CN109533315A - 一种直升机复合材料桨叶泡沫填芯结构 - Google Patents
一种直升机复合材料桨叶泡沫填芯结构 Download PDFInfo
- Publication number
- CN109533315A CN109533315A CN201811361239.6A CN201811361239A CN109533315A CN 109533315 A CN109533315 A CN 109533315A CN 201811361239 A CN201811361239 A CN 201811361239A CN 109533315 A CN109533315 A CN 109533315A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- foam
- docking
- helicopter
- composite material
- blade
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/32—Rotors
- B64C27/46—Blades
- B64C27/473—Constructional features
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/32—Rotors
- B64C27/46—Blades
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
本申请提供了一种直升机复合材料桨叶泡沫填芯结构,属于直升机桨叶设计技术领域。所述结构包括沿所述复合材料桨叶展向布置的多段泡沫填芯部分,相邻段泡沫填芯部分对接处设置为非平面对接。本发明可给直升机提供成这种非直线对接方式,其优点主要是泡沫之间不容易滑移产生间隙,即便产生间隙,在同一个弦向剖面处只有少数几个点的蒙皮褶皱,不会形成应力集中,对某个剖面的桨叶强度不会产生大的影响。
Description
技术领域
本申请属于直升机桨叶设计技术领域,具体涉及一种直升机复合材 料桨叶泡沫填芯结构。
背景技术
旋翼系统是直升机最关键的动部件,而桨叶又是旋翼系统中重要部 件,是直升机的主要升力面和操纵面,实现直升机的悬停、前飞和各种 机动飞行。随着材料技术的发展,国内外先进直升机旋翼桨叶几乎都采 用了复合材料桨叶。这种桨叶内部需要填充泡沫,泡沫的作用是提供模 压压力,维持翼型型面,减轻桨叶重量。
对于3吨及以上吨位的直升机,其主桨叶长度超过5米,因此其内部 泡沫填芯受原材料尺寸规格限制,需要几块拼接,以往拼接的方式为沿 弦长方向(桨叶宽度方向)直线拼接,这种拼接方式往往在桨叶模压时, 在泡沫对接的位置产生缝隙,从而引起该处蒙皮塌陷(蒙皮皱褶),在 桨叶翼型段疲劳试验时该处就成了最薄弱的地方,提前破坏,极大的影响桨叶寿命。
发明内容
为了解决上述技术问题至少之一,本申请提供了一种直升机复合材 料桨叶泡沫填芯结构,包括沿所述复合材料桨叶展向布置的多段泡沫填 芯部分,相邻段泡沫填芯部分对接处设置为非平面对接。
优选的是,所述相邻段泡沫填芯部分对接处设置为多条直边对接。
优选的是,所述多条直边对接包括:在一个泡沫填芯部分端部设置 有V型槽,在另一个泡沫填芯部分端部设置有V型凸起,所述V型槽适配 容纳所述V型凸起。
优选的是,所述多条直边对接包括:在一个泡沫填芯部分端部设置 有两个V型槽构成的W型结构,在另一个泡沫填芯部分端部设置有两个V 型凸起对应的M型结构,所述两个V型槽适配容纳两个所述V型凸起。
优选的是,所述相邻段泡沫填芯部分对接处设置为弧形对接。
优选的是,所述弧形对接包括采用抛物线对接。
优选的是,所述弧形对接包括采用半圆对接。
本申请可给直升机提供成这种非直线对接方式,其优点主要是泡沫 之间不容易滑移产生间隙,即便产生间隙,在同一个弦向剖面处只有少 数几个点的蒙皮褶皱,不会形成应力集中,对某个剖面的桨叶强度不会 产生大的影响。
附图说明
图1为本申请直升机复合材料桨叶泡沫填芯结构的一优选实施例的 复合材料桨叶示意图。
图2为本申请直升机复合材料桨叶泡沫填芯结构的一优选实施例的 泡沫对接裂缝对强度的影响示意图。
图3为本申请图1所示实施例的桨叶A-A剖视图。
图4为常规桨叶泡沫填芯分块对接示意图。
图5为本申请直升机复合材料桨叶泡沫填芯结构的一优选实施例的 另一桨叶泡沫填芯分块锯齿对接示意图。
图6为本申请直升机复合材料桨叶泡沫填芯结构的一优选实施例的 另一桨叶泡沫填芯分块V形对接示意图。
图7为本申请直升机复合材料桨叶泡沫填芯结构的一优选实施例的 另一桨叶泡沫填芯分块W形对接示意图。
图8为本申请直升机复合材料桨叶泡沫填芯结构的一优选实施例的 另一桨叶泡沫填芯分块抛物线对接示意图。
图9为本申请直升机复合材料桨叶泡沫填芯结构的一优选实施例的 另一桨叶泡沫填芯分块半圆对接示意图。
其中,1-桨叶;2-泡沫填芯;3-前缘大梁;4-后缘大梁;5-桨根;6- 蒙皮;7-桨根泡沫;8-桨尖泡沫;9-对接部分;10-夹角α。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚,下面将结合本 申请实施方式中的附图,对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细 的描述。在附图中,自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件 或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施 方式,而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示 例性的,旨在用于解释本申请,而不能理解为对本申请的限制。基于本 申请中的实施方式,本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下 所获得的所有其他实施方式,都属于本申请保护的范围。下面结合附图 对本申请的实施方式进行详细说明。
在本发明的描述中,需要理解的是,术语“中心”、“纵向”、“横 向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、 “底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方 位或位置关系,仅是为了便于描述本发明和简化描述,而不是指示或暗 示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作, 因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
本申请涉及一种直升机复合材料桨叶泡沫填芯结构,如图5-图9所示, 包括沿所述复合材料桨叶展向布置的多段泡沫填芯部分,相邻段泡沫填 芯部分对接处设置为非平面对接。
首先参考图1及图3,本申请涉及到的桨叶1主要结构包括泡沫填芯2、 前缘大梁3、后缘大梁4、桨根5和蒙皮6,其中泡沫一般采用聚氨酯泡沫 或PMI泡沫,但无论采用哪种泡沫,其规格受泡沫发泡工艺限制,一般长 度方向只能做到3.5米左右,如果超过3.5米以上的桨叶其内部泡沫填芯必 须考虑到分两块或多块泡沫对接。如图4所示,为常规对接方法,采用沿 弦长方向的“一”字形对接两段桨叶泡沫填芯。如图1,直升机桨叶主要 承受离心力Fx和3个方向的弯矩,其中弯矩分为挥舞弯矩My、摆振弯矩 Mz和扭矩Mx,根据强度分析,其中挥舞弯矩My对桨叶的造成的损伤占 总损伤的90%以上。因此,常规“一”字方案的缺点在于蒙皮容易在对接 处形成“一”字型褶皱,这种褶皱在挥舞弯矩的作用下容易破坏。“一”字型皱褶对强度的影响与泡沫对接的缝隙宽度有直接关系,如图2所示。 因此,本申请采用非直线型泡沫对接来改善强度的稳定性。
本实施例中,两块或多块泡沫对接处采用非直线对接,可有效降低 泡沫对接缝隙带来的强度影响。以图4及图6进行对比分析,桨叶在受垂 直于桨叶平面方向的力时,垂直力恰好作用于两段对接泡沫处,此时桨 叶只能依靠包覆泡沫填芯的外壳进行承力,图4所示的泡沫填芯对接处的 条形空白区域无任何承力点(图示虚线所示的线段上没有任何承力点), 而图6所示,在对接部分9处,桨叶受垂直力时(如虚线所示),仅有两 个小线段不承力,因此,本申请能够提高桨叶寿命。
在一些可选实施方式中,如图5所示,所述相邻段泡沫填芯部分对接 处设置为多条直边对接。
在一些可选实施方式中,所述多条直边对接包括:在一个泡沫填芯 部分端部设置有V型槽,在另一个泡沫填芯部分端部设置有V型凸起,所 述V型槽适配容纳所述V型凸起。
本实施例如图6所示,其V形槽可以放在桨根泡沫7,对应桨尖泡沫就 是V形凸起。也可以V形槽放在桨尖泡沫8上,对应的桨根泡沫7就是V形 凸起。V形夹角α10也有一定要求。夹角α太大,蒙皮形成的褶皱接近“一” 字型,对桨叶寿命不利,夹角α太小,V形凸起和凹槽泡沫不易加工,而 且容易碎裂。本实施例夹角α范围为:20°≤α≤150°。
在一些可选实施方式中,如图7所示,所述多条直边对接包括:在一 个泡沫填芯部分端部设置有两个V型槽构成的W型结构,在另一个泡沫填 芯部分端部设置有两个V型凸起对应的M型结构,所述两个V型槽适配容 纳两个所述V型凸起。
在一些可选实施方式中,所述相邻段泡沫填芯部分对接处设置为弧 形对接。
在一些可选实施方式中,如图8所示,所述弧形对接包括采用抛物线 对接。抛物线开口不易过大,过大接近一字型,对强度不理,开口也不 易过小,不然增加了加工难度和破碎风险,弯曲程度参考V形夹角α。
在一些可选实施方式中,所述弧形对接包括采用半圆对接,如图9所 示。
本申请可给直升机提供成这种非直线对接方式,其优点主要是泡沫 之间不容易滑移产生间隙,即便产生间隙,在同一个弦向剖面处只有少 数几个点的蒙皮褶皱,不会形成应力集中,对某个剖面的桨叶强度不会 产生大的影响。
以上所述,仅为本申请的具体实施方式,但本申请的保护范围并不 局限于此,任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内, 可轻易想到的变化或替换,都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此, 本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (7)
1.一种直升机复合材料桨叶泡沫填芯结构,其特征在于,包括沿所述复合材料桨叶展向布置的多段泡沫填芯部分,相邻段泡沫填芯部分对接处设置为非平面对接。
2.如权利要求1所述的直升机复合材料桨叶泡沫填芯结构,其特征在于,所述相邻段泡沫填芯部分对接处设置为多条直边对接。
3.如权利要求2所述的直升机复合材料桨叶泡沫填芯结构,其特征在于,所述多条直边对接包括:在一个泡沫填芯部分端部设置有V型槽,在另一个泡沫填芯部分端部设置有V型凸起,所述V型槽适配容纳所述V型凸起。
4.如权利要求2所述的直升机复合材料桨叶泡沫填芯结构,其特征在于,所述多条直边对接包括:在一个泡沫填芯部分端部设置有两个V型槽构成的W型结构,在另一个泡沫填芯部分端部设置有两个V型凸起对应的M型结构,所述两个V型槽适配容纳两个所述V型凸起。
5.如权利要求1所述的直升机复合材料桨叶泡沫填芯结构,其特征在于,所述相邻段泡沫填芯部分对接处设置为弧形对接。
6.如权利要求1所述的直升机复合材料桨叶泡沫填芯结构,其特征在于,所述弧形对接包括采用抛物线对接。
7.如权利要求1所述的直升机复合材料桨叶泡沫填芯结构,其特征在于,所述弧形对接包括采用半圆对接。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201811361239.6A CN109533315A (zh) | 2018-11-15 | 2018-11-15 | 一种直升机复合材料桨叶泡沫填芯结构 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201811361239.6A CN109533315A (zh) | 2018-11-15 | 2018-11-15 | 一种直升机复合材料桨叶泡沫填芯结构 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN109533315A true CN109533315A (zh) | 2019-03-29 |
Family
ID=65847462
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201811361239.6A Pending CN109533315A (zh) | 2018-11-15 | 2018-11-15 | 一种直升机复合材料桨叶泡沫填芯结构 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN109533315A (zh) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN102271888A (zh) * | 2008-12-09 | 2011-12-07 | 古瑞特(英国)有限公司 | 复合层压制品的芯部和其制造 |
CN102490899A (zh) * | 2011-12-14 | 2012-06-13 | 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 | 无人直升机复合材料旋翼桨叶及其制作方法 |
EP2524794A1 (en) * | 2011-05-18 | 2012-11-21 | EUROCOPTER DEUTSCHLAND GmbH | Foam or honeycomb core, rotor blade with foam or honeycomb cores and method of manufacturing such a rotor blade |
CN108223304A (zh) * | 2018-02-28 | 2018-06-29 | 中国科学院工程热物理研究所 | 叶尖延长连接结构及其装配方法 |
CN207777092U (zh) * | 2017-12-21 | 2018-08-28 | 新疆金风科技股份有限公司 | 叶片及包括该叶片的风力发电机组 |
-
2018
- 2018-11-15 CN CN201811361239.6A patent/CN109533315A/zh active Pending
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN102271888A (zh) * | 2008-12-09 | 2011-12-07 | 古瑞特(英国)有限公司 | 复合层压制品的芯部和其制造 |
EP2524794A1 (en) * | 2011-05-18 | 2012-11-21 | EUROCOPTER DEUTSCHLAND GmbH | Foam or honeycomb core, rotor blade with foam or honeycomb cores and method of manufacturing such a rotor blade |
CN102490899A (zh) * | 2011-12-14 | 2012-06-13 | 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 | 无人直升机复合材料旋翼桨叶及其制作方法 |
CN207777092U (zh) * | 2017-12-21 | 2018-08-28 | 新疆金风科技股份有限公司 | 叶片及包括该叶片的风力发电机组 |
CN108223304A (zh) * | 2018-02-28 | 2018-06-29 | 中国科学院工程热物理研究所 | 叶尖延长连接结构及其装配方法 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DK2286085T3 (en) | The wind turbine blade | |
US6976829B2 (en) | Rotor blade tip section | |
US20100296941A1 (en) | Optimization of premium fiber material usage in wind turbine spars | |
JP5014205B2 (ja) | 船舶用高性能舵 | |
JP6468749B2 (ja) | 航空機の本体連結部の側部 | |
WO2010135593A1 (en) | Shell structure of wind turbine blade having regions of low shear modulus | |
CN108163192A (zh) | 一种高效低噪旋翼 | |
US20110052407A1 (en) | Swept blades utilizing asymmetric double biased fabrics | |
US20110052404A1 (en) | Swept blades with enhanced twist response | |
Lim et al. | Optimization of rotor structural design in compound rotorcraft with lift offset | |
US20210054822A1 (en) | Method for producing a split rotor blade, and rotor blade | |
EP2761170B1 (en) | Wind turbine blade having a geometric sweep | |
US9505486B2 (en) | Propeller blade having compliant adhesive at spar interface | |
EP2886449A1 (en) | Leading edge for an aircraft lifting surface | |
CN109533315A (zh) | 一种直升机复合材料桨叶泡沫填芯结构 | |
US20150176415A1 (en) | Blade comprising a support, provided with a portion with a depression | |
US8096779B2 (en) | Rotorcraft blade provided with a radial segment and with at least one forwardly- and/or rearwardly-swept segment | |
US20090230238A1 (en) | Aircraft fuselage structure | |
US8858183B2 (en) | Rotor blade for a rotary-wing aircraft | |
CN209080154U (zh) | 一种基于3d金属打印的直升机桨叶结构 | |
NO335877B1 (no) | Ringpropell med forover vridning | |
CN109094820A (zh) | 环形平板灶式复合材料主承力结构件 | |
WO2005081701A2 (en) | Blade and wing configuration | |
KR20130114859A (ko) | 터보프롭 항공기용 복합재 프로펠러 블레이드 | |
CN113383159A (zh) | 风力涡轮机叶片 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20190329 |
|
RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |