JP3851599B2

JP3851599B2 - Rotor aircraft rotor hub structure

Info

Publication number: JP3851599B2
Application number: JP2002232886A
Authority: JP
Inventors: 正若月; 仁川口; 篤林田
Original assignee: Kawasaki Jukogyo KK
Current assignee: Kawasaki Motors Ltd
Priority date: 2002-08-09
Filing date: 2002-08-09
Publication date: 2006-11-29
Anticipated expiration: 2022-08-09
Also published as: JP2004067054A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、回転翼航空機のロータハブ構造体に関し、たとえば中大型の回転翼航空機に好適に用いられる回転翼航空機のロータハブ構造体に関する。
【０００２】
本発明において、用語「略Ｕ字形状」は「Ｕ字形状」を含み、用語「略上下方向」は「上下方向」を含み、用語「略直交」は「直交」を含み、用語「略平行」は「平行」を含む。
【０００３】
【従来の技術】
従来、回転翼航空機のロータハブ構造体としては、ベアリングレス構造およびエラストメリックベアリングを適用した構造のものが実用化されている。ベアリングレス構造は、ロータブレードのフラッピング運動と、ドラッギング運動と、フェザリング運動をロータブレードのヨークの弾性変形によって行う構造であり、たとえば中小型機に適用されている。この構造では、ロータブレードのヨークが繰返し弾性変形されてしまう。
【０００４】
ロータブレードのヨークを弾性変形させないようにするロータハブ構造として、エラストメリックベアリングを用いた構造がある。エラストメリックベアリングは、複数の金属製シム（薄板）と複数のゴム層（弾性層）とを交互に積層し、その積層方向に作用する圧縮荷重を許容することができるとともに、ゴム層の弾性変形によって所定角度範囲の揺動を許容することができ、これを用いたハブ構造は、たとえば大型機に適用されている。エラストメリックベアリングを用いたロータハブ構造体は、たとえば特表２０００−５１０７９１号公報に示されている。
【０００５】
図６は、特表２０００−５１０７９１号公報のロータハブ構造体の断面図である。このロータハブ構造体においては、エラストメリックベアリング１および遠心力支持部材２を上下のプレート３，４にボルト５を用いて連結支持するようになっている。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
前記特表２０００−５１０７９１号公報に記載の従来技術では、ロータブレード６が連結された各プレート３，４は、ロータブレード６から加わる遠心力を支持するが、上プレート３は、中央部窪みを有し、下プレート４は、中央部が下方に突出する切頭円錐台に形成されているので、遠心力を支持するのに適した形状ではない。また大きな遠心力を支持する部分に、プレート３，４と遠心力支持部材２とを接続するための締結部品であるボルト５を用いる必要がある。当然、このボルト５も大きな遠心力を支持することができる強度が必要であり、それ故、ボルト５の大形化およびそれに伴う周辺部品の大形化を招き、重量も増加する。また、このようなボルト５を用いる構成では、部品点数が多くなることによって、信頼性が低くなってしまう。
【０００７】
したがって本発明の目的は、強度的に効率的な構造とするとともに、構造を単純化し、これによって軽量化および信頼性向上を図ることができる回転翼航空機のロータハブ構造体を提供することである。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
請求項１記載の本発明は、複数のロータブレードが連結されるロータハブ構造体において、
ロータ回転軸線を含む面内において、半径方向内方に向けて開放する略Ｕ字形状に形成され、かつロータの回転軸線方向に見て放射状に配置される複数のアーム部を有し、各アーム部が半径方向内方側の端部で連なるように複合材によって一体に形成されることでループ状となる、遠心力およびせん断力を支持するための遠心力支持体と、
各アーム部の半径方向内方側に設けられ、ロータブレードからの遠心力およびせん断力が圧縮方向に働く荷重伝達部材を介して各アーム部に支持され、ロータブレードの半径方向内方側端部に設けられるヨークを、フラップ、リードラグ、フェザリング方向の角変位をそれぞれ許容する状態で半径方向外方側から支持する、弾性体と剛体とを積層して成るエラストメリック形の第１のブレード支持用軸受手段とを含み、
前記ヨークは、ロータ回転軸線方向に見る平面視における形状が、半径方向外方に開放する略Ｕ字形状に形成されることを特徴とする回転翼航空機のロータハブ構造体である。
【０００９】
本発明に従えば、複数のロータブレードが連結されるロータハブ構造体において、遠心力支持体は、複合材によって一体に形成され、この遠心力支持体のアーム部に、せん断力および遠心力を含む圧縮力だけが働く荷重伝達部材を介して支持される弾性体と剛体とを積層して成るエラストメリック形の第１のブレード支持用軸受手段が設けられ、この第１のブレード支持用軸受手段によって、ロータブレードの半径方向内方側端部に設けられるヨークを半径方向外方側から支持する。ヨークは、ロータ回転軸線方向に見る平面視における形状が、半径方向外方に開放する略Ｕ字形状に形成される。アーム部で荷重伝達部材を介して第１のブレード支持用軸受手段を支持し、ボルトなどの締結部品を介さずに、遠心力支持体に遠心力を伝達することができる。このように主要な構成部材だけで遠心力を支持できる構造とすることができ、これによって構造を単純化し、部品点数を少なくして、軽量化および信頼性向上を図ることができる。
【００１０】
特に、遠心力支持体の複数のアーム部は、ロータ回転軸線を含む面内において、半径方向内方に向けて開放する略Ｕ字形状に形成され、かつ放射状に配置されるので、ロータハブ構造体に加わる遠心力を効率良く相殺することが可能になり、遠心力支持体の寸法および重量を可及的に小さくし、かつその強度的な信頼性を高くすることができる。また遠心力支持体を複合材によって形成することによって、さらに軽量化を図ることができる。
【００１１】
請求項２記載の本発明は、各アーム部は、滑らかに湾曲する略Ｕ字形状であることを特徴とする。
【００１２】
本発明に従えば、各アーム部を、たとえば半円形状、半楕円形状および放物線形状などの滑らかに湾曲する略Ｕ字形状とすることによって、各アーム部に局所的な応力が生じることを防止し、各アーム部に生じる応力を小さくすることができる。このように応力を小さくすることによって、遠心力支持体の構成を、さらに小形化して、さらに軽量化を図ることができる。
【００１３】
請求項３記載の本発明は、第１のブレード支持用軸受手段とは別に異なる位置に設けられ、第１のブレード支持用軸受手段の角変位中心と同一の角変位中心まわりに角変位自在に各ロータブレードを支持し、各ロータブレードから加わるロータ回転軸線方向および周方向のせん断力をマストに伝達するための第２のブレード支持用軸受手段をさらに含むことを特徴とする。
【００１４】
本発明に従えば、第２のブレード支持用軸受手段は、第１のブレード支持用軸受手段の角変位中心と同一の角変位中心まわりに角変位自在に各ロータブレードを支持するうえ、ロータ回転軸線方向および周方向のせん断力を、この第２のブレード支持用軸受手段によって、マストに伝達することができる。このようにして、遠心力支持体が、主に遠心力を支持する構造として、強度的に効率的な構造とすることができる。またせん断力は、第１のブレード支持用軸受手段によって、遠心力支持体に伝達することも可能であり、複数の伝達経路にせん断力を伝達する構造とすることも可能であり、せん断力支持に関しては冗長性構造とすることができ、信頼性をさらに向上することができる。
【００１５】
請求項４記載の本発明は、前記荷重伝達部材は、第１のブレード支持用軸受手段と一体に設けられることを特徴とする。
【００１６】
本発明に従えば、荷重伝達部材は、第１のブレード支持用軸受手段と一体に設けられるので、ロータハブ構造体の構造を簡単化することができ、前記ロータハブ構造体を迅速に組立てることが可能となる。
【００１７】
請求項５記載の本発明は、前記荷重伝達部材は、アーム部と一体に設けられることを特徴とする。
【００１８】
本発明に従えば、荷重伝達部材は、複合材によって形成されるアーム部と一体に設けられるので、ロータハブ構造体の構造を簡単化することができるとともに、前記ロータハブ構造体の軽量化を一層図ることができる。
【００１９】
【発明の実施の形態】
図１は、本発明の実施形態に係る回転翼航空機１０のロータハブ構造体１１を部分的にロータ回転軸線Ｌ１を含む平面で切断して示す断面図であり、図２は、そのロータハブ構造体を部分的にロータ回転軸線Ｌ１に垂直な平面で切断して示す断面図であり、図３は、図２の切断面線Ａ−Ａから見た端面図であり、図４は、ロータ回転時におけるドループストップ構造８０の主要構造を示す断面図である。このロータハブ構造体は、たとえば中大型の回転翼航空機に好適に用いられるものである。
【００２０】
ロータハブ構造体（以下、単に「ハブ」という場合がある）１１は、回転翼航空機の原動機の回転力が、伝導軸によって与えられ、この回転力を本実施の形態では４枚のロータブレード１２に伝達し、各ロータブレード１２をロータ回転軸線Ｌ１回りに回転させるための構造体である。このハブ１１は、矢符Ａ１で示すロータ回転軸線Ｌ１に沿う軸線方向一方が上方となり、矢符Ａ２で示す軸線方向他方が下方となる状態で、回転翼航空機に設けられる。以下の説明において、軸線方向一方Ａ１を上方といい、軸線方向他方Ａ２を下方という場合がある。また以下の説明において「平面視」は、「軸線方向に見ること」を意味する。
【００２１】
回転翼航空機１０の胴体の上端部には、中空円筒状のロータマスト８１がロータ回転軸線Ｌ１回りに回転可能に連結され、ロータマスト８１の上端部には、４枚のロータブレード１２を支持するための支持構造体１１０の一部を成すフレーム体８２が複数のボルトでもって連結されている。ロータマスト８１およびフレーム体８２を含んでロータハブ構造体１１が構成される。
【００２２】
４枚のロータブレード１２は、周方向一定間隔毎に配設、すなわち配置して設けられている。各ロータブレード１２の半径方向内方Ｒｋの端部には、連結部材１７を介して、たとえばガラス繊維を主体とした平面視における形状が略Ｕ字形状の複合材製ヨーク１８が、一対のボルト１９によって連結される。ヨーク１８は、その両端部がロータブレード１２に連結される。このように各ロータブレード１２には、連結部材１７、ヨーク１８およびボルト１９を含んで環状に形成される連結部１１１が設けられ、この連結部１１１、特にヨーク１８がフレーム体８２に連結されて、各ロータブレード１２がフレーム体８２に支持される。
【００２３】
遠心力支持体としてのフレーム体８２（ループドテンションエレメントともいう）は、複合材製の一体の支持体であって、平面視において略十文字状に形成され、十文字が４枚のロータブレード１２の長さ方向に沿うように、つまり平面視においてフレーム体８２の十文字と４枚のロータブレード１２とが同位相となるように配設されている。
【００２４】
フレーム体８２は、ロータブレード１２の枚数と同数であり、周方向一定間隔毎に半径方向に延びて配置されるアーム部８３が、一体に設けられて、平面視において放射形状、具体的には略十文字形状に形成されている。各アーム部８３は、ロータ回転軸線Ｌ１を含む面内において、半径方向内方Ｒｋに向けて開放し、かつ、ロータ回転軸線Ｌ１に平行な方向にＵ字形状にループ、すなわち湾曲し、両端部を半径方向内方Ｒｋに配置して、その両端部で一体に連なっている。このようにＵ字形状のアーム部８３を一体に連ねることによって、ロータ回転軸線Ｌ１を通る一直径線に沿って対向する２つのアーム部８３が、協働して閉ループ形状を成すように形成される。
【００２５】
また各アーム部８３は、ロータ回転軸線Ｌ１を含む平面で切断した形状が、滑らかに湾曲するループ形状である。このループ形状は、具体的には、略半円形状（半円形を含む）、略半楕円形状（半楕円形状）および略放物線形状（放物線形状を含む）であってもよく、本実施の形態では、略半楕円形状である。
【００２６】
各アーム部８３の半径方向内方側の端部が連なるフレーム体８２の中央部には、フレーム体８２に挟まれる状態で、センター支持部材２３が設けられ、各アーム部８３のＵ字の両端部が、センター支持部材２３によって連結されている。フレーム体８２とセンター支持部材２３とを含んで支持構造体１１０が構成され、各アーム部８３と、各ロータブレード１２に設けられる連結部１１１とが、互いに挿通嵌合し合う状態で連結され、ロータブレード１２の回転によって半径方向外方に働く遠心力を支持している。
【００２７】
各アーム部８３のＵ字の両端部間の中央部に位置する底部、したがって各アーム部８３の半径方向外方Ｒｓ側の端部と、この端部に半径方向に対向するヨーク１８におけるＵ字の両端部間の中央部に位置する底部との間には、エラストメリック形である第１のブレード支持用軸受手段としてのエラストメリックベアリング１３０が設けられる。各ブレードは、エラストメリックベアリング１３０を介して支持構造体１１０に半径方向Ｒｓ側から支持されている。
【００２８】
各アーム部８３の半径方向外方Ｒｓ側の端部には、半径方向に貫通する貫通孔８３ａが形成されるとともに、各アーム部８３の内側となる半径方向内方Ｒｋ側の部分である曲面状凹部８３ｂに、荷重伝達部材８４が部分的に面接触した状態で設けられている。荷重伝達部材８４は、半径方向外方Ｒｓに臨み、曲面状凹部８３ｂの内表面と略同一の外表面を成す曲面状凸部８４ａが形成されるとともに、この曲面状凸部８４ａから半径方向外方Ｒｓへ突出する円筒部８４ｂが形成されている。
【００２９】
この荷重伝達部材８４は、円筒部８４ｂが、貫通孔８３ａを貫通し、アーム部８３よりもさらに半径方向外方Ｒｓに部分的に突出させて設けられ、この状態で、曲面状凸部８４ａがアーム部８３の曲面状凹部８３ｂに、全領域にわたって面接触している。円筒部８４ｂの半径方向外方Ｒｓの端部には雄ねじが形成され、曲面状凸部８４ａを曲面状凹部８３ｂに当接させるとともに、この円筒部８４ｂを貫通孔８３ａに通し半径方向外方に突出させ、この突出した円筒部８４ｂの端部に、スペーサ５６を外装させさらに雌ねじが形成されるナット５７を螺着することによって、荷重伝達部材８４がアーム部８３に連結される。
【００３０】
各荷重伝達部材８４の半径方向内方側の表面部に、エラストメリックベアリング１３０が設けられる。円板形のエラストメリックベアリング１３０は、積層体としてのベアリング本体８５と、第１連結部材８６と、第２連結部材８７とを有する。
【００３１】
ベアリング本体８５は、部分球面状に形成される剛体としての金属シム８５ａ（薄板）と複数の弾性体としてのゴム層８５ｂ（弾性層）とを半径方向に交互に積層し、その積層方向に作用する圧縮力を支持することができるとともに、ゴム層８５ｂの弾性変形によって、回転中心まわりの変位を許容することができる。変位方向は、回転中心まわりの回転３軸方向である。
【００３２】
ベアリング本体８５の半径方向内方Ｒｋ側の端部に、第１連結部材８６が設けられ、ベアリング本体８５の半径方向外方Ｒｓ側の端部に、第２連結部材８７が設けられている。このように、ベアリング本体８５を積層方向両側から挟むようにして、第１連結部材８６および第２連結部材８７が設けられている。第１連結部材８６は、ヨーク１８の底部における半径方向外方Ｒｓ側の端部に連結され、第２連結部材８７は、荷重伝達部材８４の半径方向内方Ｒｋ側の端部に連結される。このような第１のブレード支持用軸受手段１３０によって、ロータブレード１２のフラッピング、ドラッギングおよびフェザリングを許容できる状態で、ロータブレード１２の回転によって半径方向外方Ｒｓに働く遠心力を、第１連結部材８６、ベアリング本体８５、第２連結部材８７および荷重伝達部材８４を介してフレーム体８２に伝達するように構成される。
【００３３】
ヨーク１８の半径方向内方Ｒｋ側の端部には、半径方向内方Ｒｋに開放する嵌合孔８８が形成され、この嵌合孔８８に、第２のブレード支持用軸受手段である球面軸受８９が内嵌され、止め輪９０でもって保持されている。球面軸受８９は、エラストメリックベアリング１３０の角変位中心と同一の角変位中心まわりに角変位自在に各ロータブレード１２を支持する。センター支持部材２３の外周部には、半径方向外方Ｒｓに突出する軸状部材９１が設けられている。軸状部材９１は、半径方向内方Ｒｓ側のテーパ軸部９１ａと、半径方向外方Ｒｓ側の円柱軸部９１ｂとを有する。テーパ軸部９１ａは、半径方向外方Ｒｓになるにつれて縮径するように形成され、円柱軸部９１ｂは、テーパ軸部９１ａの半径方向外方側端部と同一外径の円筒状であり、この円筒軸部９１ｂが、ロータブレード１２の長手方向に直交３軸まわりに角変位可能に、球面軸受８９に挿入されて支持され、ロータブレード１２が、その長手方向に変位可能に、かつ直交３軸まわりに角変位可能に支持される。
【００３４】
ロータブレード１２がフラッピングおよびドラッギングするときに、ロータ回転軸線Ｌ１に沿う方向および周方向にロータブレード１２に働くせん断力を、この球面軸受８９から、軸状部材９１およびセンター支持部材２３を介してフレーム体８２に伝達し、このフレーム体８２からマスト８１に伝達するように構成されている。
【００３５】
またロータブレード１２の半径方向内方Ｒｋ側の端部には、ロータブレード１２の回転停止時における垂れ落ちを防止するドループストップ機構８０が設けられている。ドループストップ機構８０は、サポート部材９２、ロックピン９３、ストッパ部材９４、圧縮コイルばね９５などから構成されている。回転停止時または低速回転時においては、圧縮コイルばね９５の付勢力によって、ロックピン９３の半径方向内端部が、半径方向内方に所定小距離突出する。この突出部分９７が円筒部材８４ｂのテーパ状被係合部９８に内嵌係合されて拘束されることによって、ロータブレード１２の垂下がりを防止することができる。高速回転時においては、遠心力によって、ロックピン９３が圧縮コイルばね９５の付勢力に抗して半径方向外方Ｒｓへ移動し、突出部分９７が被係合部９８から離脱し非拘束状態となる。
【００３６】
以上説明した回転翼航空機１０のロータハブ構造体１１によれば、フレーム体８２は、複合材によって一体に形成され、このフレーム体８２のアーム部８３に、圧縮力だけが働く荷重伝達部材８４を介してエラストメリックベアリング１３０が設けられ、このエラストメリックベアリング１３０によって、ロータブレード１２を半径方向外方側から支持する。このようにアーム部８３で荷重伝達部材８４を介してエラストメリックベアリング１３０を支持し、ボルトなどの締結部品など、圧縮荷重以外の曲げ力などが働く部材を介さずに、フレーム体８２に遠心力を伝達することができる。このように主要な構成部材だけで遠心力を支持できる構造とすることができ、これによって構造を単純化し、部品点数を少なくして、軽量化および信頼性向上を図ることができる。
【００３７】
特に、フレーム体８２の複数のアーム部８３は、ロータ回転軸線Ｌ１を含む面内において、半径方向内方に向けて開放するＵ字形状にループする形状に形成され、かつ放射状に配置されるので、ロータハブ構造体１１に加わる遠心力を効率良く相殺することができ、フレーム体８２の寸法および重量を可及的に小さくし、かつその強度的な信頼性を高くすることができる。このように、強度的に効率的なロータハブ構造体１１とし、軽量化および信頼性向上を図ることができる。また、各アーム部８３は半径方向内方に向けて開放するＵ字形状に形成されるので、荷重伝達部材８４から各アーム部８３に作用する遠心力は圧縮力となり、荷重伝達部材８４から各アーム部８３に作用するせん断力と、前記遠心力との合力も圧縮力となる。またフレーム体８２を複合材によって形成することによって、さらに軽量化を図ることができる。
【００３８】
また各アーム部８３を、たとえば半円形状、半楕円形状および放物線形状などの滑らかに湾曲するＵ字形状とすることによって、各アーム部８３に局所的な応力が生じることを防止し、各アーム部８３に生じる応力を小さくすることができる。このように応力を小さくすることによって、フレーム体８２の構成を、さらに小形化して、さらに軽量化を図ることができる。
【００３９】
さらに荷重伝達部材８４を、フレーム体８２のアーム部８３に対応した形状とし、荷重伝達部材８４のアーム部８３に臨む面の全領域にわたって、アーム部８３に面接触させることによって、アーム部８３への遠心力を伝達するにあたって、アーム部８３および荷重伝達部材８４に局所的に大きな力が働くことを防止し、信頼性をさらに向上することができる。またこのような接触状態を達成することによって、アーム部８３へ遠心力を伝達するにあたって、荷重伝達部材８４に圧縮力だけが働く状態を確実に達成することができる。
【００４０】
またロータ回転軸線方向および周方向のせん断力を、エラストメリックベアリング１３０とは異なる別の球面軸受８９によって、マスト８１に伝達することができる。このようにして、フレーム体８２が、主に遠心力を支持する構造として、強度的に効率的な構造とすることができる。またせん断力は、エラストメリックベアリング１３０によって、フレーム体８２に伝達することも可能であり、複数の伝達経路にせん断力を伝達する構造とすることも可能であり、せん断力支持に関しては冗長性構造とすることができ、信頼性をさらに向上することができる。
【００４１】
図５は、エラストメリックベアリングとフレーム体との関係を示す説明図である。本実施形態を部分的に変更した変更形態として、図５（ａ）に示すように、荷重伝達部材８４Ａを、第１のブレード支持用軸受手段としてのエラストメリックベアリング１３０Ａと一体に設けてもよい。ただし前記実施形態と同一の部材には同一の符号を付し、その詳細な説明は省略する。エラストメリックベアリング１３０Ａのベアリング本体の半径方向外端部には、荷重伝達部材８４Ａが一体に設けられている。したがってロータハブ構造体１１Ａの構造を簡単化することができ、前記ロータハブ構造体１１Ａを迅速に組立てることが可能となる。
【００４２】
図５（ｂ）に示すように、荷重伝達部材８４Ｂを、アーム部８３とエラストメリックベアリング１３０Ｂとの間に、スペーサ状に配置することも可能である。このロータハブ構造体１１Ｂによれば、既存のフレーム体８２と既存のエラストメリックベアリング１３０Ｂとを適用することができる。図５（ｃ）に示すように、荷重伝達部材８４Ｃを、複合材によって形成されるアーム部８３Ａと一体に設けてもよい。このロータハブ構造体１１Ｃによれば、ロータハブ構造体１１Ｃの構造を簡単化することができるとともに、前記ロータハブ構造体１１Ｃの軽量化を一層図ることができる。
【００４３】
本発明の実施の他の形態として、本発明のロータハブ構造体を、小中型の回転翼航空機に適用することも可能である。ロータブレードの翼枚数は４枚に限定されるものではない。この場合、翼枚数に応じて、フレーム部材を、ロータブレードの長さ方向に対して平面視でラップするように配設する。ロータブレードの翼枚数がたとえば奇数枚の場合には、奇数個のアーム部は、ロータ回転軸線Ｌ１を含む奇数の仮想平面にほぼ沿ってそれぞれループする形状に形成される。ただし実際には、各アーム部は周方向に微小距離オフセットするので、各アーム部は、対応する仮想平面から多少ずれてループする形状に形成される。その他、前記実施形態に、特許請求の範囲を逸脱しない範囲において種々の部分的変更を行う場合もある。
【００４４】
【発明の効果】
請求項１記載の本発明によれば、複数のロータブレードが連結される遠心力支持体は、複合材によって一体に形成され、この遠心力およびせん断力を支持するための遠心力支持体のアーム部に、せん断力および遠心力を含む圧縮力だけが働く荷重伝達部材を介して支持される弾性体と剛体とを積層して成るエラストメリック形の第１のブレード支持用軸受手段が設けられ、この第１のブレード支持用軸受手段によって、ロータブレードの半径方向内方側端部に設けられるヨークを半径方向外方側から支持する。ヨークは、ロータ回転軸線方向に見る平面視における形状が、半径方向外方に開放する略Ｕ字形状に形成される。アーム部で荷重伝達部材を介して第１のブレード支持用軸受手段を支持し、ボルトなどの締結部品を介さずに、遠心力支持体に遠心力を伝達することができる。このように主要な構成部材だけで遠心力を支持できる構造とすることができ、これによって構造を単純化し、部品点数を少なくして、軽量化および信頼性向上を図ることができる。
【００４５】
特に、遠心力支持体の複数のアーム部は、ロータ回転軸線を含む面内において、半径方向内方に向けて開放する略Ｕ字形状に形成され、かつ放射状に配置されるので、ロータハブ構造体に加わる遠心力を効率良く相殺することが可能になり、遠心力支持体の寸法および重量を可及的に小さくし、かつその強度的な信頼性を高くすることができる。また遠心力支持体を複合材によって形成することによって、さらに軽量化を図ることができる。
【００４６】
請求項２記載の本発明によれば、各アーム部を、たとえば半円形状、半楕円形状および放物線形状などの滑らかに湾曲する略Ｕ字形状とすることによって、各アーム部に局所的な応力が生じることを防止し、各アーム部に生じる応力を小さくすることができる。このように応力を小さくすることによって、遠心力支持体の構成を、さらに小形化して、さらに軽量化を図ることができる。
【００４７】
請求項３記載の本発明によれば、第２のブレード支持用軸受手段は、第１のブレード支持用軸受手段の角変位中心と同一の角変位中心まわりに角変位自在に各ロータブレードを支持するうえ、ロータ回転軸線方向および周方向のせん断力を、この第２のブレード支持用軸受手段によって、マストに伝達することができる。このようにして、遠心力支持体が、主に遠心力を支持する構造として、強度的に効率的な構造とすることができる。またせん断力は、第１のブレード支持用軸受手段によって、遠心力支持体に伝達することも可能であり、複数の伝達経路にせん断力を伝達する構造とすることも可能であり、せん断力支持に関しては冗長性構造とすることができ、信頼性をさらに向上することができる。
【００４８】
請求項４記載の本発明によれば、荷重伝達部材は、第１のブレード支持用軸受手段と一体に設けられるので、ロータハブ構造体の構造を簡単化することができ、前記ロータハブ構造体を迅速に組立てることが可能となる。
【００４９】
請求項５記載の本発明によれば、荷重伝達部材は、複合材によって形成されるアーム部と一体に設けられるので、ロータハブ構造体の構造を簡単化することができるとともに、前記ロータハブ構造体の軽量化を一層図ることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施形態に係る回転翼航空機１０のロータハブ構造体１１を部分的にロータ回転軸線Ｌ１を含む平面で切断して示す断面図である。
【図２】そのロータハブ構造体を部分的にロータ回転軸線Ｌ１に垂直な平面で切断して示す断面図である。
【図３】図２の切断面線Ａ−Ａから見た端面図である。
【図４】ロータ回転時におけるドループストップ構造８０の主要構造を示す断面図である。
【図５】エラストメリックベアリングとフレーム体との関係を示す説明図である。
【図６】従来のロータハブ構造体１の断面図である。
【符号の説明】
１０回転翼航空機
１１ロータハブ構造体
１２ロータブレード
１８ヨーク
８１ロータマスト
８２フレーム体
８３アーム部
８５ベアリング本体
８９球面軸受
１３０エラストメリックベアリング[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a rotor hub structure of a rotary wing aircraft, and more particularly to a rotor hub structure of a rotary wing aircraft that is preferably used for a medium-sized or large-sized rotary wing aircraft.
[0002]
In the present invention, the term “substantially U shape” includes “U shape”, the term “substantially vertical direction” includes “vertical direction”, the term “substantially orthogonal” includes “perpendicular”, and the term “substantially parallel”. "Includes" parallel ".
[0003]
[Prior art]
Conventionally, as a rotor hub structure of a rotary wing aircraft, a structure using a bearingless structure and an elastomeric bearing has been put into practical use. The bearingless structure is a structure in which the flapping motion, the dragging motion, and the feathering motion of the rotor blade are performed by elastic deformation of the yoke of the rotor blade, and is applied to, for example, small and medium-sized machines. With this structure, the yoke of the rotor blade is repeatedly elastically deformed.
[0004]
As a rotor hub structure that prevents elastic deformation of the yoke of the rotor blade, there is a structure using an elastomeric bearing. Elastomeric bearings are composed of a plurality of metal shims (thin plates) and a plurality of rubber layers (elastic layers) that can be alternately stacked to allow a compressive load acting in the direction of the layers, and elastic deformation of the rubber layers. Can be allowed to swing within a predetermined angle range, and the hub structure using this is applied to, for example, large machines. A rotor hub structure using an elastomeric bearing is disclosed in, for example, Japanese Patent Publication No. 2000-510791.
[0005]
FIG. 6 is a cross-sectional view of the rotor hub structure disclosed in Japanese Patent Publication No. 2000-510791. In this rotor hub structure, the elastomeric bearing 1 and the centrifugal force support member 2 are connected and supported to the upper and lower plates 3 and 4 by using bolts 5.
[0006]
[Problems to be solved by the invention]
In the prior art described in JP 2000-510791 A, each of the plates 3 and 4 to which the rotor blade 6 is connected supports the centrifugal force applied from the rotor blade 6, but the upper plate 3 has a central recess. The lower plate 4 is formed in a truncated truncated cone whose central portion protrudes downward, and is not in a shape suitable for supporting centrifugal force. Moreover, it is necessary to use the volt | bolt 5 which is a fastening component for connecting the plates 3 and 4 and the centrifugal force support member 2 to the part which supports a big centrifugal force. Naturally, the bolt 5 also needs to be strong enough to support a large centrifugal force. Therefore, the size of the bolt 5 and the accompanying peripheral components are increased, and the weight is increased. Moreover, in the structure using such a volt | bolt 5, reliability will become low by the number of parts increasing.
[0007]
SUMMARY OF THE INVENTION Accordingly, an object of the present invention is to provide a rotor hub structure for a rotary wing aircraft that has a structure that is efficient in terms of strength and that can be simplified, thereby reducing weight and improving reliability.
[0008]
[Means for Solving the Problems]
The present invention according to claim 1 is a rotor hub structure in which a plurality of rotor blades are connected.
Each arm has a plurality of arm portions that are formed in a substantially U shape that opens inward in the radial direction in a plane including the rotor rotation axis and that are arranged radially when viewed in the rotation axis direction of the rotor. A centrifugal force support for supporting a centrifugal force and a shearing force, which is formed into a loop shape by being integrally formed with a composite material so that the portions are continuous at an end portion on the radially inner side;
Provided on the radially inward side of each arm part, and supported by each arm part via a load transmitting member in which centrifugal force and shearing force from the rotor blade acts in the compression direction, the end part on the radially inward side of the rotor blade A first elastomeric blade support that is formed by laminating an elastic body and a rigid body to support the yoke provided on the outer side in the radial direction while allowing angular displacement in the flap, lead lug, and feathering directions, respectively. and use bearing means only including,
The yoke is a rotor hub structure for a rotary wing aircraft, characterized in that the shape in a plan view seen in the rotor rotation axis direction is formed in a substantially U shape that opens radially outward .
[0009]
According to the present invention, in the rotor hub structure in which a plurality of rotor blades are connected, the centrifugal force support is integrally formed of a composite material, and the arm portion of the centrifugal force support includes shearing force and centrifugal force. Elastomeric first blade support bearing means is provided which is formed by laminating an elastic body and a rigid body supported via a load transmission member in which only a compressive force is applied. By this first blade support bearing means, The yoke provided at the radially inner end of the rotor blade is supported from the radially outer side. The yoke is formed in a substantially U shape that is open outward in the radial direction when viewed in the rotor rotation axis direction. The first blade supporting bearing means is supported by the arm portion via the load transmitting member, and the centrifugal force can be transmitted to the centrifugal force support body without using a fastening component such as a bolt. Thus, it is possible to provide a structure that can support the centrifugal force only by the main constituent members, thereby simplifying the structure, reducing the number of parts, and reducing the weight and improving the reliability.
[0010]
In particular, the plurality of arms of the centrifugal force support are formed in a substantially U shape that opens radially inward in a plane including the rotor rotation axis, and are arranged radially, so that the rotor hub structure It is possible to efficiently cancel the centrifugal force applied to the centrifugal force, the size and weight of the centrifugal force support can be made as small as possible, and the strength reliability thereof can be increased. Further, the weight can be further reduced by forming the centrifugal force support by a composite material.
[0011]
The present invention according to claim 2 is characterized in that each arm portion has a substantially U-shape that is smoothly curved.
[0012]
According to the present invention, each arm portion has a substantially U-shape that is smoothly curved, such as a semicircular shape, a semi-elliptical shape, and a parabolic shape, thereby preventing local stress from being generated in each arm portion. And the stress which arises in each arm part can be made small. By reducing the stress in this manner, the structure of the centrifugal force support can be further reduced in size and further reduced in weight.
[0013]
According to a third aspect of the present invention, the first blade supporting bearing means is provided at a different position and can be freely angularly displaced about the same angular displacement center as that of the first blade supporting bearing means. It further includes second blade supporting bearing means for supporting each rotor blade and transmitting shearing forces in the rotor rotational axis direction and circumferential direction applied from each rotor blade to the mast.
[0014]
According to the present invention, the second blade supporting bearing means supports each rotor blade so as to be angularly displaceable about the same angular displacement center as the angular displacement center of the first blade supporting bearing means, and also rotates the rotor. Axial and circumferential shear forces can be transmitted to the mast by this second blade support bearing means. In this way, the centrifugal force support body can have a highly efficient structure as a structure that mainly supports the centrifugal force. In addition, the shear force can be transmitted to the centrifugal force support by the first blade support bearing means, and the shear force can be transmitted to a plurality of transmission paths. Can be made a redundant structure, and the reliability can be further improved.
[0015]
According to a fourth aspect of the present invention, the load transmitting member is provided integrally with the first blade supporting bearing means.
[0016]
According to the present invention, since the load transmission member is provided integrally with the first blade support bearing means, the structure of the rotor hub structure can be simplified, and the rotor hub structure can be assembled quickly. It becomes.
[0017]
The present invention according to claim 5 is characterized in that the load transmitting member is provided integrally with the arm portion.
[0018]
According to the present invention, since the load transmission member is provided integrally with the arm portion formed of the composite material, the structure of the rotor hub structure can be simplified and the weight of the rotor hub structure can be further reduced. be able to.
[0019]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
FIG. 1 is a cross-sectional view showing a rotor hub structure 11 of a rotary wing aircraft 10 according to an embodiment of the present invention, partially cut by a plane including a rotor rotation axis L1, and FIG. 2 shows the rotor hub structure. FIG. 3 is a cross-sectional view partially cut along a plane perpendicular to the rotor rotation axis L1, FIG. 3 is an end view as seen from the cutting plane line AA in FIG. 2, and FIG. 4 is a cross-sectional view showing the main structure of a droop stop structure 80. FIG. This rotor hub structure is suitably used, for example, for medium-sized and large-sized rotorcraft.
[0020]
In the rotor hub structure (hereinafter, simply referred to as “hub”) 11, the rotational force of the motor of the rotary wing aircraft is given by the transmission shaft, and this rotational force is applied to the four rotor blades 12 in this embodiment. It is a structure for transmitting and rotating each rotor blade 12 about the rotor rotation axis L1. The hub 11 is provided in a rotary wing aircraft with one axial direction along the rotor rotation axis L1 indicated by the arrow A1 being upward and the other axial direction indicated by the arrow A2 being downward. In the following description, one axial direction A1 may be referred to as “upward” and the other axial direction A2 may be referred to as “downward”. In the following description, “plan view” means “view in the axial direction”.
[0021]
A hollow cylindrical rotor mast 81 is coupled to the upper end of the fuselage of the rotary wing aircraft 10 so as to be rotatable about the rotor rotation axis L1. The upper end of the rotor mast 81 is used to support the four rotor blades 12. A frame body 82 forming a part of the support structure 110 is connected with a plurality of bolts. The rotor hub structure 11 is configured including the rotor mast 81 and the frame body 82.
[0022]
The four rotor blades 12 are arranged, that is, arranged at regular intervals in the circumferential direction. At the end of each rotor blade 12 in the radially inward direction Rk, via a connecting member 17, for example, a composite yoke 18 having a substantially U shape in plan view mainly composed of glass fiber is provided with a pair of bolts. 19 are connected. Both ends of the yoke 18 are connected to the rotor blade 12. As described above, each rotor blade 12 is provided with a connecting portion 111 formed in an annular shape including the connecting member 17, the yoke 18 and the bolt 19, and the connecting portion 111, particularly the yoke 18, is connected to the frame body 82. Each rotor blade 12 is supported by the frame body 82.
[0023]
A frame body 82 (also referred to as a looped tension element) as a centrifugal force support is an integral support made of a composite material, and is formed in a substantially cross shape in a plan view. Along the length direction, that is, the cross of the frame body 82 and the four rotor blades 12 are arranged in the same phase in plan view.
[0024]
The frame body 82 has the same number as the number of the rotor blades 12, and arm portions 83 arranged to extend in the radial direction at regular intervals in the circumferential direction are integrally provided so as to have a radial shape in plan view, specifically It is formed in an approximately cross shape. Each arm portion 83 opens in the radial direction inward Rk in a plane including the rotor rotation axis L1 and loops in a U-shape in a direction parallel to the rotor rotation axis L1, that is, is curved. Are arranged in the radially inward direction Rk, and are continuously connected at both ends thereof. In this way, by connecting the U-shaped arm portions 83 integrally, the two arm portions 83 facing each other along one diameter line passing through the rotor rotation axis L1 are formed to cooperate to form a closed loop shape. The
[0025]
Each arm portion 83 has a loop shape in which a shape cut along a plane including the rotor rotation axis L1 is smoothly curved. Specifically, the loop shape may be a substantially semicircular shape (including a semicircular shape), a substantially semielliptical shape (a semielliptical shape), or a substantially parabolic shape (including a parabolic shape). Then, it is a substantially semi-elliptical shape.
[0026]
A center support member 23 is provided in a state of being sandwiched between the frame bodies 82 at the center of the frame body 82 where the radially inner ends of the arm sections 83 are connected. The parts are connected by a center support member 23. A support structure 110 is configured including the frame body 82 and the center support member 23, and the arm portions 83 and the connection portions 111 provided on the rotor blades 12 are connected in a state of being inserted and fitted to each other. The centrifugal force acting radially outward is supported by the rotation of the rotor blade 12.
[0027]
A bottom portion located at the center between both ends of the U-shape of each arm portion 83, and thus an end portion of each arm portion 83 on the radially outward Rs side, and a U-shape in the yoke 18 that radially faces this end portion. An elastomeric bearing 130 serving as a first blade supporting bearing means having an elastomeric shape is provided between a bottom portion located at a central portion between the two end portions. Each blade is supported by the support structure 110 from the radial direction Rs side via an elastomeric bearing 130.
[0028]
A through hole 83a penetrating in the radial direction is formed at an end portion on the radially outer side Rs side of each arm portion 83, and a curved surface that is a portion on the radially inner side Rk side that is inside each arm portion 83. The load transmitting member 84 is provided in the surface-like recessed portion 83b in a state of partial surface contact. The load transmitting member 84 faces the radially outer side Rs, and is formed with a curved convex portion 84a having an outer surface substantially the same as the inner surface of the curved concave portion 83b, and is formed radially outward from the curved convex portion 84a. A cylindrical portion 84b protruding in the direction Rs is formed.
[0029]
In this load transmission member 84, the cylindrical portion 84b passes through the through hole 83a, and is provided so as to partially protrude further outward in the radial direction than the arm portion 83. In this state, the curved convex portion 84a is provided. The curved surface recess 83b of the arm portion 83 is in surface contact over the entire region. An external thread is formed at the end of the cylindrical portion 84b in the radially outward direction Rs, the curved convex portion 84a is brought into contact with the curved concave portion 83b, and the cylindrical portion 84b is passed through the through hole 83a and radially outward. The load transmitting member 84 is connected to the arm portion 83 by projecting and attaching a spacer 57 to the end portion of the projecting cylindrical portion 84 b and screwing a nut 57 on which an internal thread is formed.
[0030]
An elastomeric bearing 130 is provided on the radially inner surface of each load transmitting member 84. The disk-shaped elastomeric bearing 130 includes a bearing body 85 as a laminated body, a first connecting member 86, and a second connecting member 87.
[0031]
The bearing main body 85 has a metal shim 85a (thin plate) as a rigid body formed in a partial spherical shape and a plurality of rubber layers 85b (elastic layers) as elastic bodies alternately stacked in the radial direction and acts in the stacking direction. The compression force to be supported can be supported, and displacement around the rotation center can be allowed by the elastic deformation of the rubber layer 85b. The displacement direction is a triaxial direction of rotation around the rotation center.
[0032]
A first connecting member 86 is provided at the end of the bearing body 85 on the radially inward Rk side, and a second connecting member 87 is provided at the end of the bearing body 85 on the radially outward Rs side. Thus, the first connecting member 86 and the second connecting member 87 are provided so as to sandwich the bearing body 85 from both sides in the stacking direction. The first connecting member 86 is connected to the end portion on the radially outward Rs side at the bottom of the yoke 18, and the second connecting member 87 is connected to the end portion on the radially inward Rk side of the load transmitting member 84. . The first blade support bearing means 130 allows the centrifugal force acting on the radially outward Rs by the rotation of the rotor blade 12 in a state where the flapping, dragging and feathering of the rotor blade 12 can be allowed. It is configured to transmit to the frame body 82 via the connecting member 86, the bearing body 85, the second connecting member 87 and the load transmitting member 84.
[0033]
A fitting hole 88 that opens to the inner side Rk in the radial direction is formed at the end of the yoke 18 on the inner side Rk in the radial direction. A spherical bearing serving as a second blade supporting bearing means is formed in the fitting hole 88. 89 is fitted and held by a retaining ring 90. The spherical bearing 89 supports each rotor blade 12 so as to be angularly displaceable around the same angular displacement center as the angular displacement center of the elastomeric bearing 130. A shaft-shaped member 91 that protrudes radially outward Rs is provided on the outer peripheral portion of the center support member 23. The shaft-like member 91 has a tapered shaft portion 91a on the radially inner side Rs side and a cylindrical shaft portion 91b on the radially outer side Rs side. The taper shaft portion 91a is formed so as to reduce in diameter as it becomes radially outward Rs, and the columnar shaft portion 91b is a cylindrical shape having the same outer diameter as the radially outer side end portion of the taper shaft portion 91a. The cylindrical shaft portion 91b is inserted into and supported by the spherical bearing 89 so as to be angularly displaceable about three axes orthogonal to the longitudinal direction of the rotor blade 12, and the rotor blade 12 is displaceable in the longitudinal direction and orthogonal 3 Supported to be angularly displaceable around the axis.
[0034]
When the rotor blade 12 flappings and drags, the shearing force acting on the rotor blade 12 in the direction along the rotor rotation axis L1 and in the circumferential direction is transmitted from the spherical bearing 89 through the shaft-shaped member 91 and the center support member 23. The frame body 82 is transmitted to the mast 81 from the frame body 82.
[0035]
A droop stop mechanism 80 is provided at an end of the rotor blade 12 on the radially inward Rk side to prevent the rotor blade 12 from dripping when the rotation of the rotor blade 12 is stopped. The droop stop mechanism 80 includes a support member 92, a lock pin 93, a stopper member 94, a compression coil spring 95, and the like. When the rotation is stopped or at a low speed, the radially inner end portion of the lock pin 93 protrudes inward in the radial direction by a predetermined distance due to the urging force of the compression coil spring 95. When the protruding portion 97 is internally engaged and restrained by the tapered engaged portion 98 of the cylindrical member 84b, the rotor blade 12 can be prevented from hanging down. During high speed rotation, the lock pin 93 moves radially outward Rs against the biasing force of the compression coil spring 95 due to centrifugal force, and the projecting portion 97 is detached from the engaged portion 98 to be in an unconstrained state. Become.
[0036]
According to the rotor hub structure 11 of the rotary wing aircraft 10 described above, the frame body 82 is integrally formed of a composite material, and the arm portion 83 of the frame body 82 is interposed with the load transmission member 84 that acts only on the compression force. An elastomeric bearing 130 is provided, and the rotor blade 12 is supported by the elastomeric bearing 130 from the radially outer side. In this way, the arm portion 83 supports the elastomeric bearing 130 via the load transmitting member 84, and a centrifugal force is applied to the frame body 82 without using a member such as a fastening part such as a bolt that exerts a bending force other than a compressive load. Can be transmitted. Thus, it is possible to provide a structure that can support the centrifugal force only by the main constituent members, thereby simplifying the structure, reducing the number of parts, and reducing the weight and improving the reliability.
[0037]
In particular, the plurality of arm portions 83 of the frame body 82 are formed in a U-shaped loop shape opening radially inward in a plane including the rotor rotation axis L1 and are arranged radially. The centrifugal force applied to the rotor hub structure 11 can be canceled efficiently, the size and weight of the frame body 82 can be made as small as possible, and the strength reliability thereof can be increased. In this way, the rotor hub structure 11 that is efficient in terms of strength can be obtained, and weight reduction and reliability improvement can be achieved. Further, since each arm portion 83 is formed in a U-shape that opens inward in the radial direction, the centrifugal force that acts on each arm portion 83 from the load transmission member 84 becomes a compressive force, and each load portion from the load transmission member 84 The resultant force of the shearing force acting on the arm 83 and the centrifugal force is also a compression force. Further, the weight can be further reduced by forming the frame body 82 of a composite material.
[0038]
Further, by making each arm portion 83 into a U-shape that is smoothly curved, such as a semicircular shape, a semi-elliptical shape, and a parabolic shape, local stress is prevented from being generated in each arm portion 83, The stress generated in the portion 83 can be reduced. By reducing the stress in this manner, the structure of the frame body 82 can be further reduced in size and further reduced in weight.
[0039]
Further, the load transmitting member 84 is shaped to correspond to the arm portion 83 of the frame body 82, and is brought into surface contact with the arm portion 83 over the entire area of the surface facing the arm portion 83 of the load transmitting member 84. When transmitting the centrifugal force, it is possible to prevent a large force from acting locally on the arm portion 83 and the load transmitting member 84, and to further improve the reliability. Further, by achieving such a contact state, it is possible to reliably achieve a state in which only the compressive force is applied to the load transmission member 84 when transmitting the centrifugal force to the arm portion 83.
[0040]
Further, the shearing force in the rotor rotation axis direction and the circumferential direction can be transmitted to the mast 81 by another spherical bearing 89 different from the elastomeric bearing 130. In this way, the frame body 82 can have a highly efficient structure as a structure that mainly supports centrifugal force. In addition, the shear force can be transmitted to the frame body 82 by the elastomeric bearing 130, and the shear force can be transmitted to a plurality of transmission paths. The reliability can be further improved.
[0041]
FIG. 5 is an explanatory view showing the relationship between the elastomeric bearing and the frame body. As a modified form in which the present embodiment is partially changed, as shown in FIG. 5A, a load transmitting member 84A may be provided integrally with an elastomeric bearing 130A as a first blade support bearing means. . However, the same reference numerals are given to the same members as those in the above embodiment, and the detailed description thereof is omitted. A load transmitting member 84A is integrally provided at the radially outer end of the bearing body of the elastomeric bearing 130A. Therefore, the structure of the rotor hub structure 11A can be simplified, and the rotor hub structure 11A can be quickly assembled.
[0042]
As shown in FIG. 5B, the load transmitting member 84B can be arranged in a spacer shape between the arm portion 83 and the elastomeric bearing 130B. According to the rotor hub structure 11B, the existing frame body 82 and the existing elastomeric bearing 130B can be applied. As shown in FIG.5 (c), you may provide the load transmission member 84C integrally with the arm part 83A formed with a composite material. According to the rotor hub structure 11C, the structure of the rotor hub structure 11C can be simplified, and the weight of the rotor hub structure 11C can be further reduced.
[0043]
As another embodiment of the present invention, the rotor hub structure of the present invention can be applied to a small and medium-sized rotorcraft. The number of rotor blades is not limited to four. In this case, according to the number of blades, the frame member is disposed so as to wrap in the plan view with respect to the length direction of the rotor blade. When the number of rotor blades is an odd number, for example, the odd number of arm portions are formed in a shape that loops substantially along an odd number of virtual planes including the rotor rotation axis L1. However, in practice, each arm portion is offset by a minute distance in the circumferential direction, so that each arm portion is formed in a shape that loops slightly offset from the corresponding virtual plane. In addition, various partial changes may be made to the embodiment without departing from the scope of the claims.
[0044]
【The invention's effect】
According to the first aspect of the present invention, the centrifugal force support body to which the plurality of rotor blades are coupled is integrally formed of the composite material, and the arm of the centrifugal force support body for supporting the centrifugal force and the shearing force. In the portion, there is provided an elastomeric first blade supporting bearing means formed by laminating an elastic body and a rigid body supported via a load transmission member in which only a compressive force including a shearing force and a centrifugal force acts, The first blade supporting bearing means supports the yoke provided at the radially inner end of the rotor blade from the radially outer side. The yoke is formed in a substantially U shape that is open outward in the radial direction when viewed in the rotor rotation axis direction. The first blade supporting bearing means is supported by the arm portion via the load transmitting member, and the centrifugal force can be transmitted to the centrifugal force support body without using a fastening component such as a bolt. Thus, it is possible to provide a structure that can support the centrifugal force only by the main constituent members, thereby simplifying the structure, reducing the number of parts, and reducing the weight and improving the reliability.
[0045]
In particular, the plurality of arms of the centrifugal force support are formed in a substantially U shape that opens radially inward in a plane including the rotor rotation axis, and are arranged radially, so that the rotor hub structure It is possible to efficiently cancel the centrifugal force applied to the centrifugal force, the size and weight of the centrifugal force support can be made as small as possible, and the strength reliability thereof can be increased. Further, the weight can be further reduced by forming the centrifugal force support by a composite material.
[0046]
According to the second aspect of the present invention, the local stress is applied to each arm portion by making each arm portion a substantially U-shape that smoothly curves, such as a semicircular shape, a semi-elliptical shape, and a parabolic shape. Can be prevented, and the stress generated in each arm portion can be reduced. By reducing the stress in this manner, the structure of the centrifugal force support can be further reduced in size and further reduced in weight.
[0047]
According to the third aspect of the present invention, the second blade supporting bearing means supports each rotor blade so as to be angularly displaceable about the same angular displacement center as the angular displacement center of the first blade supporting bearing means. In addition, the shear force in the rotor rotation axis direction and the circumferential direction can be transmitted to the mast by the second blade support bearing means. In this way, the centrifugal force support body can have a highly efficient structure as a structure that mainly supports the centrifugal force. In addition, the shear force can be transmitted to the centrifugal force support by the first blade support bearing means, and the shear force can be transmitted to a plurality of transmission paths. Can be made a redundant structure, and the reliability can be further improved.
[0048]
According to the fourth aspect of the present invention, since the load transmission member is provided integrally with the first blade support bearing means, the structure of the rotor hub structure can be simplified, and the rotor hub structure can be quickly formed. Can be assembled.
[0049]
According to the fifth aspect of the present invention, since the load transmission member is provided integrally with the arm portion formed of the composite material, the structure of the rotor hub structure can be simplified, and the structure of the rotor hub structure can be simplified. The weight can be further reduced.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a cross-sectional view showing a rotor hub structure 11 of a rotary wing aircraft 10 according to an embodiment of the present invention, partially cut by a plane including a rotor rotation axis L1.
FIG. 2 is a cross-sectional view showing the rotor hub structure partially cut by a plane perpendicular to the rotor rotation axis L1.
FIG. 3 is an end view taken along a cutting plane line AA in FIG. 2;
FIG. 4 is a cross-sectional view showing the main structure of a droop stop structure 80 during rotor rotation.
FIG. 5 is an explanatory diagram showing a relationship between an elastomeric bearing and a frame body.
6 is a cross-sectional view of a conventional rotor hub structure 1. FIG.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 Rotor aircraft 11 Rotor hub structure 12 Rotor blade 18 Yoke 81 Rotor mast 82 Frame body 83 Arm part 85 Bearing body 89 Spherical bearing 130 Elastomeric bearing

Claims

In a rotor hub structure in which a plurality of rotor blades are connected,
Each arm has a plurality of arm portions that are formed in a substantially U shape that opens inward in the radial direction in a plane including the rotor rotation axis and that are arranged radially when viewed in the rotation axis direction of the rotor. A centrifugal force support for supporting a centrifugal force and a shearing force, which is formed into a loop shape by being integrally formed with a composite material so that the portions are continuous at an end portion on the radially inner side;
Provided on the radially inward side of each arm part, and supported by each arm part via a load transmitting member in which centrifugal force and shearing force from the rotor blade acts in the compression direction, the end part on the radially inward side of the rotor blade A first elastomeric blade support that is formed by laminating an elastic body and a rigid body to support the yoke provided on the outer side in the radial direction while allowing angular displacement in the flap, lead lug, and feathering directions, respectively. and use bearing means only including,
The rotor is a rotor hub structure for a rotary wing aircraft, wherein the yoke is formed in a substantially U shape that is open outward in the radial direction when viewed in a rotor rotation axis direction .

The rotor hub structure for a rotary wing aircraft according to claim 1, wherein each arm portion has a substantially U shape that is smoothly curved.

Separately from the first blade support bearing means, the rotor blades are supported at angular positions about the same angular displacement center as the angular displacement center of the first blade support bearing means. The rotor hub structure for a rotary wing aircraft according to claim 2, further comprising second blade support bearing means for transmitting shearing forces in the rotor rotational axis direction and circumferential direction applied from the blades to the mast.

The rotor hub structure for a rotary wing aircraft according to claim 1, wherein the load transmitting member is provided integrally with the first blade support bearing means.

The rotor hub structure for a rotary wing aircraft according to claim 1, wherein the load transmission member is provided integrally with the arm portion.