CN103373467B - 用于直升飞机无轴承旋翼的桨叶附连件 - Google Patents

Abstract

用于直升飞机无轴承旋翼的桨叶附连件(1、20)，该无轴承旋翼是主旋翼，该桨叶附连件具有翼型桨叶(2)和柔性梁(3、21)，该柔性梁包括柔性梁本体(16、17)和柔性梁本体(16、17)的端部处的柔性梁头部(13)。控制套(4、22)封装柔性梁(3、21)并且沿着柔性梁的至少主要部分延伸。柔性梁头部(13)、控制套(4、22)以及翼型桨叶(2)的根部端之间的可分开连结结构是具有可拆除紧固件的机械连结结构。可拆除紧固件包括主螺栓(7)和至少一个支承螺栓(8)。该桨叶附连件使得旋翼桨叶能最快且最便利地折叠，同时改进从旋翼桨叶向衰减器的摆振运动传递并且减小连结区域的总体结构高度以改进牵引性能。

Description

用于直升飞机无轴承旋翼的桨叶附连件

技术领域

本发明涉及用于直升飞机的无轴承旋翼的桨叶附连件，该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结件的连接装置。柔性梁和控制套可连在一起或不连在一起。

背景技术

在操作过程中，旋翼桨叶沿各个方向偏转并且由此在这些各个方向上经受高负荷。旋翼桨叶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。

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包括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。

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。

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连结件。

可分开的或可释放的连结件对技术和制造要求较高，因为该连结件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，所述主负荷轴线基本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。

文献WO2010082936A1披露了一种用于旋翼飞行器的旋翼组件，该旋翼具有中心毂组件，该中心毂组件具有带有多个臂的柔性类型的扭转柄轭架，每个臂适合于使旋翼桨叶安装于该臂。绕相对应的俯仰轴线臂各部分扭转，这些臂为附连于轭架的桨叶的桨距变化提供准备。与每个臂相关联的内侧变桨轴承(pitchbearing)附连于毂组件并且使得所附连的桨叶能绕俯仰轴线转动，该内侧变桨轴承还使得臂能绕拍动轴线相对于毂组件进行非平面运动。与每个臂相关联的外侧变桨轴承在离内侧变桨轴承选定距离处附连于相关联的臂，并且使得所附连的桨叶能绕俯仰轴线转动。

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。

文献US5738494A披露了一种复合柔性梁，该复合柔性梁具有多个邻接区域，这些区域包括毂附连区域、桨叶附连区域、俯仰区域、外侧过渡区域以及内侧过渡区域，该外侧过渡区域设置在俯仰区域和桨叶附连区域之间并且邻接该俯仰区域和桨叶附连区域，而内侧过渡区域设置在俯仰区域和毂附连区域之间并且邻接该俯仰区域和毂附连区域。内侧过渡区域包括第一过渡子区域和第二过渡子区域，其中第二过渡子区域限定了宽圆锥和临界宽度过渡子区域。第一和第二内侧过渡区域由单向的且偏轴的复合材料的组合构成。

文献US5096380A披露了一种用于无轴承直升飞机旋翼的柔性梁，该柔性梁包括复合梁，该复合梁由环氧树脂阵列的单向纤维束构成并且具有肋部，这些肋部由尿烷阵列的单向纤维束构成并且粘结于柔性梁的、适应摆振扭转的部段处的水平面。

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借助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。

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一体式轭架。

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连结件是可分开的连结件，以使得翼型桨叶能以简单的方式折叠，而同时仍保持连结件的较高摆振刚度并减小连结件的结构高度。连结件由两个连接臂形成，这两个连接臂并排地设置在旋翼桨叶的摆振平面中。

文献US4676720A披露了一种用于旋翼飞行器的无轴承毂结构，该无轴承毂结构包括毂本体、多个径向延伸的柔性梁以及桨距壳体，该毂本体固定于旋翼轴，多个径向延伸的柔性梁与毂本体一体地形成，而桨距壳体以隔开的关系封装每个柔性梁，并且桨距壳体具有径向外端部分和径向内端部分，该外端部分固定于旋翼桨叶的内侧端部，而内端部分由所述柔性梁的根部端附近的球面轴承所支承。柔性梁由具有较低摆振刚度的柔性构件和具有较低摆振刚度的扭转构件构成，该扭转构件径向地位于柔性构件外部。柔性构件由两个梁状构件构成，该梁状构件具有径向内端，这些径向内端沿摆振方向隔开并且在缩窄它们之间距离的情形下径向向外延伸，且该梁状构件具有连接于扭转构件的径向内端的径向外端。所述文献US4676720A披露了一种控制套，该控制套具有通过螺栓固定于柔性并且通过其它螺栓固定于旋翼桨叶的外端。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于直升飞机的无轴承旋翼的桨叶附连件的改进构造，并且尤其是提供翼型桨叶和柔性梁/控制套单元之间的可分开或可释放连结件，以使得旋翼桨叶能最快且最便利地折叠，同时改进从旋翼桨叶向衰减器的摆振运动传递并且减小连结区域的总体结构高度以改进牵引性能。本发明的又一目的是提供用于桨叶附连件的尤其简单且经济的连结结构。

上述目的藉由所述方案实现，即一种用于直升飞机的无轴承旋翼，所述无轴承旋翼是主旋翼的桨叶附连件，所述桨叶附连件包括：翼型桨叶，所述翼型桨叶具有形成所述翼型桨叶的相对端部的梢端和根部端，以及具有从所述梢端至所述根部端的俯仰轴线；柔性梁，所述柔性梁包括柔性梁本体和所述柔性梁本体的端部处的柔性梁头部，且所述柔性梁本体是柔性的；控制套，所述控制套封装所述柔性梁并且沿着所述柔性梁的至少主要部分延伸；可分开的连结结构，所述连结结构位于所述柔性梁头部、所述控制套以及所述翼型桨叶的所述根部端之间，其中所述连结结构机械地连接在所述柔性梁头部、所述控制套以及所述翼型桨叶的所述根部端之间，且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所述柔性梁头部可拆除地连接起来，而所述可拆除紧固件包括主螺栓和支承螺栓，所述主螺栓和所述支承螺栓都设置成垂直于所述翼型桨叶的摆振枢转平面定位并且相对于所述翼型桨叶的所述俯仰轴线是不对称的；所述螺栓包括所述主螺栓和至少一个所述支承螺栓，所述主螺栓所具有的直径比所述至少一个支承螺栓大。

根据本发明，用于直升飞机的无轴承主旋翼的桨叶附连件包括翼型桨叶，该翼型桨叶具有形成该翼型桨叶相对端部的梢端和根部端。所述翼型桨叶具有从所述梢端至所述根部端的俯仰轴线。该桨叶附连件还包括柔性梁，该柔性梁包括柔性梁本体和所述柔性梁本体的端部处的柔性梁头部。所述柔性梁本体是柔性的，以允许所述翼型桨叶进行摆振运动、拍动和俯仰运动。该桨叶附连件又包括控制套，该控制套封装所述柔性梁并且沿着所述柔性梁的至少主要部分延伸。可分开的连结结构在所述翼型桨叶的柔性梁头部和所述根部端之间提供可分开的连接。所述连结结构在所述柔性梁头部、所述控制套和/或所述翼型桨叶的根部端之间是机械式的，即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所述柔性梁可拆除地连接。所述可拆除紧固件包括至少两个螺栓，该至少两个螺栓相对于所述翼型桨叶的所述俯仰轴线是不对称的，且较佳的是主螺栓和至少一个支承螺栓。所述主螺栓所具有的直径大于所述至少一个支承螺栓所具有的直径。具体地说，根据本发明，两个螺栓各自离开翼型桨叶的俯仰轴线的距离可以是不同的，以通过增大距离来优化翼型桨叶的折叠并且改进摆振运动学。具体地说，根据本发明，桨叶附连结构包括主螺栓和支承螺栓，该主螺栓和支承螺栓都设置成垂直于旋翼桨叶的摆振枢转平面定位。在该情形下，摆振枢转平面基本上与旋翼桨叶的转动平面相对应。本发明的桨叶附连件实现了如下优点：可分开或可释放连结件处的摆振枢转刚度通过使所述一个主螺栓和所述支承螺栓之间的距离最大而显著地增大。所述主螺栓和所述支承螺栓构造使得本发明桨叶附连件的合适位置处的结合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。所述主螺栓位于桨叶附连件的型面的最大厚度附近。本发明能够减小桨叶附连件型面的延伸宽度处的总体结构高度，而不会降低连结件的机械强度。因此，本发明的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，而不会干扰控制套的外部型面和/或任何突出螺栓中的和/或所述翼型桨叶的根部端处的狭槽。所述主螺栓和所述支承螺栓之间具有较大距离的本发明连结机构还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/旋翼头部连结件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/或便于操作中维修。本发明的桨叶附连件设有用于附连主螺栓和支承螺栓的孔。本发明的翼型桨叶、柔性梁以及控制套能单独地制造，且具有连结结构的柔性梁能通过槽连接到完成的控制套中，以实现简单且快速的安装。翼型桨叶通过主螺栓和支承螺栓附连于柔性梁/控制套单元。本发明的控制套适合于从所述控制套的内部排出，即排除任何水。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，从而以极为快速且简单的方式将桨叶折叠到折叠构造中。也就是说，可简单地去除本发明桨叶附连件中的单个紧固螺栓，以使得桨叶能绕其它剩余的螺栓枢转，来实现所期望的桨叶折叠。采用本发明的桨叶附连件，可易于沿两个方向，即向前和向后来折叠翼型桨叶。

根据本发明一较佳实施例，所述主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，该区域较佳地稍微在俯仰轴线前部。采用所述结构，主螺栓承载大约51-100％的离心和摆振负荷，而支承螺栓承载大约49-0％的离心和摆振负荷。

根据本发明一较佳实施例，所述主螺栓是中空的。中空主螺栓内部的空出空间中能够填充入动态平衡质块。

根据本发明又一较佳实施例，所述主螺栓和/或所述至少一个支承螺栓一起利用或不利用它们的相应螺母空气动力学地结合到所述翼型桨叶的所述型面部段的相应相关联的凹陷部中。

根据本发明又一较佳实施例，所述柔性梁头部呈叉形，以容纳所述主螺栓和所述至少一个支承螺栓。翼型桨叶通过槽连接到叉形柔性梁头部中，而控制套围绕该叉形柔性梁头部。

根据本发明又一较佳实施例，所述控制套例如借助粘合剂、铆钉、螺钉等等机械地连接于所述柔性梁。

根据本发明又一较佳实施例，所述柔性梁头部制备成附连主螺栓，用以将所述柔性梁头部连接于所述翼型桨叶的所述根部端，而所述控制套制备成接纳至少一个支承螺栓，用以将所述翼型桨叶的所述根部端连接于所述控制套。柔性梁和控制套较佳地机械地安装成彼此固定，以实现更佳的负荷传递。

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，所述柔性梁头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所述柔性梁头部之间的槽中。

根据本发明又一较佳实施例，所述控制套邻近于所述柔性梁头部形成有前部狭槽和后部狭槽，以使得桨叶能借助主螺栓而向前折叠，并且桨叶能借助支承螺栓向后折叠。

附图说明

为了更清楚地理解本发明，现在应参见附图结合较佳的示例实施例来描述本发明，附图中：

图1是旋翼的立体图，示出根据本发明的桨叶附连件的主要部件的分解形式；

图2是根据本发明的桨叶附连件的剖视图；

图3是根据本发明的桨叶附连件的柔性梁的剖视图；

图4是根据本发明的桨叶附连件的柔性梁的俯视图；

图5是根据本发明的桨叶附连件的柔性梁头部的立体图；

图6是根据本发明的又一桨叶附连件的剖视图；

图7是根据本发明的桨叶附连件的切开状态立体图；

图8是与折叠翼型桨叶附连的、根据本发明桨叶附连件的立体图，以及

图9是与一个折叠翼型桨叶附连的、根据本发明桨叶附连件的立体图。

具体实施方式

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1包括翼型桨叶2、柔性梁3以及封装柔性梁3的扭转刚度控制套或扭矩管4。翼型桨叶2借助柔性梁3和控制套4安装于旋翼头部25。摆振衰减器31在旋翼头部25附近设置在控制套4上。

柔性梁3由纤维强化复合材料构成。柔性梁3的根部端固定于直升飞机(未示出)的旋翼头部25。在操作中，每个翼型桨叶2绕基本上垂直的旋翼头部轴线转动，藉此翼型桨叶2在旋翼桨叶平面中随着它们的纵向中心轴线转动。该旋翼桨叶平面基本上与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相对应。

每个翼型桨叶2具有前缘5和后缘6、梢端(未示出)和根部端32，每个翼型桨叶2在所述梢端和所述根部端32之间具有纵向俯仰轴线(未示出)，所述俯仰轴线在桨叶型面的翼弦的25％附近。

翼型桨叶2的根部端32和控制套4各自具有两个匹配孔33、34，这两个匹配孔分别用于两个螺栓7、8，即相对于翼型桨叶2的俯仰轴线不对称的两个螺栓7、8。这两个螺栓是作为桨叶附连件1的连接装置的主螺栓7和支承螺栓8。柔性梁3设有用于主螺栓7的孔18，该主螺栓7作为用于将柔性梁3连接于桨叶附连件1的连接装置。

参见图2，相对应的特征利用相同的附图标记来指代。翼型桨叶2的根部端32、控制套4以及柔性梁3各自共轴地具有用于主螺栓7的孔33、18，该主螺栓7用作为桨叶附连件1连接装置用于主螺栓7的所述孔位于所述翼型桨叶2型面截面的桨叶轴线的25％的区域中，且在大约桨叶附连件1最大高度处。翼型桨叶2的根部端32和控制套4各自共轴地具有又一孔34，用作为桨叶附连件1的连接装置的支承螺栓8。用于支承螺栓8的所述孔34在翼型桨叶2的后缘6处的区域中远离用于主螺栓7的孔。

主螺栓7所具有的直径比支承螺栓8的直径大，以使得翼型桨叶2的离心负荷的60％能由所述主螺栓7承载。该主螺栓7位于翼型桨叶2的翼弦宽度的10％-30％处。支承螺栓8位于翼型桨叶2的翼弦宽度的50％-90％处。主螺栓7离支承螺栓8的距离在翼型桨叶2的翼弦宽度的40％至80％之间。

主螺栓7和支承螺栓8一起利用任何螺母空气动力学地结合到所述控制套4的各自相关联的凹陷部(corrugation)29、30中。

控制套4在上部和下部机械连接件9、10处铆接于柔性梁3的叉形头部13的上部叉形凸缘11和下部叉形凸缘12。附加地，控制套4粘附于柔性梁3的叉形头部13的上部叉形凸缘11和下部叉形凸缘12。控制套4以+/-45°的定向构建有碳层。

参见图3、4，相对应的特征采用与图1、2相同的附图标记来指代。翼型桨叶2的根部端容纳在叉形柔性梁头部13的所述上部和下游叉形凸缘11、12之间的间隙或凹槽14中。上部和下部叉形凸缘11、12设有基本上平坦的表面，这些表面在它们的向后定向端部19处与控制套4的内周缘相适应。在叉形柔性梁头部13的间隙14处，在所述上部和下部叉形凸缘11、12之间设有尽可能大曲率的均匀过渡。

柔性梁3设有附连装置15，即将柔性梁3连接于旋翼头部(未示出)的双头螺栓。柔性梁3还设有摆振部段16和扭转柔性部段17，该摆振部段允许进行摆振运动，而扭转柔性部段17后接有叉形柔性梁头部13，该叉形柔性梁头部具有用于主螺栓7的孔18。

上部和下部叉形凸缘11、12的基本上平坦表面相对于柔性梁3与旋翼头部的附连装置15以12°倾斜。

为了将升力产生翼型桨叶2紧固于或固定于柔性梁头部13以及控制套4，用于主螺栓7和支承螺栓8的相应对准的根部端孔33、34各自被认为是孔的相应层叠轴承。该层压轴承包括大约0.5mm的玻璃粗纱包，该玻璃粗纱包与0.5mm的具有+/-45°定向的碳纤维粗纱包交替。

参见图5，相对应的特征采用与图1－4相同的附图标记来指代。翼型桨叶2的根部端容纳在叉形柔性梁头部13的所述上部和下部叉形凸缘11、12之间。上部和下部叉形凸缘11、12在它们的向后定向端部19处与控制套4的内周缘相适应。

柔性梁3在扭转柔性部段17处设有直立杆23，并且在所述上部和下游叉形凸缘11、12的向前定向端部处设有斜切面24。

上部和下部叉形凸缘11、12的基本上平坦表面相对于柔性梁3与旋翼头部的附连装置15以12°倾斜。

参见图6，相对应的特征采用与图1-5相同的附图标记来指代。图6是图1的变型，至于改型的柔性梁21则利用支承螺栓8直接连接于翼型桨叶2的根部端32。用于直升飞机的无轴承旋翼的又一桨叶附连件20包括翼型桨叶2、柔性梁21以及封装柔性梁21的扭转刚度控制套22。柔性梁21由纤维强化复合材料构成。翼型桨叶2具有前缘5和后缘6。

翼型桨叶2的根部端、控制套22以及柔性梁21各自共轴地具有用于作为又一桨叶附连件20的连接装置的主螺栓7的孔。用于主螺栓7的所述孔位于所述翼型桨叶2在大约又一桨叶附连件20最大高度处的型面截面的轴线的25％的区域中。翼型桨叶2的根部端、控制套22以及柔性梁21各自共轴地具有又一孔，以用于为又一桨叶附连件20的连接装置的支承螺栓8。用于支承螺栓8的所述孔在翼型桨叶2的后缘6处的区域中远离用于主螺栓7的孔。

主螺栓7和支承螺栓8一起利用任何螺母空气动力学地结合到所述控制套22的相应相关联的凹陷部29、30中。

控制套22固定于柔性梁21的叉形头部13的上部叉形凸缘11和下部叉形凸缘12。

参见图7，相对应的特征采用与图1-6相同的附图标记来指代。用于直升飞机的无轴承旋翼的桨叶附连件1连接翼型桨叶2和柔性梁3。仅仅示出扭转刚度控制套4的在旋翼头部25附近的部段。柔性梁3设有主螺栓7并且设有用于控制套4的上部机械连接件9的孔。翼型桨叶2的根部设有用于支承螺栓8的孔。

参见图8，相对应的特征采用与图1-7相同的附图标记来指代。五个翼型桨叶2中的四个以基本上彼此平行的布置绕它们的相应桨叶附连件1、20枢转。

参见图9，相对应的特征采用与图1-8相同的附图标记来指代。控制套4、22设有邻近于所述前缘5的前部狭槽和邻近于翼型桨叶2的后缘6的后部狭槽26，以使得翼型桨叶2能枢转。为了使翼型桨叶2枢转，须将支承螺栓8释放，而为了使翼型桨叶2(未示出)向后枢转，须从相对应的桨叶附连件1、20释放主螺栓7。

控制套4、22设有用于翼型桨叶2的桨距控制的凸缘27和用于摆振衰减器的接纳部28。从控制套4、22的凸缘27朝向连结结构的过渡部具有椭圆截面，该椭圆截面在连结机构处具有平坦层叠轴承。附图标记列表

1桨叶附连件

2翼型桨叶

3柔性梁

4控制套

5前缘

6后缘

7主螺栓

8支承螺栓

9上部机械连接件

10下部机械连接件

11上部叉形凸缘

12下部叉形凸缘

13叉形头部

14间隙

15附连装置

16摆振部段

17扭转柔性部段

18孔

19向后定向的端部

20桨叶附连件

21柔性梁

22控制套

23直立杆

24斜切面

25旋翼头部

26狭槽

27凸缘

28接纳部

29凹陷部

30凹陷部

Claims (9)

1.一种用于直升飞机无轴承旋翼的桨叶附连件，所述无轴承旋翼是主旋翼，所述桨叶附连件包括：

翼型桨叶，所述翼型桨叶具有形成所述翼型桨叶的相对端部的梢端和根部端，以及具有从所述梢端至所述根部端的俯仰轴线；

柔性梁，所述柔性梁包括柔性梁本体和所述柔性梁本体的端部处的柔性梁头部，且所述柔性梁本体是柔性的；

控制套，所述控制套封装所述柔性梁并且沿着所述柔性梁的至少主要部分延伸；

可分开的连结结构，所述连结结构位于所述柔性梁头部、所述控制套以及所述翼型桨叶的所述根部端之间，其中所述连结结构机械地连接在所述柔性梁头部、所述控制套以及所述翼型桨叶的所述根部端之间，且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所述柔性梁头部可拆除地连接起来，而所述可拆除紧固件包括主螺栓和支承螺栓，所述主螺栓和所述支承螺栓都设置成垂直于所述翼型桨叶的摆振枢转平面定位并且相对于所述翼型桨叶的所述俯仰轴线是不对称的；

所述主螺栓所具有的直径比所述支承螺栓大。

2.如权利要求1所述的桨叶附连件，其特征在于，所述主螺栓设置在所述翼型桨叶的型面部段的10-30％轴线区域中，所述区域在所述俯仰轴线前部略朝向所述型面部段的前缘。

3.如权利要求1所述的桨叶附连件，其特征在于，所述主螺栓是中空的。

4.如权利要求1所述的桨叶附连件，其特征在于，所述主螺栓和/或所述支承螺栓一起藉由任何螺母空气动力学地结合到所述控制套的型面部段的对应相关联的凹陷部中。

5.如权利要求1所述的桨叶附连件，其特征在于，所述柔性梁头部呈叉形，以容纳所述主螺栓和/或所述支承螺栓。

6.如权利要求1所述的桨叶附连件，其特征在于，所述控制套借助粘合剂或铆钉或螺钉机械地连接于所述柔性梁。

7.如权利要求1所述的桨叶附连件，其特征在于，所述柔性梁头部制备成接纳所述主螺栓，用以将所述柔性梁头部连接于所述翼型桨叶的所述根部端，而所述控制套制备成接纳所述支承螺栓，用以将所述翼型桨叶的所述根部端连接于所述控制套。

8.如权利要求1所述的桨叶附连件，其特征在于，所述翼型桨叶的所述根部端呈叉形，所述柔性梁头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所述柔性梁头部之间。

9.如权利要求1所述的桨叶附连件，其特征在于，所述控制套邻近于所述柔性梁头部形成有前部狭槽和后部狭槽。