阅读说明：本技术 一种直升机旋翼结构及其制造方法 (helicopter rotor structure and manufacturing method thereof ) 是由 孙海翔 古小文 周毅文 窦新国 姚雨辰 李聪 朱重庆 张航 杨宪辉 李南 王林 于 2019-09-17 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种直升机旋翼结构及其制造方法,该直升机旋翼结构包括旋翼蒙皮、翼尖配重盒、旋翼轴套、主梁、前缘配重丝、梳齿件和填充件。旋翼蒙皮内限定出填充腔,翼尖配重盒连接在填充腔的一端,翼尖配重盒内设有配重块,主梁的一端绕过旋翼轴套后与主梁的另一端连接在翼尖配重盒上,前缘配重丝的一端绕过旋翼轴套后与前缘配重丝的另一端连接在配重块上,梳齿件设在填充腔内,梳齿件将主梁分成多股,填充件填充在填充腔内以将旋翼轴套、主梁、前缘配重丝、旋翼轴套以及梳齿件固定在填充腔内。该直升机旋翼结构的旋翼蒙皮受力较小,降低了旋翼蒙皮开裂的可能,延长了直升机旋翼结构的寿命。(The invention discloses a helicopter rotor wing structure and a manufacturing method thereof. Inject the packing chamber in the rotor cover, the one end in packing the chamber is connected to the wingtip counter weight box, be equipped with the balancing weight in the wingtip counter weight box, the one end of girder is walked around behind the rotor axle sleeve and is connected on the wingtip counter weight box with the other end of girder, the one end of leading edge counter weight silk is walked around behind the rotor axle sleeve and is connected on the balancing weight with the other end of leading edge counter weight silk, broach spare is established at filling the intracavity, broach spare falls into the multistrand with the girder, the filling is filled in order to fix the rotor axle sleeve in the filling intracavity, the girder, the leading edge counter weight. The rotor wing skin of the helicopter rotor wing structure is low in stress, the possibility of cracking of the rotor wing skin is reduced, and the service life of the helicopter rotor wing structure is prolonged.)

一种直升机旋翼结构及其制造方法

技术领域

本发明涉及飞行技术领域，尤其涉及一种直升机旋翼结构及其制造方法。

背景技术

直升机旋翼是直升机飞行的“翅膀”，通过旋翼的旋转、挥舞、摆阵，可以使直升机做出各种飞行动作。直升机飞行时旋翼除了需要克服旋转产生的巨大离心力，还需要承受直升机在做各种机动动作时的产生的各种扭矩、弯矩、振动，以及复杂环境中各种冲击载荷，因此旋翼是直升机结构中受力情况最严峻的部件，其中旋翼弦长前25％-30％是旋翼载荷的集中区域，结构强度和刚度要求更高。传统直升机旋翼结构分为金属结构和复合材料结构两种形式，其中复合材料旋翼由于其良好的可设计性、较高的比强度和比模量、耐疲劳等优点，在行业内也越来越受到重视。一般而言复合材料旋翼主要构件包括：轴套镶件、旋翼蒙皮、主梁、前缘配重、翼尖配重、填充件等，这些构件在旋翼制造过程中共固化或分次固化成型。但是传统复合材料旋翼也有明显的缺点：

1、配重构件(前缘配重和翼尖配重)产生的载荷只能通过旋翼蒙皮传递到主梁和轴套上，旋翼蒙皮受力较大容易开裂。

2、旋翼蒙皮、填充件、主梁之间粘接面积比较小，粘接树脂承受的剪切应力水平较高，容易导致各构件间脱粘，降低了旋翼的使用寿命。

发明内容

本发明的目的在于提出一种直升机旋翼结构，该直升机旋翼结构的旋翼蒙皮受力较小，并且旋翼蒙皮、填充件以及主梁之间的粘接面积较大，降低了旋翼蒙皮脱粘和开裂的可能，延长了直升机旋翼结构的寿命。

本发明的另一个目的在于提出一种直升机旋翼结构的制造方法，采用该制造方法制造直升机旋翼能够降低旋翼内部结构疲劳破坏的几率，延长直升机旋翼的使用寿命。

为实现上述技术效果，本发明的技术方案如下：

一种直升机旋翼结构，包括：旋翼蒙皮，所述旋翼蒙皮由多层预浸料贴合形成，所述旋翼蒙皮内限定出填充腔；翼尖配重盒，所述翼尖配重盒连接在所述填充腔的一端，所述翼尖配重盒内设有配重块；旋翼轴套，所述旋翼轴套设在所述填充腔内；主梁，所述主梁设在所述填充腔内，所述主梁的一端绕过所述旋翼轴套后与所述主梁的另一端均伸出所述填充腔，且所述主梁伸出所述填充腔的两端均连接在所述翼尖配重盒上；前缘配重丝，所述前缘配重丝设在所述填充腔内，所述前缘配重丝的一端绕过所述旋翼轴套后与所述前缘配重丝的另一端均伸出所述填充腔，且所述前缘配重丝伸出所述填充腔的两端均连接在所述配重块上；梳齿件，所述梳齿件设在所述填充腔内，所述梳齿件将所述主梁分成多股；填充件，所述填充件填充在所述填充腔内以将所述旋翼轴套、所述主梁、所述前缘配重丝以及所述梳齿件固定在所述填充腔内。

本发明的直升机旋翼结构，由于前缘配重丝的一端绕过旋翼轴套后和另一端连接在配重块上，使得直升机旋翼结构旋转过程中产生的离心载荷直接传递到旋翼轴套和主梁上，降低了旋翼蒙皮和填充件受到的剪切应力，降低了旋翼蒙皮脱粘和开裂的几率，从而延长了直升机旋翼结构的使用寿命。并且梳齿件将主梁分成多个，增大了主梁、旋翼蒙皮和填充件之间的粘接面积，降低了粘接面的应力水平，延长了直升机旋翼结构的损伤容限和使用寿命。

在一些实施例中，所述旋翼轴套包括第一轴套和第二轴套，所述前缘配重丝的一端绕过所述第一轴套后在所述配重块上；部分所述主梁的一端绕过所述第一轴套后连接在所述翼尖配重盒上，另一部分所述主梁的一端绕过所述第二轴套后在所述翼尖配重盒上；其中，所述主梁缠绕在所述第一轴套上的位置与所述前缘配重丝绕在所述第一轴套上的位置沿所述第一轴套的轴向方向间隔设置。

在一些实施例中，所述前缘配重丝由钨丝或者不锈钢丝与环氧树脂缠绕成型。

在一些实施例中，所述主梁由玻璃纤维、碳纤维或者凯夫拉纤维浸润树脂后缠绕成型。

一种直升机旋翼结构的制造方法，所述直升机旋翼结构为前文所述的直升机旋翼结构，所述直升机旋翼结构的制造方法包括如下步骤：

S1：将多层预浸料贴合以预成型出所述旋翼蒙皮；

S2：绕制所述主梁与所述前缘配重丝，并且将所述主梁与所述前缘配重丝绕在所述旋翼轴套上；

S3：将所述旋翼蒙皮铺设在旋翼模具的下模上，并且将所述主梁、所述前缘配重丝、所述旋翼轴套、所述梳齿件及所述填充件放入所述旋翼模具内且置于所述旋翼蒙皮上；

S4：将所述旋翼轴套配合在所述旋翼模具内的销钉上，并且保持所述主梁与前缘配重丝处于张紧拉直状态；

S5：整理所述旋翼蒙皮以使所述旋翼蒙皮包裹住所述主梁、所述前缘配重丝、所述旋翼轴套、所述梳齿件及所述填充件；

S6：将所述旋翼模具的上模扣合在所述下模上，加热固化；

S7：将固化后的所述旋翼蒙皮从所述旋翼模具中取出，将所述翼尖配重盒连接在所述旋翼蒙皮上。

本发明实施例的直升机旋翼制造方法，由于先将多层预浸料贴合以预成型为旋翼蒙皮，再将其放在旋翼模具的下模上，避免了多层旋翼蒙皮铺贴过程中出现分离的现象；由于在固化过程中主梁和前缘配重丝始终处于张紧状态，使得主梁的前缘配重丝的受力更为均匀，从而提升了主梁和前缘配重丝的承载能力；由于在制造过程中需要将前缘配重丝的一端绕过旋翼轴套后和另一端连接在配重块上，降低了旋翼蒙皮和填充件受到的剪切应力，降低了旋翼蒙皮开裂的几率；由于在制造过程中采用梳齿件将主梁分成多股，增大了主梁、旋翼蒙皮和填充件之间的粘接面积，降低了粘接面的应力水平，延长了直升机旋翼结构的使用寿命。

在一些实施例中，所述旋翼蒙皮的预成型包括如下步骤：

Q1：将多层所述预浸料依次铺贴在蒙皮治具上；

Q2：将真空袋膜罩在多层所述预浸料的外侧，且在所述真空袋膜与所述蒙皮治具之间粘贴密封条；

Q3；将所述真空袋膜内的空间抽真空使多层所述预浸料贴合构成所述旋翼蒙皮。

在一些实施例中，在步骤Q1中，将多层所述预浸料依次铺贴在所述蒙皮治具上后，在最外侧的所述预浸料上铺贴金属包片。

在一些实施例中，所述蒙皮治具为马鞍形。

在一些实施例中，在步骤S7中，在将所述翼尖配重盒安装到固化后的所述旋翼蒙皮上之前，对所述旋翼蒙皮的进行修型打磨以使所述旋翼蒙皮与所述翼尖配重盒的接触面为平面。

在一些实施例中，所述旋翼模具的所述下模的一端上设有张紧装置，在步骤S4中，将所述旋翼轴套配合在所述销钉上后，将所述主梁与所述前缘配重丝的远离所述旋翼轴套的一端配合在所述张紧装置上以实现张紧，并且在步骤S5及步骤S6中，所述主梁与所述前缘配重丝保持张紧状态。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

图1是本发明

具体实施方式

提供的直升机旋翼结构的结构示意图。

图2是本发明具体实施方式提供的直升机旋翼结构的制造方法的步骤流程图。

图3是本发明具体实施方式提供的旋翼蒙皮预成型的结构示意图。

图4是本发明具体实施方式的旋翼模具的结构示意图。

图5是本发明具体实施方式的张紧装置的结构示意图。

附图标记：

1、旋翼蒙皮；11、蒙皮；2、翼尖配重盒；21、配重块；3、旋翼轴套；31、第一轴套；32第二轴套；4、主梁；5、前缘配重丝；6、梳齿件、7、填充件

100、蒙皮治具；110、真空袋膜；120、密封条；130、金属包片；

200、旋翼模具；210、下模；211、销钉；220；上模；

300、张紧装置；310、支架；320、张紧弹簧；330、张紧调整螺丝。

具体实施方式

为使本发明解决的技术问题、采用的技术方案和达到的技术效果更加清楚，下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征，用于区别描述特征，无顺序之分，无轻重之分。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

下面参考图1描述本发明实施例的直升机旋翼结构的具体结构。

如图1所示，本发明实施例的直升机旋翼结构包括旋翼蒙皮1、翼尖配重盒2、旋翼轴套3、主梁4、前缘配重丝5、梳齿件6和填充件7。旋翼蒙皮1由多层预浸料11贴合形成，旋翼蒙皮1内限定出填充腔，翼尖配重盒2连接在填充腔的一端，配重块21通过螺栓固定在配重盒内2，旋翼轴套3设在填充腔内，主梁4设在填充腔内，主梁4的一端绕过旋翼轴套3后与主梁4的另一端均伸出填充腔，且主梁4伸出填充腔的两端连接在翼尖配重盒2上，前缘配重丝5设在填充腔内，前缘配重丝5的一端绕过旋翼轴套3后与前缘配重丝5的另一端均伸出填充腔，且前缘配重丝5伸出填充腔的两端均连接在配重块21上，梳齿件6设在填充腔内，梳齿件6将主梁4分成多股，填充件7填充在填充腔内以将旋翼轴套3、主梁4、前缘配重丝5以及梳齿件6固定在填充腔内。

可以理解的是，在本发明中，前缘配重丝5的一端绕后旋翼轴套3后和另一端连接在配重块21上，不仅起到调整直升机旋翼结构重心的作用，而且能独立承担旋翼的离心力，即将直升机旋翼结构旋转时配重块21的离心载荷直接传递到旋翼轴套3和主梁4上，降低了旋翼蒙皮1及填充件7受到的剪切应力，从而降低了旋翼蒙皮1开裂的几率，延长了直升机旋翼结构的使用寿命。

与此同时，梳齿件6可以将主梁4分成多股，这样增大了主梁4与旋翼蒙皮1及填充件7之间的粘接面积，降低了粘接面的应力水平，从而降低了主梁4与旋翼蒙皮1、填充件7的脱粘几率，延长了直升机旋翼结构的使用寿命。

本发明的直升机旋翼结构，由于前缘配重丝5的一端绕过旋翼轴套3后和另一端连接在配重块21上，使得直升机旋翼结构旋转过程中产生的离心载荷直接传递到旋翼轴套3和主梁4上，降低了旋翼蒙皮1和填充件7受到的剪切应力，降低了旋翼蒙皮1脱粘和开裂的几率，从而延长了直升机旋翼结构的使用寿命。并且梳齿件6将主梁4分成多个，增大了主梁4、旋翼蒙皮1和填充件7之间的粘接面积，降低了粘接面的应力水平，延长了直升机旋翼结构的使用寿命。

在一些实施例中，旋翼轴套3包括第一轴套31和第二轴套32，前缘配重丝5的一端绕过第一轴套31后与另一端连接在配重块21上。部分主梁4的一端绕过第一轴套31后与另一端连接在翼尖配重盒2上，另一部分主梁4的一端绕过第二轴套32后与另一端连接在翼尖配重盒2上，主梁4缠绕在第一轴套31上的位置与前缘配重丝5绕在第一轴套31上的位置沿第一轴套31的轴向方向间隔设置。由此，能够较好地保证直升机旋翼结构的强度。主梁4缠绕在第一轴套31上的位置与前缘配重丝5绕在第一轴套31上的位置沿第一轴套31的轴向方向间隔设置，能够避免主梁4和前缘配重丝5绕在一起从而影响主梁4和前缘配重丝5的力传递功能。

在一些实施例中，前缘配重丝5由钨丝或者不锈钢丝与环氧树脂缠绕成型。可以理解的是，采用钨丝或者不锈钢丝作为前缘配重丝5能够保证前缘配重丝5的力学性能，既能较好地实现前缘配重丝5的调心功能又能较好地实现前缘配重丝5的传力功能。此外，前缘配重丝5还包括环氧树脂，这样在直升机旋翼结构的生产过程中中，经过加热固化后，前缘配重丝5能够较好地与填充件7以及旋翼蒙皮1连接，并且提高了前缘配重丝5的刚度，降低了前缘配重丝5发生形变的可能。有利地，钨丝或者不锈钢丝的直径为0.1mm-0.5mm。

当然，在本发明的其他实施例中，前缘配重丝5还可以采用其他金属丝与树脂材料缠绕而成，并不限于本实施例的钨丝、不锈钢丝以及环绕树脂。

在一些实施例中，主梁4由玻璃纤维、碳纤维或者凯夫拉纤维浸润树脂后缠绕成型。可以理解的是，主梁4包括玻璃纤维、碳纤维或者凯夫拉纤维这样在保证主梁4的质量较轻的前提下，保证了主梁4的力学性能，从而保证了整个直升机旋翼结构的力学性能。此外，主梁4是上述纤维浸润树脂后缠绕成型的，这样在直升机旋翼结构的生产过程中，经过加热固化后，主梁4能够较好地与填充件7以及旋翼蒙皮1连接，并且提高了主梁4的刚度，降低了主梁4发生形变的可能。当然，在本发明的其他实施例中，主梁4还可以采用其他纤维浸润树脂后缠绕成型，并不限于本发明的玻璃纤维、碳纤维或者凯夫拉纤维。

实施例：

下面参考图1描述本发明一个具体实施例的直升机旋翼结构。

如图1所示，实施例的直升机旋翼结构包括旋翼蒙皮1、翼尖配重盒2、旋翼轴套3、主梁4、前缘配重丝5、梳齿件6和填充件7。旋翼蒙皮1为多层粘接结构，旋翼蒙皮1内限定出填充腔，翼尖配重盒2连接在填充腔的一端，翼尖配重盒2内设有配重块21，旋翼轴套3包括第一轴套31和第二轴套32，第一轴套31和第二轴套32均设在填充腔内，第一轴套31位于第二轴套32的前侧。主梁4设在填充腔内，部分主梁4的一端绕过第一轴套31后与另一端连接在翼尖配重盒2上，另一部分主梁4的一端绕过第二轴套32后与另一端连接在翼尖配重盒2上，前缘配重丝5设在填充腔内，前缘配重丝5的一端绕过第一轴套31后与前缘配重丝5的另一端连接在配重块21上，梳齿件6设在填充腔内，梳齿件6将主梁4分成多股，填充件7填充在填充腔内以第一轴套31、第二轴套32、将主梁4、前缘配重丝5以及梳齿件6固定在填充腔内。

本实施例的直升机旋翼结构具有以下优点：

1、前缘配重丝5绕过旋翼轴套3并在翼尖处与翼尖配重盒2相连，使得前缘配重丝5可独立承受载荷，不仅起到调整旋翼重心作用，而且能独立承担旋翼的离心力，降低了旋翼蒙皮1和填充件7受到的剪切应力，降低了旋翼蒙皮1开裂的几率，从而延长了直升机旋翼结构的使用寿命。

2、主梁4通过梳齿件6分为多股，增大主梁4了与旋翼蒙皮1、填充件7的粘接面积，降低了粘接面的应力水平，降低了主梁4与旋翼蒙皮1、填充件7脱粘风险，提高旋翼寿命和损伤容限。

下面参考图2-图5描述本发明实施例的直升机旋翼结构的制造方法。

如图2所示，本发明实施例的直升机旋翼结构的制造方法，直升机旋翼结构为前文的直升机旋翼结构，直升机旋翼结构的制造方法包括如下步骤：

S1：将多层预浸料11贴合以预成型出旋翼蒙皮1；

S2：绕制主梁4与前缘配重丝5，并且将主梁4与前缘配重丝5绕在旋翼轴套3上；

S3：将旋翼蒙皮1铺设在旋翼模具200的下模210上，并且将主梁4、前缘配重丝5、旋翼轴套3、梳齿件6及填充件7放入旋翼模具200内且置于旋翼蒙皮1上；

S4：将旋翼轴套3配合在旋翼模具200内的销钉211上，并且保持主梁4与前缘配重丝5处于张紧状态；

S5：整理旋翼蒙皮1以使旋翼蒙皮1包裹住主梁4、前缘配重丝5、旋翼轴套3、梳齿件6及填充件7；

S6：将旋翼模具200的上模220扣合在下模210上，加热固化；

S7：将固化后的旋翼蒙皮1从旋翼模具200中取出，将翼尖配重盒2连接在旋翼蒙皮1上。

可以理解的是，在本发明的直升机旋翼结构的制造方法中，先将多层预浸料11采用贴合的方式预成型出旋翼蒙皮1，再将其放在旋翼模具200的下模210上，这样能够保证固化完成后多层旋翼蒙皮1紧密贴合在一起，从而避免了旋翼蒙皮1脱粘分层的现象。在固化过程中主梁4和前缘配重丝5始终处于张紧状态，使得主梁4和前缘配重丝5在固化前始终保证直线，使得主梁4的前缘配重丝5的受力更为均匀，从而提升了主梁4和前缘配重丝5的承载能力。

此外，由于在制造过程中需要将前缘配重丝5的一端绕过旋翼轴套3后和另一端连接在配重块21上，并且采用梳齿件6将主梁4分成多股，减小了旋翼蒙皮1和填充件7受到的剪切应力，降低了旋翼蒙皮1开裂的几率，同时主梁4、旋翼蒙皮1和填充件7之间的粘接面积增大，降低了粘接面的应力水平，延长了直升机旋翼结构的使用寿命。

本发明实施例的直升机旋翼制造方法，由于先将多层预浸料11采用贴合的方式预成型出旋翼蒙皮1，再将其放在旋翼模具200的下模210上，避免了旋翼蒙皮1脱粘分层的现象；由于在固化过程中主梁4和前缘配重丝5始终处于张紧状态，使得主梁4的前缘配重丝5的受力更为均匀，从而提升了主梁4和前缘配重丝5的承载能力；由于在制造过程中需要将前缘配重丝5的一端绕过旋翼轴套3后和另一端连接在配重块21上，降低了旋翼蒙皮1和填充件7受到的剪切应力，降低了旋翼蒙皮1开裂的几率；由于在制造过程中采用梳齿件6将主梁4分成多股，增大了主梁4、旋翼蒙皮1和填充件7之间的粘接面积，降低了粘接面的应力水平，延长了直升机旋翼结构的使用寿命。

在一些实施例中，旋翼蒙皮1的预成型包括如下步骤：

Q1：将多层预浸料11依次铺贴在蒙皮治具100上；

Q2：将真空袋膜110罩在多层预浸料11的外侧，且在真空袋膜110与蒙皮治具100之间粘贴密封条120；

Q3；将真空袋膜110内的空间抽真空以使多层旋翼蒙皮1贴合。

首先，需要说明的是，传统旋翼蒙皮的铺层方法一般为上下旋翼蒙皮分开铺贴法和整体包覆法，其中上下分开铺贴法会破坏旋翼蒙皮的完整性，而整体包覆法难以保证前缘部分旋翼蒙皮铺贴的密实度。而在本发明中，旋翼蒙皮1采用铺贴在蒙皮治具100上在通过抽真空使得多层预浸料11贴合的方法，较好地保证了加热固化后旋翼蒙皮1的粘接密实度，降低了直升机旋翼结构使用过程中旋翼蒙皮1脱粘分层的风险，延长了直升机旋翼结构的使用寿命。

在一些实施例中，在步骤Q1中，将多层预浸料11依次铺贴在蒙皮治具100上后，在最外侧的蒙皮11上铺贴金属包片130。由此，加热固化后贴合有金属包片130的旋翼蒙皮1的强度较好，抗变形能力较强，从而较好地避免了旋翼蒙皮1开裂的现象发生。

在一些实施例中，蒙皮治具100为马鞍形。由此，固化成型后旋翼蒙皮1的前缘部分贴合紧密，保证了前缘旋翼蒙皮1界面的结合质量，从而较好地避免了前缘旋翼蒙皮1出现脱粘分层的现象。

在一些实施例中，在步骤S7中，在将翼尖配重盒2安装到固化后的旋翼蒙皮1上之前，对旋翼蒙皮1的进行修型打磨以使旋翼蒙皮1与翼尖配重盒2的接触面为平面。由此，较好地保证了固化后的旋翼蒙皮1与翼尖配重盒2连接稳定性，从而保证了整个直升机旋翼结构稳定性。

在一些实施例中，旋翼模具200的下模210的一端上设有张紧装置300，在步骤S4中，将旋翼轴套3配合在销钉211上后，将主梁4与前缘配重丝5的远离旋翼轴套3的一端配合在张紧装置300上以实现张紧，并且在步骤S5及步骤S6中，主梁4与前缘配重丝5保持张紧状态。

需要说明的是，现有技术中的主梁一般为人手工铺附，主梁内部纤维直线度无法保证，导致主梁纤维无法充分发挥作用，承载能力降低。而在本发明中将主梁4和前缘配重丝5放入旋翼模具200的下模210后采用张紧装置300使得主梁4和前缘配重丝5始终处于张紧状态，使得主梁4和前缘配重丝5在固化前始终保证直线，使得主梁4的前缘配重丝5的受力更为均匀，从而提升了主梁4和前缘配重丝5的承载能力。

在一些具体的实施例中，张紧装置300包括支架310、张紧弹簧320和张紧调整螺丝330，支架310连接在旋翼模具200的下模210上，张紧调整螺丝330可转动的设在支架310上，张紧弹簧320的一端勾设在主梁4和前缘配置丝上，另一端勾设在张紧调整螺丝330上。由此，在制造直升机旋翼结构的过程中，用户可以方便地通过调整张紧调整螺丝330实现对张紧力的调整。

实施例：

下面描述本发明一个具体实施例的直升机旋翼制造方法实施步骤：

第一步：将多层预浸料贴合以预成型出旋翼蒙皮，旋翼蒙皮1的预成型需要按照如下步骤：

Q1：将多层预浸料11依次铺贴在蒙皮治具100上，并且在最外层蒙皮11上铺贴金属包片130；

Q2：将真空袋膜110罩在多层预浸料11的外侧，且在真空袋膜110与蒙皮治具100之间粘贴密封条120；

Q3；将真空袋膜110内的空间抽真空以使多层预浸料11和金属包片130贴合。

第二步：将预成型的旋翼蒙皮1铺设在旋翼模具200的下模210上，并且将主梁4、前缘配重丝5、旋翼轴套3、梳齿件6及填充件7放入旋翼模具200内；

第三步：将旋翼轴套3配合在旋翼模具200内的销钉211上，将持主梁4与前缘配重丝5的远离旋翼轴套3一端勾设在张紧弹簧320上，调整张紧调整螺丝330使得主梁4和前缘配重丝5处于张紧状态；

第四步：整理旋翼蒙皮1以使旋翼蒙皮1包裹住主梁4、前缘配重丝5、旋翼轴套3、梳齿件6及填充件7；

第五步：将旋翼模具200的上模220扣合在下模210上，加热固化；

第六步：将固化后的旋翼蒙皮1从旋翼模具200中取出，对加热固化后的旋翼蒙皮1进行修型打磨，并且将翼尖配重盒2连接在旋翼蒙皮1上，并且将主梁4连接在翼尖配重盒上，前缘配重丝5连接在配重块31上。

在本说明书的描述中，参考术语“有些实施例”、“其他实施例”、等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

以上内容仅为本发明的较佳实施例，对于本领域的普通技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。