RU2662616C1 - Устройство крепления лопастей к валу винтокрылого летательного аппарата - Google Patents

Устройство крепления лопастей к валу винтокрылого летательного аппарата

Info

Publication number
RU2662616C1
RU2662616C1 RU2017129231A RU2017129231A RU2662616C1 RU 2662616 C1 RU2662616 C1 RU 2662616C1 RU 2017129231 A RU2017129231 A RU 2017129231A RU 2017129231 A RU2017129231 A RU 2017129231A RU 2662616 C1 RU2662616 C1 RU 2662616C1
Authority
RU
Grant status
Grant
Patent type
Prior art keywords
shaft
blades
device
hub
characterized
Prior art date
Application number
RU2017129231A
Other languages
English (en)
Inventor
Валерий Владимирович Шохов
Original Assignee
Общество с ограниченной ответственностью "РД-ХЕЛИ"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Grant date

Links

Images

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/32Rotors
    • B64C27/35Rotors having elastomeric joints

Abstract

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям втулок винтов винтокрылых летательных аппаратов. Устройство для крепления лопастей к валу летательного аппарата содержит ступицу, состоящую из верхнего и нижнего корпусов, а также двух пальцев, на каждом из которых закреплен сферический подшипник. На корпусе подшипника закреплена труба, ко второму концу которой присоединена цапфа. Цапфы между собой соединены двумя торсионами, выполненными в виде пакетов из прямоугольных металлических лент, расположенными симметрично относительно оси вала и оси лопастей. Торсионы также соединены со ступицей, и кроме того каждая цапфа имеет выступ, обращенный к лопасти, выполненный по крайней мере с двумя горизонтально расположенными отверстиями, которые разъемно соединены с переходным устройством, прикрепленным к лопасти. Обеспечивается снижение нагрузки на ступицу, малый вес втулки, возможность складывания лопастей вдоль вала несущего винта. 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Изобретение относится к отрасли транспортного машиностроения и может быть использовано в конструкциях винтокрылых летательных аппаратов и в беспилотных винтокрылых летательных аппаратах, в том числе вертолетах и автожирах.

Известно устройство для крепления лопастей к валу вертолета по Патенту на полезную модель РФ №41701 (опубл. 10.11.2004), содержащее втулку, шаровую опору, пластинчатый V-образный торсион, жестко закрепленный одним концом к втулке, а другим концом через переходной элемент, выполненный в виде вилки с двумя отверстиями, к лонжерону лопасти.

Недостатком устройства является сложность конструкции устройства, сложность изготовления набора пластин торсионов V-образной формы, которым снабжена каждая лопасть винта, что приводит к большим нагрузкам на ступицу втулки и, как следствие, к увеличению ее веса, а также отсутствие возможности складывания лопастей вдоль вала несущего винта на время транспортировки или хранения летательного аппарата.

Технический результат, на получение которого направлено изобретение, заключается в создании устройства для крепления лопастей к валу летательного аппарата, отличающегося простотой конструкции, простотой изготовления торсионов, пониженными нагрузками на ступицу втулки, малым весом втулки и возможностью складывания лопастей вдоль вала несущего винта на время транспортировки или хранения летательного аппарата.

Технический результат достигается в устройстве для крепления лопастей к валу летательного аппарата, содержащем ступицу, состоящую из верхнего и нижнего корпусов, а также двух пальцев, на каждом из которых закреплен сферический подшипник, на корпусе которого закреплена труба, к второму концу которой присоединена цапфа, при этом цапфы между собой соединены по крайней мере двумя торсионами, выполненными в виде пакетов из прямоугольных металлических лент, расположенными симметрично относительно оси вала и оси лопастей, а торсионы также соединены со ступицей, и, кроме того, каждая цапфа имеет выступ, обращенный к лопасти, выполненный по крайней мере с двумя горизонтально расположенными отверстиями, которые разъемно соединены с переходным устройством, прикрепленным к лопасти.

Предпочтительно соединение цапфы с переходным устройством с помощью болтов.

Предпочтительно выполнение переходного устройства в виде вилки, обращенной к валу, и прикрепленного к лопасти по крайней мере одной парой болтов, расположенных попарно симметрично относительно упругой оси.

Предпочтительно расположение пакетов торсионов параллельно друг другу.

В случае двух торсионов предпочтительно выполнение соединения со ступицей в центральных частях торсионов.

Предпочтительно выполнение ступицы с качающимся ограничителем свеса лопастей, а корпусов подшипников с дополнительными упорами, взаимодействующими с этим ограничителем.

Предпочтительно закрепление на корпусах подшипников поводков управления.

На фиг.1 показан вид сверху на устройство.

На фиг.2 показан вид на устройство сбоку.

На фиг.3 показано местное сечение А-А.

Устройство для крепления лопастей к валу вертолета по изобретению может быть реализовано в виде разъемной ступицы 1, закрепленной на валу 2 несущего винта, состоящей из двух корпусов 3, 4 и двух пальцев 5. На каждом из пальцев 5 закреплен сферический подшипник 6, на корпусе 7 которого закреплена труба 8. Ко второму концу трубы 8 присоединена цапфа 9. Две цапфы 9 между собой соединены двумя торсионами 10, выполненными в виде пакетов из прямоугольных металлических лент, расположенными параллельно друг другу и симметрично относительно оси вала 2 и оси лопастей 11, а торсионы 10 также соединены со ступицей 1 в центральной своей части болтами 12, и, кроме того, каждая цапфа 9 имеет выступ 13, обращенный к присоединяемой к ней лопасти 11, выполненный по крайней мере с двумя горизонтально расположенными отверстиями 14, которые болтами 15 разъемно соединены с переходным устройством 16, выполненным в виде вилки и прикрепленным к лопасти 11 болтами 17. На ступице расположены качающиеся ограничители свеса 18 лопастей 11, ограничивающие свес лопастей 11 за счет взаимодействия с упорами 19 на корпусе 7 подшипника 6. На корпусе 7 подшипника 6 закреплены поводки управления 20.

Устройство действует следующим образом.

В рабочем состоянии цапфы 9 соединены с переходными устройствами 16 болтами 15. При подготовке летательного аппарата к транспортировке или хранению на каждой цапфе все болты 15 за исключением одного временно удаляются, после чего лопасти опускаются вниз до положения вдоль оси ведущего вала, вращаясь вокруг оставшегося болта 15. С целью исключения потери удаленных болтов 15 после установки лопастей в указанное положение, болты 15 могут быть закреплены в освободившихся отверстиях в цапфах или в переходных устройствах. После транспортировки или хранения, при подготовке летательного аппарата к использованию, операции производятся в обратной последовательности.

Таким образом, достигается технический результат, поскольку устройство для крепления лопастей к валу вертолета отличается простой конструкцией, простотой изготовления и ремонта торсионов, за счет того, что они собраны из лент прямоугольной формы, изготовление которых не требует дополнительной оснастки и специального оборудования. В устройстве торсионы двух лопастей объединены, в связи с чем, замыкание центробежных нагрузок происходит на торсионах, а не на ступице втулки, поэтому ступица имеет более простую конструкцию и меньший вес. Общий вес втулки также снижен по сравнению с прототипом за счет малого количества крепежных элементов. При этом реализована возможность складывания лопастей вдоль оси вала несущего винта на время транспортировки или хранения летательного аппарата.

Claims (7)

1. Устройство для крепления лопастей к валу летательного аппарата, содержащее ступицу, состоящую из верхнего и нижнего корпусов, торсионы, переходные устройства, закрепляемые на лопастях, отличающееся тем, что ступица содержит в своем составе два пальца, на каждом из которых закреплен сферический подшипник, на корпусе которого закреплена труба, к второму концу которой присоединена цапфа, при этом цапфы между собой соединены по крайней мере двумя торсионами, выполненными в виде пакетов из прямоугольных металлических лент, расположенными симметрично относительно оси вала и оси лопастей, а торсионы также соединены со ступицей, и кроме того каждая цапфа имеет выступ, обращенный к лопасти, выполненный по крайней мере с двумя горизонтально расположенными отверстиями, которые разъемно соединены с переходным устройством.
2. Устройство для крепления лопастей к валу летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что цапфа соединена с переходным устройством с помощью болтов.
3. Устройство для крепления лопастей к валу летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что каждое переходное устройство выполнено в виде вилки, обращенной к валу, и прикреплено к лопасти по крайней мере одной парой болтов, расположенных попарно симметрично относительно упругой оси.
4. Устройство для крепления лопастей к валу летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что пакеты торсионов расположены параллельно друг другу.
5. Устройство для крепления лопастей к валу летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что если в устройстве содержатся только два торсиона, соединение каждого торсиона со ступицей осуществляется в его центральной части.
6. Устройство для крепления лопастей к валу летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что на ступице выполнен качающийся ограничитель свеса лопастей, а корпус подшипника оснащен упорами, взаимодействующими с этим ограничителем.
7. Устройство для крепления лопастей к валу летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что на корпусах подшипников закреплены поводки управления.
RU2017129231A 2017-08-16 2017-08-16 Устройство крепления лопастей к валу винтокрылого летательного аппарата RU2662616C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017129231A RU2662616C1 (ru) 2017-08-16 2017-08-16 Устройство крепления лопастей к валу винтокрылого летательного аппарата

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017129231A RU2662616C1 (ru) 2017-08-16 2017-08-16 Устройство крепления лопастей к валу винтокрылого летательного аппарата

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2662616C1 true RU2662616C1 (ru) 2018-07-26

Family

ID=62981779

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017129231A RU2662616C1 (ru) 2017-08-16 2017-08-16 Устройство крепления лопастей к валу винтокрылого летательного аппарата

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2662616C1 (ru)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5474424A (en) * 1991-07-03 1995-12-12 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle Rotorcraft rotor head, which is rigid in drag and articulated in pitch and flapping
RU2190559C2 (ru) * 1998-03-16 2002-10-10 Рене Муй Лопасть воздушного винта, в частности, лопасть для хвостового винта вертолета
RU41701U1 (ru) * 2004-07-02 2004-11-10 Открытое акционерное общество "Камов" Многоцелевой вертолет
EP1841644B1 (en) * 2005-01-24 2014-03-19 Bell Helicopter Textron Inc. Assembly for providing flexure to blade system
RU2544442C1 (ru) * 2014-01-21 2015-03-20 Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" Воздушный винт

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5474424A (en) * 1991-07-03 1995-12-12 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle Rotorcraft rotor head, which is rigid in drag and articulated in pitch and flapping
RU2190559C2 (ru) * 1998-03-16 2002-10-10 Рене Муй Лопасть воздушного винта, в частности, лопасть для хвостового винта вертолета
RU41701U1 (ru) * 2004-07-02 2004-11-10 Открытое акционерное общество "Камов" Многоцелевой вертолет
EP1841644B1 (en) * 2005-01-24 2014-03-19 Bell Helicopter Textron Inc. Assembly for providing flexure to blade system
RU2544442C1 (ru) * 2014-01-21 2015-03-20 Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" Воздушный винт

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5351913A (en) Coaxial transmission/center hub subassembly for a rotor assembly having ducted, coaxial counter-rotating rotors
US4821980A (en) Vibration isolating engine mount
US5226350A (en) Drive train assembly for a rotor assembly having ducted, coaxial counter-rotating rotors
US5364230A (en) Rotor blade subassembly for a rotor assembly having ducted, coaxial counter-rotating rotors
US20100307165A1 (en) Gas Turbine Engine Systems Involving I-Beam Struts
US4255084A (en) Device for damping the vibrations of a rotary-wing aircraft rotor
US3862812A (en) Rotor blade retention system
US20110052403A1 (en) Wind-turbine blade
US4270711A (en) Helicopter landing gear with crosstube pivot
US4875655A (en) Vibration isolating engine mount
US5028001A (en) Method of vibration isolating an aircraft engine
US6712313B2 (en) Constant velocity drive rotary-wing aircraft rotor with torque splitting differential
US4093400A (en) Cross beam rotor
US4111605A (en) Composite hingeless rotor hub for rotary wing aircraft
US4047840A (en) Impact absorbing blade mounts for variable pitch blades
US5165853A (en) Main helicopter rotor
US20120199699A1 (en) Tilt Rotor Aircraft with Fixed Engine Arrangement
US5281099A (en) Integrated spline/cone seat subassembly for a rotor assembly having ducted, coaxial counter-rotating rotors
US5228834A (en) Hub structure for a rotary wing aircraft
US4361415A (en) Rotary-wing aircraft rotor having a compact articulated hub
US5263821A (en) Mid-beam jointed reconfigurable bearingless main rotor assembly
US3515500A (en) Aircraft rotor or propeller having blades which fold with pitch control mechanism controlling blade pitch during normal operation and during the folding and unfolding operation
US3470962A (en) Rotor heads for rotary wing aircraft
US5110260A (en) Articulated helicopter rotor within an improved blade-to-hub connection
US5951251A (en) Device for locking the blades of a rotor, at least in terms of pitch