CN101573269B - 直升机旋翼轭架及其制造方法 - Google Patents

Abstract

公开用于直升机的由多层复合材质制成的旋翼轭架、旋翼轭架组件以及制造旋翼轭架的方法。该旋翼轭架包括：桨叶安装部分；支柱安装部分；中间部分，其在桨叶安装部分与支柱安装部分之间延伸，中间部分、桨叶安装部分和支柱安装部分形成内部边缘，使得内部边缘形成孔口；以及周边外部边缘，其围绕桨叶安装部分、中间部分和支柱安装部分延伸；外部边缘和内部边缘都包括厚度减小了的部分，外部边缘的厚度减小了的部分具有的厚度小于旋翼轭架的在垂直于该外部边缘的方向邻近外部边缘的厚度减小了的部分的部分的厚度；以及内部边缘的厚度减小了的部分具有的厚度小于旋翼轭架的在垂直于该内部边缘的方向邻近内部边缘的厚度减小了的部分的部分的厚度。

Description

直升机旋翼轭架及其制造方法

技术领域

本发明涉及直升机，更为具体地说，涉及用于将直升机桨叶联接于支柱的轭架。

背景技术

直升机主旋翼组件的每一桨叶必须通常借助于旋翼轭架以允许若干自由度的方式连接于主支承支柱。这种连接承受着扭转和离心性质的大的和重复的应力，并因此是飞机的极为重要的部件。每一桨叶必须能够围绕其纵向轴线转动以提供桨距控制。每一桨叶必须能够在垂直于旋翼平面的方向上拍动以适应铅直载荷。在一些情况下，每一桨叶必须能够在旋翼平面内枢转以保证超前滞后控制。桨叶固牢于主支承支柱的方式使得直升机能够在飞行中被控制和被操纵。

多种结构和机构已经用以连接直升机桨叶与支承支柱。现有技术包括若干铰接式金属联接器的实例。这些联接器都在重量、成本、很高的维护要求和较低的使用寿命方面具有不利之处。已经作过多次尝试来消除这些联接器中的一或多个铰节，以便简化结构和降低成本。一些旋翼毂或轭架以枢转方式固定于支承支柱，而其特征体现在一种平板结构，该平板结构的弹性足以用作实质上的铰链从而适应桨叶的拍动。

近年来，玻璃纤维和其他复合材料已经用于制作直升机旋翼系统的各种部件。比如，一种旋翼轭架是通过用缠绕起来的细丝形成环圈并使垂直于该环圈中心平面的多层交叉叠层只布置其在侧部构造而成。与机加工成的金属锻件相比，玻璃纤维和其他复合材料具有更为良好的抗疲劳特性，可导致较长的使用寿命。此外，采用这种材料可简化结构和降低成本。不过，在直升机旋翼轭架中使用这种材料所遇到的问题之一一直是复合材料层的分离，称作脱层，往往由于层间剪切所致。在一些情况下，直升机桨叶可能拍动到较所需要大的程度。在这种情况下，过度的拍动会在所述轭架的特定部分上施加超过这些区域中复合材料的层间剥离强度的应力。此外，可供某种特定的直升机设计采取的桨叶拍动的允许程度受复合材料层间强度的限制。

许多直升机轭架设计在本技术领域中是为人熟知的；不过，仍然留有显著的缺点。

发明内容

需要一种经过改进的直升机旋翼轭架。

因此，本发明的目的之一是提供一种经过改进的直升机旋翼轭架。

这些和其他一些目的是通过提供一种直升机旋翼轭架来实现的。此旋翼轭架包括桨叶装接部分、支柱装接部分和中间部分，该中间部分在桨叶装接部分与支柱装接部分之间延伸。所述中间部分、桨叶装接部分和支柱装接部分形成任由选择的内部边缘，以致内部边缘，如果存在的话，形成孔口。此旋翼轭架还包括周边外部边缘，它围绕桨叶装接部分、中间部分和支柱装接部分延伸。至少外部边缘和内部边缘，如果存在的话，二者之一包括厚度减小了的部分，该部分具有的厚度小于旋翼轭架邻近部分的厚度。

在另一方面，本发明提供一种直升机旋翼轭架。此旋翼轭架包括一对间隔开来的具有端部的纵向侧部；连接所述侧部的横向中心部分；以及连接所述侧部的端部的一对外侧部分。所述侧部、中心部分和端部部分形成外部边缘和内部边缘，而内部边缘形成孔口。外部边缘和内部边缘之一包括厚度减小了的部分，该部分具有的厚度小于旋翼轭架邻近部分的厚度。

在本发明的又一方案中，提供一种旋翼轭架组件。此旋翼轭架组件包括多个旋翼轭架，相对彼此固定隔开地设置。多个旋翼轭架中的至少一个包括桨叶装接部分、支柱装接部分和中间部分，中间部分在桨叶装接部分与支柱装接部分之间延伸。中间部分、桨叶装接部分和支柱装接部分形成可选择的内部边缘，使得此内部边缘，如果存在的话，形成孔口。此旋翼轭架还包括周边外部边缘，围绕桨叶装接部分、中间部分和支柱装接部分延伸。至少外部边缘和内部边缘，如果存在的话，二者之一包括厚度减小了的部分，该部分具有的厚度小于旋翼轭架邻近部分的厚度。

在另一方面，本发明提供一种制作旋翼轭架的方法。此方法包括的各步骤是：提供一种旋翼轭架，该旋翼轭架具有厚度基本上与旋翼轭架邻近部分相同的边缘；以及减小旋翼轭架的至少一部分边缘的厚度。

在又一方案中，本发明提供一种制作旋翼轭架的方法。此方法包括的各步骤是：确定在使用时将经受大的层间剪切应变的旋翼轭架的区域，以及减小临近在使用时将经受大层间剪切应变的旋翼轭架区域的旋翼轭架的边缘的厚度。

本发明具有一些显著的优点，包括：(1)提供一种能够承受更大桨叶拍动程度的直升机旋翼轭架；(2)提供一种减轻使用时层间剪切应变的边缘效应的直升机旋翼轭架；以及(3)提供一种比传统旋翼轭架具有更长使用寿命的直升机旋翼轭架；以及(4)提供一种更经久耐用的直升机旋翼轭架。

另外一些目的、特性和优点将显见于以下的文字说明之中。

附图说明

据信是本发明的特征的各种新颖特性在所附各项权利要求之中叙述。不过，此发明本身，以及一种优选的使用模式，连同此发明的另外一些目的和优点，将在结合附图阅读时通过参照以下详细说明而得到最好的理解，在这些图中，各参照编号中最左边的(各)有效数字表明相应各参照编号在其中出现的最先图形，其中：

图1是符合本发明的一种旋翼轭架的第一例示实施例的平面顶视图；

图2是图1旋翼轭架的立面侧视图；

图3A-3D是沿着图1中直线3A-3A截取的、图示图1旋翼轭架的各示例性边缘轮廓的横截面视图；

图4是含有图1的两个旋翼轭架的本发明旋翼轭架组件的平面顶视图；

图5是符合本发明的一种旋翼轭架的第二例示实施例的平面顶视图；

图6是图5旋翼轭架的立面侧视图。

图7是沿着图5中直线7-7截取的、图示图5的旋翼轭架的一个具体示例性边缘轮廓的横截面视图；

图8是沿着图5中直线8-8截取的、图5的旋翼轭架的横截面视图；

图9是描述符合本发明的旋翼轭架制造方法的第一例示实施例的方框图；

图10是描述符合本发明的旋翼轭架制造方法的第二例示实施例的方框图；

图11是符合本发明的旋翼轭架的第三例示实施例的平面顶视图。

虽然本发明易于作出多种改型和采取另外一些形式，但其各项特定实施例已在各图中借助范例予以表示并在此予以详细地描述。不过，应当理解，在此各项特定实施例的说明并不企图将本发明限于所披露的各种具体形式，而是相反，本发明要概括涵盖所有那些由所附各项权利要求限定的本发明精神和范围之内的改型、等同物和代换方案。

具体实施方式

本发明的各项例示实施例说明如下。为清楚起见，在此说明书中并非一种实际实施例的所有细节都予以说明。当然将会认识到，在研制任何一种这样的实际实施例中，必须做出大量的具体实施决断以达到研制者的特定目标，诸如符合相关体制和相关商务的各种约束，这些约束将随实施例逐一变化。此外，将会认识到，这样一种研制工作可能是复杂而耗时的，不过，对于那些得益于本披露内容的在本技术领域中具有一般熟练程度的人员来说，会是一种例行的任务。

本发明提供一种直升机旋翼轭架，具有渐窄的、倒圆的，或者另外厚度减小了的边缘部分。优选地，所述厚度减小了的边缘部分对应于当旋翼轭架付诸使用时较大层间剪切应变的区域。通过减小经受大层间剪切应变的区域的边缘处的厚度，所述剪切应变从所述边缘处被除去，从而增大了旋翼轭架的层间剪切强度。

图1和2表示符合本发明的直升机旋翼轭架(rotor yoke)101的第一例证性实施例。图1提供了旋翼轭架101的平面顶视图，图2表示旋翼轭架101的立面侧视图。旋翼轭架101用以连接支柱103和一对在箭头105和107的方向上延伸的直升机桨叶401(示于图4之中)。需要指出，虽然支柱103图示在图1和2之中，但支柱103并不构成旋翼轭架101的一部分，而是表示出来用以描述支柱103与旋翼轭架101之间的关系。在图示实施例中，旋翼轭架101的总体结构呈狭长的环圈状。旋翼轭架101包括一对间隔开来的、由其上安装支柱103的横向中心部分111相互连接起来的纵向侧部109。侧部109的端部由圆形的外侧部分113相互连接，而直升机桨叶401(示于图4之中)联接于圆形的外侧部分113。各侧部109、中心部分111和外侧部分113在此特定实施例中形成两个孔口115，直升机的多个部件安装在孔口115中但未示出。不过，在一些实施例中，孔口115被舍去。直升机支柱103穿过由中心部分111限定的孔眼117安装，使得支柱103的中心纵向轴119线基本上重合于旋翼轭架101的中心。

在图示实施例中，旋翼轭架101的每一侧部109形成两个挠性部分121。挠性部分121位于中心部分111外侧，并具有例如比侧部109的其他部分少的复合材料层。导致挠性部分121的减小的横截面。配置挠性部分121允许直升机桨叶401(示于图4之中)在箭头210和203的方向上拍动。挠性部分121的横截面积的减小量制作成满足旋翼组件的具体挠性要求，并因而是视具体实施情况而确定的。

旋翼轭架101的一种特定复合材料层状结构披露在Brogdon等人的共同拥有的名称为“层状复合材料旋翼轭架”的美国专利No.4293726之中，例外的是旋翼轭架101形成一个或多个厚度减小的边缘。Brogdon等人的美国专利No.4293726为了各种目的而在此引作参考。不过，其他一些复合材料层状结构也是可行的并取决于对旋翼轭架101的特定设计要求。在各个实施例中，旋翼轭架101包括一层或多层复合材料，诸如纤维玻璃/环氧树脂复合材料，利用各种人工制作方法、纤维填置、丝束填置、纤维卷绕、丝束卷绕，或者其他此类复合材料制造技术予以制成。不过，本发明的范围包括旋翼轭架101的任何适当的复合材料叠层结构。

在图1和2的实施例中，旋翼轭架101形成外部边缘123和内部边缘125，后者限定了孔口115。在图示实施例中，与旋翼轭架101的邻近或紧邻边缘123、125的部分相比，边缘123、125具有减小了的厚度。不过，应当指出，可以只是外部边缘123的一部分和/或内部边缘125之一的一部分具有减小了的厚度。比如，可以只是内部边缘125之一的一部分具有减小了的厚度，而这条内部边缘125的其余部分厚度不予减小。

为了在特定部位处获得减小了的边缘厚度，旋翼轭架101形成某种边缘轮廓，诸如图示在图3A-3D之中的一些边缘轮廓。图3A是沿着图1中直线3A-3A截取的旋翼轭架101的横截面视图。图3B-3D提供的各视图对应于图3A的视图。这些视图中的每一个都图示了具有减小了的厚度的外部边缘123。不过，一如上面所指出，本发明的范围不限于此。而是，外部边缘123和/或一或两条内部边缘125，或其一部分，可以具有小于旋翼轭架101邻近部分的厚度。

优选地，如图3A实施例所示，边缘123横截面具有截三角形的边缘轮廓。“截三角形”一词意指截断的三角形，比如，当三角形被一条平行于三角形底边的直线切割而顶部被去掉时留下来的那一部分。边缘123的厚度分别沿着表面303a、303b从侧部109的厚度T过渡到边缘平面301的厚度t。优选地是，表面303a、303b各自具有大约30度的斜度A。不同于30度的斜度A也是可行的并处在本发明的范围之内。

虽然形成边缘平面301的截三角形横截面边缘轮廓是优选的以减轻对边缘123的冲撞损伤，但边缘123也可以削尖为基本上刃形边缘，一如图3B所示。在图示的实施例中，边缘123沿着表面307a、307b从侧部109的厚度T过渡到305处的一个极小的厚度。

另外，如图3C所示，边缘123可以具有圆弧形的边缘轮廓。在图示的实施例中，边缘123边缘轮廓具有等于旋翼轭架101侧部109厚度T的大约一半的半径R。不过，本发明的范围并不限在此。而是，边缘123轮廓可以具有不同于侧部109厚度T的大约一半的半径。如图3D所示，边缘123厚度分别沿着圆弧形表面311a、311b从侧部109的厚度T过渡到边缘平面309的厚度u。在图示的实施例中，表面311a、311b具有大于侧部109厚度T的大约一半的半径S。

应当指出，图示在图3A-3D之中的边缘123的各特定轮廓只是示范性的而并不是穷举。边缘123的其他一些轮廓也是可以的并处在本发明的范围之内，只要边缘123具有的厚度小于邻近边缘123的侧部109的厚度T。其次，将会理解，在各个实施例中，图示在图3A-3D之中的各种轮廓可以用于旋翼轭架101的任何边缘，诸如外部边缘123和/或各内部边缘125。还将会理解，外部边缘123和/或各内部边缘125的一或多个部分，与旋翼轭架101的邻近部分相比，可以具有减小了的厚度。

还应当指出，旋翼轭架101的一个或多个边缘所具有的轮廓，诸如图示在图3A-3D之中的各种轮廓，是在复合材料叠层模制过程期间形成的，或者可以在模制过程已经结束之后予以形成。比如，提供和利用形成旋翼轭架101的总体形状以及边缘或各边缘轮廓的模具，使得边缘轮廓就地模制成型。在这些实施例中，所述边缘轮廓或各边缘轮廓可以具有带拔模角度或其他这类特性的表面以利于旋翼轭架101从模具中取出。

在其他一些实施例中，旋翼轭架101的一个或多个边缘具有的轮廓是机械加工出来的，诸如铣、磨、靠模铣切(routing)等。比如，图示在图3A之中的边缘123的轮廓可以通过靠模铣切、在一次或多次走刀或作业中形成边缘平面301和表面303a来形成。另外，旋翼轭架101的一个或多个边缘的轮廓可以采用模制和机械加工方法二者来予以制作。再次参照图3A的特定边缘形态，比如，边缘平面301可以模制而成，而表面303a、303b是在模制之后机加工而成的。将会理解，其他一些模制和机加工的组合也是可以的，而这些组合都处在本发明的范围之内。

图4图示两个旋翼轭架101a、101b，每个都对应于图1和2的旋翼轭架101，它们被组装成旋翼轭架组件403。为清晰起见，在图4中未标示出旋翼轭架101a、101b的某些零件但可以参见图1和2的旋翼轭架101之中的。在图示的实施例中，旋翼轭架组件403包括第一旋翼轭架101a和第二旋翼轭架101b，二者基本上对中于中心轴线119处且彼此间以大约90度固定相隔。各桨叶401经由桨叶配件405机械联接于外侧部分113。示于图1和2之中的支柱103经由支柱配件407在中心部分111处机械联接于旋翼轭架101a、101b。一般而言，支柱103转动旋翼轭架组件403以反过来转动桨叶401从而举升和推进直升机。不过，在操作中，其他一些零件、设备和/或装置装接于或联接于旋翼轭架组件403，但为清晰起见而没有图示在图4之中。应当指出，图示在图4之中的旋翼轭架组件403的特定形态只是示例性的。比如，三个旋翼轭架101可以彼此间以大约60度固定相隔，从而六个直升机桨叶(比如直升机桨叶401)可以与之联接。旋翼轭架组件403的其他一些形态也是可以的，而这些形态都处在本发明的范围之内。

图5和6表示符合本发明的旋翼轭架501的第二图示实施例。图5提供了旋翼轭架501的平面顶视图，而图6表示旋翼轭架501的立面侧视图。如在先前实施例之中年那样，旋翼轭架501用以连接直升机支柱(未画出)和一对直升机桨叶(诸如图4的桨叶401)。在图示的实施例中，旋翼轭架501包括一对由装接支柱的横向中心部分505连接起来的间隔开来的纵向侧部503。侧部503的端部由圆形的外侧部分507连接起来。各桨叶(比如，图4的桨叶401)在外侧部分507处机械联接于旋翼轭架501。侧部503、中心部分505和侧部分507在此特定实施例中形成两个孔口509，其中安装直升机的多个部件但未画出。不过，在一些实施例中，各孔口509被去掉。支柱装入由中心部分505形成的孔眼511之中而旋翼轭架501经由设置在固紧孔口513(为清晰起见只标出其一)的各固紧件(未画出)安装于支柱。旋翼轭架501的中心514基本上重合于支柱的中心纵向轴线(诸如图1和2的轴线119)。

如前一实施例之中那样，旋翼轭架501的该图示实施例的每一侧部503形成两个挠性部分，总体上示于515处。在各个实施例中，旋翼轭架501具有一或多层复合材料，如以上关于旋翼轭架101所述，并可以采用任何适当的复合材料制作方法予以制成。

在图5和6的实施例中，旋翼轭架501限定外部边缘517和两个内部边缘519(它们形成孔口509)。与旋翼轭架101相比，外部边缘517具有基本上与旋翼轭架101邻近部分相同的厚度。与旋翼轭架501的邻近或紧邻部分相比，内部边缘519的某些部分具有减小了的厚度，而内部边缘519的其他部分具有基本上与旋翼轭架501的邻近部分相同的厚度。其次，减小了的厚度的内部边缘519的宽度W(只示于图5之中)可以沿着内部边缘519的长度变化。

图7表示沿着图5中直线7-7截取的旋翼轭架501侧部503的横截面视图，示出了内部边缘519的一个特定实施例。注意，如上所述，外部边缘517的厚度T基本上对应于邻近侧部503的厚度T。内部边缘519在示于图5之中的特定部位处具有的横截面轮廓形态对应于上述图3A的横截面轮廓形态。不过，如图8所示，内部边缘519在该特定部位处具有的厚度基本上对应于邻近的中心部分505的厚度V。

不过，应当指出，内部边缘519(或外部边缘517)可以代之以具有图示在图3B-3D之中的任何轮廓或任何别的适当的轮廓，使得至少边缘517、519之一的一部分，与旋翼轭架501的邻近部分相比，具有减小了的厚度。换句话说，在此披露和各图中所示出的各示例性边缘轮廓并不是所有由本发明所包含的可能的各种边缘轮廓。此外，不同的各种边缘轮廓可以用在旋翼轭架501中，以及不同的各种边缘轮廓可以用于旋翼轭架501的相邻部分，或者不同的各种边缘轮廓可以用于旋翼轭架501的彼此远离的各部分。

如得益于上述披露内容将会理解的那样，符合本发明的旋翼轭架(比如下述的旋翼轭架101、501、1101等等)可以通过设置一或多个厚度减小的边缘而予以设计制作。优选地，边缘厚度减小了的区域对应于集中了大层间剪切应变的区域。厚度减小了的边缘将层间剪切应变的集中从边缘挪开和/或分散开来，从而允许旋翼轭架承受更高载荷，特别是由于直升机桨叶(比如示于图4等之中的桨叶401)的拍动所致的载荷。虽然在此所披露的某些边缘结构是优选的，但用于其他一些操作环境之中的其他旋翼轭架结构采用其他边缘结构可以更好地运行。

图9表示一种按照本发明制造旋翼轭架的方法的第一例示实施例。此方法包括的步骤有：提供一种旋翼轭架，其边缘具有基本上与旋翼轭架的邻近部分相同的厚度(方框901)。此方法还包括减小旋翼轭架的至少一部分边缘的厚度的步骤(方框903)。

图10表示一种按照本发明制造旋翼轭架的方法的第二例示实施例。此方法包括的步骤有：确定在使用时将经受大层间剪切应变的旋翼轭架的区域(方框1001)。确定在使用时将经受大层间剪切应变的旋翼轭架的区域的步骤可以通过计算机模拟、离机测试、飞行后旋翼轭架分析或者任何别的适当的技术予以实现。此方法还包括的步骤有：减小临近在使用时将经受大层间剪切应变的旋翼轭架区域的旋翼轭架的边缘的厚度(方框1003)。应当指出，本发明包括通过模制出较小厚度或通过模制后加工诸如通过机加工，来减小边缘厚度。

应当指出，在某些实施例中，诸如分别由旋翼轭架101、501限定的孔口115、509被去掉。本发明的范围包括其中这种孔口被去掉的一些实施例。在此种实施例中，与旋翼轭架邻近部分的厚度相比，旋翼轭架边缘的至少一部分具有减小了的厚度。

虽然上述各旋翼轭架实施例各自包括两个用于联接直升机桨叶的区域，但本发明的范围不限于此。而是，如图11所示，符合本发明的旋翼轭架1101的第三例示实施例从中心的支柱装接部分1103延伸到外侧的桨叶装接部分113。在图示的实施例中，侧部1105在中心部分1103与外侧部分113之间延伸。桨叶(比如图4的桨叶401)在外侧部分113处机械联接于旋翼轭架1101。侧部1105、中心部分1103和外侧部分113在此特定实施例中形成孔口115，其中安装直升机的多个部件但未画出。不过，在一些实施例中，孔口115被去掉了。支柱装入由中心部分1103形成的凹槽1107中，而旋翼轭架1101在中心部分1103处安装于所述支柱。

如在以前的实施例之中那样，旋翼轭架1101的该例示实施例的每一侧部1105形成又挠性部分121。在各个实施例中，旋翼轭架1101包括一或多层复合材料，如以上关于旋翼轭架101所述，并可以采用任何适当的复合材料制造技术予以制成。

在图11的实施例中，旋翼轭架1101形成外部边缘1109和内部边缘1101(其形成孔口115，如果存在的话)。不过，应当指出，内部边缘1111(或者外部边缘1109)可以具有示于图3A-3D之中的任何轮廓或任何别的适当的轮廓，使得边缘1109、1111之一的至少一部分与旋翼轭架1101的邻近部分相比具有减小了的厚度。换句话说，在此披露并画在各图中的示例性边缘轮廓并不是由本发明包括的所有可能的边缘轮廓。此外，不同的边缘轮廓可以用在旋翼轭架1101之中，以及不同的边缘轮廓可以应用于旋翼轭架1101的相邻部分，或者不同的边缘轮廓可以应用于旋翼轭架1101的彼此远离的部分。旋翼轭架，诸如旋翼轭架1101，在直升机包括奇数桨叶诸如五个直升机桨叶时，是特别有用的。

以上所披露的各项特定实施例只是例证性的，由于对于得益于此处教益的本技术领域中的熟练人员来说显而易见的是，本发明可以以不同的然而等价的各种方式予以修改和实施。其次，在此所示的结构或设计细节，不同于以下各项权利要求之中所述，不企图作任何限制。因此，显然，以上所披露的各项特定实施例可以变更或修改而所有这些改变都认为是在本发明的范围和精神之内。于是，在此所寻求的保护如以下各项权利要求之中所述。显而易见的是，业已描述和图示了一种具有显著优点的发明。虽然本发明以有限数量的形式显示出来，但并不仅限于这些形式，而是在不背离其精神的情况下可以进行各种改变和修改。

Claims (20)

1.一种用于直升机的由多层复合材质制成的旋翼轭架，包括：

桨叶安装部分；

支柱安装部分；

中间部分，该中间部分在桨叶安装部分与支柱安装部分之间延伸，其中所述中间部分、桨叶安装部分和支柱安装部分形成内部边缘，使得内部边缘形成孔口；以及

周边外部边缘，该周边外部边缘围绕所述桨叶安装部分、中间部分和支柱安装部分延伸；

其中，所述外部边缘和内部边缘二者都包括厚度减小了的部分，所述外部边缘的所述厚度减小了的部分具有的厚度小于旋翼轭架的在垂直于该外部边缘的方向邻近所述外部边缘的所述厚度减小了的部分的部分的厚度；以及所述内部边缘的所述厚度减小了的部分具有的厚度小于旋翼轭架的在垂直于该内部边缘的方向邻近所述内部边缘的所述厚度减小了的部分的部分的厚度。

2.按照权利要求1所述的旋翼轭架，其特征在于，所述厚度减小了的部分的至少一个包括：

第一斜面；

第二斜面；以及

在所述第一斜面与所述第二斜面之间延伸的边缘平面。

3.按照权利要求2所述的旋翼轭架，其特征在于，所述第一斜面和所述第二斜面中的至少一个斜面具有30度的斜度。

4.按照权利要求1所述的旋翼轭架，其特征在于，所述厚度减小了的部分的至少一个包括：

第一斜面；以及

延伸到所述第一斜面的第二斜面。

5.按照权利要求4所述的旋翼轭架，其特征在于，所述第一斜面和所述第二斜面中的至少一个斜面具有30度的斜度。

6.按照权利要求1所述的旋翼轭架，其特征在于，所述厚度减小了的部分的至少一个具有半径。

7.按照权利要求6所述的旋翼轭架，其特征在于，所述半径对应于邻近至少一个厚度减小了的部分的旋翼轭架的厚度的一半。

8.按照权利要求1所述的旋翼轭架，其特征在于，所述厚度减小了的部分的至少一个包括：

第一圆弧面；

第二圆弧面；以及

在所述第一圆弧面与所述第二圆弧面之间延伸的边缘平面。

9.按照权利要求1所述的旋翼轭架，其特征在于，所述厚度减小了的部分之一沿着整个外部边缘延伸。

10.按照权利要求1所述的旋翼轭架，其特征在于，所述厚度减小了的部分之一沿着整个内部边缘延伸。

11.按照权利要求1所述的旋翼轭架，其特征在于，所述厚度减小了的部分之一位于当所述旋翼轭架使用时具有大层间剪切应变的区域。

12.按照权利要求1所述的旋翼轭架，还包括：

第二桨叶安装部分；

其中，所述中间部分延伸在所述支柱安装部分与所述各桨叶安装部分之间；以及

其中，所述外部边缘围绕所述各桨叶安装部分、中间部分和支柱安装部分延伸。

13.一种用于直升机的由多层复合材质制成的旋翼轭架，包括：

一对间隔开来的具有端部的纵向侧部；

连接所述侧部的横向中心部分；以及

连接所述侧部的端部的一对外侧部分；

其中，所述侧部、中心部分和端部部分形成外部边缘和内部边缘，而所述内部边缘形成孔口；以及

其中，所述外部边缘和内部边缘二者都包括厚度减小了的部分，所述外部边缘的所述厚度减小了的部分具有的厚度小于旋翼轭架的在垂直于该外部边缘的方向邻近所述厚度减小了的部分的部分的厚度；以及所述内部边缘的所述厚度减小了的部分具有的厚度小于旋翼轭架的在垂直于该内部边缘的方向邻近所述内部边缘的所述厚度减小了的部分的部分的厚度。

14.一种旋翼轭架组件，包括：

相对于彼此固定隔开地设置的由多层复合材质制成的多个旋翼轭架；

其中，所述多个旋翼轭架中的至少一个包括：

桨叶安装部分；

支柱安装部分；

在所述桨叶安装部分与所述支柱安装部分之间延伸的中间部分，其中所述中间部分、桨叶安装部分和支柱安装部分形成内部边缘，使得该内部边缘形成孔口；以及

周边外部边缘，该周边外部边缘围绕所述桨叶安装部分、中间部分和支柱安装部分延伸；

其中，所述外部边缘和内部边缘二者都包括厚度减小了的部分，所述外部边缘的所述厚度减小了的部分具有的厚度小于旋翼轭架的在垂直于该外部边缘的方向邻近所述厚度减小了的部分的部分的厚度；以及所述内部边缘的所述厚度减小了的部分具有的厚度小于旋翼轭架的在垂直于该内部边缘的方向邻近所述内部边缘的所述厚度减小了的部分的部分的厚度。

15.一种用于制造如权利要求1-13之一所述的旋翼轭架的方法，包括以下步骤：

提供用于直升机的由多层复合材质制成的旋翼轭架，该旋翼轭架包括：

桨叶安装部分；

支柱安装部分；

中间部分，该中间部分在桨叶安装部分与支柱安装部分之间延伸，其中所述中间部分、桨叶安装部分和支柱安装部分形成内部边缘，使得内部边缘形成孔口；以及

周边外部边缘，该周边外部边缘围绕所述桨叶安装部分、中间部分和支柱安装部分延伸，

其中，所述外部边缘具有的厚度与旋翼轭架的邻近所述外部边缘的部分的厚度相同；以及所述内部边缘具有的厚度与旋翼轭架的邻近所述内部边缘的部分的厚度相同，

确定当使用时将经受大层间剪切应变的旋翼轭架的区域；以及

减小邻近当使用时将经受大层间剪切应变的旋翼轭架区域的旋翼轭架的外部边缘和内部边缘的厚度，以使得所述外部边缘和内部边缘二者都包括厚度减小了的部分，所述外部边缘的所述厚度减小了的部分具有的厚度小于旋翼轭架的在垂直于该外部边缘的方向邻近所述厚度减小了的部分的部分的厚度；以及所述内部边缘的所述厚度减小了的部分具有的厚度小于旋翼轭架的在垂直于该内部边缘的方向邻近所述内部边缘的所述厚度减小了的部分的部分的厚度。

16.按照权利要求15所述的方法，其特征在于，所述减小厚度的步骤通过机加工完成。

17.按照权利要求15所述的方法，其特征在于，所述确定区域的步骤通过计算机模拟来实现。

18.按照权利要求15所述的方法，其特征在于，所述确定区域的步骤通过在飞行后分析旋翼轭架来实现。

19.按照权利要求15所述的方法，其特征在于，所述确定区域的步骤通过离机测试来实现。

20.按照权利要求15所述的方法，其特征在于，所述减小厚度的步骤通过模制来实现。

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