CN112224445A - 一种可透视检查柔性梁的袖套 - Google Patents

一种可透视检查柔性梁的袖套 Download PDF

Info

Publication number
CN112224445A
CN112224445A CN202011107423.5A CN202011107423A CN112224445A CN 112224445 A CN112224445 A CN 112224445A CN 202011107423 A CN202011107423 A CN 202011107423A CN 112224445 A CN112224445 A CN 112224445A
Authority
CN
China
Prior art keywords
section
root
flexible beam
inspection
oversleeve
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.)
Pending
Application number
CN202011107423.5A
Other languages
English (en)
Inventor
赵文梅
王正峰
汪亚敏
伍心皓
江嘉吉
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
China Helicopter Research and Development Institute
Original Assignee
China Helicopter Research and Development Institute
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
Application filed by China Helicopter Research and Development Institute filed Critical China Helicopter Research and Development Institute
Priority to CN202011107423.5A priority Critical patent/CN112224445A/zh
Publication of CN112224445A publication Critical patent/CN112224445A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明公开了一种可透视检查柔性梁的袖套，包括根部连接段、典型段以及端部连接段，其中，根部连接段与典型段之间通过根部过渡段进行过渡，典型段与端部连接段之间通过端部过渡段进行过渡，其中，所述根部连接段用于连接变距摇臂和摆振阻尼器，端部连接段用于连接桨叶和柔性梁；所述袖套上设置有透视检查窗，透视检查窗包括开设于袖套上的检查孔；所述检查孔为由内向外开设的阶梯孔，阶梯孔中装配有卡箍，卡箍中安装有***；所述透视检查窗设置一个或一个以上。本发明的袖套可以方便目视检查柔性梁的使用损伤情况，极大的方便了柔性梁维护工作；同时本发明提供的袖套结构，还具有外形小、气动阻力小的特点。

Description

一种可透视检查柔性梁的袖套
技术领域
本发明涉及直升机旋翼***结构设计技术领域，具体涉及一种可透视检查柔性梁的袖套。
背景技术
国外采用无轴承旋翼的直升机主要有H135、H145、MD900、Bell430、AH-1Z，柔性梁检查工作主要有两种方式：1.对于袖套、柔性梁不能分离的构型(例如H135)只能采用内窥镜来检查柔性梁，内窥镜是一种检查内部结构的设备，需要检查人员有一定的工作经验；2.对于袖套柔性梁可分离的结构(例如AH-1),除了内窥镜检查，还可以采用分离袖套和柔性梁后，直接进行目视检查的方式。
近年来，空直公司为了提高无轴承旋翼的折叠性能，在H145上也采用了柔性梁、袖套和桨叶分体设计的结构形式，通过一个中空可以放配重主承力螺栓将柔性梁和桨叶连载一起，单个螺栓的连接形式具有一定的风险，且H145连接处的结构非常复杂，接口处的加工要求过高，不利于生产和维护；AH-1Z采用成对柔性梁，柔性梁和袖套、桨叶分开，柔性梁通过两个螺栓与袖套连接，桨叶通过两个销与袖套连接，这种结构形式桨叶的折叠实施比较便利，但是AH-1Z的袖套和桨叶的连接形式，使得它的折叠形式只能采取两前两后的这些方式，折叠后的尺寸相对4片全部往后折的形式要大一些。由于技术封锁，国外的无轴承旋翼的袖套很难获取其详细技术细节，难以获得实质性的参考；而国内的一些无轴承袖套不能用于可折叠无轴承旋翼，无法满足设计要求。
另外，目前国内现有的无轴承旋翼柔性梁的检查分为两种，一种是装机状态检查，采用内窥镜来检查，内窥镜检查要求检查人员有一定的经验，检查不方便，耗时比较长；一种是拆卸状态检查，需要将柔性梁和袖套分离，直接目视检查，由于这种检查需要拆卸桨叶和袖套，维护工作量较大，只在T检查的时候进行。
发明内容
本发明的目的是提供一种可透视检查柔性梁的袖套，可以在不拆卸柔性梁的情况下，直接对柔性梁的关键部位进行目视检查，极大的方便了检查维护工作。
为了实现上述任务，本发明采用以下技术方案：
一种可透视检查柔性梁的袖套，包括根部连接段、典型段以及端部连接段，其中，根部连接段与典型段之间通过根部过渡段进行过渡，典型段与端部连接段之间通过端部过渡段进行过渡，其中，所述根部连接段用于连接变距摇臂和摆振阻尼器，端部连接段用于连接桨叶和柔性梁；
所述袖套上设置有透视检查窗，透视检查窗包括开设于袖套上的检查孔；所述检查孔为由内向外开设的阶梯孔，阶梯孔中装配有卡箍，卡箍中安装有***；所述透视检查窗设置一个或一个以上。
进一步地，所述检查孔的确定方法为：
通过对袖套典型工况的有限元分析，得到袖套上的应力分布情况；对于应力值<最大应力值*0.1的部位，认为其应力水平比较低，确定此部位的中心点作为检查孔的开孔中心点，开孔范围应完全位于此区域内；将开设好检查孔后的袖套再进行有限元分析，如果所有位置应力值均在允许的应力值范围内，则确定此开孔方案；否则重新调整。
进一步地，所述根部连接段的上表面、下表面外缘中部向根部一侧凸起，并对称开设有用于和摆振阻尼器连接的第一安装接口；根部连接段的前缘开设有用于和变距摇臂连接的第二安装接口，根部连接段的横截面呈圆角矩形；
所述典型段的横截面形状为两端为弧形结构的矩形，典型段的内径由其内部装配的柔性梁的最大形状变化来确定，柔性梁与所述典型段内壁之间的间距在任何工况下均不小于设定的最小间隙且不大于最大间隙；
所述端部连接段的前端部为一对间隔设置的板状结构，板状结构的前缘、后缘做弧形截切处理；所述端部连接段的上表面、下表面开设有用于连接柔性梁端部的第一连接接口，以及用于连接桨叶的第二连接接口。
进一步地，所述根部过渡段为线性过渡，自根部至端部方向外径逐渐减小，横截面形状自根部至端部方向从便于安装的圆角矩形，变化到气动性能优良的两端为弧形结构的矩形。
进一步地，所述端部过渡段根部的横截面形状是两端为弧形结构的矩形，其端部与所述端部连接段平滑过渡。
进一步地，当袖套安装在旋翼上时，从0.04R到0.06R为根部连接段，从0.06R到0.07R 为根部过渡段，从0.07R到0.18R为典型段，从0.18R到0.20R端部过渡段，从0.20R到0.23R为端部连接段；
其中，R表示旋翼的桨叶半径，0.04R表示与桨叶旋转中心的距离为0.04R。
进一步地，所述根部连接段的高度为H，则典型段的高度为0.6～0.7H。
进一步地，所述端部连接段的根部的前缘、后缘均设置有用于安装防撞片的接口，所述典型段的前缘包覆有保护带。
进一步地，所述袖套内部用于穿过柔性梁，根部连接段上的一对第一安装接口两侧各安装一个摆振阻尼器，摆振阻尼器之间通过曲杆连接，且曲杆穿过柔性梁上的阻尼器安装孔；桨叶连接端部连接段的第二连接接口，柔性梁的端部固定于第一连接接口，柔性梁的另一端经过所述曲杆后，最终连接至桨毂的中央件，实现与机身的连接。
进一步地，在进行变距时，变距拉杆将载荷传递至变距摇臂，变距摇臂将载荷传递给袖套，由于袖套是刚性结构，袖套扭转时，带动桨叶扭转，实现扭转功能；与此同时，袖套扭转过程中，通过与柔性梁连接的第一连接接口给柔性梁施加了扭转角输入；内部的柔性梁部分产生扭转变形，实现扭转铰功能，卸载了扭矩，避免扭矩传递给中央件。
与现有技术相比，本发明具有以下技术特点：
传统的柔性梁的检查要么采用内窥镜检查，要么采用拆卸后目视检查的方法。两种方法都不方便，需要维护的工作时间比较长。本发明提供的一种可透视检查柔性梁的袖套，这种袖套可以方便目视检查柔性梁的使用损伤情况，极大的方便了柔性梁维护工作；同时本发明提供的袖套结构，还具有外形小、气动阻力小的特点。
附图说明
图1为可透视检查柔性梁的袖套的整体结构示意图；
图2为袖套的背面结构示意图；
图3为从内表面看袖套本体上的检查孔的示意图。
图中标号说明：1根部连接段，2第一安装接口，3第二安装接口，4根部过渡段，5典型段，6保护带，7端部过渡段，8端部连接段，9第一连接接口，10第二连接接口，11防撞片，12检查孔，13卡箍，14***。
具体实施方式
参见图1至图3，本发明公开了一种可透视检查柔性梁的袖套，包括根部连接段1、典型段5以及端部连接段8，其中，根部连接段1与典型段5之间通过根部过渡段4进行过渡，典型段5与端部连接段8之间通过端部过渡段7进行过渡，其中，所述根部连接段1用于连接变距摇臂和摆振阻尼器，端部连接段8用于连接桨叶和柔性梁；
所述袖套上设置有透视检查窗，透视检查窗包括开设于袖套上的检查孔12；所述检查孔 12为由内向外开设的阶梯孔，阶梯孔中装配有卡箍13，卡箍13中安装有***14；所述透视检查窗设置一个或一个以上；一般情况下，位于袖套上的典型段5、根部连接段1或根部过渡段4上。
本方案中，袖套上有柔性梁的检查孔12和铆钉安装孔，检查孔12上安装***14，从外向内看，是一个通孔，从面向外看，是一个阶梯孔，如图3所示；孔的形状可以是椭圆形，也可以是圆形、长方形、正方形、菱形、三角形。检查孔12四周宽度5mm，其阶梯部位为1mm的环形卡槽，卡箍13由内向外安装，卡箍13的外边缘卡在这个卡槽中，***14安装在卡箍13中。卡箍13位于袖套内部，不影响其气动外形。卡箍13可以分段加工，卡好***14后再焊接在一起。通过铆钉将袖套与卡箍13组合件连接起来，铆钉穿过玻璃卡箍 13的外缘和袖套。***14的透视部分为平面，也可以是曲面，如果是曲面要注意曲面对观察效果的影响和曲面焦点的设计：曲面不能将观察目标缩小、扭曲变形，曲面焦点不能落在柔性梁上。***14与袖套之间平滑过渡，***14对袖套原有外形的改变很小，基本不影响其气动性能。
检查孔12的个数、大小、位置根据检查需要和袖套受力分析共同确定，确保袖套在各种使用状态下都不会损伤。本发明中提供了一种具体的检查孔12确定方法：
通过对袖套典型工况的有限元分析，得到袖套上的应力分布情况；对于应力值<最大应力值*0.1的部位，认为其应力水平比较低，确定此部位的中心点作为检查孔12的开孔中心点，开孔范围应完全位于此区域内；将开设好检查孔12后的袖套再进行有限元分析，如果所有位置应力值均在允许的应力值范围内，则确定此开孔方案；否则重新调整；一般情况下，尽量选择靠近柔性梁上需要重点关注的部位处进行检查孔12的设置，例如柔性梁上挥舞变形段与扭转变形段的过渡区，可以方便的检查柔性梁重点关注位置，及时发现柔性梁在使用过程中产生的损伤。
铆钉安装孔的大小、多少、位置由袖套整体受力分析确定，确保透视检查组件在各种使用条件下不会破坏、离位。***14采用PC材质，玻璃内部组分比例对玻璃的力学性能有一定影响，可以在一定范围内选择玻璃的力学性能。
如图2所示，本发明提出的这种袖套结构，用于将变距拉杆的操纵力传至主桨叶，提供挥舞支臂外型面，将主桨叶的部分载荷传递到柔性梁，袖套根部与柔性梁的相对运动使阻尼器产生剪切变形从而提供阻尼，承受桨叶折叠过程中来自桨叶的所有载荷。本发明提出的袖套包括根部连接段1、典型段5以及端部连接段8，其中，根部连接段1与典型段5之间通过根部过渡段4进行过渡，典型段5与端部连接段8之间通过端部过渡段7进行过渡。其中：
根部连接段1的外形从0.04R到0.23R，其中，R表示旋翼的桨叶半径，0.04R表示与桨叶旋转中心的距离为0.04R，下同。所述根部连接段1的上表面、下表面外缘中部向根部一侧凸起，凸起形状能适应与旋翼的安装部位，在凸起处对称开设有用于和摆振阻尼器连接的第一安装接口2；根部连接段1的前缘开设有用于和变距摇臂连接的第二安装接口3；根部连接段1的横截面呈圆角矩形，圆角处的半径为28mm；根部连接段1弦向长度为0.0375R，高度为0.0258R。根部连接段1的侧壁为薄壁状，其厚度小于其横截面长度(前缘与后缘之间的距离)的1/10。
根部过渡段4从0.06R到0.07R，根部过渡段4为线性过渡，自根部至端部方向外径逐渐减小，横截面形状自根部至端部方向逐渐变化，从便于安装的圆角矩形，变化到气动性能优良的两端为弧形结构的矩形(类椭圆形，将矩形的两端替换为椭圆的两端)，其外形类似于标准跑道；其中，根部过渡段4的端部弦向长度为0.0379R，高度为0.0222R。
典型段5从0.07R到0.18R，典型段5的横截面形状为两端为弧形结构的矩形，典型段 5的内径从根部向端部方向逐渐变大，端部位置处的弦向长度为0.0322R，高度为0.0155R；典型段5的内径由其内部装配的柔性梁的最大形状变化来确定，柔性梁与所述典型段5内壁之间的间距在任何工况下均不小于设定的最小间隙且不大于最大间隙；其中，最小间隙可以为3～5mm；最大间隙7～9mm，保证柔性梁和袖套在各种工况下都不会发生运动干涉的前提下，尽量减小袖套产生的气动阻力；可通过实验、测试等方式来测量柔性梁在不同工况下的摆振、挥舞范围，从而确定典型段5的结构。典型段5的前缘布置有保护带6，保护带6 可采用聚氨酯材质，保护袖套前缘(长度与典型段5基本一致)，袖套在砂石环境下工作时，多一层保护屏障，保护带6损坏后可以更换。记根部连接段1的高度为H(两个第一安装接口2之间的距离)，则典型段5的高度为0.6～0.7H，采用这样的设计方式，可以减小气动阻力、结构重量。
端部过渡段7从0.18R到0.20R，端部过渡段7根部的横截面形状是两端为弧形结构的矩形，其端部与所述端部连接段8平滑过渡；即从典型段5的类椭圆形结构过渡到端部比较适宜连接的平板构型。
端部连接段8从0.20R到0.23R，端部连接段8的前端部为一对间隔设置的板状结构，板状结构的前缘、后缘做弧形截切处理，以优化外形，同时减轻结构重量，也能起到便于连接安装的作用；所述端部连接段8的上表面、下表面开设有用于连接柔性梁端部的第一连接接口9，以及用于连接桨叶的第二连接接口10。所述端部连接段8的根部的前缘、后缘均设置有用于安装防撞片11的接口，安装防撞片11之后，在袖套折叠后，防撞片11能起到缓冲、防撞的作用；防撞片11可采用例如橡胶等材质。
本方案中，0.06R剖面到0.18R剖面之间的线性过渡段的扭转率为72.9°/R。
所述袖套内部用于穿过柔性梁，根部连接段1上的一对第一安装接口2两侧各安装一个摆振阻尼器，摆振阻尼器之间通过曲杆连接，且曲杆穿过柔性梁上的阻尼器安装孔；桨叶连接端部连接段8的第二连接接口10，柔性梁的端部固定于第一连接接口9，柔性梁的另一端经过所述曲杆后，最终连接至桨毂的中央件，实现与机身的连接。
在进行变距时，变距拉杆将载荷传递至变距摇臂，变距摇臂将载荷传递给袖套，由于袖套是刚性结构，袖套扭转时，带动桨叶扭转，实现扭转功能；与此同时，袖套扭转过程中，通过与柔性梁连接的第一连接接口9给柔性梁施加了扭转角输入；内部的柔性梁部分产生扭转变形，实现扭转铰功能，卸载了扭矩，避免扭矩传递给中央件。
本发明提供的袖套，其内部的空腔安装无轴承旋翼的核心部件柔性梁，从气动角度考虑，能够减小旋翼整体的气动阻力；从结构自身角度考虑，能够在保证不与柔性梁发生干涉的前提下，将尺寸做到最小。
以上实施例仅用于说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行同等替换；而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的精神和范围，均应包含在本申请的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种可透视检查柔性梁的袖套，其特征在于，包括根部连接段(1)、典型段(5)以及端部连接段(8)，其中，根部连接段(1)与典型段(5)之间通过根部过渡段(4)进行过渡，典型段(5)与端部连接段(8)之间通过端部过渡段(7)进行过渡，其中，所述根部连接段(1)用于连接变距摇臂和摆振阻尼器，端部连接段(8)用于连接桨叶和柔性梁；
所述袖套上设置有透视检查窗，透视检查窗包括开设于袖套上的检查孔(12)；所述检查孔(12)为由内向外开设的阶梯孔，阶梯孔中装配有卡箍(13)，卡箍(13)中安装有***(14)；所述透视检查窗设置一个或一个以上。
2.根据权利要求1所述的可透视检查柔性梁的袖套，其特征在于，所述检查孔(12)的确定方法为：
通过对袖套典型工况的有限元分析，得到袖套上的应力分布情况；对于应力值<最大应力值*0.1的部位，认为其应力水平比较低，确定此部位的中心点作为检查孔(12)的开孔中心点，开孔范围应完全位于此区域内；将开设好检查孔(12)后的袖套再进行有限元分析，如果所有位置应力值均在允许的应力值范围内，则确定此开孔方案；否则重新调整。
3.根据权利要求1所述的可透视检查柔性梁的袖套，其特征在于，所述根部连接段(1)的上表面、下表面外缘中部向根部一侧凸起，并对称开设有用于和摆振阻尼器连接的第一安装接口(2)；根部连接段(1)的前缘开设有用于和变距摇臂连接的第二安装接口(3)，根部连接段(1)的横截面呈圆角矩形；
所述典型段(5)的横截面形状为两端为弧形结构的矩形，典型段(5)的内径由其内部装配的柔性梁的最大形状变化来确定，柔性梁与所述典型段(5)内壁之间的间距在任何工况下均不小于设定的最小间隙且不大于最大间隙；
所述端部连接段(8)的前端部为一对间隔设置的板状结构，板状结构的前缘、后缘做弧形截切处理；所述端部连接段(8)的上表面、下表面开设有用于连接柔性梁端部的第一连接接口(9)，以及用于连接桨叶的第二连接接口(10)。
4.根据权利要求1所述的可透视检查柔性梁的袖套，其特征在于，所述根部过渡段(4)为线性过渡，自根部至端部方向外径逐渐减小，横截面形状自根部至端部方向从便于安装的圆角矩形，变化到气动性能优良的两端为弧形结构的矩形。
5.根据权利要求1所述的可透视检查柔性梁的袖套，其特征在于，所述端部过渡段(7)根部的横截面形状是两端为弧形结构的矩形，其端部与所述端部连接段(8)平滑过渡。
6.根据权利要求1所述的可透视检查柔性梁的袖套，其特征在于，当袖套安装在旋翼上时，从0.04R到0.06R为根部连接段(1)，从0.06R到0.07R为根部过渡段(4)，从0.07R到0.18R为典型段(5)，从0.18R到0.20R端部过渡段(7)，从0.20R到0.23R为端部连接段(8)；
其中，R表示旋翼的桨叶半径，0.04R表示与桨叶旋转中心的距离为0.04R。
7.根据权利要求1所述的可透视检查柔性梁的袖套，其特征在于，所述根部连接段1的高度为H，则典型段(5)的高度为0.6～0.7H。
8.根据权利要求1所述的可透视检查柔性梁的袖套，其特征在于，所述端部连接段(8)的根部的前缘、后缘均设置有用于安装防撞片(11)的接口，所述典型段(5)的前缘包覆有保护带(6)。
9.根据权利要求1所述的可透视检查柔性梁的袖套，其特征在于，所述袖套内部用于穿过柔性梁，根部连接段(1)上的一对第一安装接口(2)两侧各安装一个摆振阻尼器，摆振阻尼器之间通过曲杆连接，且曲杆穿过柔性梁上的阻尼器安装孔；桨叶连接端部连接段(8)的第二连接接口(10)，柔性梁的端部固定于第一连接接口(9)，柔性梁的另一端经过所述曲杆后，最终连接至桨毂的中央件，实现与机身的连接。
10.根据权利要求1所述的可透视检查柔性梁的袖套，其特征在于，在进行变距时，变距拉杆将载荷传递至变距摇臂，变距摇臂将载荷传递给袖套，由于袖套是刚性结构，袖套扭转时，带动桨叶扭转，实现扭转功能；与此同时，袖套扭转过程中，通过与柔性梁连接的第一连接接口(9)给柔性梁施加了扭转角输入；内部的柔性梁部分产生扭转变形，实现扭转铰功能，卸载了扭矩，避免扭矩传递给中央件。
CN202011107423.5A 2020-10-16 2020-10-16 一种可透视检查柔性梁的袖套 Pending CN112224445A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011107423.5A CN112224445A (zh) 2020-10-16 2020-10-16 一种可透视检查柔性梁的袖套

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011107423.5A CN112224445A (zh) 2020-10-16 2020-10-16 一种可透视检查柔性梁的袖套

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN112224445A true CN112224445A (zh) 2021-01-15

Family

ID=74117365

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011107423.5A Pending CN112224445A (zh) 2020-10-16 2020-10-16 一种可透视检查柔性梁的袖套

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112224445A (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112896548A (zh) * 2021-04-26 2021-06-04 柳维朋 一种航空产业用直升机旋翼维护检测装置
CN113928552A (zh) * 2021-11-19 2022-01-14 中国直升机设计研究所 一种轻质量的直升机无轴承旋翼袖套

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB615757A (en) * 1945-08-30 1949-01-11 Gen Motors Corp Improvements relating to variable pitch propellers
US4676720A (en) * 1984-07-10 1987-06-30 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Bearingless hub structure for rotary-wing aircrafts
US5091029A (en) * 1991-01-15 1992-02-25 United Technologies Corporation Method of manufacturing a unitary, multi-legged helicopter rotor flexbeam made solely of composite materials
US5092738A (en) * 1990-04-06 1992-03-03 United Technologies Corporation Flexbeam helicopter rotor with improved snubber-vibration damper between the torque tube and the flexible spar member
US5263821A (en) * 1991-01-15 1993-11-23 United Technologies Corporation Mid-beam jointed reconfigurable bearingless main rotor assembly
US5940175A (en) * 1996-11-01 1999-08-17 Msp Corporation Method and apparatus for surface inspection in a chamber
US6196800B1 (en) * 1998-05-28 2001-03-06 Eurocopter Deutschland Gmbh Rotor blade for a bearingless rotor of a helicopter
KR20130078482A (ko) * 2011-12-30 2013-07-10 한국항공우주연구원 무 베어링 로터 허브 시스템
CN109533317A (zh) * 2018-11-15 2019-03-29 中国直升机设计研究所 一种刚性旋翼桨叶根部构型
CN209654328U (zh) * 2019-03-27 2019-11-19 山东泰山钢铁集团有限公司 一种可透视检查内部元件装置的油箱
CN110626496A (zh) * 2018-06-21 2019-12-31 深圳联合飞机科技有限公司 一种桨叶根部连接组件
US20200223532A1 (en) * 2019-01-15 2020-07-16 Bell Helicopter Textron Inc. Common spar assembly for use in nonfoldable and foldable proprotor blades

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB615757A (en) * 1945-08-30 1949-01-11 Gen Motors Corp Improvements relating to variable pitch propellers
US4676720A (en) * 1984-07-10 1987-06-30 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Bearingless hub structure for rotary-wing aircrafts
US5092738A (en) * 1990-04-06 1992-03-03 United Technologies Corporation Flexbeam helicopter rotor with improved snubber-vibration damper between the torque tube and the flexible spar member
US5091029A (en) * 1991-01-15 1992-02-25 United Technologies Corporation Method of manufacturing a unitary, multi-legged helicopter rotor flexbeam made solely of composite materials
US5263821A (en) * 1991-01-15 1993-11-23 United Technologies Corporation Mid-beam jointed reconfigurable bearingless main rotor assembly
US5940175A (en) * 1996-11-01 1999-08-17 Msp Corporation Method and apparatus for surface inspection in a chamber
US6196800B1 (en) * 1998-05-28 2001-03-06 Eurocopter Deutschland Gmbh Rotor blade for a bearingless rotor of a helicopter
KR20130078482A (ko) * 2011-12-30 2013-07-10 한국항공우주연구원 무 베어링 로터 허브 시스템
CN110626496A (zh) * 2018-06-21 2019-12-31 深圳联合飞机科技有限公司 一种桨叶根部连接组件
CN109533317A (zh) * 2018-11-15 2019-03-29 中国直升机设计研究所 一种刚性旋翼桨叶根部构型
US20200223532A1 (en) * 2019-01-15 2020-07-16 Bell Helicopter Textron Inc. Common spar assembly for use in nonfoldable and foldable proprotor blades
CN209654328U (zh) * 2019-03-27 2019-11-19 山东泰山钢铁集团有限公司 一种可透视检查内部元件装置的油箱

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112896548A (zh) * 2021-04-26 2021-06-04 柳维朋 一种航空产业用直升机旋翼维护检测装置
CN113928552A (zh) * 2021-11-19 2022-01-14 中国直升机设计研究所 一种轻质量的直升机无轴承旋翼袖套
CN113928552B (zh) * 2021-11-19 2023-04-28 中国直升机设计研究所 一种轻质量的直升机无轴承旋翼袖套

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112224445A (zh) 一种可透视检查柔性梁的袖套
EP2630033B1 (en) Aircraft control surface operating device
US10689104B2 (en) Tail rotor integrated damper attachment
US4047840A (en) Impact absorbing blade mounts for variable pitch blades
CA2505007A1 (en) Proprotor blade with leading edge slot
RU2524757C1 (ru) Лопасть винта, винт, летательный аппарат и способ
WO1998030446A9 (en) Variable pitch aircraft propeller
WO1998030446A2 (en) Variable pitch aircraft propeller
EP2848524B1 (en) Rotor blade and structural system for coupling the rotor blade in a rotor hub
JPH08198191A (ja) ヘリコプターのダクト式反トルク装置における可変ピッチ式多ブレードローター
CN104697753A (zh) 一种尾桨叶疲劳试验装置
US20170138715A1 (en) Blade geometry characterization tool
US3952601A (en) Helicopter rotor blade balancing method
CN103770939A (zh) 用于直升飞机的无轴承旋翼的可分桨叶附连件
CN109677601A (zh) 跷跷板式无人机旋翼及无人机
US4918786A (en) Hinge with leaves which reinforce one another against bending deflection
CN109682568B (zh) 一种翼型高速风洞双天平动态测力装置及方法
CN112224404A (zh) 一种用于可折叠无轴承旋翼的袖套构型
CN207570758U (zh) 颤振模型组合式连接装置及颤振模型***
EP2772431B1 (en) Rotor system shear bearing
CN110793839B (zh) 一种飞机全尺寸复合材料扰流板损伤容限强度试验方法
CN110641733B (zh) 一种与旋转面成固定角度的加载机构
JP2003513838A (ja) 回転翼航空機のロータ・ブレードの調節可能ブレード翼型
CN106564588A (zh) 一种无人直升机桨叶及无人直升机
CN102700711A (zh) 一种直升机旋翼液压减摆器的布局

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20210115

RJ01 Rejection of invention patent application after publication