62和64在心轴10中纵向地延伸(即，平行于翼梁的纵向轴线16)。该波纹状支承带62和64位于心轴腔内从而提供相对于的上部件50和下部件56的向外偏置并且提供相应于这两个部件的沿其整个长度的支承。如图2所示，上部件50的前缘52和后缘54成形为使得他们分别叠置在后部件44的上前缘46和前部件38的上后缘40的内部。这一叠置结构提供稳固的但是可释放的上部件50与前部件38和后部件44之间的连接。类似地，下部件56的前缘58和后缘60成形为使得它们分别叠置在后部件44的下前缘48和前部件38的下后缘42内部上。这一叠置结构也提供稳固的但是可释放的下部件56与前部件38和后部件44之间的连接。
由波纹状带62和64相对于上心轴部件50和下心轴部件56形成的向外偏置提供沿着如上所述心轴部件叠置所处的四个位置的压缩。这些压缩连接在制造复合翼梁期间将心轴保持为单独一个的相对强度大的结构。当移除波纹状的支承带62和64时，上部件50和下部件56可朝向彼此移动并且从前部件38和后部件44断开。
可折叠的支承结构的强度必须足够大从而防止上和下部件在复合翼梁的叠置、压制和硬化期间压扁到一起。同时，该支承结构必须能够当沿着旋翼桨叶纵向轴线施加拉伸力时侧向折叠。术语“可折叠的”在这里使用的意思是该结构必须最小情况下能够折叠足够的量从而减小支承结构与上/下部件之间的摩擦，使得该支承结构可以从翼梁腔的根端纵向拉动。换句话说，该支承结构必须能够当从一端拉动时足够地折叠，从而使得该支承结构不相对于上部件和下部件产生摩擦配合。
如图2所示的波纹状带是优选的可折叠(collapsible)支承结构。但是，其他类型的材料也可以使用，只要它们满足上述标准，当施加纵向拉伸力时侧向收缩。应当指出的是，两个波纹状带62和64如图2所示为优选的。但是，可使用单独一个的波纹状带，尤其在翼梁腔为并不复杂的几何结构的情况下。可选择地，如果需要的话，可使用多于两个的带。
波纹状带可采用任何材料制成，只要其能够提供强度和灵活性的所需组合。优选地，该波纹状带是足够韧性的，使得当它们在施加纵向拉伸的情况下折叠以及从心轴腔移除时不会产生变形。这允许所述带超过一次地用作可折叠的支承结构。可使用更多种具有必要的强度和柔性的金属来作为支承结构。但是，优选地，该波纹状带采用复合材料制成。复合材料提供必要的强度从而在压制和硬化过程期间施加外部压力时使得上部件和下部件不会压扁。另外，采用复合材料制成的波纹状带具有足够的柔性和弹性从而当施加纵向拉伸时折叠所需的量，然后弹性返回其原始形状。
图3是示出波纹状带64在心轴10的上部件50与下部件56之间定位的那部分的剖视图。该波纹状带64具有脊部66，基本上垂直于翼梁14的纵向轴线16延伸。间隔件68可位于波纹状带的脊部66与上部件50和下部件56之间从而有利于波纹状带64从心轴移除。优选地采用间隔件68来增强脊部66从上部件50和下部件56释放，但是这不是必须的。间隔件68可使用在所有的或者一些脊部66上。该间隔件68可采用单独的细长带的形式或者它们可采用多个沿着脊部间隔的垫圈的形式。采用强化的聚酰胺或苯酚制造的间隔件68是优选的。但是，间隔件可采用多种材料制成，只要表面张力足够低使得垫圈当波纹状带被移除时从心轴表面释放。可使用诸如聚四氟乙烯和其他非粘性物质的材料，但是并不是尤其优选的，因为它们难于在心轴组装期间保持定位在波纹状带的脊部上。
优选地，垫圈通过使用在心轴制造期间足以将垫圈保持定位的少量的胶水或其他粘合材料而保持定位在脊部上，但是当心轴从翼梁腔移除时也允许垫圈从脊部释放。另外，优选地，脊部可以稍微机制从而形成用于定位垫圈的平台。机制的程度取决于垫圈的尺寸以及波纹状支承材料的厚度。该垫圈一般为大约千分之几英寸厚至十分之几英寸厚或者更厚一些，取决于特定的心轴尺寸以及波纹状脊部被机制以容纳垫圈的程度。
如图3所示，优选地，间隔件68仅定位在波纹状带的一侧上。间隔件68如图所示为了展示的目的定位在图3中的上脊部中。间隔件68可选择地定位底脊部上。在组装心轴期间，优选地，波纹状带64使用可移除的固紧件临时地连接至下部件56。可移除的固紧件，诸如clecos，用于将波纹状带的下脊部连接至下部件。垫圈68设置在波纹状带68的上脊部，然后将上部件50设定定位。为了将部件的组件保持到一起，优选地，如图3所示将整个组件卷绕为收缩卷绕或其他适当的带。
图4示出正好在压制和/或硬化复合材料之后的位于复合翼梁14中的心轴10的局部剖视图。箭头70描述沿着旋翼桨叶的纵向轴线施加拉伸力(即，拉力)。箭头72描述由于所述带上的纵向拉力造成的波纹状带64的折叠或压扁。明显可以看出，脊部66只需要沿着箭头72的方向折叠或压扁足够量从而释放垫圈68，使得带64可以从心轴纵向拉动。这允许波纹状带64变形最小的量使得其可重新使用多次。在一些情况下，尤其是在非常复杂的翼梁几何结构的情况下，有必要施加足够的拉伸力70从而基本上折叠或压扁波纹状带从而能够将其从心轴移除。
图5是简化的侧部剖面图，示出在波纹状支撑带62和64已经被移除之后心轴10的定位设置。上部件50和下部件56彼此向内移动，如箭头74所示，使得它们能够从翼梁腔20移除。前部件38和后部件44也可朝向彼此向内移动，如箭头76所示，使得它们也能够从翼梁腔20移除。
如上所述，在围绕心轴压制未硬化的翼梁复合材料之后或者所压制的复合符合翼梁已经硬化之后，心轴10可从翼梁腔20移除。优选地在硬化之前移除心轴从而最大化其可被重新使用的次数。该心轴应当能够经受在模制直升机旋翼桨叶翼梁的正常过程期间存在的压力。一般地，该心轴应当能够经受大约10至15英寸(254毫米至381毫米)Hg以及更高的外部压力。该心轴应当也能够经受用于制造翼梁的复合材料进行硬化所处的温度。一般地，这种复合材料硬化时所处的温度为120℃至200℃的范围甚至更高。
用于制造心轴10的四个外部部件的材料也可以是任何的金属，一般用于制造用于模制复合材料的心轴。但是，与波纹状支承带的情况相同，复合材料是用于制造外部心轴部件的优选材料，实际上与旋翼桨叶制造期间的翼梁相接触。该心轴的外部表面或收缩卷绕(如果使用的话)可涂覆有适当的释放剂，如果需要的话。
可用于制造心轴部件的复合材料包括包含玻璃或碳纤维的心轴部件。这些纤维可以采用编织纤维、单向纤维或随机定向纤维的形式。可使用任何的适用于相对高温模制操作的各种热固性树脂作为基体材料。示例性的树脂包括环氧树脂、酚醛树脂、双马来酰亚胺和聚酯。优选的材料是各向同性复合材料，包括在环氧树脂基体中的单向纤维的随机导向芯片。这种类型的心轴材料可从Hexcel Corporation(Dublin，CA)得到，商标为用于制造心轴部件的备选优选材料是碳纤维/环氧树脂预浸渍体，诸如HEXCEL8552，也可从Hexcel Corporation(Dublin，CA)得到。这两种材料都供给为未硬化的预浸渍体，其可根据制造和硬化环氧树脂基的复合结构的传统方法而形成为所需的心轴部件并进行硬化。
作为实例，本发明的心轴可用于模制直升机旋翼桨叶的翼梁，其中，翼梁大约20至25英尺(6.01至7.62米)长或者对于大型直升机来说更长。在桨叶根部处的翼梁的前缘与后缘之间的距离的范围从几英寸到两英尺(60.1cm)或更多。这一距离在桨叶端部处逐渐减小之几英寸至一英尺(30.5cm)或者更多。桨叶根部处的翼梁的厚度的范围从1英寸(2.54cm)至1英尺(30.5cm)或更多并且在桨叶端部逐渐小至小于1英寸(2.54cm)或者达到几英寸。该翼梁从翼梁根部到其端部具有围绕其纵向轴线的大约10度的扭转。心轴的各种外部部件(前部件、后部件、上部件和下部件)被制成为匹配翼梁的内部形状。它们被制造为四个单独的部件，每个为20至25英尺(6.01至7.62米)长。每个部件采用足够数量的Hexcel 8552碳/环氧树脂预浸渍件或者
Figure G2007800488441D00081
的层制成从而将部件制造成从0.01英寸(0.254mm)厚至0.5英寸(12.7mm)厚或者更多，取决于心轴的尺寸。该部件根据传统硬化过程进行硬化。
对于这里所述的示例性心轴，使用两个波纹状支承带，长为20至25英尺(6.01至7.62米)从而匹配其他心轴部件的长度。该波纹状支承带的尺寸使得脊部之间的侧向距离随着其从根部变化为端部以及从前缘变化为后缘而匹配心轴的厚度。这两个波纹状支承带位于心轴腔内部，使得它们相对于上部件和下部件在心轴的整个长度上施加正确的向外偏置力。波纹状带上的单独上脊部之间的纵向距离应当足以提供所需的支承用于上和下部件。波纹状带上的下脊部之间的纵向距离应当大约与上脊部之间的距离相同。脊部之间的纵向距离可从根部至端部产生变化。例如，需要使得脊部更紧密地在一起更接近心轴的根部从而在翼梁腔具有最大横截面面积的位置处提供添加的支承。
该波纹状带也采用Hexcel 8552碳/环氧树脂预浸渍件或者
Figure G2007800488441D00082
制成，其也形成为所需的波纹状形状并且根据传统的硬化过程压制和硬化。所得到的波纹状带应当足够厚从而在压制与硬化期间提供对于上和下部件的足够支承，如果需要的话。该复合波纹状带应当采用足够数量的预浸渍件层制成，从而提供强度足够经受在标准压制过程与硬化期间翼梁复合材料和基层心轴所经受的压力的波纹状带。
已经由此描述了本发明的示例性实施例，本领域技术人员应当注意，在所公开的范围内只是示例性的，可以在本发明的范围内作出各种其他变化、调整和修改。因此，本发明并不受到上述实施例的限制，而是仅由随后的权利要求限制。

Claims (20)

1.一种用于模制直升机旋翼桨叶的心轴，其中，所述旋翼桨叶包括平行于所述旋翼桨叶的纵向轴线延伸的翼梁，所述纵向轴线从所述旋翼桨叶的根部延伸至所述旋翼桨叶的端部，所述翼梁具有限定翼梁腔的内部表面，其也从所述旋翼桨叶的根部纵向地延伸至所述旋翼桨叶的端部，所述翼梁内部表面包括具有上前缘部分和下前缘部分的前缘表面，具有上后缘部分和下后缘部分的后缘表面，在所述前缘上部和所述后缘上部之间延伸的上表面，以及在所述前缘下部与所述后缘下部之间延伸的下表面，所述心轴包括：
前部件，所述前部件包括成形为提供所述翼梁内部表面的所述前缘表面的外表面，所述前部件包括具有外表面的、成形为提供所述上前缘部分的上后缘和成形为提供所述下前缘部分的下后缘；
后部件，所述后部件成形为提供所述翼梁内部表面的所述后缘表面，所述后部件包括成形为提供所述上后缘部分的上前部缘和成形为提供所述下后缘部分的下前部缘；
上部件，所述上部件成形为提供所述翼梁内部表面的所述上表面，所述上部件包括连接至所述前部件的所述上后缘的前部缘和连接至所述后部件的所述上前部缘的后部缘；
下部件，所述下部件成形为提供所述翼梁内部表面的所述下表面，所述下部件包括连接至所述前部件的所述下后缘的前部缘以及连接至所述后部件的所述下前缘的后部缘；
位于所述上部件与所述下部件之间的可折叠支承结构，所述支承结构可在拉伸力沿着所述旋翼桨叶的纵向轴线施加至所述支承结构时折叠。
2.根据权利要求1所述的用于模制直升机旋翼桨叶的心轴，其中，所述可折叠的支承结构包括波纹状材料，具有基本上垂直于所述纵向轴线延伸的脊部。
3.根据权利要求2所述的用于模制直升机旋翼桨叶的心轴，其中，所述可折叠支承结构包括前部波纹状材料件和后部波纹状材料件。
4.根据权利要求2所述的用于模制直升机旋翼桨叶的心轴，其中，所述波纹状材料由复合材料制成。
5.根据权利要求2所述的用于模制直升机旋翼桨叶的心轴，其中，所述波纹状材料包括前部缘和后部缘，其中，所述波纹状材料的脊部之间的侧向距离从所述波纹状材料的前部缘向所述波纹状材料的后部缘减小。
6.根据权利要求1所述的用于模制直升机旋翼桨叶的心轴，其中，所述前部件与所述上和/或下部件之间的连接是可释放的连接。
7.根据权利要求1所述的用于模制直升机旋翼桨叶的心轴，其中，所述后部件与所述上和/或下部件之间的连接是可释放的连接。
8.根据权利要求1所述的用于模制直升机旋翼桨叶的心轴，其中，所述上部件的前部缘在内部叠置所述前部件的上后部缘，其中，所述下部件的前部缘在内部叠置所述前部件的下后部缘。
9.根据权利要求1所述的用于模制直升机旋翼桨叶的心轴，其中，所述上部件的后部缘在内部叠置所述后部件的上前部缘，其中，所述下部件的后部缘在内部叠置所述后部件的下前部缘。
10.一种制造用于模制直升机旋翼桨叶的心轴的方法，其中，所述旋翼桨叶包括平行于所述旋翼桨叶的纵向轴线延伸的翼梁，所述纵向轴线从所述旋翼桨叶的根部延伸至所述旋翼桨叶的端部，所述翼梁具有限定翼梁腔的内部表面，其也从所述旋翼桨叶的根部纵向地延伸至所述旋翼桨叶的端部，所述翼梁内部表面包括具有上前缘部分和下前缘部分的前缘表面，具有上后缘部分和下后缘部分的后缘表面，在所述前缘上部和所述后缘上部之间延伸的上表面，以及在所述前缘下部与所述后缘下部之间延伸的下表面，所述方法包括下述步骤：
设置前部件，所述前部件包括成形为提供所述翼梁内部表面的所述前缘表面的外部表面，所述前部件包括具有外表面的、成形为提供所述上前缘部分的上后缘和成形为提供所述下前缘部分的下后缘；
设置后部件，所述后部件成形为提供所述翼梁内部表面的所述后缘表面，所述后部件包括成形为提供所述上后缘部分的上前部缘和成形为提供所述下后缘部分的下前部缘；
设置上部件，所述上部件成形为提供所述翼梁内部表面的所述上表面，所述上部件包括前部缘和后部缘；
设置下部件，所述下部件成形为提供所述翼梁内部表面的所述下表面，所述下部件包括连接至所述前部件的所述下后部缘的前部缘以及连接至所述后部件的所述下前部缘的后部缘；
设置可折叠支承结构；
将所述上部件的所述前部缘连接至所述前部件的上后缘；
将所述上部件的所述后部缘连接至所述后部件的上前部缘；
将所述下部件的所述前部缘连接至所述前部件的下后缘；以及
将所述下部件的所述后部缘连接至所述后部件的下前部缘，其中，所述上、下、前和后部件连接到一起，使得所述可折叠波纹状结构位于所述上部件与所述下部件之间，所述支承结构可在沿着所述旋翼桨叶的纵向轴线向所述支承结构施加拉伸力时产生折叠。
11.一种用于模制直升机旋翼桨叶的方法，其中，所述旋翼桨叶包括平行于所述旋翼桨叶的纵向轴线延伸的翼梁，所述纵向轴线从所述旋翼桨叶的根部延伸至所述旋翼桨叶的端部，所述翼梁具有限定翼梁腔的内表面，其也从所述旋翼桨叶的根部纵向地延伸至所述旋翼桨叶的端部，所述翼梁内部表面包括具有上前缘部分和下前缘部分的前缘表面，具有上后缘部分和下后缘部分的后缘表面，在所述前缘上部和所述后缘上部之间延伸的上表面，以及在所述前缘下部与所述后缘下部之间延伸的下表面，所述方法包括下述步骤：
设置根据权利要求1所述的心轴；
将未硬化的复合材料施加至所述心轴的外表面从而形成未硬化的翼梁；
折叠或压扁所述可折叠支承结构；
从所述翼梁腔移除所述心轴；以及
硬化所述未硬化的翼梁。
12.根据权利要求11所述的用于模制直升机旋翼桨叶的方法，其中，所述可折叠支承结构包括波纹状材料，具有基本上垂直于所述纵向轴线延伸的脊部。
13.根据权利要求12所述的用于模制直升机旋翼桨叶的方法，其中，所述可折叠支承结构包括前部波纹状材料件和后部波纹状材料件。
14.根据权利要求12所述的用于模制直升机旋翼桨叶的方法，其中，所述波纹状材料由弹性材料制成。
15.根据权利要求12所述的用于模制直升机旋翼桨叶的方法，其中，所述波纹状材料包括前部缘和后部缘，其中，所述波纹状材料的脊部之间的侧向距离从所述波纹状材料的前部缘向所述波纹状材料的后部缘减小。
16.根据权利要求11所述的用于模制直升机旋翼桨叶的方法，其中，所述前部件与所述上和/或下部件之间的连接是可释放的连接。
17.根据权利要求11所述的用于模制直升机旋翼桨叶的方法，其中，所述后部件与所述上和/或下部件之间的连接是可释放的连接。
18.根据权利要求11所述的用于模制直升机旋翼桨叶的心轴，其中，所述上部件的前部缘在内部叠置所述前部件的上后部缘，其中，所述下部件的前部缘在内部叠置所述前部件的下后部缘。
19.根据权利要求11所述的用于模制直升机旋翼桨叶的心轴，其中，所述上部件的后部缘在内部叠置所述后部件的上前部缘，其中，所述下部件的后部缘在内部叠置所述后部件的下前部缘。
20.根据权利要求10所述的方法制成的直升机旋翼桨叶。
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