JPS5950558B2 - ヘリコプタ羽根 - Google Patents
ヘリコプタ羽根Info
- Publication number
- JPS5950558B2 JPS5950558B2 JP50057481A JP5748175A JPS5950558B2 JP S5950558 B2 JPS5950558 B2 JP S5950558B2 JP 50057481 A JP50057481 A JP 50057481A JP 5748175 A JP5748175 A JP 5748175A JP S5950558 B2 JPS5950558 B2 JP S5950558B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- spar
- helicopter
- blade
- helicopter blade
- forward spar
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/32—Rotors
- B64C27/46—Blades
- B64C27/473—Constructional features
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/32—Rotors
- B64C27/46—Blades
- B64C27/473—Constructional features
- B64C2027/4733—Rotor blades substantially made from particular materials
- B64C2027/4736—Rotor blades substantially made from particular materials from composite materials
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Emergency Lowering Means (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、ヘリコプタの改良、ことに主回転翼羽根の疲
れ破損から生ずる危険を最少にする新規なヘリコプタ回
転翼羽根に関する。
れ破損から生ずる危険を最少にする新規なヘリコプタ回
転翼羽根に関する。
ヘリコプタは、このヘリコプタを飛行状態に支えるよう
に１次揚力を生ずる主回転翼羽根は主回転翼支柱と共に
回転するように取付けである。
に１次揚力を生ずる主回転翼羽根は主回転翼支柱と共に
回転するように取付けである。
通常各ヘリコプタ主回転翼羽根は、羽根の長平方向に延
びる先端翼桁を備え一端部をロータ主柱に連結しである
。
びる先端翼桁を備え一端部をロータ主柱に連結しである
。
前部翼桁は各羽根部分の主遠心荷重径路になる。
前記翼桁に復縁表皮を取付けて支え揚力面を形成する。
前部翼桁の外側端に先端部片を取付は羽根の外端部を密
封するようにしである。
封するようにしである。
後側閉鎖みぞ形は前部翼桁に沿って延びこの翼桁の内部
に取付けである。
に取付けである。
羽根の残りの部分にはこの羽根が剛性を持つように軽量
の材料を詰めである。
の材料を詰めである。
主回転翼の回転中にこれ等の羽根内に振動および遠心応
力が生ずる。
力が生ずる。
若干の例ではこれ等の応力により前部翼桁に疲れ破損を
生じ主回転翼羽根の１つを破壊し搭乗者に警告を与えな
いでヘリコプタがその揚力を失い破壊する。
生じ主回転翼羽根の１つを破壊し搭乗者に警告を与えな
いでヘリコプタがその揚力を失い破壊する。
羽根の進んだ疲れ損傷は、回転翼羽根で破損を検出し避
けることがむずかしい小さなひび割れでしか証明できな
い。
けることがむずかしい小さなひび割れでしか証明できな
い。
従って本発明の目的は、ヘリコプタを前部翼桁が破損し
ても限定した時限だけ飛行させる遠心荷重構造を持つ新
規な回転翼羽根を提供しようとするにある。
ても限定した時限だけ飛行させる遠心荷重構造を持つ新
規な回転翼羽根を提供しようとするにある。
本発明によれば後部区間を支える金属質の荷重支持前部
翼桁を持つ新規な回転翼羽根が得られる。
翼桁を持つ新規な回転翼羽根が得られる。
使用中に前部翼桁が破損してもヘリコプタの安全な着陸
ができるように成る短い時限にわたり遠心翼荷重を引受
けるように２次遠心荷重支持部材を設けである。
ができるように成る短い時限にわたり遠心翼荷重を引受
けるように２次遠心荷重支持部材を設けである。
なお本発明によれば翼前縁の長手方向に延び上下の後縁
で後部の開いた前部翼桁を備えた新規な回転翼羽根が得
られる。
で後部の開いた前部翼桁を備えた新規な回転翼羽根が得
られる。
組合う閉鎖みぞ形は、前部翼桁の長手に沿って延びその
上下の後縁の内側に取付けである。
上下の後縁の内側に取付けである。
羽根の後部部分は軽量の材料を詰めた表皮により形成し
である。
である。
単方向繊維ガラス材から成る帯状体は閉鎖みぞ形のフラ
ンジに取付けられその長手方向に延びている。
ンジに取付けられその長手方向に延びている。
繊維ガラス帯状体は、前部翼桁より実質的に低い弾性係
数を持ち、前部翼桁がヘリコプタの使用中に破損した場
合に、過剰遠心荷重径路を生ずる。
数を持ち、前部翼桁がヘリコプタの使用中に破損した場
合に、過剰遠心荷重径路を生ずる。
以下本発明ヘリコプタ羽根の実施例を添付図面について
詳細に説明する。
詳細に説明する。
第１図に示すように本発明による新規な回転翼羽根（以
下単に羽根と呼ぶ）１０は、前部翼桁１２と上下の後部
本体外皮１４．１６とを備えている。
下単に羽根と呼ぶ）１０は、前部翼桁１２と上下の後部
本体外皮１４．１６とを備えている。
各外皮１４．１６は後縁翼桁１８により相互に取付けで
ある。
ある。
外側端先端キャップ２０は、前部翼桁１２、各外皮１４
．１６および後縁翼桁１８に取付けである。
．１６および後縁翼桁１８に取付けである。
羽根１０の内部端には普通のヘリコプタ構造に従って主
回転翼支柱のボスつかみ部材に取付けるように羽根取付
は区域３０を設けである。
回転翼支柱のボスつかみ部材に取付けるように羽根取付
は区域３０を設けである。
羽根取付は区域３０は、前縁に上下のつかみ板３２をま
た後縁に上下のつかみ板３４を備えている。
た後縁に上下のつかみ板３４を備えている。
各つかみ板３２．３４を貫いて、主回転翼支柱に取付け
たボスつかみ部材に羽根を取付けるように締付部片を受
入れるブシュ３６が延びている。
たボスつかみ部材に羽根を取付けるように締付部片を受
入れるブシュ３６が延びている。
圧縮剛性は帯状体巻わく４０と裁断繊維圧縮ブロック材
４２とにより取付は区域に与えられる。
４２とにより取付は区域に与えられる。
各つかみ板３２．３４から羽根１０の縦方向軸線に沿い
重ね板４４．４５．４６．４７が延びている。
重ね板４４．４５．４６．４７が延びている。
各重ね層は基本的には、羽根１０の構造部分の幅方向に
延びるＶ字形部片である。
延びるＶ字形部片である。
重ね板４４．４５．４６．４７は各外皮１４．１６の内
側端に層状に固着しである。
側端に層状に固着しである。
とくに第２図、第３図、第４図、第５図、および第６図
に示すように前部翼桁１２には、前部翼桁１２の長手方
向に延びる閉鎖みぞ形６０を設けである。
に示すように前部翼桁１２には、前部翼桁１２の長手方
向に延びる閉鎖みぞ形６０を設けである。
好適とする実施例では閉鎖みぞ形６０は、その長手方向
に沿い４５° ×４５°のガラス繊維の向きを持つ繊維
ガラス材から構成しである。
に沿い４５° ×４５°のガラス繊維の向きを持つ繊維
ガラス材から構成しである。
みぞ形６０は前部翼桁１２の上下の後部フランジ６２．
６４の内部に取付けである。
６４の内部に取付けである。
閉鎖みぞ形６０は、上下のフランジ６６．６８を持ち、
長手方向に沿い横断面形状が変る。
長手方向に沿い横断面形状が変る。
上部フランジ６６は翼桁１２の上部フランジ６２の内面
に取付けられ、また下部フランジ６８は翼桁１２の下部
フランジ６４の内面に取付けである。
に取付けられ、また下部フランジ６８は翼桁１２の下部
フランジ６４の内面に取付けである。
みぞ形６０はそのフランジ６６．６８がフランジ６２．
６４の縁部に重なり各外皮１４．１６を翼桁１２に取付
ける表面を形成するようにしである。
６４の縁部に重なり各外皮１４．１６を翼桁１２に取付
ける表面を形成するようにしである。
とくに本発明によれば単方向繊維ガラス材は各フランジ
６６．６８の内面に取付けである。
６６．６８の内面に取付けである。
各ガラス繊維は整合してみぞ形６０の長手方向に沿って
延び各フランジ６６．６８の内面に接着しである。
延び各フランジ６６．６８の内面に接着しである。
この繊維ガラス材は、それぞれ上下のフランジ６６．６
８に沿って延びる２つの帯状体７２．７４を備えている
。
８に沿って延びる２つの帯状体７２．７４を備えている
。
各帯状体７２．７４の内側端は帯巻わく４０のまわりに
巻付けである。
巻付けである。
この特定の取付は構造は第７図に例示しである。
閉鎖みぞ形６０はブシュ３６の外側部に終っている。
上側帯状体７２は繊維群７６．７８に分れるが、下側帯
状体７４は繊維群８０．８２に分れている。
状体７４は繊維群８０．８２に分れている。
各群７６．８２の繊維は群７８．８０の繊維に連結され
環８４を形成する。
環８４を形成する。
巻わく４０は円筒形の接触面９２を仕切る上下のフラン
ジ８８．９０を備えている。
ジ８８．９０を備えている。
環８４は接触面９２のまわりに位置させである。
軸線方向の穴９４は巻わく４０を貫いて延び、ブシュ３
６を各穴９４．９６を経てそう人することにより翼１０
の内側端に巻わく４０を取付ける。
６を各穴９４．９６を経てそう人することにより翼１０
の内側端に巻わく４０を取付ける。
充てんブロック１００は環８４内に形成した空間１０１
内に位置させこの構造に剛性を加える。
内に位置させこの構造に剛性を加える。
この組合わせの外部に転移みぞ形１１０を当てがい、み
ぞ形１１０の外側端がみぞ形６０の内側端に重なりまた
みぞ１１０のフランジの内側端が巻わく４０のフランジ
８８．９０に衝合するようにしである。
ぞ形１１０の外側端がみぞ形６０の内側端に重なりまた
みぞ１１０のフランジの内側端が巻わく４０のフランジ
８８．９０に衝合するようにしである。
次に第８図に示した変型によれば各帯状体７２．７４は
、圧縮ブロック４２の利用される表面のまわりに上下に
包むように分けられている。
、圧縮ブロック４２の利用される表面のまわりに上下に
包むように分けられている。
圧縮ブロック４２はブシュ３６を受入れる構造にしであ
る。
る。
前記したように上側帯状体７２は繊維群７６．７８に分
れているが、下側帯状体７４は繊維群８０．８２に分れ
ている。
れているが、下側帯状体７４は繊維群８０．８２に分れ
ている。
しかし第７図の実施例とは異って群７６内の繊維は群８
２内の繊維と一体にするかまたはこれ等の繊維に連結し
て環８４ａを形成する。
２内の繊維と一体にするかまたはこれ等の繊維に連結し
て環８４ａを形成する。
群７８内の繊維は群８０内の繊維と一体にするかまたは
これ等の繊維に連結して環８４ｂを形成する。
これ等の繊維に連結して環８４ｂを形成する。
なお本発明によれば繊維ガラス材は前部翼桁１２より実
質的に小さい弾性係数を持つように選ぶ。
質的に小さい弾性係数を持つように選ぶ。
弾性係数のこの実質的な違いにより前部翼桁１２は繊維
ガラス材より実質的に高い応力で作用して、繊維ガラス
材が一層長い寿命を持ち翼桁１２の後部を破壊しないよ
うにする。
ガラス材より実質的に高い応力で作用して、繊維ガラス
材が一層長い寿命を持ち翼桁１２の後部を破壊しないよ
うにする。
好適とする実施例では前部翼桁は２６ Ｘ １０６の弾
性係数と２ Ｘ １０’ｐｓｉの疲れ強さと１５ Ｘ
１０’の極限強さとを持つ鋼材から形成するが繊維ガラ
ス帯材は６×１０６の弾性係数と２ Ｘ １０’ｐｓｉ
の疲れ強さと１８ Ｘ １０’ｐｓｉの極限強さとを持
つ。
性係数と２ Ｘ １０’ｐｓｉの疲れ強さと１５ Ｘ
１０’の極限強さとを持つ鋼材から形成するが繊維ガラ
ス帯材は６×１０６の弾性係数と２ Ｘ １０’ｐｓｉ
の疲れ強さと１８ Ｘ １０’ｐｓｉの極限強さとを持
つ。
繊維ガラス材の弾性係数が比較的低いので、翼桁１２は
ヘリコプタの飛行中に一層高い応力で作用する。
ヘリコプタの飛行中に一層高い応力で作用する。
飛行中の羽根の循環荷重により若干の場合に、翼桁１２
を疲れにより破損することがある。
を疲れにより破損することがある。
翼桁１２が破損すると、帯状体７２．７４の繊維ガラス
材は全負荷を引受は羽根１０が完全に切断するのを防ぐ
。
材は全負荷を引受は羽根１０が完全に切断するのを防ぐ
。
各帯状体７２．７４の寿命によりヘリコプタがその安全
な着陸のできる短い時間だけ飛行を続けることができる
。
な着陸のできる短い時間だけ飛行を続けることができる
。
羽根の形成に、羽根の疲れ破損に対し余裕のある他の材
料を使ってもよいのはもちろんである。
料を使ってもよいのはもちろんである。
以上本発明の詳細な説明したが本発明の構成の具体例を
要約すれば次のようである。
要約すれば次のようである。
（１）複数の外部重ね板がヘリコプタ羽根の幅の方向に
内側端部の付近に延びこの内側端部に負荷を移送するよ
うにした前記特許請求の範囲に記載のヘリコプタ羽根。
内側端部の付近に延びこの内側端部に負荷を移送するよ
うにした前記特許請求の範囲に記載のヘリコプタ羽根。
（２）前記単方向繊維ガラス帯状体を、前記ブシュに取
り付ける取付は手段を、前記単方向繊維ガラス帯状体の
端部に形成され前記ブシュのまわりに位置させた環によ
り構成した前記特許請求の範囲に記載のヘリコプタ羽根
。
り付ける取付は手段を、前記単方向繊維ガラス帯状体の
端部に形成され前記ブシュのまわりに位置させた環によ
り構成した前記特許請求の範囲に記載のヘリコプタ羽根
。
なお本発明はその精神を逸脱しないで種々の変化変型を
行うことができるのはもちろんである。
行うことができるのはもちろんである。
第１図は本発明ヘリコプタ回転翼羽根の１実施例の平面
図、第２図、第３図、第４図、第５図および第６図は第
１図のそれぞれ２−２線、３−３線、４−４線、５−５
線および６−６線に沿う拡大断面図である。 第７図は第１図のヘリコプタ翼羽根の単方向繊維ガラス
帯状体の巻わくへの連結構造を拡大して示す展開斜視図
、第８図は第７図の連結構造を拡大して示す展開斜視図
、第８図は第７図の連結構造の変型を一部を切欠いて示
す斜視図である。 １０・・・・・・ヘリコプタ翼羽根、１２・・・・・・
前部翼桁、１４，１６・・・・・・外皮、３２，３４・
・・・・・つかみ板、３６・・・・・・ブッシング、６
０・・・・・・閉鎖みぞ形、６２．６４・・・・・・フ
ランジ、７２，７４・・・・・・帯状体、８４・・・・
・・環。
図、第２図、第３図、第４図、第５図および第６図は第
１図のそれぞれ２−２線、３−３線、４−４線、５−５
線および６−６線に沿う拡大断面図である。 第７図は第１図のヘリコプタ翼羽根の単方向繊維ガラス
帯状体の巻わくへの連結構造を拡大して示す展開斜視図
、第８図は第７図の連結構造を拡大して示す展開斜視図
、第８図は第７図の連結構造の変型を一部を切欠いて示
す斜視図である。 １０・・・・・・ヘリコプタ翼羽根、１２・・・・・・
前部翼桁、１４，１６・・・・・・外皮、３２，３４・
・・・・・つかみ板、３６・・・・・・ブッシング、６
０・・・・・・閉鎖みぞ形、６２．６４・・・・・・フ
ランジ、７２，７４・・・・・・帯状体、８４・・・・
・・環。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ ヘリコプタ羽根の長さ方向に延び一次引張部材を形
成する細長い前部翼桁と、この前部翼桁に取り付けられ
この前部翼桁により支えられた後部羽根構造とを持つヘ
リコプタ羽根において、（イ）前部翼桁アセンブリを形
成するように、前記前部翼桁の復縁と前記後部羽根構造
の前縁とに固定された前部翼桁用閉鎖みぞ形と、 （ロ）前記前部翼桁が破損しても、前記ヘリコプタ羽根
の遠心負荷を支えるための二次引張構造を形成するよう
に、前記前部翼桁アセンブリの内側に固定され、前記ヘ
リコプタ羽根の長さ方向に延び、前記前部翼桁の弾性係
数より低い弾性係数を持つ単方向繊維ガラス帯状体と、 （ハ）前記遠心負荷を、前記前部翼桁アセンブリと前記
単方向繊維ガラス帯状体との両方から直接に受は取るよ
うに、前記ヘリコプタ羽根の内側端部に設けられ、前記
前部翼桁アセンブリと前記単方向繊維ガラス帯状体との
両方に連結されたブシュと、 を備えたことを特徴とするヘリコプタ羽根。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US470520 | 1974-05-16 | ||
| US05/470,520 US4120610A (en) | 1974-05-16 | 1974-05-16 | Helicopter blade structure |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5123999A JPS5123999A (ja) | 1976-02-26 |
| JPS5950558B2 true JPS5950558B2 (ja) | 1984-12-08 |
Family
ID=23867935
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP50057481A Expired JPS5950558B2 (ja) | 1974-05-16 | 1975-05-16 | ヘリコプタ羽根 |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4120610A (ja) |
| JP (1) | JPS5950558B2 (ja) |
| CA (1) | CA1017732A (ja) |
| DE (1) | DE2521363C2 (ja) |
| FR (1) | FR2271122B1 (ja) |
| GB (1) | GB1461723A (ja) |
| IT (1) | IT1035748B (ja) |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| JPH0619287Y2 (ja) * | 1985-04-12 | 1994-05-18 | 日本精工株式会社 | 検出器内蔵形電動機 |
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