JP2911647B2 - 可撓ビームヘリコプタの翼桁とハブの結合ジョイント - Google Patents
可撓ビームヘリコプタの翼桁とハブの結合ジョイントInfo
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- JP2911647B2 JP2911647B2 JP3155670A JP15567091A JP2911647B2 JP 2911647 B2 JP2911647 B2 JP 2911647B2 JP 3155670 A JP3155670 A JP 3155670A JP 15567091 A JP15567091 A JP 15567091A JP 2911647 B2 JP2911647 B2 JP 2911647B2
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- flexible spar
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/32—Rotors
- B64C27/33—Rotors having flexing arms
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Pivots And Pivotal Connections (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、可撓ビームヘリコプ
タの可撓翼桁とハブの連結構造に関するもので、特に、
可撓翼桁とハブ連結フランジ間のてこ作用により翼桁と
ハブに生じる負荷や、可撓翼桁と連結ピンの間に生じる
差動曲げ作用から生じる負荷を可撓翼桁に分離して負荷
して、ロータ全体の重量及び外層を減少させるために薄
肉の可撓翼桁を使用することを可能とし、さらに有効フ
ラッピングヒンジオフセットとこのオフセットによるフ
ラッピング動作中に可撓翼桁に生じる層流内の剪断応力
を減少し、加えて翼桁にドリル孔が形成できるようにし
て製造を容易とする、可撓翼桁とハブの連結構造に関す
るものである。
タの可撓翼桁とハブの連結構造に関するもので、特に、
可撓翼桁とハブ連結フランジ間のてこ作用により翼桁と
ハブに生じる負荷や、可撓翼桁と連結ピンの間に生じる
差動曲げ作用から生じる負荷を可撓翼桁に分離して負荷
して、ロータ全体の重量及び外層を減少させるために薄
肉の可撓翼桁を使用することを可能とし、さらに有効フ
ラッピングヒンジオフセットとこのオフセットによるフ
ラッピング動作中に可撓翼桁に生じる層流内の剪断応力
を減少し、加えて翼桁にドリル孔が形成できるようにし
て製造を容易とする、可撓翼桁とハブの連結構造に関す
るものである。
【０００２】
【従来の技術】可撓ビームヘリコプタにおいては、可撓
翼桁に連結ピンを用いてロータハブを結合し、可撓翼桁
とハブ間のジョイントに十分な強度を得るために、連結
ピンの周囲を翼桁の高張力繊維で包囲することが一般に
行われている。こうした構造は、例えばブルンシュ（Ｂ
ｒｕｎｓｃｈ）に１９６９年１１月４日に付与されたア
メリカ特許第３，４７６，４８４号に開示されている。
翼桁に連結ピンを用いてロータハブを結合し、可撓翼桁
とハブ間のジョイントに十分な強度を得るために、連結
ピンの周囲を翼桁の高張力繊維で包囲することが一般に
行われている。こうした構造は、例えばブルンシュ（Ｂ
ｒｕｎｓｃｈ）に１９６９年１１月４日に付与されたア
メリカ特許第３，４７６，４８４号に開示されている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、この従
来技術に構造は、ロータの回転軸より遠い位置に配置さ
れる翼桁に大きな有効フラッピングヒンジのオフセット
が生じる欠点があった。これによって、翼桁と連結ピン
の間に作用する大幅に増加された負荷により翼桁に大き
な層流内の剪断応力が発生する。従来技術による、連結
ピンを包囲する連結方法では、翼桁は、高引張強度繊維
の張力を保持するために連結ピンの周囲を包囲した部分
は、桁高を大きくするとともに肉厚を薄くした構造とな
っている。また、このピンを包囲する部分における翼桁
に生じる応力ＫTはピンを包囲する部分の外径をピンを
包囲する部分の内径で除した商にほぼ等しいので、この
ピンを包囲する部分においては、翼桁の肉厚をさらに薄
くするために、翼桁の桁高を一層大きくする必要があ
る。一方、翼桁に基部の桁高を大きくすると、ヒンジオ
フセットの問題が大きくなる。また、従来のこうしたピ
ンを翼桁の高張力繊維で包囲する方法は、製造が困難で
かつ高価であった。
来技術に構造は、ロータの回転軸より遠い位置に配置さ
れる翼桁に大きな有効フラッピングヒンジのオフセット
が生じる欠点があった。これによって、翼桁と連結ピン
の間に作用する大幅に増加された負荷により翼桁に大き
な層流内の剪断応力が発生する。従来技術による、連結
ピンを包囲する連結方法では、翼桁は、高引張強度繊維
の張力を保持するために連結ピンの周囲を包囲した部分
は、桁高を大きくするとともに肉厚を薄くした構造とな
っている。また、このピンを包囲する部分における翼桁
に生じる応力ＫTはピンを包囲する部分の外径をピンを
包囲する部分の内径で除した商にほぼ等しいので、この
ピンを包囲する部分においては、翼桁の肉厚をさらに薄
くするために、翼桁の桁高を一層大きくする必要があ
る。一方、翼桁に基部の桁高を大きくすると、ヒンジオ
フセットの問題が大きくなる。また、従来のこうしたピ
ンを翼桁の高張力繊維で包囲する方法は、製造が困難で
かつ高価であった。
【０００４】また、従来技術において、翼桁とハブの間
にピン結合を有しないクロスビームロータにおいては、
翼桁と支持ハブの間に弾性パッドを使用することが知ら
れている。こうしたパッドは、単に翼桁とハブ間の摩擦
を防止するためのもので、フラッピングによって生じる
負荷の伝達経路を分離するためのものではない。これ
は、クロスビームロータはフラッピングによって生じる
負荷に関して二つの伝達経路をもたないためである。さ
らに、クロスビーム型のヘリコプタロータは、偶数のロ
ータブレードを必要とするため、可撓ビームの最適動作
を得るための初期コーン角及び初期ピッチ角を発生する
ことが困難となるとともに可撓ビームの交換も困難とな
る問題を有している。
にピン結合を有しないクロスビームロータにおいては、
翼桁と支持ハブの間に弾性パッドを使用することが知ら
れている。こうしたパッドは、単に翼桁とハブ間の摩擦
を防止するためのもので、フラッピングによって生じる
負荷の伝達経路を分離するためのものではない。これ
は、クロスビームロータはフラッピングによって生じる
負荷に関して二つの伝達経路をもたないためである。さ
らに、クロスビーム型のヘリコプタロータは、偶数のロ
ータブレードを必要とするため、可撓ビームの最適動作
を得るための初期コーン角及び初期ピッチ角を発生する
ことが困難となるとともに可撓ビームの交換も困難とな
る問題を有している。
【０００５】そこで、本発明の目的は、可撓翼桁部材と
翼形ブレード間をブレードの遠心力負荷及び連結部にお
ける面方向内向きの負荷に抗する機能をもつピン結合構
造を介して連結する可撓ビームヘリコプタにおける可撓
翼桁とハブの連結構造を提供しようとするものである。
本発明のもう一つの目的は、上記の構造によって、翼
桁、ハブ及びボルト連結部の連結ボルトにおける異なる
曲げ負荷によって生じる可撓翼桁とハブ連結フランジ間
にフラッピング中に生じるてこ作用による翼桁とハブの
負荷を分離することの出来る結合構造を提供することに
ある。またさらに、本発明は上記により負荷を分離する
ことにより、可撓翼桁の肉厚を減少して、ロータの重量
及び寸法を減少させるとともにロータの振動を軽減し、
有効フラッピング軸回りに生じる応力を低減することの
出来る翼桁とハブの結合構造を提供することを目的とし
ている。
翼形ブレード間をブレードの遠心力負荷及び連結部にお
ける面方向内向きの負荷に抗する機能をもつピン結合構
造を介して連結する可撓ビームヘリコプタにおける可撓
翼桁とハブの連結構造を提供しようとするものである。
本発明のもう一つの目的は、上記の構造によって、翼
桁、ハブ及びボルト連結部の連結ボルトにおける異なる
曲げ負荷によって生じる可撓翼桁とハブ連結フランジ間
にフラッピング中に生じるてこ作用による翼桁とハブの
負荷を分離することの出来る結合構造を提供することに
ある。またさらに、本発明は上記により負荷を分離する
ことにより、可撓翼桁の肉厚を減少して、ロータの重量
及び寸法を減少させるとともにロータの振動を軽減し、
有効フラッピング軸回りに生じる応力を低減することの
出来る翼桁とハブの結合構造を提供することを目的とし
ている。
【０００６】さらに、本発明のもう一つの目的は、連結
ピンが挿通するピン挿通孔をドリルにより切削形成出来
るようにして製造を容易とし、ドリルによって形成され
るピン挿通孔の数を二つとして、連結ボルトを一つ削減
することの出来る結合構造を提供することにある。
ピンが挿通するピン挿通孔をドリルにより切削形成出来
るようにして製造を容易とし、ドリルによって形成され
るピン挿通孔の数を二つとして、連結ボルトを一つ削減
することの出来る結合構造を提供することにある。
【０００７】また、本発明の目的は、可撓翼桁と、ハブ
保持フランジと及びこの可撓翼桁とハブ保持フランジ間
に介装される弾性パッドの相互作用によりブレードのフ
ラッピングによって生じる負荷の分離することの出来る
結合構造を提供することにある。
保持フランジと及びこの可撓翼桁とハブ保持フランジ間
に介装される弾性パッドの相互作用によりブレードのフ
ラッピングによって生じる負荷の分離することの出来る
結合構造を提供することにある。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明の第一の構成によ
れば、回転軸線に対して回転可能に設けられるととも
に、上下方向に離間して間隙を形成するフランジを有す
るハブ部材と、細長く、可撓性を有し、複数の高張力繊
維を平行に配列して接着して形成され所定の幅及び所定
の厚さの矩形断面に形成されるとともに、ピッチ変化軸
線を有し、該ピッチ変化軸線に関して捩れ方向に可撓性
を有するとともにフラッピング軸線を持つ可撓翼桁部材
と、前記ハブ部材のフランジと前記可撓翼桁部材の内側
端部に形成され、一直線状に配置された孔と、前記の一
直線状に配置された孔に挿通して前記可撓翼桁部材を前
記ハブ部材が前記回転軸線を中心に一緒に回転するよう
に連結する連結ボルトと、前記可撓翼桁部材の外側端部
に取り付けられ、前記回転軸線を中心に回転するととも
に、前記ピッチ変化軸線に関してピッチを変化し、前記
フラッピング軸線を中心にフラッピング運動を行うとと
もにリード／ラグ運動をするブレード部材と、前記可撓
翼桁部材と前記ハブ部材間に介装された弾性パッドとに
よって構成したことを特徴とするヘリコプタの可撓ビー
ムロータが提供される。
れば、回転軸線に対して回転可能に設けられるととも
に、上下方向に離間して間隙を形成するフランジを有す
るハブ部材と、細長く、可撓性を有し、複数の高張力繊
維を平行に配列して接着して形成され所定の幅及び所定
の厚さの矩形断面に形成されるとともに、ピッチ変化軸
線を有し、該ピッチ変化軸線に関して捩れ方向に可撓性
を有するとともにフラッピング軸線を持つ可撓翼桁部材
と、前記ハブ部材のフランジと前記可撓翼桁部材の内側
端部に形成され、一直線状に配置された孔と、前記の一
直線状に配置された孔に挿通して前記可撓翼桁部材を前
記ハブ部材が前記回転軸線を中心に一緒に回転するよう
に連結する連結ボルトと、前記可撓翼桁部材の外側端部
に取り付けられ、前記回転軸線を中心に回転するととも
に、前記ピッチ変化軸線に関してピッチを変化し、前記
フラッピング軸線を中心にフラッピング運動を行うとと
もにリード／ラグ運動をするブレード部材と、前記可撓
翼桁部材と前記ハブ部材間に介装された弾性パッドとに
よって構成したことを特徴とするヘリコプタの可撓ビー
ムロータが提供される。
【０００９】本発明の第二の構成によれば、回転軸線に
対して回転可能に設けられるとともに、上下方向に離間
して間隙を形成するフランジを有するハブ部材と、細長
く、可撓性を有し、複数の高張力繊維を平行に配列して
接着して形成され所定の幅及び所定の厚さの矩形断面に
形成されるとともに、ピッチ変化軸線を有し、該ピッチ
変化軸線に関して捩れ方向に可撓性を有するとともにフ
ラッピング軸線を持つ可撓翼桁部材と、前記ハブ部材の
フランジと前記可撓翼桁部材の内側端部に形成され、一
直線状に配置された孔と、前記の一直線状に配置された
孔に挿通して前記可撓翼桁部材を前記ハブ部材が前記回
転軸線を中心に一緒に回転するように連結する連結ボル
トと、前記可撓翼桁部材の外側端部に取り付けられ、前
記回転軸線を中心に回転するとともに、前記ピッチ変化
軸線に関してピッチを変化し、前記フラッピング軸線を
中心にフラッピング運動を行うとともにリード／ラグ運
動をするブレード部材とを有し、前記回転軸線を中心と
する回転中に前記ブレード部材に負荷される遠心力負荷
とリード／ラグ運動による負荷が、前記連結ボルト及び
前記可撓翼桁部材とハブ部材の一直線状に配置された孔
に負荷され、前記ブレード部材のフラッピング運動によ
り生じる負荷が、前記可撓翼桁部材と前記ハブ部材の前
記フランジ間に生じるてこ作用によって発生される可撓
翼桁部材と前記ハブ部材の負荷が前記ハブの前記フラン
ジの外側端部及び前記可撓翼桁部材の内側端部で最大と
なり、前記可撓翼桁部材と前記連結ボルト間の差動曲げ
作用によって前記可撓翼桁部材と前記ハブ部材の一直線
状に配置された孔と前記連結ボルトに生じる負荷が、前
記可撓翼桁部材の前記孔の上下端部と前記連結ボルトの
接合部において最大となるように負荷されるとともに、
前記てこ作用と前記差動曲げ作用によって発生される負
荷を分離して、それぞれの分離された負荷が可撓翼桁部
材と前記ハブ部材のフランジの重合部の異なる位置に作
用するようにして、最大負荷を減少させることにより、
前記可撓翼桁部材の肉厚減少を許容して、全体の重量及
び寸法の減少を許容し、さらに前記回転軸線と前記フラ
ッピング軸線間のオフセットを減少するようにしたこと
を特徴とするヘリコプタの可撓ビームロータが提供され
る。
対して回転可能に設けられるとともに、上下方向に離間
して間隙を形成するフランジを有するハブ部材と、細長
く、可撓性を有し、複数の高張力繊維を平行に配列して
接着して形成され所定の幅及び所定の厚さの矩形断面に
形成されるとともに、ピッチ変化軸線を有し、該ピッチ
変化軸線に関して捩れ方向に可撓性を有するとともにフ
ラッピング軸線を持つ可撓翼桁部材と、前記ハブ部材の
フランジと前記可撓翼桁部材の内側端部に形成され、一
直線状に配置された孔と、前記の一直線状に配置された
孔に挿通して前記可撓翼桁部材を前記ハブ部材が前記回
転軸線を中心に一緒に回転するように連結する連結ボル
トと、前記可撓翼桁部材の外側端部に取り付けられ、前
記回転軸線を中心に回転するとともに、前記ピッチ変化
軸線に関してピッチを変化し、前記フラッピング軸線を
中心にフラッピング運動を行うとともにリード／ラグ運
動をするブレード部材とを有し、前記回転軸線を中心と
する回転中に前記ブレード部材に負荷される遠心力負荷
とリード／ラグ運動による負荷が、前記連結ボルト及び
前記可撓翼桁部材とハブ部材の一直線状に配置された孔
に負荷され、前記ブレード部材のフラッピング運動によ
り生じる負荷が、前記可撓翼桁部材と前記ハブ部材の前
記フランジ間に生じるてこ作用によって発生される可撓
翼桁部材と前記ハブ部材の負荷が前記ハブの前記フラン
ジの外側端部及び前記可撓翼桁部材の内側端部で最大と
なり、前記可撓翼桁部材と前記連結ボルト間の差動曲げ
作用によって前記可撓翼桁部材と前記ハブ部材の一直線
状に配置された孔と前記連結ボルトに生じる負荷が、前
記可撓翼桁部材の前記孔の上下端部と前記連結ボルトの
接合部において最大となるように負荷されるとともに、
前記てこ作用と前記差動曲げ作用によって発生される負
荷を分離して、それぞれの分離された負荷が可撓翼桁部
材と前記ハブ部材のフランジの重合部の異なる位置に作
用するようにして、最大負荷を減少させることにより、
前記可撓翼桁部材の肉厚減少を許容して、全体の重量及
び寸法の減少を許容し、さらに前記回転軸線と前記フラ
ッピング軸線間のオフセットを減少するようにしたこと
を特徴とするヘリコプタの可撓ビームロータが提供され
る。
【００１０】本発明の第三の構成によれば、連結ボルト
によるハブ部材のフランジに連結される可撓性の可撓翼
桁部材と、前記ハブ部材のフランジと前記可撓翼桁部材
間に介装される弾性パッドとを有し、ブレード部材のフ
ラッピング運動によって発生される負荷により前記連結
ボルトに差動曲げ作用を生じるとともに可撓翼桁部材と
前記ハブ部材のフランジ間にてこ作用を生じるように構
成したヘリコプタのロータであって、
によるハブ部材のフランジに連結される可撓性の可撓翼
桁部材と、前記ハブ部材のフランジと前記可撓翼桁部材
間に介装される弾性パッドとを有し、ブレード部材のフ
ラッピング運動によって発生される負荷により前記連結
ボルトに差動曲げ作用を生じるとともに可撓翼桁部材と
前記ハブ部材のフランジ間にてこ作用を生じるように構
成したヘリコプタのロータであって、
【００１１】ａ．前記連結ボルトの寸法と前記可撓翼桁
部材の断面寸法を、前記ブレードの回転によって生じる
１００％の遠心力と、１００％のブレードのリード／ラ
グ運動によって生じる負荷と、前記連結ボルトにおける
差動曲げ作用による負荷の５０％と可撓翼桁部材と前記
ハブ部材のフランジ間のてこ作用による負荷の５０％を
分担出来るように選択し、
部材の断面寸法を、前記ブレードの回転によって生じる
１００％の遠心力と、１００％のブレードのリード／ラ
グ運動によって生じる負荷と、前記連結ボルトにおける
差動曲げ作用による負荷の５０％と可撓翼桁部材と前記
ハブ部材のフランジ間のてこ作用による負荷の５０％を
分担出来るように選択し、
【００１２】ｂ．前記連結ボルトにおける差動曲げ作用
によって生じる負荷の割合と前記可撓翼桁部材と前記ハ
ブ部材のフランジ間のてこ作用による負荷の割合を算術
的に算出し、
によって生じる負荷の割合と前記可撓翼桁部材と前記ハ
ブ部材のフランジ間のてこ作用による負荷の割合を算術
的に算出し、
【００１３】ｃ．前記てこ作用による層流内の最大剪断
応力と前記差動曲げ作用による最大曲げ応力を算術的に
算出し、算出された負荷を前記ａにより算出された負荷
に加算し、
応力と前記差動曲げ作用による最大曲げ応力を算術的に
算出し、算出された負荷を前記ａにより算出された負荷
に加算し、
【００１４】ｄ．ｃにより算出された負荷を前記可撓翼
桁部材及び前記ハブ部材のフランジの材料における許容
負荷と比較し、
桁部材及び前記ハブ部材のフランジの材料における許容
負荷と比較し、
【００１５】ｅ．前記層流内の最大剪断応力が前記連結
ボルトの許容負荷を越える場合には前記弾性パッドの厚
みを増加して最大剪断応力を減少させ、前記連結ボルト
における差動曲げ作用による応力が大きい場合には前記
弾性パッドの厚さを減少し、
ボルトの許容負荷を越える場合には前記弾性パッドの厚
みを増加して最大剪断応力を減少させ、前記連結ボルト
における差動曲げ作用による応力が大きい場合には前記
弾性パッドの厚さを減少し、
【００１６】前記連結ボルトと前記可撓翼桁部材の最大
剪断応力負荷位置における臨界応力を構成材料の許容応
力と等しく設定することを特徴とする可撓翼桁部材とハ
ブ部材の連結方法が提供される。
剪断応力負荷位置における臨界応力を構成材料の許容応
力と等しく設定することを特徴とする可撓翼桁部材とハ
ブ部材の連結方法が提供される。
【００１７】
【実施例】以下に、本発明の好適実施例による可撓ビー
ムヘリコプタの翼桁とハブの結合構造を添付する図面を
参照しながら説明する。
ムヘリコプタの翼桁とハブの結合構造を添付する図面を
参照しながら説明する。
【００１８】図１は、ヒンジレス可撓ビームヘリコプタ
のロータ１０の一部を示すもので、このロータ１０はハ
ブ部材１２を有している。このハブ部材１２は、回転軸
１４を中心に回転駆動されるように従来より周知の駆動
軸に取り付けられている。ハブ部材１２は、上下方向に
離間した上側連結フランジ１６と下側連結フランジ１８
を有している。上側連結フランジ１６と下側連結フラン
ジ１８には可撓ビーム又は可撓翼桁部材２０が、連結ボ
ルト又は連結ピン２２を介して連結されている。可撓翼
桁部材２０の外端部は、翼形ブレード２６と先端部２４
において連結ボルト等の連結手段によって結合されてい
る。したがって、ロータが運転されている間、翼形ブレ
ード２６は、可撓翼桁部材２０及びハブ部材１２ととも
に回転軸１４を中心に回転する。さらに、可撓翼桁部材
２０には、緩衝軸受３０を介してトルクチューブ２８が
連結されており、ピッチ変化負荷を負荷して可撓翼桁部
材２０と翼形ブレード２６にピッチ変化動作を行わせ
る。このピッチ制御を行うために、トルクチューブ２８
にはピッチ制御ロッド３２が設けられており、可撓翼桁
部材２０を介して翼形ブレード２６のピッチをピッチ変
化軸３４を中心に変化させる。可撓翼桁部材２０及び翼
形ブレード２６はさらに、面方向運動及びリード／ラグ
運動を行う。
のロータ１０の一部を示すもので、このロータ１０はハ
ブ部材１２を有している。このハブ部材１２は、回転軸
１４を中心に回転駆動されるように従来より周知の駆動
軸に取り付けられている。ハブ部材１２は、上下方向に
離間した上側連結フランジ１６と下側連結フランジ１８
を有している。上側連結フランジ１６と下側連結フラン
ジ１８には可撓ビーム又は可撓翼桁部材２０が、連結ボ
ルト又は連結ピン２２を介して連結されている。可撓翼
桁部材２０の外端部は、翼形ブレード２６と先端部２４
において連結ボルト等の連結手段によって結合されてい
る。したがって、ロータが運転されている間、翼形ブレ
ード２６は、可撓翼桁部材２０及びハブ部材１２ととも
に回転軸１４を中心に回転する。さらに、可撓翼桁部材
２０には、緩衝軸受３０を介してトルクチューブ２８が
連結されており、ピッチ変化負荷を負荷して可撓翼桁部
材２０と翼形ブレード２６にピッチ変化動作を行わせ
る。このピッチ制御を行うために、トルクチューブ２８
にはピッチ制御ロッド３２が設けられており、可撓翼桁
部材２０を介して翼形ブレード２６のピッチをピッチ変
化軸３４を中心に変化させる。可撓翼桁部材２０及び翼
形ブレード２６はさらに、面方向運動及びリード／ラグ
運動を行う。
【００１９】本発明の好適実施例による可撓翼桁部材２
０とハブ部材１２の連結構造又はジョイント構造１９
は、図２に示されている。図２に示すように、可撓翼桁
部材２０の放射方向内側端部３６は、ハブ部材１２の上
側連結フランジ１６と下側連結フランジ１８間に形成さ
れる間隙３８に嵌合され駆動軸１５によって回転駆動さ
れる。図２に示すように、本発明の実施例による可撓翼
桁部材２０とハブ部材１２の結合構造は、ハブ部材１２
の上側連結フランジ１６と下側連結フランジ１８と、可
撓翼桁部材２０の放射方向内側端部３６、連結ボルト２
２（図２には二つのうちの一つのみが示されている）、
及び弾性パッド４２及び４４によって構成されている。
弾性パッド４２及び４４は、例えばナイロン（登録商
標：イー．アイ．ディユポン社）等の約５００，０００
ｐｓｉの引張強度又は圧縮強度を持つ弾性材料で形成さ
れる。弾性パッド４２は、上側連結フランジ１６の内側
面４６と可撓翼桁部材２０の上端面４８の間に介装され
ている。一方、弾性パッド４４は、可撓翼桁部材２０の
底面５０と下側連結フランジ１８間に介装されている。
連結ボルト２２は、一直線上に配置された上側連結フラ
ンジ１６の孔５４と下側連結フランジ１８の孔５６及び
可撓翼桁部材２０の孔５８に挿通される。
０とハブ部材１２の連結構造又はジョイント構造１９
は、図２に示されている。図２に示すように、可撓翼桁
部材２０の放射方向内側端部３６は、ハブ部材１２の上
側連結フランジ１６と下側連結フランジ１８間に形成さ
れる間隙３８に嵌合され駆動軸１５によって回転駆動さ
れる。図２に示すように、本発明の実施例による可撓翼
桁部材２０とハブ部材１２の結合構造は、ハブ部材１２
の上側連結フランジ１６と下側連結フランジ１８と、可
撓翼桁部材２０の放射方向内側端部３６、連結ボルト２
２（図２には二つのうちの一つのみが示されている）、
及び弾性パッド４２及び４４によって構成されている。
弾性パッド４２及び４４は、例えばナイロン（登録商
標：イー．アイ．ディユポン社）等の約５００，０００
ｐｓｉの引張強度又は圧縮強度を持つ弾性材料で形成さ
れる。弾性パッド４２は、上側連結フランジ１６の内側
面４６と可撓翼桁部材２０の上端面４８の間に介装され
ている。一方、弾性パッド４４は、可撓翼桁部材２０の
底面５０と下側連結フランジ１８間に介装されている。
連結ボルト２２は、一直線上に配置された上側連結フラ
ンジ１６の孔５４と下側連結フランジ１８の孔５６及び
可撓翼桁部材２０の孔５８に挿通される。
【００２０】図１に示すように、可撓翼桁部材２０は、
細長い可撓形状に形成されており、好ましくは、エポキ
シ樹脂により相互に接着された相互に平行で高い引張強
度を持つ繊維により製造するのが好ましい。この繊維に
より形成された可撓翼桁部材２０は、フラッピング軸線
６０に対して可撓性を有している。したがって、可撓翼
桁部材２０は、ピッチ変化軸線３４に関する捩り方向の
動作に対しては可撓性を有しており、一方リード／ラグ
運動及び面方向運動に対しては剛性となる。
細長い可撓形状に形成されており、好ましくは、エポキ
シ樹脂により相互に接着された相互に平行で高い引張強
度を持つ繊維により製造するのが好ましい。この繊維に
より形成された可撓翼桁部材２０は、フラッピング軸線
６０に対して可撓性を有している。したがって、可撓翼
桁部材２０は、ピッチ変化軸線３４に関する捩り方向の
動作に対しては可撓性を有しており、一方リード／ラグ
運動及び面方向運動に対しては剛性となる。
【００２１】本発明による負荷の分離及び最大負荷の減
少を達成するために、本実施例による可撓翼桁部材２０
とハブ部材１２の結合構造においては、アメリカ特許第
３，４７６，４８４号の構成において必要とされていた
ピン又はボルトの包囲構造は不要となるので、ロータの
重量及び寸法が減少されるとともに可撓翼桁部材２０の
有効フラッピング軸オフセットを減少することが出来
る。
少を達成するために、本実施例による可撓翼桁部材２０
とハブ部材１２の結合構造においては、アメリカ特許第
３，４７６，４８４号の構成において必要とされていた
ピン又はボルトの包囲構造は不要となるので、ロータの
重量及び寸法が減少されるとともに可撓翼桁部材２０の
有効フラッピング軸オフセットを減少することが出来
る。
【００２２】本発明の可撓翼桁部材２０とハブ部材１２
の結合構造による利点は、図３及び図４より明らかなよ
うに、この有効ヒンジオフセット又はフラッピング軸オ
フセットを減少させたことにある。
の結合構造による利点は、図３及び図４より明らかなよ
うに、この有効ヒンジオフセット又はフラッピング軸オ
フセットを減少させたことにある。
【００２３】図３は、代表的な弾性関節軸受型のヘリコ
プタ用ロータの概略を示している。この種のロータは、
例えばリビクキー（Ｒｙｂｉｃｋｉ）に付与されたアメ
リカ特許第３，７５９，６３１号に開示されている。こ
のアメリカ特許に示された構成においては、有効ヒンジ
オフセット又は有効フラッピング軸６０のオフセット
は、系を構成するハードウエアによって決定され、翼形
ブレード２６は、従って特定のフラッピングヒンジ又は
フラッピング軸６０を中心にフラッピング動作を行う。
プタ用ロータの概略を示している。この種のロータは、
例えばリビクキー（Ｒｙｂｉｃｋｉ）に付与されたアメ
リカ特許第３，７５９，６３１号に開示されている。こ
のアメリカ特許に示された構成においては、有効ヒンジ
オフセット又は有効フラッピング軸６０のオフセット
は、系を構成するハードウエアによって決定され、翼形
ブレード２６は、従って特定のフラッピングヒンジ又は
フラッピング軸６０を中心にフラッピング動作を行う。
【００２４】図４に示す可撓ビームロータの構成におい
ては、上記したような関節軸受は設けられていない。フ
ラッピング方向の可撓翼桁部材２０の曲げ動作は、翼形
ブレード２６のフラッピング運動によって生じる。この
場合、ハブ部材１２の近傍の部分における可撓翼桁部材
２０の曲がりは相当に大きくなる。従って、大きな層流
内の剪断応力を生じる。また、可撓翼桁部材２０は、放
射方向外側部分においては、負荷される大きな遠心力に
よってほぼ直線状となる。図４の可撓ビームロータの構
成においては、可撓翼桁部材２０の放射方向外側部又は
直線状部分を点６０ａにフラッピングヒンジ又はフラッ
ピング軸６０を形成するために軸線１４に向かって延長
することが出来る。なお、図３及び図４を比較すること
により、図４の可撓ビームロータにおいては、図３の関
節軸受型ロータに比べて有効ヒンジオフセットが大きく
なることが分かる。
ては、上記したような関節軸受は設けられていない。フ
ラッピング方向の可撓翼桁部材２０の曲げ動作は、翼形
ブレード２６のフラッピング運動によって生じる。この
場合、ハブ部材１２の近傍の部分における可撓翼桁部材
２０の曲がりは相当に大きくなる。従って、大きな層流
内の剪断応力を生じる。また、可撓翼桁部材２０は、放
射方向外側部分においては、負荷される大きな遠心力に
よってほぼ直線状となる。図４の可撓ビームロータの構
成においては、可撓翼桁部材２０の放射方向外側部又は
直線状部分を点６０ａにフラッピングヒンジ又はフラッ
ピング軸６０を形成するために軸線１４に向かって延長
することが出来る。なお、図３及び図４を比較すること
により、図４の可撓ビームロータにおいては、図３の関
節軸受型ロータに比べて有効ヒンジオフセットが大きく
なることが分かる。
【００２５】ロータの運転中に翼形ブレード２６に負荷
される空力負荷により振動剪断負荷が可撓翼桁部材２０
に生じるので、ヒンジオフセットは最小とすることが望
ましい。可撓翼桁部材２０に負荷される振動の大きさ
は、ヒンジオフセットの大きさが空力負荷と相乗的に作
用してモーメントを発生するので、ヒンジオフセットの
大きさに応じて増加する。可撓翼桁部材２０に負荷され
る振動モーメントは、ヘリコプタの振動モーメントを生
じる。従来の連結ピンを包囲する構成の可撓翼桁部材と
ハブ部材の連結構造においては、ピンを包囲する可撓翼
桁部材の桁高は、過度に大きなヒンジオフセットを生じ
て、大きな振動を発生するものとなっている。図２に示
す本実施例による可撓翼桁とハブの結合構造の利点は、
以下に詳述するように、可撓翼桁とハブの結合ジョイン
ト１９における負荷を分離することにより、肉厚の薄い
可撓翼桁の使用を可能としている点にある。この結果、
ヒンジオフセット又はフラッピングヒンジ又はフラッピ
ング軸６０と回転軸線１４の距離を減少して、可撓翼桁
の振動が減少される。
される空力負荷により振動剪断負荷が可撓翼桁部材２０
に生じるので、ヒンジオフセットは最小とすることが望
ましい。可撓翼桁部材２０に負荷される振動の大きさ
は、ヒンジオフセットの大きさが空力負荷と相乗的に作
用してモーメントを発生するので、ヒンジオフセットの
大きさに応じて増加する。可撓翼桁部材２０に負荷され
る振動モーメントは、ヘリコプタの振動モーメントを生
じる。従来の連結ピンを包囲する構成の可撓翼桁部材と
ハブ部材の連結構造においては、ピンを包囲する可撓翼
桁部材の桁高は、過度に大きなヒンジオフセットを生じ
て、大きな振動を発生するものとなっている。図２に示
す本実施例による可撓翼桁とハブの結合構造の利点は、
以下に詳述するように、可撓翼桁とハブの結合ジョイン
ト１９における負荷を分離することにより、肉厚の薄い
可撓翼桁の使用を可能としている点にある。この結果、
ヒンジオフセット又はフラッピングヒンジ又はフラッピ
ング軸６０と回転軸線１４の距離を減少して、可撓翼桁
の振動が減少される。
【００２６】また、本発明による可撓翼桁とハブの結合
構造による負荷の分離によって、可撓翼桁とハブの結合
ボルト部分によって負担されるフラッピング方向のモー
メントが減少され、従って、ピンを包囲する従来の構造
は不要となり、桁高の小さい可撓翼桁の使用を可能とし
ている。また、本発明のもう一つの利点は、可撓翼桁の
孔５８をドリルによって形成することが出来るようにし
て、製造が容易となる。５８をドリルによって形成する
ことによる利点は、本発明による可撓翼桁とハブの結合
構造による負荷の分離が行われない限り、得ることは出
来ない。
構造による負荷の分離によって、可撓翼桁とハブの結合
ボルト部分によって負担されるフラッピング方向のモー
メントが減少され、従って、ピンを包囲する従来の構造
は不要となり、桁高の小さい可撓翼桁の使用を可能とし
ている。また、本発明のもう一つの利点は、可撓翼桁の
孔５８をドリルによって形成することが出来るようにし
て、製造が容易となる。５８をドリルによって形成する
ことによる利点は、本発明による可撓翼桁とハブの結合
構造による負荷の分離が行われない限り、得ることは出
来ない。
【００２７】可撓翼桁とハブの結合ジョイント１９に作
用する負荷を理解するために、図５及び図６を参照して
説明をする。回転軸線１４を中心にロータ１０が回転す
ると、翼形ブレード２６に遠心力が発生する。この遠心
力は、可撓翼桁部材２０に伝達される。可撓翼桁部材２
０に伝達された遠心力は、可撓翼桁部材２０と上側連結
フランジ１６及び下側連結フランジ１８間を連結する連
結ボルト２２による可撓翼桁とハブの結合ジョイント１
９に作用する。同様に、翼形ブレード２６がリード／ラ
グ運動及び面方向運動し、これに伴って可撓翼桁部材２
０が運動すると、こうした運動によって生じる負荷は、
可撓翼桁部材２０と上側連結フランジ１６及び下側連結
フランジ１８間を連結する連結ボルト２２による可撓翼
桁とハブの結合ジョイント１９に作用する。
用する負荷を理解するために、図５及び図６を参照して
説明をする。回転軸線１４を中心にロータ１０が回転す
ると、翼形ブレード２６に遠心力が発生する。この遠心
力は、可撓翼桁部材２０に伝達される。可撓翼桁部材２
０に伝達された遠心力は、可撓翼桁部材２０と上側連結
フランジ１６及び下側連結フランジ１８間を連結する連
結ボルト２２による可撓翼桁とハブの結合ジョイント１
９に作用する。同様に、翼形ブレード２６がリード／ラ
グ運動及び面方向運動し、これに伴って可撓翼桁部材２
０が運動すると、こうした運動によって生じる負荷は、
可撓翼桁部材２０と上側連結フランジ１６及び下側連結
フランジ１８間を連結する連結ボルト２２による可撓翼
桁とハブの結合ジョイント１９に作用する。
【００２８】可撓翼桁とハブの結合ジョイント１９には
上記した遠心力とリード／ラグ運動等による負荷に加え
て、翼形ブレード２６と可撓翼桁部材２０のフラッピン
グヒンジ又はフラッピング軸６０を中心とするフラッピ
ング運動によって生じる負荷が負荷される。翼形ブレー
ド２６と可撓翼桁部材２０のフラッピング動作により可
撓翼桁とハブの結合ジョイント１９に負荷される負荷を
分析することにより、可撓翼桁とハブの結合ジョイント
１９に作用している負荷は、図５に示すてこ作用と図６
の差動曲げ作用の二つの異なる作用力によって構成され
ていることが発見された。フラッピング動作によって発
生されたてこ作用の作用力と差動曲げ作用の作用力は、
二つの各別の伝達経路を経て可撓翼桁とハブの結合ジョ
イント１９に伝達されて前記した負荷となる。
上記した遠心力とリード／ラグ運動等による負荷に加え
て、翼形ブレード２６と可撓翼桁部材２０のフラッピン
グヒンジ又はフラッピング軸６０を中心とするフラッピ
ング運動によって生じる負荷が負荷される。翼形ブレー
ド２６と可撓翼桁部材２０のフラッピング動作により可
撓翼桁とハブの結合ジョイント１９に負荷される負荷を
分析することにより、可撓翼桁とハブの結合ジョイント
１９に作用している負荷は、図５に示すてこ作用と図６
の差動曲げ作用の二つの異なる作用力によって構成され
ていることが発見された。フラッピング動作によって発
生されたてこ作用の作用力と差動曲げ作用の作用力は、
二つの各別の伝達経路を経て可撓翼桁とハブの結合ジョ
イント１９に伝達されて前記した負荷となる。
【００２９】まず、図５のてこ作用を考えると、ブレー
ドのフラッピング運動中に生じるてこ作用により上側連
結フランジ１６及び下側連結フランジ１８の外側端部と
可撓翼桁部材２０の内側端部間に図５に矢印で示す方向
の負荷を発生する。こうして可撓翼桁とハブの結合ジョ
イント１９に生じるてこ作用は、図５における可撓翼桁
とハブの結合ジョイント１９の連結ボルト２２の締結を
緩めることにより視覚的に認識することが出来る。この
場合には、フラッピングによる負荷は全ててこ作用によ
って発生される。こうした構造においては、最大の層流
内の剪断応力は可撓翼桁部材２０に負荷され、最大の曲
げ応力がハブ部材１２の上側連結フランジ１６及び下側
連結フランジ１８に負荷される。このとき連結ボルト２
２の径方向及びボルト孔に対する負荷は最小となる。こ
れは、明らかに最適なデザインではない。
ドのフラッピング運動中に生じるてこ作用により上側連
結フランジ１６及び下側連結フランジ１８の外側端部と
可撓翼桁部材２０の内側端部間に図５に矢印で示す方向
の負荷を発生する。こうして可撓翼桁とハブの結合ジョ
イント１９に生じるてこ作用は、図５における可撓翼桁
とハブの結合ジョイント１９の連結ボルト２２の締結を
緩めることにより視覚的に認識することが出来る。この
場合には、フラッピングによる負荷は全ててこ作用によ
って発生される。こうした構造においては、最大の層流
内の剪断応力は可撓翼桁部材２０に負荷され、最大の曲
げ応力がハブ部材１２の上側連結フランジ１６及び下側
連結フランジ１８に負荷される。このとき連結ボルト２
２の径方向及びボルト孔に対する負荷は最小となる。こ
れは、明らかに最適なデザインではない。
【００３０】図７に示すように、てこ作用による可撓翼
桁とハブの結合ジョイント１９に負荷される負荷の大き
さは、上側連結フランジ１６と下側連結フランジ１８の
外側端部に近接した部分で最大となり、可撓翼桁とハブ
がオーバーラップする部分の内側端部においては、逆方
向の負荷となっている。
桁とハブの結合ジョイント１９に負荷される負荷の大き
さは、上側連結フランジ１６と下側連結フランジ１８の
外側端部に近接した部分で最大となり、可撓翼桁とハブ
がオーバーラップする部分の内側端部においては、逆方
向の負荷となっている。
【００３１】従来技術によれば、連結ボルト２２は上側
連結フランジ１６及び下側連結フランジ１８の外側端縁
よりボルト径の１．５倍の位置に配置される。連結ボル
ト２２を従来技術に従って配置した場合、連結ボルト２
２の配設位置は、図７に示すように最大のてこ作用が生
じる部分となる。図８は、可撓翼桁部材２０の図５のて
こ作用を反映するてこ作用による内部剪断応力を示して
いる。
連結フランジ１６及び下側連結フランジ１８の外側端縁
よりボルト径の１．５倍の位置に配置される。連結ボル
ト２２を従来技術に従って配置した場合、連結ボルト２
２の配設位置は、図７に示すように最大のてこ作用が生
じる部分となる。図８は、可撓翼桁部材２０の図５のて
こ作用を反映するてこ作用による内部剪断応力を示して
いる。
【００３２】可撓翼桁とハブの結合ジョイント１９を通
る第二の負荷伝達経路は、可撓翼桁とハブの結合ジョイ
ント１９に差動曲げ作用を生じさせる翼形ブレード２６
のフラッピング運動によって発生される。この第二の負
荷伝達経路に関しては、図６を参照して以下に説明す
る。
る第二の負荷伝達経路は、可撓翼桁とハブの結合ジョイ
ント１９に差動曲げ作用を生じさせる翼形ブレード２６
のフラッピング運動によって発生される。この第二の負
荷伝達経路に関しては、図６を参照して以下に説明す
る。
【００３３】図６に示すように、翼形ブレード２６のフ
ラッピング運動により連結ボルト２２と可撓翼桁部材２
０の孔５８の間に差動曲げ作用を生じる。この差動曲げ
作用によって、図６に矢印で示す負荷を連結ボルト２２
及び可撓翼桁部材２０に生じる。この負荷は、可撓翼桁
部材２０の上端面４８及び底面５０において最大とな
る。この差動曲げ作用は、図６の構成において上側連結
フランジ１６及び下側連結フランジ１８と可撓翼桁部材
２０の間に大きな間隙が形成されている場合を考えれば
理解することが出来る。こうした構成においては、全て
のフラッピング運動による負荷は、差動曲げ作用により
連結ボルト２２と可撓翼桁部材２０間に作用する。この
結果、可撓翼桁部材２０における層流内の剪断応力は最
小となり、ハブ部材１２の上側連結フランジ１６及び下
側連結フランジ１８における曲げ応力も最小となる。し
なかしながら、このとき、最大のボルト径が必要とな
り、ボルト孔の応力は最大となる。この構成も、従って
最適なデザインではない。
ラッピング運動により連結ボルト２２と可撓翼桁部材２
０の孔５８の間に差動曲げ作用を生じる。この差動曲げ
作用によって、図６に矢印で示す負荷を連結ボルト２２
及び可撓翼桁部材２０に生じる。この負荷は、可撓翼桁
部材２０の上端面４８及び底面５０において最大とな
る。この差動曲げ作用は、図６の構成において上側連結
フランジ１６及び下側連結フランジ１８と可撓翼桁部材
２０の間に大きな間隙が形成されている場合を考えれば
理解することが出来る。こうした構成においては、全て
のフラッピング運動による負荷は、差動曲げ作用により
連結ボルト２２と可撓翼桁部材２０間に作用する。この
結果、可撓翼桁部材２０における層流内の剪断応力は最
小となり、ハブ部材１２の上側連結フランジ１６及び下
側連結フランジ１８における曲げ応力も最小となる。し
なかしながら、このとき、最大のボルト径が必要とな
り、ボルト孔の応力は最大となる。この構成も、従って
最適なデザインではない。
【００３４】前述したように、本発明の目的は、上述の
てこ作用による負荷と差動曲げ作用による負荷を分離し
て、それぞれ可撓翼桁とハブの結合ジョイント１９の異
なる部分に負荷させることによって、可撓翼桁部材２０
の肉厚を最小とし、さらにフラッピングヒンジ又はフラ
ッピング軸６０のオフセットを減少させることにある。
てこ作用による負荷と差動曲げ作用による負荷を分離し
て、それぞれ可撓翼桁とハブの結合ジョイント１９の異
なる部分に負荷させることによって、可撓翼桁部材２０
の肉厚を最小とし、さらにフラッピングヒンジ又はフラ
ッピング軸６０のオフセットを減少させることにある。
【００３５】本発明による可撓翼桁とハブの結合構造に
よるてこ作用と差動曲げ作用によって生じる負荷の分離
する要領を、図９、図１０及び図１１を参照しながら説
明する。
よるてこ作用と差動曲げ作用によって生じる負荷の分離
する要領を、図９、図１０及び図１１を参照しながら説
明する。
【００３６】図９、図１０及び図１１において、可撓翼
桁部材２０は、ハブ部材１２の上側連結フランジ１６及
び下側連結フランジ１８の間に弾性パッド４２，４４と
ともに配置される。可撓翼桁部材２０とハブ部材１２の
上側連結フランジ１６及び下側連結フランジ１８は、弾
性パッド４２，４４をそれぞれ介装した状態で連結ボル
ト２２により連結される。なお、図９、図１０及び図１
１において、連結ボルト２２は線２２で示されている。
桁部材２０は、ハブ部材１２の上側連結フランジ１６及
び下側連結フランジ１８の間に弾性パッド４２，４４と
ともに配置される。可撓翼桁部材２０とハブ部材１２の
上側連結フランジ１６及び下側連結フランジ１８は、弾
性パッド４２，４４をそれぞれ介装した状態で連結ボル
ト２２により連結される。なお、図９、図１０及び図１
１において、連結ボルト２２は線２２で示されている。
【００３７】図９には、本発明による可撓翼桁とハブの
結合ジョイント１９の重要な寸法が示されている。即
ち、図７においてｔFBは可撓翼桁部材２０の肉厚、ｔN
は弾性パッド４２，４４の厚さ、ＬBは上側連結フラン
ジ１６及び下側連結フランジ１８の内側端部から連結ボ
ルト２２間での距離、ＬFは間隙３８の長さ、ｔFは上側
連結フランジ１６及び下側連結フランジ１８の厚さ、Ｌ
Nは弾性パッド４２，４４の長さ、及びＤは孔５８の径
である。
結合ジョイント１９の重要な寸法が示されている。即
ち、図７においてｔFBは可撓翼桁部材２０の肉厚、ｔN
は弾性パッド４２，４４の厚さ、ＬBは上側連結フラン
ジ１６及び下側連結フランジ１８の内側端部から連結ボ
ルト２２間での距離、ＬFは間隙３８の長さ、ｔFは上側
連結フランジ１６及び下側連結フランジ１８の厚さ、Ｌ
Nは弾性パッド４２，４４の長さ、及びＤは孔５８の径
である。
【００３８】図１０は、翼形ブレード２６のフラッピン
グ運動によって、可撓翼桁部材２０とハブ部材１２間に
生じるてこ作用を示すもので、このてこ作用は、部分１
で最大となる。このてこ作用は、以下の式により表現さ
れる。
グ運動によって、可撓翼桁部材２０とハブ部材１２間に
生じるてこ作用を示すもので、このてこ作用は、部分１
で最大となる。このてこ作用は、以下の式により表現さ
れる。
【００３９】
【数１】
【００４０】ここで、Ｍ1は翼形ブレード２６のフラッ
ピング運動のモーメント、ＬＣ1は弾性パッド４２，４
４の長さから可撓翼桁部材２０の肉厚を減じた値であ
る。また、図８の部分１における臨界応力は以下の式で
表される。
ピング運動のモーメント、ＬＣ1は弾性パッド４２，４
４の長さから可撓翼桁部材２０の肉厚を減じた値であ
る。また、図８の部分１における臨界応力は以下の式で
表される。
【００４１】
【数２】
【００４２】ここで、ｂは可撓翼桁部材２０の幅であ
る。
る。
【００４３】図９は、翼形ブレード２６のフラッピング
運動によって生じる部分２の差動曲げ作用を示してい
る。この部分２の差動曲げ作用は以下の式で示される。
運動によって生じる部分２の差動曲げ作用を示してい
る。この部分２の差動曲げ作用は以下の式で示される。
【００４４】
【数３】
【００４５】ここで、Ｍ2は差動曲げ作用によって生じ
る翼形ブレード２６のフラッピング動作の負荷である。
る翼形ブレード２６のフラッピング動作の負荷である。
【００４６】部分２の臨界応力は、以下の式で表され
る。
る。
【００４７】
【数４】
【００４８】ここで、ＫTは差動曲げ作用による孔５８
のエッジ部における応力密度である。
のエッジ部における応力密度である。
【００４９】図示の実施例において、翼形ブレード２６
のフラッピング運動によって生じる負荷の５０％がてこ
作用によって発生し、残りの５０％が差動曲げ作用によ
って生じることが望ましい。また、部分１における臨界
応力は、部材の許容応力に等しく、また部分２の臨界応
力も部材の許容応力に等しくすることが好ましい。従っ
て、これらの応力の関係は、以下の式で表される。
のフラッピング運動によって生じる負荷の５０％がてこ
作用によって発生し、残りの５０％が差動曲げ作用によ
って生じることが望ましい。また、部分１における臨界
応力は、部材の許容応力に等しく、また部分２の臨界応
力も部材の許容応力に等しくすることが好ましい。従っ
て、これらの応力の関係は、以下の式で表される。
【００５０】
【数５】
【００５１】以下に、本発明の可撓翼桁とハブの結合ジ
ョイント１９により、翼形ブレード２６のフラッピング
運動による差動曲げ作用とてこ作用を所望の割合で分割
するための要領を説明する。本発明における好適な負荷
の配分は翼形ブレード２６のフラッピング運動によって
生じる負荷の５０％がてこ作用によって発生し、残りの
５０％が差動曲げ作用によって生じる配分である。もち
ろん、この配分は、ヘリコプタの形式等に応じて適宜調
整されるものである。
ョイント１９により、翼形ブレード２６のフラッピング
運動による差動曲げ作用とてこ作用を所望の割合で分割
するための要領を説明する。本発明における好適な負荷
の配分は翼形ブレード２６のフラッピング運動によって
生じる負荷の５０％がてこ作用によって発生し、残りの
５０％が差動曲げ作用によって生じる配分である。もち
ろん、この配分は、ヘリコプタの形式等に応じて適宜調
整されるものである。
【００５２】まず、図９、図１１、図１４及び図１５に
より、可撓翼桁とハブの結合ジョイント１９における差
動曲げ作用の決定方法を説明する。前述のように、可撓
翼桁とハブの結合ジョイント１９は、ハブ部材１２の上
側連結フランジ１６及び下側連結フランジ１８の間に弾
性パッド４２，４４を介して可撓翼桁部材２０を配置
し、連結ボルト２２によって連結した構成となってい
る。図１４は、ジョイントの物理的な構成を示してお
り、図１５には、これと均等な数学的モデルを示してい
る。
より、可撓翼桁とハブの結合ジョイント１９における差
動曲げ作用の決定方法を説明する。前述のように、可撓
翼桁とハブの結合ジョイント１９は、ハブ部材１２の上
側連結フランジ１６及び下側連結フランジ１８の間に弾
性パッド４２，４４を介して可撓翼桁部材２０を配置
し、連結ボルト２２によって連結した構成となってい
る。図１４は、ジョイントの物理的な構成を示してお
り、図１５には、これと均等な数学的モデルを示してい
る。
【００５３】図１４及び図１５におけるパラメータは、
以下の通りである。Ｍ2はフラップ方向のモーメント
（インチーポンド：ｉｎｃｈ−ｐｏｕｎｄｓ）、ＫHは
ハブ部材１２の上側連結フランジ１６及び下側連結フラ
ンジ１８の剛性（ポンド／インチ：ｐｏｕｎｄｓ ｐｅ
ｒ ｉｎｃｈ）、ＫFBは可撓翼桁部材２０の剛性（ポン
ド／インチ：ｐｏｕｎｄｓ ｐｅｒ ｉｎｃｈ）、ｔF
はハブ部材１２の上側連結フランジ１６及び下側連結フ
ランジ１８の厚さ（インチ）、ｔNは弾性パッド４２、
４４の厚さ（インチ）、ｔFBは可撓翼桁部材２０の肉厚
（インチ）、ａは３ｔFB／４、ｃはｔFB＋２ｔN＋ｔFで
ある。
以下の通りである。Ｍ2はフラップ方向のモーメント
（インチーポンド：ｉｎｃｈ−ｐｏｕｎｄｓ）、ＫHは
ハブ部材１２の上側連結フランジ１６及び下側連結フラ
ンジ１８の剛性（ポンド／インチ：ｐｏｕｎｄｓ ｐｅ
ｒ ｉｎｃｈ）、ＫFBは可撓翼桁部材２０の剛性（ポン
ド／インチ：ｐｏｕｎｄｓ ｐｅｒ ｉｎｃｈ）、ｔF
はハブ部材１２の上側連結フランジ１６及び下側連結フ
ランジ１８の厚さ（インチ）、ｔNは弾性パッド４２、
４４の厚さ（インチ）、ｔFBは可撓翼桁部材２０の肉厚
（インチ）、ａは３ｔFB／４、ｃはｔFB＋２ｔN＋ｔFで
ある。
【００５４】上記より、ハブ部材１２の上側連結フラン
ジ１６及び下側連結フランジ１８の剛性は、以下の式で
表される。
ジ１６及び下側連結フランジ１８の剛性は、以下の式で
表される。
【００５５】
【数６】
【００５６】ここでＧFはハブ部材１２の上側連結フラ
ンジ１６及び下側連結フランジ１８の剪断強度である。
ンジ１６及び下側連結フランジ１８の剪断強度である。
【００５７】可撓翼桁部材２０の剛性は、以下の式で表
される。
される。
【００５８】
【数７】
【００５９】ここで、ＧFBは可撓翼桁部材２０の面方向
の剪断強度である。
の剪断強度である。
【００６０】上記の式を用いて、可撓翼桁とハブの結合
ジョイント１９における図１４の構成における差動曲げ
強度は、以下の式で示される。
ジョイント１９における図１４の構成における差動曲げ
強度は、以下の式で示される。
【００６１】
【数８】
【００６２】図１２及び図１３には、可撓翼桁とハブの
結合ジョイント１９におけるてこ作用の決定方法が示さ
れている。図１３は、図１２に示す可撓翼桁とハブの結
合ジョイント１９の構造の等価数学モデルである。図１
３において、Ｍfはフラップ面方向のモーメント（イン
チーポンド：ｉｎｃｈ−ｐｏｕｎｄｓ）、ＬFはハブ部
材１２の上側連結フランジ１６及び下側連結フランジ１
８の長さ（インチ）、Ｌ1は（ＬF−ｔFB／２）（イン
チ）、ＬＣ1は（ＬN−ｔFB）（インチ）、ＬBはボルト
の位置（インチ）、Ｋnはナイロン製弾性パッド４２，
４４の剛性（ポンド／インチ）、Ｋfはハブ部材１２の
上側連結フランジ１６及び下側連結フランジ１８の剛性
（ポンド／インチ）である。
結合ジョイント１９におけるてこ作用の決定方法が示さ
れている。図１３は、図１２に示す可撓翼桁とハブの結
合ジョイント１９の構造の等価数学モデルである。図１
３において、Ｍfはフラップ面方向のモーメント（イン
チーポンド：ｉｎｃｈ−ｐｏｕｎｄｓ）、ＬFはハブ部
材１２の上側連結フランジ１６及び下側連結フランジ１
８の長さ（インチ）、Ｌ1は（ＬF−ｔFB／２）（イン
チ）、ＬＣ1は（ＬN−ｔFB）（インチ）、ＬBはボルト
の位置（インチ）、Ｋnはナイロン製弾性パッド４２，
４４の剛性（ポンド／インチ）、Ｋfはハブ部材１２の
上側連結フランジ１６及び下側連結フランジ１８の剛性
（ポンド／インチ）である。
【００６３】図１３のモデルを用いると、可撓翼桁とハ
ブの結合ジョイント１９のてこ作用に対する曲げ剛性
は、以下の式で示される。
ブの結合ジョイント１９のてこ作用に対する曲げ剛性
は、以下の式で示される。
【００６４】
【数９】
【００６５】ここで、Ｅnは弾性パッド４２，４４の強
度（ＬＢ／ＩＮ．）である。
度（ＬＢ／ＩＮ．）である。
【００６６】
【数１０】
【００６７】ここで、ＥFはハブ部材１２の上側連結フ
ランジ１６及び下側連結フランジ１８の強度（ＬＢ／Ｉ
Ｎ．2）である。
ランジ１６及び下側連結フランジ１８の強度（ＬＢ／Ｉ
Ｎ．2）である。
【００６８】上記の式を用いて、てこ作用における剛性
Ｋpryは以下の式で示される。
Ｋpryは以下の式で示される。
【００６９】
【数１１】
【００７０】本発明の好適実施例によれば、てこ作用に
よって発生される負荷と差動曲げ作用による負荷を各５
０％としているので、上記の式（８）と式（１１）は等
しくなる。
よって発生される負荷と差動曲げ作用による負荷を各５
０％としているので、上記の式（８）と式（１１）は等
しくなる。
【００７１】上記の式を考慮して、本発明による可撓翼
桁とハブの結合ジョイント１９の構成を説明すれば、ロ
ータ１０に負荷される、ブレード／可撓翼桁とハブの結
合構造の負荷が上記の式より得られれば、図２の３−３
線に沿った部分における可撓翼桁部材２０の肉厚を、１
００％の遠心力と、１００％のリード／ラグ運動により
可撓翼桁とハブの結合ジョイント１９に負荷される弦方
向の負荷、差動曲げ作用によるフラッピング負荷の５０
％及びてこ作用によるフラッピング負荷の５０％を分担
するような、構造を選択することが出来る。
桁とハブの結合ジョイント１９の構成を説明すれば、ロ
ータ１０に負荷される、ブレード／可撓翼桁とハブの結
合構造の負荷が上記の式より得られれば、図２の３−３
線に沿った部分における可撓翼桁部材２０の肉厚を、１
００％の遠心力と、１００％のリード／ラグ運動により
可撓翼桁とハブの結合ジョイント１９に負荷される弦方
向の負荷、差動曲げ作用によるフラッピング負荷の５０
％及びてこ作用によるフラッピング負荷の５０％を分担
するような、構造を選択することが出来る。
【００７２】次に、上記の式（８）及び式（１１）よ
り、可撓翼桁とハブの結合ジョイント１９における差動
曲げ作用とてこ作用のバネレートを決定し、差動曲げ作
用とてこ作用によるフラッピング負荷を割合を決定す
る。
り、可撓翼桁とハブの結合ジョイント１９における差動
曲げ作用とてこ作用のバネレートを決定し、差動曲げ作
用とてこ作用によるフラッピング負荷を割合を決定す
る。
【００７３】
【数１２】
【００７４】
【数１３】
【００７５】ここで、上記したように可撓翼桁とハブの
結合ジョイント１９における、てこ作用によって生じる
負荷と差動曲げ作用によって生じる負荷が等しいことが
望ましいので、上記の式（１２）と式（１３）は等しく
なる。
結合ジョイント１９における、てこ作用によって生じる
負荷と差動曲げ作用によって生じる負荷が等しいことが
望ましいので、上記の式（１２）と式（１３）は等しく
なる。
【００７６】従って、可撓ビームの図２の部分１に生じ
るてこ作用による臨界応力は、以下の式で示される。
るてこ作用による臨界応力は、以下の式で示される。
【００７７】
【数１４】
【００７８】一方、図２の位置２における可撓翼桁部材
２０の孔５８の周縁部に生じる差動曲げによる臨界応力
は、以下の式で表される。
２０の孔５８の周縁部に生じる差動曲げによる臨界応力
は、以下の式で表される。
【００７９】
【数１５】
【００８０】次に、可撓翼桁部材２０の位置１に、他の
負荷を負荷した状態で、上記の式（１４）で得られる層
流内の剪断応力を付加して、材料の許容応力と比較し
て、可撓翼桁部材２０の材料がこれらの負荷を分担する
のに十分な許容応力を有しているか否かを判定した。
負荷を負荷した状態で、上記の式（１４）で得られる層
流内の剪断応力を付加して、材料の許容応力と比較し
て、可撓翼桁部材２０の材料がこれらの負荷を分担する
のに十分な許容応力を有しているか否かを判定した。
【００８１】対応して、可撓翼桁部材２０の位置２に式
（１５）で得られた曲げ応力を、他の負荷が負荷されて
いる状態で付加して、材料の許容応力と比較した。
（１５）で得られた曲げ応力を、他の負荷が負荷されて
いる状態で付加して、材料の許容応力と比較した。
【００８２】位置１における応力がより重要であるとす
れば、即ち、
れば、即ち、
【００８３】
【数１６】
【００８４】であるとすれば、フラップ方向のてこは剛
性が高すぎることになる。従って、この場合には弾性パ
ッド４２，４４の厚さを増加させる必要がある。また、
てこ作用は、可撓翼桁部材２０の厚さを増加するか、若
しくは可撓翼桁部材２０の長さを減少することでことで
減少させることも出来る。この点は、本発明の利点の一
つである。
性が高すぎることになる。従って、この場合には弾性パ
ッド４２，４４の厚さを増加させる必要がある。また、
てこ作用は、可撓翼桁部材２０の厚さを増加するか、若
しくは可撓翼桁部材２０の長さを減少することでことで
減少させることも出来る。この点は、本発明の利点の一
つである。
【００８５】一方、図２の位置２における応力の方が大
きい場合には、フラップ方向の差動曲げに対する剛性が
高すぎることになる。これを減少させるためには、弾性
パッド４２，４４の厚さを減少させる。
きい場合には、フラップ方向の差動曲げに対する剛性が
高すぎることになる。これを減少させるためには、弾性
パッド４２，４４の厚さを減少させる。
【００８６】上記の調整を繰り返すことによって、位置
１、位置２の応力を等しくすることが出来る。
１、位置２の応力を等しくすることが出来る。
【００８７】
【発明の効果】上記のように、本発明によれば、可撓翼
桁部材と翼形ブレード間をブレードの遠心力負荷及び連
結部における面方向内向きの負荷に抗する機能をもつピ
ン結合構造を介して連結する可撓ビームヘリコプタにお
ける可撓翼桁とハブの連結構造を提供することが出来、
さらに、上記の構造によって、翼桁、ハブ及びボルト連
結部の連結ボルトにおける異なる曲げ負荷によって生じ
る可撓翼桁とハブ連結フランジ間にフラッピング中に生
じるてこ作用による翼桁とハブの負荷を分離することが
出来る。また、上記により負荷を分離することにより、
可撓翼桁の肉厚を減少して、ロータの重量及び寸法を減
少させるとともにロータの振動を軽減し、有効フラッピ
ング軸回りに生じる応力を低減することが出来る。
桁部材と翼形ブレード間をブレードの遠心力負荷及び連
結部における面方向内向きの負荷に抗する機能をもつピ
ン結合構造を介して連結する可撓ビームヘリコプタにお
ける可撓翼桁とハブの連結構造を提供することが出来、
さらに、上記の構造によって、翼桁、ハブ及びボルト連
結部の連結ボルトにおける異なる曲げ負荷によって生じ
る可撓翼桁とハブ連結フランジ間にフラッピング中に生
じるてこ作用による翼桁とハブの負荷を分離することが
出来る。また、上記により負荷を分離することにより、
可撓翼桁の肉厚を減少して、ロータの重量及び寸法を減
少させるとともにロータの振動を軽減し、有効フラッピ
ング軸回りに生じる応力を低減することが出来る。
【００８８】さらにまた、本発明によれば、連結ピンが
挿通するピン挿通孔をドリルにより切削形成出来るよう
にして製造を容易とし、ドリルによって形成されるピン
挿通孔の数を二つとして、連結ボルトを一つ削減するこ
とが出来る。
挿通するピン挿通孔をドリルにより切削形成出来るよう
にして製造を容易とし、ドリルによって形成されるピン
挿通孔の数を二つとして、連結ボルトを一つ削減するこ
とが出来る。
【００８９】また、本発明によれば、可撓翼桁とハブ保
持フランジと及びこの可撓翼桁とハブ保持フランジ間に
介装される弾性パッドの相互作用によりブレードのフラ
ッピングによって生じる負荷を分離することが出来る。
持フランジと及びこの可撓翼桁とハブ保持フランジ間に
介装される弾性パッドの相互作用によりブレードのフラ
ッピングによって生じる負荷を分離することが出来る。
【図１】本発明の可撓翼桁とハブの結合ジョイントを用
いた可撓ビームヘリコプタのロータの一部を示す斜視図
である。
いた可撓ビームヘリコプタのロータの一部を示す斜視図
である。
【図２】本発明の可撓翼桁とハブの結合ジョイントを連
結ピンのひとつにそって示す断面図である。
結ピンのひとつにそって示す断面図である。
【図３】固定ヒンジ型のヘリコプタのロータにおける有
効ヒンジオフセットを示す図である。
効ヒンジオフセットを示す図である。
【図４】可撓翼桁型のヘリコプタのロータにおけるフラ
ッピングヒンジ又はフラッピング軸のオフセットを示す
図である。
ッピングヒンジ又はフラッピング軸のオフセットを示す
図である。
【図５】可撓翼桁とハブの結合ジョイントにおけるてこ
作用によって生じる負荷の負荷方向を示す断面図であ
る。
作用によって生じる負荷の負荷方向を示す断面図であ
る。
【図６】可撓翼桁とハブの結合ジョイントにおける差動
曲げ作用によって生じる負荷の負荷方向を示す断面図で
ある。
曲げ作用によって生じる負荷の負荷方向を示す断面図で
ある。
【図７】図５の構成による応力の負荷状態を示す図であ
る。
る。
【図８】層流内の剪断応力の分布を示す図である。
【図９】本発明の可撓翼桁とハブの結合ジョイントの構
造における各部の寸法を示す断面図である。
造における各部の寸法を示す断面図である。
【図１０】本発明の可撓翼桁とハブの結合ジョイントに
おけるてこ作用を説明するための寸法を示す図である。
おけるてこ作用を説明するための寸法を示す図である。
【図１１】本発明の可撓翼桁とハブの結合ジョイントに
おける差動曲げ作用を説明するための寸法を示す図であ
る。
おける差動曲げ作用を説明するための寸法を示す図であ
る。
【図１２】翼形ブレードのフラッピング動作によるてこ
作用を説明するための付加的なパラメータを示す図であ
る。
作用を説明するための付加的なパラメータを示す図であ
る。
【図１３】図１２の等価数学モデルを示す図である。
【図１４】図１１の構成における付加的なパラメータを
示す図である。
示す図である。
【図１５】図１３の等価数学モデルを示す図である。
１０ ロータ １２ ハブ部材 １４ 回転軸 １６ 上側連結フランジ １８ 下側連結フランジ １９ ジョイント構造 ２０ 可撓翼桁部材 ２２ 連結ボルト ２８ トルクチューブ ３０ 緩衝軸受 ３２ ピッチ制御ロッド ３４ ピッチ変化軸 ３６ 放射方向内側端部 ３８ 間隙 ４２，４４ 弾性パッド ４６ 内側面 ４８ 上端面 ５０ 底面 ５４，５６，５８ 孔 ６０ フラッピング軸線
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 デイヴィッド エヌ．シュモーリング アメリカ合衆国，コネチカット，オック スフォード，パインズ ブリッジ ロー ド 55 (56)参考文献 米国特許4257738（ＵＳ，Ａ) 米国特許4360337（ＵＳ，Ａ) 米国特許4592701（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) B64C 27/35 B64C 27/48
Claims (15)
- 【請求項１】 回転軸線に対して回転可能に設けられる
とともに、上下方向に離間して間隙を形成するフランジ
を有するハブ部材と、細長く、可撓性を有し、複数の高
張力繊維を平行に配列して接着して形成され所定の幅及
び所定の厚さの矩形断面に形成されるとともに、ピッチ
変化軸線を有し、該ピッチ変化軸線に関して捩れ方向に
可撓性を有するとともにフラッピング軸線を持つ可撓翼
桁部材と、前記ハブ部材のフランジと前記可撓翼桁部材
の内側端部に形成され、一直線状に配置された孔と、前
記の一直線状に配置された孔に挿通して前記可撓翼桁部
材を前記ハブ部材が前記回転軸線を中心に一緒に回転す
るように連結する連結ボルトと、前記可撓翼桁部材の外
側端部に取り付けられ、前記回転軸線を中心に回転する
とともに、前記ピッチ変化軸線に関してピッチを変化
し、前記フラッピング軸線を中心にフラッピング運動を
行うとともにリード／ラグ運動をするブレード部材と、
前記可撓翼桁部材と前記ハブ部材間に介装された弾性パ
ッドとによって構成したことを特徴とするヘリコプタの
可撓ビームロータ。 - 【請求項２】 前記弾性パッドが、約５００，０００ｐ
ｓｉの引張強度及び圧縮強度を持つ材料によって形成さ
れている請求項１のヘリコプタのロータ。 - 【請求項３】 前記弾性パッドがナイロンで構成されて
いる請求項２のヘリコプタのロータ。 - 【請求項４】 回転軸線に対して回転可能に設けられる
とともに、上下方向に離間して間隙を形成するフランジ
を有するハブ部材と、細長く、可撓性を有し、複数の高
張力繊維を平行に配列して接着して形成され所定の幅及
び所定の厚さの矩形断面に形成されるとともに、ピッチ
変化軸線を有し、該ピッチ変化軸線に関して捩れ方向に
可撓性を有するとともにフラッピング軸線を持つ可撓翼
桁部材と、前記ハブ部材のフランジと前記可撓翼桁部材
の内側端部に形成され、一直線状に配置された孔と、前
記の一直線状に配置された孔に挿通して前記可撓翼桁部
材を前記ハブ部材が前記回転軸線を中心に一緒に回転す
るように連結する連結ボルトと、前記可撓翼桁部材の外
側端部に取り付けられ、前記回転軸線を中心に回転する
とともに、前記ピッチ変化軸線に関してピッチを変化
し、前記フラッピング軸線を中心にフラッピング運動を
行うとともにリード／ラグ運動をするブレード部材とを
有し、前記回転軸線を中心とする回転中に前記ブレード
部材に負荷される遠心力負荷とリード／ラグ運動による
負荷が、前記連結ボルト及び前記可撓翼桁部材とハブ部
材の一直線状に配置された孔に負荷され、前記ブレード
部材のフラッピング運動により生じる負荷が、前記可撓
翼桁部材と前記ハブ部材の前記フランジ間に生じるてこ
作用によって発生される可撓翼桁部材と前記ハブ部材の
負荷が前記ハブの前記フランジの外側端部及び前記可撓
翼桁部材の内側端部で最大となり、前記可撓翼桁部材と
前記連結ボルト間の差動曲げ作用によって前記可撓翼桁
部材と前記ハブ部材の一直線状に配置された孔と前記連
結ボルトに生じる負荷が、前記可撓翼桁部材の前記孔の
上下端部と前記連結ボルトの接合部において最大となる
ように負荷されるとともに、前記てこ作用と前記差動曲
げ作用によって発生される負荷を分離して、それぞれの
分離された負荷が可撓翼桁部材と前記ハブ部材のフラン
ジの重合部の異なる位置に作用するようにして、最大負
荷を減少させることにより、前記可撓翼桁部材の肉厚減
少を許容して、全体の重量及び寸法の減少を許容し、さ
らに前記回転軸線と前記フラッピング軸線間のオフセッ
トを減少するようにしたことを特徴とするヘリコプタの
可撓ビームロータ。 - 【請求項５】 前記負荷の分離手段が弾性パッドで構成
され、該弾性パッドが約５００，０００ｐｓｉの引張強
度及び圧縮強度を有し、前記可撓翼桁部材の上下面と前
記ハブ部材の前記フランジの間に介装される請求項５の
ヘリコプタのロータ。 - 【請求項６】 前記の弾性パッドがナイロンにより形成
されている請求項５のヘリコプタのロータ。 - 【請求項７】 前記可撓翼桁部材に形成された孔がドリ
ルによって形成される請求項５のヘリコプタのロータ。 - 【請求項８】 前記弾性パッドの長さをＬNとし、前記
可撓翼桁部材の幅をｂとし、前記可撓翼桁部材の厚さを
ＴFBとし、前記可撓翼桁部材の孔の径をＤとし、層流内
剪断応力をＧIFBとし、可撓翼桁部材のヤング強度をＥ
FBとし、差動曲げ作用により前記孔の周縁における応力
密度をＫTとしたときに、前記可撓翼桁部材と前記ハブ
部材のフランジに作用するてこ作用及び差動曲げ作用
が、相互に等しく（ＬN−ｔFB）＝｛ｔFB（ｂ−２Ｄ）
ＥFB｝／２ＫTｂＧIFB で表されることを特徴とする請
求項５のヘリコプタのロータ。 - 【請求項９】 前記ハブ部材のフランジと前記可撓翼桁
部材と前記連結ボルト及び前記弾性パッドが前記可撓翼
桁部材と前記ハブ部材とを連結し、各構成部材の寸法及
び材料が、差動曲げに対する剛性とてこ作用に対する剛
性が実質的に等しくなるように選択される請求項５のヘ
リコプタのロータ。 - 【請求項１０】 前記差動曲げに対するバネレート及び
てこ作用に対するバネレートが実質的に等しくなる請求
項９のヘリコプタのロータ。 - 【請求項１１】 前記ハブ部材のフランジと前記可撓翼
桁部材と弾性パッド及び連結ボルトが可撓翼桁とハブの
結合ジョイントを構成し、ブレード部材のフラッピング
運動による負荷が前記可撓翼桁部材から前記ハブ部材に
前記ジョイントを介して伝達され、前記可撓翼桁部材と
前記ハブ部材のフランジ間のてこ作用及び前記連結ボル
トと前記可撓翼桁部材の孔の差動曲げ作用の二つの分離
された負荷を伝達する各別の負荷伝達経路を形成し、前
記てこ作用による負荷を伝達する負荷伝達経路と前記差
動曲げによる負荷の負荷伝達経路における負荷の配分が
前記弾性部材の厚さを調整することで調整される請求項
５のヘリコプタのロータ。 - 【請求項１２】 前記ハブ部材のフランジと前記可撓翼
桁部材と弾性パッド及び連結ボルトが可撓翼桁とハブの
結合ジョイントを構成し、ブレード部材のフラッピング
運動による負荷が前記可撓翼桁部材から前記ハブ部材に
前記ジョイントを介して伝達され、前記可撓翼桁部材と
前記ハブ部材のフランジ間のてこ作用及び前記連結ボル
トと前記可撓翼桁部材の孔の差動曲げ作用の二つの分離
された負荷を伝達する各別の負荷伝達経路を形成し、前
記てこ作用による負荷を伝達する負荷伝達経路と前記差
動曲げによる負荷の負荷伝達経路における負荷が前記弾
性部材の厚さを調整することで調整される請求項５のヘ
リコプタのロータ。 - 【請求項１３】 前記ハブ部材のフランジと前記可撓翼
桁部材と弾性パッド及び連結ボルトが可撓翼桁とハブの
結合ジョイントを構成し、ブレード部材のフラッピング
運動による負荷が前記可撓翼桁部材から前記ハブ部材に
前記ジョイントを介して伝達され、前記可撓翼桁部材と
前記ハブ部材のフランジ間のてこ作用及び前記連結ボル
トと前記可撓翼桁部材の孔の差動曲げ作用の二つの分離
された負荷を伝達する各別の負荷伝達経路を形成し、前
記てこ作用による負荷を伝達する負荷伝達経路と前記差
動曲げによる負荷の負荷伝達経路の分離度合及び両負荷
伝達経路における負荷の配分を調整する手段が複数の前
記弾性部材の内の少なくとも一つの厚さを調整すること
で調整される請求項５のヘリコプタのロータ。 - 【請求項１４】 連結ボルトによるハブ部材のフランジ
に連結される可撓性の可撓翼桁部材と、前記ハブ部材の
フランジと前記可撓翼桁部材間に介装される弾性パッド
とを有し、ブレード部材のフラッピング運動によって発
生される負荷により前記連結ボルトに差動曲げ作用を生
じるとともに可撓翼桁部材と前記ハブ部材のフランジ間
にてこ作用を生じるように構成したヘリコプタのロータ
であって、ａ．前記連結ボルトの寸法と前記可撓翼桁部
材の断面寸法を、前記ブレードの回転によって生じる１
００％の遠心力と、１００％のブレードのリード／ラグ
運動によって生じる負荷と、前記連結ボルトにおける差
動曲げ作用による負荷の５０％と可撓翼桁部材と前記ハ
ブ部材のフランジ間のてこ作用による負荷の５０％を分
担出来るように選択し、ｂ．前記連結ボルトおける差動
曲げ作用によって生じる負荷の割合と前記可撓翼桁部材
と前記ハブ部材のフランジ間のてこ作用による負荷の割
合を算術的に算出し、ｃ．前記てこ作用による層流内の
最大剪断応力と前記差動曲げ作用による最大曲げ応力を
算術的に算出し、算出された負荷を前記ａにより算出さ
れた負荷に加算し、ｄ．ｃにより算出された負荷を前記
可撓翼桁部材及び前記ハブ部材のフランジの材料におけ
る許容負荷と比較し、ｅ．前記層流内の最大剪断応力が
前記連結ボルトの許容負荷を越える場合には前記弾性パ
ッドの厚みを増加して最大剪断応力を減少させ、前記連
結ボルトにおける差動曲げ作用による応力が大きい場合
には前記弾性パッドの厚さを減少し、前記連結ボルトと
前記可撓翼桁部材の最大剪断応力負荷位置における臨界
応力を構成材料の許容応力と等しく設定することを特徴
とする可撓翼桁部材とハブ部材の連結方法。 - 【請求項１５】 前記最大剪断応力の負荷位置が前記連
結ボルトの配設位置に対して少なくとも可撓翼桁部材の
厚さ分離間しており、てこ作用による負荷と差動曲げ作
用による負荷を確実に分離する請求項１４の方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US53071790A | 1990-05-30 | 1990-05-30 | |
| US530,717 | 1990-05-30 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04231289A JPH04231289A (ja) | 1992-08-20 |
| JP2911647B2 true JP2911647B2 (ja) | 1999-06-23 |
Family
ID=24114701
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| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3155670A Expired - Fee Related JP2911647B2 (ja) | 1990-05-30 | 1991-05-30 | 可撓ビームヘリコプタの翼桁とハブの結合ジョイント |
Country Status (5)
| Country | Link |
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