CN1084695C

CN1084695C - 直升机旋翼的复合材料桨尖小翼组件

Info

Publication number: CN1084695C
Application number: CN97180959A
Authority: CN
Inventors: D·A·科瓦尔斯基; C·D·琼斯; C·J·达蒙; L·M·梅耶尔
Original assignee: Sikorsky Aircraft Corp
Current assignee: Sikorsky Aircraft Corp
Priority date: 1996-12-23
Filing date: 1997-11-21
Publication date: 2002-05-15
Anticipated expiration: 2017-11-21
Also published as: KR100468508B1; JP2001506952A; KR20000057691A; AU5687398A; JP4015703B2; EP0944523A1; WO1998028186A1; EP0944523B1; US5885059A; CN1241974A

Abstract

直升机旋翼的复合材料桨尖小翼组件(10)包括复合材料主整流罩(20)、在主整流罩(20)内部与之组合成整体的整体式复合材料肋件(60)、与复合材料主整流罩(20)粘结在一起的复合材料闭合整流罩(50)、以及与复合材料主整流罩(20)和复合材料闭合整流罩(50)粘结在一起的磨损片(70)。

Description

直升机旋翼的复合材料桨尖小翼组件

技术领域

本发明涉及直升机旋翼，更具体地说，涉及直升机旋翼的复合材料桨尖小翼组件。

发明背景

直升机旋翼组件尤其是它的旋翼受各种作用力一气动力、惯性力和离心力。具体而言，旋翼必须设计为能承受各种动载荷，诸如弯曲载荷、翼面载荷(面外)和弦向载荷(面内)、轴向载荷(离心的)以及扭转载荷。这些动载荷使旋翼产生不同程度的应力/应变。

尤其是旋翼的最外端或桨尖受到气动力引起的最大应力/应变，并同时受到在直升机旋翼组件工作时因磨损和剥蚀(由于旋翼桨尖高的旋转速度)引起的最严重的结构强度刚度递降。此外，旋翼最外端最有可能受外物撞击而导致结构性破坏。

因此，在直升机技术中已知在直升机旋翼的最外端装上作为牺牲品或可拆的桨尖小翼。有代表性的直升机旋翼桨尖小翼的例子可见美国专利NO.4,120,610，其中公开了一种固定在直升机旋翼前缘梁上的桨尖小翼；以及可见美国专利NO.5,320,494，其中叙述了一种旋翼的可更换的桨尖部分和固定在此桨尖部分上的复合材料桨尖小翼，上述桨尖部分由与内部的蜂窝结构芯子粘结的复合材料蒙皮组成。

图1A-1C作为举例表示了在美国专利5,542,820中介绍的直升机旋翼100。旋翼100包括设计用于将旋翼100安装在直升机旋翼桨毂(图中未表示)上的靠翼根的部分102、中段104和可更换的桨尖段106(参考数字105指明在中段104的外端与可更换的桨尖段106之间的分界线)。内段、中段和桨尖段102、104、106共同确定了旋翼100的翼展。此旋翼100有前缘108和后缘110，它们共同确定了旋翼100的弦长。

旋翼100的内段和中段102、104装有分别限定了旋翼100的上下气动表面的上和下复合材料蒙皮112、114、蜂窝结构的芯子116、翼梁118、一个或多个配重120、前缘包端122以及调整片124。上和下蒙皮112、114粘结在蜂窝结构的芯子116上，后者在复合材料蒙皮112、114之间起重量轻而结构刚度大的构件的作用。翼梁118是预制件(或用复合材料或用金属材料例如钛)，并起旋翼100主要结构件的作用，承受在直升机旋翼组件工作时在旋翼100中产生的扭、弯、剪以及离心动载荷。

一个或多个配重120与翼梁118连接，使旋翼100静平衡和动平衡。前缘包端122是预制的复合式构件，它由复合材料例如嵌入适当的树脂基体中的编织玻璃纤维材料和耐磨材料，例如钛和镍片制成。包端122总体上成C形，它限定了从内段102的内端到中段104的外端旋翼100的前缘108。前缘包端122尤其是耐磨片防止旋翼100前缘108磨损。前缘包端122还用控制旋翼100的翼型公差。

旋翼106可更换的桨尖段106有确定的空气动力学布局，例如后掠形、梯形和/或上反角，以改善旋翼100和旋翼组件的气动性能。可更换的桨尖段106由与蜂窝结构的芯子粘结在一起的上和下复合材料蒙皮组成。在可更换的桨尖段106蜂窝结构的芯子内制有凹槽140，它的尺寸略大于翼梁118的外尺寸。可更换的桨尖段106用粘合材料如环氧树脂薄膜通过粘结固定在翼梁118上，环氧树脂薄膜粘贴在限定凹槽140的壁上和翼梁118的外表面上。此外，紧固件145例如螺纹紧固件可用来强化可更换的桨尖段106与中段104的固定。上述可更换的桨尖段可在维修和供应基地拆除，在那里能非常方便地及时修理或更换拆除的桨尖。

所叙述的旋翼100的实施例还包括一例如嵌入适当的树脂基体内的石墨纤维的复合材料桨尖小翼144，它例如借助于紧固件146与可更换的桨尖段106的外端固定在一起。按另一种可供选择的方案，桨尖小翼144也可以用金属材料例如钛或铝制造。此桨尖小翼144可在机场更换，这使与更换有关的时间和费用降到最低程度。可更换的桨尖段106包括磨损片150，以及复合材料的桨尖小翼144包括磨损片152。典型地用耐磨金属材料如镍制成的磨损片150、152，共同限定了可更换的桨尖段106的前缘。

本发明的代理人，Sikorsky Aircraft Corporation，目前提供了用于其UH-60 BLACK HAWK^和SH-60 SEAHAWK^(BLACK HAWK和SEAHAWK是Sikorsky Aircraft Corporation的注册商标)直升机可更换的桨尖小翼组件。这些可更换的桨尖小翼组件包括主整流罩、内肋、复合材料闭合整流罩和镍制磨损片。主整流罩用铝制造并有确定的气动布局，即有空气动力面的上和下翼型、前缘和后缘。内肋由多个C形铝构件组成，它们布置在主整流罩的空腔内并借助于航空紧固件固定在上和下翼型上。具有气动布局的复合材料闭合整流罩用KEVLAR^基的复合材料制造(KEVLAR是E.I.du Pont de Nemours &Co.，Wilmington，DE的注册商标，用于拉伸强度极高的芳族聚酰胺纤维)，并利用适当的粘结剂与主整流罩粘结在一起。镍制磨损片与主整流罩和闭合整流罩粘结在一起。铝桨尖小翼组件用螺栓与旋翼的外端连接。

尽管上文所述铝制桨尖小翼组件在功能上有效地实现它们的设计目的，但这种先有技术的桨尖小翼组件有一些局限性。例如，每一个铝制桨尖小翼组件由16个单独的构件组成，所以这些铝制桨尖小翼组件的加工和装配既费时劳动强度又大。尤其是，将一个个C形肋构件与主整流罩组合在一起特别费时间和劳动强度大，需要90个以上的航空紧固件来将一个个C形肋构件与主整流罩固定在一起。此外，主整流罩对旋翼工作时在浆尖小翼组件上产生的高气动载荷敏感易引起疲劳裂纹，因此，铝制桨尖小翼组件必须定期检查和更换。

所以有必要提供一种用于直升机旋翼的易于制造和组装的桨尖小翼组件，也就是说它与上文所述先有技术的铝制桨尖小翼组件相比，更具有重复性和成本更低。这一桨尖小翼组件应有一种设计造型，使之作为目前应用于UH-60 BLACK HAWK^和SH-60 SEAHAWK^直升机中的铝制桨尖小翼组件的改型产品而具有兼容性。

发明概述

本发明的一个目的是提供一种直升机旋翼用的复合材料桨尖小翼组件，它包括一整体的复合材料肋件。

本发明的这个和另一个目的是提供一种直升机旋翼的复合材料桨尖小翼组件，它包括复合材料主整流罩、在此复合材料主整流罩内部与之组合成整体的整体式复合材料肋件、与此复合材料主整流罩组合成整体的复合材料闭合整流罩、以及与所述复合材料主整流罩和所述复合材料闭合整流罩组合成整体的磨损片。

附图简要说明

只要结合附图并参见下面的详细说明便可以更全面地理解本发明和具有的特征和优点。附图有：

图1A作为举例的直升机旋翼顶视图；

图1B沿图1A中的线1B-1B的直升机旋翼横截面图；

图1C图1A的直升机旋翼可更换的桨尖段放大顶视图；

图2A按本发明的复合材料桨尖小翼组件透视图；

图2B图2A的复合材料桨尖小翼组件底视图；

图3是图2A、2B的复合材料桨尖小翼组件复合材料主整流罩的上翼型面平面图，图3还示意表示了构成复合材料主整流罩的单向铺层和平织铺层的纤维方向(纤维方向以直升机旋翼的顺桨轴线为基准)；

图3A沿图3线A-A的横截面图；

图3B沿图3线B-B的横截面图；

图3C沿图3线C-C的横截面图，符号C_L20指明复合材料主整流罩的弦线；

图3D沿图3线D-D的横截面图，符号C_L20指明复合材料主整流罩的弦线；

图3E沿图3线E-E的横截面图；

图4示出了上和下翼型铺叠构成复合材料主整流罩的单向和编织铺层；

图5是装在作为举例的可拆式模制组件组件中按图4的上和下翼型铺叠，此模制组件组件用于制造复合材料桨尖小翼组件的复合材料主整流罩；

图6A是图2A、2B的复合材料桨尖小翼组件复合材料闭合整流罩上翼型面的平面图，图6还示意表示了构成复合材料闭合整流罩的平织铺层的纤维方向(纤维方向以直升机旋翼的顺桨轴线为基准)；

图6B是图2A、2B的复合材料桨尖小翼组件的复合材料闭合整流罩下翼型面的平面图；

图6C是作为举例的图2A、2B的复合材料桨尖小翼组件复合材料闭合整流罩横截面图；

图6D是图2A、2B的复合材料桨尖小翼组件复合材料闭合整流罩前缘的局部横截面图；

图7是图2A、2B的复合材料桨尖小翼组件整体式复合材料肋件的底视平面图，图中还示意表示了构成整体式复合材料肋件的平织铺层的纤维方向(纤维方向以直升机旋翼的顺桨轴线为基准)；

图7A是沿图7线A-A的整体式复合材料肋件横截面图；

图7B是沿图7线B-B的整体式复合材料肋件横截面图；

图7C是图7所示整体式复合材料肋件在部位C处的横截面图；

图8是一种多部分组成的模制组件，用于制造按本发明的复合材料桨尖小翼组件整体式复合材料肋件；

图9A-9C描述用于整体式复合材料肋件下界面凸缘的另一种实施例。

本发明最佳实施方式

与下面的详细说明结合使用的一些附图含有径向位置基准线，以便于更全面地理解组成按本发明的复合材料桨尖小翼组件的构件以及在这些构件之间结构上的相互关系。本技术领域的普通技术人员当然知道，此径向位置从直升机旋翼桨毂的旋转中心起始。

现在参见附图，其中同样的数码指的是全部视图中一致的或类似的部分。图2A、2B分别表示按本发明的复合材料桨尖小翼组件10的示意透视图和上部平面图。此复合材料桨尖小翼组件10的结构和功能的设计布局，使复合材料桨尖小翼组件10用作上面已叙述的目前用在Sikorsky Aircraft Corporation生产的直升机UH-60 BLACKHAWK^和SH-60 SEAHAWK中的铝制桨尖小翼组件的替代产品。

复合材料桨尖小翼组件10包括复合材料主整流罩20、复合材料闭合整流罩50，整体式复合材料肋件60和磨损片70。复合材料桨尖小翼组件10有通用于直升机旋翼的气动布局型式，这种空气动力布局可包括选择的后掠形、梯形和/或上反角的任何组合。所显示的此复合材料桨尖小翼组件的气动布局并非本发明申请的专利权范围，因此不作特别详细的叙述。

下面要进一步详细说明的组成复合材料桨尖小翼组件10实施例的构件(除磨损片80外)，用形式上为复合预浸料的复合材料制成。复合预浸料由编织纤维、布、纱或由定向纤维基体组成的纤维束，如石墨、芳族聚酰胺例如KEVLAR^、硼、玻璃纤维等形成，它浸渍预定量的环氧树脂、酚醛或其他类似的有机树脂材料。这种有机树脂浸渍的复合材料分阶段构成“粘性”复合材料，亦即预浸料。在粘性状态下的复合预浸料在为构成按本发明的复合材料桨尖小翼组件10的构件的不同的铺叠阶段中加工和处理。

对于所说明的复合材料桨尖小翼组合件10的实施例，此复合预浸料是埋封入适当的树脂基体的石墨纤维材料构成。石墨基复合材料被选择用于本申请，因为这种材料有良好的许用应变和高的刚度重量比。用于本发明的石墨基复合材料的范例是IM7G/8552，它可由Hercules Inc.，Wilmington，DE大批供应。

用于制造按本发明的复合材料桨尖小翼组件10的构件的石墨基复合预浸料，如以下对每个构件进一步详述的那样是单向铺层(按带状)和平纹织物铺层。单向铺层有名义铺层厚度约为0.01524cm(0.006英寸)，而平纹织物铺层有名义铺层厚度约为0.019cm(0.0075英寸)。

表示在图3、3A-3E中的复合材料主整流罩20由上翼型22、下翼型24、前缘26、后缘28、内整合区30和外整合区32限定。上和下翼型22、24的外模线(OML)面限定了复合材料主整流罩20的空气动力布局，而前缘与后缘26、28结合限定了复合材料主整流罩20的弦CL20(见图3C、3D)。内整合区30的内模线(IML)面有一个与直升机旋翼(未表示)外端的OML面互补的构型。内整合区30包括许多孔31(象征性表示在图3中，见图2A、2B)，它们用于(通过螺栓连接)将复合材料桨尖小翼组件10与直升机旋翼外端固定在一起。外整合区32的OML面有一个与复合材料闭合整流罩50互补的构型。外整合区32可选择包括多个定位孔33(象征性表示在图2B、3中)，用于下文还要详述的整本式复合材料肋件60的外端在复合材料主整流罩20内部的定位。

复合材料主整流罩20由许多单向铺层34和许多编织铺层36交错地组合而成(见图3A、3B、3E)。单向铺层34由单纤维方向限定。对于所阐述的复合材料主整流罩20的实施例，单向铺层34限定的纤维方向是-20°。多个编织铺层36包括有第一/第二纤维方向的第一编织铺层36A和有第一/第二纤维方向的第二编织铺层36B。对于所阐述的复合材料主整流罩20的实施例，第一编织铺层36A有纤维方向为-20°/+70°，第二编织铺层36B有纤维方向为-65°/+25°。观察图3A、3B和3E可以看出，单向铺层34仅用于与前缘26相邻的复合材料主整流罩20的内延伸臂区内(见图3E)。复合材料主整流罩20的其余结构，包括前缘26，由交错地组合第一和第二编织铺层36A、36B组成。

用石墨基的复合材料制造复合材料主整流罩20，由于石墨基复合材料极佳的强度和它的传递振动载荷的能力，故在复合材料主整流罩20内疲劳裂纹的发生率减小到最低程度。此外，用石墨基复合材料制的复合材料主整流罩20显示出有卓越的抗裂纹扩展的性能。

构成复合材料主整流罩20的上和下翼型22、24的彼此交错的第一和第二编织铺层36A、36B成形为提供IML倒角台肩40、41(见图3B、3E)。IML倒角台肩40、41的作用是保证复合材料桨尖小翼组件10的复合材料主整流罩20与直升机旋翼外端组合时的精确配合。此外，构成复合材料主整流罩20上和下翼型22、24的交错的第一和第二编织铺层36A、36B成形为提供OML倒角台肩42、43(见图3A)，它们的作用是使复合材料主整流罩20便于与复合材料闭合整流罩50组合时的相互配合。此外，构成复合材料主整流罩20上和下翼型22、24的交错的第一和第二编织铺层36A、36B成形为提供如图3A中所示的IML倒角台肩44、45。IML倒角台肩44、45的作用是使整体式肋件60在复合材料主整流罩20内部便于正确定位。

所阐述的此复合材料主整流罩20的实施例还包括不锈钢网格铺层47A、47B，其中，不锈钢网铺层47A有原丝方向为-20°，不锈钢网铺层47B有原丝方向为90°(见图3B、3E和4)。对于所阐述的实施例，不锈钢网铺层47A、47B是一种AMS5690 Plain Dutch 50×250不锈钢丝网(由Gerard Daniel & Co.，New Rochelle，NY供应)。根据选择，此复合材料主整流罩20可以包括铜网铺层48(见图3B、4)。由Cytec Engineered Materials，Havre de Grace，MD供应的铜网诸如FM99M-029CXMC可用于铜网铺层48。

为了制造复合材料主整流罩20，组成上和下翼型22、24的单向铺层34和第一与第二编织铺层36A、36B(以及不锈钢铺层47A、47B和如果有的话还有铜网铺层48)，按交错组合组装成如图4举例表示的独立的铺叠22L、24L。上和下翼型的铺叠22L、24L(上翼型铺叠24L在图4中看不见)在模制组件内组合，对于所阐述的实施例，它是由可调的半模SM1和固定的半模SM2组成的可拆模SM。可调的半模SM1可相对于固定半模SM2移动，以便于将上和下翼型铺叠22L、24L装入可拆模SM内。当上和下翼型铺叠22L、24L装入可拆模SM中时，组成复合材料主整流罩20前缘26的第一与第二编织铺层36A、36B交错叠加，以构成前缘26内的拼接。在拼接区添加增强剂，以保证构成前缘26的第一和第二编织铺层36A、36B正确层合。

利用上和下翼型铺叠22L、24L制造复合材料主整流罩20使制造过程大大简化，并除此之外还优化了复合材料桨尖小翼组件10的结构完整性。结构完整性的优化通过在复合材料主整流罩20的前缘26内构成拼接区达到。通常，在复合结构内的任何拼接是结构的薄弱区，它有分层的危险。但在本发明中前缘26的结构完整性因磨损片70而得以保持，磨损片70接着粘结在前缘26的OML面上，亦即此磨损片70覆盖着拼接区，保证复合材料桨尖小翼组件10前缘26内的结构强度。

如上面所述的其中装入上和下翼型铺叠22L、24L的可拆模SM，接着装入真空袋内并采用本技术领域普通技术人员熟知的工艺方法在热压罐内固化，以成形为预固化的复合材料主整流罩20。固化循环参数例如温度、压力、时间，主要取决于复合材料的组分元素并是本技术领域普通技术人员已知的。

表示在图6A-6D中的复合材料闭合整流罩50在造型设计方面类似于上面介绍的铝制桨尖小翼组件用的闭合整流罩。复合材料闭合整流罩50由上翼型51、下翼型52、前缘53、后缘54和内整合区55限定。上和下翼型51、52的OML面限定了复合材料闭合整流罩50的气动布局，以及前、后缘53、54共同确定复合材料闭合整流罩50的弦线CL50(见图6C、6D)。内整合区55的内模线(1ML)面有与复合材料主整流罩20的外整合区32互补的造型。

复合材料闭合整流罩50由多个第一编织铺层56和多个第二编织铺层57交错组合(是图6D)而成的整体式结构。多个第一编织铺层56包括由单纤维方向确定的第一编织铺层56A和由单纤维方向确定的第二编织铺层56B。对于所阐述的复合合材料闭合整流罩50的实施例，第一编织铺层56A的纤维方向是+45°，第二编织铺层56B的纤维方向是-45°。多个第二编织铺层57有第一/第二纤维方向。对于所阐述的复合材料闭合整流罩50的实施例，编织铺层57有纤维方向为0°/90°。

复合材料闭合整流罩50用前面所说的石墨基复合材料制造。除了前面所述的石墨基复合材料的优点外，由于石墨基复合材料(与上述铝制桨尖小翼组件的复合材料闭合整流罩使用的KEVLAR^基复合材料相比)柔韧性更好和成本更低，所以改善了复合材料闭合整流罩50的制造工艺过程。

此所阐述的复合材料闭合整流罩50的实施例还包括有原丝方向为-20°的不锈铜网铺层58(见图6B、6D)。对于此实施例，不锈钢网铺层58的成分和结构，类似于上述用于复合材料主整流罩20的不锈钢网铺层47A、47B。根据选择，此复合材料闭合整流罩50可以包括上述有关复合材料主整流罩20中所用类型的铜网铺层59。(见图6A、6B)。

为了制造复合材料闭合整流罩50，将组成复合材料闭合整流罩50的第一和第二编织铺层56A、56B和编织铺层57(以及不锈钢网铺层58和如果有的话还有铜网铺层59)，按交错组合铺叠在传统的模制组件内(图中没有表示)，典型的为一凹模组件。铺叠模制组件接着装入真空袋并经受热压罐内的固化以形成一预固化的复合材料闭合整流罩50。上述制造技术，包括主要取决于复合材料组分元素的固化循环参数诸如温度、压力、时间，都是本技术领域普通技术人员所熟知的。

举例表示在图7、7A-7C中的整体式复合材料肋件60有使之与复合材料主整流罩20的IML面互补的设计尺寸。整体式复合材料肋件60由内界面区62、外界面区64和波纹形中区66限定。内界面区62包括具有OML面的上和下凸缘62U、62L，如图7A所示它们紧贴在复合材料主整流罩20上和下翼型22、24的IML面上。外界面区64有一凸缘，它有OML面并紧贴在复合材料主整流罩20下翼型24的内模线面上。整体式复合材料肋件60定位在复合材料主整流罩20内部，它的作用是在上和下翼型22、24之间提供在结构上的桥接支承。

波纹形的中区66包括横墙66T和上与下侧板66UL、66LL，后者保证横墙66T之间的连续性(见图7、7A)。下侧板66LL制有间隔的加强肋66RS(见图7、7A)，以便为整体式复合材料肋件60的波纹形中区66提供附加的结构强度。波纹形中区66的横墙66T的尺寸设计为，使上和下侧板66UL、66LL的OML面分别贴靠复合材料主整流罩20上、下翼型22、24的IML面。

整体式复合材料肋件60由许多编织铺层68构成。这许多编织铺层68包括有第一/第二纤维方向的第一编织铺层68A和有第一/第二纤维方向的第二编织铺层68B。对于所阐述的整体式复合材料肋件60的实施例，第一编织铺层68A有纤维方向为±45°，第二编织铺层68有纤维方向为0°/90°。

为了制造整体式复合材料肋件60，将组成整体式复合材料肋件60的第一和第二编织铺层68A、68B按交错组合铺叠在一传统的模制组件内，如举例表示在图8中的多部分组合而成的模制组件MA。表示在图8中的模制组件MA利用一激光铺层定位器LPL，以保证每个第一和第二编织铺层68A、68B正确定位在模制组件MA内。按本发明的整体式复合材料肋件60有比较简单的结构，便于使用多部分组成的模制组件，所以可以同时制造多个整体式复合材料肋件60，其结果是降低肋件60的单件成本。铺叠模制组件MA接着装入真空袋并经受热压罐固化，以形成预固化的整体式复合材料肋件60。上述制造技术包括主要取决于复合材料组分元素的固化循环参数诸如温度、压力、时间是本技术领域普通技术人员熟知的。

如上所述，限定整体式复合材料肋件60的内界面区62的上和下凸缘62U、62L制成最靠里的横墙66Ti的整体延伸部分(见图7A)。按另一种方案，下凸缘可制成单独的部分并与最靠里的横墙组合成整体。图9A-9C表示制成单独部分的下凸缘62L’，它包括横边63T和侧边63L。下凸缘62L’由上述第一和第二编织铺层68A、68B组成，它们铺叠在传统的模制组件内与最靠里的横墙邻接地组合在一起，装入真空袋并利用传统的复合材料制造技术和固化循环参数诸如压力、温度和时间在热压罐内固化，以形成预固化的下凸缘62L’，从而成为整体式复合材料肋件60整体的一部分。

按本发明的整体式复合材料肋件60的造型设计，易于将配重与复合材料桨尖小翼组件组合成整体，使复合材料桨尖小翼组件10静平衡和动平衡。参见7、7A，一块或多块槽板90亦即带安装槽的板与内部横墙66Ti粘结在一起。配重92借助于固定螺钉94固定在内部横墙66Ti上，螺钉旋入各槽板90内。

磨损片70举例表示在图2A、2B内，它的构型和材料类似于目前在UH-60 BLACK HAWK^和SH-60 SEAHAWK^直升机中使用于上文曾提及的铝制桨尖小翼组件内的磨损片。磨损片70的IML面分别与复合材料主整流罩20和闭合整流罩50前缘26、53的0ML面互补。磨损片70最好用镍采用任何传统的工艺方法制造，在直升机中使用时它有杰出的耐磨特性。

为了组装此复合材料桨尖小翼组件10，首先将固化的整体式复合材料肋件60，用本技术领域普通技术人员已知类型的适当的高温粘结剂，通过粘结方法与固化的复合材料主整流罩20组合成整体(这种高温粘结剂一般在温度约250°F时固化)。固化的整体式复合材料肋件60与复合材料主整流罩20组合时的正确定位，通过使外界面凸缘64的OML面与固化的复合材料主整流罩20下翼型24外整合区32的IML面贴靠接合来达到。根据选择，可以如图7所示在整体式复合材料肋件60各界面凸缘62L、64之一或两者中制定位孔62L_A、64_A。相应地在复合材料主整流罩20的下翼型22内制有定位孔(只表示了相应的定位孔33，见图3)，定位销插入这种定位孔内，以保证整体式复合材料肋件60正确地定位在复合材料主整流罩20内部。尽管采用上述定位销使加工过程复杂化，但选择使用定位销来保证整体式复合材料肋件60与复合材料主整流罩20组合时的正确定位，劳动强度比制造上述铝制桨尖小翼组件显然要小得多。先有技术的铝制桨尖小翼组件每一个C形肋件必须用定位销来定位。对于本发明，相比之下，定位销只需用于整体式复合材料肋件60有关界面凸缘62L、64之一或两处。当整体式复合材料肋件60已与复合材料主整流罩20粘结在一起后拆除定位销。

下一步，采用本技术领域普通技术人员已知类型的适当的高温粘结剂，将复合材料闭合整流罩50与复合材料主整流罩外整合区32粘结在一起。最后，采用本技术领域普通技术人员已知类型的适当的高温，将磨损片70分别与复合材料主整流罩和闭合整流罩20、60的前缘26、63粘结在一起。

按本发明的复合材料桨尖小翼组件10只由四个主要构件组成(可与用于上述UH-60 BLACK HAWK^和SH-60 SEAHAWK^直升机的铝制桨尖小翼组件相比，它有16个主要构件)，因此既简化了复合材料桨尖小翼组件10的制造又简化了它的装配。复合材料桨尖小翼组件10在制造及装配方面的简化，导致与上述先有技术的桨尖小翼组件相比显著降低了复合材料桨尖小翼组件10的单件成本(单件成本降低接近50％)。

Claims

1.直升机旋翼的复合材料桨尖小翼组件，此复合材料桨尖小翼包括复合材料主整流罩、整体式肋件、与所述复合材料主整流罩组合成整体的复合材料闭合整流罩、以及与所述复合材料主整流罩和复合材料闭合整流罩组合成整体的磨损片，此复合材料桨尖小翼的特征为：

所述复合材料主整流罩包括多个有一种纤维方向的单向铺层以及多个编织铺层，后者包括有第一/第二纤维方向的第一编织铺层和有第一/第二纤维方向的第二编织铺层，此多个单向铺层、第一编织铺层及第二编织铺层交错组合地构成所述复合材料主整流罩；以及，所述整体式复合材料肋件在内部与复合材料主整流罩组合成整体。

2.权利要求1的复合材料桨尖小翼组件，其特征在于，所述单向铺层(34)的纤维方向为-20°；所述第一编织铺层(36A)的所述第一/第二纤维方向为-20°/+70°；以及，所述第二编织铺层(36B)的所述第一/第二纤维方向为-65°/+25°。

3.权利要求1的复合材料桨尖小翼组件，其特征在于，所述多个单向铺层(34)和多个编织铺层(36)是石墨基复合预浸料。

4.权利要求1的复合材料桨尖小翼组件，其特征在于，所述整体式复合材料肋件(60)包括：

内界面区(62)；

外界面区(64)；以及，

居中的并与所述内界面区和外界面区连接的波纹区(66)。

5.权利要求4的复合材料桨尖小翼组件，其特征在于，波纹形中区(66)包括多个横墙(66T)和多个与横墙连接的上和下侧板(66UL、66LL)，其中，内界面区(62)包括与所述最靠里的横墙连接和从最靠里的横墙向内延伸的上和下凸缘(62U、62L)，所述外界面区(64)包括与所述最靠外的横墙连接和从最靠外的横墙向外延伸的下凸缘。