JP2004067053A

JP2004067053A - Rotor hub structure of rotor craft

Info

Publication number: JP2004067053A
Application number: JP2002232885A
Authority: JP
Inventors: Tadashi Wakatsuki; 若月　正; Hitoshi Kawaguchi; 川口　仁; Atsushi Hayashida; 林田　篤
Original assignee: Kawasaki Heavy Industries Ltd
Current assignee: Kawasaki Heavy Industries Ltd
Priority date: 2002-08-09
Filing date: 2002-08-09
Publication date: 2004-03-04
Anticipated expiration: 2022-08-09
Also published as: JP3851598B2

Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a rotor hub structure of a rotor craft of a strength-efficient structure for reducing the weight and improving the reliability thereof. SOLUTION: The centrifugal force is supported by a support beam 15, and the centrifugal force is not transmitted to a rotor mast 13. Since the shear load is transmitted from a spherical bearing 34 provided in a vicinity of the rotor mast 13 to the rotor mast 13, the shear load is not transmitted to the support beam 15 which is a centrifugal force supporting body. As described above, by clarifying the load transmission route, and clarifying the load supported by each member, a strength-efficient structure can be obtained, the weight is reduced, and the reliability is improved. COPYRIGHT: (C)2004,JPO

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、回転翼航空機のロータハブ構造体に関し、たとえば中大型の回転翼航空機に好適に用いられる回転翼航空機のロータハブ構造体に関する。
【０００２】
本発明において、用語「略直交」は「直交」を含み、用語「略平行」は「平行」を含む。
【０００３】
【従来の技術】
回転翼航空機のロータハブ構造体として、ベアリングレス構造がある。ベアリングレス構造は、ロータブレードのフラッピング運動と、ドラッギング運動と、フェザリング運動をロータブレードのヨークの弾性変形によって行う構造であり、たとえば中小型機に適用されている。この構造では、ロータブレードのヨークが繰返し弾性変形されてしまう。
【０００４】
ロータブレードのヨークを弾性変形させないようにするロータハブ構造体として、エラストメリックベアリングを用いた構造がある。エラストメリックベアリングは、複数の金属製シム（薄板）と複数のゴム層（弾性層）とを交互に積層し、その積層方向に作用する圧縮荷重を許容することができるとともに、ゴム層の弾性変形によって所定角度範囲の揺動を許容することができ、これを用いたハブ構造は、たとえば大型機に適用されている。このエラストメリックベアリングを用いたロータハブ構造体は、たとえば特表２０００−５１０７９１号公報および特開昭６２−２０７９７号公報に示されている。
【０００５】
図９は、特表２０００−５１０７９１号公報のロータハブ構造体の要部断面図である。このロータハブ構造体においては、ロータブレード９が連結されるエラストメリックベアリング５を、上下のプレート６，７にボルト８を用いて連結している。ロータブレード９からロータハブ構造体に加わる力のうち、半径方向外方Ｒ０に働く遠心力は、プレート６，７によって支持し、回転軸線方向および周方向に働くせん断力は、下プレート７からマスト１０１に伝達してマスト１０１によって支持している。
【０００６】
図１０は、特開昭６２−２０７９７号公報のロータハブ構造体の要部断面図である。このロータハブ構造体においては、環状かつベルト状の補強用ガードル４を設けた円筒状のマスト１００に、フレーム２およびエラストメリックベアリング３を介して、ロータブレード１を連結している。このようにして、ロータブレード１からロータハブ構造体に加わる力がマスト１００に伝達し、マスト１００で支持している。ロータブレード１から加わる力のうち、半径方向外方Ｒ１に働く遠心力は、補強用ガードル４を設けたマスト１００のフープ力で支持している。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
図９に示すロータハブ構造体においては、ロータブレード９が連結された各プレート６，７は、ロータブレード９から加わる遠心力を支持するが、上プレート６は、中央部窪みを有し、下プレート７は、中央部が下方に突出する切頭円錐台に形成されているので、遠心力を支持するのに適した形状ではない。またロータブレード９から加わる回転軸線方向および周方向のせん断力は、マスト１０１に伝達してマスト１０１で支持する構造になっているが、せん断力をマストに伝達するために、各プレート６，７に、せん断力にマスト１０１からボルト８までの寸法を乗じたモーメントが働いてしまう。しかもこのモーメントは大きなモーメントであり、プレート６，７を含む構造を補強する必要がある。したがって、その補強部分の重量増加を招き、強度的に効率が悪くなる。
【０００８】
また、図１０に示すロータハブ構造体では、マスト１００にせん断力を直接伝達する構造であるが、このハブ構造では、たとえば数十トンにも及ぶ非常に大きな荷重である遠心力も、マスト１００に伝達し、このマスト１００のフープ力で支持する必要がある。したがって強度的な効率が悪い。
【０００９】
したがって本発明の目的は、強度的に効率的な構造とし、軽量化および信頼性向上を図ることができる回転翼航空機のロータハブ構造体を提供することである。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
請求項１記載の本発明は、ロータ回転軸線方向に見て放射形状に形成されて複数のロータブレードが連結され、各ロータブレードから加わる遠心力を支持するロータハブ構造体であって、ロータ回転軸線方向に間隔をあけて配置される２つの遠心力支持部材を有する遠心力支持体と、
各遠心力支持部材間に設けられ、ロータブレードの半径方向内方側端部に設けられるヨークを、フラップ、リードラグ、フェザリング方向の角変位をそれぞれ許容する状態で、半径方向外方側から支持する、弾性体と剛体とを積層して成るエラストメリック形の第１のブレード支持用軸受手段と、
第１のブレード支持用軸受手段と角変位中心を同じくし、ロータマスト円周上またはその近傍に配置され、かつ、第１のブレード支持用軸受手段よりも半径方向外方に配置され、各ロータブレードから加わるロータ回転軸線方向および周方向のせん断力を、ロータマストに伝達する第２のブレード支持用軸受手段とを含むことを特徴とする回転翼航空機のロータハブ構造体である。
【００１１】
本発明に従えば、複数のロータブレードが連結される遠心力支持体は、ロータ回転軸線方向に見て放射形状に形成され、各ロータブレードからロータハブ構造体に加わる遠心力を支持することができる。このように遠心力支持体を放射形状にすることによって、ロータハブ構造体に加わる遠心力を効率良く相殺することが可能となり、遠心力支持体の寸法および重量を可及的に小さくし、かつその強度的な信頼性を高くすることができる。このように、強度的に効率的なロータハブ構造体とし、軽量化および信頼性向上を図ることができる。
【００１２】
エラストメリック形の第１のブレード支持用軸受手段は、ロータブレードの半径方向内方側端部に設けられるヨークを、フラップ、リードラグ、フェザリング方向の角変位を許容する状態で、半径方向外方側から支持する。第１のブレード支持用軸受手段と角変位中心を同じくし、ロータマスト円周上またはその近傍に回転中心部が配置され、かつ、第１のブレード支持用軸受手段よりも半径方向外方に配置される第２のブレード支持用軸受手段は、各ロータブレードから加わるロータ回転軸線方向および周方向のせん断力を、ロータマストに伝達する。
【００１３】
第２のブレード支持用軸受手段によって、各ロータブレードからロータハブ構造体に加わるロータ回転軸線方向および周方向のせん断力を、ロータマストに伝達することができる。ロータハブ構造体に加わる遠心力は、第１のブレード支持用軸受手段の前記一方および他方に配置される遠心力支持体によって支持される。このように各ロータブレードからロータハブ構造体への力の伝達経路を分離して、ロータハブ構造体を構成する各部材が支持すべき力を分散化することによって、各部材を特定の力に対してだけ耐え得ることができる形状および寸法とすればよい。したがってロータハブ構造体全体として、強度的に効率的な構造とすることができ、軽量化および信頼性向上を確実に実現することができる。
【００１４】
請求項２記載の本発明は、遠心力支持体は、各ロータブレードが連結される複数のアーム部を有し、各アーム部が、半径方向内方に向けて開放する略Ｕ字形状に形成され、かつ各ロータブレードの回転軸線方向に見て放射状に配置されて、複合材を用いて一体に形成されることを特徴とする。
【００１５】
本発明に従えば、遠心力支持体が、半径方向内方に向けて開放する略Ｕ字形状のアーム部を放射状に配置して一体に形成されるので、遠心力を支持するための構造部分の部品点数を少なくして、信頼性を高くすることができる。また遠心力支持体が、複合材から成るので、遠心力支持体を軽量にすることができる。このようにして、さらに、遠心力支持体の軽量化および信頼性の向上を図ることができる。
【００１６】
請求項３記載の本発明は、各ロータブレードのピッチ角を制御するためのコントロール部の少なくとも一部が、ロータマストまたはロータマストに設けられるフェアリングに収納されることを特徴とする。
【００１７】
本発明に従えば、ロータマストの直径が大きく設定され、コントロール部の少なくとも一部がロータマストの内部またはロータマストに設けられるフェアリングに収納される。せん断力をロータマストに直接的に伝達して、このロータマストでせん断力を支持するので、ロータマストの強度を高くするために、ロータマストの直径を大きくすることが好ましく、このようにロータマストの直径を大きくすることによって、ロータマストまたはフェアリングにコントロール部を収納することができる。このようにして、せん断力の支持に対する信頼性向上を図るとともに、コントロール部を外的損傷から保護することができ、これによっても信頼性向上を図ることができる。
【００１８】
【発明の実施の形態】
図１は、本発明の第１実施形態に係る回転翼航空機１０のロータハブ構造体１１を示す斜視図であり、図２は、ロータハブ構造体１１を部分的にロータ回転軸線Ｌ１を含む平面で切断して示す断面図であり、図３は、ロータハブ構造体１１を部分的にロータ回転軸線Ｌ１に垂直な平面で切断して示す断面図である。このロータハブ構造体１１は、たとえば中大型の回転翼航空機に好適に用いられるものである。
【００１９】
ロータハブ構造体（以下、単に「ハブ」という場合がある）１１は、回転翼航空機の原動機の回転力が、伝導軸によって与えられ、この回転力を複数のロータブレード１２に伝達し、各ロータブレード１２をロータ回転軸線Ｌ１回りに回転させるための構造体である。本実施の形態では、ロータブレード１２は４枚である。このハブ１１は、矢符Ａ１で示すロータ回転軸線Ｌ１に沿う軸線方向一方が上方となり、矢符Ａ２で示す軸線方向他方が下方となる状態で、回転翼航空機に設けられる。以下の説明において、軸線方向一方Ａ１を上方といい、軸線方向他方Ａ２を下方という場合がある。また以下の説明において「平面視」は、「軸線方向に見ること」を意味する。
【００２０】
回転翼航空機１０の胴体の上端部には、中空円筒状のロータマスト（以下、単に「マスト」という場合がある）１３がロータ回転軸線Ｌ１回りに回転可能に連結され、ロータマスト１３の上端部には、４枚のロータブレード１２を支持するための支持構造体１１０が設けられ、この支持構造体１１０を介して、フェアリングであるアッパーケース１６が設けられている。支持構造体１１０は、支持部材群１４と、遠心力支持体としての支持ビーム１５とを有する。これらロータマスト１３、支持部材群１４、支持ビーム１５およびアッパーケース１６を含んでハブ１１が構成される。
【００２１】
４枚のロータブレード１２は、周方向一定間隔毎に配設、すなわち配置して設けられている。各ロータブレード１２の半径方向内方Ｒｋの端部には、連結部材１７を介して、たとえばガラス繊維を主体とした平面視における形状が略Ｕ字形状の複合材製ヨーク１８が、一対のボルト１９によって連結される。ヨーク１８は、その両端部がロータブレード１２に連結される。このように各ロータブレード１２には、連結部材１７、ヨーク１８およびボルト１９を含んで環状に構成される連結部１１１が設けられ、この連結部１１１、特にヨーク１８が支持構造体１１０に連結されて、各ロータブレード１２が支持構造体１１０に支持される。
【００２２】
支持ビーム１５は、２つの遠心力支持部材であるクロスビーム片２０，２１を有し、これらクロスビーム片２０，２１は、支持部材群１４を介し上下方向に間隔を隔てて平行に、ロータ回転軸線Ｌ１に垂直な仮想平面に沿って配置される。また各クロスビーム片２０，２１は、ロータブレード１２の枚数と同数であり、周方向一定間隔毎に半径方向に延びて放射状に配置されるアーム部が、一体に設けられて、平面視において放射形状、具体的には略十文字形状の板状に形成され、中央部には、貫通孔が形成されている。
【００２３】
また各クロスビーム片２０，２１の各アーム部は、周方向に関して各ロータブレードと一致する位置に設けられ、アーム部とロータブレード１２とが一半径線に沿って延びるように設けられる。また各クロスビーム片２０，２１は、各アーム部の半径方向外方Ｒｓの端部である先端部が、平面視において、半径方向に関してロータマスト１３が配置される領域に配置されるように、形成されている。
【００２４】
支持部材群１４は、４つの外周支持部材２２と、１つのセンター支持部材２３とを含んで構成され、これら各支持部材２２，２３によって、各クロスビーム片２０，２１を連結する。上下のクロスビーム片２０，２１は、各アーム部が軸線方向に対向するように設けられ、この各アーム部の対向する先端部同士が、各外周支持部材２２によってそれぞれ連結される。
【００２５】
具体的には、上側のクロスビーム片２０の各アーム部における先端部が、アッパーケース１６のフランジ部１６ａと外周支持部材２２との間に挟持され、かつ下側のクロスビーム片２１の各アーム部における先端部が、ロータマスト１３と外周支持部材２２との間に挟持された状態で、マスト１３、アッパーケース１６、各クロスビーム片２０，２１および外周支持部材２２が、ボルト２４で締結されて連結される。この状態で、各外周支持部材２２の外周面は、ロータマスト１３の上端の外周面、アッパーケース１６の下端の外周面、各クロスビーム片２０，２１の先端部における外周面と、略面一状となる。
【００２６】
上下のクロスビーム片２０，２１は、貫通孔を外囲する内周部間にフランジ付円筒状に形成されるセンター支持部材２３を挟み、各クロスビーム片２０，２１とセンター支持部材２３とボルトによって締結して連結される。この状態で、各クロスビーム片２０，２１の内周面と、センター支持部材２３の内周面とは、略面一となっており、これら半径方向内方側の空間に、コントロールロッド２５が挿通されて配設されている。
【００２７】
各外周支持部材２２は、各ロータブレード１２に設けられる環状の連結部１１０を挿通して、具体的にはヨーク１８の内側を挿通して設けられる。このように支持構造体１１０において、上下のクロスビーム片２０，２１のアーム部、外周支持部材２２およびセンター支持部材２３によって、ロータ回転軸線Ｌ１を含む面に沿って環状となる部分と、各ロータブレード１２に設けられ、ロータ回転軸線Ｌ１と交差する面に沿って環状となる連結部１１１とが、互いに挿通嵌合し合う状態で設けられる。
【００２８】
外周支持部材２２と、半径方向に対応するヨーク１８におけるＵ字の両端部間の中央部に位置する底部との間には、ロータブレード１２の半径方向内方側端部に設けられるヨーク１８を、フラップ、リードラグ、フェザリング方向の動きをそれぞれ許容する状態で、半径方向外方Ｒｓ側から支持するエラストメリック形である第１のブレード支持用軸受手段としてのエラストメリックベアリング１３０が設けられる。またエラストメリックベアリング１３０は、クロスビーム片２０，２１間に設けられる。各ロータブレード１２は、エラストメリックベアリング１３０を介して支持構造体１１０に半径方向外方Ｒｓ側から支持されている。球面形のエラストメリックベアリング１３０は、積層体としてのベアリング本体２６と、外輪部材２７と、内輪部材２８とを有する。
【００２９】
ベアリング本体２６は、半径方向外方Ｒｓに向けて開放する凹状の球面形状を成す複数の剛体としての金属製シム２６Ａ（薄板）と複数の弾性体としてのゴム層２６Ｂ（弾性層）とを半径方向に交互に積層し、その積層方向に作用する圧縮力を支持することができるとともに、ゴム層２６Ｂの弾性変形によって所定角度範囲の揺動を許容することができる。揺動方向は、金属製シム２６Ａおよびゴム層２６Ｂが成す球の中心を角変位中心とする直交３軸まわりの角変位方向である。このベアリング本体２６を、積層方向両側から挟むようにして、外輪部材２７および内輪部材２８が設けられている。
【００３０】
外輪部材２７は、ヨーク１８の底部における半径方向外方Ｒｓ側端部に連結され、内輪部材２８は、外周支持部材２２の半径方向内方Ｒｋ側に連結される。このようなエラストメリックベアリング１３０によって、ロータブレード１２のフラッピング、ドラッギングおよびフェザリングを許容できる状態で、ロータブレード１２の回転によって半径方向外方Ｒｓに働く遠心力を、外輪部材２７、ベアリング本体２６、内輪部材８７および外周支持部材２２を介して各クロスビーム片２０，２１に伝達するように構成される。
【００３１】
ベアリング本体２６の半径方向内方Ｒｋ側の端部である部分球状凸部２６ａに、外輪部材２７がその半径方向内方側の端部である部分球状凹部２７ａを当接させた状態で配設されている。外輪部材２７の部分球状凹部２７ａと反対側には、エラストメリックベアリング１３０から離反する方向となる半径方向内方へ所定小距離突出する上下一対のブラケット２７ｂが形成され、これら一対のブラケット２７ｂ間にヨーク１８にＵ字の内側に突出して形成される被係合部１８ａが係合された状態で一対のボルト２９によって連結されている。またヨーク１８の半径方向内方側の端部に、ロータブレード１２の回転停止時における垂れ落ちを防止するドループストップ機構３０が設けられている。
【００３２】
ベアリング本体２６の半径方向外方Ｒｓ側の端部である部分球面凹部２６ｂに、内輪部材２８が、その半径方向内方側の端部である部分球面凸部２８ａを当接させた状態で配設されている。内輪部材２８の部分球面凸部２８ａと反対側には、フランジ部２８ｂが形成され、このフランジ部２８ｂが外周支持部材２２の半径方向内方側の端部に連結されている。
【００３３】
外周支持部材２２には、半径方向内方Ｒｋに開放する嵌合孔３１と、嵌合孔３１に連通しこの嵌合孔３１よりも小径に形成された止まり孔３２と、止まり孔３２に連通し半径方向外方Ｒｓに向かうに従って大径となり、半径方向外方Ｒｓに開放するテーパ孔３３が形成されている。半径方向に関して、ロータマスト１３の円周上またはその近傍となる領域に配置される外周支持部材２２の嵌合孔３１に、第２のブレード支持用軸受手段としてのブレード支持用球面軸受３４が内嵌され、止め輪３５でもって外周支持部材２２に保持されている。
【００３４】
各ロータブレード１２の半径方向内方Ｒｋ側の端部に設けられる略矩形状の連結部材１７（フィッティングともいう）は、その半径方向内方Ｒｋ側端部には、半径方向内方Ｒｋに向けて突出する軸状凸部片３６が設けられている。軸状凸部片３６は、半径方向外方Ｒｓ側に配置され、半径方向内方Ｒｋになるにつれて縮径するテーパ軸部３６ａと、半径方向内方Ｒｓ側に配置される、テーパ軸部３６ａの半径方向内方側の端部と同一外径の円柱状軸部３６ｂとを有し、円柱状軸部３６ｂが第２のブレード支持用軸受手段であるブレード支持用球面軸受３４に、ロータブレード１２の長手方向に変位可能に、かつエラストメリックベアリング１３０と同一点となる角変位中心をおいて、直交３軸まわりに角変位可能に支持されている。これによってロータブレード１２は、その長手方向に変位可能に、かつ直交３軸まわりに角変位可能に支持されている。
【００３５】
ロータブレード１２がフラッピングおよびドラッギングするときに、ロータ回転軸線Ｌ１に沿う方向および周方向にロータブレード１２に働くせん断力を、このブレード支持用球面軸受３４から、外周支持部材２２、支持ビーム１５をマスト１３に押し付けるようにして、マスト１３に伝達するようになっている。このせん断力をマスト１３に伝達するとき、球面軸受３４を上述のようにマスト円周上またはその近傍に配置されているので、少なくとも支持ビーム１５には、圧縮力だけが働き、曲げモーメントが働かないようして、マスト１３にせん断力を伝達することができる。
【００３６】
ロータブレード１２のフラッピングまたはドラッギング時、外周支持部材２２に形成されたテーパ孔３３によって、軸状凸部片３６が外周支持部材２２に干渉するのを防止することができる。このようにしてロータブレード１２は、支持構造体１１０に、フラッピング、ドラッギングおよびフェザリング可能に連結される。
【００３７】
各連結部材１７の一側面部とサイドカバー４２との間にわたって、回転翼航空機１０の不安定現象である地上共振と空中共振を防止するためのリードラグダンパー４３が設けられている。サイドカバー４２は、アッパーケース１６とロータマスト１３との間において、外周支持部材２２に隣接して適当間隔おきに配設されている。このリードラグダンパー４３によって、ロータブレード１２のドラッギング運動に対してダンピングを付与し、地上共振と空中共振を防止するようになっている。
【００３８】
また各ロータブレード１２のピッチ角を制御するために設けられるコントロール部であるロータコントロールシステム４４は、操縦士によって入力操作される操縦入力部の変位を、ロータブレード１２のフェザリング運動に変換する機構である。このロータコントロールシステム４４は、スワッシュプレート４５、４つのピッチリンク４６、コントロールロッド２５、ガイドピン４７、ガイドピン支持用球面軸受４８、ドライブシザーズ４９を含んで構成されている。
【００３９】
ロータハブ構造体１１の内部において、つまりマスト１３、アッパーケース１６および支持構造体１１の内側において、回転軸心Ｌ１に沿って延びるコントロールロッド２５が、上下移動可能に配設され、コントロールロッド２５の上端部に平面視十文字状のスワッシュプレート４５が連結されている。なお、スワッシュプレート４５の半径方向外方側部分４５ａは、アッパーケース１６に部分的に形成された切欠部１６ｂを通して部分的に突出するようになっている。
【００４０】
アッパーケース１６の上端部には、そのアッパーケース１６内部に下方に突出するガイドピン４７が、コントロールロッド２５と略同軸に、すなわちロータ回転軸線Ｌ１に沿って連結支持されている。スワッシュプレート４５の中央部には、ガイドピン支持用球面軸受４８が内嵌されて保持され、ガイドピン４７がこのガイドピン支持用球面軸受４８によって支持されている。このようにして、スワッシュプレート４５とガイドピン４７とが、ロータ回転軸線Ｌ１と平行にスライド変位可能に、かつ直交３軸まわりに角変位可能に連結される。
【００４１】
アッパーケース１６から突出するスワッシュプレート４５の半径方向外方側部分４５ａと、連結部材１７の他端部とにわたってピッチリンク４６が、略上下方向に配設されている。コントロールロッド２５を上下方向にスライド変位駆動およびロータ回転軸線Ｌ１に垂直である直交２軸まわりに角変位駆動することによって、このコントロールロッド２５と一体に変位するスワッシュプレート４５によってピッチリンク４６を介して各ロータブレード１２を、コントロールロッド２５およびスワッシュプレート４５の変位に応じて、ピッチ角を変化させるフェザリング運動させることができる。スワッシュプレート４５はドライブシザーズ４９を介してアッパープレート１６に連結され、したがって、ロータコントロールシステム４４はロータブレート１２とともに一体回転するようになっている。
【００４２】
以上説明した回転翼航空機１０のロータハブ構造体１１によれば、支持ビーム１５は、ロータ回転軸線Ｌ１を中心とする放射形状に形成され、しかも各アーム部が半径方向に、各ロータブレード１２の長手方向に沿って延びており、各ロータブレード１２からロータハブ構造体１１に加わる遠心力を、効率よく好適に相殺させて支持することができる。これによって、支持ビーム１５の寸法および重量を可及的に小さくし、かつその強度的な信頼性を高くすることができる。
【００４３】
また半径方向に関して、マスト円周上またはその近傍に、ブレード支持用球面軸受３４が設けられ、このブレード支持用球面軸受３４によって、各ロータブレード１２からロータハブ構造体１１に加わる回転軸線方向および周方向のせん断力を、マスト１３に伝達することができる。これによって、ロータハブ構造体１１に加わる遠心力は、支持ビーム１５によって支持され、マスト１３に伝達されることがなく、ロータハブ構造体１１に加わるせん断力は、ブレード支持用球面軸受３４からマスト１３へ伝達されてマスト１３で支持され、支持ビーム１５に伝達されることがない。このように各ロータブレード１２からロータハブ構造体１１への力の伝達経路を明確に分離して、ロータハブ構造体１１を構成する各部材が支持すべき力を明確化することによって、各部材を特定の力に対してだけ耐え得ることができる形状および寸法とすればよい。したがってロータハブ構造体１１全体として、強度的に効率的な構造とすることができ、軽量化および信頼性向上を確実に実現することができる。
【００４４】
またマスト１３の直径が大きく設定され、ロータコントロールシステム４４の少なくとも一部、すなわちコントロールロッド２５、スワッシュプレート４５の内周部分、ガイドピン４７およびガイドピン支持用球面軸受４８などが、マスト１３およびマスト１３に設けられるアッパーケース１６の内側に収納される。上述のようにせん断力をマスト１３に直接的に伝達して、このマスト１３でせん断力を支持するので、マスト１３の強度を高くするために、マスト１３の直径を大きくすることが好ましく、このようにマスト１３の直径を大きくすることによって、マスト１３およびアッパーケース１６にロータコントロールシステム４４の少なくとも一部を収納することができる。このようにして、せん断力の支持に対する信頼性向上を図るとともに、ロータコントロールシステム４４を外的損傷から保護することができ、これによっても信頼性向上を図ることができる。
【００４５】
さらにエラストメリックベアリング１３０には、せん断力がほとんど作用しないので、エラストメリックベアリング１３０の耐久性の向上を図り、信頼性の向上を図ることができる。また、ロータハブ構造体１１は上述したドループストップ機構３０を有するので、ロータブレード１２が、回転停止時に垂下がってしまうことを防止することができる。
【００４６】
図４は、本発明の第２実施形態に係る回転翼航空機１０Ａのロータハブ構造体１１Ａを示す斜視図であり、図５は、ロータハブ構造体１１Ａを部分的にロータ回転軸線Ｌ１を含む平面で切断して示す断面図であり、図６は、ロータハブ構造体１１Ａを部分的にロータ回転軸線Ｌ１に垂直な平面で切断して示す断面図である。このロータハブ構造体１１Ａは、図１〜図３に示す前記実施形態と類似しており、異なる構成についてだけ説明し、同様の構成は同一の符号を付して説明を省略する。
【００４７】
回転翼航空機１０Ａの胴体の上端部には、中空円筒状のロータマスト５０がロータ回転軸線Ｌ１回りに回転可能に連結され、ロータマスト５０の上端部には、４枚のロータブレード１２を支持するための支持構造体の一部を成すフレーム体５１が一体形成され、ロータマスト５０の外周部には、フェアリング５２が連結されている。ロータマスト５０、フレーム体５１およびフェアリング５２を含んでハブ１１Ａが構成され、フレーム体５１とセンター支持部材２３とを含んで支持構造体が構成される。
【００４８】
遠心力支持体としてのフレーム体５１（ループドテンションエレメントともいう）は、複合材製の一体の支持体であって、平面視において略十文字状に形成され、十文字が４枚のロータブレード１２の長さ方向に沿うように、つまり平面視においてフレーム体５１の十文字と４枚のロータブレード１２とが、同位相となるように配設されている。
【００４９】
フレーム体５１は、ロータブレード１２の枚数と同数であり、周方向一定間隔毎に半径方向に延びて配置されるアーム部５４が、一体に設けられて、平面視において放射形状、具体的には略十文字形状に形成され、中央部には、貫通孔が形成されている。各アーム部５４は、ロータ回転軸線Ｌ１を含む平面に沿って、略上下方向にＵ字状にループ、すなわち湾曲し、両端部を半径方向内方Ｒｋに配置して、その両端部で一体に連なっている。このようにＵ字状のアーム部５４を一体に連ねることによって、ロータ回転軸線Ｌ１を通る一直径線に沿って対向する２つのアーム部５４が、協働して閉ループ形状を成すように形成される。
【００５０】
各アーム部５４の半径方向内方側の端部には、センター支持部材２３が設けられ、各アーム部５４のＵ字の両端部が連結されている。各アーム部５４と、各ロータブレード１２に設けられる連結部１１１とが、互いに挿通嵌合し合う状態で連結され、ロータブレード１２の回転によって半径方向外方に作用する遠心力を支持している。
【００５１】
各アーム部５４のＵ字における両端部間の中央部に位置する底部である半径方向外方Ｒｓ側の端部には、半径方向に貫通する貫通孔５４ａが形成されるとともに、各アーム部５４の内側となる半径方向内方Ｒｋ側の部分である曲面状凹部５４ｂに、荷重伝達部材５５が面接触した状態で設けられている。荷重伝達部材５５は、半径方向外方Ｒｓに臨み、曲面状凹部５４ｂの内表面と略同一の外表面を成す曲面状凸部５５ａが形成されるとともに、この曲面状凸部５５ａから半径方向外方Ｒｓへ突出する円筒部５５ｂが形成されている。
【００５２】
この荷重伝達部材５５は、円筒部５５ｂが、貫通孔５４ａを貫通し、アーム部５４よりもさらに半径方向外方Ｒｓに部分的に突出させて設けられ、この状態で、曲面状凸部５５ａがアーム部５４の曲面状凹部５４ｂに、全領域にわたって面接触している。円筒部５５ｂの半径方向外方Ｒｓの端部には雄ねじが形成され、曲面状凸部５５ａを曲面状凹部５４ｂに当接させるとともに、この円筒部５５ｂを貫通孔５４ａに通し半径方向外方に突出させ、この突出した円筒部５５ｂの端部にスペーサ５６を外装させ雌ねじが形成されるナット５７を螺着し、荷重伝達部材５５がアーム部５４に連結される。
【００５３】
荷重伝達部材５５には、半径方向内方に開放する嵌合孔５８と、嵌合孔５８に連通しこの嵌合孔５８よりも小径に形成された止まり孔５９、止まり孔５９に連通し半径方向外方に開放する連通孔６０が形成され、嵌合孔５８にブレード支持用球面軸受３４が内嵌され、止め輪３５でもって保持されている。このブレード支持用球面軸受３４に、軸状部材３６の軸部３６ｂが支持されている。このようにして、ロータブレード１２は、支持構造体１１０に、フラッピング、ドラッギングおよびフェザリング可能に支持される。
【００５４】
ロータブレード１２が、フラッピングおよびドラッギングするときに働くせん断力を、このブレード支持用球面軸受３４、荷重伝達部材５５、およびフレーム体５１を介して、ロータマスト５０に伝達するようになっている。このとき、ブレード支持用球面軸受３４は、半径方向に関してマスト５０の円周上またはその近傍に配置されており、フレーム体５１には、曲げモーメントが働かないようにせん断力としてロータマスト５０に伝達することができる。
【００５５】
内輪部材２８のフランジ部２８ｂは、荷重伝達部材５５の半径方向内端部にボルトでもって連結され、ロータブレード１２の回転によって半径方向外方Ｒｓ向きに作用する遠心力を、ヨーク１８から順次、外輪部材２７、エラストメリックベアリング１３０、内輪部材２８、荷重伝達部材５５を介してフレーム体５１のアーム部５４に伝達するようになっている。フェアリング５２は、フレーム体５１、ブレード支持用球面軸受３４、外輪部材２７、エラストメリックベアリング１３０、内輪部材２８および荷重伝達部材５５を、外方から覆うことができる。
【００５６】
またフレーム体５１、ロータマスト５０およびフェアリング５２内に、コントロールシステム４４Ａが収納されて設けられる。マスト５０およびフレーム体５１の中央部、したがって貫通孔およびセンター支持部材２３を挿通して、ロータ回転軸線Ｌ１に沿って、コントロールロッド２５が配設されている。フレーム体５１の上端部において回転軸心Ｌ１付近部には、上方に延びるフレームマウント６１が複数のボルト６２でもって連結され、このフレームマウント６１の上端部にフェアリング５２の頂部が連結され、フェアリング５２内におけるフレームマウント６１の上半部にドライブシザーズ４９が連結されている。さらに本実施の形態では、スワッシュプレート４５の全体およびピッチリンク４９も含めて、コントロールシステム４４Ａ全体が、ロータマスト５０およびフェアリング５２内に収納されている。その他前記実施形態と略同一構造となっている。本実施形態におけるコントロールシステム４４Ａによれば、コントロールシステム４４Ａ全体が、ロータマスト５０およびフェアリング５２内に収納されているので、コントロールシステム４４Ａは、ロータマスト５０およびフェアリング５２の外方に突出する部分がなくなって、耐候性および空力特性に優れ、使用環境に左右されることなく安定してロータブレード１２のフェザリング運動を実現することができる。
【００５７】
以上説明した回転翼航空機１０Ａのロータハブ構造体１１Ａもまた、図１〜図３の前記実施形態と同様の効果を達成することができる。つまり遠心力は、放射形状のフレーム体５１に伝達されて、好適に相殺されて支持され、せん断力は、ロータマスト５０に伝達されて支持される。このようにロータハブ構造体１１Ａ全体として、強度的に効率的な構造とすることができ、軽量化および信頼性向上を確実に実現することができる。またその他の効果についても同様に達成することができる。
【００５８】
さらに本実施の形態では、遠心力支持体としてのフレーム体５１を、複合材製でかつアーム部５４を有するループ形状にすることで、遠心力を支持するための構造部分の部品点数を少なくして、信頼性を高くすることができる。またフレーム体５１が、複合材から成るので、遠心力支持体を軽量にすることができる。このようにして、さらに、遠心力支持体の軽量化および信頼性の向上を図ることができる。
【００５９】
図７は、第３実施形態に係る回転翼航空機１０Ｂのロータハブ構造体１１Ｂを部分的にロータ回転軸線Ｌ１を含む平面で切断して示す断面図であり、図８は、ロータハブ構造体１１Ｂを部分的にロータ回転軸線Ｌ１に垂直な平面で切断して示す断面図である。このロータハブ構造体１１Ｂは、図１〜図３に示す前記実施形態と類似しており、異なる構成についてだけ説明し、同様の構成は同一の符号を付して説明を省略する。
【００６０】
このロータハブ構造体１１Ｂにおいては、ロータコントロールシステム４４Ｂの主要部分が、回転翼航空機１０Ｂの胴体の上端部に設けられる中空円筒状のマスト７０の内部に配設された構造になっている。ロータコントロールシステム４４Ｂは、スワッシュプレート７１、４つのピッチリンク７２、コントロールロッド７３、ガイドピン７４、ガイドピン支持用球面軸受７５、ドライブシザーズ７６を含んで構成されている。
【００６１】
ロータマスト７０内部において、ロータ回転軸線Ｌ１に沿って延びるコントロールロッド７３が、上下移動可能に配設され、このコントロールロッド７３の上端部に平面視十文字状のスワッシュプレート７１が連結されている。なお、スワッシュプレート７１の半径方向外方Ｒｓ側部分７１ａは、ロータマスト７０に部分的に形成された切欠部７０ａを通して部分的に突出するようになっている。
【００６２】
ロータマスト７０の上端部には、ロータマスト７０内部に下方に突出するガイドピン７４が、コントロールロッド７３と略同軸、すなわちロータ回転軸線Ｌ１に沿って連結支持されている。スワッシュプレート７１の中央部には、ガイドピン支持用球面軸受７５が内嵌されて保持され、ガイドピン７４がこのガイドピン支持用球面軸受７５に支持されている。このようにして、スワッシュプレート７１とガイドピン７４とが、ロータ回転軸線Ｌ１と平行にスライド変位可能に、かつ直交３軸まわりに角変位可能に連結される。
【００６３】
ロータマスト７０から突出するスワッシュプレート７１の半径方向外方側部分７１ａと、連結部材１７の他端部とにわたってピッチリンク７２が略上下方向向きに配設されている。コントロールロッド７３を上下方向にスライド変位駆動およびロータ回転軸線Ｌ１に垂直な直交２軸まわりに角変位駆動することによって、コントロールロッド７３と一体に変位するスワッシュプレート７１によって、ピッチリンク７２を介して各ロータブレード１２を、コントロールロッド７３およびスワッシュプレート７１の変位に応じて、ピッチ角を変えるフェザリング運動させることができる。スワッシュプレート７１はドライブシザーズ７６を介してクロスビーム片２１に連結され、したがって、ロータコントロールシステム４４Ｂはロータブレード１２とともに一体回転するようになっている。
【００６４】
以上説明した回転翼航空機１０Ｂのロータハブ構造体１１Ｂでも、図１〜図３に示す実施形態と同様の効果を達成することができる。
【００６５】
本発明の実施の他の形態として、本発明のロータハブ構造体１１，１１Ａ，１１Ｂを、小形の回転翼航空機に適用することも可能である。ロータブレードの翼枚数は４枚に限定されるものではない。この場合、翼枚数に応じて、支持ビームおよびフレーム体のアーム部の個数を変更し、上述の各実施の形態と同様に、周方向に関して、ロータブレードと同一の位置に配置して、半径方向に沿って延びるように配設する。その他、前記実施形態に、特許請求の範囲を逸脱しない範囲において種々の部分的変更を行う場合もある。
【００６６】
【発明の効果】
請求項１記載の本発明によれば、複数のロータブレードが連結される遠心力支持体は、ロータ回転軸線方向に見て放射形状に形成され、各ロータブレードからロータハブ構造体に加わる遠心力を支持することができる。このように遠心力支持体を放射形状にすることによって、ロータハブ構造体に加わる遠心力を効率良く相殺することが可能となり、遠心力支持体の寸法および重量を可及的に小さくし、かつその強度的な信頼性を高くすることができる。このように、強度的に効率的なロータハブ構造体とし、軽量化および信頼性向上を図ることができる。
【００６７】
第２のブレード支持用軸受手段によって、各ロータブレードからロータハブ構造体に加わるロータ回転軸線方向および周方向のせん断力を、ロータマストに伝達することができる。ロータハブ構造体に加わる遠心力は、第１のブレード支持用軸受手段の前記一方および他方に配置される遠心力支持体によって支持される。このように各ロータブレードからロータハブ構造体への力の伝達経路を分離して、ロータハブ構造体を構成する各部材が支持すべき力を分散化することによって、各部材を特定の力に対してだけ耐え得ることができる形状および寸法とすればよい。したがってロータハブ構造体全体として、強度的に効率的な構造とすることができ、軽量化および信頼性向上を確実に実現することができる。
【００６８】
請求項２記載の本発明によれば、遠心力支持体が、半径方向内方に向けて開放する略Ｕ字形状のアーム部を放射状に配置して一体に形成されるので、遠心力を支持するための構造部分の部品点数を少なくして、信頼性を高くすることができる。また遠心力支持体が、複合材から成るので、遠心力支持体を軽量にすることができる。このようにして、さらに、遠心力支持体の軽量化および信頼性の向上を図ることができる。
【００６９】
請求項３記載の本発明によれば、ロータマストの直径が大きく設定され、コントロール部の少なくとも一部がロータマストの内部またはロータマストに設けられるフェアリングに収納される。せん断力をロータマストに直接的に伝達して、このロータマストでせん断力を支持するので、ロータマストの強度を高くするために、ロータマストの直径を大きくすることが好ましく、このようにロータマストの直径を大きくすることによって、ロータマストまたはフェアリングにコントロール部を収納することができる。このようにして、せん断力の支持に対する信頼性向上を図るとともに、コントロール部を外的損傷から保護することができ、これによっても信頼性向上を図ることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第１実施形態に係る回転翼航空機１０のロータハブ構造体１１を示す斜視図である。
【図２】ロータハブ構造体１１を部分的にロータ回転軸線Ｌ１を含む平面で切断して示す断面図である。
【図３】ロータハブ構造体１１を部分的にロータ回転軸線Ｌ１に垂直な平面で切断して示す断面図である
【図４】本発明の第２実施形態に係る回転翼航空機１０Ａのロータハブ構造体１１Ａを示す斜視図である。
【図５】ロータハブ構造体１１Ａを部分的にロータ回転軸線Ｌ１を含む平面で切断して示す断面図である。
【図６】ロータハブ構造体１１Ａを部分的にロータ回転軸線Ｌ１に垂直な平面で切断して示す断面図である。
【図７】第３実施形態に係る回転翼航空機１０Ｂのロータハブ構造体１１Ｂを部分的にロータ回転軸線Ｌ１を含む平面で切断して示す断面図である。
【図８】ロータハブ構造体１１Ｂを部分的にロータ回転軸線Ｌ１に垂直な平面で切断して示す断面図である。
【図９】特表２０００−５１０７９１号公報のロータハブ構造体の要部断面図である。
【図１０】特開昭６２−２０７９７号公報のロータハブ構造体の要部断面図である。
【符号の説明】
１０，１０Ａ，１０Ｂ　回転翼航空機
１１，１１Ａ，１１Ｂ　ロータハブ構造体
１２　ロータブレード
１３，５０，７０　マスト
１４　支持部材群
１５　支持ビーム
１６　アッパーケース
２０，２１　クロスビーム
２６　ベアリング本体
３０　ドループストップ機構
３４　ブレード支持用球面軸受
３６　軸状凸部片
５１　フレーム体
５２　フェアリング
５４　アーム部
１１０　支持構造体
１３０　エラストメリックベアリング[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a rotor hub structure of a rotary wing aircraft, and more particularly to a rotor hub structure of a rotary wing aircraft suitably used for medium-sized and large-sized rotary wing aircraft.
[0002]
In the present invention, the term “substantially orthogonal” includes “perpendicular”, and the term “substantially parallel” includes “parallel”.
[0003]
[Prior art]
As a rotor hub structure of a rotary wing aircraft, there is a bearingless structure. The bearingless structure is a structure in which a flapping motion, a dragging motion, and a feathering motion of a rotor blade are performed by elastic deformation of a yoke of the rotor blade, and is applied to, for example, small and medium-sized machines. With this structure, the yoke of the rotor blade is repeatedly elastically deformed.
[0004]
As a rotor hub structure for preventing the yoke of the rotor blade from being elastically deformed, there is a structure using an elastomeric bearing. Elastomeric bearings can alternately laminate a plurality of metal shims (thin plates) and a plurality of rubber layers (elastic layers) to allow a compressive load acting in the laminating direction and elastically deform the rubber layers. This allows a swing in a predetermined angle range, and a hub structure using the same is applied to, for example, a large machine. A rotor hub structure using this elastomeric bearing is disclosed in, for example, JP-T-2000-510791 and JP-A-62-20797.
[0005]
FIG. 9 is a cross-sectional view of a main part of a rotor hub structure disclosed in JP-T-2000-510791. In this rotor hub structure, an elastomeric bearing 5 to which a rotor blade 9 is connected is connected to upper and lower plates 6 and 7 using bolts 8. Among the forces applied from the rotor blades 9 to the rotor hub structure, the centrifugal force acting radially outward R0 is supported by the plates 6 and 7, and the shearing force acting in the rotational axis direction and the circumferential direction is reduced by the mast 101 from the lower plate 7. And is supported by the mast 101.
[0006]
FIG. 10 is a sectional view of a main part of a rotor hub structure disclosed in Japanese Patent Application Laid-Open No. 62-20797. In this rotor hub structure, a rotor blade 1 is connected via a frame 2 and an elastomeric bearing 3 to a cylindrical mast 100 provided with an annular and belt-like reinforcing girdle 4. In this manner, the force applied from the rotor blade 1 to the rotor hub structure is transmitted to the mast 100 and is supported by the mast 100. Among the forces applied from the rotor blade 1, the centrifugal force acting on the radially outward R1 is supported by the hoop force of the mast 100 provided with the reinforcing girdle 4.
[0007]
[Problems to be solved by the invention]
In the rotor hub structure shown in FIG. 9, the plates 6 and 7 to which the rotor blades 9 are connected support the centrifugal force applied from the rotor blades 9, but the upper plate 6 has a central recess and the lower plate 7 is not a shape suitable for supporting the centrifugal force because the central portion is formed in a truncated frustoconical shape projecting downward. The shear force in the direction of the rotation axis and the circumferential direction applied from the rotor blade 9 is transmitted to the mast 101 and supported by the mast 101. However, in order to transmit the shear force to the mast, each plate 6, 7 Then, a moment obtained by multiplying the shear force by the dimension from the mast 101 to the bolt 8 acts. Moreover, this moment is a large moment, and it is necessary to reinforce the structure including the plates 6 and 7. Therefore, the weight of the reinforcing portion is increased, and the strength is reduced in efficiency.
[0008]
Further, in the rotor hub structure shown in FIG. 10, a shear force is directly transmitted to the mast 100. In this hub structure, a centrifugal force, which is a very large load of, for example, tens of tons, is also transmitted to the mast 100. Then, it is necessary to support the mast 100 with the hoop force. Therefore, strength efficiency is poor.
[0009]
Accordingly, it is an object of the present invention to provide a rotor hub structure for a rotary wing aircraft, which can have a structure that is efficient in terms of strength and that can achieve weight reduction and improved reliability.
[0010]
[Means for Solving the Problems]
According to a first aspect of the present invention, there is provided a rotor hub structure which is formed in a radial shape as viewed in a rotor rotation axis direction, is connected with a plurality of rotor blades, and supports a centrifugal force applied from each rotor blade. A centrifugal support having two centrifugal support members spaced in the direction,
The yoke provided between the centrifugal force support members and provided at the radially inner end of the rotor blade is supported from the radially outer side while allowing flaps, lead lugs, and angular displacements in the feathering direction, respectively. An elastomeric first blade supporting bearing means formed by laminating an elastic body and a rigid body;
Each of the rotor blades has the same center of angular displacement as the first blade supporting bearing means, is disposed on or near the circumference of the rotor mast, and is disposed radially outward from the first blade supporting bearing means. And a second blade supporting bearing means for transmitting to the rotor mast shear force in the axial direction and circumferential direction of the rotor applied from the rotor hub.
[0011]
According to the present invention, the centrifugal force support to which the plurality of rotor blades are connected is formed in a radial shape when viewed in the direction of the rotor rotation axis, and can support the centrifugal force applied from each rotor blade to the rotor hub structure. . By thus making the centrifugal support radial, it is possible to efficiently cancel the centrifugal force applied to the rotor hub structure, to reduce the size and weight of the centrifugal support as much as possible, Strength reliability can be increased. In this way, a rotor hub structure that is efficient in terms of strength can be obtained, and weight reduction and reliability improvement can be achieved.
[0012]
An elastomeric first blade supporting bearing means is provided for radially outwardly moving a yoke provided at a radially inner end of a rotor blade in a state in which angular displacement in a flap, a lead lug, and a feathering direction is allowed. Support from the side. The center of angular displacement is the same as that of the first blade supporting bearing means, the rotation center portion is disposed on or near the circumference of the rotor mast, and is disposed more radially outward than the first blade supporting bearing means. The second blade supporting bearing means transmits the shearing force applied from each rotor blade in the axial direction of the rotor rotation and in the circumferential direction to the rotor mast.
[0013]
The second blade supporting bearing means can transmit the shear force in the rotor rotation axis direction and the circumferential direction applied to the rotor hub structure from each rotor blade to the rotor mast. The centrifugal force applied to the rotor hub structure is supported by centrifugal support members disposed on the one and the other of the first blade supporting bearing means. In this way, by separating the transmission path of the force from each rotor blade to the rotor hub structure and dispersing the force to be supported by each member constituting the rotor hub structure, each member is able to withstand a specific force. The shape and dimensions may be sufficient to withstand only. Therefore, the rotor hub structure as a whole can have a structure that is efficient in terms of strength, and lightening and improvement in reliability can be reliably realized.
[0014]
According to a second aspect of the present invention, the centrifugal force support has a plurality of arms to which each rotor blade is connected, and each arm is formed in a substantially U-shape that opens inward in the radial direction. And are radially arranged in the direction of the rotation axis of each rotor blade, and are integrally formed using a composite material.
[0015]
According to the present invention, since the centrifugal force support is formed integrally by radially arranging substantially U-shaped arms that open inward in the radial direction, a structural portion for supporting centrifugal force is provided. And the reliability can be increased. Also, since the centrifugal support is made of a composite material, the weight of the centrifugal support can be reduced. In this way, the weight and reliability of the centrifugal force support can be further improved.
[0016]
A third aspect of the present invention is characterized in that at least a part of the control unit for controlling the pitch angle of each rotor blade is housed in a rotor mast or a fairing provided on the rotor mast.
[0017]
According to the present invention, the diameter of the rotor mast is set to be large, and at least a part of the control unit is housed inside the rotor mast or in a fairing provided on the rotor mast. Since the shear force is directly transmitted to the rotor mast and the shear force is supported by the rotor mast, it is preferable to increase the diameter of the rotor mast in order to increase the strength of the rotor mast, and thus increase the diameter of the rotor mast. Thereby, the control unit can be stored in the rotor mast or the fairing. In this way, the reliability of the support of the shearing force can be improved, and the control portion can be protected from external damage, whereby the reliability can be improved.
[0018]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
FIG. 1 is a perspective view showing a rotor hub structure 11 of a rotary wing aircraft 10 according to a first embodiment of the present invention. FIG. 2 is a sectional view of the rotor hub structure 11 partially cut along a plane including a rotor rotation axis L1. FIG. 3 is a cross-sectional view showing the rotor hub structure 11 partially cut along a plane perpendicular to the rotor rotation axis L1. This rotor hub structure 11 is suitably used, for example, for medium-sized and large-sized rotary wing aircraft.
[0019]
The rotor hub structure (hereinafter sometimes simply referred to as “hub”) 11 is provided with a rotating force of a motor of a rotary wing aircraft by a transmission shaft, transmits the rotating force to a plurality of rotor blades 12, and 12 is a structure for rotating the rotor 12 about the rotor rotation axis L1. In the present embodiment, the number of rotor blades 12 is four. The hub 11 is provided on a rotary wing aircraft in a state where one axial direction along the rotor rotation axis L1 indicated by the arrow A1 is upward and the other axial direction indicated by the arrow A2 is downward. In the following description, one axial direction A1 may be referred to as upper, and the other axial direction A2 may be referred to as lower. In the following description, “in a plan view” means “view in the axial direction”.
[0020]
At the upper end of the fuselage of the rotary wing aircraft 10, a hollow cylindrical rotor mast (hereinafter sometimes simply referred to as “mast”) 13 is rotatably connected around the rotor rotation axis L 1, and at the upper end of the rotor mast 13. A support structure 110 for supporting the four rotor blades 12 is provided, and an upper case 16 as a fairing is provided via the support structure 110. The support structure 110 has a support member group 14 and a support beam 15 as a centrifugal force support. The hub 11 includes the rotor mast 13, the support member group 14, the support beam 15, and the upper case 16.
[0021]
The four rotor blades 12 are arranged, that is, arranged at regular intervals in the circumferential direction. A yoke 18 made of a composite material mainly composed of glass fiber and having a substantially U-shape in a plan view is provided with a pair of bolts at the end of the inner side Rk in the radial direction of each rotor blade 12 via a connecting member 17. 19 connected. Both ends of the yoke 18 are connected to the rotor blade 12. Thus, each rotor blade 12 is provided with a ring-shaped connecting portion 111 including the connecting member 17, the yoke 18 and the bolt 19, and the connecting portion 111, particularly the yoke 18, is connected to the support structure 110. Thus, each rotor blade 12 is supported by the support structure 110.
[0022]
The support beam 15 has two centrifugal force support members, that is, cross beam pieces 20 and 21. The cross beam pieces 20 and 21 are parallel to each other at a vertical interval via the support member group 14 with the rotor rotating. It is arranged along a virtual plane perpendicular to the axis L1. Further, each of the cross beam pieces 20 and 21 has the same number as the number of the rotor blades 12, and radially extending arm portions extending in the radial direction at regular intervals in the circumferential direction are provided integrally, and are radiated in plan view. It is formed in a shape, specifically, a substantially cross-shaped plate shape, and a through hole is formed in the center.
[0023]
Further, each arm portion of each cross beam piece 20 and 21 is provided at a position corresponding to each rotor blade in the circumferential direction, and the arm portion and the rotor blade 12 are provided so as to extend along one radial line. Further, each of the cross beam pieces 20 and 21 is formed such that the distal end, which is the end of each arm in the radially outward direction Rs, is disposed in a region where the rotor mast 13 is disposed in the radial direction in plan view. Have been.
[0024]
The support member group 14 includes four outer peripheral support members 22 and one center support member 23, and connects the cross beam pieces 20, 21 with the support members 22, 23. The upper and lower cross beam pieces 20 and 21 are provided such that the respective arm portions face each other in the axial direction, and the opposed distal ends of the respective arm portions are connected to each other by the respective outer peripheral support members 22.
[0025]
Specifically, the distal end of each arm of the upper cross beam piece 20 is sandwiched between the flange portion 16a of the upper case 16 and the outer peripheral support member 22, and each arm of the lower cross beam piece 21 The mast 13, the upper case 16, the cross beam pieces 20 and 21, and the outer peripheral support member 22 are fastened with bolts 24 in a state where the distal end of the portion is sandwiched between the rotor mast 13 and the outer peripheral support member 22. Be linked. In this state, the outer peripheral surface of each outer peripheral support member 22 is substantially flush with the outer peripheral surface of the upper end of the rotor mast 13, the outer peripheral surface of the lower end of the upper case 16, and the outer peripheral surfaces of the distal ends of the cross beam pieces 20 and 21. It becomes.
[0026]
The upper and lower cross beam pieces 20, 21 sandwich a center support member 23 formed in a cylindrical shape with a flange between inner peripheral portions surrounding the through holes, and each of the cross beam pieces 20, 21, the center support member 23, and the bolt And are connected. In this state, the inner peripheral surfaces of the cross beam pieces 20 and 21 and the inner peripheral surface of the center support member 23 are substantially flush with each other, and the control rod 25 is located in the space on the radially inner side. It is inserted and arranged.
[0027]
Each of the outer peripheral support members 22 is provided so as to pass through the annular connecting portion 110 provided on each rotor blade 12, specifically, to pass through the inside of the yoke 18. As described above, in the support structure 110, the arm portions of the upper and lower cross beam pieces 20 and 21, the outer peripheral support member 22, and the center support member 23 form an annular portion along a plane including the rotor rotation axis L 1, and A connecting portion 111 provided on the blade 12 and having an annular shape along a plane intersecting with the rotor rotation axis L1 is provided in a state where the connecting portion 111 is inserted and fitted with each other.
[0028]
A yoke 18 provided at a radially inner end of the rotor blade 12 is provided between the outer peripheral support member 22 and a bottom located at a central portion between both ends of the U-shape of the yoke 18 corresponding to the radial direction. , A flap, a lead lug, and a feathering direction, respectively, are provided with an elastomeric bearing 130 as a first blade supporting bearing means, which is an elastomeric type and is supported from the radially outward Rs side. The elastomeric bearing 130 is provided between the cross beam pieces 20 and 21. Each rotor blade 12 is supported by a support structure 110 via an elastomeric bearing 130 from a radially outward Rs side. The spherical elastomeric bearing 130 includes a bearing body 26 as a laminate, an outer ring member 27, and an inner ring member 28.
[0029]
The bearing main body 26 has a plurality of metal shims 26A (thin plates) as a plurality of rigid bodies and a plurality of rubber layers 26B (elastic layers) as elastic bodies, each of which has a concave spherical shape that opens toward the radially outward side Rs. The rubber layers 26B can support a compressive force acting in the laminating direction alternately, and can swing in a predetermined angle range by elastic deformation of the rubber layer 26B. The swing direction is an angular displacement direction about three orthogonal axes with the center of the sphere formed by the metal shim 26A and the rubber layer 26B as the center of angular displacement. An outer ring member 27 and an inner ring member 28 are provided so as to sandwich the bearing body 26 from both sides in the stacking direction.
[0030]
The outer ring member 27 is connected to a radially outer Rs end of the bottom of the yoke 18, and the inner ring member 28 is connected to a radially inner Rk side of the outer peripheral support member 22. In such a state that flapping, dragging and feathering of the rotor blade 12 can be tolerated by such an elastomeric bearing 130, centrifugal force acting on the radially outward Rs by the rotation of the rotor blade 12 is applied to the outer ring member 27 and the bearing body 26. , Are transmitted to the cross beam pieces 20 and 21 via the inner ring member 87 and the outer peripheral support member 22.
[0031]
The outer ring member 27 is disposed in a state where the partial spherical concave portion 27a, which is the radially inward end, is in contact with the partial spherical convex portion 26a, which is the radially inward end Rk of the bearing body 26. Have been. A pair of upper and lower brackets 27b are formed on a side of the outer ring member 27 opposite to the partial spherical recessed portions 27a and project inward in a radial direction in a direction away from the elastomeric bearing 130 by a predetermined small distance, and between the pair of brackets 27b. An engaged portion 18a formed to protrude inside the U-shape with the yoke 18 is connected by a pair of bolts 29 in an engaged state. A droop stop mechanism 30 is provided at the radially inward end of the yoke 18 to prevent the rotor blade 12 from dripping when the rotation of the rotor blade 12 is stopped.
[0032]
The inner ring member 28 is arranged in a state where the partial spherical convex portion 28a, which is the radially inward end, is in contact with the partial spherical concave portion 26b, which is the radially outward Rs end of the bearing body 26. Is established. A flange portion 28b is formed on the side of the inner ring member 28 opposite to the partial spherical convex portion 28a, and the flange portion 28b is connected to an end of the outer peripheral support member 22 on the radially inner side.
[0033]
The outer peripheral support member 22 has a fitting hole 31 that opens radially inward Rk, a blind hole 32 that communicates with the fitting hole 31 and has a smaller diameter than the fitting hole 31, and communicates with the blind hole 32. A taper hole 33 having a larger diameter toward the outer side in the radial direction Rs and opening to the outer side in the radial direction Rs is formed. In the radial direction, a blade supporting spherical bearing 34 as a second blade supporting bearing means is fitted in the fitting hole 31 of the outer peripheral supporting member 22 arranged on or around the circumference of the rotor mast 13. It is held on the outer peripheral support member 22 by a retaining ring 35.
[0034]
A substantially rectangular connecting member 17 (also referred to as a fitting) provided at an end on the radially inner Rk side of each rotor blade 12 has a radially inner Rk-side end facing the radially inner Rk. A protruding axial piece 36 is provided. The shaft-shaped convex portion piece 36 is disposed on the radially outward Rs side, and the tapered shaft portion 36a is reduced in diameter as it becomes radially inward Rk, and the tapered shaft portion 36a is disposed on the radially inward Rs side. And a cylindrical shaft portion 36b having the same outer diameter as the end portion on the radially inward side, and the cylindrical shaft portion 36b is provided on the blade supporting spherical bearing 34 as the second blade supporting bearing means, 12 are supported so as to be displaceable in the longitudinal direction and angularly displaceable about three orthogonal axes, with the center of angular displacement being the same point as the elastomeric bearing 130. Thereby, the rotor blade 12 is supported so as to be displaceable in the longitudinal direction and angularly displaceable about three orthogonal axes.
[0035]
When the rotor blade 12 flaps and drags, the shear force acting on the rotor blade 12 in the direction along the rotor rotation axis L1 and in the circumferential direction is applied to the outer peripheral supporting member 22 and the supporting beam 15 from the blade supporting spherical bearing 34. The light is transmitted to the mast 13 by being pressed against the mast 13. When transmitting this shearing force to the mast 13, since the spherical bearing 34 is disposed on or near the mast circumference as described above, at least the compressive force acts on at least the support beam 15, and the bending moment acts. The shear force can be transmitted to the mast 13 without any change.
[0036]
At the time of flapping or dragging of the rotor blade 12, the tapered hole 33 formed in the outer peripheral support member 22 can prevent the axial convex piece 36 from interfering with the outer peripheral support member 22. In this manner, the rotor blade 12 is coupled to the support structure 110 in a flapping, dragging and feathering manner.
[0037]
A lead lug damper 43 for preventing ground resonance and air resonance, which are unstable phenomena of the rotary wing aircraft 10, is provided between one side surface of each connecting member 17 and the side cover 42. The side covers 42 are disposed at appropriate intervals between the upper case 16 and the rotor mast 13, adjacent to the outer peripheral support member 22. The lead-lag damper 43 damps the dragging motion of the rotor blade 12 to prevent ground resonance and air resonance.
[0038]
The rotor control system 44, which is a control unit provided for controlling the pitch angle of each rotor blade 12, includes a mechanism for converting a displacement of a steering input unit operated by a pilot into a feathering motion of the rotor blade 12. It is. The rotor control system 44 includes a swash plate 45, four pitch links 46, a control rod 25, a guide pin 47, a spherical bearing 48 for supporting a guide pin, and a drive scissors 49.
[0039]
Inside the rotor hub structure 11, that is, inside the mast 13, the upper case 16 and the support structure 11, a control rod 25 extending along the rotation axis L 1 is disposed movably up and down. A swash plate 45 having a cross shape in a plan view is connected to the portion. Note that a radially outer portion 45a of the swash plate 45 partially projects through a cutout portion 16b formed partially in the upper case 16.
[0040]
At the upper end of the upper case 16, a guide pin 47 projecting downward into the upper case 16 is connected and supported substantially coaxially with the control rod 25, that is, along the rotor rotation axis L 1. A guide pin supporting spherical bearing 48 is fitted and held in the center of the swash plate 45, and the guide pin 47 is supported by the guide pin supporting spherical bearing 48. In this way, the swash plate 45 and the guide pin 47 are connected so as to be slidable parallel to the rotor rotation axis L1 and angularly displaceable about three orthogonal axes.
[0041]
A pitch link 46 is disposed in a substantially vertical direction across a radially outer side portion 45 a of the swash plate 45 protruding from the upper case 16 and the other end of the connecting member 17. The swash plate 45, which is displaced integrally with the control rod 25, drives the control rod 25 through sliding movement in the vertical direction and angular displacement about two orthogonal axes perpendicular to the rotor rotation axis L1. Each rotor blade 12 can be caused to perform a feathering motion that changes the pitch angle in accordance with the displacement of the control rod 25 and the swash plate 45. The swash plate 45 is connected to the upper plate 16 via the drive scissors 49 so that the rotor control system 44 rotates together with the rotatable plate 12.
[0042]
According to the rotor hub structure 11 of the rotary wing aircraft 10 described above, the support beam 15 is formed in a radial shape with the rotor rotation axis L1 as the center, and furthermore, each arm portion extends in the radial direction to extend the longitudinal direction of each rotor blade 12. The centrifugal force applied to the rotor hub structure 11 from each rotor blade 12 can be efficiently and suitably canceled and supported. Thus, the size and weight of the support beam 15 can be reduced as much as possible, and the strength reliability thereof can be increased.
[0043]
Further, in the radial direction, a blade-supporting spherical bearing 34 is provided on or near the mast circumference, and the blade-supporting spherical bearing 34 applies a rotational axis direction and a circumferential direction applied to the rotor hub structure 11 from each rotor blade 12. Can be transmitted to the mast 13. Thereby, the centrifugal force applied to the rotor hub structure 11 is supported by the support beam 15 and is not transmitted to the mast 13, and the shear force applied to the rotor hub structure 11 is transmitted from the spherical bearing 34 for supporting the blade to the mast 13. It is transmitted and supported by the mast 13 and is not transmitted to the support beam 15. In this way, the transmission path of the force from each rotor blade 12 to the rotor hub structure 11 is clearly separated, and the members to be supported by the members constituting the rotor hub structure 11 are clarified to specify each member. The shape and dimensions may be such that they can withstand only the above force. Therefore, the rotor hub structure 11 as a whole can have an efficient structure in terms of strength, and lightening and improvement in reliability can be reliably realized.
[0044]
In addition, the diameter of the mast 13 is set to be large, and at least a part of the rotor control system 44, that is, the control rod 25, the inner peripheral portion of the swash plate 45, the guide pin 47 and the spherical bearing 48 for supporting the guide pin, etc. 13 is housed inside an upper case 16. Since the shear force is directly transmitted to the mast 13 and the shear force is supported by the mast 13 as described above, it is preferable to increase the diameter of the mast 13 in order to increase the strength of the mast 13. By increasing the diameter of the mast 13 as described above, at least a part of the rotor control system 44 can be housed in the mast 13 and the upper case 16. In this way, the reliability of supporting the shearing force can be improved, and the rotor control system 44 can be protected from external damage, whereby the reliability can be improved.
[0045]
Further, since almost no shear force acts on the elastomeric bearing 130, the durability of the elastomeric bearing 130 can be improved, and the reliability can be improved. Further, since the rotor hub structure 11 has the droop stop mechanism 30 described above, it is possible to prevent the rotor blade 12 from hanging down when the rotation stops.
[0046]
FIG. 4 is a perspective view showing a rotor hub structure 11A of a rotary wing aircraft 10A according to a second embodiment of the present invention, and FIG. 5 is a partial cutaway of the rotor hub structure 11A at a plane including a rotor rotation axis L1. FIG. 6 is a sectional view showing the rotor hub structure 11A partially cut along a plane perpendicular to the rotor rotation axis L1. This rotor hub structure 11A is similar to the above-described embodiment shown in FIGS. 1 to 3 and only different configurations will be described, and similar configurations will be denoted by the same reference numerals and description thereof will be omitted.
[0047]
A hollow cylindrical rotor mast 50 is connected to the upper end of the fuselage of the rotary wing aircraft 10A so as to be rotatable around the rotor rotation axis L1, and the upper end of the rotor mast 50 supports the four rotor blades 12. A frame body 51 forming a part of the support structure is integrally formed, and a fairing 52 is connected to an outer peripheral portion of the rotor mast 50. The hub 11A includes the rotor mast 50, the frame body 51, and the fairing 52, and the support structure includes the frame body 51 and the center support member 23.
[0048]
The frame body 51 (also referred to as a loop tension element) as a centrifugal force support is an integral support made of a composite material, is formed in a substantially cross shape in plan view, and has four crosses of the rotor blades 12. The crosses of the frame body 51 and the four rotor blades 12 are arranged along the length direction, that is, in a plan view, so as to have the same phase.
[0049]
The frame body 51 has the same number as the number of the rotor blades 12, and the arm portions 54 extending in the radial direction at regular intervals in the circumferential direction are provided integrally, and have a radial shape in plan view, specifically, It is formed in a substantially cross shape, and a through hole is formed in the center. Each of the arm portions 54 is looped or bent in a U-shape in a substantially vertical direction along a plane including the rotor rotation axis L1, and both ends are disposed radially inward Rk, and are integrally formed at both ends. It is connected. By thus integrally connecting the U-shaped arms 54, the two arms 54 facing each other along one diameter line passing through the rotor rotation axis L1 are formed so as to cooperate to form a closed loop shape. You.
[0050]
A center support member 23 is provided at a radially inward end of each arm 54, and the U-shaped ends of each arm 54 are connected to each other. Each arm portion 54 and a connecting portion 111 provided on each rotor blade 12 are connected in a state of being inserted and fitted to each other, and support a centrifugal force acting radially outward by the rotation of the rotor blade 12. .
[0051]
A through hole 54a penetrating in the radial direction is formed at the end on the radially outward Rs side, which is the bottom located at the center between both ends in the U-shape of each arm 54. The load transmitting member 55 is provided in a state in which the load transmitting member 55 is in surface contact with the curved concave portion 54b which is a portion on the radially inward Rk side inside the. The load transmitting member 55 faces outward in the radial direction Rs, is formed with a curved convex portion 55a having substantially the same outer surface as the inner surface of the curved concave portion 54b, and is radially outward from the curved convex portion 55a. A cylindrical portion 55b protruding toward the direction Rs is formed.
[0052]
In the load transmitting member 55, the cylindrical portion 55b penetrates the through hole 54a, and is provided so as to partially protrude radially outward Rs from the arm portion 54. In this state, the curved convex portion 55a is provided. The entire surface of the arm portion 54 is in surface contact with the curved concave portion 54b. A male screw is formed at the end of the cylindrical portion 55b in the radially outward direction Rs, and the curved convex portion 55a is brought into contact with the curved concave portion 54b, and the cylindrical portion 55b is passed through the through hole 54a to be radially outward. The load transmitting member 55 is connected to the arm portion 54 by projecting, and by attaching a nut 57 having a female thread to the end of the projecting cylindrical portion 55b to cover the spacer 56 and form a female screw.
[0053]
The load transmitting member 55 has a fitting hole 58 that opens radially inward, a blind hole 59 communicating with the fitting hole 58 and having a smaller diameter than the fitting hole 58, and a communicating radius with the blind hole 59. A communication hole 60 that opens outward in the direction is formed, and the blade supporting spherical bearing 34 is internally fitted in the fitting hole 58, and is held by a retaining ring 35. The shaft portion 36 b of the shaft member 36 is supported by the blade supporting spherical bearing 34. In this manner, the rotor blades 12 are supported by the support structure 110 so as to be capable of flapping, dragging, and feathering.
[0054]
The shear force acting when the rotor blade 12 flapping and dragging is transmitted to the rotor mast 50 via the blade supporting spherical bearing 34, the load transmitting member 55, and the frame body 51. At this time, the blade-supporting spherical bearing 34 is disposed on or near the circumference of the mast 50 in the radial direction, and transmits the shear force to the rotor mast 50 to the frame body 51 so that the bending moment does not act. be able to.
[0055]
The flange portion 28b of the inner ring member 28 is connected to the radially inner end portion of the load transmitting member 55 with a bolt, and the centrifugal force acting in the radially outward Rs direction by the rotation of the rotor blade 12 is sequentially transmitted from the yoke 18 to the yoke 18. The power is transmitted to the arm portion 54 of the frame body 51 via the outer ring member 27, the elastomeric bearing 130, the inner ring member 28, and the load transmitting member 55. The fairing 52 can cover the frame body 51, the blade supporting spherical bearing 34, the outer ring member 27, the elastomeric bearing 130, the inner ring member 28, and the load transmitting member 55 from outside.
[0056]
Further, a control system 44A is housed and provided in the frame body 51, the rotor mast 50, and the fairing 52. A control rod 25 is disposed along the rotor rotation axis L1 so as to pass through the central portion of the mast 50 and the frame body 51, that is, the through hole and the center support member 23. An upwardly extending frame mount 61 is connected to the vicinity of the rotation axis L1 at the upper end of the frame body 51 with a plurality of bolts 62, and the top of the fairing 52 is connected to the upper end of the frame mount 61, The drive scissors 49 are connected to the upper half of the frame mount 61 in the ring 52. Further, in the present embodiment, the entire control system 44A, including the entire swash plate 45 and the pitch link 49, is housed in the rotor mast 50 and the fairing 52. The other structure is substantially the same as that of the above embodiment. According to the control system 44A in the present embodiment, since the entire control system 44A is housed in the rotor mast 50 and the fairing 52, the control system 44A has a portion that protrudes outward from the rotor mast 50 and the fairing 52. As a result, the feathering motion of the rotor blade 12 can be stably realized without being affected by the use environment, having excellent weather resistance and aerodynamic characteristics.
[0057]
The rotor hub structure 11A of the rotary wing aircraft 10A described above can also achieve the same effects as the above-described embodiment of FIGS. That is, the centrifugal force is transmitted to the radial frame body 51 and is appropriately offset and supported, and the shear force is transmitted to the rotor mast 50 and supported. As described above, the rotor hub structure 11A as a whole can have a structure that is efficient in terms of strength, and lightening and improvement in reliability can be reliably realized. Further, other effects can be similarly achieved.
[0058]
Further, in the present embodiment, the frame body 51 as the centrifugal force support is made of a composite material and has a loop shape having the arm portion 54, thereby reducing the number of components of the structural portion for supporting the centrifugal force. Reliability can be improved. Further, since the frame body 51 is made of a composite material, the weight of the centrifugal force support can be reduced. In this way, the weight and reliability of the centrifugal force support can be further improved.
[0059]
FIG. 7 is a cross-sectional view partially showing a rotor hub structure 11B of a rotary wing aircraft 10B according to the third embodiment along a plane including a rotor rotation axis L1, and FIG. 8 is a partial view showing the rotor hub structure 11B. FIG. 2 is a cross-sectional view cut along a plane perpendicular to a rotor rotation axis L1. This rotor hub structure 11B is similar to the above-described embodiment shown in FIGS. 1 to 3 and only different configurations will be described, and similar configurations will be denoted by the same reference numerals and description thereof will be omitted.
[0060]
The rotor hub structure 11B has a structure in which a main part of the rotor control system 44B is disposed inside a hollow cylindrical mast 70 provided at the upper end of the fuselage of the rotary wing aircraft 10B. The rotor control system 44B includes a swash plate 71, four pitch links 72, a control rod 73, a guide pin 74, a guide pin supporting spherical bearing 75, and a drive scissors 76.
[0061]
Inside the rotor mast 70, a control rod 73 extending along the rotor rotation axis L1 is disposed so as to be able to move up and down, and a swash plate 71 having a cross shape in a plan view is connected to the upper end of the control rod 73. The radially outward Rs-side portion 71a of the swash plate 71 partially projects through a notch 70a partially formed in the rotor mast 70.
[0062]
At the upper end of the rotor mast 70, a guide pin 74 protruding downward into the rotor mast 70 is connected and supported substantially coaxially with the control rod 73, that is, along the rotor rotation axis L1. A guide pin supporting spherical bearing 75 is fitted and held in the center of the swash plate 71, and the guide pin 74 is supported by the guide pin supporting spherical bearing 75. In this way, the swash plate 71 and the guide pin 74 are connected so as to be slidable parallel to the rotor rotation axis L1 and angularly displaceable about three orthogonal axes.
[0063]
A pitch link 72 is disposed in a substantially vertical direction over a radially outer portion 71 a of the swash plate 71 protruding from the rotor mast 70 and the other end of the connecting member 17. The swash plate 71, which is displaced integrally with the control rod 73, drives the control rod 73 by sliding in the vertical direction and by angular displacement about two orthogonal axes perpendicular to the rotor rotation axis L1. The rotor blade 12 can perform a feathering motion that changes the pitch angle in accordance with the displacement of the control rod 73 and the swash plate 71. The swash plate 71 is connected to the cross beam piece 21 via the drive scissors 76, so that the rotor control system 44B rotates integrally with the rotor blade 12.
[0064]
The rotor hub structure 11B of the rotary wing aircraft 10B described above can achieve the same effect as the embodiment shown in FIGS.
[0065]
As another embodiment of the present invention, the rotor hub structure 11, 11A, 11B of the present invention can be applied to a small rotary wing aircraft. The number of blades of the rotor blade is not limited to four. In this case, the number of support beams and the number of arms of the frame body are changed according to the number of blades, and, as in the above-described embodiments, they are arranged at the same position as the rotor blades in the circumferential direction, and It is arranged to extend along. In addition, various partial changes may be made to the embodiment without departing from the scope of the claims.
[0066]
【The invention's effect】
According to the first aspect of the present invention, the centrifugal force support to which the plurality of rotor blades are connected is formed in a radial shape as viewed in the direction of the rotor rotation axis, and the centrifugal force applied from each rotor blade to the rotor hub structure is reduced. Can be supported. By thus making the centrifugal support radial, it is possible to efficiently cancel the centrifugal force applied to the rotor hub structure, to reduce the size and weight of the centrifugal support as much as possible, Strength reliability can be increased. In this way, a rotor hub structure that is efficient in terms of strength can be obtained, and weight reduction and reliability improvement can be achieved.
[0067]
The second blade supporting bearing means can transmit the shear force in the rotor rotation axis direction and the circumferential direction applied to the rotor hub structure from each rotor blade to the rotor mast. The centrifugal force applied to the rotor hub structure is supported by centrifugal support members disposed on the one and the other of the first blade supporting bearing means. In this way, by separating the transmission path of the force from each rotor blade to the rotor hub structure and dispersing the force to be supported by each member constituting the rotor hub structure, each member is able to withstand a specific force. The shape and dimensions may be sufficient to withstand only. Therefore, the rotor hub structure as a whole can have a structure that is efficient in terms of strength, and lightening and improvement in reliability can be reliably realized.
[0068]
According to the second aspect of the present invention, since the centrifugal force support is formed integrally by radially disposing the substantially U-shaped arms that open radially inward, it supports centrifugal force. Therefore, the number of parts of the structural part for performing the operation can be reduced, and the reliability can be increased. Also, since the centrifugal support is made of a composite material, the weight of the centrifugal support can be reduced. In this way, the weight and reliability of the centrifugal force support can be further improved.
[0069]
According to the third aspect of the present invention, the diameter of the rotor mast is set to be large, and at least a part of the control portion is housed in the rotor mast or in a fairing provided on the rotor mast. Since the shear force is directly transmitted to the rotor mast and the shear force is supported by the rotor mast, it is preferable to increase the diameter of the rotor mast in order to increase the strength of the rotor mast, and thus increase the diameter of the rotor mast. Thereby, the control unit can be stored in the rotor mast or the fairing. In this way, the reliability of the support of the shearing force can be improved, and the control portion can be protected from external damage, whereby the reliability can be improved.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a perspective view showing a rotor hub structure 11 of a rotary wing aircraft 10 according to a first embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a cross-sectional view showing the rotor hub structure 11 partially cut along a plane including a rotor rotation axis L1.
FIG. 3 is a sectional view showing the rotor hub structure 11 partially cut along a plane perpendicular to the rotor rotation axis L1.
FIG. 4 is a perspective view showing a rotor hub structure 11A of a rotary wing aircraft 10A according to a second embodiment of the present invention.
FIG. 5 is a cross-sectional view showing the rotor hub structure 11A partially cut along a plane including the rotor rotation axis L1.
FIG. 6 is a cross-sectional view showing the rotor hub structure 11A partially cut along a plane perpendicular to the rotor rotation axis L1.
FIG. 7 is a cross-sectional view of a rotor hub structure 11B of a rotary wing aircraft 10B according to a third embodiment, partially cut along a plane including a rotor rotation axis L1.
FIG. 8 is a cross-sectional view showing the rotor hub structure 11B partially cut along a plane perpendicular to the rotor rotation axis L1.
FIG. 9 is a cross-sectional view of a main part of a rotor hub structure disclosed in JP-T-2000-510791.
FIG. 10 is a sectional view of a main part of a rotor hub structure disclosed in Japanese Patent Application Laid-Open No. 62-20797.
[Explanation of symbols]
10,10A, 10B Rotorcraft
11,11A, 11B Rotor hub structure
12 rotor blade
13,50,70 mast
14 Support member group
15 Support beam
16 Upper case
20,21 cross beam
26 Bearing body
30 Droop stop mechanism
34 Spherical bearing for blade support
36 Axial convex piece
51 Frame body
52 Fairing
54 Arm
110 Support Structure
130 Elastomeric bearing

Claims

A rotor hub structure which is formed in a radial shape as viewed in the direction of the rotor rotation axis, is connected with a plurality of rotor blades, and supports centrifugal force applied from each rotor blade, and is arranged at intervals in the direction of the rotor rotation axis. A centrifugal support having two centrifugal support members;
The yoke provided between the centrifugal force support members and provided at the radially inner end of the rotor blade is supported from the radially outer side while allowing flaps, lead lugs, and angular displacements in the feathering direction, respectively. An elastomeric first blade supporting bearing means formed by laminating an elastic body and a rigid body;
Each of the rotor blades has the same center of angular displacement as the first blade supporting bearing means, is disposed on or near the circumference of the rotor mast, and is disposed radially outward from the first blade supporting bearing means. And a second blade supporting bearing means for transmitting to the rotor mast the shearing force in the axial direction and circumferential direction of the rotor applied from the rotor hub.

The centrifugal force support has a plurality of arms to which each rotor blade is connected, each arm is formed in a substantially U-shape that opens inward in the radial direction, and the rotation axis of each rotor blade is The rotor hub structure for a rotary wing aircraft according to claim 1, wherein the rotor hub structure is radially arranged in a direction and integrally formed using a composite material.

The rotor hub structure for a rotary wing aircraft according to claim 1 or 2, wherein at least a part of a control unit for controlling a pitch angle of each rotor blade is housed in a rotor mast or a fairing provided on the rotor mast. body.