(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ブレードコネクタ（１２４）を備えたローターハブ（１０４）、及び
ラグフィッティングアセンブリ（２０２）を含む複合材ブレード（１０２）を備え、前記ラグフィッティングアセンブリ（２０２）は、
ラグフィッティング開口部（１１６）を含むフィッティングコア（２１０）、
前記ラグフィッティング開口部（１１６）内に結合されたラグブッシング（２０４）、及び
前記フィッティングコア（２１０）を実質的に取り囲む外側フィッティング（２１２）を備え、
前記外側フィッティング（２１２）は、ウェブ部（２２０）を含み、
前記ウェブ部（２２０）は、複数のウェブ支持体（２５０）を含む、
航空機システム（１００）。
【請求項２】
前記複数のウェブ支持体（２５０）は、複数の空洞（２５４）を形成する、請求項１に記載の航空機システム（１００）。
【請求項３】
前記ウェブ部（２２０）は、切断された楕円を形成する、請求項１又は２に記載の航空機システム（１００）。
【請求項４】
前記ラグブッシング（２０４）は、第１の荷重伝達経路（２１８）を提供するように構成される、請求項１から３のいずれか一項に記載の航空機システム（１００）。
【請求項５】
前記外側フィッティング（２１２）は、第２の荷重伝達経路（２６０）を提供するように構成される、請求項１から４のいずれか一項に記載の航空機システム（１００）。
【請求項６】
前記ローターハブ（１０４）を前記複合材ブレード（１０２）に結合させるように構成されたラグアタッチメント（２０６）を更に備える、請求項１から５のいずれか一項に記載の航空機システム（１００）。
【請求項７】
前記ラグアタッチメント（２０６）は、プリロードクランピングブッシング、ピンタイプの接合部、ブッシング、ラグボルト、ラグボルトアセンブリ、心棒、及びコッタピンのうちの少なくとも１つである、請求項６に記載の航空機システム（１００）。
【請求項８】
前記複合材ブレード（１０２）は、ルート端部を含む、請求項１から７のいずれか一項に記載の航空機システム（１００）。
【請求項９】
前記ラグフィッティングアセンブリ（２０２）は、前記ルート端部内に結合される、請求項８に記載の航空機システム（１００）。
【請求項１０】
前記外側フィッティング（２１２）の少なくとも一部分が、少なくとも５センチメートルの翼弦長を有する、請求項１に記載の航空機システム（１００）。
【請求項１１】
複合材構造体内のベアリング応力を低減させるための方法（３００）であって、前記方法は、
複合材構造体を提供すること（３０２）、
前記複合材構造体に結合されたフィッティングコア（２１０）を提供すること（３０４）、及び
前記フィッティングコア（２１０）を実質的に取り囲む外側フィッティング（２１２）を提供すること（３０６）を含み、
前記外側フィッティング（２１２）は、ウェブ部（２２０）を含み、
前記ウェブ部（２２０）は、複数のウェブ支持体（２５０）を含む、
方法（３００）。
【請求項１２】
前記フィッティングコア（２１０）内に結合されたラグブッシング（２０４）を提供すること（３０８）を更に含む、請求項１１に記載の方法（３００）。
【請求項１３】
外側フィッティング（２１２）を提供すること（３０６）は、前記ウェブ部（２２０）の幅対厚さの比率を調整することによって、前記ウェブ部（２２０）内に所定量のベアリング応力が分散されるように、外側フィッティング（２１２）を提供することを更に含む、請求項１２に記載の方法（３００）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
連邦支援の研究開発に関する陳述
本発明は、契約番号、ＰｈａｓｅＩＶ：Ｗ９１１Ｗ６‐０７‐Ｄ‐０００２‐００２０  ａｗａｒｄｅｄ  ｂｙ  ｔｈｅ  Ｕ．Ｓ．Ａｒｍｙの下で、政府の支援を受けてなされた。政府は、本発明について特定の権利を有する。
【０００２】
本開示の分野は、概して、複合材構造体に関し、特に、回転する複合材ブレード内のベアリング応力を低減させるための方法及びシステムに関する。
【背景技術】
【０００３】
概して、遠心力により回転している複合材ブレードにもたらされる応力又は荷重は、ブレードの寿命サイクルに悪影響を与え得る。複合材ブレードに与えられる応力を低減させるための幾つかの方法は、重量及び空力抵抗を増加し得る。重量及び／又は空力抵抗を実質的に増加させない、複合材構造体（例えば、回転ブレード）上の応力を低減させるための方法及びシステムが必要である。
【発明の概要】
【０００４】
一つの態様では、航空機システムが提供される。航空機システムは、ブレードコネクタを含んだローターハブ、及びラグフィッティングアセンブリ（ｌｕｇ  ｆｉｔｔｉｎｇ  ａｓｓｅｍｂｌｙ）を含んだ複合材ブレードを含む。ラグフィッティングアセンブリは、ラグフィッティング開口部を含んだフィッティングコア、ラグフィッティング開口部内に結合されたラグブッシング（ｌｕｇ  ｂｕｓｈｉｎｇ）、及びフィッティングコアを実質的に取り囲む外側フィッティングを含む。
【０００５】
別の態様では、複合材構造体内のベアリング応力を低減させるための方法が提供される。方法は、複合材構造体を提供すること、複合材構造体に結合されたフィッティングコアを提供すること、及びフィッティングコアを実質的に取り囲む外側フィッティングを提供することを含み、外側フィッティングはウェブ部分を含む。
【０００６】
更に別の態様では、複合材内の接合部を強化するための装置が提供される。装置は、ラグフィッティング開口部を含んだフィッティングコア、ラグフィッティング開口部内に結合されたラグブッシング、及びフィッティングコアを実質的に取り囲む外側フィッティングを含む。
【０００７】
上述の特徴、機能、及び利点は、様々な実施形態において独立に実現することが可能であり、また別の実施形態において組み合わせることも可能である。これらの実施形態について、以下の説明および添付図面を参照して更に詳細に説明する。
【０００８】
更に、本開示は、以下の条項による実施形態を含む。
条項１
複合材内の接合部を強化するための装置であって、前記装置は、
ラグフィッティング開口部を含んだフィッティングコア、前記ラグフィッティング開口部内に結合されたラグブッシング、及び前記フィッティングコアを実質的に取り囲む外側フィッティングを含む、装置。
条項２
前記外側フィッティングは、ウェブ部分を含む、条項１に記載の装置。
条項３
前記ウェブ部分は、複数のウェブ支持体を含む、条項１又は２に記載の装置。
条項４
前記ラグブッシングは、第１の荷重伝達経路を提供するように構成される、条項１から３のいずれか一つに記載の装置。
条項５
前記外側フィッティングは、第２の荷重伝達経路を提供するように構成される、条項１から４のいずれか一つに記載の装置。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】航空機に使用されるための例示的なブレードシステムの図である。
【図２】図１で示されるブレードの側面斜視図である。
【図３】図２で示されるブレードの断面図である。
【図４】図３で示されるラグフィッティングアセンブリの斜視図である。
【図５】図１で示されるブレードを使用して実施され得る例示的な方法のフローチャートである。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
本明細書で説明されるシステム及び方法は、複合材ブレード及び／又はブレードルートから１以上のブッシングを介して金属製のラグアタッチメント接合部へ、力を伝達することを容易にする。
【００１１】
図１は、航空機に使用されるための例示的なブレードシステム１００の図である。本明細書で使用されるように、「航空機」という用語は、飛行機、無人機（ＵＡＶ）、グライダー、ヘリコプター、及び／又は空域中を移動する任意の他の物体を含むことができるが、これらに限定されるものではない。例示的な実施形態では、ブレードシステム１００は、ヘリコプターに使用されるように構成される。代替的に、ブレードシステム１００は、航空機及び風力タービンを含んだ、ブレードの使用を必要とする任意のシステムに使用されるように構成され得るが、それらに限定されるものではない。ブレードシステム１００は、回転ブレード１０２及びローターハブ１０４を含む。例示的な実施形態では、回転ブレード１０２は、編組（ｂｒａｉｄｅｄ）炭素エポキシ複合材及び樹脂トランスファー成形（ＲＴＭ）積層板を含んだ、複合材ヘリコプター回転ブレードである。代替的に、回転ブレードは、推力の提供を容易にする任意の材料から製作され得る。回転ブレード１０２は、ブレード翼型セクション１０６、ブレードルート１０８、及び翼型セクション１０６とブレードルート１０８との間に位置決めされたルート移行セクション１１０を含む。ブレードルート１０８は、ブレード桁アセンブリ１１１と一体に形成される。回転ブレード１０２は、また、ピッチ制御装置１１２、及びラグ開口部１１６を有する（以下により詳細に示される）ラグアタッチメント接合部を有するブレードラグアタッチメントセクション１１４を含む。ローターハブ１０４は、ハブストラップパック（ｈｕｂ  ｓｔｒａｐ  ｐａｃｋ）１２０、ハブセクション１２２、及びブレードコネクタ１２４を含む。
【００１２】
ローターハブ１０４は、軸１２６を介して（図示せぬ）ラグアタッチメントによってブレードコネクタ１２４をブレードラグアタッチメントセクション１１４に結合させることによって、回転ブレード１０２に結合するように構成される。例示的な実施形態では、ラグアタッチメントはラグボルト（ｌｕｇ  ｂｏｌｔ）であるが、ラグアタッチメントは、プリロードクランピングブッシング（ｐｒｅｌｏａｄ  ｃｌａｍｐｉｎｇ  ｂｕｓｈｉｎｇ）、ピンタイプの接合部、ブッシング、ラグボルトアセンブリ、心棒（ａｘｌｅ）、及びコッタピン（ｃｏｔｔｅｒ  ｐｉｎ）を含んだ、ブレード１０２をハブ１０４に結合させることを容易にする任意のアタッチメント装置であり得るが、それらに限定されるものではない。例示的な実施形態では、一緒に結合された場合に、回転ブレード１０２及びローターハブ１０４は、軸１３０の周りで回転し推力を生成するように構成される。動作では、回転ブレード１０２は、回転する際に、ルート端部反力１３４をもたらし、それによってハブ反力１３６をもたらす遠心力１３２を生成する。ハブ反力１３６は、ラグアタッチメント接合部及びラグ開口部１１６内に複合材ベアリング応力をもたらし得る。以下により詳細に説明されるように、本開示のラグアタッチメント接合部は、これらの複合材ベアリング応力を低減させ及び／又は再分散するように構成される。一実施態様では、ストラップパック１２０は、遠心力１３２からもたらされる反力１３６を吸収するように構成される。
【００１３】
図２は、図１で示されるブレード１０２の側面斜視図であり、図３は、Ａ‐Ａ線に沿ってとられた（図２に示される）ブレード１０２の断面図である。ブレード１０２は、ブレードルート１０８の中に結合されたラグアタッチメント接合部２００を含む。アタッチメント接合部２００は、ラグフィッティングアセンブリ２０２、ラグブッシング２０４、及びラグアタッチメント２０６を含む。例示的な実施形態では、ラグブッシング２０４は、ブレードルート１０８及びフィッティングアセンブリ２０２のラグ開口部１１６内に結合される。フィッティングアセンブリ２０２は、ラグブッシング２０４に結合され又は取り付けられ、ベアリング応力に対抗してブレードルート１０８を強化する。例示的な実施形態では、ブッシング２０４は、冷間加工を介してアセンブリ２０２に結合される。代替的に、ブッシング２０４は、拡散接合、超塑性拡散接合、溶接、及び／又ははんだ付けを含んだ、ブレード１０２の応力を低減させることを容易にする任意の方式で、アセンブリ２０２に結合され得るが、それらに限定されるものではない。例示的な実施形態では、ブッシング２０４及びアセンブリ２０２は、硬化後に荷重伝達が分配されるのを保証するために、密接な適合及び接触を提供する適切な熱膨張係数（ＣＴＥ）特性を有する材料から製作される。幾つかの実施形態では、ブッシング２０４及びアセンブリ２０２のうちの少なくとも１つが、チタニウム及び耐食性のスチール（ステンレススチール）を含んだ少なくとも１つの金属から製作され得るが、それらに限定されるものではない。動作では、遠心荷重（ＣＦ）又は軸方向荷重２１６が生成される際に、ブッシング２０４は、ラグアタッチメント２０６からブッシング２０４へのベアリング応力の実質的に一様な荷重伝達経路２１８を提供し、それによって、ブレードルート１０８を、それにもたされたベアリング応力から保護する。
【００１４】
例示的な実施形態では、ラグフィッティングアセンブリ２０２は、外側フィッティング２１２と結合され及び／又は一体にされたフィッティングコア２１０を含む。フィッティングコア２１０は、ピッチベアリング２１４を受け入れるように構成された機構を含む。ピッチベアリング２１４は、ブレード１０２の曲げモーメントに対する反応点を提供する。ピッチベアリング２１４は、また、ルート端部１０８及び、それ故、回転ブレード１０２がピッチを変えることを可能にする。一実施形態では、ルート端部１０８は、ピッチベアリング２１４によってアセンブリ２０２に結合される。
【００１５】
図４は、（図３で示される）ラグフィッティングアセンブリ２０２の斜視図である。外側フィッティング２１２は、実質的にフィッティングコア２１０を取り囲み、ウェブ部分２２０を含む。例示的な実施形態では、フィッティングコア２１０は、第１のセクション２３０、第２のセクション２３２、及び第３のセクション２３４を含む。第１のセクション２３０は、実質的に円錐状であり、ピッチベアリング２１４に結合するように構成される。第１のセクション２３０は、約２．３７５インチの直径を有する。第２のセクション２３２は、実質的に正方形状であり、そこに形成されたラグ開口部１１６を含み、ブッシング２０４が開口部１１６内に結合されることを可能にする。第２のセクション２３２は、約１．８インチの内接円直径を有する。第３のセクション２３４は、実質的に円筒形状であり、第２のセクション２３２に結合され、約１．０８インチの直径を有する。代替的に、セクション２３０、２３２、及び２３４は、本明細書で説明されるような荷重の伝達を容易にする任意のサイズ及び形状を有し得る。
【００１６】
例示的な実施形態では、ウェブ部分２２０が、第３のセクション２３４から翼弦方向２３６の外側に延伸し、切断された楕円（ｔｒｕｎｃａｔｅｄ  ｅｌｌｉｐｓｅ）を形成する。例示的な実施形態では、ウェブ部分の外面２３８が、約２．８８インチの翼弦方向２３６の長さ２４０を有する。そのようにして、長さ２４０は、いずれのセクション２３０、２３２、及び２３４よりも、翼弦方向２３６において更に延伸する。ウェブ部分の外面２３８は、約２．２７インチのフラップ方向（ｆｌａｐｗｉｓｅ  ｄｉｒｅｃｔｉｏｎ）２４４の長さ２４２を有する。ウェブ部分の外面２３８は、０．９０４の離心率を有する楕円２４６を画定する。そのようにして、ウェブ２２０は１．２５インチの深さを有する。代替的に、ウェブ部分２２０は、本明細書で説明される荷重の分散を容易にする、任意の長さ２４０、高さ２４２、深さ、及び離心率を有する。
【００１７】
ウェブ部分２２０は、第３のセクション２３４から外向きに延伸する複数のウェブ支持体２５０を含む。ウェブ支持体２５０は、隣接する支持体２５０の間で画定された空洞２５２を形成するように構成される。例示的な実施形態では、ウェブ部分２２０は、４つの空洞２５２を形成する４つのウェブ支持体２５０を含む。代替的に、ウェブ部分２２０は、任意の数の空洞を形成する任意の数のウェブ支持体２５０を含むことができる。ウェブ支持体２５０の使用は、荷重下でのウェブ部分２２０の座屈及び／又は圧壊に対する抵抗を提供する。ウェブ支持体２５０は、また、十分な強度を提供するために、ラグ開口部１１６で必要とされる複合材プライの厚さ及び数を低減させる。ラグ開口部１１６における複合材プライの低減は、ブレードルート１０８内での支持のために必要とされるプライの数を低減させ、ブレード１０２がより少ない重量を有し空力抵抗を低減させることを可能にする。
【００１８】
動作では、アセンブリ２０２が、遠心力１３２からもたらされる反力１３６を吸収するように構成された第２の荷重経路２６０を提供する。ウェブ部分２２０の切断された楕円形状は、開口部１１６における第２のセクション２３２からブレード翼型形状アウトボード（ｏｕｔｂｏａｒｄ）ラグアタッチメント２０６への、（インボードとアウトボードとの）急速な移行の手段を提供する。翼弦方向２３６に主要軸を有するウェブ部分２２０によって画定された楕円形状２４６は、荷重がフラップ方向の平面２４４に対する翼弦方向の平面２３６において偏ることを可能にする。そのようにして、ウェブ部分２２０は、基本形状（例えば、正方形状又は円筒形状）から楕円形状への一様な幾何学的移行を可能にする。
【００１９】
図５は、図１で示されたブレード１０２などの複合材構造体内のベアリング応力を低減させるための例示的な方法３００のフローチャートである。方法３００は、複合材構造体を提供すること（３０２）を含む。例示的な実施形態では、複合材構造体は、ブレード１０２などのブレードである。複合材構造体に結合されたフィッティングコア２１０が提供される（３０４）。方法３００は、また、フィッティングコア２１０を実質的に取り囲む外側フィッティング２１２を提供すること（３０６）を含む。例示的な実施形態では、外側フィッティング２１２はウェブ部分２２０を含む。付加的に、ラグブッシング２０４が提供され（３０８）、フィッティングコア２１０内に結合される。幾つかの実施形態では、外側フィッティング２１２を提供すること（３０６）は、ウェブ部分２２０の幅対厚さの比率とブレード幅方向の深さとを調整することによって、ウェブ部分２２０に所定量のベアリング応力が分散されるように、外側フィッティング２１２を提供すること（３０６）を含む。
【００２０】
本明細書で説明された実施形態は、複合材ブレード及び／又はブレードルートから１以上のブッシングを介して金属製のラグアタッチメント接合部へ、力及びベアリング応力を伝達することを容易にする。本明細書で説明されたフィッティングは、ブレードが支持のためにラグアタッチメントの周りにより少ないプライを使用する製作を要求することを可能にする、必要な荷重搬送機能を実行するウェブ支持体を有するウェブ部分を含む。ブレードにおけるプライの低減は、ブレードが重量を削減しつつ、低い空力抵抗を達成することを可能にする。ウェブ部分及びウェブ支持体の使用は、また、より高い疲労寿命を提供し、ブレードの製造及びアセンブリ費用を低減させる。
【００２１】
本発明の様々な実施形態の具体的な特徴が、ある図では示されておりその他の図では示されていないことがあるが、これは利便性によるものに過ぎない。本発明の原理によれば、図面のいかなる特徴も、任意の他の図面の任意の特徴と組み合わせて参照され及び／又は特許請求され得る。航空機が全体を通して一実施例として使用されてきたが、電気自動車又は自動車、船舶、宇宙船、及び／又はタービンなどの他の実施態様が本明細書で説明された方法及びシステムと共に使用され得ることは、可能である。
【００２２】
本明細書では、最良のモードを含め、様々な実施態様を開示する実施例を使用しているため、当業者は任意の機器やシステムの作成ならびに使用、及び組込まれた任意の方法の実施を含む実施態様を実行することができる。特許性の範囲は、特許請求の範囲によって画定され、当業者が想到する他の例も含み得る。このような他の例は、それらが特許請求の範囲の文言と異ならない構成要素を有する場合、あるいは、それらが特許請求の範囲の文言とわずかに異なる均等な構成要素を有する場合は、特許請求の範囲の範囲内にあることを意図する。
本発明は以下に記載する態様を含む。
（態様１）
ブレードコネクタを備えたローターハブ、及び
ラグフィッティングアセンブリを含む複合材ブレードを備え、前記ラグフィッティングアセンブリは、
ラグフィッティング開口部を含むフィッティングコア、
前記ラグフィッティング開口部内に結合されたラグブッシング、及び
前記フィッティングコアを実質的に取り囲む外側フィッティングを備える、航空機システム。
（態様２）
前記外側フィッティングは、ウェブ部分を含む、態様１に記載の航空機システム。
（態様３）
前記ウェブ部分は、複数のウェブ支持体を含む、態様２に記載の航空機システム。
（態様４）
前記複数のウェブ支持体は、複数の空洞を形成する、態様３に記載の航空機システム。
（態様５）
前記ウェブ部分は、切断された楕円を形成する、態様２に記載の航空機システム。
（態様６）
前記ラグブッシングは、第１の荷重伝達経路を提供するように構成される、態様１から５のいずれか一項に記載の航空機システム。
（態様７）
前記外側フィッティングは、第２の荷重伝達経路を提供するように構成される、態様１から６のいずれか一項に記載の航空機システム。
（態様８）
前記ローターハブを前記複合材ブレードに結合させるように構成されたラグアタッチメントを更に備える、態様１から７のいずれか一項に記載の航空機システム。
（態様９）
前記ラグアタッチメントは、プリロードクランピングブッシング、ピンタイプの接合部、ブッシング、ラグボルト、ラグボルトアセンブリ、心棒、及びコッタピンのうちの少なくとも１つである、態様８に記載の航空機システム。
（態様１０）
前記複合材ブレードは、ルート端部を含む、態様１から９のいずれか一項に記載の航空機システム。
（態様１１）
前記ラグフィッティングアセンブリは、前記ルート端部内に結合される、態様１０に記載の航空機システム。
（態様１２）
前記外側フィッティングの少なくとも一部分が、少なくとも２インチの翼弦長を有する、態様１に記載の航空機システム。
（態様１３）
複合材構造体内のベアリング応力を低減させるための方法であって、前記方法は、
複合材構造体を提供すること、
前記複合材構造体に結合されたフィッティングコアを提供すること、及び
前記フィッティングコアを実質的に取り囲み、ウェブ部分を含む外側フィッティングを提供することを含む、方法。
（態様１４）
前記フィッティングコア内に結合されたラグブッシングを提供することを更に含む、態様１３に記載の方法。
（態様１５）
外側フィッティングを提供することは、前記ウェブ部分の幅対厚さの比率を調整することによって、前記ウェブ部分内に所定量のベアリング応力が分散されるように、外側フィッティングを提供することを更に含む、態様１４に記載の方法。
【図１】
0006301461.tif 000002
【図２】
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【図３】
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【図４】
0006301461.tif 000005
【図５】
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