旋翼以及具有这种旋翼的旋翼飞机制造技术

本发明专利技术涉及一种旋翼，其具有至少一个可以连接到一旋翼毂（２）上的旋翼桨叶片（Ｂ１，Ｂ２，Ｂ３，Ｂ４，Ｂ５），其分别具有一个带有一虚拟冲击关节的桨叶片颈部（８），所述虚拟冲击关节的形状是一个弯曲软性的、弯曲弹性的桨叶片颈部部段的形式，其中在桨叶片颈部（８）的一桨叶片接头区域（１２，１４；１６；３０，３２）内设置两个相对一旋翼半径（Ｒ）在旋翼桨叶片（Ｂ１，Ｂ２，Ｂ３，Ｂ４，Ｂ５）的径向纵向方向上彼此隔开的冲击辅助关节（Ｈ１，Ｈ２），基本在它们之间设置所述虚拟冲击关节并且桨叶片颈部（８）在冲击运动时可以在它们之间弯曲弹性和弧形地变形。旋翼飞机，特别是直升机，特别是翻转旋翼直升机，具有至少一个这样的旋翼。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术涉及一种旋翼以及具有这种旋翼的旋翼飞机，特别是直升机。旋翼飞机特别是直升机的旋翼的产生浮力的旋翼桨叶片在旋翼工作过程中旋翼桨叶片特别是通过冲击以及摆动运动被朝各个方向偏转并且由此强烈受载。如今旋翼桨叶片主要采用纤维复合材料制成。如附图说明图14所示，在现有技术的无支承旋翼中无支承的旋翼桨叶片通常通过一个旋翼毂薄板固定在旋翼毂上。旋翼毂薄板具有对应于旋翼桨叶片数量构成的旋翼毂侧的桨叶片接头，其分别与一旋翼桨叶片的一结构元件连接。这个结构元件142在旋翼桨叶片的相对于旋翼圆在径向内部的一端，即指向旋翼毂的一端，构成一旋翼毂侧的桨叶片接头144，它可以与旋翼毂连接。从桨叶片接头144到产生浮力的旋翼桨叶片区域的过渡是桨叶片颈部146。结构元件142把驱动扭矩从一旋翼杆和旋翼毂传递到旋翼桨叶片上。此外结构元件142把旋翼桨叶片的离心力传递到旋翼毂上。为了使得结构元件142可以单独制造并且在损坏时可以轻易更换，通常在结构元件142和旋翼桨叶片之间构造一个单独的分离部位。产生浮力的旋翼桨叶片区域从这个分离部位出发一直延伸至旋翼桨叶片的最外端，即旋翼桨叶片的顶端。例如至少两个螺栓用作分离部位，它们嵌接在桨叶片以及旋翼毂侧的旋翼接头上。在图14中旋翼桨叶片在旋翼毂侧的旋翼接头144处经由两个螺栓148连接到旋翼毂上。离心力和摆动力矩通过螺栓148消除了。冲击力矩同样通过螺栓148消除，其大多通过结构元件142的一个上面的和一个下面的支承面支承在旋翼毂薄板上。一无支承的旋翼桨叶片的结构元件142的桨叶片颈部146通常具有一个摆动软性的区域，该区域允许旋翼桨叶片在摆动方向的运动，所述桨叶片颈部146在本专利技术中也称为软性梁并且用一所谓的控制袋150(Steuertüte)进行包裹。因此摆动软性区域构成了一个虚构的垂直定向的轴线(也称为虚拟的摆动关节)，旋翼桨叶片围绕该轴线进行前后的摆动运动。此外结构元件142的桨叶片颈部146通常具有一冲击软性的区域，该区域使得桨叶片在垂直方向可以进行冲击。因此冲击软性区域构成了一个虚构的水平定向的轴线(也称为虚拟的冲击关节)，旋翼桨叶片围绕该轴线进行上下的冲击运动。从而旋翼杆的旋翼轴线到虚拟的冲击关节的距离称为冲击关节距离。在一无支承的旋翼中该冲击关节距离相对较大。冲击关节距离例如大约为旋翼圆周半径的8％到12％，旋翼圆周半径是在径向方向上从旋翼杆的旋翼轴线出发向外直至桨叶片顶端的距离。无支承的旋翼的较大的冲击关节距离虽然一方面在工作过程中使得直升飞机高的控制适应性和转向性能，但另一方面特别是导致较大的冲击固有频率。相对较大的冲击固有频率以及由此产生的振动在旋翼没有支承的情况下对于直升机的飞行特性是不利的，并且导致桨叶片接头144以及桨叶片颈部146受载很大。桨叶片接头144以及桨叶片颈部146因此必须设计成大尺寸的，以便承受所出现的应力。在通常的直升机旋翼中由于上述原因通常追求较小的冲击以及摆动频率。由于在旋翼没有支承的情况下旋翼桨叶片以及桨叶片接头受载很大，而且与之相关要确保元件的强度，所以要减小冲击关节距离或者将其降低到一特定值以下都是特别困难的。通常在旋翼没有支承的情况下一个较小的冲击关节距离会显著减小每个旋翼桨叶片的坚固性和寿命，这是不利的，甚至是危险的。另外一方面，对于各种应用目的而言，较小的冲击关节距离却是值得追求的，因为飞行员、乘务员以及乘客通常认为具有这种旋翼的直升机很舒适。在特殊的旋翼中，例如翻转旋翼直升机或飞机的翻转旋翼(所谓的倾转旋翼(Tilt-Rotor))，出于各种原因需要特别摆动刚性的旋翼。本专利技术是以这个目的或技术问题为基础的，即，提供一种旋翼飞机的旋翼，其确保改善了飞行特性、提高了飞行舒适性以及安全性和可靠性。旋翼在至少一个实施方式中适合作为翻转旋翼-旋翼飞机的翻转旋翼。此外还提供了具有这种旋翼的旋翼飞机。这个目的通过按本专利技术的具有权利要求1特征的旋翼实现。这种旋翼具有至少一个可以连接到一旋翼毂上的旋翼桨叶片，它具有一个带有一虚拟冲击关节的桨叶片颈部，所述虚拟冲击关节构成为一个弯曲软性的、弯曲弹性的桨叶片颈部部段的形式，其中在桨叶片颈部的一桨叶片接头区域内设置两个相对一旋翼半径在旋翼桨叶片的径向的纵向方向上彼此隔开的冲击辅助关节，基本在它们之间设置所述虚拟冲击关节并且桨叶片颈部在冲击运动时可以在它们之间弯曲弹性和拱形地变形或附加变形。根据桨叶片颈部的结构，它可以具有一个对称的或非对称的弯曲线。冲击辅助关节的轴线或虚拟轴线优选基本上平行于旋翼桨叶片的结构或自然冲击轴线延伸。就是说，冲击辅助关节的轴线优选基本上平行于经由虚拟冲击关节构成的冲击轴线延伸。这两个冲击辅助关节构成了一种两点支承，它把桨叶片颈部铰接地或虚拟铰接地支承在两个在旋翼桨叶片径向方向上彼此隔开的位置上。冲击辅助关节可以至少部分地构成为旋翼桨叶片和/或旋翼毂或其组件的差动结构方式和/或整体的组成部分。按本专利技术的解决方案允许提供一种旋翼特别是一种所谓的无关节以及无支承的旋翼，在这种旋翼中旋翼桨叶片可以弯曲软性地以及在具有一较小的相对于已知的无支承旋翼而言大大减小的虚拟冲击关节距离的情况下连接到旋翼毂或旋翼杆上。由此可以改善一配备这种旋翼的旋翼飞机的飞机特性和大大提高飞行舒适性。按本专利技术的旋翼此外比传统的无支承的旋翼具有更小的振动，这又有利于飞机特性和旋翼飞机的舒适性并且减小各个旋翼桨叶片的桨叶片接头和桨叶片颈部的负载。由此没有必要将旋翼桨叶片的桨叶片连接区域的尺寸设计得与传统的无支承的旋翼桨叶片一样大，因为所产生的力和力矩优选和有利地可以被降低。旋翼桨叶片的重量和因此旋翼的整体重量因此可以被减小。通过两个冲击辅助关节可以在按本专利技术的旋翼中附加地大大减小故障以及失灵可能性，下面还要详细阐述的是，冲击辅助关节可以具有消除负载的功能并且因此确保了一冗余。对于旋翼因此可以实现一种失效保险结构。尽管由于较小的冲击关节距离，按本专利技术的旋翼具有高的耐久性和长的寿命。另外与现有技术不同的是，此外不需要一个位于桨叶片接头和旋翼桨叶片之间的单独的分离部位。按本专利技术的旋翼方案可以用于具有一个或多个旋翼桨叶片的旋翼和具有偶数或奇数旋翼桨叶片数目的旋翼。按本专利技术的旋翼基于下面的事实特别是在翻转旋翼-旋翼飞机中非常有利，即，按本专利技术的旋翼不仅可以具有较小的冲击关节距离而且在需要时可以具有非常摆动刚性的旋翼桨叶片。因为在一翻转旋翼中虚拟冲击关节必须尽可能设置在中心，即冲击关节距离应当在理想情况下为0％。按本专利技术的旋翼完全可以满足这个需求。只有通过这种方式才可以避免此外在旋翼桨叶片的冲击运动中由于科氏力引起的摆动变形。在旋翼的一摆动刚性的结构中，不能减小的科氏力使得不能确保旋翼的强度。按本专利技术旋翼的其它优选和有利的结构特征是从属权利要求2-32的内容。本专利技术的目的此外通过按本专利技术的具有权利要求33特征的旋翼飞机实现。借助于本专利技术的旋翼飞机基本上可以取得同样的优点，如上述已经提及的与按本专利技术的旋翼相关的优点。特别是这种旋翼飞机可以特别有利地构成为翻转旋翼直升机。本专利技术的优选的实施例包括附加的结构细节以及其它的优点在下面借助于附图标记进行详细说明和描述。其中图1根据一个第一实施例的按本专利技术旋翼的示意性的本文档来自技高网...

【技术保护点】
旋翼，其具有至少一个可以连接到一旋翼毂（２）上的旋翼桨叶片（Ｂ１，Ｂ２，Ｂ３，Ｂ４；Ｂ５），其具有一个带有一虚拟冲击关节的桨叶片颈部（８），所述虚拟冲击关节是一个弯曲软性的、弯曲弹性的桨叶片颈部部段，其中在桨叶片颈部（８）的一桨叶片接头区域（１２，１４；１６；３０，３２）内设置两个相对一旋翼半径（Ｒ）在旋翼桨叶片（Ｂ１，Ｂ２，Ｂ３，Ｂ４；Ｂ５）的径向纵向方向上彼此隔开的冲击辅助关节（Ｈ１，Ｈ２），在它们之间基本设置所述虚拟冲击关节并且桨叶片颈部（８）在冲击运动时可以在它们之间弯曲弹性和弧形地变形。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】...

【专利技术属性】
技术研发人员：G贝克，R普法勒尔，
申请(专利权)人：欧洲直升机德国有限责任公司，
类型：发明
国别省市：DE[德国]