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[0001]
本实用新型涉及一种简单易行的桨叶结构，主要用于多叶片可变桨距旋翼，特别是直升机尾桨。


背景技术：

[0002]
现有技术存在的缺点是：桨叶不可以单独拆卸和互换，制造成本高，不容易维护，可靠性较低。


技术实现要素：

[0003]
本实用新型提供一种可变桨距旋翼的桨叶结构，以解决现有技术存在的桨叶不可以单独拆卸和互换，制造成本高，不容易维护，可靠性较低的问题。
[0004]
本实用新型的技术方案是：一种可变桨距旋翼的桨叶结构，包括翼梁和包覆在其外的、具有空气动力学外形、采用合成材料制成的桨叶本体，在桨叶本体的根部设有与其一体结构的变距套筒，在该变距套筒根部的缩径端的顶端设有向外突出的变距摇臂；该翼梁由根部的扭梁、中部翼梁和主翼梁三段组成，在该扭梁的根部设有安装通孔，其特征在于，所述的扭梁与中部翼梁的一端之间通过夹紧装置相互连接，中部翼梁与主翼梁为一体结构；所述的扭梁、中部翼梁和主翼梁均为多层金属或复合材质的薄片结构，中部翼梁在其靠近根部处的厚度减小，形成减薄台阶；或扭梁采用金属材料，中部翼梁和主翼梁采用复合材料。
[0005]
所述的夹紧装置采用左右对称的两个螺栓，并在螺钉头与翼梁之间设有垫圈；两个螺栓的首尾安装方向相反以保证重量平衡。
[0006]
沿所述的主翼梁的两边等间隔设有多个牙形凸起。
[0007]
所述的变距套筒的外周面为圆锥面；该变距套筒的内面对根部的一端中心为圆锥形凹槽。
[0008]
所述的扭梁与主翼梁之间的连接处的两边设有弧形凸起，以扩展宽度。
[0009]
本实用新型的优点是：单独可拆卸，可互换，更低的制造成本，更容易维护，可靠性更高。
附图说明
[0010]
图1是本实用新型的整体结构示意图；
[0011]
图2是图1中翼梁的结构示意图；
[0012]
图3是图1的a-a剖视图；
[0013]
图4是图1中翼梁的结构俯视图。
[0014]
附图标记说明：5、中部翼梁，6、扭梁，7、主翼梁，9、弧形凸起，10、圆锥形凹槽，12、安装通孔，13、桨叶本体，14、牙形凸起，17、夹紧装置， 18、螺帽，19、螺母，20、减薄台阶，21、变距套筒，22、缩径端，23、圆锥面，24、变距摇臂。
具体实施方式
[0015]
参见图1-图4，本实用新型一种可变桨距旋翼的桨叶结构，包括翼梁和包覆在其外的桨叶本体13，在桨叶本体13的根部设有与其一体结构的变距套筒21，在该变距套筒21根部的缩径端22的顶端设有向外突出的变距摇臂24；该翼梁由根部的扭梁6、中部翼梁5和主翼梁7三段组成，在该扭梁6的根部设有安装通孔12，其特征在于，所述的扭梁6与中部翼梁5的一端之间通过夹紧装置17 相互连接，中部翼梁5与主翼梁7为一体结构。
[0016]
所述的变距套筒21的外周面为圆锥面23；该变距套筒21的内面对根部的一端中心为圆锥形凹槽10,为翼梁提供挥舞、摆振活动空间及节省重量。
[0017]
所述的扭梁(6)与主翼梁(7)之间的连接处的两边设有弧形凸起(9)，以扩展宽度。所述的扭梁6、中部翼梁5和主翼梁7均为多层金属或复合材质的薄片结构，中部翼梁5在其靠近根部处(与夹紧装置17相邻处)的厚度减小，形成减薄台阶20；或扭梁6采用金属材料，中部翼梁5和主翼梁7采用复合材料。
[0018]
翼梁5为扭梁6沿桨叶展向的直线延伸，设置夹紧装置17，保证离心力在翼梁5与扭梁6之间的均匀传递。夹紧装置17可采用螺栓，并在螺钉头与翼梁之间插入垫圈。两个螺栓的螺帽18和螺母19的安装方向相反以保证重量平衡。翼梁5为扭梁6在结构上的关系是沿桨叶展向并且是直线，如此，夹紧装置17 才能均匀传递离心力；夹紧装置17从结构上起连接的作用。
[0019]
桨叶本体13具有空气动力学外形，采用合成材料，包裹在翼梁周围形成密闭结构。为防止成型过程中出现填充缺陷，可沿主翼梁7等间距布置多个牙形凸起14。
[0020]
桨叶本体13在根部具有管状结构，带有变距套筒21。变距套筒21与桨叶本体13集成在一起。变距套筒21根部的变距摇臂24，在此变距摇臂24施加扭转力，由扭梁6的扭转变形实现桨叶的变距运动。

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