KR20080094035A

KR20080094035A - Stiff-in-plane gimbaled tiltrotor hub

Info

Publication number: KR20080094035A
Application number: KR1020087019620A
Authority: KR
Inventors: 리차드 이 라우버; 제임스 엘 쥬니어 브라스웰; 토마스 씨 캠벨; 데이비드 에이 포펠카; 마이클 제이 서더랜드; 프랭크 비 스탬프스; 케이스 스탠니; 패트릭 알 티스달; 마크 와시코우스키
Original assignee: 벨 헬리콥터 텍스트론 인크.
Priority date: 2008-08-11
Filing date: 2006-01-13
Publication date: 2008-10-22

Abstract

A rotor-hub for a rotary-wing aircraft is disclosed. The rotor-hub comprises a yoke comprising a plurality of yoke arms and a plurality of yoke straps, wherein the yoke arms are joined together by the yoke straps, and wherein a plurality of inner walls of the yoke define a central void space. A pitch horn is movably connected to the yoke and a portion of the pitch horn is located within the central void space. A connecting shell is fixedly attached to the yoke.

Description

In-plane rigid gimbal-type tilt rotor hub {STIFF-IN-PLANE GIMBALED TILTROTOR HUB}

본 발명은 회전익 항공기의 로터 허브 분야에 관한 것이다. 구체적으로, 본 발명은 면내 강성의 짐벌식 틸트 로터 허브에 관한 것이다. The present invention relates to the field of rotor hubs for rotorcraft. Specifically, the present invention relates to an in-plane rigid gimbal tilt rotor hub.

오랫동안 로터 허브가 사용되고 있다. 다양한 타입의 회전익 항공기에 대하여 로터 허브의 성공적인 설계가 많이 있다. 로터 허브는 통상적으로 로터 블레이드를 회전 샤프트 또는 마스트에 연결하는 수단을 위해 설계되고, 이에 따라 이 수단으로서 특히 양호하게 적합하다. Rotor hubs have been in use for a long time. There are many successful designs of rotor hubs for various types of rotorcraft. The rotor hub is typically designed for a means of connecting the rotor blades to a rotating shaft or mast, and thus is particularly well suited as this means.

로터 허브를 2개의 주요한 카테고리, 즉 "면내 강성(stiff-in-plane)"과 "면내 연성(soft-in-plane)"으로 분류하는 것은 회전익 항공기 설계 분야의 당업자에게는 일반적이다. 면내 강성 로터 허브는 로터 블레이드의 면내/리드-레그(lead-lag) 진동의 고유 진동수가 로터의 회전 진동수와 로터 블레이드의 면외/플랩핑 진동의 고유 진동수보다 높은 회전익 항공기에 사용된다. 면내 연성 로터 허브는 로터 블레이드의 면내/리드-레그 진동의 고유 진동수가 로터의 회전 진동수와 로터 블레이드의 면외/플랩핑 진동의 고유 진동수보다 낮은 회전익 항공기에 사용된다. 회전익 항공기의 로터 블레이드와 관련 로터 허브는 로터 블레이드의 면외/플랩핑 진동의 고유 진동수와 로터 블레이드의 면내/리드-레그 진동의 고유 진동수가 동일한 값을 향해 수렴할 때에 동적으로 보다 불안정해진다는 것이 널리 알려져 있다. 따라서, 로터 블레이드의 면외/플랩핑 진동의 고유 진동수와 로터 블레이드의 면내/리드-레그 진동의 고유 진동수가 로터의 회전 진동수의 약 25%의 최소 차이를 유지하도록 회전익 항공기를 설계하는 것이 일반적이다. Classifying the rotor hub into two main categories, "stiff-in-plane" and "soft-in-plane," is common to those skilled in the art of rotorcraft design. In-plane rigid rotor hubs are used in rotorcraft aircraft where the natural frequencies of the in-plane / lead-lag vibrations of the rotor blades are higher than the rotational frequencies of the rotor and the natural frequencies of the out-of-plane / flapping vibrations of the rotor blades. In-plane flexible rotor hubs are used in rotorcraft aircraft where the natural frequencies of the in-plane / lead-leg vibrations of the rotor blades are lower than the rotational frequencies of the rotors and the natural frequencies of the out-of-plane / flapping vibrations of the rotor blades. It is widely believed that rotor blades and associated rotor hubs in rotorcraft are dynamically more unstable when the natural frequencies of the out-of-plane / flapping vibrations of the rotor blades and the natural frequencies of the in-plane / lead-leg vibrations of the rotor blades converge toward the same value. Known. Accordingly, it is common to design a rotorcraft aircraft such that the natural frequency of out-of-plane / flapping vibration of the rotor blades and the natural frequency of in-plane / lead-leg vibration of the rotor blades maintain a minimum difference of about 25% of the rotational frequency of the rotor.

면내 강성 시스템과 면내 연성 시스템 간의 선택시에, 회전익 항공기를 설계하는 동안 여러 개의 높은 수준의 일반론이 흔히 고려된다. 면내 강성 회전익 항공기의 로터 허브와 로터 블레이드의 조합 중량은 면내 연성 회전익 항공기의 로터 허브와 로터 블레이드의 조합 중량보다 무거운 것이 일반적이다. 그러나, 현재, 면내 강성 부품은 보다 고속으로 운행하고/운행하거나, 보다 큰 추력을 생성하며, 동적 진동 안정성을 보다 쉽게 유지하기 위해 보다 훌륭한 해법으로 생각되고 있다. In selecting between in-plane stiffness systems and in-plane ductility systems, several high-level generalizations are often considered during the design of rotorcraft. The combined weight of the rotor hub and rotor blades of in-plane rigid rotorcraft is typically heavier than the combined weight of the rotor hub and rotor blades of in-plane flexible rotorcraft. However, at present, in-plane rigid parts are considered to be a better solution for running at higher speeds / running, generating greater thrust, and more easily maintaining dynamic vibration stability.

면내 강성 회전익 항공기의 로터 허브와 로터 블레이드의 원하는 동적 진동 안정성을 달성하는 데에 있어서 수많은 변수들 중의 하나가 δ₃ 각도이다. 종래 기술인 도 1은 로터 시스템과 관련하여 δ₃ 각도를 보여주는 로터 허브의 개략도를 도시하고 있다. 피치 혼의 일단부가 피치 링크에 의해 구속되어 있고 피치 혼의 타단부는 블레이드에 부착되어 있기 때문에, 블레이드가 플랩핑할 때에 피치가 변하게 된다. 그래서, δ₃ 각도는 로터 플랩핑과 로터 블레이드 피치 간에 상호 관계를 나타낸다. 로터 블레이드가 상방으로 플랩핑할 때에, 양의 δ₃ 각도를 갖는 로터 시스템은 노우즈 다운 피치(nose-down pitch)를 경험하는 반면에, 음의 δ₃ 각도를 갖는 로터 시스템은 노우즈 업 피치(nose-up pitch)를 경험한다. δ₃ 각도는 돌풍 및/또는 조종사의 조작 중에 동적 안정성을 제공할 뿐만 아니라 로터의 플랩핑 폭을 감소시키도록 조절된다. 예컨대, 3블레이드 틸트 로터 항공기에서 δ₃ 각도는 통상적으로 -15도 근처의 값으로 설정되어, 적절한 수준의 안정성과 플랩핑 감쇠를 제공한다. One of a number of variables in achieving the desired dynamic vibration stability of the rotor hub and rotor blades of in-plane rigid rotorcraft is the angle δ ₃ . FIG. 1 shows a schematic of the rotor hub showing δ ₃ angles in relation to the rotor system. Since one end of the pitch horn is constrained by the pitch link and the other end of the pitch horn is attached to the blade, the pitch changes when the blade flaps. Thus, the δ ₃ angle represents the correlation between rotor flapping and rotor blade pitch. When the rotor blades flap upwards, rotor systems with positive δ ₃ angles experience a nose down pitch, while rotor systems with negative δ ₃ angles have a nose up pitch. -up pitch). The δ ₃ angle is adjusted to provide dynamic stability during gust and / or pilot manipulation as well as to reduce the flapping width of the rotor. For example, in a three blade tilt rotor aircraft, the δ ₃ angle is typically set to a value around −15 degrees, providing adequate levels of stability and flapping damping.

회전익 항공기에서 보다 큰 추력, 보다 높은 속도를 달성하고 보다 무거운 화물을 운반하는 요구가 증가하고 있다. 예컨대, 보다 출력이 높은 틸트 로터 항공기가 요구되고 있다. 보다 큰 추력을 생성하는 한가지 방법은 로터 블레이드의 개수를 증가시키는 것이다. 현재의 틸트 로터 항공기는 3블레이드 로터 시스템을 사용하는 것이 통상적이다. 3블레이드 로터 시스템에서, 피치 혼과 피치 링크(종래 기술인 도 1 참조)는 로터 허브와 함께 면내에 그리고 로터 허브의 외측에 배치되는 것이 일반적이다. 그러나, 4개 이상의 블레이드를 갖는 다수 블레이드 로터의 경우에 작은 δ₃ 각도(예컨대, -15도 근처의 δ₃ 각도)를 달성하면서 피치 혼과 피치 링크를 일반적으로 로터 허브와 함께 면내에 그리고 로터 허브의 외측에 배치하는 것은 심각한 설계 도전이 되고 있다. 다수 블레이드 로터 시스템에 대하여 전술한 바와 같이, 로터 허브의 구성은 구조적 간섭 때문에 피치 혼이 적절한 위치에 배치되게 하지 못한다. 또한, 구성요소의 조기 고장에 이르는 바람직하지 않은 합력을 최소화하기 위하여 로터 시스템의 회전 구성요소를 가능한 한 회전축에 가 깝게 유지하도록 구성하는 것은 회전익 항공기의 당업자가 원하는 것으로 넓게 해석된다. There is an increasing demand to achieve greater thrust, higher speeds and carry heavier cargo in rotorcraft. For example, a higher tilt rotor aircraft is required. One way to generate greater thrust is to increase the number of rotor blades. Current tilt rotor aircrafts typically use a three blade rotor system. In a three blade rotor system, pitch horns and pitch links (see prior art Fig. 1) are generally disposed in-plane with the rotor hub and outside the rotor hub. However, in the case of a multiple blade rotor with four or more blades, the pitch horn and pitch link are generally in-plane with the rotor hub and the rotor hub while achieving a small δ ₃ angle (eg, δ ₃ angle near -15 degrees). Positioning outside of the gate is a serious design challenge. As described above for a multiple blade rotor system, the configuration of the rotor hub does not allow the pitch horn to be placed in the proper position due to structural interference. It is also widely interpreted by those skilled in the art of rotorcraft to configure the rotor components of the rotor system to be as close to the axis of rotation as possible in order to minimize undesirable forces leading to premature failure of the components.

전술한 로터 허브의 진보는 로터 허브 설계에 있어서 상당한 발전을 보여주고 있지만, 무시할 수 없는 단점이 남아 있다. The advances in rotor hubs described above have shown significant advances in rotor hub design, but with insurmountable disadvantages.

개선된 로터 허브에 대한 요구가 존재한다. There is a need for an improved rotor hub.

따라서, 본 발명의 목적은 4개 이상의 로터 블레이드에 연결이 가능하게 하면서 최적의 δ₃ 각도를 유지하는 개선된 로터 허브를 제공하는 것이다. It is therefore an object of the present invention to provide an improved rotor hub that allows for connection to four or more rotor blades while maintaining an optimal δ ₃ angle.

이 목적은 피치 링크 및 피치 혼 양자가 로터 허브의 내측 공간 내에 배치되는 로터 허브를 제공함으로써 달성된다. 예컨대, 로터 허브는, (1)요크 위에 배치되는 연결용 쉘을 갖도록, (2)요크 아래에 배치되는 연결용 쉘을 갖도록, (3)하나의 연결용 쉘은 요크 위에 배치되고 하나의 연결용 쉘은 요크 아래에 배치되는 2개의 연결용 쉘을 갖도록 구성될 수 있다. This object is achieved by providing a rotor hub in which both the pitch link and the pitch horn are disposed in the inner space of the rotor hub. For example, the rotor hub has (1) a connecting shell disposed over the yoke, (2) a connecting shell disposed under the yoke, and (3) one connecting shell is disposed over the yoke and one connecting The shell can be configured to have two connecting shells disposed under the yoke.

본 발명은, (1)틸트 로터 항공기의 로터 시스템에서 3개를 초과하는 블레이드를 사용하게 하는 이점, (2)파편 또는 탄도 공격으로 인해 피치 혼이 파손될 가능성을 감소시키는 이점, (3)파편 또는 탄도 공격으로 인해 구동 링크가 파손될 가능성을 감소시키는 이점, (4)여분의 허브 스프링을 제공하는 이점, (5)허브 스프링과 요크 사이에서 힘 전달을 개선시키는 이점을 비롯하여 상당한 이점들을 제공한다. The present invention provides the advantages of (1) the use of more than three blades in a rotor system of a tilt rotor aircraft, (2) the possibility of reducing the possibility of pitch horn breaking due to fragmentation or ballistic attack, (3) fragments or Significant advantages, including the advantage of reducing the likelihood of breakage of the drive link due to ballistic attack, (4) providing extra hub springs, and (5) improving force transmission between the hub spring and the yoke.

추가의 목적, 특징 및 이점은 이하의 상세한 설명에서 명백할 것이다. Further objects, features and advantages will be apparent in the detailed description that follows.

본 발명의 신규한 기술 사상으로 생각되는 특징은 첨부된 청구범위에 기재되어 있다. 그러나, 본 발명 자체 뿐만 아니라 바람직한 사용 모드, 다른 목적 및 그 이점은 첨부 도면과 함께 읽을 때에 이하의 상세한 설명을 참고로 하여 가장 잘 이해될 것이다. Features contemplated by the novel spirit of the invention are set forth in the appended claims. However, the present invention as well as the preferred mode of use, other objects and advantages thereof will be best understood with reference to the following detailed description when read in conjunction with the accompanying drawings.

종래 기술인 도 1은 로터 시스템에서 δ₃ 각도의 효과를 나타내는 간소화한 개략도.1 is a simplified schematic diagram showing the effect of δ ₃ angles in a rotor system.

도 2는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 로터 허브를 갖는 틸트 로터 항공기의 정면도.2 is a front view of a tilt rotor aircraft having a rotor hub according to a preferred embodiment of the present invention.

도 3a는 도 2의 틸트 로터 항공기에 사용되는 로터 허브의 사시도. 3A is a perspective view of a rotor hub used in the tilt rotor aircraft of FIG.

도 3b는 도 3a의 로터 허브의 요크의 사시도.3B is a perspective view of the yoke of the rotor hub of FIG. 3A.

도 4는 연결용 쉘이 제거된 상태에서 도 3a의 로터 허브의 사시도.4 is a perspective view of the rotor hub of FIG. 3A with the connecting shell removed;

도 5는 연결용 쉘이 제거된 상태에서 도 3a의 로터 허브의 평면도.5 is a plan view of the rotor hub of FIG. 3A with the connecting shell removed;

도 6은 도 3a의 로터 허브의 평면도.FIG. 6 is a plan view of the rotor hub of FIG. 3A; FIG.

도 7은 도 3a의 선 7-7을 따라 취한 도 3a의 로터 허브의 단면도.7 is a cross-sectional view of the rotor hub of FIG. 3A taken along line 7-7 of FIG. 3A.

도 8은 본 발명의 변형예에 따라 요크 아래에 배치되는 연결용 쉘을 갖는 로터 허브의 부분적인 사시도.8 is a partial perspective view of a rotor hub having a connecting shell disposed below the yoke according to a variant of the invention.

도 9는 도 8의 선 9-9를 따라 취한 도 8의 로터 허브의 단면도.9 is a cross-sectional view of the rotor hub of FIG. 8 taken along line 9-9 of FIG.

도 10은 본 발명의 변형예에 따라 2개의 연결용 쉘을 갖는 로터 허브의 사시도.10 is a perspective view of a rotor hub having two connecting shells according to a variant of the invention.

도 11은 도 10의 선 11-11을 따라 취한 도 10의 로터 허브의 단면도.FIG. 11 is a cross sectional view of the rotor hub of FIG. 10 taken along line 11-11 of FIG.

본 발명은 4개 이상의 로터 블레이드에 대한 연결을 가능하게 하면서 최적의 δ₃ 각도를 유지하는 개선된 로터 허브에 관한 것이다. 본 발명에는 주요한 3개의 실시예, 즉 (1)요크 위에 배치되는 연결용 쉘을 갖는 실시예, (2)요크 아래에 배치되는 연결용 쉘을 갖는 실시예, (3)2개의 연결용 쉘을 가지며, 하나의 연결용 쉘은 요크 위에 배치되고 하나의 연결용 쉘은 요크 아래에 배치되는 실시예가 있다. 그러나, 본 발명의 범위는 본 명세서에 개시되고 도면에 도시된 특정한 실시예들로 제한되지 않는다. 본 발명의 로터 허브는 틸트 로터 회전익 항공기에 4 블레이드 로터 시스템을 통합하게 한다. 그러나, 본 발명을 틸트 로터 회전익 항공기에 사용하는 것에 특정한 기준을 두고 있지만, 이와 달리 본 발명은 임의의 다른 회전익 차량/선박에 사용될 수도 있다. 또한, 별법으로서, 본 발명의 로터 허브는 4개보다 많거나 작은 로터 블레이드를 갖는 로터 시스템에 사용될 수도 있다. The present invention relates to an improved rotor hub that maintains an optimal δ ₃ angle while enabling connection to four or more rotor blades. The present invention includes three main embodiments, (1) an embodiment having a connecting shell disposed above the yoke, (2) an embodiment having a connecting shell disposed below the yoke, and (3) two connecting shells. There is an embodiment in which one connecting shell is disposed above the yoke and one connecting shell is disposed below the yoke. However, the scope of the present invention is not limited to the specific embodiments disclosed herein and shown in the drawings. The rotor hub of the present invention allows the integration of a four blade rotor system in a tilt rotor rotorcraft. However, although certain criteria are placed on the use of the invention in tilt rotor rotorcraft, the invention may alternatively be used in any other rotorcraft vehicle / vessel. Alternatively, the rotor hub of the present invention may be used in rotor systems having more or less than four rotor blades.

도 2는 본 발명의 로터 허브를 통합한 틸트 로터 회전익 항공기를 도시하고 있다. 도 2는 틸트 로터 항공기(11)를 항공기의 비행 동작 모드에서 도시하고 있다. 날개(15, 17)는 로터 시스템(19, 21)의 동작에 반응하여 항공기 본체(13)를 상승시키는 데에 이용된다. 각 로터 시스템(19, 21)은 4개의 로터 블레이드(23)를 갖는 것으로 도시되어 있다. 나셀(25, 27)은 실질적으로 로터 허브(29)를 둘러싸서, 도 2의 시야로부터 로터 허브(29)를 감춘다. 물론, 각 로터 시스템(19, 21)은 실질적으로 각 나셀(25, 27) 내에 수용되는 엔진(도시 생략)에 의해 각각 구동된다. Figure 2 shows a tilt rotor rotorcraft incorporating the rotor hub of the present invention. 2 shows the tilt rotor aircraft 11 in the aircraft's flight mode of operation. The vanes 15, 17 are used to lift the aircraft body 13 in response to the operation of the rotor systems 19, 21. Each rotor system 19, 21 is shown having four rotor blades 23. Nacelle 25, 27 substantially surrounds rotor hub 29, hiding rotor hub 29 from the field of view of FIG. 2. Of course, each rotor system 19, 21 is each driven by an engine (not shown) that is substantially contained within each nacelle 25, 27.

도 3a는 본 발명의 로터 허브(29)의 바람직한 실시예의 사시도를 도시하고 있다. 로터 허브(29)는 요크 아암(33)과 요크 스트랩(35)을 갖는 요크(31)를 구비하는 것으로 도시되어 있다. 요크 아암(33)은 요크 스트랩(35)에 일체로 연결된다. 일실시예에서, 요크(31)는 복합 재료로 구성된다. 보다 구체적으로, 요크(31)는 지향성 섬유 재료로 된 복수 개의 불연속적인 접착층으로 구성된다. 그러나, 별법으로서, 요크(31)는 임의의 다른 적절한 형태로 임의의 다른 적절한 재료로 구성될 수도 있다. 또한, 요크(31)는 4개의 요크 아암(33)을 갖는 것으로 도시되어 있지만, 본 발명에 따른 다른 로터 허브의 구성은 4개보다 많거나 작은 로터 블레이드(23)와 각각 연결하도록 4개보다 많거나 작은 요크 아암(33)을 구비할 수도 있다. 3A shows a perspective view of a preferred embodiment of the rotor hub 29 of the present invention. The rotor hub 29 is shown with a yoke 31 having a yoke arm 33 and a yoke strap 35. The yoke arm 33 is integrally connected to the yoke strap 35. In one embodiment, yoke 31 is composed of a composite material. More specifically, yoke 31 is composed of a plurality of discontinuous adhesive layers of directional fiber material. However, as an alternative, yoke 31 may be constructed of any other suitable material in any other suitable form. Further, although the yoke 31 is shown as having four yoke arms 33, the configuration of other rotor hubs in accordance with the present invention is more than four to connect with more or less than four rotor blades 23, respectively. Or a small yoke arm 33 may be provided.

로터 허브(29)는 또한 대표적인 피치 변화축(37A, 37B)을 갖는 것으로 도시되어 있는데, 이 피치 변화축을 중심으로 로터 블레이드(23; 도 2 참조)의 피치가 변경된다. 또한, 로터 허브(29)는 대표적인 마스트 회전축(39)을 갖는 것으로 도시되어 있는데, 동작 가능하게 결합된 트렌스미션(도시 생략)에 의해 구동될 때에 마스트(도시 생략)가 이 마스트 회전축을 중심으로 회전된다. The rotor hub 29 is also shown to have representative pitch change axes 37A, 37B, around which the pitch of the rotor blades 23 (see FIG. 2) is varied. In addition, rotor hub 29 is shown having a representative mast axis of rotation 39 where a mast (not shown) rotates about this mast axis of rotation when driven by a operably coupled transmission (not shown). do.

요크 아암(33)의 최외측 부분에는 아웃보드 페더링 베어링(41)이 부착된다. 아웃보드 페더링 베어링(41)는 피치 변화축(37A, 37B)을 중심으로 한 로터 블레이드(23)의 회전을 적어도 어느 정도 가능하게 한다. 아웃보드 페더링 베어링(41)에는 원심력(CF) 베어링(43)이 부착된다. CF 베어링(43)은 로터 블레이드(23)와 로터 허브(29) 사이에서 일차 중간 연결 장치이다. CF 베어링(43)은 마스트 회전축(39)을 중심으로 로터 블레이드(23)를 회전시킴으로써 발생되는 흔히 매우 큰 원심력을 견딘다. An outboard feathering bearing 41 is attached to the outermost part of the yoke arm 33. The outboard feathering bearing 41 enables at least some degree of rotation of the rotor blades 23 around the pitch change shafts 37A and 37B. A centrifugal force (CF) bearing 43 is attached to the outboard feathering bearing 41. The CF bearing 43 is the primary intermediate connection between the rotor blades 23 and the rotor hub 29. The CF bearing 43 withstands very large centrifugal forces, which are often generated by rotating the rotor blades 23 about the mast axis of rotation 39.

도 3b는 로터 허브(29)의 요크(31)의 간소화한 도면을 도시하고 있다. 중앙의 빈 공간(30)은 요크(31)의 내벽(32)에 의해 형성된다. 3B shows a simplified view of the yoke 31 of the rotor hub 29. The central empty space 30 is formed by the inner wall 32 of the yoke 31.

도 7에 도시된 바와 같이, 허브 스프링(45)은 상부 외측의 연결용 쉘(49)과 내측 쉘(51) 사이에 샌드위치되고 번갈아 적층된 제1 시리즈의 여러 고무 요소와 금속 심 요소(어느쪽도 상세히 도시되지 않음)와, 하부 외측의 쉘(50)과 다른 내측 쉘(51) 사이에 샌드위치되고 번갈아 적층된 제2 시리즈의 여러 고무 요소와 금속 심 요소를 구비하는 내측 코어(47)를 포함한다. 쉘(49-51)은 금속으로 구성되는 것으로서 도시되어 있다. 허브 스프링(45)은 마스트 및 마스트 회전축(39)에 대한 요크(31)의 짐벌링을 가능하게 한다. 허브 스프링(45)은 또한 로터 블레이드(23)의 플랩핑을 수용하고 추력을 전달한다. As shown in FIG. 7, the hub spring 45 is sandwiched and alternately stacked between the rubber shell 49 and the inner shell 51 of the upper outer side, with various rubber elements and metal shim elements of the first series (which Not shown in detail) and an inner core 47 having a plurality of rubber elements and metal shim elements of a second series sandwiched and alternately stacked between the lower outer shell 50 and the other inner shell 51. do. Shells 49-51 are shown as being constructed of metal. Hub spring 45 enables gimbaling of yoke 31 relative to mast and mast axis of rotation 39. The hub spring 45 also receives the flapping of the rotor blades 23 and transmits thrust.

로터 허브(29)가 연결용 쉘(49)이 없이 도시되어 있는 도 4에서 보다 명백하게 알 수 있는 바와 같이, 로터 허브(29)는 4개의 피치 혼(53)을 더 구비한다. 피치 혼(53)은 피치 혼 아암(55)과 피치 혼 인보드 빔(57)을 구비한다. 피치 혼(53)은 인보드 페더링 베어링(61)을 통해 크라치(59; crotch)에 회전 가능하게 연결된 다. 인보드 페더링 베어링(61)은 실질적으로 대응하는 피치 변화축(37A, 37B)을 따라 센터링된다. 인보드 페더링 베어링(61)은 실질적으로 피치 혼 아암(55)과 피치 혼 인보드 빔(57)의 교차점에 배치되는 피치 혼(53)에 있는 동일한 크기의 구멍에 작동 가능하게 결합된다. 피치 혼 인보드 빔(57)에는 그립(도시 생략)이 연결되어, 피치 혼(53)이 그 대응하는 피치 변화축(37A, 37B)을 중심으로 회전될 때에, 그립에 부착된 로터 블레이드(23; 도 2에 도시됨)가 피치 변화축(37A, 37B)을 중심으로 대응하게 회전되게 한다. 피치 혼(53)의 단부(63)는 이 단부(63)가 피치 변화축(37A, 37B)에 의해 생성되는 평면에 대하여 실질적으로 센터링될 때에 중간/공칭 위치에 배치되는 것으로 도시되어 있다. 피치 혼(53)의 단부는 피치 링크(65)의 상단부에 연결된다. 리치 링크(65)는 마스트 회전축(39)에 대해 거의 평행하게 배향되는 로드형 요소이다. 마스트 회전축(39)에 대해 평행한 경로를 따라 어느 한 방향으로 피치 링크(65)가 이동하면, 단부(63)를 상승 또는 하강시킴으로써, 피치 혼 아암(55)과 피치 혼 인보드 빔(57)을 피치 변화축(37A, 37B)을 중심으로 회전시키고, 최종적으로는 로터 블레이드(23)의 피치를 변화시킨다. 피치 혼(53)은 실질적으로 중앙의 빈 공간(30) 내에 배치된다. 중앙의 빈 컬럼은 중앙의 빈 공간(30)의 수직 경계를 상방 및 하방 양쪽으로 연장시킴으로써 형성되고, 중앙의 빈 공간(30)의 수직 풋프린트를 제공한다. 예컨대, 중앙의 빈 컬럼은 적어도 도 3b에 도시된 바와 같이 상부 풋프린트(34A)와 하부 풋프린트(34B) 사이의 공간을 차지한다. 이 실시예에서, 아암(55)은 중앙의 빈 컬럼 밖으로 연장된다. 그러나, 본 발명의 다른 실시예에서, 이와 달리 아암(55)은 중앙의 빈 컬럼 내에 유지될 수도 있 다. As can be seen more clearly in FIG. 4 where the rotor hub 29 is shown without a connecting shell 49, the rotor hub 29 further comprises four pitch horns 53. The pitch horn 53 has a pitch horn arm 55 and a pitch horn inboard beam 57. The pitch horn 53 is rotatably connected to a crotch 59 via an inboard feathering bearing 61. The inboard feathering bearing 61 is substantially centered along the corresponding pitch change axes 37A, 37B. The inboard feathering bearing 61 is operatively coupled to a hole of the same size in the pitch horn 53 substantially disposed at the intersection of the pitch horn arm 55 and the pitch horn inboard beam 57. A grip (not shown) is connected to the pitch horn inboard beam 57 so that the rotor blade 23 attached to the grip when the pitch horn 53 is rotated about its corresponding pitch change axes 37A and 37B. 2 is shown to rotate correspondingly about the pitch change axes 37A and 37B. The end 63 of the pitch horn 53 is shown to be disposed in an intermediate / nominal position when the end 63 is substantially centered with respect to the plane created by the pitch change axes 37A, 37B. The end of the pitch horn 53 is connected to the upper end of the pitch link 65. The rich link 65 is a rod-like element oriented almost parallel to the mast axis of rotation 39. When the pitch link 65 moves in either direction along a path parallel to the mast axis of rotation 39, the pitch horn arm 55 and the pitch horn inboard beam 57 are raised or lowered by the end 63. Is rotated about the pitch change shafts 37A and 37B, and finally the pitch of the rotor blades 23 is changed. Pitch horn 53 is disposed in substantially central void 30. The central empty column is formed by extending the vertical boundary of the central empty space 30 both upwards and downwards, providing a vertical footprint of the central empty space 30. For example, the central empty column occupies the space between the upper footprint 34A and the lower footprint 34B at least as shown in FIG. 3B. In this embodiment, the arm 55 extends out of the center empty column. However, in other embodiments of the present invention, arm 55 may alternatively be held in a central empty column.

로터 허브(29)의 평면도가 연결용 쉘(49) 및 하부 외측 쉘(50)이 없이 도시되어 있는 도 5에서 보다 명백하게 알 수 있는 바와 같이, 로터 허브(29)는 구동 링크(67)를 구비하는 정속/등속 조인트(완전하게 도시되지 않음)를 더 구비한다. 구동 링크(67)는 실질적으로 피치 변화축(37A, 37B)에 의해 생성된 평면에 대해 평행하게 배향된다. 각 구동 링크(67)의 일단부는 마스트/구동 샤프트(도시 생략)에 끼워지는 트러니언(trunnion)에 연결하도록 되어 있다. 트러니언은 마스로부터의 회전력을 구동 링크(67)에 전달한다. 각 구동 링크(67)의 타단부는 구동 링크(67)로부터의 회전력을 연결용 쉘(49)에 전달하는 연결용 쉘(49)의 구동 레그(68; 도 10 및 11 참조)에 부착하도록 되어 있다. 연결용 쉘(49)은 회전력이 연결용 쉘(49)로부터 요크(31)로 전달되도록 요크 스트랩(35)을 따라 요크(31)에 연결된다. 도 6은 로터 허브(29)의 평면도를 도시하고 있고, 도 7은 피치 변화축(37A, 37B)에 대응하는 도 3A의 선 7-7을 따라 취한 로터 허브(29)의 단면도를 도시하고 있다. As can be seen more clearly in FIG. 5, in which the top view of the rotor hub 29 is shown without the connecting shell 49 and the lower outer shell 50, the rotor hub 29 is provided with a drive link 67. And a constant speed / constant speed joint (not fully shown). The drive link 67 is oriented substantially parallel to the plane created by the pitch change axes 37A, 37B. One end of each drive link 67 is adapted to connect to a trunnion fitted to a mast / drive shaft (not shown). The trunnion transmits the rotational force from the mas to the drive link 67. The other end of each drive link 67 is adapted to be attached to a drive leg 68 (see FIGS. 10 and 11) of the connecting shell 49 which transmits the rotational force from the driving link 67 to the connecting shell 49. have. The connecting shell 49 is connected to the yoke 31 along the yoke strap 35 so that rotational force is transmitted from the connecting shell 49 to the yoke 31. FIG. 6 shows a top view of the rotor hub 29, and FIG. 7 shows a cross sectional view of the rotor hub 29 taken along line 7-7 of FIG. 3A corresponding to the pitch change axes 37A, 37B. .

이하, 도면들 중 도 8 및 9를 참조하면, 본 발명에 따른 로터 허브 실시예는 또한 허브 스프링(45)과 유사한 허브 스프링(71)을 통합한다. 그러나, 허브 스프링(45)의 연결용 쉘(69)이 요크(73)의 아래에 배치된다. 도 8에 도시된 바와 같이, 로터 허브(69)는 로터 허브(29)와 실질적으로 유사하고 실질적으로 유사한 구성요소를 구비하고 있지만, 3개의 주요한 차이점을 갖는다. (1) 연결용 쉘(72)은 요크(73)의 상측이 아니라 요크(73)의 하측에 배치된다. (2) 피치 혼(75)은 만곡 된 로드형 구조이고, 그 일부는 피치 변화축(77A, 77B)에 의해 생성된 평면의 약간 위에 배치되지만, 여전히 요크(73)의 내벽(32)에 의해 형성된 중앙의 빈 공간 내에 배치된다. (3) 구동 링크(81)는 피치 변화축(77A, 77B)에 의해 생성되는 평면의 약간 아래에 배치되는 것으로 도시되어 있지만, 여전히 실질적으로 중앙의 빈 컬럼 내에 배치된다. 별법으로서, 로터 허브(69)는 실질적으로 피치 변화축(77A, 77B)에 의해 생성되는 평면 내에 놓이는 피치 혼(53)을 구비할 수도 있다는 것을 알 것이다. 도 3 내지 7의 실시예와 유사하게, 허브 스프링(71)은 마스트와 마스트 회전축(39; 도 3a에 도시됨)에 대한 요크(73)의 짐벌링을 가능하게 한다. 허브 스프링(71)은 또한 로터 블레이드(23; 도 2에 도시됨)의 플랩핑을 수용하고 추력을 전달한다. 8 and 9 of the drawings, the rotor hub embodiment according to the invention also incorporates a hub spring 71 similar to the hub spring 45. However, the connecting shell 69 of the hub spring 45 is disposed below the yoke 73. As shown in FIG. 8, the rotor hub 69 has components that are substantially similar and substantially similar to the rotor hub 29, but have three major differences. (1) The connecting shell 72 is disposed below the yoke 73 rather than the upper side of the yoke 73. (2) The pitch horn 75 is a curved rod-like structure, a portion of which is disposed slightly above the plane created by the pitch change axes 77A and 77B, but still by the inner wall 32 of the yoke 73. It is arranged in the empty space in the center formed. (3) The drive link 81 is shown to be disposed slightly below the plane created by the pitch change axes 77A and 77B, but is still disposed substantially in the center empty column. Alternatively, it will be appreciated that the rotor hub 69 may have a pitch horn 53 that lies substantially in the plane created by the pitch change axes 77A, 77B. Similar to the embodiment of FIGS. 3-7, the hub spring 71 enables gimbaling of the yoke 73 relative to the mast and mast axis of rotation 39 (shown in FIG. 3A). The hub spring 71 also receives the flapping of the rotor blades 23 (shown in FIG. 2) and transmits thrust.

이하, 도면들 중 도 10 및 11을 참조하면, 2개의 연결용 쉘(86)을 구비하는 허브 스프링(85)을 갖는 본 발명에 따른 로터 허브 실시예가 도시되어 있다. 도 10에 도시된 바와 같이, 로터 허브(83)는 실질적으로 로터 허브(29)와 유사하고, 2개의 연결용 쉘(86)이 로터 허브(83) 내에 존재한다는 것을 제외하고는 실질적으로 유사한 구성요소를 구비한다. 하나의 연결용 쉘(86)은 요크(87)의 하측에 장착되고, 다른 연결용 쉘(86)은 요크(87)의 상측에 장착된다. 로터 허브(86)의 한가지 중요한 이점은 연결용 쉘(86)의 여분이다. 예컨대, 연결용 쉘(86)들 중 하나가 임의의 다른 이유로 탄도 또는 고장에 의해 손상되면, 나머지 연결용 쉘(86)이 정상적으로 계속 기능할 수 있다. 2개의 연결용 쉘(86)을 갖는 실시예의 다른 중요한 이점은 허브 스프링(85)으로부터 요크(87)로 전달되는 힘의 분배가 결과적으로 개 선된다는 것이다. 도 3 내지 7의 실시예와 유사하게, 허브 스프링(85)은 마스트 및 마스트 회전축(39; 도 3a에 도시됨)에 대한 요크(87)의 짐벌링을 가능하게 한다. 허브 스프링(85)은 또한 로터 블레이드(23; 도 2에 도시됨)의 플랩핑을 수용하고 추력을 전달한다. 10 and 11 of the drawings, there is shown a rotor hub embodiment according to the invention with a hub spring 85 having two connecting shells 86. As shown in FIG. 10, the rotor hub 83 is substantially similar to the rotor hub 29 and has a substantially similar configuration except that two connecting shells 86 are present in the rotor hub 83. With elements. One connecting shell 86 is mounted below the yoke 87, and the other connecting shell 86 is mounted above the yoke 87. One important advantage of the rotor hub 86 is the redundancy of the connecting shell 86. For example, if one of the connecting shells 86 is damaged by ballistics or failure for any other reason, the remaining connecting shells 86 can continue to function normally. Another important advantage of the embodiment with two connecting shells 86 is that the distribution of the force transmitted from the hub spring 85 to the yoke 87 is consequently improved. Similar to the embodiment of FIGS. 3-7, the hub spring 85 enables gimbaling of the yoke 87 relative to the mast and mast axis of rotation 39 (shown in FIG. 3A). Hub spring 85 also receives flapping of the rotor blades 23 (shown in FIG. 2) and transmits thrust.

본 발명의 중요한 이점은 로터 허브 당 4개 이상의 로터 블레이드를 사용하게 하면서, 대부분의 구성요소들이 요크 스트랩들 사이의 내측 빈 공간 내에 실질적으로 콤팩트하게 패키징된다는 것이다. 이러한 배치는 본 발명의 로터 허브가 적과의 교전 동안 보다 강한 타겟이 되게 하고 우연한 파편이 덜 생기는 타겟이 되게 한다. 또한, 본 발명은 피치 혼의 운동에 있어서 여러가지 변화를 가능하게 한다. 예컨대, 연결용 쉘이 요크의 상부에만 배치되는 경우에, 피치 혼의 상방 운동에 대해 보다 많은 공간을 이용할 수 있다. 유사하게, 연결용 쉘이 요크의 하측에만 배치되는 경우, 피치 혼의 하방 운동에 대해 보다 많은 공간을 이용할 수 있다. 또한, 연결용 쉘이 요크의 상부와 하측에 모두 배치되는 경우에, 피치 혼의 운동은 보다 균등하게 상방 운동과 하방 운동 사이에서 분할될 수 있다. 최종적으로, 전술한 각 실시예의 경우, CF 베어링의 고장으로 인해 일반적으로 로터 블레이드가 손실되지 않는다. 오히려, 고장난 CF 베어링과 결합된 피치 혼은 결합된 요크의 크라치를 향해 당겨져서, 적어도 일시적으로 항공기가 안전하게 동작할 수 있다. An important advantage of the present invention is that most of the components are packaged substantially compactly in the inner void space between the yoke straps while allowing the use of four or more rotor blades per rotor hub. This arrangement allows the rotor hub of the present invention to be a stronger target during engagement with the enemy and less likely to cause accidental debris. In addition, the present invention enables various changes in the movement of the pitch horn. For example, when the connecting shell is arranged only on the upper part of the yoke, more space can be used for the upward movement of the pitch horn. Similarly, when the connecting shell is arranged only on the lower side of the yoke, more space can be used for the downward movement of the pitch horn. Also, in the case where the connecting shell is disposed both on the upper side and the lower side of the yoke, the motion of the pitch horn can be more evenly divided between the up and down motion. Finally, for each of the above described embodiments, rotor blades are generally not lost due to failure of the CF bearings. Rather, the pitch horn coupled with the failed CF bearing is pulled towards the clutch of the coupled yoke so that the aircraft can operate safely at least temporarily.

상당한 이점을 갖는 본 발명을 설명 및 도시하였다는 것은 명백하다. 본 발명이 제한된 개수의 형태로 도시되어 있지만, 단지 이들 형태로 제한되지 않고, 본 발명의 사상에서 벗어남이 없이 다양한 변형예 및 변경예로 수정될 수 있다. It is clear that the invention has been described and illustrated with significant advantages. Although the present invention has been shown in a limited number of forms, it is not limited to these forms and may be modified in various modifications and variations without departing from the spirit of the invention.

Claims

Rotor hub for rotorcraft,

A yoke having a plurality of yoke arms, wherein adjacent yoke arms are joined together by a yoke strap, the yoke arm and the yoke strap forming a central void, the yoke being adapted to receive a central shaft Wow,

At least one pitch horn having a pitch horn inboard beam and a pitch horn arm and pivotally connected to said yoke, said pitch horn inboard beam being substantially disposed within said central void;

A constant velocity joint arranged to transmit force from the central shaft to the yoke and substantially disposed within the central hollow column

Rotor hub provided with.

The rotor hub of claim 1 wherein the yoke consists of a discontinuous layer of directional fiber material.

The rotor hub of claim 1 further comprising a hub spring having a first outer connection shell elastically attached to the yoke.

4. The rotor hub of claim 3 further comprising a second hub spring having a second outer connection shell elastically attached to the yoke.

2. The rotor hub of claim 1 wherein the constant velocity joint has a drive link disposed in a substantially central hollow space.

The rotor hub of claim 1, wherein the pitch horn is configured to produce a δ ₃ angle of about −15 degrees.

The rotor hub of claim 1 wherein the yoke is configured to receive four or more rotor blades.

The rotor hub of claim 1 wherein the rotor hub is configured for use in a tilt rotor aircraft.

Rotor hub for rotorcraft,

A yoke having at least four yoke arms, each pair of adjacent yoke arms joined together by a yoke strap, the yoke arm and the yoke strap forming a central void, the central void receiving the central shaft. York is supposed to,

A pitch horn having a pitch horn inboard beam and a pitch horn arm and pivotally connected to said yoke, said pitch horn inboard beam being substantially disposed in a central hollow column;

Wherein the pitch horn is configured to produce a δ ₃ angle of about −15 degrees.

10. The rotor hub of claim 9 wherein the yoke is formed of a composite material consisting of discrete layers of directional fibers.

10. The rotor hub of claim 9 further comprising a first hub spring elastically coupled to the yoke.

12. The rotor hub of claim 11 further comprising a second hub spring elastically coupled to the yoke.

As a rotorcraft,

Fuselage,

One or more engines supported by the fuselage to provide torque,

One or more rotor blade members,

A central shaft for transmitting torque to the rotor blade member;

Rotor hub coupled between the central shaft and the rotor blade member

Is provided, the rotor hub,

A pitch horn having a pitch horn inboard beam and a pitch horn arm and pivotally connected to said yoke, said pitch horn inboard beam being substantially disposed within said central void;

A first hub spring having a first outer connection shell firmly attached to the yoke;

And a constant velocity joint coupled between the central shaft and the yoke, wherein the constant velocity joint is disposed in a substantially empty hollow column.

14. The rotorcraft of claim 13 wherein the yoke is composed of discrete layers of directional fiber material.

14. The rotorcraft of claim 13 further comprising a second hub spring having a second outer connecting shell, wherein the second outer connecting shell is rigidly attached to the yoke.

The rotorcraft of claim 13, wherein the pitch horn is configured to produce a δ ₃ angle of about −15 degrees.

14. The rotorcraft of claim 13 wherein the yoke is operatively coupled to at least four rotor blades.

The rotorcraft of claim 13, wherein the rotorcraft is a tilt rotor aircraft.

As a pitch adjustment method of the rotor blade,

Providing a yoke having a plurality of yoke arms and in which adjacent yoke arms are joined together by a yoke strap;

Rotating the pitch horn disposed in the central empty column by translating the pitch link in the central empty column

Including, wherein the rotation of the pitch horn adjusts the pitch of the rotor blades.

20. The method of claim 19, further comprising the step of providing a constant velocity joint having a drive link disposed in the central hollow column.