CN114030637B - 一种直升机大梁及大梁带的剪裁方法 - Google Patents

一种直升机大梁及大梁带的剪裁方法 Download PDF

Info

Publication number
CN114030637B
CN114030637B CN202111382343.5A CN202111382343A CN114030637B CN 114030637 B CN114030637 B CN 114030637B CN 202111382343 A CN202111382343 A CN 202111382343A CN 114030637 B CN114030637 B CN 114030637B
Authority
CN
China
Prior art keywords
girder
belt
band
cutting
cut
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.)
Active
Application number
CN202111382343.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN114030637A (zh
Inventor
唐心凯
陈钟鸣
汪亚敏
王丁伟
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.)
China Helicopter Research and Development Institute
Original Assignee
China Helicopter Research and Development Institute
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 China Helicopter Research and Development Institute filed Critical China Helicopter Research and Development Institute
Priority to CN202111382343.5A priority Critical patent/CN114030637B/zh
Publication of CN114030637A publication Critical patent/CN114030637A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114030637B publication Critical patent/CN114030637B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/064—Stringers; Longerons
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Bridges Or Land Bridges (AREA)

Abstract

本发明属于直升机旋翼缠绕大梁结构设计技术领域，一种大梁带的剪裁方法。所述方法包括：采用复合材料绕2个衬套缠绕形成环形大梁，并将所述环形大梁从中部裁断，构成直升机承力大梁的大梁带；直升机承力大梁的大梁带(1)从内向外依次包括内层大梁带(4)、中间大梁带(5)、外层大梁带(6)和最外层大梁带(7)。解决了大梁带尖端开裂的问题。此项技术可扩展应用于其他直升机复合材料柔性梁及桨叶的无纬带大梁结构设计。

Description

一种直升机大梁及大梁带的剪裁方法
技术领域
本发明属于直升机旋翼缠绕大梁结构设计技术领域，一种大梁带的剪裁方法。
背景技术
缠绕大梁通常用于直升机复合材料桨叶以及无轴承旋翼柔性梁上，直升机桨叶及柔性梁结构主要由大梁、接头填块、衬套等组成。大梁作为其主承力构件，由机械缠绕制成的玻璃无纬带大梁绕过根部衬套，通过根部接头填块实现平滑过渡，承受全部离心力和部分挥舞和摆振弯矩。由于桨叶或柔性梁不同剖面的刚度设计要求，大梁带需要沿展向进行剪裁，目前主流的剪裁方式为由内到外的阶梯型裁剪。在某无人直升机的试验过程中发现，正常飞行过程中柔性梁承受了很大的离心力，无纬带大梁的径向力学性能薄弱，大梁带与接头填块尖端形成一定角度，在轴向力的作用下容易出现大梁带开裂现象。承力大梁采用三维编织复合材料可解决材料径向力学性能薄弱的问题，但由于三维编织复合材料制造工艺复杂，现阶段工程应用难度较大。
发明内容
本发明的目的：提供一种大梁带的剪裁方法，解决了大梁带尖端开裂的问题。此项技术可扩展应用于其他直升机复合材料柔性梁及桨叶的无纬带大梁结构设计。
发明的技术方案：一方面，提供一种大梁带的剪裁方法，所述方法包括：采用复合材料绕2个衬套缠绕形成环形大梁，并将所述环形大梁从中部裁断，构成直升机承力大梁的大梁带；直升机承力大梁的大梁带从内向外依次包括内层大梁带4、中间大梁带5、外层大梁带6和最外层大梁带7；
对所述大梁带进行裁剪，具体裁剪方法为：从内往外最里层的N束内层大梁带4不剪裁；靠近内层大梁带4的中间大梁带5沿展向依次斜向剪裁，以形成台阶形结构；靠近中间大梁带5的外层大梁带6展向剪裁起始位置保持与中间大梁带展向起始位置一致，沿展向依次斜向剪裁，以形成台阶形结构；靠近外层大梁带6的最外层大梁带7不剪裁，用于缠绕在接头填块2上时，与内层大梁带4接触，构成封闭回路。
进一步地，中间大梁带5沿展向依次斜向剪裁形成的台阶形结构与内层大梁带4的夹角不超过45°。
进一步地，外层大梁带6沿展向依次斜向剪裁形成的台阶形结构与中间大梁带5的夹角不超过45°。
进一步地，在裁剪完中间大梁带5后，在内层大梁带4靠近中间大梁带5的表面铺设胶膜，避免缠绕在接头填块2后大梁带层间的分层开裂。
进一步地，在裁剪完外层大梁带6后，在中间大梁带5靠近外层大梁带6的表面铺设胶膜，避免缠绕在接头填块2后大梁带层间的分层开裂。
进一步地，复合材料选用无纬带或单向布。
进一步地，无纬带或单向布选用玻璃纤维或碳纤维。
另一方面，提供一种直升机大梁，包括如上所述裁剪后的大梁带，所述裁剪后的大梁带缠绕于接头填块2，接头填块2套设于衬套3；接头填块2外形为鱼形结构。
本发明的优点：直升机复合材料柔性梁采用这种承力大梁剪裁方式，可以实现大梁带与接头填块尖端的夹角变小，传力路径相较于传统大梁带剪裁方式如图2所示更加优化，大梁带不易开裂，提高了柔性梁的寿命。此方法应用于某无人直升机的柔性梁上，增强了柔性梁的抗拉伸能力，提高了柔性梁的使用寿命。此方法可推广应用于其他直升机复合材料桨叶根部或柔性梁的单向大梁带，降低大梁带开裂风险。
附图说明：
图1是本实施例缠绕大梁的新型剪裁方式,a为大梁带走向示意图、b为大梁带新型剪裁示意图；
图2是缠绕大梁传统剪裁方式。
具体实施方式：
下面结合附图对本发明做进一步详细描述。
实施例1
结合图1所示，本实施例，提供一种大梁带的剪裁方法，所述方法包括：采用复合材料绕2个衬套缠绕形成环形大梁，并将所述环形大梁从中部裁断，构成直升机承力大梁的大梁带；直升机承力大梁的大梁带从内向外依次包括内层大梁带4、中间大梁带5、外层大梁带6和最外层大梁带7。
结合图1中的b图所示，对所述大梁带进行裁剪，具体裁剪方法为：从内往外最里层的N束内层大梁带4不剪裁；靠近内层大梁带4的中间大梁带5沿展向依次斜向剪裁，以形成台阶形结构；靠近中间大梁带5的外层大梁带6展向剪裁起始位置保持与中间大梁带展向起始位置一致，沿展向依次斜向剪裁，以形成台阶形结构，中间大梁带5与外层大梁带6绕接头填块2缠绕时形成锥形结构；靠近外层大梁带6的最外层大梁带7不剪裁，用于缠绕在接头填块2上时，与内层大梁带4接触，构成封闭回路。
本实施例，中间大梁带5沿展向依次斜向剪裁形成的台阶形结构与内层大梁带4的夹角不超过45°。外层大梁带6沿展向依次斜向剪裁形成的台阶形结构与中间大梁带5的夹角不超过45°。通过限制裁剪的尖角，避免裁剪过于剧烈引起刚度突变，降低大梁使用寿命。
本实施例，在裁剪完中间大梁带5后，在内层大梁带4靠近中间大梁带5的表面铺设胶膜，避免缠绕在接头填块2后大梁带层间的分层开裂。
本实施例，在裁剪完外层大梁带6后，在中间大梁带5靠近外层大梁带6的表面铺设胶膜，避免缠绕在接头填块2后大梁带层间的分层开裂。
本实施例，复合材料选用无纬带或单向布。进一步地，无纬带或单向布选用玻璃纤维或碳纤维。
本实施例，形成阶梯厚度小，大梁带与接头填块尖端形成的夹角α小，在较大离心力下传力路径近乎直线，大梁带不易开裂。
结合图1中的a图所示，将所述裁剪后的大梁带缠绕于接头填块2，接头填块2套设于衬套3，以形成直升机大梁。

Claims (8)

1.一种大梁带的剪裁方法，其特征在于，所述方法包括：采用复合材料绕2个衬套缠绕形成环形大梁，并将所述环形大梁从中部裁断，构成直升机承力大梁的大梁带；直升机承力大梁的大梁带(1)从内向外依次包括内层大梁带(4)、中间大梁带(5)、外层大梁带(6)和最外层大梁带(7)；
对所述大梁带进行裁剪，具体裁剪方法为：从内往外最里层的N束内层大梁带(4)不剪裁；靠近内层大梁带(4)的中间大梁带(5)沿展向依次斜向剪裁，以形成台阶形结构；靠近中间大梁带(5)的外层大梁带(6)展向剪裁起始位置保持与中间大梁带展向起始位置一致，沿展向依次斜向剪裁，以形成台阶形结构；靠近外层大梁带(6)的最外层大梁带(7)不剪裁，用于缠绕在接头填块(2)上时，与内层大梁带(4)接触，构成封闭回路。
2.根据权利要求1所述的大梁带的剪裁方法，其特征在于，中间大梁带(5)沿展向依次斜向剪裁形成的台阶形结构与内层大梁带(4)的夹角不超过45°。
3.根据权利要求1所述的大梁带的剪裁方法，其特征在于，外层大梁带(6)沿展向依次斜向剪裁形成的台阶形结构与中间大梁带(5)的夹角不超过45°。
4.根据权利要求1所述的大梁带的剪裁方法，其特征在于，在裁剪完中间大梁带(5)后，在内层大梁带(4)靠近中间大梁带(5)的表面铺设胶膜，避免缠绕在接头填块(2)后大梁带层间的分层开裂。
5.根据权利要求1所述的大梁带的剪裁方法，其特征在于，在裁剪完外层大梁带(6)后，在中间大梁带(5)靠近外层大梁带(6)的表面铺设胶膜，避免缠绕在接头填块(2)后大梁带层间的分层开裂。
6.根据权利要求1所述的大梁带的剪裁方法，其特征在于，复合材料选用无纬带或单向布。
7.根据权利要求6所述的大梁带的剪裁方法，其特征在于，无纬带或单向布选用玻璃纤维或碳纤维。
8.一种直升机大梁，包括根据权利要求1至6任一项所述大梁带的剪裁方法裁剪后的大梁带，其特征在于，所述裁剪后的大梁带缠绕于接头填块(2)，接头填块(2)套设于衬套(3)；接头填块(2)外形为鱼形结构。
CN202111382343.5A 2021-11-19 2021-11-19 一种直升机大梁及大梁带的剪裁方法 Active CN114030637B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111382343.5A CN114030637B (zh) 2021-11-19 2021-11-19 一种直升机大梁及大梁带的剪裁方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111382343.5A CN114030637B (zh) 2021-11-19 2021-11-19 一种直升机大梁及大梁带的剪裁方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114030637A CN114030637A (zh) 2022-02-11
CN114030637B true CN114030637B (zh) 2023-04-25

Family

ID=80145012

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111382343.5A Active CN114030637B (zh) 2021-11-19 2021-11-19 一种直升机大梁及大梁带的剪裁方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114030637B (zh)

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007032098A (ja) * 2005-07-27 2007-02-08 Nippon Steel Corp 大梁と小梁の接合施工方法および接合構造
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
KR20130117687A (ko) * 2012-04-18 2013-10-28 유로캅터 도이칠란트 게엠베하 헬리콥터의 무베어링 로터용 공기역학적 블레이드 부착장치
CN103895865A (zh) * 2012-12-25 2014-07-02 中国直升机设计研究所 一种新型复合材料桨尖结构
CN104669649A (zh) * 2013-12-02 2015-06-03 昌河飞机工业（集团）有限责任公司 一种复杂立体外形的桨叶大梁带缠绕夹具、维形夹具及方法
CN106672203A (zh) * 2016-12-14 2017-05-17 中航通飞研究院有限公司 一种混杂复合材料平板梁式结构及其加工方法
CN106828865A (zh) * 2017-03-01 2017-06-13 山东长空雁航空科技有限责任公司 机身上大梁及其成型方法
CN108045559A (zh) * 2017-12-15 2018-05-18 惠阳航空螺旋桨有限责任公司 一种复合材料桨叶叶根连接结构
CN207875977U (zh) * 2017-12-15 2018-09-18 惠阳航空螺旋桨有限责任公司 一种复合材料桨叶叶根连接结构
CN109050873A (zh) * 2018-08-31 2018-12-21 上海宇航系统工程研究所 一种带有大型开口的飞行器舱体结构
CN109533291A (zh) * 2018-11-15 2019-03-29 中国直升机设计研究所 一种旋翼桨叶内部驱动器的固定装置
CN109822937A (zh) * 2019-03-25 2019-05-31 上海电气风电集团有限公司 一种扎束工装及采用该扎束工装的叶片大梁生产方法

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007032098A (ja) * 2005-07-27 2007-02-08 Nippon Steel Corp 大梁と小梁の接合施工方法および接合構造
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
KR20130117687A (ko) * 2012-04-18 2013-10-28 유로캅터 도이칠란트 게엠베하 헬리콥터의 무베어링 로터용 공기역학적 블레이드 부착장치
CN103895865A (zh) * 2012-12-25 2014-07-02 中国直升机设计研究所 一种新型复合材料桨尖结构
CN104669649A (zh) * 2013-12-02 2015-06-03 昌河飞机工业（集团）有限责任公司 一种复杂立体外形的桨叶大梁带缠绕夹具、维形夹具及方法
CN106672203A (zh) * 2016-12-14 2017-05-17 中航通飞研究院有限公司 一种混杂复合材料平板梁式结构及其加工方法
CN106828865A (zh) * 2017-03-01 2017-06-13 山东长空雁航空科技有限责任公司 机身上大梁及其成型方法
CN108045559A (zh) * 2017-12-15 2018-05-18 惠阳航空螺旋桨有限责任公司 一种复合材料桨叶叶根连接结构
CN207875977U (zh) * 2017-12-15 2018-09-18 惠阳航空螺旋桨有限责任公司 一种复合材料桨叶叶根连接结构
CN109050873A (zh) * 2018-08-31 2018-12-21 上海宇航系统工程研究所 一种带有大型开口的飞行器舱体结构
CN109533291A (zh) * 2018-11-15 2019-03-29 中国直升机设计研究所 一种旋翼桨叶内部驱动器的固定装置
CN109822937A (zh) * 2019-03-25 2019-05-31 上海电气风电集团有限公司 一种扎束工装及采用该扎束工装的叶片大梁生产方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN114030637A (zh) 2022-02-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20140271217A1 (en) Efficient wind turbine blade design and associated manufacturing methods using rectangular spars and segmented shear web
US10066600B2 (en) Wind turbine rotor blade and method of construction
US5269658A (en) Composite blade with partial length spar
US11572861B2 (en) Method for forming a rotor blade for a wind turbine
US4242160A (en) Method of winding a wind turbine blade using a filament reinforced mandrel
US8114329B2 (en) Wing and blade structure using pultruded composites
EP2617555B1 (en) Wind turbine rotor blade with trailing edge comprising rovings
EP2660146B1 (en) Propeller blade with modified spar layup
US20110052404A1 (en) Swept blades with enhanced twist response
CN114030637B (zh) 一种直升机大梁及大梁带的剪裁方法
CN105307933B (zh) 接头组件及其形成方法
JP2002357247A (ja) ハイブリッドコンポジットフライホイールリム及びその製造方法
US10024301B2 (en) Textile composite wind turbine blade
US3616508A (en) Method of making compressor or turbine rotor or stator blades
US9352823B2 (en) Propeller blade with reinforced spar core
CN112112835B (zh) 一种航空发动机复合材料风扇叶片及其制造方法
US11015461B2 (en) Composite hollow blade and a method of forming the composite hollow blade
CN114030604B (zh) 一种复合材料缠绕的拉扭条组件及其成型方法
EP2660144A1 (en) Propeller blade with modified spar stiffness.
US20230228299A1 (en) Composite flexible coupling
CN116494570A (zh) 风电叶片拉挤板大梁的制造方法和拉挤板大梁结构
RU2661429C1 (ru) Способ изготовления направляющего лопаточного аппарата компрессора авиационного двигателя
KR101033108B1 (ko) 플라이휠용 허브의 제조방법
US10906267B2 (en) Composite structure
EP2527683B1 (en) Hybrid tape for robotic transmission

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