CN113353256A - 一种变转速刚性旋翼桨叶 - Google Patents

一种变转速刚性旋翼桨叶 Download PDF

Info

Publication number
CN113353256A
CN113353256A CN202110609065.6A CN202110609065A CN113353256A CN 113353256 A CN113353256 A CN 113353256A CN 202110609065 A CN202110609065 A CN 202110609065A CN 113353256 A CN113353256 A CN 113353256A
Authority
CN
China
Prior art keywords
variable
section
blade
split
surface part
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.)
Granted
Application number
CN202110609065.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113353256B (zh
Inventor
邵松
焦志文
刘士明
应旭成
贺敏锐
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
No 60 Institute of Headquarters of General Staff of PLA
Original Assignee
No 60 Institute of Headquarters of General Staff of PLA
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by No 60 Institute of Headquarters of General Staff of PLA filed Critical No 60 Institute of Headquarters of General Staff of PLA
Priority to CN202110609065.6A priority Critical patent/CN113353256B/zh
Publication of CN113353256A publication Critical patent/CN113353256A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113353256B publication Critical patent/CN113353256B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

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
    • B64C27/467—Aerodynamic features
    • 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
    • B64C2027/4733—Rotor blades substantially made from particular materials
    • 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
    • B64C2027/4733—Rotor blades substantially made from particular materials
    • B64C2027/4736—Rotor blades substantially made from particular materials from composite materials

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明公开了一种变转速刚性旋翼桨叶，包括变截面分体缠绕式大梁带、变截面式后缘条、分体式衬套组件、PMI硬质泡沫填芯和复合材料蒙皮；所述变截面分体缠绕式大梁带沿桨叶展向铺设在前缘位置，截面积呈线性分布，逐渐减小；在桨叶根部位置，变截面分体缠绕式大梁带分成上下翼面两部分，并分别缠绕在分体式衬套组件上；所述变截面式后缘条沿桨叶展向铺设在桨叶后缘位置、复合材料蒙皮之间，截面积沿桨叶展向呈线性分布；所述PMI硬质泡沫填芯铺放在变截面分体缠绕式大梁带和变截面式后缘条之间。本发明变转速刚性旋翼桨叶能满足桨叶动力学刚硬要求，可实现桨叶与桨毂一体化连接，减小桨毂阻力。

Description

一种变转速刚性旋翼桨叶
技术领域
本发明属于直升机桨叶技术领域，具体是一种变转速刚性旋翼桨叶。
背景技术
直升机具有垂直起降、定点悬停等优势，近年来，无人直升机在军事领域得到极大地发展和应用。相比于固定翼无人机，无人直升机在舰载方面具有垂直起降的优势，因此有着重大应用前景。我国疆域辽阔、海岸线长、海岛众多，对于侦察巡视、长途运输、反潜等具有迫切需要，这就对无人直升机的续航能力提出高要求。
为提高直升机的续航能力，出现了变转速长航时直升机，该种直升机可根据起飞重量、海拔、速度的飞行参数实时调节旋翼转速，使直升机在最高效的转速下工作，降低需要功率，提高直升机的续航能力。
旋翼是直升机的主要动力部件，提供了直升机的升力和前飞动力，因此旋翼是直升机主要的功率消耗来源。为避免变转速过程中旋翼出现动力学稳定性问题，同时降低旋翼前飞阻力、提高旋翼前飞升阻比，长航时无人直升机旋翼一般设计为刚性旋翼。
在现有的桨叶设计技术中，桨叶设计主要针对螺旋桨飞行器和常规直升机，并未对长航时无人直升机刚性旋翼桨叶有专门的设计。对于变转速刚性旋翼，为尽量减少旋翼转速变化过程中出现共振现象，要求变转速旋翼在转速变化的区间内，旋翼桨叶都处于刚性状态。因此对于刚性旋翼复合材料桨叶设计的关键点就在于如何通过桨叶内部材料和结构的选择来增大挥舞、摆振和扭转的一阶固有频率，从而保证旋翼桨叶在变转速区间内都处于刚性状态。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是针对现有技术的不足，提供一种变转速刚性旋翼复合材料桨叶内部结构。
为了实现上述目的，本发明采取的技术方案如下：
一种变转速刚性旋翼桨叶，包括变截面分体缠绕式大梁带发明、变截面式后缘条发明、分体式衬套组件、PMI硬质泡沫填芯发明和复合材料蒙皮发明；
所述变截面分体缠绕式大梁带发明沿桨叶展向铺设在前缘位置，截面积呈线性分布，逐渐减小；在桨叶根部位置，变截面分体缠绕式大梁带发明分成上下翼面两部分，并分别缠绕在分体式衬套组件上；所述变截面式后缘条发明沿桨叶展向铺设在桨叶后缘位置、复合材料蒙皮发明之间，截面积沿桨叶展向呈线性分布；所述PMI硬质泡沫填芯发明铺放在变截面分体缠绕式大梁带发明和变截面式后缘条发明之间。
具体地，所述的分体式衬套组件包括分体式上衬套发明、预成型小鱼填充上块发明、分体式下衬套发明、预成型小鱼填充下块发明，分体式上衬套发明在预成型小鱼填充上块发明内；分体式下衬套发明在预成型小鱼填充下块发明内，整个分体式衬套组件通过高温固化一体成型。
具体地，所述的复合材料蒙皮发明位于最外侧，将变截面分体缠绕式大梁带发明、变截面式后缘条发明和PMI硬质泡沫填芯发明包围。
进一步地，所述的变截面分体缠绕式大梁带发明采用中温固化环氧高强粗砂预浸带沿着桨叶展向铺设而成，在桨根处采用上下分体式结构，分别缠绕在分体式衬套上，实现离心力的传递；同时在桨叶翼型段采用变截面式设计，大梁带的截面积随桨叶展向呈线性分布，逐渐减小。变截面分体缠绕式大梁带起到承担离心力并提供桨叶挥舞刚度的作用。
进一步地，所述的变截面式后缘条发明采用碳纤维单向布沿桨叶后缘铺放在上下蒙皮之间，其截面积随桨叶展向呈线性分布，逐渐减小。变截面式后缘条发明主要作用为增加桨叶摆振刚度，起到调节摆振频率的作用。
进一步地，所述的复合材料蒙皮发明采用两层中温固化环氧玻璃布预浸料和四层中温固化环氧碳纤维预浸料铺设而成，铺层角度为±45度。
PMI硬质泡沫填芯起到内部填充的作用，同时也为桨叶提供少量的扭转刚度，具有一定的刚度和较高的抗压强度。
分体式衬套组件由分体式上下衬套和小鱼预成型上下填块组成，通过相关模具将衬套和短切纤维填料高温固化连接在一起，起到传递桨叶离心力的作用。
有益效果：
本发明变转速刚性旋翼桨叶能满足桨叶动力学刚硬要求，可实现桨叶与桨毂一体化连接，减小桨毂阻力。变截面分体缠绕式大梁带通过缠绕在分体式衬套组件上传递离心力。变截面后缘条位于桨叶后缘铺放在上下蒙皮之间，能够实现增加桨叶摆振刚度的作用。该种复合材料桨叶内部结构具有易实现、结构紧凑、受力均匀、动力学特性稳定等特点。
附图说明
下面结合附图和具体实施方式对本发明做更进一步的具体说明，本发明的上述和/或其他方面的优点将会变得更加清楚。
图1是该变转速刚性旋翼桨叶的整体结构示意图。
图2是变截面分体缠绕式大梁带与分体式衬套连接示意图。
图3是变截面式后缘条结构示意图。
图4是分体式衬套组件结构示意图；
图5是该变转速刚性旋翼桨叶的翼型段剖面示意图。
其中，各附图标记分别代表：1变截面分体缠绕式大梁带；2变截面式后缘条；3分体式上衬套；4预成型小鱼填充上块；5分体式下衬套；6预成型小鱼填充下块；7PMI硬质泡沫填芯；8复合材料蒙皮。
具体实施方式
根据下述实施例，可以更好地理解本发明。
说明书附图所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明可实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容所能涵盖的范围内。同时，本说明书中所引用的如“上”、“下”、“前”、“后”、“中间”等用语，亦仅为便于叙述的明了，而非用以限定本发明可实施的范围，其相对关系的改变或调整，在无实质变更技术内容下，当亦视为本发明可实施的范畴。
本发明变转速刚性旋翼桨叶的整体结构如图1所示，包括变截面分体缠绕式大梁带发明1发明、变截面式后缘条发明2发明、分体式衬套组件、PMI硬质泡沫填芯发明7发明和复合材料蒙皮发明8发明。
其中，所述变截面分体缠绕式大梁带发明1发明沿桨叶展向铺设在前缘位置，截面积呈线性分布，逐渐减小；在桨叶根部位置，变截面分体缠绕式大梁带发明1发明分成上下翼面两部分，并分别缠绕在分体式衬套组件上，见图2；所述变截面式后缘条发明2发明沿桨叶展向铺设在桨叶后缘位置、复合材料蒙皮发明8发明之间，截面积沿桨叶展向呈线性分布，见图3；所述PMI硬质泡沫填芯发明7发明铺放在变截面分体缠绕式大梁带发明1发明和变截面式后缘条发明2发明之间。
如图4所示，分体式衬套组件包括分体式上衬套发明3发明、预成型小鱼填充上块发明4发明、分体式下衬套发明5发明、预成型小鱼填充下块发明6发明，分体式上衬套发明3发明在预成型小鱼填充上块发明4发明内；分体式下衬套发明5发明在预成型小鱼填充下块发明6发明内，整个分体式衬套组件通过高温固化一体成型。
该变转速刚性旋翼桨叶的翼型段剖面如图5所示，复合材料蒙皮发明8发明位于最外侧，将变截面分体缠绕式大梁带发明1发明、变截面式后缘条发明2发明和PMI硬质泡沫填芯发明7发明包围。
变截面分体缠绕式大梁带发明1发明采用中温固化环氧高强粗砂预浸带沿着桨叶展向铺设而成，在桨根处采用上下分体式结构，分别缠绕在分体式衬套上，实现离心力的传递；同时在桨叶翼型段采用变截面式设计，大梁带的截面积随桨叶展向呈线性分布，逐渐减小。变截面分体缠绕式大梁带起到承担离心力并提供桨叶挥舞刚度的作用。
变截面式后缘条发明2发明采用碳纤维单向布沿桨叶后缘铺放在上下蒙皮之间，其截面积随桨叶展向呈线性分布，逐渐减小。变截面式后缘条发明2发明主要作用为增加桨叶摆振刚度，起到调节摆振频率的作用。
复合材料蒙皮发明8发明采用两层中温固化环氧玻璃布预浸料和四层中温固化环氧碳纤维预浸料铺设而成，铺层角度为±45度。
PMI硬质泡沫填芯起到内部填充的作用，同时也为桨叶提供少量的扭转刚度，具有一定的刚度和较高的抗压强度。
分体式衬套组件由分体式上下衬套和小鱼预成型上下填块组成，通过相关模具将衬套和短切纤维填料高温固化连接在一起，起到传递桨叶离心力的作用。
本发明提供了一种变转速刚性旋翼桨叶的思路及方法，具体实现该技术方案的方法和途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。本实施例中未明确的各组成部分均可用现有技术加以实现。

Claims (6)

1.一种变转速刚性旋翼桨叶，其特征在于，包括变截面分体缠绕式大梁带(1)、变截面式后缘条(2)、分体式衬套组件、PMI硬质泡沫填芯(7)和复合材料蒙皮(8)；
所述变截面分体缠绕式大梁带(1)沿桨叶展向铺设在前缘位置，截面积呈线性分布，逐渐减小；在桨叶根部位置，变截面分体缠绕式大梁带(1)分成上下翼面两部分，并分别缠绕在分体式衬套组件上；所述变截面式后缘条(2)沿桨叶展向铺设在桨叶后缘位置、复合材料蒙皮(8)之间，截面积沿桨叶展向呈线性分布；所述PMI硬质泡沫填芯(7)铺放在变截面分体缠绕式大梁带(1)和变截面式后缘条(2)之间。
2.根据权利要求1所述的变转速刚性旋翼桨叶，其特征在于，所述的分体式衬套组件包括分体式上衬套(3)、预成型小鱼填充上块(4)、分体式下衬套(5)、预成型小鱼填充下块(6)，分体式上衬套(3)在预成型小鱼填充上块(4)内；分体式下衬套(5)在预成型小鱼填充下块(6)内，整个分体式衬套组件通过高温固化一体成型。
3.根据权利要求1所述的变转速刚性旋翼桨叶，其特征在于，所述的复合材料蒙皮(8)位于最外侧，将变截面分体缠绕式大梁带(1)、变截面式后缘条(2)和PMI硬质泡沫填芯(7)包围。
4.根据权利要求1所述的变转速刚性旋翼桨叶，其特征在于，所述的变截面分体缠绕式大梁带(1)采用中温固化环氧高强粗砂预浸带沿着桨叶展向铺设而成，在桨根处采用上下分体式结构，分别缠绕在分体式衬套上，实现离心力的传递；同时在桨叶翼型段采用变截面式设计，大梁带的截面积随桨叶展向呈线性分布，逐渐减小。
5.根据权利要求1所述的变转速刚性旋翼桨叶，其特征在于，所述的变截面式后缘条(2)采用碳纤维单向布沿桨叶后缘铺放在上下蒙皮之间，其截面积随桨叶展向呈线性分布，逐渐减小。
6.根据权利要求3所述的变转速刚性旋翼桨叶，其特征在于，所述的复合材料蒙皮(8)采用两层中温固化环氧玻璃布预浸料和四层中温固化环氧碳纤维预浸料铺设而成，铺层角度为±45度。
CN202110609065.6A 2021-06-01 2021-06-01 一种变转速刚性旋翼桨叶 Active CN113353256B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110609065.6A CN113353256B (zh) 2021-06-01 2021-06-01 一种变转速刚性旋翼桨叶

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110609065.6A CN113353256B (zh) 2021-06-01 2021-06-01 一种变转速刚性旋翼桨叶

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113353256A true CN113353256A (zh) 2021-09-07
CN113353256B CN113353256B (zh) 2022-04-05

Family

ID=77530767

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110609065.6A Active CN113353256B (zh) 2021-06-01 2021-06-01 一种变转速刚性旋翼桨叶

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113353256B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115675853A (zh) * 2022-10-24 2023-02-03 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 一种具有双掠式外形的桨叶结构

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3528753A (en) * 1968-06-14 1970-09-15 United Aircraft Corp Helicopter blade with non-homogeneous structural spar
CN101428686A (zh) * 2008-12-23 2009-05-13 北京航空航天大学 共轴直升机复合材料桨叶结构设计的方法
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
CN102722606A (zh) * 2012-05-24 2012-10-10 北京航空航天大学 一种降低直升机旋翼桨毂振动载荷的方法
CN203186576U (zh) * 2012-12-21 2013-09-11 中国直升机设计研究所 一种直升机复合材料桨叶根部的新构型
CN104002966A (zh) * 2014-06-03 2014-08-27 北京航空航天大学 一种抑制倾转旋翼机回转颤振的旋翼桨叶构型设计

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3528753A (en) * 1968-06-14 1970-09-15 United Aircraft Corp Helicopter blade with non-homogeneous structural spar
CN101428686A (zh) * 2008-12-23 2009-05-13 北京航空航天大学 共轴直升机复合材料桨叶结构设计的方法
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
CN102722606A (zh) * 2012-05-24 2012-10-10 北京航空航天大学 一种降低直升机旋翼桨毂振动载荷的方法
CN203186576U (zh) * 2012-12-21 2013-09-11 中国直升机设计研究所 一种直升机复合材料桨叶根部的新构型
CN104002966A (zh) * 2014-06-03 2014-08-27 北京航空航天大学 一种抑制倾转旋翼机回转颤振的旋翼桨叶构型设计

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115675853A (zh) * 2022-10-24 2023-02-03 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 一种具有双掠式外形的桨叶结构

Also Published As

Publication number Publication date
CN113353256B (zh) 2022-04-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10266252B2 (en) Wing extension winglets for tiltrotor aircraft
US8939393B2 (en) Aircraft with integrated lift and propulsion system
US8066219B2 (en) Anhedral tip blades for tiltrotor aircraft
US10710712B2 (en) Rotor blade afterbody
US8864062B2 (en) Aircraft with integrated lift and propulsion system
US20100270435A1 (en) Wing efficiency for tilt-rotor aircraft
CA2230711A1 (en) Gyroplane
CN111674546B (zh) 一种适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的旋翼气动外形
CN106628168A (zh) 一种新型倾转旋翼飞机
CN113353256B (zh) 一种变转速刚性旋翼桨叶
CN108423157B (zh) 一种适用于倾转旋翼飞行器的两叶螺旋桨
US9139297B1 (en) Rotor blade subsystems attachment
CN110963028B (zh) 一种适用于倾转旋翼飞行器的共轴双旋翼
CN113044212B (zh) 一种中型倾转旋翼无人飞行器
CN112027072A (zh) 复合式倾转动力纵列变翼逆速旋翼飞行器
CN111532426A (zh) 一种v型尾翼多旋翼垂直起降布局的飞行器
CN112977814B (zh) 适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的改进型旋翼气动外形
CN110844064B (zh) 一种低雷诺数旋翼桨叶
CN115675853A (zh) 一种具有双掠式外形的桨叶结构
CN211196609U (zh) 一种串列双电机共轴反桨航空电动推进单元
CN116062163B (zh) 一种旋翼飞行器及其变负扭桨叶
CN204750573U (zh) 一种气动优化油电混合多旋翼飞行器
CN213566468U (zh) 复合式尾推进横列自转双旋翼飞行器
CN213566473U (zh) 复合式倾转机翼纵列自转双旋翼飞行器
CN213566472U (zh) 复合式前拉进横列自转双旋翼飞行器

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
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant